馬立群，段朝陽

(中國空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽　471009)

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基于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的遠(yuǎn)程戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈制導(dǎo)與控制發(fā)展綜述

馬立群，段朝陽

(中國空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽471009)

摘要:針對以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的遠(yuǎn)程戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈，描述了其飛行過程與特點(diǎn)。從制導(dǎo)律設(shè) 計(jì)和控制律設(shè)計(jì)兩個(gè)方面，綜述了國內(nèi)外相關(guān)技術(shù)的設(shè)計(jì)方法，論述了彈道優(yōu)化技術(shù)、制導(dǎo)控制 一體化、針對目標(biāo)機(jī)動(dòng)的制導(dǎo)律、BTT 控制與速度控制技術(shù)的研究現(xiàn)狀，探討了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈 在制導(dǎo)控制方面的發(fā)展方向。

關(guān)鍵詞:沖壓發(fā)動(dòng)機(jī); 遠(yuǎn)程導(dǎo)彈; 制導(dǎo)與控制; BTT 導(dǎo)彈; 一體化設(shè)計(jì)

0引言

遠(yuǎn)程戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈可以實(shí)現(xiàn)超視距打擊、 先敵發(fā)射，因此在空戰(zhàn)、 海戰(zhàn)、 防空反導(dǎo)方面都具有明顯的優(yōu)勢，在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的地位日益重要。 為了使導(dǎo)彈射程增加，傳統(tǒng)的方法是加大單級(jí)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，或采用多級(jí)火箭推力。 隨著沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，越來越多的導(dǎo)彈采用火箭與沖壓的混合動(dòng)力裝置。 相比于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)具有體積小、 質(zhì)量輕、 比沖大等特點(diǎn)，可以使導(dǎo)彈巡航速度更快、 射程更遠(yuǎn)。 對于質(zhì)量相同的導(dǎo)彈，采用沖壓動(dòng)力方式比采用固體火箭的射程要大一倍之多，因此沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)被視作下一代空空導(dǎo)彈、 反艦導(dǎo)彈、 反輻射導(dǎo)彈的首選動(dòng)力裝置[1]。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)于20世紀(jì)50年代，其最初的設(shè)計(jì)目的是應(yīng)用于單級(jí)入軌飛行器、 遠(yuǎn)程高速飛機(jī)與導(dǎo)彈。 60年代到80年代，整體式火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的研究進(jìn)展飛速，雙用途燃燒室、 整體式助推發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)、 貧氧推進(jìn)劑的研制均取得了重大突破，為后續(xù)在導(dǎo)彈上的廣泛應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。 90年代至今，隨著高超聲速飛行器概念的提出與發(fā)展，作為其主要?jiǎng)恿ρb置的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)更是各軍事強(qiáng)國競爭的焦點(diǎn)。 目前，美、 俄、 法、 印等國都在發(fā)展適用于高馬赫數(shù)飛行器的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。

除在研技術(shù)外，在國外，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)在很多服役的導(dǎo)彈型號(hào)上得到應(yīng)用，如歐洲多國研制的“Meteor”空空導(dǎo)彈、 俄羅斯的“SA-6”防空導(dǎo)彈、 美國的“GQM-163”反艦導(dǎo)彈等[2-3]。 以“Meteor”導(dǎo)彈為例，在制導(dǎo)控制方面，由于其升力彈體構(gòu)型限制，導(dǎo)彈大部分飛行彈道都采用傾斜轉(zhuǎn)彎方式(BTT)，在攔截點(diǎn)前很短的一段時(shí)間，機(jī)動(dòng)模式轉(zhuǎn)為側(cè)滑轉(zhuǎn)彎方式(STT)，以增加導(dǎo)彈的敏捷性[4]。 相比于國外，國內(nèi)現(xiàn)役的以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈型號(hào)還不多見，多數(shù)還存在于理論研究階段。

本文針對以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為主要?jiǎng)恿Φ倪h(yuǎn)程導(dǎo)彈，描述了導(dǎo)彈飛行的一般過程與特點(diǎn)，總結(jié)了國內(nèi)外制導(dǎo)與控制研究發(fā)展現(xiàn)狀，分析了在制導(dǎo)與控制設(shè)計(jì)發(fā)展過程中的關(guān)鍵技術(shù)。

