紀(jì) 毅，王 偉，張宏巖，范軍芳，豆登輝，裴 培

(1.北京信息科技大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，北京 100192；2.北京信息科技大學(xué) 高動(dòng)態(tài)導(dǎo)航技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100192；3.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100081；4.北京理工大學(xué) 無(wú)人機(jī)自主控制技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081；5.西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所，西安 710065)

0 引 言

空空導(dǎo)彈指由戰(zhàn)斗機(jī)、無(wú)人機(jī)等空基平臺(tái)發(fā)射的攻擊飛機(jī)、戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈、低軌衛(wèi)星或臨近空間飛行器的彈藥武器系統(tǒng)，是攔截?cái)硨?duì)目標(biāo)、完成防空反導(dǎo)任務(wù)、保障空天安全的難以替代的有力武器。與地基、?；鶎?dǎo)彈以及機(jī)載定向能武器相比，空空導(dǎo)彈具有以下優(yōu)勢(shì)：飛行速度更快，機(jī)動(dòng)性更強(qiáng)，發(fā)射平臺(tái)兼容性強(qiáng)；系統(tǒng)部署區(qū)域廣泛，作戰(zhàn)方式靈活；作戰(zhàn)高度更高，效率更高；目標(biāo)匹配性高[1-2]。

當(dāng)今世界正經(jīng)歷“百年未有之大變局”，給國(guó)土安全帶來(lái)全新挑戰(zhàn)。隨著世界新軍事革命的深入發(fā)展，以美國(guó)為首的西方軍事強(qiáng)國(guó)在第五代戰(zhàn)斗機(jī)、巡飛彈、彈道導(dǎo)彈等一系列高速飛行武器領(lǐng)域取得重大突破[3-4]。針對(duì)大氣層內(nèi)高速飛行目標(biāo)的防空反導(dǎo)任務(wù)，正成為國(guó)防事業(yè)不可或缺的一環(huán)。隨著高速飛行武器技術(shù)不斷發(fā)展，防空反導(dǎo)任務(wù)對(duì)具有精確制導(dǎo)能力的空空導(dǎo)彈的需求越來(lái)越迫切，主要體現(xiàn)在：(1)高速飛行目標(biāo)飛行包絡(luò)更廣，飛行軌跡復(fù)雜，飛行狀態(tài)多變，難以實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)，傳統(tǒng)飛行模式難以滿足目標(biāo)動(dòng)態(tài)追蹤的需求；(2)高速飛行目標(biāo)復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)使末制導(dǎo)段彈目視線角呈不確定性時(shí)變狀態(tài)，對(duì)空空導(dǎo)彈魯棒性與抗擾性提出要求；(3)高速飛行目標(biāo)過(guò)載呈現(xiàn)高頻大幅震蕩狀態(tài)，為實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)攔截，空空導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)與執(zhí)行機(jī)構(gòu)需快速精確地提供對(duì)應(yīng)的過(guò)載。為此，亟需研發(fā)能實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)軌跡的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)與精確攔截的制導(dǎo)技術(shù)，以綜合提高空空導(dǎo)彈的制導(dǎo)性能，完成針對(duì)高機(jī)動(dòng)目標(biāo)的精確制導(dǎo)任務(wù)，滿足復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下的精確防御需求。

提前預(yù)判高速飛行目標(biāo)的攻擊意圖，據(jù)此預(yù)測(cè)其運(yùn)動(dòng)軌跡，可為空空導(dǎo)彈的戰(zhàn)術(shù)決策提供依據(jù)，有利于提升其攔截成功率。海灣戰(zhàn)爭(zhēng)中，面對(duì)伊拉克軍隊(duì)“飛毛腿”導(dǎo)彈的攻擊，美軍總是要發(fā)射數(shù)倍數(shù)量的“愛(ài)國(guó)者”導(dǎo)彈進(jìn)行攔截，但攔截成功率僅為40%[5]。其原因一定程度上在于對(duì)對(duì)方高速飛行器攻擊意圖和運(yùn)動(dòng)軌跡的判斷不明，而不得不在其飛行軌跡各區(qū)域中分別進(jìn)行攔截。相比于30年前的“飛毛腿”導(dǎo)彈，未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)中高速飛行目標(biāo)將擁有更大的可用過(guò)載和更強(qiáng)的離軸運(yùn)動(dòng)等性能，軌跡靈活性將有明顯提升。為提高作戰(zhàn)效費(fèi)比，挖掘空空導(dǎo)彈的潛能，優(yōu)化戰(zhàn)術(shù)決策，提高攔截效果，有必要研究高速飛行目標(biāo)的軌跡預(yù)測(cè)技術(shù)[6-8]。

高速飛行目標(biāo)瞬時(shí)過(guò)載巨大，運(yùn)動(dòng)狀態(tài)變化劇烈且具有強(qiáng)非線性與強(qiáng)不確定性，彈目視線角速率具有高頻大幅震蕩特征，且隨著彈目距離的接近而愈發(fā)增強(qiáng)，在空空導(dǎo)彈的末制導(dǎo)段逃逸能力極強(qiáng)[9]。傳統(tǒng)制導(dǎo)彈藥采用的比例導(dǎo)引類制導(dǎo)律推導(dǎo)自線性制導(dǎo)動(dòng)力學(xué)模型，難以跟蹤高機(jī)動(dòng)非線性目標(biāo)，且末端過(guò)載過(guò)大的現(xiàn)象時(shí)有發(fā)生，嚴(yán)重限制了末制導(dǎo)效果[10]。此外，考慮高速飛行器運(yùn)動(dòng)狀態(tài)時(shí)變以及末制導(dǎo)段彈目距離較近等因素，諸如數(shù)學(xué)模型不確定性、氣動(dòng)參數(shù)漂移、目標(biāo)運(yùn)動(dòng)估測(cè)誤差等微小擾動(dòng)亦會(huì)對(duì)彈目視線角速率的獲取產(chǎn)生較大影響。因此，有必要研究具有抗干擾自主追蹤能力、可根據(jù)高速飛行器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)實(shí)時(shí)計(jì)算對(duì)應(yīng)的制導(dǎo)指令的高精度強(qiáng)魯棒末制導(dǎo)技術(shù)。

