面向摄动因素影响补偿的滑翔弹道快速修正方法技术

本发明专利技术提供一种面向摄动因素影响补偿的滑翔弹道快速修正方法，包括：建立换极坐标系；换极坐标系中飞行器动力学模型建立；计算纵程、横程偏差；建立纵程、横程与滑翔弹道终端经纬度的关系式；计算纵程、横程关于落点经纬度的偏导数；计算弹道终端经纬度偏差；计算弹道终端经纬度偏差关于阻力加速度的偏导数；计算弹道终端经纬度偏差关于弹道诸元的偏导数；计算修正后弹道诸元；计算修正后弹道。由本发明专利技术方法进行滑翔弹道快速修正，可使修正后弹道横程、纵程偏差控制在1km左右，弹道精度提高约20倍，满足滑翔弹道快速修正的精度要求。且本发明专利技术能够针对多种摄动因素、适应各种条件下滑翔弹道的快速修正，计算不出现奇点，适应范围广。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞行器弹道规划领域，特别涉及面向摄动因素影响补偿的高超声速滑 翔飞行器滑翔弹道快速修正方法。
技术介绍
滑翔弹道是高超声速滑翔飞行器全程弹道的主要组成部分，具有显著区别于其他 飞行器弹道的复杂弹道特性。由于飞行器本体及地球物理环境因素的建模复杂性以及对地 球物理摄动因素的物理认知不完善，通常基于简化模型建立弹道规划方法，由模型近似引 入的误差统称为摄动因素。摄动因素将导致飞行器实际运动状态偏离设计状态，是弹道规 划及制导控制设计中方法误差的主要来源。摄动因素主要包括飞行器本体建模误差和地球 物理环境因素误差两类。其中，飞行器本体建模误差主要包括弹体结构误差、发动机特性误 差和气动系数误差等，地球物理环境因素误差主要包括大气模型不确定性及扰动引力等。 摄动因素的影响不可忽略。 以飞行过程中扰动引力为例，其引起的滑翔段终端位置偏差可达几十公里，远超 末制导的有效半径，如不考虑补偿则可能使飞行器不能完成既定飞行任务。 从现有工作来看，鲜有滑翔弹道快速规划方法纳入对摄动因素影响的修正，相近 领域的理论和方法难以直接应用。总体上，现有理论和方法与待解决问题存在如下差距：1) 针对不确定因素的分析手段多通过对不确定项的冗余设计和对提高弹道规划算法的鲁棒 性来削弱弹道规划方法对不确定因素的敏感度，不仅加重了对弹道规划算法鲁棒性和可靠 性设计的负担，并且当影响超出方法能力时将导致规划任务不能完成；2)不确定因素和扰 动引力等不可测量量有本质区别，针对前者建立的方法不适用于后者；3)尚无工作采用针 对滑翔弹道的弹道规划参数进行摄动因素影响补偿的思路，因此未能将对摄动因素影响的 补偿嵌入到滑翔飞行器的弹道规划方法中。 针对上述问题，基于D-E剖面跟踪的滑翔弹道规划方法，提出一种面向摄动因素 补偿的弹道快速修正方法。方法的基本思想为采用等效补偿策略将摄动因素的影响量归算 到弹道诸元中，通过调整弹道诸元实现对摄动因素影响的补偿。为计算弹道诸元补偿量，方 法首先基于状态空间摄动理论建立了摄动因素沿滑翔弹道的误差传播模型，获得了滑翔弹 道终端经炜度偏差关于摄动因素的半解析表达式；其次建立弹道横程、纵程偏差与弹道诸 元的数学关系，进而确定诸元修正量。方法具有计算速度快、补偿精度高的特征，是首个考 虑了摄动因素影响补偿的滑翔弹道快速修正方法，由于能够解析地表征摄动因素与弹道诸 元的关系，因此从根本上补偿了摄动因素对弹道规划精度的影响，为深化滑翔弹道误差传 播机理认识、建立高精度弹道快速规划方法提供了理论基础和方法支撑。
技术实现思路
本专利技术针对高超声速滑翔飞行器滑翔弹道快速修正问题，首次提出一种面向摄动 因素影响补偿的滑翔弹道快速修正方法。该方法综合利用摄动理论、坐标系转换、误差传播 分析和飞行器动力学建模等实现弹道快速修正方法的建立。建立的方法立足于传统的D-E 剖面跟踪弹道规划方法，基于等效补偿的思路将摄动因素的影响量归算到弹道诸元修正量 中，可广泛适用于具有相同动力学描述的飞行器弹道，可用于补偿任意摄动因素对滑翔弹 道的影响。 本专利技术的弹道快速修正方法构建思路具体包括以下步骤：第一步，建立换极坐标 系；第二步，换极坐标系中飞行器动力学模型的建立；第三步，计算纵程、横程偏差；第四 步，建立纵程、横程与滑翔弹道终端经炜度的关系式；第五步，计算纵程、横程关于落点经炜 度的偏导数；第六步，计算弹道终端经炜度偏差；第七步，计算弹道终端经炜度偏差关于阻 力加速度的偏导数；第八步，计算弹道终端经炜度偏差关于弹道诸元的偏导数；第九步，计 算修正后的弹道诸元；第十步，计算修正后的弹道。 