CN110426955B - 一种基于利用耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法 - Google Patents

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CN110426955B CN201910693122.6A CN201910693122A CN110426955B CN 110426955 B CN110426955 B CN 110426955B CN 201910693122 A CN201910693122 A CN 201910693122A CN 110426955 B CN110426955 B CN 110426955B
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Abstract

本发明公开了一种基于利用耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，具体包括以下内容：S1：建立基于操纵效能需求的任务子段划分依据，根据马赫数、迎角和高度进行任务子段划分。S2：针对平衡、稳定、机动和扰动等几种情况下的操纵效能需求进行公式推导，建立不同用途的操纵效能需求子模型。S3：建立操纵效能需求判据，对飞行器的舵效是否满足操纵效能需求进行判断。在高迎角、大马赫数时，方向舵舵效为零，提出利用耦合控制的策略，解决了此时存在无法通过舵面操纵补偿耦合的问题。该方法因涉及了实际工程背景，具有较高的工程应用价值。

Description

一种基于利用耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域，尤其涉及一种基于利用耦合的高超声速舵面操纵效能方法。
背景技术
高超声速基于轨迹的任务子段划分，实际上是根据飞行器在走廊不同位置进行的划分，这种划分是通过轨迹的分段实现的，基于的假设条件是飞行器能够实现任务子段内的飞行，即飞行器具有足够的操纵能力和良好的动力学特征。
飞行器的横航向存在操纵耦合现象，常规低速飞行器耦合通常通过补偿操纵耦合实现正常飞行。但是对于高超声速飞行器而言，存在横航向操纵耦合问题较严重，且对航天飞机等飞行器而言，高迎角、大马赫数时方向舵舵效为零，此时存在无法通过舵面操纵补偿耦合的问题。
发明内容
本发明提供了一种利用耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，目的在于在设计之初根据飞行任务要求和飞行器基本气动和质量惯量数据预测出所需的最大舵偏，从而提升飞行器设计效率。
一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，具体包括以下内容：
S1：建立基于操纵效能需求的任务子段划分依据，根据马赫数、迎角和高度进行任务子段划分；
S2：针对平衡、稳定、机动和扰动几种情况下的操纵效能需求进行公式推导，建立不同用途的操纵效能需求模型；
S3：建立操纵效能需求判据，对飞行器的舵效是否满足操纵效能需求进行判断。
进一步地，所述基于操纵效能需求的任务子段划分依据思路为，马赫数和迎角共同决定了飞行器是否可以作机动，而迎角同时又进一步决定了飞行器进行机动的能力(是否可控或者控制效果优劣)，高度则对机动的大小程度做出了约束。
进一步地，所述操纵效能需求模型所需数据包括：静稳定导数，静操纵导数，飞行器的质量特性数据以及初步的轨迹参数。
进一步地，将操纵效能需求模型分为纵向、横向和航向。
进一步地，所述操纵效能需求模型纵向主要研究平衡、增稳、增阻、机动及风场扰动几种情况的俯仰力矩需求。
进一步地，所述操纵效能需求模型横航向主要分析增稳、增阻尼、机动及风场扰动几种情况的俯仰力矩需求。
进一步地，纵向操纵效能需求，主要由升降舵满足，近似升降舵效能为线性，则可以较准确的得到升降舵偏量。
进一步地，所述纵向平衡操纵效能需求力矩为：
Figure GDA0003127281790000021
其中，Me为纵向平衡操纵效能需求力矩，
Figure GDA0003127281790000022
为单位升降舵偏产生的俯仰力矩，
Figure GDA0003127281790000023
为配平升降舵偏转角度，M0为基准状态下飞行器产生的俯仰力矩，Mα为单位攻角产生的俯仰力矩，α*为配平攻角。
所述纵向增稳操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure GDA0003127281790000024
Figure GDA0003127281790000025
其中，Maw为纵向增稳操纵效能需求力矩，
Figure GDA0003127281790000026
为纵向静稳定性导数，Δα为攻角增量，Iy为转动惯量，ωn,s为短周期模态的频率，
Figure GDA0003127281790000027
为俯仰效能导数。
