CN112504613B - 一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质 - Google Patents

一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质 Download PDF

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CN112504613B CN202110146301.5A CN202110146301A CN112504613B CN 112504613 B CN112504613 B CN 112504613B CN 202110146301 A CN202110146301 A CN 202110146301A CN 112504613 B CN112504613 B CN 112504613B
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Abstract

本申请公开了一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质，涉及风洞试验领域，并联飞行器级间分离试验方法包括：生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构；发送启动信号至所述风洞；计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；若是，则计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构；当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数，能够可靠地获取目标参数。

Description

一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质
技术领域
本申请涉及风洞试验领域，具体而言，涉及一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质。
背景技术
多级可重复使用运载器飞行过程中一个重要环节即是级间分离，其目的是通过将任务完成部分分离并抛掉，减轻整体质量，在有限成本的情况下进一步提升运载能力。而在现有的风洞级间分离装置或者CTS机构中，分离后认为两级均处于自由飞行状态，二者之间不存在任何的约束力，因此根本无法完成对此类分离问题的研究需求。
有鉴于此，如何提供一种可靠的并联飞行器级间分离试验方案，是本领域技术人员需要解决的问题。
发明内容
本申请实施例提供一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质。
第一方面，本申请实施例提供一种并联飞行器级间分离试验方法，应用于计算机设备，所述计算机设备分别与机构、风洞和试验模型电连接，所述机构用于控制所述试验模型的姿态，所述风洞用于提供所述试验模型的试验环境，所述方法包括：
生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构，以使所述机构根据所述初始化信号将所述试验模型进行初始位置设置；
发送启动信号至所述风洞，以使所述风洞按照预设马赫数启动，并采集试验模型的气动力数据和试验数据；
将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；
根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；
若是，则将所述气动力数据和所述约束力输入预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；
若否，则将所述气动力数据输入所述预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；
将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数或第二试验参数进行位置调整；
重复发送所述初始化信号至所述机构至将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构的步骤，当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数。
可选地，所述初始化信号包括机构初始化运动补偿量，所述生成初始化信号，包括：
根据预设弹道参数和预设姿态信息，计算得到初始迎角；
根据所述初始迎角，计算得到机构初始化运动补偿量。
可选地，所述试验模型包括载机和助推器，将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式：
Figure 296861DEST_PATH_IMAGE001
Figure 770699DEST_PATH_IMAGE002
计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力，其中，
Figure 850650DEST_PATH_IMAGE003
，
Figure 876375DEST_PATH_IMAGE004
为载机的质量，
Figure 736884DEST_PATH_IMAGE005
为载机的质心到载机与助推器连接点的距离，
Figure 201363DEST_PATH_IMAGE006
为载机的质心在惯性系中的坐标，
Figure 73504DEST_PATH_IMAGE007
为载机绕质心的转动惯量，
Figure 332447DEST_PATH_IMAGE008
