基于邊界層理論的高超聲速飛行器滾動通道自適應(yīng)滑?？刂?/h1>
2015-03-10 07:08:20金顧敏陳光山
導(dǎo)航定位與授時 2015年6期
金顧敏，奚 勇，陳光山
(1.上海航天控制技術(shù)研究所，上海200233；2.上海市空間智能控制技術(shù)重點實驗室，上海200233)
?
基于邊界層理論的高超聲速飛行器滾動通道自適應(yīng)滑?？刂?/p>
金顧敏1,2，奚 勇1,2，陳光山1,2
(1.上海航天控制技術(shù)研究所，上海200233；2.上海市空間智能控制技術(shù)重點實驗室，上海200233)
針對傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滾動通道控制中初始誤差大，系統(tǒng)參數(shù)不確定和干擾嚴(yán)重的問題，基于邊界層理論的相關(guān)結(jié)論，設(shè)計了一種自適應(yīng)的滑?？刂品椒āＴ摲椒ú捎脗鹘y(tǒng)滑模面，避免了積分滑模在大初始誤差下導(dǎo)致的大超調(diào)。改進(jìn)的自適應(yīng)調(diào)節(jié)律能夠逼近系統(tǒng)的參數(shù)攝動和干擾上界，保證了整個控制過程的滑模可達(dá)性。同時，通過選取合理的參數(shù)，能夠保證較小的穩(wěn)態(tài)誤差。理論分析和仿真結(jié)果驗證了該方法的有效性。
高超聲速飛行器；滾動通道；自適應(yīng)滑模；切換增益
0 引言
理想的滑?？刂茖M足匹配條件的不確定性和外界干擾具有完全魯棒性，為削弱控制器產(chǎn)生的抖振，同時抑制穩(wěn)態(tài)誤差，Slotine等在滑?？刂频脑O(shè)計中引入了邊界層，實現(xiàn)了準(zhǔn)滑?？刂?，同時，在滑模面的設(shè)計中引入積分項來抑制穩(wěn)態(tài)誤差，為工程應(yīng)用開辟了道路[1-3]。但在大的初始誤差下，積分滑模會導(dǎo)致大的超調(diào)和長的調(diào)整時間而使系統(tǒng)暫態(tài)性能惡化。高超聲速飛行器飛行速度大，飛行空域廣，系統(tǒng)參數(shù)不確定性嚴(yán)重，還會受到各種干擾，具有強魯棒性的滑?？刂破骺捎行У貞?yīng)用于高超聲速飛行器自動駕駛儀的設(shè)計。采用傾斜轉(zhuǎn)彎控制技術(shù)的高超聲速飛行器在做機動時，滾動控制系統(tǒng)要迅速把飛行器的最大升力面轉(zhuǎn)到理想的機動方向，因此滾動角初始誤差會比較大，這導(dǎo)致積分滑?？刂破鞑荒芎芎眠m用于高超聲速滾動通道的控制[4]。
文獻(xiàn)[5]在控制中采用了一種全局積分滑模，在抑制穩(wěn)態(tài)誤差的同時獲得較好暫態(tài)過程，但控制器結(jié)構(gòu)較復(fù)雜；另一方面，其滑?？刂破鲄?shù)的選取依賴于干擾信息，高超聲速飛行器模型的不確定性要求選取較大的切換增益保證裕量，這會加劇舵機的抖振。文獻(xiàn)[6]提出的根據(jù)當(dāng)前滑模面距平衡面的距離為依據(jù)設(shè)計的切換增益自適應(yīng)律結(jié)構(gòu)簡單，但實際應(yīng)用中存在兩個明顯的問題。一是由于初始的滑模面距離較遠(yuǎn)，在初始階段切換增益會迅速增大，遠(yuǎn)大于干擾上界值；二是在“實際”滑?？刂魄闆r下，僅能夠保證滑模面趨于小量，這會使切換增益不斷增大。
受以上文獻(xiàn)啟發(fā)，本文通過邊界層理論分析系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差，對文獻(xiàn)[5]中切換增益的自適應(yīng)律做了改進(jìn)，不僅能估計出廣義干擾的上界，抑制了抖振，而且在保證穩(wěn)態(tài)誤差可控的同時獲得良好的暫態(tài)過程。另外，控制方法實現(xiàn)簡單，便于在工程上應(yīng)用。
1 滑?？刂?/h2>
為方便敘述，考慮如下二階單輸入單輸出系統(tǒng)，結(jié)論可推廣到多輸入多輸出系統(tǒng)
(1)
式中：x為狀態(tài)變量；u為控制量；d=Δf+Δg+w為有界的集中不確定性，其中，Δf和Δg為模型的不確定性部分，w為外部干擾；g(x)非奇異。
考慮跟蹤問題，設(shè)xc為跟蹤指令，則跟蹤誤差e=xc-x，設(shè)計如下切換函數(shù)
(2)
滑動運動的性能品質(zhì)取決于參數(shù)c的值。采用趨近律方法設(shè)計控制器，選取指數(shù)趨近律如下
(3)
式中，k、ε為大于0的常數(shù)。
對式(2)求一階導(dǎo)數(shù)，并結(jié)合式(3)，可得
(4)
