針對高升阻比滑翔飛行器再入段制導(dǎo)方法的工程需求,提出了"改進(jìn)的預(yù)測-校正制導(dǎo)+定向末制導(dǎo)"方法作為再入段制導(dǎo)方法。通過調(diào)整其橫向制導(dǎo)的誤差邊界,解決了飛行器在交班點(diǎn)附近出現(xiàn)的橫向誤差不收斂問題,同時(shí)兼顧了較大的橫向機(jī)動(dòng)距離,發(fā)揮了飛行器高升阻比的特性。對預(yù)測-校正制導(dǎo)流程進(jìn)行了改進(jìn),從而賦予了飛行器在線變更目標(biāo)點(diǎn)的能力。在距目標(biāo)一定距離時(shí)切換為末制導(dǎo)律,采用約束落點(diǎn)彈道傾角和航向角的廣義比例導(dǎo)引法,實(shí)現(xiàn)對目標(biāo)的定點(diǎn)定向打擊。蒙特卡洛仿真結(jié)果表明,該制導(dǎo)方法對各項(xiàng)誤差有較強(qiáng)的魯棒性,具有較好的應(yīng)用前景。

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【部分圖文】：

圖2速度-高度曲線Fig.2H-VLine

李天任等高升阻比滑翔飛行器再入制導(dǎo)方法研究第1期63于200km時(shí)迭代周期變?yōu)?s；g）導(dǎo)彈飛行軌跡積分步長為0.01s，軌跡預(yù)測的積分時(shí)間步長取dt0.1s，數(shù)值積分方法均采用定步長RK-4；h）末制導(dǎo)的制導(dǎo)周期為0.1s。數(shù)值仿真結(jié)果如圖2~4所示。圖2速度-高度曲線Fig.....

圖3時(shí)間-彈道傾角曲線Fig.3-tLine

李天任等高升阻比滑翔飛行器再入制導(dǎo)方法研究第1期63于200km時(shí)迭代周期變?yōu)?s；g）導(dǎo)彈飛行軌跡積分步長為0.01s，軌跡預(yù)測的積分時(shí)間步長取dt0.1s，數(shù)值積分方法均采用定步長RK-4；h）末制導(dǎo)的制導(dǎo)周期為0.1s。數(shù)值仿真結(jié)果如圖2~4所示。圖2速度-高度曲線Fig.....

圖4時(shí)間-航向角曲線Fig.4-tLine

李天任等高升阻比滑翔飛行器再入制導(dǎo)方法研究第1期63于200km時(shí)迭代周期變?yōu)?s；g）導(dǎo)彈飛行軌跡積分步長為0.01s，軌跡預(yù)測的積分時(shí)間步長取dt0.1s，數(shù)值積分方法均采用定步長RK-4；h）末制導(dǎo)的制導(dǎo)周期為0.1s。數(shù)值仿真結(jié)果如圖2~4所示。圖2速度-高度曲線Fig.....

圖5最大誤差條件下的地軌跡Fig.5GroundTracksundertheMaximumErrorCondition

）再入速度/(m·s-1)高斯分布100再入彈道傾角/(°)均勻分布0.1再入航向角/(°)均勻分布0.1再入點(diǎn)高度/km高斯分布1再入點(diǎn)經(jīng)度/(°)高斯分布0.1再入點(diǎn)緯度/(°)高斯分布0.1升力系數(shù)高斯分布20%阻力系數(shù)高斯分布20%大氣密度高斯分布30%圖5~7給出了最大....

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