导读:本文包含了弹道扰动引力论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:弹道,引力,摄动,赋值,误差,函数,引力场。
弹道扰动引力论文文献综述
王顺宏,戴陈超,李剑,杨奇松[1]（2019）在《跳跃-滑翔弹道扰动引力自适应网格快速赋值方法》一文中研究指出为实现高超声速跳跃-滑翔弹道扰动引力的快速赋值,提出自适应网格赋值模型,并根据反距离加权理论,优化广义延拓逼近算法,对模型的逼近误差进行分析。该赋值模型的网格划分为两级,第一级网格根据标准弹道空域进行划分,第二级网格根据滑翔导弹实际弹道在线生成。根据一级网格节点数据,通过优化广义延拓逼近算法计算二级网格节点数据,最后根据二级单元内插计算实际弹道点的扰动引力值。仿真结果表明:在同等大小的网格划分下,优化广义延拓自适应网格模型的逼近精度高于一般赋值方法;在同等精度要求下,该赋值模型的最大单元格边长大于一般赋值方法,从而减少了单元格划分数量,进而降低弹上数据存储量;针对不同滑翔方向以及不同滑翔距离的跳跃-滑翔弹道,该模型逼近误差对应的落点偏差小于5 m,具有较好的适应性。该赋值模型在满足计算速度的前提下,提高了传统赋值方法的逼近精度,降低了弹上存储量,具有一定的工程应用价值。(本文来源于《国防科技大学学报》期刊2019年05期）
戴陈超,王顺宏,李剑,陈正生,杨奇松[2]（2019）在《扰动引力对高超声速跳跃-滑翔弹道的影响分析》一文中研究指出在临近空间长时间超声速滑翔的导弹,扰动引力对弹道的影响不可忽略。考虑地球扁率及自转的影响,建立了助推-滑翔导弹跳跃-滑翔段叁自由度弹道模型;通过球谐函数计算扰动引力,针对起始飞行高度与速度固定的跳跃滑翔弹道,分析了不同阶次扰动引力的变化趋势以及所产生的落点偏差;同时在固定阶次扰动引力下,分别分析了扰动引力对不同射向角、不同起始飞行高度跳跃-滑翔弹道落点精度的影响。仿真结果表明,扰动引力影响不同射向角跳跃-滑翔弹道所产生的落点偏差最大超过4900 m,偏差随着弹道起始高度的降低而减小,当扰动引力计算阶次超过360阶时落点偏差趋于一致,计算结果具有可靠性。因此在实际作战背景下,必须考虑扰动引力对临近空间跳跃-滑翔导弹命中精度的影响,在满足作战条件的前提下可以采用降低跳跃-滑翔弹道起始飞行高度的方式来减小扰动引力对落点精度的影响。(本文来源于《电光与控制》期刊2019年03期）
周欢,丁智坚,郑伟[3]（2018）在《沿临近空间机动弹道的扰动引力重构模型优化》一文中研究指出以高超声速滑翔飞行器滑翔段弹道为研究对象,针对沿弹道的扰动引力快速计算问题,提出一种基于延拓逼近理论的扰动引力快速重构方法。基于多岛遗传算法,建立了重构模型的优化算法。在求解优化问题过程中,为降低计算规模,基于最优拉丁超立方试验设计方法和径向基神经网络构建了原始重构模型的代理模型。仿真结果表明,所提重构方法可适应机动飞行下的复杂环境,在满足弹载计算机存储量要求的前提下可有效地提高弹道精度。(本文来源于《兵工学报》期刊2018年12期）
周欢,丁智坚,郑伟[4]（2018）在《沿飞行弹道的扰动引力逼近方法》一文中研究指出为实现导弹飞行过程中的扰动引力补偿,提出了一种基于网函数逼近理论的扰动引力模型构建和快速赋值方法。推导了该方法的赋值误差,分析了影响赋值精度的主要因素,计算了该方法应用于不同射程、不同射向及不同区域弹道中的扰动引力重构结果以及由赋值误差产生的落点偏差。结果表明,对于射程为12 000 km的弹道,当存储量约为1 000个数据时,即可将赋值误差及其引起的落点偏差控制在10-2mgal量级和8 m以内,全程弹道生成时间远小于其他方法。该方法能够实现沿任意飞行弹道的扰动引力快速赋值,其赋值精度、计算速度和存储量均满足弹道计算要求。(本文来源于《兵工学报》期刊2018年12期）
