CN114637203A - 一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，涉及无人机控制技术领域，能够兼顾无人机常规飞行与机动飞行任务需求，对于飞行过程中的有界扰动有较强的容忍能力，有效提升控制指令的跟踪性能，充分发挥无人机的机动特性；该系统包括升降舵、副翼、方向舵、油门共四个控制子系统；升降舵控制子系统包括解耦控制模块、指令内回路模块、制导回路模块和迎角保护模块；副翼控制子系统包括解耦控制模块、指令内回路模块、制导回路模块和增稳模块；方向舵控制子系统包括解耦控制模块、增稳模块和侧滑角抑制控制模块；油门控制子系统包括加速度控制内回路和制导回路；该系统从操纵耦合、惯性耦合和运动耦合三个方面综合实现控制补偿。

Description

一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统

技术领域

本发明涉及无人机控制技术领域，尤其涉及一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统。

背景技术

随着现代战争环境、任务复杂化和多样化，传统的低速无人机已渐渐无法满足现代战争的任务需求，多种中高速、大机动无人机越来越受到广泛关注。中高速、大机动无人机的飞行过程，相比传统低速无人机增加了许多技术难点：

1.大扰动。在无人机飞行过程中，无人机受到多重因素的影响，其中最为典型的复杂干扰因素是大气扰动，它通过造成动压骤变从而极易激发时变、非线性的气动特性，影响无人机的飞行品质甚至是飞行安全。

2.非线性。由于中高速无人机飞行包线范围较广，机体所受力及力矩由于气流角、空速等剧烈变化表现出严重的非线性特性，机动飞行中多个控制器之间的逻辑切换增大了飞行控制的复杂度。

3.强耦合。当无人机大机动飞行时，通道之间存在剧烈的交叉运动，产生惯性耦合、运动耦合等非线性耦合，这类耦合效应造成无人机稳定轴与惯性轴、气动轴发生气动交联，极大地增加了无人机飞行控制的难度。

传统低速无人机的飞行控制策略大部分采用基于PID控制理论的姿态角控制模式，中高速、大机动无人机的上述技术难点会严重牺牲控制器的控制性能，甚至导致控制系统不稳定，无法保证无人机执行任务的安全性和可靠性。此外由于姿态角的剧烈变化甚至反向，传统姿态角控制模式也无法应用于无人机的大机动飞行环境。

因此，有必要研究一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统来应对现有技术的不足，以解决或减轻上述一个或多个问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，对中高速、大机动飞行复杂工况适应能力强，能够兼顾无人机常规飞行与机动飞行任务需求，对于飞行过程中的有界扰动有较强的容忍能力，有效提升控制指令的跟踪性能，充分发挥无人机的机动特性。

本发明提供一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述系统包括升降舵控制子系统、副翼控制子系统、方向舵控制子系统、油门控制子系统以及待控制的升降舵、副翼、方向舵和油门；

所述升降舵控制子系统包括第一解耦控制模块、第一指令内回路模块、第一制导回路模块和迎角保护模块；所述第一制导回路模块和所述迎角保护模块与所述第一指令内回路模块的输入端连接，所述第一解耦控制模块和所述第一指令内回路模块的输出端汇总后与待控制的所述升降舵连接；

所述副翼控制子系统包括第二解耦控制模块、第二指令内回路模块、第二制导回路模块和第一增稳模块；所述第二制导回路模块与所述第二指令内回路模块的输入端连接，所述第二解耦控制模块、所述第一增稳模块、所述第二指令内回路模块的输出端汇总后与待控制的所述副翼连接；

所述方向舵控制子系统包括第三解耦控制模块、第二增稳模块和侧滑角抑制控制模块；所述第三解耦控制模块、所述第二增稳模块、所述侧滑角抑制控制模块的输出端汇总后与待控制的所述方向舵连接；

