一种基于全驱系统理论的静不稳定STT过载控制方法及系统与流程

一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法及系统
技术领域
1.本发明涉及非线性控制技术领域，尤其涉及一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法及系统。


背景技术：

2.实际物理系统大多是由众多具有二阶模型的物理定律复合而成的，二阶和高阶系统是物理系统的自然表现形式。高阶全驱系统和系统的状态空间模型一样，是控制系统的一种描述形式，是面向控制设计的系统模型。段广仁院士揭示了高阶全驱系统在控制器设计方面的突出优势，同时又充分说明了高阶全驱系统的普遍存在性。2022年，段院士通过一种简单的姿态控制展示了基于高阶全驱系统理论的控制方法作为一种非线性控制方法在飞行器的控制中具有强大的潜力。
3.飞行器的机动能力取决于对过载指令的跟踪能力，过载控制将过载作为状态量，能够取得较好的快速性和准确性。然而对于具有非线性和耦合性动力学特征的飞行器，传统的过载控制方法无法获得满意的动态特性。同时，当飞行器具有横向和纵向静不稳定时，传统控制方法的稳定裕度小，不能完整覆盖，容易导致飞行器控制失稳。但是，针对全驱系统的控制则根据系统的全驱特性能够消掉开环系统的所有动态特性(无论是线性还是非线性的)，同时建立全新的期望的闭坏动态特性，从而实现对二阶或高阶的系统模型的稳定控制。
4.因此，本发明针对一类存在横纵向耦合和静不稳定的非线性飞行器运动模型，设计了基于二阶高阶全驱系统理论的过载最优控制方法，对偏航和俯仰通道进行联合过载控制，从而实现飞行器过载指令的稳定跟踪以及更好的快速性。


技术实现要素：

5.本发明提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法及系统，能够解决现有技术中传统控制方法稳定裕度小容易导致飞行器控制失稳的技术问题。
6.根据本发明的一方面，提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法，控制方法包括：
7.建立静不稳定stt情况下的飞行器运动模型，飞行器运动模型包括绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程；
8.基于全驱系统理论根据绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型；
9.根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计过载控制信号以对静不稳定stt情况下的飞行器进行过载控制。
10.进一步地，绕质心的动力学方程为：
11.12.其中，
[0013][0014]
上式中，jy和jz为转动惯量，ωy为偏航角速度，ωz为俯仰角速度，my为偏航力矩，mz为俯仰力矩，q表示动压，s表示参考面积，l表示参考长度，α表示攻角，β表示侧滑角，δz表示俯仰舵偏，δy表示偏航舵偏，均为气动力矩系数。
[0015]
进一步地，绕质心的运动学方程为：
[0016][0017]
上式中，ψ为偏航角，θ为俯仰角。
[0018]
进一步地，飞行器过载二阶全驱系统模型为：
[0019][0020]
其中，
[0021][0022][0023][0024][0025]
δny＝n
y-n
yc
，δnz＝n
z-n
zc
，
[0026]
上式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，v为飞行器速度，和为气动力系数，n
yc
和n
zc
为指令过载信号，ny为纵向过载，nz为侧向过载。
[0027]
进一步地，根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计得到的过载控制信号为：
[0028][0029]
其中，
[0030][0031]
上式中，kb为控制参数。
[0032]
根据本发明的另一方面，提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制系统，控制系统包括：
[0033]
运动模型构建模块，运动模型构建模块用于建立静不稳定stt情况下的飞行器运动模型，飞行器运动模型包括绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程；
[0034]
全驱系统模型构建模块，全驱系统模型构建模块用于基于全驱系统理论根据绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型；
[0035]
过载信号设计模块，过载信号设计模块用于根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计过载控制信号以对静不稳定stt情况下的飞行器进行过载控制。
[0036]
进一步地，绕质心的动力学方程为：
[0037][0038]
其中，
[0039][0040]
