周 敏，周鳳岐，周 軍，郭建國

(西北工業(yè)大學(xué)精確制導(dǎo)與控制研究所，西安 710072)

0 引 言

變質(zhì)心控制是指通過主動改變飛行器質(zhì)心位置，產(chǎn)生期望控制效應(yīng)的一種新概念控制手段。飛行器質(zhì)心位置變化可通過移動機(jī)體部分結(jié)構(gòu)或部件來實(shí)現(xiàn)。根據(jù)可動結(jié)構(gòu)或部件選取方式不同，變質(zhì)心有以下兩種實(shí)現(xiàn)方式：

1)可動結(jié)構(gòu)或部件位于飛行器機(jī)體外部。例如，設(shè)計(jì)飛行器外露升力面為可動結(jié)構(gòu)，能夠通過平動或轉(zhuǎn)動運(yùn)動使飛行器系統(tǒng)質(zhì)心位置發(fā)生變化。該方式下飛行器氣動外形隨之變化，是一種變外形的實(shí)現(xiàn)方式。

2)可動結(jié)構(gòu)或部件位于飛行器機(jī)體內(nèi)部。例如，設(shè)計(jì)飛行器內(nèi)部配置的電源系統(tǒng)為可動部件，電源移動時(shí)飛行器內(nèi)部質(zhì)量分布特性變化，系統(tǒng)質(zhì)心位置發(fā)生變化。該方式下飛行器氣動外形保持不變，僅內(nèi)部布局發(fā)生變化。

高速飛行器的變質(zhì)心控制應(yīng)采用方式2)實(shí)現(xiàn)，相比于氣動舵、側(cè)噴發(fā)動機(jī)等傳統(tǒng)控制手段具有明顯優(yōu)勢，主要體現(xiàn)在以下方面：

1)變質(zhì)心控制機(jī)構(gòu)完全位于高速飛行器內(nèi)部，有利于保持飛行器良好氣動外形，實(shí)現(xiàn)有效減阻，獲得更好的升阻特性；

2)實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心控制無需配置外露執(zhí)行機(jī)構(gòu)，避免了熱燒蝕、側(cè)向噴流干擾、氣動舵面顫振和大動壓時(shí)鉸鏈力矩過大等問題；

3)利用氣動力實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心控制時(shí)，作動面為整個(gè)飛行器機(jī)體，控制效率更高，且無燃料消耗，效費(fèi)比更高。

國外很早就開始了高速飛行器變質(zhì)心控制技術(shù)研究。其中，俄羅斯和美國已實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心控制工程應(yīng)用：俄羅斯的“SS-18”和“SS-27”洲際彈道導(dǎo)彈通過移動戰(zhàn)斗部實(shí)現(xiàn)質(zhì)心變化，完成彈頭機(jī)動控制；美國“三叉戟I”洲際彈道導(dǎo)彈攜帶的MK-500機(jī)動彈頭通過移動電子裝置實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心控制。但是美俄變質(zhì)心技術(shù)研究的詳細(xì)情況一直處于高度保密狀態(tài)，可參考的公開文獻(xiàn)較少。

國內(nèi)針對高速飛行器變質(zhì)心控制的研究起步較晚，但發(fā)展迅速。1993年，西北工業(yè)大學(xué)精確制導(dǎo)與控制研究所的周鳳岐教授在國內(nèi)率先提出并開展了變質(zhì)心技術(shù)研究，其團(tuán)隊(duì)針對變質(zhì)心控制機(jī)理、控制模式、控制方法以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)研制等內(nèi)容開展了系統(tǒng)性的深入研究，發(fā)表了國內(nèi)該領(lǐng)域最早的一批學(xué)術(shù)論文，并于2004年、2006年分別研制完成了國內(nèi)首臺一維變質(zhì)心機(jī)構(gòu)原理樣機(jī)和首臺二維變質(zhì)心機(jī)構(gòu)原理樣機(jī)，在研制過程中搭建了變質(zhì)心機(jī)構(gòu)性能測試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。另外，哈爾濱工業(yè)大學(xué)、北京理工大學(xué)等機(jī)構(gòu)的學(xué)者也對變質(zhì)心飛行器動力學(xué)、制導(dǎo)控制等進(jìn)行了研究。