所述油门控制子系统包括加速度控制内回路和制导回路，所述制导回路与所述加速度控制内回路的输入端连接，所述加速度控制内回路的输出端与待控制的所述油门连接。本发明中的指令内回路模块主要指用于实现控制指令传输的内部回路，其与飞行控制指令发出模块连接。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，第一指令内回路模块、第二指令内回路模块均采用基于鲁棒伺服理论的指令内回路控制策略。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述第一解耦控制模块、所述第二解耦控制模块、所述第三解耦控制模块均包括各自的解耦控制模型，用于根据无人机旋转轴和惯性主轴的力矩方程得到对应轴的惯性耦合力矩，将惯性耦合力矩作为惯性耦合补偿项分别参与所述升降舵、所述副翼和所述方向舵的控制，实现惯性耦合的解耦补偿。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述侧滑角抑制控制模块包括侧滑角抑制控制模块，用于根据无人机气流系侧向力方程、利用水平飞行无侧滑条件得到侧滑角抑制量，并作为运动耦合补偿项参与所述方向舵的控制，实现运动耦合的解耦补偿。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述第二解耦控制模块的解耦补偿量为惯性耦合补偿项和操纵耦合补偿项之和。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述操纵耦合补偿项满足气动力矩平衡方程。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述第二指令内回路模块的输出量为：以滚转角速率为控制目标的鲁棒伺服控制律。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述第一增稳模块的表达式为：

式中，

为控制系数，p为滚转角速率；

为控制系数β为侧滑角；

的作用为增加滚转控制阻尼，改善滚转动态响应；

的作用为根据无人机滚摆比特性，调节无人机的滚转静稳定性。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述第二增稳控制模块的表达式为：

式中，

为控制系数,r为偏航角速率；

为控制系数,β为侧滑角；

的作用为增加荷兰滚阻尼，改善航向阻尼特性；

的作用为根据无人机滚摆比特性，调节无人机的航向静稳定性，与副翼配合实现协调增稳。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，所述第三解耦控制模块的解耦补偿量为惯性耦合补偿项和运动耦合补偿项之和。

如上所述的方面和任一可能的实现方式，进一步提供一种实现方式，根据无人机的飞行动压选取飞行包线内的典型工作点，在不同工作点设计对应控制子系统的增益参数；在系统应用实现中，通过线性插值方法进行无人机全包线飞行增益调度。

与现有技术相比，上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：本发明提出的控制方法，相比传统的基于PID控制理论的姿态角控制模式，增加了前馈解耦的补偿方法，利用指令内回路指导思想构建了控制回路和制导回路的控制策略，增强了控制指令的跟踪性能，提高了机动飞行控制的鲁棒性和稳定性，克服了中高速、大机动无人机的飞行难点，充分发挥出无人机的灵巧飞行能力；

上述技术方案中的另一个技术方案具有如下优点或有益效果：本发明提出的控制方法，算法简洁、易于实现，物理意义明确，对建模准确性和传感器测量精度及稳定性要求不严格，能够在无人机工程应用中广泛拓展。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有技术效果。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。

图1是本发明一个实施例提供的无人机飞行控制系统实现模型示意图；

图2是本发明一个实施例提供的无人机升降舵控制系统组成示意图；

图3是本发明一个实施例提供的无人机油门控制系统组成示意图；

图4是本发明一个实施例提供的无人机副翼控制系统组成示意图；

图5是本发明一个实施例提供的无人机方向舵控制系统组成示意图。

具体实施方式

为了更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明实施例进行详细描述。

应当明确，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

针对现有技术的不足，本发明针对中高速、大机动无人机的控制难点提供一种飞行控制方法，该方法根据无人机飞行控制所需的俯仰、滚转及偏航力矩，构建各操纵通道控制策略，将各通道需要解决的系统问题与控制功能进行模块化设计，削弱各通道之间的耦合效应，提升无人机高速、机动飞行中任务指令跟踪的快速性、准确性和稳定性，实现飞行控制系统对外界干扰及不确定性等情况良好的容忍能力。

