余朝軍，江 駒，肖 東，鄭亞龍

(南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京 211106)

一種高超聲速飛行器魯棒自適應(yīng)控制方法

余朝軍，江 駒，肖 東，鄭亞龍

(南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京 211106)

針對(duì)較強(qiáng)參數(shù)攝動(dòng)情況下高超聲速飛行器巡航段控制問(wèn)題，提出一種基于主影響元素分析的魯棒自適應(yīng)控制方法。首先在飛行器具有未知參數(shù)情況下，使用符號(hào)計(jì)算工具對(duì)系統(tǒng)不確定量進(jìn)行分離，實(shí)現(xiàn)不確定性的建模；進(jìn)一步使用蒙特卡洛試驗(yàn)方法，確定不確定函數(shù)向量的主影響元素，對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化。然后在滑?？刂频幕A(chǔ)上，結(jié)合參數(shù)自適應(yīng)估值和魯棒補(bǔ)償?shù)姆椒?，設(shè)計(jì)出飛行控制器，實(shí)現(xiàn)對(duì)未知參數(shù)的自適應(yīng)估值以及對(duì)模型誤差的補(bǔ)償，并從理論上證明了系統(tǒng)的穩(wěn)定性。仿真試驗(yàn)表明，在較大參數(shù)攝動(dòng)情況下，文中所提方法依然可以保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性和跟蹤性能。

高超聲速飛行器；不確定性建模；主影響元素分析；魯棒自適應(yīng)控制

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器具有飛行包絡(luò)大，速度極快，運(yùn)載效率高等特點(diǎn)[1-2]，使得其在太空探索以及軍事應(yīng)用上有著重要的研究意義。性能良好的控制器是高超聲速飛行器能夠順利完成飛行任務(wù)的必要保證。由于高超聲速飛行器具有飛行包絡(luò)大，燃料消耗快，發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)身之間耦合作用強(qiáng)，氣動(dòng)加熱效應(yīng)明顯以及試驗(yàn)數(shù)據(jù)不完備等因素[3]，其具有不可忽視的不確定性。為了保證飛行控制器的有效性，必須在控制器設(shè)計(jì)層面上將這些不確定性因素予以充分考慮。

線性控制方法已很早應(yīng)用于飛行控制器的設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[4]通過(guò)分析模型不確定性來(lái)源，設(shè)計(jì)了基于線性二次型調(diào)節(jié)器的隱式模型跟隨魯棒協(xié)調(diào)控制器。文獻(xiàn)[5]采用μ分析方法設(shè)計(jì)了高超聲速飛行器魯棒控制系統(tǒng)，一定程度上解決了高超聲速飛行器控制系統(tǒng)存在多種不確定因素情況下的建模誤差問(wèn)題。文獻(xiàn)[6-7]結(jié)合線性二次型最優(yōu)控制器算法(Linear quadratic regulator,LQR)，分別設(shè)計(jì)了自適應(yīng)控制器和抗飽和控制器，以保證控制系統(tǒng)在不確定情況下以及輸入受限情況下的性能。

然而高超聲速飛行器具有高度非線性和強(qiáng)耦合的特點(diǎn)[3]，使得基于小擾動(dòng)線性化模型的線性控制方法難以保證飛行性能。所以很多的學(xué)者致力于研究高超聲速飛行器的非線性控制方法?；？刂芠8-9]，模糊控制[10]，反步法控制[11-13]等非線性控制方法被大量應(yīng)用于飛行控制器設(shè)計(jì)中，并取得了很多研究成果。其中魯棒性和適應(yīng)能力始終是高超聲速飛行控制器設(shè)計(jì)中的一項(xiàng)核心研究?jī)?nèi)容。