本文圍繞高速飛行器變質(zhì)心控制展開綜述，對變質(zhì)心技術(shù)應(yīng)用于高速飛行器實(shí)現(xiàn)不同控制模式的基本原理進(jìn)行梳理和闡述，分析高速飛行器變質(zhì)心控制面臨的關(guān)鍵問題，并結(jié)合未來高速飛行器任務(wù)特點(diǎn)和控制需求，提出具有潛力的四個(gè)方向的研究建議，為今后變質(zhì)心技術(shù)發(fā)展提供思路。

1 變質(zhì)心控制原理

高速飛行器機(jī)體內(nèi)部可動質(zhì)量塊移動使得系統(tǒng)質(zhì)心位置在一定范圍內(nèi)變化，過程如圖1所示。基于該質(zhì)心變化效應(yīng)，根據(jù)不同原理可實(shí)現(xiàn)三種高速飛行器變質(zhì)心控制模式，分別是：附加慣量消旋模式、質(zhì)量矩姿控模式和操穩(wěn)性能調(diào)控模式。

圖1 內(nèi)部質(zhì)量塊運(yùn)動實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心示意圖Fig.1 Moving mass control with internal movable masses

1)附加慣量消旋模式

20世紀(jì)70年代，Murphy等最早研究了彈丸內(nèi)部無控活動質(zhì)量塊對運(yùn)動特性的影響，發(fā)現(xiàn)質(zhì)量塊運(yùn)動會改變彈丸角運(yùn)動。基于此發(fā)現(xiàn)，變質(zhì)心首先被作為一種實(shí)現(xiàn)消旋的簡單手段應(yīng)用在自旋飛行器控制中：John等采用如圖2所示的兩種內(nèi)部質(zhì)量塊配置方案主動衰減自旋航天器的圓錐運(yùn)動，實(shí)現(xiàn)航天器消旋；相似裝置也被用于自旋火箭以保證飛行穩(wěn)定。

圖2 消旋模式的質(zhì)量塊配置Fig.2 Masses configuration of despin control

在國內(nèi)，周鳳岐教授也利用類似方法通過主動控制彈體內(nèi)部兩個(gè)活動質(zhì)量塊運(yùn)動以減小章動角，克服了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的螺旋運(yùn)動，有效提高了旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈的命中精度，這是國內(nèi)應(yīng)用變質(zhì)心技術(shù)成功解決實(shí)際工程問題的最早范例。

可見，變質(zhì)心附加慣量消旋模式的控制原理是：通過主動控制機(jī)體內(nèi)部質(zhì)量塊移動改變飛行器慣量特性，使慣性主軸發(fā)生偏移，產(chǎn)生期望附加慣量與飛行器角運(yùn)動耦合，實(shí)現(xiàn)飛行器消旋。

2)質(zhì)量矩姿控模式

2000年，美國陸軍空間與導(dǎo)彈防御司令部提出要研究一種用于導(dǎo)彈防御的新概念動能攔截彈——“質(zhì)量矩?cái)r截器”，結(jié)構(gòu)設(shè)想如圖3所示，其核心思想是：改變攔截器質(zhì)心位置，使之偏離氣動力作用壓心，即可依賴質(zhì)量形成力矩作用迅速改變攔截器姿態(tài)。質(zhì)量矩?cái)r截器提出的正是變質(zhì)心技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)的第二種控制模式——質(zhì)量矩姿控模式。

圖3 質(zhì)量矩?cái)r截器結(jié)構(gòu)設(shè)想圖Fig.3 Configuration of mass moment interceptor

飛行器姿態(tài)控制依賴于需用控制力矩的持續(xù)獲取，而控制力矩由力臂矢量與力矢量叉乘確定。因此，飛行器姿態(tài)控制可通過調(diào)節(jié)控制力矢量或調(diào)節(jié)控制力臂矢量兩種途徑得以實(shí)現(xiàn)。傳統(tǒng)的氣動舵、發(fā)動機(jī)推力控制均通過調(diào)節(jié)控制力矢量獲取需用控制力矩,變質(zhì)心控制則通過調(diào)節(jié)力臂矢量實(shí)現(xiàn)。

變質(zhì)心質(zhì)量矩姿控模式的控制原理是：利用機(jī)體內(nèi)部質(zhì)量塊移動改變系統(tǒng)質(zhì)心位置，使氣動力、發(fā)動機(jī)推力等外力的作用力臂變化，從而產(chǎn)生期望控制力矩，實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)控制。

