飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统的制作方法

飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及飞行器控制技术领域，特别是设及一种飞行器操纵禪合补偿方法、姿 态运动控制方法及系统。
【背景技术】
[0002] 当今，高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5的飞行器（W下简称飞行器）， 其具有响应速度快、机动性强、航程远等突出优点，是继航空技术与航天技术之后的又一研 究热点，其研究具有极大的战略意义和应用价值。
[0003] 为了提高快速性和机动性能，高超声速飞行器通常采用倾斜转弯炬TT)控制方式 实现大范围机动。BTT控制方式可使飞行器的主升力面快速对准过载需求方向，W提供足够 的机动能力，相比于传统的侧滑转弯（STT)控制方式具有其独特优势。其是针对俯仰、偏航 和滚动S个通道，利用驼偏角（滚动驼偏角5y、偏航驼偏角Sy及俯仰驼偏角5 ,)的操作 指令来控制达到期望气动力矩（气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力 矩My及俯仰通道的俯仰力矩M,)。然而，BTT快速滚转过程中俯仰、偏航和滚动=通道间会 出现较为强烈的交叉禪合，使得最终得到的气动力矩并不是最初的期望气动力矩，导致通 道间的协调控制难度较大，降低控制系统的性能。
[0004] 基于此，开展高超声速飞行器的操纵禪合机理及补偿方法研究，对于完善禪合控 制理论体系和设计能适应强禪合特性的高超声速飞行器禪合控制器具有重要意义。

【发明内容】

[0005] 有鉴于此，针对高超声速飞行器俯仰、偏航和滚动通道间存在的操纵禪合问题，本 发明提供了一种飞行器操纵禪合补偿方法、姿态运动控制方法及系统，W降低各通道的操 纵禪合程度，进而提高飞行器姿态运动控制系统的性能。
[0006] 为解决上述技术问题，本发明提供一种飞行器操纵禪合补偿方法，包括：
[0007] 分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的气动力矩值的计 算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[000引其中，所述气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰 通道的俯仰力矩Mz;
[0009] 分析所述=个通道的气动力矩值的计算公式之间的禪合情况，得到消除所述禪合 情况的补偿驼偏角的计算公式，W通过所述补偿驼偏角的计算公式，计算得到与期望气动 力矩对应的补偿驼偏角；
[0010] 其中，所述补偿驼偏角包括：补偿滚动驼偏角补偿偏航驼偏角及补偿俯仰 驼偏角。
[0011] 上述补偿方法中，优选的，通过W下步骤实现分析飞行器=个通道的气动力矩值 的计算公式，确定任一通道的气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合 情况：
[0012] 确定所述S个通道的气动力矩值的计算公式如下：
[0013]
[0014] 其中，Sy为滚动驼偏角、5y为偏航驼偏角、5 ,为俯仰驼偏角；
[0015] 用所述气动力矩对所述驼偏角的偏导数矩阵Ma代表任一通道的
[0016] 气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[0017] 其中
[0018] 上述补偿方法中，优选的，在分析所述=个通道的气动力矩值的计算公式之间的 禪合情况，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式的过程中，通过W下步骤消除 所述禪合情况：
[0019] 令
，W消除所述偏航驼偏角5y、俯仰驼偏角S,对所述滚动 力矩Mx的禪合影响；
[0020] 令
W消除所述滚动驼偏角5y、俯仰驼偏角S,对所述偏航 力矩My的禪合影响；
[0021] 令'
W消除所述滚动驼偏角5,、偏航驼偏角Sy对所述俯仰 力矩Mz的禪合影响。
[0022] 上述补偿方法中，优选的，通过W下步骤实现分析所述=个通道的气动力矩值的 计算公式之间的禪合情况，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式：
[0023] 设操纵补偿后的气动力矩对所述驼偏角的偏导矩阵为M'A，则所述气动力矩表示 为
[0024] 结合
许令所述偏导矩阵 M'A的非对角上的元素均为零，求得所述偏导矩阵M'A的具体表达式；
[0025] 将求得的所述偏导矩阵M'A的具体表达式代入
，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式。
[0026] 本发明还提供了一种飞行器操纵禪合补偿系统，包括：
[0027] 禪合情况确定单元，用于分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定任 一通道的气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[0028] 其中，所述气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰 通道的俯仰力矩Mz;
