1.一种基于伪谱法修正的过重补制导方法和弹道整形制导方法，其特征在于：该制导方法在导弹发射后的短时间内拟合最优结果，从而提升弹道高度，且导弹落角可以通过调整制导参数进行调整，大幅提升典型制导律的制导能力。具体步骤如下：
步骤一：建立空空弹运动学模型
在空空导弹的中制导段，可以将其运动分解在侧向和纵向两个平面内。对于侧向平面，由于同一高度的大气参数相同，且不存在重力在水平方向的分量，横向运动只取决于导弹目标的终端位置，通常采用比例导引法，它的飞行弹道是平直的，运动幅度不大。主要考虑纵向平面内的高度变化，因此将导弹的运动限制在铅锤面内。系统的运动学方程如式(1)所示，
式中，r为水平位置，h为高度，v为速度，γ为弹道倾角，t为推力，α为攻角，l和d为导弹受到的升力和阻力。对于双脉冲空空导弹来说，导弹的质量流量和推力可写成随时间变化的分段函数，
步骤二：建立最优控制问题并使用伪谱法进行解算
使用伪谱法可获得二次点火问题的一系列最优弹道，此处的弹道优化问题由于推力的多脉冲形式，是一个多段的最优控制问题。选择状态量写为式(4)。
x＝[x1x2x3x4x5x6]t＝[rhvγmα]t(4)
根据导弹的动力学建模，写出微分方程为方程(5)。
由于该优化问题是一个多段最优控制问题，需要约束状态量在不同段之间的连接条件，并且需对控制变量加以约束。为保证飞行品质和可操作性，还需增加路径约束为舵偏角约束。
目标函数的选择对弹道起着决定性的影响，通常考虑最短飞行时间或是最大末速度，这两者互相矛盾需要取舍，故设计一个加权系数k来观察不同的目标函数的效果，
minj＝k*tf-v(tf)(6)
k的取值决定了目标函数对两个因素的侧重：k＝0，对应最大末速度指标；0＜k＜1，更侧重末速度指标，而且由于末速度的变化范围更大，所以此时基本等同于最大末速度情况；k＞＞1，更侧重飞行时间指标；k→∞，对应最短飞行时间指标。
步骤三：拟合最优制导规律
改变弹目初始状态，使用伪谱法解算最优制导律。观察攻角随时间变化的曲线图，发现在发射后的10s之内，攻角呈现线性变化规律，初始攻角随射程的变化而变化，根据此规律对典型制导律进行改进。
将典型制导律进行分段，前10s内按照攻角线性变化的规律推导此时控制量过载的值，得到改进弹道整形制导律的公式(7)如下，
改进重力补偿制导律的公式(8)如下，
其中，cl为引力系数，α0为初始攻角，k为攻角随时间变化律，t为时间，m为质量，g为重力加速度，t为当前推力，vc为弹目相对速度，γ为弹道倾角，λ为视线角，如图8所示，λf为预设末端视线角，tgo为剩余飞行时间，n'为比例导引系数，c为重力补偿系数。
对改进弹道整形制导律来说，通过调整预设末端视线角λf控制导弹落角大小；对改进重力补偿制导律来说，通过调整重力补偿系数c控制导弹落角大小。
步骤四：选择典型制导律的制导参数
改进弹道整形制导律和改进重力补偿制导律中初始攻角α0和攻角随时间变化律k可根据不同弹目初始状态下的伪谱最优结果进行调整，使改进典型制导律的仿真结果尽可能接近伪谱最优结果，如式(9)。
在对落角约束较宽松的条件下，随着初始条件的变化，仿真结果显示最优落角并不一定是最大落角，同理可根据初始条件的变化对落角的变化进行拟合，如式(10)所示，其中γf,min为根据实际状况要求的落角约束，如约束为-50°，γf,op为无落角约束时的伪谱最优结果，γf则为最终选取的落角，可对制导参数进行调整使得导弹落角达到γf。
γf＝max(γf,op,γf,min)
在实际应用中，经过离线的仿真拟合，可计算出制导参数γf和c与初始条件和当前状态的关系式，从而实现制导律的在线应用。
至此，本发明提出的控制规律已经可以仿真应用。
下面通过一个仿真的伪代码说明控制律的仿真方法：
a)获取包括弹目速度、位置和姿态等在内的初始状态信息。
b)根据弹目初始状态计算初始攻角α0和攻角随时间变化律k。
c)根据当前状态量推算出制导参数γf和c的值，并判断当前飞行时间是否大于10s，根据飞时间按照不同规律计算控制量。
d)用四阶龙格库塔法对给定的控制量进行动力学仿真，判断是否击中或错过目标，若击中或错过，程序运行结束，未击中或错过，继续。
e)回到步骤c)，直到击中或错过目标。
综上所述，通过上述四个步骤，推导出了本发明方法，即一种基于伪谱法修正的过重补制导方法和弹道整形制导方法，算例仿真结果表明本发明方法能够通过拟合伪谱最优结果提高弹道高度，调整制导参数则可约束导弹落角，大大提升了导弹的射程，且消除了典型重力补偿制导律的“黑洞”现象，综合性能优异。