CN111595549A - 超低轨阻力系数的测定方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

超低轨阻力系数的测定方法、装置、设备及存储介质 Download PDF

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CN111595549A CN202010559743.8A CN202010559743A CN111595549A CN 111595549 A CN111595549 A CN 111595549A CN 202010559743 A CN202010559743 A CN 202010559743A CN 111595549 A CN111595549 A CN 111595549A
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Abstract

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，通过公式的推广，可以方便得到试验条件所不能达到的来流速度条件下的阻力系数，进而很容易便可获取飞行器实际受到的超低轨大气阻力。

Description

超低轨阻力系数的测定方法、装置、设备及存储介质
技术领域
本发明一般涉及超低轨稀薄气体与飞行器作用的气动力技术领域，尤其涉及一种超低轨大气阻力系数的测定方法、装置、设备及存储介质。
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。
发明内容
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。
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***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。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
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。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。
如背景技术中提到的，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。麦克斯韦模型(Maxwell)是目前应用效果比较好的模型，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。但是麦克斯韦模型(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。
因此，如何提供一种很容易便可获取飞行器实际受到的超低轨阻力系数，并且可以适用具有各种粗糙度的不同材料的测定方案，将成为本申请的改进方向。
本发明的基本构思是首先获得与测量平面呈预设入射角的来流大气在预设速度下的阻力系数，然后基于气动力宏观积分方程推算的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。基于上述构思，本发明提供了一种超低轨阻力系数的测定方法、装置、设备及存储介质。
参见图1，图1示出了本申请实施例提供的超低轨阻力系数的流程示意图。如图1所示，该方法包括：
步骤10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；
步骤20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。
在上述步骤中，需要知道气体的阻力系数是指一个物体在气体中有相对运动时，物体会受到气体的阻力。阻力的方向和物体相对于气体的速度方向相反，其大小和相对速度的大小有关。预设速度下所述来流大气的阻力系数所针对的物体是测量平面，测量平面是设置在实验室内的，来流大气通过高速喷流设备产生，如火箭发动机、喷管等。不同来流速度下的阻力系数所针对的物体是对于稀薄气体中的飞行器，大气的阻力实际上是气体分子的碰撞导致的，因此计算气动力的基本原理是将稀薄粒子看成独立的动量小球，与壁面碰撞产生气动力。飞行器的速度并不是一定的，因此其所对应的阻力系数也不一样。
参见图2，图2示出了步骤10的流程示意图，所述步骤10包括：
步骤101，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；
步骤102，基于所述测量平面的气动力计算所述测量平面上的压强；
步骤103，基于所述测量平面上的压强和气动力计算公式，得到预设速度下所述来流大气的阻力系数。
需要说明的是，所述测量平面构成于三线扭摆微小推力测量***的推力测板1上，图6示出了三线扭摆微小推力测量***的具体结构。如图6所示，所述三线扭摆微小推力测量***还包括推力传杆2、激光器3和反射镜4。推力测板1用于接收来流的气动力，推力传杆用于以一定安装角度连接1和扭摆主体，所述激光器3用于提供入射光，反射镜4用于对入射光进行反射。
下面结合三线扭摆微小推力测量***的具体结构，对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的过程进行说明。
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的步骤可以包括：
沿着预设角度向所述测量平面上发射来流大气，推动所述推力测板转动以带动所述反射镜旋转，所述反射镜旋转使得所述激光器发射光的反射光位置发生移动；
基于所述反射光的位移量推算所述来流大气提供给所述推力测板的气动力大小。所述反射光的位移量可以通过标尺来测量，将反射光反射至标尺5上，通过标尺读数变化获取位移量。
优选的，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的步骤还可以包括：调节所述推力测板与所述推力传杆之间的角度β以测量不同预设入射角下的气动力。
具体地，首先通过三线扭摆微小推力测量***测量预设速度下所述来流大气，呈预设入射角θ喷射至测量平面时，测量平面所受的气动力F。
则根据公式(1)得到推力测板上测量平面的压强p：
Figure BDA0002545844150000071
其中A为推力测板的面积。
基于来流大气的气动力计算公式为：
Figure BDA0002545844150000072
对照公式(1)和公式(2)，可得测量平面的阻力系数CD的表达式为：
Figure BDA0002545844150000073
其中，ρ为来流气体密度，U为法向速度，F为测量平面所受的气动力，A为推力测板的面积，θ为入射角。
因为来流气体的密度ρ是固定的，来流大气的法向速度U是已知的，预设入射角θ是设定好的，推力测板的面积A是提前测量的，由此便可以得到预设速度下来流大气对测量平面的阻力系数。
飞行器约以第一宇宙速度飞行，速度约为7.9km/s,用化学推力器喷流方式只能达到3km/s，而如果用电推力器则一般最低稳定工作能量约100eV，相当于最低36km/s。7.9km/s正好处于中间的空缺区域,现有的实验手段无法达到该速度,因此对于超低轨需要进行理论外推。
参见图3，图3示出了步骤20的流程示意图。所述步骤20包括：
步骤201，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；
步骤202，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。
需要说明的是，此处不同来流速度下的阻力系数的表达式指的是经过理论分析约化公式，得到相对简单易于计算的约化表达式。
其中，所述的步骤201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，再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。
具体地，根据稀薄气体与壁面作用的麦克斯韦模型(Maxwell)，贡献气动力的主要是来流的动量和镜面反射的部分气体贡献的动量，而漫反射部分由于反射速度很小可以忽略。因此根据稀薄气体的气体动量方程可得作用于飞行器平面的压强为：
Figure BDA0002545844150000081
其中，其中ρ为来流气体密度，U为法向速度，
Figure BDA0002545844150000082
