郭建國 彭謙 周敏

摘 要：直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制的本質(zhì)是利用直接力響應(yīng)速度快的特性提升被控飛行器的機(jī)動(dòng)性和快速性，能夠有效補(bǔ)償氣動(dòng)力不足導(dǎo)致的氣動(dòng)力控制響應(yīng)慢問題。 本文闡述了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)的特性及關(guān)鍵問題，從發(fā)動(dòng)機(jī)配置方式、國內(nèi)外直接力建模研究現(xiàn)狀、以及直接力控制干擾建模三方面介紹了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)建模方法，從控制方式、國內(nèi)外直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制研究現(xiàn)狀、以及脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火算法三方面介紹了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方法，給出了可行的發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合系統(tǒng)穩(wěn)定性分析方法，對(duì)直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制未來的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望，并對(duì)其關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了總結(jié)。

關(guān)鍵詞：直接力;氣動(dòng)力;制導(dǎo)控制系統(tǒng);直接側(cè)向力;控制分配;脈沖發(fā)動(dòng)機(jī);點(diǎn)火算法

中圖分類號(hào)：TJ760;V249.1 ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：?? A ?文章編號(hào)：1673-5048（2022）01-0001-13[SQ0]

0 引? 言

直接力控制利用發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣的反作用力產(chǎn)生推力，作用于被控對(duì)象從而實(shí)現(xiàn)控制任務(wù)，具有響應(yīng)速度快、不受大氣環(huán)境影響的特性，適用于臨近空間、大氣層外等飛行環(huán)境[1]。 直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制指直接力控制與氣動(dòng)力控制復(fù)合或多種直接力復(fù)合的控制方法，本質(zhì)上是一種多執(zhí)行機(jī)構(gòu)組合協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)，利用直接力控制的快速響應(yīng)能力補(bǔ)償氣動(dòng)力不足導(dǎo)致的氣動(dòng)力控制響應(yīng)慢問題，進(jìn)而提高控制精度。

在氣動(dòng)力不足的場(chǎng)景下，引入直接力控制能顯著提升其被控對(duì)象性能。 直接力控制有直接側(cè)向力控制和推力矢量控制兩種。 直接側(cè)向力控制，又稱為反作用噴流控制，通過點(diǎn)燃側(cè)向脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生側(cè)向推力提供加速度或額外的力矩增量，可以有效地提高可用過載，減小響應(yīng)時(shí)間，改善飛行末段控制性能，是一種成熟可靠的控制方式[2-4]。 推力矢量控制通過控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力相對(duì)彈軸的方向來產(chǎn)生機(jī)動(dòng)飛行所需的控制力矩[5]。 由直接力控制產(chǎn)生的力/力矩增量與被控對(duì)象的飛行高度、速度均無關(guān)，大大提高了被控對(duì)象的機(jī)動(dòng)性和快速性。

直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制方法的提出與研究具有很強(qiáng)的工程應(yīng)用價(jià)值。 隨著飛行器性能的不斷提升，防空系統(tǒng)面臨的威脅也在不斷升級(jí)，從飛機(jī)類目標(biāo)轉(zhuǎn)向飛行速度更快、機(jī)動(dòng)能力更強(qiáng)、威脅更大的目標(biāo)，如彈道導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈和高超聲速飛行器等[6-8]。 傳統(tǒng)攔截器采用純氣動(dòng)的控制方式，調(diào)整舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生操縱力矩，控制其所受氣動(dòng)力，實(shí)現(xiàn)攔截器飛行控制。 氣動(dòng)控制在稠密大氣環(huán)境中響應(yīng)時(shí)間一般大于0.1 s;若在攔截末段飛行高度高、大氣稀薄的環(huán)境下，氣動(dòng)控制的響應(yīng)時(shí)間一般大于1 s，此時(shí)，純氣動(dòng)控制不能及時(shí)響應(yīng)制導(dǎo)指令，從而導(dǎo)致攔截失敗[2， 7， 9-11]。 另一方面，破片殺傷式戰(zhàn)斗部的破片質(zhì)量太小，即使成功命中，也不能對(duì)目標(biāo)造成有效打擊[12]。 碰撞毀傷利用攔截彈與目標(biāo)在高速碰撞中產(chǎn)生的動(dòng)能進(jìn)行毀傷，殺傷能力顯著強(qiáng)于傳統(tǒng)的破片殺傷[13]，需要攔截器快速響應(yīng)指令， 并精準(zhǔn)碰撞目標(biāo)關(guān)鍵部位。 直接力控制的響應(yīng)時(shí)間一般為6～10 ms，且不受大氣環(huán)境密度變化影響[14-16]。 因此，提出了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)，將其作為在氣動(dòng)力不足環(huán)境中工作的飛行器的控制核心。

直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)被廣泛應(yīng)用于氣動(dòng)力不足的場(chǎng)景中，如防空反導(dǎo)系統(tǒng)中的攔截器和需要再入飛行的可重復(fù)使用飛行器。 典型型號(hào)有美國的攔截器PAC-3， THAAD， 可重復(fù)使用飛行器X-37B;俄羅斯的攔截器S-400系列中的9M96E/E2; 法國、意大利聯(lián)合研制的Aster-15/30等。 PAC-3采用姿控復(fù)合控制，在彈體前部加裝姿控發(fā)動(dòng)機(jī)配合自旋來增強(qiáng)機(jī)動(dòng)能力，主要用于對(duì)高度在40 km以下的彈道導(dǎo)彈飛行末段進(jìn)行攔截[17];為了填補(bǔ)PAC-3攔截高度低的缺點(diǎn)，美國研發(fā)了姿軌控復(fù)合控制的THAAD導(dǎo)彈，采用軸對(duì)稱無翼無舵的設(shè)計(jì)，可攔截高度范圍為40～150 km[18]。 美國X-37B采用了翼身融合的升力體氣動(dòng)布局，運(yùn)行軌道高度為約400 km的低地球軌道[19]，其復(fù)合控制系統(tǒng)包含氣動(dòng)舵面、反作用控制系統(tǒng)和軌道機(jī)動(dòng)系統(tǒng)，前后RCS共28個(gè)，其噴口大小和氣流方向都有特別設(shè)計(jì)，相較于攔截器更為復(fù)雜[20]。 俄羅斯S-400系列中的9M96E/E2導(dǎo)彈采用軌控復(fù)合控制，在導(dǎo)彈質(zhì)心加裝微型噴管軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，快速修偏能力強(qiáng)[21]。

本文分析了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制特性及關(guān)鍵問題，介紹了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)建模方法、穩(wěn)定性分析方法及控制方法，并在此基礎(chǔ)上展望了直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)未來的相關(guān)研究及發(fā)展方向。

1 直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制特性及關(guān)鍵問題

直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制（簡(jiǎn)稱直/氣復(fù)合控制）本質(zhì)上是一種多執(zhí)行機(jī)構(gòu)協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)，適用于對(duì)系統(tǒng)響應(yīng)速度、機(jī)動(dòng)能力有較高要求的各種應(yīng)用場(chǎng)景，特性如下：

（1） 多輸入的多執(zhí)行機(jī)構(gòu)組合系統(tǒng)

直/氣復(fù)合控制至少有兩種控制量，屬于多輸入系統(tǒng)。 以直接側(cè)向力/氣動(dòng)力復(fù)合控制攔截器為例，控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)為氣動(dòng)舵和姿/軌控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，輸入控制量為舵偏角和脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的開關(guān)序列。

（2） 直接力執(zhí)行機(jī)構(gòu)存在控制受限問題

提供直接力控制量的執(zhí)行機(jī)構(gòu)以脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)最為常見。 脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的基本工作曲線如圖1所示。

由圖可以看出，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)屬于離散控制，可能具有工作時(shí)間受限、推力大小受限等控制受限問題;結(jié)合實(shí)際工程應(yīng)用，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)還存在安裝位置受限、使用次數(shù)受限、不可重復(fù)使用等控制受限問題。

