趙賀偉

（海軍航空工程學(xué)院控制工程系，山東煙臺264001）

高超聲速飛行器非線性控制研究

趙賀偉

（海軍航空工程學(xué)院控制工程系，山東煙臺264001）

針對高超聲速飛行器非線性控制研究問題，介紹了在控制器設(shè)計中的特點(diǎn)及難點(diǎn)；闡述了在現(xiàn)有文獻(xiàn)中關(guān)于高超聲速飛行器非線性控制相關(guān)研究工作，并分別從變結(jié)構(gòu)控制方法、魯棒自適應(yīng)控制方法、結(jié)合智能控制方法以及觀測器在控制器設(shè)計中的應(yīng)用等方面進(jìn)行了分析；最后，結(jié)合高超聲速飛行器自身特點(diǎn)，指出了高超聲速飛行器非線性控制領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)和發(fā)展趨勢。

高超聲速飛行器；非線性控制；飛行器控制器

臨近空間高超聲速飛行器技術(shù)拓展了航天航空的新領(lǐng)域，是介于航天和航空之間開創(chuàng)性的新技術(shù)，世界各大國都在爭先恐后地研究探索，其在軍事和民用上的絕對優(yōu)勢不言而喻。在距地20km以下的稠密大氣層內(nèi)是傳統(tǒng)的航空領(lǐng)域，而航天領(lǐng)域則是距地100km以上的空間，這2個傳統(tǒng)領(lǐng)域的飛行器技術(shù)已經(jīng)相對成熟。隨著航空航天技術(shù)的飛速發(fā)展，臨近空間（20～100km）領(lǐng)域成為了各發(fā)達(dá)國家飛行器發(fā)展的集中地[1]。

臨近空間高超聲速飛行器在軍事上的全球快速打擊能力使得非對稱作戰(zhàn)具有更大勝算和把握，其重要的開發(fā)應(yīng)用價值在國際上引起了廣泛關(guān)注，已經(jīng)成為當(dāng)前飛行器領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)，高超聲速飛行器的快速發(fā)展勢將改變當(dāng)前世界軍事格局[2]。

本文所稱近空間高超聲速飛行器，是指飛行速度大于5馬赫，一般采用吸氣式的超然沖壓發(fā)動機(jī)為動力，或者是在巡航段采用超然沖壓發(fā)動機(jī)，在飛行初期和末期采用火箭推力，其氣動布局一般采用軸對稱錐型體、升力體，目前大部分高超飛行器采用乘波體結(jié)構(gòu)。主要采用輕質(zhì)材料作為飛行器的主題材料。

高超聲速飛行器具有強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性、強(qiáng)時變的動力學(xué)特征，而且推力系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)、氣動力之間相互耦合等問題使得高超聲速飛行器的控制器設(shè)計異常困難，同時高超聲速飛行器非線性系統(tǒng)中存在的非匹配不確定性、未建模動態(tài)及由于部分故障造成的狀態(tài)重構(gòu)問題一直是控制系統(tǒng)設(shè)計的難點(diǎn)和熱點(diǎn)問題，傳統(tǒng)的控制器設(shè)計方法難以解決上述問題，尋找合適的控制方法是解決眾多難題的關(guān)鍵。

1 高超聲速飛行器主要特點(diǎn)

高超聲速飛行器采用機(jī)體-發(fā)動機(jī)一體化的升力體或乘波體構(gòu)型，加之高超聲速以及飛行速度范圍大的影響，使得它的控制器設(shè)計具有與亞聲速/超聲速飛行器不同的特點(diǎn)：

1）控制系統(tǒng)的實(shí)時性問題。高超聲速飛行條件下，飛行器對控制的響應(yīng)速度要求更高。同時，在高超聲速飛行條件及苛刻的飛行環(huán)境中，控制器的目的不僅僅要保證飛行器的穩(wěn)定性和有效的跟蹤期望指令信號的能力，而且還要保證系統(tǒng)的狀態(tài)量跟蹤過程能夠具有良好的動態(tài)過程品質(zhì)。

2）控制模式問題。在高超聲速飛行過程中，控制面的控制效率與亞聲速/超聲速飛行狀態(tài)相比有了較大的降低。例如，在馬赫數(shù)為5的飛行條件下，飛行器在10km高空相對100 m時下降1/3以上。隨著飛行高度不斷增高，空氣密度逐漸稀薄，只靠氣動力來實(shí)現(xiàn)飛行器的控制難度非常大，因而在高超聲速飛行器控制中往往采用控制面和反作用控制系統(tǒng)相結(jié)合的復(fù)合控制手段。