根据本发明实施例的一个具体实现方式，其技术方案包括：首先基于无人机动力学和运动学模型，分析无人机的操纵通道及耦合效应。其次基于鲁棒伺服控制理论设计角速率指令内回路，构建无人机的纵向、横侧向飞行控制系统。按照控制功能将各控制通道模块化，将每个通道分解为增稳、解耦、指令内回路、保护机制、制导回路等模块，依次设计不同模块的控制结构及实现方式，形成无人机完整的飞行控制方法，并在全包线范围内实现增益调度。

根据本发明实施例的一个具体实现方式，无人机飞行控制系统实现示意图如图1所示。中高速、大机动无人机的气动布局与传统低速无人机大同小异，不论是采用常规尾翼还是V型尾翼，其操纵通道均可以重构为升降舵δ_e、副翼δ_a、方向舵δ_r和油门δ_T4项。其中升降舵δ_e通道和油门δ_T通道控制无人机的纵向运动，副翼δ_a通道和方向舵δ_r通道控制无人机的横侧向运动，两种运动之间存在耦合效应。

步骤1针对耦合效应分析：

通过无人机动力学和运动学模型可以分析得出，无人机的耦合效应分为三种：操纵耦合、惯性耦合和运动耦合。在常规飞行中，动态过程平稳，机体存在的耦合效应均可忽略不计，但是在机动飞行中须重点考虑，其直接影响无人机机动飞行的飞行控制品质。

无人机的操纵耦合特性主要表现为方向舵与副翼之间的操纵交叉耦合，根据受力原理，耦合较为明显的是方向舵操纵产生的附加滚转力矩。作为本发明的一种优选方案，在副翼控制通道中采用舵面交联方式进行补偿，其实质是利用副翼舵量克服方向舵产生的操纵交叉滚转力矩，具体方法见无人机横侧向控制系统设计部分。

无人机产生惯性耦合的原因为无人机旋转轴和惯性主轴不重合。根据无人机动力学方程，其三轴力矩方程数学表达式为：

该组方程中，I_x、I_y、I_z为无人机机体轴三轴的转动惯量，I_zx为惯量积，

M、N为三轴力矩，p为滚转角速率，q为俯仰角速率，r为偏航角速率，

为对应角速率的导数。除去方程中的惯量主项，其余均为惯性耦合项。无人机基本采用纵向对称布局结构，I_zx可忽略

不计，因此三轴惯性耦合力矩

M_c、N_c可简化为：

为了降低通道间的惯性耦合效应，作为本发明的一种优选方案，将pr,qr,pq项作为前馈值分别引入升降舵、副翼舵、方向舵通道进行解耦补偿。

无人机的运动耦合主要产生于无人机转弯过程中。因为在该过程中，滚转旋转轴介于机体纵轴和空速轴之间，空速方向转动速度和机体纵轴转动速度不匹配会导致侧滑角和迎角发生交叉互换，从而引起运动耦合。根据无人机侧向力方程：

上式中，m为无人机质量，V为飞行速度，α为迎角，β、

为侧滑角及其导数，T为发动机推力，Y为气动侧力。利用无人机水平飞行无侧滑条件T cosαsinβ-Y＝0简化可得，

作为本发明的一种优选方案，将运动耦合问题转换为侧滑角抑制问题。为了消除运动耦合项p sinα-r cosα对侧滑角的影响，可将

引入方向舵通道实现运动解耦。

步骤2针对无人机纵向控制的设计

无人机的纵向控制系统包含升降舵通道和油门通道。本发明根据需要实现的控制功能，将升降舵通道分为解耦控制、指令内回路、制导回路、保护机制4个模块。其中解耦控制、指令内回路构成控制回路，制导回路涉及指令设计，保护机制采取边界保护策略。无人机升降舵控制系统组成图如图2所示，升降舵通道控制策略数学表达式为：

