精确空投导航制导控制技术现状与发展

杨建文，付新华，汪 君

（解放军95795 部队，广西 桂林 541003）

0 引言

导航制导控制技术与传统空投技术的结合，催生了精确空投技术。精确空投技术的发展推进空降空投装备向信息化和智能化方向发展，为精确作战和精确投送提供了重要支撑。精确空投系统降低了地域障碍和复杂天气等因素对空投的影响，可实现精确投送、精确补给和精确救援等，极大地提高了空降作战灵活性，在战略和战术层次上能够全面提高军队的快速部署和精确保障能力，同时也可广泛用于抢险救灾时物资快速投送、运载火箭翼伞回收等民用领域。目前，美欧等军事强国在精确空投技术方面处于领先地位，已研制并装备了系列化、多用途、自动化、高精度的精确空投系统，我国虽起步较晚，但也在相关领域不断取得突破。本文介绍了当前国内外主流精确空投系统，并就导航制导控制技术在精确空投系统中的应用和发展进行重点阐述。

1 精确空投系统内涵及典型过程描述

精确空投系统是一种信息化空投装备，它以导航制导控制单元为感知规划控制核心，以任务规划系统和机载数据链为信息支撑，综合运用气象数据采集与建模、降落伞设计与建模、着陆缓冲等技术，实现迅速、精准、低成本的物资投放。按有无动力可将精确空投系统划分为有动力精确空投系统和无动力精确空投系统两大类，以无动力精确空投系统系列化标准化程度最高，形成了圆伞精确空投系统、翼伞精确空投系统，以及混合伞精确空投系统等多种基于降落伞的精确空投系统，并得到了广泛应用。因此，本文主要对国内外无动力精确空投系统进行分析。

无动力精确空投系统的典型工作过程通常分为3 段，如图1 所示：1）目标接近段。空投后，精确空投系统获取自身初始位置与目标着陆区域，并不断通过导航单元更新自身状态，通过控制操纵绳调整飞行方向，使空投系统不断朝目标区域飞行；2）能量控制段。空投系统到达着陆区域一定范围后，空投系统距离地面高度较高，此时需要消耗能量，降低高度。通常采用在着陆区域盘旋下降飞行以降低高度；3）着陆段。为保证空投系统的着陆精度和空投物资的着陆安全，使系统在着陆时的水平速度及垂直着陆速度尽可能减小，通常采用逆风着陆。对于翼伞空投系统，则要在系统到达一定高度后，实现雀降。

图1 精确空投系统典型过程

作为精确空投系统的“大脑”和“眼睛”，导航制导控制单元是最终实现精确空投的关键。图2 为典型精确空投装备导航制导控制单元的内部组成，其输入为任务规划系统计算所得到的数据，如投放点、着陆目标点的位置、风廓线表以及规划轨迹航路点。导航制导控制单元的硬件包括制导计算机、组合导航系统和其他传感器等。组合导航系统主要测量空投系统的姿态、航向、速度、地理坐标等信息，其包括陀螺和加速度传感器等；其他传感器主要用来测量高度、气压、风速和风向等信息，提供飞行控制和着陆时所需参数。制导计算机负责传输制导指令、采集传感器数据以及运行制导算法。控制系统包括控制计算机和执行机构，控制计算机根据导航系统提供的航向偏差输出控制指令，而执行机构根据控制指令精确控制机械装置的动作。

图2 精确空投系统导航制导控制单元内部结构图

2 国内外典型精确空投系统

下页表1 为当前国外典型的精确空投系统，美国Airborne Systems 公司的产品系列化、标准化程度最高，其系统包括引导精确空投系统GPADS 和一次性空投系统OTUS。GPADS 使用了相同的导航制导控制单元，能够满足91 kg～19 000 kg 不同载荷的精确空投任务，其中，MicroFly、FireFly、DragonFly已经作为美军联合精确空投系统项目中JPADSULW、JPADS-2K、JPADS-10K 3 型装备进行了训练运用；GPHAR II 目前仅进行了少量高空试验，在某次30 km 高空精确空投试验中，成功着陆在距离目标点366 m 处。OTUS 则是从低成本出发，使用了低配的导航制导控制单元以及伞系统，一次性使用也免去了系统回收，在战时具有显著的时间和成本优势。

