CN109270947B - 倾转旋翼无人机飞行控制系统 - Google Patents
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Abstract
本公开提供一种倾转旋翼无人机飞行控制系统，包括：权重分配器，将无人机受到的力矩按比例分配给气动舵面和拉力矢量控制舵面；矩阵解算模块，在线解算，实时获取控制效率矩阵信息；以及控制律构建模块，基于所述力矩和矩阵信息，通过增量动态逆算法构建倾转旋翼无人机的姿态控制律。
Description
技术领域
本公开涉及自动化控制技术领域，尤其涉及一种倾转旋翼无人机飞行控制系统。
背景技术
倾转旋翼无人机是未来无人机发展的一种趋势。倾转旋翼无人机既具有常规直升机垂直起降和空中悬停能力，又具有固定翼飞机高速巡航能力。然而，由于其飞行中存在固定翼模态与多旋翼模态的复杂转换，该过程呈现出很强的耦合非线性特点，同时还存在参数摄动与外部干扰力矩等不利因素的影响，这使得飞行控制系统的设计成为具有挑战性的复杂问题。针对过渡飞行状态安全性的要求，倾转旋翼无人机必须具备姿态稳定和高度保持能力，以确保转换过程种飞机不会失控坠落。因此，倾转旋翼无人机控制系统的稳定性和闭环控制系统的跟踪性能是设计的重要性能参数。
目前，传统上的飞行控制系统的设计方法主要包括PID控制(比例-积分-微分控制)、线性控制理论、自适应控制等。通常是在无人机全飞行包线内，采用“小扰动”假设将飞行器模型在几个特定飞行状态下线性化，然后针对每个飞行状态设计飞行控制系统，最后用内差值方法把不同控制系统综合起来，完成整套飞行控制系统。针对倾转旋翼无人机这样的飞行器，通过这样的方法设计工作量巨大，而且最重要的是由于模型的参数摄动问题，这些方法很难保证控制的鲁棒性，控制效果难以保证。人工智能控制技术的发展为飞行控制系统设计带来了新的方向，国内外纷纷展开对智能控制技术的研究，提出了一系列的飞行控制系统设计方法，如智能控制、神经网络控制、模糊控制、动态逆控制等。其中动态逆控制在理论上简单直观易懂，且在工程上相对易于实现，但是其控制鲁棒性差，对参数摄动敏感。
发明内容
为了解决至少一个上述技术问题，本公开提供一种倾转旋翼无人机飞行控制系统，该系统能够适应倾转旋翼无人机存在的参数摄动与外部力矩干扰的影响。
根据本公开的一个方面，倾转旋翼无人机飞行控制系统包括：
权重分配器，将无人机受到的力矩按比例分配给气动舵面和拉力矢量控制舵面；
矩阵解算模块，在线解算，实时获取控制效率矩阵信息；以及
控制律构建模块，基于力矩和矩阵信息，通过增量动态逆算法构建倾转旋翼无人机的姿态控制律。
根据本公开的至少一个实施方式，控制律构建模块构建无人机的姿态控制律的步骤包括：
通过风洞和数值计算获取无人机的动力学模型，基于动力学模型，获取无人机的力矩方程式，如下式1所示：
其中，M＝[MxMyMz]T表示无人机受到的合外力矩，I表示惯性矩，ω＝[p q r]T表示角速度；
合外力矩M包括由无人机运动状态产生的气动力矩Ma，以及由无人机操纵舵面偏转产生的力矩Mr，即：
M＝Ma+Mr 式2
将式1和式2合并写成状态方程形式，如下式3所示：
其中，控制系统的实际输入量为操纵舵面的偏转量δ，状态量为ω；
将式3在(ω0,δ0)进行泰勒展开，保留一阶项，式3的泰勒展开式如下式4所示：
其中，
表示角加速度，Ma对舵面偏转的导数取值为0；
角加速度的变化主要由舵面偏转产生的力矩引起，角速度变化产生的力矩变化较小，当计算周期足够小的时候，该项可以忽略不计；
