CN112197768A - 一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法。其通过安装GI550MEMS组合惯导系统测量飞行器的侧向加速度与偏航角，然后进行二次积分得到位置信号，再与侧向期望位置信号对比得到侧向位置误差信号，再通过构建飞行器位置与姿态角度干扰观测器对飞行器的位置干扰以及角度干扰进行自适应估计，然后通过设计非线性微分器，分别对位置误差信号、角度误差信号、期望位置信号与期望角度信号进行微分信号的解算，实现了从期望偏航角驱动飞行器侧向位置变化的反演干扰观测转弯控制。该方法的优点在于使用了反演与自适应和观测器相结合的方式，使得飞行器位置控制精度高，抗干扰能力强。

Description

一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器稳定与转弯控制领域，具体而言，涉及一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法。

背景技术

飞行器的侧向质心稳定控制一般有姿态PID与位置PID双环控制来实现，或者采样BTT方式，有滚转角来驱动飞行器的侧滑转弯。常规的位置与角度内外环双PID或者双PD控制模式，是目前常用的方式。但由于飞行器系统的参数不确定性，以及建模的不精确性，因此PID控制的鲁棒性以及控制抗干扰能力往往不足，其体限制内换姿态角的抗干扰能力较强，而外环的位置抗干扰能力不足，其主要是由于位置的长周期运动特点所导致的。基于上述背景原因，本发明提出了一种采用反演与干扰观测器相结合的方法，分别对位置与角度两层内外环进行反演层层倒推的设计方法，并通过非线性微分来提供系统阻尼，通过自适应观测估计规律来提高系统的抗干扰能力，有效地提高了飞行器位置控制的精度与抗干扰能力，从而具有很高的工程价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的控制精度与抗干扰能力不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装GI550MEMS组合惯导系统，测量飞行器的侧向加速度与偏航角，并通过积分得到侧向速度，由侧向速度进行二次积分，得到侧向位置信号，并与指令信号进行对比，得到位置误差信号；

步骤S20，根据所述的侧向位置误差信号与侧向位置误差微分信号以及期望侧向位置信号的导数与位置干扰估计信号，构建飞行器偏航角期望信号；

步骤S30，根据所述的偏航角期望值与测量所得的偏航角信号进行比较得到偏航角误差信号，然后设计非线性微分器，得到偏航角期望值导数信号；

步骤S40，根据所述的偏航角信号、侧向位置期望信号的导数、偏航角期望值导数信号与偏航舵偏角信号，构建飞行器位置干扰与角度干扰观测器，得到位置干扰与角度干扰观测信号；

步骤S50，根据所述的偏航角误差信号，设计非线性微分器，得到偏航角误差微分信号，然后根据角度干扰观测信号、以及偏航角误差微分信号、偏航角期望值导数信号进行叠加，得到偏航通道控制信号，然后输送给偏航舵系统，实现飞行器对期望侧向位置指令信号的跟踪。

在本发明的一种示例实施例中，在飞行器上安装GI550MEMS组合惯导系统测量飞行器的侧向加速度与偏航角，并通过积分得到侧向速度，由侧向速度进行二次积分，得到侧向位置信号并与指令信号进行对比，得到位置误差信号包括：

v_z＝∫a_zdt；

z＝∫v_zdt；

e_z＝z-z^d；

其中a_z为安装的GI550MEMS组合惯导系统测量得到的飞行器侧向加速度信号，dt表示对时间信号进行积分，v_z为侧向速度信号，z^d为根据飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，e_z为侧向位置误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧向位置误差信号与侧向位置误差微分信号以及期望信号的导数与干扰估计信号，构建飞行器偏航角期望信号包括：

其中v为飞行器速度的估计值，k₁为时变参数。z^d为侧向期望位置信号，

为侧向期望位置的导数信号，n为整数，T₀、T₁、T₂、T₃、T₄、T₅、T₆、T₇、k₃、k₄为常值参数，详见后文案例实施。z^d1(n+1)为z^d1的第n个数据，e_z1(n+1)为e_z1的第n个数据。

