一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系
统及方法
技术领域
背景技术
[0002] 引起导弹落点偏差的因素主要包括制导工具误差和制导方法误差。制导工具误差是制导设备，如惯性平台、
加速度表、
陀螺仪以及计算机等性能不完善引起的落点偏差，约占总误差的70％～80％。制导方法误差是由于制导方法不完善引起的落点偏差。随着制导设备性能的改进，制导方法误差的影响日渐突出。在引起制导方法误差的因素中，扰动引力场是主要误差源，对制导工具误差也有一定的影响。对于射程10000km左右的远程弹道导弹，全弹道上作用的扰动引力造成的落点偏差最大可达千米量级。同时，对于长时间低空机动飞行导弹、多头分导导弹等，其受扰动引力影响时间长，误差累积耦合作用明显。因此，深入研究扰动引力场对不同形态弹道及落点偏差的影响特性，开发集成简易直观、操作便捷的仿真分析平台具有重要意义。
[0003] 确定扰动引力场的关键在于求解关于扰动引力位的外部边值问题。扰动引力赋值方法大致归纳为两类：模型逼近和
算法逼近。模型逼近主要有以Stokes理论为代表的大地
水准面边值问题解(直接积分法)、广义延拓法和
覆盖层法等；算法逼近主要有点
质量法、最小二乘配置法、有限元逼近法和球谐函数法等。几种主要赋值方法的特点见下表：
[0004]
[0005] 正因为有众多扰动引力的赋值方法，而且很多方法在理论方面也已经发展成熟，理论体系严密，所以在计算扰动引力时，可供选择的方法很多。如何选取最合适、高效的方法来计算某种形态的弹道，将各种计算方法整合在一起并突出每种方法的功能优势的集成平台可以很好地解决上述问题。对于扰动引力影响特性的分析方法，除了传统的直接积分求差法外，利用
状态空间摄动理论推导的摄动法及误差传播分析法可以弥补直接积分求差法的不足，为影响特性的分析带来方便。而将扰动引力计算与弹道分析结合在一起，可以更加多元地进行弹道分析，增加结果间的对比性，为相关研发单位提供技术依据和数据支持。
发明内容
[0006] 本发明的目的是为了实现导弹诸元射击、快速机动发射的能力，提高导弹精确打击能力，并获得扰动引力场对不同形态弹道及落点偏差的影响特性，由此本发明提供了一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统及方法。
[0007] 上述的发明目的是通过以下技术方案实现的：
[0008] 一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统，包括仿真平台主界面模
块，
[0009] 所述的仿真平台主界面模块包括多种扰动引力赋值算法选择子模块、弹道形态选择子模块、扰动引力对弹道影响特性分析子模块、弹道仿真子模块和
数据处理与结果显示子模块；
[0010] 所述的多种扰动引力赋值算法选择子模块确定引力计算底层的数学形式；
[0011] 所述的弹道形态选择子模块提供多种弹道模式，通过外部输入程序
角完成
指定弹道的生成；
[0012] 所述的扰动引力对弹道影响特性分析子模块是引力影响特性分析的
基础，提供三种不同的引力影响特性分析方法，用户根据实际需求选择分析方法，该三种分析方法可单独使用或任意组合使用；
[0013] 所述的弹道仿真子模块根据底层程序代码及外部输入的程序角用于弹道仿真，得出扰动引力作用下的弹道计算结果；
[0014] 所述的数据处理与结果显示子模块对得出的弹道计算结果进行数据读取、处理、查询、比较以及分析。
[0015] 进一步的，所述的仿真平台主界面模块是面向用户的，仿真平台主界面模块有专
门的帮助子模块的选项菜单和按钮，方便用户随时切换。
[0016] 进一步的，所述的多种扰动引力赋值算法选择子模块从有限元逼近法、广义延拓法及球谐函数法中任意选择一种方法，三种方法是等价的，均可以提供对应模型在所需坐标点处扰动引力三分量，用户依据不同的任务要求选择合适的扰动引力计算方法。
[0017] 进一步的，所述的弹道形态选择子模块提供多种弹道模式，通过外部输入程序角完成指定弹道的生成，如果没有设计好的程序角，则直接使用程序内置的多种典型弹道的程序角数据。
