一种火箭动力系数的处理方法、装置及计算机设备与流程

1.本技术涉及火箭的数据处理领域，具体而言，涉及一种火箭动力系数的处理方法、装置及电子设备。


背景技术：

2.可重复使用液体运载火箭在返回过程中面临更加复杂多变的飞行环境，飞行过程中容易受到多种偏差条件的影响。对姿态控制系统的鲁棒性提出了较高要求，需要保证飞行姿态控制系统具有对偏差环境的良好适应性。
3.所以，本领域技术人员急需一种火箭动力系数的处理方法，合理计算火箭飞行状态的拉偏状态，为设计飞行姿态控制系统提供重要数据支持。


技术实现要素：

4.本技术的实施例提供了一种火箭动力系数的处理方法、装置及计算机设备，进而至少在一定程度上可以确定火箭在飞行过程中动力系数的变化范围，为设计飞行姿态控制系统提供重要数据支持。
5.本技术的其他特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本技术的实践而习得。
6.根据本技术的一个方面，提供了一种火箭动力系数的处理方法，所述动力系数为线性化动力学方程中的动力系数，所述方法包括：获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子；获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系；基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。
7.在本技术的一个实施例中，所述偏差条件包括所述火箭的质心偏差条件、所述火箭的转动惯量偏差条件、所述火箭的推力偏差条件、所述火箭的气动力偏差条件、所述火箭的压心偏差条件、以及飞行环境的大气密度偏差条件中的至少一种。
8.在本技术的一个实施例中，所述偏差曲线模型组包括第一偏差曲线模型和第二偏差曲线模型，所述基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，包括：基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行正拉偏计算，生成第一偏差曲线模型；基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行负拉偏计算，生成第二偏差曲线模型。
9.在本技术的一个实施例中，通过如下方式生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型，包括：针对每一个第一偏差曲线模型对所述第一偏差曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到至少一个第一差值曲线模型；基于所述至少一个第一差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型。
10.在本技术的一个实施例中，所述基于所述至少一个第一差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型，包括：计算所述至少一个第一差值曲线模型的几何和，得到第一几何和曲线模型；对所述第一几何和曲线模型与所述标准曲线模型求和，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型。
11.在本技术的一个实施例中，通过如下方式生成所述火箭的动力系数的下包络曲线模型，包括：针对每一个第二偏差曲线模型对所述第二偏差曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到至少一个第二差值曲线模型；基于所述至少一个第二差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型。
12.在本技术的一个实施例中，所述基于所述至少一个第二差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型，包括：计算所述至少一个第二差值曲线模型的几何和，得到第二几何和曲线模型；对所述第二几何和曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型。
13.在本技术的一个实施例中，所述方法还包括：在存在风干扰的一个飞行周期内，获取至少一个时刻所述火箭的风攻角变化范围；基于每个时刻的风攻角变化范围，确定每个时刻的最大动力系数和最小动力系数，生成所述火箭的最大动力系数曲线模型和所述火箭的最小动力系数曲线模型；基于每一个所述偏差因子，对所述最大动力系数曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述最大动力系数曲线模型进行修正，生成所述最大动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型；基于每一个所述偏差因子，对所述最小动力系数曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述最小动力系数曲线模型进行修正，生成所述最小动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。
14.根据本技术的一个方面，提供了一种火箭动力系数的处理装置，所述动力系数为线性化的动力学方程中与各力矩有关的系数，所述装置包括：第一获取单元，被用于获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子；第二获取单元，被用于获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系；第一生成单元，被用于基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；第二生成单元，被用于基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。
