CN115563752B - 一种中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种使中尺度数值模式实现人影火箭催化作业方式仿真模拟的方法，包括建立人影火箭的火箭基础信息文件、人影火箭催化作业轨迹的计算处理、将计算结果提供给数值模式进行催化仿真模拟。本发明公开的使中尺度数值模式实现人影火箭催化作业方式仿真模拟的方法，形成了各个类型人影火箭的数据库，在进行仿真模拟时，能够直接从中提取相应数据，节省了成本，并提高了工作效率；本发明的技术方法理论上适用于所有火箭型号，并适应不同空间分辨率的模拟精度要求，实现了通用性好、精度较高；该技术方法可独立于数值模式单一使用，也可与数值模式一体化运行，整个方案更加灵活多样化，更加方便人们使用。

Description

一种中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法
技术领域
本发明涉及仿真模拟技术领域，尤其涉及一种中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法。
背景技术
近年来，由于人类活动加剧了气候环境的变化，灾害性天气频繁发生，为了防灾减灾，人影服务的手段不断丰富，作业效益也在不断提高，人工影响天气在防灾减灾、生态环境保护建设和重大社会活动保障等领域发挥着日益重要的作用。目前，人工影响天气作业中主要包括火箭、高炮、地面烟炉、飞机等几种作业方式。飞机作业需要较长时段、较大范围的空域保证，而且主要作业对象为层状云；地面烟炉作业一般在山区地形，其播撒效果受到近地层上升气流条件限制；高炮炮弹催化剂含量较少，射程和射高都偏低，更多是针对冰雹云作业。人影火箭的射程远、播撒高度高、所含催化剂的成核效率高、播撒的路径长，而且对空域范围和时段要求远低于飞机作业，可针对层状云、对流云等不同类型的云系作业。因此，近年来，随着我国人影事业的发展，从地面发射人影火箭进入云中播撒催化剂的作业方式在全国得到迅速发展，规模不断扩大。
人工影响天气作业，只有在科学选择作业时机、在合适的作业部位和适宜的用弹量条件下才能发挥其高效作用，减少经济损失和浪费。要确定火箭能否到达云中合适的作业部位，就必需了解火箭飞行的弹道轨迹，特别是其催化剂播撒段的飞行轨迹的具体位置。人影火箭发射后，其飞行过程中遵循特定的弹道轨迹，且不同型号的火箭或不同发射仰角的情况下，火箭的弹道轨迹不同。火箭的弹道轨迹计算复杂，受到空气阻力、发射初速、发射仰角等多种因素影响，精确的计算需要采用求解微分方程的方式，应用起来较为复杂，而且，人影火箭生产厂家在使用说明中也一般只给出不同仰角下的弹道轨迹的曲线图(为火箭射高与射程的函数)和有限的弹道数据(主要包括发射仰角、射高、射程)信息，这些数据缺少火箭飞行过程中的经纬度、时间以及催化剂播撒的信息，从而难以直接应用到数值模式中进行火箭催化作业的仿真模拟。
因此，本领域的技术人员致力于开发一种中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，以解决上述现有技术的不足。
发明内容
有鉴于现有技术的上述缺陷，本发明所要解决的技术问题是目前现有技术公开的人影火箭催化作业的仿真模拟过程中，不同型号火箭弹道轨迹不同、火箭的弹道轨迹计算复杂、人影火箭生产厂家给出的相关信息缺失的缺陷问题。
为实现上述目的，本发明第一方面提供了一种中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，具体包括以下步骤：
步骤1、建立人影火箭的火箭基础信息文件；
步骤2、人影火箭催化作业轨迹的计算处理；
步骤3、将计算结果提供给数值模式进行催化仿真模拟；
进一步地，所述步骤1中，所述火箭基础信息文件包括火箭的弹道轨迹方程参数、人影火箭催化剂播撒参数；