[0029] 补偿驼偏角计算公式确定单元，用于分析所述=个通道的气动力矩值的计算公式 之间的禪合情况，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式，W通过所述补偿驼偏 角的计算公式，计算得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角；
[0030] 其中，所述补偿驼偏角包括：补偿滚动驼偏角补偿偏航驼偏角及补偿俯仰 驼偏角
[0031] 本发明提供了一种飞行器姿态运动控制方法，包括：
[0032] 确定期望气动力矩；
[0033] 将所述期望气动力矩代入预设补偿驼偏角计算公式，得到与所述期望气动力矩对 应的补偿驼偏角；
[0034] 生成与所述期望气动力矩对应的补偿驼偏角相关的操纵指令，W控制达到所述期 望气动力矩；
[00巧]将达到的所述期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型，W实现飞行器姿态运动控 制。
[0036] 本发明还提供了一种飞行器姿态运动控制系统，包括：
[0037] 期望气动力矩确定单元，用于确定期望气动力矩；
[0038] 补偿驼偏角确定单元，用于将所述期望气动力矩代入预设补偿驼偏角计算公式， 得到与所述期望气动力矩对应的补偿驼偏角；
[0039] 操纵指令生成单元，用于生成与所述期望气动力矩对应的补偿驼偏角相关的操纵 指令，W控制达到所述期望气动力矩；
[0040] 姿态运动控制单元，用于将达到的所述期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型， W实现飞行器姿态运动控制。
[0041] 对本发明提供的飞行器操纵禪合补偿方法及系统，相较现有技术中由于BTT快速 滚转过程中俯仰、偏航和滚动=通道间出现较为强烈的交叉禪合，导致最终得到的气动力 矩并不是最初的期望气动力矩，本发明提供的飞行器操纵禪合补偿方法及系统先进行了理 论分析：首先分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的气动力矩值 的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；然后分析=个通道的气动力矩值的 计算公式之间的禪合情况，得到消除该个禪合情况的补偿驼偏角的计算公式。通过得到的 补偿驼偏角的计算公式，能够计算得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角，进而控制降低 各通道的操纵禪合程度。具体来说，实现了利用重新确定的针对操纵禪合的驼偏角（即补 偿驼偏角），将禪合力矩当作扰动力矩来处理，通过操纵控制面产生附加的控制力矩来抵消 其他通道产生的力矩的影响，使得最终得到的气动力矩即为最初的期望气动力矩，降低了 各通道的操纵禪合程度，消除了操纵禪合的影响。 [0042] 本发明提供的飞行器姿态运动控制方法及系统，其是基于上述飞行器操纵禪合补 偿方法及系统的，是对上述消除禪合情况的补偿驼偏角的计算公式的应用，即利用预设补 偿驼偏角计算公式计算得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角，生成与所述期望气动力矩 对应的补偿驼偏角相关的操纵指令，并将该操纵指令代入飞行器姿态运动模型，W此来控 制飞行器姿态运动，由于操纵指令中的补偿驼偏角为能够消除操纵禪合的驼偏角，能够使 得最终得到的气动力矩即为最初的期望气动力矩，显著降低了通道间的协调控制难度，进 而提高飞行器姿态运动控制系统的性能。
【附图说明】
[0043] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现 有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本 发明的实施例，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W根据 提供的附图获得其他的附图。
[0044] 图1为本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1的流程图；
[0045] 图2为本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1的一种操纵禪合补偿 原理图；
[0046]图3为本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿系统实施例1的结构框图示意图；
[0047] 图4为本发明提供的一种飞行器姿态运动控制方法实施例1的流程图；
[0048]图5为本发明提供的一种飞行器姿态运动控制系统实施例1的结构框图示意图；
[0049] 图6-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的攻角a对比图；
[0050] 图6-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的侧滑角0对比图；
[0051] 图6-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的倾侧角丫V对比图；
[0052]图7-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的滚转驼偏角5Y对比图；
[0053] 图7-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的偏航驼偏角5 ,对比图；
[0054]图7-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的俯仰驼偏角式，对比图；
