郭建國(guó) 梁樂成 周敏 蔣瑞民

引用格式：郭建國(guó)，梁樂成，周敏，等.高速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化綜述［J］.航空兵器，2023，30（1）：1-10.

GuoJianguo，LiangLecheng，ZhouMin，etal.OverviewofIntegratedGuidanceandControlforHypersonicVehiclesinDivePhase［J］.AeroWeaponry，2023，30（1）：1-10.（inChinese）

摘要：本文從模型構(gòu)建和方法設(shè)計(jì)兩個(gè)方面對(duì)高速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化問題進(jìn)行綜述。首先，對(duì)俯沖段制導(dǎo)控制一體化模型構(gòu)建進(jìn)行總結(jié)，依據(jù)系統(tǒng)集成度提升程度的不同，分別對(duì)分通道制導(dǎo)控制一體化模型、全狀態(tài)耦合高階一體化模型，以及集成度提升低階一體化模型構(gòu)建進(jìn)行了介紹，并對(duì)飛行器系統(tǒng)和設(shè)計(jì)模型特性進(jìn)行了分析，指出了面臨的主要設(shè)計(jì)問題。其次，針對(duì)俯沖段制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)難點(diǎn)，從快時(shí)變強(qiáng)不確定性魯棒控制、高階非匹配不確定性控制，以及考慮多約束控制方面對(duì)設(shè)計(jì)方法進(jìn)行綜述，總結(jié)并評(píng)述了國(guó)內(nèi)外相關(guān)理論的發(fā)展現(xiàn)狀和不足。最后，對(duì)俯沖段制導(dǎo)控制一體化的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望。

關(guān)鍵詞：高速飛行器；制導(dǎo)控制一體化；俯沖段；不確定性；多約束控制；魯棒控制

中圖分類號(hào)：TJ765；V249

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1673-5048（2023）01-0001-10

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0182

0引言

高超聲速飛行器一般指飛行馬赫數(shù)大于5，飛行高度在20～100km的臨近空間先進(jìn)飛行器［1］。這類飛行器兼具傳統(tǒng)航天器和航空器的優(yōu)點(diǎn)，具有作戰(zhàn)空域大、航程遠(yuǎn)、飛行速度快等特點(diǎn)，可以對(duì)各類遠(yuǎn)程目標(biāo)進(jìn)行打擊，具有比傳統(tǒng)彈道式導(dǎo)彈更強(qiáng)的機(jī)動(dòng)性和突防能力，表現(xiàn)出重要的軍事價(jià)值［2-3］。

飛行器的制導(dǎo)控制系統(tǒng)直接決定了飛行性能，而俯沖段是決定對(duì)目標(biāo)打擊效果的關(guān)鍵。傳統(tǒng)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)基于時(shí)標(biāo)分離假設(shè)，將系統(tǒng)分為慢回路制導(dǎo)系統(tǒng)和快回路姿態(tài)控制系統(tǒng)，分別獨(dú)立設(shè)計(jì)制導(dǎo)律和姿態(tài)控制律［4-6］，但是這一傳統(tǒng)設(shè)計(jì)思路在面對(duì)高超聲速飛行器這類復(fù)雜高動(dòng)態(tài)系統(tǒng)時(shí)，設(shè)計(jì)局限性突出。高超聲速飛行器因其特殊的飛行條件和氣動(dòng)外形，表現(xiàn)出復(fù)雜的快時(shí)變、強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性、非最小相位等復(fù)雜動(dòng)力學(xué)特性，質(zhì)心運(yùn)動(dòng)和繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的耦合關(guān)系加強(qiáng)［7］，這是由于高速飛行可能引起制導(dǎo)回路時(shí)間常數(shù)減小，以及高動(dòng)態(tài)快速下壓打擊目標(biāo)時(shí)出現(xiàn)時(shí)標(biāo)分離假設(shè)失效的情況，從而導(dǎo)致控制性能下降和彈體失穩(wěn)。此外，傳統(tǒng)的制導(dǎo)控制分離設(shè)計(jì)存在制導(dǎo)和姿態(tài)控制指令的傳輸延遲問題，難以滿足高超聲速飛行器這類對(duì)快速性具有更高要求的系統(tǒng)，尤其是要求飛行器快速機(jī)動(dòng)的俯沖段，因此，為了滿足系統(tǒng)綜合性能需要，必須進(jìn)一步考慮加強(qiáng)制導(dǎo)和控制回路的聯(lián)系，進(jìn)行一體化的綜合設(shè)計(jì)。

制導(dǎo)控制一體化在制導(dǎo)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)中完全引入了繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)環(huán)節(jié)，直接產(chǎn)生對(duì)執(zhí)行器的控制指令，克服了時(shí)標(biāo)分離假設(shè)的局限性，有助于提升制導(dǎo)控制系統(tǒng)的快速性和飛行器的綜合性能，減少制導(dǎo)和姿態(tài)控制系統(tǒng)在設(shè)計(jì)上的重復(fù)性和保守性［8］。經(jīng)過國(guó)內(nèi)外學(xué)者的長(zhǎng)期研究，出現(xiàn)了大量關(guān)于模型構(gòu)建和方法設(shè)計(jì)等方面的研究成果。俯沖段制導(dǎo)控制一體化模型構(gòu)建方面，按照系統(tǒng)集成度逐漸提升的順序，大致經(jīng)歷了從分通道制導(dǎo)控制一體化模型、全狀態(tài)耦合高階一體化模型、集成度提升低階一體化模型的發(fā)展階段［9］。分通道制導(dǎo)控制一體化模型是將飛行器的三維空間運(yùn)動(dòng)分解到縱向和側(cè)向通道，忽略了通道間的耦合關(guān)系，對(duì)于通道間耦合不嚴(yán)重飛行器一般具有較好的控制效果，但對(duì)于面對(duì)稱氣動(dòng)布局飛行器、彈體姿態(tài)快速調(diào)整飛行器，難以獲得滿意的控制效果。全狀態(tài)耦合高階一體化模型是基于三維空間運(yùn)動(dòng)形式，直接由飛行器與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程、飛行器質(zhì)心及繞質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程推導(dǎo)得到，具有表征飛行器全狀態(tài)耦合關(guān)系的特征，一般具有高階嚴(yán)格反饋形式，是主流的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)模型，但是模型的復(fù)雜性增加了控制器設(shè)計(jì)困難，且未擺脫制導(dǎo)控制分離式的建模思路。集成度提升低階一體化模型通過建立部分環(huán)節(jié)的解析方程等方式，對(duì)全耦合高階一體化模型進(jìn)行部分替代，進(jìn)一步加強(qiáng)了各子系統(tǒng)的聯(lián)系，降低了模型復(fù)雜度以及控制器的設(shè)計(jì)困難，對(duì)于面向控制器設(shè)計(jì)的模型簡(jiǎn)化處理是一個(gè)重要研究方向。

