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
技术领域
[0001] 本
发明涉及
飞行器动力学与制导领域，具体涉及一种
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，用于高超声速飞行器自适应规划。
背景技术
[0002] 高超声速
滑翔飞行器在飞行过程中要受到诸多复杂飞行约束条件和飞行任务的限制。同时，战场环境的复杂动态变化，对弹道规划的快速性和任务自适应性提出了更高的要求。从飞行动力学的观点而言，滑翔飞行器弹道规划问题大致可分为两类：动力学正问题和动力学逆问题。动力学正问题是通过设计飞行器控制量，控制飞行器的受力大小和方向，通过积分获得相应的动力学弹道，计算代价较高，无法满足弹道规划的快速性要求；而动力学逆问题则是首先设计飞行器的机动轨迹以满足任务需求，然后对机动轨迹进行微分求解获得相应飞行器的控制量。动力学逆问题由于直接面向飞行任务来设计飞行弹道，能够灵活地反映任务需求，并能够从轨迹得到控制量，满足动力学约束，因而在
机器人路径规划、战斗机和无人机航迹规划及导弹弹道规划等领域受到关注。从当前的研究成果来看，将动力学逆方法用于高超声速滑翔飞行器弹道规划过程，还需要解决两个方面的问题，一是几何弹道可实现性问题，合理的几何弹道规划成果既能够满足飞行约束和任务目标，又能够从动力学层次保证几何弹道的可实现性；二是轨迹终端状态的预测问题，为了实现既定的任务目标，需要在几何轨迹的阶段对终端状态进行预测，并对其实施控制，而当前诸多预测
算法中，解析预测方法预测
精度较低，数值预测方法则计算代价较大，预测的实时性和精度两者难以兼顾。
发明内容
[0003] 本发明要解决的技术问题：针对
现有技术的上述问题，提供一种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，针对目前动力学逆方法应用于高超声速滑翔飞行器弹道规划过程中所出现的几何弹道可实现性和轨迹终端状态预测的实时性和精度难以兼容问题，本发明不仅能够实现对终端速度的有效预测，还可以对过程状态进行良好的预测并实施必要控制，实时性好、预测精度高。
[0004] 为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：
[0005] 一种基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法，实施步骤包括：
[0006] 1)设计满足基本任务要求的几何弹道；
[0007] 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；
[0008] 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；
[0009] 4)确定各个控制量的设计空间从而得到飞行走廊；
[0010] 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。
[0011] 可选地，步骤1)中设计的几何弹道的函数表达式如下式所示：
[0012]
[0013] 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。
[0014] 可选地，步骤2)的详细步骤包括：
[0015] 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；
[0016] 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；
[0017] 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。
[0018] 可选地，步骤2.1)中运动学模型的函数表达式如下式所示：
[0019]
[0020] 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；
[0021] 步骤2.1)中的动力学模型的函数表达式如下式所示：
[0022]
[0023] 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；
[0024] 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：
[0025]
[0026]
[0027] 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。
[0028] 可选地，步骤3)中速度解析预测模型的函数表达式如下式所示：
[0029]
[0030] 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。
[0031] 可选地，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。
