3.12　高超声速飞行器建模与精细姿态控制研究

高超声速飞行器的精细姿态控制，一般要求其动态误差小于±1°。但高超声速飞行器不是纯刚体，在飞行中会产生弹性振动。这些固有的振动信息被传感器测量到，并通过控制系统反馈到舵系统，影响飞行控制系统的控制精度，进而影响超燃冲压发动机的工作品质甚至影响飞行成败。因此，为实现高超声速飞行器的精细姿态控制，需要为飞行器细粒度的弹性振动建模，搭建高精度的测量传感系统，开发精细的控制算法以及精细优化的控制策略。基于此，本项目围绕高超声速飞行控制中姿态快速及高精度要求这一基础科学问题开展研究，在国内首次提出“精细姿态控制”的概念，主要得到以下结论。

①根据吸气式高超声速飞行器对飞行姿态的特殊要求，提出并逐步完善了高超声速飞行器精细姿态控制（sophisticated attitude control of supersonic f light）的概念，从单纯的姿态精度到姿态精度+姿态角速度抑制，确立了吸气式高超声速飞行器巡航飞行中控制学科研究的主要基础科学问题。

②建立了超燃冲压发动机不同工作状态下的高超声速飞行器气动特性解析描述。分析了发动机进气道关闭、发动机进气道打开（冷气状态）、发动机点火三种工作状态下升力体构型高超声速飞行器气动特性的变化。当进气道关闭时，飞行器的阻力、抬头力矩较大；当进气道开启后，其阻力、升力以及抬头力矩均减小。对于横航向运动，其横向力、滚转力矩和偏航力矩在进气道开启后也都减小。飞行器在发动机冷气与点火两种状态下的气动特性差距较小。升力体构型飞行器在发动机三种状态下的飞行过程中都是纵向静稳定的，并且随着迎角的增大，纵向静稳定度不断减小；另外，其横向静不稳定，航向静稳定，升降舵偏角对横航向静稳定性有影响。迎角对操纵舵效率有影响，在不同舵偏角下，飞行器舵效也有不同。着眼于保证飞行器飞行姿态的控制系统设计，基于对影响升力体飞行器气动特性的各个因素的研究结果，给出了各气动力系数、力矩系数解析表达式的拟合方法，其拟合解析结果与计算结果基本一致，为下一步控制系统的设计提供了参考依据。在此基础之上，建立了一个包括近空间大气环境、超燃冲压发动机、电动舵机，以及升力体构型的高超飞行器及其气动、结构参数的数学模型。这一模型的建模工作尚在细化中，将为吸气式高超声速飞行器飞行控制方法的研究提供一个公共、可比的研究对象。

③采用线性、非线性等手段，多方面研究了高超声速飞行器分离段的高动压分离、姿态扰动快速调节等问题，提出了满足弹道时序、精度要求的控制方法。其中高超声速飞行器级间分离时，飞行速度约为Ma 6，动压约为70kPa，前后体之间会有较强的气动干扰，造成飞行器出现姿态偏差。为了抑制这种气动干扰，提出了一种基于小脑模型关节控制器（CMAC）神经网络的预置舵偏设计方法。该方法利用CMAC 神经网络的非线性映射作用，对CMAC 神经网络结构进行改进，不以网络输出量为网络自适应学习的输入，而是以分离后的攻角为网络学习的输入，计算不同的分离干扰所需的预置舵偏值。通过仿真验证了以上预置舵偏设计方法能够有效抑制分离气动干扰对攻角和侧滑角的影响，使角度偏差由4°减小到0.02°。研究了高超声速飞行器巡航段飞行的环境及其特点，给出了其巡航段飞行控制设计可以在工作点线性化并按照线性化方法研究的重要结论。

④研究了气动弹性、发动机工作振动等条件下的高超声速飞行器精细姿态控制问题，提出了满足姿态精细控制要求的方法。针对弹性振动对高超声速飞行器精细姿态控制的影响，以高超声速飞行器的纵向通道为例，分析弹性振动问题对飞行控制系统的影响，建立了面向控制的弹性高超声速飞行器数学模型；考虑气动参数和模态参数的大范围摄动，采用主动控制策略，基于鲁棒H∞理论和线性二次调节（LQR）理论设计了精细姿态控制系统。大量仿真表明在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下，控制系统能够很好地跟踪刚体攻角，抑制弹性攻角，并保证进气口当地攻角±0.4°的控制精度，满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。此外，针对高超声速飞行器特有的气动参数和结构模态参数不确定性问题，基于自适应模态抑制思想，设计了一种精细姿态控制系统，包括观测刚体模态状态信息的鲁棒H∞滤波器，提高跟踪性能的LQR刚体控制器，实时辨识弯曲模态频率的结构模态观测器和结构滤波器四部分。仿真表明，设计的控制系统在气动参数±20%，模态频率±30%的随机摄动下仍能够很好地跟踪刚体攻角，抑制弹性攻角，保证超燃冲压发动机进气道±0.6°的攻角控制精度，满足精细姿态控制的要求。以上工作紧紧围绕高超声速飞行控制中姿态快速及高精度要求这一基础科学问题展开，有力地支撑了我国高超声速飞行器相关研究工作。