基于边界层理论的高超声速飞行器滚动通道自适应滑模控制
控制系统中的滑模控制算法在飞行器中的应用研究
控制系统中的滑模控制算法在飞行器中的应用研究滑模控制算法是一种有效的控制系统设计方法，在飞行器中具有广泛的应用前景。
本文将对控制系统中的滑模控制算法在飞行器中的应用进行研究，并探讨其优势和局限性。
首先，我们将介绍滑模控制算法的基本原理。
滑模控制算法是一种非线性控制方法，其核心思想是通过引入滑模面，将系统的状态引导到滑模面上，从而实现对系统的控制。
滑模控制算法具有快速响应速度、强鲁棒性等特点，适用于快速变化、非线性和不确定性较大的系统。
在飞行器中，滑模控制算法可以应用于多个方面。
首先，滑模控制算法可以用于飞行器的姿态控制。
通过合理选择滑模面和设计控制律，可以实现对飞行器的姿态稳定控制。
这在无人机和飞行器的自动驾驶系统中尤为重要。
其次，滑模控制算法也可以用于飞行器的轨迹跟踪控制。
通过设定期望轨迹，利用滑模控制算法实现飞行器对期望轨迹的精确跟踪。
这在飞行器的航迹控制和路径规划中有重要的应用，可以确保飞行器按照预定的轨迹进行飞行。
此外，滑模控制算法还可以用于飞行器的故障容错控制。
通过使用滑模控制算法，可以实现对系统中的故障进行检测和容错处理。
当系统中发生故障时，滑模控制算法可以迅速调整系统的状态，以保持飞行器的稳定性和安全性。
然而，滑模控制算法也存在一些局限性。
首先，滑模控制算法对系统参数的精确测量和估计要求较高。
若系统参数估计存在误差或未能准确测量，滑模控制算法可能无法达到预期效果。
其次，滑模控制算法在实际系统中可能会引入高频振荡问题，对于某些对控制精度要求较高的飞行器应用来说，这可能是一个挑战。
此外，滑模控制算法的设计和调试也相对较为复杂，需要较高的专业知识和经验。
为了克服这些局限性，研究人员正在进行进一步的改进和优化滑模控制算法。
一种常见的改进方法是将滑模控制算法与其他控制算法相结合，如PID控制算法、模糊控制算法等，以改善系统的性能。
此外，研究人员也在探索使用自适应滑模控制算法来克服系统参数变化的影响，提高系统的鲁棒性和适应性。
临近空间高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法
临近空间高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法
李菁菁;任章;宋勋;宋剑爽
【期刊名称】《上海航天》
【年(卷),期】2010(027)005
【摘要】提出了一种新的将自适应滑模变结构控制与动态逆控制组合的鲁棒自适应的控制方法,用于临近空间高超声速飞行器的再入阶段飞行控制系统设计.用内外环动态逆控制将非线性飞行器对象近似解耦成不确定的3通道一阶线性系统,将所有不确定性转化为匹配的逆误差;由自适应滑模变结构控制给出动态逆的输入信号,消除逆误差的影响,保证对制导指令的鲁棒跟踪.某高超声速飞行器临近空间再入的六自由度仿真结果表明:控制器有较好的鲁棒性和跟踪性能.
