張遠(yuǎn)龍，謝愈

國(guó)防科技大學(xué) 智能科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073

滑翔飛行器作為高超聲速飛行器的一種典型代表，因?yàn)樘厥獾臍鈩?dòng)構(gòu)型設(shè)計(jì)，其升阻比較傳統(tǒng)升力式飛行器要大很多，因此可以僅依靠氣動(dòng)力控制實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間遠(yuǎn)距離的機(jī)動(dòng)飛行。由于飛行速度快、機(jī)動(dòng)突防能力強(qiáng)、命中精度高以及飛行距離遠(yuǎn)等突出優(yōu)勢(shì)，滑翔飛行器已經(jīng)成為當(dāng)前航空航天領(lǐng)域的主要研究熱點(diǎn)之一。作為控制飛行器軌跡的大腦，圍繞滑翔飛行器開(kāi)展的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)控制方法研究更是當(dāng)下各國(guó)學(xué)者關(guān)注的焦點(diǎn)。

滑翔飛行器的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法一直以來(lái)都是學(xué)者們研究的重點(diǎn)和難點(diǎn)，既要滿足高速飛行過(guò)程中的強(qiáng)耦合、快時(shí)變以及強(qiáng)非線性的運(yùn)動(dòng)約束關(guān)系，同時(shí)還必須限制飛行過(guò)程中的最大動(dòng)壓、最大過(guò)載以及峰值駐點(diǎn)熱流，以免產(chǎn)生過(guò)大力矩或高溫破壞結(jié)構(gòu)，損毀飛行器。復(fù)雜一些的飛行任務(wù)，還需要考慮航路點(diǎn)、禁飛區(qū)約束等。通常來(lái)說(shuō)，滑翔飛行器有兩種再入方式：從天基平臺(tái)釋放后再入和從地面通過(guò)助推器發(fā)射到一定高度后再入。以助推-滑翔式飛行器為例，飛行器從發(fā)射到命中目標(biāo)點(diǎn)依次經(jīng)歷了主動(dòng)段和再入段兩個(gè)不同的飛行階段[1-2]。其中，再入段又可細(xì)分為變軌段(或初始下降段，主要考慮熱流約束)、滑翔段(主要考慮熱流、過(guò)載、動(dòng)壓等過(guò)程約束，終端約束，禁飛區(qū)航路點(diǎn)等橫側(cè)向機(jī)動(dòng)任務(wù))以及俯沖段(主要考慮過(guò)載、鉸鏈力矩等約束)，如圖1所示。

本文主要圍繞滑翔段的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法開(kāi)展綜述，因?yàn)榛瓒问腔栾w行器整個(gè)再入過(guò)程中飛行距離最長(zhǎng)、彈道形式最為靈活、約束最為復(fù)雜的飛行階段，同時(shí)也是最能體現(xiàn)滑翔飛行器強(qiáng)機(jī)動(dòng)特性的飛行階段。因此，滑翔段是飛行器最為重要的階段，其彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法的好壞很大程度上直接決定了滑翔飛行器能否順利完成整個(gè)飛行任務(wù)。

圖1 助推-滑翔式高超聲速飛行器飛行彈道示意圖Fig.1 Typical trajectory of boost-gliding hypersonic vehicle

1 現(xiàn)狀分析

一般來(lái)說(shuō)，滑翔段的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法主要有兩種：基于標(biāo)準(zhǔn)軌跡的制導(dǎo)方法和預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法[3]。基于標(biāo)準(zhǔn)軌跡的制導(dǎo)方法是指事先規(guī)劃一條參考軌跡，然后通過(guò)跟蹤標(biāo)準(zhǔn)軌跡進(jìn)行制導(dǎo)。規(guī)劃的標(biāo)準(zhǔn)軌跡可以是實(shí)際三維空間中的一條彈道，或者僅是地面的二維軌跡，甚至可以是表征飛行器運(yùn)動(dòng)特性的廣義飛行剖面，如阻力加速度-速度(D-V)剖面[4-5]、高度-速度(H-V)剖面[6]以及阻力加速度-側(cè)向升阻比-能量(D-(L/D)sinυ-E)的三維剖面[7]等。標(biāo)準(zhǔn)軌跡規(guī)劃時(shí)，既可以是離線的復(fù)雜規(guī)劃或優(yōu)化，也可以是在線的快速規(guī)劃。預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法是指基于當(dāng)前飛行狀態(tài)，利用數(shù)值積分或解析表達(dá)式預(yù)測(cè)出給定控制變量下的終端狀態(tài)；通過(guò)計(jì)算預(yù)測(cè)終端狀態(tài)與設(shè)定終端狀態(tài)值的偏差調(diào)整控制變量，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行軌跡的準(zhǔn)確控制。因?yàn)樵陬A(yù)測(cè)終端狀態(tài)時(shí)，通常需要先規(guī)劃一個(gè)參考控制量剖面。因此，預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法也可看作是一種廣義的規(guī)劃與制導(dǎo)方法。下面將分別對(duì)這兩種方法的發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行分析。

1.1 基于標(biāo)準(zhǔn)軌跡的制導(dǎo)方法

基于標(biāo)準(zhǔn)軌跡的制導(dǎo)方法是目前滑翔飛行器彈道規(guī)劃與制導(dǎo)領(lǐng)域應(yīng)用最為廣泛的一種方法，而其中又以基于標(biāo)準(zhǔn)阻力加速度剖面的跟蹤制導(dǎo)方法最為著名。自從20世紀(jì)70年代在航天飛機(jī)上成功實(shí)現(xiàn)以來(lái)，基于標(biāo)準(zhǔn)阻力加速度剖面的跟蹤制導(dǎo)方法一直受到學(xué)者的追捧和喜愛(ài)，目前已經(jīng)發(fā)展成了滑翔飛行器制導(dǎo)方法的標(biāo)桿。其核心思想主要包括以下幾個(gè)部分[3]：

1) 飛行走廊模型的建立

在參考迎角剖面給定的基礎(chǔ)上，將滑翔飛行過(guò)程中的峰值駐點(diǎn)熱流密度、最大動(dòng)壓以及最大過(guò)載等典型過(guò)程約束轉(zhuǎn)換成關(guān)于D-V的函數(shù)，確定走廊的上邊界。同時(shí)，以滑翔段飛行器保持準(zhǔn)平衡滑翔飛行條件作為軟約束，建立滑翔飛行走廊的下邊界。通過(guò)建立飛行走廊約束邊界，確定了飛行器可行彈道規(guī)劃的邊界，為規(guī)劃標(biāo)準(zhǔn)阻力加速度剖面提供了依據(jù)。