为分子速度比，α为麦克斯韦模型(Maxwell)中的适应系数，其值在0-1之间，erf()为误差函数，R为气体常数。
erf()为误差函数其表达式为：
Figure BDA0002545844150000083
对于飞行器，往往飞行的速度远远大于当地的气体温度对应的热运动速度，因此S远远大于1，此时
Figure BDA0002545844150000091
趋向于0，误差函数约等于1，则公式(4)可以化简为：
Figure BDA0002545844150000092
则不同来流速度下的阻力系数的表达式可以写成：
Figure BDA0002545844150000093
其中，步骤202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。
具体地，将对于由公式(3)得到的特定来流速度下的阻力系数CD表示为CD0，则对应不同来流速度下的阻力系数的CD可以表示为：
CD＝kCD0 (8)
需要说明的是，k为修正系数，用于表示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。
基于不同来流速度下的阻力系数的表达式确定修正系数k，其值为：
Figure BDA0002545844150000094
其中，U0为实验测量的特征速度，U为目标速度，α1为所求来流速度下麦克斯韦模型(Maxwell)的适应系数，α0为预设速度下麦克斯韦模型(Maxwell)的适应系数，R为气体常数，T、T0分别是所求来流速度下和预设速度下的当地气体温度，则根据公式(8)和(9)可得所求来流速度下的阻力系数为：
Figure BDA0002545844150000101
其中，CD0为公式(3)计算得到。
通过本方法可以推导出7.9km/s的阻力系数。
对于超低轨的稀薄大气，其为自由分子流，此时T、T0均为来流大气的温度Tin，其中Tin一般是已知量，可以查表得到，如120km高度温度为360K。此时公式(10)可以简化为：
Figure BDA0002545844150000102
式中热适应系数可以由下式得到：
Figure BDA0002545844150000103
其中M为气体分子的原子量，μ为气体分子原子量和固体原子的分子量比值，Tw为固体壁面温度。
对于工程应用的简单工况而言，如果取壁面为绝热壁面，也就是说Tw不随来流变化而变化，则此时公式(11)中的热适应系数为定值，即α1＝α0。则公式(11)可以化简为：
Figure BDA0002545844150000104
更为一般的情况，假设壁面为辐射壁面，则需要迭代计算壁面的温度，步骤为：
1)首先假设一个壁面温度Tw，根据公式(12)计算热适应系数α0；
2)计算壁面在适应系数α0下的净输入热流qin：
Figure BDA0002545844150000111
式中，
Figure BDA0002545844150000112
为分子速度比，R为气体常数，T为来流温度，γ为气体比热比；
3)计算壁面净输出热流qout：
Figure BDA0002545844150000113
式中，ε为物体发射率，σ为斯特番-玻尔兹曼常数；
4)比较qin和qout，如果qin>qout,则提高Tw，反之则减小Tw；
5)重复1-4步骤，直到qin-qout<error,式中error为设定的误差限，则此时的Tw为壁面温度；
得到壁面温度后，带入公式(12)计算热适应系数α0。
同理，重复上述过程可以得到目标速度下的热适应系数α1。
得到两个热适应系数后，带入公式(11)即可得到目标速度下的阻力系数CD1。
参见图4，图4示出了本申请实施例提供的超低轨阻力系数的测定装置。该装置包括预设速度下的阻力系数计算模块401和不同来流速度下的阻力系数计算模块402。
所述预设速度下的阻力系数计算模块401，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402，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。
可选地，不同来流速度下的阻力系数计算模块包括：
不同来流速度下的阻力系数的表达式推导单元，用于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；
不同来流速度下的阻力系数计算单元，用于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。
可选地，不同来流速度下的阻力系数的表达式推导单元包括：
压强的表达式推导子单元，用于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；
不同来流速度下的阻力系数的表达式推导子单元，用于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。
可选地，不同来流速度下的阻力系数计算单元包括：
修正关系确定子单元，用于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；
不同来流速度下的阻力系数计算子单元，用于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。
可选地，预设速度下的阻力系数计算模块包括：
测量平面的气动力测量单元，用于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；
测量平面的压强计算单元，用于基于所述测量平面的气动力计算所述测量平面上的压强；
预设速度下的阻力系数计算单元，用于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。
图5为本发明实施例提供的一种计算机设备的结构示意图。如图5所示，其示出了适于用来实现本申请实施例的终端设备或服务器的计算机***500的结构示意图。
如图5所示，计算机***500包括中央处理单元(CPU)501，其可以根据存储在只读存储器(ROM)502中的程序或者从存储部分508加载到随机访问存储器(RAM)503中的程序而执行各种适当的动作和处理。在RAM 503中，还存储有***500操作所需的各种程序和数据。CPU 501、ROM 502以及RAM 503通过总线504彼此相连。输入/输出(I/O)接口506也连接至总线504。
以下部件连接至I/O接口505：包括键盘、鼠标等的输入部分506；包括诸如阴极射线管(CRT)、液晶显示器(LCD)等以及扬声器等的输出部分507；包括硬盘等的存储部分508；以及包括诸如LAN卡、调制解调器等的网络接口卡的通信部分509。通信部分509经由诸如因特网的网络执行通信处理。驱动器510也根据需要连接至I/O接口506。可拆卸介质511，诸如磁盘、光盘、磁光盘、半导体存储器等等，根据需要安装在驱动器510上，以便于从其上读出的计算机程序根据需要被安装入存储部分508。
特别地，根据本公开的实施例，上文参考图5描述的过程可以被实现为计算机软件程序。例如，本公开的实施例包括一种计算机程序产品，其包括有形地包含在机器可读介质上的计算机程序，所述计算机程序包含用于执行上述多个航空器的停机位分配方法的程序代码。在这样的实施例中，该计算机程序可以通过通信部分509从网络上被下载和安装，和/或从可拆卸介质511被安装。
附图中的流程图和框图，图示了按照本发明各种实施例的***、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，前述模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的***来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
描述于本申请实施例中所涉及到的单元或模块可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。所描述的单元或模块也可以设置在处理器中。这些单元或模块的名称在某种情况下并不构成对该单元或模块本身的限定。
作为另一方面，本申请还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质可以是上述实施例中前述装置中所包含的计算机可读存储介质；也可以是单独存在，未装配入设备中的计算机可读存储介质。计算机可读存储介质存储有一个或者一个以上程序，前述程序被一个或者一个以上的处理器用来执行描述于本申请的多个航空器的停机位分配方法。
以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