（3） 異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)協(xié)調(diào)控制

氣動(dòng)舵的控制輸入為舵偏角，可以在一定范圍內(nèi)連續(xù)變化，屬于連續(xù)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu);脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的控制輸入為脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的開關(guān)序列，屬于離散控制執(zhí)行機(jī)構(gòu);另一方面，姿/軌控發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合控制也會(huì)因發(fā)動(dòng)機(jī)工作特性不同，同時(shí)存在連續(xù)控制量與離散控制量。 因此，直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)中往往存在連續(xù)/離散控制量耦合，在其控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中需要協(xié)調(diào)異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

（4） 存在力/力矩強(qiáng)耦合

力矩控制量影響被控對(duì)象的姿態(tài)，而力控制量影響被控對(duì)象的運(yùn)動(dòng)軌跡。 氣動(dòng)力控制量通過提供力矩增量調(diào)整被控對(duì)象姿態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)進(jìn)一步的控制;直接力控制量根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的配置位置可以提供力/力矩兩種控制量，甚至同時(shí)提供力/力矩兩種控制量。

由于以上特性，直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)研究中存在以下關(guān)鍵問題：

（1） 執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作特性復(fù)雜，建模困難;

（2） 控制形式多樣，執(zhí)行機(jī)構(gòu)選擇困難;

（3） 同時(shí)存在多種異類控制量且控制受限，設(shè)計(jì)協(xié)調(diào)控制方法并盡可能發(fā)揮復(fù)合控制性能;

（4） 耦合問題嚴(yán)重，穩(wěn)定性分析難;

（5） 執(zhí)行機(jī)構(gòu)間互相影響，干擾復(fù)雜;

（6） 力/力矩控制量強(qiáng)耦合，導(dǎo)致制導(dǎo)控制系統(tǒng)耦合。

現(xiàn)有研究在直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)建模、復(fù)合控制方法設(shè)計(jì)方面有較多的成果，在復(fù)合控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析、制導(dǎo)控制系統(tǒng)耦合等方面缺乏研究。

2 姿/軌控發(fā)動(dòng)機(jī)配置及建模

氣動(dòng)力控制指通過調(diào)整氣動(dòng)舵產(chǎn)生額外力矩改變導(dǎo)彈姿態(tài)，從而改變其氣動(dòng)力的傳統(tǒng)控制方式。 氣動(dòng)力控制是一種很成熟的控制方法，本節(jié)主要以復(fù)合控制攔截器為例，從發(fā)動(dòng)機(jī)配置方式、直接力建模方法國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及控制干擾三方面介紹直接側(cè)向力在復(fù)合控制系統(tǒng)中的建模方法。

2.1 姿/軌控發(fā)動(dòng)機(jī)配置方式

側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)是提供直接側(cè)向力應(yīng)用最廣泛的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，具有開關(guān)性質(zhì)[22]，點(diǎn)火后能夠快速產(chǎn)生直接側(cè)向推力，但存在嚴(yán)重的控制受限問題，如工作時(shí)間受限、推力大小受限、安裝位置受限、使用次數(shù)有限、不可重復(fù)使用等。

根據(jù)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝位置，直接側(cè)向力控制又分為姿態(tài)控制與軌道控制兩種。

（1） 姿態(tài)控制通過安裝在相對(duì)質(zhì)心一定距離的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)提供直接力產(chǎn)生轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，快速改變導(dǎo)彈姿態(tài)，最后依靠氣動(dòng)力來產(chǎn)生過載。 姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)可安裝在質(zhì)心前或質(zhì)心后。 若姿控裝置安裝在質(zhì)心前，在其作用下由彈體姿態(tài)產(chǎn)生的氣動(dòng)過載與姿控直接力方向相同，控制效率更高;若姿控裝置安裝在質(zhì)心后，在其作用下由彈體姿態(tài)產(chǎn)生的氣動(dòng)過載與姿控直接力方向相反，控制效率會(huì)被抵消一部分，但對(duì)流場(chǎng)影響更小[23]。 實(shí)際工程應(yīng)用中，姿控裝置大多安裝在質(zhì)心前。

（2） 軌道控制通過安裝在質(zhì)心附近的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)提供直接力形成橫向推力，快速改變導(dǎo)彈加速度且不受氣動(dòng)環(huán)境影響，可直接使質(zhì)心移動(dòng)，從而實(shí)現(xiàn)機(jī)動(dòng)。

無論姿控還是軌控，直接側(cè)向力都由垂直于彈體軸線徑向的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)提供。 以直/氣復(fù)合控制攔截器為例，氣動(dòng)舵、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)、軌控發(fā)動(dòng)機(jī)在彈體上的典型分布如圖2所示，有xp>xG>xz。

建模方法與配置緊密相關(guān)。 基于執(zhí)行機(jī)構(gòu)組合的直/氣復(fù)合控制典型配置方式有以下幾種：

（1） 姿/軌控發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合控制

姿/軌控發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合控制方式受氣動(dòng)環(huán)境影響小，適用于大氣稀薄環(huán)境或真空環(huán)境中。 姿/軌控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合控制的典型配置是分通道控制，如大氣層外殺傷飛行體（EKV）。

姿/軌控發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置方式如圖3所示。 噴口2和5負(fù)責(zé)偏航通道控制，噴口1+4組合、3+6組合負(fù)責(zé)俯仰通道控制，噴口1+6組合、3+4組合負(fù)責(zé)滾轉(zhuǎn)通道控制，各噴口共用同一個(gè)燃燒室，姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)可提供的直接力總沖固定，但各噴口的工作時(shí)間可以通過噴口的開關(guān)調(diào)整。 軌控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的噴口1和3負(fù)責(zé)偏航通道運(yùn)動(dòng)，噴口2和4負(fù)責(zé)俯仰通道運(yùn)動(dòng)，其工作時(shí)間可調(diào)、推力大小可調(diào)。

（2） 姿控/氣動(dòng)舵復(fù)合控制

姿控/氣動(dòng)舵復(fù)合控制配置方式根據(jù)被控對(duì)象飛行方式，可分為滾轉(zhuǎn)與不滾轉(zhuǎn)兩種。

飛行器滾轉(zhuǎn)會(huì)造成俯仰/偏航通道的嚴(yán)重耦合，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口位置隨著彈體滾轉(zhuǎn)而變化，可提供的直接側(cè)向力方向更靈活，但脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火策略設(shè)計(jì)復(fù)雜。 姿控/氣動(dòng)舵復(fù)合控制的姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)配置如圖4所示，側(cè)噴脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴口位置固定，數(shù)圈脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴口交錯(cuò)分布，各噴口可提供一次脈沖推力。

對(duì)于不滾轉(zhuǎn)飛行器，各通道控制可解耦，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)配置及點(diǎn)火策略設(shè)計(jì)相對(duì)簡(jiǎn)單，但需要設(shè)計(jì)控制器保證攔截器的滾轉(zhuǎn)通道穩(wěn)定。 不滾轉(zhuǎn)姿控/氣動(dòng)舵復(fù)合控制的典型配置是美國X-37B飛行器，如圖5所示，其反作用控制系統(tǒng)（RCS）安裝在飛行器后體，氣噴口大小和方向根據(jù)輔助配平和控制需求進(jìn)行了特別設(shè)計(jì)[20]。

（3）? 軌控/氣動(dòng)舵復(fù)合控制

軌控/氣動(dòng)舵復(fù)合控制用于對(duì)飛行軌跡進(jìn)行快速修偏，典型型號(hào)是法國Aster-15/30[13， 27]，其軌控發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行器質(zhì)心位置均勻分布4個(gè)噴口，與圖3中的軌控發(fā)動(dòng)機(jī)分布類似。

2.2 直接力建模研究現(xiàn)狀

氣動(dòng)舵屬于連續(xù)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，建模方式很成熟。 對(duì)于復(fù)合系統(tǒng)中的直接力控制量，現(xiàn)有研究采用了不同的描述方法。