上式中，jy和jz为转动惯量，ωy为偏航角速度，ωz为俯仰角速度，my为偏航力矩，mz为俯仰力矩，q表示动压，s表示参考面积，l表示参考长度，α表示攻角，β表示侧滑角，δz表示俯仰舵偏，δy表示偏航舵偏，均为气动力矩系数。
[0041]
进一步地，绕质心的运动学方程为：
[0042][0043]
上式中，ψ为偏航角，θ为俯仰角。
[0044]
进一步地，飞行器过载二阶全驱系统模型为：
[0045][0046]
其中，
[0047][0048][0049][0050][0051]
δny＝n
y-n
yc
，δnz＝n
z-n
zc
，
[0052]
上式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，v为飞行器速度，和为气动力系数，n
yc
和n
zc
为指令过载信号，ny为纵向过载，nz为侧向过载。
[0053]
进一步地，根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计得到的过载控制信号为：
[0054][0055]
其中，
[0056][0057]
上式中，kb为控制参数。
[0058]
应用本发明的技术方案，提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法及系统，该方法基于全驱系统理论根据静不稳定stt情况下的飞行器运动模型推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型，根据该模型设计的过载控制信号能够很好地克服飞行器非线性问题，实现飞行器过载指令的稳定跟踪，进而实现对飞行器更加精准快速的控制效果。该方法对于飞行器模型的耦合性和非线性问题提供了一种更加有效的解决思路，展现出了在实际工程应用中的巨大潜力。
附图说明
[0059]
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
[0060]
图1示出了根据本发明的具体实施例提供的基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法的流程示意图；
[0061]
图2示出了根据本发明的具体实施例提供的轨迹坐标系与速度坐标系的转换关系示意图；
[0062]
图3示出了根据本发明的具体实施例提供的基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制系统的结构框图；
[0063]
图4a示出了根据本发明的实施例之一提供的纵向过载仿真结果；
[0064]
图4b示出了根据本发明的实施例之一提供的侧向过载仿真结果；
[0065]
图4c示出了根据本发明的实施例之一提供的俯仰舵偏仿真结果；
[0066]
图4d示出了根据本发明的实施例之一提供的航向舵偏仿真结果；
[0067]
图5a示出了根据本发明的实施例之二提供的纵向过载仿真结果；
[0068]
图5b示出了根据本发明的实施例之二提供的侧向过载仿真结果；
[0069]
图5c示出了根据本发明的实施例之二提供的俯仰舵偏仿真结果；
[0070]
图5d示出了根据本发明的实施例之二提供的航向舵偏仿真结果。
具体实施方式
[0071]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
[0072]
需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
[0073]
除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
[0074]
本发明针对一类stt情况下存在横纵向耦合和静不稳定的非线性飞行器运动模型，推导了其二阶全驱系统方程，并设计了过载最优控制方法，对偏航和俯仰通道联合过载控制，从而实现飞行器过载指令的稳定跟踪以及更好的快速性。如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法，该控制方法包括：
[0075]
s1，建立静不稳定stt情况下的飞行器运动模型，飞行器运动模型包括绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程；
[0076]
s2，基于全驱系统理论根据绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型；
[0077]
s3，根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计过载控制信号以对静不稳定stt情况下的飞行器进行过载控制。
[0078]
