CN111611648B - 助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法 - Google Patents

助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开一种助推‑滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，属于航空航天技术领域。所述最大飞行距离能力评估方法包括以下几个步骤：1、确定标准条件；2、确定评估中的偏差因素和水平；3、确定评估中的约束条件；4、建立飞行器动力学模型；5、助推段头体分离点特征参数评估；6、滑翔段最大标准飞行距离评估。所述方法解决了助推‑滑翔式飞行器最大飞行距离能力难以评估的技术问题。本发明可以综合利用飞行试验数据、地面试验数据和仿真数据准确评估助推‑滑翔式飞行器的最大飞行距离，可信度较高，而且可以在不开展全距离飞行试验的情况下检验飞行器的最大飞行距离能力。

Description

助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，具体涉及一种飞行器最大飞行距离能力评估方法，特别是涉及一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法。
背景技术
助推-滑翔式飞行器是一种利用火箭助推，弹头在大气层内靠气动升力进行滑翔飞行的飞行器。它的特点是，先由助推火箭将其送入一个预定的高度，然后自身以无动力模式在大气层内进行滑翔。这种类型的飞行器结合了弹道导弹与巡航导弹的优点，可以实现大气层内高超声速飞行，从而实现远距离精确打击，可以说具有强的机动能力以及良好的突防能力。在众多衡量飞行器性能的指标参数中，最大标准飞行距离能力是评估助推-滑翔式飞行器的一个重要指标，它被认为是该类型飞行器最为重要的战术技术指标之一。
现有的国军标GJB 6270-2008规定了潜地固体战略导弹武器系统射程评定方法，用以评定射程是否满足战术技术指标的要求，该标准适用于一类固体弹道式导弹武器系统的射程评定，不适用于助推-滑翔式飞行器的最大飞行距离评定。
文献“固体导弹最大射程评定方法研究”(作者：张为华，方丁酉，张育林；期刊：国防科技参考；年份：1997；卷期：18(4)；页码：45-50)提出了一种基于固体火箭发动机性能散布分析的固体弹道式导弹最大射程评定方法，将系统辨识、性能散布分析和统计分析有机结合，具有较强的实用性，对固体弹道式导弹试验鉴定也有一定的参考意义。
文献“助推-滑翔导弹射程管理技术研究”(作者：王晨曦，李新国；期刊：固体火箭技术；年份：2012；卷期：35(2)；页码：143-147)针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题，提出了基于能量管理的射程管理技术，采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法，分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间。
文献“地球自转与扁率对导弹射程偏差影响研究”(作者：冀海燕，卢文忠，杜冬菊；期刊：青岛大学学报(工程技术版)；年份：2013；卷期：28(3)；页码：93-96)分析并计算了地球自转和地球扁率对弹道式导弹射程偏差的影响，指出了考虑该偏差因素对提高导弹命中精度的意义。
文献“高精度导弹射程精确计算方法”(作者：周立锋，马海潮；期刊：飞行器测控学报；年份：2013；卷期：32(2)；页码：173-176)针对靶场导弹射程精确计算存在的问题，提出了利用微积分算法改进弹道式导弹射程的精确计算，采用曲线积分的方法推导了一种不同于传统导弹射程精确计算的新方法。
综上所述，现有公开报道的文献资料主要并针对固体弹道式导弹射程评定给出了相关标准和一些技术参考，针对助推-滑翔式导弹的射程精度提升开展了相关研究。但是，还没有系统地形成一种针对助推-滑翔式飞行器最大标准飞行距离能力评估的方法，没有很好地解决助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力难以评估的技术问题。
发明内容
本发明的主要目的是提供一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，旨在解决助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力难以评估的问题。
