姚德清，魏毅寅，楊志紅，崔乃剛

(1. 哈爾濱工業(yè)大學航天學院，哈爾濱 150001；2.北京空天技術研究所，北京 100074；3.中國航天科工集團有限公司，北京 100048； 4.中國航天科工飛航技術研究院，北京 100074)

0 引 言

空天飛行器是一種集航空、航天技術于一身，兼具航空技術與航天技術的優(yōu)勢，既能滿足民用運輸需求又能執(zhí)行軍事任務的載人/無人飛行器?？仗祜w行器具有“自由進出空間、按需返回地面、可重復使用”的典型特點，已成為未來進行大規(guī)?？臻g開發(fā)及確保空間優(yōu)勢的關鍵因素，越來越受到世界各國的高度重視。

空天飛行器多任務、多工作模式、大范圍高速機動的需求，使其面臨外界干擾和內(nèi)部參數(shù)不確定下的精確建模問題、飛行任務變更或意外事件處理的在線任務規(guī)劃問題、快時變參數(shù)系統(tǒng)穩(wěn)定性問題、飛行過程中作動器失效或發(fā)動機故障情況下的冗余控制問題、高精度導航設備可靠性問題等眾多關鍵問題，給制導控制技術帶來極大的挑戰(zhàn)與難點。

本文首先對空天飛行器制導控制技術發(fā)展情況進行簡要介紹；其次，針對空天飛行器典型的任務形態(tài)，分別從動力學建模、軌跡優(yōu)化與制導、飛行控制與導航等四個方面介紹了制導控制技術中面臨的關鍵技術及挑戰(zhàn)；最后，結合目前研究存在的難點及問題，提出了空天飛行器制導控制技術后續(xù)發(fā)展方向與思路。

1 空天飛行器制導控制技術發(fā)展概況

1.1 空天飛行器定義及分類

空天飛行器是一類采用大升阻比外形，可自主起降、重復使用，并能夠自由往返于稠密大氣、臨近空間和近地軌道的高超聲速飛行器。按照入軌級數(shù)、動力形式、起降方式、重復使用程度對空天飛行器進行了分類，如圖1所示。相對于運載火箭，采用組合動力、水平起降的空天飛行器具有飛行成本低、作戰(zhàn)反應速度快、發(fā)射窗口寬等優(yōu)點，更能適應飛行任務需求，已成為未來主流發(fā)展方向[1-2]。

圖1 空天飛行器分類Fig.1 Classification of aerospace vehicle

1.2 動力學建模方面研究現(xiàn)狀

國外在動力學建模方面開展了大量的研究工作，其典型的研究成果主要包括以下三個方面：

1)X-30模型

文獻[3]針對X-30構型分析了氣動、推力和彈性之間的耦合關系，初步建立了吸氣式高超聲速飛行器彈性模型。由于沒有考慮質(zhì)量變化對結構模態(tài)頻率的影響，該模型僅適用于對飛行器的物理特性和控制問題進行初步分析。

圖2 X-30構型示意圖Fig.2 X-30 configuration diagram

2)Winged-cone模型

文獻[4]針對NASA公布的Winged-cone模型給出了相關氣動力、氣動力矩等在不同飛行狀態(tài)下的取值，并針對給定的數(shù)據(jù)采用多項式擬合的方式得到詳細的表達公式，進而建立得到完整的6自由度非線性數(shù)學模型。但其僅對穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)進行簡單擬合，沒有包括吸氣式高超聲速飛行器的耦合特性及氣動彈性等重要的動態(tài)特性，因此，該模型具有很大的局限性。

圖3 Winged-cone構型示意圖Fig.3 Winged-cone configuration diagram

3)加州大學GHV模型

文獻[5]給出了一套通用高超聲速飛行器(General hypersonic vehicle, GHV)模型，采用CFD仿真計算得到了飛行器的氣動擬合表達式，并通過FLUENT CFD仿真計算得到了氣動、推力、彈性的相互關系，最后建立了飛行器非線性縱向運動方程。

