面向高機動目標攔截任務的空空導彈制導方法綜述

紀 毅，王 偉，張宏巖，范軍芳，豆登輝，裴 培

(1.北京信息科技大學 自動化學院，北京 100192；2.北京信息科技大學 高動態導航技術北京市重點實驗室，北京 100192；3.北京理工大學 宇航學院，北京 100081；4.北京理工大學 無人機自主控制技術北京市重點實驗室，北京 100081；5.西安現代控制技術研究所，西安 710065)

0 引 言

空空導彈指由戰斗機、無人機等空基平臺發射的攻擊飛機、戰略戰術導彈、低軌衛星或臨近空間飛行器的彈藥武器系統，是攔截敵對目標、完成防空反導任務、保障空天安全的難以替代的有力武器。與地基、海基導彈以及機載定向能武器相比，空空導彈具有以下優勢：飛行速度更快，機動性更強，發射平臺兼容性強；系統部署區域廣泛，作戰方式靈活；作戰高度更高，效率更高；目標匹配性高[1-2]。

當今世界正經歷“百年未有之大變局”，給國土安全帶來全新挑戰。隨著世界新軍事革命的深入發展，以美國為首的西方軍事強國在第五代戰斗機、巡飛彈、彈道導彈等一系列高速飛行武器領域取得重大突破[3-4]。針對大氣層內高速飛行目標的防空反導任務，正成為國防事業不可或缺的一環。隨著高速飛行武器技術不斷發展，防空反導任務對具有精確制導能力的空空導彈的需求越來越迫切，主要體現在：(1)高速飛行目標飛行包絡更廣，飛行軌跡復雜，飛行狀態多變，難以實時預測，傳統飛行模式難以滿足目標動態追蹤的需求；(2)高速飛行目標復雜的運動狀態使末制導段彈目視線角呈不確定性時變狀態，對空空導彈魯棒性與抗擾性提出要求；(3)高速飛行目標過載呈現高頻大幅震蕩狀態，為實現精準攔截，空空導彈的控制系統與執行機構需快速精確地提供對應的過載。為此，亟需研發能實現對目標軌跡的準確預測與精確攔截的制導技術，以綜合提高空空導彈的制導性能，完成針對高機動目標的精確制導任務，滿足復雜戰場環境下的精確防御需求。

提前預判高速飛行目標的攻擊意圖，據此預測其運動軌跡，可為空空導彈的戰術決策提供依據，有利于提升其攔截成功率。海灣戰爭中，面對伊拉克軍隊“飛毛腿”導彈的攻擊，美軍總是要發射數倍數量的“愛國者”導彈進行攔截，但攔截成功率僅為40%[5]。其原因一定程度上在于對對方高速飛行器攻擊意圖和運動軌跡的判斷不明，而不得不在其飛行軌跡各區域中分別進行攔截。相比于30年前的“飛毛腿”導彈，未來戰爭中高速飛行目標將擁有更大的可用過載和更強的離軸運動等性能，軌跡靈活性將有明顯提升。為提高作戰效費比，挖掘空空導彈的潛能，優化戰術決策，提高攔截效果，有必要研究高速飛行目標的軌跡預測技術[6-8]。

高速飛行目標瞬時過載巨大，運動狀態變化劇烈且具有強非線性與強不確定性，彈目視線角速率具有高頻大幅震蕩特征，且隨著彈目距離的接近而愈發增強，在空空導彈的末制導段逃逸能力極強[9]。傳統制導彈藥采用的比例導引類制導律推導自線性制導動力學模型，難以跟蹤高機動非線性目標，且末端過載過大的現象時有發生，嚴重限制了末制導效果[10]。此外，考慮高速飛行器運動狀態時變以及末制導段彈目距離較近等因素，諸如數學模型不確定性、氣動參數漂移、目標運動估測誤差等微小擾動亦會對彈目視線角速率的獲取產生較大影響。因此，有必要研究具有抗干擾自主追蹤能力、可根據高速飛行器的運動狀態實時計算對應的制導指令的高精度強魯棒末制導技術。

