CN104155984B - 飞行器姿态通道内的控制器及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器姿态通道内的控制器及其设计方法，所述控制器包括：频率响应函数为W_G(s)的第一频率响应单元，其输入端为控制器的输入端；低通滤波单元，其输入端与第一频率响应单元的输出端相连；减法器，其正向输入端与第一频率响应单元的输出端相连，负向输入端与低通滤波单元的输出端相连，其输出端输出的信号用于控制第一空气舵；频率响应函数为的第二频率响应单元，其输入端与低通滤波单元的输出端相连；乘法器，其输入端与第二频率响应单元的输出端相连，用于将第二频率响应单元输出的信号乘以系数后从其输出端输出，输出的信号用于控制第二空气舵。本发明的控制器在实现姿态通道内的两个空气舵的控制时，设计工作量小。

Description

飞行器姿态通道内的控制器及其设计方法

技术领域

本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种飞行器姿态通道内的控制器及其设计方法。

背景技术

飞行器(flight vehicle)是一种由人类制造并由人来控制的器械飞行物，它能飞离地面，并可在大气层内或大气层外空间(太空)飞行。飞行器分为5类，包括：滑翔机、飞艇、飞机、直升机等航空器，人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机等航天器，火箭，导弹和制导武器。

飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控制系统。由于角运动使飞行器的姿态发生变化，因此对飞行器在空间的角运动(可分解为俯仰、偏航和滚动三个角运动)的控制就是对飞行器姿态的控制。其中，控制使飞行器三个姿态角发生变化的力矩由飞行器上的执行机构产生，常见的执行机构有空气舵、推力矢量发动机、反作用飞轮、喷气执行机构或由其它环境力执行机构。

其中，带有伺服系统的空气舵在航空航天领域有着广泛的应用。为保证诸如高速滑翔飞行器类的飞行器的稳定飞行，飞行器的单个姿态通道内可配置两个独立的空气舵以及相应的伺服系统(记为SF₁和SF₂)；其中，两个空气舵的频率响应函数分别为W_δ1(s)、W_δ2(s)；两个空气舵的伺服系统的频率响应函数分别为W_SF1(s)和W_SF2(s)。通常，可认为W_SF1(s)的动态特性较快，W_SF2(s)的动态特性较慢。

$W_{\mathrm{SF}1}\left(s\right)=\frac{1}{({\mathrm{\ω}}_1,{\mathrm{\ξ}}_1)}$

$W_{\mathrm{SF}2}\left(s\right)=\frac{1}{({\mathrm{\ω}}_2,{\mathrm{\ξ}}_2)}$

其中，ω₁,ξ₁分别表示伺服系统SF₁的自然频率和阻尼比，ω₂,ξ₂分别表示伺服系统SF₂的自然频率和阻尼比。

而且，技术人员需要分别设计两个控制器来控制两个独立的空气舵，设计的两个控制器的频率响应函数分别为W_G1(s)、W_G2(s)；然而，这种分别设计两个控制器的方式的设计工作量大，而且容易使得两个控制支路之间产生不协调，往往需要耗费大量精力进行参数调试。

综上，现有技术中在单个姿态通道内存在两个空气舵时，设计用于控制两个空气舵的控制器的设计工作量较大。

发明内容

针对上述现有技术存在的缺陷，本发明实施例提供了一种飞行器姿态通道内的控制器及其设计方法，用以降低控制器的设计工作量。

本发明实施例提供了一种飞行器姿态通道内的控制器，包括：

第一频率响应单元，其频率响应函数为W_G(s)，其输入端为所述控制器的输入端；

低通滤波单元，其输入端与第一频率响应单元的输出端相连；

减法器，其正向输入端与第一频率响应单元的输出端相连，其负向输入端与所述低通滤波单元的输出端相连，其输出端输出的信号用于控制所述姿态通道内的第一空气舵；

第二频率响应单元，其频率响应函数为其输入端与所述低通滤波单元的输出端相连；

乘法器，其输入端与第二频率响应单元的输出端相连，用于将第二频率响应单元输出的信号乘以系数后从其输出端输出，输出的信号用于控制所述姿态通道内的第二空气舵；

其中，W_G(s)是根据所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数设计的；

W_SF1(s)是第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；

W_SF2(s)是第二空气舵的伺服系统的频率响应函数；

k是第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例。

其中，所述W_G(s)具体根据如下方法计算得到的：

将所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数，分别作为虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)；

