CN111006835A - 箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质，修正方法适用于轴对称旋成体外形，无尾布局或+、x尾翼布局的箭弹类飞行器，其包括以下步骤：获取原始构型的箭弹的气动特性参数；获取箭弹飞行器的外形变化数据；构建改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型；将原始构型的箭弹的气动特性参数和箭弹飞行器的外形变化数据输入到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型中，得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数，以缩短设计周期，降低设计成本。本申请能够摆脱对风洞试验、复杂的计算过程的依赖，大大缩短设计周期，降低设计成本，提高设计效率。

Description

箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质

技术领域

本申请属于箭弹类飞行器系数修正技术领域，具体涉及一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质。

背景技术

大气层中运动的飞行器在空气的作用下，会产生包括升力、阻力的气动力。工程上通常将大气层中的飞行器受到的气动力进行归一化，写成气动力系数的形式，并统称为气动特性。飞行器的气动特性中的俯仰力矩系数和压力中心系数影响飞行器的稳定性和操纵性，在飞行器设计中占有重要地位。当飞行器的构型发生变化时，飞行器的气动特性也相应变化，从而影响飞行器的飞行性能。

随着计算机技术和试验技术的进步，飞行器气动特性的获得方式和手段不断丰富和进步。工程上通常使用风洞试验技术和数值计算技术来获得飞行器的气动特性。

风洞试验技术需要设计、加工飞行器的缩比模型，并将飞行器的缩比模型安装在风洞试验设备中，进行吹风试验，测量飞行器的气动特性，获得飞行器的俯仰力矩系数和压力中心系数。而当飞行器的构型发生变化时，如果采用风洞试验的方式获得飞行器的气动特性，就需要重新设计、加工飞行器的试验模型，并重新进行风洞试验；然而，这不可避免会导致成本的增加和计算周期的加长。

数值计算技术需要根据飞行器的外形建立数学模型。计算方法通常包括工程经验计算方法和基于求解N-S方程的CFD计算方法。工程经验计算方法一般用于方案初期阶段的计算，速度快，但是精度较低。CFD计算方法的计算进度能够满足工程需求，但是计算前处理和计算时间相对工程经验计算方法较长；另外，如果飞行器的构型发生变化，则需要重新进行前处理，并重新计算新构型的流场，成本和计算周期亦不可避免的增加。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，适用于轴对称旋成体外形，无尾布局或+、x尾翼布局的箭弹类飞行器，其包括以下步骤：

获取原始构型的箭弹的气动特性参数；

获取箭弹飞行器的外形变化数据；

构建改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型；

将原始构型的箭弹的气动特性参数和箭弹飞行器的外形变化数据输入到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型中，得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数，以缩短设计周期，降低设计成本。

上述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中，获取的所述原始构型的箭弹的气动特性参数包括原始构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数。

上述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中，获取的所述箭弹飞行器的外形变化数据包括原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量。

进一步地，构建的改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型为：

构建的改进构型的箭弹的压力中心系数模型为：

式中，C_mz,old表示原始构型的箭弹的俯仰力矩系数，C_mz,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩系数，l_ref,old表示原始构型的箭弹的参考长度，l_ref,new表示改进构型的箭弹的参考长度，l_ref,new＝l_ref,old+Δl_ref，Δl_ref表示原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量，X_cp,old表示原始构型的箭弹的压力中心系数，C_N表示箭弹的法向力系数，其中，原始构型的箭弹的法向力系数和改进构型的箭弹的法向力系数相等。

更进一步地，所述改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型的具体构建过程为：

根据箭弹的俯仰力矩系数C_mz的表达式：

式中，M_z表示箭弹的俯仰力矩，q_∞表示箭弹飞行动压，S_ref表示参考面积，l_ref表示参考长度；

得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数C_mz,new为：

式中，M_Z,new表示改进构型的箭弹的俯仰力矩，M_Z,new,nose表示改进构型的箭弹的头部俯仰力矩，M_Z,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，M_Z,new,p表示改进构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的俯仰力矩；

