飞行器姿态控制法综述

飞行器姿态控制方法综述

一.引言

经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星探测器。这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控制系统，飞行器在空间的运动是十分复杂的。为使问题简单化，总是将一飞行器的空间运动分解为铅锤平面的纵向运动和水平面内的侧向运动，将飞行器在空间的角运动分解成俯仰、偏航和滚动三个角运动。由于角运.动使飞行器的姿态发生变化，所以对角运动的控制就是对飞行器姿态的控制。对于飞行器姿态的控制，不同的飞行器需要不同的策略，本文主要就飞行器姿态控制方法的应用与发展作一一论述。

二.姿态控制的数学模型

要控制飞行器的姿态，就是要控制使飞行器三个姿态角发生变化的力矩大小。飞行器的姿态模型可以认为是一类不确定MIMO 仿射非线性系统，如式(1)所示：

()//()//()//(cos sin )/cos cos sin sin tan cos tan x y z y x x x x x z x x x y y y x x y x y z z z x x x z x y z I I I M I I I I M I I I I M I ωωωωωωωωωψ

ωθωθ??ωθωθ

θωθ?ωωθ?=-+??=-+??=-+??=-??=+?=+-?? （1） 式中，x 、y 、z 下标表示空间飞行器的三个主轴方向；I 表示相对于飞行器质心的惯量矩，设飞行器是主轴对称的，则惯量积可以忽略；ω表示飞行器相对于惯性空间的角速度;M 表示控制力矩；,,ψ?θ分别是飞行器的欧拉角。控制了M 的大小，就可以控制飞行器按我们期望的轨迹运动。M 由飞行器上的执行机构产生，常见的有空气舵、推力矢量发动机、反作用飞轮、喷气执行机构或由其它环境力执行机构。

三.飞行器姿态控制方法

3.1空气动力控制

根据运动的相对性原理和气体流动时的基本定律，当飞行器在大气中以一定

的速度飞行时，飞行器都会受到空气动力的作用。空气动力可以分解为升力、侧力和阻力，而对应的气动力矩可以分解为影响飞行器姿态的滚动力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

大量实验表明，空气动力和力矩与飞行器的飞行速度、飞行高度、飞行器的外形及飞行器相对来流的姿态等因素有关。来流速度越大，即飞行器速度越大，动能就越大，来流吹到飞行器上后，由于受到阻滞，大部分动能转换为压力能，总的空气动力也增大。基本上来说，升力、侧力和阻力与飞行速度的平方成正比。空气密度越大，则空气的惯性就越大，飞行器向前飞行需要的推力就越大。根据作用力与反作用力的原理，空气必将以更大的力作用在飞行器上。因此，空气动力与空气密度成正比。由于空气密度随高度增加而减小，所以高度越高，作用在飞行器上的气流速度分布也不同，必然影响着空气动力的大小和方向。另外，飞行器在空气中的姿态不同，空气动力也不同。

使用空气动力来控制飞行器的姿态是一种成熟的技术，其相应的执行机构—舵机也有了很大的发展，对于大气层内飞行的普通飞行器来说是足够的。但它也有很多缺点：

(l)使用空气动力控制姿态的飞行器的飞行区域限制在大层内。

(2)随着对飞行器(大气层内)性能日益提高的要求，普通的气动布局(三个控制面：升降舵、方向舵和副翼)已不能满足要求，需要有更多的控制面：水平鸭翼、垂直鸭翼、缝翼、襟翼、全动平尾、全动垂尾等，这些控制面协同偏转可以完成一般飞行器难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能，但同时飞行控制系统的设计将变得非常复杂。

(3)对低速、低动压(高空空气稀薄)的条件下，不能实现姿态的控制，如一些垂直短距起降的飞行器和一些高空气飞行器。空气动力控制用于大气层内飞行的大多数飞机、导弹。

3.2推力矢量控制

所谓推力矢量控制是指改变发动机排出的气流方向来控制飞行器飞行的一种控制方法。不采用推力矢量技术的飞行器，发动机的喷流都是与飞行器的轴线重合的，产生的推力也沿轴线向前，这种情况下发动机的推力只是用于克服飞行器所受到的阻力，提供飞行器加速的动力。采用推力矢量技术的飞行器，则是通过喷管偏转，利用发动机产生的推力，获得多余的控制力矩，实现飞行器的姿态控制。其突出特点是控制力矩与发动机紧密相关，而不受飞行器本身姿态的影响。实现推力矢量控制的方法主要有：小辅助喷管控制、固定喷管的喷流偏转、摆动喷管和侧向二次喷射等。文章[4——11]介绍了推力矢量技术及其发展和运用综

