MATLAB零维内弹道
导弹拦截制导的建模与仿真matlab-概述说明以及解释
导弹拦截制导的建模与仿真matlab-概述说明以及解释1.引言1.1 概述导弹拦截制导技术作为现代军事领域中的重要一环，对于保障国家安全和维护世界和平具有重要意义。
随着科技的不断发展和武器系统的日益进步，导弹拦截制导技术也不断得到改进和完善。
本文旨在通过使用MATLAB进行建模与仿真，对导弹拦截制导系统进行研究。
通过建模与仿真，可以模拟真实环境中导弹与目标之间的相互作用，以及制导系统的性能表现。
这种方法可以更好地理解导弹拦截制导的原理和机制，为相关研究提供有效的工具和方法。
本文的结构如下：首先，我们将概述导弹拦截制导技术的基本原理和应用领域。
其次，我们将介绍导弹拦截制导的建模方法，包括数学建模和计算机仿真技术。
然后，我们将总结现有的研究成果，并展望未来导弹拦截制导技术的发展方向。
我们相信，通过对导弹拦截制导系统的建模与仿真研究，可以更好地提高导弹拦截效果，保护国家安全。
通过本文的阐述，我们希望读者能够对导弹拦截制导技术有一个全面的了解，并了解到利用MATLAB进行建模与仿真的重要性。
同时，我们也希望通过本文的研究成果，能够为相关领域的科研人员提供一定的参考和借鉴。
最终，我们期待本文的研究成果能够推动导弹拦截制导技术的进一步发展，为维护世界和平做出更大的贡献。
文章结构部分是用来介绍整篇文章的框架和组织方式，可以包括章节标题及其内容简介。
对于本篇文章的结构，可以编写如下内容：1.2 文章结构本文的结构按照以下几个部分来组织和呈现：第一部分为引言。
在引言部分，首先对导弹拦截制导的背景和重要性进行简要说明，然后介绍文章的研究目的，即针对导弹拦截制导问题进行建模与仿真。
最后，概述了本文的整体结构和各个部分的内容安排。
第二部分是正文部分。
在正文部分，首先对导弹拦截制导的概述进行详细介绍，包括导弹拦截制导的基本原理、目标追踪与识别方法以及导弹拦截制导中常用的技术和算法等。
接着，介绍了导弹拦截制导的建模方法，具体包括建立导弹、目标和拦截器的数学模型，以及制导控制算法的设计和仿真等。
基于MATLAB的鱼雷水下弹道仿真_李文哲
基金项目:总装基金资助项目(51414010405)收稿日期:2007-08-30 修回日期:2007-09-06第25卷 第12期计 算 机 仿 真2008年12月文章编号:1006-9348(2008)12-0035-03基于MATLAB 的鱼雷水下弹道仿真李文哲1,2,张宇文1,范 辉1,张 博1(1.西北工业大学航海学院,陕西西安710072;2.海军大连舰艇学院反潜教研室,辽宁大连116018)摘要:鱼雷是一种水下自主航行的运动体,其运动控制系统复杂,仿真建模难度大,为解决某型鱼雷水下弹道仿真问题,首先根据鱼雷在水下运动特点,建立了鱼雷在水中运动的动力学和运动学模型,并进一步针对某型鱼雷的典型弹道设计了控制方程,应用M atlab 软件对该鱼雷的水下弹道进行了仿真,绘制了仿真曲线,仿真结果证明该种仿真方法较好的仿真了鱼雷入水下潜、寻深、蛇行搜索及捕获目标后的追踪过程,较真实的反映了鱼雷在水中运动的情况。
通过仿真证明采用M ATLAB 软件进行弹道仿真具有编程工作量小,程序运行速度快、鲁棒性好等优点。
关键词:鱼雷水下弹道;控制系统设计;弹道仿真中图分类号:TN911 文献标识码:BTorpedo Under water T rajectory Simulation Based onM ATLABLIW en-zhe 1,2,Z HANG Yu-w en 1,F AN Hu i 1,Z HANG Bo1(1.Co ll ege ofM a ri ne Eng i nee ri ng ,N o rt hwestern Po l y technical U niversit y,X i p an Shanx i 710072,China ;2.A nti-subma ri ne T each i ng and R esearch O ffice ,D a lian N ava lA cademy ,D a lian L i aoning 116018,Ch i na)AB STRACT :T orpedo is an autonomous underwa ter vehic l e .Itsm o ti on control syste m is co m pli cated and its si m ula -ti on m odeli ng i s d iffi cult .To so lve t he prob le m o f torpedo underwa ter tra jectory s i m u l ation ,accordi ng to torpedo p s un -der w ater movem ent cha racte ristic ,t he pape r construc ts a m athe m atica lm ode l o f the t o rpedo dyna m i cs and k i ne m aticsfirstl y ,then designs a contro l syste m accord i ng to so m e to rpedo p s c l assi c tra jectory ,and si m u l a tes its underwa ter tra-j ec t o ry by usi ng M atlab so ft wa re ,gets si m u l a ti on results ,draw s si m u lati on curve ,and the resu lts proved that this si m -u l a tion m ethod can si m u l a te torpedo p s dive ,dept h search ,snake search and t he pursu it process ,refl ects torpedo p s ac -t ua lm ove m ent i n the w ate r .It a lso proved tha t th i s m ethod has t he advantages such as less progra mm ing w ork l oad ,fast procedure and robust ness etc .K EY W ORDS :T orpedo under w ater trajectory ;Contro l syste m desi gn ;T ra j ec t o ry si m u l a ti on1 引言鱼雷水下弹道主要包括下潜段、搜索段、跟踪段及丢失目标后的再搜索段,鱼雷的水下弹道设计是否合理对鱼雷对目标的毁伤概率有很大的影响。
