基于改進(jìn)自抗擾算法的直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

何 漠，崔乃剛

（哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，哈爾濱 150001）

直升機(jī)鎖尾控制即直升機(jī)航向角速率控制，是直升機(jī)控制系統(tǒng)中非常重要的環(huán)節(jié)，其控制性能直接決定了直升機(jī)的飛行特性。

現(xiàn)今，絕大多數(shù)直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)采用傳統(tǒng)PID控制方法。PID控制是一種經(jīng)典控制方法，簡(jiǎn)單易懂，整定便捷。然而，PID控制器中采用積累誤差增益I來(lái)對(duì)抗外部干擾。I不足時(shí)系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)精度難以保證，而過(guò)大的I又會(huì)加劇超調(diào)，進(jìn)而導(dǎo)致系統(tǒng)失穩(wěn)。另外，隨著無(wú)人直升機(jī)的飛行任務(wù)日趨多樣化，應(yīng)用背景日益復(fù)雜化，傳統(tǒng)PID控制方法在使用過(guò)程中體現(xiàn)出工況適應(yīng)性較差，魯棒性有限等缺點(diǎn)[1-3]。

20世紀(jì)末，韓京清教授提出了自抗擾控制方法（Active Disturbance Rejection Control, ADRC），該方法通過(guò)擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器（ESO）主動(dòng)估計(jì)外部干擾與不確定因素并予以補(bǔ)償。這種控制邏輯從干擾本身出發(fā)，相對(duì)于經(jīng)典反饋控制邏輯是一種革新與補(bǔ)充。ESO中的執(zhí)行放大系數(shù)b直接描述了外部干擾與控制量之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，它的正確取值直接影響到控制器的成功構(gòu)建和最終的控制效果。

ADRC作為一種新興控制方法，已經(jīng)在包括電力電子、電源管理、電機(jī)控制、伺服作動(dòng)和飛行控制等領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[4-7,19-20]，相對(duì)于經(jīng)典PID控制方法體現(xiàn)出動(dòng)態(tài)特性好、控制精度高和魯棒性強(qiáng)的優(yōu)越性。近年來(lái)已有將該控制方法應(yīng)用于無(wú)人直升機(jī)航向及姿態(tài)控制的研究，然而這些研究工作鮮有針對(duì)執(zhí)行放大系數(shù)b的估計(jì)與選取的詳細(xì)論述[3-7,16-20]。本文基于自抗擾控制算法，以直升機(jī)航向角速率控制作為研究對(duì)象，給出了改進(jìn)型ADRC控制算法。通過(guò)參數(shù)辨識(shí)對(duì)執(zhí)行放大系數(shù)b進(jìn)行估計(jì)，給出b相對(duì)直升機(jī)主旋翼轉(zhuǎn)速的解析關(guān)系式，在增強(qiáng)系統(tǒng)的工況適應(yīng)性的同時(shí)使之易于工程實(shí)現(xiàn)。

本文給出了直升機(jī)航向運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型，設(shè)計(jì)了直升機(jī)ADRC鎖尾控制器。通過(guò)最小二乘估計(jì)控制器中的執(zhí)行放大系數(shù)b。最后進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證與分析。

1 基于ADRC直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 直升機(jī)鎖尾系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

以圖1所示直升機(jī)為例。機(jī)體坐標(biāo)系固連于機(jī)體質(zhì)心位置；X軸位于機(jī)體縱對(duì)稱面內(nèi)，與主旋翼驅(qū)動(dòng)軸正交；Z軸平行于主旋翼驅(qū)動(dòng)軸；XYZ構(gòu)成右手坐標(biāo)系。對(duì)于直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)，以機(jī)體繞垂直軸Z軸的目標(biāo)角速度作為參考輸入，機(jī)體繞垂直軸的實(shí)際角速度為系統(tǒng)輸出，用陀螺儀測(cè)得的角速度作為反饋狀態(tài)?？刂屏渴俏矘菥啵瑢?shí)際系統(tǒng)生成的控制信號(hào)u是伺服舵機(jī)的參考輸入高電平脈寬。

