CN114036727B - 一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，属于导弹弹道设计技术领域，包括：根据中、末交班时刻弹目距离L_JB划分滑翔段和俯冲下压段；根据目标点经纬度和滑翔高度要求，确定滑翔段预测目标点；滑翔段根据拟平衡滑翔攻角α_HX和带落角约束的最优比例导引率求取的滑翔段攻角α_JBQ，按照滑翔段剩余航程进行加权后形成新的滑翔攻角α_HX'；俯冲下压段采用带落角约束的最优比例导引律求取俯冲下压段攻角α_JBH；判断终端落速v_D是否满足期望终端落速v_M，若是，则规划结束，若否，则对滑翔攻角α_HX'进行迭代计算，求出满足期望终端落速v_M的滑翔段设计攻角α_sj，即可生成可行弹道。本申请基于末制导的滑翔弹道快速规划方法简单新颖，弹道生成速度快，非常适合工程应用，且适合在线规划。

Description

一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法

技术领域

本申请涉及导弹弹道设计技术领域，特别涉及一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法。

背景技术

滑翔导弹为了能够对特定目标实施精确打击，一般对终端打击精度、速度和角度都有一定的约束条件。国内外文献资料对于满足终端约束的滑翔弹道规划方法主要涉及很少，大多致力于末制导方法研究。国内有关满足终端约束的滑翔弹道规划工程方法大多是采用多变量迭代规划的设计方法，该方法不足之处是迭代变量多、迭代速度慢。因此，亟待找到一种满足终端约束的滑翔弹道快速规划方法，适合在线规划，能够较好地应用到工程设计中。

发明内容

本申请实施例提供一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，以解决相关技术中滑翔弹道规划工程方法迭代变量多、迭代速度慢的问题。

本申请实施例提供了一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，所述方法包括：

S1、根据中、末交班时刻弹目距离L_JB划分滑翔段和俯冲下压段；

S2、根据目标点经纬度和滑翔高度要求，确定滑翔段预测目标点；

S3、滑翔段采用拟平衡滑翔攻角α_HX与带落角约束的最优比例导引率求取的滑翔段攻角α_JBQ按照滑翔段剩余航程进行加权后形成新的滑翔攻角α_HX'；

S4、俯冲下压段采用带落角约束的最优比例导引律求取俯冲下压段攻角α_JBH；

S5、判断终端落速v_D是否满足期望终端落速v_M，若是，则进入S6，若否，则迭代计算出满足期望终端落速v_M的滑翔段设计攻角α_sj，并对滑翔攻角α_HX'进行迭代更新，返回S3；

S6、规划结束，输出满足终端约束的滑翔弹道。

在一些实施例中：所述滑翔攻角α_HX'的计算公式如下：

其中：

S：滑翔段剩余航程；

S₀：滑翔初始点剩余航程。

在一些实施例中：所述拟平衡滑翔攻角α_HX为滑翔段设计攻角α_sj与滑翔段当地弹道倾角θ_d的差值，所述滑翔攻角α_HX'的计算公式如下：

其中：

S：滑翔段剩余航程；

S₀：滑翔初始点剩余航程。

在一些实施例中：所述滑翔段设计攻角α_sj的计算公式如下：

α_sj ⁿ⁺¹＝α_sj ⁿ-(v_D-v_M)/H；

其中：

α_sj ⁿ⁺¹：第n+1次迭代的滑翔段设计攻角；

α_sj ⁿ：第n次迭代的滑翔段设计攻角；

H：设计迭代步长。

在一些实施例中：步骤S3和步骤S4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)大气条件为国家标准大气；

c)所有高度上无风；

d)弹道计算的初值为滑翔初始点的速度、位置参数；

e)符合瞬时平衡原理。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，通过滑翔段与俯冲下压段的划分，以及最优比例导引律、攻角加权设计方法的应用，只需对滑翔设计攻角进行迭代计算，即可生成一条满足终端精度、角度、速度约束的滑翔弹道，将理论与工程设计进行了有效结合，设计新颖、简单，可靠性强，迭代速度快，适合在线规划，具有很好的工程应用价值。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例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申请的一些实施例，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获得其他的附图。

图1为本申请实施例的方法流程图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，其能解决相关技术中滑翔弹道规划工程方法迭代变量多、迭代速度慢的问题。

