CN111008481A - 航天器的气动分析方法及装置 - Google Patents

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CN111008481A CN201911305789.0A CN201911305789A CN111008481A CN 111008481 A CN111008481 A CN 111008481A CN 201911305789 A CN201911305789 A CN 201911305789A CN 111008481 A CN111008481 A CN 111008481A
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Abstract

本发明提供了本申请提供了一种航天器的气动分析方法及装置，该航天器的气动分析方法包括：将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。利用本申请，可以精确地获取航天器整体的压心位置及航天器在不同姿态下的精确迎风面积，为气动力矩的精确计算提供支撑。

Description

航天器的气动分析方法及装置
技术领域
本申请是关于航天器的气动力计算技术，特别是关于一种航天器的气动分析方法及装置。
背景技术
空间站、太空望远镜等长期在轨飞行的大型航天器的轨道衰减分析及动量管理是重要的研究工作。由于此类飞行器通常运行在较低的近地轨道，因此气动阻力带来的轨道衰减和动量积累是飞行器面临的主要难题。气动力是由于大气分子与飞行器表面的碰撞产生的。一般认为碰撞过程中大气分子的全部动能被飞行器吸收。对于低轨道航天器的气动阻力精确预报已经成为航天领域重点研究的主要热点之一，其对于对轨道航天器的外形设计，气动影响已经成为重要的参考因素。
采用传统的DSMC方法计算航天器收到的气动力时往往计算量过大。通常认为，当分子自由行程是飞行器特征长度高出一个数量级后，可以认为飞行器处于自由分子流当中。根据高层大气性质，对于处于自由分子流的航天器，若不考虑气流的二次反射，认为各部分产生的气动力并不相互影响，可以把其分割成几个部分，分别计算气动力，然后叠加计算。然而，这种拆解方式尽管能够较为精确的计算出每个拆解部分的气动力，但在对飞行器整体气动力的计算过程中，难以有效扣除掉各部分表面积重叠或交联所产生的叠加影响，使气动力的计算结果较为保守。
发明内容
针对现有技术中的问题，本申请提供一种航天器的气动分析方法及装置，以精确地获取航天器整体的压心位置及航天器在不同姿态下的精确迎风面积，为气动力矩的精确计算提供支撑。
为解决上述技术问题，本申请提供以下技术方案：
一方面，本申请提供了一种航天器的气动分析方法，包括：
将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
进一步地，根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积，包括：
根据所述顶点的坐标确定网格划分区域，并确定有效网格的形心集合；
根据所述形心集合获取所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积。
进一步地，根据所述顶点的坐标确定网格划分区域，并确定有效网格的形心集合，包括：
根据所述顶点的坐标计算所述网格区域的边长；
根据每个网格的形心位置确定在子模型投影的多边形区域内的网格，得到有效网格的形心集合。
进一步地，根据所述形心集合获取所述航天器在投影平面的压心位置，包括：
根据如下公式计算所述航天器在投影平面的压心位置roA：
Figure BDA0002323040340000021
其中，Ns为有效网格数，Rob(q)为坐标变换矩阵，有效网格的形心集合
Figure BDA0002323040340000022
进一步地，根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩，包括：
所述压心位置及迎风面积代入如下公式计算所述航天器的气动力矩：
Figure BDA0002323040340000023
Figure BDA0002323040340000024
其中，ρ是大气密度，Cd是大气阻力系数，nA是表面微元dA的法线方向单位向量，vs是气流速度向量，r是dA相对于体坐标系原点的位置向量，vo是航天器的轨道速度，no是vo的单位方向向量，iu表示第i个子系统的舱体未被遮挡的部分，ju表示第i个子系统的第j个附件未被遮挡部分，
Figure BDA0002323040340000025
为气动参数。
进一步地，所述子模型包括：舱体及帆板，将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标，包括：
