近空間飛行器滑翔再入控制的研究方法與進(jìn)展

尹佳杰，都延麗，陸宇平

（南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院，江蘇南京 210016）

0 引言

21世紀(jì)以來，近空間這個(gè)特殊空域的價(jià)值受到了世界各國的高度重視，近空間飛行器（Near Space Vehicle，NSV）的研究也隨之備受關(guān)注。參照工程實(shí)際應(yīng)用，近空間可以分為低層（20～30 km）、中層（30 ～70 km）和遠(yuǎn)層（70 ～100 km）［1］。NSV 則兼具航空器、軌道戰(zhàn)斗機(jī)和空天飛行器的優(yōu)點(diǎn)，尤其是飛行速度大于Ma=5的高超聲速NSV，在快速遠(yuǎn)程打擊、戰(zhàn)場(chǎng)信息控制和民用長途運(yùn)輸?shù)确矫娓邆鋬?yōu)勢(shì)。鑒于高超聲速NSV十分重要的軍事及民用價(jià)值，世界各航空航天大國進(jìn)行了相當(dāng)深入的研究，著名的驗(yàn)證機(jī)有X-43，X-37B和HTV-2等。我國也開展了一系列基礎(chǔ)研究和論證工作［2-4］，其中針對(duì)有動(dòng)力高超聲速巡航段的研究較多，但對(duì)其無動(dòng)力返回段的研究尚不多見。NSV的返回過程是研制該飛行器的重點(diǎn)與難點(diǎn)，此過程可分為初期再入段、末端區(qū)域能量管理段和進(jìn)場(chǎng)著陸段［4］。目前，現(xiàn)有研究集中于NSV的再入預(yù)測(cè)制導(dǎo)與軌跡規(guī)劃問題，對(duì)其再入段飛行控制算法的研究還不夠深入。故本文將考慮高超聲速NSV從中遠(yuǎn)層近空間返回的初始段，對(duì)其無動(dòng)力滑翔再入的飛行控制發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行分析和評(píng)述。

德國科學(xué)家Saenger首次提出跳躍滑翔的概念［5］，并構(gòu)想了一種有翼滑翔轟炸機(jī)從遠(yuǎn)層近空間沿大氣層進(jìn)行振幅衰減的跳躍式再入飛行。錢學(xué)森則提出一種火箭助推再入大氣層滑翔機(jī)動(dòng)飛行的高速運(yùn)輸系統(tǒng)［5-6］，該再入飛行采用幾乎沒有波動(dòng)的平衡滑翔彈道。高超聲速NSV再入時(shí)處于無動(dòng)力、長時(shí)間滑翔的狀態(tài)，可采用Saenger彈道或錢學(xué)森彈道形式，此過程是NSV返回過程中最惡劣、最復(fù)雜的一段。首先，空氣溫度和密度的大范圍變動(dòng)使得NSV的氣動(dòng)特性呈現(xiàn)出嚴(yán)重的非線性特點(diǎn)；其次，氣動(dòng)參數(shù)的不確定性、執(zhí)行機(jī)構(gòu)的未建模動(dòng)態(tài)、外界干擾等又使其動(dòng)力學(xué)模型具有很大的不確定性；另外，大空域、再入機(jī)動(dòng)飛行使NSV各通道間的耦合作用更加強(qiáng)烈。因此，高超聲速NSV的再入過程具備嚴(yán)重非線性、強(qiáng)不確定和強(qiáng)耦合的對(duì)象特征，這為其控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來了巨大挑戰(zhàn)。具體來說，主要體現(xiàn)在飛行控制方式和控制算法設(shè)計(jì)兩方面的困難。首先，從大氣較稀薄區(qū)在短時(shí)間內(nèi)進(jìn)入稠密大氣中，單純依靠NSV的氣動(dòng)舵面將無法實(shí)現(xiàn)在空氣稀薄區(qū)對(duì)飛行器的良好操縱與控制，因此再入的控制方式問題亟待解決。其次，NSV再入段需進(jìn)行有控、無滾、有迎角高速飛行，其嚴(yán)重非線性、強(qiáng)不確定和強(qiáng)耦合的對(duì)象特征決定了控制算法的設(shè)計(jì)面臨非線性不確定控制難題和強(qiáng)耦合控制的難題；同時(shí)，再入飛行還受到過程約束（動(dòng)壓約束、過載約束、熱流約束、舵面偏轉(zhuǎn)約束）、終端約束和路徑約束等諸多限制，這些因素都給NSV的控制算法設(shè)計(jì)帶來新的難題。

