任 章，白 辰

(1.北京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京100191；2.北京航空航天大學(xué) 飛行器控制一體化技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100191)

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高超聲速飛行器飛行控制技術(shù)研究綜述

任 章1，2，白 辰1，2

(1.北京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京100191；2.北京航空航天大學(xué) 飛行器控制一體化技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100191)

與傳統(tǒng)的航空航天器相比，高超聲速飛行器具有建模困難、不確定性大、參數(shù)劇烈時(shí)變、耦合嚴(yán)重以及異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)等控制難點(diǎn)。針對上述五個(gè)方面的研究現(xiàn)狀進(jìn)行綜述，首先概括了高超聲速飛行器建模研究成果，給出了面向控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的仿射非線性模型；其次針對不確定性、參數(shù)時(shí)變和耦合等問題，總結(jié)相關(guān)控制方法的研究成果；最后，對異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)復(fù)合控制問題進(jìn)行了闡述和總結(jié)。

高超聲速飛行器；不確定性；時(shí)變參數(shù)；耦合；異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)

0 引言

高超聲速飛行器是指飛行馬赫數(shù)大于5的飛行器，因其所具有的強(qiáng)大的軍事和民事應(yīng)用前景，20世紀(jì)80年代初，美、蘇、英、法、德、日、印等國都把探索與發(fā)展高超聲速技術(shù)作為航空航天領(lǐng)域的一個(gè)重要目標(biāo)，在世界上掀起了研究和發(fā)展高超聲速飛行器的熱潮[1]。高超聲速飛行器具備傳統(tǒng)航空與航天飛行器所沒有的戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)以及效費(fèi)比方面的優(yōu)勢，已成為未來國防裝備發(fā)展和民用空天技術(shù)的重要方向。

飛行控制系統(tǒng)是高超聲速飛行器最重要的組成部分之一，是其安全飛行、完成任務(wù)使命的保證。受工程青睞的PID控制方法最早被應(yīng)用于高超聲速飛行器的控制，美國的高超聲速飛行驗(yàn)證機(jī)X-33、X-43A采用的就是增益調(diào)度的經(jīng)典的PID控制。這種經(jīng)典控制方法的魯棒性、自適應(yīng)性差，設(shè)計(jì)復(fù)雜，難以適應(yīng)高超聲速飛行器的多飛行任務(wù)、復(fù)雜飛行環(huán)境、特殊飛行模式的需求。

高超聲速飛行器飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)面臨著傳統(tǒng)飛行器所未曾遇到過的技術(shù)挑戰(zhàn)，主要表現(xiàn)在以下五個(gè)方面：

1)面向控制的高超聲速飛行器建模；

2)高超聲速飛行器不確定性大；

3)高超聲速飛行器參數(shù)劇烈變化；

4)高超聲速飛行器耦合嚴(yán)重；

5)高超聲速飛行器異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)復(fù)合控制。

上述難點(diǎn)使得高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有挑戰(zhàn)性。近年來，國內(nèi)外許多學(xué)者對高超聲速飛行器的控制問題開展了不少有益的研究。本文分別從上述五個(gè)方面探討目前高超聲速飛行器控制方面的研究成果。

1 面向控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的高超聲速飛行器建模

控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法的選擇是由對象本身的特性決定的，而描述對象基本特性的方法是數(shù)學(xué)建模。同時(shí)，對控制系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證的第一步是數(shù)字仿真，在數(shù)字仿真中模擬對象也需要用到對象的模型。因此，在進(jìn)行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)之前，必須對飛行器對象進(jìn)行建模和分析。

許多學(xué)者就高超聲速飛行器建模問題進(jìn)行過專門的討論與驗(yàn)證。美國蘭利研究中心提出一種錐形體帶鴨翼的六自由度高超聲速飛行器模型[2]，為高超飛行器研究提供了一個(gè)完整的平臺。文獻(xiàn)[3-4]在該模型的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)，并提出氣動(dòng)參數(shù)的解析表達(dá)式。另一個(gè)學(xué)術(shù)界廣泛采用的模型為具有乘波體外形的高超聲速飛行器[5-6]，國內(nèi)也有部分學(xué)者對此模型進(jìn)行了許多有益的討論。