俯沖段制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法方面，針對(duì)飛行器制導(dǎo)控制所面臨的主要問題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)快時(shí)變強(qiáng)不確定性魯棒控制、高階非匹配不確定性控制、滿足多約束條件控制等方面開展了大量研究工作。對(duì)于高超聲速飛行器面臨強(qiáng)烈不確定性問題，發(fā)展出了基于滑模變結(jié)構(gòu)控制和H∞控制等魯棒控制理論的設(shè)計(jì)方法，其中。對(duì)于系統(tǒng)面臨的大量高階非匹配不確定性問題，主要基于反步控制將制導(dǎo)控制器設(shè)計(jì)問題轉(zhuǎn)化為輸出調(diào)諧問題，并通過設(shè)計(jì)干擾觀測(cè)器、自適應(yīng)律等方式對(duì)各階子系統(tǒng)的非匹配不確定性進(jìn)行補(bǔ)償，這是當(dāng)前主流的設(shè)計(jì)思路。這類通過逐級(jí)遞歸方式獲得控制指令的設(shè)計(jì)思路，要求中間系統(tǒng)狀態(tài)逐漸跟蹤上一步的虛擬控制指令，實(shí)際上仍然是控制回路跟蹤制導(dǎo)指令的部分制導(dǎo)控制一體化，飛行器的快速響應(yīng)要求無(wú)法保證。另外，制導(dǎo)控制一體化面臨多種約束條件的限制，俯沖段主要考慮過程約束和終端約束［10］。終端約束一般包括末端落點(diǎn)、落角和落速約束，而過程約束一般由飛行任務(wù)需求決定，包括過載、動(dòng)壓、熱流約束等?？紤]飛行器姿態(tài)約束同樣有利于提升控制性能，考慮執(zhí)行器故障的容錯(cuò)控制也得到廣泛研究。

本文對(duì)高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)進(jìn)行綜述。首先，對(duì)模型構(gòu)建進(jìn)行綜述，對(duì)分通道制導(dǎo)控制一體化模型、全狀態(tài)耦合高階一體化模型、集成度提升低階一體化模型的構(gòu)建方法、模型特性以及主要設(shè)計(jì)問題進(jìn)行了分析總結(jié)。其次，對(duì)俯沖段制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行綜述，針對(duì)系統(tǒng)面臨的設(shè)計(jì)難點(diǎn)，從快時(shí)變強(qiáng)不確定性魯棒控制、高階非匹配不確定性控制、滿足多約束條件控制三個(gè)方面，對(duì)相關(guān)設(shè)計(jì)方法的研究進(jìn)展進(jìn)行了綜述。

1俯沖段制導(dǎo)控制一體化模型構(gòu)建

針對(duì)高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化的設(shè)計(jì)模型，給出面向制導(dǎo)控制器設(shè)計(jì)的飛行器—目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系及其相關(guān)模型的構(gòu)建思路。

1.1分通道制導(dǎo)控制一體化模型

分通道制導(dǎo)控制一體化一般是將飛行器的空間運(yùn)動(dòng)分解在縱向和側(cè)向兩個(gè)解耦平面，分別進(jìn)行制導(dǎo)控制一體化方法的設(shè)計(jì)，由于這類設(shè)計(jì)模型忽略了通道間耦合，模型階數(shù)和設(shè)計(jì)難度大幅降低，控制器參數(shù)減少。

將飛行器和目標(biāo)簡(jiǎn)化為質(zhì)點(diǎn)，俯沖段縱向平面的飛行器與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系描述為圖1，其中OXY為慣性坐標(biāo)系，M和T分別為飛行器和目標(biāo)的質(zhì)心，Vm和Vt為飛行器和目標(biāo)的飛行速度，am和at為飛行器和目標(biāo)的機(jī)動(dòng)加速度，θm和θt為飛行器和目標(biāo)的彈道傾角，R和λ分別為飛行器與目標(biāo)的相對(duì)距離和視線傾角。

縱向平面的高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)模型描述為［11］

x·1=a11x1+a12x2+d1

x·2=a21x2+x3+d2

x·3=a31x2+bu+d3（1）

式中：狀態(tài)變量X=［x1，x2，x3］T=［λ·，α，ωz］T；a11=－2R·/R；a12=－qScαy/（mR）；a21=－qScαy/（mVm）；a31=mαz/Jz；b=mδzz/Jz；u=δz為系統(tǒng)輸入量；m為飛行器質(zhì)量；S為飛行器參考面積；Jz為飛行器繞俯仰軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；q=0.5ρV2m為動(dòng)壓頭；α為攻角；ωz為俯仰角速度；δz為俯仰舵偏角；cαy為升力系數(shù)相對(duì)攻角α的偏導(dǎo)數(shù)；mαz和mδzz分別為俯仰力矩相對(duì)攻角α和俯仰舵偏角δz的偏導(dǎo)數(shù)。

考慮落角約束有利于增強(qiáng)目標(biāo)毀傷效果，一般是在模型基礎(chǔ)上增加狀態(tài)變量x0=λ－λd，其中λd為理想末端彈目視線角，并且增加x·0=x1環(huán)節(jié)將系統(tǒng)構(gòu)建為四階模型。對(duì)于考慮舵機(jī)特性的制導(dǎo)控制一體化模型，文獻(xiàn)［12］在模型中考慮執(zhí)行器的一階慣性環(huán)節(jié)，文獻(xiàn)［13］考慮執(zhí)行器的二階動(dòng)力學(xué)模型，同時(shí)基于非線性指令濾波器對(duì)執(zhí)行器的帶寬進(jìn)行約束。

1.2全狀態(tài)耦合高階一體化模型

高超聲速飛行器存在強(qiáng)烈的縱向和側(cè)向通道以及質(zhì)心與繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)之間的耦合關(guān)系，是一個(gè)具有高階非線性形式的復(fù)雜系統(tǒng)，其系統(tǒng)特性是分通道一體化模型難以完全表征的?；谌珷顟B(tài)耦合高階制導(dǎo)控制一體化模型開展高超聲速飛行器制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)已經(jīng)成為主流，相關(guān)模型構(gòu)建理論逐漸發(fā)展成熟，下面對(duì)全狀態(tài)耦合高階一體化模型進(jìn)行構(gòu)建。

高超聲速飛行器俯沖段的空間相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型可以描述為圖2，其中M和T分別為飛行器和目標(biāo)的質(zhì)心，OXYZ為慣性坐標(biāo)系，將其平移到飛行器質(zhì)心得到Mxyz坐標(biāo)系，Mxsyszs為飛行器與目標(biāo)的視線坐標(biāo)系，R為空間相對(duì)距離，qε和qβ分別為視線傾角和視線偏角。

系統(tǒng)狀態(tài)x1=［q·ε，q·β］T，x2=［αcosγv，αsinγv］T，x2=［α，β，γv］T，x3=［ωx，ωy，ωz］T，u=［δa，δe，δr］T，高超聲速飛行器俯沖段全耦合高階制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)模型可以描述為［14］

x·1=f1（x1）+g1x2+Δ1

x·2=f2（x2）+g2x3+Δ2

x·3=f3（x3）+g3u+Δ3（2）

式中：

f1=

－2R·q·ε/R－q·2βcosqεsinqε+（T11V·m－T12gcosθm）/R

2q·εq·βtanqε－2R·q·β/R+（T21V·m－T22gcosθm）/（Rcosqε）；

f2=－YmVmcosβ，ZmVm，0T；f3=（Jy－Jz）ωzωy/Jx

（Jz－Jx）ωxωz/Jy

（Jx－Jy）ωyωx/Jz；

g1=qSmR－T12cαy－T13cαyT22cαycosqεT23cαycosqε；

g2=－tanβcosαtanβsinα1sinαcosα01－tanφcosγvtanφsinγv；

g3=QSJ－1xLxmδaxJ－1xLxmδexJ－1xLxmδrxJ－1yLymδayJ－1yLymδeyJ－1yLymδryJ－1zLzmδazJ－1zLzmδezJ－1zLzmδrz;

