飛行器末制導(dǎo)中的幾個(gè)熱點(diǎn)問(wèn)題與挑戰(zhàn)

姚郁*,鄭天宇,賀風(fēng)華,王龍,汪洋,張曦,朱柏羊,楊寶慶

哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院,哈爾濱 150001

隨著現(xiàn)代科技與軍事技術(shù)的進(jìn)步,精確制導(dǎo)的需求與日俱增,末制導(dǎo)技術(shù)被廣泛應(yīng)用于需要攔截或精確打擊目標(biāo)的領(lǐng)域。與傳統(tǒng)對(duì)空中目標(biāo)的攔截不同,空間目標(biāo)和臨近空間高超聲速目標(biāo)等的特殊攔截要求,以及多模導(dǎo)引頭和直/氣復(fù)合控制等新技術(shù)的應(yīng)用,都給末制導(dǎo)控制帶來(lái)了新的問(wèn)題和挑戰(zhàn)。下面將針對(duì)近年來(lái)新的作戰(zhàn)需求和技術(shù)應(yīng)用進(jìn)行分析。

新的作戰(zhàn)需求及目標(biāo)特性給末制導(dǎo)系統(tǒng)帶來(lái)了新的問(wèn)題和挑戰(zhàn),主要體現(xiàn)在:①高速大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的攔截需求。彈道導(dǎo)彈和臨近空間高超聲速飛行器等目標(biāo)均具有較高的飛行速度(速度通常為數(shù)馬赫到數(shù)十馬赫),且具有較強(qiáng)的機(jī)動(dòng)能力[1-2]。為實(shí)現(xiàn)對(duì)此類(lèi)目標(biāo)的攔截,要求飛行器有較快的響應(yīng)速度,且可對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)進(jìn)行補(bǔ)償,因此帶來(lái)了目標(biāo)機(jī)動(dòng)估計(jì)和制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)等問(wèn)題。②復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的適應(yīng)需求。有別于傳統(tǒng)的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境,現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中目標(biāo)所處的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境日趨復(fù)雜,可能存在電磁干擾、環(huán)境干擾等[3],且為增強(qiáng)突防能力,目標(biāo)可能釋放誘餌等干擾裝置,這些都對(duì)末制導(dǎo)探測(cè)和目標(biāo)識(shí)別提出了新的挑戰(zhàn),復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境影響下的末制導(dǎo)問(wèn)題逐漸引起了研究者的關(guān)注。③直接碰撞殺傷的需求。由于彈-目相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度越來(lái)越高,傳統(tǒng)引戰(zhàn)配合的殺傷方式難以實(shí)現(xiàn),因此在對(duì)高速目標(biāo)攔截時(shí)更多的是采用動(dòng)能殺傷的方式,即要求飛行器直接碰撞目標(biāo)。在一些空間攔截問(wèn)題中,甚至要求對(duì)目標(biāo)實(shí)現(xiàn)定點(diǎn)的可控殺傷,這些均對(duì)末制導(dǎo)控制精度提出了更高的要求。另外,為保證對(duì)目標(biāo)的殺傷效果,在對(duì)地、對(duì)艦攻擊等作戰(zhàn)場(chǎng)景中,往往要求飛行器以特定的角度攻擊目標(biāo),因此帶來(lái)了復(fù)雜限制條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題。

一些新技術(shù)的應(yīng)用也給末制導(dǎo)控制帶來(lái)了新的問(wèn)題和挑戰(zhàn),主要體現(xiàn)在:①體系化作戰(zhàn)方式的應(yīng)用。隨著預(yù)警技術(shù)和作戰(zhàn)保障系統(tǒng)的不斷成熟,各預(yù)警子系統(tǒng)已能組成擁有多源信息共享能力的預(yù)警中心。例如:美國(guó)彈道導(dǎo)彈防御系統(tǒng)(BMD)的預(yù)警系統(tǒng),其中包括國(guó)防支援計(jì)劃(DSP)預(yù)警衛(wèi)星、天基紅外系統(tǒng)(SBIRS)預(yù)警衛(wèi)星以及地基早期預(yù)警雷達(dá)(UEWR),它們共同組成了天基近地軌道、同步軌道和地基預(yù)警系統(tǒng)[4-5]。與傳統(tǒng)僅依靠彈載探測(cè)裝置的測(cè)量信息相比,可進(jìn)一步提高末制導(dǎo)信息的精度,因此多源信息條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題逐漸成為研究的熱點(diǎn)。②特殊探測(cè)技術(shù)的應(yīng)用。為了應(yīng)對(duì)復(fù)雜作戰(zhàn)環(huán)境下的特殊探測(cè)需求,飛行器可能采用多模導(dǎo)引頭[6]和側(cè)窗探測(cè)[7]等探測(cè)技術(shù),因此也需要考慮多源信息條件及特殊限制條件下的制導(dǎo)控制等問(wèn)題。③特殊執(zhí)行機(jī)構(gòu)的應(yīng)用。與傳統(tǒng)的氣動(dòng)力控制飛行器不同,為獲得良好的動(dòng)態(tài)性能,新型飛行器開(kāi)始采用直/氣復(fù)合控制等技術(shù),而此條件下的制導(dǎo)律與姿態(tài)控制律間的時(shí)間尺度分離已無(wú)法被滿足,為充分發(fā)揮飛行器動(dòng)態(tài)性能,需要研究制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)等相關(guān)問(wèn)題。

針對(duì)由這些新的作戰(zhàn)需求及新技術(shù)帶來(lái)的問(wèn)題,近年來(lái)已經(jīng)取得了很多有意義的研究成果。本文將從多源信息條件下的制導(dǎo)控制、多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制、特殊限制條件下的制導(dǎo)控制以及制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)與評(píng)估4個(gè)方面進(jìn)行綜述,并進(jìn)一步探討其中的挑戰(zhàn)性問(wèn)題。

1 多源信息條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題

隨著臨近空間高超聲速飛行器等高速、大機(jī)動(dòng)、強(qiáng)突防能力目標(biāo)的出現(xiàn),傳統(tǒng)的單傳感器探測(cè)飛行器已難以快速、準(zhǔn)確地感知戰(zhàn)場(chǎng)態(tài)勢(shì)和提取目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息。為實(shí)現(xiàn)對(duì)這類(lèi)目標(biāo)的高精度攔截,需要綜合利用不同傳感器得到的多源信息提取目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息。隨著體系化作戰(zhàn)方式的發(fā)展和末制導(dǎo)探測(cè)技術(shù)的完善,目前已出現(xiàn)了很多具有多源信息探測(cè)的末制導(dǎo)場(chǎng)景,例如:①網(wǎng)絡(luò)化的預(yù)警系統(tǒng):可實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的持續(xù)觀測(cè)；②多模復(fù)合導(dǎo)引頭:通過(guò)探測(cè)信息的融合,可大幅提高飛行器探測(cè)系統(tǒng)的抗干擾能力；③飛行器彈載信息的綜合應(yīng)用:通過(guò)綜合利用導(dǎo)引頭測(cè)量信息與彈載慣性測(cè)量單元測(cè)量信息,可進(jìn)一步增強(qiáng)制導(dǎo)信息的提取能力。

另外,戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境日益復(fù)雜,受自然環(huán)境干擾、彈載環(huán)境干擾、目標(biāo)釋放誘餌或其他干擾裝置等因素的影響,會(huì)產(chǎn)生很多無(wú)用的測(cè)量信息,甚至是誘騙信息。這部分測(cè)量信息與有用的測(cè)量信息并存,因此在研究多源信息條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題時(shí),亦須考慮這部分測(cè)量信息造成的影響。

多源信息條件下的制導(dǎo)控制研究主要包括多源信息下的運(yùn)動(dòng)描述、多源信息的預(yù)處理、多源探測(cè)信息的估計(jì)融合以及多源信息條件下的制導(dǎo)控制等問(wèn)題。

1.1 多源信息下的運(yùn)動(dòng)描述

多源信息下的運(yùn)動(dòng)描述主要包括公共坐標(biāo)系的選取、噪聲特性描述以及無(wú)用或干擾信息的處理等方面。在末制導(dǎo)過(guò)程中,對(duì)彈-目相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系和目標(biāo)機(jī)動(dòng)的描述是在某特定的坐標(biāo)系中進(jìn)行的。多源信息下的彈-目相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系及目標(biāo)機(jī)動(dòng)的模型描述對(duì)制導(dǎo)信息的準(zhǔn)確提取有很大影響,故需選擇恰當(dāng)?shù)墓矃⒖甲鴺?biāo)系。公共參考坐標(biāo)系的選取主要有2種思路:①將慣性坐標(biāo)系定義為公共參考坐標(biāo)系[8],②將視線坐標(biāo)系定義為公共參考坐標(biāo)系[9]。文獻(xiàn)[10]給出了利用框架式雷達(dá)導(dǎo)引頭與地基雷達(dá)預(yù)警系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)進(jìn)行探測(cè)的條件下,分別將慣性坐標(biāo)系和視線坐標(biāo)系設(shè)為公共參考坐標(biāo)系時(shí)的運(yùn)動(dòng)方程與測(cè)量方程的描述形式,并指出將運(yùn)動(dòng)方程在慣性坐標(biāo)系下建立、測(cè)量方程在視線坐標(biāo)系下建立時(shí),有更好的估計(jì)效果。在坐標(biāo)系原點(diǎn)及軸配置方面,文獻(xiàn)[11]分析了坐標(biāo)系原點(diǎn)與軸配置方式與量測(cè)信息誤差傳遞間的關(guān)系,指出需綜合考慮傳感器測(cè)量精度與傳感器之間的相對(duì)距離以選取適合的公共坐標(biāo)系原點(diǎn),且在條件允許范圍內(nèi)可簡(jiǎn)化計(jì)算以?xún)蓚鞲衅鞯倪B線作為公共參考坐標(biāo)系的某坐標(biāo)軸,提高估計(jì)算法的收斂速度。

噪聲描述也是運(yùn)動(dòng)描述中的重要部分,由于傳感器探測(cè)機(jī)制和探測(cè)距離的不同,以及多傳感器探測(cè)同一目標(biāo)時(shí)的噪聲形式不同,導(dǎo)致多源信息條件下的估計(jì)融合算法需要對(duì)測(cè)量模型中的不同形式的噪聲進(jìn)行處理。文獻(xiàn)[12]對(duì)利用毫米波(MMW)雷達(dá)/紅外成像復(fù)合導(dǎo)引頭進(jìn)行復(fù)合制導(dǎo)時(shí)的探測(cè)噪聲進(jìn)行了描述。當(dāng)彈-目標(biāo)相對(duì)距離很近時(shí),雷達(dá)角閃爍噪聲可描述為一個(gè)高發(fā)生概率的高斯噪聲和一個(gè)低發(fā)生概率的拉普拉斯噪聲的混合,紅外成像導(dǎo)引頭的測(cè)角噪聲可視作零均值高斯白噪聲。文獻(xiàn)[13]對(duì)比了地基預(yù)警系統(tǒng)與天基預(yù)警系統(tǒng)測(cè)量信息的噪聲情況,指出由于地基雷達(dá)預(yù)警系統(tǒng)功耗大,目標(biāo)信號(hào)損失與距離的四次方成正比,而天基預(yù)警系統(tǒng)監(jiān)測(cè)時(shí)目標(biāo)信號(hào)不經(jīng)過(guò)大氣衰減,從而比地基預(yù)警觀測(cè)有更高的信噪比。

隨著戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的復(fù)雜化,自然環(huán)境干擾、彈載環(huán)境干擾、目標(biāo)釋放誘餌或其他干擾裝置,都會(huì)導(dǎo)致單次測(cè)量產(chǎn)生多個(gè)數(shù)據(jù)的情況,考慮這種情形時(shí)的測(cè)量建模往往不能采取常規(guī)的測(cè)量值加噪聲的描述形式。文獻(xiàn)[14]在雷達(dá)探測(cè)和窄帶被動(dòng)聲納探測(cè)的背景下,給出了由位置信息與幅度信息共同組成的探測(cè)信息,反映了低探測(cè)信噪比情況下的多源信息情形。在紅外導(dǎo)引頭探測(cè)多熱點(diǎn)目標(biāo)的背景下,文獻(xiàn)[15]利用圖像像素的平均強(qiáng)度與氣動(dòng)噪聲、背景噪聲構(gòu)成導(dǎo)引頭的探測(cè)信息,一定程度上也反映了低探測(cè)信噪比情況下的多源信息情形。

