CN113238582B - 飞行器的飞行轨迹的规划方法、装置及系统 - Google Patents

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CN113238582B CN202110776119.8A CN202110776119A CN113238582B CN 113238582 B CN113238582 B CN 113238582B CN 202110776119 A CN202110776119 A CN 202110776119A CN 113238582 B CN113238582 B CN 113238582B
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Abstract

本公开提供了一种飞行器的飞行轨迹的规划方法、装置及系统。其中，该方法包括：在俯仰方向，采用几何弹道曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；在偏航方向，采用多项式轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹。本公开解决了由于需要设计的参数较多而造成的计算复杂的技术问题。

Description

飞行器的飞行轨迹的规划方法、装置及系统
技术领域
本公开涉及计算机领域，具体而言，涉及一种飞行器的飞行轨迹的规划方法、装置及系统。
背景技术
规划飞行轨迹的理论模型通常是基于激光驾束制导的两级发射微小型制导飞行器，由于激光信息场有效半径限制，初始时刻不能进入激光信息场，进一步制约了制导精度。采用分段轨迹约束策略，使飞行器按照期望轨迹飞行。
在弹道规划策略约束飞行器轨迹方面，国内外很多人对无动力飞行器最优轨迹问题进行了研究，例如，有人提出了分别利用二阶梯度法和摄动法研究最优滑翔问题，得出阻力最小的弹道滑翔射程最远，指出利用摄动法可以得到射程最远的最优滑翔制导律，其得到的最大射程与数值计算结果接近。
再例如，有人针对飞机出现发动机故障后的无动力滑翔问题，提出了根据飞行条件实时计算飞机可达域及针对一着陆点规划飞机飞行最优轨迹的计算方法。还有人采用粒子群全局优化和经典局部优化算法相结合的方法研究了考虑地球自转和地球扁率情况下的滑翔弹道优化问题。采用粒子群全局优化和经典局部优化算法相结合的方法研究了考虑地球自转和地球扁率情况下的滑翔弹道优化问题。
针对两级发射的激光驾束制导飞行器初始阶段不能进入激光信息场，采用弹道规划策略约束弹道轨迹。有人提出了一种基于计算几何的新制导律对静止目标进行冲击时间和角度约束。为了追踪者能够在空间拦截具有预定撞击方向的运动目标，还有人提出了一种新的基于弹目相对运动为圆形轨迹的导航制导律。针对静止或缓慢运动目标的终端加速度约束下的冲击角控制问题，还有人提出了剩余时间多项式制导律以及一种具有三个可调系数的增广多项式制导律。此外，还有基于增广多项式制导律的多项式轨迹规划，解决无动力飞行器末端速度控制问题。针对二维平面拦截问题，基于圆弧形状为弹道轨迹，还有人提出了一种具有冲击角约束的精确制导律。为了使导弹按照椭圆轨迹飞行，以适应导弹的机动性。为了保证激光驾束导弹在固定时间内的线偏差约束和快速收敛，有人将滑模控制和扩展干扰观测器相结合，给出了控制律。
但是，上述几何弹道设计技术，需要设计的参数较多，在一定程度上增加计算复杂度，且为了实现弹道轨迹约束，需将所有参数引入控制器，增加控制器处理压力，导致在工程上不容易实现。
针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。
发明内容
本公开实施方式提供了一种飞行器的飞行轨迹的规划方法、装置及系统，以至少解决[关键词]的技术问题。
根据本公开实施方式的一个方面，提供了一种飞行轨迹规划方法，包括：在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；在偏航方向，采用多项式曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
根据本公开实施方式的另一方面，还提供了一种飞行器的飞行轨迹的规划装置，包括：俯仰方向规划模块，被配置为在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；偏航方向规划模块，被配置为在偏航方向，采用多项式曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
根据本公开实施方式的又一方面，还提供了一种飞行轨迹规划系统，包括飞行器和上述飞行轨迹规划装置。
在本公开实施方式中，通过在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；在偏航方向，采用多项式轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹，从而解决了由于需要设计的参数较多而造成的计算复杂的技术问题。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本公开的进一步理解，构成本申请的一部分，本公开的示意性实施方式及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。在附图中：
图1是根据本公开实施方式的激光驾束制导飞行器的轨迹规划方法；
图2A是根据本公开实施方式的理论弹道设计的俯仰方向投影的示意图；
图2B是根据本公开实施方式的理论弹道设计的偏航方向投影的示意图；
图3是根据本公开实施方式的飞行器的受力分析的示意图；
图4是根据本公开实施方式的偏航弹道轨迹设计的几何示意图；
图5是根据本公开实施方式的俯仰通道弹道轨迹设计的几何示意图；