[00巧]图8-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的滚转通道操纵禪合系数Cy对 比图；
[0056] 图8-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的偏航通道操纵禪合系数Cy对 比图；
[0057] 图8-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的俯仰通道操纵禪合系数C,对 比图。
【具体实施方式】
[0058] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于 本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他 实施例，都属于本发明保护的范围。
[0059] 本发明的核屯、是提供一种飞行器操纵禪合补偿方法、姿态运动控制方法及系统， W降低各通道的操纵禪合程度，进而提高飞行器姿态运动控制系统的性能。
[0060] 实际应用中，操纵禪合是指在一个通道进行气动操纵控制时，另一个通道会产生 不希望的力矩，在攻角a或者侧滑角0较大的情况下，通道间的控制交叉禪合比较明显。
[0061] 为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和【具体实施方式】 对本发明作进一步的详细说明。
[0062] 参考图1，示出了本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1的流程图， 该方法具体可W包括如下步骤：
[0063] 步骤S100、分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的气动 力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[0064] 其中，气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰通道 的俯仰力矩Mz;
[0065] 具体地，先确定=个通道的气动力矩值的计算公式如下：
[0066]
( 1 )
[0067] 其中，Sy为滚动驼偏角、5y为偏航驼偏角、5 ,为俯仰驼偏；
[0068] 从式（1)可W看出，每个通道的气动力矩都会受到其他通道的气动操纵的影响。 高超声速飞行器操纵禪合与其气动外型密切相关，当操纵尾翼为"十"字型轴对称布局时， 控制交叉禪合较小，但当操纵尾翼为"T"字型面对称布局时，操纵控制力矩的交叉禪合影响 较为显著，需设计去禪回路进行补偿。需要说明的是，为了保证较好的补偿效果，本发明提 供的技术方案主要针对操纵尾翼为"T"字型面对称布局的高超声速飞行器。
[0069] 然后，再用气动力矩对驼偏角的偏导数矩阵Ma代表任一通道的气动力矩值的计算 公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；其中，
[0070]
( 2 )
[0071] 步骤SlOl、分析=个通道的气动力矩值的计算公式之间的禪合情况，得到消除禪 合情况的补偿驼偏角的计算公式；
[0072] 其中，补偿驼偏角包括；补偿滚动驼偏角<5^。、补偿偏航驼偏角及补偿俯仰驼偏 角《0。；
[0073] 通过上述能够消除气动力矩之间的禪合情况的补偿驼偏角的计算公式，可W计算 得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角，进而控制降低各通道的操纵禪合程度，消除操纵 禪合的影响。
[0074] 具体地，要实现完全解禪，不同通道之间互不影响，即在公式方面得满足；滚转力 矩My对偏航驼偏角5y和俯仰驼偏角5 ,的偏导数均为零，即
扁航力 矩My对俯仰驼偏角5 ,和滚转驼偏角5y的偏导数均为零，即
俯仰力 矩对偏航驼偏角5y和滚转驼偏角5y的偏导数均为零，即
，基于 此，步骤S101中，通过W下步骤消除禪合情况：
[0075] 令
W消除偏航驼偏角5y、俯仰驼偏角S,对滚动力矩Mx的 禪合影响；
[0076] 令
，此消除滚动驼偏角5,、俯仰驼偏角S,对偏航力矩My的 禪合影响；
[0077] 令
，此消除滚动驼偏角5X、偏航驼偏角5y对俯仰力矩MZ的 禪合影响。
[0078] 本发明中，各通道受其他通道操纵禪合的影响程度可W通过对比其他通道的气动 力矩系数与本通道的力矩系数的大小来衡量，即可W引入如下系数Cx，Cy，Cz作为各通道 受其他通道操纵禪合程度大小的衡量指标：
[008引显然，若CX，Cy，Cz越大，则对应的通道受其他通道的影响越大，即此通道受操纵 禪合影响较大。
[0083] 综上，相较现有技术中由于BTT快速滚转过程中俯仰、偏航和滚动=通道间出现 较为强烈的交叉禪合，导致最终得到的气动力矩并不是最初的期望气动力矩，本发明提供 的飞行器操纵禪合补偿方法及系统先进行了理论分析；首先分析飞行器=个通道的气动力 矩值的计算公式，确定任一通道的气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的 禪合情况；然后分析=个通道的气动力矩值的计算公式之间的禪合情况，得到消除该个禪 合情况的补偿驼偏角的计算公式。通过得到的补偿驼偏角的计算公式，能够计算得到与期 望气动力矩对应的补偿驼偏角，进而控制降低各通道的操纵禪合程度。具体来说，实现了利 用重新确定的针对操纵禪合的驼偏角（即补偿驼偏角），将禪合力矩当作扰动力矩来处理， 通过操纵控制面产生附加的控制 力矩来抵消其他通道产生的力矩的影响，使得最终得到的 气动力矩即为最初的期望气动力矩，降低了各通道的操纵禪合程度，消除了操纵禪合的影 响。
