一種分析彈丸撞擊對(duì)飛機(jī)燃油箱惰化影響的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空作戰(zhàn)飛機(jī)易損性減縮設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體是考慮彈丸撞擊的燃油惰化 分析方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機(jī)作戰(zhàn)生存力是飛機(jī)規(guī)避或承受人為敵對(duì)環(huán)境的能力，分為敏感性和易損性兩 大研究領(lǐng)域。易損性定義為作戰(zhàn)飛機(jī)在戰(zhàn)斗狀態(tài)下，承受人為敵對(duì)環(huán)境威脅的能力。給出 飛機(jī)部件的易損性是生存力評(píng)估中的一項(xiàng)重要工作，應(yīng)當(dāng)在飛機(jī)設(shè)計(jì)的早期就給予考慮。 它為有效提高飛機(jī)生存力提供指導(dǎo)原則，有針對(duì)性地將主要設(shè)計(jì)任務(wù)放在易損性高的部件 上，從而達(dá)到飛機(jī)生存力的高效優(yōu)化設(shè)計(jì)。
[0003] 飛機(jī)易損性越高，則受到打擊時(shí)越容易被殺傷，越會(huì)降低飛機(jī)完成任務(wù)的能力。飛 機(jī)燃油箱用來儲(chǔ)存維持飛機(jī)飛行的動(dòng)力系統(tǒng)所要消耗的燃油，軍用飛機(jī)多采用機(jī)翼和機(jī)身 大面積布置方式，因而燃油箱的暴露面積通常占全機(jī)的50%以上，是飛機(jī)上易損性最高的 部件之一。在軍用飛機(jī)進(jìn)行作戰(zhàn)時(shí)，很有可能會(huì)受到彈丸或?qū)椘破韧{物的打擊，威脅 物擊中飛機(jī)燃油箱引起殺傷模式主要為燃燒和爆炸，是造成飛機(jī)毀傷的重要原因。
[0004] 燃油惰化技術(shù)是防燃抑爆的有效措施，通過向燃油箱內(nèi)通入富氮?dú)怏w，使燃油箱 含氧量低于燃燒極限從而阻止燃燒發(fā)生?，F(xiàn)階段的燃油箱惰化技術(shù)分為燃油洗滌和氣相空 間沖洗兩種。燃油洗滌是通過安裝在油箱底部的細(xì)小噴管將惰性氣體通入燃油中，置換燃 油中溶解的氧氣，從而降低燃油中溶解的氧的濃度，那么在飛行過程中，氧氣的析出量會(huì)較 小或是不析出，油箱內(nèi)氣相空間的氧濃度便會(huì)維持在一個(gè)安全范圍內(nèi)。氣相空間沖洗技術(shù) 則是直接將惰性氣體通入燃油箱氣相空間來稀釋原有氣體中的氧氣，從而達(dá)到降低氣相空 間氧氣濃度的目的。目前由于軍用飛機(jī)所處的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境原因，大多將兩種技術(shù)結(jié)合使用，以 減小油箱的易損性來提尚飛機(jī)在戰(zhàn)場(chǎng)上的生存能力。
[0005] 對(duì)于穿透物影響惰化，主要發(fā)生于軍用飛機(jī)，因此，本文中主要涉及的惰化是燃油 洗滌。燃油洗滌過程中，富氮?dú)怏w通過燃油箱底部的噴管通入燃油中，形成大量微小的氣 泡，燃油中溶解氧氮與氣泡中的富氮?dú)怏w存在濃度梯度，原有的平衡狀態(tài)被破壞，部分溶解 氧從燃油中析出，如圖1所示。現(xiàn)有的惰化分析基本流程如圖2中左圖所示，基本的惰化示 意圖如下。
