临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法及电子设备与流程

1.本发明属于属于临近空间飞行器弹道制导设计领域，涉及临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法及电子设备。


背景技术：

2.近年来，随着临近空间高超声速飞行器的不断出现，针对临近高超声速目标拦截技术也快速发展。
3.临近空间高超声速目标飞行速度快，机动能力强，采用传统模式进行防御拦截技术难度大。选择采用临近高超滑翔飞行器，在临近空间对等实现高超声速目标进行快速交会拦截成为重要手段。
4.临近空间高超声速目标飞行速度快，可凭借气动力进行长时间大范围机动飞行，若为非合作目标，其运动状态、机动策略均未知，无法获取其准确的预报轨迹。其飞行过程中，受到包括重力、升阻力等复杂力学环境影响，动力学模型较为复杂，难以像大气层外交会那样，通过动力学模型的简化，实现在线实时拦截制导指令结算。
5.因此需要开展全新的临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导算法，实现针对高超声速机动目标，在弹上计算机实现在线轨迹预测，并对交会飞行器的在线制导轨迹生成。相关算法需要满足飞行器弹上计算机能力限制。


技术实现要素：

6.本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法及电子设备，实现对临近空间滑翔机动拦截在线快速制导，同时为交会飞行器在末制导段的光学探测创造最佳初始条件。
7.本发明的技术解决方案是：
8.本发明公开了一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于，包括：
9.步骤1、根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹；
10.步骤2、在目标预测飞行轨迹上选取预测命中点；
11.步骤3、根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求；若否，则修改预测命中点，返回步骤2；若是，则进入步骤4；
12.步骤4、根据预测命中点选取情况，解算拦截武器飞行阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器飞行攻角；
13.步骤5、根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，通过判定目标位置在拦截武器速度系下的投影信息，解算得到拦截武器速度倾侧角的正负值；
14.步骤6、根据所述拦截武器飞行攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型
进行弹道积分，计算加速度，并实时解算相对距离；
15.步骤7、判断相对距离是否小于等于末制导约束指标，若是，则结束计算，成功切入末制导；若否，则重复步骤1～6。
16.在上述制导方法中，所述步骤1中根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹，具体方法为：
[0017][0018][0019]
其中：r
l0
、v
l0
为当前时刻拦截武器位置速度信息、r
l
(t)、v
l
(t)为t时刻拦截武器位置速度信息，μ为地球引力系数，r
l0
为当前时刻地心距。
[0020]
在上述制导方法中，所述步骤2中在目标预测轨迹上选取预测命中点，具体为：
[0021]
如果为第一次选取，则ts(t)＝t0；其中，t0为最早可拦截时间；ts(t)为t时刻的预测命中点；
[0022]
否则，ts(t)＝ts(t-1)+
△
ts；其中，
△
ts为预测命中点计算步长；ts(t-1)为t-1时刻的预测命中点。
[0023]
在上述制导方法中，所述步骤3中根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求，具体方法为：
[0024]
根据预测命中点位置、时间信息和拦截武器当前位置及速度信息；以中末交班位置速度、动压为约束，解算飞行器抵达预测命中点需要的拦截武器平均速度信息及平均阻力加速度信息；如果拦截武器平均速度大于当前时刻速度，并且平均阻力加速度大于飞行器能力范围，则该预测命中点无法满足要求。
[0025]
在上述制导方法中，所述步骤4中根据预测命中点选取情况，解算阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器攻角，具体为：
[0026][0027]
其中：α
需求
为所需要的拦截攻角、cx
需求
为根据阻力需求解算的阻力系数，cx
需求-1
、cx
需求+1
分别为气动参数表中更大、更小阻力系数值，α
需求-1
、α
需求+1
，分别为对应的攻角大小。
[0028]
在上述制导方法中，所述步骤5中根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，具体方法为：
[0029][0030]
其中：β为速度倾侧角，az为飞行器对应总升力，为总升力在横向投影。
[0031]
在上述制导方法中，所述步骤6中，计算加速度，具体为：
[0032]
g＝grr+g
ωe
ωe[0033]
