CN114692285A - 近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质 - Google Patents

Abstract

本文提供了一种近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质，火箭上设置有机翼，其中方法包括：根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。在确定了机翼最终外形参数和最终安装位置之后，就能够将机翼确定下来，该确定后的机翼能够在橇箭分离的过程中给火箭提供上升力，使得近地面超声速橇箭安全分离。

Description

近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质

技术领域

本发明涉及橇箭分离的领域，特别地，涉及一种近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质。

背景技术

电磁发射是火箭发射过程中的常用发射方法之一，其利用电磁力消除摩擦阻力和振动，并提供强大的加速能力，将火箭在近地面加速至分离速度，赋予火箭一定的初始动能。橇车与火箭组成的橇箭组合体在近地面进行高速运行的过程中存在复杂的气动问题，当运行速度达到超声速之后，橇箭组合体与地面间会出现一系列激波干涉、激波/膨胀波干扰等现象，因此，橇箭分离的过程中表现为激波主导的非定常气动力特征，并伴随地面效应的不断变化，对橇箭的安全分离造成显著影响。

对于分离方式来说，主要包括主动式分离和被动式分离。对于主动式分离来说，包括外挂/内埋弹射式分离、外挂导轨式分离和重力投放式分离等，主动式分离大多用于机载、高空、轻质或低速对象。对于被动式分离来说，包括弹丸/弹托分离、火箭级间分离和整流罩两瓣平推分离等，被动式分离主要是依靠自身部件气动力差异进行气动自由分离。

近地面超声速橇箭分离依靠电磁发射环境，在分离过程中，火箭自身离开橇车的升力不足，而常见的弹射式分离的方式需要满足足够的弹射高度、弹射速度和弹射角度才能保证橇箭安全分离，因此弹射运载火箭需要强大的弹射性能，这将会对橇车的结构强度产生巨大的影响。因此现在亟需一种适合近地面超声速橇箭分离的方法。

发明内容

本文实施例的目的在于提供一种近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质，以适合近地面超声速橇箭安全分离。

为达到上述目的，一方面，本文实施例提供了一种近地面超声速橇箭分离的方法，火箭上设置有机翼，所述方法包括：

根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；

根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；

根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；

对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。

优选的，所述根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力，包括：

根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，利用如下公式计算所述机翼的机翼升力的取值范围：

在所述取值范围内选取所述机翼的机翼升力；

其中，L为机翼的机翼升力，m为火箭的质量，G为火箭的重力加速度，L₀为火箭升力，M_z为火箭的俯仰力矩，I_zz为火箭的转动惯量，l₀为机翼压心和火箭质心的最大距离。

优选的，所述根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼初始安装位置，包括：

利用如下公式计算所述机翼安装位置与火箭质心的距离：

根据所述机翼安装位置与火箭质心的距离，确定所述机翼初始安装位置；

其中，M_z为火箭的俯仰力矩，d为所述机翼安装位置与火箭质心的距离。

优选的，所述根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数，包括：

根据在所述取值范围内选取出的所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，确定机翼攻角和机翼投影面积。

优选的，所述根据在所述取值范围内选取出的所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，确定机翼攻角和机翼投影面积，包括：

所述机翼攻角和所述机翼投影面积通过如下公式确定：

其中C_L为升力系数，α为机翼攻角，S为机翼投影面积，ρ为空气密度，V_∞为火箭分离速度，M_a为马赫数。

优选的，所述对所述三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置，包括：

设定分离时序；

依据所述分离时序将所述三维模型进行动态分离仿真分析，得到分析结果；

判断所述分析结果是否满足所述安全分离原则；

如果所述分析结果不满足所述安全分离原则，则重新确定所述机翼攻角、机翼投影面积以及所述机翼安装位置与火箭质心的距离，直至所述分析结果满足所述安全分离原则；

如果所述分析结果满足所述安全分离原则，则根据当前的所述机翼攻角、机翼投影面积确定所述机翼最终外形参数，根据所述机翼安装位置与火箭质心的距离确定机翼最终安装位置。

优选的，所述安全分离原则包括：

按照危险点的平动与转动引起的垂向位移大于设计值为安全分离原则。

另一方面，本文实施例提供了一种近地面超声速橇箭分离的装置，所述装置包括：

参数确定模块：根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；

外形获取模块：根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；

模型建立模块：根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；

仿真分析模块：对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。

又一方面，本文实施例还提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器、以及存储在所述存储器上的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器运行时，执行根据上述任意一项所述方法的指令。

