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轨道机动过程中推力加速度的实时最小方差估计(英文)

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宇航学报 2002年第5期23卷 76-80页

作者：李恒年李济生黄永宣西安交通大学系统工程研究所西安710048 西安卫星测控中心西安710043

飞行器轨道机动过程中 ,为跟踪、定位机动目标和干预机动控制过程 ,需要统计处理离散的雷达观测量实时估计推进发动机的推力 ,进而确定飞行器的瞬时轨道参数。本文所述算法是该工程问题的探讨和解决方案。文章建立了轨道机动过程中连续... 详细信息

飞行器轨道机动过程中 ,为跟踪、定位机动目标和干预机动控制过程 ,需要统计处理离散的雷达观测量实时估计推进发动机的推力 ,进而确定飞行器的瞬时轨道参数。本文所述算法是该工程问题的探讨和解决方案。文章建立了轨道机动过程中连续变质量运动模型和离散雷达量测模型 ,推进发动机的质量秒耗量作为表征推力加速度的一个近似常量 ,应用扩展卡尔曼滤波对离散的雷达测量数据进行顺序统计处理给出秒耗量的最小方差估计 ;文章详细地推导了线性化量测模型的变分方程和观测矩阵 ;仿真结果表明该算法能快速。

关键词：推力加速度实时最小方差估计轨道确定轨道机动飞行力学飞行器

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推力曲线形状对火箭散布的影响及其优化问题

南京理工大学学报(自然科学版) 1984年第4期 181-196页

作者：阮仲皋

一、引言无控火箭有许多优点:射程远、机动性好、火力猛、造价低。但它的散布仍是至今存在的严重缺点。因此如何提高密集度是火箭研制与设计中的重要课题。从下列三点中我们可以看到火箭在主动段飞行中,诸扰动因素的作用与影响是与其推力

关键词：推力加速度无控火箭偏角主动段推力曲线时间曲线端面燃烧推力偏心距低速旋转

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减小火箭弹散布的参数优化设计

弹箭与制导学报 1998年第2期18卷 26-30页

作者：金友兵邵大燮李奉昌南京理工大学弹道研究所

以火箭弹的六自由度运动方程为基础，建立了计算散布的优化模型。采用阶梯型推力加速度、等减速旋转法和尾翼延时张开等方案来减小火箭弹的散布。利用优化方法对影响阶梯型推力加速度、等减速旋转法和尾翼延时张开等重要参数进行了优化... 详细信息

以火箭弹的六自由度运动方程为基础，建立了计算散布的优化模型。采用阶梯型推力加速度、等减速旋转法和尾翼延时张开等方案来减小火箭弹的散布。利用优化方法对影响阶梯型推力加速度、等减速旋转法和尾翼延时张开等重要参数进行了优化设计，计算结果表明这是一种减小火箭弹散布的有效途径。

关键词：推力加速度火箭弹散布参数优化

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增程弹外弹道参数的选取

弹箭与制导学报 1983年第3期 60-67页

作者：钱荣华

本文通过总结几种反坦克火箭增程弹的具体数据和研制过程,把外弹道学和反坦克火箭增程弹的参数选择紧密结合起来,总结了实际经验,对反坦克火箭增程弹的设计有一定参考价值.

关键词：推力加速度反坦克炮口点火时间火箭增程弹火箭助推炮弹火箭弹发动机工作时间主动段终点密集度时转速弹道参数

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尾翼式火箭弹外弹道优化设计方法的讨论

南京理工大学学报 1984年第2期 211-216页

作者：张炎清

本文从尽量减轻弹重和减小方向散布的角度出发,建立了寻求尾翼式火箭弹最佳方案的外弹道优化设计的数学模型。此外,还给出了相应的计算方法并作了简要的讨论。

关键词：弹重火箭弹目标函数固体推进剂固体火箭推进剂最大射程推力加速度方向散布计算公式优化设计方法外弹道

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大力神Ⅲ推进系统性能评定

导弹与航天运载技术 1984年第3期 24-41页

作者： Leonard A.Beck 鸣远

本文介绍了根据飞行试验获得的加速度数据精确确定推进系统性能的方法。这种方法是用迭代方法获得对所有可用的飞行数据的加权最小二乘(“最好的”)拟合。美国空军大力神Ⅲ火箭应用此种方法时,曾经遇到了以下几个问题:如何确定推进剂液... 详细信息