【总页数】6页(P1-6)
【作者】李菁菁;任章;宋勋;宋剑爽
【作者单位】北京航空航天大学,控制一体化技术国家级科技重点实验室,北
京,100191;北京航空航天大学,控制一体化技术国家级科技重点实验室,北
京,100191;北京航空航天大学,控制一体化技术国家级科技重点实验室,北
京,100191;北京航空航天大学,控制一体化技术国家级科技重点实验室,北
京,100191
【正文语种】中文
【中图分类】V249
【相关文献】
1.临近空间高超声速飞行器反演滑模控制方法研究 [J], 宋超;赵国荣;支岳
2.一种高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法 [J], 余朝军;江驹;肖东;郑亚龙
3.高超声速飞行器强鲁棒自适应控制器设计新方法 [J], 任章;廉成斌;熊子豪
4.考虑进气道不起动的高超声速飞行器鲁棒自适应控制研究 [J], 王凡; 李宏君; 许红羊; 闫杰; 张进
5.临近空间高超声速飞行器轨迹预测方法研究进展 [J], 邵雷;雷虎民;赵锦
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基于特征模型的高超声速飞行器姿态控制器与自适应滤波算法的设计
过程 引入的大气 扰 动需 要 作为 测 量 噪声 处 理 ， 耦合
的 弹 性 模 态 振 动 、 超 声 速 大 动 压 会 引 起 舵 面 颤 振 高
等都会将 测量 噪声 引入 控制 回路 。 考 虑测 量 噪声 ．
时， 既要 通 过 设 计 全 系 数 自适 应 控 制 器 保 证 系 统 闭 环 稳 定 ， 要 通 过 滤 波 对 噪 声 有 效 抑 制 ， 而 实 现 对 又 从 姿 态 的精 确 跟 踪 和 保 持 ． 实 际 上 ， 高 超 声 速 飞 行 器 复 杂 的 非 线 性 反 映 原
ｐ ｓ ｄ ｓｒ ｔｇ ｓ ｃ ｍ ｐ ｒ ｄ ｗｉ ｏ ｅ ｔａ ｅ ｙ ｉ ｏ ａ ｅ ｔ ＣＵＫＦ ｎ ＣＥＫＦ． Ｎｕ ｒｃ ｌ ｓｍｕ ａｉ ｎ ｖ ｄ ｍｏ ｓｒ ｔ ｄ ｈａ ｔ ｅ ｈ ａ ｄ ｍｅ ｉ ａ ｉ ｌｔｏ ｓ ｈａ ｅ ｅ ｎ ｔａｅ ｔ ｔ ｈ ｃ ｍｂ ｎ ｔｏ ｆＣＳ ｏ ｉ ａｉ ｎ ｏ ＵＫＦ ａ ｄ ｎ ｎ ｉ ｅ ｒｇ ｌ ｎ ｓ ｃｉ ｎ ｃ ｎ ｒ ｌｌｗ ａ ｅｔｒｐ ｒｏ ｍａ ｃ ｎ ｆ ｒ ｅ ｔｒ ｎ ｏ ｌｎ ａ ｏｄｅ ｅ ｔｏ ｏ ｔｏ ａ ｈ ｓｂ ｔｅ ｅ ｒ ｎ ｅ ａ ｄ ｏｆ ｓａ ｂ ｔｅ ｆ ｅ ｓ ｌ ｔ ｎ ｔ ｄ ｎ ｉ ｃ ｔ ｎ ａ ｄ ｃ ｎ ｒ ｌｏ ｙ ｅ ｓ ｎｃ ｖ ｈ ｃｅ ｗｉ ｅ ｓ ｒｍ ｅ ｏｓ ｏ ｕ ｉ ｏ ｉ ｅ ｔｆ ａ ｉ ｎ ｏ ｔｏ ｆｈ ｐ ｒｏ ｉ ｅ ｉｌ ｔ ｍ ａ ｕ ｅ ｎｔｎ ｉｅ． ｏ ｉ ｏ ｈ Ｋ ｅ ｗ ｏ ｄｓ ｃ ａ ａ ｔｒｓｉ ｄ ｌ ＴＦ； ＵＫＦ；ｎ ｎ ｉ ｅ ｒｇ ｌ ｅ ｅ ｔｏ ｏ ｔｏ ； ｈ ｐ ｒｏ ｉ ｅ ｃ ｅ ｙ ｒ ： ｈ ｒ ｃ ｅ ｉｔｃ ｍｏ ｅ ；Ｓ ｏ ｌｎ ａ ｏｄ ｎ ｓ ｃｉｎ ｃ ｎ ｒ ｌ ｙ ｅ ｓ ｎ ｃ ｖ ｈｉｌ
高超声速飞行器超螺旋滑模自适应控制
摘 要: 针对具有强耦合性、严重非线性等特性的高超声速飞行器控制问题ꎬ提出了一种改进的自适应二阶滑模控制
方法ꎮ 首先ꎬ在高超声速飞行器纵向模型中加入不确定因素ꎬ建立了具有参数不确定性、模型不确定性以及干扰的控
制模型ꎻ其次ꎬ在所建立模型的基础上ꎬ利用类二次型 Ｌｙａｐｕｎｏｖ 函数设计了基于 ｓｕｐｅｒ￣ｔｗｉｓｔｉｎｇ 算法的二阶滑模自适应
第 ２７ 卷 第 ２ 期
电 光 与 控 制
２０２０ 年 ２ 月
Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ Ｏｐｔｉｃｓ ＆ Ｃｏｎｔｒｏｌ
Ｖｏｌ. ２７ Ｎｏ. ２
Ｆｅｂ. ２０２０
