CN114476123B - 一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法

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

其中，λ_V为运动速度系数；

λ_α＝1

其中，λ_α为角度系数

其中，λ_g为重力加速度系数，λ_D为结构尺寸缩比系数；

其中，D_m为加油软管-伞锥结构地面模型结构尺寸，D_p为加油软管-伞锥结构风洞模型结构尺寸；

λ_P＝λ_ρ

其中，λ_P为空气动压力系数，λ_ρ为风洞介质密度。

作为上述方法的一种改进，所述结构动力学相似准则满足下式：

其中，λ_m为伞锥质量系数；

其中，λ_EJ为加油软管抗弯刚度；

其中，λ_I为伞锥转动惯量；

其中，λ_f为减缩频率系数；

λ_t＝λ_D

其中，λ_t为时间系数；

其中，

为加油软管线密度。

作为上述方法的一种改进，所述步骤2)具体包括：

步骤2-1)基于相似准则，将加油机和受油机均简化为刚体，采用飞行动力学的气动力模型分别描述加油机和受油机的气动力和气动力矩；

步骤2-2)利用基于任意欧拉-拉格朗日描述的绝对节点坐标索单元对包括加油软管和伞锥的加油管路进行建模，用于反映加油软管的变形特性以及变长度特性；

步骤2-3)计算加油软管的气动力载荷；

步骤2-4)计算伞锥的气动力载荷。

作为上述方法的一种改进，所述步骤2-1)具体包括：

加油机与受油机的气动力均表示为：

其中，F_X、F_Y和F_Z分别表示在x方向、y方向和z方向的气动力，q_∞为来流动压，S为特征面积，V为来流速度，b为翼展，c为平均气动弦长，

和

分别为质心侧向速度和质心升沉速度，

为质心升沉加速度，

和

分别为俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度，C_L0、C_D0和C_m0分别为零攻角对应的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，C_L、C_D、C_Y分别为升力系数、阻力系数和侧向力系数，α、β和δ_e分别为迎角、侧滑角和升降舵偏角；上式中

加油机与受油机的气动力矩均表示为：

其中，M_X、M_Y和M_Z分别表示在x方向、y方向和z方向的气动力矩，C_l、C_m和C_n分别为滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数，上式中

作为上述方法的一种改进，所述步骤2-2)具体包括：

设置两结点梁索单元的广义坐标q为：

其中，r₁,r₂分别表示梁索单元的第一结点全局坐标和第二结点全局坐标，T表示转置，p₁,p₂分别表示梁索单元的第一结点物质坐标和第二结点物质坐标；梁索单元内部任意物质点的位置r满足下式：

r＝N_eq_e

其中，

N_e为形函数，N_e＝[(1-ξ)I_3×3 ξI_3×3]，I_3×3表示3×3单位矩阵，ξ为形函数的自然坐标，ξ＝(2p-p₁-p₂)/(p₁-p₂)，p表示加油机处软管ALE结点；

软管与加油机的收放机构相互作用满足基于任意欧拉-拉格朗日描述ALE的梁索单元结点上的约束：

r_p-r_p0＝0

其中，r_p0为加油机端软管连接处在全局坐标系下位置，r_p为加油机处软管ALE结点p的位置。

作为上述方法的一种改进，所述步骤2-3)具体包括：

将加油软管均分为N段，靠近伞锥为第N段；

根据下式计算加油管路第K段软管的气动力载荷Q_K：

Q_K＝m_Kg+(D_l,K+1+D_l,K)/2

其中，0＜K＜N,m_K为第K段软管的质量，g为重力加速度，D_l,K+1为第K+1段软管受到的气动力，D_l,K为第K段软管受到的气动力，满足下式：

D_l,K＝D_t,K+D_n,K，

其中，D_t,K为第K段软管受到的切向气动力，D_n,K为第K段软管受到的法向气动力，D_t,K满足下式：

其中，v_t,K＝[(v_K-ω_K)·n_K1]n_K1，为第K段软管相对于其所处流场风速的速度沿软管的切向分量，d_K为加油软管的直径，l_K为第K段软管的长度，C_t,K是第K段软管的切向气动阻力系数，v_K为第K段软管的速度向量，ω_K为当地风速向量，为加油机尾涡诱导速度与大气紊流速度的合速度向量，n_K1为第K段软管轴线单位矢量，ρ_∞为空气密度；

