CN116894301B - 基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，涉及航天器试验领域，将航天器表面划分的网格面元，顺气流方向平行投射到垂直于气流方向的迎风截面平面上规范化的格子中，通过计数被投射的格子得出迎风面积。本发明提供一种基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，针对航天器飞行过程中的任何姿态均，均能精确计算航天器迎风面积。

Description

基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法
技术领域
本发明涉及航天器试验领域。更具体地说，本发明涉及一种基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法。
背景技术
航天器迎风面积的确定一直都是航天工程空气动力学方面的一个重要问题。航天器迎风面积是指垂直于飞行方向或气流方向的航天器投影面积，是求解航天器空气阻力的必须参数。诸如中国空间站、天宫、天舟等近地轨道大型航天器，外形复杂且姿轨运动形式多样，不同部件之间存在遮挡关系，难以准确计算其迎风面积，尤其像中国空间站这样的多模块组合轨道航天器，由于尺寸结构以及构型更加复杂，其迎风面积计算难度更大。研究近地轨道航天器的迎风面积计算方法，对于提高航天器定轨预报精度具有重要意义。
根据有关文献，迎风面积的确定目前国内外主要通过测量方法获得，具体的一些测量方法有：⑴理论迎风投影面积法。用多束平行光源照射测试对象，投影到准备好的投影板上，记录其轮廓并计算出面积。该方法对设备要求较高，测量过程比较麻烦。⑵测量对象特征尺寸估算法。以测量对象的一些特征尺寸如长宽高或半径角度等，然后根据理论公式进行几何形状面积估算。该方法在外形复杂、姿态变化情况下比较粗糙，结果精度较低。⑶用机械手绘出测量对象的轮廓。一般用机械手绘出测量对象的轮廓，然后计算出迎风面积。该方法需要特殊的试验设备，在实际工作中受到限制。⑷工程绘图合成。即利用设计图纸计算测量对象的迎风面积。该方法精度高，但仅局限于已有设计文件或图纸的测量对象，同时在姿态变化时同样难以标定。
国内外研究人员在航天器迎风面积分析方面开展了一些相关研究，卢伟（基于阻力参数估计的低轨卫星轨道确定与预报，哈尔滨工业大学硕士论文，2008.6）提出了迎风面积包络微元计算法，解决了具有规则表面形状卫星的迎风面积精确计算问题；杨成等（应用阴影图的航天器迎风面积计算方法，计算机辅助设计与图形学学报，2015.11）采用了基于阴影图计算迎风面积的方法；朱战霞等（一种航天器有效迎风面积的求解方法，飞行力学，2016.3）提出了以微元划分思想建立航天器三维网格模型使用射击线扫描法求解迎风面积的方法。
目前已有的航天器迎风面积测量或计算方法，往往需要硬件条件支持，或者精度较低，或者计算方法复杂。
发明内容
本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，将航天器表面划分的网格面元，顺气流方向平行投射到垂直于气流方向的迎风截面平面上规范化的格子中，通过计数被投射的格子得出迎风面积。
优选的是，根据格子投射面元的单位外法向量纵轴分量，对面元的迎风、背风、顺风状态进行判断。
优选的是，所述迎风面积的获取流程为：
S1、基于航天器数模生成表面网格，建立基准状态坐标系，计算航天器网格面元中心位置、面积及单位外法向量；
S2、计算航天器迎风截面上面元投射格子面积和尺度；
S3、根据航天器姿态角计算迎风截面投影范围，并根据面元投射尺度在迎风截面投影范围内划分规范化格子；
S4、遍历投影范围内格子及航天器网格面元记录投射信息，并据此统计计算迎风面积。
优选的是，在S1中，所述表面网格采用网格生成软件生成，且表面网格包括四边形结构网格和三角形非结构网格，航天器基准状态坐标系基于空气动力学建立；
所述表面网格的面元中心位置（x,y,z）、面积ds及单位外法向量基于平面解析几何的算法得到。
优选的是，在S2中，航天器迎风截面上面元投射格子面积和尺度的获取方法为：
S21、航天器迎风截面上面元投射格子面积为的计算公式如下：
其中，c为航天器迎风截面上面元投射格子尺度调节系数，N为航天器面元总数量，ds i 为序号i的面元面积。
