空天飞行器制导控制技术研究进展与展望

姚德清，魏毅寅，杨志红，崔乃刚

(1. 哈尔滨工业大学航天学院，哈尔滨 150001；2.北京空天技术研究所，北京 100074；3.中国航天科工集团有限公司，北京 100048； 4.中国航天科工飞航技术研究院，北京 100074)

0 引 言

空天飞行器是一种集航空、航天技术于一身，兼具航空技术与航天技术的优势，既能满足民用运输需求又能执行军事任务的载人/无人飞行器。空天飞行器具有“自由进出空间、按需返回地面、可重复使用”的典型特点，已成为未来进行大规模空间开发及确保空间优势的关键因素，越来越受到世界各国的高度重视。

空天飞行器多任务、多工作模式、大范围高速机动的需求，使其面临外界干扰和内部参数不确定下的精确建模问题、飞行任务变更或意外事件处理的在线任务规划问题、快时变参数系统稳定性问题、飞行过程中作动器失效或发动机故障情况下的冗余控制问题、高精度导航设备可靠性问题等众多关键问题，给制导控制技术带来极大的挑战与难点。

本文首先对空天飞行器制导控制技术发展情况进行简要介绍；其次，针对空天飞行器典型的任务形态，分别从动力学建模、轨迹优化与制导、飞行控制与导航等四个方面介绍了制导控制技术中面临的关键技术及挑战；最后，结合目前研究存在的难点及问题，提出了空天飞行器制导控制技术后续发展方向与思路。

1 空天飞行器制导控制技术发展概况

1.1 空天飞行器定义及分类

空天飞行器是一类采用大升阻比外形，可自主起降、重复使用，并能够自由往返于稠密大气、临近空间和近地轨道的高超声速飞行器。按照入轨级数、动力形式、起降方式、重复使用程度对空天飞行器进行了分类，如图1所示。相对于运载火箭，采用组合动力、水平起降的空天飞行器具有飞行成本低、作战反应速度快、发射窗口宽等优点，更能适应飞行任务需求，已成为未来主流发展方向[1-2]。

图1 空天飞行器分类Fig.1 Classification of aerospace vehicle

1.2 动力学建模方面研究现状

国外在动力学建模方面开展了大量的研究工作，其典型的研究成果主要包括以下三个方面：

1)X-30模型

文献[3]针对X-30构型分析了气动、推力和弹性之间的耦合关系，初步建立了吸气式高超声速飞行器弹性模型。由于没有考虑质量变化对结构模态频率的影响，该模型仅适用于对飞行器的物理特性和控制问题进行初步分析。

图2 X-30构型示意图Fig.2 X-30 configuration diagram

2)Winged-cone模型

文献[4]针对NASA公布的Winged-cone模型给出了相关气动力、气动力矩等在不同飞行状态下的取值，并针对给定的数据采用多项式拟合的方式得到详细的表达公式，进而建立得到完整的6自由度非线性数学模型。但其仅对稳态数据进行简单拟合，没有包括吸气式高超声速飞行器的耦合特性及气动弹性等重要的动态特性，因此，该模型具有很大的局限性。

图3 Winged-cone构型示意图Fig.3 Winged-cone configuration diagram

3)加州大学GHV模型

文献[5]给出了一套通用高超声速飞行器(General hypersonic vehicle, GHV)模型，采用CFD仿真计算得到了飞行器的气动拟合表达式，并通过FLUENT CFD仿真计算得到了气动、推力、弹性的相互关系，最后建立了飞行器非线性纵向运动方程。

图4 CSULA-GHV模型Fig.4 CSULA-GHV model

1.3 轨迹优化与制导方面研究现状

1.3.1轨迹优化方面研究现状

国外在轨迹设计方面积累了大量经验，并已经开发了多套较为完善的轨迹优化软件包。其中最为著名的是OTIS与POST，均已经大量应用于航空航天设计，并实现了商业化[6-8]。近年来，以凸优化为代表的新型优化方法已受到越来越多的学者关注与研究[9-11]。

