高速飛行器直接力／氣動力復合控制技術綜述

摘 要：直接力/氣動力復合控制技術是實現高速飛行器大機動、快響應和高精度飛行的有效手段。本文介紹了國外幾種高速飛行器的復合控制模式及系統組成，并對國內外直接力/氣動力復合控制系統的主要設計方法和研究進展進行了分析總結，指出了基于分配的設計方法及聯合設計方法的優缺點及進一步研究中要注意的問題。

關鍵詞：高速飛行器；攔截器；復合控制；控制系統設計

中圖分類號：TJ765.2 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2013）04-0015-05

SurveyofCompoundControlMethodsofReactionThrustand AerodynamicFinofFlightVehicle

LIANGDong，SONGJianmei，CAIGaohua

（KeyLaboratoryofDynamicsandControlofFlightVehicle，MinistryofEducation，

SchoolofAerospaceEngineering，BeijingInstituteofTechnology，Beijing100081，China）

Abstract：Thecompoundcontrolsystemmethodofthereactionthrustandaerodynamicfinwillbe themainandkeytechnologytoimplementthehighmaneuver，fastresponse，andhighaccuracyforhypersonicflightvehicle.Thispaperintroducessomecompoundcontrolmodesandsystemconstructionof somehighvelocityflightvehiclesinabroad，andanalyzesthedevelopmentofthecompoundcontrolsystem designmethodsofthereactionthrustandaerodynamicfinindetail.Thepaperpresentssomemeritsand flawsofdistributionbaseddesignmethodandjointdesignmethod，andsomecautionsduringfurtherresearoh.

Keywords：highvelocityvehicle；interceptor；compoundcontrol；controlsystemdesign

0 引 言

高速飛行器飛行速度快，突防概率高，毀傷威力大，作戰效能高，是未來高技術戰爭的“殺手锏”。直接力/氣動力復合控制模式是高速飛行器的主要控制模式，可以滿足高速飛行器在高空稀薄大氣層內機動飛行時的控制力和力矩需求[1]，滿足高速飛行器攔截高機動目標時的大過載機動和快速響應需求，實現高速飛行器的高精度打擊目的[2-4]。

1 采用直接力/氣動力復合控制的典型高速飛行器

1.2 PAC-3防空導彈

PAC-3攔截彈是美國新一代地對空防空導彈，用于攔截戰術、戰役彈道導彈、精確制導武器及航空飛機和直升機，最大飛行速度可達馬赫數8，攔截高度15km，攔截距離20km[9-11]。PAC-3導彈控制系統的突出特點是在彈的前部有一套橫向噴氣姿態控制發動機艙（ACS），可以提供快速響應的俯仰和偏航力矩，用于接近目標時的末制導修正。ACS系統共有一次性使用的側噴脈沖發動機180個，發動機垂直于彈體軸線徑向安裝，每18個發動機組成一個環，共10個環。在彈的后部有一組固定尾翼和空氣舵[9]。PAC-3起飛后靠慣性制導飛向預測遭遇點，在此飛行階段導彈采用空氣舵進行控制，副翼使導彈進行滾轉，轉速為30轉/分；當導引頭截獲目標后導彈的自轉速度提高到180轉/分，此時由側向脈沖發動機控制俯仰和偏航通道，由舵面控制滾轉通道進行機動飛行，從而達到直接碰撞的目的[12]。

1.3 網絡中心機載防御單元NCADE

網絡中心機載防御單元體系NCADE由組網的發射載機、火控、目標指示和跟蹤傳感器以及攔截器組成。NCADE導彈是Raytheon公司在AIM-9X和AIM-120的基礎上研制的空射反導導彈[13]，它沿用了AIM-9X的導引頭和AIM-120的機身，主要用于攻擊處于助推段或上升段的近/中程彈道導彈，通過直接碰撞的沖擊力將彈道導彈擊毀，是美國彈道導彈防御系統空基低成本反導的一項重要技術手段[14]。NCADE的技術指標為：在20km以上高空發射攔截20～80km高空的導彈，作戰半徑25～150km，最大飛行速度馬赫數為8[15]。NCADE是一種兩級導彈，當第一級發動機燃盡拋棄、紅外成像導引頭暴露后，第二級發動機才開始點火。第二級導彈不僅在尾部裝有十字形翼面，而且還在彈體質心位置上安裝了4個間隔為90°的轉向推進器，從而保證了導彈在臨近空間的機動飛行和末制導精度，可實現直接碰撞殺傷目標[13]。