對(duì)隱形目標(biāo)的突發(fā)性打擊任務(wù)要求空空導(dǎo)彈具有對(duì)制導(dǎo)指令快速高效的響應(yīng)能力。經(jīng)典雙回路制導(dǎo)控制結(jié)構(gòu)忽略了制導(dǎo)與控制回路間的兼容性，基于頻譜分離原則分別設(shè)計(jì)制導(dǎo)與控制系統(tǒng)。然而在末制導(dǎo)段，較小的彈目相對(duì)距離導(dǎo)致空空導(dǎo)彈制導(dǎo)回路的帶寬逐漸增大，制導(dǎo)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)之間的關(guān)系難以協(xié)調(diào)，進(jìn)而導(dǎo)致其過(guò)載指令得不到快速高效的執(zhí)行，嚴(yán)重限制了空空導(dǎo)彈的制導(dǎo)指令響應(yīng)與過(guò)載能力[11]。為消除經(jīng)典雙回路制導(dǎo)控制系統(tǒng)中制導(dǎo)回路與控制回路間的不兼容性，有必要開(kāi)展制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法的相關(guān)研究。

綜上所述，正是在針對(duì)高速飛行器的迫切攔截需求與空空導(dǎo)彈實(shí)際工程背景的牽引下，面向日趨復(fù)雜的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境，本文對(duì)高速飛行目標(biāo)意圖識(shí)別與軌跡預(yù)測(cè)問(wèn)題、末制導(dǎo)段空空導(dǎo)彈目標(biāo)逃逸與擾動(dòng)抑制問(wèn)題、臨近目標(biāo)時(shí)制導(dǎo)指令快速高效響應(yīng)問(wèn)題進(jìn)行深度調(diào)研，并對(duì)上述問(wèn)題的現(xiàn)有解法進(jìn)行綜述，對(duì)需要進(jìn)一步研究的問(wèn)題進(jìn)行展望。

1 典型先進(jìn)空空導(dǎo)彈簡(jiǎn)介

空空導(dǎo)彈是從空中發(fā)射、攻擊空中目標(biāo)的導(dǎo)彈[1]。從20世紀(jì)40年代問(wèn)世以來(lái)，已歷經(jīng)四代重大革新，逐漸成為空戰(zhàn)的主要武器。在近80年的發(fā)展歷程中，空空導(dǎo)彈逐步實(shí)現(xiàn)“質(zhì)量輕型化、外形細(xì)長(zhǎng)化、射程遠(yuǎn)程化、軌跡靈活化”，由第一代、第二代的“追尾式”攻擊方式過(guò)渡至第三代、第四代的“全向式”攻擊方式，其發(fā)展歷程如圖1所示[2]。

圖1 四代空空導(dǎo)彈發(fā)展示意圖[2]

根據(jù)制導(dǎo)體制差異，空空導(dǎo)彈可分為紅外制導(dǎo)型空空導(dǎo)彈和雷達(dá)制導(dǎo)型空空導(dǎo)彈兩大類。其中，紅外制導(dǎo)型空空導(dǎo)彈具有體積小、重量輕、成本低、使用方便、維護(hù)便捷、不依賴于機(jī)載雷達(dá)數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)配合、適用于小型廉價(jià)戰(zhàn)斗機(jī)裝配等優(yōu)勢(shì)[1]。但受其制導(dǎo)體制限制，紅外型空空導(dǎo)彈僅適用于射程小于20 km的近程攔截任務(wù)。雷達(dá)制導(dǎo)型空空導(dǎo)彈雖不具備上述優(yōu)勢(shì)，但其射程通?？蛇_(dá)35～80 km，部分雷達(dá)制導(dǎo)型空空導(dǎo)彈射程可達(dá)160 km，有利于戰(zhàn)斗機(jī)戰(zhàn)場(chǎng)生存和執(zhí)行中遠(yuǎn)程攔截任務(wù)，具有十分重要的作用。

“響尾蛇”AIM-9X近戰(zhàn)空空導(dǎo)彈是第四代紅外制導(dǎo)型空空導(dǎo)彈的典型代表，是“響尾蛇”導(dǎo)彈家族中最新改進(jìn)型，其結(jié)構(gòu)如圖2所示。不同于“響尾蛇”空空導(dǎo)彈家族中其他任何型號(hào)彈藥，AIM-9X導(dǎo)彈彈身細(xì)長(zhǎng)，只有四個(gè)前置固定翼與四個(gè)很小的矩形尾翼。此外，取消了陀螺舵的設(shè)計(jì)，使用專用的姿態(tài)控制系統(tǒng)來(lái)確保彈體在飛行過(guò)程中不會(huì)發(fā)生自旋。該導(dǎo)彈具有大離軸角攔截與發(fā)射能力，可以在±90°視場(chǎng)范圍內(nèi)尋找目標(biāo), 在嚴(yán)重雜波和紅外干擾環(huán)境下仍可實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)打擊。

圖2 “響尾蛇”AIM-9X近戰(zhàn)空空導(dǎo)彈

在制導(dǎo)系統(tǒng)方面，AIM-9X導(dǎo)彈采用先進(jìn)的紅外自尋的制導(dǎo)系統(tǒng)，導(dǎo)引頭采用圖像增強(qiáng)紅外焦平面陣。不同于普通紅外制導(dǎo)導(dǎo)彈，AIM-9X導(dǎo)彈的數(shù)字化制導(dǎo)系統(tǒng)可以選擇攻擊目標(biāo)的薄弱部分，而非直奔目標(biāo)發(fā)熱量最大的發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口。通過(guò)與最新型聯(lián)合頭盔瞄準(zhǔn)系統(tǒng)(JHMCS)交聯(lián)并配備新型三維噴氣矢量系統(tǒng)，AIM-9X導(dǎo)彈具備比配備傳統(tǒng)制導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)彈優(yōu)異得多的轉(zhuǎn)向能力。利用頭盔瞄準(zhǔn)具，飛行員只要注視著敵機(jī)就可以使該導(dǎo)彈飛向目標(biāo)。

在控制系統(tǒng)與執(zhí)行機(jī)構(gòu)方面，AIM-9X 導(dǎo)彈采用了先進(jìn)的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)，具有很強(qiáng)的機(jī)動(dòng)控制能力；采用矢量控制系統(tǒng)，通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)尾燃?xì)舛鎳娍趪姎夥较騺?lái)控制導(dǎo)彈的飛行方向，從而讓導(dǎo)彈有了更加敏捷的飛行能力；采用了尾部控制翼設(shè)計(jì)，縮小了彈翼面積，以適應(yīng)F-22“猛禽”戰(zhàn)斗機(jī)的彈艙容積限制。