需要特別強(qiáng)調(diào)的是，質(zhì)量矩姿控模式可適用于更多場景，包括：以氣動力為外力的大氣層內(nèi)飛行控制；以發(fā)動機(jī)推力等為外力的大氣層外飛行控制。因此，質(zhì)量矩姿控成為研究最深入、應(yīng)用對象最豐富的變質(zhì)心控制模式。

3)操穩(wěn)性能調(diào)控模式

變質(zhì)心控制應(yīng)用于大氣層內(nèi)飛行器時(shí)，還可以實(shí)現(xiàn)另外一種控制模式，即對飛行器操穩(wěn)性能進(jìn)行調(diào)控。如Rogers和Costello利用如圖4所示配置的質(zhì)量塊改變系統(tǒng)質(zhì)心位置，調(diào)整與氣動壓心之間的相對位置，從而實(shí)現(xiàn)飛行器靜穩(wěn)定度主動調(diào)控，保證炮彈在不同飛行階段的操穩(wěn)性能需求：發(fā)射初期質(zhì)量塊向彈體頭部方向移動，使炮彈具有較高靜穩(wěn)定度，保證發(fā)射初期多種誤差干擾條件下的炮彈穩(wěn)定性；隨后，質(zhì)量塊向彈體尾部移動，降低靜穩(wěn)定度，增加機(jī)動能力以擴(kuò)大打擊范圍。

圖4 操穩(wěn)性能調(diào)控模式的質(zhì)量塊配置Fig.4 Masses configuration of stability regulation

操穩(wěn)性能調(diào)控模式下飛行器能夠按需改變其操穩(wěn)性能，提高各飛行階段的軌跡/姿態(tài)控制效能?？梢?，變質(zhì)心操穩(wěn)性能調(diào)控模式是在傳統(tǒng)軌跡/姿態(tài)控制器基礎(chǔ)上增加的飛行器特性優(yōu)化環(huán)節(jié)，如圖5所示，其設(shè)計(jì)獨(dú)立于軌跡/姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)。

圖5 變質(zhì)心操穩(wěn)性能調(diào)控模式作用方式Fig.5 The effect of moving mass stability regulation

變質(zhì)心操穩(wěn)性能調(diào)控模式的控制原理是：利用機(jī)體內(nèi)部質(zhì)量塊移動主動調(diào)節(jié)飛行器質(zhì)心，改變質(zhì)心和氣動壓心的相對位置，調(diào)節(jié)大氣層內(nèi)飛行器的重壓心距，即靜穩(wěn)定度大小，實(shí)現(xiàn)大氣層內(nèi)飛行器操穩(wěn)性能調(diào)控。

隨著高速飛行器應(yīng)用領(lǐng)域不斷擴(kuò)大，大空域、寬速域、強(qiáng)機(jī)動等大包絡(luò)飛行需求成為未來高速飛行任務(wù)的典型特征。變質(zhì)心操穩(wěn)性能調(diào)控模式作為一種原理簡單卻十分有效的飛行器特性優(yōu)化途徑，能夠應(yīng)對大包絡(luò)飛行下的操穩(wěn)性能大范圍變化需求，在未來高速飛行器發(fā)展中發(fā)揮重要作用。

2 關(guān)鍵問題

國內(nèi)外學(xué)者針對變質(zhì)心控制技術(shù)在再入飛行器、制導(dǎo)彈藥、火星探測器、小型航天器、低空無人機(jī)等高速飛行器中的應(yīng)用開展了大量研究，主要涉及四個(gè)方面的關(guān)鍵問題：動力學(xué)建模問題、制導(dǎo)控制問題、執(zhí)行機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)研制問題以及系統(tǒng)仿真與評估問題。

2.1 變質(zhì)心多體動力學(xué)建模

飛行器動力學(xué)建模是開展制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、實(shí)現(xiàn)飛行任務(wù)的前提和基礎(chǔ)。變質(zhì)心飛行器由內(nèi)部可動質(zhì)量塊與飛行器本體兩部分構(gòu)成，在忽略飛行器機(jī)體撓性變形的前提下屬于多剛體范疇，其繞心運(yùn)動具有強(qiáng)耦合、嚴(yán)重非線性特性，質(zhì)心平動也受到繞心運(yùn)動的耦合影響。這與傳統(tǒng)單剛體飛行器的質(zhì)心平動、繞心運(yùn)動相互獨(dú)立明顯不同，其動力學(xué)模型相對復(fù)雜，具體表現(xiàn)在：

