CN104881035A - 飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

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。

Description

飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统

技术领域

本发明涉及飞行器控制技术领域，特别是涉及一种飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统。

背景技术

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(以下简称飞行器)，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。

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(BTT)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，以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、偏航和滚动三个通道，利用舵偏角(滚动舵偏角δ_x、偏航舵偏角δ_y及俯仰舵偏角δ_z)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M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z)。然而，BTT快速滚转过程中俯仰、偏航和滚动三通道间会出现较为强烈的交叉耦合，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。

基于此，开展高超声速飞行器的操纵耦合机理及补偿方法研究，对于完善耦合控制理论体系和设计能适应强耦合特性的高超声速飞行器耦合控制器具有重要意义。

发明内容

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耦合问题，本发明提供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，以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。

为解决上述技术问题，本发明提供一种飞行器操纵耦合补偿方法，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M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z；

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

上述补偿方法中，优选的，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：

$\left[\begin{array}{c}{M}_x\\ M_y\\ M_z\end{array}\right]=qS\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_x\\ {\mathrm{\δ}}_y\\ {\mathrm{\δ}}_z\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{M}_{x_0}\\ M_{y_0}\\ M_{z_0}\end{array}\right]$

其中，δ_x为滚动舵偏角、δ_y为偏航舵偏角、δ_z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M_A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；

其中， $M_A=\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right].$

上述补偿方法中，优选的，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：

令以消除所述偏航舵偏角δ_y、俯仰舵偏角δ_z对所述滚动力矩M_x的耦合影响；

令以消除所述滚动舵偏角δ_x、俯仰舵偏角δ_z对所述偏航力矩M_y的耦合影响；

令以消除所述滚动舵偏角δ_x、偏航舵偏角δ_y对所述俯仰力矩M_z的耦合影响。

上述补偿方法中，优选的，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M′_A，则所述气动力矩表示为：

结合 $\left[\begin{array}{c}{M}_x\\ M_y\\ M_z\end{array}\right]=qS\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_x\\ {\mathrm{\δ}}_y\\ {\mathrm{\δ}}_z\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{M}_{x_0}\\ M_{y_0}\\ M_{z_0}\end{array}\right],$ 并令所述偏导矩阵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；

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耦合情况的补偿舵偏角的计算公式。

本发明还提供了一种飞行器操纵耦合补偿系统，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M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z；

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

本发明提供了一种飞行器姿态运动控制方法，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。

本发明还提供了一种飞行器姿态运动控制系统，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。

对本发明提供的飞行器操纵耦合补偿方法及系统，相较现有技术中由于BTT快速滚转过程中俯仰、偏航和滚动三通道间出现较为强烈的交叉耦合，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耦合补偿方法及系统先进行了理论分析：首先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；然后分析三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除这个耦合情况的补偿舵偏角的计算公式。通过得到的补偿舵偏角的计算公式，能够计算得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角，进而控制降低各通道的操纵耦合程度。具体来说，实现了利用重新确定的针对操纵耦合的舵偏角(即补偿舵偏角)，将耦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耦合程度，消除了操纵耦合的影响。

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耦合补偿方法及系统的，是对上述消除耦合情况的补偿舵偏角的计算公式的应用，即利用预设补偿舵偏角计算公式计算得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角，生成与所述期望气动力矩对应的补偿舵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，以此来控制飞行器姿态运动，由于操纵指令中的补偿舵偏角为能够消除操纵耦合的舵偏角，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

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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的一种飞行器操纵耦合补偿方法实施例1的流程图；

图2为本发明提供的一种飞行器操纵耦合补偿方法实施例1的一种操纵耦合补偿原理图；

图3为本发明提供的一种飞行器操纵耦合补偿系统实施例1的结构框图示意图；

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；

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；

图6-1为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的攻角α对比图；

图6-2为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的侧滑角β对比图；

图6-3为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的倾侧角γ_V对比图；

图7-1为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的滚转舵偏角δ_γ对比图；

图7-2为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的偏航舵偏角δ_ψ对比图；

图7-3为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的俯仰舵偏角对比图；

图8-1为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的滚转通道操纵耦合系数ξ_x对比图；

图8-2为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的偏航通道操纵耦合系数ξ_y对比图；

图8-3为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的俯仰通道操纵耦合系数ξ_z对比图。

具体实施方式

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。

本发明的核心是提供一种飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统，以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。

