CN117763785A - 一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法及应用 - Google Patents

Abstract

本发明一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法及应用，属于飞行器弹道技术领域；方法为，建立飞行器纵平面的运动模型；飞行器从火箭中被释放后，进入到改出段，输入火箭释放末端的弹道参数作为改出段的初始参数；根据飞行器的初始释放高度以及改出要求，确定飞行器改出段的弹道倾角；采用该弹道倾角进行弹道仿真；飞行器成功改出后，进入到滑翔段，输入改出段末端的弹道参数作为滑翔段的初始参数；确定飞行器滑翔段的弹道倾角，满足飞行器在滑翔段高度与速度不断降低直至满足入水要求。本发明通过设计合理的弹道倾角来满足各段之间的飞行指标与要求，并在短时间内将跨介质飞行器快速部署至相应的海域实现远程快响跨域打击。

Description

一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法及应用

技术领域

本发明属于飞行器弹道技术领域，具体涉及一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法及应用。

背景技术

我国周边岛屿众多，海岸线漫长，专署经济区广阔，具备远航程、突防能力强、机动性好、不易拦截、可跨介质入水打击等特点的飞行器对于增强我国海军与空军的多样化作战能力具有非常重要的作用。

通过箭载方式发射的飞行器具有部署发射灵活、飞行速度快、飞行航程远、机动突防能力强等特点，可以快速打击各种远程目标，并完成监视、侦察、打击等辅助军事任务，成为了当前航空航天领域的研究热点。

跨介质飞行器在火箭发射至目标区域后与之分离，其在空中可具备快速部署的能力，入水之后具有极强的隐蔽性，可与水下潜艇形成字母式作战配合，与水面舰艇以及无人机可以完成信息交互、跨域协同搜索作战。

将跨介质飞行器通过箭载方式部署，不仅可以极大地增强跨介质飞行器的机动性和突防打击能力，还可以提高其远程快响能力。通过箭载的方式可将跨介质飞行器的航行路径提高至400km以上，对于扩大航母作战半径，增强海洋防务与空海一体的跨域协同打击能力有着积极的作用和极大的军事价值。

目前对于箭载飞行器与高空滑翔跨介质飞行器已经有了一定的研究基础，但是对箭载形式的跨介质飞行器从发射部署到入水时的整体飞行弹道缺乏完整的研究，现有技术仅针对火箭运载阶段或空投入水阶段的单一阶段进行相应的研究，目前已有的助推分离技术一般采用的是水平投放的方式，弹道技术上不存在面临极端角度的情况。当箭载飞行器在与火箭分离时处于火箭的垂直下落的减速阶段时，释放后飞行器的弹道倾角接近90°，姿态几乎垂直向下，现有的水平投放方式无法实现该姿态的快速平稳改出。且现有技术中，以箭载方式将飞行器输送至几百公里之外的整体飞行弹道缺乏细致完整的研究。

基于上述原因，必须针对箭载跨介质飞行器的整体飞行弹道进行相应的研究，保证飞行器在与火箭分离后整体弹道的合理性，不仅要实现安全的改出，还要保证飞行器拥有安全的跨介质入水角度与速度。

发明内容

要解决的技术问题：

为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，跨介质飞行器将机翼折叠置于火箭中，通过火箭提高远程航行能力，扩大作战面积。在火箭减速后，飞行器从火箭内部释放，当箭载飞行器在与火箭分离时处于火箭的垂直下落的减速阶段，释放后飞行器的弹道倾角接近90°，姿态几乎垂直向下，本发明规划了飞行器在释放后的改出段、滑翔段、入水段以及各个飞行段之间的转换弹道，通过设计合理的弹道倾角来满足各段之间的飞行指标与要求，并在短时间内将跨介质飞行器快速部署至相应的海域实现远程快响跨域打击。

本发明的技术方案是：一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，具体步骤如下：

建立飞行器纵平面的运动模型；

飞行器从火箭中被释放后，进入到改出段，输入火箭释放末端的弹道参数作为改出段的初始参数；

根据飞行器的初始释放高度以及改出要求，采用二段次抛物线作为飞行曲线确定飞行器改出段的弹道倾角，所述弹道倾角随时间的变化连续可导；采用该弹道倾角进行弹道仿真，若满足改出要求则进行下一步骤，若不满足，重新确定弹道倾角；

飞行器成功改出后，进入到滑翔段，输入改出段末端的弹道参数作为滑翔段的初始参数；

确定飞行器滑翔段的弹道倾角，使得飞行器滑翔段高度与速度不断降低直至满足入水要求；

在滑翔段之后飞行器进入到入水段，输入滑翔段末端的弹道参数作为入水段的初始参数，反推火箭点火，保证飞行器入水角度在-30°至-80°之间，入水速度不高于50m/s，若满足要求则设计结束，若不满足要求则返回上一步。

