摘 要：臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國(guó)家安全與空間和平利用，是目前國(guó)際空間技術(shù)發(fā)展的焦點(diǎn)之一。本文介紹了高超聲速飛行器的發(fā)展及其建模與飛行控制的研究現(xiàn)狀和進(jìn)展，分析了高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)特性、耦合特性以及各種不確定性問(wèn)題，提出了高超聲速飛行器建模與控制的解決思路，為相關(guān)研究提供借鑒與參考。

關(guān)鍵詞：臨近空間；高超聲速飛行器；建模；飛行控制

中圖分類(lèi)號(hào)：V448.2 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1673-5048（2013）04-0020-05

ResearchProgressonModelingandControl ofNearSpaceHypersonicFlightVehicles

SHAOLei，LEIHumin，ZHAOZongbao，LIJiong

（TheAirDefenseandAntimissileInstitute，AirForceEngineeringUniversity，Xi’an710051，China）

Abstract：Thedevelopmentofnearspacevehiclesinvolvesthenationalsecurityandthepeacefuluse ofspace，itisoneofthekeytechnologiesofinternationalspacetechnologydevelopmentinpresent.This paperreviewstheresearchadvancesanddevelopmentofnearspacehypersonicflightvehiclesinrecent years，andanalyzesthedynamiccharacteristics，couplingcharacteristicsandvarietiesofuncertaintyproblems.Thepotentialideatodealwiththeseproblemsofmodelingandcontrollingforthenearspacehypersonicflightvehiclesisproposedtoprovideanreferencefortheinterrelatedstudy.

Keywords：nearspace；hypersonicflightvehicles；modeling；flightcontrol

0 引 言

臨近空間（NearSpace）一般指距海平面20～100km的空域，處于傳統(tǒng)航空器的最高飛行高度和航天器最低軌道高度之間，是當(dāng)前人類(lèi)活動(dòng)較少涉及的空間領(lǐng)域?？v觀上個(gè)世紀(jì)，人類(lèi)關(guān)注的重點(diǎn)是以普通航空飛機(jī)為主要飛行器代表的20km以下的空域和以衛(wèi)星為主要飛行器代表的100km以上的空域，并且這兩個(gè)區(qū)域已經(jīng)得到了很大的開(kāi)發(fā)和利用，但臨近空間空域迄今還未得到很好的開(kāi)發(fā)和利用。隨著航空航天技術(shù)的飛速發(fā)展，臨近空間特有的戰(zhàn)略意義日益凸顯，對(duì)臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國(guó)家安全與空間和平利用，是目前國(guó)際空間技術(shù)發(fā)展的焦點(diǎn)之一。

在眾多的臨近空間飛行器中，高超聲速飛行器以其顯著的軍民兩用應(yīng)用價(jià)值成為目前臨近空間飛行技術(shù)的主要研究方向。同時(shí)，近年來(lái)世界各軍事大國(guó)在推進(jìn)技術(shù)、結(jié)構(gòu)材料、空氣動(dòng)力和飛行控制等關(guān)鍵技術(shù)研究方面積累了豐富經(jīng)驗(yàn)，對(duì)高超聲速飛行器未來(lái)的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。

1 高超聲速飛行器發(fā)展概述

高超聲速飛行器，是指飛行馬赫數(shù)大于5、以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)或其組合發(fā)動(dòng)機(jī)為主要?jiǎng)恿Α⒛茉诖髿鈱雍涂绱髿鈱又羞h(yuǎn)程飛行的飛行器。與傳統(tǒng)的飛行器不同，高超聲速飛行器表現(xiàn)出多任務(wù)、多工作模式、大范圍高速機(jī)動(dòng)等特點(diǎn)，為完成既定任務(wù)，整個(gè)飛行過(guò)程經(jīng)歷亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速四個(gè)階段，因此大量技術(shù)難題亟待解決。

從20世紀(jì)80年代初期至今，美國(guó)、俄羅斯、英國(guó)、法國(guó)、德國(guó)等國(guó)家分別提出各自的研究計(jì)劃，為研制高超聲速飛行器提供各項(xiàng)技術(shù)儲(chǔ)備，這些計(jì)劃包括：美國(guó)的高超聲速技術(shù)（HyTech）計(jì)劃和Hyper-X計(jì)劃；俄羅斯的多用途航天器系統(tǒng)（MKS）；英國(guó)的水平起降單級(jí)入軌空天飛機(jī)（HOTOL）；德國(guó)的兩級(jí)入軌空天運(yùn)輸系統(tǒng)（SANGER）等。2004年3月美國(guó)宇航局（NASA）成功試飛了X-43A驗(yàn)證機(jī)[1]，創(chuàng)造了9.8馬赫的飛行速度，驗(yàn)證了超聲速燃燒沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的可行性，標(biāo)志著高超聲速飛行器研究領(lǐng)域取得了階段性的進(jìn)展；此后，相繼發(fā)展了X-43B、X-43C、X-51A、HTV-2等驗(yàn)證機(jī)，并進(jìn)行了各種以試驗(yàn)驗(yàn)證為目的的飛行試驗(yàn)，取得了不同程度的成果。

