CN115268487B - 一种基于扰动估计补偿los制导律的飞行器高度控制方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明的一个实施例公开一种基于扰动估计补偿LOS制导律的飞行器高度控制方法和系统，包括：根据飞行器传感器测量得到的当前高度y和期望飞行高度yc，确定高度偏差ye；基于LOS制导律，根据高度偏差ye设计飞行器俯仰角指令θc；设计扰动观测器，估计攻角α的影响，得到攻角估计值根据所述攻角估计值设计飞行器俯仰角指令的补偿项αy；根据飞行器的性能，对俯仰角指令进行限幅处理。本发明从制导律设计的角度解决飞行器高度控制问题，适用于飞行器多飞行阶段的高度调整。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器制导控制领域。更具体地，涉及一种基于扰动估计补偿的LOS制导律实现飞行器高度控制的方法和系统。
背景技术
近年来随着自主、智能概念在飞行器领域的不断深入，无人飞行器作为空中智能平台，执行通信、探测、侦察以及作战任务，在军事领域有着越来越广泛的应用。飞行器的高度控制是实现其自主飞行的关键技术之一，直接影响着其顶层智能决策能否有效执行。为了提高无人飞行器执行飞行任务过程中的靠性，要求飞行器能够在外界扰动的影响下快速准确跟踪任务规划系统给出的高度指令，因此飞行器高度控制系统的设计至关重要。
飞行器高度控制设计方案分为外回路设计和内回路设计。外回路设计中根据飞行器当前高度与期望高度的偏差给出过载指令，由内回路设计的过载自动驾驶仪进行跟踪，从而实现飞行器收敛到期望高度，在飞行器巡航飞行阶段有着广泛的应用。如果考虑飞行器高度大范围调整的问题，上述高度控制方案由于高度偏差过大而难以兼顾过载指令，高度控制效果不理想，通常需要通过额外设计爬升弹道(或滑翔弹道)、转平弹道的方式来解决，因而传统高度控制回路的设计方案不具有通用性。此外，对于飞行器需大范围高度调整的情况，飞行器的爬升(或滑翔)、转平控制通常采用姿态自动驾驶仪，目前常用的转平策略是设计姿态角随高度的变化规律(一般为线性变化或指数变化)。由于外界干扰的影响，实现飞行器在期望的高度上完全转平是另一个工程实现难题。
发明内容
本发明的一个目的在于提供一种基于扰动补偿LOS制导律的飞行器高度控制方法，解决飞行器高度调整通用化设计问题以及如何在扰动影响下实现在期望高度转平的问题。
本发明提出的飞行器高度控制方案包括内回路设计和外回路设计：内回路采用姿态自动驾驶仪，外回路设计中采用LOS制导律将飞行器与期望高度的偏差转换为姿态角指令，由姿态自动驾驶仪跟踪实现收敛到期望高度。
在LOS制导律的设计中考虑外界干扰的影响，通过设计扰动观测器对外界干扰进行估计，并在LOS制导律的设计中进行补偿。
为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
一种基于扰动估计补偿LOS制导律的飞行器高度控制方法，包括以下步骤：
根据飞行器传感器测量得到的当前高度y和期望飞行高度yc，确定高度偏差ye；
基于LOS制导律，根据高度偏差ye设计飞行器俯仰角指令θc；
设计扰动观测器，估计攻角α的影响，得到攻角估计值
根据所述攻角估计值设计所述飞行器俯仰角指令的补偿项αy；
根据飞行器的性能，对俯仰角指令进行限幅处理。
具体的一个实施例中，步骤一所述的确定飞行器高度偏差表示为；
ye＝y-yc (2)
其中，在飞行器飞行任务中，期望高度yc由实际任务确定；飞行器当前高度y通过机载惯性导航系统测量得到。
具体的一个实施例中，
若攻角α＝0，设计飞行器俯仰角指令θc为：
其中，Δ为前向距离，其大小与飞行器能产生法向过载的能力有关；
具体的一个实施例中，
若α不为零，给出的俯仰角指令的基础上增加一补偿项，设计如下：
