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摘要：本发明公开了一种制导火箭上升段最大攻角约束闭路制导方法，在传统闭路制导基础上，首先计算原闭路制导方法需要速度，进而由需要速度计算最大攻角约束补偿项，然后综合需要速度与补偿项计算制导指令，可实现闭路制导的同时保证上升段飞行过程中满足最大攻角约束。该制导方法基于闭路制导开展，不需要其他额外弹体信息，结构通用，工程实践能力强，可快速应用于当前采用闭路制导方法的火箭中。
主权项：1.一种制导火箭上升段最大攻角约束闭路制导方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：计算需要速度步骤2：计算最大攻角约束参数和最大攻角约束补偿项；步骤3：计算待增速度步骤4：根据待增速度计算姿态角指令。
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百度查询： 西安现代控制技术研究所 一种制导火箭上升段最大攻角约束闭路制导方法
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