2) 標(biāo)準(zhǔn)阻力加速度剖面規(guī)劃

在建立的約束走廊內(nèi)，選擇合適的函數(shù)設(shè)計(jì)參考飛行剖面。通過(guò)分析飛行器滑翔過(guò)程運(yùn)動(dòng)特性，經(jīng)典航天飛機(jī)再入制導(dǎo)方法將標(biāo)準(zhǔn)剖面分成了5個(gè)部分，即溫控段、過(guò)渡段、準(zhǔn)平衡滑翔飛行段、過(guò)渡段以及線性能量變化段[5]。溫控段標(biāo)準(zhǔn)剖面設(shè)計(jì)的重點(diǎn)是控制飛行器初始時(shí)的峰值駐點(diǎn)熱流，準(zhǔn)平衡滑翔飛行段的設(shè)計(jì)目的在于盡可能使飛行器進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間的準(zhǔn)平衡滑翔，而線性能量變化段則是考慮到飛行器在末段由于速度傾角過(guò)大產(chǎn)生的航程預(yù)測(cè)損失嚴(yán)重，因此將D-V飛行剖面改為D-E剖面，提高航程控制精度的同時(shí)平滑高度變化。當(dāng)選定標(biāo)準(zhǔn)剖面形式后，根據(jù)阻力加速度與航程的對(duì)應(yīng)關(guān)系，迭代確定滿足航程約束的參考剖面。

3) 側(cè)向橫程控制技術(shù)

為了確保滿足終端位置精度要求，除了利用標(biāo)準(zhǔn)阻力加速度剖面控制總航程外還應(yīng)控制飛行器的橫程或航向，因此設(shè)計(jì)了漏斗型的方位角誤差走廊決定側(cè)向傾側(cè)反轉(zhuǎn)的時(shí)機(jī)和符號(hào)。當(dāng)飛行器航向角與視線方位角的差始終保持在設(shè)計(jì)的誤差走廊內(nèi)時(shí)，飛行器的航向?qū)u進(jìn)收斂到視線方向，從而通過(guò)調(diào)整誤差走廊的漏斗形狀就可獲得滿意的終端橫程精度。

4) 跟蹤器設(shè)計(jì)及標(biāo)準(zhǔn)剖面更新技術(shù)

實(shí)際飛行與設(shè)計(jì)的標(biāo)準(zhǔn)情況之間總存在偏差，如飛行器本體在安裝、制造過(guò)程中不可避免地引入系統(tǒng)誤差，加表和陀螺儀測(cè)量過(guò)程中產(chǎn)生的工具誤差，以及實(shí)際大氣、地球模型等無(wú)法精確測(cè)量和準(zhǔn)確獲取而產(chǎn)生的模型偏差等等。由于這些偏差的存在，勢(shì)必造成實(shí)際彈道與標(biāo)準(zhǔn)彈道發(fā)生偏離。為了確保飛行器能沿標(biāo)準(zhǔn)彈道完成飛行任務(wù)，通過(guò)求解關(guān)于阻力加速度的動(dòng)力學(xué)方程，建立阻力加速度二階導(dǎo)數(shù)與控制量?jī)A側(cè)角的對(duì)應(yīng)關(guān)系；然后利用反饋線性化等方法設(shè)計(jì)比例-積分-微分(PID)形式的控制器求解跟蹤參考阻力加速度及其一階變化率所需的控制量大小，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)參考飛行剖面或者標(biāo)準(zhǔn)軌跡的跟蹤。同時(shí)，為了進(jìn)一步消除實(shí)際彈道與標(biāo)準(zhǔn)彈道的偏差，每隔一段時(shí)間對(duì)標(biāo)準(zhǔn)剖面進(jìn)行更新，從而提高終端位置的控制精度[4-5]。

雖然現(xiàn)有航天飛機(jī)再入制導(dǎo)方法已經(jīng)可以較好地完成飛行任務(wù)，但是仍存在很大的改進(jìn)空間，主要集中在標(biāo)準(zhǔn)剖面規(guī)劃、側(cè)向運(yùn)動(dòng)控制、軌跡跟蹤控制器設(shè)計(jì)等方面。因?yàn)轱w行器在滑翔段一直保持無(wú)動(dòng)力飛行，飛行器的機(jī)械能必然單調(diào)遞減。此外，由于能量同時(shí)包含了速度和高度信息，因此直接規(guī)劃D-E剖面比傳統(tǒng)D-V剖面在控制高度、速度上更具有優(yōu)勢(shì)[8]。有的學(xué)者甚至利用能量同時(shí)包含高度和速度的特性，將原三自由度的6個(gè)微分方程降維到關(guān)于能量的5個(gè)方程，從而提高了參考軌跡生成和剖面規(guī)劃的計(jì)算效率。為了進(jìn)一步改進(jìn)參考剖面的生成效率和適應(yīng)性，Lu等[9]通過(guò)參數(shù)化方法將標(biāo)準(zhǔn)D-V剖面分為多個(gè)線性小段，并建立以最小吸熱量為性能指標(biāo)的優(yōu)化函數(shù)進(jìn)行快速優(yōu)化計(jì)算。而Leavitt和Mease[10]則將飛行走廊最大和最小邊界的加權(quán)值作為標(biāo)準(zhǔn)剖面，通過(guò)調(diào)整權(quán)重系數(shù)即可快速產(chǎn)生所有可行解，從而極大降低了標(biāo)準(zhǔn)剖面生成的計(jì)算量消耗。在側(cè)向運(yùn)動(dòng)控制上，由于飛行器在接近滑翔目標(biāo)點(diǎn)時(shí)視線角迅速接近180°，而航向角的變化勢(shì)必難以趕上視線角，從而造成傳統(tǒng)航向誤差走廊控制方法的失靈。因此，有的學(xué)者提出了一種基于橫程誤差走廊的側(cè)向控制方式[11]。但有的學(xué)者則認(rèn)為采用誤差走廊的控制方式產(chǎn)生了太多傾側(cè)反轉(zhuǎn)且次數(shù)不可控，設(shè)計(jì)了一種通過(guò)迭代終端橫程精度確定反轉(zhuǎn)時(shí)機(jī)的側(cè)向控制方法。這種方法僅需一次反轉(zhuǎn)就可以到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)，有時(shí)為了確保終端控制精度，在末段靠近目標(biāo)點(diǎn)某一位置增加一次反轉(zhuǎn)[12]。對(duì)于剖面跟蹤制導(dǎo)方法，Mease和Kremer利用非線性反饋控制律設(shè)計(jì)了新的跟蹤控制器，發(fā)現(xiàn)傳統(tǒng)航天飛機(jī)再入跟蹤制導(dǎo)方法是這種方法的局部實(shí)現(xiàn)[13]。Lu[14]則是借助滾動(dòng)時(shí)域控制，重新設(shè)計(jì)了一種有效的非線性跟蹤控制器。由于火星大氣密度僅為地球的1/100左右，當(dāng)飛行器進(jìn)行火星再入時(shí)受到的不確定性干擾更為嚴(yán)重，對(duì)再入制導(dǎo)方法的要求也更高。為此，Talole等[15]利用干擾觀測(cè)器對(duì)不確定性影響進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償，提高了制導(dǎo)系統(tǒng)的魯棒性和適應(yīng)性。相對(duì)來(lái)說(shuō)，自抗擾控制技術(shù)除了對(duì)誤差的估計(jì)和補(bǔ)償外，還對(duì)參考輸入進(jìn)行了平滑，并且采用非線性組合方式獲得控制律。因此，Xia等[11]在傳統(tǒng)D-E剖面跟蹤制導(dǎo)的基礎(chǔ)上融合了自抗擾控制技術(shù)，設(shè)計(jì)了一種魯棒性更強(qiáng)的跟蹤控制器。

