【技术实现步骤摘要】
一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法
本专利技术涉及弹道规划
，具体是一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法。
技术介绍
助推滑翔导弹具有快速到达能力和灵活的机动性，能够快速发射和精确打击，是一种全程大气层内飞行的飞行器，可进行纵向、横向机动，是执行低成本突防打击任务的有效武器。助推滑翔导弹主要在20～100公里左右的大气层内，作长时间的高超声速滑翔飞行。由于环境复杂，加之人们对临近空间的研究尚不完备，滑翔飞行器在飞行中需要面临复杂的气动热和气动过载问题。而离线规划出的标称弹道由于规划时采用的机体、环境参数条件、预设的交班点参数和实际情况可能有较大误差，无法保证实际飞行时能可靠的跟踪，甚至不能保证弹体安全飞行。此外，在未来高科技战争条件下，为了适应复杂多变的战场态势，需要导弹武器具有强突防能力。而为了提高使用效能，还需要执行在线变更目标等动态任务。离线规划的标称弹道由于完全固定而无法适应这类任务，因此有必要针对高超声速滑翔飞行器的特点研究弹道在线规划技术。已有研究成果中，助推滑翔导弹的快速轨迹规划往往采用大规模非线性规划的技术途径，计算量大收敛性依赖于初值的选取，这给算法在弹载计算机上实际实现带来了很大的困难。
技术实现思路
针对上述现有技术中的一项或多项不足，本专利技术提供一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，大大减小了计算量并不再依赖于初值的选取，更加易于实现。为实现上述目的，本专利技术提供一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，包括如下步骤：步骤1，转换坐标网格，建立自定义...
【技术保护点】
1.一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，其特征在于，包括如下步骤：/n步骤1，转换坐标网格，建立自定义经纬度，原点在地心，助推滑翔导弹的发射点在x轴上，目标点在xoy平面上，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系；/n步骤2，在助推段阶段，基于助推滑翔导弹的当前位置r
【技术特征摘要】
1.一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，转换坐标网格，建立自定义经纬度，原点在地心，助推滑翔导弹的发射点在x轴上，目标点在xoy平面上，z轴与x轴、y轴构成右手坐标系；
步骤2，在助推段阶段，基于助推滑翔导弹的当前位置r0、速度v0、助推-滑翔交班点高度hmid、时间tmid，规划助推段轨迹；
步骤3，在滑翔段阶段，基于助推滑翔导弹的当前滑翔高度速度末端经度末端纬度末端最小速度末端最大速度滑翔段最大动压规划滑翔段轨迹；
在步骤2与步骤3的轨迹规划过程中，将待求解问题转化为一列逼近原问题的凸子问题，并采用原始对偶内点法进行求解。
2.根据权利要求1所述助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，其特征在于，步骤2中，所述规划助推段轨迹，具体包括：
步骤2.1，忽略大气约束与过程约束，采用线性引力模型，得到规划助推段轨迹的真空解；
步骤2.2，考虑大气约束，忽略过程约束，基于规划助推段轨迹的真空解得到规划助推段轨迹的近似解；
步骤2.3，同时考虑大气约束与过程约束，基于规划助推段轨迹的近似解得到规划助推段轨迹的完整解，即完成助推段轨迹规划。
3.根据权利要求2所述助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，其特征在于，步骤2.1中，所述忽略大气约束与过程约束，采用线性引力模型，得到规划助推段轨迹的真空解，具体为：
步骤2.1.1，建立忽略地球自转和空气动力的火箭上升段归一化动力学模型：
式(1)中，r表示地心位置矢量，按地球平均半径R0归一化，r是r的模，v是速度矢量，按归一化，Tvac是真空推力加速度矢量按海平面地球重力加速度g0归一化，u表示火箭纵轴指向的单位向量；
由于助推滑翔导弹全程在大气层内飞行，高度较低，重力加速度随高度变化不明显，可得到：
r≈1(2)
因此得到如下线性动力学模型：
步骤2.1.2，获取线性动力学模型的约束表示：
定义以发动机关机后，速度矢量v的第一个分量vx首次到达0的点为助推-滑翔交班点；
得到助推终点高度约束可以表示为：
式(4)中，||r(τmid)||表示助推终点位置矢量的模，rmid是助推终点地心距，τmid为归一化交班点时间，其中，式(4)为非凸约束，考虑到助推段射程角很小，高度主要由r的第一分量rx决定，即：
||r||≈rx(5)
故(5)可以用式(6)代替助推终点高度约束，使之成为线性约束，即：
