吸氣式高超聲速飛行器控制研究綜述

王鵬飛，王 潔，時(shí)建明，陳星陽(yáng)，楊育榮

(1.空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院，西安 710051；2.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽(yáng) 471009）

吸氣式高超聲速飛行器控制研究綜述

王鵬飛1，王 潔1，時(shí)建明1，陳星陽(yáng)2，楊育榮2

(1.空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院，西安 710051；2.中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南洛陽(yáng) 471009）

吸氣式高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的任務(wù)是在飛行包線內(nèi)通過發(fā)動(dòng)機(jī)提供的推力改變飛行速度并利用氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)調(diào)整飛行姿態(tài)，控制飛行器精確跟蹤制導(dǎo)指令。通過探討高超聲速飛行器的動(dòng)力學(xué)特性，從系統(tǒng)建模和控制策略研究?jī)蓚€(gè)方面對(duì)高超聲速飛行器的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究現(xiàn)狀進(jìn)行了分析和闡述，所得結(jié)論可為相關(guān)研究提供借鑒與參考。

高超聲速飛行器；動(dòng)力學(xué)建模；飛行控制

0 引 言

高超聲速飛行器是指能夠以大于5個(gè)馬赫數(shù)持續(xù)飛行的飛行器,分為無動(dòng)力式滑翔飛行器和吸氣式動(dòng)力飛行器。吸氣式動(dòng)力飛行器是從周圍環(huán)境中獲取氧氣,依靠自身發(fā)動(dòng)機(jī)提供飛行動(dòng)力、控制舵調(diào)整飛行姿態(tài),可實(shí)現(xiàn)高超聲速巡航與突防、空天往返的飛行器。具有遠(yuǎn)程快速響應(yīng)、大機(jī)動(dòng)性、高突防概率和自由進(jìn)入空間的潛在優(yōu)勢(shì),主要以美國(guó)的高超聲速飛行器試驗(yàn)(Hyper-X)計(jì)劃為代表,如NASA的X-43A、美國(guó)空軍的X-51A試驗(yàn)飛行器。

吸氣式高超聲速飛行器作為臨近空間高超聲速飛行器發(fā)展的重要研究?jī)?nèi)容,對(duì)國(guó)家安全和和平利用空間有重要的戰(zhàn)略意義和應(yīng)用價(jià)值。

1 吸氣式高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)特性

1.1 飛行環(huán)境復(fù)雜、飛行包線跨度大

吸氣式高超聲速飛行器飛行高度覆蓋了從大氣層到臨近空間近80 Km的廣闊空域,而飛行速度跨越了5個(gè)馬赫數(shù)到25個(gè)馬赫數(shù)的范圍,在如此廣闊而又復(fù)雜的環(huán)境中作高超聲速的機(jī)動(dòng)飛行,吸氣式高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)的非線性快時(shí)變特征異常明顯。當(dāng)該類飛行器飛行馬赫數(shù)大于5以后,其表面的流場(chǎng)會(huì)出現(xiàn)一些明顯區(qū)別于亞聲速和超聲速飛行的物理現(xiàn)象,如薄的激波層、真實(shí)氣體效應(yīng)和氣動(dòng)熱效應(yīng),這些現(xiàn)象稱為高超聲速效應(yīng)。高超聲速效應(yīng)使得吸氣式高超聲速飛行器的氣動(dòng)特性和氣熱特性復(fù)雜多變,會(huì)影響飛行器飛行性能、操縱性和穩(wěn)定性。

1.2 外形結(jié)構(gòu)、推進(jìn)系統(tǒng)和空氣動(dòng)力學(xué)之間交叉耦合

以X-43A和X-51A為代表的新一代高超聲速飛行器為減小飛行過程中的飛行阻力、降低氣動(dòng)加熱、提高升阻比,廣泛采用輕質(zhì)材料和大型薄壁結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),氣動(dòng)外形為細(xì)長(zhǎng)體、升力體布局、完全或部分乘波體布局,這使得吸氣式高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)是氣動(dòng)/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)耦合的復(fù)雜系統(tǒng),如圖1所示。