述。推力矢量控制的优点是：

(1)可以保证在飞行器作低速、大攻角机动飞行，而操纵舵面几近失效时，利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞行器机动。它可使飞行器获得更大的机动性，实现过失速机动飞行，突破“失速障碍”。

(2)使用推力矢量技术的飞行器不仅其机动性大大提高，而且还具有前所未有的短距起落能力，这是因为使用推力矢量技术的飞行器的超环量升力和推力，在升力方向的分量都有利于减小飞行器的离地和接地速度，缩短飞行器的滑跑距离。另外，由于推力矢量喷管很容易实现推力反向，飞行器在降落之后的制动力也大幅提高，因此，着陆滑跑离更加缩短了。

(3)推力矢量技术的运用提高了飞行器控制效率，使飞行器的气动控制面，例如垂尾和立尾可以大大缩小，从而飞行器的重量可以减轻。另外，垂尾和立尾形成的角反射器也因此缩小，飞行器的隐身性能也得到了改善。

推力矢量控制的主要应用有：

(l)具有超机动性和具有垂直/短距起飞的飞机，如俄罗斯的苏-37战斗机装备的发动机，不仅推重比大，而且采用了最先进的推力矢量技术，可以做的机动动作有；在“普加乔夫眼镜蛇”机动动作后，接着做一个360度滚转、尾冲:在垂直平面内作360度后向转向的圆形机动；低速360度转弯；高速高旋时以大攻角攻击目标;甚至可以在大迎角情况下以接近零速的状态飞行。除此之外，还有其他尚未命名的机动作，因此被称为“超机动性”。美国的F-22“猛禽”战斗机也可实现“零”速度和大攻角下的高机动性。实现全推力矢量控制还可能导致无尾飞机的问世，美国麦道公司提出的X-36无人战斗机方案就是其中的一种。

(2)战略导弹。战略导弹均为垂直发射，所以，有了推力矢量控制技术将大大提高其发射安全性和空间变轨能力。如前苏联的陆基战略弹道导弹的固体发动机主要以燃气舵、空气舵、二次喷射方式等实现推力矢量控制；白杨导弹第一级发动机就采用了燃气舵加空气舵(4个栅格翼、4个稳定翼)的推力矢量控制方法。而使用了柔性摆动喷管推力矢量控制技术的白杨-M导弹的主要战术技术性能更是大大改进，投掷重量和命中精度均明显提高，并具有独特的突防反拦截能力。

(3)舰载导弹垂直发射系统。采用垂直发射方式，必须解决导弹自身转向问题，但导弹刚发射时速度小、动压低，空气舵几乎没有控制效果，因此，必须采用推力矢量控制系统来提供转弯所需要的控制力。现在世界上服役的舰载导弹垂直发射系统主要有美国的Mk41型导弹垂直发射系统和Mk48型导弹垂直发射系统，英国的“海狼”导弹垂直发射系统，法国的“西尔维亚”A43型导弹垂直发射系统，俄罗斯的SA-N-6、SA-N-9、55-N-19导弹垂直发射系统，以色列的“巴拉克”I型导弹垂直发射系统。而最具代表性的是美国的Mk41型导弹垂直发射

系统。

(4)越肩发射的空空导弹。越肩发射是一种新的攻击方式，即本机利用机载火控系统控制机载空空导弹，攻击尾追本机的敌机的攻击方式。越肩发射又可分为两种发射方式:一种是导弹向前发射，在空小转弯，然后去攻击后方的目标，叫做“前射”(forward-firing);另一种是导弹直接向后发射，去攻击后方的目标，叫做“后射”(rear-firing)，也叫“后向攻击”。所以，都要经过一个速度过零状态，在这种情况下就需要使用推力矢量控制来稳定其姿态。其代表有俄罗斯的

R-73。

(5)新型碟型飞行器。文[55-60]中的新型碟型飞行器使用推力矢量控制和变质心控制两者的复合控制，首次实现了一类碟型飞行器的无舵控制。

(6)运载火箭。如中国的长征系列火箭。

3.3喷气反作用控制

喷气反作用控制是指飞行器本身利用自身携带的气源，或由燃料燃烧或分解产生的高压气体，经喷气发动机(推力器)向飞行器体外喷射出去，产生反作用力和反作用力矩，从而控制飞行器姿态的一种控制方法。常用作姿态控制的喷气系统有：

