助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法技术

本发明专利技术公开一种助推‑滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，属于航空航天技术领域。所述最大飞行距离能力评估方法包括以下几个步骤：1、确定标准条件；2、确定评估中的偏差因素和水平；3、确定评估中的约束条件；4、建立飞行器动力学模型；5、助推段头体分离点特征参数评估；6、滑翔段最大标准飞行距离评估。所述方法解决了助推‑滑翔式飞行器最大飞行距离能力难以评估的技术问题。本发明专利技术可以综合利用飞行试验数据、地面试验数据和仿真数据准确评估助推‑滑翔式飞行器的最大飞行距离，可信度较高，而且可以在不开展全距离飞行试验的情况下检验飞行器的最大飞行距离能力。

【技术实现步骤摘要】
助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法
本专利技术属于航空航天
，具体涉及一种飞行器最大飞行距离能力评估方法，特别是涉及一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法。
技术介绍
助推-滑翔式飞行器是一种利用火箭助推，弹头在大气层内靠气动升力进行滑翔飞行的飞行器。它的特点是，先由助推火箭将其送入一个预定的高度，然后自身以无动力模式在大气层内进行滑翔。这种类型的飞行器结合了弹道导弹与巡航导弹的优点，可以实现大气层内高超声速飞行，从而实现远距离精确打击，可以说具有强的机动能力以及良好的突防能力。在众多衡量飞行器性能的指标参数中，最大标准飞行距离能力是评估助推-滑翔式飞行器的一个重要指标，它被认为是该类型飞行器最为重要的战术技术指标之一。现有的国军标GJB6270-2008规定了潜地固体战略导弹武器系统射程评定方法，用以评定射程是否满足战术技术指标的要求，该标准适用于一类固体弹道式导弹武器系统的射程评定，不适用于助推-滑翔式飞行器的最大飞行距离评定。文献“固体导弹最大射程评定方法研究”(作者：张为华，方丁酉，张育林；期刊：国防科技参考；年份：1997；卷期：18(4)；页码：45-50)提出了一种基于固体火箭发动机性能散布分析的固体弹道式导弹最大射程评定方法，将系统辨识、性能散布分析和统计分析有机结合，具有较强的实用性，对固体弹道式导弹试验鉴定也有一定的参考意义。文献“助推-滑翔导弹射程管理技术研究”(作者：王晨曦，李新国；期刊：固体火箭技术；年份：2012；卷期：35(2)；页码：143-147)针对助推-滑翔导弹全程弹道设计问题，提出了基于能量管理的射程管理技术，采用助推段能量管理机动和滑翔段阻力加速度能量管理方法，分析了不同射程管理方案对射程的影响及其射程区间。文献“地球自转与扁率对导弹射程偏差影响研究”(作者：冀海燕，卢文忠，杜冬菊；期刊：青岛大学学报(工程技术版)；年份：2013；卷期：28(3)；页码：93-96)分析并计算了地球自转和地球扁率对弹道式导弹射程偏差的影响，指出了考虑该偏差因素对提高导弹命中精度的意义。文献“高精度导弹射程精确计算方法”(作者：周立锋，马海潮；期刊：飞行器测控学报；年份：2013；卷期：32(2)；页码：173-176)针对靶场导弹射程精确计算存在的问题，提出了利用微积分算法改进弹道式导弹射程的精确计算，采用曲线积分的方法推导了一种不同于传统导弹射程精确计算的新方法。综上所述，现有公开报道的文献资料主要并针对固体弹道式导弹射程评定给出了相关标准和一些技术参考，针对助推-滑翔式导弹的射程精度提升开展了相关研究。但是，还没有系统地形成一种针对助推-滑翔式飞行器最大标准飞行距离能力评估的方法，没有很好地解决助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力难以评估的技术问题。
技术实现思路
本专利技术的主要目的是提供一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，旨在解决助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力难以评估的问题。