[发明专利]一种导弹气动系数的获取方法

摘要

本发明涉及一种导弹气动系数的获取方法，该方法解决极坐标体系气动系数不能在直角坐标体系下使用的问题。该方法首先通过风洞试验获取导弹的极坐标体系下的气动系数的步骤之后获得导弹弹道参数，并根据导弹弹道参数解算得到导弹气动参数；其中，所述的弹道参数为飞行速度和飞行姿态角，所述的导弹气动参数为飞行攻角α和飞行侧滑角β；再根据飞行攻角α、飞行侧滑角β以及转换公式获得极坐标体系下的总攻角α_∑和滚转角Φ；之后根据所述的总攻角α_∑和滚转角Φ，插值得到插值极坐标气动系数；再根据所述的插值极坐标气动系数和转换公式获得直角坐标体系气动系数；进而得到导弹的加速度和角加速度；最后得到导弹下一时刻的弹道参数飞行速度和飞行姿态角。

主权项

1.一种导弹气动系数的获取方法，该方法包括如下步骤：第一步，通过风洞试验获取导弹的极坐标体系下的气动系数；第二步，获得导弹弹道参数，并根据导弹弹道参数解算得到导弹气动参数；其中，所述的弹道参数为飞行速度和飞行姿态角，所述的导弹气动参数为飞行攻角α和飞行侧滑角β；第三步，根据飞行攻角α、飞行侧滑角β通过如下公式获得极坐标体系下的总攻角α∑和滚转角Φ，所述的公式为:cosα∑＝cosβ·cosα第四步，根据所述的总攻角α_∑和滚转角Φ，插值得到插值极坐标气动系数，所述的插值极坐标气动系数包括轴向力系数法向力系数C_ξ(α_Σ,Φ)、横向力系数C_η(α_Σ,Φ)、滚转力矩系数偏航力矩系数m_ξ(α_Σ,Φ)、俯仰力矩系数m_η(α_Σ,Φ)；第五步，根据所述的插值极坐标气动系数和转换公式获得直角坐标体系气动系数，所述的直角坐标体系气动系数为轴向力系数Cxb(α,β)、法向力系数Cyb(α,β)、横向力系数Czb(α,β)、滚转力矩系数mxb(α,β)、偏航力矩系数myb(α,β)和俯仰力矩系数mzb(α,β)；其中的转换公式如下:和第六步，使用第五步得到的直角坐标体系气动系数进行弹体动力学解算，得到导弹的加速度和角加速度；第七步，使用第六步得到的导弹的加速度和角加速度,进行运动学解算，得到导弹下一时刻的弹道参数飞行速度和飞行姿态角；第八步，根据下一时刻的弹道参数解算得到导弹下一时刻的气动参数。