一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于雷達(dá)目標(biāo)跟蹤技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種高超聲速臨近空間飛行器航跡 跟蹤方法，本發(fā)明通過(guò)建立改進(jìn)的高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)狀態(tài)模型，提高了目標(biāo)跟 蹤的精度。
【背景技術(shù)】
[0002] 臨近空間一般指距地面20~100km，即普通航空器飛行空間與衛(wèi)星軌道空間之間 的空域。臨近空間飛行器是指能夠飛行在臨近空間執(zhí)行特定任務(wù)的飛行器，既能比衛(wèi)星提 供更多更精確的信息（相對(duì)于某一特定區(qū)域），并節(jié)省使用衛(wèi)星的費(fèi)用，又能比通常的航空 器減少遭地面敵人攻擊的機(jī)會(huì)。高超聲速飛行器是工作在臨近空間的一類通過(guò)高聲速飛行 實(shí)現(xiàn)快速全球打擊的新型武器，其飛行高度一般為30~60km，工作狀態(tài)通常分為：發(fā)射段、 巡航段和再入段。是一種射程遠(yuǎn)、精度高、機(jī)動(dòng)靈活的新概念武器。然而高超聲速臨近空間 飛行器飛行速度很高，通常大于5Mach (馬赫），給雷達(dá)相干積累檢測(cè)帶來(lái)了巨大的挑戰(zhàn)，在 這種情況下，研宄高超聲速臨近空間飛行器的運(yùn)動(dòng)特性有利于雷達(dá)探測(cè)方法的提出。
[0003] 目前對(duì)于高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)特性的研宄，主要有兩類：第一類是 Shahriar Keshmiri、Richard Colgren 和 Maj Mirmirani 提出的 6_D0F (自由度）模型和 Derek J. Dalle提出的First-Principal Derived模型。這類模型主要用于研宄高超聲速 臨近空間飛行器制導(dǎo)與控制方法，其狀態(tài)模型中變量主要涉及控制理論的相關(guān)參數(shù)，與雷 達(dá)探測(cè)所需不吻合。另一類運(yùn)動(dòng)模型基于非開普勒運(yùn)動(dòng)理論建立的高超聲速臨近空間飛行 器二維非開普勒運(yùn)動(dòng)模型，這類模型認(rèn)為高超聲速臨近空間飛行器巡航的區(qū)域?yàn)檎婵眨?略了巡航段的氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)升力。事實(shí)上臨近空間遠(yuǎn)非真空，這對(duì)高超聲速臨近空間飛 行器飛行狀態(tài)的影響不可忽略，否則會(huì)造成模型誤差，從而降低目標(biāo)（高超聲速臨近空間 飛行器）跟蹤的精度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于提出一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法，在本發(fā)明中 得到適合非控制領(lǐng)域的高超聲速臨近空間飛行器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)方程，并得到高超聲速臨近空 間飛行器彈跳軌跡作為雷達(dá)探測(cè)先驗(yàn)知識(shí)輔助。為實(shí)現(xiàn)上述技術(shù)目的，本發(fā)明采用如下技 術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)。
[0005] 為實(shí)現(xiàn)上述技術(shù)目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)。
[0006] 一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法包括以下步驟：
[0007] 步驟1，根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在巡航段所受到的地球萬(wàn)有引力、氣動(dòng)阻力 和氣動(dòng)升力，建立高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運(yùn)動(dòng)模型；
[0008] 步驟2,根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在再入段所受到的地球萬(wàn)有引力、氣動(dòng)阻 力、氣動(dòng)升力和發(fā)動(dòng)機(jī)控制力，建立高超聲速臨近空間飛行器在再入段的運(yùn)動(dòng)模型；
[0009] 步驟3,利用雷達(dá)獲取高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的回波數(shù)據(jù)，根 據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的回波數(shù)據(jù)，得出高超聲速臨近空間飛行器 在再入段和巡航段的航跡；在高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的航跡中，將不 符合高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)模型的點(diǎn)跡去除，高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)模型包 括高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運(yùn)動(dòng)模型和高超聲速臨近空間飛行器在再入段的 運(yùn)動(dòng)模型。
