CN109085847A - 一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统及控制方法，通过建立飞行器控制系统设计模型，选取气动力矩系数优化变量；通过弹道与姿态联合优化，降低气动力矩系数；并根据气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择，选取气动力矩系数较小区域，进行弹性幅值稳定网络设计，气动力矩系数较大区域，进行弹性相位稳定网络设计，实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换，保证飞行器的全频段频域稳定，该方法解决了大静不稳定度细长飞行器的弹性稳定控制难题，可广泛应用于飞行器姿态控制系统设计中。

Description

一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统及控制方法

技术领域

本发明涉及一种大静不稳定度细长飞行器弹性稳定控制系统及控制方法，属于飞行器姿态控制系统设计领域，可广泛应用于细长飞行器的弹性稳定设计中。

背景技术

大静不稳定度细长飞行器，由于静不稳定度较大，要求刚体控制截频较高，以保证刚体稳定控制，而细长体飞行器的弹体弹性频率较低，从而导致飞行器的刚体控制截频与弹体一阶弹性频率接近，刚体稳定与弹性稳定矛盾突出。如采用传统飞行器频域设计方法，进行飞行器弹性幅值稳定，则由于弹性滤波对刚体相位影响过大，将导致刚体相位裕度过低甚至刚体不稳定。因此，需要开展大静不稳定度细长飞行器弹性稳定控制方法的研究，寻求能实现大静不稳定度细长飞行器稳定控制的方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，该方法以解决大静不稳定度细长飞行器弹性稳定控制难题为目的，开展弹道与姿控联合优化设计，并进行姿态控制方法优化设计，解决了大静不稳定度细长飞行器的弹性稳定控制难题，该方法可广泛应用于飞行器姿态控制系统设计中。

本发明的另外一个目的在于提供一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，包括：

建立飞行器控制系统设计模型，得到气动力矩系数模型，将气动力矩系数作为弹道优化参数；

调整弹道程序攻角，根据所述气动力矩系数模型计算气动力矩系数，使气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值，并取气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值的弹道作为标准弹道；

根据所述标准弹道建立包含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，并根据第二气动力矩系数设定值进行所述幅值相位稳定网络切换系数的选择，实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，所述建立的飞行器控制系统设计模型如下：

其中：Δθ为弹道倾角偏差，为弹道倾角偏差变化率，Δα为攻角偏差，为俯仰等效舵偏角，α_w为风攻角，为合成干扰力系数，为俯仰角偏差，为合成干扰力矩系数，为弹性振动第i次振型广义坐标，为弹性振动第i次振型广义速度；为弹性振动第i次振型广义加速度；ω_fi为弹性振动第i次振型固有频率，ξ_i为弹性振动第i次振型阻尼系数，为惯组敏感的俯仰角偏差，为俯仰偏差角速度；为俯仰偏差角加速度；W_i'(X_g)为惯组安装处第i次振型斜率；c_1f为升力系数；c_2f为引力系数；c_3f为控制力系数；c′_1f为风干扰对应的升力系数。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，根据建立的飞行器控制系统设计模型得到气动力矩系数模型如下：

其中：b_2f为气动力矩系数；C_mz为俯仰力矩系数，l_k为参考长度，α为弹道程序攻角，q为动压，S_m为参考面积，J_z1为转动惯量。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，所述第一气动力矩系数设定值-b_2fmax1取值为25～35。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，根据所述标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程如下：

其中：为俯仰舵偏角，为俯仰通道静态增益，K_fx为幅值相位稳定网络切换系数，为俯仰通道幅值稳定网络，为俯仰通道相位稳定网络，为俯仰角偏差。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，所述含幅值相位稳定网络切换系数K_fx取值为1或0。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，所述第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2取值为10～20。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，根据第二气动力矩系数设定值进行所述幅值相位稳定网络切换系数的选择的具体方法为：

若-b_2f＜-b_2fmax2，则K_fx＝1，

若-b_2f≥-b_2fmax2，则K_fx＝0。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，

当K_fx＝1时，实现飞行器幅值稳定控制，所述飞行器幅值稳定的控制方程为：

当K_fx＝0时，实现飞行器相位稳定控制，所述飞行器相位稳定的控制方程为：

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法中，所述俯仰通道幅值稳定网络与俯仰通道相位稳定网络的具体表示形式如下：

