一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法

1.本发明涉及一种飞行器侧向控制方法，尤其涉及一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法。


背景技术：

2.轴对称飞行器指飞行器的外形关于飞行器的中心纵轴线相互对称，通常由两对弹翼、两对全动舵面和弹身组成，弹翼和舵面沿弹身周围均匀分布，在空中可呈“十”字形或“x”字形。轴对称飞行器有两对较大的翼面，通过偏转两对舵面，可以产生导引飞行器至空间指定方向的法向力。
3.对于舵面按“十”字形布局的飞行器，通过偏转水平舵可以改变飞行器的俯仰姿态，形成迎角，从而改变升力的大小和方向；通过偏转方向舵可以改变飞行器的偏航姿态，形成侧滑角，使侧向力大小和方向发生变化。对于舵面按“x”字形布局的飞行器（如图1所示），偏转i、iii舵面，飞行器在ii/iv舵面方向上产生法向力；偏转ii、iv舵面，飞行器在i/iii舵面方向产生法向力。因此在飞行器控制系统设计时，对于轴对称飞行器俯仰和偏航两个通道通常采用相同的侧向控制结构和参数。
4.由于轴对称飞行器能在任意方向都产生较大的法向力，使得它可以在任意平面内做较大的机动飞行，所以机动性良好。与此同时，由于轴对称结构，导致飞行器存在较强的气动耦合、惯性耦合和运动耦合。在飞行器控制系统设计时，需要克服不同通道之间的气动、角度与角速度之间的相互影响而产生的耦合，因此飞行器侧向控制通常有两种控制方案：１）侧滑转弯（stt）控制，即按照直角坐标来控制机体飞行，飞行器转弯时不滚转，保持滚转角为零，转弯所需的侧向过载由侧滑角产生；２）倾斜转弯（btt）控制，即按照极坐标体制来控制机体飞行，飞行器转弯前先通过滚转通道控制机体快速旋转，尽快将飞行器的主升力面对准目标，然后操纵机体俯仰通道迅速跟踪导引指令，整个过程侧滑角保持为零（一般指标要求是不大于3
°
）。
5.由于轴对称飞行器缺少主升力面，因此通常不采用倾斜转弯（btt）控制，而是采用侧滑转弯（stt）控制。
6.传统stt控制的飞行器滚转通道需要满足保持滚转角γ=0的条件，并通过侧滑产生的侧向加速度az来实现侧向转弯，而由于滚转力矩系数的影响，采用stt控制模式容易导致侧向机动与倾斜稳定之间的矛盾难以协调，为了避免各通道之间产生严重耦合，确保三通道独立设计的合理性，滚转角γ被严格限制于几乎等于0的很小范围内。在此基础上，可以对俯仰和偏航两个控制通道进行解耦，然后采用两回路侧向控制结构进行控制。
7.现有飞行器侧向控制主要是角度两回路结构，即通过测量和计算得到的姿态角和姿态角速率信息，将该两部分信息转化为控制反馈信号，引入控制系统，实现控制系统的闭环控制。
8.传统stt控制，满足保持滚转角γ=0的条件时，其系统框图如图2所示，其中，θc是
侧向通道角度控制指令，wb是机体侧向通道实测角速率，θb是机体侧向通道实测角度。
9.若采用btt控制，滚转角γ、滚转角速率w
γ
不为零的情况下，侧向控制则需要增加协调控制器，协调控制器是个典型的非线性系统，设计比较困难，其系统框图如图3所示：其中：w
eb
是经协调控制器解耦后机体侧向通道反馈角速率，θ
eb
是经协调控制器解耦后机体侧向通道反馈角度。w
γb
是机体实测滚转角速率，γb是机体实测滚转角。
10.通过上述说明可知，现有技术方案存在以下缺点：（1）由于滚转角γ的存在，使得控制系统设计时必须考虑气动耦合、惯性耦合、运动耦合及控制耦合的影响；（2）以滚转角γ作为控制反馈输出，姿态角偏差控制方法，响应时间慢，难以响应快速滚转的情况；（3）若采用stt控制，则需要严格保持飞行器滚转角γ=0；（4）若采用btt控制，则需进行控制解耦，设计具有非线性控制功能的协调控制器；（5）难以实现stt和btt的混合控制。以上因素的存在使得轴对称飞行器侧向控制系统设计复杂，控制精度不够高，响应速度不够快。


技术实现要素：

11.本发明的目的在于提供一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法。
12.为实现上述发明目的，本发明提供一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法，包括：s1.建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及，获取轴对称飞行器在所述机体坐标系下的飞行状态信息;s2.基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系;s3.建立所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器;s4.基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息;s5.将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；s6.基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制。
13.根据本发明的一个方面，步骤s1中，建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵的步骤中，基于所述机体坐标系相对于所述当地地理系的三个欧拉角构建所述转换矩阵；其中，三个所述欧拉角基于所述轴对称飞行器所获得，且三个所述欧拉角分别为俯仰角、偏航角和滚转角；所述转换矩阵表示为：其中，φb表示俯仰角，ψb表示偏航角，γb表示滚转角，m()表示单角转换矩阵且分别表示为：
。
14.根据本发明的一个方面，步骤s2中, 基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系的步骤中,包括:以所述机体坐标系的原点构建所述准机体坐标系的原点;以所述机体坐标系的x轴构建所述准机体坐标系的x轴;与所述当地地理系x轴相垂直的构建所述准机体坐标系的y轴;基于获取的所述准机体坐标系的x轴和y轴，利用右手定则确定所述准机体坐标系的z轴；基于所述轴对称飞行器获得的所述滚转角，将所述准机体坐标系相对所述机体坐标系偏转相同角度。
15.根据本发明的一个方面，步骤s3中，建立所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器的步骤中，所述转换器用于实现所述机体坐标系到所述准机体坐标系的矩阵转换，其表示为：。