图6是根据本公开实施方式的俯仰通道的圆渐开线弹道轨迹设计的几何示意图；
图7是根据本公开实施方式的俯仰通道的椭圆弹道轨迹设计的几何示意图
图8是根据本公开实施方式的飞行轨迹规划装置的结构示意图；
图9是根据本公开实施方式的飞行轨迹规划系统的结构示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本公开方案，下面将结合本公开实施方式中的附图，对本公开实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本公开一部分的实施方式，而不是全部的实施方式。基于本公开中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都应当属于本公开保护的范围。
需要说明的是，本公开的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的载体，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本公开的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
术语定义
激光驾束制导是利用激光获得制导信息或传输制导指令使导弹按一定导引规律飞向目标的制导方法。
实施方式1
图1是根据本公开实施方式的激光驾束制导飞行器的轨迹规划方法，如图1所示，该方法包括以下步骤：
步骤S102，启控点位置、速度计算。
在本公开实施方式中，理论弹道设计如图2A和2B所示，其中，飞行器直径为
Figure DEST_PATH_IMAGE001
，将弹道分为三段，启控点为
Figure DEST_PATH_IMAGE002
。
飞行器的受力分析图如图3所示，其中，飞行器32的初始发射角为
Figure DEST_PATH_IMAGE003
，初速为
Figure DEST_PATH_IMAGE004
，发动机推力为
Figure DEST_PATH_IMAGE005
和工作时间为
Figure DEST_PATH_IMAGE006
。
根据图3中的受力分析，可得到
Figure DEST_PATH_IMAGE007
、
Figure DEST_PATH_IMAGE008
方向的合力为：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
（1 ）
Figure DEST_PATH_IMAGE010
（2）
其中，m为质量，g为比例系数。
设启控点坐标为
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，则
Figure 408761DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure DEST_PATH_IMAGE012
可表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE013
（3）
Figure DEST_PATH_IMAGE014
（4）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
为飞行器发射后到二级点火前的延迟时间，
Figure 705750DEST_PATH_IMAGE006
为二级发动机工作时间，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为启控延迟时间，启控点速度
Figure DEST_PATH_IMAGE017
。
步骤S104，期望弹道轨迹设计。
在本实施例中，偏航方向采用多项式弹道、俯仰方向采用分段几何轨迹作为期望弹道轨迹。
1）偏航方向弹道轨迹设计
假设目标以速度
Figure DEST_PATH_IMAGE018
平行于
Figure DEST_PATH_IMAGE019
轴运动，当过
Figure DEST_PATH_IMAGE020
处时发射弹药，且将攻击角约束为
Figure DEST_PATH_IMAGE021
，弹目运动几何关系如图4所示。
针对上述要求，选取多项式弹道轨迹如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
（5）
Kz为偏航通道多项式二次项系数， bz为偏航通道多项式一次项系数，Cz为偏航通道多项式常数项系数， x为输入。
对式（5）求导可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE023
（6）
因为弹道轨迹与X轴相切于点
Figure DEST_PATH_IMAGE024
，经过
Figure DEST_PATH_IMAGE025
，且与水平面夹角为
Figure 641214DEST_PATH_IMAGE021
，可求得参数：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
（7）
式（5）可写为：
Figure DEST_PATH_IMAGE027
（8）
其中，qF为攻击角，xB为启航点的x轴坐标，xT为目标位置横坐标。
对式（8）求一阶导、二阶导可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
（9）
2）俯仰方向弹道轨迹设计
如图5所示，采用圆（即基圆）渐开线作为第一阶段的弹道轨迹，以圆上与圆心的连线作为第二阶段的弹道轨迹，并将角度约束为特定值进入激光信息场，第三阶段采用椭圆曲线作为期望弹道轨迹，将末端姿态角约束为平行激光中心线的角度，从而攻击目标。其中，基圆是预设的圆，其取决于第一段轨迹的起点初始角，终点，终端角等。
图6为根据本公开实施方式的俯仰通道的圆渐开线弹道轨迹设计的几何示意图。基圆的中心为
