CN115577659A - 基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置 - Google Patents

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CN115577659A CN202211585244.1A CN202211585244A CN115577659A CN 115577659 A CN115577659 A CN 115577659A CN 202211585244 A CN202211585244 A CN 202211585244A CN 115577659 A CN115577659 A CN 115577659A
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刘汉宇
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Abstract

本申请实施例提供一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，所述方法包括：获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。本申请实施例中提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，在相似准则等前提下，借鉴相似脉动压力特性，对于几何构型相似的火箭而言，具有快捷、高效、且相对稳妥的工程实用性。

Description

基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置
技术领域
本申请涉及火箭气动力设计技术领域，具体指的是一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置。
背景技术
由于火箭构型通常为细长圆柱体，且横截面直径沿轴线变化，因而在火箭锥-柱交界面等截面直径变化区域经常出现附着流动和分离流动的不稳定跳变，形成作用于箭体外表面的随机脉动压力。箭体构型不同时，引起的流动分离特征不同，脉动压力强度和频率成分也不同。这种随机的脉动压力有可能使得箭体力学环境恶劣，或导致箭体壳段出现剧烈随机振动，严重影响运载火箭舱段的振动环境、甚至飞行姿态；另外箭体结构在跨声速脉动压力激励下，也会产生全箭抖振，这种响应尤其不利于星箭界面和仪器舱等部位的力学环境的改善，直接影响箭体的结构设计。
在火箭的研制过程中，跨音速时段的脉动压力环境通常借助缩比模型风洞试验得到。由风洞数据得到火箭实际结构表面若干离散点的压力脉动数据，再利用数值处理方法得出箭体表面的脉动压力分布。但是，风洞试验耗时较长，虽然模型加工等手段比几年前有较大提高，但试验效率仍不理想。
发明内容
为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置。
根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，包括：
获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
根据本申请实施例提供的一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，还包括：
获取所述常规运载火箭的飞行任务遥测数据，对比所述飞行任务遥测数据与所述脉动压力风洞试验数据，对所述脉动压力风洞试验数据进行验证或修订，得到修订后的脉动压力设计数据库。
根据本申请实施例提供的一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，所述对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征，包括：
对所述待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭各部段的气动外形特征，其中，所述待设计火箭各部段至少包括有效载荷整流罩、芯级箭体、助推火箭和凸起物。
根据本申请实施例提供的一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，所述部段脉动压力设计数据至少包括有效载荷整流罩的脉动压力设计数据、二子级的脉动压力设计数据、一子级的脉动压力设计数据、构型截面的脉动压力设计数据。
根据本申请实施例提供的一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，所述脉动压力环境设计至少包括脉动压力系数分布设计、火箭脉动压力频谱特性设计、火箭脉动压力相干性设计。
根据本申请实施例提供的一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，在所述获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库之前，还包括：
针对所述常规运载火箭基本构型，确定脉动压力在不同部段的产生机理和特性。
根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计装置，包括：
数据库构建模块，用于获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
特征分析模块，用于对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
匹配模块，用于根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
设计模块，用于根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
根据本申请实施例的第三个方面，提供了一种电子设备，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所述的方法。
根据本申请实施例的第四个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现所述的方法。
