CN115328185A - 一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，属于飞行控制技术领域，解决了现有技术中没有针对飞行器非线性非定常气动载荷的补偿系统，存在无法自动修复飞行器的非线性非定常气动载荷、飞行稳定性和控制精度差等问题。通过输出飞行器在非线性非定常气动载荷下的实际姿态角和实际角速度，利用外反馈回路，对期望姿态角和实际姿态角进行处理，获得参考角速度；利用内反馈回路，对实际角速度和参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值，并输出补偿控制指令，对非线性非定常气动载荷进行修正。实现了针对飞行器对非线性非定常气动载荷的修正，提升飞行器的飞行稳定性和控制精度。

Description

一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统

技术领域

本发明涉及飞行控制技术领域，尤其涉及一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统。

背景技术

飞行器结构损伤会引起气动参数变化，进而影响系统的静稳定性和控制精度。飞行器在大迎角区域做机动时，气动力具有明显的非线性和非定常性，对正常式布局飞行器，气流以大迎角流过飞行器头部和具有大后掠角的边条翼时会产生旋涡绕流结构，机翼上的气流则从表面发生分离，旋涡区和分离区气流的相互作用，产生了很大的非线性非定常空气动力载荷，即摄动。进而影响飞行器的静稳定性和控制精度。

现有技术主要针对飞行器无非线性非定常气动载荷条件下的标称控制技术，或一般动态系统、流程控制系统的摄动补偿技术进行研究。例如，现存前沿飞行操纵系统提出了解决经典控制论问题的方案，针对大包线、全空域、全速域、急转弯等严格需求工况，科学家们设计了自适应动态逆系统，加入被观测器估计得到的状态和输入参数以抵消实际系统的不确定状态和输入，还加入了根据期望指令实时改变比例控制参数的自适应律，使算法结构简单且适应各种高机动模式；针对偏航舵、升降舵、副翼等机械舵面输入饱和问题，工程师提出了额外调控系统，用B样条逼近突变饱和的式子，再用方向控制推进装置即喷工质舵调节器建立硬件结构舵操纵回路里的虚飞控算子，使机械舵在舵偏角很小的情况下依然能实现高机动姿控；针对干扰条件下的鲁棒稳定问题，科学家设计了估计算法有源自动修复的想法，制造额外的估计回路和算法，对大幅值低频连续特征或小幅值高频离散特征的多干扰采取平行估计策略，继而让多个干扰观测值导进综控机重构操控软件，抵消干扰危害，实时自愈合飞行器。然而，上述系统都没考虑参数摄动情况，更没有针对飞行器非线性非定常气动载荷设计专门的补偿系统。现有摄动补偿控制算法则更多聚焦于通用动态系统。例如，采用博弈论思想解决互联系统摄动补偿问题；采用分段李雅普诺夫系统证明带摄动的分段线性系统的全局稳定性；用摄动与输入函数的位置关系将摄动划分为乘性摄动和加性摄动，并用经典鲁棒系统直接被动修复加性摄动；针对多输入多输出系统中的单通道摄动，用另一无摄动通道错位补偿单摄动对整体系统的影响，这些都是理论上常见的补偿系统。而现有针对工业工程现场偏应用的补偿系统也很多，例如，针对磨矿机执行机构摄动，为保障矿物颗粒粒径分布吻合期望随机分布函数，须首先建立非高斯随机分布系统和摄动模型，进而设计随机容错控制器修复执行器故障。

综上，目前的现有技术中没有针对飞行器非线性非定常气动载荷的补偿系统，存在无法自动修复飞行器的非线性非定常气动载荷、飞行稳定性和控制精度差等缺陷。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，用以解决现有技术中没有针对飞行器非线性非定常气动载荷的补偿系统，存在无法自动修复飞行器的非线性非定常气动载荷、飞行稳定性和控制精度差的问题。

本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

本发明实施例提供了一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，包括：

飞行器模型和内、外双反馈回路；其中，

所述飞行器模型，用于在非线性非定常气动载荷下，输出实际姿态角和实际角速度；

所述外反馈回路，用于对期望姿态角和所述实际姿态角进行处理，获得参考角速度；

所述内反馈回路，用于对所述实际角速度和参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值，并输出补偿控制指令，对非线性非定常气动载荷进行修正。

