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一种拖曳式诱饵弹落差评估方法

阅读：838发布：2020-05-11

专利汇可以提供一种拖曳式诱饵弹落差评估方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明公开了一种拖曳式诱饵弹落差评估方法。包括如下步骤：(1)根据几何相似准则，设计加工诱饵弹测力模型进行风洞测力试验，获得飞行马赫数下诱饵弹模型随攻角变化的升力系数CL，阻力系数CD和相对诱饵弹拖曳点的俯仰力矩系数CMZ；(2)通过多项式拟合得到其关于攻角α的函数关系式：CL＝CL(α)，CD＝CD(α)和CMZ＝CMZ(α)，(3)通过解算诱饵弹稳定拖曳状态下力与力矩平衡关系式获得真实拖曳状态下拖曳线与水平面夹角φ，已知拖曳线的长度L，则落差H＝L×sin(φ)。本发明克服了现有理论分析与飞行试验方法的缺陷，可实现性强，成本低且精准性较高。，下面是一种拖曳式诱饵弹落差评估方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种拖曳式诱饵弹落差评估方法，其特征在于，包括步骤如下：
(1)加工诱饵弹测力模型进行风洞测力试验，获得设定的飞行马赫数下诱饵弹测力模型随攻角变化的升力系数CL、阻力系数CD和相对诱饵弹拖曳点的俯仰力矩系数CMZ；
(2)对步骤(1)中的升力系数CL，阻力系数CD和俯仰力矩系数CMZ进行多项式函数拟合，得到升力系数CL，阻力系数CD和俯仰力矩系数CMZ关于攻角α的函数关系式：CL＝CL(α)，CD＝CD(α)和CMZ＝CMZ(α)；
(3)根据诱饵弹拖曳稳定状态下的诱饵弹受力情况，建立力平衡关系式与力矩平衡关系式；
力平衡关系式为：L(α)+Fy＝G，D(α)＝Fx (1)力矩平衡关系式为：MZ(α)＝G×A(α) (2)其中，L(α)为诱饵弹气动升力，D(α)为诱饵弹气动阻力，MZ(α)为诱饵弹关于拖曳点的俯仰力矩，A(α)为诱饵弹重力对拖曳点的力臂，G为诱饵弹重力；
(4)解算步骤(3)中力平衡关系式、力矩平衡关系式组成的方程组，获得真实拖曳状态下拖曳线与水平面的夹角φ＝arctan(Fy/Fx)，则诱饵弹落差H＝L×sin(φ)，L为拖曳线的长度；
其中，Fx和Fy分别为拖曳线拉力F沿阻力方向和升力方向的分解力；
具体方法为：
根据无量纲方法，存在关系式如下：
L(α)＝q∞×Sr×CL(α)；D(α)＝q∞×Sr×CD(α) (3)MZ(α)＝q∞×Sr×Lr×CD(α) (4)其中，q∞为实际飞行动压，Sr为无量纲参考面积，Lr为无量纲参考长度；
坐标系的定义：原点为诱饵弹测力模型头部顶点，X轴沿诱导弹体轴线，YOZ平面与X轴垂直，X、Y、Z轴满足右手定则；
在上述坐标系中，通过诱饵弹拖曳点坐标(x1,y1)和质心坐标(x0,y0)解算得到A(α)表达式如下：
将表达式(3)代入表达式(1)中，解得真实拖曳状态下拖曳线夹角φ的表达式如下：
α1为诱饵弹拖曳稳定状态下的攻角，即表达式(2)中α的解，可将表达式(4)和(5)代入表达式(2)后解得。
2.根据权利要求1所述的一种拖曳式诱饵弹落差评估方法，其特征在于：所述步骤(1)中风洞测力试验所用诱饵弹模型外形与真实诱饵弹几何相似，且风洞测力试验中的设定的飞行马赫数为真实飞行马赫数。
3.根据权利要求1或2所述的一种拖曳式诱饵弹落差评估方法，其特征在于：所述步骤(2)中多项式函数拟合根据曲线变化情况可在全攻角范围内进行分段拟合。

说明书全文

一种拖曳式诱饵弹落差评估方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种拖曳式诱饵弹落差评估方法，用于准确评估拖曳式诱饵弹投放后稳定飞行时落差。