其中：ω₁，ω₂，ω₃，ω₄，ω₅，ω₆，ω₇，ω₈，ω₉，ω₁₀，ω₁₁，ω₁₂为转折频率；

ξ₃，ξ₄，ξ₅，ξ₆，ξ₇，ξ₈，ξ₉，ξ₁₀，ξ₁₁，ξ₁₂为阻尼系数；s为拉式算子。

一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，包括：设计模型建立模块、弹道优化参数选择模块、弹道优化模块和控制参数设计模块，其中：

设计模型建立模块，建立飞行器控制系统设计模型，根据所述飞行器控制系统设计模型得到气动力矩系数模型，并将所述气动力矩系数模型发送给弹道优化参数选择模块；

弹道优化参数选择模块，接收设计模型建立模块发送的气动力矩系数模型，选择气动力矩系数作为弹道优化参数，将所述气动力矩系数模型发送给弹道优化模块；

弹道优化模块，接收弹道优化参数选择模块发送的气动力矩系数模型，调整弹道程序攻角，根据所述气动力矩系数模型计算气动力矩系数，使气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值，并取气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值的弹道作为标准弹道，并将所述标准弹道发送给控制参数设计模块；

控制参数设计模块，接收弹道优化模块发送的标准弹道，根据所述标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，并根据第二气动力矩系数设定值进行所述幅值相位稳定网络切换系数的选择，实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统中，所述设计模型建立模块建立的飞行器控制系统设计模型如下：

其中：Δθ为弹道倾角偏差，为弹道倾角偏差变化率，Δα为攻角偏差，为俯仰等效舵偏角，α_w为风攻角，为合成干扰力系数，为俯仰角偏差，为合成干扰力矩系数，为弹性振动第i次振型广义坐标，为弹性振动第i次振型广义速度；为弹性振动第i次振型广义加速度；ω_fi为弹性振动第i次振型固有频率，ξ_i为弹性振动第i次振型阻尼系数，为惯组敏感的俯仰角偏差，为俯仰偏差角速度；为俯仰偏差角加速度；W_i'(X_g)为惯组安装处第i次振型斜率；c_1f为升力系数；c_2f为引力系数；c_3f为控制力系数；c′_1f为风干扰对应的升力系数。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统中，所述设计模型建立模块根据飞行器控制系统设计模型得到的气动力矩系数模型如下：

其中：b_2f为气动力矩系数；C_mz为俯仰力矩系数，l_k为参考长度，α为弹道程序攻角，q为动压，S_m为参考面积，J_z1为转动惯量。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统中，所述控制参数设计模块根据标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程如下：

其中：为俯仰舵偏角，为俯仰通道静态增益，K_fx为幅值相位稳定网络切换系数，为俯仰通道幅值稳定网络，为俯仰通道相位稳定网络，为俯仰角偏差。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统中，所述第一气动力矩系数设定值-b_2fmax1取值为25～35；所述第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2取值为10～20。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统中，所述含幅值相位稳定网络切换系数K_fx取值为1或0。

在上述大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统中，所述控制参数设计模块根据第二气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择的具体方法为：

若b_2f＜-b_2fmax2，则K_fx＝1，

若b_2f≥-b_2fmax2，则K_fx＝0。

本发明与现有技术相比的有益效果如下：

(1)、本发明通过采用基于稳定裕度需求的弹道与姿态联合优化方法，通过理论分析及仿真试验，选取气动力矩系数作为弹道优化参数，选取的气动力矩系数对姿态控制系统设计稳定裕度影响最大，通过弹道与姿控的迭代优化设计，有效减小气动力矩系数，降低姿态控制系统设计难度，该设计方法可推广应用于各类飞行器的姿态控制；

(2)、本发明针对大静不稳定度细长飞行器，刚体控制截频与弹体弹性频率接近，姿态控制系统频域设计困难，通过采用大静不稳定度细长飞行器幅相稳定结合控制方法，合理设计包含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，控制方程中包含了幅值稳定和相位稳定控制网络，能够实现大静不稳定度细长飞行器的弹性稳定控制；

(3)、本发明根据标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，并根据气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择，可以实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换，本发明采用幅相稳定相结合的方式，在静不稳定度较大区域采用相位稳定方案，解决了刚体与弹性稳定矛盾，在静不稳定度较小区域，采用幅值稳定，显著提高弹性稳定的可靠性；