S22、航天器迎风截面上面元投射格子尺度L C 的计算公式如下：
优选的是，在S3中，基于航天器姿态角计算迎风截面投影区域坐标值域的方法如下：
S31、在飞行器处于攻角α和侧滑角β时，任意基准面元纵向位置角变为α 0 +α，侧向位置角变为β 0 +β，则面元中心位置（x,y,z）的计算公式为：
其中，r 0 为面元距坐标原点或重心的距离，其表达式为：
（x 0 ,y 0 ,z 0 ）为基准状态下航天器面元中心位置坐标；
α 0 和β 0 分别为面元基准状态时的纵向位置角和侧向位置角，其表达式为：
其中，面元中心坐标Z分量为负时纵向位置角为正；当面元中心坐标X分量为零，则Y分量为正时侧向位置角为正90度，Y分量为负时侧向位置角为负90度；
S32、航天器迎风截面投影范围坐标值域分别用(Y max ,Y min )和(Z max ,Z min )表示，则其计算方法如下：
其中，下标j代表所有全部面元对应的坐标值；
则航天器迎风截面所在平面等价于基准状态体轴系坐标系的平面，迎风截面投影范围坐标值域等价于面元中心位置YZ坐标的极大值和极小值。
优选的是，在步骤三中，基于面元投射格子尺度在迎风截面投影范围内划分规范化格子的方法为：
S33、定义坐标投影范围内在横轴和竖轴上的规范化坐标为(I Y ,I Z )，则一组(I Y ,I Z )坐标对应一个边长为L C 的正方形格子，所述(I Y ,I Z )的计算公式如下：
其中，INT（）为最小整数，一组面元坐标(y,z)对应一组规范化整数坐标(I Y ,I Z )，而一组(I Y ,I Z )能对应多组(y,z)；
S34、规范化坐标(I Y ,I Z )的值域范围I Y,min、I Y,max、I Z,min、I Z,maxr由投影范围边界确定，其计算方法如下：
S334、投影范围内规范化格子的数量N YZ 的计算公式如下：
。
优选的是，在S4中，所述迎风面积的获取方式为：
S41、将投影范围内每个格子的面元投影信息通过下述数据结构来表示：
其中，I X ，I Y 为格子规范化坐标，N jXY 为某个格子内投影的面元数量，
I J （j）和K J （j）分别为格子内投影的面元序号和单位外法向量状态，i XY 为格子序号；
S42、在进行投射信息记录前，遍历所有格子并初始化，以使所有N jXY 为0，I J （j）和K J （j）为空数组；
S43、遍历所有格子和面元，记录每个格子中投射的面元数量N jXY 、面元序号I J （j）、单位外法向量状态K J （j），则迎风面积为S W 的计算公式为：
其中，N XY 为投影范围内N jXY 不为0的所有格子数量，为每个格子的面积。
优选的是，所述面元状态判断是通过如下的单位外法向量状态K J （j）的取值规实现：
若n x ＜0，则K J （j）=1，推断航天器面元处于迎风状态；
若n x ＞0，则K J （j）=-1，推断航天器面元处于背风状态；
若n x =0，则K J （j）=0，推断航天器面元处于顺风状态。
本发明至少包括以下有益效果：
其一，完全的数字化方法，快速高效地获得航天器迎风面积参数。
其二，针对航天器飞行过程中，无论处于任何姿态均可以采用本发明算法精确计算航天器迎风面积。
其三，根据格子投射面元的单位外法向量纵轴分量，可以推断面元的迎风/背风/顺风状态。
本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。
附图说明
图1为本发明基于面元-格子投射的航天器迎风面积数字化算法流程示意图；
图2为本发明的面元-格子投射原理图；
图3为类天宫航天器数模示意图；
图4为类天宫航天器非结构三角形表面网格；
图5为图4中A部分的放大示意图；
图6为本发明在基准状态下的航天器坐标系；
图7为本发明在基准状态中的初始状态下，航天器迎风截面在前/后向的投影情况示意图；
图8为本发明在基准状态绕Z轴旋转90°时，航天器迎风截面在左/右向的投影情况示意图；
图9为本发明在基准状态绕Y轴旋转90°时，航天器迎风截面在上/下向的投影情况示意图；
图10为本发明在基准状态绕Y/Z轴旋转30°/60°时，航天器迎风截面的投影情况示意图；
图11为本发明在基准状态绕Y/Z轴旋转30°/30°时，航天器迎风截面的投影情况示意图；
图12为本发明在基准状态绕Y/Z轴旋转45°/45°时，航天器迎风截面的投影情况示意图；
