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飞行器控制系统设计方法学科综述 飞行控制系统对总体设计的影响 传统飞机设计方法中，在总体布局设计时，根据任务需求主要考虑飞行器的气动、结构与动力系统的设计因素，通过三者之间的协调使飞行器满足任务目标的要求。飞行控制系统是在飞机总体设计基本完成后进行设计的，只能对飞行器的性能起到被动补偿作用，对总体布局的设计没有直接影响。 随着现代飞行器的发展，飞机任务需求越来越高，仅靠气动、结构与动力三个系统之间的协调已经很难满足任务需求，越来越多的飞机在总体设计的初步阶段就将控制系统与控制律的设计和传统的气动、结构与动力系统的设计相结合起来，使之成为总体布局设计中的第四大因素，在传统的三大系统发生矛盾时起到积极的协调作用。例如通过放宽静稳定度设计，可以在提高升阻比的同时不增加额外的结构重量，甚至减小结构重量而不影响结构强度要求。由此可见，在进行总体设计阶段考虑飞行控制系统设计可以对飞机总体布局产生很大的积极影响。现代飞机总体设计过程中飞行器控制系统设计将会起到越来越重要的作用。 飞行系统的核心是飞行控制率的设计。为了使控制系统满足设计要求，除了应根据飞机的本题动态特性和任务特点选择合适的控制律结构外，还应选择合适的设计方法，为控制律选取参数。 如何将控制理论应用到飞行控制上，一直是航空界研究的重点。通过多年的分析和设计验证，目前适用于飞行控制的设计方法主要分为经典控制方法和现代控制方法两大类。 经典控制方法 经典控制理论的设计方法以频域方法和根轨迹法为代表，已在飞行控制系统设计中使用多年。飞行控制系统设计者对这种方法较为熟悉且富有经验，现行的品质规范及性能评价准则也基本是按照经典控制理论给出的。 针对飞机本身的特征，采用线性化处理以及调参等方法，能较好地解决飞机的非线性和参数变化等问题。在初步设计后，通过地面与空中模拟实验调整，也能得到性能良好的飞行控制系统。 但经典设计方法存在固有的缺陷，主要有：难以处理多输入多输出的飞行控制系统；现代飞机所要求的高机动性、敏捷性，飞机的非线性难以按常规的方法进行线性化处理；飞行系统变得越来越复杂，使用较为依赖设计经验积累的经典设计方法会越来越困难等。 现代控制方法 随着科学技术的发展，对控制系统速度、精度、适应能力的要求越来越高，经典控制理论已经不能满足需求。1960年前后，在航天技术和计算机技术的推动下，现代控制理论开始发展，一个重要的标志就是美国学者卡尔曼引入了状态空间的概念。它是以系统内部的状态为基础进行分析与综合的控制理论，其中有两个重要内容如下： 最优控制：在给定的限制条件和评价函数下，寻求使系统性能最优的控制规律； 最优估计与滤波：在有随机干扰的情况下，根据测量数据对系统的状态进行最优估计。 现代控制理论与经典控制理论最大的不同是不再像经典控制理论一样将受控系统视为黑箱，只关注输入输出信号及二者之间的关系，而是基于受控系统内部物理数学特征建立相应的物理数学模型，对模型控制进行相应的最优化控制设计。现代控制理论的发展是我们今后应重点关注和研究的方向。 现代飞行控制系统设计方法的发展 由于经典控制设计方法的缺陷，使得基于状态变量模型设计的现代控制理论方法在飞控系统的设计上得到长足的发展。其中，最优控制技术是现代控制理论线性化设计控制器最为成功的技术之一。最优控制设计方法在军机上的应用最早是在F-8C主动控制技术验证机上，该机的全部纵向及横侧向控制律设计均采用了显模型跟踪最优二次型方法。经过实际试飞验证表明，飞机具有优良的飞行品质。20世纪80年代后半期，美国与德国联合研制了大迎角超机动验证机X-31，其飞控系统控制律的基本设计方法也是最优控制方法。我国从20世纪80年代初开始，与主动控制技术验证及电传系统设计同步，在有关高校和研究所开展了最优控制理论在飞行控制系统设计中的应用研究，并进行了具有一定工程意义的控制律设计，取得了一些经验。此外，与最优控制技术同时发展起来的应用比较成熟的还有极点配置法、特征结构配置法以及定量反馈法等。 但是，基于线性系统模型设计控制系统不能保证飞机的大迎角飞行性能，因为这时飞机的气动力表现出强烈的非线性和非定常性，飞机运动强烈耦合，传统的小扰动线性化处理技术已无法适用，因而发展出了多种非线性控制律设计方法。 反馈线性化是非线性控制系统设计常用的一种方法。从20世纪80年代初发展至今,已经得到广泛的应用。反馈线性化理论包括微分几何方法和动态逆方法两个分支。对于飞行控制系统，动态逆是研究最广泛的反馈线性化方法，在大迎角超机动飞机、先进短距起飞/垂直着陆飞机、直升机以及无人机等飞行控制系统中得到成功应用。非线性H∞优化问题的研究始于1981年Zames的论文，它通过求解Hamilton-Jacobi偏微分不等式而得到系统非线性控制律，但到目前为止，还没有系统完整的求解不等