弹道计算大作业doc资料
第2章内弹道部分-part4内弹道解法(一)
( Z 0 x) ( Z 0 x) 2
2 ; 0 1 2Z0 ，并记 K1 0 由 0 Z0 Z0
则
0 K1 x x 2
由三式得：
S 2 I k2 Spdl pdV m v d v xdx m
⑴
S 2 I k2 2 由四式得： p(V V ) f x 2 m
⑵
内弹道的解法
⑴除以⑵得
dV Bxdx V V B x 2 2
⑶
S 2 I k2 由该方程可以得到 V ( x) 。令 B ，这是将各种装填条件综合在一起的无因次 f m
V V0 或 V V0
p
美国的马耶—哈特模型及英国的 RD—38 模型都采用这种简化方法。 ⑷ 燃气生成函数采用两项式 Z (1 Z ) 且其系数满足 (1 ) 1 ，故独立的系数只有一个 。
内弹道的解法
⑸ 恒温假设
mv 2 将④式改写为 p(V V ) f ，式中 f f (1 ) ，因为体现膛内温度 2 f
比较一阶变系数常微分方程
⑷
dV p( x)V Q( x) 0 ，可知上述方程正是这种类型，所以 dx
原则上是可以解的，但实际求解时计算比较麻烦，所以一般用近似解来近似代替。一种 方法是俄罗斯谢烈柏梁可夫最先采用的，将 V 在积分时取为常数 即
V V
V V
0
2
内弹道的解法
dp xm 应满足的方程，然后令 0 ，就可以求出 dt m
xm
K1 B(1 ) 2 1 pm 1 ( ) p f
弹道学课程设计word版
课程设计（论文）评语及成绩评定综合课程设计（B2）任务书一、设计题目：100mm加农炮杀伤爆破弹空气动力特性分析和弹道计算二、已知条件： 1 结构尺寸（见附图）2 弹丸直径D=100 ㎜3 弹丸初速v0 = 900 m/s；弹丸总长度L= 560 ㎜4 弹丸射角045θ=︒5 弹丸质量m =15.6 ㎏6 弹丸转动惯量比J y/J x=2.0354㎏㎡/0.2152㎏㎡=9.467 火炮缠度η=32(d)8 引信为海-时1引信，其外露长度为129 ㎜，质量为0.641㎏旋入弹体深度为29㎜，小端直径为8㎜；9 弹丸质心位置（距弹底） X=172 ㎜10弹体材料 D60三、设计要求： 1 用AUTOCAD绘制弹体零件图和半备弹丸图2 对弹丸结构进行空气动力特性分析3 利用所学方法进行弹丸空气动力参数计算4 根据弹丸空气动力参数进行弹道计算5 进行弹道飞行稳定性计算6 总结分析计算结果7 撰写课程设计说明书前言本次课程设计主要是对100mm加农炮杀伤爆破弹的空气动力特性分析和弹道的计算。
是以《弹道学》和《空气动力学》为基础的综合课程设计。
是在学习课程之后对我们的知识的加深理解和检验。
《弹道学》是一门研究弹丸从发射到终点运动规律及其发生的现象的学科，全弹道可以分为：起始弹道、内弹道、中间弹道、外弹道和终点弹道。
内弹道是研究火药气体对弹丸作用的学科即是弹丸膛内运动规律；外弹道是研究空气对弹丸作用及其有关问题的学科。
都是为了达到远程压制、精确打击和大威力的目的。
《空气动力学》是研究物体和在空气之间有相对运动时，即物体在空气中运动或物体不动而空气流过物体时，空气的运动规律及作用力（空气内部的和空气对物体对空气的）所服从的规律。
可归纳为：弹丸飞行时，周围空气的相对运动规律；空气与弹丸相互作用下的力和力矩组；寻求改善作用弹丸上的空气动力，提高飞行稳定性。
空气动力学导源于流体力学，流体力学是物理学的一个分支,主要研究流体中的作用力及其运动规律。
飞行力学弹道设计与分析.
飞行力学弹道设计与分析一．题目重述 (1)二．第一次作业 (2)1.求解思路 ........................................................................................................................................... 2 2. 计算结果：（在MATLAB 环境下编程求解） (3)三．第二次作业 (4)1.要求 (4)2.计算结果展示及问题分析 (5)3.精度分析 (7)四．第三次作业 (8)1.作业要求 (8)2.简单思路分析 (8)3.计算结果及简单问题分析 (8)4.下面我们讨论步长DT 对结果的影响 (10) (10)五．第四次作业 (11)1.作业要求 (11)2.简要分析与计算结果 (12)一．题目重述某一型号导弹，给定参数如下0m =320kg; P=2000N; s m =0.46kg/s;0v =250m/s; 0x =0m; 0H =7000m0θ=0o ; 0ϕ=0o ; 0α=0o ;Sref=0.452m ; Lref=2.5m;0.250.05Cy z αδ=+; 20.20.005Cx α=+;0.10.024z m z αδ=-+; (气动计算里的角度单位都为度)y Y C qSref =; x X C qSref =; z Mz m qSrefLref =; 动压 20.5q v ρ=;其中0 1.2495ρ= 0288.15T =00.0065T T H =-; 00=T T ρρ 4.25588（）; 现要求设计,K K 两个参数在瞬时平衡假设下满足一下飞行方案(飞行中舵偏角015z δ<)1. 9100x m < 0.0/s m kg s =*2000cos(0.000314 1.1)5000H x =⨯⨯+**()()z K H H K H H δ=-+-2. 910024000m x m <<*3000H m =(原题3050m 感觉不太合理，这里改为3000m)*()z K H H KH δ=-+3. 24000m x < ,0y >目标位置 30000,0m m x m y m ==**()z K K θθδθθθθ=-+-（） 采用比例导引法攻击目标 二．第一次作业1.求解思路选取一个微小的时间步长dt 从初始的飞行状态（可看作初始点）的0v =250m/s; 0θ=0o ;可以计算出dt 时刻后下一点的x,y.从而可以计算出下一点的H 和H ，带入式*()z K H H KH δ=-+中求出z δ，又根据瞬时平衡假设求出攻角α，再计算出升力，阻力带入导弹纵向平面的运动方程利用欧拉法求解,v θ的微分方程组就可以求出第二个点的,v θ。
飞行方案大作业(1)
[键入文档标题][键入作者姓名]2015300464第一部分飞行方案1、方案飞行2、弹道设计3、卫星摄动与机动第三部分卫星的摄动与机动第二部分弹道设计飞行方案大作业一、 问题描述在已知导弹质量、转动惯量、发动机推力等参数的情况下，导弹分为三个飞行方案，即三个阶段飞行。
