摘 要：直接力/氣動力復合控制技術(shù)是實現(xiàn)高速飛行器大機動、快響應和高精度飛行的有效手段。本文介紹了國外幾種高速飛行器的復合控制模式及系統(tǒng)組成，并對國內(nèi)外直接力/氣動力復合控制系統(tǒng)的主要設(shè)計方法和研究進展進行了分析總結(jié)，指出了基于分配的設(shè)計方法及聯(lián)合設(shè)計方法的優(yōu)缺點及進一步研究中要注意的問題。

關(guān)鍵詞：高速飛行器；攔截器；復合控制；控制系統(tǒng)設(shè)計

中圖分類號：TJ765.2 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2013）04-0015-05

SurveyofCompoundControlMethodsofReactionThrustand AerodynamicFinofFlightVehicle

LIANGDong，SONGJianmei，CAIGaohua

（KeyLaboratoryofDynamicsandControlofFlightVehicle，MinistryofEducation，

SchoolofAerospaceEngineering，BeijingInstituteofTechnology，Beijing100081，China）

Abstract：Thecompoundcontrolsystemmethodofthereactionthrustandaerodynamicfinwillbe themainandkeytechnologytoimplementthehighmaneuver，fastresponse，andhighaccuracyforhypersonicflightvehicle.Thispaperintroducessomecompoundcontrolmodesandsystemconstructionof somehighvelocityflightvehiclesinabroad，andanalyzesthedevelopmentofthecompoundcontrolsystem designmethodsofthereactionthrustandaerodynamicfinindetail.Thepaperpresentssomemeritsand flawsofdistributionbaseddesignmethodandjointdesignmethod，andsomecautionsduringfurtherresearoh.

Keywords：highvelocityvehicle；interceptor；compoundcontrol；controlsystemdesign

0 引 言

高速飛行器飛行速度快，突防概率高，毀傷威力大，作戰(zhàn)效能高，是未來高技術(shù)戰(zhàn)爭的“殺手锏”。直接力/氣動力復合控制模式是高速飛行器的主要控制模式，可以滿足高速飛行器在高空稀薄大氣層內(nèi)機動飛行時的控制力和力矩需求[1]，滿足高速飛行器攔截高機動目標時的大過載機動和快速響應需求，實現(xiàn)高速飛行器的高精度打擊目的[2-4]。

1 采用直接力/氣動力復合控制的典型高速飛行器

1.2 PAC-3防空導彈

PAC-3攔截彈是美國新一代地對空防空導彈，用于攔截戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)役彈道導彈、精確制導武器及航空飛機和直升機，最大飛行速度可達馬赫數(shù)8，攔截高度15km，攔截距離20km[9-11]。PAC-3導彈控制系統(tǒng)的突出特點是在彈的前部有一套橫向噴氣姿態(tài)控制發(fā)動機艙（ACS），可以提供快速響應的俯仰和偏航力矩，用于接近目標時的末制導修正。ACS系統(tǒng)共有一次性使用的側(cè)噴脈沖發(fā)動機180個，發(fā)動機垂直于彈體軸線徑向安裝，每18個發(fā)動機組成一個環(huán)，共10個環(huán)。在彈的后部有一組固定尾翼和空氣舵[9]。PAC-3起飛后靠慣性制導飛向預測遭遇點，在此飛行階段導彈采用空氣舵進行控制，副翼使導彈進行滾轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速為30轉(zhuǎn)/分；當導引頭截獲目標后導彈的自轉(zhuǎn)速度提高到180轉(zhuǎn)/分，此時由側(cè)向脈沖發(fā)動機控制俯仰和偏航通道，由舵面控制滾轉(zhuǎn)通道進行機動飛行，從而達到直接碰撞的目的[12]。

