一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法和装置与流程

本申请涉及飞行器控制技术领域，具体而言，涉及一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法和装置。

背景技术：

近年来，无人飞行器的发展受到了社会的持续关注，无人飞行器具有机动灵活、体积小、维护简单等优点，在民用和军事领域都具有广泛的应用。三自由度飞行器的系统结构简单，具有非线性、欠驱动等特点，可以实现对无人飞行器较为真实的模拟，是实现无人飞行器控制律设计的理想的实验平台。由于三自由度飞行器动态模型的不确定性，其控制系统设计具有挑战。在三自由度飞行器模型中存在参数不确定，三自由度飞行器是具有强轴间耦合的非线性系统；此外，其飞行性能也会受到诸如阵风等外界干扰的影响。

技术实现要素：

有鉴于此，本申请的目的在于提供一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法和装置，用于解决现有技术中为飞行器飞行过程中不稳定问题。

第一方面，本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法，该方法包括：

根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和俯仰观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的俯仰控制输入信号；

根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和滚转观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的滚转控制输入信号；

根据所述俯仰控制输入信号和所述滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。

可选地，根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，包括：

计算俯仰信号与俯仰参考信号的差，并将该差值作为俯仰角误差；

基于所述俯仰角误差、俯仰参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定俯仰角速度误差的估计值；

基于所述俯仰角误差和所述俯仰角速度误差的估计值，确定所述俯仰标称控制信号。

可选地，根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒信号，包括：

根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量，以及预设的俯仰标称控制参数，确定俯仰鲁棒补偿频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述俯仰鲁棒补偿频域信号进行处理，得到所述俯仰鲁棒补偿信号。

可选地，根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和滚转观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，包括：

计算滚转信号与滚转参考信号的差，并将该差值作为滚转角误差；

基于所述滚转角误差、滚转参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定滚转角速度误差的估计值；

基于所述滚转角误差和所述滚转角速度误差的估计值，确定所述滚转标称控制信号。

可选地，根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒信号，包括：

根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量，以及预设的滚转标称控制参数，确定滚转鲁棒频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述滚转鲁棒频域信号进行处理，得到所述滚转鲁棒信号。

第二方面，本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制装置，该装置包括：

第一处理模块，根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和俯仰观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的俯仰控制输入信号；

第二处理模块，根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和滚转观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的滚转控制输入信号；

第三处理模块，用于根据所述俯仰控制输入信号和所述滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。

可选地，所述第一处理模块具体用于：

计算俯仰信号与俯仰参考信号的，差并将该差值作为俯仰角误差；

基于所述俯仰角误差、俯仰参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定俯仰角速度误差的估计值；

基于所述俯仰角误差和所述俯仰角速度误差的估计值，确定所述俯仰标称控制信号。

可选地，所述第一处理模块具体用于：

根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量，以及预设的俯仰标称控制参数，确定俯仰鲁棒频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述俯仰鲁棒频域信号进行处理，得到所述俯仰鲁棒信号。

可选地，所述第二处理模块具体用于：

计算滚转信号与滚转参考信号的差，并将该差值作为滚转角误差；

基于所述滚转角误差、滚转参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定滚转角速度误差的估计值；

基于所述滚转角误差和所述滚转角速度误差的估计值，确定所述滚转标称控制信号。

可选地，所述第二处理模块具体用于：

根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量，以及预设的滚转标称控制参数，确定滚转鲁棒频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述滚转鲁棒频域信号进行处理，得到所述滚转鲁棒信号。

根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的俯仰控制输入信号；根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的滚转控制输入信号；通过对俯仰和滚转信号分别处理，实现解耦，提高了飞行器的动态和稳态跟踪性，易于实现并应用。通过鲁棒补偿抑制飞行器中存在的多种不确定性的影响。同时，也避免了获取并对飞行器的角速度进行处理的步骤，使得对飞行器的控制更加稳定。

为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本申请实施例涉及的一种无人飞行器的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法的流程示意图；

