弹道计算大作业

1、弹道计算大作业推荐精选目录一、初始条件和要求21.1 初始条件21.2 仿真要求2二、模型的建立32.1 升力和阻力模型32.2 大气和重力加速度模型32.3 无控飞行42.4 平衡滑翔42.5 最大升阻比滑翔飞行弹道5三、仿真结果63.1 无控飞行弹道仿真63.2 平衡滑翔弹道仿真73.3 最大升阻比滑翔弹道仿真8附录9推荐精选一、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 初始条件名称符号给定值单位参考面积1.7m2展弦比0.86/效率因子0.9/质量115kg重力加速度通过模型计算可得m/s2零升阻力系数0.02/rad密度通过模型计算可得kg/m31.2 仿真要求请使用

2、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的飞行器的升力线斜率为：推荐精选 根据飞行力学相关知识，飞行器的升力系数和阻力系数为： 其中，升力线斜率由（1）式可得；为效率系数：。由升力系数和阻力系数，得到导弹的升力和阻力为： 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： 其中，为海平面的大气密度；。重力加速度采用如下模型： 其中，为地球半径；为飞行器距离地面的高度。2.3 无控飞行假设导弹

3、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：推荐精选 在上述模型中，假设俯仰角为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。因此得到平衡滑翔时的导弹运动学和动力学方程： 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。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：推荐精选 从上式可以看出，由于展弦比、零升阻力系数为常数，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，须使得到 因此，以最大升阻比滑翔时导弹运动学和动力学方程为： 三、仿真结果3.1 无控

4、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：推荐精选图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：推荐精选图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：推荐精选图4 平衡滑翔飞行时各参数变

5、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：推荐精选图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：图4 最大升阻比飞行时各参数变化附录附表1 无控弹道飞行时完整的s函数无控弹道function sys,x0,str,ts,simStateCompliance = trace2(t,x,u,flag)switch flag, case 0, sys,x0,str,ts,simStateCompliance=mdlInitializeSizes; ca

6、se 1, sys=mdlDerivatives(t,x,u);推荐精选 case 2, sys=mdlUpdate(t,x,u); case 3, sys=mdlOutputs(t,x,u); case 4, sys=mdlGetTimeOfNextVarHit(t,x,u); case 9,sys=mdlTerminate(t,x,u); otherwise DAStudio.error('Simulink:blocks:unhandledFlag', num2str(flag);endfunction sys,x0,str,ts,simStateCompliance=md

7、lInitializeSizessizes = simsizes;sizes.NumContStates = 4;sizes.NumDiscStates = 0;sizes.NumOutputs = 5;sizes.NumInputs = 0;sizes.DirFeedthrough = 0;sizes.NumSampleTimes = 1;sys = simsizes(sizes);x0 = 0; 2000; 100; -5/180*pi;str = ;ts = 0 0;simStateCompliance = 'UnknownSimState'function sys=md

8、lDerivatives(t,x,u) S=1.7; %参考面积,m2 AR=0.86; %展弦比 e=0.9; %效率因子; m=115; %质量,kg g0=9.8; %海平面重力加速度, m/s2 Rd=6371000; %地球半径 r=Rd/(Rd+x(2); g=g0*r2; %飞行器所在高度的重力加速度 rho0=1.225; %海平面大气密度，kg/m3 T0=288.15; rho=rho0*(1-0.0065*x(2)/T0)4.2288;%飞行器所在高度的大气密度 alpha=-x(4); %无控飞行时 CLa=3.141592* AR/(1+sqrt(1+(AR/2)2)

9、; %升力线斜率, /rad CDo=0.02; % 零升阻力系数 epsilon=1/(pi*e*AR);%诱导阻力因子 CL=CLa*alpha; %升力系数推荐精选 CD=CDo+epsilon * CL2; %阻力系数 X=CD*1/2*rho*x(3)2*S; Y=CL*1/2*rho*x(3)2*S; %以下为飞行器在铅垂平面的运动方程 dx=x(3)*cos(x(4); dy=x(3)*sin(x(4); dv=-X/m-g*sin(x(4); dtheta=Y/(m*x(3)-g*cos(x(4)/x(3); sys = dx; dy; dv; dtheta;function