設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)時(shí)，可將機(jī)體繞垂直軸的轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型近似地表達(dá)為一階環(huán)節(jié)。

式中：zω為直升機(jī)繞垂直軸轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，rad/s；Tt為直升機(jī)尾槳產(chǎn)生的繞垂直軸的扭矩，N·m；Izz為直升機(jī)繞垂直軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，kg·m2。

由簡(jiǎn)化的直升機(jī)航向運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程可以得出由尾槳產(chǎn)生的扭矩到直升機(jī)垂直軸角速度輸出的頻域傳遞函數(shù)：

在轉(zhuǎn)速一定的條件下，尾槳產(chǎn)生的扭矩與尾槳的螺距在實(shí)際工作范圍內(nèi)近似成正比，有：

式中：kt為尾槳放大系數(shù)，N/rad；tθ為尾槳總距，rad。

尾槳的總距由直升機(jī)尾舵機(jī)拉動(dòng)。由于絕大多數(shù)情況下，尾舵機(jī)的帶寬遠(yuǎn)高于直升機(jī)系統(tǒng)帶寬，故可將尾舵機(jī)的傳遞函數(shù)簡(jiǎn)化為一比例環(huán)節(jié)：

式中：u為尾舵機(jī)輸入信號(hào)，以點(diǎn)數(shù)(points)計(jì)；ksv為尾舵機(jī)放大系數(shù)，rad/points。

將式(2)～(4)三式合并，可得由舵機(jī)信號(hào)到直升機(jī)垂直軸角速度輸出的傳遞函數(shù)：

式中：b為執(zhí)行放大系數(shù)，

1.2 ADRC控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

本文描述的 ADRC直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 ADRC直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Architecture of active disturbance rejection control

1.2.1 微分跟蹤器

微分跟蹤器（DT）相當(dāng)于非線性濾波器。通過(guò)微分跟蹤器對(duì)含有噪聲的輸入?yún)⒖夹盘?hào)進(jìn)行處理，可生成快速且平滑、無(wú)超調(diào)的參考過(guò)渡過(guò)程，如圖3所示。合理的參考過(guò)渡過(guò)程有助于解決過(guò)渡過(guò)程超調(diào)和快速性矛盾，同時(shí)能夠增加系統(tǒng)的魯棒性[8]。

圖3 DT生成安排過(guò)渡過(guò)程示意圖Fig.3 DT process

本文選用的最速離散微分跟蹤器具有如下形式：

式中：r(k)為微分跟蹤器參考輸入；a為微分跟蹤器的速度因子，亦即輸出信號(hào)的最大加速度；x1為微分跟蹤器輸出信號(hào)；x2為微分跟蹤器中間狀態(tài)變量；h為運(yùn)算步長(zhǎng)；fhan為最速控制綜合函數(shù)。

直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)中，尾旋翼的螺距變化由尾舵機(jī)驅(qū)動(dòng)，航向角速度由航向陀螺儀測(cè)量得到?？紤]到舵機(jī)的輸出力矩及響應(yīng)速度、陀螺儀的測(cè)量范圍都有一定限制，如果輸入?yún)⒖夹盘?hào)為角度量，則需對(duì)r及進(jìn)行限值處理，如果輸入?yún)⒖夹盘?hào)為角速度量，則需對(duì)x2進(jìn)行限值處理。本文通過(guò)邏輯判斷和臨時(shí)變量來(lái)實(shí)現(xiàn)這種機(jī)制。設(shè)為一正實(shí)數(shù)，設(shè)計(jì)要求，則有：

1.2.2 擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器

擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器（ESO）是ADRC控制算法中的核心內(nèi)容。它將能夠影響系統(tǒng)輸出的擾動(dòng)作為擴(kuò)增的系統(tǒng)狀態(tài)，通過(guò)特殊的反饋機(jī)制建立觀測(cè)器以估計(jì)這種擾動(dòng)，從而能夠在非線性誤差反饋環(huán)節(jié)予以消除。

