CN116150869A - 航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质 - Google Patents

航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质 Download PDF

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CN116150869A CN202211085892.0A CN202211085892A CN116150869A CN 116150869 A CN116150869 A CN 116150869A CN 202211085892 A CN202211085892 A CN 202211085892A CN 116150869 A CN116150869 A CN 116150869A
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Abstract

本发明涉及一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质，包括以下步骤：步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。本发明，有效地避免了出现在独立分析时变量未识别充分而出现仿真覆盖性不全的问题，不但可以评估特定条件下的航天器分离安全性，还可以通过迭代计算求出无分离安全风险的输入参数可行解，并在可行解中优选分离设计特性参数，获得正确设计数据包络线，可有效地指导航天器优化设计工作。

Description

航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质
技术领域
本发明涉及一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备及存储介质。
背景技术
航天器为适应多任务、高能效、低重量代价的先进性技术要求，通常在在轨段执行分离动作，现有型号常见的如神舟飞船返回舱与轨道舱的分离、天舟货运飞船与空间站交会对接后离轨、卫星分离立方星、嫦娥五号轨道器和着陆器分离等等。航天器在这些分离过程中存在由于分离后航天器姿态变化导致结构外形动包络干涉、分离后两器由于轨道摄动、光压、大气阻力发生分离后的追击等影响分离安全性的问题，因此，能够建立航天器分离动力学模型，分析环境边界条件，在给定输入条件下评估分离设计的安全性至关重要。现有的航天器级间分离安全性评估方法一般将近场分离安全性和远场分离安全性割裂开，一般利用刚-弹耦合动力学模型求解分离后飞行器两级分离过程的运动情况，从而验证近场分离安全性；验证分离远场安全性一般认为分离过程不产生姿态变化，通过并列能量守恒公式和动量守恒公式求解分离速度，见下式：
Figure SMS_1
m1v1＝m2v2 (2)
其中m1和m2是分离后两级的重量，V1和V2是分离后两级的相对分离前速度的变化量，k和Δx为分离弹性力(航天器级间分离一般选用分离弹簧)的等效刚度和等效弹性位移，求解得到的V1和V2用来进行轨道计算，分析航天器两级分离后是否存在追击问题，完成上述两项工作均得出无风险结果后可得出航天器分离安全的结论。这种相互独立的分析方法存在以下弊端：
1)评估两级航天器在轨分离后是否会发生追击碰撞风险被称为远场分离安全性分析，在进行远场分离安全性分析时未考虑分离后航天器两级的角速度，求解出的两级分离速度大于真实状态，使得远场分离安全性结果存在工况覆盖不全的情况；
2)评估两级航天器在分离过程中是否会产生动包络干涉风险被称为近场分离安全性分析，在进行近场分离安全性分析时，未考虑飞行器分离前的运动状态，而该变量一般由轨道计算得出，并将影响近场分离安全性分析结果。
综上，打破航天器分离安全性近场和远场分析相互割裂状态，亟需发明一种综合评价航天器分离设计的方案。
发明内容
鉴于上述技术问题，本发明提出一种基于多教师知识蒸馏的航天器级间分离设计评价方法、电子设备和存储介质，以实现对航天器分离近场和远场安全性的综合评估。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种航天器级间分离设计评价方法，包括以下步骤：
步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；
步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。
根据本发明的一个方面，在执行步骤S10前，还包括：
步骤S1、确定开展近场动力学分析的输入条件；
步骤S2、建立三维的航天器分离模型，并构建动力学模型，明确几何外形、本构关系和运动参数；
步骤S3、预设动力学计算步长，所述动力学计算步长不低于2000帧/s。
根据本发明的一个方面，在进行步骤S20前，还包括：
步骤S11、建立航天器两级轨道模型，并进行轨道分析，输入分离点初始特性参数；
步骤S12、利用步骤S1中得到的输出参数在轨道模型中输入分离特性参数，将分离过程视为分离前两级在相同位置共飞，分离视为两级进行了一次变轨。
根据本发明的一个方面，所述初始特性参数至少包括轨道六根数、大气模型、行星摄动模型、光压参数、表面积。