基于以上分析，将式4简化为下式5：
式5中，令：
dδ＝δ-δ0 式7
根据式6和式7，将式5改写为下式8，获得姿态控制律：
其中，δ表示操纵舵面的偏转量，dδ表示舵面偏转的增量，B表示控制效率矩阵。
根据本公开的至少一个实施方式，在每个控制时间步内，根据式8计算出舵面偏转的增量dδ作为输入量。
根据本公开的至少一个实施方式，矩阵解算模块实时解算获取控制效率矩阵信息的步骤包括：
设无人机操纵舵面数量为n，某一时刻无人机的舵面偏转量为u0，即
u0＝[u1…ui…un]
其中，ui表示第i个舵面的偏转量；
令：
ui＝[u1…ui+Δui…un]
其中，Δui表示第i个舵面增加的舵面偏转量；
根据飞行器六自由度动力学方程，每输入一组ui(i＝0,…,n)即输出一组对应的角加速度
将获得的每组
按列依次放入矩阵
中，即
将角加速度
分解为机体轴系下三个角加速度分量，即
其中，
表示与机体轴x方向的滚转角加速度；
表示与机体轴y方向的俯仰角加速度；
表示与机体轴z方向的偏航角加速度；
设
即产生一个j×k的全1矩阵；
用于求解控制效率矩阵的角加速度增量矩阵和舵面增量矩阵分别为
和ΔU，则
其中，“./”表示矩阵对于元素相除；
基于上述算法，以及飞行器的动力学方程，根据飞行状态和舵面位置获取实时的控制效率矩阵B的信息。
根据本公开的至少一个实施方式，权重分配器根据权限分配系数将力矩分配给气动舵面和拉力矢量控制舵面；
权限分配系数通过以下步骤获取：
假设飞行的过渡模式为匀加速前飞；
在过渡模式下，发动机倾转角匀速倾转，则发动机倾转角与空速之间的关系表示为下式12：
其中，ui表示空速，ustart表示进入过渡模式速度，uend表示退出过渡模式速度，δij表示发动机倾转角；
根据飞行器配平结果，确定进入和退出过渡模式时的俯仰角θin、θout，并在过渡飞行过程中给出俯仰角线性增加的控制指令；
设定高度维持稳定，滚转角和偏航角保持为0；
基于上述关系，求解各个操纵舵面随着飞行速度增加对各轴力矩的变化，即求解操纵导数；
根据操纵导数的变化曲线，获取各个操纵舵面随着飞行速度变化时的权限分配系数。
根据本公开的至少一个实施方式，对于推力矢量控制舵面而言，当使用伪逆法获取的权限分配结果超出操纵舵面的位置限制时，则在伪逆法的基础上对权限分配结果再次进行分配调节，获取新的一组解，使其满足舵面偏转速率的要求。
根据本公开的至少一个实施方式，在伪逆法的基础上对权限分配结果再次进行分配调节，包括以下步骤：
第一步：B0＝B，Δv0＝Δvcmd；
第二步：
Δv1＝Δv0-B0Δu1
B1＝删除B0中的饱和列；
第三步：
Δv2＝Δv1-B0Δu2
B2＝删除B1中的饱和列；
…
第n步：
Δvn＝Δvn-1-B0Δun；
结束；
其中，
表示期望姿态角加速度增量；Δu＝dδ，表示舵面的偏转增量；假设舵面有n组(n＞3)，则Δu表示为
Δun×1＝(Δu1…Δun)T；B为[3×n]的控制效率矩阵，用伪逆函数求其伪逆矩阵
则
表示，将括号中计算得到的数组的各元素与对应的舵面偏转速率限制做比较；“Bi＝删除Bi-1中的饱和列”表示，将Bi中对应于Δui中饱和元素的位置的列删除。
根据本公开的至少一个实施方式，
当元素的值超过了限制值范围，则表示Δui中对应位置的值达到饱和，应取为对应的限制值；
当元素的值在限制值范围内，则Δui中对应位置的值取为0；
