唐 苗，王海林，趙 慧，朱添麟，米俊宇，王 斌

(1.海裝駐北京地區(qū) 第三軍事代表室，北京 100074；2.航天科工防御技術(shù)試驗(yàn)中心，北京 100854；3.北京振興計(jì)量測(cè)試研究所，北京 100074)

0 引言

現(xiàn)如今，時(shí)代在發(fā)展，科學(xué)水平已成了比較各國(guó)發(fā)展水平程度和在世界范圍內(nèi)影響力的重要指標(biāo)。而國(guó)家軍事國(guó)防水平是一個(gè)非常重要的指標(biāo)，不容我們忽視的重要國(guó)家安全保障。航空技術(shù)在國(guó)家軍事科技占據(jù)著突出重要位置，成為最高端的科學(xué)技術(shù)，是各國(guó)都極力去研究的領(lǐng)域。航天工程不僅提升國(guó)家工業(yè)生產(chǎn)鏈，也推動(dòng)國(guó)家經(jīng)濟(jì)的快速發(fā)展。各國(guó)都想發(fā)展航天技術(shù)，因而得到更多科學(xué)家們?nèi)パ芯?。推?dòng)航天技術(shù)發(fā)展，就一定要清楚慣導(dǎo)技術(shù)和制導(dǎo)技術(shù)，火箭成功發(fā)射需要該兩個(gè)重要技術(shù)去支撐。慣導(dǎo)航技術(shù)和制導(dǎo)技術(shù)的作用是通過(guò)分析研究機(jī)械學(xué)、物理學(xué)和數(shù)學(xué)等幾門(mén)重要學(xué)科來(lái)使得目標(biāo)能夠跟蹤在所設(shè)計(jì)參考坐標(biāo)系中的速度和位置等物理信息[1]。為了能夠得到目標(biāo)速度以及位置等重要信息，設(shè)計(jì)了加速度計(jì)以及陀螺儀等儀器，其作用是來(lái)對(duì)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)定位精度進(jìn)行測(cè)試，但加速度計(jì)以及陀螺儀需要用高精度的轉(zhuǎn)臺(tái)試驗(yàn)來(lái)對(duì)其核心元件進(jìn)行測(cè)試標(biāo)定[2]。因而，飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)是航天技術(shù)和國(guó)防技術(shù)等重要領(lǐng)域中不可缺少且具有較高復(fù)雜程度的高端設(shè)備。在第二次世界大戰(zhàn)中，當(dāng)時(shí)生產(chǎn)出來(lái)的導(dǎo)彈定位精度低，未能用大量實(shí)驗(yàn)來(lái)提高其精準(zhǔn)度，因而作戰(zhàn)效果小[3]。導(dǎo)彈具有的殺傷力大，限制了實(shí)驗(yàn)條件，為了能夠提高導(dǎo)彈精度，可利用轉(zhuǎn)臺(tái)來(lái)進(jìn)行半實(shí)物實(shí)驗(yàn)。飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)成本較低，可多次重復(fù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，節(jié)約了大量財(cái)力和物力。最重要的一點(diǎn)是飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)具有安全優(yōu)點(diǎn)，在進(jìn)行實(shí)驗(yàn)的過(guò)程中沒(méi)有苛刻導(dǎo)彈條件，難度系數(shù)非常低。因而，飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)在軍事領(lǐng)域里起到非常重要作用，還可節(jié)約成本和減小實(shí)驗(yàn)難度系數(shù)。雷達(dá)在我們生活中隨處可見(jiàn)，轉(zhuǎn)臺(tái)是雷達(dá)伺服控制系統(tǒng)中非常重要的組成部分，轉(zhuǎn)臺(tái)性能決定著雷達(dá)控制系統(tǒng)的控制精度[4]。

飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)是模擬導(dǎo)彈飛行的重要設(shè)備，方便得到實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)是綜合光學(xué)、機(jī)械電機(jī)學(xué)等學(xué)科的現(xiàn)代軍事裝備。在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境條件下，其控制性能決定關(guān)系模擬實(shí)驗(yàn)可靠性?xún)?yōu)劣。飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)控制設(shè)計(jì)是保證系統(tǒng)控制精度。這里需考慮非線性摩擦部分，這會(huì)影響伺服控制系統(tǒng)控制精度及其穩(wěn)定性[5]。

對(duì)飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)的摩擦補(bǔ)償和魯棒跟蹤控制進(jìn)行了研究和實(shí)驗(yàn)。設(shè)計(jì)高性能飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)控制系統(tǒng)，需要使用高精度測(cè)量?jī)x器和高效率的驅(qū)動(dòng)元件以及合理的轉(zhuǎn)臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，更需要設(shè)計(jì)研究轉(zhuǎn)臺(tái)控制算法。飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)硬件電路確定以后，若提高飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)系統(tǒng)的精度，需設(shè)計(jì)魯棒性強(qiáng)和控制效果優(yōu)的控制算法。目前傳統(tǒng)PID 控制算法、Smith 預(yù)估控制策略以及復(fù)合控制算法大量應(yīng)用于飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)中[6]。這些算法結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，理論分析成熟、滿足簡(jiǎn)單控制系統(tǒng)的控制要求，成了普遍應(yīng)用在大多數(shù)工業(yè)控制系統(tǒng)的算法。但這些算法需要建立在精確數(shù)學(xué)模型，要求數(shù)學(xué)模型精度高。而在實(shí)際應(yīng)用過(guò)程中，飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)在高溫高濕、高壓高海拔等較為復(fù)雜的環(huán)境條件下，使得飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)會(huì)受到非線性因素影響。同時(shí)，飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)長(zhǎng)時(shí)間工作過(guò)程中，可能會(huì)出現(xiàn)電機(jī)老化以及器件損壞等非線性因素[7]。這使得很難建立準(zhǔn)確的飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，傳統(tǒng)控制方法應(yīng)用在飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)可能達(dá)不到期望效果，若提高飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)系統(tǒng)控制性能，需研究新的控制策略。改進(jìn)控制算法和研究其它控制算法在飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)系統(tǒng)中應(yīng)用成了科學(xué)家一研究方向。

經(jīng)典控制算法研究應(yīng)用方面有一些新成果。西南交通大學(xué)幸權(quán)結(jié)合時(shí)域 PDF(偽微分反饋)策略與頻域 PDF 方法，使用基于特征根結(jié)構(gòu)理論的能量量化法，提出基于 PDF 控制策略的最優(yōu)頻域設(shè)計(jì)方法[8]。黃金泉分析飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)系統(tǒng)性能指標(biāo)，優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，并得到PI 控制最優(yōu)參數(shù)，控制系統(tǒng)指標(biāo)很好被跟蹤，具有一定魯棒性[9]。Angel Ruiz將史密斯預(yù)估器和結(jié)構(gòu)對(duì)稱(chēng)的 send-on-delta(SSOD)采樣方案相結(jié)合，優(yōu)化了PI控制器，不確定因素下控制系統(tǒng)仍能跟蹤控制系統(tǒng)指標(biāo)且具有強(qiáng)的穩(wěn)定性[10]。

考慮難以建立準(zhǔn)確數(shù)學(xué)模型的控制系統(tǒng)，但也要實(shí)現(xiàn)精確控制，同時(shí)達(dá)到控制性能，基于現(xiàn)代控制理論方法，如基于干擾觀測(cè)器的控制器設(shè)計(jì)、魯棒控制器設(shè)計(jì)、自適應(yīng)控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、自抗擾控制、模糊控制、滑模變結(jié)構(gòu)控制方法等提出[11]。