[0084] 基于上述本发明一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1所公开的技术方案，针对 步骤S101、分析=个通道的气动力矩值的计算公式之间的禪合情况，得到消除禪合情况的 补偿驼偏角的计算公式的具体实现过程，本发明提供了一种飞行器操纵禪合补偿方法实施 例2 ;
[0085] 步骤S200、设操纵补偿后（即操纵解禪后）的气动力矩对驼偏角的偏导矩阵为 M'A，要产生相同的力矩所需的各通道的补偿驼偏角分别为今则高超声速飞行 器各通道的力矩，也就是气动力矩表示为：
[0086]
(3)
[0087] 步骤S200、结合式（1)和式（3)，并令M'A的非对角上的元素均为零，求得M'a的具体表达式；
[0088] 具体地，通过如下步骤实现步骤S200 ;
[008引步骤S2001、结合式（1)和式（3)，可W得到下式（4);
[0090]
(4)
[0091]假设5Y、5 4、々。之间存在如下关系；[0092]
(5)
[0093]其中，系数ki~ke为假定任意常数，具体数值由后续求解出。当然，关于假设的 5 ,、5 4、、^<。、《&之间的关系，上述仅仅是举个例子，也可^采用其它可行的假 设关系，本领域技术可根据实际情况自行设定，本发明并不做严格限定。
[0094] 步骤S2002、将式（5)代入式（4)，将等式两边的[各%，消除，得到操 纵补偿后的气动力矩对驼偏角的偏导矩阵M'A，即分配矩阵为：
[0095]
(6)
[0096] 为了操纵指令补偿后没有禪合，则应该使偏导矩阵M'A的非对角线上的元素均为 零，即；
[0097] (7)
[0098] 解上述方程组，即可得到ki~ke如下所示：
[0099]
[0100] 将式做中ki~ke的值代入偏导矩阵M'A，则偏导矩阵M'A的非对角线上的元 素均为零，该时偏导矩阵M'A的主对角线上的元素值为：
[0101]
(9)
[0102] 至此，就可得到偏导矩阵M'A的具体表达式。
[0103] 步骤S201、将步骤S200中求得的偏导矩阵M'A的具体表达式代入W下式（10) 中，得到消除禪合情况的气动力矩的补偿驼偏角的计算公式，即代入偏导矩阵M'A的具体 表达式的式（10)即为消除禪合情况的气动力矩的补偿驼偏角的计算公式。
[0104]
(10)
[010引其中，式（10)是通过式做求解[(5'&，<5； 了得到的。
[0106] 结合上述分析，针对如何利用气动力矩的补偿驼偏角的计算公式来进行消除禪合 情况的，请参考图2,示出了本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1的一种操 纵禪合补偿原理图。
[0107] 与上述本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1相对应，本发明还提 供了一种飞行器操纵禪合补偿系统实施例1，参考图3,该系统200可W包括如下内容：
[010引禪合情况确定单元201，用于分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定 任一通道的气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[0109] 其中，气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰通道 的俯仰力矩Mz;
[0110] 补偿驼偏角计算公式确定单元202,用于分析=个通道的气动力矩值的计算公式 之间的禪合情况，得到消除禪合情况的补偿驼偏角的计算公式，W通过补偿驼偏角的计算 公式，计算得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角，进而控制降低各通道的操纵禪合程度， 消除操纵禪合的影响；
[0111] 其中，补偿驼偏角包括；补偿滚动驼偏角4^。、补偿偏航驼偏角及补偿俯仰驼偏 角Sg。。
[0112] 基于上述本发明提供的飞行器操纵禪合补偿方法实施例1、实施例2和飞行器操 纵禪合补偿系统实施例1所公开的技术方案，针对上述方案得到的消除禪合情况的气动力 矩的补偿驼偏角的计算公式的应用，本发明提供了一种飞行器姿态运动控制方法实施例1， 参考图4,该方法具体可W包括如下步骤：
[0113] 步骤S300、确定期望气动力矩；
[0114] 步骤S301、将期望气动力矩代入预设补偿驼偏角计算公式，得到与期望气动力矩 对应的补偿驼偏角；
[0115] 其中，预设补偿驼偏角计算公式即为上述消除禪合情况的气动力矩的补偿驼偏角 的计算公式。
[0116] 步骤S302、生成与期望气动力矩对应的补偿驼偏角相关的操纵指令，W控制达到 期望气动力矩；
[0117] 步骤S303、将达到的期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型，W实现飞行器姿态 运动控制。
[0118] 本发明中，W美国兰利研究中屯、公开的winged-cone高超声速飞行器为仿真对 象，假设飞行高度h= 33. 5km，马赫数M= 15,初始攻角、侧滑角、倾侧角均设置为0,侧滑 角期望值始终为0,俯仰、偏航、滚转角速率初始值均为0°，而攻角指令为阶跃指令a。= 5°，倾侧角指令在前5s设置为0,即不翻转，从5s开始W20° /s的翻转速率快速变化到 尸戸。=180°，总仿真时间设置为20s。