對隱形目標的突發性打擊任務要求空空導彈具有對制導指令快速高效的響應能力。經典雙回路制導控制結構忽略了制導與控制回路間的兼容性，基于頻譜分離原則分別設計制導與控制系統。然而在末制導段，較小的彈目相對距離導致空空導彈制導回路的帶寬逐漸增大，制導系統與控制系統之間的關系難以協調，進而導致其過載指令得不到快速高效的執行，嚴重限制了空空導彈的制導指令響應與過載能力[11]。為消除經典雙回路制導控制系統中制導回路與控制回路間的不兼容性，有必要開展制導控制一體化系統與算法的相關研究。

綜上所述，正是在針對高速飛行器的迫切攔截需求與空空導彈實際工程背景的牽引下，面向日趨復雜的戰場環境，本文對高速飛行目標意圖識別與軌跡預測問題、末制導段空空導彈目標逃逸與擾動抑制問題、臨近目標時制導指令快速高效響應問題進行深度調研，并對上述問題的現有解法進行綜述，對需要進一步研究的問題進行展望。

1 典型先進空空導彈簡介

空空導彈是從空中發射、攻擊空中目標的導彈[1]。從20世紀40年代問世以來，已歷經四代重大革新，逐漸成為空戰的主要武器。在近80年的發展歷程中，空空導彈逐步實現“質量輕型化、外形細長化、射程遠程化、軌跡靈活化”，由第一代、第二代的“追尾式”攻擊方式過渡至第三代、第四代的“全向式”攻擊方式，其發展歷程如圖1所示[2]。

圖1 四代空空導彈發展示意圖[2]

根據制導體制差異，空空導彈可分為紅外制導型空空導彈和雷達制導型空空導彈兩大類。其中，紅外制導型空空導彈具有體積小、重量輕、成本低、使用方便、維護便捷、不依賴于機載雷達數據鏈系統配合、適用于小型廉價戰斗機裝配等優勢[1]。但受其制導體制限制，紅外型空空導彈僅適用于射程小于20 km的近程攔截任務。雷達制導型空空導彈雖不具備上述優勢，但其射程通?？蛇_35～80 km，部分雷達制導型空空導彈射程可達160 km，有利于戰斗機戰場生存和執行中遠程攔截任務，具有十分重要的作用。

“響尾蛇”AIM-9X近戰空空導彈是第四代紅外制導型空空導彈的典型代表，是“響尾蛇”導彈家族中最新改進型，其結構如圖2所示。不同于“響尾蛇”空空導彈家族中其他任何型號彈藥，AIM-9X導彈彈身細長，只有四個前置固定翼與四個很小的矩形尾翼。此外，取消了陀螺舵的設計，使用專用的姿態控制系統來確保彈體在飛行過程中不會發生自旋。該導彈具有大離軸角攔截與發射能力，可以在±90°視場范圍內尋找目標, 在嚴重雜波和紅外干擾環境下仍可實現精準打擊。

圖2 “響尾蛇”AIM-9X近戰空空導彈

在制導系統方面，AIM-9X導彈采用先進的紅外自尋的制導系統，導引頭采用圖像增強紅外焦平面陣。不同于普通紅外制導導彈，AIM-9X導彈的數字化制導系統可以選擇攻擊目標的薄弱部分，而非直奔目標發熱量最大的發動機尾噴口。通過與最新型聯合頭盔瞄準系統(JHMCS)交聯并配備新型三維噴氣矢量系統，AIM-9X導彈具備比配備傳統制導系統的導彈優異得多的轉向能力。利用頭盔瞄準具，飛行員只要注視著敵機就可以使該導彈飛向目標。

在控制系統與執行機構方面，AIM-9X 導彈采用了先進的自動駕駛儀系統，具有很強的機動控制能力；采用矢量控制系統，通過改變發動機尾燃氣舵噴口噴氣方向來控制導彈的飛行方向，從而讓導彈有了更加敏捷的飛行能力；采用了尾部控制翼設計，縮小了彈翼面積，以適應F-22“猛禽”戰斗機的彈艙容積限制。

