本發(fā)明屬于導(dǎo)彈彈道設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道規(guī)劃方法。

技術(shù)背景

傳統(tǒng)的無動力滑翔導(dǎo)彈的機動彈道大多是通過設(shè)計傾側(cè)角來實現(xiàn)側(cè)向平面的機動，其縱向平面機動只能依靠設(shè)計不同的滑翔攻角來實現(xiàn)，而滑翔攻角的大小直接影響導(dǎo)彈射程。因此，對于打擊同一固定目標的傳統(tǒng)無動力滑翔導(dǎo)彈而言，這就突顯出其縱向機動彈道規(guī)劃能力不足、縱向機動彈道樣式少、突防能力受限的缺點。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服傳統(tǒng)無動力滑翔導(dǎo)彈在滑翔段彈道平穩(wěn)、打擊同一固定目標縱向機動能力不足，提出了一種帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道規(guī)劃方法，該方法僅通過設(shè)計在不同滑翔攻角下的發(fā)動機點火時間，就可以快速規(guī)劃出多條滿足打擊固定目標的彈道，規(guī)劃方法簡單，彈道樣式多，可以對固定目標進行多彈道多重打擊。

實現(xiàn)本發(fā)明目的采用的技術(shù)方案是一種帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道規(guī)劃方法，該方法包括：

s1、設(shè)計滑翔飛行攻角αhx的初值范圍αhx0＝[αhx0_1,…,αhx0_i,αhx0_n]；

s2、設(shè)定滑翔飛行攻角αhx和發(fā)動機點火時間tfire的初值分別為αhx0_i和tfire0；

s3、使用三自由度彈道模型計算彈道；

s4、判斷射程是否滿足要求，若射程滿足要求，則進入下一步；若射程不滿足要求，則修正發(fā)動機點火時間tfire，再回到步驟s3，

s5、射程滿足要求，判斷i是否等于n；若i＝n，則進入下一步；否則令i＝i+1，返回步驟s2開始第i條彈道規(guī)劃；

s6、彈道規(guī)劃結(jié)束。

本發(fā)明的基本原理是：在滑翔飛行段，不同的滑翔攻角值對應(yīng)的射程不同；帶動力滑翔導(dǎo)彈通過發(fā)動機點火使導(dǎo)彈獲取一定的動能，而點火時間的早晚可作為影響射程的因子，通過在不同的滑翔攻角下迭代點火時間，進而規(guī)劃出滿足射程要求的多樣式彈道。具體而言，包括以下優(yōu)點：

1)彈道規(guī)劃僅涉及到發(fā)動機點火時間一個變量的迭代，迭代變量少，迭代速度快；

2)僅通過滑翔飛行攻角和發(fā)動機點火時間兩個設(shè)計變量就可以實現(xiàn)多樣式滑翔彈道，彈道設(shè)計簡單；

3)該方法規(guī)劃出的多樣式彈道增強了滑翔導(dǎo)彈的突防能力；

4)該方法簡單可靠，設(shè)計變量目的明確，工程上容易實現(xiàn)。

本發(fā)明方法僅通過兩個設(shè)計變量，一個迭代變量就可實現(xiàn)多樣式滑翔彈道規(guī)劃，規(guī)劃快速簡單、射程控制準確，彈道樣式多；稍加擴展，就可以實現(xiàn)打擊多個固定目標的多樣式彈道規(guī)劃方法。

附圖說明

圖1為本發(fā)明帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道規(guī)劃方法流程圖。

圖2為打擊固定目標的帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道圖。

具體實施方式

如圖1所示，本實施例提供的一種帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道規(guī)劃方法，具體包括以下步驟：

第一步、設(shè)計滑翔飛行攻角αhx的初值范圍αhx0＝[αhx0_1,…,αhx0_i,αhx0_n]，i＝1,…，n(例如n＝3，即規(guī)劃3條彈道，αhx0＝[αhx0_1,αhx0_2,αhx0_3]＝[8°,9°,10°])；

