助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法技术

本发明专利技术提供了一种助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，包括以下步骤：输入导弹目标射程，将弹道分为助推段、调整段、滑翔段和末制导段；根据弹道交班点的位置速度要求，计算每一段的射程；累加助推段、调整段、滑翔段射程得到总射程，与目标射程比对，迭代求解，使得总射程满足目标射程要求，从而确定目标弹道；根据目标弹道，得到弹道参数估计值；然后根据目标弹道得到关机点结构比和导弹的质量要求，得到质量参数估计值；根据质量参数估计值，得到动力参数估计值。本发明专利技术提供的一种助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，采用分段弹道计算，合理的假设和经验公式的运用，可以在保证一定求解精度的前提下大大提高计算的速度和效率。

【技术实现步骤摘要】
助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法
本专利技术涉及飞行器
，特别地，涉及助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法。
技术介绍
助推滑翔导弹采用助推器将导弹推升至一定高度、达到一定速度后分离滑翔体，滑翔体有效利用气动升力，在大气层内做远距离机动滑翔飞行，具有射程远、精度高、机动灵活等优点，成为当前导弹武器的研究热点。导弹总体参数的设计是导弹设计的基础，在方案论证阶段快速获得总体参数将有助于提高总体设计效率、缩短设计周期。当前总体参数设计方法多是针对弹道式导弹，由于弹道式导弹的弹道顶点高度较高、再入过程不需要依靠气动力机动滑翔飞行，因此在弹道求解过程中可以充分利用真空飞行假设，将弹道简单地划分为主动段、再入段、末制导段三段便可快速求解目标弹道。而助推滑翔导弹其弹道顶点大多在60km以内，射程覆盖能力主要取决于滑翔体在大气层内利用气动力做机动滑翔飞行的能力，一方面助推滑翔导弹几乎全程在大气层内飞行，真空飞行假设便不成立，基于真空飞行假设的弹道求解方法便无法应用；另一方面助推滑翔导弹在弹道特性方面与弹道式导弹差异较大，简单地将弹道划分为主动段、再入段、末制导段三段进行弹道求解，引入系统误差较大，计算结果可信度低，无法满足求解精度的要求。
技术实现思路
本专利技术目的在于提供一种助推滑翔导弹动力参数的快速确定方法，以解决上述现有技术中存在的技术问题。为实现上述目的，本专利技术提供了助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，包括以下步骤：输入导弹目标射程，将弹道分为助推段、调整段、滑翔段和末制导段；以及，输入弹道各交班点的速度位置参数和滑翔段平均升阻比；弹道各交班点的速度位置参数包括助推段关机点高度、弹道顶点高度和末速度；根据弹道各交班点的速度位置参数，以及预设的经验公式，计算各交班点的状态参数以及助推段、调整段、滑翔段每一段的射程；交班点的状态参数包括关机点速度、速度倾角和弹道顶点速度；累加助推段、调整段、滑翔段和末制导段每一段的射程得到总射程，与目标射程比对，迭代求解，使得总射程满足目标射程要求，确定目标弹道；根据所述目标弹道，得到弹道参数估计值；所述弹道参数估计值包括关机点速度、速度倾角、弹道顶点速度以及各段射程；根据弹道参数估计值，以及弹道的质量要求，得到质量参数估计值；根据质量参数估计值，得到动力参数估计值。进一步的，根据弹道各交班点的速度位置参数，以及预设的经验公式，计算各交班点的状态参数以及助推段、调整段、滑翔段每一段的射程，包括：根据输入的交班点速度位置参数：助推段关机点高度h1、弹道顶点高度h2、末速度v3，以及滑翔段平均升阻比λ，计算得到关机点速度v1、速度倾角θ1和弹道顶点速度v2；输入助推发动机比冲Isp，分别计算出每一段射程，具体如下：滑翔段射程的计算：由经验公式，直接得到滑翔段射程R3为R3＝0.6R其中，R为目标射程；起滑速度的估算：通过滑翔段射程R3近似公式从而得到起滑速度v2为其中，滑翔段平均升阻比λ，万有引力常数g取9.8m/s；助推段关机点速度的估