[0018] 进一步的，所述的扰动引力对弹道影响特性分析子模块对积分求差法、摄动法和误差传播分析方法的优缺点和适应性给出提示，用户根据提示及实际需求选择相应的分析方法。
[0019] 进一步的，所述的弹道仿真子模块用于弹道积分计算，得出扰动引力作用下的弹道计算数据，用户根据需要选取
坐标系，导弹的总体参数由用户更新相关设置文件，其中相关设置文件包括典型导弹动力学模型、仿真步长、关机条件、落点偏差显示类型，其中典型导弹动力学模型包括
气动参数、
发动机参数以及不同坐标系间的转换模型。
[0020] 进一步的，所述的数据处理与结果显示子模块对得出的弹道计算结果进行数据读取、处理、查询、比较以及分析，并将结果存入
数据库与已经存在的仿真数据进行对照，其中，数据的读取遵循数据交互管理模块的
接口定义，通过数据传输机制获得数据信息；数据查询功能依照数据管理系统进行操作，结果分析中还包含了数据处理、比较以及分析模块。
[0021] 本发明还提供一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析方法，包括如下步骤：
[0022] 步骤一、在多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统运行之前，进行Teechart绘制曲线
插件的注册；
[0023] 步骤二、Teechart绘制曲线插件注册成功之后，在VC6.0以上版本环境中打开多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统
软件，编译.exe文件通过后进入仿真平台主界面模块；
[0024] 步骤三、在仿真平台主界面模块中的多种扰动引力赋值算法选择子模块对引力赋值方法进行选择，并对相应方法进行设置；其中参数设置包括：格网数划分选择，拟合点个数选择，扰动引力截断阶次，引力场位系数模型选择；
[0025] 步骤四、在弹道形态选择子模块中设置导弹发射方式、发射点坐标、发射方位角以及射程信息，如果不使用默认数据，则可以自行输入指定弹道程序
俯仰角；
[0026] 步骤五、在扰动引力对弹道影响特性分析子模块中对分析方法进行设置，如果选择弹道积分求差分析方法，则设置标准弹道正常引力模型截断阶次；如果选择摄动法，则设置弹道平均
角速度和变换步长；如果选择误差传播分析法，则设置权系数表示方式；在弹道仿真子模块中对仿真步长进行设置；
[0027] 步骤六、利用数据处理与结果显示子模块对弹道过程数据读取、处理、查询、比较以及分析，并且弹道轨迹仿真数据结果、仿真过程中数据实时更新；到此分析方法结束。
[0028] 进一步的，步骤三中多种扰动引力赋值算法包括：
[0029] 有限元逼近法：
[0030] 有限元逼近法的基本思路如下：(1)将所考虑的
空域Ω用研究
选定的网格划分为若干个单元Ωe，Ωe可由点质量法计算出扰动引力的量级确定或指定，Ωe的大小要满足扰动引力的计算
精度；(2)将单元Ωe内的扰动引力构造成
节点的多项式逼近函数，节点处的扰动引力由点质量法计算并存储；(3)为计算Ω中任一点A的扰动引力δ，需先判断计算点A所在的单元Ωe，再由点A
位置与该单元节点值，用逼近函数计算δ；
[0031] 记所考虑的空域Ω为一球壳，大小可由地固球坐标 的取值区间表示；考虑到导弹的飞行空域，将Ω取为
[0032]
[0033] 其中，下标“0”、“f”分别表示起始点与终值点；
[0034] 将Ω用所选择的网格分割为具有形状和大小的单元Ωe，单元的分割有以下要求：
[0035] (1)两个相邻单元Ωe在公共边界上是相容的，其
顶点不能作为相邻单元边上的内点，即保持连续性；
[0036] (2)网格尽量规则，以减少计算量，减轻管理上的难度；
[0037] (3)靠近发射点的低空区域，对弹道产生影响的扰动引力集中、变化大，网格要密些，对应的单元Ωe体积小；反之，对远离发射点的高空区域，网格可疏些，Ωe体积大；
