CN116266237A - 具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，所述方法包括：S10、对地面助推级与航行器组合体进行建模，得到地面助推级与航行器的组合模型；S20、获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场；S30、进行地面助推级与航行器的第一次分离；S40、航行器进行刚体运动；S50、进行地面助推级与航行器的第二次分离；S60、航行器作绕质心的六自由运动；S70、获取在第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息；S80、判断航行器是否满足安全分离要求，若是，完成航行器与地面助推级的分离；否则，调整航行器的攻角，并转至S10。本发明能够解决现有技术中分离方法不适用近地并行式级间分离，无法实现安全分离的技术问题。
Description
技术领域
本发明涉及电磁助推发射近地超声速级间分离技术领域，尤其涉及一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法。
背景技术
电磁发射是利用电磁力消除摩擦阻力和振动，并提供强大的加速能力，将航行器(舰载机/火箭等)在近地面加速至分离速度，赋予一定的初始动能，具有发射成本低，响应快速，地面设施操作、维护、使用简单，人力成本低，可靠性高等特点，是未来电磁发射的重要技术途径，具有广阔的应用前景。
依据航行器与负责搭载航行器的橇车的位置关系，电磁发射主要分为并行式和串行式。无论哪种形式，橇车及航行器组成的组合体在近地高速运行过程中存在复杂的流动非定常/气动载荷问题。国外依托火箭橇试验、电磁弹射等项目对流动非定常问题进行了较早研究。当速度达到超声速后，组合体与地面间出现了一系列激波干涉现象，且干涉结构受三者相对位置/速度/加速度影响较大。因此，航行器-助推级在近地分离过程表现出明显的非定常气动力特性。同时，由于近地动压环境相比航行器传统飞行环境更为恶劣，极容易造成航行器载荷超限，造成航行器解体等严重问题。上述问题，对近地超声速安全分离造成显著影响。
在现有分离方式中，主要可以分主动式和被动式分离。弹射式分离是典型的主动式分离。比如外挂弹射式、外挂导轨式、重力投放式、潜射式、蒸汽电磁弹射多用于空空导弹、舰载机弹射等机载、高空、轻质或低速对象。被动式分离主要是以依靠自身部件气动力差异进行气动自由分离的方式为代表。比如，弹丸/弹托分离、火箭级间分离及整流罩两瓣平推分离等。主动/被动分离均不同程度地在串行式/并行式环境下有所运用。
弹射式多适用于为低速、轻质、高速高空，不适用于近地面高速重载分离。采用弹射式分离对地面助推级/航行器垂向结构强度和弹射器性能提出极大挑战，存在安全风险，几乎很难实现。另外由于弹射器本身质量很大，需要耗费更多的电磁推力进行加速，并且弹射性能要求严苛，两者带来研发费用高、研制周期长等经济负面效益。
被动式自由分离需要对分离过程中的轨迹进行精确计算评估。气动力的精确程度决定了分离安全性裕度，但在近地阶段存在较大的非定常现象，无法给出任意时刻状态下的精确估计，存在较大的分离失败风险。同时，由于分离力矩太大，分离体抬头速度过快，容易引起尾部碰撞及攻角急速增大造成垂向过载超限。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，能够解决现有技术中分离方法不适用近地并行式级间分离，无法实现安全分离的技术问题。
根据本发明的一方面，提供了一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，所述方法包括：
S10、对地面助推级与航行器组合体进行建模，得到地面助推级与航行器的组合模型；
S20、基于地面助推级与航行器的组合模型获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场；
S30、在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的部分约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离；
S40、航行器在自身气动力作用下绕尾部锁紧装置进行刚体运动，同时，地面助推级进行制动减速；
S50、在航行器对尾部锁紧装置的作用力由压力变为零或由压力变为预设拉力值的情况下，将地面助推级与航行器的组合模型中的尾部锁紧装置完全解锁，以使地面助推级与航行器完全分离，从而实现地面助推级与航行器的第二次分离；
S60、航行器在自身气动力、自身重力和地面助推级的气动干扰力作用下作绕质心的六自由运动；
S70、获取在第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息；
S80、基于第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息判断航行器是否满足安全分离要求，若是，完成航行器与地面助推级的分离；否则，调整航行器的攻角，并转至S10。
优选的，在S30中，在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的部分约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离包括：在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的横向线位移、纵向角位移、垂向线位移与垂向角位移的约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离。
优选的，在S40中，航行器在自身气动力作用下绕尾部锁紧装置进行刚体运动包括：航行器在自身气动力作用下沿着纵向进行滑动、沿着横向进行转动。