其中，g为加速度，r为地心距；g
we
为拦截武器的克里奥利加速度，gr为牵连加速度，
ωe为地球自转角速度。
[0034]
在上述制导方法中，所述拦截武器的克里奥利加速度和牵连加速度，具体为：
[0035][0036]
其中，g
we
为拦截武器的克里奥利加速度，gr为牵连加速度，μe为地球引力系数，j为地球扁率项；ae为地球椭球体长半轴，φ为地心纬度。
[0037]
在上述制导方法中，所述步骤6中根据所述拦截武器攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，得到下一时间点位置、速度信息，并实时解算相对距离，具体方法为：
[0038][0039]
其中，rx
目标
、ry
目标
、rz
目标
为目标位置信息，rx
拦截
、ry
拦截
、rz
拦截
为拦截武器位置信息，h为相对距离。
[0040]
本发明公开了一种电子设备，包括存储器和处理器，
[0041]
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
[0042]
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于执行以下步骤：
[0043]
步骤s1、根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹；
[0044]
步骤s2、在目标预测飞行轨迹上选取预测命中点；
[0045]
步骤s3、根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求；若否，则修改预测命中点，返回步骤s2；若是，则进入步骤s4；
[0046]
步骤s4、根据预测命中点选取情况，解算拦截武器飞行阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器飞行攻角；
[0047]
步骤s5、根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，通过判定目标位置在拦截武器速度系下的投影信息，解算得到拦截武器速度倾侧角的正负值；
[0048]
步骤s6、根据所述拦截武器飞行攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，计算加速度，并实时解算相对距离；
[0049]
步骤s7、判断相对距离是否小于等于末制导约束指标，若是，则结束计算，成功切入末制导；若否，则重复步骤s1～6。
[0050]
本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0051]
(1)本发明实现了采用临近空间高超滑翔武器，对高超声速目标拦截的在线快速制导，具备弹上运算条件；
[0052]
(2)本发明在线预测制导算法，中末交办零控拖靶量满足要求，为末制导段飞行器拦截对抗及制导控制创造条件；
[0053]
(3)本发明在线预测制导算法，同时满足末制导速度及动压约束要求，为末制导探测等创造理想条件。
附图说明：
[0054]
图1为本发明一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法实施流程；
[0055]
图2为本发明目标轨迹解析预测方法；
[0056]
图3为本发明的拦截飞行器攻角设计序列；
[0057]
图4为本发明的速度倾侧角设计序列；
[0058]
图5为本发明的拦截飞行器轨迹速度约束实现情况；
[0059]
图6为本发明的仿真结果；
[0060]
图7为本发明的基本仿真场景。
具体实施方式
[0061]
下面结合附图对本发明的工作原理和工作过程做进一步解释和说明。
[0062]
本发明公开了一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于，包括：
[0063]
步骤1、根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹；
[0064]
步骤2、在目标预测飞行轨迹上选取预测命中点；
[0065]
步骤3、根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求；若否，则修改预测命中点，返回步骤2；若是，则进入步骤4；
[0066]
步骤4、根据预测命中点选取情况，解算拦截武器飞行阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器飞行攻角；
[0067]
步骤5、根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，通过判定目标位置在拦截武器速度系下的投影信息，解算得到拦截武器速度倾侧角的正负值；
[0068]
步骤6、根据所述拦截武器飞行攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，计算加速度，并实时解算相对距离；
[0069]
步骤7、判断相对距离是否小于等于末制导约束指标，若是，则结束计算，成功切入末制导；若否，则重复步骤1～6。
[0070]
在步骤1中，根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹，具体方法为：
[0071][0072][0073]