1)繞心運(yùn)動受到內(nèi)部質(zhì)量塊運(yùn)動產(chǎn)生的慣性力矩影響，其大小由質(zhì)量塊相對于飛行器本體運(yùn)動的位移、速度、加速度以及轉(zhuǎn)動角度、角速度決定；

2)繞心運(yùn)動受到內(nèi)部質(zhì)量塊運(yùn)動產(chǎn)生的附加轉(zhuǎn)動慣量影響，其大小與質(zhì)量塊質(zhì)量以及質(zhì)量塊相對于飛行器本體平動位移相關(guān)；

3)繞心運(yùn)動受到內(nèi)部質(zhì)量塊運(yùn)動產(chǎn)生的耦合控制力矩影響，其大小由飛行器所受外力、質(zhì)量塊相對于飛行器本體的質(zhì)量比以及位移決定；

4)質(zhì)心平動受到內(nèi)部質(zhì)量塊運(yùn)動產(chǎn)生的慣性力影響，其大小不僅與質(zhì)量塊相對于飛行器本體運(yùn)動的位移、速度、加速度相關(guān)，還與飛行器自身轉(zhuǎn)動角速度相關(guān)，即質(zhì)心平動和繞心運(yùn)動耦合。

隨著高速飛行任務(wù)需求不斷提高，特殊構(gòu)型高速飛行器成為研究熱點(diǎn)。以典型的乘波體氣動布局高超聲速飛行器為例，機(jī)體氣動彈性變形和氣動熱燒蝕十分顯著，忽略飛行器機(jī)體撓性變形的前提不再成立，引入變質(zhì)心控制的乘波體高超聲速飛行器具有多剛體/彈性體耦合系統(tǒng)動力學(xué)特征，其建模過程和模型特性都將更加復(fù)雜。

當(dāng)前研究工作主要針對多剛體變質(zhì)心飛行器模型建立方法與動力學(xué)特性展開。模型建立方法包括整體法和分離法兩種：整體法將可動質(zhì)量塊與飛行器機(jī)體之間的相互作用作為系統(tǒng)內(nèi)力處理,分離法則需明確該作用力的具體表達(dá)式。兩種方法均可依據(jù)牛頓經(jīng)典力學(xué)的動量/動量矩定理或者分析力學(xué)的拉格朗日/凱恩方程等推導(dǎo)動力學(xué)模型。針對多剛體變質(zhì)心飛行器，研究人員分析了時(shí)域/頻域動力學(xué)特性，并結(jié)合其耦合、非線性、分岔等特性，實(shí)現(xiàn)了面向控制的模型簡化，為經(jīng)典控制理論在變質(zhì)心飛行器上的應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

因此，針對不同結(jié)構(gòu)特點(diǎn)的多體變質(zhì)心飛行器建立通用全量數(shù)學(xué)模型、基于特性提煉模型簡化準(zhǔn)則、并實(shí)現(xiàn)面向控制的模型簡化是變質(zhì)心飛行器多體復(fù)雜動力學(xué)建模問題的主要研究內(nèi)容。

2.2 變質(zhì)心飛行器制導(dǎo)控制

變質(zhì)心飛行器制導(dǎo)控制具體包括軌跡與制導(dǎo)問題、復(fù)雜姿態(tài)控制問題兩個(gè)方面。

1)軌跡與制導(dǎo)問題

采用不同控制策略的變質(zhì)心飛行器，飛行模式不同，軌跡與制導(dǎo)實(shí)現(xiàn)的已知條件也不同，需要依據(jù)具體控制策略和控制特性進(jìn)行軌跡與制導(dǎo)設(shè)計(jì)。

例如，基于變質(zhì)心滾轉(zhuǎn)控制，固定配平型飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)BTT(Bank-to-turn)飛行模式，但其只有過載方向可控而過載大小不可控，應(yīng)用已有制導(dǎo)方法時(shí)出現(xiàn)過載多余或不足的問題，難以實(shí)現(xiàn)既定目標(biāo)。為此，20世紀(jì)80年代以來，相關(guān)學(xué)者開展了大量針對性研究。

例如，依賴變質(zhì)心俯仰/偏航配平控制，快速自旋飛行器能夠?qū)崿F(xiàn)STT(Side-to-turn)飛行模式，但其縱向運(yùn)動與側(cè)向運(yùn)動存在嚴(yán)重耦合，這就導(dǎo)致傳統(tǒng)縱/側(cè)平面分離的制導(dǎo)設(shè)計(jì)思路不再適用，需要專門研究適用于快速自旋飛行器的三維軌跡規(guī)劃與制導(dǎo)方法。

