[發(fā)明專利]晴空飛機(jī)尾流穩(wěn)定段介電常數(shù)計(jì)算方法

無效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201310421174.0
• 申請(qǐng)日: 2013-09-16
• 公開（公告）號(hào): CN103455685A
• 公開（公告）日: 2013-12-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李健兵;王雪松;李軍;王濤;劉忠訓(xùn);劉俊凱;沈淳
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F17/50
• 分類號(hào): G06F17/50
• 代理公司: 國防科技大學(xué)專利服務(wù)中心 43202
• 代理人: 王文惠

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于雷達(dá)探測技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及雷達(dá)目標(biāo)特性建模和計(jì)算技術(shù)領(lǐng)域，尤其是飛機(jī)尾流雷達(dá)散射特性的計(jì)算和探測。

背景技術(shù)

飛機(jī)尾流是飛機(jī)飛行時(shí)在其后方形成的一種強(qiáng)烈的螺旋狀氣流，具有空間尺度大、持續(xù)時(shí)間長、旋轉(zhuǎn)強(qiáng)烈等特點(diǎn)，對(duì)后續(xù)飛機(jī)的飛行安全具有嚴(yán)重影響(發(fā)生翻滾、抖動(dòng)、失速等)。飛機(jī)尾流已成為制約機(jī)場吞吐量、航空母艦飛機(jī)起降密度的主要因素之一，其實(shí)時(shí)探測也已成為航空安全領(lǐng)域亟需解決的關(guān)鍵技術(shù)問題之一。

飛機(jī)尾流雷達(dá)散射特性是尾流雷達(dá)探測的理論依據(jù)，研究方法通常包括實(shí)驗(yàn)測量和理論計(jì)算兩類，其中理論計(jì)算因具有代價(jià)較小、參數(shù)可調(diào)、便于機(jī)理分析等優(yōu)點(diǎn)而受到廣泛關(guān)注。按飛機(jī)飛行時(shí)的天氣條件，一般可將飛機(jī)尾流分為晴空、云霧、降雨條件下的飛機(jī)尾流三類，其中后兩者的散射一般認(rèn)為是由粒子(云霧滴、雨滴)散射導(dǎo)致，晴空尾流的雷達(dá)散射則主要是空氣折射指數(shù)不均勻所致。晴空飛機(jī)尾流散射特性一般按非均勻介質(zhì)目標(biāo)進(jìn)行研究，其介電常數(shù)分布的建模是散射特性研究的基礎(chǔ)。從技術(shù)途徑的角度來看，尾流介電常數(shù)分布可以按計(jì)算流體力學(xué)的方法來進(jìn)行，但對(duì)于遠(yuǎn)場飛機(jī)尾流，這類方法因尾流的尺度過于巨大(在翼展和機(jī)高方向高達(dá)百米量級(jí)，在飛機(jī)飛行方向上甚至達(dá)千米量級(jí))而難于實(shí)施，因此近十幾年來人們更多地結(jié)合理論分析與數(shù)值計(jì)算來獲得尾流的主要特征，主要研究者有美國Virginia理工大學(xué)的Myers和NASA的Shariff等。其中Myers基于對(duì)流擴(kuò)散方程對(duì)尾流內(nèi)的水蒸氣濃度和位溫等被動(dòng)保守量進(jìn)行了模擬，并據(jù)此得到尾流介電常數(shù)分布；Shariff等人研究了晴空尾流的兩種介電常數(shù)分布機(jī)制，即尾渦內(nèi)部徑向壓力梯度引起大氣折射指數(shù)變化和尾渦內(nèi)部大氣向下作絕熱傳輸時(shí)導(dǎo)致大氣折射指數(shù)變化。但是上述工作還存在一些明顯缺陷，如Shariff忽略了尾流雙渦間的相互作用，對(duì)與水蒸氣濃度相關(guān)的介電常數(shù)分布建模不合理；Myers則忽略了尾流內(nèi)部密度差異對(duì)Δε_r的影響，且混淆了ε_r(尾流的相對(duì)介電常數(shù))與Δε_r(尾流與背景介質(zhì)的相對(duì)介電常數(shù)差異)。總地來說，尾流介電常數(shù)分布的快速建模技術(shù)已成為尾流電磁散射特性研究的關(guān)鍵問題之一，加強(qiáng)該技術(shù)的研究具有重要的理論價(jià)值和應(yīng)用前景。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：針對(duì)飛機(jī)尾流尺寸超大、內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜的特點(diǎn)，綜合考慮飛機(jī)尾流水蒸氣濃度和內(nèi)部密度兩種因素的分布對(duì)尾流介電常數(shù)的影響，提出一種飛機(jī)尾流穩(wěn)定段介電常數(shù)分布的混合模型，實(shí)現(xiàn)尾流與背景空氣介電常數(shù)差異的快速計(jì)算。

本發(fā)明的技術(shù)方案是一種晴空飛機(jī)尾流穩(wěn)定段介電常數(shù)計(jì)算方法，其特征包括下述步驟：在飛機(jī)平穩(wěn)飛行于晴空大氣的情況下，計(jì)算飛機(jī)尾流因其水蒸氣濃度分布導(dǎo)致的與背景空氣的介電常數(shù)差異，稱為第一介電常數(shù)差異計(jì)算飛機(jī)尾流因其密度分布導(dǎo)致的與背景空氣的介電常數(shù)差異，稱為第二介電常數(shù)差異將第一介電常數(shù)差異和第二介電常數(shù)差異求和得到飛機(jī)尾流與背景空氣總的介電常數(shù)差異。

采用本發(fā)明可取得以下技術(shù)效果：本發(fā)明提出一種飛機(jī)尾流介電常數(shù)分布(即介電常數(shù)差異)的多因素混合計(jì)算方法，可以在保留了飛機(jī)尾流主要特征的情況下實(shí)現(xiàn)飛機(jī)尾流介電常數(shù)分布的快速計(jì)算，為飛機(jī)尾流雷達(dá)散射特性研究提供重要的支撐。

附圖說明

圖1是飛機(jī)尾流坐系示意圖；

圖2是晴空飛機(jī)尾流穩(wěn)定段介電常數(shù)計(jì)算方法的流程圖；

圖3是飛機(jī)尾流因密度分布導(dǎo)致的與背景空氣的介電常數(shù)差異；

圖4是t=40s時(shí)飛機(jī)尾流因水蒸氣濃度分布導(dǎo)致的與背景空氣的介電常數(shù)差異；

圖5是圖4所示時(shí)刻飛機(jī)尾流與背景空氣總的介電常數(shù)差異。

具體實(shí)施方式

為了更好地理解本發(fā)明的技術(shù)方案，下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施方式作進(jìn)一步描述。為方便敘述，下面所提及的飛機(jī)尾流均指晴空條件下的飛機(jī)尾流。