本发明专利技术提出一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法，属于武器技术领域，包括如下步骤：根据雷达感知装置/光学感知装置的安装位置，确定各探测距离及探测角度的求解模型，明确探测器坐标系定义，通过分析试验飞行器搭载的感知装置与地面雷达/目标火箭的时空关系，确定探测距离及探测角度的求解模型；飞行试验按照先雷达感知试验、后光学感知机动试验的顺序开展，将试验飞行器弹道分为两段：雷达感知飞行段和光学感知机动飞行段；根据飞行试验目的，设计试验飞行器的飞行程序及程序角，在总射程的约束条件下，通过优化求解得到试验飞行器的弹道程序角剖面参数。实现了一发飞行试验同时满足对地面雷达及目标火箭的探测需求问题。的探测需求问题。的探测需求问题。
【技术实现步骤摘要】
一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法
[0001]本专利技术涉及武器
，具体涉及一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法。
技术介绍
[0002]自主感知与智能机动飞行试验是采用飞行试验平台将自主感知与智能机动系统送至临近空间，达到高超声速飞行状态，通过自主感知与智能机动系统获取目标火箭和雷达辐射的运行特性，同时生成飞行试验平台机动策略，并由试验平台执行，验证自主感知与智能机动系统设计方案的正确性。
[0003]飞行试验平台将携带自主感知系统的试验飞行器送入50km～15km高度的试验空域，按照雷达感知试验、光学感知机动试验顺序开展。试验飞行器分离后，地面目标雷达开机，雷达感知装置工作获取雷达信息，并传给突防决策装置；根据弹上飞行参数，当达到目标火箭发射条件后通过弹地数据链控制目标火箭发射。目标火箭发射后，光学感知装置探测目标火箭尾焰光学信号，确定目标火箭的方位，并传给突防决策装置，生成机动指令。飞行试验平台控制系统执行机动指令。
[0004]飞行试验成本高、组织困难，应尽量在一发飞行试验中同时满足多种探测需求，合理规划试验飞行器的飞行弹道，完成感知系统方案验证。现有技术中的弹道设计方法都是为单次试验量身定制，不能做到自适应，用于自主感知与智能机动飞行试验时设计周期长，通用性差，需要进行改进。
技术实现思路
[0005]本专利技术提供一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法，目的是解决现有技术设计周期长，通用性差，很难实现一发飞行试验同时满足对地面雷达及目标火箭的探测需求问题。
[0006]本专利技术的目的是通过如下技术方案实现的：
[0007]一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法，包括如下步骤：
[0008]S1、根据雷达感知装置/光学感知装置的安装位置，确定各探测距离及探测角度的求解模型
[0009]明确探测器坐标系定义，通过分析试验飞行器搭载的雷达感知装置/光学感知装置与地面雷达/目标火箭的时空关系，确定相应探测距离及探测角度的求解模型；
[0010]S2、试验飞行器弹道分段
[0011]飞行试验按照先雷达感知试验、后光学感知机动试验的顺序开展，将试验飞行器弹道分为两段：雷达感知飞行段和光学感知机动飞行段；
[0012]S3、试验飞行器自适应弹道设计
[0013]根据飞行试验目的，设计试验飞行器的飞行程序及程序角，程序角包括攻角α和倾侧角υ；
[0014]在总射程S≤S
max
的约束条件下，通过设计变量的优化求解，得到试验飞行器的弹道程序角剖面参数。
[0015]作为进一步优化，试验飞行器自适应弹道设计步骤中，根据飞行试验目的，设计试验飞行器的飞行程序包括：
[0016]S3.1、试验飞行器分离后进入雷达感知飞行段，在此飞行段内进行地面雷达探测试验；
[0017]S3.2、完成对地面雷达的探测试验要求后，试验飞行器以程序角飞行，准备进入光学感知试验阶段；
[0018]S3.3、当满足光学感知装置探测探空火箭尾焰的作用距离及视场角度要求后，发出目标火箭无线点火指令，地面预定点位探空火箭点火发射，试验飞行器进行光学感知装置探测；
[0019]S3.4、当收到光学感知装置发出的机动突防指令后，试验飞行器进行大过载机动，完成光学感知探测；
[0020]S3.5、当完成大过载机动后，试验飞行器按照飞行程序角飞行至飞行试验回收点。
[0021]作为进一步优化，雷达感知飞行段的程序角调节包括攻角α和倾侧角υ两方面：
[0022]一方面通过调节倾侧角，以使地面雷达相对于试验飞行器的探测方位角接近为零；
[0023]另一方面通过调节攻角，在总射程约束下，保证试验飞行器飞行高度及俯仰角，为后续光学感知试验构建良好条件。
[0024]作为进一步优化，试验飞行器自适应弹道设计步骤中，试验飞行器分离后进入雷达感知飞行段，此飞行段的程序角调节包括：
[0025][0026]式中，k是可调节的比例系数，A
FW
是飞行探测方位角与期望探测方位角之差。