[0032] 可选地，所述等效控制量纵向升阻比LD1和侧向升阻比LD2的函数表达式如下式所示：
[0033]
[0034] 上式中，LD1表示纵向升阻比，LD2表示侧向升阻比，LD表示升阻比，σ表示飞行器的
倾侧角，符号 表示的定义为：遍历
能量和
攻角获得由纵向升阻比、侧向升阻比和能量为三维坐标标架的三维飞行走廊。
[0035] 此外，本发明还提供一种基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划系统，包括：
[0036] 几何弹道设计程序单元，用于设计满足基本任务要求的几何弹道；
[0037] 控制量确定程序单元，用于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；
[0038] 速度解析预测程序单元，用于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；
[0039] 飞行走廊确定程序单元，用于确定各个控制量的设计空间从而得到飞行走廊；
[0040] 可行性判断程序单元，用于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，则跳转执行几何弹道设计程序单元并对几何弹道参数反馈调整；否则结束规划并退出。
[0041] 此外，本发明还提供一种基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划系统，包括计算机设备，该计算机设备被编程或配置以执行所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的步骤，或该计算机设备的
存储器上存储有被编程或配置以执行所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的
计算机程序。
[0042] 此外，本发明还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以执行所述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的计算机程序。
[0043] 和现有技术相比，本发明具有下述优点：针对目前动力学逆方法应用于高超声速滑翔飞行器弹道规划过程中所出现的几何弹道可实现性和轨迹终端状态预测的实时性和精度难以兼容问题，本发明不仅能够实现对终端速度的有效预测，还可以对过程状态进行良好的预测并实施必要控制，具有实时性和精度兼具的优点。
附图说明
[0044] 图1为本发明
实施例方法的基本流程示意图。
[0045] 图2为本发明实施例面向单一禁飞区情况下的任务态势及规划的几何曲线图。
[0046] 图3为本发明实施例面向单一禁飞区情况下的几何曲线对应的需求控制量及三维飞行走廊示意图。
[0047] 图4为本发明实施例面向单一禁飞区情况下基于动力学模型的动力学弹道。
[0048] 图5为本发明实施例面向单一禁飞区情况下获得基于动力学模型的动力学弹道过程中实际控制参数及三维飞行走廊示意图。
[0049] 图6为本发明实施例面向单一禁飞区情况下不同路径
节点对终端速度的预测结果。
[0050] 图7为本发明实施例面向单一禁飞区情况下典型飞行节点对后续飞行过程的速度预测曲线。
[0051] 图8为本发明实施例面向复杂任务环境下的任务态势及规划的几何曲线图。
[0052] 图9为本发明实施例面向复杂任务环境下的几何曲线对应的需求控制量及三维飞行走廊示意图。
[0053] 图10为本发明实施例面向复杂任务环境下基于动力学模型的动力学弹道。
[0054] 图11为本发明实施例面向复杂任务环境下获得基于动力学模型的动力学弹道过程中实际控制参数及三维飞行走廊示意图。
[0055] 图12为本发明实施例面向复杂任务环境下不同路径节点对终端速度的预测结果。
[0056] 图13为本发明实施例面向复杂任务环境下典型飞行节点对后续飞行过程的速度预测曲线。
具体实施方式
[0057] 如图1所示，本实施例基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的实施步骤包括：
[0058] 1)设计满足基本任务要求的几何弹道；
[0059] 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；
[0060] 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；
[0061] 4)确定各个控制量的设计空间从而得到飞行走廊；
[0062] 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。
[0063] 本实施例步骤1)用于根据任务场景设计满足基本任务要求的几何弹道：侧向上，综合考虑飞行任务，自适应设计几何平面机动曲线弹道，从初始点出发，满足对禁避飞区的绕飞和对
航路点的必经等约束，并到达终端目标；纵向上，着眼于飞行过程的
稳定性，为使得弹道平稳，便于侧向机
