针对钻孔机器人姿态调节的控制过程中存在外界干扰的问题,利用非线性H∞控制理论,引入误差四元数概念,推导了姿态跟踪控制的运动学方程。通过构建钻孔姿态跟踪控制的工程目标和虚拟输出,并经过矩阵变换,设计了满足工程应用需求的控制律。经理论验证,该控制律控制下的闭环系统的姿态误差和角速度误差全局收敛。

民用飞机在巡航和机动飞行过程中经常会不可避免地受到阵风或大气紊流的影响，而产生气动力和力矩，带给飞机的是不希望的附加过载，致使飞机在飞行中产生振动、颠簸等现象。针对这一问题，采用一种新的L1自适应控制方法来设计阵风减缓控制系统。文章首先概述了L1自适应控制方法的基本结构；然后构建存在大气紊流影响时的飞机模型，并具体结合L1自适应控制方法，设计民机阵风减缓控制律；最后对所设计的控制系统进行了仿真验证，结果表明：所设计的L1自适应控制器能够起到良好的阵风减缓作用。

在线性模型下给定俯仰角7°，通过调整控制律参数使得俯仰角的响应曲线能够满足稳准快的要求，

一、用状态变量设计模型参考自适应控制律 设模型的状态方程为 �Xm = Am Xm + Bm r (3 .3 1) 式中 Xm 为 n维状态向量 , r为 m 维输入向量 , Am 为 n× n稳定矩阵 , Bm 为 n× m矩阵。 控制对象的状态方程为 �Xp = Ap ( t) Xp + Bp ( t) u (3 .3 2) 图 3. 3 1 模型参考自适应控制图 式中 Xp 为 n维状态向量 , u为 m维控制向 量 , Ap ( t) 为 n× n 矩阵 , Bp ( t) 为 n× m 矩阵。 一般自适应控制系统采用如图3 .3 1 所示的前馈控制加反馈控制。 从图 3 .3 1 可得 u = K( t) r + F( t) Xp (3 .3 3) 将式 (3 .3 3 ) 代入式 ( 3 .3 2) 得 �Xp = [ Ap ( t) + Bp ( t) F( t) ] Xp + Bp ( t) K( t) r (3 .3 4) 设 Ap ( t) + Bp ( t) F( t) = As ( t) Bp ( t) K( t) = Bs ( t) (3 .3 5) 图 3. 3 2 用状态方程描述的模型参考自适应系统 因 F( t) 与 K( t) 都是误差 e的函数。因此 As ( t) 和 Bs ( t)也与误差 e有关 ,则 As ( t) 和 Bs ( t) 可表示成 As ( t) = As ( e, t) , Bs ( t) = Bs ( e, t) (3 .3 6) 则式 (3 .3 4 ) 可表示成 �Xp = As ( e, t) Xp + Bs ( e, t) r 在上式中 Xp 用 Xs 表示 ,则 �Xs = As ( e, t) Xs + Bs ( e, t) r (3 .3 7) 式 (3 .3 7 ) 为可调系统 , Xs 就是可调系统 的状态向量。As ( e, t) 和 Bs ( e, t) 按照自适 应规律进行调整。系统如图 3 .3 2 所示。 按照超稳定性理论设计模型参考自适 应系统的步骤如下 : —85—

3．4．2控制律初始值的确定 在上一节中，实际控制律是对虚拟控制律的积分，实际控制信号的值跟初始值f(0)密切 相关，由于积分有类似于“延时"的作用，选择不合理的初始值，会导致实际控制信号到达 所需控制信号的时间过长，表现为初始一段时间内的响应比较慢。因此，选择合适的初始控 制信号f(O)，是必须考虑的。 考虑到经典滑模控制理论中，SISO系统有限时间到达滑模面的充分条件是切换函数及其 导数的积小于零，直观理解是当切换函数为正时，导数为负，切换函数减小，向零点运动， 当切换函数为负时，导数为正，切换函数增大，也向零点运动，最终切换函数收敛到零点。 因此，考虑初始控制量t(O)满足条件岛【工(f)】毫【石(f)】 (3．47) 考虑满足墨【戈(o)】j。[x(o)】0，则‘(o)<一M。。(g)白4工(o)]，如果 s。[石(o)】一M。。(g)毛4x(o)】。因此，■(o)的选择可以归纳为 f。(o)=一sign(sl[x(o)】){^正l(9)I毛么【x(o)]l+s) (3．48) 这里￡为任意小的正常数。 对于％(o)，可以用同样的方法获得。综合起来，初始控制量r(0)选取为 t(o)=一s堙竹(墨[x(o)】){』‰(g)l忽彳【z(o)】I+占> (3．49) 这样的选择可以使系统具有较快的响应速度。 3．4．3虚拟控制律的选择 在3．3．2节中介绍了文献[46][51]所使用的虚拟控制律为 r 1 1 q(f)一q％sign 1 YU(f)一号yliM} (3．50) 切换函数中符号函数的参数比较复杂，是对于无法知道Y2(t)的信息时做的一种选择。而 在常规的滑模控制中，使用最多的，是以切换函数s【x(f)】作为符号函数参数的切换控制律， 这种控制律已经比较成熟，也比较直观。在3．3．1节中提到的“扭转算法"(twisting algorithm) 采用的虚拟控制律

折叠翼飞行器是一个由机身和内外翼组成的多刚体系统，当机翼折叠时，展长、机翼面积、全机气动焦点和飞机重心都会随之改变。采用准定常假设，通过DATCOM计算了7组中间构型的气动参数，并通过Matlab曲线拟合工具对不确定的气动参数进行拟合。对折叠翼系统的仿射线性LPV模型进行了多胞形分解，并采用二次Lyapunov函数方法设计了鲁棒变增益状态反馈控制器。仿真结果表明在鲁棒变增益控制器的作用下，变体飞行器在机翼折叠过程中波动较小，且折叠结束后能够快速回到稳定状态。

这是 bang-bang 控制器的一个例子。 问题陈述取自 Optimal Control Systems by DS Naidu，第 1 页。 306，这是关于质量为“m”的块在无摩擦环境中受到外力 f(t) 时的简单运动。 运动描述如下： m * y''（t）= f（t） 其中，y(t) 是时间 t 时块的位置，因此，y'(t) 和 y"(t) 分别表示块的速度和加速度。 在 Simulink 模型中，x_1 是模块位置 (y) 的状态变量，x_2 是模块速度 (y') 的状态变量。 初始条件可以在它们各自的块中改变。 控制输入​​可以从标记为“控制输入”的范围内可视化。

基于轮式移动机器人平台设计的轨迹跟踪方案，主要包括滑模变结构和Backstepping后推方法进行的控制律设计

清华大学simulink飞行控制实例-清华 Simulink 飞行控制律实例.pdf 清华大学simulink飞行控制实例

详细介绍控制律，包括横侧向控制律设计、纵向控制律设计，硬件和软件设计等等，对有意学习的人是很好的一份资源