力矩來抵消其他通道產(chǎn)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。
[0084] 基于上述本發(fā)明一種飛行器操縱禪合補償方法實施例1所公開的技術(shù)方案，針對 步驟S101、分析=個通道的氣動力矩值的計算公式之間的禪合情況，得到消除禪合情況的 補償駝偏角的計算公式的具體實現(xiàn)過程，本發(fā)明提供了一種飛行器操縱禪合補償方法實施 例2 ;
[0085] 步驟S200、設(shè)操縱補償后（即操縱解禪后）的氣動力矩對駝偏角的偏導(dǎo)矩陣為 M'A，要產(chǎn)生相同的力矩所需的各通道的補償駝偏角分別為今則高超聲速飛行 器各通道的力矩，也就是氣動力矩表示為：
[0086]
(3)
[0087] 步驟S200、結(jié)合式（1)和式（3)，并令M'A的非對角上的元素均為零，求得M'a的具體表達式；
[0088] 具體地，通過如下步驟實現(xiàn)步驟S200 ;
[008引步驟S2001、結(jié)合式（1)和式（3)，可W得到下式（4);
[0090]
(4)
[0091]假設(shè)5Y、5 4、々。之間存在如下關(guān)系；[0092]
(5)
[0093]其中，系數(shù)ki~ke為假定任意常數(shù)，具體數(shù)值由后續(xù)求解出。當(dāng)然，關(guān)于假設(shè)的 5 ,、5 4、、^<。、《&之間的關(guān)系，上述僅僅是舉個例子，也可^采用其它可行的假 設(shè)關(guān)系，本領(lǐng)域技術(shù)可根據(jù)實際情況自行設(shè)定，本發(fā)明并不做嚴格限定。
[0094] 步驟S2002、將式（5)代入式（4)，將等式兩邊的[各%，消除，得到操 縱補償后的氣動力矩對駝偏角的偏導(dǎo)矩陣M'A，即分配矩陣為：
[0095]
(6)
[0096] 為了操縱指令補償后沒有禪合，則應(yīng)該使偏導(dǎo)矩陣M'A的非對角線上的元素均為 零，即；
[0097] (7)
[0098] 解上述方程組，即可得到ki~ke如下所示：
[0099]
[0100] 將式做中ki~ke的值代入偏導(dǎo)矩陣M'A，則偏導(dǎo)矩陣M'A的非對角線上的元 素均為零，該時偏導(dǎo)矩陣M'A的主對角線上的元素值為：
[0101]
(9)
[0102] 至此，就可得到偏導(dǎo)矩陣M'A的具體表達式。
[0103] 步驟S201、將步驟S200中求得的偏導(dǎo)矩陣M'A的具體表達式代入W下式（10) 中，得到消除禪合情況的氣動力矩的補償駝偏角的計算公式，即代入偏導(dǎo)矩陣M'A的具體 表達式的式（10)即為消除禪合情況的氣動力矩的補償駝偏角的計算公式。
[0104]
(10)
[010引其中，式（10)是通過式做求解[(5'&，<5； 了得到的。
[0106] 結(jié)合上述分析，針對如何利用氣動力矩的補償駝偏角的計算公式來進行消除禪合 情況的，請參考圖2,示出了本發(fā)明提供的一種飛行器操縱禪合補償方法實施例1的一種操 縱禪合補償原理圖。
[0107] 與上述本發(fā)明提供的一種飛行器操縱禪合補償方法實施例1相對應(yīng)，本發(fā)明還提 供了一種飛行器操縱禪合補償系統(tǒng)實施例1，參考圖3,該系統(tǒng)200可W包括如下內(nèi)容：
[010引禪合情況確定單元201，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；
[0109] 其中，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;
[0110] 補償駝偏角計算公式確定單元202,用于分析=個通道的氣動力矩值的計算公式 之間的禪合情況，得到消除禪合情況的補償駝偏角的計算公式，W通過補償駝偏角的計算 公式，計算得到與期望氣動力矩對應(yīng)的補償駝偏角，進而控制降低各通道的操縱禪合程度， 消除操縱禪合的影響；
[0111] 其中，補償駝偏角包括；補償滾動駝偏角4^。、補償偏航駝偏角及補償俯仰駝偏 角Sg。。