1.3.2制导方面研究现状

根据空天飞行器的飞行任务剖面，在不同飞行阶段制导策略可以分为如下三类。

1)上升段制导

对大气层内上升段制导方法进行了分析与综述，主要分为摄动制导与显式制导[12]。

摄动制导是在发射前确定一条标准弹道，在飞行过程中，制导系统根据设计的制导参数和导引规律，控制飞行器在标准弹道附近飞行。文献[13-15]指出X-33等可重复使用飞行器其上升段内大气层轨迹控制均通过姿态控制来实现，通过对姿态的跟踪来间接跟踪轨迹。此制导方式对机载计算机的要求不高，在众多的一次性使用运载器和航天飞机中表现出了良好的性能。

显式制导根据飞行器当前实际的飞行参数(速度、位置)和目标当前位置，按一定的原理实时计算并决定飞行弹道。文献[15-20]展开了内大气层的闭环制导方式研究，文献[17]将上升段按时间对标称轨迹进行划分，然后采用微分方法来求解对应时间点的两点边界约束问题，得到轨迹控制量。文献[18]中也采用了类似的方法，将上升段制导问题转化为基于定积分方法来求解两点边值问题，共同点是均需要对轨迹按时间进行划分，构建哈密顿函数，各飞行约束转换为协状态方程，然后最优控制理论求解轨迹控制量。

2)变轨段制导

根据变轨段制导求解方法，变轨段制导可分为Hohmann转移制导与Lambert转移制导[21-24]。

Hohmann转移制导要求飞行器当前轨道与目标轨道是共面圆轨道，Lambert转移制导不要求当前轨道与目标轨道共面，两者均是通过求解对应的制导问题得出变轨推力大小与作用时间。

当目标和追踪器在共面的圆轨道上飞行时，则Hohmann变轨为最优解[21-22]。由于Hohmann变轨只适用于共面圆轨道间转移问题，而Lambert变轨既可以应用于共面圆轨道间交会/拦截问题，也适用于异面的椭圆轨道间交会/拦截问题，因此Lambert变轨方法可以广泛应用于非线性最优交会问题研究[23-24]。

3)再入段制导

再入段制导根据制导方法可分为标称轨迹制导和预测校正制导[25]。随着技术的发展，许多新型再入段制导方法应运而生，针对第二代可重复使用运载器而设计的再入制导方法主要包括[26]：线性二次调节器再入制导方法[27]、预测-校正方法[28]、准平衡滑翔方法[29]、演化的加速度制导方法[30-32]、自适应制导方法[33]、最优非线性反馈制导方法[34]以及混合制导方法[35]。上述诸多新型再入制导方法均偏向于采用在线轨迹生成以处理制导误差或非正常飞行状况。所涉及的轨迹规划算法主要有两种：一种是基于存贮在计算机上的预先设计的轨迹，并通过对轨迹进行更新获得新的飞行轨迹；第二种方法是采用一种在线轨迹规划算法[36]。对于在线轨迹规划，常用的轨迹规划方法可分为利用基于积分的预测校正法、轨迹分解和转化为优化控制问题用非线性规划求解三种[37]。

1.4 飞行控制方面研究现状

在工程应用领域，PID控制器是飞行控制设计人员的首选。美国的X-43和X-51等空天飞行器便采用增益预置PID控制器[38]。目前空天飞行器控制理论和方法的研究主要集中在鲁棒控制、滑模变结构控制、自适应控制、预测控制等控制方法。

滑模变结构控制的最大优点在于滑动模态只决定于所选择的切换函数，与系统方程无关，即说明滑动模态对系统摄动和外界干扰具有完全的鲁棒性。文献[39-42]中利用滑模控制技术为可重复使用运载器X-33设计出时标分离的飞行控制系统，取得良好的控制效果，并在此基础上又通过引入滑模干扰观测器(Sliding mode disturbance observer, SMDO)来进一步提高控制系统性能。