进一步地，所述火箭的弹道轨迹方程参数包括生产厂家提供的弹道曲线图和弹道数据表；
进一步地，所述人影火箭催化剂播撒参数包括延时时间t0、播撒时长ts、催化剂含量sm、在每个发射仰角下以射程x和射高y表示的始播点坐标(x1，y1)和终播点坐标(x2，y2)；
进一步地，所述步骤2中，所述人影火箭催化作业轨迹的计算处理，具体包括以下步骤：
步骤2-1、读入地面人影作业站点的地理数据；
步骤2-2、从火箭基础信息文件中获取火箭作业参数数据，并计算催化剂的平均播撒速率RS＝sm/ts；
步骤2-3、根据火箭轨迹方程，将火箭轨迹线进行离散化并创建查算表；
步骤2-4、计算火箭的飞行的平均速度；
步骤2-5、对查算表中的火箭轨迹点进行稀疏化处理并匹配对应的时间；
步骤2-6：计算步骤2-5中所得轨迹点的三维地理坐标；
进一步地，所述步骤2-1中，所述地理数据包括经度lon0、纬度lat0、海拔高度h0；
进一步地，所述步骤2-3中，所述离散化水平距离分辨率≤10m；
进一步地，所述步骤2-3中，所述创建查算表为根据离散化后各轨迹点的坐标值依次计算相邻轨迹点的连线距离
Figure GDA0004195667130000021
其中始播点(i＝0)的距离默认为ds0＝0，所有dsi的算术和L即可近似等于火箭轨迹线的长度，然后，依次计算每一轨迹点与始播点之间所有dsi的算术和s即为该轨迹点相距始播点的距离，将上述各轨迹点的x、y和s分别存储到程序的XA、YA和SA一维数组中，这三个数组的数据按索引顺序一一对应，将它们作为查算表用于程序的后续计算；
进一步地，所述步骤2-4中，所述火箭的飞行的平均速度为v＝L/ts；
进一步地，所述步骤2-5中，所述稀疏化处理为以td作为时间间隔，所述td≤1秒，从第一个轨迹点(即始播点)开始，依次计算n*td秒时(n＝1,2,3,......)，火箭在轨迹线上的飞行长度sn＝n*td*v，直到最后一个临近终播点的轨迹点；
进一步地，所述步骤2-5中，所述匹配对应的时间为根据上述得到的sn，查找步骤2-3的数组SA，判断sn位于哪两个相邻的s值之间，若sn在si和si+1之间，则确定si和si+1两个轨迹点的坐标值(xi，yi)和(xi+1，yi+1)，然后分别采用线性插值方法，计算介于这两个轨迹点之间的火箭位置即sn对应的坐标(xn，yn)；与此同时，计算并保存每个轨迹点(xn，yn)所对应的时间，即以火箭的发射时间作为基准时间，保存轨迹点的时间与该基准时间的间隔秒数tn即可。对于基准时间，火箭始播点对应的时间为延时时间t0，此后计算的各轨迹点(xn，yn)(不含终播点)的对应时间tn＝t0+n*td，最后终播点的时间为t0+ts(即延时时间+播撒时长)，由此，所有轨迹点的时间确定。按照飞行顺序，将上述所有计算得到的轨迹点坐标(xn，yn)和对应的时间tn分别保存到XN、YN和TN三个一维数组中备用；
进一步地，所述步骤2-6中，所述三维地理坐标为根据步骤2-1中提供的作业站点经度、纬度、海拔高度、火箭发射的方位角，计算步骤2-5中得到的XN和YN数组所对应的火箭轨迹点的海拔高度、经度和纬度；
进一步地，所述火箭轨迹点的海拔高度计算为将YN数组的值(均为距地高度)与作业站点的海拔高度h0相加，其结果即为火箭轨迹点的海拔高度，将其存入HG数组保存；
进一步地，所述火箭轨迹点的经度和纬度计算为，已知作业站点的经度lon0和纬度lat0，根据半正矢公式可得：
同一纬度上球面距离d对应的经度差：
Figure GDA0004195667130000031
同一经度上球面距离d对应的纬度差：
Figure GDA0004195667130000032
式中：R为地球半径；