应用此种配置方式，提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法，该方法基于全驱系统理论根据静不稳定stt情况下的飞行器运动模型推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型，根据该模型设计的过载控制信号能够很好地克服飞行器非线性问题，实现飞行器过载指令的稳定跟踪，进而实现对飞行器更加精准快速的控制效果。该方法对于飞行器模型的耦合性和非线性问题提供了一种更加有效的解决思路，展现出了在实际工程应用中的巨大潜力。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中传统控制方法稳定裕度小容易导致飞行器控制失稳的技术问题。
[0079]
(一)静不稳定stt情况下的飞行器运动模型建立
[0080]
在不考虑推力时，建立stt飞行器运动模型，对飞行器的横向和纵向进行受力分析，得到飞行器的质心动力学方程为：
[0081][0082]
其中，m为飞行器质量，v为飞行器速度，θ为弹道倾角，ψv为弹道偏角，g为重力加速度，升力y和侧向力z的表达式为：
[0083][0084]
其中，q表示动压，s表示参考面积，α表示攻角，β表示侧滑角，δz表示俯仰舵偏，δy表示偏航舵偏，均为气动力系数。
[0085]
绕质心的动力学方程为：
[0086][0087]
其中，jy和jz为转动惯量，ωy为偏航角速度，ωz为俯仰角速度，偏航力矩my和俯仰力矩mz的表达式为：
[0088][0089]
其中，l表示参考长度，均为气动力矩系数。
[0090]
绕质心的运动学方程为：
[0091][0092]
其中，ψ为偏航角，θ为俯仰角。
[0093]
此外，角度关系方程为
[0094][0095]
通过(1)～(6)式可以看出stt飞行器的横纵向运动是非线性的，为了得到更好的控制精度，需要应用非线性的控制方法进行求解。
[0096]
(二)建立飞行器过载二阶全驱系统模型
[0097]
对于俯仰和偏航通道，在速度坐标系中有近似方程：
[0098][0099]
对过载n
y3
、n
z3
求导，得到：
[0100][0101]
在不考虑滚动通道时，存在近似关系：
[0102][0103]
得到：
[0104][0105]
在轨迹坐标系中，存在关系：
[0106][0107]
轨迹坐标系与速度坐标系之间的转换关系如图2所示，图中γv为速度滚转角。对于stt飞行器，不考虑速度滚转角γv时，轨迹坐标系下的过载n
y2
、n
z2
可以近似等于速度坐标系下的过载n
y3
、n
z3
，于是本发明后续将统一纵向过载为ny，侧向过载为nz。
[0108]
对于俯仰和偏航通道，根据式(5)可得：
[0109][0110]
将(11)和(12)式代入(10)式中，可以得到：
[0111][0112][0113]
进而得到：
[0114][0115][0116]
对(15)、(16)式等式两端求导得到：
[0117][0118][0119]
将(3)式代入得到：
[0120][0121][0122]
根据(4)式得到：
[0123]
[0124][0125]
将(21)、(22)式整合得到：
[0126][0127][0128]
令：
[0129][0130]
其中，δny＝n
y-n
yc
，δnz＝n
z-n
zc
，n
yc
和n
zc
为指令过载信号。于是建立飞行器过载二阶全驱系统模型：
[0131][0132]
其中，
[0133][0134][0135][0136]
(三)最优姿态控制器设计
[0137]
令：
[0138][0139]
得到：
[0140]
u＝-m(f-vb)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(28)
[0141]
其中：
[0142][0143]
建立过载的状态空间方程如下：
[0144][0145]
其中：
[0146][0147]
采用最优控制的方法，使性能指标jb最小，本发明实施例中，jb表达式为：
[0148][0149]
其中，qb为半正定矩阵，rb为正定矩阵，tf为终端时间。
[0150]
通过黎卡提方程求解：
[0151][0152]
得到：
[0153][0154]
进而通过控制器模型：
[0155][0156]
求得过载控制信号为：
[0157][0158]
其中，
[0159][0160]
上式中，kb为控制参数。
[0161]
根据本发明的另一方面，提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制系统，该控制系统包括：
[0162]
运动模型构建模块，运动模型构建模块用于建立静不稳定stt情况下的飞行器运动模型，飞行器运动模型包括绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程；
[0163]
全驱系统模型构建模块，全驱系统模型构建模块用于基于全驱系统理论根据绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型；
[0164]
过载信号设计模块，过载信号设计模块用于根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计过载控制信号以对静不稳定stt情况下的飞行器进行过载控制。
[0165]