反馈线性化(Feedback linearization, FL)方法是非线性控制方法中非常重要且应用较为广泛的一种方法，很早就被应用于飞行器的飞行控制系统设计。文献[43-45]中针对X-33飞行器采用自适应反馈线性化控制系统，并通过引入PCH(Pseudo-Control Hedging)思想克服神经网络控制可能带来的作动器位置饱和、速率饱和等不利因素。

鲁棒控制理论继承了以往的鲁棒性研究方法，以基于使用状态空间模型的频率设计方法为主要特征，提出了从根本上解决控制对象模型不确定性和外界扰动不确定性问题的有效方法。基于线性矩阵不等式(Linear matrix inequality, LMI)的H∞控制、非线性H∞控制以及H∞控制与神经网络和模糊控制相结合，设计在保证控制系统鲁棒性的同时改善系统稳定性和动态性的控制器，已成为该领域近年来的研究热点[46-48]。

轨迹线性化控制(Trajectory linearization control, TLC)是20世纪90年代中后期逐步建立并发展起来的一种新颖有效的非线性跟踪和解耦控制方法[49]，并有效应用于X-33飞行器的飞行控制系统中[50-51]。

1.5 导航方面研究现状

目前，适用于空天飞行的导航器件可分为：惯性、卫星、天文、雷达、大气传感器等。

国外的空天飞行器包括航天飞机、可重复使用运载器等，为了获得高可靠性，均采用了系统级多倍冗余的方案。如美国的航天飞机上采用了3台平台式惯导系统。美国研发的完全可重复使用航天器X-33技术验证机上，采用了3台光学捷联惯性/GPS卫星组合导航系统，来获得整个飞行器的高可靠度。此外，随着技术的进步，国外已开始致力于器件级冗余技术的多传感器测量组合技术的研究，美国L-3 Space & Navigation公司最近公开了自己瞄准空间应用的四陀螺冗余装置(Compact inertial reference unit,CIRUS)。

由国外空天飞行器上主导航系统的系统级多倍冗余应用，以及器件级冗余技术的发展来看，系统级与器件级冗余相结合的双重冗余方案将成为未来空天飞行器高可靠保障的发展方向[52]。

国外在飞行器自主着陆导航方面处于领先地位，自主着陆导航系统已应用于现役无人机，一般采用惯性/GPS/视觉等多信息源组合导航的方式实现无人机的自主精确着陆。美国的X-47B无人飞行器已实现在航母动平台上的自主起降。因此，综合惯性、卫星、视觉等多源信息的组合导航方法是空天飞行器自主着陆领域的发展趋势，其中惯性/视觉组合因其智能化、抗干扰的优势，成为该领域的重要发展方向。

2 空天飞行器制导控制关键问题

空天飞行器的任务形式主要有四种：1)天地往返运输，主要用于往返于空间站与地面，或洲际异地的商业航天运输；2)武器投送，主要目的为实现2 h全球到达与全方位打击；3)机动对抗，利用速度、高度优势，可以有效拦截以美国快速全球打击武器装备为代表的新型空天威胁；4)在轨捕获，通过机动变轨，进而实现捕获敌方卫星，对卫星实施杀伤。

上述典型的任务形态决定了空天飞行器具有复杂环境特性、复杂动力学特性、复杂制导任务及高精度强鲁棒控制高难度控制特点，给制导控制技术带来了极大的挑战。

2.1 动力学建模方面

空天飞行器动力学建模问题的本质是基于气动、动力、结构、总体等提供的飞行器数据库，构建飞行器动力学模型，探寻其飞行力学规律，并指导制导控制系统设计。

空天飞行器动力学建模的关键问题主要体现在下述六个方面。

1)宽域飞行复杂的动力学特性

空天飞行器的飞行剖面涉及稠密大气、临近空间和近地轨道及亚声速、超声速和高超声速的大空域及大速域剖面，采用单一发动机难以满足任务需求，需要采用多模态组合动力发动机。以涡轮基组合循环(Turbine-based combined cycle,TBCC)发动机为例，包含涡轮和冲压两种模态，当马赫数大于4时，采用涡轮发动机难以满足动力需求，此时需要进行发动机模态转换，发动机内流道流场特性发生较大变化，进而导致动力学特性变化较为剧烈，呈现复杂的非线性特性。

