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摘要：针对以冲压发动机为动力的远程战术导弹， 描述了其飞行过程与特点。 从制导律设计和控制律设计两个方面， 综述了国内外相关技术的设计方法， 论述了弹道优化技术、 制导控制一体化、 针对目标机动的制导律、 BTT控制与速度控制技术的研究现状， 探讨了冲压发动机导弹在制导控制方面的发展方向。

关键词：冲压发动机； 远程导弹； 制导与控制； BTT导弹； 一体化设计

中图分类号： TJ765.1文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2016）02-0017-07

0引言

远程战术导弹可以实现超视距打击、先敌发射，因此在空战、海战、防空反导方面都具有明显的优势，在现代战争中的地位日益重要。为了使导弹射程增加，传统的方法是加大单级火箭发动机，或采用多级火箭推力。随着冲压发动机技术的

发展，越来越多的导弹采用火箭与冲压的混合动力装置。相比于火箭发动机，冲压发动机具有体积

小、质量轻、比冲大等特点，可以使导弹巡航速度

收稿日期：2015-10-21

作者简介：马立群（1988-），男，吉林四平人，博士研究生，研究方向为飞行器制导与控制技术。

更快、射程更远。对于质量相同的导弹，采用冲压动力方式比采用固体火箭的射程要大一倍之多，因此冲压发动机被视作下一代空空导弹、反舰导弹、反辐射导弹的首选动力装置[1]。

冲压发动机出现于20世纪50年代，其最初的设计目的是应用于单级入轨飞行器、远程高速飞机与导弹。60年代到80年代，整体式火箭冲压发动机的研究进展飞速，双用途燃烧室、整体式助推发动机技术、贫氧推进剂的研制均取得了重大突破，为后续在导弹上的广泛应用奠定了基础。90年代至今，随着高超声速飞行器概念的提出与发展，作为其主要动力装置的超燃冲压发动机技术更是各军事强国竞争的焦点。目前，美、俄、法、印等国都在发展适用于高马赫数飞行器的超燃冲压发动机。

除在研技术外，在国外，冲压发动机已经在很多服役的导弹型号上得到应用，如欧洲多国研制的“Meteor”空空导弹、俄罗斯的“SA-6”防空导弹、美国的“GQM-163”反舰导弹等[2-3]。以“Meteor”导弹为例，在制导控制方面，由于其升力弹体构型限制，导弹大部分飞行弹道都采用倾斜转弯方式（BTT），在拦截点前很短的一段时间，机动模式转为侧滑转弯方式（STT），以增加导弹的敏捷性[4]。相比于国外，国内现役的以冲压发动机为动力的导弹型号还不多见，多数还存在于理论研究阶段。

本文针对以冲压发动机为主要动力的远程导弹，描述了导弹飞行的一般过程与特点，总结了国内外制导与控制研究发展现状，分析了在制导与控制设计发展过程中的关键技术。

1飞行过程与特性

1.1冲压发动机导弹飞行过程

对于以冲压发动机为动力的导弹来说，导弹从载体上发射分离，首先需要以火箭发动机助推导弹使冲压发动机达到转级状态；随后导弹继续爬升至一定高度转入平飞阶段；导弹的中段飞行主要是将导弹引导至导引头可以工作的范围之内；在飞行末段，导弹导引头开始工作（一般为雷达或红外导引方式），感受目标源的信号，通过制导算法使导弹达到最后预测的拦截点。与近程导弹采用单一制导方式不同，远程导弹一般采用复合制导的方式。在初始发射段，由于对精度没有太多要求，一般采用程控制导，使导弹尽快脱离载体，达到一定的高度和速度；中制导阶段由于达不到导引头的作用距离，导弹一般通过数据链接收数据，采用惯性制导方式将导弹引向目标，并配合GPS等方式加以校正保证制导精度；在达到中末制导交班点后，导弹进入寻的制导模式，通过导引头截获的目标信息，将导弹引导至制导律解算出的拦截点处，对目标实现有效毁伤。一般远程冲压发动机导弹的飞行过程如图1所示。

1.2冲压发动机导弹飞行特点

结合导弹的飞行过程与发动机特性，可以看出远程冲压发动机导弹具有以下几个显著特点：

（1）多约束。冲压发动机导弹具有严格的飞行状态限制，要满足多个状态约束，包括法向过载

限制、巡航高度限制、巡航速度限制、迎角与侧滑角限制等。同时，为实现导弹的最佳作战性能，要尽量考虑最短飞行时间、最远射程、最省燃料等指标最优。在中末制导交班处，还要考虑导弹的入射角、飞行速度、飞行姿态。

（2）多耦合。冲压发动机导弹多见于面对称构型，适用于BTT控制，因此会存在一定程度上的耦合问题。从制导角度来说，视线的俯仰和偏航通道存在严重的交叉耦合，因此传统的假设姿态控制稳定，俯仰与偏航通道解耦设计就不再适用；从控制的角度来说，BTT导弹在高速滚转时会产生俯仰和偏航运动的交叉运动耦合，而面对称飞行器滚转与偏航的耦合关系又会产生对飞行不利的侧滑角，因此针对STT控制的三通道独立设计不再适合BTT控制。

（3）多不确定性。由于射程较远，远程导弹在飞行过程中需要面对许多的不确定性，包括气动不确定性、传感器噪声、与作战平台数据交换时的干扰与延时、对机动目标估计的误差等，这些都会给制导与控制系统的设计造成一定困难。

可以看出，远程冲压发动机导弹具有许多不同于常规动力导弹的飞行特点，这为导弹的制导控制系统设计提出了很多新的难点和挑战。

2制导律设计的发展

针对设计方法的不同，冲压发动机导弹相关的制导律可分为经典制导律设计、最优制导律设计与现代制导律设计。经典制导律结构简单，物理意义直观，直到现在仍然是工程中的首选方法。但随着科技的不断进步，武器装备的革新，越来越强调要充分挖掘导弹的最大潜力，于是最优制导律应运而生。在制导律设计的过程中，导弹模型实质上是一个典型的时变不确定非线性系统，而经典制导律的设计都是基于线性模型得来，很难满足现代导弹的制导需求，随着控制理论的不断发展，学者们提出了基于不同方法的现代制导律设计。