基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的燃氣流量滑?？刂?/h1>
2017-01-13 07:23:21李勇
計算機測量與控制 2016年8期
李 勇
（中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）
基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的燃氣流量滑?？刂?/p>
李 勇
（中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）
將模糊控制方法與滑?？刂品椒ㄏ嘟Y合，針對燃氣流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)設計一種基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的滑?？刂破鳎虥_發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)的不確定部分通過滑?？刂破鱽硌a償，從而可實現(xiàn)固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)的魯棒控制；使用matlab對固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)進行建模仿真并與單純使用滑模控制方法進行比較，仿真結果表明基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的固沖發(fā)動機模糊滑?？刂葡到y(tǒng)具有較好的給定適應性和抗干擾性，采用該控制方案能有效的抑制系統(tǒng)隨機干擾對控制系統(tǒng)的不利影響，控制效果優(yōu)于純滑?？刂品椒ǎ趿丝刂菩盘柕亩墩?，為提高固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)的動態(tài)性能奠定基礎。
固沖發(fā)動機；流量調(diào)節(jié)；模糊控制；滑?？刂?/p>
0 引言
性能高、體積小、射程遠的先進戰(zhàn)術導彈是各國導彈發(fā)展的一個重要分支。整體式固沖火箭發(fā)動機兼有固體火箭發(fā)動機和沖壓發(fā)動機二者的雙重優(yōu)點，比沖高、結構輕巧、工作可靠、使用方便，能滿足新型戰(zhàn)術導彈的要求［1 3］。
由于導彈射程的大幅度提高和發(fā)動機各種性能的充分實現(xiàn)與整體式固體火箭沖壓發(fā)動機的燃氣流量大范圍可調(diào)密不可分。因此，目前燃氣流量調(diào)節(jié)技術是國內(nèi)外研究的熱點。
1 固沖發(fā)動機燃氣流量控制方案
固體火箭沖壓發(fā)動機燃氣流量控制方案大部分是利用機械閥門調(diào)節(jié)燃氣發(fā)生器的噴喉截面積來控制燃氣發(fā)生器的內(nèi)部工作壓力，從而實現(xiàn)燃氣發(fā)生器的燃氣流量可控［4 5］。
流量調(diào)節(jié)裝置工作原理如下：伺服電機根據(jù)控制信號大小轉動，通過一系列的減速機構帶動調(diào)節(jié)軸和調(diào)節(jié)板轉動，從而改變噴管通氣面積，燃氣發(fā)生器燃氣壓力隨之改變，達到調(diào)節(jié)流量的目的。同時采用電位器檢測調(diào)節(jié)軸的轉動角度，構成角度反饋控制系統(tǒng)［6］。眾所周知，對于考慮外界擾動等不確定性因素的控制系統(tǒng)，滑?？刂凭哂性O計簡單、魯棒性強、快速響應等優(yōu)點，因而在實際工程中獲得了廣泛應用。但它要求不確定性必須滿足匹配條件，而模糊控制作為一種有別于傳統(tǒng)控制理論的控制方法，充分發(fā)揮其不需要對象數(shù)學模型、能充分運用控制專家的信息及具有魯棒性的優(yōu)點，在具有相關特點的控制領域表現(xiàn)出其優(yōu)勢，在一些復雜系統(tǒng)，特別是系統(tǒng)存在不精確和不確定信息的情況下，模糊控制的效果往往優(yōu)于常規(guī)控制。因此，本文考慮將兩者的優(yōu)點結合起來，設計一種新穎的模糊滑模控制器，并基于典型工況進行仿真分析，證實了該方案的有效性［7］。
2 固沖發(fā)動機燃氣流量控制系統(tǒng)結構
固沖發(fā)動機燃氣流量位置伺服系統(tǒng)的執(zhí)行元件由直流無刷同步電機構成，系統(tǒng)速度環(huán)和位置環(huán)控制采用數(shù)字控制，其工作原理是：通過給定值與當前實際的位置，計算出誤差，并以該誤差作為模糊滑?？刂扑惴ǖ妮斎?，由該算法得出實際控制量，最終通過D／A轉換器傳送到伺服放大器中，由電路放大后，通過驅動器控制伺服電動機，從而經(jīng)過減速機構調(diào)動機械閥門轉動，從而改變調(diào)節(jié)軸的轉動角度進而改變?nèi)細獍l(fā)生器噴管通氣面積。
假設一個實際的不確定伺服系統(tǒng)為：
假設系統(tǒng)滿足匹配條件：
其中：E（t）包括不確定和外加干擾。
其中：θ和˙θ分別為角度和角速度。
狀態(tài)方程式（3）可描述為：
其中：f（θ）＝－a˙θ。
其中：η＞0。