Claims (10)

1.一种超低轨阻力系数的测定方法，其特征在于，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对所述测量平面的阻力系数；
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所述来流大气对所述测量平面的阻力系数计算不同来流速度下的阻力系数。
2.根据权利要求1所述的超低轨阻力系数的测定方法，其特征在于，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所述来流大气对所述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。
3.根据权利要求2所述的超低轨阻力系数的测定方法，其特征在于，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。
4.根据权利要求2所述的超低轨阻力系数的测定方法，其特征在于，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。
5.根据权利要求1所述的超低轨阻力系数的测定方法，其特征在于，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。
6.一种超低轨阻力系数的测定装置，其特征在于，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。
7.根据权利要求6所述的超低轨阻力系数的测定装置，其特征在于，预设速度下的阻力系数计算模块包括：
测量平面的气动力测量单元，用于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；
测量平面的压强计算单元，用于基于所述测量平面的气动力计算所述测量平面上的压强；
预设速度下的阻力系数计算单元，用于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。
8.根据权利要求6所述的超低轨阻力系数的测定装置，其特征在于，不同来流速度下的阻力系数计算模块包括：
不同来流速度下的阻力系数的表达式推导单元，用于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；
不同来流速度下的阻力系数计算单元，用于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。
9.一种计算机设备，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1~5中任一项所述的方法。
10.一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权利要求1~5中任一项所述的方法。
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