無人機先進控制方法

賈權(quán)振 吳亭 賈杰 洪洋（南昌航空大學(xué)，杭州睿杰智能空中機器人科技有限公司）

本文針對傳統(tǒng)控制方法無法滿足當下無人機飛行要求的情況，介紹了幾種先進控制方法，并與傳統(tǒng)控制方法進行對比，分析其特點以及在解耦合、靜不穩(wěn)定設(shè)計等方面的優(yōu)勢，最后利用Matlab對傳統(tǒng)PID控制和一種先進控制方法—自抗擾控制進行仿真，利用仿真數(shù)據(jù)對比說明自抗擾控制方法的優(yōu)點。

無人機逐漸成為智能陸戰(zhàn)場執(zhí)行低空壓制作戰(zhàn)任務(wù)的主力兵器, 它們在不斷地改變著戰(zhàn)爭的形態(tài), 且在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中發(fā)揮著越來越重要的作用。

復(fù)雜的戰(zhàn)場環(huán)境、不斷發(fā)展的軍事技術(shù)反過來對未來無人機的性能提出了更高的要求，主要有高精度定點清除，提高自防護能力，防區(qū)外自發(fā)射與遠距離打擊能力，快速的反應(yīng)能力和機動能力，復(fù)雜作戰(zhàn)環(huán)境下的抗干擾能力，全天候全天時作戰(zhàn)能力以及自主化和智能化（自動探測、識別、選擇目標及要害部位）。

無人機制導(dǎo)控制系統(tǒng)能力對實現(xiàn)這些無人機性能要求起到至關(guān)重要的作用，未來戰(zhàn)場對無人機有更高要求，必須有堅實的制導(dǎo)控制技術(shù)基礎(chǔ)作支撐。無人機控制系統(tǒng)性能的提高與各種因素息息相關(guān)，這里僅從控制方法角度進行介紹。

無人機先進控制方法

現(xiàn)代控制理論在自動駕駛儀中的應(yīng)用

自動駕駛儀是無人機制導(dǎo)、控制系統(tǒng)的重要部分之一，是實現(xiàn)無人機按照導(dǎo)引規(guī)律，準確、快速、穩(wěn)定地飛向目標的重要保證。傳統(tǒng)控制技術(shù)難以保證無人機在既滿足技術(shù)指標要求的同時,又能提高系統(tǒng)的控制性能及其穩(wěn)定性、魯棒性、抗干擾性等。

（1）傳統(tǒng)控制方法

傳統(tǒng)控制方法的優(yōu)點是算法簡單，物理意義明確，工程上容易實現(xiàn)，可靠性高，并且具有一定的魯棒性，因而得到了廣泛的應(yīng)用。

現(xiàn)代無人機對控制系統(tǒng)性能要求越來越高。傳統(tǒng)以古典控制理論為基礎(chǔ)的、建立在對模型大幅度簡化基礎(chǔ)上的無人機控制系統(tǒng)設(shè)計效果并不總讓人滿意，需要采用一些先進的控制理論來解決。

（2）現(xiàn)代控制方法

現(xiàn)代控制方法可以有效抑制參數(shù)攝動及各種干擾的影響，能夠跟蹤系統(tǒng)未建模動態(tài)，因而具有更好的控制性能，極大地推動了無人機飛行控制技術(shù)的發(fā)展。

1）最優(yōu)控制

對于控制對象，找到滿足控制約束的容許控制，在給定時間區(qū)間內(nèi)將系統(tǒng)狀態(tài)從初始狀態(tài)轉(zhuǎn)移到終值狀態(tài),并使某一性能指標達到最小。

最優(yōu)控制常與其他控制方法結(jié)合使用，發(fā)揮其使指標最優(yōu)的特點；利用最優(yōu)控制技術(shù)可對現(xiàn)有型號進行改進，如改進控制方案、優(yōu)化控制參數(shù)等。

2）滑模變結(jié)構(gòu)控制

對干擾和參數(shù)變化具有較強的魯棒性；解決參數(shù)不確定或模型非線性的一般方法，可推廣到各種類型控制對象和控制目的中；最有可能首先實用化的現(xiàn)代控制方法，分析、綜合方法比較簡單可靠，而且在實際的飛機和導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)設(shè)計中已有初步應(yīng)用。

