[发明专利]一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法

说明书

本发明公开一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法，包括如下步骤：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；在助推段阶段，基于助推滑翔导弹的当前位置、速度、助推‑滑翔交班点高度、时间，规划助推段轨迹；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；在进行轨迹规划的过程中，通过一系列凸化技术有效的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，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。

技术领域

本发明涉及弹道规划技术领域，具体是一种助推滑翔导弹全程弹道在线规划方法。

背景技术

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。

发明内容

针对上述现有技术中的一项或多项不足，本发明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，本发明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h_mid、时间t_mid，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。

进一步优选的，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。

进一步优选的，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：