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，半径为
Figure DEST_PATH_IMAGE030
，发射点为
Figure DEST_PATH_IMAGE031
，发射角
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，启控点为
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，设弹道倾角与俯仰角相等，即
Figure DEST_PATH_IMAGE034
。笛卡尔坐标系中圆的渐开线的参数方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE035
（10）
其中，xn1为基圆的渐开线的X轴坐标，yn1为基圆的渐开线的Y轴坐标，xA为基圆圆心的横坐标，yA为基圆圆心的纵坐标，rA为基圆的半径，
Figure DEST_PATH_IMAGE036
为轨迹所需半径旋转角度，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
为终端角。
弹道轨迹进入基圆点
Figure DEST_PATH_IMAGE038
、进入激光信息场点
Figure DEST_PATH_IMAGE039
与基圆中心
Figure DEST_PATH_IMAGE040
共线，设方向向量为
Figure DEST_PATH_IMAGE041
，则点
Figure 222106DEST_PATH_IMAGE038
可定义为：
Figure DEST_PATH_IMAGE042
（11）
rEF为第二阶段轨迹距离，e为方向向量，xF为激光信息场点
Figure 132293DEST_PATH_IMAGE039
的X轴坐标，
Figure DEST_PATH_IMAGE043
为激光信息场点
Figure 606260DEST_PATH_IMAGE039
的Y轴坐标，
Figure DEST_PATH_IMAGE044
为入射角。
基圆的中心
Figure 892885DEST_PATH_IMAGE040
可表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE045
（12）
其中，rA为基圆的半径, E为第一阶段的轨迹和基圆的交点，e为方向向量，rEF为第二阶段轨迹距离, xF和yF为激光信息场点的X轴和Y轴坐标,
Figure DEST_PATH_IMAGE046
为入射角。
将式（12）带入式（10）可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE047
（13）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
为第一阶段的轨迹横坐标，
Figure DEST_PATH_IMAGE049
为第一阶段的轨迹纵坐标，
Figure DEST_PATH_IMAGE050
为入射角，
Figure 141333DEST_PATH_IMAGE037
为终端角，
Figure 691263DEST_PATH_IMAGE036
为轨迹所需半径旋转角度。
因为
Figure DEST_PATH_IMAGE051
与速度
Figure DEST_PATH_IMAGE052
方向平行，可得到角度关系
Figure DEST_PATH_IMAGE053
，将其带入式（13）可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE054
（14）
将式（14）中半径
Figure 962844DEST_PATH_IMAGE030
消去可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE055
（15）
其中，K为系数。
因为渐开线弹道轨迹经过启控点
Figure 787581DEST_PATH_IMAGE033
，可得到
Figure DEST_PATH_IMAGE056
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE057
（16）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE058
。
其中，rEF为第二阶段的期望弹道轨迹的长度， xF为激光信息场点的X轴坐标，yF为激光信息场点的Y轴坐标，xB为启控点的X轴坐标，yB为启控点的Y轴坐标，
Figure 31480DEST_PATH_IMAGE046
为入射角，
Figure DEST_PATH_IMAGE059
为期望弹道倾角，
Figure 17891DEST_PATH_IMAGE037
为终端角，K为系数。
将式（16）带入（15）可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE060
（17）
对于短程激光驾束制导弹药而言，当弹道轨迹处于第一阶段，即启控点与进入基圆之前，弹道倾角为小角度，此时可近似认为
Figure DEST_PATH_IMAGE061
、
Figure DEST_PATH_IMAGE062
，故可将式（17）线性化为：
Figure DEST_PATH_IMAGE063
（18）
式（18）对时间求一阶导、二阶导可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE064
（19）
Figure DEST_PATH_IMAGE065
（20）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE066
。
由式（18）可得到弹道倾角
Figure DEST_PATH_IMAGE067