阶段一：飞行距离在9100x m <，采用追踪法，其中方案高度与距离的关系、方案弹道倾角与高度的关系如下：***2000cos(0.000314 1.1)5000(-)+(-)z H x k H H k H H ϕϕδ=⨯⨯⨯+=⨯⨯ （1）阶段二：飞行距离在240009100m x m >>，采用追踪法，其中方案高度与距离的关系、方案弹道倾角与高度的关系、导弹因燃料消耗而质量改变参数如下：**3050(-)+z H mk H H k H ϕϕδ== （2）0.46/s m kg s = （3）阶段三：飞行方案24000&&0x m y >>，而最终目标位置为30000m x m = 采用比例导引法**00**sin sin tan ()(-)+()θθηηθθθδθθθθ=⨯--=-=-=-=-m T T Tm T mz dq r V V dty y q x x d dq k dt dtk q q k k （4） 要求：1） 计算纵向理想弹道，给出采用瞬时平衡假设0z z z z m m δααδ+=时所有纵向参数随时间的变化曲线。
2） 不考虑气动力下洗影响，计算飞行器沿理想弹道飞行时，你认为可以作为特性点的5个以上点处的纵向短周期扰动运动的动力系数，并分析其在特性点处的自由扰动的稳定性，以及计算在各个特性点处弹体传递函数(),(),()y n W s W s W s αδδϑδ 。
二、 建立模型基于“瞬时平衡”假设，导弹在铅垂平面内运动的质心运动方程组为：cos sin sin cos cos sin b b b b dV m P X mg dt d mV P Y mg dt dx V dt dy V dtαθθαθθθ⎧=--⎪⎪⎪=+-⎪⎪⎨⎪=⎪⎪⎪=⎪⎩ （5） 因为阶段一不考虑导弹质量随时间的变化，因此阶段一的模型需要联立公式（1）、公式（5）； 其中攻角α可根据瞬时平衡假设从而可得到导弹攻角与弹道倾角之间的关系z =-z z zm m δαδα （6） 其中 X Y b x refb y ref C qS C qS == （7）其中假设公式（1）的**(-)+()θθδθθθθ=-z k k 中的=-9=-0.5，；θθk k又因为阶段二需要考虑导弹质量随时间的变化，因此阶段二的模型需要联立公式（2）公式（5）、公式（6）、公式（7）最后一阶段，因为利用了比例导引法公式（4）的k=2，可得导弹到达目标的相对微分方程为而导引率*θ=d dq k dt dt、其中k=2； 因为第三阶段的初始参数及终点坐标均为直角坐标系，由下图可知将代入到公式（4），得到直角坐标系下的微分方程组另外补充方程法向平衡方程：三、 算法实现编程使用MATLAB 软件，并运用欧拉方程解微分方程，即ode45函数；四、程序源代码*************************阶段一******************************function dy=jieduan1(t,y)dy=zeros(4,1);m=320;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(4))/288.15).^4.2558*y(1).^2;k=-9;dk=-0.5;Hi=2000*cos(0.000314*1.1*y(3))+5000;dHi=-2000*0.000314*1.1*sin(y(3));delta=k*(y(4)-Hi)+dk*(dy(3)-dHi);alpha=0.34*delta;Xb=(0.2+0.005*alpha^2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q*0.45;dy=zeros(4,1);dy(1)=P*cos(alpha)/m-Xb/m-g*sin(y(2));dy(2)=P*sin(alpha)/m/y(1)+Yb/m/y(1)-g*cos(y(2))/y(1);dy(3)=y(1)*cos(y(2));dy(4)=y(1)*sin(y(2));end******************************阶段二****************************** function dy=jieduan2(t,y)dy=zeros(4,1);m=320-0.46*t;g=9.8;P=2000;q=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(4))/288.15).^4.2558*y(1).^2;k=-0.25;Hi=3050;delta=k*(y(4)-Hi);alpha=0.34*delta;Xb=(0.2+0.005*alpha^2)*q*0.45;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q*0.45;dy(1)=P*cos(alpha/180*pi)/m-Xb/m-g*sin(y(2)/180*pi);dy(2)=P*sin(alpha/180*pi)/m/y(1)+Yb/m/y(1)-g*cos(y(2)/180*pi)/y(1);dy(3)=y(1)*cos(y(2)/180*pi);dy(4)=y(1)*sin(y(2)/180*pi);end*******************************阶段三******************************** function dy=jieduan3(t,y)v=y(4);k=10;m=285.04-0.46*t;q0=-atan(3050/6000);g=9.8;q1=0.5*1.2495*((288.15-0.0065*y(2))/288.15).^4.2558*y(4).^2;k1=10;dk1=0.05;dy=zeros(4,1);r=sqrt(y(1)^2+y(2)^2);q=atan(y(2)/(y(1)-30000));elta=q-y(3);dr=-v*cos(elta);tht=q0+k*(q-q0);dq=v/r*sin(elta);dtht=k*dq;delta=k1*(y(3)-tht)+dk1*(dy(3)-dtht);alpha=0.34*delta;dy(1)=-dr*cos(q)+r*sin(q)*dq;dy(2)=-dr*sin(q)-r*cos(q)*dq;Yb=(0.25*alpha+0.05*delta)*q1*0.45;dy(3)=(2000*sin(alpha)/m+Yb/m-g*cos(y(3)))/v;y(4)=v;end***********************************main函数************************************ m(1)=287.2204; %导弹质量P=2000; %发动机推力g=9.8;k=5;det(1)=0.045;a(1)=0.6186;sit(1)=-0.000002024;V(1)=217.2867; %初始速度x(1)=24000; %初始位置H(1)=3071; %初始高度H1(1)=3050;S=0.45; %参考面积L=2.5; %参考长度k1=-0.14;k2=-0.06;sit1(1)=sit(1);p0=1.2495;T0=288.15;T(1)=T0-0.0065*H(1);p(1)=p0*(T(1)/T0)^4.25588;q(1)=1/2*p(1)*V(1)^2; %大气密度计算公式Cx(1)=0.2+0.005*a(1)^2;Cy(1)=0.25*a(1)+0.05*det(1)*180/pi; %升力系数Y(1)=Cy(1)*q(1)*S;X(1)=Cx(1)*q(1)*S;SIT(1)=(P*sind(a(1))+(Y(1)-m(1)*g*cos(sit(1))))/m(1)/V(1);Q(1)=atan(-H(1)/(30000-x(1)))+pi;r(1)=6708.2039;R(1)=-V(1)*cos(Q(1));n(1)=Q(1)+pi;SIT1(1)=k/r(1)*(V(1)*sin(n(1)));mza=-0.1; %俯仰力矩系数对攻角的偏导数mzdet=0.024; %俯仰力矩系数对舵偏角的偏导数t=0;i=0;dt=0.01;ms=0.46; %质量秒消耗量while H>0 & H1>0 %运用迭代法求解i=i+1;t=t+dt;det(i+1)=k1*(sit(i)-sit1(i))+k2*(SIT(i)-SIT1(i));a(i+1)=-mzdet/mza*det(i)*180/pi;Cy(i+1)=0.25*a(i)+0.05*det(i)*180/pi;Cx(i+1)=0.2+0.005*a(i)^2;Y(i+1)=Cy(i)*q(i)*S;X(i+1)=Cx(i)*q(i)*S;m(i+1)=m(i)-ms*dt;sit(i+1)=sit(i)+(P*sind(a(i))+(Y(i)-m(i)*g*cos(sit(i))))/m(i)/V(i)*dt;V(i+1)=V(i)+(P*cosd(a(i))-(X(i)+m(i)*g*sin(sit(i))))/m(i)*dt;x(i+1)=x(i)+V(i)*cos(sit(i))*dt;H(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit(i))*dt;Q(i+1)=atan(-H(i)/(30000-x(i)))+pi;sit1(i+1)=k*(Q(i)-Q(1));H1(i+1)=H(i)+V(i)*sin(sit1(i));SIT(i+1)=(sit(i+1)-sit(i))/dt;r(i+1)=(H(i)^2+(30000-x(i))^2)^(1/2);R(i+1)=(r(i+1)-r(i))/dt;n(i+1)=acos(-R(i)/V(i))+pi;SIT1(i+1)=k/r(i)*(V(i)*sin(n(i)));T(i+1)=T0-0.0065*H(i+1);p(i+1)=p0*(T(i+1)/T0)^4.25588;q(i+1)=1/2*p(i+1)*V(i+1)^2;endplot(x,H);hold on[t,y]=ode45('jieduan1',[0 39.0564],[250 0 0 7000]);plot(y(:,3),y(:,4));hold on[t,y]=ode45('jieduan2',[39.0564 115],[192.768 -0.009 9100 2998.71]);plot(y(:,3),y(:,4));其中每一段的初始值，均为上阶段的结束值所以每一阶段计算结束后，需要再给出所有数据的结果，找到每一段距离相对应的数据，即为初始值。
内弹道计算
59-130加农炮内弹道计算function ndd%59-130A=1.394; %枪(炮)膛横断面积A dm^2G=33.4; %弹重kgW0=18.56; %药室容积dm^3l_g=59.52; %身管行程dmP_0 =30000; %起动压力kpafai1=1.02; %次要功系数K=1.03; %运动阻力系数φ1theta =0.2; %火药热力系数%=========================================f=950000; %火药力kg*dm/kgalpha=1; %余容dm^3/kgdelta=1.6; %火药重度γ%==================================ome=12.9; %第一种装药量kgu1=5.0024*10^-5; %第一种装药烧速系数dm^3/(s*kg)n1=0.82; %第一种装药的压力指数n1lambda=-0.0071; %第一种装药形状特征量λ1lambda_s=0; %第一种装药分裂点形状特征量λ1schi=1.00716; %第一种装药形状特征量χ1chi_s=0; %第一种装药分裂点形状特征量χ1smu=0; %第一种装药形状特征量μ1et1=1.14*10^-2; %第一种装药药厚δ01d1=2.5*10^-2; %第一种装药火药内径d1Ro1=0; %药型系数α1%=========================================%常数与初值计算----------------------------------------------------------------- l_0=W0/A;Delta=ome/W0;phi=K + ome/(3*G);v_j=196*f*ome/(phi*theta*G);v_j=sqrt(v_j);B = 98*(et1*A)^2/( u1*u1*f*ome*phi*G );B=B*(f*Delta)^(2-2*n1);Z_s=1+Ro1*(d1/2+et1)/et1;p_0=P_0/(f*Delta);psi_0=(1/Delta - 1/delta)/(f/P_0 + alpha - 1/delta);Z_0=(sqrt(1+4*psi_0*lambda/chi) - 1)/(2*lambda);%解算子-----------------------------------------------------------------------C = zeros(1,12);C(1)=chi;C(2)=lambda;C(3)=lambda_s;C(4)=chi_s;C(5)=Z_s;%C(6)=theta;C(7)=B;C(8)=n1;C(9)=Delta;C(10)=delta;C(11)=alpha;C(12)=mu;C;y0=[Z_0;0;0;psi_0];options = odeset('outputfcn','odeplot');[tt,y] = ode45(@ndd_fun,0:100,[Z_0;0;0],options,C);l = y(:,2);l = l*l_0;fl = find(l>=l_g);fl = min(fl);[tt,y] = ode45(@ndd_fun,0:0.005:fl,[Z_0;0;0],options,C);Z = y(:,1);lx = y(:,2); vx = y(:,3);psi = (Z>=0&Z<1).