綜上所述，本文將對(duì)NSV的再入飛行控制方式和控制算法研究現(xiàn)狀進(jìn)行分析，其中后者主要就非線性不確定控制問題、多約束控制問題和強(qiáng)耦合控制問題開展總結(jié)和分析工作。

1 NSV再入非線性模型

與傳統(tǒng)再入飛行器和常規(guī)彈頭相比，高超聲速NSV的氣動(dòng)布局存在明顯差異。前者常采用旋成體外形，氣動(dòng)性能較低。后者要實(shí)現(xiàn)再入滑翔飛行，須具備良好的氣動(dòng)性能，一般采用乘波構(gòu)型、升力體氣動(dòng)布局、軸對(duì)稱錐形體布局等外形。針對(duì)不同布局有不同的NSV氣動(dòng)參數(shù)表達(dá)，但再入力學(xué)方程的形式類似。文獻(xiàn)［7］給出了X-38這種再入NSV的非線性方程，NSV被看作剛體且再入時(shí)作無動(dòng)力滑翔飛行。文獻(xiàn)［8］給出高超聲速NSV的無動(dòng)力再入姿態(tài)非線性模型，忽略了地球自轉(zhuǎn)角速度和飛行器質(zhì)量變化，設(shè)計(jì)NSV再入姿態(tài)控制器即基于以上模型，而軌跡控制器則在姿態(tài)控制器的基礎(chǔ)上進(jìn)行設(shè)計(jì)［9］。

2 NSV再入段飛行控制方式

初期再入段是NSV由中遠(yuǎn)層近空間返回的重要階段，此階段大氣環(huán)境變化劇烈。在低空稠密大氣層內(nèi)，空氣動(dòng)力舵能夠提供可觀的氣動(dòng)控制力，用于改變飛行姿態(tài)與軌跡。但是在中遠(yuǎn)層近空間，大氣密度迅速下降將導(dǎo)致氣動(dòng)舵面效率迅速降低，單純依靠其作用已很難滿足NSV的操控要求，故需要增加其他方式的直接控制力。因此，為保證NSV的控制能力，須采用氣動(dòng)舵面和其他控制形式相結(jié)合的氣動(dòng)復(fù)合控制方式［10］，主要包括空氣動(dòng)力控制與反推力控制系統(tǒng)［11］（Reaction Control System，RCS）以及變質(zhì)心控制等方式的結(jié)合。

2.1 空氣動(dòng)力控制

空氣動(dòng)力控制指NSV依靠自身舵面的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰力矩，此控制力矩能夠引起機(jī)體軸角速率的變化，從而引起姿態(tài)角的變化，進(jìn)而影響軌跡的運(yùn)動(dòng)。在滑翔再入段，NSV以較大迎角飛行，機(jī)身阻擋了方向舵上的氣流，故再入初期一般不使用方向舵來控制飛行器，而用升降舵和副翼來影響俯仰和偏航力矩［7，12］。由于近空間上部空氣稀薄，NSV動(dòng)壓較小，所以該控制方式存在效率低下和高速飛行引起的舵面燒蝕等問題。