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE068
（21）
将式（21）求一阶导、二阶导可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE069
（22）
Figure DEST_PATH_IMAGE070
（23）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE071
。
第二阶段为弹道轨迹进入基圆到进入激光信息场之前的
Figure DEST_PATH_IMAGE072
段，可以看出其轨迹为经过
Figure DEST_PATH_IMAGE073
点指向基圆中心
Figure DEST_PATH_IMAGE074
，斜率为
Figure DEST_PATH_IMAGE075
的直线，设弹道轨迹为：
Figure DEST_PATH_IMAGE076
（24）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE077
为输出，
Figure DEST_PATH_IMAGE078
为输入，
Figure DEST_PATH_IMAGE079
为俯仰通道多项式常数项系数。
取式（24）反函数为：
Figure DEST_PATH_IMAGE080
（25）
由式（11）可知，
Figure 422108DEST_PATH_IMAGE073
点的纵坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE081
，将式（16）带入可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE082
（26）
渐开线与基圆在点
Figure DEST_PATH_IMAGE083
处连续可导，所以有：
Figure DEST_PATH_IMAGE084
（27）
将式（18）、（25）带入式（27）可得到：
Figure DEST_PATH_IMAGE085
（28）
第三阶段为当制导弹药进入激光信息场后，采用椭圆轨迹作为期望弹道轨迹，几何关系如图7所示。
根据图7的几何关系，可得到椭圆方程为：
Figure DEST_PATH_IMAGE086
（29）
其中，x0,y0分别是椭圆的圆心坐标，x,y为椭圆上的任一点的坐标，a为椭圆的长边，b为椭圆的短边。
当
Figure DEST_PATH_IMAGE087
时，曲线单调递减，可将式（29）改写为
Figure DEST_PATH_IMAGE088
形式，可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE089
（30）
其中，xT为目标位置横坐标。
对式（30）求一阶导数，二阶导数可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE090
（31）
由
Figure DEST_PATH_IMAGE091
可知，倾角
Figure DEST_PATH_IMAGE092
与切线斜率关系可表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE093
（32）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE094
为期望弹道倾角。
对式（32）求一阶导、二阶导可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE095
（33）
Figure DEST_PATH_IMAGE096
（34）
将上一阶段入射角
Figure 893279DEST_PATH_IMAGE050
作为初始姿态角，椭圆焦点
Figure DEST_PATH_IMAGE097
、
Figure DEST_PATH_IMAGE098
连线平行于上一阶段轨迹在点
Figure DEST_PATH_IMAGE099
处的切线，攻击角为
Figure DEST_PATH_IMAGE100
，由式（32）可知：
Figure DEST_PATH_IMAGE101
（35）
其中，yF为激光信息场点的Y轴坐标，
Figure DEST_PATH_IMAGE102
为激光中心线高度。
设第二段轨迹方程为
Figure DEST_PATH_IMAGE103
，第三段轨迹方程为
Figure DEST_PATH_IMAGE104
；由函数在第二段轨迹与第三段轨迹连接点
Figure 178635DEST_PATH_IMAGE099
处连续可导可知：
Figure DEST_PATH_IMAGE105
（36）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE106
，
Figure DEST_PATH_IMAGE107
分别为第二阶段、第三阶段的轨迹的X轴坐标。
由式（35）、（36）可得椭圆轨迹方程中心坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE108
和参数
Figure DEST_PATH_IMAGE109
、
Figure DEST_PATH_IMAGE110
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE111
Figure DEST_PATH_IMAGE112
Figure DEST_PATH_IMAGE113
Figure DEST_PATH_IMAGE114
（37）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE115
。
