一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推?跳躍式彈道優(yōu)化方法，技術(shù)特征在于：設(shè)計了一種超燃沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈彈道方案，建立了包含直接力控制的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈縱向平面全彈道運動方程，并采用自適應(yīng)偽譜法求解彈道優(yōu)化問題。優(yōu)化得到的助推?跳躍彈道明顯提高了導(dǎo)彈的射程，射程是現(xiàn)有吸氣式高超聲速導(dǎo)彈的助推?巡航彈道的3.81倍；設(shè)計的助推?跳躍彈道飛行高度不固定，且大部分時間飛行高度較高，具有更強的突防能力，是一種極具應(yīng)用前景的彈道方式。
【專利說明】
一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明主要屬于導(dǎo)彈彈道優(yōu)化領(lǐng)域，具體涉及一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳 躍式彈道優(yōu)化方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 傳統(tǒng)的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈從空中平臺發(fā)射后，自帶的火箭助推器將其助推至臨 近空間高度和4~5Ma的飛行速度，隨后超燃沖壓發(fā)動機(jī)點火工作，導(dǎo)彈在臨近空間巡航飛 行，當(dāng)導(dǎo)彈接近目標(biāo)時進(jìn)行俯沖攻擊。巡航段是整個飛行過程耗時最長的階段，然而在巡航 段導(dǎo)彈的過載很小，機(jī)動能力十分有限，飛行高度和速度相對穩(wěn)定，很可能被防空系統(tǒng)捕獲 和攔截，限制了其突防能力。而采用直接力和氣動力復(fù)合控制方式的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈， 可以提高巡航段過載和機(jī)動能力，通過助推-跳躍式彈道方式，能夠顯著增加導(dǎo)彈的突防能 力和射程。
[0003] 吸氣式高超聲速巡航導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化問題，與彈道導(dǎo)彈再入彈道不同， 吸氣式導(dǎo)彈在助推段結(jié)束后仍是帶動力的飛行過程，受超燃沖壓發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)的影響， 在彈道優(yōu)化中對攻角的限制更為嚴(yán)格，并且發(fā)動機(jī)推力隨著攻角變化是一個時變的值，這 使得優(yōu)化過程需要更多的配點數(shù)才能滿足收斂條件。此外，與再入飛行器相比，現(xiàn)有吸氣式 高超聲速導(dǎo)彈的巡航段過載很小，不能完成導(dǎo)彈的跳躍式彈道，為使導(dǎo)彈具有更大的機(jī)動 能力，需要采用直接力/氣動力復(fù)合控制方式，以產(chǎn)生更大的過載，由此在控制變量中必須 包含軌控發(fā)動機(jī)推力，進(jìn)一步增加了彈道設(shè)計的復(fù)雜度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 針對吸氣式高超聲速導(dǎo)彈的彈道優(yōu)化問題，本發(fā)明提供一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈 助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，所述彈 道優(yōu)化方法用于增加吸氣式高超聲速導(dǎo)彈的射程以及突防能力，其特征在于，所述彈道優(yōu) 化方法設(shè)計一種超燃沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈彈道、建立包含直接 力控制的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈縱向平面全彈道運動方程以及構(gòu)建一吸氣式高超聲速導(dǎo)彈 助推-跳躍式彈道優(yōu)化模型，并所述彈道優(yōu)化方法采用自適應(yīng)偽譜法求解彈道優(yōu)化問題。