1飛行過程與特性

1.1沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈飛行過程

對于以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的導(dǎo)彈來說，導(dǎo)彈從載體上發(fā)射分離，首先需要以火箭發(fā)動(dòng)機(jī)助推導(dǎo)彈使沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)達(dá)到轉(zhuǎn)級(jí)狀態(tài)； 隨后導(dǎo)彈繼續(xù)爬升至一定高度轉(zhuǎn)入平飛階段； 導(dǎo)彈的中段飛行主要是將導(dǎo)彈引導(dǎo)至導(dǎo)引頭可以工作的范圍之內(nèi)； 在飛行末段，導(dǎo)彈導(dǎo)引頭開始工作(一般為雷達(dá)或紅外導(dǎo)引方式)，感受目標(biāo)源的信號(hào)，通過制導(dǎo)算法使導(dǎo)彈達(dá)到最后預(yù)測的攔截點(diǎn)。 與近程導(dǎo)彈采用單一制導(dǎo)方式不同，遠(yuǎn)程導(dǎo)彈一般采用復(fù)合制導(dǎo)的方式。 在初始發(fā)射段，由于對精度沒有太多要求，一般采用程控制導(dǎo)，使導(dǎo)彈盡快脫離載體，達(dá)到一定的高度和速度； 中制導(dǎo)階段由于達(dá)不到導(dǎo)引頭的作用距離，導(dǎo)彈一般通過數(shù)據(jù)鏈接收數(shù)據(jù)，采用慣性制導(dǎo)方式將導(dǎo)彈引向目標(biāo)，并配合GPS等方式加以校正保證制導(dǎo)精度； 在達(dá)到中末制導(dǎo)交班點(diǎn)后，導(dǎo)彈進(jìn)入尋的制導(dǎo)模式，通過導(dǎo)引頭截獲的目標(biāo)信息，將導(dǎo)彈引導(dǎo)至制導(dǎo)律解算出的攔截點(diǎn)處，對目標(biāo)實(shí)現(xiàn)有效毀傷。 一般遠(yuǎn)程沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈的飛行過程如圖1所示。

1.2沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈飛行特點(diǎn)

結(jié)合導(dǎo)彈的飛行過程與發(fā)動(dòng)機(jī)特性，可以看出遠(yuǎn)程沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈具有以下幾個(gè)顯著特點(diǎn)：

(1) 多約束。 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈具有嚴(yán)格的飛行狀態(tài)限制，要滿足多個(gè)狀態(tài)約束，包括法向過載限制、 巡航高度限制、 巡航速度限制、 迎角與側(cè)滑角限制等。 同時(shí)，為實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的最佳作戰(zhàn)性能，要盡量考慮最短飛行時(shí)間、 最遠(yuǎn)射程、 最省燃料等指標(biāo)最優(yōu)。 在中末制導(dǎo)交班處，還要考慮導(dǎo)彈的入射角、 飛行速度、 飛行姿態(tài)。

圖1遠(yuǎn)程導(dǎo)彈飛行過程

(2) 多耦合。 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈多見于面對稱構(gòu)型，適用于BTT控制，因此會(huì)存在一定程度上的耦合問題。 從制導(dǎo)角度來說，視線的俯仰和偏航通道存在嚴(yán)重的交叉耦合，因此傳統(tǒng)的假設(shè)姿態(tài)控制穩(wěn)定，俯仰與偏航通道解耦設(shè)計(jì)就不再適用； 從控制的角度來說，BTT導(dǎo)彈在高速滾轉(zhuǎn)時(shí)會(huì)產(chǎn)生俯仰和偏航運(yùn)動(dòng)的交叉運(yùn)動(dòng)耦合，而面對稱飛行器滾轉(zhuǎn)與偏航的耦合關(guān)系又會(huì)產(chǎn)生對飛行不利的側(cè)滑角，因此針對STT控制的三通道獨(dú)立設(shè)計(jì)不再適合BTT控制。

(3) 多不確定性。 由于射程較遠(yuǎn)，遠(yuǎn)程導(dǎo)彈在飛行過程中需要面對許多的不確定性，包括氣動(dòng)不確定性、 傳感器噪聲、 與作戰(zhàn)平臺(tái)數(shù)據(jù)交換時(shí)的干擾與延時(shí)、 對機(jī)動(dòng)目標(biāo)估計(jì)的誤差等，這些都會(huì)給制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)造成一定困難。

可以看出，遠(yuǎn)程沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈具有許多不同于常規(guī)動(dòng)力導(dǎo)彈的飛行特點(diǎn)，這為導(dǎo)彈的制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了很多新的難點(diǎn)和挑戰(zhàn)。