任飞龙,朱翔宇,祝婷,李双钦,张迪[5]（2018）在《不同地形类别下弹道主动段扰动引力比较研究》一文中研究指出发射阵地上空扰动引力对弹道导弹主动段飞行影响很大。通过使用基于SRTM数据的地形分类,计算了七种地形类别的纬向、经向和径向扰动引力,并对弹道扰动引力进行了分析和比较。经过计算,在近地表各地形扰动引力叁分量均与平原相差很大;而弹道高度大于25km时,扰动引力偏差逐步收敛甚至趋向于0。这表明扰动引力对导弹低空主动段影响很大,高空高速飞行时影响不大,发射点位于我国多山或青藏高原地区,扰动引力对导弹落点影响偏大。(本文来源于《第九届中国卫星导航学术年会论文集——S10 多源融合导航技术》期刊2018-05-23）
王磊,郑伟,周祥[6]（2018）在《考虑扰动引力影响的弹道助推段误差传播解析计算方法》一文中研究指出针对地球扰动引力对弹道导弹惯性导航精度影响日益突出这一问题,研究了沿弹道扰动引力的多项式拟合方法,并基于线性系统理论和弹道摄动思想推导了用于求解扰动引力对弹道助推段状态影响的完整解析表达式。同时考虑扰动引力影响与导弹视加速度之间的耦合特性,将扰动引力引起的视加速度偏差视为扰动引力影响的附加补偿项,并进行迭代修正。仿真结果表明:扰动引力拟合残差小于3×10~(-7)m/s~2,考虑耦合项修正的弹道误差传播解析模型计算残差减小为原有方法的1/3,计算时间仅为直接采用弹道积分求差法的1/10。(本文来源于《国防科技大学学报》期刊2018年02期）
常晓华,丰海[7]（2018）在《高阶扰动引力对自由段弹道影响的快速计算方法》一文中研究指出针对扰动引力大小和方向随空间位置变化的特点,将自由段弹道按射程进行分段,动态建立北天东坐标系并计算高阶扰动引力加速度,将其天向分量等价为均质圆球质量偏差,并修正标准椭圆轨道方程;将扰动引力对北向和东向的影响近似为匀加速直线运动,推导出运动微分方程的解并在地心坐标系内对弹道飞行器的位置和绝对速度进行更新计算,从而提出了高阶扰动引力对自由段弹道影响的近似解析解计算方法。数值计算结果表明,该方法具有较高的计算精度,可用于弹道飞行器高精度实时制导和轨道预测等方面。(本文来源于《飞行力学》期刊2018年01期）
马宝林[8]（2017）在《地球扰动引力场对弹道导弹制导精度影响的分析及补偿方法研究》一文中研究指出地球扰动引力场是影响远程弹道导弹命中精度的一个重要误差源,有必要对其影响进行深入的分析,并提出有效的补偿方法。论文以此为背景,以提高扰动引力场影响下机动发射弹道导弹的命中精度为目的开展了相关理论及关键技术研究。论文主要工作及结论如下:首先,分析了扰动引力场对弹道导弹导航精度影响的特性。扰动引力场对导航的影响特性是分析扰动引力场对制导精度影响的基础。扰动引力场对导航影响的误差因素包括导弹初始状态误差和主动段扰动引力。本文以初始定位定向误差的传播机理为依据,推导了包括视加速度投影误差、初始位置误差、初始速度误差和受力误差在内的导弹初态误差对导航的影响分析模型。基于小偏差方法的思路分析了主动段扰动引力对导航的影响特性。