運載火箭多學科概念設計軟件構建技術研究

肖 進,杜可君,馬蘇宏

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

運載火箭多學科概念設計軟件構建技術研究

肖 進,杜可君,馬蘇宏

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

為了滿足新型運載火箭“通用化、組合化、系列化”的設計要求，同時朝著降本增效的方向發展，需要研究多專業一體化設計方法；通過梳理概念設計時總體、氣動、彈道、姿控各專業的工程算法，結合MDO理論與層次式模型管理的軟件架構方法，提出了面向運載火箭概念設計的多學科集成優化軟件構建技術，包括專業模型、CAD模型、仿真模型、優化模型、迭代模型等在內的8類軟件模型的定義與有效管理，并形成專業計算與分析軟件；此軟件可實現火箭芯級、助推器、穩定翼面等總體外形的參數化設計，三維圖像的展示與編輯，基于部件組合法的氣動工程計算與性能分析，質量特性計算，動力系統選型及彈道計算與分析，優化設計等功能；通過此軟件構建技術的研究與功能實現，為運載火箭概念設計過程的多學科集成優化設計提供了工具支撐。

運載火箭；概念設計；軟件

0 引言

隨著國際航天發射領域的商業化競爭日益加劇，數字化設計技術的不斷提升，新型號、新任務的層出不窮，在縮短研制周期、節約成本方面提出較高要求，現有設計手段與設計工具已經無法滿足新形勢下的總體設計要求。

國外經過20多年的發展，MDO概念已比較明晰，各種MDO方法和應用框架逐步成熟。我國的MDO研究開展較晚，無論是在MDO的理論方面，還是在MDO應用水平方面都與國外先進國家相比有明顯差距[1]。由于國內已經認識到MDO對提高設計水平的重要性，因此近年來MDO的理論與應用研究發展較快，并陸續取得一些研究成果。余雄慶等系統分析了MDO算法[2]，并將MDO應用于電動無人機的設計；胡峪等進行了飛機多學科設計的協同優化算法的研究[3]；黃俊等結合飛機的總體優化設計進行了MDO的探討[4]；陳小前應用響應面法進行了飛行器概念設計的MDO設計[5]；卜廣志探討了MDO在魚雷總體綜合設計中的應用[6]；陳琪鋒進行了飛行器分布式協同進化MDO方法的研究[7]；羅世彬將多種MDO方法應用到吸氣式高超聲速飛行器的總體設計中，初步解決了這類多學科強耦合飛行器的設計難題[8]。

傳統的型號研制過程中，由于設計思路、設計工具及建模方法有明顯差異，使得結構類專業(幾何建模、強度分析、載荷與動特性計算等)與總體參數類專業(氣動、彈道、制導、姿控等)各自分開設計，這樣往往會因為雙方信息傳遞不暢而產生設計結果互相矛盾，或約束條件難以滿足，需要反復溝通與協調，導致設計效率不高。針對此現狀，提出以新一代運載火箭總體方案論證為目的，研究參數化CAD模型快速生成方法、從軟件上打通結構類專業與總體參數類專業之間的接口，實現從CAD模型中自動提取幾何參數、質量特性數據及相關約束條件以驅動后續專業的設計，從根本上解決此兩類專業設計不同步的問題。同時提取各專業核心算法，形成多學科概念設計軟件，為能高效、準確的進行新型號的總體論證與概念設計，為探索航天發射領域總體設計新技術、新方法提供工具支撐。

1 軟件框架設計

對模塊的有效管理取決于良好的管理策略。在軟件框架中，各模塊采用1個或多個模型表達，通過管理這些零散的模型實現管理功能。

模型(Model)是采用數學形式抽象表達，具有輸入、輸出接口和一定執行功能的實體。該實體描述了設計過程中所用到的數據、信息和計算方法。通過模型的創建、修改、執行、交互即可完成設計過程的演化。