内弹道方程组及其求解
１０.５ 装填条件的变化对内弹道性能 的影响及最大压力和初速的修正公式
• ２.装药量变化对内弹道性能的影响 • 装药量的变化是经常遇到的，例如，每批火药出厂时，为满足武器膛
压和初速的要求，总是采取选配装药量的方法，以达到所要求的初速 或膛压的指标，因此，掌握装药量的变化对各弹道性能的影响是有很 大实际意义的。 • 从理论上分析，装药量的增加实际就是火药气体总能量的增加，因此 ，在其他条件不变的情况下，将使最大压力增加，初速也增加。但是 由于装药量的变化对最大压力的影响比对初速的影响大，所以随着装 药量的增加，最大压力的增加比初速的增加要快。表１０－５列出了 ８５ｍｍ高炮的试验结果。
• １０.１ 火炮射击过程的不同时期 • １０.２ 内弹道方程组 • １０.３ 计算例题 • １０.４ 内弹道方程组的解析解法 • １０.５ 装填条件的变化对内弹道性能的影响
及最过程的不同时期
• １０.１.１ 前期
• 当药室压力低于挤进压力时，弹丸在膛内不发生运动。在实际情况下 ，由于气体压力的作用，弹丸的挤进应是一个渐进的过程，这个时期 的弹道过程称为起始内弹道，其研究也是弹道学的一个分支。图１０ －１给出了这一时期气体压力的变化规律。图中，前期时刻记作ｔ０ ，射击启动压力（挤进压力）记作ｐ０，相应的火药燃烧参数分别记 作Ｉｋ０、ｚ０和ψ０。
免的。弹丸质量的变化同样也会影响到各弹道诸元的变化。很明显， 弹丸质量的增加就表示弹丸的惯性增加，其结果必然使最大压力增加 和初速减小。在其他条件不变时，计算７６ｍｍ加农炮弹丸质量变化 对各弹道诸元的影响，见表１０－８。
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１０.１ 火炮射击过程的不同时期
• 在某一特定时刻ｔｋ，火药燃烧结束。相应的火药燃烧参数在该时刻 用下标ｋ来标记，分别记为：ｔｋ、ｐｋ、Ｉｋ、ｚｋ、ψｋ＝１、ｖｋ 和ｌｋ。
论业余模型火箭发动机设计方法5.31(1)
CH4
2.91E-07
2.77E-07
4.03E-07
CO
1.91E-01
1.85E-01
1.62E-01
CO2
1.54E-01
1.57E-01
1.75E-01
H
4.34E-06
2.38E-06
燃料名称 氧化剂 粘结剂
理论最大比冲
KNSU KNO3
蔗糖
137
KNSB KNO3 山梨醇
164
KNDX KNO3 葡萄糖
160
燃速数据如下
表2
图3
对于上述的燃料，可通过 Cprepop 软件进行相关参数的求解，下图为 Cprepop 软件界面
4
中青为科技小组
论业余模型火箭发动机设计方法
图4
下面以 KNSU 为例，在软件界面中输入相应的配比，这里硝酸钾对蔗糖之比为取 13:7。 可以计算化学平衡流与化学冻结流下的燃料产物组分与相关参数，如燃烧温度 Tf ，燃
固体火箭发动机的特点是通过消耗自身携带的燃料，向后排出高速运动的工质推动 载荷进行运动。一般而言，模型火箭要求其发动机制造价格低廉，结构简单，可快速重 新装填入模型火箭中进行发射作业。故现对一般的固体火箭发动机结构给予适当简化。 模型火箭发动机典型工作时间通常在 1.0s 左右，所以对于火箭发动机内壁的热防护可以 基本不必考虑，隔热层并没有安装的必要。对于市面上大多数模型固体火箭发动机而言， 通常都采用简单的圆孔尾喷管代替一般固体火箭发动机的拉法尔喷管；采用简单的深/ 浅内孔燃烧的管状装药以方便批量生产。可以说，模型火箭牺牲了一部分性能满足了上 述的价格低廉，结构简单的特点。图 1 所示为一般模型火箭发动机结构：
2 模型固体火箭发动机一般设计流程
内弹道 龙格库塔 计算 matlab
内弹道是指射程较短的导弹或火箭弹在飞行过程中受到大气阻力和重力等作用的飞行轨迹。
内弹道理论研究的是导弹或火箭弹在发射后到离开大气层再进入大气层末时的飞行过程。
内弹道包括导弹或火箭弹在发射后的加速、稳定、制导、飞行以及飞行过程中的动力学性能仿真等诸多内容。
内弹道有着复杂的飞行特性和动力学方程，在实际工程中需要进行准确的计算和仿真。
内弹道的计算中，龙格库塔（Runge-Kutta）法是一种常用的数值积分方法，在求解微分方程等领域有着广泛的应用。
龙格库塔法是由数学家奥特翁格（C. W. Runge）和马丁庫塔（M. W. J. Kutta）于1900年提出的，用于求解常微分方程初值问题，其优点是精度较高，适用范围广。
在内弹道计算中，可以利用龙格库塔法对导弹或火箭弹的飞行轨迹进行数值模拟和计算，得到较为准确的飞行轨迹数据。
在实际工程中，为了方便进行内弹道的计算，可以使用Matlab等数学建模和仿真软件。
Matlab是一种常用的科学计算软件，具有强大的数值计算和仿真功能，可以用于内弹道计算中的龙格库塔法数值模拟。
在Matlab中，可以编写相应的程序，利用龙格库塔法对导弹或火箭弹的飞行过程进行仿真和计算，得到准确的飞行轨迹和动力学性能数据。
内弹道计算是导弹或火箭弹研究设计中的重要内容，龙格库塔法是一种常用的数值积分方法，Matlab是一种常用的科学计算软件，它们的应用能够有效地进行内弹道的计算和仿真，为导弹或火箭弹的研制提供重要的技术支持。
随着技术的不断发展，内弹道计算已经成为导弹或火箭弹研究设计中不可或缺的一部分。
在内弹道计算中，龙格库塔法是一种常用的数值积分方法，可以对导弹或火箭弹的飞行轨迹进行数值模拟和计算，提供准确的飞行轨迹数据。
而Matlab作为一种强大的科学计算软件，对于内弹道的计算和仿真也有着重要的应用价值。
在实际工程中，使用Matlab编写程序，利用龙格库塔法对导弹或火箭弹的飞行轨迹进行数值模拟和计算，将为导弹或火箭弹的研制提供重要的技术支持。
基于遗传算法的零维内弹道模型最大膛压的计算
５ ）内 弹道学 基 本方程 （ ＋ｚ）＝ 一０ 脚
在此方程组中 ， 一共出现六个参量 ， 任意选定某个 变量作为 自变量 ， 则其余五个变量都可以表示为它 的 函数 ， 一般取时间 ｔ 为 自变量 ， 作 微量时间段 为 自 变量变化步长 ， 从而用龙格 一 库塔法描绘 出其它变量 随时 问变 化 的曲线 。
群的优劣 ； 复制可以使优异解得以保留， 交换可行解的
１ ）形状 函数
部分变元 ， 或采取突变手段使部分变元置换 ， 可以产生 新的可行解 ， 这很类 似于模 拟退火 技术 中加大系统内
能 的方式 。 利用 这种复制 、 交换 、 突变等操作 ， 不断执
收稿 日期 ：０ ６ １１ ２０ ４ — ） ４
１５ １ 复制 ．．
复制是遗传算法 的基本算子 ， 当前群体实施复 对
图 １ 遗传算 法的基本流程图
制操作的 目的是使适应度高的优 良个体尽 可能地在下 代新群体 中得 以繁殖 ， 现 “ 体 适者 生存” 自然原 的 则， 同时还要使新一代群体 中的个体数量 与原来群体
一
１１ 遗传算 法 的编码 ． 编码是 应用 遗传 算 法 首 先 要 解 决 的 问题 ， 主 要 它