rx(τmid)＝rmid(6)
式(6)中，rx(τmid)表示助推终点处x轴上的位置分量；
由上述助推-滑翔交班点的定义可知：
vx(τmid)＝0(7)
式(7)中，vx(τmid)表示助推终点处x轴上的速度分量；
另外u是单位向量隐含了约束，为：
||u||＝1(8)
由于式中(8)的约束是非凸的，因此可以松弛为：
||u||≤1(9)
在线性动力学模型的计算过程中，只考虑式(6)与(9)的约束即可；
步骤2.1.3，将末速度最大化作为线性动力学模型的优化指标J，记为：
J＝-vy(τmid)(10)
式(10)中，vy(τmid)表示助推终点处y轴上的速度分量；
步骤2.1.4，对线性动力学模型进行离散化求解，得到规划助推段轨迹的真空解，其过程为：
步骤2.1.1-步骤2.1.3中构成凸集上的线性最优控制问题(11)，r、v是状态量，u是控制量，该线性最优控制问题为：
式(11)中，τ0表示当前时刻，按归一化，在τ0到τmid之间等距离散M个节点，采用“蛙跳法”近似微分方程，则该线性最优控制问题的离散形似如下：
式(12)中，r1、v1分别表示第一个节点上的位置和速度矢量；其中，dτ＝(τmid-τ0)/(M-1)是节点间距，式(12)为一个严格的凸优化问题，能够在毫秒级的时间内可靠的求解得到r、v、u，进一步得到规划助推段轨迹的真空解。
4.根据权利要求3所述助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，其特征在于，步骤2.2中，所述考虑大气约束，忽略过程约束，基于规划助推段轨迹的真空解得到规划助推段轨迹的近似解，具体为：
步骤2.2.1，建立含空气动力的火箭上升段归一化动力学模型：
式(13)中，N表示法向力加速度矢量，A是迎面阻力和静压力差带来的加速度，按g0归一化，为：
A＝CAqSr/(mg0)(14)
式(14)中，CA是迎面阻力系数，q是动压，Sr是气动参考面积；
式(15)中，m表示滑翔体的质量，α表示攻角，ρ表示大气密度，表示侧向力系数对攻角正弦值的导数；
步骤2.2.2，对步骤2.2.1中的动力学模型模型进行线性化
基于步骤2.1.4中计算得到的r、v、u计算r、A、a、b：
令：
则将式(16)转换为：
步骤2.2.3，将末速度最大化作为线性动力学模型的优化指标，对步骤2.2.2中的线性化动力学模型进行离散化，得到如下凸优化问题：
步骤2.2.4，对步骤2.2.3中的凸优化问题进行迭代求解，每次迭代用上一次的结果计算系数fu，i、fr，i、fv，i，然后求解凸优化问题，得到r、v、u，进一步得到规划助推段轨迹的近似解。
5.根据权利要求4所述助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，其特征在于，步骤2.3中，所述同时考虑大气约束与过程约束，基于规划助推段轨迹的近似解得到规划助推段轨迹的完整解，即完成助推段轨迹规划，具体为：
步骤2.3.1，建立过程约束模型：
火箭在上升段所受侧向载荷对箭体的安全飞行和有效控制影响最大，故建立过程约束模型如下：
|qα|≤(qα)max(20)
式(20)中，α是攻角，(qα)max是根据安全限制事先给定的常数；
步骤2.3.2，建立以攻角为控制量的动力学方程：
由于攻角和过程约束(20)的关系非常密切，建立如下以公交为控制量的动力学方程能够使过程约束的处理变得容易，由于助推段射程较短，基本可以看作在纵平面内，此时，速度坐标系中的质心运动方程可以表示为：
式(21)中，m是质量，v是速度，T是推力，α是攻角，Cx是阻力系数，是升力系数对攻角的导数，g是重力加速度，x、y是导弹在发射坐标系纵平面中的位置，r是地心距，θ是发射坐标系中的速度倾角，R是地球半径；
考虑到助推段的终端约束主要是当地倾角、高度和速度，将运动方程写成当地参数表示的形式更加有利，为：
式(22)中，Θ当地速度倾角；r是地心距，按地球平均半径归一化；v是速度，按第一宇宙速度归一化；D是气动阻力，Lα是升力对攻角的导数；
步骤2.3.3，约束处理：
由于动压q主要取决于高度和速度，两者在终端高度和倾角给定时变化范围不大，故动压曲线在迭代中相对变化率很小，故约束(20)中的动压可以采用上一次的迭代值近似，即：
式(23)中，q0表示上一次的计算值；
终端约束可以表示为：
式(24)中，r(τ0)v(τ0)Θ(τ0)表示r、v、Θ在τ0时刻的值，Θ0表示起点的当地速度倾角，rf表示终点地心距，Θf表示终点的当地速度倾角；
步骤2.3.4，对步骤2.2.2中的动力学方程进行...
【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，郑中旭，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
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。