其中，αy为补偿设计项，其引入是为了补偿攻角α的影响。
具体的一个实施例中，步骤三所述设计扰动观测器如下，
将攻角α看作扰动项，设计扰动观测器进行估计如下式：
其中，ξ为观测器内部状态变量；为攻角α的估计值；参数k为观测器增益，通常设计为常值；P(ye)＝k(ye-ye0)为高度偏差ye的设计函数，ye0＝ye|t＝0表示ye的初值。
具体的一个实施例中，假设飞行器姿态控制回路能够准确跟踪俯仰角指令，
所述飞行器俯仰角指令的设计补偿项αy为：
具体的一个实施例中，所述俯仰角指令限幅公式如下：
其中，θmax表示飞行器最大俯仰角。
本发明的另一个目的在于提供一种控制系统，包括：扰动观测器，制导回路和控制回路；
所述扰动观测器，估计攻角影响；所述制导回路，根据高度偏差，基于扰动估计补偿LOS制导律给出出俯仰角指令；所述控制回路，包括飞行运动模型，俯仰姿态控制器。
本发明的有益效果如下：
本发明从制导律设计的角度解决飞行器高度控制问题，适用于飞行器多飞行阶段的高度调整。在设计方法层面具有一定的通用性，避免了飞行器在大范围高度调整时需要分别设计爬升段、滑翔段以及转平段；发明设计中将飞行器路径跟踪问题中常用的一种LOS制导律应用在飞行器高度控制问题中，将飞行器当前飞行高度与期望高度的偏差转换为俯仰角指令，并通过设计的姿态自动驾驶仪跟踪俯仰角指令从而实现飞行器逐渐收敛到期望高度上。发明中所需数据均通过机载传感器获取，方法形式简单，易于在飞控计算机上编程实现，具有较好的工程适用性；本发明在LOS制导律的设计中引入扰动观测器，将未知攻角的影响在制导律设计中补偿，提高了抗干扰能力，能够实现飞行器在期望高度上完全转平。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1是本发明实施例提供的飞行器高度控制方法流程图；
图2是本发明实施例提供的飞行器高度控制系统结构框图；
图3是本发明实施例提供的飞行器高度调整示意图；
图4a-图4f是本发明实施例提供的不同调整高度下采用经典的过载控制法和基于扰动补偿的LOS制导法对应的仿真结果示意图；
图5a-图5b是本发明实施例提供的采用方案弹道法与基于扰动补偿的LOS制导法飞行器高度控制仿真结果对比示意图；
图6a-图6d是本发明实施例提供的调节设计参数对转平速率影响仿真结果分析示意图；
图7a-图7b是本发明实施例提供的无风情况下飞行器高度控制仿真结果对比示意图；
图8a-图8b是本发明实施例提供的有风情况下飞行器高度控制仿真结果对比示意图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
下面结合附图与实施例对本发明作进一步说明。本发明公开基于扰动估计补偿的LOS制导律飞行器高度控制的方法，属于飞行器制导控制系统设计领域。首先由飞行器当前飞行高度和期望高度确定高度偏差；然后设计扰动观测器估计攻角的影响，并设计补偿项；最后基于LOS制导律，由高度偏差和补偿项确定俯仰角指令，由姿态控制回路跟踪从而实现飞行器收敛到期望高度上。
本发明设计的飞行器高度控制系统结构框图如图1所示。
下面将结合附图1-7和实施例对本发明的具体实施方式进行说明。
一种基于扰动估计补偿LOS制导律的飞行器高度控制方法，包括以下步骤：
根据飞行器传感器测量得到的当前高度y和期望飞行高度yc，确定高度偏差ye；
基于LOS制导律，根据高度偏差ye设计飞行器俯仰角指令θc；
设计扰动观测器，估计攻角α的影响，得到攻角估计值
根据所述攻角估计值设计所述飞行器俯仰角指令的补偿项αy；
根据飞行器的性能，对俯仰角指令进行限幅处理。
纵向平面内飞行器的运动方程如下：