[0010] 本發(fā)明的特點(diǎn)和進(jìn)一步改進(jìn)在于：
[0011] 所述步驟1的具體子步驟為：
[0012] (I. 1)高超聲速臨近空間飛行器在巡航段所受到的地球萬(wàn)有引力Fg、氣動(dòng)阻力Cx 和氣動(dòng)升力(;的表達(dá)式分別為：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法，其特征在于，包括以下步驟： 步驟1，根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在巡航段所受到的地球萬(wàn)有引力、氣動(dòng)阻力和氣 動(dòng)升力，建立高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運(yùn)動(dòng)模型； 步驟2,根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在再入段所受到的地球萬(wàn)有引力、氣動(dòng)阻力、氣 動(dòng)升力和發(fā)動(dòng)機(jī)控制力，建立高超聲速臨近空間飛行器在再入段的運(yùn)動(dòng)模型； 步驟3,利用雷達(dá)獲取高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的回波數(shù)據(jù)，根據(jù)高 超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的回波數(shù)據(jù)，得出高超聲速臨近空間飛行器在再 入段和巡航段的航跡；在高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的航跡中，將不符合 高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)模型的點(diǎn)跡去除，高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)模型包括高 超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運(yùn)動(dòng)模型和高超聲速臨近空間飛行器在再入段的運(yùn)動(dòng) 模型。
2. 如權(quán)利要求1所述的一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法，其特征在于，所 述步驟1的具體子步驟為： (1. 1)高超聲速臨近空間飛行器在巡航段所受到的地球萬(wàn)有引力Fg、氣動(dòng)阻力Cx和氣 動(dòng)升力Cy的表達(dá)式分別為：
其中，G為萬(wàn)有引力常量，M為地球質(zhì)量，m為飛行器質(zhì)量，r為地球質(zhì)心到飛行器質(zhì)心 的距離矢量；P為大氣密度，v為高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的速度，SM為高超聲速 臨近空間飛行器的有效參考面積，CD為高超聲速臨近空間飛行器的阻力系數(shù)，為高超聲 速臨近空間飛行器的升力系數(shù)； (1. 2)建立二維直角坐標(biāo)系，在二維直角坐標(biāo)系中，y方向?yàn)樨Q直向上方向，x方向與水 平面平行； 得出高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時(shí)在x方向的受力Fx、以及高超聲速臨近空間 飛行器在巡航段時(shí)在y方向的受力FY的表達(dá)式：
其中，9為飛行器速度方向和x軸正向的夾角； 根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時(shí)在x方向的受力Fx、以及高超聲速臨近空間 飛行器在巡航段時(shí)在y方向的受力FY，建立以下高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運(yùn)動(dòng) 模型：
其中，\表示高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時(shí)在X方向的位移，Sy表示高超聲速 臨近空間飛行器在巡航段時(shí)在y方向的位移；&表示高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時(shí) 在x方向的速度，&表示高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時(shí)在x方向的加速度；表示 高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時(shí)在y方向的速度，表示高超聲速臨近空間飛行器在 巡航段時(shí)在y方向的加速度。
3.如權(quán)利要求1所述的一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法，其特征在于，所 述步驟2的具體子步驟為： (2. 1)高超聲速臨近空間飛行器在再入段所受到的地球萬(wàn)有引力匕、氣動(dòng)阻力Cx、氣動(dòng) 升力Cy和發(fā)動(dòng)機(jī)控制力Fm的表達(dá)式分別為：
