[發明專利]一種基于數據庫的彈道諸元快速解算方法在審
| 申請號： | 202210827313.9 | 申請日： | 2022-07-13 |
| 公開（公告）號： | CN115906269A | 公開（公告）日： | 2023-04-04 |
| 發明（設計）人： | 劉魯華;黃祺威;鄧澤曉 | 申請（專利權）人： | 中山大學 |
| 主分類號： | G06F30/15 | 分類號： | G06F30/15;G06F30/23;G06F16/58;G06T17/20;G06F111/10;G06F111/04;G06F119/14 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 一種 基于 數據庫 彈道 快速 方法 | ||
本發明公開了一種基于數據庫的彈道諸元快速解算方法，該方法包括：構建助推滑翔導彈的助推段運動模型；基于助推段運動模型，設定助推段飛行程序，得到助推段終端狀態；通過自適應網格剖分方法對助推段終端狀態進行剖分處理，得到網格特征點；根據網格特征點上的助推段終端狀態，確定助推段的彈道諸元數據，構建諸元數據庫，通過對目標的助推段終端狀態臨近的四個特征點進行插值處理，得到助推滑翔導彈助推段彈道諸元。通過使用本發明，使得導彈能夠在適應不同的飛行任務時進一步提高其彈道諸元的解算速度與減小飛行高度的誤差。本發明作為一種基于數據庫的彈道諸元快速解算方法，可廣泛應用于導彈以及運載火箭助推段制導技術領域。
技術領域
本發明涉及導彈以及運載火箭助推段制導技術領域，尤其涉及一種基于數據庫的彈道諸元快速解算方法。
背景技術
早期的導彈，運載火箭彈道諸元裝訂準備時間長，且需要人員較為深度的介入，致使計算負擔沉重，不能適應新的作戰模式，阻礙了武器裝備作戰效能的發揮。縮短發射準備時間將是提高導彈射前生存能力和打擊效能的關鍵，尤其是在機動發射平臺下，更需要根據當前發射點和目標點快速生成全程彈道，并對相關諸元參數進行快速準確求解，現有的機動發射條件下助推滑翔導彈射擊諸元快速解算方法和固體運載火箭上升段彈道快速設計方法，都是基于迭代法的諸元求解算法，由于其存在迭代計算過程，計算效率較低，因此諸元準備時間通常不能滿足新的作戰技術指標要求。
發明內容
為了解決上述技術問題，本發明的目的是提供一種基于數據庫的彈道諸元快速解算方法，使得導彈能夠在適應不同的飛行任務時進一步提高其彈道諸元的解算速度與減小飛行高度的誤差。
本發明所采用的第一技術方案是：一種基于數據庫的彈道諸元快速解算方法，包括以下步驟：
構建助推滑翔導彈的助推段運動模型；
基于助推段運動模型，設定助推段飛行程序，得到助推段終端狀態；
通過自適應網格剖分方法對助推段終端狀態進行剖分處理，得到網格特征點；
根據網格特征點以及助推段終端狀態，確定助推段的彈道諸元數據，構建諸元數據庫；
基于諸元數據庫，通過對助推段終端狀態臨近的四個特征點進行插值處理，得到助推滑翔導彈助推段彈道諸元。
進一步，所述構建助推滑翔導彈的助推段運動模型具體如下所示：
上式中，V表示速度，θ表示速度傾角，σ表示航跡偏航角，v表示傾側角，φ表示緯度，λ表示經度，r表示地心距，α表示攻角，m表示質量，Pe表示推力，g表示引力加速度。
進一步，所述飛行程序具體如下所示：
上式中，表示助推滑翔導彈的飛行程序，t11表示助推滑翔導彈的垂直起飛段結束時間，t12表示助推滑翔導彈的攻角轉彎段結束時間，t13表示助推滑翔導彈的重力轉彎段結束時間，t1s表示助推滑翔導彈的定軸飛行段結束時間，t2s表示助推滑翔導彈的二級飛行段結束時間，t3s表示助推滑翔導彈的三級飛行段結束時間，表示助推滑翔導彈的二級常值俯仰角變化率，表示助推滑翔導彈的三級常值俯仰角變化率。
進一步，所述根據網格特征點上的助推段終端狀態，確定助推段的彈道諸元數據，構建諸元數據庫這一步驟，其具體包括：
通過直接法確定最大、最小射程情況下助推段終端狀態的約束條件，得到助推段的彈道諸元數據參數的邊界范圍；
基于助推段的彈道諸元數據參數的邊界范圍，通過自適應網格剖分方法對助推段終端狀態進行剖分處理，得到網格特征點；
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