圖1 吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)耦合關(guān)系

1.3 高度不確定性

吸氣式高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)的不確定性主要來源于三個(gè)方面：一是高超聲速氣流流動(dòng)特征和吸氣式高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中的交叉耦合關(guān)系十分復(fù)雜,且由于尚未建立充足的風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行測(cè)試數(shù)據(jù)庫(kù),因此,與亞聲速和超聲速飛行器相比,吸氣式高超聲速飛行器的許多飛行特性還無法掌握,其關(guān)鍵氣動(dòng)特性也很難預(yù)測(cè)；二是高超聲速飛行會(huì)經(jīng)歷嚴(yán)重的不確定氣動(dòng)加熱環(huán)境,由于表面材料的燒蝕而產(chǎn)生的飛行器結(jié)構(gòu)變形和固有振動(dòng)頻率變化將影響飛行器的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性和穩(wěn)定性；三是由于飛行環(huán)境復(fù)雜,吸氣式高超聲速飛行器飛行過程中往往會(huì)受到各種事先無法預(yù)知的大氣干擾,如湍流、陣風(fēng)等,氣流干擾容易對(duì)飛行姿態(tài)造成擾動(dòng),使氣動(dòng)舵操縱過程中發(fā)生瞬時(shí)飽和［1］。

2 吸氣式高超聲速飛行器控制研究

2.1 高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)建模研究

如何建立描述吸氣式高超聲速飛行器特性的數(shù)學(xué)模型,是設(shè)計(jì)高效控制器的一個(gè)重要前提。目前,主要的建模方法包括以動(dòng)力學(xué)建模為代表的常規(guī)建模方法、以模糊建模為代表的智能建模方法,以及以特征建模為代表的工程化建模方法［2］。吳宏鑫院士對(duì)特征建模方法有著系統(tǒng)深入的研究［3］,羅熊對(duì)智能建模和特征建模相結(jié)合的建模方法也進(jìn)行了進(jìn)一步的研究工作［4］。雖然這兩種建模方法在傳統(tǒng)航天器控制領(lǐng)域有著成功的應(yīng)用,但是在面向復(fù)雜的吸氣式高超聲速飛行器建模時(shí)還存在著模型參數(shù)辨識(shí)困難問題。一般而言,分析吸氣式高超聲速飛行器特殊構(gòu)型設(shè)計(jì)下的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性,設(shè)計(jì)適當(dāng)控制律以獲得合適的性能,都離不開吸氣式高超聲速飛行器的飛行動(dòng)力學(xué)建模過程。目前,已經(jīng)研究過的動(dòng)力學(xué)模型有 NASA Langley研究中心早期公布的風(fēng)洞數(shù)據(jù)插值擬合模型［5］、Mirmirani給出的基于計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的數(shù)值模型［6-7］、Chavez和Schmidt提出的氣動(dòng)推進(jìn)/氣動(dòng)彈性一體化解析模型［8］。雖然學(xué)術(shù)界和工程領(lǐng)域都在尋求建立吸氣式高超聲速飛行器的六自由度模型［9］,但是目前動(dòng)力學(xué)建模工作主要還是在吸氣式高超聲速飛行器的縱向飛行平面內(nèi)展開,這是出于兩點(diǎn)考慮［1］：一是吸氣式高超聲速飛行器對(duì)姿態(tài)變化敏感,應(yīng)避免橫向的機(jī)動(dòng)；二是吸氣式高超聲速飛行器的縱向動(dòng)力學(xué)特性對(duì)于控制問題而言已經(jīng)足夠復(fù)雜。NASA模型和Mirmirani模型的研究對(duì)象是六自由度的Winged-Cone構(gòu)型高超聲速概念飛行器,該類型飛行器具有錐體外形和剛性結(jié)構(gòu),反映不出當(dāng)前具有乘波體構(gòu)型吸氣式高超聲速飛行器的動(dòng)力學(xué)行為。后續(xù)的研究中,美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室的Bolender和Doman在Chavez和Schmidt模型基礎(chǔ)上完善了包含空氣動(dòng)力學(xué)、推進(jìn)系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的動(dòng)力學(xué)模型［10-13］。在美國(guó)空軍研究辦公室資助下開展的吸氣式高超聲速飛行器飛行控制研究工作都采用了Bolender和Doman的模型［14-17］,但是在氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)之間的耦合方式、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性近似等方面也存在一定的差異。

