本發(fā)明屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于Sigmoid函數(shù)和柔化函數(shù)調(diào)制的平流層飛艇定高飛行非線性PID控制方法。

背景技術(shù)：

飛行在平流層高度的自主飛艇，由于具有廣闊的軍事和民用應(yīng)用前景，受到了國(guó)內(nèi)外學(xué)者和工程技術(shù)人員的高度重視。飛艇的高度控制回路設(shè)計(jì)是基于內(nèi)回路姿態(tài)角跟蹤回路已設(shè)計(jì)完好的基礎(chǔ)上進(jìn)行的。

目前廣泛采用的從高度誤差到姿態(tài)角期望信號(hào)的轉(zhuǎn)換還是PID控制，但該方法的主要問題是在大范圍高度控制情況下，參數(shù)調(diào)整需要預(yù)先設(shè)定，難以做到一套參數(shù)對(duì)所有期望高度都適合。同時(shí)高度控制的快速性問題也難以保證。尤其是其難以保證生成期望俯仰角信號(hào)符合較強(qiáng)的物理意義，如PID控制參數(shù)選取過(guò)小，則生成的期望俯仰角信號(hào)過(guò)小是的高度控制的快速性不足，而如果PID控制參數(shù)選取過(guò)大，則得到的期望俯仰角信號(hào)過(guò)大，容易超出飛艇在短時(shí)間內(nèi)所能達(dá)到的俯仰角的最大值限制，也就是會(huì)產(chǎn)生飽和問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種平流層飛艇定高飛行非線性PID控制方法，采用PID信號(hào)進(jìn)行Sigmoid函數(shù)調(diào)制與柔化函數(shù)調(diào)制，利用這兩類函數(shù)的有界性實(shí)現(xiàn)指令的抗飽和特性，同時(shí)又能較好地保持PID控制的優(yōu)點(diǎn)。

本發(fā)明所采用的技術(shù)方案是，平流層飛艇定高飛行非線性PID控制方法，按照以下步驟進(jìn)行：

步驟一：飛艇高度與垂向速度的測(cè)量、高度誤差與誤差積分的生成，并形成高度誤差PID控制信號(hào)；

步驟二：采用Sigmoid函數(shù)與柔化函數(shù)分別進(jìn)行調(diào)制并疊加形成最終的期望俯仰角指令信號(hào)；

步驟三：利用計(jì)算機(jī)，根據(jù)飛艇俯仰通道的微分方程所建立的數(shù)學(xué)模型，近似模擬飛艇俯仰通道的特性；

步驟四：將得的期望俯仰角指令信號(hào)，通過(guò)俯仰角跟蹤控制器形成俯仰角舵偏控制量，并將該舵偏控制量代入步驟三所建立的數(shù)學(xué)模型，通過(guò)不斷調(diào)整控制參數(shù)，并觀察飛艇各狀態(tài)的數(shù)據(jù)并畫圖，觀測(cè)飛艇高度變化的數(shù)據(jù)曲線，分析定高飛行的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，從而最終確定一組飛艇定高飛行的控制方案參數(shù)，使得飛艇定高飛行具有滿意的動(dòng)態(tài)響應(yīng)與穩(wěn)態(tài)響應(yīng)性能。

進(jìn)一步的，所述步驟一具體按照以下步驟進(jìn)行：

首先，由飛艇上高度表測(cè)量飛艇的實(shí)時(shí)高度，記為z，并通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換傳遞給艇上計(jì)算機(jī)，通過(guò)和期望高度信號(hào)的比較，生成高度誤差信號(hào)，其中期望高度信號(hào)記為z^d，高度誤差信號(hào)記為e_z，其滿足e_z＝z-z^d；