*( chi*Z.*(1 + lambda*Z + mu*Z) ) +...%%%%%%%%%(Z>=1&Z<Z_s).*( chi_s*Z.*(1 + lambda_s*Z) ) +...(Z>=Z_s)*1;l_psi = 1 - (Delta/delta)*(1-psi) - alpha*Delta*psi;px = ( psi - vx.*vx )./( lx + l_psi );p = px*f*Delta/100;v = vx*v_j/10;l = lx*l_0;t = tt*l_0*1000/v_j;fl = find(l>=l_g);fl = min(fl)+1;p(fl:end)=[];v(fl:end)=[];l(fl:end)=[];t(fl:end)=[];pd=px*f*Delta/100/(1+ome/3/fai1/G);pt=pd*(1+ome/2/fai1/G);aa=max(px);M=find(px==aa);Pm=[tt(M)*l_0*1000/v_j lx(M)*l_0 vx(M)*v_j/10 px(M)*f*Delta/100 pt(M) pd(M) psi(M) Z(M)];%ll=length(tt);ran=find(Z>=1);ran=min(ran);Zf=[tt(ran)*l_0*1000/v_j lx(ran)*l_0 vx(ran)*v_j/10 px(ran)*f*Delta/100 pt(ran) pd(ran) psi(ran) Z(ran)];jie=find(psi>=1);jie=min(jie);psij=[tt(jie)*l_0*1000/v_j lx(jie)*l_0 vx(jie)*v_j/10 px(jie)*f*Delta/100 pt(jie) pd(jie) psi(jie) Z(jie)];pg=[tt(end)*l_0*1000/v_j lx(end)*l_0 vx(end)*v_j/10 px(end)*f*Delta/100 pt(end) pd(end) psi(end) Z(end)];Ry1=[Zf;psij;pg;Pm];Ry2=[tt*l_0*1000/v_j lx*l_0 vx*v_j/10 px*f*Delta/100 pt pd psi Z];subplot(2,2,1);plot(t,p,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bft (ms)');ylabel('\fontsize{8}\bfp (kg/cm^{2})');title('\fontsize{8}\bft-p曲线');subplot(2,2,2)plot(t,v,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bft (ms)');ylabel('\fontsize{8}\bfv (m/s)');title('\fontsize{8}\bft-v曲线');subplot(2,2,3)plot(l,p,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bfl (dm)');ylabel('\fontsize{8}\bfp (kg/cm^{2})');title('\fontsize{8}\bfl-p曲线');subplot(2,2,4)plot(l,v,'linewidth',2);grid on;xlabel('\fontsize{8}\bfl (dm)');ylabel('\fontsize{8}\bfv (m/s)');title('\fontsize{8}\bfl-v曲线');tspan = length(t)/20;tspan = 1:ceil(tspan):length(t);tspan(end) = length(t);fprintf(' t(ms) p(kg/cm^2) v(m/s) l(dm)'); format short g;Result = [t(tspan) p(tspan) v(tspan) l(tspan)]format;% ********************* ndd- fun*********************** function dy = ndd_fun(t,y,C)chi=C(1);lambda=C(2);lambda_s=C(3);chi_s=C(4);Z_s=C(5);mu=C(12); theta=C(6);B=C(7);V=C(8);Delta=C(9);delta=C(10);alpha=C(11);Z = y(1); l = y(2); v = y(3);psi = (Z>=0&Z<1).*( chi*Z.*(1 + lambda*Z + mu*Z) ) +...(Z>=1&Z<Z_s).*( chi_s*Z.*(1 + lambda_s*Z) ) +...(Z>=Z_s)*1;l_psi = 1 - (Delta/delta)*(1-psi) - alpha*Delta*psi;p = ( psi - v*v )/( l + l_psi );dy(1) = sqrt(theta/(2*B))*(p^V)*(Z>=0&Z<=Z_s);dy(2) = v;dy(3) = theta*p/2;dy = [dy(1);dy(2);dy(3)];二．运行结果Result =t(ms) p(kg/cm^2) v(m/s) l(dm)0 300 0 00.65 500.1 9.022 0.026841.3 792.68 23.657 0.129411.95 1192.1 46.219 0.351562.6 1690.7 79.13 0.752713.25 2242 124.22 1.40683.9 2759.5 181.76 2.39474.55 3146.1 249.84 3.79255.2 3343.5 324.65 5.65725.85 3356.6 401.84 8.01816.5 3233.7 477.64 10.8787.15 3033.1 549.63 14.2197.8 2801.1 616.59 18.0128.4499 2566.8 678.16 22.2239.0999 2345.5 734.48 26.8179.7499 1968.6 783.83 31.75610.4 1671.4 825.45 36.9911.05 1437.9 861.01 42.47411.7 1251.7 891.79 48.17212.939 988.32 940.43 59.54。