D_n,K满足下式：

其中，v_n,K＝v_K-ω_K-v_t,K，为第K段软管相对于其所处流场风速的速度沿软管的法向分量，||·||表示取模。

作为上述方法的一种改进，所述步骤2-4)具体包括：

软管与伞锥连接的质点处受到的除拉力的合外力Q_N为：

Q_N＝(m_N/2+m_dro)g+D_l,N/2+D_dro

式中，m_N为第N段软管的质量，m_dro为伞锥的质量，D_l,N为第N段软管受到的气动力，D_dro为伞锥受到的气动力，满足下式：

式中，q_dro为伞锥处来流动压，α_dro为伞锥的迎角，α_dro0为伞锥的平衡迎角，β_dro为伞锥的侧滑角，C_dro0为伞锥的3×1基本气动力系数矩阵，C_droα为伞锥的3×1迎角系数矩阵，C_droβ为伞锥的3×1侧滑角系数矩阵。

与现有技术相比，本发明的优势在于：

1、本发明基于Π定理首次提出了针对软管式空中加油对接模拟试验装置的相似准则，同时考虑了流体动力学和空气动力学相似；

2、本发明基于相似准则，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，利用多体动力学求解器计算模拟试验装置的动力学响应，在试验前判断设计的试验装置是否可以复现在加油对接过程中加油管线系统的动态现象及动态特性；

3、基于本发明的设计方法建立的仿真模型，主要用于前期的系统设计与优化，可以较为快速的对设计方案进行多轮优化、改进，使设计不至于盲目，节省前期设计阶段在时间、人力、物力、财力等各方面成本。

附图说明

图1是编队飞行、空中加油中多机干扰特性示意图；

图2是软管式空中加油对接模拟装置设计原理图；

图3是加油系统柔性多体动力学建模示意图；

图4是加油软管-伞锥结构缩比模型相似率示意图。

具体实施方式

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。

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细的说明。

实施例

本发明的实施例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，以下具体分析。

1、相似律与相似准则

相似律推导与相似准则的建立，是软管式空中加油对接模拟试验装置的重要前提和理论依据。

受限于风洞尺寸及其它技术约束，在风洞中进行试验时需要对模型等相关装置进行必要缩比，以满足试验需求。对于高速风洞定常试验而言，其相似律主要关注来流速度相似(马赫数Ma)、模型几何相似，而忽略了雷诺数等参数相似。对于空中加油这一问题的高速风洞试验而言，涵盖空气动力学、刚体/柔性体动力学、材料学等多个学科，涉及定常、非定常流动现象。因此，须针对这一问题推导相似律、建立相似准则；在此基础上，科学的、有选择的进行相似参数的取舍。使所建立的相似准则，既能准确描述空中加油这一实际过程，又便于风洞试验的工程实现与实际操作。

加油对接过程中，“软管-伞锥”组合体柔性结构所展现出的运动形态，受加油对接操纵、软管柔性材料形变、大气紊流、加油机尾流、姿态变化、机体振动、受油机头波等内外部干扰因素的影响，是典型的非线性柔性结构与空气动力相互耦合作用的复杂问题。在“软管-伞锥”式空中加油风洞试验缩比模型设计时，需要同时考虑流体动力学相似和结构动力学相似。量纲分析法和缩比实验法在工程中应用十分广泛，这种方法的理论基础是Π定理。

在进行风洞试验设计时，常遇到无法同时满足所有物理量相似，则需要根据实际状况及对物理现象的认识，对各物理量相似律进行取舍。图2中对本问题相似律的取舍进行了说明。总起来讲，就是通过质量分布相似和刚度分布相似，保证结构动力学相似，放弃了材料特性相似(图2中椭圆外的虚线框表示放弃的相似关系)，包括密度相似和杨氏模量相似，系统的结构阻尼不易控制，也不得不放弃。而流体动力学相似则通过几何外形、速度场、Strouhal数、Ma数、欧拉数来保证，放弃了重力影响、流体阻尼影响的相似。表1备注反映了各物理量相似律的取舍，并给出取舍原因。依据这一相似准则，则可设计本问题的模型、装置及其它相关部件。