a为椭圆的长半轴，b为椭圆的短半轴，x0，y0分别为椭圆的中心坐标，xF为激光信息场点的X轴坐标，yF为激光信息场点的Y轴坐标，
Figure 585215DEST_PATH_IMAGE102
为激光中心线高度，
Figure DEST_PATH_IMAGE116
为攻击角，
Figure 497633DEST_PATH_IMAGE050
为入射角，K为系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE117
为俯仰通道多项式常数项系数。
根据
Figure DEST_PATH_IMAGE118
可得到半焦距
Figure DEST_PATH_IMAGE119
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE120
（38）
设焦点坐标
Figure 726489DEST_PATH_IMAGE097
、
Figure 148243DEST_PATH_IMAGE098
为
Figure DEST_PATH_IMAGE121
、
Figure DEST_PATH_IMAGE122
，根据图7所示的几何关系，可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE123
（39）
焦点
Figure 273194DEST_PATH_IMAGE097
、
Figure 147609DEST_PATH_IMAGE098
连线可由第二阶段轨迹平移得到，可表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE124
（40）
联列式（39）、（40）可得：
Figure DEST_PATH_IMAGE125
（41）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE126
，
Figure DEST_PATH_IMAGE127
，P为中间变量。
Figure DEST_PATH_IMAGE128
，
Figure DEST_PATH_IMAGE129
。
椭圆上任意点到焦点
Figure 242473DEST_PATH_IMAGE097
、
Figure 518733DEST_PATH_IMAGE098
距离
Figure DEST_PATH_IMAGE130
、
Figure DEST_PATH_IMAGE131
可表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE132
（42）
给定偏差定义为：
Figure DEST_PATH_IMAGE133
（43）
步骤S106，控制飞行器基于所设计的弹道轨迹飞行。
需要说明的是，对于前述的各方法实施方式，为了简单描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本公开并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本公开，某些步骤可以采用其他顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施方式均属于优选实施方式，所涉及的动作和模块并不一定是本公开所必须的。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到根据上述实施方式的方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本公开的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质（如ROM/RAM、磁碟、光盘）中，包括若干指令用以使得一台终端设备（可以是手机，计算机，服务器，或者网络设备等）执行本公开各个实施方式所述的方法。
实施方式2
根据本公开实施方式，还提供了一种用于实施上述飞行轨迹规划方法的规划装置，如图8所示，该飞行轨迹规划装置200包括：
俯仰方向规划模块22，被配置为在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
偏航方向规划模块24，被配置为在偏航方向，采用多项式轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
在一个示例性实施方式中，俯仰方向规划模块22还被配置为获取所述飞行器的高度；在所述飞行器的高度大于第一阈值的情况下，采用分段几何弹道设计的方式，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
在一个示例性实施方式中，俯仰方向规划模块22还被配置为在三个阶段规划出不同的轨迹来作为飞行轨迹。在所述飞行器的二级发动机工作完并进入激光信息场之前的第一阶段，采用基圆的渐开线变化轨迹作为所述第一阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；在所述飞行器进入基圆到进入所述激光信息场之前的第二阶段，采用经过所述第一阶段的期望弹道轨迹与基圆的交点、并指向圆心的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；在所述飞行器进入所述激光信息场之后到击中目标的第三阶段，采用焦点连线平行于所述第二阶段的期望弹道轨迹的椭圆轨迹作为所述第三阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹。
实施方式3
根据本公开实施方式，还提供了一种用于实施上述飞行轨迹规划的服务器，如图9所示，该服务器包括一种飞行轨迹规划系统400，该飞行轨迹规划系统包括如上所述的飞行轨迹规划装置200、飞行器42和数据库44。
飞行器42被配置为采集自身的运动状态信息。