在高超聲速氣動(dòng)力建模方面,有兩類氣動(dòng)力的計(jì)算方法：一是基于計(jì)算流體力學(xué)的時(shí)域計(jì)算方法；二是基于工程近似計(jì)算方法。由于高超聲速氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)和計(jì)算流體力學(xué)軟件還不完善,目前多采用工程近似計(jì)算方法求解氣動(dòng)力,此方面廣泛應(yīng)用的理論包括牛頓碰撞理論［18-19］、斜激波理論［20］和Prandtl-Meyer膨脹波理論,以及活塞理論［21-22］。牛頓碰撞理論僅適合于馬赫數(shù)遠(yuǎn)大于7情況下的氣動(dòng)力近似計(jì)算,而對(duì)于吸氣式高超聲速飛行器的馬赫數(shù)范圍,該理論計(jì)算結(jié)果不夠準(zhǔn)確。斜激波理論/膨脹波理論適合確定高超聲速飛行時(shí)飛行器表面激波位置和分布,但是依據(jù)該理論只能進(jìn)行定常氣動(dòng)力的計(jì)算?；钊碚撛诜嵌ǔ鈩?dòng)力近似計(jì)算方面應(yīng)用較為廣泛,針對(duì)吸氣式高超聲速飛行器的非定常氣動(dòng)效應(yīng),Oppenheimer研究了采用活塞理論計(jì)算吸氣式高超聲速飛行器表面的非定常氣動(dòng)力的方法［23-24］。

在結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模方面,目前關(guān)于吸氣式高超聲速飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)存在兩種假設(shè)：一是Bolender和Doman所采用的質(zhì)心固定的兩根懸臂梁(Double Cantilever Beam)假設(shè)［10］；二是 Bilimoria和Schmidt所采用的兩端無約束自由梁(Free-Free Beam)假設(shè)［25］。雖然第一種假設(shè)更符合對(duì)吸氣式高超聲速飛行外形的直觀感受,但是基于此假設(shè)推導(dǎo)出的彈性模態(tài)和俯仰力矩之間直接耦合的理論結(jié)果與實(shí)際飛行試驗(yàn)觀測(cè)到的結(jié)果并不一致［26］。在第一種假設(shè)下,Bolender和Doman采用Lagrangian方法建立的剛體力學(xué)與結(jié)構(gòu)力學(xué)強(qiáng)烈耦合動(dòng)力學(xué)模型給控制器設(shè)計(jì)也帶來了不小的困難［15］。在后續(xù)的動(dòng)力學(xué)建模與穩(wěn)定性分析中［12-13］,Bolender和Doman改用Williams關(guān)于結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的假設(shè)模態(tài)建模方法［27］,此時(shí)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與剛體動(dòng)力學(xué)之間只通過氣動(dòng)力進(jìn)行耦合。這種耦合方式下的動(dòng)力學(xué)模型也逐漸被用于控制器的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證［16-17］。

在推進(jìn)系統(tǒng)建模方面,Chavez和Schmidt提出了簡(jiǎn)化的一維超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型［8］,該模型至今仍被應(yīng)用于吸氣式高超聲速飛行器的一體化解析建模中,是后續(xù)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)解析建模的基礎(chǔ)。Chavez和Schmidt的主要貢獻(xiàn)在于給出了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的壓強(qiáng)分布預(yù)測(cè)公式,從而大大方便了推力的計(jì)算。Torrez提出了包含預(yù)燃燒激波和分解效應(yīng)的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模型［28］,雖然該模型清晰描述了燃燒室內(nèi)的化學(xué)反應(yīng)過程,但是不能為控制器設(shè)計(jì)提供清晰的輸入和輸出關(guān)系,且該模型是數(shù)值模型,不能進(jìn)行快速解析計(jì)算。

