[发明专利]一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法

权利要求书

1.一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法，其特征在于：包括如下步骤：

(1)根据器上计算机记录的飞行阶段标志PhaseFlag，选择调用初次再入段弹道预测程序或二次再入段弹道预测程序，所述程序功能是根据当前的导航位置、速度及校正后的倾侧角指令，数值积分质心动力学方程，形式如下

P→·=V→·]]>

V→·=F→+G→]]>

其中为惯性系下位置矢量，为惯性系下速度矢量，为飞行器受到的气动力矢量，为飞行器受到的重力矢量；

(2)利用步骤(1)中计算得到的飞行器位置、速度矢量，计算下列数据

q→=12ρV2]]>

Δθ=cos-1ye+rER]]>

其中为动压，ρ为飞行器当前位置的大气密度，V为飞行器速度大小，Δθ为飞行器当前位置相对航程起算原点的地面大圆弧对应的地心张角，y_e为飞行器位置坐标，R为飞行器的地心距，r_E为地球半径；

(3)利用步骤(1)与(2)中获得的弹道参数计算飞行器轴向过载n_x，高度变化率航程L，航程变化率相应的计算公式如下

nx=q‾SCxmg0]]>

h·=h-hLΔT]]>

L＝r_EΔθ

L·=L-LLΔT]]>

其中S为参考面积，C_x为轴向力系数，m为飞行器质量，g₀为重力加速度，h为高度，h_L为上一周期高度，ΔT为计算步长，L_L表示上一周期的L；

(4)记录步骤(3)中计算的标准弹道数据；

(5)根据步骤(4)中记录的标准弹道数据，计算倾侧角指令其计算公式如下

γV*=arccos[cos(γV0)+k1Δnx+k2Δh·+k3ΔL+k4ΔL·]]]>

Δn_x＝n_x-n_x,Navi

Δh·=h·-h·Navi]]>

ΔL＝L-L_Navi

ΔL·=L·-L·Navi]]>

其中γ_V0为标称倾侧角指令，k_i为反馈增益，i＝1,…,4，下标Navi表示导航结果。