表1 国外主流精确空投系统

除此以外，还有美国310 kg 级小型Dragon Train 空投系统、美军集装箱输送系统（container de livery system，CDS）；欧盟5 t 级翼伞空投系统（parafoil technology demonstration，PTD）、高性能翼伞精确空投系统（foldable adaptive steerable textile wing，FASTWing）；荷兰“黑桃”小型翼伞自主投送系统；英国可控精确空投系统（controled air delivery system，CADS）；德国SLG-SYS 自主滑翔伞降系统等。我国精确空投技术研究起步较晚，但通过多年发展，已经具备中件、大件等多种载重下的精确空投能力，投放精度在100 m 以内。

3 精确空投导航制导控制技术现状分析

导航的主要目的是确定精确空投系统在空间的位置坐标以及姿态；制导则是依据一定的制导率来修正飞行轨迹，属于对质心运动的控制，在航迹跟踪的控制回路中通常称为外回路；控制主要是指姿态控制，是解决运动载体姿态角的稳定和调节问题，在航迹跟踪的控制回路中通常称为内回路。导航、制导和控制通常是密不可分的。

3.1 精确空投导航技术

适用于精确空投系统的导航技术，主要有无线电导航、惯性导航、卫星导航、视觉导航等。无线电导航设备复杂、抗干扰能力差，是前GPS 时代的主要导航定位手段。相比而言，卫星导航具有较高的定位精度，惯性导航完全自主、保密性强，将卫星导航与惯性导航相结合，充分进行优势互补，无论在精度、性能、可靠性等方面，都大大提高了导航性能。目前，国内外主要利用卫星导航/惯性导航组合为空投系统提供导航信息。同时，卫星导航信息容易受到人为因素、自然环境干扰，为了进一步提高精确空投系统在无卫星环境下的导航能力，基于视觉的定位导航算法也在部分精确空投系统中进行了理论发展与试验验证。

3.1.1 无线电导航

早期，精确空投的导航系统采用地面无线电基站遥测、遥控，主要的无线电装置包括距离测量仪（DME）、超高频全向无线电导航站（VOR）等。无线电导航具有十分明显的弊端：1）无线电信号容易受到外界干扰，定位精度差，无法满足精确空投系统对投送精度的要求；2）需要提前在地面设置好基站，难以满足精确空投系统自主投送的要求，且先期设置容易暴露作战企图。

19 世纪60 年代，美国SSE 公司开发的Para-Point 投物系统，Goodyear Aerospace 公司开发的Para-Flitep、Parawing 投物系统，以及我国北京空间机电研究所在翼伞导航系统方面早期研制成功的“小型归航仪”都采用的是无线电导航。这些早期的投物系统上安装有收发天线，预期着陆点处则安装有一台无线电信标机，进而实现投物系统与着陆点的方位估计。显而易见，这种粗略的导航方式仅适用于简单的径向归航控制策略。同时，单台无线电信标机无法估计投物系统与着陆点的距离信息，更无法实现对风向的实时计算，这极大制约了自主空投系统的投放精度和自主性，更无法保证逆风着陆，影响着陆安全。

1991 年，英国研发的CADS 可控空投系统采用了相同的无线电导航技术，并加入了主动寻的与人工操纵双模式，一旦空投系统进入地面操作员视野，操作员便会将空投系统切换至人工操作模式，虽然提高了着陆精度，但空投系统的自主性大大降低。

通过建设多台无线电站台虽然能部分解决精确空投系统的空间定位问题，提高精确空投系统的精度和自主性，但带来的建设投入远超其收益，因此，更多停留在理论研究。

3.1.2 惯性导航

惯性导航是利用惯性测量元件测量载体相对于惯性空间的运动参数，经过积分和运算得到导航参数实现导航。惯性测量装置包括加速度计和陀螺仪，加速度计用来测量载体的加速度，并由计算机算出载体的速度、距离和位置；陀螺仪测量载体的角速度，并经转换、处理，输出载体的姿态和航向。

惯性导航具有较多优点：1）完全自主式，保密性强。惯性导航是不依赖于任何外部信息，也不向外部辐射能量的自主式系统；2）导航参数丰富。能提供位置、速度、航向和姿态角数据，所产生的导航信息连续性好且噪声低；3）数据更新率高、短期精度和稳定性好。但导航误差随时间的延长而发散，所以惯性导航在精确空投系统中必须与卫星导航、视觉导航等组合使用。