为实现上述目的，本发明提出一种基于飞行试验和地面试验数据，通过加大样本仿真，对助推-滑翔式飞行器最大标准飞行距离能力进行评估的方法，所述方法包括以下步骤：
步骤1，确定标准条件，所述标准条件包含状态参数、环境参数和初始参数三类；
步骤2，确定评估中的偏差因素和水平，所述偏差因素包括滑翔弹头的质量特性偏差、气动特性偏差和大气密度偏差；
步骤3，确定评估中的约束条件，所述约束条件包含过程约束、控制变量约束和终端约束三类；
步骤4，建立飞行器动力学模型，包括助推段飞行器六自由度动力学模型和滑翔段弹头六自由度动力学模型；
步骤5，助推段头体分离点特征参数评估，所述特征参数包括头体分离点的高度、速度、速度倾角、飞行距离，所述特征参数的评估样本来源包括基于飞行试验数据评估和基于地面试验数据评估两种方式；
步骤6，滑翔段最大标准飞行距离评估，首先确定滑翔段的仿真样本数，然后根据仿真样本产生流程生成仿真样本，最后利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计。
所述步骤1中的状态参数包含飞行器总体参数、控制系统参数、发动机常温性能参数、飞行器各段气动参数；所述环境参数包含地球模型参数和大气模型参数；所述初始参数包含发射点经纬高、发射方位角、目标点高程和发动机温度。
所述步骤2中的过程约束包括总加热量约束、最大驻点热流密度约束、动压约束、法向过载约束；所述控制变量约束包括攻角约束、倾侧角约束、攻角变化率约束、倾侧角变化率约束、最大舵偏角约束；所述终端约束包括落速、落角和落地攻角。
所述步骤4的详细建模过程为：考虑地球模型为旋转的椭球模型，在发射系下建立助推段飞行器六自由度动力学模型；助推段结束、头体分离后，弹头采用无动力滑翔模式，基于典型的轨迹坐标系，建立滑翔段弹头六自由度动力学模型。
所述步骤5中基于飞行试验数据评估的流程为：
S51-a：获取飞行试验数据，包括：发射点参数、目标点参数、试验弹参数、遥外测数据、风场和气象数据；
S51-b：进行轨迹复现，利用飞行试验测得的“时间-燃烧室压强”曲线，经处理后得到“时间-推力-推进剂秒耗量-燃烧室压强”数据，将所述数据加载到步骤4中所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型中，复现飞行试验轨迹；
S51-c：最大标准飞行距离折合，仿真模型采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角改用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用轨迹复现获得的推力和秒耗量，进行仿真计算获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于飞行试验数据评估的样本。
所述步骤5中基于地面试验数据评估的流程为：
S52-a：获取地面试验数据，选取同一型号同一状态的各级发动机地面试验数据，包括：结构、材料、质量和“时间-燃烧室压强”曲线；
S52-b：地面试验数据换算，根据地面试验状态发动机结构、材料、质量等于战斗弹状态的差异进行换算，同时将I级发动机性能数据换算成海平面值，其余级发动机性能数据换算成真空值；
S52-c：最大标准飞行距离计算，仿真模型同样采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角采用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用地面试验换算后的参数，进行轨迹仿真计算获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于地面试验数据评估的样本。
所述步骤6中的仿真样本产生流程为：
S62-a：根据公式
Figure BDA0002484288960000031
计算滑翔段仿真样本数，获得仿真试验次数，从而确定仿真样本空间大小；式中p0为概率水平，γ为置信水平，ξ为要求达到的相对精度，N为仿真试验样本数，Φ表示标准正态分布函数；
S62-b：采用蒙特卡洛打靶法，根据步骤2的结果生成不同仿真评估偏差因素水平组合空间；
S62-c：以步骤1中确定的标准条件、步骤5中评估获得的头体分离点特征参数为起始条件，以步骤3中确定的终端约束为终点条件，按照给定的轨迹规划程序生成最大标准飞行距离轨迹；