背景技术

[0002] 拖曳式诱饵弹通常由飞机(巡航弹)—拖曳线—弹体三部分组成，具体实施方法是，载机通过腹仓将诱饵弹释放并且通过拖曳线将诱饵弹拖曳飞行，诱饵弹内装有放大转发器和无源反射器诱饵，将攻击导弹诱导至诱饵弹而远离载机，在未受到导弹攻击时，诱饵弹藏于载机腹仓内部，不影响载机飞行机动性能，在任务结束或危险过去后，可将未被命中的拖曳式诱饵弹回收到在机上重复利用。

[0003] 为保护载机完全避免攻击，拖曳线长度需要大于攻击导弹的破坏半径，一般在几十米到上百米量级，由于诱饵弹存在一定质量，投放后稳定拖曳时会与载机存在一定落差，当飞行器略海或超低空飞行时需保证飞行高度大于诱饵弹拖曳落差，否则一旦诱饵弹落进海中或与地面相碰，有可能导致惨烈的后果。因此，对拖曳式诱饵弹落差的准确评估则成为其设计定型中不可缺少的研究部分。

[0004] 国内外对拖曳式诱饵弹落差的研究多为以绳索动力学为基础，从释放过程开始研究诱饵弹弹体和拖曳绳索的动力学特性，由于绳索具有无限的自由度，考虑非线性因素的作用时，整个过程呈现出复杂多变的动力学特性，常规通过建立数学物理模型的规律性研究方法很难准确模拟出诱饵弹最终的拖曳落差；真实的飞行试验可以准确的模拟诱饵弹的拖曳落差，但飞行试验成本太高；而风洞飞行模拟试验由于气流参数与真实飞行气流参数相差较大，且存在支撑干扰的影响，也无法真实模拟出真实飞行时的拖曳姿态。

发明内容

[0005] 本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供一种拖曳式诱饵弹落差评估方法，能够准确的获得拖曳式诱饵弹投放后稳定飞行时落差，克服了现有理论分析方法误差大、飞行试验方法成本高的缺陷，可实现性强，成本低且精准性较高。

[0006] 本发明所采用的技术方案是：一种拖曳式诱饵弹落差评估方法，包括步骤如下：

[0007] (1)加工诱饵弹测力模型进行风洞测力试验，获得设定的飞行马赫数下诱饵弹测力模型随攻角变化的升力系数CL、阻力系数CD和相对诱饵弹拖曳点的俯仰力矩系数CMZ；

[0008] (2)对步骤(1)中的升力系数CL，阻力系数CD和俯仰力矩系数CMZ进行多项式函数拟合，得到升力系数CL，阻力系数CD和俯仰力矩系数CMZ关于攻角α的函数关系式：CL＝CL(α)，CD＝CD(α)和CMZ＝CMZ(α)；

[0009] (3)根据诱饵弹拖曳稳定状态下的诱饵弹受力情况，建立力平衡关系式与力矩平衡关系式；

[0010] (4)解算步骤(3)中力平衡关系式、力矩平衡关系式组成的方程组，获得真实拖曳状态下拖曳线与水平面的夹角φ＝arctan(Fy/Fx)，则诱饵弹落差H＝L×sin(φ)，L为拖曳线的长度；

[0011] 其中，Fx和Fy分别为拖曳线拉力F沿阻力方向和升力方向的分解力。

[0012] 所述步骤(1)中风洞测力试验所用诱饵弹模型外形与真实诱饵弹几何相似，且风洞测力试验中的设定的飞行马赫数为真实飞行马赫数。

[0013] 所述步骤(2)中多项式函数拟合根据曲线变化情况可在全攻角范围内进行分段拟合。

[0014] 所述步骤(3)中，力平衡关系式为：L(α)+Fy＝G，D(α)＝Fx；力矩平衡关系式为：MZ(α)＝G×A(α)；

[0015] 其中，L(α)为诱饵弹气动升力，D(α)为诱饵弹气动阻力，MZ(α)为诱饵弹关于拖曳点的俯仰力矩，A(α)为诱饵弹重力对拖曳点的力臂，G为诱饵弹重力。