直升機(jī)鎖尾控制系統(tǒng)中：系統(tǒng)輸出為角速度；控制量驅(qū)動(dòng)尾舵機(jī)，產(chǎn)生繞機(jī)體垂直軸的力矩，直接產(chǎn)生角加速度；系統(tǒng)模型是一階的，如式(9)所示。

建立離散形式的ESO，如式(10)所示。

式中：e1為ESO估計(jì)的垂直軸角速度與測(cè)量之差；z1為ESO得出的直升機(jī)垂直軸角速度；h為運(yùn)行步長(zhǎng)；δ為設(shè)計(jì)參數(shù)；β01為設(shè)計(jì)參數(shù)；β02為設(shè)計(jì)參數(shù)。

非線性狀態(tài)反饋用如式(11)所示的非線性函數(shù)fal取代經(jīng)典PID控制器中的比例、積分和微分各項(xiàng)增益，以期在整定參數(shù)數(shù)目和整定過(guò)程復(fù)雜程度基本不變的條件下提升反饋效能，改善系統(tǒng)動(dòng)態(tài)品質(zhì)。

α為控制fal函數(shù)形狀的設(shè)計(jì)參數(shù)。

除狀態(tài)反饋之外，ADRC控制方法還將擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器中得到的擾動(dòng)z2納入控制輸出的補(bǔ)償，有：

式中：u為控制量；u0為狀態(tài)反饋控制量；z2為由擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器（ESO）得出的擾動(dòng)估計(jì)值。

1.2.3 控制律設(shè)計(jì)

對(duì)于無(wú)人直升機(jī)的鎖尾系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，工作時(shí)間中相當(dāng)大的一部分是在抵抗外部干擾，保持機(jī)體垂直軸角速度為零。fal函數(shù)在原點(diǎn)附近有較大的斜率，正適合這種應(yīng)用背景。同時(shí)，直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)和螺旋槳工作時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)較大，對(duì)陀螺儀的測(cè)量產(chǎn)生不利影響。對(duì)陀螺儀輸出信號(hào)進(jìn)行微分運(yùn)算將放大這種噪聲帶來(lái)的不利影響。經(jīng)過(guò)合理設(shè)計(jì)的微分跟蹤器雖然能夠消減部分噪聲，但帶來(lái)的信號(hào)延遲大大降低了角加速度反饋的效能。為減輕舵機(jī)載荷，延長(zhǎng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)使用壽命，在鎖尾控制器中省去對(duì)應(yīng)機(jī)體角加速度的反饋?lái)?xiàng)。擴(kuò)張觀測(cè)器ESO輸出的擾動(dòng)反饋在很大程度上替代了經(jīng)典PID控制器中I項(xiàng)的角色。綜合以上因素設(shè)計(jì)得到的控制器如式(13)所示，在第k個(gè)采樣瞬間，有：

式中，Ke為對(duì)應(yīng)角速率偏差的增益系數(shù)，與執(zhí)行放大系數(shù)b一起作為與直升機(jī)機(jī)械和慣性特性有關(guān)的控制系統(tǒng)整定參數(shù)。

2 執(zhí)行放大系數(shù)的最小二乘估計(jì)

2.1 執(zhí)行放大系數(shù)b的選取

執(zhí)行放大系數(shù)b是 ADRC控制系統(tǒng)中的重要參數(shù)，在ESO與非線性反饋機(jī)制中均在重要位置出現(xiàn)。執(zhí)行放大系數(shù)b直接描述外部干擾與消除該干擾所需的控制量之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。若其取值高于實(shí)際情況，則控制器不能產(chǎn)生足夠的執(zhí)行量以應(yīng)對(duì)干擾因素，系統(tǒng)精度難有保障；若其取值低于實(shí)際情況，會(huì)使控制器產(chǎn)生過(guò)大的執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令，在存在傳輸延遲、執(zhí)行機(jī)構(gòu)延遲以及各種非線性因素的實(shí)際情況中，易于導(dǎo)致執(zhí)行機(jī)構(gòu)的往復(fù)調(diào)整和控制系統(tǒng)輸出的振蕩和失穩(wěn)。由此，其準(zhǔn)確取值對(duì)于ADRC控制器的成功構(gòu)建有著至關(guān)重要的影響。