3）智能控制

不再依靠單一的數(shù)學(xué)解析模型，而是數(shù)學(xué)解析模型和知識系統(tǒng)相結(jié)合的廣義模型，具有較強的容錯能力，適用于不易得到精確模型的系統(tǒng)。

目前，研究較多的有模糊控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、專家系統(tǒng)、遺傳算法等理論。不過，其主要是和其他控制方法結(jié)合使用，實時計算量大，不利于工程應(yīng)用。

4）反饋線性化

利用變換技術(shù)和微分幾何學(xué)，將原非線性系統(tǒng)動態(tài)特性轉(zhuǎn)化為線性的動態(tài)特性，從而可以根據(jù)成熟的線性系統(tǒng)理論進行控制器設(shè)計。包含兩種方法：微分幾何方法和動態(tài)逆方法。

微分幾何方法：對于仿射非線性系統(tǒng)，基于非線性系統(tǒng)幾何理論和相對度概念，通過微分同胚和反饋，將控制問題轉(zhuǎn)換至幾何域下處理，也為一類非線性系統(tǒng)分析與綜合問題提供了強有力的手段，但是比較抽象，不便在工程上推廣應(yīng)用。

動態(tài)逆方法：認為一個具有動態(tài)過程的力學(xué)系統(tǒng)，也有相應(yīng)的動態(tài)逆系統(tǒng)。先用對象模型構(gòu)造一個可用反饋方法實現(xiàn)的原系統(tǒng)的逆系統(tǒng)，作為控制律串接在原系統(tǒng)的前端，將原系統(tǒng)補償為具有線性傳遞關(guān)系且已經(jīng)解耦的線性系統(tǒng)。

反饋線性化的優(yōu)點有系統(tǒng)模型不受仿射非線性這個形式的限制，考慮了模型各種非線性因素并通過選擇理想的動力學(xué)特性達到控制目的，直觀簡便，易于理解。缺點為需要完整而準確的數(shù)學(xué)模型，逆誤差的存在會破壞嚴格的對消關(guān)系，魯棒性不好，僅最小相位系統(tǒng)，實時逆變換計算量大，目前通常內(nèi)環(huán)使用動態(tài)逆使系統(tǒng)線性化，外環(huán)使用其他控制律實現(xiàn)魯棒性。

5）魯棒控制

魯棒控制就是存在參數(shù)不確定性和未建模動態(tài)時，設(shè)計控制器保證控制系統(tǒng)具有盡量強的穩(wěn)定魯棒性和性能魯棒性。

優(yōu)點是由于其最有敏感性特點，魯棒控制可有效抑制干擾和補償未建模動態(tài)，具有較強魯棒性。缺點則是魯棒設(shè)計往往是在考慮最壞條件下獲得的，過于保守，在一定程度上犧牲了性能指標。

6）反步法（反演控制、回饋遞推法、反向遞推法）

主要思想是將復(fù)雜的非線性系統(tǒng)分解為若干子系統(tǒng)，在每個子系統(tǒng)設(shè)計中，構(gòu)造合適的李亞普諾夫函數(shù)，選擇一個虛擬的控制量來實現(xiàn)前面一步的局部控制目標。從離系統(tǒng)輸入最遠的子系統(tǒng)開始，向著控制輸入步退，一直后退到整個系統(tǒng)，直至設(shè)計出真正的控制器。

（a）具有處理特定結(jié)構(gòu)、存在非匹配不確定性的非線性系統(tǒng)的能力。

（b）是一種非線性系統(tǒng)的遞推設(shè)計方法，不需要對原系統(tǒng)進行線性化，保留了系統(tǒng)的非線性特性。

（c）具有結(jié)構(gòu)化系統(tǒng)化的優(yōu)點，易于處理系統(tǒng)中的不確定性和未知參數(shù)。

解耦控制

現(xiàn)代戰(zhàn)爭對無人機機動能力的要求越來越高，而大機動飛行使無人機存在嚴重的耦合現(xiàn)象。耦合問題主要包括以下幾個方面：

1）誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)：機動增大，側(cè)滑誘起的滾轉(zhuǎn)力矩越來越嚴重。

