[发明专利]近地面超声速橇箭分离的方法、装置、设备以及存储介质

权利要求书

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。