本发明的进一步技术方案是：所述飞行器纵平面的运动模型公式如下：

θ＝θ_*(t)

式中：v为飞行器的飞行速度；T为飞行器的推力；X为飞行器的阻力；α为飞行器的攻角；m为飞行器的质量；θ为飞行器的弹道倾角；n_y为法向过载；为在攻角为α下的法向过载；n_y,α＝0为零攻角情况下的法向过载；x为飞行器距离每段初始点的水平距离；y为飞行器的高度；Y^α为攻角为α下升力；/>为俯仰舵偏角为δ_z下的升力；/>为在攻角为α下的俯仰力矩；/>为俯仰舵偏角为δ_z下的俯仰力矩；C_Yα为升力系数对攻角的导数；/>为升力系数对俯仰舵偏角的导数；S为飞行器的参考面积；

本发明的进一步技术方案是：所述改出要求包括最低改出安全高度、最大过载、改出速度、角度、升限的安全分离要求。

本发明的进一步技术方案是：所述二段次抛物线的计算公式如下：

其中，y₁为第一段抛物线，y₂为第二段抛物线，θ₀为初始弹道倾角，θ₁为设计的最大弹道倾角，t₀为改出段初始时刻，t₁为到达设计最大弹道倾角θ₁的时刻，t₂为改出段的最后时刻。

本发明的进一步技术方案是：所述改出段的弹道倾角为随时间变化的曲线，包括两段抛物线，第一段抛物线中，弹道倾角由接近-90°逐渐变大变为正值，直至到达最高设计倾角；第二段抛物线中，弹道倾角逐渐减小，最终变为0；根据所述二段次抛物线的计算公式，为确保角度的平滑过渡与整段曲线的连续可导，两段抛物线的顶点重合且为改出段的最大弹道倾角，改出时间在控制在150s以内。

本发明的进一步技术方案是：所述满足入水要求即为在滑翔段的末端，速度不得高于180m/s，高度不得高于100m。

本发明的进一步技术方案是：所述滑翔段弹道由滑翔段的弹道倾角确定，该弹道倾角在2s内从改出段末端的0线性变小为固定值，并保持至滑翔段结束，滑翔时间控制在220s内。

一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法应用于需要进行分离与改出任务的飞行器以及有入水需求的跨介质飞行器。

一种电子设备，包括至少一个处理器，以及所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的计算机程序，所述计算机程序被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行所述箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法。

一种计算机可读存数介质，所述计算机可读存数介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使处理器执行时能够实现所述一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法。

有益效果

本发明的有益效果在于：本发明针对箭载跨介质飞行器，规划了其与火箭分离之后的各阶段弹道，给出了完整地从分离到入水的全飞行过程的弹道规划方法，包括飞行器与火箭分离后的改出弹道、飞行器入水前的滑翔弹道。其中改出弹道提出的二段次抛物线弹道设计方法，可将飞行器与火箭分离时的改出高度提高至7500m，满足安全分离的要求，确保了飞行器的安全改出。其中滑翔段弹道规划将飞行器的高度控制在100m以内、速度控制在180m/s以内，为飞行器进入入水段提供了基础。最后，将飞行器入水前的角度控制在-72°，速度控制在33.3m/s，满足了其跨介质入水条件。本发明所提出的方法在短时间内可通过火箭将飞行器送至几百公里之外的目标区域，并进行跨介质作战打击，增强了飞行器远程快响的跨域突防作战能力。

附图说明

图1为一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法设计流程图；

图2为无人机结构示意图；

图3为改出段弹道倾角变化设计示意图；

图4为实施例中飞行器改出段弹道轨迹；

图5为实施例中飞行器滑翔段弹道轨迹；

图6为实施例中飞行器滑翔段速度曲线；

图7为实施例中飞行器入水段弹道轨迹；

图8为实施例中飞行器入水段速度曲线；

图9为实施例中飞行器入水段姿态角曲线。

具体实施方式

下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

基于现有技术中水平投放方式弹道无法实现本发明方案中的竖直投放方式下飞行器快速平稳改出的问题，以及以箭载方式将飞行器输送至几百公里之外的整体飞行弹道缺乏细致完整的研究，本发明提出一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，从对跨介质飞行器从火箭释放之后的姿态速度分析入手，分别对改出段和滑翔段的弹道倾角进行设计，采用反推火箭的方式实现飞行器的安全减速入水，规划了与火箭分离之后的整体飞行弹道，实现与火箭分离后的安全改出，确保飞行器拥有安全的跨介质入水角度与速度。本发明所提出的方法在短时间内可通过火箭将飞行器送至几百公里之外的目标区域，并进行跨介质作战打击，增强了飞行器远程快响的跨域突防作战能力。