1.4 俄羅斯的S-400

S-400[16]系列導彈是俄羅斯火炬設計局應用新的微電子技術和高能固體燃料研制的小型化防空導彈，可用于攔截飛機、戰術彈道導彈和其他飛行高度在5～30km范圍內的導彈目標，主要有9M96E和9M96E2兩種型號。該導彈采用氣動力與直接側向過載的復合控制。彈體分為兩級，第二級氣動外形為鴨式布局，四個全動的前翼舵安裝在主動雷達導引頭組件后面；在戰斗部后面靠近質心附近，裝有24個徑向均勻分布的脈沖發動機，它們集成在一個環上，為末端彈道提供快速響應的高機動過載能力。攔截彈在0.025s內可以使過載達到20，從而大幅度提高攔截彈制導精度[17]。

從以上幾個高速飛行器的控制系統可以看出，直接力/氣動力復合控制方式是提高武器系統反應速度和命中精度的有效途徑，在飛行包絡較大的高速飛行器中得到了廣泛應用。根據直接力執行機構安裝位置不同，直接力/氣動力復合控制可大致分為軌控直接力/氣動力，姿控直接力/氣動力、軌控直接力/姿控直接力/氣動力等三種復合控制模式。本文主要對姿控直接力/氣動力復合控制系統的設計方法進行綜述。

2 姿控直接力/氣動力復合控制系統設計綜述

動壓分配法是指根據飛行器實際飛行動壓將控制器解算出的控制力矩指令在直接力驅動機構和氣動力驅動機構之間分配。控制系統原理如圖1所示。

式中：q1和q2為理想狀態下過渡階段前后的動壓大小；q為當前動壓。

動壓分配法通常用于再入飛行器再入段從RCS控制到氣動舵面控制的過渡過程中。文獻[18]以“哥倫比亞”航天飛機為模型，采用動壓分配法解決了再入段RCS與氣動舵面的混合控制問題。文獻[19]在升力體飛行器上運用動壓分配驗證了飛行控制系統的有效性。文獻[20]以美國X-34技術驗證機為對象，運用動壓分配解決了RCS與氣動舵系統的混合控制問題，驗證了標稱狀態與加入大增益高頻擾動時控制系統的有效性。

動壓分配法算法簡單、易實現，廣泛應用在目前的直接力/氣動力復合控制系統設計中，然而目前提出的設計方法大多基于動壓的線性函數進行分配，由于沒有考慮執行機構的動態特性及舵面位置、舵機速率飽和問題，在模型建立不準確或受到干擾時，會導致指令跟蹤效果的下降。

2.1.2 鏈式遞增分配法

鏈式遞增分配法是指優先選擇氣動舵單獨控制，當氣動舵面達到滿偏后，直接力子系統才參與控制。其控制系統原理如圖2所示。

控制器解算出控制力矩指令Mc后，首先根據當前攻角、馬赫數、高度等信息解算出能產生Mc的對應舵偏指令δcmd，然后對δcmd進行限幅處理，并計算出限幅后的舵偏δ能產生的可用控制力矩Maero，若Mc大于Maero，則啟動直接側向力系統，形成復合控制。

文獻[21]采用鏈式遞增法將控制指令分配給氣動舵系統和RCS，優先使用氣動舵系統，降低了RCS的燃料消耗。文獻[24-25]針對再入飛行器模型姿態控制問題，采用鏈式分配方法進行了氣動舵與RCS的控制分配，RCS內部的控制指令分配采用混合整數線性規劃（MILP）。文獻[22]在文獻[24-25]的基礎上對氣動舵面之間的力矩分配進行改進，采用二次型規劃方法求解，優化目標是使實際氣動面偏轉角與沿軌跡配平的氣動面偏轉角之間的偏差最小。文獻[26]采用鏈式遞增方法將內環動態逆控制器的控制指令分配給RCS與氣動舵系統，基于脈沖調寬方法（PWM）確定各推進器的工作時間。文獻[23]采用鏈式分配方法將內環滑模控制器解算出的控制指令分配給氣動舵與RCS，并在加入大增益高頻外部擾動條件下，仿真驗證了控制系統的魯棒穩定性。

鏈式遞增分配方法的優點是算法簡單，易于實現，通常優先使用氣動舵面，能夠有效減少燃料消耗；問題是由于不能精確計算最大舵面對應的控制力矩，只能依據估計值進行指令分配，當估計值受到擾動時，可能會導致指令分配不精確，影響飛行控制系統的穩定性。

2.1.3 線性規劃法

采用線性規劃進行控制量分配的目的是找到飽和有界的氣動舵偏控制量與發動機點火個數（次數）的最優組合，使得在滿足飛行器控制精度要求的前提下，控制能量消耗最小。基于線性規劃的復合控制系統原理如圖3所示。

