飛行器操縱耦合補償方法、姿態運動控制方法及系統的制作方法
【技術領域】
[0001] 本發明設及飛行器控制技術領域，特別是設及一種飛行器操縱禪合補償方法、姿 態運動控制方法及系統。
【背景技術】
[0002] 當今，高超聲速飛行器一般是指飛行馬赫數大于5的飛行器（W下簡稱飛行器）， 其具有響應速度快、機動性強、航程遠等突出優點，是繼航空技術與航天技術之后的又一研 究熱點，其研究具有極大的戰略意義和應用價值。
[0003] 為了提高快速性和機動性能，高超聲速飛行器通常采用傾斜轉彎炬TT)控制方式 實現大范圍機動。BTT控制方式可使飛行器的主升力面快速對準過載需求方向，W提供足夠 的機動能力，相比于傳統的側滑轉彎（STT)控制方式具有其獨特優勢。其是針對俯仰、偏航 和滾動S個通道，利用駝偏角（滾動駝偏角5y、偏航駝偏角Sy及俯仰駝偏角5 ,)的操作 指令來控制達到期望氣動力矩（氣動力矩包括滾動通道的滾動力矩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快速滾轉過程中俯仰、偏航和滾動=通道間會 出現較為強烈的交叉禪合，使得最終得到的氣動力矩并不是最初的期望氣動力矩，導致通 道間的協調控制難度較大，降低控制系統的性能。
[0004] 基于此，開展高超聲速飛行器的操縱禪合機理及補償方法研究，對于完善禪合控 制理論體系和設計能適應強禪合特性的高超聲速飛行器禪合控制器具有重要意義。
【發明內容】
[0005] 有鑒于此，針對高超聲速飛行器俯仰、偏航和滾動通道間存在的操縱禪合問題，本 發明提供了一種飛行器操縱禪合補償方法、姿態運動控制方法及系統，W降低各通道的操 縱禪合程度，進而提高飛行器姿態運動控制系統的性能。
[0006] 為解決上述技術問題，本發明提供一種飛行器操縱禪合補償方法，包括：
[0007] 分析飛行器=個通道的氣動力矩值的計算公式，確定任一通道的氣動力矩值的計 算公式與另外兩個通道的駝偏角之間的禪合情況；
[000引其中，所述氣動力矩包括滾動通道的滾動力矩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=個通道的氣動力矩值的計算公式之間的禪合情況，得到消除所述禪合 情況的補償駝偏角的計算公式，W通過所述補償駝偏角的計算公式，計算得到與期望氣動 力矩對應的補償駝偏角；
[0010] 其中，所述補償駝偏角包括：補償滾動駝偏角補償偏航駝偏角及補償俯仰 駝偏角。
[0011] 上述補償方法中，優選的，通過W下步驟實現分析飛行器=個通道的氣動力矩值 的計算公式，確定任一通道的氣動力矩值的計算公式與另外兩個通道的駝偏角之間的禪合 情況：
[0012] 確定所述S個通道的氣動力矩值的計算公式如下：
[0013]
[0014] 其中，Sy為滾動駝偏角、5y為偏航駝偏角、5 ,為俯仰駝偏角；
[0015] 用所述氣動力矩對所述駝偏角的偏導數矩陣Ma代表任一通道的
[0016] 氣動力矩值的計算公式與另外兩個通道的駝偏角之間的禪合情況；
[0017] 其中
[0018] 上述補償方法中，優選的，在分析所述=個通道的氣動力矩值的計算公式之間的 禪合情況，得到消除所述禪合情況的補償駝偏角的計算公式的過程中，通過W下步驟消除 所述禪合情況：
[0019] 令
，W消除所述偏航駝偏角5y、俯仰駝偏角S,對所述滾動 力矩Mx的禪合影響；
[0020] 令
W消除所述滾動駝偏角5y、俯仰駝偏角S,對所述偏航 力矩My的禪合影響；