15.根据本技术的一个方面，提供了一种计算机设备，所述计算机设备包括一个或多个处理器和一个或多个存储器，所述一个或多个存储器中存储有至少一条程序代码，所述至少一条程序代码由所述一个或多个处理器加载并执行以实现如所述的火箭动力系数的处理方法所执行的操作。
16.基于上述方案，本技术至少有以下优点或进步效果：
17.在本技术中，计算得到动力系数在单一偏差因子存在时的曲线模型，综合多个曲线模型，对动力系数标准曲线进行修正，计算得到在多个偏差因子同时存在时的动力系数上下包络曲线模型，能够在一定程度上反映出火箭在实际飞行过程中动力系数的变化情况，最终得到的上下包络曲线模型组能够为后续飞行姿态控制系统的设计提供重要数据支
持。
18.应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本技术。
附图说明
19.此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本技术的实施例，并与说明书一起用于解释本技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：
20.图1示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的处理方法流程简图；
21.图2示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的上包络曲线模型计算方法流程简图；
22.图3示出了本技术的一个实施例中对所述标准曲线模型的修正方法流程简图；
23.图4示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的下包络曲线模型计算方法流程简图；
24.图5示出了本技术的一个实施例中对所述标准曲线模型的修正方法流程简图；
25.图6示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的处理方法流程简图；
26.图7示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的处理装置结构简图；
27.图8示出了适于用来实现本技术实施例的计算机系统的结构示意图。
具体实施方式
28.现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本技术将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。
29.此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本技术的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本技术的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本技术的各方面。
30.附图中所示的方框图仅仅是功能实体，不一定必须与物理上独立的实体相对应。即，可以采用软件形式来实现这些功能实体，或在一个或多个硬件模块或集成电路中实现这些功能实体，或在不同网络和/或处理器装置和/或微控制器装置中实现这些功能实体。
31.附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
32.需要注意的是，本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的对象在适当情况下可以互换，以便这里描述的本技术的实施例能够以除了在图示或描述的那些以外的顺序实施。
33.接下来将结合附图对本技术提供的技术方案进行详细说明。
34.参阅图1，图1示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的处理方法流程简图，所述动力系数为线性化动力学方程中的动力系数，所述方法可以包括步骤s101-s104：
35.步骤s101：获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子。
36.步骤s102：获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系。
37.步骤s103：基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组。
38.步骤s104：基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。
39.在本技术中，可以先获取火箭的动力系数的标准曲线模型，所述动力系数可以为动力系数b2和动力系数b3，动力系数b2表示与气动稳定力矩相关的系数，动力系数b3表示与控制力矩相关的系数，动力系数b2可以通过以下表达式计算：
[0040][0041]
其中，为俯仰动力系数对攻角的导数，与飞行时间有函数关系；q为动压，与飞行时间有函数关系；sm为参考面积；l
l
为参考长度；j
z1
为绕箭体z轴转动惯量，与飞行时间有函数关系。
[0042]
动力系数b3可以通过以下表达式计算：
[0043][0044]
其中，nc为摆动发动机台数；p0为单台发动机推力，与飞行时间函数关系；xr为发动机摆动点至理论尖点的距离；xz为箭体质心至理论尖点的距离，与飞行时间有函数关系；mr为单台发动机摆动部分的质量；为纵向视加速度，与飞行时间有函数关系；lr为单台发动机摆动部分质心到摆轴的距离，j
z1
为绕箭体z轴转动惯量，与飞行时间有函数关系。
[0045]
先计算出b2标准曲线模型b2
标
和b3标准曲线模型b3
标
。再计算得到多个动力系数在单一偏差因子存在时的曲线模型，综合多个曲线模型，计算得到在多个偏差因子同时存在时的动力系数上下包络曲线模型，能够在一定程度上反映出火箭在实际飞行过程中动力系数的变化情况，最终得到的上下包络曲线模型组能够为后续飞行姿态控制系统的设计提供重要数据支持。
[0046]