引 言
零 维模 型是 内 弹道学 中所采 用 的一 种最 经典 的模
Ｘ （ Ａ ＋ ） （ ＜１ ｚ １＋ ｚ ｚ ）
妒 ＝ ｘ
（ Ａ １＋
） （ ≤ｚ＜ ｋ １ ｚ） （≥ ） ｚ
型， 其中最大膛压点 和炮 口点 的参数 是主要 的求解对 象， 传统上内弹道零维模 型的计算机解法是采用龙格 库塔法求解微分方程组 ， 采用某种优选方法 （ 如爬山 法或黄金分割法 ） 精确找到最大膛 压点。但是对某些
MATLAB在弹道仿真中的应用
ＫＥ ＹＷＯＲ Ｓ：ｒｊ ｔｒ；Ｓｍ ｌｉｎ ｌ ｉｇ Ｄｓ ｎｅ ｎ ｒ ｓ ｇ Ｄ Ｔａｅ ｏｙ ｉｕａ ｏ ；Ｓｉｎ ；言
在 导 弹 的设 计 、 型 、 验 中 ， 如 最 优 飞 行 程 序 、 优 定 实 诸 最 弹 道 设 计 、 宽稳 定性 或 静 不 稳 定 性 设 计 、 引 和 控 制 规 律 放 导
ｂ ｔｏ ｒ ｍ ｈ ｉ ｎ ｅａ ｔｏ ｉ ｅ ｅ ｒ ｈ ｄ ｉ ｄ ｔｉ． Ｍ ｏ ｅ ｖ ｒ ｔ ｅ ｆｅ ｔｖ ｎｅ ｓ，ａ ｖ ｎａｇ ｓ ａ ｄ ｄｉａ ａ ａ ｅ ｆ ｕ ｉｎ ｆｏ ｔ ｅｒ ｉｔ ｒｃｉ ｎ ｓ ｒ ｓ ａ ｃ ｅ ｎ ｅａｌ ｒ ｏ ｅ ， ｈ ｅｆｃｉｅ ｓ ｄ ａ ｔ ｅ ｎ ｓ ｄｖ ｎｔｇ ｓ ｏ ｔ ｓ ｉ ｌｔｏ ｔ ｏ ｓ ａｅ ｄｉｃ ｓ ｅ ｈｅ ｅ ｓｍｕ ａｉｎ ｍｅｈ ｄ ｒ ｓ ｕ ｓ ｄ． Ｓｍｕｌｔｏ ｅ ｕｔ ｅｐｒｓ ｎｅ ｎｄ ｒｔ ｅ ｃ ｒａｉ ｏ ｄ ｔ ｎ ｏ ｖ ｒｆ ｈ ｄ ｉ ａｉｎ ｒｓ ｌｓａ ｅ ｅ ｔｄ ｕ ｅ ｈ ｅｔ ｎ ｃ ｎ ｉｉ ｓ ｔ ｅ ｙｔ ｅ ａ — ｒ ｏ ｉ ｖ ｎｔｇ ｓ ｏ ｈ ｔ ｄ． ａ ａ ｅ ｆｔ ｅ ｍｅｈｏ
ｐｏ ｌｍ ｉｃ ｓｅ ｎ ｔｉ ａｅ ．Ａｉ ｎ ｔｔｉ ｒｂｅ ｒｂｅ ｄｓｕ ｓｄ ｉ ｈｓｐ ｐ ｒ ｍｉｇ ａ ｈｓｐｏ ｌｍ，ｔｅｃ ａａ ｔｒｓ ｃ ｆｔ ｊ ｔｒ ｉ ｌｔ ｎａｅｆ ｓｌ ｎ — ｈ ｈ ｒｃｅ ｔ ｓｏ ｒ ｅ ｏｙ ｓ ａｉ ｒ ｒｔ ａ ａ ｉ ｉ ａｃ ｍｕ ｏ ｉ ｙ ｌｚｄ ｙｅ ．Ａｎ ｔ ｈ ａｅｏ ｌ ｉｇ ａ ｄ ｄｓａ ｃ ｄｗｉ ｔｅｃｓ ｆｓｉ ｎ ｎ ｉｔｎ ｅ—ｉｃｅｓｎ ｒ ｊ ｔｒ ，ｔｅｍｅｈ ｄｆｒｔｅ ｄ ｓｇ ｎ ｉ ｌ ｋ ｏ ｈ ｄ ｎ ｒａ ｉｇ ｔ ｅ ｏｙ ｈ ｔｏ ｈ ｅｉｎ ａ ｄ ｓｍｕｉ ｆ ａｃ ｏ ｎ
炮膛内底排装置燃烧特性计算分析
ｏ ｓ ｃ ｄ Ｕｎｉ ｎ ｔ ｅ Ｇａｎ Ｂｏ ｅ ｆ ａ Ｂａ ｅ ＢＩ ｅ ｔｉ ｈ ｒ
ＺＨＡＮＧ Ｌｉｇ ｋ ｎ — ｅ，ＹＵ ｎ — ａ ｇ，ＬＵ ｎ，ＬＩＺ —ｅ ｇ Ｙｏ ｇ ｇ ｎ Ｘｉ ｈｉｆ ｎ
（ ．Ｓ ｈ ｏ ｆＥ ｅｇ ｎ ｏ ｅ ｎ ｉｅ ｒｎ ，Ｎａ ｊ ｇ Ｕ ｉｅｓ ｙｏ ｃｅ ｃ ｎ ｅｈ ｏｏｙ，Ｎａｊｎ １ ０ ４，Ｊａ ｇｕ，Ｃ ｉａ １ ｃ ｏ ｌｏ ｎ ｒｙ ａ ｄＰ ｗ ｒＥ ｇｎ ｅｉｇ ｎｉ ｎｖ ｒｉ ｆ ｉｎ ｅａ ｄＴ ｃ ｎ ｌｇ ｎ ｔ Ｓ ｎｉｇ２ ０ ９ ｉｎ ｓ ｈｎ ； ２ Ｌ ｌａｙＲｅ ｒｓｎａｉｅ Ｏｆ ｅ ｉ ７ ４ Ｆ ｃｏｙ Ｓ ｅ ｙ ｎ ０ ４ Ｌ ａｎｎ ，Ｃ ｉａ ．Ｐ Ａ Ｍｉｔｒ ｐｅｅ ｔｔ ｆｃ ｎ ２ ａ ｔｒ ， ｈ ｎ ａ ｇ１ ０ ５， ｉｏ ｉｇ ｈｎ ） ｉ ｖ ｉ １
ｃ ｌ ｔａ ｉｎ ａｅｌ ｔ 】 ｎ 收 稿 日期 ： ０ ０一 ９一Ｏ ２１ Ｏ ２ 基 金 项 目 ： 京 理 工 大 学 自主 科 研专 项 计 划 项 目（ ０ ０ Ｊ Ｙ ２ ） 南 ２ １ Ｇ Ｐ ０ ３
内弹道两相流三维并行数值模拟
内弹道两相流三维并行数值模拟程诚;张小兵【摘要】为解决火炮内弹道两相流三维数值模拟的计算工作量大及仿真精度低问题,基于任意拉格朗日-欧拉方法建立火炮内弹道三维两相流模型,采用MPI方法进行了分区并行计算.三维控制方程采用高阶MUSCL格式进行空间离散,时间方向采用4阶龙格-库塔法进行求解.三维数值模拟结果揭示了火炮内弹道两相流动过程的三维发展特性,计算得到的内弹道特征参数与文献[20]结果符合较好.分析了不同点火管长度及管径对于内弹道性能的影响,为后续开展多维点火性能的优化研究提供了理论基础.并行数值实验表明,采用24个进程的内弹道三维计算,并行效率可提高50％左右.【期刊名称】《兵工学报》【年(卷),期】2019(040)004【总页数】8页(P769-776)【关键词】内弹道;两相流;三维数值模拟;并行计算【作者】程诚;张小兵【作者单位】南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京210094;南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】TJ012.1+10 引言随着信息化弹药和新概念发射技术的飞速发展，对于内弹道发射性能、可靠性和安全性水平提出了更高要求，传统数值模拟手段已不能完全满足人们对于深入分析内弹道性能的迫切需求，因此更加贴切实际、结果更为准确的内弹道两相流数值模拟已经成为内弹道领域的重要发展方向之一。
内弹道两相流数值模拟作为火炮装药设计、发射安全性等研究的重要手段，已经形成了从一维、二维到三维的理论模型体系[1-2]。
在内弹道两相流数值模拟的实际应用中，受制于计算成本及两相流编码复杂性等问题，近年来仍主要以一维和部分二维计算为主，将膛内的装药结构简化为轴对称或准轴对称模型，如：Nussbaum等[3]研究了一维和二维点火模型对内弹道性能的影响，Miura等[4]利用二维轴对称内弹道模型研究了不同底火结构对内弹道性能的影响，Georgi等[5]用二维内弹道研究点火区域，点火完成后采用一维内弹道代码进行计算，以提高计算效率,Woodley等 [6]采二维内弹道模型研究了烟火药剂的点火与燃烧特性。
【计算机仿真】_内弹道_期刊发文热词逐年推荐_20140723
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双脉冲火箭发动机设计文献综述
---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 双脉冲火箭发动机设计+文献综述摘要20世纪50年代，固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭。
20世纪60年代起，国外在可控推力固体火箭发动机的理论和实验研究方面作了大量的工作，探索出了很多技术途径和设计方案。
固体火箭发动机具有使用安全性好、可靠性高、储存性能好、密度比冲高及勤务处理方便等优点，使其在战略、战术导弹武器领域内成为主要的动力装臵。