“AMRAAM”AIM-120D中程空空導彈是第四代雷達制導型空空導彈的典型代表，其結構如圖3所示，是美軍產品改進計劃(P3I)的第四代產品。其改進主要包括采用GPS輔助慣導與雙向數據鏈，增大離軸發射角，改進制導軟件以改善運動學性能，擴大了不可逃逸區，將射程提高50%，提高了電子擾抗能力，進一步提高導彈的精度、射程、殺傷力和生存能力。

圖3 “AMRAAM”AIM-120D中程空空導彈

AIM-120D導彈的一大特色是采用了空空導彈中罕見的基于衛星-慣性組合導航系統的彈道中段補償方法。該方法可減少慣導系統的誤差，提高路徑規劃效率，進而節約能量，在無需對發動機進行改進設計的條件下提高射程，使其達到160 km。同時，該方法可降低導彈的對準誤差，提高導彈的制導精度。

AIM-120D導彈的另一大特色是采用了雙向數據鏈路通訊系統。彈體前部裝有共形天線，支持導彈與母機間雙向通信功能。這使得導彈可以成為空中打擊網絡的一個節點，既可以補充預警飛機和戰斗機雷達的探測范圍，又可以作為空中作戰網絡體系的一個傳感器，實現武器、火控、指揮、探測、決策之間的無間隔交連。雙向數據鏈路通訊還可以使導彈被載機發射后，由另一架戰斗機控制其飛行狀態，此時，載機可以立即脫離，進入下一個作戰空域。

2 典型空空導彈制導方式與關鍵問題

空空導彈制導過程主要包括戰術決策段、初始段、中制導段、中末制導交接段、末制導段、目標交會段。其中，中制導段和末制導段的效能直接決定空空導彈能否精準命中目標。中制導的作用是控制彈體平穩飛行至導引頭的探測范圍內(通常不大于25 km)，末制導的作用是將彈體精準導引至目標，以實現精確攔截。

制導控制系統是空空導彈實現精確攔截的核心，通常由目標運動探測器(Seeker)、中央處理器(Center Processing Unit，CPU)、自動駕駛儀(Autopilot)和執行機構(Actuator)組成(也有資料將執行機構視為自動駕駛儀的組成部分[12])。各組部件簡介如表1所示。

表1 空空導彈制導控制系統各組部件簡介

此外，部分空空導彈(如AIM-120D)存在GPS/INS輔助制導系統。該系統雖不可獨立作用于制導指令生成，仍需依賴雷達或紅外探測系統，但可實時生成導彈位置信息，提供參考彈道，有利于空空導彈中制導飛行增穩增程。

空空導彈制導控制系統的工作流程如圖4所示。首先，目標運動探測模塊工作，探測高速飛行目標的位置、速度等信息。對于超視距攻擊的雷達型空空導彈，該過程通常發生在導彈點火前，即機載雷達需提前鎖定目標位置，并將該信息裝訂至火控系統。對于紅外型空空導彈，通常由飛行員瞄準目標之后，目標位置信息被發送給彈載計算機，由中央處理器實時解算彈目相對位置信息(該信息通常為彈目視線角速率)，并將其作為制導律的輸入量，以生成需用過載。該過載指令被輸送至自動駕駛儀，解算出執行機構指令，控制執行機構工作，進而改變彈體動力學，實現精準攔截。

圖4 空空導彈制導控制系統的工作原理示意圖

空空導彈的制導流程如圖5所示。在空空導彈實際應用中，下述制導控制問題時常出現，嚴重影響其攔截效果：

圖5 空空導彈制導階段示意圖

(1)高速飛行目標意圖識別與軌跡預測問題。高速目標飛行軌跡難以預測，導致空空導彈的制導策略難以確定。該問題常發生于戰術決策段與中制導段，可通過設計基于貝葉斯推斷(Bayesian Inference)[13-16]的軌跡預測方法解決。

(2)末制導段高速目標逃逸與擾動抑制問題。隨著末制導段彈目相對距離的接近，高速飛行目標自身逃逸能力和擾動對彈目視線角速率的影響被放大，導致制導失準。該問題常發生于末制導段，可通過設計非線性強魯棒制導律[17-18]解決。

