[发明专利]一种滑翔飞行器的弹道设计方法、装置及存储介质

说明书

本申请公开了一种滑翔飞行器的弹道设计方法、装置及存储介质，用于解决传统弹道设计法存在弹道倾角不可控的问题。本申请公开的滑翔飞行器的弹道设计方法包括：确定飞行动力学模型；确定终端约束条件；根据所述飞行动力学模型和所述终端约束条件，确定优化变量参数模型；根据所述优化变量参数模型，确定优化求解参数模型；根据所述优化求解参数模型，得到弹道的最优攻角参数剖面和倾侧角参数剖面。本申请还提供了一种滑翔飞行器的弹道设计装置及存储介质。

技术领域

本申请涉及弹道设计技术领域，尤其涉及一种滑翔飞行器的弹道设计方法、装置和存储介质。

背景技术

滑翔飞行器一般在距离地面20～100km的空域飞行，传统的滑翔弹道设计方法主要分为两类：一是通过建立飞行轨迹参数化模型，根据具体飞行任务，利用寻优算法迭代求解飞行器程序姿态角，但由于滑翔飞行器轨迹参数化模型高度非线性，迭代收敛慢，寻优效率低，此类方法通常仅适用于离线弹道设计；二是利用平衡滑翔条件对原运动模型进行简化，建立滑翔弹道与飞行器受力之间的直接解析关系实现弹道快速设计，但此方法较难满足弹道倾角约束。现有技术中弹道倾角不可控、计算量大、寻优效率低的问题亟待解决。

发明内容

针对上述技术问题，本申请实施例提供了一种滑翔飞行器的弹道设计方法、装置及存储介质，用以解决传统弹道设计法存在弹道倾角不可控的问题，降低计算量，提高效率。

第一方面，本申请实施例提供的一种滑翔飞行器的弹道设计方法，包括：

确定飞行动力学模型；

确定终端约束条件；

根据所述飞行动力学模型和所述终端约束条件，确定优化变量参数模型；

根据所述优化变量参数模型，确定优化求解参数模型；

根据所述优化求解参数模型，得到弹道的最优攻角参数剖面和倾侧角参数剖面。

进一步的，所述飞行动力学模型为基准参数的生成模型。优选的，

所述飞行动力学模型为以下公式1：

其中，R为地心距，λ为经度，φ为纬度，V为飞行器速度，θ为弹道倾角，ψ为航向角，升力L＝qSC_L(α_ref,Ma)，阻力D＝qSC_D(α_ref,Ma)，α_ref为攻角，υ_ref为倾侧角，m为飞行器质量，g为重力加速度。

优选的，所述终端约束条件包括：

所述终端约束条件为使得下沉式弹道段飞行终点的高度H为指定值H_end，飞行终点的速度V为指定值V_end，飞行终点的弹道倾角θ为指定值θ_end；所述指定值H_end，指定值V_end和指定值θ_end满足下列公式2：

其中tf为下沉式弹道段的结束时刻，H_end为弹道结束段的终点高度；V_end为飞行段的结束速度；θ_end为飞行段的结束弹道倾角。

进一步的，所述攻角α_ref和倾侧角υ_ref通过下列公式3确定：