Δ1=［Δ11，Δ12］T；Δ2=［Δ21，Δ22，0］T；

Δ3=［Δ31，Δ32，Δ33］T；

Δ11=aTε/R；Δ12=aTβ/（Rcosqβ）；

Δ21=－g（sinφsinα+cosφcosγcosα）Vmcosβ；

Δ22=g（sinφcosαsinβ－cosφcosγsinαsinβ+cosφsinγcosβ）Vm；

Δ31=qSLxmx0+qSLxmαxα+qSLxmβxβJx；

Δ32=qSLymy0+qSLymαyα+qSLymβyβJy；

Δ33=qSLzmz0+qSLzmαzα+qSLzmβzβJz。

全狀態(tài)耦合高階制導(dǎo)控制一體化模型將飛行器的攻角α、側(cè)滑角β和傾側(cè)角γv作為聯(lián)系制導(dǎo)與控制回路的中間變量，一般構(gòu)建為8～10階的強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性、強(qiáng)不確定性的嚴(yán)格反饋形式，其中包含了大量非匹配不確定性。

落角約束要求增加x0=［qε－qεd，qβ－qβd］T，其中qεd和qβd為理想末端視線傾角和偏角，增加x·0=x1環(huán)節(jié)和兩階的系統(tǒng)階數(shù)［15］。部分研究考慮了執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性，但是由于模型本身的高階復(fù)雜性，相關(guān)研究的工程意義并不明顯。

1.3集成度提升低階一體化模型

雖然全狀態(tài)耦合制導(dǎo)控制一體化模型是基于飛行器六自由度模型直接推導(dǎo)得到的，反映了各通道間以及質(zhì)心和繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)間的耦合關(guān)系，但是面臨著模型階數(shù)高、狀態(tài)變量多等問題，增加了制導(dǎo)控制器的設(shè)計(jì)困難。集成度提升低階制導(dǎo)控制一體化模型通過解析模型替代全狀態(tài)耦合一體化的部分子系統(tǒng)，提升了飛行器制導(dǎo)和繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的集成度，具有降低系統(tǒng)階數(shù)、簡(jiǎn)化控制器設(shè)計(jì)、減少控制參數(shù)的優(yōu)勢(shì)，更深刻揭示了飛行器各個(gè)子系統(tǒng)的聯(lián)系。

基于加速度在彈道坐標(biāo)分量的三通道角速率解算模型，以視線角速率和彈體角速率為狀態(tài)變量，建立以舵機(jī)偏轉(zhuǎn)為輸入的嚴(yán)格反饋低階制導(dǎo)控制一體化模型。系統(tǒng)狀態(tài)變量為x1=［q·ε，q·β］T，x2=［ωx，ωy，ωz］T，系統(tǒng)輸入為u=［δa，δe，δr］T，低階制導(dǎo)控制一體化模型為［16］

x·1=fq+G1x2+d1

x·2=fω+G2u+d2（3）

式中：

fq=－2R·q·εR－q·2βcosqεsinqε2q·εq·βtanqε－2R·q·βR+－1R001RcosqεTSGTGBu·V·w·；

fω=［Δωx，Δωy，Δωz］T；

G1=－1/R001/（Rcosqε）TSGAB；

G2=QSJ－1xLxmδaxJ－1xLxmδexJ－1xLxmδrxJ－1yLymδayJ－1yLymδeyJ－1yLymδryJ－1zLzmδazJ－1zLzmδezJ－1zLzmδrz；

其余變量定義見文獻(xiàn)［16］。

低階制導(dǎo)控制一體化模型實(shí)現(xiàn)了繞質(zhì)心彈體角速率的解析計(jì)算，并且降低系統(tǒng)階數(shù)為五階，減少了跟蹤控制回路的設(shè)計(jì)參數(shù)，省略了根據(jù)期望加速度反求解飛行器歐拉角的過程，提高了制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)的集成度。

進(jìn)一步加強(qiáng)高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化的集成度，通過建立質(zhì)心制導(dǎo)被控量和繞質(zhì)心姿態(tài)控制執(zhí)行器之間的直接解析關(guān)系，一種全集成低階制導(dǎo)控制一體化模型為［17］

x·1=x2

x·2=F+Gu（4）

式中：系統(tǒng)狀態(tài)變量為x1=［q·ε，q·β］T；x2=［q¨ε，q¨β］T；輸入u=［δa，δe，δr］T；G=DABE，D∈R2×3；F∈R2×1，

F=dCdt+dDdtTGBuvw+DEφ·ψ·γ·+DTGBu¨v¨w¨+DMωxωyωz+

dDdtABωxωyωz+DABΔωxΔωyΔωz;

其余變量定義見文獻(xiàn)［17］。

全集成低階制導(dǎo)控制一體化模型建立了飛行器質(zhì)心速度（質(zhì)心運(yùn)動(dòng)視線角速度）的三階微分與執(zhí)行器舵偏角之間的解析模型，相較式（3）的低階模型，進(jìn)一步提升了系統(tǒng)的集成度。全集成低階一體化模型包含兩類二階微分量：一類為飛行器彈體坐標(biāo)系下能夠?qū)嶋H測(cè)量的信號(hào)，即加速度分量的微分，另一類為飛行器與目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)變量的微分，它能夠通過相對(duì)空間位置的直接求解得到［16］。

受到文獻(xiàn)［17］中飛行器加速度分量與彈體角速率之間的解析模型的啟發(fā)，文獻(xiàn)［18］基于彈體角速率動(dòng)力學(xué)特性，建立了一種低階制導(dǎo)控制一體化模型，同時(shí)引入了體視線坐標(biāo)系的飛行器-目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)模型，準(zhǔn)確描述了配備紅外成像導(dǎo)引頭的高超聲速飛行器的帶側(cè)窗約束問題。有學(xué)者將集成度提升低階一體化模型的思路引入部分制導(dǎo)控制一體化中，文獻(xiàn)［19］根據(jù)高超聲速飛行器在彈道坐標(biāo)系沿三軸方向的期望加速度分量，基于解析方程得到了期望彈體角速率，建立了一種基于實(shí)測(cè)加速度的低階制導(dǎo)控制一體化模型，省去了根據(jù)期望加速度產(chǎn)生歐拉角指令的過程，文獻(xiàn)［20］基于類似的思路對(duì)飛行器的姿態(tài)控制子系統(tǒng)進(jìn)行了降階處理。

1.4模型構(gòu)建對(duì)比及特性分析

本節(jié)對(duì)三種典型的俯沖段制導(dǎo)控制一體化模型構(gòu)建進(jìn)行對(duì)比分析。

（1）全狀態(tài)耦合高階一體化模型：包含大量匹配或者非匹配不確定性的高階高非線性強(qiáng)耦合模型，較全面反映狀態(tài)變量耦合關(guān)系和非線性關(guān)系，存在高階復(fù)雜性導(dǎo)致的制導(dǎo)控制器設(shè)計(jì)困難問題。