與 彈道導(dǎo)彈再入彈道不同，本發(fā)明吸氣式導(dǎo)彈在助推段結(jié)束后仍是帶動力的飛行過程，受超 燃沖壓發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)的影響，在彈道優(yōu)化中對攻角的限制更為嚴(yán)格，并且本發(fā)明吸氣式 高超聲速導(dǎo)彈的巡航段能完成導(dǎo)彈的跳躍式彈道，使導(dǎo)彈具有更大的機(jī)動能力，采用直接 力/氣動力復(fù)合控制方式，產(chǎn)生更大的過載，在控制變量中包含軌控發(fā)動機(jī)推力，進(jìn)一步優(yōu) 化了彈道。
[0005] 本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：
[0006] -種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，所述彈道優(yōu)化方法用于增 加吸氣式高超聲速導(dǎo)彈的射程以及突防能力，所述彈道優(yōu)化方法設(shè)計一種超燃沖壓發(fā)動機(jī) 間斷周期點火的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈彈道、建立包含直接力控制的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈縱 向平面全彈道運動方程以及構(gòu)建吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化模型，并所述 彈道優(yōu)化方法采用自適應(yīng)偽譜法求解彈道優(yōu)化問題。
[0007] 進(jìn)一步地，所述超燃沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈彈道的基本 飛行方案為:所述高超聲速導(dǎo)彈由火箭助推器推送到25-60千米高度，火箭助推器分離后， 所述高超聲速導(dǎo)彈首先經(jīng)歷無動力跳躍段，當(dāng)所述高超聲速導(dǎo)彈的高度降至40千米以下、 速度降至1500m/s時，超燃沖壓發(fā)動機(jī)點火工作，所述高超聲速導(dǎo)彈在臨近空間跳躍機(jī)動， 在跳躍彈道中超燃沖壓發(fā)動機(jī)采用間斷周期點火的方式工作，以減少發(fā)動機(jī)的燃料消耗 量;燃料耗盡后，所述高超聲速導(dǎo)彈進(jìn)入無動力跳躍飛行階段，在靠近目標(biāo)時，所述高超聲 速導(dǎo)彈進(jìn)入彈道末端，完成俯沖攻擊。
[0008] 進(jìn)一步地，所述包含直接力控制的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈縱向平面全彈道運動方程 具體為:忽略地球自轉(zhuǎn)和非球形的影響，假設(shè)軌控發(fā)動機(jī)能提供連續(xù)可調(diào)推力，得到所述包 含直接力控制的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈縱向平面全彈道運動方程為：
[0010] 式中，m，v，h，a，釣0分別表示導(dǎo)彈質(zhì)量、速度、離地高度、攻角、俯仰角和彈道傾角； L為射程;P為發(fā)動機(jī)推力;Fn為軌控發(fā)動機(jī)的推力;ny為法向過載;q為動壓;s為參考面積;g 為重力加速度;R為地球平均半徑;ISP為超燃沖壓發(fā)動機(jī)比沖;ny為導(dǎo)彈可用法向過載，C x，Cy 分別為阻力系數(shù)和升力系數(shù)，它們是攻角和馬赫數(shù)的函數(shù)。
[0011] 進(jìn)一步地，所述吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化模型具體為:在狀態(tài)變 量x(t)滿足吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道約束條件時，尋求最優(yōu)控制變量u(t)，使 得性能指標(biāo)J取極小值；