将所述航天器分解为至少一舱体及至少一帆板；
计算所述舱体的等效圆柱端面圆心的坐标及所述帆板的等效矩形的顶点坐标。
进一步地，根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标，包括：
计算等效圆柱端面圆心的坐标及等效矩形的顶点坐标在投影平面的顶点的坐标。
进一步地，根据如下公式计算等效圆柱端面圆心的坐标在投影平面的顶点的坐标
Figure BDA0002323040340000026
及
Figure BDA0002323040340000031
Figure BDA0002323040340000032
其中，
Figure BDA0002323040340000033
是投影平面上与向量
Figure BDA0002323040340000034
垂直的单位向量，r是等效圆柱端面的半径。
另一方面，本申请提供了一种航天器的气动分析装置，包括：
分解单元，用于将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
坐标计算单元，用于根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
参数确定单元，用于根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
力矩计算单元，用于根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
进一步地，所述参数确定单元包括：
形心集合确定模块，用于根据所述顶点的坐标确定网格划分区域，并确定有效网格的形心集合；
参数确定模块，用于根据所述形心集合获取所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积。
进一步地，所述形心集合确定模块包括：
边长计算模块，用于根据所述顶点的坐标计算所述网格区域的边长；
网格确定模块，用于根据每个网格的形心位置确定在子模型投影的多边形区域内的网格，得到有效网格的形心集合。
进一步地，所述子模型包括：舱体及帆板；所述分解单元包括：
分解模块，用于将所述航天器分解为至少一舱体及至少一帆板；
坐标计算模块，用于计算所述舱体的等效圆柱端面圆心的坐标及所述帆板的等效矩形的顶点坐标。
进一步地，所述坐标计算模块具体用于：
计算等效圆柱端面圆心的坐标及等效矩形的顶点坐标在投影平面的顶点的坐标。
另一方面，本申请提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现所述的航天器的气动分析方法步骤。
另一方面，本申请提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现所述的航天器的气动分析方法的步骤。
本申请与传统的气动力估算方式相比，能够较为精确地获取航天器在不同姿态下的精确迎风面积以及受到自由分子碰撞的面积区域，同时能够有效的处理飞行器各个部段之间的相互遮挡关系，获取不同位置的气动阻力，从而能够获取飞行器整体的压心位置，为气动力矩的精确计算提供支撑。本申请对大型航天器的气动轨道衰减、姿态影响分析具有重要应用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
图1为本申请实施例的航天器表面微元气动力矩示意图；
图2为本申请实施例的航天器平面投影示意图；
图3为本申请实施例舱体和帆板的近似投影示意图；
图4为本申请实施例的航天器的部件遮挡识别示意图；
图5为本申请实施例的飞行器原构型示意图；
图6为本申请实施例的网格划分微元结果示意图；
图7为本申请实施例的气动阻力有效迎风面积示意图；
图8为本申请实施例的电子设备的结构示意图；
图9为本申请实施例的航天器的气动分析装置的结构框图；
图10为本申请实施例的参数确定单元的结构框图；
图11为本申请实施例的形心集合确定模块的结构框图；
图12为本申请实施例的分解单元的结构框图；
图13为本申请实施例的航天器的气动分析方法流程图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
对于飞行高度介于120-500km的航天器，其受到的稀薄流气动力对于轨道衰减和姿态的长期维持具有显著的积累作用。特别是当航天器(如空间站、太空望远镜等)具有大型太阳能帆板、散热器等部件条件下，航天器的迎风面质比显著增大，稀薄大气影响对于长期运行的作用十分显著。空间环境下，气动力的计算分析都是按照自由分子碰撞航天器表面，在近似认为入射能量完全被吸收的基础上建立了气动阻力模型。但由于大型航天器构型复杂，在不同的飞行姿态下，其迎风向的投影轮廓变化较大，且航天器部件间存在相互遮挡，导致航天器阻力难以精确获取。
