CN110717245B - 基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，包括以下步骤：构建仿真模型，以形成具有爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段的拟滑翔弹道；初始化飞行器模型的设计参数；飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到飞行器模型的实际落速、实际射程以及拟滑翔弹道的轨迹；分别判断实际落速、实际射程以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件，若是，则对应的设计参数符合预期；若否，则对应更新设计参数，飞行器模型根据更新后的设计参数在拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至设计参数均符合预期；输出最后一次更新的设计参数，即完成拟滑翔弹道的设计。

Description

基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法

技术领域

本发明涉及模拟弹道设计领域，具体涉及一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法。

背景技术

现代导弹技术为了达到降低成本和提高侵彻毁伤能力的目的，通常要求导弹在能准确命中目标的同时，还具有特定的飞行姿态，比如反坦克导弹垂直命中薄弱的前装甲、反舰导弹从侧面攻击舰船等。

申请号为201811394403.3的中国专利公开了一种带约束的中制导弹道优化方法，所述弹道优化方法用于降低拦截弹中末制导交班速度，该方法包括以下步骤：根据所设定的带约束的中制导优化弹道，建立包括弹道约束和终端约束的拦截弹纵向平面全弹道运动方程，并构建拦截弹弹道优化模型；采用hp自适应伪谱法对弹道进行求解优化。在该专利公开文本中，当拦截高度与目标的高度存在上下的差异时，其采用不同的约束策略，其优化设计方法所涉及的变量较多，其优化设计方法较为复杂。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法。

为达到以上目的，本发明实施例提供一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，所述设计方法包括以下步骤：

构建仿真模型，所述仿真模型包括飞行器模型和预设的控制条件，所述飞行器模型用于根据预设的控制条件模拟飞行以形成拟滑翔弹道，其中，所述拟滑翔弹道包括爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段；所述控制条件包括各飞行阶段的指令攻角，所述爬升阶段的指令攻角为零攻角，所述机动导引阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算确定，所述瞄准阶段的指令攻角根据全程弹道末端的弹道倾角变化率为零确定；

初始化飞行器模型的设计参数，所述设计参数包括所述爬升阶段的发射角α、所述机动导引阶段的正攻角限幅β和所述瞄准阶段的弹道倾角θ；其中，初始的弹道倾角θ等于预设的目标落角γ；

所述飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在所述拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到所述飞行器模型的实际落速v_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹；

分别判断所述实际落速v_t、实际射程S_t以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件，若是，则将对应的发射角α作为设计发射角、弹道倾角θ作为设计弹道倾角、正攻角限幅β作为设计正攻角限幅；若否，则对应更新发射角α、弹道倾角θ或正攻角限幅β，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际落速v_t、实际射程S_t以及机动导引阶段形成的弹道的形态均符合预设条件；

输出所述设计发射角、设计弹道倾角和设计正攻角限幅，即完成拟滑翔弹道的设计。

在上述技术方案的基础上，所述分别判断所述实际落速v_t、实际射程S_t以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件的具体步骤包括：

判断所述实际落速v_t与预设的目标落速v的差是否小于第一预设值，若是，则以所述发射角α为设计发射角；若否，则更新发射角α，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际落速v_t与预设的目标落速v的差小于第一预设值；

判断所述实际射程S_t与预设的目标射程S的差是否小于第二预设值，若是，则以所述弹道倾角θ为设计弹道倾角；若否，则更新所述弹道倾角θ，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际射程S_t与目标射程S的差小于第二预设值；

判断所述机动导引阶段形成的弹道的形态是否缓慢下降，若是，则以所述正攻角限幅β为设计正攻角限幅；若否，则更新所述机动导引阶段的正攻角限幅β，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述机动导引阶段形成的弹道的形态缓慢下降。

