楊濤 楊曦 徐堅

摘要：目的：深入探討多發(fā)渦漿飛機飛行控制中滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制的應(yīng)用。方法：本文介紹了一種滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制，闡釋了該結(jié)構(gòu)控制，通過對滑動模系數(shù)、邊界層系數(shù)，以及增益系數(shù)的自適應(yīng)調(diào)節(jié)和控制，實現(xiàn)在多發(fā)渦漿飛機飛行能耗控制、信號顫振控制上應(yīng)用的過程，并對上述滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制的應(yīng)用過程進行了仿真分析，由此研究和探討了滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制的應(yīng)用。結(jié)果：滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制在控制多發(fā)渦漿飛機飛行能耗、信號顫振上，具有顯著的作用。結(jié)論：可以將該結(jié)構(gòu)控制積極運用到飛機控制上，提高飛機的飛行的穩(wěn)定性控制水平。

關(guān)鍵詞：飛機飛行;飛行控制;渦漿飛機

引言：滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制，即SMC，從理論上來說，其能夠有效控制多發(fā)渦漿飛機飛行系統(tǒng)內(nèi)部的不確定性，以及外部的干擾，對飛機飛行產(chǎn)生的影響，因此，為了保持多發(fā)渦漿飛機的良好飛行狀態(tài)，需要對SMC的應(yīng)用展開深入分析，并運用仿真試驗等手段，驗證SMC的適用性，為飛機飛行控制設(shè)計提供依據(jù)。

一、研究背景

就目前來看，多發(fā)渦漿飛機的常用飛行控制系統(tǒng)的控制規(guī)律難以規(guī)避顫振問題，而且在控制機制運作期間，還會形成大量的能耗。而SMC具備控制飛行系統(tǒng)內(nèi)部的不確定性以及外部的干擾，可以將其應(yīng)用到飛行控制中，可以有效弱化上述信號顫振、能耗大的問題。但事實上，飛行控制執(zhí)行器通常需要受飽和限制、開關(guān)開啟閉合限制的影響，導(dǎo)致其難以被用作SMC控制器?；诖?，為了解決上述問題，有研究者提出，可以將算法中原有的符號函數(shù)，改為含有邊界層參數(shù)的飽和函數(shù)，由此規(guī)避控制信號不連續(xù)，造成的顫振問題，同時，遵循SMC的控制規(guī)律，使用增益調(diào)度法，來實現(xiàn)滑動模系數(shù)、邊界層系數(shù)、控制增益系數(shù)等控制系數(shù)的調(diào)節(jié)，保證完整狀態(tài)下的飛行增益調(diào)度控制。在此過程中，還可以引入模糊增益調(diào)度，讓SMC具備更佳的控制性能，并能夠支持自適應(yīng)調(diào)節(jié)，使SMC可以根據(jù)實際情況，進行控制調(diào)節(jié)，由此適應(yīng)執(zhí)行器的開關(guān)切換頻率限制，以及飽和限制，順利完成能耗控制與信號顫振控制，保持飛機的良好飛行狀態(tài)。在此背景下，本文設(shè)計了兩種SMC控制，分別為固定參數(shù)滑模變結(jié)構(gòu)控制器、指數(shù)分布變參數(shù)滑模變結(jié)構(gòu)控制器，并通過仿真試驗對這兩種SMC控制器進行了性能分析，由此驗證了SMC在飛行控制中應(yīng)用的可行性，同時也通過對比分析兩種控制器，探索了SMC的具體應(yīng)用方法，希望能夠為多發(fā)渦漿飛機飛行控制領(lǐng)域的建設(shè)發(fā)展提供助力。

二、研究過程

1.控制系統(tǒng)描述

2.固定參數(shù)滑模變結(jié)構(gòu)控制器分析

3.指數(shù)分布變參數(shù)滑模變結(jié)構(gòu)控制器設(shè)計

4.仿真試驗

待上述滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制系統(tǒng)設(shè)計完畢后，研究者運用上述函數(shù)，進行了仿真試驗。在試驗中，研究者將上述函數(shù)，導(dǎo)入到了專門的仿真軟件中，由此借助計算機系統(tǒng)，通過對各個函數(shù)進行運算求解，得出SMC的模擬應(yīng)用信息，然后基于此，對SMC在多發(fā)渦漿飛機飛行控制的適用性，以驗證關(guān)于SMC的理論猜測，為飛機控制系統(tǒng)建設(shè)提供有利依據(jù)。