原始构型的箭弹的头部俯仰力矩和箭体表面凸起物产生的俯仰力矩均不受长度调整的影响，得到：

则进一步得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数C_mz,new为：

根据压力中心到力矩参考点的距离l_cp与箭弹受到的法向力N和俯仰力矩M_z的关系式：

得到改进构型的箭弹的尾翼的俯仰力矩为：

M_Z,new,tail＝N_new,taill_cp,new,tail，

箭弹的长度变化前后，尾翼产生的法向力系数保持不变，有：

式中，N_new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼法向力，M_Z,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，l_cp,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼压力中心到力矩参考点的距离；N_old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼法向力，M_Z,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，l_ref,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼参考长度；

则进一步得到改进构型的箭弹的尾翼的俯仰力矩为：

进一步得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型为：

更进一步地，所述改进构型的箭弹的压力中心系数模型的具体构建过程为：

根据压力中心系数X_cp与箭弹的俯仰力矩系数C_mz和箭弹的法向力系数C_N之间的关系式

以及改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型，得到改进构型的箭弹的压力中心系数模型为：

根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种计算机存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一项所述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法的步骤。

根据本申请实施例的第三方面，本申请还提供了一种服务器，其包括存储器和处理器，所述存储器存储可执行程序，所述处理器在调用所述可执行程序时，实现上述任一项所述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法的步骤。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请针对轴对称旋成体外形，无尾布局或+、x尾翼布局的箭弹类飞行器的长度变化，基于原有构型的箭弹类飞行器的气动特性参数，得到改进构型的箭弹的压力中心系数和俯仰力矩系数；本申请能够解决基于风洞试验和数值计算得到改进构型的气动特性参数的成本高、周期长的问题，能够快速、准确的得到箭弹长度变化后改进构型箭弹的压力中心系数和俯仰力矩系数；使得箭弹的分布气动特性的计算能够摆脱对风洞试验、复杂的计算过程的依赖，大大缩短设计周期，降低设计成本，提高设计效率。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请实施例提供的一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法的流程图。

图2为本申请实施例提供的一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中箭弹构型的变化示意图。

图3为本申请实施例提供的对改进3级构型的火箭进行试验得到的俯仰力矩系数与基于原始4级构型修正得到的俯仰力矩系数的对比结果图；其中，

表示基于原始4级构型修正得到的俯仰力矩系数曲线图，

表示对改进3级构型的火箭进行试验得到的俯仰力矩系数曲线图。

图4为本申请实施例提供的对改进3级构型的火箭进行试验得到的压力中心系数与基于原始4级构型修正得到的压力中心系数的对比结果图；其中，

表示基于原始4级构型修正得到的俯仰力矩系数曲线图，

表示对改进3级构型的火箭进行试验得到的俯仰力矩系数曲线图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

运载火箭的箭体和导弹类飞行器的弹体大多呈轴对称旋成体外形，无尾翼布局或有尾翼布局，有尾翼的运载火箭或导弹类飞行器尾翼多为+或x布局形式，具有此类特点的飞行器在设计过程中，主要面对的构型变化为箭体或弹体长度的变化、弹头外形变化，尾翼翼面几何变化等，构型变化会对飞行器的气动特性产生影响。

针对上述箭弹飞行器的长度变化，本申请实施例提供的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法基于箭弹原始构型的气动特性数据，得到长度变化后的箭弹改进构型的俯仰力矩系数和压力中心系数，如图1所示，其包括以下步骤：

S1、获取原始构型的箭弹的气动特性参数。

S2、获取箭弹飞行器的外形变化数据。

S3、构建改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型。

S4、将原始构型的箭弹的气动特性参数和箭弹飞行器的外形变化数据输入到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数模型中，得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数，以缩短设计周期，降低设计成本。

对于轴对称旋成体外形，无尾布局或“+”、“x”尾翼布局的箭弹类飞行器，本申请实施例提供的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法不限于纵向压力中心系数和纵向俯仰力矩系数的修正计算，还可以对横向压力中心系数和横向偏航力矩进行修正计算。

上述步骤S1中，获取的原始构型的箭弹的气动特性参数包括：原始构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数。

上述步骤S2中，获取的箭弹飞行器的外形变化数据包括原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量Δl_ref。

