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基于非線性動態(tài)逆(NDI)的控制律
1. F-35飛控控制律
F-35采用了由三臺冗余機載管理計算機（VMC，Vehicle Management Computers）中運行的非線性動態(tài)逆控制架構來提供電傳飛行控制。F-35的控制律不僅能增強飛機動力學特性實現(xiàn)增穩(wěn)，還經過了大量優(yōu)化，包含了減少飛行員的工作量的先進功能，并為特定任務提供自動化處理。對于F-35C，這些優(yōu)化包括但不限于艦載發(fā)射和回收。
F-35C有三種進近模式：(i)手動、(ii)進近動力補償（APC，Approach Power Compensation）和(iii)飛行路徑控制（DFP，Delta Flight Path）。所有三種模式的設計都是為了在整個進近過程中保持精確的攻角（AOA，Angle of Attack），使得飛行員在最優(yōu)姿態(tài)下精準控制落點，以實現(xiàn)成功的捕獲。
-(i)手動模式允許飛行員以傳統(tǒng)的背面進近方式飛行到艦上，通過油門使用推力來控制下降率，并通過縱向操縱桿輸入來控制空速；
-(ii)APC模式自動控制發(fā)動機響應和攻角，飛行員通過縱向操縱桿輸入控制飛行路徑，從而控制下降速度；
-(iii) DFP模式則是通過將APC與綜合直接升力控制IDLC相結合，實現(xiàn)對飛行路徑的精確控制。
值得一提的是，所有進近模式都使用綜合直接升力控制（IDLC，Integrated Direct Lift Control），飛行員發(fā)指令給相互交聯(lián)的緣襟翼/副翼，通過提升標稱動力近進控制系統(tǒng)（PA，Powered Approach）的航跡控制，改善了進近和復飛的飛行質量。
控制律結構
2. 非線性動態(tài)逆
F-35是首款將非線性動態(tài)逆（NDI, Nonlinear Dynamic Inversion）作為電傳飛控系統(tǒng)控制分配方案的量產戰(zhàn)斗機。與使用增益調度的傳統(tǒng)電傳方案不同，非線性動態(tài)逆方法允許飛機根據(jù)體現(xiàn)飛機質量特性、穩(wěn)定性和控制特性等機載詳細模型，在飛行中確定控制分配的方案。
為F-35選擇非線性動態(tài)逆的一個主要考慮因素是：非線性動態(tài)逆擁有處理復雜推進和氣動控制分配的能力。
非線性動態(tài)逆/反饋線性化方法理論上非常簡單，是基于對飛機動力學方程的理解來實現(xiàn)的。如果可以預測飛機對控制執(zhí)行器輸入的響應（比如飛機俯仰加速度對水平尾翼偏轉的響應），那么就可以推導出所需的控制效應器輸入以達到所需的飛機響應。這樣可以通過消除飛機原來的動力學方程（動態(tài)逆）來定義所需的飛機響應。
INDI是NDI的變體，所謂增量就是在很短的時間間隔內實現(xiàn)控制律的更新，在此期間忽略系統(tǒng)高階非線性影響，只考慮直接控制輸入的影響（通過測量或估計加速度和角加速度信號），然后將增量輸出累加到已有控制輸出中。INDI保留了NDI的優(yōu)點，同時提高了控制器對模型不確定性的魯棒性，降低了控制器對模型的依賴性，但是對傳感器和信號估計提出了更高要求。
非線性動態(tài)逆框圖
如圖所示，在機載研究測試系統(tǒng)中實施的NDI控制律包含許多不同的部分，它們都有各自的設計目標和功能。整個控制律的核心在于實際的動力學反演，計算出所需舵面位置以達到期望的動力學特性。
這些期望飛機動力學模型是通過使用從操縱桿指令的傳遞函數(shù)計算出來的。
其中：
比例積分補償器（PI Compensator，Proportional Integral Controller）：為建模誤差提供必要的魯棒性，降低期望動態(tài)和實際動態(tài)之間的誤差。