脉冲固体火箭发动机是兴起于20世纪末期的新型固体火箭发动机，它的出现为推进系统的发展开辟了新的发展方向，在航天和军事领域都有着潜在的应用价值。
本论文主要研究双脉冲火箭发动机总体结构、装药结构设计、燃烧室设计、喷管设计、点火装臵设计以及内弹道计算。
通过对双脉冲固体火箭发动机的设计了解了双脉冲固体火箭发动机的结构以及关键技术，为研制高性能固体火箭发动机奠定坚实的基础。
60131 / 16关键词脉冲固体火箭发动机动力装臵总体结构装药结构毕业设计说明书（论文）外文摘要TitleDouble Pulse Solid Rocket Motor DesignAbstractIn the 1950's, the solid rocket breakthrough a lot in the technical field , and the solid rocket motor are widely used in ballistic missiles and launch vehicles. In the 1960's, the foreign countries made a great mass of works in theoretical and experimental studies of controllable thrust solid rocket motor to explore a lot of technical approaches and designs. Solid rocket motor with the advantage of security, reliability, and storage performance density than the ascribed and service processing advantages of convenience, it become a major power plant in the strategic field of tactical missiles weapons. Pulse solid rocket motor is a new type of solid rocket motor which risen in the late 20th century, its---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------propulsion system development has opened a new direction of development, have potential applications in the aerospace and military fields. This paper mainly studies the dual-pulse rocket engine general structure, propellant structure design, the combustion chamber design, nozzle design, the ignition system design and interior ballistic calculation. The purpose of designing dual-pulse solid rocket motor is to understand the structure and key technology of dual-pulse solid rocket motor, and lay a solid foundation for the development of high-performance solid rocket motor.4．7燃烧室的强度校核255发动机喷管设计265．1喷管的型面设计265．2喷管壁厚273 / 165．3喷管的热防护276点火装臵的设计296．1点火药的选择296．2点火药量的计算296．3点火药盒设计307内弹道的计算317．1内弹道计算的基本方程31 7．2四阶龙格-库塔法介绍31 7．3计算步骤327．4曲线绘制33结论35---------------------------------------------------------------范文最新推荐------------------------------------------------------ 致谢36参考文献371绪论1．1课题的研究背景20世纪50年代，固体火箭在技术上取得突破，并广泛应用于弹道导弹和运载火箭。
固体火箭发动机零维两相内弹道研究
固体火箭发动机零维两相内弹道研究陈军【摘要】为方便应用两相内弹道流动模型对火箭发动机进行性能预示以及提高性能预示精度,利用火箭喷管内的两相流动性能计算公式,建立了零维两相内弹道模型,包括零维两相内弹道微分方程和平衡压强公式,给出了模型中涉及到的两相特性参数的计算方法.相比于一维两相内弹道模型,该零维内弹道模型简单且满足必要的精度,适于工程应用的快速估算.利用该模型对某远程火箭发动机进行了内弹道计算与分析,计算结果与实验数据吻合良好,表明该两相内弹道模型可以有效地降低纯气相模型引起的理论与实际之间的模型偏差,有利于快速计算固体推进剂火箭发动机的两相内弹道参数以及提高预示精度.%To predict internal ballistic properties with two-phase flow for convenience and to improve prediction precision of internal ballistics in solid rocket motor(SRM),a model of zero-dimensional two-phase internal ballistics was built.The model includes internal ballistic differential equation and corresponding equilibrium pressure formula,and the computational methods of twophase property parameters in the model were pared with one-dimensional twophase internal ballistic model,the model is very simple and more suitable to quick computation in project applications,and more accurate.Based on the model,an internal ballistic computation and analysis for a long-range solid rocket engine were carried out.The computed results accord well with experimental data.The zero-dimensional two-phase internal ballistic model can availably reduce theoretical error caused by single-gas-phase model.By the model,two-phase internal ballisticproperties can be quickly computed,and the prediction precision of internal ballistics in SRM can be improved.