基于上述方法的进一步改进，所述外反馈回路包括外回路指令滤波器和外回路反步控制器；

所述外回路指令滤波器，用于对期望姿态角进行滤波；

所述外回路反步控制器，用于对所述实际姿态角和滤波后的期望姿态角进行处理，获得参考角速度。

基于上述方法的进一步改进，所述内反馈回路包括内回路指令滤波器、自适应控制器和内回路反步控制器；

所述内回路指令滤波器，用于对所述参考角速度进行滤波；

所述自适应控制器，用于对所述实际角速度和滤波后的参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值；

所述内回路反步控制器，用于基于所述实际角速度、滤波后的参考角速度和所述非线性非定常气动载荷的估计值，将自身重构为自适应摄动补偿控制器，并输出补偿控制指令，对非线性非定常气动载荷进行修正。

基于上述方法的进一步改进，所述飞行器模型，描述为：

其中，输入变量u＝[δ_a,δ_e,δ_r,δ_y,δ_z]^T，δ_a表示副翼控制输入，δ_e表示升降舵控制输入，δ_r表示方向舵控制输入，δ_y表示横侧向推力矢量输入，δ_z表示纵向推理矢量输入；外回路状态变量x₁＝[α β φ]^T，α表示迎角，β表示偏航角，φ表示滚转角；内回路状态变量x₂＝[p q r]^T，p表示俯仰角速度，q表示偏航角速度，r表示滚转角速度；

中的各元素均为气动参数，δC_lβ是横滚静稳定性导数，δC_m是纵向静稳定性导数，

是纵向过失速导数，δC_nβ是航向静稳定性导数；

f₂的表达式如下所示：

其中，f_p(·)、f_q(·)和f_r(·)分别表示俯仰通道、偏航通道和滚转通道的非线性状态函数，记x₀,y₀,z₀分别为飞机质心在地轴系三个坐标轴的投影，则I₁₁,I₂₂,I₃₃分别表示机身绕x₀轴的转动惯量、机身绕y₀轴的转动惯量和机身绕z₀轴的转动惯量，I₁₃表示机身在x₀-z₀轴上的惯性积，

分别为俯仰气动力矩、偏航气动力矩和滚转气动力矩；

G₁和G₂为控制效率分配矩阵；

为气动和结构复合参数矩阵；

角速率通道气动参数摄动模型，表示为：

θ₂＝θ_2,0+Δθ₂

上式中各项均为参数向量，各参数向量中的各元素表达式如下所示：

其中，带下标r的气动系数为飞机的静态气动参数，方程组等号左侧为整体气动参数，κ_i,i＝1,2,3,4,5是气动参数摄动系数，当摄动为0时，气动参数摄动系数值为0；当摄动不为0时，满足1≤|κ_i|≤10，整体气动参数为静态气动参数与摄动系数的和。

基于上述方法的进一步改进，所述外回路指令滤波器和内回路指令滤波器，包括：

所述外回路指令滤波器为第1级滤波器，所述内回路指令滤波器为第2级滤波器，即i＝1,2；第i级滤波器的形式如下：

其中，ω_ic为第i级滤波器频率，

为第i级滤波器阻尼比，二者均为率变频器待选定的参数，x_id为第i级滤波前的期望状态变量，z_i1和z_i2的初值选取为z_i1(0)＝x_id(0)；

滤波后的期望状态变量，满足：

其中，x_ic为滤波后的期望状态变量。

基于上述方法的进一步改进，所述外回路指令滤波器，用于对期望姿态角进行滤波，包括：

所述外回路指令滤波器，用于对滤波前的期望姿态角x_1d进行滤波处理，获得滤波后的飞行器的期望姿态角x_1c。

基于上述方法的进一步改进，所述外回路反步控制器，用于对所述实际姿态角和滤波后的期望姿态角进行处理，获得参考角速度，包括：

将经外回路指令滤波后的期望姿态角x_1c，与实际姿态角x₁做差，得到姿态角误差e₁＝x₁-x_1c；

对姿态角误差和滤波后的期望姿态角的导数，按照如下方式进行反步动态逆控制处理，获得参考角速度x_2d，即第2级滤波前的期望状态变量：

其中，k₁＞0为外回路比例控制参数。

基于上述方法的进一步改进，所述内回路指令滤波器，用于对所述参考角速度进行滤波，包括：

所述内回路指令滤波器，用于对参考角速度x_2d，即第2级滤波前的期望状态变量，进行第2级指令滤波处理，即内回路指令滤波处理，处理后，获得滤波后的参考角速度x_2c，即内回路状态变量滤波后的期望值。

