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。