S.Komada，K.Ohnishi 等人首先提出干擾觀測(cè)器理論，在控制器自身參數(shù)發(fā)生變化以及控制系統(tǒng)受到外部力矩干擾時(shí)，真實(shí)被控對(duì)象輸入和被控對(duì)象的名義模型輸出之間會(huì)產(chǎn)生差值，定義差值為等效干擾[12]，設(shè)計(jì)干擾觀測(cè)器來(lái)等效估計(jì)實(shí)際干擾?；诟蓴_觀測(cè)器的控制器設(shè)計(jì)過(guò)程中時(shí)，可分別設(shè)計(jì)擾動(dòng)觀測(cè)與補(bǔ)償部分和跟蹤控制部分。Joo Y通過(guò)將擾動(dòng)的內(nèi)部模型補(bǔ)充到干擾觀測(cè)器結(jié)構(gòu)中，設(shè)計(jì)干擾觀測(cè)器，在模型不確定參數(shù)屬于任意大的有界集合，該干擾觀測(cè)器也能觀測(cè)出控制系統(tǒng)內(nèi)部擾動(dòng)，保證系統(tǒng)較強(qiáng)魯棒性以及抗干擾能力[13]。

魯棒控制算法提出于20世紀(jì)50年代，理論方法有 H∞控制理論、結(jié)構(gòu)奇異值理論、Kharitonov 區(qū)間理論[14]。當(dāng)被控對(duì)象因其不確定性而對(duì)模型參數(shù)變化不敏感時(shí)，設(shè)計(jì)控制器來(lái)滿足控制系統(tǒng)的高穩(wěn)定性與高精度。J.Yao提出一種基于擴(kuò)張觀測(cè)器的自適應(yīng)魯棒控制器，該控制器能夠消除不確定因素對(duì)直流電機(jī)控制效果的影響，控制器所具有的全局魯棒性保證了控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和不確定條件下的高精度跟蹤能力[15]。王建宏設(shè)計(jì)了基于 H∞的內(nèi)?？刂品椒ǎ瑢?shí)驗(yàn)驗(yàn)證該方法能夠提高系統(tǒng)高階動(dòng)態(tài)性能和抗干擾能力[16]。

自適應(yīng)控制是在沒(méi)有精確被控對(duì)象數(shù)學(xué)模型條件下，分析輸入輸出，增加自適應(yīng)回路來(lái)調(diào)節(jié)控制器參數(shù)，來(lái)實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)精確控制。1998 年，JE Seem 提出用于改變閉環(huán)中PI控制器增益的自適應(yīng)控制算法，實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證其計(jì)算效率高[17]。Tomei P提出六階非線性自適應(yīng)控制算法，解決了在負(fù)載轉(zhuǎn)矩恒定未知條件下的無(wú)傳感器永磁同步電機(jī)跟蹤控制[18]。王衛(wèi)紅提出基于模型參考自適應(yīng)復(fù)合控制方法，解決飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)中存在不確定因素，自適應(yīng)調(diào)整增益同時(shí)引入數(shù)字前饋控制來(lái)提高系統(tǒng)控制精度[19]。張德成通過(guò)自適應(yīng)控制算法實(shí)現(xiàn)補(bǔ)償高性能伺服轉(zhuǎn)臺(tái)擾動(dòng)力矩[20]。

神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法是智能控制算法之一，學(xué)習(xí)能力強(qiáng)大、逼近連續(xù)非線性函數(shù)優(yōu)點(diǎn)，解決系統(tǒng)中存在高度非線性控制問(wèn)題，隱含層神經(jīng)元激活函數(shù)具有非線性映射功能，可逼近任意非線性函數(shù)，為解決非線性控制問(wèn)題提供方法。Abbas，Hamou Ait提出基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的系統(tǒng)反饋線性化控制，減小系統(tǒng)統(tǒng)動(dòng)力學(xué)與數(shù)學(xué)模型誤差，降低系統(tǒng)跟蹤誤差[21]。電機(jī)負(fù)載擾動(dòng)呈非線性特性，梅從立將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)引入到所建立感應(yīng)電機(jī)模型中，設(shè)計(jì)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)直接逆控制器，達(dá)到對(duì)感應(yīng)電機(jī)調(diào)速系統(tǒng)的在線學(xué)習(xí)與控制[22]。

