基于時(shí)延估計(jì)的繩驅(qū)動(dòng)飛行機(jī)械臂模糊非奇異終端滑模飛行控制

孟思華，王堯堯,2，陳柏，吳洪濤

（1.南京航空航天大學(xué)機(jī)電學(xué)院，江蘇南京，210016；2.浙江大學(xué)流體動(dòng)力與機(jī)電系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，浙江杭州，310027）

隨著多旋翼飛行器的研究和應(yīng)用的拓展，飛行機(jī)械臂系統(tǒng)逐漸得到研究者的廣泛關(guān)注[1-2]。在早期的飛行機(jī)械臂研究中，研究者在飛行器底部安裝簡(jiǎn)單的機(jī)械手爪來(lái)完成抓取或搬運(yùn)任務(wù)，這種機(jī)械手抓結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，質(zhì)量較小，對(duì)飛行器控制影響較小[3-5]。然而，這些飛行機(jī)械臂缺少靈活的機(jī)械臂系統(tǒng)，難以完成更復(fù)雜精細(xì)的任務(wù)。其后，研究者在飛行器上安裝機(jī)械臂（例如，瑞士蘇黎世聯(lián)邦理工大學(xué)與美國(guó)內(nèi)華達(dá)大學(xué)合作研制的旋翼飛行并聯(lián)機(jī)械臂[6]、奧克蘭大學(xué)研制的樹冠層采樣飛行機(jī)械臂[7]）以獲得靈活操作的能力。國(guó)內(nèi)的飛行機(jī)械臂（例如，東南大學(xué)研制的重心調(diào)節(jié)飛行機(jī)械臂等[8]）研究起步較晚，但也取得了一定的成果。

在保證機(jī)械臂作業(yè)能力的條件下降低運(yùn)動(dòng)部分的質(zhì)量是飛行機(jī)械臂設(shè)計(jì)面臨的一大難題。傳統(tǒng)的機(jī)械臂將驅(qū)動(dòng)電機(jī)和減速器安裝于機(jī)械臂關(guān)節(jié)處，增大了機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)部分的慣性，而飛行機(jī)械臂是無(wú)根系統(tǒng)，機(jī)械臂的運(yùn)動(dòng)將對(duì)系統(tǒng)造成很大擾動(dòng)。一種有效的解決方法是采用繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)。引入繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)的機(jī)械臂，其驅(qū)動(dòng)單元安裝在機(jī)械臂底座，通過繩索傳遞力和運(yùn)動(dòng)，大大降低了機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)部分的質(zhì)量[9-11]。目前，繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)主要應(yīng)用于陸上的機(jī)器人系統(tǒng)以及部分水下機(jī)器人系統(tǒng)，很少應(yīng)用于飛行機(jī)械臂系統(tǒng)?？紤]到繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)的優(yōu)異特性以及飛行機(jī)械臂控制性能與飛行器-機(jī)械臂質(zhì)量比之間的矛盾，繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)在飛行機(jī)械臂領(lǐng)域具有極高的應(yīng)用和研究?jī)r(jià)值。因此，本文擬設(shè)計(jì)一種新型繩驅(qū)動(dòng)飛行機(jī)械臂系統(tǒng)。

針對(duì)飛行機(jī)械臂系統(tǒng)，研究者主要提出了2種控制策略：線性控制策略[12-13]以及非線性控制策略。線性控制策略在平衡點(diǎn)附近具有良好的控制性能，但機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致系統(tǒng)偏離平衡點(diǎn)時(shí)很難穩(wěn)定，為此，眾多學(xué)者更加關(guān)注非線性控制策略[14-16]。滑模變結(jié)構(gòu)控制（SMC）因其魯棒性好、對(duì)系統(tǒng)參數(shù)不敏感等特點(diǎn)得到廣泛應(yīng)用[17-20]。終端滑模控制器具有在平衡點(diǎn)附近收斂較快的特點(diǎn)，更適用于飛行機(jī)械臂場(chǎng)景。

