董 添，趙長(zhǎng)見，宋志國(guó)

（中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)、打擊精度高、毀傷威力大的高超聲速飛行器是目前的研究熱點(diǎn)，飛行器在復(fù)雜環(huán)境下的高性能飛行對(duì)控制技術(shù)提出了新的挑戰(zhàn)。直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制相比傳統(tǒng)的單一執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制更適用于高性能飛行器，可有效增大控制力、提高系統(tǒng)響應(yīng)速度，從而在全空域保證穩(wěn)定控制、提高飛行性能[1]。直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)是指?jìng)?cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接力與空氣舵偏轉(zhuǎn)引起氣動(dòng)力的改變共同作為控制力的控制技術(shù)。直接力可以有效彌補(bǔ)氣動(dòng)力在低動(dòng)壓情況下控制力不足的缺陷，氣動(dòng)力可以解決單純直接力控制能耗高的問題，實(shí)現(xiàn)優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，提高控制系統(tǒng)效能。

1 直接力/氣動(dòng)力協(xié)同方法

直接力/氣動(dòng)力協(xié)同工作是指直接力/氣動(dòng)力共同作為控制力，相互協(xié)調(diào)配合保證系統(tǒng)穩(wěn)定。直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)是一個(gè)多執(zhí)行機(jī)構(gòu)的系統(tǒng)，其中氣動(dòng)力為連續(xù)形式，而側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)多工作為開關(guān)模式，提供的直接力存在明顯的離散特性，兩個(gè)不同特性的控制力協(xié)同工作是發(fā)揮復(fù)合控制優(yōu)勢(shì)的關(guān)鍵以及難點(diǎn)。在協(xié)同程度方面，一些研究將三通道解耦考慮，例如用直接力控制俯仰、偏航運(yùn)動(dòng)，用空氣舵控制滾轉(zhuǎn)；一些考慮在動(dòng)壓較小時(shí)用直接力控制，動(dòng)壓足夠時(shí)用氣動(dòng)力控制，為串聯(lián)式復(fù)合控制；較多的研究集中在單通道直接力、氣動(dòng)力同時(shí)控制這一最為復(fù)雜的情況上。直接力、氣動(dòng)力兩子系統(tǒng)協(xié)同工作方法有切換控制法、前饋-反饋控制法、聯(lián)合設(shè)計(jì)法和控制分配法。

a）切換控制法方案如圖1所示。通過設(shè)置一定的規(guī)則，使得彈體在飛行過程中在直接力控制和氣動(dòng)力控制之間進(jìn)行切換。文獻(xiàn)[2]在彈體軸對(duì)稱且不滾轉(zhuǎn)的假設(shè)下，以俯仰通道為例，先設(shè)計(jì)好氣動(dòng)力和直接力兩個(gè)子系統(tǒng)的控制律，保證穩(wěn)定工作，然后設(shè)計(jì)整個(gè)切換系統(tǒng)的切換信號(hào)，分別采用連續(xù)時(shí)間和離散時(shí)間的切換控制方法設(shè)計(jì)了導(dǎo)彈復(fù)合控制系統(tǒng)，保證控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性、快速性。這種方法的顯著特點(diǎn)是：控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，不涉及氣動(dòng)控制力與直接力同時(shí)作用，只需設(shè)計(jì)好單執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制器再保證穩(wěn)定切換，適用于高空攔截末端控制。

圖1 切換控制法原理Fig.1 Schematic Block Diagram of Switching Control Method

b）前饋-反饋法方案如圖2所示。將直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)為前饋-反饋雙回路結(jié)構(gòu)的控制系統(tǒng)，一般是在傳統(tǒng)氣動(dòng)力反饋控制的基礎(chǔ)上加入直接力前饋控制。文獻(xiàn)[3]基于直接力前饋、氣動(dòng)力反饋兩回路的控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，并分別采用零點(diǎn)配置和極點(diǎn)配置設(shè)計(jì)了兩個(gè)回路的控制器，提高了控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能，從而有效提高了命中精度。這種方法中直接力作為前饋量引入不改變控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性，只影響控制系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能，便于與傳統(tǒng)氣動(dòng)力反饋控制的銜接，而且提高系統(tǒng)響應(yīng)速度原理清晰。