其次，采用垂直速度傳感器測(cè)量飛艇的垂向速度，記為w，并通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換傳遞給艇上計(jì)算機(jī)作為誤差微分信號(hào)，該信號(hào)作為誤差微分信號(hào)的原因在于誤差微分信息其中定高飛行時(shí)期望高度為常值，故(為期望高度z^d的導(dǎo)數(shù)，由于其一般為常值，因此導(dǎo)數(shù)為0)，故有即可由測(cè)量的垂向速度信號(hào)w代替誤差微分信號(hào)；

再次，由上述高度誤差信號(hào)，在艇上計(jì)算機(jī)中生成誤差積分信號(hào)Ω，其定義如下：

Ω＝∫e_zdt

其中，t的含義是飛行時(shí)間；

最終，構(gòu)成高度誤差的PID控制信號(hào)：

u_pid＝c_ze_z+c_zsΩ+w

或記為如下形式：

其中，c_z為比例系數(shù)，c_zs為積分系數(shù)，微分系數(shù)固定為1。

進(jìn)一步的，所述步驟二具體按照以下步驟進(jìn)行：

首先，將PID控制信號(hào)采用Sigmoid函數(shù)調(diào)制得到信號(hào)M₁，其表達(dá)式為

其中中e為指數(shù)函數(shù)，τ為正常數(shù)，初步選取為τ＝0.2，u_pid為PID控制信號(hào)；

其次，將PID控制信號(hào)采用如下柔化函數(shù)調(diào)制得到信號(hào)M₂，其表達(dá)式為

其中ε為柔化系數(shù)，選取為正常數(shù)，初步選取為；

最后，信號(hào)M₁與信號(hào)M₂疊加，構(gòu)造期望俯仰角信號(hào)θ^d如下：

θ^d＝-k_z1M₁-k_z2M₂

k_z1、k_z2為控制參數(shù)，選取為正常數(shù)。

進(jìn)一步的，所述步驟三具體按照以下步驟進(jìn)行：

飛艇俯仰通道的數(shù)學(xué)模型如下：

其中，u₁為飛艇俯仰舵偏角，用于穩(wěn)定與控制飛艇的俯仰姿態(tài)角；u₂為飛艇的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，用于提高飛艇向前的飛行速度；f₁-f₆僅為變量，無(wú)物理含義，表達(dá)數(shù)為；

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃為飛艇質(zhì)量分布與轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相關(guān)的參數(shù)，其計(jì)算方法通過(guò)下面M的逆

陣獲得，即滿足

而M矩陣有飛艇的質(zhì)量與轉(zhuǎn)動(dòng)慣量所決定，其求取方法如下：

I₃為3階單位矩陣；

其中，M₃是為M的子矩陣，用于計(jì)算M；m為飛艇的質(zhì)量，a_z為飛艇結(jié)構(gòu)參數(shù)，a_z＝16.8，m₁₁、m₃₃、m₅₅分別飛艇在不同方向的質(zhì)量分布系數(shù)決定的參數(shù)，由飛艇質(zhì)量分布與轉(zhuǎn)動(dòng)慣量所決定：m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256；km₁、k_m2、k_m3含義是飛艇的x，y，z三個(gè)方向的質(zhì)量分布系數(shù)；I_y為飛艇沿y軸方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，M_r是飛艇所排開氣體的質(zhì)量，M_r＝ρV，其中ρ為大氣密度，V為飛艇的體積；

Q為動(dòng)壓頭，其計(jì)算方法為Q＝0.5ρV_f²；V_f為飛艇的運(yùn)動(dòng)速度；

為飛艇的前向飛行加速度；u為艇體坐標(biāo)系中飛艇的前向飛行速度；

為飛艇的垂向飛行加速度；w為艇體坐標(biāo)系中飛艇的垂向飛行速度；

為飛艇的俯仰角加速度；q為飛艇的俯仰角速度；

為飛艇的俯仰角速度，θ為飛艇的俯仰角；

為發(fā)射坐標(biāo)系中飛艇的前向飛行速度；x為飛艇的前向飛行距離；

為發(fā)射坐標(biāo)系中飛艇的垂向飛行速度；z為飛艇的飛行高度；

α含義是為飛艇向前與向上速度所形成的夾角；

k_g1與k_g2為舵效常數(shù)，為空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)，其數(shù)據(jù)來(lái)自于飛艇風(fēng)洞試驗(yàn)；