(3)臨近目標時制導指令快速高效響應問題?？湛諏椫茖到y與控制系統之間存在時間滯后問題，制導指令難以快速高效執行，導致制導精度降低。該問題常發生于空空導彈臨近目標時，可通過設計制導控制一體化系統及算法[19-20]解決。

綜上所述，為實現空空導彈對高速飛行目標的精準攔截，需解決高速飛行目標意圖識別與軌跡預測問題、末制導段高速目標逃逸與擾動抑制問題、臨近目標時制導指令快速高效響應問題。下面就這些問題的國內外研究現狀進行分析。

3 目標軌跡預測方法研究現狀

高速飛行目標軌跡預測是防空反導領域的重大課題之一，其準確程度直接決定了空空導彈的命中效果，進而影響了我方攔截策略。對我方指戰員而言，對方高速飛行器屬非合作目標，其運動學與動力學信息無法直接獲取，需根據其先驗飛行軌跡推測其航向、速度和氣動參數等信息。邵雷等[21]將目標的軌跡預測方法分為三類，即基于目標運動機理信息的軌跡預測方法、基于統計學原理的軌跡預測方法、基于目標機動意圖的軌跡預測方法。表2對比了上述三種方法的優勢與缺陷。

表2 現有目標軌跡預測方法的優勢與缺陷

基于目標運動機理信息的軌跡預測方法指利用目標的運動機理信息，建立預測模型而實現軌跡預測的方法。該方法將目標的氣動參數、升阻比等運動學特征表述成具有一定規律的關系式，以實現對上述參數的有效估計。王路等[22]認為升阻比是實現軌跡預測的關鍵，建立運動狀態模型，通過函數擬合其升阻比，通過數值積分預測軌跡；張凱等[23]研究了氣動參數的變化規律，針對高超聲速飛行器目標跳躍的機動特點，設計了一種多層遞階軌跡預測方法，并據此遞推目標軌跡；李廣華等[24]分析了目標的機動能力及可能存在的機動模式，建立了以攻角和側滑角為控制量的縱向與側向動力學模型，并對飛行器的多種機動能力提出評估指標。這一類方法直觀描述了高速飛行器的運動學特征，但考慮高速飛行目標運動狀態時變性，其參數往往難以準確辨識。

基于統計學原理的軌跡預測方法指在高速飛行目標運動狀態的先驗信息難以獲取的情況下，通過對飛行器歷史運動狀態的分析，建立相關控制量的概率分布，以獲取飛行器軌跡的統計學特征，并據此預測其運動軌跡。Chen等[25]結合參數估計與聚類等方法建立軌跡密度函數，并求其后驗概率密度，在一定程度上實現了對不規則運動飛行器的軌跡預測；喬少杰等[26]利用高斯混合模型對不同的運動模式進行建模，基于歷史數據，結合高斯回歸模型與最小二乘法設計軌跡預測方法；秦雷等[27]設計了卡爾曼濾波器，利用蒙特卡洛仿真試驗估計高速目標三軸方向位置與誤差。這一類方法采用統計學原理對高速飛行器進行建模，解決了基于目標運動機理信息的軌跡預測方法中因運動模式不匹配、建模與參數估計不準確導致的預測失準問題，但該方法需大數據支撐。考慮實際攔截任務中對方高速飛行器運動狀態信息難以實時獲取，該方法仍在一定程度上存在局限性。

基于目標機動意圖的軌跡預測方法指通過挖掘高速飛行器的目的性獲取潛在的目標運動信息，并據此實時補償飛行器動力學控制模型，以提升軌跡預測精度，其流程如圖6所示[22]。通常通過構造目標意圖代價函數來評估飛行器目的。張凱等[28]采用貝葉斯推斷方法迭代高速目標運動狀態，通過意圖代價函數分析其機動意圖，并通過蒙特卡洛采樣方法實現軌跡預測；基于動態貝葉斯網絡，羅藝等[29]對高速飛行器與攻擊目標間的關系進行推理，以預測高速飛行器的機動意圖；文獻[30]提出一種基于飛行器機動意圖的軌跡預測方法：首先利用多模型算法預測多條飛行器軌跡，根據其意圖方向的貼合度分配權重，并利用意圖信息平滑上述軌跡。這一類方法對基于統計學原理的軌跡預測方法進行補充，通過目標意圖代價函數更精確地獲取先驗目標軌跡，分析目標意圖與準確設計目標意圖代價函數是該類方法的關鍵。

