CN108225323B - 基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法、介质和设备 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法、介质和设备，其中，该方法包括：分别给获取到的飞行器初始点弹道初值和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差，计算飞行器的第一偏差落点，作为落区边角点。本发明只需对落区边界四个边界点进行四组边界偏差要素组合仿真计算，即可快速获得落区边界范围，极大节省了计算量，实现了落区范围的快速计算，可用于飞行器实际飞行过程中的落区边界快速确定。

Description

基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法、介质和设备
技术领域
本发明涉及一种基于偏差影响方向组合的落区边界计算方法、介质和设备。
背景技术
对于无控弹道式返回飞行器，飞行器落点散布主要受再入点初始轨道偏差以及再入过程中气动参数偏差和大气密度偏差的影响。在实际飞行过程中，尤其是飞行器轨道出现较大偏差条件下，需要根据实测轨道参数及其偏差情况，快速估算飞行器返回落区，为飞行器测控通信和搜索回收提供依据。由于再入点初始轨道偏差要素有多个参数，再入过程中气动参数和大气密度偏差要素有若干参数，若采用通常的所有偏差要素大样本打靶偏差分析方法进行飞行器落区估算，将耗费大量的时间，不适用于时间紧迫的飞行器实际飞行过程。
发明内容
针对上述技术问题，本发明提供一种基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法、介质及设备。
本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法，包括：
分别给获取到的飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差，计算飞行器的第一偏差落点，作为落区边角点。
本发明的有益效果是：只需对落区边界四个边界点进行四组边界偏差要素组合仿真计算，可快速获得落区边界范围，极大节省了计算量，实现了落区范围的快速计算，可用于飞行器实际飞行过程中的落区边界快速确定。
在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
进一步，所述标称再入过程参数，包括飞行器质量、飞行器面积、大气密度、滚转角速率、气动法向力系数和气动轴向力系数。
进一步，获取所述气动法向力系数和气动轴向力系数的方法是：
根据所述飞行器初始点弹道初值，转换得到飞行器的速度；
将所述飞行器的速度转换为马赫数；
根据飞行器以配平攻角飞行时的马赫数与气动法向力系数与气动轴向力系数的对应关系，得到所述气动法向力系数和气动轴向力系数。
进一步，在分别给获取到的飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差之前还包括：
根据所述飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数，计算飞行器的标称落点，作为落区中心点。
进一步，所述计算飞行器的标称落点，作为落区中心点的过程，具体包括：
将所述飞行器初始点弹道初值转换成飞行器再入点的位置；
根据所述飞行器再入点的位置、速度和标称再入过程参数，按照飞行器返回弹道动力学方程，计算飞行器的标称落点，作为落区中心点。
进一步，在获取所述飞行器初始点弹道初值之后还包括：将所述飞行器初始点弹道初值转换成飞行器再入点标称轨道根数。
进一步，所述分别给所述飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差，计算飞行器的第一偏差落点，作为落区边角点，具体包括：
所述飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数分别施加正偏差和负偏差时，计算飞行器的第二偏差落点；
根据所述第二偏差落点和标称落点的经纬度差值，判断所述第二偏差落点相对于标称落点的四个方向中所属的两个方向；
根据所述判断得到的两个方向，确定根据另外两个方向，对所述飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差或负偏差；
分别根据四个方向施加正、负偏差后的飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数，分别计算飞行器在标称落点的四个方向的第一偏差落点。
为实现上述发明目的，本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述方法的步骤。
本发明还提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法的步骤。
附图说明
图1为本发明实施例提供的获取所述气动法向力系数和气动轴向力系数的方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的一种基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法的流程图；
图3为本发明实施例提供的计算飞行器的标称落点的方法的流程图；