1.3 網(wǎng)絡(luò)中心機載防御單元NCADE

網(wǎng)絡(luò)中心機載防御單元體系NCADE由組網(wǎng)的發(fā)射載機、火控、目標指示和跟蹤傳感器以及攔截器組成。NCADE導彈是Raytheon公司在AIM-9X和AIM-120的基礎(chǔ)上研制的空射反導導彈[13]，它沿用了AIM-9X的導引頭和AIM-120的機身，主要用于攻擊處于助推段或上升段的近/中程彈道導彈，通過直接碰撞的沖擊力將彈道導彈擊毀，是美國彈道導彈防御系統(tǒng)空基低成本反導的一項重要技術(shù)手段[14]。NCADE的技術(shù)指標為：在20km以上高空發(fā)射攔截20～80km高空的導彈，作戰(zhàn)半徑25～150km，最大飛行速度馬赫數(shù)為8[15]。NCADE是一種兩級導彈，當?shù)谝患壈l(fā)動機燃盡拋棄、紅外成像導引頭暴露后，第二級發(fā)動機才開始點火。第二級導彈不僅在尾部裝有十字形翼面，而且還在彈體質(zhì)心位置上安裝了4個間隔為90°的轉(zhuǎn)向推進器，從而保證了導彈在臨近空間的機動飛行和末制導精度，可實現(xiàn)直接碰撞殺傷目標[13]。

1.4 俄羅斯的S-400

S-400[16]系列導彈是俄羅斯火炬設(shè)計局應用新的微電子技術(shù)和高能固體燃料研制的小型化防空導彈，可用于攔截飛機、戰(zhàn)術(shù)彈道導彈和其他飛行高度在5～30km范圍內(nèi)的導彈目標，主要有9M96E和9M96E2兩種型號。該導彈采用氣動力與直接側(cè)向過載的復合控制。彈體分為兩級，第二級氣動外形為鴨式布局，四個全動的前翼舵安裝在主動雷達導引頭組件后面；在戰(zhàn)斗部后面靠近質(zhì)心附近，裝有24個徑向均勻分布的脈沖發(fā)動機，它們集成在一個環(huán)上，為末端彈道提供快速響應的高機動過載能力。攔截彈在0.025s內(nèi)可以使過載達到20，從而大幅度提高攔截彈制導精度[17]。

從以上幾個高速飛行器的控制系統(tǒng)可以看出，直接力/氣動力復合控制方式是提高武器系統(tǒng)反應速度和命中精度的有效途徑，在飛行包絡(luò)較大的高速飛行器中得到了廣泛應用。根據(jù)直接力執(zhí)行機構(gòu)安裝位置不同，直接力/氣動力復合控制可大致分為軌控直接力/氣動力，姿控直接力/氣動力、軌控直接力/姿控直接力/氣動力等三種復合控制模式。本文主要對姿控直接力/氣動力復合控制系統(tǒng)的設(shè)計方法進行綜述。

2 姿控直接力/氣動力復合控制系統(tǒng)設(shè)計綜述

動壓分配法是指根據(jù)飛行器實際飛行動壓將控制器解算出的控制力矩指令在直接力驅(qū)動機構(gòu)和氣動力驅(qū)動機構(gòu)之間分配?？刂葡到y(tǒng)原理如圖1所示。

式中：q1和q2為理想狀態(tài)下過渡階段前后的動壓大??；q為當前動壓。

動壓分配法通常用于再入飛行器再入段從RCS控制到氣動舵面控制的過渡過程中。文獻[18]以“哥倫比亞”航天飛機為模型，采用動壓分配法解決了再入段RCS與氣動舵面的混合控制問題。文獻[19]在升力體飛行器上運用動壓分配驗證了飛行控制系統(tǒng)的有效性。文獻[20]以美國X-34技術(shù)驗證機為對象，運用動壓分配解決了RCS與氣動舵系統(tǒng)的混合控制問題，驗證了標稱狀態(tài)與加入大增益高頻擾動時控制系統(tǒng)的有效性。

動壓分配法算法簡單、易實現(xiàn)，廣泛應用在目前的直接力/氣動力復合控制系統(tǒng)設(shè)計中，然而目前提出的設(shè)計方法大多基于動壓的線性函數(shù)進行分配，由于沒有考慮執(zhí)行機構(gòu)的動態(tài)特性及舵面位置、舵機速率飽和問題，在模型建立不準確或受到干擾時，會導致指令跟蹤效果的下降。

2.1.2 鏈式遞增分配法

鏈式遞增分配法是指優(yōu)先選擇氣動舵單獨控制，當氣動舵面達到滿偏后，直接力子系統(tǒng)才參與控制。其控制系統(tǒng)原理如圖2所示。

控制器解算出控制力矩指令Mc后，首先根據(jù)當前攻角、馬赫數(shù)、高度等信息解算出能產(chǎn)生Mc的對應舵偏指令δcmd，然后對δcmd進行限幅處理，并計算出限幅后的舵偏δ能產(chǎn)生的可用控制力矩Maero，若Mc大于Maero，則啟動直接側(cè)向力系統(tǒng)，形成復合控制。

