《基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置.pdf（13页珍藏版）》请在专利查询网上搜索。
1、10申请公布号CN104155987A43申请公布日20141119CN104155987A21申请号201410392440622申请日20140811G05D1/0820060171申请人北京航天自动控制研究所地址100854北京市海淀区永定路50号72发明人柳嘉润黄万伟包为民马卫华祁振强唐海红74专利代理机构北京君恒知识产权代理事务所普通合伙11466代理人林月俊黄启行54发明名称基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置57摘要本发明公开了一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置，所述方法包括将针对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；运用。
2、补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的偏航通道的力矩。本发明的技术方案中，对飞行器的滚动舵对偏航通道的气动耦合特性的交联影响进行量化，根据量化出的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。51INTCL权利要求书3页说明书7页附图2页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书3页说明书7页附图2页10申请公布号CN104155987ACN104155987A1/3页21一种基于气动耦合特性的飞行。
3、器姿态补偿控制方法，其特征在于，包括将针对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的偏航通道的力矩；其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。2如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括将针对所述偏航舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；运用补偿值B对所述滚动舵的舵面偏转指令值C进行。
4、补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的滚动通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的滚动通道的力矩；其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。3一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，其特征在于，包括将针对所述所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；运用补偿值B对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的滚动通道的伺服系统，。
5、用以输出控制所述飞行器的滚动通道的力矩；其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。4如权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括将针对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的偏航通道的力矩；其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；权利要求书CN104155987A。
6、2/3页3是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。5一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，包括所述飞行器的偏航通道的伺服系统，其特征在于，还包括偏航舵偏补偿支路，用于其输入端接收到所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；偏航舵偏补偿器，用于其两个输入端分别接收到所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C，以及所述偏航舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，向所述飞行器的偏航通道的伺服系统输出补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引。
7、起的偏航通道的力矩的改变量；是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。6如权利要求5所述的装置，其特征在于，还包括所述飞行器的滚动通道的伺服系统、滚动舵偏补偿支路，以及滚动舵偏补偿器；其中，所述滚动舵偏补偿支路用于其输入端接收到所述偏航舵的舵面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；所述滚动舵偏补偿器用于其两个输入端分别接收到所述滚动舵的舵面偏转指令值C，以及所述滚动舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述滚动舵的舵面偏转指令值B进行补偿后，向所述飞行器的滚动通道的伺服系统输出补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的。
8、改变量；是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。7一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，包括所述飞行器的滚动通道的伺服系统，其特征在于，还包括滚动舵偏补偿支路，用于其输入端接收到所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；滚动舵偏补偿器，用于其两个输入端分别接收到所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C，以及所述滚动舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述滚动舵的舵面偏转指令值B进行补偿后，向所述飞行器的滚动通道的伺服系统输出补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改。
9、变量；是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。8如权利要求7所述的装置，其特征在于，还包括所述飞行器的偏航通道的伺服系统、偏航舵偏补偿支路，以及偏航舵偏补偿器；其中，所述偏航舵偏补偿支路用于其输入端接收到所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵权利要求书CN104155987A3/3页4面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；所述偏航舵偏补偿器用于其两个输入端分别接收到所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C，以及所述偏航舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，向所述飞行器的偏航通道的伺服系统输出补偿后。