[0012] 所述吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化模型將彈道分為助推段和和跳躍 段分別進(jìn)行優(yōu)化，將助推段末端能量作為助推段的性能指標(biāo)1?，?/bmm = _(v2/2 +勸Hn ; 將射程作為跳躍段的性能指標(biāo)鍛，^ KIS =-々，其中4為tf時刻的導(dǎo)彈射程；
[0013] 狀態(tài)變量x(t)取運動方程中的參數(shù)v，0，h，L，m，即x= (V，0，h，L，m)T;在僅考慮縱 向平面運動的情況下，控制變量取為攻角a和軌控發(fā)動機(jī)推力Fn，即u= (a，F(xiàn)N)T。
[0014] 進(jìn)一步地，所述吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道約束條件包括：
[0015] ⑴法向過載約束
[0016] 在所述助推段和所述跳躍段，導(dǎo)彈的過載受到結(jié)構(gòu)強度和機(jī)載設(shè)備承受能力的限 制，即有
[0017] |ny|<nymax (2)
[0018]式中ny max為導(dǎo)彈最大可用過載；
[0019] (2)動壓約束
⑶
[0021] 式中qmax為導(dǎo)彈最大動壓限制；
[0022] (3)熱流約束
[0023] 熱流約束通常指飛行器表面駐點處的熱流限制，即有
[0024] Q<Qm^ ⑷
[0025] 式中d,、為導(dǎo)彈最大熱流限制；
[0026]駐點熱流密度通過下式計算：
(5)
[0028]式中，kQ是與導(dǎo)彈構(gòu)型和材料有關(guān)的常數(shù)，kQ = 3.08 X 1 (T5; RN為駐點處曲率半徑， 取RN=0.02m;P為大氣密度;v為導(dǎo)彈速度；
[0029] (4)攻角約束
[0030] 為了減小兩級間的分離攝動，必須限制助推級分離時刻的攻角大?。?br>[0031] a(tfi)=0〇 (6)
[0032] 為滿足導(dǎo)彈的控制要求，控制量必須控制在一定范圍內(nèi)，且控制量不能劇烈變化， 另一方面在跳躍段，超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道正常工作時也對攻角有限制，由此對飛行過程 的導(dǎo)彈攻角有相應(yīng)的約束： \a(t)\<5°, tm<t< tfl
[0033] V {7) |a(〇| < 5°, t02<t < tf2 \cc(t)\ < 15°, tf2<t < tj
[0034] 式中，tQ1為導(dǎo)彈在空中發(fā)射時刻，tfl為助推段結(jié)束時刻，tQ2為沖壓發(fā)動機(jī)首次點 火時刻，t f2為燃料耗盡時刻，tf為跳躍段結(jié)束時刻；
[0035] (5)高度約束
[0036]為使導(dǎo)彈高速度飛行時能夠減少飛行阻力，同時盡量避免地面防空系統(tǒng)的火力攔 截，應(yīng)使導(dǎo)彈保持在臨近空間區(qū)域飛行，對其飛行高度作以下限制：
[0037] 25km^；h^；60km, (8)
[0038] (6)終端約束
[0039] 吸氣式高超聲速導(dǎo)彈在跳躍段結(jié)束后進(jìn)入彈道末端，完成俯沖攻擊，為保證俯沖 攻擊有足夠的動能，對跳躍段彈道作以下終端約束： h{ >30km ,、
[0040] 1! (9) V,. > 1200 m/s
[0041 ]式中hf和vf分別為tf時刻導(dǎo)彈的高度和速度；
[0042] (7)軌控發(fā)動機(jī)推力約束
[0043] 受軌控發(fā)動機(jī)數(shù)量和比沖限制，軌控發(fā)動機(jī)的推力Fn有一定限制范圍
[0044] Fn^Fn max (10)
[0045]式中，F(xiàn)n為軌控發(fā)動機(jī)的推力，F(xiàn)n max為軌控發(fā)動機(jī)最大推力；
[0046] (8)超燃沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火條件
[0047] 為減少超燃沖壓發(fā)動機(jī)的燃料消耗量，在跳躍彈道中發(fā)動機(jī)采用間斷周期點火的 方式工作，當(dāng)經(jīng)歷波谷開始爬升，且飛行速度降至點火速度下限1500m/s時，超燃沖壓發(fā)動 機(jī)點火工作;爬升至40km，發(fā)動機(jī)熄火，導(dǎo)彈依靠飛行器動能繼續(xù)爬升，并完成數(shù)個跳躍波 段，直至速度減小至點火速度下限，發(fā)動機(jī)再次點火;如此往復(fù)直到燃料耗盡，導(dǎo)彈進(jìn)入無 動力跳躍飛行階段；由此得到超燃沖壓發(fā)動機(jī)周期點火條件為：
