助推滑翔导弹有效结合了传统弹道导弹和飞航导弹的特点,凭借其强突防能力,高打击精度成为当前国内外的研究热点。助推滑翔战术导弹作为中近程快速精确打击的重要手段,在当前反导系统的威慑下,必然向着全程可控、机动飞行,弹道灵活,任务适应能力强等方向发展。助推滑翔战术导弹的主要射程集中在滑翔段,滑翔段飞行性能很大程度上代表了导弹的飞行性能。滑翔段飞行环境复杂,气动参数的天地差异以及大气密度的扰动都会对导弹的稳定飞行和制导精度造成影响。本文为解决战术导弹滑翔段制导的关键问题,对滑翔段气动参数在线辨识以及预测校正制导方法进行了系统研究。对大气层内助推滑翔战术导弹滑翔段弹道进行了射程优化并对弹道特性进行了仿真分析。基于射程优化仿真结果对射程覆盖区域面积进行了估算,确定了滑翔段射程覆盖能力。分析了滑翔段气动过载、热流和动压等弹道特征量的变化规律,建立了高度-速度剖面飞行走廊,总结出弹道控制量和过程约束值对飞行走廊边界的影响规律,进而确定了滑翔段的主要过程约束。研究了滑翔段气动参数建模和在线辨识方法。采用奇异值分解法对气动参数模型候选项的复共线性进行了诊断,并基于逐步回归法对候选项进行了优选,从而建立滑翔段气动模型。参数可辨识是气动参数在线辨识工作的前提,提出了基于量级的参数可辨识性分析方法,结合扩展Kalman滤波方法的辨识结果对参数可辨识性分析方法进行了验证,并确定了不可辨识参数。基于扩展增量Kalman滤波方法,在观测模型存在非随机误差的欠观测条件下,对可辨识气动参数进行了在线辨识。仿真结果表明,所建立的气动参数模型能较好地描述导弹气动参数随飞行状态的变化规律,参数可辨识性分析方法确定了不可辨识参数,欠观测条件下基于扩展增量Kalman滤波方法的参数辨识过程具有较高的收敛性和精度。研究了滑翔段数值预测校正制导方法。建立了以能量参数为自变量的无量纲化滑翔段运动模型。基于过载变化规律将滑翔段弹道分为过载增加段、过载减小段和滑翔末段,并以此设计了倾侧角幅值的分段线性模型。提出了在过载增加段基于最大过载反馈的攻角修正方法。综合考虑制导效率和弹道约束,采用分段迭代策略,在过载增加段基于射程偏差反馈进行倾侧角的一维迭代,同时利用攻角进行过载限制,滑翔末段进行攻角和倾侧角的二维迭代,限制交班点高度和射程偏差,终端速度以能量终止条件保证。横向制导设计了倾侧角逻辑翻转策略。仿真结果表明,所设计的滑翔段制导方法不依赖标准弹道,对不同任务具有较强的适应能力,对大气密度和气动参数扰动具有较强的鲁棒性。提出了基于环境参数在线辨识的滑翔段制导方法。综合考虑大气密度和气动参数的影响,引入了综合升力系数和综合阻力系数,并基于参数可辨识性分析,确定了辨识环节输出。建立了以高度为自变量的环境参数在线预示模型,并利用辨识输出结果,采用渐消记忆最小二乘方法在线进行预示模型参数拟合和逐步修正。设计了基于环境参数在线辨识的滑翔段预测校正制导策略。大气密度和气动参数扰动下的制导仿真结果表明,环境参数在线预示模型对飞行环境参数的估计误差能逐步收敛,通过在预测校正制导中引入环境参数在线辨识,对弹道预测模型进行修正,有效提高了滑翔段制导精度。本文的工作可对大气层内飞行器非随机模型误差下的气动参数在线辨识、弹道在线规划与自适应制导控制等方向的研究提供一定的参考。