1.2 多源信息的預(yù)處理

多源信息的預(yù)處理包括時(shí)空配準(zhǔn)和數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)兩方面。在多源信息條件下,由于采樣周期的不同、數(shù)據(jù)傳輸?shù)难舆t和不同坐標(biāo)系下的量測(cè),量測(cè)數(shù)據(jù)會(huì)存在時(shí)空不一致性,而各量測(cè)數(shù)據(jù)能夠融合的前提是產(chǎn)生于同一時(shí)刻且在相同的參考坐標(biāo)系下。因此,對(duì)多傳感器量測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)空配準(zhǔn)是進(jìn)行數(shù)據(jù)融合的前提條件。時(shí)間配準(zhǔn)通常是將各傳感器的量測(cè)數(shù)據(jù)統(tǒng)一到掃描周期較長(zhǎng)的傳感器數(shù)據(jù)上,目前常用的方法有最小二乘法[16]和內(nèi)插外推法[17]。而空間配準(zhǔn)通常是將異地配置、不同坐標(biāo)系下的各傳感器量測(cè)數(shù)據(jù)統(tǒng)一至公共參考坐標(biāo)系下,目前常用的方法有實(shí)時(shí)質(zhì)量控制法[18]、最小二乘法[19]、極大似然法[20]和基于卡爾曼濾波的空間配準(zhǔn)方法等。對(duì)于多模復(fù)合導(dǎo)引頭,文獻(xiàn)[21]利用雷達(dá)、紅外同時(shí)開(kāi)機(jī)時(shí)的量測(cè)信息結(jié)合最小二乘法構(gòu)造出一組時(shí)間多項(xiàng)式,在雷達(dá)關(guān)機(jī)期間利用該組時(shí)間多項(xiàng)式作為雷達(dá)傳感器的偽測(cè)量量,輔助紅外傳感器進(jìn)行跟蹤。文獻(xiàn)[22]利用最小二乘算法解決了多枚天基預(yù)警衛(wèi)星對(duì)目標(biāo)跟蹤的時(shí)空配準(zhǔn)問(wèn)題,盡可能精確地實(shí)現(xiàn)了對(duì)目標(biāo)航天器的定位,從而為進(jìn)一步地跟蹤濾波創(chuàng)造條件。針對(duì)具有時(shí)間約束的目標(biāo),文獻(xiàn)[23]提出一種基于平方根中心差分濾波的邊配準(zhǔn)邊跟蹤方法,該方法具有較高的精度和數(shù)值穩(wěn)定性。在預(yù)警衛(wèi)星輔助飛行器探測(cè)方面,文獻(xiàn)[24]利用內(nèi)插外推法,將預(yù)警衛(wèi)星初始觀測(cè)時(shí)刻的目標(biāo)高度和速度等先驗(yàn)信息構(gòu)造為飛行器的偽測(cè)量量,并基于這些先驗(yàn)信息利用修正最大似然估計(jì)算法估計(jì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)。

在制導(dǎo)問(wèn)題中,目標(biāo)的數(shù)量可能未知,即使是只有一個(gè)目標(biāo)的情況,由于測(cè)量噪聲的影響,也可能認(rèn)為存在多個(gè)目標(biāo)。若存在多個(gè)真實(shí)目標(biāo),系統(tǒng)就無(wú)法判定量測(cè)數(shù)據(jù)是屬于真實(shí)目標(biāo),還是來(lái)自虛警信息,因此需要運(yùn)用數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)技術(shù)來(lái)解決多源信息條件下傳感器量測(cè)信息和目標(biāo)源對(duì)應(yīng)關(guān)系的問(wèn)題。數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)方法主要有最近鄰方法、概率數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)濾波(PDAF)[25]、聯(lián)合概率數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)(JPDA)濾波[26]和多假設(shè)跟蹤(MHT)[27]等。文獻(xiàn)[28]結(jié)合紅外目標(biāo)的紅外強(qiáng)度幅值信息,提出一種極大似然-概率數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)濾波技術(shù),具有較好的目標(biāo)跟蹤性能。文獻(xiàn)[29]針對(duì)復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下紅外點(diǎn)目標(biāo)雜波多、跟蹤精度不高以及實(shí)時(shí)性不好等問(wèn)題,提出一種基于灰色預(yù)測(cè)-概率數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)濾波(GPPDAF)的弱小目標(biāo)跟蹤方法。以雙基地高頻地波雷達(dá)為背景,文獻(xiàn)[30]將多普勒頻差加權(quán)因數(shù)引入到近似優(yōu)化的JPDA(NJPDA)中,提出一種新型的Doppler-NJPDA多目標(biāo)快速跟蹤算法,通過(guò)仿真比較JPDA算法、MHT算法和Doppler-NJPDA算法的關(guān)聯(lián)性能和關(guān)聯(lián)時(shí)間,證明了Doppler-NJPDA算法具有更好的實(shí)時(shí)性和關(guān)聯(lián)精確性。

1.3 多源探測(cè)信息的估計(jì)融合

估計(jì)融合是傳統(tǒng)估計(jì)理論與數(shù)據(jù)融合理論的有機(jī)結(jié)合,也是多源信息條件下制導(dǎo)信息提取的一種解決方法。估計(jì)融合理論主要研究融合結(jié)構(gòu)、估計(jì)方法和數(shù)據(jù)不穩(wěn)定問(wèn)題,目前的估計(jì)融合算法都與融合結(jié)構(gòu)密切相關(guān),融合結(jié)構(gòu)大致可分成3大類(lèi):集中式、分布式和混合式。將傳統(tǒng)的估計(jì)濾波方法與以上融合結(jié)構(gòu)算法相結(jié)合,產(chǎn)生了諸如集中式卡爾曼濾波[31]和分布式有/無(wú)反饋卡爾曼濾波[32]等估計(jì)融合算法。文獻(xiàn)[22]采用集中式結(jié)構(gòu),結(jié)合大氣層外目標(biāo)運(yùn)動(dòng)模型,分別給出了集中式交互多模型(IMM)濾波方法和集中式自適應(yīng)交互式多模型濾波方法,實(shí)現(xiàn)了對(duì)目標(biāo)飛行器的實(shí)時(shí)跟蹤。針對(duì)大氣層外目標(biāo),文獻(xiàn)[33]利用多模型來(lái)描述目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)并應(yīng)用IMM濾波對(duì)彈目運(yùn)動(dòng)信息進(jìn)行估計(jì),同時(shí)為提高被動(dòng)跟蹤的可觀性,提出了帶有間歇輔測(cè)量的集中式協(xié)同跟蹤方案,仿真結(jié)果表明這種方法能夠在很大程度上提高估計(jì)精度。針對(duì)MMW雷達(dá)和紅外導(dǎo)引頭復(fù)合的情況,文獻(xiàn)[34]考慮方差平穩(wěn)但均值變化的非平穩(wěn)隨機(jī)過(guò)程,提出了一種自適應(yīng)權(quán)重的融合估計(jì)算法,通過(guò)一階差分方法將非平穩(wěn)隨機(jī)過(guò)程轉(zhuǎn)化為平穩(wěn)隨機(jī)過(guò)程,并基于帶有權(quán)重的融合算法給出了最終的觀測(cè)值,仿真結(jié)果表明該方法簡(jiǎn)單可行并且收斂速度較快。針對(duì)高軌非合作目標(biāo),文獻(xiàn)[35]為降低集中式濾波相對(duì)導(dǎo)航的維數(shù),提出了多視線分布式EKF相對(duì)導(dǎo)航方法,并通過(guò)仿真說(shuō)明了其有效性。

另外,探測(cè)環(huán)境的復(fù)雜性會(huì)造成測(cè)量數(shù)據(jù)不穩(wěn)定和數(shù)據(jù)傳輸丟失等問(wèn)題。文獻(xiàn)[32]提出了一種基于固定點(diǎn)平滑的數(shù)據(jù)融合方法以用于雙模制導(dǎo)濾波器。當(dāng)一個(gè)傳感器的數(shù)據(jù)受到顯著延遲時(shí),利用增廣狀態(tài)的固定點(diǎn)平滑方法將延遲的測(cè)量轉(zhuǎn)化為非延遲測(cè)量的條件分布形式,并通過(guò)仿真驗(yàn)證了跟蹤方案和合成數(shù)值結(jié)果的有效性。對(duì)于制導(dǎo)過(guò)程中數(shù)據(jù)丟包問(wèn)題,雖然目前鮮有研究,但部分理論成果具有一定的借鑒意義。文獻(xiàn)[36]提出了一種存在丟包情況下多速率系統(tǒng)的集中式Hinf融合濾波器,并給出了保證設(shè)計(jì)的融合估計(jì)器穩(wěn)定的條件。文獻(xiàn)[34]討論了各信道丟包率不同情況下的集中式和分布式卡爾曼濾波算法,并利用伯努利分布的隨機(jī)變量來(lái)描述不確定的測(cè)量。

1.4 多源信息下的制導(dǎo)控制

在復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下,單一模式的探測(cè)裝置容易受到干擾,且其探測(cè)能力有限,無(wú)法滿足作戰(zhàn)任務(wù)需求,因此多源信息條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題得到了廣泛研究,如巡航導(dǎo)彈和戰(zhàn)術(shù)空地導(dǎo)彈通常采用的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)、全球定位系統(tǒng)(GPS)、地形匹配(TERCOM)、MMW雷達(dá)以及紅外成像等3種以上的復(fù)合制導(dǎo)方式。

目前,多源信息下的制導(dǎo)控制更多研究集中于多源信息的處理與融合,然后基于可信度較高的信息進(jìn)行制導(dǎo)控制。文獻(xiàn)[37-38]分別基于模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法和模糊自適應(yīng)融合算法研究了雷達(dá)/紅外復(fù)合導(dǎo)引頭的信息提取問(wèn)題。文獻(xiàn)[39]基于固定點(diǎn)平滑方法研究了雷達(dá)與紅外雙模導(dǎo)引頭的信息融合方法,主要考慮了雷達(dá)探測(cè)器于紅外探測(cè)器信息頻率的不同,并將多源信息下的制導(dǎo)過(guò)程分成了多個(gè)階段,即基于艦載雷達(dá)信息的中制導(dǎo)段、基于雷達(dá)導(dǎo)引頭探測(cè)信息的末制導(dǎo)初段以及基于雷達(dá)和紅外復(fù)合探測(cè)信息的末制導(dǎo)末段,整個(gè)過(guò)程采用比例導(dǎo)引,但不同階段的比例系數(shù)不同?？紤]到慣導(dǎo)信息短期精度高、穩(wěn)定性好且不受外界干擾的優(yōu)點(diǎn),文獻(xiàn)[40]提出了一種利用慣導(dǎo)位置和速度信息輔助抗干擾的制導(dǎo)方法,即在導(dǎo)引頭受到干擾的情況下,基于對(duì)目標(biāo)位置的預(yù)測(cè)和慣導(dǎo)給出的慣性信息對(duì)導(dǎo)彈進(jìn)行導(dǎo)引。

1.5 可能的研究方向及展望

隨著戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的復(fù)雜化和末制導(dǎo)信息精度需求的提高,常規(guī)末制導(dǎo)系統(tǒng)描述中忽略的彈體抖動(dòng)和測(cè)量干擾等逐漸成為影響制導(dǎo)信息精確提取的主要因素。那么,如何利用多源信息的優(yōu)勢(shì),通過(guò)完善濾波和控制方法減輕這些因素的影響,則是一個(gè)亟待解決的問(wèn)題。

