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申请/专利权人：航天科工火箭技术有限公司

摘要：本发明涉及一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，包括：选取经验可行的分离体落点信息；设计分离体弹道规划约束条件；分离体弹道规划，根据分离体弹道规划约束条件进行求解优化；将分离体落点信息输入分离体弹道进行求解优化，若得到一个可行弹道作为分离体飞行的标准弹道；若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道。本发明提出一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，在射前离线确定分离体的弹道，使得分离体的理论落点位于选定的安全区域中。

主权项：1.一种基于落点选择和伪谱法的分离体最优弹道规划的方法，其特征在于包括如下步骤：选取经验可行的分离体落点信息；设计分离体弹道规划约束条件；分离体弹道规划，根据分离体弹道规划约束条件采用Legendre伪谱法对分离体弹道进行求解优化；将所述分离体落点信息输入分离体弹道进行求解优化，若得到一个可行弹道则将所述可行弹道输出，作为分离体飞行的标准弹道；若不能得到可行弹道，则重新获取可行的分离体落点信息直至得到可行弹道；所述选取经验可行的分离体落点信息包括根据发射点、分离体分离点以及人物活动区域的位置关系，要求分离体落点散布在人、物频繁活动区域周边，选取经验可行的分离体落点n个，所述n个分离体落点对应n条分离体弹道，所述n为自然数1,2,…,n；每一条分离体弹道规划中设计分离体约束条件包括获取分离体总体参数，包括质量和质心参数；气动和载荷约束，根据分离体通过气动力做弱机动进而改变落点的特点，在规划弹道时利用满足要求的攻角和侧滑角作为控制变量得到在分离体上产生的横法向过载值，所述横法向过载值要求其随时间的积分最小，为此选取如下二次型目标泛函： 由于分离体在飞行过程中所受到的横法向过载均由气动力产生，且与攻角、侧滑角的大小直接相关，因此式1.1等效为如下形式： 式1.2中：k1,k2,kα,kβ——人为确定的系数；ny——横向过载；nz——法向过载；α——攻角，不考虑风；β——侧滑角，不考虑风；记分离时刻为t0＝0，着陆时间为tf；所述满足要求的攻角和侧滑角跟俯仰舵偏角和偏航舵偏角的关系即分离体所受约束条件如下： 式中q＝0.5ρV2——弹道动压s——参考面积l——参考长度Cm——俯仰力矩系数Cn——偏航力矩系数Ma——马赫数δp——俯仰舵偏角δr——偏航舵偏角δmax——最大允许舵偏角k——舵效限制，小于1，需要留取一定舵偏余量用于姿态调整；分离体落点要求满足约束如下： 式中tf——着陆时间，规划前不确定x,y,z——落点在发射系中的坐标i——落点编号，Xi，Yi，Zi是可行落点的坐标，在发射系中的坐标动力学方程构建，分离体质心运动方程可表示如下： 式中V——分离体速度，初值为分离时刻标准弹道速度，向量；X——分离体在发射系中的坐标；m——分离体质量。

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