本發(fā)明涉及飛行力學(xué)與飛行安全性，尤其是涉及一種基于monte-carlo模擬的沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼氣動力沖量計算方法。

背景技術(shù)：

1、沖擊波掃掠飛行狀態(tài)下飛機(jī)時，沖擊波超壓和動壓產(chǎn)生的顯著突風(fēng)效應(yīng)和超壓時變特征作用于飛機(jī)各部件時會產(chǎn)生附加氣動力，這些附加氣動力瞬態(tài)幅值大、作用時間短、氣動力梯度變化劇烈、波形復(fù)雜，氣動力對機(jī)翼作用加速度研究難度較大，因此飛行安全性校核驗證中，需要采用氣動力對時間積分而得到的氣動力沖量作為飛行安全性校核驗證的外界擾動輸入信號。機(jī)翼作為全機(jī)的主要升力面，沖擊波掃掠附加氣動力沖量對機(jī)翼影響最大，其影響主要體現(xiàn)在以下幾個方面：

2、（1）對飛行性能的影響：沖擊波掃掠機(jī)翼氣動力沖量會改變機(jī)翼的升力、阻力和俯仰力矩等氣動參數(shù)，進(jìn)而影響到飛機(jī)爬升率、下沉率、機(jī)動性能參數(shù)等飛行性能；

3、（2）結(jié)構(gòu)動力學(xué)穩(wěn)定性影響：沖擊波掃掠機(jī)翼時產(chǎn)生的瞬態(tài)高強(qiáng)度氣動力沖量作用在機(jī)翼上會產(chǎn)生力矩和載荷瞬態(tài)變化。如果機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計不能有效抵抗這些沖量，可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)變形或破壞；

4、（3）飛行動力學(xué)響應(yīng)的影響：沖擊波掃掠機(jī)翼時產(chǎn)生的瞬態(tài)氣動力沖量引起的飛機(jī)飛行動力學(xué)響應(yīng)可能導(dǎo)致飛行高度、飛行迎角等飛行狀態(tài)參數(shù)的急劇變化而影響飛機(jī)飛行動力學(xué)性能；

5、（4）飛行控制的影響：沖擊波掃掠機(jī)翼產(chǎn)生的氣動力沖量變化也可能對飛行控制系統(tǒng)產(chǎn)生干擾。在極端情況下，飛行控制系統(tǒng)為應(yīng)對這些干擾而產(chǎn)生誤動作甚至控制失效，從而威脅到飛行安全。

6、綜上可知，機(jī)翼氣動力沖量作為擊波掃掠下飛機(jī)飛行力學(xué)和飛行安全性校核驗證通用輸入條件而需要進(jìn)行詳細(xì)計算。針對沖擊波掃掠機(jī)翼氣動力沖量計算，本發(fā)明采用蒙特卡洛（monte-carlo）方法進(jìn)行求解理由如下：其一，氣動力隨時間變化是一系列的離散數(shù)據(jù)，擾動特征隨時間變化復(fù)雜，無法采用方程或函數(shù)描述，而蒙特卡洛方法計算只需判斷隨機(jī)點和氣動力積分區(qū)間位置關(guān)系，無需求解氣動力數(shù)據(jù)表達(dá)函數(shù)或方程；其二，沖擊波掃掠涉及機(jī)翼阻力、側(cè)力和升力變化，蒙特卡洛方法求解三種氣動力沖量時計算程序具備通用性而無需針對不同氣動力單獨處理；其三，沖擊波掃掠下機(jī)翼氣動力變化存在方向?qū)е職鈩恿_量可能存在負(fù)積分區(qū)間，采用常規(guī)方法計算時候需要取絕對值進(jìn)行分段累積，而蒙特卡洛方法只需判斷相對位置而無需對氣動力數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。因此，本專利從模擬計算角度，提出了一種基于統(tǒng)計實驗的蒙特卡洛計算方法，以解決沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼氣動力沖量計算中存在的上述三個問題。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是提供一種基于monte-carlo模擬的沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼氣動力沖量計算方法，以解決上述背景技術(shù)中存在的問題。

2、為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種基于monte-carlo模擬的沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼氣動力沖量計算方法,包括以下步驟：

