尚腾，谷良贤，赵吉松，龚春林

(西北工业大学航天学院，陕西西安 710072)

引言

冲压发动机导弹的弹道设计不同于固体火箭发动机导弹的弹道设计，主要体现在冲压发动机推力与弹道的强耦合性。一方面，冲压发动机的内部参数和性能指标随导弹的飞行速度、飞行高度、攻角及实际进入发动机的空气流量而变化;另一方面，冲压发动机的比冲及推力直接影响导弹的质量和飞行性能。所以，在设计以冲压发动机为动力的导弹弹道时必须考虑推力调节规律的设计［1］。冲压发动机的推力调节多采用控制余气系数的方法，其特点是实现方便且有利于保证冲压发动机燃烧的稳定性［2］。

以冲压发动机为动力的超声速、中远程战术导弹，通常用助推器将导弹加速到达预定的高度和速度，冲压发动机再接力工作，将导弹加速到规定的巡航速度和巡航高度进行巡航飞行。爬升弹道的设计优化需要解决如何最优地使导弹从接力点(冲压发动机开始工作)爬升到巡航状态。文献［3-4］在进行冲压发动机导弹爬升弹道优化的研究中，余气系数只根据导弹飞行马赫数进行了适当调节，并没有参与优化。而冲压发动机导弹爬升过程中飞行速度、高度、导弹姿态等均在较大范围内变化，只有把冲压发动机的推力调节规律和导弹弹道设计协调起来，进行一体化优化设计，才能获得合理的结果。

直接法对目标函数的解析性质不作苛刻要求，且适合各种精度的弹道模型，本文采用直接法求解冲压发动机导弹爬升这一最优控制问题，建立了爬升轨迹与推力调节规律共同参与优化的一体化优化设计模型。……