1、第 44 卷第 2 期2 0 2 3 年 2 月兵工学报ACTA AMAMENTAIIVol 44 No 2Feb2023DOI:10 12382/bgxb 2021 0690临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制董金鲁1，马悦萌2，周荻2，龚晓刚3，张曦3，宋加洪3(1 山东交通学院 信息科学与电气工程学院(人工智能学院)，山东 济南 250000;2 哈尔滨工业大学 航天学院，黑龙江 哈尔滨 150001;3 北京航天长征飞行器研究所，北京 100076)摘要:为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题，提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热
2、防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转 3 个通道，强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态，进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛，在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机，将系统构建为一个复合控制系统，并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明，新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象，且使侧滑角快速收敛，同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。关键词:高超声速飞行器;复合控制;襟翼;侧喷发动机;滑模控制中图分类号:V4
3、48.133文献标志码:A文章编号:1000-1093(2023)02-0496-11收稿日期:2021-09-23基金项目:国家自然科学基金项目(61773142);一院高校联合创新基金项目(CALT201703)A Composite Sliding Mode Control Scheme Based on eaction Jetsand Flaps for Near-Space Hypersonic VehiclesDONG Jinlu1，MA Yuemeng2，ZHOU Di2，GONG Xiaogang3，ZHANG Xi3，SONG Jiahong3(1 School of Inf
4、ormation Science and Electrical Engineering(School of Artificial Intelligence)，Shandong Jiaotong University，Jinan 250000，Shandong，China;2 School of Astronautics，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，Heilongjiang，China;3 Beijing Institute of Space Long March Vehicle，Beijing 100076，China)Abstra
5、ct:To address the underactuation and strong coupling of lifting-body hypersonic reentry vehicle，acomposite sliding mode control scheme based on reaction jets and flaps is proposed Due to the thermalprotection requirements，instead of traditional rudders，two body flaps are mounted at the aft windwards
6、ide of the vehicle to control pitch，yaw and roll channels The continuous high-frequency and wide-margin vibration of the sideslip angle caused by strong aerodynamic coupling will cause aileron to saturatefor a long time，leading to an instable control system To alleviate the vibration of the sideslip
7、 angle andrealize quick convergence，an integrated control system is built by employing a pair of reaction jets thatcan be turned on or off as auxiliary actuators in the yaw channel Then，based on the linear quadraticoptimal control and sliding mode control theory，the control laws for flaps and reacti
8、on jets are designedSimulations using the new composite control scheme and a conventional flap-based control scheme arecompared under two command tracking conditions The results show that the composite control system can第 2 期临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制effectively suppress the chattering phenomenon of t