动能力的发挥，基于平衡滑翔条件设计纵向弹道，因此步骤1)中设计的几何弹道的函数表达式如下式所示：
[0064]
[0065] 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。初始点和目标确定了(1)式的端点状态。(1)式中，上侧的第一式为侧向平面几何弹道，下侧的第二式为纵向平衡滑翔弹道约束；合理的几何弹道规划除了需要满足以上任务约束外，还应该满足弹道平滑，弹道方程的
曲率和挠率根据飞行能力自适应设计并留有一定的余量。
[0066] 本实施例中，步骤2)的详细步骤包括：
[0067] 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；
[0068] 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；
[0069] 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。
[0070] 本实施例中，步骤2.1)中运动学模型的函数表达式如下式所示：
[0071]
[0072] 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；
[0073] 步骤2.1)中的动力学模型的函数表达式如下式所示：
[0074]
[0075] 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；
[0076] 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：
[0077]
[0078]
[0079] 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。
[0080] 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 的函数表达式分别如下式所示：
[0081]
[0082] 上式中，L1、L2、D分别为的飞行器气动纵向加速度、侧向加速度和阻力加速度，ΔL1、ΔL2、ΔD分别为地球自转引起的附加纵向加速度、侧向加速度和阻力加速度。地球自转引起的附加纵向加速度、侧向加速度和阻力加速度ΔL1、ΔL2、ΔD的函数表达式分别如下式所示：
[0083]
[0084] 上式中，r为飞行器到地心的距离，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，θ是弹道倾角，we为地球自转角速率。
[0085] 结合式(2)所示运动学模型、式(3)所示动力学模型，基于式(1)所示几何弹道的几何曲线即可获得侧向需求控制量，即侧向需求升力加速度L2如式(5)所示。基于平滑滑翔条件获得纵向需求控制量，根据式(6)可得纵向需求升力加速度为：
[0086]
[0087] 上式中，L1为纵向需求升力加速度，μ为地球引力常数，r为飞行器到地心的距离，即地心距，v是飞行器速度，θ是弹道倾角，ΔL1为附加纵向升力加速度。
[0088] 同时，由于弹道倾角 则有θ＝θ0，其中θ0为弹道倾角θ的初值，实际操作上，由于弹道倾角θ的初值θ0的大小已经由初始条件确定，为了满足终端高度条件，则需要根据高度差和剩余飞行航程确定并
跟踪，即：
[0089]
[0090] 上式中，Δh为终端期望高度和当前高度的高度差，s为剩余飞行航程。
[0091] 本实施例中，步骤3)中速度解析预测模型的函数表达式如下式所示：
[0092]
[0093] 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。
[0094] 结合式(2)所示运动学模型、式(3)所示动力学模型可知：
[0095]
[0096] 上式中，v为飞行器速度，λ为换极坐标系下飞行器的地理经度， 为等效阻力加速度，μ为地球引力常数，r为飞行器到地心的距离，即地心距，θ是弹道倾角，φ是换极坐标系下飞行器的地理纬度，ψ是相对赤道的航迹偏航角，θ0为弹道倾角θ的初值，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。根据式(11)即可得出式(10)。
[0097] 式(10)中，r、θ0、f、f'等参数可依据式(1)快速获得，而 可由如下的途径离散化确定：将式(11)离散化写成如下的形式：
[0098]
[0099] 上式中，vk+1为下一时刻的速度，vk为当前速度， 为等效阻力加速度，G表示以为自变量的速度增量函数。因此，根据当前速度vk及等效阻力加速度 即可确定下一时刻的速度vk+1，以此类推，从而可获得所有离散节点的速度参数。本实施例中结合数值预测和解析预测的优点、基于平衡滑翔条件，提出了一种几何弹道的几何曲线速度解析预测模型如式(10)所示。在此
基础上，步骤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时，考虑到某些参数难以求解的特点，采用离散化数值计算，获得不同节点的参数精准值，提供至预测模型，从而快速精准地预测终端速度。