[0119] 本发明中，选取飞行器攻角a，侧滑角P，倾侧角丫V和飞行器绕机体坐标系S个 轴的角速度为状态变量，并假设飞行器的质量特性保持不变，惯量积为零，设 质屯、运动参数为常量，则飞行器姿态运动模型表示为：
[0120]
(11)
[0121] ( 12 )
[012引其中，《，方，知，却.，心，，占：为相应变量的变化率;Mx，My，Mz为滚动力 矩、偏航力矩和俯仰力矩；Jx，Jy，Jz为飞行器沿机体坐标系=个轴的转动惯量。
[0123]W上本发明提供的飞行器姿态运动控制方法，利用预设补偿驼偏角计算公式计算 得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角，生成与期望气动力矩对应的补偿驼偏角相关的操 纵指令，并将该操纵指令代入飞行器姿态运动模型，W此来控制飞行器姿态运动，由于操纵 指令中的补偿驼偏角为能够消除操纵禪合的驼偏角，能够使得最终得到的气动力矩即为最 初的期望气动力矩，显著降低了通道间的协调控制难度，进而提高飞行器姿态运动控制系 统的性能。
[0124] 与上述本发明提供的一种飞行器姿态运动控制方法实施例1相对应，本发明还提 供了一种飞行器姿态运动控制系统实施例1，参考图5,该系统300可W包括如下内容：
[0125] 期望气动力矩确定单元301，用于确定期望气动力矩；
[0126] 补偿驼偏角确定单元302,用于将期望气动力矩代入预设补偿驼偏角计算公式，得 到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角；
[0127] 操纵指令生成单元303,用于生成与期望气动力矩对应的补偿驼偏角相关的操纵 指令，W控制达到期望气动力矩；
[012引姿态运动控制单元304,用于将达到的期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型，W实现飞行器姿态运动控制。
[0129] 基于上述本发明提供的技术方案，我们采用本发明提 供的操纵禪合补偿后的飞行 器姿态运动控制方法进行仿真，并将仿真结果与常规控制方法的仿真结果进行了对比，得 到W下各个对比图：
[0130] 图6-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的攻角a对比图；
[0131] 图6-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的侧滑角0对比图；
[0132] 图6-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的倾侧角丫V对比图；
[0133] 其中，攻角a、侧滑角P及倾侧角丫V为姿态角。
[0134] 图7-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的滚转驼偏角5Y对比图；
[0135]图7-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的偏航驼偏角54对比图；
[0136] 图7-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的俯仰驼偏角&对比图；
[0137] 其中，滚转驼偏角5Y、偏航驼偏角5 ,及俯仰驼偏角^0为驼偏角。
[013引图8-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的滚转通道操纵禪合系数C,对 比图；
[0139]图8-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的偏航通道操纵禪合系数Cy对 比图；
[0140]图8-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的俯仰通道操纵禪合系数C,对 比图；
[0141] 由姿态角对比图（图6-1、图6-2、图6-3)和驼偏角对比图（图7-1、图7-2、图7-3) 可知，两种情况下都能实现对姿态角、驼偏角的平稳快速跟踪。
[014引重点在于，由图8-1、图8-2、图8-3可W很明显看出，在采取操纵禪合控制方法后， 各通道的操纵禪合系数明显减小，说明操纵禪合特性得到明显改善，提高了控制器的控制 性能，证明了操纵禪合控制方法的有效性。
[0143] 需要说明的是，本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重 点说明的都是与其它实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。 对于系统类实施例而言，由于其与方法实施例基本相似，所W描述得比较简单，相关之处参 见方法实施例的部分说明即可。
[0144] W上对本发明所提供的飞行器操纵禪合补偿方法、姿态运动控制方法及系统进行 了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，W上实施例 的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核屯、思想。应当指出，对于本技术领域的普通 技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可W对本发明进行若干改进和修饰，该些 改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。
【主权项】