以往的文獻(xiàn)中，對(duì)b的選取大多依賴對(duì)于系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型的準(zhǔn)確建立[11-14]，對(duì)于難以建模的實(shí)際工程問(wèn)題則依靠經(jīng)驗(yàn)與試驗(yàn)進(jìn)行設(shè)計(jì)[15-16]。對(duì)于直升機(jī)這種非線性較強(qiáng)，數(shù)學(xué)模型復(fù)雜，未建模因素多的被控對(duì)象，可通過(guò)模型辨識(shí)方法對(duì)b進(jìn)行直接估計(jì)。本文采用遺忘因子遞推最小二乘法來(lái)對(duì)參數(shù)b進(jìn)行估計(jì)。

2.2 遺忘因子遞推最小二乘法

將式(5)寫(xiě)成差分方程形式，有：

定義b0?Δt·b，參照一階系統(tǒng)離散數(shù)學(xué)模型記為被估計(jì)參數(shù)列陣，分別為系數(shù)a1、b0的估計(jì)值，應(yīng)用遺忘因子遞推最小二乘估計(jì)方法：

式中：K(k)、P(k)為中間變量；φ(k)為數(shù)據(jù)向量，有為遺忘因子。一般而言，越小，式(15)所示估計(jì)算法對(duì)突變的待估計(jì)參數(shù)跟蹤能力越強(qiáng)，但同時(shí)會(huì)對(duì)噪聲非常敏感，穩(wěn)態(tài)誤差較大；λ越大，則跟蹤能力減弱，相應(yīng)的對(duì)噪聲不敏感，同時(shí)估計(jì)誤差也越小。本文基于直升機(jī)系統(tǒng)的特性，選擇λ=0.99作為設(shè)定值。

3 試驗(yàn)與結(jié)果分析

3.1 試驗(yàn)硬件條件

試驗(yàn)用控制系統(tǒng)硬件采用KEYSTONE標(biāo)準(zhǔn)三軸角速率控制器（如圖 4所示）。該控制器裝載三個(gè)Analog Device公司生產(chǎn)的陀螺儀作為角速度傳感器，量程±300 (°)/s。標(biāo)準(zhǔn)發(fā)布程序中運(yùn)行一套PID控制算法以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器三軸姿態(tài)角和角速率的控制，在包括700級(jí)航模直升機(jī)，以及載重10 kg級(jí)，載重25 kg級(jí)，載重35 kg級(jí)和載重80 kg級(jí)在內(nèi)的各型無(wú)人直升機(jī)上均有良好控制性能表現(xiàn)。

試驗(yàn)飛機(jī)采用KDS Agile5.5電動(dòng)直升機(jī)（如圖5所示），將其安裝于特制的旋翼飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái)。該平臺(tái)能使其上的飛機(jī)保有垂直軸轉(zhuǎn)動(dòng)自由度的同時(shí)限制其他五個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)。

圖4 KEYSTONE三軸角速率控制器示意圖Fig.4 Keystone 3-axis controller

圖5 試驗(yàn)用直升機(jī)示意圖Fig.5 Helicopter test bed

3.2 執(zhí)行放大系數(shù)b的參數(shù)估計(jì)試驗(yàn)

3.2.1 試驗(yàn)工況

直升機(jī)控制系統(tǒng)通過(guò)程序預(yù)先設(shè)定主旋翼轉(zhuǎn)速輸入范圍，這里設(shè)定為1000 r/min至1800 r/min，以80 Hz的頻率采集在不同轉(zhuǎn)速條件下的機(jī)體垂直軸角速度輸出y（以rad/s計(jì)）以及舵機(jī)信號(hào)u（以點(diǎn)數(shù)“points”計(jì)）。某次試驗(yàn)過(guò)程采集的y與u數(shù)據(jù)如圖6所示，采樣頻率為80 Hz。