应用此种方式，提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制系统，该系统基于全驱系统理论根据静不稳定stt情况下的飞行器运动模型推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型，根据该模型设计的过载控制信号能够很好地克服飞行器非线性问题，实现飞行器过载指令的稳定跟踪，进而实现对飞行器更加精准快速的控制效果。该系统对于飞行器模型的耦合性和非线性问题提供了一种更加有效的解决思路，展现出了在实际工程应用中的巨大潜力。
[0166]
其中，静不稳定stt情况下的飞行器运动模型、飞行器过载二阶全驱系统模型以及过载控制信号的构建过程请参考前述关于基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法的相关构建过程，在此不再赘述。
[0167]
本发明实施例中，绕质心的动力学方程为：
[0168][0169]
其中，
[0170][0171]
上式中，jy和jz为转动惯量，ωy为偏航角速度，ωz为俯仰角速度，my为偏航力矩，mz为俯仰力矩，q表示动压，s表示参考面积，l表示参考长度，α表示攻角，β表示侧滑角，δz表示俯仰舵偏，δy表示偏航舵偏，均为气动力矩系数。
[0172]
绕质心的运动学方程为：
[0173][0174]
上式中，ψ为偏航角，θ为俯仰角。
[0175]
进一步地，飞行器过载二阶全驱系统模型为：
[0176][0177]
其中，
[0178][0179][0180][0181][0182]
δny＝n
y-n
yc
，δnz＝n
z-n
zc
，
[0183]
上式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，v为飞行器速度，和为气动力系数，n
yc
和n
zc
为指令过载信号，ny为纵向过载，nz为侧向过载。
[0184]
基于上述实施例，本发明实施例中，根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计得到的过载控制信号为：
[0185][0186]
其中，
[0187][0188]
上式中，kb为控制参数。
[0189]
为了对本发明有进一步地了解，下面结合附图对本发明的控制方法和控制系统进行详细说明。
[0190]
针对存在静不稳定和耦合的非线性飞行器状态点，根据技术方案建立其基于二阶
全驱系统模型的最优控制器，即基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制系统，整个过载控制系统的结构如图3所示。控制器输入为纵向过载ny、侧向过载nz及其微分与过载指令信号n
yc
、n
zc
、的误差值，输出为航向舵偏δy和俯仰舵偏δz信号。
[0191]
实施例一
[0192]
设计初始条件和过载指令如下表：
[0193]
表1初始条件和过载指令
[0194][0195]
针对所设计的基于全驱系统理论的最优控制器，选取控制器参数如下：
[0196][0197]
得到的仿真结果如图4a、图4b、图4c和图4d所示，通过仿真结果可以看出，即便飞行器模型是静不稳定和非线性的，利用本发明提出的基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法可以使飞行器稳定地跟踪纵向过载和侧向过载的指令，仿真在5秒左右稳定。因此可以说明基于全驱系统理论的控制方法能够很好地克服飞行器耦合问题，在工程应用中具有强大的潜力。
[0198]
实施例二
[0199]
为了进一步验证在全驱系统方法控制下的飞行器机动性，对正弦过载信号进行了跟踪，指令为：
[0200][0201]
通过仿真，得到控制效果如5a、图5b、图5c和图5d所示，通过仿真结果可以看出，利用基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法可以使飞行器较好地跟踪纵向过载和侧向过载的正弦指令，而且舵偏角在适度的范围内。因此可以说明基于全驱系统理论的控制方法在stt飞行器进行机动时也可以得到较稳定的控制效果。
[0202]
综上所述，本发明提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法及系统，该方法基于全驱系统理论根据静不稳定stt情况下的飞行器运动模型推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型，根据该模型设计的过载控制信号能够很好地克服飞行器非线性问题，实现飞行器过载指令的稳定跟踪，进而实现对飞行器更加精准快速的控制效果。该方法对于飞行器模型的耦合性和非线性问题提供了一种更加有效的解决思路，展现出了在实际工程应用中的巨大潜力。与现有技术相比，本发明的技术方案能够解决现有技术中传统控制方法稳定裕度小容易导致飞行器控制失稳的技术问题。
[0203]
为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特
征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
