[发明专利]一种吸气式高超声速导弹助推-跳跃式弹道优化方法

摘要

本发明涉及一种吸气式高超声速导弹助推‑跳跃式弹道优化方法，技术特征在于：设计了一种超燃冲压发动机间断周期点火的吸气式高超声速导弹弹道方案，建立了包含直接力控制的吸气式高超声速导弹纵向平面全弹道运动方程，并采用自适应伪谱法求解弹道优化问题。优化得到的助推‑跳跃弹道明显提高了导弹的射程，射程是现有吸气式高超声速导弹的助推‑巡航弹道的3.81倍；设计的助推‑跳跃弹道飞行高度不固定，且大部分时间飞行高度较高，具有更强的突防能力，是一种极具应用前景的弹道方式。

主权项

1.一种吸气式高超声速导弹助推‑跳跃式弹道优化方法，其特征在于，该吸气式高超声速导弹助推‑跳跃式弹道优化方法包括以下步骤：步骤1：设计一种超燃冲压发动机间断周期点火的吸气式高超声速导弹弹道，所述超燃冲压发动机间断周期点火的吸气式高超声速导弹弹道的基本飞行方案为：所述高超声速导弹由火箭助推器推送到25‑60千米高度，火箭助推器分离后，所述高超声速导弹首先经历无动力跳跃段，当所述高超声速导弹的高度降至40千米以下、速度降至1500m/s时，超燃冲压发动机点火工作，所述高超声速导弹在临近空间跳跃机动，在跳跃弹道中超燃冲压发动机采用间断周期点火的方式工作，以减少发动机的燃料消耗量；燃料耗尽后，所述高超声速导弹进入无动力跳跃飞行阶段，在靠近目标时，所述高超声速导弹进入弹道末端，完成俯冲攻击；步骤2：建立包含直接力控制的吸气式高超声速导弹纵向平面全弹道运动方程，具体为：忽略地球自转和非球形的影响，假设轨控发动机能提供连续可调推力，得到所述包含直接力控制的吸气式高超声速导弹纵向平面全弹道运动方程为；式中，m,v,h,α,θ分别表示导弹质量、速度、离地高度、攻角、俯仰角和弹道倾角；L为射程；P为发动机推力；F_N为轨控发动机的推力；n_y为导弹可用法向过载；q为动压；s为参考面积；g为重力加速度；R为地球平均半径；I_sp为超燃冲压发动机比冲；C_x,C_y分别为阻力系数和升力系数，它们是攻角和马赫数的函数；步骤3：构建吸气式高超声速导弹助推‑跳跃式弹道优化模型，具体为：在状态变量x(t)满足吸气式高超声速导弹助推‑跳跃式弹道约束条件时，寻求最优控制变量u(t)，使得性能指标J取极小值；所述吸气式高超声速导弹助推‑跳跃式弹道优化模型将弹道分为助推段和和跳跃段分别进行优化，将助推段末端能量作为助推段的性能指标J_助推段，J_助推段＝‑(v²/2+gh)|_tf1，其中t_f1为助推段结束时刻；将射程作为跳跃段的性能指标J_跳跃段，其中为t_f时刻的导弹射程，t_f为跳跃段结束时刻；状态变量x(t)取运动方程中的参数v,θ,h,L,m,即x＝(v,θ,h,L,m)^T；在仅考虑纵向平面运动的情况下，控制变量取为攻角α和轨控发动机推力F_N，即u＝(α,F_N)^T；步骤4：采用自适应伪谱法求解步骤3所述弹道优化模型。