其中：r
l0
、v
l0
为当前时刻拦截武器位置速度信息、r
l
(t)、v
l
(t)为t时刻拦截武器位置速度信息，μ为地球引力系数，r
l0
为当前时刻地心距。
[0074]
在步骤2中，在目标预测轨迹上选取预测命中点，具体为：
[0075]
如果为第一次选取，则ts(t)＝t0；其中，t0为最早可拦截时间；ts(t)为t时刻的预
测命中点；
[0076]
否则，ts(t)＝ts(t-1)+
△
ts；其中，
△
ts为预测命中点计算步长；ts(t-1)为t-1时刻的预测命中点。
[0077]
在步骤3中根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求，具体方法为：
[0078]
根据预测命中点位置、时间信息和拦截武器当前位置及速度信息；以中末交班位置速度、动压为约束，解算飞行器抵达预测命中点需要的拦截武器平均速度信息及平均阻力加速度信息；如果拦截武器平均速度大于当前时刻速度，并且平均阻力加速度大于飞行器能力范围，则该预测命中点无法满足要求。
[0079]
在步骤4中根据预测命中点选取情况，解算阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器攻角，具体为：
[0080][0081]
其中：α
需求
为所需要的拦截攻角、cx
需求
为根据阻力需求解算的阻力系数，cx
需求-1
、cx
需求+1
分别为气动参数表中更大、更小阻力系数值，α
需求-1
、α
需求+1
，分别为对应的攻角大小。
[0082]
在步骤5中根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，具体方法为：
[0083][0084]
其中：β为速度倾侧角，az为飞行器对应总升力，为总升力在横向投影。
[0085]
在步骤6中，计算加速度，具体为：
[0086]
g＝grr+g
ωe
ωe[0087]
其中，g为加速度，r为地心距；g
we
为拦截武器的克里奥利加速度，gr为牵连加速度，ωe为地球自转角速度。
[0088]
拦截武器的克里奥利加速度和牵连加速度，具体为：
[0089][0090]
其中，g
we
为拦截武器的克里奥利加速度，gr为牵连加速度，μe为地球引力系数，j为地球扁率项；ae为地球椭球体长半轴，φ为地心纬度。
[0091]
步骤6中根据所述拦截武器攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，得到下一时间点位置、速度信息，并实时解算相对距离，具体方法为：
[0092][0093]
其中，rx
目标
、ry
目标
、rz
目标
为目标位置信息，rx
拦截
、ry
拦截
、rz
拦截
为拦截武器位置信息，h为相对距离。
[0094]
本发明公开了一种电子设备，包括存储器和处理器，
[0095]
所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；
[0096]
所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于执行以下步骤：
[0097]
步骤s1、根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹；
[0098]
步骤s2、在目标预测飞行轨迹上选取预测命中点；
[0099]
步骤s3、根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求；若否，则修改预测命中点，返回步骤s2；若是，则进入步骤s4；
[0100]
步骤s4、根据预测命中点选取情况，解算拦截武器飞行阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器飞行攻角；
[0101]
步骤s5、根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，通过判定目标位置在拦截武器速度系下的投影信息，解算得到拦截武器速度倾侧角的正负值；
[0102]
步骤s6、根据所述拦截武器飞行攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，计算加速度，并实时解算相对距离；
[0103]
步骤s7、判断相对距离是否小于等于末制导约束指标，若是，则结束计算，成功切入末制导；若否，则重复步骤s1～6。
[0104]
实施例
[0105]
本实施例提供一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其具体实施方式如下：
[0106]
步骤1、信息支援系统捕捉到目标信息，通过跟踪滤波得到目标当前轨迹，包括目标位置信息及速度信息，如图1所示；
[0107]
步骤2、根据目标当前位置信息和速度信息，基于平衡滑翔假设，假设目标飞行器所受到的空气阻力大小不变，且一直沿速度负向，假定的目标飞行器弹道在纵向上做拟圆周运动，在横向上做匀减速运动。根据该飞行轨迹特性，采用变速率转弯模型模拟飞行器受气动力引起的速度及位置矢量变化，得到目标飞行器运动轨迹解析解，如图2所示；
[0108][0109][0110]
其中：r
l0
、v
l0
为当前时刻拦截武器位置速度信息、r
l
(t)、v
l
(t)为t时刻拦截武器位置速度信息，μ为地球引力系数，r