为载机在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure 162475DEST_PATH_IMAGE009
为载机在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure 430646DEST_PATH_IMAGE010
为载机在惯性系中的姿态角
Figure 157293DEST_PATH_IMAGE011
为载机的角速度，
Figure 587138DEST_PATH_IMAGE012
为载机质心处力矩，
Figure 156659DEST_PATH_IMAGE013
为助推器的质量，
Figure 962941DEST_PATH_IMAGE014
为助推器的质心到载机与助推器连接点的距离，
Figure 544095DEST_PATH_IMAGE015
为助推器绕质心的转动惯量，
Figure 410420DEST_PATH_IMAGE016
为助推器在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure 952391DEST_PATH_IMAGE017
为助推器在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure 562364DEST_PATH_IMAGE018
为助推器在惯性系中的姿态角，
Figure 998024DEST_PATH_IMAGE019
为助推器的角速度，
Figure 363147DEST_PATH_IMAGE020
为助推器质心处力矩，
Figure 579364DEST_PATH_IMAGE021
为载机在惯性系中的第一方向的约束力，
Figure 665132DEST_PATH_IMAGE022
为载机在惯性系中的第二方向的约束力。助推器在惯性系中所受约束力与载机所受约束力大小相等，方向相反。
可选地，将所述试验数据输入预设动力学方程：
Figure 283195DEST_PATH_IMAGE023
Figure 304372DEST_PATH_IMAGE024
Figure 7886DEST_PATH_IMAGE025
Figure 897344DEST_PATH_IMAGE026
计算得到第一试验参数，其中，
Figure 369914DEST_PATH_IMAGE027
为载机的质心在惯性系中的加速度，
Figure 811260DEST_PATH_IMAGE028
为由载机的质心指向与之相连一端铰接点的位矢，
Figure 2070DEST_PATH_IMAGE029
为载机所受主动力矢量，
Figure 695219DEST_PATH_IMAGE030
为载机在铰接位置所受约束力矢量，
Figure 100924DEST_PATH_IMAGE031
为载机的约束力矩矢量，
Figure 385275DEST_PATH_IMAGE007
为载机绕质心的转动惯量，
Figure 1064DEST_PATH_IMAGE032
为助推器的质心在惯性系中的加速度，
Figure 294642DEST_PATH_IMAGE033
为由助推器的质心指向与之相连一端铰接点的位矢，
Figure 804120DEST_PATH_IMAGE034
为助推器所受主动力矢量，
Figure 524952DEST_PATH_IMAGE035
为助推器在铰接位置所受约束力矢量，
Figure 362458DEST_PATH_IMAGE036
为助推器的约束力矩矢量，
Figure 194148DEST_PATH_IMAGE015
为助推器绕质心的转动惯量。
可选地，所述第一试验参数包括机构补偿量，将所述第一试验参数输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数进行位置调整的步骤包括：
将所述机构补偿量输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数进行位置调整，其中，所述机构补偿量包括所述试验模型在第二预设时刻的质心位置、速度、姿态角和角速度。
第二方面，本申请实施例提供一种并联飞行器级间分离试验装置，应用于计算机设备，所述计算机设备分别与机构、风洞和试验模型电连接，所述机构用于控制所述试验模型的姿态，所述风洞用于提供所述试验模型的试验环境，所述装置包括：
生成模块，用于生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构，以使所述机构根据所述初始化信号将所述试验模型进行初始位置设置；
发送模块，用于发送启动信号至所述风洞，以使所述风洞按照预设马赫数启动，并采集试验模型的气动力数据和试验数据；
判断模块，用于将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；若是，则将所述气动力数据和所述约束力输入预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则将所述气动力数据输入所述预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；
调整模块，用于将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数或第二试验参数进行位置调整；
试验模块，用于重复发送所述初始化信号至所述机构至将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构的步骤，当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数。
可选地，所述初始化信号包括机构初始化运动补偿量，所述生成模块具体用于：
