一种再入飞行器压力中心确定方法

摘要

本发明公开了一种再入飞行器压力中心确定方法，利用风洞试验数据获得再入飞行器随攻角变化的法向力系数CN＝CN(α)，轴向力系数CA＝CA(α)，和相对飞行器质心的俯仰力矩系数Mz＝Mz(α)；然后获得CN、CA、Mz关于攻角α的导数CN′、CA′、Mz′；利用如下公式获得压力中心在弹体轴系下的坐标(x，y)；其中则压力中心在结构坐标系下的坐标为其中Xr是再入飞行器头部顶点到飞行器质心的距离，Lr为飞行器的参考长度。通过本发明的方法能够准确获得小长细比再入飞行器的压力中心位置。