CN112540533B - 一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，属于飞行器控制技术领域，包括以下步骤：建立铰链力矩插值表；建立铰链力矩梯度插值表；建立舵系统负载状态指示值插值表；针对指示值分区进行多系统控制参数设计；飞行过程中，根据实时得到的信息作为舵系统控制参数选择的输入；根据输入参数在舵系统负载状态指示值插值表中进行插值计算，得到舵系统负载状态指示值；根据舵系统负载状态指示值所在分区，得到对应的舵系统控制参数，用该控制参数对舵系统进行控制。解决了现有技术正操纵小负载状态超调及振荡较大、反操纵状态振荡发散、空载状态能源消耗大的性能问题。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器控制技术领域，具体涉及一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法。
背景技术
飞行器空气舵系统通过在一定范围内偏转舵面，达到调整飞行器姿态的目的。飞行过程中，舵面上的铰链力矩主要取决于舵面形状、舵偏角、攻角、马赫数、动压等因素，因此舵系统面临负载变化范围大且工作时间长的工作状态。在进行舵系统设计时，需要满足全部设计空域条件下飞行器对舵系统的时域、频域特性需求，兼顾舵面空载和负载状态的性能。在传统舵系统控制设计时，针对典型正操纵力矩梯度负载状态开展设计、调试和校验，而对舵系统在空载、反操纵力矩梯度等负载仅做安全性校核。
现有技术中，由于控制系统仅针对一种固定的正操纵力矩梯度负载状态设计，使该状态下舵系统动态过程良好；随着舵系统工作点向空载方向移动，正操纵负载逐步降低，在力矩梯度小于设计点的状态下出现超调、振荡增加；在反操纵状态下，针对正操纵负载条件设计的舵系统控制参数会导致超调、振荡进一步增大，甚至出现等幅振荡或发散；针对大指令、大负载条件设计的舵系统控制，在小指令、小负载情况下会导致系统灵敏度过高，执行机构动作频繁，能源消耗过大。难以保证全部设计空域条件下舵系统性能最优。
因此，现有技术存在由于单一正操纵设计状态舵系统控制参数导致的正操纵小负载状态超调及振荡较大、反操纵状态振荡发散、空载状态能源消耗大的性能问题，需要进行改进。
发明内容
本发明提供一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，目的是解决现有技术正操纵小负载状态超调及振荡较大、反操纵状态振荡发散、空载状态能源消耗大的性能问题。
本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，包括以下步骤：
Step1：建立铰链力矩插值表；
Step2：建立铰链力矩梯度插值表；
Step3：建立舵系统负载状态指示值插值表；
Step4：针对指示值分区进行多系统控制参数设计；
Step5：飞行过程中，根据实时得到的信息作为舵系统控制参数选择的输入；
Step6：根据输入参数在舵系统负载状态指示值插值表中进行插值计算，得到舵系统负载状态指示值；
Step7：根据舵系统负载状态指示值所在分区，得到对应的舵系统控制参数，用该控制参数对舵系统进行控制。
进一步地，Step1中建立铰链力矩插值表包括以下步骤：
在飞行器舵系统控制设计时，对总体方案中确定的舵面构型，给出铰链力矩系数计算的插值表，表中包括所设计的飞行空域条件中与铰链力矩系数计算相关的自变量，包括舵偏角、攻角、马赫数等，并给出多维差值表，根据所设计的全空域铰链力矩系数及动压，遍历插值特征点计算铰链力矩，建立铰链力矩插值表，铰链力矩Mh的计算公式为：
Mh＝mh(d,x1,x2,x3…xi…xn-1)·Q·S·B
其中，mh为铰链力矩系数，根据飞行器气动设计结果由n维自变量插值计算得到，n为对铰链力矩系数有影响的参数个数，n的取值与飞行器实际情况有关；d为舵偏角；xi为计算铰链力矩系数的除舵偏角以外其他的插值自变量，i为取值范围从1至n-1的整数；Q为流经舵面的动压；B为舵面弦长；S为舵面面积；
对于指定的舵系统，舵面弦长B与舵面面积S为确定值，对于全部的飞行条件，铰链力矩插值表中铰链力矩Mh为d，x1，x2，x3，…，xn-1及Q的插值计算结果，铰链力矩插值表维数为铰链力矩Mh所有自变量维数的乘积；
