馬衛(wèi)華

(1. 北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854； 2. 宇航智能控制技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100854；3. 航天智能技術(shù)創(chuàng)新中心，北京 100854)

0 引 言

航天技術(shù)是目前人類科技含量最高、技術(shù)密度最大的領(lǐng)域之一，也是一個(gè)國(guó)家科技水平和綜合國(guó)力的重要體現(xiàn)，在國(guó)際政治影響力方面具有重要戰(zhàn)略意義[1]。經(jīng)過(guò)六十多年的發(fā)展,中國(guó)航天已經(jīng)步入世界航天強(qiáng)國(guó)行列，在2018年和2019年，宇航發(fā)射連續(xù)兩年位居世界第一，已形成較為完善的進(jìn)入空間、利用空間及發(fā)展空間的技術(shù)體系和導(dǎo)彈/火箭產(chǎn)品[2-5]。

導(dǎo)彈/火箭的控制系統(tǒng)由制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)(Guidance, navigation and control, GNC)等部分構(gòu)成，是彈/箭的大腦和神經(jīng)中樞。其中制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)是支撐各個(gè)系統(tǒng)正常運(yùn)轉(zhuǎn)、實(shí)現(xiàn)目標(biāo)的核心[6]，是航天飛行任務(wù)成功與否的關(guān)鍵[7]。

1)導(dǎo)航技術(shù)概念及作用

“導(dǎo)航技術(shù)”是利用敏感器件測(cè)量彈/箭運(yùn)動(dòng)參數(shù)，并將測(cè)量的信息表征彈/箭在某一時(shí)刻、某種坐標(biāo)系的姿態(tài)、速度和位置等狀態(tài)變量的過(guò)程[8]。導(dǎo)航系統(tǒng)由測(cè)量、傳遞變換、計(jì)算幾個(gè)環(huán)節(jié)組成，并給出彈/箭的初始狀態(tài)和運(yùn)動(dòng)過(guò)程參數(shù)。導(dǎo)航技術(shù)準(zhǔn)確提供制導(dǎo)系統(tǒng)彈/箭的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)參數(shù)、提供姿控系統(tǒng)彈/箭的繞心運(yùn)動(dòng)參數(shù)，解決彈/箭任務(wù)飛行器要求的落點(diǎn)、交班精度或入軌精度等問(wèn)題。

2)制導(dǎo)技術(shù)概念及作用

“制導(dǎo)技術(shù)”是利用慣性、衛(wèi)星或其它方法測(cè)得彈/箭運(yùn)動(dòng)參數(shù)，選擇使彈/箭從某一飛行狀態(tài)達(dá)到要求狀態(tài)的機(jī)動(dòng)規(guī)律。制導(dǎo)系統(tǒng)由計(jì)算裝置、慣性測(cè)量設(shè)備、星敏感器、導(dǎo)引頭等部分組成，通過(guò)操縱彈/箭推力矢量控制其質(zhì)心運(yùn)動(dòng)，達(dá)到期望的終端條件并準(zhǔn)確關(guān)機(jī)，以保證落點(diǎn)偏差小或空間有效載荷準(zhǔn)確進(jìn)入軌道目標(biāo)區(qū)[4]。

3)姿態(tài)控制技術(shù)概念及作用

“姿態(tài)控制技術(shù)”是利用敏感器件量測(cè)量、導(dǎo)航狀態(tài)量和導(dǎo)引信息，經(jīng)過(guò)控制裝置形成控制指令，操縱彈/箭繞心運(yùn)動(dòng)，保證彈/箭在各種干擾、偏差、約束條件甚至故障條件下的穩(wěn)定飛行，同時(shí)盡可能高精度地跟蹤制導(dǎo)指令和制導(dǎo)導(dǎo)引要求。姿態(tài)控制系統(tǒng)是由慣性測(cè)量設(shè)備、彈/箭載計(jì)算機(jī)、中間裝置(如放大器等)、各級(jí)伺服機(jī)構(gòu)組成的閉環(huán)系統(tǒng)。