根据预设弹道参数和预设姿态信息，计算得到初始迎角；根据所述初始迎角，计算得到机构初始化运动补偿量。
第三方面，本申请实施例提供一种计算机设备，所述计算机设备包括处理器及存储有计算机指令的非易失性存储器，所述计算机指令被所述处理器执行时，所述计算机设备执行第一方面所述的并联飞行器级间分离试验方法。
第四方面，本申请实施例提供一种可读存储介质，所述可读存储介质包括计算机程序，所述计算机程序运行时控制所述可读存储介质所在计算机设备执行第一方面所述的并联飞行器级间分离试验方法。
相比现有技术，本申请提供的有益效果包括：采用本申请实施例提供的一种并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质，通过生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构，以使所述机构根据所述初始化信号将所述试验模型进行初始位置设置；再发送启动信号至所述风洞，以使所述风洞按照预设马赫数启动，并采集试验模型的气动力数据和试验数据；接着将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；
根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；若是，则将所述气动力数据和所述约束力输入预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则将所述气动力数据输入所述预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；进而将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数或第二试验参数进行位置调整；最终重复发送所述初始化信号至所述机构至将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构的步骤，当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数，能够可靠地获取飞行器分离试验所需数据。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍。应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定。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相关的附图。
图1为本申请实施例提供的并联飞行器级间分离试验方法的步骤流程示意图；
图2为本申请实施例提供试验模型分离系统的结构示意图；
图3为本申请实施例提供试验模型分离系统的简化结构示意图；
图4为本申请实施例提供的并联飞行器级间分离试验装置的结构示意图；
图5为本申请实施例提供的计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
下面结合附图，对本申请的具体实施方式进行详细说明。
目前，多级可重复使用运载器飞行过程中一个重要环节即是级间分离，其目的是通过将任务完成部分分离并抛掉，减轻整体质量，在有限成本的情况下进一步提升运载能力。新一代升力体布局可重复使用运载器两级之间多采用并联式布局形式，如美国空军提出的Gryphon（希神）运载系统，NASA（National Aeronautics and Space Administration，简称美国国家航空航天局）的TSTO（Two Stage to Orbit Vehicle）运载器，日本JAXA（Japan Aerospace Exploration Agency，日本宇宙航空研究开发机构）提出的新一代运载器，这类飞行器由于两级尺寸较为接近，级间分离过程中存在的气动干扰对任何一级均不可忽略，因此通常会采用特殊的分离机构设计，如某典型飞行器在两级尾部设计有类球铰双支撑，以避免分离过程中因两级发生接触导致任务失败，而类似的特殊设计也给分离过程增加了额外的条件或者约束，同样以上述飞行器分离过程为例，分离开始后，两级前部会在气动力作用下首先分离，而此时尾部的类球铰机构依然处于接触状态并会产生支反力，并且支反力的大小会随着两级飞行器的相对运动状态、各级所受气动力而发生变化，随后，载机与助推器将在各自的气动力、推力、重力及接触位置支反力的作用下开始运动，随着分离过程的进行，接触位置的支反力逐渐减小至0，载机与助推器在尾部类球铰处逐渐分开并达到一定距离，则可认为分离过程完成。而在现有的风洞级间分离装置或者CTS（CaptiveTrajectory System，简称运动轨迹捕获系统）机构中，分离后认为两级均处于自由飞行状态，二者之间不存在任何的约束力，因此根本无法完成对此类分离问题的研究需求。基于此，本申请实施例提供了一种并联飞行器级间分离试验方法，应用于计算机设备，计算机设备分别与机构、风洞和试验模型1电连接，机构用于控制试验模型1的姿态，风洞用于提供试验模型1的试验环境，如图1所示，并联飞行器级间分离试验方法包括：
步骤201，生成初始化信号并发送初始化信号至机构，以使机构根据初始化信号将试验模型1进行初始位置设置。
步骤202，发送启动信号至风洞，以使风洞按照预设马赫数启动，并采集试验模型1的气动力数据和试验数据。
步骤203，将气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到试验模型1在第一预设时刻的约束力。
步骤204，根据试验模型1在第一预设时刻的约束力的大小判断试验模型1的约束是否存在；
若是，则执行步骤205。
步骤205，将气动力数据和约束力输入预设动力学方程，计算得到试验模型1在第二预设时刻的第一试验参数。
若否，则执行步骤206。