根据本发明的一个方面，在步骤S10中，具体包括：
步骤S101、利用动力学计算步长和动力学模型，计算输出参数；
步骤S102、根据航天器两级在分离过程中动包络运动情况的距离变化，判断是否存在干涉；
步骤S103、当距离最小值L小于预设的距离容限L0时，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S104、当距离最小值L大于或等于预设的距离容限L0时，则执行步骤S11。
根据本发明的一个方面，在步骤S2中，建立三维的航天器分离模型，具体包括：
步骤S21、在建模软件中导入或新建航天器结构模型，设置好两级模式的相对位置关系和相对位置关系；
步骤S22、在航天器分离仿真分析结构模型基础上建立级间分离机构模型，将分离机构模型布置在航天器结构模型，定义好分离机构与两级航天器结构模型的接触关系，分离机构的一端固支、另一端与被分离的航天器结构接触，根据接触物体材料设置好接触特性，同时给定分离机构的运动约束、弹性系数和阻尼特性；
步骤S23、对两级航天器结构在对接坐标系统进行初值设置，给定分离起始时刻两级航天器形成的组合体的速度、加速度、角速度和角加速度等运动参数；
步骤S24、完成航天器分离模型建模工作。
根据本发明的一个方面，所述距离容限L0的范围满足：L0≥0.5m。
根据本发明的一个方面，所述输出参数至少还包括航天器两级在分离过程中的速度、加速度、姿态角速度、角加速度的时域响应、级间分离机构工作状态。
根据本发明的一个方面，在步骤S20中，具体包括：
步骤S201、计算两级分离后的相对距离；
步骤S202、根据相对距离随时间的变化趋势判断是否存在远场安全性风险；
步骤S203、当相对距离随时间变化越来越近，确认有风险，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S204、当相对距离随时间变化先减少后增加，则以两飞行器间最小相对距离作为评判点，若最小相对距离大于10m，确认无风险，反之确认有风险，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S205、当相对距离随时间变化不断增加，则确认航天器无分离安全性风险。
根据本发明的一个方面，提供了一种电子设备，包括：一个或多个处理器、一个或多个存储器、以及一个或多个计算机程序；其中，处理器与存储器连接，上述一个或多个计算机程序被存储在存储器中，当电子设备运行时，该处理器执行该存储器存储的一个或多个计算机程序，以使电子设备执行如上述技术方案中任一项所述的一种航天器级间分离设计评价方法。
根据本发明的一个方面，提供了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时，实现如上述技术方案中任一项所述一种航天器级间分离设计评价方法。
根据本发明的构思，提出一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备和计算机程序，通过利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析，利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险，打破原有相互割裂的近场和远场分离安全性评估方法，将两种分析模式实现逻辑串行、有机统一，有效地避免了出现在独立分析时变量未识别充分而出现仿真覆盖性不全的问题，不但可以评估特定条件下的航天器分离安全性，还可以通过迭代计算求出无分离安全风险的输入参数可行解，并在可行解中优选分离设计特性参数，获得正确设计数据包络线，可有效地指导航天器优化设计工作。
附图说明
图1示意性表示根据本发明一种实施方式的航天器级间分离设计评价方法的流程示意图；
图2示意性表示根据本发明一种实施方式的航天器分离模型的建模流程示意图；
图3示意性表示根据本发明另一种实施方式的航天器级间分离设计评价方法的流程示意图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式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为本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，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。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
如图1至图3所示，本发明的一种航天器级间分离设计评价方法，包括以下步骤：
步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；
步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。
在该实施例中，通过利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析，利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险，打破原有相互割裂的近场和远场分离安全性评估方法，将两种分析模式实现逻辑串行、有机统一，有效地避免了出现在独立分析时变量未识别充分而出现仿真覆盖性不全的问题，不但可以评估特定条件下的航天器分离安全性，还可以通过迭代计算求出无分离安全风险的输入参数可行解，并在可行解中优选分离设计特性参数，获得正确设计数据包络线，可有效地指导航天器优化设计工作。