值得一提的是在對(duì)標(biāo)準(zhǔn)剖面跟蹤制導(dǎo)方法改進(jìn)的過(guò)程中，Mease等提出的演化加速度制導(dǎo)(Evolved Acceleration Guidance Logic for Entry, EAGLE)[16]方法表現(xiàn)較為突出。針對(duì)傳統(tǒng)阻力加速度剖面由于未考慮軌跡曲率而采用大圓弧假設(shè)引起的航程計(jì)算誤差問(wèn)題，EAGLE通過(guò)將標(biāo)準(zhǔn)剖面規(guī)劃轉(zhuǎn)換為軌跡長(zhǎng)度和軌跡曲率兩個(gè)子問(wèn)題進(jìn)行求解。首先根據(jù)大圓弧假設(shè)得到的總射程解算初始阻力加速度剖面，并由此計(jì)算考慮軌跡曲率影響后的實(shí)際射程，然后調(diào)整阻力加速度剖面直至滿足軌跡長(zhǎng)度要求。同時(shí)，側(cè)向傾側(cè)反轉(zhuǎn)時(shí)機(jī)在求解軌跡曲率子問(wèn)題時(shí)作為待定參數(shù)，通過(guò)迭代搜索使其滿足終端橫程和航向約束要求[17]。在參考剖面跟蹤上，將解算軌跡曲率子問(wèn)題得到的航向角剖面和規(guī)劃的阻力加速度剖面一起作為需要跟蹤的參考剖面，通過(guò)分別設(shè)計(jì)PD控制器跟蹤參考阻力加速度剖面和航向角剖面獲得傾側(cè)角大小，再將兩者的加權(quán)值作為實(shí)際控制的傾側(cè)角。顯然，采用EAGLE方法獲得的彈道有效提高了終端橫程控制精度，美國(guó)馬歇爾航天仿真中心(Marshall Aerospace VEhicle Representation in C, MAVERIC)的仿真結(jié)果也證明了這一點(diǎn)[18]。進(jìn)一步，本文作者團(tuán)隊(duì)[19]將這一剖面規(guī)劃方法拓展到考慮航路點(diǎn)和禁飛區(qū)約束的復(fù)雜飛行任務(wù)規(guī)劃中。

事實(shí)上，傳統(tǒng)的航天飛機(jī)再入制導(dǎo)方法，尤其是基于標(biāo)準(zhǔn)剖面的彈道規(guī)劃方法行之有效的一個(gè)重要前提是事先給定優(yōu)化的參考迎角剖面，從而飛行器的控制量?jī)H有傾側(cè)角。之所以要將迎角剖面事先給定，一方面是飛行器再入時(shí)，尤其是初始再入段產(chǎn)生的氣動(dòng)熱十分嚴(yán)重。為了控制駐點(diǎn)熱流，確保再入時(shí)飛行器不被燒毀而必須將迎角限制在一個(gè)合理的范圍。另一方面，當(dāng)同時(shí)調(diào)整迎角和傾側(cè)角控制飛行軌跡時(shí)，由于縱、側(cè)向運(yùn)動(dòng)耦合較為嚴(yán)重，難以找到穩(wěn)定收斂的雙通道軌跡控制方法。因此，為了確保飛行器安全和降低參考彈道的設(shè)計(jì)難度，在標(biāo)準(zhǔn)剖面設(shè)計(jì)之前先通過(guò)優(yōu)化確定參考的迎角剖面。這種策略在早期滑翔飛行器僅需實(shí)現(xiàn)從起點(diǎn)到目標(biāo)點(diǎn)間的典型任務(wù)下是可行且得到廣泛認(rèn)可的。但是，隨著科技的進(jìn)步和人們對(duì)再入問(wèn)題認(rèn)識(shí)的深入，對(duì)滑翔飛行器完成任務(wù)的復(fù)雜程度也賦予了更多的期望，尤其是在充分發(fā)揮其橫側(cè)向機(jī)動(dòng)飛行能力上提出了更多的要求。所以，采用固定迎角剖面的傳統(tǒng)標(biāo)準(zhǔn)剖面規(guī)劃與制導(dǎo)方法限制了飛行器機(jī)動(dòng)能力的發(fā)揮，已成為了制約飛行器彈道規(guī)劃與制導(dǎo)技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展的一個(gè)障礙。早在1999年時(shí)， Mease等[20]就曾將傳統(tǒng)航天飛機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)剖面規(guī)劃方法拓展到三維空間并應(yīng)用到可重復(fù)使用飛行器(Reusable Launch Vehicle, RLV)的再入返回試驗(yàn)中。由于拓展到三維空間，考慮側(cè)向運(yùn)動(dòng)的再入走廊將會(huì)比傳統(tǒng)走廊的形式更復(fù)雜且更難計(jì)算；同時(shí)，迎角得到釋放后的標(biāo)準(zhǔn)剖面設(shè)計(jì)也更加困難。雖然Mease等將剖面設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)換為再入走廊內(nèi)的優(yōu)化問(wèn)題進(jìn)行求解[21]，但復(fù)雜的計(jì)算量仍是這一方法得到應(yīng)用的重要瓶頸。后來(lái)文獻(xiàn)[22]在Mease等的基礎(chǔ)上，提出了一種分層策略的三維剖面規(guī)劃方法。通過(guò)分別求解縱、側(cè)向的約束走廊，按照先確定縱向剖面后求解側(cè)向剖面的順序生成初始三維剖面；然后，將獲得的縱、側(cè)向剖面利用側(cè)向降階運(yùn)動(dòng)模型進(jìn)行反復(fù)迭代，直到滿足終端縱橫程要求。由于規(guī)劃的剖面已進(jìn)行參數(shù)化，僅需迭代幾個(gè)關(guān)鍵參數(shù)就可以獲得滿足需求的三維剖面，從而大大降低了計(jì)算量。隨后，何睿智等[23]基于確定的縱、側(cè)向飛行走廊，將基于分層策略的三維剖面規(guī)劃方法應(yīng)用到覆蓋區(qū)域的計(jì)算中。從可供查閱的文獻(xiàn)來(lái)看，目前關(guān)于三維剖面的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法研究還較少，仍有待進(jìn)一步深入研究。