圖2 前饋-反饋法原理Fig.2 Schematic Block Diagram of Feedforward-feedback Method

c）聯(lián)合設(shè)計(jì)法方案如圖3所示。優(yōu)先進(jìn)行氣動(dòng)力子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，然后將設(shè)計(jì)好的氣動(dòng)力控制彈體作為被控對(duì)象，進(jìn)行直接力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[4]基于聯(lián)合設(shè)計(jì)方法，針對(duì)空氣舵控制回路，應(yīng)用有限時(shí)間穩(wěn)定理論，同時(shí)結(jié)合滑模變結(jié)構(gòu)控制理論設(shè)計(jì)控制器，得到一個(gè)具有良好特性的受控彈體，針對(duì)此受控彈體，基于Back stepping方法，設(shè)計(jì)連續(xù)的直接力控制律來加快系統(tǒng)的響應(yīng)速度，之后將連續(xù)的直接力指令按照脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的工作周期離散化，得到實(shí)際的發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火指令。聯(lián)合設(shè)計(jì)法的特點(diǎn)是將復(fù)合控制系統(tǒng)分為雙回路進(jìn)行設(shè)計(jì)，可以與傳統(tǒng)導(dǎo)彈控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)進(jìn)行銜接，便于考慮直接力的離散特性，每一步設(shè)計(jì)都可以保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

圖3 聯(lián)合設(shè)計(jì)法原理Fig.3 Schematic Block Diagram of Co-design Method

d）控制分配法方案如圖4所示。先通過控制律得到一個(gè)總的虛擬控制指令，再將這一虛擬指令分配給直接力和氣動(dòng)力子系統(tǒng)，最后由兩個(gè)子系統(tǒng)并行工作提供控制輸入。

圖4 控制分配法原理Fig.4 Schematic Block Diagram of Control Allocation Method

控制分配法是應(yīng)對(duì)多執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)的常用方法，也是目前的研究熱點(diǎn)[5]。控制分配法相比采用最優(yōu)控制直接決定各子系統(tǒng)的控制輸入，不但可以達(dá)到相同的設(shè)計(jì)自由度，還可以考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)約束，在應(yīng)對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障導(dǎo)致的控制重構(gòu)問題上，控制分配法可以只調(diào)整分配算法不改變控制策略[6]。針對(duì)直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)特點(diǎn)，控制分配法整體思路有以下3種：1）將直接力視為連續(xù)可調(diào)的控制力，根據(jù)性能指標(biāo)進(jìn)行控制分配，忽略直接力的離散特性后許多控制方法與優(yōu)化方法可以直接應(yīng)用；2）首先設(shè)計(jì)幅值連續(xù)的控制律，然后將直接力指令離散化，最后得到需要開啟的發(fā)動(dòng)機(jī)組合，這一思路的實(shí)質(zhì)是在控制分配時(shí)將離散的直接力連續(xù)化；3）首先考慮直接力的工作模式，根據(jù)性能指標(biāo)優(yōu)先對(duì)直接力子系統(tǒng)進(jìn)行分配，然后通過氣動(dòng)力子系統(tǒng)補(bǔ)償另一部分控制指令，這一思路的實(shí)質(zhì)是在控制分配時(shí)將連續(xù)的氣動(dòng)力在時(shí)間上離散化。

控制分配法還可以按分配準(zhǔn)則分為基于規(guī)則的控制分配法和基于優(yōu)化的控制分配法，其中基于規(guī)則的控制分配法計(jì)算量小，易于彈上實(shí)現(xiàn)，但不能充分發(fā)揮各執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制效率；基于優(yōu)化的控制分配法可達(dá)到性能指標(biāo)下的最優(yōu)分配，但系統(tǒng)設(shè)計(jì)復(fù)雜，計(jì)算量大，實(shí)時(shí)性差，彈上實(shí)現(xiàn)時(shí)需要進(jìn)行離線規(guī)劃，在線匹配。具有代表性的基于規(guī)則的控制法有動(dòng)壓分配法和鏈?zhǔn)竭f增分配法[1]，動(dòng)壓分配法考慮到直接力參與控制是出于解決動(dòng)壓低時(shí)空氣舵效率不足的目的，故選擇根據(jù)飛行中的動(dòng)壓情況進(jìn)行指令分配，大多基于動(dòng)壓的線性函數(shù)，常用于再入飛行器的再入段。鏈?zhǔn)竭f增分配法是指優(yōu)先利用空氣舵進(jìn)行控制[7]，當(dāng)空氣舵偏轉(zhuǎn)到飽和程度仍不能提供足夠的控制力時(shí)，才加入直接力，主要目的是節(jié)約側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料消耗，但用于補(bǔ)償?shù)闹苯恿Χ酁殡x散形式，會(huì)影響控制精度。除動(dòng)壓分配法和鏈?zhǔn)竭f增分配法外，也有根據(jù)其他物理量的變化進(jìn)行控制分配的研究。文獻(xiàn)[8]分別選取控制偏差、發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火個(gè)數(shù)以及舵飽和量設(shè)計(jì)了 3種控制分配規(guī)則。基于優(yōu)化的控制分配法考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)的上下界限等約束條件，將控制分配問題轉(zhuǎn)化為有約束的優(yōu)化問題。其中，需要設(shè)定好目標(biāo)函數(shù)及目標(biāo)函數(shù)中的權(quán)重參數(shù)，目標(biāo)函數(shù)取指令跟蹤誤差與執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制量消耗的和最小，通過設(shè)定的直接力與氣動(dòng)力控制量的權(quán)重參數(shù)來確定二者之間的比例，從而進(jìn)行優(yōu)化分配?？苫诰€性規(guī)劃、基于二次型最優(yōu)控制、基于遺傳算法、基于模糊自適應(yīng)等方法設(shè)計(jì)控制分配邏輯。

