[发明专利]一种拖曳式诱饵弹落差评估方法

说明书

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。

技术领域

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

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。

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。

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

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。

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：

(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；

(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。

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。

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。

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)；