1 航天制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)發(fā)展

經(jīng)過(guò)60多年的不懈努力,中國(guó)彈/箭制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)得到了長(zhǎng)足發(fā)展[9]，形成了以慣性導(dǎo)航、組合導(dǎo)航等為代表的導(dǎo)航技術(shù)，以攝動(dòng)制導(dǎo)、閉路制導(dǎo)、迭代制導(dǎo)等為代表的制導(dǎo)技術(shù)，以頻域設(shè)計(jì)、全數(shù)字設(shè)計(jì)、冗余控制、自適應(yīng)控制等為代表的姿態(tài)控制技術(shù)，引領(lǐng)中國(guó)自主研制了4代17型“長(zhǎng)征”系列運(yùn)載火箭,具備多種軌道有效載荷的運(yùn)載能力，入軌精度達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平，制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)的持續(xù)發(fā)展推動(dòng)了中國(guó)由航天大國(guó)邁向了航天強(qiáng)國(guó)[10]。

1.1 導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展

1.1.1慣性導(dǎo)航技術(shù)

慣性導(dǎo)航技術(shù)利用慣性元器件測(cè)量彈/箭的運(yùn)動(dòng)過(guò)程，進(jìn)而獲得彈/箭導(dǎo)航信息，主要通過(guò)加速度計(jì)和陀螺儀進(jìn)行連續(xù)的航位推算進(jìn)行導(dǎo)航。慣性導(dǎo)航技術(shù)具備完全自主、隱蔽性好、導(dǎo)航信息完備、短時(shí)精度高、數(shù)據(jù)輸出率高等特點(diǎn)，它依靠陀螺、加速度計(jì)和導(dǎo)航計(jì)算機(jī)計(jì)算導(dǎo)航參數(shù)(位置、速度和姿態(tài)等),具有不受外界干擾、更新率高等優(yōu)點(diǎn)。慣性導(dǎo)航算法流程如圖1所示。

圖1 慣性導(dǎo)航算法流程圖Fig.1 Flow chart of inertial navigation algorithm

根據(jù)慣性導(dǎo)航技術(shù)特點(diǎn)，又分為平臺(tái)式慣性測(cè)量技術(shù)和捷聯(lián)式慣導(dǎo)技術(shù)。

1)平臺(tái)式慣性測(cè)量技術(shù)

平臺(tái)式慣性測(cè)量技術(shù)將慣性儀表安裝在臺(tái)體上，給慣性儀表提供良好的工作環(huán)境，臺(tái)體具有保持相對(duì)慣性空間方位不變的特點(diǎn)，提高了慣性導(dǎo)航系統(tǒng)精度。平臺(tái)式慣性測(cè)量技術(shù)具備成熟、可靠、精度高的優(yōu)點(diǎn)，但由于臺(tái)體受框架系統(tǒng)制約，存在全姿態(tài)控制問(wèn)題。

中國(guó)航天在長(zhǎng)征三號(hào)甲(CZ-3A)系列運(yùn)載火箭首次采用了四軸撓性平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)數(shù)字化輸出，完成了大姿態(tài)角條件下的測(cè)量工作。

2)捷聯(lián)式慣導(dǎo)技術(shù)

捷聯(lián)慣導(dǎo)技術(shù)在平臺(tái)式慣導(dǎo)技術(shù)基礎(chǔ)上發(fā)展而來(lái)，在計(jì)算機(jī)內(nèi)建立一個(gè)“數(shù)學(xué)平臺(tái)”取代機(jī)電平臺(tái)的功能，其彈/箭姿態(tài)數(shù)據(jù)通過(guò)計(jì)算機(jī)計(jì)算得到。捷聯(lián)式慣導(dǎo)系統(tǒng)由速率陀螺、線加速度計(jì)和微型計(jì)算機(jī)以及相關(guān)電路組成[11]。捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、體積小、重量輕、成本低、維護(hù)簡(jiǎn)單、可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，還可以通過(guò)冗余技術(shù)提高其容錯(cuò)能力。但其隨工作時(shí)間會(huì)累積誤差，難以滿足遠(yuǎn)程、長(zhǎng)時(shí)間高精度導(dǎo)航要求等問(wèn)題。