铰链力矩系数计算所使用的各维插值自变量可以按照气动专业给出的颗粒度选择，也可以根据飞行器计算机的计算能力降低网格密度，动压自变量的颗粒度可以根据需要选取。
进一步地，Step1中铰链力矩系数为三维插值表的计算结果，自变量分别为舵偏角、攻角和马赫数，铰链力矩Mh的计算公式为：
Mh＝mh(d,afa,Ma)·Q·S·B
其中，mh为铰链力矩系数；afa为攻角；Ma为马赫数；Q为飞行动压。
进一步地，Step2中建立铰链力矩梯度插值表包括以下步骤：
选取固定的舵偏角变化小量Δd，计算铰链力矩插值表中对应全部舵偏角特征点的铰链力矩梯度dMh，得到铰链力矩梯度插值表，铰链力矩梯度计算公式为：
其中，dMh为铰链力矩梯度；Mh2为飞行器在(d0+Δd)，x1，x2，x3，…，xn，Q条件下计算得到的铰链力矩；d0为设计范围内任一舵偏角，用于铰链力矩梯度插值表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个；Mh1为飞行器在d0，x1，x2，x3，…，xn-1，Q条件下计算得到的铰链力矩，铰链力矩梯度插值表的维数为铰链力矩梯度dMh所有自变量维数的乘积。
进一步地，Step2中Δd的选取满足以下条件：
①、Δd不大于铰链力矩插值表中舵偏角d的最小颗粒度，使得铰链力矩梯度计算结果能够准确表征气动设计输入条件下所有飞行空域的负载状态极值；
②、Δd不小于舵系统非灵敏区。
进一步地，Step2中舵偏角d0为设计范围内任一舵偏角，用于铰链力矩梯度插值表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个。
进一步地，Step3中建立舵系统负载状态指示值插值表包括以下步骤：
对铰链力矩梯度表中的铰链力矩数值进行归一化，得到表中所有铰链力矩梯度对应的舵系统负载状态指示值KdMh，作为舵系统负载状态指示值插值表；
舵系统负载状态指示值在[-1，1]范围内，舵系统负载状态指示值插值表为d0，x1，x2，x3，…，xn-1，Q所有自变量维数的乘积。
进一步地，Step3中铰链力矩梯度dMh归一化公式为：
其中，KdMh为舵系统负载状态指示值，dMhmax为铰链力矩梯度插值表中正值中的极大值，dMhmin为铰链力矩梯度插值表中负值中的极小值。
进一步地，Step4中针对指示值分区进行多系统控制参数设计包括以下步骤：
对舵系统负载指示值分区，针对每一分区设计各分区的舵系统控制参数；
在每一区内，针对区内负载特征对舵系统控制器可进行设计的所有参数进行优化设计，参数结果组合作为该区设计结果；
当指示值分区数量为m时，对应的舵系统控制参数为m组，m表示指示值分区数量，分区后的m为大于等于2的整数。
进一步地，Step5包括以下步骤：
在飞行过程中，飞行器上飞行控制计算机每个计算周期根据实时得到的舵偏角、攻角、马赫数、动压等在设计时考虑为对铰链力矩产生影响的信息，作为舵系统控制参数选择的输入。
飞行过程中某一瞬时t得到的输入自变量数值为d0(t)，x1(t)，x2(t)，x3(t)，…，xn-1(t)，Q(t)。
进一步地，Step6包括以下步骤：
由d0(t)，x1(t)，x2(t)，x3(t)，…，xn-1(t)，Q(t)在舵系统负载状态指示值插值表中进行插值计算，得到t时刻的舵系统负载状态指示值KdMh(t)。
进一步地，Step7包括以下步骤：
根据KdMh(t)的值所在指示值的分区，得到对应的舵系统控制参数为第m(t)组，用该控制参数对舵系统进行控制。
进一步地，控制参数在指示值分区交界处附近进行平滑处理。
进一步地，Step4中对舵系统负载指示值分区时区分正操纵、空载、反操纵，分区后的m为3。
进一步地，Step4中对舵系统负载指示值分区时区分正操纵大负载、正操纵中负载、正操纵小负载、反操纵大负载、反操纵中负载和反操纵小负载，分区后的m为5。
本发明所取得的有益技术效果是：
①根据铰链力矩梯度情况，针对不同负载状态进行舵系统控制参数设计，保证在正操纵、空载、反操纵及各梯度负载状态下系统都能够得到优化设计，在正操纵小负载状态减小超调及振荡，在反操纵状态保持稳定、避免振荡发散，在空载状态减小能源消耗，与现有技术相比，舵系统性能面对所有设计状态都得到优化和提升。
②根据飞行状态实时调整参数，有效保证飞行中每时每刻的舵系统性能，在各种负载状态下使舵系统工作稳定、响应速度快、超调量接近目标值且调整时间短，在空载状态下平稳、偏差小、能耗低，有利于舵系统适应负载变化范围大且工作时间长的工作状态。