2.2 RCS控制

在中遠(yuǎn)層近空間，空氣動(dòng)力不足以控制NSV，需采用RCS噴氣的方式產(chǎn)生控制力。在再入起始段，RCS可提供直接控制力。隨高度逐漸下降，空氣密度變大，動(dòng)壓增加，舵面控制效率也逐漸提高，此時(shí)氣動(dòng)舵面要和RCS復(fù)合使用，但RCS具有離散工作特性，需要進(jìn)行脈寬調(diào)制［11，13］。文獻(xiàn)［7］給出了一種動(dòng)壓分配控制力矩的復(fù)合控制策略。當(dāng)RCS向氣動(dòng)舵面操縱過渡時(shí)，力矩分配可由過渡函數(shù)來表達(dá):

式中，Mthrust為RCS指令力矩；Maero為氣動(dòng)舵面指令力矩；Mcmd為總的指令力矩；q為飛行器動(dòng)壓。文獻(xiàn)［13］針對(duì)一類再入NSV設(shè)計(jì)姿態(tài)控制系統(tǒng)，采用了基于Mamdani模型的模糊RCS控制器，輸入為姿態(tài)角偏差和偏差速率，輸出為RCS開啟的噴管數(shù)目，在控制中能根據(jù)專家經(jīng)驗(yàn)更精確地控制RCS的輸出。文獻(xiàn)［14］將RCS控制應(yīng)用在NSV再入橫向控制中，偏航噴氣流抑制了滾轉(zhuǎn)角速度的響應(yīng)，從而有效地抑制了荷蘭滾。RCS控制不依賴大氣狀況，高空效率高且響應(yīng)更快，但是增加了飛行器質(zhì)量而減小了載荷能力。為此要最大化飛行器的有效載荷，多采用RCS與氣動(dòng)舵面復(fù)合控制的方式，以避免攜帶過多的RCS燃料。例如，Doman［11］針對(duì)再入過程中舵面的脆弱性和舵面偏角的飽和性，采用舵面和RCS混合控制方式，并利用線性規(guī)劃法進(jìn)行了控制分配。

2.3 變質(zhì)心控制

近年來，高超聲速變質(zhì)心控制作為新興技術(shù)，逐漸引起人們的關(guān)注。該控制方式通過調(diào)整內(nèi)部滑塊與飛行器間的相對(duì)位置使系統(tǒng)質(zhì)心發(fā)生變化，改變了力臂從而產(chǎn)生附加穩(wěn)定力矩來控制姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。變質(zhì)心機(jī)構(gòu)不會(huì)影響飛行器的氣動(dòng)外形，也無需考慮燒蝕問題，而且能產(chǎn)生很大的控制力和力矩，節(jié)省了系統(tǒng)的能量消耗［15］。但該控制對(duì)氣動(dòng)力的依賴較大，在氣動(dòng)力不足時(shí)需要與其他控制方式復(fù)合以實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)響應(yīng)指標(biāo)，而且因受到內(nèi)部空間限制，控制受限問題也比較突出。由于變質(zhì)心運(yùn)動(dòng)特性復(fù)雜，所以關(guān)鍵是建立一個(gè)完整的變質(zhì)心飛行器的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型。文獻(xiàn)［16］以再入飛行器為研究對(duì)象，研究了變質(zhì)心控制，給出了影響配平迎角的三個(gè)主要因素:滑塊軸向位置、橫向偏移量和質(zhì)量比，并指出變質(zhì)心控制能力主要體現(xiàn)在低空段。文獻(xiàn)［15］采用了變質(zhì)心和RCS復(fù)合的控制方式，集變質(zhì)心控制和RCS控制各自的優(yōu)點(diǎn)，高空段主要使用RCS控制，低空段采用復(fù)合控制，仿真表明迎角的上升時(shí)間和超調(diào)量有較好的結(jié)果。

