CN107341295B - 具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了具体涉及具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法，包括确定下压起始点步骤、下压段攻角设计步骤、弹道计算步骤，首先设计一条基准滑翔弹道，从该弹道上确定出下压点起始时刻所对应的滑翔机动弹头所具有的机械能，定义此机械能为机械基能E₀，每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E₀附近，作为下压点起始点，并且采用满足终端角度约束的自适应设计方法来设计下压段攻角，设计出下压段弹道，最后计算弹道，结果均能满足精度要求。该方法简单新颖，弹道生成速度快，非常适合工程应用。

Description

具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法

技术领域

本发明属于航天飞行器总体设计技术领域，具体涉及具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法。

背景技术

滑翔机动弹头为了能够对特定目标实施精确打击，一般对终端速度和角度都有一定的约束条件。目前国内外有关终端角度和速度约束的理论研究大多都是致力于具有终端角度和速度约束的制导方法。具有终端角度和速度约束的末端制导律方法研究这一新兴方向，目前仍处于探索阶段，而国内有关终端角度和速度约束的下压段弹道设计工程方法大多是采用迭代规划的设计方法，该方法不足之处是本身迭代速度不够快速，以及对硬件的要求也非常高，若想在同等时间内在飞行器上生成一条弹道，就要求硬件计算机计算速度更快。因此，亟待找到一种快速精准的弹道设计方法能够较好地应用到工程设计中，进而提高滑翔机动弹头对目标的打击精度。

发明内容

为解决工程设计中采用迭代规划的设计方法迭代速度不够快速以及对硬件的要求过高的技术问题，本发明提供了具体涉及具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法，对于滑翔机动弹头，机动段采用射面内的滑翔式弹道，其特征在于，所述下压段弹道设计方法包括如下步骤：

确定下压起始点步骤，首先设计一条满足落速及落角要求的基准滑翔弹道，从该弹道上确定出下压点起始时刻所对应的滑翔机动弹头所具有的机械能E，定义此机械能E为机械基能E₀；然后设计该滑翔机动弹头所有弹道时，每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E₀附近；

下压段攻角设计步骤，下压段开始后，设计下压段攻角满足落角的约束；

弹道计算步骤，在标准条件下使用三自由度弹道模型计算弹道，标准条件包括：大气条件为国家标准大气、所有高度上无风、弹道计算的初值为滑翔初始点的速度和位置参数、符合瞬时平衡原理，弹道计算时程序角设计如下：

弹头机械能E大于等于下压点开始时刻机械能E₀时，俯仰程序角

为θ+α′_hx，其表达式如下：

E≥E₀；

弹头机械能E小于下压点开始时刻机械能E₀时，俯仰程序角

为θ+α′_xy，其表达式如下：

E＜E₀；

|α′_xy|≤α′_{xy_max}；

其中，

为俯仰程序角；θ为发射系下弹道倾角；α′_hx为滑翔段攻角；α′_xy为下压段攻角；θ_d为当地弹道倾角；α′_{xy_max}为下压段最大可用攻角。

具体地，所述确定下压起始点步骤中所述每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E₀附近，具体地：设定每条弹道的机械能E满足条件E₀-ΔE≤E≤E₀+ΔE时所对应的弹道上的点为下压起始点，ΔE为小量，不大于E₀的0.1％。

优选地，所述下压段攻角设计步骤中所述设计下压段攻角满足终端角度约束，具体为下压段攻角采用满足终端角度约束的自适应设计方法，其表达式为α′_xy﹦0‐(θ_d-θ_{d_m})，其中，θ_d为当地弹道倾角，θ_{d_m}为标准落角，通过将导弹当前时刻的当地弹道倾角θ_d与标准落角θ_{d_m}的差值负反馈到下压段攻角设计中，该下压攻角α′_xy值通过自动调整来适应并满足落角的约束。