根据W_δ(s)、W_SF(s)设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)。

所述W_LP(s)具体为：

$W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)=\frac{m}{s+m}$

其中，m为设定的数值，s为频率。

本发明实施例还提供了一种飞行器姿态通道内的控制器设计方法，包括：

将所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数，分别作为虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)；

根据W_δ(s)、W_SF(s)设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)；

根据W_G(s)计算出用于控制第一空气舵的第一控制器的频率响应函数W_G1(s)，以及用于控制所述姿态通道内的第二空气舵的第二控制器的频率响应函数W_G2(s)：

W_G1(s)＝[1-W_LP(s)]·W_G(s)

$W_{G2}\left(s\right)=\frac{1}{k}\·\frac{W_{\mathrm{SF}1}\left(s\right)}{W_{\mathrm{SF}2}\left(s\right)}\·W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)\·W_G\left(s\right)$

其中，W_SF1(s)为第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；W_SF2(s)为第二空气舵的伺服系统的频率响应函数；k为第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例；W_LP(s)为设定的低通滤波器的频率响应函数；

根据W_G1(s)、W_G2(s)分别设计出第一控制器和第二控制器。

较佳地，所述根据W_G(s)计算出用于控制第一空气舵的第一控制器的频率响应函数W_G1(s)，以及所述姿态通道内的第二空气舵的控制器的频率响应函数W_G2(s)，具体包括：

计算出所述虚拟控制器的开环传递特性

使得第一空气舵的控制器与第二空气舵的控制器的控制回路的开环传递特性W_Open(s)与一致后，通过设定的低通滤波器的频率响应函数W_LP(s)，得到W_G(s)的高频部分W_G1(s)和低频部分W′_G2(s)，进而根据W′_G2(s)得到W_G2(s)。

其中，所述W_LP(s)具体为：

$W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)=\frac{m}{s+m}$

其中，m为设定的数值，s为频率。

本发明实施例还提供了一种飞行器姿态通道内的控制器，包括：

第一控制器，用于控制所述姿态通道内的第一空气舵，其频率响应函数为W_G1(s)；

第二控制器，用于控制所述姿态通道内的第二空气舵，其频率响应函数为W_G2(s)；其中，

W_G1(s)＝[1-W_LP(s)]·W_G(s)

$W_{G2}\left(s\right)=\frac{1}{k}\·\frac{W_{\mathrm{SF}1}\left(s\right)}{W_{\mathrm{SF}2}\left(s\right)}\·W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)\·W_G\left(s\right)$

其中，W_SF1(s)为第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；W_SF2(s)为第二空气舵的伺服系统的频率响应函数；k为第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例；W_LP(s)为设定的低通滤波器的频率响应函数。

其中，所述W_G1(s)、W_G2(s)是根据如下方法设计出的：

将所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数，分别作为虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)；

根据W_δ(s)、W_SF(s)设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)；

根据W_G(s)计算出W_G1(s)、W_G2(s)。

所述W_LP(s)具体为：

$W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)=\frac{m}{s+m}$

其中，m为设定的数值，s为频率。

本发明的技术方案中，基于一个空气舵及其伺服系统的频率响应函数设计出虚拟控制器的频率响应函数；之后，再根据两个空气舵的频率响应函数之间的关联关系，通过一个低通滤波器得到虚拟控制器的频率响应函数的高频部分和低频部分，进而根据得到的高频部分和低频部分得出两个控制器的频率响应函数，从而实现两个空气舵的控制器的设计。本发明设计两个控制器的设计工作量几乎仅相当于现有技术中设计一个控制器的设计工作量，因此大大减少了对于单姿态通道内存在两个空气舵时设计相应控制器的工作量。而且，两个控制器之间关联，可以协调工作，减少了进行参数调试的大量工作量。

附图说明

图1为飞行器在典型飞行状态下两个空气舵的频率响应函数的波特图；

图2为本发明实施例的飞行器姿态通道内的控制器的结构框图；

图3为本发明实施例的飞行器姿态通道内的控制器的设计方法示意图；

图4为本发明实施例的额定状态下虚拟控制器的频率响应函数的波特图；

图5为本发明实施例的额定状态下虚拟控制器的开环传递特性的波特图；

图6为多种偏差状态下虚拟控制器的开环传递特性的波特图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举出优选实施例，对本发明进一步详细说明。然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为了使读者对本发明的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以实现本发明的这些方面。

