本發(fā)明涉及航空投放范圍計(jì)算仿真技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法。

背景技術(shù)：

目前針對(duì)飛機(jī)空中投放外掛物的研究，主要在兩方面：一是副油箱、常規(guī)炸彈和制導(dǎo)武器等外掛物投放時(shí)，飛機(jī)與外掛物分離時(shí)是否會(huì)發(fā)生碰撞等投放安全問題；二是常規(guī)炸彈和制導(dǎo)武器等外掛武器在投放發(fā)射后的射程及命中精度等涉及彈道和制導(dǎo)技術(shù)的研究。由于飛機(jī)空中投放空副油箱雖會(huì)考慮投放過程中與飛機(jī)分離的投放安全問題，但由于其不屬于武器，故對(duì)空副油箱投放離開飛機(jī)直至落地的投放軌跡并沒有進(jìn)行相關(guān)研究。同時(shí)由于空副油箱尺寸體積相對(duì)較大，在燃油用盡后重量輕，飛機(jī)空中投放空副油箱后，在飛機(jī)氣流干擾、初始投放高度速度、大氣風(fēng)速影響下，空副油箱可能出現(xiàn)的落地點(diǎn)范圍較大。在過去，為避開人口密集區(qū)以保障人民及財(cái)產(chǎn)安全，投放空副油箱時(shí)一般多選擇荒蕪人煙的較大空域場(chǎng)地進(jìn)行，但是在城鄉(xiāng)高速發(fā)展和民用航線增長(zhǎng)的今天，選擇較大空域的難度隨之增加，對(duì)于可允許投放空域提出了更高限制要求，因此需要預(yù)測(cè)飛機(jī)空中投放空副油箱的落地范圍，為選擇空域大小提供參考。從已公開的文獻(xiàn)來看，目前缺乏對(duì)飛機(jī)空中投放空副油箱的落地范圍的仿真方法，投放飛行空域規(guī)劃的精細(xì)化程度還有待提高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明所解決的技術(shù)問題在于提供一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法，以解決上述背景技術(shù)中的缺點(diǎn)。

本發(fā)明所解決的技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn)：

一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法，具體步驟如下：

1)計(jì)算副油箱的氣動(dòng)特性

根據(jù)副油箱的幾何外形，采用CFD數(shù)值計(jì)算得到副油箱的氣動(dòng)特性，副油箱的氣動(dòng)特性包括隨迎角及馬赫數(shù)變化的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)及偏航力矩系數(shù)，參考面積取副油箱最大橫截面積，參考長(zhǎng)度取副油箱總長(zhǎng)度；副油箱相關(guān)氣動(dòng)特性也可通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得；

2)計(jì)算飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性

根據(jù)飛機(jī)的氣動(dòng)特性、副油箱氣動(dòng)特性、空副油箱質(zhì)量特性，采用CFD數(shù)值方法，計(jì)算在飛機(jī)流場(chǎng)影響下，飛機(jī)空副油箱投放過程中，飛機(jī)的外掛物分離特性，得到保證空副油箱投放分離安全性的飛機(jī)飛行馬赫數(shù)及迎角，同時(shí)得到空副油箱相對(duì)飛機(jī)的投放分離初始速度、迎角及姿態(tài)角參數(shù)；其中，飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性也可通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得；

3)計(jì)算投放時(shí)空副油箱的初始飛行參數(shù)

根據(jù)飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性，在飛機(jī)允許投放空副油箱的馬赫數(shù)及迎角限制范圍內(nèi)，給定飛機(jī)的飛行高度、速度及姿態(tài)角，結(jié)合空副油箱投放相對(duì)飛機(jī)的初始狀態(tài)，計(jì)算得到投放時(shí)空副油箱的初始速度、高度及姿態(tài)角的初始飛行參數(shù)；

4)建立飛機(jī)空中投放時(shí)空副油箱的飛行軌跡仿真模型

根據(jù)空副油箱投放相對(duì)于飛機(jī)體軸的初速，結(jié)合飛機(jī)飛行的高度、速度及姿態(tài)角，并考慮疊加大氣風(fēng)速的影響，求空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的速度：

V_{xE_0}＝V₀×cosθ+V₁+V_wx

V_{yE_0}＝V₀×sinθ+V_wy

其中，V_{xE_0}為空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的初始前向速度；

V_{yE_0}為空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的初始法向速度；

V₁為飛機(jī)平飛的真空速；

V_wx為大氣風(fēng)速相對(duì)地軸的水平分量；

V_wy為大氣風(fēng)速相對(duì)地軸的垂直分量；

空副油箱投放時(shí)，空副油箱的真空速V_q為空副油箱相對(duì)于飛機(jī)體軸的初速V₀與飛機(jī)平飛真空速V₁的矢量和，即空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的前向速度V_{xE_0}與相對(duì)地軸的法向速度V_{yE_0}的矢量和，

