CN109190248B - 一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统，该方法首先在发射坐标系中建立无动力滑翔运动方程，根据无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程；根据飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型，根据无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角；根据飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程；本发明实现高超声速滑翔飞行器在稠密大气层中的滑翔射程计算，该方法可以准确快速地解析计算大气层内无动力滑翔的飞行器射程，有效提高计算精度和计算效率。

Description

一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统
技术领域
本发明涉及一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统，属于飞行器总体设计技术领域，本发明可应用于大气层内无动力平衡滑翔飞行器的滑翔射程解析计算。
背景技术
传统弹道式飞行器采用椭圆弹道模式，导弹在主动飞行时迅速穿越稠密大气层，此后其飞行轨迹大部分均在真空中，由于主动段弹道和再入大气层后的弹道射程较短，传统弹道式飞行器射程可以采用椭圆轨道理论进行计算，即当已知弹道式飞行器主动段关机点的高度、速度(大小和方向)之后，其射程就可以唯一解析计算确定了。目前，传统弹道式飞行器射程解析计算公式较多，也比较成熟。
高超声速滑翔飞行器具有飞行速度快，突防能力强等特点，是世界主要军事大国研究的热点。相对于传统弹道式飞行器，滑翔飞行器全程在大气层内高超音速滑翔飞行，对于远程滑翔飞行器而言，其滑翔射程占总射程的90％以上，基于椭圆弹道理论的传统弹道式飞行器射程解析计算公式不再适用。由于滑翔飞行器在大气层内飞行，其滑翔射程受飞行器的气动特性、飞行高度和飞行速度等多种因素的影响，目前尚无可用的精度较高的滑翔射程解析计算公式，在进行飞行器论证需要开展复杂的数学仿真进行射程计算，不利于快速方案论证。
因此，迫切需要提供一种与滑翔速度、滑翔高度、弹头气动特性等因素相关的滑翔飞行器射程获取方法，解决滑翔飞行器射程解析计算难题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，实现高超声速滑翔飞行器弹道在稠密大气层中的滑翔射程计算，该方法可以准确快速地解析计算大气层内无动力滑翔的飞行器射程，有效提高计算精度和计算效率。
本发明的另外一个目的在于提供一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统。
本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，包括：
在发射坐标系中建立无动力滑翔运动方程；
根据所述无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程；
根据所述飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型；
根据所述无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角；
根据所述飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，所述在发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程如下；
其中：分别为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的加速度；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；GV为速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，所述飞行器切向加速度和法向加速度方程表示如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；θ为弹道倾角；Φ为平衡滑翔射程角。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，根据所述无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程的具体方法如下：
(2.1)、飞行器平衡滑翔射程角与飞行器位置关系表达式如下：
其中：Φ为平衡滑翔射程角；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；x、y为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的位置；
(2.2)、将所述飞行器平衡滑翔射程角与飞行器位置关系表达式，以及速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵GV代入发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程，得到：
公式两边再乘以矩阵VG，得到变换后的无动力滑翔运动方程：
其中：VG＝GV T
(2.3)、根据所述变换后的无动力滑翔运动方程得到飞行器切向加速度和法向加速度方程如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，所述无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