圖4 CSULA-GHV模型Fig.4 CSULA-GHV model

1.3 軌跡優(yōu)化與制導方面研究現(xiàn)狀

1.3.1軌跡優(yōu)化方面研究現(xiàn)狀

國外在軌跡設計方面積累了大量經(jīng)驗，并已經(jīng)開發(fā)了多套較為完善的軌跡優(yōu)化軟件包。其中最為著名的是OTIS與POST，均已經(jīng)大量應用于航空航天設計，并實現(xiàn)了商業(yè)化[6-8]。近年來，以凸優(yōu)化為代表的新型優(yōu)化方法已受到越來越多的學者關注與研究[9-11]。

1.3.2制導方面研究現(xiàn)狀

根據(jù)空天飛行器的飛行任務剖面，在不同飛行階段制導策略可以分為如下三類。

1)上升段制導

對大氣層內(nèi)上升段制導方法進行了分析與綜述，主要分為攝動制導與顯式制導[12]。

攝動制導是在發(fā)射前確定一條標準彈道，在飛行過程中，制導系統(tǒng)根據(jù)設計的制導參數(shù)和導引規(guī)律，控制飛行器在標準彈道附近飛行。文獻[13-15]指出X-33等可重復使用飛行器其上升段內(nèi)大氣層軌跡控制均通過姿態(tài)控制來實現(xiàn)，通過對姿態(tài)的跟蹤來間接跟蹤軌跡。此制導方式對機載計算機的要求不高，在眾多的一次性使用運載器和航天飛機中表現(xiàn)出了良好的性能。

顯式制導根據(jù)飛行器當前實際的飛行參數(shù)(速度、位置)和目標當前位置，按一定的原理實時計算并決定飛行彈道。文獻[15-20]展開了內(nèi)大氣層的閉環(huán)制導方式研究，文獻[17]將上升段按時間對標稱軌跡進行劃分，然后采用微分方法來求解對應時間點的兩點邊界約束問題，得到軌跡控制量。文獻[18]中也采用了類似的方法，將上升段制導問題轉化為基于定積分方法來求解兩點邊值問題，共同點是均需要對軌跡按時間進行劃分，構建哈密頓函數(shù)，各飛行約束轉換為協(xié)狀態(tài)方程，然后最優(yōu)控制理論求解軌跡控制量。

2)變軌段制導

根據(jù)變軌段制導求解方法，變軌段制導可分為Hohmann轉移制導與Lambert轉移制導[21-24]。

Hohmann轉移制導要求飛行器當前軌道與目標軌道是共面圓軌道，Lambert轉移制導不要求當前軌道與目標軌道共面，兩者均是通過求解對應的制導問題得出變軌推力大小與作用時間。

當目標和追蹤器在共面的圓軌道上飛行時，則Hohmann變軌為最優(yōu)解[21-22]。由于Hohmann變軌只適用于共面圓軌道間轉移問題，而Lambert變軌既可以應用于共面圓軌道間交會/攔截問題，也適用于異面的橢圓軌道間交會/攔截問題，因此Lambert變軌方法可以廣泛應用于非線性最優(yōu)交會問題研究[23-24]。

3)再入段制導

再入段制導根據(jù)制導方法可分為標稱軌跡制導和預測校正制導[25]。隨著技術的發(fā)展，許多新型再入段制導方法應運而生，針對第二代可重復使用運載器而設計的再入制導方法主要包括[26]：線性二次調(diào)節(jié)器再入制導方法[27]、預測-校正方法[28]、準平衡滑翔方法[29]、演化的加速度制導方法[30-32]、自適應制導方法[33]、最優(yōu)非線性反饋制導方法[34]以及混合制導方法[35]。上述諸多新型再入制導方法均偏向于采用在線軌跡生成以處理制導誤差或非正常飛行狀況。所涉及的軌跡規(guī)劃算法主要有兩種：一種是基于存貯在計算機上的預先設計的軌跡，并通過對軌跡進行更新獲得新的飛行軌跡；第二種方法是采用一種在線軌跡規(guī)劃算法[36]。對于在線軌跡規(guī)劃，常用的軌跡規(guī)劃方法可分為利用基于積分的預測校正法、軌跡分解和轉化為優(yōu)化控制問題用非線性規(guī)劃求解三種[37]。

1.4 飛行控制方面研究現(xiàn)狀

在工程應用領域，PID控制器是飛行控制設計人員的首選。美國的X-43和X-51等空天飛行器便采用增益預置PID控制器[38]。目前空天飛行器控制理論和方法的研究主要集中在魯棒控制、滑模變結構控制、自適應控制、預測控制等控制方法。