2制導(dǎo)律設(shè)計(jì)的發(fā)展

針對設(shè)計(jì)方法的不同，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈相關(guān)的制導(dǎo)律可分為經(jīng)典制導(dǎo)律設(shè)計(jì)、 最優(yōu)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)與現(xiàn)代制導(dǎo)律設(shè)計(jì)。 經(jīng)典制導(dǎo)律結(jié)構(gòu)簡單，物理意義直觀，直到現(xiàn)在仍然是工程中的首選方法。 但隨著科技的不斷進(jìn)步，武器裝備的革新，越來越強(qiáng)調(diào)要充分挖掘?qū)椀淖畲鬂摿?，于是最?yōu)制導(dǎo)律應(yīng)運(yùn)而生。 在制導(dǎo)律設(shè)計(jì)的過程中，導(dǎo)彈模型實(shí)質(zhì)上是一個(gè)典型的時(shí)變不確定非線性系統(tǒng)，而經(jīng)典制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)都是基于線性模型得來，很難滿足現(xiàn)代導(dǎo)彈的制導(dǎo)需求，隨著控制理論的不斷發(fā)展，學(xué)者們提出了基于不同方法的現(xiàn)代制導(dǎo)律設(shè)計(jì)。

2.1經(jīng)典制導(dǎo)律設(shè)計(jì)

基于早期幾何概念的制導(dǎo)規(guī)律通常稱為經(jīng)典制導(dǎo)規(guī)律，主要有追蹤法、 平行接近法、 比例導(dǎo)引法。 其中比例導(dǎo)引法(PN)是最常見的導(dǎo)引律形式，具有結(jié)構(gòu)簡單、 技術(shù)上易于實(shí)現(xiàn)、 彈道平滑等優(yōu)點(diǎn)，在理論證明和實(shí)際應(yīng)用中都較為成熟。 學(xué)者們在PN的基礎(chǔ)上，又提出了一系列的算法改進(jìn)形式，包括理想比例導(dǎo)引(IPN)、 增廣比例導(dǎo)引(APN)、 真比例導(dǎo)引(TPN)等。 國外在PN算法上研究較早，其中，Guelman[5]基于Popov穩(wěn)定性理論，給出了有限時(shí)間比例導(dǎo)引的穩(wěn)定性證明； 文獻(xiàn)[6]考慮到對目標(biāo)加速度估計(jì)的時(shí)延問題，證明了PN針對目標(biāo)在彈目平面內(nèi)機(jī)動(dòng)制導(dǎo)性能更好，而APN針對目標(biāo)在彈目平面外機(jī)動(dòng)導(dǎo)引效果更佳； 文獻(xiàn)[7-8]提出了將傳統(tǒng)的PN進(jìn)行改進(jìn)，以適應(yīng)不同種類導(dǎo)彈的制導(dǎo)需求。

國內(nèi)方面，吳文海等[9]系統(tǒng)地比較了各種比例導(dǎo)引方法的含義、 定義與特性，分析得出了不同的比例導(dǎo)引改進(jìn)方式的使用范圍； 方群等[10]從修正和補(bǔ)償思想出發(fā)，推導(dǎo)了PN的抗干擾能力，在此基礎(chǔ)上，引入了一種修正的PN，從而使得導(dǎo)引算法可以克服各種干擾，達(dá)到較好的制導(dǎo)效果。 盡管比例導(dǎo)引已在多種導(dǎo)彈型號(hào)上得到應(yīng)用，但還存在一些缺陷，如對目標(biāo)機(jī)動(dòng)的假設(shè)和估計(jì)在實(shí)際中都較難實(shí)現(xiàn)。

2.2最/次優(yōu)制導(dǎo)律設(shè)計(jì)