3）變參數(shù)問題。高超聲速飛行器的一個十分重要的特點(diǎn)就是飛行的包絡(luò)非常大，這就導(dǎo)致飛行器的氣動參數(shù)出現(xiàn)劇烈變化，一般情況下高超聲速飛行器的氣動參數(shù)和氣動力矩參數(shù)是飛行馬赫數(shù)、攻角和舵偏角的函數(shù)，而且飛行器的轉(zhuǎn)動慣量和動壓也是變化的，這些因素大大增加了控制器設(shè)計的難度。

4）不確定性問題。高超聲速飛行器與亞聲速/超聲速飛行器相比有許多不同的飛行特性，有的方面目前還無法完全掌握，使得高超聲速動力學(xué)呈現(xiàn)強(qiáng)不確定性。由于缺乏高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)，同時地面試驗(yàn)設(shè)備的不足，高超聲速空氣動力學(xué)和推進(jìn)力特征很難預(yù)測。承波體的結(jié)構(gòu)、輕質(zhì)材料的使用導(dǎo)致彈性機(jī)身、推進(jìn)系統(tǒng)以及結(jié)構(gòu)動力學(xué)之間的強(qiáng)耦合作用，動力學(xué)特征非常復(fù)雜，存在很大的不確定性。

5）氣動彈性問題。高超聲速飛行器的氣動彈性問題是控制器設(shè)計的難點(diǎn)問題，其本身使用的輕質(zhì)材料導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)具有低頻振動，同時發(fā)生彈性形變，這對高超聲速飛行器的穩(wěn)定飛行是致命的，同時給控制器的設(shè)計帶來巨大的難題。彈性形變會給飛行器帶來附加攻角和舵偏角，會影響發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的來流面積和氣動力矩，使得推力系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)體、氣動力出現(xiàn)嚴(yán)重耦合，控制器設(shè)計的目的既要實(shí)現(xiàn)狀態(tài)指令信號的準(zhǔn)確跟蹤，又要保證彈性模態(tài)的穩(wěn)定，并且彈性模態(tài)動態(tài)過程必須具有良好的過程品質(zhì)，這都給控制器的設(shè)計造成巨大困難。

2 高超飛行器非線性控制研究現(xiàn)狀

2.1 變結(jié)構(gòu)控制方法

熊柯等[3]提出一種全局積分滑模變結(jié)構(gòu)解耦控制方法，使系統(tǒng)在初始階段就處于滑模態(tài)。同時，通過滑模函數(shù)反饋削弱參數(shù)攝動及干擾產(chǎn)生的滑模誤差，實(shí)現(xiàn)了各輸出之間的全程解耦。

耿潔等[4]提出了一種基于動態(tài)滑模原理的飛行控制器設(shè)計方法，以輸入/輸出線性化模型為基礎(chǔ)，通過構(gòu)造輔助滑模變量求取滑?？刂坡?，并證明了控制的收斂性和控制參數(shù)滿足的條件。

Li Y等[5]對一類特殊反饋仿射非線性系統(tǒng)跟蹤問題，設(shè)計了2種神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)反步控制器，利用徑向基函數(shù)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)估計系統(tǒng)非線性，證明了閉環(huán)系統(tǒng)的收斂性。Zhang H M等[6]在文獻(xiàn)[5]系統(tǒng)模型基礎(chǔ)上考慮了輸入飽和影響的自適應(yīng)反步滑?？刂破髟O(shè)計問題，利用高斯基函數(shù)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)估計系統(tǒng)的非線性，設(shè)計指令濾波器進(jìn)行控制輸入限制，證明了估計器的收斂性和控制特性。

Kuranov A等[7]基于非線性模型首先通過在某個工作點(diǎn)附近反饋線性化的方法，將非線性系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為等效的線性系統(tǒng)；隨后，引入了自適應(yīng)滑模控制設(shè)計方法，有效地處理參數(shù)的不確定性。

Shtessel Y[8]等利用一個雙環(huán)結(jié)構(gòu)的控制方案來控制X-33再入大氣層時的飛行軌跡，其中X-33飛行器的再入大氣層模型由歐拉方程給出，針對飛行器的動力學(xué)模型設(shè)計了內(nèi)環(huán)的滑?？刂破?，為飛行器角速率的運(yùn)動學(xué)模型設(shè)計了外環(huán)的滑?？刂破?，這種控制方案可同時實(shí)現(xiàn)對給定角度和角速率指令的跟蹤。

2.2 魯棒自適應(yīng)控制方法

王飛等[9]提出了定量反饋和動態(tài)逆相結(jié)合的魯棒控制方法，對高超聲速飛行器縱向模態(tài)進(jìn)行控制器設(shè)計，實(shí)現(xiàn)了對指令的精確跟蹤。