滑模變結構控制的最大優(yōu)點在于滑動模態(tài)只決定于所選擇的切換函數(shù)，與系統(tǒng)方程無關，即說明滑動模態(tài)對系統(tǒng)攝動和外界干擾具有完全的魯棒性。文獻[39-42]中利用滑模控制技術為可重復使用運載器X-33設計出時標分離的飛行控制系統(tǒng)，取得良好的控制效果，并在此基礎上又通過引入滑模干擾觀測器(Sliding mode disturbance observer, SMDO)來進一步提高控制系統(tǒng)性能。

反饋線性化(Feedback linearization, FL)方法是非線性控制方法中非常重要且應用較為廣泛的一種方法，很早就被應用于飛行器的飛行控制系統(tǒng)設計。文獻[43-45]中針對X-33飛行器采用自適應反饋線性化控制系統(tǒng)，并通過引入PCH(Pseudo-Control Hedging)思想克服神經(jīng)網(wǎng)絡控制可能帶來的作動器位置飽和、速率飽和等不利因素。

魯棒控制理論繼承了以往的魯棒性研究方法，以基于使用狀態(tài)空間模型的頻率設計方法為主要特征，提出了從根本上解決控制對象模型不確定性和外界擾動不確定性問題的有效方法?；诰€性矩陣不等式(Linear matrix inequality, LMI)的H∞控制、非線性H∞控制以及H∞控制與神經(jīng)網(wǎng)絡和模糊控制相結合，設計在保證控制系統(tǒng)魯棒性的同時改善系統(tǒng)穩(wěn)定性和動態(tài)性的控制器，已成為該領域近年來的研究熱點[46-48]。

軌跡線性化控制(Trajectory linearization control, TLC)是20世紀90年代中后期逐步建立并發(fā)展起來的一種新穎有效的非線性跟蹤和解耦控制方法[49]，并有效應用于X-33飛行器的飛行控制系統(tǒng)中[50-51]。

1.5 導航方面研究現(xiàn)狀

目前，適用于空天飛行的導航器件可分為：慣性、衛(wèi)星、天文、雷達、大氣傳感器等。

國外的空天飛行器包括航天飛機、可重復使用運載器等，為了獲得高可靠性，均采用了系統(tǒng)級多倍冗余的方案。如美國的航天飛機上采用了3臺平臺式慣導系統(tǒng)。美國研發(fā)的完全可重復使用航天器X-33技術驗證機上，采用了3臺光學捷聯(lián)慣性/GPS衛(wèi)星組合導航系統(tǒng)，來獲得整個飛行器的高可靠度。此外，隨著技術的進步，國外已開始致力于器件級冗余技術的多傳感器測量組合技術的研究，美國L-3 Space & Navigation公司最近公開了自己瞄準空間應用的四陀螺冗余裝置(Compact inertial reference unit,CIRUS)。

由國外空天飛行器上主導航系統(tǒng)的系統(tǒng)級多倍冗余應用，以及器件級冗余技術的發(fā)展來看，系統(tǒng)級與器件級冗余相結合的雙重冗余方案將成為未來空天飛行器高可靠保障的發(fā)展方向[52]。

國外在飛行器自主著陸導航方面處于領先地位，自主著陸導航系統(tǒng)已應用于現(xiàn)役無人機，一般采用慣性/GPS/視覺等多信息源組合導航的方式實現(xiàn)無人機的自主精確著陸。美國的X-47B無人飛行器已實現(xiàn)在航母動平臺上的自主起降。因此，綜合慣性、衛(wèi)星、視覺等多源信息的組合導航方法是空天飛行器自主著陸領域的發(fā)展趨勢，其中慣性/視覺組合因其智能化、抗干擾的優(yōu)勢，成為該領域的重要發(fā)展方向。

2 空天飛行器制導控制關鍵問題

空天飛行器的任務形式主要有四種：1)天地往返運輸，主要用于往返于空間站與地面，或洲際異地的商業(yè)航天運輸；2)武器投送，主要目的為實現(xiàn)2 h全球到達與全方位打擊；3)機動對抗，利用速度、高度優(yōu)勢，可以有效攔截以美國快速全球打擊武器裝備為代表的新型空天威脅；4)在軌捕獲，通過機動變軌，進而實現(xiàn)捕獲敵方衛(wèi)星，對衛(wèi)星實施殺傷。