2.1 流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)滑?？刂破髟O計
定義固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)全局滑模面［8］為：
其中：c＞0，e為跟蹤誤差。
跟蹤誤差為：
其中：r為位置指令。
為了實現(xiàn)全局滑模，要求函數(shù)F（t）需要滿足以下3個條件：
其中e0和˙e0為t＝0時的位置誤差及其導數(shù)。條件1）使系統(tǒng)狀態(tài)位于滑模面，條件2）保證了閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定，條件3）是滑模存在條件的要求。
根據(jù)上述分析，將F（t）定義為：
其中：λ＞0，s（0）為初始時刻的s（t）。
設計滑?？刂坡蔀椋?/p>
穩(wěn)定性證明：
定義Lyapunov函數(shù)為：
在滑模控制律式（11）中，切換增益K（t）值是造成抖振的原因。K（t）用于補償不確定項E（t），以保證滑模存在性條件得到滿足。如果E（t）時變，則為了降低抖振，K（t）也應該時變。
2.2 流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)模糊控制器的設計
固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)滑模存在條件為：
當系統(tǒng)到達滑模面后，將會保持在滑模面上。K（t）為保證系統(tǒng)運動得以到達滑模面的增益，其值必須足以消除不確定項的影響。
模糊規(guī)則如下：
其中：NB為負大，NM為負中，ZO為零，PM為正中，PB為正大。
模糊系統(tǒng)的輸入輸出隸屬函數(shù)如圖1和圖2所示。
圖1 模糊輸入的隸屬函數(shù)
圖2 模糊輸出的隸屬函數(shù)
選擇如下模糊規(guī)則：
采用積分的方法對＾K（t）的上界進行估計：
其中：G為比例系數(shù)，G＞0。
燃氣流量調(diào)節(jié)裝置采用全閉環(huán)控制系統(tǒng)，其控制系統(tǒng)結構如圖3所示。
圖3 燃氣流量調(diào)節(jié)模糊滑?？刂葡到y(tǒng)結構框圖
3 燃氣流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)仿真實例
固沖發(fā)動機燃氣流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)為：
考慮不確定項E（t）為高斯函數(shù)的形式：
其中：取bi＝0.50，ci＝5.0，η＝1.0，則控制器的切換增益為：K（t）＝max（|E（t）|）＋η＝201。
E（t）如圖4所示。
圖4 高斯函數(shù)形式的不確定項E（t）
位置指令信號為r＝A sin（2πFt），A ＝1.0，F(xiàn)＝1.0 Hz。
采用控制律式 （24），取G＝400，c＝150，λ＝10。
仿真時間為10 s，仿真結果如圖5、圖6、圖7所示。
圖5 燃氣流量調(diào)節(jié)模糊滑?？刂频奈恢眉八俣雀?/p>
圖6 E（t）及其估計值＾K（t）
另外我們采用傳統(tǒng)的滑模控制律式（11），其中取D＝200，c＝150，仿真結果如圖8、圖9所示。
對比圖5～圖9可以看出，采用基于模糊規(guī)則的模糊滑模控制方法，具備良好的動態(tài)性能和跟蹤精度，在有外部干擾和參數(shù)攝動的情況下具有很好的魯棒性，且控制量平滑，可有效地通過切換增益消除干擾項，從而消除抖振。滿足固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)物理特性的要求。
圖7 模糊滑模控制輸入信號
圖8 燃氣流量調(diào)節(jié)滑?？刂频奈恢眉八俣雀?/p>
圖9 滑模控制輸入信號
4 結論
針對固沖發(fā)動機燃氣流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)，為改善其控制性能、提高位置跟蹤精度，本文采用基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的滑?？刂品椒▉碓O計相關控制算法對固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)的控制策略進行研究。在流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)動力學模型建立的基礎上，對伺服系統(tǒng)的模糊滑?？刂破鬟M行了設計，并與單純采用滑?？刂破鬟M行了數(shù)值仿真對比。
通過數(shù)值仿真的結果看出，引入基于模糊切換增益調(diào)節(jié)滑模控制方法后，可以有效地削弱系統(tǒng)控制信號的抖振，系統(tǒng)響應時間短而且無超調(diào)量，具有很好的魯棒性，流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)的位置跟蹤精度有了很大的改善，驗證了該模糊滑?？刂撇呗缘挠行?，也為固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服運動系統(tǒng)位置跟蹤的研究奠定了一定的理論基礎。