δ_e＝δ_{e_f}+δ_{e_s}

上式中，δ_{e_f}为纵向解耦控制模块输出，δ_{e_s}为指令内回路控制模块输出。下文将依次阐述纵向控制系统子模块的设计过程。

步骤2.1设计解耦控制模块δ_{e_f}。根据耦合效应方程，纵向通道通过操纵舵面需解决的惯性耦合力矩表达式为：

M_c＝(I_z-I_x)pr

因此计算得出δ_{e_f}，

上式中，Q为飞行动压，S_w为机翼参考面积，c_A为平均气动弦长，

为俯仰操纵导数斜率。

步骤2.2设计基于鲁棒伺服理论的指令内回路模块δ_{e_s}。其基本思想是在线性二次调节器方法的基础上，将跟踪误差指令作为状态量进行反馈控制，使得误差信号趋近于零。无人机经配平线性化得到俯仰运动动态方程为：

该方程中

为迎角变化率，

均表示和相关的量纲导数。根据鲁棒伺服理论，定义指令跟踪误差：

e＝q-q_c

由于无人机无论是常规飞行还是机动飞行，跟踪指令信号基本为常值信号，因此将误差作为一个新的状态变量引入到原被控对象进行增广即可实现对控制指令的无静差跟踪。增广后的被控系统为：

经检验

其中

为增广后的系数矩阵，说明增广后的状态方程完全可控。根据线性二次调节器理论，定义优化指标函数如下：

该指标中，Q和R为两个性能指标矩阵，其关系满足Q＝Q^T≥0,R＝R^T≥0。设计时先令R＝I，I为单位矩阵，Q为对角阵，并保证

可观测。然后通过从小到大遍历Q阵中元素，分析各元素对闭环系统性能影响从而合理选择性能指标矩阵。结合时频域特性指标确定Q和R两个性能指标矩阵后，根据无穷时间输出跟踪系统问题，其最优控制律是利用Q和R求解黎卡提方程得到，即

上式中，P为对称正定矩阵。最优控制律状态反馈为μ＝-K_LQRz，其中

将增益矩阵K_LQRz分块为：

K_LQRz＝[K_I K_x]＝[K_I K_α K_q]

由于无人机跟踪指令基本为阶跃信号，只需引入一个积分信号即可达到指令跟踪和鲁棒实现。最终控制信号δ_{e_s}由μ积分求得：

δ_{e_s}＝-K_αα-K_qq+K_Iq∫(q_c-q)dt。

该模块控制方法中，-K_qq提高了纵向短周期运动阻尼比，改善控制系统的动态性能，-K_αα增强了纵向静稳定性，积分项K_Iq∫(q_c-q)dt提高了系统型别，保证在外部有界扰动和不确定性下，控制系统对目标指令仍具有精确跟踪能力。

考虑到协调转弯过程中，无人机以恒定滚转角转弯，导致俯仰角速率出现常值分量

其中θ、φ、ψ分别为无人机的俯仰角、滚转角和航向角。因此在工程实现过程中，还需对俯仰角速率信号进行解耦补偿，最终补偿算法为：

δ_{e_s}＝-K_αα-K_q(q-q_cp)+K_Iq∫(q_c-(q-q_cp))dt。

步骤2.3设计无人机纵向控制系统的制导回路。根据无人机的飞行任务，分为4种情况：俯仰角保持、高度控制、速度控制和机动飞行。参照鲁棒伺服指令内回路的设计思想，设计无人机的纵向制导回路控制策略如下述所示。