上述典型的任務形態(tài)決定了空天飛行器具有復雜環(huán)境特性、復雜動力學特性、復雜制導任務及高精度強魯棒控制高難度控制特點，給制導控制技術帶來了極大的挑戰(zhàn)。

2.1 動力學建模方面

空天飛行器動力學建模問題的本質(zhì)是基于氣動、動力、結構、總體等提供的飛行器數(shù)據(jù)庫，構建飛行器動力學模型，探尋其飛行力學規(guī)律，并指導制導控制系統(tǒng)設計。

空天飛行器動力學建模的關鍵問題主要體現(xiàn)在下述六個方面。

1)寬域飛行復雜的動力學特性

空天飛行器的飛行剖面涉及稠密大氣、臨近空間和近地軌道及亞聲速、超聲速和高超聲速的大空域及大速域剖面，采用單一發(fā)動機難以滿足任務需求，需要采用多模態(tài)組合動力發(fā)動機。以渦輪基組合循環(huán)(Turbine-based combined cycle,TBCC)發(fā)動機為例，包含渦輪和沖壓兩種模態(tài)，當馬赫數(shù)大于4時，采用渦輪發(fā)動機難以滿足動力需求，此時需要進行發(fā)動機模態(tài)轉換，發(fā)動機內(nèi)流道流場特性發(fā)生較大變化，進而導致動力學特性變化較為劇烈，呈現(xiàn)復雜的非線性特性。

2)內(nèi)外流場耦合嚴重

空天飛行器一體化的構型設計使得內(nèi)外流場耦合嚴重，氣動特性與推動特性之間存在較為嚴重的耦合。

氣動特性對推進性能影響表現(xiàn)在：飛行器前體下表面充當了發(fā)動機進氣道預壓縮面，彈體姿態(tài)變化直接影響進氣道空氣捕獲，進而影響推進性能。

推進特性對氣動性能影響表現(xiàn)在：飛行器后體下表面充當了發(fā)動機的尾噴管，發(fā)動機推力直接作用于后體下表面，產(chǎn)生附加氣動力與力矩。當發(fā)動機推力變化時，附加氣動力與力矩特性變化顯著。

以上兩點加劇了姿態(tài)控制回路與推進系統(tǒng)動態(tài)特性的耦合作用。

3)熱/氣動/動力/彈性/控制耦合顯著

空天飛行器高超聲速飛行時周圍空氣靜溫將被激波加熱到數(shù)千度，空氣將產(chǎn)生電離，出現(xiàn)復雜流動現(xiàn)象，導致飛行器表面壓力分布不確定性變強。與此同時，空天飛行器表面與空氣摩擦產(chǎn)生高溫，傳導至飛行器結構，使得飛行器出現(xiàn)一定的結構變形，從而導致飛行器氣動特性發(fā)生改變。進而使得空天飛行器熱/氣動/動力/彈性/控制之間存在較為嚴重的耦合。

4)精確多操作面動力學建模

空天飛行器多采用輪式水平起降的方式。與航空飛行器類似，在起降階段，參與控制的執(zhí)行機構包含氣動舵面、輪胎、體襟翼、減速板和剎車裝置等，為了精確控制飛行器姿態(tài)、軌跡與速度，需要對多操作面動力學模型進行精確建立。

5)高空稀薄大氣建模困難

空天飛行器飛行空域跨稠密大氣、稀薄大氣與真空，因此其飛行空域范圍大，大氣特性變化顯著。

隨著高度增加，高空稀薄流動，局部速度滑移與溫度梯度跳躍，導致升阻特性、力矩特性發(fā)生改變。以50 m長飛行器為例，約100 km以下為連續(xù)流，100～130 km為滑移流區(qū)，130～170 km為過渡流區(qū)，170 km以上為自由分子流區(qū)。隨著飛行高度增加，大氣由連續(xù)流過渡到自由分子流區(qū)，分子平均自由程與飛行器尺度比同比增加，飛行器阻力增大，導致升阻比明顯下降。