基于上述方法的进一步改进，所述自适应控制器，用于对所述实际角速度和滤波后的参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值，包括：

将实际角速度与滤波后的参考角速度做差，得到角速度误差e₂＝x₂-x_2c；

通过以下方式，获得非线性非定常气动载荷估计值的导数：

其中，Γ₂是自适应学习率，υ₂为跟踪补偿误差，且满足υ₂＝e₂；

对非线性非定常气动载荷估计值的导数进行积分，获得非线性非定常气动载荷估计值

基于上述方法的进一步改进，所述内回路反步控制器，用于基于所述实际角速度、滤波后的参考角速度和所述非线性非定常气动载荷的估计值，将自身重构为自适应摄动补偿控制器，并输出补偿控制指令，对非线性非定常气动载荷进行修正，包括：

所述内回路反步控制器，对非线性非定常气动载荷的估计值、角速度误差和滤波后的参考角速度的导数进行处理，将自身重构为自适应摄动补偿控制器：

其中，k₂为比例控制参数；u为补偿控制指令，即控制输出，表示控制器期望控制输入产生的舵面偏转角；

所述自适应摄动补偿控制器，发出补偿控制指令，对飞行器进行自适应摄动补偿控制，完成对所述非线性非定常气动载荷的修复。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

1、本发明提供了一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，使得飞行器在飞行中即使出现非线性非定常气动载荷也能保持稳定。

2、本发明在公开一个自适应摄动补偿控制器的同时，也提供了一个自适应控制器，该自适应控制器估计得到的准确摄动信息不仅有助于修复摄动，也有助于驾驶员基于复杂多元任务做综合决策。

3、本发明是在标称动态逆控制的基础上设计的自适应补偿控制算法，具有动态逆控制的优点，即能解决非线性问题、结构简单易实现、可靠性高等，为剩余通道设计其它复杂控制器预留了设计空间。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为为本发明实施例中控制系统的架构图。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

本实施例公开了一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，如图1所示，包括飞行器模型和内、外双反馈回路；其中，

所述飞行器模型，用于在非线性非定常气动载荷下，输出飞行器的实际姿态角和实际角速度；

所述外反馈回路，用于基于期望姿态角和所述实际姿态角进行处理，获得参考角速度；

所述内反馈回路，用于对所述实际角速度和参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值，并输出相应的补偿控制指令至飞行器，对非线性非定常气动载荷进行修正。

具体来说，所述飞行器模型，表示为：

其中，输入变量u＝[δ_a,δ_e,δ_r,δ_y,δ_z]^T，δ_a表示副翼控制输入，δ_e表示升降舵控制输入，δ_r表示方向舵控制输入，δ_y表示横侧向推力矢量输入，δ_z表示纵向推理矢量输入；外回路状态变量x₁＝[α β φ]^T，α表示迎角，β表示偏航角，φ表示滚转角；内回路状态变量x₂＝[p q r]^T，p表示俯仰角速度，q表示偏航角速度，r表示滚转角速度；

中的各元素均为气动参数，δC_lβ是横滚静稳定性导数，δC_m是纵向静稳定性导数，

是纵向过失速导数，δC_nβ是航向静稳定性导数。

f₂的表达式如下所示：

其中，f_p(·)、f_q(·)和f_r(·)分别表示俯仰通道、偏航通道和滚转通道的非线性状态函数，设x₀,y₀,z₀分别为飞行器质心在地轴系三个坐标轴的投影，则I₁₁,I₂₂,I₃₃分别表示机身绕x₀轴的转动惯量、机身绕y₀轴的转动惯量和机身绕z₀轴的转动惯量，I₁₃表示机身在x₀-z₀轴上的惯性积，

