CN114889801B - 基于飞艇的航空拖靶系统、使用及武器攻击窗口确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于飞艇的航空拖靶系统、使用及武器攻击窗口确定方法，属于航空拖靶和飞艇的交叉技术领域。本发明通过采用飞艇进行拖拽靶标，由于飞艇飞行的速度低、飞行质量稳定，并且可驻空悬停，或者以较小半径盘旋，使拖靶系统稳定性更强。
Description
技术领域
本发明属于航空拖靶和飞艇的交叉技术领域，具体涉及一种基于飞艇的航空拖靶系统、使用及武器攻击窗口确定方法。
背景技术
航空拖靶是一种由飞机拖曳飞行的一种无动力靶标，一套完整的拖靶系统主要包括拖带母机、收放缆绳装置、缆绳和拖靶。拖带母机一般为有人或无人驾驶飞机，飞机具备供靶高度范围广、速度较快的特点，拖靶最低可掠海3m飞行，最高可在10km以上飞行，气动性好的硬质拖靶最快能被拖拽着以0.9马赫高亚声速飞行；收放缆绳装置一般为挂装在飞机上的电动或气动式绞车，绞车具有收放缆绳以及刹车固定缆绳的功能；缆绳是通过绞车收放的一根直径只有几毫米的钢缆，最长可达10km，缆绳上产生的张力最大超过1000kg；拖靶多为外形类似导弹的无动力模型，可根据任务需要装载雷达、红外等侦察设备设备和脱靶量指示器等特种设备，同时可装载角反射器或其他设备，可真实模拟导弹在雷达搜寻下的雷达反射特性、红外特性等，使得靶标的模拟效果更为逼真。拖靶通过模拟敌方来袭的导弹类目标，为我方对空导弹、火炮等防空武器系统试验或训练提供模拟目标。在飞行结束后，如果拖靶未被击中，则通过绞车缠绕拖缆将拖靶收回，所以拖靶可以多次重复使用，具有较高的性价比。
虽然现代航空拖靶发展日新月异，但是由于发展时间较短，目前现代航空拖靶系统还存在一些问题，主要体现在以下几个方面：
(1)稳定性不强，由于使用飞机作为拖拽母机，大多数飞机为固定翼型，转弯半径大、最低飞行速度大，无法实现在空中小范围停留，导致试验期间武器攻击窗口太短。慢速的拖拽母机使对靶标的控制更为灵活稳定，靶标在合适的窗口空中悬停的时间越长，可测试获得的参数结果也就更多，对武器性能鉴定具有重要意义。
(2)电磁兼容性不佳，由于使用飞机作为拖拽母机，飞机的电子设备多且分布在机身各个区域，飞机整体的电磁防护方案难度高，在试验容易对武器制导产生影响，甚至存在被武器误伤的风险。
(3)安全性不高，由于使用飞机作为拖拽母机，飞机一般需要高速滑跑起降，过程中拖靶易受影响造成脱落，且连接拖拽母机与靶标的缆绳在较快的运动速度时承受的拉力极大，易发生断裂。
(4)经济性不好，由于使用飞机作为拖拽母机，飞机的制造成本高，且需要修建机场跑道等保障场地，以及飞行操作人员和保障人员的人力成本极高，导致拖靶的飞行成本太高。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：为了克服现代航空拖靶采用航空飞机作为单一拖拽母机所存在的问题，设计一种航空拖靶系统、使用及武器攻击窗口确定方法，以满足现代日新月异发展的地对空新技术武器的试验、训练、鉴定需求。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种基于飞艇的航空拖靶系统，包括：拖拽飞艇1、航空绞车2、拖拽拖绳3、靶标4；
所述拖拽飞艇1包括：
1、囊体11，囊体11内的浮升气体作为拖拽飞艇1静升力的来源；
2、尾翼12，拖拽飞艇1的尾翼12用于实现飞行控制，共四片，布置于囊体11尾部，四片尾翼12的外形相同；尾翼12采用梁式结构；
3、吊舱13，拖拽飞艇1的吊舱13布置于艇体的囊体11腹部，用于装载任务载荷的艇上设备，并传递发动机15的推力或拉力；拖拽飞艇1的起落架布置于吊舱13的底部，用于地面系留和拖拽飞艇1起降；在吊舱13前、后设置任务载荷挂架14，用于任务载荷的安装；吊舱13的左、右两侧设置发动机安装支架，发动机安装支架上安装发动机15；
4、发动机15，外置于吊舱13，发动机15包括活塞发动机；
所述航空绞车2固定在拖拽飞艇1的任务载荷挂架14上，用于连接拖拽飞艇1与靶标4，并通过拖拽飞艇1上的天线接收到的地面遥控信号遥控收放拖拽拖绳3和控制靶标4，同时具备记录与测量功能，将放出的拖拽拖绳3的长度、角度参数回传，以计算靶标4的位置；
所述航空绞车2包括：
1、绞车发动机21，是航空绞车2的动力部件，根据拖拽飞艇1上的天线接收到的地面遥控信号，启动绞车发动机21，通过传动机构将动力传送至线圈22，用于拖拽拖绳3的收放控制；