由于總體設計過程具有明顯的層次性，在模型的管理上也具有層次性，本軟件采用圖1所示的樹形模型管理機制。

圖1 軟件框架的層次式模型管理

根據層次式模型管理，總體設計過程可以分解為一系列的功能模型。通過構造這些功能模型，建立其間的關系，并執行各種模型的功能，既可完成總體一體化設計過程的建模。根據軟件功能需要，采用以下幾種模型：

1)專業模型：對應于專業模塊。為了既能合理、全面地描述專業模型的信息，又能適應不同的學科，需要建立統一的數據結構。

2)CAD模型：CAD模型是在基本專業模型基礎上構造，不同點在于其需要管理CAD實體模型。

3)仿真模型：仿真模型是在基本專業模型基礎上構造，不同點在于其需要管理時域仿真相關的信息。

4)優化模型：對應于優化模塊，其不單獨執行，須依賴于子模型的執行。

5)迭代模型：用于平衡耦合學科(或子模型)的輸入/輸出關系。

6)試驗設計模型：包括兩方面功能：取樣和參數分析。

7)連接模型：用于建立各模型之間的通信和數據傳遞關系。

8)組合模型：將多個關聯的元模型進行綜合，僅暴露外部輸入/輸出接口。

2 軟件功能定義

此軟件的執行模式為：在設計軟件框架中，可按照給定的流程，快速確定總體方案，并對初始方案性能進行分析；其中，總體概念設計包括外形方案設計、部位安排方案設計、液體火箭方案選擇、彈道設計及姿控系統設計；性能分析功能分為氣動特性計算、質量特性計算、彈道仿真計算、姿控仿真計算及性能綜合計算，如圖2所示。

圖2 多學科設計軟件功能示意圖

2.1 運載火箭總體方案快速設計功能

總體方案快速設計的目的是用于確定多學科優化的基準方案。為了充分探索設計空間，概念設計階段需要建立多種備選總體方案。總體方案的多樣性建立在學科方案多樣性的基礎上。軟件必須支持學科構思備選方案，包括：級數、氣動布局、發動機選型、部位安排、飛行程序設計等方面。

2.2 運載火箭總體多學科優化功能

可利用優化算法，并建立氣動、發動機、部位安排、彈道、姿控的內在耦合關系，根據設定的設計變量范圍、約束條件、優化目標，自動完成總體多學科性能參數優化。總體設計優化功能模塊提供優化變量選擇與配置、約束條件設置、優化目標選擇、優化算法選擇與配置、集成優化計算、優化結果分析等功能界面。

2.3 運載火箭總體參數分析功能

利用試驗設計方法，快速、批量生成總體設計變量輸入，自動完成性能參數的計算與分析。提供總體設計變量選擇與配置、試驗設計方案選擇與配置、多方案批量計算，多方案性能參數比較等功能界面。

3 軟件模型設計

根據層次式模型管理，總體設計過程可以分解為一系列的功能模型。通過構造這些功能模型，并建立其間的關系，既可完成總體設計過程的建模。

根據本軟件的功能設計，以下對所需的各種模型進行設計。

3.1 專業模型

專業模型對應于專業模塊。為了既能合理、全面地描述專業模型的信息，又能適應不同的學科，需要建立統一的數據結構。專業模型信息由執行、輸入、輸出組成，數據結構也應包括這三部分內容。DM的形式化描述為:

DSGModel=

其中，

inputPort，outputPort分別為輸入、輸出端口集合；

inputEvent，outputEvent分別為輸入、輸出事件集合；

executeFedral為執行算法。

圖3 專業模型組成

DSGModel執行過程如下：

1)接收到執行任務時，更新并輸入端口；

2)驅動執行體運行；

3)更新輸出端口；

4)終止運行，并向執行體傳輸數據。

由于不同的專業模塊的計算功能實體差異較大，因而統一的接口函數設計非常重要，主要包括三類接口：

1)設計接口，對應于模塊的設計功能，用于確定設計方案特征(輸入輸出接口)；

2)分析接口，對應于模塊的分析功能，用于對給定的設計方案特征，計算其性能；

3)繪圖接口，對給定的設計方案特征，完成圖形繪制功能。

3.2 CAD模型

CAD模型是在基本專業模型基礎上構造，不同點在于其需要管理CAD實體模型。因此，需要額外添加一個實體模型參數body，其形式化描述為：

CADModel=

3.3 仿真模型

仿真模型是在基本專業模型基礎上構造，不同點在于其需要管理仿真相關的信息，其形式化描述為：

SIMModel=

其中，Y為仿真模型的輸出參數；

X為仿真模型的狀態參數；

U為仿真模型的輸入參數；

F為仿真模型的右函數參數；

SimScheme為仿真策略，內容包括：仿真算法，仿真步長，仿真起始時間和終止時間。

3.4 優化模型

優化模型(OPTModel)對應于優化模塊。不同于DSGModel、CADModel、SIMModel，OPTModel不能單獨執行，須依賴于子模型的執行，如圖4所示。其中子模型可能是DSGModel、OPTModel或其它模型。

圖4 優化模型

一方面，OPTModel需要調度子模型完成優化；另一方面可能作為其他模型的子模型，此時OPTModel表現出與DSGModel相同的接口。為此，采用以下統一的形式描述:

OPTModel=

其中，OM_Outer與DM的描述一致，其輸入端口包括：算法參數、設計變量初始值、子模型輸入端口集合中不作為設計變量，且不被其他模型端口所控制的端口值；輸出端口包括：最優設計變量、最優目標函數、最優約束條件，表示優化完成的結果。

Algorithm為OPTModel與執行算法的語義接口，通過該接口連接OPTModel與算法軟件的參數和功能。

OM_Inner=描述了優化模型內部結構。其中，Md 是模型集合，包括受控于OM的子模型集合以及OPTModel本身；Couplings=描述了子模型之間，以及子模型與優化模型之間的耦合關系； inputPort包括約束條件和目標函數，由子模型解算得到，作為OPTModel的內部輸出端口；outputPort包括設計變量，由算法產生并賦值到子模型，作為OM的內部輸入端口；inputEvent當子模型執行完成后，向OPTModel發布evStop事件，通知仿真已完成，OPTModel可以做出相應的動作；outputEvent當OPTModel更新了一組設計變量后，將向子模型發布evStart事件，通知子模型開始執行任務。

以上將內部和外部接口分開，使得OPTModel可以從外部看作與DSGModel相同的組件，在多級優化和其他復雜的混合計算構架中需要用到。以下描述的算法模型也采用這種思想。

3.5 迭代模型

迭代模型(ITERModel)用于平衡耦合學科(或子模型)的輸入/輸出關系,與OPTModel的操作、調度和組成均類似，不同點在于ITERModel采用的算法不同，因而語義接口不同。另外，外部輸出端口表示耦合參數的收斂值，而不是最優設計變量、目標函數和約束條件。

3.6 試驗設計模型

試驗設計模型(DOEModel)主要包括兩方面功能：一是取樣。在設計空間內合理選取適當的樣本點；二是參數分析，在第一個功能基礎上，采用曲線、圖表方式進行數據分析，得出設計參數對響應參數的影響趨勢。這兩個功能往往是分開使用的，應該將其劃分為兩個模型，實驗取樣模型(doE Sample Model，ESM)和參數分析模型(doE Analysis Model，EAM)。

圖5 試驗設計模型接口

EAM一般不直接參與到多學科優化過程。MO主要應用ESM的取樣結果，作為近似建模、優化(優化變量初始值)的輸入。

ESM的形式化描述與OM一致，不同點仍然是算法語義接口和輸入/輸出端口的內容。現有的取樣方法主要有：參數法、中心復合設計、拉丁超方、全因子、正交矩陣、均勻設計等。外部模型的輸入/輸出端口為:

InputPort=

OutputPort==< SpItem1, SpItem2, …, SpItemn >

圖8 總體設計流程示意圖

其中，為取樣方法參數、為子模型不作為變量的輸入端口、為變量的基準點、為設計空間范圍。為輸出的設計矩陣，是一個列表，每個列表條目對應一個樣本點，存儲輸入端口和對應的輸出端口。