图4为本发明实施例提供的计算飞行器的第一偏差落点的方法的流程图；
图5为计算得到的落区中心点及落区边界四个边角点的经纬度。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
本发明实施例提供的一种基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法包括：分别给获取到的飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差，计算飞行器的第一偏差落点，作为落区边角点。
具体的，首先要根据飞行器返回弹道动力学方程确定影响飞行器落点的偏差因素，作为影响落区边界范围的偏差因素。
飞行器返回弹道动力学方程组如下：
飞行器无控弹道式再入大气层后，在空气动力和重力作用时，按照配平攻角飞行状态飞行。
设飞行器在返回器坐标系的位置矢量为
Figure GDA0002920937520000041
速度矢量为
Figure GDA0002920937520000042
在返回器坐标系建立的以配平攻角飞行的运动方程组及关系式如下：
Figure GDA0002920937520000043
Figure GDA0002920937520000044
方程组中，
Figure GDA0002920937520000045
为轴向视加速度，
Figure GDA0002920937520000046
Figure GDA0002920937520000051
为法向视加速度，
Figure GDA0002920937520000052
CA为气动轴向力系数，CA≥0；
CN为气动法向力系数，CN≥0；
CN和CA可根据与配平攻角αtr和马赫数Ma的对应关系得到，对于自旋弹道升力式返回器，按照配平攻角飞行时，αtr为已知，Ma的计算公式为：
Figure GDA0002920937520000053
其中，v为飞行器速度，
Figure GDA0002920937520000054
vS为声速；
q为动压，
Figure GDA0002920937520000055
ρ为大气密度；
S为飞行器参考面积；
m为飞行器质量；
通过下列各式求解俯仰角
Figure GDA0002920937520000056
滚转角γ、偏航角ψ：
Figure GDA0002920937520000057
其中，θ、σ、γv分别为弹道倾角、弹道偏角、倾侧角；
Figure GDA0002920937520000058
Figure GDA0002920937520000059
根据式tgγcosγv-cosαtr sinγv＝sinαtrtgσ,
Figure GDA00029209375200000510
求解倾侧角γv；
Figure GDA00029209375200000511
其中，γ0为初始滚转角，
Figure GDA00029209375200000512
为滚转角速率；
ψ＝arcsin(cosαtr sinσ-sinαtr cosσsinγv),
Figure GDA00029209375200000513
a11，a12，a13，a21，a22，a23，a31，a32，a33为离心重力加速度系数，
Figure GDA00029209375200000514
a12＝-ωxωy，a13＝-ωzωx，a21＝-ωxωy，
Figure GDA0002920937520000065
a23＝-ωyωz，a31＝-ωzωx，a32＝-ωyωz，
Figure GDA0002920937520000066
b12，b21，b23，b32，b31，b13为科氏加速度，b12＝-b21＝2ωz，b23＝-b32＝2ωx，b31＝-b13＝2ωy；
gx,gy,gz分别为重力加速度在返回坐标系x,y,z三方向的投影，
Figure GDA0002920937520000061
Figure GDA0002920937520000062
其中，r为地心距，
Figure GDA0002920937520000063
R0x＝-R0sinγp0cosA0，R0y＝R0cosγp0，R0z＝R0sinγp0sinA0
其中，R0为返回坐标系原点O0处的地球半径；
γp0为返回坐标系原点O0与地心Oe连线方向与O0处地球引力方向的夹角，γp0＝B0-φc0，
其中，B0为返回坐标系原点O0处的大地纬度，φc0为返回坐标系原点O0处的地心纬度；
A0为返回坐标系原点O0处O0x轴的大地方位角；
φc为地心纬度，
Figure GDA0002920937520000064
其中，ω为地球自转角速度；
ωx,ωy,ωz分别为地球自转角速度在返回坐标系x,y,z三方向的投影，
ωx＝ωcosB0cosA0，ωy＝ωsinB0，ωz＝-ωcosB0sinA0；
根据上述内容可知，在飞行器返回弹道动力学方程组中，对落点具有偏差影响的参数为：位置、速度、质量、面积、大气密度、滚转角速率、气动法向力系数和气动轴向力系数。
初始点弹道初值可用飞行器位置、速度或轨道根数或再入点参数表示，其中，飞行器再入点参数通常采用再入点经度、大地纬度、大地高度、惯性速度、速度方位角和速度方向角的6个参数描述；飞行器位置、速度与飞行器再入点参数和飞行器轨道根数相互之间具有转换的关系，可根据初始点弹道初值，转换得到飞行器的速度，轨道根数和位置速度的转换关系详见(刘林著，航天器轨道理论[M].北京:国防工业出版社.2000:61-62)，位置速度与飞行器再入点参数的转换关系详见(王希季著.航天器进入与返回技术(上)[M].北京:中国宇航出版社,2009:65-75)。转换关系由于现有技术已经公开，不再赘述。