（2）分通道制導(dǎo)控制一體化模型：將空間運(yùn)動(dòng)分解到縱向和側(cè)向平面上，對(duì)于通道耦合不嚴(yán)重的飛行器或飛行階段具有良好的控制能力，降低了模型階數(shù)和耦合度，但是面臨模型準(zhǔn)確度明顯降低的問題。

（3）集成度提升低階一體化模型：直接建立高階一體化模型部分子系統(tǒng)的解析方程，降低模型階數(shù)和消除系統(tǒng)非匹配不確定性，同時(shí)保留模型耦合及非線性關(guān)系，不降低模型準(zhǔn)確度，但是仍然依賴于假設(shè)條件。

開展高超聲速飛行器模型特性分析有利于明確系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素，下面以全狀態(tài)耦合一體化模型為例，結(jié)合飛行器六自由度模型和氣動(dòng)模型進(jìn)行特性分析。

（1）強(qiáng)耦合特性：質(zhì)心制導(dǎo)和繞質(zhì)心姿態(tài)控制以及通道間存在耦合關(guān)系，氣動(dòng)力和力矩通常由狀態(tài)參數(shù)的非線性插值方式獲取，高動(dòng)態(tài)系統(tǒng)的控制量和狀態(tài)量快速變化時(shí)耦合關(guān)系增強(qiáng)，表現(xiàn)為系統(tǒng)的強(qiáng)耦合性。

（2）強(qiáng)非線特性：俯沖段高超聲速飛行器的高速域廣，氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩受飛行速度影響較大，由于模型非線性與飛行速度相關(guān)，表現(xiàn)為系統(tǒng)的強(qiáng)非線性。

（3）高動(dòng)態(tài)特性：高速飛行時(shí)目標(biāo)從進(jìn)入視場(chǎng)到擊中的時(shí)間極大縮短，表現(xiàn)為系統(tǒng)狀態(tài)快速變化的高動(dòng)態(tài)特性，快速下壓打擊時(shí)由于質(zhì)心快速變化，容易造成時(shí)標(biāo)分離假設(shè)失效。

（4）強(qiáng)不確定性特性：系統(tǒng)包含目標(biāo)機(jī)動(dòng)、氣動(dòng)參數(shù)等未建模因素引起的不確定性，存在參數(shù)攝動(dòng)、外界擾動(dòng)、測(cè)量誤差等因素引起的不確定性，表現(xiàn)為系統(tǒng)的強(qiáng)不確定性，要求考慮對(duì)抗不確定性的魯棒控制設(shè)計(jì)。

（5）高階非匹配不確定性特性：全狀態(tài)耦合一體化為8～10階的高階復(fù)雜模型，包含了大量高階非匹配不確定性，經(jīng)典魯棒控制理論存在非匹配不確定性的“不變性”失效問題，容易喪失控制器的魯棒性，要求考慮對(duì)高階非匹配不確定性的估計(jì)和補(bǔ)償方法。

（6）多目標(biāo)約束條件：系統(tǒng)約束條件主要包括落點(diǎn)、落角和落速的末端約束，以及過載、輸入、動(dòng)壓、熱流的過程約束，俯沖段尤其要求法向過載和輸入約束，狀態(tài)約束控制有利于穩(wěn)定性提升［21］，容錯(cuò)控制對(duì)保證故障條件的系統(tǒng)可靠性具有重要意義。

2俯沖段制導(dǎo)控制一體化方法

高超聲速飛行器區(qū)別于彈道式或巡航式導(dǎo)彈，由于嚴(yán)峻復(fù)雜的飛行環(huán)境和氣動(dòng)結(jié)構(gòu)，制導(dǎo)控制器設(shè)計(jì)面臨以快時(shí)變、強(qiáng)不確定性和非匹配不確定性等為代表的復(fù)雜問題，同時(shí)要求滿足多目標(biāo)約束條件。目前高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化發(fā)展出了大量設(shè)計(jì)理論，但是客觀地講，學(xué)術(shù)界關(guān)于制導(dǎo)控制一體化的概念并未明晰，本文僅針對(duì)設(shè)計(jì)理論的創(chuàng)新性予以總結(jié)。

2.1快時(shí)變強(qiáng)不確定性魯棒控制

現(xiàn)有研究大多局限于飛行器固定工作點(diǎn)的控制器設(shè)計(jì)，對(duì)于飛行器的時(shí)變參數(shù)影響考慮不足，而俯沖下壓段高超聲速飛行器具有快時(shí)變特點(diǎn)，通常采用系數(shù)凍結(jié)、選取多個(gè)特征點(diǎn)或者增益插值方法設(shè)計(jì)參數(shù)時(shí)變控制器，但是很難從理論上保證閉環(huán)系統(tǒng)在時(shí)變工況下的穩(wěn)定性和控制性能，采用切換多胞形式的時(shí)變飛行器穩(wěn)定控制方法受到關(guān)注［22］。此外，高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化還面臨模型的強(qiáng)不確定性問題，因此提出對(duì)抗系統(tǒng)強(qiáng)不確定性的魯棒設(shè)計(jì)方法。常用的魯棒設(shè)計(jì)方法包括滑模變結(jié)構(gòu)控制和H∞控制等，以強(qiáng)化學(xué)習(xí)為代表的智能控制方法對(duì)提升系統(tǒng)魯棒性方面同樣具有重要意義。

滑模變結(jié)構(gòu)控制是一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且高性能的非線性控制方法，通過對(duì)滑模面和趨近律的設(shè)計(jì)，迫使系統(tǒng)狀態(tài)沿著滑模面收斂，從而實(shí)現(xiàn)預(yù)期的控制目標(biāo)，系統(tǒng)的滑動(dòng)模態(tài)對(duì)于滿足匹配條件的不確定性具有不變性。變結(jié)構(gòu)控制方法常用于傳統(tǒng)制導(dǎo)控制分離式設(shè)計(jì)［23］，對(duì)于制導(dǎo)控制一體化問題，滑模變結(jié)構(gòu)控制主要見于采用集成度提升低階模型的設(shè)計(jì)方法中，基于全耦合高階模型的設(shè)計(jì)方法更多地將變結(jié)構(gòu)控制作為提升系統(tǒng)魯棒性的輔助技術(shù)。這是由于變結(jié)構(gòu)控制僅適用于處理模型的匹配不確定性，對(duì)于全耦合高階模型的非匹配不確定性，通常還需要結(jié)合反步法或動(dòng)態(tài)面方法。