[0038] 根据以上规则，取单元Ωe的形状为由地固球坐标 截得的六面体，各面分别为：半径为r1与r2的球面，经度为λ1与λ2的子午面，纬度为 与 的纬圈，设r1＜r2，λ1＜λ2，沿径向看，Ωe的厚度为Δr，低空的Δr取值小；在球面上看，球面元方块大小为Δλ、 为球面元覆盖的经度、纬度，离发射点近的区域，Δλ、 取值小，为规整起见，令每一单元 显然，Ωe可由8个节点 的坐标表示，为了方便表示及计算，引入局部坐标系表示单元节点；
[0039] 单元Ωe的局部曲线坐标系由半径rP＝r1+Δr/2的球面、经度λP＝λ1+Δλ/2的子午面、纬度 的纬圈的交线组成；原点P为三交线的交点，局部坐标ξ、η、ζ分别沿点P的径向、纬圈与子午线方向；
[0040] 原点P的球坐标为 局部坐标为P(0,0,0)，单元内变点 的局部坐标A(ξ,η,ζ)为：
[0041]
[0042] 单元顶点 的局部坐标Ai(ξi,ηi,ζi)为：
[0043]
[0044] 记扰动引力δ在天、东、北方向上的分量为 简记为 因此δα是球坐标 的函数，当将 转换成局部坐标(ξ,η,ζ)后，δα可表示成(ξ,η,ζ)的函数；
[0045] 在单元Ωe内，由于只取了8个节点的信息，因此逼近函数最多可以有8个待定系数；取逼近函数为如下的8次多项式：
[0046] δα＝a1+a2ξ+a3η+a4ζ+a5ξη+a6ξζ+a7ηζ+a8ξηζ (3)
[0047] 节点的δαi由球谐函数法计算得到，记
[0048]
[0049] 则待定系数以向量表示为：
[0050] a＝H-1Z (5)
[0051] 引入型函数Ni，满足
[0052]
[0053] 其中，
[0054]
[0055] 则变点A扰动引力分量 计算式为：
[0056]
[0057] 经推导，Ni(A,Ai)可用下面的公式计算
[0058]
[0059] 广义延拓法：
[0060] 考虑如下三维数值逼近问题；已知函数u(x,y,z):R3→R，在空域 上的一组离散数据
[0061] {ui|ui＝u(xi,yi,zi),(xi,yi,zi)∈Ω,i＝1,2,…,n}
[0062] 在空域Ω上构造u的一个近似函数U:Ω→R满足U(xi)＝ui(i＝1,2,…,n)；
[0063] 采用分块逼近的方法求解，首先将区域进行划分，得m个互不重叠的子区域：
[0064] Ω＝Ω1∪Ω2∪…∪Ωm
[0065] 设第e单元Ωe中包含r个插值节点；将单元Ωe与临近几个子域结合起来形成延拓域Ωe′，其中含s个节点，且s＞r，于是有：
[0066]
[0067] 在单元Ωe上，取三元多项式类
[0068] {gj(x,y,z)}＝{1,x,y,z,x2,y2,z2,xy,xz,yz,x3,y3,z3,
[0069] x2y,x2z,xy2,xz2,yz2,y2z,xyz,…}
[0070] 的前t项为插值基函数，且r＜t＜s，即令：
[0071]
[0072] 其中，a1，a2，…，at为待定系数，可由下述问题解出：
[0073]
[0074] 显然，若r＝t＝s，即为通常意义下的分片插值模型，该模型为上节有限元模型；若r＝0,t＜s即为通常意义下的分片拟合模型；故广义延拓逼近是集插值、拟合之长的高精度分片逼近方法。
[0075] 将空间域作立方体剖分，每个立方体子域Ωe上的节点编号依次为0、1、2、3、4、5、6和7，其延拓域Ωe′上有s个节点，s＞8；对于给定的插值基函数，可以给出待定系数求解的具体表达式；取r＝8，s＝32，t＝20；
[0076] 将式(10)用矩阵形式表示，令
[0077] G＝{gj(xi,yi,zi)}ij,i＝9,10,...,32；j＝1,2,...,t
[0078] GI＝{gj(xi,yi,zi)}ij,i＝1,2,...,8；j＝1,2,...,t
[0079] u＝[u9 u10 … u32]T
[0080] uI＝[u1 u2 … u8]T
[0081] a＝[a1 a2 … a20]T
[0082] 则式可表示为：
[0083]
[0084] 引入拉格朗日乘子λ＝[λ1 λ2 … λ8]T，则：
[0085] L(a,λ)＝(Ga-u)T(Ga-u)+2(G1a-u1)λ (12)
[0086] 根据优化原理，待定系数a可通过代数方程
[0087]
[0088] 求解，其中各矩阵由如下公式表示，