为减小经纬度计算的误差，本方法采用小距离递增(10米或几十米，以dm表示)、逐步逼近的方法依次计算火箭飞行路径上每个行进点的经纬度坐标，由已知的发射点(lon0，lat0)坐标开始，计算火箭飞行dm水平距离后所在位置的经纬度，即根据dm和火箭发射的方位角A可得到火箭在lon0经线上的行进距离d1＝dm*sin(A)，在lat0纬线上的行进距离d2＝dm*cos(A)，然后根据上述计算公式可得到火箭在lon0经线上的纬度变化dLat、在lat0纬线上的经度变化dLon。这样，火箭飞行中的第一个行进点的地理坐标(lon1，lat1)即确定为lat1＝lat0+dLat和lon1＝lon0+dLon；然后，再以(lon1，lat1)为起点，采用同样的方法计算下一个行进点的坐标(lon2，lat2)，依此类推，最终可获得XN和YN数组中对应的所有轨迹点的经纬度坐标，将这些经度和纬度值分别存入数组LON和LAT中保存；
在本发明具体实施方式中，所述步骤1中，所述延时时间t0为15s、播撒时长ts为20s、催化剂含量sm为25g、60度发射仰角下的始播点坐标(x1，y1)为(2952m，3661m)和终播点坐标(x2，y2)为(5272m，3954m)，方位角A为315度；
在本发明另一具体的实施方式中，所述步骤1中，所述延时时间t0为20s、播撒时长ts为20s、催化剂含量sm为10.8g、60度发射仰角下的始播点坐标(x1，y1)为(3315m，4210m)和终播点坐标(x2，y2)为(5508m，4893m)，方位角A为315度；
在本发明另一具体的实施方式中，所述步骤1中，所述延时时间t0为10s、播撒时长ts为35s、催化剂含量sm为31.5g、60度发射仰角下的始播点坐标(x1，y1)为(2240m，3411m)和终播点坐标(x2，y2)为(6194m，4761m)，方位角A为315度；
在本发明具体实施方式中，所述步骤2-1中，所述经度lon0为114.5631、纬度lat0为39.13306、海拔高度h0为474.8m；
在本发明另一具体的实施方式中，所述步骤2-1中，所述经度lon0为119.1417、纬度lat0为40.10139、海拔高度h0为118m；
在本发明另一具体的实施方式中，所述步骤2-1中，所述经度lon0为114.5572、纬度lat0为39.02583、海拔高度h0为577m；
在本发明具体实施方式中，所述步骤2-3中，所述离散化水平距离分辨率为10m、相邻轨迹点的连线距离dsi的算术和L为2679.0m；
在本发明另一具体的实施方式中，所述步骤2-3中，所述离散化水平距离分辨率为10m、相邻轨迹点的连线距离dsi的算术和L为2392.5m；
在本发明另一具体的实施方式中，所述步骤2-3中，所述离散化水平距离分辨率为10m、相邻轨迹点的连线距离dsi的算术和L为5055.3m；
采用以上方案，本发明公开的中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，具有以下优点：
(1)本发明的中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，将各个类型人影火箭的弹道轨迹方程和火箭的催化剂播撒参数整合在一起，并形成数据库，在建立模型并进行仿真模拟时，能够直接从中提取相应的火箭数据进行仿真模拟实验，节省了重新构建数据模型的成本，并提高了工作效率；
(2)本发明的中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，该发明的技术方法理论上适用于目前所有人影作业所适用的火箭型号(只需提供必要的功能规格书即可)，能够形成高时空分辨率的火箭作业轨迹数据，可适应不同空间分辨率的中尺度数值模式(从十米级到公里级)的模拟精度要求，本方法通用性好、精度较高、可适应更多分辨率的场景；