(l)冷气系统。它以高压液态惰性气体为工质，如美国PANERO公司设计的SabreRoeket飞行器的反作用控制系统，其工作介质是冷氢气。

(2)单组元系统。它以无水阱为燃料，当加压的阱通过多孔的催化剂床时，燃烧分解产生高温高压气体喷出。如欧空局的地球同步通信卫星，即轨道试验卫星(OTS)的反作用控制系统(RCS)，使用单组元脱(NZH4)作为推进剂。系统由两组推力器构成，每组有10个推力器，推进剂贮存在4个贮箱中。

(3)双组元系统。使用燃烧剂和氧化剂两种液体推进剂，在推力器的燃烧室混合、燃烧，推进效率较高。

与推力矢量控制不同，喷气反作用控制系统一般由若干个喷嘴组成，分别安装在飞行器的翼端和飞行器前部或后部，分别对飞行器的俯仰、偏航和滚动进行控制。如俄罗斯的雅客-141，飞机在低速飞行时的姿态控制力来源于主发动机产生的喷气，前后发动机的推力之差控制俯仰，翼尖的反作用力控制系统和横滚，偏航则靠机头的反作用力控制系统来实现。美国的“联合攻击战斗机”(JSF)计划中，承包商波音公司的方案中也采用了一套喷气反作用控制系统(包括俯仰、偏航和滚转喷管)，可保证飞机在STOVL(短距起飞与垂直着陆)工作状态下的稳定。承包商洛克西德·马丁公司的STOVL方案中也有一套反作用控制系统。

喷气反作用控制适合于在低速和高空低动压条件下飞行的飞行器，而使用最

多的是卫星、航天飞机和空间站。但它一般只作为一种辅助手段和其它控制方法复合使用。如对地观测卫星上常用的执行机构有以喷气为主和以飞轮为主两种。喷气执行机构具有设计简单、可产生较大控制力矩等优点，但由于要消耗卫星上的燃料而不适于长寿命运行的卫星。采用这类执行机构的航天器有美国的“阿波罗”飞船以及国外早期的一些返回式遥感卫星。以飞轮为主的执行机构通常又以喷气力矩等为辅助手段，这类系统适用于指向精度较高的长寿命卫星(如“陆地卫星-6”、SPOT-4、ADEOS等)。

将喷气反作用控制用于战术导弹的情形还不多见，美国的Hydra导弹就使用了一套喷气反作用控制系统代替传统的可动舵面来控制导弹的姿态，而其“先进吸气式双射程导弹”(AADRM)计划也已在莱特实验室开始实施。这种导弹的一个关键技术就是尾鳍/反作用喷气飞行控制系统，美军将用这种控制系统取代传统的气动控制面或推力矢量控制系统，为导弹近距格斗提供超机动性能。在近距格斗时，每个反作用喷气装置可提供的推力为2.7千牛。与尾鳍相结合可使导弹在极高攻角下攻击机动飞行目标；在超视距拦截时，反作用喷气装置只在飞行末段使用，可攻击过载达9g的机动飞行目标。莱特实验室在这方面已有技术准备，它曾实施一项名为“备用控制技术”(ACT)的探索性研究计划，成功地演示了高效率尾鳍反作用喷气控制的技术可行性，使导弹的攻角增加到70°以上，大大提高了机动性，同时减小了阻力和在载机上所占空间。喷气反作用控制还用于十字梁控制实验系统。为了实现在高空低动压区域飞行，在美国一项应用于飞行器姿态控制的喷气反作用力研究早在20世纪50年代中期已展开。1956年，Dryden 飞行研究中心已开始了反作用力姿态控制的仿真和飞行方面的开创性作，并研制出了一台基于地面的有人操纵的十字梁模拟器。经过近半个世纪的发展，美国的超音速飞行器研究系列，从X-1到X-45A已经发展了20几个试验型号。高超音速飞行器依靠喷气反作用力，控制在空间边缘飞行。美国的空间飞行器和航天飞机的大气层外姿态控制大都采用十字梁实验系统的原理来实现的。

3.4飞轮控制

飞轮控制是应用于卫星上的一种成熟的控制技术。飞轮是指具有大惯量的轮体，当它的旋转运动被加速或减速时，产生反作用控制力矩。飞轮可以正反两向旋转，转速在零附近的惯性轮是反作用轮，又称零动量轮。如果惯性轮在加速减速过程中始终具有较高转速，则称为动量轮，又称偏置动量轮。动量轮不仅能产生控制力矩，而且其角动量可以使转轴在惯性空间保持稳定。

