CN111221350B - 吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统，涉及导弹制导技术领域，该方法包括基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。本发明得到的弹道射程较优。

Description

吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统

技术领域

本发明涉及导弹制导技术领域，具体涉及一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统。

背景技术

吸气式高超声速飞行器是采用冲压发动机为动力，在特定工作窗口内巡航飞行的一种新动力形式的飞行器，其在军事上的应用也是未来导弹发展方向之一，其在高超声速飞行器上的应用也是未来航空技术发展的主要方向之一。当前，世界上的主要航天军事强国都在全力开展相关研究。

由于现有技术手段限制，导致飞行器存在尺寸较小、空间有限、携带燃料不足等问题，使得飞行器的巡航导弹射程不足以支持军事应用的战略需求，因此需要采取特定的巡航弹道设计方法，使导弹射程最大化。现有巡航弹道设计方法中，通常采取等高平飞策略，满足升重平衡和推阻平衡，但是由于巡航导弹设计空间小，其射程提高有限，很难进行较大的提升。

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吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统，得到的弹道射程较优。

为达到以上目的，本发明提供的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，包括以下步骤：

基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；

基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；

设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；

基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

在上述技术方案的基础上，

所述发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲；

所述工作窗口满足以下公式：

{(H,Ma)|Ma∈[Ma_min,Ma_max],H∈[H_min(Ma),H_max(Ma)]}

其中，H为高度，Ma为马赫数，min表示最小值，max表示最大值；

所述推力满足以下公式：

其中，P表示推力，I_sp表示比冲，φ表示发动机油门大小，表示燃料每秒消耗量，α表示飞行器攻角。

在上述技术方案的基础上，所述基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体步骤包括：

在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：

然后求解得到：

其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，C_l表示飞行器升力系数，α_equ表示配平攻角，φ_equ表示配平油门，f_α表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，f_φ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；

计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：

其中，表示巡航状态下的燃料每秒消耗量。

在上述技术方案的基础上，所述基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道，具体步骤包括：

S401：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；

S402：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；

S403：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；

S404：重复步骤S401～S403，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

在上述技术方案的基础上，所述攻角和油门的计算公式为：

其中，α_t表示攻角，φ_t表示油门，k₁、k₂和k₃为正反馈系数，H_{opt_t}表示最优巡航高度，Ma_{ref_t}表示标称巡航马赫数，α_{equ_t}表示当前时刻t的配平攻角，Ma_t表示当前时刻t的飞行器马赫数，H_t表示当前时刻t的飞行器高度，φ_{equ_t}表示当前时刻t的配平油门。

本发明提供的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，包括：

采样模块，其用于基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；

记录模块，其用于基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；

设定模块，其用于设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；

仿真模块，其用于基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

在上述技术方案的基础上，

所述发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲；

所述工作窗口满足以下公式：

{(H,Ma)|Ma∈[Ma_min,Ma_max],H∈[H_min(Ma),H_max(Ma)]}

其中，H为高度，Ma为马赫数，min表示最小值，max表示最大值；

所述推力满足以下公式：

其中，P表示推力，I_sp表示比冲，φ表示发动机油门大小，表示燃料每秒消耗量，α表示飞行器攻角。

在上述技术方案的基础上，所述基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体过程包括：

在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：

然后求解得到：

其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，C_l表示飞行器升力系数，α_equ表示配平攻角，φ_equ表示配平油门，f_α表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，f_φ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；

计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：

其中，表示巡航状态下的燃料每秒消耗量。

在上述技术方案的基础上，所述基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道，具体过程包括：

A：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；

B：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；

C：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；

D：重复过程A～过程C，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

在上述技术方案的基础上，所述攻角和油门的计算公式为：

其中，α_t表示攻角，φ_t表示油门，k₁、k₂和k₃为正反馈系数，H_{opt_t}表示最优巡航高度，Ma_{ref_t}表示标称巡航马赫数，α_{equ_t}表示当前时刻t的配平攻角，Ma_t表示当前时刻t的飞行器马赫数，H_t表示当前时刻t的飞行器高度，φ_{equ_t}表示当前时刻t的配平油门。

与现有技术相比，本发明的优点在于：改变了传统巡航飞行等高模式，根据当前马赫数选择燃料秒耗量最小所对应的最优巡航高度，使得每一时刻燃料消耗最小，弹道射程最优，设计变量缩减到马赫数一维，设计难度明显降低，设计自由度显著增加，且本发明方法得到的巡航弹道状态变化缓慢，飞行过程近似满足升重平衡和推阻平衡，与传统巡航状态类似，利于工程实现。