但是復(fù)雜精確的模型是不利于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的，需要在合理假設(shè)的基礎(chǔ)上，對高超聲速飛行器的完整數(shù)學(xué)模型進(jìn)行化簡，建立面向控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的模型。文獻(xiàn)[7]給出了面向控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的小擾動(dòng)線性化模型和仿射非線性模型，其中與姿態(tài)控制相關(guān)的仿射非線性模型如下：

f2(Ω，ω)=J-1(-ω×Jω+M0+Mdamp+Md)

B(Ω)=J-1Cδ(Ω)

(1)

其中，Ω=[γs，β，α]T為傾側(cè)角、側(cè)滑角和攻角，控制量u=[δa，δr，δe]T為差動(dòng)副翼、方向舵、升降舵的實(shí)際舵偏，角速率向量ω=[ωx1，ωy1，ωz1]T為機(jī)體軸角速度。ψs、θ分別為彈道偏角和傾角，g為重力加速度，L、Y分別為升力和側(cè)力加速度，V為飛行速度，J為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣，M0為基本機(jī)體產(chǎn)生的力矩，Mdamp為阻尼力矩，Md為干擾力矩，Cδ為氣動(dòng)力矩參數(shù)陣。

該模型基于時(shí)標(biāo)分離假設(shè)，忽略了風(fēng)、牽連慣性力等影響，得到了級聯(lián)形式的仿射非線性模型，為基于非線性動(dòng)力學(xué)的控制律設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。

2 高超聲速飛行器不確定性問題

高超聲速飛行器不確定性主要來源于以下幾方面：

1)相比于傳統(tǒng)航空航天環(huán)境，高超聲速飛行器的飛行環(huán)境更為復(fù)雜，在近太空區(qū)域存在非連續(xù)流體的現(xiàn)象，難以精確描述其氣動(dòng)特性，常用的獲得準(zhǔn)確氣動(dòng)參數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)方法受到限制(馬赫數(shù)10以上很難由風(fēng)洞試驗(yàn)獲得)。

2)大氣特性的精確測量也同樣相當(dāng)困難，高超聲速飛行器所處的臨近空間是個(gè)相對陌生的飛行區(qū)域，其大氣運(yùn)動(dòng)規(guī)律復(fù)雜，各種大氣擾動(dòng)對飛行器造成不可忽略的影響。

3)高超聲速飛行器機(jī)體質(zhì)量一般要求盡可能輕，這樣將導(dǎo)致機(jī)體的彈性變形加重，而氣動(dòng)加熱又進(jìn)一步降低了機(jī)體的剛性、結(jié)構(gòu)和彈性模態(tài)形狀不確定性。這種彈性變形使得高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)模型具有極強(qiáng)的不確定性。

4)傳感器、執(zhí)行器，以及控制系統(tǒng)硬件自身的誤差產(chǎn)生的不確定性。

面對不確定性大的問題，控制方法必須具備很強(qiáng)的魯棒性。許多學(xué)者將魯棒控制的方法應(yīng)用于高超聲速飛行器的飛行控制。文獻(xiàn)[8]采用H∞和μ綜合方法為高超聲速飛行器平衡點(diǎn)的線性化模型設(shè)計(jì)了魯棒控制器；文獻(xiàn)[9]考慮了氣動(dòng)參數(shù)不確定、湍流和彈性模態(tài)等的影響，采用D-K迭代方法為線性的高超聲速飛行器模型設(shè)計(jì)固定低階μ最優(yōu)控制器。以上幾種方法均是針對小擾動(dòng)線性化后的線性模型來進(jìn)行控制器的設(shè)計(jì)，沒有考慮到被控對象實(shí)質(zhì)的非線性以及耦合的作用，設(shè)計(jì)過程復(fù)雜，并且控制切換和增益調(diào)節(jié)是按開環(huán)方式改變，穩(wěn)定性很難證明。

文獻(xiàn)[10-11]研究了滑模變結(jié)構(gòu)控制方法在可重復(fù)使用運(yùn)載器姿態(tài)控制中應(yīng)用。然而，高頻的控制切換導(dǎo)致的抖振現(xiàn)象也是阻礙變結(jié)構(gòu)控制在實(shí)際系統(tǒng)中應(yīng)用的最主要障礙。已有學(xué)者采用飽和函數(shù)近似和滑模干擾觀測器的方式來改進(jìn)SMC姿態(tài)控制器，減弱了SMC控制系統(tǒng)的抖振現(xiàn)象。然而，滑模干擾觀測器對不確定性的估計(jì)是通過一個(gè)低通濾波器獲得的，只能估計(jì)出低頻的外界干擾并抵消，飛行器參數(shù)不確定性的動(dòng)態(tài)影響很難消除。

