一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法技术

本发明专利技术公开了一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法，包括：建立高超声速飞行器无动力再入制导动力学方程；建立环境大气密度、重力加速度模型；对高超声速飞行器气动模型进行分析；建立高超声速飞行器热流、动压、过载，以及禁飞区等过程约束模型；根据上述模型与约束，基于Radau伪谱法原理离散化再入过程状态变量与控制变量；对于构造好的优化问题，采用四阶Ronge

【技术实现步骤摘要】
一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法


[0001]本专利技术涉及航空航天
，尤其涉及一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器作为我国国防工业防御体系的重要保证，是国之重器，具有不可撼动的地位。通常，高超声速飞行器指飞行速度大于5Ma的飞行器，采用升阻比较大的旋转成体构成或乘波体型，由空间作战飞行器高空投放或者由火箭助推器助推至预定高度，之后滑翔弹头依靠气动升力实现远距离的非弹道式再入飞行，具备远程快速到达能力，从而实现了远程精确打击。该飞行器飞行跨度实现了在大气层和跨大气层，即20km以下与20～100km高空的远程高速飞行，具备飞行速度快，隐蔽性好，突防能力强等诸多有点，能够大大扩展战场空间，在军事上具备重要的威慑作用。未来战争体现的是战场环境的复杂化，信息化和智能化，空中打击将依靠速度和高度取胜。超高度和超高速度的高超声速飞行器使其具备以下优势：
[0003](1)作战范围广，可短时间内全球到达。高超声速飞行器能够在2h之内抵达地球上任一点，因而能迅速打击数千或上万公里以外的各类军事目标，这大大地拓展了战场空间。
[0004](2)隐蔽性好，探测难度大。高超声速飞行器凭借其极快的飞行速度和超强的机动能力，能迅速通过对方防御体系作战空域，且回波积累数量少，使得地面防空武器系统对其探测难度大大增加，便于情报侦查和战场监视。
[0005](3)突防能力、生存能力强。在良好的隐蔽性基础上，高超声速飞行又使得对方拦截武器没有足够的反应时间和实施拦截的飞行速度，因此突防能力极强，能够达到出其不意的攻击效果。另外，其较高的飞行高度、极快的飞行速度以及较强的侧向机动能力，使得目前任何防空武器都无法击中它。如果对高超声速飞行器运用隐身技术，其隐蔽性将会更好，突防和生存能力也会更强。
[0006](4)射程相对较远，作战效能高。目前，国外正在研究的高超声速导弹的射程都在几百千米甚至几千千米借助高速飞行获取巨大动能，通过直接碰撞杀伤目标，作战效能极高。如果设计与亚声速飞行器相当质量的战斗部，其战斗部威力会更大。
[0007](5)战略威慑作用显著。高超声速飞行器在军事上的显著优势必将使其成为新一代具有强大战略威慑力的空天“杀手锏”。
[0008]但由于高超声速飞行器飞行环境异常复杂，受到多种约束限制，尤其是执行任务过程中，由地缘政治或军事监测等因素影响形成的禁飞区域，进一步增加了再入轨迹优化过程的复杂性。高超声速飞行器再入过程本就受到了多种过程约束的限制，并且由于无动力滑翔特点，其能量需要进行仔细的管理，以保证后续的打击破坏能力，而禁飞区的出现会对再入轨迹规划进一步进行限制，缩小了飞行器的可行飞行区域，对飞行器的再入过程提出了进一步的挑战。
[0009]因此，如何设计一种能够在多约束条件下生成一条既能满足过程约束与终端约
束，到达指定区域，与此同时能够穿过复杂战场环境，且能满足较小的热流指标与轨迹震荡条件的再入状态与控制量序列成为了当前亟待解决的问题。

