升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置
阅读：458发布：2020-05-08
专利汇可以提供升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 申请 实施例 提供一种升 力 体 飞行器 的末制导段横侧向耦合控制方法及装置，方法包括：对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模 控制器 和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。本申请能够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和 稳定性 。，下面是升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置专利的具体信息内容。
1.一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，包括：
对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；
基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；
应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
2.根据权利要求1所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，在所述对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解之前，还包括：
根据所述升力体飞行器的角数据建立用于表示该升力体飞行器的横侧向状态的横侧通道耦合模型。
3.根据权利要求2所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，所述角数据包括：攻角、俯仰角、滚动角、侧滑角、滚动舵偏角、航向舵偏、滚动角速度和航向角速度；
相对应的，所述根据所述升力体飞行器的飞行数据建立用于表示该升力体飞行器的横侧向状态的横侧通道耦合模型，包括：
根据所述升力体飞行器的攻角、俯仰角和多个动力学系数建立动力系数四阶矩阵；
应用所述动力系数四阶矩阵，以及所述升力体无人机的滚动角、侧滑角、滚动舵偏角、航向舵偏、滚动角速度、航向角速度和多个动力学系数，建立所述横侧通道耦合模型。
4.根据权利要求3所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，在所述建立所述横侧通道耦合模型之后，还包括：
获取所述升力体飞行器的侧向过载相对侧滑角的偏导数；
应用所述侧向过载相对侧滑角的偏导数对所述横侧通道耦合模型进行转换，并基于所述侧向过载相对侧滑角的偏导数确定转换后的横侧通道耦合模型对应的新的动力系数四阶方程。
5.根据权利要求1所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，所述对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型，包括：
将所述升力体飞行器的侧向过载和滚动角设为外回路，将所述升力体飞行器的滚动角速度和航向角速度设为内回路；
根据奇异摄动原理，将所述横侧通道耦合模型进行时标分离，分解为外回路和内回路，所述外回路和内回路各自对应的方程形成所述升力体飞行器的内外回路串级模型，且所述外回路的变化慢于所述内回路的变化。
6.根据权利要求5所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，所述基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项，包括：
基于所述内外回路串级模型中的外回路的方程获取所述侧向耦合项中的对外回路干扰项，以及
根据所述内外回路串级模型中的内回路的方程获取所述侧向耦合项中的侧滑角对滚动通道的干扰项。
7.根据权利要求6所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，在所述应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制之前，还包括：
建立所述内外回路串级模型中的外回路的方程对应的外回路滑模面函数，以及建立所述内外回路串级模型中的内回路的方程对应的内回路滑模面函数；
其中，所述外回路滑模面函数和内回路滑模面函数组成所述串级滑模控制器。
8.根据权利要求1所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，其特征在于，在所述应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制之前，还包括：
基于预设的超扭曲算法获取所述升力体飞行器对应的干扰观测器，其中，所述超扭曲算法为连续的二阶滑模控制算法。
9.一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置，其特征在于，包括：
模型分解模块，用于对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；
耦合项独立模块，用于基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；
补偿控制模块，用于应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
10.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1至8任一项所述的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤。
升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置
技术领域
[0001] 本申请涉及飞行器控制技术领域，具体涉及升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置。
背景技术
[0003] 目前，随着升力体飞行器以及升力体式面对称飞行器的发展，其飞行包线不断扩大，在临近地面目标点时，不可避免的要采用侧滑转弯(Slide-to-turn)进行航向对准，这时由于升力体外形的气动特性，航向与滚动通道存在强烈的气动耦合，严重影响了滚动通
道的动态特性，甚至造成不考虑耦合项时设计的控制系统在某些状态下丧失稳定性。因而
升力体飞行器的末制导控制是一个多变量非线性时变不确定特性的复杂控制问题，采用传
统基于小扰动线性化和系数冻结假设的三通道独立设计方法，已经难以满足这类飞行器的
机动和姿态控制需求。
发明内容
道的动态特性，甚至造成不考虑耦合项时设计的控制系统在某些状态下丧失稳定性。因而
升力体飞行器的末制导控制是一个多变量非线性时变不确定特性的复杂控制问题，采用传
统基于小扰动线性化和系数冻结假设的三通道独立设计方法，已经难以满足这类飞行器的