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2與C_z3為飛艇受力相關(guān)的空氣動(dòng)力系數(shù)，C_M1、C_M2、C_M1為飛艇受力矩相關(guān)的空氣動(dòng)力系數(shù)；

針對(duì)上述復(fù)雜模型的分析，簡(jiǎn)化為如下一階模型：

其中飛艇俯仰通道姿態(tài)穩(wěn)定控制的設(shè)計(jì)是通過(guò)設(shè)計(jì)飛艇俯仰舵偏角u₁來(lái)控制飛艇的俯仰角θ跟蹤期望的姿態(tài)角指令θ^d。

本發(fā)明的有益效果：通過(guò)測(cè)量飛艇的當(dāng)前高度，采用計(jì)算機(jī)解算出飛艇實(shí)時(shí)高度與期望高度的誤差信號(hào)，并測(cè)量垂向速度作為誤差微分信號(hào)，再由高度誤差信號(hào)生成誤差積分信號(hào)，得到上述誤差的PID(比例-積分-微分)控制信號(hào)，最后將該P(yáng)ID信號(hào)通過(guò)Sigmoid函數(shù)與柔化函數(shù)的調(diào)制得到最終的非線性改進(jìn)PID控制信號(hào)，把該改進(jìn)PID控制信號(hào)作為飛艇俯仰角指令信號(hào)，再由飛艇俯仰角跟蹤控制器實(shí)現(xiàn)對(duì)該指令跟蹤，當(dāng)俯仰角跟蹤上期望俯仰角指令信號(hào)時(shí)，即實(shí)現(xiàn)了飛艇俯仰通道按照給定高度飛行的控制目的。

附圖說(shuō)明

為了更清楚地說(shuō)明本發(fā)明實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡(jiǎn)單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來(lái)講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1是本發(fā)明提供的一種基于Sigmoid函數(shù)和柔化函數(shù)調(diào)制的平流層飛艇定高飛行非線性PID控制方法原理圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的飛艇的前向運(yùn)動(dòng)速度曲線；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的飛艇的垂向運(yùn)動(dòng)速度曲線；

圖4是本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的俯仰角小幅波動(dòng)曲線；

圖5是本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的飛艇的俯仰角速率曲線；

圖6是本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的飛艇的水平飛行距離曲線；

圖7為本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的飛艇的飛行高度曲線；

圖8為本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的飛艇的俯仰舵偏曲線；

圖9是本發(fā)明實(shí)施例提供的500米定高飛行情況下的飛艇的俯仰角期望值圖。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

本發(fā)明原理如圖1所示，具體按照以下步驟進(jìn)行：

步驟一：飛艇高度與垂向速度的測(cè)量、高度誤差與誤差積分的生成，并形成高度誤差PID控制信號(hào)；

首先，由飛艇上高度表測(cè)量飛艇的實(shí)時(shí)高度，記為z，并通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換傳遞給艇上計(jì)算機(jī)，通過(guò)和期望高度信號(hào)的比較，生成高度誤差信號(hào)，其中期望高度信號(hào)記為z^d，高度誤差信號(hào)記為e_z，其滿足e_z＝z-z^d；

其次，采用垂直速度傳感器測(cè)量飛艇的垂向速度，記為w，并通過(guò)A/D轉(zhuǎn)換傳遞給艇上計(jì)算機(jī)作為誤差微分信號(hào)。該信號(hào)可作為誤差微分信號(hào)的原因在于誤差微分信息其中定高飛行時(shí)期望高度為常值，故故有即可由測(cè)量的垂向速度信號(hào)w代替誤差微分信號(hào)。