基于此，本申请提供了一种航天器的气动分析方法，如图13所示，该航天器的气动分析方法包括：
S1301：将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
航天器可分解成舱体、帆板等主要子模型。舱体可以等效成圆柱体，帆板可以等效成矩形，对于不同的等效形状，选定位置不同，以代表等效形状的轮廓信息或者关键点信息等。例如，舱体等效成的圆柱体的选定位置为圆柱体两个底面的圆心，帆板等效成的矩形的选定位置为矩形的四个顶点。
S1302：根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
投影平面为航天器在其迎风面积上的平面，多数各子模型在投影平面的投影可以近似为凸多面体在投影平面上的投影，例如圆柱体在投影平面的投影一般为矩形。
将各子模型在投影平面投影，可以得到多个多边形的顶点的位置坐标，即得到了各子模型在投影平面投影后的所有顶点的坐标。
S1303：根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
网格区域可以为正方形，各子模型在投影平面的顶点的坐标决定了进行网格划分的区域的边长，基于划分的网格区域，可以得到航天器在投影平面的压心位置及迎风面积。
S1304：根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
航天器的气动力矩的计算公式中的未知量包含了压心位置及迎风面积，根据压心位置及迎风面，可以计算得到航天器的气动力矩。
由图13所示的流程可知，本申请首先将航天器进行分解，可以获取分解后的子模型顶点的坐标，然后根据顶点坐标进行网格划分，可以确定航天器的压心位置及迎风面积，最后根据压心位置及迎风面积计算得到航天器的气动力矩。与传统的气动力估算方式相比，利用该方法，能够较为精确地获取航天器在不同姿态下的精确迎风面积，同时能够有效的处理飞行器各个部段之间的相互遮挡关系，获取不同位置的气动阻力，从而能够获取航天器整体的压心位置，为气动力矩的精确计算提供支撑。
具体实施时，本申请需要将图13中计算得到的压心位置及迎风面积带入到航天器的气动力矩的计算公式中，下面简单描述航天器的气动力矩的计算公式：
如图1所示，在参考航天器的空间坐标系sxbybzb系下，设航天器表面微元为dA，所受气动力可表示为：
Figure BDA0002323040340000061
公式(1)中，ρ是大气密度，Cd是大气阻力系数，一般取Cd＝2.5，nA是dA的法线方向单位向量，vs是气流速度向量。
上述公式(1)中，气流速度的计算公式为：
vs＝-vo+ωe×(ro+ρs) (2)
公式(2)中，vo是航天器的轨道速度，其方向与轨道坐标系xo轴同向，ωe是地球自转角速度，ro是地心到空间站质心的位置向量，ρs是空间站质心到dA形心的位置向量。
通常来讲，ωe×(ro+ρs)是小量，例如，对于位于400km高空的航天器，设其最大尺寸为100m，通过计算可得轨道角速度为1.131×10-3rad/s，轨道速度为7668.567m/s，地球自转角速度为7.269×10-5rad/s，据此可计算出|ωe×(ro+ρs)|≤492.678m/s，地球自转对大气速度影响至多为空间站轨道速度的6.5％。因此，本申请近似认为vs≈-vo，由地球自转导致的大气环流影响被视为扰动因素。
航天器受到的气动力矩为：
Figure BDA0002323040340000062
公式(3)中，r是微元dA相对于体坐标系原点的位置向量，no是vo的单位方向向量，iu表示第i个子系统的舱体未被遮挡的部分，ju表示第i个子系统的第j个附件未被遮挡部分，
Figure BDA0002323040340000063
为气动参数。
公式(3)是航天器气动力和气动力矩的通用计算公式，对于复杂构型的航天器，难以实现计算公式的解析化，这对气动力矩TA的计算带来较大困难，因此需要给出气动力矩的数值计算方法，即得到航天器迎风面积上的投影及压心位置，航天器在迎风面积上的投影及压心位置如图2所示。通过对投影平面(yoozo平面)内进行网格划分，迎风面积可近似为投影轮廓所包含的网格面积之和，压心位置为相应网格的形心位置平均值。
上述将飞行器构型最终拆解成微元的处理方式，可以根据微元面积的大小来平衡计算效率和计算精度。
计算迎风面积和压心位置的关键在于获取投影轮廓所包含的网格子集，为尽可能准确的找到投影区域内的网格，首先给出如下定理(结论)。
定理：对于任意凸多面体，其在任选平面上的投影轮廓所形成的区域为一凸多边形。
定理证明如下：
首先，定义vi(i＝1,…,m)为凸多面体的m个顶点，S为凸多面体表面上的点所构成的集合，则S为一凸集。因此S满足：
a1v1+a2v2+…+amvm∈S (4)