本实施例一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法设计流程图如图1所示，包括改出段、滑翔段与入水段三个弹道段，步骤如下：

步骤1：建立飞行器纵平面的运动模型：

θ＝θ_*(t)

式中：v为飞行器的飞行速度；T为飞行器的推力；X为飞行器的阻力；α为飞行器的攻角；m为飞行器的质量；θ为飞行器的弹道倾角；n_y为法向过载；为在攻角为α下的法向过载；n_y,α＝0为零攻角情况下的法向过载；x为飞行器距离每段初始点的水平距离；y为飞行器的高度；Y^α为攻角为α下升力；/>为俯仰舵偏角为δ_z下的升力；/>为在攻角为α下的俯仰力矩；/>为俯仰舵偏角为δ_z下的俯仰力矩；C_Yα为升力系数对攻角的导数；/>为升力系数对俯仰舵偏角的导数；S为飞行器的参考面积；不同的飞行器采用的以上参数是不同的，本实施例中飞行器的结构示意图如图2所示，的相关参数如表1所示。

表1某型号跨介质飞行器的相关参数

步骤2：飞行器从火箭中被释放后，进入到改出段，输入火箭释放末端的弹道参数作为改出段的初始参数；本实施例中火箭的末段参数也即飞行器改出段的初始参数为：初始高度为7000m，初始速度为150m/s，初始弹道倾角为-85°；

步骤3：根据飞行器的初始释放高度以及改出要求，包括最低改出安全高度、最大过载、改出速度、角度、升限等安全分离要求，设计飞行器改出段的弹道倾角，进行弹道仿真，若满足要求则进行下一步骤，若不满足，重新设计弹道倾角；

具体的，采用二段次抛物线作为飞行曲线确定飞行器改出段的弹道倾角，所述弹道倾角随时间的变化连续可导；所述二段次抛物线公式如下：

其中y₁为第一段抛物线，y₂为第二段抛物线，θ₀为初始弹道倾角，θ₁为设计的最大弹道倾角，t₀为改出段初始时刻，t₁为到达设计最大弹道倾角θ₁的时刻，t₂为改出段的最后时刻。

步骤4：飞行器成功改出后，进入到滑翔段，输入改出段末端的弹道参数作为滑翔段的初始参数；

步骤5：设计飞行器滑翔段的弹道倾角，满足飞行器在滑翔段高度与速度不断降低并为入水段做好准备的要求；

满足入水要求即为在滑翔段的末端，速度不得高于180m/s，高度不得高于100m。

步骤6：在滑翔段之后飞行器进入到入水段，输入滑翔段末端的弹道参数作为入水段的初始参数，反推火箭点火，保证飞行器拥有合适的入水角度与速度，若满足要求则设计结束，若不满足要求则返回步骤5。

具体的，飞行器入水角度在-30°至-80°之间，入水速度不高于50m/s，若满足要求则设计结束，若不满足要求则返回上一步。

对于本实施例中一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，所述的改出段弹道设计是对弹道倾角的设计，是一段弹道倾角随时间变化的曲线，如图3所示，其中θ₀为飞行器改出段的初始弹道倾角，θ₁为最大改出弹道倾角，t₀为改出段的初始时刻，t₁为弹道倾角最大值的时刻，t₂为改出段时间；弹道倾角随时间的变化为两段抛物线，第一段抛物线中，弹道倾角由接近-90°逐渐变大变为正值，直至到达最高设计倾角；第二段抛物线中，弹道倾角逐渐减小，最终变为0；为确保角度的平滑过渡与整段曲线的连续可导，两段抛物线的顶点重合且为改出段的最大弹道倾角，对应t₁时刻，改出时间t₂在控制在150s以内。对弹道倾角的设计包括对θ₁、t₁、t₂等值的设计。

对于本实施例中一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，所述的滑翔段弹道设计是对弹道倾角的设计，弹道倾角在2s内从改出段末端的0线性变小为固定值并保持至滑翔段结束，滑翔时间控制在220s内。

本实施例中根据具体采用的跨介质飞行器所需的相关参数如表1所示，改出段的初始高度为7000m，初始速度为150m/s，初始弹道倾角为-85°；设计的θ₁为15°、t₁为12s、t₂为110s；入水段的火箭反推力为-14000N，反推时间为3s。