劉燕斌等[10]針對高超聲速飛行器的模型不確定性，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來逼近其數(shù)學(xué)模型，設(shè)計了一種魯棒自適應(yīng)控制方法，也實(shí)現(xiàn)了點(diǎn)到點(diǎn)的鎮(zhèn)定控制。

Gregory和Bushcek等人[11-12]根據(jù)飛行器的局部線性模型設(shè)計了線性控制器，對存在的參數(shù)不確定和外界干擾，采用H∞和μ綜合的魯棒控制方法進(jìn)行補(bǔ)償。但魯棒控制中優(yōu)化問題的最好解往往是考慮最壞條件下獲得的，即魯棒性的獲得是以犧牲性能指標(biāo)為代價的。因此，經(jīng)典的魯棒控制方法在實(shí)際應(yīng)用中還是具有一定的局限性的，并且線性模型根本不能表達(dá)飛行器動力學(xué)特性中的非線性耦合。因此，大部分學(xué)者轉(zhuǎn)而研究高超聲速飛行器的非線性控制方法，如動態(tài)逆、滑?？刂坪椭悄芸刂频?。非線性控制方法能夠針對高超聲速飛行器的非線性特性進(jìn)行有效的解耦和協(xié)調(diào)控制，確保其正常的飛行控制能力。

Davidson J等[13]針對Hyper-X驗(yàn)證機(jī)上采用的飛行控制律結(jié)構(gòu)進(jìn)行了總體的性能和魯棒性分析，對飛行器的仿真飛行軌跡和穩(wěn)定裕度分析進(jìn)行了評價，并詳細(xì)討論了針對HSA4種攻角的測量和估計方法。

2.3 結(jié)合智能控制方法

閆斌斌等[14]針對飛行器數(shù)學(xué)模型參數(shù)不確定這一特點(diǎn)，研究了一種基于粒子群的高超聲速飛行器模糊控制方法，利用粒子群算法對模糊控制器參數(shù)尋優(yōu)，使該控制方法具有強(qiáng)魯棒性，使高超聲速飛行器在氣動模型不確定情況下，依然能保持很高的控制精度。

Xu H J等[15]針對高超聲速飛行器控制問題，給出了一種神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制器設(shè)計方法，采用動態(tài)逆理論設(shè)計基礎(chǔ)控制器，用單層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近未知動態(tài)以實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)控制。

譚湘敏等[16]提出了一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)與動態(tài)逆相結(jié)合的自適應(yīng)控制方法，初步實(shí)現(xiàn)了對某型高超聲速飛行器的軌跡跟蹤控制。

Wu S F[17]等人利用基于模糊邏輯的方法研究了X-38飛行器再入大氣層時的姿態(tài)控制問題，文中飛行器的再入過程被分為了5個飛行階段，各個飛行階段對應(yīng)了不同的執(zhí)行器結(jié)構(gòu)。

2.4 觀測器技術(shù)及其在飛行器中的應(yīng)用

觀測器設(shè)計問題（又稱狀態(tài)重構(gòu)問題），就是重新構(gòu)造一個系統(tǒng)。線性系統(tǒng)的觀測器理論已隨著線性系統(tǒng)的理論一起趨于成熟，并有分離定理確保其觀測值與原狀態(tài)量的收斂性。而非線性觀測器設(shè)計的最大難點(diǎn)就在于其系統(tǒng)的多樣性帶來的觀測器選擇問題。對具有局部線性項(xiàng)的定常非線性系統(tǒng)，其解決方法相對簡單一些，通常采用廣義Luenberger觀測器。若系統(tǒng)中的非線性項(xiàng)未知或具有未知參數(shù)，在設(shè)計觀測器的同時采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等進(jìn)行逼近[18]或轉(zhuǎn)換為典范型，再采用上述理論。文獻(xiàn)[19]設(shè)計了一類具有不穩(wěn)定氣動系統(tǒng)的飛行器單通道控制問題，并用觀測器設(shè)計了難以測量的等量，由于系統(tǒng)轉(zhuǎn)換后具有線性項(xiàng)Ax，同時輸出為線性方程Cx，從而使觀測器設(shè)計方法得到簡化，類似的過程還出現(xiàn)在文獻(xiàn)[20]中。

對于常規(guī)非自治非線性系統(tǒng)，其解決方法主要有2種：一類采用微分同胚，將非線性系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為標(biāo)準(zhǔn)形式，然后采用逼近誤差線性化技術(shù)設(shè)計Luenberger觀測器，如文獻(xiàn)[21]；另一種是采用智能逼近器直接充當(dāng)觀測器，從而避免觀測器增益K的設(shè)計。Vargas等人在文獻(xiàn)[22-23]設(shè)計了更為直接的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)觀測器，并給出了觀測器穩(wěn)定性分析和魯棒性分析。Narendra在文獻(xiàn)[24]中也有類似這方面工作的結(jié)果。另外，在實(shí)際應(yīng)用中用的較多的就是基于線性化的狀態(tài)觀測器設(shè)計。擴(kuò)展Kalman濾波器就屬于這一類[25]。