引用格式:文成馀ꎬ江驹ꎬ余朝军ꎬ等. 高超声速飞行器超螺旋滑模自适应控制[ Ｊ] . 电光与控制ꎬ２０２０ ２７(２) :１￣５. ＷＥＮ Ｃ Ｙ ＪＩＡＮＧ Ｊ ＹＵ Ｃ Ｊ ｅｔ
控制器ꎻ最后ꎬ仿真结果表明ꎬ对具有未知上界不确定性的系统ꎬ该方法设计的控制器较普通二阶滑模控制器ꎬ有更好
的跟踪效果以及鲁棒性ꎮ
关键词: 高超声速飞行器ꎻ ｓｕｐｅｒ￣ｔｗｉｓｔｉｎｇꎻ 自适应控制ꎻ 二阶滑模ꎻ 不确定性
中图分类号: Ｖ２４９ 文献标志码: Ａ ｄｏｉ:１０. ３９６９ / ｊ. ｉｓｓｎ. １６７１ － ６３７Ｘ. ２０２０. ０２. ００１
性ꎬ文献[４ － ７] 提出了高阶滑模的思想ꎻ文献[８] 将二
阶滑模控制算法应用于高超声速飞行器的控制ꎬ成功
避免了抖振ꎬ但其假设不确定性导数上界已知ꎬ在现实
当中难以实现ꎻ文献[９] 通过自适应调整控制器增益ꎬ
以确保在不确定性导数上界存在但未知时ꎬ仍能有较
好控制效果ꎬ但其主要针对参数不确定性ꎮ
本文针对具有未知上界不确定性以及外部干扰的
高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法
高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法高超声速飞行器翼面气动加热是指在高速飞行过程中，由于空气摩擦和压缩，导致飞行器表面温度升高的现象。
为了保证高超声速飞行器的安全和稳定性，需要对翼面气动加热进行工程计算。
一、高超声速飞行器翼面气动加热的原理高超声速飞行器在高速飞行过程中，会受到来自空气的摩擦和压缩。
当空气流经飞行器表面时，会产生摩擦热和压缩热，导致飞行器表面温度升高。
此外，高超声速飞行器在飞行过程中还会受到空气的辐射加热，这也会导致飞行器表面温度升高。
二、高超声速飞行器翼面气动加热的计算方法高超声速飞行器翼面气动加热的计算方法可以分为两种：理论计算和实验测试。
1. 理论计算理论计算是通过数学模型和计算方法来预测高超声速飞行器翼面气动加热的温度分布和大小。
常用的理论计算方法有：（1）Navier-Stokes方程组求解法：通过求解Navier-Stokes方程组来计算高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法需要高性能计算机的支持，计算量大，但可以得到较为精确的结果。
（2）边界层理论法：通过边界层理论来计算高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法计算量较小，但精度不如Navier-Stokes方程组求解法。
（3）有限元法：通过有限元法来建立高超声速飞行器的数学模型，然后求解模型得到高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法计算量适中，精度较高。
2. 实验测试实验测试是通过实验来测量高超声速飞行器表面的气动加热。
常用的实验测试方法有：（1）模拟试验：通过模拟高超声速飞行器的飞行环境，来测试高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法可以得到较为准确的结果，但需要耗费大量的时间和资源。
（2）风洞试验：通过在风洞中模拟高超声速飞行器的飞行环境，来测试高超声速飞行器表面的气动加热。
这种方法可以得到较为准确的结果，且成本较低。
三、高超声速飞行器翼面气动加热的工程应用高超声速飞行器翼面气动加热的工程应用主要包括以下几个方面：（1）设计防热材料：通过对高超声速飞行器表面的气动加热进行工程计算，可以确定防热材料的种类和厚度，以保证高超声速飞行器在高速飞行过程中不受到过高的温度影响。
基于反馈线性化及滑模控制的俯冲机动制导方法
基于反馈线性化及滑模控制的俯冲机动制导方法朱建文;刘鲁华;汤国建;包为民【期刊名称】《国防科技大学学报》【年(卷),期】2014(000)002【摘要】以高超声速飞行器为研究对象，针对俯冲段精确制导及机动突防问题，基于反馈线性化与滑模控制研究了机动突防滑模跟踪制导方法。
