聂兆伟，王 浩，秦 梦，张海瑞

(1.南京理工大学机械学院，南京 210094；2. 中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

0 引 言

为提升飞行器运载能力，在飞行过程需进行级间分离，通常二级发动机喷管位于一级壳体内，在分离过程中应着重关注二级发动机喷管边缘与一级壳体的相对位置关系，这是因为两体相对运动容易发生磕碰导致飞行任务失败，因此,在大气层内实施级间分离仍然是需要攻克的一项关键技术[1-2]。高超声速飞行器在大气层内实施级间分离时受到诸多不确定性因素的影响，如分离体质量特性偏差、下面级残余推力偏差、分离初始攻角偏差、分离气动特性偏差等[3-4]，特别是在大气层内实施分离时，其分离点高度较低，受大气影响显著，承受动压较大且不确定性因素影响显著，两体分离存在较大风险，严重制约了飞行器任务可靠性水平的提升。

常规分离方法通常是基于参数偏差的极限组合进行的[1]，其设计结果通常具有较大的安全裕度，无法反映系统参数的内在可变性，并且难以满足精细化需求，甚至在某些情况下无法给出可行的分离方案，影响飞行器的总体性能。

针对这一问题，目前的研究趋势是综合考虑级间分离过程各种不确定性因素的影响，将不确定性因素注入分离动力学模型，建立飞行器分离可靠性模型，实现分离方案的精细化分析[5-6]。蒙特卡洛方法具有无偏性和非侵入性，适用于处理高维不确定性空间问题，国内外学者系统研究了利用蒙特卡洛方法开展分离仿真分析[7-9]，然而，该方法针对高可靠性分析问题，需开展大规模打靶仿真，仿真次数高达十万甚至百万次，导致求解效率较低，难以满足快速设计迭代的工程需求。……