［1］龔 晰，何保成，劉志明.固體火箭沖壓發(fā)動機發(fā)展與流量調(diào)節(jié)現(xiàn)狀［J］.飛航導彈，2015，2：74-78.
［2］趙澤敏，陳 雄，周長省，等.固體火箭沖壓發(fā)動機燃氣流量調(diào)節(jié)最優(yōu)前饋控制［J］.彈箭與制導學報，2014，34（3）：109-112.
［3］Pinto P C，Kurth G.Robust propulsion control in all flight stages of a throtteable ducted rocket［R］.AIAA 2011-5611.
［4］聶聆聰，劉志明，劉源祥.流量可調(diào)燃氣發(fā)生器壓力閉環(huán)模糊控制算法［J］.推進技術，2013，34（4）：551-556.
［5］周 俊，周長省，陳 雄.基于BP神經(jīng)網(wǎng)絡固沖發(fā)動機燃氣流量調(diào)節(jié)控制 ［J］.計算機仿真，2015，32（1）：56-59.
［6］蘭飛強，王麗娟，程 翔，等.一種固沖發(fā)動機用流量調(diào)節(jié)裝置設計［J］.彈箭與制導學報，2012，32（3）：148-151.
［7］劉金琨.滑模變結構控制MATLAB仿真（第一版）［M］.北京：清華大學出版社，2006.
［8］李 勇，樊 丁.基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡的航空發(fā)動機模糊滑?？刂蒲芯浚跩］.計算機測量與控制，2013，21（3）：632-634.
［9］李玉忍，張智慧，徐健龍.飛機防滑剎車模糊滑模變結構控制研究 ［J］.西北工業(yè)大學學報，2015，33（1）：45-48.
［10］魏世鵬，李 華.火箭炮位置伺服系統(tǒng)模糊自適應滑?？刂疲跩］.彈箭與制導學報，2014，34（6）：161-164.
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Design of Sliding Mode Control of Gas Flow Based on Fuzzy Change Gain Regulation
Li Yong
（China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China）
By means of the fuzzy control and sliding mode control method combined，a sliding mode controller based on fuzzy change gain regulation is presented for gas flow regulation servo system.The uncertain section of solid rocket ramjet motor flow regulation servo control system is compensated by sliding mode controller，thus solid rocket ramjet motor flow regulation servo system achieve robust control.Solid rocket ramjet motor flow regulation servo system was modeled and simulated based on the use of MATLAB，and compared with sliding mode control method alone.The simulation results show that the solid rocket ramjet motor sliding mode control system based on fuzzy change gain regulation has preferable given adaptability and immunity to interference，which adopt fuzzy and sliding mode control method based on fuzzy change gain regulation can effectively inhibit the system random interference’s disadvantageous influence to control system and can weaken the chattering of control signal input，its anti－jamming ability and control result were better than sliding mode control method alone.Therefore，the proposed fuzzy and sliding mode control method lay the foundation for improvement of dynamic performance of solid rocket ramjet motor flow regulation servo control system.