目前,多源信息條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題研究大多集中于多源信息預(yù)處理和融合濾波方面,在得到制導(dǎo)信息后再采用常規(guī)制導(dǎo)控制方法實(shí)現(xiàn)控制。這種處理方式思路清晰、便于實(shí)現(xiàn),但在制導(dǎo)控制的設(shè)計(jì)中沒(méi)有充分考慮多源信息的優(yōu)勢(shì)。若在制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)中將控制與濾波進(jìn)行綜合設(shè)計(jì),充分利用多源信息可能會(huì)取得更好的效果。

在多源信息下的制導(dǎo)信息處理方面,多數(shù)文獻(xiàn)忽略了濾波器初值的賦予問(wèn)題,這是由于濾波器的收斂是由濾波器本身的穩(wěn)定性保障的。但末制導(dǎo)問(wèn)題是一個(gè)有限時(shí)間的控制問(wèn)題,濾波器初值的準(zhǔn)確與否對(duì)濾波能否快速收斂有著很大的影響,且當(dāng)存在2個(gè)濾波器切換時(shí),遞歸濾波器初值的準(zhǔn)確性也影響著收斂速度。因此,如何利用多源信息,給予濾波器或遞歸濾波器準(zhǔn)確的初值,是需要進(jìn)一步探索的問(wèn)題。

2 多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制問(wèn)題

隨著未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的愈加復(fù)雜和目標(biāo)智能化程度的提高,部分目標(biāo)具有釋放誘餌或其他干擾裝置的能力,且機(jī)動(dòng)能力也越來(lái)越高。在此情況下,單個(gè)飛行器的探測(cè)能力和攔截能力難以滿足高精度的攔截需求。在末制導(dǎo)攔截過(guò)程中,采用多飛行器協(xié)同攔截,一方面可以通過(guò)飛行器間的協(xié)同探測(cè)提高對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的估計(jì)精度[41-42]；另一方面可以擴(kuò)大攔截區(qū)域[43],彌補(bǔ)預(yù)警系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)探測(cè)和預(yù)報(bào)的不準(zhǔn)確以及飛行器機(jī)動(dòng)能力的不足。因此,研究多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制問(wèn)題具有重要的現(xiàn)實(shí)意義,多飛行器協(xié)同攔截技術(shù)也逐漸得到了廣泛的關(guān)注。

多飛行器協(xié)同是指多個(gè)配置相同或配置不同的飛行器之間通過(guò)信息共享與功能互補(bǔ),共同執(zhí)行某項(xiàng)任務(wù),以完成單個(gè)飛行器所不能完成的任務(wù)。按照配置及任務(wù)的不同,目前的多飛行器協(xié)同通常包含以下2種情形:①飛行器配置及任務(wù)相同,如多個(gè)配置相同的飛行器協(xié)同攔截單個(gè)或多個(gè)來(lái)襲目標(biāo)；②飛行器配置及任務(wù)不同,如部分飛行器安裝高精度的探測(cè)裝置負(fù)責(zé)探測(cè),而另外一些機(jī)動(dòng)能力較強(qiáng)的飛行器負(fù)責(zé)攔截。以色列研究人員提出的目標(biāo)-導(dǎo)彈-防御器(Target-Missile-Defender)制導(dǎo)問(wèn)題[44-45]以及美國(guó)陸軍的“網(wǎng)火”計(jì)劃[46],都可以視為配置及任務(wù)不同的多飛行器協(xié)同作戰(zhàn)。

多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制主要涉及多飛行器協(xié)同策略、多飛行器協(xié)同探測(cè)以及多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制等關(guān)鍵問(wèn)題。針對(duì)這些問(wèn)題,近年來(lái)國(guó)內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)開(kāi)展了廣泛的研究。

2.1 多飛行器協(xié)同策略

在多飛行器協(xié)同制導(dǎo)問(wèn)題中,首先要解決的是多飛行器的協(xié)同策略問(wèn)題,即針對(duì)不同的作戰(zhàn)場(chǎng)景及任務(wù)確定飛行器的使用方案,包括確定飛行器配置及功能,并對(duì)各飛行器的任務(wù)進(jìn)行分配。目前在飛行器配置和功能優(yōu)化方面的研究比較少,多數(shù)研究側(cè)重于飛行器的任務(wù)分配問(wèn)題。為了提高戰(zhàn)場(chǎng)指揮控制水平及作戰(zhàn)效率,任務(wù)分配問(wèn)題的研究正逐步應(yīng)用于復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)條件下的指揮控制、火力調(diào)配及作戰(zhàn)效能評(píng)估等領(lǐng)域[47]。根據(jù)分配過(guò)程是否考慮時(shí)間因素,可將任務(wù)分配問(wèn)題分為靜態(tài)任務(wù)分配和動(dòng)態(tài)任務(wù)分配。

靜態(tài)任務(wù)分配問(wèn)題主要研究任務(wù)分配模型和最優(yōu)分配方案求解算法。任務(wù)分配模型研究包含對(duì)作戰(zhàn)環(huán)境的合理假設(shè)和抽象、目標(biāo)函數(shù)的選取以及約束條件的描述。在不同的研究背景下,任務(wù)分配的目標(biāo)函數(shù)一般具有不同的物理含義,例如:在攻防對(duì)抗過(guò)程中,防御方的目標(biāo)函數(shù)通常取為使資源損失最小,而在末制導(dǎo)過(guò)程中,目標(biāo)函數(shù)通常取為對(duì)目標(biāo)的殺傷概率最高或使能量消耗最少等。分配問(wèn)題的約束通常包括飛行器數(shù)量約束和飛行器對(duì)目標(biāo)的殺傷概率要求等。在任務(wù)分配的求解算法方面,傳統(tǒng)的算法有枚舉法、分支定界法、割平面法、動(dòng)態(tài)規(guī)劃法及匈牙利法等[48-50]。這些方法較為簡(jiǎn)單,但隨著飛行器和目標(biāo)數(shù)量的增加,計(jì)算量呈指數(shù)增長(zhǎng),收斂速度減慢,從而無(wú)法滿足實(shí)際的應(yīng)用需求。近年來(lái),遺傳算法[51]、禁忌搜索算法[52]、模擬退火算法[53]及蟻群算法[54]等智能算法在任務(wù)分配中得到了更多的應(yīng)用。

在實(shí)際作戰(zhàn)過(guò)程中,戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境隨時(shí)間動(dòng)態(tài)變化,不考慮時(shí)間因素的一次性靜態(tài)分配難以滿足作戰(zhàn)任務(wù)的需求,因此動(dòng)態(tài)任務(wù)分配問(wèn)題逐漸成為研究的熱點(diǎn)。動(dòng)態(tài)任務(wù)分配的概念由美國(guó)學(xué)者Hosein等提出[55-56],主要利用動(dòng)態(tài)規(guī)劃的思想來(lái)解決實(shí)際作戰(zhàn)過(guò)程中的多次靜態(tài)任務(wù)分配問(wèn)題,但目前并沒(méi)有建立真正意義上的動(dòng)態(tài)任務(wù)分配問(wèn)題的描述。文獻(xiàn)[56]采用動(dòng)態(tài)規(guī)劃方法研究了多階段發(fā)射的飛行器任務(wù)分配問(wèn)題,給出了“射擊-觀察-射擊”(Shoot-Look-Shoot)防御方案下的最優(yōu)目標(biāo)分配。在相同的防御壓力下,該方案可以減少飛行器的使用個(gè)數(shù),節(jié)省戰(zhàn)斗成本。在某些特殊情況下,對(duì)目標(biāo)攔截的時(shí)間窗口不能滿足“射擊-觀察-射擊”攔截方案的需求,因此文獻(xiàn)[57]提出了“射擊-射擊-觀察”(Shoot-Shoot-Look)的攔截方案,對(duì)該攔截方案下的目標(biāo)分配問(wèn)題進(jìn)行了描述并進(jìn)行了求解。

另外一些動(dòng)態(tài)任務(wù)分配問(wèn)題考慮在分配過(guò)程中會(huì)有一定的概率產(chǎn)生新的目標(biāo)。該類(lèi)任務(wù)分配問(wèn)題通常分為2個(gè)步驟解決:首先,根據(jù)當(dāng)前可用的飛行器數(shù)量、新出現(xiàn)的目標(biāo)數(shù)量及目標(biāo)的重要程度決定對(duì)哪些新目標(biāo)進(jìn)行打擊；然后,給要打擊的目標(biāo)分配飛行器?？紤]戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境中隨時(shí)可能會(huì)出現(xiàn)新目標(biāo),文獻(xiàn)[58]證明了經(jīng)過(guò)適當(dāng)?shù)某橄?可以用馬爾可夫決策過(guò)程(MDP)來(lái)描述飛行器-目標(biāo)動(dòng)態(tài)分配問(wèn)題。文獻(xiàn)[59]給出了最優(yōu)分配策略的求解算法,該算法在初始策略選取規(guī)則、策略改進(jìn)規(guī)則以及最優(yōu)策略的判斷準(zhǔn)則等方面進(jìn)行了改進(jìn),具有計(jì)算量小等優(yōu)點(diǎn)。

上述動(dòng)態(tài)任務(wù)分配過(guò)程均未考慮時(shí)間和空間的約束,而在實(shí)際的攔截過(guò)程中,飛行器的發(fā)射具有時(shí)間約束,其航跡也具有一定的空間約束。文獻(xiàn)[60]提出了“時(shí)間窗”(Time Window)的概念,在任務(wù)分配的同時(shí)確定飛行器的發(fā)射時(shí)機(jī),并基于混合遺傳算法解決該動(dòng)態(tài)分配問(wèn)題。文獻(xiàn)[61]基于動(dòng)態(tài)約束滿足問(wèn)題(DCSP)和MDP對(duì)隨機(jī)資源分配問(wèn)題中的約束進(jìn)行了描述,分析了該問(wèn)題的復(fù)雜性,并提出一種簡(jiǎn)單可行的求解算法。

從目前的研究現(xiàn)狀來(lái)看,飛行器的發(fā)射時(shí)間僅是任務(wù)分配模型的靜態(tài)約束,尚未建立時(shí)間與任務(wù)分配指標(biāo)間的動(dòng)態(tài)約束關(guān)系,這使得任務(wù)分配算法對(duì)未來(lái)隨機(jī)事件的處理不夠靈活。因此,動(dòng)態(tài)任務(wù)分配的描述與求解有待進(jìn)一步深入研究。

2.2 多飛行器協(xié)同探測(cè)

復(fù)雜的探測(cè)環(huán)境下,往往需要采用多飛行器對(duì)高速高機(jī)動(dòng)目標(biāo)進(jìn)行攔截。在目標(biāo)信息探測(cè)與處理方面,單個(gè)飛行器的能力有限,多個(gè)飛行器協(xié)同可以提高對(duì)目標(biāo)信息處理的精度并獲得更加豐富的目標(biāo)信息。例如:在攔截帶有誘餌的作戰(zhàn)場(chǎng)景中,飛行器的探測(cè)器會(huì)探測(cè)到多個(gè)“目標(biāo)”,單個(gè)飛行器由于能力的限制不能在同一時(shí)刻給出所有目標(biāo)的信息。多飛行器協(xié)同探測(cè)的研究主要涉及飛行器探測(cè)傳感器優(yōu)化配置、多飛行器隊(duì)形優(yōu)化及多飛行器協(xié)同信息處理等問(wèn)題。目前多飛行器協(xié)同探測(cè)的研究尚處于起步階段,在多飛行器協(xié)同探測(cè)傳感器優(yōu)化配置方面的研究較少,多數(shù)研究集中于飛行器隊(duì)形保持及協(xié)同信息處理。

文獻(xiàn)[62]研究了多飛行器協(xié)同探測(cè)問(wèn)題,引入了目標(biāo)的興趣值和年齡的概念,并根據(jù)目標(biāo)興趣值的不同,基于混合邏輯動(dòng)態(tài)優(yōu)化的方法優(yōu)化了對(duì)多個(gè)目標(biāo)點(diǎn)的信息處理時(shí)序,提高了多個(gè)飛行器協(xié)同處理目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的效率。帶有紅外探測(cè)器的飛行器僅能獲得與目標(biāo)之間的相對(duì)角度/角速度信息,僅依靠單個(gè)飛行器的探測(cè)信息難以對(duì)高機(jī)動(dòng)目標(biāo)的機(jī)動(dòng)加速度進(jìn)行估計(jì)。針對(duì)此問(wèn)題,文獻(xiàn)[41]基于IMM卡爾曼濾波算法和多模型粒子濾波算法研究了2個(gè)紅外探測(cè)飛行器協(xié)同估計(jì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的問(wèn)題,利用2個(gè)飛行器與目標(biāo)之間的三角形關(guān)系估計(jì)與目標(biāo)之間的距離信息,進(jìn)而估計(jì)目標(biāo)的機(jī)動(dòng)加速度信息。

