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弹道式飞行器再入高度惯性控制方案

航天控制 1998年第1期16卷 50-55页

作者：杨辉耀西安第二炮兵工程学院

弹道式飞行器再入时，常常要求在规定高度上发出开伞信号，目前用的过载延时控制方法误差太大。本文以飞行器轴向视速度及其积分为控制信号，用共扼方程法设计了一种惯性高度控制方案。计算结果表明，该方案的控制误差小于１００ｍ。

关键词：飞行器弹道式飞行器再入高度高度控制

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弹道式飞行器惯性制导机电式方法的研究历史

航天控制 2012年第1期30卷 81-85,96页

作者：范奎武崔鑫水海装天津局驻航天一院军代表室北京100076 北京航天自动控制研究所北京100854

以分析最初的资料和报告为基础,介绍了前苏联进行的弹道式飞行器沿"刚性"和"柔韧"(自适应)轨迹惯性制导机电方法数学论证和研制方面的历史,叙述了以著名惯导专家伊什林斯基为首的学派研究出的飞行器惯性制导方案在3个方面的实现情况:1)... 详细信息

以分析最初的资料和报告为基础,介绍了前苏联进行的弹道式飞行器沿"刚性"和"柔韧"(自适应)轨迹惯性制导机电方法数学论证和研制方面的历史,叙述了以著名惯导专家伊什林斯基为首的学派研究出的飞行器惯性制导方案在3个方面的实现情况:1)在被称作λ,μ惯性制导泛函形式下,使用视加速度积分陀螺仪,可以不用积分计算仪表而在飞行器本体上构成主要的制导方程;2)主要的制导方程可以转换成被称作α,β惯性制导泛函的形式,在飞行器本体上构成该泛函时完全不需要复杂的计算装置;3)所研究的机电方法不仅能够通过修正所设计的主动段的距离实现在垂直平面内对飞行器质心运动轨迹的单参数修正,也即沿被称作"刚性的"轨迹制导,而且还能对所设计的俯仰转弯角进行修正,也即实现双参数修正,沿着被称作"柔韧性的"轨迹制导。对于使用固体火箭发动机,推力调节有困难的情况,后者具有重要的意义。给出了某些方法的方块图,其中包括最简单的一种—按α,β泛函制导的情况。

关键词：弹道式飞行器惯性制导机电控制

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大型弹道式飞行器六自由度仿真研究与展望

宇航学报 1999年第3期20卷 106-111页

作者：邓方林阎斌王仕成第二炮兵工程学院301教研室西安710025

本文针对大型弹道式飞行器传统建模和仿真方法的局限性，采用多种运动形态一体化建模方法，建立了飞行器全干扰、全量、全通道、时变非线性六自由度模型，并进行了数字仿真和接入部分实装的半实物仿真。该模型已在控制系统设计、系统... 详细信息

本文针对大型弹道式飞行器传统建模和仿真方法的局限性，采用多种运动形态一体化建模方法，建立了飞行器全干扰、全量、全通道、时变非线性六自由度模型，并进行了数字仿真和接入部分实装的半实物仿真。该模型已在控制系统设计、系统质量评估、误差分析与精度评定、飞行效果预报和发射技术决策等领域中应用并获得了良好效果，证明该模型与传统三自由度模型相比更正确、更符合实际，

关键词：大型弹道式飞行器六自由度建模仿真系统分析

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弹道式飞行器对舰载防空火炮的突防概率计算

舰船电子工程 2022年第4期42卷 119-122页

作者：王金云可伟双介质动力技术重点实验室邯郸056017

针对弹道式飞行器突防舰载近程防空火炮系统,建立突防概率数学模型,基于VC++模拟仿真,重点研究弹道末端突防速度、防空火炮拦截距离、射击速率等因素对飞行器突防概率的影响,该研究可为水面舰艇近程防御提供参考。

关键词：弹道式飞行器舰载近程防空火炮突防概率数学建模数值仿真

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高超声速飞行器起飞质量的解析估算

固体火箭技术 2008年第6期31卷 548-551页

作者：赵吉松谷良贤龚春林西北工业大学航天学院西安710072

基于火箭助推的发射方式,推导出弹道式飞行器、高超声速助推-滑翔飞行器及高超声速助推-巡航飞行器的起飞质量与航程、燃料比冲和载荷之间的解析关系,为总体设计初期快速估算飞行器起飞质量提供了方法。基于此,比较了3种飞行器的起飞质... 详细信息

基于火箭助推的发射方式,推导出弹道式飞行器、高超声速助推-滑翔飞行器及高超声速助推-巡航飞行器的起飞质量与航程、燃料比冲和载荷之间的解析关系,为总体设计初期快速估算飞行器起飞质量提供了方法。基于此,比较了3种飞行器的起飞质量载荷比。结果表明,助推-巡航飞行器性能最优,助推-滑翔飞行器性能居中,弹道式飞行器的性能最差。