飛行機(jī)械臂本身為一個(gè)復(fù)雜的高耦合系統(tǒng)，其精確建模是一個(gè)難題。繩驅(qū)動(dòng)飛行機(jī)械臂同時(shí)具有繩驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂的非線性特性和機(jī)械臂與飛行器的高耦合特性，其精確建模難度極大。目前常用的建模方法主要有整體建模法和獨(dú)立建模法[21-22]。但這2 種方法都無(wú)法有效地解決動(dòng)力學(xué)參數(shù)時(shí)變以及系統(tǒng)的復(fù)雜非線性問題以獲得良好的控制性能。

時(shí)延估計(jì)控制（TDC）是一種不基于模型的控制策略，其關(guān)鍵技術(shù)為時(shí)延估計(jì)技術(shù)（TDE）[23]。利用時(shí)延信號(hào)估計(jì)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)，可極大地緩解建模難、建模不精確帶來(lái)的控制難題。時(shí)延估計(jì)控制已廣泛應(yīng)用于各領(lǐng)域，例如語(yǔ)音增強(qiáng)、狀態(tài)與參數(shù)估計(jì)以及非線性控制等[24-26]?？紤]到繩驅(qū)動(dòng)飛行機(jī)械臂系統(tǒng)建模的困難，時(shí)延估計(jì)技術(shù)將在此場(chǎng)景下?lián)碛袕V闊的應(yīng)用前景。

綜合現(xiàn)有成果，本文作者通過引入繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)，提出一種新型繩驅(qū)動(dòng)飛行機(jī)械臂系統(tǒng)。針對(duì)所提飛行機(jī)械臂系統(tǒng)，設(shè)計(jì)基于TDE 的模糊非奇異終端滑?？刂破?，并進(jìn)行穩(wěn)定性與收斂性分析。最后，為驗(yàn)證所提出的控制器的有效性，進(jìn)行仿真對(duì)比實(shí)驗(yàn)。

1 飛行機(jī)械臂系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

本文設(shè)計(jì)的飛行機(jī)械臂系統(tǒng)主要由四旋翼飛行器和機(jī)械手2部分組成。采用繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)的機(jī)械臂，將驅(qū)動(dòng)單元安裝在機(jī)械臂的底部，通過繩索將運(yùn)動(dòng)和力傳遞到關(guān)節(jié)處，大大降低機(jī)械臂移動(dòng)部分的質(zhì)量，極大地削弱機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)對(duì)飛行平臺(tái)的影響，降低飛行機(jī)械臂系統(tǒng)控制難度。

圖1所示為基于繩驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂的新型飛行機(jī)械臂系統(tǒng)。所設(shè)計(jì)的飛行機(jī)械臂總質(zhì)量為3 kg。所選飛行平臺(tái)為四旋翼飛行器，軸距為530 mm。繩驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂具有3 個(gè)自由度，長(zhǎng)度為421 mm，總質(zhì)量為875 g。繩驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂的驅(qū)動(dòng)電機(jī)被安裝在底座上，通過細(xì)鋼纜傳遞動(dòng)力，機(jī)械臂移動(dòng)部分不再含有驅(qū)動(dòng)電機(jī)以及減去器等機(jī)構(gòu)，質(zhì)量為375 g，不足機(jī)械臂部分總質(zhì)量的一半。而其承載能力并未降低，有效緩解了飛行器-機(jī)械臂質(zhì)量比與作業(yè)能力以及控制品質(zhì)之間的矛盾。

圖1 飛行機(jī)械臂系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of aerial manipulator

2 動(dòng)力學(xué)建模

飛行機(jī)械臂系統(tǒng)的坐標(biāo)系如圖2所示。飛行機(jī)械臂的坐標(biāo)系系統(tǒng)可以分成4個(gè)部分：固連于地面的慣性坐標(biāo)系{Oi}、固連于飛行器對(duì)稱中心的機(jī)體坐標(biāo)系{Ob}、機(jī)械臂關(guān)節(jié)坐標(biāo)系{Oj}以及末端執(zhí)行器坐標(biāo)系{Oe}。飛行機(jī)械臂姿態(tài)可以表示為Φ=[?,θ,ψ]T，其中?,θ和ψ分別為翻滾角、俯仰角和偏航角。旋轉(zhuǎn)矩陣表示的姿態(tài)為

