CN112623259B - 针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，包括：基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型；在第一数据传输模型中添加闭环状态反馈系统，得到第二数据传输模型；对第二数据传输模型进行系统稳定性分析，计算闭环状态反馈系统的反馈增益系数；基于反馈增益系数和第二数据传输模型，确定高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数；基于传递函数，设计高超声速飞行器的自抗扰控制器。本发明缓解了现有技术中存在的无法估计干扰的误差和鲁棒性差的技术问题。

Description

针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器控制技术领域，尤其是涉及一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法。

背景技术

高超声速飞行器(Hypersonic Vehicle，HV)是一个具有复杂信息传输的大系统，为了提高系统的灵活性和资源利用率，网络控制系统逐渐被应用在高超声速飞行器中。相比于传统的点对点控制系统，网络控制利用公共总线链接高超声速飞行器系统的控制器、执行器和传感器等节点，方便了控制系统的维护以及扩展。HV系统中，各子系统和功能部件之间要传递大量数据信息，需要构建数据通道，以形成内部网络化控制系统。

而在网络化系统中，不可避免地会出现数据传输延时和丢失的现象，也就是数据不完整传输故障。针对丢包问题，传统的PID控制算法参数设置较为简单，由于无法有效估计干扰产生的误差，导致其鲁棒性较差，也容易受到执行器故障的影响。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，以缓解现有技术中存在的无法估计干扰的误差和鲁棒性差的技术问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，包括：基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型；在所述第一数据传输模型中添加闭环状态反馈系统，得到第二数据传输模型；对所述第二数据传输模型进行系统稳定性分析，计算所述闭环状态反馈系统的反馈增益系数；基于所述反馈增益系数和所述第二数据传输模型，确定所述高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数；基于所述传递函数，设计所述高超声速飞行器的自抗扰控制器。

进一步地，在基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型之前，所述方法还包括：建立所述高超声速飞行器的机体坐标系；基于所述机体坐标系，构建所述高超声速飞行器的纵向通道模型；将所述纵向通道模型在平衡点进行线性化，得到所述高超声速飞行器的初始数据传输模型。

进一步地，基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型，包括：在所述初始数据传输模型中加入目标开关系统，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型；所述目标开关系统为利用开关状态表征所述高超声速飞行器在与控制器进行数据传输过程中是否存在数据丢包现象的系统，其中，当所述目标开关系统中的开关处于断开状态时，表征数据传输过程存在数据丢包现象；所述目标开关系统包括第一开关和第二开关，所述第一开关设置于所述控制器与所述高超声速飞行器的执行机构之间，所述第二开关设置于所述控制器与所述高超声速飞行器的传感器之间。

进一步地，所述第一数据传输模型包括：当所述传感器与所述控制器之间传输的当前时刻系统状态量丢包时，所述第一开关处于断开状态，并将所述传感器在前一时刻获取的系统状态量作为所述控制器输入求解控制量；当所述控制器与所述执行机构之间传输的当前时刻控制量丢包时，所述第二开关处于断开状态，并将前一时刻控制量作为当前时刻控制量输出。

进一步地，所述闭环状态反馈系统的状态反馈控制律的数学形式为：u(k)=-Kx(^)(k)；u(k)为所述控制器在k时刻输出的控制量，x(^)(k)为作为所述控制器在k时刻的输入量的所述高超声速飞行器的系统状态量，K为所述闭环状态反馈系统的反馈增益系数。

进一步地，对所述第二数据传输模型进行系统稳定性分析，包括：利用李雅普诺夫稳定性定理，对所述第二数据传输模型进行系统稳定性分析。

进一步地，基于所述反馈增益系数和所述第二数据传输模型，确定所述高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数，包括：将所述反馈增益系数代入到所述第二数据传输模型，得到所述高超声速飞行器的系统状态空间方程为：

；x为所述传感器获取到的所述高超声速飞行器的系统状态量，

为所述第二数据传输模型的状态矩阵，

为所述第二数据传输模型的输入矩阵；将所述系统状态空间方程转化为传递函数形式，得到所述高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数为：