文獻[27]將再入飛行器的RCS視作連續執行機構，在考慮執行機構上下界限等約束條件下，將RCS/氣動舵復合控制系統指令分配問題轉化為有約束的優化問題，采用線性規劃方法進行了分配控制算法求解，通過仿真驗證了該算法的有效性與執行機構故障時的控制重構能力。文獻[28]通過對操縱面控制效率曲線分段線性化，將非線性控制分配問題轉化為混合整數線性規劃問題，解決了升力體再入飛行器控制分配問題，與傳統靜態分配方法的跟蹤能力進行了仿真比較。文獻[29]假設直接側向力連續可調、考慮舵面飽和及舵機速率限制條件的情況下，將誤差最小與控制量最小的混合優化問題轉化為線性規劃問題進行求解，降低了RCS的燃料消耗。

線性規劃方法的優點在于，可通過對優化性能指標函數的構造優化分配方案，在執行機構故障時分配器具有一定的控制重構能力；不足之處在于，當執行機構系統規模較大時，優化時間較長導致算法的實時性較差，另外控制系統的穩定性證明問題還沒有完全解決。

2.2 動態分配方法

動壓分配法、鏈式遞增分配法和靜態線性規劃都屬于靜態分配法，在力矩控制指令分配過程中，不考慮執行機構的動態特性，即假設執行機構的頻帶寬度遠高于剛體飛行器頻帶寬度。但實際上在直接力/氣動力復合控制系統設計中，忽略控制分配和執行器的動態鉸鏈將嚴重影響分配精度和控制系統性能[30-31]。基于動態分配法的復合控制系統原理如圖4所示，動態指令分配算法基于直接力執行機構的動態狀態Xthrust和氣動力執行機構的動態狀態Xaero進行力矩控制指令Mc的分配。

文獻[32]考慮執行機構的角度約束和角速度約束，基于預測控制思想設計了動態控制分配器，采用有約束的序列二次規劃進行預測過程的優化求解，并通過仿真驗證了該方法優于靜態分配法，具有執行機構故障情況下的控制重構能力。文獻[33]設計了基于模型參考自適應理論的動態分配方法，目的是使RCS/氣動舵復合執行機構動力學盡量逼近參考模型；文獻通過模糊推理系統，將MIT自適應律、Lyapunov參數修正律與Newton-Raphson參數修正律綜合為模型參考自適應的參數調整律。文獻[34]針對大氣層內攔截導彈直接力/氣動力復合控制系統設計問題，在考慮固體脈沖發動機和氣動舵動態特性差別的情況下，基于預測控制思想給出了過載誤差動態分配算法。文獻[35]針對直接力/氣動力復合控制的敏捷導彈，在綜合考慮執行機構的動態特性和位置飽和約束情況下，將控制力矩分配問題轉化為有約束的優化問題，通過求解線性矩陣不等式（LMI），得到控制量分配算法。文獻[36]在考慮不同執行機構各自的動態特性及執行機構位置和速率約束的情況下，也將控制分配問題轉化為優化問題，并基于線性矩陣不等式（LMI）進行了控制算法求解，使得控制系統能夠穩定跟蹤時變指令，文章最后針對垂直發射的推力矢量/氣動舵控制導彈，進行了控制系統設計與仿真，并與傳統靜態分配算法進行了比較。

動態分配方法的優勢在于考慮了執行機構的動態特性，可以有效地提高控制分配的精度，從而提升整個控制系統的性能，然而基于優化的動態分配同樣也存在算法實時性問題。

2.3 聯合設計方法

聯合設計方法即是將靜態分配法與動態分配法結合起來，其主要設計思路是先設計氣動力反饋控制回路，然后將氣動控制系統當作被控對象，再設計直接力反饋控制系統。這種方法便于在控制系統設計過程中考慮直接力執行機構的離散工作特性。文獻[37]提出了這種聯合設計思想，控制系統設計原理如圖5所示。

3 結 論

針對姿控直接力/氣動力復合控制系統，對基于分配的設計方法和聯合設計方法進行了綜述。基于分配的復合控制系統設計方法的優點是系統設計過程清晰，控制器設計比較簡單，在執行機構故障時能進行控制量的重新分配，其缺點一是只能通過大量的數學仿真進行控制系統驗證，還不能從理論上進行整個閉環系統的穩定性證明；二是還不能針對執行機構動態的不確定性和非線性進行系統設計；三是基于優化的分配算法計算量較大，可能會帶來工程實用性問題。聯合設計方法設計過程條理清晰，但需要在系統模型不確定、執行機構飽和、非線性等情況下，進一步研究魯棒穩定的聯合設計方法，同時在設計過程中，明確考慮直接力的離散特征。

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