最近幾年，國(guó)內(nèi)也逐漸開(kāi)展了高超聲速飛行器關(guān)鍵技術(shù)研究，并提出待解決的幾項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，包括高超聲速技術(shù)、高機(jī)動(dòng)飛行技術(shù)、長(zhǎng)距離空天飛行技術(shù)、可靠性技術(shù)等。

2 高超聲速飛行器建模研究

高超聲速飛行器的關(guān)鍵技術(shù)包括推進(jìn)技術(shù)、材料技術(shù)、空氣動(dòng)力學(xué)技術(shù)和飛行控制技術(shù)等，具有高升阻比特性的乘波構(gòu)形被認(rèn)為是高超聲速飛行器最好的外形設(shè)計(jì)，具有廣闊的應(yīng)用前景，已成為世界各國(guó)研究的重點(diǎn)。然而，采用乘波構(gòu)形后飛行器機(jī)身與發(fā)動(dòng)機(jī)相互融合，即所謂的機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)，使得氣動(dòng)、推進(jìn)與控制作用相互耦合、相互影響，不可分離。因此，在研究高超聲速飛行器建模問(wèn)題時(shí)，應(yīng)充分考慮高超聲速飛行的特點(diǎn)以及飛行器的結(jié)構(gòu)特性，以確保建模的可行性。正是基于上述原因，對(duì)該類(lèi)飛行器的建模變得更加困難，該問(wèn)題逐漸成為越來(lái)越多國(guó)內(nèi)外專(zhuān)家關(guān)注的焦點(diǎn)。

在研究初期，NASA公布了一種錐形體剛體模型，并給出了模型的氣動(dòng)布局以及相關(guān)氣動(dòng)數(shù)據(jù)[2]，但該模型反映不出當(dāng)前研究的乘波體構(gòu)型飛行器的動(dòng)力學(xué)行為，因此很少被采用。Schmidt等對(duì)吸氣式高超聲速飛行器進(jìn)行了抽象[3]，基于拉格朗日方法獲得了包含氣動(dòng)/推進(jìn)/彈性耦合特性的動(dòng)力學(xué)解析模型，基于這個(gè)解析模型，吸氣式高超聲速飛行器的氣動(dòng)/推進(jìn)/彈性耦合特性對(duì)飛行動(dòng)力學(xué)和控制的影響被逐步揭示。Bolender等[4]在此基礎(chǔ)上經(jīng)過(guò)簡(jiǎn)化，提出了一種新的吸氣式高超聲速飛行器非線性縱向動(dòng)力學(xué)一體化解析模型，在縱向平面全面刻畫(huà)了吸氣式高超聲速飛行器的動(dòng)力學(xué)行為，能夠揭示出高超聲速飛行器飛行控制研究所面臨的問(wèn)題。

與此同時(shí)，很多學(xué)者結(jié)合吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化耦合的特點(diǎn)，對(duì)高超聲速飛行器的各種飛行特性，如攻角特性、升阻特性、發(fā)動(dòng)機(jī)特性以及縱向氣動(dòng)特性等進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[5]通過(guò)氣動(dòng)力特性給出了高超聲速飛行器的數(shù)學(xué)模型，并研究了飛行器的氣動(dòng)力特性；文獻(xiàn)[6-7]采用斜激波理論、普朗特-邁耶關(guān)系式及瑞利流原理，估算高超聲速飛行器氣動(dòng)力及推進(jìn)，建立飛行器縱向模態(tài)的非線性數(shù)學(xué)模型；文獻(xiàn)[8]結(jié)合高超聲速氣動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)彈性相關(guān)理論，建立了非線性縱向模型方程，分析了3種模型不確定性來(lái)源：參數(shù)、結(jié)構(gòu)以及非結(jié)構(gòu)，建立了非線性不確定模型；文獻(xiàn)[9]討論了坐標(biāo)系選擇、飛行器外形抽象、彈性機(jī)身模型建立、空氣動(dòng)力模型建立、超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)模型建立以及運(yùn)動(dòng)方程推導(dǎo)等需要考慮的問(wèn)題和可用的方法；與上述偏重理論的研究有所不同，Mirmirani等[10-11]則從工程實(shí)用角度出發(fā)，研究了吸氣式高超聲速飛行器的耦合動(dòng)力學(xué)特性，重點(diǎn)研究了吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)/推進(jìn)耦合動(dòng)力學(xué)特性對(duì)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的影響。這些研究從不同角度對(duì)高超聲速飛行器的建模問(wèn)題提供了一種支撐。

