高超声速飞行器控制方法概述经过近三十年的努力，人们对非线性系统控制问题的研究取得突破性的进展，形成一系 列有效的设计方法对于高超声速飞行器机身发动机一体化结构所具有的高非线性、强藕合 性以及复杂的飞行环境所带来的不确定性，几乎所有的先进控制方法都或多或少的在高超声 速器的飞行控制系统设计中有所应用通常采用的控制方法主要包括增益预置、反馈线性化方法、变结构控制、鲁棒自适应控 制、模糊自适应控制等方法1) 增益预置增益预置(Gain Scheduling)作为一种有效且经济的非线性控制方法被 广泛的运用于各种工程实践中，它的核心思想是用线性控制器的设计方法来解决非线性控制 问题，其理论基础在于光滑非线性系统可在局部点由一个线性系统逼近，因此利用方法设计 控制器要求被控对象的动力学特性随着某些操作条件的变化而改变，并且两者之间的关系可 知目前，国内外常规飞行器飞行控制系统控制律的设计大多数采用传统的增益预置控制方 法，它是一种开环自适应控制，通过监测过程的运行条件来改变控制器的参数，在补偿参数 变化或对象已知非线性方面，增益预置控制是一种行之有效的方法飞行器处在低动压飞行环境下，系统对控制器的鲁棒性能要求不是特别高的时候，可以 采用增益预置的方法。
因为该方法技术比较成熟，且不受计算机速度的限制，在工程上已被 广泛采用该方法的设计思路为采用多个线性控制器来近似替代所要求的非线性控制器，在 需要设计增益预置控制器的飞行包络线内选取多个设计点，采用小扰动原理，在每一个设计 点上，将其非线性模型转化成近似的线性模型，然后在每一个设计点上采用传统的控制器设 计方法分别设计出一个线性控制器，于是非线性的影响可以通过在这些线性控制器间的切换 来克服最终通过预定程序在这些线性控制器之间插值，得到一个完整的非线性控制律增益预置控制方法的局限性在于控制器参数是按开环方式改变的，没有来自闭环系统 性能的反馈作用，当过程动态特性和扰动特性过于显著，此方法就得不到满意的控制效果 此外，增益预置控制器的鲁棒性能有限，在复杂环境下，很难抑制不确定性所带来的扰动 不仅如此，建模误差还可能导致控制律参数在不同工作点之间切换时产生突变，难以确保系 统的全局稳定性能，特别是当系统有故障发生时，需要极其巨大的增益预置表因此，当飞 行条件越来越复杂时，这种方法可能不再适用2) 反馈线性化方法反馈线性化方法是非线性控制方法中最重要，也是应用最广泛的 一种，动态逆是它的特殊形式。
它们的基本原理都是通过局部微分同坯变换，找到非线性反 馈，在非线性反馈的作用下，将非线性系统映射为线性系统，从而将复杂的非线性系统综合 问题转化成线性系统的综合问题，然后利用成熟的线性系统控制理论设计控制器，最后通过 逆变换得到非线性系统的控制器与增益预置方法相比，这种方法的最大优点在于设计过程中不必再考虑如何去对控制器 的“增益”进行插值；另外，对于具有严重非线性的系统，增益预置方法可能会有很大的误 差出现，而反馈线性化的方法却不存在这个问题，因为这种方法所得到的线性模型是精确的 线性模型，不存在偏差由于在设计过程中没有考虑模型的不确定性及其他不确定因素的干 扰，反馈线性化方法设计出来的控制器不能保证具有鲁棒性， 因此在实际的应用中，通常 被用作模型变化的工具，与其它具有鲁棒性能的控制方法相结合，来设计飞行器的控制系统反馈线性化方法很早就被运用于飞行器的控制系统设计中，如在文献［18］中陈述了非线 性变换的思想，然后将其用于直升机飞行控制系统设计；文献［19］研究了极限飞行条件下如 何设计飞行控制系统，保证飞行安全和性能的问题，采用动态逆为飞行器设计出飞行控制系 统；文献［20］分析了存在不确定条件下的近似线性化问题；文献［21］指出当气动参数存在不 确定时，采用动态逆设计的飞行控制系统将会呈现很差的控制性能；文献［22］研究了高超声 速飞行器基于动态逆的先进飞行控制系统设计方法，并通过仿真验证，与增益预置相比，动 态逆方法与鲁棒自适应的方法相结合更好的满足飞行器高机动性能的控制要求。
反馈线性化方法的缺点是对系统参数必须精确可知，因而不具备对非匹配不确定参数 和未知模型参数变化的鲁棒性在飞行控制应用领域，目前的研究多集中于如何采用鲁棒和 自适应的策略来提高反馈线性化的控制性能3)滑模变结构控制滑模变结构控制(Variable Structure Control with Sliding Mode, VSS) 的基本原理在于控制器的结构可以在动态过程中根据系统当时的状态偏差及其各阶导数等， 以跃变的形式有目的地变化，从而迫使系统沿着预定滑动模态的状态轨迹运动滑模变结构 控制的最大优点是滑动模态对内部参数变化和外部扰动作用具有不变性或不灵敏性，响应速 度快，鲁棒性好通过设计滑动模态可以使系统对不确定因素具有较强的鲁棒性和抗干扰能 力，并获得满意的动态品质，同时由于控制器设计简单，易于实现，因此成为控制理论的一 个重要分支，被广泛应用于线性和非线性控制系统设计由于变结构系统在不同的控制逻辑中来回切换，导致实际滑动模态不是准确地发生在切 换面上，容易引起系统的剧烈抖动，从而对实际系统构成较大的危害，因此抖振问题是必须 解决的重要问题目前比较有效的处理方法包括边界层内的正则化方法，滤波方法，模糊方 法等。