觀測器技術(shù)在飛行控制中的應(yīng)用主要集中在誤差估計和基于狀態(tài)重構(gòu)的容錯控制2大方面。前者較普遍，通常設(shè)計為干擾觀測器，用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等逼近器對不確定因素的補(bǔ)償?shù)?，?yán)格來講不屬于非線性觀測器設(shè)計范疇，應(yīng)歸為補(bǔ)償器設(shè)計問題，如文獻(xiàn)[26-27]設(shè)計了滑模干擾估計器。

后者主要用于解決飛行故障的容錯控制問題。文獻(xiàn)[28]采用微分同胚技術(shù)實(shí)現(xiàn)非線性飛行系統(tǒng)的坐標(biāo)變換，并對變換后的系統(tǒng)采用滑?？刂茖?shí)現(xiàn)控制重構(gòu)問題。文獻(xiàn)[29-30]用補(bǔ)償觀測器實(shí)現(xiàn)了控制重構(gòu)。文獻(xiàn)[31]設(shè)計了舵面失效后的觀測器設(shè)計方法，首先，將飛行器模型線性化；然后，用極點(diǎn)配置方法確定出觀測器增益。文獻(xiàn)[32]使用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)為戰(zhàn)斗機(jī)的飛行控制設(shè)計了backstepping自適應(yīng)重構(gòu)系統(tǒng)，對飛機(jī)舵面故障等因素導(dǎo)致的系統(tǒng)誤差進(jìn)行動態(tài)補(bǔ)償，使飛機(jī)在出現(xiàn)舵面故障時能夠在線重構(gòu)控制律，并保持穩(wěn)定。文獻(xiàn)[33]設(shè)計了降階觀測器解決舵面失效。文獻(xiàn)[34]采用Luenberger觀測器實(shí)現(xiàn)了線性化飛行系統(tǒng)的狀態(tài)重構(gòu)，并進(jìn)行了控制器設(shè)計。于進(jìn)勇等[35]提出了非線性觀測器與控制器一體化設(shè)計的自適應(yīng)反演容錯控制方法，設(shè)計的控制器自適應(yīng)能力較強(qiáng)。

由于飛行器控制系統(tǒng)的復(fù)雜性和參數(shù)多變性，研究者一般都先將系統(tǒng)轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)形式，再按照常規(guī)觀測器設(shè)計理念確定控制器參數(shù)。也有學(xué)者嘗試將新型觀測器理論用于飛行器研制中，如文獻(xiàn)[36-41]將韓京清提出的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器用于飛機(jī)的控制設(shè)計中，并取得良好的效果。

3 高超飛行器非線性控制研究趨勢與挑戰(zhàn)

3.1 抗輸入飽和控制

高超聲速飛行器為縱向靜不穩(wěn)定系統(tǒng)，且在做大跨度飛行過程中，由于受到氣流的突然干擾，會使縱向俯仰氣動力出現(xiàn)較大的變化，導(dǎo)致俯仰舵偏出現(xiàn)瞬時飽和情況，如果這種飽和狀態(tài)不能得到及時的修正，將導(dǎo)致飛行器的失穩(wěn)，造成嚴(yán)重?fù)p失，所以高超聲速飛行器的執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和問題是亟需解決的重點(diǎn)問題，也是控制器設(shè)計需要重點(diǎn)研究的方向和領(lǐng)域。

3.2 氣動彈性問題

目前，國內(nèi)外出現(xiàn)了很多關(guān)于高超聲速飛行器氣動彈性問題的研究，人們逐漸意識到氣動彈性問題的解決對于高超聲速飛行器控制器設(shè)計的重要性?，F(xiàn)有文獻(xiàn)中對氣動彈性模態(tài)建立模型的比較多，基本上是針對高超聲速飛行器的縱向運(yùn)動，而橫向運(yùn)動中的氣動彈性模態(tài)并沒有太多的涉及。在控制器設(shè)計的研究中，大部分是將彈性模態(tài)看做是系統(tǒng)的一個狀態(tài)量進(jìn)行控制器的設(shè)計，也很好地解決了氣動彈性穩(wěn)定的問題，但是并沒有考慮氣動彈性模態(tài)的動態(tài)過程，比如氣動彈性形變的超調(diào)量很大，對機(jī)體的承受度是很嚴(yán)峻的考驗(yàn)，或者彈性模態(tài)的調(diào)節(jié)時間很長，對飛行器的穩(wěn)定飛行也是不利的，所以確保彈性模態(tài)最終穩(wěn)定的同時，考慮其動態(tài)過程品質(zhì)問題是非常必要的。另外，有的文獻(xiàn)將彈性模態(tài)看做是系統(tǒng)中的不確定部分，這種做法并不能充分體現(xiàn)氣動彈性模態(tài)在整個系統(tǒng)中的影響和作用，其對飛行器附加攻角和附加舵偏角的影響被忽略。因此，對高超聲速飛行器氣動彈性問題的研究是控制器設(shè)計的重要問題之一。

