[0042] 本发明提供的飞行器姿态运动控制方法及系统，其是基于上述飞行器操纵禪合补 偿方法及系统的，是对上述消除禪合情况的补偿驼偏角的计算公式的应用，即利用预设补 偿驼偏角计算公式计算得到与期望气动力矩对应的补偿驼偏角，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，并将该操纵指令代入飞行器姿态运动模型，W此来控 制飞行器姿态运动，由于操纵指令中的补偿驼偏角为能够消除操纵禪合的驼偏角，能够使 得最终得到的气动力矩即为最初的期望气动力矩，显著降低了通道间的协调控制难度，进 而提高飞行器姿态运动控制系统的性能。
【附图说明】
[0043] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现 有技术描述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W根据 提供的附图获得其他的附图。
[0044] 图1为本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1的流程图；
[0045] 图2为本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1的一种操纵禪合补偿 原理图；
[0046]图3为本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿系统实施例1的结构框图示意图；
[0047] 图4为本发明提供的一种飞行器姿态运动控制方法实施例1的流程图；
[0048]图5为本发明提供的一种飞行器姿态运动控制系统实施例1的结构框图示意图；
[0049] 图6-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的攻角a对比图；
[0050] 图6-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的侧滑角0对比图；
[0051] 图6-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的倾侧角丫V对比图；
[0052]图7-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的滚转驼偏角5Y对比图；
[0053] 图7-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的偏航驼偏角5 ,对比图；
[0054]图7-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的俯仰驼偏角式，对比图；
[00巧]图8-1为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的滚转通道操纵禪合系数Cy对 比图；
[0056] 图8-2为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的偏航通道操纵禪合系数Cy对 比图；
[0057] 图8-3为本发明提供的一种常规控制与禪合补偿的俯仰通道操纵禪合系数C,对 比图。
【具体实施方式】
[0058] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完 整地描述，显然，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他 实施例，都属于本发明保护的范围。
[0059] 本发明的核屯、是提供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。
[0060] 实际应用中，操纵禪合是指在一个通道进行气动操纵控制时，另一个通道会产生 不希望的力矩，在攻角a或者侧滑角0较大的情况下，通道间的控制交叉禪合比较明显。
[0061] 为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和【具体实施方式】 对本发明作进一步的详细说明。
[0062] 参考图1，示出了本发明提供的一种飞行器操纵禪合补偿方法实施例1的流程图， 该方法具体可W包括如下步骤：
[0063] 步骤S100、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；
[0064] 其中，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;
[0065] 具体地，先确定=个通道的气动力矩值的计算公式如下：
[0066]
( 1 )
[0067] 其中，Sy为滚动驼偏角、5y为偏航驼偏角、5 ,为俯仰驼偏；
[0068] 从式（1)可W看出，每个通道的气动力矩都会受到其他通道的气动操纵的影响。 高超声速飞行器操纵禪合与其气动外型密切相关，当操纵尾翼为"十"字型轴对称布局时， 控制交叉禪合较小，但当操纵尾翼为"T"字型面对称布局时，操纵控制力矩的交叉禪合影响 较为显著，需设计去禪回路进行补偿。需要说明的是，为了保证较好的补偿效果，本发明提 供的技术方案主要针对操纵尾翼为"T"字型面对称布局的高超声速飞行器。
[0069] 然后，再用气动力矩对驼偏角的偏导数矩阵Ma代表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；其中，
[0070]
( 2 )
[0071] 步骤SlOl、分析=个通道的气动力矩值的计算公式之间的禪合情况，得到消除禪 合情况的补偿驼偏角的计算公式；
[0072] 其中，补偿驼偏角包括；补偿滚动驼偏角<5^。、补偿偏航驼偏角及补偿俯仰驼偏 角《0。；
[0073] 通过上述能够消除气动力矩之间的禪合情况的补偿驼偏角的计算公式，可W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，消除操纵 禪合的影响。
[0074] 具体地，要实现完全解禪，不同通道之间互不影响，即在公式方面得满足；滚转力 矩My对偏航驼偏角5y和俯仰驼偏角5 ,的偏导数均为零，即
扁航力 矩My对俯仰驼偏角5 ,和滚转驼偏角5y的偏导数均为零，即
俯仰力 矩对偏航驼偏角5y和滚转驼偏角5y的偏导数均为零，即
，基于 此，步骤S101中，通过W下步骤消除禪合情况：
[0075] 令
W消除偏航驼偏角5y、俯仰驼偏角S,对滚动力矩Mx的 禪合影响；
[0076] 令
，此消除滚动驼偏角5,、俯仰驼偏角S,对偏航力矩My的 禪合影响；
[0077] 令
，此消除滚动驼偏角5X、偏航驼偏角5y对俯仰力矩MZ的 禪合影响。
[0078] 本发明中，各通道受其他通道操纵禪合的影响程度可W通过对比其他通道的气动 力矩系数与本通道的力矩系数的大小来衡量，即可W引入如下系数Cx，Cy，Cz作为各通道 受其他通道操纵禪合程度大小的衡量指标：
[008引显然，若CX，Cy，Cz越大，则对应的通道受其他通道的影响越大，即此通道受操纵 禪合影响较大。
[0083] 综上，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