圖6 系統(tǒng)輸出信號(hào)y與舵機(jī)信號(hào)uFig.6 Output signalyand servo signalu

3.2.2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

由于陀螺儀測(cè)量噪聲與舵機(jī)輸出的相關(guān)性，當(dāng)外部施加的激勵(lì)信號(hào)過(guò)于微弱時(shí)，估計(jì)器給出的估計(jì)結(jié)果偏差極大，故在實(shí)際試驗(yàn)中加入邏輯判斷環(huán)節(jié)，當(dāng)且僅當(dāng)機(jī)體垂直軸角速度大于0.2 rad/s時(shí)進(jìn)行估計(jì)算法更新。以80 Hz的頻率在線運(yùn)行該算法，得到的估計(jì)結(jié)果如圖7所示。

選取各轉(zhuǎn)速條件下估計(jì)器穩(wěn)定輸出數(shù)據(jù)取平均值保留三位有效數(shù)字進(jìn)行列表，如表1所示。

圖7 主旋翼轉(zhuǎn)速與 0對(duì)照?qǐng)DFig.7 Main rotor speed vs. 0

表1 主旋翼轉(zhuǎn)速與0對(duì)照表Tab.1 Main rotor speed vs.0

表1 主旋翼轉(zhuǎn)速與0對(duì)照表Tab.1 Main rotor speed vs.0

Main rotor Ω/(r/min)0 ?b/(points–1·s–1)1056 4.64× 10–5 1134 5.03×10–5 1428 6.45× 10–5 1680 9.64×10–5 1812 1.64×10–4

該現(xiàn)象與直升機(jī)動(dòng)力學(xué)中的一般結(jié)論是吻合的，即其他條件確定的情況下，尾槳生成的扭矩近似正比于轉(zhuǎn)速的平方[9-10]。這從一個(gè)方面證明了模型的正確性和試驗(yàn)結(jié)果的有效性。

為了增加系統(tǒng)抗干擾的能力，同時(shí)防止外部干擾存在的條件下，最小二乘估計(jì)器產(chǎn)生有偏估計(jì)對(duì)控制系統(tǒng)帶來(lái)的不利影響，實(shí)際使用條件下使用近似關(guān)系式來(lái)求取b0。設(shè)代入表1的數(shù)據(jù)并使用最小二乘擬合方法，得到：

式(17)(18)中，主旋翼轉(zhuǎn)速Ω的單位取r/min。

3.3 改進(jìn)型ADRC與標(biāo)準(zhǔn)ADRC對(duì)比試驗(yàn)

3.3.1 試驗(yàn)工況

式(19)描述的方波作為參考信號(hào)事先存儲(chǔ)于控制器內(nèi)。通過(guò)觸發(fā)手持遙控器上的開(kāi)關(guān)可以將該參考信號(hào)接入控制回路。機(jī)上數(shù)據(jù)通過(guò)通用串口，以100 Hz的頻率傳輸至外部PC機(jī)進(jìn)行存儲(chǔ)和分析。

為了檢驗(yàn)相關(guān)控制算法對(duì)載機(jī)工作條件的適應(yīng)性，所有試驗(yàn)都在主旋翼轉(zhuǎn)速(Ω)為1200 r/min和2400 r/min的條件下重復(fù)進(jìn)行。在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中，直升機(jī)主旋翼轉(zhuǎn)速都由電子調(diào)速器進(jìn)行定速控制，實(shí)際轉(zhuǎn)速與目標(biāo)轉(zhuǎn)速之差不超過(guò)±10%。電機(jī)轉(zhuǎn)速由電子調(diào)速器換向頻率轉(zhuǎn)換得到。對(duì)于自動(dòng)調(diào)節(jié)執(zhí)行放大系數(shù)b的試驗(yàn)過(guò)程，b的估計(jì)值由式(18)給出。