当Δun中所有元素都达到饱和，或者Δvn＝0时，计算结束。
根据本公开的至少一个实施方式，
控制系统的外回路包括高度控制回路和速度控制回路；
控制系统的外回路采用比例-积分-微分控制。
根据本公开的至少一个实施方式，
多旋翼模式下，将速度控制回路作为姿态回路的外回路，高度回路由油门控制；
固定翼模式下，将高度控制回路作为姿态回路的外回路，速度回路由油门控制；
过渡模式下，滚转角和偏航角设定为0，俯仰角根据飞行器配平结果给出指令，速度采用开环控制。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是根据本公开的至少一个实施方式的倾转旋翼无人机飞行控制系统的方框图。
图2是根据本公开的至少一个实施方式的第一种飞行状况下的前飞速度变化曲线。
图3是根据本公开的至少一个实施方式的第一种飞行状况下的高度变化曲线。
图4是根据本公开的至少一个实施方式的第一种飞行状况下的俯仰角响应曲线。
图5是根据本公开的至少一个实施方式的第一种飞行状况下的滚转角、偏航角响应曲线。
图6是根据本公开的至少一个实施方式的第一种飞行状况下的侧向速度变化响应曲线。
图7是根据本公开的至少一个实施方式的第二种飞行状况下的各参数变化曲线。
图8是根据本公开的至少一个实施方式的第三种飞行状况下的各参数变化曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
本公开的倾转旋翼无人机飞行控制系统，是一种能够适应模型存在参数摄动与外部力矩干扰的非线性控制系统，系统在设计时引入增量动态逆算法来构建飞行器的姿态控制律，同时加入了权重分配器，可以实现倾转旋翼无人机的全模式飞行控制。
在本公开的一个可选实施方式中，倾转旋翼无人机飞行控制系统包括：权重分配器、矩阵解算模块和控制律构建模块。
具体的，权重分配器用于将无人机受到的力矩按比例分配给气动舵面和拉力矢量控制舵面。矩阵解算模块用于在线解算，实时获取控制效率矩阵信息。控制律构建模块可以在动态逆控制的基础上，通过增量动态逆算法构建倾转旋翼无人机的姿态控制律。
在本公开的一个可选实施方式中，控制律构建模块构建无人机的姿态控制律的步骤包括：
通过风洞和数值计算获取无人机的动力学模型，将无人机的力矩方程式写成下式1的形式：
其中，M＝[Mx My Mz]T表示无人机受到的合外力矩，I表示惯性矩，ω＝[p q r]T表示角速度；
合外力矩M包括由无人机运动状态产生的气动力矩Ma，以及由无人机操纵舵面偏转产生的力矩Mr，即：
M＝Ma+Mr 式2
将式1和式2合并写成状态方程形式，如下式3所示：
其中，控制系统的实际输入量为操纵舵面的偏转量δ，状态量为ω；
气动力矩Ma由无人机的气动导数和飞行状态计算得到，是造成飞行控制中参数不确定性的主要原因。为解决该问题，将式3在(ω0,δ0)进行泰勒展开，保留一阶项，式3的泰勒展开式如下式4所示：
其中，
表示角加速度，Ma对舵面偏转的导数取值为0；
角加速度的变化主要由舵面偏转产生的力矩引起，角速度变化产生的力矩变化较小，当计算周期足够小的时候，该项可以忽略不计；
基于以上分析，将式4简化为下式5：
式5中，定义：
dδ＝δ-δ0 式7
根据式6和式7，将式5改写为下式8，获得姿态控制律：
其中，δ表示操纵舵面的偏转量，dδ表示舵面偏转的增量，B表示控制效率矩阵。