直接力模型建立在攔截器運(yùn)動(dòng)學(xué)/動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，對(duì)于滾轉(zhuǎn)攔截器，則采用準(zhǔn)坐標(biāo)系下的運(yùn)動(dòng)學(xué)/動(dòng)力學(xué)模型[28]。 在建立直接力控制的數(shù)學(xué)模型前，首先明確其執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性。 脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)燃料有固體和液體兩種，固體脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間固定、推力固定;而液體脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)可通過控制液體燃料的流量隨意控制發(fā)動(dòng)機(jī)的開啟和關(guān)閉，使推力大小精確可調(diào)[23]。 這里主要闡述直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)建模研究中主流的幾種直接力建模方法。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)、燃料等不同，其產(chǎn)生的推力有連續(xù)可調(diào)或大小固定兩種作用形式，推力大小固定的情況下又分為脈沖寬度可調(diào)或固定。 脈沖寬度可調(diào)的直接力執(zhí)行機(jī)構(gòu)便于驗(yàn)證一些控制方法的應(yīng)用，但是從加工工藝和實(shí)際應(yīng)用的角度看，脈沖寬度固定的發(fā)動(dòng)機(jī)占有一定的優(yōu)勢(shì)[29]。 研究者根據(jù)需求基于以下幾類直接力工作方式建模。

（1） 大小可調(diào)的連續(xù)直接力控制量

對(duì)于直/氣復(fù)合控制方法的研究可以追溯到20世紀(jì)90年代初期，早期研究對(duì)直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，不考慮直接力執(zhí)行機(jī)構(gòu)的復(fù)雜特性，往往將其視為大小可調(diào)的連續(xù)控制[30-31]或其他類似的形式[32]。 1991年，Weil等[30]在平衡飛行狀態(tài)建立了縱向通道線性化導(dǎo)彈模型，假設(shè)直接力控制量是連續(xù)可調(diào)的，利用線性二次型調(diào)節(jié)器（LQR）設(shè)計(jì)控制律。 研究結(jié)果表明，復(fù)合控制響應(yīng)速度更快，且在不犧牲性能的前提下，對(duì)氣動(dòng)舵效能要求比純氣動(dòng)控制更低。 1998年，Wise等[31]將側(cè)向推力視為連續(xù)可調(diào)控制量，研究了推力矢量/側(cè)向推力控制（TVC/RCS）交替控制敏捷導(dǎo)彈做大攻角機(jī)動(dòng)的復(fù)合控制方法。 Innocenti等[32]是在直/氣復(fù)合控制領(lǐng)域研究中采用滑模變結(jié)構(gòu)方法的代表人物，他們分別針對(duì)大、小攻角建立控制模型，將直接側(cè)向力視為通過閥門開度調(diào)整的、具有一階系統(tǒng)特性的連續(xù)量，采用滑模變結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)控制器。

部分研究為了適應(yīng)基于連續(xù)系統(tǒng)的先進(jìn)控制方法，忽略了直接力的離散特性而將其視為連續(xù)力[33-38]。 文獻(xiàn)[33-34]將直接力控制量視為具有一階系統(tǒng)響應(yīng)特性的連續(xù)量，基于固定/有限時(shí)間收斂的滑?？刂品椒ㄔO(shè)計(jì)了復(fù)合控制系統(tǒng)。 文獻(xiàn)[35]將直接力視為連續(xù)可調(diào)控制量，以加速度和轉(zhuǎn)速作為輸出變量，采用反饋線性化技術(shù)設(shè)計(jì)復(fù)合控制系統(tǒng)。 文獻(xiàn)[36]將直接力視為大小固定、作用時(shí)間可調(diào)的連續(xù)量，通過調(diào)整占空比，實(shí)現(xiàn)一定范圍內(nèi)任意可調(diào)的連續(xù)直接力控制量，基于執(zhí)行機(jī)構(gòu)效能歸一化和終端滑模方法設(shè)計(jì)了直/氣復(fù)合控制器。 文獻(xiàn)[37]將直接力看作是通過閥門調(diào)整的連續(xù)量，基于滑?？刂品椒ǎO(shè)計(jì)了導(dǎo)彈大攻角機(jī)動(dòng)的直/氣復(fù)合控制律。 文獻(xiàn)[38]分別用自適應(yīng)滑?？刂坪湍：壿嬙O(shè)計(jì)了氣動(dòng)力、直接力子系統(tǒng)，最后利用遺傳算法將其協(xié)調(diào)組合成直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)。

將直接力視為連續(xù)控制量的復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，且適用于各種控制方法，但卻是一種過于理想的簡(jiǎn)化方法，與實(shí)際工程應(yīng)用差距較大。

（2） 通過脈沖調(diào)制器轉(zhuǎn)化為離散的直接力控制量

部分研究著重考慮了直接力的離散特性，同時(shí)又兼顧設(shè)計(jì)的便捷。 先假設(shè)直接力是連續(xù)的，通過控制器得到控制量后，再通過脈沖調(diào)制器將連續(xù)控制量轉(zhuǎn)化為離散控制量。 文獻(xiàn)[39]采用智能算法實(shí)現(xiàn)控制量分配，并設(shè)計(jì)了基于模糊控制的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火算法。 文獻(xiàn)[40]假設(shè)直接力是連續(xù)控制量，設(shè)計(jì)了直接力指令與氣動(dòng)力指令間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，利用三回路方法得到混合控制量。 文獻(xiàn)[41]設(shè)計(jì)了快、慢雙環(huán)回路控制系統(tǒng)，利用滑?？刂品椒ǖ玫叫栌每刂屏?，并采用鏈?zhǔn)竭f增融合分配直/氣控制量。 文獻(xiàn)[39-41]都是在得到需用直接力控制量后，利用脈沖調(diào)寬調(diào)頻（PWPF），將連續(xù)控制轉(zhuǎn)化為離散控制量傳遞給直接側(cè)向力執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

先假設(shè)直接力為連續(xù)控制量，再通過脈沖調(diào)制器轉(zhuǎn)化為離散控制量輸入執(zhí)行機(jī)構(gòu)的方法，具有連續(xù)直接力控制的優(yōu)勢(shì)，如設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、適用于各種控制方法等，同時(shí)兼顧了執(zhí)行機(jī)構(gòu)的離散特性，更貼合實(shí)際工程應(yīng)用。 然而，其使用的執(zhí)行機(jī)構(gòu)類型受限，且不能發(fā)揮直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的最大效能，尤其是對(duì)于推力大小不可調(diào)的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，這種建模方法會(huì)導(dǎo)致控制指令與執(zhí)行機(jī)構(gòu)的嚴(yán)重不匹配。

（3） 離散的直接力控制量

脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)是各類直接力執(zhí)行機(jī)構(gòu)中特性最為復(fù)雜、控制受限最嚴(yán)重的，但由于其成熟的制造工藝和相對(duì)低廉的成本，目前被廣泛應(yīng)用于直/氣復(fù)合飛行器。 部分研究盡可能地使直/氣復(fù)合控制模型貼合脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際特性考慮其控制受限問題，在模型中假設(shè)直接力大小固定，且工作周期不可調(diào)，具有開關(guān)性質(zhì)[42-46]。 文獻(xiàn)[42]認(rèn)為單個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小和作用時(shí)間都是固定不變的常數(shù)，采用自適應(yīng)高階滑?？刂品椒ê投我?guī)劃最優(yōu)化方法，得到了氣動(dòng)舵及脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的控制量。 文獻(xiàn)[43]考慮了脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小和作用時(shí)間固定的特性，并在此基礎(chǔ)上，充分利用氣動(dòng)控制減少消耗脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)量。 文獻(xiàn)[45]用梯形剖面近似描述姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)推力的離散特性，應(yīng)用非線性系統(tǒng)理論對(duì)俯仰平面內(nèi)姿控系統(tǒng)模型進(jìn)行分析，詳細(xì)闡述了模型簡(jiǎn)化原理，采用滑模變結(jié)構(gòu)控制理論設(shè)計(jì)了復(fù)合控制律，并根據(jù)氣動(dòng)力和直接側(cè)向力控制的特點(diǎn)實(shí)現(xiàn)控制指令。 文獻(xiàn)[46]充分考慮了脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性，包括不可重復(fù)使用、推力響應(yīng)曲線等，當(dāng)需要的推力積分等于脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)單次工作提供的力時(shí)，啟動(dòng)對(duì)應(yīng)的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)。

