火箭靶弹零升阻力系数辨识
基于Datcom软件的巡航靶弹气动估算_韩京霖
∫∫
0
1
2π
0
式中， C P 为压力系数， 可由速度势微分得到： － 2 R 2 CP = －（ ） + （ 1 － 4sin2 θ） α2 U x x R（ x） 2 = Uα cosθ r 俯仰力矩系数计算公式： Cm = 4π S ref l ref （ 2）
式中： C N， 设 作 用 在 翼 的 压 心； p 为 位 势 法 向 力 系 数， C N， 设作用在翼的形心 。 v 为粘性法向力系数， 弹翼轴向力的计算与弹体一样。 攻角独立于表 面摩擦、 压力、 波以及底阻进行计算， 不同攻角产生的 轴向力将加入到总的轴向力中。计算公式如下： （ 3） C A = C A， 0 + C A， α 1. 2. 3 部件组合方法 （ 9）
Cm =
(
)
S P x c － x cg S l
(
)
（ 5）
角） 的方法计算， 该方法可计算到 30° 攻角。 对于 30° 以上攻角， 虽然软件仍可运行， 但此时该方法的有效 性未经校验和证明。
－ 90° ＜ α ＜ 90° 90° ＜ α ＜ 180°
式中： C N α 为 法 向 力 随 攻 角 变 化 率； C Dc 为 横 流 阻 力
[∫（ x
l 0 l 0
ref
dR － x ） （ α0 + ε ） R d x + dx R2 dε dx 2 dx
∫
算再线性叠加： CN =
（ x ref － x）
]
在大攻角下， 采用艾伦和帕金斯的粘性流理论， 将法向力及俯仰力矩都分为位流项和粘性项， 分别计 C Nα SP sin2 αcos（ α /2 ） + ηC Dc sinα | sinα | （ 4） 2 S C Nα x cp － x cg sin2 α 'cos（ α ' /2 ） + 2 l ηC Dc sinα | sinα | α' = α α ' = α － 180 系数。 轴向力的计算也采用了两种不同的方法： 在 30° 攻角以下， 采用修正版的艾伦和帕金斯理论； 在 30° 攻 角以上， 采用约根森的细长体理论， 通过降低沿弹身 的动压来对轴向力进行修正。 不同攻角产生不同的 轴向力； 而由表面摩擦、 波、 压力以及底阻产生的轴向 力认为与攻角无关， 并全部包括在总的轴向力中 。 轴 向力系数计算公式如下： C A = C A， 0 + C A， α
基于Datcom的某靶弹气动参数快速估算
基于Datcom的某靶弹气动参数快速估算作者：陈畅来源：《科学与财富》2018年第25期摘要： Missile Datcom是由美国空军开发的一套用于估算导弹气动参数的软件，在飞行器方案设计阶段具有较高的实用价值。
针对某靶弹在不同攻角、马赫数下的阻力、升力系数，利用Fluent软件计算结果与Datcom软件的估算结果进行了比较分析。
结果表明，在方案设计阶段采用Datcom软件进行气动参数估算精度在可接受范围内，具有一定的工程应用价值。
关键词：靶弹；气动参数；快速估算1 引言飞行器空气动力计算是飞行器设计中很重要的工作之一，在飞行器方案设计阶段，经济而快速地计算其气动参数十分重要。
虽然计算流体力学（CFD）方法可以较准确的计算导弹气动参数，但其计算量太大，而方案阶段飞行器的外形会进行反复优化、修改，外形每修改一次CFD软件都要重新建模和计算，会消耗较长的计算时间和人力成本，因而在方案设计阶段很难得到应用。
而采用美国空军开发的Missile Datcom软件可快速预估一系列飞行器气动外形，该程序在一定范围内对于不同飞行条件下飞行器的各种气动外形具有较强的适应性，在美国飞行器方案设计和初步设计过程中应用非常普遍，基本成为其飞行器总体设计部门所必备的程序。