基于上述推导，在每个控制时间步内，可以根据式8计算出舵面偏转的增量dδ作为输入量。计算式中没有参数Ma，不需要精确的气动力模型，降低了对模型参数的敏感性。除此之外，无人机数学模型参数摄动引起的动力学特性改变，如机体损伤、失效、非定常气动力作用等，也反应在角加速度
的测量值中并作为控制反馈，从而使得小型无人机姿态控制的鲁棒性得以增强。
控制效率矩阵B在控制律中可以随着飞行状态和舵面位置的变化而变化，很难解析获得整个飞行包线中的B阵信息。在本公开的一个可选实施方式中，为了能获得飞行中实时的控制效率B阵信息，优选采用实时解算的方法。具体的，通过矩阵解算模块实时解算获取控制效率矩阵B信息的步骤包括：
设无人机操纵舵面数量为n，某一时刻无人机的舵面偏转量为u0，即
u0＝[u1…ui…un]
其中，ui表示第i个舵面的偏转量；
令：
ui＝[u1…ui+Δui…un]
其中，Δui表示第i个舵面增加的舵面偏转量；
根据飞行器六自由度动力学方程，每输入一组ui(i＝0,…,n)即输出一组对应的角加速度
将获得的每组
按列依次放入矩阵
中，即
将角加速度
分解为机体轴系下三个角加速度分量，即
其中，
表示与机体轴x方向的滚转角加速度；
表示与机体轴y方向的俯仰角加速度；
表示与机体轴z方向的偏航角加速度；
设
即产生一个j×k的全1矩阵；用于求解控制效率矩阵的角加速度增量矩阵和舵面增量矩阵分别为
和ΔU，则
其中，“./”表示矩阵对于元素相除。
通过上述算法，在建立飞行器的动力学方程后，只要根据飞行状态和舵面位置便可求得实时的控制效率B阵信息。
由于推力矢量发动机在过渡飞行模式下其推力方向会从垂直于机身逐渐倾转至水平于机身，在该过程中，前飞速度过低容易导致机翼失速，而前飞速度过高则会使倾转过程不易控制，因此无人机在倾转过程中发动机的倾转角δij只能在一定前飞速度范围内进行，即“过渡走廊”。在本公开的一个可选实施方式中，对于具体的飞机，可以首先选取合适的进入过渡模式速度和退出过渡模式速度。优选的，过渡状态下发动机倾转角匀速倾转，倾转角速率为wi。优选的，假定过渡模式为匀加速前飞，则空速与发动机基准倾转角δij可联系起来，即
其中，发动机推力方向垂直于机身时δij为90°，发动机推力方向水平于机身时δij为0°；ui表示空速，ustart表示进入过渡模式速度，uend表示退出过渡模式速度。
优选的，根据飞行器配平结果，确定进入和退出过渡模式时的俯仰角θin、θout，并在过渡飞行过程中给出俯仰角线性增加的控制指令。设定高度维持稳定，滚转角和偏航角保持为0。基于上述关系，可以求解出各个操纵舵面随着飞行速度增加对各轴力矩的变化，即求解操纵导数。最后，根据操纵导数的变化曲线，可以获取各个操纵舵面随着飞行速度变化时的权限分配系数。
在本公开的一个可选实施方式中，对于推力矢量控制舵面而言，姿态控制存在冗余，即式8无法得到唯一解。对于期望的角加速度指令
INDI算法可以解出多组舵面偏转增量解，考虑到各个舵面的偏转速率限制和位置限制，并非所有的解都可以作为输入量。
优选的，将式8转化为如下形式：
Δv＝BΔu 式13
其中，
表示期望姿态角加速度增量；B表示控制效率矩阵；Δu＝dδ，表示舵面的偏转增量。
假设舵面有n组(n＞3)，则Δu可表示为：
Δun×1＝(Δu1…Δun)T
B为[3×n]的矩阵，可用伪逆函数求其伪逆矩阵
则式13可变为下式14：
由于实际飞行器中各个操纵舵面具有速率限制，直接用伪逆法设计的权重分配器可能会超出舵面偏转速率限制或者忽略舵面进入饱和这一现象，从而使因此分配器对转矩可达集的分配效率较低。在本实施例中，优选的，可以在伪逆法的基础上对分配结果进行再次分配调节，使伪逆解重新落入执行器的控制子空间。具体算法如下：
