臨近空間高超聲速飛行器建模與控制研究進展

摘 要：臨近空間飛行器的發展涉及國家安全與空間和平利用，是目前國際空間技術發展的焦點之一。本文介紹了高超聲速飛行器的發展及其建模與飛行控制的研究現狀和進展，分析了高超聲速飛行器動力學特性、耦合特性以及各種不確定性問題，提出了高超聲速飛行器建模與控制的解決思路，為相關研究提供借鑒與參考。

關鍵詞：臨近空間；高超聲速飛行器；建模；飛行控制

中圖分類號：V448.2 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2013）04-0020-05

ResearchProgressonModelingandControl ofNearSpaceHypersonicFlightVehicles

SHAOLei，LEIHumin，ZHAOZongbao，LIJiong

（TheAirDefenseandAntimissileInstitute，AirForceEngineeringUniversity，Xi’an710051，China）

Abstract：Thedevelopmentofnearspacevehiclesinvolvesthenationalsecurityandthepeacefuluse ofspace，itisoneofthekeytechnologiesofinternationalspacetechnologydevelopmentinpresent.This paperreviewstheresearchadvancesanddevelopmentofnearspacehypersonicflightvehiclesinrecent years，andanalyzesthedynamiccharacteristics，couplingcharacteristicsandvarietiesofuncertaintyproblems.Thepotentialideatodealwiththeseproblemsofmodelingandcontrollingforthenearspacehypersonicflightvehiclesisproposedtoprovideanreferencefortheinterrelatedstudy.

Keywords：nearspace；hypersonicflightvehicles；modeling；flightcontrol

0 引 言

臨近空間（NearSpace）一般指距海平面20～100km的空域，處于傳統航空器的最高飛行高度和航天器最低軌道高度之間，是當前人類活動較少涉及的空間領域。縱觀上個世紀，人類關注的重點是以普通航空飛機為主要飛行器代表的20km以下的空域和以衛星為主要飛行器代表的100km以上的空域，并且這兩個區域已經得到了很大的開發和利用，但臨近空間空域迄今還未得到很好的開發和利用。隨著航空航天技術的飛速發展，臨近空間特有的戰略意義日益凸顯，對臨近空間飛行器的發展涉及國家安全與空間和平利用，是目前國際空間技術發展的焦點之一。

在眾多的臨近空間飛行器中，高超聲速飛行器以其顯著的軍民兩用應用價值成為目前臨近空間飛行技術的主要研究方向。同時，近年來世界各軍事大國在推進技術、結構材料、空氣動力和飛行控制等關鍵技術研究方面積累了豐富經驗，對高超聲速飛行器未來的發展奠定了基礎。

1 高超聲速飛行器發展概述

高超聲速飛行器，是指飛行馬赫數大于5、以吸氣式發動機或其組合發動機為主要動力、能在大氣層和跨大氣層中遠程飛行的飛行器。與傳統的飛行器不同，高超聲速飛行器表現出多任務、多工作模式、大范圍高速機動等特點，為完成既定任務，整個飛行過程經歷亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速四個階段，因此大量技術難題亟待解決。

從20世紀80年代初期至今，美國、俄羅斯、英國、法國、德國等國家分別提出各自的研究計劃，為研制高超聲速飛行器提供各項技術儲備，這些計劃包括：美國的高超聲速技術（HyTech）計劃和Hyper-X計劃；俄羅斯的多用途航天器系統（MKS）；英國的水平起降單級入軌空天飛機（HOTOL）；德國的兩級入軌空天運輸系統（SANGER）等。2004年3月美國宇航局（NASA）成功試飛了X-43A驗證機[1]，創造了9.8馬赫的飛行速度，驗證了超聲速燃燒沖壓發動機的可行性，標志著高超聲速飛行器研究領域取得了階段性的進展；此后，相繼發展了X-43B、X-43C、X-51A、HTV-2等驗證機，并進行了各種以試驗驗證為目的的飛行試驗，取得了不同程度的成果。