針對不同導(dǎo)彈的不同戰(zhàn)術(shù)要求，許多學(xué)者應(yīng)用最優(yōu)或次優(yōu)方法來設(shè)計(jì)制導(dǎo)律，實(shí)現(xiàn)燃料最省，提高導(dǎo)彈射程，實(shí)現(xiàn)最短時(shí)間飛行，避免目標(biāo)逃逸，使導(dǎo)彈具有更為理想的打擊效果。 文獻(xiàn)[11]以最小時(shí)間為性能指標(biāo)，應(yīng)用逐步二次規(guī)劃法(SQP)優(yōu)化遠(yuǎn)程沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)空空導(dǎo)彈的中制導(dǎo)； 文獻(xiàn)[12-13]考慮到末端角約束的限制，解決了一種非線性優(yōu)化控制問題，分別設(shè)計(jì)了攔截彈中、 末段的次優(yōu)制導(dǎo)律； 微分策略(DGT)主要是研究在微分方程的約束下，對策的雙方如何進(jìn)行最優(yōu)控制的問題，在制導(dǎo)律中有著廣泛的應(yīng)用，Shaferman, 徐興元等[14-15]分別利用微分策略設(shè)計(jì)了攔截導(dǎo)彈的制導(dǎo)律，相比于PN導(dǎo)引方法，DGT可以以更少的信息獲取量，達(dá)到更好的攔截效果； 王華等[16-17]結(jié)合沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)特性分析了地空導(dǎo)彈的爬升特性，分別就飛行時(shí)間最短和燃料最少兩種末端性能指標(biāo)，利用遺傳算法對爬升彈道進(jìn)行優(yōu)化； 段磊[18]在建立了遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈非線性三通道模型的基礎(chǔ)上，采用多時(shí)間尺度技術(shù)，解決了BTT導(dǎo)彈在末制導(dǎo)段快速滾轉(zhuǎn)時(shí)的次優(yōu)控制指令問題。 除上述方法外，奇異攝動(dòng)理論、 偽譜法等[19-20]理論也被用于制導(dǎo)律優(yōu)化上。

2.3現(xiàn)代制導(dǎo)律設(shè)計(jì)

針對導(dǎo)彈在飛行中的非線性與不確定性，學(xué)者們致力于將先進(jìn)控制理論應(yīng)用到制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)當(dāng)中，以提高制導(dǎo)過程的魯棒性。

(1) 非線性制導(dǎo)律。 非線性方法的研究近年來受到廣泛關(guān)注，在導(dǎo)彈制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中也得到了借鑒和應(yīng)用。 李君龍等[21]考慮在導(dǎo)彈攔截末端的接近點(diǎn)，通過非線性精確線性化理論，將彈目運(yùn)動(dòng)方程轉(zhuǎn)化為線性模型，再通過狀態(tài)反饋設(shè)計(jì)控制器； 李超勇等[22]給出時(shí)域下指令攻角的算法和微分幾何制導(dǎo)律，并研究了制導(dǎo)律在攔截高速目標(biāo)時(shí)的捕獲條件和奇異條件，通過仿真分析了該算法的優(yōu)越性。 但上述制導(dǎo)律均需要精確的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息，不適用于攔截具有高機(jī)動(dòng)能力的目標(biāo)。

(2) 滑模制導(dǎo)律。 滑模變結(jié)構(gòu)控制對于攝動(dòng)和擾動(dòng)均有一定的抑制作用，在導(dǎo)彈的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中得到了廣泛的應(yīng)用。 Brierley等[23]將比例導(dǎo)引律設(shè)為基礎(chǔ)的滑模面，設(shè)計(jì)了空空導(dǎo)彈的滑模變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律，并對滑模的存在性和收斂性進(jìn)行了推導(dǎo)； 李志平等[24]利用觀測目標(biāo)機(jī)動(dòng)加速度的設(shè)計(jì)思想，提出了基于目標(biāo)機(jī)動(dòng)補(bǔ)償?shù)幕Ｗ兘Y(jié)構(gòu)制導(dǎo)律； 在利用趨近律設(shè)計(jì)滑模變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了制導(dǎo)系統(tǒng)的目標(biāo)機(jī)動(dòng)觀測器，實(shí)現(xiàn)了針對目標(biāo)高速與機(jī)動(dòng)的自適應(yīng)制導(dǎo)。

(3) 智能制導(dǎo)律。 智能控制在處理非線性復(fù)雜系統(tǒng)上具有明顯優(yōu)勢，在制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)上也受到許多關(guān)注。 Cottrell等[25]基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)了動(dòng)能攔截導(dǎo)彈的末制導(dǎo)律，與APN相比，可減少導(dǎo)彈的體積和質(zhì)量，達(dá)到最優(yōu)攔截效果； Zhang Lei,Creaser等[26-27]以模糊控制為基礎(chǔ)，結(jié)合PID控制、 自適應(yīng)控制等方法，設(shè)計(jì)導(dǎo)彈的制導(dǎo)律，通過仿真說明了算法相對于APN和DGT的優(yōu)越性； 李士勇等[28]以攔截大機(jī)動(dòng)目標(biāo)為目的，將目標(biāo)的機(jī)動(dòng)加速度視為外界干擾，結(jié)合自適應(yīng)控制與模糊控制設(shè)計(jì)末制導(dǎo)律，保證了彈目視線角速率在較小的范圍，提高了制導(dǎo)系統(tǒng)的魯棒性。