第一步：B0＝B，Δv0＝Δvcmd
第二步：
Δv1＝Δv0-B0Δu1
B1＝删除B0中的饱和列
第三步：
Δv2＝Δv1-B0Δu2
B2＝删除B1中的饱和列
…
第n步：
Δvn＝Δvn-1-B0Δun
结束
其中，
是指将括号中计算得到的数组的各元素与对应的限制幅值，即舵面偏转速率限制做比较。若元素的值超过了限制值范围，这意味着Δui中该位置的的值达到饱和，可以取为对应的限制值；若元素的值在限制值范围内，则Δui中该位置的值取为0。“Bi＝删除Bi-1中的饱和列”是指将Bi中对应于Δui中饱和元素的位置的列删除，即在下一步计算中不再考虑偏转饱和的舵面。当Δun中所有元素都达到饱和或者Δvn＝0时，计算结束。
当伪逆法给出的分配结果超出操纵舵面的位置限制时，即可以根据上述算法找出新的一组解，使其能够满足舵面偏转速率的要求。
在本公开的一个可选实施方式中，如图1所示，为倾转旋翼无人机飞行控制系统的方框图，即通过增量动态逆算法进行飞行姿态控制的原理图。飞行控制系统的外回路包括高度控制回路和速度控制回路，优选的，在外回路上采用经典的PID控制。多旋翼模式下速度控制回路作为姿态回路的外回路，高度控制回路由油门控制。固定翼模式下高度控制回路作为姿态回路的外回路，速度控制回路由油门控制。过渡模式下滚转角和偏航角设定为0，俯仰角根据配平给出指令。由于在过渡过程中需要保持高度不变，因此对前飞速度要求不如高度控制那么严格。另外，由于飞行器配平所得到的油门输入可以满足前飞加速要求，因此速度可以采用开环控制。
在本公开的一个可选实施方式中，以某倾转旋翼无人机为例，测试上述飞行控制系统的控制性能。
优选的，基于无人机的三种飞行状况测试系统的控制性能：状况一，模型精确且无外界干扰；状况二，模型存在参数摄动，无人机生力系数摄动为原来的1.3倍，阻力系数摄动为原来的1.2倍；状况三，存在气动干扰，在第5.5s、6.5s、7.5s分别加入
的扰动并持续1s。
下面对无人机从多旋翼低速前飞到固定翼定速巡航的整个过程进行仿真并分析。
仿真飞行过程：t＝0s、飞行器处于多旋翼状态，保持5m/s的前飞速度5s。从第5s开始进入过渡模式，倾转角以18°/s的速率向下倾转，高度保持给定值Hg＝100m，速度为开环控制。第10s时飞机完成倾转过渡进入固定翼模式，前飞速度回到设定的巡航速度15m/s，持续飞行15s。
第一种飞行状况下，飞行过程各参数变化曲线如图2至6所示，依次分别表示前飞速度、高度、俯仰角、滚转角和偏航角、以及侧向速度变化曲线。从无干扰条件下的仿真曲线可以看出，在整个飞行过程中，飞行高度可以实现良好的跟踪，最大高度误差为1.26m，且没有剧烈震荡。由于速度是开环控制，在过渡模式后期速度超过了设定巡航速度15m/s，但依旧处在“倾转走廊”速度范围内，且固定翼模式下速度能够回到15m/s进行定速巡航，稳态误差仅为0.1m/s。滚转角、偏航角和侧向速度变化很小，整个转换过程平稳、安全。
第二种飞行状况下，飞行过程各参数变化曲线如图7所示，图中从上至下分别表示前飞速度、高度、俯仰角、滚转角和偏航角、以及侧向速度变化曲线。从气动参数摄动情况下的仿真结果可以看出，当气动参数发生摄动时，无人机的气动升力和气动阻力会发生变化，高度的响应在过渡阶段基本不变，固定翼模式下略微震荡。前飞速度进入固定翼模式后更快回到15m/s进行定速巡航，其余响应曲线基本不变，依旧能够实现平稳、安全的转换。
