中，所述步骤四中，所述 预估飞行轨迹数据中的所述子飞行轨迹数据不满足所述试验要求时，重复步骤二和步骤三 重新设定新发射位置、初始发射速度和/或获得新初始发射参数D。，并得到新预估飞行轨 迹，直至所述新预估飞行轨迹满足所述试验要求。当一子飞行轨迹数据不满足试验要求时， 则结束本次自由飞行试验飞行轨迹预估，重新开始下一试验。以时间步长为1毫秒为例，当 某一 1毫秒时间的子飞行轨迹数据不满足试验要求时，则重新设定开始下一试验。同时，也 可以每间隔η个1毫秒的时间步长获取一次子飞行轨迹数据，以η = 3为例，即每间隔3毫 秒获得子飞行轨迹数据，当某3毫秒的子飞行轨迹数据不满足试验要求时，则从新设定下 一个试验。
[0028] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，所述飞行轨迹数据 还包括相对于所述发射位置的水平方向的线速度,1、竖直方向线位移I和线速度{、角位 移#和角速度^。飞行轨迹数据包括相对于发射位置的线位移线速度I、竖直方向线位 移#和线速度角位移6和角速度I，且每个子飞行轨迹数据也也包括相对于发射位置的 线位移I、线速度?、竖直方向线位移#和线速度?、角位移々和角速度I a
[0029] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，步骤一中，利用静态 风洞吹风试验或者数值模拟得到飞行模型的多个攻角和与所述攻角相对应的力学系数数 据，并汇总得到所述攻角-力学系数表。
[0030] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，所述力学系数包括： 阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数。
[0031] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，所述攻角-力学系 数表中按照所述攻角值从小到大升序排列，即所述攻角-力学系数表中的攻角按照攻角值 排列为Θ i、Θ 2、Θ 3、.. · Θ m 1}、θ N，所述初始攻角值Θ。位于（Θ i，θ N)区间范围内。
[0032] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，
[0033] 将所述攻角-力学系数表中的攻角按照升序排列的所述攻角值划分出N-I个攻角 区间；
[0034] 若所述当前初始攻角值Θ。满足Θ (N2)< Θ。< θ (N1)，则利用线性插值法在该 (% 2)，％ υ)区间获得当前初始攻角值θ。下的力学系数；
[0035] 当所述前初始攻角值Θ。满足Θ。> θ (Ν1)，则利用线性插值法在该（θ (Ν1)，ΘΝ) 区间获得当前初始攻角值Θ。下的力学系数；
[0036] 当所述前初始攻角值Θ。满足Θ。< Θ m 2)，则利用线性插值法在该（Θ作3)，Θ作2)) 区间获得当前初始攻角值Θ。下的力学系数。从多个攻角区间中选取包含所述当前攻角值 Θ。的区间段，并利用该区间段的攻角-力学数据作为利用线性插值法获得与所述当前攻角 值Θ。相对应的力学系数的基础进行计算。
[0037] 本发明的有益效果如下：
[0038] 1、所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，根据静态风洞吹风试验或数 值模拟方法得到的模型若干攻角下（应包括配平角）的阻力系数、升力系数以及俯仰力矩 系数即可实现对风洞自由飞试验模型飞行轨迹的预估，无需开展非定常数值模拟以及其他 风洞特种试验，方法较为简单、实用、有效，使用方便，可大大节省试验成本。
[0039] 2、所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，在开展风洞自由飞试验前即 可预估出模型在观察窗内的飞行轨迹，进而可根据预估得到的飞行轨迹情况，决定是否调 整以及如何调整模型初始发射参数或初始发射位置，以确保模型在风洞中自由飞行时能够 在观察窗区域停留较长时间，使得试验能够获取较多的有效信息，确保试验效果。