l0
为当前时刻地心距；
[0111]
步骤3、通过解析算法解算目标预测轨迹；
[0112]
步骤4、定义最早可拦截时间t0。并选取一适当大小的
△
ts作为预测命中点计算步长。在预测轨迹上选取ts＝t0作为初始预测命中点；
[0113]
步骤5、输入拦截武器当前位置速度信息，并以拦截武器末端速度为主要约束；
[0114]
步骤6、通过解析算法判断该预测命中点是否满足要求。根据：(1)预测命中点位置
及时间信息；(2)拦截飞行器当前位置及速度信息。以中末交班位置速度、动压为约束，解算飞行器抵达预测命中点需要的拦截武器平均速度信息及平均阻力加速度信息，如果拦截武器平均速度大于当前时刻速度，并且平均阻力加速度大于飞行器能力范围，则该预测命中点无法满足要求。
[0115]
如果预测命中点不符合要求，则修改预测命中点ts＝ts+
△
ts，返回步骤4。如果预测命中点符合要求，则进入步骤7；
[0116]
步骤7、根据预测命中点选取情况，解算阻力约束，并进入攻角差值解算环节，根据当前时刻拦截武器飞行高速、飞行速度情况下，飞行攻角大小与飞行阻力的单调递增关系，建立拦截武器飞行阻力与飞行攻角关系数据表，并通过线性差值方法，解算出满足该阻力约束所需要的拦截武器飞行攻角大小。
[0117]
步骤8、解算得到拦截武器攻角方案αm，如图3所示。
[0118]
步骤9、通过解算总升力在拦截武器速度系下投影信息，以及目标位置信息，解算得到拦截武器速度倾侧角方案。首先根据当前时刻拦截武器平衡飞行所需要的升力需求，并将总升力方向投影到拦截武器速度系下，解算得到速度倾侧角的模。然后将拦截武器当前时刻位置、速度信息、目标位置信息叉乘，通过判定目标位置方向，解算速度倾侧角的正负值，如图4所示。
[0119][0120]
其中：α为飞行攻角；β为速度倾侧角，az为总升力，为总升力在横向投影。
[0121]
步骤10、根据动力学模型和攻角、速度倾侧角方案诸元信息，结合动力学模型弹道积分，积分到下一个周期。飞行器动力学模型采用考虑j2项摄动模型，通过飞行攻角解算气动参数及升力、阻力，采用ode45积分器积分，并根据实时积分的位置速度情况，计算与目标相对距离。
[0122]
g＝grr+g
ωe
ωe[0123][0124]
其中：μe为地球引力系数,ωe为地球自转角速度、j为地球扁率项；ae为地球椭球体长半轴；φ为地心纬度、r为地心距。g
we
为拦截武器的克里奥利加速度。
[0125]
步骤11、直到相对距离小于等于末制导约束指标，此时成功切入末制导，并且约束条件满足末制导需求，如图5所示。
[0126][0127]
其中，r
目标
、r
拦截
分别为目标及拦截武器位置信息，h为相对距离。
[0128]
步骤12、最终形成拦截轨迹场景，如图6～图7所示，其中，图6为拦截场景三维条件下拦截轨迹，图7为拦截场景星下点轨迹。
[0129]
上述实施例只是对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制，因此凡是与本发
明思路类似的实施方式或用于其他类似结构但思路与本发明类似的实施方式均在本发明的保护范围内。
[0130]
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0131]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于，包括：步骤1、根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹；步骤2、在目标预测飞行轨迹上选取预测命中点；步骤3、根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求；若否，则修改预测命中点，返回步骤2；若是，则进入步骤4；步骤4、根据预测命中点选取情况，解算拦截武器飞行阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器飞行攻角；步骤5、根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，通过判定目标位置在拦截武器速度系下的投影信息，解算得到拦截武器速度倾侧角的正负值；步骤6、根据所述拦截武器飞行攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，计算加速度，并实时解算相对距离；步骤7、判断相对距离是否小于等于末制导约束指标，若是，则结束计算，成功切入末制导；若否，则重复步骤1～6。2.根据权利要求1所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述步骤1中根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算法，解算目标预测飞行轨迹，具体方法为：析算法，解算目标预测飞行轨迹，具体方法为：其中：r
l0
、v
l0
为当前时刻拦截武器位置速度信息、r
l
(t)、v
l
(t)为t时刻拦截武器位置速度信息，μ为地球引力系数，r
l0
为当前时刻地心距。3.根据权利要求1所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述步骤2中在目标预测轨迹上选取预测命中点，具体为：如果为第一次选取，则ts(t)＝t0；其中，t0为最早可拦截时间；ts(t)为t时刻的预测命中点；否则，ts(t)＝ts(t-1)+
