临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制

为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题，提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道，强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态，进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛，在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机，将系统构建为一个复合控制系统，并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明，新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象，且使侧滑角快速收敛，同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。