1. 一种飞行器操纵耦合补偿方法，其特征在于，包括： 分析飞行器三个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的气动力矩值的计算公 式与另外两个通道的舵偏角之间的耦合情况； 其中，所述气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰通道 的俯仰力矩Mz; 分析所述三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除所述耦合情况 的补偿舵偏角的计算公式，以通过所述补偿舵偏角的计算公式，计算得到与期望气动力矩 对应的补偿舵偏角； 其中，所述补偿舵偏角包括：补偿滚动舵偏角、补偿偏航舵偏角及补偿俯仰舵 偏角4。2. 如权利要求1所述的飞行器操纵耦合补偿方法，其特征在于，通过以下步骤实现分 析飞行器三个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的气动力矩值的计算公式与另 外两个通道的舵偏角之间的耦合情况： 确定所述三个通道的气动力矩值的计算公式如下：其中，S 滚动舵偏角、δ 偏航舵偏角、δ 2为俯仰舵偏角； 用所述气动力矩对所述舵偏角的偏导数矩阵吣代表任一通道的气动力矩值的计算公 式与另外两个通道的舵偏角之间的耦合情况；3. 如权利要求1或2任意一项所述的飞行器操纵耦合补偿方法，其特征在于，在分析所 述三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除所述耦合情况的补偿舵偏 角的计算公式的过程中，通过以下步骤消除所述耦合情况： '，以消除所述偏航舵偏角δ y、俯仰舵偏角δ 2对所述滚动力矩 Mx的耦合影响；〇，以消除所述滚动舵偏角δ χ、俯仰舵偏角δ 2对所述偏航力矩 My的耦合影响； 令，以消除所述滚动舵偏角δ x、偏航舵偏角δ 所述俯仰力矩 Mz的耦合影响。4. 如权利要求3所述的飞行器操纵耦合补偿方法，其特征在于，通过以下步骤实现分 析所述三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除所述耦合情况的补偿 舵偏角的计算公式： 设操纵补偿后的气动力矩对所述舵偏角的偏导矩阵为W Α，则所述气动力矩表示为：，并令所述偏导矩阵M' Α 的非对角上的元素均为零，求得所述偏导矩阵M' 4的具体表达式； 将求得的所述偏导矩阵M' Α的具体表达式代>得到消 除所述耦合情况的补偿舵偏角的计算公式。5. -种飞行器操纵耦合补偿系统，其特征在于，包括： 耦合情况确定单元，用于分析飞行器三个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通 道的气动力矩值的计算公式与另外两个通道的舵偏角之间的耦合情况； 其中，所述气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰通道 的俯仰力矩Mz; 补偿舵偏角计算公式确定单元，用于分析所述三个通道的气动力矩值的计算公式之间 的耦合情况，得到消除所述耦合情况的补偿舵偏角的计算公式，以通过所述补偿舵偏角的 计算公式，计算得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角； 其中，所述补偿舵偏角包括：补偿滚动舵偏角、补偿偏航舵偏角^及补偿俯仰舵 偏角4。6. -种飞行器姿态运动控制方法，其特征在于，包括： 确定期望气动力矩； 将所述期望气动力矩代入预设补偿舵偏角计算公式，得到与所述期望气动力矩对应的 补偿舵偏角； 生成与所述期望气动力矩对应的补偿舵偏角相关的操纵指令，以控制达到所述期望气 动力矩； 将达到的所述期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型，以实现飞行器姿态运动控制。7. -种飞行器姿态运动控制系统，其特征在于，包括： 期望气动力矩确定单元，用于确定期望气动力矩； 补偿舵偏角确定单元，用于将所述期望气动力矩代入预设补偿舵偏角计算公式，得到 与所述期望气动力矩对应的补偿舵偏角； 操纵指令生成单元，用于生成与所述期望气动力矩对应的补偿舵偏角相关的操纵指 令，以控制达到所述期望气动力矩； 姿态运动控制单元，用于将达到的所述期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型，以实 现飞行器姿态运动控制。
【专利摘要】本发明公开了一种飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统，通过分析飞行器三个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的力矩值的计算公式与另外两个通道的舵偏角之间的耦合情况；分析三个力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除气动力矩之间耦合情况的补偿舵偏角的计算公式，及通过这个补偿舵偏角的计算公式，计算得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角，生成与期望气动力矩对应的补偿舵偏角相关的操纵指令，以实现飞行器姿态运动控制，达到了降低各通道的操纵耦合程度，进而提高飞行器姿态运动控制系统的性能的目的。
【IPC分类】G05D1/08, G05B13/02
【公开号】CN104881035
【申请号】CN201510336300
【发明人】王鹏, 程仙垒, 汤国建
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年6月17日