楊建文，付新華，汪 君

（解放軍95795 部隊(duì)，廣西 桂林 541003）

0 引言

導(dǎo)航制導(dǎo)控制技術(shù)與傳統(tǒng)空投技術(shù)的結(jié)合，催生了精確空投技術(shù)。精確空投技術(shù)的發(fā)展推進(jìn)空降空投裝備向信息化和智能化方向發(fā)展，為精確作戰(zhàn)和精確投送提供了重要支撐。精確空投系統(tǒng)降低了地域障礙和復(fù)雜天氣等因素對(duì)空投的影響，可實(shí)現(xiàn)精確投送、精確補(bǔ)給和精確救援等，極大地提高了空降作戰(zhàn)靈活性，在戰(zhàn)略和戰(zhàn)術(shù)層次上能夠全面提高軍隊(duì)的快速部署和精確保障能力，同時(shí)也可廣泛用于搶險(xiǎn)救災(zāi)時(shí)物資快速投送、運(yùn)載火箭翼傘回收等民用領(lǐng)域。目前，美歐等軍事強(qiáng)國(guó)在精確空投技術(shù)方面處于領(lǐng)先地位，已研制并裝備了系列化、多用途、自動(dòng)化、高精度的精確空投系統(tǒng)，我國(guó)雖起步較晚，但也在相關(guān)領(lǐng)域不斷取得突破。本文介紹了當(dāng)前國(guó)內(nèi)外主流精確空投系統(tǒng)，并就導(dǎo)航制導(dǎo)控制技術(shù)在精確空投系統(tǒng)中的應(yīng)用和發(fā)展進(jìn)行重點(diǎn)闡述。

1 精確空投系統(tǒng)內(nèi)涵及典型過(guò)程描述

精確空投系統(tǒng)是一種信息化空投裝備，它以導(dǎo)航制導(dǎo)控制單元為感知規(guī)劃控制核心，以任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)和機(jī)載數(shù)據(jù)鏈為信息支撐，綜合運(yùn)用氣象數(shù)據(jù)采集與建模、降落傘設(shè)計(jì)與建模、著陸緩沖等技術(shù)，實(shí)現(xiàn)迅速、精準(zhǔn)、低成本的物資投放。按有無(wú)動(dòng)力可將精確空投系統(tǒng)劃分為有動(dòng)力精確空投系統(tǒng)和無(wú)動(dòng)力精確空投系統(tǒng)兩大類，以無(wú)動(dòng)力精確空投系統(tǒng)系列化標(biāo)準(zhǔn)化程度最高，形成了圓傘精確空投系統(tǒng)、翼傘精確空投系統(tǒng)，以及混合傘精確空投系統(tǒng)等多種基于降落傘的精確空投系統(tǒng)，并得到了廣泛應(yīng)用。因此，本文主要對(duì)國(guó)內(nèi)外無(wú)動(dòng)力精確空投系統(tǒng)進(jìn)行分析。

無(wú)動(dòng)力精確空投系統(tǒng)的典型工作過(guò)程通常分為3 段，如圖1 所示：1）目標(biāo)接近段。空投后，精確空投系統(tǒng)獲取自身初始位置與目標(biāo)著陸區(qū)域，并不斷通過(guò)導(dǎo)航單元更新自身狀態(tài)，通過(guò)控制操縱繩調(diào)整飛行方向，使空投系統(tǒng)不斷朝目標(biāo)區(qū)域飛行；2）能量控制段?？胀断到y(tǒng)到達(dá)著陸區(qū)域一定范圍后，空投系統(tǒng)距離地面高度較高，此時(shí)需要消耗能量，降低高度。通常采用在著陸區(qū)域盤旋下降飛行以降低高度；3）著陸段。為保證空投系統(tǒng)的著陸精度和空投物資的著陸安全，使系統(tǒng)在著陸時(shí)的水平速度及垂直著陸速度盡可能減小，通常采用逆風(fēng)著陸。對(duì)于翼傘空投系統(tǒng)，則要在系統(tǒng)到達(dá)一定高度后，實(shí)現(xiàn)雀降。

圖1 精確空投系統(tǒng)典型過(guò)程

作為精確空投系統(tǒng)的“大腦”和“眼睛”，導(dǎo)航制導(dǎo)控制單元是最終實(shí)現(xiàn)精確空投的關(guān)鍵。圖2 為典型精確空投裝備導(dǎo)航制導(dǎo)控制單元的內(nèi)部組成，其輸入為任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)計(jì)算所得到的數(shù)據(jù)，如投放點(diǎn)、著陸目標(biāo)點(diǎn)的位置、風(fēng)廓線表以及規(guī)劃軌跡航路點(diǎn)。導(dǎo)航制導(dǎo)控制單元的硬件包括制導(dǎo)計(jì)算機(jī)、組合導(dǎo)航系統(tǒng)和其他傳感器等。組合導(dǎo)航系統(tǒng)主要測(cè)量空投系統(tǒng)的姿態(tài)、航向、速度、地理坐標(biāo)等信息，其包括陀螺和加速度傳感器等；其他傳感器主要用來(lái)測(cè)量高度、氣壓、風(fēng)速和風(fēng)向等信息，提供飛行控制和著陸時(shí)所需參數(shù)。制導(dǎo)計(jì)算機(jī)負(fù)責(zé)傳輸制導(dǎo)指令、采集傳感器數(shù)據(jù)以及運(yùn)行制導(dǎo)算法?？刂葡到y(tǒng)包括控制計(jì)算機(jī)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，控制計(jì)算機(jī)根據(jù)導(dǎo)航系統(tǒng)提供的航向偏差輸出控制指令，而執(zhí)行機(jī)構(gòu)根據(jù)控制指令精確控制機(jī)械裝置的動(dòng)作。

圖2 精確空投系統(tǒng)導(dǎo)航制導(dǎo)控制單元內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖

2 國(guó)內(nèi)外典型精確空投系統(tǒng)