現(xiàn)代制導(dǎo)在針對攔截高機(jī)動(dòng)目標(biāo)、 提高制導(dǎo)系統(tǒng)魯棒性等方面有明顯優(yōu)勢，但使制導(dǎo)系統(tǒng)更為復(fù)雜、 物理意義不直觀，在向?qū)嶋H工程轉(zhuǎn)化中還需要進(jìn)一步探討與研究。

3控制律設(shè)計(jì)的發(fā)展

控制律依據(jù)設(shè)計(jì)方法的不同，可分為經(jīng)典設(shè)計(jì)方法和現(xiàn)代控制設(shè)計(jì)方法。 經(jīng)典設(shè)計(jì)方法首先將導(dǎo)彈模型簡化為SISO線性時(shí)不變模型，在此基礎(chǔ)上利用根軌跡、 Bode圖等方法設(shè)計(jì)控制參數(shù)； 隨著控制理論與電子計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，越來越多的先進(jìn)方法也被學(xué)者和工程師們應(yīng)用到導(dǎo)彈的自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)當(dāng)中。

3.1經(jīng)典控制律設(shè)計(jì)

現(xiàn)階段大多數(shù)導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)是采用時(shí)頻域方法設(shè)計(jì)的，這種方法簡單實(shí)用、 物理概念直觀，設(shè)計(jì)人員可以依據(jù)豐富的工程經(jīng)驗(yàn)，通過對控制參數(shù)的不斷調(diào)整優(yōu)化，最后達(dá)到理想的控制效果。 早在20世紀(jì)80年代，針對BTT導(dǎo)彈，文獻(xiàn)[29]設(shè)計(jì)了三通道解耦控制，首先設(shè)計(jì)俯仰和偏航的PI控制器，通過偏航角速率增加荷蘭滾阻尼，在滾轉(zhuǎn)通道用滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速率反饋； Kovach等[30]忽略了三通道的耦合關(guān)系，利用頻率法和根軌跡獨(dú)立設(shè)計(jì)三通道的控制器，保證了俯仰和滾轉(zhuǎn)通道滿足設(shè)計(jì)要求，并使偏航通道的響應(yīng)速度與滾轉(zhuǎn)通道相同； 趙霞[31]針對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)防空導(dǎo)彈，通過在偏航速率的交叉支路上附加一個(gè)滾轉(zhuǎn)速率的指令，來消除導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)時(shí)大滾轉(zhuǎn)速率下，俯仰偏航通道耦合所產(chǎn)生的側(cè)滑角的影響。 經(jīng)典控制律易于實(shí)現(xiàn)，但在針對大包線飛行、 強(qiáng)非線性、 多不確定性等方面，經(jīng)典控制弊端明顯，所得到的控制效果往往不盡如人意。

3.2現(xiàn)代控制律設(shè)計(jì)

現(xiàn)今，多種先進(jìn)控制方法已取得完備的理論證明，相比于經(jīng)典控制，其控制性能好、 魯棒性強(qiáng)，具有一定的優(yōu)勢。

(1) 自適應(yīng)控制。 現(xiàn)代戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈具有飛行包線大、 多不確定性等特點(diǎn)，學(xué)者通過應(yīng)用自適應(yīng)控制來抑制這些不利影響。 Tan Feng等[32]應(yīng)用一種適用于線性時(shí)變系統(tǒng)的增益調(diào)度方法設(shè)計(jì)導(dǎo)彈控制，保證了全局穩(wěn)定性與閉環(huán)控制性能，設(shè)計(jì)過程簡單靈活，易于轉(zhuǎn)化到工程之中。 L1自適應(yīng)方法是在傳統(tǒng)模型參考自適應(yīng)(MRAC)的基礎(chǔ)上，通過增加低通濾波環(huán)節(jié)，降低高自適應(yīng)所帶來的系統(tǒng)振蕩。 Peter等[33]在基準(zhǔn)控制的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了L1自適應(yīng)導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀，以補(bǔ)償模型不確定所帶來的影響，同時(shí)保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性與快速性。