所述纵向增阻尼操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure GDA0003127281790000028
Figure GDA0003127281790000029
其中，Mc为纵向增阻尼操纵效能需求力矩，
Figure GDA00031272817900000210
为俯仰阻尼导数，q为俯仰角速率，ξ短周期模态的阻尼比，
Figure GDA00031272817900000211
为常数，δe为舵面偏角。
所述纵向机动操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure GDA00031272817900000212
其中，Mm为纵向机动操纵效能需求力矩，
Figure GDA00031272817900000213
为俯仰角加速度，Mq为俯仰阻尼导数。
进一步地，就航向而言，副翼与方向舵的操纵耦合较为严重。本发明采用利用耦合的控制策略，对于操纵效能需求的影响主要表现为横航向的增稳、增阻和机动方面。
进一步地，所述利用耦合控制策略的横航向荷兰滚模态增稳方式为通过反馈侧滑角到副翼，增稳所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure GDA0003127281790000031
δr_aw,u＝0
δa_aw,u为耦合策略下增稳所需的副翼舵偏量，β为偏航角，ωd为荷兰滚频率，
Figure GDA0003127281790000032
为副翼对偏航运动的交叉操纵导数，δr_aw,u为耦合策略下增稳所需的方向舵舵偏量。
所述利用耦合控制策略的横航向荷兰滚模态增阻尼方式为将rs反馈到副翼与ps反馈到方向舵，同时不影响滚转螺旋模态阻尼，通过耦合策略实现横航向增阻所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure GDA0003127281790000033
Figure GDA0003127281790000034
其中，δa_a,u为通过耦合策略实现横航向增阻所需的副翼舵偏量，rs为稳定轴系下偏航角速度，ps为稳定轴系下滚转角速度，
Figure GDA0003127281790000035
为稳定轴系下航向静稳定导数，
Figure GDA0003127281790000036
为稳定轴系下方向舵对滚转运动的交叉操纵导数，
Figure GDA0003127281790000037
为稳定轴系下横向静稳定导数，
Figure GDA0003127281790000038
为稳定轴系下方向舵操纵效能导数，ξd为荷兰滚阻尼，ξr为滚转-螺旋模态频率，ωd为荷兰滚频率，ωr为滚转-螺旋模态阻尼，δr_a,u为通过耦合策略实现横航向增阻所需的副翼舵偏量。
所述利用耦合控制策略下，采用副翼诱导侧滑的方式进行滚转控制时，侧滑角产生的滚转力矩计入副翼的等效舵效中，则滚转机动所需的稳定轴系滚转力矩系数同式：
Figure GDA0003127281790000039
Figure GDA00031272817900000310
进一步地，采用副翼诱导侧滑控制滚转的策略机型滚转机动所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure GDA00031272817900000311
δr_m，c＝0
其中，
Figure GDA0003127281790000041
为副翼诱导侧滑控滚转的等效操纵效能，δa_m,u为采用副翼诱导侧滑控制滚转的策略机型滚转机动所需的副翼舵偏量，
Figure GDA0003127281790000042
为滚转力矩，δr_m,c为采用副翼诱导侧滑控制滚转的策略机型滚转机动所需的方向舵舵偏量。
进一步地，采用方向舵诱导侧滑控制滚转的策略进行滚转机动所需的副翼与方向舵偏量为：
δa_m,u＝0
Figure GDA0003127281790000043
其中，
Figure GDA0003127281790000044
为方向舵诱导侧滑控滚转的等效操纵效能；
进一步地，三轴机动克服惯性耦合力矩需求为：
Mi＝-(Iz-Ix)pr+Ixz(p2-r2)
Li＝(Iy-Iz)qr+Ixzpq
Ni＝(Ix-Iy)pq+Ixzqr
其中，Mi，Li，Ni分别为三轴机动克服惯性耦合俯仰、滚转、偏航力矩需求，p,q,r分别为俯仰、滚转、偏航角速度，Ix,Iy,Iz,Ixz分别为转动惯量和惯性积。
进一步地，所述风场飞行力矩及舵偏量的需求为：
Figure GDA0003127281790000045
Figure GDA0003127281790000046
Figure GDA0003127281790000047
Figure GDA0003127281790000048
Figure GDA0003127281790000049
Figure GDA00031272817900000410