下頁(yè)表1 為當(dāng)前國(guó)外典型的精確空投系統(tǒng)，美國(guó)Airborne Systems 公司的產(chǎn)品系列化、標(biāo)準(zhǔn)化程度最高，其系統(tǒng)包括引導(dǎo)精確空投系統(tǒng)GPADS 和一次性空投系統(tǒng)OTUS。GPADS 使用了相同的導(dǎo)航制導(dǎo)控制單元，能夠滿足91 kg～19 000 kg 不同載荷的精確空投任務(wù)，其中，MicroFly、FireFly、DragonFly已經(jīng)作為美軍聯(lián)合精確空投系統(tǒng)項(xiàng)目中JPADSULW、JPADS-2K、JPADS-10K 3 型裝備進(jìn)行了訓(xùn)練運(yùn)用；GPHAR II 目前僅進(jìn)行了少量高空試驗(yàn)，在某次30 km 高空精確空投試驗(yàn)中，成功著陸在距離目標(biāo)點(diǎn)366 m 處。OTUS 則是從低成本出發(fā)，使用了低配的導(dǎo)航制導(dǎo)控制單元以及傘系統(tǒng)，一次性使用也免去了系統(tǒng)回收，在戰(zhàn)時(shí)具有顯著的時(shí)間和成本優(yōu)勢(shì)。

表1 國(guó)外主流精確空投系統(tǒng)

除此以外，還有美國(guó)310 kg 級(jí)小型Dragon Train 空投系統(tǒng)、美軍集裝箱輸送系統(tǒng)（container de livery system，CDS）；歐盟5 t 級(jí)翼傘空投系統(tǒng)（parafoil technology demonstration，PTD）、高性能翼傘精確空投系統(tǒng)（foldable adaptive steerable textile wing，F(xiàn)ASTWing）；荷蘭“黑桃”小型翼傘自主投送系統(tǒng)；英國(guó)可控精確空投系統(tǒng)（controled air delivery system，CADS）；德國(guó)SLG-SYS 自主滑翔傘降系統(tǒng)等。我國(guó)精確空投技術(shù)研究起步較晚，但通過(guò)多年發(fā)展，已經(jīng)具備中件、大件等多種載重下的精確空投能力，投放精度在100 m 以內(nèi)。

3 精確空投導(dǎo)航制導(dǎo)控制技術(shù)現(xiàn)狀分析

導(dǎo)航的主要目的是確定精確空投系統(tǒng)在空間的位置坐標(biāo)以及姿態(tài)；制導(dǎo)則是依據(jù)一定的制導(dǎo)率來(lái)修正飛行軌跡，屬于對(duì)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的控制，在航跡跟蹤的控制回路中通常稱為外回路；控制主要是指姿態(tài)控制，是解決運(yùn)動(dòng)載體姿態(tài)角的穩(wěn)定和調(diào)節(jié)問(wèn)題，在航跡跟蹤的控制回路中通常稱為內(nèi)回路。導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制通常是密不可分的。

3.1 精確空投導(dǎo)航技術(shù)

適用于精確空投系統(tǒng)的導(dǎo)航技術(shù)，主要有無(wú)線電導(dǎo)航、慣性導(dǎo)航、衛(wèi)星導(dǎo)航、視覺(jué)導(dǎo)航等。無(wú)線電導(dǎo)航設(shè)備復(fù)雜、抗干擾能力差，是前GPS 時(shí)代的主要導(dǎo)航定位手段。相比而言，衛(wèi)星導(dǎo)航具有較高的定位精度，慣性導(dǎo)航完全自主、保密性強(qiáng)，將衛(wèi)星導(dǎo)航與慣性導(dǎo)航相結(jié)合，充分進(jìn)行優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，無(wú)論在精度、性能、可靠性等方面，都大大提高了導(dǎo)航性能。目前，國(guó)內(nèi)外主要利用衛(wèi)星導(dǎo)航/慣性導(dǎo)航組合為空投系統(tǒng)提供導(dǎo)航信息。同時(shí)，衛(wèi)星導(dǎo)航信息容易受到人為因素、自然環(huán)境干擾，為了進(jìn)一步提高精確空投系統(tǒng)在無(wú)衛(wèi)星環(huán)境下的導(dǎo)航能力，基于視覺(jué)的定位導(dǎo)航算法也在部分精確空投系統(tǒng)中進(jìn)行了理論發(fā)展與試驗(yàn)驗(yàn)證。

3.1.1 無(wú)線電導(dǎo)航

早期，精確空投的導(dǎo)航系統(tǒng)采用地面無(wú)線電基站遙測(cè)、遙控，主要的無(wú)線電裝置包括距離測(cè)量?jī)x（DME）、超高頻全向無(wú)線電導(dǎo)航站（VOR）等。無(wú)線電導(dǎo)航具有十分明顯的弊端：1）無(wú)線電信號(hào)容易受到外界干擾，定位精度差，無(wú)法滿足精確空投系統(tǒng)對(duì)投送精度的要求；2）需要提前在地面設(shè)置好基站，難以滿足精確空投系統(tǒng)自主投送的要求，且先期設(shè)置容易暴露作戰(zhàn)企圖。

19 世紀(jì)60 年代，美國(guó)SSE 公司開(kāi)發(fā)的Para-Point 投物系統(tǒng)，Goodyear Aerospace 公司開(kāi)發(fā)的Para-Flitep、Parawing 投物系統(tǒng)，以及我國(guó)北京空間機(jī)電研究所在翼傘導(dǎo)航系統(tǒng)方面早期研制成功的“小型歸航儀”都采用的是無(wú)線電導(dǎo)航。這些早期的投物系統(tǒng)上安裝有收發(fā)天線，預(yù)期著陸點(diǎn)處則安裝有一臺(tái)無(wú)線電信標(biāo)機(jī)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)投物系統(tǒng)與著陸點(diǎn)的方位估計(jì)。顯而易見(jiàn)，這種粗略的導(dǎo)航方式僅適用于簡(jiǎn)單的徑向歸航控制策略。同時(shí)，單臺(tái)無(wú)線電信標(biāo)機(jī)無(wú)法估計(jì)投物系統(tǒng)與著陸點(diǎn)的距離信息，更無(wú)法實(shí)現(xiàn)對(duì)風(fēng)向的實(shí)時(shí)計(jì)算，這極大制約了自主空投系統(tǒng)的投放精度和自主性，更無(wú)法保證逆風(fēng)著陸，影響著陸安全。

1991 年，英國(guó)研發(fā)的CADS 可控空投系統(tǒng)采用了相同的無(wú)線電導(dǎo)航技術(shù)，并加入了主動(dòng)尋的與人工操縱雙模式，一旦空投系統(tǒng)進(jìn)入地面操作員視野，操作員便會(huì)將空投系統(tǒng)切換至人工操作模式，雖然提高了著陸精度，但空投系統(tǒng)的自主性大大降低。