從臨近空間高超聲速飛行器建模方面的國(guó)內(nèi)外研究成果可以看出，現(xiàn)有建模問(wèn)題多是局限于氣動(dòng)力模型或飛行姿態(tài)模型的研究。然而，對(duì)于采用機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化布局的臨近空間飛行器，彈性/推進(jìn)/姿態(tài)耦合是飛行器運(yùn)動(dòng)過(guò)程中存在的固有物理聯(lián)系，臨近空間高超聲速飛行器由于運(yùn)行環(huán)境非常復(fù)雜，氣動(dòng)力、氣動(dòng)力矩和推進(jìn)特性非線性嚴(yán)重，導(dǎo)致彈性/推進(jìn)/姿態(tài)耦合關(guān)系更加復(fù)雜，采用現(xiàn)有的飛行姿態(tài)建?；驓鈩?dòng)力建模方法，無(wú)法滿足三者協(xié)調(diào)控制的需要，從現(xiàn)有文獻(xiàn)看，當(dāng)前對(duì)該問(wèn)題開(kāi)展的相關(guān)研究較少。因此，深入分析臨近空間高超聲速飛行器的飛行彈性/推進(jìn)/姿態(tài)耦合機(jī)理及特性，充分考慮高超聲速飛行器新動(dòng)力學(xué)特性，根據(jù)不同任務(wù)進(jìn)行理論和數(shù)值仿真分析，對(duì)模型進(jìn)行合理簡(jiǎn)化將是建立適合高超聲速飛行器協(xié)調(diào)控制模型的一種有效途徑。

3 高超聲速飛行器控制研究

3.1 高超聲速飛行器控制面臨的挑戰(zhàn)

高超聲速飛行器獨(dú)特的氣動(dòng)外形以及細(xì)長(zhǎng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，導(dǎo)致空氣動(dòng)力學(xué)、推進(jìn)系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和高帶寬控制系統(tǒng)之間在寬頻率域內(nèi)存在顯著的交叉耦合。與傳統(tǒng)的飛行器相比，模型的復(fù)雜度和非線性度更高，而且高超聲速飛行器飛行高度和飛行馬赫數(shù)跨度范圍大，運(yùn)行空間環(huán)境非常復(fù)雜，在飛行過(guò)程中，飛行器氣熱特性和氣動(dòng)特性的變化更為劇烈。因此，較常規(guī)飛行器，高超聲速飛行器飛行控制問(wèn)題更具有挑戰(zhàn)性，主要表現(xiàn)在如下方面：

（1）特殊的氣動(dòng)/推進(jìn)布局和結(jié)構(gòu)使得高超聲速飛行器機(jī)體結(jié)構(gòu)的固有振動(dòng)頻率較低，并造成明顯的彈性效應(yīng)，既影響飛行器短周期運(yùn)動(dòng)，又使得飛行器變形加劇，導(dǎo)致飛行失控；

（2）機(jī)體與發(fā)動(dòng)機(jī)的高度一體化設(shè)計(jì)，必然帶來(lái)空氣動(dòng)力學(xué)與推進(jìn)系統(tǒng)之間的強(qiáng)烈耦合，限制了飛行器可達(dá)到的閉環(huán)系統(tǒng)性能，構(gòu)成對(duì)高超聲速飛行器飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的各種約束；

（3）根據(jù)激波條件優(yōu)化，設(shè)計(jì)出的乘波體外形高超聲速飛行器工作在激波面上，具有姿態(tài)本質(zhì)非穩(wěn)定性；

（4）由于工作條件大范圍變化，高低空氣動(dòng)特性差異巨大，導(dǎo)致飛行器動(dòng)力學(xué)特征與模型參數(shù)在飛行過(guò)程中變化顯著，同時(shí)控制面的控制效率較亞聲速、超聲速飛行時(shí)低得多，且時(shí)滯、氣動(dòng)耦合嚴(yán)重；