机动和姿态控制需求。
发明内容
[0004] 针对现有技术中的问题，本申请提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置，能够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同
时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性
和稳定性。
时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性
和稳定性。
[0005] 为解决上述技术问题，本申请提供以下技术方案：
[0006] 第一方面，本申请提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，包括：
[0007] 对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；
[0008] 基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；
[0009] 应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
[0010] 进一步地，在所述对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解之前，还包括：
[0011] 根据所述升力体飞行器的角数据建立用于表示该升力体飞行器的横侧向状态的横侧通道耦合模型。
[0013] 相对应的，所述根据所述升力体飞行器的飞行数据建立用于表示该升力体飞行器的横侧向状态的横侧通道耦合模型，包括：
[0014] 根据所述升力体飞行器的攻角、俯仰角和多个动力学系数建立动力系数四阶矩阵；
[0015] 应用所述动力系数四阶矩阵，以及所述升力体无人机的滚动角、侧滑角、滚动舵偏角、航向舵偏、滚动角速度、航向角速度和多个动力学系数，建立所述横侧通道耦合模型。
[0016] 进一步地，在所述建立所述横侧通道耦合模型之后，还包括：
[0017] 获取所述升力体飞行器的侧向过载相对侧滑角的偏导数；
[0018] 应用所述侧向过载相对侧滑角的偏导数对所述横侧通道耦合模型进行转换，并基于所述侧向过载相对侧滑角的偏导数确定转换后的横侧通道耦合模型对应的新的动力系
数四阶方程。
数四阶方程。
[0019] 进一步地，所述对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型，包括：
[0020] 将所述升力体飞行器的侧向过载和滚动角设为外回路，将所述升力体飞行器的滚动角速度和航向角速度设为内回路；
[0021] 根据奇异摄动原理，将所述横侧通道耦合模型进行时标分离，分解为外回路和内回路，所述外回路和内回路各自对应的方程形成所述升力体飞行器的内外回路串级模型，
且所述外回路的变化慢于所述内回路的变化。
且所述外回路的变化慢于所述内回路的变化。
[0022] 进一步地，所述基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项，包括：
[0023] 基于所述内外回路串级模型中的外回路的方程获取所述侧向耦合项中的对外回路干扰项，以及
[0024] 根据所述内外回路串级模型中的内回路的方程获取所述侧向耦合项中的侧滑角对滚动通道的干扰项。
[0025] 进一步地，在所述应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制之前，还包括：
[0026] 建立所述内外回路串级模型中的外回路的方程对应的外回路滑模面函数，以及
[0027] 建立所述内外回路串级模型中的内回路的方程对应的内回路滑模面函数；
[0028] 其中，所述外回路滑模面函数和内回路滑模面函数组成所述串级滑模控制器。
[0029] 进一步地，在所述应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制之前，还包括：
[0031] 第二方面，本申请提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置，包括：
[0032] 模型分解模块，用于对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；
[0033] 耦合项独立模块，用于基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；
[0034] 补偿控制模块，用于应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
[0036] 第四方面，本申请提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤。
[0037] 由上述技术方案可知，本申请提供的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法及装置，基于奇异摄动理论对横侧向耦合模型进行分解，建立内外回路串级模型，将耦合项独立提取出来便于观测，并基于该模型提出一种“串级滑模控制器+干扰观测器”的解耦控制方法，通过干扰观测器实现对耦合项的观测和补偿，同时利用滑模控制提高系统的鲁
棒性。通过仿真验证表明，该方案对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而能够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测
和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器
具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠
性和稳定性。
附图说明
棒性。通过仿真验证表明，该方案对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而能够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测
和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器
具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠
性和稳定性。
附图说明
[0038] 为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请
的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0039] 图1为本申请实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的流程示意图。
[0040] 图2为本申请实施例中的包含有步骤010的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的流程示意图。