算：假定调整段无能量损失，由能量守恒公式从而得到关机点速度v1为其中r1为关机点到地心的距离由公式r1＝h1+r0求得，r2为弹道顶点到地心的距离由公式r2＝h2+r0求得，地球半径r0取6371km；助推段关机点速度倾角的估算：根据轨道偏心率e和能量参数υ计算公式υ＝v2r从而得到关机点速度倾角θ1为估算调整段射程的估算：根据开普勒方程r＝a(1-ecosE)从而可以得到偏近点角其中r为地心距，椭圆轨道半长轴a可由求得，分别代入r1、r2值可得到关机点处对应的偏近点角E1、弹道顶点处对应的偏近点角E2；进而得到调整段射程R2为R2＝E2-E1助推段射程的估算：假设助推段弹道倾角变化规律为则其中其中，Isp为助推发动机地面比冲，h1为助推段关机点高度，带入可求得助推段关机点结构比μk，进而得到助推段射程R1。进一步的，累加助推段、调整段、滑翔段和末制导段每一段的射程得到总射程R′，与目标射程R比对，循环迭代，当|R′-R|＜ε结束循环，目标弹道确定，得到所述目标弹道参数；其中ε为计算精度。进一步的，根据弹道参数估计值，以及弹道的质量要求，得到质量参数估计值，包括：根据输入滑翔体质量mh、助推发动机质量因数αen、导弹尾段质量因数N，以及由弹道积分模块估算得到的助推段关机点结构比μk，估算出导弹起飞质量m0和助推发动机装药量mfuel，具体如下：导弹起飞质量m0的计算：根据导弹质量公式m0＝mh+(1-μk)m0+(1-μk)αenm0+Nm0可得导弹起飞质量m0为其中，滑翔体质量mh、助推发动机质量因数αen、导弹尾段质量因数N均为输入已知，助推段关机点结构比μk由步骤三求得。助推发动机装药量mfuel的计算：根据助推发动机质量因数αen直接计算助推发动机装药量mfuel为mfuel＝αenm0。进一步的，根据质量参数估计值，得到动力参数估计值，包括：根据输入导弹初始推重比k、助推发动机比冲Isp、助推发动机推进剂密度ρ、助推发动机装填系数Z、导弹外径D、助推发动机尾段长度Lp，估算助推发动机地面推力P、质量流率ms、燃烧时间tb以及发动机长度L；具体如下：助推发动机地面推力P的计算：助推发动机地面推力P计算公式为P＝km0g0其中，导弹初始推重比k已知，导弹起飞质量m0在步骤四中求得，海平面万有引力常数g0取9.8m/s；助推发动机质量流率ms的计算：助推发动机质量流率ms计算公式为其中，助推发动机比冲Isp为已知输入；燃烧时间tb的计算：助推发动机燃烧时间tb计算公式为发动机长度L的计算：由助推发动机推进剂密度ρ可得推进剂体积V为其中，助推发动机装填系数Z为已知输入；助推发动机截面积S为则可计算助推发动机长度L为其中，助推发动机尾段长度Lp为已知输入。本专利技术具有以下有益效果：(1)本专利技术提供的一种助推滑翔导弹总体参数快速确定方法，通过将导弹飞行弹道划分为助推段、调整段、滑翔段、末制导段四段进行目标弹道求解，更加符合助推滑翔导弹的弹道飞行特性，从而满足目标弹道求解精度要求。具体为：通过迭代求解得到满足射程要求的目标弹道，然后以目标弹道为基础建立从目标弹道到弹道参数、质量参数、动力参数等导弹总体结构参数求解方法，而目标弹道的计算精度直接决定导弹总体参数的求解精度，因此本专利技术可以实现对助推滑翔导弹总体参数本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，其特征在于，包括以下步骤：/n输入导弹目标射程，将弹道分为助推段、调整段、滑翔段和末制导段；以及，输入弹道各交班点的速度位置参数和滑翔段平均升阻比；弹道各交班点的速度位置参数包括助推段关机点高度、弹道顶点高度和末速度；/n根据弹道各交班点的速度位置参数，以及预设的经验公式，计算各交班点的状态参数以及助推段、调整段、滑翔段每一段的射程；交班点的状态参数包括关机点速度、速度倾角和弹道顶点速度；/n累加助推段、调整段、滑翔段和末制导段每一段的射程得到总射程，与目标射程比对，迭代求解，使得总射程满足目标射程要求，确定目标弹道；/n根据所述目标弹道，得到弹道参数估计值；所述弹道参数估计值包括关机点速度、速度倾角、弹道顶点速度以及各段射程；/n根据弹道参数估计值，以及弹道的质量要求，得到质量参数估计值；/n根据质量参数估计值，得到动力参数估计值。/n