（5）現(xiàn)有試驗(yàn)條件無(wú)法全面模擬飛行器的工作環(huán)境，檢測(cè)設(shè)備不能完全監(jiān)測(cè)試驗(yàn)過(guò)程，對(duì)高超聲速飛行器各種特性的研究存在較大的不確定性。

3.2 控制方法研究

盡管存在較大的挑戰(zhàn)，隨著各種高超聲速飛行器計(jì)劃的實(shí)施，在高超聲速飛行器控制器設(shè)計(jì)方面，近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開(kāi)展了大量的理論和工程應(yīng)用研究，以提高臨近空間高超聲速飛行器的運(yùn)動(dòng)品質(zhì)，改善其相關(guān)控制性能，并取得了相應(yīng)的研究成果。驗(yàn)證機(jī)X-43A采用傳統(tǒng)的增益預(yù)置方法設(shè)計(jì)控制器，該方法被工程廣泛采用，技術(shù)比較成熟，且不受計(jì)算機(jī)速度的限制[1]；此外，X-43A試飛成功也表明，增益預(yù)置方法是目前飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的主流方案。但是，當(dāng)飛行包線范圍擴(kuò)大，外界擾動(dòng)增強(qiáng)時(shí)，基于增益預(yù)置方法的控制器存在明顯的缺陷，特別是在控制可能發(fā)生故障時(shí)，該方法需有大量的增益預(yù)置表，且切換過(guò)程中，參數(shù)往往產(chǎn)生突變，嚴(yán)重影響系統(tǒng)的整體性能[12]。

高超聲速飛行器飛行條件極為復(fù)雜，要想獲取其精確的模型信息是很困難，甚至是不可能的。因此，控制器的魯棒性顯得尤為重要，為了能設(shè)計(jì)出強(qiáng)魯棒的控制器，在控制器的設(shè)計(jì)過(guò)程中，必須弱化其對(duì)模型的依賴，采用某些在線逼近方法來(lái)獲取被控模型信息，或者應(yīng)用某種在線補(bǔ)償方式來(lái)克服模型不準(zhǔn)確所帶來(lái)的影響。文獻(xiàn)[13]采用經(jīng)典的魯棒控制方法為平衡點(diǎn)處的高超聲速飛行器線性模型設(shè)計(jì)控制器，將魯棒控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)化為極小值優(yōu)化問(wèn)題；文獻(xiàn)[14]針對(duì)Bolende和Doman所分析的吸氣式高超聲速飛行器模型中的參數(shù)不確定和未建模動(dòng)態(tài)，基于L1控制理論提出了一種L1自適應(yīng)控制器；文獻(xiàn)[15]將高超聲速飛行器模型轉(zhuǎn)化為線性參變（LinearParameter-Varying，LPV）系統(tǒng)，并采用魯棒變?cè)鲆娴姆椒ㄔO(shè)計(jì)控制器。

然而，魯棒控制中優(yōu)化問(wèn)題的最好解往往是考慮最壞條件下獲得的，優(yōu)化解一般存在不同程度的保守性，即魯棒性的獲得是以犧牲性能指標(biāo)為代價(jià)的。因此，經(jīng)典的魯棒控制方法在實(shí)際應(yīng)用中往往具有一定的局限性。文獻(xiàn)[16]采用帶有神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補(bǔ)償?shù)姆蔷€性動(dòng)態(tài)逆控制方法進(jìn)行驗(yàn)證機(jī)X-33控制器的設(shè)計(jì)，該方法具有較好的非線性解耦控制能力以及較強(qiáng)的魯棒性，并且還具有一定的容錯(cuò)重構(gòu)性能。雖然驗(yàn)證機(jī)X-33因多種原因被迫下馬，但其控制器的設(shè)計(jì)過(guò)程為今后高超聲速飛行控制器的設(shè)計(jì)提供了一種全新的思路。

