1.一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述设计方法包括如下步骤：步骤S1、确定空间尺寸约束，其包括：发动机出口面积A 1 、喷管进口面积A 2 、飞行器所能容许的最大长度L MAX 、飞行器所能容许的最大横向偏距D MAX 和飞行器所能容许的最大纵向偏距Z MAX ；步骤S2、首先根据步骤S1中确定的空间尺寸约束，来确定过渡段长度、横向偏距和纵向偏距和喷管最终安装角α的范围，然后在上述各个参数的范围内，基于飞行器总体设计中提出的力矩需求，针对该各个参数，为其随机选取多个具体的参数数值，再将选取的参数数值进行随机组合，最后得到多个具有不同过渡段长度、横向偏距、纵向偏距和安装角的单个分支过渡段；步骤S3、按照分叉过渡段的工作特性，确定单个分支过渡段的中心线变化规律和面积变化规律，再根据中心线变化规律，确定步骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线，再基于面积变化规律和步骤S1中确定的发动机出口面积A 1 、喷管进口面积A 2 ，来确定单个分支过渡段，其在气流流通方向上，各个截面的面积；步骤S4、采用超椭圆曲线，针对步骤S3中得到的多个单个分支过渡段，其对应的中心线型线以及各个截面的面积，进行拟合，实现对该多个单个分支过渡段的建模，得到多个具有不同偏距、过渡段长度和出口偏转角β的单个分叉模型；步骤S5、以步骤S4中得到的单个分叉模型的进口截面轴线为对称轴，再设置不同的对称角γ，对该多个单个分叉模型作对称处理，以得到多个完整的，且具有不同纵向偏距的Y型过渡段模型；步骤S6、设定边界条件，对步骤S5中获得的多个Y型过渡段模型进行仿真计算，选择其中最优的构型，并且判断该最优的构型是否满足性能需求，若不满足，则回到步骤S2重新进行设计，直到选择的最优的构型满足性能需求；若满足，则结束设计。
2.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在所述步骤S2中，所述喷管最终安装角α，其定义为分叉过渡段矩形出口长边和竖直线的夹角，为45度。
3.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在所述步骤S3中，所述的中心线变化规律为先急后缓，其具体表达式为：在公式中，以中心线起点为原点，x i 为中心线上一点的长度坐标，y i 为中心线上一点的偏距坐标，D i 为中心线的总偏距，L i 为中心线的总长度。
4.根据权利要求3所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述的面积变化规律，其具体表达式为：在公式中，x i 、L i 定义同中心线一致，A i 为中心线上一点所对应的截面面积，A 1 为发动机出口，也就是分叉过渡段进口的面积，A 2 为喷管进口面积，也就是分叉过渡段出口面积。
5.根据权利要求4所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，将步骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的横向偏距，以及过渡段长度输入至所述中心线变化规律的表达式中，得到每一个单个分支过渡段的中心线型线；将步骤S1中确定的发动机出口面积A 1 、喷管进口面积A 2 以及骤S2中得到的多个单个分支过渡段，其对应的过渡段长度，输入至上述面积变化规律的表达式中，得到每个x i 对应的面积。
6.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述出口偏转角β，其定义为出口矩形截面长边与中心线所确定的平面的夹角。
7.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，所述对称角γ，其定义为中心线所确定的平面与水平线的夹角。
8.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在步骤S5中，在进行对称处理时，Y型分叉过渡段的纵向偏距小于最大纵向偏距Z MAX 。
9.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在所述步骤S6中，以分级膨胀假设获得的分叉过渡段压比NPR 3 作为边界条件，其中，NPR 3 ＝NPR 1 /NPR 2 ，NPR 1 表示为整个倒V布局矢量推进系统的压比，NPR 2 表示为矢量喷管的工作压比；所述的分级膨胀假设具体为：假设气流在该推进系统中的Y型分叉过渡段和矢量喷管中是逐步膨胀的，并且互不影响。
10.根据权利要求1所述的一种针对单发倒V布局矢量推进系统的分叉过渡段设计方法，其特征在于，在步骤S6中，若在该轮次的设计中没有得到满足性能需求的最优构型，则在下一轮次的设计中，将步骤S1中设定的最大横向偏距D MAX 放大。