弹道学汇总
1 简述火药的分类及其性质。
答：火药通常分为混合火药和溶塑火药两大类。
混合火药是以某种氧化剂和某种还原剂为主要成分，并配合其它成分，经过机械混合和压制成型等过程而制成。
溶塑火药的基本成分是硝化纤维素。
由于一般都采用棉纤维为原料，习惯上称之为硝化棉。
硝化棉溶解于某些溶剂后，可以形成可塑体，再经过一系列加工过程，就可以制成溶塑火药。
2什么是火药的能量特征量？答:爆热Q W ：一公斤火药在真空定容情况下燃烧并将其气体冷却到18℃时所放出的热量，称为火药的爆热。
单位为千卡/公斤。
比容W 1：燃烧一公斤火药所产生的气体，在压力为一个大气压，温度为0℃，水分以气态考虑时所占有的体积，称为火药气体的比容。
单位为dm ³/公斤。
爆温T 1：设想火药燃烧生成的能量全部以内能的形式储存在燃烧后生成的燃气之中，并以温度形式表现出来，这时燃气所具有的温度称为火药的爆温。
3，火药力的物理意义是什么？物理意义：一公斤火药燃烧后的气体生成物在一个大气压下，当温度升高t1°c 时膨胀所做的功。
R(T1-273.15)焦耳/公斤4,什么是火药的几何燃烧定律？满足该几何燃烧定律的条件有哪些？几何燃烧定律是火药在燃烧过程中是按照平行层或同心层的燃烧规律逐层进行的必须具备三个条件：（1）在开始点火时，所有火药表面同时着火，并在相同条件下燃烧（2）所有火药个点的化学性质和物理性质相同，即药粒燃烧表面的各点燃速都相同（3）在装药中，药粒的形状和尺寸都要严格一致5,请画出管状、带状、方片状、棍状、立方体火药燃烧去的百分比与火药相对厚度及火药相对面积与火药相对厚度的变化图（ψ-Z 、σ-Z ）。
：6.影响火药燃速的因素有哪些？（1）火药成分的影响：火药能量越大，燃速也越大，均与成分相关。
（2）火药初温的影响：初温越高，燃速越快。
（3）火药密度的影响：密度增加，燃速减小。
（4）压力的影响：较复杂，一般压力增加，燃速加快。
（5）火药表面气流的影响 侵蚀燃烧现象 侵蚀燃烧现象：燃烧较长火药时，燃烧产物沿火药表面流动，表面流速较大的一端火药燃烧较快，因此经过一定时间后，原来尺寸均匀的长径状药燃成喇叭口形状7.什么是膛线缠度η？与缠角α的关系怎样？导程与炮膛口径之比（η=h/d ），即以口径倍数表示的导程为缠度η。
弹道计算大作业范文
弹道计算大作业范文弹道计算是一项重要的技术，广泛应用于军事、航天等领域。
在大作业中，我将介绍弹道计算的基本原理和方法，并探讨其在实际应用中的重要性。
首先，弹道计算是指根据弹道学原理和相关数据，通过数学模型和计算方法来预测弹道物体的运动轨迹、飞行速度、飞行轨道等参数。
弹道计算的基本原理是利用牛顿力学和航天动力学等物理学原理，建立合适的数学模型，通过求解微分方程组等数值计算方法，得到弹道物体的轨迹方程，并基于此进行相关分析和应用。
在弹道计算中，重要的参数包括弹道物体的发射条件（如初速度、发射角度）、大气环境条件（如空气密度、气流）、目标条件（如距离、高度）等。
通过准确获取这些参数，并结合适当的数学模型和计算方法，可以精确预测弹道物体的运动轨迹、飞行速度、飞行轨道等信息。
这对于军事、航天等领域的设计、规划和操作过程中具有非常重要的作用。
在军事领域，弹道计算广泛应用于导弹、火炮等武器系统的设计和使用过程中。
通过准确的弹道计算，可以预测导弹的射程、精度和杀伤效果，为作战决策提供重要依据。
同时，在火炮射击过程中，弹道计算也可以帮助确定正确的射击参数，提高射击的准确性和效果。
在航天领域，弹道计算是航天器发射和轨道控制的基础。
通过对火箭发动机、航天器的动力学行为进行建模和计算，可以确定正确的发射参数和轨道控制策略，保证航天任务的顺利进行。
同时，在航天器的返回和着陆过程中，弹道计算也起着关键作用，为安全、精准的着陆提供支持。
此外，弹道计算还在其他领域中有着广泛的应用。
例如，在体育项目中，如射击、投掷等项目中，弹道计算可以帮助运动员预测弹道物体的轨迹，从而提高比赛的成绩。
在气象预测中，弹道计算可以用于推测洪水泛滥区域、气候变化等现象，为减灾救援提供支持。
总之，弹道计算是一项重要的技术，应用广泛且具有重要意义。
通过准确的数学模型和计算方法，可以预测弹道物体的运动轨迹、飞行速度、飞行轨道等参数，为军事、航天等领域的设计和应用提供重要支持。
弹道计算大作业
弹道计算大作业-标准化文件发布号：（9456-EUATWK-MWUB-WUNN-INNUL-DDQTY-KII弹道计算大作业目录一、初始条件和要求 (2)1.1 初始条件 (2)1.2 仿真要求 (2)二、模型的建立 (2)2.1 升力和阻力模型 (2)2.2 大气和重力加速度模型 (3)2.3 无控飞行 (4)2.4 平衡滑翔 (4)2.5 最大升阻比滑翔飞行弹道 (5)三、仿真结果 (6)3.1 无控飞行弹道仿真 (6)3.2 平衡滑翔弹道仿真 (7)3.3 最大升阻比滑翔弹道仿真 (8)附录 (10)一、初始条件和要求1.1 初始条件已知给定的初始条件如下：表1 初始条件1.2 仿真要求请使用Simulink或Buildfly完成以下仿真任务：（1）请完成该导弹的无控飞行弹道仿真；（2）请完成该导弹的平衡滑翔方案飞行弹道仿真；（3）请完成该导弹的最大升阻比滑翔飞行弹道仿真；二、模型的建立2.1 升力和阻力模型已知展弦比为λ的飞行器的升力线斜率为：y C α=(1)根据飞行力学相关知识，飞行器的升力系数和阻力系数为：()20y y x x y C C C C C ααε⎧=⎪⎨=+⎪⎩ (2)其中，升力线斜率由（1）式可得；ε为效率系数：1e επλ=。
由升力系数和阻力系数，得到导弹的升力和阻力为：221212x yX C v S Y C v S ρρ⎧=⎪⎪⎨⎪=⎪⎩ (3)2.2 大气和重力加速度模型在计算过程中，大气密度采用如下模型：4.25588000.0065=1H T ρρ⎛⎫- ⎪⎝⎭(4)其中，30 1.225/kg m ρ=为海平面的大气密度；0288.15T K =。
重力加速度采用如下模型：20d d R g g R H ⎛⎫= ⎪+⎝⎭(5)其中，09.8g =，6371000d R m =为地球半径；H 为飞行器距离地面的高度。
2.3 无控飞行假设导弹的运动始终在铅垂平面，根据飞行力学知识，得到导弹无控飞行时的运动学和动力学方程为：sin cos cos sin dV X g dt m d Y g dt mV V dxV dt dyV dt θθθθθθα⎧=--⎪⎪⎪=-⎪⎪⎪=⎨⎪⎪=⎪⎪=-⎪⎪⎩(6)在上述模型中，假设俯仰角ϑ为0。
发射动力系统内弹道优化设计计算