(3)本发明的中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，该技术方法可编制独立于数值模式的单一程序进行使用，也可编制与数值模式耦合的程序，实现与模式的一体化运行，整个方案更加灵活多样化，更加方便人们在不同操作环境下使用。
综上所述，本发明公开的中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，形成了各个类型人影火箭的数据库，在进行仿真模拟时，能够直接从中提取相应数据，节省了成本，并提高了工作效率；本发明的技术方法理论上适用于所有火箭型号，并适应不同空间分辨率的模拟精度要求，实现了通用性好、精度较高；该技术方法可独立于数值模式单一使用，也可与数值模式一体化运行，整个方案更加灵活多样化，更加方便人们使用。
以下将结合具体实施方式对本发明的构思、具体技术方案及产生的技术效果作进一步说明，以充分地了解本发明的目的、特征和效果。
附图说明
图1为本发明一种中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，整体流程图；
图2为例图1中人影火箭催化作业轨迹的计算处理，主要流程图。
具体实施方式
以下介绍本发明的多个优选实施例，使其技术内容更加清楚和便于理解。本发明可以通过许多不同形式的实施例来得以体现，这些实施例为示例性描述，本发明的保护范围并非仅限于文中提到的实施例。
如若有未注明具体条件的实验方法，通常按照常规条件，如相关说明书或者手册进行实施。
实施例1、中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法
步骤1、建立人影火箭的火箭基础信息文件，包括火箭的弹道轨迹方程参数、人影火箭催化剂播撒参数；其中火箭的弹道轨迹方程参数包括生产厂家提供的弹道曲线图和弹道数据表，人影火箭催化剂播撒参数包括延时时间t0为15s、播撒时长ts为20s、催化剂含量sm为25g、60度发射仰角下的始播点坐标(x1，y1)为(2952m，3661m)和终播点坐标(x2，y2)为(5272m，3954m)，方位角A为315度；
步骤2、人影火箭催化作业轨迹的计算处理；
步骤2-1、读入地面人影作业站点的地理数据为经度lon0为114.5631、纬度lat0为39.13306、海拔高度h0为474.8m；
步骤2-2、从火箭基础信息文件中获取火箭作业参数数据，并计算催化剂的平均播撒速率RS＝sm/ts；
步骤2-3、根据火箭轨迹方程，将火箭轨迹线进行离散化，采用10m的水平距离分辨率进行处理；根据离散化后各轨迹点的坐标值依次计算相邻轨迹点的连线距离
Figure GDA0004195667130000051
最终得出dsi的算术和L为2679.0m，近似等于火箭轨迹线的长度，然后依次计算每一轨迹点与始播点之间所有dsi的算术和，得到各轨迹点相距始播点的距离s，将上述各轨迹点的x、y和s分别存储到程序的XA、YA和SA一维数组中，这三个数组的数据按索引顺序一一对应，将它们作为查算表用于程序的后续计算；
步骤2-4、计算火箭的飞行的平均速度v＝L/ts；
步骤2-5、对查算表中的火箭轨迹点进行稀疏化处理以td作为时间间隔，所述td≤1秒，从第一个轨迹点(即始播点)开始，依次计算n*td秒时(n＝1,2,3,......)，火箭在轨迹线上的飞行长度sn＝n*td*v，直到最后一个临近终播点的轨迹点；根据上述得到的sn，查找步骤2-3的数组SA，判断sn位于哪两个相邻的s值之间，若sn在si和si+1之间，则确定si和si+1两个轨迹点的坐标值(xi，yi)和(xi+1，yi+1)，然后分别采用线性插值方法，计算介于这两个轨迹点之间的火箭位置即sn对应的坐标(xn，yn)；与此同时，计算并保存每个轨迹点(xn，yn)所对应的时间，即以火箭的发射时间作为基准时间，保存轨迹点的时间与该基准时间的间隔秒数tn即可。对于基准时间，火箭始播点对应的时间为延时时间t0，此后计算的各轨迹点(xn，yn)(不含终播点)的对应时间tn＝t0+n*td，最后终播点的时间为t0+ts(即延时时间+播撒时长)，由此，所有轨迹点的时间确定。按照飞行顺序，将上述所有计算得到的轨迹点坐标(xn，yn)和对应的时间tn分别保存到XN、YN和TN三个一维数组中备用；