图13为本发明在基准状态绕Y/Z轴旋转60°/30°时，航天器迎风截面的投影情况示意图；
图14为本发明在基准状态绕Y/Z轴旋转60°/60°时，航天器迎风截面的投影情况示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。
应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不配出一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。
本发明构建了一种基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化算法，在航天器设计和运行过程高度数字化条件下，对运行过程中的航天器迎风面积进行快速高效计算，且易于推广至不同应用场景。
具体来说，本发明提供的基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化算法，其算法步骤如图1所示。算法的基本原理如图2所示，总的来说通过航天器表面划分的网格面元顺气流方向平行投射到垂直于气流方向的迎风截面平面上规范化的格子，通过计数被投射的格子即可得出迎风面积。图2中的原理图给出了航天器右前上方一个面元在基准状态和姿态变化之后的关系；面元-格子投射方法的基础主要是坐标变换、投射信息数据结构及记录和巧妙的统计策略。在航天器设计和运行过程高度数字化条件下，对运行过程中的航天器迎风面积进行完全数字化快速高效计算，易于推广至不同应用场景。本发明对航天器迎风面积的计算可以是航天器任意姿态下的算法结果。此外，根据格子投射面元的单位外法向量纵轴分量，可以推断面元的迎风/背风/顺风状态。
本发明提供的基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化算法，如图1所示的四个步骤如下：
步骤一、基于航天器数模生成表面网格，建立基准状态坐标系，计算航天器网格面元中心位置、面积及单位外法向量；
航天器数模即航天器布局外形及结构设计中常用的三维计算机辅助设计（CAD：Computer Aided Design）电子文件，航天器数模的建模软件包括但不限于诸如ProE、UG、Solidworks、CATIA等。
采用网格生成软件生成航天器表面网格，这些软件包括但不限于Pointwise、GridStar、Gmsh等。
针对航天器数模生成的表面网格包括四边形结构网格和三角形非结构网格两类；四边形结构网格文件采用PLOT3D标准格式，三角形非结构网格文件采用UCD标准格式。
依据空气动力学国标（GB/T 16638.2-2008 空气动力学概念、量和符号 第2部分：坐标轴系和飞机运动状态量）建立航天器基准状态坐标系，具体方式如下：
坐标原点位于航天器重心位置，记为点O，坐标为(0,0,0)；
坐标X轴为航天器主纵轴，其正方向与气流方向相反，由重心指向航天器头部或前部；
坐标Y轴为航天器横轴，其正向由重心指向航天器右侧；
坐标Z轴根据坐标X轴和坐标Y轴按右手法则确定，具体其正向由重心指向航天器下方。
基准状态坐标系建立后不再变化，后续航天器姿态变化后的面元坐标等信息均在这个基准坐标系中进行描述。
对于四边形面元，设4个角点M 1 M 2 M 3 M 4的坐标为 (x i ,y i ,z i ,),i=1,2,3,4于是四边形面元中心位置、面积及单位外法向量的计算方法如下：
四边形面元的中心点坐标设为(x,y,z,)，其坐标值的计算公式为：
其中，面元中心各坐标值即为四边形4个角点相应坐标的平均值；
设面元的单位外法向量为，其计算公式如下：
其中，分别是3个坐标方向上的单位向量；n x 、n y 、n z 是3个坐标方向上的单位外法向量分量；
四边形对角线构成的向量的表达式为：
设
其中：
于是
于是
设四边形面元的面积为ds，其计算公式如下：
其中，a 1为点M 1到M 2的距离，a 2为点M 1到M 4的距离，b 1为点M 2到M 3的距离，b 2为点M 4到M 3的距离，c为点M 1到M 3的距离。
其中：
对于三角形面元，设三角形的3个角点坐标分别为/>、，于是三角形面元中心位置、面积及单位外法向量的计算方法如下：
三角形面元的中心点坐标设为(x,y,z,)，其坐标值的计算公式为：
其中，面元中心各坐标值即为三角形3个角点相应坐标的平均值；