[0016] 本发明与现有技术相比具有如下优点：

[0017] (1)本发明通过风洞测力试验获得诱饵弹气动特性数据，进而解算出诱饵弹真实拖曳状态下落差，避免了飞行试验方法带来的高成本高风险缺陷，可实现性强，成本低。

[0018] (2)本发明利用风洞试验数据通过拟合方程，直接解算获得拖曳落差，不存在理论分析方法的模型假设和经验分析，具有较高的精准性。

[0019] (3)本发明对于外形简单的诱饵弹，可用数值模拟方法代替风洞测力试验获得较高准度气动特性数据，后续结合解算落差方法则能进一步降低获取诱饵弹落差的成本。附图说明

[0020] 图1为诱饵弹升阻力系数随攻角变化曲线；

[0021] 图2为拖曳状态下诱饵弹受力分析示意图。

具体实施方式

[0022] 下面将结合附图和具体实施对本发明做进一步详细的说明。

[0023] 一种拖曳式诱饵弹落差评估方法，包括如下步骤：

[0024] (1)、根据几何相似准则，设计加工诱饵弹测力模型进行风洞测力试验，根据诱饵弹测力模型尺寸及载荷特点选择合适的测力天平系统，通过六分量测力天平获得诱饵弹拖曳马赫数下一定攻角范围内关于天平校心的法向力系数CN、轴向力系数CA以及俯仰力矩系数CMZ0，由于风洞试验条件下雷诺数已达到测力试验的临界雷诺数，气动系数基本不随雷诺数而改变，所以上述气动系数可当作诱饵弹做真实拖曳下的气动系数。

[0025] 步骤(1)中风洞测力试验所用诱饵弹模型外形与真实诱饵弹几何相似，且风洞测力试验中的设定的飞行马赫数为真实飞行马赫数。

[0026] (2)、为简化后续方程计算，将步骤(1)获得的法向力系数CN、轴向力系数CA以及俯仰力矩系数CMZ0，通过力与力矩的转换，得到诱饵弹模型的升力系数CL，阻力系数CD和关于拖曳点的俯仰力矩系数CMZ，并进行多项式拟合得到其关于攻角α的函数关系式：CL＝CL(α)，CD＝CD(α)和CMZ＝CMZ(α)，如图1所示。

[0027] 步骤(2)中多项式函数拟合根据曲线变化情况可在全攻角范围内进行分段拟合。

[0028] (3)、如图2所示，通过分析稳定拖曳状态下诱饵弹受力情况，可建立力与力矩平衡关系式：

[0029] 力平衡关系式：L(α)+Fy＝G；D(α)＝Fx (1)

[0030] 力矩平衡关系式：MZ(α)＝G×A(α) (2)

[0031] 其中，L(α)为诱饵弹气动升力，D(α)为诱饵弹气动阻力，MZ(α)为诱饵弹关于拖曳点的俯仰力矩，A(α)为诱饵弹重力对拖曳点的力臂，Fx和Fy为拖曳线拉力F沿阻力方向和升力方向的分解力，G为诱饵弹重力。

[0032] (4)、根据无量纲方法，存在关系式如下：

[0033] L(α)＝q∞×Sr×CL(α)；D(α)＝q∞×Sr×CD(α) (3)

[0034] MZ(α)＝q∞×Sr×Lr×CD(α) (4)

[0035] 其中，q∞为实际飞行动压，Sr为无量纲参考面积，Lr为无量纲参考长度。

[0036] 坐标系的定义：原点为诱饵弹测力模型头部顶点，X轴沿诱导弹体轴线，YOZ平面与X轴垂直，X、Y、Z轴满足右手定则。

[0037] 在上述坐标系中，通过诱饵弹拖曳点坐标(x1,y1)和质心坐标(x0,y0)可解算得到A(α)表达式如下：

[0038]

[0039] 将表达式(3)代入表达式(1)中，解得真实拖曳状态下拖曳线夹角φ的表达式如下：

[0040]

[0041] α1为诱饵弹拖曳稳定状态下的攻角，即表达式(2)中α的解，可将表达式(4)和(5)代入后解得。已知拖曳线的长度L，则诱饵弹落差H＝L×sin(φ)。

[0042] 本说明书中未详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

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