仿真结果显示,相同射向情况下,不同发射点初态误差产生的关机点速度误差与垂线偏差解算误差呈正相关;主动段扰动引力对导航参数的影响主要取决于导弹主动段飞经的区域。其次,分析了扰动引力场对弹道导弹制导精度影响的特性。(1)通过将扰动引力对飞行特征量(导航参数、标准关机点状态参数和误差系数)影响的误差量引入关机方程,建立了飞行特征量误差项对摄动制导命中精度的分析模型,进而建立了主动段扰动引力、被动段扰动引力及弹道变形导致的扰动引力对摄动制导命中精度影响的分析模型。(2)分别建立了主、被动段扰动引力对需要速度影响的分析模型。在分析扰动引力对导航参数和需要速度影响特性的基础上,建立了全程扰动引力通过增益速度误差对命中精度影响的分析模型。(3)通过推导扰动引力场对星敏感器观测量、最佳修正系数等飞行特征量影响的关系式,建立了扰动引力场对星光/惯性复合制导命中精度影响的分析模型。打靶结果显示,星光是修正初始定向误差的一种有效方法。由于星光无法体现扰动引力的信息,因此星光无法对扰动引力的影响进行修正。第叁,建立了补偿扰动引力场对弹道导弹命中精度影响的等效补偿理论及其等效补偿模式。(1)根据地球扰动引力对弹道导弹运动的影响特性,基于控制系统理论,区分了考虑扰动引力影响的扰动系统与不考虑扰动引力影响的正常系统之间的差异,明确了等效补偿系统与扰动系统、正常系统之间的关系。(2)系统提出了通过对弹道诸元或制导诸元进行补偿,能够实现与直接补偿扰动引力达到相同命中精度要求的等效补偿理论,为补偿扰动引力对弹道导弹运动的影响提供了一个通用的框架和理论基础。(3)根据补偿过程中观测器、控制器的不同设计方式,提出了嵌入式、分步式、分段式和映射式等补偿模式,明确了各补偿模式输入输出之间的关系以及各种补偿模式的适用范围。第四,提出了扰动引力影响下的地面弹道诸元快速补偿方法。基于远程导弹真空段运动方程和考虑扰动引力场因素影响下的初始定位定向误差传播机理,推导了关机点状态误差对发射方位角和俯仰程序变化率偏导数的解析解。在此基础上,建立了修正诸元的快速补偿方法。仿真结果表明,相比于求差法,解析法可节约99.9%的计算时间;修正后的弹道落点偏差纵向小于20m、横向小于10m,满足远程导弹快速、准确发射的需求。最后,提出了扰动引力对制导精度影响的地面诸元补偿方法。摄动制导补偿方面:提出了分步式补偿方法和将扰动引力对摄动制导精度的影响结果映射为关机方程修正量的映射式补偿方法。仿真结果显示,采用映射式补偿方法补偿后的纵向落点偏差小于5m、横向偏差小于1m,在命中精度达到要求的基础上,简化了步骤,具有较高的工程应用前景。闭路制导补偿方面:通过分析大偏差干扰下弹道变形导致的非球形引力对命中精度的影响结果随关机点位置误差的变化规律,基于等效补偿理论,建立了基于偏差系数的映射式地面诸元补偿方法。仿真结果显示,在末级发动机推力误差增加10%的误差干扰下,补偿后的落点纵、横向偏差均小于5m,可以实现对大偏差干扰下非球形引力对命中精度影响的快速、有效补偿。本文通过以上研究,揭示了地球扰动引力场对制导精度影响的机理,提出了具有重要理论价值的等效补偿理论和应用价值的补偿方法。对于缩短发射准备时间、提高机动条件下弹道导弹命中精度具有重要意义。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2017-06-01）