；G_p(s)表示所述传递函数，

为将所述反馈增益系数代入到所述第二数据传输模型之后系统的状态矩阵，

为所述系统状态空间方程的输出矩阵，s为所述传递函数的变量，I为单位矩阵。

进一步地，基于所述传递函数，设计所述高超声速飞行器的自抗扰控制器，包括：基于所述传递函数，得到所述高超声速飞行器的系统稳定性条件；通过频域法计算所述自抗扰控制器的设计参数。

第二方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述第一方面所述的方法的步骤。

第三方面，本发明实施例还提供了一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，所述程序代码使所述处理器执行上述第一方面所述方法。

本发明实施例提供了一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，针对高超声速飞行器在数据不完整传输情况建立第一数据传输模型，然后在第一数据传输模型中添加闭环状态反馈系统，得到第二数据传输模型；再对第二数据传输模型进行系统稳定性分析，计算闭环状态反馈系统的反馈增益系数，基于反馈增益系数和第二数据传输模型，确定高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数，最后基于传递函数，设计高超声速飞行器的自抗扰控制器。本发明通过上述设计方法，不仅可以解决系统丢包导致的不稳定因素，还能有效预测外部干扰的误差大小，在允许的误差范围内保证控制系统的稳定性，缓解了现有技术中存在的无法估计干扰的误差和鲁棒性差的技术问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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发明的一些实施方式，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为本发明实施例提供的一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器模型的示意图；

图3为本发明实施例提供的一种高超声速飞行器的数据传输系统的示意图；

图4为本发明实施例提供的一种在数据不完整传输情况下的高超声速飞行器的自抗扰控制器的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的一种基于自抗扰控制的HV系统传递函数示意图；

图6为本发明实施例提供的一种PID闭环控制系统示意图；

图7为本发明实施例提供的一种数据正常传输和数据传输不完整情况的控制效果比较示意图；

图8为本发明实施例提供的另一种数据正常传输和数据传输不完整情况的控制效果比较示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

实施例一：

图1是根据本发明实施例提供的一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法流程图。如图1所示，该方法具体包括如下步骤：

步骤S102，基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型。

步骤S104，在第一数据传输模型中添加闭环状态反馈系统，得到第二数据传输模型。

步骤S106，对第二数据传输模型进行系统稳定性分析，计算闭环状态反馈系统的反馈增益系数。

步骤S108，基于反馈增益系数和第二数据传输模型，确定高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数。

步骤S110，基于传递函数，设计高超声速飞行器的自抗扰控制器。

本发明实施例提供的一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，通过对数据丢包情况的分析和增加闭环状态反馈系统的方式，不仅可以解决系统丢包导致的不稳定因素，还能有效预测外部干扰的误差大小，在允许的误差范围内保证控制系统的稳定性，缓解了现有技术中存在的无法估计干扰的误差和鲁棒性差的技术问题。

可选地，在步骤S102之前，本发明实施例提供的方法还包括：建立高超声速飞行器的初始数据传输模型，具体的，包括如下步骤：

建立高超声速飞行器的机体坐标系；

基于机体坐标系，构建高超声速飞行器的纵向通道模型；

将纵向通道模型在平衡点进行线性化，得到高超声速飞行器的初始数据传输模型。

本发明实施例以NASA的Langley研究中心公开发布的高超声速飞行器Winged-Cone模型(Pamadi et al,1994)举例，说明本发明实施例提供的方法中关于高超声速飞行器的初始数据传输模型的建立过程。如图2所示，图2是根据本发明实施例提供的一种高超声速飞行器模型的示意图。

如图2所示，首选建立高超声速飞行器（Hypersonic Vehicle，HV）模型的机体坐标系：x轴沿机体轴向指向前方，y轴在机体对称平面内指向右侧，z轴根据右手定理得到垂直于xy平面向下。由于高超声速飞行器六自由度模型中各变量具有强耦合、非线性的特点，难以设计出全通道的控制器，因此，本发明实施例基于机体坐标系，构建高超声速飞行器的纵向通道模型：将全通道模型解耦可得HV纵向通道模型为：

