本發(fā)明屬于航天飛行器總體設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及具有終端角度和速度約束的下壓段彈道設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

滑翔機(jī)動彈頭為了能夠?qū)μ囟繕?biāo)實施精確打擊，一般對終端速度和角度都有一定的約束條件。目前國內(nèi)外有關(guān)終端角度和速度約束的理論研究大多都是致力于具有終端角度和速度約束的制導(dǎo)方法。具有終端角度和速度約束的末端制導(dǎo)律方法研究這一新興方向，目前仍處于探索階段，而國內(nèi)有關(guān)終端角度和速度約束的下壓段彈道設(shè)計工程方法大多是采用迭代規(guī)劃的設(shè)計方法，該方法不足之處是本身迭代速度不夠快速，以及對硬件的要求也非常高，若想在同等時間內(nèi)在飛行器上生成一條彈道，就要求硬件計算機(jī)計算速度更快。因此，亟待找到一種快速精準(zhǔn)的彈道設(shè)計方法能夠較好地應(yīng)用到工程設(shè)計中，進(jìn)而提高滑翔機(jī)動彈頭對目標(biāo)的打擊精度。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為解決工程設(shè)計中采用迭代規(guī)劃的設(shè)計方法迭代速度不夠快速以及對硬件的要求過高的技術(shù)問題，本發(fā)明提供了具體涉及具有終端角度和速度約束的下壓段彈道設(shè)計方法，對于滑翔機(jī)動彈頭，機(jī)動段采用射面內(nèi)的滑翔式彈道，其特征在于，所述下壓段彈道設(shè)計方法包括如下步驟：

確定下壓起始點(diǎn)步驟，首先設(shè)計一條滿足落速及落角要求的基準(zhǔn)滑翔彈道，從該彈道上確定出下壓點(diǎn)起始時刻所對應(yīng)的滑翔機(jī)動彈頭所具有的機(jī)械能e，定義此機(jī)械能e為機(jī)械基能e0；然后設(shè)計該滑翔機(jī)動彈頭所有彈道時，每條彈道下壓起始點(diǎn)的機(jī)械能都管控到所述機(jī)械基能e0附近；

下壓段攻角設(shè)計步驟，下壓段開始后，設(shè)計下壓段攻角滿足落角的約束；

彈道計算步驟，在標(biāo)準(zhǔn)條件下使用三自由度彈道模型計算彈道，標(biāo)準(zhǔn)條件包括：大氣條件為國家標(biāo)準(zhǔn)大氣、所有高度上無風(fēng)、彈道計算的初值為滑翔初始點(diǎn)的速度和位置參數(shù)、符合瞬時平衡原理，彈道計算時程序角設(shè)計如下：

彈頭機(jī)械能e大于等于下壓點(diǎn)開始時刻機(jī)械能e0時，俯仰程序角為θ+α′hx，其表達(dá)式如下：

e≥e0；

彈頭機(jī)械能e小于下壓點(diǎn)開始時刻機(jī)械能e0時，俯仰程序角為θ+α′xy，其表達(dá)式如下：

e＜e0；

|α′xy|≤α′xy_max；

其中，為俯仰程序角；θ為發(fā)射系下彈道傾角；α′hx為滑翔段攻角；α′xy為下壓段攻角；θd為當(dāng)?shù)貜椀纼A角；α′xy_max為下壓段最大可用攻角。

具體地，所述確定下壓起始點(diǎn)步驟中所述每條彈道下壓起始點(diǎn)的機(jī)械能都管控到所述機(jī)械基能e0附近，具體地：設(shè)定每條彈道的機(jī)械能e滿足條件e0-δe≤e≤e0+δe時所對應(yīng)的彈道上的點(diǎn)為下壓起始點(diǎn)，δe為小量，不大于e0的0.1％。

優(yōu)選地，所述下壓段攻角設(shè)計步驟中所述設(shè)計下壓段攻角滿足終端角度約束，具體為下壓段攻角采用滿足終端角度約束的自適應(yīng)設(shè)計方法，其表達(dá)式為α′xy﹦0‐(θd-θd_m)，其中，θd為當(dāng)?shù)貜椀纼A角，θd_m為標(biāo)準(zhǔn)落角，通過將導(dǎo)彈當(dāng)前時刻的當(dāng)?shù)貜椀纼A角θd與標(biāo)準(zhǔn)落角θd_m的差值負(fù)反饋到下壓段攻角設(shè)計中，該下壓攻角α′xy值通過自動調(diào)整來適應(yīng)并滿足落角的約束。

優(yōu)選地，所述彈道計算步驟中所述的最大可用攻角α′xy_max根據(jù)下壓段過載約束確定。

可選地，所述彈道計算步驟中所述的最大可用攻角α′xy_max根據(jù)下壓段氣動熱流約束確定。

可選地，所述彈道計算步驟中所述的最大可用攻角α′xy_max根據(jù)下壓段控制穩(wěn)定約束確定。

本發(fā)明的具有終端角度和速度約束的下壓段彈道設(shè)計方法，首先設(shè)計一條基準(zhǔn)滑翔彈道，從該彈道上確定出下壓點(diǎn)起始時刻所對應(yīng)的滑翔機(jī)動彈頭所具有的機(jī)械能，定義此機(jī)械能為機(jī)械基能e0，每條彈道下壓起始點(diǎn)的機(jī)械能都管控到所述機(jī)械基能e0附近，作為下壓點(diǎn)起始點(diǎn)，并且采用滿足終端角度約束的自適應(yīng)設(shè)計方法來設(shè)計下壓段攻角，設(shè)計出下壓段彈道，最后計算彈道，結(jié)果均能滿足精度要求。該方法簡單新穎，彈道生成速度快，非常適合工程應(yīng)用。

