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固體火箭自主制導理論 版權(quán)信息
- ISBN：9787515917870
- 條形碼：9787515917870 ; 978-7-5159-1787-0
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數(shù)：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
固體火箭自主制導理論 內(nèi)容簡介
本書共10章：章介紹了固體運載火箭制導技術(shù)需求及其發(fā)展現(xiàn)狀；第2章介紹了制導技術(shù)研究的飛行力學基礎(chǔ)知識；第3章建立了固體運載火箭動力學模型并分析了固體運載火箭制導技術(shù)特性；第4章介紹了傳統(tǒng)的攝動制導方法及其拓展的廣義攝動制導原理；第5章介紹了遠程運載火箭經(jīng)典的閉路制導方法并提出了很優(yōu)反饋的閉路制導方法；第6章介紹了具有制導關(guān)機能力的運載火箭迭代制導方法；第7章介紹了耗盡關(guān)機的固體運載火箭適應滑行—助推飛行模式的定點制導方法；第8章介紹了耗盡關(guān)機方式下固體運載火箭的能量管理方法；第9章介紹了多子級固體運載火箭適應助推—滑行—助推飛行模式的定點制導拓展方法；0章綜合驗證并分析了固體運載火箭的自主制導技術(shù)。～3章為讀者闡述了固體運載火箭制導技術(shù)的研究背景和意義、飛行力學基礎(chǔ)知識以及動力學模型等共性問題。第4～6章回顧了運載火箭成熟的攝動制導方法、閉路制導方法以及迭代制導方法，并結(jié)合固體運載火箭的特點做出了相關(guān)的算法改進及完善。第7～10章針對多子級耗盡關(guān)機的固體運載火箭進行了系統(tǒng)的理論推導和綜合驗證，提出了具有自適應確定點火時間的定點制導方法和耗盡關(guān)機多約束能量管理方法；同時，考慮多子級助推—滑行—助推飛行模式以及能量管理方法的耦合影響問題，分別對定點制導方法的基礎(chǔ)原理進行拓展及應用性改進；很后在快速發(fā)射不同載荷質(zhì)量、高低入軌條件等即時任務需求下，綜合驗證了所提制導方法的高精度終端多約束能力、對參數(shù)偏差及不確定性的強魯棒性以及不同任務的自適應能力。
固體火箭自主制導理論 目錄
第1章 緒論
1.1 固體運載火箭自主制導技術(shù)需求概述
1.2 固體運載火箭發(fā)展現(xiàn)狀及特點概述
1.3 適用助推-滑行-助推的軌跡優(yōu)化研究現(xiàn)狀
1.3.1 基于間接法的軌跡優(yōu)化
1.3.2 基于直接法的軌跡優(yōu)化
1.3.3 模型預測靜態(tài)規(guī)劃方法
1.4 適用耗盡關(guān)機方式的制導方法研究現(xiàn)狀
1.4.1 蘭伯特問題的求解方法
1.4.2 閉路制導及其改進方法
1.4.3 耗盡關(guān)機能量管理方法
1.5 現(xiàn)有制導方法存在的主要問題
參考文獻
第2章 飛行力學基礎(chǔ)知識
2.1 地球形狀及飛行環(huán)境
2.1.1 地球形狀
2.1.2 標準大氣
2.1.3 風場模型
2.1.4 引力和重力
2.2 基于方向余弦矩陣的坐標系變換方法
2.2.1 方向余弦矩陣法
2.2.2 歐拉角的定義及其求解
2.3 基于四元數(shù)的坐標系變換方法
2.3.1 四元數(shù)的定義及運算規(guī)則
2.3.2 用四元數(shù)描述矢量繞定軸旋轉(zhuǎn)
2.3.3 用四元數(shù)描述坐標系旋轉(zhuǎn)
2.3.4 用四元數(shù)表示坐標系連續(xù)旋轉(zhuǎn)
2.3.5 四元數(shù)滿足的微分方程
2.3.6 由四元數(shù)確定方向余弦矩陣
2.3.7 方向余弦矩陣所對應的四元數(shù)
2.4 動力學基本原理
2.4.1 關(guān)于定軸旋轉(zhuǎn)的單位矢量求導
2.4.2 矢量的相對導數(shù)與**導數(shù)
2.4.3 動量定理和動量矩定理
2.4.4 變質(zhì)量力學基本原理
2.4.5 變質(zhì)量質(zhì)點系動力學方程
2.5 本章小結(jié)
參考文獻
第3章 動力學模型及制導技術(shù)特性分析
3.1 運載火箭動力學方程
3.1.1 常用坐標系的定義
3.1.2 坐標系間轉(zhuǎn)換關(guān)系
3.1.3 發(fā)射系內(nèi)動力學方程
3.1.4 空間軌道根數(shù)的計算
3.2 典型飛行任務設(shè)計與分析
3.2.1 遠程火箭的彈道設(shè)計
3.2.2 固體運載火箭的衛(wèi)星軌道特點
3.2.3 固體運載火箭典型任務剖面
3.3 固體運載火箭動力學特性
3.3.1 助推-滑行-助推模式的制導特點
展開全部
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