solid rocket ramjet motor；flow regulation；fuzzy control；sliding mode control
1671-4598（2016）08-0111-03
10.16526／j.cnki.11－4762／tp.2016.08.030
：V435
：A
2016-03-03；
：2016-04-09。
李 勇（1980-），男，河南確山人，博士，工程師，主要從事固沖發(fā)動機能量管理、燃氣發(fā)生器流量調(diào)節(jié)控制方法的研究。
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（中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）
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李 勇
（中國空空導彈研究院，河南洛陽 471009）
將模糊控制方法與滑?？刂品椒ㄏ嘟Y合，針對燃氣流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)設計一種基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的滑?？刂破鳎虥_發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)的不確定部分通過滑?？刂破鱽硌a償，從而可實現(xiàn)固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)的魯棒控制；使用matlab對固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)進行建模仿真并與單純使用滑模控制方法進行比較，仿真結果表明基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的固沖發(fā)動機模糊滑?？刂葡到y(tǒng)具有較好的給定適應性和抗干擾性，采用該控制方案能有效的抑制系統(tǒng)隨機干擾對控制系統(tǒng)的不利影響，控制效果優(yōu)于純滑?？刂品椒ǎ趿丝刂菩盘柕亩墩?，為提高固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)的動態(tài)性能奠定基礎。
固沖發(fā)動機；流量調(diào)節(jié)；模糊控制；滑?？刂?/p>
0 引言
性能高、體積小、射程遠的先進戰(zhàn)術導彈是各國導彈發(fā)展的一個重要分支。整體式固沖火箭發(fā)動機兼有固體火箭發(fā)動機和沖壓發(fā)動機二者的雙重優(yōu)點，比沖高、結構輕巧、工作可靠、使用方便，能滿足新型戰(zhàn)術導彈的要求［1 3］。
由于導彈射程的大幅度提高和發(fā)動機各種性能的充分實現(xiàn)與整體式固體火箭沖壓發(fā)動機的燃氣流量大范圍可調(diào)密不可分。因此，目前燃氣流量調(diào)節(jié)技術是國內(nèi)外研究的熱點。
1 固沖發(fā)動機燃氣流量控制方案
固體火箭沖壓發(fā)動機燃氣流量控制方案大部分是利用機械閥門調(diào)節(jié)燃氣發(fā)生器的噴喉截面積來控制燃氣發(fā)生器的內(nèi)部工作壓力，從而實現(xiàn)燃氣發(fā)生器的燃氣流量可控［4 5］。
流量調(diào)節(jié)裝置工作原理如下：伺服電機根據(jù)控制信號大小轉動，通過一系列的減速機構帶動調(diào)節(jié)軸和調(diào)節(jié)板轉動，從而改變噴管通氣面積，燃氣發(fā)生器燃氣壓力隨之改變，達到調(diào)節(jié)流量的目的。同時采用電位器檢測調(diào)節(jié)軸的轉動角度，構成角度反饋控制系統(tǒng)［6］。眾所周知，對于考慮外界擾動等不確定性因素的控制系統(tǒng)，滑?？刂凭哂性O計簡單、魯棒性強、快速響應等優(yōu)點，因而在實際工程中獲得了廣泛應用。但它要求不確定性必須滿足匹配條件，而模糊控制作為一種有別于傳統(tǒng)控制理論的控制方法，充分發(fā)揮其不需要對象數(shù)學模型、能充分運用控制專家的信息及具有魯棒性的優(yōu)點，在具有相關特點的控制領域表現(xiàn)出其優(yōu)勢，在一些復雜系統(tǒng)，特別是系統(tǒng)存在不精確和不確定信息的情況下，模糊控制的效果往往優(yōu)于常規(guī)控制。因此，本文考慮將兩者的優(yōu)點結合起來，設計一種新穎的模糊滑模控制器，并基于典型工況進行仿真分析，證實了該方案的有效性［7］。
2 固沖發(fā)動機燃氣流量控制系統(tǒng)結構