當(dāng)ε>D時，取如下滑?？刂坡适瓜到y(tǒng)在有限時間內(nèi)趨于滑動模態(tài)，即s=0
(5)
證.取Lyapunov函數(shù)為
(6)
式(6)表明，系統(tǒng)采用式(3)的滑模面和式(5)的控制律，在干擾上界D已知，切換增益滿足ε>D條件時，系統(tǒng)狀態(tài)能夠在有限時間內(nèi)到達(dá)滑模面，系統(tǒng)穩(wěn)定。
2 基于邊界層理論的自適應(yīng)滑?？刂?/h2>
式(1)在式(5)的作用下會出現(xiàn)抖振現(xiàn)象，為了消除抖振，通常采用飽和函數(shù)sat(s，β)來替代式(5)中的符號函數(shù)sgn(s)，β表示邊界層厚度，取為一個非常小的正數(shù)。
(7)
于是，滑?？刂坡首?yōu)?/p>
(8)
(9)
(10)
(11)
由上述推導(dǎo)可知，控制器中的參數(shù)ε的選取依賴于干擾信息D，若ε取得過小，控制器不能保證滑模面的可達(dá)性，系統(tǒng)將不再具有魯棒性；當(dāng)ε過大時，又會加強抖振，引發(fā)系統(tǒng)高頻的不確定性，同時消耗更多能量，所以參數(shù)ε的選取是滑?？刂破鞯年P(guān)鍵。
(12)
證明.分四種情況分析
(13)
通過選取合適的參數(shù)c、k、β，能保證較小的穩(wěn)態(tài)誤差。
3 仿真分析
高超聲速飛行器滾動通道控制系統(tǒng)仿真分析基于MATLAB/SIMULINK平臺展開，仿真的目的是比較傳統(tǒng)滑模、積分滑模，改進(jìn)自適應(yīng)滑模的暫態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能。
傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滾動通道的動力學(xué)方程經(jīng)過簡化后可描述為
(14)
其中，ωx為滾動角速度，γ為滾動角，δx為副翼偏轉(zhuǎn)角，c1為滾動力矩阻尼系數(shù)，c3為滾動舵面控制力矩系數(shù)，w為干擾。簡化舵機動態(tài)環(huán)節(jié)為一階環(huán)節(jié)，時間常數(shù)0.005s，±20°限幅。
在某一特征點下式(14)中的參數(shù)標(biāo)稱值為c1=-0.0945s-1，c3=-169.54s-2，流場擾動造成的氣動參數(shù)誤差、動力學(xué)方程線性化等引起的系統(tǒng)參數(shù)誤差考慮極限情況，即系統(tǒng)參數(shù)+30%拉偏，外部擾動d根據(jù)力矩平衡關(guān)系以等效舵偏角的形式加入，設(shè)初值γ=0，ωx=0，滾動角指令為γc=20°，干擾作用等效為5°常值舵偏干擾。
分別設(shè)計以下3種控制器，為削弱抖振，3種控制律均用邊界層函數(shù)替代符號函數(shù)，邊界層厚度β=0.05。
(15)
仿真結(jié)果如圖1～圖5所示。
圖1 滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線Fig.1 The response curves of rolling angle
圖2 穩(wěn)態(tài)誤差曲線Fig.2 The curves of steady-state error
圖3 舵偏角曲線Fig.3 The curves of yaw angle
圖4 滑動面曲線Fig.4 The curves of sliding mode
圖5 自適應(yīng)切換增益曲線Fig.5 The curve of self-adapting switch gain
采用控制器a時，實際應(yīng)用中，由于不確定大小和未知擾動上界，為使滑模面在有限時間內(nèi)到達(dá)邊界層內(nèi)，需要設(shè)定較高的切換增益。從響應(yīng)曲線上看，在控制器a的作用下，系統(tǒng)能獲得較大的響應(yīng)快速性，tr=0.15，穩(wěn)態(tài)誤差0.04°。由于切換增益大，舵偏抖振明顯，舵偏經(jīng)過兩次積分作用變換為滾轉(zhuǎn)角，穩(wěn)定時舵偏振動對滾轉(zhuǎn)角的響應(yīng)影響不大。但高頻舵偏振動在消耗能源的同時，易誘發(fā)高頻的諧振和不確定性，減低了系統(tǒng)的魯棒性，這是滾轉(zhuǎn)通道控制不期望的。
采用控制器c時，由圖5可知，為克服廣義干擾，從t=0.36s開始，切換增益由16增加到18.36后保持不變。穩(wěn)態(tài)時廣義干擾大小與等效舵偏和拉偏大小有關(guān)，其形式為
(16)
式中，η為拉偏系數(shù)，δs為穩(wěn)態(tài)舵偏角，δw為等效的舵偏干擾。
