吸氣式高超聲速飛行器控制方法研究進(jìn)展*

姜 偉 王宏力 陸敬輝 馮 磊

第二炮兵工程大學(xué)，西安 710025

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吸氣式高超聲速飛行器控制方法研究進(jìn)展*

姜 偉 王宏力 陸敬輝 馮 磊

第二炮兵工程大學(xué)，西安 710025

吸氣式高超聲速飛行器(AHV)控制系統(tǒng)是飛行器設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)方程的非線性、快時(shí)變性、不確定性、強(qiáng)耦合及非最小相位等特點(diǎn)，使得飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)充滿(mǎn)挑戰(zhàn)性。本文在綜述國(guó)內(nèi)外研究成果的基礎(chǔ)上，對(duì)高超聲速飛行器面向控制建模及線性或非線性控制方法進(jìn)行了分類(lèi)討論，分析了待解決的問(wèn)題及不足。最后，結(jié)合高超聲速飛行器控制器設(shè)計(jì)中魯棒性、自適應(yīng)性、容錯(cuò)性及智能化需求，指出了未來(lái)可能的研究方向。 關(guān)鍵詞 高超聲速飛行器；控制；魯棒性；自適應(yīng)性

吸氣式高超聲速飛行器[1](AHV)是指以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力來(lái)源，飛行速度大于5倍聲速，在距離地面20～100km的大氣層區(qū)域內(nèi)機(jī)動(dòng)飛行的有翼或無(wú)翼飛行器。高超聲速飛行器具有速度快、射程遠(yuǎn)、突防能力強(qiáng)、攻擊目標(biāo)范圍廣和命中目標(biāo)概率大等優(yōu)點(diǎn)，在軍事和民用等方面極具潛力，是航空航天領(lǐng)域新的研究熱點(diǎn)，近年來(lái)在國(guó)際上引起了廣泛的關(guān)注[2]。高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)作為高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)之一，面臨著諸多未知和挑戰(zhàn)，逐漸成為高超聲速飛行器由理論研究走向工程應(yīng)用必須突破的瓶頸問(wèn)題。

針對(duì)高超聲速飛行器控制問(wèn)題，小擾動(dòng)線性化、增益調(diào)度、線性變參數(shù)、反饋線性化、滑模變結(jié)構(gòu)控制、反演法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、模糊控制、預(yù)測(cè)控制和人工智能等許多控制方法都已成功地嘗試和應(yīng)用。本文在綜述國(guó)內(nèi)外研究成果的基礎(chǔ)上，對(duì)高超聲速飛行器面向控制建模及線性或非線性控制理論進(jìn)行了分類(lèi)討論，分析了待解決的問(wèn)題及不足。最后，結(jié)合高超聲速飛行器控制器設(shè)計(jì)中魯棒性、自適應(yīng)性、容錯(cuò)性及智能化等需求，指出了未來(lái)可能的研究方向。

1 控制器設(shè)計(jì)面臨的問(wèn)題

與傳統(tǒng)飛行器相比，高超聲速飛行器采用機(jī)體推進(jìn)一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，使其彈性機(jī)體、推進(jìn)系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)之間存在高度非線性和強(qiáng)耦合性[3-4]。另外，高超聲速飛行器飛行速度和高度跨度范圍大，飛行器的氣熱特性、氣動(dòng)特性和飛行參數(shù)變化劇烈，不確定影響因素多。加之高超聲速飛行器由于采用輕質(zhì)材料和細(xì)長(zhǎng)體幾何外形，在飛行過(guò)程中因氣流作用極易發(fā)生氣動(dòng)彈性變形和振動(dòng)，各種復(fù)雜力學(xué)過(guò)程引起的未建模動(dòng)態(tài)增加了控制系統(tǒng)對(duì)魯棒性設(shè)計(jì)的要求[5-6]。高超聲速飛行器飛行速度極快，因此對(duì)控制系統(tǒng)的響應(yīng)速度和指令跟蹤精度要求較高，而復(fù)合執(zhí)行機(jī)構(gòu)的物理輸出限制和執(zhí)行機(jī)構(gòu)與飛行狀態(tài)之間的耦合性增加了控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難度[7]。此外，復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)特性、未知的飛行環(huán)境和嚴(yán)格的控制要求導(dǎo)致飛行器控制系統(tǒng)既要有靈活的操縱性，又要有必要的魯棒性與適應(yīng)性。

