[发明专利]一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法

说明书

本发明公开了一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，所述方法包括：步骤1)建立软管式空中加油对接模拟装置的相似准则，所述空中加油对接模拟装置包括加油机、加油软管、伞锥和受油机；步骤2)基于相似准则，结合柔性多体动力学，建立空中加油对接模拟装置的动力学模型；步骤3)根据模拟试验要求，基于动力学模型，根据相似准则实现软管式空中加油对接模拟装置的设计，利用多体动力学求解器计算受油机对接伞锥后软管的动力学响应，进而实现加油对接过程中加油软管和伞锥的动态现象及动态特性的模拟。

技术领域

本发明属于航空技术领域，尤其涉及一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法。

背景技术

空中加油，是当今航空领域，特别是军用飞行器在不着陆条件下，实现燃油快速补给、提升战机滞空时间、及时投入战场作战的重要技术手段；它对于增加战机航程与挂载能力，扩大作战半径具有重要意义，是飞机作战效能的倍增器。

从世界范围看，根据加油管路的不同设计，空中加油可以分为软管加油和硬管加油两种方式。硬管加油系统主要由伸缩管、压力加油机构、控制舵和监控装置等组成。该系统优点是耐压性好，可采用增压设备提高输油速度；缺点是系统复杂，对飞行控制、加油系统制造技术要求比较高，成本也较高。我国的空中加油技术，普遍采用“软管+锥套”的软管式加油系统。

软管加油系统的优点是结构简单、成本较低，一架加油机可同时安装多套系统，实现同时为多架飞机加油。软管加油系统因其自身具有一定柔性，故对加油机和受油机的相对位置、飞行稳定性要求相对较低；但其缺点是对于气流扰动比较敏感，软管柔性材料形变、燃油输出压力、大气紊流/阵风扰动、加油机尾流(如图1所示)、机体振动、受油机头波等内外干扰因素的影响。同时，在对接过程中对于受油机的操控(如：对接冲击速度)要求较高，操作不当轻则导致加油操作的失败，重则致使加受油机受损、危及飞行安全。这其中，容易出现一种极具破坏力的现象，加油软管由于受油机与锥套对接冲击力作用而过度松弛，从而诱发剧烈甩动，即“鞭甩”现象。

在软管式空中加油过程中出现的一系列动态、非定常、非稳态现象，是空气动力学、多体动力学、机械/材料学、自动控制等多学科耦合作用的结果。这些现象，制约了空中加油任务的成功率，并对飞行安全造成严重影响。研究并揭示这些现象形成的内在机理与成因，并建立地面模拟试验技术，提出有效的抑制/解决措施，优化加受油系统设计，对于提高空中加油的安全性、可靠性具有十分重要的意义。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提出了一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法。

为了实现上述目的，本发明提出了一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，所述方法包括：

步骤1)建立软管式空中加油对接模拟试验装置的相似准则，所述空中加油对接模拟装置包括加油机、加油软管、伞锥和受油机；

步骤2)基于相似准则，结合柔性多体动力学，建立空中加油对接模拟试验装置的动力学模型；

步骤3)根据模拟试验要求，基于动力学模型，根据相似准则实现软管式空中加油对接模拟装置的设计，利用多体动力学求解器计算受油机对接伞锥后软管的动力学响应，进而实现加油对接过程中加油软管和伞锥的动态现象及动态特性的模拟。

作为上述方法的一种改进，所述步骤1)具体包括：

建立流体动力学相似准则和结构动力学相似准则，其中，

所述流体动力学相似准则包括：几何外形相似、速度场相似、动压相似、流场压缩性相似和重力影响相似；

所述结构动力学相似准则包括：质量分布相似、固有频率相似、振型相似和刚度分布相似。

作为上述方法的一种改进，所述流体动力学相似准则满足下式：

λ_V＝1