3.1.3 卫星导航

在全球卫星定位导航系统方面，当前主要有美国的GPS、俄罗斯的GLONASS、欧盟的GALILEO 以及中国的BDS。卫星导航具有全球连续覆盖、精度高、全天候的优点，但作为一种非自主式导航手段，也容易受到人为因素或周围环境的影响。

20 世纪90 年代后发展的精确空投系统导航模块都以卫星导航为主，并融合多种其他导航手段，优势互补，以实现更为鲁棒、精确的定位导航。当前主流的空投系统大都采用INS/GPS 组合导航手段，将高精度的卫星定位信息作为外部测量值，在运动过程中频繁修正惯性导航的定位信息，以控制其误差随时间的累积；而短时间内高精度的惯导定位可以很好地解决卫星定位在动态环境中的信息失锁，其基本过程如图3 所示。惯导输出经过坐标变换和积分后，通过与GPS 的输出进行比较，进行卡尔曼滤波，估计并修正惯导系统产生的飘移误差，通过机动飞行，可改善系统状态的可观测性。为了进一步提高导航精度，也会使用气压传感器、声波测距仪以及激光测距仪，实现更为精确的高度测量。

图3 INS/GPS 组合导航算法框图

从国外主流的空投系统来看，美国Airborne Systems 公司的GPADS 引导精确空投系统、OTUS一次性精确空投系统和CPS 公司的Ambassador精确空投系统采用了统一的导航方案，包括军用级别的防欺骗GPS 模块、三轴惯性器件（陀螺仪、加速度计、磁力计）以及一个气压测高仪；欧航局PTD 项目中的导航模块包括差分GPS、光纤陀螺和激光测距仪；加拿大MMIST 公司的Sherpa、Snow-X 精确空投系统默认采用GPS 导航，也可选用军用级别的防欺骗GPS/INS 组合惯导。我国航宇救生装备公司的精确空投系统也采用了GPS/INS 组合惯导手段。北京空间机电研究所研究的GPS归航仪以GPS 为主，并融合气压传感器和激光测高仪的高度信息实现精准导航。

3.1.4 视觉导航

视觉导航是利用摄像头拍摄地面实时影像，经过图像处理单元运算处理进行导航的技术。视觉导航算法是一种有限条件下可行的卫星导航替代方案，具有全自主能力，可测参数多，能够同时实现绝对定位、相对定位，但其缺陷也非常明显：一是受光照、云层遮挡和运动模糊影响较大，不具备全天候工作能力；二是定位精度一般，经常需要与惯性导航组合使用。

视觉导航算法在精确空投系统中的应用主要包含以下3 种模式。

1）基于视觉里程计的相对定位：空投过程中，摄像头由于位姿不同导致拍摄影像产生透视变化，对连续帧图像进行关键点匹配跟踪，能够解算出空投系统前后帧之间的位姿变化量，最终实现空投系统的相对定位；

2）基于地标匹配的绝对定位：空投过程中，摄像头实时地标影像与当前位置离线卫星影像库中的地标进行特征点匹配，能够解算出相机与地标的相对位姿关系，结合地标已知的位置信息，便能实现空投系统的绝对定位；

3）迷航定位：当空投系统失去空间位置时，将实时拍摄影像同离线卫星影像库进行参数化的图像搜索匹配，此时离线卫星影像响应最大值点对应的位置确定为空投系统当前水平空间位置。

2016 年，美国Draper 实验室进行了多次基于视觉导航的精确空投实验，旨在解决无GPS 环境下的定位导航问题。首次实验时，空投系统从7 600 m高空被释放，并用飞机上的释放点位置坐标对导航模块进行初始化。飞行过程中，空投系统综合采用基于地标匹配的绝对定位与基于视觉里程计的相对定位融合算法，水平方向飞行32 km 后实现了精准着落。在美国亚利桑那州的军方实验中，进一步增加了基于迷航定位的视觉导航算法，精确空投系统一被释放，便立刻通过实时图像与卫星影像图的搜索匹配确定导航初始位置，这样就实现了精确空投系统的完全自主。同时，Draper 实验室也在尝试使用图像算法检测平缓地面，进而实现预期着陆区域的自动修正，以保证空投系统在相对平缓的地面进行着陆。

