技術特征：

1.一種導彈分布機載載荷確定方法，其特征在于，該方法包括以下步驟：

(1)建立所需坐標系：

建立機身坐標系：按照飛機研制單位的定義執(zhí)行，坐標原點位于飛機尖點，x軸沿機身軸線，向后為正；y軸在飛機對稱面內，向上為正；z軸與x、y軸遵守右手定則；

建立全機坐標系：原點位于飛機重心，x軸沿機身軸線，向前為正；y軸在飛機對稱面內，向上為正；z軸與x、y軸遵守右手定則，飛機的過載系數(shù)與坐標軸正向一致，飛機的角速度和角加速度符合右手法則；

建立導彈坐標系：原點位于導彈尖點，x軸沿彈身軸線，向后為正；y軸在導彈對稱面內，向上為正；z軸與x、y軸遵守右手定則；

(2)建立導彈分布載荷計算模型：

將導彈整個結構沿x軸方向分成s個計算截面，包括各對接面、主要受力面,分布到各截面的質量分別記為m_i,i＝1,2,3,...,s，對應的軸向坐標為x_i,i＝1,2,3,...,s；

(3)確定計算原始參數(shù)數(shù)值：

相對機身坐標系，全機重心位置為x₀,y₀,z₀；相對機身坐標系，彈頭定位尺寸為x_i0,y_i0,z_i0；相對全機坐標系，全機飛行過載為nx,ny,nz；相對全機坐標系，繞全機的角速度為w_x,w_y,w_z；相對全機坐標系，繞全機的角加速度為w_xd,w_yd,w_zd；導彈安裝角度θ；

(4)確定導彈各截面位置：

在機身坐標系內，導彈第i截面位置為

x_ii＝x_i0+x_i*cos(-θ)，

y_ii＝y(tǒng)_i0+x_i*sin(-θ)，

z_ii＝z_i0；

(5)確定導彈各截面附加過載：

相對全機坐標系，導彈第i截面在全機坐標系下附加過載為

Δn_xi＝(-(y_ii-y₀)*w_zd+(x_ii-x₀)*w_z²-(z_ii-z₀)*w_yd+(x_ii-x₀)*w_y²)/g₀，

Δn_yi＝(-(x_ii-x₀)*w_zd-(y_ii-y₀)*w_z²+(z_ii-z₀)*w_xd-(y_ii-y₀)*w_x²)/g₀，

Δn_zi＝((x_ii-x₀)*w_yd+(z_ii-z₀)*w_y²+(y_ii-y₀)*w_x²+(z_ii-z₀)*w_x²)/g₀，

其中，g₀為重力加速度；

(6)確定導彈各截面在全機坐標系下的過載：

相對全機坐標系，導彈上第i截面過載值(nx_i',ny_i',nz_i')為：

nx_i'＝nx+Δn_xi，

ny_i'＝ny+Δn_yi，

nz_i'＝nz+Δn_zi；

(7)確定導彈各截面在導彈坐標系下的過載：

相對導彈坐標系，導彈第i截面的過載為

nx_i＝-(nx_i'×cos(-θ)-ny_i'×sin(-θ))，

ny_i＝nx_i'×sin(-θ)+ny_i'×cos(-θ)，

nz_i＝-nz_i'；

(8)確定導彈與懸掛裝置間支反力的作用位置：

x_x為在導彈坐標系下導彈x向支反力點的坐標,x_yj,x_zj為在導彈坐標系下導彈y向和z向第j個承受支反力點的坐標；

(9)確定導彈各截面載荷：

首先由靜力平衡原理求出導彈與懸掛裝置間的作用力R_y1,R_y2,R_z1,R_z2,R_x，再由導彈內力確定方法確定導彈XY平面內剪力為

n＝1,2,3,...,s，

導彈XZ平面內剪力為

n＝1,2,3,...,s，

導彈軸力為

n＝1,2,3,...,s，

導彈XY平面內彎矩為

n＝2,3,...,s，

導彈XZ平面內彎矩為

n＝2,3,...,s，

其中，M_y1＝M_z1＝0，X_i,Y_i,Z_i為在導彈坐標系下導彈第i截面x向、y向和z向氣動力，R_x為在導彈坐標系下導彈x向支反力，R_yj,R_zj為在導彈坐標系下導彈y向和z向第j個支反力，Δ(x_n-x_x),Δ(x_n-x_yj)，Δ(x_n-x_zj)為單位階躍函數(shù)，當x_n≥x_yj時，Δ(x_n-x_yj)＝1，當x_n≥x_zj時，Δ(x_n-x_zj)＝1，當x_n≥x_x時，Δ(x_n-x_x)＝1，當x_n＜x_yj時，Δ(x_n-x_yj)＝0，當x_n＜x_zj時，Δ(x_n-x_zj)＝0，當x_n＜x_x時，Δ(x_n-x_x)＝0。