步骤206，将气动力数据输入预设动力学方程，计算得到试验模型1在第二预设时刻的第二试验参数。
步骤207，将第一试验参数或第二试验参数输入机构，以使机构根据第一试验参数或第二试验参数进行位置调整。
重复发送初始化信号至机构至将第一试验参数或第二试验参数输入机构的步骤，当达到预设停止时刻时，执行步骤208。
步骤208，停止试验并获取目标参数。
在此基础上，初始化信号包括机构初始化运动补偿量，生成初始化信号的步骤，包括：
根据预设弹道参数和预设姿态信息，计算得到初始迎角；
根据初始迎角，计算得到机构初始化运动补偿量。
请参照图2，试验模型1包括载机10和助推器20，在进行建模时，模型可以满足以下条件：分离过程在载机10及助推器20纵向对称平面内进行，并且该平面平行于当地铅垂线方向；可以忽略载机10、助推器20高度及分离机构长度，建模中仅将连接机构视为一个点；载机10与助推器20一旦超出一定距离，即不再考虑分离机构可能产生的约束作用；可以忽略分离过程中存在的摩擦力。在上述基础上，请配合参照图3，可以建立惯性坐标系，其中，载机10坐标系O1X1Y1的原点O1位于载机10质心，O1X1由质心指向载机10尾部，O1Y1垂直于O1X1轴指向载机10上方。助推器20本体坐标系O2X2Y2的原点O2位于助推器20质心，O2X2由质心指向助推器20尾部，O2Y2垂直于O2X2轴指向助推器20上方。当地惯性坐标系OEXEYE为当地大地坐标系，其OEXE轴位于当地水平面指向载机10及助推器20后方，OEYE轴逆向当地铅垂线方向指向上方。可以记载机10上的连接点K1距离载机10质心O1的距离为l1，助推器20上连接点K2距离助推器20质心O2的距离为l2，根据定义可知，在分离初始时刻，载机10与助推器20尾部处于连接状态，此时K1与K2位置相同，图2中将其表示为K点。
当载机10和助推器20分离过程中存在约束时，根据定义，可以得到以下方程，包括运动方程、位置关系方程和约束力关系方程。
运动方程（即预设动力学方程）：
Figure 571515DEST_PATH_IMAGE023
Figure 463247DEST_PATH_IMAGE024
Figure 788050DEST_PATH_IMAGE025
Figure 423430DEST_PATH_IMAGE026
位置关系方程：
Figure 907501DEST_PATH_IMAGE037
约束力关系方程：
Figure 970135DEST_PATH_IMAGE038
Figure 47813DEST_PATH_IMAGE039
Figure 34354DEST_PATH_IMAGE040
其中，
Figure 310615DEST_PATH_IMAGE041
与
Figure 481833DEST_PATH_IMAGE042
分别为载机10和助推器20的质心在惯性系中的位矢，
Figure 843544DEST_PATH_IMAGE027
为载机的质心在惯性系中的加速度，
Figure 883044DEST_PATH_IMAGE032
为助推器的质心在惯性系中的加速度，
Figure 13812DEST_PATH_IMAGE028
为由载机10的质心指向与之相连一端铰接点的位矢，
Figure 355931DEST_PATH_IMAGE033
为由助推器20的质心指向与之相连一端铰接点的位矢，
Figure 204938DEST_PATH_IMAGE043
为载机10的一端铰接点在惯性空间的位矢，
Figure 798862DEST_PATH_IMAGE044
为助推器20的一端铰接点在惯性空间的位矢，
Figure 784136DEST_PATH_IMAGE045
与
Figure 297156DEST_PATH_IMAGE046
分别为载机10与助推器20的角速度矢量，
Figure 633460DEST_PATH_IMAGE047
与
Figure 280342DEST_PATH_IMAGE034
为载机10和助推器20所受主动力矢量，
Figure 323384DEST_PATH_IMAGE048
与
Figure 69623DEST_PATH_IMAGE049
为载机10和助推器20质心处所受力矩矢量，
Figure 706272DEST_PATH_IMAGE030
与
Figure 563370DEST_PATH_IMAGE050
为载机10与助推器20在铰接位置所受约束力矢量，
Figure 460919DEST_PATH_IMAGE031
与
Figure 643638DEST_PATH_IMAGE036
为载机10和助推器20的约束力矩矢量，为载机的角速度，
Figure 751272DEST_PATH_IMAGE051
为载机的旋转加速度，
Figure 412060DEST_PATH_IMAGE046
为助推器的角速度，
Figure 695274DEST_PATH_IMAGE052
为助推器的旋转加速度。应当理解的是，上述运动方程、位置关系方程和约束力关系方程，共包括8个矢量共24个未知量，24个方程，由此可以求解上述方程的全部未知数。基于此，可以将上述方程化简为：
Figure 616873DEST_PATH_IMAGE001
Figure 149485DEST_PATH_IMAGE002
计算得到试验模型1在第一预设时刻的约束力，其中，
Figure 551648DEST_PATH_IMAGE003
，
Figure 486106DEST_PATH_IMAGE004
为载机10的质量，
Figure 807366DEST_PATH_IMAGE005
为载机10的质心到载机10与助推器20连接点的距离，
Figure 827274DEST_PATH_IMAGE053
为载机10的质心在惯性系中的坐标，
Figure 767548DEST_PATH_IMAGE054