[0089] F0＝GTu,F1＝u1
[0090] A＝GTG,C＝G1
[0091] A为方阵且可逆，结合分块矩阵求逆公式，最后有：
[0092]
[0093] 其中，D11和D12分别是A和C的逆；
[0094] 令P(x,y,z)＝{gj(x,y,z)|j＝1,2,…,t}，则扰动引力分量
[0095]
[0096] 其中，型函数为：
[0097] N(x,y,z)＝P(x,y,z)[D11GT D12] (16)
[0098] 球谐函数法：
[0099] 以分量形式表示的扰动引力：
[0100]
[0101] 其中，μ为地球引力常数，ae为正常地球赤道半径，r为计算点至地心的距离，为计算点地心纬度，λ为计算点经度， 为规格化的勒让德伴随函数，N为球谐函数最高阶， 为位系数，n为扰动引力的截断阶，m≠n时表示位系数为田谐系数，m＝n时表示位系数为扇谐系数，d为微分号。
[0102] 本发明的目的在于提供了一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统及方法，为用户提供选择引力赋值模型的功能，用户根据需要选择或添加不同的引力模型和影响特性分析模型进行弹道计算仿真，可以实现对不同形态弹道的数值仿真，采用模块化思想构建计算速度快精度高，能够适应不同发射任务、不同引力影响条件，提高了影响特性分析的应用范围和通用性。本发明提供了一个弹道数据库，便于多种弹道的比较分析及系统功能的扩充，系统将目前成熟的引力计算方法集成在一个计算方法库中，采用模块化构建、面向对象设计，方便不同专业水平的用户使用，另外仿真平台还拥有一个覆盖了航空航天领域绝大多数类型导弹的动力学模型库，如巡航导弹、防空导弹、弹道导弹、运载火箭等。底层算法采用VC++语言编写，具有
人机交互界面，计算速度快，易于不同平台间的移植，便于各种用户的使用。
附图说明
[0103] 图1是多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统Teechart的插件注册图；
[0104] 图2是多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统仿真平台主界面模块图；
[0105] 图3是多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统扰动引力赋值方法选择模块图。
具体实施方式
[0106] 下面将结合本发明
实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0107] 参考图2，本发明提供一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统，包括仿真平台主界面模块，所述的仿真平台主界面模块包括多种扰动引力赋值算法选择子模块、弹道形态选择子模块、扰动引力对弹道影响特性分析子模块、弹道仿真子模块和数据处理与结果显示子模块；
[0108] 所述的多种扰动引力赋值算法选择子模块确定引力计算底层的数学形式；
[0109] 所述的弹道形态选择子模块提供多种弹道模式，通过外部输入程序角完成指定弹道的生成；
[0110] 所述的扰动引力对弹道影响特性分析子模块是引力影响特性分析的基础，提供三种不同的引力影响特性分析方法，用户根据实际需求选择分析方法，该三种分析方法可单独使用或任意组合使用；
[0111] 所述的弹道仿真子模块根据底层程序代码及外部输入的程序角用于弹道仿真，得出扰动引力作用下的弹道计算结果；
[0112] 所述的数据处理与结果显示子模块对得出的弹道计算结果进行数据读取、处理、查询、比较以及分析。
[0113] 其中多种扰动引力赋值算法选择子模块、弹道形态选择子模块、扰动引力对弹道影响特性分析子模块，以上三种模块可以用其他模块替换，上述不同模块之间既有各自的功能又互相影响；
[0114] 进一步的，所述的仿真平台主界面模块是面向用户的，仿真平台主界面模块有专门的帮助子模块的选项菜单和按钮，方便用户随时切换。