16.根据本发明的一个方面，所述飞行状态信息包括：基于所述轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率和三维加速度；其中，所述三维姿态角速率表示为：，所述三维加速度表示为：；步骤s4中，基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：基于所述转换器，将所述三维姿态角速率转换为所述准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：；基于所述转换器，将所述三维加速度转换为所述准机体坐标系下的准三维加速度，表示为：
。
17.根据本发明的一个方面，所述侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，所述偏航通道控制指令包括：角速率指令和加速度指令，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令和加速度指令；步骤s5中，将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准三维加速度中的加速度分量与所述偏航通道控制指令进行比较，获取第一比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述偏航通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量和所述偏航通道控制指令的加速度指令进行比较；采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准三维加速度中的加速度分量与所述俯仰通道控制指令进行比较，获取第二比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述俯仰通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将所述准三维加速度中的加速度分量和所述俯仰通道控制指令的加速度指令进行比较；步骤s6中，基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：基于第一比较结果对所述偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的所述偏航通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；基于第二比较结果对所述俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的所述俯仰通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
18.根据本发明的一个方面，所述飞行状态信息包括：基于所述轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率和过载量；其中，所述三维姿态角速率表示为：，所述过载量基于所述轴对称飞行器输出的三维加速度获得，其表示为：获得，其表示为：其中，g表示当地的重力加速度；步骤s4中，基于所述转换器将所述机体坐标系下的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：
基于所述转换器，将所述三维姿态角速率转换为所述准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：；基于所述转换器，将所述过载量转换为所述准机体坐标系下的准过载量，表示为：。
19.根据本发明的一个方面，所述侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，所述偏航通道控制指令包括：角速率指令和过载指令，所述俯仰通道控制指令包括：角速率指令和过载指令；步骤s5中，将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准过载量中的过载分量与所述偏航通道控制指令进行比较，获取第三比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述偏航通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量和所述偏航通道控制指令的过载指令进行比较；采用所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述准过载量中的过载分量与所述俯仰通道控制指令进行比较，获取第四比较结果；其中，将所述准三维姿态角速率中的角速率分量和所述俯仰通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将所述准过载量中的过载分量和所述俯仰通道控制指令的过载指令进行比较；步骤s6中，基于比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：基于第三比较结果对所述偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的所述偏航通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；基于第四比较结果对所述俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的所述俯仰通道控制指令输入至所述轴对称飞行器的舵系统，控制所述轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现所述轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
20.根据本发明的一个方面，所述轴对称飞行器侧向控制方法基于侧向控制系统所实现，所述侧向控制系统包括：数据采集单元，坐标系转换单元，比较单元，指令校正单元；所述数据采集单元，用于获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息；所述坐标系转换单元，用于建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及基于所述机体坐标系和所述当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系，并生成所述准机体坐标系和所述机体坐标系之间的转换器；所述比较单元，基于所述坐标系转换单元生成的所述转换器将所述机体坐标系下
的飞行状态信息转换为所述准机体坐标系下的准飞行状态信息，并将所述准飞行状态信息与对所述轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；所述指令校正单元，用于接收所述比较单元输出的比较结果，并基于所述比较结果对所述侧向控制指令进行校正，并基于校正后的所述侧向控制指令对所述轴对称飞行器进行飞行控制。
