The 10 references with contexts in paper S. Sukhova V., С. Сухова В. (2016) “Анализ ошибок наведения межпланетного космического аппарата // Analysing Interplanetary Probe Guidance Accuracy” / spz:neicon:technomag:y:2016:i:6:p:97-115

1
Keplerian elements for approximate positions of the major planets. Jet Propulsion Laboratory (JPL). Режим доступа: http://ssd.jpl.nasa.gov/?planet_pos (дата обращения 12.06.2016).
Total in-text references: 1
  1. In-text reference with the coordinate start=3297
    Prefix
    Задача рассматривается в следующей постановке:  опорная (номинальная) траектория межпланетного перелета рассчитывается с использованием модели сопряженных конических сечений и средних элементов орбит планет, относящиеся к средним эклиптике и равноденствию эпохи J2000
    Exact
    [1]
    Suffix
    ;  на этапе полета в сфере действия Земли выполняется коррекция ошибки выведения КА ракетой-носителем (ошибки скорости); маневр проводится через несколько дней после старта, когда получено достаточное количество данных о фактической траектории КА;  ошибка положения КА на околоземном участке полета пренебрежительно мала по сравнению с гелиоцентрическими расстояниями;  ошибка времен

2
Danby J.M.A. Matrix methods in the calculation and analysis of orbits // AIAA Journal.1964. Vol. 2. no. 1. P. 13-16.
Total in-text references: 2
  1. In-text reference with the coordinate start=4664
    Prefix
    Теоретические основы расчета Как было указано выше, для проведения анализа применяется моделирование методом Монте-Карло и матричный метод Дэнби, основанный на применении линейной теории возмущений и дифференциальных коррекций
    Exact
    [2]
    Suffix
    , [3]. Приведем краткое описание метода Дэнби. Пусть 1 1 1       r s V , 2 2 2       r s V - отклонения вектора состояния КА от номинального значения в некоторые моменты времени 1t и 2t, соответственно.

  2. In-text reference with the coordinate start=5731
    Prefix
    в виде 1 2 12121 TT 2211 21TT 2211 ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , )( , )( , ) ( , ) ( , ) ( , )( , )( , ) pppp pppp pppp t tt tt tt tt t t tt tt tt t tt t tt tt tt t     Ω Ω Ω Ω Ω LMQM Ω PQPL (3) где pt - время пролета перицентра орбиты. Формулы для вычисления компонентов матрицанта представлены в источниках
    Exact
    [2]
    Suffix
    , [3]. Матрицант кеплерова движения обладает следующим свойством 112211( , ) ( , ) ( , )... ( , ) ( , )ninnnniiiit tt ttttttt  Ω Ω ΩΩ Ω (4) где 1( , )nnttΩ - матрицант, относящийся к движению по первому участку номинальной траектории, 12( , )nnttΩ - ко второму, и т.д.

3
Danby J.M.A. The Matrizant of Keplerian Motion // AIAA Journal. 1964. Vol. 2. no. 1. P. 16-19.
Total in-text references: 2
  1. In-text reference with the coordinate start=4669
    Prefix
    Теоретические основы расчета Как было указано выше, для проведения анализа применяется моделирование методом Монте-Карло и матричный метод Дэнби, основанный на применении линейной теории возмущений и дифференциальных коррекций [2],
    Exact
    [3]
    Suffix
    . Приведем краткое описание метода Дэнби. Пусть 1 1 1       r s V , 2 2 2       r s V - отклонения вектора состояния КА от номинального значения в некоторые моменты времени 1t и 2t, соответственно.

  2. In-text reference with the coordinate start=5736
    Prefix
    1 2 12121 TT 2211 21TT 2211 ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , )( , )( , ) ( , ) ( , ) ( , )( , )( , ) pppp pppp pppp t tt tt tt tt t t tt tt tt t tt t tt tt tt t     Ω Ω Ω Ω Ω LMQM Ω PQPL (3) где pt - время пролета перицентра орбиты. Формулы для вычисления компонентов матрицанта представлены в источниках [2],
    Exact
    [3]
    Suffix
    . Матрицант кеплерова движения обладает следующим свойством 112211( , ) ( , ) ( , )... ( , ) ( , )ninnnniiiit tt ttttttt  Ω Ω ΩΩ Ω (4) где 1( , )nnttΩ - матрицант, относящийся к движению по первому участку номинальной траектории, 12( , )nnttΩ - ко второму, и т.д.

