【深度好文】空天飞行器制导控制技术展望
自由进出空间一直是人类太空探索的终极梦想。1957年10月4日，苏联发射了首颗人造地球卫星，首次实现了从稠密大气向外层空间的跨越，揭开了太空时代的序幕；载人飞船和返回式卫星的发射成功标志着人类初步掌握了进出空间的关键技术；航天飞机的应用是以重复使用方式来降低航天运输成本的首次实践。随着太空活动的日益频繁，以廉价、快速、可靠、便捷为特征的新概念航天运输模式已经成为未来发展的必然趋势。
引 言
空天飞行器采用吸气式组合动力发动机，具备水平起降、可重复使用能力，其能够自由往返于稠密大气、临近空间和近地轨道，是新一代天地往返飞行器。这将突破传统航天器和航空器的局限，实现在大气层和空间自由穿梭飞行。与传统运载方式相比，空天飞行器具有廉价、快速、可靠、便捷等优势。具体体现在以下几个方面：
依据美国空军工程大学开展的运载工具成本分析模型，对不可重复使用运载器（ELV）和可重复使用运载器（RLV）的运输成本进行分析。对于同等有效载荷规模的运载器，当发射频次较低时，采用ELV能够降低发射成本；当发射次数到达21次以后，RLV逐渐显现出成本优势；当发射次数到达100次时，RLV可将成本降低至2000美元/磅，实现将运载成本缩减为ELV的1/10。
传统运载工具机动能力较小，发射窗口的数量和宽度十分有限。空天飞行器借助吸气式动力系统的高比冲特性和飞行器的升力体特性，可以在大航程范围内捕获更多的发射窗口。以向42.8°轨道倾角、400 km高的近地轨道输送载荷任务为例，2000 km机动航程可提供6条轨道弧段用于入轨。
德国Sanger两级入轨飞行器
运载火箭在发射后，一旦出现故障情况，就必须启动自毁程序，造成严重的损失和环境伤害。当空天飞行器在运载任务中出现故障或事故时，能够依靠高升阻比特性进行无动力滑翔返场，降低事故或故障条件下的任务代价。
空天飞行器可在普通4E、4F级机场实现起飞和降落，能够按照类似飞机的操作流程规划起飞和着陆任务，显著降低准备时间。相比之下，传统运载工具必须借助大型交通工具转运，并在发射场开展起吊、对接、转场等一系列工作之后才能择机发射，发射前通常要准备10～20天左右，而完全可重复使用空天飞行器则具备4小时快速响应、12～24小时再次升空能力。
法国Star-H两级入轨飞行器
由于空天飞行器在空间运载方面的优势，世界各国争先开展研究。美国以空天飞行器为目标实施多个高超声速研究计划，通过X-51A、X-43A等高超声速验证试验，为空天飞行器奠定了坚实的技术基础，目前正在着重开展以TBCC为一级、RBCC为二级的两级入轨空天飞行器方案，并计划于计划2018年后开展全尺寸空天飞行器研究，2030年前后空天飞行器具备初始应用条件。英国、德国、法国和俄罗斯等国也开展了大量空天飞行器研究，英国“云霄塔”单级入轨空天飞行器计划在2019年开展发动机试验，2024年实现商业运营。
英国SKYLON单级入轨飞行器
图-2000技术验证机
飞行任务形态分析
空天飞行器作为天地往返运输工具，可实现大规模军事资源的按需、即时发射，大幅度提升进出空间、控制空间能力；作为武器投送平台，可实现2小时全球到达，具备全方位打击能力，形成不亚于核并能进一步加强核的战略威慑装备；作为机动对抗平台，能够充分利用速度、高度优势，有效破击以美国快速全球打击装备为代表的新型空天威胁，大幅提升战略制衡能力。
作为天地往返运输，从速域上看，空天飞行器需要跨亚、超、高超声速飞行；从空域上看，空天飞行器从地球表面稠密大气到临近空间稀薄大气，进入轨道空间；从任务剖面上看，空天飞行器经历水平起飞、加速爬升、高超声速分离、入轨、再入及着陆等复杂任务过程。上述跨大气层大空域、宽速域飞行的各个阶段，对制导控制系统的需求有鲜明不同，制导控制系统要适应各阶段飞行轨迹与姿态控制需求，且要满足飞行的安全性与可靠性等需求。
