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国内研究状况对于刚体模型，南京理工大学的修观,王良明,杨荣军对对6自由度刚体弹道模型进行了线性化，得到了线性弹道方程组，他们通过求解线性弹道方程组得到其解析解，并给出详细求解过程。以6自由度刚体弹道模型为基准，通过方程的叠加代换，在不同射角条件下用6自由度刚体弹道模型与线性弹道模型进行弹道仿真。仿真结果表明：该线性弹道模型可以满足工程精度要求，它模型简单，弹道计算方便快速，在弹道滤波处理中可作为卡尔曼滤波模型，也可作为弹道快速模型用于简易制导弹箭预测控制系统设计[7-8]。30530
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对于再入弹道方面，中国第二炮兵工程学院的孙云,宋凌云,张毅给出了在认为阻力系数为速度的函数的，并对大气密度分层计算，估算再入飞行器弹道主要参数的一组解析式。通过上述方法进行仿真计算，将其计算结果、Barbera解、有关文献解同数值解的对应诸元进行了比较。结果表明，在对大气密度采用分层计算后，计算结果可以更真实地反映飞行器的再入环境，解析估算值也更接近于数值解，用于再入飞行器的再入弹道初步估计和再入性能分析效果出色[13]。论文网
对于再入段弹道解析，钱山，郑伟，张士峰，蔡洪教授等人考虑实际的条件因素，求得了新的的弹道导弹再入弹道解析解[14]，建立导弹再入段运动方程的简化式以应对升力因素，得到空气阻力、升力及飞行迎角的拟合式[15]。针对再入弹道，还有人提出了另一种再入飞行器新型预测制导方法。仿真发现：制导控制后最终落点误差显著减小，从40公里减小到10米。结果表明：在解析法再入弹道存在对模型简化误差的条件下，该制导律仍然可以执行[16]。对于再入弹道，基于动压剖面求解析解，也有相应的结论，仿真结果表明基于动压剖面的弹道设计方法可以满足滑翔再入段弹体的飞行任务和飞行约束[17]。田春军，李红伟，曹荣祥对弹头再入运动的特点，在地球为旋转圆球的模型下建立了弹道导弹弹头再入运动的简化方程，通过分层计算大气密度、地球引力和弹道倾角，并结合两种关于气动阻力系数的解析计算模型，推导出了弹头再入参数的解析解[18]。
1.2.2 国外研究状况
在过去的的外弹道计算中，通常认为高空的风速基本为零而不予考虑，但是实际上高空风通常很大，对于常规远程弹箭的弹道气动力设计、试验射程标准化以及射表编制、火控系统弹道模型的建立等有着非常重要的影响[9]。国外对高空风场进行了相关研究，如FIeming等利用温度探测资料，采用梯度风公式计算了 各纬度圈上的平均纬向风[10]。文献[11]从相对运动原理出发，建立了非平静大气中的弹箭运动方程组。
关于弹道飞行，由[19]的结论，H Rodrigues, M O de Pinho, D Portes Jr 和 A Santiago对火箭的垂直上升运动提出了一个分析研究，这个火箭在其质量变化规律是时间的线性函数条件下受到一个二次方程式的拉力。他们讨论了在封闭形式下模型微分方程的详细解析解，也提出和讨论了实例应用，展示了在质量消耗速率不变的情况下描绘火箭运动的微分方程有封闭的解析解，由贝塞尔函数的第一第二两种形式表达[20]。
对于重力和阻力对弹丸的影响，国外人员也进行了研究。在统一的重力场中求解经典弹道问题的方法众人皆知，它假设火箭不受到拖曳阻力作用，其轨迹呈抛物线形状随时间变化，速度的水平分量不随时间衰减。然而在实际问题中，弹体受到一个高雷诺数的拖曳阻力，估算数值与速度的平方成比例（比如：航空动力学阻力），这个阻力使弹体轨迹复杂化。国外相关人员对其做了近似解[21]。随后，人们改进了航空拖曳力的设想以有利于（更少依靠物理方法）一个持续衰减的近似解[22]。Steven B.Segletes 和William P.Walters通过将已知控制方程通过转化得到低空受统一的重力及空气阻力的弹道弹问题的解，这个解给出了根据弹道角变化的的弹道行程长，同时也得到了沿轨迹的弹箭速度、垂直和水平速度分量以及弹道角随时间变化率。从各方面看，这些变量根据当前弹道角变化[23]。