2、安装法兰23，为航空绞车2的其他部件提供固定安装面，同时用于航空绞车2与拖拽飞艇1的任务载荷挂架14的安装固定；
3、刹车装置24，位于线圈22一端的边缘，拖拽飞艇1落地后可通过手动操作停止线圈22的旋转，将航空绞车2锁死，拖拽飞艇1起飞前再将刹车装置24打开；
4、测量机构25，位于航空绞车2的末端，且位于线圈22的另一端，包括压力传感器及其他传感器，在拖拽拖绳3的出口处通过全向的压力传感器，测量拖拽拖绳3放出的角度，计算靶标4与拖拽飞艇1的相对位置，同时通过与其他传感器配合测量拖拽拖绳3的拉力并实时监控，确保拖拽拖绳3的拉力在其可承受范围内。
所述靶标4包括：吊环41、靶标骨架42、特种设备43；其中吊环41为拖拽拖绳3末端的挂钩连接靶标4的部件，吊环41位于靶标骨架42上；靶标骨架42为靶标4内部的承重骨架，骨架的材质可支撑起不同外形的靶标4；特种设备43根据需要安装在靶标骨架42上，露在靶标4的外形表面。
本发明还提供了一种所述的系统的使用方法，该方法中，靶标4为飞行靶，包括以下步骤：
1、拖拽飞艇1做好出库起飞准备，将航空绞车2安装至拖拽飞艇1的任务载荷挂架14，与航空绞车2的安装法兰23固定；
2、将飞机靶与拖拽飞艇1由室内转运至室外空旷处，准备起飞；
3、拖拽飞艇1起飞，待起飞并飞行状况稳定后，遥控拖拽飞艇1在低空盘旋，打开航空绞车2的刹车装置24进行刹车，启动航空绞车发动机21放出拖绳3；
4、确认拖拽飞艇1的飞行状态稳定后，在地面将拖拽拖绳3末端的挂钩与靶标4的吊环41连接固定，遥控航空绞车2将刹车装置24锁死拖拽拖绳3；
5、拖拽飞艇1稳定升空，吊着飞机靶逐渐离开地面；
6、拖拽飞艇1带着飞机靶进入任务空域，执行相关靶目标任务；
7、飞艇靶完成任务，驶离任务空域；
8、拖拽飞艇1带着飞机靶飞回着陆场上空，并逐渐降低高度，准备降落；
9、降低过程中飞机靶首先着陆；
10、解除拖拽拖绳3末端的挂钩与靶标4的吊环41连接锁扣；
11、拖拽飞艇1调整状态，航空绞车2收回拖拽拖绳3；
12、拖拽飞艇1降落。
本发明还提供了一种所述拖靶系统在驻空时的武器攻击窗口的确定方法，该方法中，首先设W点为武器的布置地点，T为拖拽飞艇1的位置，B为靶标4的位置，线段OW为武器与拖拽飞艇1的水平距离x，线段OT为拖拽飞艇1与武器的垂直距离h；在拖拽飞艇1驻空悬停时，拖拽飞艇1是以一定速度在一空域内进行盘旋，此时认为靶标4在驻空的拖拽飞艇1的正下方，通过航空绞车2的测量机构25测量放出的拖拽拖绳3的长度r，靶标4在拖拽飞艇1的正下方距离为r处，在试验时，由于不同的试验距离，角∠BWT即α角也不同，α角越小时，在武器的攻击视角中，靶标4与拖拽飞艇1的重合度越高，此时进行试验最危险，而当α角最大时则最安全；
根据几何关系，α角的表达式为：
通过求导得出，当时，α值最大。因此得出结论：当拖拽飞艇1驻空时，通过拖拽飞艇1自带的导航定位设备测得的拖拽飞艇1的位置与武器的水平距离时为拖靶系统驻空的试验武器攻击窗口，这个水平距离下的时间段附近在武器视角里靶标4与拖拽飞艇1最远，此时进行武器试验最安全。
本发明还提供了一种所述拖靶系统在运动时的武器攻击窗口的确定方法，该方法中，首先设W点为武器布置地点，T为拖拽飞艇1的位置，B为靶标4的位置，线段TW为拖拽飞艇1与武器的直线距离，线段OW为武器与拖拽飞艇1的水平距离x，线段OT为拖拽飞艇1与武器的垂直距离h，分析拖靶系统的运动状态，由于惯性，拖拽飞艇1飞行时将拖拽拖绳3以一定角度偏离垂直线，通过航空绞车2的测量机构25中的压力传感器测量的拖拽拖绳3的角度与拉力，再根据拖拽飞艇1的位置与速度，可确定靶标4的位置与速度信息；
根据拖拽飞艇1驶向、驶离武器的两种不同情况，靶标4偏移的方向不同，而不同的速度和运动状态使得偏移的角度α大小变化，即∠BWT在一定范围内变化，当α角为零时BWT三点共线，靶标4与拖拽飞艇1重合，此状态进行试验最危险；由几何相关定理知，当直线BW与靶标4的运动圆弧相切时，α角最大，根据勾股定理，此时α角为：
在试验中，h与r为已知的确定参数，通过求导以上表达式可知，x越大，α角越大，则武器与拖拽飞艇1距离越远越安全，那么此时决定α值大小的因素是拖拽拖绳3偏离垂直线的角度大小；
根据对此时的靶标4进行受力分析，靶标4受到来自拖拽拖绳3的拉力F拉、重力G以及阻力F阻，其中靶标4受到的阻力F阻为：
其中，Cd为阻力系数，ρ为空气密度，S为靶标4的迎风面积，V为靶标4的速度；