文獻(xiàn)[9]使用魯棒自適應(yīng)滑?？刂萍夹g(shù)保證了系統(tǒng)對(duì)模型不確定性和外部干擾的抵抗能力。文獻(xiàn)[10]針對(duì)錐形體高超聲速飛行器，使用模糊自適應(yīng)的方法逼近系統(tǒng)不確定函數(shù)項(xiàng)，保證了系統(tǒng)的半全局最終一致有界。文獻(xiàn)[11]使用Backstepping控制的思想設(shè)計(jì)速度子系統(tǒng)和高度子系統(tǒng)的控制器，通過(guò)結(jié)合自適應(yīng)干擾上界估值和滑?？刂萍夹g(shù)，得到最終飛行控制器，該控制器可以在干擾上界未知情況下保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性。文獻(xiàn)[12]利用指令濾波器獲取虛擬控制量的一階導(dǎo)數(shù)，解決了反演控制方法中的“微分項(xiàng)膨脹”問(wèn)題，同時(shí)引入擴(kuò)展?fàn)顟B(tài)觀測(cè)器(Extended state observer,ESO)對(duì)模型中的不確定項(xiàng)進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償，保證閉環(huán)系統(tǒng)在存在參數(shù)不確定和外部擾動(dòng)的情況下仍具有較好的控制性能。文獻(xiàn)[13]提出一種考慮耦合特性的新型魯棒姿態(tài)控制律，結(jié)合反步控制和干擾觀測(cè)器方法設(shè)計(jì)了魯棒飛行控制器，保證系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性和魯棒性。文獻(xiàn)[14]使用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來(lái)逼近系統(tǒng)不確定性部分，使用了Nussbaum函數(shù)保證了系統(tǒng)在控制增益函數(shù)未知情況下的穩(wěn)定性。文獻(xiàn)[15]針對(duì)高超聲速飛行器設(shè)計(jì)了一種基于有限時(shí)間收斂干擾觀測(cè)器的魯棒控制方法，既可以保證魯棒性和干擾抑制能力又使系統(tǒng)具有較好的跟蹤性能。文獻(xiàn)[16]通過(guò)輸出重定義的方法使非最小相位系統(tǒng)的不穩(wěn)定零動(dòng)態(tài)變?yōu)闈u近穩(wěn)定，采用切換控制方法消除系統(tǒng)不確定性帶來(lái)的影響，提高了系統(tǒng)的魯棒性。文獻(xiàn)[17]采用反饋線性化實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的解耦控制，然后設(shè)計(jì)了基于特征模型的自適應(yīng)姿態(tài)控制律用以保證系統(tǒng)的魯棒性與自適應(yīng)性。

當(dāng)高超聲速飛行器具有較大的參數(shù)攝動(dòng)時(shí)，一般的魯棒控制方法難以保證系統(tǒng)性能。本文就該控制問(wèn)題提出一種控制器設(shè)計(jì)思路。首先對(duì)系統(tǒng)模型進(jìn)行詳細(xì)的分析，進(jìn)行不確定性建模；然后考慮到減少飛行控制器計(jì)算量的問(wèn)題，設(shè)計(jì)出一種模型簡(jiǎn)化方法，對(duì)不確定模型進(jìn)行主影響因素的提取和適當(dāng)簡(jiǎn)化；然后結(jié)合滑?？刂?、參數(shù)自適應(yīng)估值和魯棒補(bǔ)償?shù)姆椒ㄔO(shè)計(jì)了一種魯棒自適應(yīng)控制器，用以消除參數(shù)不確定和模型誤差的不利影響。

1 問(wèn)題描述

高超聲速飛行器縱向剛體動(dòng)力學(xué)模型如下：

(1)

式中：V、γ、α、q、h分別為速度、航跡傾斜角、迎角、俯仰角速度和高度；g、Iy分別為重力加速度和繞y軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；L、D、T分別為升力阻力和推力。根據(jù)文獻(xiàn)[18]可得氣動(dòng)力，氣動(dòng)力矩和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的擬合表達(dá)式如下：

(2)

(3)

大氣密度ρ和重力加速度g可根據(jù)下式計(jì)算：

(4)

發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)采用如下二階模型表示[18]：

(5)

式中：ωn=5,ξ=0.7,βc為發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥調(diào)定值的指令信號(hào)，可以通過(guò)調(diào)節(jié)βc來(lái)控制發(fā)動(dòng)機(jī)的推力大小。