其中：V为飞行器速度，ρ为大气密度，S为参考面积，CD为阻力系数，m为飞行器质量，g为重力加速度，Θ为当地弹道倾角，CL为升力系数，h为滑翔高度，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，根据所述飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型的具体方法如下：
(3.1)、根据平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的关系表达式，得到平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的角度变化率关系表达式如下：
其中：为弹道倾角变化率；/>为当地弹道倾角变化率；/>为平衡滑翔射程角变化率；其中平衡滑翔射程角Φ与当地弹道倾角Θ和弹道倾角θ的关系表达式为：Θ＝θ+Φ；
(3.2)、根据所述平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的角度变化率关系表达式，平衡滑翔射程角变化率公式以及飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程如下：
其中：滑翔高度变化率公式为：平衡滑翔射程角变化率公式为：
(3.3)、根据所述无动力滑翔飞行器运动方程，将D，L，r表达式代入，得到无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
其中：D，L，r表达式如下：
r＝h+R0，h为滑翔高度。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，所述飞行器平衡滑翔射程角如下：
其中：R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角，K为飞行器升阻比，V0为滑翔起始点速度，V为滑翔结束点速度，h为滑翔高度，g0为海平面重力加速度。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，根据所述无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角的具体方法如下：
(4.1)、令将无动力滑翔飞行器运动方程模型中的当地弹道倾角变化率公式转化为如下平衡滑翔状态受力关系公式：
其中：当地弹道倾角变化率公式为：
(4.2)、令Θ＝0，将所述平衡滑翔状态受力关系公式进行变换得到：
再将重力加速度代入，得到最终的平衡滑翔状态受力关系公式：
(4.3)、将无动力滑翔飞行器运动方程模型中的射程角变化率公式除以速度变化率公式，得到平衡滑翔条件下射程角对滑翔速度的偏导数公式：
其中：射程角变化率公式为
速度变化率公式为
(4.4)、根据所述平衡滑翔条件下射程角对滑翔速度的偏导数公式，以及步骤(4.2)中最终的平衡滑翔状态受力关系公式，得到转化后的射程角对滑翔速度的偏导数公式如下：
令得到最终的射程角对滑翔速度的偏导数公式如下：
(4.5)、对步骤(4.4)中最终的射程角对滑翔速度的偏导数公式进行积分，得到平衡滑翔射程角Φ表达式如下：
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法中，根据所述飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程如下：
一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，所述滑翔射程解析方法通过如下解析方程获得滑翔射程：
其中：SL为滑翔射程，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角，K为飞行器升阻比，V0为滑翔起始点速度，V为滑翔结束点速度，h为滑翔高度，g0为海平面重力加速度。
一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统，包括运动方程建立模块、加速度计算模块、运动方程模型建立模块、平衡滑翔射程角计算模块和平衡滑翔射程计算模块，其中：
运动方程建立模块：在发射坐标系中建立无动力滑翔运动方程，并发送给加速度计算模块；
加速度计算模块：接收运动方程建立模块发送的无动力滑翔运动方程，根据所述无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程，并发送给运动方程模型建立模块；
运动方程模型建立模块：接收加速度计算模块发送的飞行器切向加速度和法向加速度方程，根据所述飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型，并发送给平衡滑翔射程角计算模块；
平衡滑翔射程角计算模块：接收运动方程模型建立模块发送的无动力滑翔飞行器运动方程模型，根据所述无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角，并发送给平衡滑翔射程计算模块；
平衡滑翔射程计算模块：接收平衡滑翔射程角计算模块发送的飞行器平衡滑翔射程角，根据所述飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统中，所述运动方程建立模块在发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程如下；
其中：分别为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的加速度；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；GV为速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统中，所述加速度计算模块根据无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；θ为弹道倾角；Φ为平衡滑翔射程角。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统中，所述运动方程模型建立模块根据飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
