技术摘要：
本申请公开了一种超低轨阻力系数的测定方法、装置、设备及存储介质，首先基于获得的与测量平面呈预设入射角的来流大气的气动力，计算预设速度下所述来流大气的阻力系数；其次基于不同来流速度下的阻力系数的表达式以及预设速度下来流大气对测量平面的阻力系数计算不同  全部
背景技术：
稀薄气体动力学在航天领域具有重要的应用背景。在LEO轨道及临近空间上的大 气十分稀薄，无法维持人类的正常生命活动，但它却足以对轨道上高速飞行的航天器造成 重大影响。高速运动的原子对航天器的撞击会增加其气动阻力，导致飞行器的轨道下降，甚 至坠毁，降低飞行器的使用寿命。 由于稀薄效应，常规的连续介质假设不成立，因此处理连续流的N-S方程已经不再 适用，导致稀薄气体对壁面的气动力、热效应不能使用N-S方程计算。学者常用阻力系数计 算飞行器受到的气动阻力。阻力系数是一种能够快速的近似计算飞行器所受到的超低轨大 气阻力的计算参数，对飞行器的设计和寿命评估有重要的意义。 虽然近期有计算气动阻力的分子模拟方法，例如采用蒙特卡洛(MC)或直接蒙特卡 洛(DSMC)方法计算飞行器受到的气动阻力。但是在蒙特卡洛(MC)方法中处理分子与壁面作 用的反射模型还不成熟。稀薄气体与壁面作用的反射模型包括镜面反射、漫反射模型、具有 不完全能量适应的漫反射模型(DRIA)、物面反射模型(CLL)、麦克斯韦模型(Maxwell)等。镜 面反射，表示粒子与壁面不发生能量交换，直接镜面的反射出去。漫反射是指入射分子与材 料表面完全热适应，分子在空间上以漫反射形式反射。漫反射模型(DRIA)是指反射分子速 度方向随机分布几率相同，但与材料表面热适应程度可变。物面反射模型(CLL)则对反射分 子速度的法向和切向分量分别提出了分布函数，分布函数的主要参数为法向能量适应系数 和切向能量适应系数。 麦克斯韦模型(Maxwell)则是镜面反射和漫反射的叠加，它假设有α的粒子适应壁 面温度而漫反射，1-α的粒子则镜面反射。容易看出，镜面反射和漫反射都是极端的反射模 型，并不能很好的描述分子与壁面的作用反射行为。而物面反射模型(CLL)虽然在物理上更 真实，但是其含有切向和法向两个适应参数，而且两个参数有一定的耦合性，使得该参数很 难测定，因此物面反射模型(CLL)很难实际应用。 而麦克斯韦模型(Maxwell)是目前应用最为广泛、也是效果比较好的模型。麦克斯 韦模型(Maxwell)中的适应系数受到材料特性、粗糙度、来流气体属性、速度等多方面的影 响，一直没有可用的数据参考。研究者要么取经验参数，比如0.5和0.9来做研究，要么直接 却两个极端工况，直接取0和1给出包络。因此麦克斯韦模型(Maxwell)中的参数α就成为制 约其计算精度的关键参数。可见，采用蒙特卡洛的模拟方法进行超低轨阻力系数测定难，使 用范围有限，还不够成熟。
技术实现要素：
鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种测定超低轨飞行器飞行过程中 4 CN 111595549 A 说　明　书 2/9 页 受到来流气动阻力的阻力系数，得到飞行器气动阻力的一种技术方案。该方案是采用实验 手段得到所关心材料及气体特征工况的气动阻力，结合稀薄气体动力学基本气动力方程得 到大气阻力系数。 为实现上述目的，本发明采用了如下技术方案： 第一方面，本发明提供一种超低轨阻力系数的测定方法，其特殊之处在于，包括： 基于获得的与测量平面呈预设入射角的来流大气的气动力，计算预设速度下所述 来流大气的阻力系数； 基于不同来流速度下的阻力系数的表达式以及预设速度下来流大气对测量平面 的阻力系数计算不同来流速度下的阻力系数。 