设∠BWO为角β，直线BW距离为y，则有以下三角函数关系：
推导得出：
那么在靶标4在不同的运动状态下，确定其速度的方法如下：
①根据牛顿运动定律，当靶标4做匀速运动时，满足：
F拉·sinβ＝F阻，即
推导得出此时靶标4的速度：
代入tanβ推导得出：
②根据牛顿运动定律，当靶标4做加速度为a的匀加速运动时，靶标4受到来自拖拽拖绳3的合力F合满足：
F合＝F拉·sinβ-F阻＝ma，即
推导得出此时靶标4的速度：
代入tanβ推导得出：
当靶标4在做匀速运动驶向武器位置时，拖拽飞艇1通过自带导航定位设备确定自身的运动速度达到时，拖拽拖绳3偏离的角度以确保直线BW与靶标4的运动圆弧相切，使α值最大，此时是可进行试验的安全窗口期；靶标4做加速度为a的匀加速运动驶向武器位置时，当拖拽飞艇1通过自带导航定位设备测得拖拽飞艇1加速到速度为时，在这个速度下的靶标4带着拖拽拖绳3偏离一个最大的角度，此时在这个速度下时间段是可进行试验的安全的武器攻击窗口。
(三)有益效果
本发明提出的一基于飞艇的航空拖靶系统，与现有技术相比该系统具有以下优点：
(1)本发明通过采用飞艇进行拖拽靶标，由于飞艇飞行的速度低、飞行质量稳定，并且可驻空悬停，或者以较小半径盘旋，使拖靶系统稳定性更强。
(2)本发明通过采用飞艇进行拖拽靶标，由于飞艇电子设备较少且都集中在吊舱部分，容易进行电磁防护，使得试验的电磁环境更干净，试验更加安全，使飞艇拖靶系统电磁兼容性具有更佳。
(3)本发明通过采用飞艇进行拖拽靶标，由于飞艇可垂直起降，平稳的过程对拖拽的靶标友好，且飞艇飞行过程中飞行速度慢，可灵活升降移动，飞行过程也很安全，使得飞艇拖靶系统安全性更高。
(4)本发明通过采用飞艇进行拖拽靶标，由于飞艇技术含量低、研制成本低、由可重复利用的浮升气体产生升力，飞行成本更低，使得飞艇拖靶系统经济性更好。
(5)本发明通过采用压力传感器测量航空绞车所放出的拖绳的长度、角度与拉力，获得更为精确的靶标位置、靶标运动速度等参数，使拖靶系统功能更为完备，在脱靶量测量中发挥重要作用。
(6)本发明基于飞艇拖靶运动模型提出的靶标试验武器攻击窗口寻找方法，确定在武器视角中飞艇拖靶与拖拽飞艇最大的时间段作为试验武器攻击窗口，使得武器试验过程中靶标与拖拽飞艇更为安全，同时这种方法对其他类型的航空拖靶也有很重要的借鉴意义。
附图说明
图1为本发明的基于飞艇的航空拖靶系统组成示意图；
图2为基于飞艇的航空拖靶设计效果示意图；
图3为基于飞机现代航空拖靶示意图；
图4为拖拽飞艇结构示意图；
图5为航空绞车结构示意图；
图6为航空绞车安装示意图；
图7为飞艇拖靶靶标结构示意图；
图8为飞艇拖靶靶标设计效果示意图；
图9为飞艇拖靶系统使用方案起飞流程示意图；
图10为飞艇拖靶系统使用方案降落流程示意图；
图11为驻空的飞艇拖靶系统的武器攻击窗口分析示意图；
图12为驻空的飞艇拖靶系统的武器攻击窗口确定示意图；
图13为运动的飞艇拖靶系统的试验武器攻击窗口分析示意图；
图14为运动的飞艇拖靶系统的武器攻击窗口确定示意图；
图15为运动的飞艇拖靶系统的武器攻击窗口期靶标受力分析示意图；
其中：1-拖拽飞艇；2-航空绞车；3-拖拽拖绳；4-靶标；11-囊体；12-尾翼；13-吊舱；14-任务载荷挂架；15-发动机；21-航空绞车发动机；22-线圈；23-安装法兰；24-刹车装置；25-测量机构；41-吊环；42-靶标骨架；43-特种设备。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
根据飞艇具有可驻空悬停、机电系统简单且易电磁屏蔽、飞行起降安全、飞行成本低的特点，本发明提出基于飞艇拖拽的空中靶标作为新的航空拖靶系统，满足现代日新月异发展的地对空新技术武器的试验、训练、鉴定需求。
浮空器飞艇与现代航空拖靶系统经过近几年发展已经拥有非常成熟的技术，因此本发明提出的基于飞艇的航空拖靶系统可沿用现代航空拖靶系统的组成，包括拖带母机、航空绞车、拖缆、拖靶，除替换拖拽母机为飞艇以及设计新的大型拖靶模型之外，本发明的主要设计要点为：
(1)拖拽飞艇、航空绞车、靶标等结构设计；
(2)拖靶系统的使用方法、起飞降落方案；
(3)拖靶系统试验武器攻击窗口确定方案。
如图1所示，本发明提供的一种基于飞艇的航空拖靶系统，包括：拖拽飞艇1、航空绞车2、拖拽拖绳3、靶标4。
1、拖拽飞艇