2 高超聲速飛行器控制方法研究進(jìn)展

2.1 高超聲速飛行器面向控制建模

高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)模型的建立過(guò)程是一個(gè)不斷完善和發(fā)展的過(guò)程，早在1990年，美國(guó)NASA蘭利研究中心的Shaughnessy等就建立了一個(gè)六自由度模型[3]，成為許多控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)人員的研究基礎(chǔ)。1994年，Chavez和Schmidt利用第一性原理建立了一類(lèi)三自由度的高超聲速飛行器動(dòng)態(tài)模型[4]。但是上述兩類(lèi)模型中的剛體假設(shè)及對(duì)高超聲速飛行器的結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)、氣動(dòng)耦合缺乏足夠考慮，不能完全反映高超聲速飛行器的特點(diǎn)及飛行特性。2005年和2007年，Bolender和Doman進(jìn)一步考慮了空氣、熱、彈性和推進(jìn)系統(tǒng)之間的耦合，基于第一性原理建立了一個(gè)非線性3自由度動(dòng)力學(xué)模型[8-9]。2007年，Parker等忽略了該模型的某些弱耦合和慢時(shí)變動(dòng)態(tài)特征，利用曲線擬合的方法得到了飛行器的力和力矩方程，從而提出了一種面向控制的吸氣式高超聲速飛行器模型[10]，極大地適應(yīng)了控制器設(shè)計(jì)的需要。近幾年來(lái)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者也做了許多關(guān)于近空間高超聲速飛行器建模的工作，但是以目前來(lái)看Parker等提出的模型在控制器研究過(guò)程中占據(jù)主流方向，文獻(xiàn)[8-10]對(duì)該模型及參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)描述，并基于上述模型設(shè)計(jì)了一種基于微分幾何理論的反饋線性化控制策略。

2.2 高超聲速飛行器典型控制方法

從系統(tǒng)與控制的角度看，高超聲速飛行器是一個(gè)高動(dòng)態(tài)、非線性、多變量、強(qiáng)耦合、具有不確定性和約束的高階控制對(duì)象。目前，根據(jù)飛行器特點(diǎn)及控制需求，在飛行控制領(lǐng)域中研究和應(yīng)用最廣泛的主要有如下幾種控制方法。

2.2.1 線性控制方法

雖然非線性控制技術(shù)已經(jīng)逐步發(fā)展起來(lái)，但當(dāng)前飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)采用較多的仍是經(jīng)典線性控制理論和增益調(diào)度(Gain Scheduling，GS)技術(shù)[11]。其基本思路為：首先將飛行包線劃分成多個(gè)獨(dú)立的飛行條件或者操作區(qū)域，針對(duì)各個(gè)飛行條件或者操作區(qū)域，采用小擾動(dòng)線性化原理，分別用一個(gè)近似的線性模型對(duì)飛行器的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行描述，并以經(jīng)典線性控制理論為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)滿(mǎn)足閉環(huán)系統(tǒng)性能要求的控制器。然后采用插值方法將各個(gè)獨(dú)立的控制器進(jìn)行切換，從而形成在整個(gè)飛行包線內(nèi)的非線性控制策略。針對(duì)這一問(wèn)題，2000年，著名學(xué)者Rugh和Shamma在Automatica上發(fā)表的文章《Research on Gain-Scheduling》中，聲稱(chēng)一切能夠在陸地上、水中和太空中運(yùn)動(dòng)的機(jī)器都是通過(guò)變?cè)鲆婵刂茖?shí)現(xiàn)的[12]。