3.7 連接模型

連接模型(LNKModel)主要用于建立各模型之間的通信和數據傳遞關系。在連接關系中，用作輸出對象的模型稱為源模型(source model)；用作輸入對象的模型稱為目標模型(object model)。每個連接由多個連接條目(LinkItem)組成，如圖6所示。每個連接條目確定一條完整的參數傳遞信息。

LINK_ITEM<目標模型，源模性，目標參數端口，源參數端口>

模型樹中，每個模型均可能與其它模型存在數據傳遞關系。本軟件的連接原則是：只能在父模型和子模型、以及同層子模型之間發生數據連接。

圖6 連接關系示意圖

3.8 組合模型

以上描述的模型在MDO中是不可分解的元模型。組合模型(ASSModel)是將多個關聯的元模型進行綜合，僅暴露外部輸入/輸出接口。其接口特征與基本專業模型相同，但其本身不作為功能實體。采用LNKModel建立內部關系，通過獨立的數據結構描述外部接口信息，如圖7所示。

圖7 組合模型的組成與接口

4 多學科協同與優化設計的軟件實現

為了實現方案論證階段的總體一體化方案優化設計，本文基于以上軟件框架與各專業計算模型理念，開展了運載火箭總體多學科優化設計。

運載火箭總體性能多學科優化設計的問題可以概括為在滿足起飛質量約束、運載能力約束、落區約束和姿態穩定性約束的基礎上，優化火箭構型、質量等設計參數，實現有效載荷與起飛質量比最大化的設計目標。

具體的設計流程如圖8所示。

運載火箭的總體概念設計包括外形方案設計、液體火箭發動機方案設計、氣動設計、彈道方案設計四部分。

4.1 外形方案設計

支持從外形部件庫中選擇常用部件幾何外形，并組合形成運載火箭外形。在界面中可以對各種備選方案進行選擇，并設定相關參數，構造外形布局方案，包括：頭部母線類型、連接段幾何參數、助推器幾何參數、穩定翼參數等，如圖9所示。

圖9 總體外形設計

4.2 液體火箭發動機方案設計

建立一套發動機數據庫，包括：幾何、質量、性能等信息。可通過選擇火箭方案類型，確定相關性能參數。

4.3 氣動設計

氣動模塊旨在確定在不同飛行狀態下的氣動力和氣動力矩系數，為彈道設計模塊、姿態控制模塊提供數據支撐。計算模型采用比較成熟的部件組合法，可以對箭體外形進行快速估算，其精度在箭體初步設計階段是比較滿意的。本模型將整個箭體按部件拆分為：箭體模塊、助推器模塊、翼(舵)模塊，其中，箭體模塊可拆分為：頭部、錐段、圓柱段、尾部等部件。由各個部件氣動數據并考慮部件相互干擾，整合形成全套氣動數據。計算流程圖如圖10所示。

圖10 氣動模塊計算流程

軟件采用數據報表和曲線，對不同飛行狀態下的氣動參數進行分析。根據運載火箭的級數不同，分別計算各級相應的氣動參數，滿足彈道計算對氣動參數的需求。

4.4 彈道方案設計

運載火箭彈道設計包括六個模塊：初始化，飛行程序角設計，主動段彈道計算，自由段彈道計算，殘骸落區計算和彈道參數輸出。其關系如圖11所示。

圖11 彈道設計流程

1)初始化模塊。根據運載火箭氣動模塊，發動機模塊，質量特性模塊以及用戶界面輸入，對運載火箭發射前狀態進行初始化。

2)飛行程序角設計模塊。用戶通過設定運載火箭每級的俯仰程序角始末值，并選擇程序角變化方式(按攻角變化或者按俯仰角變化)，得到運載火箭每級的飛行程序角變化規律，用于主動段飛行。