图3为本申请实施例提供的一种无人飞行器中信号控制流向的示意图；

图4为本申请实施例提供的一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制装置的结构示意图；

图5A-B分别为本申请实施例一中提供的一种俯仰角的响应效果图和滚转角的响应效果图；

图6A-B分别为本申请实施例提供的一种俯仰角的跟踪误差效果图和滚转角的跟踪误差效果图；

图7A-B分别为本申请实施例二提供的一种俯仰角的响应效果图和滚转角的响应效果图；

图8A-B分别为本申请实施例三提供的一种俯仰阶跃响应效果图和俯仰稳态误差效果图；

图9A-B分别为本申请实施例三提供的一种滚转阶跃响应效果图和滚转稳态误差效果图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

如图1所示，本申请公开的无人飞行器鲁棒输出姿态控制方法中的信号基于以下模型，俯仰和滚转通道的运动可以用下列方程描述：

其中，q1(t)为飞行器的俯仰角，q2(t)为飞行器的滚转角，uf(t)为飞行器前电机的控制电压，ub(t)为飞行器后电机的控制电压，di(t)(i＝1,2)为飞行器的外部干扰，和均为飞行器参数，飞行器参数(i＝1,2,3)的标称值用ai(i＝1,2,3)表示，飞行器参数的标称值用bi(i＝1,2)表示。

俯仰角和滚转角的动态模型可以改写为：

其中，u1(t)＝uf(t)+ub(t)

u2(t)＝uf(t)-ub(t)

其中，u1(t)为飞行器的俯仰控制输入信号，u2(t)为飞行器的滚转控制输入信号，Δ12(t)为飞行器的俯仰等效扰动量，Δ22(t)为飞行器的滚转等效扰动量，具体形式如下式所示：

其中，d1(t)为俯仰通道的外部干扰；

d2(t)为滚转通道的外部干扰；

假设俯仰参考信号为r1(t)，滚转参考信号为r2(t)，令俯仰状态量x1(t)＝[x11(t) x12(t)]^T，俯仰等效扰动状态量Δ1(t)＝[0 Δ12(t)]^T，滚转状态量为x2(t)＝[x21(t) x22(t)]^T，滚转等效扰动状态量Δ2(t)＝[0 Δ22(t)]^T，那么，俯仰动态模型和滚转动态模型可以描述为以下状态空间形式：

其中，Ai为系统矩阵；Bi为控制矩阵；Ci为输出矩阵；zi(t)为鲁棒补偿器状态量；Δi(t)为等效扰动状态量；xi(t)为姿态角状态量；xi1(t)为姿态角误差；xi2(t)为姿态角误差的微分；yi(t)为输出量；qi(t)为姿态角；ri(t)为期望姿态角；i＝1,2，当i＝1时，为飞行器的俯仰相关参数，当i＝2时，为飞行器的滚转相关参数。

如图2所示，本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制方法，具体步骤如下：

S201，根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和俯仰观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的俯仰控制输入信号；

可选地，根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和俯仰观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，包括：

计算俯仰信号与俯仰参考信号的差，并将该差值作为俯仰角误差；

基于所述俯仰角误差、俯仰参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定俯仰角速度误差的估计值；

基于所述俯仰角误差和所述俯仰角速度误差的估计值，确定所述俯仰标称控制信号。

可选地，根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒信号，包括：

根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量，以及预设的俯仰标称控制参数，确定俯仰鲁棒补偿频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述俯仰鲁棒补偿频域信号进行处理，得到所述俯仰鲁棒补偿信号。

这里，预先设计的俯仰标称控制器根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和俯仰观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，以及预先设计的俯仰鲁棒补偿器根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的俯仰控制输入信号

参考图3，根据图中流程设计控制器，基于最优反馈控制方法和鲁棒输出信号补偿技术，俯仰控制输入由两部分构成：第一俯仰标称控制信号和俯仰鲁棒补偿信号v1(t)，即俯仰控制输入信号u1(t)由下式表示：

其中，u1(t)为飞行器的俯仰控制输入信号，为第一俯仰标称控制信号，v1(t)为俯仰鲁棒补偿信号。

考虑以下标称系统：

y1(t)＝C1x1(t)