步骤2-6：根据步骤2-1中提供的作业站点经度、纬度、海拔高度、火箭发射的方位角，计算步骤2-5中得到的XN和YN数组所对应的火箭轨迹点的海拔高度、经度和纬度；海拔高度计算为将YN数组的值(均为距地高度)与作业站点的海拔高度h0相加，其结果即为火箭轨迹点的海拔高度，将其存入HG数组保存；经度和纬度计算为，已知作业站点的经度lon0和纬度lat0，根据半正矢公式可得：
同一纬度上球面距离d对应的经度差：
Figure GDA0004195667130000061
同一经度上球面距离d对应的纬度差：
Figure GDA0004195667130000062
式中：R为地球半径；
为减小经纬度计算的误差，本方法采用小距离递增(10米或几十米，以dm表示)、逐步逼近的方法依次计算火箭飞行路径上每个行进点的经纬度坐标，由已知的发射点(lon0，lat0)坐标开始，计算火箭飞行dm水平距离后所在位置的经纬度，即根据dm和火箭发射的方位角A可得到火箭在lon0经线上的行进距离d1＝dm*sin(A)，在lat0纬线上的行进距离d2＝dm*cos(A)，然后根据上述计算公式可得到火箭在lon0经线上的纬度变化dLat、在lat0纬线上的经度变化dLon。这样，火箭飞行中的第一个行进点的地理坐标(lon1，lat1)即确定为lat1＝lat0+dLat和lon1＝lon0+dLon；然后，再以(lon1，lat1)为起点，采用同样的方法计算下一个行进点的坐标(lon2，lat2)，依此类推，最终可获得XN和YN数组中对应的所有轨迹点的经纬度坐标，将这些经度和纬度值分别存入数组LON和LAT中保存。
步骤3、将计算结果提供给数值模式进行催化仿真模拟。
实施例2、中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法
步骤1、建立人影火箭的火箭基础信息文件，包括火箭的弹道轨迹方程参数、人影火箭催化剂播撒参数；其中火箭的弹道轨迹方程参数包括生产厂家提供的弹道曲线图和弹道数据表，人影火箭催化剂播撒参数包括延时时间t0为20s、播撒时长ts为20s、催化剂含量sm为10.8g、60度发射仰角下的始播点坐标(x1，y1)为(3315m，4210m)和终播点坐标(x2，y2)为(5508m，4893m)，方位角A为315度；
步骤2、人影火箭催化作业轨迹的计算处理；
步骤2-1、读入地面人影作业站点的地理数据为经度lon0为119.1417、纬度lat0为40.10139、海拔高度h0为118m；
步骤2-2、从火箭基础信息文件中获取火箭作业参数数据，并计算催化剂的平均播撒速率RS＝sm/ts；
步骤2-3、根据火箭轨迹方程，将火箭轨迹线进行离散化，采用10m的水平距离分辨率进行处理；根据离散化后各轨迹点的坐标值依次计算相邻轨迹点的连线距离
Figure GDA0004195667130000071
最终得出dsi的算术和L为2392.5m，近似等于火箭轨迹线的长度，然后依次计算每一轨迹点与始播点之间所有dsi的算术和，得到各轨迹点相距始播点的距离s，将上述各轨迹点的x、y和s分别存储到程序的XA、YA和SA一维数组中，这三个数组的数据按索引顺序一一对应，将它们作为查算表用于程序的后续计算；
步骤2-4、计算火箭的飞行的平均速度v＝L/ts；