设面元的单位外法向量为，其计算公式如下：
其中，分别是3个坐标方向上的单位向量；三角形两个邻边构成的向量/>的表达式为：
设三角形面元的面积为ds，其计算公式如下：
步骤二、计算航天器迎风截面上面元投射格子面积和尺度；
定义航天器迎风截面上面元投射格子面积（简称格子面积）为，其计算公式如下：
其中，c为航天器迎风截面上面元投射格子尺度（简称格子尺度）调节系数（简称尺度调节系数），用于调节格子面积及格子尺度，默认取为4；其中，N为航天器面元总数量，ds i 为序号i的面元面积。
定义航天器迎风截面上面元投射格子尺度L c ，其计算公式如下：
其中，格子尺度的含义即格子面积相等的正方形边长，尺度调节系数的含义即为该边长的放大系数。
步骤三、根据航天器姿态角计算迎风截面投影范围，并根据面元投射尺度在迎风截面投影范围内划分规范化格子；
设飞行器处于攻角α和侧滑角β时，任意基准面元纵向位置角变为α 0 +α，侧向位置角变为β 0 +β，则面元中心位置（x,y,z）的计算公式为：
其中，α和β分别为航天器绕质心旋转的攻角和侧滑角。
上述式子中，r 0 为面元距坐标原点或重心的距离，即面元矢径，在航天器绕重心旋转姿态任意变化过程中是保持不变，其表达式为：
其中，（x 0 ,y 0 ,z 0 ）为基准状态下航天器面元中心位置坐标。
上述式子中，α 0 和β 0 分别为面元基准状态时的纵向位置角和侧向位置角，其表达式为：
其中，面元中心坐标Z分量为负时纵向位置角为正；当面元中心坐标X分量为零，则Y分量为正时侧向位置角为正90度，Y分量为负时侧向位置角为负90度。上述式子适用于面元处于任意位置处。
设航天器迎风截面投影范围坐标值域分别用(Y max ,Y min )和(Z max ,Z min )表示，则其计算方法如下：
其中，下标j代表所有全部面元对应的坐标值；上述式子中，表明航天器迎风截面所在平面即等价于基准状态体轴系坐标系的YZ平面，迎风截面投影范围坐标值域即等价于面元中心位置YZ坐标的极大值和极小值。
定义(I Y ,I Z )为投影范围内在横轴和竖轴上的规范化坐标，一组(I Y ,I Z )坐标对应一个边长为L C 的正方形格子。
面元投影对应的(I Y ,I Z )由面元中心位置在横轴和竖轴上的坐标分量(y,z)转化而来，其计算方法如下：
其中，INT（）函数的意义为对括号中取最小整数。一组面元坐标(y,z)对应一组规范化整数坐标(I Y ,I Z )，一组(I Y ,I Z )可能对应多组(y,z)。
投影范围内规范化坐标(I Y ,I Z )的值域范围由投影范围边界确定，计算方法如下：
设计算投影范围内规范化格子的数量为N YZ ，计算公式如下：
由此即完成根据格子尺度在迎风截面二维平面坐标系内划分规范化格子的过程。
步骤四、遍历投影范围内格子及航天器网格面元记录投射信息，并据此统计计算迎风面积；
首先定义投影范围内每个格子的面元投影信息以数据结构表示，I X ，I Y 为格子规范化坐标，N jXY 为某个格子内投影的面元数量，I J （j）和K J （j）分别为格子内投影的面元序号和单位外法向量状态，i XY 为格子序号；
进行投射信息记录前，遍历所有格子初始化，所有N jXY 为0，I J （j）和K J （j）为空数组。
遍历所有格子和面元，记录每个格子中投射的面元数量N jXY 、面元序号I J （j）、单位外法向量状态K J （j），其中，单位外法向量状态取值的规则如下：
若n x ＜0则K J （j）=1，若n x ＞0则K J （j）=-1，n x =0则K J （j）=0
其中，上述三种状态分别对应航天器面元迎风、背风和顺风。
设迎风面积为S W ，其计算公式为：
其中，N XY 为投影范围内N jXY 不为0的所有格子数量，为每个格子的面积，即航天器迎风截面上面元投射格子面积。
实施例：
本发明的一种基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化算法，为了更清楚地说明本发明的技术方案，通过实施例进行说明。实施例采用一种类似天宫空间试验舱的简化构型作为例子，应用本发明描述的方法对其迎风面积的计算过程进行详细描述。具体算法过程和结果如下。
步骤一、基于航天器数模生成表面网格，建立基准状态坐标系，计算航天器网格面元中心位置、面积及单位外法向量；