S62-d：依据步骤4建立的滑翔段弹头六自由度动力学模型，开展最大标准飞行距离动力学仿真，计算最大标准飞行距离轨迹全程力热环境剖面，将每一次的计算结果Li作为一个仿真子样，Li表示第i次仿真试验的最大飞行距离；
S62-e：进行最大标准飞行距离适应性校核，判断仿真结果是否满足步骤3中规定的过程约束条件；
S62-f：若最大标准飞行距离适应性校核不通过，则舍弃该仿真子样；
S62-g：若最大标准飞行距离适应性校核通过，则将仿真子样存入数据库，作为后续评定子样。
所述步骤6中利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计的具体方法为：
采用排序估计法，根据子样总数N和概率水平p0，按下式求得相应的总样本量M值：
M＝[N·(1-p0)]， (4)
式中，[]为取整符号；
将N次仿真试验的最大标准飞行距离按下式从小到大排序：
L1≤L2≤…≤LM≤…≤LN， (5)
则飞行器的最大标准飞行距离Lmax的仿真试验估计结果按下式计算：
Lmax＝LM。 (6)
与现有技术相比，本发明技术方案的有益效果主要体现在以下两个方面：
其一，本发明可以综合利用飞行试验数据、地面试验数据和仿真数据，因而具有较高的可信度；
其二，本发明还可以在不开展全距离飞行试验的情况下考核助推-滑翔式飞行器的最大飞行距离能力。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
图1为本发明所述能力评估方法的流程图；
图2为大气密度偏差模型；
图3为主动段基于飞行试验数据评估的结果；
图4为主动段最大飞行距离轨迹折合；
图5为最大飞行距离仿真流程图；
图6为最大飞行距离大样本仿真结果。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明本基于飞行试验数据和地面试验数据，通过加大样本仿真，提出了一种助推-滑翔飞行器最大飞行距离能力评估方法，所述评估方法的具体流程如图1所示，它包括以下六个步骤：
步骤1：确定标准条件。
标准条件包含状态参数、环境参数和初始参数三类。
①状态参数包含飞行器总体参数、控制系统参数、发动机常温性能参数、飞行器各段气动参数，本实施示例以美国CAV-H飞行器参数为参考。
②环境参数包含地球模型参数和大气模型参数，其中地球模型参数采用匀质旋转椭球，具体参数参考GJB6304-2008《2000中国大地测量系统》；大气模型参数采用GJB365.1-87《北半球标准大气(-2～80公里)》规定的标准大气模型。
③初始参数包含发射点经纬高、发射方位角、目标点高程和飞行器的发动机温度等。本实施例中，初始参数选取为：发射点经纬高均取为0，发射方位角为正北，目标点高程为0，飞行器发动机温度为20°。
步骤2：确定评估中的偏差因素和水平。
偏差主要用于滑翔段最大标准飞行距离评估，因此主要考虑滑翔弹头的质量特性偏差、气动特性偏差和大气密度偏差。
①质量特性偏差：滑翔弹头的质量特性偏差服从正态分布模型，偏差量根据工艺和统计结果确定。
②气动特性偏差：轴向、法向和侧向力系数偏差，俯仰、偏航和滚动力矩系数偏差，偏差值根据风动试验和气动仿真结果确定。
③大气密度偏差：基于标准大气模型，沿高度方向的大气密度偏差如图2所示。
步骤3：确定评估中的约束条件。
仿真评估中的约束条件包含过程约束、控制变量约束和终端约束三类。
过程约束主要包括：总加热量约束、最大驻点热流密度约束、动压约束、法向过载约束等；
控制变量约束主要包括：攻角约束、倾侧角约束、攻角变化率约束、倾侧角变化率约束、最大舵偏角约束等；
而终端约束主要包括：落速、落角、落地攻角等。
步骤4：建立飞行器动力学模型。
考虑地球模型为旋转的椭球模型，在发射系下建立助推段飞行器六自由度动力学模型。
发射系o-xyz的定义为：原点与发射点o固连，在飞行器起飞瞬间，发射点o与飞行器质心重合；ox轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向；oy轴垂直于发射点水平面并指向上方，oz轴与oxy平面垂直形成右手直角坐标系。
本实施例建立得到的所述助推段飞行器六自由度动力学模型表达式如下：
Figure BDA0002484288960000061
式中，r与v分别为发射系下飞行器的位置与速度矢量；
P为推力，R为气动力，Fc为控制力，G为地球引力；
ωe为地球自转角速率，m为助推器质量；
Fkc为附加哥式力；
而符号
Figure BDA0002484288960000062
表示对时间进行微分。
