再入航天器滚速变化引起的落点误差分析

用转子动力学理论研究了再入航天器滚速变化引起的落点误差。通过分析一般攻角方程,给出了再入航天器的进动规律和配平攻角,据此,求出了不旋转航天器的落点误差;将轨迹分段后,推出了常值滚转速率航天器的平均落点误差;在滚速过零一周范围内,通过确定过零高度,分析了过零误差机理,并对该误差进行了计算;最后,分析了低空联锁共振现象,给出了发生联锁共振的条件和误差计算公式,并得出了几个重要结论。     

大地测量误差对导弹精度的影响分析与修正

本文把发射点的所有测量误差统一为标准发射坐标系与惯性坐标系之间的平移和旋转，建立了这两种坐标系之间的变换关系，然后，通过各坐祭系内的制导方程，用小偏差法求落点偏差与发射点的坐标偏差，高程偏差，方位角偏差以及垂线偏并之间的解析关系式，该式仅依赖于标准弹道，特别适合射前快速修正，最后，根据计算结果对落点的变化规律进行了分析，并得出了几个重要结论。     

垂线偏差对导弹命中精度影响研究

在目前垂线偏差研究的基础上，求出了法线坐标与垂线坐标系之间的转换关系，而且通过重力分析、空气动力分析和控制基准分析，认为两会标系内导弹受力不同，运动参数也不相等，不仅如此，垂线偏差还从几何和动力学两方面影响瞄准方位角。最后通过计算给出垂线偏差的影响量级工得出了几个结论。     

环境温度对导弹精度、最大射程的影响分析与修正

导弹发射时的环境温度会影响固体发动机的推力,推力的变化一方面影响导弹的精度,另一方面影响导弹的最大射程.根据推力与推进剂初温的关系,建立了计算标准弹道关机点参数偏差的数学模型,计算了这种误差通过制导方程高阶项引起的落点误差,并且对最大射程误差也进行了计算,同时,采用修正制导方程系数的方法,对落点误差进行了修正.仿真结果表明,通过本文提供的方法可以修正环境温度造成的落点偏差.     

弹道式再入飞行器高度惯性控制方法

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，过载延时控制方法误差太大，不能满足精度要求。本文以飞行器轴向视加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法。计算结果表明，该控制方法的控制误差小于１００ｍ。     

弹道式飞行器再入高度惯性控制方案

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。     

弹道式飞行器再入攻角引起的落点误差分析

由于干扰因素的影响,飞行器再入时会产生±5°的初始攻角,这种攻角产生的升力不仅随攻角的收敛而变小,而且随飞行器的自旋而改变方向,从而使飞行器沿螺旋状弹道再入,最终造成落点误差,文中将转子动力学理论用于旋转飞行器的再入运动分析,通过对进动角与升力的耦合计算,得出了飞行器的平均落点误差,并以算例进行了验证,最后,给出了若干重要结论。     

大地测量误差对导弹精度的影响与修正

将导弹发射点的所有测量误差统一为标准发射坐标系与实际坐标系之间的平移和旋转,建立了这两种坐标系之间的变换关系,通过各坐标系内的制导方程,用小偏差法求出了落点偏差与发射点的坐标偏差,高程偏差,方位角偏差及垂线偏差之间的解析关系式,并按该计算模型,对典型远程导弹进行了计算。结果表明,该修正公式计算精度高,能用于导弹射前修正。