高超声速飞行器滑翔段制导控制一体化方法研究
摘要
随着高超声速技术的发展与成熟，高超声速飞行器成为世界各国关注的焦点与争相
发展的目标。然而由于高超声速飞行器非线性、强耦合、快时变的特点以及气动模型、
质心运动模型与绕质心模型之间的耦合作用，使得高超声速飞行器制导控制系统设计困
难，因此高超声速飞行器制导控制方法是当前研究的难点与热点。本文研究的制导控制
一体化方法是高超声速飞行器制导控制领域的重要发展方向，相对于传统制导控制方法，
制导控制一体化方法考虑飞行器质心运动与绕质心运动的耦合特性，将制导回路与控制
回路作为一个整体回路设计，进而提高飞行性能以及降低成本。本文以高超声速飞行器
为研究对象，面向滑翔飞行段设计两种制导控制一体化方法，并与传统制导控制方法进
行比较分析，突显出制导控制一体化方法的优越性。
研究基于时标分离原理设计滑翔段制导和控制方法。攻角与倾侧角指令由纵向航程
控制以及侧向方位误差控制得到，利用反步控制方法设计控制器，联立制导与控制进行
数值仿真有效性验证，为之后与制导控制一体化方法设计方法对比验证奠定基础。
研究基于自适应动态面的制导控制一体化设计方法，首先建立飞行器加速度在弹道
坐标系下的分量与三通道角速率之间的关系式，利用此关系式替代传统控制回路中以气
流角表示的绕质心转动运动学方程，结合绕质心转动动力学方程建立制导控制一体化模
型；其次，基于动态面控制方法，将模型中不确定项利用自适应估计律估计补偿；最后
验证此方法的有效性与鲁棒性，并与传统基于时标分离原理设计的制导控制方法进行对
比仿真分析。
针对飞行器受到强干扰时舵偏持续满舵问题，进一步提高制导控制一体化方法的鲁
棒性，提出考虑Anti-windup的自抗扰制导控制一体化设计方法。基于已有制导控制一
体化模型，在改进其绕质心转动动力学方程，满足力矩在三通道的分配且考虑Anti-
windup反馈的基础上，构建新的制导控制一体化模型，综合自抗扰控制方法和Anti-
windup结构设计一体化控制律，仿真验证所提出方法的有效性与鲁棒性，并且分别与传
统基于时标分离的制导控制方法、基于自适应动态面的制导控制设计方法进行仿真对比
分析。
关键词：高超声速飞行器；制导控制一体化；自适应动态面；线性自抗扰控制；抗饱和；
I
高超声速飞行器滑翔段制导控制一体化方法研究
Abstract
Withthedevelopmentandmaturityofhypersonictechnology,hypersonicvehiclehave
becomethefocusandgoalofdevelopmentforcountriesaroundtheworld.However,duetothe
nonlinear,strongcoupling,andfasttime-varyingcharacteristicsofhypersonicvehicle,aswell
asthecouplingeffectbetweenaerodynamicmodels,centroidmotionmodels,andaround
centroidmodels,thedesignofhypersonicvehicleguidanceandcontrolsystemsisdifficult.
Therefore,theguidanceandcontrolmethodsofhypersonicvehiclearecurrentlyadifficultand
hotresearchtopic.Theintegratedguidanceandcontrolmethodstudiedinthisarticleisan
importantdevelopmentdirectioninthefieldofhypersonicvehicleguidancean