在本技术的一个实施例中，所述偏差条件包括所述火箭的质心偏差条件、所述火箭的转动惯量偏差条件、所述火箭的推力偏差条件、所述火箭的气动力偏差条件、所述火箭的压心偏差条件、以及飞行环境的大气密度偏差条件中的至少一种。
[0047]
在本技术的一个实施例中，所述偏差曲线模型组包括第一偏差曲线模型和第二偏差曲线模型，所述基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，包括：基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行正拉偏计算，生成第一偏差曲线模型；基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型
进行负拉偏计算，生成第二偏差曲线模型。
[0048]
在本技术中，每个偏差因子存在时，会引起动力系数发生基于标准曲线的正偏离或者负偏离，需要分别计算在正负偏离情况下的动力系数曲线模型。
[0049]
例如，当考虑火箭的质心偏差条件单独存在时，计算得到发生正偏离的动力系数曲线模型b2
s1
，再计算得到发生负偏离的动力系数曲线模型b2
x1
。所述发生正偏离的动力系数曲线模型b2
s1
即为所述第一偏差曲线模型，所述发生负偏离的动力系数曲线模型b2
x1
即为所述第二偏差曲线模型，所述第一偏差曲线模型和所述第一偏差曲线模型可以视作所述标准曲线模型b2的正负拉偏曲线模型，可以反映出单独存在火箭的质心偏差条件时动力系数b2的变化情况。
[0050]
参阅图2，图2示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的上包络曲线模型计算方法流程简图，所述计算方法可以包括步骤s201-s202：
[0051]
步骤s201，针对每一个第一偏差曲线模型对所述第一偏差曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到至少一个第一差值曲线模型。
[0052]
步骤s202，基于所述至少一个第一差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型。
[0053]
在本技术中，可以考虑同时存在多个偏差因子的情况，计算出多个第一差值曲线模型。例如，同时存在火箭的质心偏差条件和火箭转动惯量偏差条件时，计算动力系数b2的上包络曲线模型，可以先计算得到动力系数b2的标准曲线模型b2
标
，再计算得到两个第一偏差曲线：b2
s1
和b2
s2
，可以按照以下公式计算出所述第一差值曲线模型：
[0054]
δb2
si
＝|b2
标-b2
si
|
[0055]
计算得到δb2
s1
和δb2
s2
，基于δb2
s1
和δb2
s2
，对b2
标
进行修正，得到动力系数b2的上包络曲线模型。
[0056]
参阅图3，图3示出了本技术的一个实施例中对所述标准曲线模型的修正方法流程简图，所述修正方法可以包括步骤s301-s302：
[0057]
步骤s301，计算所述至少一个第一差值曲线模型的几何和，得到第一几何和曲线模型。
[0058]
步骤s302，对所述第一几何和曲线模型与所述标准曲线模型求和，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型。
[0059]
在本技术中，可以考虑同时存在多个偏差因子的情况，计算出多个第一差值曲线模型。例如，可以存在火箭的质心偏差条件和火箭转动惯量偏差条件时，计算动力系数b2的上包络曲线模型，可以先计算得到动力系数b2的标准曲线模型b2
标
，再计算得到两个第一偏差曲线模型：b2
s1
和b2
s2
，可以按照以下公式计算出所述第一差值曲线模型：
[0060]
δb2
si
＝|b2
标-b2
si
|
[0061]
计算得到δb2
s1
和δb2
s2
，基于δb2
s1
和δb2
s2
，可以计算第一几何和曲线模型：
[0062][0063]
对b2
标
进行修正，可以按照以下公式得到动力系数b2的上包络曲线模型：
[0064]
[0065]
参阅图4，图4示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的下包络曲线模型计算方法流程简图，所述计算方法可以包括步骤s401-s402：
[0066]
步骤s401:针对每一个第二偏差曲线模型对所述第二偏差曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到至少一个第二差值曲线模型。
[0067]
步骤s402：基于所述至少一个第二差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型。
[0068]
在本技术中，可以考虑同时存在多个偏差因子的情况，计算出多个第二差值曲线模型。例如，同时存在火箭的推力偏差条件和火箭的气动力偏差条件时，计算动力系数b3的下包络曲线模型，可以先计算得到动力系数b3的标准曲线模型b3
标
，再计算得到两个第二偏差曲线模型：b3
x1
和b3
x2
，可以按照以下公式计算出所述第二差值曲线模型：
[0069]
δb3
xi
＝|b3
标-b3
xi
|
[0070]
计算得到δb3
x1
和δb3
x2
，基于δb3
x1
和δb2
x2
，对b3
标
进行修正，得到动力系数b3的下包络曲线模型。
[0071]
参阅图5，图5示出了本技术的一个实施例中对所述标准曲线模型的修正方法流程简图，所述修正方法可以包括步骤s501-s502：
[0072]
步骤s501，计算所述至少一个第二差值曲线模型的几何和，得到第二几何和曲线模型。
[0073]
步骤s502，对所述第二几何和曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型。
[0074]
在本技术中，可以考虑同时存在多个偏差因子的情况，计算出多个第二差值曲线模型。例如，同时存在火箭的推力偏差条件和火箭的气动力偏差条件时，计算动力系数b3的下包络曲线模型，可以先计算得到动力系数b3的标准曲线模型b3
标
，再计算得到两个第二偏差曲线模型：b3
x1
和b3
x2