3 NSV再入段控制方法

高超聲速滑翔再入具有飛行范圍寬（高度約100～20 km）、飛行馬赫數(shù)變化大（Ma=30～5）、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、邊界限制條件多、操縱復(fù)雜（氣動(dòng)舵面、RCS等的配合使用）等特點(diǎn)，而且再入動(dòng)力學(xué)模型高度非線性，受干擾和不確定因素影響劇烈，因此要求再入段控制律具有高精度、自適應(yīng)和強(qiáng)魯棒特性，這對(duì)NSV控制算法的設(shè)計(jì)是一個(gè)很大的挑戰(zhàn)。本文將從高超聲速NSV再入過程存在的非線性不確定控制問題、多約束控制問題和強(qiáng)耦合控制問題出發(fā)，對(duì)這三方面的研究進(jìn)行總結(jié)和分析。

3.1 再入段非線性不確定控制問題

針對(duì)NSV再入動(dòng)力學(xué)高度非線性的特征，直接采用非線性控制策略是必然的途徑。文獻(xiàn)［17］對(duì)某再入飛行器應(yīng)用了backstepping控制方法，在利用李亞譜諾夫函數(shù)保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定的情況下，用遞歸的方法層層推導(dǎo)出控制變量。文獻(xiàn)［18］將非線性動(dòng)態(tài)逆方法與時(shí)標(biāo)分離原則相結(jié)合，獨(dú)立設(shè)計(jì)了再入段內(nèi)外環(huán)回路的控制律。動(dòng)態(tài)逆的優(yōu)勢(shì)在于它能夠處理模型中的非線性，但當(dāng)存在不確定因素時(shí)，系統(tǒng)將缺乏魯棒性。目前應(yīng)用較多的滑?？刂七m用于有建模誤差、參數(shù)攝動(dòng)和干擾的線性和非線性對(duì)象，但會(huì)引起系統(tǒng)的抖振，這也是該方法發(fā)展的最大障礙。文獻(xiàn)［19］設(shè)計(jì)了基于等價(jià)控制方法的積分滑模控制器，它不要求干擾和不確定性具有已知常數(shù)界，并能夠保證系統(tǒng)快速地趨近滑動(dòng)面，實(shí)現(xiàn)了對(duì)NSV再入制導(dǎo)指令角的魯棒解耦跟蹤。文獻(xiàn)［20］結(jié)合動(dòng)態(tài)逆和滑模控制對(duì)一類再入NSV的內(nèi)外環(huán)進(jìn)行了控制，實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)的穩(wěn)定性和魯棒性，并采用飽和函數(shù)降低了滑模的抖振。

與傳統(tǒng)飛行器相比，高超聲速NSV的高度和速度跨度大，動(dòng)力學(xué)特性相當(dāng)復(fù)雜，故很難獲得準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型。文獻(xiàn)［21］對(duì)一類NSV設(shè)計(jì)了基于無跡卡爾曼濾波的方法，對(duì)再入過程的氣動(dòng)模型參數(shù)進(jìn)行識(shí)別，把參數(shù)估計(jì)作為一個(gè)非線性濾波問題，降低了模型的不確定因素。魯棒控制方法在解決參數(shù)不確定、結(jié)構(gòu)不確定等方面也具有得天獨(dú)厚的優(yōu)勢(shì)。文獻(xiàn)［22］針對(duì)高超聲速再入NSV利用μ綜合方法對(duì)姿態(tài)控制律進(jìn)行設(shè)計(jì)，并用遺傳算法對(duì)權(quán)函數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化，保證系統(tǒng)具有良好的魯棒性。文獻(xiàn)［23］設(shè)計(jì)了一種基于增益預(yù)置H∞的控制器，當(dāng)存在不確定和噪聲時(shí)分別對(duì)縱向和橫向通道進(jìn)行設(shè)計(jì)，滿足了再入NSV控制系統(tǒng)的全局性能和魯棒性。文獻(xiàn)［24］對(duì)再入時(shí)的各種干擾問題，采用魯棒模糊PID控制器，仿真驗(yàn)證了其可靠性和魯棒性。但是魯棒控制的缺點(diǎn)在于沒有學(xué)習(xí)能力，實(shí)現(xiàn)時(shí)需要知道不確定的上界，這往往造成設(shè)計(jì)上的過分保守。