又一方面，本文实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被计算机设备的处理器运行时，执行根据上述任意一项所述方法的指令。

由以上本文实施例提供的技术方案可见，本文实施例通过在火箭上设置机翼后，通过火箭的气动参数和橇箭的安全分离原则，能够确定机翼的机翼升力和机翼初始安装位置，再通过机翼升力得到机翼初始外形参数后，建立橇/箭/翼三维模型，然后对三维模型进行动态分离仿真分析，通过动态分离仿真分析的结果确定机翼最终外形参数和最终安装位置。在确定了机翼最终外形参数和最终安装位置之后，就能够将机翼确定下来，该确定后的机翼能够在橇箭分离的过程中给火箭提供上升力，使得近地面超声速橇箭安全分离。

为让本文的上述和其他目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附图式，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本文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文的一些实施例，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示出了本文实施例提供的一种近地面超声速橇箭分离方法的流程示意图；

图2示出了本文实施例提供的危险点的示意图；

图3示出了本文实施例提供的动态分离仿真分析的流程示意图；

图4示出了本文实施例提供的分离时序的流程示意图；

图5示出了本文实施例提供的橇箭分离过程中橇箭相对位置变化的示意图；

图6示出了本文实施例提供的橇箭分离过程中用于展示橇箭相对位置的压力云图；

图7示出了本文实施例提供的一种近地面超声速橇箭分离装置的模块结构示意图；

图8示出了本文实施例提供的计算机设备的结构示意图。

附图符号说明：

100、参数确定模块；

200、外形获取模块；

300、模型建立模块；

400、仿真分析模块；

802、计算机设备；

804、处理器；

806、存储器；

808、驱动机构；

810、输入/输出模块；

812、输入设备；

814、输出设备；

816、呈现设备；

818、图形用户接口；

820、网络接口；

822、通信链路；

824、通信总线。

具体实施方式

下面将结合本文实施例中的附图，对本文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文一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本文中的实施例，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，都属于本文保护的范围。

在近地面超声速橇箭分离过程中，由于火箭自身离开橇车的升力不足，而常见的弹射式分离的方式需要满足足够的弹射高度、弹射速度和弹射角度才能保证橇箭安全分离，因此弹射运载火箭需要强大的弹射性能，这将对橇车的结构强度产生巨大的影响。

为了解决上述问题，本文实施例提供了一种近地面超声速橇箭分离的方法，能够在不影响橇车的结构强度的前提下正常进行橇箭分离。图1是本文实施例提供的一种近地面超声速橇箭分离方法的步骤示意图，本说明书提供了如实施例或流程图所述的方法操作步骤，但基于常规或者无创造性的劳动可以包括更多或者更少的操作步骤。实施例中列举的步骤顺序仅仅为众多步骤执行顺序中的一种方式，不代表唯一的执行顺序。在实际中的系统或装置产品执行时，可以按照实施例或者附图所示的方法顺序执行或者并行执行。

参照图1，火箭上设置有机翼，所述方法可以包括以下步骤：

S101：根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；

S102：根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；

S103：根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；

S104：对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。

在火箭自身离开橇车的过程中，为保证橇箭安全分离，可以在火箭上设置机翼，通过机翼提供的机翼升力为橇箭分离提供上升力，进而帮助橇箭安全分离。通过火箭的气动参数和橇箭的安全分离原则，能够确定机翼的机翼升力和机翼初始安装位置，再通过机翼升力得到机翼初始外形参数后，建立橇/箭/翼三维模型，然后对三维模型进行动态分离仿真分析，通过动态分离仿真分析的结果确定机翼最终外形参数和最终安装位置。在确定了机翼最终外形参数和最终安装位置之后，就能够将机翼确定下来，该确定后的机翼能够在橇箭分离的过程中给火箭提供上升力，使得橇箭安全分离。