首先设计纵向俯冲及侧向机动弹道，其次利用反馈线性化将非线性运动方程转化为线性方程，基于该线性方程利用滑模控制对已设计的弹道进行跟踪，最终将线性跟踪制导律转换到非线性系统中获得非线性滑模跟踪制导律，该制导律完全基于飞行器当前运动状态，所需的相对运动信息大大减少。
CAV-H飞行器制导实例仿真表明，该方法能够实现俯冲段精确制导及机动飞行，且对初始及过程偏差具有较强的鲁棒性，能够为高超声速飞行器俯冲段制导提供有益参考。
【总页数】6页(P24-29)【作者】朱建文;刘鲁华;汤国建;包为民【作者单位】国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073;国防科技大学航天科学与工程学院，湖南长沙 410073; 中国航天科技集团公司，北京 100048【正文语种】中文【中图分类】V448【相关文献】1.高超声速飞行器俯冲机动最优制导方法 [J], 朱建文;刘鲁华;汤国建;包为民2.反馈线性化与滑模控制方法在发动机不稳定燃烧主动控制中的应用 [J], 董飞;何国强;刘佩进;张贵田3.适用于制导控制一体化的反馈线性化滑模控制方法 [J], 马晨;赵国荣;张超4.基于反馈线性化的车辆速度滑模控制方法 [J], 高嵩;吕军锋;陈超波;曹凯5.拦截机动目标自适应反馈线性化末制导律 [J], 袁丽英;李杰;李士勇因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
临近空间高超声速飞行器反演滑模控制方法研究
ｔ ｈ ｉ ｓ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｉ ｓ ｄ ｅ ｍｏ ｎ ｓ ｒ ｔ ａ ｔ ｅ ｄ ｂ ｙ ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ． Ｋｅ ｙ Ｗｏ ｒ ｄ ｓ ： Ｈｙ ｐ ｅ ｒ ｓ ｏ ｎ ｉ ｃ ； Ｕｎ ｃ ｅ ｒ ｔ ａ ｉ ｎ ； Ｂａ ｃ ｋ ｓ ｔ ｅ ｐ ｐ ｉ ｎ ｇ ； Ｓ ｌ ｉ ｄ ｉ ｎ ｇ ｍｏ ｄ ｅ ｖ ｒｉ ａ ａ ｂ ｌ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ
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摘要 ：针对 飞行 器非线性动 力学系统 中存在 的参数 不确定项和 由于高速 高热造成 的未建模动 态，基于反演思想和滑模变
结构控 制方法，设 计 了一种新 的飞行 器反 演滑模控 制器。该方法在反 演设 计的每 一步都 采用滑模控制对 非匹配不确定项及 未 知 干扰进行 补偿 ，避免 了累积误 差，实现对 制导指令 的鲁棒输 出跟踪 ，并证 明了跟踪误 差收敛 于原 点附近任意 小邻域 。仿真
ｏ ｕ ｔ ｐ ｕ ｔ ｔ ｒ ａ ｃ ｋ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｇ ｕ ｉ ｄ ｅ ｃ ｏ ｍｍａ ｎｄ ｓ ． Ｔ ｒ ａ ｃ ｋ ｉ ｎ ｇ ｅ ｒ ｒ ｏ ｒ ｉ ｓ ｐ ｒ ｏ ｖ ｅ ｄ ｔ ｏ ｃ ｏ ｎ ｖ ｅ ｒ ｇ ｅ ａ ｔ ｎ ａ ｒｂ ａ ｉ ｒａ ｔ ｒ ｉ ｌ ｙ ｓ ｍａ ｌ ｌ ｒｅ ａ ａ ｎ ｅ ａ ｒ ｈｅ ｔ ｏ ｒ ｉ ｇ ｉ ｎ ． Ｅｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅ ｎ ｅ ｓ ｓ ｏ ｆ
基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究
基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究近年来，高超声速飞行器在航空航天领域引起了广泛的关注。