再次，由上述高度誤差信號(hào)，在艇上計(jì)算機(jī)中生成誤差積分信號(hào)Ω，其定義如下：

Ω＝∫e_zdt

其中，t的含義是飛行時(shí)間；

最終，構(gòu)成高度誤差的PID控制信號(hào)：

u_pid＝c_ze_z+c_zsΩ+w

也可記為如下形式：

注意，本發(fā)明不同于一般PID控制的是在此處，該P(yáng)ID控制信號(hào)中僅需要設(shè)計(jì)兩個(gè)參數(shù)，即設(shè)計(jì)比例系數(shù)c_z與積分系數(shù)c_zs，而微分系數(shù)固定為1。

步驟二：采用Sigmoid函數(shù)與柔化函數(shù)分別進(jìn)行調(diào)制并疊加形成最終的期望俯仰角指令信號(hào)；

首先，將上述PID控制信號(hào)采用Sigmoid函數(shù)調(diào)制得到信號(hào)M₁，其表達(dá)式為

其中中e為指數(shù)函數(shù)，τ為正常數(shù)，可初步選取為τ＝0.2，詳細(xì)參數(shù)調(diào)整見實(shí)施例。u_pid為步驟一中最終所得到的PID控制信號(hào)。

其次，將上述PID控制信號(hào)采用如下柔化函數(shù)調(diào)制得到信號(hào)M₂，其表達(dá)式為

其中ε為柔化系數(shù)，可選取為正常數(shù)。可初步選取為ε＝1，詳細(xì)參數(shù)調(diào)整見實(shí)施例。

最后，通過(guò)上述兩信號(hào)的疊加，構(gòu)造期望俯仰角信號(hào)θ^d如下：

θ^d＝-k_z1M₁-k_z2M₂

k_z1、k_z2為控制參數(shù)，可選取為正常數(shù)。其具體選取見實(shí)施例。

由于M₁＜1，M₂＜1，顯然有θ^d≤k_z1+k_z2，故如果在飛艇定高飛行中，要求俯仰角最大不超過(guò)25度，則可選取參數(shù)k_z1、k_z2滿足k_z1+k_z2≤25/57.3來(lái)實(shí)現(xiàn)俯仰角指令的限幅功能，其中57.3為度到弧度的轉(zhuǎn)換。顯然該限幅不同于采用飽和環(huán)節(jié)進(jìn)行限幅，因?yàn)樵撓薹遣捎萌峄瘮?shù)與Sigmoid函數(shù)實(shí)現(xiàn)的，故該限幅過(guò)程是漸進(jìn)和柔化的。因此本發(fā)明方法具有較好的抗飽和效果。

步驟三：利用計(jì)算機(jī)，根據(jù)如下飛艇俯仰通道的微分方程所建立的數(shù)學(xué)模型，近似模擬飛艇俯仰通道的特性。

為了確保上述步驟一至步驟二中控制器的參數(shù)選取合理，可用通過(guò)計(jì)算機(jī)模擬仿真的手段進(jìn)行編程，從而進(jìn)行參數(shù)調(diào)整。其中飛艇俯仰通道的數(shù)學(xué)模型如下：

其中，f₁-f₆僅為變量，無(wú)物理含義，表達(dá)數(shù)如下文；

u₁為飛艇俯仰舵偏角，用于穩(wěn)定與控制飛艇的俯仰姿態(tài)角。

u₂為飛艇的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，用于提高飛艇向前的飛行速度。

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃為飛艇質(zhì)量分布與轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相關(guān)的參數(shù)，其計(jì)算方法通過(guò)下面M的逆陣獲得，即滿足

