《模型參考自適應控制導論》（美）尼漢·T.阮（Nhan T.Nguyen）著；趙良玉，石忠佼譯|(epub+azw3+mobi+pdf)電子書下載

圖書名稱：《模型參考自適應控制導論》

【作　者】（美）尼漢·T.阮（Nhan T.Nguyen）著；趙良玉，石忠佼譯

【叢書名】國外工業控制與智能制造叢書

【頁 數】 355

【出版社】 北京：機械工業出版社 , 2020.01

【ISBN號】978-7-111-64339-5

【價 格】139.00

【分 類】參考模型自適應控制

【參考文獻】 （美）尼漢·T.阮（Nhan T.Nguyen）著；趙良玉，石忠佼譯. 模型參考自適應控制導論. 北京：機械工業出版社, 2020.01.

圖書封面：

圖書目錄：

《模型參考自適應控制導論》內容提要：

《模型參考自適應控制導論》通過翔實的應用實例為讀者介紹了自適應控制理論的相關知識，適用于剛開始碩士或博士學習生涯的學生，也適用于希望能夠快速入門自適應控制理論的工程技術人員。該書由簡入繁、從易到難地介紹了各種各樣的自適應控制技術，并為所有的自適應控制技術提供了簡明的穩定性證明，同時避免過多的數學運算混淆讀者的理解。該書首先介紹了一階、二階以及多輸入多輸出系統的標準模型參考自適應控制技術：接著討論了小二乘參數估計及其在模型參考自適應控制技術中的應用，來幫助讀者對模型參考自適應控制形成一種不同的認識；隨后討論了采用正交多項式和神經網絡的函數近似技術以及基于神經網絡的模型參考自適應控制技術?！赌Ｐ蛥⒖甲赃m應控制導論》深入討論了模型參考自適應控制相關的魯棒性問題，在幫助讀者了解該技術固有缺陷的基礎上，通過將魯棒性的各個方面與線性時不變系統的相關項進行對比來加深理解。

《模型參考自適應控制導論》內容試讀

第1章

緒論

引言本章簡要介紹了模型參考自適應控制理論的最新研究進展。自適應控制是一種頗具前景的控制技術，可以在系統老化或存在建模不確定性的情況下改善控制系統性能。在過去十年中，隨著政府研究基金持續增加，研究人員在自適應控制理論和新型自適應控制方法方面均取得了一些進展。其中一些新提出的自適應控制方法不僅提升了系統的性能和魯棒性，還進一步提高了模型參考自適應控制作為未來控制技術的可行性。全尺寸飛機和無人駕駛飛行器上的飛行測試驗證，增強了人們將模型參考自適應控制作為未來飛行器飛行控制技術的信心。盡管在自適應控制方面的研究已經進行了五十年，但由于許多技術問題仍未得到妥善解決，目前還沒有任何自適應控制系統應用于安全至上或者人在回路的生產系統。作為一種非線性控制方法，自適應控制系統設計缺乏公認的性能指標是其無法得到廣泛認可的主要障礙。開發一種公認可信的自適應控制系統，是目前自適應控制領域亟須解決的技術挑戰。

自適應控制是一個在控制理論界得到幾十年深入研究的主題方法?？梢栽诤娇蘸教旎蚱渌T多領域中發現很多自適應控制的應用案例，但在安全至上的生產系統中卻很少或根本沒有得到應用。本章的主要學習目標是：

。了解自適應控制的發展歷史以及當前的研究熱點。

。認識到盡管該領域取得了許多研究進展，但自適應控制技術的應用卻并不普遍，且應用范圍極其有限

。認識到驗證、確認和認證是進一步提升自適應控制技術可信度、拓展其應用領域的重要技術手段。

1.1背景介紹

自適應控制是一類處理不確定性系統的非線性控制方法。這些不確定性可能來自系統動力學自身無法預見的變化或者外部干擾。自適應控制系統可以廣義地描述為能夠基于被控對象所接收到的輸入在線調整控制器設計參數，如控制增益，以適應系統不確定性的一科控制系統，如圖1-1所示。其中，將可調參數稱為自適應參數，將通過一組數學方程進行描述的調整機制稱為自適應律。大多數情況下，典型的自適應律是非線性的。這種非線性使得許多傳統線性時不變控制系統的設計和分析方法，如伯德圖、相位裕度和增益裕度、特征根分析等，無法直接應用于自適應控制系統的設計和分析。