通過(guò)建設(shè)多臺(tái)無(wú)線電站臺(tái)雖然能部分解決精確空投系統(tǒng)的空間定位問(wèn)題，提高精確空投系統(tǒng)的精度和自主性，但帶來(lái)的建設(shè)投入遠(yuǎn)超其收益，因此，更多停留在理論研究。

3.1.2 慣性導(dǎo)航

慣性導(dǎo)航是利用慣性測(cè)量元件測(cè)量載體相對(duì)于慣性空間的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，經(jīng)過(guò)積分和運(yùn)算得到導(dǎo)航參數(shù)實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航。慣性測(cè)量裝置包括加速度計(jì)和陀螺儀，加速度計(jì)用來(lái)測(cè)量載體的加速度，并由計(jì)算機(jī)算出載體的速度、距離和位置；陀螺儀測(cè)量載體的角速度，并經(jīng)轉(zhuǎn)換、處理，輸出載體的姿態(tài)和航向。

慣性導(dǎo)航具有較多優(yōu)點(diǎn)：1）完全自主式，保密性強(qiáng)。慣性導(dǎo)航是不依賴于任何外部信息，也不向外部輻射能量的自主式系統(tǒng)；2）導(dǎo)航參數(shù)豐富。能提供位置、速度、航向和姿態(tài)角數(shù)據(jù)，所產(chǎn)生的導(dǎo)航信息連續(xù)性好且噪聲低；3）數(shù)據(jù)更新率高、短期精度和穩(wěn)定性好。但導(dǎo)航誤差隨時(shí)間的延長(zhǎng)而發(fā)散，所以慣性導(dǎo)航在精確空投系統(tǒng)中必須與衛(wèi)星導(dǎo)航、視覺(jué)導(dǎo)航等組合使用。

3.1.3 衛(wèi)星導(dǎo)航

在全球衛(wèi)星定位導(dǎo)航系統(tǒng)方面，當(dāng)前主要有美國(guó)的GPS、俄羅斯的GLONASS、歐盟的GALILEO 以及中國(guó)的BDS。衛(wèi)星導(dǎo)航具有全球連續(xù)覆蓋、精度高、全天候的優(yōu)點(diǎn)，但作為一種非自主式導(dǎo)航手段，也容易受到人為因素或周圍環(huán)境的影響。

20 世紀(jì)90 年代后發(fā)展的精確空投系統(tǒng)導(dǎo)航模塊都以衛(wèi)星導(dǎo)航為主，并融合多種其他導(dǎo)航手段，優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，以實(shí)現(xiàn)更為魯棒、精確的定位導(dǎo)航。當(dāng)前主流的空投系統(tǒng)大都采用INS/GPS 組合導(dǎo)航手段，將高精度的衛(wèi)星定位信息作為外部測(cè)量值，在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中頻繁修正慣性導(dǎo)航的定位信息，以控制其誤差隨時(shí)間的累積；而短時(shí)間內(nèi)高精度的慣導(dǎo)定位可以很好地解決衛(wèi)星定位在動(dòng)態(tài)環(huán)境中的信息失鎖，其基本過(guò)程如圖3 所示。慣導(dǎo)輸出經(jīng)過(guò)坐標(biāo)變換和積分后，通過(guò)與GPS 的輸出進(jìn)行比較，進(jìn)行卡爾曼濾波，估計(jì)并修正慣導(dǎo)系統(tǒng)產(chǎn)生的飄移誤差，通過(guò)機(jī)動(dòng)飛行，可改善系統(tǒng)狀態(tài)的可觀測(cè)性。為了進(jìn)一步提高導(dǎo)航精度，也會(huì)使用氣壓傳感器、聲波測(cè)距儀以及激光測(cè)距儀，實(shí)現(xiàn)更為精確的高度測(cè)量。

圖3 INS/GPS 組合導(dǎo)航算法框圖

從國(guó)外主流的空投系統(tǒng)來(lái)看，美國(guó)Airborne Systems 公司的GPADS 引導(dǎo)精確空投系統(tǒng)、OTUS一次性精確空投系統(tǒng)和CPS 公司的Ambassador精確空投系統(tǒng)采用了統(tǒng)一的導(dǎo)航方案，包括軍用級(jí)別的防欺騙GPS 模塊、三軸慣性器件（陀螺儀、加速度計(jì)、磁力計(jì)）以及一個(gè)氣壓測(cè)高儀；歐航局PTD 項(xiàng)目中的導(dǎo)航模塊包括差分GPS、光纖陀螺和激光測(cè)距儀；加拿大MMIST 公司的Sherpa、Snow-X 精確空投系統(tǒng)默認(rèn)采用GPS 導(dǎo)航，也可選用軍用級(jí)別的防欺騙GPS/INS 組合慣導(dǎo)。我國(guó)航宇救生裝備公司的精確空投系統(tǒng)也采用了GPS/INS 組合慣導(dǎo)手段。北京空間機(jī)電研究所研究的GPS歸航儀以GPS 為主，并融合氣壓傳感器和激光測(cè)高儀的高度信息實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)導(dǎo)航。

3.1.4 視覺(jué)導(dǎo)航

視覺(jué)導(dǎo)航是利用攝像頭拍攝地面實(shí)時(shí)影像，經(jīng)過(guò)圖像處理單元運(yùn)算處理進(jìn)行導(dǎo)航的技術(shù)。視覺(jué)導(dǎo)航算法是一種有限條件下可行的衛(wèi)星導(dǎo)航替代方案，具有全自主能力，可測(cè)參數(shù)多，能夠同時(shí)實(shí)現(xiàn)絕對(duì)定位、相對(duì)定位，但其缺陷也非常明顯：一是受光照、云層遮擋和運(yùn)動(dòng)模糊影響較大，不具備全天候工作能力；二是定位精度一般，經(jīng)常需要與慣性導(dǎo)航組合使用。