結構濾波器（Structural filters）：抑制衰減來自反饋傳感器的結構振動，以防止任何類型的不良氣動伺服彈性相互作用。這種基本簡單的結構常常使用在自適應飛行控制中。
直接升力控制
將飛機降落至移動的航母之上，是典型三維空間上的移動路徑跟蹤任務（Moving path following，MPF）。這是一個航空技術中公認的挑戰(zhàn)，存在著諸多困難。
MPF問題也可分為引導問題和姿態(tài)控制問題來討論。在進近過程中，航母通常以高速航行，以便在甲板上獲得足夠的風。最近文獻用現(xiàn)代控制理論研究了艦載機著陸問題，例如滑?？刂啤㈩A測控制、自適應超扭轉控制(ASTW)、反步法(backstepping)，并取得了良好的效果。
然而，很少有研究關注載體的運動特性。多數(shù)文獻在降落開始時估計“著陸時間”（time -to-touchdown），飛機跟蹤附著在載體最終位置的虛擬滑坡體上，對受波浪影響的甲板運動進行補償。此外操縱飛機的方式幾乎沒有變化，即油門控制的進近動力、升降舵控制的高度偏差、副翼和方向舵控制的橫向偏差。由于控制輸入之間存在緊密耦合，艦載機自動著陸控制器變得復雜且難以設計。
一種可行的解耦控制輸入方法是引入直接升力控制（DLC，Direct Lift Control ）原理，升力直接由機翼上的高升力設備產生，如襟翼、減速板或擾流板，而不是由攻角和俯仰速率間接產生。DLC首先被用于F-8C戰(zhàn)斗機，飛行員通過控制安裝在操縱桿上的拇指輪來改變升力。
盡管DLC帶來了諸多好處，但增加DLC撥輪操作同樣會增加飛行員的工作量。近年來，綜合直接升力控制 （IDLC，Integrated Direct Lift Control）概念得到了驗證，即像襟翼一樣的表面IDLC可以根據(jù)制導指令自動控制。實際測試中也表明，IDLC可以改進下滑跟蹤性能：在F-35C的飛行試驗中表明，著陸偏差減少了50%以上。
控制律設計
1. 高攻角控制律模式
F-35，不僅需要滿足其例如全方位隱形、傳感器融合、網(wǎng)絡化作戰(zhàn)等特征和性能要求，還需提供強大的高攻角（Angle-Of-Attack, AOA）機動能力，這對構型以及飛行控制設計都是一個巨大挑戰(zhàn)。
F-35在低中AOA攻角下的常規(guī)起飛控制律是大多數(shù)電傳戰(zhàn)斗機的典型方法：縱向桿在低速時控制俯仰角速率，在高速時控制縱向加速度；側桿控制飛行軌跡上的滾轉速率; 踏板控制側滑。然而隨著AOA攻角的增加，大踏板輸入的方向性響應混合了側滑指令和偏航速率指令。
2. 防偏離控制律
在高度增強型戰(zhàn)斗機的飛行員中，有一個普遍持有的認知是，為防止偏離而引入的控制律功能（最典型的是攻角AOA和滾轉roll/偏航y(tǒng)aw角速率限幅器）是不必要的干預，阻止了飛行員發(fā)揮飛機最大機動性。
從歷史上看，這種看法是正確的。例如，F(xiàn)-16原始版本控制律的復雜程度被計算機的算力、飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)的獲取能力所限制，導致偏離恢復（DR feature）的設計的思路以妥協(xié)和簡化為主。比如說，F(xiàn)-16的俯仰限幅設計僅僅是基于一個簡易的攻角和過載關系表來實現(xiàn)。如此的簡化會導致在攻角限制范圍內，可用過載隨著攻角增加的時候會減少，使得部分的機動性能不能盡其發(fā)揮。
由于算力和飛行狀態(tài)信息獲取能力的提高，F(xiàn)-22使用了更復雜和更少干預性的起飛抗干擾特性設計。（飛機起飛階段，相對氣流速度不夠的時候，舵面的空氣動力控制力不足，需要在控制律設計上進行特殊處理）。F-35延續(xù)了這一趨勢，利用其NDI控制結構和顯著增加的狀態(tài)信息來支持遠遠超出傳統(tǒng)命令限幅器的抗偏離邏輯。通過持續(xù)監(jiān)測量和預測的飛機狀態(tài)（馬赫數(shù)、動壓、角速率、質量特性、效應器位置和機載模型預測加速度），F(xiàn)-35控制律以盡可能少的干擾方式預測和響應各種起飛條件。