参照图2，在本文实施例中，橇箭的安全分离原则包括：按照危险点的平动与转动引起的垂向位移大于分离值为安全分离原则。由于在橇箭分离过程中，火箭会存在抬头，橇车会水平制动减速，因此火箭后端容易与橇车发生碰撞，为了避免碰撞的产生，因此设计了安全分离原则。在本文实施例中，危险点的平动是指在橇箭分离过程中危险点的上移，危险点转动是指橇箭分离过程中火箭在抬头时危险点向下转动，危险点的平动和转动在垂直方向的位移之和要大于分离值。

参照图2，M点为危险点，在一些实施例中，危险点在选取时，可以选取火箭上的某个点，即火箭上某个容易与橇车发生碰撞的点。参照图2上，为火箭初始状态，火箭初始状态时是安装在橇车上。参照图2下，为火箭与橇车分离后的状态，分离后火箭的尾部容易与橇车发生碰撞。因此由初始状态时火箭安装在橇车上的位置至火箭的尾端在火箭上升抬头的过程中均容易与橇车发生碰撞。因此火箭初始状态时与橇车接触的位置至火箭的尾端中的任一点均可以选作危险点，对于危险点的选取，本文不做具体限定。分离值在选取时可以根据实际工作的需要选取大于或等于0的任意数值，本文对于分离值的具体取值不做限定。

在本文实施例中，所述根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置，包括：

首先，确定所述机翼的机翼升力：

根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，计算所述机翼的机翼升力的取值范围：

在本文实施例中，L为机翼的机翼升力，m为火箭的质量，G为火箭的重力加速度，L₀为火箭升力，M_z为火箭的俯仰力矩，I_zz为火箭的转动惯量，l₀为机翼压心和火箭质心的最大距离，火箭的气动参数包括公式(1)中的m、G、L₀、M_z、I_zz和l₀，火箭的气动参数的具体取值可以根据不同的火箭进行相应取值的选取，本文对此不做限定。

在本文实施例中，公式(1)是通过橇箭的安全分离原则来确定的，危险点的平动与转动引起的垂向位移大于分离值，即保证危险点在平动时在垂向上上移的加速度大于危险点转动时在垂向上下移的加速度，通过公式(1)能够求得机翼升力的取值范围，在该取值范围内选取机翼的机翼升力可以满足安全分离原则。

其次，在所述取值范围内选取所述机翼的机翼升力。

然后，确定机翼初始安装位置：

在本文实施例中，根据火箭的气动参数，依据由取值范围内选取出的机翼的机翼升力，计算所述机翼安装位置与火箭质心的距离：

其中，M_z为火箭的俯仰力矩，d为所述机翼安装位置与火箭质心的距离。

最后，根据所述机翼安装位置与火箭质心的距离，确定所述机翼初始安装位置；

在本文实施例中，得到机翼升力为L，通过公式(2)：机翼升力L和火箭的俯仰力矩M_z可以得到机翼安装位置与火箭质心之间的距离，在火箭的形状、大小已知的前提下，火箭质心的位置是已知量，因此可以通过求得的机翼安装位置与火箭质心之间的距离可以得到机翼的初始安装位置，进而为下一步进行建立橇/箭/翼三维模型提供基础。

在一些实施例中，所述根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数，包括：根据在所述取值范围内选取出的所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，确定机翼攻角、机翼投影面积、机翼展弦比、前缘后掠角以及机翼厚度等机翼初始外形参数。