最近幾年，國內也逐漸開展了高超聲速飛行器關鍵技術研究，并提出待解決的幾項關鍵技術，包括高超聲速技術、高機動飛行技術、長距離空天飛行技術、可靠性技術等。

2 高超聲速飛行器建模研究

高超聲速飛行器的關鍵技術包括推進技術、材料技術、空氣動力學技術和飛行控制技術等，具有高升阻比特性的乘波構形被認為是高超聲速飛行器最好的外形設計，具有廣闊的應用前景，已成為世界各國研究的重點。然而，采用乘波構形后飛行器機身與發動機相互融合，即所謂的機體/發動機一體化設計，使得氣動、推進與控制作用相互耦合、相互影響，不可分離。因此，在研究高超聲速飛行器建模問題時，應充分考慮高超聲速飛行的特點以及飛行器的結構特性，以確保建模的可行性。正是基于上述原因，對該類飛行器的建模變得更加困難，該問題逐漸成為越來越多國內外專家關注的焦點。

在研究初期，NASA公布了一種錐形體剛體模型，并給出了模型的氣動布局以及相關氣動數據[2]，但該模型反映不出當前研究的乘波體構型飛行器的動力學行為，因此很少被采用。Schmidt等對吸氣式高超聲速飛行器進行了抽象[3]，基于拉格朗日方法獲得了包含氣動/推進/彈性耦合特性的動力學解析模型，基于這個解析模型，吸氣式高超聲速飛行器的氣動/推進/彈性耦合特性對飛行動力學和控制的影響被逐步揭示。Bolender等[4]在此基礎上經過簡化，提出了一種新的吸氣式高超聲速飛行器非線性縱向動力學一體化解析模型，在縱向平面全面刻畫了吸氣式高超聲速飛行器的動力學行為，能夠揭示出高超聲速飛行器飛行控制研究所面臨的問題。

與此同時，很多學者結合吸氣式高超聲速飛行器氣動/發動機一體化耦合的特點，對高超聲速飛行器的各種飛行特性，如攻角特性、升阻特性、發動機特性以及縱向氣動特性等進行了研究。文獻[5]通過氣動力特性給出了高超聲速飛行器的數學模型，并研究了飛行器的氣動力特性；文獻[6-7]采用斜激波理論、普朗特-邁耶關系式及瑞利流原理，估算高超聲速飛行器氣動力及推進，建立飛行器縱向模態的非線性數學模型；文獻[8]結合高超聲速氣動力學和氣動彈性相關理論，建立了非線性縱向模型方程，分析了3種模型不確定性來源：參數、結構以及非結構，建立了非線性不確定模型；文獻[9]討論了坐標系選擇、飛行器外形抽象、彈性機身模型建立、空氣動力模型建立、超燃沖壓發動機系統模型建立以及運動方程推導等需要考慮的問題和可用的方法；與上述偏重理論的研究有所不同，Mirmirani等[10-11]則從工程實用角度出發，研究了吸氣式高超聲速飛行器的耦合動力學特性，重點研究了吸氣式高超聲速飛行器氣動/推進耦合動力學特性對控制系統設計的影響。這些研究從不同角度對高超聲速飛行器的建模問題提供了一種支撐。

從臨近空間高超聲速飛行器建模方面的國內外研究成果可以看出，現有建模問題多是局限于氣動力模型或飛行姿態模型的研究。然而，對于采用機身/發動機一體化布局的臨近空間飛行器，彈性/推進/姿態耦合是飛行器運動過程中存在的固有物理聯系，臨近空間高超聲速飛行器由于運行環境非常復雜，氣動力、氣動力矩和推進特性非線性嚴重，導致彈性/推進/姿態耦合關系更加復雜，采用現有的飛行姿態建?；驓鈩恿７椒?，無法滿足三者協調控制的需要，從現有文獻看，當前對該問題開展的相關研究較少。因此，深入分析臨近空間高超聲速飛行器的飛行彈性/推進/姿態耦合機理及特性，充分考慮高超聲速飛行器新動力學特性，根據不同任務進行理論和數值仿真分析，對模型進行合理簡化將是建立適合高超聲速飛行器協調控制模型的一種有效途徑。