圖2 飛行機(jī)械臂坐標(biāo)系Fig.2 Reference frames for an aerial manipulator

式中：c表示cos；s表示sin。

采用獨(dú)立建模方法利用牛頓歐拉法建立飛行機(jī)械臂的動(dòng)力學(xué)模型，如下式所示[27]：

式中：m為飛行機(jī)械臂質(zhì)量；I為飛行機(jī)械臂慣性張量；p為位置向量，p=[x,y,z]T；ω為機(jī)體角速度；e3為慣性系中的單位向量，e3=[0,0,1]T；fz為旋翼在機(jī)體坐標(biāo)系下產(chǎn)生的總拉力；fd為機(jī)械臂與飛行器的耦合力以及復(fù)雜外部擾動(dòng)；τm為旋翼在機(jī)體坐標(biāo)系下的力矩，τm=[τx,τy,τz]T；τd為機(jī)械臂與飛行器的耦合力矩以及復(fù)雜外部擾動(dòng)。τ和fz如下式所示：

式中：cT為旋翼升力系數(shù)；cM為旋翼扭矩系數(shù)；ωi為第i個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速；d為旋翼到飛行器中軸線距離。

模型中沒有考慮到飛行機(jī)械臂的動(dòng)力學(xué)時(shí)變，但其作用不可忽視，動(dòng)力學(xué)參數(shù)變化為

式中：m0和I0為靜態(tài)動(dòng)力學(xué)參數(shù)；Δm和ΔI為由外部擾動(dòng)以及機(jī)械臂作業(yè)引起的動(dòng)力學(xué)參數(shù)變化。為補(bǔ)償動(dòng)力學(xué)參數(shù)時(shí)變，引入TDE 技術(shù)，飛行機(jī)械臂動(dòng)力學(xué)方程可寫為：

式中：和為常量。

可知N1和N2形式非常復(fù)雜，難以計(jì)算，但可使用時(shí)延估計(jì)技術(shù)獲得足夠精確的估計(jì)值。

3 控制器設(shè)計(jì)及穩(wěn)定性分析

對(duì)于飛行機(jī)械臂系統(tǒng)，通常將飛行平臺(tái)作為運(yùn)動(dòng)的主體，而機(jī)械臂主要用來(lái)調(diào)整末端執(zhí)行器的姿態(tài)。本文主要對(duì)飛行平臺(tái)的控制進(jìn)行研究，所設(shè)計(jì)控制器結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 飛行機(jī)械臂控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.3 Control structure for aerial manipulator

3.1 姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)及穩(wěn)定性分析

3.1.1 姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)

