CN109032171B - 一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，包括步骤：根据水平风洞的飞行器试验系统数据建立飞行动力学方程；将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；对内环转动控制回路，以INDI增量式动态逆方法或NDI动态逆方法设计控制律；对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。本发明能够有效抵消系统非线性，降低干扰，满足所需的控制要求且优化控制效果，提高控制精度。

Description

一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法

技术领域

本发明属于风洞模型飞行实验领域，特别是涉及一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法。

背景技术

水平风洞模型自由飞试验最早由美国NASA Langley研究中心(NASA LangleyResearch)发展，并先后运用于研究变后掠翼布局战斗机、大展弦比战略轰炸机、前掠翼布局飞行器的大迎角失速/偏离特性以及飞行控制问题。2008年，德国亚琛工业大学(RWTHAachen University)开展了利用水平风洞模型自由飞试验的系统辨识研究；日本东海大学(Tokai University)、九州大学(Kyushu University) 自21世纪初，亦进行了基于风洞自由飞试验的飞行力学特性探索。从试验风险、试验效率以及试验环境的可控性与重复性角度分析，水平风洞模型自由飞试验已成为由常规风洞试验到全尺寸飞行器试飞试验之间的重要过渡环节，在研究新一代飞行器控制律、过失速机动特性上具有一定优越性。

但是现有用于飞行器风洞自由飞的控制技术存在以下问题：1、飞行器舵面冗余，导致实际转动控制回路中，输出向量维度大于输入向量，即数学上满足条件的舵面指令不唯一，这涉及到一个最优化问题，又被称为舵面分配问题。2、如果在飞行器上加装推力矢量装置，则对于推力矢量舵面与气动舵面，其作动器的频带宽度不同，舵效差距大，且推力装置转向还将付出较大的推力损失；故这两种舵面需要设计合适的融合控制方法。3、对于具有新颖布局的飞行器，如果其气动舵面中含有鸭翼，则会使飞行控制律设计变得更加复杂。因为鸭翼的舵效非线性极强，且对其后方气动舵面有干扰，导致控制耦合问题。

并且由于飞行器本身是种多变量、强耦合的系统；而传统的飞行控制方法，对于这种多变量系统的控制律设计，是以按回路递次设计、反复迭代。具体来说，其在飞行器的飞行包线内设计多个配平点，每个配平点都设计控制律，最后将各个控制律整合。这整个过程繁琐复杂，实施难度、设计周期长。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出了一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，采用现代控制理论，运用状态空间直接设计飞行器的全局非线性控制律，控制回路多通道同时设计，过程简明、快速且精确；能够有效抵消系统非线性，降低干扰，满足所需的控制要求且优化控制效果，提高控制精度。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，包括步骤：

S100，根据水平风洞的飞行器系统数据建立飞行动力学方程；

S200，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；

S300，通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；对内环转动控制回路，以INDI增量式动态逆方法或NDI动态逆方法设计控制律；对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；

S400，通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。

进一步的是，对内环转动控制回路，以INDI增量式动态逆方法或NDI动态逆方法设计控制律，融合推力矢量舵面与气动舵面。

进一步的是，所述飞行动力学方程包括质心动力学方程和转动动力学方程；

所述质心动力学方程为对三个气流角α,β,μ的函数：

其中，是推力在机体轴系上投影，

M是飞行器模型总质量，L是飞行器总升力，V是飞行器在气流参考系中的速度，g是飞行器所处位置的当地重力加速度；α,β,μ分别表示迎角、侧滑角、绕速度矢量滚转角；

所述为转动动力学方程为对三轴角加速度p,q,r的函数：

其中，p,q,r分别表示滚转、俯仰、偏航角速度，表示飞行器受到的滚转总力矩，表示飞行器受到的俯仰总力矩，表示飞行器受到的偏航总力矩；S,b,c分别为来流动压、参考面积、展长和平均几何弦长；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积。

进一步的是，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对内环转动控制回路以NDI动态逆方法设计控制律；

所述转动动力学方程的状态空间方程：

其中，[δc,δe,δa,δrl,δrr,δlef]^T和[δy,δz]^T为输出的各舵面偏度；

其中，分别为滚转、俯仰、偏航零控制力矩，c₁～c₉为惯量系数；

其中，c₂＝(I_x-I_y+I_z)I_xz/Σ，c₃＝I_z/Σ， c₄＝I_xz/Σ，c₅＝(I_z-I_x)/I_y，c₆＝I_xz/I_y，c₇＝1/I_y，c₉＝I_x/Σ；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积，