其中，Lw，Mw，Nw分别代表风场所需的滚转、俯仰和偏航力矩，uw，vw，ww代表由紊流引起的前向、侧向和铅垂方向空速变化，V0表示配平速度，
Figure GDA00031272817900000411
分别为侧向风速、前向风速引起的铅垂方向风速变化，
Figure GDA00031272817900000412
为前向风速引起的侧向风速变化，Lp、Nr为滚转轴和偏航轴阻尼导数，Lr和Np分别为滚转轴和偏航轴交叉阻尼导数，MV为速度变化导致的俯仰力矩导数，TVe为平衡点处速度变化引起的推力导数，Tαe为平衡点处迎角变化引起的推力导数，
Figure GDA00031272817900000413
为迎角速率对俯仰力矩导数。
进一步地，在给定任务要求，确定增稳、增阻指标，机动幅度以及飞行环境的风场扰动情况后，可以得到飞机纵向、横向、航向总力矩需求分别为：
M＝Me+Maw+Ma+Mm+Mi+Mw
L＝Law+La+Lm+Li+Lw
N＝Naw+Na+Nm+Ni+Nw
进一步地，建立操纵效能需求判据，分别将飞行器上述各部分操纵力矩需求以及总的纵向操纵力矩需求与升降舵、副翼、方向舵可提供的最大操纵力矩|Mδmax(Ma,α,H)|或|Mδmin(Ma,α,H)|、|Lδmax(Ma,α,H)|或|Lδmin(Ma,α,H)|以及|Nδmax(Ma,α,H)|或|Nδmin(Ma,α,H)|各项二者中的较小值进行对比，其中max为各轴向力矩分量中最大值，min为各轴向力矩分量中最小值，当其值小于最大操纵力矩时，则飞行器的操纵效能满足任务需求；反之，当其值大于最大操纵力矩时，则表明飞行器舵面操纵效能不满足任务需求。
与现有技术相比，本发明优点是：
1、根据高超声速再入机动飞行器的再入飞行的特点，将三个飞行参数至关重要：迎角、马赫数和高度，作为高超声速再入机动飞行器基于操纵效能需求的任务子段划分的基本依据。这三个关键参数共同作用，对于再入轨迹规划、控制阻尼增强策略的制定以及操纵效能需求模型的建立有着指导性的作用。
2、高超声速飞行器存在横航向操纵耦合问题较严重，且对航天飞机等飞行器而言，高迎角、大马赫数时方向舵舵效为零，提出利用耦合控制策略，解决此时存在无法通过舵面操纵补偿耦合的问题。
附图说明
附图出示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，并且附图包括在说明书中并构成本说明书的部分。
图1为根据本公开至少一个实施方式的航天飞机舵效分析的走廊范围(红色表示走廊边界，蓝色代表基准轨迹)图和迎角剖面图。
图2为根据本公开至少一个实施方式的常规策略下副翼与方向舵偏量需求图。
图3为根据本公开至少一个实施方式的副翼诱导侧滑策略下副翼与方向舵偏量需求图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本公开做进一步说明。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，附图中仅出示了与本公开相关的部分。
一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，具体包括以下内容：
S1：建立基于操纵效能需求的任务子段划分依据，根据马赫数、迎角和高度进行任务子段划分；
S2：针对平衡、稳定、机动和扰动几种情况下的操纵效能需求进行公式推导，建立不同用途的操纵效能需求模型；
S3：建立操纵效能需求判据，对飞行器的舵效是否满足操纵效能需求进行判断。
进一步地，所述基于操纵效能需求的任务子段划分依据思路为，马赫数和迎角共同决定了飞行器是否可以作机动，而迎角同时又进一步决定了飞行器进行机动的能力(是否可控或者控制效果优劣)，高度则对机动的大小程度做出了约束。
进一步地，所述操纵效能需求模型所需数据包括：静稳定导数，静操纵导数，飞行器的质量特性数据以及初步的轨迹参数。
进一步地，将操纵效能需求模型分为纵向、横向和航向。
进一步地，所述操纵效能需求模型纵向主要研究平衡、增稳、增阻、机动及风场扰动几种情况的俯仰力矩需求。
进一步地，所述操纵效能需求模型横航向主要分析增稳、增阻尼、机动及风场扰动几种情况的俯仰力矩需求。
进一步地，纵向操纵效能需求，主要由升降舵满足，近似升降舵效能为线性，则可以较准确的得到升降舵偏量。
进一步地，所述纵向平衡操纵效能需求力矩为：
Figure GDA0003127281790000061
所述纵向增稳操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure GDA0003127281790000062
Figure GDA0003127281790000071
所述纵向增阻尼操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure GDA0003127281790000072
Figure GDA0003127281790000073
所述纵向机动操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure GDA0003127281790000074