拖拽飞艇1设计为具有不小于1000kg(1吨)的载重量、飞行高度大于3km的低空载重飞艇，同时该飞艇具备空中悬停功能以及不小于12h的续航时间，还具备安装航空绞车的机械接口。参考图4，作为拖靶系统的拖拽飞艇，为满足以上功能，拖拽飞艇1包括以下几个重要部分：
(1)囊体11，拖拽飞艇1的囊体11内的浮升气体是拖拽飞艇1静升力的重要来源，因此拖拽飞艇1的载重、升限等都与囊体11的大小有关。为满足本发明要求的指标，拖拽飞艇1在海拔3000m的高度(此时大气压强为70kpa，空气密度约为0.7787kg/m3)需具备1000kg的负重能力，根据现代飞艇研制情况，假设拖拽飞艇1浮力的75％用于平衡自重，浮力的25％提供给载重，则拖拽飞艇1浮升气体在海拔3000m所提供浮力不小于4000kg，因此拖拽飞艇1囊体的主气囊(浮升气体气囊)的体积至少需要为5136m3，则拖拽飞艇1的尺寸设计不小于100m*8m*8m(长*宽*高)。考虑到拖拽飞艇1的特殊用途，避免影响靶标特性，囊体11的材质还需尽量选用具有隐身效果的特殊材料，减少武器性能鉴定试验时的干扰。
(2)尾翼12，拖拽飞艇1的尾翼12的主要作用是用于飞行控制，共四片，布置于囊体11尾部，四片尾翼12的外形完全相同；每片尾翼12均由安定面、舵面、方向舵和操作机构组成；尾翼12采用梁式结构，内部填充泡沫，表面粘贴无捻粗砂平纹玻璃布以形成良好的气动外形。
(3)吊舱13，拖拽飞艇1的吊舱13布置于艇体的囊体11腹部，用于装载各分系统和任务载荷的艇上设备，并传递发动机的推力或拉力；吊舱13内部划分为任务设备舱、控制设备舱和动力设备舱。拖拽飞艇1的起落架布置于吊舱13的底部，用于地面系留和飞艇起降；在吊舱13前后设置任务载荷挂架14，用于任务载荷安装；吊舱13的左、右两侧设置发动机安装支架，用于安装发动机15、螺旋桨、涵道等动力设备。
(4)发动机15，发动机15是整个飞艇平台动力分系统的核心装置，由活塞发动机和各功能附件(进排气组件、起动组件、点火组件和传感器组件)组成，其主要作用是将燃料燃烧所产生的化学能转化为机械能，并以轴功形式输出。吊舱13内用于安装发动机15的涵道转向机构由转向驱动机构和转向杆组成，转向杆及其轴承支撑件穿过吊舱13布置，用于支撑整个外置于吊舱13的活塞发动机。所述涵道可在转向驱动机构的驱动下旋转，带动发动机15及(空气)螺旋桨实现整体倾转，也可实现飞艇悬停驻空等功能。
2、航空绞车
航空绞车2固定在拖拽飞艇1的任务载荷挂架14上，主要作用是连接拖拽飞艇1与靶标4，并通过拖拽飞艇1上天线接收到的地面遥控信号遥控收放拖拽拖绳3和控制靶标4，同时具备记录与测量功能，将放出的拖拽拖绳3的长度、角度等参数回传，以计算靶标4的位置。参考图5、图6，航空绞车2的重要组成包括：
(1)绞车发动机21是航空绞车2的核心动力部件，根据拖拽飞艇1上的天线接收到的地面遥控信号，启动绞车发动机21，通过传动机构将动力传送至线圈22，用于拖拽拖绳3的收放控制；
(2)安装法兰23为航空绞车2的其他部件提供固定安装面，同时主要用于航空绞车2与拖拽飞艇1的任务载荷挂架14的安装固定，是重要的承重部件；
(3)刹车装置24位于线圈22一端的边缘，拖拽飞艇1落地后可通过手动操作停止线圈22的旋转，将航空绞车2锁死，确保安全，拖拽飞艇1起飞前再将刹车装置24打开；
(4)测量机构25位于航空绞车2的末端，且位于线圈22的另一端，包括压力传感器及其他传感器，在拖拽拖绳3的出口处通过全向的压力传感器，测量拖拽拖绳3放出的角度，计算靶标4与拖拽飞艇1的相对位置，同时通过与其他传感器配合测量拖拽拖绳3的拉力并实时监控，确保拖拽拖绳3的拉力在其可承受范围内。
3、拖拽拖绳
飞艇拖靶系统的拖拽拖绳3选择专用的涂塑拖靶钢丝绳，可以有效消除拖绳在空中拧麻花、起灯笼、绳芯突出、刺破外包塑料护套等破坏结构的现象。拖拽拖绳3结构稳定，不易伸长变形，拖拽时不旋转性好。
4、靶标
靶标4是拖靶系统的核心部件，根据武器性能试验的不同需要，可设计不同的靶标4，按照用途可分为毁伤靶、特性靶，按照模拟的外形不同可分为飞机靶、导弹靶、球形靶等。参考图7，无论靶标形状不同，靶标4至少需具备以下三个结构：吊环41、靶标骨架42、特种设备43；其中吊环41为拖拽拖绳3末端的挂钩连接靶标4的部件，吊环41位于靶标骨架42上；靶标骨架42为靶标4内部的承重骨架，骨架的材质可支撑起不同外形的靶标4；特种设备43根据需要安装在靶标骨架42上，露在靶标4的外形表面，按照不同的武器试验需求，靶标特种设备43包括不限于雷达或红外侦察设备、脱靶量指示器、楞勃透镜球等RCS模拟器、红外特性模拟器、光学模拟器等，需要注意的是，以往的地面靶标的模拟器针对的是来自空中来的侦测，而拖靶系统的模拟特性主要针对来自地面武器侦测，因此角反射器等特性模拟器安装的角度不同。