分别为俯仰气动力矩、偏航气动力矩和滚转气动力矩。

G₁、G₂和

的表达式如下所示：

其中，G₁和G₂为控制效率分配矩阵，

表示副翼在俯仰通道的控制分配系数，

表示方向舵在俯仰通道的控制分配系数，

表示推力矢量横侧向舵在俯仰通道的控制分配系数，

表示升降舵在偏航通道的控制分配系数，

表示推力矢量纵向舵在偏航通道的控制分配系数，

表示副翼在滚转通道的控制分配系数，

表示方向舵在滚转通道的控制分配系数，

表示推力矢量横侧向舵在滚转通道的控制分配系数；

为气动和结构复合参数矩阵；其中，c₃，c₄，c₇和c₉是气动常数，q_d是动压，b是翼展，S是参考机翼面积，c是平均气动弦长，

中的物理量均通过风洞实验测定。

角速率通道气动参数摄动模型，表示为：

上式中各项均为参数向量，各参数向量中的各元素表达式如下所示：

其中，带下标r的气动系数为飞行器的静态气动参数，方程组等号左侧为整体气动参数，κ_i,i＝1,2,3,4,5是气动参数摄动系数，当摄动为0时，气动参数摄动系数值为0，则静态气动参数与整体气动参数相等；当摄动不为0时，满足1≤|κ_i|≤10，整体气动参数为静态气动参数与摄动系数的和。

采用这种形式的气动参数摄动，主要出于两方面的考虑。其一是为了模仿大迎角下的气动参数的迟滞效应。飞行器气动参数的迟滞效应要是受到迎角的角速度

的影响，

的值越大，流场的迟滞效应也就越明显。而飞行器的迟滞效应主要在大迎角状态下发生，迎角α的大小对于迟滞环的大小也有显著的影响。所以在考虑迟滞环的大小时，用

来对气动参数进行修正。

另外一个考虑就是检验控制系统的鲁棒性。由于飞行器在大迎角飞行时，特别是在进行过失速机动时，流场非常复杂，要非常准确的获得飞行器的气动参数几乎不可能，所以气动参数误差的存在是难免的，而且有时候还非常大。而飞行器的控制律是基于试飞(或风洞实验)得到的气动参数而设计的，所以要使控制系统可用的条件就是飞行器控制系统具有较好的鲁棒性。所以在控制律设计时使用静态的气动参数，而在计算飞行器机动过程中的气动力和力矩时，利用

对其进行修正。

所述外反馈回路包括外回路指令滤波器和外回路反步控制器；

所述外回路指令滤波器，用于对期望姿态角进行滤波；

所述外回路反步控制器，用于对所述实际姿态角和滤波后的期望姿态角进行处理，获得参考角速度。

所述内反馈回路包括内回路指令滤波器、自适应控制器和内回路反步控制器；

所述内回路指令滤波器，用于对所述参考角速度进行滤波；

所述自适应控制器，用于对所述实际角速度和滤波后的参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值；

所述内回路反步控制器，用于基于所述实际角速度、滤波后的参考角速度和所述非线性非定常气动载荷的估计值，将自身重构为自适应摄动补偿控制器，并输出相应的补偿控制指令，对非线性非定常气动载荷进行修正。

所述飞行器模型输出外回路反馈，得到飞行器的实际姿态角，即外回路状态变量x₁＝[α β φ]^T。

所述外回路指令滤波器，以滤波前的期望姿态角为输入，输出滤波后的期望姿态角。

如图1所示，所述外回路指令滤波器为第1级滤波器，所述内回路指令滤波器为第2级滤波器；第i级滤波器的形式如下，i＝1,2：

其中，ω_ic为第i级滤波器频率，

为第i级滤波器阻尼比，二者均为率变频器待选定的参数，x_id为第i级滤波前的期望状态变量，z_i1和z_i2表示第i级滤波器状态变量，初值选取为z_i1(0)＝x_id(0)。