(4)、本发明方法可以推广应用于各类大静不稳定度细长飞行器的弹性稳定控制，提高姿态控制系统适应性；

(5)、本发明通过理论分析结合仿真试验，合理确定气动力矩系数最大值的优化设定值，以及幅相位稳定切换系数对应的气动力矩系数优化设定值，使得幅值稳定与相位稳定均具有足够的稳定裕度。

(6)、本发明在细长飞行器的研制中进行了成功应用，取得了较好的效果，证明大静不稳定度细长飞行器弹性稳定控制方法的有效性，可以解决大静不稳定度细长飞行器姿态控制系统设计难题。

附图说明

图1为本发明弹道程序攻角与传统方法对比的曲线图；

图2为本发明弹道动压与传统方法对比的曲线图；

图3为本发明飞行器弹性稳定控制方法流程图；

图4为本发明飞行器弹性稳定控制控制系统结构示意图。

图5为本发明实施例中飞行器相位稳定频域综合图；

图6为本发明实施例中飞行器幅值稳定频域综合图。

具体实时方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图3所示为本发明飞行器弹性稳定控制方法流程图，本发明大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法具体包括如下步骤：

一、建立飞行器控制系统设计模型，得到气动力矩系数模型，将气动力矩系数作为弹道优化参数。

建立飞行器俯仰通道的刚体运动及弹性运动数学模型如下：

其中：Δθ为弹道倾角偏差，为弹道倾角偏差变化率，Δα为攻角偏差，为俯仰等效舵偏角，α_w为风攻角，为合成干扰力系数，为俯仰角偏差，为合成干扰力矩系数，为弹性振动第i次振型广义坐标，为弹性振动第i次振型广义速度；为弹性振动第i次振型广义加速度；ω_fi为弹性振动第i次振型固有频率，ξ_i为弹性振动第i次振型阻尼系数，为惯组敏感的俯仰角偏差，为俯仰偏差角速度；为俯仰偏差角加速度；W_i'(X_g)为惯组安装处第i次振型斜率；c_1f为升力系数；c_2f为引力系数；c_3f为控制力系数；c′_1f为风干扰对应的升力系数。

大静不稳定度细长飞行器弹性稳定控制难点主要在于刚体控制截频与弹体一阶弹性频率较近，在进行弹性滤波网络设计时，将对刚体相位裕度产生较大影响，甚至造成刚体运动的不稳定。而直接影响刚体控制截频的为气动力矩系数b_2f，气动力矩系数模型如下：

其中：C_mz为俯仰力矩系数，l_k为参考长度，α为攻角，q为动压，S_m为参考面积，J_z1为转动惯量。

可见，影响-b_2f大小的主要为全弹的静不稳定度、飞行动压及转动惯量，由于飞行器规模确定后，转动惯量很难改变。因此，可以通过弹道与姿控联合优化，设计弹道程序攻角，改变飞行器的静不稳定度和飞行动压，降低-b_2f系数，从而降低姿态控制系统设计难度。

二、采用基于稳定裕度需求的弹道与姿态联合优化方法，调整弹道程序攻角，根据气动力矩系数模型计算气动力矩系数，使气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值，并取气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值的弹道作为标准弹道。

开展弹道与姿控的联合优化，针对飞行攻角进行优化设计，采用全程下压攻角，降低最大动压，并进行姿控与弹道的迭代优化设计，即调整弹道设计攻角α，姿态控制系统进行六自由度数学仿真，统计最大-b_2f系数，并根据频域设计要求和控制力需求提出-b_2f系数改进意见，即通过降低或提高程序攻角α，从而减小-b_2f系数，使得最大-b_2f系数达到第一气动力矩系数设定值-b_2fmax，本发明中第一气动力矩系数设定值-b_2fmax1取值为25～35，具体地，本发明实施例选取-b_2fmax＝30。

以某飞行器为例，弹道优化设计结果如图1和图2所示，图1为本发明弹道程序攻角与传统方法对比的曲线图；图2为本发明弹道动压与传统方法对比的曲线图；其中，实线为采用传统飞行器攻角一次下压方式，虚线为采用本发明方法设计的攻角。