③采用飞行器上已有的传感器，利用飞行控制系统设计现有气动输入数据进行设计，采用现有飞行状态计算结果即可实现变参数功能，提升飞行器空气舵系统的性能，无需增加新的传感器，不额外增加飞行器质量和复杂性，不增加飞行器硬件成本。
附图说明
图1是本发明其中一种具体实施例的流程框图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行详细描述，以下描述中提出的诸如特定系统结构、型号、技术参数等具体细节，仅为更好的理解本具体实施方式所做出的说明，而不是限定，不应因此影响本发明的保护范围。另外，对本领域技术人员来说应当知晓和理解的内容，此处不再赘述。
如图1所示，一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法的具体实施例，包括如下步骤：
Step1：建立铰链力矩插值表。
在飞行器舵系统控制设计时，对总体方案中确定的舵面构型，气动专业可以给出铰链力矩系数计算的插值表。表中包括所设计的飞行空域条件中与铰链力矩系数计算相关的自变量，包括舵偏角、攻角、马赫数等，并给出多维差值表。根据所设计的全空域铰链力矩系数及动压，遍历插值特征点计算铰链力矩，建立铰链力矩插值表。铰链力矩Mh的计算公式为：
Mh＝mh(d,x1,x2,x3…xi…xn-1)·Q·S·B
其中，mh为铰链力矩系数，根据飞行器气动设计结果由n维自变量插值计算得到，n为对铰链力矩系数有影响的参数个数，n的取值与飞行器实际情况有关；d为舵偏角；xi为计算铰链力矩系数的除舵偏角以外其他的插值自变量，i为取值范围从1至n-1的整数；Q为流经舵面的动压；B为舵面弦长；S为舵面面积。
对于指定的舵系统，舵面弦长B与舵面面积S为确定值，对于全部的飞行条件，铰链力矩插值表中铰链力矩Mh为d，x1，x2，x3，…，xn-1及Q的插值计算结果。铰链力矩插值表维数为铰链力矩Mh所有自变量维数的乘积。铰链力矩系数计算所使用的各维插值自变量可以按照气动专业给出的颗粒度选择，也可以根据飞行器计算机的计算能力降低网格密度，动压自变量的颗粒度可以根据需要选取。
本具体实施例中铰链力矩系数为三维插值表的计算结果，自变量分别为舵偏角、攻角和马赫数。本具体实施例中铰链力矩Mh的计算公式为：
Mh＝mh(d,afa,Ma)·Q·S·B
其中，mh为铰链力矩系数；afa为攻角；Ma为马赫数；Q为飞行动压。
本具体实施例中飞行器气动设计结果给出的插值自变量特征点为：
d＝[-6°，-3°，0°，3°，6°]；
afa＝[-10°，-5°，0°，5°，10°]；
Ma＝[0，1，2，3]；
Q＝[0Pa，103Pa，104Pa，105Pa，106Pa，107Pa]。
本具体实施例中Mh为一个5×5×4×6＝600维的插值表，按上式可以求出每个插值特征点上的铰链力矩。
Step2：建立铰链力矩梯度插值表。
选取固定的舵偏角变化小量Δd，计算铰链力矩插值表中对应全部舵偏角特征点的铰链力矩梯度dMh，得到铰链力矩梯度插值表。铰链力矩梯度计算公式为：
其中，dMh为铰链力矩梯度；Mh2为飞行器在(d0+Δd)，x1，x2，x3，…，xn，Q条件下计算得到的铰链力矩；d0为设计范围内任一舵偏角，用于铰链力矩梯度插值表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个；Mh1为飞行器在d0，x1，x2，x3，…，xn-1，Q条件下计算得到的铰链力矩。铰链力矩梯度插值表的维数为铰链力矩梯度dMh所有自变量维数的乘积。
Δd的选取需要保证以下条件：
①、Δd不大于铰链力矩插值表中舵偏角d的最小颗粒度，使得铰链力矩梯度计算结果能够准确表征气动设计输入条件下所有飞行空域的负载状态极值；
②、Δd不小于舵系统非灵敏区。
本具体实施例中选取Δd为1°。舵偏角d0为设计范围内任一舵偏角，用于铰链力矩梯度插值表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个，本具体实施例中在d的每一个插值区间选取1个，本具体实施例中舵偏角特征点选为：
d0＝[-5°，-2°，1°，4°]；
本具体实施例中以d0＝-5°的特征点为例说明计算铰链力矩梯度的方法。本具体实施例中计算铰链力矩梯度的公式为：
按照上式可以求出-5°，-2°，1°，4°在不同afa，Ma，Q条件下每个插值特征点上的铰链力矩。