除了基于阻力加速度剖面的跟蹤制導(dǎo)方法外，基于高度-速度(H-V)或高度-能量(H-E)剖面的跟蹤制導(dǎo)方法也是標(biāo)準(zhǔn)剖面跟蹤制導(dǎo)方法的典型代表。與基于D-V的跟蹤制導(dǎo)方法類似，基于H-V的跟蹤制導(dǎo)方法同樣需要先將過(guò)程約束轉(zhuǎn)換為關(guān)于H-V的飛行走廊，然后再在走廊內(nèi)規(guī)劃滿足任務(wù)要求的標(biāo)準(zhǔn)剖面生成需要的參考彈道，通過(guò)縱向剖面跟蹤器和側(cè)向方位誤差走廊同時(shí)完成整個(gè)飛行軌跡的控制任務(wù)。由于迎角剖面事先給定，因此D-V剖面或D-E剖面可以和H-V剖面或H-E剖面進(jìn)行相互轉(zhuǎn)換。事實(shí)上，為了獲得設(shè)計(jì)剖面與航程的對(duì)應(yīng)關(guān)系，當(dāng)規(guī)劃好標(biāo)準(zhǔn)H-V剖面后仍需要先求出對(duì)應(yīng)的D-V剖面以確定總的飛行航程。但這種方法對(duì)于高度變化比較敏感的飛行器來(lái)說(shuō)，基于H-V剖面的跟蹤制導(dǎo)比基于D-V剖面的跟蹤制導(dǎo)效果更好。而且，在H-V空間內(nèi)易于得到閉環(huán)彈道解析解，從而使采用H-V剖面的跟蹤制導(dǎo)方法求解效率更高[24]。

1.2 預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法

與基于標(biāo)準(zhǔn)剖面的規(guī)劃與跟蹤制導(dǎo)方法不同，預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法[25-26]不需要依賴標(biāo)準(zhǔn)剖面或軌跡，直接基于當(dāng)前狀態(tài)不斷預(yù)測(cè)軌跡或終端狀態(tài)而對(duì)控制量進(jìn)行修正完成軌跡控制任務(wù)。因此該方法的核心思想主要包括兩部分：如何基于當(dāng)前狀態(tài)實(shí)現(xiàn)軌跡或終端狀態(tài)預(yù)測(cè)和根據(jù)預(yù)測(cè)彈道修正控制量。根據(jù)彈道預(yù)測(cè)所采用的方法，預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法分為解析預(yù)測(cè)校正和數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)兩種。

1) 解析預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法

自從20世紀(jì)80年代開(kāi)始解析預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法就已經(jīng)在火星探測(cè)項(xiàng)目中得到了廣泛應(yīng)用，比如Bryant等[27]和Masciarelli等[28]分別基于參考阻力加速度-高度建立的解析預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)律應(yīng)用于火星再入問(wèn)題的精確著陸和返回軌道設(shè)計(jì)。為了增強(qiáng)算法的適應(yīng)能力和魯棒性，后來(lái)Hanak等[29]在文獻(xiàn)[27-28]的基礎(chǔ)上又進(jìn)行了改進(jìn)。解析預(yù)測(cè)校正的關(guān)鍵在于預(yù)測(cè)模型的建立。因此一旦預(yù)測(cè)模型不同，即使是同一個(gè)問(wèn)題也將會(huì)產(chǎn)生不同結(jié)果。比如同樣是火星精確著陸問(wèn)題，Lafontaine等[30]基于常值飛行路徑角和不旋轉(zhuǎn)火星模型進(jìn)行彈道預(yù)測(cè)，而Levesque和Lafontaine[31]則是在不旋轉(zhuǎn)火星模型下，通過(guò)建立飛行路徑角與大氣密度的比例關(guān)系實(shí)現(xiàn)軌跡預(yù)測(cè)?？梢?jiàn)，在建立預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)模型時(shí)，都不同程度地對(duì)原問(wèn)題模型做了簡(jiǎn)化和假設(shè)，如Tigges和Ling[32]在火星漫步者返回彈道任務(wù)設(shè)計(jì)中使用的高度變化率為常值假設(shè)和Lafontaine等[30]采用的不旋轉(zhuǎn)火星、常值路徑角等。對(duì)于滑翔飛行器，Xu等[33]給出了一種基于準(zhǔn)平衡滑翔條件的解析預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法，后來(lái)Zhu等[34]則在其基礎(chǔ)上，將準(zhǔn)平衡滑翔制導(dǎo)與最優(yōu)控制結(jié)合，提出了一種基于能量損耗最優(yōu)的準(zhǔn)平衡滑翔制導(dǎo)方法。

2) 數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法

數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)是電子計(jì)算機(jī)計(jì)算能力不斷躍升的一個(gè)重要產(chǎn)物。與解析預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)相比，數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)可以做到更高精度和準(zhǔn)度，但耗費(fèi)的計(jì)算效能也將成倍增加。由于目前計(jì)算機(jī)的計(jì)算能力和優(yōu)化算法都已經(jīng)得到了巨大提高，數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)已經(jīng)越來(lái)越受到學(xué)者的青睞，比如之前Powell[35]將數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法分別應(yīng)用于救生艙返回任務(wù)面臨的不確定性問(wèn)題和火星探測(cè)器軌道設(shè)計(jì)所產(chǎn)生的大量計(jì)算問(wèn)題，如今都可以利用高性能計(jì)算機(jī)快速求解。Youssef等[36]、Fuhry[37]、Lu[38]一大批學(xué)者已經(jīng)將數(shù)值預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法應(yīng)用于RLV的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)、航天器軌道設(shè)計(jì)，甚至有的學(xué)者還結(jié)合神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)[39-40]、模糊控制[41]、單純形算法[42]等開(kāi)展了彈道預(yù)測(cè)的研究。