其中，D、Tx、L为阻力、推力和升力，h为地理坐标系下飞行器高度, γ为弹道倾角，α为攻角，ω_y为俯仰角速度，m为高超声速飞行器的质量，M_yy为高超声速飞行器在y轴方向受到的俯仰力矩，I_yy为高超声速飞行器在y轴方向的转动惯量。

在只考虑HV纵向通道模型情况下，HV的阻力、推力和升力和俯仰力矩表达式如下所示：

其中，ρ为空气密度，S为HV翼面参考面积，V为飞行速度，

为机翼平均气动弦长，C_L，C_T，C_D，C_M为气动力系数，δ_e为升降舵偏角。

本发明实施例提供的纵向通道模型中，状态变量x=[V γω_yαh]^T，控制量为升降舵偏角u=δ_e。针对非线性模型设计控制律较为复杂，因此，本发明实施例将纵向通道模型在平衡点进行线性化，得到高超声速飞行器的初始数据传输模型。具体的，线性化模型可以将复杂非线性问题转化为一个线性问题，当HV在一定的速度和高度下巡航时，设平衡点为(x₀，u₀)，满足f(x₀，u₀)=0，在平衡点进行泰勒展开，得到平衡点线性化状态空间模型：

分别为连续系统的状态矩阵和输入矩阵，

为连续系统输出矩阵且为单位矩阵，即δy=δx。将线性化HV状态空间模型离散后可得初始数据传输模型：

A和B分别为离散系统的状态矩阵和输入矩阵。

可选地，步骤S102还包括：在初始数据传输模型中加入目标开关系统，建立高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型。

目标开关系统为利用开关状态表征高超声速飞行器在与控制器进行数据传输过程中是否存在数据丢包现象的系统，其中，当目标开关系统中的开关处于断开状态时，表征数据传输过程存在数据丢包现象。

目标开关系统包括第一开关和第二开关，第一开关设置于控制器与高超声速飞行器的执行机构之间，第二开关设置于控制器与高超声速飞行器的传感器之间。

在本发明实施例中，针对高超声速飞行器存在的信息不完整传输现象，HV系统信息传输可以视为按一定频率随机切换的开关系统，将开关系统加入各个子系统之间的信息传输通道，开关闭合即代表信息可以正常传输，开关断开则代表信息丢失。假设通道间数据包丢失概率相互独立，用Bernoulli随机变量模型来建立数据传输的数学模型如下：

其中l _i =1表示数据信息正常传输，r_i表示第i个数据传输通道数据传输正常的概率。

可选地，图3是根据本发明实施例提供的一种高超声速飞行器的数据传输系统示意图。如图3所示，C1和C2分别表示传感器与控制器之间的数据传输通道的闭合和断开状态，C3和C4分别表示控制器与执行机构之间的数据传输通道的闭合和断开状态。

可选地，第一数据传输模型还包括：

当传感器与控制器之间传输的当前时刻系统状态量丢包时，第一开关处于断开状态，并将传感器在前一时刻获取的系统状态量作为控制器输入求解控制量。此时，第一数据传输模型的数学表达式为：

其中，x(k)为k时刻（即当前时刻）传感器获取到的系统状态量，x(k+1)为k+1时刻传感器获取到的系统状态量，x(k-1)为k-1时刻（即前一时刻）传感器获取到的系统状态量，u(k)为k时刻控制器的输出控制量，

为k时刻控制器输入的系统状态量，A为第一数据传输模型在离散形式下的状态矩阵，B为第一数据传输模型载离散形式下的输入矩阵。

当控制器与执行机构之间传输的当前时刻控制量丢包时，第二开关处于断开状态，并将前一时刻控制量作为当前时刻控制量输出。此时，第一数据传输模型的数学表达式为：

其中，u(k-1)为控制器在k-1时刻（即前一时刻）的控制量。

在建立数据不完整传输下的HV模型（即第一数据传输模型）后，首先设计闭环状态反馈控制，提高HV控制系统对数据不完整传输下的稳定性。其次，针对HV模型设计自抗扰控制器增强系统的容错性能和鲁棒性能，使HV系统具有较好的动态响应过程。