优选地，所述弹道计算步骤中所述的最大可用攻角α′_{xy_max}根据下压段过载约束确定。

可选地，所述弹道计算步骤中所述的最大可用攻角α′_{xy_max}根据下压段气动热流约束确定。

可选地，所述弹道计算步骤中所述的最大可用攻角α′_{xy_max}根据下压段控制稳定约束确定。

本发明的具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法，首先设计一条基准滑翔弹道，从该弹道上确定出下压点起始时刻所对应的滑翔机动弹头所具有的机械能，定义此机械能为机械基能E₀，每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E₀附近，作为下压点起始点，并且采用满足终端角度约束的自适应设计方法来设计下压段攻角，设计出下压段弹道，最后计算弹道，结果均能满足精度要求。该方法简单新颖，弹道生成速度快，非常适合工程应用。

附图说明

图1为本实施例的弹道设计方法设计的弹道的射程-速度曲线图；

图2为本实施例的弹道设计方法设计的弹道的射程-当地弹道倾角曲线。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明作进一步说明，但不应该以此限制本发明的保护范围。

本发明提供的具体涉及具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法，对于滑翔机动弹头，机动段采用射面内的滑翔式弹道，下压段弹道设计方法包括如下步骤：

第一步 确定下压起始点

首先设计一条满足落速及落角要求的基准滑翔弹道，本实施例中落速要求800m/s±10m/s，落角要求-80°±1°，从该弹道上确定出下压点开始时刻所对应的滑翔机动弹头具有的机械能E，定义此机械能E为机械基能E₀，即动能E_v与势能E_h之和，本实施例中E₀＝m×1.1×1⁶0J，其中m为弹头质量，然后设计该滑翔机动弹头所有弹道时，每条弹道下压起始点的机械能E都管控到该机械基能E₀附近，本实施例中设定每条弹道的机械能E满足条件E₀-ΔE≤E≤E₀+ΔE时所对应的弹道上的点为下压起始点，ΔE为小量，不大于E₀的0.1％。

第二步 下压段攻角设计即弹道设计

下压段攻角设计时，设计下压段攻角满足终端角度约束，本实施例中具体为下压段攻角采用满足终端角度约束的自适应设计方法，其表达式为α′_xy﹦0‐(θ_d-θ_{d_m})，其中，θ_d为当地弹道倾角，θ_{d_m}为标准落角，通过将导弹当前时刻的当地弹道倾角θ_d与标准落角θ_{d_m}的差值负反馈到下压段攻角设计中，该下压攻角α′_xy值通过自动调整来适应并满足落角(即标准落角θ_{d_m})的约束，本实施例中最大可用攻角α′_{xy_max}根据下压段过载约束确定，本实施例中，下压段过载不超过12g，要求下压段最大可用攻角α′_{xy_max}为18°。最大可用攻角α′_{xy_max}也可以根据下压段气动热流约束确定，或者根据下压段控制稳定约束确定。

第三步 计算弹道

在标准条件下使用三自由度弹道模型计算弹道。标准条件包括：

a)大气条件为国家标准大气；

b)所有高度上无风；

c)弹道计算的初值为滑翔初始点的速度、位置参数；

d)符合瞬时平衡原理。

弹道计算时程序角设计如下：

弹头机械能E大于等于下压点开始时刻机械能E₀时，俯仰程序角

为θ+α′_hx，其表达式如下：

E≥E₀；

弹头机械能E小于下压点开始时刻机械能E₀时，俯仰程序角

为θ+α′_xy，其表达式如下：

E＜E₀；

|α′_xy|≤α′_{xy_max}；

其中，

为俯仰程序角；θ为发射系下弹道倾角；α′_hx为滑翔段攻角；α′_xy为下压段攻角；θ_d为当地弹道倾角；α′_{xy_max}为下压段最大可用攻角，该角度根据下压段过载约束等确定。