[0041] 图3为本申请实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中步骤010的第一种流程示意图。
[0042] 图4为本申请实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中步骤010的第二种流程示意图。
[0043] 图5为本申请实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中步骤100的具体流程示意图。
[0044] 图6为本申请实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中步骤200的具体流程示意图。
[0045] 图7为本申请实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中步骤300之前的步骤020至步骤040的流程示意图。
[0046] 图8为本申请应用实例中的滚动角响应曲线示意图。
[0047] 图9为本申请应用实例中的侧向过载响应曲线示意图。
[0048] 图10为本申请应用实例中的舵偏角曲线示意图。
[0049] 图11为本申请应用实例中的干扰估计曲线示意图。
[0050] 图12为本申请实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置的结构示意图。
[0051] 图13为本申请实施例中的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
[0052] 为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0053] 针对传统基于小扰动线性化和系数冻结假设的三通道独立设计方法，已经难以满足这升力体飞行器的机动和姿态控制需求的问题，本申请实施例提供一种升力体飞行器的
末制导段横侧向耦合控制方法、升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置、电子设备
和计算机可读存储介质，通过对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该
升力体飞行器的内外回路串级模型；基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的
末制导段的侧向耦合项；应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰
观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制，以用于实现升力体面对称飞行器的侧向机动控制
设计，本申请基于奇异摄动理论对横侧向耦合模型进行分解，建立内外回路串级模型，将耦合项独立提取出来便于观测，并基于该模型提出一种“串级滑模控制器+干扰观测器”的解耦控制方法，通过干扰观测器实现对耦合项的观测和补偿，同时利用滑模控制提高系统的
鲁棒性。
末制导段横侧向耦合控制方法、升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置、电子设备
和计算机可读存储介质，通过对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该
升力体飞行器的内外回路串级模型；基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的
末制导段的侧向耦合项；应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰
观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制，以用于实现升力体面对称飞行器的侧向机动控制
设计，本申请基于奇异摄动理论对横侧向耦合模型进行分解，建立内外回路串级模型，将耦合项独立提取出来便于观测，并基于该模型提出一种“串级滑模控制器+干扰观测器”的解耦控制方法，通过干扰观测器实现对耦合项的观测和补偿，同时利用滑模控制提高系统的
鲁棒性。
[0054] 为了有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和稳定
性，本申请提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的实施例，参见图1，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法具体包含有如下内容：
性，本申请提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的实施例，参见图1，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法具体包含有如下内容：
[0055] 步骤100：对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型。
[0056] 在步骤100中，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置可以将所述升力体飞行器的侧向过载和滚动角设为外回路，将所述升力体飞行器的滚动角速度和航向角
速度设为内回路；根据奇异摄动原理，将所述横侧通道耦合模型进行时标分离，分解为外回路和内回路，所述外回路和内回路各自对应的方程形成所述升力体飞行器的内外回路串级
模型，且所述外回路的变化慢于所述内回路的变化。
速度设为内回路；根据奇异摄动原理，将所述横侧通道耦合模型进行时标分离，分解为外回路和内回路，所述外回路和内回路各自对应的方程形成所述升力体飞行器的内外回路串级
模型，且所述外回路的变化慢于所述内回路的变化。
[0057] 步骤200：基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项。
[0058] 在步骤200中，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置可以基于所述内外回路串级模型中的外回路的方程获取所述侧向耦合项中的对外回路干扰项，以及根据
所述内外回路串级模型中的内回路的方程获取所述侧向耦合项中的侧滑角对滚动通道的
干扰项。
所述内外回路串级模型中的内回路的方程获取所述侧向耦合项中的侧滑角对滚动通道的
干扰项。
[0059] 可以理解的是，所述末制导段是指飞行器在飞行过程中的末段(很接近目标时)采用的制导方式，常见的末端制导方式有地形匹配制导、GPS制导、红外制导、电视制导、寻的制导等，惯性制导由于精度较低，常与其它制导方式构成较为可靠的但成本较高的复合制
导。
导。
[0060] 步骤300：应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
[0061] 在步骤300中，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置可以基于预设的超扭曲算法获取所述升力体飞行器对应的干扰观测器，其中，所述超扭曲算法为连续的
二阶滑模控制算法。
二阶滑模控制算法。