附圖說明

圖1為本實施例的彈道設(shè)計方法設(shè)計的彈道的射程-速度曲線圖；

圖2為本實施例的彈道設(shè)計方法設(shè)計的彈道的射程-當(dāng)?shù)貜椀纼A角曲線。

具體實施方式

下面結(jié)合具體實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步說明，但不應(yīng)該以此限制本發(fā)明的保護(hù)范圍。

本發(fā)明提供的具體涉及具有終端角度和速度約束的下壓段彈道設(shè)計方法，對于滑翔機(jī)動彈頭，機(jī)動段采用射面內(nèi)的滑翔式彈道，下壓段彈道設(shè)計方法包括如下步驟：

第一步確定下壓起始點(diǎn)

首先設(shè)計一條滿足落速及落角要求的基準(zhǔn)滑翔彈道，本實施例中落速要求800m/s±10m/s，落角要求-80°±1°，從該彈道上確定出下壓點(diǎn)開始時刻所對應(yīng)的滑翔機(jī)動彈頭具有的機(jī)械能e，定義此機(jī)械能e為機(jī)械基能e0，即動能ev與勢能eh之和，本實施例中e0＝m×1.1×1⁶0j，其中m為彈頭質(zhì)量，然后設(shè)計該滑翔機(jī)動彈頭所有彈道時，每條彈道下壓起始點(diǎn)的機(jī)械能e都管控到該機(jī)械基能e0附近，本實施例中設(shè)定每條彈道的機(jī)械能e滿足條件e0-δe≤e≤e0+δe時所對應(yīng)的彈道上的點(diǎn)為下壓起始點(diǎn)，δe為小量，不大于e0的0.1％。

第二步下壓段攻角設(shè)計即彈道設(shè)計

下壓段攻角設(shè)計時，設(shè)計下壓段攻角滿足終端角度約束，本實施例中具體為下壓段攻角采用滿足終端角度約束的自適應(yīng)設(shè)計方法，其表達(dá)式為α′xy﹦0‐(θd-θd_m)，其中，θd為當(dāng)?shù)貜椀纼A角，θd_m為標(biāo)準(zhǔn)落角，通過將導(dǎo)彈當(dāng)前時刻的當(dāng)?shù)貜椀纼A角θd與標(biāo)準(zhǔn)落角θd_m的差值負(fù)反饋到下壓段攻角設(shè)計中，該下壓攻角α′xy值通過自動調(diào)整來適應(yīng)并滿足落角(即標(biāo)準(zhǔn)落角θd_m)的約束，本實施例中最大可用攻角α′xy_max根據(jù)下壓段過載約束確定，本實施例中，下壓段過載不超過12g，要求下壓段最大可用攻角α′xy_max為18°。最大可用攻角α′xy_max也可以根據(jù)下壓段氣動熱流約束確定，或者根據(jù)下壓段控制穩(wěn)定約束確定。

第三步計算彈道

在標(biāo)準(zhǔn)條件下使用三自由度彈道模型計算彈道。標(biāo)準(zhǔn)條件包括：

a)大氣條件為國家標(biāo)準(zhǔn)大氣；

b)所有高度上無風(fēng)；

c)彈道計算的初值為滑翔初始點(diǎn)的速度、位置參數(shù)；

d)符合瞬時平衡原理。

彈道計算時程序角設(shè)計如下：

彈頭機(jī)械能e大于等于下壓點(diǎn)開始時刻機(jī)械能e0時，俯仰程序角為θ+α′hx，其表達(dá)式如下：

e≥e0；

彈頭機(jī)械能e小于下壓點(diǎn)開始時刻機(jī)械能e0時，俯仰程序角為θ+α′xy，其表達(dá)式如下：

e＜e0；

|α′xy|≤α′xy_max；

其中，為俯仰程序角；θ為發(fā)射系下彈道傾角；α′hx為滑翔段攻角；α′xy為下壓段攻角；θd為當(dāng)?shù)貜椀纼A角；α′xy_max為下壓段最大可用攻角，該角度根據(jù)下壓段過載約束等確定。

具體給出一型滑翔機(jī)動彈頭的彈道設(shè)計實例如下：

第一步：確定下壓起始點(diǎn)。

首先設(shè)計一條射程為2500km滿足落速及落角要求的基準(zhǔn)滑翔彈道，本實施例中落速要求800m/s±10m/s，落角要求-80°±1°，從該彈道上確定出下壓點(diǎn)開始時刻所對應(yīng)的滑翔機(jī)動彈頭具有的機(jī)械基能e0＝590.7×10⁶，δe＝0.5907×10⁶。

然后設(shè)計該滑翔機(jī)動彈頭所有彈道(例如射程為2500km、2100km、1700km三條彈道)時，每條彈道下壓起始點(diǎn)的機(jī)械能e都管控到該機(jī)械基能e0附近，即e0-δe≤e≤e0+δe。

第二步下壓段攻角設(shè)計即彈道設(shè)計。

下壓段彈道設(shè)計為α′xy＝0-(θd-θd_m)＝0-(θd-(-80°))。

第三步計算彈道。

結(jié)果如下：

彈道一：射程為2500km，落速802.5m/s，落角-80.4°；

彈道二：射程為2200km，落速799.5m/s，落角-80.4°；

彈道三：射程為1700km，落速798.1m/s，落角-80.4°。

本領(lǐng)域的技術(shù)人員容易理解，以上所述僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。