基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，包括以下步骤：构建仿真模型，以形成具有爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段的拟滑翔弹道；初始化飞行器模型的设计参数；飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到飞行器模型的实际落速、实际射程以及拟滑翔弹道的轨迹；分别判断实际落速、实际射程以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件，若是，则对应的设计参数符合预期；若否，则对应更新设计参数，飞行器模型根据更新后的设计参数在拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至设计参数均符合预期；输出最后一次更新的设计参数，即完成拟滑翔弹道的设计。

【技术实现步骤摘要】
基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法
本专利技术涉及模拟弹道设计领域，具体涉及一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法。
技术介绍
现代导弹技术为了达到降低成本和提高侵彻毁伤能力的目的，通常要求导弹在能准确命中目标的同时，还具有特定的飞行姿态，比如反坦克导弹垂直命中薄弱的前装甲、反舰导弹从侧面攻击舰船等。申请号为201811394403.3的中国专利公开了一种带约束的中制导弹道优化方法，所述弹道优化方法用于降低拦截弹中末制导交班速度，该方法包括以下步骤：根据所设定的带约束的中制导优化弹道，建立包括弹道约束和终端约束的拦截弹纵向平面全弹道运动方程，并构建拦截弹弹道优化模型；采用hp自适应伪谱法对弹道进行求解优化。在该专利公开文本中，当拦截高度与目标的高度存在上下的差异时，其采用不同的约束策略，其优化设计方法所涉及的变量较多，其优化设计方法较为复杂。
技术实现思路
针对现有技术中存在的缺陷，本专利技术的目的在于提供一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法。为达到以上目的，本专利技术实施例提供一种基于落角落速本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：/n构建仿真模型，所述仿真模型包括飞行器模型和预设的控制条件，所述飞行器模型用于根据预设的控制条件模拟飞行以形成拟滑翔弹道，其中，所述拟滑翔弹道包括爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段；所述控制条件包括各飞行阶段的指令攻角，所述爬升阶段的指令攻角为零攻角，所述机动引导阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算确定，所述瞄准阶段的指令攻角根据全程弹道末端的弹道倾角变化率为零确定；/n初始化飞行器模型的设计参数，所述设计参数包括所述爬升阶段的发射角α、所述机动导引阶段的正攻角限幅β和所述瞄准阶段的弹...

【技术特征摘要】
1.一种基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括以下步骤：
构建仿真模型，所述仿真模型包括飞行器模型和预设的控制条件，所述飞行器模型用于根据预设的控制条件模拟飞行以形成拟滑翔弹道，其中，所述拟滑翔弹道包括爬升阶段、机动导引阶段及瞄准阶段；所述控制条件包括各飞行阶段的指令攻角，所述爬升阶段的指令攻角为零攻角，所述机动引导阶段的指令攻角根据飞行器模型的气动模型和广义显示制导方法计算确定，所述瞄准阶段的指令攻角根据全程弹道末端的弹道倾角变化率为零确定；
初始化飞行器模型的设计参数，所述设计参数包括所述爬升阶段的发射角α、所述机动导引阶段的正攻角限幅β和所述瞄准阶段的弹道倾角θ；其中，初始的弹道倾角θ等于预设的目标落角γ；
所述飞行器模型根据初始化后的设计参数和预设的控制条件在所述拟滑翔弹道上模拟飞行完成后，得到所述飞行器模型的实际落速vt、实际射程St以及拟滑翔弹道的轨迹；
分别判断所述实际落速vt、实际射程St以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件，若是，则将对应的发射角α作为设计发射角、弹道倾角θ作为设计弹道倾角、正攻角限幅β作为设计正攻角限幅；若否，则对应更新发射角α、弹道倾角θ或正攻角限幅β，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际落速vt、实际射程St以及机动导引阶段形成的弹道的形态均符合预设条件；
输出所述设计发射角、设计弹道倾角和设计正攻角限幅，即完成拟滑翔弹道的设计。


2.如权利要求1所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，所述分别判断所述实际落速vt、实际射程St以及机动导引阶段形成的弹道的形态是否符合预设条件的具体步骤包括：
判断所述实际落速vt与预设的目标落速v的差是否小于第一预设值，若是，则以所述发射角α为设计发射角；若否，则更新发射角α，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际落速vt与预设的目标落速v的差小于第一预设值；
判断所述实际射程St与预设的目标射程S的差是否小于第二预设值，若是，则以所述弹道倾角θ为设计弹道倾角；若否，则更新所述弹道倾角θ，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述实际射程St与目标射程S的差小于第二预设值；
判断所述机动导引阶段形成的弹道的形态是否缓慢下降，若是，则以所述正攻角限幅β为设计正攻角限幅；若否，则更新所述机动导引阶段的正攻角限幅β，所述飞行器模型根据更新后的设计参数在所述拟滑翔弹道上再次模拟飞行，直至所述机动导引阶段形成的弹道的形态缓慢下降。


3.如权利要求1所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计方法，其特征在于，初始化所述发射角α的具体步骤包括：
步骤A：根据所述目标射程S在多个预设的参考射程中选择一对应的参考射程S'；
步骤B：预设初始发射角α0，所述飞行器模型以所述初始发射角α0、以零攻角模拟飞行经过弹道的制高点后，继续飞行至目标高程H2后，得到所述飞行器模型的初始射程S0；
步骤C：判断所述初始射程S0与所述参考射程S'的差是否小于第三预设值，若是，则以所述初始发射角α0为初始化的发射角α；否则，更新初始发射角α0，转至步骤B。


4.如权利要求3所述的基于落角落速约束的拟滑翔弹道的设计...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗钦钦，陈世富，赵涛，潘霏，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北;42