1)俯仰角保持

无人机的俯仰角控制作为指令内回路的外环，选取比例控制结构，其控制方式为：

其中θ、θ_c分别为当前俯仰角和俯仰角指令，

为控制参数。

2)高度控制

常规飞行状态下的高度控制律表达式为：

其中H、H_c分别为当前高度和高度指令，

分别为其导数，K^*均为控制参数。机动飞行状态下，无人机的姿态角变化剧烈甚至出现反向，无法通过俯仰角控制其高度，本发明通过俯仰角速率控制高度，其控制律表达式为：

3)速度控制(通过升降舵通道)

常规飞行状态下，爬升或俯冲状态可通过俯仰角控制无人机的飞行速度，速度控制律表达式为：

其中V、V_c分别为当前飞行速度和速度指令，K^*均为控制参数。

4)机动飞行

q_c＝q_const

在机动飞行时，根据飞行动作，可将俯仰角速率指令设置为常值。

步骤2.4设计迎角保护模块。在无人机飞行过程中，迎角是极其重要的飞行参数，飞行迎角过大极易导致飞行失速从而影响无人机飞行安全。本发明设计边界保护机制，使其具备迎角保护和自动调节能力。

迎角保护模块若放在指令内回路δ_{e_s}，由于俯仰角速率跟踪误差积分器的作用，此回路只会延缓迎角发散趋势，无法根本上保护迎角。因此本发明将保护模块作为俯仰角速率指令的组成部分参与纵向飞行控制，即

q_c＝q_Nav+F(Δα)

上式中，q_Nav为制导回路计算得出的俯仰角速率指令，F(Δα)为保护模块。PI控制结构能够保证迎角保护的快速性与连续调节的适应性。保护策略中F(Δα)的计算公式为：

上式中Δα为迎角差值，本发明采用边界收敛原则，即以迎角收敛至限定边界为目的，其计算过程数学表达式为

其中α₁,α₂,α₃,α₄为无人机的迎角可用边界值，它们之间满足α₁＜α₂＜α₃＜α₄，可根据无人机气动数据库的可用飞行迎角范围选取。

步骤2.5设计油门控制系统。无人机油门控制系统组成图如图3所示。无人机油门通道用来控制飞行速度实现定速飞行，参照纵向内回路设计理念，控制策略如下：

其中V、V_c分别为当前飞行速度和速度指令，

分别为其导数，K^*均为控制参数。

步骤3针对无人机横侧向控制的设计

无人机的横侧向控制系统包含副翼通道和方向舵通道，类比纵向飞行控制系统的设计过程，本发明根据需要实现的控制功能，将控制器组成结构分为增稳控制、解耦控制、指令内回路、制导回路4个模块。其中前3项构成控制回路，第4项涉及指令设计。横侧向飞行控制系统组成见图4和图5所示。

首先设计副翼通道。其通道控制策略数学表达式为：

δ_a＝δ_{a_w}+δ_{a_f}+δ_{a_s}

上式中，δ_{a_w}为增稳控制模块输出，δ_{a_f}为横向解耦控制模块输出，δ_{a_s}为鲁棒伺服指令内回路控制模块输出。下文将依次阐述横向控制系统子模块的设计过程。

首先设计增稳控制模块δ_{a_w}。其表达式为：

上式中

的作用为增加滚转控制阻尼，改善滚转动态响应；

的作用为根据无人机滚摆比特性，调节无人机的滚转静稳定性。

其次设计解耦模块δ_{a_f}。副翼通道既需要解决惯性耦合，还需要抵消方向舵的操纵耦合。解耦模块控制策略的数学表达式为：

上式中，Q为飞行动压，S_w为机翼参考面积，b_A为无人机翼展，

为滚转操纵导数斜率，

为操纵耦合项，

为方向舵对滚转力矩的操纵补偿系数，可根据气动数据计算得出。操纵耦合补偿项

需满足气动力矩平衡方程如下：

然后设计指令内回路模块δ_{a_s}，类似纵向鲁棒伺服指令内回路模块设计过程，得到以滚转角速率为控制目标的鲁棒伺服控制律：

δ_{a_s}＝K_pp+K_Ip∫(pc-p)dt

本发明中，无人机横侧向控制系统的制导回路依据无人机的飞行任务，分为4种情况：滚转角保持、航迹角控制、航迹控制、机动飞行。前三种制导回路构成无人机常规飞行的横向基本功能。参照鲁棒伺服指令内回路的设计理念，设计无人机的横向制导回路控制策略如下所述。