2017 年，为了提高空投精度，YOGESH用九自由度模型代替了常用的六自由度模型，并基于此实验了一种新的视觉导航用法，即利用特征点跟踪匹配算法为九自由度模型实时估计物- 伞相对位姿关系。实验样机是一台展翼2 m 的小型翼伞精确空投系统，摄像头朝上安装于投物平台，能够拍下翼伞主体部分。为了降低特征点匹配跟踪难度，翼伞白色伞衣上有多个显著的红色特征点，通过简单的特征匹配与三角重构算法，便能实现物-伞的相对位姿估计。随后的空投实验也充分证明视觉导航算法能够为九自由度精确空投模型在线提供有效的物-伞相对位姿参数。

类似的方法也被广泛用于精确空投系统离线辨识，比如早期的ALEX、FASTWing 精确空投系统，都采用了相同的离线分析方法；2013 年Decker 使用颜色分割算法对Snowflake 精确空投系统翼伞中心的红色区域进行分割，融合连续帧的测量结果便能粗略估计出伞的相对平移长度，算法简单运行速度快，但无法获得平移方向和姿态信息；2014年HANK 和SCHENK采用高清相机对翼伞上的270 个红色特征点进行跟踪，更多的特征点虽然降低了算法速度，但系统鲁棒性更强，最后的平均位移误差仅有几毫米。

3.2 精确空投制导技术

制导是指导引飞行器按照一定的规律飞向目标或预定轨道的技术和方法。精确空投系统中，制导的首要任务是归航轨迹规划，它是指在特定约束条件下，确定空投系统从初始点到目标点的满足某种性能指标的特定轨迹。对精确空投系统而言，规划的目标是实现准确、安全着陆，规划轨迹需满足的要求有：着陆点离目标点近、着陆速度小、所需的控制能量在容许范围内。目前降落伞的航迹规划已经发展了多种方法，归纳起来主要有基于航路点的规划方法、基于航路机动的规划方法、基于路径的规划方法3 种方式。

3.2.1 基于航路点的规划方法

航路点指的是一个预定的地理位置，用以确定区域导航的航路或采用区域导航时定义航路所需的点位，也就是飞行中预定经过的参考点。航路点规划是一种常见的航路规划方法，该方法是在从空投开伞点到着陆点之间选取一系列航路点，控制降落伞在这些航路点上飞过，这样就可以在空中规划出一条通往期望着陆点降落轨迹，从而实现精确着陆。

目前，基于航路点规划方法中，分段归航方法是一种非常实用有效的方法，在翼伞航迹规划中得到了广泛的应用。其基本思想是将整个归航轨迹按照不同的阶段和特点进行分段，然后根据翼伞系统特性和最终着陆的要求，对各段的参数进行优化并加以控制。分阶段的归航方法一般将整个归航过程大致分为3 段，分别是目标接近段-从空投点飞向目标着陆区域；能量控制段-在着陆区附近以某种方式飞行消耗多余的高度，直至满足着陆条件转向到着陆阶段；着陆段- 通常包括逆风、滑翔和雀降。分段归航方法简化了翼伞整个飞行过程的控制流程，便于分段实现优化控制。

翼伞系统的分段归航所采用的具体分段方案又有所不同，各种分段策略的区别主要是在能量控制段。目前，大体上有3 种能量控制方案，如图4 所示。图4（a）是在目标区较近的区域内作转弯螺旋下降运动来消耗高度，当空投系统离目标点的距离和当前高度满足一定条件时，转入着陆阶段；图4（b）是很多外文文献称为的T 型归航策略，即空投系统在距离目标区较近的下风区域内根据设定的T 字形的路径点作“8”字形运动，T 字的竖边与风向一致，横边与风向垂直。当满足着陆条件时，进入着陆阶段。图4（c）是围绕目标点盘旋做螺旋下降运动，盘旋到一定的高度满足着陆条件时，进入着陆阶段。3 种方案中，图4（b）操纵量最多，不利于能量节约控制，但是国外研究表明：当空投系统遇到一些小的扰动，如风场、系统参数测量或估计不精确以及传感器误差等不确定性因素影响时，图4（b）仍能够保持一定的着陆精度，因此，在精确空投系统中应用较为广泛。图4（a）和图4（c）虽然控制能量较小，但是在规划航迹偏移补偿上存在一定的问题。因为空投系统转弯半径受伞系统的大小、动力特性的影响，当翼伞即将着陆盘旋的最后一圈时，翼伞可能在圆周的任何位置，要调整到正确的着陆方向并不是件容易的事情。