上述步骤S3中，当箭弹飞行器的外形变化数据包括原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量时，构建的改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型为：

构建的改进构型的箭弹的压力中心系数模型为：

式(1)和式(2)中，C_mz,old表示原始构型的箭弹的俯仰力矩系数，C_mz,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩系数，l_ref,old表示原始构型的箭弹的参考长度，l_ref,new表示改进构型的箭弹的参考长度，l_ref,new＝l_ref,old+Δl_ref，Δl_ref表示原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量，X_cp,old表示原始构型的箭弹的压力中心系数，C_N表示箭弹的法向力系数，其中，原始构型的箭弹的法向力系数和改进构型的箭弹的法向力系数相等。

对于轴对称旋成体外形，无尾布局或“+”、“X”尾翼布局的箭弹类飞行器，法向力和俯仰力矩主要由箭弹的头部、柱段、箭体表面凸起物和尾翼产生。尤其在小攻角飞行时，其中柱段对法向力的贡献较小，相对于头部和尾翼而言可以忽略，而箭体表面凸起物产生的法向力不受箭体长度变化的影响。因此，可以认为法向力全部由箭弹头部、箭体表面凸起物和尾翼提供。

下面以纵向压力中心系数和纵向俯仰力矩系数的修正为例，具体说明本申请实施例提供的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型的构建过程。

如图2所示，对应箭弹的原始构型和长度变化后的改进构型，各参数分别使用下标old和new进行区分。

取箭弹的理论尖点作为力矩参考点，箭弹受到的法向力为N，俯仰力矩为M_z，压力中心到力矩参考点的距离为l_cp，压力中心系数为X_cp，箭弹飞行动压为q_∞，参考面积为S_ref，参考长度为l_ref，各参数之间存在以下关系式：

式(3)中，C_mz表示箭弹的俯仰力矩系数；C_N表示箭弹的法向力系数。

对于原始构型和改进构型的箭弹，可以得到如下法向力及法向力系数关系：

式(4)中，N_old,nose表示原始构型的箭弹的头部法向力，N_new,nose表示改进构型的箭弹的头部法向力；N_old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼法向力，N_new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼法向力；N_old,p表示原始构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的法向力，N_new,p表示改进构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的法向力；N_old,b表示原始构型的箭弹的柱段法向力，N_new,b改进构型的箭弹的柱段法向力。

原始构型的箭弹的法向力N_old为：

N_old＝N_old，nose+N_old,tail+N_old,p (5)

原始构型的箭弹的法向力系数C_N,old为：

C_N,old＝C_N,old，nose+C_N,old,tail+C_N,old,p (6)

改进构型的箭弹的法向力N_new为：

N_new＝N_new，nose+N_new,tail+N_new,p (7)

改进构型的箭弹的法向力系数C_N,new为：

C_N,new＝C_N,new，nose+C_N,new,tail+C_N,new,p (8)

箭弹的构型调整前后，箭弹的法向力及法向力系数存在如下关系：

根据式(3)，原始构型的箭弹的压力中心到力矩参考点的距离l_cp,old、压力中心系数X_cp,old和俯仰力矩系数C_mz,old的展开式分别为：

式(10)、式(11)和式(12)中，M_Z,old表示原始构型的箭弹的俯仰力矩，M_Z,old,nose表示原始构型的箭弹的头部俯仰力矩，M_Z,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，M_Z,old,p表示原始构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的俯仰力矩；

C_mz,old表示原始构型的箭弹的俯仰力矩系数，C_mz,old,nose表示原始构型的箭弹的头部俯仰力矩系数，C_mz,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩系数，C_mz,old,p表示原始构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的俯仰力矩系数；l_cp,old表示原始构型的箭弹的压力中心到力矩参考点的距离，l_ref,old表示原始构型的箭弹的参考长度；

q_∞表示箭弹飞行动压，S_ref表示参考面积。

根据式(3)，改进构型的箭弹的压力中心到力矩参考点的距离l_cp,new、压力中心系数X_cp,new和俯仰力矩系数C_mz,new的展开式分别为：

式(13)、式(14)和式(15)中，M_Z,new表示改进构型的箭弹的俯仰力矩，M_Z,new,nose表示改进构型的箭弹的头部俯仰力矩，M_Z,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，M_Z,new,p表示改进构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的俯仰力矩；