本文采用Datcom软件对某靶弹在不同攻角、马赫数下的阻力、升力系数进行了估算，并与CFD计算结果进行了对比分析。
2 Datcom软件概述Missile DATCOM使用Fortran90语言，采用部件组合和模块化等方法，并汇集了美国数十年来的试验数据，针对常见气动外形的导弹在小迎角条件下（αMissile DATCOM软件可用于的导弹外形如下：1）轴对称弹身、椭圆截面弹身；2）动力装置可以为吸气式；3）气动升力面为1组到4组，每组最多8个翼或舵，每个翼或舵纵向位置相同；4）每个气动升力面可独立偏转，也可以全动偏转，还可以采用后缘襟翼偏转。
3 计算与分析靶弹的气动布局采用两级串联，Ⅱ级为平置型、鸭式、中单翼，在主翼的两端设有垂翼呈“H”型布局，Ⅰ级的尾部安装有四片稳定尾翼呈“X”型布置，全弹为串联式“H+X”型布局，靶弹Ⅰ+Ⅱ级外形如图1所示。
阻力系数为变量时弹道参数对气动参数灵敏度分析
阻力系数为变量时弹道参数对气动参数灵敏度分析
作者：王艳艳肖娜王希
来源：《科教导刊·电子版》2016年第03期
摘要本文研究了阻力系数为变量时弹箭弹道参数对气动参数的灵敏度分析。
关键词阻力系数弹道参数气动参数灵敏度
中图分类号：TJ013.2 文献标识码：A
弹箭系统中阻力系数对射程的影响非常大，阻力系数是动力学模型中一个重要参数，阻力系数定量取值直接影响到弹道轨迹模拟精度。
在弹箭动态飞行中，本文利用弹道参数灵敏度函数，探讨了阻力系数为变量时气动参数对弹道参数的影响程度，为提高计算和射击精度提供理论方法。
1阻力系数近似算法
在弹箭动力学模型中，有许多不确定的参数，阻力系数就是一个重要的参数，它是随时间变化的，与马赫数、气流速度等参数有关。
阻力系数近似计算，是弹道准确计算、弹箭飞行稳定性、通过修正理论提高弹箭射击精度的重要问题，在实际研究中采用最小二乘法来确定。
参考文献
[1] 夏天昌.系统辨识一最小二乘法[M].北京：国防工业出版社，1984.
[2] 罗键.系统灵敏度理论导论[M].北京：机械工业出版社，1990.。
基于数值仿真与飞行试验的弹道修正火箭弹阻力系数简易辨识
收稿日期院2015-12-23曰收到修改稿日期院2016-02-13 基金项目院中国博士后科学基金渊2013M542454冤
十二五装备预先研究项目渊9140A05040114JB34015冤 作者简介：郭庆伟渊1988-冤袁男袁山东东平县人袁博士袁专业方 向为弹箭外弹道理论与应用遥
0引言
随着世界形势的变化和武器装备的发展袁战争 形态发生了重大变化袁准确打击成为重要的作战方 向袁制导弹药在现代战争中发挥着越来越重要的作 用遥 我国制导弹药发展相对滞后袁主战弹药大多数为
第 42 卷第 6 期 2016 年 6 月
中国测试 CHINA MEASUREMENT & TEST
Vol.42 No.6 June，2016
doi院10.11857/j.issn.1674-5124.2016.06.027
基于数值仿真与飞行试验的 弹道修正火箭弹阻力系数简易辨识
郭庆伟袁 宋卫东袁 王 毅袁 卢志才
受力和力矩分析袁建立六自由度弹道模型曰根据飞行试验数据袁对比分析弹道模型与仿真气动数据袁对阻力系数进行
修正优化遥通过试验验证袁经过修正的阻力系数精度得到很大提高袁对于研究弹道修正弹的弹道特性规律和制导控制
设计具有参考价值遥
关键词院弹道修正火箭弹；数值仿真；飞行试验；系数辨识
文献标志码院A
文章编号院1674-5124渊2016冤06-0127-07
本文采用流体力学软件 Fluent 对单通道鸭舵控 制弹道修正火箭弹进行数值仿真袁首先通过 Gridgen 软件对弹体实体建模和网格划分袁导入 Fluent 软件袁 选择求解器袁本maras 方程湍流模型曰设置远场压力 边界条件曰进行迭代计算求解遥