本具体实施例中铰链力矩梯度插值表为一个4×5×4×6＝480维的插值表。
Step3：建立舵系统负载状态指示值插值表。对铰链力矩梯度表中的铰链力矩数值进行归一化，得到表中所有铰链力矩梯度对应的舵系统负载状态指示值KdMh，作为舵系统负载状态指示值插值表。铰链力矩梯度dMh归一化公式为：
其中，KdMh为舵系统负载状态指示值，dMhmax为铰链力矩梯度插值表中正值中的极大值，dMhmin为铰链力矩梯度插值表中负值中的极小值。
舵系统负载状态指示值在[-1，1]范围内。舵系统负载状态指示值插值表为d0，x1，x2，x3，…，xn-1，Q所有自变量维数的乘积。
具体地，作为本发明的一个具体实施例，舵系统负载状态指示值插值表为自变量是[d0，afa，Ma，Q]的一个4×5×4×6＝480维的插值表，按照上式可以求出每个插值特征点上的负载状态指示值。
本具体实施例中插值表的部分内容如表1所示：
表1
Step4：针对指示值分区进行多系统控制参数设计。
对舵系统负载指示值分区，区分正操纵、空载、反操纵，还可以进一步区分正操纵大负载、正操纵中负载、正操纵小负载、反操纵大负载、反操纵中负载及反操纵小负载，针对每一分区设计各分区的舵系统控制参数。
在每一区内，针对区内负载特征对舵系统控制器可进行设计的所有参数进行优化设计，参数结果组合作为该区设计结果。当指示值分区数量为m时，对应的舵系统控制参数为m组。m表示指示值分区数量，现有技术不进行分区，可认为m为1，分区后的m为大于等于2的整数，本具体实施例中设计m为5，即舵系统采用五段变参数，设计分区如下：
①、舵系统负载指示值(-0.2，0.2)，设计舵系统控制参数组合1；
②、舵系统负载指示值[0.2，0.7)，设计舵系统控制参数组合2；
③、舵系统负载指示值[0.7，1.0]，设计舵系统控制参数组合3；
④、舵系统负载指示值(-0.7，-0.2]，设计舵系统控制参数组合4；
⑤、舵系统负载指示值[-1.0，-0.7]，设计舵系统控制参数组合5。
本具体实施例中控制参数组合1对应舵系统空载性能，是稳态飞行时主要的工作状态，舵系统设计标定目标是平稳、偏差小、节能。
控制参数组合2和4对应中等负载，是舵系统改变飞行器姿态的主要工作状态，舵系统设计标定目标是响应速度快、超调量接近目标值、调整时间短，也可以针对不同飞行阶段的舵偏角速度需求设计不同的控制策略。
控制参数3和5对应大负载，优先保证舵系统稳定工作。
至此，得到可以根据铰链力矩情况变化对应参数的舵系统控制器。
本具体实施例使用上述可以根据铰链力矩情况变化对应参数的舵系统控制器，对飞行器进行控制时按如下步骤进行：
Step5：在飞行过程中，飞行器上飞行控制计算机每个计算周期根据实时得到的舵偏角、攻角、马赫数、动压等在设计时考虑为对铰链力矩产生影响的信息，作为舵系统控制参数选择的输入。
飞行过程中某一瞬时t得到的输入自变量数值为d0(t)，x1(t)，x2(t)，x3(t)，…，xn-1(t)，Q(t)。
本具体实施例中飞行器上飞行控制计算机每个计算周期根据实时得到的舵偏角d、攻角afa、马赫数Ma、动压Q，这4个变量在本具体实施例设计时考虑为对铰链力矩产生影响的全部信息，作为舵系统控制参数选择的输入。
本具体实施例中在飞行第16.5秒时得到的输入自变量数值为:
[d，afa，Ma，Q]＝[4°，8°，1.05，5100Pa]
Step6：由d0(t)，x1(t)，x2(t)，x3(t)，…，xn-1(t)，Q(t)在舵系统负载状态指示值插值表中进行插值计算，得到t时刻的舵系统负载状态指示值KdMh(t)。
本具体实施例中由[4°，8°，1.05，5100Pa]在Step4得到的舵系统负载状态指示值插值表中进行线性插值计算，得到在飞行第16.5秒时刻的舵系统负载状态指示值KdMh为-0.3089。
Step7：根据KdMh(t)的值所在指示值的分区，得到对应的舵系统控制参数为第m(t)组，用该控制参数对舵系统进行控制。
本具体实施例中根据KdMh的值-0.3089所在指示值的分区为分区4，得到对应的舵系统控制参数为第4组，用舵系统控制参数组合4对舵系统进行控制。
为避免控制参数在区间跳变，还可在指示值分区交界处附近进行平滑处理，以保证控制参数连续，本具体实施例中未进行。
本具体实施例所取得的有益技术效果是：