其中，m为飞行器质量；Vx、Vy分别为飞行器速度在弹体坐标系Obxb轴、Obyb轴方向上的分量(根据弹体坐标系的定义，Obxb轴与弹体纵向对称轴重合，由尾部指向头部；Obyb轴在弹体纵向对称面内与Obxb轴垂直，向上为正方向)；ωz表示飞行器俯仰角速度；θ表示俯仰角；(x,y)表示飞行器位置坐标；P表示发动机推力；FAx、FAy分别表示空气动力在在弹体坐标系Obxb轴、Obyb轴方向上的分量；MAz为空气动力矩。
本发明实现飞行器高度控制的途径描述为：根据飞行器当前飞行高度同期望高度的偏差，确定俯仰角指令θc，并由飞行器姿态控制回路实现跟踪θ→θc。
具体的一个实施例中，
确定飞行器高度偏差；
在飞行器飞行任务中，期望高度yc由实际任务确定；飞行器当前高度y通过机载惯性导航系统测量得到，那么飞行器高度偏差ye表示为：
ye＝y-yc (2)。
基于LOS制导律，根据高度偏差ye设计俯仰角指令θc；
将式(2)求导，并代入式(1)中的表达式，得到：
其中，表示飞行器总速度，/>表示飞行器攻角，弹轴相对速度方向朝上为正；飞行器飞行过程中的攻角一般为小量，考虑小角度，假设cosα≈1,sinα≈α，式(3)简化为
基于LOS制导律设计思路，飞行器速度指向前方期望高度上的一点，从而实现收敛到期望高度；若α＝0，由式(4)设计飞行器俯仰角指令θc为：
其中，Δ为前向距离，其大小与飞行器能产生法向过载的能力有关，根据飞行器飞行性能设定；构造Lyapunov函数求导得：
当飞行器姿态控制回路能够实现跟踪俯仰角指令时(θ→θc)，由式(6)知
由Lyapunov稳定性理论知，高度偏差ye能够渐近收敛。
若考虑α不为零的情况，在式(5)给出的俯仰角指令的基础上增加一补偿项，设计如下：
其中，αy为补偿设计项，其引入是为了补偿攻角α的影响。
设计扰动观测器，估计攻角α的影响；
将式(4)中的攻角α看作扰动项，设计扰动观测器进行估计；基于式(4)，扰动观测器设计如下：
其中，ξ为观测器内部状态变量；为攻角α的估计值；参数k为观测器增益，通常设计为常值；P(ye)＝k(ye-ye0)为高度偏差ye的设计函数，ye0＝ye|t＝0表示ye的初值；
设φ＝-Vαcosθ为辅助变量，为其估计值；由式(9)知，辅助变量估计值/>表示为
将式(10)相对时间求导，并代入式(4)和式(9)得到：
将式(11)经过拉普拉斯变换，得到
其中，s为拉普拉斯算子；由式(12)看出，辅助变量φ与其估计值的关系通过一阶惯性环节来表示，即估计值/>能够以指数的形式渐近收敛到实际值φ；由于飞行器在飞行过程中，速度V和俯仰角θ通过机载传感器得到，那么由φ和α的关系知，攻角估计值/>能够渐近收敛到攻角α实际值。
基于扰动估计补偿法设计补偿项αy
假设飞行器姿态控制回路能够准确跟踪俯仰角指令；将式(8)代入到式(4)中，得到
基于设计的扰动观测器给出的攻角α的估计值补偿项αy设计为
将式(14)代入式(13)中，得到
由式(9)给出的扰动观测器和式(15)构成级联系统，根据步骤三的分析知，攻角估计误差能够渐近收敛到零，结合步骤二中攻角α＝0时对高度误差ye的收敛性结论知，式(8)、式(14)和式(9)所给出的高度控制系统能够实现飞行器在攻角α未知的情况下收敛到期望高度上。
当飞行器当前高度与期望高度偏差过大时，为了保证工程上能够实现，需要对俯仰角指令进行限幅处理，实现飞行器以最大俯仰角进行爬升或俯冲；当飞行器接近期望高度时，按照式(8)给出的俯仰角指令进行调整，最终实现在期望高度上完全转平。因此，对俯仰角工程化限幅处理如下：
其中，θmax表示飞行器最大俯仰角；
飞行器在爬升或俯冲过程中的平衡假设法来确定最大俯仰角：假设飞行器在爬升或俯冲过程中为平衡状态，即满足受力平衡：
其中，
ρ表示大气密度；表示飞行器总速度大小；Sref为飞行器参考面积；Cx(α,Ma)和Cy(α,Ma)为轴向力系数和法向力系数，与攻角α和马赫数Ma有关。
