朱战霞，马岩，毛正阳，唐必伟

(1.西北工业大学 航天学院，陕西 西安710072;2.航天飞行动力学技术国家级重点实验室，陕西 西安710072)

0 引言

满足成本和性能要求是航天器设计的基本原则，为了降低发射成本，总是力求航天器质量尽可能轻。一般地，燃料占质量的相当比例，因此应尽可能使航天器执行任务所需的燃料最少。对于大气层外动能拦截器，从平台发射之后，在制导控制系统作用下，拦截器飞达目标并对目标实施直接碰撞杀伤。拦截过程中燃料消耗取决于控制系统性能和所采用的制导方案，燃料最省的制导方案可以有效减少拦截器质量，从而降低地面发射成本。然而基于视线坐标系建立的动能拦截器末制导段动力学模型虽然物理意义明显，但却具有强非线性特性，导致经典制导律设计方法不适用，同时考虑到目标躲避机动及各类偏差和外扰，致使满足拦截精度要求的制导律设计困难。

为了解决以上问题，国内外不少学者进行了研究。其中针对非线性系统最优制导问题，状态相关黎卡提方程法(SDRE)［1］不失为一种有效的解决方法，相对于传统最优反馈制导律求解HJB(Hamilton-Jacobi-Bellman)方程十分困难的情况，SDRE非线性次优制导律求解简单，控制精度高，已有学者将该方法应用于制导律设计中。贾正望等［2］针对防空导弹的二维制导问题，设计了基于SDRE法的末制导律。文献［3］设计了一种基于SDRE法的最优滑模制导律。文献［4-5］基于SDRE控制理论，采用θ-D法求解次优控制律，分别针对航天器伴随轨道控制问题和三维空间弹目拦截问题进行了研究。……