步骤2-5、对查算表中的火箭轨迹点进行稀疏化处理以td作为时间间隔，所述td≤1秒，从第一个轨迹点(即始播点)开始，依次计算n*td秒时(n＝1,2,3,......)，火箭在轨迹线上的飞行长度sn＝n*td*v，直到最后一个临近终播点的轨迹点；根据上述得到的sn，查找步骤2-3的数组SA，判断sn位于哪两个相邻的s值之间，若sn在si和si+1之间，则确定si和si+1两个轨迹点的坐标值(xi，yi)和(xi+1，yi+1)，然后分别采用线性插值方法，计算介于这两个轨迹点之间的火箭位置即sn对应的坐标(xn，yn)；与此同时，计算并保存每个轨迹点(xn，yn)所对应的时间，即以火箭的发射时间作为基准时间，保存轨迹点的时间与该基准时间的间隔秒数tn即可。对于基准时间，火箭始播点对应的时间为延时时间t0，此后计算的各轨迹点(xn，yn)(不含终播点)的对应时间tn＝t0+n*td，最后终播点的时间为t0+ts(即延时时间+播撒时长)，由此，所有轨迹点的时间确定。按照飞行顺序，将上述所有计算得到的轨迹点坐标(xn，yn)和对应的时间tn分别保存到XN、YN和TN三个一维数组中备用；
步骤2-6：根据步骤2-1中提供的作业站点经度、纬度、海拔高度、火箭发射的方位角，计算步骤2-5中得到的XN和YN数组所对应的火箭轨迹点的海拔高度、经度和纬度；海拔高度计算为将YN数组的值(均为距地高度)与作业站点的海拔高度h0相加，其结果即为火箭轨迹点的海拔高度，将其存入HG数组保存；经度和纬度计算为，已知作业站点的经度lon0和纬度lat0，根据半正矢公式可得：
同一纬度上球面距离d对应的经度差：
Figure GDA0004195667130000081
/>
同一经度上球面距离d对应的纬度差：
Figure GDA0004195667130000082
式中：R为地球半径；
为减小经纬度计算的误差，本方法采用小距离递增(10米或几十米，以dm表示)、逐步逼近的方法依次计算火箭飞行路径上每个行进点的经纬度坐标，由已知的发射点(lon0，lat0)坐标开始，计算火箭飞行dm水平距离后所在位置的经纬度，即根据dm和火箭发射的方位角A可得到火箭在lon0经线上的行进距离d1＝dm*sin(A)，在lat0纬线上的行进距离d2＝dm*cos(A)，然后根据上述计算公式可得到火箭在lon0经线上的纬度变化dLat、在lat0纬线上的经度变化dLon。这样，火箭飞行中的第一个行进点的地理坐标(lon1，lat1)即确定为lat1＝lat0+dLat和lon1＝lon0+dLon；然后，再以(lon1，lat1)为起点，采用同样的方法计算下一个行进点的坐标(lon2，lat2)，依此类推，最终可获得XN和YN数组中对应的所有轨迹点的经纬度坐标，将这些经度和纬度值分别存入数组LON和LAT中保存。
步骤3、将计算结果提供给数值模式进行催化仿真模拟。
实施例3、中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法
步骤1、建立人影火箭的火箭基础信息文件，包括火箭的弹道轨迹方程参数、人影火箭催化剂播撒参数；其中火箭的弹道轨迹方程参数包括生产厂家提供的弹道曲线图和弹道数据表，人影火箭催化剂播撒参数包括延时时间t0为10s、播撒时长ts为35s、催化剂含量sm为31.5g、60度发射仰角下的始播点坐标(x1，y1)为(2240m，3411m)和终播点坐标(x2，y2)为(6194m，4761m)，方位角A为315度；
步骤2、人影火箭催化作业轨迹的计算处理；
步骤2-1、读入地面人影作业站点的地理数据为经度lon0为114.5572、纬度lat0为39.02583、海拔高度h0为577m；
步骤2-2、从火箭基础信息文件中获取火箭作业参数数据，并计算催化剂的平均播撒速率RS＝sm/ts；