，可以按照以下公式计算出所述第二差值曲线模型：
[0075]
δb3
xi
＝|b3
标-b3
xi
|
[0076]
计算得到δb3
x1
和δb3
x2
，基于δb3
x1
和δb3
x2
，可以计算第二几何和曲线模型：
[0077][0078]
对b3
标
进行修正，可以按照以下公式得到动力系数b3的下包络曲线模型：
[0079][0080]
参阅图6，图6示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的处理方法流程简图，所述处理方法可以包括步骤s601-s604：
[0081]
步骤s601，在存在风干扰的一个飞行周期内，获取至少一个时刻所述火箭的风攻角变化范围。
[0082]
步骤s602，基于每个时刻的风攻角变化范围，确定每个时刻的最大动力系数和最小动力系数，生成所述火箭的最大动力系数曲线模型和所述火箭的最小动力系数曲线模型。
[0083]
步骤s603，基于每一个所述偏差因子，对所述最大动力系数曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组。
[0084]
步骤s604，基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述最大动力系数曲线模型进行修正，生成所述最大动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。
[0085]
步骤s605，基于每一个所述偏差因子，对所述最小动力系数曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组。
[0086]
步骤s606，基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述最小动力系数曲线模型进行修正，生成所述最小动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。
[0087]
在本技术中，动力系数b2可以通过以下公式计算得到：
[0088][0089]
其中，为俯仰动力系数对攻角的导数，与飞行时间有函数关系；q为动压，与飞行时间有函数关系；sm为参考面积；l
l
为参考长度；为绕箭体z轴转动惯量，与飞行时间有函数关系。
[0090]
可以通过判断动力系数曲线模型的线性度，当存在风干扰时，动力系数曲线模型的线性度可能较差，因此需要对动力系数的上下包络曲线模型进行进一步修饰。可以根据风干扰条件求取飞行过程中的风攻角：
[0091][0092]
其中，νw是风速，θ是飞行倾角，ν是飞行速度。
[0093]
可以设置风攻角变化范围为0～αw，生成该风攻角变化范围内的b2
max
、b2
min
曲线模型。例如，在时间点ti，存在一个风攻角变化范围，计算这个范围内的b2，得到最大值和最小值，再计算下一时间点t
i+1
，循环上面的步骤直到计算完成整条弹道时间，所述火箭的最大动力系数曲线模型和所述火箭的最小动力系数曲线模型；然后参照所述标准曲线模型的拉偏修正过程，分别对最大动力系数曲线模型和最小动力系数曲线模型进行拉偏修正，得到最大动力系数的上下包络曲线模型和最小动力系数的上下包络曲线模型，可以组合针对所述标准曲线模型的上下包络曲线模型、针对所述最大动力系数的上下包络曲线模型，以及针对所述最小动力系数的上下包络曲线模型，作为最终动力系数的上下包络曲线模型。
[0094]
接下来，将结合附图介绍本技术的一个装置实施例。
[0095]
图7示出了本技术的一个实施例中的火箭动力系数的处理装置结构简图，所述动力系数为线性化的动力学方程中与各力矩有关的系数，所述火箭动力系数的装置可以包括：第一获取单元701、第二获取单元702、第一生成单元703和第二生成单元704。
[0096]
在本技术中，所述处理装置700可以配置如下：第一获取单元701，被用于获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子；第二获取单元702，被用于获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系；第一生成单元703，被用于基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；第二生成单元704，被用于基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线
模型。
[0097]
图8示出了适于用来实现本技术实施例的计算机系统的结构示意图。
[0098]
需要说明的是，图8示出的计算机系统800仅是一个示例，不应对本技术实施例的功能和使用范围带来任何限制。
[0099]
如图8所示，计算机系统800包括中央处理单元(central processing unit，cpu)801，其可以根据存储在只读存储器(read-only memory，rom)802中的程序或者从储存部分808加载到随机访问存储器(random access memory，ram)803中的程序而执行各种适当的动作和处理，例如执行上述实施例中所述的方法。在ram 803中，还存储有系统操作所需的各种程序和数据。cpu 801、rom 802以及ram 803通过总线804彼此相连。输入/输出(input/output，i/o)接口805也连接至总线804。
[0100]
以下部件连接至i/o接口805：包括键盘、鼠标等的输入部分806；包括诸如阴极射线管(cathode ray tube，crt)、液晶显示器(liquid crystal display，lcd)等以及扬声器等的输出部分807；包括硬盘等的储存部分808；以及包括诸如lan(local area network，局域网)卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分809。通信部分809经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器810也根据需要连接至i/o接口805。可拆卸介质811，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器810上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入储存部分808。