文獻(xiàn)[12]將NESO與改進(jìn)的Backstepping控制相結(jié)合，設(shè)計(jì)了基于NESO的Backstepping變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制器。利用兩組NESO分別估計(jì)出匹配和非匹配不確定性，并在偽控制和實(shí)際控制信號中進(jìn)行補(bǔ)償，解決了Backstepping控制大增益的缺點(diǎn)，提高了姿態(tài)控制器的抗干擾性能。文獻(xiàn)[13-14]將Tornambe控制與自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)控制方法相結(jié)合，設(shè)計(jì)了自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制器。針對與控制無直接聯(lián)系的子系統(tǒng)，采用Tornambe控制方法設(shè)計(jì)了分散魯棒滑模面，使得滑動(dòng)模態(tài)時(shí)跟蹤誤差能夠收斂至原點(diǎn)。應(yīng)用自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)控制方法設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制器，迫使系統(tǒng)軌跡能夠趨近并保持在魯棒滑模面上運(yùn)動(dòng)。文獻(xiàn)[15]將新的自適應(yīng)滑模變結(jié)構(gòu)控制與動(dòng)態(tài)逆控制結(jié)合，用于臨近空間高超聲速飛行器的再入階段飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，消除了逆誤差的影響，保證對制導(dǎo)指令的魯棒跟蹤。由上述成果可見，變結(jié)構(gòu)方法與反步法、動(dòng)態(tài)逆及智能控制等先進(jìn)控制理論的結(jié)合，應(yīng)用到存在不確定性的高超聲速飛行器姿態(tài)控制問題上，收到了較好的效果。

3 高超聲速飛行器時(shí)變參數(shù)問題

高低空域的巨大差異導(dǎo)致飛行過程中飛行器氣動(dòng)特性和氣熱特性不斷變化。再入飛行過程中，由于空氣的阻力，飛行速度也不斷降低，從20多馬赫降至幾馬赫。高度和速度的大范圍變化，導(dǎo)致飛行器氣動(dòng)參數(shù)大范圍變化，進(jìn)而引起飛行器動(dòng)力學(xué)特性的大范圍變化。若飛行狀態(tài)或飛行環(huán)境發(fā)生劇烈變化，飛行器參數(shù)也將劇烈變化，高超聲速飛行器呈現(xiàn)出劇烈時(shí)變的非線性動(dòng)力學(xué)特性。

考慮到對飛行狀態(tài)、飛行環(huán)境、飛行器參數(shù)變化的自適應(yīng)能力，自適應(yīng)控制的思想通過與其他非線性控制方法相結(jié)合，成功地應(yīng)用在高超聲速飛行器的飛行控制上，有效地提高了控制系統(tǒng)對飛行器參數(shù)變化的適應(yīng)能力。Johnson和Calise等人以X-33為對象采用了帶有神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行自適應(yīng)補(bǔ)償逆誤差的非線性動(dòng)態(tài)逆控制方法[16-17]，該方法具有好的非線性解耦控制能力以及強(qiáng)的魯棒性能，并且還具有一定的容錯(cuò)重構(gòu)性能。Doman等人以X-33為對象設(shè)計(jì)了基于動(dòng)態(tài)逆和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的直接/間接混合自適應(yīng)重構(gòu)控制器[18-19]，采用了直接自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來補(bǔ)償逆誤差，并提出了零空間注入的控制分配方法，實(shí)現(xiàn)在線的氣動(dòng)參數(shù)識別，提高了整個(gè)系統(tǒng)的性能。自適應(yīng)控制往往需要在線模型辨識或檢測飛行環(huán)境的變化，由于高超聲速飛行器的參數(shù)變化較快，在線估計(jì)模型參數(shù)比較困難，而且頻繁的控制器調(diào)整造成過渡過程控制性能和品質(zhì)的下降，限制自適應(yīng)控制在實(shí)際工程中的應(yīng)用。

線性變參數(shù)(Linear Parameter Varying，LPV)控制是一種新穎的增益調(diào)度技術(shù)，在參數(shù)空間內(nèi)將非線性系統(tǒng)的狀態(tài)空間矩陣表示為調(diào)度參數(shù)的連續(xù)函數(shù)，這樣就將系統(tǒng)轉(zhuǎn)換為具有線性形式的LPV模型，可以利用各種線性系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法(PID，魯棒控制等)進(jìn)行設(shè)計(jì)。自從20世紀(jì)90年代Shamma第一次提出LPV的概念至今，經(jīng)過20多年的發(fā)展，LPV控制方法形成了一套較為完整的理論體系，在參數(shù)大范圍內(nèi)快速變化的非線性系統(tǒng)的控制方面具有很好的應(yīng)用潛力和發(fā)展前景。