在本文实施例中，所述机翼攻角和所述机翼投影面积通过如下公式确定：

其中C_L为升力系数，α为机翼攻角，S为机翼投影面积，ρ为空气密度，V_∞为火箭分离速度，M_a为马赫数。

将公式(4)代入公式(3)中，即可得到机翼攻角和机翼投影面积之间的关系。依据二维超声速小扰动理论，即当无穷远处匀直气流以小攻角流过扁平或细长物体时，物体给该气流的扰动一般较小。合理分配机翼攻角，机翼攻角可以取(0，10)区间内的任意数值，0°代表此时没有机翼升力，因此机翼攻角要大于0°，而由于二维超声速小扰动理论的限定，因此机翼攻角要小于10°。由此可以选取机翼攻角的值，并通过公式(3)和(4)结合得到机翼投影面积相应的取值，本文对于机翼攻角以及机翼投影面积的取值方法不做具体限定。

在一些实施例中，依据减阻增升原则以及机翼的结构安全性原则来确定机翼展弦比、前缘后掠角以及机翼厚度等参数。减阻增升原则的确定需要通过例如增大前缘后掠角，选择适当的平面形状，增加“翼梢小翼”等来实现。机翼的结构安全性原则，需要保证机翼能够平稳飞行，符合流体力学的基本原理。通过选取好机翼初始外形参数后，为下一步建立橇/箭/翼三维模型提供基础。

在本文实施例中，当机翼初始外形参数以及机翼的初始安装位置确定后，可以通过CATIA等三维建模软件建立橇/箭/翼三维模型，对三维模型建立超声速流场计算域，并导入到ANSYS ICEM中生成四面体网格，保存为Wing.msh文件；通过ANSYS Fluent、CFX等流场仿真软件，定常求解NS流动控制方程，得到三维模型的仿真数据。其中，湍流模型为κε模型，边界条件设置为：入口为压力远场，来流速度为分离速度，出口为压力出口，地面为无滑移运动壁面。

参照图3，在本文实施例中，步骤S104包括以下子步骤：

S1041：设定分离时序；

S1042：依据所述分离时序将所述三维模型进行动态分离仿真分析，得到分析结果；

S1043：判断所述分析结果是否满足所述安全分离原则；

S1044：如果所述分析结果不满足所述安全分离原则，则重新确定所述机翼攻角、机翼投影面积以及所述机翼安装位置与火箭质心的距离，直至所述分析结果满足所述安全分离原则；

S1045：如果所述分析结果满足所述安全分离原则，则根据当前的所述机翼攻角、机翼投影面积确定所述机翼最终外形参数，根据所述机翼安装位置与火箭质心的距离确定机翼最终安装位置。

在三维模型建立后，需要将三维模型进行仿真分析，模拟其中橇箭分离的具体过程，在进行仿真分析模拟分离过程中需要依据事先设定的分离时序进行分离。

参照图4，在进一步的实施例中，分离时序可以包括以下步骤：

S201：橇箭达到分离速度时，进行橇箭分离；

S202：橇箭分离后，橇车在延迟时间内被动制动，在延迟时间后主动制动。

在本文实施例中，初始状态时，火箭安装在橇车上，火箭在橇车的带动下以一定初速度进行加速运动，当橇箭速度达到分离速度时，橇箭解锁分离，在橇箭解锁分离后，火箭立即获得6个自由度，橇车只有1个自由度，即沿预定轨迹运动。其中分力速度可以按照实际工作需要进行设置，本文对此不做具体限定。在橇车分离后，橇车在制动控制系统下进行主动制动，由于制动控制系统存在延迟时间，因此在延迟时间内橇车受气动阻力被动制动，在延迟时间后，橇车受制动控制系统的作用，进行加速度主动制动，直至橇车停止，其中延迟时间根据不同制动控制系统的性能决定。

参照图5，在一些实施例中，通过Fluent编译和加载分离时序，对所得的三维模型按照分离时序在Fluent中进行动态分离仿真分析，具体通过以下过程进行：初始状态时，火箭安装在橇车上，橇箭有接触面。为保证Fluent动态网格的质量及更新，将原本橇箭的接触面沿垂向将火箭提升设定距离，设定距离越小，越接近真实，也越容易引起动态网格更新及生成失败，在不失仿真真实性和仿真可进行的基础上，设定距离可以为10-50mm，本文对设定距离的取值不做具体限定。