优选的，在S20中，基于地面助推级与航行器的组合模型获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场包括：
S21、利用网格生成软件获取地面助推级与航行器的组合模型的计算网格；
S22、利用流体仿真软件获取计算网格下离散形式的纳维-斯托克斯方程；
S23、基于纳维-斯托克斯方程获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场。
优选的，在S21中，计算网格采用重叠网格、重构网格或滑移网格。
优选的，在S21中，网格生成软件采用ICEM软件或Pointwise软件。
优选的，在S22中，流体仿真软件采用Fluent软件或starCCM软件。
优选的，在S80中，基于第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息判断航行器是否满足安全分离要求包括：
S81、判断姿态信息中的航向角、俯仰角和滚转角是否分别小于预设航向角、预设俯仰角和预设滚转角；
S82、判断受力信息中的受力值是否小于预设受力值；
S83、基于位置信息获取航行器与地面助推级之间的分离距离，并判断分离距离是否小于预设分离安全距离；
S84、若均为是，则满足安全分离要求；否则，不满足安全分离要求。
根据本发明的另一方面，提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一所述方法。
应用本发明的技术方案，采用两次分离方式进行分离，第一次分离时保留强制性的尾部约束，随着分离过程到达更安全的分离环境，尾部约束才解开，实现航行器与地面助推级间的安全分离。与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)强制性的尾部约束避免了分离前期由于非线性、计算误差等潜在危险因素引起的分离碰撞问题；
(2)特别有利于分离力小、分离力矩大的情形，合理充分利用了分离过程中的气动力，具有代价小的特点。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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示出了根据本发明的一种实施例提供的具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法的流程图；
图2示出了根据本发明的一种实施例提供的航行器与助推级的组合模型的示意图；
图3示出了根据本发明的一种实施例提供的重叠网格的分区示意图；
图4示出了根据本发明的一种实施例提供的航行器与助推级分离时序示意图；
图5示出了根据本发明的一种实施例提供的航行器受力示意图；
图6a示出了根据本发明的一种实施例提供的Ma1.8下分离时刻T＝0.00s的压力分布图；
图6b示出了根据本发明的一种实施例提供的Ma1.8下分离时刻T＝0.05s的压力分布图；
图6c示出了根据本发明的一种实施例提供的Ma1.8下分离时刻T＝0.10s的压力分布图；
图6d示出了根据本发明的一种实施例提供的Ma1.8下分离时刻T＝0.15s的压力分布图；
图6e示出了根据本发明的一种实施例提供的Ma1.8下分离时刻T＝0.20s的压力分布图；
图6f示出了根据本发明的一种实施例提供的Ma1.8下分离时刻T＝0.25s的压力分布图。
具体实施方式
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。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。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讨论。
如图1所示，本发明提供了一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，所述方法包括：
S10、对地面助推级与航行器组合体进行建模，得到地面助推级与航行器的组合模型；
S20、基于地面助推级与航行器的组合模型获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场；
S30、在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的部分约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离；
S40、航行器在自身气动力作用下绕尾部锁紧装置进行刚体运动，同时，地面助推级进行制动减速；
S50、在航行器对尾部锁紧装置的作用力由压力变为零或由压力变为预设拉力值的情况下，将地面助推级与航行器的组合模型中的尾部锁紧装置完全解锁，以使地面助推级与航行器完全分离，从而实现地面助推级与航行器的第二次分离；
S60、航行器在自身气动力、自身重力和地面助推级的气动干扰力作用下作绕质心的六自由运动；
S70、获取在第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息；
S80、基于第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息判断航行器是否满足安全分离要求，若是，完成航行器与地面助推级的分离；否则，调整航行器的攻角，并转至S10。
本发明采用两次分离方式进行分离，第一次分离时保留强制性的尾部约束，随着分离过程到达更安全的分离环境，尾部约束才解开，实现航行器与地面助推级间的安全分离。与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)强制性的尾部约束避免了分离前期由于非线性、计算误差等潜在危险因素引起的分离碰撞问题；
(2)特别有利于分离力小、分离力矩大的情形，合理充分利用了分离过程中的气动力，具有代价小的特点。
在本发明中，航行器与地面助推级通过两个锁紧装置并行连接，如图2所示，航行器设置在地面助推级的上方，航行器的头部通过头部锁紧装置与地面助推级相连，航行器的尾部通过尾部锁紧装置与地面助推级相连。
