3.11　近空间高超声速飞行器自主协调控制研究

高超声速飞行器由于其本身复杂的力学特点和受力状况会产生不同类型、不同物理机制的运动耦合，所以耦合、可解耦的条件以及耦合的利用和协调就成为高超声速飞行器控制的重要挑战。近空间飞行走廊狭窄，稀薄空气必然带来舵效的降低，需采用其他作动器，为保证在如此复杂条件下实现机动飞行，还需解决异类作动器的动态分配与协调以及冗余控制输入带来的控制科学问题。针对这些问题，本项目主要开展多输入本质、异类作动器分配、控制系统的干扰抑制和控制分配等方面的研究，主要得到以下结论。

①针对现代飞行器经常使用的多作动器问题，提炼解决了多输入本质作用问题，特别是多输入系统中冗余控制问题，给出了多冗余输入使得二次性能指标严格下降的充分必要条件。对于品质指标非严格下降情形，利用哈密顿（Ham ilton）矩阵特征向量与广义特征向量确定决定初始状态集的方法。在多冗余输入情况下，不确定系统保证品质问题给出了类似的结果。基于状态反馈和动态输出反馈控制器，对H2最优控制问题进行了类似的研究，建立了基于线性矩阵不等式和里卡蒂（Riccati）方程的方法。验证了多输入在改善最速控制方面的作用，提出了一种迭代优化算法，即可选择输入矩阵来使多输入系统的二次性能指标下降速度更快的优化算法，并建立了多输入分配鲁棒最小二乘法。

②进一步给出了飞行器姿态控制多通道耦合模型，分析了高超声速条件下参数变化的主要特征以及模型不确定性主要来源。针对具有不确定控制效果矩阵的飞行控制系统的干扰抑制和控制分配问题，通过设计H2/H∞反馈控制器，在保证闭环模型稳定性的同时抑制干扰噪声，使用前馈控制器来追踪参照信号，反馈和前馈控制器控制飞行姿态的三轴力矩。在控制有效性矩阵不确定的情况下，采用鲁棒最小二乘法处理三轴力矩分配给相应控制面的问题，使控制输入保持在要求的范围内。针对非结构和结构不确定性的鲁棒最小二乘控制分配问题，给出了鲁棒最小二乘控制分配和伪逆控制分配的比较。当控制效能矩阵具有非结构、结构和线性分数结构不确定性时，提出了三种鲁棒最小二乘控制分配（RLSCA）方法。仿真结果表明，利用该方法，控制效应器能够平滑地偏转，产生所需的虚拟控制力矩。RLSCA对控制效果矩阵中的不确定性具有鲁棒性。

③针对气动力耦合、运动学交叉耦合和惯性交叉耦合的影响，分析了可解耦性，给出了鲁棒、容错、自适应、抗饱和等控制方法。针对等离子驱动器在飞行控制中的控制问题，将飞行控制与等离子体驱动器的主动流量控制结合起来。针对等离子体驱动器气动控制性能瞬时变化的有限驱动状态等实际情况，提出了等离子体驱动器的继电（bang-bang）控制方法。风洞实验验证了等离子体的流动控制效果，表明等离子体的流动控制权限是有限的。只有在失速附近的俯仰角处，流量控制效果才明显。然而，飞行控制仿真表明，采用所提出的最优控制方法，即使是较小的等离子体诱导滚转力矩也能很好地完成机动任务，满足飞行质量要求。此外，挥发性等离子体诱导的滚矩干扰可以被充分地抑制。因此，提出的bang-bang控制方法是一种很有前途的等离子体驱动器控制设计方法。目前和未来的工作包括风洞中的翼型飞行控制和最终飞行试验。

针对一类具有扰动和不确定性的非线性系统，提出了一种新的自适应非奇异终端滑模控制器（ANTSMC）。利用李雅普诺夫（Lyapunov）稳定性理论，证明了利用终端滑动面避免奇异性的切换控制器，实现了到达滑动阶段的有限时间收敛。在扰动和不确定性有界且边界未知的前提下，将自适应方法引入控制器设计，使所提出的自适应非奇异终端滑模控制器具有更好的鲁棒性。将该方法应用于导弹的综合制导控制设计中，针对导弹平动与转动动力学时标分离的固有特性，基于自适应非奇异终端滑模控制方法，设计了一种具有双环控制器结构的导弹部分集成制导控制系统。构造直接产生指令俯仰角速率的外环，然后设计内环跟踪外环指令。对非线性纵向导弹模型仿真结果证明了自适应非奇异终端滑模控制的有效性，与文献中的光滑二阶滑模控制方法进行比较，发现ANTSMC具有较好的收敛性。在此基础之上，给出了高超飞行器耦合系统协调控制方法，突破了传统一贯采用的解耦控制方法，为飞行器控制应用提供了新思路。

④针对高超声速飞行器全包线范围飞行而产生的多模型控制问题，给出了鲁棒分散控制与控制器切换抖动抑制的控制方法。基于H∞控制理论以及切换系统稳定性理论，对于多输入多输出（M IMO）多模型切换控制系统提出了一种能够有效抑制抖动和改善瞬态响应性能的鲁棒镇定控制器设计方法。通过引入比例积分（PI）控制思想，根据模型跟踪方法设计了增广状态反馈控制器，并将控制器设计问题转化为方便求解的线性矩阵不等式（LM I）。该控制器不仅能使各受控子系统满足所要求的性能指标，抑制切换过程中产生的大扰动，还具有较强的鲁棒性，能很好地适应对象参数的变化。更重要的是，利用此方法设计出的控制器能同时保证多模型切换系统的全局稳定性，仿真结果验证了此方法对多模型切换系统控制的有效性。在此基础之上，还针对美国高超声速飞行器的失败案例，对大攻角飞行的控制难度进行了深入分析，给出了更合理的鲁棒控制方法。