視覺(jué)導(dǎo)航算法在精確空投系統(tǒng)中的應(yīng)用主要包含以下3 種模式。

1）基于視覺(jué)里程計(jì)的相對(duì)定位：空投過(guò)程中，攝像頭由于位姿不同導(dǎo)致拍攝影像產(chǎn)生透視變化，對(duì)連續(xù)幀圖像進(jìn)行關(guān)鍵點(diǎn)匹配跟蹤，能夠解算出空投系統(tǒng)前后幀之間的位姿變化量，最終實(shí)現(xiàn)空投系統(tǒng)的相對(duì)定位；

2）基于地標(biāo)匹配的絕對(duì)定位：空投過(guò)程中，攝像頭實(shí)時(shí)地標(biāo)影像與當(dāng)前位置離線衛(wèi)星影像庫(kù)中的地標(biāo)進(jìn)行特征點(diǎn)匹配，能夠解算出相機(jī)與地標(biāo)的相對(duì)位姿關(guān)系，結(jié)合地標(biāo)已知的位置信息，便能實(shí)現(xiàn)空投系統(tǒng)的絕對(duì)定位；

3）迷航定位：當(dāng)空投系統(tǒng)失去空間位置時(shí)，將實(shí)時(shí)拍攝影像同離線衛(wèi)星影像庫(kù)進(jìn)行參數(shù)化的圖像搜索匹配，此時(shí)離線衛(wèi)星影像響應(yīng)最大值點(diǎn)對(duì)應(yīng)的位置確定為空投系統(tǒng)當(dāng)前水平空間位置。

2016 年，美國(guó)Draper 實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行了多次基于視覺(jué)導(dǎo)航的精確空投實(shí)驗(yàn)，旨在解決無(wú)GPS 環(huán)境下的定位導(dǎo)航問(wèn)題。首次實(shí)驗(yàn)時(shí)，空投系統(tǒng)從7 600 m高空被釋放，并用飛機(jī)上的釋放點(diǎn)位置坐標(biāo)對(duì)導(dǎo)航模塊進(jìn)行初始化。飛行過(guò)程中，空投系統(tǒng)綜合采用基于地標(biāo)匹配的絕對(duì)定位與基于視覺(jué)里程計(jì)的相對(duì)定位融合算法，水平方向飛行32 km 后實(shí)現(xiàn)了精準(zhǔn)著落。在美國(guó)亞利桑那州的軍方實(shí)驗(yàn)中，進(jìn)一步增加了基于迷航定位的視覺(jué)導(dǎo)航算法，精確空投系統(tǒng)一被釋放，便立刻通過(guò)實(shí)時(shí)圖像與衛(wèi)星影像圖的搜索匹配確定導(dǎo)航初始位置，這樣就實(shí)現(xiàn)了精確空投系統(tǒng)的完全自主。同時(shí)，Draper 實(shí)驗(yàn)室也在嘗試使用圖像算法檢測(cè)平緩地面，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)預(yù)期著陸區(qū)域的自動(dòng)修正，以保證空投系統(tǒng)在相對(duì)平緩的地面進(jìn)行著陸。

2017 年，為了提高空投精度，YOGESH用九自由度模型代替了常用的六自由度模型，并基于此實(shí)驗(yàn)了一種新的視覺(jué)導(dǎo)航用法，即利用特征點(diǎn)跟蹤匹配算法為九自由度模型實(shí)時(shí)估計(jì)物- 傘相對(duì)位姿關(guān)系。實(shí)驗(yàn)樣機(jī)是一臺(tái)展翼2 m 的小型翼傘精確空投系統(tǒng)，攝像頭朝上安裝于投物平臺(tái)，能夠拍下翼傘主體部分。為了降低特征點(diǎn)匹配跟蹤難度，翼傘白色傘衣上有多個(gè)顯著的紅色特征點(diǎn)，通過(guò)簡(jiǎn)單的特征匹配與三角重構(gòu)算法，便能實(shí)現(xiàn)物-傘的相對(duì)位姿估計(jì)。隨后的空投實(shí)驗(yàn)也充分證明視覺(jué)導(dǎo)航算法能夠?yàn)榫抛杂啥染_空投模型在線提供有效的物-傘相對(duì)位姿參數(shù)。

類似的方法也被廣泛用于精確空投系統(tǒng)離線辨識(shí)，比如早期的ALEX、FASTWing 精確空投系統(tǒng)，都采用了相同的離線分析方法；2013 年Decker 使用顏色分割算法對(duì)Snowflake 精確空投系統(tǒng)翼傘中心的紅色區(qū)域進(jìn)行分割，融合連續(xù)幀的測(cè)量結(jié)果便能粗略估計(jì)出傘的相對(duì)平移長(zhǎng)度，算法簡(jiǎn)單運(yùn)行速度快，但無(wú)法獲得平移方向和姿態(tài)信息；2014年HANK 和SCHENK采用高清相機(jī)對(duì)翼傘上的270 個(gè)紅色特征點(diǎn)進(jìn)行跟蹤，更多的特征點(diǎn)雖然降低了算法速度，但系統(tǒng)魯棒性更強(qiáng)，最后的平均位移誤差僅有幾毫米。

3.2 精確空投制導(dǎo)技術(shù)

制導(dǎo)是指導(dǎo)引飛行器按照一定的規(guī)律飛向目標(biāo)或預(yù)定軌道的技術(shù)和方法。精確空投系統(tǒng)中，制導(dǎo)的首要任務(wù)是歸航軌跡規(guī)劃，它是指在特定約束條件下，確定空投系統(tǒng)從初始點(diǎn)到目標(biāo)點(diǎn)的滿足某種性能指標(biāo)的特定軌跡。對(duì)精確空投系統(tǒng)而言，規(guī)劃的目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確、安全著陸，規(guī)劃軌跡需滿足的要求有：著陸點(diǎn)離目標(biāo)點(diǎn)近、著陸速度小、所需的控制能量在容許范圍內(nèi)。目前降落傘的航跡規(guī)劃已經(jīng)發(fā)展了多種方法，歸納起來(lái)主要有基于航路點(diǎn)的規(guī)劃方法、基于航路機(jī)動(dòng)的規(guī)劃方法、基于路徑的規(guī)劃方法3 種方式。

