針對大升阻比飛行器再入滑翔制導(dǎo)問題,基于預(yù)測-校正制導(dǎo)法,提出一種橫程動態(tài)約束的側(cè)向制導(dǎo)策略。利用再入過程中橫程與剩余航程的近似線性關(guān)系,設(shè)計邊界約束動態(tài)變化的橫程走廊控制傾側(cè)角反轉(zhuǎn)。對大氣密度和飛行器氣動參數(shù)擾動引起的預(yù)測模型不確定性進行在線參數(shù)估計。以CAV-L高超聲速飛行器為研究對象,進行再入制導(dǎo)仿真。結(jié)果表明,對不同航程的再入任務(wù)該制導(dǎo)法均能精確引導(dǎo)飛行器飛向目標,側(cè)向制導(dǎo)傾側(cè)角反轉(zhuǎn)時機分布合理,反轉(zhuǎn)次數(shù)少。Monte Carlo仿真校驗了橫程動態(tài)約束制導(dǎo)法對再入狀態(tài)誤差和過程擾動具有良好的自適應(yīng)性和魯棒性。

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圖1預(yù)測-校正制導(dǎo)邏輯框圖

預(yù)測-校正制導(dǎo)法邏輯如圖1所示。2.1縱向制導(dǎo)

圖2CAV再入時橫程、航向角偏差隨剩余航程的變化

研究發(fā)現(xiàn),相對于航向角偏差,再入過程中的橫程變化是一個慢變過程。特別是在再入飛行的末段,兩次傾側(cè)角反轉(zhuǎn)之間,橫程與剩余航程近似呈線性關(guān)系。如圖2所示,在航向角偏差變化很不穩(wěn)定的再入飛行后期,這種線性關(guān)系更為明顯[4]。利用該線性關(guān)系,假設(shè)飛行器再入時橫程對于剩余航程的變化率(簡稱....

圖3傾側(cè)角反轉(zhuǎn)側(cè)向再入走廊

利用該線性關(guān)系,假設(shè)飛行器再入時橫程對于剩余航程的變化率(簡稱橫程變化率)固定不變,可設(shè)計適當斜率的側(cè)向走廊邊界,約束飛行器橫程。圖3中走廊邊界1表示斜率小于飛行器橫程變化率的再入走廊邊界,走廊邊界2表示斜率大于橫程變化率的再入走廊邊界。若飛行器再入時橫程在走廊邊界1和走廊邊界2....

圖4再入軌跡

再入制導(dǎo)仿真以剩余航程最小為終止條件,再入三維軌跡如圖4所示,仿真結(jié)果見表2。從圖4和表2可以看出,針對不同航程任務(wù),橫程動態(tài)約束的再入制導(dǎo)法均能夠?qū)w行器引導(dǎo)至目標點處,不需要重新設(shè)計側(cè)向走廊或人為調(diào)整側(cè)向制導(dǎo)參數(shù),且制導(dǎo)精度高,最大落點誤差在6km以內(nèi)。表2再入仿真結(jié)果T....

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