3)主動段彈道模塊。根據初始化模塊，飛行程序角設計模塊以及環境模塊提供的數據，在發射坐標系下解算運載火箭彈道的各項參數。

4)自由段彈道模塊。根據LEO、SSO、GTO三種軌道的不同需求，由用戶設定相應參數，在發射慣性坐標系下解算運載火箭彈道的各項參數。

5)殘骸落區計算模塊。由用戶輸入殘骸阻力系數特性，將殘骸分離點的飛行狀態作為初始狀態，估算殘骸落區。

6)彈道參數輸出模塊。由彈道計算得到的速度，位置等各項參數，通過各種公式解算出其他模塊或者用戶需要的用于輸出的參數。

彈道方案和相關制導參數確定后，進行各段彈道仿真計算。彈道計算所需的氣動、發動機和質量特性等數據可以通過軟件提供的計算模塊給出，也可從外部輸入(風洞試驗、發動機試驗、質量質心測試數據)。

4.5 優化設計

在以上協同設計基礎上，可利用優化算法，根據設定的設計變量范圍、約束條件、優化目標，自動完成多方案性能參數優化。總體設計優化功能模塊提供了優化變量選擇與配置、約束條件設置、優化目標選擇、優化算法選擇與配置、集成優化計算、優化結果分析等功能界面，如圖12所示。

圖12 優化設計

5 結論

本文基于運載火箭總體外形參數化方法、氣動力部件組合工程算法、考慮液體消耗的質量特性計算方法和3中典型彈道計算方法構建總體多學科設計模型。結合軟件框架的層次式模型管理技術，形成集總體外形設計、氣動計算、發動機選型設計、質量特性計算、彈道設計的多學科協同設計與優化軟件，并通過實例驗證此軟件具備總體方案快速設計、性能分析與優化設計3大功能，對運載火箭的總體概念設計有一定的指導意義。

[1] 呂晶晶,等.復雜耦合系統新興的多學科設計優化方法[J].計算機測量與控制,2009,17(5):933-939.

[2] 余雄慶,等.考慮不確定性的飛機總體參數優化方法[J].航空學報,2009,30(10):1883-1888.

[3] 胡 峪,等.飛機多學科設計的分級優化方法[J].西北工業大學學報,2001,19(1):144-147.

[4] 黃 俊,等.飛機總體優化設計的新進展[J].航空學報,2000,21(6):481-487.

[5] 陳小前,等.近似方法在多學科設計優化中的應用研究[J].彈箭與制導學報,2004,24(1):212-215.

[6] 卜廣志,等.使用多學科設計優化方法對魚雷總體綜合設計的建模思路研究[J].兵工學報,2005,26(2):163-168.

[7] 陳琪鋒,等.分布式協同進化MDO算法及其在導彈設計中應用[J].航空學報,2002,23(3):245-248.

[8] 羅世彬,等.基于響應面模型的二維高超聲速進氣道優化[J].宇航學報,2007,28(5):1127-1132.

Research on Develop Technology of Launch Vehicle Multi-disciplinary Conceptual Design

Xiao Jin, Du Kejun, Ma Suhong

(Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering, Beijing 100076,China)

To meet the“generalization, combination, series”design requirements of new launch vehicle and for purpose of reducing costs and increasing benefits, study on the multidiscipline integration design method is necessary. Sorting out the engineering algorithms in disciplines of Overall Design, Air Dynamic, Trajectory Design and Attitude Control during concept design, combining with MDO and the software architecture method of hierarchical model management, a multidiscipline integrated and optimized software construction technique is proposed, orienting to launch vehicle concept design, which covers the definition and management on eight types of software models, including the professional model, CAD model, simulation model, optimization model and iteration model. A professional calculation and analysis software is implemented accordingly, with capabilities of parametric design on rocket Core, Booster, Stable Fin and other overall configuration. It supports the calculation and performance analysis of air dynamic based on component combination method, the calculation of mass characteristic, propulsion system selection and trajectory calculation, analysis and optimization. The functionality to display and edit 3D images is also provided. The study and implementation of software constructure technique provides tool support for multidiscipline integration during concept design of launch vehicle.

launch vehicle; conceptual design; software

2016-12-24；

2017-02-27。

肖 進(1983-)，男，湖南常德人，博士，主要從事運載火箭數字化系統設計方向的研究。

1671-4598(2017)07-0154-05

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.07.039

TP3

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