4 結(jié)論
傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滾動通道因其初始誤差較大，傳統(tǒng)的積分滑?？刂品椒ú荒芎芎玫貞?yīng)用于自動駕駛儀的設(shè)計。文章通過邊界層的理論，分析了滑模面的穩(wěn)態(tài)誤差，并以此為依據(jù)，結(jié)合當(dāng)前滑模面離平衡態(tài)的距離，設(shè)計自適應(yīng)律逼近系統(tǒng)參數(shù)攝動和干擾上界，避免了對復(fù)合干擾上界的先驗要求，減小了滑?？刂频谋Ｊ匦裕种屏嘶？刂频亩墩?。同時，通過選定合適的參數(shù)，能夠保證穩(wěn)態(tài)滑模面，穩(wěn)態(tài)誤差較小。仿真結(jié)果表明，采用提出的自適應(yīng)滑模姿態(tài)控制器，系統(tǒng)輸出對姿態(tài)指令的跟蹤性能良好，而且對氣動參數(shù)不確定性和外部干擾具有較好的魯棒性。
[1] 劉金琨，孫富春.滑模變結(jié)構(gòu)控制理論及其算法研究與進(jìn)展[J].控制理論與應(yīng)用，2007，24(3)：407-418.
[2]SlotineJJ，LiWP.Applicationnonlinearcontrol[M].NewJersey：Prentice-Hall，1991.
[3]ChernTL，WuYC.Designofintegralvariablestructurecontrollerandapplicationtoelectrohydraulicvelocityservosystems[J].IEEProceeding-D，1991，138(5)：439-444.
[4] 熊柯，夏智勛，郭振云.傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滾動通道的自適應(yīng)全局積分滑模控制[J].國防科技大學(xué)學(xué)報，2012，34(2)：114-118.
[5] 唐意東，李小兵，韋道知，等.基于反饋線性化的導(dǎo)彈姿態(tài)滑模控制律設(shè)計[J].現(xiàn)代防御技術(shù)，2013，41(6)：61-65.
[6] 耿潔，劉向東，盛永智，等.飛行器再入段最優(yōu)自適應(yīng)積分滑模姿態(tài)控制[J].宇航學(xué)報，2013，34(9)：1215-1223.
Adaptive Sliding Mode Control for Roll-channel of Hypersonic Vehicle Based on Boundary Layer Theory
JIN Gu-min1,2，XI Yong1,2，CHEN Guang-shan1,2
(1.Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology，Shanghai 200233，China；2.Shanghai Key Laboratory of Spatial Intelligence Control Technology，Shanghai 200233，China)
Due to the large initial errors，uncertainties and disturbances in roll-channel of bank-to-turn hypersonic vehicle，an adaptive sliding mode control rule was introduced based on boundary layer theory.Traditional sliding mode is adopted to avoid the large overshoot when using integral sliding mode.Improved adaptive law can approximate the upper bound of parameter uncertainties and disturbances，which ensures the reachability of the sliding-mode during the whole control process.At the same time，error is controlled to a small extent on the basis of reasonable parameters.Theoretical analysis and simulation results show the effectiveness.