对于给定外形的飞行器，根据风洞实验数据或CFD计算结果，拟合出气动参数Cx和Cy随攻角、马赫数的变化关系；那么，最大俯仰角θmax的求解转换为一个典型的非线性规划问题，具体描述如下：选取攻角α、推力P和俯仰角θ作为优化变量，并在满足式(17)给出的等式约束的条件；通过优化计算，求得最大的俯仰角：
上述问题为一典型的非线性规划问题，通过现有的非线性规划工具(如：SNOPT、fmincon以及遗传算法、粒子群优化算法等方法)进行求解。
实施例1：大范围高度调整
以飞行器大范围高度调整问题为例，如图3所示：飞行器在飞行过程中根据任务需求，飞行高度由H1调整到H2，高度调整范围ΔH＝H2-H1。飞行器初始速度方向为水平方向，速度大小为100m/s，高度调整后速度大小和方向保持不变。
根据飞行器当前高度y和期望高度yc，由式(2)确定高度偏差ye；
按照式(9)设计扰动观测器，估计攻角的影响。观测器增益k与飞行器动态特性相关，本例中选取k＝10；高度偏差的初值ye0选取为ye0＝H1-H2，则函数P(ye)表示为P(ye)＝k(ye-ye0)；由式(9)得到攻角的估计值
设计补偿项αy。基于攻角的估计值根据式(14)得到攻角补偿项αy；其中，前向距离Δ选取与飞行器产生法向过载的能力相关。在本实施例中，前向距离Δ选取为1000m；
由LOS制导律的设计方法，根据高度偏差ye和补偿项αy，由式(8)确定俯仰角指令θc；
为了应对大范围高度调整问题，引入俯仰角指令限幅。本算例中，根据式(18)给出的非线性规划问题，采用Matlab自带非线性规划问题求解器进行计算，约束条件设定为式(17)给出的平衡条件。通过求解得到俯仰角幅值限定在20°附近，具体求解过程这里不再赘述；
设计俯仰姿态自动驾驶仪实现对式(8)给出的俯仰角指令跟踪，设计方法采用基本的比例-微分(PD)控制，具体的设计过程在这里不再给出。
飞行器高度控制系统相关参数设计如下：
表1高度控制系统参数设计
本实施例中采用经典的过载控制方案作为对比：在外回路设计中根据高度偏差给出过载指令，内回路采用的过载自动驾驶仪进行跟踪，从而实现飞行器收敛到期望高度。过载自动驾驶仪采用经典控制理论进行设计，过载控制方案中涉及的相关参数经过反复调整确定，确保高度控制系统的性能满足实际要求，具体的设计过程在此忽略。
飞行器的速度为145m/s，初始在H1＝1000m的高度上平飞，调整后的高度H2分别为1050m、1300m和3000m。仿真时间设为100s。采用本发明设计的基于扰动估计补偿LOS制导律的飞行器高度控制方法和采用经典的过载控制方法仿真结果对比分析如下：
图4a-图4f中给出了不同调整高度下采用经典的过载控制法和本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法对应的仿真结果。由高度变化曲线知，上述两种方法均实现飞行器从初始飞行高度H1调整到期望飞行高度H2。高度调整稳态误差总结于下表：
表2高度控制误差
由表2知，采用本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法高度控制误差小于采用经典的过载控制法得到的结果。根据图4a、图4c、图4e看出，采用经典的过载控制法，飞行器能够快速调整高度，这是因为在该方法中，基于高度偏差得到过载指令，由内回路设计的过载自动驾驶仪实现跟踪。因此，高度偏差越大，转换的过载指令越大，高度调整速度越快。但是，上述方法在实际应用中有一定的局限性。根据图4b、图4d、图4f中给出的飞行器高度调整过程中的俯仰角曲线看出，采用经典的过载控制法对应的俯仰角在初期会出现明显的振荡现象，而且初始高度偏差越大，出现的振荡越明显。采用本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法则能够很好地抑制俯仰角振荡，整个高度调整过程俯仰角稳定变化，且不受高度偏差大小的影响。