但是，增益預(yù)置控制方法的局限性在于控制器參數(shù)是按開(kāi)環(huán)方式改變的，沒(méi)有來(lái)自閉環(huán)系統(tǒng)性能的反饋?zhàn)饔?，?dāng)過(guò)程動(dòng)態(tài)特性和擾動(dòng)特性過(guò)于顯著時(shí)此法就得不到滿(mǎn)意的控制效果，不能從理論上保證系統(tǒng)在整個(gè)工作區(qū)間內(nèi)的魯棒穩(wěn)定性和魯棒性能。針對(duì)這一問(wèn)題，文獻(xiàn)[13-15]等將標(biāo)準(zhǔn)的線性變參數(shù)(Linear Parameter-Varying，LPV)控制問(wèn)題擴(kuò)展到對(duì)時(shí)變參數(shù)、動(dòng)態(tài)不確定性和飽和非線性具有結(jié)構(gòu)攝動(dòng)的魯棒框架內(nèi)，提出了基于LPV系統(tǒng)的魯棒變?cè)鲆婵刂品椒?，極大地改善了控制器性能。

文獻(xiàn)[16-17]根據(jù)高超聲速飛行器縱向運(yùn)動(dòng)方程在配平點(diǎn)的線性化模型，分別利用μ分析和L1自適應(yīng)控制方法設(shè)計(jì)高超聲速飛行器魯棒控制系統(tǒng)。文獻(xiàn)[3]利用線性矩陣不等式(LinearMatrixInequality，LMI)技術(shù)，針對(duì)巡航條件下的線性化縱向模型，給出了一種保性能的線性控制律設(shè)計(jì)方法。針對(duì)高超聲速飛行器巡航機(jī)動(dòng)條件下控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)問(wèn)題，文獻(xiàn)[18]提出了基于正切線性化方法的LPV輸出反饋控制與實(shí)現(xiàn)一體化框架，設(shè)計(jì)了高超聲速飛行器剛性模型巡航狀態(tài)下的非線性姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)?；贚PV系統(tǒng)的魯棒變?cè)鲆婵刂品椒ㄊ腔贚MI的線性時(shí)變不確定系統(tǒng)魯棒控制理論在LPV系統(tǒng)上的推廣，是一種具有保證系統(tǒng)穩(wěn)定性和動(dòng)態(tài)性能的變?cè)鲆婕夹g(shù)，但在具有多胞形結(jié)構(gòu)的LPV系統(tǒng)控制、LPV系統(tǒng)的故障診斷與容錯(cuò)控制、多飽和LPV系統(tǒng)控制及時(shí)滯LPV系統(tǒng)控制等方面仍存在許多待解決的問(wèn)題。

2.2.2 非線性控制方法

臨近空間高超聲速飛行條件下，由于不確定的氣動(dòng)影響、推進(jìn)系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)及彈體之間的強(qiáng)耦合，系統(tǒng)的非線性特性十分明顯?，F(xiàn)有的高超聲速非線性控制方法中，變結(jié)構(gòu)控制(VariableStructureControl，VSC)、反饋線性化(FeedbackLinearization)方法以及反步法(Backstepping)等先進(jìn)控制技術(shù)得到廣泛應(yīng)用。這些方法有一個(gè)共同的優(yōu)點(diǎn)：避免了復(fù)雜耗時(shí)的增益調(diào)度過(guò)程，在處理模型變化和非標(biāo)準(zhǔn)飛行狀態(tài)時(shí)靈活性更佳。