在多飛行器對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的協(xié)同估計(jì)中,目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的估計(jì)精度會(huì)受到多飛行器與目標(biāo)之間相對(duì)構(gòu)型的影響。因此,在研究多飛行器協(xié)同探測(cè)問(wèn)題時(shí),需對(duì)飛行器間的多飛行器與目標(biāo)之間相對(duì)構(gòu)型的保持問(wèn)題進(jìn)行研究。針對(duì)2個(gè)安裝紅外探測(cè)器的飛行器在與目標(biāo)共線的情況下仍無(wú)法獲得彈-目距離信息的問(wèn)題,文獻(xiàn)[42]在協(xié)同攔截制導(dǎo)律中考慮了2個(gè)紅外探測(cè)飛行器與目標(biāo)視線之間的夾角,通過(guò)增大兩飛行器與目標(biāo)視線之間的夾角提高目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的估計(jì)精度,并基于最優(yōu)控制方法設(shè)計(jì)了考慮信息估計(jì)精度的多飛行器協(xié)同制導(dǎo)律。帶有雷達(dá)導(dǎo)引頭的飛行器在受到干擾的情況下也可能無(wú)法獲得與目標(biāo)之間的距離信息,文獻(xiàn)[63]研究了2個(gè)飛行器對(duì)目標(biāo)的協(xié)同定位問(wèn)題,通過(guò)2個(gè)飛行器之間的信息共享和數(shù)據(jù)融合,可以進(jìn)一步提高飛行器的制導(dǎo)精度,仿真結(jié)果表明2個(gè)飛行器與目標(biāo)的相對(duì)構(gòu)型會(huì)影響對(duì)目標(biāo)的定位精度。

目前的多飛行器協(xié)同探測(cè)研究大多假設(shè)飛行器安裝相同特性的探測(cè)器,這在目標(biāo)特性信息的提取方面具有一定的局限性。在多飛行器協(xié)同估計(jì)問(wèn)題中,飛行器與目標(biāo)相對(duì)構(gòu)型會(huì)影響到目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的估計(jì)精度。因此在考慮對(duì)目標(biāo)攔截任務(wù)的同時(shí),如何對(duì)末制導(dǎo)過(guò)程中多飛行器與目標(biāo)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),以保持有利的探測(cè)隊(duì)形,也是需要考慮的一個(gè)問(wèn)題。

2.3 多飛行器協(xié)同制導(dǎo)

根據(jù)飛行器和目標(biāo)個(gè)數(shù)及目標(biāo)重要程度的不同,目標(biāo)分配的結(jié)果可能會(huì)出現(xiàn)一對(duì)一攔截和多對(duì)一協(xié)同攔截的情形,在考慮攔截帶有伴飛誘餌的目標(biāo)時(shí)還可能出現(xiàn)一對(duì)多兼顧攔截的情形。即飛行器在未識(shí)別出真實(shí)目標(biāo)之前需要兼顧所有目標(biāo)點(diǎn),之后隨著彈-目距離的接近,飛行器再選擇概率高的目標(biāo)進(jìn)行攔截[64-67]?？紤]到一對(duì)一攔截的研究成果較多且技術(shù)已趨于成熟,這里主要對(duì)一對(duì)多兼顧攔截和多對(duì)一協(xié)同攔截的成果和方法進(jìn)行總結(jié)。對(duì)于復(fù)雜環(huán)境下的多飛行器協(xié)同制導(dǎo)問(wèn)題,目前常用的設(shè)計(jì)方法主要有多智能體協(xié)同控制方法、最優(yōu)控制方法和微分對(duì)策方法。

在制導(dǎo)問(wèn)題中,常用到的多智能體協(xié)同控制方法主要有目標(biāo)區(qū)域覆蓋方法和一致性方法等。在復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下,對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)的信息探測(cè)通常具有較大的不確定性,可將目標(biāo)在終端時(shí)刻的位置描述成一個(gè)帶有不確定性的區(qū)域,然后用飛行器的固定殺傷區(qū)域或當(dāng)前時(shí)刻的可攔截區(qū)域覆蓋該區(qū)域,從而保證對(duì)目標(biāo)的攔截概率最大。針對(duì)帶有伴飛誘餌的目標(biāo),文獻(xiàn)[66-67]考慮了每個(gè)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息的不確定性以及每個(gè)目標(biāo)是真實(shí)目標(biāo)的概率,預(yù)測(cè)對(duì)真實(shí)目標(biāo)在制導(dǎo)終端時(shí)刻可能出現(xiàn)的區(qū)域及概率密度分布,以讓飛行器終端時(shí)刻的可達(dá)集對(duì)目標(biāo)可能出現(xiàn)區(qū)域的覆蓋率最大為目標(biāo)設(shè)計(jì)飛行器的制導(dǎo)控制指令。當(dāng)單個(gè)飛行器的殺傷區(qū)域或可攔截區(qū)域無(wú)法完全覆蓋目標(biāo)運(yùn)動(dòng)的不確定區(qū)域時(shí),研究者提出采用多個(gè)飛行器的殺傷區(qū)域或可攔截區(qū)域來(lái)覆蓋目標(biāo)的不確定區(qū)域[68-72]。多智能體的一致性問(wèn)題是指在一段時(shí)間之后,智能體的某些狀態(tài)趨于一致。相關(guān)的理論方法常用于多飛行器協(xié)同攔截的同時(shí)到達(dá)[62,73]及多飛行器的協(xié)同編隊(duì)和姿態(tài)同步問(wèn)題[74-75]。

最優(yōu)控制方法和微分對(duì)策方法在多飛行器協(xié)同制導(dǎo)問(wèn)題中也有著廣泛的應(yīng)用。多飛行器協(xié)同攔截問(wèn)題中,當(dāng)飛行器從不同的方向與目標(biāo)交會(huì)時(shí),對(duì)各飛行器與目標(biāo)之間的終端交會(huì)角存在一定的約束,而最優(yōu)控制是解決此類(lèi)問(wèn)題的有效方法之一。此外,飛行器與目標(biāo)也可以視為相互博弈的雙方,因此微分對(duì)策的方法可被應(yīng)用于多飛行器的協(xié)同攔截制導(dǎo)問(wèn)題。文獻(xiàn)[76]基于最優(yōu)控制方法研究了帶有終端角度約束的多飛行器協(xié)同攔截制導(dǎo)問(wèn)題。針對(duì)帶有誘餌的目標(biāo),文獻(xiàn)[64]基于最優(yōu)控制方法研究了一對(duì)多兼顧攔截的制導(dǎo)律,設(shè)計(jì)了飛行器的最優(yōu)目標(biāo)切換指令,將每個(gè)目標(biāo)保持在飛行器的可修正能力之內(nèi)。針對(duì)大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的攔截問(wèn)題,文獻(xiàn)[77]考慮2個(gè)飛行器協(xié)同攔截一個(gè)高機(jī)動(dòng)目標(biāo),將該制導(dǎo)問(wèn)題描述為一個(gè)非零和線性二次型微分對(duì)策問(wèn)題,通過(guò)2個(gè)飛行器的合作可以降低對(duì)中、末制導(dǎo)交班的要求,提高了攔截概率。針對(duì)目標(biāo)-導(dǎo)彈-防御器制導(dǎo)問(wèn)題,文獻(xiàn)[78-80]采用微分對(duì)策的方法設(shè)計(jì)了2個(gè)飛行器的合作制導(dǎo)律,降低了防御器的過(guò)載需求,更有利于成功突防。

就目前的研究現(xiàn)狀而言,基于多智能體協(xié)同控制方法的研究大多以末制導(dǎo)初始時(shí)刻的視線為基準(zhǔn)進(jìn)行線性化,在慣性直角坐標(biāo)系下采用線性模型研究多飛行器協(xié)同制導(dǎo)問(wèn)題,而在大機(jī)動(dòng)目標(biāo)攔截等問(wèn)題中,線性化的假設(shè)可能不再成立。因此,考慮更貼近實(shí)際的非線性模型應(yīng)是下一步的研究方向。在多飛行器協(xié)同覆蓋目標(biāo)區(qū)域問(wèn)題中,目前的研究大多假設(shè)飛行器在同一時(shí)刻與目標(biāo)交會(huì),而在實(shí)際制導(dǎo)過(guò)程中,由于飛行器僅有前進(jìn)方向的推力,難以精確地控制與目標(biāo)的交會(huì)時(shí)間。因此,交會(huì)時(shí)間不同下對(duì)目標(biāo)不確定區(qū)域的協(xié)同覆蓋問(wèn)題需進(jìn)一步深入研究。

2.4 可能的研究方向及展望

在多飛行器協(xié)同制導(dǎo)建模方面,目前大多研究只考慮了飛行器和目標(biāo),而實(shí)際戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境中的自然環(huán)境、作戰(zhàn)場(chǎng)景、信息支援系統(tǒng)以及作戰(zhàn)人員等因素未能在問(wèn)題中得以描述,而這些因素對(duì)戰(zhàn)場(chǎng)態(tài)勢(shì)的影響也至關(guān)重要。信息物理系統(tǒng)(CPS)可以綜合考慮計(jì)算、網(wǎng)絡(luò)以及物理環(huán)境的影響,通過(guò)3C(Computing,Communication,Control)技術(shù)的融合與協(xié)作,實(shí)現(xiàn)對(duì)復(fù)雜系統(tǒng)的實(shí)時(shí)感知、動(dòng)態(tài)控制和信息服務(wù)。復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下的多飛行器協(xié)同作戰(zhàn)問(wèn)題描述可以借鑒CPS的研究,實(shí)現(xiàn)對(duì)整個(gè)戰(zhàn)場(chǎng)態(tài)勢(shì)的實(shí)時(shí)感知及動(dòng)態(tài)決策將是未來(lái)可能的研究方向。

在多飛行器協(xié)同探測(cè)方面,多個(gè)飛行器若安裝相同的探測(cè)傳感器,則只能獲得單一的目標(biāo)特性信息。為了更好地估計(jì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息,需要分析不同探測(cè)傳感器組合方式下的測(cè)量信息對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)信息可觀性和估計(jì)精度的影響,從而確定最優(yōu)的探測(cè)傳感器組合方案。此外,在一些特殊場(chǎng)景中,不同探測(cè)器的配合能夠獲取更多的目標(biāo)特性信息,比如在真假目標(biāo)識(shí)別方面需要根據(jù)目標(biāo)的雷達(dá)和紅外特性對(duì)探測(cè)傳感器的波長(zhǎng)和頻段進(jìn)行優(yōu)化,以獲得更豐富的目標(biāo)特征信息。因此,在未來(lái)的復(fù)雜探測(cè)環(huán)境中,對(duì)多飛行器的探測(cè)傳感器進(jìn)行優(yōu)化配置是需要考慮的問(wèn)題之一。

在飛行器協(xié)同策略方面,目前動(dòng)態(tài)任務(wù)分配研究中尚未建立發(fā)射時(shí)間與分配指標(biāo)間的動(dòng)態(tài)關(guān)系,無(wú)法通過(guò)優(yōu)化給出飛行器的最佳發(fā)射時(shí)刻。而對(duì)更為復(fù)雜的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境,考慮飛行器發(fā)射時(shí)間與最終攔截效果的動(dòng)態(tài)關(guān)系,建立合適的動(dòng)態(tài)任務(wù)分配模型,在任務(wù)分配的同時(shí)對(duì)飛行器的發(fā)射時(shí)間進(jìn)行綜合優(yōu)化,應(yīng)可取得更好的作戰(zhàn)效果。