实际应用中，操纵耦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α或者侧滑角β较大的情况下，通道间的控制交叉耦合比较明显。

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。

参考图1，示出了本发明提供的一种飞行器操纵耦合补偿方法实施例1的流程图，该方法具体可以包括如下步骤：

步骤S100、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，气动力矩包括滚动通道的滚动力矩M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z；

具体地，先确定三个通道的气动力矩值的计算公式如下：

$\left[\begin{array}{c}{M}_x\\ M_y\\ M_z\end{array}\right]=qS\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_x\\ {\mathrm{\δ}}_y\\ {\mathrm{\δ}}_z\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{M}_{x_0}\\ M_{y_0}\\ M_{z_0}\end{array}\right]---\left(1\right)$

其中，δ_x为滚动舵偏角、δ_y为偏航舵偏角、δ_z为俯仰舵偏；

从式(1)可以看出，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耦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，控制交叉耦合较小，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耦合影响较为显著，需设计去耦回路进行补偿。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。

然后，再用气动力矩对舵偏角的偏导数矩阵M_A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；其中，

$M_A=\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right]---\left(2\right)$

步骤S101、分析三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除耦合情况的补偿舵偏角的计算公式；

其中，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

通过上述能够消除气动力矩之间的耦合情况的补偿舵偏角的计算公式，可以计算得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角，进而控制降低各通道的操纵耦合程度，消除操纵耦合的影响。

具体地，要实现完全解耦，不同通道之间互不影响，即在公式方面得满足：滚转力矩M_x对偏航舵偏角δ_y和俯仰舵偏角δ_z的偏导数均为零，即偏航力矩M_y对俯仰舵偏角δ_z和滚转舵偏角δ_x的偏导数均为零，即俯仰力矩M_z对偏航舵偏角δ_y和滚转舵偏角δ_x的偏导数均为零，即基于此，步骤S101中，通过以下步骤消除耦合情况：

令以消除偏航舵偏角δ_y、俯仰舵偏角δ_z对滚动力矩M_x的耦合影响；

令以消除滚动舵偏角δ_x、俯仰舵偏角δ_z对偏航力矩M_y的耦合影响；

令以消除滚动舵偏角δ_x、偏航舵偏角δ_y对俯仰力矩M_z的耦合影响。

本发明中，各通道受其他通道操纵耦合的影响程度可以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，即可以引入如下系数ξ_x，ξ_y，ξ_z作为各通道受其他通道操纵耦合程度大小的衡量指标：

${\mathrm{\ξ}}_x=\frac{\left|m_x^{{\mathrm{\δ}}_y}\right|+\left|m_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\right|}{\left|m_x^{{\mathrm{\δ}}_x}\right|}---\left(3\right)$

${\mathrm{\ξ}}_y=\frac{\left|m_y^{{\mathrm{\δ}}_x}\right|+\left|m_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\right|}{\left|m_y^{{\mathrm{\δ}}_y}\right|}---\left(4\right)$

${\mathrm{\ξ}}_z=\frac{\left|m_z^{{\mathrm{\δ}}_x}\right|+\left|m_z^{{\mathrm{\δ}}_y}\right|}{\left|m_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\right|}---\left(5\right)$

显然，若ξ_x，ξ_y，ξ_z越大，则对应的通道受其他通道的影响越大，即此通道受操纵耦合影响较大。

综上，相较现有技术中由于BTT快速滚转过程中俯仰、偏航和滚动三通道间出现较为强烈的交叉耦合，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耦合补偿方法及系统先进行了理论分析：首先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；然后分析三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除这个耦合情况的补偿舵偏角的计算公式。通过得到的补偿舵偏角的计算公式，能够计算得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角，进而控制降低各通道的操纵耦合程度。具体来说，实现了利用重新确定的针对操纵耦合的舵偏角(即补偿舵偏角)，将耦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耦合程度，消除了操纵耦合的影响。

基于上述本发明一种飞行器操纵耦合补偿方法实施例1所公开的技术方案，针对步骤S101、分析三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除耦合情况的补偿舵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耦合补偿方法实施例2：