第三种飞行状况下，飞行过程各参数变化曲线如图8所示，图中从上至下分别表示前飞速度、高度、俯仰角、滚转角和偏航角、以及侧向速度变化曲线。从气动干扰情况下的仿真曲线可以看出，干扰存在的情况下，无人机滚转角和偏航角偏移量最大仅增加了0.27°和0.34°。侧向速度虽然也有所增加，但总量很小，在可接受范围内。其余响应曲线基本不变，整体控制效果不变，依旧能够实现平稳、安全的转换。
本公开的倾转旋翼无人机飞行控制系统，在构建姿态控制律时引入了增量动态逆算法，并且加入了权重分配器，同时采用在线解算控制效率矩阵的方法获得实时的矩阵信息，相比于传统的PID控制，本公开技术方案可以使工作量大大减少，并且可以提高控制系统的鲁棒性，降低对倾转旋翼无人机数学模型的不确定性，可以应对一定的气动干扰和参数摄动，实现倾转旋翼无人机的全模式飞行控制。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。
Claims (8)
1.一种倾转旋翼无人机飞行控制系统，其特征在于，包括：
权重分配器，将无人机受到的力矩按比例分配给气动舵面和拉力矢量控制舵面；
矩阵解算模块，在线解算，实时获取控制效率矩阵信息；以及
控制律构建模块，基于所述力矩和矩阵信息，通过增量动态逆算法构建倾转旋翼无人机的姿态控制律；
所述控制律构建模块构建所述无人机的姿态控制律的步骤包括：
通过风洞和数值计算获取所述无人机的动力学模型，基于所述动力学模型，获取所述无人机的力矩方程式，如下式1所示：
其中，M＝[Mx My Mz]T表示所述无人机受到的合外力矩，I表示惯性矩，ω＝[p q r]T表示角速度；
所述合外力矩M包括由无人机运动状态产生的气动力矩Ma，以及由无人机操纵舵面偏转产生的力矩Mr，即：
M＝Ma+Mr 式2
将式1和式2合并写成状态方程形式，如下式3所示：
其中，控制系统的实际输入量为操纵舵面的偏转量δ，状态量为ω；
将式3在(ω0,δ0)进行泰勒展开，保留一阶项，式3的泰勒展开式如下式4所示：
其中，
表示角加速度，Ma对舵面偏转的导数取值为0；
角加速度的变化主要由舵面偏转产生的力矩引起，角速度变化产生的力矩变化较小，当计算周期足够小的时候，该项可以忽略不计；
基于以上分析，将式4简化为下式5：
式5中，令：
dδ＝δ-δ0 式7
根据式6和式7，将式5改写为下式8，获得姿态控制律：
其中，δ表示操纵舵面的偏转量，dδ表示舵面偏转的增量，B表示控制效率矩阵；
所述矩阵解算模块实时解算获取控制效率矩阵信息的步骤包括：设无人机操纵舵面数量为n，某一时刻无人机的舵面偏转量为u0，即
u0＝[u1...ui...un]
其中，ui表示第u个舵面的偏转量；
令：
ui＝[u1...ui+Δui...un]
其中，Δui表示第i个舵面增加的舵面偏转量；
根据飞行器六自由度动力学方程，每输入一组ui(i＝0，...，n)即输出一组对应的角加速度
将获得的每组
按列依次放入矩阵
中，即
将角加速度
分解为机体轴系下三个角加速度分量，即
其中，
表示与机体轴x方向的滚转角加速度；
表示与机体轴y方向的俯仰角加速度；
表示与机体轴z方向的偏航角加速度；
设
即产生一个j×k的全1矩阵；
用于求解控制效率矩阵的角加速度增量矩阵和舵面增量矩阵分别为
和ΔU，则
其中，“./”表示矩阵对于元素相除；
基于上述算法，以及飞行器的动力学方程，根据飞行状态和舵面位置获取实时的控制效率矩阵B的信息。
