CN112307683B - 火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质 - Google Patents

火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质 Download PDF

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Abstract

本申请实施例提供一种火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质，涉及航天飞行器计算流体力学(CFD)数值模拟领域，用于准确获得运载火箭RCS喷流干扰特性。所述火箭侧向喷流干扰确定方法，包括：获取发动机本身产生的推力/推力矩在坐标系六个分量上的气动系数；获取发动机工作时箭体表面压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数；获取发动机不工作时的气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数；获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性。

Description

火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质
技术领域
本申请涉及航天飞行器计算流体力学(CFD)数值模拟领域，尤其涉及一种火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质。
背景技术
目前，实现低成本进入空间是商业运载火箭发展的核心要素。随着控制技术的发展，利用姿控发动机(RCS)喷流产生的推力进行运载器姿态控制，成为降低运载器研制成本的一种有效手段。
相关技术中，火箭姿控动力系统安装在运载火箭的头罩，采用侧向喷流对全箭飞行姿态进行控制；火箭姿控动力系统包括多个姿控喷管，多个姿控喷管采用井字型布局。在火箭处于不同的飞行姿态时，相应的姿控喷管开启。然而，侧向喷流与火箭周围的气流会发生相互作用，喷流与自由来流的相互干扰会产生激波、边界层分离、漩涡等复杂流动现象，对侧喷发动机的推力、火箭表面流场产生附加影响，对全箭气动特性产生很大影响，如何准确获得RCS喷流干扰特性成为业内亟需解决的问题。
发明内容
本申请实施例中提供一种火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质，用于准确获得运载火箭RCS喷流干扰特性。
本申请第一方面实施例提供一种火箭侧向喷流干扰确定方法，包括：
获取发动机本身产生的推力/推力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
获取发动机工作时箭体表面压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数；
获取发动机不工作时的气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性。
在其中一种可能的实现方式中，在根据所述推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性之前，还包括：
根据如下公式确定分别确定六分量气动力喷流干扰因子：
Ki＝(Ci有喷+Ci喷流-Ci无喷)/Ci喷流；
其中，用Ki表示坐标系六分量上的喷流干扰干扰因子；i表示六分量气动力；Ci喷流表示发动机本身产生的推力/推力矩在坐标系六个分量上的气动系数；Ci有喷表示发动机工作时箭体表面(除去工作喷管面积)压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数；Ci无喷表示发动机不工作时气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性，包括：
获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性。
在其中一种可能的实现方式中，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定俯仰通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×|CFNj|；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×|CMZj|；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFNj表示俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数；CMZj表示俯仰通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
在其中一种可能的实现方式中，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取偏航通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定偏航通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFZj|；
CNt＝CN+KCN×|CFZj|；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMYj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×|CMYj|；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFZj表示偏航通道姿控喷管开启时的推力系数；CMYj表示偏航通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
在其中一种可能的实现方式中，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取纯滚动通道工作时的力矩系数；
根据获取的力矩系数及如下公式确定纯滚动通道工作时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA；
CNt＝CN；
CZt＝CZ；
CMXt＝CMX+KCMX×CMXj；
CMYt＝CMY；
CMZt＝CMZ；
其中，KCMX表示滚转力矩喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
在其中一种可能的实现方式中，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取俯仰和偏航通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定俯仰和偏航通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFNj表示俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数；CFZj表示偏航通道姿控喷管开启时的推力系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMYj表示偏航通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMZj表示俯仰通道姿控喷管开启时的力矩系数。
在其中一种可能的实现方式中，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定俯仰和滚动通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×|CFNj|；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×|CMZj|；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFNj表示俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMZj表示俯仰通道姿控喷管开启时的力矩系数。