参见图1所示，本申请实施例提供了一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，所述方法包括：

S1、滑翔段和俯冲下压段划分：

根据中、末交班时刻弹目距离L_JB划分滑翔段和俯冲下压段，中、末交班时刻弹目距离L_JB＝60km。

S2、滑翔段预测目标点的确定：

根据目标点经度λ_M、纬度和最低滑翔要求高程，最低滑翔要求高程h_MIN＝30km，确定滑翔段预测目标点经纬高为λ_HX、/>h_HX；

其中：

λ_HX＝λ_M

h_HX＝h_MIN

S3、滑翔段弹道设计：

当滑翔段弹目距离>L_JB时(例如L_JB＝60km),滑翔飞行器处于滑翔段，滑翔段垂直平面采用拟平衡滑翔攻角α_HX与带落角约束的最优比例导引率求取的滑翔段攻角α_JBQ按照滑翔段剩余航程进行加权，加权后形成新的滑翔攻角α_HX'。

拟平衡滑翔攻角α_HX为滑翔段设计攻角α_sj与滑翔段当地弹道倾角θ_d的差值，滑翔攻角α_HX'的计算公式如下：

其中：

S：滑翔段剩余航程；

S₀：滑翔初始点剩余航程。

其中，α_JBQ是根据带落角约束的最优比例导引律求取而来，求取过程这里不再赘述，θ_d为滑翔段当地弹道倾角，滑翔段预测目标点的期望落角设计为0°。

S4、俯冲下压段弹道设计：

当俯冲下压段弹目距离≤L_JB时(例如L_JB＝60km),滑翔飞行器处于俯冲下压段，俯冲下压段采用带落角约束的最优比例导引律求取俯冲下压段攻角α_JBH；其中，俯冲下压段的期望落角设计为80°。

S5、落速迭代：

根据上述步骤S3、步骤S4中的攻角，求解导弹运动方程，得到终端落速v_D，判断终端落速v_D是否满足期望终端落速v_M＝700m/s±10m/s，若是，进入下一步S6，若否，对滑翔攻角α_HX'进行迭代，迭代出满足终端落速v_M的滑翔段设计攻角α_sj，并返回S3；

滑翔段设计攻角α_sj的计算公式如下：

α_sj ⁿ⁺¹＝α_sj ⁿ-(v_D-v_M)/H；

其中：

α_sj ⁿ⁺¹：第n+1次迭代的滑翔段设计攻角；

α_sj ⁿ：第n次迭代的滑翔段设计攻角；

H：设计迭代步长，H＝200。

S6、规划结束，输出满足终端约束的滑翔弹道。

其中，步骤S3和步骤S4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)大气条件为国家标准大气；

c)所有高度上无风；

d)弹道计算的初值为滑翔初始点的速度、位置参数；

e)符合瞬时平衡原理。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (4)

1.一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，其特征在于，所述方法包括：

S1、根据中、末交班时刻弹目距离L_JB划分滑翔段和俯冲下压段；

S2、根据目标点经纬度和滑翔高度要求，确定滑翔段预测目标点；

S3、滑翔段采用拟平衡滑翔攻角α_HX与带落角约束的最优比例导引率求取的滑翔段攻角α_JBQ按照滑翔段剩余航程进行加权后形成新的滑翔攻角α_HX'；

S4、俯冲下压段采用带落角约束的最优比例导引律求取俯冲下压段攻角α_JBH；

S5、判断终端落速v_D是否满足期望终端落速v_M，若是，则进入S6，若否，则迭代计算出满足期望终端落速v_M的滑翔段设计攻角α_sj，并对滑翔攻角α_HX'进行迭代更新，返回S3；

所述滑翔段设计攻角α_sj的计算公式如下：

其中：

第n+1次迭代的滑翔段设计攻角；

第n次迭代的滑翔段设计攻角；

H：设计迭代步长；

S6、规划结束，输出满足终端约束的滑翔弹道。

2.如权利要求1所述的一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，其特征在于，所述滑翔攻角α_HX'的计算公式如下：

其中：

S：滑翔段剩余航程；

S₀：滑翔初始点剩余航程。

3.如权利要求1或2所述的一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，其特征在于：

所述拟平衡滑翔攻角α_HX为滑翔段设计攻角α_sj与滑翔段当地弹道倾角θ_d的差值，所述滑翔攻角α_HX'的计算公式如下：

其中：

S：滑翔段剩余航程；

S₀：滑翔初始点剩余航程。

4.如权利要求1所述的一种基于末制导的滑翔弹道快速规划方法，其特征在于：

步骤S3和步骤S4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)大气条件为国家标准大气；

c)所有高度上无风；

d)弹道计算的初值为滑翔初始点的速度、位置参数；

e)符合瞬时平衡原理。