在本发明的一个实施例中，优选地，在执行步骤S10前，还包括：
步骤S1、确定开展近场动力学分析的输入条件；
步骤S2、建立三维的航天器分离模型，并构建动力学模型，明确几何外形、本构关系和运动参数；
步骤S3、预设动力学计算步长，所述动力学计算步长不低于2000帧/s，且动力学计算步长以能使动力学模型计算收敛为准。
在本发明的一个实施例中，优选地，在进行步骤S20前，还包括：
步骤S11、建立航天器两级轨道模型，并进行轨道分析，输入分离点初始特性参数；
步骤S12、利用步骤S1中得到的输出参数在轨道模型中输入分离特性参数，将分离过程视为分离前两级在相同位置共飞，分离视为两级进行了一次变轨。
在本发明的一个实施例中，优选地，所述初始特性参数至少包括轨道六根数、大气模型、行星摄动模型、光压参数、表面积。
在本发明的一个实施例中，优选地，在步骤S10中，具体包括：
步骤S101、利用动力学计算步长和动力学模型，计算输出参数；
步骤S102、根据航天器两级在分离过程中动包络运动情况的距离变化，判断是否存在干涉；
步骤S103、当距离最小值L小于预设的距离容限L0时，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S104、当距离最小值L大于或等于预设的距离容限L0时，则执行步骤S11。
如图3所示，在本发明的一个实施例中，优选地，在步骤S2中，建立三维的航天器分离模型，具体包括：
步骤S21、在建模软件中导入或新建航天器结构模型，设置好两级模式的相对位置关系和相对位置关系；
步骤S22、在航天器分离仿真分析结构模型基础上建立级间分离机构模型，将分离机构模型布置在航天器结构模型，定义好分离机构与两级航天器结构模型的接触关系，分离机构的一端固支、另一端与被分离的航天器结构接触，根据接触物体材料设置好接触特性，同时给定分离机构的运动约束、弹性系数和阻尼特性；
步骤S23、对两级航天器结构在对接坐标系统进行初值设置，给定分离起始时刻两级航天器形成的组合体的速度、加速度、角速度和角加速度等运动参数；
步骤S24、完成航天器分离模型建模工作。
在本发明的一个实施例中，优选地，所述距离容限L0的范围满足：L0≥0.5m。
在本发明的一个实施例中，优选地，所述输出参数至少还包括航天器两级在分离过程中的速度、加速度、姿态角速度、角加速度的时域响应、级间分离机构工作状态。
在本发明的一个实施例中，优选地，在步骤S20中，具体包括：
步骤S201、计算两级分离后的相对距离；
步骤S202、根据相对距离随时间的变化趋势判断是否存在远场安全性风险；
步骤S203、当相对距离随时间变化越来越近，确认有风险，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S204、当相对距离随时间变化先减少后增加，则以两飞行器间最小相对距离作为评判点，若最小相对距离大于10m，确认无风险，反之确认有风险，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S205、当相对距离随时间变化不断增加，则确认航天器无分离安全性风险。
根据本发明的一个方面，提供了一种电子设备，包括：一个或多个处理器、一个或多个存储器、以及一个或多个计算机程序；其中，处理器与存储器连接，上述一个或多个计算机程序被存储在存储器中，当电子设备运行时，该处理器执行该存储器存储的一个或多个计算机程序，以使电子设备执行如上述技术方案中任一项所述的一种航天器级间分离设计评价方法。
根据本发明的一个方面，提供了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时，实现如上述技术方案中任一项所述一种航天器级间分离设计评价方法。
如图3所示，根据本发明的一个实施例，航天器级间分离设计评价方法的具体实施方式如下：
步骤S100、确定开展近场动力学分析的输入条件，包括：
1a.两级分离坐标系，一般采用对接坐标系，通常将分离面的中心设为坐标原点。
1b.航天器两级结构模型，其中，几何模型需要能够体现航天器分离面结构的最大外形轮廓，对于通过分析在分离过程中存在动包络干涉风险的位置需精细化建立几何外形，而其他几何外形可简化；根据结构机构方案，正确设置分离模型各机构的运动副，包括分离面两侧的主结构与其他结构之间连接的运动副；对于进行分离的两部分结构可视为刚体分析模型，需正确描述分离面两侧结构的质量特性(含质心、转动惯量及偏差)。
1c.级间分离机构模型，需包含级间分离结构几何模型，应能描述其外包络以及分离两侧结构的机械连接点；根据分离机构方案，正确设置模型各机构的运动副；根据当前方案设置正确的运动副力学参数如摩擦系数、接触系数等；级间分离机构物理模型视模型类型而定，根据方案正确设置刚体部分的质量特性(含质心、转动惯量及偏差)以及柔性体部分的力学本构相关参数如如弹性、阻尼等。
1d.根据轨道计算得出得到分离前航天器的初始运动状态，如速度、加速度、角速度、角加速度等参数。