3 高超聲速飛行器控制研究

3.1 高超聲速飛行器控制面臨的挑戰

高超聲速飛行器獨特的氣動外形以及細長結構設計，導致空氣動力學、推進系統、結構動力學和高帶寬控制系統之間在寬頻率域內存在顯著的交叉耦合。與傳統的飛行器相比，模型的復雜度和非線性度更高，而且高超聲速飛行器飛行高度和飛行馬赫數跨度范圍大，運行空間環境非常復雜，在飛行過程中，飛行器氣熱特性和氣動特性的變化更為劇烈。因此，較常規飛行器，高超聲速飛行器飛行控制問題更具有挑戰性，主要表現在如下方面：

（1）特殊的氣動/推進布局和結構使得高超聲速飛行器機體結構的固有振動頻率較低，并造成明顯的彈性效應，既影響飛行器短周期運動，又使得飛行器變形加劇，導致飛行失控；

（2）機體與發動機的高度一體化設計，必然帶來空氣動力學與推進系統之間的強烈耦合，限制了飛行器可達到的閉環系統性能，構成對高超聲速飛行器飛行控制系統設計的各種約束；

（3）根據激波條件優化，設計出的乘波體外形高超聲速飛行器工作在激波面上，具有姿態本質非穩定性；

（4）由于工作條件大范圍變化，高低空氣動特性差異巨大，導致飛行器動力學特征與模型參數在飛行過程中變化顯著，同時控制面的控制效率較亞聲速、超聲速飛行時低得多，且時滯、氣動耦合嚴重；

（5）現有試驗條件無法全面模擬飛行器的工作環境，檢測設備不能完全監測試驗過程，對高超聲速飛行器各種特性的研究存在較大的不確定性。

3.2 控制方法研究

盡管存在較大的挑戰，隨著各種高超聲速飛行器計劃的實施，在高超聲速飛行器控制器設計方面，近年來，國內外已經開展了大量的理論和工程應用研究，以提高臨近空間高超聲速飛行器的運動品質，改善其相關控制性能，并取得了相應的研究成果。驗證機X-43A采用傳統的增益預置方法設計控制器，該方法被工程廣泛采用，技術比較成熟，且不受計算機速度的限制[1]；此外，X-43A試飛成功也表明，增益預置方法是目前飛控系統設計的主流方案。但是，當飛行包線范圍擴大，外界擾動增強時，基于增益預置方法的控制器存在明顯的缺陷，特別是在控制可能發生故障時，該方法需有大量的增益預置表，且切換過程中，參數往往產生突變，嚴重影響系統的整體性能[12]。

高超聲速飛行器飛行條件極為復雜，要想獲取其精確的模型信息是很困難，甚至是不可能的。因此，控制器的魯棒性顯得尤為重要，為了能設計出強魯棒的控制器，在控制器的設計過程中，必須弱化其對模型的依賴，采用某些在線逼近方法來獲取被控模型信息，或者應用某種在線補償方式來克服模型不準確所帶來的影響。文獻[13]采用經典的魯棒控制方法為平衡點處的高超聲速飛行器線性模型設計控制器，將魯棒控制系統的設計轉化為極小值優化問題；文獻[14]針對Bolende和Doman所分析的吸氣式高超聲速飛行器模型中的參數不確定和未建模動態，基于L1控制理論提出了一種L1自適應控制器；文獻[15]將高超聲速飛行器模型轉化為線性參變（LinearParameter-Varying，LPV）系統，并采用魯棒變增益的方法設計控制器。