文獻[21]采用鏈式遞增法將控制指令分配給氣動舵系統(tǒng)和RCS，優(yōu)先使用氣動舵系統(tǒng)，降低了RCS的燃料消耗。文獻[24-25]針對再入飛行器模型姿態(tài)控制問題，采用鏈式分配方法進行了氣動舵與RCS的控制分配，RCS內(nèi)部的控制指令分配采用混合整數(shù)線性規(guī)劃（MILP）。文獻[22]在文獻[24-25]的基礎(chǔ)上對氣動舵面之間的力矩分配進行改進，采用二次型規(guī)劃方法求解，優(yōu)化目標是使實際氣動面偏轉(zhuǎn)角與沿軌跡配平的氣動面偏轉(zhuǎn)角之間的偏差最小。文獻[26]采用鏈式遞增方法將內(nèi)環(huán)動態(tài)逆控制器的控制指令分配給RCS與氣動舵系統(tǒng)，基于脈沖調(diào)寬方法（PWM）確定各推進器的工作時間。文獻[23]采用鏈式分配方法將內(nèi)環(huán)滑?？刂破鹘馑愠龅目刂浦噶罘峙浣o氣動舵與RCS，并在加入大增益高頻外部擾動條件下，仿真驗證了控制系統(tǒng)的魯棒穩(wěn)定性。

鏈式遞增分配方法的優(yōu)點是算法簡單，易于實現(xiàn)，通常優(yōu)先使用氣動舵面，能夠有效減少燃料消耗；問題是由于不能精確計算最大舵面對應的控制力矩，只能依據(jù)估計值進行指令分配，當估計值受到擾動時，可能會導致指令分配不精確，影響飛行控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

2.1.3 線性規(guī)劃法

采用線性規(guī)劃進行控制量分配的目的是找到飽和有界的氣動舵偏控制量與發(fā)動機點火個數(shù)（次數(shù)）的最優(yōu)組合，使得在滿足飛行器控制精度要求的前提下，控制能量消耗最小?；诰€性規(guī)劃的復合控制系統(tǒng)原理如圖3所示。

文獻[27]將再入飛行器的RCS視作連續(xù)執(zhí)行機構(gòu)，在考慮執(zhí)行機構(gòu)上下界限等約束條件下，將RCS/氣動舵復合控制系統(tǒng)指令分配問題轉(zhuǎn)化為有約束的優(yōu)化問題，采用線性規(guī)劃方法進行了分配控制算法求解，通過仿真驗證了該算法的有效性與執(zhí)行機構(gòu)故障時的控制重構(gòu)能力。文獻[28]通過對操縱面控制效率曲線分段線性化，將非線性控制分配問題轉(zhuǎn)化為混合整數(shù)線性規(guī)劃問題，解決了升力體再入飛行器控制分配問題，與傳統(tǒng)靜態(tài)分配方法的跟蹤能力進行了仿真比較。文獻[29]假設(shè)直接側(cè)向力連續(xù)可調(diào)、考慮舵面飽和及舵機速率限制條件的情況下，將誤差最小與控制量最小的混合優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為線性規(guī)劃問題進行求解，降低了RCS的燃料消耗。

線性規(guī)劃方法的優(yōu)點在于，可通過對優(yōu)化性能指標函數(shù)的構(gòu)造優(yōu)化分配方案，在執(zhí)行機構(gòu)故障時分配器具有一定的控制重構(gòu)能力；不足之處在于，當執(zhí)行機構(gòu)系統(tǒng)規(guī)模較大時，優(yōu)化時間較長導致算法的實時性較差，另外控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性證明問題還沒有完全解決。

2.2 動態(tài)分配方法

動壓分配法、鏈式遞增分配法和靜態(tài)線性規(guī)劃都屬于靜態(tài)分配法，在力矩控制指令分配過程中，不考慮執(zhí)行機構(gòu)的動態(tài)特性，即假設(shè)執(zhí)行機構(gòu)的頻帶寬度遠高于剛體飛行器頻帶寬度。但實際上在直接力/氣動力復合控制系統(tǒng)設(shè)計中，忽略控制分配和執(zhí)行器的動態(tài)鉸鏈將嚴重影響分配精度和控制系統(tǒng)性能[30-31]?；趧討B(tài)分配法的復合控制系統(tǒng)原理如圖4所示，動態(tài)指令分配算法基于直接力執(zhí)行機構(gòu)的動態(tài)狀態(tài)Xthrust和氣動力執(zhí)行機構(gòu)的動態(tài)狀態(tài)Xaero進行力矩控制指令Mc的分配。