在其中一种可能的实现方式中，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取偏航通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定偏航和滚动通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFZj|；
CNt＝CN+KCN×|CFZj|；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMYj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×|CMYj|；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFZj表示偏航通道姿控喷管开启时的推力系数；CMYj表示偏航通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
本申请第二方面实施例提供一种终端，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
本申请第三方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
本申请实施例提供的火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质，通过获取发动机本身产生的推力/推力矩、发动机工作时箭体表面的积分值、发动机不工作时的气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数，以及获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，并且根据上述各参数及预先获取的喷流干扰模型确定相应姿态下箭体六分量气动特性。如此，能够通过相应姿态下箭体六分量气动特性来表征侧向喷流干扰效应，利于准确获得RCS喷流干扰特性，实现姿控动力系统控制效能准确、定量的描述利于降低全箭姿态控制设计难度，且具有良好的通用性和普适性，对建立航天飞行器喷流干扰特性研究体系具有一定推动作用。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为一示例性实施例中运载火箭的头罩的结构示意图；
图2为一示例性实施例中姿控喷管的安装示意图；
图3为一示例性实施例提供的火箭侧向喷流干扰确定方法的流程示意图；
图4为另一示例性实施例提供的火箭侧向喷流干扰确定方法的流程示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
相关技术中，如图1所示，火箭姿控动力系统安装在运载火箭的头罩1，采用侧向喷流对全箭飞行姿态进行控制；火箭姿控动力系统包括多个姿控喷管2，多个姿控喷管2采用井字型布局，如图2所示。在火箭处于不同的飞行姿态时，相应的姿控喷管2开启。
然而，侧向喷流与火箭周围的气流会发生相互作用，喷流与自由来流的相互干扰会产生激波、边界层分离、漩涡等复杂流动现象，对侧喷发动机的推力、火箭表面流场产生附加影响，对全箭气动特性产生很大影响。因此，如何准确获得RCS喷流干扰特性成为业内亟需解决的问题。
为了克服上述问题，本实施例提供一种火箭侧向喷流干扰确定方法、终端及存储介质，能够实现对侧向喷流干扰效应数学表征，利于准确获得RCS喷流干扰特性，实现姿控动力系统控制效能准确、定量的描述，利于降低全箭姿态控制设计难度，且具有良好的通用性和普适性，对建立航天飞行器喷流干扰特性研究体系具有一定推动作用。
下面结合附图对本实施例提供的方法的功能及实现过程进行举例说明。
需要说明的是：实际应用中，本实施例提供的方法可以通过计算机程序实现，例如，应用软件等；或者，该方法也可以实现为存储有相关计算机程序的介质，例如，U盘、云盘等；再或者，该方法还可以通过集成或安装有相关计算机程序的实体装置实现，例如，芯片、智能设备等。
如图3所示，本实施例提供的火箭侧向喷流干扰确定方法，可应用于航天飞行器高超声速气动力/热特性数值模拟，包括：
S101、获取发动机本身产生的推力/推力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
S102、获取发动机工作时箭体表面压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数；
S103、获取发动机不工作时的气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
S104、获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性。
本实施例中，发动机可以指姿控发动机RCS。本实施例中，六分量气动力可以分别为：轴向载荷CA、法向载荷CN、侧向载荷CZ、俯仰力矩CMZ、偏航力矩CMY、滚转力矩CMX。
为便于描述，用i表示六分量气动力CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ；Ci喷流表示发动机本身产生的推力/推力矩在坐标系六个分量上的气动系数，步骤S101用于获取Ci喷流；Ci有喷表示发动机工作时箭体表面(除去工作喷管面积)压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数(不包含Ci喷流)，步骤S102用于获取Ci有喷；Ci无喷表示发动机不工作时气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数(相当于常规风洞吹风试验得到的气动系数)，步骤S103用于获取Ci无喷。
运载火箭在飞行过程中可具有多种飞行姿态。根据姿控系统控制策略，喷管组合形式可以分为六类；相应地，运载火箭可对应有六种姿态，具体为：俯仰通道姿控喷管开启时的第一姿态、偏航通道姿控喷管开启时的第二姿态、滚动通道姿控喷管开启时的第三姿态、俯仰和偏航通道姿控喷管同时开启时的第四姿态、俯仰和滚动通道姿控喷管同时开启时的第五姿态、偏航和滚动通道姿控喷管同时开启时的第六姿态。在步骤S104，在确定其中一姿态下的箭体六分量气动特性时，需预先获取与该姿态相关的推力系数及力矩系数。
在获取发动机本身产生的推力/推力矩、发动机工作时箭体压力积分值、发动机不工作时的气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数，以及获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数之后，可根据上述各参数及预先获取的喷流干扰模型确定相应姿态下箭体六分量气动特性。其中，上述各参数可通过实验、仿真或历史数据等方式来获取，本实施例此处对于上述各参数的获取方式不做具体限定。
如此，能够通过相应姿态下箭体六分量气动特性来表征侧向喷流干扰效应，利于准确获得RCS喷流干扰特性，实现姿控动力系统控制效能准确、定量的描述利于降低全箭姿态控制设计难度，且具有良好的通用性和普适性，对建立航天飞行器喷流干扰特性研究体系具有一定推动作用。
在其中一种可能的实现方式中，如图4所示，火箭侧向喷流干扰确定方法，包括：
S201、获取发动机本身产生的推力/推力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
S202、获取发动机工作时箭体表面压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数；
S203、获取发动机不工作时的气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