本文主要考慮高超聲速飛行器在參數(shù)不確定情況下的控制問(wèn)題。根據(jù)已有的關(guān)于這種飛行器的經(jīng)驗(yàn)和數(shù)據(jù)，考慮系統(tǒng)具有以下慣性參數(shù)，幾何參數(shù)，環(huán)境參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)的攝動(dòng)：

(6)

控制器設(shè)計(jì)目標(biāo)是在系統(tǒng)的以上參數(shù)具有較大的攝動(dòng)時(shí)，設(shè)計(jì)控制器保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性和跟蹤性能。

2 不確定性建模與化簡(jiǎn)

2.1不確定性建模

易知，高超聲速飛行器模型可以表示為如下非線性系統(tǒng)

(7)

通過(guò)驗(yàn)證可知該系統(tǒng)對(duì)于速度和高度的相對(duì)階次分別為3和4。所以當(dāng)考慮到參數(shù)不確定時(shí)，對(duì)速度和高度分別進(jìn)行求導(dǎo)三次和求導(dǎo)四次的處理，并且對(duì)不確定項(xiàng)進(jìn)行分離，則系統(tǒng)可轉(zhuǎn)化為如下不確定模型形式：

(8)

使用Matlab軟件的符號(hào)計(jì)算功能對(duì)φi的表達(dá)式進(jìn)行計(jì)算，從而得到不確定模型。由于符號(hào)計(jì)算所得的表達(dá)式過(guò)長(zhǎng)，無(wú)法在文中列出，所以在表1中給出計(jì)算結(jié)果的相關(guān)信息。由表1可知，這些函數(shù)向量的表達(dá)式長(zhǎng)度很長(zhǎng)，即模型的復(fù)雜程度很高，直接對(duì)此模型設(shè)計(jì)控制器會(huì)導(dǎo)致很大的計(jì)算量，不利于實(shí)現(xiàn)。

表1 Matlab符號(hào)計(jì)算結(jié)果的相關(guān)信息Table 1 Information of Matlab symbolic computing results

2.2主影響元素的分析與提取

在某一巡航飛行階段，通過(guò)對(duì)飛行器可能到達(dá)的飛行狀態(tài)以及系統(tǒng)未知參數(shù)取值范圍的分析，可知飛行狀態(tài)x和未知系統(tǒng)參數(shù)p應(yīng)分布于如下?tīng)顟B(tài)集合Ωx和參數(shù)集合Ωp中。

(9)

在集合(9)中等可能性地隨機(jī)選擇足夠多組狀態(tài)和參數(shù)樣本，并且按下式計(jì)算Λi和Πi:

(10)

(11)

通過(guò)對(duì)Πi不同維度上數(shù)值大小的分析可以發(fā)現(xiàn)，φi的絕大部分的不確定量是由少部分維度造成的。所以完全可以在控制器設(shè)計(jì)時(shí)忽略掉一些次要維度所對(duì)應(yīng)的函數(shù)項(xiàng)，從而在減小計(jì)算量同時(shí)保證較高的模型準(zhǔn)確性。通過(guò)保留前95%的不確定量產(chǎn)生因素，可以使得各個(gè)函數(shù)向量維度減少，得到其主成分的信息如表2所述。

表2 被保留函數(shù)向量的主成分的相關(guān)信息Table 2 Information of principal component dimension of reserved vector function

對(duì)比表1和表2中字符串長(zhǎng)度一欄可知，ξi的計(jì)算量比φi減少了很多。在式(8)中用ξi替代φi即可得到簡(jiǎn)化的高超聲速飛行器不確定模型，該模型具有較低的計(jì)算復(fù)雜度，同時(shí)可以保證較高的準(zhǔn)確性。

3 魯棒自適應(yīng)控制器設(shè)計(jì)

在第2節(jié)得到的簡(jiǎn)化的不確定模型的基礎(chǔ)上，本節(jié)結(jié)合積分滑?？刂啤?shù)自適應(yīng)估值和魯棒補(bǔ)償?shù)姆椒ㄟM(jìn)行控制器的設(shè)計(jì)，來(lái)保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性以及消除參數(shù)攝動(dòng)和模型誤差的不利影響。