干擾觀測(cè)器（Disturbance Observer，DO）技術(shù)簡單有效，極易與非線性控制方法結(jié)合［25］。文獻(xiàn)［26］針對(duì)X-33再入段外部擾動(dòng)和不確定影響，設(shè)計(jì)了一種增益自適應(yīng)滑模干擾觀測(cè)器（SMDO），SMDO不需要干擾界已知，它能夠在線估計(jì)出外部擾動(dòng)和不確定性。文獻(xiàn)［27］對(duì)一類NSV再入初期段采用了連續(xù)滑模控制，并設(shè)計(jì)滑模狀態(tài)觀測(cè)器對(duì)系統(tǒng)攝動(dòng)和外界干擾進(jìn)行估計(jì)，很好地抑制了抖振，并利用脈沖調(diào)頻調(diào)寬調(diào)制器對(duì)RCS點(diǎn)火指令進(jìn)行控制，達(dá)到了連續(xù)控制的目的。文獻(xiàn)［28］對(duì)再入飛行器研究了一種快速模糊干擾觀測(cè)器（DO），能夠在線無限逼近外部干擾和不確定，彌補(bǔ)了傳統(tǒng)模糊DO逼近較小誤差時(shí)學(xué)習(xí)速度慢、逼近時(shí)間長的缺點(diǎn)，具有較好的魯棒性和快速響應(yīng)速度。但基于模糊理論的DO不足之處在于難以獲取合適的模糊規(guī)則。自適應(yīng)控制是解決參數(shù)不確定控制問題的另一種途徑，對(duì)于再入不確定問題，它是一種很好的控制方法。文獻(xiàn)［29］針對(duì)再入段模型的不確定性，設(shè)計(jì)了一種神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)魯棒控制器來跟蹤不確定系統(tǒng)的控制指令。文獻(xiàn)［30］對(duì)一類再入NSV提出了自適應(yīng)并聯(lián)前饋補(bǔ)償?shù)目刂品椒?，采用了PD反饋控制器作為前饋補(bǔ)償器，旨在跟蹤參考模型的輸出，并采用了靈敏度分析來比較有無并聯(lián)前饋系統(tǒng)的魯棒性。文獻(xiàn)［31］研究了基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)快速終端滑?？刂坪突赥-S模糊模型的自適應(yīng)時(shí)變終端滑模控制兩種控制器，設(shè)計(jì)了全滑模態(tài)終端滑?？刂?，并引入自適應(yīng)控制使再入NSV能適應(yīng)強(qiáng)干擾等的影響，但T-S模糊模型在當(dāng)模型參數(shù)變化較大時(shí)會(huì)導(dǎo)致控制器性能下降或失效。文獻(xiàn)［32］針對(duì)再入飛行過程中存在的復(fù)雜氣動(dòng)環(huán)境和不確定影響，提出了一種基于自適應(yīng)二階終端滑模的控制方案，它不需要內(nèi)外擾的先驗(yàn)知識(shí)，通過在線自適應(yīng)辨識(shí)擾動(dòng)上界以消除其影響，與傳統(tǒng)終端滑模相比，能克服氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)帶來的不良影響。

3.2 再入多約束問題

高超聲速NSV的再入段受到物理結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)、滑翔條件等過程約束、終端約束與路徑約束的限制，其中過程約束主要包括舵面約束和以下三方面約束:

