一种面向最优侦察的航迹设计方法技术

本发明专利技术公开了一种面向最优侦察的航迹设计方法，其特征在于，包括如下步骤：初始段飞行器采用级间滑行的方式增加航迹时间；中段依据航迹点与侦察载荷获取的目标信息进行位置偏角迭代修正，增加目标累计侦察时间；末段满足驻点热流约束、飞行攻角约束与飞行速度约束，飞行器如有下压，则将攻角及下压点对应的状态变量带入运动微分方程进行积分；建立飞行全程时间优化函数，按照初始段、中段、末段对航迹进行分段，采用航迹规划搜索算法对全程时间优化函数进行迭代解算，确定出各段最优控制量；本发明专利技术可快速设计满足多种侦察约束，并且使得全程侦察时间最优的飞行航迹。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于天地信息一体化领域，具体涉及航迹设计与优化方法。
技术介绍
常规抛物线航迹由主动段连续助推，被动段直接再入得到，将这一形式应用于飞行器侦察载荷搭载，会造成主动段时间过短，末段速度过快，全程有效侦察时间难以满足30分钟的侦察要求。根据不同作战任务，飞行器需要搭载不同的侦察载荷，例如主动雷达、被动雷达、SAR雷达、可见光、红外等侦察装置；每项侦察载荷对飞行航迹都提出了特定要求，为了使全程的侦察时间最优，需要综合考虑各项侦察约束，将侦察约束与航迹全程的一致性协调考虑，确保有效侦察时间最大。同时要想实现对移动目标的有效侦察，飞行器需要具备对移动目标的机动跟踪能力，由于飞行初始段、中段、末段的机动能力不同，需要综合考虑选择哪种机动方式、机动时间以及机动距离等，来匹配对活动目标的有效跟踪。目前国内外已知侦察航迹设计中考虑全程侦察最优的航迹优化尚无资料可循。在运载领域，火箭主动段通常采用级间滑行的方式，但运载通常不需要侦察载荷，所以不需要考虑全程的侦察最优设计。因此，如何快速设计出一条满足侦察约束并且使得全程侦察时间最优的航迹需求显得迫切而突出。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可快速设计能够满足多种侦察约束，并且使得全程侦察时间最优的航迹设计方法。一种面向最优侦察的航迹设计方法，其步骤如下：a.初始段在发动机燃烧结束关机后，采用级间滑行的方式增加载荷侦察时间；初始段全程累计时间应满足关系式 { F M = 0 v y ( t ) > 0 , ]]>其中FM为发动机推力，vy为发射坐标系下的y方向速度，t为初始段全程累计时间，vy(t)＝0即为初始段结束时刻的触发条件；b.初始段结束，中段飞行需要将航迹点(x,y,z)坐标与侦察载荷获取的目标信息点(x0,y0,z0)通过空间球面几何原理计算两点间的空间对应关系，依据空间关系计算载荷当前时刻位置与目标相对位置偏角，由于轨控发动机每次开机消耗的燃料是固定的，每次开机带来的姿态变化也是确定的，因此可以通过位置偏角得到轨控发动机所需的累计开机次数、开机时刻及持续开机时间进行位置偏角迭代修正，以此确定中段飞行的全段航迹累计侦察时间，实现对目标的近距离跟踪；c.中段结束，末段考虑驻点热流约束和飞行攻角约束，其中首要考虑驻点热流约束，由于飞行器的飞行姿态决定了其受热程度，因此驻点热度约束主要以设计飞行攻角来实现；如果不能合理的设计这一飞行攻角，飞行器将会下冲到比较低的高度，致使驻点热流超过约束值；如果简单的选择气动特性允许的最大攻角来实施对末段初期的控制，热流约束较容易满足，但由于大攻角飞行导致飞行器的速度会减的很快，这将使得飞行器的机动距离大幅减少；因此在气动特性允许的攻角范围内选择一个较小的攻角，以该攻角常值对运动微分方程进行积分，当倾角大于等于零时积分结束，如果驻点热流超过允许值，则对初始攻角进行修正，直至热流满足约束条件；飞行攻角α1f(t)约束要满足控制策略：α1f(t)＝α0f+△α，其中α0f为末段的攻角初始值，一般取为最大升阻比对应的攻角；△α为修正量，一般取2°；如有飞行器下压则将攻角对应的状态变量带入运动微分方程进行积分，攻角满足关系式 α 2 f ( t ) = α 1 f - p t , t ≤ α 1 f - α m - p α m , t > α 1 f - α m - p 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种面向最优侦察的航迹设计方法，其特征在于，包括如下步骤：a.