[0040] 3、所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，在开展风洞自由飞试验前预 估出模型在观察窗内的飞行轨迹，同时还可以获得模型在飞行过程中的姿态变化，从而实 现在试验前对模型的飞行姿态变化情况进行预估，这对于静不稳定飞行器的风洞自由飞试 验来说尤为重要。
【附图说明】
[0041] 图1为本发明所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法流程图。
【具体实施方式】
[0042] 下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文 字能够据以实施。
[0043] 本发明公开了一种风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法，如图1所示，该方法 至少包括：
[0044] 步骤一、利用静态风洞吹风试验或者数值模拟得到飞行模型的多个攻角和与所述 攻角相对应的力学系数数据，并汇总得到所述攻角-力学系数表；所述力学系数包括：阻力 系数CD、升力系数CdP俯仰力矩系数C M。
[0045] 步骤二、设定自由飞行试验的初始攻角值Θ。、发射位置和初始发射速度；
[0046] 将所述攻角-力学系数表中按照所述攻角值从小到大升序排列，即所述攻角-力 学系数表中的攻角按照攻角值排列为θρ θ2、θ3、... Θ(Ν1)、ΘΝ;将所述攻角-力学系数 表中的攻角所述攻角值划分出N-I个攻角子区间；
[0047] 在所述攻角-力学系数表中利用线性插值法获得所述初始攻角值Θ。下的力学系 数，并将所述初始攻角值Θ。和与其所对应的力学系数记作初始发射参数D。;所述初始攻角 值Θ。位于（Θ i，ΘΝ)区间范围内，且位于一所述攻角子区间内。确定所述初始攻角值Θ。 下的力学系数的具体过程如下：
[0048] 若当初始攻角值Θ。满足Θ ^ Θ。< Θ ^ 1}，则利用线性插值法在该 (Θ(Ν2)，Θ(Ν1))区间获得所述当前初始攻角值 θ。下的力学系数；初始攻角值θ。满足θ。 > Θ(Ν1)，则利用线性插值法在该（Θ(Ν1)，ΘΝ)区间获得所述当前初始攻角值Θ。下的力学 系数；初始攻角值满足Θ。< θ (Ν2)，则利用线性插值法在该（Θ(Ν3)，Θ(Ν2))区间获得 所述当前初始攻角值Θ。下的力学系数。
[0049] 以所述初始攻角值Θ。满足（Θ m 1}，θ Ν)为例，利用线性插值法所述当前初始攻角 值Θ。下的力学系数的计算公式为：
):
[0051] 其中，表示当前初始攻角值Θ。下的阻力系数；表示当前初始攻角值Θ。下 的升力系数；表示当前初始攻角值Θ。下的俯仰力矩系数；CV、'Cr' -H 分别表示所述攻角-力学系数表中θ 1}攻角下的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数； 和亡^分别表示所述攻角-力学系数表中Θν攻角下的阻力系数、升力系数和俯 仰力矩系数。
[0052] 上述初始攻角Θ。所对应的状态，设定时间t = 0时，初始发射参数和发射位置值 Xio= X。，.?): V yi。= y。，ho =九，θ 1。= θ。，沒2〇=4。:其中，X。，y。分别为模型出发射的 初始时刻模型在水平和竖直方向的初始线位移（也即初始发射位置值，通常均设置为零）， θ。为模型的初始攻角（属于初始发射参数）；冬，九，么分别为初始时刻模型在水平和竖 直方向的初始线速度和模型的初始俯仰角速度（属于初始发射参数）。
[0053] 步骤三、构建自由飞行试验的运动方程组，所述运动方程组为：
[0055] 其中，m表示飞行模型质量；g表示重力加速度；I表示模型转动惯量；s表示飞行 模型参考面积；1表示参考长度；i.表示飞行模型的水平方向的线加速度；:P表示飞行模型 竖直方向的线加速度；#表示飞行模型的角加速度；对所述运动方程组进行降阶，令X 1 =
将运动方程组转化为如下形式的一阶常微分方 程组初值问题：
[0057] 将公式⑴代入公式（3)中将公式（3)改写为：
[0059] 根据t = 0时，初始发射参数和发射位置值Xiq= X。，xM= iQ，y1Q= yQ，72() = j〇， θ i。= θ。，4,=式，利用Runge-Kutta法按