圖6 基于目標機動意圖的軌跡預測方法流程圖[22]

4 制導算法研究現狀

作為一種高效的制導律，比例導引(Proportional Navi-gation，PN)制導律[31-32]被廣泛應用于針對靜止與運動目標的制導任務中。若忽略量測噪聲、環境擾動和時間滯后等因素，比例導引制導律可實現零脫靶量的制導效果。當其導航比選取為3時，其形式與能量最優化制導律相同。在工程實踐中，根據加速度指令方向定義方式的區別，比例導引制導律可分為純比例導引(Pure Proportional Navigation，PPN)制導律、理想比例導引(Ideal Proportional Navigation，IPN)制導律和真比例導引(True Proportional Navigation，TPN)制導律。然而，當其應用于高速目標制導任務時，以下兩個主要缺點嚴重制約其性能：(1)比例導引制導律在彈道末段所需過載較大，即需用攻角過大，進而引起空空導彈姿態高頻大幅擺動現象，可能導致飛行失穩；(2)由于比例導引制導律推導于線性制導動力學模型，在設計過程中忽略了非線性擾動的影響，導致其自身對非線性擾動抵抗能力較弱，難以適應具有強非線性不確定性的高速目標。

在現代戰場中，零脫靶量不再是評估制導律性能的唯一指標。制導過程需滿足多約束條件，如最小能量消耗約束、終端角度約束和飛行時間約束等。因此，最優控制和優化理論[33-36]被廣泛應用于制導律設計，在實現增程與精確制導的同時滿足上述約束條件。文獻[37]設計了一種考慮小擾動和飛時落角約束條件的最優制導律；何紹溟等[38]通過施瓦茲不等式(Schwarz’s Inequality)推導出一種最優誤差動力學函數，并利用其分別設計零化彈目視線角速率、落角約束、飛時約束和直接碰撞制導律；文獻[39]設計了一種可直接利用重力補償的新型最優制導律，通過重力轉向以降低能量消耗。上述最優制導律可分為兩類：線性與非線性最優制導律。前者可得出能被執行機構實時執行的解析形式為加速度指令，但制導動力學模型非線性特征的缺失可能引發諸多問題；后者需要大量的計算資源來求得并僅能求得數值近似解，這導致其僅能應用在導彈發射前，而無法在導彈飛行過程中根據其狀態實時調節。除上述最優制導律之外，一些衍生比例導引制導律(如偏置比例導引制導律[40-42]和變增益比例導引制導律[43])同樣可以達到角度收斂的效果。與線性最優制導律相同，上述制導律同樣由線性動力學制導模型推導，難以適應高速目標的非線性機動特性。

針對高速目標，已公開的文獻中存在大量的基于先進控制理論的制導律。考慮到彈目視線角速率無法直接量測的工況，He等[44]提出一種基于幾何同質性(Geometric Homogeneity)和李雅普諾夫理論的觀測器來估測彈目視線角速率，并設計了一種魯棒有限時間收斂制導律；為消除不確定邊界和未知干擾對制導精度的不利影響，Yang等[45]將無法預測的目標機動性視作有界未知量，設計了基于H∞控制理論的魯棒制導律；文獻[46]提出一種輸入狀態穩定(Input-to-State Stability)制導律來限制有界的目標機動性，并對有界的彈目視線角速率進行估測；文獻[38]利用施瓦茲不等式推導了一種彈道成型制導律(Trajectory Shaping Guidance, TSG)，文獻[47]求得其解析解。