其中，x1(t)为俯仰状态量；y1(t)为俯仰鲁棒输出量；u1(t)为俯仰控制输入信号；z1(t)为鲁棒补偿器状态量；

A1为俯仰系统矩阵；

B1为俯仰控制矩阵；

C1为俯仰输出矩阵；

该系统的标称控制输入通过线性二次最优控制(LQR)方法设计，俯仰代价函数J1如下：

其中，σ1是正常数，θ1为非负常数，

θ1决定了输出y1(t)的最小衰减率。定义η1＝diag(θ1,0)，通过对下列Riccati方程求得正定解P1：

其中，η1为关于θ1的对角矩阵；

P1为俯仰Riccati方程的解；

然后，由得到反馈增益K1＝[k11k12]。

其中，K1为俯仰通道的反馈增益矩阵；

俯仰标称控制器可以由下式表示

然而，由于不能直接测量角速度所以重新设计标称控制律

其中，k11为俯仰角反馈增益参数；

k12为俯仰角速度反馈增益参数；

x11(t)为俯仰角误差；

为俯仰角速度误差的估计值；

z1(t)为俯仰鲁棒补偿状态量；

状态是x12(t)的估计值。k11为俯仰角反馈增益参数，k12为俯仰角速度反馈增益参数，z1(t)为俯仰鲁棒补偿器状态量，可以由降阶观测器获得

其中，wx1(t)为俯仰观测器状态，lx1是正常数；

b1为飞行器的第一俯仰标称参数；

a1为飞行器的第二俯仰标称参数；

为记录的第二俯仰标称控制信号；

其中，k11为俯仰角反馈增益参数；k12为俯仰角速度反馈增益参数。

从式(3)和式(a1)可以得到

其中，v1(t)为俯仰鲁棒补偿信号；

Δ12(t)为俯仰等效扰动状态量；

如果定义为可以得到

其中，为俯仰角速度误差x12(t)与俯仰角速度误差的估计值的差值；

定义俯仰误差状态量矩阵

其中，是俯仰系统矩阵。

为飞行器的俯仰输出矩阵；

为飞行器的俯仰控制矩阵；

选择合适的标称控制器参数，使是Hurwitz矩阵。

那么，由式(3)，(4)，(a1)和式(a5)可以得到

其中，为俯仰误差状态量的微分

为俯仰误差状态量；

为俯仰等效干扰；

俯仰等效干扰

拉普拉斯反变换公式：s是拉普拉斯算子，j为虚数单位，σ为常数，x(s)是时间函数x(t)在复频域的表示方式。下文的变量变换均按照此公式转换。

设计俯仰鲁棒补偿器来抑制式(a6)中俯仰等效干扰的影响。定义俯仰传递函数

其中，s是拉普拉斯算子，I为单位矩阵，

为系统矩阵；

为俯仰输入函数；为俯仰输出函数；

的不可约的分数矩阵描述。可以得到输出：

其中，y1(s)为俯仰频域输出量；

v1(s)为俯仰鲁棒频域补偿信号；

为俯仰等效干扰；

那么，俯仰鲁棒补偿频域输入信号v1(s)如下：

其中，F1(s)是俯仰鲁棒补偿器函数，具体形式如下

其中，p1是俯仰补偿器第一参数，f1为的俯仰补偿器第二参数；

如果正常数和f1足够大，并满足鲁棒补偿器将有足够大的带宽，因此可以减少的影响。

可以由式(a6)得到：

推出：

因此，可以得到鲁棒补偿输入v1(s)如下

其中，s是拉普拉斯算子，lx1为正常数，a1为飞行器第一俯仰标称参数，b1为飞行器第二俯仰标称参数，k11为俯仰角反馈增益参数，k12为俯仰角速度反馈增益参数，y1(s)为飞行器的俯仰鲁棒频域输出信号。

俯仰鲁棒频域补偿信号v1(s)经由拉普拉斯反变换公式得到俯仰鲁棒补偿信号v1(t)。

S202，根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和滚转观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的滚转控制输入信号；

可选地，根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和滚转观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，包括：