在上述技术方案的基础上，初始化所述发射角α的具体步骤包括：

步骤A：根据所述目标射程S在多个预设的参考射程中选择一对应的参考射程S'；

步骤B：预设初始发射角α₀，所述飞行器模型以所述初始发射角α₀、以零攻角模拟飞行经过弹道的制高点后，继续飞行至目标高程H₂后，得到所述飞行器模型的初始射程S₀；

步骤C：判断所述初始射程S₀与所述参考射程S'的差是否小于第三预设值，若是，则以所述初始发射角α₀为初始化的发射角α；否则，更新初始发射角α₀，转至步骤B。

在上述技术方案的基础上，在所述步骤C中，所述更新初始发射角的具体步骤为：

将初始发射角α₀重置为α₀'，其重置公式为：

α₀'＝α₀'+Δα’；

重复所述步骤B，得到所述飞行器模型更新初始发射角后的初始射程S₀'；

将初始发射角α₀'更新为α₀”，即完成更新初始发射角；其更新公式为：

式中，Δα'为预设的初始步长，S'为参考射程，S₀为重置前的初始射程，S₀'为重置后的初始射程。

在上述技术方案的基础上，初始化所述机动导引阶段的正攻角限幅β的具体步骤包括：

根据所述目标射程S和预设的发射高程H₁，在预设的参考正攻角限幅范围内，选取初始的正攻角限幅β；

若待选取的初始的正攻角限幅超过所述参考正攻角限幅范围，则选取所述参考正攻角限幅范围的边界值作为初始的正攻角限幅β。

在上述技术方案的基础上，所述飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在所述拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到所述飞行器模型的实际落速v_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹的具体步骤包括：

步骤a：所述飞行器模型根据发射角α以零攻角模拟飞行至制高点，定义这一过程为爬升阶段；

步骤b：所述飞行器模型根据所述机动导引阶段的指令攻角继续模拟飞行至预设的中间高程H′，定义这一过程为机动导引阶段；

步骤c：所述飞行器模型根据所述瞄准阶段的指令攻角继续模拟飞行至预设的目标高程H₂，定义这一过程为瞄准阶段；

步骤d：得到所述飞行器模型模拟飞行至所述目标高程H₂时的实际落速v_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹。

在上述技术方案的基础上，所述中间高程H′的计算方法为：

H′＝H₂-lsinγ，

式中，H₂为目标高程，l为瞄准阶段的长度，γ为目标落角。

在上述技术方案的基础上，所述更新发射角α的具体步骤包括：

步骤x：将发射角α重置为α′，其重置公式为：

α′＝α+Δα；

步骤y：所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，得到所述飞行器模型的实际落速υ_t′、实际射程S_t′以及拟滑翔弹道的轨迹；

步骤z：根据所述实际落速υ_t′将发射角α′更新为α_t，即完成更新发射角α；其更新公式为：

式中，Δα为预设的步长，υ为目标落速，υ_t为重置前的实际落速，υ_t′为重置后的实际落速。

在上述技术方案的基础上，更新弹道倾角θ的具体步骤为：

将弹道倾角θ更新为θ₁，其更新公式为：

式中，l为瞄准阶段的长度，γ为目标落角，S为目标射程，S_t为实际射程。

在上述技术方案的基础上，更新正攻角限幅β的具体步骤包括：

若所述拟滑翔弹道的轨迹中所述机动导引阶段生成的弹道向上隆起，则减少正攻角限幅β；

若所述拟滑翔弹道的轨迹中所述机动导引阶段生成的弹道迅速下降，则增大正攻角限幅β。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

(1)本发明提供的一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，飞行器模型在爬升阶段采用零攻角模拟飞行，最大程度地降低了法向过载，降低飞行器模型的发动机研发难度和成本；在机动导引阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算得到，在机动导引阶段过程中，机动过载和气动加热平缓，降低导弹飞行环境恶劣程度；在瞄准阶段的指令攻角根据瞄准阶段的弹道倾角变化率为零确定，对全程弹道的末端进行精细调整，基本满足落角、落速和姿态要求；通过迭代更新本发明中的设计参数可满足对导弹成本控制和毁伤能力提升的严苛要求。

(2)本发明的三个设计参数：爬升阶段的发射角α用于调整整个弹道形态，采用发射角α倾斜发射以控制落速；机动导引阶段的正攻角限幅β用于创造较好的飞行器模型和目标之间的相对几何关系，机动导引阶段采用广义显示制导方法导引导弹飞行，满足拟滑翔弹道终点的落点位置和落角约束；瞄准阶段的起始弹道倾角θ用于对拟滑翔弹道的末端进行精细调整，满足落角、落速和姿态要求。本发明的设计参数数量少，每个设计变量与设计目标之间具有单调变化关系，且本发明所提供的方法通过仿真计算求得，具有很高的可靠性和效率，且整个设计方法流程简单，设计变量少，利于工程实现。