文獻(xiàn)［24］根據(jù)解析方法將高階的制導(dǎo)控制一體化模型轉(zhuǎn)化為二階非線性模型，通過設(shè)計(jì)線性滑模面和指數(shù)趨近律，提出一種算法簡(jiǎn)單、響應(yīng)速度快的滑模制導(dǎo)控制一體化方法，明顯減少了控制參數(shù)的數(shù)量，仿真結(jié)果表明該方法具有對(duì)抗系統(tǒng)不確定性的魯棒性，但是在氣動(dòng)拉偏試驗(yàn)中仍出現(xiàn)了有限幅度的振蕩問題。指數(shù)趨近律下，系統(tǒng)狀態(tài)接近滑模面是一個(gè)漸進(jìn)過程，難以滿足飛行器俯沖段的快速性要求。文獻(xiàn)［19］基于低階模型設(shè)計(jì)制導(dǎo)控制一體化方法，冪次趨近律能夠保證系統(tǒng)狀態(tài)的有限時(shí)間收斂，并且采用自抗擾控制方案，在系統(tǒng)中引入擴(kuò)張狀態(tài)干擾觀測(cè)器，增強(qiáng)系統(tǒng)對(duì)抗強(qiáng)不確定性的魯棒性。積分滑?？刂仆ㄟ^保證系統(tǒng)初始狀態(tài)位于滑模面，避免了線性滑?？刂期吔A段的缺點(diǎn)，系統(tǒng)魯棒性有所提升。文獻(xiàn)［25］將系統(tǒng)非線性、目標(biāo)機(jī)動(dòng)和氣動(dòng)參數(shù)變化等作為系統(tǒng)不確定性，建立了一種平面線性制導(dǎo)控制一體化模型，基于積分滑模控制直接求解俯仰舵指令，并且設(shè)計(jì)了二階干擾觀測(cè)器對(duì)系統(tǒng)非匹配不確定項(xiàng)及其微分進(jìn)行估計(jì)補(bǔ)償，克服了反步法求解制導(dǎo)控制一體化問題的缺點(diǎn)，提升了系統(tǒng)集成度，但是系統(tǒng)不確定項(xiàng)復(fù)雜，估計(jì)精度降低時(shí)容易造成控制性能下降。文獻(xiàn)［26］基于非線性模型提出了一種滑模制導(dǎo)控制一體化方法，設(shè)計(jì)了包含不確定性估計(jì)量的線性滑模面，并且基于三個(gè)非線性干擾觀測(cè)器技術(shù)對(duì)系統(tǒng)的匹配和非匹配不確定性進(jìn)行估計(jì)補(bǔ)償。傳統(tǒng)的線性滑?？刂平Y(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但是系統(tǒng)狀態(tài)是以漸進(jìn)速度收斂到目標(biāo)點(diǎn)的，為了保證系統(tǒng)狀態(tài)的有限時(shí)間收斂，逐漸發(fā)展出了終端滑?？刂品椒ǎ约盀榱吮苊馄娈愋缘姆瞧娈惤K端滑?？刂品椒ǖ?，但是目前采用這類滑模變結(jié)構(gòu)控制方法的高超聲速俯沖段制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)卻鮮有報(bào)道。

除了基于低階模型的滑模變結(jié)構(gòu)控制器，還有學(xué)者研究了基于H∞控制和強(qiáng)化學(xué)習(xí)理論的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法。H∞控制是一種經(jīng)典的魯棒控制方法，其將控制系統(tǒng)的性能指標(biāo)表述為特定閉環(huán)傳遞函數(shù)矩陣H∞控制范數(shù)的形式，通過抑制噪聲到期望輸出的傳遞函數(shù)集的最大增益達(dá)到對(duì)抗系統(tǒng)強(qiáng)不確定性的目的，不但具有較強(qiáng)的魯棒性，而且能對(duì)一些性能指標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化。文獻(xiàn)［27］基于H∞控制理論推導(dǎo)了一種自適應(yīng)非線性制導(dǎo)控制一體化方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)地面目標(biāo)的落角約束打擊，但是未對(duì)系統(tǒng)魯棒性進(jìn)行充分仿真驗(yàn)證。文獻(xiàn)［28］針對(duì)面對(duì)稱飛行器提出一種H∞魯棒制導(dǎo)控制一體化方法，基于L2增益性能方法實(shí)現(xiàn)了擾動(dòng)衰減，理論證明了不確定性到系統(tǒng)輸出信號(hào)的L2增益小于等于γ21+γ22+γ23，仿真試驗(yàn)說明了系統(tǒng)在沒有主動(dòng)噪聲抑制的條件下仍具有對(duì)抗強(qiáng)不確定性的魯棒性。H∞控制具有強(qiáng)魯棒性，但是面臨著計(jì)算量大和控制器設(shè)計(jì)復(fù)雜的問題，并且在設(shè)計(jì)上具有較強(qiáng)的保守性，因此目前應(yīng)用于高超聲速飛行器這類高動(dòng)態(tài)復(fù)雜系統(tǒng)的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法研究仍然較少。為適應(yīng)飛行器的快時(shí)變特性，文獻(xiàn)［29］采用切換多胞系統(tǒng)描述飛行器包線范圍內(nèi)的時(shí)變飛行動(dòng)態(tài)，基于廣義系統(tǒng)方法獲得切換多胞形式的變?cè)鲆鍴∞跟蹤控制器方法，給出閉環(huán)系統(tǒng)在時(shí)變條件下的抑制穩(wěn)定性和H∞性能分析方法。文獻(xiàn)［30］還針對(duì)可變后掠翼的變體飛行器建立了切換多胞模型，能夠保證全包線下的飛行穩(wěn)定，給出利用小凸包算法選取特征點(diǎn)的方法，針對(duì)各特征點(diǎn)線性化模型設(shè)計(jì)了最優(yōu)控制律。

強(qiáng)化學(xué)習(xí)理論的制導(dǎo)控制一體化算法通過與環(huán)境的交互不斷調(diào)整更新控制策略，一般不要求系統(tǒng)精確建模和人工參數(shù)調(diào)整，具有適應(yīng)飛行器復(fù)雜飛行環(huán)境的魯棒性。文獻(xiàn)［31］將制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)問題轉(zhuǎn)化為馬爾科夫決策過程，提出一種權(quán)衡制導(dǎo)精度、能量損耗和飛行時(shí)間的獎(jiǎng)勵(lì)函數(shù)，基于深度確定性策略梯度算法求解強(qiáng)化學(xué)習(xí)問題，能夠根據(jù)觀測(cè)量生成舵偏角指令準(zhǔn)確攔截目標(biāo)，仿真說明了算法對(duì)彈體參數(shù)和氣動(dòng)不確定性的良好不確定性。強(qiáng)化學(xué)習(xí)在解決制導(dǎo)控制問題時(shí)具有傳統(tǒng)控制方法難以企及的優(yōu)勢(shì)，但是由于這類控制器要求較長(zhǎng)的訓(xùn)練過程，并且面臨控制器穩(wěn)定性難以證明、最優(yōu)控制策略收斂難以保證，以及模擬訓(xùn)練環(huán)境下的過擬合等問題，目前還難以適應(yīng)工程上對(duì)高動(dòng)態(tài)飛行器制導(dǎo)控制器的設(shè)計(jì)需求。

2.2高階非匹配不確定性控制

高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化面臨模型的高階非匹配不確定性問題，因此要求提出對(duì)抗大量非匹配不確定性的設(shè)計(jì)方法。除了依靠控制器固有的魯棒性對(duì)抗不確定性的被動(dòng)控制，主動(dòng)控制常用在處理非匹配不確定性方面。對(duì)于設(shè)計(jì)模型采用分通道和全狀態(tài)耦合高階制導(dǎo)控制一體化的系統(tǒng)，一般的設(shè)計(jì)思路是基于反步控制類方法，將完整系統(tǒng)分解為多個(gè)低階子系統(tǒng)，通過設(shè)計(jì)干擾觀測(cè)器或自適應(yīng)律對(duì)子系統(tǒng)的非匹配或者匹配不確定性進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償?shù)淖钥箶_控制思路［32］。

