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飞行器制导控制系统分离设计的前提是制导控制回路满足频谱分离原则。而对于打击螺旋快机动目标的再入飞行器,其制导控制回路之间的耦合严重,不满足频谱分离原则,分离设计难以满足性能要求。因此,本文对再入飞行器开展了制导控制一体化研究。首先,研究了飞行器面向制导控制系统设计的一体化模型。针对打击机动目标的再入飞行器,考虑地球自转和圆球形状,建立了飞行器的六自由度运动模型、气动控制模型和三维相对运动模型。通过对飞行器机动加速度的求解,建立了飞行器一体化协调设计模型。在此基础上,本文提出了一种模型扩维变换方法,用于将一体化协调设计模型变换为三维三阶全耦合一体化制导控制模型。其次,在目标存在机动情况下,研究了未知信息估计方法。由于飞行器红外导引头只能测量视线角信息,因此本文采用自适应扩展卡尔曼滤波(AEKF)方法来实时估计未知的相对运动信息(视线角速率和相对距离)。针对AEKF滤波结果含有高频抖动信号的问题,采用分段递推最小二乘法来对抖动信号进行平滑化处理,以减轻抖动信号对制导控制系统的影响。对于模型的不确定性,本文采用非线性干扰观测器(NDO)来对其进行快速实时估计,将不确定性的估计值补偿至制导控制律中。在此基础上,本文基于反步法研究了再入飞行器的一体化制导控制系统。通过推导证明和分析方式,阐述了分离制导控制系统(SGC)和传统一体化制导控制系统(TIGC)的局限性,提出了一种新型前向补偿一体化制导控制系统(FCIGC),并采用Lyapunov方法,证明了整个制导控制闭环系统为有限时间稳定。考虑实际情况,对所提出的FCIGC系统进行了合理的改进和简化。最后,采用Matlab/simulink搭建仿真平台,对再入飞行器的制导控制系统进行了六自由度综合仿真分析。分别在气动参数为标称参数下、极限拉偏情况下和蒙特卡洛随机拉偏情况下进行仿真,参数拉偏范围为±20%。从仿真结果可见,本文提出的FCIGC方法,相比于TIGC方法和SGC方法,控制精度更高、跟踪快速性更好、打击脱靶量更小,并且对噪声和气动拉偏具有较好的鲁棒性能。采用正态分布和Weibull分布拟合方法对脱靶量进行统计分析,结果表明:相比于SGC方法,FCIGC方法的脱靶量减小了81.58%、命中概率提升了49.40%、且可信度提高了56.40%;相比于TIGC方法,FCIGC方法的脱靶量进一步减小了25.00%、命中概率提升了1.20%、且可信度提高了0.94%。