标称再入过程参数包括飞行器质量、飞行器面积、大气密度、滚转角速率、气动法向力系数和气动轴向力系数。
可选地，在该实施例中，如图1所示，获取所述气动法向力系数和气动轴向力系数的方法是：
步骤110、根据所述飞行器初始点弹道初值，计算得到飞行器的速度；
具体的，由于飞行器返回弹道动力学方程中需要代入飞行器的速度值，因此，当给定的飞行器初始点弹道初值为飞行器轨道根数或飞行器再入点参数时，需要先将其转换成飞行器的速度。
步骤120、将所述飞行器的速度转换为马赫数；
步骤130、根据飞行器以配平攻角飞行时的马赫数与气动法向力系数与气动轴向力系数的对应关系，得到所述气动法向力系数和气动轴向力系数。
可选地，作为本发明的一个实施例，如图2所示，该方法包括：
步骤210、根据所述飞行器初始点弹道初值和标称再入过程参数，计算飞行器的标称落点，作为落区中心点。
步骤220、分别给获取到的飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差，计算飞行器的第一偏差落点，作为落区边角点。
具体的，如图3所示，步骤210具体包括：
步骤310、将所述飞行器初始点弹道初值转换成飞行器再入点的位置、和速度；
步骤320、根据所述飞行器再入点的位置、速度、标称姿态参数和标称再入过程参数，按照前述的飞行器返回弹道动力学方程，计算飞行器的标称落点，作为落区中心点。
由于再入点参数中，飞行器的经度与速度方位角、大地纬度与速度方向角之间存在较强的相关性。若不考虑上述参数的相关性，认为各项偏差相互独立，并按照各自偏差统计特性进行弹道仿真，将导致偏差条件下计算的飞行器返回落区范围过大，而飞行器轨道根数定义的6个参数是相互独立的，各参数之间无耦合关系，误差因素不会关联，导致落点误差放大。因此，针对飞行器再入点参数偏差对返回落区的影响，可通过采用轨道根数偏差描述方式进行分析，因此，在该实施例中，在获取所述飞行器初始点弹道初值之后还包括：将所述飞行器初始点弹道初值转换成飞行器再入点标称轨道根数。
可选地，在该实施例中，如图4所示，步骤220具体包括：
步骤410、所述飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数分别施加正偏差和负偏差时，计算飞行器的第二偏差落点；
步骤420、根据所述第二偏差落点和标称落点的经纬度差值，判断所述第二偏差偏差落点相对于标称落点的四个方向中所属的两个方向；
步骤430、根据所述判断得到的两个方向，确定根据另外两个方向，对所述飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差或负偏差；
具体的，某参数施加“-”、“+”偏差后，偏差影响落点方向共有6种情况：
(1)参数+偏差，落点偏差西北角；参数-偏差，落点偏差东北角
按照偏差对落点主要影响方向为东西方向，南北方向按照东西方向组合不变，得到偏差影响落点的方向组合为下表。
表中，落点偏差西北角标识“+”偏差，落点偏差东北角标识“-”偏差；落点偏差西南角标识“(+)”和落点偏差东南角标识“(-)”是根据上述推测得到。例如，当确定西北角标识为“+”偏差，则西南角与西北角一致，西南角标识也为“(+)”偏差。以下情况相同。
西北角 西南角 东北角 东南角
+ (+) - (-)
(2)参数+偏差，落点偏差西北角；参数-偏差，落点偏差西南角
按照偏差对落点主要影响方向为南北方向，东西方向按照南北方向组合不变，得到偏差影响落点的方向组合为下表。
西北角 西南角 东北角 东南角
+ - (+) (-)
(3)参数+偏差，落点偏差西北角；参数-偏差，落点偏差东南角
按照偏差对落点主要影响方向为东西方向，南北方向按照东西方向组合不变，得到偏差影响落点的方向组合为下表。
西北角 西南角 东北角 东南角
+ (+) (-) -
(4)参数-偏差，落点偏差西北角；参数+偏差，落点偏差东北角
按照偏差对落点主要影响方向为东西方向，南北方向按照东西方向组合不变，得到偏差影响落点的方向组合为下表。
西北角 西南角 东北角 东南角
- (-) + (+)
(5)参数-偏差，落点偏差西北角；参数+偏差，落点偏差西南角
按照偏差对落点主要影响方向为南北方向，东西方向按照南北方向组合不变，得到偏差影响落点的方向组合为下表。
西北角 西南角 东北角 东南角
- + (-) (+)
(6)参数-偏差，落点偏差西北角；参数+偏差，落点偏差东南角
按照偏差对落点主要影响方向为东西方向，南北方向按照东西方向组合不变，得到偏差影响落点的方向组合为下表。
西北角 西南角 东北角 东南角
- (-) (+) +
步骤440、分别根据四个方向施加正、负偏差后的飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数，分别计算飞行器在标称落点的四个方向的第一偏差落点。
具体的，将参数偏差方向组合，建立落区四个边角点极限位置与偏差组合对应表。
Figure GDA0002920937520000101
落区四个边角点通过轨道六根数偏差、姿态参数偏差与再入过程参数偏差的不同组合方式获得，对应着可以包括落区范围的四条极限偏差弹道。