Hypersonic vehicle；Roll-channel；Adaptive sliding mode；Switch-gain
2015 - 09 - 18；
2015 - 10 - 13。
金顧敏(1990 - )，男，碩士，研究方向為導(dǎo)航制導(dǎo)與控制。
TJ765.2
A
2095-8110(2015)06-0007-05
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金顧敏，奚 勇，陳光山
(1.上海航天控制技術(shù)研究所，上海200233；2.上海市空間智能控制技術(shù)重點實驗室，上海200233)
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基于邊界層理論的高超聲速飛行器滾動通道自適應(yīng)滑?？刂?/p>
金顧敏1,2，奚 勇1,2，陳光山1,2
(1.上海航天控制技術(shù)研究所，上海200233；2.上海市空間智能控制技術(shù)重點實驗室，上海200233)
針對傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滾動通道控制中初始誤差大，系統(tǒng)參數(shù)不確定和干擾嚴(yán)重的問題，基于邊界層理論的相關(guān)結(jié)論，設(shè)計了一種自適應(yīng)的滑?？刂品椒āＴ摲椒ú捎脗鹘y(tǒng)滑模面，避免了積分滑模在大初始誤差下導(dǎo)致的大超調(diào)。改進(jìn)的自適應(yīng)調(diào)節(jié)律能夠逼近系統(tǒng)的參數(shù)攝動和干擾上界，保證了整個控制過程的滑模可達(dá)性。同時，通過選取合理的參數(shù)，能夠保證較小的穩(wěn)態(tài)誤差。理論分析和仿真結(jié)果驗證了該方法的有效性。
高超聲速飛行器；滾動通道；自適應(yīng)滑模；切換增益
0 引言
理想的滑?？刂茖M足匹配條件的不確定性和外界干擾具有完全魯棒性，為削弱控制器產(chǎn)生的抖振，同時抑制穩(wěn)態(tài)誤差，Slotine等在滑?？刂频脑O(shè)計中引入了邊界層，實現(xiàn)了準(zhǔn)滑?？刂?，同時，在滑模面的設(shè)計中引入積分項來抑制穩(wěn)態(tài)誤差，為工程應(yīng)用開辟了道路[1-3]。但在大的初始誤差下，積分滑模會導(dǎo)致大的超調(diào)和長的調(diào)整時間而使系統(tǒng)暫態(tài)性能惡化。高超聲速飛行器飛行速度大，飛行空域廣，系統(tǒng)參數(shù)不確定性嚴(yán)重，還會受到各種干擾，具有強魯棒性的滑?？刂破骺捎行У貞?yīng)用于高超聲速飛行器自動駕駛儀的設(shè)計。采用傾斜轉(zhuǎn)彎控制技術(shù)的高超聲速飛行器在做機動時，滾動控制系統(tǒng)要迅速把飛行器的最大升力面轉(zhuǎn)到理想的機動方向，因此滾動角初始誤差會比較大，這導(dǎo)致積分滑?？刂破鞑荒芎芎眠m用于高超聲速滾動通道的控制[4]。
文獻(xiàn)[5]在控制中采用了一種全局積分滑模，在抑制穩(wěn)態(tài)誤差的同時獲得較好暫態(tài)過程，但控制器結(jié)構(gòu)較復(fù)雜；另一方面，其滑?？刂破鲄?shù)的選取依賴于干擾信息，高超聲速飛行器模型的不確定性要求選取較大的切換增益保證裕量，這會加劇舵機的抖振。文獻(xiàn)[6]提出的根據(jù)當(dāng)前滑模面距平衡面的距離為依據(jù)設(shè)計的切換增益自適應(yīng)律結(jié)構(gòu)簡單，但實際應(yīng)用中存在兩個明顯的問題。一是由于初始的滑模面距離較遠(yuǎn)，在初始階段切換增益會迅速增大，遠(yuǎn)大于干擾上界值；二是在“實際”滑?？刂魄闆r下，僅能夠保證滑模面趨于小量，這會使切換增益不斷增大。
受以上文獻(xiàn)啟發(fā)，本文通過邊界層理論分析系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差，對文獻(xiàn)[5]中切換增益的自適應(yīng)律做了改進(jìn)，不僅能估計出廣義干擾的上界，抑制了抖振，而且在保證穩(wěn)態(tài)誤差可控的同時獲得良好的暫態(tài)過程。另外，控制方法實現(xiàn)簡單，便于在工程上應(yīng)用。
1 滑?？刂?/h2>
為方便敘述，考慮如下二階單輸入單輸出系統(tǒng)，結(jié)論可推廣到多輸入多輸出系統(tǒng)
(1)