为位置干扰观测信号，其初始值为0，即

后续解算详见观测器设计。

为侧向位置误差微分信号，ψ^d为飞行器偏航角的期望信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角期望值与测量所得的偏航角信号进行比较得到偏航角误差信号，然后设计非线性微分器，得到偏航角期望值导数信号包括：

e_ψ＝ψ-ψ^d；

其中ψ^d为偏航角期望值，ψ为偏航角测量信号，e_ψ为偏航角误差信号，n为整数，T₈、T₉、T₁₀、T₁₁为常值参数，详见后文案例实施。ψ_d1(n+1)为ψ_d1的第n个数据。

为偏航角期望值导数信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角信号、侧向位置期望信号的导数、偏航角期望值导数信号与偏航舵偏角信号，构建飞行器位置干扰与角度干扰观测器，得到位置干扰与角度干扰观测信号包括：

q₁＝e_z-z₁；

q₂＝e_ψ-z₂；

其中ψ为偏航角信号、z^d为侧向位置期望信号的导数信号，z₁为位置干扰观测器的位置状态，初始值选取为0，

为位置干扰观测器的位置状态导数，

为偏航角期望值导数信号，δ为偏航通道控制信号，z₂为角度干扰观测器的角度状态，初始值选取为0，

为角度干扰观测器的角度状态导数，q₁为位置观测误差信号，q₂为角度观测误差信号。其中k₂、k₇、k₈、k₉、k₁₀、ε₁、ε₂、T₁₆为常值参数信号，其详细设计见后文案例实施。

为位置干扰观测信号，

为角度干扰观测信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角误差信号，设计非线性微分器，得到偏航角误差微分信号，然后根据角度干扰观测信号、以及偏航角误差微分信号、偏航角期望值导数信号进行叠加，得到偏航通道控制信号包括：

其中为e_ψ偏航角误差信号，

为偏航角误差微分信号，n为整数，T₁₂、T₁₃、T₁₄、T₁₅、k₅、k₆为常值参数，详见后文案例实施。e_ψ1(n+1)为e_ψ1的第n个数据，

为所述的角度干扰观测值、

为偏航角误差微分信号、

为偏航角期望值导数信号，e_ψ为偏航角误差信号，δ为偏航通道控制信号。

最后，将所述的偏航通道控制信号，输送给飞行器偏航舵系统，控制飞行器侧向转弯飞行与控制，即可实现飞行器对侧向位置指令信号的精确跟踪。

有益效果

本发明提供的一种采用测量侧向过载与偏航角来实现飞行器侧向质心精确位置跟踪控制的方法，其优点在于其仅需要测量加速度信号与角度信号，无需测量速度信号与角速度信号。同时其通过反演的方式层层反推构造出最终偏航通道控制规律，具有严密的设计思路和良好的稳定裕度。并且通过非线性微分的方法实现了期望信号的导数，简化了常规方法导数解算或者测量的复杂过程，同时又通过干扰观测的形式，对飞行器位置与姿态角度两个环节的干扰进行了自适应估计，使得整个方法的控制精度较高，抗干扰能力强。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。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。

图1是本发明提供的一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的GI550MEMS组合惯导系统实物图；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角信号曲线(单位：度)；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置信号曲线(单位：米)；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置误差曲线(单位：米)；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置误差微分信号曲线(无单位)；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角的期望信号曲线(单位：度)；

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角期望值导数信号曲线(无单位)；

图9是本发明实施例所提供方法的飞行器位置干扰观测信号曲线(无单位)；

图10是本发明实施例所提供方法的角度干扰观测信号曲线(单位：度)；

图11是本发明实施例所提供方法的偏航通道控制信号曲线(无单位)；

图12是本发明实施例所提供方法的偏航舵偏角曲线(单位：度)。

图13是本发明实施例所提供方法的侧滑角信号曲线(单位：度)。

具体实施方式

现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明提供了一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，其从侧向位置与姿态角度两个层面来进行反演递推设计，最终实现偏航舵偏角控制偏航角，由偏航角来实现飞行器的侧向质心运动。并采用非线性微分器分别求解了期望质心位置指令、期望偏航角指令、侧向位置误差信号、偏航角误差信号的微分信号，一方面提供系统阻尼，提高系统的稳定裕度，另一方面为反演设计的严密性所需的导数计算提高简单实现方法，并通过内外环的位置与姿态干扰观测器设计与位置角度干扰自适应估计，来为整个偏航通道控制器设计提供抗干扰能力。

下面，将结合附图对本发明的一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装GI550MEMS组合惯导系统，测量飞行器的侧向加速度与偏航角，并通过积分得到侧向速度，由侧向速度进行二次积分，得到侧向位置信号，并与指令信号进行对比，得到位置误差信号。