本发明的发明人对多种类似外形的高超声速飞行器进行分析研究发现，对于单个姿态通道(如俯仰通道)，配置两个独立的空气舵作为控制舵面时，两个空气舵的频率响应函数满足或近似满足比例关系：W_δ2(s)＝k·W_δ1(s)。例如，图1示出了某飞行器在典型飞行状态(高度、马赫数、攻角)条件下，两个空气舵的频率响应函数的波特图；在主要频段上，二者仅相差一个常值增益。

因此，本发明的发明人考虑到，可以基于一个空气舵及其伺服系统的频率响应函数设计出一个虚拟控制器的频率响应函数；之后，再根据两个空气舵的频率响应函数之间的关联关系，通过一个低通滤波器得到虚拟控制器的频率响应函数的高频部分和低频部分，进而根据得到的高频部分和低频部分得出两个控制器的频率响应函数，从而实现控制两个空气舵的两个控制器的设计。这样设计两个控制器的设计工作量，几乎仅相当于现有技术中设计一个控制器的设计工作量，因此大大减少了对于单姿态通道内存在两个空气舵时设计相应控制器的工作量。

下面结合附图详细说明本发明的技术方案。

本发明实施例的飞行器姿态通道内的控制器的结构框图，如图2所示，包括：第一频率响应单元201、低通滤波单元202、减法器203、第二频率响应单元204、乘法器205。

其中，第一频率响应单元201的频率响应函数为W_G(s)，第一频率响应单元201的输入端为飞行器姿态通道内的控制器的输入端。其中，W_G(s)是根据姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数设计的，具体设计方法在下述进行详细介绍。

低通滤波单元202的输入端与第一频率响应单元201的输出端相连。

减法器203的正向输入端与第一频率响应单元201的输出端相连，减法器203的负向输入端与低通滤波单元202的输出端相连，减法器203的输出端输出的信号用于控制姿态通道内的第一空气舵。

第二频率响应单元204的频率响应函数为其输入端与低通滤波单元202的输出端相连。其中，W_SF1(s)是第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；W_SF2(s)是第二空气舵的伺服系统的频率响应函数。

乘法器205的输入端与第二频率响应单元204的输出端相连，用于将第二频率响应单元204输出的信号乘以系数后从乘法器205的输出端输出，乘法器205输出的信号用于控制姿态通道内的第二空气舵。k是第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例。

具体地，上述的飞行器姿态通道内的控制器的设计方法如图3所示，包括如下步骤：

S301：将姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数W_δ1(s)、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数W_SF1(s)，分别作为虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)。

也就是，构造虚拟回路，令虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)和虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)分别为：

W_δ(s)＝W_δ1(s)。

W_SF(s)＝W_SF1(s)

S302：根据W_δ(s)、W_SF(s)设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)。

具体地，对于虚拟的被控对象及其伺服系统，可采用传统的SISO(singleinput single output，单输入单输出系统)设计方法、设计工具、评价准则等手段，根据虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)，设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)。

S303：根据W_G(s)计算出用于控制第一空气舵的第一控制器的频率响应函数W_G1(s)、以及用于控制第二空气舵的第二控制器的频率响应函数W_G2(s)。

具体地，根据公式1计算出虚拟控制器的开环传递特性

$W_{\mathrm{Open}}^{\mathrm{virtual}}\left(s\right)=W_G\left(s\right)\·W_{\mathrm{SF}}\left(s\right)\·W_{\mathrm{\δ}}\left(s\right)\·W_{\mathrm{PT}}\left(s\right)$   (公式1)

其中，W_PT(s)为姿态通道内的惯性平台的频率响应函数。

如公式2，第一空气舵的控制器与第二空气舵的控制器的控制回路的开环传递特性为：

W_Open(s)＝[W_G1(s)·W_SF1(s)·W_δ1(s)+W_G2(s)·W_SF2(s)·W_δ2(s)]·W_PT(s)  (公式2)

使得第一空气舵的控制器与第二空气舵的控制器的控制回路的开环传递特性W_Open(s)与一致，即使得也就是使得公式3成立：

W_G1(s)·W_SF1(s)·W_δ1(s)+W_G2(s)·W_SF2(s)·W_δ2(s)＝W_G(s)·W_SF(s)·W_δ(s)  (公式3)

将W_δ(s)＝W_δ1(s)、W_SF(s)＝W_SF1(s)、W_δ2(s)＝k·W_δ1(s)代入公式3中，可以得到如下公式4：

W_G1(s)·W_SF1(s)+k·W_G2(s)·W_SF2(s)＝W_G(s)·W_SF1(s)  (公式4)