在多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制理論方法方面,多智能體協(xié)同控制的方法逐漸被引入到協(xié)同制導(dǎo)研究中,但是飛行器與智能體(如傳感器、機(jī)器人等)不同,飛行器控制和運(yùn)動(dòng)特性具有約束、制導(dǎo)時(shí)間有限的特點(diǎn),且其相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型是非線性的。因此,針對(duì)末制導(dǎo)問(wèn)題的特點(diǎn),探討有限時(shí)間下的多飛行器一致性問(wèn)題及帶有約束的多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制問(wèn)題等是未來(lái)可能的研究方向。

3 特殊限制條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題

隨著戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的日益復(fù)雜,作戰(zhàn)需求及飛行器探測(cè)和動(dòng)力配置方式的多樣化等給飛行器的制導(dǎo)控制問(wèn)題帶來(lái)了一些特殊的限制。為完成作戰(zhàn)任務(wù),在研究制導(dǎo)控制問(wèn)題時(shí)需考慮這些限制條件帶來(lái)的影響。就目前的作戰(zhàn)場(chǎng)景而言,特殊限制條件下的制導(dǎo)控制主要涉及3類(lèi)問(wèn)題:①多約束條件下的制導(dǎo)控制,如考慮終端交會(huì)角約束或側(cè)窗視場(chǎng)約束的作戰(zhàn)情形等；②輸入不理想條件下的制導(dǎo)控制,如飛行器部分執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障下的作戰(zhàn)情形等；③特殊需求下的制導(dǎo)控制,如偏置制導(dǎo)的需求下的作戰(zhàn)情形等。近年來(lái),學(xué)者們對(duì)特殊限制條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題開(kāi)展了廣泛的研究,并取得了一定的研究成果。

3.1 多約束條件下的制導(dǎo)控制

新的作戰(zhàn)場(chǎng)景和作戰(zhàn)需求給制導(dǎo)控制問(wèn)題帶來(lái)了不同類(lèi)型的約束。例如:在對(duì)高超聲速目標(biāo)的攔截問(wèn)題中,需考慮熱流、動(dòng)壓、過(guò)載等因素對(duì)飛行器航跡及姿態(tài)的約束[1]；在反艦或?qū)Φ啬繕?biāo)攻擊的制導(dǎo)控制問(wèn)題中,為保證殺傷效果,要求飛行器以特定的角度攻擊目標(biāo),即對(duì)終端交會(huì)角產(chǎn)生約束[81]。同時(shí),一些新技術(shù)的應(yīng)用也會(huì)給制導(dǎo)控制問(wèn)題帶來(lái)約束。例如:對(duì)于采用側(cè)窗探測(cè)技術(shù)的飛行器,側(cè)窗視場(chǎng)會(huì)對(duì)飛行器的航跡和姿態(tài)造成約束[7]；采用直/氣復(fù)合控制技術(shù)的飛行器,其側(cè)向噴流發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)特性可視為對(duì)控制輸入的約束。就表述形式而言,制導(dǎo)控制中的約束通?？擅枋鰹槎ǔ?時(shí)變的區(qū)間型約束或與狀態(tài)變量相關(guān)的函數(shù)型約束。從控制角度來(lái)說(shuō),約束可分為2類(lèi):①輸入約束,即對(duì)控制輸入的約束。如過(guò)載的飽和特性、姿態(tài)控制問(wèn)題中氣動(dòng)舵的飽和特性和側(cè)向噴流發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)特性帶來(lái)的約束等。②狀態(tài)約束,即在制導(dǎo)控制的某些時(shí)刻或全過(guò)程中對(duì)某些狀態(tài)變量的約束。如反艦導(dǎo)彈所要求的終端交會(huì)角約束、攻擊時(shí)間一致性約束、對(duì)地攻擊要求的落角約束等均可視為對(duì)狀態(tài)變量在末制導(dǎo)命中時(shí)刻的約束(也被稱(chēng)為終端約束)；側(cè)窗視場(chǎng)對(duì)視線角產(chǎn)生的約束,熱流、動(dòng)壓等因素對(duì)飛行器姿態(tài)產(chǎn)生的約束等可視為對(duì)末制導(dǎo)全過(guò)程的狀態(tài)約束。在實(shí)際的作戰(zhàn)環(huán)境及飛行器配置方式下,約束問(wèn)題可能表現(xiàn)為數(shù)種不同類(lèi)別約束的混合形式。

約束條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題本質(zhì)上是狀態(tài)變量或控制輸入受多種不同形式約束的一類(lèi)非線性系統(tǒng)的控制問(wèn)題,解決此類(lèi)問(wèn)題的方法主要有預(yù)測(cè)控制類(lèi)方法[82-86]和滑?？刂祁?lèi)方法[81,87-93],此外還有多項(xiàng)式制導(dǎo)方法[94]等。

預(yù)測(cè)控制是處理約束條件下制導(dǎo)控制問(wèn)題的一類(lèi)常見(jiàn)方法,其主要思想是將控制問(wèn)題的約束轉(zhuǎn)化為求解優(yōu)化問(wèn)題時(shí)的約束,從而實(shí)現(xiàn)對(duì)各類(lèi)約束的處理。文獻(xiàn)[82]研究了針對(duì)固定目標(biāo)的帶有落角約束的最優(yōu)制導(dǎo)律設(shè)計(jì),但其重點(diǎn)在于制導(dǎo)性能與能量消耗的平衡,對(duì)落角約束僅作為約束條件之一進(jìn)行研究。在考慮終端角度約束的前提下,文獻(xiàn)[83]以最小化脫靶量為控制目標(biāo),基于最優(yōu)控制方法設(shè)計(jì)了制導(dǎo)律,對(duì)不同終端角度需求下的攔截情況進(jìn)行了分析,考慮了自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性的影響,但忽略了目標(biāo)機(jī)動(dòng)和模型不確定性等問(wèn)題,一定程度上影響了所提出的方法的適用性。文獻(xiàn)[84]基于模型預(yù)測(cè)靜態(tài)規(guī)劃方法研究了帶有落角約束的空-地導(dǎo)彈三維制導(dǎo)律設(shè)計(jì)問(wèn)題,給出了次優(yōu)的制導(dǎo)指令,提出的制導(dǎo)律可滿足對(duì)俯仰角和偏航角的終端約束,同時(shí)有著較高的命中精度和較小的計(jì)算量。文獻(xiàn)[85-86]研究了一類(lèi)帶有輸入約束的直/氣復(fù)合控制飛行器的姿態(tài)控制問(wèn)題,采用Fliess展式建立了輸入輸出間的關(guān)系,基于輸出預(yù)測(cè)控制方法得出了姿態(tài)控制律,并考慮了模型中的參數(shù)攝動(dòng)問(wèn)題。就目前的研究現(xiàn)狀而言,預(yù)測(cè)控制是處理具有復(fù)雜約束控制問(wèn)題的一類(lèi)有效方法[95],對(duì)各類(lèi)約束均具有良好的處理能力,但其過(guò)大的計(jì)算量限制了其在制導(dǎo)控制這一高動(dòng)態(tài)特性需求問(wèn)題中的應(yīng)用。因此,需要進(jìn)一步開(kāi)展高效率優(yōu)化算法的研究,例如可滿足系統(tǒng)實(shí)時(shí)控制要求的優(yōu)化問(wèn)題在線求解方法、離線設(shè)計(jì)在線綜合方法[96-97]以及顯式預(yù)測(cè)控制方法[98-99]等。

滑模控制是處理約束條件下制導(dǎo)控制問(wèn)題的另一類(lèi)常見(jiàn)方法,其主要思想是利用終端滑模理論處理制導(dǎo)控制問(wèn)題中的終端約束,且部分方法對(duì)輸入約束也具有一定的處理能力。文獻(xiàn)[87-88]研究了具有終端角度約束的制導(dǎo)律設(shè)計(jì)問(wèn)題,通過(guò)設(shè)計(jì)合理的過(guò)載指令保證終端滑模收斂于指定的切換面,以滿足終端角度約束,仿真說(shuō)明了該方法在不同初始條件和終端角度約束上的適用性。文獻(xiàn)[89]基于最優(yōu)滑模方法研究了具有終端角度約束的制導(dǎo)問(wèn)題,考慮制導(dǎo)過(guò)程中的干擾抑制問(wèn)題,結(jié)合最優(yōu)控制和滑?？刂评碚撛O(shè)計(jì)了三維制導(dǎo)律,仿真結(jié)果表明該方法具有較小的脫靶量,且對(duì)干擾有著較強(qiáng)的適應(yīng)性。在考慮自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性的前提下,文獻(xiàn)[90]基于有限時(shí)間滑?？刂评碚撛O(shè)計(jì)了帶有終端角度約束的有限時(shí)間收斂制導(dǎo)律,提出的方法包含可估計(jì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)的觀測(cè)器,可實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)的跟蹤和對(duì)自動(dòng)駕駛儀動(dòng)態(tài)特性的補(bǔ)償。針對(duì)反艦的攻擊需求,文獻(xiàn)[81]在同時(shí)考慮攻擊時(shí)間約束和終端角度約束的前提下,基于反演控制思想設(shè)計(jì)了二階滑模制導(dǎo)律,提出的方法可在目標(biāo)有不確定性運(yùn)動(dòng)的情況下實(shí)現(xiàn)攔截,具有較強(qiáng)的魯棒性。文獻(xiàn)[91-93]提出了一種單向輔助面滑?？刂品椒?。該方法可將區(qū)間型狀態(tài)約束轉(zhuǎn)化為滑模面附近的單向輔助平面,通過(guò)設(shè)計(jì)合理的控制律來(lái)保證系統(tǒng)的狀態(tài)軌線在單向輔助面所構(gòu)成的凸多面體內(nèi)運(yùn)動(dòng),從而實(shí)現(xiàn)了對(duì)狀態(tài)約束的處理,但該方法無(wú)法處理輸入約束和函數(shù)型狀態(tài)約束?；？刂剖翘幚砑s束條件下的制導(dǎo)控制的一類(lèi)有效方法,但研究多考慮僅有定常的終端約束情況,對(duì)具有輸入約束和復(fù)雜形式狀態(tài)約束的情況尚需進(jìn)一步深入研究。

3.2 輸入不理想條件下的制導(dǎo)控制

在實(shí)際制導(dǎo)控制過(guò)程中,經(jīng)常會(huì)出現(xiàn)一些輸入不理想的情形,包括由于飛行器的配置方式使得輸入維數(shù)少于飛行器在空間運(yùn)動(dòng)的維數(shù)以及由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障而不能提供理想的控制輸入的情況等。針對(duì)輸入條件的不理想,常用的方法有非完整控制理論方法和容錯(cuò)控制方法等。

在制導(dǎo)問(wèn)題中,飛行器前進(jìn)方向的速度大小一般不可控,僅能通過(guò)側(cè)向加速度改變飛行器的速度方向,而在一些特殊需求下需要對(duì)飛行器與目標(biāo)的交會(huì)時(shí)間進(jìn)行控制。此外,在一些空間任務(wù)中,飛行器只安裝了側(cè)向發(fā)動(dòng)機(jī)而沒(méi)有軸向的推力,需通過(guò)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)來(lái)產(chǎn)生三維方向所需要的加速度。為了彌補(bǔ)傳統(tǒng)的氣動(dòng)舵以及噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)存在的不足,質(zhì)量矩飛行器也得到了廣泛的研究[100],即利用飛行器內(nèi)部質(zhì)量塊的移動(dòng)使飛行器的質(zhì)心位置發(fā)生變化,從而產(chǎn)生飛行器的控制力和控制力矩。當(dāng)質(zhì)量矩飛行器內(nèi)部質(zhì)量塊的個(gè)數(shù)少于飛行器需要控制姿態(tài)的自由度時(shí),該姿態(tài)控制系統(tǒng)為典型的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。上述情形均為控制輸入維數(shù)少于飛行器運(yùn)動(dòng)自由度維數(shù),常用欠驅(qū)動(dòng)控制的方法進(jìn)行處理。文獻(xiàn)[101]將具有時(shí)間和角度約束的多個(gè)飛行器協(xié)同制導(dǎo)問(wèn)題描述為同時(shí)控制彈-目相對(duì)距離和視線角的二階欠驅(qū)動(dòng)控制問(wèn)題,采用李雅普諾夫穩(wěn)定定理求取了控制律。文獻(xiàn)[102]基于相平面規(guī)劃的方法研究了只有側(cè)向發(fā)動(dòng)機(jī)的空間飛行器對(duì)非合作目標(biāo)的繞飛問(wèn)題。文獻(xiàn)[103]基于混合策略方法研究了帶有2個(gè)移動(dòng)質(zhì)量塊的飛行器的姿態(tài)控制問(wèn)題。