考慮了脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小和作用時(shí)間固定的控制受限問題，并以脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火個(gè)數(shù)作為控制輸入[47-50]。 文獻(xiàn)[47]將氣動(dòng)舵和脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)視為內(nèi)外回路分別設(shè)計(jì)控制器，其中氣動(dòng)舵控制回路使用有限時(shí)間穩(wěn)定理論，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)控制回路使用Backstepping方法，在整個(gè)控制系統(tǒng)中通過控制角速度間接實(shí)現(xiàn)攻角的反饋。 文獻(xiàn)[48]除了考慮脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的推力大小和工作時(shí)間固定外，還考慮了單個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)使用過后不可重復(fù)啟動(dòng)的特性，并且在建模中引入了側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾及馬格努斯力矩，提出了一種分階段復(fù)合控制策略，并利用整數(shù)線性規(guī)劃方法，計(jì)算需用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量。 文獻(xiàn)[49]將滑模控制方法與反步法結(jié)合設(shè)計(jì)控制器，利用離散的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)滑模控制的不連續(xù)控制量，通過氣動(dòng)舵實(shí)現(xiàn)滑模控制的連續(xù)控制量，使被控狀態(tài)的有限時(shí)間收斂。 文獻(xiàn)[50]采用混合控制系統(tǒng)方法設(shè)計(jì)控制器，先完成氣動(dòng)舵連續(xù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，再完成脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)離散控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

結(jié)合脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際工作特性，離散的直接力控制量的復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)復(fù)雜，但是能夠充分反映執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性，發(fā)揮直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的最大效能。

2.3 直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制干擾

發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合控制利用直接力控制提升被控對(duì)象的性能，但同時(shí)引入了側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾、發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)延遲干擾以及各通道間耦合干擾等。

（1） 側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾

側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)噴流和高速飛行的飛行器表面及周圍氣流發(fā)生相互作用，在噴口周圍及其上、下游流場(chǎng)形成復(fù)雜的流動(dòng)，嚴(yán)重影響側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)效率和導(dǎo)彈表面流場(chǎng)，使作用在導(dǎo)彈上的力分布發(fā)生劇烈的改變，造成側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾[16]。 側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾與噴流、來流及導(dǎo)彈外形等相關(guān)，具有很大的非線性及不確定性，嚴(yán)重影響直接力控制的精度及響應(yīng)速度，是直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中必須考慮的因素[51-52]。 目前，針對(duì)直接力側(cè)向噴流的研究包括攻角、噴口數(shù)量和布局、噴口型面和形狀等對(duì)側(cè)向噴流干擾流場(chǎng)的影響，以及側(cè)向噴流與舵面的互相干擾等方面已有較成熟的結(jié)論[53]。

在建立動(dòng)力學(xué)模型時(shí)引入側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾的影響，以側(cè)向噴流產(chǎn)生的干擾力和力矩放大因子形式表示[48， 54]，從而使控制器具備抑制側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾的能力。

（2） 發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)延遲干擾

如圖1所示，發(fā)動(dòng)機(jī)開/關(guān)機(jī)時(shí)存在延遲干擾，包括發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)延遲和性能上升/下降延遲，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)不能精準(zhǔn)執(zhí)行控制指令。

發(fā)動(dòng)機(jī)延遲相關(guān)參數(shù)及單個(gè)周期內(nèi)的推力曲線可以在彈下通過實(shí)驗(yàn)測(cè)算。 通過在控制律設(shè)計(jì)中引入這些參量，可以最大程度地削弱開關(guān)延遲干擾的影響。

（3） 各通道間耦合干擾

由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴口相對(duì)彈體位置固定，而彈體姿態(tài)在飛行過程中一直維持著動(dòng)態(tài)穩(wěn)定，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)很難在期望方向提供準(zhǔn)確且穩(wěn)定的直接力，從而引起了各通道間的耦合。

各通道間的耦合干擾是不可避免的，在控制器設(shè)計(jì)中引入彈體姿態(tài)和當(dāng)前時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)噴口朝向，不以完全解耦的方式分別設(shè)計(jì)各通道控制器，而是將控制量引起的通道間耦合引入控制器設(shè)計(jì)中，根據(jù)該時(shí)刻噴口朝向有針對(duì)性地給出控制指令，將不利干擾轉(zhuǎn)化為有利干擾。

3 直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析方法

穩(wěn)定是任何一個(gè)系統(tǒng)正常工作的先決條件。 直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)包含多種、異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)，氣動(dòng)力控制一般為連續(xù)控制，直接力控制則可能具有離散特性，致使復(fù)合系統(tǒng)中不可避免地存在連續(xù)/離散耦合問題;直接力的作用點(diǎn)不同，則會(huì)導(dǎo)致力/力矩耦合問題。 因此，傳統(tǒng)的連續(xù)系統(tǒng)單一執(zhí)行機(jī)構(gòu)的穩(wěn)定性分析方法不適用于直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)。 目前，直/氣復(fù)合控制領(lǐng)域相關(guān)的研究大多僅通過數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證其穩(wěn)定性，對(duì)其穩(wěn)定性的理論推導(dǎo)和分析尚不多見，下面將基于現(xiàn)有的研究介紹復(fù)合控制系統(tǒng)穩(wěn)定分析的思路和進(jìn)展。

（1） 切換系統(tǒng)穩(wěn)定性分析

直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)中存在異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)，啟用不同的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，被控對(duì)象的模型隨即發(fā)生改變。 因此，可以采用切換系統(tǒng)穩(wěn)定性分析的有關(guān)思路和結(jié)論，分析存在復(fù)雜耦合和控制受限問題的直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。 切換系統(tǒng)穩(wěn)定性分析有以下幾種方法[55-56]：

a.基于公共李雅普諾夫函數(shù)的切換系統(tǒng)穩(wěn)定性分析

該方法難點(diǎn)在于確定公共李雅普諾夫函數(shù)。 公共李雅普諾夫函數(shù)一般僅是判斷系統(tǒng)穩(wěn)定的充分條件，在找不到公共李雅普諾夫函數(shù)或證明系統(tǒng)不存在公共李雅普諾夫函數(shù)的情況下，都不能斷言切換系統(tǒng)的穩(wěn)定性[55， 57]。

b.基于多李雅普諾夫函數(shù)的切換系統(tǒng)穩(wěn)定性分析

多李雅普諾夫函數(shù)方法通過為每一個(gè)子系統(tǒng)選擇一個(gè)李雅普諾夫函數(shù)來避免確定公共李雅普諾夫函數(shù)的問題。 基于多李雅普諾夫函數(shù)研究成果可以得到結(jié)論：假設(shè)系統(tǒng)有限時(shí)間內(nèi)只能切換有限次，若切換時(shí)刻的能量是遞減的，則系統(tǒng)是漸近穩(wěn)定的[55， 58]。

c.基于駐留時(shí)間的切換系統(tǒng)穩(wěn)定性

基于駐留時(shí)間的判定方法是：系統(tǒng)在每個(gè)子系統(tǒng)的駐留時(shí)間足夠長時(shí)，能保證切換系統(tǒng)的穩(wěn)定性[59-60]。

d.基于矩陣測(cè)度的切換系統(tǒng)穩(wěn)定性分析

該方法的優(yōu)點(diǎn)是不需要構(gòu)造李雅普諾夫函數(shù)，只需通過計(jì)算子系統(tǒng)矩陣測(cè)度即可判斷切換系統(tǒng)的穩(wěn)定性; 缺陷是保守性大，判斷結(jié)果不準(zhǔn)確[61]。

（2） 基于相平面的穩(wěn)定性分析

相平面分析的方法作為一種圖解法，不用設(shè)計(jì)函數(shù)或求解方程，通過相軌跡反映系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)，即可分析系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

文獻(xiàn)[40]和文獻(xiàn)[62]基于描述函數(shù)與相平面分析了直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。 文獻(xiàn)[40]利用脈沖調(diào)制器得到了離散的直接側(cè)向力控制量，給出了脈沖調(diào)制器的非線性描述函數(shù)，通過脈沖調(diào)制器的描述函數(shù)與控制系統(tǒng)中線性環(huán)節(jié)的奈奎斯特曲線分析了直/氣復(fù)合系統(tǒng)的穩(wěn)定性。 文獻(xiàn)[62]基于描述函數(shù)相關(guān)理論和奈奎斯特曲線，分析了具有非線性量化特性和死區(qū)特性的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)復(fù)合控制系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響。