[0048] 9^0。，h<40km，v<1500m/s，t〇2<t<tf2 (11)
[0049] 進(jìn)一步地，所述采用自適應(yīng)偽譜法求解彈道優(yōu)化問題具體包括以下步驟：
[0050] 步驟1:根據(jù)需要劃分網(wǎng)絡(luò)區(qū)間，并設(shè)定每一區(qū)間的配點數(shù)；
[0051 ]步驟2 :在每一個網(wǎng)絡(luò)區(qū)間上，利用全局高斯偽譜法將狀態(tài)方程、目標(biāo)函數(shù)和約束 條件離散化，將最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為非線性規(guī)劃問題；
[0052]步驟3:利用序列二次規(guī)劃方法求解非線性規(guī)劃問題；
[0053]步驟4:判斷每一網(wǎng)格區(qū)間中點處對應(yīng)的狀態(tài)量和控制量是否滿足運動方程的約 束精度要求，如果滿足要求則迭代結(jié)束，若不滿足則跳至步驟5或步驟6;
[0054]步驟5:如果殘差向量0中所有元素的量級相當(dāng)，則增加配點數(shù)，即增加插值多項式 的次數(shù)；
[0055]步驟6:如果殘差向量0中某些元素的量級明顯大于其他元素，則對相應(yīng)的網(wǎng)格區(qū) 間進(jìn)行細(xì)化；
[0056] 步驟7:所有網(wǎng)格區(qū)間都調(diào)整完后，返回步驟2,進(jìn)行下一次迭代。
[0057]進(jìn)一步地，所述高超聲速導(dǎo)彈為具有乘波體結(jié)構(gòu)的巡航體。
[0058]本發(fā)明的有益技術(shù)效果：
[0059] 本發(fā)明設(shè)計了一種超燃沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火的吸氣式高超聲速飛行器彈道 方案，優(yōu)化得到的助推-跳躍彈道明顯提高了導(dǎo)彈的射程，其飛行時間2306.9s，優(yōu)化得到的 射程為3771.5km，射程是現(xiàn)有吸氣式高超聲速導(dǎo)彈的助推-巡航彈道的3.81倍，設(shè)計的助 推-跳躍彈道飛行高度不固定，且大部分時間飛行高度較高，具有更強的突防能力，是一種 極具應(yīng)用前景的彈道方式。
【附圖說明】
[0060] 圖1為本發(fā)明助推-跳躍高超聲速導(dǎo)彈基本彈道示意圖；
[0061] 圖2為本發(fā)明不同點火方式的彈道曲線；
[0062] 圖3為本發(fā)明不同方案的飛行速度變化曲線；
[0063]圖4為本發(fā)明不同方案的飛行器質(zhì)量變化曲線。
【具體實施方式】
[0064]為了使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實施例，對 本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)描述。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋本發(fā)明，并 不用于限定本發(fā)明。
[0065] 相反，本發(fā)明涵蓋任何由權(quán)利要求定義的在本發(fā)明的精髓和范圍上做的替代、修 改、等效方法以及方案。進(jìn)一步，為了使公眾對本發(fā)明有更好的了解，在下文對本發(fā)明的細(xì) 節(jié)描述中，詳盡描述了一些特定的細(xì)節(jié)部分。對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說沒有這些細(xì)節(jié)部分的 描述也可以完全理解本發(fā)明。
[0066] 實施例1
[0067] 針對不同點火方式下的彈道方案進(jìn)行彈道優(yōu)化，并分析不同方案的性能優(yōu)劣。仿 真條件如下：
[0068] 狀態(tài)變量初始條件:VQ = 240m/s，9Q =15°，ho = 15km，L〇 = 0km，mo = 1780kg;
[0069] 終端約束：1200m/s，hf^= 30km，mfi = 67 lkg，mf = 548kg。