2）不確定性側(cè)向誘導(dǎo)：大機動時縱向和側(cè)向間產(chǎn)生顯著影響。

3）控制面氣動交叉耦合：大機動飛行迎風面、背風面氣動差異。

4）縱/側(cè)向氣動力和力矩系數(shù)確定性交感：大機動下氣動系數(shù)與攻角、側(cè)滑角呈較強非線性關(guān)系。

5）運動學(xué)耦合：運動方程。

6）慣性耦合：力矩平衡方程。

基于三通道獨立假設(shè)，將耦合項作為干擾設(shè)計控制器的常用方法，會因為通道間的耦合，使設(shè)計出的無人機控制系統(tǒng)喪失穩(wěn)定性，需考慮采用解耦控制。被控對象的耦合狀況可分為“規(guī)范耦合”和“規(guī)范耦合”，相應(yīng)地把解耦也分為“規(guī)范解耦”和“規(guī)范解耦”。

P規(guī)范耦合：系統(tǒng)中的任意一個輸出都受到該系統(tǒng)的所有輸入量的影響。

V規(guī)范耦合：系統(tǒng)每一個輸出不僅受本通道輸入的影響，而且受其他通道輸出經(jīng)過該通道的影響。

這兩種基本規(guī)范可互相轉(zhuǎn)換。實際系統(tǒng)往往兩種規(guī)范都存在，線性系統(tǒng)可以利用疊加原理將復(fù)雜的耦合分解為P規(guī)范和V規(guī)范來處理。

解耦是指把一個有耦合的多變量過程控制系統(tǒng)轉(zhuǎn)化成由一些無耦合的單變量過程組成的控制系統(tǒng)，在控制上形成“一個輸入只影響一個輸出”的控制。解耦可以分為兩種形式：完全解耦和部分解耦。其中，完全解耦是指引入適當控制規(guī)律，使傳遞函數(shù)矩陣為非奇異對角陣，不過其只是從理論角度而言，實際上很難實現(xiàn)；對于部分解耦而言，雖然有耦合存在，但不會給系統(tǒng)的工作帶來嚴重影響，工程上的控制系統(tǒng)解耦多屬于此。

常見的解耦方法主要有以下幾種：

（1）參數(shù)補償法

對于一個具有n個輸入U1，U2，...，Un和n個輸出Y1，Y2，...，Yn的耦合系統(tǒng)，通過合理的解耦設(shè)計，使其傳遞函數(shù)矩陣H(s)成為非奇異對角陣，則系統(tǒng)為解耦系統(tǒng)。

其中，耦合系統(tǒng)

傳遞函數(shù)矩陣為H(s)=C(SI-A)-1-B，引入解耦控制規(guī)律：U=FX+Gv（v為引入狀態(tài)反饋后系統(tǒng)輸入），可得：耦合系統(tǒng)

傳遞函數(shù)矩陣

解耦該系統(tǒng)的反饋存在的充要條件為detB*≠0：

則HFG(s)為解耦的非奇異對角陣。

（2）模型跟蹤法

在不考慮控制對象的耦合時，建立一個理想的無耦合動態(tài)模型，接入系統(tǒng)并與實際控制對象的輸出進行比較，建立誤差方程，控制使其誤差最小或達到允許的程度。

耦合系統(tǒng)

（3）特征結(jié)構(gòu)配置法

借助反饋控制器，根據(jù)系統(tǒng)所需保證的幾個模態(tài)，將閉環(huán)系統(tǒng)特征值配置到期望的位置上，并通過合理選擇特征向量，改變系統(tǒng)的動態(tài)響應(yīng)，同時實現(xiàn)解耦。

1）配置特征值實質(zhì)上是配置閉環(huán)極點，只需結(jié)合所需閉環(huán)系統(tǒng)性能配置即可。

2）解耦控制關(guān)鍵在于特征向量的選擇，特征向量的元素分為指定元素和未指定元素，通過對各模態(tài)理想特征向量中指定元素0或1的選擇，實現(xiàn)模態(tài)內(nèi)的耦合，模態(tài)間的解耦。

前面所介紹的各種現(xiàn)代控制理論都可應(yīng)用在解耦控制中，這里不再一一介紹。

靜不穩(wěn)定無人機控制技術(shù)

近年來采用靜不穩(wěn)定設(shè)計的無人機日漸增多，主要有兩個原因：

一是現(xiàn)代戰(zhàn)場對戰(zhàn)術(shù)無人機的性能提出了非常高的要求。放寬穩(wěn)定度設(shè)計能較大幅度提高無人機的機動性、飛行速度、飛行斜距，減少結(jié)構(gòu)重量和翼展尺寸。