6)模型特性不確定性強

空天飛行器高超聲速飛行時周圍空氣靜溫將被激波加熱到數(shù)千度，在高溫下空氣分子將產(chǎn)生振動激發(fā)、離解、甚至電離，使得普通空氣成為包含熱化學反應的復雜流體介質(zhì)，導致空氣的熱力學特性發(fā)生改變，從而使得飛行器表面壓力分布不確定性變強，飛行器所受氣動力矩發(fā)生劇烈變化。以美國航天飛機為例，當馬赫數(shù)為23時高溫氣體效應導致舵偏角偏差8°。而目前地面試驗手段有限，一方面難以進行全尺寸飛行器的長時間風洞模擬，另一方面難以模擬3000 K以上的高溫，導致氣動特性的預測具有很大的不確定性。

2.2 軌跡優(yōu)化與制導方面

空天飛行器軌跡優(yōu)化與制導的任務是，開展空天飛行器起飛、爬升、巡航、分離、在軌、離軌、再入、著陸等段的軌跡優(yōu)化與制導律設計。

空天飛行器軌跡優(yōu)化與制導的關鍵問題主要體現(xiàn)在下述三個方面。

1)總體性能/最優(yōu)軌跡綜合優(yōu)化

空天飛行器總體方案與軌跡設計耦合程度高，且面臨熱/氣動/動力/控制/結構等多重約束，可用飛行走廊狹窄，采用傳統(tǒng)建模方法建立的模型進行軌跡優(yōu)化時難以充分挖掘飛行器潛力，實現(xiàn)性能最優(yōu)。因此，需精確建立可應用于軌跡優(yōu)化與總體優(yōu)化的數(shù)學模型、準確地定義軌跡/總體優(yōu)化問題，進而完成飛行器總體性能與最優(yōu)軌跡的綜合優(yōu)化，最終實現(xiàn)最優(yōu)總體方案關鍵參數(shù)的確定。

2)多約束軌跡優(yōu)化

空天飛行器跨大空域、大速域的飛行任務剖面使其動力學特性變化劇烈，且其具有多飛行任務的特點，使得軌跡優(yōu)化問題呈現(xiàn)出優(yōu)化變量多、優(yōu)化約束強、優(yōu)化模型耦合嚴重的難點，傳統(tǒng)軌跡優(yōu)化方法在處理此類問題時呈現(xiàn)效率低、多輪次迭代的弱點。因此，需要找到一種可綜合考慮各種設計約束的高精度、通用化、快速收斂的軌跡優(yōu)化方法，以解決此類復雜的多約束軌跡優(yōu)化問題。

3)在線最優(yōu)制導

空天飛行器跨大空域、大速域的飛行任務剖面使得其動力學特性較為復雜，加之外界干擾及不確定性較大，難以精確建立數(shù)學模型，進而使得飛行器難以準確跟蹤離線設計的軌跡，導致制導精度較低，且當天地差異較大時難以實現(xiàn)飛行器的最優(yōu)性能。與此同時，空天飛行器采用多執(zhí)行機構控制的方式，當執(zhí)行機構出現(xiàn)故障時，跟蹤離線軌跡難以保證飛行器安全性且難以實現(xiàn)任務需求。因此，需要開展在線最優(yōu)制導策略研究，在飛行任務變更、故障情況出現(xiàn)等條件下在線實時優(yōu)化出滿足飛行約束與任務目標的軌跡，完成制導律的快速重構，實現(xiàn)自主軌跡變更或應急返回。

2.3 飛行控制方面

空天飛行器飛行控制問題的本質(zhì)是基于構建的飛行器動力學模型，結合飛行任務及飛行品質(zhì)需求，實現(xiàn)每一個階段的姿態(tài)、速度的精確穩(wěn)定變化。

空天飛行器飛行控制的關鍵問題主要體現(xiàn)在下述七個方面。

1)機體發(fā)動機一體化耦合控制

空天飛行器多采用渦輪+沖壓+火箭組合發(fā)動機，需要經(jīng)歷渦輪、亞燃沖壓、超燃沖壓和火箭等多種工作模態(tài)，加之自身采用機體發(fā)動機一體化構型，導致發(fā)動機與飛行器間的控制需要綜合設計，控制機理復雜且具有多變量耦合特性。