2)内外流场耦合严重

空天飞行器一体化的构型设计使得内外流场耦合严重，气动特性与推动特性之间存在较为严重的耦合。

气动特性对推进性能影响表现在：飞行器前体下表面充当了发动机进气道预压缩面，弹体姿态变化直接影响进气道空气捕获，进而影响推进性能。

推进特性对气动性能影响表现在：飞行器后体下表面充当了发动机的尾喷管，发动机推力直接作用于后体下表面，产生附加气动力与力矩。当发动机推力变化时，附加气动力与力矩特性变化显著。

以上两点加剧了姿态控制回路与推进系统动态特性的耦合作用。

3)热/气动/动力/弹性/控制耦合显著

空天飞行器高超声速飞行时周围空气静温将被激波加热到数千度，空气将产生电离，出现复杂流动现象，导致飞行器表面压力分布不确定性变强。与此同时，空天飞行器表面与空气摩擦产生高温，传导至飞行器结构，使得飞行器出现一定的结构变形，从而导致飞行器气动特性发生改变。进而使得空天飞行器热/气动/动力/弹性/控制之间存在较为严重的耦合。

4)精确多操作面动力学建模

空天飞行器多采用轮式水平起降的方式。与航空飞行器类似，在起降阶段，参与控制的执行机构包含气动舵面、轮胎、体襟翼、减速板和刹车装置等，为了精确控制飞行器姿态、轨迹与速度，需要对多操作面动力学模型进行精确建立。

5)高空稀薄大气建模困难

空天飞行器飞行空域跨稠密大气、稀薄大气与真空，因此其飞行空域范围大，大气特性变化显著。

随着高度增加，高空稀薄流动，局部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。以50 m长飞行器为例，约100 km以下为连续流，100～130 km为滑移流区，130～170 km为过渡流区，170 km以上为自由分子流区。随着飞行高度增加，大气由连续流过渡到自由分子流区，分子平均自由程与飞行器尺度比同比增加，飞行器阻力增大，导致升阻比明显下降。

6)模型特性不确定性强

空天飞行器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，使得普通空气成为包含热化学反应的复杂流体介质，导致空气的热力学特性发生改变，从而使得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。以美国航天飞机为例，当马赫数为23时高温气体效应导致舵偏角偏差8°。而目前地面试验手段有限，一方面难以进行全尺寸飞行器的长时间风洞模拟，另一方面难以模拟3000 K以上的高温，导致气动特性的预测具有很大的不确定性。

2.2 轨迹优化与制导方面

空天飞行器轨迹优化与制导的任务是，开展空天飞行器起飞、爬升、巡航、分离、在轨、离轨、再入、着陆等段的轨迹优化与制导律设计。

空天飞行器轨迹优化与制导的关键问题主要体现在下述三个方面。

1)总体性能/最优轨迹综合优化

空天飞行器总体方案与轨迹设计耦合程度高，且面临热/气动/动力/控制/结构等多重约束，可用飞行走廊狭窄，采用传统建模方法建立的模型进行轨迹优化时难以充分挖掘飞行器潜力，实现性能最优。因此，需精确建立可应用于轨迹优化与总体优化的数学模型、准确地定义轨迹/总体优化问题，进而完成飞行器总体性能与最优轨迹的综合优化，最终实现最优总体方案关键参数的确定。

2)多约束轨迹优化

空天飞行器跨大空域、大速域的飞行任务剖面使其动力学特性变化剧烈，且其具有多飞行任务的特点，使得轨迹优化问题呈现出优化变量多、优化约束强、优化模型耦合严重的难点，传统轨迹优化方法在处理此类问题时呈现效率低、多轮次迭代的弱点。因此，需要找到一种可综合考虑各种设计约束的高精度、通用化、快速收敛的轨迹优化方法，以解决此类复杂的多约束轨迹优化问题。