10、sys=mdlUpdate(t,x,u) sys = ;function sys=mdlOutputs(t,x,u) y1=x(1); y2=x(2); y3=x(3); rho0=1.225; T0=288.15; rho=rho0*(1-0.0065*x(2)/T0)4.2288; sys = x(1) x(2) x(3) x(4) rho;function sys=mdlGetTimeOfNextVarHit(t,x,u)sampleTime = 1; % Example, set the next hit to be one second later.sys = t + sampleT

11、ime;function sys=mdlTerminate(t,x,u)sys = ;附表2 平衡滑翔飞行部分代码平衡滑翔飞行function sys=mdlDerivatives(t,x,u) S=1.7; %参考面积,m2 AR=0.86; %展弦比 e=0.9; %效率因子; m=115; %质量,kg g0=9.8; %海平面重力加速度, m/s2 Rd=6371000; %地球半径 r=Rd/(Rd+x(2); g=g0*r2; %飞行器所在高度的重力加速度推荐精选 rho0=1.225; %海平面大气密度，kg/m3 T0=288.15; rho=rho0*(1-0.0065*x(

12、2)/T0)4.2288;%飞行器所在高度的大气密度 CLa=3.141592* AR/(1+sqrt(1+(AR/2)2); %升力线斜率, /rad CDo=0.02; % 零升阻力系数 epsilon=1/(pi*e*AR);%诱导阻力因子 alpha=2*m*g*cos(x(4)/(rho*x(3)2*S*CLa); CL=CLa*alpha; %升力系数 CD=CDo+epsilon * CL2; %阻力系数 X=CD*1/2*rho*sqrt(x(3)2)*S; Y=CL*1/2*rho*sqrt(x(3)2)*S; dx=x(3)*cos(x(4); dy=x(3)*sin(x(

13、4); dv=-X/m-g*sin(x(4); dtheta=0; sys = dx;dy;dv; dtheta;function sys=mdlOutputs(t,x,u)rho0=1.225;T0=288.15;rho=rho0*(1-0.0065*x(2)/T0)4.2288;S=1.7; %参考面积,m2AR=0.86; %展弦比m=115; %质量,kgg0=9.8; %海平面重力加速度, m/s2Rd=6371000; %地球半径r=Rd/(Rd+x(2); g=g0*r2; %飞行器所在高度的重力加速度 CLa=pi* AR/(1+sqrt(1+(AR/2)2); %升力线斜率,

14、 /radalpha=2*m*g*cos(x(4)/(rho*x(3)2*S*CLa);y(1)=x(1);y(2)=x(2);y(3)=x(3);y(4)=x(4);y(5)=alpha;y(6)=rho;sys = y;附表3 最大升阻比飞行部分代码最大升阻比飞行function sys=mdlDerivatives(t,x,u) S=1.7; %参考面积,m2推荐精选 AR=0.86; %展弦比 e=0.9; %效率因子; m=115; %质量,kg g0=9.8; %海平面重力加速度, m/s2 Rd=6371000; %地球半径 r=Rd/(Rd+x(2); g=g0*r2; %飞行

15、器所在高度的重力加速度 rho0=1.225; %海平面大气密度，kg/m3 T0=288.15; rho=rho0*(1-0.0065*x(2)/T0)4.2288;%飞行器所在高度的大气密度 CLa=3.141592* AR/(1+sqrt(1+(AR/2)2); %升力线斜率, /rad CDo=0.02; % 零升阻力系数 epsilon=1/(pi*e*AR);%诱导阻力因子 alpha=sqrt(CDo*pi*AR*e)/CLa; CL=CLa*alpha; %升力系数 CD=CDo+epsilon * CL2; %阻力系数 X=CD*1/2*rho*x(3)2*S; Y=CL*1/2*rho*x(3)2*S; %以下为飞行器在铅垂平面的运动方程 dx=x(3)*cos(x(4); dy=x(3)*sin(x(4); dv=-X/m-g*sin(x(4); dtheta=Y/(m*x(3)-g*cos(x(4)/x(3); sys = dx; dy; dv; dtheta;function sys=mdlOutputs(t,x,u) rho