目录
前言
第1章 绪论 1
1.1 研究背景、目的和意义 1
1.2 临近空间高速飞行器研究现状 3
1.2.1 美国临近空间高速飞行器研究现状 3
1.2.2 俄罗斯临近空间高速飞行器研究现状 6
1.2.3 其他国家临近空间高速飞行器研究现状 6
1.3 临近空间高速飞行器控制方法研究现状 8
1.3.1 考虑外部扰动影响的控制方法研究现状 9
1.3.2 考虑输入受限影响的抗饱和控制方法研究现状 10
1.3.3 考虑弹性振动问题的控制方法研究现状 11
1.3.4 考虑进气约束问题的控制方法研究现状 12
1.4 本书主要研究内容及组织结构 13
第2章 吸气式临近空间高速飞行器数学模型 16
2.1 引言 16
2.2 吸气式临近空间高速飞行器几何构型 16
2.3 吸气式临近空间高速飞行器动力学建模 18
2.3.1 坐标系定义与坐标转换关系 18
2.3.2 刚体动力学方程 19
2.3.3 气动与推进系统模型 23
2.3.4 吸气式临近空间高速飞行器*线拟合模型 27
2.4 本章小结 31
第3章 有限/固定时间控制基础理论与稳定性定理 32
3.1 引言 32
3.2 有限/固定时间稳定的定义 32
3.3 有限/固定时间稳定性判定方法 33
3.3.1 有限时间齐次性方法 33
3.3.2 有限时间Lyapunov 稳定性定理 33
3.3.3 固定时间Lyapunov 稳定性定理 34
3.4 本章小结 35
第4章 滑模控制基础理论及扩展应用 36
4.1 引言 36
4.2 **滑模控制 36
4.2.1 滑模控制理论概述 36
4.2.2 滑动模态的不变性 37
4.2.3 线性滑模控制 39
4.3 二阶滑模控制 41
4.3.1 螺旋算法 41
4.3.2 次优算法 42
4.3.3 预定收敛律算法 43
4.3.4 准连续算法 43
4.3.5 漂移算法 44
4.4 超螺旋滑模控制 45
4.5 任意阶滑模控制 45
4.5.1 嵌套式高阶滑模算法 46
4.5.2 准连续高阶滑模算法 46
4.5.3 改进的嵌套式高阶滑模算法 47
4.6 连续任意阶滑模控制 48
4.6.1 高阶超螺旋算法 49
4.6.2 连续螺旋算法 52
4.6.3 连续终端滑模算法 53
4.7 终端滑模控制 54
4.7.1 终端滑模面 54
4.7.2 快速终端滑模面 55
4.7.3 非奇异终端滑模面 56
4.7.4 非奇异快速终端滑模面 58
4.8 固定时间滑模面与典型控制器设计 59
4.8.1 固定时间滑模面典型形式 59
4.8.2 二阶系统固定时间典型控制器设计 62
4.9 滑模控制理论扩展应用 62
4.9.1 精确鲁棒微分器 62
4.9.2 迭代固定时间观测器 65
4.9.3 鲁棒一致收敛观测器 66
4.9.4 广义超螺旋观测器 67
4.10 本章小结 69
第5章 基于自适应增益高阶超螺旋算法的控制方法 70
5.1 引言 70
5.2 问题描述 70
5.3 自适应增益高阶超螺旋控制器设计 74
5.4 仿真与分析 77
5.4.1 仿真参数设定 77
5.4.2 临近空间高速飞行器仿真结果与分析 78
5.4.3 扰动影响下的临近空间高速飞行器仿真结果与分析 83
5.5 本章小结 88
第6章 基于自适应固定时间补偿器的抗饱和有限时间控制方法 89
6.1 引言 89
6.2 问题描述 89
6.3 自适应抗饱和有限时间控制器设计 91
6.3.1 速度子系统抗饱和动态逆控制器 91
6.3.2 高度子系统基于微分器的抗饱和反步控制器 96
6.4 仿真与分析 103
6.4.1 自适应固定时间抗饱和补偿器仿真结果与分析 103
6.4.2 自适应抗饱和有限时间控制器仿真结果与分析 106
6.5 本章小结 112
第7章 考虑弹性频率辨识与自适应抑制的反步控制方法 113
7.1 引言 113
7.2 问题描述 113
7.3 串行陷波器 116
7.4 基于神经网络在线监督的弹性频率智能快速辨识器 118
7.4.1 基于Hilbert-Huang 变换的串行自适应陷波器设计 118
7.4.2 基于RBF 神经网络的弹性频率辨识在线监督 121