2)非線性控制問題

空天飛行器在大攻角飛行時，會出現(xiàn)表面氣流分離和復雜的旋渦系的現(xiàn)象，影響流經(jīng)區(qū)域的氣動特性，導致明顯的非線性特性，進而帶來非線性控制問題。傳統(tǒng)的線性設計方法在非線性特性較為劇烈時可能難以適用。因此，為了實現(xiàn)飛行任務、滿足飛行品質(zhì)要求，應考慮非線性控制方法進行控制系統(tǒng)設計。

3)大不確定性下的魯棒控制

如前面動力學建模關鍵問題中所述，空天飛行器動力學模型與大氣環(huán)境建模中不確定性強。在進行飛行控制系統(tǒng)設計時，必須有足夠的魯棒性，以包容這部分不確定性。以X-43為例，地面仿真的設計攻角與實際飛行攻角在進氣道打開、發(fā)動機工作等階段均存在較大差異，地面獲取的發(fā)動機模型不準，而飛行控制設計時具有足夠的魯棒性，包容了這部分不確定性，保證了飛行試驗的成功。

4)大尺寸空天飛行器的彈性控制問題

空天飛行器為了降低成本并增加有效載荷，通常采用大量輕質(zhì)結構，從而引發(fā)結構彈性振動頻率(幾赫茲量級)降低，并與控制系統(tǒng)頻帶接近，采用傳統(tǒng)濾波器設計思路將制約飛行器總體設計并限制機動性。在全域飛行極端力熱工況下，大尺寸機體會出現(xiàn)不確定的結構變形，結構頻率進一步降低，結構頻率和阻尼比不確定性大的特點更加突出。針對彈性控制需求強烈的問題，需要從傳感器的安裝位置優(yōu)化、校正網(wǎng)絡的分段設計、彈性體的自適應與自主控制等方向開展研究。

5)基于多操縱面協(xié)調(diào)的起降控制問題

空天飛行器低速飛行時升阻比較航空飛行器低，需要采用增升裝置、鴨翼、減速板等設備輔助空氣舵實現(xiàn)大攻角起降。多套執(zhí)行機構同時作動，需要解決多變量協(xié)調(diào)控制帶來的控制設計難題。目前，航天領域飛行器的控制面普遍較少，而航空領域控制面較多，需要大力借鑒航空領域的設計經(jīng)驗。同時也要在多變量控制理論與工程應用結合方面，積極拓展，靈活解決實際工程問題。

6)稀薄大氣飛行的復合控制

由于高空大氣特性影響，隨著高度增加，氣動舵面效率會急劇下降，嚴重時將導致氣動舵面控制失效。需要適當增加直接力或變質(zhì)心等控制方式來實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定與軌跡調(diào)整。引入直接力后，其噴流干擾特性將顯著影響直接力及氣動力矩大小和方向，需要考慮模型不確定性影響。變質(zhì)心控制通過調(diào)整質(zhì)心來獲得新的控制平衡，質(zhì)量塊的大小、滑行距離受到飛行器質(zhì)量特性與空間布局的影響。

7)高動態(tài)復雜多體分離控制

空天飛行器多采用升力體或翼身融合外形，一級背負二級構型。一二級分離時，級間存在復雜干擾流場。分離過程需要精確模擬，以便精準控制，才能避免一二級分離失穩(wěn)或碰撞。目前地面只能依賴數(shù)值模擬計算手段或開展有限的風洞試驗，使得難以精確建立分離過程模型，進而帶來復雜多體分離控制問題。

2.4 導航方面

空天飛行器導航任務是，為了完成空天飛行器飛行任務，需要合理設計起飛段、爬升段、巡航段、分離段、在軌段、離軌段、再入段和著陸段等飛行段的導航體制。

空天飛行器導航的關鍵問題主要體現(xiàn)在下述四個方面。

1)高可靠性、冗余設計

相對于一次性使用飛行器，空天飛行器重要的區(qū)別在于可再入大氣層并降落在指定地點、進行簡單維修或更換部分部件后可再次執(zhí)行任務。為保證空天飛行器的高可靠性及安全性，俄羅斯航天飛機的控制系統(tǒng)按照“故障-工作，故障-安全”原則進行設計，“東方號”、“聯(lián)盟號”飛船采用兩套高可靠慣性系統(tǒng)冗余設計方案，以保證飛行的安全性。