图4 翼伞归航能量控制段的方案示意图

当前系列化程度最高、美军采购最多的是Airborne Systems 公司的GPADS 翼伞精确空投系统，其采用的便是基于路径点的T 型归航策略。该策略最初由德国航空航天中心提出并用于ALEX 精确空投系统，其过程如图5 所示，精确空投系统到达目标航路点指定区域后，调整航向飞向下一个航路点，在此过程中，制导模块通过当前位置和下一个航迹点位置计算航向，并输出航向命令。航路点按照到达顺序进行编号，决定了翼伞飞行的航向和距离，图中几个关键航路点为：实际位置（actual postion，APOS），它可能是降落伞完全充气展开后的位置，也可能是翼伞向目标点直线飞行时的某一位置；能量控制段的中点位置（energy management center，EMC），即T 字横竖交点；能量控制转弯点（energy management turn points，EMTP）；最后转弯点（final turn point，FTP），翼伞系统到达该点后最后一次调整航向，进入逆风着陆模式，该点配置在期望着陆点正逆风向的下风口位置；着陆点（landing point，LP），即期望的着陆目标点。

图5 T 型归航归航策略

T 型归航方案包括4 个阶段：

阶段1 目标接近段：翼伞系统位于目标接近段时，从实际位置（APOS）尽可能向着能量控制段中心点（EMC）这个进入点做直线滑翔运动。如果保留的高度和距离不能到达着陆点（LP），则航路点1（EMC点）直接移到最后转弯点（FTP），即翼伞改为向航路点4（FTP 点）飞行；如果高度和保留距离仍旧太小不能达到航路点4，则进入备份模式。

阶段2 能量控制段：翼伞系统到达能量控制段中心点（EMC）后，还有较大的高度余量，则通过绕能量控制转弯点（EMTP）做8 字型机动飞行消除冗余高度。如果保留的距离太小不足以到达着陆点（LP），则能量控制转弯点（EMTP）沿能量控制段轴移动到（EMC）点，即翼伞不做转弯削高运动，直接进入着陆阶段程序。

阶段3 着陆段：着陆段分为4 个子部分：一是过渡到着陆航线，二是接近最后转弯点，三是转向逆风，四是雀降。

阶段4 备份模式：翼伞保持航向朝着最后转弯点（FTP）运动直到到达指定高度，转弯向着逆风方向，准备着陆。

T 型归航已经得到了广泛应用，其具备两个显著的优势：1）在目标区域不断机动，便于实时测量风向，判断着陆时间和离目标点距离；2）转弯总是沿着风向，这样能够使空投系统在最后接近目标航迹中迅速进入。

3.2.2 基于航路机动的规划方法

空投时风的不确定性是导致空投系统偏离目标的首要原因。此外，空投系统空投时具有不确定性，如空投重量、伞的滑翔比、最小转弯半径、伞衣形状等等，上述参数的变化都会导致降落伞系统气动特性的变化。相同类型的空投系统在不同空投场次，其空投时的气动特性也不尽相同。如果航迹规划时按照空投系统的名义或者平均参数进行计算，会造成航迹规划时误差，从而影响空投系统的着陆精度。因此，为了克服上述不利因素的影响，增强空投系统的鲁棒性，需要提供一种基于实时在线系统辨识的制导算法，在空投过程中不断辨识空投系统的气动特性，并根据辨识的结果实时规划航迹，这就是基于航路机动的规划方法提出的背景。此外，基于航路机动的规划方法可以通过实施空中机动，提高惯导系统姿态误差和传感器误差的可观性，从而输出精度较高的空投系统状态信息。航路机动规划方法实时在线的特点使其具有较好的自适应性和精确度，在未来翼伞精确空投系统的航迹规划中具有广阔的发展和应用空间。