文獻(xiàn)[20]在傳統(tǒng)LPV控制設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，引入?yún)?shù)依賴性能的概念，將系統(tǒng)的魯棒性能表示為調(diào)度參數(shù)的函數(shù)，在控制器綜合中考慮了調(diào)度參數(shù)變化率的限制，將控制器綜合問題表示為解多個(gè)LMIs的凸優(yōu)化問題，設(shè)計(jì)了RLV縱向攻角保持姿態(tài)控制器。文獻(xiàn)[21]將H∞回路成形控制引入到多胞形LPV系統(tǒng)控制器設(shè)計(jì)中，提出一種低階靜態(tài)控制器設(shè)計(jì)方法；并利用回路成形方法和傳統(tǒng)H∞控制之間的等價(jià)性，將這種方法推廣到一般形式的LPV系統(tǒng)控制中，利用該方法設(shè)計(jì)了RLV再入飛行的橫側(cè)向姿態(tài)控制律。文獻(xiàn)[22]提出了一種新型輸出反饋非線性控制器的結(jié)構(gòu)，通過將與零誤差軌跡相關(guān)的狀態(tài)和測量信息等引入控制器狀態(tài)矩陣，保證了非線性閉環(huán)系統(tǒng)在零誤差軌跡上可以準(zhǔn)確的線性化為LPV對象和LPV控制器組成的閉環(huán)系統(tǒng)，應(yīng)用到了RLV再入飛行過程中攻角調(diào)整階段的姿態(tài)控制問題。

4 高超聲速飛行器耦合問題

高超聲速飛行器飛行過程中，產(chǎn)生以下多種耦合現(xiàn)象。

(1)姿態(tài)和質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的耦合

姿態(tài)和質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)存在嚴(yán)重耦合，飛行器軌跡的變化主要是通過姿態(tài)的改變來實(shí)現(xiàn)，姿態(tài)的改變主要依賴作用在飛行器上的空氣動(dòng)力矩。合外力不僅僅影響質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)，同時(shí)也會(huì)引起姿態(tài)的變化。

(2)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的耦合

飛行器的滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)存在著耦合，耦合的程度隨著攻角的增大而增加。當(dāng)飛行器以較高的速度滾轉(zhuǎn)時(shí)，滾轉(zhuǎn)角速率將會(huì)引起俯仰和偏航運(yùn)動(dòng)的耦合。

(3)慣性耦合

當(dāng)飛行器以較高的速度滾轉(zhuǎn)時(shí)，慣性耦合主要體現(xiàn)在俯仰角速度和偏航角速度會(huì)受到滾轉(zhuǎn)角速度的影響，耦合的程度隨著滾轉(zhuǎn)角速度的增大而增大。

(4)控制耦合

實(shí)際飛行器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣是非對角陣，使得滾轉(zhuǎn)控制力矩不僅引起滾轉(zhuǎn)角速率的變化，同時(shí)也會(huì)引起偏航角速率的變化?？刂岂詈现饕w現(xiàn)在滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng)的相互影響。

(5)狀態(tài)和參數(shù)的耦合

當(dāng)系統(tǒng)狀態(tài)(如攻角和側(cè)滑角)發(fā)生變化時(shí)，系統(tǒng)參數(shù)(如氣動(dòng)參數(shù))也隨之發(fā)生變化，系統(tǒng)參數(shù)的變化使得飛行器的動(dòng)力學(xué)特性發(fā)生變化，又會(huì)導(dǎo)致系統(tǒng)狀態(tài)的變化。

采用解耦方式，將飛行器分為俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航通道設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)為目前普遍采用的方法。在建立分通道解耦模型的基礎(chǔ)之上，對各自通道采用PID控制、變結(jié)構(gòu)控制和最優(yōu)控制等方法完成控制器設(shè)計(jì)。但是如果被忽略的通道間的耦合作用比較大，上述方法便很難保證控制性能。

