刘 刚 王 征

中国运载火箭技术研究院，北京100076

0 引言

升力式飞行器在大气层内的准平衡滑翔飞行段无动力飞行中的主要制导任务是使飞行器在到达给定的待飞纵程时，将飞行器的高度、速度、航迹方向角等多个参数控制到期望的值，以实现和下一个飞行段的顺利衔接。解决中段制导问题常用的方法有预测校正制导[1-5]、阻力加速度剖面规划与跟踪制导[6-7]、三维制导[8-9]、基于机械学习的制导方法等。预测校正制导一般先给出攻角剖面，在每个制导周期进行一定次数的在线弹道积分预测以确定倾侧角，计算量较大；各种跟踪制导一般需要先设计参考轨迹或阻力加速度剖面，再对其进行跟踪。在上述两大类制导方法中，攻角剖面或参考轨迹的设计是否合理、是否优化，在很大程度上影响着制导性能。本文提出一种基于阻力加速度指令快速解析与跟踪的制导方法，尝试通过直接解析的方法实现升力式飞行器的准平衡滑翔飞行段制导任务，摆脱制导方法对攻角剖面或参考轨迹的依赖。

1 中段制导问题概述

假设飞行器已经处于准平衡滑翔飞行状态，飞行器当前待飞纵程为L0、高度为h0、速度为v0。中段制导问题表述如下：

在每个制导周期给出指令攻角α*和指令倾侧角σ*，使得飞行器在中段制导结束时满足制导终端约束：

L=Lf

h=hf

v=vf

Δχ=|χt-At|≤Δχmax

其中，Lf为终端待飞纵程、hf为终端高度、vf为终端速度，Δχ为航迹方向角偏差，Δχmax为最大允许航迹方向角偏差,χt为飞行器当前的航迹方向角，At为从当前飞行器到目标的大地方位角，χt和At都以指向当地正北为0，以向东偏为正；……