具体的，首先在飞行器上安装GI550MEMS组合惯导系统，其实物图片如图2所示，其性能指标如下：重量100g，尺寸45*39*28mm，加速度测量范围-15g至15g，加速度计带宽250Hz，分辨率0.5mg；全温零偏5mg；姿态角分辨率0.005度，精度0.1度，零偏漂移1度每小时，量程300度，带宽250Hz。接口为Micro-DB15，RS422。

其次，通过安装的GI550MEMS组合惯导系统测量飞行器的偏航角，记作ψ，测量飞行器的侧向加速度并存储数据，记作a_z。根据所述的侧向加速度测量信号a_z，进行积分，得到侧向速度信号，记作v_z，其积分方式如下：

v_z＝∫a_zdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

再次，对侧向速度信号v_z进行线性积分，得到侧向位置信号，计作z，

其积分方式如下：

z＝∫v_zdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

最后，根据飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，记作z^d。然后与所述的侧向位置信号进行对比，得到侧向位置误差信号，记作e_z，其比较方式如下：

e_z＝z-z^d；

步骤S20，根据所述的侧向位置误差信号与侧向位置误差微分信号以及期望侧向位置信号的导数与位置干扰估计信号，构建飞行器偏航角期望信号；

具体的，首先根据飞行器的速度估计值，设定参数k₁，其计算方式如下：

其中v为飞行器速度的估计值，此处无需精确测量飞行器速度。

其次，根据侧向期望位置信号z^d，求解其导数信号，记作

其求解方式如下：

其中n为整数，T₀、T₁、T₂、T₃为常值参数，详见后文案例实施。z^d1(n+1)为z^d1的第n个数据。

再次，设置观测器的位置干扰观测初始值为0，即

后续解算详见观测器设计。并根据侧向侧向位置误差信号，求解为误差信号的微分，记作

其计算方式如下：

其中n为整数，T₄、T₅、T₆、T₇为常值参数，详见后文案例实施。e_z1(n+1)为e_z1的第n个数据。

最后，根据所述的侧向误差信号e_z、位置干扰观测信号

以及侧向期望位置导数信号

与侧向位置误差微分信号

进行线性叠加，得到偏航角的期望信号，记作ψ^d，其计算方式如下：

其中k₃、k₄为常值参数信号，其详细设计见后文案例实施。

步骤S30，根据所述的偏航角期望值与测量所得的偏航角信号进行比较得到偏航角误差信号，然后设计非线性微分器，得到偏航角期望值导数信号。

具体的，首先根据所述的偏航角期望值ψ^d与测量所得的偏航角信号ψ进行比较得到偏航角误差信号，记作e_ψ，其计算方式如下：

e_ψ＝ψ-ψ^d；

其次，根据所述的偏航角期望值ψ^d，设计非线性微分器，求解其非线性微分，得到偏航角期望值导数信号，记作

其计算方式如下：

其中n为整数，T₈、T₉、T₁₀、T₁₁为常值参数，详见后文案例实施。ψ_d1(n+1)为ψ_d1的第n个数据。

步骤S40，根据所述的偏航角信号、侧向位置期望信号的导数、偏航角期望值导数信号与偏航舵偏角信号，构建飞行器位置干扰与角度干扰观测器，得到位置干扰与角度干扰观测信号。

具体的，首先根据所述的偏航角信号ψ、侧向位置期望信号的导数信号z^d构建位置干扰观测器如下：

其中z₁为位置干扰观测器的位置状态，初始值选取为0，

为位置干扰观测器的位置状态导数，

为位置干扰观测信号。

其次，根据所述的偏航角期望值导数信号

与偏航通道控制信号δ，构建角度干扰观测器如下：

其中z₂为角度干扰观测器的角度状态，初始值选取为0，

为角度干扰观测器的角度状态导数，

为角度干扰观测信号。其中k₂为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

然后，根据偏航位置误差信号与干扰观测器的位置状态比较，得到位置观测误差信号，根据偏航角误差信号与干扰观测器的角度状态比较得到角度观测误差信号如下：

q₁＝e_z-z₁；

q₂＝e_ψ-z₂；

其中q₁为位置观测误差信号，q₂为角度观测误差信号。

最后，根据所述的位置观测误差信号与角度观测误差信号，分别设计非线性自适应估计规律，对位置干扰观测信号与角度干扰观测信号进行自适应估计解算如下：

其中k₇、k₈、k₉、k₁₀、ε₁、ε₂、T₁₆为常值参数信号，其详细设计见后文案例实施。

步骤S50，根据所述的偏航角误差信号，设计非线性微分器，得到偏航角误差微分信号，然后根据角度干扰观测信号、以及偏航角误差微分信号、偏航角期望值导数信号进行叠加，得到偏航通道控制信号，然后输送给偏航舵系统，实现飞行器对期望侧向位置指令信号的跟踪。