在自抗擾控制方面，李杰設(shè)計(jì)線性/非線性自抗擾控制切換控制，達(dá)到了系統(tǒng)的高抗擾能力、高精度要求[23]。Guo B Z驗(yàn)證自抗擾控制器在不確定模型和外部擾動(dòng)條件下的多輸入多輸出控制系統(tǒng)收斂性，實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證自抗擾控制能夠使系統(tǒng)在不確定擾動(dòng)條件下實(shí)現(xiàn)指標(biāo)精確跟蹤[23]。

在模糊控制方面，路平結(jié)合模糊控制和 PID 控制對(duì)飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)進(jìn)行MATLAB仿真實(shí)驗(yàn)，仿真驗(yàn)證其具有良好的動(dòng)態(tài)性能[24]。紀(jì)志成結(jié)合模糊控制和自適應(yīng)，基于轉(zhuǎn)臺(tái)數(shù)學(xué)模型，實(shí)現(xiàn)無(wú)刷直流電機(jī)的自適應(yīng)模糊控制[25]。吳燕燕在轉(zhuǎn)臺(tái)控制中引入模糊控制，精確控制轉(zhuǎn)臺(tái)系統(tǒng)。對(duì)比傳統(tǒng) PID 算法，證明該算法精確性和魯棒性[26]。

在滑?？刂品矫?，劉金琨研究飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)不確定伺服系統(tǒng)，設(shè)計(jì)新型滑?？刂撇呗裕抡骝?yàn)證了該算法具有優(yōu)良控制性能[27]。反步滑?？刂撇呗詫?duì)不確定性匹配條件和飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)的外部擾動(dòng)具有很強(qiáng)的魯棒性，繼承了反步控制對(duì)具有失配不確定性的不確定非線性系統(tǒng)具有良好瞬態(tài)質(zhì)量的特點(diǎn)。反步滑?？刂瓶梢杂行Ы鉀Q伺服系統(tǒng)中的參數(shù)擾動(dòng)和非線性摩擦補(bǔ)償問(wèn)[28]。

三步法控制是一種首先應(yīng)用在解決汽車(chē)跟蹤控制問(wèn)題的控制測(cè)略。系統(tǒng)在實(shí)際控制過(guò)程中，不確定擾動(dòng)變化使得系統(tǒng)模型輸出存在偏差，但系統(tǒng)控制過(guò)程又存在滯后特性。系統(tǒng)被控量發(fā)生變化之前，反饋控制量不能馬上對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)節(jié)，降低系統(tǒng)調(diào)節(jié)效果。提高控制系統(tǒng)的控制效果，學(xué)者設(shè)計(jì)前饋加反饋的復(fù)合控制方法。在不確定擾動(dòng)影響系統(tǒng)指標(biāo)之前，給系統(tǒng)中加入補(bǔ)償控制。同時(shí)，前饋控制能夠?qū)⑾到y(tǒng)工作點(diǎn)調(diào)節(jié)到平衡點(diǎn)附近，使得反饋控制僅僅在工作點(diǎn)附近的小范圍內(nèi)工作[29]。本文將三步法控制器擴(kuò)展到飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)，并且證明了可以漸近收斂到期望軌跡。在飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)上進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證設(shè)計(jì)的軌跡跟蹤控制器的有效性。

1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及原理

飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)：

考慮非線性摩擦的飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示，表達(dá)式如式(1)[30]。

圖1 飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

根據(jù)伺服系統(tǒng)的上述結(jié)構(gòu)，其控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)方程可以描述為：

(1)

當(dāng)考慮飛行仿真轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)參數(shù)攝動(dòng)和電機(jī)力矩波動(dòng)等不確定因素時(shí)，公式(1)可轉(zhuǎn)換為：

(2)

通過(guò)以上分析，飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)可表示為以下形式[10]：

(3)

通過(guò)以上分析，飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)可表示為以下形式[31]：

(3)