为载机10绕质心的转动惯量，
Figure 556513DEST_PATH_IMAGE008
为载机10在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure 64986DEST_PATH_IMAGE009
为载机10在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure 572190DEST_PATH_IMAGE010
为载机10在惯性系中的姿态角，
Figure 50576DEST_PATH_IMAGE011
为载机10的角速度，
Figure 959626DEST_PATH_IMAGE013
为助推器20的质量，
Figure 622689DEST_PATH_IMAGE055
为助推器20的质心到载机10与助推器20连接点的距离，
Figure 820452DEST_PATH_IMAGE056
为助推器20绕质心的转动惯量，
Figure 164846DEST_PATH_IMAGE016
为助推器20在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure 741452DEST_PATH_IMAGE017
为助推器20在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure 778678DEST_PATH_IMAGE018
为助推器20在惯性系中的姿态角，
Figure 932579DEST_PATH_IMAGE019
为助推器20的角速度，
Figure 80663DEST_PATH_IMAGE021
为载机10在惯性系中的第一方向的约束力，
Figure 761043DEST_PATH_IMAGE022
为载机10在惯性系中的第二方向的约束力。助推器20在惯性系中所受约束力与载机10所受约束力大小相等，方向相反。
在本申请实施例中，在通过前述公式计算得到试验模型1的约束力后，可以根据公式：
Figure 969171DEST_PATH_IMAGE057
来判断约束力是否失效，其中，
Figure 610368DEST_PATH_IMAGE058
为约束力沿助推器20体坐标系
Figure 296564DEST_PATH_IMAGE059
轴方向的分量。应当理解的是，根据定义，载机10与助推器20之间的类球铰仅能承受压力作用，当类球铰产生的约束力为拉力时，约束应当失效即
Figure 847762DEST_PATH_IMAGE057
时失效。
在前述基础上，第一试验参数包括机构补偿量，将第一试验参数输入机构，以使机构根据第一试验参数进行位置调整的步骤包括：
将机构补偿量输入机构，以使机构根据第一试验参数进行位置调整，其中，机构补偿量包括试验模型1在第二预设时刻的质心位置、速度、姿态角和角速度。
具体的，在上述试验进行之前，可以先按照级间分离试验安装模型并调平，两级模型0°攻角到位（即将载机10和助推器20在机构上调整）。
然后可以根据分离初始条件，给定初始流场马赫数，分离高度，根据弹道参数与姿态信息计算初始时刻模型迎角（即初始迎角），根据初始迎角，计算得到机构初始化运动补偿量（即初始化运动补偿量）。
将机构初始化运动补偿量输入机构，以使机构调整试验模型1（即载机10和助推器20）按照给定的初始迎角就位，达到所要求的初始分离时刻状态（即初始位置设置）。
发送启动信号至风洞，以使风洞按照预设马赫数启动，并可以通过安装在试验模型1这种的天平采集试验模型1的气动力数据。值得说明的是，采集的试验模型1的气动力数据，用于根据获取试验模型1的气动力系数，并根据弹道信息求解实际分离高度下试验模型1两级所受气动力，而后便能够根据气动力计算得到试验模型1此时（更新）的主动力
Figure 226791DEST_PATH_IMAGE060
和力矩
Figure 355284DEST_PATH_IMAGE061
。
然后根据在
Figure 845171DEST_PATH_IMAGE062
时刻（即第一时刻）试验模型1两级质心位置求解约束力，通过前述公式判断试验模型1是否存在约束。若成立，则将采集的气动力数据和约束力输入前述预设动力学方程求解；若不成立，则仅将采集的气动力数据输入前述预设动力学方程求解。
通过上述预设动力学方程求解，可以得到在
Figure 234564DEST_PATH_IMAGE063
时刻（第二时刻）两级试验模型1的质心位置、速度、姿态角和角速度。可以判断是否满足终止条件，在本申请实施例中，终止条件可以是试验进行到预设停止时刻，也可以是用户主动输入停止指令停止试验。当满足终止条件时，记录此时采集的数据（即目标参数），可以包括在
Figure 784494DEST_PATH_IMAGE063
时刻（第二时刻）两级试验模型1的质心位置、速度、姿态角和角速度等数据。当不满足终止条件时，则根据在
Figure 400283DEST_PATH_IMAGE063
时刻（第二时刻）两级试验模型1的质心位置、速度、姿态角和角速度计算得到机构新的补偿量（即作为新的初始化补偿量），然后重复上述试验，直至满足终止条件。
本申请实施例提供一种并联飞行器级间分离试验装置110，应用于计算机设备，计算机设备分别与机构、风洞和试验模型1电连接，机构用于控制试验模型1的姿态，风洞用于提供试验模型1的试验环境，如图4所示，装置包括：
生成模块1101，用于生成初始化信号并发送初始化信号至机构，以使机构根据初始化信号将试验模型1进行初始位置设置。
发送模块1102，用于发送启动信号至风洞，以使风洞按照预设马赫数启动，并采集试验模型1的气动力数据和试验数据。