空副油箱投放后，由于受到氣動(dòng)力及自身重量影響，水平速度減小，下降速度逐漸增加，高度下降，直至空副油箱落地為止；

空副油箱在整個(gè)飛行過程中的氣動(dòng)力計(jì)算為：

D＝c_x×q×S；L＝c_y×q×S；

其中空副油箱的氣動(dòng)力系數(shù)c_x、c_y按照當(dāng)前狀態(tài)的馬赫數(shù)M數(shù)值，插值計(jì)算得到；速壓ρ為所在氣壓高度的大氣密度；

空副油箱在整個(gè)飛行過程中的軌跡角φ計(jì)算為：

其中，V_xE為空副油箱在地軸系上的水平速度，水平向前為正；

V_yE為空副油箱在地軸系上的垂直速度，垂直向上為正；

空副油箱在整個(gè)飛行過程中受到的合力，分解至地軸系上的分量為：

F_xE＝－L×sinφ－D×cosφ；

F_yE＝L×cosφ－D×sinφ－G；

其中，F(xiàn)_xE為空副油箱受力在地軸系的水平分量，水平向前為正；

F_yE為空副油箱受力在地軸系的垂直分量，垂直向上為正；

則空副油箱在整個(gè)飛行過程中，在地軸系上的飛行加速度為：

a_xE＝F_xE/m；

a_yE＝F_yE/m；

其中，m為空副油箱的質(zhì)量；

a_xE為空副油箱在地軸系上的水平加速度，水平向前為正；

a_yE為空副油箱在地軸系上的垂直加速度，垂直向上為正；

根據(jù)地軸系上的加速度，積分求出在地軸系上的飛行速度為：

V_xE＝∫a_xE dt；

V_yE＝∫a_yE dt；

然后根據(jù)地軸系的速度，積分求出在地軸系上的飛行距離為：

L_x＝∫V_xE dt；

L_y＝∫V_yE dt；

通過數(shù)值積分迭代，當(dāng)空副油箱的垂直距離L_y的變化量等于空副油箱投放時(shí)的初始高度時(shí)，則空副油箱落地，此時(shí)空副油箱飛行的水平距離即為L(zhǎng)_x；

空副油箱的側(cè)向距離的計(jì)算方法與空副油箱飛行的水平距離的計(jì)算方法一致，僅需將初始水平速度替換為相應(yīng)的初始側(cè)向速度并疊加大氣側(cè)風(fēng)影響即可，從而建立飛機(jī)空中投放時(shí)空副油箱的飛行軌跡仿真模型，而后在飛行軌跡仿真模型中輸入仿真參數(shù)，即得到飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍。

有益效果：本發(fā)明通過計(jì)算副油箱的氣動(dòng)特性、飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性、投放時(shí)空副油箱的初始飛行參數(shù)，結(jié)合空副油箱的質(zhì)量特性，建立投放時(shí)空副油箱的飛行軌跡仿真模型，在飛行軌跡仿真模型中輸入仿真參數(shù)，即得到飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍，高效快速，且計(jì)算的落地范圍精確，為確定飛行空域提供支撐。

具體實(shí)施方式

為了使本發(fā)明實(shí)現(xiàn)的技術(shù)手段、創(chuàng)作特征、達(dá)成目的與功效易于明白了解，下面結(jié)合具體實(shí)施例，進(jìn)一步闡述本發(fā)明。

一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法，通過對(duì)飛機(jī)空中投放空副油箱的運(yùn)動(dòng)機(jī)理研究，綜合分析飛機(jī)的飛行高度、速度、姿態(tài)角及大氣風(fēng)速等因素對(duì)空副油箱投放運(yùn)動(dòng)軌跡的影響，并計(jì)算副油箱的氣動(dòng)特性、飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性、投放時(shí)空副油箱的初始飛行參數(shù)，結(jié)合空副油箱的質(zhì)量特性，建立投放時(shí)空副油箱的飛行軌跡仿真模型，仿真模型中的參數(shù)可通過計(jì)算機(jī)數(shù)值計(jì)算或試驗(yàn)測(cè)量獲得，最后通過實(shí)時(shí)仿真計(jì)算投放時(shí)空副油箱的飛行高度、軌跡、姿態(tài)、速度以及時(shí)間等飛行參數(shù)，以獲得空副油箱落地范圍結(jié)果，進(jìn)而確定飛行空域范圍；具體步驟如下：

1)計(jì)算副油箱的氣動(dòng)特性

根據(jù)副油箱的幾何外形，采用CFD數(shù)值計(jì)算得到副油箱的氣動(dòng)特性，主要包括隨迎角及馬赫數(shù)變化的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)及偏航力矩系數(shù)，參考面積取副油箱最大橫截面積，參考長(zhǎng)度取副油箱總長(zhǎng)度；副油箱相關(guān)氣動(dòng)特性也可通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得；

2)計(jì)算飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性

根據(jù)飛機(jī)的氣動(dòng)特性、副油箱氣動(dòng)特性、空副油箱質(zhì)量特性，采用CFD數(shù)值方法，計(jì)算在飛機(jī)流場(chǎng)影響下，飛機(jī)空副油箱投放過程中，飛機(jī)的外掛物分離特性，通過計(jì)算，得到保證空副油箱投放分離安全性的飛機(jī)飛行馬赫數(shù)及迎角，同時(shí)得到空副油箱相對(duì)飛機(jī)的投放分離初始速度、迎角及姿態(tài)角參數(shù)；其中，飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性也可通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得；