摩擦力存在于日常生活運(yùn)動(dòng)中。接觸面積大小、接觸物體粗糙程度以及物體接觸時(shí)的相對(duì)速度等都會(huì)影響摩擦力大小?；ハ嘟佑|的兩物體，在相對(duì)靜止條件下，此時(shí)兩者之間的力為靜摩擦力。對(duì)其中一物體施加外力后，兩者的狀態(tài)變?yōu)橄鄬?duì)運(yùn)動(dòng)。在此過(guò)程中，兩物體間摩擦力經(jīng)歷4個(gè)不同階段變化。學(xué)者研究發(fā)現(xiàn)，運(yùn)動(dòng)速度影響摩擦力大小，4個(gè)不同階段變化如下。

1)接觸面發(fā)生彈性形變：兩相互接觸的物體在相對(duì)靜止?fàn)顟B(tài)發(fā)生變化間隙，兩接觸面間始終為“粘著”狀態(tài)，但兩接觸面之間存在微弱且難以觀察的運(yùn)動(dòng)。但此時(shí)靜摩擦力抑制兩接觸物體間出現(xiàn)相對(duì)運(yùn)動(dòng)，施加在物體上面外力大小決定著靜摩擦力的大小?？僧?dāng)外力達(dá)到某上限時(shí)，物體狀態(tài)到達(dá)第二階段，靜摩擦在此時(shí)達(dá)到最大值。

2)邊界潤(rùn)滑：兩接觸物體在發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)候，因速度低，接觸面材料成影響兩接觸物體間摩擦力大小的主要因素。

3)部分潤(rùn)滑：當(dāng)外界施加力持續(xù)變大，那么兩物體之間接觸面不處于完全接觸階段，摩擦力會(huì)逐漸變小。

4)全液體潤(rùn)滑：物體速度逐漸變大，兩物體間接觸面完全分離開(kāi)，接觸面不影響摩擦力大小，此時(shí)摩擦力大小由粘性摩擦力矩決定。粘性摩擦力矩和物體運(yùn)動(dòng)速度成比例關(guān)系。摩擦力速度越快則摩擦力就越大[32]。

控制系統(tǒng)不同，其機(jī)械特性也會(huì)出現(xiàn)大的差異，不同控制系統(tǒng)間表現(xiàn)出摩擦特性不同。分析不同的控制系統(tǒng)，則要研究摩擦擾動(dòng)的影響因素有，描述合適模型的摩擦力。本文對(duì)飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)位置進(jìn)行控制，所接觸的摩擦面較多，轉(zhuǎn)臺(tái)組成部分之間接觸面光滑程度不同。

本文采用LuGre摩擦模型模擬非線性摩擦補(bǔ)償[33]。其數(shù)學(xué)模型為：

(4)

其中：

(5)

2 飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)控制設(shè)計(jì)

2.1 微分觀測(cè)器設(shè)計(jì)

(6)

(7)

(8)

2.2 非線性控制器設(shè)計(jì)

第1步：類(lèi)穩(wěn)態(tài)控制

(9)

此步驟控制算法與當(dāng)前測(cè)量或者估計(jì)狀態(tài)相關(guān)，而不依賴(lài)系統(tǒng)真實(shí)的穩(wěn)態(tài)，所以稱(chēng)為類(lèi)穩(wěn)態(tài)制。

第2步：變參考前饋控制

(10)

進(jìn)而得：

(11)

第3步：誤差反饋控制

從前兩部假設(shè)條件可得出，類(lèi)穩(wěn)態(tài)控制us與參考前饋控制uf一起作用的條件下，飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服控制系統(tǒng)的位置轉(zhuǎn)角輸出不能保證達(dá)到期望值。為了使得飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服控制系統(tǒng)實(shí)際位置轉(zhuǎn)角軌跡跟蹤期望值軌跡，在以上兩步驟的基礎(chǔ)條件下添加誤差反饋控制ue，最終得到飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服控制系統(tǒng)控制律為u=us+uf+ue。

(12)

(13)

對(duì)該李雅普諾夫函數(shù)求導(dǎo)：

(14)

(15)

(16)

(17)