“AMRAAM”AIM-120D中程空空導(dǎo)彈是第四代雷達(dá)制導(dǎo)型空空導(dǎo)彈的典型代表，其結(jié)構(gòu)如圖3所示，是美軍產(chǎn)品改進(jìn)計(jì)劃(P3I)的第四代產(chǎn)品。其改進(jìn)主要包括采用GPS輔助慣導(dǎo)與雙向數(shù)據(jù)鏈，增大離軸發(fā)射角，改進(jìn)制導(dǎo)軟件以改善運(yùn)動(dòng)學(xué)性能，擴(kuò)大了不可逃逸區(qū)，將射程提高50%，提高了電子擾抗能力，進(jìn)一步提高導(dǎo)彈的精度、射程、殺傷力和生存能力。

圖3 “AMRAAM”AIM-120D中程空空導(dǎo)彈

AIM-120D導(dǎo)彈的一大特色是采用了空空導(dǎo)彈中罕見(jiàn)的基于衛(wèi)星-慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)的彈道中段補(bǔ)償方法。該方法可減少慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差，提高路徑規(guī)劃效率，進(jìn)而節(jié)約能量，在無(wú)需對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)的條件下提高射程，使其達(dá)到160 km。同時(shí)，該方法可降低導(dǎo)彈的對(duì)準(zhǔn)誤差，提高導(dǎo)彈的制導(dǎo)精度。

AIM-120D導(dǎo)彈的另一大特色是采用了雙向數(shù)據(jù)鏈路通訊系統(tǒng)。彈體前部裝有共形天線，支持導(dǎo)彈與母機(jī)間雙向通信功能。這使得導(dǎo)彈可以成為空中打擊網(wǎng)絡(luò)的一個(gè)節(jié)點(diǎn)，既可以補(bǔ)充預(yù)警飛機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)雷達(dá)的探測(cè)范圍，又可以作為空中作戰(zhàn)網(wǎng)絡(luò)體系的一個(gè)傳感器，實(shí)現(xiàn)武器、火控、指揮、探測(cè)、決策之間的無(wú)間隔交連。雙向數(shù)據(jù)鏈路通訊還可以使導(dǎo)彈被載機(jī)發(fā)射后，由另一架戰(zhàn)斗機(jī)控制其飛行狀態(tài)，此時(shí)，載機(jī)可以立即脫離，進(jìn)入下一個(gè)作戰(zhàn)空域。

2 典型空空導(dǎo)彈制導(dǎo)方式與關(guān)鍵問(wèn)題

空空導(dǎo)彈制導(dǎo)過(guò)程主要包括戰(zhàn)術(shù)決策段、初始段、中制導(dǎo)段、中末制導(dǎo)交接段、末制導(dǎo)段、目標(biāo)交會(huì)段。其中，中制導(dǎo)段和末制導(dǎo)段的效能直接決定空空導(dǎo)彈能否精準(zhǔn)命中目標(biāo)。中制導(dǎo)的作用是控制彈體平穩(wěn)飛行至導(dǎo)引頭的探測(cè)范圍內(nèi)(通常不大于25 km)，末制導(dǎo)的作用是將彈體精準(zhǔn)導(dǎo)引至目標(biāo)，以實(shí)現(xiàn)精確攔截。

制導(dǎo)控制系統(tǒng)是空空導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)精確攔截的核心，通常由目標(biāo)運(yùn)動(dòng)探測(cè)器(Seeker)、中央處理器(Center Processing Unit，CPU)、自動(dòng)駕駛儀(Autopilot)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)(Actuator)組成(也有資料將執(zhí)行機(jī)構(gòu)視為自動(dòng)駕駛儀的組成部分[12])。各組部件簡(jiǎn)介如表1所示。

表1 空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)各組部件簡(jiǎn)介

此外，部分空空導(dǎo)彈(如AIM-120D)存在GPS/INS輔助制導(dǎo)系統(tǒng)。該系統(tǒng)雖不可獨(dú)立作用于制導(dǎo)指令生成，仍需依賴?yán)走_(dá)或紅外探測(cè)系統(tǒng)，但可實(shí)時(shí)生成導(dǎo)彈位置信息，提供參考彈道，有利于空空導(dǎo)彈中制導(dǎo)飛行增穩(wěn)增程。

空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的工作流程如圖4所示。首先，目標(biāo)運(yùn)動(dòng)探測(cè)模塊工作，探測(cè)高速飛行目標(biāo)的位置、速度等信息。對(duì)于超視距攻擊的雷達(dá)型空空導(dǎo)彈，該過(guò)程通常發(fā)生在導(dǎo)彈點(diǎn)火前，即機(jī)載雷達(dá)需提前鎖定目標(biāo)位置，并將該信息裝訂至火控系統(tǒng)。對(duì)于紅外型空空導(dǎo)彈，通常由飛行員瞄準(zhǔn)目標(biāo)之后，目標(biāo)位置信息被發(fā)送給彈載計(jì)算機(jī)，由中央處理器實(shí)時(shí)解算彈目相對(duì)位置信息(該信息通常為彈目視線角速率)，并將其作為制導(dǎo)律的輸入量，以生成需用過(guò)載。該過(guò)載指令被輸送至自動(dòng)駕駛儀，解算出執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作，進(jìn)而改變彈體動(dòng)力學(xué)，實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)攔截。

圖4 空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的工作原理示意圖

空空導(dǎo)彈的制導(dǎo)流程如圖5所示。在空空導(dǎo)彈實(shí)際應(yīng)用中，下述制導(dǎo)控制問(wèn)題時(shí)常出現(xiàn)，嚴(yán)重影響其攔截效果：

圖5 空空導(dǎo)彈制導(dǎo)階段示意圖

(1)高速飛行目標(biāo)意圖識(shí)別與軌跡預(yù)測(cè)問(wèn)題。高速目標(biāo)飛行軌跡難以預(yù)測(cè)，導(dǎo)致空空導(dǎo)彈的制導(dǎo)策略難以確定。該問(wèn)題常發(fā)生于戰(zhàn)術(shù)決策段與中制導(dǎo)段，可通過(guò)設(shè)計(jì)基于貝葉斯推斷(Bayesian Inference)[13-16]的軌跡預(yù)測(cè)方法解決。

(2)末制導(dǎo)段高速目標(biāo)逃逸與擾動(dòng)抑制問(wèn)題。隨著末制導(dǎo)段彈目相對(duì)距離的接近，高速飛行目標(biāo)自身逃逸能力和擾動(dòng)對(duì)彈目視線角速率的影響被放大，導(dǎo)致制導(dǎo)失準(zhǔn)。該問(wèn)題常發(fā)生于末制導(dǎo)段，可通過(guò)設(shè)計(jì)非線性強(qiáng)魯棒制導(dǎo)律[17-18]解決。