式中：x為狀態(tài)變量；u為控制量；d=Δf+Δg+w為有界的集中不確定性，其中，Δf和Δg為模型的不確定性部分，w為外部干擾；g(x)非奇異。
考慮跟蹤問題，設(shè)xc為跟蹤指令，則跟蹤誤差e=xc-x，設(shè)計如下切換函數(shù)
(2)
滑動運動的性能品質(zhì)取決于參數(shù)c的值。采用趨近律方法設(shè)計控制器，選取指數(shù)趨近律如下
(3)
式中，k、ε為大于0的常數(shù)。
對式(2)求一階導(dǎo)數(shù)，并結(jié)合式(3)，可得
(4)
當(dāng)ε>D時，取如下滑?？刂坡适瓜到y(tǒng)在有限時間內(nèi)趨于滑動模態(tài)，即s=0
(5)
證.取Lyapunov函數(shù)為
(6)
式(6)表明，系統(tǒng)采用式(3)的滑模面和式(5)的控制律，在干擾上界D已知，切換增益滿足ε>D條件時，系統(tǒng)狀態(tài)能夠在有限時間內(nèi)到達(dá)滑模面，系統(tǒng)穩(wěn)定。
2 基于邊界層理論的自適應(yīng)滑?？刂?/h2>
式(1)在式(5)的作用下會出現(xiàn)抖振現(xiàn)象，為了消除抖振，通常采用飽和函數(shù)sat(s，β)來替代式(5)中的符號函數(shù)sgn(s)，β表示邊界層厚度，取為一個非常小的正數(shù)。
(7)
于是，滑?？刂坡首?yōu)?/p>
(8)
(9)
(10)
(11)
由上述推導(dǎo)可知，控制器中的參數(shù)ε的選取依賴于干擾信息D，若ε取得過小，控制器不能保證滑模面的可達(dá)性，系統(tǒng)將不再具有魯棒性；當(dāng)ε過大時，又會加強抖振，引發(fā)系統(tǒng)高頻的不確定性，同時消耗更多能量，所以參數(shù)ε的選取是滑?？刂破鞯年P(guān)鍵。
(12)
證明.分四種情況分析
(13)
通過選取合適的參數(shù)c、k、β，能保證較小的穩(wěn)態(tài)誤差。
3 仿真分析
高超聲速飛行器滾動通道控制系統(tǒng)仿真分析基于MATLAB/SIMULINK平臺展開，仿真的目的是比較傳統(tǒng)滑模、積分滑模，改進(jìn)自適應(yīng)滑模的暫態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能。
傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滾動通道的動力學(xué)方程經(jīng)過簡化后可描述為
(14)
其中，ωx為滾動角速度，γ為滾動角，δx為副翼偏轉(zhuǎn)角，c1為滾動力矩阻尼系數(shù)，c3為滾動舵面控制力矩系數(shù)，w為干擾。簡化舵機動態(tài)環(huán)節(jié)為一階環(huán)節(jié)，時間常數(shù)0.005s，±20°限幅。
在某一特征點下式(14)中的參數(shù)標(biāo)稱值為c1=-0.0945s-1，c3=-169.54s-2，流場擾動造成的氣動參數(shù)誤差、動力學(xué)方程線性化等引起的系統(tǒng)參數(shù)誤差考慮極限情況，即系統(tǒng)參數(shù)+30%拉偏，外部擾動d根據(jù)力矩平衡關(guān)系以等效舵偏角的形式加入，設(shè)初值γ=0，ωx=0，滾動角指令為γc=20°，干擾作用等效為5°常值舵偏干擾。
分別設(shè)計以下3種控制器，為削弱抖振，3種控制律均用邊界層函數(shù)替代符號函數(shù)，邊界層厚度β=0.05。
(15)
仿真結(jié)果如圖1～圖5所示。
圖1 滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線Fig.1 The response curves of rolling angle
圖2 穩(wěn)態(tài)誤差曲線Fig.2 The curves of steady-state error
圖3 舵偏角曲線Fig.3 The curves of yaw angle
圖4 滑動面曲線Fig.4 The curves of sliding mode
圖5 自適應(yīng)切換增益曲線Fig.5 The curve of self-adapting switch gain
