针对弹道式飞行器大风区平稳风和切变风引起的气动干扰力矩较大,进而导致对发动机摆角需求和伺服系统功率需求较大问题,提出了基于气动力辨识的主动减载控制方法;推导了基于加表测量信息的气动力辨识模型,在传统比例微分姿态控制方案基础上,将气动力引入姿态控制回路,引导弹体姿态朝向风向方向偏转,降低气动干扰力矩,进而减低主发动机摆角需求;仿真试验结果表明:与传统姿态控制方法相比,基于气动力辨识的主动减载控制方法将飞行器大风区摆角需求降低了56%,提升了飞行器总体设计性能。

针对提出的再入弹头质量矩复合控制模式，利用变结构控制方法设计了三通道的姿态控制律。为了抑制滑块跟踪运动和再入过程中非对称气动烧蚀带来的影响以及满足快速、鲁棒性的要求，设计了基于时间最优的滚动通道的稳定控制律；用双积分系统的时间性能指标来确定切换线，同时构造双切换函数以及在原点领域切换为连续控制律来解决开关颤振问题；为了抑制滑块运动带来的影响，在滑块结构布局优化的基础上，利用变结构设计了俯仰和偏航通道姿态控制律。最后，通过非线性系统仿真验证了该方法的有效性。