在火箭与橇车之间设置Interface，将计算域分为只含有橇车、地面及轨道槽的Zone1和只含有火箭、机翼的Zone2，并在ICEM中生成Zone1.msh和Zone2.msh；采用滑移网格的形式模拟橇箭的水平相对运动。在Zone1中，橇车只保留沿轨道槽运动方向的自由度，沿轨道做变速运动；在Zone2中，箭翼组合体做6自由度运动，并通过网格弹性变形与重构的方法更新网格。编写控制橇车、火箭和机翼运动和输出各物理时间步橇箭气动力及姿态的UDF子程序并命名为Motion_che_and_missile.c，在Fluent中编译UDF，加载编译的动态链接库，读入Zone1.msh和Zone2.msh，完成Interface设置。采用定常方式计算得到非定常计算的迭代初场。完成动态仿真非定常设置：计算特征时间

L为特征长度，通常取火箭长度，V_∞为分离速度。其中内迭代时间为ΔT＝0.01T，内迭代步数根据实际需要进行设定。参照图6，最终生成动态分离仿真分析结果，Fluent可以显示出橇箭分离过程中橇箭相对位置的变化。

在动态分力仿真分析结束后，如果橇箭分离过程中存在不满足安全分离原则的位置，即危险点的垂向位移小于或等于分离值，则CATIA三维建模软件可以重新接收调整后的机翼攻角和机翼投影面积的大小，或机翼的安装位置，重新建立橇/箭/翼三维模型。并通过Fluent对重新建立的三维模型进行动态分离仿真分析，得到动态分离仿真分析结果，直至橇箭分离过程满足安全分离原则，此时可以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。

基于上述所述的一种近地面超声速橇箭分离的方法，本文实施例还提供一种近地面超声速橇箭分离的装置。所述的装置可以包括使用了本文实施例所述方法的系统(包括分布式系统)、软件(应用)、模块、组件、服务器、客户端等并结合必要的实施硬件的装置。基于同一创新构思，本文实施例提供的一个或多个实施例中的装置如下面的实施例所述。由于装置解决问题的实现方案与方法相似，因此本文实施例具体的装置的实施可以参见前述方法的实施，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装置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。

具体地，图7是本文实施例提供的一种近地面超声速橇箭分离的装置一个实施例的模块结构示意图，参照图7所示，本文实施例提供的一种近地面超声速橇箭分离的装置包括：参数确定模块100、外形获取模块200、模型建立模块300、仿真分析模块400。

参数确定模块100：根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；

外形获取模块200：根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；

模型建立模块300：根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；

仿真分析模块400：对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。

本文一实施例中，参照图8所示，还提供一种计算机设备802。计算机设备802可以包括一个或多个处理器804，诸如一个或多个中央处理单元(CPU)或图形处理器(GPU)，每个处理单元可以实现一个或多个硬件线程。计算机设备802还可以包括任何存储器806，其用于存储诸如代码、设置、数据等之类的任何种类的信息，一具体实施方式中，存储器806上并可在处理器804上运行的计算机程序，所述计算机程序被所述处理器804运行时，可以执行根据上述方法的指令。非限制性的，比如，存储器806可以包括以下任一项或多种组合：任何类型的RAM，任何类型的ROM，闪存设备，硬盘，光盘等。更一般地，任何存储器都可以使用任何技术来存储信息。进一步地，任何存储器可以提供信息的易失性或非易失性保留。进一步地，任何存储器可以表示计算机设备802的固定或可移除部件。在一种情况下，当处理器804执行被存储在任何存储器或存储器的组合中的相关联的指令时，计算机设备802可以执行相关联指令的任一操作。计算机设备802还包括用于与任何存储器交互的一个或多个驱动机构808，诸如硬盘驱动机构、光盘驱动机构等。

计算机设备802还可以包括输入/输出模块810(I/O)，其用于接收各种输入(经由输入设备812)和用于提供各种输出(经由输出设备814)。一个具体输出机构可以包括呈现设备816和相关联的图形用户接口818(GUI)。在其他实施例中，还可以不包括输入/输出模块810(I/O)、输入设备812以及输出设备814，仅作为网络中的一台计算机设备。计算机设备802还可以包括一个或多个网络接口820，其用于经由一个或多个通信链路822与其他设备交换数据。一个或多个通信总线824将上文所描述的部件耦合在一起。

