2.7 导弹飞行模拟
2.7.1 导弹气动参数分析和预测
采用一种广泛使用的半经验数据表组件构建方法，用于导弹和高速飞行器空气动力学和性能的初步设计和分析。二十多年来，它一直得到支持和改进。
在导弹初步设计中，有必要快速、经济地估计各种导弹配置设计的空气动力学。由于最终形状和空气动力学性能如此依赖于所使用的子系统，例如有效载荷大小、推进系统选择和发射机制，因此设计人员必须能够准确预测各种配置。
根本的目的是提供一种空气动力学设计工具，该工具具有适用于初步设计的预测精度，并且能够让用户轻松替换方法以适应特定应用。
详细介绍导弹飞行仿真所涉及的导弹动力学模型、空气动力学模型、推进模型、导弹和目标运动模型、制导控制模型、场景仿真。
讨论飞行仿真的四大主要目标─要求条件、导弹的设计和操作、导弹性能评估、模拟训练。
导弹飞行仿真包括如下的导弹分系统：如导弹导引头、自动驾驶仪、控制方式、战斗部和引信、动力系统和弹体。
导弹仿真符号表
ａ=平移加速度，m/s2
CF=总空气动力系数，无量纲
CM=总空气动力矩，无量纲
ｄ=弹体空气动力参考长度，m
F=作用在质点或弹体上的力，N
FA=空气动力，N
I=弹体的惯性力矩，kg.m2
M=作用在弹体上的力矩，N.m
MA=空气动力矩，N.m
m=质点或弹体的质量，kg
Pa=大气压力，pa
S=空气动力参考面积，m2
V=相对弹体的空气速度，空速，m/s
ρ=大气密度，kg/m3
ω ̇=角加速度，rad/s2。
2.7.1.2 导弹飞行仿真的数学方法，空气动力和力矩，导弹制导与控制的仿真
如果计算机通过解数学方程和执行逻辑函数来模拟导弹的时间与真实导弹的工作时间不一致，那么该仿真称为非实时仿真。有些应用场合要求仿真必须实时运行，如那些仿真飞行中的事件时序和被仿真的真实飞行相同的场合。计算机为计算仿真模型的数学方程式而花费的时间取决于计算机的性能和模型的自身特征，后者如模型规定的计算步骤的间隔时间。
飞行仿真中的制导程序含有对制导功能建模的算法，包括目标追踪和导引律的应用。包括：
制导
自动驾驶和控制
导弹和目标运动仿真
导弹和目标运动的数学模型都基于牛顿第二定律。公式数学描述如下：
F=mα和M=I ω ̇
式中，F=作用在物体上的力，N；
m=质点或物体的质量，kg；
α=平均加速度，m/s2；
M=作用在物体上的力矩，N.m；
I=物体的转动惯量，kg.m2；
ω ̇=角加速度，rad/s2。
作用在导弹上的力有三种基本类型：重力、推力和空气动力。
作用在外形布局已知的导弹上的空气动力和空气动力矩是导弹飞行马赫数、周围大气压力(或等效的速度和大气密度)的函数。量纲分析法表明空气动力FA和力矩MA是某些参数的函数，可表达为：
FA=QCFS
MA=QCMSd
式中，CF=通用空气动力系数，无量纲；
CM=通用空气动力矩系数，无量纲；
d=弹体空气动力参考长度，m；
FA=空气动力，N；
MA=空气动力矩，N.m；
Q=动压参数，Pa；
S=参考面积，m2；
空气动力和力矩系数CF和CM分别是马赫数Ma和飞行器外形的函数，包括任何控制面的偏转。动压参数Q定义为Q=0.7PaMa2。或等效形式Q=0.5ρV2。
式中，Ma=马赫数，无量纲；
Pa=大气压力，Pa；
V=相对于弹体的空气速度的大小，m/s；
ρ=大气密度，kg/m3。
空气动力系数还与雷诺数有关，雷诺数是在流体流中惯性力与黏性力的比值。
2.7.1.3 坐标系
在导弹飞行仿真中可能用到许多不同的坐标系。坐标系的特征体现在其坐标原点的位置、角度定向以及相对于惯性空间或其他特定系统的运动等方面。
▲ 坐标系
导弹动力学，作用在导弹上的空气动力
导弹飞行仿真模型建立在许多数学方程之上，这些方程描述了各种力和力矩作用下的导弹运动状态，这些力和力矩是由空气动力、推力和重力产生的。
推进系统分类：
固体推进剂火箭发动机
吸气增强式火箭发动机
液体推进剂火箭发动机
涡轮喷气发动机
冲压发动机
2.7.1.5 导弹制导及控制
导弹及目标运动，制导与控制建模，物理导弹导引头、自动驾驶仪、飞行控制、战斗部和引信
制导模型包括导引头建模、制导处理器建模、自动驾驶建模、陆基制导建模。
制导与控制建模
控制系统建模：控制系统组成包括动力源、动力传输介质、伺服机构和执行机构等。
2.7.1.6 场景仿真，目标场景的仿真
场景要素包括：目标，如光电特征、射频特征信号，场景背景，对抗措施和大气和距离效应。
2.7.2 仿真验证
下图为仿真验证过程演示。