2 直接力、氣動(dòng)力子系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

2.1 氣動(dòng)力子系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

相比傳統(tǒng)飛行器，直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制飛行器在側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，噴出的氣流與來流相互影響會(huì)帶來額外的干擾，難以精確建模。因此在控制律設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)保證足夠的穩(wěn)定裕度，以控制系統(tǒng)較強(qiáng)的魯棒性應(yīng)對(duì)未建模誤差、參數(shù)不確定性以及外部干擾。單獨(dú)設(shè)計(jì)氣動(dòng)力子系統(tǒng)的空氣舵控制律，在數(shù)十年的積累下，基于頻域理論的設(shè)計(jì)方法已有了完善的理論體系，自抗擾控制、滑模控制、模糊控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制等先進(jìn)的現(xiàn)代控制方法也得到了廣泛的研究。

2.2 直接力子系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

直接力由安裝在彈體上的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生，受飛行環(huán)境影響小。側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量以及攜帶燃料有限不能一直工作，而且用于姿態(tài)控制的大多為只能提供定值推力的固體發(fā)動(dòng)機(jī)，提供的直接力具有離散特性，大小不是連續(xù)可調(diào)的。因此通過控制律得到直接力指令后，還應(yīng)設(shè)計(jì)點(diǎn)火算法，規(guī)劃開啟的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)位置以實(shí)現(xiàn)指令，性能優(yōu)越的點(diǎn)火算法可以大大提高脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的利用率。

2.2.1 點(diǎn)火方式

側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)按其響應(yīng)指令的空間點(diǎn)火方式可分為固定區(qū)域方式和合成矢量方式。固定區(qū)域方式是指將側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)按通道劃分出區(qū)域，如圖5a所示將沿彈體周向布置的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)劃分為俯仰控制區(qū)和偏航控制區(qū)，分別響應(yīng)俯仰、偏航指令，這種點(diǎn)火方式跟蹤指令時(shí)只有推力大小偏差，不會(huì)產(chǎn)生角度偏差，但由于沒有考慮直接力通道間的耦合，會(huì)對(duì)側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)的使用造成燃料浪費(fèi)。合成矢量方式如圖5b所示，指將通道間的指令進(jìn)行矢量相加，合成為一個(gè)總的點(diǎn)火指令，然后求解合適的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火組合來響應(yīng)這一總的點(diǎn)火指令，這種點(diǎn)火方式考慮了通道間的耦合能夠充分地利用側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)推力，減少燃料的浪費(fèi)，但由于側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)無法布置的非常密集，跟蹤指令會(huì)存在角度偏差，影響跟蹤精度。文獻(xiàn)[9]針對(duì)滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定導(dǎo)彈，采用固定區(qū)域方式將側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)分為正、負(fù)俯仰控制區(qū)和正、負(fù)偏航控制區(qū)；文獻(xiàn)[8]同樣針對(duì)滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定導(dǎo)彈，采用合成矢量方式，跟蹤俯仰、偏航通道指令的矢量和；針對(duì)自旋攔截彈，考慮到側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火不是瞬間完成，導(dǎo)彈自旋將會(huì)引起直接力作用方向變化，可在與點(diǎn)火指令矢量正交、與導(dǎo)彈自旋的方向相反的位置上開啟部分側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)，以補(bǔ)償導(dǎo)彈自旋帶來的直接力指令跟蹤偏差；也可取點(diǎn)火中間時(shí)刻作為等效的點(diǎn)火時(shí)刻來判斷開啟的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)位置。