判断模块1103，用于将气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到试验模型1在第一预设时刻的约束力；根据试验模型1在第一预设时刻的约束力的大小判断试验模型1的约束是否存在；若是，则将气动力数据和约束力输入预设动力学方程，计算得到试验模型1在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则将气动力数据输入预设动力学方程，计算得到试验模型1在第二预设时刻的第二试验参数。
调整模块1104，用于将第一试验参数或第二试验参数输入机构，以使机构根据第一试验参数或第二试验参数进行位置调整。
试验模块，用于重复发送初始化信号至机构至将第一试验参数或第二试验参数输入机构的步骤，当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数。
进一步地，初始化信号包括机构初始化运动补偿量，生成模块1101具体用于：
根据预设弹道参数和预设姿态信息，计算得到初始迎角；根据初始迎角，计算得到机构初始化运动补偿量。
在本申请实施例中，并联飞行器级间分离试验装置110的具体实现原理可以参考前述并联飞行器级间分离试验方法的实现原理，在此不再赘述。
本申请实施例提供一种计算机设备100，计算机设备100包括处理器及存储有计算机指令的非易失性存储器，计算机指令被处理器执行时，计算机设备100执行前述的并联飞行器级间分离试验方法。如图5所示，图5为本申请实施例提供的计算机设备100的结构框图。计算机设备100包括并联飞行器级间分离试验装置110、存储器111、处理器112及通信单元113。
为实现数据的传输或交互，存储器111、处理器112以及通信单元113各元件相互之间直接或间接地电性连接。例如，可通过一条或多条通讯总线或信号线实现这些元件相互之间电性连接。并联飞行器级间分离试验装置110包括至少一个可以软件或固件（firmware）的形式存储于存储器111中或固化在计算机设备100的操作系统（operatingsystem，OS）中的软件功能模块。处理器112用于执行存储器111中存储的可执行模块，例如并联飞行器级间分离试验装置110所包括的软件功能模块及计算机程序等。
本申请实施例提供一种可读存储介质，可读存储介质包括计算机程序，计算机程序运行时控制可读存储介质所在计算机设备执行前述的并联飞行器级间分离试验方法。
综上所述，采用本申请实施例提供的并联飞行器级间分离试验方法、装置及可读存储介质，能够根据风洞现有输入条件，直接对约束位置存在的接触力进行数学建模，将其表示为现有级间分离装置中可以获得的模型状态参数、气动力等已有信息的函数表达式，进而建立约束力模型，之后约束力将作为输入量参与计算，建立约束条件下级间分离过程数学模型。可以基于约束力设定约束成立条件，若约束存在，则在计算中输入求得的约束力，若约束失效，则将约束力置为0。采用上述方案仅需要在原有的级间分离程序中加入约束力计算模块，通过逻辑判断是否启用约束力模块即可实现并联飞行器级间分离试验模拟，无需改动程序中原有的动力学求解部分代码，能够较为便捷地实现并联飞行器级间分离试验。
以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种并联飞行器级间分离试验方法，其特征在于，应用于计算机设备，所述计算机设备分别与机构、风洞和试验模型电连接，所述机构用于控制所述试验模型的姿态，所述风洞用于提供所述试验模型的试验环境，所述方法包括：
生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构，以使所述机构根据所述初始化信号将所述试验模型进行初始位置设置；
发送启动信号至所述风洞，以使所述风洞按照预设马赫数启动，并采集试验模型的气动力数据和试验数据；
将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；
根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；
若是，则将所述气动力数据和所述约束力输入预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；
若否，则将所述气动力数据输入所述预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；
将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数或第二试验参数进行位置调整；
重复发送所述初始化信号至所述机构至将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构的步骤，当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数；
所述试验模型包括载机和助推器；
所述将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力，包括：
将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE002
Figure DEST_PATH_IMAGE004
计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure DEST_PATH_IMAGE008
和
Figure DEST_PATH_IMAGE010
为约束参数，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为载机的质量，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为载机的质心到载机与助推器连接点的距离，
