高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究

发布时间：2024-03-31 16:56

　　针对高升阻比滑翔飞行器再入段制导方法的工程需求,提出了"改进的预测-校正制导+定向末制导"方法作为再入段制导方法。通过调整其横向制导的误差边界,解决了飞行器在交班点附近出现的横向误差不收敛问题,同时兼顾了较大的横向机动距离,发挥了飞行器高升阻比的特性。对预测-校正制导流程进行了改进,从而赋予了飞行器在线变更目标点的能力。在距目标一定距离时切换为末制导律,采用约束落点弹道倾角和航向角的广义比例导引法,实现对目标的定点定向打击。蒙特卡洛仿真结果表明,该制导方法对各项误差有较强的鲁棒性,具有较好的应用前景。

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【部分图文】：

图2速度-高度曲线Fig.2H-VLine

李天任等高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究第1期63于200km时迭代周期变为5s；g）导弹飞行轨迹积分步长为0.01s，轨迹预测的积分时间步长取dt0.1s，数值积分方法均采用定步长RK-4；h）末制导的制导周期为0.1s。数值仿真结果如图2~4所示。图2速度-高度曲线Fig.....

图3时间-弹道倾角曲线Fig.3-tLine

李天任等高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究第1期63于200km时迭代周期变为5s；g）导弹飞行轨迹积分步长为0.01s，轨迹预测的积分时间步长取dt0.1s，数值积分方法均采用定步长RK-4；h）末制导的制导周期为0.1s。数值仿真结果如图2~4所示。图2速度-高度曲线Fig.....

图4时间-航向角曲线Fig.4-tLine

李天任等高升阻比滑翔飞行器再入制导方法研究第1期63于200km时迭代周期变为5s；g）导弹飞行轨迹积分步长为0.01s，轨迹预测的积分时间步长取dt0.1s，数值积分方法均采用定步长RK-4；h）末制导的制导周期为0.1s。数值仿真结果如图2~4所示。图2速度-高度曲线Fig.....

图5最大误差条件下的地轨迹Fig.5GroundTracksundertheMaximumErrorCondition

）再入速度/(m·s-1)高斯分布100再入弹道倾角/(°)均匀分布0.1再入航向角/(°)均匀分布0.1再入点高度/km高斯分布1再入点经度/(°)高斯分布0.1再入点纬度/(°)高斯分布0.1升力系数高斯分布20%阻力系数高斯分布20%大气密度高斯分布30%图5~7给出了最大....

本文编号：3944231