为实现上述目的，本专利技术提出一种基于飞行试验和地面试验数据，通过加大样本仿真，对助推-滑翔式飞行器最大标准飞行距离能力进行评估的方法，所述方法包括以下步骤：步骤1，确定标准条件，所述标准条件包含状态参数、环境参数和初始参数三类；步骤2，确定评估中的偏差因素和水平，所述偏差因素包括滑翔弹头的质量特性偏差、气动特性偏差和大气密度偏差；步骤3，确定评估中的约束条件，所述约束条件包含过程约束、控制变量约束和终端约束三类；步骤4，建立飞行器动力学模型，包括助推段飞行器六自由度动力学模型和滑翔段弹头六自由度动力学模型；步骤5，助推段头体分离点特征参数评估，所述特征参数包括头体分离点的高度、速度、速度倾角、飞行距离，所述特征参数的评估样本来源包括基于飞行试验数据评估和基于地面试验数据评估两种方式；步骤6，滑翔段最大标准飞行距离评估，首先确定滑翔段的仿真样本数，然后根据仿真样本产生流程生成仿真样本，最后利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计。所述步骤1中的状态参数包含飞行器总体参数、控制系统参数、发动机常温性能参数、飞行器各段气动参数；所述环境参数包含地球模型参数和大气模型参数；所述初始参数包含发射点经纬高、发射方位角、目标点高程和发动机温度。所述步骤2中的过程约束包括总加热量约束、最大驻点热流密度约束、动压约束、法向过载约束；所述控制变量约束包括攻角约束、倾侧角约束、攻角变化率约束、倾侧角变化率约束、最大舵偏角约束；所述终端约束包括落速、落角和落地攻角。所述步骤4的详细建模过程为：考虑地球模型为旋转的椭球模型，在发射系下建立助推段飞行器六自由度动力学模型；助推段结束、头体分离后，弹头采用无动力滑翔模式，基于典型的轨迹坐标系，建立滑翔段弹头六自由度动力学模型。所述步骤5中基于飞行试验数据评估的流程为：S51-a：获取飞行试验数据，包括：发射点参数、目标点参数、试验弹参数、遥外测数据、风场和气象数据；S51-b：进行轨迹复现，利用飞行试验测得的“时间-燃烧室压强”曲线，经处理后得到“时间-推力-推进剂秒耗量-燃烧室压强”数据，将所述数据加载到步骤4中所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型中，复现飞行试验轨迹；S51-c：最大标准飞行距离折合，仿真模型采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角改用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用轨迹复现获得的推力和秒耗量，进行仿真计算获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于飞行试验数据评估的样本。所述步骤5中基于地面试验数据评估的流程为：S52-a：获取地面试验数据，选取同一型号同一状态的各级发动机地面试验数据，包括：结构、材料、质量和“时间-燃烧室压强”曲线；S52-b：地面试验数据换算，根据地面试验状态发动机结构、材料、质量等于战斗弹状态的差异进行换算，同时将I级发动机性能数据换算成海平面值，其余级发动机性能数据换算成真空值；S52-c：最大标准飞行距离计算，仿真模型同样采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角采用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用地面试验换算后的参数，进行轨迹仿真计算获得头体分离点特征参数，并作为助推段基于地面试验数据评估的样本。所述步骤6中的仿真样本产生流程为：S62-a：根据公式计算滑翔段仿真样本数，获得仿真试验次数，从而确定仿真样本空间大小；式中p0为概率水平，γ为置信水平，ξ为要求达到的相对精度，N为仿真试验样本数，Φ表示标准正态分布函数；S62-b：采用蒙特卡洛打靶法，根据步骤2的结果生成不同仿真评估偏差因素水平组合空间；S62-c：以步骤1中确定的标准条件、步骤5中评估获得的头体分离点特征参数为起始条件，以步骤3中确定的终端约束为终点条件，按照给定的轨迹规划程序生成最大标准飞行距离轨迹；本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1，确定标准条件，所述标准条件包含状态参数、环境参数和初始参数三类；/n步骤2，确定评估中的偏差因素和水平，所述偏差因素包括滑翔弹头的质量特性偏差、气动特性偏差和大气密度偏差；/n步骤3，确定评估中的约束条件，所述约束条件包含过程约束、控制变量约束和终端约束三类；/n步骤4，建立飞行器动力学模型，包括助推段飞行器六自由度动力学模型和滑翔段弹头六自由度动力学模型；/n步骤5，助推段头体分离点特征参数评估，所述特征参数包括头体分离点的高度、速度、速度倾角、飞行距离，所述特征参数的评估样本来源包括基于飞行试验数据评估和基于地面试验数据评估两种方式；/n步骤6，滑翔段最大标准飞行距离评估，首先确定滑翔段的仿真样本数，然后根据仿真样本产生流程生成仿真样本，最后利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计。/n

