吸氣式高超聲速飛行器制導與控制方法綜述

王 勇,張 艷,白 辰,傅 瑜,檀朋碩

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

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【裝備理論與裝備技術】

吸氣式高超聲速飛行器制導與控制方法綜述

王 勇,張 艷,白 辰,傅 瑜,檀朋碩

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

吸氣式高超聲速飛行器飛行于臨近空間環境，飛行速度和高度跨度范圍大，氣動特性和飛行參數變化劇烈，其動力學模型存在高非線性、強耦合性和不確定性等特點，同時軌跡設計受熱流率、動壓以及過載等多項約束，給制導和控制系統設計帶來挑戰，成為當前研究的熱點。分析了各種吸氣式高超聲速飛行器制導和控制方法的特點不足。并針對當前存在的問題和難點，對吸氣式高超聲速飛行器制導與控制技術發展趨勢進行了深入分析。

高超聲速；制導與控制；綜述；發展趨勢

高超聲速飛行器飛行速度快、機動性能好，具有極高的戰略意義[1]。高超聲速飛行器通常可分為吸氣式高超聲速飛行器和無動力再入高超聲速飛行器。其中，吸氣式高超聲速飛行器指以超燃沖壓發動機為動力，飛行速度大于5倍聲速，在距離地面20～100 km的大氣區域內機動飛行的有翼或無翼飛行器[2-3]。吸氣式高超聲速飛行器關鍵技術包括超燃沖壓發動機、機體發動機一體化設計、熱防護與材料、高超聲速空氣動力、高超聲速飛行制導與控制等[4]。由于吸氣式高超聲速飛行器機體推進結構一體化設計、飛行空域廣、速度和高度跨度范圍大，動力學模型具有強非線性、高耦合性和不確定性等特點，其制導和控制系統設計面臨許多難點和挑戰，成為當前控制學科研究的熱點。

1 吸氣式高超聲速飛行器飛行特點

吸氣式高超聲速飛行器具有高非線性、強耦合性、不確定性和多約束的特點[5]。

1.1 高非線性

1) 吸氣式高超聲速飛行器飛行于臨近空間環境，飛行速度和高度跨度大，大氣壓力和密度變化大，氣動特性隨飛行參數變化劇烈，非線性特性明顯[1]；

2) 舵機等執行機構存在飽和、死區等非線性特性。

1.2 強耦合性

1) 吸氣式高超聲速飛行器采用超燃沖壓發動機為動力裝置，發動機性能與飛行高度、速度、姿態等參數密切相關，同時發動機推力特性直接影響飛行狀態，即動力與飛行狀態間耦合嚴重[3]；

2) 吸氣式高超聲速飛行器一般為細長體外形，其固有頻率和結構剛度較低，易造成顯著的彈性變形，影響超燃沖壓發動機進氣道和噴管的氣流，影響飛行器動力學特性和發動機推力，即機體、動力、結構動態間耦合嚴重[4]；

3) 吸氣式高超聲速飛行器通常采用面對稱構型和大機動飛行模式，導致其三通道姿態運動間耦合強；

4) 氣動加熱導致材料性能與剛度下降，影響飛行器結構模態頻率和模態振型，進而通過氣動伺服熱彈性問題影響飛行控制，即氣動熱、結構動力學、控制間存在耦合。

1.3 不確定性

1) 高超聲速流的薄激波層、高熵層、黏性干擾、高溫效應以及低密度流導致飛行器氣動特性的嚴重不確定性；

2) 氣動加熱導致結構振型和固有振動頻率變化，結構動力學存在不確定性；

3) 臨近空間環境復雜多變，大氣干擾存在不確定性。

1.4 多約束

1) 吸氣式高超聲速飛行器由于在大氣層內長時間飛行，飛行速度快，飛行器熱力學環境十分惡劣，為保證飛行器熱防護、飛行器機體載荷等要求，對飛行熱流率、動壓以及過載等約束嚴格[3]；

2) 針對軌跡優化問題，高超聲速飛行器往往具有航路點、禁飛區等約束；

3) 吸氣式高超聲速飛行器控制執行機構存在運動速率、舵面偏轉范圍等能力約束；

4) 吸氣式高超聲速飛行器飛行速度快，對機載計算機計算量和計算速度提出了較強的約束。

2 制導方法

在制導方法方面，目前多數研究側重于高超聲速無動力滑翔飛行器再入階段，針對打擊地面目標、各種約束下制導方法進行研究，在吸氣式高超聲速飛行器制導方面研究相對較少[1]。針對高超聲速無動力滑翔飛行器再入制導，總體而言，制導方法可分為標準軌跡制導法、預測制導法以及混合制導法[6]。