进一步地，就航向而言，副翼与方向舵的操纵耦合较为严重。本发明采用利用耦合的控制策略，对于操纵效能需求的影响主要表现为横航向的增稳、增阻和机动方面。
进一步地，所述利用耦合控制策略的横航向荷兰滚模态增稳方式为通过反馈侧滑角到副翼，增稳所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure GDA0003127281790000075
δr_aw,u＝0
所述利用耦合控制策略的横航向荷兰滚模态增阻尼方式为将rs反馈到副翼与ps反馈到方向舵，同时不影响滚转螺旋模态阻尼，通过耦合策略实现横航向增阻所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure GDA0003127281790000076
Figure GDA0003127281790000077
所述利用耦合控制策略下，采用副翼诱导侧滑的方式进行滚转控制时，侧滑角产生的滚转力矩计入副翼的等效舵效中，则滚转机动所需的稳定轴系滚转力矩系数同式：
Figure GDA0003127281790000078
Figure GDA0003127281790000079
进一步地，采用副翼诱导侧滑控制滚转的策略机型滚转机动所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure GDA0003127281790000081
δr_m,c＝0
其中
Figure GDA0003127281790000082
为副翼诱导侧滑控滚转的等效操纵效能。
进一步地，采用方向舵诱导侧滑控制滚转的策略进行滚转机动所需的副翼与方向舵偏量为：
δa_m,u＝0
Figure GDA0003127281790000083
其中
Figure GDA0003127281790000084
为方向舵诱导侧滑控滚转的等效操纵效能。
进一步地，三轴机动克服惯性耦合力矩需求为：
Mi＝-(Iz-Ix)pr+Ixz(p2-r2)
Li＝(Iy-Iz)qr+Ixzpq
Ni＝(Ix-Iy)pq+Ixzqr
进一步地，所述风场飞行力矩及舵偏量的需求为：
Figure GDA0003127281790000085
Figure GDA0003127281790000086
Figure GDA0003127281790000087
Figure GDA0003127281790000088
Figure GDA0003127281790000089
Figure GDA00031272817900000810
进一步地，在给定任务要求，确定增稳、增阻指标，机动幅度以及飞行环境的风场扰动情况后，可以得到飞机纵向、横向、航向总力矩需求分别为：
M＝Me+Maw+Ma+Mm+Mi+Mw
L＝Law+La+Lm+Li+Lw
N＝Naw+Na+Nm+Ni+Nw
进一步地，建立操纵效能需求判据，分别将飞行器上述各部分操纵力矩需求以及总的纵向操纵力矩需求与升降舵、副翼、方向舵可提供的最大操纵力矩|Mδmax(Ma,α,H)|或|Mδmin(Ma,α,H)|、|Lδmax(Ma,α,H)|或|Lδmin(Ma,α,H)|以及|Nδmax(Ma,α,H)|或|Nδmin(Ma,α,H)|各项二者中的较小值进行对比，其中max为各轴向力矩分量中最大值，min为各轴向力矩分量中最小值，当其值小于最大操纵力矩时，则飞行器的操纵效能满足任务需求；反之，当其值大于最大操纵力矩时，则表明飞行器舵面操纵效能不满足任务需求。
为进一步解释本预测方法过程以及验证利用耦合控制策略的有益效果，下面以航天飞机为例，沿其再入轨迹和迎角剖面分析其在利用耦合的控制策略和补偿耦合的控制策略(即常规控制策略)下完成指定任务要求所需的副翼和方向舵偏量。图1为航天飞机舵效分析的走廊范围(红色表示走廊边界，蓝色代表基准轨迹)和迎角剖面图。
给定任务指标如下表所示：
Figure GDA0003127281790000091
以上述扰动量幅值和指标为依据，计算航天飞机不同控制策略下的舵偏量需求。
图2、图3分别为常规抑制侧滑策略，副翼诱导侧滑策略和方向舵诱导侧滑策略下的副翼与方向舵偏量需求及其与可用舵偏量范围对比结果。由图可知，常规抑制耦合策略的方向舵偏量需求始终在可用舵偏量范围之外，表明在5-15马赫弹道状态下该策略均不适用；副翼诱导侧滑策略的副翼偏量需求始终在可用偏量范围内，方向舵偏量在5-9状态下未超出可用范围；方向舵诱导侧滑策略的副翼偏量始终在可用偏量范围内，但方向舵偏量需求仅在5马赫条件下在可用范围内，其它状态下该策略不适用。
由图可知，常规控制策略比耦合控制策略所需的副翼偏量较低，但其所需的方向舵偏量远大于耦合控制策略。由于航天飞机的横向操纵效能较强，始终能满足任务要求，而航向操纵效能较弱，在高马赫、大迎角状态下，方向舵操纵效能基本为零。对于此类飞行器，采用副翼诱导侧滑的耦合控制策略能够充分利用副翼的偏航操纵能力，降低对方向舵操纵效能的要求。