10、的偏航舵的舵面偏转指令值；其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。权利要求书CN104155987A1/7页5基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置技术领域0001本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置。背景技术0002飞行器在飞行过程中，其飞行姿态通常可以划分为滚动、偏航和俯仰三个姿态运动通道的运动。对于轴对称飞行器，其三个通道之间的耦合很弱，因而可以将耦合对于轴对称飞行器的飞行姿态的影响作为随机小扰动，构建轴对称飞行器的小扰动气动力模型。目前，通常根据小扰动。
11、气动力模型，在轴对称飞行器内设置三个独立的姿态控制器，分别用于控制该飞行器俯仰通道、偏航通道和滚动通道的角速度。0003然而，轴对称飞行器只是面对称飞行器的一个特例。飞行速度较高例如超过5马赫的飞行器通常采用面对称的气动布局，即为面对称飞行器，在其飞行过程中，其滚动、偏航和俯仰三个通道之间的耦合较强。通常通道间的耦合特性可以包括惯性耦合特性、运动耦合特性和气动耦合特性；目前，对于面对称飞行器的三个通道之间的气动耦合特性往往只进行定性分析，缺乏对通道间的气动耦合特性的交联影响的较为准确的量化分析；自然无法根据量化的气动耦合特性的交联影响对飞行器进行补偿控制。而根据量化的气动耦合特性的交联影响对飞。
12、行器进行补偿控制，有助于对飞行器的控制更为准确、可靠。0004因此，有必要提供一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置，以更为准确、可靠地控制飞行器。发明内容0005针对上述现有技术存在的缺陷，本发明实施例提供了一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置，以更为准确、可靠地控制飞行器。0006本发明的技术方案根据一个方面，提供了一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，包括0007将针对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；0008运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；。
13、0009将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的偏航通道的力矩；0010其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；0011是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。0012进一步，所述基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括说明书CN104155987A2/7页60013将针对所述偏航舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；0014运用补偿值B对所述滚动舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；0015将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的滚动通道的伺服系。
14、统，用以输出控制所述飞行器的滚动通道的力矩；0016其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；0017是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。0018本发明的技术方案根据另一个方面，还提供了一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，包括0019将针对所述所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；0020运用补偿值B对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；0021将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的滚动通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的滚动通道的力。
15、矩；0022其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；0023是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。0024进一步，所述基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法，还包括0025将针对所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B；0026运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；0027将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到所述飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出控制所述飞行器的偏航通道的力矩；0028其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。
16、；0029是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。0030本发明的技术方案根据另一个方面，还提供了基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，包括所述飞行器的偏航通道的伺服系统，其还包括0031偏航舵偏补偿支路，用于其输入端接收到所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；0032偏航舵偏补偿器，用于其两个输入端分别接收到所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C，以及所述偏航舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，向所述飞行器的偏航通道的伺服系统输出补偿后的偏航舵的舵面。
17、偏转指令值；说明书CN104155987A3/7页70033其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；0034是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。0035进一步，所述基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，还包括所述飞行器的滚动通道的伺服系统、滚动舵偏补偿支路，以及滚动舵偏补偿器；其中，0036所述滚动舵偏补偿支路用于其输入端接收到所述偏航舵的舵面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；0037所述滚动舵偏补偿器用于其两个输入端分别接收到所述滚动舵的舵面偏转指令值C，以及所述滚动舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述滚动舵的舵面偏转。