【技术特征摘要】
1.一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，确定标准条件，所述标准条件包含状态参数、环境参数和初始参数三类；
步骤2，确定评估中的偏差因素和水平，所述偏差因素包括滑翔弹头的质量特性偏差、气动特性偏差和大气密度偏差；
步骤3，确定评估中的约束条件，所述约束条件包含过程约束、控制变量约束和终端约束三类；
步骤4，建立飞行器动力学模型，包括助推段飞行器六自由度动力学模型和滑翔段弹头六自由度动力学模型；
步骤5，助推段头体分离点特征参数评估，所述特征参数包括头体分离点的高度、速度、速度倾角、飞行距离，所述特征参数的评估样本来源包括基于飞行试验数据评估和基于地面试验数据评估两种方式；
步骤6，滑翔段最大标准飞行距离评估，首先确定滑翔段的仿真样本数，然后根据仿真样本产生流程生成仿真样本，最后利用大样本评估进行最大标准飞行距离估计。


2.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤1中的状态参数包含飞行器总体参数、控制系统参数、发动机常温性能参数、飞行器各段气动参数；所述环境参数包含地球模型参数和大气模型参数；所述初始参数包含发射点经纬高、发射方位角、目标点高程和发动机温度。


3.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤2中的过程约束包括总加热量约束、最大驻点热流密度约束、动压约束、法向过载约束；所述控制变量约束包括攻角约束、倾侧角约束、攻角变化率约束、倾侧角变化率约束、最大舵偏角约束；所述终端约束包括落速、落角和落地攻角。


4.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤4的详细建模过程为：考虑地球模型为旋转的椭球模型，在发射系下建立助推段飞行器六自由度动力学模型；助推段结束、头体分离后，弹头采用无动力滑翔模式，基于典型的轨迹坐标系，建立滑翔段弹头六自由度动力学模型。


5.如权利要求1所述的一种助推-滑翔式飞行器最大飞行距离能力评估方法，其特征在于，所述步骤5中基于飞行试验数据评估的流程为：
S51-a：获取飞行试验数据，包括：发射点参数、目标点参数、试验弹参数、遥外测数据、风场和气象数据；
S51-b：进行轨迹复现，利用飞行试验测得的“时间-燃烧室压强”曲线，经处理后得到“时间-推力-推进剂秒耗量-燃烧室压强”数据，将所述数据加载到步骤4中所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型中，复现飞行试验轨迹；
S51-c：最大标准飞行距离折合，仿真模型采用步骤4所建立的助推段飞行器六自由度动力学模型，仿真参数采用步骤1所确定的标准条件，助推段程序角改用最大标准飞行距离时的程序角，发动机性能参数采用轨迹复现获得的推力和秒耗量，进行仿...

【专利技术属性】
技术研发人员：许睿，张玉玲，刘忠仕，张义忠，宋天莉，冯健，苗世坤，
申请(专利权)人：中国人民解放军九六九零一部队，
类型：发明
国别省市：北京;11