惯导装置精度试验火箭橇弹道设计

摘要

以9km火箭橇试验设施为基础,就惯导装置精度试验所需的长时、大过载弹道条件,提出了一种火箭橇弹道的设计方法.建立了火箭橇主动段和刹车段运动方程,针对火箭发动机推力、气动力、摩擦力和刹车力等主要动力学因素,结合工程经验,提出了选取原则和方法.以某惯导装置精度试验为背景,设计了火箭橇试验弹道,通过试验验证,设计结果与实测数据基本一致,满足总体要求,并对其中出现的主要误差进行了分析和评估.该研究能够为惯导装置开展精度试验奠定良好的火箭橇弹道设计基础.