一种导弹气动系数的获取方法与流程

本发明属于航空航天风洞试验数据处理领域，具体涉及一种导弹气动系数的获取方法。

背景技术：

根据弹体与气流空间几何角度关系，导弹设计使用的气动系数分为两种体系：直角坐标体系和极坐标体系。直角坐标体系气动系数随攻角α和侧滑角β两维变化，数据点在空间上呈现矩阵分布。极坐标体系气动系数随总攻角α_Σ和滚转角Φ两维变化，数据点在空间上呈现圆形分布，靠近圆心处的数据较密，远离圆心处的数据较稀疏。直角坐标体系气动系数和极坐标体系气动系数，除了少量的数据点重合外，绝大多数的数据点是不重合的，分布规律差异较大。

直角坐标体系气动系数和极坐标体系气动系数之间存在差异，导致弹道仿真和控制回路设计等在使用两种坐标体系的气动系数方式上存在较大差异。因此，弹道仿真和控制回路设计只能使用相同坐标体系下的气动系数，两种坐标体系的气动系数不能通用，要改变弹道仿真和控制回路设计的坐标体系，必须通过风洞试验、CFD计算等方式获得相同坐标体系下的气动系数。

技术实现要素：

本发明的目的：本发明的主要目的是，找出一种导弹气动系数的获取方法或者说是获取导弹气动系数的试验方法，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。

本发明的技术方案：

本发明技术方案:

提供一种导弹气动系数的获取方法，

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:

cosA＝cosβ.cosα

$tan\mathrm{\Φ}=\frac{tan\mathrm{\β}}{\sin \mathrm{\α}};$

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 法向力系数横向力系数滚转力矩系数 偏航力矩系数和俯仰力矩系数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。

本发明的优点：

本发明通过转换使用方法把极坐标体系下的气动系数转换成直角标体系下可以使用的气动系数，节省了CFD计算、风洞试验等耗费的研制费用和时间成本。

具体实施方式：

下面对本发明做进一步详细描述。

提供一种导弹气动系数的获取方法，

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_Σ和滚转角Φ，所述的公式为:

cosA＝cosβ.cosα

$tan\mathrm{\Φ}=\frac{tan\mathrm{\β}}{\sin \mathrm{\α}};$

第四步，根据所述的总攻角α_Σ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 法向力系数横向力系数滚转力矩系数 偏航力矩系数和俯仰力矩系数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等；

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。