摘要：文章针对现阶段助推滑翔飞行器的精确打击所面临的一系列误差因素做出改进，以达到精确制导的目的。首先，关于助推滑翔飞行器（CAV-H）再入制导问题，在滑翔段和下压段分别使用预测校正制导和比例导引法以达到对地精确快速打击目标；其次，针对弹道的震荡问题采用类似PD控制的方法，用牛顿-拉夫森迭代法对倾侧角进行修正；最后，通过仿真验证滑翔段的制导方法的有效性。

关键词：滑翔飞行器；制导控制系统；预测校正制导；牛顿-拉夫森迭代法 文献标识码：A

中图分类号：V249 文章编号：1009-2374（2016）36-0011-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.36.006

1 研究背景及意义

近年来，提高远程常规快速精确的打击能力已成为世界军事力量发展的重点和战略目标，为此世界各国都积极开展高速远程精确打击飞行器的论证研制工作。2001年美国政府提出全球快速打击战略，其目标是发展一种能够携带传统武器并在一小时内对地球上任何目标进行打击的武器系统，包括常规打击导弹方案（CSM），即在“猎鹰（FALCON）”计划下提出的通用航空飞行器CAV以及它的增强型（ECAV）。

CAV或者ECAV是美国空军航天司令部在论证军用太空飞机（MSP）概念时引出的一种新概念的航空武器，其特点是通过主动段的快速助推使飞行器达到较大的速度和高度，随后在邻近空间以无动力跳跃滑行方式进行长时间机动飞行，具有可实现远程快速精确打击、覆盖区域大、机动性能好以及突防能力较强等优点，适于攻击时间敏感目标和敌方纵深目标，可以避免“核模糊”问题，一般可以从空间平台（比如航天飞机、在轨卫星）投放。

洛克西洛·马丁公司在HTV-1的基础上采用升力体构型，提高整体空间容积，研制出CAV的试验机HTV-2，到2007年HTV-2的各项测试试验基本完成。此后，分别于2010年4月和2011年8月进行了飞行试验，但两次实验均在滑翔段与地面发生失联。报道表明，除了防热护、高升阻比的气动外形等问题，各飞行段的制导与控制优化技术也将是此类飞行器发展过程中必须克服的障碍。

再入制导技术是实现飞行器安全载入的关键技术，随着航天技术的不断发展，各种再入制导技术层出不穷，并且已经在航天飞机、载人飞船上得到应用。整个制导技术大致分为弹道制导和预测制导。国内外研究表明，滑翔段的预测校正方法在助推-滑翔飞行器中能够实现较好的制导控制，且能应对较为复杂的约束环境，实现CAV-H的精确制导。

2 问题建模方案

2.1 问题描述

助推-滑翔飞行器依据飞行过程可分为主动段、滑翔段、末制导段。主动段是由运载火箭从地面发射开始，直至发动机关机分离，使飞行器达到预定的高度和速度，且以合适的弹道倾角分离；滑翔段则是飞行器与动力装置分离，经过大气层的自由飞行后再入大气层，依靠气动力控制以实现远程跳跃滑翔，到达目标附近区域；末制导段飞行器的速度已经降低，距离目标也比较近，飞行器俯冲直至命中目标，此段对于制导和控制要求较高，以确保精确打击。

2.2 运动学建模

2.2.1 滑翔段运动学模型。

第一，弹道坐标系的定义：M-xhyhzh该坐标系原点在飞行器质心M处，Mxh轴沿飞行器的速度方向，My_h位于包含速度矢量的铅垂平面内且垂直于Mxh轴，飞行器运动方向为正。M-xhyhzh组成右手直角坐标系。

第二，滑翔段运动方程：由于在主动段飞行过程中火箭发动机一直工作，不断消耗燃料，因此质量是一个变值，所以在建立运动方程的时候将飞行器视为一个变质量点系，用D/Dt表示惯性坐标系的导数，用d/dt表示相对旋转坐标系的导数，根据牛顿第二定律，飞行器在惯性坐标系中的动力学矢量方程为：

在方案论证阶段，忽略整个飞行过程中的一些次要因素，假设不考虑地球自转、扁率和弹体自身滚转。滑翔阶段，飞行器将与动力装置分离，T变为0，飞行器在无动力滑翔过程中通过自身的滚转进行横向机动。

2.2.2 下压段运动学模型。

下压段运动方程：假设CAV飞行过程中侧滑角始终保持为接近于0°的小量，通过改变攻角和倾斜角实现飞行器的导引飞行，得到飞行器三自由度运动方程末段飞行高度变化不大，其中重力加速度取9.81m/s2，导弹倾角γ（90°≤γ≤90°）。

2.3 模型求解

滑翔段使用基本预测-校正算法给出了一个完整的倾侧角变化规律。倾侧角表示为e的一个线性函数，σ0≥0，σf为给定值，符号由反转逻辑决定。在每一个制导周期中寻找一个合适的σ0，误差可以看成是σ0的函数，即找零点的问题，但这里为找方程极小值的问题若没有达到终止条件，则使用Newton-Raphson算法对σ0进行更新，满足终止条件后得到最优解。

3 仿真结果与分析

滑翔段：由滑翔段的高度时间图以及速度时间图可知，飞行器跳跃比较频繁。根据计算结果，将弹道倾角的数据进行简单处理加控制补偿后，即把预测-校正制導产生的sigma根据高度变化及高度率变化进行微调，使其既满足拟平衡滑翔，又能在纵向上满足到达s*的精度。

由高度时间对比图可以看出，加补偿后的跳跃时间图较为平滑，说明弹道跳跃得到了抑制。有倾侧角补偿的速度时间的曲线更加平滑，动压较为稳定，波动情况也得到相对的缓解。以过载-时间为例，没有倾侧角补偿时，最大过载达到6.5（g）左右，随着时间推移，稳定后的值也在1（g）以上；加补偿之后最大过载为2.3（g）左右，稳定后的过载也小于1（g）。

末段时：进入末段后，下压段起始于滑翔段末端，终止于目标所在位置，实现了从滑翔段末开始减速并调整角度，最终能精确落在目标所在位置的目的。

4 研究总结以及前景展望

本文主要对CAV-H飞行器在滑翔段和末制导段的制导控制问题进行了修正，分別建立数学模型，采用C++、matlab以及其他数据处理软件进行了仿真计算和分析。

在滑翔段，本文针对控制制导存在的问题进行了建模与分析，对其飞行过程中的跳跃问题提出了一种倾侧角补偿的策略，使弹道变得平滑，并满足了落点约束、热流、动压等限制，为末制导段创造了条件。

最后下压段采用比例导引，使飞行器从滑翔段末端开始，在速度高度以及其他参数的变化下，精准地落在预定目标所在的位置，完成了对地精确快速打击的

任务。

滑翔再入飞行器，以其速度快、精准度高、打击范围大、适合执行多种作战任务的特点在未来的航天武器中将受到越来越多的关注。本文针对现阶段的CAV-H飞行器的导航制导控制存在的问题进行了一些研究，较好地实现了精准的对地打击。

参考文献

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作者简介：赵前甜，西北工业大学航天学院本科在读学生，研究方向：探测制导与控制技术。

（责任编辑：黄银芳）