3.1控制器設(shè)計(jì)

通過(guò)第2節(jié)的分析，高超聲速飛行器模型可轉(zhuǎn)化為如下系統(tǒng)：

(12)

對(duì)模型(12)進(jìn)一步整理得

(13)

設(shè)速度指令信號(hào)為Vc，高度指令信號(hào)為hc。令速度跟蹤誤差為eV=V-Vc，高度跟蹤誤差為eh=h-hc。

選取如下積分滑模面函數(shù)

(14)

對(duì)S求導(dǎo)數(shù)，可得

(15)

在有界參數(shù)攝動(dòng)的情況下d是有界的，且其數(shù)值相對(duì)于被保留的主成分部分小很多。由于d為關(guān)于狀態(tài)量以及參數(shù)攝動(dòng)量的復(fù)雜表達(dá)式，其上界難以直接給出，所以可以做出如下假設(shè)。

針對(duì)不確定模型(12)，設(shè)計(jì)如下所示控制律、自適應(yīng)律和魯棒補(bǔ)償項(xiàng)。

控制律：

(16)

參數(shù)自適應(yīng)律：

(17)

魯棒補(bǔ)償項(xiàng)：

(18)

3.2穩(wěn)定性證明

(19)

式中：i=0,1,…,n-1。

定理1. 對(duì)于參數(shù)不確定系統(tǒng)(12)，選擇滑模面函數(shù)(14)，控制律(16)，參數(shù)自適應(yīng)律(17)和魯棒補(bǔ)償項(xiàng)(18)，可以保證系統(tǒng)跟蹤誤差eh和ev最終一致有界，且當(dāng)t→+∞時(shí)，穩(wěn)態(tài)跟蹤誤差界為

(20)

證.選取李雅普諾夫函數(shù)如下

(21)

對(duì)Ve求導(dǎo)可得

(22)

將式(15)、(16)代入式(22)得

(23)

將式(17)代入式(23)得

(24)

將式(18)代入式(24)得

(25)

4 仿真分析

考慮在較大幅度的參數(shù)攝動(dòng)情況下，高度和速度的指令跟蹤控制仿真試驗(yàn)。所添加的參數(shù)攝動(dòng)如下：

由于仿真主要考慮高度爬升的指令跟蹤控制，為驗(yàn)證控制器性能，所以在仿真試驗(yàn)時(shí)加入了較大的升力系數(shù)的攝動(dòng)。在實(shí)際控制系統(tǒng)中，為了解決滑?？刂破鞫墩駟?wèn)題，采用了飽和函數(shù)來(lái)代替符號(hào)函數(shù)。仿真結(jié)果如圖3～6所示。

圖3是高度指令跟蹤和速度保持的變化曲線，由于升力系數(shù)損失較大，所以在初始時(shí)刻飛行器有一個(gè)比較明顯的快速下降趨勢(shì)，通過(guò)控制器參數(shù)自適應(yīng)調(diào)整，系統(tǒng)得以穩(wěn)定，高度誤差和速度誤差最終趨于零。圖4是γ、q和α的變化曲線，可以看出這些狀態(tài)量在指令跟蹤過(guò)程中變化比較平穩(wěn)。圖5是控制輸入量的變化，可以看出升降舵和油門均在合理范圍內(nèi)平穩(wěn)變化，且沒(méi)有抖振現(xiàn)象。圖6是滑模面函數(shù)的變化曲線。由SV和Sh的變化可知大概5 s之后系統(tǒng)已經(jīng)達(dá)到滑模動(dòng)態(tài)?？傮w而言，仿真結(jié)果表明，在較大參數(shù)攝動(dòng)情況下，該控制方法依然可以保證系統(tǒng)的指令跟蹤性能，同時(shí)過(guò)渡過(guò)程也比較平穩(wěn)快速。

