沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法技术

本发明专利技术公开了一种沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法，包括以下步骤：首先，计算换极坐标系弹道三维包络；其次，进行换极坐标系全域空域剖分；再次，建立一般坐标系扰动引力全域重构模型；然后，建立沿弹道的扰动引力局域重构模型；基于此，建立飞行过程中扰动引力快速逼近算法；之后，开展试验设计并构建重构模型的代理模型；最后，针对代理模型建立优化方法。根据本发明专利技术方法进行沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化，可以获得给定精度要求下的存储量最小模型和给定存储量要求下的精度最高模型，能够满足弹上实时计算对数据存储量、计算速度和重构精度的要求，具有较好的工程应用前景。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞行器动力学建模领域，特别涉及沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法。
技术介绍
本专利技术涉及的滑翔弹道特指高超声速滑翔飞行器包含初始下降段弹道和滑翔段弹道在内的弹道，其起点为再入点，终点为滑翔段中末交班点。滑翔弹道长时间处于临近空间，受地球扰动引力影响显著。计算表明，由扰动引力引起的滑翔弹道终端位置偏差可达几十公里，因此有必要在弹道计算和制导解算中考虑扰动引力的影响。现有扰动引力计算方法通常具有计算规模大、数据存储量大、计算时间长的特点，无法满足弹上实时计算对轻量化和计算效率的要求。为寻求最优重构模型参数，提出一种沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法。方法首先计算换极坐标系弹道三维包络；其次进行换极坐标系全域空域剖分；再次建立一般坐标系扰动引力全域重构模型；然后建立沿弹道的扰动引力局域重构模型；基于此建立飞行过程中扰动引力快速逼近算法；之后开展试验设计并构建重构模型的代理模型；最后针对代理模型建立优化方法。方法可获得给定精度要求下的存储量最小模型以及给定存储量要求下的精度最高模型，具有较好的工程应用前景。
技术实现思路
本专利技术针对沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化问题，提出一种基于代理模型的重构模型的沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法，可获得给定精度要求下的存储量最小模型以及给定存储量要求下的精度最高模型，且具有精度高、速度快、存储量小的特征。本专利技术通过以下技术方案实现上述目的：一种沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法，包括以下步骤：第一步，建立弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型；第二步，建立换极坐标系；第三步，建立换极坐标系中飞行器动力学模型；第四步，计算换极坐标系弹道三维包络；第五步，换极坐标系全域空域剖分；第六步，建立一般坐标系扰动引力全域重构模型；第七步，建立沿弹道的扰动引力局域重构模型；第八步，建立飞行过程中扰动引力实时逼近算法；第九步，获取代理模型训练样本计算条件；第十步，建立重构模型的代理模型；第十一步，建立重构模型的优化算法。具体地，所述滑翔弹道特指高超声速滑翔飞行器全程弹道的一部分，弹道起点为再入点，弹道终点为中末交班点。对上述步骤做进一步说明：第一步，建立弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型令弹道再入点为I，其经度为λI、地心纬度为φI；弹道落点为T，其经度为λT、地心纬度为φT；以由再入点和落点确定的再入大圆弧平面为对称面，称沿射向方向对称面以左弹道为左侧机动弹道，沿射向方向对称面以右弹道为右侧机动弹道；记最大左侧机动弹道距对称面的最大距离为左边界Bl，记最大右侧机动弹道距对称面的最大距离为右边界Br；根据给定的飞行器再入点飞行状态参数、弹道终端飞行状态参数、飞行过程约束条件及终端约束条件，针对再入点为(λI，φI)＝(0°,0°)，落点为(λki,0°)(i＝1,2,3,4,…)的低空大范围机动弹道进行弹道计算；记各落点对应的弹道纵程为Li，由式(1)计算Li，Li＝Rearccos(sinφIsinφT+cosφIcosφTcos(λT-λI))(1)其中，Re为地球半径；通过改变再入点初始速度方位角获得最大左侧机动弹道和最大右侧向机动弹道；记各落点对应的弹道侧向包络宽度为Wio；由式(2)计算Wio，Wio＝Bl-Br(2)考虑建模误差，取Cw倍Wio为实际侧向包络宽度Wi，对和Wi(i＝1,2,3,4,…)进行拟合，可建立如式(3)所示的弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型，确定模型系数ai，第二步，建立换极坐标系引入一个换极坐标系；为表述方便，用表示换极坐标系中各物理量，