发射动力系统内弹道优化设计计算发射动力系统内弹道优化设计计算发射动力系统内弹道优化设计计算是探索重点任务之一，因为它关系到弹道导航与控制系统的精度和可靠性，直接影响到导弹的打击效果和命中率。
本文将对发射动力系统内弹道优化设计计算进行详细介绍。
一、发射动力系统内弹道发射动力系统内弹道是导弹在离开发射台后到达目标点之前的轨迹。
一般来说，内弹道采用了三段加速法，即在离发射台距离较远的位置采用第一段加速，使导弹进入空气稀薄层中加速追踪目标；在距离目标点较远的位置采用第二段加速；在离目标点较近的位置采用第三段加速，使导弹能够击中目标，实现任意角度的攻击。
二、内弹道优化设计计算内弹道的优化设计计算目的是确定最佳的飞行计划和调整飞行参数，以使导弹能够以最小的时间、最小的燃料消耗和最大的精度击中目标。
（一）导引律选择导引律是导弹内弹道控制系统的核心，选择合适的导引律可以有效提高导弹的命中率和抗干扰性能。
常见的导引律有比例导引律、比例修正导引律、比例-积分导引律和预测导引律等。
在具体设计时需要根据目标类型、干扰环境和系统要求等综合因素进行选择。
（二）控制极点设计内弹道控制极点的设计是使导弹飞行稳定、准确的保证，控制极点对内弹道的稳定性、敏感度和过冲量等指标起到直接的影响。
调节控制极点的位置和数量可以精确控制导弹的动态行为，如响应速度、阻尼比、稳定性和过冲量等参数。
（三）预测法控制预测法控制是一种高级的弹道控制方法，与常规的比例-积分导引律不同的是，它使用预测技术来基于中间目标预测趋势，根据预测结果对导弹控制系统进行修正，使导弹能够更快、更准确地找到目标。
预测法控制可以提高导弹的抗干扰能力和命中率，特别适用于高速飞行和大气干扰条件下的导弹控制。
（四）弹体设计弹体设计是导弹内弹道优化设计的重要环节，它涉及到空气动力学、力学和材料科学等多学科交叉领域。
弹体设计的关键在于降低弹体的阻力和重量，提高弹体的机动性和抗干扰性能。
火炮内弹道求解与计算定稿版
火炮内弹道求解与计算 HUA system office room 【HUA16H-TTMS2A-HUAS8Q8-HUAH1688】火炮内弹道求解与计算摘要：本文结合火炮内弹道基本方程，得出压力、速度与行程、时间的关系式。
并利用了MATLAB的程序对该火炮系统的内弹道过程进行求解。
关键词：内弹道基本方程；MATLAB；1.火炮内弹道诸元火炮内弹道诸元数据如下表所示：炮膛断面积S药室容积V0弹丸全行程I g弹丸质量m装药质量ωdm2dm3dm kg kg0.8187.9247.4815.6 5.5火药参数如下表所示：F燃气比热比k 管状火药长2a管状火药厚δ2kJ/kg dm3/kg kg/dm31mm mm 9601 1.6 1.2260 1.7协调常量如下表所示：B Ik 挤进压力P01 1 kPa ·s MPa1.602 1.276 1601.9 30其他所需的参数计算：1b 0==δα；301054.6a -⨯==δβ；01.21=++=βαχ；50.01--=++++=βααββαλ； 2.内弹道基本方程组及其解析解法方程组建立如上，则考虑三个时期分别求解：①前期：考虑为定容燃烧过程，则有条件：MPa p p V V v x 30,0,0,000====== 则有025.011V 00000=-+-=ραρωψp f ，013.0214100=-+=λψχλZ 令99.04100=+=ψχλσ ②第一时期：将前期的参量计算得出之后，代入方程组，解算第一时期的v 、p 值。
考虑ψV 平均法，利用20ψψψψV V V V +==若设x=Z-Z 0 则可得x x m SI v k 3.658==ϕ，ψψθψωθψωl l x B S f V V x B f p +-=+-=2222 ③第二时期：考虑第二时期无火药燃烧，则有： 设极限速度66.162812=-=mk f v j ϕω）（ )1()(122111j k k k j v v l l l l v v -++-=-，ll v v S f P j +-⋅=1221ω 利用①~③可得各个时期的p-l ，v-l 曲线。
西工大导弹飞行弹道设计大作业
西工大导弹飞行弹道设计大作业
航天飞行动力学导弹飞行大作业导弹质量0320m kg =，转动惯量2315z J kg m =?，发动机推力2000P N =，质量秒消耗量0.46/s m kg s =，初始速度0250/V m s =，初始位置00x m =，初始高度07000H m =，初始弹道倾角00θ=，初始俯仰角00?=，初始攻角00α=，初始俯仰角速度00/rad s ?=，初始速度0250/V m s =，参考面积20.45m ref S =，
参考长度 2.5m ref L =，升力线斜率0.25/,0.05/z y y C C δα
==，阻力系数
20.20.03x C α=+，俯仰力矩系数导数0.1/,0.024/z z z m m δα=-=，
阻尼力矩系数导数2z z m ω
=-。
大气密度ρ计算公式： 4.25588000001.2495288.150.0065T T T T H
T ρρρ??===-=
1）飞行方案9100x m <
*2000cos(0.000314 1.1)5000H x =+，0.0/s m kg s = 2）飞行方案240009100m x m >>
*3000H m =，0.46/s m kg s =
3）飞行方案24000&&0x m y >>
4）目标位置为30000T x m =，采用比例导引法（k=3）。
计算：1）纵向理想弹道（采用瞬时平衡假设）。
2）飞行器的纵向短周期扰动的动力系数2425342235,,,,a a a a a ，并分析其在特征点的自由扰动的稳定性，并计算弹体传递函数(),()y n W s W s ?δδ（不考虑下洗影响）。
大口径机枪内弹道及导气室压力的计算
大口径机枪内弹道及导气室压力的计算引言：一、机枪内弹道计算：1.弹道动力学公式机枪内弹道计算的核心是弹道动力学公式，该公式描述了弹丸在重力、风阻和引信作用下的运动规律。
其中最常用的是平抛运动模型：x = v0 * t * cosαy = v0 * t * sinα - (0.5 * g * t^2)其中x和y分别表示弹丸的水平和垂直位移，v0为初速度，α为发射角度，g为重力加速度，t为时间。
2.考虑风阻实际射击过程中，弹丸会受到空气阻力的影响，因此在计算中需要考虑风阻。
风阻的计算公式如下：Fd=(0.5*ρ*v^2*Cd*A)其中Fd为风阻力，ρ为空气密度，v为弹丸速度，Cd为弹丸形状系数，A为弹丸的有效横截面积。
3.假设和参数在计算过程中，需要对一些参数进行假设和取值。
例如，要考虑弹丸的质量、尺寸、初速度、发射角度等。
这些参数会直接影响到内弹道的计算结果。
二、导气室计算：导气室是机枪内部的一个空间，通过它可以改变弹丸的运动轨迹、速度和精度。
