高速飞行器俯冲段制导控制一体化综述

引用格式：郭建国，梁乐成，周敏，等.高速飞行器俯冲段制导控制一体化综述［J］.航空兵器，2023，30（1）：1-10.

GuoJianguo，LiangLecheng，ZhouMin，etal.OverviewofIntegratedGuidanceandControlforHypersonicVehiclesinDivePhase［J］.AeroWeaponry，2023，30（1）：1-10.（inChinese）

摘要：本文从模型构建和方法设计两个方面对高速飞行器俯冲段制导控制一体化问题进行综述。首先，对俯冲段制导控制一体化模型构建进行总结，依据系统集成度提升程度的不同，分别对分通道制导控制一体化模型、全状态耦合高阶一体化模型，以及集成度提升低阶一体化模型构建进行了介绍，并对飞行器系统和设计模型特性进行了分析，指出了面临的主要设计问题。其次，针对俯冲段制导控制一体化设计难点，从快时变强不确定性鲁棒控制、高阶非匹配不确定性控制，以及考虑多约束控制方面对设计方法进行综述，总结并评述了国内外相关理论的发展现状和不足。最后，对俯冲段制导控制一体化的发展趋势进行了展望。

关键词：高速飞行器；制导控制一体化；俯冲段；不确定性；多约束控制；鲁棒控制

中图分类号：TJ765；V249

文献标识码：A

文章编号：1673-5048（2023）01-0001-10

DOI：10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0182

0引言

高超声速飞行器一般指飞行马赫数大于5，飞行高度在20～100km的临近空间先进飞行器［1］。这类飞行器兼具传统航天器和航空器的优点，具有作战空域大、航程远、飞行速度快等特点，可以对各类远程目标进行打击，具有比传统弹道式导弹更强的机动性和突防能力，表现出重要的军事价值［2-3］。

飞行器的制导控制系统直接决定了飞行性能，而俯冲段是决定对目标打击效果的关键。传统的制导控制系统设计基于时标分离假设，将系统分为慢回路制导系统和快回路姿态控制系统，分别独立设计制导律和姿态控制律［4-6］，但是这一传统设计思路在面对高超声速飞行器这类复杂高动态系统时，设计局限性突出。高超声速飞行器因其特殊的飞行条件和气动外形，表现出复杂的快时变、强耦合、强非线性、非最小相位等复杂动力学特性，质心运动和绕质心运动的耦合关系加强［7］，这是由于高速飞行可能引起制导回路时间常数减小，以及高动态快速下压打击目标时出现时标分离假设失效的情况，从而导致控制性能下降和弹体失稳。此外，传统的制导控制分离设计存在制导和姿态控制指令的传输延迟问题，难以满足高超声速飞行器这类对快速性具有更高要求的系统，尤其是要求飞行器快速机动的俯冲段，因此，为了满足系统综合性能需要，必须进一步考虑加强制导和控制回路的联系，进行一体化的综合设计。

制导控制一体化在制导子系统设计中完全引入了绕质心转动环节，直接产生对执行器的控制指令，克服了时标分离假设的局限性，有助于提升制导控制系统的快速性和飞行器的综合性能，减少制导和姿态控制系统在设计上的重复性和保守性［8］。经过国内外学者的长期研究，出现了大量关于模型构建和方法设计等方面的研究成果。俯冲段制导控制一体化模型构建方面，按照系统集成度逐渐提升的顺序，大致经历了从分通道制导控制一体化模型、全状态耦合高阶一体化模型、集成度提升低阶一体化模型的发展阶段［9］。分通道制导控制一体化模型是将飞行器的三维空间运动分解到纵向和侧向通道，忽略了通道间的耦合关系，对于通道间耦合不严重飞行器一般具有较好的控制效果，但对于面对称气动布局飞行器、弹体姿态快速调整飞行器，难以获得满意的控制效果。全状态耦合高阶一体化模型是基于三维空间运动形式，直接由飞行器与目标相对运动方程、飞行器质心及绕质心动力学方程推导得到，具有表征飞行器全状态耦合关系的特征，一般具有高阶严格反馈形式，是主流的制导控制一体化设计模型，但是模型的复杂性增加了控制器设计困难，且未摆脱制导控制分离式的建模思路。集成度提升低阶一体化模型通过建立部分环节的解析方程等方式，对全耦合高阶一体化模型进行部分替代，进一步加强了各子系统的联系，降低了模型复杂度以及控制器的设计困难，对于面向控制器设计的模型简化处理是一个重要研究方向。

俯冲段制导控制一体化设计方法方面，针对飞行器制导控制所面临的主要问题，国内外学者针对快时变强不确定性鲁棒控制、高阶非匹配不确定性控制、满足多约束条件控制等方面开展了大量研究工作。对于高超声速飞行器面临强烈不确定性问题，发展出了基于滑模变结构控制和H∞控制等鲁棒控制理论的设计方法，其中。对于系统面临的大量高阶非匹配不确定性问题，主要基于反步控制将制导控制器设计问题转化为输出调谐问题，并通过设计干扰观测器、自适应律等方式对各阶子系统的非匹配不确定性进行补偿，这是当前主流的设计思路。这类通过逐级递归方式获得控制指令的设计思路，要求中间系统状态逐渐跟踪上一步的虚拟控制指令，实际上仍然是控制回路跟踪制导指令的部分制导控制一体化，飞行器的快速响应要求无法保证。另外，制导控制一体化面临多种约束条件的限制，俯冲段主要考虑过程约束和终端约束［10］。终端约束一般包括末端落点、落角和落速约束，而过程约束一般由飞行任务需求决定，包括过载、动压、热流约束等。考虑飞行器姿态约束同样有利于提升控制性能，考虑执行器故障的容错控制也得到广泛研究。