此外飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)在故障的條件下(如舵面卡死或燒蝕等)也不能提供理想的控制輸入。文獻(xiàn)[104]分析了十字型布局火箭發(fā)動(dòng)機(jī)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的故障模式及影響,并基于補(bǔ)償?shù)乃枷虢o出了在執(zhí)行機(jī)構(gòu)卡死故障和恒值偏差故障情況下的容錯(cuò)控制算法。文獻(xiàn)[105]研究了發(fā)動(dòng)機(jī)十字型布局的導(dǎo)彈姿態(tài)控制系統(tǒng)的容錯(cuò)控制問(wèn)題,針對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的恒增益變化故障和卡死故障,提出了集成容錯(cuò)控制的總體策略,并基于線性矩陣不等式的方法和故障補(bǔ)償思想給出了容錯(cuò)控制器和故障補(bǔ)償器的設(shè)計(jì)方法。針對(duì)高速飛行器的舵面燒蝕問(wèn)題,文獻(xiàn)[106]建立了舵面的故障模型,基于自適應(yīng)魯棒反饋設(shè)計(jì)了飛行器控制器。

3.3 特殊需求下的制導(dǎo)控制

隨著空間競(jìng)爭(zhēng)的日益加劇,空間對(duì)抗技術(shù)正在迅速發(fā)展。以動(dòng)能攔截為代表的空間進(jìn)攻方式因造成空間污染的問(wèn)題,使其發(fā)展與應(yīng)用一直備受爭(zhēng)議,因此亟需對(duì)空間軟殺傷方式開(kāi)展研究,以替代傳統(tǒng)直接碰撞式的硬殺傷。軟殺傷方式對(duì)制導(dǎo)控制提出了特殊需求,傳統(tǒng)的制導(dǎo)控制通常將飛行器與目標(biāo)看作質(zhì)點(diǎn),關(guān)注飛行器與目標(biāo)的相對(duì)位置控制問(wèn)題,而軟殺傷不僅要求對(duì)飛行器與目標(biāo)間的相對(duì)位置進(jìn)行精確控制,同時(shí)對(duì)二者間的相對(duì)姿態(tài)提出了控制要求。因此空間目標(biāo)軟殺傷制導(dǎo)控制問(wèn)題的研究主要關(guān)注相對(duì)位姿估計(jì)算法和相對(duì)位姿耦合控制。此外,在空間態(tài)勢(shì)感知領(lǐng)域,要求對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行監(jiān)視和偵察,對(duì)于處在高軌的衛(wèi)星,如地球同步軌道衛(wèi)星,目前的地基觀測(cè)設(shè)備很難探測(cè)。近距離觀測(cè)是實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)的有效手段,因此需要對(duì)近距離觀測(cè)技術(shù)進(jìn)行研究。偏置制導(dǎo)控制問(wèn)題就是在這一需求下提出來(lái)的,與傳統(tǒng)制導(dǎo)控制以零脫靶量作為控制目標(biāo)不同,偏置制導(dǎo)控制以對(duì)非零脫靶量的精確控制為目標(biāo),即利用與目標(biāo)間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)信息實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器與目標(biāo)間最小相對(duì)距離(偏置距離)的精確控制。

相對(duì)位姿估計(jì)算法是獲取飛行器與目標(biāo)相對(duì)位置和姿態(tài)信息的關(guān)鍵,是進(jìn)行相對(duì)位姿控制的基礎(chǔ)。針對(duì)目標(biāo)的相對(duì)位姿以及目標(biāo)外形的估計(jì)問(wèn)題,文獻(xiàn)[107]提出了一種基于單目視覺(jué)測(cè)量的不需要目標(biāo)先驗(yàn)信息的估計(jì)算法。文獻(xiàn)[108]提出了一種基于雙目視覺(jué)測(cè)量的狀態(tài)估計(jì)算法,將測(cè)量得到的圖像信息與運(yùn)動(dòng)學(xué)數(shù)據(jù)融合后輸入卡爾曼濾波器,可以獲得目標(biāo)的相對(duì)位姿,根據(jù)一系列的圖像信息還可以估計(jì)得到目標(biāo)形狀。文獻(xiàn)[109]利用激光測(cè)距儀的測(cè)量信息,對(duì)空間中自由漂浮目標(biāo)的相對(duì)位姿進(jìn)行了估計(jì)。針對(duì)飛行機(jī)器人捕獲在空間中目標(biāo)飛行器的相對(duì)導(dǎo)航問(wèn)題,文獻(xiàn)[110]利用GPS的偽距測(cè)量信息對(duì)飛行器的位置和速度進(jìn)行估計(jì),并將基于GPS測(cè)量的估計(jì)結(jié)果和視覺(jué)傳感器的測(cè)量信息相融合,設(shè)計(jì)了一種數(shù)據(jù)融合的估計(jì)算法,最終得到飛行器軌道與姿態(tài)的精確估計(jì)值。但當(dāng)系統(tǒng)的可觀性較弱或無(wú)法保證時(shí),目標(biāo)的相對(duì)位姿估計(jì)問(wèn)題是一個(gè)極具挑戰(zhàn)性的課題。針對(duì)飛行器在軌服務(wù)系統(tǒng),文獻(xiàn)[111]描述了基于3D技術(shù)的估計(jì)算法,利用激光成像系統(tǒng)獲得目標(biāo)飛行器的位置和姿態(tài)信息,為在軌修復(fù)等任務(wù)的實(shí)施提供決策依據(jù)。文獻(xiàn)[112]在研究飛行機(jī)器人捕獲翻滾目標(biāo)飛行器的最優(yōu)控制時(shí),針對(duì)翻滾目標(biāo)飛行器動(dòng)力學(xué)參數(shù)未知的情況,基于視覺(jué)測(cè)量系統(tǒng),采用自適應(yīng)卡爾曼濾波算法對(duì)目標(biāo)飛行器的相對(duì)位姿進(jìn)行估計(jì),并結(jié)合目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)模型對(duì)目標(biāo)的未來(lái)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行預(yù)測(cè),為在軌服務(wù)飛行器機(jī)械臂的運(yùn)動(dòng)軌跡規(guī)劃提供了依據(jù)。針對(duì)非合作目標(biāo)的相對(duì)位姿估計(jì)問(wèn)題時(shí),文獻(xiàn)[113]提出了一種對(duì)初值具有魯棒性的相對(duì)位姿估計(jì)算法。

偏置制導(dǎo)控制問(wèn)題的研究主要涵蓋偏置制導(dǎo)策略設(shè)計(jì)、偏置制導(dǎo)信息提取和偏置導(dǎo)引律設(shè)計(jì)等幾個(gè)方面。在偏置制導(dǎo)策略研究方面,文獻(xiàn)[114]提出了偏置起始點(diǎn)及偏置丟失目標(biāo)點(diǎn)的概念,指出偏置起始點(diǎn)的選擇主要與飛行器的探測(cè)和機(jī)動(dòng)能力有關(guān),而偏置丟失目標(biāo)點(diǎn)主要與偏置距離、相對(duì)接近速度及飛行器的姿態(tài)控制能力有關(guān),其研究結(jié)果可以用來(lái)指導(dǎo)偏置制導(dǎo)系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[105]通過(guò)分析偏置制導(dǎo)精度的影響因素,明確了偏置制導(dǎo)系統(tǒng)的探測(cè)精度需求,給出了偏置制導(dǎo)精度的主要影響因素,并指出偏置制導(dǎo)精度與偏置丟失目標(biāo)點(diǎn)處的彈-目視線轉(zhuǎn)率、彈-目相對(duì)距離及相對(duì)接近速度誤差有關(guān)。在偏置制導(dǎo)信息提取方法方面,與傳統(tǒng)的制導(dǎo)控制問(wèn)題不同,偏置制導(dǎo)控制要求對(duì)彈-目相對(duì)距離信息進(jìn)行精確測(cè)量或估計(jì),由于飛行器的載荷有限而難以配備精確測(cè)距設(shè)備,如何實(shí)現(xiàn)對(duì)彈-目相對(duì)距離信息的精確估計(jì)是實(shí)現(xiàn)高精度偏置的重點(diǎn)和難點(diǎn)。文獻(xiàn)[115]利用目標(biāo)先驗(yàn)信息,基于紅外成像探測(cè)模型及目標(biāo)空間姿態(tài),利用目標(biāo)特征信息估計(jì)出了飛行器與目標(biāo)的距離,但此方法只能在相對(duì)距離較近的情況下實(shí)現(xiàn),實(shí)際使用中存在一定的局限。文獻(xiàn)[116]利用彈-目視線角信息,采用修正增益卡爾曼濾波算法估計(jì)了飛行器與目標(biāo)間的相對(duì)距離信息。文獻(xiàn)[117]基于測(cè)量得到的方位角、俯仰角與目標(biāo)位置坐標(biāo)的非線性函數(shù)組成測(cè)量方程,利用濾波方法進(jìn)行非線性狀態(tài)估計(jì)并得出目標(biāo)距離。系統(tǒng)可觀性與彈-目相對(duì)距離估計(jì)精度之間存在著密切聯(lián)系,文獻(xiàn)[118]應(yīng)用非線性系統(tǒng)可觀性分析方法,分析了彈-目相對(duì)距離的可觀性,指出了系統(tǒng)可觀性矩陣奇異值與系統(tǒng)狀態(tài)可觀性之間的關(guān)系,并將滾動(dòng)時(shí)域?yàn)V波方法應(yīng)用到彈-目相對(duì)距離的估計(jì)中。在偏置制導(dǎo)律設(shè)計(jì)方面,文獻(xiàn)[119]以傳統(tǒng)比例制導(dǎo)律為基礎(chǔ),加入偏置比例項(xiàng),設(shè)計(jì)了一種基于比例導(dǎo)引的偏置制導(dǎo)律,具有較好的偏置效果。文獻(xiàn)[120]考慮了大氣層外飛行器采用直接力控制的特點(diǎn),基于預(yù)測(cè)控制理論,設(shè)計(jì)了開(kāi)關(guān)控制形式的偏置制導(dǎo)律,能夠較好地實(shí)現(xiàn)偏置目標(biāo)。文獻(xiàn)[121]將偏置制導(dǎo)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為最優(yōu)控制問(wèn)題,給出了最優(yōu)導(dǎo)引方案,并提出了虛擬目標(biāo)的概念,通過(guò)解算得到飛行器與目標(biāo)偏置點(diǎn)的視線轉(zhuǎn)率,在此基礎(chǔ)上利用比例導(dǎo)引方法實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)。

3.4 可能的研究方向及展望

對(duì)于多約束條件下的制導(dǎo)控制問(wèn)題,目前尚有很多理論工作需進(jìn)一步完善。對(duì)于預(yù)測(cè)控制類(lèi)方法,其算法本身的實(shí)時(shí)性限制了其在制導(dǎo)控制領(lǐng)域的應(yīng)用,應(yīng)進(jìn)一步開(kāi)展高效率優(yōu)化算法,以滿足制導(dǎo)控制的快速性需求。此外,執(zhí)行器開(kāi)關(guān)特性引起的輸入約束可描述為一類(lèi)混雜系統(tǒng),可基于混雜系統(tǒng)的預(yù)測(cè)控制方法進(jìn)行處理。對(duì)于滑?？刂祁?lèi)方法,雖然現(xiàn)有研究成果對(duì)定常的終端約束和狀態(tài)約束有著一定的處理能力,但依舊無(wú)法應(yīng)對(duì)復(fù)雜形式約束(如時(shí)變的區(qū)間型或函數(shù)型約束),且缺少對(duì)不同類(lèi)型約束的統(tǒng)一處理方法,因此如何綜合現(xiàn)有研究成果,提出可處理不同類(lèi)型約束的理論框架需進(jìn)一步深入研究。