(2) 變結(jié)構(gòu)控制與反步控制。 變結(jié)構(gòu)滑?？刂凭哂许憫?yīng)速度快、 超調(diào)量小、 結(jié)構(gòu)簡單等特點(diǎn)，近年來受到眾多學(xué)者的關(guān)注，滑?？刂漆槍δＰ筒淮_定和外界干擾具有強(qiáng)魯棒性； 反步控制是一種非線性方法，其在不確定非線性系統(tǒng)的魯棒或自適應(yīng)控制器設(shè)計(jì)方面受到許多學(xué)者的重視。 變結(jié)構(gòu)控制與反步控制的結(jié)合，在導(dǎo)彈控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中得到了廣泛的應(yīng)用。 朱凱等[34]將反步控制與滑模控制相結(jié)合，設(shè)計(jì)了一種新型的BTT導(dǎo)彈控制器，應(yīng)用滑?？刂频膹?qiáng)魯棒性，解決了反步控制的“計(jì)算膨脹”問題，省略了微分器或?yàn)V波器的引入，大大簡化了控制器的設(shè)計(jì)； 董朝陽[35]針對BTT導(dǎo)彈，在標(biāo)稱模型上設(shè)計(jì)反步控制器，在此基礎(chǔ)上，增加一個(gè)積分滑模控制補(bǔ)償，提高系統(tǒng)的魯棒性，以抑制模型不確定和外界干擾所帶來的不利影響。

(3) 智能控制。 智能控制具有處理復(fù)雜非線性系統(tǒng)的能力和一定的魯棒性與容錯(cuò)性，這些特性都是導(dǎo)彈控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)者所關(guān)注的。 McFarland等[36]針對一型防空導(dǎo)彈，在動(dòng)態(tài)逆控制的基礎(chǔ)上，增加反饋神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在線學(xué)習(xí)補(bǔ)償器，通過仿真證明所設(shè)計(jì)控制器相較傳統(tǒng)增益調(diào)節(jié)方法的優(yōu)越性； McDowell等[37]針對BTT導(dǎo)彈，應(yīng)用高斯型徑向基神級(jí)網(wǎng)絡(luò)，補(bǔ)償導(dǎo)彈在整個(gè)包線飛行時(shí)所出現(xiàn)的時(shí)變動(dòng)態(tài)不確定與操縱機(jī)構(gòu)飽和，解決了固定增益在導(dǎo)彈大空域飛行時(shí)所帶來的限制； 魏喜慶[38]針對導(dǎo)彈強(qiáng)耦合非線性時(shí)變特性，分別將自適應(yīng)控制與逆系統(tǒng)兩種方法與神網(wǎng)絡(luò)相結(jié)合，設(shè)計(jì)了兩種BTT控制器，通過仿真驗(yàn)證了算法相較三通道法的優(yōu)越性。

除上述研究成果，非線性控制、 魯棒控制等[39-40]先進(jìn)控制方法也在沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈的控制中得到借鑒和應(yīng)用。 應(yīng)用現(xiàn)代控制理論，導(dǎo)彈控制律在性能與魯棒性上具有一定的優(yōu)勢，但計(jì)算量與實(shí)時(shí)性問題是現(xiàn)代控制算法向工程轉(zhuǎn)換所急需解決的問題。

4制導(dǎo)與控制發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)

針對導(dǎo)彈自身特點(diǎn)以及現(xiàn)代戰(zhàn)場的復(fù)雜特性，本文認(rèn)為，遠(yuǎn)程沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈還需要從以下幾個(gè)方面進(jìn)行深入研究。

4.1彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)

彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)是現(xiàn)代導(dǎo)彈制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。 在實(shí)際的工程中，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈一般是在爬升后進(jìn)入平飛巡航狀態(tài)，巡航的高度和速度等狀態(tài)一般是依照設(shè)計(jì)者的經(jīng)驗(yàn)和大量仿真所確定，并不是理論上的最優(yōu)彈道。 文獻(xiàn)[41]針對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈，通過仿真比較了在不同巡航高度下的導(dǎo)彈制導(dǎo)性能，并分別基于經(jīng)典控制和最優(yōu)控制設(shè)計(jì)了導(dǎo)彈的自動(dòng)駕駛儀。 文獻(xiàn)[42-44]考慮不同的指標(biāo)，分別對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈爬升、 平飛巡航進(jìn)行了一定程度的優(yōu)化。 上述文獻(xiàn)中的優(yōu)化設(shè)計(jì)方式都是在離線靜態(tài)環(huán)境下進(jìn)行的。 Halswijk等[45]指出離線優(yōu)化方法的魯棒性在飛行狀態(tài)變化劇烈時(shí)很難保證，制導(dǎo)性能會(huì)大大降低，所得到的導(dǎo)彈也就不是最優(yōu)的。 如何保證導(dǎo)彈在最優(yōu)狀態(tài)下飛行，具有一定的抗干擾能力且易于工程實(shí)現(xiàn)，需要進(jìn)一步探討。