导气室的计算需要考虑气体动力学原理。
1.气体动力学公式导气室计算的核心是气体动力学公式，该公式描述了气体在导气室内的运动规律。
最常用的是理想气体状态方程：p*V=n*R*T其中p为气体压力，V为导气室体积，n为气体物质的量，R为气体常数，T为气体的绝对温度。
2.导气室设计参数在导气室计算过程中，需要考虑一些设计参数，例如导气室体积、气体温度和压力等。
这些参数会直接影响到导气室的性能和效果。
三、导气室压力计算：导气室的压力计算是导气室设计的关键，它决定了机枪的性能。
在计算导气室压力时，需要考虑气体的流动规律和能量守恒原理。
1.流体力学公式导气室压力计算的核心是流体力学公式，该公式描述了流体在封闭空间中的运动规律。
最常用的是贝努利方程：p1+ρ*g*h1+(0.5*ρ*v1^2)=p2+ρ*g*h2+(0.5*ρ*v2^2)其中p1和p2为两个不同位置的压力，ρ为流体密度，g为重力加速度，h1和h2为两个位置的高度，v1和v2为流体在两个位置的流速。
弹道学课设(DOC)
成绩评定表课程设计任务书前言本次综合课程设计主要是对100mm加农炮杀伤爆破弹的空气动力特性分析和弹道计算。
本说明书主要从弹丸结构分析，弹丸结构参数计算，弹丸运动状态下所受力与力矩的分析，弹丸运动状态下摩阻参数、涡阻参数、波阻参数的计算，弹丸弹形系数、弹道系数的计算，弹丸外弹道相关参数的计算，弹丸飞行稳定性的校核等方面进行阐述。
本说明书第一部分为弹丸的结构分析和弹丸的空气动力分析计算。
本部分内容主要是利用了弹丸空气动力学的理论。
弹丸空气动力学是研究空气与在空气中飞行的弹丸之间相互作用的科学。
具体可以归纳为：研究弹丸飞行时，周围空气的相对运动规律；空气与弹丸相互作用下的力和力矩组；寻求改善作用弹丸上的空气动力，提高飞行稳定性的一门科学。
本部分相关的理论参考了《弹道学—空气动力学基本概念》。
从弹丸的结构分析入手，进行结构参数的计算，为下面章节的计算提供相应的数据。
同时，通过坐标系分析弹丸在空气中运动所受的力与力矩。
本说明书第二部分是对弹丸在迎角为零的状态下，在空气中所受的力的计算。
当迎角为零的状态下，弹丸只受弹体的摩阻、弹尾部的底阻、弹头部的波阻以及弹尾部的波阻。
利用公式计算阻力参数得出相关的弹形参数以及弹道参数，为外弹道的计算提供相应的数据。
本说明书第三部分是外弹道计算。
外弹道计算有数值积分法、近似分析法和弹道表解法。
本课设运用弹道表解法进行相关参数的计算。
主要参数查找了国防工业出版社的《地面火炮外弹道表》上下两本书。
外弹道学与弹丸空气动力学的关系极为密切，外弹道学是研究弹丸整个飞行过程的运动规律的一门科学，又称为弹丸飞行动力学。
这是因为在解决外弹道一类问题时，总是首先建立运动方程，然后寻求计算方法，最后将所得结果进行分析讨论。
本说明书的第四部分是将所得结果进行飞行稳定性校核。
主要是陀螺稳定性和追随稳定性校核以及动态稳定性。
学生签字: 郭璐日期:2012年6月目录1 弹丸零件图和半备弹丸图的绘制 (1)2 弹丸结构的空气动力特性分析 (2)2.1弹丸结构分析 (2)2.2弹丸结构参数计算 (2)2.3空气动力和力矩参数分析 (3)3 迎角为零时弹体空气动力特性计算 (5)3.1弹体摩擦阻力系数的计算 (5)3.1.1弹头与引信的表面积计算 (6)3.1.2圆柱部表面积计算 (7)3.1.3弹丸底部表面积计算 (7)3.2弹体底部阻力系数的计算 (7)3.3弹头部波阻系数的计算 (8)3.4弹尾部波阻系数的计算 (9)4外弹道计算 (11)5弹丸飞行稳定性校核 (15)5.1弹丸陀螺稳定性计算 (15)5.2弹丸追随稳定性计算 (16)5.3动态稳定性校核 (19)6 结果分析 (20)7 结束语 (21)参考文献 (22)附图1：100mm加农榴弹炮杀伤爆破弹体图附图2：100mm加农榴弹炮杀伤爆破弹丸半备弹丸图1弹丸零件图和半备弹丸图的绘制据任务书所提供的弹体结构简图和尺寸，运用AutoCAD2010绘制100mm加农杀爆弹弹体零件图和半备弹丸图，并根据图纸标出相关尺寸，尺寸较小的地方进行放大，以便于计算。
火炮内弹道计算手册
火炮内弹道计算手册
火炮内弹道计算手册是用来计算火炮发射弹道的手册，帮助火炮操作员确定炮弹的飞行轨迹和命中目标的准确性。
以下是一些可能包括在火炮内弹道计算手册中的内容：
1. 弹道基本概念和定义 - 包括弹道的定义、轨迹、射程和可用
的弹道修正参数等。
2. 弹道元素 - 包括炮弹质量、初始速度、发射角度、大气条件、射程等。
3. 飞行轨迹计算方法和公式 - 包括抛射物运动和强迫子弹运动
的基本公式，以及如何计算炮弹的弹道。
4. 弹道修正参数 - 包括风向修正、补偿器修正、温度修正、气
压修正等，以及如何根据环境条件对弹道进行修正。
5. 命中目标计算 - 包括在给定环境条件下，如何计算炮弹对不
同目标的命中准度和所需修正。
6. 误差和不确定性分析 - 包括对弹道计算中可能存在的误差和
不确定性进行分析，以及如何进行误差修正和优化。
7. 弹药数据表 - 包括不同类型炮弹的参数表，如炮弹重量、速度、射程等。
8. 计算示例和练习 - 包括一些具体的计算示例和练习题，帮助
操作员熟悉弹道计算方法和应用。
最后，火炮内弹道计算手册还可能包括一些常见问题和故障排除指南，以帮助操作员解决在弹道计算中可能遇到的问题。
飞行器制导理论大作业
飞行器制导理论大作业(总26页)--本页仅作为文档封面，使用时请直接删除即可----内页可以根据需求调整合适字体及大小--飞行器制导理论实报告课程名称：飞行器制导理论专业：飞行器设计与工程班级：姓名：学号：一、 实验目的掌握比例导引弹道的基本设计过程 二、 实验原理1、动力学方程（只考虑纵向平面）：cos cos sin (sin )cos (cos sin )sin cos cos cos sin mV V m m V m m dV mP X G dt d mV P Y P Z G dtx V y V αβθθαγαβγθθψθ=--=++--==m V 为导弹速度，θ弹道倾角，V ψ弹道偏角，V γ速度滚转角，,,m m m x y z 为导弹位移，,,X Y Z 为气动力阻力、升力和侧向力，具体表达式为y ref z refY Y Y C qS Z Z Z C qS αααβββαβ====由此反推得到攻角α为(cos )cos cos sin V V VmV G mV P Yαθθγθψγα+-=+ 2、比例导引律的运动学方程：cos cos sin sin T T T T T T drV V dt dq r V V dt q q d dqk dt dtηηηηησησσ=-=-=+=+=3、导引头动态跟踪特性可考虑为一阶惯性环节11S c G s τ=+，这里c τ可取为。