(3)本发明适应发射点、目标射程及目标高程的各参数不确定的情况，具有很高的鲁棒性。

附图说明

图1为本发明实施例中一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法的流程图。

具体实施方式

下面通过具体的实施例子并结合附图对本发明做进一步的详细描述。

实施例

本发明实施例提供一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，拟滑翔弹道在仿真中形成，包括爬升阶段、机动导引阶段和瞄准阶段，其中已知发射点的发射高程H₁、目标点的目标高程H₂、发射点与目标点之间在水平方向的目标射程S、瞄准阶段的长度l，所述拟滑翔弹道设计中的约束条件为目标落角γ、目标落速v。

具体地，参见图1所示，本发明实施例提供一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，所述设计方法包括如下步骤：

步骤S1：构建仿真模型，所述仿真模型包括飞行器模型和预设的控制条件，所述飞行器模型用于根据预设的控制条件模拟飞行以形成拟滑翔弹道，其中，所述拟滑翔弹道包括爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段；所述控制条件包括各飞行阶段的指令攻角，所述爬升阶段的指令攻角为零攻角，所述机动导引阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算确定，所述瞄准阶段的指令攻角根据全程弹道末端的弹道倾角变化率为零确定；

步骤S2：初始化飞行器模型的设计参数，所述设计参数包括所述爬升阶段的发射角α、所述机动导引阶段的正攻角限幅β和所述瞄准阶段的弹道倾角θ；其中，初始的弹道倾角θ等于预设的目标落角γ，发射角α为预设的初始发射角α₀，正攻角限幅β为预设的初始正攻角限幅β₀；

步骤S3：所述飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在所述拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到所述飞行器模型的实际落速v_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹；

步骤S4：判断所述实际落速v_t与目标落速v的差是否小于第一预设值1m/s，即|v_t-v|＜1m/s，若是，则以所述发射角α为设计发射角，并转至步骤S5；若否，则更新发射角α，转至步骤S3；

步骤S5：判断所述实际射程S_t与目标射程S的差是否小于第二预设值1m，若是，则以所述弹道倾角θ为设计弹道倾角，并转至步骤S6；若否，则更新所述弹道倾角θ，转至步骤S3；所述更新弹道倾角的具体步骤为：

将弹道倾角θ更新为θ₁，其更新公式为：

式中，l为瞄准阶段的长度，_γ为目标落角，S为目标射程，S_t为实际射程。

步骤S6：判断所述拟滑翔弹道的轨迹中所述机动导引阶段生成的弹道形态是否缓慢下降，若是，以所述正攻角限幅β为设计正攻角限幅，并转至步骤S7；若否，则更新所述机动导引阶段的正攻角限幅β，转至步骤S3；

步骤S7：输出所述设计发射角、设计弹道倾角和设计正攻角限幅，即完成拟滑翔弹道的设计。

本发明实施例通过迭代更新本发明中的设计参数可满足对导弹成本控制和毁伤能力提升的严苛要求；同时，设计参数数量少，每个设计变量与设计目标之间具有单调变化关系，且本发明所提供的方法通过仿真计算求得，具有很高的可靠性和效率，且整个设计方法流程简单，设计变量少，利于工程实现。

具体来说，在步骤S2中，所述初始化飞行器模型的设计参数的具体步骤包括：

步骤S201：初始化弹道倾角θ，在本发明实施例中为将目标落角γ作为初始化的弹道倾角θ；

步骤S202：初始化正攻角限幅β，在本发明实施例为根据所述目标射程S和预设的发射点的发射高程H₁在正攻角限幅β选取表中选择合适的参考正攻角限幅；

步骤S203：初始化发射角α。

更为具体地，在所述步骤S202中，当所述目标射程S和发射点的发射高程H₁的值均在表1中的发射高程和目标射程的边界值内时，根据所述目标射程S和预设的发射点的发射高程H₁，通过线性插值处理的方式在表1中选择对应的参考正攻角限幅，该选择的参考正攻角限幅即为初始的正攻角限幅β；而当所述目标射程S和发射点的发射高程H₁的值超出了表1中的发射高程和目标射程的边界值，则选取所述发射高程和目标射程的边界值对应的参考正攻角限幅作为初始的正攻角限幅β。

