飞行器操纵耦合补偿方法、姿态运动控制方法及系统的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及飞行器控制技术领域，特别是设及一种飞行器操纵禪合补偿方法、姿 态运动控制方法及系统。
【背景技术】
[0002] 当今，高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5的飞行器（W下简称飞行器）， 其具有响应速度快、机动性强、航程远等突出优点，是继航空技术与航天技术之后的又一研 究热点，其研究具有极大的战略意义和应用价值。
[0003] 为了提高快速性和机动性能，高超声速飞行器通常采用倾斜转弯炬TT)控制方式 实现大范围机动。BTT控制方式可使飞行器的主升力面快速对准过载需求方向，W提供足够 的机动能力，相比于传统的侧滑转弯（STT)控制方式具有其独特优势。其是针对俯仰、偏航 和滚动S个通道，利用驼偏角（滚动驼偏角5y、偏航驼偏角Sy及俯仰驼偏角5 ,)的操作 指令来控制达到期望气动力矩（气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力 矩My及俯仰通道的俯仰力矩M,)。然而，BTT快速滚转过程中俯仰、偏航和滚动=通道间会 出现较为强烈的交叉禪合，使得最终得到的气动力矩并不是最初的期望气动力矩，导致通 道间的协调控制难度较大，降低控制系统的性能。
[0004] 基于此，开展高超声速飞行器的操纵禪合机理及补偿方法研究，对于完善禪合控 制理论体系和设计能适应强禪合特性的高超声速飞行器禪合控制器具有重要意义。
【发明内容】
[0005] 有鉴于此，针对高超声速飞行器俯仰、偏航和滚动通道间存在的操纵禪合问题，本 发明提供了一种飞行器操纵禪合补偿方法、姿态运动控制方法及系统，W降低各通道的操 纵禪合程度，进而提高飞行器姿态运动控制系统的性能。
[0006] 为解决上述技术问题，本发明提供一种飞行器操纵禪合补偿方法，包括：
[0007] 分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的气动力矩值的计 算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[000引其中，所述气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰 通道的俯仰力矩Mz;
[0009] 分析所述=个通道的气动力矩值的计算公式之间的禪合情况，得到消除所述禪合 情况的补偿驼偏角的计算公式，W通过所述补偿驼偏角的计算公式，计算得到与期望气动 力矩对应的补偿驼偏角；
[0010] 其中，所述补偿驼偏角包括：补偿滚动驼偏角补偿偏航驼偏角及补偿俯仰 驼偏角。
[0011] 上述补偿方法中，优选的，通过W下步骤实现分析飞行器=个通道的气动力矩值 的计算公式，确定任一通道的气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合 情况：
[0012] 确定所述S个通道的气动力矩值的计算公式如下：
[0013]
[0014] 其中，Sy为滚动驼偏角、5y为偏航驼偏角、5 ,为俯仰驼偏角；
[0015] 用所述气动力矩对所述驼偏角的偏导数矩阵Ma代表任一通道的
[0016] 气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[0017] 其中
[0018] 上述补偿方法中，优选的，在分析所述=个通道的气动力矩值的计算公式之间的 禪合情况，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式的过程中，通过W下步骤消除 所述禪合情况：
[0019] 令
，W消除所述偏航驼偏角5y、俯仰驼偏角S,对所述滚动 力矩Mx的禪合影响；
[0020] 令
W消除所述滚动驼偏角5y、俯仰驼偏角S,对所述偏航 力矩My的禪合影响；
[0021] 令'
W消除所述滚动驼偏角5,、偏航驼偏角Sy对所述俯仰 力矩Mz的禪合影响。
[0022] 上述补偿方法中，优选的，通过W下步骤实现分析所述=个通道的气动力矩值的 计算公式之间的禪合情况，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式：
[0023] 设操纵补偿后的气动力矩对所述驼偏角的偏导矩阵为M'A，则所述气动力矩表示 为
[0024] 结合
许令所述偏导矩阵 M'A的非对角上的元素均为零，求得所述偏导矩阵M'A的具体表达式；
[0025] 将求得的所述偏导矩阵M'A的具体表达式代入
，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式。
[0026] 本发明还提供了一种飞行器操纵禪合补偿系统，包括：
[0027] 禪合情况确定单元，用于分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定任 一通道的气动力矩值的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；
[0028] 其中，所述气动力矩包括滚动通道的滚动力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰 通道的俯仰力矩Mz;
[0029] 补偿驼偏角计算公式确定单元，用于分析所述=个通道的气动力矩值的计算公式 之间的禪合情况，得到消除所述禪合情况的补偿驼偏角的计算公式，W通过所述补偿驼偏 角的计算公式，计算得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角；
[0030] 其中，所述补偿驼偏角包括：补偿滚动驼偏角补偿偏航驼偏角及补偿俯仰 驼偏角
[0031] 本发明提供了一种飞行器姿态运动控制方法，包括：
[0032] 确定期望气动力矩；
[0033] 将所述期望气动力矩代入预设补偿驼偏角计算公式，得到与所述期望气动力矩对 应的补偿驼偏角；
[0034] 生成与所述期望气动力矩对应的补偿驼偏角相关的操纵指令，W控制达到所述期 望气动力矩；
[00巧]将达到的所述期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型，W实现飞行器姿态运动控 制。
[0036] 本发明还提供了一种飞行器姿态运动控制系统，包括：
[0037] 期望气动力矩确定单元，用于确定期望气动力矩；
[0038] 补偿驼偏角确定单元，用于将所述期望气动力矩代入预设补偿驼偏角计算公式， 得到与所述期望气动力矩对应的补偿驼偏角；
[0039] 操纵指令生成单元，用于生成与所述期望气动力矩对应的补偿驼偏角相关的操纵 指令，W控制达到所述期望气动力矩；
[0040] 姿态运动控制单元，用于将达到的所述期望气动力矩代入飞行器姿态运动模型， W实现飞行器姿态运动控制。
[0041] 对本发明提供的飞行器操纵禪合补偿方法及系统，相较现有技术中由于BTT快速 滚转过程中俯仰、偏航和滚动=通道间出现较为强烈的交叉禪合，导致最终得到的气动力 矩并不是最初的期望气动力矩，本发明提供的飞行器操纵禪合补偿方法及系统先进行了理 论分析：首先分析飞行器=个通道的气动力矩值的计算公式，确定任一通道的气动力矩值 的计算公式与另外两个通道的驼偏角之间的禪合情况；然后分析=个通道的气动力矩值的 计算公式之间的禪合情况，得到消除该个禪合情况的补偿驼偏角的计算公式。通过得到的 补偿驼偏角的计算公式，能够计算得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角，进而控制降低 各通道的操纵禪合程度。具体来说，实现了利用重新确定的针对操纵禪合的驼偏角（即补 偿驼偏角），将禪合力矩当作扰动力矩来处理，通过操纵控制面产生附加的控制力矩来抵消 其他通道产生的力矩的影响，使得最终得到的气动力矩即为最初的期望气动力矩，降低了 各通道的操纵禪合程度，消除了操纵禪合的影响。