二是大迎角飛行無人機設(shè)計方法的興起。大迎角飛行無人機具有復(fù)雜的非線性氣動特性。以超聲速靶機為例，在跨聲速段無人機的靜穩(wěn)定度與其飛行攻角有著密切關(guān)系。隨著攻角增大，無人機可以從靜穩(wěn)定變化為靜不穩(wěn)定，所以在進行大攻角飛行無人機設(shè)計時無法回避靜不穩(wěn)定問題。

現(xiàn)代無人機設(shè)計時，解決靜不穩(wěn)定無人機的控制問題將是無人機自動駕駛儀設(shè)計中的中心任務(wù)之一。傳統(tǒng)的戰(zhàn)術(shù)無人機按靜穩(wěn)定規(guī)范進行外形設(shè)計。無人機在飛行中，靜穩(wěn)定度始終是負值，壓心始終在重心的后面。而將飛機主動控制技術(shù)概念推廣到無人機上：在性能優(yōu)良可靠的飛控系統(tǒng)保證下，只要求“無人機+飛控系統(tǒng)”閉環(huán)系統(tǒng)有良好穩(wěn)定性即可。

無人機允許設(shè)計成靜不穩(wěn)定、中立穩(wěn)定和靜穩(wěn)定；也允許設(shè)計成起飛時呈靜不穩(wěn)定、中間飛行呈中立穩(wěn)定、后段飛行呈靜穩(wěn)定。理論上，無人機允許靜不穩(wěn)定的范圍是很寬的，但是有一個極限：當壓心前移到與操縱力的合力中心重合時，駕駛儀就無法進行人工穩(wěn)定了，這就是理論上的穩(wěn)定邊界。

對于正常式布局的無人機，無人機的壓心不可能與操縱力的合力中心重合，所以不存在這種理論邊界。它的放寬穩(wěn)定度邊界主要受到舵機頻帶的限制。靜不穩(wěn)定無人機的人工穩(wěn)定，阻尼回路是主要實現(xiàn)途徑。速率陀螺感受角速度信號，經(jīng)負反饋產(chǎn)生人工阻尼舵偏角，穩(wěn)定無人機飛行。放寬穩(wěn)定度設(shè)計時，機體－駕駛儀有以下幾個設(shè)計特點：

（1）高增益負反饋

1）阻尼回路常用的辦法是增大負反饋增益和選擇合理的校正網(wǎng)絡(luò)參數(shù)來提高穩(wěn)定。

2）在一定范圍內(nèi)增大負反饋增益可增加系統(tǒng)的穩(wěn)定性，有利于系統(tǒng)的人工穩(wěn)定，增益過大，亦會引起回路不穩(wěn)定。

3）相同的外界干擾下，阻尼舵偏角增大，要求機械極限舵偏角增大，給結(jié)構(gòu)設(shè)計帶來麻煩。

4）反饋增益增加，彈性彈體經(jīng)角速度陀螺的影響也增大。

應(yīng)合理選擇反饋增益和校正網(wǎng)絡(luò)的形式與參數(shù)。

（2）舵偏速度

靜不穩(wěn)定無人機舵偏角增加了人工穩(wěn)定功能。攻角產(chǎn)生發(fā)散氣動力矩，舵偏產(chǎn)生恢復(fù)氣動力矩，這就要求舵面偏轉(zhuǎn)速度比攻角變化的速度快。

攻角變化率主要由機體運動角速度確定，隨靜不穩(wěn)定度增加和飛行動壓增大而增大，對于自動穩(wěn)定段飛行來說，跨聲速度特征點和最大速度點的攻角變化率比較大。

（3）彈性機體影響

彈性振動經(jīng)過阻尼陀螺，通過負反饋電路產(chǎn)生高頻交變舵偏角和交變法向力，激起彈體的振動，形成閉合回路。按放寬穩(wěn)定度設(shè)計，須采用高增益負反饋，從而就加重了彈性機體對回路穩(wěn)定的影響。

（4）過載限制器

中立穩(wěn)定無人機的舵效很高，機體放大系數(shù)很大，小舵偏角對應(yīng)于大攻角和大過載。在這種狀態(tài)下，舵偏不會超過最大允許值，而攻角和機動過載首先超過極限值。為了保證飛行的安全，應(yīng)采用攻角限制器或過載限制器。