3)在线最优制导

空天飞行器跨大空域、大速域的飞行任务剖面使得其动力学特性较为复杂，加之外界干扰及不确定性较大，难以精确建立数学模型，进而使得飞行器难以准确跟踪离线设计的轨迹，导致制导精度较低，且当天地差异较大时难以实现飞行器的最优性能。与此同时，空天飞行器采用多执行机构控制的方式，当执行机构出现故障时，跟踪离线轨迹难以保证飞行器安全性且难以实现任务需求。因此，需要开展在线最优制导策略研究，在飞行任务变更、故障情况出现等条件下在线实时优化出满足飞行约束与任务目标的轨迹，完成制导律的快速重构，实现自主轨迹变更或应急返回。

2.3 飞行控制方面

空天飞行器飞行控制问题的本质是基于构建的飞行器动力学模型，结合飞行任务及飞行品质需求，实现每一个阶段的姿态、速度的精确稳定变化。

空天飞行器飞行控制的关键问题主要体现在下述七个方面。

1)机体发动机一体化耦合控制

空天飞行器多采用涡轮+冲压+火箭组合发动机，需要经历涡轮、亚燃冲压、超燃冲压和火箭等多种工作模态，加之自身采用机体发动机一体化构型，导致发动机与飞行器间的控制需要综合设计，控制机理复杂且具有多变量耦合特性。

2)非线性控制问题

空天飞行器在大攻角飞行时，会出现表面气流分离和复杂的旋涡系的现象，影响流经区域的气动特性，导致明显的非线性特性，进而带来非线性控制问题。传统的线性设计方法在非线性特性较为剧烈时可能难以适用。因此，为了实现飞行任务、满足飞行品质要求，应考虑非线性控制方法进行控制系统设计。

3)大不确定性下的鲁棒控制

如前面动力学建模关键问题中所述，空天飞行器动力学模型与大气环境建模中不确定性强。在进行飞行控制系统设计时，必须有足够的鲁棒性，以包容这部分不确定性。以X-43为例，地面仿真的设计攻角与实际飞行攻角在进气道打开、发动机工作等阶段均存在较大差异，地面获取的发动机模型不准，而飞行控制设计时具有足够的鲁棒性，包容了这部分不确定性，保证了飞行试验的成功。

4)大尺寸空天飞行器的弹性控制问题

空天飞行器为了降低成本并增加有效载荷，通常采用大量轻质结构，从而引发结构弹性振动频率(几赫兹量级)降低，并与控制系统频带接近，采用传统滤波器设计思路将制约飞行器总体设计并限制机动性。在全域飞行极端力热工况下，大尺寸机体会出现不确定的结构变形，结构频率进一步降低，结构频率和阻尼比不确定性大的特点更加突出。针对弹性控制需求强烈的问题，需要从传感器的安装位置优化、校正网络的分段设计、弹性体的自适应与自主控制等方向开展研究。

5)基于多操纵面协调的起降控制问题

空天飞行器低速飞行时升阻比较航空飞行器低，需要采用增升装置、鸭翼、减速板等设备辅助空气舵实现大攻角起降。多套执行机构同时作动，需要解决多变量协调控制带来的控制设计难题。目前，航天领域飞行器的控制面普遍较少，而航空领域控制面较多，需要大力借鉴航空领域的设计经验。同时也要在多变量控制理论与工程应用结合方面，积极拓展，灵活解决实际工程问题。

6)稀薄大气飞行的复合控制

由于高空大气特性影响，随着高度增加，气动舵面效率会急剧下降，严重时将导致气动舵面控制失效。需要适当增加直接力或变质心等控制方式来实现姿态稳定与轨迹调整。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，需要考虑模型不确定性影响。变质心控制通过调整质心来获得新的控制平衡，质量块的大小、滑行距离受到飞行器质量特性与空间布局的影响。

7)高动态复杂多体分离控制

空天飞行器多采用升力体或翼身融合外形，一级背负二级构型。一二级分离时，级间存在复杂干扰流场。分离过程需要精确模拟，以便精准控制，才能避免一二级分离失稳或碰撞。目前地面只能依赖数值模拟计算手段或开展有限的风洞试验，使得难以精确建立分离过程模型，进而带来复杂多体分离控制问题。