2)復(fù)雜姿態(tài)控制問題

變質(zhì)心高速飛行器姿態(tài)運(yùn)動具有嚴(yán)重非線性、強(qiáng)耦合特性，由此產(chǎn)生的復(fù)雜控制難題是變質(zhì)心技術(shù)應(yīng)用面臨的核心問題，主要包括：欠驅(qū)動控制、抗飽和控制和強(qiáng)耦合控制。

欠驅(qū)動控制。受飛行器內(nèi)部空間約束和總體布局限制，基于變質(zhì)心方式實(shí)現(xiàn)高速飛行器姿態(tài)控制通常存在欠驅(qū)動特性——控制輸入個(gè)數(shù)少于系統(tǒng)的自由度。例如，變質(zhì)心滾轉(zhuǎn)控制只能實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制，變質(zhì)心配平控制只能實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航姿態(tài)控制。采用變質(zhì)心實(shí)現(xiàn)高速飛行器三通道姿態(tài)控制屬于典型的欠驅(qū)動系統(tǒng)控制問題。目前，解決變質(zhì)心欠驅(qū)動控制問題的基本思路主要有兩種：(1)利用先進(jìn)的欠驅(qū)動系統(tǒng)控制理論和方法，如文獻(xiàn)[67]研究一種基于無源化的欠驅(qū)動系統(tǒng)控制方法，基本思想是實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)能量的重新分配；(2)開展變質(zhì)心與其他手段的復(fù)合控制，如文獻(xiàn)[68]引入直接力實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心/直接力復(fù)合控制。

抗飽和控制。飛行器內(nèi)部空間限制導(dǎo)致可動質(zhì)量塊移動范圍受限；變質(zhì)心伺服機(jī)構(gòu)動態(tài)性能和結(jié)構(gòu)性能限制了可動質(zhì)量塊最大移動速度和加速度；另外，可動質(zhì)量塊速度、加速度越大，產(chǎn)生的慣性力(矩)干擾越大。因此，變質(zhì)心控制方式下，可動質(zhì)量塊位移、速度、加速度均受到嚴(yán)格約束，變質(zhì)心控制存在輸入飽和、狀態(tài)飽和問題，需要開展變質(zhì)心飛行器抗飽和控制方法研究。

強(qiáng)耦合控制。變質(zhì)心高速飛行器動力學(xué)存在著嚴(yán)重的通道間耦合，實(shí)現(xiàn)通道間解耦的非交互控制是當(dāng)前變質(zhì)心飛行器強(qiáng)耦合控制問題的主要解決思路。另外，變質(zhì)心飛行器的耦合特性還突出體現(xiàn)在控制增益與飛行狀態(tài)之間的強(qiáng)耦合。例如，利用軸向質(zhì)量塊運(yùn)動和法向氣動力產(chǎn)生俯仰控制作用時(shí)，控制增益大小和方向與當(dāng)前飛行攻角密切相關(guān)。因此，控制增益不確定的非線性系統(tǒng)控制方法是解決變質(zhì)心強(qiáng)耦合控制問題的關(guān)鍵。

2.3 變質(zhì)心高性能執(zhí)行機(jī)構(gòu)

執(zhí)行機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與研制是變質(zhì)心控制技術(shù)工程化應(yīng)用的重要環(huán)節(jié)。變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)技術(shù)需要解決兩大問題：1)執(zhí)行機(jī)構(gòu)總體配置問題，2)高性能伺服控制問題。

變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)總體配置是指在飛行器總體布局約束下，合理設(shè)計(jì)變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)參數(shù)，使可動部分質(zhì)量、移動范圍等滿足系統(tǒng)控制能力要求，使不可動部分的導(dǎo)軌及其他支撐部件等滿足剛度、強(qiáng)度等結(jié)構(gòu)性能指標(biāo)。為此，變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)總體配置應(yīng)遵循以下基本原則：

1)盡可能利用飛行器內(nèi)部已有結(jié)構(gòu)作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)可動部分，降低系統(tǒng)總質(zhì)量，增大可動質(zhì)量比，提高控制能力。例如，利用戰(zhàn)斗部等已有部件作為可動質(zhì)量塊，有效提高變質(zhì)心俯仰控制能力。