3.3 復(fù)合控制技術(shù)

高超聲速飛行器的飛行空間基本上是在臨近空間，空氣比較稀薄，單純的只靠氣動舵控制飛行器的飛行比較困難。因此，采用直接力和氣動力的復(fù)合控制技術(shù)是十分必要的。目前，推力矢量控制和氣動力控制相結(jié)合的方式比較多，但是控制分配問題隨之產(chǎn)生，如何合理地進(jìn)行控制分配式復(fù)合控制研究的重點(diǎn)問題之一。同時，飛行器的噴氣式反作用力控制和氣動力控制相結(jié)合的方式也出現(xiàn)過，但是目前這方面研究比較少見，足以看出此種控制方式的難度比較大，但是如果能夠?qū)崿F(xiàn)，是一種比較可觀的控制方法。

3.4 高超飛行器非線性控制的挑戰(zhàn)

根據(jù)對高超聲速飛行器本身特性的分析，高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的相關(guān)研究非常具有挑戰(zhàn)性，逐漸成為了當(dāng)前飛行器控制系統(tǒng)研究的熱門領(lǐng)域。從控制理論方面講，高超聲速飛行器本身具有強(qiáng)非線性、強(qiáng)不確定性和彈性體等特性，同時高超聲速氣流還有著獨(dú)特的氣動特征。同時，飛行環(huán)境的復(fù)雜多變，飛行的包絡(luò)跨度大，種種因素都給控制系統(tǒng)的設(shè)計帶來巨大的困難和挑戰(zhàn)，比較突出的有以下幾個方面。

1）不確定性。首先，飛行器在高超聲速飛行過程中，因?yàn)槭艿礁叱曀倭鞯挠绊?，高超聲速飛行器精確的非線性動力學(xué)模型難以獲得，在控制系統(tǒng)的設(shè)計過程中必須要考慮未建模動態(tài)的影響，而且未建模動態(tài)在模型中表現(xiàn)為非匹配不確定性，這是必須要克服的問題；其次，由于高超聲速飛行器大包絡(luò)飛行，其氣動特性變化十分劇烈，主要體現(xiàn)在氣動參數(shù)會隨著馬赫數(shù)和攻角的變化而改變，因而在控制系統(tǒng)設(shè)計過程中，氣動參數(shù)的變化產(chǎn)生的不確定性也是要考慮的。這種不確定性在模型中體現(xiàn)為匹配不確定性。

2）彈性的影響。一般的高超聲速飛行器采用輕質(zhì)或柔性材料，以及細(xì)長體構(gòu)型，彈性振動或變形在高超聲速飛行過程中勢必會產(chǎn)生，如果這種情況不進(jìn)行抑制，會對機(jī)體結(jié)構(gòu)造成嚴(yán)重的破壞。與此同時，隨著彈性振動的頻率越來越低，彈性振動頻率在控制系統(tǒng)的帶寬之內(nèi)，而且彈性模態(tài)會被觀測器件感知反饋給控制回路，這就產(chǎn)生了伺服彈性問題。因此，在控制系統(tǒng)設(shè)計的過程中，這些問題都是要解決的。在一般飛行器的彈性問題的研究中，主要考慮如何實(shí)現(xiàn)彈性模態(tài)的穩(wěn)定控制，而在高超聲速飛行器彈性問題的研究中，更注重的是在考慮彈性問題的情況下，實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器的各種飛行任務(wù)和目標(biāo)，這也是高超聲速飛行器彈性問題研究區(qū)別于傳統(tǒng)飛行器彈性問題研究的重要特征。