步骤S200、输入条件确定后，选择合适的动力学仿真软件进行建模，可通过仿真软件直接建立几何模型、本构关系及运动参数，对于复杂结构也可先通过CAD软件(PROE、AutoCAD、CATIA)建立几何模型再导入仿真软件(ADAMS、DYTRAN)进行CAE分析。具体建模方法如下：
2a.建立航天器分离仿真分析结构模型，在建模软件中导入或新建航天器结构模型，设置好两级模式的相对位置关系和相对位置关系；
2b.在航天器分离仿真分析结构模型基础上建立级间分离机构模型，将分离机构模型布置在航天器结构模型，定义好分离机构与两级航天器结构模型的接触关系，一般是分离机构的一端固支、一端与被分离的航天器结构接触，根据接触物体材料设置好接触特性，同时给定分离机构的运动约束、弹性系数和阻尼特性；
2c.对两级航天器结构在对接坐标系统进行初值设置，给定分离起始时刻两级航天器形成的组合体的速度、加速度、角速度和角加速度等运动参数；若要进行打靶分析，需在动力学仿真软件中选取参数分布特性；
2d.完成航天器分离模型建模工作。
步骤S300、预设合适的动力学计算步长，预设的动力学计算步长需要以能使动力学模型计算收敛为准，通常计算步长不低于2000帧每秒，可根据实际运算情况进行调整；
步骤S400、基于航天器分离模型和动力学计算步长开始运算得出输出参数，在考虑偏差条件下关注以下计算结果：
4a.航天器两级在分离过程中的速度、加速度、姿态角速度、角加速度的时域响应；
4b.航天器两级在分离过程中动包络运动情况，判断是否存在干涉，最近距离的变化；
4c.级间分离机构工作状态(力、行程等)；
4d.其他关注的参数等。
根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，步骤4a和4c的输出值用于确认计算过程的正确性，步骤4b中的输出结构则用于判别是否存在近场安全性的风险，一般设定一个距离容限L0，L0在无其他约束条件可设为0.5m，若计算出最近距离L＜L0，则回到步骤S100中调整输入步骤1的输入条件；若计算出最近距离L≥L0，则进行远场分离安全性分析；
步骤S500、利用轨道动力学计算软件建立航天器两级轨道模型，通常选用STK软件或Matlab进行轨道分析，输入分离点的轨道六根数、大气模型、行星摄动模型、光压参数、表面积等初始特性参数；
步骤S600、将步骤S400中的计算结果在轨道模型中输入分离特性参数，一般将分离过程简化，可认为分离前两级在相同位置共飞，分离视为两级进行了一次变轨；
步骤S700、计算两级分离后的相对距离，判断是否存在远场安全性风险一般看相对距离对时间的变化趋势，若相对距离随时间变化越来越近，则认为有风险，回到步骤S100中调整输入条件，重新进行计算；若相对距离随时间变化先减少后增加，则将两飞行器最小相对距离作为评判点，若最小相对距离大于10m,则认为无安全性，反之则认为有风险，回到步骤S100中调整输入条件，重新进行计算；若相对距离随时间变化不断增加，则判定航天器无分离安全性风险。
综上所述，本发明提出了一种航天器级间分离设计评价方法、电子设备和计算机程序，通过利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析，利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险，打破原有相互割裂的近场和远场分离安全性评估方法，将两种分析模式实现逻辑串行、有机统一，有效地避免了出现在独立分析时变量未识别充分而出现仿真覆盖性不全的问题，不但可以评估特定条件下的航天器分离安全性，还可以通过迭代计算求出无分离安全风险的输入参数可行解，并在可行解中优选分离设计特性参数，获得正确设计数据包络线，可有效地指导航天器优化设计工作。
此外，需要说明的是，本发明可提供为方法、装置或计算机程序产品。因此，本发明实施例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，本发明实施例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上实施的计算机程序产品的形式。
本发明实施例是参照根据本发明实施例的方法、终端设备(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、嵌入式处理机或其他可编程数据处理终端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终端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终端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终端设备上，使得在计算机或其他可编程终端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终端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。
还需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的相同要素。