初始段飞行器采用级间滑行的方式增加航迹时间；b.初始段结束，中段依据航迹点与侦察载荷获取的目标信息进行位置偏角迭代修正，增加目标累计侦察时间；c.中段结束，末段满足驻点热流、飞行攻角约束，飞行攻角满足α1f(t)＝α0f+△α，其中α0f为末段的攻角初始值；△α为修正量；飞行器如有下压则将攻角及下压点对应的状态变量带入运动微分方程进行积分，攻角满足关系式α2f(t)=α1f-pt,t≤α1f-αm-pαm,t>α1f-αm-p,]]>其中α1f(t)是热流约束临界时对应的攻角值，αm是气动特性允许的最大负攻角值，t是时间，p是攻角允许变化率；d.所述的运动微分方程如下：r·=V sinγ,]]>θ·=Vcosγsinψrcosφ,]]>φ·=Vcosγcosψr]]>V·=-D-(sinγr2)+Ω2rcosφ(sinγcosφ-cosγsinφcosψ)]]>γ·=1V[L+(V2-1r)(cosγr)+2ΩV cosφsinψ+Ω2rcosφ(cosγcosφ+sinγcosψsinφ)]]]>ψ·=1V[V2rcosγsinψtanφ-2ΩV(tanγcosψcosφ-sinφ)+Ω2rcosγsinψsinφcosφ]]]>其中，r为飞行器质心到地心的矢径，其无量纲化变量是地球的半径R0＝6378(km)；θ和φ分别是经度和纬度；γ为倾角；V为速度，其无量纲化变量为且g0＝9.81m/sec2；ψ为从当地正北方向顺时针测量的速度方位角；D和L分别为气动阻力加速度和气动升力加速度，D＝ρ(VcV)2SrefCD/(2mg0)，L＝ρ(VcV)2SrefCL/(2mg0)，ρ是大气密度，Sref是飞行器的有效参考面积，m是飞行器质量，CD为阻力系数且随攻角变化，CL为升力系数且随攻角变化，两个系数依赖于攻角α的大小而变化，攻角α在分别表示为α1(t)、α2(t)，攻角α的函数由飞行器外形决定的，根据风洞试验或模拟数据得到阻力和升力系数的插值参数表，实际计算过程中采用插值的方式获得；Ω为地球自转角速度，其值为e.建立飞行全程时间优化函数，按照初始段、中段、末段对航迹进行分段，采用航迹规划搜索算法对全程时间优化函数进行迭代解算，确定出各段最优控制量，以全程侦察时间的代价函数C的取值最小为目标，所述全程侦察时间的代价函数C表示为：C=Σi=1n(w1TTA1+w2TTA2+w3TTA3)]]>式中，i＝1,2,…n为航迹分段；TTAi分别为第i段航迹分段上的侦察时间的无量纲化表示，w1,w2,w3为对应的权重系数，满足w1+w2+w3＝1。...

【技术特征摘要】
1.一种面向最优侦察的航迹设计方法，其特征在于，包括如下步骤：a.初始段飞行器采用级间滑行的方式增加航迹时间；b.初始段结束，中段依据航迹点与侦察载荷获取的目标信息进行位置偏角迭代修正，增加目标累计侦察时间；c.中段结束，末段满足驻点热流、飞行攻角约束，飞行攻角满足α1f(t)＝α0f+△α，其中α0f为末段的攻角初始值；△α为修正量；飞行器如有下压则将攻角及下压点对应的状态变量带入运动微分方程进行积分，攻角满足关系式 α 2 f ( t ) = α 1 f - p t , t ≤ α 1 f - α m - p α m , t > α 1 f - α m - p , ]]>其中α1f(t)是热流约束临界时对应的攻角值，αm是气动特性允许的最大负攻角值，t是时间，p是攻角允许变化率；d.所述的运动微分方程如下： r · = V s i n γ , ]]> θ · = V c o s γ s i n ψ r c o s φ , ]]> φ · = V c o s γ c o s ψ r ]]> V · = - D - ( s i n γ r 2 ) + Ω 2 r c o s φ ( s i n γ c o s φ - c o s γ s i n φ c o s ψ ) ]]> γ · = 1 ...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙峥皓，费智婷，阎岩，顾鑫，李潇，汪宏昇，王倩，张尧，李一帆，邓志均，岑小锋，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11