式中，a1+a2+…+am＝1，a1、a2、...am为常量。由此可知，vi(i＝1,…,m)是S的一组基。
在投影平面上定义坐标系oxyz(地心坐标系)，坐标系的ox轴垂直于该投影面(yoozo平面)。凸多面体顶点vi在投影面上的投影点为：
Figure BDA0002323040340000071
式中，C＝diag([0 1 1])。
由于vi(i＝1,…,m)是S的一组基，则[v1 v2 … vm]为行满秩阵，由此可知
Figure BDA0002323040340000072
的第二、三行组成的矩阵也为行满秩阵。上述分析表明，
Figure BDA0002323040340000073
为S在投影平面上的投影集合
Figure BDA0002323040340000074
的一组基，即满足：
Figure BDA0002323040340000075
上式表明
Figure BDA0002323040340000076
也是一个凸集，其所占区域形成的多边形为一凸多边形。
如上所述，本申请具体实施时，航天器分解得到的子模型可以包括：舱体及帆板等主要部件。
根据上述定理可知，帆板在yoozo平面的投影为凸四边形，舱体在yoozo平面的投影为直线和圆弧组成的凸区域。为简化计算，圆柱体的投影可近似为四边形投影，如图3所示，圆柱体投影可近似为矩形η1η2η3η4的投影
Figure BDA0002323040340000077
其中η1η2和η3η4分别过圆心d和e，并且平行于投影面。在上述等效前提下，空间站的投影可近似为一系列矩形在yoozo平面上的投影。
整个航天器的迎风面积为舱体投影端点
Figure BDA0002323040340000078
和帆板投影端点s′i(i＝1,2,3,4)分别围成的凸多边形所占有网格的面积。根据航天器分解得到的舱体和帆板的结构尺寸，可计算出舱体等效圆柱体的端面圆心d和e以及帆板定点si在体坐标系oxyz下的坐标d、e和si，则在体坐标下，d、e和si点的坐标d(o)、e(o)和
Figure BDA0002323040340000079
满足：
Figure BDA0002323040340000081
Rob(q)为坐标变换矩阵，取决于转换的坐标系，本申请是将地球坐标系中的航天器转换至投影坐标系(yoozo)。
根据式公式(5)可知，d(o)、e(o)和
Figure BDA0002323040340000082
在yoozo平面上的投影位置向量为：
Figure BDA0002323040340000083
式中，C＝diag(0,1,1)，是yoozo平面投影矩阵。
图3中，
Figure BDA0002323040340000084
为矩形，一实施例中，根据坐标位置关系，顶点
Figure BDA0002323040340000085
对应的位置向量
Figure BDA0002323040340000086
可表示为：
Figure BDA0002323040340000087
式中，
Figure BDA0002323040340000088
是yoozo平面上与向量
Figure BDA0002323040340000089
垂直的单位向量，r是舱体圆柱端面的半径。
根据舱体的投影点坐标
Figure BDA00023230403400000810
及帆板的投影点坐标
Figure BDA00023230403400000811
可以计算所有舱体和帆板在yoozo平面上的投影顶点
Figure BDA00023230403400000812
Np为投影点总数。
本申请可以适用于绝大多数航天器构型，可以将航天器拆解成凸多边形或凸多面体进行投影分析，能够对于固定构型航天器间的部件遮挡进行处理，从而获取航天器的精确迎风向投影轮廓。
基于投影顶点
Figure BDA00023230403400000813
就可以进行网格区域划分。一实施例中，可以根据投影顶点
Figure BDA00023230403400000814
的坐标计算网格区域的边长2rS。具体实施时，rS具体计算公式如下：
Figure BDA00023230403400000815
基于公式(10)，可以在yoozo平面上，以原点o为形心，边长为2rS的正方形区域内进行网格区域划分，以计算投影面积和压心位置。
在网格区域划分之后，就可以确定有效网格的形心集合。对于航天器在yoozo平面投影中的任意凸多边形f1…fm，如果沿多边形的逆时针方向前进，该点都在凸多边形每个边的左侧，如果沿多边形的顺时针方向前进，该点都在凸多边形每个边的右侧，即满足：
Figure BDA0002323040340000091
其中，
Figure BDA0002323040340000092
为凸多边形f1…fm顶点fi的位置向量，
Figure BDA0002323040340000093