4.2制導(dǎo)控制一體化(IGC)方法

在傳統(tǒng)的導(dǎo)彈制導(dǎo)律設(shè)計(jì)過程中，通常將導(dǎo)彈的動(dòng)態(tài)特性簡化為無慣性質(zhì)點(diǎn)，這樣可以大幅度降低設(shè)計(jì)復(fù)雜性與時(shí)間成本。 但在現(xiàn)實(shí)中，導(dǎo)彈的動(dòng)態(tài)特性是一個(gè)存在慣性的高階復(fù)雜系統(tǒng)，不考慮導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)特性得到的制導(dǎo)律不是最優(yōu)的。 另外，完全忽略制導(dǎo)與控制之間的耦合關(guān)系，也不利于充分發(fā)揮導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)過載能力。

IGC可以由彈目之間的運(yùn)動(dòng)關(guān)系直接得出導(dǎo)彈的舵偏角指令，以控制導(dǎo)彈截獲目標(biāo)。 Williams等[46]最早提出一體化的概念，隨后得到了各國學(xué)者的廣泛關(guān)注; Xin Ming等[47]同時(shí)考慮制導(dǎo)與控制為性能指標(biāo),用一種次優(yōu)控制方法——θ-D算法設(shè)計(jì)制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)； Menon等[48]針對質(zhì)量矩再入彈頭，建立了9自由度制導(dǎo)控制模型，應(yīng)用反饋線性化實(shí)現(xiàn)控制； 國內(nèi)方面，段廣仁等[49]利用非線性狀態(tài)變換將一體化模型轉(zhuǎn)化為標(biāo)準(zhǔn)形式，利用變結(jié)構(gòu)滑模方法，設(shè)計(jì)了一體化控制律來抑制系統(tǒng)中的非匹配不確定性； 薛文超等[50]針對一體化模型的高階數(shù)與多不確定性，提出了應(yīng)用自抗擾控制方法來實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)控制一體化，并對系統(tǒng)中的非線性不確定性進(jìn)行實(shí)時(shí)的補(bǔ)償與估計(jì)； 尹永鑫[51]等以微分幾何方法對一體化模型進(jìn)行反饋線性化，并依據(jù)所期望的性能，應(yīng)用特征結(jié)構(gòu)配置方法設(shè)計(jì)三維一體化控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)。 盡管近年來一體化技術(shù)得到飛速發(fā)展，但在一體化模型建立、 高階復(fù)雜系統(tǒng)的處理、 抑制不確定等方面還需要進(jìn)一步研究。

4.3目標(biāo)機(jī)動(dòng)與狀態(tài)估計(jì)

現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，導(dǎo)彈打擊目標(biāo)的機(jī)動(dòng)性日益增強(qiáng)，如無人機(jī)、 新一代戰(zhàn)斗機(jī)、 戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈等。 經(jīng)典的制導(dǎo)律不考慮目標(biāo)機(jī)動(dòng)，或只考慮簡單機(jī)動(dòng)，將復(fù)雜機(jī)動(dòng)作為未知擾動(dòng)看待。 由于對目標(biāo)的機(jī)動(dòng)加速度難以實(shí)時(shí)在線測量, 經(jīng)過復(fù)雜的數(shù)學(xué)處理獲得的目標(biāo)信息也存在時(shí)延等問題, 因此，包含目標(biāo)加速度信息的制導(dǎo)律，在目標(biāo)進(jìn)行大機(jī)動(dòng)時(shí)，很容易造成脫靶。 文獻(xiàn)[52-53]論述了目標(biāo)進(jìn)行機(jī)動(dòng)時(shí)對制導(dǎo)律的影響。 因此，大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的制導(dǎo)律，以及對狀態(tài)的預(yù)測和估計(jì)，都是需要著重研究的問題。