2.1 標準軌跡制導法

在飛行器的機載計算機中，預先裝訂符合各種再入約束和終端約束的再入標準軌跡參數。飛行器飛行過程中，由于大氣環境差異、氣動系數不確定性等原因，實際軌跡會偏離標準軌跡，飛行中制導系統將實際軌跡與標準軌跡進行比較，產生控制指令[3]。標準軌跡制導法簡單、計算速度快，標準軌跡氣動熱、過載等特性較優，但魯棒性和適應性較差、制導精度低，靈活性較差。

標稱軌跡制導步驟包括軌跡規劃和軌跡跟蹤。軌跡規劃為多約束優化問題，即在滿足氣動熱、動壓、過載等各種約束條件下得到使飛行器性能指標最優的飛行狀態參數。在軌跡規劃方面，主要方法包括基于阻力加速度剖面的再入制導方法[7-12]、考慮準平衡滑翔的再入制導方法[13]等。美國阿波羅計劃中使用了基于阻力加速度剖面規劃再入軌跡的標準軌跡法，其核心思想為將各種約束條件轉化為阻力加速度-速度再入走廊，并通過調解飛行器攻角和側滑角跟蹤參考阻力加速度剖面[7]。在該方法基礎上，后續研究又針對縱向和橫向加速度剖面同時規劃[8-9]、基于阻力加速度和能量剖面的軌跡規劃[10]、基于剩余航程的加速度剖面更新[11]、傾側角反轉策略[12]等方面進行了完善。考慮準平衡滑翔的再入制導方法則基于平衡滑翔條件，將相關約束轉化為傾側角-速度再入走廊[13]。在軌跡規劃方面，以實際飛行狀態為初值的在線軌跡規劃方法成為當前研究熱點，常用方法包括直接打靶法[14]、最優規劃法[15]、序列二次規劃法[16-17]等。

軌跡跟蹤從方法上可分為線性跟蹤和非線性跟蹤。線性跟蹤控制方法為對軌跡狀態的直接跟蹤，包括PID控制[18]、線性二次調節器(Linear Quadratic Regulator，LQR)[19]、偽譜法[20]等。非線性軌跡跟蹤法充分考慮動力學模型中的非線性因素，實現對標準軌跡參數如阻力加速度等的漸進跟蹤，通常采用反饋線性化[21]、自適應控制[22]、滑模控制[23]等方法。從軌跡跟蹤策略方面而言，軌跡跟蹤又可分為縱橫向分離制導和縱橫向同時制導[24]。其中，縱向制導往往采用攻角和傾側角實現；在橫向軌跡跟蹤方面，目前主要包括傾側角反轉控制邏輯[25]、橫向參考軌跡跟蹤[26]等。其中，傾側角反轉控制往往依據剩余航程、橫向航程等信息，設計傾側角反轉位置或時間，實現橫向跟蹤[25]；橫向參考軌跡跟蹤則直接對參考軌跡進行跟蹤[26]。

2.2 預測制導法

預測制導法通過實時計算再入軌跡落點和理論落點的誤差，結合最大過載和最大熱流等約束，產生控制指令，消除實際軌跡的預報落點與理論落點位置之間的偏差，實現飛行器制導。其優點為落點精度高、對再入初始條件不敏感，缺點為需要在線實時計算、對機載計算機性能要求高。

其中，落點預測方法分為數值預測方法和解析預測方法[6]。其中，解析預測方法對初始條件不確定具有一定的魯棒性，但推導較為繁瑣，前期研究主要集中在模型條件合理簡化下的精確解析模型推導方面，包括彈道解析解[27]、終段速度和射程解析預測[28]、三維解析解[29]等。數值預測方法實施起來比較容易，但由于要對運動方程進行積分，計算速度較慢，對機載計算機要求較高，常用方法包括龍格-庫塔積分法[20]、牛頓迭代法等。隨著彈載計算機性能不斷增強，目前研究逐漸向數值預測方法轉移。

預測制導法方面，目前研究方向包括快速準確積分算法[30]、多約束下軌跡預測方法[31]、初始條件大范圍散布下制導方法[32]、獲取預測軌跡后制導律[33-35]等，常用制導律包括傾側角反轉邏輯[33]、縱橫向軌跡同時跟蹤[34]、奇異攝動理論和虛擬目標導引[35]等。

