[發明專利]一種飛行器可達區域估算方法

有效

• 申請號: 202110649458.X
• 申請日: 2021-06-10
• 公開（公告）號: CN113377128B
• 公開（公告）日: 2022-12-09
• 發明（設計）人: 柴琨琦;趙彪;徐忠達;孟飛;李子愚;徐永坤
• 申請（專利權）人: 北京空天技術研究所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明提供一種飛行器可達區域估算方法，包括以下步驟：將飛行器航程簡化為轉彎前平直段、轉彎段和轉彎后平直段；轉彎前平直段、轉彎段、轉彎后平直段三段航程應滿足不等式；根據飛行航跡幾何關系可以得到飛行器的飛行末端坐標：根據得到的飛行末端坐標，遍歷飛行器的航跡，獲取飛行器末端點的散布集，即可得到飛行器可達區域。本發明只需要飛行器的基本參數，就可以快速的估算出飛行器可達覆蓋區域，實現飛行器設計方案初期對飛行器可達區域的快速估算，減小計算復雜度，縮短計算的時間。

技術領域

本發明屬于飛行器總體技術領域，具體涉及一種飛行器可達區域估算方法。

背景技術

無人飛機、軍/民用飛機、飛航式武器等的可達區域是評估其效能的重要指標。現有可達區域計算常通過飛行航跡仿真實現，需要完備的氣動數據、控制算法設計，在方案設計初期計算周期較長。

發明內容

本發明的目的在于克服現有技術中的不足，提供一種飛行器可達區域估算方法。本發明方案能夠解決上述現有技術中存在的問題。

本發明的技術解決方案：

一種飛行器打擊可達區域估算方法，包括以下步驟：

將飛行器航程簡化為轉彎前平直段、轉彎段和轉彎后平直段；

所述的轉彎前平直段、轉彎段、轉彎后平直段三段航程應滿足以下不等式：

a+k·R·σ+bL，且a0，b0，σ0

其中，a為轉彎前平直段航程，R為轉彎段最小轉彎半徑，σ為轉向角度，b為轉彎后平直段航程，L為飛行器最大射程能力；k為轉彎射程修正系數，對于以當量比為控制參數的飛行器，k＝轉彎當量比/平飛當量比，對于以余氣系數為控制參數的飛行器，k＝平飛余氣系數/轉彎余氣系數。

根據飛行航跡幾何關系可以得到飛行器的飛行末端坐標：X＝a+R·sinσ+b·cosσ，Y＝R·(1-cosσ)+b·sinσ；

根據得到的飛行末端坐標，遍歷飛行器的航跡，獲取飛行器末端點的散布集，即可得到飛行器可達區域。

本發明與現有技術相比的有益效果：

本發明不需要完備的氣動數據和控制算法的參數，只需要飛行器的基本參數，就可以快速的估算出飛行器打擊覆蓋區域，實現飛行器設計方案初期對飛行器可達區域的快速估算，減小計算復雜度，縮短計算的時間。

附圖說明

所包括的附圖用來提供對本發明實施例的進一步的理解，其構成了說明書的一部分，用于例示本發明的實施例，并與文字描述一起來闡釋本發明的原理。顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。

圖1示出了根據本發明實施例提供的一種飛行器可達區域估算方法步驟示意圖；

圖2示出了根據本發明實施例提供的飛行器軌跡簡化示意圖；

圖3示出了根據本發明實施例提供的飛行器可達區域估算圖

具體實施方式

需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。以下對至少一個示例性實施例的描述實際上僅僅是說明性的，決不作為對本發明及其應用或使用的任何限制。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。