[发明专利]基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法、系统及介质

权利要求书

1.一种基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法，其特征在于实施步骤包括：

1)设计满足基本任务要求的几何弹道；

2)基于动力学逆思想确定几何弹道所需的控制量，并映射至飞行约束空间；

3)基于设计的几何弹道及其控制量求解预设的速度解析预测模型；

4)确定各个控制量的设计空间从而得到飞行走廊；

5)基于飞行走廊进行规划可行性判断，若控制量不满足飞行约束或终端状态不满足任务要求，则跳转执行步骤1)并对几何弹道参数反馈调整；否则结束规划并退出。

2.根据权利要求1所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法，其特征在于，步骤1)中设计的几何弹道的函数表达式如下式所示：

上式中，φ为换极坐标系下飞行器的地理纬度，θ为弹道倾角，λ为换极坐标系下飞行器的地理经度，f表示所设计的几何弹道函数。

3.根据权利要求1所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法，其特征在于，步骤2)的详细步骤包括：

2.1)将飞行器看作质点、地球看作匀质圆球，不考虑系统延迟，建立在半速度坐标系中的运动学模型以及动力学模型；

2.2)结合运动学模型以及动力学模型，基于设计的几何弹道的几何曲线获取侧向需求控制量，从而得到作为侧向需求控制量的侧向需求升力加速度L₂；

2.3)基于平滑滑翔条件获取纵向需求控制量，从而得到作为纵向需求控制量的纵向需求升力加速度L₁。

4.根据权利要求1所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法，其特征在于，步骤2.1)中运动学模型的函数表达式如下式所示：

上式中，r为飞行器到地心的距离，v为飞行速度，θ为飞行器速度相对当地水平面的弹道倾角，λ为地理经度，φ为地理纬度，ψ为飞行器相对赤道的航迹偏航角，东偏北为正；

步骤2.1)中的动力学模型的函数表达式如下式所示：

上式中，r为飞行器到地心的距离，μ为地球引力常数，θ是弹道倾角，v是飞行器速度，ψ是相对赤道的航迹偏航角，φ是换极坐标系下飞行器的地理纬度，分别为地球自转和空气动力引起的飞行器等效纵向加速度、等效侧向加速度和等效阻力加速度；

步骤2.2)中侧向需求升力加速度L₂以及步骤2.3)中纵向需求升力加速度L₁的函数表达式分别如下式所示：

上式中，μ为地球引力常数，r为飞行器到地心的距离，θ是弹道倾角，v是飞行器速度，ΔL₁为附加纵向升力加速度，f为所设计的几何弹道函数，f'为几何弹道函数对λ的求导结果，ΔL₂为附加侧向升力加速度，λ为换极坐标系下飞行器的地理经度。

5.根据权利要求1所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法，其特征在于，步骤3)中速度解析预测模型的函数表达式如下式所示：

上式中，v是飞行器速度，v₀为当前飞行速度，λ为换极坐标系下飞行器的地理经度，λ₀为换极坐标系下飞行器的初始地理经度，μ为地球引力常数，r为飞行器到地心的距离，θ₀为弹道倾角θ的初值，为地球自转和空气动力引起的等效阻力加速度，f为所设计的几何弹道函数，f'为几何弹道函数对λ的求导结果。

6.根据权利要求3所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法，其特征在于，步骤5)基于飞行走廊进行规划可行性判断具体是指将纵向需求升力加速度L₁、侧向需求升力加速度L₂分别根据平衡滑翔条件转换为等效控制量纵向升阻比LD₁和侧向升阻比LD₂，然后判断纵向升阻比LD₁和侧向升阻比LD₂是否超出飞行走廊。