[0070] 過程約束：ny max=10，qmax = 50kpa，@m:A = 25()kW/m2 ..，F(xiàn)n max = 4000N〇
[0071] 為了考察超燃沖壓發(fā)動機(jī)不同點火方式對彈道的影響，對比4種不同的彈道方案， 各方案超燃沖壓發(fā)動機(jī)的點火方式列入表1。表1中，方案1為本發(fā)明設(shè)計的采用間斷周期點 火方式的彈道;方案2采用連續(xù)周期點火方式，即每經(jīng)歷一個波谷導(dǎo)彈都會點火爬升;方案3 中超燃沖壓發(fā)動機(jī)持續(xù)工作，因此其彈道高度限制在25~40km范圍內(nèi)；方案4為平飛巡航式 彈道，導(dǎo)彈不作機(jī)動，發(fā)動機(jī)持續(xù)工作，其平飛高度為35km。
[0072] 表1不同點火方式下的彈道方案
[0075] 利用hp自適應(yīng)偽譜法分別對吸氣式高超聲速導(dǎo)彈的上述彈道方案進(jìn)行優(yōu)化，仿真 結(jié)果如圖2~圖4所示，圖2~圖4分別為不同點火方式的彈道曲線、不同方案的飛行速度變 化曲線;不同方案的飛行器質(zhì)量變化曲線。
[0076] 由圖2~圖4所示的仿真結(jié)果可以看出，方案1情況下，吸氣式高超聲速導(dǎo)彈經(jīng)過 50s的助推段，速度和高度分別增加到2118.6m/s和40km，隨后助推級分離，導(dǎo)彈繼續(xù)爬升到 最高70km，然后開始下落進(jìn)行無動力跳躍;經(jīng)歷了 4個波段的跳躍，導(dǎo)彈速度下降到1500m/ s，超燃沖壓發(fā)動機(jī)開始點火工作;超燃沖壓發(fā)動機(jī)每次點火可使導(dǎo)彈跳躍2個波段，經(jīng)過4 次點火后，沖壓發(fā)動機(jī)燃料耗盡，導(dǎo)彈進(jìn)入最后的無動力滑翔段;最終導(dǎo)彈速度降至1200m/ s，飛行時間2306.9s，優(yōu)化得到的射程為3771.5km。
[0077] 對于方案2方案，在超燃沖壓發(fā)動機(jī)點火前，優(yōu)化的彈道與方案1相同，此后發(fā)動機(jī) 每經(jīng)歷一個波谷點火工作，飛行至40km高度發(fā)動機(jī)關(guān)閉，經(jīng)過4次點火導(dǎo)彈進(jìn)入無動力滑翔 段;最終優(yōu)化得到的彈道射程為3033.7km，飛行時間為1762.8s。
[0078] 方案3方案為超燃沖壓發(fā)動機(jī)持續(xù)工作的跳躍彈道，發(fā)動機(jī)點火前的彈道與方案1 相同，點火后導(dǎo)彈在25-40km高度范圍內(nèi)跳躍機(jī)動，經(jīng)歷2個波段的跳躍后燃料耗盡，沖壓發(fā) 動機(jī)關(guān)閉，導(dǎo)彈進(jìn)入無動力跳躍段。最終優(yōu)化得到導(dǎo)彈的射程為1912.3km，飛行時間為 1089.ls〇
[0079] 方案4方案中，導(dǎo)彈不做跳躍機(jī)動，其助推段為高拋彈道，隨后在35km高度超燃沖 壓發(fā)動機(jī)點火工作，導(dǎo)彈進(jìn)入平飛巡航段;燃料耗盡后，導(dǎo)彈開始向下俯沖，最終得到導(dǎo)彈 的射程為990km，飛行時間為600s。
[0080]對比這4種彈道方案可以看出，方案1提供了性能最優(yōu)彈道，其射程為現(xiàn)有吸氣式 高超聲速導(dǎo)彈平飛巡航彈道的3.81倍，并且這種彈道沒有固定的飛行高度，具有更強的突 防能力。這種優(yōu)勢的主要原因在于，導(dǎo)彈在助推_跳躍彈道中的大部分時間位于大氣較稀薄 的空域，飛行動能損失較??；另一方面，超燃沖壓發(fā)動機(jī)采用間斷周期點火的方式工作，大 大提高了燃料的使用效率，為導(dǎo)彈提供更遠(yuǎn)的射程。
【主權(quán)項】
1. 一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，所述彈道優(yōu)化方法用于增加 吸氣式高超聲速導(dǎo)彈的射程以及突防能力，其特征在于，所述彈道優(yōu)化方法設(shè)計一種超燃 沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈彈道、建立包含直接力控制的吸氣式高超 聲速導(dǎo)彈縱向平面全彈道運動方程以及構(gòu)建吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化模 型，并所述彈道優(yōu)化方法采用自適應(yīng)偽譜法求解彈道優(yōu)化問題。