根据上述落区边角点与偏差方向的组合矩阵，按照落区边界的4个边角点，东北，东南，西南，西北，计算4组偏差弹道。
计算落区边界4个边角点的偏差组合为：
西北角 西南角 东北角 东南角
半长轴- 半长轴- 半长轴+ 半长轴+
偏心率+ 偏心率+ 偏心率- 偏心率-
轨道倾角+ 轨道倾角- 轨道倾角- 轨道倾角-
升交点赤经- 升交点赤经- 升交点赤经+ 升交点赤经+
近地点幅角- 近地点幅角- 近地点幅角+ 近地点幅角+
平近点角- 平近点角- 平近点角+ 平近点角+
质量- 质量- 质量+ 质量+
大气密度+ 大气密度+ 大气密度- 大气密度-
总法向力系数+ 总法向力系数+ 总法向力系数- 总法向力系数-
轴向力系数+ 轴向力系数+ 轴向力系数- 轴向力系数-
滚转角速率- 滚转角速率+ 滚转角速率+ 滚转角速率+
按照上述偏差组合情况，分别为飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差或负偏差，计算飞行器落区边界四个边角点。
相应地，本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述方法的步骤。
本发明还提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述方法的步骤。
为验证本发明所述方法的有效性，下面给出了一个实例，实现了基于偏差影响方向组合的落区边界快速计算，获得了参数偏差条件下飞行器的落区边界。
以某飞行器为例，飞行器再入返回飞行状态为：飞行器在返回初始点170km高度建立返回初始俯仰姿态，利用发动机起旋，起旋后自由下落，采用无控弹道式再入方式飞行。
飞行器参数为：飞行器质量2800kg，飞行器面积5.5m2。
飞行器初始点标称轨道参数见下表。
项目 符号 单位 理论值
大地经度 L ° 51.9
大地纬度 B ° 23.8
大地高度 H m 170000.
绝对速度 V m/s 7800.00
绝对速度倾角 S ° -1.5
绝对速度方位角 A ° 55.8
半长轴 a m 6531800
偏心率 E - 0.025
轨道倾角 I ° 40.9
升交点赤经 O ° 45.5
近地点幅角 W ° 133.6
平近点角 M ° 267.5
飞行器初始点标称姿态参数见下表。
名称 数值 单位
俯仰角速率 0 deg/s
偏航角速率 0 deg/s
滚转角速率 13 deg/s
俯仰角 -54 deg
偏航角 0 deg
滚转角 0 deg
飞行器初始点轨道根数偏差参数见下表。
偏差项目 符号 单位 偏差值
半长轴 a m 500.0
偏心率 e - 0.001
轨道倾角 I ° 0.05
升交点赤经 O ° 0.15
近地点幅角 W ° 1.00
平近点角 M ° 0.65
飞行器再入大气模型采用SA76模型。
飞行器起旋后再入大气飞行中，按照配平攻角飞行时，配平攻角αtr＝-25°。
气动法向力系数CN和气动轴向力系数CA与配平攻角和马赫数的关系见下表。
Figure GDA0002920937520000131
飞行器再入过程的偏差参数见下表。
偏差项目 偏差形式 偏差 单位
滚转角速率 绝对偏差 1.5 °/s
质量 绝对偏差 3 ％
大气密度 绝对偏差 30 ％
总法向力系数 绝对偏差 25 ％
轴向力系数 绝对偏差 15 ％
根据飞行器初始点标称轨道和标称姿态以及飞行器标称再入过程参数，代入前述的返回弹道动力学方程的计算落区中心点的位置。
根据飞行器初始点轨道根数偏差、姿态参数偏差以及再入过程参数偏差，根据落区边界4个边角点的偏差组合，按照落区边界的4个边角点，东北，东南，西南，西北，计算4组偏差弹道。
计算落区边界4个边角点的偏差组合如下表：
Figure GDA0002920937520000132
Figure GDA0002920937520000141
计算的飞行器落区中心点和落区边角点的结果见下表。
项目 中心点 西北角 西南角 东北角 东南角
经度(°) 103.2 98.9 99.8 107.6 108.7
大地纬度(°) 40.8 40.7 40.6 41.1 40.9
最后计算得到的落区中心点及落区边界四个边角点经纬度如图5所示。
本发明提出了一种基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法。按照偏差要素正负方向对落区4个边界点的影响，建立了各项偏差要素对落区边界边角点影响的方向偏差矩阵；根据各项偏差要素的偏差方向组合，只需对落区边界四个边界点进行四组边界偏差要素组合仿真计算，可快速获得落区边界范围。本方法极大节省了计算量，可用于飞行器实际飞行过程中的落区边界快速确定。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法，其特征在于，包括：
分别给获取到的飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差，计算飞行器的第一偏差落点，作为落区边角点；
所述标称姿态参数，包括滚转角速率；所述标称再入过程参数，包括飞行器质量、飞行器面积、大气密度、气动法向力系数和气动轴向力系数；
获取所述气动法向力系数和气动轴向力系数的方法是：
根据所述飞行器初始点弹道初值，转换得到飞行器的速度；
将所述飞行器的速度转换为马赫数；
根据飞行器以配平攻角飞行时的马赫数与气动法向力系数与气动轴向力系数的对应关系，得到所述气动法向力系数和气动轴向力系数；