4 直/氣復(fù)合控制方法

為了在稀薄大氣環(huán)境中實(shí)現(xiàn)各種高機(jī)動(dòng)任務(wù)，飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中越來越多地采用了能夠顯著提高響應(yīng)速度的直/氣復(fù)合控制技術(shù)，但也隨之帶來了許多設(shè)計(jì)上的問題。 本節(jié)以直/氣復(fù)合控制攔截器為例，介紹直/氣復(fù)合控制方式、國內(nèi)外直/氣復(fù)合控制方法研究現(xiàn)狀及脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火算法。

4.1 直/氣復(fù)合控制方式

直接力大小和響應(yīng)速度不受氣動(dòng)環(huán)境和導(dǎo)彈飛行速度影響，其高空優(yōu)勢(shì)尤為突出，適用空域更大[63];氣動(dòng)力控制嚴(yán)重依賴于氣動(dòng)環(huán)境，在大氣稠密環(huán)境中優(yōu)勢(shì)明顯，且相關(guān)控制理論與工程應(yīng)用都很成熟。 直接力控制響應(yīng)速度快、不受環(huán)境影響，但相較于力矩控制，需要提供更多的輸入能量來實(shí)現(xiàn)[2]。 對(duì)于直/氣復(fù)合控制來說，各個(gè)控制量能否良好地配合，直接決定了復(fù)合控制系統(tǒng)的性能優(yōu)劣[2， 64-65]。

根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的不同，直/氣復(fù)合控制可分為三種：姿控復(fù)合式、軌控復(fù)合式和姿/軌控復(fù)合式。

（1） 姿控復(fù)合式指姿控與氣動(dòng)舵控制相結(jié)合的復(fù)合控制系統(tǒng)，采用力矩控制的方式，通過改變導(dǎo)彈的飛行姿態(tài)產(chǎn)生氣動(dòng)力，進(jìn)而控制導(dǎo)彈飛行彈道。 現(xiàn)有典型攔截器型號(hào)為美國PAC-3。

（2） 軌控復(fù)合式指軌控與氣動(dòng)舵控制相結(jié)合的復(fù)合控制系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)與氣動(dòng)舵分別提供力控制和力矩控制，力控制調(diào)整導(dǎo)彈飛行彈道，力矩控制調(diào)整導(dǎo)彈飛行姿態(tài)。 現(xiàn)有典型攔截器型號(hào)為俄羅斯S-400系列中的9M96E/E2、意大利/法國聯(lián)合研制的Aster-15/30。

（3） 姿/軌控復(fù)合式指姿控與軌控相結(jié)合的復(fù)合控制系統(tǒng)，主要用于稀薄大氣或真空環(huán)境中。 軌控發(fā)動(dòng)機(jī)提供力控制來調(diào)整導(dǎo)彈飛行彈道;姿控發(fā)動(dòng)機(jī)提供力/力矩混合控制，其中，以力矩控制為主，用于調(diào)整導(dǎo)彈飛行姿態(tài)。 現(xiàn)有典型攔截器型號(hào)為美國THAAD。

4.2 直/氣復(fù)合控制方法研究現(xiàn)狀

多執(zhí)行機(jī)構(gòu)的復(fù)合控制系統(tǒng)與單一執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)不同，除了基于各種控制理論的控制律外，還包含復(fù)合協(xié)調(diào)控制模式。 復(fù)合協(xié)調(diào)控制模式是多個(gè)控制量協(xié)調(diào)工作的框架，從結(jié)構(gòu)上可分為四種模式[55， 66]：控制量串聯(lián)、控制量切換、直接力前饋、控制量并行。 下面以直/氣復(fù)合為例，介紹上述四種協(xié)調(diào)控制模式。

（1） 直/氣串聯(lián)工作

直/氣串聯(lián)工作方案考慮到多種執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作特性和工作周期不同，將氣動(dòng)力、直接力控制系統(tǒng)視為內(nèi)、外回路，分別設(shè)計(jì)控制器[29， 47-48， 50， 67]，如圖6所示。

由于氣動(dòng)舵的采樣控制周期遠(yuǎn)小于脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的工作周期，可以視為連續(xù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，文獻(xiàn)[29]和文獻(xiàn)[50]將氣動(dòng)舵控制系統(tǒng)視為連續(xù)的內(nèi)環(huán)系統(tǒng)設(shè)計(jì)了控制器，之后，針對(duì)包含舵控系統(tǒng)反饋量的連續(xù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的離散控制器。 在文獻(xiàn)[50]的基礎(chǔ)上，文獻(xiàn)[67]充分考慮了氣動(dòng)舵的飽和以及脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火序列與實(shí)際需用直接力的偏差，在保證導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)響應(yīng)能力的情況下，減少了發(fā)動(dòng)機(jī)的消耗。 文獻(xiàn)[47]采用有限時(shí)間穩(wěn)定理論設(shè)計(jì)氣動(dòng)力控制的內(nèi)回路以求實(shí)現(xiàn)最短時(shí)間控制，采用反步法設(shè)計(jì)直接側(cè)向力控制的外回路以求加快控制系統(tǒng)的響應(yīng)速度，并在整個(gè)控制系統(tǒng)中引入“隱攻角反饋”，進(jìn)一步改善系統(tǒng)的響應(yīng)性能。 文獻(xiàn)[48]提出了一種分時(shí)串聯(lián)的復(fù)合控制策略，利用整數(shù)線性規(guī)劃方法得到脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)需用數(shù)量作為控制輸入，基于動(dòng)態(tài)逆控制和自抗擾控制方法設(shè)計(jì)氣動(dòng)舵控制律。

將直/氣復(fù)合控制分為內(nèi)、外回路分別設(shè)計(jì)控制器的方法，能夠充分考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作特性和采樣周期的差異，靈活選擇兩回路的控制器實(shí)現(xiàn)方法，同時(shí)也降低了復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的復(fù)雜性，但缺乏對(duì)直/氣協(xié)調(diào)作用的考慮，不能充分發(fā)揮直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的性能。

（2） 直/氣切換工作

直/氣切換工作方案中，直接力控制系統(tǒng)與氣動(dòng)力控制系統(tǒng)不同時(shí)工作，而是依據(jù)直接力判別條件選擇其中之一實(shí)現(xiàn)控制指令，在采用氣動(dòng)力執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制輸入時(shí)，不考慮直接力的作用，反之亦然。 文獻(xiàn)[68]采用切換工作結(jié)構(gòu)分別設(shè)計(jì)氣動(dòng)力控制律與直接側(cè)向力控制律，并結(jié)合模糊控制方法設(shè)計(jì)直接側(cè)向力判別條件，如圖7所示。 文獻(xiàn)[69]在保證氣動(dòng)力和直接力系統(tǒng)都穩(wěn)定的情況下，分別設(shè)計(jì)兩系統(tǒng)控制律，并基于狀態(tài)反饋設(shè)計(jì)切換律，給出了氣動(dòng)力和直接力系統(tǒng)的切換序列。

切換工作方案的特點(diǎn)是設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，不存在多執(zhí)行機(jī)構(gòu)同時(shí)作用的情況，缺陷是缺乏執(zhí)行機(jī)構(gòu)間的協(xié)調(diào)，不能發(fā)揮直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的最大性能。

（3） 直接力前饋工作

直接力前饋工作方案以前饋-反饋雙回路的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)，氣動(dòng)力控制作為反饋回路，在此基礎(chǔ)上加入直接力控制作為前饋回路，如圖8所示。 前饋回路的直接力控制主要用于調(diào)整飛行器在大機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)下的動(dòng)態(tài)過程，在穩(wěn)態(tài)或者非機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)情況下則無需使用[70]。

文獻(xiàn)[71]基于反饋和前饋的系數(shù)圖表方法設(shè)計(jì)控制器，其中氣動(dòng)力控制作為反饋控制，直接力控制作為前饋控制。 文獻(xiàn)[70]基于前饋-反饋結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)了直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)，采用進(jìn)化策略完成了系統(tǒng)參數(shù)的多目標(biāo)優(yōu)化。