采用控制器a時，實際應(yīng)用中，由于不確定大小和未知擾動上界，為使滑模面在有限時間內(nèi)到達(dá)邊界層內(nèi)，需要設(shè)定較高的切換增益。從響應(yīng)曲線上看，在控制器a的作用下，系統(tǒng)能獲得較大的響應(yīng)快速性，tr=0.15，穩(wěn)態(tài)誤差0.04°。由于切換增益大，舵偏抖振明顯，舵偏經(jīng)過兩次積分作用變換為滾轉(zhuǎn)角，穩(wěn)定時舵偏振動對滾轉(zhuǎn)角的響應(yīng)影響不大。但高頻舵偏振動在消耗能源的同時，易誘發(fā)高頻的諧振和不確定性，減低了系統(tǒng)的魯棒性，這是滾轉(zhuǎn)通道控制不期望的。
采用控制器c時，由圖5可知，為克服廣義干擾，從t=0.36s開始，切換增益由16增加到18.36后保持不變。穩(wěn)態(tài)時廣義干擾大小與等效舵偏和拉偏大小有關(guān)，其形式為
(16)
式中，η為拉偏系數(shù)，δs為穩(wěn)態(tài)舵偏角，δw為等效的舵偏干擾。
4 結(jié)論
傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速飛行器滾動通道因其初始誤差較大，傳統(tǒng)的積分滑?？刂品椒ú荒芎芎玫貞?yīng)用于自動駕駛儀的設(shè)計。文章通過邊界層的理論，分析了滑模面的穩(wěn)態(tài)誤差，并以此為依據(jù)，結(jié)合當(dāng)前滑模面離平衡態(tài)的距離，設(shè)計自適應(yīng)律逼近系統(tǒng)參數(shù)攝動和干擾上界，避免了對復(fù)合干擾上界的先驗要求，減小了滑?？刂频谋Ｊ匦裕种屏嘶？刂频亩墩?。同時，通過選定合適的參數(shù)，能夠保證穩(wěn)態(tài)滑模面，穩(wěn)態(tài)誤差較小。仿真結(jié)果表明，采用提出的自適應(yīng)滑模姿態(tài)控制器，系統(tǒng)輸出對姿態(tài)指令的跟蹤性能良好，而且對氣動參數(shù)不確定性和外部干擾具有較好的魯棒性。
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Adaptive Sliding Mode Control for Roll-channel of Hypersonic Vehicle Based on Boundary Layer Theory
JIN Gu-min1,2，XI Yong1,2，CHEN Guang-shan1,2
(1.Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology，Shanghai 200233，China；2.Shanghai Key Laboratory of Spatial Intelligence Control Technology，Shanghai 200233，China)
Due to the large initial errors，uncertainties and disturbances in roll-channel of bank-to-turn hypersonic vehicle，an adaptive sliding mode control rule was introduced based on boundary layer theory.Traditional sliding mode is adopted to avoid the large overshoot when using integral sliding mode.Improved adaptive law can approximate the upper bound of parameter uncertainties and disturbances，which ensures the reachability of the sliding-mode during the whole control process.At the same time，error is controlled to a small extent on the basis of reasonable parameters.Theoretical analysis and simulation results show the effectiveness.
Hypersonic vehicle；Roll-channel；Adaptive sliding mode；Switch-gain
2015 - 09 - 18；
2015 - 10 - 13。
金顧敏(1990 - )，男，碩士，研究方向為導(dǎo)航制導(dǎo)與控制。
TJ765.2
A
2095-8110(2015)06-0007-05
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