3.2.1 基于航路點(diǎn)的規(guī)劃方法

航路點(diǎn)指的是一個(gè)預(yù)定的地理位置，用以確定區(qū)域?qū)Ш降暮铰坊虿捎脜^(qū)域?qū)Ш綍r(shí)定義航路所需的點(diǎn)位，也就是飛行中預(yù)定經(jīng)過(guò)的參考點(diǎn)。航路點(diǎn)規(guī)劃是一種常見(jiàn)的航路規(guī)劃方法，該方法是在從空投開(kāi)傘點(diǎn)到著陸點(diǎn)之間選取一系列航路點(diǎn)，控制降落傘在這些航路點(diǎn)上飛過(guò)，這樣就可以在空中規(guī)劃出一條通往期望著陸點(diǎn)降落軌跡，從而實(shí)現(xiàn)精確著陸。

目前，基于航路點(diǎn)規(guī)劃方法中，分段歸航方法是一種非常實(shí)用有效的方法，在翼傘航跡規(guī)劃中得到了廣泛的應(yīng)用。其基本思想是將整個(gè)歸航軌跡按照不同的階段和特點(diǎn)進(jìn)行分段，然后根據(jù)翼傘系統(tǒng)特性和最終著陸的要求，對(duì)各段的參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化并加以控制。分階段的歸航方法一般將整個(gè)歸航過(guò)程大致分為3 段，分別是目標(biāo)接近段-從空投點(diǎn)飛向目標(biāo)著陸區(qū)域；能量控制段-在著陸區(qū)附近以某種方式飛行消耗多余的高度，直至滿足著陸條件轉(zhuǎn)向到著陸階段；著陸段- 通常包括逆風(fēng)、滑翔和雀降。分段歸航方法簡(jiǎn)化了翼傘整個(gè)飛行過(guò)程的控制流程，便于分段實(shí)現(xiàn)優(yōu)化控制。

翼傘系統(tǒng)的分段歸航所采用的具體分段方案又有所不同，各種分段策略的區(qū)別主要是在能量控制段。目前，大體上有3 種能量控制方案，如圖4 所示。圖4（a）是在目標(biāo)區(qū)較近的區(qū)域內(nèi)作轉(zhuǎn)彎螺旋下降運(yùn)動(dòng)來(lái)消耗高度，當(dāng)空投系統(tǒng)離目標(biāo)點(diǎn)的距離和當(dāng)前高度滿足一定條件時(shí)，轉(zhuǎn)入著陸階段；圖4（b）是很多外文文獻(xiàn)稱為的T 型歸航策略，即空投系統(tǒng)在距離目標(biāo)區(qū)較近的下風(fēng)區(qū)域內(nèi)根據(jù)設(shè)定的T 字形的路徑點(diǎn)作“8”字形運(yùn)動(dòng)，T 字的豎邊與風(fēng)向一致，橫邊與風(fēng)向垂直。當(dāng)滿足著陸條件時(shí)，進(jìn)入著陸階段。圖4（c）是圍繞目標(biāo)點(diǎn)盤旋做螺旋下降運(yùn)動(dòng)，盤旋到一定的高度滿足著陸條件時(shí)，進(jìn)入著陸階段。3 種方案中，圖4（b）操縱量最多，不利于能量節(jié)約控制，但是國(guó)外研究表明：當(dāng)空投系統(tǒng)遇到一些小的擾動(dòng)，如風(fēng)場(chǎng)、系統(tǒng)參數(shù)測(cè)量或估計(jì)不精確以及傳感器誤差等不確定性因素影響時(shí)，圖4（b）仍能夠保持一定的著陸精度，因此，在精確空投系統(tǒng)中應(yīng)用較為廣泛。圖4（a）和圖4（c）雖然控制能量較小，但是在規(guī)劃航跡偏移補(bǔ)償上存在一定的問(wèn)題。因?yàn)榭胀断到y(tǒng)轉(zhuǎn)彎半徑受傘系統(tǒng)的大小、動(dòng)力特性的影響，當(dāng)翼傘即將著陸盤旋的最后一圈時(shí)，翼傘可能在圓周的任何位置，要調(diào)整到正確的著陸方向并不是件容易的事情。

圖4 翼傘歸航能量控制段的方案示意圖

當(dāng)前系列化程度最高、美軍采購(gòu)最多的是Airborne Systems 公司的GPADS 翼傘精確空投系統(tǒng)，其采用的便是基于路徑點(diǎn)的T 型歸航策略。該策略最初由德國(guó)航空航天中心提出并用于ALEX 精確空投系統(tǒng)，其過(guò)程如圖5 所示，精確空投系統(tǒng)到達(dá)目標(biāo)航路點(diǎn)指定區(qū)域后，調(diào)整航向飛向下一個(gè)航路點(diǎn)，在此過(guò)程中，制導(dǎo)模塊通過(guò)當(dāng)前位置和下一個(gè)航跡點(diǎn)位置計(jì)算航向，并輸出航向命令。航路點(diǎn)按照到達(dá)順序進(jìn)行編號(hào)，決定了翼傘飛行的航向和距離，圖中幾個(gè)關(guān)鍵航路點(diǎn)為：實(shí)際位置（actual postion，APOS），它可能是降落傘完全充氣展開(kāi)后的位置，也可能是翼傘向目標(biāo)點(diǎn)直線飛行時(shí)的某一位置；能量控制段的中點(diǎn)位置（energy management center，EMC），即T 字橫豎交點(diǎn)；能量控制轉(zhuǎn)彎點(diǎn)（energy management turn points，EMTP）；最后轉(zhuǎn)彎點(diǎn)（final turn point，F(xiàn)TP），翼傘系統(tǒng)到達(dá)該點(diǎn)后最后一次調(diào)整航向，進(jìn)入逆風(fēng)著陸模式，該點(diǎn)配置在期望著陸點(diǎn)正逆風(fēng)向的下風(fēng)口位置；著陸點(diǎn)（landing point，LP），即期望的著陸目標(biāo)點(diǎn)。

圖5 T 型歸航歸航策略

T 型歸航方案包括4 個(gè)階段：

階段1 目標(biāo)接近段：翼傘系統(tǒng)位于目標(biāo)接近段時(shí)，從實(shí)際位置（APOS）盡可能向著能量控制段中心點(diǎn)（EMC）這個(gè)進(jìn)入點(diǎn)做直線滑翔運(yùn)動(dòng)。如果保留的高度和距離不能到達(dá)著陸點(diǎn)（LP），則航路點(diǎn)1（EMC點(diǎn)）直接移到最后轉(zhuǎn)彎點(diǎn)（FTP），即翼傘改為向航路點(diǎn)4（FTP 點(diǎn)）飛行；如果高度和保留距離仍舊太小不能達(dá)到航路點(diǎn)4，則進(jìn)入備份模式。