再令上述公式4可进一步简写为如下公式5：

W_G1(s)+W′_G2(s)＝W_G(s)  (公式5)

考虑到W_SF1(s)的动态特性较快，W_SF2(s)的动态特性较慢，可将W_G1(s)设计为W_G(s)的高频部分，将W′_G2(s)设计为W_G(s)的低频部分。

因此，本发明通过设计一个简单的低通滤波器来实现，也就是通过设定的低通滤波器的频率响应函数W_LP(s)，得到W_G(s)的高频部分W_G1(s)、低频部分W′_G2(s)：

W_G1(s)＝[1-W_LP(s)]·W_G(s)

W′_G2(s)＝W_LP(s)·W_G(s)。

因此，可得到第一控制器和第二控制器的频率响应函数分别为：

W_G1(s)＝[1-W_LP(s)]·W_G(s)

$W_{G2}\left(s\right)=\frac{1}{k}\·\frac{W_{\mathrm{SF}1}\left(s\right)}{W_{\mathrm{SF}2}\left(s\right)}\·W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)\·W_G\left(s\right).$

从而，得到第一控制器和第二控制器的设计结果。

其中，W_LP(s)具体可以为：

$W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)=\frac{m}{s+m}$

其中，m为设定的数值，s为频率。

例如，当k取额定状态下的数值时，第一空气舵和第二空气舵的频率响应函数的波特图如图1所示。采用传统方法，设计虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)为：

$W_G\left(s\right)=3.90711477\·\frac{1}{s}\·\frac{400}{s+400}\·\frac{400}{s+400}\·\frac{30}{s+30}\·\frac{s^2+2.38148s+1.19107}{1.19107}\·\frac{s+199.45148}{199.45148}.$

虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)的波特图如图4所示。

当低通滤波器的频率响应函数W_LP(s)取为：时，虚拟控制器的开环传递特性的波特图如图5所示。由图5可以看出，额定状态下系统幅值裕度为18dB，相位裕度为51.4度，截频为6.32rad/s。

考虑到被控对象的各种参数慑动，对多种偏差状态进行了频率分析，波特图如图6所示，系统均具有足够的稳定裕度。由图6可以看出，幅值裕度>14.1dB，相位裕度>14.9度，截频为2.45～9.36rad/s。

S304：根据W_G1(s)、W_G2(s)分别设计出第一控制器和第二控制器。

具体地，得到第一控制器和第二控制器的频率响应函数后，可设计出实际的控制回路。

基于上述的飞行器姿态通道内的控制器的设计方法，本发明实施例提供的一种飞行器姿态通道内的控制器包括：第一控制器和第二控制器。

其中，第一控制器用于控制飞行器姿态通道内的第一空气舵，其频率响应函数为W_G1(s)；其中，W_G1(s)＝[1-W_LP(s)]·W_G(s)。

第二控制器用于控制飞行器姿态通道内的第二空气舵，其频率响应函数为W_G2(s)；其中， $W_{G2}\left(s\right)=\frac{1}{k}\·\frac{W_{\mathrm{SF}1}\left(s\right)}{W_{\mathrm{SF}2}\left(s\right)}\·W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)\·W_G\left(s\right).$

其中，W_SF1(s)为第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；W_SF2(s)为第二空气舵的伺服系统的频率响应函数；k为第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例；W_LP(s)为设定的低通滤波器的频率响应函数。

本发明的技术方案中，基于一个空气舵及其伺服系统的频率响应函数设计出虚拟控制器的频率响应函数；之后，再根据两个空气舵的频率响应函数之间的关联关系，通过一个低通滤波器得到虚拟控制器的频率响应函数的高频部分和低频部分，进而根据得到的高频部分和低频部分得出两个控制器的频率响应函数，从而实现两个空气舵的控制器的设计。本发明设计两个控制器的设计工作量几乎仅相当于现有技术中设计一个控制器的设计工作量，因此大大减少了对于单姿态通道内存在两个空气舵时设计相应控制器的工作量。而且，两个控制器之间关联，可以协调工作，减少了进行参数调试的大量工作量。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于计算机可读取存储介质中，如：ROM/RAM、磁碟、光盘等。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种飞行器姿态通道内的控制器，其特征在于，包括：