具体的，首先，根据偏航角误差信号e_ψ，设计如下的非线性微分器，得到偏航角误差微分信号，记作

其计算方式如下：

其中n为整数，T₁₂、T₁₃、T₁₄、T₁₅为常值参数，详见后文案例实施。e_ψ1(n+1)为e_ψ1的第n个数据。

其次，根据所述的角度干扰观测值

偏航角误差微分信号

偏航角期望值导数信号

与偏航角误差信号e_ψ进行线性叠加，得到偏航通道控制信号，记作δ，其计算方式如下：

其中k₅、k₆为常值参数信号，其详细设计见后文案例实施。

最后，将所述的偏航通道控制信号，输送给飞行器偏航舵系统，控制飞行器侧向转弯飞行与控制，即可实现飞行器对侧向位置指令信号的精确跟踪。

案例实施与模拟实验结果分析

在步骤S10中，安装GI550MEMS组合惯导系统，测量飞行器的偏航角如图3所示。通过加速度信号积分得到侧向位置信号如图4所示，并设定期望位置信号z^d＝65米，得到侧向位置误差信号如图5所示。

在步骤S20中，设定T₀＝20、T₁＝0.1、T₂＝0.001、T₃＝5，T₄＝0.1、T₅＝20、T₆＝5、T₇＝0.001，k₃＝5、k₄＝15，得到侧向位置误差微分信号如图6所示，偏航角的期望信号如图7所示。

在步骤S30中，设定T₈＝0.05、T₉＝5、T₁₀＝1、T₁₁＝0.001，得到偏航角期望值导数信号如图8所示。

在步骤S40中，设定k₂＝0.25，k₇＝2、k₈＝2、k₉＝0.5、k₁₀＝0.5、ε₁＝2、ε₂＝0.5、T₁₆＝0.001，得到位置干扰观测信号如图9所示，角度干扰观测信号如图10所示。

在步骤S50中，设定T₁₂＝0.05、T₁₃＝5、T₁₄＝1、T₁₅＝0.001，k₅＝0.5、k₆＝0.2，得到最终偏航通道控制信号如图11所示，偏航舵偏角信号如图12所示，侧滑角信号如图13所示。

由图3可以看出，飞行器的偏航角在初始阶段达到了-12度左右，说明偏航角的利用效率较高，从而使得转弯的快速性比较好。由图4与图5可以看出飞行器大约在10秒左右就能跟踪期望信号65米，而且跟踪误差在10秒就收敛到0附近。由图6可以看出，侧向误差速率最大达到了25米每秒，可见飞行器侧向运动的反应速度非常快。由图7可以看出，飞行器的偏航角期望值在侧向误差回零后能够收敛到0左右。由图11与图12可以看出，偏航通道控制信号与偏航通道舵偏角是保持一致的，而且最大角度达到正8度与负4度左右。由图13可以看出，侧滑角达到了-8度与正5度左右，可以看出飞行器转弯快速性很好，同时侧滑角与偏航舵偏角均没有超过工程要求的限制，从而表明本发明所提供的方法具有很好的工程应用价值，能够被广泛应用于一大类高速飞行器的侧向转弯控制中。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (5)

1.一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装GI550MEMS组合惯导系统，测量飞行器的侧向加速度与偏航角，并通过积分得到侧向速度，由侧向速度进行二次积分，得到侧向位置信号，并与指令信号进行对比，得到位置误差信号；

步骤S20，根据所述的侧向位置误差信号与侧向位置误差微分信号以及期望侧向位置信号的导数与位置干扰估计信号，构建飞行器偏航角期望信号；

步骤S30，根据所述的偏航角期望值与测量所得的偏航角信号进行比较得到偏航角误差信号，然后设计非线性微分器，得到偏航角期望值导数信号；

步骤S40，根据所述的偏航角信号、侧向位置期望信号的导数、偏航角期望值导数信号与偏航舵偏角信号，构建飞行器位置干扰与角度干扰观测器，得到位置干扰与角度干扰观测信号；