为网格的形心位置向量，根据公式(11)，可以判断每个网格的形心位置是否在凸多边形f1…fm的区域内。
经过阴影区域判定后，假设有效网格的形心位置集合为
Figure BDA0002323040340000094
其中，Ns为有效网格数。航天器在yoozo平面上投影的压心位置和迎风面积分别为
Figure BDA0002323040340000095
式中，A0为每个网格的面积。
将公式(12)中得到的压心位置及迎风面积计算带入公式(3)，可以得到航天器的气动力矩TA：
Figure BDA0002323040340000096
下面结合具体的例子说明本申请的航天器的气动分析方法。
图4为沿x轴方向前后遮挡的两块面板。如图4所示，前方的小矩形投影清晰地呈现在后方大矩形上。可见，这种算法可以有效地计算出遮挡的区域。
图5至图7是针对某一复杂构型航天器的气动分析算例，算例采用了0.05m2微元的网格划分，由图5至图7可知，该航天器的气动分析方法能够较为精确的提取有效迎风面积，去除被遮挡的区域，从而能够精确地计算气动阻力和气动力矩。
与传统的气动力估算方式相比，本申请能够较为精确地获取航天器在不同姿态下的精确迎风面积以及受到自由分子碰撞的面积区域，同时能够有效的处理飞行器各个部段之间的相互遮挡关系，获取不同位置的气动阻力，从而能够获取飞行器整体的压心位置，为气动力矩的精确计算提供支撑。本申请对大型航天器的气动轨道衰减、姿态影响分析具有重要应用价值。
基于同一发明构思，本申请实施例还提供了一种航天器的气动分析装置，可以用于实现上述实施例所描述的方法，如下面的实施例所述。由于航天器的气动分析装置解决问题的原理与航天器的气动分析方法相似，因此航天器的气动分析装置的实施可以参见别航天器的气动分析方法的实施，重复之处不再赘述。以下所使用的，术语“单元”或者“模块”可以实现预定功能的软件和/或硬件的组合。尽管以下实施例所描述的系统较佳地以软件来实现，但是硬件，或者软件和硬件的组合的实现也是可能并被构想的。
图9为本申请的航天器的气动分析装置的结构框图，如图9所示，该航天器的气动分析装置包括：分解单元901、坐标计算单元902、坐标计算单元903及参数确定单元。
分解单元901用于将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
坐标计算单元902用于根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
参数确定单元903用于根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
力矩计算单元904用于根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
一实施例中，如图10所示，参数确定单元903包括：
形心集合确定模块1001，用于根据所述顶点的坐标确定网格划分区域，并确定有效网格的形心集合；
参数确定模块1002，用于根据所述形心集合获取所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积。
一实施例中，如图11所示，形心集合确定模块1001包括：
边长计算模块1101，用于根据所述顶点的坐标计算所述网格区域的边长；
网格确定模块1102，用于根据每个网格的形心位置确定在子模型投影的多边形区域内的网格，得到有效网格的形心集合。
一实施例中，如12所示，子模型包括：舱体及帆板。分解单元901包括：
分解模块1201，用于将所述航天器分解为至少一舱体及至少一帆板；
坐标计算模块1202，用于计算所述舱体的等效圆柱端面圆心的坐标及所述帆板的等效矩形的顶点坐标。
一实施例中，坐标计算模块1202具体用于：计算等效圆柱端面圆心的坐标及等效矩形的顶点坐标在投影平面的顶点的坐标。
本申请的实施例还提供能够实现上述实施例中的方法中全部步骤的一种电子设备的具体实施方式，参见图8，所述电子设备具体包括如下内容：
处理器(processor)801、内存802、通信接口(Communications Interface)803、总线804和非易失性存储器805；
其中，所述处理器801、内存802、通信接口803通过所述总线804完成相互间的通信；
所述处理器801用于调用所述内存802和非易失性存储器805中的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述实施例中的方法中的全部步骤，例如，所述处理器执行所述计算机程序时实现下述步骤：
S101：将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
S102：根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