表1“软管-伞锥”结构风洞试验缩比模型相似律

2、“软管式空中加油”动力学建模与仿真计算

主要基于柔性多体动力学，建立“加油机-加油软管-伞锥-受油机系统”动力学模型。图3是软管式空中加油对接模拟装置设计原理图。

a)由于主要关注加油机与受油机的整体运动以及“加油软管-伞套”系统的动力学响应，因此飞机模型简化为刚体；加油机与受油机受到的气动力和气动力矩采用飞行力学中的气动力模型给出；利用基于任意欧拉-拉格朗日描述(ALE)的绝对节点坐标(ANCF)索/梁单元对加油管路进行建模，该方法能够反映加油管路的大幅度变形特性以及变长度特性。

通过软管张力控制系统，选取合适的控制律调整软管长度以抑制软管的剧烈摆动及“鞭甩”现象。与传统拉格朗日描述不同，ALE变长度索单元的结点广义坐标不仅包括结点的全局坐标_r，还包含物质坐标p，即起始点到结点的绳长，如图4所示。

两结点梁索单元的广义坐标为：

其中：下标1、2表示结点编号。为了描述单元内部任意物质点的位置r，引入形函数N_e：

r＝N_eq_e (2)

其中，

N_e＝[(1-ξ)I_3×3 ξI_3×3]，

ξ＝(2p-p₁-p₂)/(p₁-p₂)

与Lagrange索单元不同的是，由于边界物质流动导致ALE索单元形函数的自然坐标ξ是随时间变化的，因此ALE索单元的形函数也是随时间变化的。对式r＝N_eq_e求导

(3)式第一项为局部导数，第二项为由于物质输运引起的迁移导数，此处体现了ALE索单元与Lagrange索单元的差异。软管与加油机收放机构相互作用可以处理成ALE索单元结点上的约束：

r_p-r_p0＝0 (5)

r_p0为加油机端软管连接处在全局坐标系下位置，r_p是加油机处软管ALE结点p的位置，不约束物质坐标，软管可以沿加油机收放机构滑动。

b)“加油软管-伞套”的气动力建模简化为切向分布气动力和法向分布气动力。切向与法向分布气动力系数通过圆柱绕流、Hoerner切向摩擦经验公式、CFD计算和风洞吹风试验相结合得到。加油机与受油机气动力与气动力矩表示为

其中，

分别为质心航向、侧向、升沉速度，

分别为俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度，δ_e是升降舵偏角，q为来流动压，S为特征面积，V为来流速度，b为翼展，c为平均气动弦长，α、β分别为迎角和侧滑角，C_L、C_D、C_Y分别为升力系数、阻力系数、侧向力系数，C_l、C_m、C_n分别为滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数，C_L0、C_D0、C_m0分别为零攻角升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数。式中

c)“加油机-加油软管-锥套的气动力载荷计算总体分为软管段的气动力载荷计算和锥套的气动力载荷计算两大部分，而软管段的气动力载荷还可以细分为软管段切向气动力与法向气动力计算。

软管切向气动力的表达式为

Q_K＝m_Kg+(D_l,K+1+D_l,K)/2 (8)

式中，m_K为第K段软管质量，g为重力加速度，D_l,K+1为第K+1段软管受到的法向气动力，D_l,K为第K段软管受到的气动力，D_l,K＝D_t,K+D_n,K，其中，D_n,K为第K段软管受到的法向气动力，D_t,K为第K段软管受到的切向气动力，满足下式：

式中，v_t,K＝{(v_K-ω_K)·n_K1}n_K1，为第K段软管相对于其所处流场风速的速度沿软管的切向分量。d_K为加油软管的直径，l_K为第K段软管的长度，C_t,K是第K段软管的切向气动阻力系数，其大小与当地气流雷诺数有关，根据Hoerner关于圆柱体的理论计算作用于软管的切向气动力，获得相应雷诺数下的气动阻力系数：