飞行轨迹规划装置200被配置为在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；在偏航方向，采用多项式轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
飞行器42和飞行轨迹规划装置200之间可以通过网络连接，例如，使用WiFi、4G、5G、zigbee、蓝牙等无线技术构建的无线网络。
可选地，本实施方式中的具体示例可以参考上述实施方式1和实施方式2中所描述的示例，本实施方式在此不再赘述。
本公开实施方式的飞行轨迹规划装置200实施了上述实施方式1中的飞行轨迹规划方法。
实施方式4
本公开的实施方式还提供了一种存储介质。可选地，在本实施方式中，上述存储介质可以实施上述实施方式1中所描述的方法。
可选地，在本实施方式中，上述存储介质可以位于惯性导航系统的网络中的多个网络设备中的至少一个网络设备。
可选地，在本实施方式中，上述存储介质可以包括但不限于：U盘、只读存储器（ROM，Read-Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
可选地，在本实施方式中，处理器根据存储介质中已存储的程序代码执行上述实施方式1中的方法。
可选地，本实施方式中的具体示例可以参考上述实施方式1中所描述的示例，本实施方式在此不再赘述。
本公开还可以实现为以下配置：
（1）一种飞行器的飞行轨迹的规划方法，包括：
在俯仰方向，采用几何弹道曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
在偏航方向，采用多项式曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
（2）根据项（1）所述的方法，其中，在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹包括：
获取所述飞行器的高度；
在所述飞行器的高度大于第一阈值的情况下，采用分段几何弹道设计的方式，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
（3）根据项（2）所述的方法，其中，采用分段几何弹道设计的方式，来规划所述飞行器的飞行轨迹包括：
在所述飞行器的二级发动机工作完并进入激光信息场之前的第一阶段，采用基圆的渐开线变化轨迹作为所述第一阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；
在所述飞行器进入基圆到进入所述激光信息场之前的第二阶段，采用经过所述第一阶段的期望弹道轨迹与基圆的交点、并指向圆心的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；
在所述飞行器进入所述激光信息场之后到击中目标的第三阶段，采用焦点连线平行于所述第二阶段的期望弹道轨迹的椭圆曲线作为所述第三阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹。
（4）根据项（3）所述的方法，其中，采用基圆的渐开线变化轨迹作为所述第一阶段的期望弹道轨迹包括：
基于以下公式计算基圆的渐开线的参数方程：
Figure 611323DEST_PATH_IMAGE035
；
基于以下公式确定弹道倾角：
Figure DEST_PATH_IMAGE134
；以及
基于所述渐开线的参数方程和所述弹道倾角确定所述渐开线的轨迹，并将所确定的轨迹作为所述第一阶段的期望弹道轨迹；
其中，xn1为基圆的渐开线的X轴坐标，yn1为基圆的渐开线的Y轴坐标，xA为基圆圆心的横坐标，yA为基圆圆心的纵坐标，rA为基圆的半径，
Figure 238613DEST_PATH_IMAGE036
为轨迹所需半径旋转角度，
Figure 215797DEST_PATH_IMAGE037
为终端角，
Figure 346564DEST_PATH_IMAGE050
为入射角，xB为启控点在X轴上的坐标，yB为启控点在Y轴上的坐标。
（5）根据项（3）所述的方法，其中，采用经过所述第一阶段的期望弹道轨迹与基圆的交点、并指向圆心的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹包括：
基于以下公式，确定所述直线：
Figure 751000DEST_PATH_IMAGE085
；
将所确定的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹；
其中，
Figure 600008DEST_PATH_IMAGE079
为俯仰通道多项式常数项系数，xF为激光信息场点的X轴坐标，yF为激光信息场点的Y轴坐标，xB为启控点的X轴坐标， yB为启控点的Y轴坐标，
Figure 115303DEST_PATH_IMAGE050
为入射角，K为系数。
（6）根据项（3）所述的方法，其中，采用焦点连线平行于所述第二阶段的期望弹道轨迹的椭圆轨迹作为所述第三阶段的期望弹道轨迹包括：
基于以下公式，确定所述椭圆轨迹：
Figure DEST_PATH_IMAGE135
；
其中，
Figure 162893DEST_PATH_IMAGE115
将所确定的椭圆轨迹作为所述第三阶段的期望弹道轨迹；
其中，a为长半轴，b为短半轴， x0，y0分别为椭圆的中心坐标，xF为激光信息场点的X轴坐标，yF为激光信息场点的Y轴坐标，
Figure 738231DEST_PATH_IMAGE102
为激光中心线高度，
Figure 74534DEST_PATH_IMAGE116
为攻击角，
Figure 659099DEST_PATH_IMAGE050
为入射角，K为系数，
Figure 764459DEST_PATH_IMAGE079
为俯仰通道多项式常数项系数。