上述兩類經(jīng)典制導(dǎo)方法各有優(yōu)勢(shì)和不足。一般而言，基于標(biāo)準(zhǔn)軌跡的制導(dǎo)方法需要進(jìn)行大量的離線計(jì)算和標(biāo)準(zhǔn)軌跡參數(shù)的存儲(chǔ)，且不能適應(yīng)大范圍的散布誤差、設(shè)計(jì)工作量大，但是一旦產(chǎn)生標(biāo)準(zhǔn)軌跡后，其制導(dǎo)所需時(shí)間較小，在飛行器能力允許范圍內(nèi)可獲得較高的制導(dǎo)精度。預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法適應(yīng)范圍廣、制導(dǎo)性能好、散布誤差對(duì)制導(dǎo)性能影響較小，有利于再入自動(dòng)化，縮短飛行器再次發(fā)射時(shí)間，降低成本；但是在線計(jì)算量大，對(duì)硬件要求高[43]。因此，有的學(xué)者就提出了將兩種方法相結(jié)合的混合制導(dǎo)方法[44-47]。比如，胡建學(xué)等[44]在研究RLV的滑翔段制導(dǎo)方法時(shí)，將滑翔段分為擬平衡滑翔段和線性傾側(cè)段；在擬平衡滑翔段采用基于阻力加速度剖面的標(biāo)準(zhǔn)軌跡制導(dǎo)以提高精度；對(duì)于線性傾側(cè)反轉(zhuǎn)段則采用預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法，充分發(fā)揮預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法的計(jì)算效率，同時(shí)兼顧了高精度要求。王青等[45]在研究滑翔段時(shí)，則是先產(chǎn)生標(biāo)準(zhǔn)軌跡，然后基于剩余航程隨能量單調(diào)變化的特性將標(biāo)準(zhǔn)軌跡進(jìn)行分段，最后分段進(jìn)行在線預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)。同樣是先產(chǎn)生標(biāo)準(zhǔn)軌跡后獲得分段航路點(diǎn)的混合制導(dǎo)方法，但是王俊波等[46]則是通過(guò)分段在線規(guī)劃的方法進(jìn)行制導(dǎo)，同時(shí)要求新校正后的標(biāo)準(zhǔn)軌跡在通過(guò)航路點(diǎn)時(shí)必須同時(shí)滿足位置、速度以及高度要求。此外，文獻(xiàn)[47]結(jié)合標(biāo)準(zhǔn)軌道法，通過(guò)對(duì)有限幾個(gè)特征點(diǎn)位置上引入預(yù)測(cè)制導(dǎo)，形成了一種基于最優(yōu)化問(wèn)題的混合制導(dǎo)方法；該方法有效減小了預(yù)測(cè)制導(dǎo)指令的解算時(shí)間，進(jìn)一步降低了落點(diǎn)誤差。

2 當(dāng)前研究的熱點(diǎn)與難點(diǎn)

從早期的Apollo再入制導(dǎo)開(kāi)始算起，滑翔彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法發(fā)展到現(xiàn)在已經(jīng)歷了幾十年。從最初的慢慢探索到形成以航天飛機(jī)再入制導(dǎo)方法為標(biāo)桿，再到如今基于標(biāo)準(zhǔn)剖面的跟蹤制導(dǎo)和預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)方法齊放以及針對(duì)大升阻比滑翔飛行器運(yùn)動(dòng)特性而漸漸發(fā)展的準(zhǔn)平衡滑翔制導(dǎo)方法，人們對(duì)滑翔彈道規(guī)劃與制導(dǎo)問(wèn)題的認(rèn)識(shí)在不斷深入，研究的熱點(diǎn)和難點(diǎn)也在不斷發(fā)展和變化。目前，關(guān)于滑翔彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法的研究熱點(diǎn)與難點(diǎn)主要有以下幾個(gè)方面。

2.1 多約束復(fù)雜任務(wù)條件下彈道規(guī)劃與制導(dǎo)技術(shù)

由于地緣政治、軍事斗爭(zhēng)和防御等實(shí)際問(wèn)題的存在，滑翔飛行器在進(jìn)行長(zhǎng)時(shí)間遠(yuǎn)距離飛行時(shí)需要避開(kāi)一些特定的禁飛區(qū)或通過(guò)某個(gè)特定的測(cè)控區(qū)域(或航路點(diǎn))進(jìn)行輔助導(dǎo)航定位或執(zhí)行特定飛行任務(wù)。因此，滑翔彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法的研究除了需要考慮常規(guī)的駐點(diǎn)熱流、動(dòng)壓以及過(guò)載等約束條件外，還應(yīng)滿足航路點(diǎn)和禁飛區(qū)等復(fù)雜任務(wù)的需求。因?yàn)榭尚袕椀赖纳杀旧砭托枰朔邉?dòng)態(tài)、強(qiáng)耦合以及多約束等交織的困難，額外增加的航路點(diǎn)約束如果得不到合理規(guī)劃，則會(huì)導(dǎo)致顧此失彼，難以同時(shí)兼顧航路點(diǎn)和目標(biāo)的要求。禁飛區(qū)約束的滿足則更加困難。因?yàn)楹铰伏c(diǎn)僅是增加了一個(gè)位置約束，而禁飛區(qū)要求則需要實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)所有彈道狀態(tài)避免通過(guò)特定區(qū)域。一方面，禁飛區(qū)約束的增加極大壓縮了可行彈道的求解空間，對(duì)飛行器的側(cè)向機(jī)動(dòng)性能提出了更高要求；另一方面，為了成功實(shí)現(xiàn)禁飛區(qū)規(guī)避、減小過(guò)多能量損耗，可行彈道生成時(shí)應(yīng)盡可能沿禁飛區(qū)邊界飛行，即需要通過(guò)一系列特定的“航路點(diǎn)集合”。因此，相比于航路點(diǎn)，學(xué)者們?cè)诮w區(qū)規(guī)避問(wèn)題的研究上投入得更多，比如Jorris[48-49]從最優(yōu)控制角度出發(fā)進(jìn)行求解，而Xie等[19]、趙江等[50]、王青等[51]、Zhang等[52]以及郭潔等[53]采取的基本思路則是縱向采用規(guī)劃標(biāo)準(zhǔn)阻力加速度剖面滿足總航程要求，同時(shí)將傳統(tǒng)的固定側(cè)向航向角誤差走廊改進(jìn)為考慮航路點(diǎn)和禁飛區(qū)約束的動(dòng)態(tài)側(cè)向方位誤差走廊，有效提高了基于標(biāo)準(zhǔn)阻力加速度剖面的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法適應(yīng)性和可靠性。可見(jiàn)，在傳統(tǒng)定迎角剖面框架下，通過(guò)規(guī)劃縱向彈道滿足總航程需求而調(diào)整側(cè)向傾側(cè)反轉(zhuǎn)時(shí)機(jī)實(shí)現(xiàn)多約束復(fù)雜條件下彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法的研究工作已經(jīng)開(kāi)展了很多，而將迎角剖面約束解除后的多約束復(fù)雜條件下標(biāo)準(zhǔn)剖面跟蹤或預(yù)測(cè)校正制導(dǎo)則才剛開(kāi)始進(jìn)行研究。比如，何睿智在文獻(xiàn)[54]中給出了一種基于三維加速度剖面實(shí)現(xiàn)禁飛區(qū)規(guī)避的彈道規(guī)劃方法。但是，文中僅對(duì)飛行器不需要進(jìn)行傾側(cè)反轉(zhuǎn)情況下的彈道規(guī)劃進(jìn)行了研究。此外，朱建文等[34]基于準(zhǔn)平衡滑翔最優(yōu)制導(dǎo)，在確保縱向滿足能量最優(yōu)的前提下，采用側(cè)向航向角沿視線方向飛行的策略實(shí)現(xiàn)禁飛區(qū)規(guī)避。但是這種策略需要飛行器在經(jīng)過(guò)禁飛區(qū)參考點(diǎn)后立即轉(zhuǎn)向下一個(gè)目標(biāo)點(diǎn)飛行，控制量切換瞬間容易出現(xiàn)跳變，而且存在切換后觸碰禁飛區(qū)的風(fēng)險(xiǎn)。