具体给出一型滑翔机动弹头的弹道设计实例如下：

第一步：确定下压起始点。

首先设计一条射程为2500km满足落速及落角要求的基准滑翔弹道，本实施例中落速要求800m/s±10m/s，落角要求-80°±1°，从该弹道上确定出下压点开始时刻所对应的滑翔机动弹头具有的机械基能E₀＝590.7×10⁶，ΔE＝0.5907×10⁶。

然后设计该滑翔机动弹头所有弹道(例如射程为2500km、2100km、1700km三条弹道)时，每条弹道下压起始点的机械能E都管控到该机械基能E₀附近，即E₀-ΔE≤E≤E₀+ΔE。

第二步 下压段攻角设计即弹道设计。

下压段弹道设计为α′_xy＝0-(θ_d-θ_{d_m})＝0-(θ_d-(-80°))。

第三步 计算弹道。

结果如下：

弹道一：射程为2500km，落速802.5m/s，落角-80.4°；

弹道二：射程为2200km，落速799.5m/s，落角-80.4°；

弹道三：射程为1700km，落速798.1m/s，落角-80.4°。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，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、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.具有终端角度和速度约束的下压段弹道设计方法，对于滑翔机动弹头，机动段采用射面内的滑翔式弹道，其特征在于，所述下压段弹道设计方法包括如下步骤：

确定下压起始点步骤，首先设计一条满足落速及落角要求的基准滑翔弹道，从该弹道上确定出下压点起始时刻所对应的滑翔机动弹头所具有的机械能E，定义此机械能E为机械基能E₀；然后设计该滑翔机动弹头所有弹道时，每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E₀附近；

下压段攻角设计步骤，下压段开始后，设计下压段攻角满足落角的约束；

弹道计算步骤，在标准条件下使用三自由度弹道模型计算弹道，标准条件包括：大气条件为国家标准大气、所有高度上无风、弹道计算的初值为滑翔初始点的速度和位置参数、符合瞬时平衡原理，弹道计算时程序角设计如下：

弹头机械能E大于等于机械基能E₀时，俯仰程序角

为θ+α′_hx，其表达式如下：

弹头机械能E小于机械基能E₀时，俯仰程序角

为θ+α′_xy，其表达式如下：

|α′_xy|≤α′_{xy_max}；

其中，

为俯仰程序角；θ为发射系下弹道倾角；α′_hx为滑翔段攻角；α′_xy为下压段攻角；θ_d为当地弹道倾角；α′_{xy max}为下压段最大可用攻角。

2.根据权利要求1所述的下压段弹道设计方法，其特征在于，所述确定下压起始点步骤中所述每条弹道下压起始点的机械能都管控到所述机械基能E₀附近，具体地：设定每条弹道的机械能E满足条件E₀-ΔE≤E≤E₀+ΔE时所对应的弹道上的点为下压起始点，ΔE为小量，不大于E₀的0.1％。

3.根据权利要求1或2所述的下压段弹道设计方法，其特征在于，所述下压段攻角设计步骤中所述设计下压段攻角满足终端角度约束，具体为下压段攻角采用满足终端角度约束的自适应设计方法，其表达式为α′_xy﹦0-(θ_d-θ_{d_m})，其中，θ_d为当地弹道倾角，θ_{d_m}为标准落角，通过将导弹当前时刻的当地弹道倾角θ_d与标准落角θ_{d_m}的差值负反馈到下压段攻角设计中，该下压攻角α′_xy值通过自动调整来适应并满足落角的约束。

4.根据权利要求3所述的下压段弹道设计方法，其特征在于所述弹道计算步骤中所述的最大可用攻角α′_{xy_max}根据下压段过载约束确定。

5.根据权利要求2所述的下压段弹道设计方法，其特征在于所述弹道计算步骤中所述的最大可用攻角α′_{xy_max}根据下压段气动热流约束确定。

6.根据权利要求2所述的下压段弹道设计方法，其特征在于所述弹道计算步骤中所述的最大可用攻角α′_{xy_max}根据下压段控制稳定约束确定。

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