计算滚转信号与滚转参考信号的差并将该差值作为滚转角误差；

基于所述滚转角误差、滚转参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定滚转角速度误差的估计值；

基于所述滚转角误差和所述滚转角速度误差的估计值，确定所述滚转标称控制信号。

可选地，根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒信号，包括：

根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量，以及预设的滚转标称控制参数，确定滚转鲁棒频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述滚转鲁棒频域信号进行处理，得到所述滚转鲁棒信号。

这里，预先设计的滚转标称控制器根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和滚转观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，以及预先设计的滚转鲁棒补偿器根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的滚转控制输入信号；

参考图3，根据图中流程设计控制器，基于最优反馈控制方法和鲁棒输出信号补偿技术，滚转控制输入由两部分构成：第一滚转标称控制信号和滚转鲁棒补偿输入v2(t)，即滚转控制输入信号u2(t)由下式表示：

其中，u2(t)为飞行器的滚转控制输入信号，为滚转标称控制输入，v2(t)为滚转鲁棒补偿输入信号。

考虑以下标称系统：

y2(t)＝C2x2(t)

其中，x2(t)为滚转状态量；

y2(t)滚转鲁棒输出量；

u2(t)滚转控制输入信号；

z2(t)为鲁棒补偿器状态量；

A2为滚转系统矩阵；

B2为滚转控制矩阵；

C2为滚转输出矩阵；

该系统的标称控制输入通过线性二次最优控制(LQR)方法设计，滚转代价函数J2如下：

其中，J2是正常数，θ2为非负常数，

θ2决定了输出y2(t)的最小衰减率。定义η2＝diag(θ2,0)，通过对下列Riccati方程求得正定解P1：

其中，η2为关于θ2的对角矩阵；

P2为Riccati方程的解；

然后，由得到反馈增益K2＝[k21 k22]。

其中，K2为滚转通道的反馈增益矩阵；

滚转标称控制器可以由下式表示

然而，由于不能直接测量角速度所以重新设计标称控制律

其中，k21为滚转角反馈增益参数；

k22为滚转角速度反馈增益参数；

x21(t)为滚转角误差；

为滚转角速度误差的估计值；

z2(t)为滚转鲁棒补偿状态量；

状态是x21(t)的估计值。k21为滚转角反馈增益参数，k22为滚转角速度反馈增益参数，z2(t)为滚转鲁棒补偿器状态量，可以由降阶观测器获得：

其中，wx2(t)为滚转观测器状态，lx2是正常数；

b2为飞行器的第一滚转标称参数；

a2为飞行器的第二滚转标称参数；

为记录的第二俯仰标称控制信号；

其中，k21为滚转角反馈增益参数；k22为滚转角速度反馈增益参数。

从式(3)和式(a1)可以得到

其中，v2(t)为滚转鲁棒补偿信号；

Δ22(t)为滚转等效扰动状态量；

如果定义为可以得到

其中，为滚转角速度误差x22(t)与滚转角速度误差的估计值的差值；

定义滚转误差状态量矩阵

其中，是滚转系统矩阵。

为飞行器的滚转输出矩阵；

为飞行器的滚转控制矩阵；

选择合适的标称控制器参数，使是Hurwitz矩阵。

那么，由式(3)，(6)，(b1)和式(b5)可以得到

其中，为滚转误差状态量的微分

为滚转误差状态量；

为滚转等效干扰；

滚转等效干扰

拉普拉斯反变换公式：s是拉普拉斯算子，j为虚数单位，σ为常数，x(s)是时间函数x(t)在复频域的表示方式。下文的变量变换均按照此公式转换。

设计滚转鲁棒补偿器来抑制式(b6)中滚转等效干扰的影响。定义滚转传递函数

其中，s是拉普拉斯算子，I为单位矩阵，

为系统矩阵；

为滚转输入函数；

为滚转输出函数；

是的不可约的分数矩阵描述。可以得到输出：

其中，y2(s)为滚转鲁棒频域输出量；

v2(s)为滚转鲁棒频域补偿信号；

为滚转频域等效干扰；

那么，滚转鲁棒频域补偿信号v2(s)如下：

其中，

F2(s)是滚转鲁棒补偿器函数，具体形式如下

其中，p2是滚转补偿器第一参数，f2为滚转补偿器第二参数；

如果正常数和f2足够大，并满足鲁棒补偿器将有足够大的带宽，因此可以减少的影响。

可以由式(b6)得到：

推出

因此，可以得到鲁棒补偿输入v1(s)如下

其中，s是拉普拉斯算子，lx2为正常数，a2为飞行器第一滚转标称参数，b2为飞行器第二滚转标称参数，k21为滚转角反馈增益参数，k22为滚转角速度反馈增益参数，y2(s)为飞行器的滚转鲁棒频域输出信号。