階段2 能量控制段：翼傘系統(tǒng)到達(dá)能量控制段中心點(diǎn)（EMC）后，還有較大的高度余量，則通過(guò)繞能量控制轉(zhuǎn)彎點(diǎn)（EMTP）做8 字型機(jī)動(dòng)飛行消除冗余高度。如果保留的距離太小不足以到達(dá)著陸點(diǎn)（LP），則能量控制轉(zhuǎn)彎點(diǎn)（EMTP）沿能量控制段軸移動(dòng)到（EMC）點(diǎn)，即翼傘不做轉(zhuǎn)彎削高運(yùn)動(dòng)，直接進(jìn)入著陸階段程序。

階段3 著陸段：著陸段分為4 個(gè)子部分：一是過(guò)渡到著陸航線，二是接近最后轉(zhuǎn)彎點(diǎn)，三是轉(zhuǎn)向逆風(fēng)，四是雀降。

階段4 備份模式：翼傘保持航向朝著最后轉(zhuǎn)彎點(diǎn)（FTP）運(yùn)動(dòng)直到到達(dá)指定高度，轉(zhuǎn)彎向著逆風(fēng)方向，準(zhǔn)備著陸。

T 型歸航已經(jīng)得到了廣泛應(yīng)用，其具備兩個(gè)顯著的優(yōu)勢(shì)：1）在目標(biāo)區(qū)域不斷機(jī)動(dòng)，便于實(shí)時(shí)測(cè)量風(fēng)向，判斷著陸時(shí)間和離目標(biāo)點(diǎn)距離；2）轉(zhuǎn)彎總是沿著風(fēng)向，這樣能夠使空投系統(tǒng)在最后接近目標(biāo)航跡中迅速進(jìn)入。

3.2.2 基于航路機(jī)動(dòng)的規(guī)劃方法

空投時(shí)風(fēng)的不確定性是導(dǎo)致空投系統(tǒng)偏離目標(biāo)的首要原因。此外，空投系統(tǒng)空投時(shí)具有不確定性，如空投重量、傘的滑翔比、最小轉(zhuǎn)彎半徑、傘衣形狀等等，上述參數(shù)的變化都會(huì)導(dǎo)致降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性的變化。相同類型的空投系統(tǒng)在不同空投場(chǎng)次，其空投時(shí)的氣動(dòng)特性也不盡相同。如果航跡規(guī)劃時(shí)按照空投系統(tǒng)的名義或者平均參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，會(huì)造成航跡規(guī)劃時(shí)誤差，從而影響空投系統(tǒng)的著陸精度。因此，為了克服上述不利因素的影響，增強(qiáng)空投系統(tǒng)的魯棒性，需要提供一種基于實(shí)時(shí)在線系統(tǒng)辨識(shí)的制導(dǎo)算法，在空投過(guò)程中不斷辨識(shí)空投系統(tǒng)的氣動(dòng)特性，并根據(jù)辨識(shí)的結(jié)果實(shí)時(shí)規(guī)劃航跡，這就是基于航路機(jī)動(dòng)的規(guī)劃方法提出的背景。此外，基于航路機(jī)動(dòng)的規(guī)劃方法可以通過(guò)實(shí)施空中機(jī)動(dòng)，提高慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)誤差和傳感器誤差的可觀性，從而輸出精度較高的空投系統(tǒng)狀態(tài)信息。航路機(jī)動(dòng)規(guī)劃方法實(shí)時(shí)在線的特點(diǎn)使其具有較好的自適應(yīng)性和精確度，在未來(lái)翼傘精確空投系統(tǒng)的航跡規(guī)劃中具有廣闊的發(fā)展和應(yīng)用空間。

3.2.3 基于路徑的規(guī)劃方法

基于路徑的規(guī)劃方法是在空投系統(tǒng)當(dāng)前位置到著陸目標(biāo)點(diǎn)位置之間規(guī)劃一條連續(xù)的參考軌跡，這條參考軌跡通常是時(shí)間或者高度的函數(shù)。該方法可以看成基于航路點(diǎn)的規(guī)劃方法的一種擴(kuò)展，因?yàn)闊o(wú)數(shù)個(gè)航路點(diǎn)即構(gòu)成了空間一條路徑。因此，基于路徑的規(guī)劃方法和基于航路點(diǎn)的規(guī)劃方法并沒(méi)有嚴(yán)格的界限。在實(shí)際中，兩者往往可以配合使用。例如，可以先在空投系統(tǒng)當(dāng)前點(diǎn)和著陸目標(biāo)點(diǎn)之間設(shè)定若干個(gè)航路點(diǎn)，然后再通過(guò)一定的插值或者優(yōu)化算法在航路點(diǎn)與航路點(diǎn)之間設(shè)計(jì)和規(guī)劃一條路徑，最后控制空投系統(tǒng)沿著規(guī)劃的路徑飛行，以達(dá)到精確空投和最優(yōu)控制的目的。實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的最優(yōu)是人們一直追求的目標(biāo)，基于翼傘歸航軌跡的最優(yōu)設(shè)計(jì)是當(dāng)前路徑規(guī)劃方法研究的熱點(diǎn)。翼傘歸航軌跡的最優(yōu)規(guī)劃是以對(duì)目標(biāo)的終點(diǎn)距離偏差最小和控制量最?。ɑ蛘邥r(shí)間最短）作為目標(biāo)函數(shù)，以給定的初始狀態(tài)和終端狀態(tài)為條件，尋求滿足一定約束條件的最優(yōu)路徑。尋找翼傘系統(tǒng)歸航最優(yōu)軌跡，不僅可以總結(jié)控制的規(guī)律和軌跡的特點(diǎn)，也可以為其他的歸航方法提供參考。但是從實(shí)際情況來(lái)看，由于風(fēng)的影響和翼傘性能參數(shù)的不確定性，最優(yōu)歸航軌跡的求解往往比較困難，最優(yōu)的條件總是在一定的假設(shè)前提之下，在理想條件下最優(yōu)，在實(shí)際中不一定最優(yōu)。翼傘的最優(yōu)歸航航跡更偏重于理論研究，離實(shí)際應(yīng)用還有一段距離。