隨著激光和光纖捷聯(lián)慣組的發(fā)展，捷聯(lián)式慣性制導(dǎo)的精度也得到了飛速提升。光纖陀螺具有精度高、動(dòng)態(tài)特性好、成本低、可靠性高等一系列優(yōu)點(diǎn)，現(xiàn)已被廣泛應(yīng)用于彈/箭控制系統(tǒng)中。中國(guó)航天首創(chuàng)了速率捷聯(lián)慣性測(cè)量組合+數(shù)字計(jì)算機(jī)制導(dǎo)控制方案，并實(shí)現(xiàn)了工程化應(yīng)用，其帶動(dòng)了捷聯(lián)慣性器件的飛速發(fā)展；中國(guó)航天自主研制的激光陀螺捷聯(lián)慣性測(cè)量組合成功應(yīng)用于某飛行器，支撐了飛行試驗(yàn)取得圓滿成功。

由于慣性器件漂移的存在，其誤差隨時(shí)間發(fā)散，近年來(lái)慣性器件和系統(tǒng)技術(shù)得到了飛速發(fā)展,但在高精度、遠(yuǎn)程、長(zhǎng)航時(shí)的導(dǎo)航應(yīng)用中,慣導(dǎo)技術(shù)仍然需要外部信息源來(lái)校正其誤差。

1.1.2組合導(dǎo)航技術(shù)

組合導(dǎo)航技術(shù)：用天文導(dǎo)航、衛(wèi)星導(dǎo)航等技術(shù)中的一個(gè)或幾個(gè)與慣性導(dǎo)航組合在一起，形成綜合導(dǎo)航技術(shù)。大多數(shù)組合導(dǎo)航技術(shù)以慣導(dǎo)技術(shù)為主，其不僅能提供導(dǎo)航參數(shù)，還能夠提供全姿態(tài)信息參數(shù)。

1)慣性衛(wèi)星組合導(dǎo)航技術(shù)

慣性(INS)/衛(wèi)星(GPS)組合方式克服了各自缺點(diǎn)，取長(zhǎng)補(bǔ)短，使組合后的導(dǎo)航系統(tǒng)精度優(yōu)于兩個(gè)系統(tǒng)單獨(dú)工作精度。優(yōu)點(diǎn)體現(xiàn)為：對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)，可以有效提高慣導(dǎo)系統(tǒng)的性能和精度；對(duì)GPS定位系統(tǒng)，可以提高接收機(jī)的動(dòng)態(tài)特性和抗干擾能力。另外，INS/GPS組合可以提高GPS的完整性檢測(cè)，從而提高可靠性；INS/GPS組合可以實(shí)現(xiàn)一體化，把GPS接收機(jī)放入慣導(dǎo)部件中，減小了系統(tǒng)的體積、重量和成本，且便于實(shí)現(xiàn)慣導(dǎo)和GPS的同步，減小非同步誤差[12]。

INS/GPS組合制導(dǎo)成功應(yīng)用于某飛行器，大幅度提高了落點(diǎn)精度，為提高彈/箭的制導(dǎo)精度開辟了一條新途徑。

2)慣性星光組合導(dǎo)航技術(shù)

慣性星光組合導(dǎo)航是一種純慣性導(dǎo)航基礎(chǔ)上輔以星光測(cè)量信息的組合導(dǎo)航方法[13]，其結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示。它利用恒星在慣性空間的穩(wěn)定性這一基本特點(diǎn)，通過(guò)星敏感器的測(cè)量獲取慣性基準(zhǔn)，校準(zhǔn)平臺(tái)坐標(biāo)系(或數(shù)學(xué)平臺(tái)坐標(biāo)系)與發(fā)射慣性坐標(biāo)系之間的誤差角，并根據(jù)所測(cè)誤差角修正導(dǎo)航誤差[14]。慣性星光組合導(dǎo)航系統(tǒng)具有測(cè)量精度高、無(wú)姿態(tài)積累誤差等優(yōu)點(diǎn)，提高飛行器的機(jī)動(dòng)能力和快速發(fā)射能力，降低控制系統(tǒng)成本，環(huán)境適應(yīng)能力強(qiáng)。

圖2 慣性星光組合制導(dǎo)結(jié)構(gòu)框圖Fig.2 Block diagram of inertial starlight combined guidance structure