基于反饋線性化控制方法實(shí)際上是用期望的動(dòng)態(tài)去消除或取代系統(tǒng)中存在的不完整或不期望的動(dòng)態(tài)，通過(guò)適當(dāng)?shù)姆蔷€性反饋和坐標(biāo)變換，將原始的非線性系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為線性系統(tǒng)，然后采用成熟的線性系統(tǒng)理論進(jìn)行控制器的設(shè)計(jì)。不同于傳統(tǒng)的基于小擾動(dòng)線性化，反饋線性化是將非線性系統(tǒng)精確線性化，包括了泰勒公式的高階項(xiàng)，是一種精確的完備的線性化方法，常見(jiàn)的方法有微分幾何法和動(dòng)態(tài)逆方法。但該方法過(guò)分依賴(lài)于被控對(duì)象的精確模型，對(duì)建模誤差敏感且不能處理動(dòng)態(tài)系統(tǒng)的未知變化[1]，許多學(xué)者對(duì)此展開(kāi)了研究。文獻(xiàn)[19]針對(duì)一種升力體再入飛行器，設(shè)計(jì)了非線性動(dòng)態(tài)逆控制器。文獻(xiàn)[20]設(shè)計(jì)了一個(gè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)動(dòng)態(tài)逆補(bǔ)償控制方法，采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補(bǔ)償逆誤差，克服了非線性動(dòng)態(tài)逆方法需要精確數(shù)學(xué)模型的缺點(diǎn)，改善了整個(gè)控制系統(tǒng)的性能。文獻(xiàn)[21]提出了一種基于干擾觀測(cè)器的高超聲速飛行器動(dòng)態(tài)逆跟蹤控制方法，通過(guò)設(shè)計(jì)非線性干擾觀測(cè)器來(lái)補(bǔ)償不確定參數(shù)及外界干擾對(duì)指令跟蹤的影響，具有較好的魯棒性。文獻(xiàn)[22]針對(duì)高超聲速飛行器的非最小相位特性，利用反饋線性化的方法將穩(wěn)態(tài)逆與模糊控制器設(shè)計(jì)結(jié)合起來(lái)，提出了基于模糊穩(wěn)態(tài)逆的非線性非最小相位控制器設(shè)計(jì)方法。王鵬[23]等針對(duì)近空間飛行器在無(wú)動(dòng)力滑翔階段的運(yùn)動(dòng)方程，利用動(dòng)態(tài)逆方法設(shè)計(jì)了內(nèi)環(huán)控制器，外環(huán)則采用最優(yōu)調(diào)節(jié)器，驗(yàn)證了該方法對(duì)不確定參數(shù)和干擾的魯棒性。

滑模變結(jié)構(gòu)控制理論是20世紀(jì)六七十年代由前蘇聯(lián)學(xué)者Emelyanov和Utkin等建立和發(fā)展起來(lái)的。文獻(xiàn)[24]最早將滑模控制應(yīng)用于高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，而后Xu和Mirmirani等以反饋線性化方法得到的線性模型為基礎(chǔ)，再利用自適應(yīng)滑?？刂坪突Ｓ^測(cè)器方法設(shè)計(jì)了滑?？刂破?，實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)的鎮(zhèn)定控制[25]。Nambisan[26]對(duì)基于飛行器模型高增益矩陣SDU分解的自適應(yīng)滑模控制進(jìn)行了研究；Shima[27]等采用單一滑模面的滑模控制進(jìn)行了防空導(dǎo)彈制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)研究；扈曉翔[28]等針對(duì)高超聲速飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)可能存在的輸入非線性與幅值飽和等問(wèn)題，結(jié)合模糊控制與滑?？刂频膬?yōu)點(diǎn)，設(shè)計(jì)了模糊滑?？刂破?，對(duì)匹配不確定性與不匹配不確定性問(wèn)題都具有較好的魯棒性。變結(jié)構(gòu)控制存在的主要問(wèn)題是系統(tǒng)抖振抑制，雖然已有不少的研究提出了各自的解決辦法，但都或多或少地存在一定的局限性，如何在不降低系統(tǒng)魯棒性的前提下削弱抖振仍需進(jìn)一步深入研究。