马宝林,张洪波,郑伟,吴杰[9]（2016）在《地球扰动引力对弹道导弹命中精度影响的等效补偿理论》一文中研究指出为消除地球扰动引力的影响、提高弹道导弹的命中精度,根据地球扰动引力对弹道导弹运动影响的特性与控制系统理论,建立不直接补偿地球扰动引力对导弹运动参数的影响却能满足命中精度要求的等效补偿理论。根据不同补偿方式与补偿量的特点,提出嵌入式、分步式、分段式等补偿模式,为补偿地球扰动引力对导弹运动的影响提供了一个通用框架和理论基础。(本文来源于《国防科技大学学报》期刊2016年04期）
周欢[10]（2016）在《考虑扰动引力影响修正的高超声速滑翔飞行器弹道规划方法》一文中研究指出论文针对地球外部空间扰动引力对高超声速滑翔飞行器的影响及修正问题开展研究。重点探讨了基于D-E剖面的多约束滑翔弹道规划算法、扰动引力场对弹道规划的影响分析、基于摄动思想的滑翔弹道误差传播理论、沿飞行弹道的扰动引力场局域表征理论以及面向摄动因素影响补偿的滑翔弹道快速修正方法等。论文力求为相关问题的研究提供理论基础、方法支撑、数据积累和基本研究结论。主要完成了如下工作:1.建立了基于D-E剖面的多约束滑翔弹道规划算法基于极点变换思想,给出了半速度坐标系及换极坐标系中的弹道规划运动模型,阐述了两种坐标系下飞行状态变量的转换关系。建立了考虑禁飞区和航路点等约束条件的弹道规划数学模型,给出了阻力加速度-能量(D-E)飞行走廊的数学模型,建立了基于D-E剖面的多约束滑翔弹道规划算法。仿真表明,该算法可实现考虑航路点及禁飞区条件下的滑翔弹道快速规划,参考弹道可满足飞行约束条件,容易跟踪且具有较高的弹道规划效率。2.开展了扰动引力对滑翔弹道规划方法的影响分析分析了飞行过程中扰动引力对不同初始方位角、不同再入点位置和不同纵程滑翔弹道位置域状态参数及速度域状态参数的影响,分析了扰动引力模型精度对上述物理量的影响,获得了飞行过程中扰动引力对弹道规划关键物理量影响的定性及定量认识,相关结论将为扰动引力影响补偿方法提供支撑。3.提出了基于摄动思想的滑翔弹道误差传播理论及其分析方法提出了一种基于状态空间摄动理论的误差传播理论,建立了相应的误差传播模型及分析方法。基于状态空间摄动理论,以飞行过程中摄动因素为外部激励,建立以飞行状态偏差量为状态变量的运动摄动方程,通过求解该方程的解析表达式构建了运动状态偏差量关于摄动因素的误差传播模型。以沿滑翔弹道的扰动引力为单一摄动因素,对误差传播模型的分析精度和计算效率进行考察。结果表明,将误差传播模型用于扰动引力的影响分析,其方法误差小于总偏差量的10%,计算时间仅为传统弹道求差法的1/4。本项工作为建立弹道修正方法、提高弹道规划精度奠定了理论基础。4.提出了沿飞行弹道的扰动引力局域表征理论及其快速重构方法提出了一种沿滑翔弹道的扰动引力局域表征理论及其快速重构方法。方法包括弹道包络远端支点重构数据计算、沿参考弹道管道构建多层延拓逼近网格和飞行过程中实时逼近等叁个步骤。基于飞行器侧向机动能力分析建立了滑翔弹道叁维包络的数学模型,确定了计算弹道包络远端支点位置叁分量及其扰动引力叁分量的计算方法;基于射前弹道规划结果,建立了沿参考弹道管道构建多层延拓逼近网格的空域剖分模型;基于广义延拓逼近理论建立了沿滑翔弹道的扰动引力实时逼近算法。仿真结果表明,延拓逼近算法的精度较非延拓逼近算法提高约一个量级,重构方法能够实现沿任意滑翔弹道的扰动引力快速逼近。在10km/2°/2°的网格划分下,由方法误差导致的弹道终端位置偏差小于100m,弹上数据存储量为948,射前模型重构时间约为14.023s,包含10~4个积分点的单条弹道计算时间仅为1080阶球谐函数方法的6‰。本项工作是首个针对滑翔弹道开展的扰动引力局域表征理论和快速重构方法研究,具有开创性意义。