CN107145761B - 带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，该方法包括：设计滑翔飞行攻角α_hx的初值范围α_hx0＝[α_{hx0_1},…,α_{hx0_i},…α_{hx0_n}]；设定滑翔飞行攻角α_hx和发动机点火时间t_fire的初值分别为α_{hx0_i}和t_fire0；使用三自由度弹道模型计算弹道；判断射程是否满足要求，若射程满足要求，则进入下一步；若射程不满足要求，则修正发动机点火时间t_fire，再回到步骤S3；射程满足要求，判断i是否等于n；若i＝n，则进入下一步；否则令i＝i+1，返回开始第i条弹道规划。本发明方法仅通过两个设计变量，一个迭代变量就可实现多样式滑翔弹道规划，规划快速简单、射程控制准确，弹道样式多；稍加扩展，就可以实现打击多个固定目标的多样式弹道规划方法。

Description

带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法

技术领域

本发明属于导弹弹道设计技术领域，具体涉及一种带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法。

技术背景

传统的无动力滑翔导弹的机动弹道大多是通过设计倾侧角来实现侧向平面的机动，其纵向平面机动只能依靠设计不同的滑翔攻角来实现，而滑翔攻角的大小直接影响导弹射程。因此，对于打击同一固定目标的传统无动力滑翔导弹而言，这就突显出其纵向机动弹道规划能力不足、纵向机动弹道样式少、突防能力受限的缺点。

发明内容

本发明的目的在于克服传统无动力滑翔导弹在滑翔段弹道平稳、打击同一固定目标纵向机动能力不足，提出了一种带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，该方法仅通过设计在不同滑翔攻角下的发动机点火时间，就可以快速规划出多条满足打击固定目标的弹道，规划方法简单，弹道样式多，可以对固定目标进行多弹道多重打击。

实现本发明目的采用的技术方案是一种带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，该方法包括：

S1、设计滑翔飞行攻角α_hx的初值范围α_hx0＝[α_{hx0_1},…,α_{hx0_i},α_{hx0_n}]；

S2、设定滑翔飞行攻角α_hx和发动机点火时间t_fire的初值分别为α_{hx0_i}和t_fire0；

S3、使用三自由度弹道模型计算弹道；

S4、判断射程是否满足要求，若射程满足要求，则进入下一步；若射程不满足要求，则修正发动机点火时间t_fire，再回到步骤S3，

S5、射程满足要求，判断i是否等于n；若i＝n，则进入下一步；否则令i＝i+1，返回步骤S2开始第i条弹道规划；

S6、弹道规划结束。

本发明的基本原理是：在滑翔飞行段，不同的滑翔攻角值对应的射程不同；带动力滑翔导弹通过发动机点火使导弹获取一定的动能，而点火时间的早晚可作为影响射程的因子，通过在不同的滑翔攻角下迭代点火时间，进而规划出满足射程要求的多样式弹道。具体而言，包括以下优点：

1)弹道规划仅涉及到发动机点火时间一个变量的迭代，迭代变量少，迭代速度快；

2)仅通过滑翔飞行攻角和发动机点火时间两个设计变量就可以实现多样式滑翔弹道，弹道设计简单；

3)该方法规划出的多样式弹道增强了滑翔导弹的突防能力；

4)该方法简单可靠，设计变量目的明确，工程上容易实现。

本发明方法仅通过两个设计变量，一个迭代变量就可实现多样式滑翔弹道规划，规划快速简单、射程控制准确，弹道样式多；稍加扩展，就可以实现打击多个固定目标的多样式弹道规划方法。

附图说明

图1为本发明带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法流程图。

图2为打击固定目标的带动力滑翔导弹多样式弹道图。

具体实施方式

如图1所示，本实施例提供的一种带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，具体包括以下步骤：

第一步、设计滑翔飞行攻角α_hx的初值范围α_hx0＝[α_{hx0_1},…,α_{hx0_i},α_{hx0_n}]，i＝1,…，n(例如n＝3，即规划3条弹道，α_hx0＝[α_{hx0_1},α_{hx0_2},α_hx0_₃]＝[8°,9°,10°])；

