長，終端偏差越大；2)擾動引力受地形影響， 特大山區(qū)平均擾動引力最大，平原地區(qū)平均擾動引力最小，因此位于特大山區(qū)的滑翔彈道 具有較大的終端狀態(tài)偏差；3)本發(fā)明的方法能較好地修正擾動引力對彈道終端偏差的影 響，修正后彈道終端狀態(tài)偏差控制在lkm以內(nèi)，彈道精度提高約20倍。
[0285] 表3平原地區(qū)彈道規(guī)劃諸元
[0287] 表4平原地區(qū)滑翔彈道終端狀態(tài)對比
[0289] 表5丘陵地區(qū)彈道規(guī)劃諸元
[0291] 表6丘陵地區(qū)滑翔彈道終端狀態(tài)對比
[0292]
[0293] 表7特大山區(qū)彈道規(guī)劃諸元
[0295] 表8特大山區(qū)滑翔彈道終端狀態(tài)對比
[0297] 綜合上述仿真結(jié)果可獲得以下結(jié)論：
[0298] 1)由本發(fā)明確定的方法進(jìn)行滑翔彈道快速修正，可使修正后彈道橫程、縱程偏差 控制在lkm左右，彈道精度提高約20倍，滿足滑翔彈道快速修正的精度要求；
[0299] 2)由本發(fā)明確定的方法進(jìn)行滑翔彈道快速修正，避免了精確模型的引入，也避免 了多次彈道規(guī)劃帶來的大量彈道積分運(yùn)算，因此具有計(jì)算速度快和輕量化的特征，具有廣 闊的工程應(yīng)用前景；
[0300] 3)由本發(fā)明建立的彈道快速修正方法，可解析地表征攝動因素與待修正彈道諸元 之間的數(shù)學(xué)關(guān)系，有助于加深攝動因素誤差傳播的機(jī)理認(rèn)識，從本質(zhì)上抑制攝動因素對彈 道精度的影響；
[0301] 本發(fā)明能夠針對多種攝動因素、可適應(yīng)各種條件下滑翔彈道的快速修正，計(jì)算不 出現(xiàn)奇點(diǎn)，具有適應(yīng)范圍廣的特征。
[0302] 以上所述僅為本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例而已，并不用于限制本發(fā)明，對于本領(lǐng)域的技 術(shù)人員來說，本發(fā)明可以有各種更改和變化。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修 改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種面向攝動因素影響補(bǔ)償?shù)幕鑿椀揽焖傩拚椒?，包括以下步驟：第一步，建 立換極坐標(biāo)系；第二步，換極坐標(biāo)系中飛行器動力學(xué)模型的建立；第三步，計(jì)算縱程、橫程 偏差；第四步，建立縱程、橫程與滑翔彈道終端經(jīng)煒度的關(guān)系式；第五步，計(jì)算縱程、橫程關(guān) 于落點(diǎn)經(jīng)煒度的偏導(dǎo)數(shù)；第六步，計(jì)算彈道終端經(jīng)煒度偏差；第七步，計(jì)算彈道終端經(jīng)煒度 偏差關(guān)于阻力加速度的偏導(dǎo)數(shù)；第八步，計(jì)算彈道終端經(jīng)煒度偏差關(guān)于彈道諸元的偏導(dǎo)數(shù)； 第九步，計(jì)算修正后的彈道諸元；第十步，計(jì)算修正后的彈道。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于：其中第三步為由參考彈道和干擾彈 道計(jì)算縱程、橫程偏差；第九步為建立縱程、橫程偏差和彈道諸元補(bǔ)償量的關(guān)系，計(jì)算修正 后的彈道諸元；第十步為基于修正后彈道諸元計(jì)算修正后的彈道，并通過坐標(biāo)變換獲得一 般坐標(biāo)系中的修正彈道。