[0100] 作为一种可选的实施方式，本实施例步骤4)确定各个控制量的设计空间从而得到飞行走廊时，综合考虑了热流
密度、动压、过载、攻角、倾侧角等约束的影响，以纵向升阻比、侧向升阻比和能量为标架的三维飞行走廊。
[0101] 式(2)所示运动学模型、式(3)所示动力学模型共同描述了滑翔飞行器的空间运动规律。对于滑翔再入飞行器，飞行过程中受到热流密度、过载、动压等复杂过程约束限制，其函数表达式如下式所示：
[0102]
[0103] 上式中，kh为常系数，ρ表示大气密度，v为飞行器速度， qmax以及nmax分别表示最大热流、最大动压及最大过载，D表示
气动阻力加速度，L表示气动升力加速度，g0表示海平面
重力加速度。
[0104] 根据式(13)所示的约束条件，以能量e作为自变量，则气动阻力加速度D可表示为气动阻力加速度D(e)，且满足式(14)：
[0105]
[0106] 上式中， 表示由最大热流密度约束确定的阻力加速度上界，Dq(e)表示由最大动压约束确定的阻力加速度上界，Dn(e)表示由最大过载约束确定的阻力加速度上界；表示最大热流密度，qmax表示最大动压，nmax表示最大过载，CD为阻力加速度系数，为关于攻角α和
马赫数Ma的函数，Sr为特征面积，M为飞行器
质量，kh为常系数，v表示滑翔飞行器的速度，m为常数(值为3.15)，升阻比LD也是为关于攻角α和马赫数Ma的函数。
[0107] 从而根据式(14)可得式(15)：
[0108]
[0109] 上式中，Dmax表示气动阻力加速度D(e)的最大值，且Dmax为由最大热流密度约束确定的阻力加速度上界 由最大动压约束确定的阻力加速度上界Dq(e)、由最大过载约束确定的阻力加速度上界Dn(e)三者中的最小值。
[0110] 攻角、倾侧角约束可表达为：
[0111]
[0112] 上式中，a表示攻角，amin表示攻角最小值，amax表示攻角最大值，σ表示倾侧角，σmin表示倾侧角最小值，σmax表示倾侧角最大值。攻角、倾侧角的约束条件中的各个最大值、最小值具体取值大小由滑翔飞行器本身的特性确定。
[0113] 在给定的能量条件下，结合平衡滑翔条件，不同的攻角对应不同的升阻比LD和最大阻力加速度Dmax，平衡滑翔假设为：
[0114]
[0115] 上式中，g表示重力加速度，v表示滑翔飞行器的速度，r表示地心距，L表示气动升力加速度，γ表示速度倾角，σ表示飞行器倾侧角。
[0116] 可求得最大阻力加速度Dmax和升阻比LD允许的最大倾侧角σmax为：
[0117]
[0118] 上式中，g表示重力加速度，v表示滑翔飞行器的速度，r表示地心距，LD表示升阻比，Dmax表示最大阻力加速度(最大约束)。从最大负倾侧角遍历至最大正倾侧角，即可获得当前能量和攻角条件下的所有纵、侧向升阻比，则有式(19)：
[0119]
[0120] 上式中，LD1表示纵向升阻比，LD2表示侧向升阻比，LD表示升阻比，σ表示飞行器的倾侧角，符号 表示的定义为：遍历能量和攻角获得由纵向升阻比、侧向升阻比和能量为三维坐标标架的三维飞行走廊。
[0121] 本实施例中，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。本实施例中，等效控制量纵向升阻比LD1和侧向升阻比LD2的函数表达式如式(19)所示。最终，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。
[0122] 为了验证本实施例基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的有效性和合理性，采用CAV-H模型为对象开展仿真。从再入点出发至下压交班点的飞行过程，当飞行器转入平衡滑翔后，开始自适应规划几何弹道，通过几何弹道状态预测判断几何曲线的可控性和终端约束满足情况，反馈调整获得同时满足任务约束和状态约束的几何弹道，然后通过动力学模型验证所规划几何弹道的合理性。
[0123] 面向单一禁飞区情况，考虑射程越小机动绕飞能力越差，选择一种较短的射程情况开展自适应弹道规划，再入点经纬度(137.36°,29.67°)，初始射向为北偏东55.13°，初始高度为85km，初始速度为6000m/s，要求滑翔结束交班点经纬度为(212.65°,42.62°)，从再入点到交班点的球面距离为6689.55km，要求交班高度为30km，交班速度为2000m/s。滑翔飞行器飞行过程需要绕开一个禁飞区，中心为(180.50°,38.45°)，半径为800km。其态势和自适应规划获得的几何曲线如图2所示，其中几何曲线由虚线表示；图3为几何曲线对应的需求控制量及三维飞行走廊；图4为基于动力学模型获得的动力学弹道；图5为实际控制的参数与三维飞行走廊示意图。从图3可以看出控制需求在可控范围内，(超出部分是倾侧翻转导致符号变化所致)，基于初次预测滑翔结束交班速度为1991m/s，满足终端交班速度要求。如图5所示，实际终端交班速度为2015m/s，交班高度为30.51km，满足终端交班状态要求。从图4图5可以看出：控制需求在控制能力范围之内，动力学模型能够实现对几何曲线的有效跟踪，这说明所规划的几何曲线是动力学可行的。更进一步，考察预测模型对飞行速度的预测能力，将整个航程离散化，取100个预测节点，第一次预测时间为0.0531秒，后续预测时间随节点的个数而减小，满足规划实时性要求。图6为不同路径节点对终端速度的预测结果，说明预测结果是可信的，可以在较早的阶段对终端速度进行控制，使得速度满足终端交班要求；图7为典型飞行节点对后续飞行过程的速度预测曲线，预测一致性较好，说明本发明所提出的预测模型不仅能够实现对终端速度的有效预测，若有需要，还可以对过程状态进行良好的预测，并实施必要的控制。