Claims (11)

1.一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于，具体包括以下内容：
S1：建立基于操纵效能需求的任务子段划分依据，根据马赫数、迎角和高度进行任务子段划分；
S2：针对平衡、稳定、机动和扰动几种情况下的操纵效能需求进行公式推导，建立不同用途的操纵效能需求模型；
纵向平衡操纵效能需求力矩为：
Figure FDA0003070003480000011
其中，Me为纵向平衡操纵效能需求力矩，
Figure FDA0003070003480000012
为单位升降舵偏产生的俯仰力矩，
Figure FDA0003070003480000013
为配平升降舵偏转角度，M0为基准状态下飞行器产生的俯仰力矩，Mα为单位攻角产生的俯仰力矩，α*为配平攻角；
纵向增稳操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure FDA0003070003480000014
Figure FDA0003070003480000015
其中，Maw为纵向增稳操纵效能需求力矩，
Figure FDA0003070003480000016
为纵向静稳定性导数，Δα为攻角增量，Iy为转动惯量，ωn,s为短周期模态的频率，
Figure FDA0003070003480000017
为俯仰效能导数；
纵向增阻尼操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure FDA0003070003480000018
Figure FDA0003070003480000019
其中，Mc为纵向增阻尼操纵效能需求力矩，
Figure FDA00030700034800000110
为俯仰阻尼导数，q为俯仰角速率，ξ短周期模态的阻尼比，
Figure FDA00030700034800000111
为常数，δe为舵面偏角；
纵向机动操纵效能需求力矩及所需舵面偏角为：
Figure FDA0003070003480000021
其中，Mm为纵向机动操纵效能需求力矩，
Figure FDA0003070003480000022
为俯仰角加速度，Mq为俯仰阻尼导数；
就航向而言，副翼与方向舵的操纵耦合较为严重，采用利用耦合的控制策略，对于操纵效能需求的影响主要表现为横航向的增稳、增阻和机动方面；
利用耦合控制策略的横航向荷兰滚模态增稳方式为通过反馈侧滑角到副翼，增稳所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure FDA0003070003480000023
δr_aw,u＝0
δa_aw,u为耦合策略下增稳所需的副翼舵偏量，β为偏航角，ωd为荷兰滚频率，
Figure FDA0003070003480000024
为副翼对偏航运动的交叉操纵导数，δr_aw,u为耦合策略下增稳所需的方向舵舵偏量；
利用耦合控制策略的横航向荷兰滚模态增阻尼方式为将rs反馈到副翼与ps反馈到方向舵，同时不影响滚转螺旋模态阻尼，通过耦合策略实现横航向增阻所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure FDA0003070003480000025
Figure FDA0003070003480000026
其中，δa_a,u为通过耦合策略实现横航向增阻所需的副翼舵偏量，rs为稳定轴系下偏航角速度，ps为稳定轴系下滚转角速度，
Figure FDA0003070003480000027
为稳定轴系下航向静稳定导数，
Figure FDA0003070003480000028
为稳定轴系下方向舵对滚转运动的交叉操纵导数，
Figure FDA0003070003480000029
为稳定轴系下横向静稳定导数，
Figure FDA00030700034800000210
为稳定轴系下方向舵操纵效能导数，ξd为荷兰滚阻尼，ξr为滚转-螺旋模态频率，ωd为荷兰滚频率，ωr为滚转-螺旋模态阻尼，δr_a,u为通过耦合策略实现横航向增阻所需的副翼舵偏量；
利用耦合控制策略下，采用副翼诱导侧滑的方式进行滚转控制时，侧滑角产生的滚转力矩计入副翼的等效舵效中，则滚转机动所需的稳定轴系滚转力矩系数同式：
Figure FDA0003070003480000031
Figure FDA0003070003480000032
采用副翼诱导侧滑控制滚转的策略机型滚转机动所需的副翼与方向舵偏量为：
Figure FDA0003070003480000033
δr_m,c＝0
其中，
Figure FDA0003070003480000034
为副翼诱导侧滑控滚转的等效操纵效能，δa_m,u为采用副翼诱导侧滑控制滚转的策略机型滚转机动所需的副翼舵偏量，
Figure FDA0003070003480000035
为滚转力矩，δr_m,c为采用副翼诱导侧滑控制滚转的策略机型滚转机动所需的方向舵舵偏量；