2)合理設(shè)計(jì)可動質(zhì)量塊運(yùn)動形式，避免多個(gè)可動質(zhì)量塊的運(yùn)動干涉。例如，單個(gè)可動質(zhì)量塊沿徑向?qū)к壱苿樱搶?dǎo)軌繞飛行器縱軸旋轉(zhuǎn)，避免二維變質(zhì)心采用兩質(zhì)量塊正交配置的運(yùn)動干涉問題。

3)合理設(shè)計(jì)可動質(zhì)量塊質(zhì)量特性、移動行程和控制維數(shù)等，盡可能降低控制耦合干擾，保證變質(zhì)心控制能力需求。文獻(xiàn)[80]就對質(zhì)量塊移動產(chǎn)生的附加擾動力矩以及耦合干擾進(jìn)行了定量分析，提出可降低通道間耦合和附加擾動作用的機(jī)構(gòu)配置方法。

為變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)高性能伺服控制系統(tǒng)是利用變質(zhì)心技術(shù)實(shí)現(xiàn)高速飛行器姿態(tài)控制的關(guān)鍵。高速飛行器具有超高速、高動態(tài)、高過載飛行等特點(diǎn)，用于實(shí)現(xiàn)高速飛行器姿態(tài)控制的變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)不僅要滿足控制能力大小需求，更要滿足嚴(yán)苛的動態(tài)特性需求，包括：快響應(yīng)、高動態(tài)、大功率、高效率、抗高過載能力等。因此，研究高精度、快響應(yīng)、強(qiáng)魯棒控制算法是解決變質(zhì)心高性能伺服控制問題的主要途徑。

2.4 變質(zhì)心飛行器系統(tǒng)仿真與評估

變質(zhì)心作為一種新概念控制手段，特性復(fù)雜、工程化難度高，引入仿真與評估技術(shù)對于提高變質(zhì)心飛行器系統(tǒng)性能、縮短研制周期、降低研制成本具有重要意義。系統(tǒng)仿真與評估工作主要包括四個(gè)方面：仿真平臺與可視化演示系統(tǒng)構(gòu)建、高置信度精細(xì)化仿真模型設(shè)計(jì)、系統(tǒng)性能指標(biāo)提取與指標(biāo)體系建立、性能評估通用方法研究。

面向變質(zhì)心高速飛行器的仿真平臺與可視化演示系統(tǒng)應(yīng)具有通用化、模塊化、可拓展等特性，能夠結(jié)合仿真對象具體需求實(shí)現(xiàn)仿真評估算例快速搭建，完成仿真條件快速配置，實(shí)現(xiàn)純數(shù)學(xué)仿真或半物理仿真，從而具備變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)、導(dǎo)引頭等分系統(tǒng)性能分析評估的能力。例如，文獻(xiàn)[81]就基于LabVIEW設(shè)計(jì)了變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)性能分析與可視化演示系統(tǒng)，通過與研制的變質(zhì)心控制機(jī)構(gòu)樣機(jī)互聯(lián)，實(shí)時(shí)分析評估機(jī)構(gòu)性能。

高置信度精細(xì)化仿真模型是變質(zhì)心高速飛行器仿真與評估的核心。以數(shù)學(xué)仿真為例，建立的變質(zhì)心高速飛行器高置信度數(shù)學(xué)模型應(yīng)包括：風(fēng)場、重力場等高保真環(huán)境模型；氣動模型、通用動力學(xué)模型、伺服機(jī)構(gòu)模型等變質(zhì)心飛行器模型；軌跡規(guī)劃、制導(dǎo)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)等算法模型。

性能指標(biāo)及指標(biāo)體系是實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心高速飛行器仿真評估的重要工具，為提升系統(tǒng)性能提供依據(jù)。建立的評估指標(biāo)體系應(yīng)兼顧多層次系統(tǒng)性能評價(jià)需求，包括：執(zhí)行機(jī)構(gòu)、傳感器等部件級評估指標(biāo)；飛行器全量/簡化模型置信度評估指標(biāo)；導(dǎo)航/制導(dǎo)/控制等算法級評估指標(biāo)；基于數(shù)學(xué)仿真/地面試驗(yàn)/飛行試驗(yàn)多源數(shù)據(jù)的評估指標(biāo)；復(fù)雜動態(tài)戰(zhàn)場環(huán)境下的作戰(zhàn)效能指標(biāo)等。

采用有效的性能評估方法給出變質(zhì)心高速飛行器系統(tǒng)性能綜合評價(jià)與優(yōu)化建議是開展系統(tǒng)仿真評估的最終目的。選取評估方法時(shí)，應(yīng)充分考慮評估對象特點(diǎn)和系統(tǒng)優(yōu)化方向，常用方法有層次分析法、灰關(guān)系評估法、模糊綜合評估法、主成分分析法、熵值法等。