3）姿態(tài)的高精度要求。精細(xì)姿態(tài)控制（Sophisticated Attitude Control of Hypersonic Flight）是吸氣式高超聲速飛行器區(qū)別于普通飛行器的一個顯著特征，這也是高超聲速飛行控制的一個基礎(chǔ)科學(xué)問題。精細(xì)姿態(tài)控制的目的是保證飛行姿態(tài)的高精度，使超然沖壓發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣條件處于良好的狀態(tài)下。精細(xì)姿態(tài)控制的典型指標(biāo)[42]是：平衡攻角為±1°，側(cè)滑角為0°±1°，姿態(tài)角速度≤2(°)/s，跟蹤精度保持在±0.15°范圍內(nèi)。精細(xì)姿態(tài)控制的要求不但是為了滿足超然沖壓發(fā)動機(jī)較好工作的需要，同時高超聲速飛行器長航時小阻力飛行也對飛行姿態(tài)的高精度提出要求。因此，精細(xì)姿態(tài)控制對高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計提出了新的挑戰(zhàn)。

4 總結(jié)

本文針對高超聲速飛行器的非線性控制研究進(jìn)行綜述性地論述，歸納了高超聲速飛行器的主要特點(diǎn)及在控制器設(shè)計過程中的難點(diǎn)；論述了現(xiàn)有文獻(xiàn)中關(guān)于高超聲速飛行器非線性控制研究方面的現(xiàn)狀，并展望了高超聲速飛行器在非線性控制領(lǐng)域的發(fā)展趨勢、研究熱點(diǎn)以及面臨的挑戰(zhàn)。

[1]顧誦芬，史超禮.世界航天發(fā)展史[M].鄭州：河南科學(xué)技術(shù)出版社，2000：12-36. GU SONGFEN，SHI CHAOLI.The history of the world aerospace[M].Zhengzhou：Henan Science and Technology Press，2000：12-36.（in Chinese）

[2]朱會.超高速革命——全球高超音速巡航導(dǎo)彈發(fā)展透視[J].世界觀察，2007（11）：88-94. ZHU HUI.Hpersonic revolution——Global hypersonic cruise missile development perspective[J].World Watch，2007（11）：88-94.（in Chinese）

[3]熊柯，夏智勛，郭振云.傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滑模變結(jié)構(gòu)解耦控制[J].飛行力學(xué)，2012，30（1）：61-65. XIONG KE，XIA ZHIXUN，GUO ZHENYUN.Sliding mode variable structure decoupling control for bank hypersonic vehicle[J].Journal of Flight Mechanics，2012，30（1）：61-65.（in Chinese）

[4]耿潔，劉向東，王亮.高超聲速飛行器的動態(tài)滑模飛行控制器設(shè)計[J].兵工學(xué)報，2012，33（3）：307-312. GENG JIE，LIU XIANGDONG，WANG LIANG.The dynamic sliding mode controller design for hypersonic vehicle[J].Acta Armamentarii，2012，33（3）：307-312.（in Chinese）

[5]LI Y，QIANG S，ZHUANG X，et al.Robust and adaptive backstepping control for nonlinear systems using RBF nueral networks[J].IEEE Transactions on Nueral Networks，2004，15（3）：693-701.

[6]ZHANG H M，ZHANG G S.Adaptive backstepping sliding mode control for nonlinear system with input saturation[J].Transactions of Tianjin University，2012，18：46-51.

[7]KURANOV A，KORABELNIKOV A.Hypersonic technologies of atmospheric cruise flight under AJAX concept[C]//The 15thAIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference.Dayton，Ohio：AIAA，2008：212-217.

[8]SHTESSEL，MCDUFFIE Y.Sliding mode control of the X-33 vehicle in launch and re-entry modes[C]//AIAA Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit.Reston，VA：AIAA，1998：1351-1362.

[9]王飛，史震，馬文橋.基于QFT+DI的高超聲速飛行器控制研究[J].計算機(jī)仿真，2013，30（6）：59-62. WANG FEI，SHI ZHEN，MA WENQIAO.The study for hypersonic vehicle control[J].Computer Simulation，2013，30（6）：59-62.（in Chinese）

[10]劉燕斌，陸宇平，何真.高超音速飛機(jī)魯棒自適應(yīng)控制的研究[J].宇航學(xué)報，2006，27（4）：620-624. LIU YANBIN，LU YUPING，HE ZHEN.Robust adaptive control for hypersonic vehicle[J].Journal of Astronautics，2006，27（4）：620-624.（in Chinese）

[11]TONG C X.Design of adaptive variable structure control system for aerospace vehicle[C]//Proceeding of Chinese Control Conference.Harbin：ChineseAssociation ofAutomation，2006：961-965.

[12]劉燕斌，陸宇平.基于反步法的高超聲速飛機(jī)縱向逆飛行控制[J].控制與決策，2007，22（3）：313-317. LIU YANBIN，LU YUPING.The longitudinal inverse control of hypersonic vehicle based on backstepping[J]. Control and Decision，2007，22（3）：313-317.（in Chinese）

[13]DAVIDSON J，LALLMAN F，MARTIN J，et al.Flight control laws for NASA’s Hyper-X research vehicle[C]// AIAA Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit.Portland：AIAA，1999：156-162.