关键词：高超声速飞行器弹道式飞行器高超声速助推-滑翔飞行器高超声速助推-巡航飞行器起飞质量

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弹道飞行器自由飞行轨道的解析解法

宇航学报 1982年第1期 1-17页

作者：李连仲

本文提出了弹道式飞行器自由飞行轨道的解析解法。首先,在一个特殊的非正交的绝对坐标系中建立了运动微分方程,其中考虑了具有一阶扁率系数的地球引力场模型,然后导出运动方程的解析解。其解的精度与所用地球引力场模型的精度是一致的... 详细信息

本文提出了弹道式飞行器自由飞行轨道的解析解法。首先,在一个特殊的非正交的绝对坐标系中建立了运动微分方程,其中考虑了具有一阶扁率系数的地球引力场模型,然后导出运动方程的解析解。其解的精度与所用地球引力场模型的精度是一致的。应用本文给出公式,只需给定发射惯性坐标系或地面发射坐标系中关机点或以后任一点参数,便可解析地求出其后任一点的轨道参数(飞行器在惯性空间中的位置矢量、速度矢量或相对于地球的位置矢量和速度矢量)。并附有若干计算结果,表明解析解法具有较高的精度。

关键词：飞行轨道弹道式飞行器初始轨道发射坐标系解析解法轨道参数地心纬度发射惯性坐标系

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关于飞行器进入行星大气层的问题

中国航天 1982年第2期 23-30页

作者：马宏林

宇宙飞行器再入地球大气层或进入行星大气层是航天飞行的一个重要阶段。从空间返回地球大气层的飞行器叫做再入地球大气层飞行器,简称为再入飞行器;进入其它行星大气层并不返回地球的飞行器称为进入行星大气层的飞行器,我们不妨把这两... 详细信息

宇宙飞行器再入地球大气层或进入行星大气层是航天飞行的一个重要阶段。从空间返回地球大气层的飞行器叫做再入地球大气层飞行器,简称为再入飞行器;进入其它行星大气层并不返回地球的飞行器称为进入行星大气层的飞行器,我们不妨把这两类飞行器都简称为进入飞行器。

关键词：行星大气层地球大气层航天飞行弹道式飞行器宇宙飞行器气动加热升阻比地球卫星辐射防热载人飞行

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虚拟再入点摄动制导方案应用研究

航天控制 2005年第3期23卷 20-25页

作者：康建斌赵久奋赵建亭刘丕德江苏自动化研究所第二炮兵工程学院西安710025 第二炮兵工程学院

弹道式飞行器飞行过程中许多不可预料的干扰对其制导系统的“鲁棒性”提出了很高的要求。本文在分析了传统的摄动制导方案(即δ制导方案)在实际飞行中的抗干扰能力差等缺点的基础上,根据弹道式飞行器在空间的运动特性提出了一种基于虚... 详细信息

弹道式飞行器飞行过程中许多不可预料的干扰对其制导系统的“鲁棒性”提出了很高的要求。本文在分析了传统的摄动制导方案(即δ制导方案)在实际飞行中的抗干扰能力差等缺点的基础上,根据弹道式飞行器在空间的运动特性提出了一种基于虚拟再入点状态参数控制泛函的新型摄动制导方案。通过系统的理论和方法对该新型摄动制导方案的合理性、有效性和优越性进行了科学、系统地研究分析,在建立的制导模型基础上进行了严格地科学仿真计算并对该制导方案的部分优越性进行了验证和揭示。

关键词：弹道式飞行器制导方案再入点椭圆弹道干扰

弹道式行星大气进入Allen分析解误差仿真分析

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计算机仿真 2013年第12期30卷 30-34页

作者：朱政帆中国科学院光电研究院北京100094 中国科学院空间应用工程与技术中心北京100094 中国科学院大学北京100094

研究Allen分析解的误差问题。Allen分析解是一种应用于弹道式行星大气进入的轨道动力学解析解,但它与三自由度轨道模型的数值解相比存在误差。为了分析误差原因,采用了分段指数函数描述的行星大气密度模型,并建立了弹道式大气进入的三... 详细信息

研究Allen分析解的误差问题。Allen分析解是一种应用于弹道式行星大气进入的轨道动力学解析解,但它与三自由度轨道模型的数值解相比存在误差。为了分析误差原因,采用了分段指数函数描述的行星大气密度模型,并建立了弹道式大气进入的三自由度轨道模型和平面轨道模型进行仿真。通过修正平面轨道模型,使之与Allen分析解进行合理地仿真对比。结果表明,分析解误差的主要来源是航迹角为常数的假设。通过进一步分析航迹角的微分方程可知,航迹角的变化受初始速度影响。当飞行器初始速度大于临界速度时,航迹角先增大后减小,此时分析解偏大;当飞行器初始速度远小于临界速度时,航迹角单调减小,此时分析解偏小。分析结果为弹道式大气进入轨道动力学提出更加精确的解析解提供了参考依据,具有理论研究价值。

关键词：大气进入弹道式飞行器航迹角仿真与分析