此外，二階滑動模態控制(Second-Order Sliding Mode Control，2-SMC)理論[48-51]被視為設計針對高速目標終端角度制導律的“有力工具”，因為其具有強魯棒性、全局收斂性和可降階性，通過合理地構建包含一階與二階系統狀態量(制導律設計中指彈目視線角與角速率)的滑模面，即可實現全局穩定，從而使導彈按照特定終端角度精準命中目標。在文獻[52]，一種未展現出任何奇異性(Singularity)平面滑模制導律被提出；結合非奇異終端滑模(Nonsingular Terminal Sliding Mode，NTSM)、平滑二階滑模和有限時間擾動觀測器，He等[53]提出一種連續非奇異魯棒制導律來應對位置的目標機動；Si等[54]設計了可削弱抖振的三維自適應制導律，在考慮輸入飽和的條件下，其解析形式在文獻[55]中給出；為處理無法預測的目標逃逸策略，Zhang等[56]提出一種包含二階同質性觀測器的魯棒有限時間收斂制導律；文獻[57]給出一種基于指令性能函數(Prescribed Performance Function)的控制方法，可使滑模面平滑地收斂至零，并據此設計了角度約束制導律。

表3給出了上述制導方法在高動態目標追蹤能力、能量最優化、落角約束能力、魯棒性、工程實用性等方面的性能對比。

表3 現有制導方法性能對比

從上述研究現狀可以看出，非線性制導律更適合攔擊具有強非線性不確定性的高速目標，強魯棒制導律可抵御末制導段因目標運動特性和其他因素產生的擾動。基于滑動模態控制理論的制導律兼具非線性和強魯棒性，亦具有有限時間收斂性，適宜設計末制導律。

5 制導控制一體化系統與算法研究現狀

為實現對高速目標難以預測的運動狀態的實時跟蹤，空空導彈往往需配置能夠快速執行制導指令的制導與控制系統。傳統導彈裝配有經典雙回路制導控制系統，即制導系統與控制系統分別設計，獨立工作，其工作頻率往往不一致，進一步導致制導指令難以被快速、準確、直接地執行。

在此背景下，系統考慮導彈的外部制導需求和內部控制組件的特性，兼顧導彈制導系統與控制系統之間的不兼容性，制導控制一體化(Integrated Guidance and Control，IGC)系統在降低系統設計成本和系統保守性的同時，挖掘了空空導彈制導控制組部件的潛力，提高導彈在末制導過程中的機動性，有利于降低空空導彈制導控制系統的研發成本，提高制導控制系統的穩定性。

根據內回路的不同結構，對制導控制一體化系統與算法的研究廣義上可分為三大類：考慮自動駕駛儀動力學特性的制導律設計[9, 58-59]、完全制導控制一體化系統與算法設計(Full Integrated Guidance and Control，FIGC)[60-61]和部分制導控制一體化系統與算法設計(Partial Integrated Guidance and Control，PIGC)[62-65]，如圖7～9所示。考慮自動駕駛儀動力學特性的制導律設計將導彈自動駕駛儀視作一個一階慣性動力學環節或二階振蕩動力學環節，考慮了控制器特性，降低了設計難度。盡管有時考慮自動駕駛儀動力學特性的制導律具有較好的效果，但該描述方式不夠準確，并不能完全適用于高速目標。完全制導控制一體化打破了制導回路與控制回路之間的壁壘，綜合考慮末制導過程中的各種因素，逐步設計控制量。盡管該方法可以徹底解決時間滯后、頻率不協調與兼容性不足等問題，但該方法要求彈體有著充裕的動態穩定裕度以抵消嚴重的氣動擾動。部分制導控制一體化系統改造了傳統的制導控制雙回路結構，其外回路包括目標運動信息捕獲系統與運動學制導系統，而內回路僅為執行機構與彈體動力學環節。與完全制導控制一體化系統及算法設計相比，因其保留了雙回路結構，制導控制一體化系統與算法更易設計與執行。

圖7 考慮自動駕駛儀動力學特性的制導控制系統示意圖[60]

