导弹燃料相对质量因数计算

防空导弹主级燃料相对质量因数计算《导弹总体设计》课程大作业班级姓名学号导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》2目录一、实验目的................................................................................................................3二、实验要求................................................................................................................3三、计算方法................................................................................................................3四、实验数据................................................................................................................61、分离条件...........................................................................................................62、气动参数...........................................................................................................63、发动机参数.......................................................................................................64、导引规律...........................................................................................................75、大气模型...........................................................................................................7五、实验结果................................................................................................................71.燃料质量因数......................................................................................................72.弹道图形..............................................................................................................73.攻角变化图.........................................................................................................8附程序源代码..............................................................................................................9导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》3一、实验目的在导弹总体设计中，与导弹飞行性能关系最为密切的参数称为主要参数，包括导弹质量m，发动机推力P和导弹的参考面积S.这些参数在在很大程度上决定了导弹的飞行性能。因此，对对导弹总体设计来说，在战术技术要求确定之后，就应该确定上述主要参数。为便于解决问题和有利于应用设计经验统计数据，主要参数一般用相对量形式表示。对于质量m，引入相对参数μ表示导弹在某一瞬间时t所消耗的燃料相对质量因数。本实验的目的:计算在确定战术性能指标要求下导弹的相对质量因数μ，为导弹总体设计提标准。导弹燃料质量由导弹运动特性决定，在导弹设计初期难以确切知道导弹运动微分方程组各项技术参数，因而无法求解。通过寻求能表征导弹运动特征的相对参量来取代方程中的绝对参量，形成相对量运动微分方程，从而可结合具体需要找出符合特殊设计要求的参数。二、实验要求1、根据已知条件，采用数值积分法求解相对量运动微分方程组，计算燃料相对质量因数。2、综合运用积分、插值计算等计算方法，采用C、C++，或者MATLAB等语言的一种，编制计算程序。三、计算方法导弹燃料质量由导弹运动特性决定，在导弹设计初期难以确切知道导弹运动微分方程组各项技术参数，因而无法求解。通过寻求能表征导弹运动特征的相对参量来取代方程中的绝对参量，形成相对量运动微分方程1、导弹相对量运动微分方程导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》42020sin121cos121sincossxssysssssIVCIIdVdPpPVCIIIdVdPpPIdyVdPgIdxVdPg(1)2、三点法三点法是指在攻击目标的过程中，导弹始终位于导引站和目标的连线上，即导引站、导弹、目标三点成一直线的导引法，它是遥控导弹的导引方法之一。图1三点法导引关系图弹道参数存在以下关系sinTTVqdqdtD(2)sinsinMTMMMTdqVqVdtD(3)导引规律为MdqdVdtdt(4)Mqq(5)弹道倾角与高低角的关系为：导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》5sinsinTTyVqqyV(6)时间与高低角的关系为：0TTytctgqctgqV(7)将sIdtdPg两边积分，并带入上式可得：0TsTPgyctgqctgqIV(8)通过导弹微分方程和三点法导引规律推导出相应的导弹微分方程，在所给表格数据的基础上利用二元插值法得到不同情况下的𝐶𝑦𝛼和𝐶𝑥，利用龙格库塔四步四阶数值积分法逐步计算导弹的弹道，直到导弹击中目标，此时的𝜇值即为导弹在给定战术指标要求下的最小μ值。3、三点法导引的导弹微分方程三点法导引的导弹微分方程如下：202020sin1211sin1sincoscos211sxsssTTsTTsssyssIVCIIdVdPpPIVdydVVyyPgVddddIVctgqctgPgyIdyVdPgIdxVdPgIdVdPVCIIPp(9)导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》6四、实验数据1、分离条件速度V0=500m/s，时间t0=3s，x方向位置𝑥0=674𝑚，y方向位置𝑦0=329𝑚，初始攻角𝛼0=15°，初始弹道倾角𝜃0=26°。2、气动参数阻力因数(,)xCMa插值表：（）Ma2468101.50.04300.05110.06510.08470.11202.10.03600.04360.05580.07360.09732.70.03080.03720.04810.06410.08493.30.02650.03230.04190.05600.07464.00.02220.02720.03560.04780.0644升力因数斜率(,)yCMa插值表：（）Ma12468101.50.03020.03040.03060.03090.03110.03132.00.02790.02800.02840.02860.02880.02902.50.02610.02640.02670.02690.02720.02743.00.02470.02480.02510.02540.02570.02593.50.02260.02270.02310.02330.02360.02384.00.02090.02100.02130.02160.02190.0221注：以上攻角单位均为度。3、发动机参数比冲Is=2156/Nskg；重力加速度g=9.801；推重比2.2P；翼载205880/pNm。导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》74、导引规律三点法。目标匀速直线等高迎头飞行，420/TVms，15000Tym，034200TDm（弹目斜距）。5、大气模型𝜌0=288.15K，𝜌0=1.2495Kg/m3五、实验结果1.燃料质量因数μ=0.3442.弹道图形图2弹道图形导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》83.攻角变化图图3攻角的变化情况导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》9附程序源代码%ByJRD%%---------------------------------------------clear;clc;u=0;%燃料相对质量因数初始值%----------------初始参数---------------------Is=2156;%发动机参数g=9.801;P2W=2.2;P0=5880;Vt=420;%目标参数yt=15000;Dt0=34200;q0=asin(yt/Dt0);V0=500;%导弹参数t0=3;x0=674;y0=329;Attack=1.5;sita0=26;s0=sita0*pi/180;T0=288.15;%大气参数r0=1.2495;H=y0;i=1;whileH=ytx(1)=x0;y(1)=y0;s(1)=s0;V(1)=V0;ify(i)=11000%不同高度的温度和密度T=288.15-0.0065*y(i);r=r0*(T/T0)^4.25588;elseT=216.65;r=0.36392/exp((y(i)-11000)/6341.62);endV_sound=20.0468*sqrt(T);%音速，马赫数计算导弹总体设计《防空导弹主级燃料相对质量因数计算》10Ma=V(i)/V_sound;Attack(1)=1.5;%----------------阻力因数插值表---------------attack1=[246810];Mach1=[1.5,2.1,2.7,3.3,4.0];cx=[0.0430,0.0511,0.0651,0.0847,0.1120;0.0360,0.0436,0.0558,0.0736,0.0973;0.0308,0.0372,0.0481,0.0641,0.0849;0.0265,0.0323,0.0419,0.0560,0.0746;0.0222,0.0272,0.0356,0.0478,0.0644];Cx=interp2(attack1,Mach1,cx,Attack(i),Ma,'spline');%----------------升力因数插值表---------------attack2=[1,2,4,6,8,10];Mach2=[1.5,2.0,2.5,3.0,3.5,4.0];cy=[0.0302,0.0304,0.0306,0.0309,0.0311,0.0313;0.0279,0.0280,0.0284,0.0286,0.0288,0.0290;0.0261,0.0264,0.0267,0.0269,0.0272,0.