3 研究方向展望

高速飛行器飛行特性復(fù)雜,應(yīng)用場景日益多樣化，進(jìn)一步提高控制效率、提升控制性能成為變質(zhì)心技術(shù)應(yīng)用于高速飛行器研究的重要任務(wù)。一方面，需要深入挖掘適用于變質(zhì)心控制的新模式、新理論；另一方面，開展關(guān)鍵問題之間的橫向融合與匹配研究有望進(jìn)一步發(fā)揮變質(zhì)心控制優(yōu)勢和特點(diǎn)。為此，提出以下四個(gè)方向的研究建議。

3.1 變質(zhì)心多模式復(fù)合控制

變質(zhì)心復(fù)合控制能夠充分發(fā)揮不同控制手段的優(yōu)勢和特點(diǎn)，有效提升飛行控制能力和控制性能，得到了相關(guān)學(xué)者的關(guān)注。例如，Wei等利用變質(zhì)心/直接力復(fù)合實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)和偏航通道控制，解決了縱向單可動質(zhì)量塊欠驅(qū)動控制問題；王霄婷等研究了變質(zhì)心/直接力在不同飛行高度的串行復(fù)合控制，解決了高空稀薄大氣條件下無有效氣動力可用、低空稠密大氣條件下側(cè)噴擾流嚴(yán)重等問題，實(shí)現(xiàn)了高速飛行器大空域飛行。

除了不同控制手段復(fù)合，本文在此提出一種新的適用于變質(zhì)心的復(fù)合控制策略——變質(zhì)心多模式復(fù)合，即附加慣量消旋模式、質(zhì)量矩姿控模式、操穩(wěn)性能調(diào)控模式的復(fù)合。以質(zhì)量矩姿控/操穩(wěn)性能調(diào)控模式復(fù)合為例，依據(jù)飛行高度變化動態(tài)調(diào)整高速飛行器穩(wěn)定度大小，應(yīng)對高空/低空操控能力大范圍變化，提高不同高度上的質(zhì)量矩姿控模式的控制性能，有效兼顧了高空/低空不同機(jī)動任務(wù)需求。同理，該復(fù)合策略也能夠解決高速飛行器橫向大機(jī)動、快速下壓、平穩(wěn)巡航等不同飛行彈道轉(zhuǎn)換下的操控性能變化需求。

變質(zhì)心不同控制模式有快慢模態(tài)之分：附加慣量消旋、質(zhì)量矩姿控模式屬于快模態(tài)，操穩(wěn)性能調(diào)控模式屬于慢模態(tài)。因此，變質(zhì)心多模式復(fù)合包含了多模態(tài)復(fù)合，實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心多模式高性能復(fù)合控制就必須解決復(fù)雜、強(qiáng)耦合、多變量非線性系統(tǒng)多模態(tài)高效復(fù)合控制問題。

3.2 變質(zhì)心智能控制算法

變質(zhì)心高速飛行器多體動力學(xué)具有強(qiáng)非線性、強(qiáng)耦合、快時(shí)變、強(qiáng)不確定等復(fù)雜特性，其控制還面臨欠驅(qū)動、狀態(tài)/輸入飽和、強(qiáng)耦合等挑戰(zhàn)，一般控制算法處理難度大。智能控制具有在線學(xué)習(xí)、自適應(yīng)、推理決策等能力，能夠大大降低控制對于對象模型的依賴，因此，引入智能控制算法實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心高速飛行器的高性能控制是未來的研究熱點(diǎn)。

在變質(zhì)心高速飛行器智能控制方面可能取得突破的方法有智能自適應(yīng)控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、模糊控制、專家控制等。例如，吳宏鑫院士經(jīng)過航天控制領(lǐng)域多年研究實(shí)踐，提出基于特征模型的智能自適應(yīng)控制，結(jié)合對象動力學(xué)特征、環(huán)境特征和控制性能要求建立特征模型，然后將智能控制和自適應(yīng)控制結(jié)合實(shí)現(xiàn)復(fù)雜系統(tǒng)智能自主控制，該方法在飛船再入返回自適應(yīng)控制等眾多復(fù)雜系統(tǒng)中得到應(yīng)用和驗(yàn)證，未來有望研究應(yīng)用于變質(zhì)心高速飛行器，解決其復(fù)雜高性能控制問題。