[0115] 所述的仿真平台主界面模块是面向用户的，包括多种扰动引力赋值算法选择子模块、弹道形态选择子模块、扰动引力对弹道影响特性分析子模块、弹道仿真子模块和数据处理与结果显示子模块；仿真平台主界面模块有专门的帮助子模块的选项菜单和按钮，方便用户随时切换；
[0116] 参考图3，所述的多种扰动引力赋值算法选择子模块从有限元逼近法、广义延拓法及球谐函数法中任意选择一种方法，三种方法是等价的，均可以提供对应模型在所需坐标点处扰动引力三分量，用户依据不同的任务要求选择合适的扰动引力计算方法。
[0117] 所述的多种扰动引力赋值算法选择子模块确定引力计算底层的数学形式。提供的算法有有限元逼近法、广义延拓法及球谐函数法。三种方法是等价的，均可以提供对应模型在所需坐标点处扰动引力三分量。所以依据不同的任务要求，可以选择合适的扰动引力计算方法以提高效率。
[0118] 进一步的，所述的弹道形态选择子模块提供多种弹道模式，通过外部输入程序角完成指定弹道的生成，如果没有设计好的程序角，则直接使用程序内置的多种典型弹道的程序角数据。
[0119] 进一步的，所述的扰动引力对弹道影响特性分析子模块对积分求差法、摄动法和误差传播分析方法的优缺点和适应性给出提示，用户根据提示及实际需求选择相应的分析方法。
[0120] 所述的扰动引力对弹道影响特性分析子模块是引力影响特性分析的基础，提供三种不同的引力影响特性分析方法，使用积分求差法来获得精度最高的影响特性分析结果，使用摄动法可以大大提高分析效率，使用误差传播分析方法可以观测飞行过程中扰动引力影响程度的变化情况，一般与前两种分析方法结合使用。
[0121] 进一步的，所述的弹道仿真子模块用于弹道积分计算，得出扰动引力作用下的弹道计算数据，用户根据需要选取坐标系，导弹的总体参数由用户更新相关设置文件，其中相关设置文件包括典型导弹动力学模型、仿真步长、关机条件、落点偏差显示类型，其中典型导弹动力学模型包括气动参数、发动机参数以及不同坐标系间的转换模型。
[0122] 进一步的，所述的数据处理与结果显示子模块对得出的弹道计算结果进行数据读取、处理、查询、比较以及分析，并将结果存入数据库与已经存在的仿真数据进行对照，其中，数据的读取遵循数据交互管理模块的接口定义，通过数据传输机制获得数据信息；数据查询功能依照数据管理系统进行操作，结果分析中还包含了数据处理、比较以及分析模块。
[0123] 本发明还提供了一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析方法，多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析方法包括如下步骤：
[0124] 步骤一、在多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统运行之前，进行Teechart绘制曲线插件的注册；如图1所示；
[0125] 步骤二、Teechart绘制曲线插件注册成功之后，在VC6.0以上版本环境中打开多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析
系统软件，编译.exe文件通过后进入仿真平台主界面模块；
[0126] 步骤三、在仿真平台主界面模块中的多种扰动引力赋值算法选择子模块对引力赋值方法进行选择，并对相应方法进行设置；其中参数设置包括：格网数划分选择，拟合点个数选择，扰动引力截断阶次，引力场位系数模型选择；
[0127] 步骤四、在弹道形态选择子模块中设置导弹发射方式、发射点坐标、发射方位角以及射程信息，如果不使用默认数据，则可以自行输入指定弹道程序俯仰角；
[0128] 步骤五、在扰动引力对弹道影响特性分析子模块中对分析方法进行设置，如果选择弹道积分求差分析方法，则设置标准弹道正常引力模型截断阶次；如果选择摄动法，则设置弹道平均角速度和变换步长；如果选择误差传播分析法，则设置权系数表示方式；在弹道仿真子模块中对仿真步长进行设置；
[0129] 步骤六、利用数据处理与结果显示子模块对弹道过程数据读取、处理、查询、比较以及分析，并且弹道轨迹仿真数据结果、仿真过程中数据实时更新；到此分析方法结束。