其中，T是推力，X_T为推力力臂；

B₁和B₂是控制效能矩阵；各个g表示各舵面偏度相对于各状态量的效能系数。

进一步的是，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对内环转动控制回路以INDI增量式动态逆方法设计控制律；

所述转动动力学方程的状态空间方程：

其中，Δδc、Δδe、Δδa、Δδrl和Δδrr为各舵面偏度增量；增量式动态逆控制就是每时刻输出增量，叠加式控制舵面偏度为舵面偏度增量和上一时刻偏度之和；

其中，L₀,M₀,N₀分别为滚转、俯仰、偏航零控制上一时刻舵偏产生的力矩；分别为滚转、俯仰、偏航零控制力矩，c₁～c₉为惯量系数；

其中，c₂＝(I_x-I_y+I_z)I_xz/Σ，c₃＝I_z/Σ，c₄＝I_xz/Σ， c₅＝(I_z-I_x)/I_y，c₆＝I_xz/I_y，c₇＝1/I_y，c₉＝I_x/Σ；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积，

其中各个g′表示各舵面偏度增量相对于各状态量的效能系数。

进一步的是，对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入了动导数影响项，加入导数影响项可以让逆模型更准；较大提高系统鲁棒性，提高控制效果。

进一步的是，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律:

所述质心动力学方程的状态空间方程：

其中：

B₃中g为各内环状态量相对于外环状态量的效能系数；在B₃加入动导数影响项设计控制律。

采用本技术方案的有益效果：

本发明采用现代控制理论，运用状态空间直接设计飞机的全局非线性控制律，控制回路多通道同时设计，过程简明、物理意义明确、控制律鲁棒性强；能够有效抵消系统非线性，降低干扰，满足所需的控制要求且优化控制效果，提高控制精度，具有更好的舵效线性化精度。

附图说明

图1为本发明的一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法流程示意图；

图2为本发明实施例中NDI动态逆方法内环转动控制回路的示意图；

图3为本发明实施例中INDI增量式动态逆方法内环转动控制回路的示意图；

图4为本发明实施例中外环质心控制回路的示意图；

图5为本发明实施例中舵效线性化精度与传统方法对比图；

图6为本发明实施例中滚转角速度控制对比图；

图7为本发明实施例中俯仰角速度控制对比图；

图8为本发明实施例中偏航角速度控制对比图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图对本发明作进一步阐述。

在实施例1中，参见图1所示，本发明提出了一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，包括步骤：

S100，根据水平风洞的飞行器系统数据建立飞行动力学方程；

S200，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；

S300，通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；对内环转动控制回路，以INDI增量式动态逆方法或NDI动态逆方法设计控制律；对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；

S400，通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。

作为上述实施例的优化方案，所述飞行动力学方程包括质心动力学方程和转动动力学方程；

所述质心动力学方程为对三轴角α，β，μ的函数：

其中，是推力在机体轴系上投影，

M是飞行器模型总质量，L是飞行器总升力，V是飞行器在气流参考系中的速度，g是飞行器所处位置的当地重力加速度；α，β，μ分别表示迎角、侧滑角、绕速度矢量滚转角；

所述为转动动力学方程为对三轴角加速度p,q,r的函数：

其中，p,q,r分别表示滚转、俯仰、偏航角速度，飞行器受到的滚转总力矩，飞行器受到的俯仰总力矩，飞行器受到的偏航总力矩；S,b,c分别为来流动压、参考面积、展长和平均几何弦长；其中 I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积。

实施例2，如图2所示，在实施例1的基础上，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对内环转动控制回路以NDI动态逆方法设计控制律；

所述转动动力学方程的状态空间方程：

其中，[δc,δe,δa,δrl,δrr,δlef]^T和[δy,δz]^T为输出的各舵面偏度；

其中，分别为滚转、俯仰、偏航零控制力矩，c₁～c₉为惯量系数；

其中，c₂＝(I_x-I_y+I_z)I_xz/Σ，c₃＝I_z/Σ，c₄＝I_xz/Σ， c₅＝(I_z-I_x)/I_y，c₆＝I_xz/I_y，c₇＝1/I_y，c₉＝I_x/Σ；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积，