2.一種導彈分布機載載荷確定系統(tǒng)，其特征在于，該方法包括以下模塊：

所需坐標系建立模塊，用于建立機身坐標系：按照飛機研制單位的定義執(zhí)行，坐標原點位于飛機尖點，x軸沿機身軸線，向后為正；y軸在飛機對稱面內，向上為正；z軸與x、y軸遵守右手定則；

用于建立全機坐標系：原點位于飛機重心，x軸沿機身軸線，向前為正；y軸在飛機對稱面內，向上為正；z軸與x、y軸遵守右手定則，飛機的過載系數(shù)與坐標軸正向一致，飛機的角速度和角加速度符合右手法則；

用于建立導彈坐標系：原點位于導彈尖點，x軸沿彈身軸線，向后為正；y軸在導彈對稱面內，向上為正；z軸與x、y軸遵守右手定則；

導彈分布載荷計算模型建立模塊，用于將導彈整個結構沿x軸方向分成s個計算截面，包括各對接面、主要受力面,分布到各截面的質量分別記為m_i,i＝1,2,3,...,s，對應的軸向坐標為x_i,i＝1,2,3,...,s；

原始參數(shù)數(shù)值計算模塊，用于計算得到，相對機身坐標系，全機重心位置為x₀,y₀,z₀；相對機身坐標系，彈頭定位尺寸為x_i0,y_i0,z_i0；相對全機坐標系，全機飛行過載為nx,ny,nz；相對全機坐標系，繞全機的角速度為w_x,w_y,w_z；相對全機坐標系，繞全機的角加速度為w_xd,w_yd,w_zd；導彈安裝角度θ；

導彈各截面位置確定模塊，用于確定在機身坐標系內，導彈第i截面位置為

x_ii＝x_i0+x_i*cos(-θ)，

y_ii＝y(tǒng)_i0+x_i*sin(-θ)，

z_ii＝z_i0；

導彈各截面附加過載確定模塊，用于確定相對全機坐標系，導彈第i截面在全機坐標系下附加過載為

Δn_xi＝(-(y_ii-y₀)*w_zd+(x_ii-x₀)*w_z²-(z_ii-z₀)*w_yd+(x_ii-x₀)*w_y²)/g₀，

Δn_yi＝(-(x_ii-x₀)*w_zd-(y_ii-y₀)*w_z²+(z_ii-z₀)*w_xd-(y_ii-y₀)*w_x²)/g₀，

Δn_zi＝((x_ii-x₀)*w_yd+(z_ii-z₀)*w_y²+(y_ii-y₀)*w_x²+(z_ii-z₀)*w_x²)/g₀，

其中，g₀為重力加速度；

導彈各截面在全機坐標系下的過載確定模塊，用于確定相對全機坐標系，導彈上第i截面過載值(nx_i',ny_i',nz_i')為：

nx_i'＝nx+Δn_xi，

ny_i'＝ny+Δn_yi，

nz_i'＝nz+Δn_zi；

導彈各截面在導彈坐標系下的過載確定模塊，用于確定相對導彈坐標系，導彈第i截面的過載為

nx_i＝-(nx_i'×cos(-θ)-ny_i'×sin(-θ))，

ny_i＝nx_i'×sin(-θ)+ny_i'×cos(-θ)，

nz_i＝-nz_i'；

導彈與懸掛裝置間支反力的作用位置確定模塊，用于確定x_x為在導彈坐標系下導彈x向支反力點的坐標,x_yj,x_zj為在導彈坐標系下導彈y向和z向第j個承受支反力點的坐標；

導彈各截面載荷確定模塊，用于確定由靜力平衡原理求出導彈與懸掛裝置間的作用力R_y1,R_y2,R_z1,R_z2,R_x，再由導彈內力確定方法確定導彈XY平面內剪力為

n＝1,2,3,...,s，

導彈XZ平面內剪力為

n＝1,2,3,...,s，

導彈軸力為

n＝1,2,3,...,s，

導彈XY平面內彎矩為

n＝2,3,...,s，

導彈XZ平面內彎矩為

n＝2,3,...,s，

其中，M_y1＝M_z1＝0，X_i,Y_i,Z_i為在導彈坐標系下導彈第i截面x向、y向和z向氣動力，R_x為在導彈坐標系下導彈x向支反力，R_yj,R_zj為在導彈坐標系下導彈y向和z向第j個支反力，Δ(x_n-x_x),Δ(x_n-x_yj)，Δ(x_n-x_zj)為單位階躍函數(shù)，當x_n≥x_yj時，Δ(x_n-x_yj)＝1，當x_n≥x_zj時，Δ(x_n-x_zj)＝1，當x_n≥x_x時，Δ(x_n-x_x)＝1，當x_n＜x_yj時，Δ(x_n-x_yj)＝0，當x_n＜x_zj時，Δ(x_n-x_zj)＝0，當x_n＜x_x時，Δ(x_n-x_x)＝0。