自適應控制的歷史可以追溯到20世紀50年代初期，當時人們熱衷于為高性能飛機設計種可以適用于大空域飛行條件的先進自動駕駛儀山。經過大量的研究和開發工作，增益調度控制由于可以根據飛機所處的飛行環境并利用現有的經典控制方法進行控制增益的選擇，獲得了人們的普遍認可，而自適應控制由于其固有的非線性特性并沒有得到廣泛應用。

模型參考自適應控制導論

20世紀60年代，現代控制理論和李雅普諾夫穩定性理論的出現促成了自適應控制理論的發展。Whitaker等人利用靈敏度方法和MIT法則設計出了模型參考自適應控制，但是缺乏

對自適應控制自身特性的理解和穩定性證明。在1967年，NASA將自適應控制器應用于三

架名為X-15的實驗性高超音速飛機上，并進行了飛行試驗2-引。在完成了幾次成功的試飛

之后，這款高超音速飛機遭遇了一次毀滅性的墜機事件，正是這次災難性事件以及一些技術

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瓶頸削弱了人們對自適應控制的興趣。

動力學系統

不確定性系統

確定性系統

適應不確定性

容許不確定性

時不變

時變

自適應控制

魯棒控制

常值增益控制

增益調度控制

圖1-1動力學系統的自動控制技術分類

在20世紀70年代，李雅普諾夫穩定性理論成為模型參考自適應控制的理論基礎。李雅普諾夫穩定性理論與模型參考自適應控制的結合被視為自適應控制領域的一大突破。但好景不長，到了20世紀80年代就有人發現即使李雅普諾夫理論能夠保證自適應控制的穩定性，但面對存在小擾動或未建模動態的情況時，自適應控制仍可能表現出不穩定的現象4。這使得人們認識到模型參考自適應控制對系統建模精度及實際系統與所建模型之間的不匹配很敏感。這種缺乏魯棒性的表現，催生了σ修正法)]和修正法，以提升自適應控制的穩定性阿，這些魯棒修正模式也代表了一類新的“魯棒自適應控制”。

從20世紀90年代至今，關于自適應控制的研究一直十分活躍。引入神經網絡作為自適應機制7-1，使得一類稱為“智能控制”或者“神經網絡自適應控制”的自適應方法得到了發展，雖然這些方法是基于神經網絡來逼近模型不確定性，但其基本框架與模型參考自適應控制并無二致。3-2山

在接下來的十年，自適應控制研究又迎來了新的發展時期，NASA?和美國其他政府

機構均增加了研究經費，NASA一直是自適應控制技術發展的積極參與者，如圖1-2所示。

在此期間，隨著研究經費的增加，研究人員在自適應控制理論和新的自適應控制方法等方面均取得了一些成果。由于篇幅有限，我們無法逐一列舉所有取得的進展。讀者可以發現，在這些新提出的自適應控制方法中，有相當一部分是在NASA的資助下完成的，包括Santillo和Bernstein提出的基于回溯成本優化的自適應控制23-24，Stepanyan和Krishnakumar提出3的參考模型修正自適應控制25-2，Calise和Yucelen提出的自適應回路重構27-2，Nguyen

提出的有界線性穩定性分析度量驅動自適應控制[29-30，Lavretsky提出的組合/復合模型參考自適應控制B1-32,Yucelen和Calise提出的無導數模型參考自適應控制B3-3,Nguyen提出的混合自適應控制35-37，Kim等人提出的K修正381，Yucelen和Calise提出的卡爾曼濾波修正39-4o,Hovakimyan和Cao提出的C1自適應控制4143)，Nguyen提出的最小二

第1章緒論3

乘自適應控制444)，Chowdhary和Johnson提出的并發學習最小二乘自適應控制[46-47，

Balaskrishnan提出的修正狀態觀測器的自適應控制[48]，Guo和Tao提出的多變量模型參考自適應控制[49，Nguyen提出的最優控制修正[50-5以及多目標最優控制修正52-53)，

Volyanskyy等人提出的Q修正54-5)以及Kim等人提出的參數依賴黎卡提方程自適應控制56。這些新的自適應控制方法大都可以提高系統的性能和魯棒性，并進一步提高模型參考自適應控制作為未來控制技術的可行性。

