針對高升阻比滑翔飛行器再入段制導方法的工程需求,提出了"改進的預測-校正制導+定向末制導"方法作為再入段制導方法。通過調(diào)整其橫向制導的誤差邊界,解決了飛行器在交班點附近出現(xiàn)的橫向誤差不收斂問題,同時兼顧了較大的橫向機動距離,發(fā)揮了飛行器高升阻比的特性。對預測-校正制導流程進行了改進,從而賦予了飛行器在線變更目標點的能力。在距目標一定距離時切換為末制導律,采用約束落點彈道傾角和航向角的廣義比例導引法,實現(xiàn)對目標的定點定向打擊。蒙特卡洛仿真結(jié)果表明,該制導方法對各項誤差有較強的魯棒性,具有較好的應用前景。

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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方法研究第1期63于200km時迭代周期變?yōu)?s；g）導彈飛行軌跡積分步長為0.01s，軌跡預測的積分時間步長取dt0.1s，數(shù)值積分方法均采用定步長RK-4；h）末制導的制導周期為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方法研究第1期63于200km時迭代周期變?yōu)?s；g）導彈飛行軌跡積分步長為0.01s，軌跡預測的積分時間步長取dt0.1s，數(shù)值積分方法均采用定步長RK-4；h）末制導的制導周期為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方法研究第1期63于200km時迭代周期變?yōu)?s；g）導彈飛行軌跡積分步長為0.01s，軌跡預測的積分時間步長取dt0.1s，數(shù)值積分方法均采用定步長RK-4；h）末制導的制導周期為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再入點高度/km高斯分布1再入點經(jīng)度/(°)高斯分布0.1再入點緯度/(°)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....

本文編號：3944231