【技术特征摘要】
1.助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
输入导弹目标射程，将弹道分为助推段、调整段、滑翔段和末制导段；以及，输入弹道各交班点的速度位置参数和滑翔段平均升阻比；弹道各交班点的速度位置参数包括助推段关机点高度、弹道顶点高度和末速度；
根据弹道各交班点的速度位置参数，以及预设的经验公式，计算各交班点的状态参数以及助推段、调整段、滑翔段每一段的射程；交班点的状态参数包括关机点速度、速度倾角和弹道顶点速度；
累加助推段、调整段、滑翔段和末制导段每一段的射程得到总射程，与目标射程比对，迭代求解，使得总射程满足目标射程要求，确定目标弹道；
根据所述目标弹道，得到弹道参数估计值；所述弹道参数估计值包括关机点速度、速度倾角、弹道顶点速度以及各段射程；
根据弹道参数估计值，以及弹道的质量要求，得到质量参数估计值；
根据质量参数估计值，得到动力参数估计值。


2.根据权利要求1所述的助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法，其特征在于，根据弹道各交班点的速度位置参数，以及预设的经验公式，计算各交班点的状态参数以及助推段、调整段、滑翔段每一段的射程，包括：
根据输入的交班点速度位置参数：助推段关机点高度h1、弹道顶点高度h2、末速度v3，以及滑翔段平均升阻比λ，计算得到关机点速度v1、速度倾角θ1和弹道顶点速度v2；输入助推发动机比冲Isp，分别计算出每一段的射程，具体如下：
滑翔段射程的计算：
由经验公式，直接得到滑翔段射程R3为
R3＝0.6R
其中，R为目标射程；
起滑速度的估算：
通过滑翔段射程R3近似公式



从而得到起滑速度v2为



其中，滑翔段平均升阻比λ，万有引力常数g取9.8m/s；
助推段关机点速度的估算：
假定调整段无能量损失，由能量守恒公式



从而得到关机点速度v1为



其中，r1为关机点到地心的距离由公式r1＝h1+r0求得，r2为弹道顶点到地心的距离由公式r2＝h2+r0求得，地球半径r0取6371km；
助推段关机点速度倾角的估算：
根据轨道偏心率e和能量参数υ计算公式



υ＝v2r
从而得到关机点速度倾角θ1为



估算调整段射程的估算：
根据开普勒方程
r＝a(1-ecosE)
从而可以得到偏近点角



其中r为地心距，椭圆轨道半长轴a可由求得，分别代入r1、r2值可得到关机点处对应的偏近点角E1、弹道顶点处对应的偏近点角E2；
进而得到调整段射程R2为R2＝E2-E1
助推段射程的估算：
假设助推...

【专利技术属性】
技术研发人员：江振宇，李俊，孙小东，樊晓帅，马润东，张士峰，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43