模型參考自適應控制

智能自適應控

李雅普諾夫穩定性理論

制（神經網絡

模糊邏輯)

增益調度控制

魯棒性

當代魯棒

可認證的

MIT法則

魯棒修正

自適應控制

自適應控制

1950

1960

1970

1980

MASA X-15

NASA F-15

NASA F-8

NASA F-18

圖1-2自適應控制研究的時間歷程

在飛行驗證方面，NASA研制了一套基于Calise和Rysdyk所提出的sigma-pi神經網絡自適應控制的智能飛行控制系統3)，并于21世紀初期在阿姆斯特朗（原德萊頓）飛行研

究中心利用F-15飛機進行了飛行測試，展示了神經網絡自適應控制的性能57-58.2010年，

在NASA阿姆斯特朗飛行研究中心的一架F/A-18飛機上開展了另一項飛行測試，用于驗

證一種基于最優控制修正的新型簡化自適應飛行控制器[5962.2009年，NASA艾姆斯研

究中心對幾種自適應控制方法進行了一項飛行員在環的高精度飛行模擬研究63-64。同年，在NASA蘭利研究中心的AirSTAR飛機上進行了C1自適應控制器的飛行試驗[6阿，在海軍研究生院(Naval Postgraduate School)的一架無人機上也進行了C1自適應控制器的飛行試驗[66.2010年，通過在Beechcraft Bonanza電傳飛行試驗平臺上進行飛行測試，對模型參考

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自適應控制進行了評估6列。這些飛行實驗以及隨后的許多試驗都增強了人們對模型參考自適應控制作為一種潛在的航空飛行器飛行控制技術的信心。同時也可以看出，仍然需要進步的飛行測試來完善自適應控制技術。

自適應控制的研究目前仍然如火如茶。介紹當前所有的研究進展超出了本書的討論范圍。感興趣的讀者可以在參考文獻中找到更多的關于自適應控制在飛機[68-9、宇宙飛船21,80-83、無人機5,47,65-66,841、空間結構[85-861、機器人系統8,87、彈藥系統[881、液壓系統89等方面的應用。

目前，對自適應控制的研究普遍缺乏處理存在于多種系統設計和操作中的集成效應的

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模型參考自適應控制導論

能力。這些效應包括但不限于：未建模動態造成的復雜不確定性4,90、意外操作和結構損壞

引起系統動力學的顯著變化B6,76,91、未知的部件故障和異常[80,2-94、高設計復雜度[59、新

型執行機構和傳感器79,951]、多場耦合85-86,96-98]等。

自適應控制在航空航天領域發揮著重要作用。當飛行器在結構損壞、控制面失效或者非標稱條件飛行時，飛行器會遭遇多種耦合效應，如空氣動力學、飛行器動力學、結構動學以及推力等之間的耦合。這些耦合效應會給飛行控制系統的性能帶來多種不確定性。因此，即使自適應控制系統在標稱飛行條件下是穩定的，但在存在不確定性的情況下，自適應控制可能無法提供足夠的穩定性99-100。例如，傳統的飛機飛行控制系統通過氣動伺服彈性

(ASE)陷波濾波器來防止控制信號激發機翼的氣動彈性模態。然而，如果飛機動力學出現了

顯著變化，氣動彈性模態頻率的變化足以使氣動伺服彈性陷波濾波器失效，這可能就會導致控制信號激發機翼的氣動彈性模態，從而對飛行員操縱飛機造成困難。自適應控制面臨的另

一個問題是其容納慢速或退化的飛行控制執行機構的能力，例如受損的飛行控制面或發動機作為飛行控制執行機構9,10。由于執行機構的動力學較慢，執行機構之間的速度不同可

能會使自適應控制出現問題，并可能導致飛行員誘導振蕩(PIO)1!。

為充分解決這些耦合效應導致的問題，需要在自適應控制研究中開發一套集成設計方法。這些集成方法需要在自適應控制和系統建模方面開發新的基礎多學科方法。在高增益自適應情況下，未建模動態是自適應控制系統不確定性的重要來源及誘發不穩定性的關鍵因素。在未來的自適應控制研究中，應通過對這些二階動力學結構的基本理解，將多學科方法

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納入自適應控制系統的設計中。隨著對系統不確定性的進一步理解，有望開發出更有效的自適應控制方法，以提高系統在不確定性作用下的魯棒性。