對(duì)于特殊控制需求下的制導(dǎo)控制問(wèn)題,由于末制導(dǎo)過(guò)程的相對(duì)接近速度較快,如何在快速接近的條件下,實(shí)現(xiàn)對(duì)相對(duì)位姿的快速估計(jì)是未來(lái)軟殺傷制導(dǎo)控制問(wèn)題的重要研究方向。此外,針對(duì)空間目標(biāo)的近距離觀測(cè)及軟殺傷攻擊是未來(lái)偏置制導(dǎo)控制技術(shù)主要的應(yīng)用方向,在避免造成嚴(yán)重空間污染及國(guó)際爭(zhēng)議的條件下,如何實(shí)現(xiàn)對(duì)敵威懾、觀測(cè)或軟殺傷,是未來(lái)空間作戰(zhàn)技術(shù)的重要研究方向,需要對(duì)偏置制導(dǎo)控制的使用條件進(jìn)行深入分析,在不同的使用條件下,對(duì)偏置制導(dǎo)系統(tǒng)的配置方案進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),并在此基礎(chǔ)上開(kāi)展對(duì)偏置制導(dǎo)控制方法的深入研究。

4 制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)與評(píng)估問(wèn)題

為應(yīng)對(duì)攔截高速大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的作戰(zhàn)需求,要求飛行器具有快速響應(yīng)能力,且可快速、準(zhǔn)確地估計(jì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)并進(jìn)行補(bǔ)償。對(duì)于目標(biāo)機(jī)動(dòng)估計(jì)問(wèn)題而言,傳統(tǒng)的估計(jì)器與制導(dǎo)律均基于分離定理(ST)進(jìn)行設(shè)計(jì),雖然ST僅在線性高斯系統(tǒng)中得到了證明[122],但是長(zhǎng)久以來(lái)由于飛行器的機(jī)動(dòng)能力相對(duì)于目標(biāo)具有絕對(duì)優(yōu)勢(shì),單獨(dú)設(shè)計(jì)估計(jì)器和制導(dǎo)律仍然能獲得較小的脫靶量。然而,隨著目標(biāo)機(jī)動(dòng)能力的不斷提高,飛行器相對(duì)于目標(biāo)的機(jī)動(dòng)優(yōu)勢(shì)不再明顯,且復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下探測(cè)噪聲較強(qiáng),末制導(dǎo)系統(tǒng)成為強(qiáng)非線性、非高斯系統(tǒng)。在這樣的末制導(dǎo)系統(tǒng)中,不存在能夠滿足全局最優(yōu)的單獨(dú)設(shè)計(jì)的估計(jì)器與制導(dǎo)律組合[123],即基于ST的估計(jì)器與制導(dǎo)律設(shè)計(jì)無(wú)法滿足制導(dǎo)精度需求。因此,需要充分考慮估計(jì)器與制導(dǎo)律之間的相互影響,對(duì)估計(jì)器與制導(dǎo)律進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。

為應(yīng)對(duì)攔截問(wèn)題中的快響應(yīng)需求,飛行器往往采用直/氣復(fù)合控制技術(shù)以提高動(dòng)態(tài)性能。在此條件下,制導(dǎo)律與姿態(tài)控制律間的時(shí)間尺度分離已無(wú)法滿足,故在研究制導(dǎo)問(wèn)題時(shí)需考慮姿態(tài)控制律(或自動(dòng)駕駛儀)的動(dòng)態(tài)特性。在傳統(tǒng)的制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)中,往往將姿態(tài)控制的動(dòng)態(tài)特性簡(jiǎn)化為一個(gè)一階慣性環(huán)節(jié),但隨著對(duì)攔截精度和飛行器動(dòng)態(tài)性能需求的進(jìn)一步提升,這種簡(jiǎn)化的建模因無(wú)法準(zhǔn)確描述飛行器的動(dòng)態(tài)特性已不能滿足設(shè)計(jì)需求。同時(shí),在一些帶有復(fù)雜約束條件的制導(dǎo)控制問(wèn)題中,約束亦會(huì)造成制導(dǎo)回路和姿態(tài)控制回路間的耦合。因此,需考慮這種相互作用,對(duì)制導(dǎo)律與姿態(tài)控制律進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)。

此外,面對(duì)層出不窮的新型探測(cè)技術(shù)、控制技術(shù)與制導(dǎo)方法,如何在不同的作戰(zhàn)需求和戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下選擇合適的技術(shù)方案并進(jìn)行合理的指標(biāo)分配,也成為了末制導(dǎo)系統(tǒng)分析和設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問(wèn)題。因此,需要對(duì)末制導(dǎo)系統(tǒng)綜合評(píng)估問(wèn)題進(jìn)行研究。

綜上,對(duì)高速大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的攔截需求和飛行器的特殊配置方式,造成了制導(dǎo)控制問(wèn)題中估計(jì)器、制導(dǎo)律和姿態(tài)控制律間復(fù)雜的耦合關(guān)系,因此有必要對(duì)制導(dǎo)控制系統(tǒng)進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)和評(píng)估。近年來(lái),在制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)與評(píng)估領(lǐng)域,學(xué)者們開(kāi)展了廣泛的研究。

4.1 制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)

制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)包括2類(lèi)問(wèn)題:估計(jì)制導(dǎo)綜合設(shè)計(jì)和制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)。對(duì)于估計(jì)制導(dǎo)綜合設(shè)計(jì)問(wèn)題,目前主要有2類(lèi)研究方案:在原有的制導(dǎo)律基礎(chǔ)上,尋求新的估計(jì)方法；在原有的估計(jì)器基礎(chǔ)上,尋求新的制導(dǎo)方法。

文獻(xiàn)[124]采用第1種方案設(shè)計(jì)了估計(jì)器與制導(dǎo)律切換的策略,通過(guò)仿真比較了不同形式的微分對(duì)策制導(dǎo)律的性能,得出了制導(dǎo)律的性能在剩余飛行時(shí)間較小時(shí)受估計(jì)延遲影響較大的結(jié)論,給出了基于邏輯的估計(jì)器與制導(dǎo)律切換策略,并考慮對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)的檢測(cè)延遲會(huì)影響末制導(dǎo)精度,提出了在末制導(dǎo)末端增加加速度指令的策略。在文獻(xiàn)[124]的研究基礎(chǔ)上,文獻(xiàn)[125]改進(jìn)了估計(jì)器,引入輸入補(bǔ)償,并得到了較好的結(jié)果。然而,這種基于邏輯的估計(jì)器與制導(dǎo)律切換策略缺乏嚴(yán)謹(jǐn)?shù)睦碚撝?因此具有很大的局限性。第2種研究方案的理論基礎(chǔ)是廣義分離定理(GST)。GST表明在末制導(dǎo)系統(tǒng)中的估計(jì)器可以單獨(dú)設(shè)計(jì),但在制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中需考慮估計(jì)器輸出的概率密度分布函數(shù)造成的影響[126]。文獻(xiàn)[126]提出了未達(dá)集的概念,即在這一時(shí)刻通過(guò)預(yù)測(cè)得到的飛行器或目標(biāo)的終端位置可達(dá)集,給出了飛行器的未達(dá)集包含目標(biāo)的未達(dá)集的最優(yōu)制導(dǎo)律。文獻(xiàn)[127]提出了最高概率區(qū)(HPI)的概念,即飛行器能最大概率攔截目標(biāo)的覆蓋區(qū)域,并以此作為最優(yōu)制導(dǎo)律的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。文獻(xiàn)[128]借助HPI的概念,選取了新的性能指標(biāo),并設(shè)計(jì)了多對(duì)多的協(xié)同制導(dǎo)律。上述文獻(xiàn)所設(shè)計(jì)的最優(yōu)制導(dǎo)律可得到較為理想的結(jié)果,但由于這些方法需在線求解且計(jì)算量過(guò)于龐大,難以滿足末制導(dǎo)實(shí)時(shí)性的需求,故離實(shí)際應(yīng)用尚存一定距離。

制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)問(wèn)題在本質(zhì)上是一類(lèi)針對(duì)高階非線性系統(tǒng)的控制設(shè)計(jì)問(wèn)題,傳統(tǒng)的制導(dǎo)律和姿態(tài)控制設(shè)計(jì)中需考慮的關(guān)鍵問(wèn)題均需在此設(shè)計(jì)框架中考慮。近年來(lái),學(xué)者們基于滑模控制、自適應(yīng)控制、反演控制和自抗擾控制等一系列理論,提出了諸多制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)方法。在考慮落角約束的條件下,文獻(xiàn)[129]基于多滑模面控制理論研究了BTT飛行器的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題,但未考慮模型不確定性的影響,一定程度上限制了方法的適用性。文獻(xiàn)[130]研究了三維空間內(nèi)的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題,對(duì)三維空間內(nèi)的制導(dǎo)問(wèn)題進(jìn)行解耦,并基于自適應(yīng)滑模控制理論設(shè)計(jì)了一體化控制律,仿真結(jié)果表明該方法具有良好的性能,對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)也有較好的制導(dǎo)效果。文獻(xiàn)[131-132]基于L1自適應(yīng)控制方法設(shè)計(jì)了飛行器的一體化制導(dǎo)控制律。有別于傳統(tǒng)的使視線轉(zhuǎn)率收斂的控制目標(biāo),文獻(xiàn)[131]以最小化零效脫靶量為目標(biāo)進(jìn)行控制設(shè)計(jì),與傳統(tǒng)比例導(dǎo)引和微分對(duì)策方法相比,該方法可在一定程度上適應(yīng)模型參數(shù)的攝動(dòng)。反演控制可在一定程度上簡(jiǎn)化復(fù)雜非線性系統(tǒng)的控制設(shè)計(jì),也是制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)中的一類(lèi)常用方法[133-134]。在考慮終端角度約束的前提下,文獻(xiàn)[133]研究了飛行器的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題,采用滑模干擾觀測(cè)器估計(jì)由目標(biāo)機(jī)動(dòng)引起的不確定性和氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng),基于反演控制理論設(shè)計(jì)了一體化控制律,并證明了此方法在李雅普諾夫意義下的穩(wěn)定性。自抗擾控制是一種可以實(shí)時(shí)估計(jì)和補(bǔ)償系統(tǒng)內(nèi)部不確定動(dòng)態(tài)的控制方法,該控制方法不需要精確的模型信息,也不需要假設(shè)不確定模型為參數(shù)線性化或有界[135],可處理很大一類(lèi)的不確定系統(tǒng),因此在飛行器制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)中比較常用。針對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)的攔截問(wèn)題,文獻(xiàn)[134]基于自抗擾方法設(shè)計(jì)了飛行器的制導(dǎo)控制一體化控制律,可在有非線性不確定動(dòng)態(tài)的情況下實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的攔截,具有良好的性能。在考慮目標(biāo)機(jī)動(dòng)和模型不確定性的前提下,文獻(xiàn)[136]基于自抗擾方法設(shè)計(jì)了飛行器制導(dǎo)控制一體化控制律,通過(guò)設(shè)計(jì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)導(dǎo)致的模型不確定性進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償,提出的方法對(duì)模型不確定性具有較強(qiáng)的魯棒性。此外,預(yù)測(cè)控制[137]、穩(wěn)定性理論[138]以及動(dòng)態(tài)逆[139]等方法也被應(yīng)用于制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)中。目前,對(duì)于制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)問(wèn)題的研究比較廣泛,方法多樣,對(duì)問(wèn)題的關(guān)注點(diǎn)主要集中于目標(biāo)機(jī)動(dòng)和氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)等問(wèn)題,但對(duì)這些問(wèn)題的研究中使用的假設(shè)較為理想,缺乏有針對(duì)性的深入研究。