为保证计算精度及计算速度袁全部采用结构化网 格渊即六面体网格冤袁贴近弹体壁面网格加密袁第 1 层 网格高度取 0.01 mm遥 图 2尧图 3 分别给出零舵偏时 的全局及局部网格示意图遥 2.4 仿真结果
弹道系数资料
弹道系数弹道系数是指弹体在空气中飞行过程中受到的空气阻力与其速度平方成正比的关系系数。
作为飞行器设计和弹道学领域的重要参数之一，弹道系数对飞行器的飞行特性和性能具有关键影响。
弹道系数的定义在飞行器设计和弹道学中，弹道系数通常表示为C d，定义为弹体在单位速度下受到的总阻力力和动压（单位速度的动能密度）之比。
即：$$ C_d = \\frac{F_d}{\\frac{1}{2} \\rho V^2 A} $$其中，F d为弹体受到的总阻力，$\\rho$为空气密度，V为弹体速度，A为弹体横截面积。
弹道系数的大小通常受到空气动力学特性、弹体形状、表面粗糙度等因素的影响。
弹道系数的重要性弹道系数是描述飞行器飞行特性的重要参数之一。
通过合理地选择弹体形状、减小表面粗糙度等措施，可以有效地降低弹道系数，减小飞行器的空气阻力，提高其飞行性能。
在飞行器设计中，优化弹道系数是提高飞行器续航能力、速度、有效载荷等指标的重要手段。
弹道系数的影响因素1.弹体形状：弹体的流线型设计可以减小空气阻力，降低弹道系数。
2.表面粗糙度：光滑的表面可以减小摩擦阻力，影响弹道系数的大小。
3.弹体速度：弹体速度的增加会导致空气阻力的增加，从而影响弹道系数。
4.弹道角度：弹体的弹道角度会影响受到的空气阻力和弹道系数的大小。
5.环境条件：如空气密度等环境条件也会影响弹道系数的大小。
弹道系数的应用弹道系数的合理选择和优化对飞行器设计和弹道学具有重要意义。
通过数值模拟和实验测试等手段，可以准确地计算和确定飞行器的弹道系数，并在设计过程中进行优化调整，以提高飞行器的飞行性能和指标。
在导弹、火箭、飞机等飞行器的设计和研究中，弹道系数是一个重要的设计参数。
结语弹道系数作为描述飞行器空气阻力特性的重要参数，对飞行器的飞行性能具有关键影响。
合理选择和优化弹道系数，是提高飞行器飞行性能、续航能力等指标的重要手段。
在未来的飞行器设计和研究中，将继续深入探讨弹道系数的优化方法和应用，推动飞行器技术的不断发展。
计算火箭飞行空气阻力系数
计算火箭飞行空气阻力系数在计算火箭飞行中的空气阻力系数时，首先需要明确空气阻力的概念。
空气阻力是物体在与流体（例如空气）接触时受到的阻碍运动的力。
对于火箭而言，空气阻力通常是一个重要的因素，它会对火箭的速度、轨迹和燃料消耗等产生影响。
因此，了解和计算空气阻力系数对于火箭的设计和性能评估具有重要意义。
空气阻力系数（也称为阻力系数或阻力系数Cd）是描述物体在运动中所受到的空气阻力的比例关系。
它与物体的形状、表面特性和运动状态等密切相关。
一般来说，空气阻力系数越大，物体所受到的空气阻力越大，火箭的速度会受到更大的限制。
火箭的空气阻力系数可以通过实验、计算或模拟等方法进行估算。
以下介绍几种常见的计算方法：流体动力学方法：这种方法通常基于流体动力学原理，对复杂的流体流动现象进行数值模拟或实验测量，从而获得空气阻力系数。
这种方法较为精确，但也比较复杂和耗时。
直接测量方法：这种方法是通过实验设备直接测量空气阻力系数。
具体方法可以是在风洞中对模型进行测试，或在实际的火箭发射过程中通过传感器等装置测量比例关系。
经验公式法：这种方法是基于大量实验数据积累的经验公式，通过对物体的形状和特点进行简化，从而得到合理的空气阻力系数估算结果。
经验公式法通常适用于常见、简单形状的物体，对于复杂的火箭形状可能需要进行适当的修正。
在实际应用中，计算火箭飞行的空气阻力系数往往需要结合多种方法，综合考虑不同因素的影响。