（1）過載約束

式中，nzmax為法向過載約束。

（2）動(dòng)壓約束

式中，qmax為最大動(dòng)壓。

（3）熱流約束

式中，kA為常數(shù)；RN為駐點(diǎn)曲率半徑。

這些約束條件對(duì)再入軌跡規(guī)劃、制導(dǎo)律以及控制算法設(shè)計(jì)提出了很高的要求，只有滿足了這些條件，NSV才能適應(yīng)再入過程的熱力學(xué)環(huán)境［33］，從而保證飛行安全。文獻(xiàn)［8］為克服輸入和狀態(tài)約束問題，針對(duì)再入NSV提出了SDRE（State Dependent Ricatti Equation）解耦控制器，利用無限時(shí)間性能指標(biāo)求解Riccati方程，設(shè)計(jì)出最優(yōu)控制律，但控制器非常復(fù)雜，加權(quán)參數(shù)調(diào)整難度大，計(jì)算量大，難以在線應(yīng)用。目前，模型預(yù)測(cè)控制（Model Predictive Control，MPC）是顯式處理狀態(tài)和控制約束的有效方法之一，它具有滾動(dòng)優(yōu)化、在線反饋校正、模型預(yù)測(cè)三大特點(diǎn)。針對(duì)SDRE的缺點(diǎn)，文獻(xiàn)［34］在此基礎(chǔ)上采用了MPC方法，對(duì)于慢回路而言，要求跟蹤性能要好；而對(duì)于快回路而言，控制量要大一些，所以要合適選擇加權(quán)矩陣的大小。與SDRE相比，MPC能夠進(jìn)一步解決再入約束問題，不用重復(fù)設(shè)計(jì)加權(quán)項(xiàng)，用滾動(dòng)時(shí)域優(yōu)化來提高系統(tǒng)的魯棒性，大大減小了計(jì)算量。文獻(xiàn)［7，35］針對(duì)X-38再入模型，將MPC和反饋線性化結(jié)合，利用MPC將非線性模型線性離散化，把各約束條件（系統(tǒng)約束、推進(jìn)器的推力約束、舵面偏轉(zhuǎn)角約束、姿態(tài)角約束）綜合起來作為輸入約束，雖然通過非線性變換將模型轉(zhuǎn)化為線性模型，但約束控制是非線性的，處理比較復(fù)雜。文獻(xiàn)［36］提出了一種基于線性矩陣不等式（LMI）約束優(yōu)化的再入飛行器預(yù)測(cè)控制，利用SDRE中的偽線性化模型對(duì)再入飛行器的縱向運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行直接建模，保證點(diǎn)點(diǎn)可控，并簡化了模型。利用LMI約束凸優(yōu)化求解有約束的問題，具有很好的魯棒性，在線求解效率高。文獻(xiàn)［37］在高超聲速NSV再入段制導(dǎo)中，采用了連續(xù)非線性時(shí)變預(yù)測(cè)控制，避免了復(fù)雜的數(shù)值計(jì)算。文獻(xiàn)［38］在文獻(xiàn)［37］的基礎(chǔ)上，提出了基于奇異攝動(dòng)理論的內(nèi)外環(huán)解耦控制系統(tǒng)。外環(huán)耦合性較弱，在滿足角速度約束的條件下，采用非線性時(shí)變預(yù)測(cè)控制實(shí)現(xiàn)角度跟蹤；內(nèi)環(huán)耦合性較強(qiáng)，采用了動(dòng)態(tài)逆跟蹤角速度指令。在處理NSV再入段輸入和狀態(tài)約束問題上，預(yù)測(cè)控制明顯優(yōu)于動(dòng)態(tài)逆控制。

3.3 耦合問題

為了保證再入NSV在劇烈變化環(huán)境下的控制能力，復(fù)合控制方式取代了傳統(tǒng)單一的控制方式，多個(gè)參與飛行器控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)間的操縱耦合加劇了系統(tǒng)的耦合［39］。飛行器在采用變質(zhì)心方式縱側(cè)向機(jī)動(dòng)時(shí)會(huì)對(duì)滾轉(zhuǎn)通道產(chǎn)生耦合作用，從而會(huì)使?jié)L轉(zhuǎn)角發(fā)散。而在NSV的再入過程中，各通道之間也存在著強(qiáng)耦合效應(yīng)。