中國(guó)航天將捷聯(lián)慣性星光組合導(dǎo)航技術(shù)成功應(yīng)用于某飛行器飛行試驗(yàn)，填補(bǔ)了中國(guó)在該技術(shù)的應(yīng)用空白?；诖笠晥?chǎng)星敏感器的捷聯(lián)星光組合導(dǎo)航技術(shù)應(yīng)用于遠(yuǎn)征(YZ)上面級(jí)上，并支撐了首飛飛行試驗(yàn)取得圓滿成功。

1.2 制導(dǎo)技術(shù)發(fā)展

1.2.1攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)

攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)是彈/箭按預(yù)定標(biāo)準(zhǔn)彈道路徑飛行，不需要實(shí)時(shí)運(yùn)算確定彈/箭軌道的一種制導(dǎo)技術(shù)。具有控制精度較高、對(duì)硬件計(jì)算資源要求低等優(yōu)點(diǎn)。根據(jù)攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)特點(diǎn)，分為隱式攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)和顯式攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)。

1)隱式攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)

隱式攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)利用“視速度”積分獲得“視位置”、“視位置積分項(xiàng)”，通過(guò)反饋控制將飛行軌跡控制在標(biāo)準(zhǔn)彈道附近。以橫向?yàn)槔?，隱式攝動(dòng)導(dǎo)引方程如下：

(1)

2)顯式攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)

顯式攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)是指根據(jù)目標(biāo)數(shù)據(jù)和彈/箭現(xiàn)時(shí)運(yùn)動(dòng)參數(shù)，實(shí)時(shí)計(jì)算彈/箭射程偏差。以橫向?yàn)槔?，顯式攝動(dòng)導(dǎo)引方程如下：

(2)

中國(guó)航天將攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)應(yīng)用于CZ-3A系列和CZ-2F運(yùn)載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)，滿足了準(zhǔn)確入軌的要求。

1.2.2閉路制導(dǎo)技術(shù)

(3)

中國(guó)航天將閉路制導(dǎo)成功應(yīng)用于某飛行器，實(shí)現(xiàn)從攝動(dòng)制導(dǎo)技術(shù)到閉路制導(dǎo)技術(shù)的跨越，為飛行器落點(diǎn)精度的提高“保駕護(hù)航”，標(biāo)志著航天控制技術(shù)獲得了全面的進(jìn)步。

1.2.3迭代制導(dǎo)技術(shù)

迭代制導(dǎo)是隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)技術(shù)和最優(yōu)控制理論的發(fā)展而出現(xiàn)的一種制導(dǎo)技術(shù)，利用彈/箭實(shí)時(shí)狀態(tài)和終端約束條件計(jì)算出一條滿足最佳性能指標(biāo)的彈道用于控制，將發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量在俯仰平面和偏航平面內(nèi)進(jìn)行分解，以程序角指令形式給出從而控制彈/箭飛行，程序角指令線性函數(shù)形式如式(4)和式(5)所示：

(4)

(5)

迭代制導(dǎo)技術(shù)在入軌精度和適應(yīng)性方面發(fā)揮了重大作用，其已在CZ-2F、長(zhǎng)征五號(hào)(CZ-5)、長(zhǎng)征七號(hào)(CZ-7)和YZ上面級(jí)等飛行器上得到應(yīng)用，使中國(guó)運(yùn)載火箭的制導(dǎo)方法誤差減小了一個(gè)數(shù)量級(jí)，同時(shí)也為中國(guó)空間站工程、探月工程、深空探測(cè)工程火箭發(fā)射任務(wù)提供了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)支撐。

1.3 姿態(tài)控制技術(shù)發(fā)展

1.3.1頻域設(shè)計(jì)技術(shù)