【期刊名称】《弹道学报》【年(卷),期】2013(025)002【总页数】5页(P39-43)【关键词】内弹道;两相流;固体火箭发动机;固体推进剂【作者】陈军【作者单位】南京理工大学机械工程学院,南京210094【正文语种】中文【中图分类】V435随着高能推进剂在火箭发动机中的普遍应用，两相流动对发动机性能的影响越来越受到重视。
埋头弹火炮身管传热特性数值研究
第４２卷第４期２０２１年１２月火炮发射与控制学报ＪＯＵＲＮＡＬＯＦＧＵＮＬＡＵＮＣＨ＆ＣＯＮＴＲＯＬＶｏｌ ４２Ｎｏ ４Ｄｅｃ ２０２１ＤＯＩ：１０．１９３２３／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７３ ６５２４．２０２１．０４．００８埋头弹火炮身管传热特性数值研究陈玉璐，陆欣（南京理工大学能源与动力工程学院，江苏南京 ２１００９４）摘 要：为研究埋头弹火炮发射过程中管壁传热规律，建立了零维内弹道模型，采用四阶龙格－库塔法进行求解，再分别根据拉格朗日假设和拟合公式求解出内弹道时期和后效期的火药燃气温度。
采用马蒙托夫假定和经验公式求解得到内、外壁对流换热系数，并以此为边界条件利用有限差分法求解身管一维传热模型，分析了单发与连发射击状态下火炮身管温度场分布情况。
结果表明：埋头弹火炮内弹道时间稍长，膛内温度可达２８００Ｋ；单发时热量径向传播约３ｍｍ，连发时身管内壁温度作脉冲变化，外壁温度在第５发后开始升高。
计算结果对身管热分析和确保发射过程中的热安全性具有参考意义。
关键词：埋头弹；内弹道；火炮身管；传热；连续射击中图分类号：ＴＪ０１２ 文献标志码：Ａ 文章编号：１６７３６５２４（２０２１）０４００３９０７收稿日期：２０２０１２１８作者简介：陈玉璐（—），女，硕士研究生，主要从事内弹道多相流、传热传质技术研究。
ＮｕｍｅｒｉｃａｌＳｔｕｄｙｏｎＨｅａｔＴｒａｎｓｆｅｒＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａＣａｓｅｄＴｅｌｅｓｃｏｐｅｄＡｍｍｕｎｉｔｉｏｎＧｕｎＢａｒｒｅｌＣＨＥＮＹｕｌｕ，ＬＵＸｉｎ（ＳｃｈｏｏｌｏｆＥｎｅｒｇｙａｎｄＰｏｗｅｒＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｎａｎｊｉｎｇ２１００９４，Ｊｉａｎｇｓｕ，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｓｔｕｄｙｔｈｅｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｌａｗｏｆａｃａｓｅｄｔｅｌｅｓｃｏｐｅｄａｍｍｕｎｉｔｉｏｎ（ＣＴＡ）ｇｕｎｂａｒｒｅｌｄｕｒｉｎｇｔｈｅｌａｕｎｃｈｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓ，ａｚｅｒｏ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｉｎｔｅｒｉｏｒｂａｌｌｉｓｔｉｃｍｏｄｅｌｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｔｈｅｆｏｕｒｔｈ ｏｒｄｅｒＲｕｎｇｅ Ｋｕｔｔａｍｅｔｈｏｄｗａｓｕｓｅｄｔｏｃａｌｃｕｌａｔｅｔｈｅｅｑｕａｔｉｏｎｓ．Ｔｈｅｎｉｎｔｈｅｉｎｔｅｒｉｏｒｂａｌｌｉｓｔｉｃｓｐｅｒｉｏｄ，ｔｈｅｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｆｇｕｎｐｏｗｄｅｒｇａｓｗａｓｓｏｌｖｅｄａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅＬａｇｒａｎｇｉａｎｈｙｐｏｔｈｅｓｉｓ，ａｎｄｉｎｔｈｅａｆｔｅｒ ｅｆｆｅｃｔｐｅｒｉｏｄ，ｉｔｗａｓｓｏｌｖｅｄｂｙａｆｉｔｔｉｎｇｆｏｒｍｕｌａ．ＴｈｅｃｏｎｖｅｃｔｉｏｎｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｓｏｎｔｈｅｉｎｎｅｒａｎｄｏｕｔｅｒｗａｌｌｓｗｅｒｅｏｂｔａｉｎｅｄｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅＭａｍｏｎｔｏｖａｓｓｕｍｐｔｉｏｎａｎｄａｎｅｍｐｉｒｉｃａｌｆｏｒｍｕｌａ．Ｕｓｉｎｇｔｈｅａｂｏｖｅａｓｔｈｅｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ，ｔｈｅｏｎｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｂａｒｒｅｌｗａｓｓｏｌｖｅｄｂｙｔｈｅｆｉｎｉｔｅｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ ｆｉｅｌｄｏｆｔｈｅｇｕｎｂａｒｒｅｌｉｎｓｉｎｇｌｅａｎｄｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｆｉｒｉｎｇｍｏｄｅｓｗａｓａｎａｌｙｚｅｄ．ＴｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｆｏｒａＣＴＡｇｕｎ，ｔｈｅｉｎｔｅｒｎａｌｂａｌｌｉｓｔｉｃｃｙｃｌｅｉｓｓｌｉｇｈｔｌｙｌｏｎ ｇｅｒ，ａｎｄｔｈｅｐｒｏｐｅｌｌａｎｔｇａｓｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｃａｎｒｅａｃｈ２８００Ｋ．Ｔｈｅｈｅａｔｓｐｒｅａｄｓａｂｏｕｔ３ｍｍｒａｄｉａｌｌｙｉｎｔｈｅｓｉｎｇｌｅｓｈｏｔｍｏｄｅ．Ｔｈｅｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｆｔｈｅｉｎｎｅｒｗａｌｌｄｉｓｐｌａｙｓｐｕｌｓａｔｉｎｇｃｈａｎｇｅｓｉｎｔｈｅｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｆｉｒｉｎｇｍｏｄｅ，ａｎｄｔｈｅｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｏｆｔｈｅｏｕｔｅｒｗａｌｌｂｅｇｉｎｓｔｏｉｎｃｒｅａｓｅａｆｔｅｒｔｈｅｆｉｆｔｈｓｈｏｔ．Ｔｈｅｃａｌｃｕｌａ ｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｃａｎｐｒｏｖｉｄｅｒｅｆｅｒｅｎｃｅｆｏｒｔｈｅｔｈｅｒｍａｌａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｂａｒｒｅｌａｎｄｉｎｓｕｒｅｔｈｅｒｍａｌｓａｆｅｔｙｄｕｒｉｎｇｔｈｅｌａｕｎｃｈｐｒｏｃｅｓｓ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｃａｓｅｄｔｅｌｅｓｃｏｐｅｄａｍｍｕｎｉｔｉｏｎ；ｉｎｔｅｒｉｏｒｂａｌｌｉｓｔｉｃｓ；ｇｕｎｂａｒｒｅｌ；ｈｅａｔｔｒａｎｓｆｅｒ；ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｆｉｒｉｎｇ 埋头弹是一种弹丸全部置于药筒内的特殊结构弹药，外形简单规则。
C#与MATLAB混合编程在内弹道设计中的应用
要： 为解 决 一 般 内 弹 道 软 件 功 能 单 一 、 人 机交互差 、 不 易 集 成 等 问题 ， 利用 ｃ ＃ 与 ＭＡ Ｔ Ｌ Ａ Ｂ混 合 编 程 技 术 ，
开 发 了 以 经 典 内弹 道 模 型 为 基 础 适 用 于 简 单形 状 火 药 、 多孑 Ｌ 火药 、 混 合 装 药 及 钝 感 火 药 的 内 弹 道 设 计 计 算 软 件， 可 以进 一 步开 发 集 成 以 改 进 型 内弹 道 模 型 和 两 相 流 内 弹 道 模 型 为 基 础 的 内弹 道 设 计 计 算 模 块 。 同 时 ， 此 混合编程技术可以在外弹道 、 身管 、 反 后 坐 装 置 等火 炮 设 计计 算 中 推 广 应 用 ， 具有很好 的通用性和扩展性。 关键词 ： ｃ ＃ ； ＭＡ Ｔ Ｌ Ａ Ｂ； 混合编程 ； 内弹道 ； 软 件 开发
ｓ ｏ ｆ ｔ ｗａ ｒ ｅ ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍｐｌ ｅ ｓ ｈａ ｐ ｅ ｏ ｆ ｐｏ ｗｄ ｅ ｒ ｓ，ｍｕｌ ｔ ｉ － ｐｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ａ ｔ ｅ ｄ ｐｒ ｏ ｐ ｅ ｌ ｌ ａ ｎ ｔ ｓ ，ｍ ｉ ｘ ｅ ｄ ｃ ｈ ａ ｒ ｇ ｅ ａ ｎ ｄ ｄ ｅ ｔ ｅ ｒ ｒ ｅ ｄ ｇ ｒ ａ ｉ ｎ ｂ ａ ｓ ｅｄ ｏ ｎ ｃ ｌ ａ ｓ ｓ ｉ ｃ ａ ｌ ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｉ ｏ ｒ ｂ ａ ｌ ｌ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ
某大口径火炮弹丸卡滞的内弹道计算与分析
某大口径火炮弹丸卡滞的内弹道计算与分析郭映华;朱文芳;魏建国;王育维;罗佳;张彤【摘要】针对某次膛炸事故,从经典内弹道和一维两相流内弹道两个方面建立了弹丸卡滞的内弹道数学模型,并进行了计算与分析.经典内弹道计算结果认为,在弹丸发生卡滞时刻,大部分发射药已燃烧,膛压曲线处于下降阶段,弹丸卡滞后,膛压虽有一定程度的上升,但膛压上升幅值并不大.一维两相流内弹道计算结果认为:弹丸卡滞时,膛底压力明显处于下降阶段,而弹底压力则在峰值附近,当弹丸突然停止运动后首先引起弹底压力骤升,上升幅值超过50％,压力波从弹尾向膛底传播引起膛底压力上升,压力波到膛底后反射,又向弹底传播,形成膛内压力的剧烈震荡,且压力波整体上呈振荡收敛趋势.【期刊名称】《火炮发射与控制学报》【年(卷),期】2017(038)003【总页数】5页(P58-62)【关键词】火炮;膛炸;内弹道;压力波【作者】郭映华;朱文芳;魏建国;王育维;罗佳;张彤【作者单位】西北机电工程研究所,陕西咸阳 712099;西北机电工程研究所,陕西咸阳 712099;西北机电工程研究所,陕西咸阳 712099;西北机电工程研究所,陕西咸阳712099;北方华安工业集团有限公司,黑龙江齐齐哈尔 161006;北方华安工业集团有限公司,黑龙江齐齐哈尔 161006【正文语种】中文【中图分类】TJ302某大口径火炮在某次射击试验中出现膛炸。
事故基本情况为：采用实弹射击，药温+50℃，射击时发生了膛炸，初速雷达曲线显示杂波，无弹丸飞行正常曲线，测得的平均膛底膛压为416.8 MPa，而正常发射的膛底压力为261 MPa，膛压上升幅值为59.6%。
火炮身管距炮尾约2 m处下方被炸出一个孔洞(向炮口方向延伸)，射后观察到火炮药室以及从膛线起始部到爆炸点之间的膛线完好，火炮开关闩正常。
根据孔洞附近身管膛线被压扁和外轮廓凸起变形等现象，初步推断爆炸前下弹体由于内部异常高压导致局部膨胀变形，进而引起膛线压扁和身管胀膛。
导弹姿态控制及其matlab源码
导弹姿态控制是导弹制导系统的重要组成部分，它涉及到导弹的飞行姿态、速度和位置等参数的精确控制。
在导弹制导系统中，导弹姿态控制通常通过惯性导航系统、雷达测距系统和激光测距系统等传感器获取导弹的姿态信息，然后通过控制系统对导弹的发动机进行控制，以实现导弹的姿态调整。
在Matlab中，可以使用Simulink工具箱进行导弹姿态控制的建模和仿真。
下面是一个简单的导弹姿态控制系统的Matlab源码示例：matlab% 导入Simulink库from Simulink.BlockDiagram import BlockDiagram% 创建导弹姿态控制系统模型bd = BlockDiagram()% 添加输入模块bd.add('Input', 'Input')% 添加姿态传感器模块bd.add('Inertial Navigation System', 'Inertial Navigation System')% 添加控制系统模块bd.add('Control System', 'Control System')% 添加发动机控制模块bd.add('Thrust Control', 'Thrust Control')% 添加输出模块bd.add('Output', 'Output')% 连接模块之间的信号线bd.connect('Input', 'Inertial Navigation System')bd.connect('Inertial Navigation System', 'Control System')bd.connect('Control System', 'Thrust Control')bd.connect('Thrust Control', 'Output')% 运行仿真并显示结果bd.run(100)bd.plot()上述代码创建了一个简单的导弹姿态控制系统模型，包括输入模块、姿态传感器模块、控制系统模块、发动机控制模块和输出模块。