在临近空间飞行，可充分利用大气中的氧气，提高动力系统的比冲，并减少氧化剂带载，提高动力系统总体效率；临近空间大气稀薄、密度小、动压低，阻力小，同时表面层流区域更大，延迟湍流转捩，减小表面摩阻，提高飞行效率；因此，临近空间是空天飞行器进行武器投送和抵近侦察的高效走廊。
临近空间投送平台作战示意图
空天飞行器在临近空间进行快速、机动飞行，是应对SR-72、X-51A及HTV-2等新的临近空间威胁的重要手段。为了实现临近空间机动对抗，制导控制系统应当具备临近空间隐身目标探测与识别能力，还需要具备高超声速飞行条件下以及对抗条件下的高机动控制能力。
临近空间机动对抗作战示意图
制导控制技术面临的挑战
根据上述三种典型任务形态，空天飞行器具有复杂的环境特性、任务特性以及飞行器本身多要素耦合等特点，对制导控制技术在四大方面提出新的挑战：复杂的动力学特性、复杂的轨迹约束、高要求的稳定控制以及高难度的探测识别。
◆ 空天往返面临复杂的环境特性，稀薄气体效应、高温气体效应以及流动转捩等机理尚未完全掌握，动力学模型不确定性强
高超声速飞行时周围空气静温将被激波加热到数千度，在高温下空气分子将产生振动激发、离解、甚至电离，使普通空气成为包含热化学反应的复杂流体介质，空气的热力学特性改变，会导致飞行器表面压力分布不确定性变强，飞行器所受气动力矩发生剧烈变化，同时热力学特性的改变给制导控制系统提出了新的约束；另一方面，高空飞行时存在稀薄流动问题，在局部位置引起速度滑移与温度梯度跳跃，导致升阻特性、力矩特性发生改变。此外，姿态和高度的变化将显著影响飞行器发生转捩的位置，从而影响飞行器表面压力分布，进一步增加了复杂流动环境下的气动特性数据准确获取难度。综上，高温气体效应、稀薄气体效应、高超声速飞行转捩通过影响飞行器表面流场，改变所受气动力、力矩特性，使得空天飞行器面临较大的动力学模型不确定性。
复杂的大气环境
◆ 内外流场耦合严重，气动特性与推进特性互相影响与制约
飞行器前体下表面充当了发动机的进气道，空气来流需要经过机体下表面预压缩后才流入发动机内部，飞行攻角、侧滑角的变化会显著影响发动机进气流量特性与品质，从而影响推进性能。飞行器后体下表面充当了发动机的尾喷管，发动机喷出气流直接作用于后体下表面，产生额外升力与俯仰力矩，当发动机工况发生变化时，尾喷管喷出气流特性变化将显著影响后体下表面流场和压力分布，推力升力与俯仰力矩特性变化显著。此外，气动/推进耦合特性受模态切换、火箭流量调节影响大：空天飞行器加速爬升过程中，组合动力发动机历经引射、亚燃、超燃、超燃火箭等工作模态，不同模态下进气道几何构型、燃烧模式、燃料喷注位置、喷管构型等变化，导致发动机性能受气动来流特性影响规律差别大，且伴随火箭流量调节导致发动机内部流场变化，内流场变化将通过影响喷出气流特性改变发动机推力、推进升力以及俯仰力矩。
机体推进一体化构型及进气道几何调节示意图
◆ 大型轻质结构在严酷力热载荷作用下产生结构弹性形变与弹性振动，对飞行动力学影响显著
为充分发挥吸气式发动机能力，空天飞行器持续在大气层内高动压飞行，面临严重的气动加热效应，不仅使结构的承载能力下降，而且由于温度场在时间和空间的分布不均匀性，在结构内部形成较大的温度梯度，产生附加的热应力的同时，改变了材料弹性模量和泊松比等机械性能，直接影响结构的有效刚度。轻质结构在严酷气动力载荷作用下将会引发机体弹性形变和振动，机体弹性形将改变气动载荷分布，通过影响气动导数、操纵导数、压心和焦点位置等，显著影响飞行器所受气动力和力矩；机身前体弹性形变同时将引起机体下表面激波角及激波后流体参数的变化，还将使得相对气流具有一定的下洗速度，从而产生附加攻角，显著影响推进性能。