圖5 點(diǎn)火方式Fig.5 Schematic Diagram of Ignition Mode

2.2.2 點(diǎn)火算法

在確定每一時(shí)刻需開啟的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)組合之前，應(yīng)根據(jù)點(diǎn)火方式以及側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)的布局進(jìn)行點(diǎn)火算法的預(yù)處理，也就是設(shè)計(jì)點(diǎn)火邏輯，以得到當(dāng)前時(shí)刻可用的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)在滿足約束的條件下能夠產(chǎn)生的直接力集合，這一集合具有離散特性。點(diǎn)火邏輯設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)限制同時(shí)點(diǎn)火的發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)，因?yàn)榇罅總?cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)點(diǎn)火產(chǎn)生的噴流會(huì)引起不理想的干擾；還應(yīng)避免各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力相互抵消；而且點(diǎn)火邏輯需在彈上實(shí)時(shí)運(yùn)行，應(yīng)盡量簡(jiǎn)化保證運(yùn)算的快速性。

目前，大部分學(xué)者對(duì)點(diǎn)火算法的研究都是針對(duì)數(shù)量多、推力固定、不可重復(fù)開啟的脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)展開的，最具代表性的是 PAC-3攔截彈的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)布局方式，即導(dǎo)彈質(zhì)心前方布置10環(huán)側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)，每環(huán)18個(gè)周向均勻分布，各環(huán)之間相互交錯(cuò)，如圖6所示。文獻(xiàn)[10]將實(shí)際推力與控制指令的偏差作為目標(biāo)函數(shù)，引入移民方法來維持種群的多樣性，利用遺傳算法對(duì)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)的開啟數(shù)量進(jìn)行了優(yōu)化，得到全局最優(yōu)解，并采用離線尋優(yōu)-制表-在線查表的策略，避免遺傳算法尋優(yōu)速度慢影響控制系統(tǒng)快速性的問題。文獻(xiàn)[11]以指令合力與噴流合力的誤差作為尋找最優(yōu)解的判斷條件，用基于小世界效應(yīng)的快速搜索算法（Squeaky-Wheel Optimization，SWO）優(yōu)化算法求解最優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)組合，并與典型的貪心算法和遺傳算法進(jìn)行比較，結(jié)果表明SWO算法能夠滿足控制精度和實(shí)時(shí)性要求。

圖6 PAC-3氣動(dòng)布局及側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)布局示意Fig.6 Sketch of Aerodynamic Layout and Lateral Thrusters Layout of PAC-3

3 穩(wěn)定性分析方法

直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)是一個(gè)多執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)，而且氣動(dòng)力是連續(xù)的控制力，直接力一般由安裝在彈體側(cè)面的固體發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生，具有離散特性，構(gòu)成了一個(gè)離散/連續(xù)混合系統(tǒng)，為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及穩(wěn)定性分析提高了難度。目前較多的研究集中在指令實(shí)現(xiàn)時(shí)直接力、氣動(dòng)力的具體使用情況上，僅通過數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證系統(tǒng)的穩(wěn)定性，而較少涉及穩(wěn)定性分析的理論問題。對(duì)復(fù)合控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析的研究有以下3種思路：

a）采用混合系統(tǒng)理論中的切換控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析的方法，考慮到側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火個(gè)數(shù)的不同會(huì)使控制系統(tǒng)在不同對(duì)象之間進(jìn)行切換，因此將設(shè)計(jì)好的復(fù)合控制系統(tǒng)視為切換控制系統(tǒng)，然后可基于公共Lyapunov函數(shù)方法、多Lyapunov函數(shù)方法、駐留時(shí)間方法以及矩陣測(cè)度方法進(jìn)行分析。其中基于駐留時(shí)間方法分析并得到結(jié)論：如果系統(tǒng)在穩(wěn)定的子系統(tǒng)之間進(jìn)行切換，只要切換頻率足夠低，即可保證整個(gè)系統(tǒng)的穩(wěn)定性；如果存在不穩(wěn)定的子系統(tǒng)，只要保證在穩(wěn)定子系統(tǒng)上的駐留時(shí)間大于在不穩(wěn)定子系統(tǒng)上的駐留時(shí)間，且切換次數(shù)有限，即可保證系統(tǒng)穩(wěn)定。