其中：V为飞行器速度，ρ为大气密度，S为参考面积，CD为阻力系数，m为飞行器质量，g为重力加速度，Θ为当地弹道倾角，CL为升力系数，h为滑翔高度，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角。
在上述用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统中，所述平衡滑翔射程角计算模块根据无动力滑翔飞行器运动方程模型得到的飞行器平衡滑翔射程角如下：
所述平衡滑翔射程计算模块根据飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程如下：
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)、本发明通过理论推导和数学仿真验证，提出了一种基于平衡滑翔飞行原理的滑翔射程解析计算方法，可用于高超声速滑翔飞行器滑翔射程计算，实现高超声速滑翔飞行器弹道在稠密大气层中的滑翔射程计算；并且本发明可以较为准确快速地解析计算大气层内无动力滑翔的飞行器射程，有效提高计算效率。
(2)、本发明通过合理设计滑翔运动方程，全面考虑各种影响因素，并采取合理的参数假设，使得飞行器滑翔射程角计算具有较高精度，进而可获得较高精度的飞行器滑翔射程；试验表明，采用本发明平衡滑翔射程解析方法对于射程上千公里的弹头滑翔距离计算误差小于5％，具有较高的精度。
(3)、本发明提出的飞行器滑翔射程解析公式可以准确计算滑翔射程，大大降低了滑翔飞行器设计迭代次数，有效缩短研制时间，为实现我国领先世界其他军事大国率先研制出高超音速滑翔飞行器奠定了基础。
(4)、本发明实践中可以直接利用滑翔射程解析计算公式计算滑翔飞行器滑翔射程，大大简化了仿真计算过程，降低计算复杂度，提高设计效率。
(5)、本发明已成功应用于我国某助推滑翔飞行器方案论证，有效验证了方法准确性。
附图说明
图1为本发明滑翔飞行器滑翔飞行角度关系示意图；
图2为本发明用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
本发明用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法具体包括如下步骤：
一、在进行滑翔规律分析研究时，为了简化问题，对飞行器滑翔飞行运动模型做出如下假设：
(1)、不考虑地球旋转，即ωe＝0；
(2)、地球为一均质圆球，即引力加速度与地心距平方成正比，
(3)、飞行器仅在平面内运动，无滚转和侧滑。
根据上述假设，飞行器滑翔运动示意图见图1，图1为本发明滑翔飞行器滑翔飞行角度关系示意图。将发射坐标系O-xyz的ox轴选在由(Ve，re)决定的平面内，垂直于oy，且指向运动方向为正，xOy平面即为滑翔弹道平面。
在发射坐标系O-xyz建立无动力滑翔运动方程如下：
其中：分别为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的加速度；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力，其计算式为：
其中：ρ、S、CD、CL、V分别为大气密度、参考面积、阻力系数、升力系数和飞行器速度；GV为速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵：
二、根据无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程。
1、由图1可知飞行器平衡滑翔射程角与飞行器位置关系表达式如下：
其中：Φ为re与r之间的夹角，称为平衡滑翔射程角；r为飞行器到地心距离；re为飞行器滑翔起始点到地心距离；Ve为飞行器在滑翔起始点的速度矢量；R0为地球平均半径；x、y为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的位置；θ为弹道倾角(飞行器速度方向与发射坐标系x轴方向的夹角)；则SL＝R0Φ为滑翔射程。
2、将飞行器平衡滑翔射程角与飞行器位置关系表达式，以及速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵GV，代入发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程，即将式(2)、(3)代入式(1)得到：
在式(4)两边乘以矩阵VG，将其投影到速度坐标系，得到变换后的无动力滑翔运动方程：
其中：VG为GV的转置，即VG＝GV T；
3、将变换后的无动力滑翔运动方程展开得到飞行器切向加速度和法向加速度方程如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度。θ为弹道倾角(飞行器速度方向与发射坐标系x轴方向的夹角)。
三、根据飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型。
1、根据平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的关系表达式，得到平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的角度变化率关系表达式。即：
由图1可知当地弹道倾角
Θ＝θ+Φ (7)
故得到：
由滑翔运动几何关系可得
其中：为弹道倾角变化率；/>为当地弹道倾角变化率；/>为平衡滑翔射程角变化率；其中平衡滑翔射程角Φ与当地弹道倾角Θ和弹道倾角θ的关系表达式为：Θ＝θ+Φ；平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的角度变化率关系表达式为：/>h为滑翔高度。
