行動力學(xué)與控制：遠程火箭飛行動力學(xué)與制導(dǎo)

第1章 飛行動力學(xué)的基礎(chǔ)知識
1.1 地球的運動及形狀
1.1.1 地球的運動
1.1.2 地球的形狀
1.2 地球大氣
1.2.1 地球大氣分層
1.2.2 標準大氣
1.3 坐標系間的方向余弦陣及矢量導(dǎo)數(shù)的關(guān)系
1.3.1 坐標系之間的方向余弦陣
1.3.2 坐標系轉(zhuǎn)換矩陣的歐拉角表示法
1.3.3 坐標系間矢量導(dǎo)數(shù)的關(guān)系
1.4 常用坐標系及其相互轉(zhuǎn)換
1.4.1 常用坐標系
1.4.2 各坐標系間轉(zhuǎn)換關(guān)系
1.4.3 常用歐拉角的聯(lián)系方程
1.5 變質(zhì)量力學(xué)基本原理
1.5.1 變質(zhì)量質(zhì)點的基本方程
1.5.2 變質(zhì)量質(zhì)點系的運動方程
第2章 遠程火箭飛行的力學(xué)環(huán)境
2.1 附加力、附加力矩及火箭發(fā)動機特性
2.1.1 附加力和附加力矩
2.1.2 火箭發(fā)動機特性
2.2 引力與重力
2.2.1 引力
2.2.2 重力
2.3 空氣動力及氣動力矩
2.3.1 空氣動力
2.3.2 空氣動力矩
2.4 控制系統(tǒng)、控制力和控制力矩
2.4.1 火箭狀態(tài)參數(shù)的測量
2.4.2 姿態(tài)控制系統(tǒng)
2.4.3 控制力和控制力矩
第3章 空間運動方程的建立
3.1 遠程火箭矢量形式的動力學(xué)方程
3.1.1 質(zhì)心動力學(xué)方程
3.1.2 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程
3.2 地面發(fā)射坐標系中的空間彈道方程
3.2.1 地面發(fā)射坐標系中的質(zhì)心動力學(xué)方程
3.2.2 繞質(zhì)心動力學(xué)方程在箭體坐標系的分解
3.2.3 補充方程
3.2.4 空間運動方程
3.3 地面發(fā)射坐標系中的空間彈道方程的簡化
3.3.1 空間運動方程簡化假設(shè)條件
3.3.2 空間彈道計算方程
3.3.3 彈道參數(shù)計算
3.4 速度坐標系中的空間彈道方程與簡化
3.4.1 速度坐標系申的質(zhì)心動力學(xué)方程
3.4.2 速度坐標系中的空間彈道方程
3.4.3 簡化的彈道方程
第4章 自由飛行段彈道特性分析
4.1 自由飛行段的彈道方程
4.2 彈道方程的分析
4.2.1 e，P的意義及其確定
4.2.2 圓錐截線形狀與主動段終點參數(shù)的關(guān)系
4.2.3 橢圓的幾何參數(shù)與主動段終點參數(shù)的關(guān)系
4.2.4 成為人造衛(wèi)星或?qū)椀臈l件
4.3 射程與主動段終點參數(shù)的關(guān)系
4.3.1 被動段射程的計算
4.3.2 自由段射程的計算
4.3.3 已知rk，vk求被動段的□及□
4.3.4 已知rA、βc求□、Vk·min
4.4 導(dǎo)彈被動段飛行時間的計算
4.4.1 面積速度和周期
4.4.2 開普勒方程
4.4.3 開普勒方程的近似解算
4.4.4 飛行時間Tc與主動段終點參數(shù)的關(guān)系
4.5 誤差系數(shù)
4.5.1 射程誤差系數(shù)
4.5.2 側(cè)向誤差系數(shù)
4.5.3 飛行時間誤差系數(shù)
4.6 相對于旋轉(zhuǎn)地球的自由段參數(shù)
4.6.1 物理景象分析
4.6.2 運動學(xué)方法的計算步驟
4.7 考慮地球旋轉(zhuǎn)的誤差系數(shù)
4.8 扁形地球下自由飛行段彈道
第5章 再入段運動特性分析與彈道設(shè)計
5.1 再人段運動方程
5.1.1 矢量形式的再入段動力學(xué)方程
5.1.2 地面發(fā)射坐標系中再入段空間運動方程
5.1.3 以總攻角、總升力表示的再入段空間彈道方程
5.1.4 簡化的再入段平面運動方程
5.2 零攻角再人彈道特性分析
5.2.1 再入段最小負加速度的近似計算
5.2.2 熱流的近似計算
5.2.3 運動參數(shù)的近似計算
5.2.4 有空氣阻力作用的被動段彈道特性
5.2.5 被動段彈道運動參數(shù)的特性分析
5.3 有升力再人彈道特性分析
5.3.1 問題的提出及技術(shù)途徑