其中，如图2所示，x方向为航行器的纵向，也就是沿导轨的运动方向，y方向为航行器的垂向，z方向为航行器的横向。
根据本发明的一种实施例，在S20中，基于地面助推级与航行器的组合模型获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场包括：
S21、利用网格生成软件获取地面助推级与航行器的组合模型的计算网格；
其中，计算网格可以采用重叠网格、重构网格或滑移网格，网格生成软件可以采用ICEM软件或Pointwise软件；
S22、利用流体仿真软件获取计算网格下离散形式的纳维-斯托克斯方程；
其中，流体仿真软件可以采用Fluent软件或starCCM软件；
S23、基于纳维-斯托克斯方程获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场。
根据本发明的一种实施例，在S30中，在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的部分约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离包括：在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的横向线位移、纵向角位移、垂向线位移与垂向角位移的约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离。
通过上述设置，为第二次分离创造了更安全的分离环境，避免了分离前期由于非线性、计算误差等潜在危险因素引起的分离碰撞问题，提高了航行器与地面助推级间分离的安全性。
根据本发明的一种实施例，在S40中，航行器在自身气动力作用下绕尾部锁紧装置进行刚体运动包括：航行器在自身气动力作用下沿着纵向进行滑动、沿着横向进行转动。
其中，航行器沿着横向进行转动表现为航行器在自身气动力作用下逐渐抬头，同时升力逐渐增大，该升力作用在尾部锁紧装置上。初始时刻升力较小，航行器对尾部锁紧装置产生的作用力为压力，随着升力逐渐增大，该压力逐渐减小并变为拉力，此时达到第二次分离条件，可进行第二次分离。
根据本发明的一种实施例，在S80中，基于第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息判断航行器是否满足安全分离要求包括：
S81、判断姿态信息中的航向角、俯仰角和滚转角是否分别小于预设航向角、预设俯仰角和预设滚转角；
S82、判断受力信息中的受力值是否小于预设受力值；
S83、基于位置信息获取航行器与地面助推级之间的分离距离，并判断分离距离是否小于预设分离安全距离；
S84、若均为是，则满足安全分离要求；否则，不满足安全分离要求。
为了对本发明有进一步的了解，下面结合图1-图6对本发明的具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法进行详细说明。
在本实施例中，提供了一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，所述方法包括：
步骤一、对地面助推级与航行器组合体进行建模，得到地面助推级与航行器的组合模型，如图2所示；
步骤二、利用ICEM软件获取地面助推级与航行器的组合模型的重叠网格，如图3所示；利用Fluent软件获取重叠网格下离散形式的纳维-斯托克斯方程；基于纳维-斯托克斯方程获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场，其中，流场的湍流模型为Stanκε模型，边界条件设置为：入口为Ma1.8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；
步骤三、在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的横向线位移、纵向角位移、垂向线位移与垂向角位移的约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离，其中，分离时序如图4所示；
第一次分离的控制代码如下：
步骤四、航行器在自身气动力作用下沿着纵向进行滑动、沿着横向进行转动，同时，地面助推级进行制动减速；
步骤五、随着航行器升力逐渐增大，航行器对尾部锁紧装置的作用力由压力逐渐变为拉力，当拉力值达到17036N时，将地面助推级与航行器的组合模型中的尾部锁紧装置完全解锁，以使地面助推级与航行器完全分离，从而实现地面助推级与航行器的第二次分离；
第一次分离的控制代码如下：
步骤六、航行器在自身气动力、自身重力和地面助推级的气动干扰力作用下作绕质心的六自由运动；
步骤七、获取在第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息，航行器的受力情况如图5所示；在图5中，L表示气动升力，D表示气动阻力，M表示绕质心C的气动俯仰力矩，C表示质心，Fx表示推进力，Fy1表示第一支持力，Fy2表示第二支持力；
其中，动态仿真非定常设置如下：计算特征时间
l为特征长度，一般取模型长度，V∞为分离速度。本实施例中物理迭代时间步为0.0001s，内迭代步数设定为20；
步骤八、基于第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息判断出航行器满足安全分离要求，完成航行器与地面助推级的分离。
图6示出了根据本发明的一种实施例提供的Ma1.8下不同分离时刻的压力分布图。由图6可知，随着地面助推级制动，航行器先绕尾部约束点抬头，航行器攻角增大，升力增大。在T＝0.1s后，尾部约束解除，航行器在较大升力的作用下，快速远离地面助推级，实现了航行器-地面助推级超声速近地级间安全分离。