(1)滚转角保持

无人机的滚转角控制作为指令内回路的外环，选取比例控制结构，其控制方式为

上式中，p_c为滚转角速率指令，φ,φ_c为滚转角和滚转角指令，其余系数为控制增益。

(2)航迹角控制

上式中，

为航迹角和航迹角指令，其余系数为控制增益。

(3)航迹控制

上式中，Y,Y_c为飞行侧偏距和侧偏距指令，

为侧偏速度和侧偏速度指令，其余系数为控制增益。

(4)机动飞行

p_c＝p_const

在机动飞行时，根据飞行动作，可将滚转角速率指令设置为常值。

副翼通道也需考虑滚转角保护机制，只不过本发明中以滚转角指令限幅的方式存在，因此不以单独模块形式列出。滚转角指令限幅为|φ_c|≤φ_max，最大滚转角由无人机稳定平飞的滚转性能计算得出。

最后设计方向舵通道。方向舵通道是副翼通道的辅助通道，其作用是保证飞机航向稳定的基础上，具有协调转弯快速消除侧滑角的能力。该通道控制策略数学表达式为

δ_r＝δ_{r_w}+δ_{r_f}+δ_{r_b}

上式中，δ_{r_w}为增稳控制模块输出，δ_{r_f}为航向解耦控制模块输出，δ_{r_b}为侧滑角抑制模块输出。下文将依次阐述方向舵控制系统子模块的设计过程。

首先设计增稳控制模块δ_{r_w}。其表达式为

上式中

的作用为增加荷兰滚阻尼，改善航向阻尼特性；

的作用为根据无人机滚摆比特性，调节无人机的航向静稳定性，实现协调增稳。

其次设计解耦控制模块δ_{r_f}。方向舵通道既需要解决惯性耦合，还需要解决运动耦合。解耦模块控制策略的数学表达式为

上式中，Q为飞行动压，S_w为机翼参考面积，b_A为无人机翼展，

为航向操纵导数斜率。

侧滑角抑制模块δ_{r_b}负责操纵方向舵消除侧滑角的控制任务，本发明提出在方向舵通道中引入侧滑角积分以保证方向舵全权限消除侧滑角信号，增强机动飞行的安全性。即

考虑到协调转弯过程中，无人机以恒定滚转角转弯使得偏航角速率出现常值分量

代入方向舵控制系统会产生常值舵面偏转。在本发明工程实现过程中，偏航角速率信号使用前需采用高通滤波处理。

步骤4全包线增益调度的实现

中高速、大机动无人机的飞行包线范围较宽，无人机在不同飞行工作点动态特性和操纵特性等存在较大差异，决定其变化的根本因素为飞行动压。因此本发明提出根据飞行动压选取飞行包线内的典型工作平衡点，在不同工作点得到一组涵盖全任务剖面的线性时不变模型，并设计对应模型的飞行控制系统增益参数。根据飞行包线特性离线设计与调度规则，在无人机工程飞行实现中，通过线性插值方法进行无人机全包线飞行增益调度。

假设本发明中某通道控制系统子模块的某一控制参数K_ex，在典型动压Q₁、Q₂、Q₃、Q₄工作平衡点处的增益参数值分别为K₁、K₂、K₃、K₄，其中Q₁＜Q₂＜Q₃＜Q₄。根据上述对应关系构建动压与该增益参数的分段函数，每个分段函数均为一次线性关系。当飞行控制系统运行时，根据无人机当前飞行工况下的动压值Q，在上述分段函数中求解，计算得出合适的增益参数，从而实现全包线范围内的增益调度。