直接力前饋的方案相較于串聯(lián)、切換方案增加了直接力/氣動(dòng)力控制的配合，但設(shè)計(jì)略復(fù)雜，且同樣沒有將直接力/氣動(dòng)力控制視為系統(tǒng)的多個(gè)輸入同時(shí)進(jìn)行設(shè)計(jì)，不能發(fā)揮直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的最大性能。

（4） 直/氣并行工作

由于異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)、特性差異較大，多采用復(fù)合控制器、控制分配策略以及各執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制律分別獨(dú)立設(shè)計(jì)的并行工作結(jié)構(gòu)。 這種工作結(jié)構(gòu)泛用性強(qiáng)，設(shè)計(jì)靈活，是多執(zhí)行機(jī)構(gòu)復(fù)合控制領(lǐng)域中最常用的方法，也是當(dāng)前的研究熱點(diǎn)[66， 72-73]。

如圖9所示，直/氣并行工作方案根據(jù)實(shí)際控制指令，先通過復(fù)合控制器得到整個(gè)系統(tǒng)的需用控制量，比如根據(jù)攻角指令得到需用力矩，再依據(jù)控制分配策略，將需用控制量分配到直接力和氣動(dòng)力兩種執(zhí)行機(jī)構(gòu)，最后由這兩種執(zhí)行機(jī)構(gòu)共同實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的需用控制量[74]。

基于并行方案的直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)可分為復(fù)合控制器和控制分配兩部分，在此基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)者可以分別設(shè)計(jì)控制器與控制分配策略，即保留控制器結(jié)構(gòu)，再通過將所需控制量分配給直接力控制和氣動(dòng)力控制分別實(shí)現(xiàn)[34， 73-74]。 現(xiàn)有研究成果說明，控制分配是并行工作結(jié)構(gòu)的多執(zhí)行機(jī)構(gòu)復(fù)合控制的核心，控制分配策略的優(yōu)劣會(huì)嚴(yán)重影響系統(tǒng)的控制效率[34， 75-76]。

控制分配策略是并行工作方案的核心，根據(jù)控制分配策略中是否有實(shí)時(shí)考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)的特性，分為靜態(tài)控制分配和動(dòng)態(tài)控制分配。

a. 靜態(tài)控制分配

靜態(tài)控制分配沒有考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性，但相對(duì)動(dòng)態(tài)控制分配計(jì)算量小。 常見的靜態(tài)分配方法包括直接分配法[41， 73， 77]、鏈?zhǔn)竭f增分配法[78]、線性規(guī)劃分配法[79]和智能算法[39]。

直接分配法基于某一指標(biāo)給出一個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)選擇方案;鏈?zhǔn)竭f增分配法按照一定次序使用控制量，并以飽和為控制量更換條件。 在直/氣復(fù)合控制中，一般將氣動(dòng)力控制作為主控制量，直接力控制作為次控制量，當(dāng)主控制量飽和后，啟用次控制量。 直接分配法和鏈?zhǔn)竭f增分配法都是基于某種規(guī)則的靜態(tài)控制分配方法，具有計(jì)算量小、設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、直觀、可以彈上實(shí)時(shí)解算的優(yōu)勢(shì)，但不能發(fā)揮直/氣復(fù)合控制的最大性能。 線性規(guī)劃分配法和智能算法則屬于優(yōu)化方法，利用優(yōu)化算法獲得性能指標(biāo)函數(shù)的最優(yōu)解，設(shè)計(jì)靈活，可以實(shí)現(xiàn)各種復(fù)雜約束，相較于前兩者控制性能更好，但往往具有計(jì)算量大，需要離散規(guī)劃、在線匹配的特點(diǎn)。

動(dòng)壓由大氣密度和飛行速度共同決定，能夠有效評(píng)估執(zhí)行機(jī)構(gòu)效能，是設(shè)計(jì)直接分配法中最常見的依據(jù)，文獻(xiàn)[41，73，77]均以動(dòng)壓作為標(biāo)準(zhǔn)，設(shè)計(jì)控制分配規(guī)則。 文獻(xiàn)[41]根據(jù)實(shí)際的飛行包線和任務(wù)需求確定了動(dòng)壓分界面，提出了五段控制模式，并詳細(xì)規(guī)定了每段控制模式的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。 文獻(xiàn)[73]采用并行工作結(jié)構(gòu)，基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)滑模控制方法設(shè)計(jì)復(fù)合控制器，然后，根據(jù)動(dòng)壓實(shí)時(shí)分配氣動(dòng)舵與發(fā)動(dòng)機(jī)需要提供的控制力矩。 文獻(xiàn)[77]以動(dòng)壓為依據(jù)設(shè)計(jì)了直接側(cè)向力控制向氣動(dòng)力控制的過渡函數(shù)的權(quán)重系數(shù)。 文獻(xiàn)[78]以鏈?zhǔn)竭f增分配策略分配力矩，配合二次規(guī)劃的氣動(dòng)面和整數(shù)線性規(guī)劃的RCS，以求減小執(zhí)行機(jī)構(gòu)的能量消耗。 文獻(xiàn)[39]基于自適應(yīng)遺傳算法設(shè)計(jì)了控制分配策略。 文獻(xiàn)[79]在考慮位置和速度約束的情況下，基于線性規(guī)劃設(shè)計(jì)了一種優(yōu)化控制分配方法，將控制指令分配給各執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

b. 動(dòng)態(tài)控制分配

文獻(xiàn)[44，80-81]中指出，多數(shù)研究的控制分配策略屬于靜態(tài)分配，其本質(zhì)是一個(gè)開環(huán)系統(tǒng)，沒有考慮不同執(zhí)行機(jī)構(gòu)作用到被控對(duì)象后的動(dòng)態(tài)特性差異。 因此，動(dòng)態(tài)控制分配在靜態(tài)控制分配的基礎(chǔ)上引入過載偏差、旋轉(zhuǎn)角速度等狀態(tài)及系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性考慮，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)閉環(huán)。 相較于靜態(tài)控制分配，基于動(dòng)態(tài)控制分配的直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)性能更優(yōu)，但動(dòng)態(tài)控制分配過程計(jì)算量更大，測(cè)試狀態(tài)量更多，測(cè)量精度要求更高，工程應(yīng)用中難以實(shí)現(xiàn)。

文獻(xiàn)[82]針對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性變化問題，采用模糊自適應(yīng)分配方法設(shè)計(jì)了控制分配策略。 文獻(xiàn)[34]基于被約束的二次型規(guī)劃的動(dòng)態(tài)控制分配方法，將控制力矩分配給氣動(dòng)力和直接側(cè)向力執(zhí)行機(jī)構(gòu)。 文獻(xiàn)[33]基于并行工作結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)合控制系統(tǒng)，采用固定時(shí)間滑?？刂品椒ㄔO(shè)計(jì)復(fù)合控制器，基于二次規(guī)劃的動(dòng)態(tài)最優(yōu)方法設(shè)計(jì)控制分配策略。 該方法在分配過程中考慮了執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，以求得到更精確的分配結(jié)果。 文獻(xiàn)[80]基于約束二次規(guī)劃設(shè)計(jì)了一種基于當(dāng)前時(shí)刻控制需求和前一采樣時(shí)刻控制輸入的動(dòng)態(tài)控制分配方法。

4.3 脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火算法

脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的位置受到彈體結(jié)構(gòu)和安裝工藝的限制，只能提供特定方向的直接力，在控制受限的情況下設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法，盡可能實(shí)現(xiàn)需用控制力，是直接力控制的難點(diǎn)和核心之一。 點(diǎn)火算法的優(yōu)劣直接影響直接力的控制效果，決定了被控對(duì)象的機(jī)動(dòng)性、快速性和精確度。

脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火算法需要依據(jù)點(diǎn)火噴口的分布設(shè)計(jì)，如圖3～4所示，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝方案可分為兩種：均勻分布一圈或數(shù)圈安裝脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，多用于旋轉(zhuǎn)的軸對(duì)稱被控對(duì)象，如旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈;針對(duì)俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三通道控制分別安裝脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，適用于三通道可以解耦設(shè)計(jì)的被控對(duì)象。 脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)由于其位置限制，不能提供任意方向的直接力。 因此，需要設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法，規(guī)劃脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火噴口，盡可能精確地實(shí)現(xiàn)控制指令要求的直接力;同時(shí)，減少脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的消耗，避免抖振、反噴等問題。

