一种离线迭代质点弹道计算方法
【专利摘要】本发明涉及一种离线迭代质点弹道计算方法，该计算方法包括如下步骤：1）离线迭代计算攻角α和平衡舵偏角δ高维插值列表；2）根据步骤1中的攻角α和平衡舵偏角δ高维插值列表，建立质点弹道计算模型中的攻角α、舵偏角δ插值计算模块；3）建立质点弹道模型，其中攻角、舵偏角由步骤2中的插值模块进行遍历插值计算，最终通过解算得到导弹的速度和位置信息。本发明能解决导弹气动非线性特点突出时常规质点弹道计算方法迭代效率低、迭代不收敛的问题，提高弹道仿真效率。
【专利说明】一种离线迭代质点弹道计算方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种质点弹道计算方法，特别是一种离线迭代质点弹道计算方法。
【背景技术】
[0002]常规质点弹道计算方法在导弹的每一飞行时刻，基于“瞬时平衡”假设，采用法向力和俯仰力矩的两个非线性方程在线迭代的方式解算舵偏角和攻角，由于双自变量的非线性迭代求解与求解路径和初值有关，在导弹气动非线性特点突出，存在“鞍点”或“极点”时容易出现两类问题:第一、迭代效率很低，此时在线迭代方式将无法满足有快速性、实时性要求的质点弹道计算需求；第二、迭代不收敛，此时采用在线迭代方式不能解算出攻角和舵偏角，将导致弹道计算无法进行。
【发明内容】
[0003]针对以上现有技术的不足，本发明提供一种离线迭代质点弹道计算方法。以解决导弹气动非线性特点突出时常规质点弹道计算方法迭代效率低、迭代不收敛的问题，提高弹道解算效率，实现弹道快速实时解算。本发明的目的通过以下技术方案来实现:
[0004]第一步离线迭代计算攻角α和平衡舵偏角δ高维插值列表
[0005]进行实时弹道仿真前，首先在导弹飞行全空域内根据精度需要选取高度、速度状态点(?, Vj) i=l, 2，3...，j=l, 2，3...，离线迭代计算各状态点(Hi, Vj)满足“瞬时平衡”状态的攻角α和舵偏角δ ( δ <最大舵偏角限制δ_)，并计算出此时的攻角α和舵偏角δ能提供的法向力Y，进而计算出此时所能提供的法向过载Ny (Nymax <最大法向过载限制Nymax)，即得到一组满足如下条件的攻角α和舵偏角δ:
【权利要求】
1.一种离线迭代质点弹道计算方法，其特征在于，该计算方法包括如下步骤: 1)离线迭代计算攻角α和平衡舵偏角δ高维插值列表； 2)根据步骤1中的攻角α和平衡舵偏角δ高维插值列表，建立质点弹道计算模型中的攻角α、舵偏角δ插值计算模块； 3)建立质点弹道模型，其中攻角、舵偏角由步骤2中的插值模块进行遍历插值计算，最终通过解算得到导弹的速度和位置信息。
2.根据权利要求1所述的一种离线迭代质点弹道计算方法，其特征在于，所述步骤1离线迭代计算攻角α和平衡舵偏角δ高维插值列表具体包括如下步骤: a)先选取攻角α和舵偏角δ的初值a0、δ0并以此作为搜索的起点； b)计算Mz(α)+Mz(δ)； c)判断是否满足Mz(α)+Mz(δ)=0，若满足，跳转至d);若不满足，改变δ，即令δ = δ+Δ δ，并跳转到b)； d)判断是否满足δ≤δmax，若满足，跳转至e);若不满足，改变α，即令α=α+Δ α，并跳转到b); e)计算法向力Y=Y ( α，δ )及 Ny=Ny ( α，δ )； f)判断是否满足Ny≤Nymax，若满足，输出此时的(Hi,Vj，Ny，α, δ)，并跳转至g);若不满足，改变α，即令α = α + Δ α ,并跳转到b)； g)改变α，即令α=α+Δα，并跳转到b)，重复以上步骤计算，直至完成整个攻角范围内的搜索。
【文档编号】G06F19/00GK103440406SQ201310351451
【公开日】2013年12月11日 申请日期:2013年8月13日 优先权日:2013年8月13日
【发明者】袁耀, 郑咏岚 申请人:北京电子工程总体研究所