由图1可知，本发明采用了常值攻角下压弹道，传统方法采用一次攻角下压弹道。由图2可知，采用本发明设计的弹道动压相比传统方法设计的弹道动压有较大幅度降低。

三、采用大静不稳定度细长飞行器幅相稳定结合控制方法，根据标准弹道建立包含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，并根据第二气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择，实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换。

针对弹性稳定控制，工程上有两种方法，幅值稳定及相位稳定。幅值稳定的实质为执行机构对弹性振动的激励小于其在固有阻尼下产生的衰减，而相位稳定的实质是把弹性振动信号作为控制信号的一部分，通过控制装置得到合适的相位，进行弹性运动的主动抑制。

针对大静不稳定度细长飞行器，刚体控制截频提高，与飞行器一阶弹性频率接近，进行弹性滤波网络设计时对刚体相位裕度影响较大，甚至造成刚体不稳定，刚体稳定与弹性稳定无法兼顾的难题，本发明进行姿控网络的分区设计和在线切换，在-b_2f较大区域，对进行一阶弹性的相位稳定，减小对刚体的相位滞后，解决刚体与弹性频域稳定的矛盾；在-b_2f较小区域，切换为幅值稳定，提高弹性稳定可靠性。

本发明根据标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程如下：

其中：为俯仰舵偏角，为俯仰通道静态增益，K_fx为幅值相位稳定网络切换系数，为俯仰通道幅值稳定网络，为俯仰通道相位稳定网络，为俯仰角偏差。

绘制弹体频域特性曲线，进行姿态控制系统的初步设计，综合评估设计难度及稳定裕度后选取K_fx系数，K_fx以马赫数进行分区，当飞行器飞行实时马赫数小于Ma_qh，K_fx＝1，当飞行器飞行实时马赫数大于Ma_qh，K_fx＝0。本发明中含幅值相位稳定网络切换系数K_fx取值为1或0。第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2取值为10～20。

本发明根据第二气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择的具体方法为：

若-b_2f＜-b_2fmax2，则K_fx＝1，

若-b_2f≥-b_2fmax2，则K_fx＝0。

即当气动力矩系数-b_2f小于第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2时，含幅值相位稳定网络切换系数K_fx取值为1，当气动力矩系数-b_2f大于或等于第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2时，含幅值相位稳定网络切换系数K_fx取值为0。

具体地，本发明实施例中选取了-b_2f大于或等于15(对应马赫数1.5)进行相位稳定设计，-b_2f小于15进行幅值稳定设计，即当马赫数小于1.5时，K_fx＝1，马赫数大于或等于1.5时，K_fx＝0。

当K_fx＝1时，实现飞行器幅值稳定控制，飞行器幅值稳定的控制方程为；

当K_fx＝0时，实现飞行器相位稳定控制，飞行器相位稳定的控制方程为：

姿控网络及的连续网络形式，可以采用：

其中：ω₁，ω₂，ω₃，ω₄，ω₅，ω₆，ω₇，ω₈，ω₉，ω₁₀，ω₁₁，ω₁₂为转折频率；

ξ₃，ξ₄，ξ₅，ξ₆，ξ₇，ξ₈，ξ₉，ξ₁₀，ξ₁₁，ξ₁₂为阻尼系数；s为拉式算子。

俯仰通道静态增益姿控网络及参数通过如下方式确定：根据飞行器传递函数，采用MATLAB绘制伯德图，设计俯仰通道静态增益姿控网络及各参数，满足稳定裕度要求，保证系统频域稳定。

可见，针对大静不稳定区域进行相位稳定，小静不稳定区域采用幅值稳定的姿控网络分区设计方法，能够实现全飞行段姿态稳定控制，并具有一定的稳定裕度，从而解决大静不稳定度细长飞行器的弹性稳定控制难题。

如图5所示为本发明实施例中飞行器相位稳定频域综合图，图6为本发明实施例中飞行器幅值稳定频域综合图。由图5、图6可知，采用本发明方法设计的全弹道控制参数能够满足刚体幅值裕度大于6dB，相位裕度大于30°，弹性幅值裕度大于6dB，弹性相位裕度大于30°的稳定裕度要求，保证系统频域稳定。

如图4所示为本发明飞行器弹性稳定控制控制系统结构示意图，由图可知本发明大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，包括设计模型建立模块、弹道优化参数选择模块、弹道优化模块和控制参数设计模块。