2.4 导航方面

空天飞行器导航任务是，为了完成空天飞行器飞行任务，需要合理设计起飞段、爬升段、巡航段、分离段、在轨段、离轨段、再入段和着陆段等飞行段的导航体制。

空天飞行器导航的关键问题主要体现在下述四个方面。

1)高可靠性、冗余设计

相对于一次性使用飞行器，空天飞行器重要的区别在于可再入大气层并降落在指定地点、进行简单维修或更换部分部件后可再次执行任务。为保证空天飞行器的高可靠性及安全性，俄罗斯航天飞机的控制系统按照“故障-工作，故障-安全”原则进行设计，“东方号”、“联盟号”飞船采用两套高可靠惯性系统冗余设计方案，以保证飞行的安全性。

2)多信息融合

空天飞行器长时间高空高速飞行，经历复杂的地球物理环境、强烈气动和振动环境，使得单一惯性导航模式、惯性卫星组合等均难以满足起飞、着陆、巡航等飞行任务需求，需要研究惯性、卫星、大气传感、雷达、光学等多种测量方式的多信息融合导航方法，提高导航精度，增强导航系统的容错性能。

3)轻质小型化

限于空天飞行器结构空间约束且重量严格要求，为了提高有效载荷占比，必须将导航设备进行小型化、轻质化设计。在提高精度的同时，加大光纤、激光惯组、雷达、星敏感器等设备小型化研究力度，在产品选型、电路设计、软/硬件资源的合理有效分配上进行优化。

4)自主着陆导航

空天飞行器在着陆阶段需要利用雷达系统和视觉导引系统获得较为精确相对于着陆场的相对位移和姿态信息，根据获得的量测信息实现对着陆场中心线的对准、姿态调整，最终实现平稳着陆。如上对空天飞行器的自主着陆导航提出了高精度的测量需求。

3 制导控制技术发展展望

3.1 空天飞行器动力学建模方面

针对空天飞行器动力学特性复杂、气动/动力一体化设计导致内外流场耦合严重、热/气动/动力/弹性/控制耦合显著、多操作机构精确建模要求高、高空环境建模难的特点，在对其进行动力学建模时，应在实现对象模型化的同时完成模型参数化。

对象模型化是指从飞行器总体构型与系统设计的角度，构建飞行器动力学数值模型，获取数据库，实现飞行器动力学模型数字化。模型参数化是指从控制专业角度，构建面向控制的飞行器动力学参数化模型，梳理动力学规律，建立各设计敏感参数与总体方案间的映射关系。

3.2 空天飞行器总体参数与飞行性能综合优化方面

空天飞行器总体参数设计涉及空气动力学、发动机动力学、飞行力学、结构动力学、热力学等多个学科，必须建立科学的多专业耦合关系，梳理动力学规律，提取关键参数，才能构建反映气动力/热/推进/结构弹性的空天动力学模型。

针对如上建立的全量动力学模型，通过分析影响飞行器动力学特性的关键参数，构建简化的、面向控制的参数化动力学模型，与轨迹设计、控制系统设计相结合，建立一套空天飞行器总体参数与飞行性能综合优化设计方法，并形成软件，实现性能与轨迹的综合优化。

3.3 空天飞行器轨迹优化及制导方面

空天飞行器轨迹优化及制导问题在飞行器总体设计、性能分析、制导控制、任务规划等方面都具有广泛的应用。跨大空域、大速域范围的飞行任务剖面给轨迹优化及制导带来极大挑战与难度，传统轨迹优化方法可能难以满足任务需求，需要一种高精度、快收敛、通用化的轨迹优化方法，以实现对空天飞行器全程轨迹的快速优化设计。

空天飞行器与常规飞行器相比飞行走廊更狭窄，对飞行轨迹跟踪制导精度要求更高。因此，需要研究自主自适应制导方法，以应对飞行模型不确定性带来的轨迹在线自主调整与跟踪，即根据轨迹状态偏差量或导引信息自适应更改变体方案中构型参数，并更新制导指令，进而保证飞行器在安全走廊飞行的同时，高精度实现终端状态指标。