[0006] 第一步，以燃油箱內(nèi)燃油作為研究對(duì)象，確定富氮?dú)怏w（ΝΕΑ)各組分的流量。以 Λt為時(shí)間步長(zhǎng)，Λt足夠小時(shí)，可認(rèn)為在此時(shí)間段內(nèi)各組分狀態(tài)參數(shù)保持恒定。Λt時(shí)間 內(nèi)流入與流出燃油箱的氧氣和氮?dú)獾馁|(zhì)量遵循質(zhì)量守恒定律，
[0009]式中，0表示氧氣，N表示氮?dú)?，下?biāo)F表示Fuel，圖1中的下標(biāo)U表示Ullage，1 表不Λt時(shí)間段內(nèi)的初時(shí)刻，2表不末時(shí)刻。
[0010] 第二步，根據(jù)燃油中氧氣和氮?dú)夥謮阂约皁stwald關(guān)系得到初始時(shí)刻和末時(shí)刻燃 油中溶解的氧氣的量〇"和〇F2和氮?dú)獾牧縉F1和NF2。ostwald關(guān)系式為，
[0012] 式中，β為ostwald系數(shù)。
[0013] 第三步，確定從燃油中析出的氧氣和氮?dú)獾牧俊＜僭O(shè)析出的氣體與溶解的氣體達(dá) 到平衡，由理想氣體方程可得到新增加的平衡體積％與析出氣體的質(zhì)量以及分壓力存在如 下關(guān)系，
[0015] 將式（3)和式⑷代入式⑴和（2)，并根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程中的平衡體積VE 相等，可得到析出氧氣和氮?dú)獾牧俊?br>[0016] 第四步，以燃油箱氣相空間為研究對(duì)象，確定氣相空間氧氣和氮?dú)獾呐懦隽恳约?之后新的平衡下各氣體組分的分壓。假設(shè)燃油中析出的氣體與氣相空間原有氣體混合充 分，混合氣體會(huì)按照各自摩爾比例排出，排出量由末時(shí)刻的總壓Pt2以及油箱通風(fēng)口壓力確 定。氣相空間內(nèi)存在的平衡為，
[0017] 〇u,mix=〇Ul+〇F,OUT=〇U2+〇U,OUT(5)
[0018]Νυ；mix -Νm+NFj 〇υτ -Νu2+Nui 〇ut(6)
[0019] 式中，1代表氣相空間原有狀態(tài)，2表不排出氣體后的狀態(tài)。氧氣和氮?dú)獾牧?^和 Nm以及0。2和ΝU2由其在氣相空間中的分壓確定。
[0020] 混合后氣相空間的總壓可由式（7)計(jì)算，氧氣、氮?dú)庥筛髯缘哪柗謹(jǐn)?shù)Χαηηχ和 \ _成比例排出，摩爾分?jǐn)?shù)比和分壓比是相同的。
[0022] 每一時(shí)間步長(zhǎng)結(jié)束時(shí)，根據(jù)此時(shí)的燃油箱氣相空間總壓力Pt2和燃油蒸汽壓Ρν2可 得到新的平衡下氧氣和氮?dú)獾姆謮海缦率剑?br>[0024] ρ〇υ2一P NU2 (^Ο.ηι?χ/^Ν.ηι?χ) (9)
[0025] 第五步，將第二步中計(jì)算得出的末時(shí)刻氮?dú)夂脱鯕庠谌加椭械娜芙饬縉F2和0F2，以 及第四步獲得的新的平衡下的氣相空間各氣體的分壓作為下一個(gè)Λt時(shí)間段內(nèi)初時(shí)刻的 參數(shù)，進(jìn)行下一輪的惰化計(jì)算。
[0026] 在現(xiàn)有的惰化實(shí)驗(yàn)或分析模型中，所考慮的情形大多數(shù)非作戰(zhàn)環(huán)境，現(xiàn)有的惰化 分析基本流程如圖2中左圖所示。在軍用飛機(jī)進(jìn)行作戰(zhàn)時(shí)，很有可能會(huì)受到彈丸或?qū)椘?片等威脅物的打擊，在威脅穿透油箱進(jìn)入內(nèi)部空間時(shí)，往往會(huì)攜帶熱量和外界空氣進(jìn)入油 氣空間。