反作用轮三轴姿态控制属于主动姿态控制范畴。主动姿态控制的优点是控制精度较高，灵活性较强，快速性好;不足之处是要消耗卫星上能源，控制电路较

复杂，成本较高。反作用轮三轴姿态控制方法至少要用三个飞轮。一般说来，反作用轮比偏置动量轮小，速度低，而且反作用轮三轴姿态控制方法与单框架、双框架控制力矩陀螺比较起来，又具有简单、可靠的优点。在采用高精度姿态敏感器和高性能反作用轮后，控制系统的精度还会进一步提高。所以，国外在高精度控制的应用场合，首先考虑采用反作用轮三轴姿态控制方法。反作用轮控制方法所达到的姿态稳定度，大约要比偏置动量控制方法高一个数量级。

就反作用轮控制方法而言，又可以有多种不同的配置方案。一般说来，三个反作用飞轮的配置方案，存在着飞轮的过零问题。对此，一般的解决方法是增加反作用飞轮数(大多用四个)，将积累的全部角动量分配给各个飞轮，使每个飞轮都不出现过零。这样增加了飞轮数，还能构成冗余系统;其缺点是把本来具备的可反转能力消除了一半多。因此，就必须牺牲重量，携带大型飞轮。

反作用轮控制的一大缺点是当反作用轮转速过零时，由于摩擦力矩相对控制力矩较大，会对卫星姿态产生较大的影响。因此，为使这一控制技术得以实际应用，必须对反作用轮转速过零时低速摩擦产生的扰动进行有效抑制。关于反作用轮低速摩擦特性的补偿问题，国内外学者已进行了一定的研究。目前，存在以下三种解决方案：

①在反作用轮输人端加人与转速同向，且幅值等于库仑摩擦力矩的补偿信号，以减小摩擦影响。但由于库仑摩擦只是理想化模型，与实际情况并不相符，且需要精确测量转速换向时刻，因此该方法在实际上很难奏效；②引人反作用轮转速反馈。该方法能在一定程度上克服低速摩擦影响，且效果随反馈系数的增大而变好。当反馈系数过大时，会出现极限环振荡，且功耗较大；③当反作用轮转速较低时，在其输人端叠加一小幅值正弦振颤信号，将摩擦特性谐波线性化，以改善姿态控制性能。而文[28]与上述几种方法不同，作者结合某型立体测绘小卫星，采用变结构控制方法设计姿态控制系统来抑制低速摩擦影响。

飞轮控制主要应用于卫星、星际飞行器、月球探测器等，主要原因是飞轮提供的力矩有限，飞轮转速很容易达到饱和。

3.5磁力矩器控制

磁力矩器控制仅用于卫星的姿态控制，主要是因为磁力矩器所能提供的力矩有限，不能满足飞行器做大幅度机动的要求，但对于只需做小幅机动的卫星等航天器来说却是可行的。磁力矩器是一个线圈，通电时产生磁偶极矩，与地磁场作用产生力矩ll2]。磁力矩器产生的磁力矩为: {},,,T x y z M x m m m ==m B m ，表示沿着卫星三个轴向的磁偶极子，B 是卫星所处位置的地磁场强度，可以通过三轴磁强计测量给出。磁控力矩要同时受到卫星当地磁场和本身磁偶极子的限制，只

能在垂直于地磁场强度B的平面内产生。

3.6变质心控制

许多年来，一般来说，对于导弹和再人飞行器(RV)飞行特性的控制技术倾向于使用于能够提供相对较大控制能力的系统，这是由于大多数飞行器的飞行任务都需要做较大幅度的机动。然而，对于一些执行特殊任务的飞行器，如用于突防的空一空导弹或是再人飞行器，需要控制系统能够提供大的侧向加速度的能力。能够提供这种能力的技术有鸭式构型、升降舵补助翼、射流互作用副翼、推力矢量控制以及其他方法。由于固有的导航误差，使得仅能提供不大控制能力的控制系统几乎没有价值。然而，随着全球定位系统(GPS)的日见成熟，一些简单的控制方法和GPS紧密配合，就可以提高现有系统的导航精度。其中，变质心控制