本发明针对中高速、大机动无人机设计的飞行控制方法，通过基于鲁棒伺服理论的指令内回路控制策略，构建动常一体化的飞行控制逻辑，能够兼顾无人机常规飞行与机动飞行任务需求，对于飞行过程中的有界扰动有较强的容忍能力，有效提升控制指令的跟踪性能，充分发挥无人机的机动特性。

以上对本申请实施例所提供的一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，进行了详细介绍。以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

还需要说明的是，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的商品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种商品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的商品或者系统中还存在另外的相同要素。“大致”是指在可接收的误差范围内，本领域技术人员能够在一定误差范围内解决所述技术问题，基本达到所述技术效果。

在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。在本申请中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“中”、“横向”、“竖向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本申请中的具体含义。本文中使用的术语“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况。另外，本文中字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

Claims (10)

1.一种针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述系统包括升降舵控制子系统、副翼控制子系统、方向舵控制子系统、油门控制子系统以及待控制的升降舵、副翼、方向舵和油门；

所述升降舵控制子系统包括第一解耦控制模块、第一指令内回路模块、第一制导回路模块和迎角保护模块；所述第一制导回路模块和所述迎角保护模块与所述第一指令内回路模块的输入端连接，所述第一解耦控制模块和所述第一指令内回路模块的输出端汇总后与待控制的所述升降舵连接；

所述副翼控制子系统包括第二解耦控制模块、第二指令内回路模块、第二制导回路模块和第一增稳模块；所述第二制导回路模块与所述第二指令内回路模块的输入端连接，所述第二解耦控制模块、所述第一增稳模块、所述第二指令内回路模块的输出端汇总后与待控制的所述副翼连接；

所述方向舵控制子系统包括第三解耦控制模块、第二增稳模块和侧滑角抑制控制模块；所述第三解耦控制模块、所述第二增稳模块、所述侧滑角抑制控制模块的输出端汇总后与待控制的所述方向舵连接；

所述油门控制子系统包括加速度控制内回路和制导回路，所述制导回路与所述加速度控制内回路的输入端连接，所述加速度控制内回路的输出端与待控制的所述油门连接。

2.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述第一解耦控制模块、所述第二解耦控制模块和所述第三解耦控制模块均包括各自的解耦控制模型，用于根据无人机旋转轴和惯性主轴的力矩方程得到对应轴的惯性耦合力矩，将惯性耦合力矩作为惯性耦合补偿项分别参与所述升降舵、所述副翼和所述方向舵的控制，实现惯性耦合的解耦补偿。

3.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述侧滑角抑制控制模块包括侧滑角抑制控制模块，用于根据无人机气流系侧向力方程、利用水平飞行无侧滑条件得到侧滑角抑制量，并作为运动耦合补偿项参与所述方向舵的控制，实现运动耦合的解耦补偿。

4.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述第二解耦控制模块的解耦补偿量为惯性耦合补偿项和操纵耦合补偿项之和。

5.根据权利要求4所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述操纵耦合补偿项满足气动力矩平衡方程。

6.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述第二指令内回路模块的输出量为：以滚转角速率为控制目标的鲁棒伺服控制律。

7.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述第一增稳模块的表达式为：

式中，

为控制系数，p为滚转角速率；

为控制系数，β为侧滑角。

8.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述第二增稳控制模块的表达式为：

式中,

为控制系数,r为偏航角速率；

为控制系数，β为侧滑角。

9.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，所述第三解耦控制模块的解耦补偿量为惯性耦合补偿项和运动耦合补偿项之和。

10.根据权利要求1所述的针对中高速、大机动无人机的飞行控制系统，其特征在于，根据无人机的飞行动压选取飞行包线内的典型工作点，在不同工作点设计对应控制子系统的增益参数；在应用实现中，通过线性插值方法进行无人机全包线飞行增益调度。

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