第一频率响应单元，其频率响应函数为W_G(s)，其输入端为所述控制器的输入端；

低通滤波单元，其输入端与第一频率响应单元的输出端相连；

减法器，其正向输入端与第一频率响应单元的输出端相连，其负向输入端与所述低通滤波单元的输出端相连，其输出端输出的信号用于控制所述姿态通道内的第一空气舵；

第二频率响应单元，其频率响应函数为其输入端与所述低通滤波单元的输出端相连；

乘法器，其输入端与第二频率响应单元的输出端相连，用于将第二频率响应单元输出的信号乘以系数后从其输出端输出，输出的信号用于控制所述姿态通道内的第二空气舵；

其中，W_G(s)是根据所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数设计的；

W_SF1(s)是第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；

W_SF2(s)是第二空气舵的伺服系统的频率响应函数；

k是第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例。

2.如权利要求1所述的控制器，其特征在于，所述W_G(s)具体根据如下方法计算得到的：

将所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数，分别作为虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)；

根据W_δ(s)、W_SF(s)设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)。

3.一种飞行器姿态通道内的控制器设计方法，包括：

将所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数，分别作为虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)；

根据W_δ(s)、W_SF(s)设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)；

根据W_G(s)计算出用于控制第一空气舵的第一控制器的频率响应函数W_G1(s)，以及用于控制所述姿态通道内的第二空气舵的第二控制器的频率响应函数W_G2(s)：

W_G1(s)＝[1-W_LP(s)]×W_G(s)

$W_{G2}\left(s\right)=\frac{1}{k}\·\frac{W_{\mathrm{SF}1}\left(s\right)}{W_{\mathrm{SF}2}\left(s\right)}\·W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)\·W_G\left(s\right)$

其中，W_SF1(s)为第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；W_SF2(s)为第二空气舵的伺服系统的频率响应函数；k为第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例；W_LP(s)为设定的低通滤波器的频率响应函数；

根据W_G1(s)、W_G2(s)分别设计出第一控制器和第二控制器。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据W_G(s)计算出用于控制第一空气舵的第一控制器的频率响应函数W_G1(s)，以及所述姿态通道内的第二空气舵的控制器的频率响应函数W_G2(s)，具体包括：

计算出所述虚拟控制器的开环传递特性

使得第一空气舵的控制器与第二空气舵的控制器的控制回路的开环传递特性W_Open(s)与一致后，通过设定的低通滤波器的频率响应函数W_LP(s)，得到W_G(s)的高频部分W_G1(s)和低频部分W′_G2(s)，进而根据W′_G2(s)得到W_G2(s)。

5.如权利要求3或4所述的方法，其特征在于，所述W_LP(s)具体为：

$W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)=\frac{m}{s+m}$

其中，m为设定的数值，s为频率。

6.一种飞行器姿态通道内的控制器，其特征在于，包括：

第一控制器，用于控制所述姿态通道内的第一空气舵，其频率响应函数为W_G1(s)；

第二控制器，用于控制所述姿态通道内的第二空气舵，其频率响应函数为W_G2(s)；其中，

W_G1(s)＝[1-W_LP(s)]×W_G(s)

$W_{G2}=\left(s\right)=\frac{1}{k}\·\frac{W_{\mathrm{SF}1}\left(s\right)}{W_{\mathrm{SF}2}\left(s\right)}\·W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)\·W_G\left(s\right)$

其中，W_SF1(s)为第一空气舵的伺服系统的频率响应函数；W_SF2(s)为第二空气舵的伺服系统的频率响应函数；k为第二空气舵的频率响应函数与第一空气舵的频率响应函数的比例；W_LP(s)为设定的低通滤波器的频率响应函数。

7.如权利要求6所述的控制器，其特征在于，所述W_G1(s)、W_G2(s)是根据如下方法设计出的：

将所述姿态通道内的第一空气舵的频率响应函数、第一空气舵的伺服系统的频率响应函数，分别作为虚拟的被控对象的频率响应函数W_δ(s)、虚拟的被控对象的伺服系统的频率响应函数W_SF(s)；

根据W_δ(s)、W_SF(s)设计出虚拟控制器的频率响应函数W_G(s)；

根据W_G(s)计算出W_G1(s)、W_G2(s)。

8.如权利要求6或7所述的控制器，其特征在于，所述W_LP(s)具体为：

$W_{\mathrm{LP}}\left(s\right)=\frac{m}{s+m}$

其中，m为设定的数值，s为频率。