助推段结束、头体分离后，弹头采用无动力滑翔模式，基于典型的轨迹坐标系，建立滑翔段弹头六自由度动力学模型。
典型的轨迹坐标系的定义为：坐标原点位于飞行器的质心，x轴指向速度方向；y轴位于地心-速度矢量平面内，且与x轴垂直，z轴与x、y轴垂直，且构成右手坐标系。
此时，滑翔段弹头六自由度动力学模型如下式所示：
Figure BDA0002484288960000071
其中，v为飞行器相对地球的速度，θ为速度倾角，σ为北向顺时针旋转为正的速度方位角，或称航迹角，λ、φ分别为经纬度，r为地心距；m、Sm分别为飞行器质量和参考面积；ρ为大气密度；ωe为地球自转角速度；gr′、gωe分别为地球引力加速度在地心矢径方向和地球旋转角速度方向的分量；CD、CL分别为阻力系数和升力系数，均为关于马赫数和攻角的函数；υ为倾侧角。
步骤5：助推段头体分离点特征参数评估。
助推段头体分离点特征参数包括头体分离点的高度、速度、速度倾角、飞行距离，这些参数也称为交班点参数，对它们进行评估的样本有两种来源：基于飞行试验数据评估和基于地面试验数据评估。由于在助推段，飞行器处于一种有动力模式，因此通常也将助推段称为主动段。
①基于飞行试验数据评估
基于飞行试验数据进行评估的流程为：
S51-a：获取飞行试验数据，包括发射点参数、目标点参数、试验弹参数、遥外测数据、风场和气象数据等。
S51-b：进行轨迹复现。利用飞行试验测得的“时间-燃烧室压强”曲线，经处理后得到“时间-推力-推进剂秒耗量-燃烧室压强”数据，将此数据加载到步骤4中所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型中，复现飞行试验轨迹。轨迹复现时要求轨迹的特征点与遥测值一致，轨迹参数与外测值基本一致。
S51-c：最大标准飞行距离折合。仿真模型采用步骤4中所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角改用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用轨迹复现获得的推力和秒耗量。在上述条件下进行仿真计算，获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于飞行试验数据评估的样本。
本实施例中，开展5次小距离飞行试验，分别对5次飞行试验结果获取的发动机数据，进行主动段轨迹复现，当轨迹复现结果吻合较好时，可作为有效子样，结果如图3所示，利用5次小距离飞行试验数据可以折合得到5个助推段最大飞行距离评估的样本。最终得到主动段最大飞行距离轨迹曲线如图4所示，实际上经过折合后每次飞行试验的结果都会相应得到一个最大飞行距离轨迹曲线，由于5条曲线非常接近，因此在图4中只显示了一条曲线。
②基于地面试验数据评估
基于地面试验数据进行评估的流程如下：
S52-a：获取地面试验数据。选取同一型号同一状态的各级发动机地面试验数据，主要包括结构、材料、质量和“时间-燃烧室压强”曲线等。
S52-b：地面试验数据换算。根据地面试验状态发动机结构、材料、质量等于战斗弹状态的差异进行换算，同时将I级发动机性能数据换算成海平面值，其余级发动机性能数据换算成真空值。
S52-c：最大标准飞行距离计算。仿真模型同样采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角采用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用地面试验换算后的参数，在上述条件下进行轨迹仿真计算，获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于地面试验数据评估的样本。
与基于飞行试验数据评估相类似，本实施例开展7次地面发动机试验，获取发动机的推力曲线，利用地面获取的发动机试车数据亦可进行最大飞行距离折合，从而得到7个助推段最大飞行距离评估的样本。
③助推段样本一致性检验
检验助推段基于飞行试验数据评估的样本和基于地面试验数据评估的样本是否属于同一正态分布。检验方法可采用W检验方法(SHAPIRO-WILK检验方法)或秩和检验方法。前面所述基于飞行试验数据评估和基于地面试验数据评估所获得的结果需要通过样本一致性检验，检验合格的才能作为正确的结果，即：飞行试验得到的结果和地面试验得到的结果需要满足一定的概率分布规律才能认为折合的结果是正确的。
经样本一致性检验合格后，获得m1个飞行试验样本和m2个地面试验样本，则总样本量为M＝m1+m2。