3.3 精確空投控制技術(shù)

精確空投控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)面臨著眾多挑戰(zhàn)，首先是由于降落傘動(dòng)力學(xué)模型以及外界因素的不確定性，導(dǎo)致在實(shí)際控制過(guò)程中存在各種隨機(jī)和干擾因素的影響，這要求控制系統(tǒng)具有較好的魯棒性；其次是因?yàn)榭刂葡到y(tǒng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的能力非常有限，對(duì)于圓傘來(lái)說(shuō)，多是通過(guò)改變傘形或是控制排氣口張合來(lái)進(jìn)行操縱控制，對(duì)于翼傘則主要通過(guò)操縱繩進(jìn)行操縱控制，從而限制控制系統(tǒng)帶寬的提高，影響控制跟蹤軌跡的精度。因此，目前的精確空投系統(tǒng)控制方案還是以PID 控制為主，并部分發(fā)展了模型預(yù)測(cè)控制、非線性動(dòng)態(tài)逆控制等方法。

3.3.1 降落傘操縱控制策略

1）圓傘操縱策略

美國(guó)AGAS 是目前最典型的圓傘精確空投系統(tǒng)，其在操縱控制上主要有兩種方式：①在傘衣上開(kāi)排氣口，通過(guò)控制系統(tǒng)控制排氣口的張合，來(lái)控制航向；②通過(guò)收緊和放松傘繩來(lái)改變傘的形狀，使得圓形傘具備一定的滑翔能力，從而達(dá)到控制傘飛行方向的目的。

由于模型不確定，魯棒性較差的控制器會(huì)產(chǎn)生較大的誤差，加上執(zhí)行機(jī)構(gòu)的能力有限，偏離目標(biāo)太大之后，降落傘在風(fēng)的影響下就可能會(huì)越漂越遠(yuǎn)。為克服這個(gè)困難，AGAS 系統(tǒng)采用“軌跡控制策略”，即依據(jù)當(dāng)前的水平位置誤差來(lái)決定是否需要施加控制信號(hào)。具體過(guò)程如下：①根據(jù)測(cè)量得到風(fēng)的分布情況和動(dòng)力學(xué)模型，事先規(guī)劃好一條參考軌跡；②降落傘在飛行過(guò)程中按照設(shè)定的航路點(diǎn)與這條軌跡進(jìn)行匹配；③如果風(fēng)和動(dòng)力學(xué)模型完全準(zhǔn)確，則降落傘會(huì)沿著參考軌跡降落到指定地點(diǎn)。但是由于測(cè)量數(shù)據(jù)和模型存在誤差，降落傘在下降過(guò)程中必然會(huì)偏離參考軌跡。如果偏移超過(guò)一定閾值則拉動(dòng)傘繩，使降落傘向偏差減小的方向飛行；④如果降落傘離參考軌跡足夠近，則不施加控制任其自由飛行；⑤如此反復(fù)進(jìn)行，一直到落地。

這種控制方法即所謂的“bang－bang”控制，從AGAS 的試驗(yàn)結(jié)果來(lái)看，這一控制策略是成功的。

2）翼傘操縱策略

從操縱控制上講，翼傘主要是通過(guò)對(duì)操縱繩的下拉或釋放來(lái)實(shí)現(xiàn)滑翔、轉(zhuǎn)彎、減速以及雀降4 種運(yùn)動(dòng)形式的。另外也有一些針對(duì)翼傘操縱控制的新方法，2012 年GAVRILOVSKI通過(guò)空氣動(dòng)力學(xué)仿真得出翼傘上表面排氣孔能夠創(chuàng)造一個(gè)有效的空氣擾流板。因此，通過(guò)在翼傘上表面制造若干排氣孔，并通過(guò)傘繩操縱，便能夠有效實(shí)現(xiàn)側(cè)向轉(zhuǎn)彎控制和縱向滑翔控制。該方法最大的優(yōu)勢(shì)在于能夠在較大范圍改變翼傘的滑翔比，美國(guó)陸軍內(nèi)蒂克士兵研究、發(fā)展和工程提供中心（NSRDEC）的翼傘操控實(shí)驗(yàn)也證明了該方法的有效性；2014 年WARD提出了通過(guò)調(diào)整載荷重心來(lái)實(shí)現(xiàn)翼傘控制的辦法，仿真結(jié)果表明，橫向重心偏移和縱向重心偏移分別是控制轉(zhuǎn)彎率和滑翔速度的有效手段。

3.3.2 精確空投系統(tǒng)控制方案

1）PID 控制

實(shí)際應(yīng)用于翼傘精確空投系統(tǒng)的還是以PID控制為主，ALEX 精確空投系統(tǒng)采用比例控制器對(duì)航向角進(jìn)行控制。為了提高航向角控制效率，Draper 實(shí)驗(yàn)室進(jìn)一步采用PID 控制器，并首先應(yīng)用在DragonFly 精確空投系統(tǒng)。對(duì)于MegaFly 這一類大載荷精確空投系統(tǒng)，則綜合考慮了對(duì)角度和角速度的PID 控制。Pegasus 和Onyx 精確空投系統(tǒng)則采用PID 控制器實(shí)現(xiàn)航跡跟蹤。雖然PID 控制算法簡(jiǎn)單、魯棒性好、可靠性高，也在精確空投系統(tǒng)中進(jìn)行了廣泛應(yīng)用，但由于精確空投系統(tǒng)具有非線性、時(shí)變不確定性、強(qiáng)干擾等特性，應(yīng)用常規(guī)的PID 控制難以達(dá)到理想的控制效果。

2）模型預(yù)測(cè)控制

模型預(yù)測(cè)控制本質(zhì)上是求解一個(gè)開(kāi)環(huán)最優(yōu)控制問(wèn)題，與其他控制算法相比，預(yù)測(cè)控制有其自身的優(yōu)點(diǎn)：一是采用非最小化描述的模型，系統(tǒng)魯棒性好、穩(wěn)定性較高；二是采用的滾動(dòng)預(yù)測(cè)策略有利于彌補(bǔ)模型畸變、干擾等因素帶來(lái)的不確定性，動(dòng)態(tài)性能較好。2004 年，SLEGERS 和COSTELLO 便運(yùn)用模型預(yù)測(cè)控制的思想設(shè)計(jì)了翼傘系統(tǒng)航跡跟蹤控制器，并應(yīng)用于Snowflake 精確空投系統(tǒng)。