表1机动导引阶段的正攻角限幅β选取表

所述步骤S203的具体步骤如下：

步骤S203a：根据所述目标射程S在多个预设的参考射程中选择一对应的参考射程S'；

表2参考射程S'的取值表

步骤S203b：预设一初始发射角α₀，所述飞行器模型以所述初始发射角α₀、以零攻角模拟飞行经过弹道的制高点后，继续飞行至目标高程H₂后，得到所述飞行器模型的初始射程S₀；

步骤S203c：判断所述初始射程S₀与所述参考射程S′的差是否小于第三预设值10m，即|S₀-S′|＜10mm，若是，则以所述初始发射角α₀为初始化的发射角α，并转至步骤S3；否则，更新初始发射角α₀，转至步骤S203b。

更进一步地，在所述步骤S203c中，所述更新初始发射角的具体步骤为：

步骤S203c-1：将初始发射角α₀重置为α₀′，其重置公式为：

α₀′＝α₀+Δα′；

步骤S203c-2：重复所述步骤S203b，得到所述飞行器模型更新初始发射角后的初始射程S₀′；

步骤S203c-3：将初始发射角α₀′更新为α₀″，即完成更新初始发射角；其更新公式为：

式中，Δα′为预设的初始步长，其为0.01°，S′为参考射程，S₀为重置前的初始射程，S₀′为重置后的初始射程。

显然地，本发明实施例适应发射点、目标射程及目标高程的各参数不确定的情况，具有很高的鲁棒性。

进一步地，所述步骤S3的具体步骤如下：

步骤S301：所述飞行器模型根据发射角α以零攻角模拟飞行至制高点，定义这一过程为爬升阶段；

步骤S302：所述飞行器模型根据所述机动导引阶段的指令攻角继续模拟飞行至预设的中间高程H'，定义这一过程为机动导引阶段；所述中间高程H'的计算方法为：

H'＝H₂-lsinγ，

式中，H₂为预设的目标高程，l为瞄准阶段的长度，γ为目标落角；

步骤S303：所述飞行器模型根据所述瞄准阶段的指令攻角继续模拟飞行至预设的目标高程H₂，定义这一过程为瞄准阶段；

步骤S304：得到所述飞行器模型模拟飞行至所述目标高程H₂时的实际落速v_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹。

在所述步骤S302中，所述机动导引阶段的计算采用广义显示制导方法计算飞行器模型的法向指令加速度，再根据导弹气动模型和法向指令加速度

计算机动导引阶段的指令攻角；所述法向指令加速度的计算公式为：

式中：C1＝12；C2＝-6；r^G为飞行器模型到目标方向的单位矢量，v^G为飞行器模型当前速度方向的单位矢量；

为瞄准阶段的起始点目标速度方向的单位矢量，其对应的弹道倾角为γ；δ为r^G和v^G之间夹角，μ为v^G和

之间夹角，

为法向指令加速度，设弹道的倾角增大时其值为正。

具体来说，在所述步骤S4中，所述更新发射角α的步骤如下：

步骤S401：将发射角α重置为α′，其重置公式为：

α′＝α+Δα；

步骤S402：所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，得到所述飞行器模型的实际落速υ_t′、实际射程S_t′以及拟滑翔弹道的轨迹；

步骤S403：根据所述实际落速υ_t′将发射角α′更新为α₁，即完成更新发射角α；其更新公式为：

式中，Δα为预设的步长0.01°，υ为目标落速，υ_t为重置前的实际落速，υ_t′为重置后的实际落速。

在所述步骤S6中，所述更新机动导引阶段的正攻角限幅β的方式为：若所述拟滑翔弹道的轨迹中中所述机动导引阶段生成的弹道向上隆起，则减少正攻角限幅β；若所述拟滑翔弹道的轨迹中所述机动导引阶段生成的弹道迅速下降，则增大正攻角限幅β。在实际的应用中，弹道的缓慢下降与迅速下降根据拟滑翔弹道的形状以经验来判断，而对于减小或增大正攻角限幅的增量也是根据实际情况的经验来设定的。