[0130] 进一步的，步骤三中多种扰动引力赋值算法包括：
[0131] 有限元逼近法：
[0132] 有限元逼近法的基本思路如下：(1)将所考虑的空域Ω用研究选定的网格划分为若干个单元Ωe，Ωe可由点质量法计算出扰动引力的量级确定或指定，Ωe的大小要满足扰动引力的计算精度；(2)将单元Ωe内的扰动引力构造成节点的多项式逼近函数，节点处的扰动引力由点质量法计算并存储；(3)为计算Ω中任一点A的扰动引力δ，需先判断计算点A所在的单元Ωe，再由点A位置与该单元节点值，用逼近函数计算δ；
[0133] 记所考虑的空域Ω为一球壳，大小可由地固球坐标 的取值区间表示；考虑到导弹的飞行空域，将Ω取为
[0134]
[0135] 其中，下标“0”、“f”分别表示起始点与终值点；
[0136] 将Ω用所选择的网格分割为具有形状和大小的单元Ωe，单元的分割有以下要求：
[0137] (1)两个相邻单元Ωe在公共边界上是相容的，其顶点不能作为相邻单元边上的内点，即保持连续性；
[0138] (2)网格尽量规则，以减少计算量，减轻管理上的难度；
[0139] (3)靠近发射点的低空区域，对弹道产生影响的扰动引力集中、变化大，网格要密些，对应的单元Ωe体积小；反之，对远离发射点的高空区域，网格可疏些，Ωe体积大；
[0140] 根据以上规则，取单元Ωe的形状为由地固球坐标 截得的六面体，各面分别为：半径为r1与r2的球面，经度为λ1与λ2的子午面，纬度为 与 的纬圈，设r1＜r2，λ1＜λ2，沿径向看，Ωe的厚度为Δr，低空的Δr取值小；在球面上看，球面元方块大小为Δλ、 为球面元覆盖的经度、纬度，离发射点近的区域，Δλ、 取值小为规整起见，令每一单元 显然，Ωe可由8个节点 的坐标表示，为了方便表示及计算，引入局部坐标系表示单元节点；
[0141] 单元Ωe的局部曲线坐标系由半径rP＝r1+Δr/2的球面、经度λP＝λ1+Δλ/2的子午面、纬度 的纬圈的交线组成；原点P为三交线的交点，局部坐标ξ、η、ζ分别沿点P的径向、纬圈与子午线方向；
[0142] 原点P的球坐标为 局部坐标为P(0,0,0)，单元内变点 的局部坐标A(ξ,η,ζ)为：
[0143]
[0144] 单元顶点 的局部坐标Ai(ξi,ηi,ζi)为：
[0145]
[0146] 记扰动引力δ在天、东、北方向上的分量为 简记为 因此δα是球坐标 的函数，当将 转换成局部坐标(ξ,η,ζ)后，δα可表示成(ξ,η,ζ)的函数；
[0147] 在单元Ωe内，由于只取了8个节点的信息，因此逼近函数最多可以有8个待定系数；取逼近函数为如下的8次多项式：
[0148] δα＝a1+a2ξ+a3η+a4ζ+a5ξη+a6ξζ+a7ηζ+a8ξηζ (3)
[0149] 节点的δαi由球谐函数法计算得到，记
[0150]
[0151] 则待定系数以向量形式表示为：
[0152] a＝H-1Z (5)
[0153] 引入型函数Ni，满足
[0154]
[0155] 其中，
[0156]
[0157] 则变点A扰动引力分量 计算式为：
[0158]
[0159] 经推导，Ni(A,Ai)可用下面的公式计算
[0160]
[0161] 广义延拓法：
[0162] 考虑如下三维数值逼近问题；已知函数u(x,y,z):R3→R，在空域 上的一组离散数据
[0163] {ui|ui＝u(xi,yi,zi),(xi,yi,zi)∈Ω,i＝1,2,…,n}
[0164] 在空域Ω上构造u的一个近似函数U:Ω→R满足U(xi)＝ui(i＝1,2,…,n)；
[0165] 采用分块逼近的方法求解，首先将区域进行划分，得m个互不重叠的子区域：
[0166] Ω＝Ω1∪Ω2∪…∪Ωm
[0167] 设第e单元Ωe中包含r个插值节点；将单元Ωe与临近几个子域结合起来形成延拓域Ωe′，其中含s个节点，且s＞r，于是有：
[0168]
[0169] 在单元Ωe上，取三元多项式类
[0170] {gj(x,y,z)}＝{1,x,y,z,x2,y2,z2,xy,xz,yz,x3,y3,z3,
[0171] x2y,x2z,xy2,xz2,yz2,y2z,xyz,…}
[0172] 的前t项为插值基函数，且r＜t＜s，即令：