3)計(jì)算投放時(shí)空副油箱的初始飛行參數(shù)

根據(jù)飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性，在飛機(jī)允許投放空副油箱的馬赫數(shù)及迎角限制范圍內(nèi)，給定飛機(jī)的飛行高度、速度及姿態(tài)角，結(jié)合空副油箱投放相對(duì)飛機(jī)的初始狀態(tài)，計(jì)算得到投放時(shí)空副油箱的初始速度、高度及姿態(tài)角的初始飛行參數(shù)；

4)建立投放時(shí)空副油箱的飛行軌跡仿真模型

根據(jù)空副油箱投放相對(duì)于飛機(jī)體軸的初速，結(jié)合飛機(jī)飛行的高度、速度及姿態(tài)角，并考慮疊加大氣風(fēng)速的影響，求出空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的速度：

V_{xE_0}＝V₀×cosθ+V₁+V_wx

V_{yE_0}＝V₀×sinθ+V_wy

其中，V_{xE_0}為空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的初始前向速度；

V_{yE_0}為空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的初始法向速度；

V₁為飛機(jī)平飛的真空速；

V_wx為大氣風(fēng)速相對(duì)地軸的水平分量；

V_wy為大氣風(fēng)速相對(duì)地軸的垂直分量；

空副油箱投放時(shí)，空副油箱的真空速V_q為空副油箱相對(duì)于飛機(jī)體軸的初速V₀與飛機(jī)平飛真空速V₁的矢量和，即空副油箱投放時(shí)相對(duì)地軸的前向速度V_{xE_0}與相對(duì)地軸的法向速度V_{yE_0}的矢量和：

空副油箱投放后，由于受到氣動(dòng)力及自身重量影響，水平速度減小，下降速度逐漸增加，高度下降，直至空副油箱落地為止；

空副油箱在整個(gè)飛行過程中的氣動(dòng)力計(jì)算為：

D＝c_x×q×S；L＝c_y×q×S；

其中空副油箱的氣動(dòng)力系數(shù)c_x、c_y按照當(dāng)前狀態(tài)的馬赫數(shù)M數(shù)值，插值計(jì)算得到；速壓ρ為所在氣壓高度的大氣密度；

空副油箱在整個(gè)飛行過程中的軌跡角φ計(jì)算為：

其中，V_xE為空副油箱在地軸系上的水平速度，水平向前為正；

V_yE為空副油箱在地軸系上的垂直速度，垂直向上為正；

空副油箱在整個(gè)飛行過程中受到的合力，分解至地軸系上的分量為：

F_xE＝－L×sinφ－D×cosφ；

F_yE＝L×cosφ－D×sinφ－G；

其中，F(xiàn)_xE為空副油箱受力在地軸系的水平分量，水平向前為正；

F_yE為空副油箱受力在地軸系的垂直分量，垂直向上為正；

則空副油箱在整個(gè)飛行過程中，在地軸系上的飛行加速度為：

a_xE＝F_xE/m；

a_yE＝F_yE/m；

其中，m為空副油箱的質(zhì)量；

a_xE為空副油箱在地軸系上的水平加速度，水平向前為正；

a_yE為空副油箱在地軸系上的垂直加速度，垂直向上為正；

根據(jù)地軸系上的加速度，積分求出在地軸系上的飛行速度為：

V_xE＝∫a_xE dt；

V_yE＝∫a_yE dt；

然后根據(jù)地軸系的速度，積分求出在地軸系上的飛行距離為：

L_x＝∫V_xE dt；

L_y＝∫V_yE dt；

通過數(shù)值積分迭代，當(dāng)空副油箱的垂直距離L_y的變化量等于空副油箱投放時(shí)的初始高度時(shí)，則空副油箱落地，此時(shí)空副油箱飛行的水平距離即為L(zhǎng)_x；

空副油箱的側(cè)向距離的計(jì)算方法與空副油箱飛行的水平距離的計(jì)算方法一致，僅需將初始水平速度替換為相應(yīng)的初始側(cè)向速度并疊加大氣側(cè)風(fēng)影響即可，從而建立投放時(shí)空副油箱的飛行軌跡仿真模型，以飛機(jī)在飛行高度3km、表速600km/h進(jìn)行平飛投放空副油箱為例，考慮大氣風(fēng)速30m/s的條件下，按上述仿真方法進(jìn)行計(jì)算得空副油箱投放落地范圍，即進(jìn)行空中投放空副油箱的所需場(chǎng)域?yàn)?.1km×4.4km，為確定飛行空域提供支撐。

以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理和主要特征和本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)。本行業(yè)的技術(shù)人員應(yīng)該了解，本發(fā)明不受上述實(shí)施例的限制，上述實(shí)施例和說明書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會(huì)有各種變化和改進(jìn)，這些變化和改進(jìn)都落入要求保護(hù)的本發(fā)明范圍內(nèi)。本發(fā)明要求保護(hù)范圍由所附的權(quán)利要求書及其等效物界定。