反步法也可以稱(chēng)為回歸遞推法，是20世紀(jì)90年代提出的一種將微分幾何理論與Lyapunov穩(wěn)定性理論結(jié)合起來(lái)，且不依賴(lài)于求逆的非線性系統(tǒng)自適應(yīng)控制方案。其基本思想是將復(fù)雜的非線性系統(tǒng)分解成不超過(guò)系統(tǒng)階數(shù)的子系統(tǒng)，然后為每個(gè)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)部分Lyapunov函數(shù)和中間虛擬控制律，一直反推到整個(gè)系統(tǒng)，從而實(shí)現(xiàn)整體系統(tǒng)的全局穩(wěn)定或跟蹤，達(dá)到預(yù)期的設(shè)計(jì)目標(biāo)。該方法的優(yōu)點(diǎn)是不要求非線性系統(tǒng)中的非線性必須滿(mǎn)足增長(zhǎng)性約束條件，對(duì)于匹配條件不滿(mǎn)足的系統(tǒng)同樣適用；不足之處在于每一步都需要對(duì)虛擬控制律進(jìn)行重復(fù)求導(dǎo)，可能會(huì)引起方程項(xiàng)數(shù)呈指數(shù)增長(zhǎng)膨脹，增加了控制器設(shè)計(jì)的復(fù)雜性甚至難以實(shí)現(xiàn)[1,29-30]。針對(duì)上述問(wèn)題的一個(gè)重要改進(jìn)是動(dòng)態(tài)面控制方法，通過(guò)在每一步使用一階積分濾波器來(lái)估計(jì)虛擬控制輸入的導(dǎo)數(shù)，避免了項(xiàng)數(shù)膨脹的問(wèn)題，同時(shí)可以對(duì)傳感器噪聲進(jìn)行濾波進(jìn)而改善系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性[31]。文獻(xiàn)[32]針對(duì)高超聲速這一非線性不確定MIMO系統(tǒng)設(shè)計(jì)了一種基于CMAC神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和動(dòng)態(tài)面方法的控制器，證明了該方法的Lyapunov穩(wěn)定性，并驗(yàn)證了其良好的跟蹤性能。文獻(xiàn)[33]將動(dòng)態(tài)面反步法與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和模糊自適應(yīng)技術(shù)分別結(jié)合，為高超聲速飛行器設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制系統(tǒng)，仿真結(jié)果表明該方法對(duì)氣動(dòng)參數(shù)不確定性和外界干擾具有良好的魯棒性。文獻(xiàn)[34]將高超聲速飛行器縱向模型分解為速度、高度與航跡偏角、攻角與俯仰角速率三個(gè)子系統(tǒng)，并分別設(shè)計(jì)控制器，將反步法和滑模控制結(jié)合起來(lái)，保證了整體系統(tǒng)的魯棒穩(wěn)定性及良好的指令跟蹤性能。針對(duì)模型存在較大突變時(shí)，自適應(yīng)反步法的出現(xiàn)給飛行控制帶來(lái)了機(jī)遇。Farrell[35]與Sonneveldt[36]等利用在線自適應(yīng)積分型反步控制解決氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)變化的問(wèn)題。文獻(xiàn)[37]針對(duì)帶有冗余舵面的高超聲速飛行器縱向模型，分別設(shè)計(jì)了基于Backstepping的高度容錯(cuò)控制器與基于動(dòng)態(tài)逆的速度跟蹤控制器。此外，文獻(xiàn)[38-40]還設(shè)計(jì)了基于反步法的模糊自適應(yīng)控制器、基于滑模觀測(cè)器的反步法控制器和模型參考Backstepping控制器等。

2.2.3 其他控制方法

高超聲速飛行器的控制問(wèn)題復(fù)雜多樣，是目前控制理論應(yīng)用研究的重要方向。在現(xiàn)有的研究文獻(xiàn)中，高超聲速飛行器控制器設(shè)計(jì)除了涵蓋以傳統(tǒng)增益預(yù)置方法、LPV魯棒變?cè)鲆婵刂品椒橹鞯木€性控制方法和以滑模變結(jié)構(gòu)控制方法、反饋線性化方法、反步法等為主的非線性控制方法外，許多新興的或者跨學(xué)科領(lǐng)域的綜合控制理論，如容錯(cuò)控制[41]、智能控制[42]及預(yù)測(cè)控制[43]等，都陸續(xù)在高超聲速飛行器控制領(lǐng)域得到成功推廣和使用。文獻(xiàn)[44]很好地綜述了近年來(lái)非線性容錯(cuò)控制(NonlinearFault-TolerantControl，NFTC)在近空間飛行器控制中的應(yīng)用，重點(diǎn)回顧了基于學(xué)習(xí)的主動(dòng)NFTC、基于自適應(yīng)反演法的NFTC和基于滑模變結(jié)構(gòu)的NFTC。上述理論方法雖然大大提高了控制器的精度、魯棒性和適用性，但也不可避免地帶來(lái)了額外控制參數(shù)的引入、算法復(fù)雜程度的提高及實(shí)時(shí)性的損失。在以后的研究中，如果能將智能控制、容錯(cuò)控制及預(yù)測(cè)控制等與面向控制建模技術(shù)、多源信息融合技術(shù)和先進(jìn)計(jì)算方法等結(jié)合，提高高超聲速飛行器控制的自主性、可靠性及智能化，勢(shì)必會(huì)為高超聲速飛行器的工程應(yīng)用提供更廣闊的發(fā)展空間。