1.2自適應飛行控制系統的驗證和確認

盡管人們在自適應控制領域已進行了五十余年的研究，但事實仍然是，目前還沒有任何自適應控制系統應用于安全至上或人在回路的生產系統中，如民航客機等9,13-106。但是，自適應控制已經成功應用于武器系統中[88。造成這一現狀的問題就在于自適應控制系統很

難進行認證，并且現有的線性時不變(LT)控制系統的認證方法無法直接應用于非線性自適

應控制系統。于是，在21世紀的第一個十年里，人們開始研發一套適用于自適應控制系統的評價指標4,1-1。這項研究的目標是為自適應控制建立一套類似于線性時不變系統中的超調、調節時間、相位裕度和增益裕度的性能和穩定性指標。這些指標如果被大家接受可能會為自適應控制系統的認證鋪平道路，并使得自適應控制有可能成為安全至上和人在回路生產系統的未來控制技術。

建立一套適用于自適應控制系統的認證體系是一項亟須解決的瓶頸問題。對于具有學習算法的自適應控制系統來說，在能夠證明它們是高度安全和可靠的之前，它們并不會成為未來的主流發展方向。因此，必須建立一套嚴格的自適應控制軟件驗證和確認的方法，以確保自適應控制系統不會發生軟件故障，從而說明自適應控制系統能夠按要求運行并消除意

外情況，同時能夠滿足美國聯邦航空管理局(FAA)等監管機構的認證要求10410阿

自適應控制系統能夠對預先設計的飛行控制系統進行修改，這既是它的一大優勢，同時也是一大劣勢。一方面，自適應控制系統具備容納系統退化的能力是其主要優點，因為傳統的增益調度控制方法往往無法對在飛行包線之外的非標稱飛行狀態進行控制。另一方面，未

第1章緒論5

建模動態和高增益自適應過程會給自適應控制帶來嚴重的問題，因為自適應控制系統對這些潛在的問題以及許多諸如執行機構動力學和外部干擾等問題非常敏感。為通過認證，自適應飛行控制系統必須能夠證明在上述因素以及其他因素一如時間延遲、系統約束以及測量噪聲的作用下，仍然可以保證令人滿意的全局性能。

1.2.1自適應飛行控制系統的仿真驗證

仿真是自適應控制系統驗證的一個組成部分10415.116-11)。自適應控制系統的許多方面，特別是收斂性和穩定性，只能通過在仿真中模擬重要的非線性動力學特性來進行系統性能分析。例如，飛機的失速過程無法表示為線性模型，因為這種效應是高度非線性以及不穩定的。仿真技術是一種能夠快速完成以下任務的方法：

·不同自適應控制算法的評估和比較。

·調整控制增益和更新律的權重。。確定每一步長下的適應過程。

。評估過程噪聲和測量噪聲對自適應參數收斂的影響。。確定穩定邊界。

·使用真實飛行計算機硬件進行驗證。

·在飛行模擬器中進行自適應控制的駕駛評估。

·對改進自適應過程的特殊技術進行仿真，例如添加持續激勵以改善參數識別和收斂特性，以及在跟蹤誤差收斂到指定容差內或在指定次數的迭代之后停止自適應過程。不同仿真之間的主要區別體現在被控對象的建模精度上。高精度仿真需要自適應控制系統更為復雜的數學模型以及昂貴的控制器硬件設備。通過將簡單線性模型的仿真結果與高精度非線性模型的仿真結果進行對比，以確保使用線性模型進行的性能分析仍然適用。為了節省成本，通常會盡量使用較低精度的測試平臺。

在臺式機上進行的仿真通常是最低精度的仿真，因為這種仿真通常只包括控制律以及被控對象的線性或者非線性動力學。在早期的控制律設計和分析中，或者計算線性增益裕度和相位裕度時，通常采用線性模型。將系統傳遞函數由一個矩陣變換為另一個具有不同頻率的矩陣來模擬被控對象模型的變化。通過改變每次的變化量可確定系統的穩定邊界。與此同時，可以對自適應控制算法中的系統參數進行評估。臺式機仿真環境為比較不同的自適應控制算法和控制器結構提供了一種快速、便捷的方式，只有最有希望得到應用的設計才需要高精度的仿真模擬。

