技術領域

本發明屬于雷達目標跟蹤技術領域，特別涉及一種高超聲速臨近空間飛行器航跡跟蹤方法，本發明通過建立改進的高超聲速臨近空間飛行器運動狀態模型，提高了目標跟蹤的精度。

背景技術

臨近空間一般指距地面20～100km，即普通航空器飛行空間與衛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行特定任務的飛行器，既能比衛星提供更多更精確的信息(相對于某一特定區域)，并節省使用衛星的費用，又能比通常的航空器減少遭地面敵人攻擊的機會。高超聲速飛行器是工作在臨近空間的一類通過高聲速飛行實現快速全球打擊的新型武器，其飛行高度一般為30～60km，工作狀態通常分為：發射段、巡航段和再入段。是一種射程遠、精度高、機動靈活的新概念武器。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)，給雷達相干積累檢測帶來了巨大的挑戰，在這種情況下，研究高超聲速臨近空間飛行器的運動特性有利于雷達探測方法的提出。

目前對于高超聲速臨近空間飛行器運動特性的研究，主要有兩類：第一類是Shahriar Keshmiri、Richard Colgren和Maj Mirmirani提出的6-DOF(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究高超聲速臨近空間飛行器制導與控制方法，其狀態模型中變量主要涉及控制理論的相關參數，與雷達探測所需不吻合。另一類運動模型基于非開普勒運動理論建立的高超聲速臨近空間飛行器二維非開普勒運動模型，這類模型認為高超聲速臨近空間飛行器巡航的區域為真空，忽略了巡航段的氣動阻力和氣動升力。事實上臨近空間遠非真空，這對高超聲速臨近空間飛行器飛行狀態的影響不可忽略，否則會造成模型誤差，從而降低目標(高超聲速臨近空間飛行器)跟蹤的精度。

發明內容

本發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，在本發明中得到適合非控制領域的高超聲速臨近空間飛行器的運動狀態方程，并得到高超聲速臨近空間飛行器彈跳軌跡作為雷達探測先驗知識輔助。為實現上述技術目的，本發明采用如下技術方案予以實現。

為實現上述技術目的，本發明采用如下技術方案予以實現。

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：

步驟1，根據高超聲速臨近空間飛行器在巡航段所受到的地球萬有引力、氣動阻力和氣動升力，建立高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運動模型；

步驟2，根據高超聲速臨近空間飛行器在再入段所受到的地球萬有引力、氣動阻力、氣動升力和發動機控制力，建立高超聲速臨近空間飛行器在再入段的運動模型；

步驟3，利用雷達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據，根據高超聲速臨近空間飛行器在再入段和巡航段的回波數據，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動模型的點跡去除，高超聲速臨近空間飛行器運動模型包括高超聲速臨近空間飛行器在巡航段的運動模型和高超聲速臨近空間飛行器在再入段的運動模型。

本發明的特點和進一步改進在于：

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有引力F_g、氣動阻力C_x和氣動升力C_y的表達式分別為：

其中，G為萬有引力常量，M為地球質量，m為飛行器質量，r為地球質心到飛行器質心的距離矢量；ρ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，S_M為高超聲速臨近空間飛行器的有效參考面積，C_D為高超聲速臨近空間飛行器的阻力系數，C_L為高超聲速臨近空間飛行器的升力系數；

(1.2)以高超聲速臨近空間飛行器質心為原點建立二維直角坐標系，在二維直角坐標系中，y方向為豎直向上方向，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在x方向的受力F_X、以及高超聲速臨近空間飛行器在巡航段時在y方向的受力F_Y的表達式：

其中，θ為飛行器速度方向和x軸正向的夾角；