在分别给获取到的飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差之前还包括：
根据所述飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数，计算飞行器的标称落点，作为落区中心点；
所述计算飞行器的标称落点，作为落区中心点的过程，具体包括：
将所述飞行器初始点弹道初值转换成飞行器再入点的位置；
根据所述飞行器再入点的位置、所述速度和标称再入过程参数，按照飞行器返回弹道动力学方程，计算飞行器的标称落点，作为落区中心点；
在获取所述飞行器初始点弹道初值之后还包括：将所述飞行器初始点弹道初值转换成飞行器再入点标称轨道根数；
所述分别给所述飞行器初始点弹道初值、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差和负偏差，计算飞行器的第一偏差落点，作为落区边角点，具体包括：
分别给所述飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数分别施加正偏差和负偏差时，计算飞行器的第二偏差落点，
根据所述第二偏差落点和标称落点的经纬度差值，判断所述第二偏差落点相对于标称落点的四个方向中所属的两个方向；
根据所述判断得到的两个方向，确定根据另外两个方向，对所述飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数施加正偏差或负偏差；
分别根据四个方向施加正、负偏差后的飞行器再入点标称轨道根数、标称姿态参数和标称再入过程参数，分别计算飞行器在标称落点的四个方向的第一偏差落点。
2.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1所述方法的步骤。
3.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1所述方法的步骤。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111951178B (zh) * 2020-07-07 2024-04-30 中国人民解放军93114部队 显著提升图像质量的图像处理方法、装置和电子设备
CN112257222B (zh) * 2020-09-08 2023-09-29 航天科工空间工程发展有限公司 弹道式再入起旋角速度计算方法、装置、存储介质和设备
CN114043875B (zh) * 2021-11-16 2024-01-26 江苏爱玛车业科技有限公司 基于大数据的剩余里程预估偏差分析方法和系统
CN116702439B (zh) * 2023-05-19 2024-02-13 北京理工大学 基于再入落点预测模型的仿真用飞行器再入落点预测方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103488814A (zh) * 2013-08-16 2014-01-01 北京航空航天大学 一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统
CN103587723A (zh) * 2013-11-07 2014-02-19 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种再入初始段解析式纵向在线轨迹设计及跟踪方法
EP2963446A1 (en) * 2014-07-01 2016-01-06 Sikorsky Aircraft Corporation Obstacle data model construction system with range sensor shadows and use in motion planning

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103488814A (zh) * 2013-08-16 2014-01-01 北京航空航天大学 一种适用于再入飞行器姿态控制的闭环仿真系统
CN103587723A (zh) * 2013-11-07 2014-02-19 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种再入初始段解析式纵向在线轨迹设计及跟踪方法
EP2963446A1 (en) * 2014-07-01 2016-01-06 Sikorsky Aircraft Corporation Obstacle data model construction system with range sensor shadows and use in motion planning

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"基于蒙特卡洛方法的运载火箭残骸落区划定";肖松春;《装备指挥技术学院学报》;20100831;第21卷(第4期);正文第66-70页 *
基于虚拟目标点制导的误差分析;王继平等;《飞行力学》;20071231(第04期);正文第50-53页 *

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