本实施例一种电子设备，包括至少一个处理器，以及所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的计算机程序，所述计算机程序被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行所述箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法。

本实施例一种计算机可读存数介质，所述计算机可读存数介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使处理器执行时能够实现所述箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法。

本实施例一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法应用于需要进行分离与改出任务的飞行器以及有入水需求的跨介质飞行器。本实施例的仿真结果如图4-图9所示。由图可知，本发明设计的跨介质飞行器弹道可实现飞行器的平稳改出与高空滑翔，改出最低高度为5200m，改出高度为7500m；飞行器在滑翔段末端高度为70m，速度为155m/s，可满足进入入水段的要求；飞行器在入水前的速度为33.3m/s，姿态角为-72°，可以满足降载要求。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，其特征在于具体步骤如下：

建立飞行器纵平面的运动模型；

飞行器从火箭中被释放后，进入到改出段，输入火箭释放末端的弹道参数作为改出段的初始参数；

根据飞行器的初始释放高度以及改出要求，采用二段次抛物线作为飞行曲线确定飞行器改出段的弹道倾角，所述弹道倾角随时间的变化连续可导；采用该弹道倾角进行弹道仿真，若满足改出要求则进行下一步骤，若不满足，重新确定弹道倾角；

飞行器成功改出后，进入到滑翔段，输入改出段末端的弹道参数作为滑翔段的初始参数；

确定飞行器滑翔段的弹道倾角，使得飞行器滑翔段高度与速度不断降低直至满足入水要求；

在滑翔段之后飞行器进入到入水段，输入滑翔段末端的弹道参数作为入水段的初始参数，反推火箭点火，保证飞行器入水角度在-30°至-80°之间，入水速度不高于50m/s，若满足要求则设计结束，若不满足要求则返回上一步。

2.根据权利要求1所述一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，其特征在于：所述飞行器纵平面的运动模型公式如下：

θ＝θ_*(t)

式中：v为飞行器的飞行速度；T为飞行器的推力；X为飞行器的阻力；α为飞行器的攻角；m为飞行器的质量；θ为飞行器的弹道倾角；n_y为法向过载；为在攻角为α下的法向过载；n_y,α＝0为零攻角情况下的法向过载；x为飞行器距离每段初始点的水平距离；y为飞行器的高度；Y^α为攻角为α下升力；/>为俯仰舵偏角为δ_z下的升力；/>为在攻角为α下的俯仰力矩；为俯仰舵偏角为δ_z下的俯仰力矩；C_Yα为升力系数对攻角的导数；/>为升力系数对俯仰舵偏角的导数；S为飞行器的参考面积。

3.根据权利要求1所述一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，其特征在于：所述改出要求包括最低改出安全高度、最大过载、改出速度、角度、升限的安全分离要求。

4.根据权利要求1所述一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，其特征在于：所述二段次抛物线的计算公式如下：

其中，y₁为第一段抛物线，y₂为第二段抛物线，θ₀为初始弹道倾角，θ₁为设计的最大弹道倾角，t₀为改出段初始时刻，t₁为到达设计最大弹道倾角θ₁的时刻，t₂为改出段的最后时刻。

5.根据权利要求4所述一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，其特征在于：所述改出段的弹道倾角为随时间变化的曲线，包括两段抛物线，第一段抛物线中，弹道倾角由接近-90°逐渐变大变为正值，直至到达最高设计倾角；第二段抛物线中，弹道倾角逐渐减小，最终变为0；根据所述二段次抛物线的计算公式，为确保角度的平滑过渡与整段曲线的连续可导，两段抛物线的顶点重合且为改出段的最大弹道倾角，改出时间在控制在150s以内。

6.根据权利要求5所述一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，其特征在于：所述满足入水要求即为在滑翔段的末端，速度不得高于180m/s，高度不得高于100m。

7.根据权利要求6所述一种箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法，其特征在于：所述滑翔段弹道由滑翔段的弹道倾角确定，该弹道倾角在2s内从改出段末端的0线性变小为固定值，并保持至滑翔段结束，滑翔时间控制在220s内。

8.一种权利要求1-7任一项所述箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法应用于需要进行分离与改出任务的飞行器以及有入水需求的跨介质飞行器。

9.一种电子设备，其特征在于：包括至少一个处理器，以及所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的计算机程序，所述计算机程序被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行权利要求1-7任一项所述箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法。

10.一种计算机可读存数介质，其特征在于：所述计算机可读存数介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使处理器执行时能够实现权利要求1-7任一项所述箭载跨介质飞行器飞行弹道规划方法。