另外，由于拖拽飞艇1载重量大，此处的靶标4并不局限于单一种靶标，可以拖拽若干质量较轻较小的靶标群。
针对本发明的拖靶系统，设计了本系统的使用方法、起飞降落方案等，方案见具体实施例。在拖靶系统的武器试验中，由于靶标的无动力特殊性，使得空中靶标一般都伴随有拖拽母机或者本发明的拖拽飞艇1，在试验中，拖拽飞艇1的存在不可避免会对武器瞄准、识别等功能试验时造成影响，严重者甚至还会在武器实弹攻击试验时受到波及。因此，在拖靶系统使用时，需要确定一个最佳攻击窗口期使得在武器的视角里靶机与拖拽飞艇1尽可能的远，对武器试验整体安全有着重要意义，攻击窗口确定方案见具体实施例。
实施例1，以一种飞机靶作为靶标4为例，描述本发明的拖把系统的起飞、降落与实施使用方法。参考图10，该方法包括以下步骤：
(1)拖拽飞艇1做好出库起飞准备，将航空绞车2安装至拖拽飞艇1的任务载荷挂架14，与航空绞车2的安装法兰23固定；
(2)将飞机靶与拖拽飞艇1由室内转运至室外空旷处，准备起飞；
(3)拖拽飞艇1起飞，待起飞并飞行状况稳定后，遥控拖拽飞艇1在低空盘旋，打开航空绞车2的刹车装置24进行刹车，启动航空绞车发动机21放出拖绳3；
(4)确认拖拽飞艇1的飞行状态稳定后，在地面将拖拽拖绳3末端的挂钩与靶标4的吊环41连接固定，遥控航空绞车2将刹车装置24锁死拖拽拖绳3；
(5)拖拽飞艇1稳定升空，吊着飞机靶逐渐离开地面；
(6)拖拽飞艇1带着飞机靶进入任务空域，执行相关靶目标任务；
(7)飞艇靶完成任务，驶离任务空域；
(8)拖拽飞艇1带着飞机靶飞回着陆场上空，并逐渐降低高度，准备降落；
(9)降低过程中飞机靶首先着陆；
(10)解除拖拽拖绳3末端的挂钩与靶标4的吊环41连接锁扣；
(11)拖拽飞艇1调整状态，航空绞车2收回拖拽拖绳3；
(12)拖拽飞艇1降落。
实施例2，以驻空的拖靶系统为例说明拖靶系统的武器攻击窗口的确定方法。
如图11所示，W点为武器的布置地点，T为拖拽飞艇1的位置，B为靶标4的位置，线段OW为武器与拖拽飞艇1的水平距离x，线段OT为拖拽飞艇1与武器的垂直距离h；在拖拽飞艇1驻空悬停时，拖拽飞艇1是以较小速度在一空域内进行盘旋，此时忽略空气中气流波动对靶标4的微小影响，认为靶标4在驻空的拖拽飞艇1的正下方，通过航空绞车2的测量机构25测量放出的拖拽拖绳3的长度r，靶标4在拖拽飞艇1的正下方距离为r处。在试验时，由于不同的试验距离，角∠BWT即α角也会不同，比如图11中不同距离下的α，α‘，α‘’角等，由图11可知α角越小时，在武器的攻击视角中，靶标4与拖拽飞艇1的重合度越高，此时进行试验最危险，而当α角最大时则最安全。
根据几何关系，α角的表达式为：
通过求导得出，当时，α值最大。因此得出结论：当拖拽飞艇1驻空时，通过拖拽飞艇1自带的导航定位设备测得的拖拽飞艇1的位置与武器的水平距离时为拖靶系统驻空的试验武器攻击窗口，如图12所示，这个水平距离下的时间段附近在武器视角里靶标4与拖拽飞艇最远1，此时进行武器试验最安全。
实施例3，以运动的拖靶系统为例说明拖靶系统的武器攻击窗口的确定方法。
如图13所示，W点为武器布置地点，T为拖拽飞艇1的位置，B为靶标4的位置，线段TW为拖拽飞艇1与武器的直线距离，线段OW为武器与拖拽飞艇1的水平距离x，线段OT为拖拽飞艇1与武器的垂直距离h。分析拖靶系统的运动状态，由于惯性，拖拽飞艇1飞行时会将拖拽拖绳3以一定角度偏离垂直线，通过航空绞车2的测量机构25中的压力传感器测量的拖拽拖绳3的角度与拉力，再根据拖拽飞艇1的位置与速度，可确定靶标4的位置与速度等信息。
根据拖拽飞艇1驶向、驶离武器的两种不同情况，靶标4偏移的方向不同，而不同的速度和运动状态使得偏移的角度α大小变化，即∠BWT在一定范围内变化，当α角为零时BWT三点共线，靶标4与拖拽飞艇1重合，如图13右上图所示，该状态进行试验最危险；由几何相关定理可知，当直线BW与靶标4的运动圆弧相切时，α角最大，如图14所示，根据勾股定理，此时α角为：
在试验中，h与r为已知的确定参数，通过求导上述表达式可知，x越大，α角越大，则武器与拖拽飞艇1距离越远越安全，那么此时决定α值大小的关键因素不再是拖拽飞艇1与武器的距离，而是拖拽拖绳3偏离垂直线的角度大小。