18、指令值B进行补偿后，向所述飞行器的滚动通道的伺服系统输出补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；0038其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；0039是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。0040本发明的技术方案根据另一个方面，还提供了一种基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，包括所述飞行器的滚动通道的伺服系统，其特征在于，还包括0041滚动舵偏补偿支路，用于其输入端接收到所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；0042滚动舵偏补偿器，用于其两个输入端分别接收到所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令。
19、值C，以及所述滚动舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述滚动舵的舵面偏转指令值B进行补偿后，向所述飞行器的滚动通道的伺服系统输出补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值；0043其中，是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；0044是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量。0045进一步，所述基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，还包括所述飞行器的偏航通道的伺服系统、偏航舵偏补偿支路，以及偏航舵偏补偿器；其中，0046所述偏航舵偏补偿支路用于其输入端接收到所述飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C后，将C乘以得到补偿值B从其输出端输出；0047所述偏航舵偏。
20、补偿器用于其两个输入端分别接收到所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C，以及所述偏航舵偏补偿支路输出的B后，运用补偿值B对所述飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，向所述飞行器的偏航通道的伺服系统输出补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值；0048其中，是所述滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；0049是所述偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量。0050本发明的技术方案中，对飞行器的滚动舵对偏航通道的气动耦合特性的交联影响进行量化；根据量化出的偏航通道的基于气动耦合特性的交联影响对飞行器进行补偿控制说明书CN104155987A4/7页8后，使。
21、得对飞行器的控制更为准备，可靠。0051而且，对飞行器的偏航舵对滚动通道的气动耦合特性的交联影响进行量化；根据量化出的滚动通道的基于气动耦合特性的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。附图说明0052图1为本发明实施例的基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置的结构的框架示意图；0053图2为本发明实施例的基于气动耦合特性的偏航通道的姿态补偿控制方法的流程示意图；0054图3为本发明实施例的基于气动耦合特性的滚动通道的姿态补偿控制方法的流程示意图。具体实施方式0055为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举出优选实施例，对本发明进一步详细说明。。
22、然而，需要说明的是，说明书中列出的许多细节仅仅是为了使读者对本发明的一个或多个方面有一个透彻的理解，即便没有这些特定的细节也可以实现本发明的这些方面。0056本申请使用的“模块”、“系统”等术语旨在包括与计算机相关的实体，例如但不限于硬件、固件、软硬件组合、软件或者执行中的软件。例如，模块可以是，但并不仅限于处理器上运行的进程、处理器、对象、可执行程序、执行的线程、程序和/或计算机。举例来说，计算设备上运行的应用程序和此计算设备都可以是模块。一个或多个模块可以位于执行中的一个进程和/或线程内。0057本发明的发明人考虑到，飞行器的滚动、偏航、俯仰三个姿态运动通道之间的气动耦合特性包括气动力矩耦。
23、合特性。飞行器的气动舵若为T字或一字型布局，则在高速飞行时，三个通道间的气动力矩耦合特性的交联影响较为显著。若量化出三个通道间的气动力矩耦合特性的交联影响，则可以根据量化的交联影响对飞行器进行补偿控制，从而可以更为准确、可靠地控制飞行器。0058下面结合附图详细说明本发明的技术方案。0059本发明实施例的基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，其结构的框架示意图如图1所示，包括飞行器的偏航通道的伺服系统101、偏航舵偏补偿支路102和偏航舵偏补偿器103。0060偏航舵偏补偿支路102的输入端与飞行器的机载计算机相连，输出端连接到偏航舵偏补偿器103的一个输入端；偏航舵偏补偿器103的另一个。
24、输入端与飞行器的机载计算机相连；偏航通道的伺服系统101的输入端与偏航舵偏补偿器103的输出端相连，偏航通道的伺服系统101的输出端连接到偏航通道的偏航舵。0061更优的，如图1所示，基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置，还包括飞行器的滚动通道的伺服系统104、滚动舵偏补偿支路105，以及滚动舵偏补偿器106。0062滚动舵偏补偿支路105的输入端与飞行器的机载计算机相连，输出端连接到滚动说明书CN104155987A5/7页9舵偏补偿器106的一个输入端；滚动舵偏补偿器106的另一个输入端与飞行器的机载计算机相连；滚动通道的伺服系统104的输入端与滚动舵偏补偿器106的输出端相连，滚动通。
25、道的伺服系统104的输出端连接到滚动通道的滚动舵。0063本发明实施例的基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置对飞行器进行姿态补偿控制方法包括基于气动耦合特性的偏航、滚动通道的姿态补偿控制方法。0064其中，基于气动耦合特性的偏航通道的姿态补偿控制方法，其流程示意图如图2所示，包括如下步骤0065S201基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置将针对飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B。0066具体地，飞行器的机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C、滚动通道的滚动舵的舵面偏转角的偏航力矩系数偏航通道的舵面偏转角。