固沖發(fā)動機燃氣流量位置伺服系統(tǒng)的執(zhí)行元件由直流無刷同步電機構成，系統(tǒng)速度環(huán)和位置環(huán)控制采用數(shù)字控制，其工作原理是：通過給定值與當前實際的位置，計算出誤差，并以該誤差作為模糊滑?？刂扑惴ǖ妮斎?，由該算法得出實際控制量，最終通過D／A轉換器傳送到伺服放大器中，由電路放大后，通過驅動器控制伺服電動機，從而經(jīng)過減速機構調(diào)動機械閥門轉動，從而改變調(diào)節(jié)軸的轉動角度進而改變?nèi)細獍l(fā)生器噴管通氣面積。
假設一個實際的不確定伺服系統(tǒng)為：
假設系統(tǒng)滿足匹配條件：
其中：E（t）包括不確定和外加干擾。
其中：θ和˙θ分別為角度和角速度。
狀態(tài)方程式（3）可描述為：
其中：f（θ）＝－a˙θ。
其中：η＞0。
2.1 流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)滑?？刂破髟O計
定義固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)全局滑模面［8］為：
其中：c＞0，e為跟蹤誤差。
跟蹤誤差為：
其中：r為位置指令。
為了實現(xiàn)全局滑模，要求函數(shù)F（t）需要滿足以下3個條件：
其中e0和˙e0為t＝0時的位置誤差及其導數(shù)。條件1）使系統(tǒng)狀態(tài)位于滑模面，條件2）保證了閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定，條件3）是滑模存在條件的要求。
根據(jù)上述分析，將F（t）定義為：
其中：λ＞0，s（0）為初始時刻的s（t）。
設計滑?？刂坡蔀椋?/p>
穩(wěn)定性證明：
定義Lyapunov函數(shù)為：
在滑模控制律式（11）中，切換增益K（t）值是造成抖振的原因。K（t）用于補償不確定項E（t），以保證滑模存在性條件得到滿足。如果E（t）時變，則為了降低抖振，K（t）也應該時變。
2.2 流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)模糊控制器的設計
固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)滑模存在條件為：
當系統(tǒng)到達滑模面后，將會保持在滑模面上。K（t）為保證系統(tǒng)運動得以到達滑模面的增益，其值必須足以消除不確定項的影響。
模糊規(guī)則如下：
其中：NB為負大，NM為負中，ZO為零，PM為正中，PB為正大。
模糊系統(tǒng)的輸入輸出隸屬函數(shù)如圖1和圖2所示。
圖1 模糊輸入的隸屬函數(shù)
圖2 模糊輸出的隸屬函數(shù)
選擇如下模糊規(guī)則：
采用積分的方法對＾K（t）的上界進行估計：
其中：G為比例系數(shù)，G＞0。
燃氣流量調(diào)節(jié)裝置采用全閉環(huán)控制系統(tǒng)，其控制系統(tǒng)結構如圖3所示。
圖3 燃氣流量調(diào)節(jié)模糊滑?？刂葡到y(tǒng)結構框圖
3 燃氣流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)仿真實例
固沖發(fā)動機燃氣流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)為：
考慮不確定項E（t）為高斯函數(shù)的形式：
其中：取bi＝0.50，ci＝5.0，η＝1.0，則控制器的切換增益為：K（t）＝max（|E（t）|）＋η＝201。
E（t）如圖4所示。
圖4 高斯函數(shù)形式的不確定項E（t）
位置指令信號為r＝A sin（2πFt），A ＝1.0，F(xiàn)＝1.0 Hz。
采用控制律式 （24），取G＝400，c＝150，λ＝10。
仿真時間為10 s，仿真結果如圖5、圖6、圖7所示。
圖5 燃氣流量調(diào)節(jié)模糊滑?？刂频奈恢眉八俣雀?/p>
圖6 E（t）及其估計值＾K（t）
另外我們采用傳統(tǒng)的滑模控制律式（11），其中取D＝200，c＝150，仿真結果如圖8、圖9所示。
對比圖5～圖9可以看出，采用基于模糊規(guī)則的模糊滑模控制方法，具備良好的動態(tài)性能和跟蹤精度，在有外部干擾和參數(shù)攝動的情況下具有很好的魯棒性，且控制量平滑，可有效地通過切換增益消除干擾項，從而消除抖振。滿足固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)物理特性的要求。
圖7 模糊滑模控制輸入信號
圖8 燃氣流量調(diào)節(jié)滑?？刂频奈恢眉八俣雀?/p>
圖9 滑模控制輸入信號
4 結論
針對固沖發(fā)動機燃氣流量調(diào)節(jié)伺服控制系統(tǒng)，為改善其控制性能、提高位置跟蹤精度，本文采用基于模糊切換增益調(diào)節(jié)的滑?？刂品椒▉碓O計相關控制算法對固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)的控制策略進行研究。在流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)動力學模型建立的基礎上，對伺服系統(tǒng)的模糊滑?？刂破鬟M行了設計，并與單純采用滑?？刂破鬟M行了數(shù)值仿真對比。
