Research of LCO suppression of airfoil based on SMC approaching law designing

WANG Shiqi; YANG Haolin; SONG Chen; YANG Chao

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Research of LCO suppression of airfoil based on SMC approaching law designing

更新时间：2026-07-31

- Research of LCO suppression of airfoil based on SMC approaching law designing
- Advances in Aeronautical Science and Engineering Pages: 1-14(2026)
- 作者机构：
  
  1.中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海 201210
  2.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100083
- 作者简介：
- 基金信息：
- DOI：
  CLC： V215.3
- Received：30 April 2026，
  
  Revised：2026-07-29，
  
  Online First：31 July 2026，
- 稿件说明：
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王诗其,杨昊霖,宋晨,等. 机翼极限环主动抑制中的滑模趋近律设计研究[J]. 航空工程进展.

WANG Shiqi,YANG Haolin,SONG Chen, et al. Research of LCO suppression of airfoil based on SMC approaching law designing[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering.(in Chinese)
王诗其,杨昊霖,宋晨,等. 机翼极限环主动抑制中的滑模趋近律设计研究[J]. 航空工程进展. DOI：

WANG Shiqi,YANG Haolin,SONG Chen, et al. Research of LCO suppression of airfoil based on SMC approaching law designing[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering.(in Chinese) DOI：

摘要

滑模控制（SMC）作为一种非线性控制方法对外界噪声干扰和参数扰动具有鲁棒性，近年来常用于机翼极限环（LCO）主动抑制研究。本文首先以频域分析法研究滑模控制系统稳定性相关因素，结果显示系统稳定性与滑模面参数

Abstract

Sliding mode control （SMC） as a nonlinear control method， exhibits robustness against external noise disturbances and parameter variations， and has been increasingly applied in recent years to the active suppression of Limit cycle oscillations （LCO） in wings. This paper first investigates the factors influencing the stability of the sliding mode control system using fr

equency-domain analysis. The results indicate that the system's stability is related to the sliding surface parameter

， but not to the sliding mode approaching law

（

）. Furthermore， through time-domain analysis， the effects of different approaching laws， constant approaching law， exponential approaching law， power approaching law， and their parameter variations on the amplitude of the limit cycle and the convergence time of the system are examined. Based on these findings， three forms of SMC control laws are applied to a two-dimensional airfoil section with freeplay nonlinearity. The case study results show that the choice of different approaching laws and their parameters does not affect the stability of the closed-loop system （i.e.， the velocity range and amplitude of the limit cycle）. However， increasing the parameter

of the constant rate approaching law reduces the system's convergence time while increasing the amplitude of chattering. For the exponential approaching law， increasing the parameter

（or decreasing

） reduces both the convergence time and the chattering amplitude. As for the power rate approaching law， increasing the parameter

within a specific range reduces the convergence time and the chattering amplitude，with a more significant reduction in chattering amplitude compared to the exponential approaching law.

关键词

Keywords

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