[0101]
特别地，根据本技术的实施例，上文参考流程图描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本技术的实施例包括一种计算机程序产品，其包括承载在计算机可读介质上的计算机程序，该计算机程序包含用于执行流程图所示的方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分809从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质811被安装。在该计算机程序被中央处理单元(cpu)801执行时，执行本技术的系统中限定的各种功能。
[0102]
需要说明的是，本技术实施例所示的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是——但不限于——电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(erasable programmable read only memory，eprom)、闪存、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(compact disc read-only memory，cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本技术中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本技术中，计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：无线、有线等等，或者上述的任意合适的组合。
[0103]
附图中的流程图和框图，图示了按照本技术各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。其中，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，上述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图或流程图中的每个方框、以及框图或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
[0104]
描述于本技术实施例中所涉及到的单元可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现，所描述的单元也可以设置在处理器中。其中，这些单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。
[0105]
作为另一方面，本技术还提供了一种计算机程序产品或计算机程序，该计算机程序产品或计算机程序包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。计算机设备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该计算机设备执行上述实施例中所述的处理方法。
[0106]
作为另一方面，本技术还提供了一种计算机可读介质，该计算机可读介质可以是上述实施例中描述的电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该电子设备执行时，使得该电子设备实现上述实施例中所述的处理方法。
[0107]
应当注意，尽管在上文详细描述中提及了用于动作执行的设备的若干模块或者单元，但是这种划分并非强制性的。实际上，根据本技术的实施方式，上文描述的两个或更多模块或者单元的特征和功能可以在一个模块或者单元中具体化。反之，上文描述的一个模块或者单元的特征和功能可以进一步划分为由多个模块或者单元来具体化。
[0108]
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施方式可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。因此，根据本技术实施方式的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在一个非易失性存储介质(可以是cd-rom，u盘，移动硬盘等)中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备(可以是个人计算机、服务器、触控终端、或者网络设备等)执行根据本技术实施方式的方法。
[0109]
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的实施方式后，将容易想到本技术的其它实施方案。本技术旨在涵盖本技术的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本技术的一般性原理并包括本技术未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。
[0110]
应当理解的是，本技术并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本技术的范围仅由所附的权利要求来限制。

技术特征：
