技術(shù)特征：

1.一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法，其特征在于，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)；

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、副油箱的氣動(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(guò)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)；

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，

$V_q=\sqrt{V_{xE\_0}^2+V_{yE\_0}^2}$

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(guò)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(guò)程中的軌跡角φ計(jì)算為：

$\mathrm{\φ}={\tan }^{-1}\frac{V_{yE}}{V_{xE}}$

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(guò)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(guò)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(guò)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。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法，其特征在于，步驟1)中，副油箱的幾何外形的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。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法，其特征在于，步驟1)中，副油箱相關(guān)氣動(dòng)特性可通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)獲得。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)空中投放空副油箱落地范圍的仿真方法，其特征在于，步驟2)中，飛機(jī)投放空副油箱的外掛物分離特性可通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)獲得。