本文对高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计进行综述。首先，对模型构建进行综述，对分通道制导控制一体化模型、全状态耦合高阶一体化模型、集成度提升低阶一体化模型的构建方法、模型特性以及主要设计问题进行了分析总结。其次，对俯冲段制导控制一体化设计方法进行综述，针对系统面临的设计难点，从快时变强不确定性鲁棒控制、高阶非匹配不确定性控制、满足多约束条件控制三个方面，对相关设计方法的研究进展进行了综述。

1俯冲段制导控制一体化模型构建

针对高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化的设计模型，给出面向制导控制器设计的飞行器—目标相对运动关系及其相关模型的构建思路。

1.1分通道制导控制一体化模型

分通道制导控制一体化一般是将飞行器的空间运动分解在纵向和侧向两个解耦平面，分别进行制导控制一体化方法的设计，由于这类设计模型忽略了通道间耦合，模型阶数和设计难度大幅降低，控制器参数减少。

将飞行器和目标简化为质点，俯冲段纵向平面的飞行器与目标相对运动关系描述为图1，其中OXY为惯性坐标系，M和T分别为飞行器和目标的质心，Vm和Vt为飞行器和目标的飞行速度，am和at为飞行器和目标的机动加速度，θm和θt为飞行器和目标的弹道倾角，R和λ分别为飞行器与目标的相对距离和视线倾角。

纵向平面的高超声速飞行器俯冲段制导控制一体化设计模型描述为［11］

x·1=a11x1+a12x2+d1

x·2=a21x2+x3+d2

x·3=a31x2+bu+d3（1）

式中：状态变量X=［x1，x2，x3］T=［λ·，α，ωz］T；a11=－2R·/R；a12=－qScαy/（mR）；a21=－qScαy/（mVm）；a31=mαz/Jz；b=mδzz/Jz；u=δz为系统输入量；m为飞行器质量；S为飞行器参考面积；Jz为飞行器绕俯仰轴的转动惯量；q=0.5ρV2m为动压头；α为攻角；ωz为俯仰角速度；δz为俯仰舵偏角；cαy为升力系数相对攻角α的偏导数；mαz和mδzz分别为俯仰力矩相对攻角α和俯仰舵偏角δz的偏导数。

考虑落角约束有利于增强目标毁伤效果，一般是在模型基础上增加状态变量x0=λ－λd，其中λd为理想末端弹目视线角，并且增加x·0=x1环节将系统构建为四阶模型。对于考虑舵机特性的制导控制一体化模型，文献［12］在模型中考虑执行器的一阶惯性环节，文献［13］考虑执行器的二阶动力学模型，同时基于非线性指令滤波器对执行器的带宽进行约束。

1.2全状态耦合高阶一体化模型

高超声速飞行器存在强烈的纵向和侧向通道以及质心与绕质心运动之间的耦合关系，是一个具有高阶非线性形式的复杂系统，其系统特性是分通道一体化模型难以完全表征的。基于全状态耦合高阶制导控制一体化模型开展高超声速飞行器制导控制系统设计已经成为主流，相关模型构建理论逐渐发展成熟，下面对全状态耦合高阶一体化模型进行构建。

高超声速飞行器俯冲段的空间相对运动模型可以描述为图2，其中M和T分别为飞行器和目标的质心，OXYZ为惯性坐标系，将其平移到飞行器质心得到Mxyz坐标系，Mxsyszs为飞行器与目标的视线坐标系，R为空间相对距离，qε和qβ分别为视线倾角和视线偏角。

系统状态x1=［q·ε，q·β］T，x2=［αcosγv，αsinγv］T，x2=［α，β，γv］T，x3=［ωx，ωy，ωz］T，u=［δa，δe，δr］T，高超声速飞行器俯冲段全耦合高阶制导控制一体化设计模型可以描述为［14］

x·1=f1（x1）+g1x2+Δ1

x·2=f2（x2）+g2x3+Δ2

x·3=f3（x3）+g3u+Δ3（2）

式中：

f1=

－2R·q·ε/R－q·2βcosqεsinqε+（T11V·m－T12gcosθm）/R

2q·εq·βtanqε－2R·q·β/R+（T21V·m－T22gcosθm）/（Rcosqε）；

f2=－YmVmcosβ，ZmVm，0T；f3=（Jy－Jz）ωzωy/Jx

（Jz－Jx）ωxωz/Jy

（Jx－Jy）ωyωx/Jz；

g1=qSmR－T12cαy－T13cαyT22cαycosqεT23cαycosqε；

g2=－tanβcosαtanβsinα1sinαcosα01－tanφcosγvtanφsinγv；

g3=QSJ－1xLxmδaxJ－1xLxmδexJ－1xLxmδrxJ－1yLymδayJ－1yLymδeyJ－1yLymδryJ－1zLzmδazJ－1zLzmδezJ－1zLzmδrz;

Δ1=［Δ11，Δ12］T；Δ2=［Δ21，Δ22，0］T；

Δ3=［Δ31，Δ32，Δ33］T；

Δ11=aTε/R；Δ12=aTβ/（Rcosqβ）；

Δ21=－g（sinφsinα+cosφcosγcosα）Vmcosβ；

Δ22=g（sinφcosαsinβ－cosφcosγsinαsinβ+cosφsinγcosβ）Vm；

Δ31=qSLxmx0+qSLxmαxα+qSLxmβxβJx；