2.3 混合制導法

標準軌跡制導法和預測制導法各有優缺點，為滿足高超聲速飛行器多任務需求，亦可將兩種方法相結合，即混合制導。一種混合制導思路為：對全程飛行軌跡進行離線規劃得到標準軌跡，將標準軌跡進行分段得到若干航路點，在航路點之間進行在線預測校正制導[36]。目前混合制導方面研究包括傾側角動態調整制導律[37]、基于最優控制的混合制導[38]、基于高斯偽譜方法的分段預測混合制導方法[39]等。

3 控制方法

在吸氣式高超聲速飛行器控制方面，變增益控制、線性變參數等線性控制方法，反饋線性化、動態逆、自適應控制、滑模變結構等非線性控制方法，反演控制等直接控制方法，以及神經網絡、模糊控制、預測控制和人工智能等現代控制方法均有應用。

3.1 變增益控制

變增益控制方法將飛行包絡劃分為不同區域，針對各區域，基于小擾動線性化原理，將飛行器運動模型線性化，采用經典線性控制理論對各單點開展控制器設計，然后通過插值等方式獲取全包絡控制律[2]。該方法技術成熟、簡單、可靠，在工程實踐中得到了廣泛應用。但吸氣式高超聲速飛行器存在高非線性和強耦合特性，由于變增益控制器按開環設計，當系統動態特性或擾動特性明顯時，無法滿足所有點的穩定性或控制精度要求。美國高超聲速飛行驗證機X-33采用的即為基于PID的變增益控制[5]。

3.2 線性變參數

線性變參數控制(Linear Parameter-Varing，LPV)方法是通過選擇適當的調度參數，在參數空間內將非線性系統的狀態空間矩陣表示為調度參數的連續函數，從而使被控對象的時變非線性模型轉換為具有線性形式的LPV模型，從而基于線性系統設計方法設計控制器[40]。該方法是一種保證系統穩定性和動態性能的變增益技術。設計相對簡單，技術比較成熟，不受計算機運算速度的限制。當飛行器動態特性和擾動特性過于顯著時，控制效果較差，魯棒性有限。

3.3 反饋線性化

反饋線性化(Feedback Linearization)方法針對高超聲速飛行器非線性模型，基于微分幾何理論，通過輸入輸出反饋線性化，將非線性系統的動態特性轉換成線性動態特性，用期望的動態去消除或取代系統中存在的不完整或不期望的動態[2]，采用成熟的線性系統理論進行控制器的設計。該方法不同于傳統小擾動線性化，將非線性系統精確線性化，包括泰勒公式的高階項。反饋線性化方法要求系統能建立精確的數學模型，不具備對參數和模型變化的魯棒性[41]。在采用反饋線性化對系統進行線性化后，也可采用最優控制、滑模控制等方法設計控制器，提高系統性能。

3.4 動態逆方法

動態逆方法對被控對象的非線性時變耦合特性進行精確建模，構成在線的時變控制器使系統成為偽線性系統，然后用線性系統理論完成控制器的設計[42]。該方法比較簡單，適合非線性、強耦合、多變量和時變系統的控制，要求非線性模型能夠動態求逆，對模型誤差敏感，魯棒性不強。由于高超聲速飛行器精確非線性建模比較困難，限制了其應用。由于用于動態逆計算的模型存在不確定性因素，導致逆誤差的存在，所以需考慮逆誤差補償問題[43]。

3.5 自適應控制

自適應控制方法是一種控制器參數能夠在線自適應變化，控制律根據對象的動態特性進行調整的控制方法[44]，分為直接自適應控制和間接自適應控制兩類。直接自適應控制直接整定系統參數，間接自適應控制在線辨識系統參數，進而設計控制器。目前趨勢為將智能控制方法和自適應控制理論結合[45]。自適應控制方法主要用于參數時變或者參數具有不確定性的多變量系統，綜合解耦、辨識以及控制設計的過程。多變量自適應控制方法需在線對被控對象的數學模型進行辨識，使算法復雜度高，飛控計算機壓力增大。

3.6 滑模變結構控制

滑模變結構控制方法通過設計滑模面和切換控制使系統沿滑模面運動。該方法對系統參數攝動和外部干擾具有良好適應性和強魯棒性，廣泛應用于飛行器不確定性控制中[46]。與自適應方法相比，無需系統在線辨識，減少了機載計算機工作量。由于切換存在時間滯后、空間滯后以及慣性影響，在滑模面上會出現鋸齒形軌跡，即抖振問題。

3.7 反演控制

反演控制方法是一種將微分幾何理論與李亞譜諾夫穩定性理論結合起來的控制方法，不依賴于求逆的非線性系統自適應控制方案，將復雜的非線性系統分解成不超過系統階數的子系統，每個子系統設計李亞譜諾夫函數和中間虛擬控制律，一直反推到整個系統，從而實現系統全局穩定或跟蹤[47]。該方法優點在于對系統非線性約束條件要求低，缺點在于每一步需對虛擬控制律進行重新計算，設計過程復雜。