4、先把自动驾驶仪简化，将自动驾驶仪考虑为一阶环节，其传递函数为A G 为110.1n A nc A A a G a s ττ==+=5、自动驾驶仪设计。
根据理想弹道数据，选取特征点，求解出动力系数2235~a a 。
由动力系数可以计算出弹体环节系数：2544334214141D D D D a a a a a a a K a a a T a T ζ***⎧⎪=-⎪⎪⎪=-⎪+⎪⎪=⎨⎪⎪=⎪⎪⎪⎪=⎪⎩进一步得到弹体环节传递函数：()()()()()122112157.31zzy z D D DD D nD K T s Gs Ts T s VG s g T s ωδωξ+=++=+控制回路可以参考下图进行设计：N具体控制律可写作：()z p yc y d z K N N K δω=--弹体环节部分参考数据如下，由于导引系数、计算方法以及气动数据有差异，数据可能有一些波动，数据仅供参考：设计控制系数p K 和d K ，并带入俯仰平面三自由度方程组中进行弹道验证：三、 实验过程1、计算理想弹道：根据动力学方程和比例导引律的运动学方程，计算理想弹道。
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弹道计算大作业
目录
一、初始条件和要求 (2)
1.1 初始条件 (2)
1.2 仿真要求 (2)
二、模型的建立 (2)
2.1 升力和阻力模型 (2)
2.2 大气和重力加速度模型 (3)
2.3 无控飞行 (3)
2.4 平衡滑翔 (4)
2.5 最大升阻比滑翔飞行弹道 (4)
三、仿真结果 (5)
3.1 无控飞行弹道仿真 (5)
3.2 平衡滑翔弹道仿真 (7)
3.3 最大升阻比滑翔弹道仿真 (8)
附录 (9)
一、初始条件和要求
1.1 初始条件
已知给定的初始条件如下：
表1 初始条件
1.2 仿真要求
请使用Simulink或Buildfly完成以下仿真任务：（1）请完成该导弹的无控飞行弹道仿真；
（2）请完成该导弹的平衡滑翔方案飞行弹道仿真；（3）请完成该导弹的最大升阻比滑翔飞行弹道仿真；
二、模型的建立
2.1 升力和阻力模型
已知展弦比为λ的飞行器的升力线斜率为：
y C α=
(1)
根据飞行力学相关知识，飞行器的升力系数和阻力系数为：
()
20y y x x y C C C C C ααε⎧=⎪⎨=+⎪⎩ (2)
其中，升力线斜率由（1）式可得；ε为效率系数：1
e επλ
=。
由升力系数和阻力系数，得到导弹的升力和阻力为：
2212
12
x y
X C v S Y C v S
ρρ⎧=⎪⎪⎨
⎪=⎪⎩ (3)
2.2 大气和重力加速度模型
在计算过程中，大气密度采用如下模型：
4.25588
000.0065=1H T ρρ⎛⎫- ⎪
⎝⎭
(4)
其中，30 1.225/kg m ρ=为海平面的大气密度；0288.15T K =。
重力加速度采用如下模型：
2
0d d R g g R H ⎛⎫
= ⎪+⎝⎭
(5)
其中，09.8g =，6371000d R m =为地球半径；H 为飞行器距离地面的高度。
2.3 无控飞行
假设导弹的运动始终在铅垂平面，根据飞行力学知识，得到导弹无控飞行时的运动学和动力学方程为：
sin cos cos sin dV X g dt m d Y g dt mV V dx
V dt dy
V dt θθθθ
θθα⎧=--⎪⎪
⎪=-⎪⎪⎪=⎨⎪⎪=⎪⎪
=-⎪⎪⎩
(6)
在上述模型中，假设俯仰角ϑ为0。
2.4 平衡滑翔
所谓的“平衡”可以理解为垂直于速度方向受力平衡，即0d dt
θ
=。
因此得到平衡滑翔时的导弹运动学和动力学方程：
2sin cos cos sin 012
y dV X g dt m d Y g dt mV V dx V dt dy
V dt d dt Y C v S αθθθθθθαρ⎧=--⎪⎪
⎪=-⎪⎪
⎪=⎪⎪
⎨=⎪⎪
⎪=⎪⎪
⎪=
⎪
⎪⎩ (7)
由于弹道倾角的变化率为常数，方程组中的第二个方程等于0。
这个方程可以用来求攻角α。
2.5 最大升阻比滑翔飞行弹道
联立（1）式、（2）式可得升阻比的表达式为：
2
2
1
1
y
x
x
C
C
C
πλα
πλα
⎛
+
⎝⎭
=
⎛
++
⎝
(8)
从上式可以看出，由于展弦比λ、零升阻力系数
0x
C为常数，因此升阻比只和攻角有关，是关于攻角的函数。
因此要使升阻比达到最大，须使
y
x
C
d
C
dα
⎛⎫
⎪
⎝⎭=
得到
1
y
α=+==(9) 因此，以最大升阻比滑翔时导弹运动学和动力学方程为：
sin
cos
cos
sin
dV X
g
dt m
d Y g
dt mV V
dx
V
dt
dy
V
dt
θ
θθ
θ
θ
α
⎧
⎪=--
⎪
⎪
⎪=-
⎪
⎪⎪
=
⎨
⎪
⎪
=
⎪
⎪
⎪
=
⎪
⎪⎩
(10)
三、仿真结果
3.1 无控飞行弹道仿真
根据无控弹道模型，写出s函数，搭建的仿真模块如下图所示：
图1 无控飞行仿真模块
由于初始条件给定，因此模块没有输入；输出有六个，分别为导弹的射程变化、高度变化、速度变化、弹道倾角变化、攻角变化以及密度变化。
模块的仿真时间由高度变化决定，当高度降为0（导弹落到地面上）时仿真结束。
导出数据后画图如下：
水平位移x
垂直位移y
时间t
速度v
-0.18
-0.17-0.16-0.15-0.14-0.13-0.12
-0.11
-0.1-0.09-0.08时间t
弹道倾角θ
弹道倾角随时间变化图像
0.08
0.090.10.110.120.130.14
0.150.160.170.18时间t
攻角α
图2 无控飞行时各参数变化
3.2 平衡滑翔弹道仿真
平衡滑翔弹道仿真模块如下图所示：
图3 平衡滑翔模块
取仿真时间为150s ，无输入，输出分别为：导弹的射程变化、高度变化、速度变化、弹道倾角变化、攻角变化以及密度变化。
得到各参量时间变化图如下：
x 10
4
0200400600800100012001400
160018002000水平位移x
垂直位移y
100
120
140
160
180
200220
时间t
速度v
-1.5
-1-0.500.5
1
时间t
弹道倾角θ
0.01
0.020.030.040.050.060.07
0.08
0.090.1
0.11时间t
攻角α
攻角随时间变化图像
图4 平衡滑翔飞行时各参数变化
3.3 最大升阻比滑翔弹道仿真
按最大升阻比飞行时弹道仿真模块如下图所示：
图5 最大升阻比飞行模块
取仿真时间为180s ，无输入，输出分别为：导弹的射程变化、高度变化、速度变化、弹道倾角变化、攻角变化以及密度变化。
得到各参量时间变化图如下：
水平位移x
垂直位移y
时间t
速度v
时间t
弹道倾角θ
时间t
攻角α
图4 最大升阻比飞行时各参数变化
附录
附表2 平衡滑翔飞行部分代码
附表3 最大升阻比飞行部分代码。