具体的，首先基于构建的HV异步动态系统设计闭环状态反馈系统，并且基于Lyapunov函数得到HV闭环状态反馈增益K。

其中，闭环状态反馈系统的状态反馈控制律的数学形式为：

u(k)为控制器在k时刻输出的控制量，x(^)(k)为作为控制器在k时刻的输入量的高超声速飞行器的系统状态量，K为闭环状态反馈系统的反馈增益系数。

如图3是所示的一种高超声速飞行器的数据传输系统示意图中，本发明实施例提供的一种第一数据传输模型的四种数据传输情况分别可以表示为：

其中

表示执行机构在k时刻实际接收的控制量。

将HV模型的系统状态量和控制量结合得到新的扩张状态变量：

其中i=1,2,3,4，

。

当开关位置处于C2、C3状态时：

当开关位置处于C1、C4状态时：

当开关位置处于C2、C4状态时：

当开关位置处于C1、C3状态时：

可选地，对第二数据传输模型进行系统稳定性分析，包括：

利用李雅普诺夫稳定性定理，对第二数据传输模型进行系统稳定性分析。

具体的，由李雅普诺夫（Lyapunov）函数可以分析数据不完整传输HV模型（即第二数据传输模型）的稳定性。设李雅普诺夫函数为：

由李雅普诺夫稳定性定理可知，给定网络数据包传输成功率分别为r₁、r₂，若存在对称正定矩阵P,Q,S和标量α₁，α₂，α₃，α₄使得以下不等式成立，则HV系统保持稳定：

其中，Σ_i为对称矩阵，具体的：

求解上述线性矩阵不等式(LMI)，可以求得反馈增益系数K，使得数据不完整传输下的HV模型稳定。

在得到反馈增益系数之后，本发明实施例提供了针对HV模型纵向通道不确定性和扰动设计自抗扰控制器的方法，并且基于频域分析给出了自抗扰控制器参数的整定方法。

传统的自抗扰控制器由跟踪微分器(Tracking Differentiator，TD),PID控制器以及扩张状态观测器(Extended State Observer，ESO)构成。TD可以解决指令输入信号突变问题，减小系统超调。ESO利用状态观测器原理估计出系统外界和内部扰动所组成的“总扰动”，并且在PID控制器中将“总扰动”进行补偿。

具体的，步骤S108还包括如下步骤：

步骤S1081，将反馈增益系数代入到第二数据传输模型，得到高超声速飞行器的系统状态空间方程为：

；x为传感器获取到的高超声速飞行器的系统状态量， 为系统状态量对时间的导数，

为第二数据传输模型的状态矩阵，

为第二数据传输模型的输入矩阵。

具体的，首先将反馈增益系数代入到第二数据传输模型，得到高超声速飞行器的系统状态空间方程的离散形式为：x(k+1)=Ax(k)+B(u(k)-Kx(k))；其中，x(k)为传感器在k时刻获取到的高超声速飞行器的系统状态量；然后将上述离散形式转换成系统状态空间方程的连续形式：

。

步骤S1082，将系统状态空间方程转化为传递函数形式，得到高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数为：

；G_p(s)表示传递函数，定义为攻角输出与升降舵输入之比的拉普拉斯变换，

为将反馈增益系数代入到第二数据传输模型之后系统的状态矩阵，

为系统状态空间方程的输出矩阵，s为传递函数的变量，I为单位矩阵。

具体的，在本发明实施例中，将状态反馈和HV系统结合，考虑系统传输正常情况，忽略执行结构影响，可以得到新系统的连续状态空间方程：

将状态方程转化为传递函数形式，可以求得HV系统升降舵输入与攻角输出的传递函数：

。由升降舵到攻角的传递函数可以看成一个二阶系统

，从而基于此传递函数就可以设计自抗扰控制器。

可选地，步骤S110还包括如下步骤：

步骤S1101，基于传递函数，得到高超声速飞行器的系统稳定性条件；

步骤S1102，通过频域法计算自抗扰控制器的设计参数。

具体的，图4是根据本发明实施例提供的一种在数据不完整传输情况下的高超声速飞行器的自抗扰控制器的结构示意图。如图4所示，LESO为线性扩张状态观测器，ActuatorModel为执行机构，HVModel为高超声速飞行器，r为期望攻角，虚线框内部为自抗扰控制器，b为估计的HV系统控制增益，z1,z2,z3是LESO观测的攻角信号、攻角信号微分以及系统“总扰动”。