最后需要说明的是，以上所述是本发明优选实施方式，应当指出，尽管已描述了本发明优选实施例，但对于本技术领域的技术人员来说，一旦得知了本发明的基本创造性概念，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。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发明实施例范围的所有变更和修改。

Claims (10)

1.一种航天器级间分离设计评价方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S10、利用动力学模型计算输出参数，根据输出参数判断是否存在近场分离安全性风险，若无近场分离安全性风险，则进行远场分离安全性分析；
步骤S20、利用航天器两级轨道模型，计算两级分离后的相对距离，判断是否存在碰撞风险。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在执行步骤S10前，还包括：
步骤S1、确定开展近场动力学分析的输入条件；
步骤S2、建立三维的航天器分离模型，并构建动力学模型，明确几何外形、本构关系和运动参数；
步骤S3、预设动力学计算步长，所述动力学计算步长不低于2000帧/s。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在进行步骤S20前，还包括：
步骤S11、建立航天器两级轨道模型，并进行轨道分析，输入分离点初始特性参数；
步骤S12、利用步骤S1中得到的输出参数在轨道模型中输入分离特性参数，将分离过程视为分离前两级在相同位置共飞，分离视为两级进行了一次变轨。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述初始特性参数至少包括轨道六根数、大气模型、行星摄动模型、光压参数、表面积。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在步骤S10中，具体包括：
步骤S101、利用动力学计算步长和动力学模型，计算输出参数；
步骤S102、根据航天器两级在分离过程中动包络运动情况的距离变化，判断是否存在干涉；
步骤S103、当距离最小值L小于预设的距离容限L0时，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S104、当距离最小值L大于或等于预设的距离容限L0时，则执行步骤S11。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在步骤S2中，建立三维的航天器分离模型，具体包括：
步骤S21、在建模软件中导入或新建航天器结构模型，设置好两级模式的相对位置关系和相对位置关系；
步骤S22、在航天器分离仿真分析结构模型基础上建立级间分离机构模型，将分离机构模型布置在航天器结构模型，定义好分离机构与两级航天器结构模型的接触关系，分离机构的一端固支、另一端与被分离的航天器结构接触，根据接触物体材料设置好接触特性，同时给定分离机构的运动约束、弹性系数和阻尼特性；
步骤S23、对两级航天器结构在对接坐标系统进行初值设置，给定分离起始时刻两级航天器形成的组合体的速度、加速度、角速度和角加速度等运动参数；
步骤S24、完成航天器分离模型建模工作。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述距离容限L0的范围满足：L0≥0.5m；
所述输出参数至少还包括航天器两级在分离过程中的速度、加速度、姿态角速度、角加速度的时域响应、级间分离机构工作状态。
8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在步骤S20中，具体包括：
步骤S201、计算两级分离后的相对距离；
步骤S202、根据相对距离随时间的变化趋势判断是否存在远场安全性风险；
步骤S203、当相对距离随时间变化越来越近，确认有风险，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S204、当相对距离随时间变化先减少后增加，则以两飞行器间最小相对距离作为评判点，若最小相对距离大于10m，确认无风险，反之确认有风险，则修改输入条件后，执行步骤S1；
步骤S205、当相对距离随时间变化不断增加，则确认航天器无分离安全性风险。
9.一种电子设备，其特征在于，包括：一个或多个处理器、一个或多个存储器、以及一个或多个计算机程序；其中，处理器与存储器连接，上述一个或多个计算机程序被存储在存储器中，当电子设备运行时，该处理器执行该存储器存储的一个或多个计算机程序，以使电子设备执行如权利要求1～8任一项所述一种航天器级间分离设计评价方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，用于存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时，实现如权利要求1～8任一项所述一种航天器级间分离设计评价方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN117407972A (zh) * 2023-09-28 2024-01-16 北京天兵科技有限公司 一种运载火箭分离设计方法、设备和存储介质

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