4.2 制導(dǎo)控制系統(tǒng)性能綜合評(píng)估

通過(guò)對(duì)末制導(dǎo)系統(tǒng)的性能評(píng)估,一方面可以根據(jù)導(dǎo)引頭技術(shù)參數(shù)、制導(dǎo)律參數(shù)、控制系統(tǒng)的配置等預(yù)測(cè)攔截某目標(biāo)可能的脫靶量,對(duì)制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)的優(yōu)劣做出評(píng)價(jià),為系統(tǒng)設(shè)計(jì)的修改提供依據(jù)；另一方面也可以協(xié)調(diào)系統(tǒng)中各主要設(shè)備的參數(shù)需求,為系統(tǒng)總體參數(shù)的分配提供參考。

由于飛行器作戰(zhàn)環(huán)境的復(fù)雜多變與氣動(dòng)參數(shù)的嚴(yán)重不確定性,末制導(dǎo)系統(tǒng)是一個(gè)復(fù)雜的、具有噪聲輸入和系統(tǒng)參數(shù)攝動(dòng)的非線性時(shí)變系統(tǒng),因此需要考慮系統(tǒng)中各種誤差、模型不確定性和外部干擾的影響,對(duì)末制導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行全面的綜合性能評(píng)估。目前,末制導(dǎo)系統(tǒng)性能的評(píng)估方法主要有蒙特卡羅方法、伴隨方法、協(xié)方差方法以及基于定量性能指標(biāo)體系的評(píng)估方法等。

蒙特卡羅方法是以某現(xiàn)象出現(xiàn)的頻率作為近似概率的一種試驗(yàn)方法,因此可以同時(shí)考慮各種誤差源對(duì)同一個(gè)復(fù)雜系統(tǒng)的影響,所采用的系統(tǒng)模型更加完整、精確。但是這種方法需要進(jìn)行多次隨機(jī)采樣解的運(yùn)算,工作量大且精度與試驗(yàn)次數(shù)有關(guān)[140],仿真結(jié)果難以指導(dǎo)制導(dǎo)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。系統(tǒng)參數(shù)的調(diào)整只能依靠經(jīng)驗(yàn)通過(guò)試湊完成,且設(shè)計(jì)與分析過(guò)程通常需要反復(fù)多次,有著較大的局限性。

Zarchan在共扼及統(tǒng)計(jì)線性化這2種方法的基礎(chǔ)上提出了統(tǒng)計(jì)線性化伴隨方法(SLAM),該方法建立在非線性函數(shù)統(tǒng)計(jì)線性化的基礎(chǔ)上,將伴隨技術(shù)用于統(tǒng)計(jì)線性化后的時(shí)變系統(tǒng)。該方法不僅可以得出均方根脫靶量,而且可以得出各種隨機(jī)干擾對(duì)總均方根脫靶量的影響程度,這對(duì)攔截系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)研究減小主要隨機(jī)干擾對(duì)總均方根脫靶量的影響是極為重要的。文獻(xiàn)[141-142]基于SLAM方法進(jìn)行了制導(dǎo)系統(tǒng)的性能分析,基于平面內(nèi)彈目運(yùn)動(dòng)的簡(jiǎn)化線性模型,分析了目標(biāo)正弦機(jī)動(dòng)對(duì)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)攔截性能的影響,分析結(jié)果表明正弦機(jī)動(dòng)的頻率和幅值以及制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)、有效導(dǎo)航比以及飛行器的可用過(guò)載等因素決定著最終脫靶量,仿真結(jié)果表明當(dāng)目標(biāo)作低頻或者高頻正弦機(jī)動(dòng)時(shí)均不會(huì)產(chǎn)生太大的脫靶量,當(dāng)目標(biāo)正弦機(jī)動(dòng)頻率處于中頻段時(shí)最終脫靶量將會(huì)增加,當(dāng)目標(biāo)機(jī)動(dòng)頻率與飛行器制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)乘積約等于1的時(shí)候最終的脫靶量達(dá)到最大[143]。傳統(tǒng)的伴隨方法只能用于線性系統(tǒng),為了克服這一缺點(diǎn),文獻(xiàn)[144-145]采用標(biāo)稱(chēng)點(diǎn)線性化技術(shù),對(duì)傳統(tǒng)的伴隨方法進(jìn)行了改進(jìn),使得擴(kuò)展的伴隨方法也可應(yīng)用于非線性時(shí)變系統(tǒng)。文獻(xiàn)[146]考慮連續(xù)和離散2種情形,將伴隨方法在狀態(tài)空間中進(jìn)一步推廣,分析了飛行器系統(tǒng)中確定性誤差、隨機(jī)誤差以及目標(biāo)機(jī)動(dòng)對(duì)脫靶量的影響。文獻(xiàn)[147]利用伴隨方法分析了盲區(qū)對(duì)制導(dǎo)精度的影響。

協(xié)方差分析描述函數(shù)法[148]是另外一類(lèi)脫靶量分析方法,該方法可直接確定具有隨機(jī)輸入的非線性時(shí)變系統(tǒng)的解,在一定程度上可以代替蒙特卡羅方法,具有計(jì)算簡(jiǎn)單、便于系統(tǒng)分析的優(yōu)點(diǎn)。該方法可適用于具有時(shí)變參數(shù)和多個(gè)非線性環(huán)節(jié)的系統(tǒng),對(duì)分析多輸入、多非線性因素及多隨機(jī)干擾系統(tǒng)的性能具有較好的效果。文獻(xiàn)[149]考慮某型空對(duì)面戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈自動(dòng)導(dǎo)引系統(tǒng)側(cè)向通道,在系統(tǒng)加入陀螺漂移、導(dǎo)引頭測(cè)量誤差、舵機(jī)安裝角誤差和風(fēng)干擾等多種隨機(jī)干擾的條件下,運(yùn)用協(xié)方差分析描述函數(shù)法對(duì)其精度進(jìn)行了仿真分析。

近年來(lái),基于范數(shù)指標(biāo)體系的性能分析和評(píng)估方法受到了人們的關(guān)注。這類(lèi)方法考慮末制導(dǎo)系統(tǒng)的線性時(shí)變、有限時(shí)間特點(diǎn),將末制導(dǎo)系統(tǒng)的性能分析工作統(tǒng)一在有限時(shí)間范數(shù)的框架下,建立了一類(lèi)末制導(dǎo)系統(tǒng)性能的評(píng)估體系。文獻(xiàn)[150]基于有限時(shí)間廣義H2范數(shù)對(duì)末制導(dǎo)系統(tǒng)的脫靶量進(jìn)行分析,指出了導(dǎo)引頭測(cè)量噪聲、目標(biāo)機(jī)動(dòng)、末制導(dǎo)系統(tǒng)回路參數(shù)與脫靶量之間的關(guān)系,在有限時(shí)間范數(shù)框架下定量地分析了末制導(dǎo)系統(tǒng)子系統(tǒng)性能、中末交班誤差、目標(biāo)機(jī)動(dòng)與能量需求間的關(guān)系。文獻(xiàn)[151-153]基于有限時(shí)間范數(shù)方法對(duì)末制導(dǎo)系統(tǒng)的需用過(guò)載進(jìn)行分析,揭示了末制導(dǎo)系統(tǒng)回路參數(shù)與需用過(guò)載間的定量關(guān)系?？紤]到末制導(dǎo)系統(tǒng)通常以終端脫靶量為評(píng)價(jià)指標(biāo),文獻(xiàn)[154]提出了有限時(shí)間廣義H2性能指標(biāo)用于分析末制導(dǎo)過(guò)程中脫靶量的最大值。文獻(xiàn)[155]提出了有限時(shí)間終端性能指標(biāo)用于末制導(dǎo)系統(tǒng)的性能分析,文獻(xiàn)[156]給出了基于該指標(biāo)的控制設(shè)計(jì)方法。

4.3 可能的研究方向及展望

對(duì)于估計(jì)制導(dǎo)綜合設(shè)計(jì)問(wèn)題,目前國(guó)內(nèi)外研究尚處于起步階段,如何完善現(xiàn)有理論并將其應(yīng)用于實(shí)際,是估計(jì)制導(dǎo)綜合設(shè)計(jì)需要面對(duì)的問(wèn)題?；贕ST的估計(jì)制導(dǎo)綜合設(shè)計(jì)方案在理論上是可行的,但由于過(guò)大的計(jì)算量使其難以應(yīng)用于實(shí)際。因此需對(duì)算法進(jìn)行改進(jìn),以期優(yōu)化解算方案減少計(jì)算量。目前大多數(shù)研究均以現(xiàn)有制導(dǎo)律為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)新的估計(jì)器,或以現(xiàn)有估計(jì)器為基礎(chǔ)設(shè)計(jì)新的制導(dǎo)律,如何將這2種方案結(jié)合起來(lái),發(fā)揮其各自的優(yōu)勢(shì),實(shí)現(xiàn)完全的估計(jì)制導(dǎo)綜合設(shè)計(jì)是需要深入研究的重點(diǎn)。

對(duì)于制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)問(wèn)題,雖然已有很多研究成果,對(duì)目標(biāo)機(jī)動(dòng)、參數(shù)攝動(dòng)等制導(dǎo)控制中的關(guān)鍵問(wèn)題均有所提及,但研究中對(duì)這些問(wèn)題使用的假設(shè)較為理想,缺乏有針對(duì)性的深入研究。同時(shí),隨著作戰(zhàn)環(huán)境與飛行器配置方式的日趨復(fù)雜,制導(dǎo)控制中出現(xiàn)的新的問(wèn)題(如約束問(wèn)題、輸入不理想條件下的控制問(wèn)題等)也應(yīng)被納入制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)的范疇,因此考慮實(shí)際作戰(zhàn)需求的針對(duì)性研究是未來(lái)的發(fā)展方向。

對(duì)于末制導(dǎo)系統(tǒng)的性能評(píng)估,由于問(wèn)題的復(fù)雜性,尚有很多需要完善的工作。首先,由于末制導(dǎo)系統(tǒng)為復(fù)雜的非線性系統(tǒng),而現(xiàn)有方法多僅適用于線性系統(tǒng),因此需開(kāi)展適用于非線性末制導(dǎo)系統(tǒng)的性能評(píng)估方法研究。其次,伴隨方法和協(xié)方差分析描述函數(shù)法對(duì)脫靶量進(jìn)行評(píng)估時(shí)并未考慮系統(tǒng)的不確定性,因此如何在存在不確定性情況下評(píng)估末制導(dǎo)系統(tǒng)也是一個(gè)亟待解決的問(wèn)題。最后,現(xiàn)有研究方法主要針對(duì)末制導(dǎo)系統(tǒng)的脫靶量的性能分析,然而動(dòng)態(tài)性能、魯棒性能等也是末制導(dǎo)系統(tǒng)非常重要的性能,因此如何綜合考慮末制導(dǎo)系統(tǒng)的各項(xiàng)性能,建立綜合性能評(píng)估體系也是未來(lái)研究的熱點(diǎn)。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)新的作戰(zhàn)需求和技術(shù)條件下末制導(dǎo)中的幾個(gè)熱點(diǎn)問(wèn)題,包括多源信息條件下的制導(dǎo)控制、多飛行器協(xié)同制導(dǎo)控制、特殊限制條件下的制導(dǎo)控制以及制導(dǎo)控制綜合設(shè)計(jì)與評(píng)估進(jìn)行了探討,總結(jié)了目前的一些研究進(jìn)展,分析了其中的關(guān)鍵問(wèn)題,并給出了未來(lái)可能的發(fā)展方向。隨著新的作戰(zhàn)場(chǎng)景和應(yīng)用需求的出現(xiàn),以及新技術(shù)的不斷拓展和應(yīng)用,飛行器末制導(dǎo)中的新挑戰(zhàn)和新問(wèn)題不斷涌現(xiàn),并不僅限于本文所討論的幾個(gè)方面,許多重要的理論和實(shí)際問(wèn)題亟待解決,新的研究領(lǐng)域還有待于開(kāi)發(fā)。本文期望能拋磚引玉,為末制導(dǎo)問(wèn)題及相關(guān)領(lǐng)域的研究提供參考。

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