7.5 考虑弹性频率辨识与自适应抑制的反步控制器设计 124
7.5.1 速度子系统设计 124
7.5.2 高度子系统设计 125
7.6 仿真与分析 130
7.6.1 串行自适应陷波器仿真结果与分析 130
7.6.2 弹性临近空间高速飞行器仿真结果与分析 132
7.7 本章小结 145
第8章 考虑跟踪性能与进气约束的性能优化智能滑模控制方法 147
8.1 引言 147
8.2 问题描述 148
8.3 临近空间高速飞行器性能约束快速终端滑模控制器设计 149
8.3.1 速度子系统控制器设计 149
8.3.2 高度子系统控制器设计 150
8.4 基于深度森林算法的性能优化智能滑模控制器设计 158
8.4.1 考虑多目标性能优化的训练样本数据获取 158
8.4.2 基于深度森林算法的性能指标智能策略库设计 163
8.5 仿真与分析 165
8.5.1 临近空间高速飞行器性能约束快速终端滑模控制器仿真结果与分析 165
8.5.2 基于深度森林算法的性能优化智能滑模控制器仿真结果与分析 167
8.6 本章小结 177
参考文献 179

第1章绪论
　　1.1研究背景、目的和意义
　　临近空间高速飞行器是指在20～100km临近空间区域以超过5倍声速飞行并完成特定任务的飞行器。该类飞行器兼具航天器与航空器的优势，具有重大的军事价值与潜在的经济价值[1]。早期的临近空间高速飞行器方案“银鸟”于20世纪30年代由桑格尔提出。该方案引起了美国、苏联等大国的重视，争相开展临近空间高速飞行技术的相关研究[2-3]。经过世界各国的大量资金投入与通力合作，美、俄、日、英、德、法、中等国家都陆续取得了临近空间高速飞行技术上的重大突破。可见，临近空间高速飞行技术作为21世纪航空航天领域的战略研究重点，已经成为世界各国关注的主要发展方向[1]。
　　临近空间高速飞行器依据是否有动力主要分为无动力的弹道式或滑翔式飞行器与以吸气式超燃冲压发动机为动力的临近空间高速巡航飞行器或临近空间高速飞机平台[4-5]。现阶段，无动力临近空间高速飞行器的发展相对较为成熟，吸气式临近空间高速飞行器则囊括了航空航天领域各学科的前沿技术[6]，如机身/发动机一体化设计技术、临近空间高速飞行空气动力技术、临近空间高速飞行热防护技术、超燃冲压发动机技术、临近空间高速飞行控制技术等，这些技术成熟度较低，是目前各国研究的焦点[7]。
　　吸气式临近空间高速飞行器作为一种高速度、大射程、快响应的新型飞行器，既能在大气层内高速巡航飞行，又能穿越大气层作空间运输载具，在不同领域都有着广泛的应用前景[8]。其优势体现在飞行空域大、射程远；飞行于20km高度以上的临近空间，大气密度低，气动阻力小；飞行速度快，机动性高，突防能力强；部署与发射方式灵活，任务执行效率高；飞行动能大，在携带相同质量战斗部的情况下，相比传统武器能够产生更强的毁伤效能[9-10]。上述各项优势决定了临近空间高速飞行器可作为远程突袭武器发射平台或直接打击武器，成为实现全球远程快速精确打击的核心力量。同时，临近空间高速飞行器可作为新型洲际客/货运输交通工具，实现比普通飞机速度更快、承载更多、范围更广的全球通航，改善人类生活方式与生活水平。临近空间高速货机可便捷地实现高价值物资的快速、精准远程投送，提升运输效率，拉动全球经济增长；临近空间高速客机可缩短旅客出行时间，提升工作效率，促进全球一体化进程[11]。此外，临近空间高速飞行技术的开发提供了一种高可靠、高效率、低成本、节约能源的空间进出方式。作为一种可控性更强的空间运输载具，临近空间高速飞行器能够对地球外层空间展开探测，为未来的大规模空间开发、星际探测、星际运输提供服务[12]。