[0112] 基于上述本發(fā)明提供的飛行器操縱禪合補償方法實施例1、實施例2和飛行器操 縱禪合補償系統(tǒng)實施例1所公開的技術(shù)方案，針對上述方案得到的消除禪合情況的氣動力 矩的補償駝偏角的計算公式的應(yīng)用，本發(fā)明提供了一種飛行器姿態(tài)運動控制方法實施例1， 參考圖4,該方法具體可W包括如下步驟：
[0113] 步驟S300、確定期望氣動力矩；
[0114] 步驟S301、將期望氣動力矩代入預(yù)設(shè)補償駝偏角計算公式，得到與期望氣動力矩 對應(yīng)的補償駝偏角；
[0115] 其中，預(yù)設(shè)補償駝偏角計算公式即為上述消除禪合情況的氣動力矩的補償駝偏角 的計算公式。
[0116] 步驟S302、生成與期望氣動力矩對應(yīng)的補償駝偏角相關(guān)的操縱指令，W控制達到 期望氣動力矩；
[0117] 步驟S303、將達到的期望氣動力矩代入飛行器姿態(tài)運動模型，W實現(xiàn)飛行器姿態(tài) 運動控制。
[0118] 本發(fā)明中，W美國蘭利研究中屯、公開的winged-cone高超聲速飛行器為仿真對 象，假設(shè)飛行高度h= 33. 5km，馬赫數(shù)M= 15,初始攻角、側(cè)滑角、傾側(cè)角均設(shè)置為0,側(cè)滑 角期望值始終為0,俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)角速率初始值均為0°，而攻角指令為階躍指令a。= 5°，傾側(cè)角指令在前5s設(shè)置為0,即不翻轉(zhuǎn)，從5s開始W20° /s的翻轉(zhuǎn)速率快速變化到 尸戸。=180°，總仿真時間設(shè)置為20s。
[0119] 本發(fā)明中，選取飛行器攻角a，側(cè)滑角P，傾側(cè)角丫V和飛行器繞機體坐標系S個 軸的角速度為狀態(tài)變量，并假設(shè)飛行器的質(zhì)量特性保持不變，慣量積為零，設(shè) 質(zhì)屯、運動參數(shù)為常量，則飛行器姿態(tài)運動模型表示為：
[0120]
(11)
[0121] ( 12 )
[012引其中，《，方，知，卻.，心，，占：為相應(yīng)變量的變化率;Mx，My，Mz為滾動力 矩、偏航力矩和俯仰力矩；Jx，Jy，Jz為飛行器沿機體坐標系=個軸的轉(zhuǎn)動慣量。
[0123]W上本發(fā)明提供的飛行器姿態(tài)運動控制方法，利用預(yù)設(shè)補償駝偏角計算公式計算 得到與期望氣動力矩對應(yīng)的補償駝偏角，生成與期望氣動力矩對應(yīng)的補償駝偏角相關(guān)的操 縱指令，并將該操縱指令代入飛行器姿態(tài)運動模型，W此來控制飛行器姿態(tài)運動，由于操縱 指令中的補償駝偏角為能夠消除操縱禪合的駝偏角，能夠使得最終得到的氣動力矩即為最 初的期望氣動力矩，顯著降低了通道間的協(xié)調(diào)控制難度，進而提高飛行器姿態(tài)運動控制系 統(tǒng)的性能。
[0124] 與上述本發(fā)明提供的一種飛行器姿態(tài)運動控制方法實施例1相對應(yīng)，本發(fā)明還提 供了一種飛行器姿態(tài)運動控制系統(tǒng)實施例1，參考圖5,該系統(tǒng)300可W包括如下內(nèi)容：
[0125] 期望氣動力矩確定單元301，用于確定期望氣動力矩；
[0126] 補償駝偏角確定單元302,用于將期望氣動力矩代入預(yù)設(shè)補償駝偏角計算公式，得 到與期望氣動力矩對應(yīng)的補償駝偏角；
[0127] 操縱指令生成單元303,用于生成與期望氣動力矩對應(yīng)的補償駝偏角相關(guān)的操縱 指令，W控制達到期望氣動力矩；
[012引姿態(tài)運動控制單元304,用于將達到的期望氣動力矩代入飛行器姿態(tài)運動模型，W實現(xiàn)飛行器姿態(tài)運動控制。
[0129] 基于上述本發(fā)明提供的技術(shù)方案，我們采用本發(fā)明提