采用方向舵诱导侧滑控制滚转的策略进行滚转机动所需的副翼与方向舵偏量为：
δa_m,u＝0
Figure FDA0003070003480000036
其中，
Figure FDA0003070003480000037
为方向舵诱导侧滑控滚转的等效操纵效能；
S3：建立操纵效能需求判据，对飞行器的舵效是否满足操纵效能需求进行判断。
2.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：基于操纵效能需求的任务子段划分依据思路为，马赫数和迎角共同决定了飞行器是否可以作机动，而迎角同时又进一步决定了飞行器进行机动的能力，高度则对机动的大小程度做出了约束。
3.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：所述操纵效能需求模型所需数据包括：静稳定导数，静操纵导数，飞行器的质量特性数据以及初步的轨迹参数。
4.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：将操纵效能需求模型分为纵向、横向和航向。
5.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：所述操纵效能需求模型纵向主要研究平衡、增稳、增阻、机动及风场扰动几种情况的俯仰力矩需求。
6.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：所述操纵效能需求模型横航向主要分析增稳、增阻尼、机动及风场扰动几种情况的俯仰力矩需求。
7.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：纵向操纵效能需求，主要由升降舵满足，升降舵效能为线性，则可以较准确的得到升降舵偏量。
8.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于，三轴机动克服惯性耦合力矩需求为：
Mi＝-(Iz-Ix)pr+Ixz(p2-r2)
Li＝(Iy-Iz)qr+Ixzpq
Ni＝(Ix-Iy)pq+Ixzqr
其中，Mi,Li,Ni分别为三轴机动克服惯性耦合俯仰、滚转、偏航力矩需求，p,q,r分别为俯仰、滚转、偏航角速度，Ix,Iy,Iz,Ixz分别为转动惯量和惯性积。
9.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于，风场飞行力矩及舵偏量的需求为：
Figure FDA0003070003480000051
Figure FDA0003070003480000052
Figure FDA0003070003480000053
Figure FDA0003070003480000054
Figure FDA0003070003480000055
Figure FDA0003070003480000056
其中，Lw，Mw，Nw分别代表风场所需的滚转、俯仰和偏航力矩，uw，vw，ww代表由紊流引起的前向、侧向和铅垂方向空速变化，V0表示配平速度，
Figure FDA0003070003480000057
分别为侧向风速、前向风速引起的铅垂方向风速变化，
Figure FDA0003070003480000058
为前向风速引起的侧向风速变化，Lp、Nr为滚转轴和偏航轴阻尼导数，Lr和Np分别为滚转轴和偏航轴交叉阻尼导数，MV为速度变化导致的俯仰力矩导数，TVe为平衡点处速度变化引起的推力导数，Tαe为平衡点处迎角变化引起的推力导数，
Figure FDA0003070003480000059
为迎角速率对俯仰力矩导数。
10.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：在给定任务要求，确定增稳、增阻指标，机动幅度以及飞行环境的风场扰动情况后，可以得到飞机纵向、横向、航向总力矩需求分别为：
M＝Me+Maw+Ma+Mm+Mi+Mw
L＝Law+La+Lm+Li+Lw
N＝Naw+Na+Nm+Ni+Nw。
11.根据权利要求1所述的一种利用基于耦合的高超声速舵面操纵效能预测方法，其特征在于：所述建立操纵效能需求判据，分别将飞行器平衡、增稳、增阻、机动及风场扰动的纵向俯仰力矩需求和横航向俯仰力矩需求以及总的纵向操纵力矩需求M与升降舵、副翼、方向舵可提供的最大操纵力矩|Mδmax(Ma,α,H)|或|Mδmin(Ma,α,H)|、|Lδmax(Ma,α,H)|或|Lδmin(Ma,α,H)|以及|Nδmax(Ma,α,H)|或|Nδmin(Ma,α,H)|各项二者中的较小值进行对比，其中max为各轴向力矩分量中最大值，min为各轴向力矩分量中最小值，当其值小于最大操纵力矩时，则飞行器的操纵效能满足任务需求；反之，当其值大于最大操纵力矩时，则表明飞行器舵面操纵效能不满足任务需求。
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