（7）根据项（1）所述的方法，其中，采用多项式曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹包括：
选取如下的公式来计算多项式弹道轨迹：
Figure 510698DEST_PATH_IMAGE022
；
Figure 68718DEST_PATH_IMAGE026
其中，Zn为多项式弹道轨迹，Kz为偏航通道多项式二次项系数， bz为偏航通道多项式一次项系数，Cz为偏航通道多项式常数项系数，qF为攻击角，XT为目标位置的横坐标，XB为启控点在X轴上的坐标。
（8）根据项（3）所述的方法，其中，所述第一阶段、第二阶段和第三阶段的每个阶段的切换点采取连续、可导规则来求取几何弹道轨迹参数。
（9）根据项（7）所述的方法，其中，所述飞行器沿
Figure 191395DEST_PATH_IMAGE007
轴飞行一距离
Figure 151261DEST_PATH_IMAGE002
后，在偏航方向上，选择二次函数作为期望多项式弹道。
（10）一种飞行器的飞行轨迹的规划装置，其特征在于，包括：
俯仰方向规划模块，被配置为在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
偏航方向规划模块，被配置为在偏航方向，采用多项式轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹。
（11）一种飞行器的飞行轨迹的规划系统，其特征在于，包括：
根据项（10）所述的飞行轨迹的规划装置；
飞行器，被配置为基于所述规划装置规划的飞行轨迹进行飞行。
（12） 一种计算机可读存储介质，其上存储有程序，其特征在于，当所述程序被执行时，使得计算机执行如项（1）至（9）中任一项所述的方法。
上述本公开实施方式序号仅仅为了描述，不代表实施方式的优劣。
上述实施方式中的集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在上述计算机可读取的存储介质中。基于这样的理解，本公开的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在存储介质中，包括若干指令用以使得一台或多台计算机设备（可为个人计算机、服务器或者网络设备等）执行本公开各个实施方式所述方法的全部或部分步骤。
在本公开的上述实施方式中，对各个实施方式的描述都各有侧重，某个实施方式中没有详述的部分，可以参见其他实施方式的相关描述。
在本申请所提供的几个实施方式中，应该理解到，所揭露的客户端，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施方式仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施方式方案的目的。
另外，在本公开各个实施方式中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
以上所述仅是本公开的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本公开原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本公开的保护范围。

Claims (8)

1.一种飞行器的飞行轨迹的规划方法，包括：
在俯仰方向，采用几何弹道曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
在偏航方向，采用多项式曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
其中，在俯仰方向，采用几何弹道曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹包括：获取所述飞行器的高度；在所述飞行器的高度大于第一阈值的情况下，采用分段几何弹道设计的方式，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
其中，采用分段几何弹道设计的方式，来规划所述飞行器的飞行轨迹包括：
在所述飞行器的二级发动机工作完并进入激光信息场之前的第一阶段，采用基圆的渐开线变化曲线作为所述第一阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；
在所述飞行器进入基圆到进入所述激光信息场之前的第二阶段，采用经过所述第一阶段的期望弹道轨迹与基圆的交点、并指向圆心的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；
在所述飞行器进入所述激光信息场之后到击中目标的第三阶段，采用焦点连线平行于所述第二阶段的期望弹道轨迹的椭圆曲线作为所述第三阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，采用基圆的渐开线变化曲线作为所述第一阶段的期望弹道轨迹包括：
基于以下公式计算基圆的渐开线的参数方程：
Figure 63427DEST_PATH_IMAGE001
；
基于以下公式确定弹道倾角：
Figure 449409DEST_PATH_IMAGE002
；以及
基于所述渐开线的参数方程和所述弹道倾角确定所述渐开线的轨迹，并将所确定的轨迹作为所述第一阶段的期望弹道轨迹；
其中，
Figure 963567DEST_PATH_IMAGE003
为基圆的渐开线的X轴坐标，
Figure 827618DEST_PATH_IMAGE004
为基圆的渐开线的Y轴坐标，
Figure 376411DEST_PATH_IMAGE005
为基圆圆心的横坐标，
Figure 182562DEST_PATH_IMAGE006
为基圆圆心的纵坐标，