由于吸氣式高超聲速飛行器未開展廣泛的大包線飛行試驗(yàn),缺乏關(guān)于該類型飛行器的完整氣動(dòng)數(shù)據(jù),因此上述研究都是從原理上進(jìn)行建模,將所得的原理模型用于動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性分析,及檢驗(yàn)基于特定理論所設(shè)計(jì)的控制器的有效性,進(jìn)而輔助地面風(fēng)洞模擬及高空飛行試驗(yàn)。但是,從控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的角度建立簡(jiǎn)單高效的系統(tǒng)模型,研究復(fù)雜飛行器具有的嚴(yán)重非線性、快時(shí)變及強(qiáng)耦合特性,目前還沒有突破性的研究成果。

2.2 控制策略研究

從控制的角度來看,通過原理模型給出的氣動(dòng)力等作用力的解析表達(dá)式必然為控制量的復(fù)雜隱函數(shù),難以直接進(jìn)行反饋形式的控制器設(shè)計(jì)。建立面向控制的動(dòng)力學(xué)模型需要將這些復(fù)雜的氣動(dòng)力表示成控制量的仿射形式,有兩種可行的途徑：一是基于工作區(qū)域內(nèi)的多個(gè)特征點(diǎn)建立線性化模型,再對(duì)各個(gè)特征點(diǎn)模型分別進(jìn)行線性控制器設(shè)計(jì),這體現(xiàn)了增益調(diào)度設(shè)計(jì)方法的思想；二是將氣動(dòng)力和推力等作用力擬合成關(guān)于飛行狀態(tài)量和控制量的多項(xiàng)式形式,再進(jìn)行非線性控制器設(shè)計(jì)。目前,吸氣式高超聲速飛行器的控制方法研究呈現(xiàn)大發(fā)展態(tài)勢(shì),主要包括：基于H∞的特征結(jié)構(gòu)配置方法、線性變參數(shù)控制方法、自適應(yīng)控制方法、基于觀測(cè)器的輸出反饋控制方法、模型跟蹤控制方法等等,這些方法涉及線性控制、非線性控制和智能控制,涵蓋了經(jīng)典控制理論、現(xiàn)代控制理論和智能控制理論。雖然這些方法從不同角度探索了高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)問題,但是都可以從上述兩個(gè)方面進(jìn)行歸類。

針對(duì)線性化模型,Lohsoonthorn等人在模型不存在不確定性和外部干擾的情況下,采用基于H∞理論發(fā)展的Shapiro特征結(jié)構(gòu)配置方法研究了長(zhǎng)短周期解耦控制問題［29］。Gregory等人考慮了大氣干擾和輸入不確定性,采用直接H∞回路成形和DK迭代μ綜合方法等經(jīng)典的H∞魯棒控制設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)了三種控制器,通過仿真表明,μ最優(yōu)控制器具有一定的魯棒性,而單純的H∞控制器不能滿足穩(wěn)定性要求［30］。Marrison和Stengel基于線性二次型調(diào)節(jié)器控制結(jié)構(gòu)并采用隨機(jī)魯棒分析與設(shè)計(jì)方法研究了魯棒控制綜合問題［31］。