反步法適合處理高階控制系統(tǒng)，其本質(zhì)是通過逐步遞歸地設(shè)計(jì)低階子系統(tǒng)的中間虛擬控制律，不斷后退返回整個(gè)控制邏輯，能夠?qū)崿F(xiàn)系統(tǒng)的全局跟蹤調(diào)節(jié)，有效解決不確定性的非匹配問題，并且容易與Lyapunov穩(wěn)定性理論結(jié)合證明。文獻(xiàn)［33］基于五階的平面制導(dǎo)控制一體化模型，提出了一種考慮落角約束的反步制導(dǎo)控制一體化方法，基于擴(kuò)張狀態(tài)干擾觀測(cè)器估計(jì)和補(bǔ)償系統(tǒng)的非匹配不確定性，同時(shí)在反步法中結(jié)合非奇異全局終端滑?？刂?，保證視線角的快速收斂，仿真試驗(yàn)說明了系統(tǒng)魯棒性得以提升。由于基于反步法的控制器通常要求系統(tǒng)精確建模，因此結(jié)合滑模變結(jié)構(gòu)控制的魯棒制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)也是學(xué)術(shù)界的一種普遍做法［13］。

反步法存在求解虛擬控制律微分的問題，尤其對(duì)于高階控制系統(tǒng)，容易引起“指令爆炸”問題。動(dòng)態(tài)面法的出現(xiàn)一定程度上克服了此問題，其通過引入低通濾波器避免了對(duì)虛擬控制律的直接微分過程［34］，已經(jīng)發(fā)展為反步控制類設(shè)計(jì)方法的主流。除此之外，指令濾波器也具有類似作用［35］。文獻(xiàn)［36］在高階制導(dǎo)控制一體化模型中考慮了氣動(dòng)耦合項(xiàng)，降低了氣動(dòng)不確定性的復(fù)雜度，基于動(dòng)態(tài)面的思路設(shè)計(jì)了一種考慮三維落角約束的制導(dǎo)控制一體化方法，但是由于缺乏對(duì)非匹配不確定性的處理，仿真結(jié)果說明系統(tǒng)魯棒性比較差。文獻(xiàn)［37］基于塊動(dòng)態(tài)面法提出一種適合傾斜轉(zhuǎn)彎控制的高超聲速飛行器制導(dǎo)控制一體化方法，針對(duì)模型不確定性，由單值模糊器、高斯隸屬度函數(shù)、乘積推理器和中心平均解模糊器構(gòu)成的模糊系統(tǒng)逼近任意非線性函數(shù)，采用模糊干擾觀測(cè)器進(jìn)行估計(jì)補(bǔ)償。文獻(xiàn)［38］在擴(kuò)張狀態(tài)干擾觀測(cè)器中引入了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)復(fù)雜系統(tǒng)的不確定性、非線性和擾動(dòng)項(xiàng)等進(jìn)行估計(jì)，進(jìn)一步提升了系統(tǒng)對(duì)抗非匹配不確定性的魯棒性。這類以干擾觀測(cè)器對(duì)抗模型非匹配不確定性的方法，一般是通過狀態(tài)估計(jì)來重構(gòu)和抑制非匹配不確定性，而自適應(yīng)律能夠?qū)ο到y(tǒng)不確定性的幅值或者上界等信息進(jìn)行直接自適應(yīng)估計(jì)。文獻(xiàn)［39］將高階動(dòng)態(tài)面法引入高超聲速跨介質(zhì)變外形飛行器的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)中，通過設(shè)計(jì)自適應(yīng)律準(zhǔn)確估計(jì)了系統(tǒng)的非匹配和匹配不確定性上界，仿真結(jié)果表明系統(tǒng)具有對(duì)抗高階非匹配不確定性的能力。

高階制導(dǎo)控制一體化控制器存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜問題，實(shí)際上并未擺脫分離式設(shè)計(jì)的串聯(lián)控制方式，對(duì)實(shí)際工程的意義存在爭(zhēng)議，但是仍有助于利用軟件算法代替?zhèn)鹘y(tǒng)分離式設(shè)計(jì)的部分硬件功能［40］。設(shè)計(jì)一種結(jié)構(gòu)更為簡(jiǎn)單的多約束制導(dǎo)控制器有助于降低系統(tǒng)復(fù)雜度，文獻(xiàn)［17］基于帶側(cè)窗約束的低階制導(dǎo)控制一體化模型，提出了一種有限時(shí)間收斂的動(dòng)態(tài)面制導(dǎo)控制一體化方法，與高階制導(dǎo)控制一體化方法相比，系統(tǒng)的非匹配不確定項(xiàng)明顯減少，控制器的復(fù)雜度和控制參數(shù)數(shù)量都顯著降低。

2.3滿足多約束條件控制

實(shí)際控制系統(tǒng)受到多種約束條件的限制，尤其是飛行器等復(fù)雜控制對(duì)象。對(duì)于高超聲速飛行器俯沖段的制導(dǎo)控制器設(shè)計(jì)問題，主要考慮包括過載和輸入約束問題，攻角、側(cè)滑角等歐拉角和彈體角速率的約束問題，也包括執(zhí)行器故障等其他約束問題。

由于飛行器的執(zhí)行機(jī)構(gòu)具有物理限制，制導(dǎo)控制一體化系統(tǒng)要求考慮其幅度或者速率的限制問題，否則容易導(dǎo)致控制性能的嚴(yán)重下降。對(duì)輸入飽和的處理目前主要分為直接設(shè)計(jì)和抗飽和控制兩種，直接設(shè)計(jì)是在控制器設(shè)計(jì)中直接考慮輸入飽和的影響，從而保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定，而抗飽和控制在設(shè)計(jì)上更為靈活，在設(shè)計(jì)中一般不考慮飽和特性的影響，直接基于控制輸入的偏置來補(bǔ)償飽和所引起的系統(tǒng)狀態(tài)偏差，減弱輸入飽和對(duì)系統(tǒng)造成的影響［24］。文獻(xiàn)［41］直接對(duì)系統(tǒng)輸入取飽和函數(shù)進(jìn)行限幅，設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)抗飽和控制器來補(bǔ)償輸入飽和所引起的系統(tǒng)狀態(tài)變化，并且根據(jù)Lyapunov理論證明了系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定。另外，同樣屬于抗飽和控制，Nussbaum類函數(shù)和指令濾波器也多用于處理輸入飽和問題［42］。Nussbaum類函數(shù)本身是一個(gè)具有上下界積分區(qū)域無(wú)窮性質(zhì)的函數(shù)，文獻(xiàn)［43］采用Nussbaum增益技術(shù)對(duì)控制信號(hào)進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)節(jié)，并且結(jié)合雙曲正切函數(shù)實(shí)現(xiàn)了輸入約束，同時(shí)設(shè)計(jì)了輔助系統(tǒng)補(bǔ)償輸入飽和對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)的影響。Nussbaum方法在理論上是令人滿意的，但是由于控制器的保守性和缺乏對(duì)實(shí)際工程的適用性而受到質(zhì)疑。指令濾波器結(jié)合輔助控制系統(tǒng)的方式同樣可以實(shí)現(xiàn)輸入飽和以及補(bǔ)償飽和誤差，并且對(duì)輸入的幅值、速率和帶寬通道同時(shí)具有約束能力，文獻(xiàn)［13，38］在模型中考慮了執(zhí)行機(jī)構(gòu)的高階動(dòng)力學(xué)特性，基于非線性指令濾波器實(shí)現(xiàn)對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的幅值速率以及帶寬的約束。