附图说明

图1为本发明实施例中一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。

参见图1所示，本发明实施例提供的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，包括以下步骤：

S1：基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据。发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲

本发明实施例中，

工作窗口满足以下公式：

{(H,Ma)|Ma∈[Ma_min,Ma_max],H∈[H_min(Ma),H_max(Ma)]}

其中，H为高度，Ma为马赫数，min表示最小值，_max表示最大值；

推力满足以下公式：

其中，P表示推力，I_sp表示比冲，φ表示发动机油门大小，表示燃料每秒消耗量，α表示飞行器攻角。

按照预设密度进行等间距采样，具体为：在发动机工作窗口马赫数和高度范围内，选择等间距马赫数采样点{Ma_i|Ma₁＝Ma_min,Ma_n＝Ma_max,Ma_i＜Ma_i+1,i＝1,…,n}，等间距高度采样点{H_j|H₁＝H_min,H_m＝H_max,H_j<H_j+1,j＝1,…,m}，在空载质量m_e和满载质量m_f之间等间距采样{m_k|m₁＝m_e,m_l＝m_f,m_k＜m_k+1,k＝1,…,l}。

S2：基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；

本发明实施例中，基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体步骤包括：

在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：

然后求解得到：

其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，C_l表示飞行器升力系数，α_equ表示配平攻角，φ_equ表示配平油门，f_α表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，f_φ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；

计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：

其中，表示巡航状态下的燃料每秒消耗量。

S3：设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；

S4：基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。该步骤具体为：

S401：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；

S402：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；

S403：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；

S404：重复步骤S401～S403，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

攻角和油门的计算公式为：

其中，α_t表示攻角，φ_t表示油门，k₁、k₂和k₃为正反馈系数，H_{opt_t}表示最优巡航高度，Ma_{ref_t}表示标称巡航马赫数，α_{equ_t}表示当前时刻t的配平攻角，Ma_t表示当前时刻t的飞行器马赫数，H_t表示当前时刻t的飞行器高度，φ_{equ_t}表示当前时刻t的配平油门。

本发明实施例中，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)地球模型为旋转椭球体；b)地球表面的重力加速度为9.80665m/s2；c)大气条件为国家标准大气；d)所有高度上无风；e)符合瞬时平衡原理。

本发明实施例的吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，改变了传统巡航飞行等高模式，根据当前马赫数选择燃料秒耗量最小所对应的最优巡航高度，使得每一时刻燃料消耗最小，弹道射程最优，设计变量缩减到马赫数一维，设计难度明显降低，设计自由度显著增加，且本发明方法得到的巡航弹道状态变化缓慢，飞行过程近似满足升重平衡和推阻平衡，与传统巡航状态类似，利于工程实现。

本发明实施例提供的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，包括采样模块、记录模块、设定模块和仿真模块。采样模块用于基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；记录模块用于基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；设定模块用于设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；仿真模块用于基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

本发明实施例中，发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲；

所述工作窗口满足以下公式：

{(H,Ma)|Ma∈[Ma_min,Ma_max],H∈[H_min(Ma),H_max(Ma)]}

其中，H为高度，Ma为马赫数，min表示最小值，max表示最大值；

所述推力满足以下公式：

其中，P表示推力，I_sp表示比冲，φ表示发动机油门大小，表示燃料每秒消耗量，α表示飞行器攻角。

本发明实施例中，基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体过程包括：

在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：

然后求解得到：

其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，C_l表示飞行器升力系数，α_equ表示配平攻角，φ_equ表示配平油门，f_α表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，f_φ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；

计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：

其中，表示巡航状态下的燃料每秒消耗量。

本发明实施例中，基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道，具体过程包括：

A：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；

B：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；

C：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；

D：重复过程A～过程C，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

本发明实施例中，攻角和油门的计算公式为：

其中，α_t表示攻角，φ_t表示油门，k₁、k₂和k₃为正反馈系数，H_{opt_t}表示最优巡航高度，Ma_{ref_t}表示标称巡航马赫数，α_{equ_t}表示当前时刻t的配平攻角，Ma_t表示当前时刻t的飞行器马赫数，H_t表示当前时刻t的飞行器高度，φ_{equ_t}表示当前时刻t的配平油门。

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 (4)

