宋 佳，张严雪

(北京航空航天大学 宇航学院 北京 100191)

0 引言

高超声速飞行器(hypersonic vehicle, HV)，在本文中简称为高速飞行器，飞行速度不小于5马赫，是一种具有强耦合、强非线性的复杂对象[1-3]，在军事上和民用上具有广阔的应用前景[4]。高速飞行器再入段的姿态控制成为了各国航空航天领域的难点和热点。高速飞行器再入段的初期由于大气密度较低，气动舵面效率不足[5-6]，需要反作用控制系统(reaction control system, RCS)维持姿态稳定[7-8]。RCS系统执行器为一组推力恒定的脉冲型推力器[9]。为了提高飞行器的稳定性，降低故障影响[10-11]，一般设计为冗余配置。但是冗余配置增加了指令分配的难度，且有可能造成燃料的浪费。因此有必要进行RCS控制分配方法研究。

文献[12]对于多操纵面的战机出现未知执行器故障的情况，设计了一种自适应容错控制分配方法。文献[13]中设计了基于线性规划的优化控制分配方法来进行舵面和RCS的控制分配。文献[14-15]都研究了基于零空间的再分配伪逆法。其中，再分配伪逆法在初解阶段能够获得最优解，但是经过再分配后得到的解已经不满足最优情况，且伪逆法的实时性也难以保证。为了减少燃料的消耗且保证控制分配算法的实时性，本文创新性地提出了一种改进的具有固定推力器开启数的再分配伪逆法，并将其应用于高速飞行器再入段飞行姿态控制。

本文首先建立了高速飞行器再入段系统模型，分析了RCS系统的配置情况。之后针对临近空间高速飞行器再入段姿态模型，设计有限时间终端滑模控制(terminal sliding mode control,TSMC)算法，实现姿态跟踪控制。……