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，其特征在 于，所述超燃沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈彈道的基本飛行方案為:所 述高超聲速導(dǎo)彈由火箭助推器推送到25-60千米高度，火箭助推器分離后，所述高超聲速導(dǎo) 彈首先經(jīng)歷無動力跳躍段，當(dāng)所述高超聲速導(dǎo)彈的高度降至40千米以下、速度降至1500m/s 時，超燃沖壓發(fā)動機(jī)點火工作，所述高超聲速導(dǎo)彈在臨近空間跳躍機(jī)動，在跳躍彈道中超燃 沖壓發(fā)動機(jī)采用間斷周期點火的方式工作，以減少發(fā)動機(jī)的燃料消耗量;燃料耗盡后，所述 高超聲速導(dǎo)彈進(jìn)入無動力跳躍飛行階段，在靠近目標(biāo)時，所述高超聲速導(dǎo)彈進(jìn)入彈道末端， 完成俯沖攻擊。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，其特征在 于，所述包含直接力控制的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈縱向平面全彈道運動方程具體為：忽略地 球自轉(zhuǎn)和非球形的影響，假設(shè)軌控發(fā)動機(jī)能提供連續(xù)可調(diào)推力，得到所述包含直接力控制 的吸氣式高超聲速導(dǎo)彈縱向平面全彈道運動方程為：式中，m，v，h，a，私Θ分別表示導(dǎo)彈質(zhì)量、速度、離地高度、攻角、俯仰角和彈道傾角；L為 射程;P為發(fā)動機(jī)推力;Fn為軌控發(fā)動機(jī)的推力;ny為法向過載;q為動壓;s為參考面積;g為重 力加速度;R為地球平均半徑;I SP為超燃沖壓發(fā)動機(jī)比沖;ny為導(dǎo)彈可用法向過載，Cx，Cy分別 為阻力系數(shù)和升力系數(shù)，它們是攻角和馬赫數(shù)的函數(shù)。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，其特征在 于，所述吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化模型具體為:在狀態(tài)變量x(t)滿足吸氣 式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道約束條件時，尋求最優(yōu)控制變量u(t)，使得性能指標(biāo)J取 極小值； 所述吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化模型將彈道分為助推段和和跳躍段分 別進(jìn)行優(yōu)化，將助推段末端能量作為助推段的性能指標(biāo)=-(v:/2 + g/〇|in ;將 射程作為跳躍段的性能指標(biāo)Js?鍛= ，其中\(zhòng)為tf時刻的導(dǎo)彈射程； 狀態(tài)變量X(t)取運動方程中的參數(shù)￥，0，]1兒，111，8|^=(>，0，]1丄，111)1';在僅考慮縱向平面 運動的情況下，控制變量取為攻角α和軌控發(fā)動機(jī)推力Fn，即u= (a，F(xiàn)n)t。5.根據(jù)權(quán)利要求4所述一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，其特征在 于，所述吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道約束條件包括： (1) 法向過載約束 在所述助推段和所述跳躍段，導(dǎo)彈的過載受到結(jié)構(gòu)強度和機(jī)載設(shè)備承受能力的限制， 即有 Ily | ^Ily max ( 2 ) 式中ny max為導(dǎo)彈最大可用過載； (2) 動壓約束式中qmax為導(dǎo)彈最大動壓限制； (3) 熱流約束 熱流約束通常指飛行器表面駐點處的熱流限制，即有式中0max為導(dǎo)彈最大熱流限制； 駐點熱流密度通過下式計算：式中，kQ是與導(dǎo)彈構(gòu)型和材料有關(guān)的常數(shù)，kQ = 3.08 X 10_5; Rn為駐點處曲率半徑，取RN = 0.02m;P為大氣密度;v為導(dǎo)彈速度； (4) 