機(jī)動(dòng)發(fā)射條件下,為提高空間飛行器變射面橫向機(jī)動(dòng)模型的諸元計(jì)算速度,設(shè)計(jì)了基于牛頓迭代算法的諸元快速計(jì)算模型。以基準(zhǔn)彈道諸元參數(shù)為迭代初值,選取了6個(gè)關(guān)鍵參數(shù),在同一彈道模型基礎(chǔ)上,采用牛頓迭代法對(duì)諸元進(jìn)行快速求解。仿真結(jié)果表明,在一定范圍內(nèi),迭代后的變射面橫向機(jī)動(dòng)彈道能夠與飛行中段彈道高精度交班,且計(jì)算耗時(shí)不超過(guò)2 s,能夠滿足機(jī)動(dòng)發(fā)射需求。 

【文章來(lái)源】：飛行力學(xué). 2020,38(03)北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

空間飛行器機(jī)動(dòng)發(fā)射示意圖

圖2和表1中:Δx n f 、Δy n f 和Δz n f 分別為入軌點(diǎn)橫向偏差、高度偏差和縱向偏差[1];ΔVf、Δθf(wàn)和Δaf分別為入軌點(diǎn)速度偏差、當(dāng)?shù)貜椀纼A角偏差和速度方位角偏差。表1 迭代前入軌點(diǎn)各狀態(tài)偏差量最大值Table 1 Maximum deviation of the injection point before iteration 偏差量 數(shù)值 偏差量 數(shù)值 Δx n f /m 594.52 ΔVf/m·s-1 1.18 Δy n f /m 487.20 Δθf(wàn)/(°) 0.23 Δz n f /m 24 849.01 Δaf/(°) 2.29

快速計(jì)算仿真流程圖

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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[2]高超聲速滑翔飛行器彈道快速規(guī)劃研究[D]. 陳法龍.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2012
[3]彈道導(dǎo)彈變點(diǎn)機(jī)動(dòng)射擊諸元快速計(jì)算方法研究[D]. 錢山.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2006



本文編號(hào)：3061487