根据本申请实施例的第五个方面，提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述的方法。
采用本申请实施例中提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，在相似准则等前提下，借鉴相似脉动压力特性，对于几何构型相似的火箭而言，具有快捷、高效、且相对稳妥的工程实用性。
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为本申请实施例提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法的流程图；
图2为整流罩拐角分离流和λ激波振荡示意图；
图3为压缩折转分离流示意图；
图4为整流罩后部的流场涡量云图；
图5为火箭直柱段湍流特性所致脉动压力示意图；
图6为待设计火箭和常规运载火箭在箭体外形母线上的相似性示意图；
图7为本申请实施例提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计装置的框图。
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。
同系列火箭大多存在一定的继承性设计，有一些新构型的运载火箭，会在外形设计上借用了已飞火箭的设计，有些部段还是通用的部段，这样就便于利用相似构型方法，在特定的部段，给相似构型赋予既有的、经过风洞试验验证过的脉动压力特性设计。
图1为本申请实施例提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法的流程图，参照图1，本申请实施例提供了一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，包括：
S110，获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
S120，对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
S130，根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
S140，根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
在步骤S110中，以常规运载火箭的各种基本构型以及基本构型所对应的部段为关键词，从脉动压力风洞试验数据中提取对应的参数，分类存储为脉动压力设计数据库。可通过关键词检索，从脉动压力设计数据库中选取目标构型和目标部段对应的脉动压力设计数据。
在一个实施例中，还包括：
获取所述常规运载火箭的飞行任务遥测数据，对比所述飞行任务遥测数据与所述脉动压力风洞试验数据，对所述脉动压力风洞试验数据进行验证或修订，得到修订后的脉动压力设计数据库。
修订后的脉动压力设计数据库包括所述常规运载火箭具备遥测脉动压力的部段所对应的准确的脉动压力特性预示值。
在一个实施例中，还可基于专家的工程经验对所述脉动压力风洞试验数据进行验证或修订，得到修订后的脉动压力设计数据库。
在步骤S120中，作为一个实施例，所述对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征，包括：
对所述待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭各部段的气动外形特征，其中，所述待设计火箭各部段至少包括有效载荷整流罩、芯级箭体、助推火箭和凸起物。
可选的，有效载荷整流罩的气动外形特征分析的方向包括：分析有效载荷整流罩外形尺寸尤其是头部母线出现折角时的相邻半锥角、箭头钝度比、倒锥角等。
可选的，芯级箭体的气动外形特征分析的方向包括：分析芯级箭体截面形状尺寸尤其是出现折角时的截面形状、级间段半锥角、尾部形状是收缩还是扩张等。
可选的，助推火箭的气动外形特征分析的方向包括：分析助推火箭头部外形尺寸，尤其是头锥半角、箭头钝度比等。
可选的，凸起物的气动外形特征分析的方向包括：分析相对较大的凸起物外形尺寸，尤其是在有效载荷整流罩上的较大凸起物。
作为一个实施例，所述部段脉动压力设计数据至少包括有效载荷整流罩的脉动压力设计数据、二子级的脉动压力设计数据、一子级的脉动压力设计数据、构型截面的脉动压力设计数据。
作为一个实施例，所述脉动压力环境设计至少包括脉动压力系数分布设计、火箭脉动压力频谱特性设计、火箭脉动压力相干性设计。
步骤S130和步骤S140的实质为借鉴相似构型的脉动压力环境设计。由于研制周期和经费限制，没有开展脉动压力风洞试验，为了给总体各相关专业提供合理的脉动压力特性，进行气动外形分析，基于相似构型的脉动压力设计数据对各部段区别设计。
下面对各部段区别设计的步骤进行举例说明。
有效载荷整流罩包括前锥、柱、倒锥：假如待设计火箭的有效载荷整流罩外形与第一常规运载火箭的有效载荷整流罩相似，因此待设计火箭的有效载荷整流罩的脉动压力系数分布、单点和剖面功率谱特性设计参考第一常规运载火箭的有效载荷整流罩；第一常规运载火箭有脉动压力风洞数据，且圆满完成若干次飞行试验，因此参考第一常规运载火箭的有效载荷整流罩的脉动压力特性设计可靠。
针对二子级：假如待设计火箭的二子级外形与第二常规运载火箭的三子级相似，因此待设计火箭的二子级外形的脉动压力系数分布、单点和剖面功率谱特性设计同第二常规运载火箭。第二常规运载火箭具备跨声速脉动压力风洞数据，也圆满完成过飞行试验，因此借鉴第二常规运载火箭设计可靠。
针对一子级：假如待设计火箭的一子级外形与第二常规运载火箭的一子级外形相似，因此待设计火箭的一子级外形的脉动压力系数分布、单点和剖面功率谱特性设计同第二常规运载火箭的一子级。
针对相干性：对典型截面的相干性设计，因待设计火箭的全箭尺寸既不同于第一常规运载火箭、又不同于第二常规运载火箭，所以待设计火箭剖面之间的相干性综合参考第一常规运载火箭、第二常规运载火箭，从第一常规运载火箭、第二常规运载火箭之间取较大值作为设计条件。
下面举例说明脉动压力测量值较大的两处典型部段，肩部和倒锥，如何应用相似构型数据的脉动压力环境设计方法：
（1）运载火箭整流罩肩部
以待设计火箭和第一常规运载火箭为例，二者在整流罩头部到肩部是“相同半径球头+相同双锥角+柱”构型，且球头-斜锥-直柱各部段轴向长度相同，可见二者在整流罩头部到肩部的构型是相似的，因此脉动压力环境也应是类似的，待设计火箭在整流罩头部肩部的脉动压力设计可以参考第一常规运载火箭的设计。此处设计原则是部段相同或相似时，脉动压力设计条件相同。