(3)臨近目標(biāo)時(shí)制導(dǎo)指令快速高效響應(yīng)問(wèn)題?？湛諏?dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)之間存在時(shí)間滯后問(wèn)題，制導(dǎo)指令難以快速高效執(zhí)行，導(dǎo)致制導(dǎo)精度降低。該問(wèn)題常發(fā)生于空空導(dǎo)彈臨近目標(biāo)時(shí)，可通過(guò)設(shè)計(jì)制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)及算法[19-20]解決。

綜上所述，為實(shí)現(xiàn)空空導(dǎo)彈對(duì)高速飛行目標(biāo)的精準(zhǔn)攔截，需解決高速飛行目標(biāo)意圖識(shí)別與軌跡預(yù)測(cè)問(wèn)題、末制導(dǎo)段高速目標(biāo)逃逸與擾動(dòng)抑制問(wèn)題、臨近目標(biāo)時(shí)制導(dǎo)指令快速高效響應(yīng)問(wèn)題。下面就這些問(wèn)題的國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行分析。

3 目標(biāo)軌跡預(yù)測(cè)方法研究現(xiàn)狀

高速飛行目標(biāo)軌跡預(yù)測(cè)是防空反導(dǎo)領(lǐng)域的重大課題之一，其準(zhǔn)確程度直接決定了空空導(dǎo)彈的命中效果，進(jìn)而影響了我方攔截策略。對(duì)我方指戰(zhàn)員而言，對(duì)方高速飛行器屬非合作目標(biāo)，其運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)信息無(wú)法直接獲取，需根據(jù)其先驗(yàn)飛行軌跡推測(cè)其航向、速度和氣動(dòng)參數(shù)等信息。邵雷等[21]將目標(biāo)的軌跡預(yù)測(cè)方法分為三類，即基于目標(biāo)運(yùn)動(dòng)機(jī)理信息的軌跡預(yù)測(cè)方法、基于統(tǒng)計(jì)學(xué)原理的軌跡預(yù)測(cè)方法、基于目標(biāo)機(jī)動(dòng)意圖的軌跡預(yù)測(cè)方法。表2對(duì)比了上述三種方法的優(yōu)勢(shì)與缺陷。

表2 現(xiàn)有目標(biāo)軌跡預(yù)測(cè)方法的優(yōu)勢(shì)與缺陷

基于目標(biāo)運(yùn)動(dòng)機(jī)理信息的軌跡預(yù)測(cè)方法指利用目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)機(jī)理信息，建立預(yù)測(cè)模型而實(shí)現(xiàn)軌跡預(yù)測(cè)的方法。該方法將目標(biāo)的氣動(dòng)參數(shù)、升阻比等運(yùn)動(dòng)學(xué)特征表述成具有一定規(guī)律的關(guān)系式，以實(shí)現(xiàn)對(duì)上述參數(shù)的有效估計(jì)。王路等[22]認(rèn)為升阻比是實(shí)現(xiàn)軌跡預(yù)測(cè)的關(guān)鍵，建立運(yùn)動(dòng)狀態(tài)模型，通過(guò)函數(shù)擬合其升阻比，通過(guò)數(shù)值積分預(yù)測(cè)軌跡；張凱等[23]研究了氣動(dòng)參數(shù)的變化規(guī)律，針對(duì)高超聲速飛行器目標(biāo)跳躍的機(jī)動(dòng)特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種多層遞階軌跡預(yù)測(cè)方法，并據(jù)此遞推目標(biāo)軌跡；李廣華等[24]分析了目標(biāo)的機(jī)動(dòng)能力及可能存在的機(jī)動(dòng)模式，建立了以攻角和側(cè)滑角為控制量的縱向與側(cè)向動(dòng)力學(xué)模型，并對(duì)飛行器的多種機(jī)動(dòng)能力提出評(píng)估指標(biāo)。這一類方法直觀描述了高速飛行器的運(yùn)動(dòng)學(xué)特征，但考慮高速飛行目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)時(shí)變性，其參數(shù)往往難以準(zhǔn)確辨識(shí)。

基于統(tǒng)計(jì)學(xué)原理的軌跡預(yù)測(cè)方法指在高速飛行目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的先驗(yàn)信息難以獲取的情況下，通過(guò)對(duì)飛行器歷史運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的分析，建立相關(guān)控制量的概率分布，以獲取飛行器軌跡的統(tǒng)計(jì)學(xué)特征，并據(jù)此預(yù)測(cè)其運(yùn)動(dòng)軌跡。Chen等[25]結(jié)合參數(shù)估計(jì)與聚類等方法建立軌跡密度函數(shù)，并求其后驗(yàn)概率密度，在一定程度上實(shí)現(xiàn)了對(duì)不規(guī)則運(yùn)動(dòng)飛行器的軌跡預(yù)測(cè)；喬少杰等[26]利用高斯混合模型對(duì)不同的運(yùn)動(dòng)模式進(jìn)行建模，基于歷史數(shù)據(jù)，結(jié)合高斯回歸模型與最小二乘法設(shè)計(jì)軌跡預(yù)測(cè)方法；秦雷等[27]設(shè)計(jì)了卡爾曼濾波器，利用蒙特卡洛仿真試驗(yàn)估計(jì)高速目標(biāo)三軸方向位置與誤差。這一類方法采用統(tǒng)計(jì)學(xué)原理對(duì)高速飛行器進(jìn)行建模，解決了基于目標(biāo)運(yùn)動(dòng)機(jī)理信息的軌跡預(yù)測(cè)方法中因運(yùn)動(dòng)模式不匹配、建模與參數(shù)估計(jì)不準(zhǔn)確導(dǎo)致的預(yù)測(cè)失準(zhǔn)問(wèn)題，但該方法需大數(shù)據(jù)支撐?？紤]實(shí)際攔截任務(wù)中對(duì)方高速飛行器運(yùn)動(dòng)狀態(tài)信息難以實(shí)時(shí)獲取，該方法仍在一定程度上存在局限性。

