第4期 向宏程，等：基于探索群策略鸽群优化的高超声速飞行器飞/发一体化控制 ·851· 标a表示环境参数，d表示进气道后扩散器，02表示 由式(5)(7)可实现高超飞行器升降舵对高 进气道出口，b表示燃烧室，hn表示尾喷管喷嘴， 度输入的响应，为实现高度爬升过程中的速度稳 s表示尾喷管出口。发动机推力计算公式为 定，还需设计推力通道的速度及迎角稳定控制回 T=((1+f)u,-ua).mar Tmar 'mar (4) 路，以求解稳定推力T,基础上的推力变化量△T, 式中：m为简化模型的控制量，表示等效气体质 由速度及迎角控制分别得到其分量△Tv及△T.。 量流量。 △T=△Tv+△Ta 2飞/发一体化系统纵向控制律设计 速度控制目标为由初始稳定速度V,的稳定控 制求解出推力变化量△Tv,其控制律计算公式为 本文重点研究高超飞行器爬升过程中的飞/发 △Tv=(Kg+k(V,- 一体化高度控制，即自主爬升、降落过程中，保持 飞行速度基本稳定，通过升降舵及发动机协调工 迎角控制目标为在具有较大高度爬升需求时 作，对航迹角进行控制从而达到高度控制的目 稳定住迎角以获得较大纵向航迹倾斜角，从而获 的。首先设计高超飞行器纵向多回路高度控制， 得较大爬升速率。由于迎角控制与速度稳定为互 由高度指令h经控制律求解出升降舵6.偏角变化 斥过程，因此在高度爬升需求较小时需要去掉对 量△δ。，由内至外为俯仰角速度q、俯仰角0、高度 迎角的控制以保证速度的稳定。由初始稳定迎角 h的控制回路。俯仰角速度控制回路目标为俯仰 a,的输入求解出推力变化量△T.控制律的计算公 角速度指令q:的跟踪控制，其控制律计算公式为 式为 A6.=- +兰+8a- (5) (a,-a),h-h>1000 俯仰角速度控制回路的输入指令由俯仰角控 0,h4-M≤1000 制回路得到，其目标为俯仰角指令O的跟踪控 制，其控制律计算公式为 由式(1)(4)可知： ga=g+兰+a-0 T=Tmat filasr +Tmar 'mat (6) 式中：T随飞行高度和马赫数变化，可视为慢变 俯仰角控制回路的输人指令由高度控制回路 量，本文忽略其变化率，从而推导出推力控制律 得到，其控制目标为高度输入h的跟踪控制，其 公式为 控制律计算公式为 Am =kr(Ta-T) (+(he-) Ydes V (7) 高超飞行器飞/发一体化系统整体控制结构 如图1所示。 高度控制 俯仰角控制 俯仰角速度控制 T 飞行器 [h,a,8q,门 -PD △m. 本体 Divid 发动机 Ma 速度控制 推力控制 △T 迎角控制 图1飞/发一体化控制系统结构 Fig.1 Diagram of flight engine integrated control systema d 02 b hn s 标 表示环境参数， 表示进气道后扩散器， 表示 进气道出口， 表示燃烧室， 表示尾喷管喷嘴， 表示尾喷管出口。发动机推力计算公式为 T = ((1+ f)us −ud)·mar = Tmar ·mar (4) 式中：mar为简化模型的控制量，表示等效气体质 量流量。 2 飞/发一体化系统纵向控制律设计 hre f δe ∆δe q θ h qdes 本文重点研究高超飞行器爬升过程中的飞/发 一体化高度控制，即自主爬升、降落过程中，保持 飞行速度基本稳定，通过升降舵及发动机协调工 作，对航迹角进行控制从而达到高度控制的目 的。首先设计高超飞行器纵向多回路高度控制， 由高度指令 经控制律求解出升降舵 偏角变化 量 ，由内至外为俯仰角速度 、俯仰角 、高度 的控制回路。俯仰角速度控制回路目标为俯仰 角速度指令 的跟踪控制，其控制律计算公式为 ∆δe = − ( k q p + k q i s +k q d s ) ·(qdes −q) (5) θdes 俯仰角速度控制回路的输入指令由俯仰角控 制回路得到，其目标为俯仰角指令 的跟踪控 制，其控制律计算公式为 qdes = ( k θ p + k θ i s +k θ d s ) ·(θdes −θ) (6) hre f 俯仰角控制回路的输入指令由高度控制回路 得到，其控制目标为高度输入 的跟踪控制，其 控制律计算公式为    γdes = ( k h p +k h d s ) · ( hre f −h ) V θdes = γdes +α (7) Ts ∆T ∆TV ∆Tα 由式 (5)~(7) 可实现高超飞行器升降舵对高 度输入的响应，为实现高度爬升过程中的速度稳 定，还需设计推力通道的速度及迎角稳定控制回 路，以求解稳定推力 基础上的推力变化量 ， 由速度及迎角控制分别得到其分量 及 。 ∆T = ∆TV + ∆Tα Vs ∆TV 速度控制目标为由初始稳定速度 的稳定控 制求解出推力变化量 ，其控制律计算公式为 ∆TV = ( k V p +k V d s ) ·(Vs −V) αs ∆Tα 迎角控制目标为在具有较大高度爬升需求时 稳定住迎角以获得较大纵向航迹倾斜角，从而获 得较大爬升速率。由于迎角控制与速度稳定为互 斥过程，因此在高度爬升需求较小时需要去掉对 迎角的控制以保证速度的稳定。由初始稳定迎角 的输入求解出推力变化量 控制律的计算公 式为 ∆Tα =    ( k V p + k V i s +k V d s ) ·(αs −α), |href −h| > 1 000 0,   hre f −h    ⩽ 1 000 由式 (1)~(4) 可知： T˙ = Tmar ·m˙ ar +T˙ mar ·mar 式中： Tmar随飞行高度和马赫数变化，可视为慢变 量，本文忽略其变化率，从而推导出推力控制律 公式为 ∆mar = kT (Tdes −T) Tmar 高超飞行器飞/发一体化系统整体控制结构 如图 1 所示。 飞行器 本体 发动机 href qdes − Δδe 俯仰角速度控制 PID q + PID − 俯仰角控制 + PID γdes θdes α θ α 1 V h − 高度控制 T Ma h Δmar + Vs αs Tdes Ts KT T Tmar Divide − 推力控制 PID V − PID − 迎角控制 速度控制 ΔTV ΔTα [h, α, θ, q, V] 图 1 飞/发一体化控制系统结构 Fig. 1 Diagram of flight engine integrated control system 第 4 期 向宏程，等：基于探索群策略鸽群优化的高超声速飞行器飞/发一体化控制 ·851·