本发明提供的一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，飞行器模型在爬升阶段采用零攻角模拟飞行，最大程度地降低了法向过载，降低飞行器模型的发动机研发难度和成本；在机动导引阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算得到，在机动导引阶段过程中，机动过载和气动加热平缓，降低导弹飞行环境恶劣程度；在瞄准阶段的指令攻角根据瞄准阶段的弹道倾角变化率为零确定，对全程弹道的末端进行精细调整，基本满足落角、落速和姿态要求；爬升阶段的发射角α用于调整整个弹道形态，控制落速；机动导引阶段的正攻角限幅β用于创造较好的飞行器模型和目标之间的相对几何关系，机动导引阶段采用广义显示制导方法导引导弹飞行，满足拟滑翔弹道终点的落点位置和落角约束；瞄准阶段的起始弹道倾角θ用于对拟滑翔弹道的末端进行精细调整，在迭代更新至合适的设计参数后，可满足落角、落速和姿态要求。

作为本发明实施例的另一种实施方式，本发明实施例还提供一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，所述设计方法包括如下步骤：

步骤S1：构建仿真模型，所述仿真模型包括飞行器模型和预设的控制条件，所述飞行器模型用于根据预设的控制条件模拟飞行以形成拟滑翔弹道，其中，所述拟滑翔弹道包括爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段；所述控制条件包括各飞行阶段的指令攻角，所述爬升阶段的指令攻角为零攻角，所述机动导引阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算确定，所述瞄准阶段的指令攻角根据全程弹道末端的弹道倾角变化率为零确定；

步骤S2：初始化飞行器模型的设计参数，所述设计参数包括所述爬升阶段的发射角α、所述机动导引阶段的正攻角限幅β和所述瞄准阶段的弹道倾角θ；其中，初始的弹道倾角θ等于预设的目标落角γ，发射角α为预设的初始发射角α₀，正攻角限幅β为预设的初始正攻角限幅β₀；

步骤S3：所述飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在所述拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到所述飞行器模型的实际落速v_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹；

步骤S4：判断所述实际射程S_t与目标射程S的差是否小于第二预设值1m，若是，则以所述弹道倾角θ为设计弹道倾角，并转至步骤S5；若否，则更新所述弹道倾角θ，转至步骤S3；

步骤S5：判断所述实际落速v_t与目标落速v的差是否小于第一预设值1m/s，即|v_t-v|＜1m/s，若是，则以所述发射角α为设计发射角，并转至步骤S6；若否，则更新发射角α，转至步骤S3；

步骤S6：判断所述机动导引阶段生成的弹道的形态是否缓慢下降，若是，以所述正攻角限幅β为设计正攻角限幅，并转至步骤S7；若否，则更新所述机动导引阶段的正攻角限幅β，转至步骤S3；

步骤S7：输出所述设计发射角、设计弹道倾角和设计正攻角限幅，即完成拟滑翔弹道的设计。

本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：

构建仿真模型，所述仿真模型包括飞行器模型和预设的控制条件，所述飞行器模型用于根据预设的控制条件模拟飞行以形成拟滑翔弹道，其中，所述拟滑翔弹道包括爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段；所述控制条件包括各飞行阶段的指令攻角，所述爬升阶段的指令攻角为零攻角，所述机动导引阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算确定，所述瞄准阶段的指令攻角根据全程弹道末端的弹道倾角变化率为零确定；

初始化飞行器模型的设计参数，所述设计参数包括所述爬升阶段的发射角α、所述机动导引阶段的正攻角限幅β和所述瞄准阶段的弹道倾角θ；其中，初始的弹道倾角θ等于预设的目标落角γ；

所述飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在所述拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到所述飞行器模型的实际落速υ_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹；

分别判断所述实际落速υ_t、实际射程S_t以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件，若是，则将对应的发射角α作为设计发射角、弹道倾角θ作为设计弹道倾角、正攻角限幅β作为设计正攻角限幅；若否，则对应更新发射角α、弹道倾角θ或正攻角限幅β，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际落速υ_t、实际射程S_t以及机动导引阶段形成的弹道的形态均符合预设条件；

输出所述设计发射角、设计弹道倾角和设计正攻角限幅，即完成拟滑翔弹道的设计。

2.如权利要求1所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述分别判断所述实际落速υ_t、实际射程S_t以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件的具体步骤包括：

