針對預(yù)測-校正制導(dǎo)中側(cè)向制導(dǎo)使用傳統(tǒng)誤差走廊制導(dǎo)法自適應(yīng)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(cè)向機動能力預(yù)測的再入制導(dǎo)算法。利用縱向制導(dǎo)所得傾側(cè)角幅值函數(shù)計算飛行器再入時升力側(cè)向分量均值,依此設(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)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(yù)測模型的影響。以CAV-L高超聲速飛行器為對象,進(jìn)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)算法均能有效引導(dǎo)飛行器飛向目標(biāo),落點誤差小,制導(dǎo)效果穩(wěn)定。Monte Carlo仿真驗證了制導(dǎo)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(yīng)性和魯棒性。

【文章頁數(shù)】：10 頁

【文章目錄】：
1 再入運動方程
2 預(yù)測-校正制導(dǎo)
    2.1 縱向制導(dǎo)
    2.2 側(cè)向制導(dǎo)
    2.3 參數(shù)估計
3 仿真驗證
    3.1 標(biāo)準(zhǔn)情況下再入制導(dǎo)仿真
    3.2 擾動狀態(tài)下再入制導(dǎo)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(jié) 論



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