用X表示一般坐标系中各物理量；按如下方式建立换极坐标系：①定义一个再入大圆弧平面作为换极赤道平面：1)对目标点确定的情况，将再入点和目标点地心矢径构成的再入大圆弧平面作为换极赤道平面；2)对于目标点未确定的情况，根据再入点位置及速度方位角确定的再入大圆弧平面作为换极赤道面；②基于换极赤道平面定义换极坐标系OE为地心，轴沿再入点地心矢径方向，轴在换极赤道面内垂直于轴指向目标点方向，轴与轴、轴构成右手系；第三步，建立换极坐标系中飞行器动力学模型在换极坐标系中建立以时间为自变量的滑翔飞行器动力学方程，其飞行状态量为换极后的经度地心纬度航迹偏航角速度速度倾角和地心距其中，Cσ、Cθ为哥氏加速度项，和为牵连加速度项，其中，其中，ωe为地球旋转加速度矢量，λp和φp为换极后极点P的经度和地心纬度，AP为P的方位角；根据换极坐标系定义，一般坐标系与换极坐标系中地心距、当地速度倾角及速度的定义一致，定义其中，ψf为点F的方位角；由一般坐标系中λ和φ确定换极坐标系中和的表达式为，由换极坐标系中和确定一般坐标系中λ和φ的表达式为，由一般坐标系中σ确定换极坐标系中的表达式为其中，第四步，计算换极坐标系弹道三维包络根据第三步所述坐标转换关系，可根据弹道再入点经度λI、再入点地心纬度φI、落点经度λT、落点地心纬度φT计算得到换极弹道参数；由计算得记换极弹道落点经度为由式(15)计算换极弹道纵程其中，Re为地球半径；将代入式(16)，可计算得到换极弹道侧向包络宽度其中，模型系数ai由第一步确定；将换极弹道侧向包络描述为长度为宽度为的矩形，其边界由式(17)确定，其中，为换极系侧向包络东向下边界，为换极系侧向包络东向上边界；为换极系侧向包络北向下边界，为换极系侧向包络北向上边界；侧向包络对应的经度范围Δλ及地心纬度范围Δφ由式(18)确定，考虑机动和偏差，以弹道高度范围的Cr倍作为弹道包络的垂向范围第五步，换极坐标系全域空域剖分记扰动引力全域重构模型为Field模型，其确定的空域为Ω；为保证首个和末个延拓点有意义，按式(19)计算换极系Ω边界，其中，为换极系Ω天向下边界，为换极系Ω天向上边界；为换极系Ω东向下边界，为换极系Ω东向上边界；为换极系Ω北向下边界，为换极系Ω北向上边界；dr、dλ和dφ分别为空域剖分间隔；按照天向dr、东向dλ、北向dφ的间隔将由式(19)确定的换极系全域空域Ω均匀剖分为q个互不重叠的子域Ωe(e＝1,2,…,q)，记网格节点坐标为第六步，建立一般坐标系扰动引力全域重构模型根据换极系网格节点坐标由第三步所述坐标转换关系计算一般坐标系网格节点坐标N(rG,λG,φG)；由球谐函数方法计算一般坐标系网格节点扰动引力位TG，其中，与TG相应的引力即为扰动引力加速度δg，即δg＝gradTG(23)则扰动引力加速度δg在天东北坐标系OE-REN中的三个分量δgR、δgE、δgN为：存储一般坐标系节点位置三分量和节点扰动引力三分量，完成扰动引力全域重构模型(Field模型)构建；第七步，建立沿弹道的扰动引力局域重构模型记沿弹道的扰动引力局域重构模型为Channel模型；根据飞行任务进行弹道规划，计算参考弹道；判断参考弹道历经的三层延拓网格，从Field模型数据中读取历经延拓网格的节点位置三分量及节点扰动引力三分量，完成扰动引力局域重构模型(Channel模型)构建；第八步，建立飞行过程中扰动引力实时逼近算法令子域Ωe及其相邻网格确定的空域为延拓域Ω′e，有记Ωe包含的节点数为r，Ω′e包含的节点数为s，有s＞r；建立子域局部曲线坐标系，在局部坐标系中描述单元节点和计算点坐标；子域Ωe的局部曲线坐标系由半径本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步，建立弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型；第二步，建立换极坐标系；第三步，建立换极坐标系中飞行器动力学模型；第四步，计算换极坐标系弹道三维包络；第五步，换极坐标系全域空域剖分；第六步，建立一般坐标系扰动引力全域重构模型；第七步，建立沿弹道的扰动引力局域重构模型；第八步，建立飞行过程中扰动引力实时逼近算法；第九步，获取代理模型训练样本计算条件；第十步，建立重构模型的代理模型；第十一步，建立重构模型的优化算法。

【技术特征摘要】
1.一种沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步，建立弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型；第二步，建立换极坐标系；第三步，建立换极坐标系中飞行器动力学模型；第四步，计算换极坐标系弹道三维包络；第五步，换极坐标系全域空域剖分；第六步，建立一般坐标系扰动引力全域重构模型；第七步，建立沿弹道的扰动引力局域重构模型；第八步，建立飞行过程中扰动引力实时逼近算法；第九步，获取代理模型训练样本计算条件；第十步，建立重构模型的代理模型；第十一步，建立重构模型的优化算法。2.根据权利要求1所述的沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法，其特征在于：所述滑翔弹道特指高超声速滑翔飞行器全程弹道的一部分，弹道起点为再入点，弹道终点为中末交班点。