[14]閆斌斌，葉俊，閆杰.基于粒子群的高超聲速飛行器模糊控制方法[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2012，12（14）：3493-3496. YAN BINBIN，YE JUN，YAN JIE.Fuzzy control for hypersonic vehicle based on the particle swarm[J].Science，Technology and Engineering，2012，12（14）：3493-3496.（in Chinese）

[15]XU H J，MIRANI M，IOANNOU P A.Robust neural adaptive control of a hypersonic aircraft[C]//AIAA Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit. Austin：AIAA，2003：1-8.

[16]譚湘敏，易建強(qiáng)，范國梁.高超聲速飛行器飛行特性分析及其控制研究[C]//第二屆全國高超聲速科技學(xué)術(shù)會議.黃山：中國科學(xué)院高超聲速科技中心，2009：10. TAN XIANGMIN，YI JIANQIANG，F(xiàn)AN GUOLIANG. Flight characteristics analysis and control research for hypersonic vehicle[C]//The 2ndProceedings of Chinese Hypersonic Science and Technology.Huangshan：Hypersonic Research Center CAS，2009：10.（in Chinese）

[17]WU S F，ENGELEN C，BABUSKA R，et a1.Intelligent flight controller design with fuzzy logic for an atmospheric re-entry vehicle[C]//AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.Reno，NV：AIAA，2000：565-576.

[18]KRSTIC K，KOKOTOVIC P V.Adaptive nonlinear output-feedback scheme with Marino-Tomei control[J]. IEEE Transactions on Automatic control，1996，41（2）：274-280.

[19]NILESH BHOIR，SAHJENDRA N，SINGH S.Tabllization of an Aeroelastic System with Unsteady Aerodynamics：a Backstepping Design[C]//AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit.Austin，Texas：AIAA，2003：534-542.

[20]CHOI J Y，F(xiàn)ARRELL J A.Adaptive observer backstepping control using neural networks[J].Neural Networks，2001，12（5）：126-129.

[21]LYNCH A F，SCOTT A.Non-linear observer design by approximate error Linearization[J].Systems&Control Letters，1997，32：161-172.

[22]VARGAS J，HEMERLY E M.Neural adaptive observer for general nonlinear systems[C]//Proceedings of American Control.Chicago NJ：IEEE，2000：708-712.

[23]VARGAS J，HEMERLY E M.Robust neural adaptive observer for MIMO nonlinear systems[C]//Proceedings of the IEEE Conference Systems，Man.and Cybernetics. Chicago NJ：IEEE，1999：1084-1089．

[24]LEVIS A U，NARENDRA K S.Control of nonlinear dynamical systems using neural networks-part 2：observability，identification，and control[J].IEEE Transactions on Neural Networks，1996，7（1）：30-42．

[25]ANDERSONBD，MOORE J B.Optimal filtering[M].Engle-wood Cliffs，NJ：Prentice-Hall，1979：867-871.

[26]LéNAICK BESNARD，YURI B S，BRIAN LANDRUM. Control of a quadrotor vehicle using sliding mode disturbance observer[C]//AIAA 2007 Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit.Hilton Head，South Carolina：AIAA，2007：1-20.

[27]JAMES H MCDUFFIE，YURI B SHTESSEL.A slidingmode controller and observer for satellite attitude control. AIAA-97-3755[C]//Guidance，Navigation，and Control Conference.New Orleans，LA：AIAA，1997：1613-1619.

[28]YURI S，JAMES B，SIVA B.Tailless aircraft flight control using multiple time scale reconfigurable sliding modes[J].IEEE Transactions on Control Systems Technology，2002，10（2）：288-296.

[29]SHIN D H，KIM Y D.Reconfigurable flight control system design using adaptive neural networks[J].IEEE Transactions on Control Systems Technology，2004，12（1）：87-100.

[30]CHANG B C，KWATNY H G.Reconfigurable control of aircraft in nonlinear flight regimes[C]//AIAA 2005 Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit. San Francisco，California：AIAA，2005：1-11.

[31]SUBATHOMAS，CHANG B C，HARRY G，et al.Reconfigurable control of aircraft with partial elevator failure [C]//AIAA 2003，Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit.Austin，Texas：AIAA，2003：1-6.

[32]PASHILKAR A A， SUNDARARAJAN N，SARATCHANDRA P.Adaptive back-stepping neural controller for reconfigurable flight control system[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology，2006，14（3）：553-561.