滤波后的期望状态变量，满足：

其中，x_ic为第i级滤波器滤波后的期望状态变量。

此处的二阶指令滤波器，将经典的自适应反步控制中对中间信号的求导替换为求解二阶指令滤波器的状态变量，避免了对复杂运动学方程进行求导和微分爆炸，减小了计算量。

具体来说，所述外回路指令滤波器，用于对滤波前的期望姿态角x_1d进行滤波处理，获得滤波后的飞行器的期望姿态角x_1c。

x_1c是经外回路指令滤波后的期望姿态角，x₁是实际姿态角，则姿态角误差e₁＝x₁-x_1c。

具体来说，所述外回路反步控制器，用于对姿态角误差和滤波后的期望姿态角的导数，按照如下方式进行反步动态逆控制处理，获得参考角速度x_2d，即第2级滤波前的期望状态变量：

其中，k₁＞0为外回路比例控制参数。

所述飞行器模型输出内回路反馈，得到飞行器的实际角速度，即内回路状态变量x₂＝[p q r]^T。

具体来说，所述内回路指令滤波器，用于对参考角速度x_2d，即第2级滤波前的期望状态变量，进行第2级指令滤波处理，即内回路指令滤波处理，处理后，获得滤波后的参考角速度x_2c，即内回路状态变量滤波后的期望值。

将实际角速度与滤波后的参考角速度做差，得到角速度误差e₂＝x₂-x_2c。

需要说明的是，对非线性非定常气动载荷进行自适应估计，需要利用跟踪补偿误差，而跟踪补偿误差即角速度误差：

υ₂＝e₂

其中，υ₂为跟踪补偿误差。

具体来说，所述自适应控制器，用于通过以下方式，获得非线性非定常气动载荷估计值的导数：

其中，Γ₂是自适应学习率。

对非线性非定常气动载荷估计值的导数进行积分，获得非线性非定常气动载荷估计值

具体来说，所述内回路反步控制器，用于对非线性非定常气动载荷的估计值、角速度误差和滤波后的参考角速度的导数进行处理，将自身重构为自适应摄动补偿控制器：

其中，k₂为比例控制参数；u为补偿控制指令，即控制输出，表示控制器期望控制输入产生的舵面偏转角。

所述自适应摄动补偿控制器，用于发出相应的补偿控制指令，对飞行器进行自适应摄动补偿控制，完成对所述非线性非定常气动载荷的修复。

本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，包括飞行器模型和内、外反馈回路；其中，

所述飞行器模型，用于在非线性非定常气动载荷下，输出飞行器的实际姿态角和实际角速度；

所述外反馈回路，用于基于期望姿态角和所述实际姿态角进行处理，获得参考角速度；

所述内反馈回路，用于对所述实际角速度和参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值，并输出相应的补偿控制指令至飞行器，对非线性非定常气动载荷进行修正。

2.根据权利要求1所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述外反馈回路包括外回路指令滤波器和外回路反步控制器；

所述外回路指令滤波器，用于对期望姿态角进行滤波；

所述外回路反步控制器，用于对所述实际姿态角和滤波后的期望姿态角进行处理，获得参考角速度。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述内反馈回路包括内回路指令滤波器、自适应控制器和内回路反步控制器；

所述内回路指令滤波器，用于对所述参考角速度进行滤波；

所述自适应控制器，用于对所述实际角速度和滤波后的参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值；

所述内回路反步控制器，用于基于所述实际角速度、滤波后的参考角速度和所述非线性非定常气动载荷的估计值，将自身重构为自适应摄动补偿控制器，输出相应的补偿控制指令。

4.根据权利要求3所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述飞行器模型，描述为：

其中，输入变量u＝[δ_a,δ_e,δ_r,δ_y,δ_z]^T，δ_a表示副翼控制输入，δ_e表示升降舵控制输入，δ_r表示方向舵控制输入，δ_y表示横侧向推力矢量输入，δ_z表示纵向推理矢量输入；外回路状态变量x₁＝[α β φ]^T，α表示迎角，β表示偏航角，φ表示滚转角；内回路状态变量x₂＝[p q r]^T，p表示俯仰角速度，q表示偏航角速度，r表示滚转角速度；