S204、根据发动机本身产生的推力/推力矩、发动机工作时箭体表面压力积分值、发动机不工作时的气动力/力矩在坐标系六个分量上的气动系数，分别确定六分量气动力喷流干扰因子；
S205、获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性。
步骤S201至步骤S203的实现过程可与前述步骤步骤S101至步骤S103相同，此处不再赘述。
在步骤204中，为便于描述，用Ki表示坐标系六分量上的喷流干扰干扰因子。当i方向有姿控发动机工作时，其中Ki<0时发动机控制失效(反效)，0<Ki<1时喷流产生不利干扰，发动机控制效能降低但仍有效，Ki>1时产生有利干扰，发动机控制效能增加。当i方向无姿控发动机工作时，Ki<0时表示其它方向喷流干扰引起了i方向上不利的干扰，Ki>0时表示其它方向喷流干扰引起了i方向上有利干扰。
在具体实现时，可根据如下公式确定六分量气动力喷流干扰因子：
Ki＝(Ci有喷+Ci喷流-Ci无喷)/Ci喷流。
其中，当i方向上有此通道姿控发动机工作时，Ci喷流就为此通道发动机工作产生的推力和推力矩在i方向上的分量；当i方向上无此通道姿控发动机工作时，而又有此方向上的干扰量ΔCi，ΔCi＝Ci有喷-Ci无喷，则此时可以假定此方向上有坐标系下的正向姿控发动机工作，并由此确定喷流干扰因子Ki＝(Ci有喷+Ci喷流-Ci无喷)/(Ci喷流)假定开启；(Ci喷流)假定开启为当i方向上无此通道姿控发动机工作，而又有此方向上的干扰量，假定此方向上有坐标系下的正向姿控发动机工作时推力/推力矩在坐标系六个分量上的气动系数。另外，滚转通道CMX喷流为假定有一对姿控发动机工作时产生的滚转力矩；轴向CA喷流为假定有俯仰或偏航单独姿控发动机工作时产生的力。
本示例中，通过确定出六分量气动力喷流干扰因子Ki，再根据六分量气动力喷流干扰因子Ki等参数来确定相应姿态下的箭体六分量气动特性，利于减少数据处理量，提高确定火箭侧向喷流干扰效应的效率。
在步骤205中，运载火箭在不同的姿态下，其箭体六分量气动特性也有差异，下面对运载火箭在各姿态下，其箭体六分量气动特性分别进行说明。
需要说明的是：为便于描述，用下标t表示箭体气动力和喷流控制力之和，用下标j表示喷流力(矩)系数。
在运载火箭处于第一姿态时，步骤S205可包括：
获取俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数CFNj及力矩系数CMZj；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数CMXj；
根据如下公式确定俯仰通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×|CFNj|；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×|CMZj|；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和。
在运载火箭处于第二姿态时，步骤S205可包括：
获取偏航通道姿控喷管开启时的推力系数CFZj及力矩系数CMYj；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数CMXj；
根据如下公式确定偏航通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFZj|；
CNt＝CN+KCN×|CFZj|；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMYj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×|CMYj|；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和。
在运载火箭处于第三姿态时，步骤S205可包括：
获取纯滚动通道工作时的力矩系数CMXj；
根据如下公式确定纯滚动通道工作时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA；
CNt＝CN；
CZt＝CZ；
CMXt＝CMX+KCMX×CMXj；
CMYt＝CMY；
CMZt＝CMZ；
其中，KCMX表示滚转力矩喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和。
在运载火箭处于第四姿态时，步骤S205可包括：
获取俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数CFNj及力矩系数CMZj；
获取偏航通道姿控喷管开启时的推力系数CFZj及力矩系数CMYj；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数CMXj；
根据如下公式确定俯仰和偏航通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和。
在运载火箭处于第五姿态时，步骤S205可包括：
获取俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数CFNj及力矩系数CMZj；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数CMXj；
根据如下公式确定俯仰和滚动通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×|CFNj|；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×|CMZj|；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和。
在运载火箭处于第六姿态时，步骤S205可包括：
获取偏航通道姿控喷管开启时的推力系数CFZj及力矩系数CMYj；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数CMXj；
根据如下公式确定偏航和滚动通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFZj|；
CNt＝CN+KCN×|CFZj|；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMYj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×|CMYj|；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和。
在上述示例中，根据本实施例获取其中任一姿态或多个姿态下的箭体六分量气动特性，例如可获取其中各姿态下的箭体六分量气动特性，能够为后续侧向力/气动力复合控制系统设计和仿真提供了强有力的技术支撑。
本实施例还提供一种终端，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，计算机程序存储在存储器中，并被配置为由处理器执行以实现如前述任一示例中的方法。
存储器用于存储计算机程序，处理器在接收到执行指令后，执行计算机程序，前述相应实施例揭示的流过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器中，或者由处理器实现。
存储器可能包含高速随机存取存储器(RAM：Random Access Memory)，也可能还包括非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。存储器可通过至少一个通信接口(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。