5 結(jié) 論

本文研究了高超聲速飛行器參數(shù)不確定控制問(wèn)題，提出一種魯棒自適應(yīng)控制器的設(shè)計(jì)思路。主要貢獻(xiàn)如下:1)建立了高超聲速飛行器參數(shù)不確定模型；2)設(shè)計(jì)了一種基于主影響因素分析的模型簡(jiǎn)化方法，可以減小模型計(jì)算量同時(shí)保證較高的模型準(zhǔn)確性；3)針對(duì)所得到的簡(jiǎn)化高超聲速飛行器模型，設(shè)計(jì)了一種魯棒自適應(yīng)控制器，該控制器可以在參數(shù)不確定和模型不確定并存的情況下，保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

[1] 崔爾杰. 近空間飛行器研究發(fā)展現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題[J]. 力學(xué)進(jìn)展, 2009, 39(6): 658-673. [Cui Er-jie. Research statutes, development trends and key technical problems of near space flying vehicles [J]. Advances in Mechanics, 2009, 39(6): 658-673.]

[2] Hank J M, Murphy J S, Mutzman R C. The X-51A scramjet engine flight demonstration program [C]. The 15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, Ohio, USA, April 28-30, 2008.

[3] 黃琳, 段志生, 楊劍影. 近空間高超聲速飛行器對(duì)控制科學(xué)的挑戰(zhàn)[J]. 控制理論與應(yīng)用, 2011, 28(10): 1496-1505. [Huang Lin, Duan Zhi-sheng, Yang Jian-ying. Challenges of control science in near space hypersonic aircrafts [J]. Control Theory and Applications, 2011, 28(10): 1496-1505.]

[4] 曲鑫, 李菁菁,宋勛, 等. 考慮推進(jìn)和氣動(dòng)彈性影響的高超飛行器的建模與控制[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2011, 32(2): 303-309. [Qu Xin, Li Jing-jing, Song Xun, et al. Modeling and robust coupled control of air-breathing hypersonic vehicle considering propulsion and aeroelastic effects [J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(2): 303-309.]

[5] 尉建利, 于云峰, 閆杰． 高超聲速飛行器魯棒控制方法研究[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2008, 29(5): 1526-1530. [Wei Jian-li, Yu Yun-feng, Yan Jie. Research on robust control of hypersonic vehicle [J]. Journal of Astronautics, 2008, 29(5): 1526-1530.]

[6] Gibson T E,Crespo L G, Annaswamy A M. Adaptive control of hypersonic vehicles in the presence of modeling uncertainties [C]. American Control Conference, St. Louis, USA, June 10-12, 2009.

[7] Groves K P,Serrani A, Yurkovich S, et al. Anti-windup control for an air-breathing hypersonic vehicle model [C]. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, Colorado, USA, August 21-24, 2006.

[8] 蒲明, 吳慶憲, 姜長(zhǎng)生, 等. 基于二階動(dòng)態(tài)terminal滑模的近空間飛行器控制[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2010, 31(4): 1056-1062. [Pu Ming, Wu Qing-xian, Jiang Chang-sheng, et al. Near space vehicle control based on second-order dynamic terminal sliding mode [J]. Journal of Astronautics, 2010, 31(4): 1056-1062. ]

[9] 黃喜元, 王青, 董朝陽(yáng). 基于動(dòng)態(tài)逆的高超聲速飛行器魯棒自適應(yīng)控制[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 37(5): 560-563. [Huang Xi-yuan, Wang Qing, Dong Chao-yang. Robust adaptive control for hypersonic vehicle based on dynamic inversion [J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2011, 37(5): 560-563.]

[10] 胡超芳, 劉艷文. 基于動(dòng)態(tài)面的高超聲速飛行器模糊自適應(yīng)非線性控制[J]. 控制與決策, 2013, 28(12): 1849-1854. [Hu Chao-fang, Liu Yan-wen. Fuzzy adaptive nonlinear control based on dynamic surface control for hypersonic vehicle [J]. Control and Decision, 2013, 28(12): 1849-1854.]

[11] Zong Q, Wang F, Tian B, et al. Robust adaptive approximate backstepping control design for a flexible air-breathing hypersonic vehicle [J]. Journal of Aerospace Engineering, 2014, 28(4): 724-732.