与此同时，空天飞行器应具备当出现飞行任务变更或意外事件处理的在线任务规划能力，因此，需要研究快速任务规划方法，可根据轨迹跟踪情况、飞行任务变更或存在故障等情况下在线实时优化出满足飞行约束与任务目标的轨迹，并完成跟踪。

3.4 空天飞行器宽域自主飞行控制方面

空天飞行器跨大空域、大速域范围的特殊飞行任务剖面，使得其对动力系统提出了极大的挑战，其面临的推阻矛盾等难点决定了空天飞行器必须采用机体发动机一体化的构型，该构型将带来较为严重的发动机与飞行控制耦合问题，将飞行器和发动机分开控制难以满足控制需求。因此，必须采用一体化的思想来实现机体发动机一体化控制。

空天飞行器具有模型不确定性强、非线性特性显著、外界干扰较大等特点。因此，需要重点研究并提前储备非线性鲁棒控制及先进控制算法，以实现对模型参数变化和其他不确定性具有较强的抗干扰性能及鲁棒性能。

空天飞行器大速域范围涉及亚、超、高超声速和轨道速度，空域包括从地球表面到临近空间及轨道空间，飞行状态变化剧烈，单一的空气舵难以满足控制要求，因此，需要重视执行机构特性与飞行器动力学特性匹配性研究，根据飞行器动力学特性设计合理的执行机构。与此同时，在起降阶段，为了精确控制飞行器姿态、轨迹与速度，空天飞行器采用多执行机构复合控制的方式，因此，需要针对多操作机构复合控制问题进行深入研究。

空天飞行器长时间处于高速飞行状态，加之其采用轻质化结构材料及细长体的布局，相比于传统飞行器，具有更为严重的热-伺服弹性耦合问题。因此，需要重视热伺服弹性控制方法研究，以有效解决耦合问题带来的影响。

3.5 空天飞行器自主导航方面

空天飞行器从地球表面到临近空间及轨道空间的空域剖面，飞行环境变化剧烈，不同飞行阶段对导航体制的需求及设备的适应性要求有一定差异。因此，需要重点开展导航设备的空天飞行环境适应研究，明确特定任务下的导航精度及设备适应性，寻求不同飞行状态下的组合导航体制。与此同时，空天飞行器飞行时间较长，对导航精度要求较高，因此，需要开展导航方法的深入研究，以实现高精度、自主导航的任务需求。

空天飞行器的飞行历程一般为水平/垂直起飞，爬升、巡航、再入及自主水平着陆等过程，为保证空天飞行器在水平着陆时具有较高的制导精度及安全性，需要重点考虑空天飞行器自主水平着陆时的精密导引装置设计，以提供着陆精度与安全性。

空天飞行器作为可重复使用飞行器，其导航设备应具有高可靠性，因此，导航设备应具有高可靠性、容错性及故障检测与诊断能力，以保证系统安全性与可靠性足够。

4 结 论

本文通过回顾国外主要的空天飞行器发展情况，梳理了空天飞行器制导控制技术面临的关键问题，结合目前研究存在的难点及问题，提出了空天飞行器制导控制技术后续发展方向与思路。

空天飞行器多任务、多工作模式、大范围高速机动的需求，使得其面临存在外界干扰和内部参数不确定下的精确建模问题、飞行任务变更或意外事件处理的在线任务规划问题、快时变参数系统稳定性问题、飞行过程中作动器失效或发动机故障情况下的冗余控制问题、高精度导航设备可靠性问题等众多关键问题。针对如上难点，在制导控制技术后续发展过程中，需要着重在多学科一体化高精度建模方法、总体参数与飞行性能综合优化设计方法、自主自适应制导方法、非线性鲁棒控制、先进控制算法及冗余多操纵机构协同控制算法和高精度、高可靠性自主导航设备等方面进行深入研究。