处理器可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，实施例一揭示的方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现成可编程门阵列(FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的相应方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件单元组合执行完成。软件单元可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
本实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；计算机程序被处理器执行以实现如前述任一示例中的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、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。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (9)

1.一种火箭侧向喷流干扰确定方法，其特征在于，包括：
获取发动机本身产生的推力及推力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
获取发动机工作时箭体表面压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数；
获取发动机不工作时的气动力及力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性，
在根据所述推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性之前，还包括：
根据如下公式确定分别确定六分量气动力喷流干扰因子：
Ki＝(Ci有喷+Ci喷流-Ci无喷)/Ci喷流；
其中，用Ki表示坐标系六分量上的喷流干扰干扰因子；i表示六分量气动力；Ci喷流表示发动机本身产生的推力及推力矩在坐标系六个分量上的气动系数；Ci有喷表示发动机工作时除去工作喷管面积的箭体表面压力积分值在坐标系六个分量上的气动系数；Ci无喷表示发动机不工作时气动力及力矩在坐标系六个分量上的气动系数；
相应地，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述推力系数、力矩系数及各气动系数确定相应姿态下的箭体六分量气动特性，包括：
获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定俯仰通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×|CFNj|；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×|CMZj|；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFNj表示俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数；CMZj表示俯仰通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取偏航通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定偏航通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFZj|；
CNt＝CN+KCN×|CFZj|；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMYj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×|CMYj|；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFZj表示偏航通道姿控喷管开启时的推力系数；CMYj表示偏航通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取纯滚动通道工作时的力矩系数；
根据获取的力矩系数及如下公式确定纯滚动通道工作时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA；
CNt＝CN；
CZt＝CZ；
CMXt＝CMX+KCMX×CMXj；
CMYt＝CMY；
CMZt＝CMZ；
其中，KCMX表示滚转力矩喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取俯仰和偏航通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定俯仰和偏航通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFNj表示俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数；CFZj表示偏航通道姿控喷管开启时的推力系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMYj表示偏航通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMZj表示俯仰通道姿控喷管开启时的力矩系数。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定俯仰和滚动通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFNj|；
CNt＝CN+KCN×CFNj；
CZt＝CZ+KCZ×|CFNj|；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMZj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×|CMZj|；
CMZt＝CMZ+KCMZ×CMZj；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFNj表示俯仰通道姿控喷管开启时的推力系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMZj表示俯仰通道姿控喷管开启时的力矩系数。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述获取相应姿态对应的推力系数及力矩系数，根据所述喷流干扰因子、推力系数及力矩系数确定相应姿态时的箭体六分量气动特性，包括：
获取偏航通道姿控喷管开启时的推力系数及力矩系数；
获取滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数；
根据获取的推力系数、力矩系数及如下公式确定偏航和滚动通道姿控喷管开启时的箭体六分量气动特性：
CAt＝CA+KCA×|CFZj|；
CNt＝CN+KCN×|CFZj|；
CZt＝CZ+KCZ×CFZj；
CMXt＝CMX+KCMX×|CMYj|+CMXj；
CMYt＝CMY+KCMY×CMYj；
CMZt＝CMZ+KCMZ×|CMYj|；
其中，KCA,KCN,KCZ,KCMX,KCMY,KCMZ分别表示六分量气动力喷流干扰因子；CA,CN,CZ,CMX,CMY,CMZ分别表示六分量气动力；CAt,CNt,CZt,CMXt,CMYt,CMZt分别表示六分量上箭体气动力和喷流控制力之和；CFZj表示偏航通道姿控喷管开启时的推力系数；CMYj表示偏航通道姿控喷管开启时的力矩系数；CMXj表示滚动通道姿控喷管开启时的力矩系数。
8.一种终端，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-7任一项所述的方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-7任一项所述的方法。
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