大力神ⅢC运载火箭飞行前和飞行后的轨道分析

为了满足新型有效载荷任务的要求,运载火箭的飞行轨道应与设计的轨道完全一致,以便补偿所有的仪表误差、导航误差和性能误差。在轨道设计中,必须考虑测量大力神ⅢC运载火箭加速度和姿态信息的转盘式(轮盘木马)惯性测量装置的中框架角的限制条件。飞行中遥测系统遥测到的制导、导航和性能变化的数据可以复现飞行后由仪器测得的轨道。利用回归卡尔曼最小方差滤波算法使运动方程所得到的解和雷达跟踪数据一致,这样可以复现一条独立的轨道。飞行前轨道、仪表测得的轨道及飞行后再现的轨道与统计误差分析所确定的轨道误差界限一起进行比较,可得出精确的结果。本文的目的是根据大力神ⅢC飞行后轨道再现分析技术来修改设计以提供没有数学特异情况的弹道。