[发明专利]助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法

说明书

本发明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。

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，特别地，涉及助推滑翔导弹总体参数的快速确定方法。

背景技术

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。

发明内容

本发明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，本发明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I_sp，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