[0062] 为了提高横侧通道耦合模型的应用可靠性，以进一步实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，在
本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图2，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤100之前还具体包含有如下内容：
本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图2，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤100之前还具体包含有如下内容：
[0063] 步骤010：根据所述升力体飞行器的角数据建立用于表示该升力体飞行器的横侧向状态的横侧通道耦合模型。
[0064] 可以理解的是，所述角数据包括：攻角、俯仰角、滚动角、侧滑角、滚动舵偏角、航向舵偏、滚动角速度和航向角速度。
[0065] 相对应的，参见图3，所述步骤010具体包含有如下内容：
[0066] 步骤011：根据所述升力体飞行器的攻角、俯仰角和多个动力学系数建立动力系数四阶矩阵。
[0067] 步骤012：应用所述动力系数四阶矩阵，以及所述升力体无人机的滚动角、侧滑角、滚动舵偏角、航向舵偏、滚动角速度、航向角速度和多个动力学系数，建立所述横侧通道耦合模型。
[0068] 为了提高动力系数四阶方程的应用可靠性，以进一步实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，在
本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图4，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤012之后还具体包含有如下内容：
本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图4，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤012之后还具体包含有如下内容：
[0069] 步骤013：获取所述升力体飞行器的侧向过载相对侧滑角的偏导数。
[0070] 步骤014：应用所述侧向过载相对侧滑角的偏导数对所述横侧通道耦合模型进行转换，并基于所述侧向过载相对侧滑角的偏导数确定转换后的横侧通道耦合模型对应的新
的动力系数四阶方程。
的动力系数四阶方程。
[0071] 为了提高内外回路串级模型的应用可靠性，以进一步实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，在
本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图5，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤100具体包含有如下内容：
本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图5，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤100具体包含有如下内容：
[0072] 步骤101：将所述升力体飞行器的侧向过载和滚动角设为外回路，将所述升力体飞行器的滚动角速度和航向角速度设为内回路。
[0073] 步骤102：根据奇异摄动原理，将所述横侧通道耦合模型进行时标分离，分解为外回路和内回路，所述外回路和内回路各自对应的方程形成所述升力体飞行器的内外回路串
级模型，且所述外回路的变化慢于所述内回路的变化。
级模型，且所述外回路的变化慢于所述内回路的变化。
[0074] 为了提高升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项的获取准确性，以进一步实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控
制过程的鲁棒性，在本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例
中，参见图6，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤200具体包含有如
下内容：
制过程的鲁棒性，在本申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例
中，参见图6，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤200具体包含有如
下内容：
[0075] 步骤201：基于所述内外回路串级模型中的外回路的方程获取所述侧向耦合项中的对外回路干扰项。
[0076] 步骤202：根据所述内外回路串级模型中的内回路的方程获取所述侧向耦合项中的侧滑角对滚动通道的干扰项。
[0077] 为了提高串级滑模控制器的应用可靠性，以进一步实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，在本
申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图7，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤300之前还具体包含有如下内容：
申请的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，参见图7，所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的步骤300之前还具体包含有如下内容：
[0078] 步骤020：建立所述内外回路串级模型中的外回路的方程对应的外回路滑模面函数。
[0079] 步骤030：建立所述内外回路串级模型中的内回路的方程对应的内回路滑模面函数；其中，所述外回路滑模面函数和内回路滑模面函数组成所述串级滑模控制器。
[0080] 为了提高补偿控制的准确性，以进一步实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，在本申请的升力
体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，所述升力体飞行器的末制导段横
侧向耦合控制方法的步骤300之前还具体包含有如下内容：
体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的一实施例中，所述升力体飞行器的末制导段横
侧向耦合控制方法的步骤300之前还具体包含有如下内容：
[0081] 步骤040：基于预设的超扭曲算法获取所述升力体飞行器对应的干扰观测器，其中，所述超扭曲算法为连续的二阶滑模控制算法。
[0082] 为了进一步说明本方案，本申请还提供一种升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的具体应用实例，具体包含有如下内容：
