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。
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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。