文獻(xiàn)[23]通過對大攻角導(dǎo)彈氣動(dòng)數(shù)據(jù)的分析，建立橫、縱向通道之間存在強(qiáng)耦合情況下的模型，在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)基于線性變參數(shù)的俯仰—滾轉(zhuǎn)—偏航魯棒協(xié)調(diào)控制器。文獻(xiàn)[24]建立了高超聲速關(guān)聯(lián)耦合模型，并對耦合產(chǎn)生的原因進(jìn)行分析，給出了克服通道耦合可能采用的思路和方法。文獻(xiàn)[25]對輸入輸出耦合的非線性系統(tǒng)進(jìn)行了分析，將耦合系統(tǒng)看成多個(gè)單輸入單輸出系統(tǒng)的組合，在系統(tǒng)滿足可觀可控、耦合矩陣為Hurwitz矩陣的條件下，采用矩陣不等式方法，設(shè)計(jì)耦合系統(tǒng)的漸進(jìn)穩(wěn)定控制器，然而過多的假設(shè)條件限制了該方法的應(yīng)用。

文獻(xiàn)[7]基于魯棒分散控制理論，針對高超聲速飛行器具有級聯(lián)仿射的模型結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)姿態(tài)控制系統(tǒng)?？刂破鞣譃闃?biāo)稱控制和補(bǔ)償控制，兩部分分開設(shè)計(jì)，分別完成標(biāo)稱系統(tǒng)滑模面跟蹤和增強(qiáng)系統(tǒng)魯棒性的功能，共同構(gòu)成基于NESO的魯棒分散滑模面變結(jié)構(gòu)控制器。文獻(xiàn)[26]將耦合的分通道視為相互關(guān)聯(lián)耦合、相互協(xié)調(diào)影響的多輸入多輸出系統(tǒng)整體，設(shè)計(jì)自適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)變結(jié)構(gòu)控制器，增加了模糊邏輯，設(shè)計(jì)自適應(yīng)模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)變結(jié)構(gòu)控制器，應(yīng)用于高超聲速飛行器控制器設(shè)計(jì)中。

5 高超聲速飛行器異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)問題

高超聲速飛行器與傳統(tǒng)飛行器最大的差異在于飛行環(huán)境的不同，再入時(shí)需要穿越不同的空域，從空氣稀薄的高空一直下降到稠密大氣層。隨著飛行高度的增加，動(dòng)壓下降十分明顯，由于動(dòng)壓的下降導(dǎo)致氣動(dòng)舵面的操縱能力大幅下降，當(dāng)系統(tǒng)狀態(tài)出現(xiàn)大幅值偏離時(shí)，僅靠氣動(dòng)舵面無法提供足夠的控制力矩來控制飛行器的穩(wěn)定飛行。為了能全程有效地控制，需要配置反作用力控制系統(tǒng)(Reaction Control System，RCS)，在空氣非常稀薄的高空域增加直接力的控制方式，以保證飛行器的操控性和穩(wěn)定性。這種具有RCS和氣動(dòng)力兩種操縱機(jī)構(gòu)的系統(tǒng)通常被稱為RCS/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)。

與傳統(tǒng)的氣動(dòng)力控制系統(tǒng)相比，RCS/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)更加復(fù)雜，帶來了許多新的需要解決的問題：

1)氣動(dòng)舵面的偏轉(zhuǎn)是連續(xù)變化的，時(shí)間常數(shù)較大，一般為幾百毫秒。而RCS的推力不可調(diào)，只有工作和不工作兩種狀態(tài)，時(shí)間常數(shù)小于等于十幾毫秒，具有明顯的離散和非線性工作特性。

2)由于側(cè)向噴流干擾效應(yīng)的影響，使得RCS的推力大小有較大的不確定性，同時(shí)對飛行器的氣動(dòng)參數(shù)也有較大攝動(dòng)，并引起了相當(dāng)復(fù)雜的非線性和耦合現(xiàn)象，干擾流場無法用準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型來進(jìn)行描述，從而使復(fù)合控制系統(tǒng)更難以精確建模。