4 發展趨勢分析

4.1 制導姿控一體化設計

吸氣式高超聲速飛行器一般采用乘波體外形，其超燃沖壓發動機進氣道通常位于機體腹下部，為保證發動機正常進氣，要求飛行器在跟蹤標準飛行軌跡時，全程保持正攻角飛行；超燃沖壓發動機點火及工作過程對飛行器飛行參數要求嚴格，對控制精度提出了較高要求。此外，由于高超聲速飛行器飛行速度快，軌跡參數變化快，與傳統彈道式飛行器相比，制導與姿控間耦合關系要強烈得多，傳統制導姿控回路獨立設計方法可能無法實現系統總體性能指標最優，需開展制導姿控一體化設計[3,4,6]。

目前工程上常采用傾斜轉彎(Back-to-turn， BTT)控制技術解決發動機進氣和軌跡跟蹤問題，其主要思路為當出現負過載彈道時，先控制飛行器繞x軸滾轉，產生負過載，在轉彎過程中實現側滑角為零，并保持飛行攻角為正。但采用該方法時仍需解決運動學耦合、慣性耦合以及控制耦合問題[4]。

4.2 多約束條件下制導與控制

高超聲速飛行器飛行包線大、飛行參數變化劇烈，導致分離、熱防護、結構、動力等各系統的設計工況均較為惡劣。反之而言，即各系統均會對飛行軌跡和姿態參數等提出相應的反約束。如何實現多約束條件下精確打擊與穩定飛行，提高飛行器綜合性能指標，成為制導與控制系統設計需解決的問題[1-5]。

4.3 軌跡在線重規劃

吸氣式高超聲速飛行器往往要求飛行器制導系統具備在線實時軌跡重規劃能力。由于飛行器模型不確定性、高非線性以及強耦合性等特點，在不同初始條件下，滿足各種設計約束的軌跡在線規劃需求給制導系統設計帶來了挑戰，亟需結合現代控制理論與智能優化算法開展快速智能軌跡優化方法研究[13]。

4.4 氣動伺服熱彈性問題

目前已有文獻中，考慮氣動伺服熱彈性的控制方法相對較少。由于高超聲速飛行器細長體外形特性，其彈性對控制的影響不可忽略。另一方面，由于氣動加熱導致熱力學特性變化，引起材料特性變化，導致系統結構模態頻率變化，進而影響飛行控制。后續吸氣式高超聲速飛行器控制方法研究中，有待進一步分析氣動伺服熱彈性影響以及解決方法[48]。

5 結束語

吸氣式高超聲速飛行器具有的高非線性、強耦合性、不確定性和多約束等特點，給制導與控制系統設計帶來了巨大挑戰，使其成為當前控制學科研究的熱點。目前大部分研究尚停留在方法設計和仿真分析階段，離實際工程應用存在一定差距。本文系統介紹了吸氣式高超聲速飛行器制導和控制方法，分析了各種方法的優缺點，并對吸氣式高超聲速飛行器制導與控制技術發展趨勢進行了展望。

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(責任編輯 周江川)

Review of Guidance and Control Approachesfor Air-Breathing Hypersonic Vehicle

WANG Yong, ZHANG Yan, BAI Chen, FU Yu, TAN Peng-shuo

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China)

The flight speed and height of hypersonic vehicle change dramatically, which results in very complicated aerodynamic characteristics, highly nonlinear and strongly coupled dynamic model. Moreover, there are several strict constraints on flight trajectory, such as thermal speed, atmosphere stress, over loading and so on. Therefore, the guidance and control problem of hypersonic vehicle is extremely challenging. The characteristics and disadvantages of each method were thoroughly analyzed. Furthermore, the focuses in guidance and control field were proposed for future research.

hypersonic vehicle; guidance and control; review; future development

2016-11-15；

2016-12-15

國家自然科學基金“單滑塊滑翔飛行器跨時間尺度強耦合控制研究”(11572097)

王勇(1987—)，男，工程師，主要從事飛行器制導與控制技術研究。

10.11809/scbgxb2017.04.016

王勇,張艷,白辰,等.吸氣式高超聲速飛行器制導與控制方法綜述[J].兵器裝備工程學報，2017(4):72-76.

format:WANG Yong, ZHANG Yan, BAI Chen, et al.Review of Guidance and Control Approaches for Air-Breathing Hypersonic Vehicle [J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(4):72-76.

V448.2

A

2096-2304(2017)04-0072-05