此外，机体弹性振动将引起控制系统的敏感元件敏感到弹性振动，不可避免地包含弹性振动所产生的附加信号进入控制回路，导致舵机接收到控制信号后产生抖振，干扰回路正常工作，降低制导控制精度。值得指出的是，由于空天飞行器采用大型轻质结构，机体弹性振动频率进一步降低，与控制回路频率更为接近，弹性振动对控制系统影响将更为显著。
弹性形变与弹性振动对动力学影响关系图
◆ 爬升段设计变量多、轨迹约束多，动力学耦合强
飞行轨迹调节变量涉及气动姿态角、燃油当量比和火箭流量等控制变量等，且发动机进气条件对攻角、侧滑角的限制，过大的攻角、侧滑角降低发动机进气效率，影响发动机燃烧效率，推力将急剧下降；同时，攻角、侧滑角的动态过程也受到严格约束，攻角、侧滑角的快速变化可能引起发动机进气道气流脉动，引发发动机喘振造成发动机结构损坏，或者造成进气道溢流不起动而发动机熄火等问题。此外，气动姿态角、燃油当量比和火箭流量等控制变量不仅影响气动性能还影响发动机性能，在飞行轨迹设计中表现为不同控制输入间、控制输入与飞行状态间的交叉耦合。
◆ 再入飞行段面临飞行走廊狭窄、不确定性强等问题
空天飞行器再入返回过程中，不仅需要考虑力热载荷要求带来的动压、过载和热流等约束，还应充分考虑返场需求带来的终端速度、高度及航程约束，同时考虑姿态控制幅值和响应速度约束，如何在狭窄飞行走廊下规划出再入飞行轨迹面临挑战。此外，空天飞行器离轨过程中，飞行速度大，施加脉冲制动存在微小误差将导致再入初始状态偏差较大，表现在再入初始状态散步大，再入过程中历经真空、临近空间及稠密大气层，复杂气动环境带来较大不确定性，高精度再入制导面临困难。
◆ 飞行轨迹机动能力要求高
空天飞行器肩负着实现临近空间攻防对抗的任务，对飞行轨迹机动能力要求较高，然而飞行器巨大的动能使飞行器的原有飞行轨迹难以被快速改变，且临近空间大气稀薄，导致单纯依靠气动力实现轨迹机动难度较高，同时临近空间环境导致飞行器舵效无法满足姿态回路快速指令响应的需求，应当寻求采用轨控/姿控直接力等方式辅助满足高机动能力需求的可能。
◆ 直接力/气动力复合控制问题
为了满足跨大气层飞行需求，直接力/气动力复合控制方式成为空天飞行器必须的控制手段。但引入直接力后，其喷流干扰特性将显著影响直接力及气动力矩大小和方向，模型不确定性影响增大。同时，由于直接力驱动机构是一种具有开关性质的离散执行机构，气动舵则具有连续的工作机制，导致动力学系统中既包含连续动态又包含离散动态，复杂混杂系统的的操纵性和稳定性分析方法尚不完善，且其地面试验手段也尚未成熟。
◆ 基于多操纵面协调的起降控制问题
为兼顾宽域飞行需求空天飞行器升阻比较航空飞行器较低，需要采用增升装置或鸭翼等设备实现大攻角起飞，且为保证高精度返场着陆需求会采用阻力板进行速度调节，这些附加控制装置与原有气动执行机构在共同偏转时，会显著对
彼此流场产生干扰和影响，改变操纵效率，且影响关系将随着飞行姿态的变化而变化，给基于多操纵面的协调起飞着陆控制设计带来挑战。
◆ 放宽静稳定性条件下的弹性控制问题
空天飞行器静稳定度随马赫数的增加而降低，若要实现全飞行包线静稳定，则低速段静稳定度需要做到很高导致飞行器升阻性能和操纵性变差，因此采用放宽静稳定性设计是未来空天飞行器发展方向。然而，为了克服静不稳定性，角位置(过载)反馈增益通常会增大引发控制系统频带增加，另一方面轻质结构大型化后引发的结构弹性振动频率降低，机体弹性模态频带与控制系统频带更加接近，采用传统滤波器设计思路将使得刚体稳定控制性能与弹性抑制不能兼顾，弹性静不稳定控制设计面临挑战。
◆ 高热高动态飞行显著影响红外探测性能