对于大范围高度调整的情况(如本实施例中高度调整范围为1000m)，采用经典过载控制法飞行器在初期会产生较大过载指令，对于飞行器过载自动驾驶仪的设计具有较大的设计难度，且容易在爬升过程中出现俯仰振荡现象；在实际飞行任务中，对于需要大范围调整高度的情况，飞行器在初期按照一定的俯仰角爬升，在接近期望高度时逐渐转平，即实现。本发明设计的基于扰动补偿的LOS制导法符合上述设计思想，由图3中高度调整范围为1000m的结果知，飞行器在初期按照20°俯仰角爬升，在距离期望高度大约200m处开始转平，并在期望高度处实现平飞。因此，对于范围高度调整问题，采用本发明提出的方法更符合工程应用的需求。
实施例2：自动转平策略对比
本实施例以飞行器转平策略为例说明本发明提出的方法在飞行器转平策略设计方面的应用。飞行器的初始速度为145m/s，初始高度为1000m，在爬升段以20°俯仰角进行爬升，最终实现在2000m高度上转平。
作为对比，本实施例中采用方案弹道实现飞行器的爬升和转平。飞行器俯仰角指令θc设计为随高度线性变化的形式。内回路采用姿态自动驾驶仪实现跟踪，具体设计过程这里不再赘述。
其中，θclimb＝20°表示爬升俯仰角；Hturn表示飞行器开始转平高度，其数值会影响飞行器转平收敛速度，本例中取Hturn＝1500m；θzp为转平角，其数值会影响飞行器转平后的平飞高度；H2表示飞行器期望高度，本例中取H2＝2000m；
图5a和图5b中给出了采用式(19)给出的方案弹道以及本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法的仿真结果对比。在方案弹道设计中，俯仰角指令设计为高度的线性函数，由飞行器姿态自动驾驶仪跟踪实现飞行器的高度控制。由于姿态自动驾驶仪跟踪俯仰角指令存在一定的滞后性和稳态跟踪误差，在该方案中参数θcruise会影响飞行器转平后的飞行高度。
在图5a和图5b给出的飞行器高度变化曲线中看出，θcruise的数值越大，飞行器转平过程越慢，因而飞行器转平后飞行高度越高。为了实现飞行器在给定的高度(本算例中为2000m)转平，θcruise的数值需要进行调整(θcruise取值为2.2°时，转平高度为2002m)。采用本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法则不需要设计特定的参数，飞行器能够在给定的期望高度上实现转平，因此与方案弹道法相比避免了参数调整的过程，具有工程应用简单、靠的优势。
图6a和图6c中分别给出了方案弹道法中开始转平高度Hturn和基于扰动补偿的LOS制导法中的前向距离Δ对飞行器转平速率的影响。方案弹道法中，θcruise取2.2°，参数Hturn分别取1000m、1500m、1800m和1900m；基于扰动补偿的LOS制导法中，前向距离Δ分别取500m、1000m和1500m。
由图6b和图6d中的仿真结果知，调节参数Hturn和Δ会影响飞行器的转平速率。对于方案弹道法中，参数Hturn越大，飞行器越晚开始转平，转平速率越快；对于基于扰动补偿的LOS制导法，参数Δ越大，飞行器转平速率越慢。因此，上述两种算法均能够通过改变设计参数达到调整转平速率的目的。
综合上述分析，对于大范围高度调整问题，与传统的方案弹道法相比，本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法在设计中不需要考虑转平俯仰角θcruise的设计问题，就能够实现飞行器在给定的期望高度上转平；此外，通过设计参数Δ来调整飞行器转平过程的快慢。
实施例3：扰动抑制对比