而M矩陣有飛艇的質(zhì)量與轉(zhuǎn)動(dòng)慣量所決定，其求取方法如下：

I₃為3階單位矩陣。

其中，M₃是為M的子矩陣，用于計(jì)算M，m為飛艇的質(zhì)量，a_z為飛艇結(jié)構(gòu)參數(shù)，為常量；如某型飛艇可選為m＝53345；a_z＝16.8(取值一直不變)，m₁₁、m₃₃、m₅₅分別飛艇在不同方向的質(zhì)量分布系數(shù)決定的參數(shù)，由飛艇質(zhì)量分布與轉(zhuǎn)動(dòng)慣量所決定：m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256。km₁、k_m2、k_m3的含義是飛艇的x，y，z三個(gè)方向的質(zhì)量分布系數(shù)；如某型飛艇參數(shù)設(shè)計(jì)為I_y＝5.9*10⁹(I_y為飛艇沿y軸方向的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量)，以上單位均為國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)單位。M_r含義是飛艇所排開氣體的質(zhì)量，M_r＝ρV，其中ρ為大氣密度，V為飛艇的體積。

Q為動(dòng)壓頭，其計(jì)算方法為Q＝0.5ρV_f²；V_f為飛艇的運(yùn)動(dòng)速度。

為飛艇的前向飛行加速度；u為艇體坐標(biāo)系中飛艇的前向飛行速度；

為飛艇的垂向飛行加速度；w為艇體坐標(biāo)系中飛艇的垂向飛行速度；

為飛艇的俯仰角加速度；q為飛艇的俯仰角速度；

為飛艇的俯仰角速度，θ為飛艇的俯仰角；

為發(fā)射坐標(biāo)系中飛艇的前向飛行速度；x為飛艇的前向飛行距離；

為發(fā)射坐標(biāo)系中飛艇的垂向飛行速度；z為飛艇的飛行高度；

α含義是為飛艇向前與向上速度所形成的夾角；

k_g1與k_g2為舵效常數(shù)，為空氣動(dòng)力學(xué)系數(shù)，其數(shù)據(jù)來(lái)自于飛艇風(fēng)洞試驗(yàn)。

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2與C_z3為飛艇受力相關(guān)的空氣動(dòng)力系數(shù)，C_M1、C_M2、C_M1為飛艇受力矩相關(guān)的空氣動(dòng)力系數(shù)，各型飛艇的計(jì)算方式略有不同，其數(shù)據(jù)來(lái)自于飛艇的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，非本發(fā)明所保護(hù)與所討論的內(nèi)容，故不詳細(xì)累述。

針對(duì)上述復(fù)雜模型的分析，可以簡(jiǎn)化為如下一階模型：

其中飛艇俯仰通道姿態(tài)穩(wěn)定控制的設(shè)計(jì)是通過(guò)設(shè)計(jì)u₁來(lái)控制飛艇的俯仰角θ跟蹤期望的姿態(tài)角指令θ^d，有關(guān)姿態(tài)穩(wěn)定控制器的設(shè)計(jì)在此不再詳細(xì)討論，非本專利的核心內(nèi)容，本發(fā)明是在上述姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)完成的基礎(chǔ)上進(jìn)行的。

根據(jù)上述簡(jiǎn)化的一階模型，本發(fā)明的基本思想是根據(jù)高度誤差信號(hào)生成期望的姿態(tài)角指令θ^d。

步驟四：將步驟一至步驟二所得的俯仰角期望指令，通過(guò)俯仰角跟蹤控制器形成俯仰角舵偏控制量，并將該舵偏控制量代入步驟三所建立的模型，通過(guò)不斷調(diào)整控制參數(shù)，并觀察飛艇各狀態(tài)的數(shù)據(jù)并畫圖，尤其是觀測(cè)飛艇高度變化的數(shù)據(jù)曲線，分析定高飛行的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，從而最終確定一組飛艇定高飛行的控制方案參數(shù)，使得飛艇定高飛行具有滿意的動(dòng)態(tài)響應(yīng)與穩(wěn)態(tài)響應(yīng)性能。