基于這種思想，近年來(lái)，魯棒自適應(yīng)控制方法已經(jīng)被應(yīng)用于復(fù)雜、未知和不確定的非線性動(dòng)態(tài)系統(tǒng)控制中，依靠狀態(tài)變量進(jìn)行反饋，通過(guò)所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)律來(lái)調(diào)節(jié)參數(shù)、抑制擾動(dòng)，改善控制系統(tǒng)的性能。多數(shù)研究人員采用動(dòng)態(tài)逆方法進(jìn)行自適應(yīng)控制，首先對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行反饋線性化，然后結(jié)合其他自適應(yīng)控制方法進(jìn)行魯棒自適應(yīng)控制設(shè)計(jì)[17-18]，但在這種方法中，不但反饋矩陣的計(jì)算量大而且難以實(shí)現(xiàn)。為此，一些學(xué)者嘗試采用其他非線性控制設(shè)計(jì)方法從不同的角度進(jìn)行高超聲速飛行器控制器的設(shè)計(jì)。如文獻(xiàn)[19]針對(duì)結(jié)構(gòu)模態(tài)和執(zhí)行器動(dòng)力學(xué)的不確定，以姿態(tài)和速度跟蹤為目標(biāo)設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)LQ控制器；文獻(xiàn)[20]針對(duì)飛行航跡角動(dòng)力學(xué)的非最小相位特性、推進(jìn)和氣動(dòng)之間存在強(qiáng)耦合特性，通過(guò)建立一種簡(jiǎn)化模型，提出了一種兼?zhèn)渥赃m應(yīng)性和魯棒性的設(shè)計(jì)方法；文獻(xiàn)[21]基于Lyapunov方法分別對(duì)內(nèi)外環(huán)進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)，給出了控制器設(shè)計(jì)方法。

3.3 存在的問(wèn)題

盡管近年來(lái)高超聲速飛行器控制研究工作受到廣泛重視，但大部分研究局限于單獨(dú)針對(duì)飛行姿態(tài)控制或氣動(dòng)力控制展開(kāi)。普通低速航空器中飛行姿態(tài)對(duì)氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩的影響關(guān)系比較明確，通過(guò)氣動(dòng)總體設(shè)計(jì)可保證飛行器的穩(wěn)定性和操縱性滿足規(guī)定要求。然而，高超聲速飛行器獨(dú)特的機(jī)身/推進(jìn)一體化布局及其獨(dú)特氣動(dòng)外形，使得高超聲速飛行器存在嚴(yán)重的彈性、非線性以及氣動(dòng)不確定性，給飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了諸多難題，使得一些常用的控制方法不適于或者很難應(yīng)用于這類(lèi)飛行器。主要表現(xiàn)在：

（1）多數(shù)線性控制研究基于某幾個(gè)工作點(diǎn)的線性化模型設(shè)計(jì)局部控制器，通過(guò)增益調(diào)度方法可對(duì)飛行器在一定飛行區(qū)域范圍內(nèi)控制，但無(wú)法滿足強(qiáng)耦合、大非線性條件下高超聲速飛行器大跨度機(jī)動(dòng)飛行控制的需求；

（2）非線性控制過(guò)于依賴反饋線性化方法，由于對(duì)模型結(jié)構(gòu)的要求，在設(shè)計(jì)中通常忽略了彈性效應(yīng)，然而由于飛行器剛體運(yùn)動(dòng)與彈性運(yùn)動(dòng)之間存在顯著耦合，只基于剛體模型設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)會(huì)由于嚴(yán)重的模型不匹配而引起系統(tǒng)穩(wěn)定性問(wèn)題；

（3）智能控制主要利用先驗(yàn)知識(shí)和數(shù)值仿真建立運(yùn)動(dòng)參數(shù)和控制量之間的映射關(guān)系，控制器結(jié)構(gòu)復(fù)雜不利于理論上分析控制系統(tǒng)穩(wěn)定性，只能依靠非線性仿真驗(yàn)證；

（4）多數(shù)控制忽略了機(jī)體彈性效應(yīng)，或者通常將彈性效應(yīng)作為高頻攝動(dòng)不確定性處理，然而高超聲速飛行器的高帶寬控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)和低頻結(jié)構(gòu)模態(tài)之間不再具有頻帶分離現(xiàn)象，這種交叉耦合極易導(dǎo)致控制與結(jié)構(gòu)的耦合失穩(wěn)，只基于剛體模型的控制設(shè)計(jì)難以保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性[15]。

綜上所述，高超聲速飛行器特殊的動(dòng)力學(xué)特性使得飛行控制設(shè)計(jì)面臨的問(wèn)題復(fù)雜多樣，為保證高超聲速飛行器在復(fù)雜的飛行條件下，擁有穩(wěn)定的飛行特性、良好的控制性能及強(qiáng)魯棒性能，需要對(duì)其動(dòng)力學(xué)特性、耦合特性以及各種不確定性進(jìn)行深入研究和分析，選擇合理的控制結(jié)構(gòu)，進(jìn)行飛行器彈性/推進(jìn)/姿態(tài)協(xié)調(diào)控制研究，在其飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)過(guò)程中引入新的控制方法和控制手段[22]。

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