[0021] 令'
W消除所述滾動駝偏角5,、偏航駝偏角Sy對所述俯仰 力矩Mz的禪合影響。
[0022] 上述補償方法中，優選的，通過W下步驟實現分析所述=個通道的氣動力矩值的 計算公式之間的禪合情況，得到消除所述禪合情況的補償駝偏角的計算公式：
[0023] 設操縱補償后的氣動力矩對所述駝偏角的偏導矩陣為M'A，則所述氣動力矩表示 為
[0024] 結合
許令所述偏導矩陣 M'A的非對角上的元素均為零，求得所述偏導矩陣M'A的具體表達式；
[0025] 將求得的所述偏導矩陣M'A的具體表達式代入
，得到消除所述禪合情況的補償駝偏角的計算公式。
[0026] 本發明還提供了一種飛行器操縱禪合補償系統，包括：
[0027] 禪合情況確定單元，用于分析飛行器=個通道的氣動力矩值的計算公式，確定任 一通道的氣動力矩值的計算公式與另外兩個通道的駝偏角之間的禪合情況；
[0028] 其中，所述氣動力矩包括滾動通道的滾動力矩Mx、偏航通道的偏航力矩My及俯仰 通道的俯仰力矩Mz;
[0029] 補償駝偏角計算公式確定單元，用于分析所述=個通道的氣動力矩值的計算公式 之間的禪合情況，得到消除所述禪合情況的補償駝偏角的計算公式，W通過所述補償駝偏 角的計算公式，計算得到與期望氣動力矩對應的補償駝偏角；
[0030] 其中，所述補償駝偏角包括：補償滾動駝偏角補償偏航駝偏角及補償俯仰 駝偏角
[0031] 本發明提供了一種飛行器姿態運動控制方法，包括：
[0032] 確定期望氣動力矩；
[0033] 將所述期望氣動力矩代入預設補償駝偏角計算公式，得到與所述期望氣動力矩對 應的補償駝偏角；
[0034] 生成與所述期望氣動力矩對應的補償駝偏角相關的操縱指令，W控制達到所述期 望氣動力矩；
[00巧]將達到的所述期望氣動力矩代入飛行器姿態運動模型，W實現飛行器姿態運動控 制。
[0036] 本發明還提供了一種飛行器姿態運動控制系統，包括：
[0037] 期望氣動力矩確定單元，用于確定期望氣動力矩；
[0038] 補償駝偏角確定單元，用于將所述期望氣動力矩代入預設補償駝偏角計算公式， 得到與所述期望氣動力矩對應的補償駝偏角；
[0039] 操縱指令生成單元，用于生成與所述期望氣動力矩對應的補償駝偏角相關的操縱 指令，W控制達到所述期望氣動力矩；
[0040] 姿態運動控制單元，用于將達到的所述期望氣動力矩代入飛行器姿態運動模型， W實現飛行器姿態運動控制。
[0041] 對本發明提供的飛行器操縱禪合補償方法及系統，相較現有技術中由于BTT快速 滾轉過程中俯仰、偏航和滾動=通道間出現較為強烈的交叉禪合，導致最終得到的氣動力 矩并不是最初的期望氣動力矩，本發明提供的飛行器操縱禪合補償方法及系統先進行了理 論分析：首先分析飛行器=個通道的氣動力矩值的計算公式，確定任一通道的氣動力矩值 的計算公式與另外兩個通道的駝偏角之間的禪合情況；然后分析=個通道的氣動力矩值的 計算公式之間的禪合情況，得到消除該個禪合情況的補償駝偏角的計算公式。通過得到的 補償駝偏角的計算公式，能夠計算得到與期望氣動力矩對應的補償駝偏角，進而控制降低 各通道的操縱禪合程度。具體來說，實現了利用重新確定的針對操縱禪合的駝偏角（即補 償駝偏角），將禪合力矩當作擾動力矩來處理，通過操縱控制面產生附加的控制力矩來抵消 其他通道產生的力矩的影響，使得最終得到的氣動力矩即為最初的期望氣動力矩，降低了 各通道的操縱禪合程度，消除了操縱禪合的影響。