此外，还需要考虑火箭的速度、空气密度、物体表面的粗糙度、所受到的风向和风速等因素，以获得更准确的结果。
总结起来，计算火箭飞行的空气阻力系数是一个复杂而重要的问题。
不同的计算方法可能适用于不同的情况，需要综合考虑多个因素来获得准确的结果。
对于火箭设计和性能评估等应用来说，准确计算空气阻力系数具有重要意义，可以为火箭的改进和优化提供有价值的参考。
计算火箭飞行空气阻力系数
计算火箭飞行空气阻力系数
火箭是一种利用火药等高能燃料燃烧产生大量气体推动自身飞行的装置。
在火箭飞行过程中，空气阻力是重要的影响因素之一、空气阻力系数
是一个无量纲的物理量，用来描述物体在流体介质中移动时所受到的阻力
大小。
在计算火箭的飞行空气阻力系数时，我们需要考虑到以下几个因素。
首先，我们需要考虑到火箭的形状。
通常情况下，火箭的形状是流线
型的，即头部较窄，尾部较宽。
这种形状可以减小火箭前方所受到的面积，从而减小阻力的大小。
对于长形的火箭，其空气阻力系数通常较低。
其次，火箭表面的粗糙度也会影响空气阻力系数的大小。
火箭表面越
光滑，其阻力越小。
因此，在火箭制造过程中，需要尽量减小表面的粗糙度，以降低空气阻力的大小。
此外，火箭的速度也是空气阻力系数的关键因素之一、根据流体力学
的理论，当火箭的速度较小时，空气阻力系数较小；当速度较大时，空气
阻力系数较大。
这是因为当火箭速度较小时，流体静压力足以克服空气阻力；而当速度较大时，流体动压力开始起主导作用，导致空气阻力系数增大。
最后，火箭的横截面积也会对空气阻力系数产生影响。
横截面积越大，空气阻力系数越大；横截面积越小，空气阻力系数越小。
因此，在火箭设
计中，需要尽量减小横截面积，以降低空气阻力的大小。
综上所述，火箭飞行空气阻力系数的计算需要考虑到火箭的形状、表
面粗糙度、速度和横截面积等因素。
通过合理的设计和优化，可以减小火
箭的空气阻力系数，提高其效率和性能。
空气动力系数及导数
6.3.1 弹身的升力系数
6.3.2 前升力面的升力系数
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侧向力系数
侧向力 是总空气动力在速度坐标系 轴上的投影。 除侧向力外，还常研究横向力Z，它是总空气动力在弹体坐标 系oz 轴上的投影。侧向力系数与横向力系数的关系是
式中 为侧滑角。
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阻力系数
导弹的阻力系数通常给成两项之和的形式：
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弹身零攻角下的阻力系数
• 底部阻力系数
弹底部后面的压力差为负值，形成底部阻力。其稀疏程 度与许多因素有关：弹尾部的形状、有无尾翼、有无喷气流、 弹身长度、附面层状态、表面温度等。
所以建立确定底部阻力的理论模型是非常难的课题，实 际计算主要依靠实验结果。
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升力面零攻角零舵偏下的 阻力系数
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升力系数导数
• 升力系数对舵偏角的导数
其中第一项代表前升力面的法向力，一部分作用在外露翼 上，以部分作用在外露翼影响区内的弹身上。可表示为单独翼 法向力导数 、干扰系数 和操纵机构相对效率 的乘积
升力系数对舵偏角偏导数关系式中，第二项是气流下洗在 后升力面上产生的法向力，在确定这个力时应考虑到流向后升 力面的气流的攻角为
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诱导阻力系数