C_mz,new表示改进构型的箭弹的俯仰力矩系数，C_mz,new,nose表示改进构型的箭弹的头部俯仰力矩系数，C_mz,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼俯仰力矩系数，C_mz,new,p表示改进构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的俯仰力矩系数；l_cp,new表示改进构型的箭弹的压力中心到力矩参考点的距离，l_ref,new表示改进构型的箭弹的参考长度。

由于原始构型的箭弹的头部俯仰力矩和箭体表面凸起物产生的俯仰力矩均不受长度调整的影响，因此有：

则由式(15)和式(16)得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数C_mz,new可以表示为：

由于箭弹的长度变化对尾翼周围空气流动状态影响较小，根据式(3)，尾翼产生的法向力系数保持不变，因此有：

式(18)中，N_new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼法向力，M_Z,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，l_cp,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼压力中心到力矩参考点的距离；N_old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼法向力，M_Z,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，l_ref,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼参考长度。

由式(18)得到改进构型的箭弹的尾翼的俯仰力矩为：

由式(19)可以看出，改进构型的箭弹的尾翼的俯仰力矩可以用原始构型的箭弹的尾翼的俯仰力矩表示。

因此，由式(17)和式(19)得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数为：

从式(20)可以看出，改进构型的箭弹的俯仰力矩系数可以采用原始构型的箭弹的俯仰力矩系数表示。

由式(20)进一步整理得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型为：

由式(21)得到改进构型的箭弹的压力中心系数模型为：

从式(21)和式(22)可以看出，改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数均可以用原始构型的箭弹的俯仰力矩系数、压力中心系数、参考长度和长度增量来表示，即可以通过原始构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数修正得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数。

本申请实施例提供的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法能够基于原始构型的箭弹的气动特性参数，得到箭弹长度变化后的改进构型的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数，能够使箭弹的气动特性参数的计算摆脱对风洞试验和数值计算的依赖，大大缩短设计周期，降低设计成本，提高设计效率。

下面结合某型运载火箭的实际研制过程来说明本申请实施例提供的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法。

某型运载火箭方案设计阶段采用4级构型，改进构型为3级构型，火箭长度由原来的16.524m变为19.727m，长度增加3.203m。此外全箭头部外形、箭体直径、尾翼尺寸外形以及箭体上的相对位置不变，符合本本申请实施例提供的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法的适用范围。

以惯性力Ma＝1.5，攻角α＝2°、4°、6°，侧滑角β＝0°为例，基于原始构型的已有全箭法向力系数C_N、俯仰力矩系数C_mz、压力中心系数X_cp、尾翼俯仰力矩系数C_mz,tail、参考长度l_ref，改进构型的火箭参考长度

和长度增量Δl_ref，通过本申请修正方法获得改进构型火箭的俯仰力矩系数

和压力中心系数

其中，原4级构型的火箭的俯仰力矩系数C_mz和压力中心系数X_cp如表1所示。4级构型与3级构型火箭的参考长度与修正系数如表2所示。改进3级构型Ma＝1.5试验数据与本申请修正方法的计算结果对比如表3所示。

表1原4级构型Ma＝1.5，俯仰力矩系数C_mz，压力中心系数X_cp统计表

表2 4级构型与3级构型参考长度与修正系数

表3改进3级构型Ma＝1.5试验数据与修正算法计算结果对比

从表3、图3和图4可以看出，在原4级构型的火箭的已有数据的基础上，通过本申请修正方法得到的俯仰力矩系数C_mz、压力中心系数X_cp与改进3级构型的火箭的试验数据对比可知，俯仰力矩系数的误差约为5％～10％，压力中心系数误差约为1.3％～3.2％，修正误差随着攻角的增大有增加趋势，攻角不大于6°时，通过本申请修正方法能够得到较好的数据。攻角大于6°时，箭体背风面分离区扩大，粘性分离产生的非线性升力导致火箭的法向力和俯仰力矩变化量不可忽略。考虑到工程计算和使用中，气动特性数据精度一般在10％～15％。在攻角小于或等于6°时，采用本申请修正方法可以得到比较好的计算结果；在攻角大于6°时，尽管修正计算得到的数据精度下降，但在工程应用中仍有较强的参考价值和指导意义。