頻域設(shè)計(jì)技術(shù)綜合考慮彈/箭飛行過(guò)程中各種影響因素的最大可能偏離情況，按照適應(yīng)偏差包絡(luò)下的穩(wěn)定性需求進(jìn)行校正網(wǎng)絡(luò)參數(shù)設(shè)計(jì)。針對(duì)分布在彈/箭不同頻率段的剛體、晃動(dòng)以及彈性振動(dòng)特性進(jìn)行穩(wěn)定性控制，確保飛行特征時(shí)刻頻域穩(wěn)定，保證彈/箭在飛行過(guò)程中有足夠的穩(wěn)定裕度，使其能在剛體、彈性振動(dòng)或液體晃動(dòng)的狀態(tài)下保持穩(wěn)定飛行。

中國(guó)航天首創(chuàng)的彈/箭頻域設(shè)計(jì)技術(shù)具有原理清晰，物理概念直觀，工程應(yīng)用性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)。頻域設(shè)計(jì)技術(shù)經(jīng)過(guò)不斷完善發(fā)展，成功解決了以長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭為代表的航天運(yùn)載器剛體運(yùn)動(dòng)、彈性振動(dòng)、推進(jìn)劑晃動(dòng)的數(shù)學(xué)描述和穩(wěn)定控制問(wèn)題，確立了中國(guó)彈/箭姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)模式，奠定了姿態(tài)控制系統(tǒng)工程化設(shè)計(jì)基礎(chǔ)，為“兩彈一星”工程提供了重要的技術(shù)支撐。

1.3.2全數(shù)字設(shè)計(jì)技術(shù)

全數(shù)字設(shè)計(jì)技術(shù)是以數(shù)字計(jì)算機(jī)代替模擬電路構(gòu)成控制系統(tǒng)閉合回路的設(shè)計(jì)技術(shù)?？刂葡到y(tǒng)的分析、設(shè)計(jì)與工程實(shí)現(xiàn)全部實(shí)現(xiàn)數(shù)字化轉(zhuǎn)變。在頻域穩(wěn)定性分析與設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，控制系統(tǒng)通過(guò)數(shù)字式校正網(wǎng)絡(luò)的形式實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)結(jié)果。并根據(jù)姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求，在彈體振動(dòng)等不同頻率處進(jìn)行微分或者濾波，保證彈/箭在飛行全過(guò)程中有足夠的穩(wěn)定裕度，保證穩(wěn)定的飛行。全數(shù)字設(shè)計(jì)技術(shù)具有改變網(wǎng)絡(luò)和增益容易、設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、設(shè)計(jì)方案可多樣化、運(yùn)算速度和可靠性高等優(yōu)點(diǎn)，提升了以模擬電路為基礎(chǔ)的姿控系統(tǒng)的性能和適用范圍。

中國(guó)航天應(yīng)用數(shù)字式姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了某飛行器全數(shù)字化姿態(tài)控制。通過(guò)不斷的優(yōu)化與完善，該技術(shù)逐步成熟并支撐了多個(gè)飛行器的飛行演示驗(yàn)證，將彈/箭的設(shè)計(jì)理論和控制精度提升到了新高度，實(shí)現(xiàn)了從模擬式控制到數(shù)字式控制的跨代轉(zhuǎn)變。

1.3.3冗余控制技術(shù)

冗余控制技術(shù)是常規(guī)設(shè)計(jì)結(jié)合外加資源，抵消故障產(chǎn)生后果，以提高控制系統(tǒng)可靠性的一種控制技術(shù)。通過(guò)采用基于多源信息融合的故障判別技術(shù)，實(shí)現(xiàn)故障的定位、切除與吸收處理。利用彈/箭載計(jì)算機(jī)、慣性器件及伺服機(jī)構(gòu)冗余能力，形成系統(tǒng)級(jí)冗余結(jié)構(gòu)，使彈/箭具備承受單點(diǎn)故障的能力，大幅提升控制系統(tǒng)可靠性[17]。

CZ-2F載人運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)首先全面使用了系統(tǒng)級(jí)冗余技術(shù)，顯著提高了火箭的故障適應(yīng)能力；CZ-3A系列火箭控制系統(tǒng)從Y9開始采用系統(tǒng)級(jí)冗余技術(shù)，并經(jīng)過(guò)100余發(fā)飛行試驗(yàn)考核，為高密度發(fā)射和圓滿完成中國(guó)載人航天工程奠定了基礎(chǔ)。新一代運(yùn)載火箭CZ-5和CZ-7也都采用了系統(tǒng)級(jí)冗余技術(shù)，大幅提高了控制系統(tǒng)的飛行可靠性。