Fm=nmg 其中，G為萬(wàn)有引力常量，M為地球質(zhì)量，m為飛行器質(zhì)量，r為地球質(zhì)心到飛行器質(zhì)心 的距離矢量；P為大氣密度，v為高超聲速臨近空間飛行器在再入段的速度，SM為高超聲速 臨近空間飛行器的有效參考面積，CD為高超聲速臨近空間飛行器的阻力系數(shù)，為高超聲 速臨近空間飛行器的升力系數(shù)，n為與飛行器過(guò)載有關(guān)的常數(shù)，g表示重力加速度； (2. 2)建立二維直角坐標(biāo)系，在二維直角坐標(biāo)系中，y方向?yàn)樨Q直向上方向，x方向與水 平面平行； 根據(jù)子步驟（2. 1)得出的高超聲速臨近空間飛行器在再入段所受到的地球萬(wàn)有引力、 氣動(dòng)阻力、氣動(dòng)升力和發(fā)動(dòng)機(jī)控制力，得出高超聲速臨近空間飛行器在再入段時(shí)在x方向 的受力€、以及高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時(shí)在y方向的受力f的表達(dá)式：
其中，9為飛行器速度方向和x軸正向的夾角，Y為發(fā)動(dòng)機(jī)控制力Fm的方向與x軸正 方向夾角，發(fā)動(dòng)機(jī)控制力Fm的方向?yàn)楦叱曀倥R近空間飛行器在再入段受到的地球萬(wàn)有引 力和氣動(dòng)阻力的合力的反方向； 根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在再入段時(shí)在x方向的受力^、以及高超聲速臨近空 間飛行器在再入段時(shí)在y方向的受力f，建立以下高超聲速臨近空間飛行器在再入段的 運(yùn)動(dòng)模型：
其中，\表示高超聲速臨近空間飛行器在再入段時(shí)在x方向的位移，Sy表示高超聲速 臨近空間飛行器在再入段時(shí)在y方向的位移；表示高超聲速臨近空間飛行器在再入段時(shí) 在x方向的速度，&表示高超聲速臨近空間飛行器在再入段時(shí)在x方向的加速度；表示 高超聲速臨近空間飛行器在再入段時(shí)在y方向的速度，t表示高超聲速臨近空間飛行器在 再入段時(shí)在y方向的加速度。
4.如權(quán)利要求2或3所述的一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法，其特征在于， 在步驟3中，在得到高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的航跡之后，根據(jù)雷達(dá)系 統(tǒng)檢測(cè)參數(shù)和高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)模型，仿真出高超聲速臨近空間飛行器在再入 段和巡航段的運(yùn)動(dòng)軌跡，以軌跡最小二乘法約束高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航 段的仿真運(yùn)動(dòng)軌跡的范圍；雷達(dá)系統(tǒng)檢測(cè)參數(shù)包括大氣密度P、高超聲速臨近空間飛行器 的有效參考面積SM、高超聲速臨近空間飛行器的阻力系數(shù)CD、高超聲速臨近空間飛行器的 升力系數(shù)Q、高超聲速臨近空間飛行器質(zhì)量m、萬(wàn)有引力常量G、地球質(zhì)量M、地球質(zhì)心到高 超聲速臨近空間飛行器質(zhì)心的距離矢量r、以及高超聲速臨近空間飛行器在再入段所受到 的發(fā)動(dòng)機(jī)控制力 在高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的航跡中，剔除高超聲速臨近空間飛行 器在再入段和巡航段的仿真運(yùn)動(dòng)軌跡的約束范圍之外的點(diǎn)。
【專利摘要】本發(fā)明屬于雷達(dá)目標(biāo)跟蹤技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法，其具體步驟為：根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在巡航段所受到的地球萬(wàn)有引力、氣動(dòng)阻力和氣動(dòng)升力，建立高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運(yùn)動(dòng)模型；根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在再入段所受到的地球萬(wàn)有引力、氣動(dòng)阻力、氣動(dòng)升力和發(fā)動(dòng)機(jī)控制力，建立高超聲速臨近空間飛行器在再入段的運(yùn)動(dòng)模型；根據(jù)高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的回波數(shù)據(jù)，得出高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的航跡；在高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的航跡中，將不符合高超聲速臨近空間飛行器運(yùn)動(dòng)模型的點(diǎn)跡去除。
【IPC分類】G05D1-10
【公開號(hào)】CN104777844
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510076266
【發(fā)明人】廖桂生, 徐雪菲, 廖瑞乾, 楊志偉
【申請(qǐng)人】西安電子科技大學(xué)
【公開日】2015年7月15日
【申請(qǐng)日】2015年2月12日