[0204]
此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0205]
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：建立静不稳定stt情况下的飞行器运动模型，所述飞行器运动模型包括绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程；基于全驱系统理论根据绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型；根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计过载控制信号以对静不稳定stt情况下的飞行器进行过载控制。2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于，绕质心的动力学方程为：其中，上式中，j
y
和j
z
为转动惯量，ω
y
为偏航角速度，ω
z
为俯仰角速度，m
y
为偏航力矩，m
z
为俯仰力矩，q表示动压，s表示参考面积，l表示参考长度，α表示攻角，β表示侧滑角，δ
z
表示俯仰舵偏，δ
y
表示偏航舵偏，均为气动力矩系数。3.根据权利要求2所述的控制方法，其特征在于，绕质心的运动学方程为：上式中，ψ为偏航角，θ为俯仰角。4.根据权利要求3所述的控制方法，其特征在于，飞行器过载二阶全驱系统模型为：其中，其中，
δn
y
＝n
y-n
yc
，δn
z
＝n
z-n
zc
，上式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，v为飞行器速度，和为气动力系数，n
yc
和n
zc
为指令过载信号，n
y
为纵向过载，n
z
为侧向过载。5.根据权利要求4所述的控制方法，其特征在于，根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计得到的过载控制信号为：其中，上式中，k
b
为控制参数。6.一种基于全驱系统理论的静不稳定stt过载控制系统，其特征在于，所述控制系统包括：运动模型构建模块，所述运动模型构建模块用于建立静不稳定stt情况下的飞行器运动模型，所述飞行器运动模型包括绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程；全驱系统模型构建模块，所述全驱系统模型构建模块用于基于全驱系统理论根据绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型；过载信号设计模块，所述过载信号设计模块用于根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计过载控制信号以对静不稳定stt情况下的飞行器进行过载控制。7.根据权利要求6所述的控制系统，其特征在于，绕质心的动力学方程为：其中，
上式中，j
y
和j
z
为转动惯量，ω
y
为偏航角速度，ω
z
为俯仰角速度，m
y
为偏航力矩，m
z
为俯仰力矩，q表示动压，s表示参考面积，l表示参考长度，α表示攻角，β表示侧滑角，δ
z
表示俯仰舵偏，δ
y
表示偏航舵偏，均为气动力矩系数。8.根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，绕质心的运动学方程为：上式中，ψ为偏航角，θ为俯仰角。9.根据权利要求8所述的控制系统，其特征在于，飞行器过载二阶全驱系统模型为：其中，其中，其中，其中，δn
y
＝n
y-n
yc
，δn
z
＝n
z-n
zc
，上式中，m为飞行器质量，g为重力加速度，v为飞行器速度，和为气动力系数，n
yc
和n
zc
为指令过载信号，n
y
为纵向过载，n
z
为侧向过载。10.根据权利要求9所述的控制系统，其特征在于，根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计得到的过载控制信号为：其中，
上式中，k
b
为控制参数。

技术总结
本发明提供了一种基于全驱系统理论的静不稳定STT过载控制方法及系统，该控制方法包括：建立静不稳定STT情况下的飞行器运动模型，飞行器运动模型包括绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程；基于全驱系统理论根据绕质心的动力学方程和绕质心的运动学方程推导建立飞行器过载二阶全驱系统模型；根据飞行器过载二阶全驱系统模型设计过载控制信号以对静不稳定STT情况下的飞行器进行过载控制。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中传统控制方法稳定裕度小容易导致飞行器控制失稳的技术问题。术问题。术问题。


技术研发人员：刘鑫宇 郝明瑞 范宇 甄岩 岳克圆
受保护的技术使用者：北京机电工程研究所
技术研发日：2023.07.05
技术公布日：2023/10/15