這種情況下是否會(huì)對(duì)氧氣濃度造成影響，從而使氣相空間各組分處于可燃范圍， 值得進(jìn)行分析。本發(fā)明通過考慮威脅物擊穿油箱壁后速度和溫度的變化、由于威脅物的進(jìn) 入而帶入的空氣、威脅物與周圍環(huán)境之間的熱交換、氣相空間油氣混合物濃度的變化等情 況，形成一種考慮威脅物撞擊的燃油惰化分析方法，并對(duì)現(xiàn)有的惰化模型進(jìn)修正。汪明明等 人于2010-10-15在《南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)》發(fā)表的《飛機(jī)燃油箱沖洗與洗滌惰化技術(shù)比 較分析》一文中提出了一種建立燃油箱惰化模型的方法，該方法建立了燃油洗滌理論模型， 分析了燃油洗滌的過程，通過模型得到了燃油箱內(nèi)氣相空間氧氣體積濃度隨時(shí)間的變化關(guān) 系，但是該模型只適用于分析無彈丸撞擊時(shí)的燃油洗滌，并未考慮彈丸撞擊對(duì)燃油箱內(nèi)氣 相空間氧氣濃度的影響，而戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下，軍用飛機(jī)很可能會(huì)受到彈丸的打擊。本發(fā)明給出的 分析方法考慮了彈丸撞擊對(duì)飛機(jī)燃油箱惰化的影響，最后給出彈丸撞擊時(shí)飛機(jī)燃油箱氣相 空間氧氣濃度隨時(shí)間的變化關(guān)系。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0027] 為了克服現(xiàn)有的惰化模型不考慮威脅物撞擊燃油箱情況的局限性，本發(fā)明提出了 一種分析彈丸撞擊對(duì)飛機(jī)燃油箱惰化影響的方法。
[0028] 本發(fā)明的具體步驟是：
[0029] 1. -種分析彈丸撞擊對(duì)飛機(jī)燃油箱惰化影響的方法，其特征在于，具體過程是：
[0030] 步驟1 :根據(jù)初始條件計(jì)算彈丸撞擊油箱壁的剩余速度。
[0031] 假設(shè)鈍頭彈丸垂直于靶板入射，應(yīng)用JTCG/ME剩余速度方程式確定彈丸的剩余速 度1為，
[0033] 式中，V為彈丸的撞擊速度，單位為m/s;V5。為彈丸的彈丸極限，單位為m/s;t為目 標(biāo)的厚度，單位為m;P為目標(biāo)材料密度，單位為kg/m3;Ap為彈丸的暴露面積，單位為m2;m 為彈丸的質(zhì)量，單位為kg;Θ為彈丸的入射角度，單位為°。
[0034] 所述的彈道極限是指彈丸剛好在穿透目標(biāo)時(shí)，即彈丸完全穿過油箱壁后的剩余速 度為Om/s時(shí)的撞擊速度；也即彈丸侵徹目標(biāo)貫穿概率為50%時(shí)的入射速度。彈道極限可 由下式獲得：
[0036] 式中，L為暴露面積的周長(zhǎng)，單位為m，s為目標(biāo)靶板材料的抗剪力，單位為Pa。
[0037] 步驟2 :分析彈丸擊穿油箱壁后能量的變化。
[0038] 忽略彈丸在擊穿油箱壁過程中的熱損失，塑性功轉(zhuǎn)化的熱能作為內(nèi)能的形式存 儲(chǔ)，即
[0040] 其中，β為塑性功轉(zhuǎn)熱系數(shù)，Q為彈丸的內(nèi)能，ΛΕ為彈丸由于塑性功轉(zhuǎn)化的熱能。
[0041] 為了將彈丸穿透對(duì)油箱氣相空間內(nèi)各氣體組分的影響最大化，設(shè)彈丸擊穿油箱壁 過程中轉(zhuǎn)化的熱量全部傳遞給了彈丸，由于彈丸材料的導(dǎo)熱性系數(shù)較高，故忽略彈丸內(nèi)部 的溫度梯度，設(shè)彈丸各處溫度相同。
[0042] 步驟3 :分