根据对此时的靶标4进行受力分析如图15所示，靶标4受到来自拖拽拖绳3的拉力F拉、重力G以及阻力F阻，其中靶标4受到的阻力F阻为：
其中，Cd为阻力系数，ρ为空气密度，S为靶标4的迎风面积，V为靶标4的速度。
设∠BWO为角β，直线BW距离为y，如图15所示，则有以下三角函数关系：
推导得出：
那么在靶标4在不同的运动状态下，确定其速度的方法如下：
①根据牛顿运动定律，当靶标4做匀速运动时，满足：
F拉·sinβ＝F阻，即
推导得出此时靶标4的速度：
代入tanβ推导得出：
②根据牛顿运动定律，当靶标4做加速度为a的匀加速运动时，靶标4受到来自拖拽拖绳3的合力F合满足：
F合＝F拉·sinβ-F阻＝ma，即
推导得出此时靶标4的速度：
代入tanβ推导得出：
综上所述，试验武器攻击窗口期与靶标4的运动状态有关，首先这个窗口期必定发生在拖拽飞艇1驶向地面武器时(而不是驶离)，并且在满足试验要求的情况下拖拽飞艇1离武器保持一定安全距离，在拖拽飞艇1离武器不同的距离时，需要确保拖拽飞艇的以不同速度刚好把拖拽拖绳3偏离到最佳角度，满足直线BW与靶标4的运动圆弧相切，使得α值最大，到达最佳试验武器攻击窗口。
当靶标4在做匀速运动驶向武器位置时，拖拽飞艇1通过自带导航定位设备确定自身的运动速度达到时，拖拽拖绳3偏离的角度可以确保直线BW与靶标4的运动圆弧相切，使α值最大，此时是可以进行试验的安全窗口期；靶标4做加速度为a的匀加速运动驶向武器位置时，当拖拽飞艇1通过自带导航定位设备测得拖拽飞艇1加速到速度为/>时，在这个速度下的靶标4会带着拖拽拖绳3偏离一个最大的角度，此时在这个速度下时间段是可以进行试验的安全的武器攻击窗口。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种基于飞艇的航空拖靶系统，其特征在于，包括：拖拽飞艇(1)、航空绞车(2)、拖拽拖绳(3)、靶标(4)；
所述拖拽飞艇(1)包括：
1)囊体(11)，囊体(11)内的浮升气体作为拖拽飞艇(1)静升力的来源；
2)尾翼(12)，拖拽飞艇(1)的尾翼(12)用于实现飞行控制，共四片，布置于囊体(11)尾部，四片尾翼(12)的外形相同；尾翼(12)采用梁式结构；
3)吊舱(13)，拖拽飞艇(1)的吊舱(13)布置于艇体的囊体(11)腹部，用于装载任务载荷的艇上设备，并传递发动机(15)的推力或拉力；拖拽飞艇(1)的起落架布置于吊舱(13)的底部，用于地面系留和拖拽飞艇(1)起降；在吊舱(13)前、后设置任务载荷挂架(14)，用于任务载荷的安装；吊舱(13)的左、右两侧设置发动机安装支架，发动机安装支架上安装发动机(15)；
4)发动机(15)，外置于吊舱(13)，发动机(15)包括活塞发动机；
所述航空绞车(2)固定在拖拽飞艇(1)的任务载荷挂架(14)上，用于连接拖拽飞艇(1)与靶标(4)，并通过拖拽飞艇(1)上的天线接收到的地面遥控信号遥控收放拖拽拖绳(3)和控制靶标(4)，同时具备记录与测量功能，将放出的拖拽拖绳(3)的长度、角度参数回传，以计算靶标(4)的位置；
所述航空绞车(2)包括：
1)绞车发动机(21)，是航空绞车(2)的动力部件，根据拖拽飞艇(1)上的天线接收到的地面遥控信号，启动绞车发动机(21)，通过传动机构将动力传送至线圈(22)，用于拖拽拖绳(3)的收放控制；
2)安装法兰(23)，为航空绞车(2)的其他部件提供固定安装面，同时用于航空绞车(2)与拖拽飞艇(1)的任务载荷挂架(14)的安装固定；
3)刹车装置(24)，位于线圈(22)一端的边缘，拖拽飞艇(1)落地后可通过手动操作停止线圈(22)的旋转，将航空绞车(2)锁死，拖拽飞艇(1)起飞前再将刹车装置(24)打开；
4)测量机构(25)，位于航空绞车(2)的末端，且位于线圈(22)的另一端，包括压力传感器及其他传感器，在拖拽拖绳(3)的出口处通过全向的压力传感器，测量拖拽拖绳(3)放出的角度，计算靶标(4)与拖拽飞艇(1)的相对位置，同时通过与其他传感器配合测量拖拽拖绳(3)的拉力并实时监控，确保拖拽拖绳(3)的拉力在其可承受范围内；
所述靶标(4)包括：吊环(41)、靶标骨架(42)、特种设备(43)；其中吊环(41)为拖拽拖绳(3)末端的挂钩连接靶标(4)的部件，吊环(41)位于靶标骨架(42)上；靶标骨架(42)为靶标(4)内部的承重骨架，骨架的材质可支撑起不同外形的靶标(4)；特种设备(43)根据需要安装在靶标骨架(42)上，露在靶标(4)的外形表面。