其中，记录的第二俯仰标称控制信号和第二滚转标称控制信号一般为飞行器中与当前周期相邻的上一周期输入飞行的俯仰标称控制信号和滚转标称控制信号。

S203，根据所述俯仰控制输入信号和所述滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。

在实施例一中，同时跟踪俯仰角和滚转角的非平稳正弦信号。为了检测闭环系统的动态跟踪性能，要求三自由度直升机同时跟踪俯仰角和滚转角的非平稳正弦信号。相应的控制输入命令表示如下：

其中，图5A-B给出了所设计的鲁棒最优控制器两个通道的响应，跟踪误差如图6A-B所示。俯仰和滚转通道的跟踪误差分别小于0.4度和0.3度。可以看到，本方法设计的控制器实现了闭环系统的动态跟踪。

在实施例二中，在强耦合情况下的大机动飞行。图7A-B给出了两个相互作用通道的跟踪响应。可以看到，本文所提出的鲁棒最优控制方法使闭环系统在强耦合和大机动情况下具有良好的跟踪性能。

在实施例三中，鲁棒最优控制器闭环系统的阶跃响应。参考输入命令和是阶跃信号，响应情况分别由图8A-B和图9A-B所示。俯仰和滚转通道的稳态误差、调节时间(5％误差带)和超调量分别约为0.1度和0.2度，2.82s和1.65s，0.44％和2.64％。与其他的三自由度直升机实验结果相比，可见本方法设计的控制器实现了性能的提升。

本申请实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒输出姿态控制装置，如图4所示，该装置包括：

第一处理模块41，根据获取的飞行器输出的俯仰信号、设定的俯仰参考信号和俯仰观测器输出的俯仰角速度误差估计信号确定的第一俯仰标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量确定的俯仰鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的俯仰控制输入信号；

第二处理模块42，根据获取的飞行器输出的滚转信号、设定的滚转参考信号和滚转观测器输出的滚转角速度误差估计信号确定的第一滚转标称控制信号，以及根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量确定的滚转鲁棒补偿信号，确定所述飞行器的滚转控制输入信号；

第三处理模块43，用于根据所述俯仰控制输入信号和所述滚转控制输入信号，控制所述飞行器的飞行姿态。

可选地，所述第一处理模块41具体用于：

计算俯仰信号与俯仰参考信号的差，并将该差值作为俯仰角误差；

基于所述俯仰角误差、俯仰参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定俯仰角速度误差的估计值；

基于所述俯仰角误差和所述俯仰角速度误差的估计值，确定所述俯仰标称控制信号。

可选地，所述第一处理模块41具体用于：

根据获取的飞行器输出的俯仰鲁棒输出量，以及预设的俯仰标称控制参数，确定俯仰鲁棒频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述俯仰鲁棒频域信号进行处理，得到所述俯仰鲁棒信号。

可选地，所述第二处理模块42具体用于：

计算滚转信号与滚转参考信号的差，并将该差值作为滚转角误差；

基于所述滚转角误差、滚转参考信号，以及记录的第二俯仰标称控制信号，确定滚转角速度误差的估计值；

基于所述滚转角误差和所述滚转角速度误差的估计值，确定所述滚转标称控制信号。

可选地，所述第二处理模块42具体用于：

根据获取的飞行器输出的滚转鲁棒输出量，以及预设的滚转标称控制参数，确定滚转鲁棒频域信号；

利用拉普拉斯反变换公式对所述滚转鲁棒频域信号进行处理，得到所述滚转鲁棒信号。

在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露装置和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些通信接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本申请提供的实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释，此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本申请的具体实施方式，用以说明本申请的技术方案，而非对其限制，本申请的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请实施例技术方案的精神和范围。都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。