步骤2-3、根据火箭轨迹方程，将火箭轨迹线进行离散化，采用10m的水平距离分辨率进行处理；根据离散化后各轨迹点的坐标值依次计算相邻轨迹点的连线距离
Figure GDA0004195667130000083
最终得出dsi的算术和L为5055.3m，近似等于火箭轨迹线的长度，然后依次计算每一轨迹点与始播点之间所有dsi的算术和，得到各轨迹点相距始播点的距离s，将上述各轨迹点的x、y和s分别存储到程序的XA、YA和SA一维数组中，这三个数组的数据按索引顺序一一对应，将它们作为查算表用于程序的后续计算；
步骤2-4、计算火箭的飞行的平均速度v＝L/ts；
步骤2-5、对查算表中的火箭轨迹点进行稀疏化处理以td作为时间间隔，所述td≤1秒，从第一个轨迹点(即始播点)开始，依次计算n*td秒时(n＝1,2,3,......)，火箭在轨迹线上的飞行长度sn＝n*td*v，直到最后一个临近终播点的轨迹点；根据上述得到的sn，查找步骤2-3的数组SA，判断sn位于哪两个相邻的s值之间，若sn在si和si+1之间，则确定si和si+1两个轨迹点的坐标值(xi，yi)和(xi+1，yi+1)，然后分别采用线性插值方法，计算介于这两个轨迹点之间的火箭位置即sn对应的坐标(xn，yn)；与此同时，计算并保存每个轨迹点(xn，yn)所对应的时间，即以火箭的发射时间作为基准时间，保存轨迹点的时间与该基准时间的间隔秒数tn即可。对于基准时间，火箭始播点对应的时间为延时时间t0，此后计算的各轨迹点(xn，yn)(不含终播点)的对应时间tn＝t0+n*td，最后终播点的时间为t0+ts(即延时时间+播撒时长)，由此，所有轨迹点的时间确定。按照飞行顺序，将上述所有计算得到的轨迹点坐标(xn，yn)和对应的时间tn分别保存到XN、YN和TN三个一维数组中备用；
步骤2-6：根据步骤2-1中提供的作业站点经度、纬度、海拔高度、火箭发射的方位角，计算步骤2-5中得到的XN和YN数组所对应的火箭轨迹点的海拔高度、经度和纬度；海拔高度计算为将YN数组的值(均为距地高度)与作业站点的海拔高度h0相加，其结果即为火箭轨迹点的海拔高度，将其存入HG数组保存；经度和纬度计算为，已知作业站点的经度lon0和纬度lat0，根据半正矢公式可得：
同一纬度上球面距离d对应的经度差：
Figure GDA0004195667130000091
同一经度上球面距离d对应的纬度差：
Figure GDA0004195667130000092
式中：R为地球半径；
为减小经纬度计算的误差，本方法采用小距离递增(10米或几十米，以dm表示)、逐步逼近的方法依次计算火箭飞行路径上每个行进点的经纬度坐标，由已知的发射点(lon0，lat0)坐标开始，计算火箭飞行dm水平距离后所在位置的经纬度，即根据dm和火箭发射的方位角A可得到火箭在lon0经线上的行进距离d1＝dm*sin(A)，在lat0纬线上的行进距离d2＝dm*cos(A)，然后根据上述计算公式可得到火箭在lon0经线上的纬度变化dLat、在lat0纬线上的经度变化dLon。这样，火箭飞行中的第一个行进点的地理坐标(lon1，lat1)即确定为lat1＝lat0+dLat和lon1＝lon0+dLon；然后，再以(lon1，lat1)为起点，采用同样的方法计算下一个行进点的坐标(lon2，lat2)，依此类推，最终可获得XN和YN数组中对应的所有轨迹点的经纬度坐标，将这些经度和纬度值分别存入数组LON和LAT中保存。
步骤3、将计算结果提供给数值模式进行催化仿真模拟。
对比例4、现有人影火箭催化作业方式仿真模拟
步骤1、获取需要进行模拟的人影火箭的各项参数；
步骤2、对发射条件与场地因素进行收集信息，需要考虑到空气阻力、发射初速、发射仰角等多种因素影响；
步骤3、对采集到的多种信息进行精确的计算，需要采用求解微分方程的方式；