（2）运载火箭整流罩倒锥段
以待设计火箭、第一常规运载火箭、第二常规运载火箭为例，假设“待设计火箭倒锥角度”＜“第二常规运载火箭倒锥角度”＜“第一常规运载火箭倒锥角度”，那么分析结论为待设计火箭倒锥段设计应参考第一常规运载火箭，设计原则是对于不完全相似的系列构型，暂取大者作为包络设计条件。
作为一个实施例，在所述获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库之前，还包括：
针对所述常规运载火箭基本构型，确定脉动压力在不同部段的产生机理和特性。
脉动压力在不同部段的产生机理和特性举例如下：
（1）运载火箭头部，有效载荷整流罩前锥-柱段；
这部分通常产生的脉动压力形式，主要是来流和边界层的湍流、激波振荡、绕流分离。
湍流特性：与层流相对，湍流自然多出现在较高雷诺数情况，其特点是出现明显的高频率峰值信号，特征频率常在10kHz~50kHz之间；脉动压力系数以脉动压力比动压定义，由于湍流出现时的来流动压也较大，所以湍流所致脉动压力系数其实较小；
激波振荡特性：出现在跨声速情况，由于整流罩需要适应有效载荷，所以整流罩外形多为折线型或函数曲线型，线型在局部有压缩或膨胀；这样就会导致在某个马赫区内，绕流经压缩区加速，在膨胀拐角处局部达到音速出现激波。此时激波是不稳定的，与绕流分离或再附边界层相互干扰会产生很大的脉动压力，其特点是有明显的低频峰值信号，特征频率常在1Hz-100Hz之间，脉动压力系数很大；
绕流分离特性：出现在来流在外形膨胀区等的绕流分离、分离流在箭体上的再附位置，其特点是峰值频率较高，常在1kHz-10kHz之间，脉动压力系数较大。
（2）运载火箭倒锥段、及倒锥段下一级；
这部分通常产生的脉动压力形式，主要是绕流分离再附产生的脉动压力、还有涡脱落效应导致的脉动压力。
绕流分离：出现在来流在外形膨胀区等的绕流分离、分离流在箭体上的再附位置，其特点是峰值频率较高，常在1kHz-10kHz之间，脉动压力系数较大。
涡脱落效应脉动压力：整流罩倒锥后存在一个较大的流动分离区，在该分离区的外边缘会不断地存在非定常涡脱落现象，这些非定常的涡会不断向下游发展。像CZ-3B、CZ-7A等火箭在倒锥后还存在级间正锥，这些非定常涡会进一步作用到级间正锥上，从而在级间正锥上产生脉动压力。
（3）运载火箭平直柱段；
这部分通常产生的脉动压力形式，主要是箭体柱面的湍流效应导致产生的脉动压力。
由于箭体在长直柱段表面有边界层，边界层黏性底层的湍流结构效应会引起壁面压力脉动，其机理在亚声速、跨声速和超声速时都没有显著差别；另外，同前所述，湍流特性的脉动压力系数其实较小。
图2为整流罩拐角分离流和λ激波振荡示意图。典型的整流罩锥柱段流场可分为四个区：附体湍流边界层；膨胀扇区/激波/分离干扰区；激波/分离干扰叠加区；分离干扰区。
图3为压缩折转分离流示意图。典型的柱裙连接分离流导致的脉动压力分布，例如火箭级间段的正锥段。从图中可以清晰看出，分离点和再附点处分别产生一道激波，也会产生脉动压力峰值。
图4为整流罩后部的流场涡量云图。图中白色区域为涡量较大的区域，这些区域表示流场中的漩涡区，在整流罩倒锥后存在丰富的涡结构，漩涡不断分离，并向下游流动，这反映了整流罩倒锥后的大尺度涡运动现象。漩涡的中心为低压区，两个漩涡中间区域为高压区，这样不断出现涡脱落现象，造成整流罩倒锥后的区域时而处于高压区，时而处于低压区，产生脉动压力。
图5为火箭直柱段湍流特性所致脉动压力示意图。以典型旋成体结构为例，可以发现湍流边界层、分离区、激波等流动结够随时间和空间变化十分明显，其中箭体后部直柱段脉动压力虽有湍流边界层，但脉动压力系数已较小。
图6为待设计火箭C、第一常规运载火箭A、第二常规运载火箭B在箭体外形母线上的相似性示意图。C整流罩同A相同，C二子级一子级分别同B的三子级一子级相同；新研构型C的脉动压力设计，能够参考在飞构型A、B的脉动压力环境设计；之后在参考的基础上，气动专业再根据箭体实际外形和脉动压力设计经验、遥测脉动压力数据等做出必要的修订。
图7为本申请实施例提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计装置的框图，参照图7，本申请实施例还提供了一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计装置，包括：
数据库构建模块710，用于获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
特征分析模块720，用于对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
匹配模块730，用于根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
设计模块740，用于根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
在一个实施例中，还包括：
获取所述常规运载火箭的飞行任务遥测数据，对比所述飞行任务遥测数据与所述脉动压力风洞试验数据，对所述脉动压力风洞试验数据进行验证或修订，得到修订后的脉动压力设计数据库。
在一个实施例中，特征分析模块720用于：
对所述待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭各部段的气动外形特征，其中，所述待设计火箭各部段至少包括有效载荷整流罩、芯级箭体、助推火箭和凸起物。
在一个实施例中，所述部段脉动压力设计数据至少包括有效载荷整流罩的脉动压力设计数据、二子级的脉动压力设计数据、一子级的脉动压力设计数据、构型截面的脉动压力设计数据。
在一个实施例中，所述脉动压力环境设计至少包括脉动压力系数分布设计、火箭脉动压力频谱特性设计、火箭脉动压力相干性设计。
在一个实施例中，在所述获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库之前，还包括：
针对所述常规运载火箭基本构型，确定脉动压力在不同部段的产生机理和特性。
本申请实施例还提供了一种电子设备，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所述基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，包括：