与攻角和舵偏角有关的阻力称为诱导阻力。按其物 理来源讲，它是一份压差阻力，因为在有攻角和舵偏角 时，摩擦阻力变化不大。
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4
升力系数
对上式除以 ，对 取导数，得到在
点有
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前、后升力区域的气流阻滞系数 飞行器部件的相对面积
火箭结构系数
火箭结构系数
火箭结构系数是描述火箭外形结构特性的一个参数，用于评
估火箭在大气中运行时的阻力特性和飞行稳定性。
它是指火箭
从前端到后端各个截面的形状和尺寸的变化情况。
火箭结构系数的计算方法是将火箭截面在火箭轴向上投影的
面积除以圆的面积。
一般通过对火箭各个截面的形状进行测量，然后计算出各个截面的面积，再根据火箭的轴向布局计算出投
影面积，最后通过除以圆的面积，得到火箭结构系数。
火箭结构系数的数值越大，说明火箭的外形结构越紧凑，阻
力越小，飞行稳定性越好。
火箭结构系数通常用来比较不同火
箭的外形结构优劣，并作为设计优化的依据。
对于相同的燃料
质量，较小的结构系数可以减小阻力，提高火箭的运载能力和
效率。
在火箭设计中，通常采用各个截面的形状的变化和尺寸的调
整来优化火箭的结构系数。
例如，通过减小火箭的前端截面面积，使火箭头部更加尖锐，可以减小从火箭头部产生的阻力。
而通过增大火箭的后端截面面积，可以有效降低火箭尾迹产生
的阻力。
通过调整各个截面的形状和尺寸，可以使火箭的结构
系数逐渐增大，从而提高火箭的性能。
总之，火箭结构系数是火箭外形结构特性的一个重要参数，
用于评估火箭的阻力特性和飞行稳定性。
通过优化火箭的外形
结构，可以提高火箭的性能和效率，实现更好的飞行性能。
火箭推力实验的测量方法与数据处理技巧
火箭推力实验的测量方法与数据处理技巧在现代航天领域中，火箭推力实验是极其重要的一项任务。
它不仅有助于验证火箭发动机的性能，还可以为火箭设计和优化提供宝贵的数据。
然而，测量火箭推力并不是一项简单的任务，需要合适的方法和技巧来确保准确性和可靠性。
火箭推力的测量方法有很多种，其中最常见的就是通过测量推力产生的压力来获取数据。
一种常用的方法是使用压力传感器，将其安装在火箭发动机推力矢量的方向上。
当火箭发动机推力加在测量装置上时，压力传感器会测量到相应的压力变化。
通过与所用传感器的灵敏度和标定系数相乘，我们就可以得到火箭推力的准确数值。
然而，火箭推力实验的过程其实并不仅仅是测量压力的变化。
在现实中，我们还必须考虑到其他因素对测量结果的影响。
例如，火箭发动机在燃烧过程中会产生烟雾和火焰，这些因素可能会干扰压力传感器的准确性。
因此，在实验过程中，我们需要特别注意烟雾和火焰的排放，以防止其对测量结果的干扰。
此外，火箭推力实验还需要考虑到试验环境对测量结果的影响。
试验环境的气温、湿度和气压等因素会对火箭推力的测量结果产生影响。
为了减少这些因素对实验结果的干扰，需要在实验过程中对环境进行控制，并在数据处理时将环境因素纳入考虑。
在得到火箭推力实验的数据后，我们还需要进行合适的数据处理和分析。
首先，我们可以使用统计学方法对数据进行平均，以减少随机误差的影响。
其次，我们还可以绘制推力与时间的曲线图，以观察推力变化的趋势和规律。
同时，我们可以计算推力的最大值、平均值和标准差等指标，以评估火箭发动机的性能。
此外，在数据处理过程中，我们还可以进行其他更加深入的分析。
例如，我们可以计算火箭发动机的平均功率输出和能量转换效率，以评估其燃烧效率和能源利用率。
我们还可以利用数学建模方法，将推力数据与其他因素（如燃料消耗率）进行关联分析，以进一步优化火箭的设计和性能。