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于： 第一步，建立換極坐標(biāo)系 按如下方式建立換極坐標(biāo)系： ① 定義一個再入大圓弧平面作為換極赤道平面：1)對目標(biāo)點(diǎn)確定的情況，將滑翔起點(diǎn) 和目標(biāo)點(diǎn)地心矢徑構(gòu)成的再入大圓弧平面作為換極赤道平面；2)對于目標(biāo)點(diǎn)未確定的情 況，根據(jù)滑翔起點(diǎn)位置及方位角確定的再入大圓弧平面作為換極赤道面； ② 基于換極赤道平面定義換極坐標(biāo)系Oe-XYZ :0E為地心，X軸沿滑翔起點(diǎn)地心矢徑方 向，Y軸在換極赤道面內(nèi)垂直于X軸指向目標(biāo)點(diǎn)方向，Z軸與X軸、Y軸構(gòu)成右手系； 第二步，換極坐標(biāo)系中飛行器動力學(xué)模型的建立 在換極坐標(biāo)系中建立以時間為自變量的滑翔飛行器動力學(xué)方程，其飛行狀態(tài)量換極后 的經(jīng)度λ、地心煒度φ、航跡偏航角σ，速度V、速度傾角Θ和地心距r，其中，C。、Ce為哥氏加速度項(xiàng)，為牽連加速度項(xiàng)，其中，Wf3為地球旋轉(zhuǎn)加速度矢量，λ p和φ p為換極后極點(diǎn)P的經(jīng)度和地心煒度，A P為 P的方位角。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于： 第三步，計(jì)算縱程、橫程偏差 不考慮攝動因素計(jì)算一條滑翔彈道，稱為參考彈道；其由滑翔彈道起點(diǎn)到滑翔彈道終 點(diǎn)的縱程為ΙΛ彈道終端偏離目標(biāo)終端的橫程為 考慮攝動因素計(jì)算一條滑翔彈道，稱為干擾彈道；其由滑翔彈道起點(diǎn)到滑翔彈道終點(diǎn) 的縱程為L，彈道終端偏離目標(biāo)終端的橫程為H ; 由攝動因素引起的滑翔彈道縱程偏差A(yù)L和橫程偏差△ H分別為，第四步，建立縱程、橫程與滑翔彈道終端經(jīng)煒度的關(guān)系式 定義彈道起點(diǎn)為F，其經(jīng)度λ f，地心煒度φ?;參考彈道終點(diǎn)為M，其經(jīng)度λ n，地心煒度 Φη;干擾彈道終點(diǎn)為C，其經(jīng)度λ。，地心煒度φ。;參考航程角為β。，實(shí)際航程角為β ^，縱 程角為β，橫程角為ζ，則干擾彈道終點(diǎn)與參考彈道終點(diǎn)之間的角距為， cos ζ ' = sin <})msin <})c+cos <})mcos <})ccos ( λ c-λ m) (6) 干擾彈道終點(diǎn)與參考彈道終點(diǎn)相對彈道起點(diǎn)F的張角為，縱程角β和橫程角ζ為縱程L和橫程H為，5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于： 第五步，計(jì)算縱程、橫程關(guān)于落點(diǎn)經(jīng)煒度的偏導(dǎo)數(shù) 根據(jù)第四步建立的縱程、橫程與滑翔彈道終端經(jīng)煒度的關(guān)系式，可推導(dǎo)得縱程、橫程關(guān) 于落點(diǎn)經(jīng)煒度的偏導(dǎo)數(shù)，6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于： 第六步，計(jì)算彈道終端經(jīng)煒度偏差 在換極坐標(biāo)系中建立以飛行狀態(tài)偏差量為狀態(tài)變量的攝動方程如下，對式（16)進(jìn)行一次積分即可求解狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣Φ (tk，t)的伴隨矩陣G (t，tk)，進(jìn)而通 過式（17)求解Φ (tk, t)。攝動方程（15)的通解為，不考慮初態(tài)誤差，則由式（25)可得換極坐標(biāo)系下終端經(jīng)煒度偏差為，7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于： 第七步，計(jì)算彈道終端經(jīng)煒度偏差關(guān)于阻力加速度的偏導(dǎo)數(shù) 求（26)關(guān)于阻力加速度D的偏導(dǎo)數(shù)，對式（27)做如下變換，高超聲速滑翔飛行器能量E關(guān)于時間t的偏導(dǎo)數(shù)為，阻力加速度D關(guān)于能量E的偏導(dǎo)數(shù)為，其中，P為大氣密度，S1^為飛行器參考面積，Cd為阻力系數(shù)，M為飛行器質(zhì)量； 將式（29)和式（30)代入式（28)可得，式（26)求關(guān)于時間t的偏導(dǎo)數(shù)為，基于瞬時平衡假設(shè)，可推導(dǎo)得，將式（33)~式（40)代入式（32)，再代入式（31)，可得終端經(jīng)煒度偏差關(guān)于阻力加速 度的偏導(dǎo)數(shù)。