3）非線性動(dòng)態(tài)逆控制

非線性動(dòng)態(tài)逆控制無(wú)需對(duì)精確空投系統(tǒng)進(jìn)行線性建模，并具有更好的跟蹤性能，能夠得到期望的控制性能，但是動(dòng)態(tài)逆方法對(duì)建模誤差較為敏感，如何提高控制器的魯棒性一直是難以解決的問(wèn)題，因此，僅存在較少的理論研究。2006 年，PRAKSH和ANANTHKRISHNAN 對(duì)精確空投系統(tǒng)進(jìn)行非線性九自由度建模，基于此對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行非線性動(dòng)態(tài)逆控制，但未能實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。

4 精確空投導(dǎo)航制導(dǎo)控制技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

從實(shí)際作戰(zhàn)應(yīng)用來(lái)考慮分析，精確空投系統(tǒng)將會(huì)向低成本、系列化、智能化方向發(fā)展，以降低精確空投系統(tǒng)使用成本，提高投放精度和自主能力，擴(kuò)展任務(wù)空間和領(lǐng)域，這就給精確空投導(dǎo)航制導(dǎo)控制技術(shù)的發(fā)展提出了新要求。

4.1 導(dǎo)航單元標(biāo)準(zhǔn)化、模塊化設(shè)計(jì)技術(shù)

接口標(biāo)準(zhǔn)化，主要包括機(jī)械接口、電氣接口和人機(jī)接口，重點(diǎn)考慮可靠性、兼容性、通用性和可擴(kuò)展性。通過(guò)連接不同的導(dǎo)航模塊，能夠?qū)崿F(xiàn)多源導(dǎo)航信號(hào)融合，易于導(dǎo)航單元維護(hù)、升級(jí)和技術(shù)更新。同時(shí)，模塊化的設(shè)計(jì)能夠根據(jù)不同的任務(wù)需求、不同的成本需求搭配導(dǎo)航模塊，以確保最優(yōu)的效能比，科學(xué)降低精確空投系統(tǒng)的使用成本。

4.2 惡劣環(huán)境下自主導(dǎo)航技術(shù)

融合視覺(jué)導(dǎo)航的組合導(dǎo)航技術(shù)能夠解決無(wú)初始投放點(diǎn)坐標(biāo)、無(wú)衛(wèi)星導(dǎo)航等惡劣條件下的絕對(duì)定位問(wèn)題，同時(shí)基于相鄰幀姿態(tài)解算的視覺(jué)導(dǎo)航算法融合慣導(dǎo)也能進(jìn)一步提高姿態(tài)解算精度。因此，大力發(fā)展融合視覺(jué)導(dǎo)航的組合導(dǎo)航技術(shù)，能夠有效提高精確空投系統(tǒng)在無(wú)衛(wèi)星環(huán)境下的自主能力，大大擴(kuò)展精確空投系統(tǒng)的任務(wù)空間和領(lǐng)域。

4.3 基于在線系統(tǒng)辨識(shí)的分段航跡規(guī)劃技術(shù)

空投系統(tǒng)空投時(shí)具有不確定性，如外部氣象環(huán)境、空投重量、傘的滑翔比、最小轉(zhuǎn)彎半徑、傘衣形狀等等，上述參數(shù)的變化都會(huì)導(dǎo)致降落傘系統(tǒng)氣動(dòng)特性的變化，需要提供一種實(shí)時(shí)在線系統(tǒng)辨識(shí)算法。同時(shí)，由于傘系統(tǒng)的氣動(dòng)力特性不易準(zhǔn)確計(jì)算，需要一個(gè)魯棒性比較強(qiáng)的歸航控制方式，且翼傘系統(tǒng)的基本運(yùn)動(dòng)形式主要是滑翔與轉(zhuǎn)彎，便于分段設(shè)計(jì)。因此，發(fā)展基于在線系統(tǒng)辨識(shí)的分段航跡規(guī)劃技術(shù)，能夠有效提高精確空投制導(dǎo)算法的魯棒性和通用性。

5 結(jié)論

歐美等西方國(guó)家建立了一系列滿足不同載荷和任務(wù)需求的精確空投系統(tǒng)，并結(jié)合新技術(shù)不斷完善其精確空投裝備體系，系列化、標(biāo)準(zhǔn)化程度越來(lái)越高。導(dǎo)航技術(shù)上，采用衛(wèi)星導(dǎo)航/慣性導(dǎo)航相結(jié)合，并輔助以視覺(jué)導(dǎo)航、高精度測(cè)高儀，使空投系統(tǒng)的定位精度、可靠性更高，抗干擾能力、自主性更強(qiáng)；制導(dǎo)技術(shù)上，綜合采用基于機(jī)動(dòng)和基于路徑點(diǎn)的融合制導(dǎo)算法來(lái)實(shí)現(xiàn)分段歸航策略，系統(tǒng)魯棒性更強(qiáng)，著陸精度更高；控制技術(shù)上，重點(diǎn)還是以PID控制為主，并部分發(fā)展了模型預(yù)測(cè)控制、非線性動(dòng)態(tài)逆控制等方法。

與歐美相比，我國(guó)精確空投系統(tǒng)在空投重量和空投精度等方面還有一定差距，應(yīng)強(qiáng)化頂層設(shè)計(jì)、注重軍民融合發(fā)展，推進(jìn)以導(dǎo)航制導(dǎo)控制技術(shù)為核心的精確空投關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展。在實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航單元標(biāo)準(zhǔn)化、模塊化設(shè)計(jì)，提高導(dǎo)航單元維護(hù)性的同時(shí)，降低導(dǎo)航成本；提高無(wú)衛(wèi)星或弱衛(wèi)星環(huán)境下的自主導(dǎo)航能力，提升精確空投系統(tǒng)自主能力，增強(qiáng)投放精度，拓展任務(wù)領(lǐng)域；發(fā)展基于在線系統(tǒng)辨識(shí)的分段航跡規(guī)劃技術(shù)，提高精確空投制導(dǎo)算法的魯棒性和通用性，最終實(shí)現(xiàn)精確空投系統(tǒng)系列化、標(biāo)準(zhǔn)化建設(shè)發(fā)展。