5.3.2 再入走廊的確定
5.3.3 有升力再入時，運動參數(shù)的近似計算
5.4 再人機動彈道的工程設(shè)計
第6章 主動段運動特性分析與彈道設(shè)計
6.1 用于方案論證階段簡化的縱向方程
6.2 主動段運動特性分析
6.2.1 切向運動特性分析
6.2.2 主動段轉(zhuǎn)彎過程及運動特性分析
6.2.3 法向運動特性分析
6.3 主動段終點運動參數(shù)及全射程估算
6.3.1 設(shè)計參數(shù)
6.3.2 主動段終點速度的估算
6.3.3 主動段終點位置參數(shù)近似計算
6.3.4全射程估算
6.3.5 設(shè)計參數(shù)的選擇
6.4 主動段彈道設(shè)計的作用及原則
6.5 飛行程序設(shè)計的工程方法
6.5.1 大氣層內(nèi)飛行程序設(shè)計
6.5.2 真空段飛行程序的設(shè)計
6.6 飛行程序優(yōu)化設(shè)計方法
6.6.1 目標函數(shù)
6.6.2 優(yōu)化自變量的選取
6.6.3 約束條件的處理
6.6.4 隨機方向法的原理
6.7 遠程固體火箭的能量管理
6.7.1 大氣層內(nèi)飛行程序設(shè)計
6.7.2 真空段飛行程序的設(shè)計
第7章 主動段的攝動制導(dǎo)方法
7.1 彈道攝動的基本原理
7.1.1 攝動法的基本思想
7.1.2 用攝動法研究擾動因素對導(dǎo)彈落點偏差的影響
7.1.3 主動段攝動方程的建立
7.1.4 彈體結(jié)構(gòu)參數(shù)偏差對主動段彈道的影響
7.2 攝動制導(dǎo)的基本原理
7.2.1 彈頭落點偏差控制原理
7.2.2 彈頭落點偏差控制方法
7.3 按速度關(guān)機的射程控制方案
7.3.1 速度關(guān)機方程
7.3.2 方法誤差分析
7.4 按視速度關(guān)機的射程控制方案
7.4.1 視速度關(guān)機方程
7.4.2 方法誤差分析
7.4.3 帶補償?shù)囊曀俣汝P(guān)機方法
7.5 按射程關(guān)機的射程控制方案
7.5.1 帶補償?shù)囊曀俣汝P(guān)機方法誤差分析
7.5.2 射程關(guān)機方程
7.6 橫向?qū)бc法向?qū)б?br />7.6.1 橫向?qū)б?br />7.6.2 法向?qū)б?br />第8章 主動段的顯式制導(dǎo)方法
8.1 顯式制導(dǎo)的基本原理
8.1.1 r、r的確定
8.1.2 根據(jù)ra、ra產(chǎn)生控制信號Uψ
8.1.3 βc和β* c的確定
8.2 曾益速度制導(dǎo)方法
8.2.1 增益速度制導(dǎo)的基本原理
8.2.2 需要速度的概念
8.2.3 需要速度的確定
8.2.4 閉路導(dǎo)引控制信號的確定
8.2.5 虛擬目標的確定與需要速度的修正
8.3 迭代制導(dǎo)方法
8.3.1 迭代制導(dǎo)的基本原理
8.3.2 由vk控制到～vk確定實際關(guān)機時間t* k
8.3.3 由rk、vrk控制到～rk、～vrk確定控制規(guī)律□
8.4 E制導(dǎo)方法
8.4.1 E制導(dǎo)的基本原理
8.4.2 E制導(dǎo)算例分析
第9章 再入段的制導(dǎo)方法
9.1 再入制導(dǎo)的基本原理
9.1.1 標準軌道再入制導(dǎo)方法
9.1.2 再入軌道預(yù)測制導(dǎo)方法
9.1.3 廣義的標準軌道再入制導(dǎo)方法
9.2 標準軌道再人制導(dǎo)方法
9.2.1 縱向制導(dǎo)
9.2.2 側(cè)向制導(dǎo)
9.2.3 縱平面運動方程的線性化
9.2.4 最佳反饋增益系數(shù)的求解
9.3 廣義的標準軌道再人制導(dǎo)方法
9.3.1 簡化的再入運動數(shù)學(xué)模型
9.3.2 廣義的再入標準軌道制導(dǎo)原理
9.3.3 再入縱向制導(dǎo)
9.3.4 再入制導(dǎo)的航程更新
9.3.5 再入機動的側(cè)向制導(dǎo)
9.4 最優(yōu)再人機動末制導(dǎo)方法
9.4.1 相對運動方程
9.4.2 俯沖平面內(nèi)最優(yōu)導(dǎo)引規(guī)律
9.4.3 轉(zhuǎn)彎平面內(nèi)最優(yōu)導(dǎo)引規(guī)律
9.4.4 速度控制方法
9.4.5 導(dǎo)引參數(shù)確定
參考文獻