2.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其特征在于，
在每个控制时间步内，根据式8计算出舵面偏转的增量dδ作为输入量。
3.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其特征在于，所述权重分配器根据权限分配系数将力矩分配给气动舵面和拉力矢量控制舵面；
所述权限分配系数通过以下步骤获取：
假设飞行的过渡模式为匀加速前飞；
在所述过渡模式下，发动机倾转角匀速倾转，则发动机倾转角与空速之间的关系表示为下式12：
其中，ui表示空速，ustart表示进入过渡模式速度，uend表示退出过渡模式速度，δij表示发动机倾转角；
根据飞行器配平结果，确定进入和退出过渡模式时的俯仰角θin、θout，并在过渡飞行过程中给出俯仰角线性增加的控制指令；
设定高度维持稳定，滚转角和偏航角保持为0；
基于上述关系，求解各个操纵舵面随着飞行速度增加对各轴力矩的变化，即求解操纵导数；
根据所述操纵导数的变化曲线，获取各个操纵舵面随着飞行速度变化时的权限分配系数。
4.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其特征在于，对于推力矢量控制舵面而言，当使用伪逆法获取的权限分配结果超出操纵舵面的位置限制时，则在伪逆法的基础上对所述权限分配结果再次进行分配调节，获取新的一组解，使其满足舵面偏转速率的要求。
5.根据权利要求4所述的飞行控制系统，其特征在于，在伪逆法的基础上对所述权限分配结果再次进行分配调节，包括以下步骤：
第一步：B0＝B，Δv0＝Δvcmd；
第二步：
Δv1＝Δv0-B0Δu1
B1＝删除B0中的饱和列；
第三步：
Δv2＝Δv1-B0ΔuZ
B2＝删除B1中的饱和列；
…
第n步：
Δvn＝Δvn-1-B0Δun；
结束；
其中，
表示期望姿态角加速度增量；Δu＝dδ，表示舵面的偏转增量，假设舵面有n组(n＞3)，则Δu表示为Δun×1＝(Δu1…Δun)T；B为[3×n]的控制效率矩阵，用伪逆函数求其伪逆矩阵
则
表示，将括号中计算得到的数组的各元素与对应的舵面偏转速率限制做比较；
“Bi＝删除Bi-1中的饱和列”表示，将Bi中对应于Δui中饱和元素的位置的列删除。
6.根据权利要求5所述的飞行控制系统，其特征在于，
当元素的值超过了限制值范围，则表示Δui中对应位置的值达到饱和，应取为对应的限制值；
当元素的值在限制值范围内，则Δui中对应位置的值取为0；
当Δun中所有元素都达到饱和，或者Δvn＝0时，计算结束。
7.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其特征在于，
所述控制系统的外回路包括高度控制回路和速度控制回路；
所述控制系统的外回路采用比例-积分-微分控制。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行控制系统，其特征在于，
多旋翼模式下，将速度控制回路作为姿态回路的外回路，高度回路由油门控制；
固定翼模式下，将高度控制回路作为姿态回路的外回路，速度回路由油门控制；
过渡模式下，滚转角和偏航角设定为0，俯仰角根据飞行器配平结果给出指令，速度采用开环控制。
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