3.2.3 基于路径的规划方法

基于路径的规划方法是在空投系统当前位置到着陆目标点位置之间规划一条连续的参考轨迹，这条参考轨迹通常是时间或者高度的函数。该方法可以看成基于航路点的规划方法的一种扩展，因为无数个航路点即构成了空间一条路径。因此，基于路径的规划方法和基于航路点的规划方法并没有严格的界限。在实际中，两者往往可以配合使用。例如，可以先在空投系统当前点和着陆目标点之间设定若干个航路点，然后再通过一定的插值或者优化算法在航路点与航路点之间设计和规划一条路径，最后控制空投系统沿着规划的路径飞行，以达到精确空投和最优控制的目的。实现系统的最优是人们一直追求的目标，基于翼伞归航轨迹的最优设计是当前路径规划方法研究的热点。翼伞归航轨迹的最优规划是以对目标的终点距离偏差最小和控制量最小（或者时间最短）作为目标函数，以给定的初始状态和终端状态为条件，寻求满足一定约束条件的最优路径。寻找翼伞系统归航最优轨迹，不仅可以总结控制的规律和轨迹的特点，也可以为其他的归航方法提供参考。但是从实际情况来看，由于风的影响和翼伞性能参数的不确定性，最优归航轨迹的求解往往比较困难，最优的条件总是在一定的假设前提之下，在理想条件下最优，在实际中不一定最优。翼伞的最优归航航迹更偏重于理论研究，离实际应用还有一段距离。

3.3 精确空投控制技术

精确空投控制系统设计面临着众多挑战，首先是由于降落伞动力学模型以及外界因素的不确定性，导致在实际控制过程中存在各种随机和干扰因素的影响，这要求控制系统具有较好的鲁棒性；其次是因为控制系统执行机构的能力非常有限，对于圆伞来说，多是通过改变伞形或是控制排气口张合来进行操纵控制，对于翼伞则主要通过操纵绳进行操纵控制，从而限制控制系统带宽的提高，影响控制跟踪轨迹的精度。因此，目前的精确空投系统控制方案还是以PID 控制为主，并部分发展了模型预测控制、非线性动态逆控制等方法。

3.3.1 降落伞操纵控制策略

1）圆伞操纵策略

美国AGAS 是目前最典型的圆伞精确空投系统，其在操纵控制上主要有两种方式：①在伞衣上开排气口，通过控制系统控制排气口的张合，来控制航向；②通过收紧和放松伞绳来改变伞的形状，使得圆形伞具备一定的滑翔能力，从而达到控制伞飞行方向的目的。

由于模型不确定，鲁棒性较差的控制器会产生较大的误差，加上执行机构的能力有限，偏离目标太大之后，降落伞在风的影响下就可能会越漂越远。为克服这个困难，AGAS 系统采用“轨迹控制策略”，即依据当前的水平位置误差来决定是否需要施加控制信号。具体过程如下：①根据测量得到风的分布情况和动力学模型，事先规划好一条参考轨迹；②降落伞在飞行过程中按照设定的航路点与这条轨迹进行匹配；③如果风和动力学模型完全准确，则降落伞会沿着参考轨迹降落到指定地点。但是由于测量数据和模型存在误差，降落伞在下降过程中必然会偏离参考轨迹。如果偏移超过一定阈值则拉动伞绳，使降落伞向偏差减小的方向飞行；④如果降落伞离参考轨迹足够近，则不施加控制任其自由飞行；⑤如此反复进行，一直到落地。

这种控制方法即所谓的“bang－bang”控制，从AGAS 的试验结果来看，这一控制策略是成功的。

2）翼伞操纵策略

从操纵控制上讲，翼伞主要是通过对操纵绳的下拉或释放来实现滑翔、转弯、减速以及雀降4 种运动形式的。另外也有一些针对翼伞操纵控制的新方法，2012 年GAVRILOVSKI通过空气动力学仿真得出翼伞上表面排气孔能够创造一个有效的空气扰流板。因此，通过在翼伞上表面制造若干排气孔，并通过伞绳操纵，便能够有效实现侧向转弯控制和纵向滑翔控制。该方法最大的优势在于能够在较大范围改变翼伞的滑翔比，美国陆军内蒂克士兵研究、发展和工程提供中心（NSRDEC）的翼伞操控实验也证明了该方法的有效性；2014 年WARD提出了通过调整载荷重心来实现翼伞控制的办法，仿真结果表明，横向重心偏移和纵向重心偏移分别是控制转弯率和滑翔速度的有效手段。

3.3.2 精确空投系统控制方案

1）PID 控制

实际应用于翼伞精确空投系统的还是以PID控制为主，ALEX 精确空投系统采用比例控制器对航向角进行控制。为了提高航向角控制效率，Draper 实验室进一步采用PID 控制器，并首先应用在DragonFly 精确空投系统。对于MegaFly 这一类大载荷精确空投系统，则综合考虑了对角度和角速度的PID 控制。Pegasus 和Onyx 精确空投系统则采用PID 控制器实现航迹跟踪。虽然PID 控制算法简单、鲁棒性好、可靠性高，也在精确空投系统中进行了广泛应用，但由于精确空投系统具有非线性、时变不确定性、强干扰等特性，应用常规的PID 控制难以达到理想的控制效果。