本专利技术中，换极是极点变换的意思，换极坐标系是指基于极点变换思想以重新定 义的换极赤道面为基准建立的坐标系，而一般坐标系是指以地球赤道面为基准建立的坐标 系。 具体地，其中第三步为由参考弹道和干扰弹道计算纵程、横程偏差；第九步为建立 纵程、横程偏差和弹道诸元补偿量的关系，计算修正后的弹道诸元；第十步为基于修正后弹 道诸元计算修正后的弹道，并通过坐标变换获得一般坐标系中的修正弹道。 本专利技术的技术方案主要包括以下步骤： 第一步，建立换极坐标系 首先引入一个换极坐标系。为表述方便，用X表示换极坐标系中各物理量，用.1表 示一般坐标系中各物理量。用于构建弹道快速修正方法的各步骤均在换极坐标系下完成， 以下不再赘述。 按如下方式建立换极坐标系： ①定义一个再入大圆弧平面作为换极赤道平面：1)对目标点确定的情况，将滑翔 起点和目标点地心矢径构成的再入大圆弧平面作为换极赤道平面；2)对于目标点未确定 的情况，根据滑翔起点位置及方位角确定的再入大圆弧平面作为换极赤道面。 ②基于换极赤道平面定义换极坐标系0E_XYZ办为地心，X轴沿滑翔起点地心矢径 方向，Y轴在换极赤道面内垂直于X轴指向目标点方向，Z轴与X轴、Y轴构成右手系。 第二步，换极坐标系中飞行器动力学模型建立 在换极坐标系中建立以时间为自变量的滑翔飞行器动力学方程，其飞行状态量换 极后的经度λ、地心炜度φ、航迹偏航角〇，速度V、速度倾角Θ和地心距r， 其中，C。、Ce为哥氏加速度项，&σ、4和&为牵连加速度项，其中， 其中，为地球旋转加速度矢量，λ p和φ p为换极后极点P的经度和地心炜度， AP为P的方位角。 第二步，计算纵程、横程偏差 不考虑摄动因素计算一条滑翔弹道，称为参考弹道。其由滑翔弹道起点到滑翔弹 道终点的纵程为ΙΛ弹道终端偏离目标终端的横程为！T。 考虑摄动因素计算一条滑翔弹道，称为干扰弹道。其由滑翔弹道起点到滑翔弹道 终点的纵程为L，弹道终端偏离目标终端的横程为H。 由摄动因素引起的滑翔弹道纵程偏差Δ L和横程偏差Δ Η分别为， 第四步，建立纵程、横程与滑翔弹道终端经炜度的关系式 定义弹道起点为F(经度λ f，地心炜度（J)f)，参考弹道终点为Μ(经度λ m，地心炜 度Φη)，干扰弹道终点为C (经度λ。，地心炜度φ。)，参考航程角为β。，实际航程角为β ^， 纵程角为β，横程角为ζ，则 干扰弹道终点与参考弹道终点之间的角距为， 干扰弹道终点与参考弹道终点相对弹道起点F的张角为， 纵程角β和横程角ζ为 纵程L和横程Η为， 第五步，计算纵程、横程关于落点经炜度的偏导数 根据第四步建立的纵程、横程与滑翔弹道终端经炜度的关系式，可推导得纵程、横 程关于落点经炜度的偏导数， 其中， 第六步，计算弹道终端经炜度偏差 在换极坐标系中建立以飞行状态偏差量为状态变量的摄动方程如下， 对式（16)进行一次积分即可求解状态转移矩阵Φ (tk，t)的伴随矩阵G(t，tk)，进 而通过式（17)求解Φ (tk, t)。 求解式（70)得， 摄动方程（69)的通解为， 不考虑初态误差，则由式（79)可得换极坐标系下终端经炜度偏差为， 第七步，计算弹道终端经炜度偏差关于阻力加速度的偏导数 求（80)关于阻力加速度D的偏导数， 对式（81)做如下变换， 高超声速滑翔飞行器能量E关于时间t的偏导数为， 阻力加速度D关于能量E的偏导数为， 其中，P为大气密度，&为飞行器参考面积，CD为阻力系数，Μ为飞行器质量。 将式（83)和式（84)代入式（82)可得， 式（80)求关于时本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种面向摄动因素影响补偿的滑翔弹道快速修正方法，包括以下步骤：第一步，建立换极坐标系；第二步，换极坐标系中飞行器动力学模型的建立；第三步，计算纵程、横程偏差；第四步，建立纵程、横程与滑翔弹道终端经纬度的关系式；第五步，计算纵程、横程关于落点经纬度的偏导数；第六步，计算弹道终端经纬度偏差；第七步，计算弹道终端经纬度偏差关于阻力加速度的偏导数；第八步，计算弹道终端经纬度偏差关于弹道诸元的偏导数；第九步，计算修正后的弹道诸元；第十步，计算修正后的弹道。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：周欢，郑伟，汤国建，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43