本发明可适用于近地面并行式超声速电磁助推分离环境，采用本发明的方法能够解决如下技术问题：其一，避免了分离对象质量较大，采取弹射容易对航行器/助推级结构产生破坏性影响；其二，避免了分离过程中，气动环境相比传统分离环境恶劣，容易造成航行器结构破坏；其三，避免了航行器在近地超声速分离起始阶段主要表现为较小的分离力和较大的分离力矩，容易造成航行器尾部与助推级碰撞。
本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一所述方法。
综上所述，本发明提供了一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，该方法采用两次分离方式进行分离，第一次分离时保留强制性的尾部约束，随着分离过程到达更安全的分离环境，尾部约束才解开，实现航行器与地面助推级间的安全分离。与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)强制性的尾部约束避免了分离前期由于非线性、计算误差等潜在危险因素引起的分离碰撞问题；
(2)特别有利于分离力小、分离力矩大的情形，合理充分利用了分离过程中的气动力，具有代价小的特点。
在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法，其特征在于，所述方法包括：
S10、对地面助推级与航行器组合体进行建模，得到地面助推级与航行器的组合模型；
S20、基于地面助推级与航行器的组合模型获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场；
S30、在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的部分约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离；
S40、航行器在自身气动力作用下绕尾部锁紧装置进行刚体运动，同时，地面助推级进行制动减速；
S50、在航行器对尾部锁紧装置的作用力由压力变为零或由压力变为预设拉力值的情况下，将地面助推级与航行器的组合模型中的尾部锁紧装置完全解锁，以使地面助推级与航行器完全分离，从而实现地面助推级与航行器的第二次分离；
S60、航行器在自身气动力、自身重力和地面助推级的气动干扰力作用下作绕质心的六自由运动；
S70、获取在第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息；
S80、基于第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息判断航行器是否满足安全分离要求，若是，完成航行器与地面助推级的分离；否则，调整航行器的攻角，并转至S10。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在S30中，在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的部分约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离包括：在分离运动初始时刻的流场的基础上，将地面助推级与航行器的组合模型中的头部锁紧装置完全解锁，尾部锁紧装置部分解锁，以保留尾部锁紧装置对航行器的横向线位移、纵向角位移、垂向线位移与垂向角位移的约束，从而实现地面助推级与航行器的第一次分离。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在S40中，航行器在自身气动力作用下绕尾部锁紧装置进行刚体运动包括：航行器在自身气动力作用下沿着纵向进行滑动、沿着横向进行转动。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在S20中，基于地面助推级与航行器的组合模型获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场包括：
S21、利用网格生成软件获取地面助推级与航行器的组合模型的计算网格；
S22、利用流体仿真软件获取计算网格下离散形式的纳维-斯托克斯方程；
S23、基于纳维-斯托克斯方程获取地面助推级与航行器分离运动初始时刻的流场。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在S21中，计算网格采用重叠网格、重构网格或滑移网格。
6.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，在S21中，网格生成软件采用ICEM软件或Pointwise软件。
7.根据权利要求4-6中任一项所述的方法，其特征在于，在S22中，流体仿真软件采用Fluent软件或starCCM软件。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在S80中，基于第二次分离过程中航行器的姿态信息、受力信息和位置信息判断航行器是否满足安全分离要求包括：
S81、判断姿态信息中的航向角、俯仰角和滚转角是否分别小于预设航向角、预设俯仰角和预设滚转角；
S82、判断受力信息中的受力值是否小于预设受力值；
S83、基于位置信息获取航行器与地面助推级之间的分离距离，并判断分离距离是否小于预设分离安全距离；
S84、若均为是，则满足安全分离要求；否则，不满足安全分离要求。
9.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至8任一所述方法。
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| CN202211697196.5A CN116266237A (zh) | 2022-12-28 | 2022-12-28 | 具有尾部约束特征的超声速近地并行式级间分离方法 |
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