采用建模软件生成的航天器简化模型实例如图3所示，该航天器纵向长度约10.4米，包括太阳能电池板总展宽约19米；航天器表面包括各种外部附属部件表面的总面积约为198平方米。
采用网格软件生成的航天器简化模型表面非结构网格如图4所示，图中给出了一个局部放大图。根据统计，本实例划分的三角形面元数量为112898个。
依据空气动力学国标（GB/T 16638.2-2008 空气动力学概念、量和符号 第2部分：坐标轴系和飞机运动状态量）建立航天器基准状态坐标系，如图5所示。这个坐标系即为航天器姿态归零情况下的体轴系，因此称之为基准坐标系。该基准状态坐标系建立后不再变化，后续航天器姿态变化后的面元坐标法向量等信息均在这个基准坐标系中进行描述。
对实施例简化航天器模型的上述112898个面元逐个计算其中心位置、面积和单位外法向量。需要注意的是，除了面元面积保持不变，随着航天器姿态变化，其每个面元的中心位置和单位外法向量都是动态变化的，这也是导致迎风面积随姿态不断变化的几何原因。
步骤二、计算航天器迎风截面上面元投射格子面积和尺度；
根据上述面元的基本信息，计算得出实施例简化航天器模型的迎风截面上面元投射格子面积约为17.5939平方厘米，对应格子尺度约为4.1945厘米。在本例计算中，格子尺度调节系数取；一般情况下要求/>，建议/>；取值过小可能丢失格子，但取值过大则会影响计算精度。
步骤三、根据航天器姿态角计算迎风截面投影范围，并根据面元投射尺度在迎风截面投影范围内划分规范化格子；
针对航天器任意姿态角计算迎风面积的中间步骤之一是获得投影范围的坐标值域，基于空气动力学中攻角和侧滑角的对应关系，如图6-图14的实施例给出了一系列绕Y轴和绕Z轴不同旋转状态下的投影范围以及对应坐标值域实际计算结果，具体计算结果如表1所示：
表1
实际算法中，根据需要还能够同时进行绕X轴旋转时的迎风面积计算；然而需要注意的是，由于基准坐标系X轴和气流方向平行，因此仅仅绕X轴旋转并不会改编迎风面积大小，只能改变面元和格子投射对应关系。从几何角度考虑，为了使绕X轴旋转有影响，需要首先考虑其旋转顺序。
根据上述投影范围值域，结合格子尺度在迎风截面投影范围内划分规范化格子，这些格子都是规范化的正方形，它们的规范化坐标可以用整数进行表示。具体计算结果如表2所示，表中给出了规范化格子的值域范围，同时对格子数量进行了统计，需要了解的是这些格子并不一定都会被面元进行投射。
表2
步骤四、遍历投影范围内格子及航天器网格面元记录投射信息，并据此统计计算迎风面积；
面元-格子投射信息的记录，需要遍历投影范围内的所有格子。首先对属于每个格子的投射信息数据结构中的投影面元数量、序号数组及法向量状态数组初始化，然后再同时遍历格子和面元进行投射匹配同时更新投射信息。
本实施例简化航天器模型的迎风面积在各种姿态条件下计算如表3所示：
表3
本实施例在每个状态的计算结果约为1秒钟左右，非常快速。此外，从计算结果中可以看到，绕YZ轴同时旋转30度和同时旋转60度的两个结果（理论上一样）非常接近，相对误差约为0.22%，从而表明了本发明算法的精准度很高。
以上方案只是一种较佳实例的说明，但并不局限于此。在实施本发明时，可以根据使用者需求进行适当的替换和/或修改。
这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。
尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (6)

1.一种基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，其特征在于，将航天器表面划分的网格面元，顺气流方向平行投射到垂直于气流方向的迎风截面平面上规范化的格子中，通过计数被投射的格子得出迎风面积；
所述迎风面积的获取流程为：
S1、基于航天器数模生成表面网格，建立基准状态坐标系，计算航天器网格面元中心位置、面积及单位外法向量；
S2、计算航天器迎风截面上面元投射格子面积和尺度；
S3、根据航天器姿态角计算迎风截面投影范围，并根据面元投射尺度在迎风截面投影范围内划分规范化格子；
S4、遍历投影范围内格子及航天器网格面元记录投射信息，并据此统计计算迎风面积；
其中，航天器迎风截面所在平面等价于基准状态体轴系坐标系的YZ平面，迎风截面投影范围坐标值域等价于面元中心位置YZ坐标的极大值和极小值；