1.一种火箭动力系数的处理方法，所述动力系数为线性化动力学方程中的动力系数，其特征在于，所述方法包括：获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子；获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系；基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述偏差条件包括所述火箭的质心偏差条件、所述火箭的转动惯量偏差条件、所述火箭的推力偏差条件、所述火箭的气动力偏差条件、所述火箭的压心偏差条件、以及飞行环境的大气密度偏差条件中的至少一种。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述偏差曲线模型组包括第一偏差曲线模型和第二偏差曲线模型，所述基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，包括：基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行正拉偏计算，生成第一偏差曲线模型；基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行负拉偏计算，生成第二偏差曲线模型。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过如下方式生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型，包括：针对每一个第一偏差曲线模型对所述第一偏差曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到至少一个第一差值曲线模型；基于所述至少一个第一差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述至少一个第一差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型，包括：计算所述至少一个第一差值曲线模型的几何和，得到第一几何和曲线模型；对所述第一几何和曲线模型与所述标准曲线模型求和，得到所述火箭的动力系数上包络曲线模型。6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过如下方式生成所述火箭的动力系数的下包络曲线模型，包括：针对每一个第二偏差曲线模型对所述第二偏差曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到至少一个第二差值曲线模型；基于所述至少一个第二差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于所述至少一个第二差值曲线模型，对所述标准曲线模型进行修正，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型，包括：计算所述至少一个第二差值曲线模型的几何和，得到第二几何和曲线模型；
对所述第二几何和曲线模型与所述标准曲线模型求差，得到所述火箭的动力系数下包络曲线模型。8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：在存在风干扰的一个飞行周期内，获取至少一个时刻所述火箭的风攻角变化范围；基于每个时刻的风攻角变化范围，确定每个时刻的最大动力系数和最小动力系数，生成所述火箭的最大动力系数曲线模型和所述火箭的最小动力系数曲线模型；基于每一个所述偏差因子，对所述最大动力系数曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述最大动力系数曲线模型进行修正，生成所述最大动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型；基于每一个所述偏差因子，对所述最小动力系数曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述最小动力系数曲线模型进行修正，生成所述最小动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。9.一种火箭动力系数的处理装置，所述动力系数为线性化的动力学方程中与各力矩有关的系数，其特征在于，所述装置包括：第一获取单元，被用于获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子；第二获取单元，被用于获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系；第一生成单元，被用于基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；第二生成单元，被用于基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。10.一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备包括一个或多个处理器和一个或多个存储器，所述一个或多个存储器中存储有至少一条程序代码，所述至少一条程序代码由所述一个或多个处理器加载并执行以实现如权利要求1至8任一项所述的火箭动力系数的处理方法所执行的操作。

技术总结
本申请的实施例提供了一种火箭动力系数的处理方法，所述动力系数为线性化动力学方程中的动力系数，所述方法包括：获取在至少一种偏差条件下的偏差因子，对应得到至少一个偏差因子；获取火箭的标准曲线模型，所述标准曲线模型用于表征在不存在偏差条件的一个飞行周期内，火箭的动力系数与时间的函数关系；基于每一个所述偏差因子，对所述标准曲线模型进行拉偏计算，生成与所述偏差因子对应的偏差曲线模型组，得到至少一个偏差曲线模型组；基于所述至少一个偏差曲线模型组，对所述标准曲线模型进行修正，生成所述火箭的动力系数的上包络曲线模型和下包络曲线模型。曲线模型和下包络曲线模型。曲线模型和下包络曲线模型。


技术研发人员：唐梦莹 岳小飞 黄晓平 周一凡 李耀方 刘李雷 杨凯铜 王志军 杨跃 韩明晶 李钧 周军 赵宁 彭彦召 李文伟
受保护的技术使用者：航天科工火箭技术有限公司
技术研发日：2021.12.08
技术公布日：2022/3/8