1）攻角限制器：直接限制攻角大小，使氣動力不失速，同時限制過載。需要攻角傳感器，或通過慣導(dǎo)系統(tǒng)間接測量攻角值。

2）過載限制器：直接限制最大過載，同時限制攻角。使用加速度計方便。

（5）變系數(shù)校正網(wǎng)絡(luò)

機體放大系數(shù)變化范圍比靜穩(wěn)定設(shè)計寬得多。無人機在靜穩(wěn)定規(guī)范下，能夠設(shè)計成常系數(shù)駕駛儀。而在放寬穩(wěn)定度設(shè)計下，必須采用變系數(shù)校正網(wǎng)絡(luò)。當靜不穩(wěn)定度大時，采用高增益負反饋；當靜不穩(wěn)定度小或靜穩(wěn)定時，采用小增益負反饋。

無人機靜穩(wěn)定度是飛行時間的函數(shù)，可以在無人機內(nèi)部安裝時間機構(gòu)來實現(xiàn)變系數(shù)。按時間用分檔式的變系數(shù)裝置是最方便的辦法。目前最為先進的方法是采用以預(yù)定增益控制理論為基礎(chǔ)的數(shù)字式自適應(yīng)自動駕駛儀。

先進控制方法示例——自抗擾控制

這里以自抗擾控制（ADRC）為例詳細介紹其原理和設(shè)計。自抗擾控制技術(shù)，是發(fā)揚PID控制的精髓并吸取現(xiàn)代控制理論成就，運用計算機仿真試驗結(jié)果的歸納和綜合中探索出來的，是不依賴于被控對象精確模型的、能夠替代PID控制技術(shù)的、新型實用數(shù)字控制技術(shù)。

該算法具有可應(yīng)用性廣、控制精度高、模塊化等優(yōu)點。在大干擾的控制環(huán)境下，或者對控制速度、控制精度要求苛刻的控制環(huán)境下，自抗擾控制算法更能表現(xiàn)其顯著的控制能力。

PID控制技術(shù)精髓。其控制思想是用誤差來產(chǎn)生消除誤差的控制策略，不需要對象精確模型。

PID控制缺點：

1）控制量是基于比例、微分、積分的線性組合，但線性組合不一定是最好的組合方式，能否在非線性領(lǐng)域找到更合適的組合方式是值得探索的。

2）理想微分器的物理不可實現(xiàn)性、對噪聲或干擾信號的放大作用。

3）直接以e=v-y的方式產(chǎn)生原始誤差不合理，要求讓只能連續(xù)緩變的y跟蹤能跳變的v本身不合理。

4）積分是為了消除系統(tǒng)的靜態(tài)誤差而引入的，但也影響了系統(tǒng)的穩(wěn)定性，可能會引起系統(tǒng)震蕩，或積分過飽和現(xiàn)象。

對于這些問題，其解決辦法為：

（1）安排過渡過程

根據(jù)控制目標和對象承受能力先安排合適的過渡過程，同時給出過渡過程的微分信號。

v(t)：控制目標；

v1(t)：對控制目標安排的過渡過程；

v2(t)：過渡過程的微分信號；

∑：根據(jù)控制目標和對象能力安排的動態(tài)過程；

（2）微分信號的提取

改為用兩個慣性環(huán)節(jié)輸出之差來實現(xiàn)微分功能，降低噪聲放大效應(yīng)。

最快跟蹤輸入信號并提取微分信號的方法：

其“快速最優(yōu)控制”綜合系統(tǒng)為：

PID控制框圖。

對此系統(tǒng)按如下方式送入輸入信號：

那么x1(t)將在加速度限制|x1(t)|條件下最快地跟蹤輸入信號v1(t)，此時x2(t)可當作輸入信號的微分信號。

為了避免顫振現(xiàn)象，離散化系統(tǒng)：

推導(dǎo)出最速綜合函數(shù)：

利用該函數(shù)建立離散最速反饋系統(tǒng)為：

（3）非線性組合

改用誤差信號非線性組合：

過渡過程的微分信號。

從而改造得到經(jīng)典PID控制結(jié)構(gòu)為。

（4）擴張狀態(tài)觀測器(ESO)與擾動估計補償

例如，對二階被控對象

w (t )為干擾作用。

將f （x1， x2，w（t），t）當作未知的被擴張的狀態(tài)變量：x3= f （x1， x2，w（t），t），則式（15）變?yōu)榫€性系統(tǒng)：