攻角約束 為了減小兩級間的分離攝動，必須限制助推級分離時刻的攻角大?。?a(tfi) = 0° (6) 為滿足導(dǎo)彈的控制要求，控制量必須控制在一定范圍內(nèi)，且控制量不能劇烈變化，另一 方面在跳躍段，超燃沖壓發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道正常工作時也對攻角有限制，由此對飛行過程的導(dǎo) 彈攻角有相應(yīng)的約束：式中，toi為導(dǎo)彈在空中發(fā)射時刻，tfl為助推段結(jié)束時刻，t〇2為沖壓發(fā)動機(jī)首次點火時 亥IJ，tf2為燃料耗盡時刻，tf為跳躍段結(jié)束時刻； (5) 高度約束 為使導(dǎo)彈高速度飛行時能夠減少飛行阻力，同時盡量避免地面防空系統(tǒng)的火力攔截， 應(yīng)使導(dǎo)彈保持在臨近空間區(qū)域飛行，對其飛行高度作以下限制： 25km^；h^；60km,tfi^；t^；tf (8) (6) 終端約束 吸氣式高超聲速導(dǎo)彈在跳躍段結(jié)束后進(jìn)入彈道末端，完成俯沖攻擊，為保證俯沖攻擊 有足夠的動能，對跳躍段彈道作以下終端約束：式中hf和vf分別為tf時刻導(dǎo)彈的高度和速度； (7) 軌控發(fā)動機(jī)推力約束 受軌控發(fā)動機(jī)數(shù)量和比沖限制，軌控發(fā)動機(jī)的推力Fn有一定限制范圍 Fn^sFn max (10) 式中，F(xiàn)N為軌控發(fā)動機(jī)的推力，F(xiàn)N max為軌控發(fā)動機(jī)最大推力； (8) 超燃沖壓發(fā)動機(jī)間斷周期點火條件 為減少超燃沖壓發(fā)動機(jī)的燃料消耗量，在跳躍彈道中發(fā)動機(jī)采用間斷周期點火的方式 工作，當(dāng)經(jīng)歷波谷開始爬升，且飛行速度降至點火速度下限1500m/s時，超燃沖壓發(fā)動機(jī)點 火工作;爬升至40km，發(fā)動機(jī)熄火，導(dǎo)彈依靠飛行器動能繼續(xù)爬升，并完成數(shù)個跳躍波段，直 至速度減小至點火速度下限，發(fā)動機(jī)再次點火;如此往復(fù)直到燃料耗盡，導(dǎo)彈進(jìn)入無動力跳 躍飛行階段；由此得到超燃沖壓發(fā)動機(jī)周期點火條件為： 9^=0° ,h^；40km,v^；1500m/s,t〇2^；t^；tf2 (11)6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，其特征在 于，所述采用自適應(yīng)偽譜法求解彈道優(yōu)化問題具體包括以下步驟： 步驟1:根據(jù)需要劃分網(wǎng)絡(luò)區(qū)間，并設(shè)定每一區(qū)間的配點數(shù)； 步驟2:在每一個網(wǎng)絡(luò)區(qū)間上，利用全局高斯偽譜法將狀態(tài)方程、目標(biāo)函數(shù)和約束條件 離散化，將最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為非線性規(guī)劃問題； 步驟3:利用序列二次規(guī)劃方法求解非線性規(guī)劃問題； 步驟4:判斷每一網(wǎng)格區(qū)間中點處對應(yīng)的狀態(tài)量和控制量是否滿足運動方程的約束精 度要求，如果滿足要求則迭代結(jié)束，若不滿足則跳至步驟5或步驟6; 步驟5:如果殘差向量β中所有元素的量級相當(dāng)，則增加配點數(shù)，即增加插值多項式的次 數(shù)； 步驟6:如果殘差向量β中某些元素的量級明顯大于其他元素，則對相應(yīng)的網(wǎng)格區(qū)間進(jìn) 行細(xì)化； 步驟7:所有網(wǎng)格區(qū)間都調(diào)整完后，返回步驟2,進(jìn)行下一次迭代。7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述一種吸氣式高超聲速導(dǎo)彈助推-跳躍式彈道優(yōu)化方法，其特征在 于，所述高超聲速導(dǎo)彈為具有乘波體結(jié)構(gòu)的巡航體。
【文檔編號】G06F17/50GK105930550SQ201610203194
【公開日】2016年9月7日
【申請日】2016年4月1日
【發(fā)明人】方洋旺, 柴棟, 伍友利, 彭維仕, 楊鵬飛, 張丹旭, 徐洋
【申請人】方洋旺