步骤S50，根据所述的偏航角误差信号，设计非线性微分器，得到偏航角误差微分信号，然后根据角度干扰观测信号、以及偏航角误差微分信号、偏航角期望值导数信号进行叠加，得到偏航通道控制信号，然后输送给偏航舵系统，实现飞行器对期望侧向位置指令信号的跟踪。

2.根据权利要求1所述的一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，其特征在于，在飞行器上安装GI550MEMS组合惯导系统测量飞行器的侧向加速度与偏航角，并通过积分得到侧向速度，由侧向速度进行二次积分，得到侧向位置信号并与指令信号进行对比，得到位置误差信号，再根据侧向位置误差信号与侧向位置误差微分信号以及期望信号的导数与干扰估计信号，构建飞行器偏航角期望信号包括：

v_z＝∫a_zdt；z＝∫v_zdt；

e_z＝z-z^d；

其中a_z为安装的GI550MEMS组合惯导系统测量得到的飞行器侧向加速度信号，dt表示对时间信号进行积分，v_z为侧向速度信号，z^d为根据飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，e_z为侧向位置误差信号。v为飞行器速度的估计值，k₁为时变参数。z^d为侧向期望位置信号，

为侧向期望位置的导数信号，n为整数，T₀、T₁、T₂、T₃、T₄、T₅、T₆、T₇、k₃、k₄为常值参数。z^d1(n+1)为z^d1的第n个数据，e_z1(n+1)为e_z1的第n个数据。

为位置干扰观测信号，其初始值为0，即

为侧向位置误差微分信号，ψ^d为飞行器偏航角的期望信号。

3.根据权利要求1所述的一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，其特征在于，根据所述的偏航角期望值与测量所得的偏航角信号进行比较得到偏航角误差信号，然后设计非线性微分器，解算偏航角期望值导数信号包括：

e_ψ＝ψ-ψ^d；

其中ψ^d为偏航角期望值，ψ为偏航角测量信号，e_ψ为偏航角误差信号，n为整数，T₈、T₉、T₁₀、T₁₁为常值参数。ψ_d1(n+1)为ψ_d1的第n个数据。

为偏航角期望值导数信号。

4.根据权利要求1所述的一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，其特征在于，根据所述的偏航角信号、侧向位置期望信号的导数、偏航角期望值导数信号与偏航舵偏角信号，构建飞行器位置干扰与角度干扰观测器，得到位置干扰与角度干扰观测信号包括：

q₁＝e_z-z₁；

q₂＝e_ψ-z₂；

其中ψ为偏航角信号、z^d为侧向位置期望信号的导数信号，z₁为位置干扰观测器的位置状态，初始值选取为0，

为位置干扰观测器的位置状态导数，

为偏航角期望值导数信号，δ为偏航通道控制信号，z₂为角度干扰观测器的角度状态，初始值选取为0，

为角度干扰观测器的角度状态导数，q₁为位置观测误差信号，q₂为角度观测误差信号。k₂、k₇、k₈、k₉、k₁₀、ε₁、ε₂、T₁₆为常值参数信号。

为位置干扰观测信号，

为角度干扰观测信号。

5.根据权利要求1所述的一种测量侧向过载的飞行器反演干扰观测转弯控制方法，其特征在于，根据所述的偏航角误差信号，设计非线性微分器，得到偏航角误差微分信号，然后根据角度干扰观测信号、以及偏航角误差微分信号、偏航角期望值导数信号进行叠加，得到偏航通道控制信号包括：

其中为e_ψ偏航角误差信号，

为偏航角误差微分信号，n为整数，T₁₂、T₁₃、T₁₄、T₁₅、k₅、k₆为常值参数。e_ψ1(n+1)为e_ψ1的第n个数据，

为所述的角度干扰观测值、

为偏航角误差微分信号、

为偏航角期望值导数信号，e_ψ为偏航角误差信号，δ为偏航通道控制信号。

最后，将所述的偏航通道控制信号，输送给飞行器偏航舵系统，控制飞行器侧向转弯飞行与控制，即可实现飞行器对侧向位置指令信号的精确跟踪。

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