b）先設(shè)計(jì)連續(xù)的直接力、氣動(dòng)力控制律，然后再將連續(xù)的直接力控制律離散為側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)可提供的形式，保證系統(tǒng)在離散后的控制律作用下仍是穩(wěn)定的。文獻(xiàn)[12]基于線性模型設(shè)計(jì)了連續(xù)的直接力、氣動(dòng)力控制律，然后采用脈沖調(diào)制器對(duì)直接力控制律進(jìn)行離散，應(yīng)用非線性描述函數(shù)得到脈沖調(diào)制器中施密特觸發(fā)器的頻率特性，在頻域理論的指導(dǎo)下設(shè)計(jì)了脈沖調(diào)制器的參數(shù)，保證了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。文獻(xiàn)[13]將側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的直接力與所需直接力控制量的偏差作為系統(tǒng)的非線性攝動(dòng)，通過分析線性最優(yōu)跟蹤系統(tǒng)的非線性容限得到系統(tǒng)穩(wěn)定條件下這一非線性攝動(dòng)的容許范圍。文獻(xiàn)[14]同樣將直接力實(shí)際控制量視為計(jì)算控制量攝動(dòng)后形成的，基于非線性模型應(yīng)用控制方法設(shè)計(jì)了控制律，并得到了保證系統(tǒng)穩(wěn)定的充分條件，可用來指導(dǎo)控制參數(shù)設(shè)計(jì)。

c）將側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的實(shí)際直接力控制量與所需直接力控制量的偏差作為輸入的不確定性，求解含有輸入不確定性的魯棒穩(wěn)定性問題。文獻(xiàn)[15]將實(shí)際直接力控制量偏差作為系統(tǒng)的有界輸入不確定性，證明了不確定性的界已知情況下，求解魯棒控制問題與最優(yōu)控制問題的等價(jià)性，并分別采用間接魯棒控制方法指導(dǎo)下的基于狀態(tài)相關(guān)黎卡提方程控制方法（State-Dependent Riccati Equation，SDRE）和θD?控制設(shè)計(jì)了控制律，無需在線檢驗(yàn)穩(wěn)定性條件。

4 研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)

直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)可有效解決飛行器低動(dòng)壓穩(wěn)定控制問題，適用于起飛時(shí)速度低以及高空中空氣密度低的情況，具有廣闊的應(yīng)用前景。

復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法尚未形成完善的理論體系，直接力、氣動(dòng)力協(xié)調(diào)配合實(shí)現(xiàn)優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)作為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題，還有很大的研究空間；對(duì)于復(fù)合控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析的研究較少，現(xiàn)有的方法也需要對(duì)穩(wěn)定性條件進(jìn)行在線驗(yàn)證或者對(duì)控制參數(shù)進(jìn)行較為復(fù)雜的設(shè)計(jì)，這一問題仍需要深入研究。

為設(shè)計(jì)并優(yōu)化直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)，除重點(diǎn)研究姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法外，還應(yīng)重視相關(guān)的多學(xué)科交叉研究。如直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制飛行器的氣動(dòng)布局優(yōu)化，良好的氣動(dòng)布局可有效減小干擾、提高控制系統(tǒng)效能，以及氣動(dòng)學(xué)科側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)噴流干擾的精確建模，干擾模型精度提高可降低控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度。對(duì)上述問題展開研究，可以完善直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)理論體系，從而推進(jìn)其在工程上廣泛應(yīng)用。

5 結(jié) 論

直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)可有效提高系統(tǒng)控制力，以應(yīng)對(duì)飛行器在復(fù)雜環(huán)境中飛行帶來的挑戰(zhàn)，控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)相比傳統(tǒng)飛行器更加復(fù)雜。目前研究中設(shè)計(jì)的直接力/氣動(dòng)力協(xié)同工作方法可分為4種，其中控制分配法是目前的研究熱點(diǎn)。直接力、氣動(dòng)力子系統(tǒng)控制律設(shè)計(jì)應(yīng)充分保證系統(tǒng)的魯棒性；直接力子系統(tǒng)還需設(shè)計(jì)合適的側(cè)噴發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火方式及點(diǎn)火算法；對(duì)于復(fù)合控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析問題仍需要深入研究。為完善直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)理論體系，還應(yīng)重視多學(xué)科交叉研究，如氣動(dòng)布局優(yōu)化和噴流干擾建模，從而推進(jìn)其工程應(yīng)用。