[12] 董朝陽(yáng), 路遙, 王青. 高超聲速飛行器指令濾波反演控制[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2016, 37(8): 957-963. [Dong Chao-yang, Lu Yao, Wang Qing. Command filtered backstepping control for hypersonic vehicle [J]. Journal of Astronautics, 2016, 37(8): 957-963.]

[13] 郭宗易, 周軍, 郭建國(guó). 新型高超聲速飛行器耦合姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2017, 38(3): 270-278. [Guo Zong-yi, Zhou Jun, Guo Jian-guo. Novel coupling based attitude control system design for hypersonic vehicles [J]. Journal of Astronautics, 2017, 38(3): 270-278.]

[14] Xu B. Robust adaptive neural control of flexible hypersonic flight vehicle with dead-zone input nonlinearity [J]. Nonlinear Dynamics, 2015, 80(3): 1509-1520.

[15] Yang J, Li S H, Sun C Y, et al. Nonlinear disturbance observer based robust flight control for air-breathing hypersonic vehicles [J]. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 2013, 49(2): 1263-1275.

[16] 路遙, 王青, 董朝陽(yáng). 輸出重定義的高超聲速飛行器魯棒自適應(yīng)控制律設(shè)計(jì)[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2014, 35(3): 331-339. [Lu Yao, Wang Qing, Dong Chao-yang. A study on output redefinition robust adaptive control method for hypersonic vehicle [J]. Journal of Astronautics, 2014, 35(3): 331-339.]

[17] 杜立夫, 黃萬(wàn)偉, 劉曉東, 等. 考慮特征模型的高超聲速飛行器全通道自適應(yīng)控制[J]. 宇航學(xué)報(bào)，2016, 37(6): 711-719. [Du Li-fu, Huang Wan-wei, Liu Xiao-dong, et al. Whole-channel adaptive control for hypersonic vehicle considering characteristic model [J]. Journal of Astronautics, 2016, 37(6): 711-719.]

[18] Xu H, Minmirani M D, Ioannou P A. Adaptive sliding mode control design for a hypersonic flight vehicle [J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2004, 27(5): 829-838.

[19] 李鵬. 傳統(tǒng)和高階滑?？刂蒲芯考捌鋺?yīng)用[D]. 長(zhǎng)沙: 國(guó)防科技大學(xué), 2011. [Li Peng. Research and application of traditional and higher-order sliding mode control [D]. Changsha: National University of Defense Technology, 2011.]

ANovelRobustAdaptiveControlSchemeforHypersonicVehicles

YU Chao-jun, JIANG Ju, XIAO Dong, ZHENG Ya-long

(College of Automation Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 211106，China)

A robust adaptive control method based on main influence elements analysis is proposed for the hypersonic vehicles in strong parameter perturbations case during the cruise phase. Firstly, under the condition of parameter uncertainties, symbolic calculation tools are used to separate the uncertainty terms, and the uncertainty model is obtained. Furthermore, Monte Carlo method is implemented to determine the main influence elements of the uncertainty function vectors, the uncertainty model is simplified. Secondly, on the basis of the sliding mode control, a flight controller is designed combining the parameter adaptive estimation and robust compensation, then the stability of system is proved theoretically. Lastly, a detailed simulation experiment is carried out, which verifies that the flight controller can guarantee system stability and tracking performance even in case of large parameter perturbations.

Hypersonic vehicles; Uncertainty modeling; Main influence element analysis; Robust adaptive control

V448.2

A

1000-1328(2017)10- 1088- 09

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.10.009

2017- 05- 31;

2017- 08- 21

國(guó)家自然科學(xué)基金(61673209)；南京航空航天大學(xué)研究生創(chuàng)新基地(實(shí)驗(yàn)室)開放基金(kfjj20160318);航空科學(xué)基金(2016ZA52009)；一院高校聯(lián)合創(chuàng)新基金(CALT201603)

余朝軍(1994-)，男，碩士生，主要從事先進(jìn)飛行控制技術(shù)研究。

通信地址：江蘇省南京市江寧區(qū)將軍大道29號(hào)南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院4號(hào)樓(211106)

電話： 17751756263

E-mail: 1490273365@qq.com