1.一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；

基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；

设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；

基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道；

其中，

所述发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲；

所述工作窗口满足以下公式：

{(H,Ma)|Ma∈[Ma_min,Ma_max],H∈[H_min(Ma),H_max(Ma)]}

其中，H为高度，Ma为马赫数，min表示最小值，max表示最大值；

所述推力满足以下公式：

其中，P表示推力，I_sp表示比冲，φ表示发动机油门大小，

表示燃料每秒消耗量，α表示飞行器攻角；

其中，所述基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体步骤包括：

在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：

然后求解得到：

其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，C_l表示飞行器升力系数，α_equ表示配平攻角，φ_equ表示配平油门，f_α表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，f_φ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；

计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：

其中，

表示巡航状态下的燃料每秒消耗量；

其中，所述基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道，具体步骤包括：

S401：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；

S402：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；

S403：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；

S404：重复步骤S401～S403，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

2.如权利要求1所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法，其特征在于，所述攻角和油门的计算公式为：

其中，α_t表示攻角，φ_t表示油门，k₁、k₂和k₃为正反馈系数，H_{opt_t}表示最优巡航高度，Ma_{ref_t}表示标称巡航马赫数，α_{equ_t}表示当前时刻t的配平攻角，Ma_t表示当前时刻t的飞行器马赫数，H_t表示当前时刻t的飞行器高度，φ_{equ_t}表示当前时刻t的配平油门。

3.一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，其特征在于，包括：

采样模块，其用于基于飞行器发动机的性能，在发动机工作窗口内，对飞行器的马赫数、高度和质量，按照预设密度进行等间距采样，得到采样数据；

记录模块，其用于基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，并根据采样数据中，马赫数和质量固定时，不同高度对应的燃料每秒消耗量，将最小燃料每秒消耗量对应的高度记为最优巡航高度，得到最优巡航高度集合；

设定模块，其用于设定巡航马赫数随时间的变化规律、巡航马赫数随飞行器质量的变化规律、飞行器初始马赫数、飞行器初始高度和初始弹道倾角，作为仿真条件；

仿真模块，其用于基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道；

其中，

所述发动机的性能包括工作窗口、推力和比冲；

所述工作窗口满足以下公式：

{(H,Ma)|Ma∈[Ma_min,Ma_max],H∈[H_min(Ma),H_max(Ma)]}

其中，H为高度，Ma为马赫数，min表示最小值，max表示最大值；

所述推力满足以下公式：

其中，P表示推力，I_sp表示比冲，φ表示发动机油门大小，

表示燃料每秒消耗量，α表示飞行器攻角；

其中，所述基于采样数据计算飞行器巡航状态下的燃料每秒消耗量，具体过程包括：

在发动机的工作窗口内，确定飞行器等高平飞巡航状态下满足的升重平衡条件和推阻平衡条件，所述升重平衡条件和推阻平衡条件满足以下公式：

然后求解得到：

其中，m表示飞行器初始质量，g表示重力加速度，ρ表示大气密度，v表示飞行器的空速，C_l表示飞行器升力系数，α_equ表示配平攻角，φ_equ表示配平油门，f_α表示配平攻角为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数，f_φ表示配平油门为与马赫数、高度和飞行器初始质量相关的函数；

计算巡航状态下的燃料每秒消耗量，计算公式为：

其中，

表示巡航状态下的燃料每秒消耗量；

其中，所述基于设定的仿真条件进行弹道仿真计算，得到巡航导弹射程的最优巡航弹道，具体过程包括：

A：在弹道仿真计算中，根据当前马赫数，质量和高度，从最优巡航高度集合中插值计算对应的最优巡航高度；

B：计算飞行器当前的配平攻角和配平油门，并根据飞行器当前高度和最优巡航高度的偏差、飞行器当前马赫数与标称巡航马赫数的偏差、以及弹道倾角，对配平攻角和油门进行修正，得到攻角和油门，所述标称巡航马赫数为设定巡航马赫数随时间的变化规律，或巡航马赫数随飞行器质量的变化规律；

C：根据攻角和油门计算发动机推力、气动升力、气动阻力和燃料每秒消耗量，得到飞行器的下一步状态；

D：重复过程A～过程C，直至燃料耗尽，从而得到巡航导弹射程的最优巡航弹道。

4.如权利要求3所述的一种吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计系统，其特征在于，所述攻角和油门的计算公式为：

其中，α_t表示攻角，φ_t表示油门，k₁、k₂和k₃为正反馈系数，H_{opt_t}表示最优巡航高度，Ma_{ref_t}表示标称巡航马赫数，α_{equ_t}表示当前时刻t的配平攻角，Ma_t表示当前时刻t的飞行器马赫数，H_t表示当前时刻t的飞行器高度，φ_{equ_t}表示当前时刻t的配平油门。

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