总之，火箭推力实验的测量方法和数据处理技巧对于航天领域的发展至关重要。
报告
，
b. ������∞ = 0.3，取������ = −0.2， c. 0.3 < ������∞ < 1.2时，取������ = 0
然后利用公式 5-97
������ 2 ������������������ = 1 + ������ 57.3������������������������ − 2������ 1 − ������������������ ������ 2
2. 工程估算方法 “麻雀Ⅲ”的气动外形如图所示，弹体由抛物线头部，柱形 弹身，弹翼，尾翼（安定面）结合而成。在对导弹整体进行 气动运算之前，首先对弹体各部分进行单独的气动运算。分 别包括单独弹翼，单独外漏翼，弹身的气动运算。 分别计算马赫数为 0.3、0.54、0.7、0.85、0.95、1.02、1.4、 2 时，攻角为-10°~10°时，因为导弹是升力系数、阻力系数、 俯仰力矩系数和压心位置。
6、利用公式 2-123
Cxxi 2(Cmc )M 0 c M
计算得到型阻系数Cxxi 。 7、计算λ M 2 − 1 − λtanχc ，查图 2-84 任意剖面机翼波
阻力的辅助函数φ图线，得不同马赫数对应的φ。 8、 将机翼近似看做菱形机翼， 查与根稍比对应的菱形剖面 机翼波阻力系数图， 如图 2-83， 并计算机翼的������������������������������������ 和������ ������， 在图上查找相应的曲线得到 ������������������ 菱。 9、将“6”计算所得������������������������ 与“8”计算所得 ������������������ 以得到弹翼的零升阻力系数������������0 。即： ������������0 = ������������������������ + ������������������
火箭增程弹发动机推力辨识与应用
作者简介 ： 王海峰 （ １ ９ ７ ５一） ， 男， 吉林公主岭人 ， 高级 工程师 ， 硕士 ， 研究方 向： 外 弹道理论 与应用 。
・
１ ０ ４・
弹 箭 与 制 导 学 报
第３ ５卷
１ ． １ 发 动机 实 际工作 时 间的确 定
中确 定 ， 最 终确 定 的发动 机工作 时 间要 与装 药 质量 变 化 匹配 ， 即推力 初 始 对 应全 部 装 药 质 量 ， 推 力终 止 对 应装 药燃 尽 。
１ ． ２ 发 动机 实际 比冲 的确定
Ｓ Ｓ Ｒ＝∑ 一、 （ Ｖ Ｒ —Ｖ ‘ Ｒ … ）
值昧 。 可用前次值 。 与增量和表示：
题进 行探 讨 。
数 据 采样少 ， 如 果 再 用 传 统 的 不 重 叠 分段 法 ， 认 为 一 段 时 间 内推力 为常值 ， 那 么在 发 动机 工作 时间 内只能
获得 有 限 的 几 个 点 ， 无 法 准 确 描 述 出 推 力 曲线 。另
外， 不 重叠 分段 法 ， 后 一段 精度 受 前段 结 果影 响 ， 存 在 误 差 累积 问题 ， 随飞 行 时 间 增 加 辨 识 精 度 变 差 ， 甚 至 会 出现结果 异 常 ， 迭 代发 散 。针 对 待 估 参 数 高 时 变 、 窄时域 的特 性 ， 将 样 条 函数 应 用 到 Ｃ ｈ ａ ｐ ｍ ａ ｎ — Ｋ ｉ ｒ ｋ方 法 中， 形成 弹道 时 变 参 数 整 体 辨识 方法 ， 可 扩 展 参 数 辨识范围， 提 高 参 数 辨 识 准 确 度 。发 动 机 的工 作 时 间、 比冲 、 推力 大 小 等 特性 参 数 相互 关 联 、 互相影响，
基于Datcom软件的巡航靶弹气动估算_韩京霖
[∫（ x
l 0 l 0
ref