執(zhí)行器故障時(shí)，系統(tǒng)控制能力出現(xiàn)明顯下降，甚至可能導(dǎo)致飛行器的失穩(wěn)和脫靶，因此考慮執(zhí)行器故障和提升系統(tǒng)可靠性也是一個(gè)重要問題。文獻(xiàn)［44］將執(zhí)行器故障與氣動(dòng)參數(shù)擾動(dòng)等因素同樣視為系統(tǒng)不確定性，通過設(shè)計(jì)自適應(yīng)律估計(jì)并補(bǔ)償?shù)姆绞接枰钥朔?。這類將執(zhí)行器故障視為系統(tǒng)不確定性的方式簡(jiǎn)單且易于實(shí)現(xiàn)，但是沒有對(duì)故障特性進(jìn)行系統(tǒng)分析，屬于一種被動(dòng)容錯(cuò)控制方案。文獻(xiàn)［45］提出一種自適應(yīng)模糊控制的主動(dòng)容錯(cuò)控制方案，能夠根據(jù)參數(shù)可調(diào)的自適應(yīng)控制律和模糊邏輯系統(tǒng)對(duì)執(zhí)行器故障進(jìn)行實(shí)時(shí)補(bǔ)償，不要求獲取非線性不確定性和控制增益等未知信息，具有更強(qiáng)的適應(yīng)性。

為保證彈載設(shè)備的正常工作，防止彈體結(jié)構(gòu)損傷，要求保證飛行器的正常過載，根據(jù)氣動(dòng)特性可以將飛行器的過載約束轉(zhuǎn)化為對(duì)歐拉角，即攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角的約束問題。另外，對(duì)于采用軸對(duì)稱氣動(dòng)布局的飛行器，以較大的攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角飛行時(shí)會(huì)降低控制精度，因此要求對(duì)飛行器采取限制歐拉角的飛行策略［46］。文獻(xiàn)［36］通過約束動(dòng)態(tài)面法的中間虛擬控制律，一定程度對(duì)飛行器的攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角進(jìn)行了限制，為實(shí)現(xiàn)狀態(tài)約束提供了一種簡(jiǎn)便思路，但是無(wú)法保證系統(tǒng)狀態(tài)不會(huì)違反約束。在對(duì)系統(tǒng)狀態(tài)進(jìn)行嚴(yán)格約束的問題中，目前以障礙Lyapunov函數(shù)最為常見［47］，障礙Lyapunov函數(shù)值在受約束系統(tǒng)狀態(tài)接近邊界值時(shí)趨于無(wú)窮，能夠通過Lyapunov理論直接證明系統(tǒng)狀態(tài)變量不會(huì)違反約束。文獻(xiàn)［44，48］提出了滿足多約束的動(dòng)態(tài)面制導(dǎo)控制一體化方法，分別基于修正飽和函數(shù)對(duì)中間虛擬控制律進(jìn)行飽和約束，并且基于障礙Lyapunov函數(shù)對(duì)動(dòng)態(tài)面變量進(jìn)行約束，保證補(bǔ)償后的狀態(tài)跟蹤誤差有界，最后通過理論證明保證了攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角被嚴(yán)格限制在允許范圍內(nèi)。值得注意的是，狀態(tài)約束下的制導(dǎo)控制一體化方法應(yīng)當(dāng)考慮對(duì)歐拉角的約束是否會(huì)降低系統(tǒng)控制性能，甚至產(chǎn)生一些不可預(yù)測(cè)的后果。

3俯沖段制導(dǎo)控制一體化控制展望

3.1融合多約束條件的制導(dǎo)控制模型構(gòu)建

高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制系統(tǒng)是包含豐富耦合關(guān)系的復(fù)雜系統(tǒng)，存在通道間耦合、制導(dǎo)和控制回路耦合、多約束條件耦合等多種耦合關(guān)系。區(qū)別于制導(dǎo)和控制回路獨(dú)立設(shè)計(jì)的傳統(tǒng)模型構(gòu)建思路，以全狀態(tài)耦合高階一體化模型和集成度提升低階一體化模型為代表的模型構(gòu)建方式，一定程度上加強(qiáng)了制導(dǎo)控制回路的耦合關(guān)系，但是目前在融合多約束條件的模型構(gòu)建方面的研究不足。對(duì)多約束制導(dǎo)控制器的研究主要在于設(shè)計(jì)方法，但是當(dāng)系統(tǒng)面臨大量復(fù)雜約束條件時(shí)，容易引起穩(wěn)定域狹小和控制參數(shù)數(shù)量多等問題，因此有必要對(duì)融合多約束條件的制導(dǎo)控制模型構(gòu)建理論進(jìn)行研究。

俯沖段制導(dǎo)控制系統(tǒng)面臨的主要約束條件包括終端約束和過程約束兩個(gè)方面。要求考慮的終端約束條件主要是落點(diǎn)和落角約束，對(duì)于高超聲速飛行器，設(shè)計(jì)合理的落速控制策略，可避免嚴(yán)重氣動(dòng)加熱產(chǎn)生的等離子體形成信號(hào)屏障，對(duì)準(zhǔn)確命中目標(biāo)具有重要意義［49］。目前考慮落角約束的模型構(gòu)建是以相對(duì)視線角作為被控量，通過設(shè)計(jì)控制器保證視線角誤差趨近零來實(shí)現(xiàn)的。落速約束在制導(dǎo)律設(shè)計(jì)中通常是以增大攻角和自適應(yīng)制導(dǎo)參數(shù)來實(shí)現(xiàn)的，少有關(guān)于融合落速約束在制導(dǎo)控制模型方面的研究。俯沖段要求考慮的過程約束主要包括導(dǎo)引頭視場(chǎng)角和動(dòng)態(tài)特性、飛行過載和動(dòng)壓約束，以及飛行姿態(tài)等耦合因素，目前學(xué)者們?cè)谌诤蠈?dǎo)引頭視場(chǎng)約束的模型構(gòu)建方面開展了相關(guān)研究［50］，但是通常在模型中忽略了彈體姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，可能引起全捷聯(lián)導(dǎo)引頭鎖定目標(biāo)失敗。另外，目前對(duì)融合其他過程約束條件的模型構(gòu)建理論研究較少。

由于融合多約束條件的制導(dǎo)控制模型的復(fù)雜性，導(dǎo)致相應(yīng)制導(dǎo)控制器的設(shè)計(jì)困難，進(jìn)一步考慮對(duì)模型的簡(jiǎn)化方法，建立便于控制器設(shè)計(jì)的融合多約束條件的制導(dǎo)控制簡(jiǎn)化模型，同樣具有現(xiàn)實(shí)意義。