[0027]作为进一步优化，试验飞行器自适应弹道设计步骤中，完成对地面雷达的探测试验要求后，试验飞行器以程序角飞行，此飞行段的程序角调节包括：
[0028][0029]作为进一步优化，试验飞行器自适应弹道设计步骤中，当满足光学感知装置探测探空火箭尾焰的作用距离及视场角度要求后，发出目标火箭无线点火指令，地面预定点位探空火箭点火发射，试验飞行器进行光学感知装置探测，此飞行段的程序角调节包括：
[0030][0031]作为进一步优化，试验飞行器自适应弹道设计步骤中，当收到光学感知装置发出的机动突防指令后，试验飞行器进行大过载机动，完成光学感知探测，此飞行段的程序角调节包括：
[0032][0033]作为进一步优化，试验飞行器自适应弹道设计步骤中，当完成大过载机动后，试验飞行器按照飞行程序角飞行至飞行试验回收点，此飞行段的程序角调节包括：
[0034][0035]作为进一步优化，试验飞行器自适应弹道设计步骤中，在总射程S≤S
max
的约束条件下，通过设计变量{α1,υ1,k,α2,α3,α4,α5}的优化求解，得到试验飞行器的弹道程序角剖面参数。
[0036]本专利技术所取得的有益技术效果是：
[0037]本专利技术提出了一种线下分配雷达与光学感知试验窗口、攻角及倾侧角在线自适应分配方法，以保证光学感知装置/雷达感知装置对目标火箭/地面雷达的探测效果最优，为一发飞行试验同时满足对地面雷达及目标火箭的探测需求。
[0038]本专利技术通过分析试验飞行器飞行弹道与地面雷达/目标火箭的时空匹配关系，根据雷达感知装置和光学感知装置的探测性能指标，合理规划试验飞行器的飞行弹道，保证了雷达感知试验及光学感知机动试验指标的实现，完成了感知系统方案验证，实现了一发飞行试验同时满足对地面雷达及目标火箭的探测需求，具有突出的实质性特征和显著的进步。
附图说明
[0039]图1为本专利技术其中一种具体实施例的光学感知装置探测高低角；
[0040]图2为本专利技术其中一种具体实施例的雷达/光学感知装置探测方位角；
[0041]图3为本专利技术其中一种具体实施例的试验飞行器弹道分段；
[0042]图4为本专利技术其中一种具体实施例的雷达感知探测结果；
[0043]图5为本专利技术其中一种具体实施例的光学感知探测结果。
具体实施方式
[0044]下面结合附图和具体实施方式对本专利技术的技术方案做进一步详细说明。显然，所描述的实施例仅是本专利技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术要求保护的范围。
[0045]如图1～3所示，一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法具体实施例，包括本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种自主感知与智能机动飞行试验的自适应弹道设计方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、根据雷达感知装置/光学感知装置的安装位置，确定各探测距离及探测角度的求解模型明确探测器坐标系定义，通过分析试验飞行器搭载的雷达感知装置/光学感知装置与地面雷达/目标火箭的时空关系，确定相应探测距离及探测角度的求解模型；S2、试验飞行器弹道分段飞行试验按照先雷达感知试验、后光学感知机动试验的顺序开展，将试验飞行器弹道分为两段：雷达感知飞行段和光学感知机动飞行段；S3、试验飞行器自适应弹道设计根据飞行试验目的，设计试验飞行器的飞行程序及程序角，所述程序角包括攻角α和倾侧角υ；在总射程S≤S
max
的约束条件下，通过设计变量的优化求解，得到试验飞行器的弹道程序角剖面参数。2.根据权利要求1所述的自适应弹道设计方法，其特征在于：所述试验飞行器自适应弹道设计步骤中，根据飞行试验目的，设计试验飞行器的飞行程序包括：S3.1、试验飞行器分离后进入雷达感知飞行段，在此飞行段内进行地面雷达探测试验；S3.2、完成对地面雷达的探测试验要求后，试验飞行器以程序角飞行，准备进入光学感知试验阶段；S3.3、当满足光学感知装置探测探空火箭尾焰的作用距离及视场角度要求后，发出目标火箭无线点火指令，地面预定点位探空火箭点火发射，试验飞行器进行光学感知装置探测；S3.4、当收到光学感知装置发出的机动突防指令后，试验飞行器进行大过载机动，完成光学感知探测；S3.5、当完成大过载机动后，试验飞行器按照飞行程序角飞行至飞行试验回收点。3.根据权利要求2所述的自适应弹道设计方法，其特征在于：所述雷达感知飞行段的程序角调节包括攻角α和倾侧角υ两方面：一方面通过调节倾侧角，以使地面雷达相对于试验飞行...
【专利技术属性】
技术研发人员：曹晶莹，张宁宁，肖文，唐毛，谢佳，杨明，刘明，杨丁，胡东飞，葛亚杰，张敏刚，王兰松，高兴，秦小丽，陈默，余卓阳，赵良，孙精华，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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