就是这样一种方法。

变质心控制又被称为质量控制或质量矩控制。我们知道飞行器的飞行姿态控制是通过飞行器所受外力相对质心的力矩来实现的，而力矩M与力F和力臂r

=?我们熟悉的常规控制(例如飞机、导弹)，力臂r 有关，有力矩计算公式M r F

不变，通过副翼和舵面的偏角变化改变主翼和尾翼的升力，即改变力F对飞行器的质心形成力矩，达到改变飞行器的姿态。如果力不变，通过改变力臂r，即飞行器的质心位置来达到改变力矩，完成对飞行器的姿态控制，这就是变质心控制。变质心控制在宇航飞行器、再人飞行器、水下运载器、KKV、碟型飞行器、导

弹中都有研究及应用。对变质心控制最初的探索研究是由美国的Regan和Kavetsky等人开始的，他们设计出一种简单的变质心控制器，能够在接近目标时对弹道做适度的修正，以提高最终的制导精度。它通过移动弹体内部活动质量块，改变弹道导弹的质心，利用气动配平力矩或弹体惯量主轴的偏移，改变导弹飞行姿态，从而实现导弹机动控制。文[41-43]对火箭和宇航飞行器的质量控制进行了稳定性分析，为变质心控制的可行性和有效性奠定了理论指导。国内的研究代表主要有西北工业大学的周凤岐和周军教授等，文[44]首次详细推导了基于变质心控制导弹的空间六自由度动力学方程，并建立了一套完整的仿真系统，针对导弹在垂直平面内运动情况进行仿真，为深人探讨变质心控制弹头的控制机理奠定了基础。文[45]建立了完整的变质心控制导弹运动模型，深人分析了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素，分别给出了针对弹体自旋频率较高、较低不同情况时相应的控制策略，为进一步设计导弹控制系统奠定了坚实的基础。文[46]利用根轨迹法对变质心控制旋转导弹的稳定性进行分析，给出了变质心控制导弹稳定的充分必要条件，并针对弹体参数大范围剧烈变化的特点，根据H

二状态反馈鲁棒控制器，大大减小了弹体自身参数变化对制导系统性能的不良影

响，从而提高了弹体的抗干扰性能。文[48]讨论了变质心控制在KKV中的应用。文[49]进行了变质心控制技术的机理分析及方程简化研究，给出了重要结论。文[51-54]研究探讨了变质心控制机理以及一些应用模型。文[55-60]研究了变质心控制在一类碟型飞行器中的应用。所有研究分析与应用表明变质心控制在飞行器姿态控制中的应用前景广阔。

变质心控制与传统的气动舵控制相比较，主要有三个方面的优越性：

(1)变质心控制机构完全在弹头内部工作，不会影响弹头良好的气动外形，有利于获得较高的末端制导精度。

(2)无需特殊解决控制机构的烧蚀问题。

(3)利用弹头高速运行产生的气动力和力矩进行弹头姿态和机动控制，能获得很大的控制力和力矩，节省能量消耗，结构简单。

3.7复合控制

目前，常用的几种飞行器姿态控制方法主要有以上几种，有些只能用于特定的飞行器，比如磁力矩器控制方法；其它用于卫星姿态控制的方法还有重力梯度杆、控制力矩陀螺、太阳阵或天线的指向驱动装置、太阳光压装置等。

当然，这些控制方法很多并不是单独使用的，而是和其它控制方法复合使用。比如磁力矩器和反作用轮复合控制卫星姿态，可以提高姿态控制系统的鲁棒性，而且可以缩短姿态捕获时间；又如以飞轮为主的执行机构，通常又以喷气力矩等为辅助手段；又如使用空气动力控制和推力矢量控制的飞机、导弹，使用空气动力控制和喷气反作用控制复合的垂直短距起降飞机等；又如使用空气动力控制、推力矢量控制和喷气反作用力控制的白杨-M导弹；再如使用变质心控制和推力矢量控制的碟型飞行器实现了无舵控制。

4展望

作为飞行器控制系统组成的重要部分，姿态控制对于提高飞行器的工作与作战效能及生存能力具有重要作用。单一的姿态控制方案已经不能再满足人们对飞行器性能的要求，所以采用复合控制的方法是未来的发展趋势。而且飞行器发展项目一直是花费巨额投资的重点科学项目，以小的代价发展高性能的飞行器也是飞行器的发展方向。所以，飞行器的姿态控制系统也必将向小型化的方向发展，利用微机电系统(MEMS)技术制造小型机械装置将是以后发展的重点。