文獻[32]考慮執(zhí)行機構(gòu)的角度約束和角速度約束，基于預測控制思想設(shè)計了動態(tài)控制分配器，采用有約束的序列二次規(guī)劃進行預測過程的優(yōu)化求解，并通過仿真驗證了該方法優(yōu)于靜態(tài)分配法，具有執(zhí)行機構(gòu)故障情況下的控制重構(gòu)能力。文獻[33]設(shè)計了基于模型參考自適應理論的動態(tài)分配方法，目的是使RCS/氣動舵復合執(zhí)行機構(gòu)動力學盡量逼近參考模型；文獻通過模糊推理系統(tǒng)，將MIT自適應律、Lyapunov參數(shù)修正律與Newton-Raphson參數(shù)修正律綜合為模型參考自適應的參數(shù)調(diào)整律。文獻[34]針對大氣層內(nèi)攔截導彈直接力/氣動力復合控制系統(tǒng)設(shè)計問題，在考慮固體脈沖發(fā)動機和氣動舵動態(tài)特性差別的情況下，基于預測控制思想給出了過載誤差動態(tài)分配算法。文獻[35]針對直接力/氣動力復合控制的敏捷導彈，在綜合考慮執(zhí)行機構(gòu)的動態(tài)特性和位置飽和約束情況下，將控制力矩分配問題轉(zhuǎn)化為有約束的優(yōu)化問題，通過求解線性矩陣不等式（LMI），得到控制量分配算法。文獻[36]在考慮不同執(zhí)行機構(gòu)各自的動態(tài)特性及執(zhí)行機構(gòu)位置和速率約束的情況下，也將控制分配問題轉(zhuǎn)化為優(yōu)化問題，并基于線性矩陣不等式（LMI）進行了控制算法求解，使得控制系統(tǒng)能夠穩(wěn)定跟蹤時變指令，文章最后針對垂直發(fā)射的推力矢量/氣動舵控制導彈，進行了控制系統(tǒng)設(shè)計與仿真，并與傳統(tǒng)靜態(tài)分配算法進行了比較。

動態(tài)分配方法的優(yōu)勢在于考慮了執(zhí)行機構(gòu)的動態(tài)特性，可以有效地提高控制分配的精度，從而提升整個控制系統(tǒng)的性能，然而基于優(yōu)化的動態(tài)分配同樣也存在算法實時性問題。

2.3 聯(lián)合設(shè)計方法

聯(lián)合設(shè)計方法即是將靜態(tài)分配法與動態(tài)分配法結(jié)合起來，其主要設(shè)計思路是先設(shè)計氣動力反饋控制回路，然后將氣動控制系統(tǒng)當作被控對象，再設(shè)計直接力反饋控制系統(tǒng)。這種方法便于在控制系統(tǒng)設(shè)計過程中考慮直接力執(zhí)行機構(gòu)的離散工作特性。文獻[37]提出了這種聯(lián)合設(shè)計思想，控制系統(tǒng)設(shè)計原理如圖5所示。

3 結(jié) 論

針對姿控直接力/氣動力復合控制系統(tǒng)，對基于分配的設(shè)計方法和聯(lián)合設(shè)計方法進行了綜述?；诜峙涞膹秃峡刂葡到y(tǒng)設(shè)計方法的優(yōu)點是系統(tǒng)設(shè)計過程清晰，控制器設(shè)計比較簡單，在執(zhí)行機構(gòu)故障時能進行控制量的重新分配，其缺點一是只能通過大量的數(shù)學仿真進行控制系統(tǒng)驗證，還不能從理論上進行整個閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性證明；二是還不能針對執(zhí)行機構(gòu)動態(tài)的不確定性和非線性進行系統(tǒng)設(shè)計；三是基于優(yōu)化的分配算法計算量較大，可能會帶來工程實用性問題。聯(lián)合設(shè)計方法設(shè)計過程條理清晰，但需要在系統(tǒng)模型不確定、執(zhí)行機構(gòu)飽和、非線性等情況下，進一步研究魯棒穩(wěn)定的聯(lián)合設(shè)計方法，同時在設(shè)計過程中，明確考慮直接力的離散特征。

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