實(shí)際飛行環(huán)境下的地理約束可能會(huì)更復(fù)雜。除了傳統(tǒng)方法研究時(shí)大多采用的無(wú)限高圓柱形禁飛區(qū)外，文獻(xiàn)[55]還給出了一種基于植物觸手思想的彈道規(guī)劃方法，研究了針對(duì)多種復(fù)雜構(gòu)型下的禁飛區(qū)規(guī)避問(wèn)題。但這種方法需要依賴大量數(shù)值仿真，計(jì)算量較大?？梢?jiàn)，由于參考迎角剖面約束解除而引起的飛行機(jī)動(dòng)能力增加和耦合性增強(qiáng)，以及任務(wù)要求更為嚴(yán)苛下的禁飛區(qū)約束彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法還存在很多的技術(shù)問(wèn)題需要解決，仍是當(dāng)下繼續(xù)深入研究的一個(gè)重要發(fā)力點(diǎn)。

2.2 彈道快速優(yōu)化及在線生成技術(shù)

彈道快速優(yōu)化技術(shù)及在線生成一直以來(lái)都是學(xué)者研究的熱點(diǎn)[56]，如2003年Shen和Lu就聲稱可以在桌面級(jí)電腦上實(shí)現(xiàn)2～3 s產(chǎn)生一條25 min左右的高超聲速滑翔飛行彈道[57]。但是這種方法產(chǎn)生的彈道并沒(méi)有考慮航路點(diǎn)和禁飛區(qū)約束的影響，而且對(duì)于飛行速度超過(guò)馬赫數(shù)20以上的滑翔飛行器而言，2～3 s將產(chǎn)生很大的位置偏差。當(dāng)然，隨著計(jì)算機(jī)速度的飛速發(fā)展，2003年需要2～3 s才完成一次彈道生成的方法如今可能已經(jīng)被大大縮減到毫秒甚至微秒級(jí)。但是，復(fù)雜約束條件下彈道快速優(yōu)化，甚至在線生成的困難卻依然存在。一方面是利用這類優(yōu)化算法求解時(shí)，需要給出合理的迭代初始條件或彈道，否則甚至無(wú)法確保優(yōu)化問(wèn)題準(zhǔn)確收斂；另一方面，這類優(yōu)化方法，如遺傳算法[58]、粒子群算法或者其他優(yōu)化算法等大多只是對(duì)個(gè)別控制量參數(shù)或者飛行剖面參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，得到的只是局部最優(yōu)解。一旦問(wèn)題的復(fù)雜度增加，比如考慮多個(gè)航路點(diǎn)和禁飛區(qū)并存或極端性能考核下的優(yōu)化彈道時(shí)，盲目增加優(yōu)化參數(shù)不僅使計(jì)算量成倍增加，甚至還會(huì)由于陷入局部最優(yōu)而無(wú)法獲得可行解。近來(lái)，隨著數(shù)值優(yōu)化算法的迅速發(fā)展，一大批先進(jìn)的優(yōu)化算法正在或已經(jīng)被用于解決復(fù)雜約束條件下的再入彈道快速生成。其中，以同時(shí)對(duì)狀態(tài)量和控制量進(jìn)行全局優(yōu)化搜索的偽譜法[59]的彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)方法較多。比如，Yu等[60]針對(duì)火星再入軌跡優(yōu)化問(wèn)題，利用偽譜法設(shè)計(jì)了一種考慮干擾和初始狀態(tài)偏差的再入軌跡，而Ma等[61]則將高斯偽譜法應(yīng)用于月球上升段常推力下的燃油軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)。針對(duì)禁飛區(qū)和航路點(diǎn)等復(fù)雜約束條件下的彈道優(yōu)化問(wèn)題，Zhao和Zhou[62]基于分段高斯偽譜法優(yōu)化的策略進(jìn)行求解。Zhang等[63]則針對(duì)有限航程下高超聲速飛行器吸熱控制問(wèn)題，利用高斯偽譜法給出了一種多約束復(fù)雜條件下彈道規(guī)劃方法。而Miller和Rao[64]則針對(duì)包括動(dòng)力上升段、離軌段、再入段等多段復(fù)雜約束條件下的軌跡優(yōu)化問(wèn)題，應(yīng)用高斯偽譜法進(jìn)行求解?？梢?jiàn)，偽譜法已基本被應(yīng)用到再入軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題的各個(gè)方面，但是計(jì)算量大、甚至有時(shí)難以得到滿意收斂解的問(wèn)題一直存在。因此，Yang和Qi[65]針對(duì)偽譜法求解再入軌跡優(yōu)化問(wèn)題時(shí)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)迭代計(jì)算量大的問(wèn)題，研究給出了一種網(wǎng)格精煉技術(shù)。Burchett[66]基于高斯偽譜研究了線性或準(zhǔn)線性方程的彈道快速設(shè)計(jì)，并用線性二次型調(diào)節(jié)器(LQR)實(shí)現(xiàn)跟蹤制導(dǎo)的目標(biāo)。Jiang和Li利用粒子群和高斯偽譜法協(xié)同優(yōu)化實(shí)現(xiàn)了兼顧全局最優(yōu)性與高精度的目標(biāo)，即先利用粒子群優(yōu)化算法產(chǎn)生初始彈道，再通過(guò)高斯偽譜法進(jìn)行優(yōu)化求解[67]。除了偽譜法之外，還有諸如Akima樣條插值[68]、多分辨率技術(shù)[69]、模糊控制[70]、鴿子啟發(fā)式算法[71-72]等等。事實(shí)上，包括偽譜法、Akima樣條插值以及多分辨率技術(shù)等在內(nèi)的這類優(yōu)化算法在求解軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題時(shí)，其基本思路都是將復(fù)雜非線性連續(xù)軌跡優(yōu)化問(wèn)題轉(zhuǎn)換為離散非線性規(guī)劃(NLP)問(wèn)題進(jìn)行求解，不同之處只是在于其離散方式和迭代搜索策略。但是，當(dāng)下普遍采用的偽譜法等優(yōu)化算法暫時(shí)還未能實(shí)現(xiàn)十分快速甚至在線生成多約束復(fù)雜條件下彈道的目標(biāo)，仍是眼下需要著力研究的一個(gè)難點(diǎn)問(wèn)題。