本实施例对以上5个飞行试验样本和7个地面试验样本进行一致性检验，若样本检验不合格则剔除样本，最终保留合格样本。
步骤6：滑翔段最大标准飞行距离评估。
首先确定滑翔段的仿真样本数，然后根据仿真样本产生流程生成仿真样本，最后利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计。
①确定滑翔段仿真样本数
根据贝努利概率模型，按下式计算得到滑翔段仿真试验样本数：
Figure BDA0002484288960000091
式中，p0为概率水平，本实施例取0.99；γ为置信水平，本实施例取0.90；ξ为要求达到的相对精度，本实施例取0.003；Φ表示标准正态分布函数。
通过计算，本实施例中的滑翔段仿真试验样本数N为3056。
②产生滑翔段仿真样本
仿真样本产生流程如图5所示，具体步骤为：
S62-a：根据公式(3)计算滑翔段仿真样本数，获得仿真试验次数，从而确定仿真样本空间大小；
S62-b：采用蒙特卡洛打靶法，根据步骤2的结果生成不同仿真评估偏差因素水平组合空间，本实施算例主要考虑质量特性偏差、气动特性偏差和大气密度偏差；
S62-c：以步骤1中确定的标准条件、步骤5中评估获得的头体分离点特征参数为起始条件，以步骤3中确定的终端约束为终点条件，按照给定的轨迹规划程序(一般由研制方提供)，生成最大标准飞行距离标准轨迹。
S62-d：依据步骤4建立的滑翔段弹头六自由度动力学模型，开展最大标准飞行距离动力学仿真，计算最大标准飞行距离轨迹全程力热环境剖面，将每一次的计算结果Li作为一个仿真子样，Li表示第i次仿真试验的最大飞行距离；
S62-e：进行最大标准飞行距离适应性校核，判断仿真结果是否满足步骤3中规定的过程约束条件；
S62-f：若最大标准飞行距离适应性校核不通过，则舍弃该仿真子样；
S62-g：若最大标准飞行距离适应性校核通过，则将仿真子样存入数据库，作为后续评定子样。
依据图5所示的仿真方法，经仿真得到3056个样本，分布如图6所示。
③最大标准飞行距离估计
采用排序估计法，根据子样总数N和概率水平p0，按下式求得相应的总样本量M值：
M＝[N·(1-p0)] (4)
式中：[]为取整符号。
将N次仿真试验的最大标准飞行距离按下式从小到大排序：
L1≤L2≤…≤LM≤…≤LN (5)
则Lmax的仿真试验估计结果按下式计算：
Lmax＝LM (6)
式中，Lmax表示飞行器的最大标准飞行距离。
经大样本评估，本实施例中最终计算得到飞行器的最大飞行距离为88060km。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效变换，或直接/间接运用在其它相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，确定标准条件，所述标准条件包含状态参数、环境参数和初始参数三类；
步骤2，确定评估中的偏差因素和水平，所述偏差因素包括滑翔弹头的质量特性偏差、气动特性偏差和大气密度偏差；
步骤3，确定评估中的约束条件，所述约束条件包含过程约束、控制变量约束和终端约束三类；
步骤4，建立飞行器动力学模型，包括助推段飞行器六自由度动力学模型和滑翔段弹头六自由度动力学模型；
步骤5，助推段头体分离点特征参数评估，所述特征参数包括头体分离点的高度、速度、速度倾角、飞行距离，所述特征参数的评估样本来源包括基于飞行试验数据评估和基于地面试验数据评估两种方式；
步骤6，滑翔段最大标准飞行距离评估，首先确定滑翔段的仿真样本数，然后根据仿真样本产生流程生成仿真样本，最后利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计。
2.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤1中的状态参数包含飞行器总体参数、控制系统参数、发动机常温性能参数、飞行器各段气动参数；所述环境参数包含地球模型参数和大气模型参数；所述初始参数包含发射点经纬高、发射方位角、目标点高程和发动机温度。
3.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤2中的过程约束包括总加热量约束、最大驻点热流密度约束、动压约束、法向过载约束；所述控制变量约束包括攻角约束、倾侧角约束、攻角变化率约束、倾侧角变化率约束、最大舵偏角约束；所述终端约束包括落速、落角和落地攻角。