①、根据铰链力矩梯度情况，针对不同负载状态进行舵系统控制参数设计，保证在正操纵、空载、反操纵及各梯度负载状态下系统都能够得到优化设计，在正操纵小负载状态减小超调及振荡，在反操纵状态保持稳定、避免振荡发散，在空载状态减小能源消耗，与现有技术相比，舵系统性能面对所有设计状态都得到优化和提升。
本具体实施例中，第16.5秒为反操纵状态，在现有技术中，由于控制系统仅针对一种固定的正操纵力矩梯度负载状态设计，在反操纵状态下无法为舵系统提供匹配的控制参数，针对正操纵负载条件设计的舵系统控制会导致超调、振荡增大，出现等幅振荡或发散。通过本具体实施例中的控制方法可以将控制参数调整为反操纵状态设计结果，不会出现振荡发散且稳定性与动态性能良好，能够保证在反操纵条件性能更优。
②、根据飞行状态实时调整参数，有效保证飞行中每时每刻的舵系统性能，在各种负载状态下使舵系统工作稳定、响应速度快、超调量接近目标值且调整时间短，在空载状态下平稳、偏差小、能耗低，有利于舵系统适应负载变化范围大且工作时间长的工作状态。
③、本具体实施例中采用飞行器上已有的传感器，利用飞行控制系统设计现有气动输入数据进行设计，采用现有飞行状态计算结果即可实现变参数功能，提升飞行器空气舵系统的性能，无需增加新的传感器，不额外增加飞行器质量和复杂性，不增加飞行器硬件成本。
Claims (15)
1.一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
Step1：建立铰链力矩插值表，表中包括所设计的飞行空域条件中与铰链力矩系数计算相关的自变量，包括舵偏角、攻角、马赫数，并给出多维差值表，根据所设计的全空域铰链力矩系数及动压，遍历插值特征点计算铰链力矩，建立铰链力矩插值表；
Step2：建立铰链力矩梯度插值表，选取固定的舵偏角变化小量Δd，计算铰链力矩插值表中对应全部舵偏角特征点的铰链力矩梯度dMh，得到铰链力矩梯度插值表；
Step3：建立舵系统负载状态指示值插值表，对铰链力矩梯度表中的铰链力矩数值进行归一化，得到表中所有铰链力矩梯度对应的舵系统负载状态指示值KdMh，作为舵系统负载状态指示值插值表；
Step4：针对指示值分区进行多系统控制参数设计；
Step5：飞行过程中，根据实时得到的信息作为舵系统控制参数选择的输入；
Step6：根据输入参数在舵系统负载状态指示值插值表中进行插值计算，得到舵系统负载状态指示值；
Step7：根据舵系统负载状态指示值所在分区，得到对应的舵系统控制参数，用该控制参数对舵系统进行控制。
2.根据权利要求1所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step1中建立铰链力矩插值表包括以下步骤：
在飞行器舵系统控制设计时，对总体方案中确定的舵面构型，给出铰链力矩系数计算的插值表，铰链力矩Mh的计算公式为：
Mh＝mh(d,x1,x2,x3…xi…xn-1)·Q·S·B
其中，mh为铰链力矩系数，根据飞行器气动设计结果由n维自变量插值计算得到，n为对铰链力矩系数有影响的参数个数，n的取值与飞行器实际情况有关；d为舵偏角；xi为计算铰链力矩系数的除舵偏角以外其他的插值自变量，i为取值范围从1至n-1的整数；Q为流经舵面的动压；B为舵面弦长；S为舵面面积；
对于指定的舵系统，舵面弦长B与舵面面积S为确定值，对于全部的飞行条件，铰链力矩插值表中铰链力矩Mh为d，x1，x2，x3，…，xn-1及Q的插值计算结果，铰链力矩插值表维数为铰链力矩Mh所有自变量维数的乘积；
铰链力矩系数计算所使用的各维插值自变量可以按照气动专业给出的颗粒度选择，也可以根据飞行器计算机的计算能力降低网格密度，动压自变量的颗粒度可以根据需要选取。
3.根据权利要求2所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step1中铰链力矩系数为三维插值表的计算结果，自变量分别为舵偏角、攻角和马赫数，铰链力矩Mh的计算公式为：
Mh＝mh(d,afa,Ma)·Q·S·B
其中，mh为铰链力矩系数；afa为攻角；Ma为马赫数；Q为飞行动压。
4.根据权利要求3所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step2中建立铰链力矩梯度插值表步骤中，铰链力矩梯度计算公式为：