设计模型建立模块，建立飞行器控制系统设计模型，根据所述飞行器控制系统设计模型得到气动力矩系数模型，并将所述气动力矩系数模型发送给弹道优化参数选择模块。

弹道优化参数选择模块，接收设计模型建立模块发送的气动力矩系数模型，选择气动力矩系数作为弹道优化参数，将所述气动力矩系数模型发送给弹道优化模块。

弹道优化模块，接收弹道优化参数选择模块发送的气动力矩系数模型，调整弹道程序攻角，根据所述气动力矩系数模型计算气动力矩系数，使气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值，并取气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值的弹道作为标准弹道，并将所述标准弹道发送给控制参数设计模块。

控制参数设计模块，接收弹道优化模块发送的标准弹道，根据所述标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，并根据第二气动力矩系数设定值进行所述幅值相位稳定网络切换系数的选择，实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换。

具体地，本发明实施例中设计模型建立模块根据飞行器控制系统设计模型得到的气动力矩系数模型如下：

其中：b_2f为气动力矩系数；C_mz为俯仰力矩系数，l_k为参考长度，α为弹道程序攻角，q为动压，S_m为参考面积，J_z1为转动惯量。

具体地，本发明实施例中，控制参数设计模块根据标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程如下：

其中：为俯仰舵偏角，为俯仰通道静态增益，K_fx为幅值相位稳定网络切换系数，为俯仰通道幅值稳定网络，为俯仰通道相位稳定网络，为俯仰角偏差。

控制参数设计模块根据第二气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择的具体方法为：

若b_2f＜-b_2fmax2，则K_fx＝1，

若b_2f≥-b_2fmax2，则K_fx＝0；

当K_fx＝1时，实现飞行器幅值稳定控制，所述飞行器幅值稳定的控制方程为；

当K_fx＝0时，实现飞行器相位稳定控制，所述飞行器相位稳定的控制方程为：

具体地，本发明实施例中，第一气动力矩系数设定值-b_2fmax1取值为25～35；所述第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2取值为10～20。

以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (17)

1.一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：包括：

建立飞行器控制系统设计模型，得到气动力矩系数模型，将气动力矩系数作为弹道优化参数；

调整弹道程序攻角，根据所述气动力矩系数模型计算气动力矩系数，使气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值，并取气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值的弹道作为标准弹道；

根据所述标准弹道建立包含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，并根据第二气动力矩系数设定值进行所述幅值相位稳定网络切换系数的选择，实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换。

2.根据权利要求1所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：所述建立的飞行器控制系统设计模型如下：

其中：Δθ为弹道倾角偏差，为弹道倾角偏差变化率，Δα为攻角偏差，为俯仰等效舵偏角，α_w为风攻角，为合成干扰力系数，为俯仰角偏差，为合成干扰力矩系数，为弹性振动第i次振型广义坐标，为弹性振动第i次振型广义速度；为弹性振动第i次振型广义加速度；ω_fi为弹性振动第i次振型固有频率，ξ_i为弹性振动第i次振型阻尼系数，为惯组敏感的俯仰角偏差，为俯仰偏差角速度；为俯仰偏差角加速度；W_i'(X_g)为惯组安装处第i次振型斜率；c_1f为升力系数；c_2f为引力系数；c_3f为控制力系数；c′_1f为风干扰对应的升力系数。

3.根据权利要求2所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：根据建立的飞行器控制系统设计模型得到气动力矩系数模型如下：

其中：b_2f为气动力矩系数；C_mz为俯仰力矩系数，l_k为参考长度，α为弹道程序攻角，q为动压，S_m为参考面积，J_z1为转动惯量。

4.根据权利要求1所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：所述第一气动力矩系数设定值-b_2fmax1取值为25～35。

5.根据权利要求1所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：根据所述标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程如下：

其中：为俯仰舵偏角，为俯仰通道静态增益，K_fx为幅值相位稳定网络切换系数，为俯仰通道幅值稳定网络，为俯仰通道相位稳定网络，为俯仰角偏差。

6.根据权利要求1所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：所述含幅值相位稳定网络切换系数K_fx取值为1或0。

7.根据权利要求6所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：所述第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2取值为10～20。

8.根据权利要求1～7之一所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：根据第二气动力矩系数设定值进行所述幅值相位稳定网络切换系数的选择的具体方法为：