4.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤4的详细建模过程为：考虑地球模型为旋转的椭球模型，在发射系下建立助推段飞行器六自由度动力学模型；助推段结束、头体分离后，弹头采用无动力滑翔模式，基于典型的轨迹坐标系，建立滑翔段弹头六自由度动力学模型。
5.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤5中基于飞行试验数据评估的流程为：
S51-a：获取飞行试验数据，包括：发射点参数、目标点参数、试验弹参数、遥外测数据、风场和气象数据；
S51-b：进行轨迹复现，利用飞行试验测得的“时间-燃烧室压强”曲线，经处理后得到“时间-推力-推进剂秒耗量-燃烧室压强”数据，将所述数据加载到步骤4中所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型中，复现飞行试验轨迹；
S51-c：最大标准飞行距离折合，仿真模型采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角改用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用轨迹复现获得的推力和秒耗量，进行仿真计算获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于飞行试验数据评估的样本。
6.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤5中基于地面试验数据评估的流程为：
S52-a：获取地面试验数据，选取同一型号同一状态的各级发动机地面试验数据，包括：结构、材料、质量和“时间-燃烧室压强”曲线；
S52-b：地面试验数据换算，根据地面试验状态发动机结构、材料、质量等于战斗弹状态的差异进行换算，同时将I级发动机性能数据换算成海平面值，其余级发动机性能数据换算成真空值；
S52-c：最大标准飞行距离计算，仿真模型同样采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角采用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用地面试验换算后的参数，进行轨迹仿真计算获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于地面试验数据评估的样本。
7.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤6中的仿真样本产生流程为：
S62-a：根据公式
Figure FDA0002484288950000021
计算滑翔段仿真样本数，获得仿真试验次数，从而确定仿真样本空间大小；式中p0为概率水平，γ为置信水平，ξ为要求达到的相对精度，N为仿真试验样本数，Φ表示标准正态分布函数；
S62-b：采用蒙特卡洛打靶法，根据步骤2的结果生成不同仿真评估偏差因素水平组合空间；
S62-c：以步骤1中确定的标准条件、步骤5中评估获得的头体分离点特征参数为起始条件，以步骤3中确定的终端约束为终点条件，按照给定的轨迹规划程序生成最大标准飞行距离轨迹；
S62-d：依据步骤4建立的滑翔段弹头六自由度动力学模型，开展最大标准飞行距离动力学仿真，计算最大标准飞行距离轨迹全程力热环境剖面，将每一次的计算结果Li作为一个仿真子样，Li表示第i次仿真试验的最大飞行距离；
S62-e：进行最大标准飞行距离适应性校核，判断仿真结果是否满足步骤3中规定的过程约束条件；
S62-f：若最大标准飞行距离适应性校核不通过，则舍弃该仿真子样；
S62-g：若最大标准飞行距离适应性校核通过，则将仿真子样存入数据库，作为后续评定子样。
8.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤6中利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计的具体方法为：
采用排序估计法，根据子样总数N和概率水平p0，按下式求得相应的总样本量M值：
M＝[N·(1-p0)]， (4)
式中，[]为取整符号；
将N次仿真试验的最大标准飞行距离按下式从小到大排序：
L1≤L2≤…≤LM≤…≤LN， (5)
则飞行器的最大标准飞行距离Lmax的仿真试验估计结果按下式计算：
Lmax＝LM (6) 。
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