切向气动力系数C_t,K由当地的气流雷诺数(Re＝||v_k-ω_k||L/γ)决定。ω_K为当地风速向量，为加油机尾涡诱导速度与大气紊流速度的合速度向量。γ是空气的粘度系数。特征长度L＝πd_K/2sinα，其中α是软管和相对气流之间的夹角，n_K1为第K段软管轴线单位矢量，ρ_∞为空气密度。

软管法向气动力计算式14中

D_l,K＝D_t,K+D_n,K (11)

其中D_n,K为第K段软管受到的法向气动力，同样根据流体力学，作用于物体前端的压力大于其后端，这样会使得一种压差阻力出现在物体表面即为法向气动力或法向摩擦力，其表示为

式中，v_n,K＝v_K-ω_K-v_t,K，为第K段软管相对于其所处流场风速的速度沿软管的法向分量。d_K为加油软管的直径，l_K为第K段软管的长度，C_n,K分别是第K段软管的法向气动阻力系数。同样，在计算法向气动阻力的时候，不同的雷诺数对应的压力阻力系数如下：

其中Re＝||v_n,k||d_k/γ。ω_K同样为当地风速，即为加油机尾涡诱导速度与大气紊流速度的合速度。γ是空气的粘度系数。

d)在飞行过程中，锥套同样会受到外力的影响，最后一段软管与锥套连接的质点处受到的除拉力的合外力可表示为

Q_N＝(m_N+m_dro)g+D_l,N/2+D_dro (14)

式中，D_l,N为第N段即最后一段软管受到的气动力，D_dro为可控锥套受到的气动力，m_N为第N段即最后一段软管质量的一半，m_dro为伞锥套的质量，其受力表达式为

式中，q为动压，α为锥套的迎角，其中α＝tan^-1(v_wdz/v_wdx)，α₀表示锥套的平衡迎角，β为锥套的侧滑角，其中β＝sin^-1(v_wdz/||v_wd||)，v_wd为锥套相对于气流的速度向量在锥套体坐标系S_d下的表示v_wdx、v_wdy、v_wdz为v_wd在锥套体坐标系下的三个相互垂直的分量。C₀＝[C_D0C_Y0 C_L0]^T为锥套的3×1基本气动力系数矩阵。C_α＝[C_Dα C_Yα C_Lα]^T为锥套的3×1迎角系数矩阵，C_β＝[C_Dβ C_Yβ C_Lβ]^T为锥套的3×1侧滑角系数矩阵。

e)在“加油机-加油软管-伞锥-受油机”系统动力学模型基础上，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，进而复现在加油对接过程中加油管线系统的动态现象及动态特性。

基于上述动力学理论建立的仿真模型，主要用于前期的系统设计与优化，可以较为快速的对设计方案进行多轮优化、改进，使设计不至于盲目，节省前期设计阶段在时间、人力、物力、财力等各方面成本。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (6)

1.一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；

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；

所述流体动力学相似准则满足下式：

λ_V＝1

其中，λ_V为运动速度系数；

λ_α＝1

其中，λ_α为角度系数

其中，λ_g为重力加速度系数，λ_D为结构尺寸缩比系数；

其中，D_m为加油软管和伞锥结构的地面模型结构尺寸，D_p为加油软管和伞锥结构的风洞模型结构尺寸；

λ_P＝λ_ρ

其中，λ_P为空气动压力系数，λ_ρ为风洞介质密度；

所述结构动力学相似准则满足下式：

其中，λ_m为伞锥质量系数；

其中，λ_EJ为加油软管抗弯刚度；

其中，λ_I为伞锥转动惯量；

其中，λ_f为减缩频率系数；

λ_t＝λ_D

其中，λ_t为时间系数；

其中，

为加油软管线密度。

2.根据权利要求1所述的用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，其特征在于，所述步骤2)具体包括：

步骤2-1)基于相似准则，将加油机和受油机均简化为刚体，采用飞行动力学的气动力模型分别描述加油机和受油机的气动力和气动力矩；

步骤2-2)利用基于任意欧拉-拉格朗日描述的绝对节点坐标索单元对包括加油软管和伞锥的加油管路进行建模，用于反映加油软管的变形特性以及变长度特性；

步骤2-3)计算加油软管的气动力载荷；

步骤2-4)计算伞锥的气动力载荷。

3.根据权利要求2所述的用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，其特征在于，所述步骤2-1)具体包括：

