龙晋伟，潘文俊，王立新

(北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京100191)

0 引言

为满足新一代战斗机超机动性的要求，必须解决大迎角/过失速状态下的机动控制问题。非线性动态逆控制律是解决该问题的一种经典方法。该方法根据逆系统理论，通过反馈系统的非线性函数对消系统的非线性，得到全局线性化的伪线性系统，同时完成系统解耦。这种方法既可独立完成大量控制任务，也可作为自适应、鲁棒控制等更完备的控制律的设计基础，概念直观，适于工程应用，并已用于F-35B［1］，X-48B［2］等飞机的控制律设计。

动态逆方法存在多种类型，本文选择了其中较为基础且典型的常规动态逆和模型参考动态逆进行研究。

1 被控对象

本文以F-16/MATV(Multi-Axis Thrust Vectoring)飞机为被控对象［3］。该机是由典型的第三代战斗机F-16加装推力矢量喷口改进而来的试验飞机。其本体机动特性良好，加装推力矢量后可以近似模拟新一代战斗机的基本特点，是一种较好的先进飞行控制系统和飞行品质研究平台。该机具体的数学模型见文献［3-4］，采用的气动模型中，迎角、侧滑角、马赫数的范围分别为 －20°～90°，－30°～30°，0.2～0.6，可在较大飞行包线范围内反映飞机的运动特性。

2 常规动态逆控制律

常规动态逆控制律基于奇异摄动方法，根据飞机状态变量的变化快慢进行时标分离，然后对分离所得各组变量求逆以近似实现反馈线性化［5］。

根据时标分离结果，飞机常规动态逆控制律一般包括内、外两层回路。内回路跟踪飞机快变量(机体轴角速度p，q和r)，以飞机全部气动舵面和推力矢量为控制变量;外回路以飞机较慢变量为控制指令，飞机快变量为控制变量。……