判断所述实际落速υ_t与预设的目标落速υ的差是否小于第一预设值，若是，则以所述发射角α为设计发射角；若否，则更新发射角α，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际落速υ_t与预设的目标落速υ的差小于第一预设值；

判断所述实际射程S_t与预设的目标射程S的差是否小于第二预设值，若是，则以所述弹道倾角θ为设计弹道倾角；若否，则更新所述弹道倾角θ，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际射程S_t与目标射程S的差小于第二预设值；

判断所述机动导引阶段形成的弹道的形态是否缓慢下降，若是，则以所述正攻角限幅β为设计正攻角限幅；若否，则更新所述机动导引阶段的正攻角限幅β，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述机动导引阶段形成的弹道的形态缓慢下降。

3.如权利要求2所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，初始化所述发射角α的具体步骤包括：

步骤A：根据所述目标射程S在多个预设的参考射程中选择一对应的参考射程S′；

步骤B：预设初始发射角α₀，所述飞行器模型以所述初始发射角α₀、以零攻角模拟飞行经过弹道的制高点后，继续飞行至目标高程H₂后，得到所述飞行器模型的初始射程S₀；

步骤C：判断所述初始射程S₀与所述参考射程S′的差是否小于第三预设值，若是，则以所述初始发射角α₀为初始化的发射角α；否则，更新初始发射角α₀，转至步骤B。

4.如权利要求3所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，在所述步骤C中，所述更新初始发射角的具体步骤为：

将初始发射角α₀重置为α₀′，其重置公式为：

α₀′＝α₀+Δα′；

重复所述步骤B，得到所述飞行器模型更新初始发射角后的初始射程S₀′；

将初始发射角α₀′更新为α₀″，即完成更新初始发射角；其更新公式为：

式中，Δα′为预设的初始步长，S′为参考射程，S₀为重置前的初始射程，S₀′为重置后的初始射程。

5.如权利要求2所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，初始化所述机动导引阶段的正攻角限幅β的具体步骤包括：

根据所述目标射程S和预设的发射高程H₁，在预设的参考正攻角限幅范围内，选取初始的正攻角限幅β；

若待选取的初始的正攻角限幅超过所述参考正攻角限幅范围，则选取所述参考正攻角限幅范围的边界值作为初始的正攻角限幅β。

6.如权利要求1所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在所述拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到所述飞行器模型的实际落速υ_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹的具体步骤包括：

步骤a：所述飞行器模型根据发射角α以零攻角模拟飞行至制高点，定义这一过程为爬升阶段；

步骤b：所述飞行器模型根据所述机动导引阶段的指令攻角继续模拟飞行至预设的中间高程H′，定义这一过程为机动导引阶段；

步骤c：所述飞行器模型根据所述瞄准阶段的指令攻角继续模拟飞行至预设的目标高程H₂，定义这一过程为瞄准阶段；

步骤d：得到所述飞行器模型模拟飞行至所述目标高程H₂时的实际落速υ_t、实际射程S_t以及拟滑翔弹道的轨迹。

7.如权利要求6所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述中间高程H′的计算方法为：

H′＝H₂-lsinγ，

式中，H₂为目标高程，l为瞄准阶段的长度，γ为目标落角。

8.如权利要求1所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述更新发射角α的具体步骤包括：

步骤x：将发射角α重置为α′，其重置公式为：

α′＝α+Δα；

步骤y：所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，得到所述飞行器模型的实际落速υ_t′、实际射程S_t′以及拟滑翔弹道的轨迹；

步骤z：根据所述实际落速υ_t′将发射角α′更新为α₁，即完成更新发射角α；其更新公式为：

式中，Δα为预设的步长，υ为目标落速，υ_t为重置前的实际落速，υ_t′为重置后的实际落速。

9.如权利要求1所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，更新弹道倾角θ的具体步骤为：

将弹道倾角θ更新为θ₁，其更新公式为：

式中，l为瞄准阶段的长度，γ为目标落角，S为目标射程，S_t为实际射程。

10.如权利要求1所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，更新正攻角限幅β的具体步骤包括：

若所述拟滑翔弹道的轨迹中所述机动导引阶段生成的弹道向上隆起，则减少正攻角限幅β；

若所述拟滑翔弹道的轨迹中所述机动导引阶段生成的弹道迅速下降，则增大正攻角限幅β。

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