3. 自動恢復模式
雖然F-35控制律在防止偏離正常飛行包線方面非常有效，但飛機并非完全無憂。例如，控制律不會阻止因持續(xù)的高俯仰姿態(tài)爬升而導致的偏離，在這種情況下，攻角可能會保持在正常范圍內，直到空速降至氣動控制所需的速度以下。這種偏離最極端的例子是進入尾滑，飛機保持低攻角，直到速度為零?？刂坡晒δ苣軌蚋深A和操縱飛機，先發(fā)制人地使飛機遠離這種情況，歐洲戰(zhàn)斗機臺風自動低速恢復（ALSR）系統(tǒng)也是如此。
反之，對于F-35的設計理念是最大限度地讓飛行員獲得更多的機動性，飛行器可能存在的可控性邊界會被預先識別和規(guī)避。
這一理念的實現(xiàn)要素是采用自動俯仰恢復模式 APR，識別受控飛行中的偏離并施加影響快速恢復。F-35有兩種自動恢復模式：一種是反自旋模式，用于抵消未知的橫擺率，另一種是自動俯仰搖桿（APR），用于響應鎖定的深失速?？紤]到這些模式的重要性，它們必須以穩(wěn)健和可預測的方式運行，并且對建模錯誤或傳感器故障不敏感。
自動恢復開關
4. 主動側桿和油門
從系統(tǒng)架構的角度來看，用通用硬件來滿足飛機的作戰(zhàn)任務需求可以減少維護和供應鏈的需求。在駕駛艙內，實現(xiàn)這一共性的一個關鍵因素是對側桿和油門的主動接收器的使用。如圖所示的主動側桿系統(tǒng)（AIS，Active Interceptor System）, 允許控制律設計者將側桿和油門的各種特性作為飛行階段的函數(shù)進行編程，以滿足每個版本的獨特任務。
軟件開發(fā)模式
由于F-35控制律融合了非線性動態(tài)逆（NDI）控制結構，控制律工程師的工作發(fā)生了根本性的變化。與傳統(tǒng)的控制律工程師相比，F(xiàn)-35的飛控團隊不再專注于開發(fā)基于線性模型的增益調度。取而代之的是深度的參與到飛機的氣動，與操穩(wěn)工程師密切合作來開發(fā)機載模型，這成為飛控控制律的一個組成部分。為了簡化飛控控制律軟件開發(fā)過程，F(xiàn)-35團隊還選擇圖形化實現(xiàn)、基于模型的飛控控制律開發(fā)方法，并使用MATLAB Autocode自動生成代碼。
傳統(tǒng)的飛控控制律工程師的做法是：先繪制S平面圖，然后把它們交給一個獨立的機器軟件實現(xiàn)組，重新編碼成任務飛行程序(OFP，Operational Flight Program)代碼，加載到飛行控制計算機上（上圖）；
如今的飛控控制律工程師也承擔了嵌入式軟件工程師的角色，根據(jù)關鍵安全系統(tǒng)的行業(yè)標準進行軟件開發(fā)（下圖）。
使用基于模型的軟件開發(fā)過程的優(yōu)點不僅僅是能節(jié)約成本（比如獨立的軟件程序員團隊的規(guī)模減少）。與傳統(tǒng)的軟件開發(fā)中手動的將需求轉化為設計和代碼，自動代碼生成顯著的減少了編碼缺陷的頻率，減少代碼開發(fā)的周期；此外因為生成用于任務飛行的相同代碼也被集成到線下飛行員仿真中，控制律的驗證能夠在更早的開發(fā)周期以及多個仿真環(huán)境中進行。
參考文獻
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[6] lenleo， https://www.zhihu.com/question/353933235/answer/887652831
上海獅尾智能化科技有限公司，成立于2015年，公司研發(fā)團隊擁有航空、人工智能、自動駕駛等行業(yè)背景，從事無人智能機器人開發(fā)應用，其中核心研發(fā)團隊人員碩士以上占50%。
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