滑动模态的设计是另一个重要问题，传统的滑动超平面具有线性形式，但它的缺点在 于不能保证系统状态的跟踪误差在有限时间收敛至零，因此目前的研究集中于通过在滑动面 中引入非线性项来获得更好的性能滑模变结构控制在飞行控制系统中已经得到广泛的应用，如文献［24］为某型导弹设计了 自适应滑模控制器；文献［25］为直升机设计了多输入多输出的非线性滑模控制器；文献［26］ 利用滑模控制技术为可重复使用运载器设计出时标分离的飞行控制系统，取得良好的控制效 果，并在此基础上又通过引入滑模干扰观测器来进一步提高控制系统性能文献［27］对传统 滑模观测器进行了改进，使切换增益随着观测器状态的变化实时的进行调整，该方法对高超 声速飞行器的攻角和航迹倾角进行估计，保证了观测误差的动态品质在整个飞行包线内的一 致性，使得控制系统中难以测量的物理量得到有效估计文献［28］在高超声速飞行器纵向模 型精确线性化基础上，设计了自适应滑模控制器和观测器，对模型的参数不确定性和不可测 状态进行了估计，使系统实现指令跟踪要求的同时具有很好的鲁棒性能4) 鲁棒控制鲁棒控制作为解决系统不确定问题的重要手段，自二十世纪八十年代以 来得到快速的发展，形成许多有效的分析和综合手段，如声综合，参数化，凡控制等。
以经 典的鲁棒控制来设计飞行控制器，实际上是解决一个极小优化问题，其优化问题的最好解往 往是在考虑最坏条件下获得的，即在性能指标和鲁棒性之间折衷，在一定程度上是以牺牲性 能指标为代价的从现有的文献来看，高超声速飞行控制主要集中在对纵向模态的研究，根据控制的需要，引入相关的参数或结构不确定项，然后应用诸如滑模控制、H最优控制及 g卩控制等先进控制方法为这些模型设计控制系统，最后通过仿真分析来验证所设计的控制器是否抑制了非线性耦合以及不确定性因素的影响其中，文献［29-30］采用卩和H控制方g法为高超声速飞行器在标称巡航条件下的近似线性化模型设计鲁棒控制器，并认为其状态变 量是可测的，仅受到诸如传感器噪声等小扰动影响，仿真研究表明，所设计的控制器能抑制 不确定性所带来的扰动；另外，对高超声速飞行器的线性化模型，文献［32］采用 DGK 叠代 方法设计了降阶的卩最优控制器；文献［33］用特征结构分析的方法设计H控制器可以看 g出，文献都是采用经典的鲁棒控制方法为平衡点的高超声速飞行器线性模型设计控制器，而 飞行器受外界扰动以及自身模型的突变也可以认为是模型不确定性的一部分，最大不确定性 一般是很难获知的，它会随环境的变化而变化，因此，经典的鲁棒控制对于最坏条件的要求， 就限制了其在飞行器控制中的应用。
将鲁棒控制与自适应控制结合应用到飞行器的控制系统 中，既可以克服经典的鲁棒控制中只能考虑最坏条件的缺点，也能保证系统具有好的鲁棒性 能文献［34］给出基于神经网络或模糊系统逼近模型的鲁棒自适应控制方法并应用于飞 行器控制系统鲁棒控制在解决参数不确定、结构不确定等方面具有得天独厚的优势，但它的缺点在于 没有学习能力，控制器实现时需要知道不确定的上界，往往造成设计上的过分保守5) 其它方法与近似线性化处理过程不同，反馈线性化方法与现代控制理论相结合的 控制被广泛应用，解决鲁棒性、提高动态品质等文献［35］将高超声速飞行器线性化后得到 的动态逆模型作为内回路的全状态反馈控制，而外回路采用鲁棒性能较强的基于特征模型的 自适应控制，这样设计出来的控制器不仅具有非线性的解耦控制能力，同时还保证了系统良 好的鲁棒性能反馈线性化的变换过程一般较为繁琐，实际应用困难，文献［36］用模糊自适 应方法来辨识飞行器模型由于气动参数变化而引起的不确定性，模糊自适应辨识，设计 控制器不依赖于被控对象的精确数学模型，对非线性时变系统和无法建立数学模型的系统具 有较好的非线性控制能力，并且其控制规则还能应用有关方法进行优化，适合用在高度 非线性、时变、不确定以及强藕合的复杂飞行器模型的控制器设计。
此外，避免输出反馈线 性化过程中繁琐的高阶微分运算，文献［37］以高超声速飞行器非线性模型作为被控对象，将 轨迹跟踪问题转化为跟踪误差镇定问题设计动态反馈控制器，比线性化模型更符合实际的要 求，但其整个控制器的设计过程也相应的变得复杂近年来随着切换控制理论的发展，模糊多模型切换控制'书逐渐出现在各种飞行控制中 相信这些切换控制的发展，今后将为复杂的高超声速飞行器控制问题提供全新的、可行的设 计方法。