在一个实施例中，基于不同来流速度下的阻力系数的表达式以及预设速度下来流 大气对测量平面的阻力系数计算不同来流速度下的阻力系数的步骤包括： 基于稀薄气体的气体动量方程和阻力系数的气动力计算公式，推导得到不同来流 速度下的阻力系数的表达式； 将预设速度下来流大气对测量平面的阻力系数代入不同来流速度下的阻力系数 的表达式，计算不同来流速度下的阻力系数。 在一个实施例中，基于稀薄气体的气体动量方程和阻力系数的气动力计算公式， 推导得到不同来流速度下的阻力系数的表达式的步骤包括： 基于稀薄气体的气体动量方程获得其作用于飞行器平面上压强的表达式； 基于所述压强的表达式和阻力系数的气动力计算公式推导得到不同来流速度下 的阻力系数的表达式。 在一个实施例中，将预设速度下来流大气对测量平面的阻力系数代入不同来流速 度下的阻力系数的表达式，计算不同来流速度下的阻力系数的步骤包括： 确定不同来流速度下的阻力系数与预设速度下来流大气对特定平面的阻力系数 的修正关系； 基于所述修正关系和预设速度下来流大气对测量平面的阻力系数，计算不同来流 速度下的阻力系数。 在一个实施例中，基于获得的与测量平面呈预设入射角的来流大气的气动力，计 算预设速度下所述来流大气的阻力系数的步骤包括： 测量预设入射角的来流大气在预设速度下对测量平面的气动力； 基于所述测量平面的气动力计算所述测量平面上的压强； 基于所述测量平面上的压强和阻力系数的气动力计算公式，得到预设速度下所述 来流大气的阻力系数。 第二方面，本发明提供一种超低轨阻力系数的测定装置，其特殊之处在于，包括预 设速度下的阻力系数计算模块和不同来流速度下的阻力系数计算模块； 所述预设速度下的阻力系数计算模块，用于基于获得的与测量平面呈预设入射角 的来流大气的气动力，计算预设速度下所述来流大气的阻力系数； 所述不同来流速度下的阻力系数计算模块，用于基于不同来流速度下的阻力系数 的表达式以及预设速度下来流大气对测量平面的阻力系数计算不同来流速度下的阻力系 数。 5 CN 111595549 A 说　明　书 3/9 页 第三方面，本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有 计算机程序，其特殊之处在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上面所述的方法。 第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征 在于，所述计算机程序被处理器执行时实现上面所述的方法。 与现有技术相比，本发明的有益效果是： 根据本申请实施例提供的技术方案，首先基于获得的与测量平面呈预设入射角的 来流大气的气动力，计算预设速度下所述来流大气的阻力系数；其次基于不同来流速度下 的阻力系数的表达式以及预设速度下来流大气对测量平面的阻力系数计算不同来流速度 下的阻力系数。测量平面受预设速度下来流大气的阻力系数测量方便简单，很容易便可获 取超低轨飞行器实际受到的阻力，进而得到阻力系数。经过理论推导，得到不同来流速度下 的阻力系数的计算公式，可以通过预设速度下的阻力系数外推得到其他试验无法达到的速 度范围的阻力系数。 附图说明 通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它 特征、目的和优点将会变得更明显： 图1为本发明实施例超低轨阻力系数的测定方法的流程示意图； 图2为本发明实施例不同来流速度下的阻力系数计算步骤的流程示意图； 图3为本发明实施例预设速度下的阻力系数计算步骤的流程示意图； 图4为本发明实施例超低轨阻力系数的测定装置的示例性结构框图； 图5为适用于实现本发明的实施例的计算机设备的结构示意图； 图6为本发明实施例三线扭摆微小推力测量系统的结构示意图。 图中：1-推力测板，2-推力传杆，3-激光器，4-反射镜，5-标尺。