在控制回路的仿真中，高精度的仿真測試平臺通常需要真實的飛行硬件設備（甚至是真實的飛機)，且往往運行在帶有駕駛艙和艙外圖形顯示的專用計算環境中17-1181。這種仿真可能包括一個與飛行員進行交互的固定基座或運動基座駕駛艙。運動基座模擬器為飛行員額外提供了實際飛行中的物理（運動及視線）信息[631。通常來說，這種仿真包含了非線性飛

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機動力學的軟件模型、執行機構模型以及傳感器模型。真實機載計算機的使用是這類仿真的

一大優勢，因為不同的計算設備在處理異常以及計算過程中都會有所不同。真實的飛機或者測試專用飛機都可以為高精度仿真提供真實的執行機構動力學、傳感器噪聲、實際飛行電傳以及一些結構之間的交互作用。這些測試平臺允許對飛行硬件的所有接口、時序測試以及各

種故障模式和影響分析(FMEA)測試進行完整的檢查，這在低精度仿真中是不可能實現的。

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模型參考自適應控制導治

1.2.2自適應控制系統的評價指標

盡管人們在自適應控制研究方面取得了諸多進展，自適應控制也展現出了其獨有的優勢，但有效驗證和確認方法的缺乏仍然是將自適應控制技術應用到安全至上(safety-critical)和人在回路(human-rated)生產系統中的一大障礙。這一障礙可以歸結為缺乏適用于評估自適應控制性能和穩定性的指標。為了使成熟的自適應控制技術應用于未來的安全至上和人在回路的生產系統，建立一套適用于評價自適應控制性能和穩定性的指標是自適應控制研究中的一個重要方向。自適應控制的穩定性指標是評估系統對未建模動態、時間延遲、高增益學習和外部干擾魯棒性的重要考慮因素。因此，為自適應控制系統建立一套合適的穩定性和性能指標是開發可靠驗證和確認方法的第一步，進而會使自適應控制軟件獲得認證。建立適用于自適應控制系統的性能和穩定性指標的另一好處是可以促進指標驅動自適應控制的發展。指標驅動自適應控制是指在某些情況下，為了保持控制系統的運行安全，需要在穩定性和性能之間進行權衡的一種控制方法30。該領域的研究成果為在線計算穩定性指標提供了一些初步的分析方法，從而可以調整自適應控制系統的自適應參數，提高閉環系統的穩定裕度[29列。

一般情況下，線性時不變系統的增益裕度和相位裕度不適用于非線性的自適應控制系統。因此，出現了一些適用于自適應控制系統的性能和穩定性指標4,109-110,112,11。在文獻[103]中，將參數的靈敏度作為用于神經網絡輸出的度量指標。文獻[108]研究了基于李雅普諾夫分析和無源性理論的穩定性度量方法。從優化方法中也可以得到自適應控制系統穩定性和魯棒性的評價指標107,119。在文獻[120-121]中，將時滯裕度作為一種自適應控制系8

統的穩定性指標。

將自適應控制技術應用于航空航天飛行器以處理不確定性時仍存在一些未解決的問題。這些問題包含但不限于：(1)自適應控制可實現的穩定性指標與不確定性邊界的關系；(2)執行機構存在靜態或者動態飽和狀態時的自適應；(3)縱向和橫向運動之間由于故障、損壞以及不同的自適應速率導致的交叉耦合；(4)采用非傳統執行機構（如發動機）時的在線重構和控制分配：(5)具有不同時延的執行機構系統時間尺度分離，如傳統的控制面和發動機。

1.3小結

在過去的幾十年中，自適應控制是一個得到較多研究的主題。自適應控制是一種很有應用前景的控制技術，可以在由系統退化以及建模不確定性導致的不確定性情況下提升控制系統性能。在過去十年間，研究人員在自適應控制理論的研究中取得了一些進展，并提出了許多新穎的自適應控制方法。這些新提出的自適應控制方法能夠提高系統性能和魯棒性，從而提升了模型參考自適應控制作為未來控制技術的可行性。自適應控制在全尺寸飛行器和無人機上進行的飛行試驗驗證，增強了人們對模型參考自適應控制有可能成為航空航天飛行器飛行控制新技術的信心。

盡管如此，自適應控制的許多技術問題仍未解決，還不適用于安全至上或人在回路的生產系統。作為一種非線性控制方法，與線性控制系統相比，缺乏被廣泛接受的評價指標是自適應控制系統設計獲得認證的主要障礙。

···試讀結束···