基于目標(biāo)機(jī)動(dòng)意圖的軌跡預(yù)測(cè)方法指通過(guò)挖掘高速飛行器的目的性獲取潛在的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息，并據(jù)此實(shí)時(shí)補(bǔ)償飛行器動(dòng)力學(xué)控制模型，以提升軌跡預(yù)測(cè)精度，其流程如圖6所示[22]。通常通過(guò)構(gòu)造目標(biāo)意圖代價(jià)函數(shù)來(lái)評(píng)估飛行器目的。張凱等[28]采用貝葉斯推斷方法迭代高速目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，通過(guò)意圖代價(jià)函數(shù)分析其機(jī)動(dòng)意圖，并通過(guò)蒙特卡洛采樣方法實(shí)現(xiàn)軌跡預(yù)測(cè)；基于動(dòng)態(tài)貝葉斯網(wǎng)絡(luò)，羅藝等[29]對(duì)高速飛行器與攻擊目標(biāo)間的關(guān)系進(jìn)行推理，以預(yù)測(cè)高速飛行器的機(jī)動(dòng)意圖；文獻(xiàn)[30]提出一種基于飛行器機(jī)動(dòng)意圖的軌跡預(yù)測(cè)方法：首先利用多模型算法預(yù)測(cè)多條飛行器軌跡，根據(jù)其意圖方向的貼合度分配權(quán)重，并利用意圖信息平滑上述軌跡。這一類方法對(duì)基于統(tǒng)計(jì)學(xué)原理的軌跡預(yù)測(cè)方法進(jìn)行補(bǔ)充，通過(guò)目標(biāo)意圖代價(jià)函數(shù)更精確地獲取先驗(yàn)?zāi)繕?biāo)軌跡，分析目標(biāo)意圖與準(zhǔn)確設(shè)計(jì)目標(biāo)意圖代價(jià)函數(shù)是該類方法的關(guān)鍵。

圖6 基于目標(biāo)機(jī)動(dòng)意圖的軌跡預(yù)測(cè)方法流程圖[22]

4 制導(dǎo)算法研究現(xiàn)狀

作為一種高效的制導(dǎo)律，比例導(dǎo)引(Proportional Navi-gation，PN)制導(dǎo)律[31-32]被廣泛應(yīng)用于針對(duì)靜止與運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的制導(dǎo)任務(wù)中。若忽略量測(cè)噪聲、環(huán)境擾動(dòng)和時(shí)間滯后等因素，比例導(dǎo)引制導(dǎo)律可實(shí)現(xiàn)零脫靶量的制導(dǎo)效果。當(dāng)其導(dǎo)航比選取為3時(shí)，其形式與能量最優(yōu)化制導(dǎo)律相同。在工程實(shí)踐中，根據(jù)加速度指令方向定義方式的區(qū)別，比例導(dǎo)引制導(dǎo)律可分為純比例導(dǎo)引(Pure Proportional Navigation，PPN)制導(dǎo)律、理想比例導(dǎo)引(Ideal Proportional Navigation，IPN)制導(dǎo)律和真比例導(dǎo)引(True Proportional Navigation，TPN)制導(dǎo)律。然而，當(dāng)其應(yīng)用于高速目標(biāo)制導(dǎo)任務(wù)時(shí)，以下兩個(gè)主要缺點(diǎn)嚴(yán)重制約其性能：(1)比例導(dǎo)引制導(dǎo)律在彈道末段所需過(guò)載較大，即需用攻角過(guò)大，進(jìn)而引起空空導(dǎo)彈姿態(tài)高頻大幅擺動(dòng)現(xiàn)象，可能導(dǎo)致飛行失穩(wěn)；(2)由于比例導(dǎo)引制導(dǎo)律推導(dǎo)于線性制導(dǎo)動(dòng)力學(xué)模型，在設(shè)計(jì)過(guò)程中忽略了非線性擾動(dòng)的影響，導(dǎo)致其自身對(duì)非線性擾動(dòng)抵抗能力較弱，難以適應(yīng)具有強(qiáng)非線性不確定性的高速目標(biāo)。

在現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)中，零脫靶量不再是評(píng)估制導(dǎo)律性能的唯一指標(biāo)。制導(dǎo)過(guò)程需滿足多約束條件，如最小能量消耗約束、終端角度約束和飛行時(shí)間約束等。因此，最優(yōu)控制和優(yōu)化理論[33-36]被廣泛應(yīng)用于制導(dǎo)律設(shè)計(jì)，在實(shí)現(xiàn)增程與精確制導(dǎo)的同時(shí)滿足上述約束條件。文獻(xiàn)[37]設(shè)計(jì)了一種考慮小擾動(dòng)和飛時(shí)落角約束條件的最優(yōu)制導(dǎo)律；何紹溟等[38]通過(guò)施瓦茲不等式(Schwarz’s Inequality)推導(dǎo)出一種最優(yōu)誤差動(dòng)力學(xué)函數(shù)，并利用其分別設(shè)計(jì)零化彈目視線角速率、落角約束、飛時(shí)約束和直接碰撞制導(dǎo)律；文獻(xiàn)[39]設(shè)計(jì)了一種可直接利用重力補(bǔ)償?shù)男滦妥顑?yōu)制導(dǎo)律，通過(guò)重力轉(zhuǎn)向以降低能量消耗。上述最優(yōu)制導(dǎo)律可分為兩類：線性與非線性最優(yōu)制導(dǎo)律。前者可得出能被執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)時(shí)執(zhí)行的解析形式為加速度指令，但制導(dǎo)動(dòng)力學(xué)模型非線性特征的缺失可能引發(fā)諸多問(wèn)題；后者需要大量的計(jì)算資源來(lái)求得并僅能求得數(shù)值近似解，這導(dǎo)致其僅能應(yīng)用在導(dǎo)彈發(fā)射前，而無(wú)法在導(dǎo)彈飛行過(guò)程中根據(jù)其狀態(tài)實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)。除上述最優(yōu)制導(dǎo)律之外，一些衍生比例導(dǎo)引制導(dǎo)律(如偏置比例導(dǎo)引制導(dǎo)律[40-42]和變?cè)鲆姹壤龑?dǎo)引制導(dǎo)律[43])同樣可以達(dá)到角度收斂的效果。與線性最優(yōu)制導(dǎo)律相同，上述制導(dǎo)律同樣由線性動(dòng)力學(xué)制導(dǎo)模型推導(dǎo)，難以適應(yīng)高速目標(biāo)的非線性機(jī)動(dòng)特性。

針對(duì)高速目標(biāo)，已公開(kāi)的文獻(xiàn)中存在大量的基于先進(jìn)控制理論的制導(dǎo)律?？紤]到彈目視線角速率無(wú)法直接量測(cè)的工況，He等[44]提出一種基于幾何同質(zhì)性(Geometric Homogeneity)和李雅普諾夫理論的觀測(cè)器來(lái)估測(cè)彈目視線角速率，并設(shè)計(jì)了一種魯棒有限時(shí)間收斂制導(dǎo)律；為消除不確定邊界和未知干擾對(duì)制導(dǎo)精度的不利影響，Yang等[45]將無(wú)法預(yù)測(cè)的目標(biāo)機(jī)動(dòng)性視作有界未知量，設(shè)計(jì)了基于H∞控制理論的魯棒制導(dǎo)律；文獻(xiàn)[46]提出一種輸入狀態(tài)穩(wěn)定(Input-to-State Stability)制導(dǎo)律來(lái)限制有界的目標(biāo)機(jī)動(dòng)性，并對(duì)有界的彈目視線角速率進(jìn)行估測(cè)；文獻(xiàn)[38]利用施瓦茲不等式推導(dǎo)了一種彈道成型制導(dǎo)律(Trajectory Shaping Guidance, TSG)，文獻(xiàn)[47]求得其解析解。