3 高超聲速飛行器控制研究發(fā)展趨勢(shì)

高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)涉及到飛行力學(xué)、空氣動(dòng)力學(xué)、材料力學(xué)、自動(dòng)控制理論、計(jì)算機(jī)及人工智能等多個(gè)學(xué)科，具有巨大的工程意義，同時(shí)也充滿(mǎn)挑戰(zhàn)性。當(dāng)前在高超聲速飛行器控制的研究領(lǐng)域雖然投入了大量的人力、物力和財(cái)力，也取得了許多實(shí)質(zhì)性的進(jìn)展，但研究的重點(diǎn)集中在提高控制系統(tǒng)的魯棒性和自適應(yīng)性，而且絕大多數(shù)研究成果僅僅停留在實(shí)驗(yàn)仿真的階段，真正在實(shí)踐中得到檢驗(yàn)的極少。高超聲速飛行器控制器設(shè)計(jì)面臨的難題[45]概括起來(lái)包括：輸入/輸出耦合、非最小相位、參數(shù)變化、彈性模態(tài)、控制約束、發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)身一體化結(jié)構(gòu)、未知?dú)鈩?dòng)/氣熱效應(yīng)及缺乏飛行/地面數(shù)據(jù)等。魯棒性、自適應(yīng)性和智能化始終是高超聲速飛行器控制的目標(biāo)，同時(shí)還有許多問(wèn)題需要進(jìn)一步研究和完善。

3.1 全飛行包線機(jī)動(dòng)控制

針對(duì)高超聲速飛行器的控制問(wèn)題，目前主要集中在巡航平飛狀態(tài)下的控制方法設(shè)計(jì)，且很少考慮傾斜轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)、縱向與橫向耦合以及全飛行包線內(nèi)的長(zhǎng)航程、多任務(wù)、高機(jī)動(dòng)性的飛行控制等問(wèn)題。因此，綜合考慮氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力裝置和任務(wù)需求的全飛性包線機(jī)動(dòng)飛行是一個(gè)開(kāi)放的問(wèn)題，除了需要改進(jìn)或設(shè)計(jì)新的飛行器布局、完善動(dòng)力裝置結(jié)構(gòu)等硬件配置外，全飛行包線內(nèi)統(tǒng)一建模、實(shí)時(shí)高性能魯棒控制器設(shè)計(jì)也是當(dāng)下亟需解決的問(wèn)題。

3.2 高可靠可重構(gòu)容錯(cuò)控制

使用可靠性低的部件/器件構(gòu)建高可靠系統(tǒng)是當(dāng)前控制界面臨的重大挑戰(zhàn)之一。為保證系統(tǒng)的高可靠性，目前主要采用的容錯(cuò)控制技術(shù)包括：冗余、應(yīng)急備份、隔離和動(dòng)態(tài)重構(gòu)等[46]。但上述技術(shù)同時(shí)也帶來(lái)了額外的成本、體積、重量及結(jié)構(gòu)復(fù)雜度，而且仍然難以保證足夠的系統(tǒng)安全性。因此，在保留傳統(tǒng)容錯(cuò)技術(shù)的基礎(chǔ)上，提高飛行器建模精度，并結(jié)合智能算法(模糊理論、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和極端學(xué)習(xí)機(jī)等)的非線性逼近能力或多模型方法，利用復(fù)合控制原理設(shè)計(jì)出高可靠可重構(gòu)容錯(cuò)控制器，具有重大的應(yīng)用價(jià)值。

3.3 多飛行器協(xié)同自主控制

高超聲速飛行器控制在非結(jié)構(gòu)化環(huán)境下和復(fù)雜任務(wù)下的自主性反映了飛行器的智能化水平，而多飛行器協(xié)調(diào)自主控制是一項(xiàng)群體性的高級(jí)智能活動(dòng)，涉及分散化決策、分布式敏感和信息融合等環(huán)節(jié)，缺乏完備理論指導(dǎo)，難度系數(shù)更大，是一項(xiàng)挑戰(zhàn)性極強(qiáng)的技術(shù)。但是，隨著群智能的研究深入，高超聲速飛行器的多機(jī)協(xié)同自主控制由于具有突防性好、態(tài)勢(shì)感知能力強(qiáng)、容錯(cuò)性和可重構(gòu)性強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)，開(kāi)始展現(xiàn)出廣泛應(yīng)用前景。同時(shí)，高超聲速飛行器飛行環(huán)境和飛行模式的特殊性也會(huì)帶來(lái)協(xié)同自主控制器設(shè)計(jì)的大膽創(chuàng)新，將極大地促進(jìn)現(xiàn)有控制科學(xué)理論的革新。