3.根据权利要求2所述的沿滑翔弹道的扰动引力重构模型优化方法，其特征在于：第一步，建立弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型令弹道再入点为I，其经度为λI、地心纬度为φI；弹道落点为T，其经度为λT、地心纬度为φT；以由再入点和落点确定的再入大圆弧平面为对称面，称沿射向方向对称面以左弹道为左侧机动弹道，沿射向方向对称面以右弹道为右侧机动弹道；记最大左侧机动弹道距对称面的最大距离为左边界Bl，记最大右侧机动弹道距对称面的最大距离为右边界Br；根据给定的飞行器再入点飞行状态参数、弹道终端飞行状态参数、飞行过程约束条件及终端约束条件，针对再入点为(λI,φI)＝(0°,0°)，落点为(λki,0°)(i＝1,2,3,4,…)的低空大范围机动弹道进行弹道计算，记各落点对应的弹道纵程为Li，由式(1)计算Li，Li＝Rearccos(sinφIsinφT+cosφIcosφTcos(λT-λI))(1)其中，Re为地球半径；通过改变再入点初始速度方位角获得最大左侧机动弹道和最大右侧向机动弹道，记各落点对应的弹道侧向包络宽度为Wio，由式(2)计算Wio，Wio＝Bl-Br(2)考虑建模误差，取Cw倍Wio为实际侧向包络宽度Wi，对Li(i＝1,2,3,4,…)和Wi(i＝1,2,3,4,…)进行拟合，可建立如式(3)所示的弹道包络侧向宽度与纵程的数学模型，确定模型系数ai，W=Σi=0term-1aiLi---(3)]]>第二步，建立换极坐标系引入一个换极坐标系，为表述方便，用表示换极坐标系中各物理量，用X表示一般坐标系中各物理量，按如下方式建立换极坐标系：①定义一个再入大圆弧平面作为换极赤道平面：1)对目标点确定的情况，将再入点和目标点地心矢径构成的再入大圆弧平面作为换极赤道平面；2)对于目标点未确定的情况，根据再入点位置及速度方位角确定的再入大圆弧平面作为换极赤道面；②基于换极赤道平面定义换极坐标系OE为地心，轴沿再入点地心矢径方向，轴在换极赤道面内垂直于轴指向目标点方向，轴与轴、轴构成右手系；第三步，建立换极坐标系中飞行器动力学模型在换极坐标系中建立以时间为自变量的滑翔飞行器动力学方程，其飞行状态量为换极后的经度地心纬度航迹偏航角速度速度倾角和地心距dr^dt=V^sinθ^dλ^dt=V^cosθ^sinσ^r^cosφ^dφ^dt=V^cosθ^cosσ^r^dσ^dt=LsinυV^cosθ^+V^r^cosθ^tanφ^sinσ^-g^ωecosφ^sinσ^V^cosθ^+Cσ+C~σdθ^dt=LV^cosυ+V^r^cosθ^+g^rcosθ^V^+g^ωeV^(cosθ^sinφ^-cosσ^sinθ^cosφ^)+Cθ+C~θdV^dt=-D+g^rsinθ^+g^ωe(cosσ^cosθ^cosφ^+sinθ^sinφ^)+C~V---(4)]]>其中，Cσ、Cθ为哥氏加速度项，和为牵连加速度项，Cσ=(2ωex-2tanθ^(ωeysinσ^+ωezcosσ^))C~σ=-r^V^cosθ^(ωexωeycosσ^-ωexωezsinσ^)Cθ=2(ωezsinσ^-ωeycosσ^)C~θ=r^V^[ωexωeysinθ^sinσ^+ωexωezsinθ^cosσ^+(ωey2+ωez2)cosθ^]C~V=r^[-ωexωeycosθ^sinσ^-ωexωezcosθ^cosσ^+(ωey2+ωez2)sinθ^]---(5)]]>其中，ωex=ωe(cosλ^cosφ^cosφpcosAp+sinλ^cosφ^cosφpsinAp+sinφ^sinφp)ωey=ωe(-sinλ^cosφpcosAp+cosλ^cosφpsinAp)ωez=ωe(-cosλ^sinφ^cosφpcosAp-sinλ^sinφ^cosφpsinAp+cosφ^sinφp)---(6)]]>其中，ωe为地球旋转加速度矢量，λp和φp为换极后极点P的经度和地心纬度，AP为P的方位角；根据换极坐标系定义，一般坐标系与换极坐标系中地心距、当地速度倾角及速度的定义一致，r=r^,θ=θ^,V=V^---(7)]]>定义cosφfcosλfcosφfsinλfsinφf-sinψfsinλf-cosψfsinφfcosλfsinψfcosλf-cosψfsinφfsinλfcosψfcosφfcosψfsinλf-sinψfsinφfcosλf-cosψfcosλf-sinψfsinφfsinλfsinψfcosφf=ΔG11G12G13G21G22G23G31G32G33---(8)]]>其中，ψf为点F的方位角；G11cosφcosλ+G12cosφsinλ+G13sinφ=Δk1G21cosφcosλ+G22cosφsinλ+G23sinφ=Δk2G31cosφcosλ+G32cosφsinλ+G33sinφ=Δk3---(9)]]>G11cosφ^cosλ^+G21cosφ^sinλ^+G31sinφ^=&D...

【专利技术属性】
技术研发人员：周欢，丁智坚，葛任伟，黄维国，周林，
申请(专利权)人：中国工程物理研究院总体工程研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51