然而，魯棒控制中優化問題的最好解往往是考慮最壞條件下獲得的，優化解一般存在不同程度的保守性，即魯棒性的獲得是以犧牲性能指標為代價的。因此，經典的魯棒控制方法在實際應用中往往具有一定的局限性。文獻[16]采用帶有神經網絡補償的非線性動態逆控制方法進行驗證機X-33控制器的設計，該方法具有較好的非線性解耦控制能力以及較強的魯棒性，并且還具有一定的容錯重構性能。雖然驗證機X-33因多種原因被迫下馬，但其控制器的設計過程為今后高超聲速飛行控制器的設計提供了一種全新的思路。

基于這種思想，近年來，魯棒自適應控制方法已經被應用于復雜、未知和不確定的非線性動態系統控制中，依靠狀態變量進行反饋，通過所設計的自適應律來調節參數、抑制擾動，改善控制系統的性能。多數研究人員采用動態逆方法進行自適應控制，首先對系統進行反饋線性化，然后結合其他自適應控制方法進行魯棒自適應控制設計[17-18]，但在這種方法中，不但反饋矩陣的計算量大而且難以實現。為此，一些學者嘗試采用其他非線性控制設計方法從不同的角度進行高超聲速飛行器控制器的設計。如文獻[19]針對結構模態和執行器動力學的不確定，以姿態和速度跟蹤為目標設計了一種自適應LQ控制器；文獻[20]針對飛行航跡角動力學的非最小相位特性、推進和氣動之間存在強耦合特性，通過建立一種簡化模型，提出了一種兼備自適應性和魯棒性的設計方法；文獻[21]基于Lyapunov方法分別對內外環進行控制器設計，給出了控制器設計方法。

3.3 存在的問題

盡管近年來高超聲速飛行器控制研究工作受到廣泛重視，但大部分研究局限于單獨針對飛行姿態控制或氣動力控制展開。普通低速航空器中飛行姿態對氣動力和氣動力矩的影響關系比較明確，通過氣動總體設計可保證飛行器的穩定性和操縱性滿足規定要求。然而，高超聲速飛行器獨特的機身/推進一體化布局及其獨特氣動外形，使得高超聲速飛行器存在嚴重的彈性、非線性以及氣動不確定性，給飛行控制系統的設計提出了諸多難題，使得一些常用的控制方法不適于或者很難應用于這類飛行器。主要表現在：

（1）多數線性控制研究基于某幾個工作點的線性化模型設計局部控制器，通過增益調度方法可對飛行器在一定飛行區域范圍內控制，但無法滿足強耦合、大非線性條件下高超聲速飛行器大跨度機動飛行控制的需求；

（2）非線性控制過于依賴反饋線性化方法，由于對模型結構的要求，在設計中通常忽略了彈性效應，然而由于飛行器剛體運動與彈性運動之間存在顯著耦合，只基于剛體模型設計的控制系統會由于嚴重的模型不匹配而引起系統穩定性問題；

（3）智能控制主要利用先驗知識和數值仿真建立運動參數和控制量之間的映射關系，控制器結構復雜不利于理論上分析控制系統穩定性，只能依靠非線性仿真驗證；

（4）多數控制忽略了機體彈性效應，或者通常將彈性效應作為高頻攝動不確定性處理，然而高超聲速飛行器的高帶寬控制系統動態和低頻結構模態之間不再具有頻帶分離現象，這種交叉耦合極易導致控制與結構的耦合失穩，只基于剛體模型的控制設計難以保證系統的穩定性[15]。

綜上所述，高超聲速飛行器特殊的動力學特性使得飛行控制設計面臨的問題復雜多樣，為保證高超聲速飛行器在復雜的飛行條件下，擁有穩定的飛行特性、良好的控制性能及強魯棒性能，需要對其動力學特性、耦合特性以及各種不確定性進行深入研究和分析，選擇合理的控制結構，進行飛行器彈性/推進/姿態協調控制研究，在其飛行控制系統設計過程中引入新的控制方法和控制手段[22]。

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