2、根据平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的角度变化率关系表达式，平衡滑翔射程角变化率公式以及飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程。即由式(6)、(8)、(9)、(10)得到：
其中：h为滑翔高度，h和r的关系为r＝h+R0。
3、根据无动力滑翔飞行器运动方程，将D，L，r表达式代入，得到无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
四、根据无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角。
1、平衡滑翔飞行指飞行器在大气层内无动力飞行时，沿航迹每一点处飞行器所受的升力、重力和离心力平衡。
令将无动力滑翔飞行器运动方程模型中的当地弹道倾角变化率公式转化为如下平衡滑翔状态受力关系公式，即对式(12b)进行整理得到平衡滑翔状态受力关系公式：
2、高超声速飞行器一般滑翔距离在上千公里以上，而滑翔段高程变化一般小于50km，因此在平衡滑翔条件下，当地弹道倾角和径向速度都将一直很小，令Θ＝0，将平衡滑翔状态受力关系公式进行变换得到：
将重力加速度代入式(14)，得到最终的平衡滑翔状态受力关系公式：/>
3、将无动力滑翔飞行器运动方程模型中的射程角变化率公式除以速度变化率公式，即由式(12d)除以式(12a)，并结合Θ＝0，得到平衡滑翔条件下射程角对滑翔速度的偏导数公式：
4、根据平衡滑翔条件下射程角对滑翔速度的偏导数公式，以及步骤(2)中最终的平衡滑翔状态受力关系公式，得到转化后的射程角对滑翔速度的偏导数公式。
即将步骤2最终的平衡滑翔状态受力关系公式(15)代入平衡滑翔条件下射程角对滑翔速度的偏导数公式(16)，整理可得：
令代入式(17)，得到最终的射程角对滑翔速度的偏导数公式如下：
5、假设理想平衡滑翔过程中，升阻比K和高度h近似不变，设V0和h0分别为滑翔起始点的速度和高度，由Θ＝0知h＝h0，对最终的射程角对滑翔速度的偏导数公式(18)进行积分，得到平衡滑翔射程角Φ表达式如下：
五、根据飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程如下：
如图2所示为本发明用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统示意图，由图可知本发明用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统包括运动方程建立模块、加速度计算模块、运动方程模型建立模块、平衡滑翔射程角计算模块和平衡滑翔射程计算模块。
运动方程建立模块，在发射坐标系中建立无动力滑翔运动方程，并发送给加速度计算模块。
加速度计算模块，接收运动方程建立模块发送的无动力滑翔运动方程，根据所述无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程，并发送给运动方程模型建立模块。
运动方程模型建立模块，接收加速度计算模块发送的飞行器切向加速度和法向加速度方程，根据所述飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型，并发送给平衡滑翔射程角计算模块。
平衡滑翔射程角计算模块，接收运动方程模型建立模块发送的无动力滑翔飞行器运动方程模型，根据所述无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角，并发送给平衡滑翔射程计算模块。
平衡滑翔射程计算模块，接收平衡滑翔射程角计算模块发送的飞行器平衡滑翔射程角，根据所述飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程。
具体地，本发明实施例中，运动方程建立模块在发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程如下；
其中：分别为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的加速度；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；GV为速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵。
具体地，本发明实施例中，加速度计算模块根据无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；θ为弹道倾角；Φ为平衡滑翔射程角。
具体地，本发明实施例中，运动方程模型建立模块根据飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
其中：V为飞行器速度，ρ为大气密度，S为参考面积，CD为阻力系数，m为飞行器质量，g为重力加速度，Θ为当地弹道倾角，CL为升力系数，h为滑翔高度，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角。
具体地，本发明实施例中，平衡滑翔射程角计算模块根据无动力滑翔飞行器运动方程模型得到的飞行器平衡滑翔射程角如下：
具体地，本发明实施例中，平衡滑翔射程计算模块根据飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程如下：
实施例：
(1)对于已经进行飞行试验的滑翔飞行器，可以直接获取其起始滑翔的速度、滑翔高度等信息及飞行器的升阻比信息。对于论证中的滑翔飞行器，可以利用齐奥尔科夫斯基公式，计算出飞行器主动段结束的理想速度计算公式：
其中：VkL－多级飞行器主动段终点的理想速度，单位m/s；
n－飞行器级数；
Isvi－第i级发动机真空比冲，单位N·s/kg；