圖8 完全制導控制一體化系統示意圖

圖9 部分制導控制一體化系統示意圖

近幾十年來，已公開的文獻中存在大量制導控制一體化系統與算法。隨首先進控制算法，如模型預測控制(Model Prediction Control，MPC)、狀態獨立黎卡提方程(Sate-Dependent Riccati Equation，SDRE)、反饋線性化、有限階段最優控制、θ-D方法、反步法(Backstepping)與滑動模態控制(Sliding Mode Control，SMC)等方法的引入，為制導控制一體化系統與算法的發展做出了大量貢獻。利用連續時間預測控制技術，Panchal等[66]設計了一種最優制導控制一體化算法，其特征在于目標加速度信息可以通過狀態擴張觀測器獲??；結合動態面控制理論和擾動觀測技術，Wang等[67]提出一種可成功應用于多導彈協同制導的新型制導控制一體化系統；通過非線性坐標轉換矩陣來調整系統狀態方程至標準形式，Chwa等[68]提出一種考慮控制回路動力學特性的自適應制導算法；考慮到應用側噴控制方式的導彈的典型動力學特性，Chen等[69]將制導控制一體化思想引入一個理想的參考模型。此外，文獻[60，63]討論了攻擊角度約束條件下的典型制導控制一體化設計方法。具體而言，文獻[60]針對零控脫靶量(Zero-Effort Miss，ZEM)設計了四階反步控制方法；文獻[63]將上述問題視為一個高階系統收斂問題并設計滑?？刂破?。

值得注意的是，在已公開的文獻中，基于滑?？刂评碚摰闹茖Э刂埔惑w化設計方法占據絕大部分。因其具有強魯棒性，滑?？刂萍夹g被廣泛應用于制導控制一體化系統及其他領域，如導彈制導律、無人機(Unmanned Air Vehicle，UAV)自動駕駛儀、機械臂控制系統和微機電(Micro-Electro-Mechanical System，MEMS)陀螺等。在滑?？刂萍夹g的應用中，控制量抖振和系統奇異性是兩個亟需解決的重要問題。近年來，相當數量的新型滑?？刂评碚摫惶岢鲆越鉀Q上述兩個問題，文獻[70-75]給出了解決上述問題的理論方法和一些實際應用。基于此，一些學者提出獨特的制導控制一體化方法來適應不同的應用環境。如He等[60]提出基于自適應非奇異擾動觀測器(Nonsingular Disturbance Observer，NDOB)的三維多變量制導控制一體化設計方法；Wang等[62]提出適用于一系列非線性制導動力學模型的自適應終端滑模算法，并基于此設計了部分制導控制一體化系統；Song等[74]設計了一種基于新型動態面的制導控制一體化算法；基于Super-twisting算法，Lai等[75]在三維空間中設計了一種部分制導控制一體化算法，該算法可實現彈目視線角有限時間收斂。

總之，為降低空空導彈制導系統與控制系統間的時間滯后與不兼容性，提高制導控制效率，需要研究制導控制系統一體化設計方法，充分發揮各組部件潛力，以使空空導彈能夠快速高效地執行制導指令。

6 目標預測與制導方法研究展望

考慮到上述目標預測與制導方法的工程適用性，為進一步解決高速飛行目標意圖識別與軌跡預測、末制導段空空導彈目標逃逸與擾動抑制、臨近目標時制導指令快速高效響應等問題，提升空空導彈的制導控制性能，以下問題仍需進一步研究：

(1)結合運動機理、統計學與目標意圖的綜合軌跡預測方法

目標軌跡預測是空空導彈面向未來戰場的方法之一，然而目前已公開的軌跡預測方法均存在一定局限性。其中，基于目標運動機理的軌跡預測方法缺乏對目標運動狀態突變的適應性；基于統計學理論的軌跡預測方法需要大量的同型號目標飛行數據；基于目標意圖的軌跡預測方法需要短時間內實現對目標意圖的精準研判。將上述三種方法按照一定科學規律有機結合，揚長避短，不失為目標軌跡預測方法的有效研究方向。

