董朝阳，刘 扬，王 青

(1. 北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191；2. 北京航空航天大学自动化科学与电气工程学院，北京 100191)

0 引 言

高超声速飞行器因其巨大的军事和民用应用价值，受到广泛关注[1]。而控制技术作为高超声速飞行器的关键技术之一[2]，给研究人员带来了许多挑战。

当前，高超声速飞行器的控制设计已经取得了一定的研究成果。通过使用反步法[3]，滑模控制[4-5]，反馈线性化[6]等先进控制方法，高超声速飞行器的非最小相位特性[3-4]，强非线性[6]，大不确定性[3-6]等问题得到了有效的处理。需要指出的是，上述控制器设计都旨在保证飞行器的高度以及速度的指令跟踪性能，而忽视了对攻角的限制。然而，配备超燃冲压发动机的高超声速飞行器对攻角非常敏感[7]，只有攻角位于适合的区间内时，超燃冲压发动机才能正常工作，否则会带来进气道不启动以及热力壅塞等问题，严重降低飞行性能[8]。

针对攻角约束这一问题，传统的方法是事先设计好一条标称弹道，让飞行器沿着弹道飞行。然后设计合适的控制器参数，使得整个飞行过程中满足攻角约束要求。然而这样的方法依赖离线设计，运算量大。文献[9]提出的障碍函数近来被用于解决状态约束问题。需要指出的是，障碍函数仅能保证虚拟指令的跟踪误差在预设范围之内，比如文献[10]中使用障碍函数对高度和速度跟踪误差进行限制。因此，为了限制系统状态，还需保证虚拟指令的有界。……