26、的偏航力矩系数并计算出滚动通道的滚动舵的舵面偏转角对偏航通道的力矩的气动耦合系数之后，将C、输出到基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的偏航舵偏补偿支路102。0067表示滚动通道的滚动舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；表示偏航通道的偏航舵的单位舵面偏转角引起的偏航通道的力矩的改变量；的物理意义为飞行器在飞行中，1滚动通道的舵面偏转角所引起的偏航通道的力矩的改变量，等效于多少度偏航通道的舵面偏转角所引起的偏航通道的力矩的改变量。的值越大，说明滚动通道的舵面偏转角对偏航通道的力矩的气动耦合特性的交联影响越大。0068之后，偏航舵偏补偿支路102从其输入端接收到C和后，将C乘以。
27、得到补偿值B，从其输出端输出。0069S202基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置运用补偿值B对飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值。0070具体地，基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的偏航舵偏补偿器103从其两个输入端分别接收到机载计算机输出飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C、以及偏航舵偏补偿支路102输出的B后，运用补偿值B对舵面偏转指令值C进行补偿，得到补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值。0071S203基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值输入到飞行器的偏航通道的伺服系统，用以输出。
28、控制飞行器的偏航通道的力矩。0072具体地，基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的偏航舵偏补偿器103将补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值，输入到基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的偏航通道的伺服系统101。伺服系统101根据接收的补偿后的偏航舵的舵面偏转指令值，输出偏航通道的力矩，控制偏航通道的偏航舵进行偏转。说明书CN104155987A6/7页100073本发明实施例中，基于气动耦合特性的滚动通道的姿态补偿控制方法，其流程示意图如图3所示，包括如下步骤0074S301基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置将针对飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C乘以后，得到补偿值B。。
29、0075具体地，飞行器的机载计算机根据飞行器的惯性平台的测量数据，确定出飞行器的偏航通道内的偏航舵的舵面偏转指令值C、偏航通道的偏航舵的舵面偏转角的滚动力矩系数滚动通道的舵面偏转角的滚动力矩系数并计算出偏航通道的偏航舵的舵面偏转角对滚动通道的力矩的气动耦合系数之后，将C、输出到基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的滚动舵偏补偿支路105。0076表示偏航通道的偏航舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；表示滚动通道的滚动舵的单位舵面偏转角引起的滚动通道的力矩的改变量；的物理意义为飞行器在飞行中，1偏航通道的舵面偏转角所引起的滚动通道的力矩的改变量，等效于多少度滚动通道的舵面偏转角。
30、所引起的滚动通道的力矩的改变量。的值越大，说明偏航通道的舵面偏转角对滚动通道的力矩的气动耦合特性的交联影响越大。0077之后，滚动舵偏补偿支路105从其输入端接收到C和后，将C乘以得到补偿值B，从其输出端输出。0078S302基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置运用补偿值B对飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C进行补偿后，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值。0079具体地，基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的滚动舵偏补偿器106从其两个输入端分别接收到机载计算机输出飞行器的滚动通道内的滚动舵的舵面偏转指令值C、以及滚动舵偏补偿支路105输出的B后，运用补偿值B对舵面偏转指令。
31、值C进行补偿，得到补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值。0080S303基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值输入到飞行器的滚动通道的伺服系统，用以输出控制飞行器的滚动通道的力矩。0081具体地，基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的滚动舵偏补偿器106将补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值，输入到基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制装置中的滚动通道的伺服系统104。伺服系统104根据接收的补偿后的滚动舵的舵面偏转指令值，输出滚动通道的力矩，控制滚动通道的滚动舵进行偏转。0082在实际操作中，对于上述基于气动耦合特性的偏航通道的姿态补偿控制方法、基于气动耦合特性的滚。
32、动通道的姿态补偿控制方法；可以从中选择一种或两种方法对同一飞行器进行控制；而且，该两种方法之间的使用顺序、优先顺序等都不受限制，可以根据实际情况进行设置。0083本发明的技术方案中，对飞行器的滚动舵对偏航通道的气动耦合特性的交联影响说明书CN104155987A107/7页11进行量化；根据量化出的偏航通道的基于气动耦合特性的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。0084而且，对飞行器的偏航舵对滚动通道的气动耦合特性的交联影响进行量化；根据量化出的滚动通道的基于气动耦合特性的交联影响对飞行器进行补偿控制后，使得对飞行器的控制更为准备，可靠。0085本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于计算机可读取存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等。0086以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。说明书CN104155987A111/2页12图1图2说明书附图CN104155987A122/2页13图3说明书附图CN104155987A13。