步骤4、将计算结果提供给数值模式进行催化仿真模拟。
经过上述计算，火箭的催化作业轨迹即转化为可直接在数值模式中使用的数据，即：时间(TA)，经度(LON)，纬度(LAT)，海拔高度(HG)，播撒速率(RS)。火箭作业轨迹中的每个轨迹点均对应上述一组数据。将上述数据提供给数值模式，数值模式利用本身的地图工具包，根据火箭轨迹点的经度、纬度和海拔高度数据，将这些轨迹点的三维地理坐标转化为(i，j，k)形式的数值模式计算网格坐标(i、j、k为模式网格的索引值)，然后在数值模式的计算过程中，通过轨迹点所对应的时间和网格坐标值来判断是否在模式网格中进行催化剂播撒，只有在时间和网格坐标值相匹配的情况下，模式才采用指定的播撒速率RS在相应的模式网格中进行催化剂播撒。由于提供的轨迹点数据反映了火箭的真实作业轨迹，因此模式的催化模拟即达到了仿真模拟火箭催化作业方式的目的；
本发明其他实施例得到的中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法具有与上述相似的有益效果；
本发明其他实施方式得到的中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法具有与上述相似的有益效果。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术无需创造性劳动就可以根据本发明的构思做出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的试验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (2)

1.一种中尺度模式中实现人影火箭催化仿真模拟的方法，其特征在于，具体包括以下步骤：
步骤1、建立人影火箭的火箭基础信息文件；
步骤2、人影火箭催化作业轨迹的计算处理；
步骤3、将计算结果提供给数值模式进行催化仿真模拟；
所述步骤1中，
所述火箭基础信息文件包括火箭的弹道轨迹方程参数、人影火箭催化剂播撒参数；
所述火箭的弹道轨迹方程参数包括生产厂家提供的弹道曲线图和弹道数据表；
所述人影火箭催化剂播撒参数包括延时时间t0、播撒时长ts、催化剂含量sm、在每个发射仰角下以射程x和射高y表示的始播点坐标（x1，y1）和终播点坐标（x2，y2）；
所述步骤2中，所述人影火箭催化作业轨迹的计算处理，具体包括以下步骤：
步骤2-1、读入地面人影作业站点的地理数据；
步骤2-2、从火箭基础信息文件中获取火箭作业参数数据，并计算催化剂的平均播撒速率RS=sm/ts；其中，ts为播撒时长、sm为催化剂含量；
步骤2-3、根据火箭轨迹方程，将火箭轨迹线进行离散化并创建查算表；
步骤2-4、计算火箭的飞行的平均速度v=L/ts；其中，L为所有相邻轨迹点的连线距离dsi的算术和；
步骤2-5、对查算表中的火箭轨迹点进行稀疏化处理并匹配对应的时间；
步骤2-6：计算步骤2-5中所得轨迹点的三维地理坐标。
2.如权利要求1所述方法，其特征在于，
所述步骤2-1中，所述地理数据包括经度lon0、纬度lat0、海拔高度h0；
所述步骤2-3中，所述离散化水平距离分辨率≤10m；
所述步骤2-3中，所述创建查算表为根据离散化后各轨迹点的坐标值依次计算相邻轨迹点的连线距离
Figure QLYQS_1
，其中始播点i=0的距离默认为ds0=0，所有dsi的算术和L即可近似等于火箭轨迹线的长度，然后，依次计算每一轨迹点与始播点之间所有dsi的算术和s即为该轨迹点相距始播点的距离，将上述各轨迹点的x、y和s分别存储到程序的XA、YA和SA一维数组中，这三个数组的数据按索引顺序一一对应，将它们作为查算表用于程序的后续计算。/>
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