非奇異終端滑模控制器（NTSM）[28]如下式所示：

式中：k＞0；sig（）α=||αsign（）。飛行器姿態(tài)誤差定義為

式中：Φd為姿態(tài)期望；Φ為當(dāng)前姿態(tài)。所設(shè)計(jì)控制器滑模面為

式中：s∈R3；k=diag（k1,k2,k3）；1＜α1＜2，1＜α2＜2，1＜α3＜2。所選趨近律為

式中：m1=diag（m11,m12,m13）,m1i＞0；m2=diag（m21,m22,m23）,m2i＞0；0＜βi＜1。

由式（9）及式（10）可得誤差加速度為

由式（5）、式（8）以及式（11）得姿態(tài)環(huán)控制器為

3.1.2 穩(wěn)定性及收斂性分析

引理1由李雅普諾夫穩(wěn)定性判據(jù)，若V（x）≥0且滿足：

則V（x）將在如下有限時(shí)間內(nèi)從V（x0）收斂到V（0）：

式中：a＞0;b＞0;0＜c＜1。

證明1控制器中引入了TDE 技術(shù)，考慮TDE誤差的實(shí)際控制器輸出可表示為

為方便起見并不失一般性，此處僅考慮一個(gè)姿態(tài)角的穩(wěn)定性分析。取V（si）=si2/2，由式（10）可得

將式（17）右邊第一項(xiàng)和第三項(xiàng)結(jié)合，有

由式（19）及引理1，V（si）將持續(xù)趨向V（0）直到≤0 或≤0。即若≠0，si將收斂到如下區(qū)域：

同理，將式（17）右邊第二項(xiàng)和第三項(xiàng)結(jié)合可得

即≠0時(shí)，si將收斂到如下區(qū)域：

若|si|＞B，則由式（24）及式（25）可知≠0，即si將繼續(xù)收斂。綜上所述，si將收斂到|si|≤B?；Ｃ娣匠炭梢詫憺?/p>

最后，將式（23）及式（27）代入滑模面方程，可得誤差絕對(duì)值上界：

3.1.3 模糊控制器

由式（12）可知，選擇較小的k，系統(tǒng)將會(huì)更快收斂，然而，這將導(dǎo)致系統(tǒng)抖動(dòng)。為了獲得更快的收斂速度以及保證系統(tǒng)的控制品質(zhì)，引入模糊控制器（FLS）實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)參數(shù)。引入FLS的控制器為

式中：kΔ=k（1+Δ）；Δ為FLS 輸出。當(dāng)姿態(tài)由于未知擾動(dòng)而偏離期望值或誤差接近于0時(shí)，F(xiàn)LS實(shí)時(shí)調(diào)整參數(shù)以獲得最佳效果。

所設(shè)計(jì)FLS 有2 個(gè)輸入和1 個(gè)輸出，根據(jù)其值映射到7個(gè)三角形模糊區(qū)域的隸屬度函數(shù)上。去模糊方法為重心法。輸入的模糊語(yǔ)言值選擇為NL，NM，NS，ZO，PS，PM 和PL。FLS 的輸出為負(fù)值，其模糊值選擇N1，N2，N3，N4，N5，N6和N7。

圖4所示為FLS 決策平面。從圖4可見：當(dāng)誤差絕對(duì)值較大時(shí)，F(xiàn)LS輸出越??；當(dāng)誤差與誤差導(dǎo)數(shù)同號(hào)且較大時(shí)，F(xiàn)LS輸出最?。划?dāng)誤差與誤差導(dǎo)數(shù)都接近0時(shí)，F(xiàn)LS輸出最大。

圖4 姿態(tài)環(huán)Fuzzy決策面Fig.4 Surface of Fuzzy of attitude controller

3.2 位置控制器設(shè)計(jì)

位置控制器滑模面、趨近律與姿態(tài)控制器相同，同理可得到位置環(huán)控制器輸出為

式中：為常量；Pd為位置期望；為TDE輸出；下標(biāo)p表示其為位置環(huán)控制參數(shù)。對(duì)位置環(huán)控制器穩(wěn)定性和收斂性的分析與對(duì)姿態(tài)環(huán)的分析相同。引入FLS的位置環(huán)控制為

位置環(huán)控制器的FLS決策平面如圖5所示。

圖5 位置環(huán)Fuzzy決策面Fig.5 Surface of Fuzzy of position controller

飛行器位置控制通過姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)，由式（5）、式（30）及式（31）可得

式中：F為位置環(huán)控制器輸出，F(xiàn)=[f1,f2,f3]T。給定航向角期望ψd并限制各姿態(tài)角范圍如下：

可解得姿態(tài)角期望如下式所示：

4 仿真分析

為了提高仿真速度，對(duì)模型進(jìn)行合理簡(jiǎn)化，簡(jiǎn)化后的模型如圖6所示。飛行機(jī)械臂及旋翼參數(shù)為mb=1.89 kg，Ibx=Iby=0.074 3 kg·m2，Ibz=0.147 kg·m2，cT=1.486×10-7N/（r·min-1），cM=2.925×10-9N·m/（r·min-1）。機(jī)械臂有2 個(gè)自由度，連桿的參數(shù)為ml=120 g，Ilx=11154 kg·mm2，Ilx=11154 kg·mm2，Ilx=11154 kg·mm2，l=0.1m。使用simulink的simmechanics工具箱導(dǎo)入solidworks模型即得仿真所需動(dòng)力學(xué)模型。