Figure 184016DEST_PATH_IMAGE007
为基圆的半径，
Figure 117337DEST_PATH_IMAGE008
为轨迹所需半径旋转角度，
Figure 520636DEST_PATH_IMAGE009
为终端角，
Figure 248421DEST_PATH_IMAGE010
为入射角，
Figure 471592DEST_PATH_IMAGE011
为启控点在X轴上的坐标，
Figure 943024DEST_PATH_IMAGE012
为启控点在Y轴上的坐标。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，采用经过所述第一阶段的期望弹道轨迹与基圆的交点、并指向圆心的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹包括：
基于以下公式，确定所述直线：
Figure 187448DEST_PATH_IMAGE013
；
将所确定的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹；
其中，
Figure 351714DEST_PATH_IMAGE014
为俯仰通道多项式常数项系数，
Figure 327760DEST_PATH_IMAGE015
为激光信息场点的X轴坐标，
Figure 337304DEST_PATH_IMAGE016
为激光信息场点的Y轴坐标，
Figure 449617DEST_PATH_IMAGE011
为启控点的X轴坐标，
Figure 519204DEST_PATH_IMAGE012
为启控点的Y轴坐标，
Figure 231814DEST_PATH_IMAGE017
为入射角，K为系数。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，采用焦点连线平行于所述第二阶段的期望弹道轨迹的椭圆曲线作为所述第三阶段的期望弹道轨迹包括：
基于以下公式，确定椭圆轨迹：
Figure 45049DEST_PATH_IMAGE018
；
其中，
Figure 277447DEST_PATH_IMAGE019
将所确定的椭圆轨迹作为所述第三阶段的期望弹道轨迹；
其中，a为椭圆的长半轴，b为椭圆的短半轴，
Figure 517936DEST_PATH_IMAGE020
，
Figure 202995DEST_PATH_IMAGE021
为椭圆的中心坐标，
Figure 819921DEST_PATH_IMAGE015
为激光信息场点的X轴坐标，
Figure 906826DEST_PATH_IMAGE016
为激光信息场点的Y轴坐标，
Figure 833062DEST_PATH_IMAGE022
为激光中心线高度，
Figure 5418DEST_PATH_IMAGE023
为攻击角，
Figure 160455DEST_PATH_IMAGE024
为入射角，
Figure 367446DEST_PATH_IMAGE014
为俯仰通道多项式常数项系数。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，采用多项式曲线作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹包括：
选取如下的公式来计算多项式弹道轨迹：
Figure 215316DEST_PATH_IMAGE025
；
Figure 874968DEST_PATH_IMAGE026
;
其中，Zn为多项式弹道轨迹，Kz为偏航通道多项式二次项系数， bz为偏航通道多项式一次项系数，Cz为偏航通道多项式常数项系数，
Figure 833696DEST_PATH_IMAGE027
为攻击角，
Figure 613302DEST_PATH_IMAGE028
为目标位置的横坐标，
Figure 632074DEST_PATH_IMAGE029
为启控点在X轴上的坐标。
6.一种飞行器的飞行轨迹的规划装置，其特征在于，包括：
俯仰方向规划模块，被配置为在俯仰方向，采用几何弹道轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
偏航方向规划模块，被配置为在偏航方向，采用多项式轨迹作为期望弹道轨迹，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
其中，所述俯仰方向规划模块还被配置为：
获取所述飞行器的高度；
在所述飞行器的高度大于第一阈值的情况下，采用分段几何弹道设计的方式，来规划所述飞行器的飞行轨迹；
其中，
在所述飞行器的二级发动机工作完并进入激光信息场之前的第一阶段，采用基圆的渐开线变化曲线作为所述第一阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；
在所述飞行器进入基圆到进入所述激光信息场之前的第二阶段，采用经过所述第一阶段的期望弹道轨迹与基圆的交点、并指向圆心的直线作为所述第二阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹；
在所述飞行器进入所述激光信息场之后到击中目标的第三阶段，采用焦点连线平行于所述第二阶段的期望弹道轨迹的椭圆曲线作为所述第三阶段的期望弹道轨迹，来规划所述飞行轨迹。
7.一种飞行器的飞行轨迹的规划系统，其特征在于，包括：
根据权利要求6所述的飞行轨迹的规划装置；
飞行器，被配置为基于所述规划装置规划的飞行轨迹进行飞行。
8.一种计算机可读存储介质，其上存储有程序，其特征在于，当所述程序被执行时，使得计算机执行如权利要求1至5中任一项所述的方法。
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