12、外大气层拦截器的最优制导律研究

外大气层拦截器的最优制导律研究

1. 制导律模拟结果

在模拟场景中，大部分飞行期间攻角保持很小，导弹速度几乎呈线性增加。为了研究制导律在不同初始飞行路径角下的性能，对四种不同的初始飞行路径角（γM (0) = 90◦, 120◦, 150◦, 180◦，γT (0) = 20◦）进行了模拟，制导增益 N 设为 9。结果表明，该制导律能在所有测试场景中引导导弹成功拦截目标。初始航向误差较大的拦截器，其轨迹更弯曲，例如 γM (0) = 180◦时加速度饱和持续时间比其他情况更长。当制导命令饱和时，由于重力影响，导弹速度会略有下降。

以下是模拟的一些关键结果总结：
|初始飞行路径角γM (0)|轨迹弯曲程度|加速度饱和持续时间|
|—|—|—|
|90◦|较小|较短|
|120◦|适中|适中|
|150◦|较大|较长|
|180◦|最大|最长|

2. 与其他制导律的比较

为了进一步证明新制导律的优越性，将其与经典的 PNG 和 G2C 制导律进行了比较。在模拟中，PNG 和 G2C 都增加了 g cos γM 项来补偿重力影响，且所有制导律的制导增益均设为 N = 9。结果如下：
- PNG ：轴向加速度与速度矢量不重合，导弹沿弯曲路径飞行以拦截目标。
- G2C ：在初始航向误差消除后，引导导弹沿直线拦截目标。
- 新制导律 ：利用重力转弯概念，引导导弹沿略微弯曲的轨迹飞行。

从攻角的时间演变来看，所有制导律的攻角都有界，新制导律在撞击时