圖6 飛行機(jī)械臂簡(jiǎn)化模型Fig.6 Simplified model of aerial manipulator

本文進(jìn)行5組仿真。其中，仿真1為機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)與否2 種工況下SMC+TDE 控制器效果的對(duì)比，說明提出一種新的魯棒控制策略的必要性；仿真2及仿真3 分別對(duì)比SMC+TDE，NTSM+TDE 以及NTSM+TDE 與所提控制器的控制效果；仿真4 在仿真3的基礎(chǔ)上增加對(duì)升力的擾動(dòng)，擾動(dòng)為第10 s時(shí)的脈沖信號(hào)，對(duì)比3 個(gè)控制器對(duì)擾動(dòng)的魯棒性；仿真5在階躍軌跡下對(duì)比SMC+TDE，NTSM+TDE以及所提控制器的響應(yīng)速度，驗(yàn)證所提控制器的快速性。仿真1～4所選軌跡分別為pdx=-0.5，pdz=0.2t，ψd=rad，仿真5 所用階躍軌跡為pdx=1，pdy=1，pdz=1，ψd=0。

為有效對(duì)比控制器效果，3個(gè)控制器所選用控制參數(shù)相同，其位置控制器參數(shù)為：kp=[2,2,2]T，αp=[1.2,1.2,1.2]T，βp=[0.6,0.6,0.6]T，mp1=[1,1,4]T，mp2=[4,4,7]T，mˉp=[0.03,0.03,0.2]T。姿態(tài)控制器參數(shù)為：k=[0.8,0.8,0.8]T，α=[1.6,1.6,1.6]T，β=[0.6,0.6,0.6]T，m1=[12,12,12]T，m2=[12,12,12]T，Iˉ=[0.1,0.1,0.02]T。仿真采樣時(shí)間為1 ms，時(shí)延估計(jì)延時(shí)時(shí)間均為1 ms。線性滑模的參數(shù)β為[1,1,1]T。繩驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂關(guān)節(jié)的軌跡均為π sin（πt）/3。

仿真1圖7所示為仿真1 誤差對(duì)比，圖8所示為仿真1 軌跡曲線。由圖7和圖8可見：采用線性滑模控制器的飛行機(jī)械臂，機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)將導(dǎo)致跟蹤誤差增加；機(jī)械臂不運(yùn)動(dòng)時(shí)，y軸位置誤差的絕對(duì)值最大值小于4.3 cm，均方誤差為1.379 8 cm；機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)時(shí)，位置誤差的絕對(duì)值最大值大于6 cm，并且波動(dòng)程度很大，均方誤差為2.071 1 cm。而x軸和z軸在2 種情況下具有相似的控制精度，這是由于機(jī)械臂在YOZ平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，其影響主要在y軸和z軸上。而從z軸誤差放大圖可看出機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)的影響。從y軸誤差及波動(dòng)情況可以了解到線性滑?？刂破髟诤?jiǎn)單的四旋翼控制方案中具有可接受的控制性能，但在飛行機(jī)械臂場(chǎng)景中，機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)引起的擾動(dòng)無(wú)法得到很好的補(bǔ)償，因此，需要設(shè)計(jì)一個(gè)能夠補(bǔ)償機(jī)械臂擾動(dòng)的控制器。

圖7 仿真1誤差對(duì)比Fig.7 Error comparision of simulation 1

圖8 仿真1軌跡對(duì)比Fig.8 Trajectory comparision of simulation 1

仿真2圖9所示為仿真2誤差對(duì)比，圖10所示為仿真2軌跡曲線。線性滑模控制器在y方向上位置誤差絕對(duì)值最大為4 cm，均方差為2.023 5 cm，而非奇異終端控制器的誤差絕對(duì)值最大為3 cm，均方差為1.599 1 cm。另外，非奇異終端控制器的收斂速度和跟蹤誤差比線性滑?？刂破鞯男　Ｈ欢?，注意到在x方向和z方向上，在開始的幾秒鐘，非奇異終端控制器的誤差比線性滑模控制器的誤差大。非奇異終端控制器在誤差較小的情況下具有快速收斂的特性，而在誤差較大的情況下沒有特別的設(shè)計(jì)。針對(duì)這一問題，設(shè)計(jì)具有模糊推理系統(tǒng)的終端滑模控制器。