近來(lái)，凸優(yōu)化技術(shù)[73-74]因其快速收斂性而被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的軌跡優(yōu)化。但是，由于軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題大多是非凸的，為了應(yīng)用凸優(yōu)化技術(shù)求解就必然需要考慮如何將非凸問(wèn)題進(jìn)行凸化。比如，Acikmese團(tuán)隊(duì)[75-76]在行星探測(cè)器和助推器的動(dòng)力下降段、返回著陸段都利用凸優(yōu)化技術(shù)進(jìn)行了軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)；Lu和Liu[77-78]針對(duì)火箭發(fā)射和返回著陸問(wèn)題，通過(guò)將非凸問(wèn)題轉(zhuǎn)化為二階圓錐規(guī)劃問(wèn)題后進(jìn)行求解；此外，國(guó)內(nèi)還有如天津大學(xué)的Bai團(tuán)隊(duì)[79-80]和北航的李慧峰團(tuán)隊(duì)[81-82]等也都應(yīng)用凸優(yōu)化技術(shù)分別進(jìn)行了軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)。這類成功應(yīng)用凸優(yōu)化進(jìn)行軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)的問(wèn)題幾乎都具有一個(gè)顯著特征，即飛行器的動(dòng)力作為主要控制力而氣動(dòng)力作為輔助甚至忽略。隨著研究的深入，近來(lái)也有一些學(xué)者開(kāi)始嘗試將凸優(yōu)化技術(shù)應(yīng)用到以氣動(dòng)力為主要控制力的滑翔飛行器再入軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)中，比如Liu等[83]、Wang和Grant[84-85]以及Zhao和Song[86]。盡管已經(jīng)有學(xué)者開(kāi)始進(jìn)行研究，但就無(wú)動(dòng)力滑翔再入軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題而言，當(dāng)前已取得的成果和認(rèn)識(shí)還不夠，仍需要繼續(xù)深入研究。

此外，再入軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題本身就與飛行器的氣動(dòng)構(gòu)型、氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱等問(wèn)題緊密相關(guān)[87]。在飛行器總體設(shè)計(jì)時(shí)就需要統(tǒng)籌兼顧氣動(dòng)布局、結(jié)構(gòu)安全和飛行器的機(jī)動(dòng)能力等諸多方面因素的影響。因此，近來(lái)也開(kāi)始有許多學(xué)者開(kāi)始針對(duì)上述多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題開(kāi)展研究，比如Souza和Nesrin[88]對(duì)傳統(tǒng)航天飛機(jī)再入制導(dǎo)方法存在指令不連續(xù)且對(duì)大氣環(huán)境敏感等現(xiàn)象，基于多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究了一種解析和數(shù)值混合的再入制導(dǎo)方法。Lobbia[89]則在氣動(dòng)分析、總體質(zhì)量估計(jì)、沿彈道氣動(dòng)熱分析基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)使飛行器縱程、載荷質(zhì)量以及升阻比最大的飛行器，而汪文凱等[90]則通過(guò)哈密頓分析，研究了兼顧氣動(dòng)熱和飛行射程的多學(xué)科彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題。可見(jiàn)，通過(guò)多學(xué)科交叉優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)于提高飛行器性能、加深飛行器認(rèn)識(shí)有較大促進(jìn)作用，是當(dāng)下值得繼續(xù)深入研究的一個(gè)方向。

2.3 強(qiáng)不確定條件下高精度強(qiáng)魯棒制導(dǎo)技術(shù)

不確定性一直是困擾滑翔飛行器彈道規(guī)劃與制導(dǎo)技術(shù)的難題，主要包括飛行器本體與飛行環(huán)境的不確定性兩大類，涉及由于導(dǎo)航裝置無(wú)法準(zhǔn)確獲得的飛行器位置、速度以及姿態(tài)的不確定性，大氣密度不確定性，氣動(dòng)參數(shù)不確定性，氣動(dòng)燒蝕引起的結(jié)構(gòu)質(zhì)量不確定性，甚至某些意外因素引起的氣動(dòng)舵失靈等不確定性。盡管再入制導(dǎo)方法自從航天飛機(jī)成功返回到現(xiàn)在已經(jīng)發(fā)展了幾十年，但是在工程實(shí)踐上，即使現(xiàn)在很多專家和學(xué)者還是優(yōu)先考慮基于PID[91]的控制律，以確保任務(wù)成功實(shí)施的穩(wěn)定性和可靠性。事實(shí)上，目前在理論上研究的很多先進(jìn)制導(dǎo)方法，比如基于反饋線性化[13]、滑?？刂芠92]以及基于LQR[93]的跟蹤制導(dǎo)等，最后都可以等價(jià)為傳統(tǒng)PID控制器加修正項(xiàng)的形式。一方面，雖然通過(guò)增加這些修正項(xiàng)，在某些情況下理論上確實(shí)可以比傳統(tǒng)PID控制器有效提高制導(dǎo)精度，但是控制器的收斂域和魯棒性也相應(yīng)降低；另一方面，當(dāng)前研究的這些方法的優(yōu)異性能大多依賴于精準(zhǔn)的數(shù)學(xué)模型和許多前提條件，而實(shí)際飛行中是多種不確定性交織存在的，甚至原先精確匹配問(wèn)題的數(shù)學(xué)模型可能由于某種意外而導(dǎo)致無(wú)法適用，故而仍使用依賴模型獲得優(yōu)異性能的制導(dǎo)方法則將存在極大風(fēng)險(xiǎn)。因此，為了確保安全起見(jiàn)，當(dāng)飛行器本體和飛行環(huán)境不確定性因素的影響較大時(shí)，設(shè)計(jì)者一般優(yōu)先選擇控制收斂域較大和與模型無(wú)關(guān)的PID控制器。但是，對(duì)于高超彈道跟蹤與控制領(lǐng)域的PID控制器，高精度與強(qiáng)魯棒之間的平衡目前仍難以給出一個(gè)較為滿意的理論確定方法，故而這也是本文認(rèn)為當(dāng)前仍需加強(qiáng)不確定條件下高精度強(qiáng)魯棒制導(dǎo)技術(shù)研究的一個(gè)重要原因。

20世紀(jì)80年代，韓京清先生率先提出了自抗擾控制器的概念，并于2009年和2011年分別通過(guò)了運(yùn)動(dòng)控制工業(yè)評(píng)估和取代了PID控制器首次應(yīng)用于10條尼龍管擠壓生產(chǎn)線的控制[94]。自抗擾控制器主要包括3個(gè)關(guān)鍵部分：跟蹤微分器、擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器以及誤差的非線性組合。更為一般的說(shuō)法，自抗擾控制器由參考輸入的平滑器、未知干擾的估計(jì)和補(bǔ)償器以及誤差的非線性組合3部分組成。從原理上說(shuō)，自抗擾和PID控制都屬于通過(guò)深入挖掘輸入輸出信息以建立控制器模型而不依賴系統(tǒng)模型的控制方式。但相比而言，自抗擾控制多了跟蹤微分器和干擾的估計(jì)和補(bǔ)償器[95]，而且采用了更為一般的非線性方式進(jìn)行誤差組合。在收斂域和控制精度方面，理論上比傳統(tǒng)的PID控制器更為優(yōu)秀。因此，Xia等[11]就將自抗擾控制應(yīng)用于火星再入制導(dǎo)；Talole等[15]則只是將其中的干擾估計(jì)和補(bǔ)償?shù)乃枷肱c傳統(tǒng)跟蹤制導(dǎo)方法相結(jié)合，針對(duì)強(qiáng)不確定條件下的滑翔飛行器再入制導(dǎo)問(wèn)題，給出了一種基于干擾觀測(cè)器的標(biāo)準(zhǔn)剖面跟蹤制導(dǎo)方法。此外，為了補(bǔ)償由于強(qiáng)不確定條件產(chǎn)生的干擾影響，楊俊春等[96]、Zhu和Zhang[97]等則通過(guò)氣動(dòng)辨識(shí)估計(jì)大氣與氣動(dòng)系數(shù)乘積等方式對(duì)設(shè)計(jì)的再入制導(dǎo)律進(jìn)行補(bǔ)償[98-99]。