通信链路822可以以任何方式实现，例如，通过局域网、广域网(例如，因特网)、点对点连接等、或其任何组合。通信链路822可以包括由任何协议或协议组合支配的硬连线链路、无线链路、路由器、网关功能、名称服务器等的任何组合。

对应于图1-图4中的方法，本文实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该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运行时执行上述方法的步骤。

本文实施例还提供一种计算机可读指令，其中当处理器执行所述指令时，其中的程序使得处理器执行如图1至图4所示的方法。

应理解，在本文的各种实施例中，上述各过程的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本文实施例的实施过程构成任何限定。

还应理解，在本文实施例中，术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系。例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本文的范围。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本文所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另外，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口、装置或单元的间接耦合或通信连接，也可以是电的，机械的或其它的形式连接。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本文实施例方案的目的。

另外，在本文各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以是两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本文的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分，或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本文各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

本文中应用了具体实施例对本文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文的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本文的思想，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文的限制。

Claims (10)

1.一种近地面超声速橇箭分离的方法，其特征在于，火箭上设置有机翼，所述方法包括：

根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；

根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；

根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；

对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼的机翼升力，包括：

根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，利用如下公式计算所述机翼的机翼升力的取值范围：

在所述取值范围内选取所述机翼的机翼升力；

其中，L为机翼的机翼升力，m为火箭的质量，G为火箭的重力加速度，L₀为火箭升力，M_z为火箭的俯仰力矩，I_zz为火箭的转动惯量，l₀为机翼压心和火箭质心的最大距离。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定所述机翼初始安装位置，包括：

利用如下公式计算所述机翼安装位置与火箭质心的距离：

根据所述机翼安装位置与火箭质心的距离，确定所述机翼初始安装位置；

其中，M_z为火箭的俯仰力矩，d为所述机翼安装位置与火箭质心的距离。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数，包括：

根据在所述取值范围内选取出的所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，确定机翼攻角和机翼投影面积。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据在所述取值范围内选取出的所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，确定机翼攻角和机翼投影面积，包括：

所述机翼攻角和所述机翼投影面积通过如下公式确定：

其中C_L为升力系数，α为机翼攻角，S为机翼投影面积，ρ为空气密度，V_∞为火箭分离速度，M_a为马赫数。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述对所述三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置，包括：

设定分离时序；

依据所述分离时序将所述三维模型进行动态分离仿真分析，得到分析结果；

判断所述分析结果是否满足所述安全分离原则；

如果所述分析结果不满足所述安全分离原则，则重新确定所述机翼攻角、机翼投影面积以及所述机翼安装位置与火箭质心的距离，直至所述分析结果满足所述安全分离原则；

如果所述分析结果满足所述安全分离原则，则根据当前的所述机翼攻角、机翼投影面积确定所述机翼最终外形参数，根据所述机翼安装位置与火箭质心的距离确定机翼最终安装位置。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述安全分离原则包括：

按照危险点的平动与转动引起的垂向位移大于设计值为安全分离原则。

8.一种近地面超声速橇箭分离的装置，其特征在于，所述装置包括：

参数确定模块：根据火箭的气动参数，依据橇箭的安全分离原则，确定机翼的机翼升力以及机翼初始安装位置；

外形获取模块：根据所述机翼的机翼升力，依据二维超声速小扰动理论，得到机翼初始外形参数；

模型建立模块：根据所述机翼初始外形参数以及机翼初始安装位置，建立橇/箭/翼三维模型；

仿真分析模块：对所述橇/箭/翼三维模型进行动态分离仿真分析，以确定所述机翼最终外形参数以及机翼最终安装位置。

9.一种计算机设备，包括存储器、处理器、以及存储在所述存储器上的计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被所述处理器运行时，执行根据权利要求1-7任意一项所述方法的指令。

10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被计算机设备的处理器运行时，执行根据权利要求1-7任意一项所述方法的指令。

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