本文介绍了根据飞行试验获得的加速度数据精确确定推进系统性能的方法。这种方法是用迭代方法获得对所有可用的飞行数据的加权最小二乘(“最好的”)拟合。美国空军大力神Ⅲ火箭应用此种方法时,曾经遇到了以下几个问题:如何确定推进剂液位传感器的实际暴露时间,发动机喉部烧蚀量,燃烧室压力偏差,测试设备误差,分系统数学模型的不精确度,以及如何确定推进剂耗尽关机时的剩余量和后效冲量等。文章介绍了解决这些问题的方法,用这些方法通常可以根据质量低劣的数据,甚至是替代数据获得高度精确的有关性能数据。结果表明,采用上述方法有效地改善了对火箭飞行性能数据确定的精确性。这种方法与通常会产生2％以上误差的利用压力确定性能的方法相比,在确定推力,比推力和混合比时,精度通常在0.5％以内。在大力神Ⅲ火箭飞行计划中采用这些和其它一些方法进一步改进了分系统模型,并且有效地提高了预计的火箭飞行性能的精度。

关键词：大力神后效冲量耗尽关机数据导出推进剂剩余量液位传感器发动机性能参数推力加速度推进系统

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弹道导弹过关机点状态估计方法研究

现代防御技术 2018年第6期46卷 24-29页

作者：杜广洋郑学合北京电子工程总体研究所北京100854 中国航天科工集团有限公司第二研究院北京100854

弹道导弹飞行主动段和自由飞行段的运动学模型差别很大,对导弹过关机点状态的准确及时估计,对于跟踪信息处理方式的切换意义重大。基于雷达跟踪信息,提出将推力加速度作为特征量估计导弹过关机点状态,并推导了观测方程。针对观测方程非... 详细信息

弹道导弹飞行主动段和自由飞行段的运动学模型差别很大,对导弹过关机点状态的准确及时估计,对于跟踪信息处理方式的切换意义重大。基于雷达跟踪信息,提出将推力加速度作为特征量估计导弹过关机点状态,并推导了观测方程。针对观测方程非线性问题,通过对多个随机变量的线性化,利用递推最小二乘(RLS)算法获得了推力加速度的递推估计。通过误差分析,给出了过关机点状态估计门限计算方法。仿真表明,该估计方法能够准确及时地给出过关机点状态估计结果。

关键词：弹道导弹关机点雷达跟踪推力加速度线性化递推最小二乘

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登月舱的综合制导和控制系统的设计原理

现代防御技术 1974年第S2期 70-87页

一、序言登月舱的主要制导系统会有高性能的数字控制计算机,惯性测量组合和其它导航敏感元件,并能履行飞船稳定自动驾驶仪和控制系统的职能。过去,稳定和控制的功能通常是由含有角度和速率陀螺的模拟式系统来完成。最初的登月舱制导... 详细信息

一、序言登月舱的主要制导系统会有高性能的数字控制计算机,惯性测量组合和其它导航敏感元件,并能履行飞船稳定自动驾驶仪和控制系统的职能。过去,稳定和控制的功能通常是由含有角度和速率陀螺的模拟式系统来完成。最初的登月舱制导和控制系统具有在图1中所表示的结构形式。主要的制导系统和辅助制导系统,以及宇航员的所有数据都经过模拟式自动驾驶仪放大送到主发动帆的支架伺服系统和喷气控制系统中去（但仅在交换调头时,宇航员可通过模拟人自动驾驶仪直接操纵喷气控制系统的喷嘴来进行分离）。所提供的主要制导系统必须

关键词：方程开关曲线抛物线向量登月舱相平面飞船滤波器电子设备推力加速度角加速度综合制导组合制导设计原理

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火箭增程弹的扰动运动理论及其应用

南京理工大学学报 1980年第2期 29-59页

作者：徐明友

本文论述了几个主要扰动因素引起的火箭增程弹的扰动运动特性,导出了散布计算及确定合理点火条件的公式,为正确选取一些重要设计参数并进行散布分析提供了依据。全文分以下几个专题:①野战尾翼式增程弹扰动运动特性;②高初速条件下起始... 详细信息

本文论述了几个主要扰动因素引起的火箭增程弹的扰动运动特性,导出了散布计算及确定合理点火条件的公式,为正确选取一些重要设计参数并进行散布分析提供了依据。全文分以下几个专题:①野战尾翼式增程弹扰动运动特性;②高初速条件下起始扰动引起偏角的极限值;③高初速条件下周期性扰动因素所引起的扰动运动;④合理点火条件的确定;⑤反坦克增程弹的立靶散布。本文是在文[1]基础上修订补充而成的。

关键词：扰动运动攻角主动段迎角增程弹点火位置立靶散布推力加速度偏角