dR － x ） （ α0 + ε ） R d x + dx R2 dε dx 2 dx
∫
算再线性叠加： CN =
（ x ref － x）
]
在大攻角下， 采用艾伦和帕金斯的粘性流理论， 将法向力及俯仰力矩都分为位流项和粘性项， 分别计 C Nα SP sin2 αcos（ α /2 ） + ηC Dc sinα | sinα | （ 4） 2 S C Nα x cp － x cg sin2 α 'cos（ α ' /2 ） + 2 l ηC Dc sinα | sinα | α' = α α ' = α － 180 系数。 轴向力的计算也采用了两种不同的方法： 在 30° 攻角以下， 采用修正版的艾伦和帕金斯理论； 在 30° 攻 角以上， 采用约根森的细长体理论， 通过降低沿弹身 的动压来对轴向力进行修正。 不同攻角产生不同的 轴向力； 而由表面摩擦、 波、 压力以及底阻产生的轴向 力认为与攻角无关， 并全部包括在总的轴向力中 。 轴 向力系数计算公式如下： C A = C A， 0 + C A， α
2
计算与分析
该巡 航 靶 弹 头
锥为半椭球形， 弹体 为旋成体， 采用正常 式布局， 弹翼和舵面 均为六边形， 呈× － × 配 置， 如图 1 所 示。模型结构简单， 满足使用 Datcom 估 算的结构要求。 2. 1 CFD 计算 首先对巡航靶弹进行 CFD 气动力计算， 采用的软 件为 FLUENT。选取飞行条件为海拔 0m， 标准大气， 马赫数 Ma = 0. 7 ， 攻角 α = 4° ， 分别在舵偏 δ = 0° 和 5° 下建模计算。 由于靶弹为面对称形， 故使用 FLUNENT 前处理软件 Gambit 对靶弹建立半模型， 而后导 入 FLUENT， 选择基于密度的显式求解器， 湍流模型 采用 kω 双方程模型及雷诺应力模型。经数天计算，
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摘要 ： 火箭靶 弹无控飞行过程 中飞行攻 角较 小且无 法准确模 拟 ， 为提 高靶 弹弹道理论 预估精 度 ， 弹道理论计 算可假定 飞行攻 角为零 ， 飞行 攻角产生的诱导阻力贡献折算为对零 升阻力 系数 的修正。建立 了火箭靶弹 气动特性 工程计算方 法， 将 针对火箭靶弹零升 阻力 系数计算模型不确定性 问题 ， 用火箭靶 弹 Ａ飞行试验 Ｇ Ｓ遥测数据对其零升 阻力 系数进行 了参 利 Ｐ 数辨识 ． 于辨识 结果 对火箭靶 弹零 升阻力 系数工程计 算方 法进行 了修 正 。经火箭靶 弹 Ｂ飞行试 验 结果验证 ， 基 由于综合
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固 体 火 箭 技 术 第３ ３卷第 １期
Ｊ ｕｎ ｌｏ ｏｉ ｏ ｋ ｔＴ ｃ ｎ ｌｇ ｏ ｒａ ｆＳ ｌ Ｒ ｃ ｅ ｅｈ ｏｏｙ ｄ
火 箭靶 弹 零 升 阻力 系数 辨 识①
李 晓斌 ， ， 董敬 文 王永杰 金 振 中 一 ， ，
（． １解放军 ９ ４ ３部队 博士后科研工作站 ， ２９ 辽宁 ２ ．解放军 ９ ９ １部 队， 宁 ２４ 辽 １５０ ） ２ ０ ０ １５ ０ ； ２０ ０
考 虑 了飞 行 攻 角产 生 的 诱 导 阻力 贡 献 ， 用修 正 后 的 零 升 阻 力 系数 ， 道 理 论 预 估 精 度 大 大提 高 ， 足 工 程 要 求 。 采 弹 满
关键词 ： 火箭靶 弹 ； 零升 阻力 系数 ； 导阻力 ； 诱 参数辨识 ； 不确定性 中图分 类号 ：４ ４ ２ Ｖ ７ ．８ 文献标识 码 ： Ａ 文章编 号 ：０６２ ９ （０ ０ ０ －０ ５ ） １０ －７ ３ ２ １ ） １ ０ ４ ０ ４