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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，将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，针对火箭靶弹零升阻力系数计算模型不确定性问题，利用火箭靶弹A飞行试验GPS遥测数据对其零升阻力系数进行了参数辨识，基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，由于综合考虑了飞行攻角产生的诱导阻力贡献．采用修正后的零升阻力系数．弹道理论预估精度大大提高．满足工程要求