[0083] 第一步，基于横侧通道耦合模型建立横侧通道串级解耦模型。
[0084] 考虑横侧通道耦合的侧向小扰动运动方程组为：
[0085]
[0086] 式中动力系数四阶矩阵为：
[0087]
[0088] 以上两式中 为俯仰角，γ为滚动角，α为攻角，β为侧滑角，δx为滚动舵偏角，δy为航向舵偏，ωx为滚动角速度，ωy为航向角速度，a33、b11、b14、b15、b17、b22、b24、b25、b27、b32、b34、b36、b35为动力学系数。
[0089] 引入中间量nzbet定义为侧向过载相对侧滑角的偏导数，过载与侧滑角间的近似比例关系简化如式(3)：
[0090]
[0091] 根据以上变换，将横侧向状态方程转换为：
[0092]
[0093] 其中新的动力系数四阶方程A'为：
[0094]
[0095] 对于本申请考虑的飞行器，用于设计的状态量为x＝[ωx ωy nz γ]T，其姿态与过载回路一般与角速度回路带宽相差较大，在舵面偏转后，角速度最先产生变化，在这过程中，其余量可以近似认为不变。根据奇异摄动原理，可以将以上横侧通道模型进行时标分
离，分解为快慢两个回路，形成串级系统。其中外回路变化较慢，内回路变化较快。采用这种分层的设计方法能够简化控制器的设计，并降低通道间耦合程度。考虑侧向过载与滚动角
变化较慢，将其设为外回路，航向和滚动角速度设为内回路，rc为外回路指令，x2c为内回路指令，u为控制指令，x1、x2为状态量。
离，分解为快慢两个回路，形成串级系统。其中外回路变化较慢，内回路变化较快。采用这种分层的设计方法能够简化控制器的设计，并降低通道间耦合程度。考虑侧向过载与滚动角
变化较慢，将其设为外回路，航向和滚动角速度设为内回路，rc为外回路指令，x2c为内回路指令，u为控制指令，x1、x2为状态量。
[0096] 根据以上设计原则对式(4)进行分解，得到串级模型外回路方程为：
[0097]
[0099] 同样分解可以得到串级模型内回路方程为：
[0100]
[0101] 通过式(6)、式(7)可以看到，将横侧向动力学模型转换为串级形式后，能够将侧滑角对滚动通道的干扰项b14/nzbet·nz＝b14·β独立出来，在设计时可视为子系统干扰进行处理，降低设计复杂度。为方便表示，将状态矩阵独立表示为：
[0102]
[0103] 第二步，进行内外回路滑模控制器设计。
[0104] 考虑如下一类串级多入多出线性系统：
[0105]
[0106] 式中：x1、x2∈Rn为n维，是空间的状态量；u∈Rn为控制量；f1(·)、f2(·)∈Rn；d1、d2∈Rn为范数有界的未知干扰；g1(·)、g2(·)∈Rn×n为非奇异矩阵。
[0107] 设计滑模面为：
[0108] s1＝e1+c1∫e1dτ (10)
[0109] s2＝e2+c2∫e2dτ (11)
[0110] 其中：s1＝[s11 ... s1n]T为外回路滑模面函数；e1＝x1cx-x1为外回路跟踪误差；s2＝[s21 ... s2n]T为内回路滑模面函数；e2＝x2cx-x2为内回路跟踪误差；ci＝diag(ci1,ci2,…,cin)(i＝1,2)，且cij>0。
[0111] 根据滑模控制原理，当系统的运动能够在有限时间内进入滑动模态(即si(xi)＝0)，则系统将保持在滑模面上运动，并沿该面向原点运动。为使系统在有限的时间内进入滑动模态，并且有效削弱抖振，设计了一种改进型双幂次趋近律：
[0112]
[0113]
[0114] 其中sat(·)为饱和函数，表达式如下：
[0115]
[0116] 式(12)～式(14)中：sgnsi＝[sgnsi1 sgnsi2 … sgnsin]T，εi＝diag(εi1,εi2,…,εin)，Ki＝diag(Ki1,Ki2,…,Kin)，τi＝diag(τi1,τi2,…,τin)，Mi＝diag(Mi1,Mi2,…,Min)。τi为趋近律切换阈值，通过调整εi、Ki、τi和Mi，能够获得合适的趋近律。
[0117] 采用以上双幂次趋近律进行分阶段控制，在系统远离滑模面(si>τi)时，第三项Ki|si/τi|2sat(si)能够增加系统的收敛速度。在系统接近滑模面(si<τi)时，第四项Ki|si/τi|0.5sat(si)能够增加系统的收敛速度，在系统抵达滑模面附近时，由sat(·)函数实现与滑
模面的光滑过渡。此外，趋近律后两项在分界点si＝τi不能平滑过渡，因此增加等速趋近律-Lisisat(|si|)-εisat(si)降低系统在分界点的不连续性。由此，双幂次趋近律能够提升系统收敛速度，大大削减系统的抖振，保证系统稳定性。
模面的光滑过渡。此外，趋近律后两项在分界点si＝τi不能平滑过渡，因此增加等速趋近律-Lisisat(|si|)-εisat(si)降低系统在分界点的不连续性。由此，双幂次趋近律能够提升系统收敛速度，大大削减系统的抖振，保证系统稳定性。
[0118] 对于外回路滑模面式(10)，对其求一阶导数，并代入趋近律式(12)，可得：
[0119]
[0120] 设 未知有界，定义外回路广义干扰为 使得
[0121] Pi>0为第i条通道的有界干扰上界。
[0122] 令 根据式(15)可以得到内环指令信号：
[0123]
[0124] 对外环进行稳定性分析，定义Lyapunov函数为 对V求导可得：
[0125]
[0126] (1)首先考虑干扰 时，式(17)中包含双幂次趋近律，需要分段分析其稳定性与到达时间有限性。当|s1j/τ1j|>1(j＝1,2,…,n)时，
[0127]
[0128] 可知系统满足到达条件。在此阶段，K1|s1/τ1|2sat(s1)作用远大于K2|s1/τ1|0.5sat(s1)与ε1sat(s1)+L1s1sat(|s1|)，可忽略后两者的影响，式(12)变为：
[0129]
[0130] 对式(19)两边积分可得：
[0131] [s1(t)/τ1]-1＝K1·t/τ1+[s1(0)/τ1]-1 (20)
[0132] 由此可以得到系统状态从s1(0)到|s1(t)|＝τ1的第一阶段所需时间：
[0133] t1＝τ1·[1-(s1(0)/τ1)-1]/K1 (21)
[0134] 当|s1j/τ1j|<1(j＝1,2,…,n)时，
[0135]
[0136] 可知系统满足到达条件。在此阶段，K2|s1/τ1|0.5sat(s1)作用远大于K1|s1/τ1|2sat(s1)与ε1sat(s1)+L1s1sat(|s1|)，可忽略后两者的影响，式(12)变为：
[0137]
[0138] 对式(23)两边积分可得：
[0139]
[0140] 由此可以得到系统状态从|s1(0)|＝τ1到|s1(t2)|＝0的第一阶段所需时间：
[0141] t2＝τ1·2/K1 (25)
[0142] 由于为了简化计算过程，上述方法对双幂次趋近律中的一些趋近项进行了忽略，因此总的趋近时间小于两个阶段趋近时间总和，即：
[0143] t≤t1+t2＝τ1·[1-(s1(0)/τ1)-1]/K1+τ1·2/K1 (26)
[0144] 由此可知，在不存在干扰时，系统在以上滑模控制的作用下，能够在有限时间内收敛到滑模面并稳定在原定附近。
[0145] (2)考虑存在有界干扰时，
[0146]
[0147] 由于干扰的存在，-(λmin(ε1/M1)-Pimax)·|s1|项不能确定为负，为保证系统稳定性，本申请在内环指令信号式(16)上，增加如下扰动控制量：