此外，二階滑動(dòng)模態(tài)控制(Second-Order Sliding Mode Control，2-SMC)理論[48-51]被視為設(shè)計(jì)針對(duì)高速目標(biāo)終端角度制導(dǎo)律的“有力工具”，因?yàn)槠渚哂袕?qiáng)魯棒性、全局收斂性和可降階性，通過(guò)合理地構(gòu)建包含一階與二階系統(tǒng)狀態(tài)量(制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中指彈目視線角與角速率)的滑模面，即可實(shí)現(xiàn)全局穩(wěn)定，從而使導(dǎo)彈按照特定終端角度精準(zhǔn)命中目標(biāo)。在文獻(xiàn)[52]，一種未展現(xiàn)出任何奇異性(Singularity)平面滑模制導(dǎo)律被提出；結(jié)合非奇異終端滑模(Nonsingular Terminal Sliding Mode，NTSM)、平滑二階滑模和有限時(shí)間擾動(dòng)觀測(cè)器，He等[53]提出一種連續(xù)非奇異魯棒制導(dǎo)律來(lái)應(yīng)對(duì)位置的目標(biāo)機(jī)動(dòng)；Si等[54]設(shè)計(jì)了可削弱抖振的三維自適應(yīng)制導(dǎo)律，在考慮輸入飽和的條件下，其解析形式在文獻(xiàn)[55]中給出；為處理無(wú)法預(yù)測(cè)的目標(biāo)逃逸策略，Zhang等[56]提出一種包含二階同質(zhì)性觀測(cè)器的魯棒有限時(shí)間收斂制導(dǎo)律；文獻(xiàn)[57]給出一種基于指令性能函數(shù)(Prescribed Performance Function)的控制方法，可使滑模面平滑地收斂至零，并據(jù)此設(shè)計(jì)了角度約束制導(dǎo)律。

表3給出了上述制導(dǎo)方法在高動(dòng)態(tài)目標(biāo)追蹤能力、能量最優(yōu)化、落角約束能力、魯棒性、工程實(shí)用性等方面的性能對(duì)比。

表3 現(xiàn)有制導(dǎo)方法性能對(duì)比

從上述研究現(xiàn)狀可以看出，非線性制導(dǎo)律更適合攔擊具有強(qiáng)非線性不確定性的高速目標(biāo)，強(qiáng)魯棒制導(dǎo)律可抵御末制導(dǎo)段因目標(biāo)運(yùn)動(dòng)特性和其他因素產(chǎn)生的擾動(dòng)?；诨瑒?dòng)模態(tài)控制理論的制導(dǎo)律兼具非線性和強(qiáng)魯棒性，亦具有有限時(shí)間收斂性，適宜設(shè)計(jì)末制導(dǎo)律。

5 制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法研究現(xiàn)狀

為實(shí)現(xiàn)對(duì)高速目標(biāo)難以預(yù)測(cè)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的實(shí)時(shí)跟蹤，空空導(dǎo)彈往往需配置能夠快速執(zhí)行制導(dǎo)指令的制導(dǎo)與控制系統(tǒng)。傳統(tǒng)導(dǎo)彈裝配有經(jīng)典雙回路制導(dǎo)控制系統(tǒng)，即制導(dǎo)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)分別設(shè)計(jì)，獨(dú)立工作，其工作頻率往往不一致，進(jìn)一步導(dǎo)致制導(dǎo)指令難以被快速、準(zhǔn)確、直接地執(zhí)行。

在此背景下，系統(tǒng)考慮導(dǎo)彈的外部制導(dǎo)需求和內(nèi)部控制組件的特性，兼顧導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)之間的不兼容性，制導(dǎo)控制一體化(Integrated Guidance and Control，IGC)系統(tǒng)在降低系統(tǒng)設(shè)計(jì)成本和系統(tǒng)保守性的同時(shí)，挖掘了空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制組部件的潛力，提高導(dǎo)彈在末制導(dǎo)過(guò)程中的機(jī)動(dòng)性，有利于降低空空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)的研發(fā)成本，提高制導(dǎo)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

根據(jù)內(nèi)回路的不同結(jié)構(gòu)，對(duì)制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法的研究廣義上可分為三大類：考慮自動(dòng)駕駛儀動(dòng)力學(xué)特性的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)[9, 58-59]、完全制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法設(shè)計(jì)(Full Integrated Guidance and Control，F(xiàn)IGC)[60-61]和部分制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法設(shè)計(jì)(Partial Integrated Guidance and Control，PIGC)[62-65]，如圖7～9所示?？紤]自動(dòng)駕駛儀動(dòng)力學(xué)特性的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)將導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀視作一個(gè)一階慣性動(dòng)力學(xué)環(huán)節(jié)或二階振蕩動(dòng)力學(xué)環(huán)節(jié)，考慮了控制器特性，降低了設(shè)計(jì)難度。盡管有時(shí)考慮自動(dòng)駕駛儀動(dòng)力學(xué)特性的制導(dǎo)律具有較好的效果，但該描述方式不夠準(zhǔn)確，并不能完全適用于高速目標(biāo)。完全制導(dǎo)控制一體化打破了制導(dǎo)回路與控制回路之間的壁壘，綜合考慮末制導(dǎo)過(guò)程中的各種因素，逐步設(shè)計(jì)控制量。盡管該方法可以徹底解決時(shí)間滯后、頻率不協(xié)調(diào)與兼容性不足等問(wèn)題，但該方法要求彈體有著充裕的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定裕度以抵消嚴(yán)重的氣動(dòng)擾動(dòng)。部分制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)改造了傳統(tǒng)的制導(dǎo)控制雙回路結(jié)構(gòu)，其外回路包括目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息捕獲系統(tǒng)與運(yùn)動(dòng)學(xué)制導(dǎo)系統(tǒng)，而內(nèi)回路僅為執(zhí)行機(jī)構(gòu)與彈體動(dòng)力學(xué)環(huán)節(jié)。與完全制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)及算法設(shè)計(jì)相比，因其保留了雙回路結(jié)構(gòu)，制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法更易設(shè)計(jì)與執(zhí)行。

圖7 考慮自動(dòng)駕駛儀動(dòng)力學(xué)特性的制導(dǎo)控制系統(tǒng)示意圖[60]

