針對預測-校正制導中側向制導使用傳統(tǒng)誤差走廊制導法自適應能力差的問題,在不過多增加計算量的前提下,提出一種基于飛行器側向機動能力預測的再入制導算法。利用縱向制導所得傾側角幅值函數(shù)計算飛行器再入時升力側向分量均值,依此設計邊界約束動態(tài)變化的橫程走廊控制傾側角反轉(zhuǎn)時機。引入在線參數(shù)估計以抑制再入過程中大氣密度和飛行器氣動參數(shù)擾動對預測模型的影響。以CAV-L高超聲速飛行器為對象,進行再入制導仿真。結果表明對不同航程的再入任務該制導算法均能有效引導飛行器飛向目標,落點誤差小,制導效果穩(wěn)定。Monte Carlo仿真驗證了制導算法對再入初始狀態(tài)偏差和過程擾動具有良好的自適應性和魯棒性。

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【文章目錄】：
1 再入運動方程
2 預測-校正制導
    2.1 縱向制導
    2.2 側向制導
    2.3 參數(shù)估計
3 仿真驗證
    3.1 標準情況下再入制導仿真
    3.2 擾動狀態(tài)下再入制導仿真
        3.2.1 初始狀態(tài)偏差仿真
        3.2.2 再入過程擾動仿真
4 結 論



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