[0148]
[0149] 式中v1为对干扰的估计值。
[0150] 本申请采用一种基于超扭曲算法的滑模干扰观测器实现对干扰的估计。超扭曲算法是一种连续的二阶滑模控制算法，该算法可实现滑模变量及其一阶导数稳定收敛到零。
[0151] 引理1给定带扰动的非线性微分方程：
[0152]
[0153] 式中：ξ(t)为未知有界干扰，且 C为干扰导数的上界；χ(t)为状态；ρ和ζ为常系数。如果 且ζ≥1.1C，则χ(t)和 在有限时间tτ≤7.6χ(0)/(ζ-C)收敛至零。
[0154] 根据引理1构造如下辅助滑模面：
[0155]
[0156]
[0157] 式中σ1＝[σ11 ... σ1n]T。
[0158] 对式(30)求导，结合式(35)可得：
[0159]
[0160] 式中ν1＝[ν11 ν12 … ν1n]T。
[0161] 对比式(32)与式(29)，可以得到如下超扭曲控制律：
[0162] v1＝λ1|σ1|0.5sgnσ1+ω1∫sgnσ1dτ (33)
[0163] 式中：
[0164]
[0165] 通过式(33)的滑模干扰观测器，即可实现有限时限内对干扰 的估计。这样内回路指令信号变为：
[0166]
[0167] 此时 变为：
[0168]
[0169] 由引理1可知，最后一项在有限时间内收敛至零，而根据式(26)，前几项也在有限时间内收敛，因此系统是渐进稳定的。
[0170] 系统内回路的设计与外回路过程类似，在此直接给出设计结果如下：
[0171]
[0172] 式中变量定义与外回路类似。
[0173] 通过上述内外路的滑模控制，能够实现对位置有界干扰的有效抑制，确保系统的稳定。
[0174] 从上述描述可知，本申请应用实例提供的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法，针对升力体式面对称飞行器在末制导段的横侧通道耦合问题，首先基于奇异摄动
理论建立了横侧通道串级模型，分解出了耦合项。在此基础上对内外回路分别设计了滑模
控制器，结合滑模干扰观测器对耦合项进行补偿控制，并利用李亚普诺夫稳定性分析方法
证明了控制器的稳定性。通过对比仿真结果表明，设计的控制器能够在削弱抖振的同时保
持良好的动态特性，提高了滚动通道对横侧耦合干扰的鲁棒性。
理论建立了横侧通道串级模型，分解出了耦合项。在此基础上对内外回路分别设计了滑模
控制器，结合滑模干扰观测器对耦合项进行补偿控制，并利用李亚普诺夫稳定性分析方法
证明了控制器的稳定性。通过对比仿真结果表明，设计的控制器能够在削弱抖振的同时保
持良好的动态特性，提高了滚动通道对横侧耦合干扰的鲁棒性。
[0175] 下面结合飞行器特征点控制实例以及图8至图11具体说明。
[0176] 第一步，基于横侧通道耦合模型建立横侧通道串级解耦模型。
[0177] 以某飞行器为例，飞行器数据采用某升力体式面对称飞行器，动力学系数为a33＝0.07025，b11＝-0.14409，b12＝0，b14＝196.75855，b15＝3.38109，b17＝-140.00389，b22＝-0.08501，b24＝-2.51066，b25＝21.84122，b27＝-9.04592，b32＝-1.04637，b34＝
0.07025，b35＝0.01779，b36＝-0.00746，攻角α＝-5.03°，侧滑角0°，弹道倾角θ＝-29.8°，飞行速度1000m/s。建立状态矩阵独立表示为：
0.07025，b35＝0.01779，b36＝-0.00746，攻角α＝-5.03°，侧滑角0°，弹道倾角θ＝-29.8°，飞行速度1000m/s。建立状态矩阵独立表示为：
[0178]
[0179]
[0180] 第二步，进行内外回路滑模控制器设计。
[0181] 定义滑模面为：
[0182]
[0183] 其中e1＝[nzc -nz γc -γ]T，e2＝[ωxc -ωx ωyc -ωy]T。
[0184] 根据式(35)设计得到飞行器内环指令信号：
[0185]
[0186] 根据式(37)设计得到飞行器滚动和航向舵控制信号：
[0187]
[0188] 其中A2，B中的元素对于一般飞行器均不为零，因此A2，B总可逆。
[0189] 将-nzbet·b35·δy，b14·β视为干扰项，根据滑模干扰观测器进行补偿控制，由此可以实现横侧向通道的串级控制。
[0190] 为了有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和稳定
性，本申请提供一种用于实现升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中全部或部分
内容的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置的实施例，参见图12，所述升力体飞
行器的末制导段横侧向耦合控制装置具体包含有如下内容：
性，本申请提供一种用于实现升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中全部或部分
内容的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置的实施例，参见图12，所述升力体飞
行器的末制导段横侧向耦合控制装置具体包含有如下内容：
[0191] 模型分解模块10，用于对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型；
[0192] 耦合项独立模块20，用于基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项；
[0193] 补偿控制模块30，用于应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
[0194] 本说明书提供的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置的实施例具体可以用于执行上述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的实施例的处理流程，其功
能在此不再赘述，可以参照上述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法实施例的详
细描述。
能在此不再赘述，可以参照上述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法实施例的详
细描述。
[0195] 从上述描述可知，本申请实施例提供的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置，基于奇异摄动理论对横侧向耦合模型进行分解，建立内外回路串级模型，将耦合项独立提取出来便于观测，并基于该模型提出一种“串级滑模控制器+干扰观测器”的解耦控制方法，通过干扰观测器实现对耦合项的观测和补偿，同时利用滑模控制提高系统的鲁棒性。
通过仿真验证表明，该方案对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑