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为载机的质心在惯性系中的坐标，
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为载机绕质心的转动惯量，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为载机在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为载机在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为载机在惯性系中的姿态角，
Figure DEST_PATH_IMAGE028
为载机的角速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE030
为载机质心处所受力矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE032
为助推器的质量，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
为助推器的质心到载机与助推器连接点的距离，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为助推器绕质心的转动惯量，
Figure DEST_PATH_IMAGE038
为助推器在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
为助推器在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为助推器在惯性系中的姿态角，
Figure DEST_PATH_IMAGE044
为助推器的角速度矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE046
为助推器质心处所受力矩，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
为载机在惯性系中的第一方向的约束力，
Figure DEST_PATH_IMAGE050
为载机在惯性系中的第二方向的约束力。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述初始化信号包括机构初始化运动补偿量，所述生成初始化信号，包括：
根据预设弹道参数和预设姿态信息，计算得到初始迎角；
根据所述初始迎角，计算得到机构初始化运动补偿量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述将所述气动力数据和所述约束力输入预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数，包括：
将所述气动力数据和所述约束力输入预设动力学方程：
Figure DEST_PATH_IMAGE052
Figure DEST_PATH_IMAGE054
Figure DEST_PATH_IMAGE056
Figure DEST_PATH_IMAGE058
计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE060
为载机的质心在惯性系中的加速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE062
为由载机的质心指向与之相连一端铰接点的位矢，
Figure DEST_PATH_IMAGE064
为载机所受主动力矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
为载机在铰接位置所受约束力矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE068
为载机的约束力矩矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE070
为载机绕质心的转动惯量，
Figure DEST_PATH_IMAGE072
为为载机的角速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE074
为载机的旋转加速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE076
为助推器的质心在惯性系中的加速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE078
为由助推器的质心指向与之相连一端铰接点的位矢，
Figure DEST_PATH_IMAGE080
为助推器所受主动力矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE082
为助推器在铰接位置所受约束力矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE084
为助推器的约束力矩矢量，
Figure DEST_PATH_IMAGE086
为助推器的转动惯量，
Figure DEST_PATH_IMAGE088
为助推器的角速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE090
为助推器的旋转加速度。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一试验参数包括机构补偿量，将所述第一试验参数输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数进行位置调整的步骤包括：