S103：根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
S104：根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
本申请的实施例还提供能够实现上述实施例中的方法中全部步骤的一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中的方法的全部步骤，例如，所述处理器执行所述计算机程序时实现下述步骤：
S101：将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
S102：根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
S103：根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
S104：根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
本发明中应用了具体实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种航天器的气动分析方法，其特征在于，包括：
将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
2.根据权利要求1所述的航天器的气动分析方法，其特征在于，根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积，包括：
根据所述顶点的坐标确定网格划分区域，并确定有效网格的形心集合；
根据所述形心集合获取所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积。
3.根据权利要求2所述的航天器的气动分析方法，其特征在于，根据所述顶点的坐标确定网格划分区域，并确定有效网格的形心集合，包括：
根据所述顶点的坐标计算所述网格区域的边长；
根据每个网格的形心位置确定在子模型投影的多边形区域内的网格，得到有效网格的形心集合。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的航天器的气动分析方法，其特征在于，所述子模型包括：舱体及帆板，将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标，包括：
将所述航天器分解为至少一舱体及至少一帆板；
计算所述舱体的等效圆柱端面圆心的坐标及所述帆板的等效矩形的顶点坐标。
5.根据权利要求4所述的航天器的气动分析方法，其特征在于，根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标，包括：
计算等效圆柱端面圆心的坐标及等效矩形的顶点坐标在投影平面的顶点的坐标。
6.一种航天器的气动分析装置，其特征在于，包括：
分解单元，用于将航天器分解为多个子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置的坐标；
坐标计算单元，用于根据所述选定位置的坐标计算各子模型在投影平面的顶点的坐标；
参数确定单元，用于根据所述顶点的坐标进行网格区域划分，确定所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积；
力矩计算单元，用于根据所述压心位置及迎风面积计算所述航天器的气动力矩。
7.根据权利要求6所述的航天器的气动分析装置，其特征在于，所述参数确定单元包括：
形心集合确定模块，用于根据所述顶点的坐标确定网格划分区域，并确定有效网格的形心集合；
参数确定模块，用于根据所述形心集合获取所述航天器在投影平面的压心位置及迎风面积。
8.根据权利要求7所述的航天器的气动分析装置，其特征在于，所述形心集合确定模块包括：
边长计算模块，用于根据所述顶点的坐标计算所述网格区域的边长；
网格确定模块，用于根据每个网格的形心位置确定在子模型投影的多边形区域内的网格，得到有效网格的形心集合。
9.根据权利要求6-8中任一项所述的航天器的气动分析装置，其特征在于，所述子模型包括：舱体及帆板；所述分解单元包括：
分解模块，用于将所述航天器分解为至少一舱体及至少一帆板；
坐标计算模块，用于计算所述舱体的等效圆柱端面圆心的坐标及所述帆板的等效矩形的顶点坐标。
10.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1至5任一项所述的航天器的气动分析方法步骤。
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