1.3.4自適應(yīng)控制技術(shù)

自適應(yīng)控制技術(shù)是一種通過(guò)在線調(diào)整參數(shù)以適應(yīng)被控對(duì)象不確定性及擾動(dòng)的高精度姿態(tài)控制技術(shù)?；谟^測(cè)器估計(jì)、模型參考調(diào)整等方法，實(shí)現(xiàn)對(duì)彈/箭結(jié)構(gòu)偏差、彈性等本體不確定和非連續(xù)氣動(dòng)、風(fēng)等外部擾動(dòng)進(jìn)行補(bǔ)償與自適應(yīng)控制，達(dá)到在滿足彈/箭準(zhǔn)確跟蹤參考輸入的同時(shí)，具備足夠的自適應(yīng)與抗擾能力。圖3為自適應(yīng)控制技術(shù)結(jié)構(gòu)圖。在常規(guī)反饋控制系統(tǒng)的控制器基礎(chǔ)上，增加了自適應(yīng)外環(huán)構(gòu)成自適應(yīng)控制器。通過(guò)外環(huán)自適應(yīng)調(diào)整控制器參數(shù)，實(shí)現(xiàn)內(nèi)環(huán)對(duì)被控對(duì)象不確定性及擾動(dòng)的抑制作用，從而降低彈/箭對(duì)模型的依賴。自適應(yīng)控制技術(shù)具有適應(yīng)本體不確定、復(fù)雜飛行環(huán)境及應(yīng)對(duì)突發(fā)事件等優(yōu)點(diǎn)。

圖3 自適應(yīng)控制器的結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure diagram of adaptive controller

中國(guó)航天將自適應(yīng)控制技術(shù)應(yīng)用于某飛行器和YZ上面級(jí)等彈/箭姿控系統(tǒng)中，為具有不確定性參數(shù)和干擾的彈/箭控制提供了技術(shù)解決途徑。

2 航天制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)思考與展望

隨著未來(lái)中國(guó)航天事業(yè)的發(fā)展，彈/箭自身結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，飛行任務(wù)多樣化，飛行環(huán)境不確定且控制精度要求越來(lái)越高等需求對(duì)控制系統(tǒng)提出了新挑戰(zhàn)[18]。

2.1 航天制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)展望

1)慣性衛(wèi)星組合導(dǎo)航技術(shù)

針對(duì)未來(lái)對(duì)打擊能力和命中精度的要求，以及智能化、信息化、高效化、精確化的需求，當(dāng)前慣性衛(wèi)星組合導(dǎo)航技術(shù)朝著微型化、抗干擾、反欺騙、高精度、復(fù)合性、可靠性、完整性等方向發(fā)展。作為一種非線性、噪聲非高斯的系統(tǒng)，對(duì)濾波方法的要求也較高，如何提高算法實(shí)時(shí)性是該類方法亟待解決的問(wèn)題。將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、遺傳算法等智能算法引入到濾波方法[14]中，探索適用于慣性衛(wèi)星組合導(dǎo)航技術(shù)的濾波新方法，需研制高精度、小型化、集成化和一體化組合導(dǎo)航技術(shù)。

2)慣性星光組合導(dǎo)航技術(shù)

針對(duì)復(fù)雜約束條件，對(duì)星光導(dǎo)航技術(shù)提出了更高的要求，傳統(tǒng)星光導(dǎo)航技術(shù)在空間光環(huán)境分析、快速尋優(yōu)選星算法以及修正效率等方面需要進(jìn)一步提高，有限調(diào)姿的可觀測(cè)性等約束造成星光導(dǎo)航難以應(yīng)用。隨著應(yīng)用范圍逐漸擴(kuò)大,高精度、低成本、小型化、全球晝夜、全自動(dòng)、全天候捷聯(lián)慣性星光組合導(dǎo)航系統(tǒng)是今后發(fā)展趨勢(shì),開展無(wú)基準(zhǔn)信息的慣性星光組合導(dǎo)航技術(shù)研究，在不需要任何外部基準(zhǔn)信息的前提下,可直接精確地(角秒級(jí))提供飛行器載體坐標(biāo)系相對(duì)于慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)信息,且精度在全程保持穩(wěn)定。