文獻(xiàn)[54-55]均在PN的基礎(chǔ)上對目標(biāo)逃逸機(jī)動(dòng)進(jìn)行指令補(bǔ)償； 馬克茂等[56]在此基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了變結(jié)構(gòu)制導(dǎo)律，同時(shí)應(yīng)用高增益觀測器對視線變化率進(jìn)行估計(jì)； 董朝陽等[57]提出預(yù)測交班點(diǎn)的概念并給出中制導(dǎo)段的性能指標(biāo)，設(shè)計(jì)了滿足約束的最優(yōu)中制導(dǎo)律。 綜上，如果能對目標(biāo)機(jī)動(dòng)合理建模，或采用具有理論和工程價(jià)值的觀測器和濾波器，將有助于在目標(biāo)機(jī)動(dòng)時(shí)提高制導(dǎo)精度。

4.4BTT控制與速度控制

面對稱的構(gòu)型與小側(cè)滑角的約束，決定了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈在飛行時(shí)主要采用BTT控制技術(shù)。 BTT具有機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、 升阻比大、 穩(wěn)定性好等特點(diǎn)，對于大機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈和遠(yuǎn)程導(dǎo)彈來說有明顯優(yōu)勢。

美國在20世紀(jì)50年代就將BTT技術(shù)應(yīng)用于波馬克導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)中[58]，此后各國學(xué)者一直在不斷地研究、 探討和發(fā)展這一技術(shù)。 沈成林等[59]就BTT導(dǎo)彈在制導(dǎo)與控制上的問題與難點(diǎn)進(jìn)行了描述； Nesline等[60]應(yīng)用經(jīng)典控制和線性二次調(diào)節(jié)器研究了BTT導(dǎo)彈的自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)。 盡管BTT控制發(fā)展已有多年，但在動(dòng)力學(xué)研究和控制領(lǐng)域還有許多問題，如導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)與控制上的耦合、 非線性與自適應(yīng)性、 復(fù)合控制問題以及系統(tǒng)狀態(tài)優(yōu)化等。

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)區(qū)別于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，可通過流量調(diào)節(jié)裝置調(diào)整推力，增加一維的速度控制，使導(dǎo)彈在末制導(dǎo)段具有全速攔截能力，減小脫靶量。 此外，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力依賴于高度、 攻角和彈道傾角等狀態(tài)，因此，推力并不是恒定的，必須對速度加以控制。 文獻(xiàn)[61]給出針對沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的雙速度控制律結(jié)構(gòu)，通過“小范圍”控制來維持馬赫數(shù)不變，“大范圍”控制用于大幅度速度變化。 在導(dǎo)彈飛行中，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力會(huì)影響彈道，且導(dǎo)彈的飛行狀態(tài)改變也會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)，為保證彈道理想，須對速度加以精確控制。 此外，應(yīng)用于飛機(jī)的速度控制技術(shù)也可借鑒于導(dǎo)彈之中。

5結(jié)束語

制導(dǎo)與控制系統(tǒng)對于導(dǎo)彈的關(guān)鍵性與重要性不言而喻。 在越來越強(qiáng)調(diào)超視距、 高精度打擊的現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是滿足導(dǎo)彈戰(zhàn)術(shù)要求的核心技術(shù)之一。 以沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的遠(yuǎn)程戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈出現(xiàn)已有多年的歷史，但在制導(dǎo)與控制設(shè)計(jì)方面，針對高機(jī)動(dòng)目標(biāo)的制導(dǎo)方法、 考慮多約束的全彈道優(yōu)化、 針對導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)特性的制導(dǎo)設(shè)計(jì)等先進(jìn)技術(shù)還需要學(xué)者與工程師進(jìn)一步的研究和探索。 本文綜述了國內(nèi)外相關(guān)的制導(dǎo)律與控制律設(shè)計(jì)方法，可以為以后的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈研制提供參考與借鑒。

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Review on Development of Guidance and Control for Long-Range Tactical Missile Based on Ramjet Technique

Ma Liqun，Duan Chaoyang

(China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China)

Abstract:The flight process and characteristics of long-range tactical missile powered by ramjet are described. The design methods for guidance law and control law both at home and abroad are overviewed. Then the research status of key techniques are analyzed, including the trajectory optimization, integrated guidance and control, guidance law design for target maneuver, bank-to-turm(BTT) control and velocity control technology. At last, the trend of the ramjet missile in the guidance and control is discussed.

Key words:ramjet; long-range missile; guidance and control; BTT missile; integrate design

中圖分類號(hào):TJ765． 1

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A

文章編號(hào):1673-5048( 2016) 02-0017-07

作者簡介：馬立群(1988-)，男，吉林四平人，博士研究生，研究方向?yàn)轱w行器制導(dǎo)與控制技術(shù)。

收稿日期：2015-10-21

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2016.02.003