排序方式: 共有24条查询结果,搜索用时 15 毫秒
11.
12.
13.
14.
15.
针对基座运动对于飞行器落点偏差影响问题,从基座平移运动和摇摆运动2个方面,基于弹道落点偏差产生的物理与数学原理,采用理论分析与计算推导相结合的方法,分别研究了基座水平速度、升沉速度、纵摇、横摇和偏航摇对落点偏差的影响机理,建立了基座运动状态对飞行器落点的误差传播计算模型,并通过算例分析了这几种因素对于飞行器落点偏差的影响程度,给出了提高落点精度的相应建议与方法。 相似文献
16.
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。 相似文献
17.
18.
1986年1月美国挑战者号航天飞机遇难以后,西欧一些国家为了解决空间微重力实验的燃眉之急,增加欧洲空间站的应急救生能力以及发展西欧独立的载人航天,开始着手研制弹道式航天器——返回式卫星和载人飞船。文章简要介绍了西欧目前正在进行中的几项弹道式航天器研制计划及其进展情况。 相似文献
19.
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一按α,β泛函制导的情况. 相似文献
20.
弹道式再入航天器落点预报技术 总被引:1,自引:1,他引:0
建立了航天器弹道式再入动力学模型,并针对航天器在着陆前开减速伞导致高空风对航天器落点影响大的特点,建立了高空风对航天器的动力学模型。提出了基于高空风实时修正的航天器落点预报算法。相比以往的算法,该算法无需提前计算高空风修正插值表。经实测数据验证,算法显著提高了航天器的落点预报精度。 相似文献