3.2滿足工程多目標(biāo)約束條件的制導(dǎo)控制方法

實(shí)際工程要求考慮系統(tǒng)的多目標(biāo)約束條件，高超聲速飛行器制導(dǎo)控制系統(tǒng)在實(shí)際俯沖飛行段和對(duì)目標(biāo)打擊過程中面臨多目標(biāo)約束條件的限制，主要包括終端約束和過程約束。終端約束主要是落點(diǎn)、落角、落速約束，過程約束主要是過載、輸入、動(dòng)壓、熱流、部分系統(tǒng)狀態(tài)約束。此外，還存在導(dǎo)引頭視場(chǎng)角約束，以及天線罩誤差、導(dǎo)引頭隔離度、執(zhí)行器故障的容錯(cuò)控制等大量實(shí)際要求。迄今為止，學(xué)者們?cè)诳紤]多目標(biāo)約束問題方面開展了大量研究，但是大部分工作屬于單目標(biāo)或者少數(shù)目標(biāo)約束，缺乏成熟的同時(shí)考慮全部過程和終端約束條件的俯沖段制導(dǎo)控制設(shè)計(jì)理論，因此開展工程意義上滿足多目標(biāo)約束條件的制導(dǎo)控制方法具有重要意義。

考慮滿足工程多目標(biāo)約束條件的制導(dǎo)控制器設(shè)計(jì)涉及大量控制參數(shù)的設(shè)計(jì)問題，而控制參數(shù)設(shè)計(jì)直接關(guān)系飛行品質(zhì)和彈體穩(wěn)定。高超聲速飛行器是一個(gè)包含大量不確定性的復(fù)雜非線性時(shí)變系統(tǒng)，而俯沖飛行階段具有高動(dòng)態(tài)特性，增加了制導(dǎo)控制器參數(shù)的選取難度。目前一種解決方式是通過大量離線仿真試驗(yàn)得到合適的控制參數(shù)組合，但是需要大量的時(shí)間和精力，而且實(shí)際的控制效果沒有理論保證。另外一種思路是將問題轉(zhuǎn)化為雙目標(biāo)或者多目標(biāo)優(yōu)化問題，通過凸優(yōu)化等算法進(jìn)行參數(shù)尋優(yōu)，但是涉及非凸系統(tǒng)的凸化問題，以及計(jì)算效率滿足飛行器快速性要求等方面的問題。因此，對(duì)滿足多目標(biāo)約束條件的制導(dǎo)控制器的參數(shù)設(shè)計(jì)理論進(jìn)行研究具有重要理論和工程應(yīng)用價(jià)值。

3.3滿足綜合性能的制導(dǎo)控制智能算法

傳統(tǒng)的飛行器制導(dǎo)控制器是基于非線性和魯棒控制理論進(jìn)行設(shè)計(jì)的，為了獲得滿意的控制性能，一般要求建立系統(tǒng)精確模型。但是高超聲速飛行器具有飛行大空域和寬速域特點(diǎn)，飛行環(huán)境復(fù)雜，難以通過大量地面試驗(yàn)準(zhǔn)確獲得全包絡(luò)氣動(dòng)數(shù)據(jù)，也很難對(duì)飛行器的內(nèi)部動(dòng)力學(xué)解析關(guān)系進(jìn)行準(zhǔn)確建模，因此傳統(tǒng)的離線制導(dǎo)控制方式難以克服強(qiáng)烈不確定性造成的模型未知影響，無(wú)法對(duì)實(shí)際飛行過程中產(chǎn)生的誤差進(jìn)行修正，引起控制精度下降甚至目標(biāo)脫靶的情況。在線制導(dǎo)控制智能算法是一種基于飛行數(shù)據(jù)支持的，能夠根據(jù)實(shí)際飛行狀況不斷在線學(xué)習(xí)，克服模型未知條件，且模型精度隨時(shí)間逐漸收斂的新方法，是具有弱模型和無(wú)模型依賴特征的先進(jìn)制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)思路。

在線制導(dǎo)控制智能算法有利于進(jìn)一步提升系統(tǒng)綜合性能。例如，利用強(qiáng)化學(xué)習(xí)算法能夠不斷生成制導(dǎo)控制智能體，并實(shí)時(shí)更新飛行控制策略，不斷校正實(shí)時(shí)飛行誤差，具有不依賴大量地面數(shù)值仿真的控制參數(shù)自動(dòng)調(diào)整的能力［31］，克服傳統(tǒng)離線控制方式在控制參數(shù)選擇方面的保守性。此外，在線制導(dǎo)控制智能算法有利于權(quán)衡系統(tǒng)在控制精度、控制能量、飛行時(shí)間等多種性能指標(biāo)方面的獎(jiǎng)勵(lì)函數(shù)，生成一種滿足綜合性能指標(biāo)的控制器。另外，智能算法還能夠考慮執(zhí)行器故障等特殊情況下的容錯(cuò)控制，對(duì)于提高飛行器適應(yīng)飛行環(huán)境突變和臨時(shí)任務(wù)突變的能力具有重要作用。

4結(jié)束語(yǔ)

高超聲速飛行器的出現(xiàn)和發(fā)展對(duì)既有戰(zhàn)爭(zhēng)模式具有顛覆式影響。高超聲速飛行器的制導(dǎo)控制系統(tǒng)面臨著以快時(shí)變、強(qiáng)不確定性、非匹配不確定性、多約束條件等為代表的復(fù)雜特性。本文針對(duì)高超聲速飛行器俯沖段制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)問題進(jìn)行綜述，總結(jié)了主要的制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)模型，對(duì)模型特性和主要設(shè)計(jì)問題進(jìn)行了分析總結(jié)，認(rèn)為基于非線性和魯棒控制理論進(jìn)行設(shè)計(jì)的傳統(tǒng)飛行器制導(dǎo)控制器，難以克服強(qiáng)烈不確定性造成的模型未知影響，無(wú)法修正飛行誤差，導(dǎo)致控制精度下降甚至目標(biāo)脫靶，而在線制導(dǎo)控制智能算法將會(huì)是一種能夠在線學(xué)習(xí)，克服模型未知條件，具有弱模型和無(wú)模型依賴特征的先進(jìn)制導(dǎo)控制系統(tǒng)。

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OverviewofIntegratedGuidanceandControlfor

HypersonicVehiclesinDivePhase

GuoJianguo，LiangLecheng*，ZhouMin，JiangRuimin

（InstituteofPrecisionGuidanceandControl，NorthwesternPolytechnicalUniversity，Xian710072，China）

Abstract：Theintegratedguidanceandcontrol（IGC）problemforhypersonicvehiclesindivephaseisreviewedfromtheperspectiveofmodelconstructionandmethoddesigninthispaper.Firstly，thispapersummarizesmodelconstructionofIGCindivephase.Inthesequenceofintegrationimprovingdegree，itintroducesIGCmodelofindividualchannels，couplingfullstatehigh-orderIGCmodel，improvedintegratedlow-orderIGCmodel，andanalyzesandsummarizesthecharactersofhypersonicvehiclessystemanddesignmodels，thenpointsouttypicalproblemsofsystemfacedinmethoddesign.Secondly，withrespecttodesigndifficultiesofIGCsystemindivephase，thispaperreviewsdesignmethodsfromviewsofrobustcontrolunderstronguncertainties，controlmethodsunderhigh-ordermismatcheduncertaintiesandcontrolmethodswithmultipleconstraints.Itpointsoutthecurrentdevelopmentandexistingproblemsofrelatedtheoriesathomeandabroad.Finally，theIGCforhypersonicvehiclesindivephaseisforecasted.

Keywords：hypersonicvehicle;integratedguidanceandcontrol;divephase;uncertainty;multipleconstraints;robustcontrol