對氣動(dòng)操縱面與RCS的復(fù)合控制方法，目前主要有兩種思路：1)針對氣動(dòng)操縱面、RCS分別設(shè)計(jì)控制律；2)通過氣動(dòng)操縱面和RCS復(fù)合控制分配。對于RCS控制，目前常見的處理方法為在控制器設(shè)計(jì)時(shí)將其等效為連續(xù)量，之后通過脈寬調(diào)制將連續(xù)的控制量轉(zhuǎn)化為離散的RCS控制量。文獻(xiàn)[27]通過bang-bang控制，直接給出RCS指令，但是控制效果較差，需要頻繁開關(guān)RCS。按照分配的對象不同，控制分配方法可以劃分為線性控制分配和非線性控制分配。目前控制分配方向的研究成果主要集中在線性分配方面，線性分配基本可以歸結(jié)為基于優(yōu)化的方法和非優(yōu)化的方法[28-29]?；趦?yōu)化的方法主要有偽逆法、加權(quán)偽逆法、線性規(guī)劃法和二次規(guī)劃法，非優(yōu)化的方法主要是直接分配法和鏈?zhǔn)椒峙浞ā?/p>

文獻(xiàn)[30-31]把異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)復(fù)合控制問題轉(zhuǎn)化為脈沖切換系統(tǒng)的控制問題來求解。針對一類標(biāo)稱的脈沖切換系統(tǒng)模型，分別設(shè)計(jì)了基于狀態(tài)反饋和觀測器輸出反饋的鎮(zhèn)定控制律；之后，通過建立增廣系統(tǒng)的方法，將脈沖切換系統(tǒng)的跟蹤控制問題轉(zhuǎn)化為增廣系統(tǒng)的狀態(tài)正定問題，可以直接應(yīng)用于設(shè)計(jì)鎮(zhèn)定控制律實(shí)現(xiàn)跟蹤控制。文獻(xiàn)[32]通過在控制器中引入控制分配來實(shí)現(xiàn)復(fù)合控制。引入控制分配后，控制器設(shè)計(jì)分解為控制律設(shè)計(jì)和控制分配設(shè)計(jì)兩部分?？刂品峙洳捎脙杉壏峙涞慕Y(jié)構(gòu)：第一級分配依據(jù)動(dòng)壓，將期望轉(zhuǎn)矩分配給氣動(dòng)操縱面和RCS；第二級分配包含氣動(dòng)操縱面分配和RCS分配兩部分，氣動(dòng)操縱面采用改進(jìn)的直接分配法進(jìn)行分配，RCS分配則通過PWPF調(diào)制的方法將RCS等效為連續(xù)控制量，進(jìn)而通過線性規(guī)劃的方法求解。

6 結(jié)論

本文對高超聲速飛行器控制器設(shè)計(jì)的難點(diǎn)及控制方法研究成果進(jìn)行了綜述。傳統(tǒng)的增益調(diào)度PID控制方法難以適應(yīng)高超聲速飛行器的多飛行任務(wù)、復(fù)雜飛行環(huán)境、特殊飛行模式的需求，需要開展基于先進(jìn)非線性控制方法的研究。為了利于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，高超聲速飛行器數(shù)學(xué)模型要在合理假設(shè)條件下進(jìn)行簡化。單一的魯棒控制、自適應(yīng)控制或者變結(jié)構(gòu)控制不足以較好地解決高超聲速飛行器不確定性大、參數(shù)劇烈時(shí)變、耦合嚴(yán)重以及異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)的問題。高超聲速飛行器控制方法的研究需要綜合考慮不同先進(jìn)控制方法的優(yōu)劣，并結(jié)合智能控制等新的控制理論，從而提高控制性能，既保證工程應(yīng)用的效果，又促進(jìn)控制理論的發(fā)展。

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The Overview of Difficulties and Methods of Hypersonic Vehicle Flight Control

REN Zhang1，2，BAI Chen1，2

(1.School of Automation Science and Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China；2.Science and Technology on Aircraft Control Laboratory，Beihang University，Beijing 100191，China)

Compared with the traditional aircraft，hypersonic vehicle has difficulties for flight control system design such as the difficult modeling，the large uncertainty，the fast time-varying parameters，the serious coupling and different kinds of actuators.This paper is the overview of the above five aspects：firstly，the research results of the hypersonic vehicle modeling have been generalized and control-oriented affine nonlinear model has been given.Secondly，the research of control design about uncertainty，time-varying parameters and coupling has been summarized.Finally，compound control of different kinds of actuators has been summarized.

Hypersonic vehicle；Uncertainty；Time-varying parameters；Coupling；Different kinds of actuators

2015 - 09 - 21；

2015 - 10 - 16。基金項(xiàng)目: 國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(91316304，61333011，61121003，61101004)

任章(1957 - )，男，博士，教授，博士生導(dǎo)師，主要從事高超聲速飛行器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制方面的研究。

E-mail：Renzhang@buaa.edu.cn

V448.2

A

2095-8110(2015)06-0001-06