[0173]
[0174] 其中，a1，a2，…，at为待定系数，可由下述问题解出：
[0175]
[0176] 显然，若r＝t＝s，即为通常意义下的分片插值模型，该模型为上节有限元模型；若r＝0,t＜s即为通常意义下的分片拟合模型；故广义延拓逼近是集插值、拟合之长的高精度分片逼近方法。
[0177] 将空间域作立方体剖分，每个立方体子域Ωe上的节点编号依次为0、1、2、3、4、5、6和7，其延拓域Ωe′上有s个节点，s＞8；对于给定的插值基函数，可以给出待定系数求解的具体表达式；取r＝8，s＝32，t＝20；
[0178] 将式(10)用矩阵形式表示，令
[0179] G＝{gj(xi,yi,zi)}ij,i＝9,10,...,32；j＝1,2,...,t
[0180] GI＝{gj(xi,yi,zi)}ij,i＝1,2,...,8；j＝1,2,...,t
[0181] u＝[u9 u10 … u32]T
[0182] uI＝[u1 u2 … u8]T
[0183] a＝[a1 a2 … a20]T
[0184] 则式可表示为：
[0185]
[0186] 引入拉格朗日乘子λ＝[λ1 λ2 … λ8]T，则：
[0187] L(a,λ)＝(Ga-u)T(Ga-u)+2(G1a-u1)λ (12)
[0188] 根据优化原理，待定系数a可通过代数方程
[0189]
[0190] 求解，其中各矩阵由如下公式表示，
[0191] F0＝GTu,F1＝u1
[0192] A＝GTG,C＝G1
[0193] A为方阵且可逆，结合分块矩阵求逆公式，最后有：
[0194]
[0195] 其中，D11和D12分别是A和C的逆；
[0196] 令P(x,y,z)＝{gj(x,y,z)|j＝1,2,…,t}，则扰动引力分量
[0197]
[0198] 其中，型函数为：
[0199] N(x,y,z)＝P(x,y,z)[D11GT D12] (16)
[0200] 球谐函数法：
[0201] 以分量形式表示的扰动引力：
[0202]
[0203] 其中，μ为地球引力常数，ae为正常地球赤道半径，r为计算点至地心的距离，为计算点地心纬度，λ为计算点经度， 为规格化的勒让德伴随函数，N为球谐函数最高阶， 为位系数，n为扰动引力的截断阶，m≠n时表示位系数为田谐系数，m＝n时表示位系数为扇谐系数，d为微分号。
[0204] 本发明目的在于提供了一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统及方法，为用户提供选择引力赋值模型的功能，用户根据需要选择或添加不同的引力模型和影响特性分析模型进行弹道计算仿真，可以实现对不同形态弹道的数值仿真，采用模块化思想构建计算速度快精度高，能够适应不同发射任务、不同引力影响条件，提高了影响特性分析的应用范围和通用性。本发明还提供了一个弹道数据库，便于多种弹道的比较分析及系统功能的扩充：系统将目前成熟的引力计算方法集成在一个计算方法库中，采用模块化构建、面向对象设计，方便不同专业水平的用户使用，另外仿真平台还拥有一个覆盖了航空航天领域绝大多数类型导弹的动力学模型库，如巡航导弹、防空导弹、弹道导弹、运载火箭等。底层算法采用VC++语言编写，具有人机交互界面，计算速度快，易于不同平台间的移植，便于各种用户的使用。
[0205] 本发明提出的扰动引力对弹道影响特性分析子模块：提供三种分析方法供用户选择，并提示每种方法的优缺点和适用性，用户可根据实际需求自由、便捷地进行选择相应的分析方法或算法组合模式，既可以单独使用又可以组合使用，并且状态空间摄动法获得的落点偏差信息会附加求差法的结果作为比对基准，提高了方法的可信度；利用传播模型分析法虽然不会提供落点偏差信息，但是可以直观反映出导弹飞行过程中各分量扰动引力对弹道的影响程度，一般与前两种分析方法结合使用。
[0206] 以上对本发明所提供的一种多赋值法的扰动引力场对不同形态弹道影响特性分析系统及方法，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本
说明书内容不应理解为对本发明的限制。