　　控制系统设计作为临近空间高速飞行器的关键核心技术之一，与飞行性能直接关联。但是，相比传统飞行器，吸气式临近空间高速飞行器的机身/发动机一体化设计外形导致推进系统与气动系统之间存在强耦合[13-14]。另外，静不稳定、强非线性、气动参数不确定等特性都对其控制系统设计带来了巨大的挑战[15]。不仅如此，临近空间高速飞行器复杂的外界飞行环境极易产生外部扰动，引发飞行器饱和以及进气道阻塞，导致系统不稳定。传统控制器在剧烈外界扰动与参数摄动的影响下难以实现较高的控制品质，无法满足临近空间高速飞行器快速响应、强鲁棒性与高精度的控制需求，因此需要研究收敛速度快、精度高、具有强扰动抑制能力的控制算法。临近空间高速飞行器极端的飞行条件中，未知气流，如阵风与湍流容易引发执行机构饱和，当飞行器的执行机构发生饱和时，控制指令无法得到响应，原系统变成不可控的开环系统，极易失去稳定性，因此需要针对控制受限的临近空间高速飞行器研究饱和抑制控制算法。临近空间高速飞行器的细长体外形与轻质结构机身设计导致机体弹性振动频率降低，与控制系统发生耦合，这种耦合会影响控制精度，甚至导致飞行器闭环不稳定，乃至折断飞行器结构。临近空间高速飞行器具有飞行空域广、飞行时间长和飞行速度快等特点，严酷的飞行环境和复杂多变的飞行工况使得弹性振动模态参数表现出强时变性和强不确定性，因此需要设计自适应陷波器对弹性振动模态进行自适应辨识与抑制。吸气式超燃冲压发动机工作条件苛刻，不合适的飞行状态可能导致发动机进气不足，致使发动机熄火，甚至引起系统状态发散。同时，由于吸气式临近空间高速飞行器的飞行工况复杂，不同飞行工况下能够满足进气约束条件的响应性能是不同的，需要在不同飞行工况下设计不同的性能参数。增益调度法作为一种常用的解决方案，可以通过函数设定法或查表法等方式，对性能参数进行补偿。但是，针对大空域、宽速域的吸气式临近空间高速飞行器，利用插值方法设计对任务包络全覆盖的调度函数或构建调度参数表，不仅工作量巨大，而且实际难以操作。以机器学习技术为代表的人工智能理论是处理复杂非线性系统的一种有效方法，不仅泛化能力强，能够无限逼近非线性函数，而且具有更灵活、更强大的特征提取和抽象能力。因此，可以借鉴人工智能理论提炼、挖掘性能参数与飞行工况的内在联系，构建性能指标智能策略库，实现性能指标的智能设计与在线提取，在满足进气约束与跟踪性能约束的基础上，确保控制性能*优。综上所述，本书针对临近空间高速飞行器遭遇外部扰动问题、输入受限问题、弹性模态辨识与抑制问题、进气约束问题分别展开理论研究，并设计相关先进控制策略加以解决。
　　为了满足国家经济发展与战略安全的需求，研究临近空间高速飞行技术具有重大意义。本书通过对吸气式临近空间高速飞行器面临的各项控制难题进行理论分析与研究，丰富吸气式临近空间高速飞行器控制系统设计的理论与技术知识储备。
　　1.2临近空间高速飞行器研究现状
　　近半个世纪，临近空间高速飞行技术受到美国、俄罗斯、日本、英国、德国、法国、印度、澳大利亚和中国等航空航天强国的广泛重视和深入研究，积累了大量经验。
　　1.2.1美国临近空间高速飞行器研究现状
　　20世纪初，美国便开始了X系列临近空间高速飞行器的研究计划。进入21世纪，美国明确了以临近空间高速巡航导弹为技术突破口，逐步发展可重复使用临近空间高速飞行器，*终实现空天往返的渐进式发展路线，并在2001年的“国家航空航天倡议”(National Aerospace Initiative，NAI)中正式提出临近空间高速飞机平台的发展构想。2005年，临近空间高速飞行器受到美国军方的重视。美国国防部发布的《无人机系统路线图(2005—2030)》*次将临近空间高速飞行器列入无人飞行器系统范畴。
　　1.空间轨道机动飞行器
　　空间轨道机动飞行器是以火箭发动机为推进动力，兼具进入近地轨道和再入大气层滑翔能力的一类飞行器。该类飞行器的主要应用前景是进行空天往返运载工作。其早期探索开始于X-15与X-20载人临近空间高速飞行器，经历X-23、可重复使用运载火箭(reusable launch vehicle，RLV)技术计划(X-33、X-34)等一系列火箭推进无人空间轨道机动飞行器后，*终成功试验*架无人空间轨道机动飞行器X-37B。
　　2.助推滑翔再入飞行器
　　助推滑翔再入飞行器的飞行过程：*先通过火箭助推器将飞行器推进至大气层外，待火箭助推器分离后飞行器依靠自身气动外形进行远距离机动滑翔[16]。该类飞行器的主要应用前景是战略级导弹，典型代表为美国空军的从本土实施军力运用和投送(force application and launch from the continental，FALCON)计划(简称“猎鹰”计划)与美国陆军的先进高超声速武器(advanced hypersonic weapon，AHW)项目。