2)多信息融合

空天飛行器長時間高空高速飛行，經(jīng)歷復雜的地球物理環(huán)境、強烈氣動和振動環(huán)境，使得單一慣性導航模式、慣性衛(wèi)星組合等均難以滿足起飛、著陸、巡航等飛行任務需求，需要研究慣性、衛(wèi)星、大氣傳感、雷達、光學等多種測量方式的多信息融合導航方法，提高導航精度，增強導航系統(tǒng)的容錯性能。

3)輕質(zhì)小型化

限于空天飛行器結構空間約束且重量嚴格要求，為了提高有效載荷占比，必須將導航設備進行小型化、輕質(zhì)化設計。在提高精度的同時，加大光纖、激光慣組、雷達、星敏感器等設備小型化研究力度，在產(chǎn)品選型、電路設計、軟/硬件資源的合理有效分配上進行優(yōu)化。

4)自主著陸導航

空天飛行器在著陸階段需要利用雷達系統(tǒng)和視覺導引系統(tǒng)獲得較為精確相對于著陸場的相對位移和姿態(tài)信息，根據(jù)獲得的量測信息實現(xiàn)對著陸場中心線的對準、姿態(tài)調(diào)整，最終實現(xiàn)平穩(wěn)著陸。如上對空天飛行器的自主著陸導航提出了高精度的測量需求。

3 制導控制技術發(fā)展展望

3.1 空天飛行器動力學建模方面

針對空天飛行器動力學特性復雜、氣動/動力一體化設計導致內(nèi)外流場耦合嚴重、熱/氣動/動力/彈性/控制耦合顯著、多操作機構精確建模要求高、高空環(huán)境建模難的特點，在對其進行動力學建模時，應在實現(xiàn)對象模型化的同時完成模型參數(shù)化。

對象模型化是指從飛行器總體構型與系統(tǒng)設計的角度，構建飛行器動力學數(shù)值模型，獲取數(shù)據(jù)庫，實現(xiàn)飛行器動力學模型數(shù)字化。模型參數(shù)化是指從控制專業(yè)角度，構建面向控制的飛行器動力學參數(shù)化模型，梳理動力學規(guī)律，建立各設計敏感參數(shù)與總體方案間的映射關系。

3.2 空天飛行器總體參數(shù)與飛行性能綜合優(yōu)化方面

空天飛行器總體參數(shù)設計涉及空氣動力學、發(fā)動機動力學、飛行力學、結構動力學、熱力學等多個學科，必須建立科學的多專業(yè)耦合關系，梳理動力學規(guī)律，提取關鍵參數(shù)，才能構建反映氣動力/熱/推進/結構彈性的空天動力學模型。

針對如上建立的全量動力學模型，通過分析影響飛行器動力學特性的關鍵參數(shù)，構建簡化的、面向控制的參數(shù)化動力學模型，與軌跡設計、控制系統(tǒng)設計相結合，建立一套空天飛行器總體參數(shù)與飛行性能綜合優(yōu)化設計方法，并形成軟件，實現(xiàn)性能與軌跡的綜合優(yōu)化。

3.3 空天飛行器軌跡優(yōu)化及制導方面

空天飛行器軌跡優(yōu)化及制導問題在飛行器總體設計、性能分析、制導控制、任務規(guī)劃等方面都具有廣泛的應用?？绱罂沼颉⒋笏儆蚍秶娘w行任務剖面給軌跡優(yōu)化及制導帶來極大挑戰(zhàn)與難度，傳統(tǒng)軌跡優(yōu)化方法可能難以滿足任務需求，需要一種高精度、快收斂、通用化的軌跡優(yōu)化方法，以實現(xiàn)對空天飛行器全程軌跡的快速優(yōu)化設計。

空天飛行器與常規(guī)飛行器相比飛行走廊更狹窄，對飛行軌跡跟蹤制導精度要求更高。因此，需要研究自主自適應制導方法，以應對飛行模型不確定性帶來的軌跡在線自主調(diào)整與跟蹤，即根據(jù)軌跡狀態(tài)偏差量或導引信息自適應更改變體方案中構型參數(shù)，并更新制導指令，進而保證飛行器在安全走廊飛行的同時，高精度實現(xiàn)終端狀態(tài)指標。