3)彈/箭在線軌跡規(guī)劃技術(shù)

針對(duì)彈/箭飛行過(guò)程中的本體不確定、外部擾動(dòng)和任務(wù)變更等需求，根據(jù)飛行器當(dāng)前狀態(tài)和剩余能力，利用在線軌跡規(guī)劃方法，在線計(jì)算一條適合的飛行軌跡，從而最大限度保證飛行任務(wù)成功。在突發(fā)情況時(shí)，飛行器不再按照原控制指令飛行，而是通過(guò)判斷飛行器當(dāng)前的飛行狀態(tài)，在線規(guī)劃新的軌跡和相應(yīng)的控制指令，在保證安全的情況下，盡可能地將載荷送到預(yù)定軌道或與預(yù)定軌道最為接近的救援軌道。

4)面向多任務(wù)的彈/箭智能化評(píng)估與決策技術(shù)

針對(duì)飛行器飛行過(guò)程中出現(xiàn)的突發(fā)態(tài)勢(shì)挑戰(zhàn)，考慮大氣層內(nèi)氣動(dòng)影響及動(dòng)力約束，使飛行器具備多任務(wù)(降級(jí)任務(wù)、應(yīng)急救援任務(wù)、安全可控返回任務(wù))適應(yīng)能力，實(shí)現(xiàn)任務(wù)選擇與飛行器控制能力的最優(yōu)匹配。通過(guò)實(shí)時(shí)在線評(píng)估飛行器的剩余入軌能力、可達(dá)區(qū)域和控制能力。基于能力評(píng)估結(jié)果，在線自主決策變更停泊軌道，保證載荷能夠在軌安全飛行，等待地面的救援；在剩余入軌能力嚴(yán)重不足的情況下，通過(guò)在線軌跡重規(guī)劃，完成再入安全返回或飛行任務(wù)降級(jí)。

5)非致命故障下的診斷與重構(gòu)控制技術(shù)

未來(lái)彈/箭需要具備非致命故障情況下的應(yīng)急機(jī)制和自主優(yōu)化處理能力，實(shí)現(xiàn)主動(dòng)故障容錯(cuò)與重構(gòu)控制，為繼續(xù)完成任務(wù)創(chuàng)造條件。出現(xiàn)非致命故障時(shí)，彈/箭仍具備一定執(zhí)行能力，通過(guò)檢測(cè)、診斷故障狀態(tài)，并對(duì)故障部件進(jìn)行重構(gòu)，或?qū)刂扑惴皡?shù)在線自適應(yīng)調(diào)整，防止故障影響范圍擴(kuò)大或失穩(wěn)。通過(guò)對(duì)飛行任務(wù)進(jìn)行充分、有效地分析與規(guī)劃，使導(dǎo)彈/火箭的適應(yīng)性得到顯著提升，完成或降維完成任務(wù)。

6)基于在線辨識(shí)的強(qiáng)適應(yīng)控制技術(shù)

考慮彈/箭復(fù)雜性增強(qiáng)、任務(wù)多樣化發(fā)展以及參數(shù)變化無(wú)法預(yù)知等特點(diǎn)，需要深入利用辨識(shí)技術(shù)，在線獲取本體信息和控制參數(shù)實(shí)時(shí)調(diào)整，實(shí)現(xiàn)飛行強(qiáng)適應(yīng)控制。借助高效激勵(lì)指令、多源信息融合等方法，進(jìn)一步提升辨識(shí)準(zhǔn)確度，減少對(duì)模型的依賴，將辨識(shí)等效模型的方法與傳統(tǒng)控制，或現(xiàn)有模型參考自適應(yīng)控制等現(xiàn)代控制理論方法相結(jié)合，逐步實(shí)現(xiàn)基于在線辨識(shí)的飛行強(qiáng)適應(yīng)控制。

7)制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)技術(shù)