[0124] 考虑更加复杂的任务情况，在较大射程飞行器滑翔过程中，面临多禁飞区规避问题，再入点经纬度(122.36°,29.6°)，初始射向为北偏东15.00°，初始高度为100km，初始速度为7000m/s，要求滑翔结束交班点经纬度为(289.80°,20.78°)，从再入点到交班点的球面距离为14246.30km，要求交班高度为45km，交班速度为2500m/s。滑翔飞行器飞行过程需要绕开三个禁飞区，中心分别为(181.60°,82.91°)、(181.60°,63.91°)、(274.60°,39.91°)，半径均为800km，其态势和自适应规划获得的几何曲线如图8所示。图9为几何曲线对应的需求控制量及三维飞行走廊；图10为基于动力学模型获得的动力学弹道；图11为实际控制的参数与三维飞行走廊示意图。从图9可以看出控制需求在可控范围内，预测滑翔结束交班速度为2548m/s，比需求终端速度略大，留有一定余量，便于后续的能量补偿控制。如图11所示，实际终端交班速度为2521m/s，交班高度为45.036km，满足终端交班状态要求。从图10图11可以看出：控制需求在控制能力范围之内，动力学模型能够实现对几何曲线的有效跟踪，说明所规划的几何曲线是动力学可行的。更进一步，考察预测模型对飞行速度的预测能力，图12为不同路径节点对终端速度的预测结果，预测终端速度平稳，说明预测结果是可信的，可以在较早的阶段对终端速度进行控制，使得速度满足终端交班要求，图13为典型飞行节点对后续飞行过程的速度预测曲线，预测一致性较好，说明本发明所提出的预测模型不仅能够实现对终端速度的有效预测，若有需要，还可以对过程状态进行良好的预测，并实施必要的控制。
[0125] 综上所述，本实施例本发明基于动力学逆思想，设计了一种滑翔弹道快速自适应轨迹规划方法。建立了几何弹道和控制空间、终端状态的直接映射关系，能够较好地实现滑翔弹道的快速自适应规划。该方法主要解决了两个问题：一是几何弹道和控制空间的映射问题，通过求解基于几何弹道曲线的控制量，解决了从几何弹道空间至控制空间的映射问题，从理论上判定所设计几何弹道的物理可行性，为设计可行几何弹道奠定了基础；二是几何弹道和飞行状态的映射问题，推导了基于几何曲线的状态预测解析表达式，给出了求解途径，能够对整个飞行过程进行高精度快速预测，为过程及终端状态控制提供了
支撑。
[0126] 此外，本实施例还提供一种基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划系统，包括：
[0127] 几何弹道设计程序单元，用于设计满足基本任务要求的几何弹道；
[0128] 控制量确定程序单元，用于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；
[0129] 速度解析预测程序单元，用于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；
[0130] 飞行走廊确定程序单元，用于确定各个控制量的设计空间从而得到确定的飞行走廊范围；
[0131] 可行性判断程序单元，用于基于确定的飞行走廊范围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，则跳转执行几何弹道设计程序单元并对几何弹道参数反馈调整；否则结束规划并退出。
[0132] 此外，本实施例还提供一种基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划系统，包括计算机设备，该计算机设备被编程或配置以执行前述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的步骤，或该计算机设备的存储器上存储有被编程或配置以执行前述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的计算机程序。
[0133] 此外，本实施例还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以执行前述基于动力学逆求解的平衡滑翔弹道自适应规划方法的计算机程序。
[0134] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