其中，T是推力，X_T为推力力臂；

B₁和B₂是控制效能矩阵；各个g表示各舵面偏度相对于各状态量的效能系数。

其中，各舵面偏度分别为：

δc表示飞行器鸭翼的舵面偏度(舵面后缘向上为正，因为左右舵面同偏，所以数学上只有一个偏度)；

δel表示左升降副翼的舵面偏度(舵面后缘向下为正)；

δer表示右升降副翼的舵面偏度(舵面后缘向下为正)；

δrl表示左方向舵的舵面偏度(舵面后缘向左为正)；

δrr表示右方向舵的舵面偏度(舵面后缘向左为正)；

δlef表示前缘襟翼的舵面偏度(舵面前缘向下为正，因为左右舵面同偏，所以数学上只有一个偏度)；

特别说明的是，左/右升降副翼δel、δer组合产生“数字舵面(虚拟舵面)”，即数字升降舵的偏度δe＝(δel+δer)/2，与数字副翼的偏度δa＝(-δel+δer)/2。即在控制律程序中，是先解算出数字升降舵δe与数字副翼δa的偏度，然后通过得到实际左右升降副翼的舵偏δel、δer；从而有效解决飞行器的舵面耦合问题。

对于自由飞飞行器系统中的推力矢量机构，δz即表示纵向推力矢量偏度(向下偏为正)，δy表示横向推力矢量偏度(向右偏为正)。

具体来说：

表示鸭翼δc对p(滚转角速度)的效能；

表示数字升降舵δe对p(滚转角速度)的效能；

表示数字副翼δa对p(滚转角速度)的效能；

表示左方向舵δrl对p(滚转角速度)的效能；

表示右方向舵δrr对p(滚转角速度)的效能；

表示鸭翼δc对q(俯仰角速度)的效能；

表示数字升降舵δe对q(滚转角速度)的效能；

表示数字副翼δa对q(滚转角速度)的效能；

表示左方向舵δrl对q(滚转角速度)的效能；

表示右方向舵δrr对q(俯仰角速度)的效能；

表示鸭翼δc对r(偏航角速度)的效能；

表示数字升降舵δe对r(偏航角速度)的效能；

表示数字副翼δa对r(偏航角速度)的效能；

表示左方向舵δrl对r(偏航角速度)的效能；

表示右方向舵δrr对r(偏航角速度)的效能。

对外环质心控制回路，如图4所示，根据风洞动态试验数据，加入了动导数影响项，加入导数影响项可以让逆模型更准；较大提高系统鲁棒性，提高控制效果。

将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律:

所述质心动力学方程的状态空间方程：

其中：

B₃中g为各内环状态量相对于外环状态量的效能系数；在B₃加入动导数影响项设计控制律。

实施例3，如图3所示，在实施例1的基础上，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对内环转动控制回路以INDI增量式动态逆方法设计控制律；

所述转动动力学方程的状态空间方程：

其中，Δδc、Δδe、Δδa、Δδrl和Δδrr为各舵面偏度增量；增量式动态逆控制就是每时刻输出增量，叠加式控制舵面偏度为舵面偏度增量和上一时刻偏度之和。

具体来说：

Δδc表示鸭翼相对上一时刻偏度δc的增量；

Δδe表示数字升降舵相对上一时刻偏度δe的增量；

Δδa表示数字副翼相对上一时刻偏度δa的增量；

Δδrl表示左方向舵相对上一时刻偏度δrl的增量；

Δδrr表示右方向舵相对上一时刻偏度δrr的增量。

其中，L₀,M₀,N₀分别为滚转、俯仰、偏航零控制上一时刻舵偏产生的力矩；分别为滚转、俯仰、偏航零控制力矩，c₁～c₉为惯量系数；

其中，c₂＝(I_x-I_y+I_z)I_xz/Σ，c₃＝I_z/Σ，c₄＝I_xz/Σ， c₅＝(I_z-I_x)/I_y，c₆＝I_xz/I_y，c₇＝1/I_y，c₉＝I_x/Σ；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积，

其中各个g′表示各舵面偏度增量相对于各状态量的效能系数。

具体来说：

表示鸭翼增量Δδc对p(滚转角速度)的效能；

表示数字升降舵增量Δδe对p (滚转角速度)的效能；

表示数字副翼增量Δδa对p(滚转角速度)的效能；

表示左方向舵增量Δδrl对p(滚转角速度) 的效能；

表示右方向舵增量Δδrr对p(滚转角速度) 的效能；

表示鸭翼增量Δδc对q(俯仰角速度)的效能；

表示数字升降舵增量Δδe对q(滚转角速度)的效能；

表示数字副翼增量Δδa对q(滚转角速度)的效能；

表示左方向舵增量Δδrl对q(滚转角速度)的效能；

表示右方向舵增量Δδrr对q(俯仰角速度)的效能；

表示鸭翼增量Δδc对r(偏航角速度)的效能；

表示数字升降舵增量Δδe对r (偏航角速度)的效能；

表示数字副翼增量Δδa对r(偏航角速度)的效能；

表示左方向舵增量Δδrl对r(偏航角速度)的效能；

表示右方向舵增量Δδrr对r(偏航角速度)的效能。

对外环质心控制回路，如图4所示，根据风洞动态试验数据，加入了动导数影响项，加入导数影响项可以让逆模型更准；较大提高系统鲁棒性，提高控制效果。

将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律:

所述质心动力学方程的状态空间方程：

其中：

B₃中g为各内环状态量相对于外环状态量的效能系数；在B₃加入动导数影响项设计控制律。

具体来说：

滚转角速度p相对迎角α效能：

俯仰角速度q相对迎角α效能：

偏航角速度r相对迎角α效能：

滚转角速度p相对侧滑角β效能：

俯仰角速度q相对侧滑角β效能：

偏航角速度r相对侧滑角β效能：

滚转角速度p相对绕速度矢量滚转角μ效能：

俯仰角速度q相对绕速度矢量滚转角μ效能：

偏航角速度r相对绕速度矢量滚转角μ效能：

上述A₁、A₂、A₃、B₁、B₂、B₃即为动导数影响项。

将本发明所提出的风洞中飞行器的非线性控制方法和传统的线性控制方法相比较，能够得到:

1、在舵效线性化精度方面，本发明设计的控制方法，数学形式上接近“全微分”，能体现系统的运动趋势，具有更好的舵效线性化精度。

如图5所示，本发明方法线性化舵效是实直线，传统方法的线性化舵效则为虚直线，实际气动舵效为曲线。

假设上一时刻舵偏在处，假设此时飞行器控制所需求的系数为0.3，则理论上期望的舵偏应该达到，此时本发明方法求取的舵偏值，相比传统方法求得的舵偏更接近于期望值；更重要的是，当系统控制周期越短时，本发明方法相比于传统方法的舵效线性化精度优势更为突出。

2、在控制精度方面，本发明设计的控制方法具有更好的控制精度。

如图6-8所示，p_c、q_c、r_c分别代表滚转、俯仰、偏航角速度指令；p传统、 q传统、r传统分别表示传统控制方法的滚转、俯仰、偏航角速度实际控制效果； pINDI、qINDI、rINDI分别表示本发明方法的滚转、偏航角速度实际控制效果；可见，本发明所涉及的控制方法在三轴角速度控制精度方面具有明显优势，特别是在滚转、偏航角速度方面。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (5)

1.一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，其特征在于，包括步骤：

S100，根据水平风洞的飞行器系统数据建立飞行动力学方程，所述飞行动力学方程包括质心动力学方程和转动动力学方程；

S200，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；

S300，通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；

对内环转动控制回路，以增量式非线性动态逆方法或非线性动态逆方法设计控制律；根据转动动力学方程转化为状态空间方程计算方程为：

输入三轴角加速度输出的各舵面偏度[δc,δe,δa,δrl,δrr,δlef]^T和[δy,δz]^T；其中，δc是鸭翼偏度，δe是数字升降舵偏度，δa是数字副翼偏度，δrl是左方向舵偏度，δrr是右方向舵偏度，δ_lef是前缘襟翼偏度；

[fp(x),fq(x),fr(x)]三轴角加速度p,q,r的转动函数：

其中，分别为滚转、俯仰、偏航零控制力矩，c₁～c₉为惯量系数；

其中，c₂＝(I_x-I_y+I_z)I_xz/Σ，c₃＝I_z/Σ，c₄＝I_xz/Σ，c₅＝(I_z-I_x)/I_y，c₆＝I_xz/I_y，c₇＝1/I_y，c₉＝I_x/Σ；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积，

B₁和B₂是控制效能矩阵：

其中，T是推力，X_T为推力力臂；g_pδc：表示鸭翼δc对滚转角速度p的效能；g_pδe表示数字升降舵δe对滚转角速度p的效能；g_pδa表示数字副翼δa对滚转角速度p的效能；g_pδrl表示左方向舵δrl对滚转角速度p的效能；g_pδrr表示右方向舵δrr对滚转角速度p的效能；g_qδc表示鸭翼δc对俯仰角速度q的效能；g_qδe表示数字升降舵δe对俯仰角速度q的效能；g_qδa表示数字副翼δa对俯仰角速度q的效能；g_qδrl表示左方向舵δrl对俯仰角速度q的效能；g_qδrr表示右方向舵δrr对俯仰角速度q的效能；g_rδc表示鸭翼δc对偏航角速度r的效能；g_rδe表示数字升降舵δe对偏航角速度r的效能；g_rδa表示数字副翼δa对偏航角速度r的效能；g_rδrl表示左方向舵δrl对偏航角速度r的效能；g_rδrr表示右方向舵δrr对偏航角速度r的效能；