針對(duì)非線性模型,許斌采用高增益狀態(tài)觀測(cè)器估計(jì)經(jīng)連續(xù)求導(dǎo)線性化獲得的狀態(tài)量,并對(duì)變換后系統(tǒng)的集總不確定項(xiàng)采用一個(gè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行逼近［32］。張?zhí)煲淼热嗽谝雲(yún)⒖寄Ｐ偷幕A(chǔ)上,建立了一種具有非匹配特性的耦合控制模型。通過動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)參數(shù)的方法,得到了一種魯棒自適應(yīng)控制律。該算法保證在氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)與干擾同時(shí)存在的情形下,滿足飛行器穩(wěn)定飛行的要求［33］。王明昊等人對(duì)非線性動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行雅克比線性化處理并擬合得到LPV模型,離散化后存儲(chǔ)于一張量中,利用高階奇異值分解,得到有限個(gè)LTI多胞頂點(diǎn)系統(tǒng)。再對(duì)各頂點(diǎn)進(jìn)行狀態(tài)反饋H∞控制器設(shè)計(jì),通過引入松弛變量,在不同點(diǎn)使用不同的Lyapunov函數(shù)矩陣,以此降低控制器的保守性,得到依賴變參量進(jìn)行增益在線調(diào)節(jié)的控制器［34］。

從應(yīng)用的角度講,反饋控制系統(tǒng)的一個(gè)主要問題是由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)的物理約束使得設(shè)計(jì)的控制律產(chǎn)生的控制信號(hào)不能實(shí)施,稱此問題為輸入受限問題或有限控制權(quán)問題。輸入受限問題是控制理論與方法走向工程應(yīng)用過程中的一個(gè)很突出的問題,因?yàn)槟壳按罅康目刂品椒ㄡ槍?duì)的都是具有線性連續(xù)響應(yīng)系統(tǒng),即假設(shè)系統(tǒng)的控制輸入能夠一致處于有效的線性工作狀態(tài),而實(shí)際系統(tǒng)中執(zhí)行機(jī)構(gòu)對(duì)控制指令的響應(yīng)總是受到物理機(jī)制等方面的約束。因此,從理論分析中所得出的結(jié)論在實(shí)際系統(tǒng)應(yīng)用中可能并不成立。通過前面分析可知,機(jī)身和推進(jìn)系統(tǒng)耦合、控制和結(jié)構(gòu)耦合帶來的穩(wěn)定性要求和約束要求,使得吸氣式高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程中,尤其需要重視輸入受限問題。文獻(xiàn)［1］將輸入受限問題和不確定性問題一同歸入線性變參數(shù)系統(tǒng)魯棒性框架內(nèi),通過設(shè)計(jì)魯棒控制器加以解決。以上研究只局限于在線性化模型中解決執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和問題,對(duì)于狀態(tài)量約束問題還需進(jìn)一步研究。針對(duì)高超聲速飛行器的非線性模型,文獻(xiàn)［35］采用模型預(yù)測(cè)方法研究了狀態(tài)變量和控制變量幅值約束時(shí)的控制問題；文獻(xiàn)［36］將飽和視為系統(tǒng)的不確定項(xiàng),采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行補(bǔ)償,提出了輸入受限條件下的自適應(yīng)滑?？刂品椒?。但是,這些控制方法在具有廣泛意義的輸入受限問題上還需要進(jìn)行更深入的研究。

3 結(jié) 論

綜上所述吸氣式高超聲速飛行器控制方法研究涵蓋面廣,取得了很多的新成果,但還需要在以下幾個(gè)方面開展進(jìn)一步的研究工作：

(1)原理建模的合理簡(jiǎn)化問題

原理模型較為真實(shí)全面地反映了吸氣式高超聲速飛行器縱向運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn),但是原理模型具有非最小相位行為,且模型中各子系統(tǒng)中的狀態(tài)量是相互耦合相互影響的,故一般在設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)時(shí)都要對(duì)原理模型進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化處理。目前,由于僅對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)行了有限的飛行試驗(yàn),使得該類型飛行器的許多動(dòng)力學(xué)特性還未被完全掌握。因此,現(xiàn)有研究采用的假設(shè)和簡(jiǎn)化模型并不能完全反映出高超聲速飛行器的動(dòng)力學(xué)特性,甚至有些假設(shè)并不完全符合試驗(yàn)觀測(cè)到的結(jié)果。在下一步的研究過程中,還需深入研究高超聲速飛行器的氣動(dòng)/推進(jìn)/結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)交叉耦合機(jī)理,對(duì)原理模型進(jìn)行更為合理的簡(jiǎn)化和近似。此外,從控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)角度討論研究高超聲速飛行器具有的嚴(yán)重非線性及強(qiáng)耦合特性,并建立簡(jiǎn)單高效的系統(tǒng)模型等問題也有待進(jìn)一步研究。