步骤S200、设操纵补偿后(即操纵解耦后)的气动力矩对舵偏角的偏导矩阵为M′_A，要产生相同的力矩所需的各通道的补偿舵偏角分别为，，则高超声速飞行器各通道的力矩，也就是气动力矩表示为：

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；

具体地，通过如下步骤实现步骤S200：

步骤S2001、结合式(1)和式(3)，可以得到下式(4)：

假设δ_γ、δ_ψ、与 、之间存在如下关系：

其中，系数k₁～k₆为假定任意常数，具体数值由后续求解出。当然，关于假设的δ_γ、δ_ψ、与 、之间的关系，上述仅仅是举个例子，也可以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。

步骤S2002、将式(5)代入式(4)，将等式两边的消除，得到操纵补偿后的气动力矩对舵偏角的偏导矩阵M′_A，即分配矩阵为：

为了操纵指令补偿后没有耦合，则应该使偏导矩阵M′_A的非对角线上的元素均为零，即：

解上述方程组，即可得到k₁～k₆如下所示：

将式(8)中k₁～k₆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，这时偏导矩阵M′_A的主对角线上的元素值为：

至此，就可得到偏导矩阵M′_A的具体表达式。

步骤S201、将步骤S200中求得的偏导矩阵M′_A的具体表达式代入以下式(10)中，得到消除耦合情况的气动力矩的补偿舵偏角的计算公式，即代入偏导矩阵M′_A的具体表达式的式(10)即为消除耦合情况的气动力矩的补偿舵偏角的计算公式。

其中，式(10)是通过式(3)求解得到的。

结合上述分析，针对如何利用气动力矩的补偿舵偏角的计算公式来进行消除耦合情况的，请参考图2，示出了本发明提供的一种飞行器操纵耦合补偿方法实施例1的一种操纵耦合补偿原理图。

与上述本发明提供的一种飞行器操纵耦合补偿方法实施例1相对应，本发明还提供了一种飞行器操纵耦合补偿系统实施例1，参考图3，该系统200可以包括如下内容：

耦合情况确定单元201，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，气动力矩包括滚动通道的滚动力矩M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z；

补偿舵偏角计算公式确定单元202，用于分析三个通道的气动力矩值的计算公式之间的耦合情况，得到消除耦合情况的补偿舵偏角的计算公式，以通过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，进而控制降低各通道的操纵耦合程度，消除操纵耦合的影响；

其中，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

基于上述本发明提供的飞行器操纵耦合补偿方法实施例1、实施例2和飞行器操纵耦合补偿系统实施例1所公开的技术方案，针对上述方案得到的消除耦合情况的气动力矩的补偿舵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，该方法具体可以包括如下步骤：

步骤S300、确定期望气动力矩；

步骤S301、将期望气动力矩代入预设补偿舵偏角计算公式，得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角；

其中，预设补偿舵偏角计算公式即为上述消除耦合情况的气动力矩的补偿舵偏角的计算公式。

步骤S302、生成与期望气动力矩对应的补偿舵偏角相关的操纵指令，以控制达到期望气动力矩；

步骤S303、将达到的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。

本发明中，以美国兰利研究中心公开的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α_c＝5°，倾侧角指令在前5s设置为0，即不翻转，从5s开始以20°/s的翻转速率快速变化到＝180°，总仿真时间设置为20s。

本发明中，选取飞行器攻角α，侧滑角β，倾侧角γ_V和飞行器绕机体坐标系三个轴的角速度ω_x，ω_y，ω_z作为状态变量，并假设飞行器的质量特性保持不变，惯量积为零，设质心运动参数为常量，则飞行器姿态运动模型表示为：

$\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}={\mathrm{\ω}}_z-{\mathrm{\ω}}_{x}cos\mathrm{\α}tan\mathrm{\β}+{\mathrm{\ω}}_{y}sin\mathrm{\α}tan\mathrm{\β}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\β}}={\mathrm{\ω}}_{x}sin\mathrm{\α}+{\mathrm{\ω}}_y\cos \mathrm{\α}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}}_V=({\mathrm{\ω}}_{x}cos\mathrm{\α}-{\mathrm{\ω}}_y\sin \mathrm{\α})\sec \mathrm{\β}\end{array}---\left(11\right)$