多参数变化对埋头弹火炮内弹道性能的影响
多参数变化对埋头弹火炮内弹道性能的影响王加刚;余永刚;郭飞;周良梁【摘要】为了给埋头弹内弹道设计提供理论依据,研究了埋头弹装填参数变化对内弹道过程的影响.基于两次点火及火药程序燃烧控制技术,开展了35 mm埋头弹火炮内弹道性能试验,并建立埋头弹两次点火的内弹道理论模型,计算值与实测值吻合较好.在此基础上,分析了主装药装药量、弹丸质量、药室容积、火药力等参数变化对埋头弹火炮内弹道性能的影响,研究结果对指导埋头弹火炮内弹道设计有一定的参考价值.【期刊名称】《弹道学报》【年(卷),期】2015(027)002【总页数】5页(P69-73)【关键词】埋头弹;内弹道;二次点火;数值模拟【作者】王加刚;余永刚;郭飞;周良梁【作者单位】南京理工大学能源与动力工程学院,南京210094;中国兵器装备集团公司第497厂,重庆400071;南京理工大学能源与动力工程学院,南京210094;中国兵器装备集团公司第497厂,重庆400071;南京理工大学能源与动力工程学院,南京210094【正文语种】中文【中图分类】TJ012.1埋头弹火炮是一种具有旋转药室、炮塔结构紧凑，可有效提高现役战车威力的新型火炮。
而采用的埋头弹药，其弹丸镶嵌在圆柱形药筒内，大大缩短了整个弹药的长度，通过适当增加药筒的直径，增加了装药量，使弹药的整体性能提高，同时圆柱形的药筒结构简化了供弹机设计，节省了弹药的储存空间［1］。
埋头弹作为一种特殊结构的新型弹药，采用二次点火及火药程序燃烧新原理，与传统弹药相比，两者在结构和原理上都存在着明显差异。
因此，研究埋头弹火炮的内弹道特性具有重要意义。
国内外学者已开展了一系列研究，Kelly［1］报道了埋头弹药的新型密封技术进展；张浩等人［2－3］研究了埋头弹火炮密封结构与装药结构，从理论上分析了埋头弹丸的挤进过程；陆欣、李炜等人［4－6］建立了埋头弹火炮零维内弹道模型和一维两相流模型，并进行了数值模拟和优化设计；董彦诚等人［7］对小口径埋头弹火炮的内弹道及装药结构进行了分析。
基于FLUENT软件和内弹道模型双向耦合的超高射频火炮发射过程模拟
基于FLUENT软件和内弹道模型双向耦合的超高射频火炮发射过程模拟罗乔;张小兵【摘要】弹头阻力计算的准确性直接决定了超高射频火炮内弹道数值模拟的准确性.为了提高超高射频火炮内弹道过程数值模拟的准确性,利用二次开发工具UDF 将FLUENT软件和经典内弹道(CIB)模型双向耦合计算超高射频火炮弹前流场,得到了超高射频火炮发射过程中第2发弹丸的弹头阻力,分析了不同射击频率下弹头阻力的变化规律.结果表明:FLUENT-CIB模型双向耦合计算能够得到弹前身管内火药气体各个时刻的流场分布,提高了弹头阻力计算的准确性;弹头阻力在弹丸启动后很快由减小变成增大,增大到某个极大值后又逐渐减小,直到弹丸出炮口,这个变化规律在不同射击频率下普遍存在;射频降低,在弹丸运动前期弹头阻力增幅减小,在弹丸运动后期弹头阻力降幅也减小.【期刊名称】《兵工学报》【年(卷),期】2016(037)010【总页数】7页(P1949-1955)【关键词】兵器科学与技术;内弹道;超高射频火炮;数值模拟;FLUENT;双向耦合【作者】罗乔;张小兵【作者单位】南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京210094;南京理工大学能源与动力工程学院,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】TJ012.1超高射频火炮是一种采用全新发射技术的身管武器，如图1所示，其身管内多发弹药串联预装填，在电子点火系统的精确控制下能够以超过10 000发/min的射击频率依次发射。
在如此高的射击频率下，前一发弹丸离开炮口后，身管内火药气体还未排空，后一发弹丸就已经开始点火，等到膛内火药燃烧产生的气体作用在弹底的压力与弹丸头部气体阻力的差值超过弹丸启动压力后，后发弹丸才开始运动，并且后发弹丸在身管内的整个运动过程中都与弹前火药气体紧密耦合，相互影响。
因此在超高射频火炮内弹道过程数值模拟研究中，弹头阻力计算的准确性是特别重要的，直接决定了整个超高射频火炮内弹道数值模拟的准确性。
弹道仿真matlab程序
弹道仿真matlab程序英文回答：As a software engineer, I have experience in developing simulation programs using MATLAB. One of the applications that I have worked on is a ballistic trajectory simulation program. This program calculates the trajectory of a projectile based on its initial conditions and the forces acting on it.To begin with, the program takes input parameters such as the initial velocity, launch angle, and atmospheric conditions. These parameters are used to calculate the initial velocity components in the x and y directions. The program then uses numerical integration techniques, such as Euler's method or the Runge-Kutta method, to calculate the position and velocity of the projectile at each time step.During the simulation, the program takes into account various factors that affect the trajectory of theprojectile. These include the gravitational force, air resistance, and wind speed and direction. The program uses mathematical models to calculate the effect of these forces