若-b_2f＜-b_2fmax2，则K_fx＝1，

若-b_2f≥-b_2fmax2，则K_fx＝0。

9.根据权利要求8所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：

当K_fx＝1时，实现飞行器幅值稳定控制，所述飞行器幅值稳定的控制方程为：

当K_fx＝0时，实现飞行器相位稳定控制，所述飞行器相位稳定的控制方程为：

10.根据权利要求5～7之一所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制方法，其特征在于：所述俯仰通道幅值稳定网络与俯仰通道相位稳定网络的具体表示形式如下：

其中：ω₁，ω₂，ω₃，ω₄，ω₅，ω₆，ω₇，ω₈，ω₉，ω₁₀，ω₁₁，ω₁₂为转折频率；

ξ₃，ξ₄，ξ₅，ξ₆，ξ₇，ξ₈，ξ₉，ξ₁₀，ξ₁₁，ξ₁₂为阻尼系数；s为拉式算子。

11.一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，其特征在于：包括：设计模型建立模块、弹道优化参数选择模块、弹道优化模块和控制参数设计模块，其中：

设计模型建立模块，建立飞行器控制系统设计模型，根据所述飞行器控制系统设计模型得到气动力矩系数模型，并将所述气动力矩系数模型发送给弹道优化参数选择模块；

弹道优化参数选择模块，接收设计模型建立模块发送的气动力矩系数模型，选择气动力矩系数作为弹道优化参数，将所述气动力矩系数模型发送给弹道优化模块；

弹道优化模块，接收弹道优化参数选择模块发送的气动力矩系数模型，调整弹道程序攻角，根据所述气动力矩系数模型计算气动力矩系数，使气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值，并取气动力矩系数最大值达到第一气动力矩系数设定值的弹道作为标准弹道，并将所述标准弹道发送给控制参数设计模块；

控制参数设计模块，接收弹道优化模块发送的标准弹道，根据所述标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程，并根据第二气动力矩系数设定值进行所述幅值相位稳定网络切换系数的选择，实现飞行器幅值稳定和相位稳定的控制切换。

12.根据权利要求11所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，其特征在于：所述设计模型建立模块建立的飞行器控制系统设计模型如下：

其中：Δθ为弹道倾角偏差，为弹道倾角偏差变化率，Δα为攻角偏差，为俯仰等效舵偏角，α_w为风攻角，为合成干扰力系数，为俯仰角偏差，为合成干扰力矩系数，为弹性振动第i次振型广义坐标，为弹性振动第i次振型广义速度；为弹性振动第i次振型广义加速度；ω_fi为弹性振动第i次振型固有频率，ξ_i为弹性振动第i次振型阻尼系数，为惯组敏感的俯仰角偏差，为俯仰偏差角速度；为俯仰偏差角加速度；W_i'(X_g)为惯组安装处第i次振型斜率；c_1f为升力系数；c_2f为引力系数；c_3f为控制力系数；c′_1f为风干扰对应的升力系数。

13.根据权利要求11所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，其特征在于：所述设计模型建立模块根据飞行器控制系统设计模型得到的气动力矩系数模型如下：

其中：b_2f为气动力矩系数；C_mz为俯仰力矩系数，l_k为参考长度，α为弹道程序攻角，q为动压，S_m为参考面积，J_z1为转动惯量。

14.根据权利要求11所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，其特征在于：所述控制参数设计模块根据标准弹道建立含幅值相位稳定网络切换系数的控制方程如下：

其中：为俯仰舵偏角，为俯仰通道静态增益，K_fx为幅值相位稳定网络切换系数，为俯仰通道幅值稳定网络，为俯仰通道相位稳定网络，为俯仰角偏差。

15.根据权利要求11所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，其特征在于：所述第一气动力矩系数设定值-b_2fmax1取值为25～35；所述第二气动力矩系数设定值-b_2fmax2取值为10～20。

16.根据权利要求11所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，其特征在于：所述含幅值相位稳定网络切换系数K_fx取值为1或0。

17.根据权利要求11～16之一所述的大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统，其特征在于：所述控制参数设计模块根据第二气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择的具体方法为：

若b_2f＜-b_2fmax2，则K_fx＝1，

若b_2f≥-b_2fmax2，则K_fx＝0。