摘要：以具有終端落角和落速約束的小升阻比短距滑翔高超聲速再入打擊飛行器為研究對(duì)象,通過引入彈道調(diào)整段來實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的初步大幅度減速,并使其滿足中末制導(dǎo)交班條件,以解決飛行器捕獲目標(biāo)后難以直接對(duì)其進(jìn)行定向定速打擊的問題。首先設(shè)計(jì)了一種變角偏差反饋系數(shù)的偏置比例制導(dǎo)律,解決了末端攻擊段彈道下壓困難以及導(dǎo)引頭視場穩(wěn)定跟蹤等問題。在此基礎(chǔ)上,建立了一種基于攻角和彈道傾角估計(jì)的末端減速指令生成方法,有效解決了基于理想速度曲線減速控制方法精度不足的問題。因此,數(shù)值仿真結(jié)果表明該制導(dǎo)方案能夠有效控制飛行器終端落角和落速,并具有較高的制導(dǎo)精度。