針對(duì)未來(lái)彈/箭執(zhí)行機(jī)動(dòng)要求高、相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系變化快等特點(diǎn)，需要完整引入彈/箭的動(dòng)力學(xué)環(huán)節(jié)，深入分析并補(bǔ)償制導(dǎo)與控制之間的耦合機(jī)理，充分利用彈/箭的狀態(tài)信息，有效發(fā)揮機(jī)動(dòng)能力，確保成功完成各項(xiàng)任務(wù)。在充分認(rèn)識(shí)并利用制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng)機(jī)理基礎(chǔ)上，將其視為一個(gè)整體，采用一體化設(shè)計(jì)方法，提升導(dǎo)彈/火箭的整體性能。

2.2 “會(huì)學(xué)習(xí)”的彈/箭制導(dǎo)控制技術(shù)

“會(huì)學(xué)習(xí)”彈/箭制導(dǎo)控制技術(shù)是將智能技術(shù)引入制導(dǎo)、導(dǎo)航與姿態(tài)控制等各個(gè)任務(wù)環(huán)節(jié)，實(shí)現(xiàn)飛行狀態(tài)在線辨識(shí)與感知、制導(dǎo)控制在線重構(gòu)、經(jīng)驗(yàn)知識(shí)自學(xué)習(xí)和自主適應(yīng)與進(jìn)化等能力，使彈/箭變得更聰明、更自主。通過(guò)學(xué)習(xí)和訓(xùn)練，彌補(bǔ)程序化控制策略帶來(lái)的局限性，增強(qiáng)適應(yīng)復(fù)雜飛行環(huán)境及應(yīng)對(duì)突發(fā)事件的能力?！皶?huì)學(xué)習(xí)”的彈/箭包含“邊飛邊學(xué)”和“終身學(xué)習(xí)”兩個(gè)特征[19]，其技術(shù)框圖如圖4所示。

圖4 “會(huì)學(xué)習(xí)”的彈/箭制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)Fig.4 GNC technology of “Self-learning” missile/launch vehicle

“邊飛邊學(xué)”是指在彈/箭飛行過(guò)程中，通過(guò)飛行狀態(tài)與環(huán)境在線辨識(shí)、運(yùn)載及控制能力在線評(píng)估、軌跡在線規(guī)劃、控制在線重構(gòu)、目標(biāo)在線變更等功能，使導(dǎo)彈/火箭具備個(gè)體強(qiáng)適應(yīng)、任務(wù)快響應(yīng)、飛行自學(xué)習(xí)、系統(tǒng)高自主等能力。“終身學(xué)習(xí)”是指彈/箭能夠充分利用全生命周期中所產(chǎn)生的數(shù)據(jù)，以大數(shù)據(jù)、智能分析技術(shù)等為基礎(chǔ)，持續(xù)進(jìn)行自我學(xué)習(xí)和改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)知識(shí)的深度挖掘、遷移應(yīng)用和決策評(píng)估，通過(guò)完成一次設(shè)計(jì)流程，使彈/箭的優(yōu)化與改進(jìn)延伸到整個(gè)飛行器生命周期，實(shí)現(xiàn)彈/箭“越飛越聰明”。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)彈/箭制導(dǎo)、導(dǎo)航與姿態(tài)控制技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了綜述。對(duì)慣性導(dǎo)航、組合導(dǎo)航、攝動(dòng)制導(dǎo)、閉路制導(dǎo)、迭代制導(dǎo)、頻域設(shè)計(jì)、全數(shù)字設(shè)計(jì)、冗余控制、自適應(yīng)控制等為代表的制導(dǎo)、導(dǎo)航和姿態(tài)控制技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)和應(yīng)用綜述。對(duì)未來(lái)GNC技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了思考與展望，并提出了慣性衛(wèi)星組合導(dǎo)航、慣性星光組合導(dǎo)航、彈/箭在線軌跡規(guī)劃、非致命故障下的診斷與重構(gòu)控制、面向多任務(wù)的導(dǎo)彈/火箭智能化評(píng)估與決策、基于在線辨識(shí)的強(qiáng)適應(yīng)控制等七項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。針對(duì)更聰明、更自主的彈/箭控制技術(shù)發(fā)展需求，思考并展望了“會(huì)學(xué)習(xí)”彈/箭的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)。