将所述机构补偿量输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数进行位置调整，其中，所述机构补偿量包括所述试验模型在第二预设时刻的质心位置、速度、姿态角和角速度。
5.一种并联飞行器级间分离试验装置，其特征在于，应用于计算机设备，所述计算机设备分别与机构、风洞和试验模型电连接，所述机构用于控制所述试验模型的姿态，所述风洞用于提供所述试验模型的试验环境，所述装置包括：
生成模块，用于生成初始化信号并发送所述初始化信号至所述机构，以使所述机构根据所述初始化信号将所述试验模型进行初始位置设置；
发送模块，用于发送启动信号至所述风洞，以使所述风洞按照预设马赫数启动，并采集试验模型的气动力数据和试验数据；
判断模块，用于将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式，计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力；根据所述试验模型在第一预设时刻的约束力的大小判断所述试验模型的约束是否存在；若是，则将所述气动力数据和所述约束力输入预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第一试验参数；若否，则将所述气动力数据输入所述预设动力学方程，计算得到所述试验模型在第二预设时刻的第二试验参数；
调整模块，用于将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构，以使所述机构根据所述第一试验参数或第二试验参数进行位置调整；
试验模块，用于重复发送所述初始化信号至所述机构至将所述第一试验参数或第二试验参数输入所述机构的步骤，当达到预设停止时刻时，停止试验并获取目标参数；
所述试验模型包括载机和助推器；
所述判断模块具体用于：
将所述气动力数据和试验数据输入预设约束力计算公式：
Figure DEST_PATH_IMAGE002A
Figure DEST_PATH_IMAGE004A
计算得到所述试验模型在第一预设时刻的约束力，其中，
Figure 695904DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 878624DEST_PATH_IMAGE008
和
Figure 923940DEST_PATH_IMAGE010
为约束参数，
Figure 584728DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure 664680DEST_PATH_IMAGE014
为载机的质量，
Figure 18301DEST_PATH_IMAGE016
为载机的质心到载机与助推器连接点的距离，
Figure 550913DEST_PATH_IMAGE018
为载机的质心在惯性系中的坐标，
Figure 516858DEST_PATH_IMAGE020
为载机绕质心的转动惯量，
Figure 451316DEST_PATH_IMAGE022
为载机在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure 975838DEST_PATH_IMAGE024
为载机在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure 995746DEST_PATH_IMAGE026
为载机在惯性系中的姿态角，
Figure 998338DEST_PATH_IMAGE028
为载机的角速度，
Figure 787302DEST_PATH_IMAGE030
为载机质心处所受力矩，
Figure 482726DEST_PATH_IMAGE032
为助推器的质量，
Figure 989930DEST_PATH_IMAGE034
为助推器的质心到载机与助推器连接点的距离，
Figure 530633DEST_PATH_IMAGE036
为助推器绕质心的转动惯量，
Figure 439683DEST_PATH_IMAGE038
为助推器在惯性系中的第一方向的主动力，
Figure 306008DEST_PATH_IMAGE040
为助推器在惯性系中的第二方向的主动力，
Figure 300509DEST_PATH_IMAGE042
为助推器在惯性系中的姿态角，
Figure 644902DEST_PATH_IMAGE044
为助推器的角速度矢量，
Figure 408459DEST_PATH_IMAGE046
为助推器质心处所受力矩，
Figure 947150DEST_PATH_IMAGE048
为载机在惯性系中的第一方向的约束力，
Figure 163368DEST_PATH_IMAGE050
为载机在惯性系中的第二方向的约束力。
6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述初始化信号包括机构初始化运动补偿量，所述生成模块具体用于：
根据预设弹道参数和预设姿态信息，计算得到初始迎角；根据所述初始迎角，计算得到机构初始化运动补偿量。
7.一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备包括处理器及存储有计算机指令的非易失性存储器，所述计算机指令被所述处理器执行时，所述计算机设备执行权利要求1-4中任意一项所述的并联飞行器级间分离试验方法。
8.一种可读存储介质，其特征在于，所述可读存储介质包括计算机程序，所述计算机程序运行时控制所述可读存储介质所在计算机设备执行权利要求1-4中任意一项所述的并联飞行器级间分离试验方法。
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