設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法前，首先需要根據(jù)攔截器的控制方式及脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的分布確定適合的點(diǎn)火方式。 從原理看，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火方式主要有區(qū)域點(diǎn)火和推力矢量合成點(diǎn)火兩種。

（1） 區(qū)域點(diǎn)火

區(qū)域控制發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火如圖10所示，位于y-和y+位置的發(fā)動(dòng)機(jī)控制被控對(duì)象的縱向/俯仰通道機(jī)動(dòng)，位于z-和z+位置的發(fā)動(dòng)機(jī)控制被控對(duì)象的側(cè)向/偏航通道機(jī)動(dòng)。 發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后提供相反方向的推力，所以，點(diǎn)燃上方的位于y-方向的發(fā)動(dòng)機(jī)，可以提供y軸負(fù)向的直接力。 其余區(qū)域同理。 此外，由于脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置限制和被控對(duì)象的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)提供的直接力實(shí)際方向很難與期望方向完全重合，偏差部分一般視為干擾。

文獻(xiàn)[83-84]基于區(qū)域點(diǎn)火方式設(shè)計(jì)了點(diǎn)火算法。 文獻(xiàn)[83]將俯仰和偏航通道解耦，在彈頭配置兩組共四臺(tái)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)，分別控制俯仰通道和偏航通道。 文獻(xiàn)[84]每圈安裝18個(gè)姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，分為正、負(fù)俯仰和正、負(fù)偏航四個(gè)控制區(qū)。

區(qū)域點(diǎn)火方式計(jì)算簡(jiǎn)單，但沒有考慮通道間的耦合，容易造成脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的浪費(fèi)。 基于其特性，區(qū)域點(diǎn)火適用于滾轉(zhuǎn)通道運(yùn)動(dòng)較小，即各通道耦合不嚴(yán)重的被控對(duì)象。

（2） 推力矢量合成點(diǎn)火

在脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)工作的一個(gè)周期內(nèi)，若被控對(duì)象存在滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，則直接力掃過一個(gè)扇形區(qū)域，最終提供一個(gè)矢量合成力，如圖11所示。 當(dāng)工作的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)隨著被控對(duì)象的旋轉(zhuǎn)由A點(diǎn)運(yùn)動(dòng)到B點(diǎn)，最終得到合成的直接力F，F(xiàn)的方向在A，B兩點(diǎn)提供的直接力間，F(xiàn)的大小根據(jù)矢量合成原理計(jì)算。 同時(shí)啟動(dòng)多個(gè)位置的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)也是同理。 按照矢量合成的原理即可計(jì)算最終作用的直接力;反之，可通過最終期望獲得的直接力，反向計(jì)算點(diǎn)火脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的位置和數(shù)量。

文獻(xiàn)[28，85-89]基于推力矢量合成點(diǎn)火方式設(shè)計(jì)了點(diǎn)火算法。 基于推力矢量點(diǎn)火方式的點(diǎn)火算法有三種設(shè)計(jì)思路：根據(jù)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置與需用直接力的幾何關(guān)系[28， 85-87];控制被控對(duì)象滾轉(zhuǎn)通道[88];利用優(yōu)化算法[89]。 文獻(xiàn)[85]建立了簡(jiǎn)化的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的數(shù)學(xué)模型，根據(jù)數(shù)學(xué)模型及各通道需用直接力的幾何關(guān)系，設(shè)計(jì)了一種基于單純形的點(diǎn)火算法。 文獻(xiàn)[28]在旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈頭部安裝了10圈脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，每圈均勻分布16個(gè)姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，根據(jù)所需直接力的方向就近選擇一個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火。 文獻(xiàn)[86]基于極坐標(biāo)的形式設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法，并規(guī)定了姿控脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)順序：按照距離質(zhì)心的遠(yuǎn)近，從遠(yuǎn)到近使用。 文獻(xiàn)[87]通過單個(gè)點(diǎn)火或組合點(diǎn)火脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生直接力，設(shè)計(jì)了脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火個(gè)數(shù)確定及點(diǎn)火序號(hào)選擇策略。 文獻(xiàn)[88]優(yōu)化了彈體滾轉(zhuǎn)角速度，基于直接力的動(dòng)態(tài)響應(yīng)設(shè)計(jì)了滾轉(zhuǎn)扇掃點(diǎn)火偏差補(bǔ)償算法。 文獻(xiàn)[89]將點(diǎn)火算法轉(zhuǎn)化為0-1規(guī)劃問題，基于貪心算法對(duì)該問題進(jìn)行了快速近似求解。 為了在確保精度的前提下減少脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的消耗，基于幾何關(guān)系設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法的方式具有計(jì)算量小且不需要控制被控對(duì)象滾轉(zhuǎn)通道的優(yōu)勢(shì)，在工程應(yīng)用中最為廣泛。

雖然不可避免地存在期望控制力與實(shí)際控制力方向的偏差，但相較于區(qū)域點(diǎn)火，推力矢量合成點(diǎn)火的控制力方向準(zhǔn)確度更高，對(duì)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)造成的浪費(fèi)更小，但要求脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)以一圈或數(shù)圈的形式均勻分布，每圈分布的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴口越多，提供的控制力方向越準(zhǔn)確。 考慮到單個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)無法重復(fù)使用的特性，推力矢量合成點(diǎn)火一般用于軸對(duì)稱的滾轉(zhuǎn)被控對(duì)象，在滾轉(zhuǎn)過程中脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)相對(duì)空間方向一直變化，避免了由于發(fā)動(dòng)機(jī)耗盡無法提供特定方向直接力的問題。

5 直/氣復(fù)合控制的展望

直/氣復(fù)合控制主要應(yīng)用于對(duì)飛行器性能、命中精度、響應(yīng)速度等要求較高的情況，面臨著異類執(zhí)行機(jī)構(gòu)組合導(dǎo)致的模型復(fù)雜、大氣環(huán)境稠密變化大導(dǎo)致的飛行階段復(fù)雜、執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制受限嚴(yán)重等問題，給其制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來了困難和挑戰(zhàn)。 為了在實(shí)際工程問題下發(fā)揮直/氣復(fù)合控制的最大性能，為相關(guān)工程應(yīng)用提供理論指導(dǎo)，基于現(xiàn)有的研究現(xiàn)狀，仍有以下問題等待完善：

（1） 多輸入混合異構(gòu)控制系統(tǒng)建模

由于直接力、氣動(dòng)力控制量特性不同，直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)本質(zhì)上是一種多輸入混合異構(gòu)控制系統(tǒng)，多控制量之間的協(xié)調(diào)直接影響復(fù)合控制系統(tǒng)性能。 現(xiàn)有研究為了便于設(shè)計(jì)，采用分別設(shè)計(jì)直接力控制系統(tǒng)、氣動(dòng)力控制系統(tǒng)的策略，再依據(jù)規(guī)則或優(yōu)化策略將二者組合。 這種方法沒有將多執(zhí)行機(jī)構(gòu)復(fù)合系統(tǒng)視為統(tǒng)一的多輸入系統(tǒng)，導(dǎo)致異類控制量配合時(shí)存在一定的損耗，不能實(shí)現(xiàn)復(fù)合控制的最大性能，且忽略了執(zhí)行機(jī)構(gòu)間的相互作用，對(duì)復(fù)合控制的多輸入特性缺乏理論分析和深入研究。

直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的多輸入控制量形式與執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置緊密相關(guān)。 為發(fā)揮多執(zhí)行機(jī)構(gòu)協(xié)調(diào)的最大性能，考慮將直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)視為多輸入系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)研究;另一方面，多輸入復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法具有較強(qiáng)的泛用性，可以在統(tǒng)一的控制框架下結(jié)合具體的執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置方案實(shí)現(xiàn)復(fù)合控制，更便于工程應(yīng)用。