定義一個(gè)李雅普洛夫函數(shù)：

(18)

對(duì)該李雅普諾夫函數(shù)求導(dǎo)：

(19)

(20)

21

得到最終誤差反饋控制律為：

(22)

2.3 穩(wěn)定性與魯棒性分析

由于飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)存在未建模動(dòng)態(tài)、參數(shù)不確定性和外界擾動(dòng)。將控制律(22)代入式(3)中，經(jīng)過(guò)整理可以得到閉環(huán)誤差系統(tǒng)動(dòng)態(tài)：

(23)

取李雅普洛夫函數(shù)：

(24)

對(duì)該李雅普諾夫函數(shù)求導(dǎo)：

(25)

(26)

3 仿真結(jié)果及分析

飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)伺服控制系統(tǒng)中存在參數(shù)不確定性以及非線性摩擦干擾，本文中設(shè)定系統(tǒng)期望轉(zhuǎn)角輸出為正弦信號(hào)。飛行模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)伺服控制系統(tǒng)的主要參數(shù)和標(biāo)稱(chēng)值如下：

其中，PWM功率放大器放大系數(shù)Ku=11。電樞電R=7.77 Ω。電機(jī)轉(zhuǎn)矩系數(shù)Km=6 Nm/A。轉(zhuǎn)動(dòng)慣量J=0.6 kgm2，電壓反饋系數(shù)Ce=1.2 V/(rad/s)。

位置轉(zhuǎn)角期望輸出值為正弦函數(shù)，模型參數(shù)設(shè)定偏離值為20%，設(shè)計(jì)的微分觀測(cè)器參數(shù)值為λ0.1=80，λ0.2=120，λ1.1=200，λ1.2=12.5，terminal吸引因子參數(shù)為l1=5，l2=7。圖2為復(fù)合不確定擾動(dòng)F仿真曲線圖。分析圖2，本文設(shè)計(jì)的觀測(cè)器能夠觀測(cè)系統(tǒng)的復(fù)合不確定擾動(dòng)，觀測(cè)誤差小于實(shí)際值的2%。

圖2 復(fù)合不確定擾動(dòng)F仿真曲線圖

在觀測(cè)出系統(tǒng)復(fù)合不確定擾動(dòng)基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)非線性控制器，非線性控制器的調(diào)節(jié)參數(shù)為k0=10，k1=18，k2=42。圖3為位置轉(zhuǎn)角仿真曲線圖。圖4是位置轉(zhuǎn)角跟蹤誤差仿真曲線圖。分析圖3和圖4，非線性控制器與PID控制器作用相互比較，分析出非線性控制器在系統(tǒng)參數(shù)不確定等擾動(dòng)條件下，能夠快速穩(wěn)定跟蹤期望的位置轉(zhuǎn)角軌跡，跟蹤誤差小于0.01 rad，驗(yàn)證其具有魯棒性。

圖3 輸出轉(zhuǎn)角仿真曲線圖

圖4 輸出轉(zhuǎn)角跟蹤誤差仿真曲線圖

4 結(jié)束語(yǔ)

飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)在實(shí)際跟蹤控制過(guò)程中存在參數(shù)不確定性、非線性摩擦等不確定性問(wèn)題。文章提出了一種基于微分觀測(cè)器的飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)非線性控制方法?？紤]控制過(guò)程中存在不確定性問(wèn)題，難以直接測(cè)量得到，設(shè)計(jì)了微分觀測(cè)器來(lái)估計(jì)復(fù)合不確定擾動(dòng)。設(shè)計(jì)非線性控制器來(lái)控制飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)伺服系統(tǒng)，使得系統(tǒng)可以收斂到期望位置轉(zhuǎn)角信號(hào)，并分析控制器作用條件下系統(tǒng)的魯棒性。利用MATLAB/Simulink仿真試驗(yàn)平臺(tái)驗(yàn)證了文中提出的控制策略能夠使系統(tǒng)有效跟蹤期望位置轉(zhuǎn)角，具有一定工程應(yīng)用價(jià)值。