圖8 完全制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)示意圖

圖9 部分制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)示意圖

近幾十年來(lái)，已公開(kāi)的文獻(xiàn)中存在大量制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法。隨首先進(jìn)控制算法，如模型預(yù)測(cè)控制(Model Prediction Control，MPC)、狀態(tài)獨(dú)立黎卡提方程(Sate-Dependent Riccati Equation，SDRE)、反饋線性化、有限階段最優(yōu)控制、θ-D方法、反步法(Backstepping)與滑動(dòng)模態(tài)控制(Sliding Mode Control，SMC)等方法的引入，為制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)與算法的發(fā)展做出了大量貢獻(xiàn)。利用連續(xù)時(shí)間預(yù)測(cè)控制技術(shù)，Panchal等[66]設(shè)計(jì)了一種最優(yōu)制導(dǎo)控制一體化算法，其特征在于目標(biāo)加速度信息可以通過(guò)狀態(tài)擴(kuò)張觀測(cè)器獲??；結(jié)合動(dòng)態(tài)面控制理論和擾動(dòng)觀測(cè)技術(shù)，Wang等[67]提出一種可成功應(yīng)用于多導(dǎo)彈協(xié)同制導(dǎo)的新型制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)；通過(guò)非線性坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣來(lái)調(diào)整系統(tǒng)狀態(tài)方程至標(biāo)準(zhǔn)形式，Chwa等[68]提出一種考慮控制回路動(dòng)力學(xué)特性的自適應(yīng)制導(dǎo)算法；考慮到應(yīng)用側(cè)噴控制方式的導(dǎo)彈的典型動(dòng)力學(xué)特性，Chen等[69]將制導(dǎo)控制一體化思想引入一個(gè)理想的參考模型。此外，文獻(xiàn)[60，63]討論了攻擊角度約束條件下的典型制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法。具體而言，文獻(xiàn)[60]針對(duì)零控脫靶量(Zero-Effort Miss，ZEM)設(shè)計(jì)了四階反步控制方法；文獻(xiàn)[63]將上述問(wèn)題視為一個(gè)高階系統(tǒng)收斂問(wèn)題并設(shè)計(jì)滑?？刂破?。

值得注意的是，在已公開(kāi)的文獻(xiàn)中，基于滑?？刂评碚摰闹茖?dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法占據(jù)絕大部分。因其具有強(qiáng)魯棒性，滑?？刂萍夹g(shù)被廣泛應(yīng)用于制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)及其他領(lǐng)域，如導(dǎo)彈制導(dǎo)律、無(wú)人機(jī)(Unmanned Air Vehicle，UAV)自動(dòng)駕駛儀、機(jī)械臂控制系統(tǒng)和微機(jī)電(Micro-Electro-Mechanical System，MEMS)陀螺等。在滑?？刂萍夹g(shù)的應(yīng)用中，控制量抖振和系統(tǒng)奇異性是兩個(gè)亟需解決的重要問(wèn)題。近年來(lái)，相當(dāng)數(shù)量的新型滑?？刂评碚摫惶岢鲆越鉀Q上述兩個(gè)問(wèn)題，文獻(xiàn)[70-75]給出了解決上述問(wèn)題的理論方法和一些實(shí)際應(yīng)用。基于此，一些學(xué)者提出獨(dú)特的制導(dǎo)控制一體化方法來(lái)適應(yīng)不同的應(yīng)用環(huán)境。如He等[60]提出基于自適應(yīng)非奇異擾動(dòng)觀測(cè)器(Nonsingular Disturbance Observer，NDOB)的三維多變量制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法；Wang等[62]提出適用于一系列非線性制導(dǎo)動(dòng)力學(xué)模型的自適應(yīng)終端滑模算法，并基于此設(shè)計(jì)了部分制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)；Song等[74]設(shè)計(jì)了一種基于新型動(dòng)態(tài)面的制導(dǎo)控制一體化算法；基于Super-twisting算法，Lai等[75]在三維空間中設(shè)計(jì)了一種部分制導(dǎo)控制一體化算法，該算法可實(shí)現(xiàn)彈目視線角有限時(shí)間收斂。

總之，為降低空空導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)間的時(shí)間滯后與不兼容性，提高制導(dǎo)控制效率，需要研究制導(dǎo)控制系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)方法，充分發(fā)揮各組部件潛力，以使空空導(dǎo)彈能夠快速高效地執(zhí)行制導(dǎo)指令。

6 目標(biāo)預(yù)測(cè)與制導(dǎo)方法研究展望

考慮到上述目標(biāo)預(yù)測(cè)與制導(dǎo)方法的工程適用性，為進(jìn)一步解決高速飛行目標(biāo)意圖識(shí)別與軌跡預(yù)測(cè)、末制導(dǎo)段空空導(dǎo)彈目標(biāo)逃逸與擾動(dòng)抑制、臨近目標(biāo)時(shí)制導(dǎo)指令快速高效響應(yīng)等問(wèn)題，提升空空導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制性能，以下問(wèn)題仍需進(jìn)一步研究：

(1)結(jié)合運(yùn)動(dòng)機(jī)理、統(tǒng)計(jì)學(xué)與目標(biāo)意圖的綜合軌跡預(yù)測(cè)方法

目標(biāo)軌跡預(yù)測(cè)是空空導(dǎo)彈面向未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)的方法之一，然而目前已公開(kāi)的軌跡預(yù)測(cè)方法均存在一定局限性。其中，基于目標(biāo)運(yùn)動(dòng)機(jī)理的軌跡預(yù)測(cè)方法缺乏對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)突變的適應(yīng)性；基于統(tǒng)計(jì)學(xué)理論的軌跡預(yù)測(cè)方法需要大量的同型號(hào)目標(biāo)飛行數(shù)據(jù)；基于目標(biāo)意圖的軌跡預(yù)測(cè)方法需要短時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)意圖的精準(zhǔn)研判。將上述三種方法按照一定科學(xué)規(guī)律有機(jī)結(jié)合，揚(yáng)長(zhǎng)避短，不失為目標(biāo)軌跡預(yù)測(cè)方法的有效研究方向。

(2)非線性在線近最優(yōu)制導(dǎo)方法

為了在不改變空空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的條件下增加其射程，需對(duì)空空導(dǎo)彈的能量進(jìn)行優(yōu)化。能量最優(yōu)控制法基于線性化模型設(shè)計(jì)，雖可在線實(shí)時(shí)解算制導(dǎo)指令，但忽略了非線性氣動(dòng)特征對(duì)空空導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)的影響；非線性數(shù)值優(yōu)化法充分考慮了系統(tǒng)的非線性特征，但彈載計(jì)算機(jī)難以滿足其所需的計(jì)算能力，故無(wú)法在飛行過(guò)程中在線運(yùn)算。研發(fā)可在線應(yīng)用的非線性近最優(yōu)制導(dǎo)方法，兼具前沿探索與工程實(shí)踐意義。