2.如权利要求1所述的基于飞艇的航空拖靶系统，其特征在于，所述拖拽飞艇(1)设计为具有不小于1000kg的载重量、飞行高度大于3km的低空载重飞艇，同时该飞艇具备空中悬停功能以及不小于12h的续航时间，还具备安装航空绞车的机械接口。
3.如权利要求1所述的基于飞艇的航空拖靶系统，其特征在于，所述囊体(11)的浮升气体气囊的体积为5136m3以上，则拖拽飞艇(1)的尺寸设计为不小于长*宽*高100m*8m*8m；囊体(11)的材质选用具有隐身效果的材料。
4.如权利要求1所述的基于飞艇的航空拖靶系统，其特征在于，每片尾翼(12)均由安定面、舵面、方向舵和操作机构组成。
5.如权利要求1所述的基于飞艇的航空拖靶系统，其特征在于，吊舱(13)的左、右两侧的发动机安装支架上还安装螺旋桨、涵道，吊舱(13)内用于安装发动机(15)的涵道转向机构由转向驱动机构和转向杆组成，转向杆及其轴承支撑件穿过吊舱(13)布置，用于支撑整个外置于吊舱(13)的发动机(15)，所述涵道可在转向驱动机构的驱动下旋转，带动发动机(15)及螺旋桨实现整体倾转，以及实现拖拽飞艇(1)悬停驻空功能。
6.如权利要求1所述的基于飞艇的航空拖靶系统，其特征在于，所述拖拽拖绳(3)为涂塑拖靶钢丝绳。
7.如权利要求1所述的基于飞艇的航空拖靶系统，其特征在于，所述靶标(4)根据武器性能试验的不同需要，设计为毁伤靶、特性靶，按照模拟的外形不同设计为飞机靶、导弹靶、球形靶。
8.一种如权利要求1至7中任一项所述的系统的使用方法，其特征在于，该方法中，靶标(4)为飞行靶，包括以下步骤：
1)拖拽飞艇(1)做好出库起飞准备，将航空绞车(2)安装至拖拽飞艇(1)的任务载荷挂架(14)，与航空绞车(2)的安装法兰(23)固定；
2)将飞机靶与拖拽飞艇(1)由室内转运至室外空旷处，准备起飞；
3)拖拽飞艇(1)起飞，待起飞并飞行状况稳定后，遥控拖拽飞艇(1)在低空盘旋，打开航空绞车(2)的刹车装置(24)进行刹车，启动航空绞车发动机(21)放出拖拽拖绳(3)；
4)确认拖拽飞艇(1)的飞行状态稳定后，在地面将拖拽拖绳(3)末端的挂钩与靶标(4)的吊环(41)连接固定，遥控航空绞车(2)将刹车装置(24)锁死拖拽拖绳(3)；
5)拖拽飞艇(1)稳定升空，吊着飞机靶逐渐离开地面；
6)拖拽飞艇(1)带着飞机靶进入任务空域，执行相关靶目标任务；
7)飞艇靶完成任务，驶离任务空域；
8)拖拽飞艇(1)带着飞机靶飞回着陆场上空，并逐渐降低高度，准备降落；
9)降低过程中飞机靶首先着陆；
10)解除拖拽拖绳(3)末端的挂钩与靶标(4)的吊环(41)连接锁扣；
11)拖拽飞艇(1)调整状态，航空绞车(2)收回拖拽拖绳(3)；
12)拖拽飞艇(1)降落。
9.一种如权利要求1至7中任一项所述航空拖靶系统在驻空时的武器攻击窗口的确定方法，其特征在于，该方法中，首先设W点为武器的布置地点，T为拖拽飞艇(1)的位置，B为靶标(4)的位置，线段OW为武器与拖拽飞艇(1)的水平距离x，线段OT为拖拽飞艇(1)与武器的垂直距离h；在拖拽飞艇(1)驻空悬停时，拖拽飞艇(1)是以一定速度在一空域内进行盘旋，此时认为靶标(4)在驻空的拖拽飞艇(1)的正下方，通过航空绞车(2)的测量机构(25)测量放出的拖拽拖绳(3)的长度r，靶标(4)在拖拽飞艇(1)的正下方距离为r处，在试验时，由于不同的试验距离，角∠BWT即α角也不同，α角越小时，在武器的攻击视角中，靶标(4)与拖拽飞艇(1)的重合度越高，此时进行试验最危险，而当α角最大时则最安全；
根据几何关系，α角的表达式为：
通过求导得出，当时，α值最大；因此得出结论：当拖拽飞艇(1)驻空时，通过拖拽飞艇1自带的导航定位设备测得的拖拽飞艇(1)的位置与武器的水平距离时为拖靶系统驻空的试验武器攻击窗口，这个水平距离下的时间段附近在武器视角里靶标(4)与拖拽飞艇(1)最远，此时进行武器试验最安全。
10.一种如权利要求1至7中任一项所述航空拖靶系统在运动时的武器攻击窗口的确定方法，其特征在于，该方法中，首先设W点为武器布置地点，T为拖拽飞艇(1)的位置，B为靶标(4)的位置，线段TW为拖拽飞艇(1)与武器的直线距离，线段OW为武器与拖拽飞艇(1)的水平距离x，线段OT为拖拽飞艇(1)与武器的垂直距离h，分析拖靶系统的运动状态，由于惯性，拖拽飞艇(1)飞行时将拖拽拖绳(3)以一定角度偏离垂直线，通过航空绞车(2)的测量机构(25)中的压力传感器测量的拖拽拖绳(3)的角度与拉力，再根据拖拽飞艇(1)的位置与速度，可确定靶标(4)的位置与速度信息；