当空天飞行器执行对地观测任务时，高超声速飞行条件下的气动力加热带来的气动光学效应问题突出，图像发生退化、畸变，严重影响红外成像性能；严重振动及大过载机动会严重影响高分辨率成像，进一步加剧目标检测与识别难度。
气动光学效应与机体振动对红外成像性能影响
◆ 扁平前体构型和高机动飞行显著影响雷达尺寸和探测识别精度
高超声速飞行器扁平前体结构，使得雷达体积（特别是天线尺寸）受限，影响成像探测。高超声速机动飞行条件下，会引起杂波干扰多普勒频谱，影响探测与识别精度，大机动条件使雷达回波杂波信号严重，同样影响雷达高精度探测。
杂波干扰多普勒频谱影响规律与高速大入射余角俯冲攻击海杂波变化规律
◆ 需要满足不同空域及特性的目标识别需求
当空天飞行器执行侦查任务时，除对传统陆、海、空目标的高精度探测识别需求外，对于以临制空，需要具备对空中隐身目标、大中型高价值目标的识别能力；对于以临制临需要具备对临近空间高超声速滑翔类、巡航类等新型威胁目标的探测识别能力；对于以临制天，需要具备对空间目标的探测识别别能力。
制导控制技术发展思考
空天动力学存在宽速域气动/推进/机体结构耦合、气动力热/弹性耦合等特点，涉及空气动力学、推进动力学、飞行力学、轨道动力学、结构动力学、热力学等多个学科，必须分析气动力/热、推进、结构动力学与传统飞行力学关注飞行状态的相互影响规律和影响关系，将传统六自由度飞行动力学模型拓展为反映气动力热/推进/结构弹性/轨迹姿态等多维耦合的高阶空天动力学模型，推动空天动力学学科发展。
开展直接力/气动复合控制技术研究，通过直接力装置/气动舵面配置准则、协调控制设计方法、闭环混杂系统稳定性分析方法、地面试验手段研究，构建空天飞行器直接力/气动力复合控制设计、分析与试验体系，提升空天飞行器机动飞行、稳定控制能力。推动主动弹性控制技术研究，从弹性模态信息测量、弹性抑制控制算法以及执行机构响应速度提升等方面开展技术攻关，具备在弹性模态频率与飞行器运动频率接近时的稳定控制能力，解决放宽静稳定性条件下的弹性控制问题。研究基于多操纵面协调起飞控制方法，并通过能量管理段和水平着陆段轨迹策略、控制构型的优化和控制算法鲁棒性的提升，解决空天飞行器低升阻比弱稳定条件下的水平起降稳定控制问题。
以临制临、以临制空已经成为未来临近空间攻防对抗的主要作战样式之一，加强临近空间高速高动态探测与识别技术研究，通过开展动光学效应抑制技术、大速高比光学像移补偿技术、高热高动态雷达探测与制导技术等方面研究，实现从临近空间探测、监视、截击、对抗敌临近空间来袭目标，实现临近空间抵近侦察，构建临近空间新的威慑形态。
“更高、更宽、可重复使用”的空天飞行需求对制导控制技术提出了前所未有的挑战，现有的动力学分析理论、制导方法和控制手段无法完全满足高精度轨迹制导与强鲁棒姿态稳定控制需求，有必要及早开展空天飞行相关制导控制基础问题研究和核心关键技术探索工作，支撑临近空间宽域高超声速技术发展，为打开通向空天飞行之门提供技术储备。
作者： 王长青，佘文学，史晓丽，刘凯
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本文选自《战术导弹技术》2016年第6期
《战术导弹技术》由中国航天科工集团公司主管，中国航天科工飞航技术研究院主办，北京海鹰科技情报研究所承办，是为导弹的研究、设计、制造、试验、使用等服务的学术期刊。刊物创刊于1980年、双月刊、是“中文核心期刊”，国内外公开发行。刊物主要刊登导弹和导弹武器系统总体技术，任务规划技术，推进技术，制导、导航与控制技术等方面的学术论文。
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