第二步、設(shè)定兩個變量的(滑翔飛行攻角αhx和發(fā)動機點火時間tfire)的初值，其中滑翔飛行攻角初值為αhx0_i，發(fā)動機點火時間tfire的初值為tfire0，此外設(shè)定滑翔飛行時結(jié)束時刻時間thx初值為thx0。

其中，發(fā)動機點火時間初值為tfire0一般選取為滑翔時刻開始時間；滑翔飛行時結(jié)束時刻時間初值thx0根據(jù)標準落速確定。

第三步、計算彈道。在標準條件下使用三自由度彈道模型計算彈道，標準條件包括：

a)大氣條件為國家標準大氣；

b)所有高度上無風(fēng)；

c)彈道計算的初值為滑翔初始點的速度、位置參數(shù)；

d)符合瞬時平衡原理。

彈道計算時程序角設(shè)計如下：

飛行時間t小于等于滑翔結(jié)束時刻時間thx0時，俯仰程序角為θ+α′hx，其表達式如下：

飛行時間t大于滑翔結(jié)束時刻時間thx0時，俯仰程序角為θ+α′xy，其表達式如下：

其中，為俯仰程序角；θ為發(fā)射系下彈道傾角；t為飛行時間；θd為當?shù)貜椀纼A角。

第四步、判斷射程是否滿足要求(例如射程要求為2000km±100m)。若射程滿足要求，則進入下一步；若射程不滿足要求，則修正發(fā)動機點火時間tfire，再回到第三步。修正表達式如下：

tfire_2＝tfire_1+δtfire

δtfire＝(l-lm)/5000

其中，tfire_1為上一步的點火時間，tfire_2為下一步的點火時間，l為采用上一步的點火時間tfire_1進行彈道計算得到的射程，lm為要求的標準射程(例如射程要求為2000km±100m，則標準射程為2000km)。

第五步、射程滿足要求；判斷i是否等于n；若i＝n，則進入下一步；否則令i＝i+1，返回第二步開始第i條彈道規(guī)劃。

第六步、彈道規(guī)劃結(jié)束。

使用本發(fā)明彈道規(guī)劃方法實現(xiàn)打擊固定目標的帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道圖如圖2所示。

本發(fā)明不僅局限于上述具體實施方式，本領(lǐng)域一般技術(shù)人員根據(jù)本發(fā)明公開的內(nèi)容，可以采用其它多種具體實施方式實施本發(fā)明，因此，凡是采用本發(fā)明的設(shè)計結(jié)構(gòu)和思路，做一些簡單的變化或更改的設(shè)計，都落入本發(fā)明保護的范圍。

技術(shù)特征：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種帶動力滑翔導(dǎo)彈多樣式彈道規(guī)劃方法，該方法包括：設(shè)計滑翔飛行攻角αhx的初值范圍αhx0＝[αhx0_1,…,αhx0_i,…αhx0_n]；設(shè)定滑翔飛行攻角αhx和發(fā)動機點火時間tfire的初值分別為αhx0_i和tfire0；使用三自由度彈道模型計算彈道；判斷射程是否滿足要求，若射程滿足要求，則進入下一步；若射程不滿足要求，則修正發(fā)動機點火時間tfire，再回到步驟S3；射程滿足要求，判斷i是否等于n；若i＝n，則進入下一步；否則令i＝i+1，返回開始第i條彈道規(guī)劃。本發(fā)明方法僅通過兩個設(shè)計變量，一個迭代變量就可實現(xiàn)多樣式滑翔彈道規(guī)劃，規(guī)劃快速簡單、射程控制準確，彈道樣式多；稍加擴展，就可以實現(xiàn)打擊多個固定目標的多樣式彈道規(guī)劃方法。

技術(shù)研發(fā)人員：許琦;范威;趙濤;吳敏;李坤;毛金娣;劉克龍;潘霏;覃天;郭春霞;萬方;汪瀲;羅欽欽
受保護的技術(shù)使用者：湖北航天技術(shù)研究院總體設(shè)計所
技術(shù)研發(fā)日：2017.06.18
技術(shù)公布日：2017.09.08