9、he yaw channel，leading to a rapid convergence of thesideslip angle Moreover，the novel scheme also improves the stability and speed of tracking in pitch androll channelsKeywords:hypersonic vehicle;composite control scheme;flap;reaction jet;sliding mode control0引言临近空间高超声速再入飞行器具有远距离攻击、强机动突防、精确打击和攻击威力大等
10、突出优点，使得此类飞行器受到越来越多的重视，同时也对国家安全防御系统带来新的挑战1 2。高超声速飞行器可以在临近空间长时间巡航飞行，其工作具有长航时、广空域及频繁机动等特点。高超声速飞行器在再入过程中将遭受恶劣的气动热环境与巨大的气动扭矩，使得传统的舵面很可能在再入过程中烧蚀变形。为解决这一问题，襟翼由于其在减少气动热烧蚀方面的显著优势3，成为再入式高超声速飞行器气动控制的一个优先选择4。目前襟翼控制已发展到实用化阶段，国外已有许多成功案例，如美国双锥削面升力体构形的高超声速飞行器 HTV-1和类乘波构形的 HTV-25、欧洲太空局试飞成功的过渡性实验飞行器(IXV)以及最近俄罗斯公布的“先锋
11、”高超声速飞行器。升力体构型的高超声速飞行器在飞行器的速度从几马赫变化到 20 马赫以上情况下可实现更宽的再入走廊，但较大的飞行包线会导致空气动力系数剧烈变化6;高超声速飞行器细长的几何外形和轻型结构使弹体易产生弹性变形，从而对刚体动力学造成严重干扰7;飞行器在临近空间机动飞行时，由于飞行高度较高、气动压低，气动舵很难满足控制命令的需求。为此，通常引入直接力作为辅助执行机构，为飞行器提供快速响应。为使气动舵与直接力更好地配合，达到即节省能量又提高系统动态特性的 目 的，通 常 对 两 种 执 行 机 构 进 行 逻 辑 分配8 10。文献 8指出对于复合控制输入混合问题，常采用菊花链法和伪逆法
12、，但这两种方法都存在缺点，菊花链法在稳态时直接力不输出，但在瞬时作用时非常大，常会造成输入的突变，不利于平滑控制。伪逆法在稳态时反作用力也不为零，造成能量的浪费。文献 9考虑气动舵饱和输入的限制，针对控制命令，优先分配给气动舵，若气动舵饱和，则通过控制分配算法分配给侧喷发动机以辅助气动舵完成控制命令;为使侧喷发动机更好地配合气动舵，文中纵向通道提出一种自适应地生成气动舵与反作用控制系统(CS)的控制命令，同时考虑攻角约束和不确定参数10。复合控制也常与有限时间控制理论相结合9，11 12，文献 9中设计终端滑模控制器以提高系统的鲁棒性，并通过神经学习和扰动观测器保证系统的有限时间收敛。将固定时
13、间收敛与滑模技术相结合，可确保系统在不同的初始条件下在有界时间内收敛，与文献 9提到的终端滑模不同的是，其稳定的时间界限与初始状态无关11。文献 12 针对气动舵控制回路基于有限时间稳定理论得到一个高性能受控弹体，并针对新的受控弹体基于 Backstepping 技术设计关于直接力的控制律。Liu 等13 考虑侧喷发动机射流相互的影响，提出一种改进的模型预测控制方法，与经典控制方法作仿真对比，证明了所提方案的有效性和效率。侧喷发动机的开关性与襟翼的连续性使得复合系统成为一个混合控制系统14，这些问题使得临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合控制器设计极富挑战15。当机身以大攻角飞行时，机身阻
14、挡了舵附件的气流，方向舵效率大幅度下降，高超声速简化为仅有两个控制舵的欠驱动系统16。此外，当舵损坏时及纵向舵间的耦合，都会使得飞行器变为欠驱动系统17。欠驱动机构也有许多优点:减小舵的质量、降低成本及能量消耗、重新设计飞行器的配置18。文献 19针对欠驱动飞行器设计了自适应控制系统，通过移动质量块和侧喷发动机达到控制飞行器姿态动力学的目的，并基于不变性理论设计了气动参数的估计器，用于对不确定项的补 偿。文献 20 基于观测器对存在洋流的欠驱动船舶提出了跟踪曲线路径问题的解决方案。文献 21从理论层面和数值仿真方面都证明了飞行器在仅有襟翼控制的条件下，控制器可以稳定控制飞行器。HTV-2A 试
15、验失败的原因之一是飞行器偏航运动超出预期上界22。由于滚转通道与偏航通道间的强耦合作用，滚转角速率随着侧滑角的增大而不断增大，最终导致副翼控制量饱和，飞行器失稳。因此为提高偏航的控制力度以确保飞行安全，本文将一对侧喷发动机作为辅助执行机构引入飞行器的偏航通道(见图 1，其中 O、E 分别为飞行器质心、飞行器后视图截面的中心，OXbYbZb为飞行器的体坐标系，Flap 为飞行器的襟翼执行机构)，这时高超声速794兵工学报第 44 卷飞行器的姿态控制是由侧喷发动机与两个体襟翼(提供等效升降舵和副翼控制量)联合实现的。图 1复合控制高超声速飞行器框架结构图Fig 1Schematic diagram
16、 of a hypersonic vehicle withthe composite control scheme在过去几十年中，反馈线性化方法23、切换控制24、模糊控制25、神经网络控制26 和反步控制27 等控制方法被广泛应用于高超声速飞行器自动驾驶仪的设计中。然而，这些设计均没有考虑襟翼与侧喷发动机的复合控制以及侧喷发动机的开关动作特点。本文将充分考虑襟翼的连续工作特性和侧喷发动机的开关工作特性，并选择合适的控制方法设计襟翼与侧喷发动机的控制律。本文针对临近空间飞行器气动力不足以及传统气动舵面在高超声速再入过程中烧蚀严重等问题，将襟翼与侧喷发动机相结合，对再入式高超声速飞行器进行复合控制。侧喷发动机的引入使侧滑角能够被限制在小范围内波动，对该非线性控制系统进行解耦与线性化，得到俯仰与滚转偏航两个子系统，进一步应用线性最优二次型控制方法，分别对两个子系统设计等效升降舵与副翼控制律。将设计好的襟翼控制律代入滚转偏航通道子系统模型中，形成新的受控模型，以侧喷发动机的输出作为新受控对象的控制输入。为与喷发动机的开关工作特性相匹配，运用滑模控制理论设计控制律是一种合理的选择28。文献 2