飞行器在实际飞行过程中能受到风场的影响，难于准备在期望高度上保持平飞。在本实施例中将重点考虑飞行器在风场干扰的影响下高度控制问题。飞行器的速度为145m/s，初始在H1＝1000m的高度上平飞，调整后的高度H2分别为1300m。仿真时间设为100s。分别考虑有风和无风两种情况，风场为迎头风，风速在飞行器本体坐标系的分量为Vwx＝-10m/s、Vwy＝-5m/s、Vwz＝0m/s。
图7a-图7b给出了无风情况下飞行器采用过载控制法、LOS制导法以及基于扰动补偿的LOS制导法实现高度调整的仿真结果。由图6a-图6b中结果看出，若不采用扰动补偿，单纯采用式(5)给出的标准的LOS制导律，飞行器高度控制存在稳态误差。采用过载控制法能够通过设计合理的参数实现飞行器收敛到期望高度上，但根据调整过程中的俯仰角仿真结果，俯仰角会产生振荡。采用本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法能够使得飞行器平稳过渡到期望高度上，稳态误差保持在合理范围内。
图8a-图8b为有风情况下的飞行器高度调整仿真结果。在考虑风场的时，风速会影响飞行器攻角的大小，进而影响飞行器受到的气动力和气动力矩，对于飞行器的高度控制会产生较大的影响。从图中结果看出，采用(5)给出的标准的LOS制导律，飞行器实际高度与期望高度存在一定的误差，高度控制精度较差；采用过载控制法能够有效抑制风场干扰的影响，飞行器最终收敛到期望高度，但是控制过程中飞行器俯仰角会产生较大的振荡。与图7a-图7b中给出的无风情况下的仿真结果相比，采用过载控制法在有风情况下会加剧俯仰角的振荡，对飞行器转平过程的运动产生影响。采用本发明提出的基于扰动补偿的LOS制导法，能够有效估计并补偿由于风场扰动产生的对飞行器攻角的影响，飞行器能够准确收敛到期望高度，且收敛过程俯仰角平稳变化。
本发明提出的飞行器高度控制系统设计方法，适用于飞行器在爬升段、巡航段以及滑翔段等多飞行阶段的高度调整，在设计方法层面具有一定的通用性，简化飞行器不同飞行阶段的高度控制系统设计；同时，在设计中引入扰动观测器，对外界干扰进行估计，并在制导律设计中补偿，提高设计的高度控制系统的抗干扰能力；方法中形成的姿态角指令所需的飞行器高度信息、速度信息以及姿态信息均通过机载传感器得到，在飞控模块易于编程实现，具有较好的工程实用性。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。
Claims (3)
1.一种基于扰动估计补偿LOS制导律的飞行器高度控制方法，包括以下步骤：
根据飞行器传感器测量得到的当前高度y和期望飞行高度yc，确定高度偏差ye；
基于LOS制导律，根据高度偏差ye设计飞行器俯仰角指令θc；
设计扰动观测器，估计攻角α的影响，得到攻角估计值
根据所述攻角估计值设计所述飞行器俯仰角指令的补偿项αy；
根据飞行器的性能，对俯仰角指令进行限幅处理；
若攻角α不为零，所述飞行器俯仰角指令补偿项设计如下：
其中，θc为飞行器俯仰角指令，Δ为前向距离，αy为补偿设计项；
所述设计扰动观测器进一步包括：
将攻角α看作扰动项，设计扰动观测器进行估计如下式：
其中，ξ为观测器内部状态变量；为攻角α的估计值；k为观测器增益；P(ye)＝k(ye-ye0)为高度偏差ye的设计函数，ye0＝ye|t＝0表示ye的初值，V表示飞行器总速度，θ为俯仰角；
假设飞行器姿态控制回路能够准确跟踪俯仰角指令，所述飞行器俯仰角指令的设计补偿项αy为：
2.根据权利要求1所述方法的控制系统，其特征在于，包括：扰动观测器，制导回路和控制回路。
3.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，
所述扰动观测器，估计攻角影响；所述制导回路，根据高度偏差，基于扰动估计补偿LOS制导律给出俯仰角指令；所述控制回路，包括飞行运动模型，俯仰姿态控制器。
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