滑翔飛行器具有強(qiáng)耦合、快時(shí)變以及多約束復(fù)雜非線性等運(yùn)動(dòng)特性，當(dāng)實(shí)際飛行中出現(xiàn)較大本體和環(huán)境的不確定性因素影響時(shí)，上述這些方法是否還能有效保證誤差可靠收斂和控制精度，目前仍沒(méi)有一個(gè)統(tǒng)一而嚴(yán)謹(jǐn)?shù)睦碚摶卮?。因此，這也是當(dāng)下仍要進(jìn)一步深入研究的重要課題。

3 未來(lái)可能發(fā)展趨勢(shì)

當(dāng)下，人工智能技術(shù)在全國(guó)正如火如荼開(kāi)展。國(guó)家更是在十三五規(guī)劃和《中國(guó)制造2025》等關(guān)乎國(guó)家科技發(fā)展的重大計(jì)劃中明確將人工智能列為其中一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。因此，不僅是對(duì)于滑翔彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法而言，而且是對(duì)飛行器全飛行階段的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法而言，都應(yīng)該著力開(kāi)展基于人工智能技術(shù)的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法研究。這不僅僅是順應(yīng)時(shí)代發(fā)展的需要，更是事物本身發(fā)展的一種自然需求。鑒于本文作者水平有限，下面僅從3個(gè)方面闡述基于人工智能技術(shù)的未來(lái)彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法的發(fā)展趨勢(shì)。

1) 面向任務(wù)的自主規(guī)劃與制導(dǎo)技術(shù)

未來(lái)滑翔飛行器應(yīng)該是只要輸入發(fā)射點(diǎn)和目標(biāo)點(diǎn)參數(shù)，就能自動(dòng)實(shí)現(xiàn)包括助推段和再入段全程飛行任務(wù)自主規(guī)劃與制導(dǎo)的目標(biāo)。飛行任務(wù)可以是在發(fā)射前就裝訂包含任意多個(gè)航路點(diǎn)和任意形式的地理障礙禁飛區(qū)約束，也可以是實(shí)際飛行中由導(dǎo)航衛(wèi)星、預(yù)警雷達(dá)等在線探明的敵方防御區(qū)等。飛行器可以實(shí)現(xiàn)從任意點(diǎn)到全球范圍內(nèi)任意位置的全方位多角度精確到達(dá)。為了確保安全、可靠、有效地實(shí)現(xiàn)上述功能，飛行器應(yīng)具備目標(biāo)覆蓋區(qū)域的實(shí)時(shí)預(yù)測(cè)能力、可行彈道的在線重規(guī)劃技術(shù)以及高精度強(qiáng)魯棒自適應(yīng)制導(dǎo)技術(shù)等。

2) 面向大數(shù)據(jù)的重構(gòu)制導(dǎo)技術(shù)

實(shí)際飛行環(huán)境錯(cuò)綜復(fù)雜，任何意外都有可能隨時(shí)出現(xiàn)。面對(duì)實(shí)際飛行中本體和環(huán)境的各種不確定性因素影響，飛行器應(yīng)基于人工智能分析包含飛行器動(dòng)力、控制器執(zhí)行機(jī)構(gòu)、熱防護(hù)系統(tǒng)狀態(tài)、結(jié)構(gòu)等信息獲知飛行器當(dāng)前的健康狀態(tài)以及周圍環(huán)境的壓強(qiáng)、大氣密度等外界環(huán)境狀態(tài)，時(shí)刻準(zhǔn)備并具有當(dāng)飛行器某一執(zhí)行機(jī)構(gòu)出現(xiàn)突然卡死或動(dòng)力系統(tǒng)工作異常等突發(fā)狀況時(shí)仍能實(shí)現(xiàn)飛行任務(wù)在線重規(guī)劃和重構(gòu)制導(dǎo)的技術(shù)。為了實(shí)現(xiàn)上述功能，飛行器需要充分挖掘測(cè)量和感知的大數(shù)據(jù)信息，準(zhǔn)確評(píng)估自身各項(xiàng)部件的健康狀態(tài)和周邊環(huán)境信息以確定當(dāng)前飛行能力邊界以及實(shí)現(xiàn)控制力的智能再分配，然后再以此為依據(jù)進(jìn)行飛行彈道的在線重規(guī)劃和重構(gòu)制導(dǎo)。

3) 面向智能規(guī)劃與決策的制導(dǎo)技術(shù)

當(dāng)前彈道規(guī)劃與制導(dǎo)技術(shù)主要還是基于環(huán)境信息基本已知的情況下，通過(guò)地面預(yù)先裝訂飛行方案后交由飛行器的彈道制導(dǎo)與控制系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)現(xiàn)。未來(lái)，人類的腳步顯然不會(huì)止步于地球，或月球、火星等近距離的太空探索。當(dāng)面對(duì)深空等未知、未探明或存在強(qiáng)不確定干擾的突發(fā)環(huán)境時(shí)，飛行器只有具備類腦感知和分析技術(shù)，才能基于已有各種傳統(tǒng)成功規(guī)劃的飛行任務(wù)大數(shù)據(jù)，智能自主地決策各項(xiàng)新信息和執(zhí)行新的任務(wù)規(guī)劃，直到完成飛行任務(wù)。

4 結(jié) 論

圍繞滑翔飛行器彈道規(guī)劃與制導(dǎo)問(wèn)題展開(kāi)綜述，概述了當(dāng)前滑翔飛行器基于標(biāo)準(zhǔn)剖面和基于預(yù)測(cè)-校正思想的彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法研究現(xiàn)狀，分析了當(dāng)前的研究熱點(diǎn)與難點(diǎn)，并結(jié)合人工智能探討了未來(lái)滑翔飛行器彈道規(guī)劃與制導(dǎo)方法的可能發(fā)展趨勢(shì)。本文的研究工作將對(duì)解決滑翔飛行器彈道規(guī)劃與制導(dǎo)的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題和下一步工作的開(kāi)展具有參考作用。