3.4 約束控制

由于飽和、時(shí)滯和狀態(tài)切換等現(xiàn)象廣泛存在于航空、化工和網(wǎng)絡(luò)傳輸?shù)葘?shí)際系統(tǒng)中，是造成系統(tǒng)性能變差，甚至不穩(wěn)定的重要因素。對(duì)于高超聲速飛行器而言，也不例外。因此，從設(shè)計(jì)實(shí)際可用、魯棒性好的控制器角度出發(fā)，充分考慮飽和、時(shí)滯和狀態(tài)切換等實(shí)際約束因素，必然會(huì)提高飛行器的控制性能。

4 結(jié)論

高超聲速飛行器具有軍民兩用價(jià)值，開(kāi)辟了新的近空間快速運(yùn)輸通道和新的信息傳遞空間，必將成為航空航天領(lǐng)域新的研究熱點(diǎn)。與此同時(shí)，高超聲速飛行器所面臨的特殊飛行環(huán)境和高機(jī)動(dòng)任務(wù)需求，對(duì)飛行器的系統(tǒng)控制、結(jié)構(gòu)控制和氣動(dòng)控制等提出了新的挑戰(zhàn)。本文圍繞高超聲速飛行器發(fā)展現(xiàn)狀，從線性控制方法、非線性控制方法及其他先進(jìn)控制理論三個(gè)方面綜述了高超聲速飛行器控制研究現(xiàn)狀，分析了現(xiàn)有方法的優(yōu)缺點(diǎn)及應(yīng)用情況。最后，圍繞魯棒性、自適應(yīng)性、可靠性和智能化目標(biāo)，對(duì)高超聲速飛行器控制技術(shù)未來(lái)的發(fā)展進(jìn)行了探討與展望。

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Control Approaches Progress for Air-Breathing Hypersonic Vehicles

Jiang Wei, Wang Hongli, Lu Jinghui, Feng Lei

The Second Artillery Engineering University, Xi’an 710025, China

Thecontrolsystemisthekeypointofthedesignofair-breathinghypersonicvehicles(AHVs).TheAHVs’dynamicmodelhasthefollowingcharacteristicssuchasnonlinearity,quicktime-variance,uncertainty,strongcouplingsandnon-minimumphase,etal,whichmakethecontrollerdesignofAHVchallengeable.Basedonreviewingthedomesticandforeignresearches,thecontrol-orientedmodelingforAHVisanalyzedandseveralcontrolapproachesrelatedwiththisissuearediscussedparticularlybyclassification,whichpointoutsomeshortagesandunsolvedproblemsforfurthermodifications.Finally,regardingtherequirementsofrobustness,adaptability,fault-toleranceandintellectualityofAHV,thefutureofdevelopmentisdissussedandsuggested.

Air-breathinghypersonicvehicle；Control；Robustness；Adaptability

*國(guó)家自然科學(xué)基金青年科學(xué)基金(61203007;61304239;61503391;61503392);陜西省自然科學(xué)基金(2013JM8045;2015JQ6213)

2015-07-06

姜 偉 (1989-)，男，河南信陽(yáng)人，博士，助教，主要研究方向?yàn)榉蔷€性控制、飛行器自主控制和線性變參數(shù)控制；王宏力(1965-)，男，陜西寶雞人，博士，教授，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航制導(dǎo)與控制、先進(jìn)控制理論、故障診斷與維修；陸敬輝(1983-)，男，江蘇徐州人，博士，講師，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航制導(dǎo)與控制、星光制導(dǎo)、智能控制；馮 磊(1983-)，男，河北新集人，博士，講師，主要研究方向?yàn)楣收显\斷、壽命預(yù)測(cè)及健康管理、容錯(cuò)控制。

V249.1

A

1006-3242(2016)01-0090-07