4
Teren F., Cole G.L. Analytical calculation of partial derivatives relating lunar and planetary midcourse correction requirements to guidance system injection errors // NASA Technical Reports Server (NTRS). Режим доступа: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19680010899.pdf (дата обращения: 02.02.2016). 41 p.
Total in-text references: 2
  1. In-text reference with the coordinate start=6489
    Prefix
    параметров участков траектории в одних и тех же осях координат (в осях неподвижной орбитальной системы координат), хотя исходные точки могут быть различными для разных участков траектории перелета. Для определения величины корректирующего маневра, исправляющего погрешность выведения КА на отлетную гиперболическую орбиту (ошибку скорости и времени полета), воспользуемся работой
    Exact
    [4]
    Suffix
    . Необходимый корректирующий импульс в момент времени 1t 22 11( , )ttVGs (5) где 2 12 12 1( , )( , ) ( , )t tt tt tGAB - матрица чувствительности коррекции размером 3×6 , компоненты которой можно вычислить следующим образом TT 2 12121 TT 2 12121 ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) pppp pppp t tt tt tt tt t t t

  2. In-text reference with the coordinate start=13639
    Prefix
    При наличии необходимых данных о траектории выведения и структуре системы управления ковариационная матрица ошибок выведения может быть вычислена для любых РН и РБ по методике, представленной в источнике
    Exact
    [4]
    Suffix
    . Метод Монте-Карло применяется согласно рекомендациям источника [10]. Значения M и  для вычисления ковариационных матриц корректирующих маневров приняты равными 0,01inV и 0,02 рад, соответственно. 4.1.

5
Chioma V.C., Titu N.A. Expected maneuver and maneuver covariance model // Journal of Spacecraft and Rockets. 2008. Vol. 45. no. 2. P. 409-412.
Total in-text references: 1
  1. In-text reference with the coordinate start=7064
    Prefix
    коррекции размером 3×6 , компоненты которой можно вычислить следующим образом TT 2 12121 TT 2 12121 ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) ( , ) pppp pppp t tt tt tt tt t t tt tt tt tt t   APQQP BQLPM (6) где L, M, P и Q - составляющие матрицанта (см. (2)). Ковариационная матрица ожидаемого значения коррекционного маневра
    Exact
    [5]
    Suffix
    00 00 00 C D D     Ν 1222222 ()(1) 2 CMVeV e     (7) 12222 ()(1) 4 DMVe    где 2M - дисперсия величины номинального маневра, 2 - дисперсия угла наклона вектора фактического маневра к направлению приложения номинального импульса.

6
Jah M. Derivation of the B-plane (body plane) and its associated parameters. Режим доступа: http://cbboff.org/UCBoulderCourse/documents/b-plane.PDF (дата обращения: 12.06.2016).
Total in-text references: 2
  1. In-text reference with the coordinate start=7417
    Prefix
    маневра [5] 00 00 00 C D D     Ν 1222222 ()(1) 2 CMVeV e     (7) 12222 ()(1) 4 DMVe    где 2M - дисперсия величины номинального маневра, 2 - дисперсия угла наклона вектора фактического маневра к направлению приложения номинального импульса. Ковариационную матрицу ошибок наведения в картинной плоскости планеты-цели можно представить в виде
    Exact
    [6]
    Suffix
    2 2 RRTRT RT RTRTT          C (8) где 2 R – дисперсия ошибки по оси R картинной плоскости, 2 T – дисперсия ошибки по оси T картинной плоскости, RT - коэффициент корреляции между R и T.

  2. In-text reference with the coordinate start=7757
    Prefix
    можно представить в виде [6] 2 2 RRTRT RT RTRTT          C (8) где 2 R – дисперсия ошибки по оси R картинной плоскости, 2 T – дисперсия ошибки по оси T картинной плоскости, RT - коэффициент корреляции между R и T. Матрицу перехода между неподвижной орбитальной системой координат и картинной плоскостью планеты-цели можно вычислить при помощи источников
    Exact
    [6]
    Suffix
    или [7]. Так как распределение ошибок наведения в картинной плоскости можно считать двумерным нормальным, по полученной ковариационной матрице определяют контуры постоянной плотности вероятности, для данного распределения являющиеся эллипсами.