第二步、设定两个变量的(滑翔飞行攻角α_hx和发动机点火时间t_fire)的初值，其中滑翔飞行攻角初值为α_hx0__i，发动机点火时间t_fire的初值为t_fire0，此外设定滑翔飞行时结束时刻时间t_hx初值为t_hx0。

其中，发动机点火时间初值为t_fire0一般选取为滑翔时刻开始时间；滑翔飞行时结束时刻时间初值t_hx0根据标准落速确定。

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：

飞行时间t小于等于滑翔结束时刻时间t_hx0时，俯仰程序角为θ+α′_hx，其表达式如下：

飞行时间t大于滑翔结束时刻时间t_hx0时，俯仰程序角为θ+α′_xy，其表达式如下：

其中，为俯仰程序角；θ为发射系下弹道倾角；t为飞行时间；θ_d为当地弹道倾角。

第四步、判断射程是否满足要求(例如射程要求为2000km±100m)。若射程满足要求，则进入下一步；若射程不满足要求，则修正发动机点火时间t_fire，再回到第三步。修正表达式如下：

t_{fire_2}＝t_{fire_1}+Δt_fire

Δt_fire＝(L-L_m)/5000

其中，t_{fire_1}为上一步的点火时间，t_{fire_2}为下一步的点火时间，L为采用上一步的点火时间t_{fire_1}进行弹道计算得到的射程，L_m为要求的标准射程(例如射程要求为2000km±100m，则标准射程为2000km)。

第五步、射程满足要求；判断i是否等于n；若i＝n，则进入下一步；否则令i＝i+1，返回第二步开始第i条弹道规划。

第六步、弹道规划结束。

使用本发明弹道规划方法实现打击固定目标的带动力滑翔导弹多样式弹道图如图2所示。

本发明不仅局限于上述具体实施方式，本领域一般技术人员根据本发明公开的内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变化或更改的设计，都落入本发明保护的范围。

Claims (3)

1.一种带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，其特征在于，包括：

S1、设计滑翔飞行攻角α_hx的初值范围α_hx0＝[α_{hx0_1},…,α_{hx0_i},…α_{hx0_n}]；

S2、设定滑翔飞行攻角α_hx和发动机点火时间t_fire的初值分别为α_{hx0_i}和t_fire0；

S3、使用三自由度弹道模型计算弹道；

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：

飞行时间t小于等于滑翔结束时刻时间t_hx0时，俯仰程序角为θ+α′_hx，其表达式如下：

飞行时间t大于滑翔结束时刻时间t_hx0时，俯仰程序角为θ+α′_xy，其表达式如下：

其中，为俯仰程序角；θ为发射系下弹道倾角；t为飞行时间；θ_d为当地弹道倾角；

S4、判断射程是否满足要求，若射程满足要求，则进入下一步；若射程不满足要求，则修正发动机点火时间t_fire，再回到步骤S3，

S5、射程满足要求，判断i是否等于n；若i＝n，则进入下一步；否则令i＝i+1，返回步骤S2开始第i条弹道规划；

S6、弹道规划结束。

2.根据权利要求1所述带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，其特征在于：步骤S1中所述发动机点火时间初值t_fire0选取为滑翔时刻开始时间；滑翔飞行时结束时刻时间初值t_hx0根据标准落速确定。

3.根据权利要求1所述带动力滑翔导弹多样式弹道规划方法，其特征在于，所述步骤S4中修正发动机点火时间t_fire通过下式进行修正：

t_{fire_2}＝t_{fire_1}+Δt_fire

Δt_fire＝(L-L_m)/5000

其中，t_{fire_1}为上一步的点火时间，t_{fire_2}为下一步的点火时间，L为采用上一步的点火时间t_{fire_1}进行弹道计算得到的射程，L_m为要求的标准射程。