制耦合项的影响，进而能够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补
偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器具有
很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和
稳定性。
通过仿真验证表明，该方案对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑
制耦合项的影响，进而能够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补
偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器具有
很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和
稳定性。
[0196] 从硬件层面来说，为了有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器控制过程的鲁棒性，进而提高对升力体飞行器的
控制可靠性和稳定性，本申请提供一种用于实现所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合
控制方法中的全部或部分内容的电子设备的实施例，所述电子设备具体包含有如下内容：
控制可靠性和稳定性，本申请提供一种用于实现所述升力体飞行器的末制导段横侧向耦合
控制方法中的全部或部分内容的电子设备的实施例，所述电子设备具体包含有如下内容：
[0197] 处理器(processor)、存储器(memory)、通信接口(Communications Interface)和总线；其中，所述处理器、存储器、通信接口通过所述总线完成相互间的通信；所述通信接口用于实现升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置与各类数据库、升力体飞行器的传
感器、控制中心以及用户终端等相关设备之间的信息传输；该电子设备可以是台式计算机、平板电脑及移动终端等，本实施例不限于此。在本实施例中，该电子设备可以参照实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的实施例，以及，升力体飞行器的末制导
段横侧向耦合控制装置的实施例进行实施，其内容被合并于此，重复之处不再赘述。
感器、控制中心以及用户终端等相关设备之间的信息传输；该电子设备可以是台式计算机、平板电脑及移动终端等，本实施例不限于此。在本实施例中，该电子设备可以参照实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的实施例，以及，升力体飞行器的末制导
段横侧向耦合控制装置的实施例进行实施，其内容被合并于此，重复之处不再赘述。
[0198] 图13为本申请实施例的电子设备9600的系统构成的示意框图。如图13所示，该电子设备9600可以包括中央处理器9100和存储器9140；存储器9140耦合到中央处理器9100。
值得注意的是，该图13是示例性的；还可以使用其他类型的结构，来补充或代替该结构，以实现电信功能或其他功能。
值得注意的是，该图13是示例性的；还可以使用其他类型的结构，来补充或代替该结构，以实现电信功能或其他功能。
[0199] 一实施例中，升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制功能可以被集成到中央处理器9100中。其中，中央处理器9100可以被配置为进行如下控制：
[0200] 步骤100：对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型。
[0201] 步骤200：基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项。
[0202] 步骤300：应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
[0203] 从上述描述可知，本申请实施例提供的电子设备，基于奇异摄动理论对横侧向耦合模型进行分解，建立内外回路串级模型，将耦合项独立提取出来便于观测，并基于该模型提出一种“串级滑模控制器+干扰观测器”的解耦控制方法，通过干扰观测器实现对耦合项的观测和补偿，同时利用滑模控制提高系统的鲁棒性。通过仿真验证表明，该方案对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而能够有效实现
对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器
控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合
项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和稳定性。
对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升力体飞行器
控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合
项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和稳定性。
[0204] 在另一个实施方式中，升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置可以与中央处理器9100分开配置，例如可以将升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制装置配置为与
中央处理器9100连接的芯片，通过中央处理器的控制来实现升力体飞行器的末制导段横侧
向耦合控制功能。
中央处理器9100连接的芯片，通过中央处理器的控制来实现升力体飞行器的末制导段横侧
向耦合控制功能。
[0205] 如图13所示，该电子设备9600还可以包括：通信模块9110、输入单元9120、音频处理器9130、显示器9160、电源9170。值得注意的是，电子设备9600也并不是必须要包括图13中所示的所有部件；此外，电子设备9600还可以包括图13中没有示出的部件，可以参考现有技术。
[0207] 其中，存储器9140，例如可以是缓存器、闪存、硬驱、可移动介质、易失性存储器、非易失性存储器或其它合适装置中的一种或更多种。可储存上述与失败有关的信息，此外还可存储执行有关信息的程序。并且中央处理器9100可执行该存储器9140存储的该程序，以
实现信息存储或处理等。
实现信息存储或处理等。
[0208] 输入单元9120向中央处理器9100提供输入。该输入单元9120例如为按键或触摸输入装置。电源9170用于向电子设备9600提供电力。显示器9160用于进行图像和文字等显示
对象的显示。该显示器例如可为LCD显示器，但并不限于此。
对象的显示。该显示器例如可为LCD显示器，但并不限于此。
