【摘 要】
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直升机航向动力学包含输入非线性、时变参数和主一尾旋翼之间的强耦合，传统的比例积分微分（Proportional integral differential，PID）方法很难达到良好的控制性能。基于以上原因，
【机 构】
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中国科学院沈阳自动化研究所机器人学实验室
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直升机航向动力学包含输入非线性、时变参数和主一尾旋翼之间的强耦合，传统的比例积分微分（Proportional integral differential，PID）方法很难达到良好的控制性能。基于以上原因，通过把自调整神经元与滑模控制相结合，提出一种能够解决带有输入非线性的航向自适应控制方法。与常规自适应控制相比，用滑模条件代替误差函数作为目标函数，使控制器在保证闭环稳定性的同时，能够进一步使跟踪误差满足期望精度。证明了该方法的稳定性，针对实际模型直升机试验平台航向动力学模型的仿真结果，以及与传统PID方
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