在S1中，所述表面网格采用网格生成软件生成，且表面网格包括四边形结构网格和三角形非结构网格，航天器基准状态坐标系基于空气动力学建立；
所述表面网格的面元中心位置（x,y,z）、面积ds及单位外法向量基于平面解析几何算法得到；
在S2中，航天器迎风截面上面元投射格子面积和尺度的获取方法为：
S21、航天器迎风截面上面元投射格子面积为的计算公式如下：
其中，c为航天器迎风截面上面元投射格子尺度调节系数，N为航天器面元总数量，ds i 为序号i的面元面积；
S22、航天器迎风截面上面元投射格子尺度L C 的计算公式如下：
；
格子尺度的含义为格子面积相等的正方形边长，尺度调节系数的含义为该边长的放大系数。
2.如权利要求1所述的基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，其特征在于，根据格子投射面元的单位外法向量纵轴分量，对面元的迎风、背风、顺风状态进行判断。
3.如权利要求1所述的基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，其特征在于，在S3中，基于航天器姿态角计算迎风截面投影范围的方法如下：
S31、在飞行器处于攻角α和侧滑角β时，任意基准面元纵向位置角变为α 0 +α，侧向位置角变为β 0 +β，则面元中心位置（x,y,z）的计算公式为：
其中，r 0 为面元距坐标原点或重心的距离，其表达式为：
（x 0 ,y 0 ,z 0 ）为基准状态下航天器面元中心位置坐标；
α 0 和β 0 分别为面元基准状态时的纵向位置角和侧向位置角，其表达式为：
其中，面元中心坐标Z分量为负时纵向位置角为正；当面元中心坐标X分量为零，则Y分量为正时侧向位置角为正90度，Y分量为负时侧向位置角为负90度；
S32、航天器迎风截面投影范围坐标值域分别用(Y max ,Y min )和(Z max ,Z min )表示，则其计算方法如下：
其中，下标j代表所有全部面元对应的坐标值。
4.如权利要求3所述的基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，其特征在于，在步骤三中，基于面元投射格子尺度在迎风截面投影范围内划分规范化格子的方法为：
S33、定义坐标投影范围内在横轴和竖轴上的规范化坐标为(I Y ,I Z )，则一组(I Y ,I Z )坐标对应一个边长为L C 的正方形格子，所述(I Y ,I Z )的计算公式如下：
其中，INT（）为最小整数，一组面元坐标(y,z)对应一组规范化整数坐标(I Y ,I Z )，而一组(I Y ,I Z )能对应多组(y,z)；
S34、规范化坐标(I Y ,I Z )的值域范围I Y,min、I Y,max、I Z,min、I Z,max由投影范围边界确定，其计算方法如下：
S334、投影范围内规范化格子的数量N YZ 的计算公式如下：
。
5.如权利要求1所述的基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，其特征在于，在S4中，所述迎风面积的获取方式为：
S41、将投影范围内每个格子的面元投影信息通过下述数据结构来表示：
其中，I X ，I Y 为格子规范化坐标，N jXY 为某个格子内投影的面元数量， I J （j）和K J （j）分别为格子内投影的面元序号和单位外法向量状态，i XY 为格子序号；
S42、在进行投射信息记录前，遍历所有格子并初始化，以使所有N jXY 为0，I J （j）和K J （j）为空数组；
S43、遍历所有格子和面元，记录每个格子中投射的面元数量N jXY 、面元序号I J （j）、单位外法向量状态K J （j），则迎风面积为S W 的计算公式为：
其中，N XY 为投影范围内N jXY 不为0的所有格子数量，为每个格子的面积。
6.如权利要求2所述的基于面元和格子投射的航天器迎风面积数字化获取方法，其特征在于，所述面元状态判断是通过如下的单位外法向量状态K J （j）的取值规实现：
若n x ＜0，则K J （j）=1，推断航天器面元处于迎风状态；
若n x ＞0，则K J （j）=-1，推断航天器面元处于背风状态；
若n x =0，则K J （j）=0，推断航天器面元处于顺风状态。
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