加油机与受油机的气动力均表示为：

其中，F_X、F_Y和F_Z分别表示在x方向、y方向和z方向的气动力，q_∞为来流动压，S为特征面积，V为来流速度，b为翼展，c为平均气动弦长，

和

分别为质心侧向速度和质心升沉速度，

为质心升沉加速度，

和

分别为俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度，C_L0、C_D0和C_m0分别为零攻角对应的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，C_L、C_D和C_Y分别为升力系数、阻力系数和侧向力系数，α、β和δ_e分别为迎角、侧滑角和升降舵偏角；上式中

加油机与受油机的气动力矩均表示为：

其中，M_X、M_Y和M_Z分别表示在x方向、y方向和z方向的气动力矩，C_l、C_m和C_n分别为滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数，上式中

4.根据权利要求2所述的用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，其特征在于，所述步骤2-2)具体包括：

设置两结点梁索单元的广义坐标q为：

其中，r₁,r₂分别表示梁索单元的第一结点全局坐标和第二结点全局坐标，T表示转置，p₁,p₂分别表示梁索单元的第一结点物质坐标和第二结点物质坐标；梁索单元内部任意物质点的位置r满足下式：

r＝N_eq_e

其中，

N_e为形函数，N_e＝[(1-ξ)I_3×3 ξI_3×3]，I_3×3表示3×3单位矩阵，ξ为形函数的自然坐标，ξ＝(2p-p₁-p₂)/(p₁-p₂)，p表示加油机处软管ALE结点；

软管与加油机的收放机构相互作用满足基于任意欧拉-拉格朗日描述ALE的梁索单元结点上的约束：

r_p-r_p0＝0

其中，r_p0为加油机端软管连接处在全局坐标系下位置，r_p为加油机处软管ALE结点p的位置。

5.根据权利要求2所述的用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，其特征在于，所述步骤2-3)具体包括：

将加油软管均分为N段，靠近伞锥为第N段；

根据下式计算加油管路第K段软管的气动力载荷Q_K：

Q_K＝m_Kg+(D_l,K+1+D_l,K)/2

其中，0＜K＜N,m_K为第K段软管的质量，g为重力加速度，D_l,K+1为第K+1段软管受到的气动力，D_l,K为第K段软管受到的气动力，满足下式：

D_l,K＝D_t,K+D_n,K，

其中，D_t,K为第K段软管受到的切向气动力，D_n,K为第K段软管受到的法向气动力，D_t,K满足下式：

其中，v_t,K＝[(v_K-ω_K)·n_K1]n_K1，为第K段软管相对于其所处流场风速的速度沿软管的切向分量，d_K为加油软管的直径，l_K为第K段软管的长度，C_t,K是第K段软管的切向气动阻力系数，v_K为第K段软管的速度向量，ω_K为当地风速向量，为加油机尾涡诱导速度与大气紊流速度的合速度向量，n_K1为第K段软管轴线单位矢量，ρ_∞为空气密度；

D_n,K满足下式：

其中，v_n,K＝v_K-ω_K-v_t,K，为第K段软管相对于其所处流场风速的速度沿软管的法向分量，||·||表示取模，C_n,K是第K段软管的法向气动阻力系数。

6.根据权利要求5所述的用于软管式空中加油对接模拟试验装置的设计方法，其特征在于，所述步骤2-4)具体包括：

软管与伞锥连接的质点处受到的除拉力的合外力Q_N为：

Q_N＝(m_N/2+m_dro)g+D_l,N/2+D_dro

其中，m_N为第N段软管的质量，m_dro为伞锥的质量，D_l,N为第N段软管受到的气动力，D_dro为伞锥受到的气动力，满足下式：

其中，q_dro为伞锥处来流动压，α_dro为伞锥的迎角，α_dro0为伞锥的平衡迎角，β_dro为伞锥的侧滑角，C_dro0为伞锥的3×1基本气动力系数矩阵，C_droα为伞锥的3×1迎角系数矩阵，C_droβ为伞锥的3×1侧滑角系数矩阵。

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