通過數(shù)值仿真的結果看出，引入基于模糊切換增益調(diào)節(jié)滑模控制方法后，可以有效地削弱系統(tǒng)控制信號的抖振，系統(tǒng)響應時間短而且無超調(diào)量，具有很好的魯棒性，流量調(diào)節(jié)伺服系統(tǒng)的位置跟蹤精度有了很大的改善，驗證了該模糊滑?？刂撇呗缘挠行?，也為固沖發(fā)動機流量調(diào)節(jié)伺服運動系統(tǒng)位置跟蹤的研究奠定了一定的理論基礎。
［1］龔 晰，何保成，劉志明.固體火箭沖壓發(fā)動機發(fā)展與流量調(diào)節(jié)現(xiàn)狀［J］.飛航導彈，2015，2：74-78.
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Design of Sliding Mode Control of Gas Flow Based on Fuzzy Change Gain Regulation
Li Yong
（China Airborne Missile Academy，Luoyang 471009，China）
By means of the fuzzy control and sliding mode control method combined，a sliding mode controller based on fuzzy change gain regulation is presented for gas flow regulation servo system.The uncertain section of solid rocket ramjet motor flow regulation servo control system is compensated by sliding mode controller，thus solid rocket ramjet motor flow regulation servo system achieve robust control.Solid rocket ramjet motor flow regulation servo system was modeled and simulated based on the use of MATLAB，and compared with sliding mode control method alone.The simulation results show that the solid rocket ramjet motor sliding mode control system based on fuzzy change gain regulation has preferable given adaptability and immunity to interference，which adopt fuzzy and sliding mode control method based on fuzzy change gain regulation can effectively inhibit the system random interference’s disadvantageous influence to control system and can weaken the chattering of control signal input，its anti－jamming ability and control result were better than sliding mode control method alone.Therefore，the proposed fuzzy and sliding mode control method lay the foundation for improvement of dynamic performance of solid rocket ramjet motor flow regulation servo control system.
solid rocket ramjet motor；flow regulation；fuzzy control；sliding mode control
1671-4598（2016）08-0111-03
10.16526／j.cnki.11－4762／tp.2016.08.030
：V435
：A
2016-03-03；
：2016-04-09。
李 勇（1980-），男，河南確山人，博士，工程師，主要從事固沖發(fā)動機能量管理、燃氣發(fā)生器流量調(diào)節(jié)控制方法的研究。
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