三、結(jié)果與分析

經(jīng)過上述仿真試驗后，研究者所得到的試驗結(jié)果現(xiàn)實，在SMC的應(yīng)用下，控制系統(tǒng)呈現(xiàn)出了較為穩(wěn)定的滑動模態(tài)，而且該模系數(shù)以及符號函數(shù)系數(shù)分別收斂于最大、最小允許值，控制增益系數(shù)則收斂于增益MIN，同時，整體仿真試驗過程中，均未出現(xiàn)過信號顫振問題。此外，在仿真試驗中，研究者將初始條件，設(shè)置為θ（0）為0.4、α（0）為3、q（0）為0.3。在此條件下，固定參數(shù)SMC控制器、指數(shù)分布參數(shù)SMC控制器的性能如表1所示。由此可見，指數(shù)分布參數(shù)SMC控制器所需的控制量更小能耗也更小。基于此，在SMC的應(yīng)用中，應(yīng)盡量使用指數(shù)分布參數(shù)SMC控制器，由此在解決信號顫振問題的同時，降低控制能耗，增強飛機飛行控制效果?；诖?，總體來說，SMC在飛機飛行控制中的應(yīng)用可行，而且選擇指數(shù)分布參數(shù)類控制器，能夠獲得更好的SMC應(yīng)用效果[1]。

四、討論

根據(jù)上述論述，可以了解到，將SMC應(yīng)用到飛機飛行控制中，可以有效降低控制能耗，規(guī)避控制信號顫振問題，讓飛機控制系統(tǒng)具有更優(yōu)的性能，因此，將SMC應(yīng)用到飛機控制中可行。但在此過程中，需要注意，由上述仿真試驗結(jié)果來看，相較于固定參數(shù)的SMC控制器來說，指數(shù)分布參數(shù)類的控制器具有更好的使用性能，所以，在SMC應(yīng)用時，應(yīng)當(dāng)首選指數(shù)分布參數(shù)型控制器，以保證SMC的應(yīng)用效果[2]。

總體上來看，按照上述思路進行SMC的應(yīng)用，能夠讓可變趨近率、滑動模態(tài)參數(shù)、增益系數(shù)等參數(shù)，均實現(xiàn)自適應(yīng)調(diào)節(jié)，使得飛機飛行閉環(huán)控制系統(tǒng)具有更強的穩(wěn)定性，同時，這種控制器具有設(shè)計與實現(xiàn)簡單、低能耗、無顫振等優(yōu)勢，可以有效滿足飛機飛行控制需求，因此，將SMC應(yīng)用到飛機飛行控制上，對于飛機飛行的穩(wěn)定性的提升具有重要意義[3]。

還要注意，由于SMC在應(yīng)用中，涉及到算法設(shè)計等各方面專業(yè)、技術(shù)要求高的操作，因此，SMC的應(yīng)用對操作者的業(yè)務(wù)能力具備一定的要求，而且應(yīng)用效果會受到操作者專業(yè)水平的影響。為此，在SMC應(yīng)用中，需要做好操作團隊的建設(shè)，減少人的因素造成的影響。在此過程中，需要采取培訓(xùn)的方式，對現(xiàn)有操作團隊的專業(yè)能力進行強化，并積極運用線上培訓(xùn)模式，讓培訓(xùn)學(xué)習(xí)的開展更加靈活，由此改善現(xiàn)有團隊的整體專業(yè)水平，讓操作團隊能夠更好地投入到SMC的應(yīng)用設(shè)計與實現(xiàn)上，深入優(yōu)化飛機飛行控制水平，同時，也要做好人才的篩選工作。在SMC的應(yīng)用中，需要科學(xué)地選拔操作人員，確保組建出的操作團隊，能夠有效完成各項SMC應(yīng)用操作，保證SMC的應(yīng)用效果能夠順利達到預(yù)期。在團隊篩選組建中，需要采取科學(xué)的考核方式，并根據(jù)實際需求，針對性地設(shè)計考核側(cè)重點，保證團隊專業(yè)能力過硬。

除了人員因素以外，還要考慮SMC應(yīng)用設(shè)計、實現(xiàn)所需的各類軟硬件工具設(shè)施，并選擇性能良好的軟硬件工具，進行配套控制器等方面的設(shè)計，保證滑動模態(tài)變結(jié)構(gòu)控制的使用效果。在此過程中，應(yīng)當(dāng)先根據(jù)實際要求，遵循現(xiàn)行的各類技術(shù)規(guī)程和標(biāo)準(zhǔn)，對軟硬件工具予以檢測、調(diào)試，確認其性能水平滿足要求后，才能將其投入使用，而且要注意規(guī)范工作者的工具使用操作，并針對容易出現(xiàn)失誤、錯誤的點，制定出相應(yīng)的操作規(guī)程、操作制度，以提高SMC在飛機飛行控制中的設(shè)計實現(xiàn)效果，推動多發(fā)渦漿飛機飛行控制系統(tǒng)運行性能水平的提升。

結(jié)論：綜上所述，有效運用SMC，可以改善飛機飛行中存在的能耗大、顫振問題。經(jīng)過上述研究、探討過程，能夠發(fā)現(xiàn)，SMC在飛機能耗、信號顫振控制上具有良好的使用性能，所以，在飛機飛行控制中，應(yīng)當(dāng)積極應(yīng)用SMC，以降低飛行能耗、緩解顫振問題，深入優(yōu)化飛機飛行狀態(tài)，推動航空事業(yè)的建設(shè)發(fā)展。

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