△
ts；其中，
△
ts为预测命中点计算步长；ts(t-1)为t-1时刻的预测命中点。4.根据权利要求1所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述步骤3中根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求，具体方法为：根据预测命中点位置、时间信息和拦截武器当前位置及速度信息；以中末交班位置速度、动压为约束，解算飞行器抵达预测命中点需要的拦截武器平均速度信息及平均阻力加速度信息；如果拦截武器平均速度大于当前时刻速度，并且平均阻力加速度大于飞行器能力范围，则该预测命中点无法满足要求。
5.根据权利要求1所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述步骤4中根据预测命中点选取情况，解算阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器攻角，具体为：其中：α
需求
为所需要的拦截攻角、cx
需求
为根据阻力需求解算的阻力系数，cx
需求-1
、cx
需求+1
分别为气动参数表中更大、更小阻力系数值，α
需求-1
、α
需求+1
，分别为对应的攻角大小。6.根据权利要求1所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述步骤5中根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，具体方法为：其中：β为速度倾侧角，a
z
为飞行器对应总升力，为总升力在横向投影。7.根据权利要求1所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述步骤6中，计算加速度，具体为：g＝g
r
r+g
ωe
ω
e
其中，g为加速度，r为地心距；g
we
为拦截武器的克里奥利加速度，g
r
为牵连加速度，ω
e
为地球自转角速度。8.根据权利要求7所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述拦截武器的克里奥利加速度和牵连加速度，具体为：其中，g
we
为拦截武器的克里奥利加速度，g
r
为牵连加速度，μ
e
为地球引力系数，j为地球扁率项；a
e
为地球椭球体长半轴，φ为地心纬度。9.根据权利要求1所述的一种临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法，其特征在于：所述步骤6中根据所述拦截武器攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，得到下一时间点位置、速度信息，并实时解算相对距离，具体方法为：其中，rx
目标
、ry
目标
、rz
目标
为目标位置信息，rx
拦截
、ry
拦截
、rz
拦截
为拦截武器位置信息，h为相对距离。10.一种电子设备，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器用于存储一条或多条计算机指令；所述处理器用于执行所述一条或多条计算机指令，以用于执行以下步骤：步骤s1、根据目标当前飞行轨迹，基于平衡滑翔飞行假设，通过目标轨迹预测解析算
法，解算目标预测飞行轨迹；步骤s2、在目标预测飞行轨迹上选取预测命中点；步骤s3、根据拦截武器位置及速度信息，通过预测解析算法判断所述预测命中点是否满足要求；若否，则修改预测命中点，返回步骤s2；若是，则进入步骤s4；步骤s4、根据预测命中点选取情况，解算拦截武器飞行阻力约束，进行攻角差值解算，得到拦截武器飞行攻角；步骤s5、根据所述拦截武器飞行攻角，并根据拦截武器平衡飞行所需要总升力解算拦截武器速度倾侧角，通过判定目标位置在拦截武器速度系下的投影信息，解算得到拦截武器速度倾侧角的正负值；步骤s6、根据所述拦截武器飞行攻角和所述拦截武器速度倾侧角，结合动力学模型进行弹道积分，计算加速度，并实时解算相对距离；步骤s7、判断相对距离是否小于等于末制导约束指标，若是，则结束计算，成功切入末制导；若否，则重复步骤s1～6。

技术总结
本发明公开了临近高超目标滑翔机动拦截在线预测制导方法及电子设备，第一步：将非合作临近高超目标，根据动力形式，预报轨迹简化为等高匀速平飞，或者等高匀减速平飞解析轨迹；第二步：基于目标解析预测轨迹在线选取预测拦截点，并基于拦截飞行器星下点投影速度及相对距离信息为主要解析参量；第三步：基于预测拦截点选取结果，以及同时解算出的瞬时阻力过载需求，并根据交会飞行器气动参数数据库，差值在线解算拦截飞行器飞行攻角序列；第四步：根据预测拦截点，在拦截飞行器瞬时射面方向上的交会投影，选取飞行方向方位，在线解算速度倾侧角。实现了采用临近空间滑翔武器、对高超目标拦截在线快速预测制导。高超目标拦截在线快速预测制导。高超目标拦截在线快速预测制导。


技术研发人员：李罗钢 路鹰 晁鲁静 任金磊 孟文霞 李山山 李皓月 崔碧莹 张佳 鲍诺 阎岩 王振亚 张辰翰
受保护的技术使用者：中国航天科技创新研究院
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/9/20