[发明专利]沿临近空间大范围机动弹道的扰动引力延拓逼近方法

说明书

本发明公开了一种沿临近空间大范围机动弹道的扰动引力延拓逼近方法，包括以下步骤：第一步，建立弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型；第二步，建立换极坐标系；第三步，建立换极坐标系中飞行器动力学模型；第四步，计算换极坐标系弹道三维包络；第五步，换极坐标系全域空域剖分；第六步，建立一般坐标系扰动引力全域重构模型；第七步，建立沿弹道的扰动引力局域重构模型；第八步，建立子域局部曲线坐标系；第九步，飞行过程中扰动引力延拓逼近计算。本发明具有逼近精度高、计算速度快、数据存储量小的特征，能适应沿任意临近空间大范围机动弹道扰动引力快速计算的要求，且具备快速响应飞行任务临时变更的能力。

技术领域

本发明属于飞行器动力学建模领域，特别涉及沿临近空间大范围机动弹道的扰动引力延拓逼近方法。

背景技术

本技术领域中临近空间大范围机动弹道特指高超声速滑翔飞行器包含初始下降段弹道和滑翔段弹道在内的弹道，其起点为再入点，终点为滑翔段弹道终点。该类弹道长时间处于临近空间，具有侧向大范围机动的特性，受地球外部空间扰动引力影响显著。扰动引力通过影响导航解算而影响飞行器当前状态量的确定，进而对制导计算和弹道精度产生影响。有计算表明由扰动引力引起的临近空间大范围机动弹道终端位置偏差可达几十公里，飞行器可能因无法进入末制导有效半径而导致飞行任务失败，因此有必要在导航解算和制导计算中考虑扰动引力的影响。

对于采用纯惯性导航方案的飞行器，弹载设备无法测量扰动引力，引力项精度只能通过射前构建扰动引力模型并进行飞行过程中实时计算来保证。射前模型的重构速度受飞行器发射快速性指标的约束，实时计算方法的计算量、计算速度和存储量等受弹载计算机数据存储能力和计算能力的约束。现有地球物理和大地测量领域的传统计算方法，通常具有数据存储量大、计算规模大、计算速度慢的特征，难以满足射前引力模型快速构建及飞行过程中快速计算的要求。与沿弹道式弹道的扰动引力快速计算问题相比，沿临近空间大范围机动弹道的扰动引力快速计算具有更加严格的要求。首先，弹道侧向机动范围可达几千公里，弹道形态因飞行任务不同而迥异，因此建立的方法须能适应射前飞行任务临时变更的情况。其次，由于弹道具有大范围侧向机动的特性，需合理确定逼近空域范围以防止实际弹道超出逼近区间。最后，由于弹道处于扰动引力变化复杂的临近空间，对逼近方法的精度具有更高要求。

发明内容

本发明针对沿临近空间大范围机动弹道的扰动引力计算问题，首次提出一种基于延拓逼近理论的高精度快速计算方法。提出的方法具有逼近精度高、计算速度快、数据存储量小的特征，能适应沿任意临近空间大范围机动弹道扰动引力快速计算的要求，且具备快速响应飞行任务临时变更的能力。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

一种沿临近空间大范围机动弹道的扰动引力延拓逼近方法，包括以下步骤：

A1：建立弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型

令弹道再入点为I，其经度为λ_I、地心纬度为φ_I；弹道落点为T，其经度为λ_T、地心纬度为φ_T，以由再入点和落点确定的再入大圆弧平面为对称面，称沿射向方向对称面以左弹道为左侧机动弹道，沿射向方向对称面以右弹道为右侧机动弹道；记最大左侧机动弹道距对称面的最大距离为左边界B_l，记最大右侧机动弹道距对称面的最大距离为右边界B_r，

根据给定的飞行器再入点飞行状态参数、弹道终端飞行状态参数、飞行过程约束条件及终端约束条件，针对再入点为(λ_I,φ_I)＝(0°,0°)，落点为(λ_ki,0°)(i＝1,2,3,4,…)的低空大范围机动弹道进行弹道计算，记各落点对应的弹道纵程L_i，由式(1)计算L_i，