3、s1、沖擊波掃掠機(jī)翼氣動數(shù)據(jù)預(yù)處理；

4、s2、蒙特卡洛二維隨機(jī)抽樣及圖形化；

5、s3、離散數(shù)據(jù)相對位置區(qū)間判定；

6、s4、落點區(qū)間判定及計數(shù)統(tǒng)計。

7、優(yōu)選的，步驟s1具體為：

8、s11、獲取沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼數(shù)據(jù)庫及坐標(biāo)系，根據(jù)研究工況條件給出機(jī)翼阻力、側(cè)力及升力積分方向，計算沖擊波動壓隨時間變化；

9、s12、輸出時間步數(shù)序列，其中，為時間步數(shù)，，并根據(jù)采樣時間步長輸出沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼氣動力隨時間變化離散數(shù)據(jù)；

10、s13、將步驟s12中的沖擊波掃掠下飛機(jī)機(jī)翼阻力、側(cè)力、升力隨時間變化數(shù)據(jù)進(jìn)行清洗以去除野值，得到的機(jī)翼氣動力數(shù)據(jù)隨時間變化序列集合分別表示為： 、 、。

11、優(yōu)選的，步驟s2具體為：

12、s21、給定隨機(jī)抽樣樣本容量，采用偽隨機(jī)數(shù)生成器實現(xiàn)隨機(jī)點抽樣，得到隨機(jī)點抽樣集合為，對于任意點的坐標(biāo)為，；

13、s22、根據(jù)步驟s12中序列和步驟s13中、 、序列，分別建立沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼氣動阻力、側(cè)力、升力隨時間變化矩陣 、 、；

14、s23、編寫程序分別繪制 、 、二維分布散點圖。

15、優(yōu)選的，步驟s3具體為：

16、s31、定義向下取整函數(shù)：，其中，為時間序列，因此，為取整數(shù)值，如、、；

17、s32、對于抽樣樣本容量中任意點，獲取在時間步數(shù)序列中的相對位置區(qū)間，為求中的值，此時存在兩種情況要分類討論：

18、（a）與端點重合，即（情況與此相同）；

19、或（b）位于區(qū)間之間，即；

20、s33、對抽樣樣本容量中任意點，計算：

21、；

22、其中，根據(jù)步驟s12中定義 、，若時間步數(shù)序列，則符合上述s32中（a）類情況；若時間步數(shù)序列，則符合上述s32中（b）類情況。

23、優(yōu)選的，步驟s4具體為：

24、s41、根據(jù)步驟s2中二維分布散點圖，對于任意點，若符合（a）類情況，則比較與各個氣動力矩陣對應(yīng)元素大小；以氣動阻力矩陣為例（側(cè)力和升力判斷方法相同），若開區(qū)間，則計數(shù)累加；若開區(qū)間，則計數(shù)不累加，其中，為落入各個氣動力有效累積區(qū)間內(nèi)的樣本點數(shù)量；

25、s42、對于任意點，若符合（b）類情況，有：

26、；

27、；

28、；

29、；

30、當(dāng)位于有效區(qū)間內(nèi)時，有：

31、；

32、即：；

33、若滿足上式時，則計數(shù)累加；若不滿足上式時，則計數(shù)不累加；

34、s43、各氣動力隨機(jī)抽樣點累計完畢后，計算機(jī)翼阻力沖量：

35、；

36、其中，為圖形面積，為動壓，沖擊波掃掠機(jī)翼側(cè)力沖量、升力沖量擾動量計算方法相同；

37、s44、取抽樣樣本容量，針對每個抽樣樣本容量采用若干次蒙特卡洛方法計算沖擊波掃掠機(jī)翼氣動力沖量，分析計算均值隨抽樣樣本容量大小的變化情況，并與沖擊波掃掠氣動力沖量理論值進(jìn)行比較，驗證蒙特卡洛方法的計算準(zhǔn)確性。

38、因此，本發(fā)明采用上述一種基于monte-carlo模擬的沖擊波掃掠飛機(jī)機(jī)翼氣動力沖量計算方法，具備以下有益效果：

39、（1）通過采用蒙特卡洛方法計算只需判斷隨機(jī)點與氣動力積分區(qū)間位置關(guān)系，無需求解氣動力數(shù)據(jù)表達(dá)函數(shù)或方程；

40、（2）蒙特卡洛方法求解三種氣動力沖量時計算程序具備通用性而無需針對不同氣動力單獨處理；

41、（3）蒙特卡洛方法只需判斷相對位置而無需對氣動力數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。

42、下面通過附圖和實施例，對本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)描述。