21.根据本发明的一个方面，所述数据采集单元基于所述轴对称飞行器上设置的惯性传感器或惯性导航系统获取所述飞行状态信息。
22.根据本发明的一种方案，基于已知的飞行器滚转角，通过对过载和角速率或加速度和角速率进行处理，并采用角速率加过载反馈或角速率加加速度反馈的控制结构，实现对轴对称飞行器侧向通道的稳定和控制。
23.根据本发明的一种方案，由于采用角速率加过载反馈或角速率加加速度反馈的控制方法，不需要计算姿态角偏差，角速率量、过载量、加速度量比角度量更敏感，对姿态变化的反应更快速，因此控制精度更高、快速性更好，可以满足轴对称飞行器快速滚转时控制的需要。
24.根据本发明的一种方案，在准机体坐标系上实施反馈控制，可以有效减少控制系统设计时由于滚转角 带来的惯性耦合、运动耦合及控制耦合的影响，减少了三通道耦合的影响，实现偏航通道和俯仰通道的解耦控制。
25.根据本发明的一种方案，基于侧向角速度、过载或加速度的双回路控制结构，反馈信号来自于惯性器件的直接变换，控制器系统结构相对简单、计算复杂度相对较低。
26.根据本发明的一种方案，以角速度、过载或加速度作为控制信号，能够更直接准确地反映当前轴对称机体的实际飞行状态和受力情况，物理意义明确。
27.根据本发明的一种方案，采用角速度、过载或加速度作为控制信号，在准机体坐标系上进行控制系统设计，减少了三通道耦合的影响，实现偏航通道和俯仰通道的解耦控制，若采用stt控制，可不需要保持飞行器滚转角。
附图说明
28.图1是示意性表示一种实施方式的轴对称飞行器的结构图；图2是示意性表示传统stt控制的系统框图；图3是示意性表示传统btt控制的系统框图；图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的轴对称飞行器侧向控制方法的步骤框图；图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的轴对称飞行器侧向控制方法的流程图；图6是示意性表示根据本发明的一种实施方式的偏航通道的侧向控制系统流程图；图7是示意性表示根据本发明的一种实施方式的俯仰通道的侧向控制系统流程图；图8是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的轴对称飞行器侧向控制方法的流程图；
图9是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的偏航通道的侧向控制系统流程图；图10是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的俯仰通道的侧向控制系统流程图。
具体实施方式
29.下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
30.如图4所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种适用于非零滚转角的轴对称飞行器侧向控制方法，包括：s1.建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及，获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息;s2.基于机体坐标系和当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系;s3.建立准机体坐标系和机体坐标系之间的转换器;s4.基于转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息;s5.将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果；s6.基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制。
31.根据本发明的一种实施方式，步骤s1中，建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵的步骤中，基于机体坐标系相对于当地地理系的三个欧拉角构建转换矩阵；其中，三个欧拉角基于轴对称飞行器所获得，且三个欧拉角分别为俯仰角、偏航角和滚转角；在本实施方式中，轴对称飞行器上设置有惯性传感器或惯导系统，以方便相应参数的获取，具体的可设置为分立式的陀螺仪和加速度计。当然，还可设置为其他能够提供机体姿态、位置、速度、加速度等信息的传感器或设备。
32.在本实施方式中，转换矩阵表示为：其中，φb表示俯仰角，ψb表示偏航角，γb表示滚转角，m()表示单角转换矩阵且分别表示为：别表示为：
。
33.在本实施方式中，获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息的步骤中，基于轴对称飞行器上设置的惯性传感器或惯性导航系统获取。
34.根据本发明的一种实施方式，步骤s2中, 基于机体坐标系和当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系的步骤中,包括:以机体坐标系的原点构建准机体坐标系的原点;以机体坐标系的x轴构建准机体坐标系的x轴;与当地地理系x轴相垂直的构建准机体坐标系的y轴;基于获取的准机体坐标系的x轴和y轴，利用右手定则确定准机体坐标系的z轴；基于轴对称飞行器获得的滚转角，将准机体坐标系相对机体坐标系偏转相同角度，即准机体坐标系与机体坐标系相差一个滚转角。
35.根据本发明的一种实施方式，步骤s3中，建立准机体坐标系和机体坐标系之间的转换器的步骤中，转换器用于实现机体坐标系到准机体坐标系的矩阵转换，其表示为：。
36.结合图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，飞行状态信息包括：基于轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率和三维加速度；其中，三维姿态角速率表示为：，三维加速度表示为：；在本实施方式中，准飞行状态信息包括：准三维姿态角速率和准三维加速度。进而，步骤s4中，基于转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：基于转换器，将三维姿态角速率转换为准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表示为：；基于转换器，将三维加速度转换为准机体坐标系下的准三维加速度，表示为：。
37.结合图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，偏航通道控制指令包括：角速率指令和加速度指令，俯仰通道控制指令包括：角速率指令和加速度指令。