获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
本申请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；所述计算机程序被处理器执行以实现所述基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，包括：
获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
本申请实施例还提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现所述基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，包括：
获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
采用本申请实施例中提供的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法和装置，在相似准则等前提下，借鉴相似脉动压力特性，对于几何构型相似的火箭而言，具有快捷、高效、且相对稳妥的工程实用性。
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。本申请实施例中的方案可以采用各种计算机语言实现，例如，C语言、VHDL语言、Verilog语言、面向对象的程序设计语言Java和直译式脚本语言JavaScript等。
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。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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，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装置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”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。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。
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 (10)

1.一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，其特征在于，包括：
获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
2.根据权利要求1所述的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，其特征在于，还包括：
获取所述常规运载火箭的飞行任务遥测数据，对比所述飞行任务遥测数据与所述脉动压力风洞试验数据，对所述脉动压力风洞试验数据进行验证或修订，得到修订后的脉动压力设计数据库。
3.根据权利要求1所述的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，其特征在于，所述对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征，包括：
对所述待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭各部段的气动外形特征，其中，所述待设计火箭各部段至少包括有效载荷整流罩、芯级箭体、助推火箭和凸起物。
4.根据权利要求1所述的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，其特征在于，所述部段脉动压力设计数据至少包括有效载荷整流罩的脉动压力设计数据、二子级的脉动压力设计数据、一子级的脉动压力设计数据、构型截面的脉动压力设计数据。
5.根据权利要求1所述的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，其特征在于，所述脉动压力环境设计至少包括脉动压力系数分布设计、火箭脉动压力频谱特性设计、火箭脉动压力相干性设计。
6.根据权利要求1所述的基于相似构型数据的脉动压力环境设计方法，其特征在于，在所述获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库之前，还包括：
针对所述常规运载火箭基本构型，确定脉动压力在不同部段的产生机理和特性。
7.一种基于相似构型数据的脉动压力环境设计装置，其特征在于，包括：
数据库构建模块，用于获取常规运载火箭基本构型的脉动压力风洞试验数据，得到脉动压力设计数据库；
特征分析模块，用于对待设计火箭进行气动外形特征分析，确定所述待设计火箭的气动外形特征；
匹配模块，用于根据所述待设计火箭各部段的气动外形特征，从所述脉动压力设计数据库中选取相似构型的部段脉动压力设计数据；
设计模块，用于根据各部段对应的所述部段脉动压力设计数据，完成脉动压力环境设计。
8.一种电子设备，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1-6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1-6任一项所述的方法。
10.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至6任一项所述的方法。
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李凰立 等: "运载火箭整流罩脉动压力环境的数值模拟研究", 《导弹与航天运载技术》, no. 369, 10 August 2019 (2019-08-10), pages 11 *

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