(2)自適應(yīng)控制系統(tǒng)的輸入受限問題

一般而言,自適應(yīng)控制中的跟蹤誤差主要由參數(shù)估計(jì)誤差產(chǎn)生。而當(dāng)考慮高超聲速飛行器的輸入受限問題時(shí),跟蹤誤差則非直接由估計(jì)誤差引起,傳統(tǒng)的自適應(yīng)方法難以保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定,從而出現(xiàn)動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性惡化等問題。因此,近些年來,輸入受限問題逐漸得到重視,但研究還并不十分充分。一些研究雖然也將其研究的內(nèi)容稱為輸入受限問題,但實(shí)際上僅僅考慮了飽和約束,且將約束作為一種不確定性加以考慮,未從理論上進(jìn)行深入分析。所以,在輸入受限的條件下如何保證控制器的魯棒性以及自適應(yīng)控制的穩(wěn)定性和有效性,仍是有待解決的關(guān)鍵問題。

(3)控制系統(tǒng)全反饋的實(shí)現(xiàn)問題

目前,相關(guān)控制研究大都建立在全狀態(tài)反饋的基礎(chǔ)上,即假設(shè)高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中的所有狀態(tài)變量都是可以獲得的。但實(shí)際的工程實(shí)踐中,并非所有狀態(tài)量都可以方便測(cè)量。例如嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱使得傳統(tǒng)的物理測(cè)量設(shè)備對(duì)迎角和航跡角等小角度值的測(cè)量十分困難。因此,考慮動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)狀態(tài)量的不便測(cè)量或不完全可測(cè)量的因素,研究全狀態(tài)反饋的實(shí)現(xiàn)方法對(duì)控制方法走向工程應(yīng)用有著重要的意義。

總之,高超聲速飛行器的強(qiáng)非線性和高度的不確定性,使得飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)十分困難。傳統(tǒng)的增益調(diào)度法和依賴于精確數(shù)學(xué)模型的控制器設(shè)計(jì)方法已經(jīng)很難適應(yīng)高超聲速飛行器的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求。要適應(yīng)飛行器大范圍機(jī)動(dòng)飛行的性能要求,控制系統(tǒng)就必須具備高可靠性、強(qiáng)魯棒性以及強(qiáng)自適應(yīng)性。因此,在今后較長(zhǎng)一段時(shí)間內(nèi),高超聲速飛行器的控制問題將是航空航天領(lǐng)域持續(xù)關(guān)注的熱點(diǎn)。

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Research Progress on Control System of Air-Breathing Hypersonic Flight Vehicles

Wang Pengfei1,Wang Jie1,Shi Jianming1,Chen Xingyang2,Yang Yurong2
(1.The Air Defense and Antimissile Institute,Air Force Engineering University,Xi＇an 710051,China；2.China Airborne Missile Academy,Luoyang 471009,China)

The control system function of air-breathing hypersonic flight vehicles is thatmaKing the flight vehicles tracK the command guidance accurately by changing the velocity through engine thrust and regulating flight attitude with deflection of rudder surface in full flight envelop.This paper discusses the dynamic characteristics of flight vehicles,and analyzes the control system development of air-breathing hypersonic flight vehicleswith modeling and control law,which can provide a reference for the interrelated study.

air-breathing hypersonic flight vehicles；dynamicsmodeling；flight control

V249.1

A

1673-5048(2015)03-0003-05

2014-12-10

航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目（20120196006）

王鵬飛（1988-），男，河南開封人，博士研究生，主要從事飛行器控制技術(shù)研究。