在本发明实施例提供的一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法中，TD、PID控制、LESO三个部分可以分别进行参数的整定。下面分别给出TD、LESO的形式。

TD的离散形式如下所示：

其中

为当前时刻角度值和当前时刻角度微分，r和h分别为速度因子和滤波因子，r越大则跟踪过渡过程越短，h越大则滤波效果越好。

对HV纵向通道设计如下三阶LESO：

其中β₁,β₂，β₃是LESO的可调参数，与LESO状态估计速度有关。

由LESO的形式可求得其状态空间表达式：

其中，

，

，

,

。将状态空间表达式进行Laplace变换可得：

其中，

。

由TD的离散形式表达式可以得到TD的传递函数形式为

，PID控制器传递函数表达式为：

，并且假设执行机构系统为二阶惯性环节，

，取ξ=0.9，ω_n=98rad。则基于自抗扰控制的HV系统传递函数如图5所示。

在本发明实施例中，通过分析闭环自抗扰控制系统的传递函数，可以得到系统的稳定性条件如下：

由此可知，闭环系统的极点在复平面的左半平面时，系统稳定。通过调整TD,PID,LESO的参数，可以改变G_TD(s)，G_C(s)，G_ZU(s)，G_ZY(s)的传递函数，使得系统较好的稳定性和抗干扰性能。

然后基于频域的方法分别调整TD,PID,LESO的参数。若系统只有PID控制，PID闭环控制系统如图6所示。

PID的三个控制参数k_p，k_i，k_d可由PID闭环系统的幅值和相位约束确定，在截止频率处的幅值为0，其相角减去π为相角裕度。在相角交界频率处的幅值为幅值裕度，其相位为-π。具体的，k_p，k_i，k_d参数值可以通过求解如下算式组获得：

其中，ω_c为期望截止频率，φ_m为期望相角裕度。ω_p为期望相角交界频率，ω_pr为相角交界频率上限，A_m为期望幅值裕度。

由TD的离散形式表达式可知，TD为阻尼为1的二阶惯性环节，将h取为控制系统的采样频率，r取为PID开环传递函数的截止频率。最后根据PID闭环系统传递函数的截止频率确定LESO参数：

m为固定常数。至此，数据不完整传输下的HV系统的改进自抗扰控制器设计完成。

本发明实施例提供的一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，可以有效的一直数据不完整故障。以特定环境为例，取HV模型平衡状态输出变量：[V，γ，ω_y，α，h]=[2660m/s，0,0，-0.0105rad，20000m]，初始升降舵输入为-4.71°，期望攻角为幅值1的方波，网络数据包传输成功率r=0.8，数据正常传输和数据传输不完整情况的控制效果比较如图7和图8所示，阶跃响应的性能指标如表1所示。

表 1 不同控制器效果表

性能参数	传统LADRC (无故障)	传统LADRC (数据丢包故障)	改进LADRC (数据丢包故障)
				调节时间	0.77s	1.04s	1.02s
超调量	8.0%	17.4%	7.2%

从图7和图8可以看出，在数据传输正常状态下，LADRC控制有着较小的超调和调节时间，但在出现数据传输不完整情况下，常规LADRC的超调量相比于传输正常情况下明显增大且调节时间变长，这时，采用本发明实施例提供的改进的LADRC可以有效抑制不完整传输HV系统的超调。

从表1可以清楚地看到，当面对数据包丢失时，普通的LADRC的迎角超调约为17.4％。而本发明实施例提供的改进的LADRC可以将超调量降低至7.2％。且调节时间和常规LADRC一样，也就是说，在不增加调节时间的情况下，改进的LADRC可以有效地减少系统数据丢失的影响。

因此，本发明实施例提供的针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，在数据丢包的情况下，改进的LADRC控制算法在鲁棒性以及稳定性上有着一定的优势。