(2)非線性在線近最優制導方法

為了在不改變空空導彈結構的條件下增加其射程，需對空空導彈的能量進行優化。能量最優控制法基于線性化模型設計，雖可在線實時解算制導指令，但忽略了非線性氣動特征對空空導彈制導系統的影響；非線性數值優化法充分考慮了系統的非線性特征，但彈載計算機難以滿足其所需的計算能力，故無法在飛行過程中在線運算。研發可在線應用的非線性近最優制導方法，兼具前沿探索與工程實踐意義。

(3)非線性制導方法的工程化應用

目前，已公開的文獻中存在大量以滑?？刂?、反步法、李雅普諾夫、自抗擾控制為基礎的非線性制導方法。上述方法結合了現代控制理論，兼具自適應性與強魯棒性，可有效抵御外界未知不確定因素對制導過程的干擾。然而，上述方法往往形式復雜，參數繁多，難以在工程實踐中得到有效應用。簡化上述制導方法的形式，明確各參數的物理意義，提出簡明的參數選取準則，是實現非線性制導方法工程化設計與應用的重要研究內容。

(4)智能化制導方法

近年來，計算機性能的飛速提升大大強化了智能化制導方法的應用前景。以深度學習、強化學習為代表的智能化圖像識別算法具有高精度識別目標的能力，且敏感同一類型的目標；以YOLO算法為代表的快速目標識別方法契合高機動目標的攔截任務。智能化制導方法的進一步發展與工程化移植應用，是空空導彈制導領域的重要課題。

(5)容錯制導控制方法

在空空導彈的飛行過程中，不穩定空氣動力學環境時常存在，會引發難以忽略的干擾，如大范圍氣動參數攝動、執行機構故障或輸入飽和、雷達定位失準、數據鏈延遲過高等。上述問題往往引發制導控制錯誤，嚴重影響了空空導彈的制導控制效果。目前已有文獻通過觀測器、強化學習等方法實現故障檢測與故障分離，通過強魯棒容錯控制方法實現容錯控制，但如何將其移植應用于空空導彈，仍需進一步探索。

(6)制導控制一體化方法的工程實現

制導控制一體化方法的優勢在于對目標機動的快速響應，將繞質心運動的影響因素引入到質心運動控制中，規避了臨近目標時刻的頻帶耦合問題。大量文獻從不同角度闡述了這一方法的設計思路，并給出相應的仿真結果。然而，其工程實現方法仍需通過半實物仿真試驗、工程樣機地面試驗、飛行試驗等手段進一步探索。

7 總 結

現代及未來戰爭的發展態勢對空空導彈提出了目標動態追蹤、強魯棒性和高抗擾性、面對目標機動的快速精準響應等全新要求，帶來了高速飛行目標意圖識別與軌跡預測、末制導段高速目標逃逸與擾動抑制、臨近目標時制導指令快速高效響應等問題。針對上述問題，本文深度調研了目標軌跡預測方法、制導算法以及制導控制一體化方法，對比分析了各種方法的優勢與缺陷，結論如下：

(1)三種目標軌跡預測方法各有利弊?；谀繕诉\動機理的軌跡預測方法具有可解釋性，但對于飛行參數的實時性與準確性要求較高；基于統計學原理的軌跡預測方法不敏感于飛行參數，但需要大量歷史數據支撐，對全新或突變飛行環境的適應性差；基于目標機動意圖的軌跡預測方法的精度取決于對目標意圖的精準研判。綜合上述三種方法的軌跡預測方法，不失為該領域的有效研究方向。

(2)制導算法方面，比例導引制導律簡單實用，但其忽略了非線性擾動項，魯棒性有限；非線性優化制導律優化效果良好，但其難以在線解算制導指令，對氣動參數突變環境適應性差；滑模制導律以高能耗為代價換取強魯棒性與抗擾動能力，且制導指令存在高頻抖振；新型高階非線性制導律解決了抖振問題，但其參數繁多，難以應用于工程實踐。

(3)制導控制一體化方法的優勢在于降低空空導彈制導系統與控制系統間的時間滯后與不兼容性，提高了制導控制效率，但目前其工程實現方法仍需進一步探究。