8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于： 第八步，計(jì)算彈道終端經(jīng)煒度偏差關(guān)于彈道諸元的偏導(dǎo)數(shù) 以分段函數(shù)形式描述D-E剖面：其中(^和C 2為待修正的彈道諸元； 求式（41)關(guān)于M5P C2的偏導(dǎo)數(shù)，將式（42)擬合為函數(shù)En(η = 0, 1，2,…）的線性組合，使其具有形式統(tǒng)一的數(shù)學(xué)描述，其中，(i = 0, 1，2)和 Id1 (i = 1，3, 5, 7, 9, 11)為擬合系數(shù)。 聯(lián)立式（43)和式（31)，可得彈道終端經(jīng)煒度偏差關(guān)于彈道諸元的偏導(dǎo)數(shù)，9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的修正方法，其特征在于： 第九步，計(jì)算修正后的彈道諸元 滑翔彈道縱程、橫程偏差與彈道諸元補(bǔ)償量的關(guān)系式為，則基于第三步計(jì)算得到的縱程、橫程偏差和1和J2的推導(dǎo)結(jié)果，可得記不考慮攝動因素進(jìn)行彈道規(guī)劃得到的參考彈道諸元為(^和C 則考慮攝動因素影 響，修正后彈道諸元(V和C /為，第十步，計(jì)算修正后的彈道 將修正后諸元代入式（41)，可得修正后D-E剖面，通過跟蹤修正后D-E剖面，即可得到換極坐標(biāo)系下的修正后彈道； 根據(jù)換極坐標(biāo)系定義，一般坐標(biāo)系與換極坐標(biāo)系中地心距、當(dāng)?shù)厮俣葍A角及速度的定 義一致，定義其中，if，A，和分別為點(diǎn)F在一般坐標(biāo)系中的經(jīng)度、煒度和方位角。由換極系下經(jīng)煒度λ和Φ確定一般系下經(jīng)煒度I:和^的表達(dá)式為由換極系下航跡偏航角σ確定一般系下航跡偏航角沒的表達(dá)式為經(jīng)過以上變換，最終可得到一般坐標(biāo)系中修正后滑翔彈道。10.根據(jù)權(quán)利要求1~9中任意一項(xiàng)所述的修正方法，其特征在于：所述攝動因素包括 飛行器本體建模誤差和地球物理環(huán)境因素建模誤差。
【專利摘要】本發(fā)明提供一種面向攝動因素影響補(bǔ)償?shù)幕鑿椀揽焖傩拚椒ǎǎ航Q極坐標(biāo)系；換極坐標(biāo)系中飛行器動力學(xué)模型建立；計(jì)算縱程、橫程偏差；建立縱程、橫程與滑翔彈道終端經(jīng)緯度的關(guān)系式；計(jì)算縱程、橫程關(guān)于落點(diǎn)經(jīng)緯度的偏導(dǎo)數(shù)；計(jì)算彈道終端經(jīng)緯度偏差；計(jì)算彈道終端經(jīng)緯度偏差關(guān)于阻力加速度的偏導(dǎo)數(shù)；計(jì)算彈道終端經(jīng)緯度偏差關(guān)于彈道諸元的偏導(dǎo)數(shù)；計(jì)算修正后彈道諸元；計(jì)算修正后彈道。由本發(fā)明方法進(jìn)行滑翔彈道快速修正，可使修正后彈道橫程、縱程偏差控制在1km左右，彈道精度提高約20倍，滿足滑翔彈道快速修正的精度要求。且本發(fā)明能夠針對多種攝動因素、適應(yīng)各種條件下滑翔彈道的快速修正，計(jì)算不出現(xiàn)奇點(diǎn)，適應(yīng)范圍廣。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105354380
【申請?zhí)枴緾N201510738229
【發(fā)明人】周歡, 鄭偉, 湯國建
【申請人】中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)
【公開日】2016年2月24日
【申請日】2015年11月3日