38.在本实施方式中，步骤s5中，将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准三维加速度中的加速度分量与偏航通道控制指令进行比较，获取第一比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量和偏航通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将准三维加速度中的加速度分量和偏航通道控制指令的加速度指令进行比较；采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准三维加速度中的加速度分量与俯仰通道控制指令进行比较，获取第二比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量和俯仰通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将准三维加速度中的加速度分量和俯仰通道控制指令的加速度指令进行比较。
39.结合图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，步骤s6中，基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：基于第一比较结果对偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的偏航通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；基于第二比较结果对俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的俯仰通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
40.结合图8、图9和图10所示，根据本发明的另一种实施方式，飞行状态信息包括：基于轴对称飞行器所获得的三维姿态角速率和过载量；其中，三维姿态角速率表示为：，过载量基于轴对称飞行器输出的三维加速度获得，其表示为：获得，其表示为：其中，g表示当地的重力加速度；在本实施方式中，准飞行状态信息包括：准三维姿态角速率和准过载量。进而，步骤s4中，基于转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息的步骤中，包括：基于转换器，将三维姿态角速率转换为准机体坐标系下的准三维姿态角速率，表
示为：；基于转换器，将过载量转换为准机体坐标系下的准过载量，表示为：。
41.结合图8、图9和图10所示，根据本发明的另一种实施方式，侧向控制指令包括：偏航通道控制指令和俯仰通道控制指令；其中，偏航通道控制指令包括：角速率指令和过载指令，俯仰通道控制指令包括：角速率指令和过载指令；步骤s5中，将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果的步骤中，包括：采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准过载量中的过载分量与偏航通道控制指令进行比较，获取第三比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量和偏航通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将准过载量中的过载分量和偏航通道控制指令的过载指令进行比较；采用准三维姿态角速率中的角速率分量和准过载量中的过载分量与俯仰通道控制指令进行比较，获取第四比较结果；其中，将准三维姿态角速率中的角速率分量和俯仰通道控制指令的角速率指令进行比较，以及，将准过载量中的过载分量和俯仰通道控制指令的过载指令进行比较。
42.结合图8、图9和图10所示，根据本发明的另一种实施方式，步骤s6中，基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制的步骤中，包括：基于第三比较结果对偏航通道控制指令进行校正，基于校正后的偏航通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在偏航通道的运动控制；基于第四比较结果对俯仰通道控制指令进行校正，基于校正后的俯仰通道控制指令输入至轴对称飞行器的舵系统。控制轴对称飞行器上对称的两对舵面转动，实现轴对称飞行器在俯仰通道的运动控制。
43.根据本发明，通过安装在机体上的传感器或惯导系统采集飞行器飞行过程中的姿态角、姿态角速率、加速度等信息，建立准机体坐标系，计算投影在准机体坐标系上的姿态角速率分量和加速度分量或姿态角速率分量和过载分量，按照侧向角速度、过载双回路控制结构图计算得到相应的控制通道舵偏角，实现对飞行器侧向通道的稳定和控制。
44.根据本发明的一种方案，通过引入机体上惯性传感器的姿态角、姿态角速率、加速度等信息，解算得到侧向的姿态角速率、过载信息，并将其作为控制系统设计时的控制反馈信号，实现对飞行器侧向通道高精度、快速的稳定和控制。此外，本方案该方法不直接将姿态角度信息作为控制反馈信号，减少了三通道耦合的影响，能够更直接准确地反映当前轴
对称机体的实际飞行状态和受力情况，不仅适用于非零滚转角，而且适用于滚转角连续快速变化的情况。
45.根据本发明的一种实施方式，本发明的轴对称飞行器侧向控制方法基于侧向控制系统所实现，其执行前述的侧向控制方法，其具体包括：数据采集单元，坐标系转换单元，比较单元，指令校正单元。在本实施方式中，数据采集单元用于获取轴对称飞行器在机体坐标系下的飞行状态信息。在本实施方式中，坐标系转换单元用于建立当地地理系到机体坐标系的转换矩阵，以及基于机体坐标系和当地地理系，构建一个适用于非零滚转角的准机体坐标系，并生成准机体坐标系和机体坐标系之间的转换器。在本实施方式中，比较单元与坐标系转换单元相连接，用于获取坐标系转换单元所生成的转换器，以及比较单元与数据采集单元相连接，用于获取数据采集单元输出的飞行状态信息。具体的，比较单元基于坐标系转换单元生成的转换器将机体坐标系下的飞行状态信息转换为准机体坐标系下的准飞行状态信息，并将准飞行状态信息与对轴对称飞行器进行飞行控制的侧向控制指令进行比较，并获取比较结果。在本实施方式中，指令校正单元与比较单元相连接，用于接收比较单元输出的比较结果，并基于比较结果对侧向控制指令进行校正，并基于校正后的侧向控制指令对轴对称飞行器进行飞行控制。
46.根据本发明的一种实施方式，数据采集单元基于轴对称飞行器上设置的惯性传感器或惯性导航系统获取飞行状态信息。
47.上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
48.以上仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。