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_x=\frac{J_y-J_z}{J_x}{\mathrm{\ω}}_z{\mathrm{\ω}}_y+\frac{M_x}{J_x}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_y=\frac{J_z-J_x}{J_y}{\mathrm{\ω}}_x{\mathrm{\ω}}_z+\frac{M_y}{J_y}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}}_z=\frac{J_x-J_y}{J_z}{\mathrm{\ω}}_y{\mathrm{\ω}}_x+\frac{M_z}{J_z}\end{array}\right.---\left(12\right)$

其中，为相应变量的变化率；M_x，M_y，M_z为滚动力矩、偏航力矩和俯仰力矩；J_x，J_y，J_z为飞行器沿机体坐标系三个轴的转动惯量。

以上本发明提供的飞行器姿态运动控制方法，利用预设补偿舵偏角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，并将该操纵指令代入飞行器姿态运动模型，以此来控制飞行器姿态运动，由于操纵指令中的补偿舵偏角为能够消除操纵耦合的舵偏角，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。

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可以包括如下内容：

期望气动力矩确定单元301，用于确定期望气动力矩；

补偿舵偏角确定单元302，用于将期望气动力矩代入预设补偿舵偏角计算公式，得到与期望气动力矩对应的补偿舵偏角；

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舵偏角相关的操纵指令，以控制达到期望气动力矩；

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，以实现飞行器姿态运动控制。

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耦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，得到以下各个对比图：

图6-1为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的攻角α对比图；

图6-2为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的侧滑角β对比图；

图6-3为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的倾侧角γ_V对比图；

其中，攻角α、侧滑角β及倾侧角γ_V为姿态角。

图7-1为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的滚转舵偏角δ_γ对比图；

图7-2为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的偏航舵偏角δ_ψ对比图；

图7-3为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的俯仰舵偏角对比图；

其中，滚转舵偏角δ_γ、偏航舵偏角δ_ψ及俯仰舵偏角为舵偏角。

图8-1为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的滚转通道操纵耦合系数ξ_x对比图；

图8-2为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的偏航通道操纵耦合系数ξ_y对比图；

图8-3为本发明提供的一种常规控制与耦合补偿的俯仰通道操纵耦合系数ξ_z对比图；

由姿态角对比图(图6-1、图6-2、图6-3)和舵偏角对比图(图7-1、图7-2、图7-3)可知，两种情况下都能实现对姿态角、舵偏角的平稳快速跟踪。

重点在于，由图8-1、图8-2、图8-3可以很明显看出，在采取操纵耦合控制方法后，各通道的操纵耦合系数明显减小，说明操纵耦合特性得到明显改善，提高了控制器的控制性能，证明了操纵耦合控制方法的有效性。

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，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。

以上对本发明所提供的飞行器操纵耦合补偿方法、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，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。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，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (7)

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M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z；

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

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：

$\left[\begin{array}{c}{M}_x\\ M_y\\ M_z\end{array}\right]=qS\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_x\\ {\mathrm{\δ}}_y\\ {\mathrm{\δ}}_z\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{M}_{x_0}\\ M_{y_0}\\ M_{z_0}\end{array}\right]$

其中，δ_x为滚动舵偏角、δ_y为偏航舵偏角、δ_z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M_A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；

其中， $M_A=\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right].$

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：

令以消除所述偏航舵偏角δ_y、俯仰舵偏角δ_z对所述滚动力矩M_x的耦合影响；

令以消除所述滚动舵偏角δ_x、俯仰舵偏角δ_z对所述偏航力矩M_y的耦合影响；

令以消除所述滚动舵偏角δ_x、偏航舵偏角δ_y对所述俯仰力矩M_z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M′_A，则所述气动力矩表示为：

结合 $\left[\begin{array}{c}{M}_x\\ M_y\\ M_z\end{array}\right]=qS\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_x^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{bm}}_y^{{\mathrm{\δ}}_z}\\ {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_x}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_y}& {\mathrm{lm}}_z^{{\mathrm{\δ}}_z}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_x\\ {\mathrm{\δ}}_y\\ {\mathrm{\δ}}_z\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{M}_{x_0}\\ M_{y_0}\\ M_{z_0}\end{array}\right],$ 并令所述偏导矩阵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；

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耦合情况的补偿舵偏角的计算公式。

5.一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M_x、偏航通道的偏航力矩M_y及俯仰通道的俯仰力矩M_z；

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

6.一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。

7.一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。