[33]ALVARO P OLIVA.Observers design with respect to implementation aspects in a flight control law[C]//Guidance，Navigation，and Control Conference and Exhibit. Nanjing：AIAA，2000：1-5.

[34]HESS R A，WELLS S R.Sliding mode control applied to recongurable flight control design[J].Journal of Guidance，Control，and Dynamics，2003，26（3）：121-125.

[35]于進(jìn)勇，陳潔，周紹磊，等.一類高超聲速飛行器自適應(yīng)容錯控制器設(shè)計[J].中國科學(xué)：信息科學(xué)，2012，42（11）：1391-1402. YU JINYONG，CHEN JIE，ZHOU SHAOLEI，et al. Adaptive fault tolerance controller design for hypersonic vehicle[J].China Science：Information Science，2012，42（11）：1391-1402.（in Chinese）

[36]宋金來，金岳，杜志偉，等.擴(kuò)張狀態(tài)觀測器在無人機(jī)縱向飛行控制中的應(yīng)用[J].飛行力學(xué)，2008，26（6）：76-83. SONG JINLAI，JIN YUE，DU ZHIWEI，et al.Extended state observer in the application of the unmanned aerial vehicle longitudinal flight control[J].Flight Dynamics， 2008，26（6）：76-83.（in Chinese）

[37]張晨光，張高飛，陳大融.基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的魯棒制導(dǎo)律設(shè)計[C]//中國控制與決策學(xué)術(shù)年會.沈陽：中國控制與決策學(xué)會，2007：78-84. ZHANG CHENGUANG，ZHANG GAOFEI，CHEN DARONG.Robust guidance law based on extended state observer design[C]//Chinese Control and Decision Academic Conference.Shenyang：CCDA，2007：78-84.（in Chinese）

[38]熊治國，孫秀霞，胡孟權(quán)，等.自抗擾控制器的飛機(jī)縱向運(yùn)動控制律設(shè)計[J].電機(jī)與控制學(xué)報，2006，10（4）：420-423. XIONG ZHIGUO，SUN XIUXIA，HU MENGQUAN，et al.Active-disturbance-rejection control law design of the aircraft longitudinal motion system[J].Electric Machines and Control，2006，10（4）：420-423.（in Chinese）

[39]熊治國，孫秀霞，胡孟權(quán)，等.戰(zhàn)斗機(jī)超機(jī)動飛行自抗擾控制器設(shè)計[J].飛行力學(xué)，2006，24（2）：27-30. XIONG ZHIGUO，SUN XIUXIA，HU MENGQUAN，et al.Active-disturbance-rejection controller design for fighter super maneuvering flight[J].Flight Dynamics，2006，24（2）：27-30.（in Chinese）

[40]江未來，董朝陽，王通，等.變體飛行器平滑切換LPV魯棒控制[J].控制與決策，2016，31（1）：66-72. JIANG WEILA，DONG CHAOYANG，WANG TONG，et al.Smooth switching LPV robust control for morphing aircraft[J].Control and Decision，2016，31（1）：66-72.（in Chinese）

[41]李冬柏，吳寶林，張迎春.考慮未知飛輪摩擦力矩的航天器姿態(tài)跟蹤魯棒自適應(yīng)控制[J].宇航學(xué)報，2016，37（2）：175-181. LI DONGBO，WU BAOLIN，ZHANG YINGCHUN.Robust adaptive control for spacecraft attitude tracking with unknown friction torque of reaction wheel[J].Journal of Astronautics，2016，37（2）：175-181.（in Chinese）

[42]閆杰，于云峰，凡永華，等.吸氣式高超聲速飛行器控制技術(shù)[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2014：209-218. YAN JIE，YU YUNFENG，F(xiàn)AN YONGHUA，et al.Control technology for air-breathing hypersonic vehicle[M]. Xi’an：Northwestern Polytechnical University Press，2014：209-218.（in Chinese）

Survey of Nonlinear Control Study for Hypersonic Vehicle

ZHAO Hewei
（Department of Control Engineering,NAAU,Yantai Shandong 264001,China）

The characteristics and difficulties of nonlinear control for hypersonic vehicle are introduced.The nonlinear control study works in existing literature for hypersonic vehicle are expounded.And the variable structure control,robust adaptive control,intelligent control and observer using in the design for controller are analyzed.Finally,the research hot?spots and the trend of development of nonlinear control for hypersonic vehicle are pointed out combination with the own characteristics.

hypersonic vehicle;nonlinear control;variable control

V448.13

A

1673-1522（2016）06-0601-06

10.7682/j.issn.1673-1522.2016.06.001

2016-09-05；

2016-11-10

航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目（20155884012）

趙賀偉（1985-），男，講師，博士生。