其中，dMh为铰链力矩梯度；Mh2为飞行器在(d0+Δd)，x1，x2，x3，…，xn，Q条件下计算得到的铰链力矩；d0为设计范围内任一舵偏角，用于铰链力矩梯度插值表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个；Mh1为飞行器在d0，x1，x2，x3，…，xn-1，Q条件下计算得到的铰链力矩，铰链力矩梯度插值表的维数为铰链力矩梯度dMh所有自变量维数的乘积。
5.根据权利要求4所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step2中Δd的选取满足以下条件：
①、Δd不大于铰链力矩插值表中舵偏角d的最小颗粒度，使得铰链力矩梯度计算结果能够准确表征气动设计输入条件下所有飞行空域的负载状态极值；
②、Δd不小于舵系统非灵敏区。
6.根据权利要求5所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step2中舵偏角d0为设计范围内任一舵偏角，用于铰链力矩梯度插值表的计算生成，设计时在d的每一个插值区间选取不少于1个。
7.根据权利要求6所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step3中建立舵系统负载状态指示值插值表步骤中，舵系统负载状态指示值在[-1，1]范围内，舵系统负载状态指示值插值表为d0，x1，x2，x3，…，xn-1，Q所有自变量维数的乘积。
8.根据权利要求7所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step3中铰链力矩梯度dMh归一化公式为：
其中，KdMh为舵系统负载状态指示值，dMhmax为铰链力矩梯度插值表中正值中的极大值，dMhmin为铰链力矩梯度插值表中负值中的极小值。
9.根据权利要求8所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step4中针对指示值分区进行多系统控制参数设计包括以下步骤：
对舵系统负载指示值分区，针对每一分区设计各分区的舵系统控制参数；
在每一区内，针对区内负载特征对舵系统控制器可进行设计的所有参数进行优化设计，参数结果组合作为该区设计结果；
当指示值分区数量为m时，对应的舵系统控制参数为m组，m表示指示值分区数量，分区后的m为大于等于2的整数。
10.根据权利要求9所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step5包括以下步骤：
在飞行过程中，飞行器上飞行控制计算机每个计算周期根据实时得到的舵偏角、攻角、马赫数、动压在设计时考虑为对铰链力矩产生影响的信息，作为舵系统控制参数选择的输入；
飞行过程中某一瞬时t得到的输入自变量数值为d0(t)，x1(t)，x2(t)，x3(t)，…，xn-1(t)，Q(t)。
11.根据权利要求10所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step6包括以下步骤：
由d0(t)，x1(t)，x2(t)，x3(t)，…，xn-1(t)，Q(t)在舵系统负载状态指示值插值表中进行插值计算，得到t时刻的舵系统负载状态指示值KdMh(t)。
12.根据权利要求11所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step7包括以下步骤：
根据KdMh(t)的值所在指示值的分区，得到对应的舵系统控制参数为第m(t)组，用该控制参数对舵系统进行控制。
13.根据权利要求12所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述控制参数在指示值分区交界处附近进行平滑处理。
14.根据权利要求13所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step4中对舵系统负载指示值分区时区分正操纵、空载、反操纵，分区后的m为3。
15.根据权利要求13所述的一种基于铰链力矩变参数的飞行器空气舵系统控制方法，其特征在于，所述Step4中对舵系统负载指示值分区时区分正操纵大负载、正操纵中负载、正操纵小负载、反操纵大负载、反操纵中负载和反操纵小负载，分区后的m为5。
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