在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成前述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中的所述步骤。

在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种服务器，其包括存储器和处理器，存储器存储有可执行程序，处理器在调用该可执行程序时，实现前述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法中的所述步骤。

上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可表示在数据信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，FPGA)执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。

以上所述仅表示本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (9)

1.一种箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，适用于轴对称旋成体外形，无尾布局或+、x尾翼布局的箭弹类飞行器，其特征在于，包括以下步骤：

获取原始构型的箭弹的气动特性参数；

获取箭弹飞行器的外形变化数据；

构建改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型；

将原始构型的箭弹的气动特性参数和箭弹飞行器的外形变化数据输入到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型和压力中心系数模型中，得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数，以缩短设计周期，降低设计成本。

2.根据权利要求1所述的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，其特征在于，获取的所述原始构型的箭弹的气动特性参数包括原始构型的箭弹的俯仰力矩系数和压力中心系数。

3.根据权利要求1所述的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，其特征在于，获取的所述箭弹飞行器的外形变化数据包括原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量。

4.根据权利要求3所述的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，其特征在于，构建的改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型为：

式中，C_mz,old表示原始构型的箭弹的俯仰力矩系数，C_mz,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩系数，l_ref,old表示原始构型的箭弹的参考长度，l_ref,new表示改进构型的箭弹的参考长度，l_ref,new＝l_ref,old+Δl_ref，Δl_ref表示原始构型的箭弹与改进构型的箭弹的参考长度变化量。

5.根据权利要求4所述的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，其特征在于，构建的改进构型的箭弹的压力中心系数模型为：

式中，X_cp,old表示原始构型的箭弹的压力中心系数，C_N表示箭弹的法向力系数，其中，原始构型的箭弹的法向力系数和改进构型的箭弹的法向力系数相等。

6.根据权利要求4所述的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，其特征在于，所述改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型的具体构建过程为：

根据箭弹的俯仰力矩系数C_mz的表达式：

式中，M_z表示箭弹的俯仰力矩，q_∞表示箭弹飞行动压，S_ref表示参考面积，l_ref表示参考长度；

得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数C_mz,new为：

式中，M_Z,new表示改进构型的箭弹的俯仰力矩，M_Z,new,nose表示改进构型的箭弹的头部俯仰力矩，M_Z,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，M_Z,new,p表示改进构型的箭弹的箭体表面凸起物产生的俯仰力矩；

原始构型的箭弹的头部俯仰力矩和箭体表面凸起物产生的俯仰力矩均不受长度调整的影响，得到：

则进一步得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数C_mz,new为：

根据压力中心到力矩参考点的距离l_cp与箭弹受到的法向力N和俯仰力矩M_z的关系式：

得到改进构型的箭弹的尾翼的俯仰力矩为：

M_Z,new,tail＝N_new,taill_cp,new,tail，

箭弹的长度变化前后，尾翼产生的法向力系数保持不变，有：

式中，N_new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼法向力，M_Z,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，l_cp,new,tail表示改进构型的箭弹的尾翼压力中心到力矩参考点的距离；N_old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼法向力，M_Z,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼俯仰力矩，l_ref,old,tail表示原始构型的箭弹的尾翼参考长度；

则进一步得到改进构型的箭弹的尾翼的俯仰力矩为：

进一步得到改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型为：

7.根据权利要求6所述的箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法，其特征在于，所述改进构型的箭弹的压力中心系数模型的具体构建过程为：

根据压力中心系数X_cp与箭弹的俯仰力矩系数C_mz和箭弹的法向力系数C_N之间的关系式

以及改进构型的箭弹的俯仰力矩系数模型，得到改进构型的箭弹的压力中心系数模型为：

8.一种计算机存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至7任一项所述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法的步骤。

9.一种服务器，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器存储可执行程序，所述处理器在调用所述可执行程序时，实现权利要求1至7任一项所述箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法的步骤。

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