由以上描述可知，本发明实施例提供的一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，针对数据丢包问题提出的新型控制器，改进的线性自抗扰控制算法（LADRC），提高了HV系统的稳定性与鲁棒性；利用李雅普诺夫稳定性定理和频域分析方法给出了改进LADRC的调参方法。

本发明实施例还提供了一种电子设备，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，处理器执行计算机程序时实现本发明实施例提供的方法的步骤。

本发明实施例还提供了一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，程序代码使处理器执行本发明实施例提供的方法。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种针对高超声速飞行器数据丢包的自抗扰控制器设计方法，其特征在于，包括：

基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型；

在所述第一数据传输模型中添加闭环状态反馈系统，得到第二数据传输模型；

对所述第二数据传输模型进行系统稳定性分析，计算所述闭环状态反馈系统的反馈增益系数；

基于所述反馈增益系数和所述第二数据传输模型，确定所述高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数；

基于所述传递函数，设计所述高超声速飞行器的自抗扰控制器。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型之前，所述方法还包括：

建立所述高超声速飞行器的机体坐标系；

基于所述机体坐标系，构建所述高超声速飞行器的纵向通道模型；

将所述纵向通道模型在平衡点进行线性化，得到所述高超声速飞行器的初始数据传输模型。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于高超声速飞行器的初始数据传输模型，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型，包括：

在所述初始数据传输模型中加入目标开关系统，建立所述高超声速飞行器在数据不完整传输情况下的第一数据传输模型；

所述目标开关系统为利用开关状态表征所述高超声速飞行器在与控制器进行数据传输过程中是否存在数据丢包现象的系统，其中，当所述目标开关系统中的开关处于断开状态时，表征数据传输过程存在数据丢包现象；所述目标开关系统包括第一开关和第二开关，所述第一开关设置于所述控制器与所述高超声速飞行器的执行机构之间，所述第二开关设置于所述控制器与所述高超声速飞行器的传感器之间。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述第一数据传输模型包括：

当所述传感器与所述控制器之间传输的当前时刻系统状态量丢包时，所述第一开关处于断开状态，并将所述传感器在前一时刻获取的系统状态量作为所述控制器输入求解控制量；

当所述控制器与所述执行机构之间传输的当前时刻控制量丢包时，所述第二开关处于断开状态，并将前一时刻控制量作为当前时刻控制量输出。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述闭环状态反馈系统的状态反馈控制律的数学形式为：

u(k)=-Kx(^)(k)；u(k)为所述控制器在k时刻输出的控制量，x(^)(k)为作为所述控制器在k时刻的输入量的所述高超声速飞行器的系统状态量，K为所述闭环状态反馈系统的反馈增益系数。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对所述第二数据传输模型进行系统稳定性分析，包括：

利用李雅普诺夫稳定性定理，对所述第二数据传输模型进行系统稳定性分析。

7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，基于所述反馈增益系数和所述第二数据传输模型，确定所述高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数，包括：

将所述反馈增益系数代入到所述第二数据传输模型，得到所述高超声速飞行器的系统状态空间方程为：

；x为所述传感器获取到的所述高超声速飞行器的系统状态量，

为所述第二数据传输模型的状态矩阵，

为所述第二数据传输模型的输入矩阵；

将所述系统状态空间方程转化为传递函数形式，得到所述高超声速飞行器的升降舵输入与攻角输出的传递函数为：

；G_p(s)表示所述传递函数，

为将所述反馈增益系数代入到所述第二数据传输模型之后系统的状态矩阵，

为所述系统状态空间方程的输出矩阵，s为所述传递函数的变量，I为单位矩阵。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于所述传递函数，设计所述高超声速飞行器的自抗扰控制器，包括：

基于所述传递函数，得到所述高超声速飞行器的系统稳定性条件；

通过频域法计算所述自抗扰控制器的设计参数。

9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述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计算机程序时实现上述权利要求1至8任一项所述的方法的步骤。

10.一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，其特征在于，所述程序代码使所述处理器执行所述权利要求1-8任一项所述方法。

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