5.提出了一种面向摄动影响补偿的滑翔弹道快速修正方法提出一种面向摄动因素影响补偿的滑翔弹道快速修正方法。方法立足于传统D-E剖面弹道规划方法,基于将摄动因素对关键物理量的影响量归算到弹道规划参数的等效补偿思想,以阻力加速度剖面调节参数C_1和C_2作为待修正的弹道诸元。推导了滑翔弹道纵程、横程与终端经纬度的解析表达式,并基于误差传播模型推导了弹道终端经纬度偏差与弹道诸元的半解析表达式,进而完成了弹道诸元修正量Jacobi矩阵的求解,建立了横程偏差、纵程偏差与弹道诸元修正量的数学关系式。仿真结果表明,修正后滑翔弹道精度提高约10~20倍,具有较高的计算效率。论文的工作对于深化滑翔弹道误差传播机理认识、分析扰动引力对滑翔弹道的影响特性、建立飞行过程中扰动引力实时计算方法、修正扰动引力对滑翔弹道规划的影响、建立高精度弹道快速规划方法等具有重要意义。(本文来源于《国防科学技术大学》期刊2016-06-01）
弹道扰动引力论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
在临近空间长时间超声速滑翔的导弹,扰动引力对弹道的影响不可忽略。考虑地球扁率及自转的影响,建立了助推-滑翔导弹跳跃-滑翔段叁自由度弹道模型;通过球谐函数计算扰动引力,针对起始飞行高度与速度固定的跳跃滑翔弹道,分析了不同阶次扰动引力的变化趋势以及所产生的落点偏差;同时在固定阶次扰动引力下,分别分析了扰动引力对不同射向角、不同起始飞行高度跳跃-滑翔弹道落点精度的影响。仿真结果表明,扰动引力影响不同射向角跳跃-滑翔弹道所产生的落点偏差最大超过4900 m,偏差随着弹道起始高度的降低而减小,当扰动引力计算阶次超过360阶时落点偏差趋于一致,计算结果具有可靠性。因此在实际作战背景下,必须考虑扰动引力对临近空间跳跃-滑翔导弹命中精度的影响,在满足作战条件的前提下可以采用降低跳跃-滑翔弹道起始飞行高度的方式来减小扰动引力对落点精度的影响。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
弹道扰动引力论文参考文献
[1].王顺宏,戴陈超,李剑,杨奇松.跳跃-滑翔弹道扰动引力自适应网格快速赋值方法[J].国防科技大学学报.2019
[2].戴陈超,王顺宏,李剑,陈正生,杨奇松.扰动引力对高超声速跳跃-滑翔弹道的影响分析[J].电光与控制.2019
[3].周欢,丁智坚,郑伟.沿临近空间机动弹道的扰动引力重构模型优化[J].兵工学报.2018
[4].周欢,丁智坚,郑伟.沿飞行弹道的扰动引力逼近方法[J].兵工学报.2018
[5].任飞龙,朱翔宇,祝婷,李双钦,张迪.不同地形类别下弹道主动段扰动引力比较研究[C].第九届中国卫星导航学术年会论文集——S10多源融合导航技术.2018
[6].王磊,郑伟,周祥.考虑扰动引力影响的弹道助推段误差传播解析计算方法[J].国防科技大学学报.2018
[7].常晓华,丰海.高阶扰动引力对自由段弹道影响的快速计算方法[J].飞行力学.2018
[8].马宝林.地球扰动引力场对弹道导弹制导精度影响的分析及补偿方法研究[D].国防科学技术大学.2017
[9].马宝林,张洪波,郑伟,吴杰.地球扰动引力对弹道导弹命中精度影响的等效补偿理论[J].国防科技大学学报.2016
[10].周欢.考虑扰动引力影响修正的高超声速滑翔飞行器弹道规划方法[D].国防科学技术大学.2016
论文知识图