根据拖拽飞艇(1)驶向、驶离武器的两种不同情况，靶标(4)偏移的方向不同，而不同的速度和运动状态使得偏移的角度α大小变化，即∠BWT在一定范围内变化，当α角为零时BWT三点共线，靶标(4)与拖拽飞艇(1)重合，此状态进行试验最危险；由几何相关定理知，当直线BW与靶标(4)的运动圆弧相切时，α角最大，根据勾股定理，此时α角为：
在试验中，h与r为已知的确定参数，通过求导以上表达式可知，x越大，α角越大，则武器与拖拽飞艇(1)距离越远越安全，那么此时决定α值大小的因素是拖拽拖绳(3)偏离垂直线的角度大小；
根据对此时的靶标(4)进行受力分析，靶标(4)受到来自拖拽拖绳(3)的拉力F拉、重力G以及阻力F阻，其中靶标(4)受到的阻力F阻为：
其中，Cd为阻力系数，ρ为空气密度，S为靶标(4)的迎风面积，V为靶标(4)的速度；
设∠BWO为角β，直线BW距离为y，则有以下三角函数关系：
推导得出：
那么在靶标(4)在不同的运动状态下，确定其速度的方法如下：
①根据牛顿运动定律，当靶标(4)做匀速运动时，满足：
F拉·sinβ＝F阻，即
推导得出此时靶标(4)的速度：
代入tanβ推导得出：
②根据牛顿运动定律，当靶标(4)做加速度为a的匀加速运动时，靶标(4)受到来自拖拽拖绳(3)的合力F合满足：
F合＝F拉·sinβ-F阻＝ma，即
推导得出此时靶标(4)的速度：
代入tanβ推导得出：
当靶标(4)在做匀速运动驶向武器位置时，拖拽飞艇(1)通过自带导航定位设备确定自身的运动速度达到时，拖拽拖绳(3)偏离的角度以确保直线BW与靶标(4)的运动圆弧相切，使α值最大，此时是可进行试验的安全窗口期；靶标(4)做加速度为a的匀加速运动驶向武器位置时，当拖拽飞艇(1)通过自带导航定位设备测得拖拽飞艇(1)加速到速度为/>时，在这个速度下的靶标(4)带着拖拽拖绳(3)偏离一个最大的角度，此时在这个速度下时间段是可进行试验的安全的武器攻击窗口。
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Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB662412A (en) * | 1948-11-10 | 1951-12-05 | Svensk Flygtjanst Aktiebolag | Towed target aircraft |
| KR100702448B1 (ko) * | 2005-10-10 | 2007-04-03 | 한국해양연구원 | 무인표적예인선의 원격통제장치 및 통제방법 |
| CN103471468A (zh) * | 2013-08-22 | 2013-12-25 | 北京航空航天大学 | 一种用于航空拖靶的通用型遥控遥测系统 |
| CN107792371A (zh) * | 2017-09-27 | 2018-03-13 | 北京航空航天大学 | 一种基于航空拖缆拖靶系统的无人机空基快速发射装置与方法 |
| CN112224381A (zh) * | 2020-10-19 | 2021-01-15 | 中国人民解放军63660部队 | 一种变体飞艇及变形装置 |
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB662412A (en) * | 1948-11-10 | 1951-12-05 | Svensk Flygtjanst Aktiebolag | Towed target aircraft |
| KR100702448B1 (ko) * | 2005-10-10 | 2007-04-03 | 한국해양연구원 | 무인표적예인선의 원격통제장치 및 통제방법 |
| CN103471468A (zh) * | 2013-08-22 | 2013-12-25 | 北京航空航天大学 | 一种用于航空拖靶的通用型遥控遥测系统 |
| CN107792371A (zh) * | 2017-09-27 | 2018-03-13 | 北京航空航天大学 | 一种基于航空拖缆拖靶系统的无人机空基快速发射装置与方法 |
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