　　FALCON计划的目标：研发、飞行试验和验证再入飞行器的关键技术，确保美国在近期和远期具备执行全球快速精确打击任务的能力。FALCON计划的任务为发展小型运载火箭(small launch vehicle，SLV)与高超声速武器系统(hypersonic weapon system，HWS)，即通用航空飞行器(common aero vehicle，CAV)、改进的通用航空飞行器(enhanced common aero vehicle，ECAV)与高超声速巡航飞行器(hypersonic cruise vehicle，HCV)。2005年，美国国会取消了FALCON计划中武器-(hypersonic technology demonstratorve相关的飞行试验，采用高超声速技术验证机hicle，HSTDV)HTV-1、HTV-2、HTV-3X分别验证CAV、ECAV与HCV的关键技术。HTV-1采用改进的锥形气动布局。HTV-2采用乘波体构型[17]，分别于2010年与2011年进行过两次飞行试验，**次用于验证气动热风险，第二次用于验证防热系统性能与大范围横向机动能力。
　　AHW项目由载荷和运载器组成，其外形与HTV-2不同，采用小翼锥形设计[18]。2011年，AHW项目成功完成了*次飞行试验[19]。
　　2018年，在美国国防部的统筹部署下，美国陆海空三军达成合作协议：以AHW项目验证的圆锥体构型方案为基础，依托远程高超声速武器(long range hypersonic weapon，LRHW)项目、常规快速打击(conventional prompt strike，CPS)项目和高超声速常规打击武器(hypersonic conventional strikeweapon，HCSW)项目，分别开展陆射、潜射和空射型临近空间助推滑翔导弹的型号研制；以HTV-2项目研发的乘波体构型方案为基础，依托战术助推滑翔(tactical boost glide，TBG)、空射快速响应武器(air-launched rapid response weapon，ARRW)和作战火力(operational fires，OpFires)项目，开展空射/舰射型、空射型以及陆射型助推滑翔导弹型号研制与演示验证。
　　2022年5月，美国空军宣布成功完成一次临近空间武器试射，一架B-52H轰炸机释放了AGM-183A空射快速响应武器，该武器的马赫数为5。AGM-183A是美国新一代空射火箭助推滑翔飞行器，由固体燃料火箭助推器和楔形滑翔体组成，采用全程滑翔技术。
　　3.吸气式临近空间高速飞行器
　　吸气式临近空间高速飞行器是以超燃冲压发动机为动力的一类临近空间高速飞行器[20]。该类飞行器的探索开始于1955年，早期主要开展超燃冲压发动机的相关技术研究工作。1986年，美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)提出了国家空天飞机(nationalaero-spaceplane，NASP)发展计划，旨在设计氢燃料的单级入轨吸气式临近空间高速飞行器，代号X-30，但其仅停留在缩比模型研究阶段。
　　在NASP发展计划取消后，高超声速试验(hypersonic experimental，Hyper-X)计划在NASA统一管理、兰利研究中心牵头下备受军方关注，其目的为研究并验证可用于临近空间高速飞机和可重复使用天地往返系统的超燃冲压发动机技术与一体化设计技术。Hyper-X计划共四个型号的试飞器：X-43A～X-43D。X-43A采用乘波体外形，将全动式水平尾翼、双垂直尾翼作为控制面。截至2004年11月，X-43A共进行了三次飞行试验。X-43A*先由B-52B轰炸机携载至高空由翼下释放，然后在“飞马座”助推火箭的推进下到达高空，与助推器分离后，X-43A自身发动机点火工作，X-43A开始依靠自身动力飞行，在燃料耗尽后，继续滑行，*终坠入太平洋。
　　高超声速技术(hypersonic technology，HyTech)为美国空军于1995年提出的临近空间高速飞行器发展计划，用于发展碳氢燃料–主动冷却超燃冲压发动机技术，验证马赫数4～8下发动机的可操作性、性能和结构耐久度。HyTech计划的验证机X-51A