m0i－第i级起飞质量(点火点质量)，单位kg；
mki－第i级停火点质量，单位kg。
由于重力和大气的存在会使速度存在较大的损失，需要对理想速度进行修正。飞行器主动段终点理想速度VkL与考虑速度损失后的实际速度Vk之间存在一个速度损失系数kv，Vk＝VkL/kv，对于射程L＝10000km～14000km的洲际飞行器，一般取kv＝1.15～1.25，射程越大，kv值越小。
(2)根据飞行器关机点速度和滑翔飞行器气动特性，确定出飞行器实现最优升阻比的攻角，带入下式即可确定飞行器滑翔高度h：
(3)将滑翔高度h作为平飞滑翔的初始高度h0，根据弹道末段速度需求确定滑翔结束速度V，根据滑翔飞行器升阻比K，即可以计算滑翔式飞行器无动力滑翔射程：
为了验证滑翔距离公式的准确度，采用美国HTV-2的相关信息进行验证，本发明方法计算结果和飞行试验结果对比情况见表1。
表1平衡滑翔距离公式验证
注：HTV-2第一次试验计划在200000英尺(约61km)高度，加速到马赫数22(13000英里/小时，约5800m/s)后起滑，用时30分钟左右飞越4100海里(约7600km)的太平洋。
从表1的仿真验证结果可以看出，采用本发明平衡滑翔距离解析计算方法对于射程上千公里的弹头滑翔距离计算误差小于5％，具有较高的计算精度。
以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (13)

1.一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：包括：
在发射坐标系中建立无动力滑翔运动方程；
根据所述无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程；
根据所述飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型；
根据所述无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角；
根据所述飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程如下；
其中：SL为滑翔射程，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角，K为飞行器升阻比，V0为滑翔起始点速度，V为滑翔结束点速度，h为滑翔高度，g0为海平面重力加速度。
2.根据权利要求1所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：所述在发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程如下；
其中：分别为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的加速度；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；GV为速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵。
3.根据权利要求1所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：所述飞行器切向加速度和法向加速度方程表示如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；θ为弹道倾角；Φ为平衡滑翔射程角。
4.根据权利要求1～3之一所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：根据所述无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程的具体方法如下：
(2.1)、飞行器平衡滑翔射程角与飞行器位置关系表达式如下：
其中：Φ为平衡滑翔射程角；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；x、y为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的位置；
(2.2)、将所述飞行器平衡滑翔射程角与飞行器位置关系表达式，以及速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵GV代入发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程，得到：
公式两边再乘以矩阵VG，得到变换后的无动力滑翔运动方程：
其中：VG＝GV T
(2.3)、根据所述变换后的无动力滑翔运动方程得到飞行器切向加速度和法向加速度方程如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度。
5.根据权利要求1所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：所述无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
其中：V为飞行器速度，ρ为大气密度，S为参考面积，CD为阻力系数，m为飞行器质量，g为重力加速度，Θ为当地弹道倾角，CL为升力系数，h为滑翔高度，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角。
6.根据权利要求1、2、3或5之一所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：根据所述飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型的具体方法如下：
(3.1)、根据平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的关系表达式，得到平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的角度变化率关系表达式如下：