3.3 變質(zhì)心總體隨控優(yōu)化設(shè)計(jì)

總體布局是確定變質(zhì)心飛行器控制模式、控制策略、控制維數(shù)、控制能力等具體實(shí)現(xiàn)方式與控制性能的前提，也決定了變質(zhì)心多體動力學(xué)模型的復(fù)雜程度，因此，變質(zhì)心飛行器總體對控制效能的影響十分顯著，開展面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)總體與控制匹配協(xié)調(diào)是提高變質(zhì)心高速飛行器控制性能的有效途徑。

作者及所在團(tuán)隊(duì)針對高速飛行器提出以控制系統(tǒng)期望性能為優(yōu)化指標(biāo)的總體隨控性設(shè)計(jì)思想，打破了傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中總體與控制順序進(jìn)行、控制獨(dú)立于總體、總體設(shè)計(jì)后不管的模式，基于建立的控制性能總體參數(shù)表征模型，實(shí)現(xiàn)了降低高速飛行器控制耦合、控制非線性的總體設(shè)計(jì)方案。

變質(zhì)心高速飛行器多體動力學(xué)特性使得總體與控制的關(guān)聯(lián)性更為復(fù)雜，將總體隨控優(yōu)化設(shè)計(jì)思想應(yīng)用于變質(zhì)心高速飛行器以實(shí)現(xiàn)變質(zhì)心總體布局與控制閉環(huán)匹配和二者協(xié)調(diào)統(tǒng)一尚需進(jìn)一步研究。如圖6所示，需要基于變質(zhì)心高速飛行器總體布局的動力學(xué)特性表征模型，實(shí)現(xiàn)面向控制的總體優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終提高變質(zhì)心控制效能。

圖6 變質(zhì)心飛行器隨控優(yōu)化設(shè)計(jì)示意圖Fig.6 The control-configured optimization principle for moving mass vehicles

3.4 制導(dǎo)/控制/伺服一體化設(shè)計(jì)

變質(zhì)心高速飛行器的軌跡和姿態(tài)運(yùn)動存在嚴(yán)重耦合。一方面，在超高速、強(qiáng)機(jī)動飛行條件下，飛行器制導(dǎo)控制分離設(shè)計(jì)條件難以滿足；另一方面，由變質(zhì)心高速飛行器動力學(xué)特性已知其質(zhì)點(diǎn)平動受到剛體轉(zhuǎn)動角速度的影響，即軌跡運(yùn)動受到姿態(tài)運(yùn)動的耦合干擾。因此，針對變質(zhì)心高速飛行器開展制導(dǎo)/控制一體化設(shè)計(jì)十分必要。

此外，由變質(zhì)心高速飛行器動力學(xué)特性可知，變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)除了為姿態(tài)控制提供所需控制力矩作用外，還給飛行器軌跡運(yùn)動、姿態(tài)運(yùn)動引入了復(fù)雜的慣性力和慣性力矩?cái)_動。而高速飛行器實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)也決定了變質(zhì)心機(jī)構(gòu)伺服系統(tǒng)所處的工作過載、工作溫度等，影響伺服系統(tǒng)帶寬、上升時(shí)間、精度等實(shí)時(shí)控制性能。可見，變質(zhì)心機(jī)構(gòu)伺服系統(tǒng)與高速飛行器機(jī)體之間也存在嚴(yán)重耦合。因此，在制導(dǎo)/控制一體化的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步考慮伺服系統(tǒng)，開展針對變質(zhì)心高速飛行器制導(dǎo)/控制/伺服一體化設(shè)計(jì)研究，對于提高變質(zhì)心執(zhí)行機(jī)構(gòu)性能，改善高速飛行器控制效能具有重要意義。

4 結(jié)束語

變質(zhì)心控制模式多樣、控制效率高、效費(fèi)比高，優(yōu)勢十分明顯，是實(shí)現(xiàn)未來高速飛行器大空域、大機(jī)動、高精度等復(fù)雜飛行任務(wù)的有效手段。為此，針對其多體動力學(xué)特性、強(qiáng)耦合欠驅(qū)動非線性控制、高性能執(zhí)行機(jī)構(gòu)等關(guān)鍵技術(shù)問題，本文指出未來最具價(jià)值的四個(gè)研究方向，將有助于推動變質(zhì)心技術(shù)在高速飛行器上的工程化應(yīng)用。