对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；根据质心动力学方程转化为状态空间方程计算方程为：

输入三个气流角[α，β，μ]^T，输出的飞行器滚转、俯仰、偏航角速度指令[p q，r]^T；其中，[f_α(x)，f_β，(x)，f_μ(x)]三个气流角α，β，μ的质心函数；

B₃是控制效能矩阵：

B₃中g为各内环状态量相对于外环状态量并加入动导数影响项的效能系数，其中：g_αp滚转角速度p相对迎角α的效能，g_αq俯仰角速度q相对迎角α的效能，g_αr偏航角速度r相对迎角α的效能，g_βp滚转角速度p相对侧滑角β的效能，g_βq俯仰角速度q相对侧滑角β的效能，g_βr偏航角速度r相对侧滑角β的效能，g_μp滚转角速度p相对绕速度矢量滚转角μ的效能，g_μq俯仰角速度q相对绕速度矢量滚转角μ的效能，g_μr偏航角速度r相对绕速度矢量滚转角μ的效能；

S400，通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。

2.根据权利要求1所述的一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，其特征在于，对内环转动控制回路，以增量式非线性动态逆方法或非线性动态逆方法设计控制律，融合推力矢量舵面与气动舵面。

3.根据权利要求2所述的一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，其特征在于，所述飞行动力学方程包括质心动力学方程和转动动力学方程；

所述质心动力学方程为对三个气流角α,β,μ的函数：

其中，是推力T在机体轴系上投影，

M是飞行器模型总质量，L是飞行器总升力，V是飞行器在气流参考系中的速度，g是飞行器所处位置的当地重力加速度；α,β,μ分别表示迎角、侧滑角、绕速度矢量滚转角；

所述转动动力学方程为对三轴角加速度p,q,r的函数

其中，p,q,r分别表示滚转、俯仰、偏航角速度，为飞行器受到的滚转总力矩，为飞行器受到的俯仰总力矩，为飞行器受到的偏航总力矩；S,b,c分别为来流动压、参考面积、展长和平均几何弦长；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积。

4.根据权利要求3所述的一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，其特征在于，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对内环转动控制回路以增量式非线性动态逆方法设计控制律；

所述转动动力学方程的状态空间方程：

其中，Δδc、Δδe、Δδa、Δδrl和Δδrr为各舵面偏度增量；增量式非线性动态逆控制意味着每时刻输出舵偏增量，所以任意时刻的舵面偏度为舵偏增量和上一时刻舵偏之和，以叠加方式控制飞行器作动器；

其中，L₀，M₀，N₀分别为上一时刻舵偏产生的滚转、俯仰、偏航力矩；分别为滚转、俯仰、偏航零控制力矩，c₁～c₉为惯量系数；

其中，c₂＝(I_x-I_y+I_z)I_xz/∑，c₃＝I_z/∑，c₄＝I_xz/∑，c₅＝(I_z-I_x)/I_y，c₆＝I_xz/I_y，c₇＝1/I_y，c₉＝I_x/∑；其中I_x，I_y，I_z为转动惯量，I_xz为惯量积，

其中各个g′表示各舵面偏度增量相对于各状态量的效能系数，其中：

g′_pδc：表示鸭翼增量Δδc对滚转角速度p的效能；g′_pδe表示数字升降舵增量Δδe对滚转角速度p的效能；g′_pδa表示数字副翼增量Δδa对滚转角速度p的效能；g′_pδrl表示左方向舵增量Δδrl对滚转角速度p的效能；g′_pδrr表示右方向舵增量Δδrr对滚转角速度p的效能；g′_qδc表示鸭翼增量Δδc对俯仰角速度q的效能；g′_qδe表示数字升降舵增量Δδe对俯仰角速度q的效能；g′_qδa表示数字副翼增量Δδa对俯仰角速度q的效能；g′_qδrl表示左方向舵增量Δδrl对俯仰角速度q的效能；g′_qδrr表示右方向舵增量Δδrr对俯仰角速度q的效能；g′_rδc表示鸭翼增量Δδc对偏航角速度r的效能；g′_rδe表示数字升降舵增量Δδe对偏航角速度r的效能；g′_rδa表示数字副翼增量Δδa对偏航角速度r的效能；g′_rδrl表示左方向舵增量Δδrl对偏航角速度r的效能；g′_rδrr表示右方向舵增量Δδrr对r偏航角速度r的效能。

5.根据权利要求4所述的一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，其特征在于，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程，对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律:

所述质心动力学方程的状态空间方程：

其中：