7
Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г. Основы механики космического полета: учеб. пособие. М.: Наука, 1990. 448 с.
Total in-text references: 1
  1. In-text reference with the coordinate start=7764
    Prefix
    представить в виде [6] 2 2 RRTRT RT RTRTT          C (8) где 2 R – дисперсия ошибки по оси R картинной плоскости, 2 T – дисперсия ошибки по оси T картинной плоскости, RT - коэффициент корреляции между R и T. Матрицу перехода между неподвижной орбитальной системой координат и картинной плоскостью планеты-цели можно вычислить при помощи источников [6] или
    Exact
    [7]
    Suffix
    . Так как распределение ошибок наведения в картинной плоскости можно считать двумерным нормальным, по полученной ковариационной матрице определяют контуры постоянной плотности вероятности, для данного распределения являющиеся эллипсами.

8
Soong T. T. Preflight analysis of target errors of a space trajectory // Journal of Spacecraft and Rockets. 1966. Vol. 3. no. 1. P. 139-141.
Total in-text references: 1
  1. In-text reference with the coordinate start=8090
    Prefix
    Так как распределение ошибок наведения в картинной плоскости можно считать двумерным нормальным, по полученной ковариационной матрице определяют контуры постоянной плотности вероятности, для данного распределения являющиеся эллипсами. Полуоси эллипса дисперсии, а также угол поворота эллипса можно вычислить по формулам
    Exact
    [8]
    Suffix
     1 222222 2 22 RTRT aNRTRT             1 222222 2 22 RTRT bNRTR T            (9) 22 12 arctan 2 RTRT TR         где a- большая полуось эллипса дисперсии, b- малая полуось, - угол наклона оси эллипса, отсчитываемый от оси Т по часовой стрелке, а N- коэффициент, связанный с вероятностью p попадания ошибки

9
Systems design study of the Pioneer Venus spacecraft. Final study report. Volume1. Technical analyses and tradeoffs sections 1-4 (Part 1 of 4) // NASA Technical Reports Server (NTRS). Режим доступа: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19740024191.pdf (дата обращения: 12.06.2016). 460 p.
Total in-text references: 1
  1. In-text reference with the coordinate start=13094
    Prefix
    ошибки выведения на этапе полета в сфере действия Земли;  перелет с коррекцией ошибки выведения на этапе полета в сфере действия Земли и двухимпульсной коррекцией на гелиоцентрическом этапе полета. Для каждой траектории рассмотрим пуск посредством двух различных ракетносителей, обеспечивающих различные погрешности выведения. Ковариационные матрицы ошибок выведения взяты из источника
    Exact
    [9]
    Suffix
    для двух пар РН/РБ: «Атлас»/«Центавр» (Atlas/Centaur) и «Тор»/«Дельта» (Thor/Delta). Выбор данных ракет-носителей обусловлен доступностью необходимых для расчета данных и наглядностью получаемых результатов (величины ошибки при выведении системой «Тор»/«Дельта», как правило, выше, чем при пуске системой «Атлас»/«Центавр»).

10
Hanson J.M., Beard B.B. Applying Monte Carlo simulation to launch vehicle design and requirements analysis // NASA Technical Reports Server (NTRS). Режим доступа: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100038453.pdf (дата обращения: 12.06.2016). 134 p.
Total in-text references: 1
  1. In-text reference with the coordinate start=13706
    Prefix
    При наличии необходимых данных о траектории выведения и структуре системы управления ковариационная матрица ошибок выведения может быть вычислена для любых РН и РБ по методике, представленной в источнике [4]. Метод Монте-Карло применяется согласно рекомендациям источника
    Exact
    [10]
    Suffix
    . Значения M и  для вычисления ковариационных матриц корректирующих маневров приняты равными 0,01inV и 0,02 рад, соответственно. 4.1. Перелет к Венере Анализ ошибок наведения и определение величин необходимых корректирующих маневров проведен для номинальной траектории перелета к Венере с характеристиками, представленными в табл. 1.