(3)非線性制導(dǎo)方法的工程化應(yīng)用

目前，已公開(kāi)的文獻(xiàn)中存在大量以滑?？刂?、反步法、李雅普諾夫、自抗擾控制為基礎(chǔ)的非線性制導(dǎo)方法。上述方法結(jié)合了現(xiàn)代控制理論，兼具自適應(yīng)性與強(qiáng)魯棒性，可有效抵御外界未知不確定因素對(duì)制導(dǎo)過(guò)程的干擾。然而，上述方法往往形式復(fù)雜，參數(shù)繁多，難以在工程實(shí)踐中得到有效應(yīng)用。簡(jiǎn)化上述制導(dǎo)方法的形式，明確各參數(shù)的物理意義，提出簡(jiǎn)明的參數(shù)選取準(zhǔn)則，是實(shí)現(xiàn)非線性制導(dǎo)方法工程化設(shè)計(jì)與應(yīng)用的重要研究?jī)?nèi)容。

(4)智能化制導(dǎo)方法

近年來(lái)，計(jì)算機(jī)性能的飛速提升大大強(qiáng)化了智能化制導(dǎo)方法的應(yīng)用前景。以深度學(xué)習(xí)、強(qiáng)化學(xué)習(xí)為代表的智能化圖像識(shí)別算法具有高精度識(shí)別目標(biāo)的能力，且敏感同一類型的目標(biāo)；以YOLO算法為代表的快速目標(biāo)識(shí)別方法契合高機(jī)動(dòng)目標(biāo)的攔截任務(wù)。智能化制導(dǎo)方法的進(jìn)一步發(fā)展與工程化移植應(yīng)用，是空空導(dǎo)彈制導(dǎo)領(lǐng)域的重要課題。

(5)容錯(cuò)制導(dǎo)控制方法

在空空導(dǎo)彈的飛行過(guò)程中，不穩(wěn)定空氣動(dòng)力學(xué)環(huán)境時(shí)常存在，會(huì)引發(fā)難以忽略的干擾，如大范圍氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障或輸入飽和、雷達(dá)定位失準(zhǔn)、數(shù)據(jù)鏈延遲過(guò)高等。上述問(wèn)題往往引發(fā)制導(dǎo)控制錯(cuò)誤，嚴(yán)重影響了空空導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制效果。目前已有文獻(xiàn)通過(guò)觀測(cè)器、強(qiáng)化學(xué)習(xí)等方法實(shí)現(xiàn)故障檢測(cè)與故障分離，通過(guò)強(qiáng)魯棒容錯(cuò)控制方法實(shí)現(xiàn)容錯(cuò)控制，但如何將其移植應(yīng)用于空空導(dǎo)彈，仍需進(jìn)一步探索。

(6)制導(dǎo)控制一體化方法的工程實(shí)現(xiàn)

制導(dǎo)控制一體化方法的優(yōu)勢(shì)在于對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)的快速響應(yīng)，將繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的影響因素引入到質(zhì)心運(yùn)動(dòng)控制中，規(guī)避了臨近目標(biāo)時(shí)刻的頻帶耦合問(wèn)題。大量文獻(xiàn)從不同角度闡述了這一方法的設(shè)計(jì)思路，并給出相應(yīng)的仿真結(jié)果。然而，其工程實(shí)現(xiàn)方法仍需通過(guò)半實(shí)物仿真試驗(yàn)、工程樣機(jī)地面試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)等手段進(jìn)一步探索。

7 總 結(jié)

現(xiàn)代及未來(lái)戰(zhàn)爭(zhēng)的發(fā)展態(tài)勢(shì)對(duì)空空導(dǎo)彈提出了目標(biāo)動(dòng)態(tài)追蹤、強(qiáng)魯棒性和高抗擾性、面對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)的快速精準(zhǔn)響應(yīng)等全新要求，帶來(lái)了高速飛行目標(biāo)意圖識(shí)別與軌跡預(yù)測(cè)、末制導(dǎo)段高速目標(biāo)逃逸與擾動(dòng)抑制、臨近目標(biāo)時(shí)制導(dǎo)指令快速高效響應(yīng)等問(wèn)題。針對(duì)上述問(wèn)題，本文深度調(diào)研了目標(biāo)軌跡預(yù)測(cè)方法、制導(dǎo)算法以及制導(dǎo)控制一體化方法，對(duì)比分析了各種方法的優(yōu)勢(shì)與缺陷，結(jié)論如下：

(1)三種目標(biāo)軌跡預(yù)測(cè)方法各有利弊?；谀繕?biāo)運(yùn)動(dòng)機(jī)理的軌跡預(yù)測(cè)方法具有可解釋性，但對(duì)于飛行參數(shù)的實(shí)時(shí)性與準(zhǔn)確性要求較高；基于統(tǒng)計(jì)學(xué)原理的軌跡預(yù)測(cè)方法不敏感于飛行參數(shù)，但需要大量歷史數(shù)據(jù)支撐，對(duì)全新或突變飛行環(huán)境的適應(yīng)性差；基于目標(biāo)機(jī)動(dòng)意圖的軌跡預(yù)測(cè)方法的精度取決于對(duì)目標(biāo)意圖的精準(zhǔn)研判。綜合上述三種方法的軌跡預(yù)測(cè)方法，不失為該領(lǐng)域的有效研究方向。

(2)制導(dǎo)算法方面，比例導(dǎo)引制導(dǎo)律簡(jiǎn)單實(shí)用，但其忽略了非線性擾動(dòng)項(xiàng)，魯棒性有限；非線性優(yōu)化制導(dǎo)律優(yōu)化效果良好，但其難以在線解算制導(dǎo)指令，對(duì)氣動(dòng)參數(shù)突變環(huán)境適應(yīng)性差；滑模制導(dǎo)律以高能耗為代價(jià)換取強(qiáng)魯棒性與抗擾動(dòng)能力，且制導(dǎo)指令存在高頻抖振；新型高階非線性制導(dǎo)律解決了抖振問(wèn)題，但其參數(shù)繁多，難以應(yīng)用于工程實(shí)踐。

(3)制導(dǎo)控制一體化方法的優(yōu)勢(shì)在于降低空空導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)間的時(shí)間滯后與不兼容性，提高了制導(dǎo)控制效率，但目前其工程實(shí)現(xiàn)方法仍需進(jìn)一步探究。