實(shí)施例

首先采用PID控制規(guī)律，設(shè)定飛艇的俯仰角穩(wěn)定控制器，也可采用其它控制規(guī)律設(shè)計(jì)俯仰角穩(wěn)定控制器，實(shí)現(xiàn)飛艇姿態(tài)穩(wěn)定的控制功能，在此不再詳細(xì)闡述姿態(tài)穩(wěn)定控制器的設(shè)計(jì)，主要是由于本發(fā)明的核心技術(shù)在于高度指令的生成，因此本發(fā)明的討論是在默認(rèn)姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)完好的基礎(chǔ)上進(jìn)行的，故此處僅以PID姿態(tài)穩(wěn)定控制為例，以完成高度控制的示例。

在上述姿態(tài)穩(wěn)定控制器設(shè)計(jì)完好的基礎(chǔ)上，設(shè)定飛艇初始高度為0米，初始速度為0m/s，假設(shè)期望的給定高度為500米。并設(shè)置發(fā)動(dòng)機(jī)推力為常值u₂＝8000，飛艇最終穩(wěn)定的前向飛行速度為25m/s左右。

則按照上述步驟一至步驟二，最終選取方案參數(shù)為c_z＝0.06,c_zs＝0.01，ξ＝10，τ＝0.5，k_z1＝5.5/57.3,k_z2＝5/57.3，則最終得到的期望俯仰角指令能夠滿足小于10.5度的要求。

最終得到的期望俯仰角信號(hào)如下：

θ^d＝-k_z1M₁-k_z2M₂

代入俯仰角跟蹤控制器并形成舵偏角信號(hào)，輸入給步驟三中模型，得到的結(jié)果如圖2至圖8所示。

通過(guò)以上仿真結(jié)果與曲線可以看出，圖9所示的期望俯仰角指令確實(shí)滿足其小于10.5度的飽含限制，也就是最大高度誤差情況下，生成的期望俯仰角指令也不超過(guò)設(shè)定的飽含限制，故該優(yōu)點(diǎn)是一般PID控制所不具備的。而由圖7高度曲線可以看出最終高度能穩(wěn)定在500米，形成直線，故本發(fā)明方法又能保留PID控制的部分優(yōu)點(diǎn)，具有較好的控制精度。因此本發(fā)明具有很好的實(shí)用價(jià)值，也能推廣應(yīng)用于飛艇之外的其它飛行器的高度控制中。

本文的特點(diǎn)是通過(guò)測(cè)量飛艇的當(dāng)前高度，采用計(jì)算機(jī)解算出飛艇實(shí)時(shí)高度與期望高度的誤差信號(hào)，并測(cè)量垂向速度作為誤差微分信號(hào)，再由高度誤差信號(hào)生成誤差積分信號(hào)，得到上述誤差的PID(比例-積分-微分)控制信號(hào)，最后將該P(yáng)ID信號(hào)通過(guò)Sigmoid函數(shù)與柔化函數(shù)的調(diào)制得到最終的非線性改進(jìn)PID控制信號(hào)，該信號(hào)作為飛艇俯仰角指令信號(hào)，再由飛艇俯仰角跟蹤控制器實(shí)現(xiàn)對(duì)該指令跟蹤，當(dāng)俯仰角跟蹤上期望指令信號(hào)時(shí)，即實(shí)現(xiàn)了飛艇俯仰通道按照給定高度飛行。

本發(fā)明一種平流層飛艇定高飛行非線性PID控制方法，默認(rèn)飛艇姿態(tài)穩(wěn)定控制器已完成設(shè)計(jì)。同時(shí)本發(fā)明不同于傳統(tǒng)的飛艇高度PID控制器的地方在于提出了一類新穎的非線性Sigmoid函數(shù)與柔化函數(shù)調(diào)制技術(shù)，使得本方法具有PID控制所不具有的抗飽和特性，同時(shí)由于本方法是由PID控制信號(hào)調(diào)制產(chǎn)生，因此其又能保留PID控制的優(yōu)點(diǎn)。所以本發(fā)明不僅在方法上有較大的創(chuàng)新，而且還有很高的工程實(shí)用價(jià)值。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。