on the projectile's motion.For example, let's say we want to simulate thetrajectory of a cannonball. We input the initial conditions, such as the initial velocity of the cannonball and the launch angle. The program then calculates the initial velocity components in the x and y directions. As the simulation progresses, the program takes into account the gravitational force pulling the cannonball downwards andthe air resistance slowing it down. It also considers the effect of wind, if any, on the trajectory. The program continues to calculate the position and velocity of the cannonball at each time step until it reaches the ground.The output of the simulation program includes the trajectory of the projectile, which can be visualized using MATLAB's plotting capabilities. This allows us to analyze and study the behavior of the projectile under different conditions.中文回答：作为一名软件工程师，我有使用MATLAB开发仿真程序的经验。
MATLAB零维内弹道
实验三固体火箭发动机零维内弹道计算M文件：function dy=neidandao(t,y);dy=zeros(4,1);rou=y(1);p=y(2);Vc=y(3);e=y(4);d0=0.016;h0=0.08;D0=0.03;rougr=1750;k=1.17;R=300;Tp=3200;b=0.002411;n=0.315;At=pi*16*10^(-6);fai=0.95;ka=0.98;r=b*(p/1.013/10^5)^n;gama=(2/(k+1))^((k+1)/(2*(k-1)))*sqrt(k);c=sqrt(R*Tp)/gama;if e<=(D0-d0)/2Ab=pi*(d0+2*e)*h0;else Ab=0;enddy(1)=(1/Vc)*((rougr-rou)*Ab*r-(fai*p*At)/(c*sqrt(ka)));dy(2)=(1/Vc)*(rougr*Ab*r*k*R*ka*Tp-(fai*p*p*At*k)/(rou*c*sqrt(ka))-p*Ab*r); dy(3)=Ab*r;dy(4)=r;end主程序：>> [t,y]=ode45('neidandao',[0:0.00001:1.5],[1.29;101300;pi*0.008*0.008*0.08;0]); >> plot(t,y(:,2))P-t 曲线00.51 1.500.511.522.536初始段P-t 曲线00.0050.010.015024681012145燃烧终了段P-t 曲线实验总结这次实验是我们对所学课程即固体火箭发动机零维内弹道计算以及MATLAB 软件的一次练习。
通过这次实验，我了解了常微分方程组数值解法的一般过程，掌握了用MATLAB 软件的具体实现方法，得到了零维内弹道压强曲线，完成了实验的要求。
在MATLAB 中，实现常微分方程组数值解法的是ode 函数（在本实验中用的是ode45），它不需要用户自己编程，使用起来比较简单，总体来说这次实验也完成的比较顺利。
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实验三固体火箭发动机零维内弹道计算
M文件：
function dy=neidandao(t,y);
dy=zeros(4,1);
rou=y(1);
p=y(2);
Vc=y(3);
e=y(4);
d0=0.016;
h0=0.08;
D0=0.03;
rougr=1750;
k=1.17;
R=300;
Tp=3200;
b=0.002411;
n=0.315;
At=pi*16*10^(-6);
fai=0.95;
ka=0.98;
r=b*(p/1.013/10^5)^n;
gama=(2/(k+1))^((k+1)/(2*(k-1)))*sqrt(k);
c=sqrt(R*Tp)/gama;
if e<=(D0-d0)/2
Ab=pi*(d0+2*e)*h0;
else Ab=0;
end
dy(1)=(1/Vc)*((rougr-rou)*Ab*r-(fai*p*At)/(c*sqrt(ka)));
dy(2)=(1/Vc)*(rougr*Ab*r*k*R*ka*Tp-(fai*p*p*At*k)/(rou*c*sqrt(ka))-p*Ab*r); dy(3)=Ab*r;
dy(4)=r;
end
主程序：
>> [t,y]=ode45('neidandao',[0:0.00001:1.5],[1.29;101300;pi*0.008*0.008*0.08;0]); >> plot(t,y(:,2))
P-t 曲线
00.51 1.5
00.5
1
1.5
2
2.5
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初始段P-t 曲线
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02
4
6
8
10
12
14
5
燃烧终了段P-t 曲线
实验总结
这次实验是我们对所学课程即固体火箭发动机零维内弹道计算以及MATLAB 软件的一次练习。
通过这次实验，我了解了常微分方程组数值解法的一般过程，掌握了用MATLAB 软件的具体实现方法，得到了零维内弹道压强曲线，完成了实验的要求。
在MATLAB 中，实现常微分方程组数值解法的是ode 函数（在本实验中用的是ode45），它不需要用户自己编程，使用起来比较简单，总体来说这次实验也完成的比较顺利。
1.08 1.09 1.1 1.11 1.12 1.13 1.14 1.15 1.16 1.17
2.8
2.82
2.84
2.86
2.88
2.9
2.92
2.94
2.96
2.98
6。