技术实现思路

[0010]本专利技术目的是提供了一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法，以解决上述问题。
[0011]本专利技术解决技术问题采用如下技术方案：
[0012]一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法，包括如下步骤：
[0013]S1、建立高超声速飞行器无动力再入制导动力学方程；
[0014]S2、建立环境大气密度、重力加速度模型；
[0015]S3、基于S1，S2对高超声速飞行器气动模型进行分析；
[0016]S4、建立高超声速飞行器热流、动压、过载，以及禁飞区等过程约束模型；
[0017]S5、根据上述模型与约束，基于Radau伪谱法原理离散化再入过程状态变量与控制变量；
[0018]S6、对于构造好的优化问题，采用四阶Ronge
‑
Kutta方法积分求解初始状态变量与控制变量估计值；
[0019]S7、基于离散状态与控制变量，以最小热流与轨迹震荡为优化目标，建立非线性规划问题，求解过程根据精度要求对离散状态进行自适应修正。
[0020]进一步的，步骤S1建立的方程为：
[0021][0022][0023][0024][0025][0026][0027][0028]其中，r为地心距离,λ为经度，φ为纬度，S
e
表示射程角，V为飞行速度，σ为倾侧角，θ为弹道倾角ψ为航向偏角，是速度向量在当地的水平投影与正北方向的夹角，顺时针旋转为正；L,D分别表示气动升力和阻力，m0,g则表示飞行器质量与飞行器所处高度的地球重力加速度：
[0029][0030][0031]其中R0表示地球半径，S
ref
,m,ρ表示飞行器参考面积、质量和大气密度，C
L
,C
D
表示升力系数和阻力系数。
[0032]进一步的，步骤S2建立的方程为：
[0033]ρ＝ρ0e
‑
h/7200
ꢀꢀ
(10)
[0034][0035]其中，ρ0＝1.225kg/m3为标准大气密度，g0＝9.81m/s2为标准地球重力加速度，h表示飞行器飞行高度，R0,r表示地球半径与飞行器到地心距离。
[0036]进一步的，步骤S3中基于S1，S2对高超声速飞行器气动模型进行分析的方法为：
[0037]假设再入滑翔导弹力矩处于平衡状态且全程无侧力影响，飞行器再入过程中所受到的气动力与气动力矩，主要决定于以下参数：
[0038][0039]其中，F,M分别表示飞行器所受气动力与气动力矩，Re表示雷诺数对摩擦力大小进行衡量；Ma为马赫数，α,β,表示当前滑翔导弹的气流角与气流角速度；表征滑翔导弹单体旋转角速度；表征滑翔导弹当前舵偏角；机翼参考面积S
ref
，当前动压q，参考特征长度l，经归一化处理后得到气动参数的函数表达式；shape,scale,power分别表征飞行器外形特征，大小以及发动机特性；
[0040]当前滑翔导弹升力系数：
[0041][0042]当前滑翔导弹阻力系数：
[0043][0044]以上两个物理量由以下参数决定：
[0045]C
L
|C
D
＝f{M,Re,α,β,shape,poweron/off}
ꢀꢀ
(15)
[0046]经合理简化后，最终形式为：
[0047]C
L
|C
D
＝f{M,α,β}
ꢀꢀ
(16)
[0048]在高超声速飞行条件下，最终结合气动力数据表有如下气动系数拟合结果：
[0049]C
L
＝C
L00
+C
L10
α+C
L01
M+C
L20本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、建立高超声速飞行器无动力再入制导动力学方程；S2、建立环境大气密度、重力加速度模型；S3、基于S1，S2对高超声速飞行器气动模型进行分析；S4、建立高超声速飞行器热流、动压、过载，以及禁飞区等过程约束模型；S5、根据上述模型与约束，基于Radau伪谱法原理离散化再入过程状态变量与控制变量；S6、对于构造好的优化问题，采用四阶Ronge
‑
Kutta方法积分求解初始状态变量与控制变量估计值；S7、基于离散状态与控制变量，以最小热流与轨迹震荡为优化目标，建立非线性规划问题，求解过程根据精度要求对离散状态进行自适应修正。2.根据权利要求1所述的一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法，其特征在于，步骤S1建立的方程为：特征在于，步骤S1建立的方程为：特征在于，步骤S1建立的方程为：特征在于，步骤S1建立的方程为：特征在于，步骤S1建立的方程为：特征在于，步骤S1建立的方程为：特征在于，步骤S1建立的方程为：其中，r为地心距离,λ为经度，φ为纬度，S
e
表示射程角，V为飞行速度，σ为倾侧角，θ为弹道倾角ψ为航向偏角，是速度向量在当地的水平投影与正北方向的夹角，顺时针旋转为正；L,D分别表示气动升力和阻力，m0,g则表示飞行器质量与飞行器所处高度的地球重力加速度：度：其中R0表示地球半径，S
ref
,m,ρ表示飞行器参考面积、质量和大气密度，C
L
,C
D
表示升力系数和阻力系数。
3.根据权利要求2所述的一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法，其特征在于，步骤S2建立的方程为：ρ＝ρ0e
‑
h/7200
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(10)其中，ρ0＝1.225kg/m3为标准大气密度，g0＝9.81m/s2为标准地球重力加速度，h表示飞行器飞行高度，R0,r表示地球半径与飞行器到地心距离。4.根据权利要求3所述的一种基于伪谱法的高超声速飞行器禁飞区规避制导方法，其特征在于，步骤S3中基于S1，S2对高超声速飞行器气动模型进行分析的方法为：假设再入滑翔导弹力矩处于平衡状态且全程无侧力影响，飞行器再入过程中所受到的气动力与气动力矩，主要决定于以下参数：假设再入滑翔导弹力矩处于平衡状态且全程无侧力影响，飞行器再入过程中所受到的气动力与气动力矩，主要决定于以下参数：其中，F,M分别表示飞行器所受气动力与气动力矩，Re表示雷诺数对摩擦力大小进行衡量；Ma为马赫数，α,β,表示当前滑翔导弹的气流角与气流角速度；表征滑翔导弹单体旋转角速度；表征滑翔导弹当前舵偏角；机翼参考面积S
ref
，当前动压q，参考特征长度l，经归一化处理后得到气动参数的函数表达式；shape,scale,power分别表征飞行器外形特征，大小以及发动机特性；当前滑翔导弹升力系数：当前滑翔导弹阻力系数：以上两个物理量由以下参数决定：C
L
|C
D
＝f{M,Re,α,β,shape,poweron/off}
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(15)经合理简化后，最终形式为：C
L
|C
D
＝f{M,α,β}
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(16)在高超声速飞行条件下，最终结合气动力数据表有如下气动系数拟合结果：C
L
＝C
L00
+C
L10
α+C
L01
M+C
L20
α2+C
L11
αM+C
L02
M2+C
L21
α2M+C
L12
αM2+C
L03
...

【专利技术属性】
技术研发人员：李操，田若岑，崔朗福，刘瑞恒，高伯伦，张庆振，姚贻帝，陈思嘉，
申请(专利权)人：北京九天翱翔科技有限公司，
类型：发明
国别省市：