圖9 仿真2誤差對(duì)比Fig.9 Error comparision of simulation 2

圖10 仿真2軌跡對(duì)比Fig.10 Trajectory comparision of simulation 2

仿真3圖11所示為仿真3 誤差對(duì)比，圖12所示為仿真3 軌跡對(duì)比。從圖11和圖12可以看出：所提控制器在初始階段的收斂速度相比非奇異終端控制器得到很大提高，而且其跟蹤誤差較小，所提控制器在x，y和z軸上的誤差均方差分別為4.502 5，1.642 8 和1.694 1 cm，而非奇異終端控制器的誤差均方差分別為6.300 1，1.599 1和2.306 cm，并且在開始幾秒的誤差收斂較快。從以上仿真結(jié)果可以看出，所提控制器的綜合性能比非奇異終端滑模和線性滑?？刂破鞯木C合性能優(yōu)。

圖11 仿真3誤差對(duì)比Fig.11 Error comparision of simulation 3

圖12 仿真3軌跡對(duì)比Fig.12 Trajectory comparision of simulation 3

仿真4圖13所示為仿真4 誤差對(duì)比。圖14所示為仿真4 軌跡曲線。仿真4 的工況與仿真3 的工況相同，僅在第10 s時(shí)在飛行平臺(tái)的2個(gè)旋翼上增加脈沖力擾動(dòng)，模擬陣風(fēng)對(duì)飛行機(jī)械臂的擾動(dòng)，脈沖力持續(xù)時(shí)間為0.2 s，幅值為5 N。從圖13可以看到：在第10 s時(shí)，飛行器位置誤差隨脈沖擾動(dòng)而增大，但最大誤差由小到大的順序以及誤差收斂速度由大到小對(duì)應(yīng)的控制器均為所提出的控制器、NTSM+TDE 和SMC+TDE，說明了所提控制器對(duì)擾動(dòng)的魯棒性。

圖13 仿真4誤差對(duì)比Fig.13 Error comparision of simulation 4

圖14 仿真4軌跡對(duì)比Fig.14 Trajectory comparision of simulation 4

仿真5圖15所示為仿真5誤差對(duì)比。根據(jù)收斂速度由快到慢，控制器的順序依次為所提出的控制器、非奇異終端控制器和線性滑?？刂破鳌Ａ硗?，所提控制器的跟蹤誤差最小。非奇異終端控制器與線性滑?？刂破髟诜抡娴某跏茧A段的收斂速度沒有顯著差異，而由于模糊推理系統(tǒng)的引入，所提控制器在仿真初始階段的收斂速度提高。

圖15 仿真4誤差對(duì)比Fig.15 Error comparision of simulation 4

5 結(jié)論

1）提出了一種基于繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)的飛行機(jī)械臂。采用繩驅(qū)動(dòng)技術(shù)的機(jī)械臂，其驅(qū)動(dòng)電機(jī)安裝在機(jī)械臂的底座，減少了機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)部分的質(zhì)量，從而降低了對(duì)機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)對(duì)機(jī)體的干擾，進(jìn)而保證了更強(qiáng)的作業(yè)能力。

2）設(shè)計(jì)了基于時(shí)延估計(jì)技術(shù)（TDE）的模糊非奇異終端滑模控制器（NTSM）。該控制器分為3部分：TDE，NTSM 和FLS。通過TDE 技術(shù)避免建模難、建模不精確的問題，通過NTSM 控制器，保證了系統(tǒng)在干擾和TDE 誤差下的良好性能，保證了飛行機(jī)械臂場(chǎng)景下誤差的收斂速度。最后，利用FLS對(duì)NTSM 控制器的參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，提高了控制品質(zhì)。仿真結(jié)果表明，該控制器在飛行機(jī)械臂場(chǎng)景下具有優(yōu)異的魯棒性。