可以按照傳統(tǒng)構(gòu)造方法設(shè)計其狀態(tài)觀測器，為了消除函數(shù)w0(t)的影響，也可構(gòu)造擴張觀測器：

由此，可組合出自抗擾控制器，該控制器具有以下特點：

（1）跟蹤微分器(TD)：安排輸入信號的過渡過程，并獲得較好的輸入信號微分值。

（2）非線性狀態(tài)誤差反饋：采用合適的非線性規(guī)律，將狀態(tài)觀測器反饋的信息轉(zhuǎn)化為簡單的串聯(lián)型系統(tǒng)。

（3）擴張狀態(tài)觀測器(ESO)：自抗擾控制器的核心，對系統(tǒng)干擾進行觀測、估計和補償，實現(xiàn)模糊對象的線性化。

改造經(jīng)典PID控制結(jié)構(gòu)。

自抗擾的意義就在于擾動估計與補償能力。因此，凡是具有這種自動估計補償擾動能力的控制器都可以稱作“自抗擾控制器”。

自抗擾控制算法在船舶控制系統(tǒng)、伺服控制機構(gòu)、火電機組、精密機床加工、飛行器控制等領(lǐng)域有廣泛應(yīng)用，并取得顯著效果和有效改進，使控制算法日趨完善。

仿真分析

根據(jù)自抗擾控制器和PID控制器勻速前飛1m/s的X向?qū)Ρ葓D，可以看出PID控制器在2s左右時達到峰值1.6，其上升速度較快，但是超過了預(yù)期目標0.6m/s。PID控制器和自抗擾控制器均在6s左右達到其預(yù)期目標1附近，但是自抗擾的穩(wěn)態(tài)誤差相對PID來說較小，并且整體控制更加平穩(wěn)。

根據(jù)Y向?qū)Ρ葓D，結(jié)合X向可以看出，小型無人直升機的縱向運動會對橫向產(chǎn)生影響，即它們的橫縱通道存在耦合，PID控制器在5s時，Y向產(chǎn)生了一個-0.6m/s的偏差，而自抗擾控制器則一直較為平穩(wěn)，幾乎看不到X向變化對其的影響，可以說自抗擾控制器有較好的解耦功能。

根據(jù)勻速前飛Z比圖，結(jié)合X向可以看出，在加速階段小型無人直升機的Z向會受到X向的影響。根據(jù)小型無人直升機飛行原理可知，這是由于主旋翼推力方向改變所造成的耦合，PID控制器在2s左右達到了最大偏差0.08m/s，而自抗擾控制器的最大控制偏差小于0.01m/s，說明在Z向上，自抗擾控制器同樣可以取得良好的解耦效果。

綜上所述，對比PID控制器，一方面自抗擾控制器可以通過擴張狀態(tài)觀測器取得較好的解耦控制效果，而PID控制器由于沒有解耦控制，在三個方向上的控制效果都不如自抗擾控制器；另一方面，自抗擾的控制偏差在三個方向上都遠遠小于PID控制器。通過上述的仿真實驗對比可以得出結(jié)論，自抗擾控制器的控制效果要優(yōu)于PID控制器。

總結(jié)

現(xiàn)代戰(zhàn)場需求對無人機性能要求越來越高，性能優(yōu)良的自動駕駛儀對保證無人機性能發(fā)揮起著至關(guān)重要的作用，控制系統(tǒng)設(shè)計方法呈現(xiàn)明顯趨勢：

（1）傳統(tǒng)的單輸入單輸出控制方法不能很好地解決耦合、非線性、不確定系統(tǒng)的控制問題。

（2）為了保證更好的動態(tài)性能、魯棒性、抗干擾能力，無人機控制系統(tǒng)設(shè)計方法正從經(jīng)典的線性控制方法逐步發(fā)展為非線性的現(xiàn)代控制方法。

（3）現(xiàn)代控制理論的設(shè)計方法還存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜、信息量大和工程化難等許多問題需要解決，還不能完全取代傳統(tǒng)設(shè)計方式。

（4）目前多種控制方法相結(jié)合的綜合設(shè)計方式是比較實用的，已成為明顯的趨勢。 ■