中的各元素均为气动参数，δC_lβ是横滚静稳定性导数，δC_m是纵向静稳定性导数，

是纵向过失速导数，δC_nβ是航向静稳定性导数；

f₂的表达式如下所示：

其中，f_p(·)、f_q(·)和f_r(·)分别表示俯仰通道、偏航通道和滚转通道的非线性状态函数，记x₀,y₀,z₀分别为飞机质心在地轴系三个坐标轴的投影，则I₁₁,I₂₂,I₃₃分别表示机身绕x₀轴的转动惯量、机身绕y₀轴的转动惯量和机身绕z₀轴的转动惯量，I₁₃表示机身在x₀-z₀轴上的惯性积，

分别为俯仰气动力矩、偏航气动力矩和滚转气动力矩；

G₁和G₂为控制效率分配矩阵；

为气动和结构复合参数矩阵；

角速率通道气动参数摄动模型，表示为：

θ₂＝θ_2,0+Δθ₂

上式中各项均为参数向量，各参数向量中的各元素表达式如下所示：

其中，带下标r的气动系数为飞机的静态气动参数，方程组等号左侧为整体气动参数，κ_i,i＝1,2,3,4,5是气动参数摄动系数，当摄动为0时，气动参数摄动系数值为0；当摄动不为0时，满足1≤|κ_i|≤10，整体气动参数为静态气动参数与摄动系数的和。

5.根据权利要求4所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述外回路指令滤波器为第1级滤波器，所述内回路指令滤波器为第2级滤波器，第i级滤波器的形式如下，i＝1,2：

其中，ω_ic为第i级滤波器频率，

为第i级滤波器阻尼比，二者均为率变频器待选定的参数，x_id为第i级滤波前的期望状态变量，z_i1和z_i2表示第i级滤波器状态变量，初值选取为z_i1(0)＝x_id(0)；

滤波后的期望状态变量，满足：

其中，x_ic为第i级滤波器滤波后的期望状态变量。

6.根据权利要求5所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述外回路指令滤波器，用于对期望姿态角进行滤波，包括：

所述外回路指令滤波器，用于对滤波前的期望姿态角x_1d进行滤波处理，获得滤波后的飞行器的期望姿态角x_1c。

7.根据权利要求6所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述外回路反步控制器，用于对所述实际姿态角和滤波后的期望姿态角进行处理，获得参考角速度，包括：

将经外回路指令滤波后的期望姿态角x_1c，与实际姿态角x₁做差，得到姿态角误差e₁＝x₁-x_1c；

对姿态角误差和滤波后的期望姿态角的导数，按照如下方式进行反步动态逆控制处理，获得参考角速度x_2d，即第2级滤波前的期望状态变量：

其中，k₁＞0为外回路比例控制参数。

8.根据权利要求7所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述内回路指令滤波器，用于对所述参考角速度进行滤波，包括：

所述内回路指令滤波器，用于对参考角速度x_2d，即第2级滤波前的期望状态变量，进行第2级指令滤波处理，即内回路指令滤波处理，处理后，获得滤波后的参考角速度x_2c，即内回路状态变量滤波后的期望值。

9.根据权利要求8所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述自适应控制器，用于对所述实际角速度和滤波后的参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值，包括：

将实际角速度与滤波后的参考角速度做差，得到角速度误差e₂＝x₂-x_2c；

通过以下方式，获得非线性非定常气动载荷估计值的导数：

其中，Γ₂是自适应学习率，υ₂为跟踪补偿误差，且满足υ₂＝e₂；

对非线性非定常气动载荷估计值的导数进行积分，获得非线性非定常气动载荷估计值

10.根据权利要求9所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述内回路反步控制器，用于基于所述实际角速度、滤波后的参考角速度和所述非线性非定常气动载荷的估计值，将自身重构为自适应摄动补偿控制器，并输出补偿控制指令，对非线性非定常气动载荷进行修正，包括：

所述内回路反步控制器，对非线性非定常气动载荷的估计值、角速度误差和滤波后的参考角速度的导数进行处理，将自身重构为自适应摄动补偿控制器：

其中，k₂为比例控制参数；u为补偿控制指令，即控制输出，表示控制器期望控制输入产生的舵面偏转角；

所述自适应摄动补偿控制器，发出补偿控制指令，对飞行器进行自适应摄动补偿控制，完成对所述非线性非定常气动载荷的修复。

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