3.3.2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

輸入?yún)⒖夹盘?hào)為方波時(shí)的機(jī)體垂直軸角速度zω對(duì)比圖樣如圖8所示。

與定常b=0 .00472的 ADRC控制器作比較，當(dāng)主旋翼轉(zhuǎn)速為1200 r/min時(shí)，二者表現(xiàn)大體相當(dāng)，當(dāng)主旋翼轉(zhuǎn)速為2400 r/min時(shí)，定常b=0 .00472的ADRC控制器受到階躍信號(hào)的激勵(lì)就開(kāi)始振蕩，如圖8所示?？梢?jiàn)本文提出的根據(jù)主旋翼轉(zhuǎn)速自動(dòng)調(diào)節(jié)b的ADRC控制器相比標(biāo)準(zhǔn)ADRC控制器有更好的工況適應(yīng)性。

圖8 試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比圖Fig.8 Comparison on experiment results

3.4 改進(jìn)型ADRC與PID對(duì)比試驗(yàn)

3.4.1 試驗(yàn)工況

為對(duì)比驗(yàn)證本文提出的 ADRC控制器與商品化的傳統(tǒng)PID控制器的性能表現(xiàn)，同樣地，以式(19)所描述的方波作為參考輸入信號(hào)，在主旋翼轉(zhuǎn)速為1200 r/min和2400 r/min的條件下分別對(duì)所提出的ADRC控制算法和PID控制算法進(jìn)行試驗(yàn)。

3.4.2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

方波形式的參考信號(hào)由于包含了豐富的高次諧波，對(duì)控制系統(tǒng)有更高的要求。在這里，本文所闡述的ADRC控制器相對(duì)于經(jīng)典PID控制器在性能方面體現(xiàn)出較為明顯的優(yōu)勢(shì)。如圖9所示，在主旋翼轉(zhuǎn)速為1200 r/min的情況下，ADRC控制器明顯表現(xiàn)出更好的控制精度，過(guò)渡時(shí)間由約0.5 s縮短至約0.3 s；而在主旋翼轉(zhuǎn)速為2400 r/min的情況下，傳統(tǒng)控制器在未改變控制參數(shù)的條件下甚至出現(xiàn)了振蕩，幾乎不能實(shí)現(xiàn)控制要求，而ADRC控制器由于包含了適應(yīng)載機(jī)主旋翼轉(zhuǎn)速的參數(shù)調(diào)整機(jī)制，依然能夠很好地實(shí)現(xiàn)控制目標(biāo)，且表現(xiàn)出令人滿意的綜合控制品質(zhì)。

進(jìn)一步比較兩種控制器輸出的舵機(jī)信號(hào)u（圖10）可以發(fā)現(xiàn)，相比商品化 PID控制器中的積分機(jī)制，ADRC控制器中的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器（ESO）能做出更快的響應(yīng)，從而使得控制指令更為合理、高效。

圖9 方波跟蹤表現(xiàn)對(duì)比圖Fig.9 Comparison on square wave tracking performances

圖10 舵機(jī)信號(hào)對(duì)比圖Fig.10 Comparison on servo signals

4 結(jié) 論

本文以ADRC控制方法為基礎(chǔ)，提出了一套基于ADRC的小型直升機(jī)鎖尾控制器。相較標(biāo)準(zhǔn)ADRC控制器，本文提出的控制器增加了根據(jù)實(shí)際工況調(diào)節(jié)執(zhí)行放大系數(shù)的機(jī)制。應(yīng)用遞推遺忘因子最小二乘方法得到的系統(tǒng)辨識(shí)結(jié)果是這種自動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)制的設(shè)計(jì)依據(jù)。通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證了這種自動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)制是可行且有效的。控制器對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果的分析表明，本文提出的控制機(jī)制較標(biāo)準(zhǔn)ADRC和經(jīng)典PID控制機(jī)制在控制性能方面具有一定優(yōu)越性，可在實(shí)際直升機(jī)系統(tǒng)中進(jìn)行應(yīng)用。后續(xù)將開(kāi)展小型直升機(jī)的ADRC三軸控制器的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)工作。

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