[0209] 该存储器9140可以是固态存储器，例如，只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、SIM卡等。还可以是这样的存储器，其即使在断电时也保存信息，可被选择性地擦除且设有更多数据，该存储器的示例有时被称为EPROM等。存储器9140还可以是某种其它类型的装置。存储器9140包括缓冲存储器9141(有时被称为缓冲器)。存储器9140可以包括应用/功能存储部9142，该应用/功能存储部9142用于存储应用程序和功能程序或用于通过中央
处理器9100执行电子设备9600的操作的流程。
处理器9100执行电子设备9600的操作的流程。
[0210] 存储器9140还可以包括数据存储部9143，该数据存储部9143用于存储数据，例如联系人、数字数据、图片、声音和/或任何其他由电子设备使用的数据。存储器9140的驱动程序存储部9144可以包括电子设备的用于通信功能和/或用于执行电子设备的其他功能(如
消息传送应用、通讯录应用等)的各种驱动程序。
消息传送应用、通讯录应用等)的各种驱动程序。
[0211] 通信模块9110即为经由天线9111发送和接收信号的发送机/接收机9110。通信模块(发送机/接收机)9110耦合到中央处理器9100，以提供输入信号和接收输出信号，这可以和常规移动通信终端的情况相同。
[0212] 基于不同的通信技术，在同一电子设备中，可以设置有多个通信模块9110，如蜂窝网络模块、蓝牙模块和/或无线局域网模块等。通信模块(发送机/接收机)9110还经由音频处理器9130耦合到扬声器9131和麦克风9132，以经由扬声器9131提供音频输出，并接收来
自麦克风9132的音频输入，从而实现通常的电信功能。音频处理器9130可以包括任何合适
的缓冲器、解码器、放大器等。另外，音频处理器9130还耦合到中央处理器9100，从而使得可以通过麦克风9132能够在本机上录音，且使得可以通过扬声器9131来播放本机上存储的声
音。
自麦克风9132的音频输入，从而实现通常的电信功能。音频处理器9130可以包括任何合适
的缓冲器、解码器、放大器等。另外，音频处理器9130还耦合到中央处理器9100，从而使得可以通过麦克风9132能够在本机上录音，且使得可以通过扬声器9131来播放本机上存储的声
音。
[0213] 本申请的实施例还提供能够实现上述实施例中的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法中全部步骤的一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储
有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中的执行主体为服务器或客
户端的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的全部步骤，例如，所述处理器执行
所述计算机程序时实现下述步骤：
有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中的执行主体为服务器或客
户端的升力体飞行器的末制导段横侧向耦合控制方法的全部步骤，例如，所述处理器执行
所述计算机程序时实现下述步骤：
[0214] 步骤100：对预设的升力体飞行器的横侧向耦合模型进行分解，得到该升力体飞行器的内外回路串级模型。
[0215] 步骤200：基于所述内外回路串级模型获取所述升力体飞行器的末制导段的侧向耦合项。
[0216] 步骤300：应用所述内外回路串级模型对应的串级滑模控制器和预设的干扰观测器对所述侧向耦合项进行补偿控制。
[0217] 从上述描述可知，本申请实施例提供的计算机可读存储介质，基于奇异摄动理论对横侧向耦合模型进行分解，建立内外回路串级模型，将耦合项独立提取出来便于观测，并基于该模型提出一种“串级滑模控制器+干扰观测器”的解耦控制方法，通过干扰观测器实现对耦合项的观测和补偿，同时利用滑模控制提高系统的鲁棒性。通过仿真验证表明，该方案对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有效抑制耦合项的影响，进而能
够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升
力体飞行器控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有
效抑制耦合项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和稳定性。
够有效实现对升力体飞行器的末制导段横侧向耦合项的观测和补偿，同时能够有效提高升
力体飞行器控制过程的鲁棒性，对于耦合特性显著的飞行器具有很好的控制性能，能够有
效抑制耦合项的影响，进而提高对升力体飞行器的控制可靠性和稳定性。
[0218] 本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、装置、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产
品的形式。
品的形式。
[0219] 本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(装置)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流
程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产
生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实
现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产
生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实
现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
[0220] 这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指
令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或
多个方框中指定的功能。
令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或
多个方框中指定的功能。
[0221] 这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或
其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一
个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一
个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
[0222] 本发明中应用了具体实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
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