與此同時，空天飛行器應具備當出現(xiàn)飛行任務變更或意外事件處理的在線任務規(guī)劃能力，因此，需要研究快速任務規(guī)劃方法，可根據(jù)軌跡跟蹤情況、飛行任務變更或存在故障等情況下在線實時優(yōu)化出滿足飛行約束與任務目標的軌跡，并完成跟蹤。

3.4 空天飛行器寬域自主飛行控制方面

空天飛行器跨大空域、大速域范圍的特殊飛行任務剖面，使得其對動力系統(tǒng)提出了極大的挑戰(zhàn)，其面臨的推阻矛盾等難點決定了空天飛行器必須采用機體發(fā)動機一體化的構型，該構型將帶來較為嚴重的發(fā)動機與飛行控制耦合問題，將飛行器和發(fā)動機分開控制難以滿足控制需求。因此，必須采用一體化的思想來實現(xiàn)機體發(fā)動機一體化控制。

空天飛行器具有模型不確定性強、非線性特性顯著、外界干擾較大等特點。因此，需要重點研究并提前儲備非線性魯棒控制及先進控制算法，以實現(xiàn)對模型參數(shù)變化和其他不確定性具有較強的抗干擾性能及魯棒性能。

空天飛行器大速域范圍涉及亞、超、高超聲速和軌道速度，空域包括從地球表面到臨近空間及軌道空間，飛行狀態(tài)變化劇烈，單一的空氣舵難以滿足控制要求，因此，需要重視執(zhí)行機構特性與飛行器動力學特性匹配性研究，根據(jù)飛行器動力學特性設計合理的執(zhí)行機構。與此同時，在起降階段，為了精確控制飛行器姿態(tài)、軌跡與速度，空天飛行器采用多執(zhí)行機構復合控制的方式，因此，需要針對多操作機構復合控制問題進行深入研究。

空天飛行器長時間處于高速飛行狀態(tài)，加之其采用輕質(zhì)化結構材料及細長體的布局，相比于傳統(tǒng)飛行器，具有更為嚴重的熱-伺服彈性耦合問題。因此，需要重視熱伺服彈性控制方法研究，以有效解決耦合問題帶來的影響。

3.5 空天飛行器自主導航方面

空天飛行器從地球表面到臨近空間及軌道空間的空域剖面，飛行環(huán)境變化劇烈，不同飛行階段對導航體制的需求及設備的適應性要求有一定差異。因此，需要重點開展導航設備的空天飛行環(huán)境適應研究，明確特定任務下的導航精度及設備適應性，尋求不同飛行狀態(tài)下的組合導航體制。與此同時，空天飛行器飛行時間較長，對導航精度要求較高，因此，需要開展導航方法的深入研究，以實現(xiàn)高精度、自主導航的任務需求。

空天飛行器的飛行歷程一般為水平/垂直起飛，爬升、巡航、再入及自主水平著陸等過程，為保證空天飛行器在水平著陸時具有較高的制導精度及安全性，需要重點考慮空天飛行器自主水平著陸時的精密導引裝置設計，以提供著陸精度與安全性。

空天飛行器作為可重復使用飛行器，其導航設備應具有高可靠性，因此，導航設備應具有高可靠性、容錯性及故障檢測與診斷能力，以保證系統(tǒng)安全性與可靠性足夠。

4 結 論

本文通過回顧國外主要的空天飛行器發(fā)展情況，梳理了空天飛行器制導控制技術面臨的關鍵問題，結合目前研究存在的難點及問題，提出了空天飛行器制導控制技術后續(xù)發(fā)展方向與思路。

空天飛行器多任務、多工作模式、大范圍高速機動的需求，使得其面臨存在外界干擾和內(nèi)部參數(shù)不確定下的精確建模問題、飛行任務變更或意外事件處理的在線任務規(guī)劃問題、快時變參數(shù)系統(tǒng)穩(wěn)定性問題、飛行過程中作動器失效或發(fā)動機故障情況下的冗余控制問題、高精度導航設備可靠性問題等眾多關鍵問題。針對如上難點，在制導控制技術后續(xù)發(fā)展過程中，需要著重在多學科一體化高精度建模方法、總體參數(shù)與飛行性能綜合優(yōu)化設計方法、自主自適應制導方法、非線性魯棒控制、先進控制算法及冗余多操縱機構協(xié)同控制算法和高精度、高可靠性自主導航設備等方面進行深入研究。