2）模型预测控制

模型预测控制本质上是求解一个开环最优控制问题，与其他控制算法相比，预测控制有其自身的优点：一是采用非最小化描述的模型，系统鲁棒性好、稳定性较高；二是采用的滚动预测策略有利于弥补模型畸变、干扰等因素带来的不确定性，动态性能较好。2004 年，SLEGERS 和COSTELLO 便运用模型预测控制的思想设计了翼伞系统航迹跟踪控制器，并应用于Snowflake 精确空投系统。

3）非线性动态逆控制

非线性动态逆控制无需对精确空投系统进行线性建模，并具有更好的跟踪性能，能够得到期望的控制性能，但是动态逆方法对建模误差较为敏感，如何提高控制器的鲁棒性一直是难以解决的问题，因此，仅存在较少的理论研究。2006 年，PRAKSH和ANANTHKRISHNAN 对精确空投系统进行非线性九自由度建模，基于此对系统进行非线性动态逆控制，但未能实现工程应用。

4 精确空投导航制导控制技术发展趋势

从实际作战应用来考虑分析，精确空投系统将会向低成本、系列化、智能化方向发展，以降低精确空投系统使用成本，提高投放精度和自主能力，扩展任务空间和领域，这就给精确空投导航制导控制技术的发展提出了新要求。

4.1 导航单元标准化、模块化设计技术

接口标准化，主要包括机械接口、电气接口和人机接口，重点考虑可靠性、兼容性、通用性和可扩展性。通过连接不同的导航模块，能够实现多源导航信号融合，易于导航单元维护、升级和技术更新。同时，模块化的设计能够根据不同的任务需求、不同的成本需求搭配导航模块，以确保最优的效能比，科学降低精确空投系统的使用成本。

4.2 恶劣环境下自主导航技术

融合视觉导航的组合导航技术能够解决无初始投放点坐标、无卫星导航等恶劣条件下的绝对定位问题，同时基于相邻帧姿态解算的视觉导航算法融合惯导也能进一步提高姿态解算精度。因此，大力发展融合视觉导航的组合导航技术，能够有效提高精确空投系统在无卫星环境下的自主能力，大大扩展精确空投系统的任务空间和领域。

4.3 基于在线系统辨识的分段航迹规划技术

空投系统空投时具有不确定性，如外部气象环境、空投重量、伞的滑翔比、最小转弯半径、伞衣形状等等，上述参数的变化都会导致降落伞系统气动特性的变化，需要提供一种实时在线系统辨识算法。同时，由于伞系统的气动力特性不易准确计算，需要一个鲁棒性比较强的归航控制方式，且翼伞系统的基本运动形式主要是滑翔与转弯，便于分段设计。因此，发展基于在线系统辨识的分段航迹规划技术，能够有效提高精确空投制导算法的鲁棒性和通用性。

5 结论

欧美等西方国家建立了一系列满足不同载荷和任务需求的精确空投系统，并结合新技术不断完善其精确空投装备体系，系列化、标准化程度越来越高。导航技术上，采用卫星导航/惯性导航相结合，并辅助以视觉导航、高精度测高仪，使空投系统的定位精度、可靠性更高，抗干扰能力、自主性更强；制导技术上，综合采用基于机动和基于路径点的融合制导算法来实现分段归航策略，系统鲁棒性更强，着陆精度更高；控制技术上，重点还是以PID控制为主，并部分发展了模型预测控制、非线性动态逆控制等方法。

与欧美相比，我国精确空投系统在空投重量和空投精度等方面还有一定差距，应强化顶层设计、注重军民融合发展，推进以导航制导控制技术为核心的精确空投关键技术发展。在实现导航单元标准化、模块化设计，提高导航单元维护性的同时，降低导航成本；提高无卫星或弱卫星环境下的自主导航能力，提升精确空投系统自主能力，增强投放精度，拓展任务领域；发展基于在线系统辨识的分段航迹规划技术，提高精确空投制导算法的鲁棒性和通用性，最终实现精确空投系统系列化、标准化建设发展。