高超声速飞行器的出现不仅极大地推动了航空技术的发展，也对飞行器控制技术提出了更高的要求。
由于高超声速飞行器的特殊工况，传统的控制方法已经无法满足需求，因此，研究基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制成为了一个重要课题。
高超声速飞行器控制涉及到多个方面的问题，如姿态控制、飞行路径跟踪和飞行稳定性等。
其中，姿态控制是高超声速飞行器控制中最为关键的一环。
由于高超声速飞行器的高速飞行特性，其姿态变化剧烈，传统的姿态控制方法已经无法满足需求。
因此，基于自抗扰控制技术的姿态控制成为了高超声速飞行器控制的研究热点。
基于自抗扰控制技术的姿态控制，主要通过引入扰动观测器和控制器来实现。
扰动观测器可以对外部扰动进行估计和补偿，从而使系统具备更好的抗干扰能力。
控制器通过根据扰动观测器的估计结果进行修正，实现对飞行器姿态的精确控制。
通过引入自抗扰控制技术，可以提高姿态控制系统的鲁棒性和稳定性。
在高超声速飞行器的控制研究中，利用自抗扰控制技术能够解决多种问题。
首先，由于高超声速飞行器飞行速度较快，飞行器表面会受到强烈的气动力和热载荷的影响，这些扰动会对姿态控制系统产生较大的影响。
利用自抗扰控制技术，可以精确估计和补偿这些扰动，使飞行器姿态控制系统具备更好的鲁棒性。
其次，高超声速飞行器由于飞行速度较快，对操纵输入的敏感性较高。
传统的姿态控制方法很难应对高超声速飞行器在不同工况下对操纵输入的高要求。
利用自抗扰控制技术，可以通过引入控制器来修正操纵输入，以实现高超声速飞行器在不同工况下的精确控制。
最后，高超声速飞行器的飞行特性非常复杂，例如激波和边界层的相互作用以及失稳现象等。
传统的控制方法很难满足高超声速飞行器对飞行稳定性的要求。
利用自抗扰控制技术，可以实现对飞行器飞行稳定性的优化。
综上所述，基于自抗扰控制技术的高超声速飞行器控制研究具有重要的实际意义。
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基于边界层理论的高超声速飞行器滚动通道自适应滑模控制金顾敏;奚勇;陈光山
【期刊名称】《导航定位与授时》
【年(卷),期】2015(002)006
【摘要】针对倾斜转弯高超声速飞行器滚动通道控制中初始误差大,系统参数不确定和干扰严重的问题,基于边界层理论的相关结论,设计了一种自适应的滑模控制方法.该方法采用传统滑模面,避免了积分滑模在大初始误差下导致的大超调.改进的自适应调节律能够逼近系统的参数摄动和干扰上界,保证了整个控制过程的滑模可达性.同时,通过选取合理的参数,能够保证较小的稳态误差.理论分析和仿真结果验证了该方法的有效性.
【总页数】5页(P7-11)
【作者】金顾敏;奚勇;陈光山
【作者单位】上海航天控制技术研究所,上海200233;上海市空间智能控制技术重点实验室,上海200233;上海航天控制技术研究所,上海200233;上海市空间智能控制技术重点实验室,上海200233;上海航天控制技术研究所,上海200233;上海市空间智能控制技术重点实验室,上海200233
【正文语种】中文
【中图分类】TJ765.2
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1.倾斜转弯高超声速飞行器滚动通道的自适应全局积分滑模控制 [J], 熊柯;夏智勋;郭振云
2.基于自适应滑模控制的高超声速巡航飞行器攻角控制律设计 [J], 熊柯;夏智勋;郭振云
3.基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制 [J], 鹿存侃;闫杰;杨淑君;钟都都
4.吸气式高超声速巡航飞行器飞行攻角的模型参考自适应滑模控制 [J], 熊柯;夏智勋;郭振云
5.基于自适应多通道交互式多模型的高超声速滑翔飞行器跟踪方法 [J], 张君彪;熊家军;兰旭辉;李凡;陈新;席秋实
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