高超聲速NSV的再入段要求側(cè)滑角保持在零值附近，所以得到簡化模型的縱向通道可以獨(dú)立于其他通道，不存在與其他通道的耦合影響，而偏航通道和滾轉(zhuǎn)通道嚴(yán)重耦合，并且受俯仰通道的耦合影響。高超聲速NSV的飛行特性不具備小擾動(dòng)線性化的假設(shè)條件，所以不能簡單地采用傳統(tǒng)的縱向、橫向解耦控制來設(shè)計(jì)飛行控制系統(tǒng)。文獻(xiàn)［40］建立了高超聲速飛行器再入六自由度模型，可以看出該模型是一個(gè)高度非線性、強(qiáng)耦合及參數(shù)時(shí)變的多變量系統(tǒng)，同時(shí)分析了飛行器在最大升阻比下飛行時(shí)氣動(dòng)力對(duì)姿態(tài)角通道之間的耦合特性以及舵機(jī)對(duì)彈道的耦合特性，仿真表明，氣動(dòng)力參數(shù)與姿態(tài)的交叉耦合不能忽略。文獻(xiàn)［20］為飛行器再入段設(shè)計(jì)了滑模控制器，并簡化了飛行器的再入模型，在進(jìn)入滑模運(yùn)動(dòng)后，系統(tǒng)的各姿態(tài)間不存在耦合作用，也就是實(shí)現(xiàn)滑?？刂频耐瑫r(shí)也實(shí)現(xiàn)了各通道之間的解耦。文獻(xiàn)［41］針對(duì)飛行器再入過程中通道間強(qiáng)烈的耦合效應(yīng)，提出了一種最優(yōu)空間轉(zhuǎn)動(dòng)矢量概念，對(duì)內(nèi)外回路進(jìn)行設(shè)計(jì)，外環(huán)回路使飛行器按最優(yōu)空間轉(zhuǎn)動(dòng)矢量轉(zhuǎn)動(dòng)來跟蹤姿態(tài)角并輸出期望角速度，再根據(jù)姿態(tài)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)內(nèi)環(huán)，使內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器跟蹤期望角速度矢量，輸出期望力矩，這種單通道控制器解決了普通三通道姿態(tài)耦合的問題。因此，如何消除通道間耦合效應(yīng)的不良影響，達(dá)到NSV各通道運(yùn)動(dòng)的協(xié)調(diào)控制是急需解決的關(guān)鍵問題。

4 總結(jié)與展望

本文針對(duì)高超聲速NSV的滑翔再入過程，分別從控制方式和控制算法兩方面進(jìn)行了綜述。通過對(duì)其飛行特征的詳細(xì)分析，總結(jié)出NSV再入控制主要存在著復(fù)合控制方式的設(shè)計(jì)、非線性不確定、多約束以及強(qiáng)耦合的控制難題。國內(nèi)外研究現(xiàn)狀表明，氣動(dòng)舵面結(jié)合RCS等方式的氣動(dòng)復(fù)合控制方式是NSV再入控制的必要手段。對(duì)于非線性不確定問題，目前研究較為成熟，已形成了非線性控制方法結(jié)合智能自適應(yīng)及魯棒控制方法的有效途徑。而NSV再入多約束控制問題的一種解決方式，即以約束預(yù)測(cè)控制為基礎(chǔ)的控制器設(shè)計(jì)，但如何在滿足NSV多種約束及保證全局穩(wěn)定性的條件下，快速有效地獲得最優(yōu)控制解是NSV再入控制無法回避的重要課題。此外，NSV再入過程中氣動(dòng)力參數(shù)與飛行狀態(tài)交叉耦合的自適應(yīng)控制以及多個(gè)通道耦合的協(xié)調(diào)控制研究也是未來重要的研究方向?？傊陨蠁栴}的解決關(guān)系著NSV再入控制的穩(wěn)定性、機(jī)動(dòng)性和控制精度，亟需吸收新方法與新技術(shù)繼續(xù)開展系統(tǒng)深入的研究。

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