（2） 直/氣復(fù)合控制穩(wěn)定性分析

異構(gòu)執(zhí)行機(jī)構(gòu)導(dǎo)致了連續(xù)/離散耦合問題，現(xiàn)有研究在直/氣復(fù)合控制模型中考慮了氣動(dòng)力的連續(xù)特性和直接力的離散特性，但在穩(wěn)定性分析方面尚缺乏相關(guān)研究。 后續(xù)研究中，可以考慮在選取穩(wěn)定性分析的李雅普諾夫函數(shù)時(shí)將連續(xù)控制量與離散控制量相結(jié)合。

（3） 直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)容錯(cuò)

直接力執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置方式靈活多樣，且其工作特性與氣動(dòng)舵有較大差異。 現(xiàn)有容錯(cuò)方法大多基于傳統(tǒng)的氣動(dòng)控制設(shè)計(jì)，對(duì)于直/氣復(fù)合控制，尤其是直接力控制的容錯(cuò)方法關(guān)注較少。

后續(xù)研究中可以考慮設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法容錯(cuò)策略，在有脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)故障的情況下，通過調(diào)整點(diǎn)火脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)噴口位置或推力大小，靈活地補(bǔ)償故障脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)提供的直接力。

（4） 直/氣復(fù)合系統(tǒng)制導(dǎo)控制一體化

直接力的作動(dòng)器脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)由于安裝位置不同，存在力矩控制和力控制兩種工作形式，其中，力控制可以為被控對(duì)象提供加速度，效果直接作用于其飛行彈道，造成制導(dǎo)控制系統(tǒng)的耦合。 傳統(tǒng)的制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)通常采用分別設(shè)計(jì)制導(dǎo)系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的方式，令控制系統(tǒng)跟蹤制導(dǎo)系統(tǒng)生成制導(dǎo)指令，使控制系統(tǒng)嵌入到制導(dǎo)系統(tǒng)中。 制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)方法作為傳統(tǒng)方法的改進(jìn)和替代，不再區(qū)分制導(dǎo)系統(tǒng)或控制系統(tǒng)，而是將其作為一個(gè)整體考慮，根據(jù)測(cè)量信息與被控對(duì)象本身的狀態(tài)直接產(chǎn)生控制指令，減少制導(dǎo)控制系統(tǒng)耦合造成的控制偏差，在兼顧傳統(tǒng)制導(dǎo)控制系統(tǒng)性能的同時(shí)，提高整體的制導(dǎo)品質(zhì)，具有更快的響應(yīng)速度和更高的命中精度，能夠進(jìn)一步增強(qiáng)直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的機(jī)動(dòng)性和快速性。 然而，一體化設(shè)計(jì)通常面臨著系統(tǒng)階數(shù)較高的問題，其在直/氣復(fù)合制導(dǎo)控制方面的應(yīng)用還有待后續(xù)的深入探索。

（5） 直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的能量控制

氣動(dòng)舵本質(zhì)上屬于舵機(jī)，提供連續(xù)的控制量，且不需要消耗燃料;直接力執(zhí)行機(jī)構(gòu)本質(zhì)屬于發(fā)動(dòng)機(jī)，需要通過燃燒燃料獲得直接推力。 因此，在使用直接力時(shí)需要考慮能量控制問題，即如何在消耗盡可能少的燃料的情況下完成控制任務(wù)。

現(xiàn)有直/氣復(fù)合控制領(lǐng)域的研究在能量控制方面的成果較少且缺乏系統(tǒng)性，未來可以考慮從執(zhí)行機(jī)構(gòu)選擇策略、執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置優(yōu)化、直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的智能化能量控制等方面入手，研究直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的能量控制方法，提高燃料的利用效率。 另外，需用燃料的多少是評(píng)估直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)效能的重要指標(biāo)，在工程應(yīng)用中備受關(guān)注，后續(xù)研究可以基于能量控制提出直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)的評(píng)估指標(biāo)，為工程實(shí)踐中的執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置提供理論指導(dǎo)。

除此之外，直接力控制的典型執(zhí)行機(jī)構(gòu)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)在開關(guān)狀態(tài)切換時(shí)可能引起抖振，導(dǎo)致能量的浪費(fèi)，在后續(xù)研究中可以考慮對(duì)此進(jìn)行針對(duì)性的優(yōu)化。

6 總? 結(jié)

相對(duì)于傳統(tǒng)的純氣動(dòng)控制系統(tǒng)，直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)能夠顯著提升被控對(duì)象的機(jī)動(dòng)性和快速性，多用于對(duì)系統(tǒng)響應(yīng)速度、機(jī)動(dòng)能力有較高要求的應(yīng)用場(chǎng)景中。 然而，直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)屬于包含多輸入的混合異構(gòu)執(zhí)行機(jī)構(gòu)組合系統(tǒng)，導(dǎo)致其在建模、制導(dǎo)控制方法、穩(wěn)定性分析等方面都存在一定的困難。

在對(duì)直/氣復(fù)合控制方式及執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行概述的基礎(chǔ)上，對(duì)直/氣復(fù)合系統(tǒng)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行了綜述，并分析了直/氣復(fù)合系統(tǒng)中的關(guān)鍵技術(shù)，可得到結(jié)論如下：

（1） 在直/氣復(fù)合控制系統(tǒng)建模中將直接力簡(jiǎn)化為連續(xù)控制量，便于在控制系統(tǒng)中使用各種復(fù)雜控制方法，但這種假設(shè)在工程應(yīng)用中存在較大限制，無法實(shí)現(xiàn)。 若盡可能在直/氣復(fù)合系統(tǒng)建模中體現(xiàn)直接力的工作特性，則給后續(xù)設(shè)計(jì)帶來了極大的挑戰(zhàn)。

（2） 采用控制量并行模式可以將復(fù)合控制系統(tǒng)分為復(fù)合控制器和控制分配兩部分獨(dú)立進(jìn)行設(shè)計(jì)，具有泛用性強(qiáng)、設(shè)計(jì)靈活的優(yōu)勢(shì)，是現(xiàn)有研究中最常用的模式。 并行模式下控制器設(shè)計(jì)與一般的純氣動(dòng)控制系統(tǒng)相同，而根據(jù)被控對(duì)象的作動(dòng)器特點(diǎn)、使用環(huán)境、計(jì)算能力、任務(wù)需求等設(shè)計(jì)的控制分配策略則是此模式的核心，直接影響最終的控制效果。

（3） 脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)作為應(yīng)用最廣泛的直接力執(zhí)行機(jī)構(gòu)，具有工作時(shí)間受限、推力大小受限、安裝位置受限、數(shù)量有限等控制受限問題。 結(jié)合上述控制受限問題以及脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)啟控方式，基于需用直接力方向和脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)幾何關(guān)系、控制滾轉(zhuǎn)通道、利用優(yōu)化算法來設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法。

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[HJ*3][HJ][JZ（]Review on Development of Direct Force/Aerodynamic Force

Compound Control Technology

Guo Jianguo*，Peng Qian，Zhou Min

（Institute of Precision Guidance and Control，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China）

[HT]? Abstract：

The essence of direct force/aerodynamic force compound control is to improve the maneuverability and rapidity of controlled aircraft by using the fast response speed of direct force， which can effectively compensate the slow response of aerodynamic control caused by insufficient aerodynamic force. This paper describes the characteristics and key problems of?; direct force/aerodynamic force compound control system， and introduces the modeling method of? direct force/aerodynamic force compound control system from three aspects： the configuration of? engine， the existing research of? direct force modeling at home and abroad， and the disturbance modeling of? direct force control.The direct force/aerodynamic force compound control method is introduced from three aspects： the control method， the existing research of direct force/aerodynamic force compound control method at home and abroad， and the ignition algorithm of pulse engine. The feasible direct force/aerodynamic force compound system stability analysis method is given， the future development trend of direct force/aerodynamic force compound control is prospected， and its key technologies are summarized.

Key words： direct force;aerodynamic force;guidance and control system;direct lateral force;control distribution;pulse engine;ignition algorithm

收稿日期： ?2021-07-13

基金項(xiàng)目： 國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（61973254;62003270）

作者簡(jiǎn)介： 郭建國（1975-）， 男， 河南南陽人， 博士， 教授。