其中：为弹道倾角变化率；/>为当地弹道倾角变化率；/>为平衡滑翔射程角变化率；其中平衡滑翔射程角Φ与当地弹道倾角Θ和弹道倾角θ的关系表达式为：Θ＝θ+Φ；
(3.2)、根据所述平衡滑翔射程角与当地弹道倾角和弹道倾角的角度变化率关系表达式，平衡滑翔射程角变化率公式以及飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程如下：
其中：滑翔高度变化率公式为：平衡滑翔射程角变化率公式为：
(3.3)、根据所述无动力滑翔飞行器运动方程，将D，L，r表达式代入，得到无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
其中：D，L，r表达式如下：
r＝h+R0，h为滑翔高度。
7.根据权利要求1所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：所述飞行器平衡滑翔射程角如下：
其中：R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角，K为飞行器升阻比，V0为滑翔起始点速度，V为滑翔结束点速度，h为滑翔高度，g0为海平面重力加速度。
8.根据权利要求1、2、3或7之一所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法，其特征在于：根据所述无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角的具体方法如下：
(4.1)、令将无动力滑翔飞行器运动方程模型中的当地弹道倾角变化率公式转化为如下平衡滑翔状态受力关系公式：
其中：当地弹道倾角变化率公式为：
(4.2)、令Θ＝0，将所述平衡滑翔状态受力关系公式进行变换得到：
再将重力加速度代入，得到最终的平衡滑翔状态受力关系公式：
(4.3)、将无动力滑翔飞行器运动方程模型中的射程角变化率公式除以速度变化率公式，得到平衡滑翔条件下射程角对滑翔速度的偏导数公式：
其中：射程角变化率公式为
速度变化率公式为
(4.4)、根据所述平衡滑翔条件下射程角对滑翔速度的偏导数公式，以及步骤(4.2)中最终的平衡滑翔状态受力关系公式，得到转化后的射程角对滑翔速度的偏导数公式如下：
令得到最终的射程角对滑翔速度的偏导数公式如下：
(4.5)、对步骤(4.4)中最终的射程角对滑翔速度的偏导数公式进行积分，得到平衡滑翔射程角Φ表达式如下：
9.一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统，其特征在于：包括运动方程建立模块、加速度计算模块、运动方程模型建立模块、平衡滑翔射程角计算模块和平衡滑翔射程计算模块，其中：
运动方程建立模块：在发射坐标系中建立无动力滑翔运动方程，并发送给加速度计算模块；
加速度计算模块：接收运动方程建立模块发送的无动力滑翔运动方程，根据所述无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程，并发送给运动方程模型建立模块；
运动方程模型建立模块：接收加速度计算模块发送的飞行器切向加速度和法向加速度方程，根据所述飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型，并发送给平衡滑翔射程角计算模块；
平衡滑翔射程角计算模块：接收运动方程模型建立模块发送的无动力滑翔飞行器运动方程模型，根据所述无动力滑翔飞行器运动方程模型得到飞行器平衡滑翔射程角，并发送给平衡滑翔射程计算模块；
平衡滑翔射程计算模块：接收平衡滑翔射程角计算模块发送的飞行器平衡滑翔射程角，根据所述飞行器平衡滑翔射程角得到飞行器平衡滑翔射程如下：
其中：SL为滑翔射程，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角，K为飞行器升阻比，V0为滑翔起始点速度，V为滑翔结束点速度，h为滑翔高度，g0为海平面重力加速度。
10.根据权利要求9所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统，其特征在于：所述运动方程建立模块在发射坐标系中建立的无动力滑翔运动方程如下；
其中：分别为飞行器在发射坐标系下x轴、y轴方向的加速度；r为飞行器到地心距离；R0为地球平均半径；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；GV为速度坐标系到发射坐标系的转换矩阵。
11.根据权利要求9所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统，其特征在于：所述加速度计算模块根据无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程如下：
其中：为飞行器切向加速度；/>为飞行器法向加速度；g为重力加速度；m为飞行器的质量；D、L分别为气动阻力和气动升力；θ为弹道倾角；Φ为平衡滑翔射程角。
12.根据权利要求9所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统，其特征在于：所述运动方程模型建立模块根据飞行器切向加速度和法向加速度方程，结合滑翔运动几何关系得到无动力滑翔飞行器运动方程模型如下：
其中：V为飞行器速度，ρ为大气密度，S为参考面积，CD为阻力系数，m为飞行器质量，g为重力加速度，Θ为当地弹道倾角，CL为升力系数，h为滑翔高度，R0为地球平均半径，Φ为平衡滑翔射程角。
13.根据权利要求9所述的用于滑翔飞行器的滑翔射程解析系统，其特征在于：所述平衡滑翔射程角计算模块根据无动力滑翔飞行器运动方程模型得到的飞行器平衡滑翔射程角如下：
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