本发明涉及一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构技术，属于无人机飞行控制领域。
背景技术：
随着无人机技术的不断发展，多舵面飞行器飞行控制系统的研究引起了国内外学者的广泛关注，其中针对飞翼无人机的研究与应用的关注度最高。但多舵面架构下的飞翼无人机，因舵面数量的增加，各通道操纵耦合现象也愈加明显，系统控制难度增大；同时，为弥补飞翼无人机力臂较短的缺陷，控制时常需多组舵面协同作用以产生所需控制效应，从而使得多舵面系统控制律难以设计。为此提出了将控制律设计与舵面偏转分离的设计思路，通过引入控制分配环节，将控制律产生的三轴力矩(或系数)实时地分配到各个舵面上，从而解决多舵面引起的控制律难以设计的问题。
目前，应用较广泛的飞翼无人机控制分配方法有：直接分配、广义逆、链式分配等。其中直接分配法通过转矩可达空间使舵面在考虑位置约束的情况下最大可能的实现所需分配的控制量。但此法忽略了舵面转动速率约束，使得控制精度不高。广义逆法则主要通过解算最优解及控制效率矩阵的方式，使各气动操作面平均承担无人机操纵任务，未考虑各操纵面操纵效率，浪费了气动能力。链式分配法虽考虑了各级操作面的操纵效率，但各级控制量的求取均采用广义逆法，使系统在操纵面出现饱和时产生许多不必要的附加力矩，浪费了操纵面的操纵能力。因此，需要提出一种既充分考虑系统内约束，又实现对控制量合理高效分配的方法。
技术实现要素：
发明目的：针对上述现有技术，提出一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，有效地降低多舵面飞机控制律设计难度，提高飞翼无人机多操纵面控制分配的效率与精度。
技术方案：一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，包括如下步骤：
步骤1：根据无人机已知的气动数据以及发动机数据，应用牛顿刚体动力学理论建立无人机角动力学模型；
步骤2：根据步骤1中无人机角动力学模型，分析系统舵面的操纵效率以及操纵耦合，根据操纵品质划分舵面等级；
步骤3：处理系统内存在约束，采用离散方法将速度约束问题转为一个采样周期内的位置约束问题，整合系统位置约束与速度约束；
步骤4：结合步骤2中系统舵面分级和步骤3中系统约束，设计链式控制分配系统结构，采用直接分配法优化链式分配中对每一级控制量的求取，实现系统角动量控制指令的分配；
步骤5：根据步骤4的链式直接控制分配方法，将控制重构问题转换为故障模式下的控制分配问题，实现系统控制重构。
进一步的，所述无人机为面对称布局的刚体，质量为定常数，其几何形状与质量分布均相对于机体坐标系oxbzb平面对称，惯性积ixy＝izy＝0；所述步骤1中，应用牛顿刚体动力学理论得到系统角动力学模型：
其中，l,m,n为无人机机体坐标系三轴力矩分量，p,q,r为无人机绕机体坐标系三轴的角速度，ix,iy,iz为机体坐标系三轴转动惯量，izx为机体坐标系x,z轴间惯性积。
进一步的，所述步骤2包括如下具体步骤：
步骤21：飞机以一定侧滑角飞行时，相应产生的滚转力矩lβ与副翼出舵量平衡，即
lβ lail l补偿 l发动机＝0
结合步骤1中角动力学模型求出一定侧滑角下所需的副翼出舵量，在飞行包线内设置系统马赫数及迎角，根据各对称舵面平衡单位侧滑角产生的滚转力矩所需的副翼出舵量获取滚转通道操纵效率；
式中，lβ为产生的滚转力矩，lail为副翼出舵产生的滚转力矩，l补偿为气动力由于气动焦点与重心不重合而产生的补偿滚转力矩，l发动机为发动机推力左右不对称产生的滚转力矩；
步骤22：飞机以一定迎角α飞行时，相应产生的俯仰力矩mα与升降舵出舵量平衡，即
mα mele m补偿 m发动机＝0
结合步骤1中角动力学模型求出一定迎角下所需的升降舵出舵量，在飞行包线内设置系统马赫数，根据各对称舵面平衡单位迎角产生的俯仰力矩所需的升降舵出舵量获取俯仰通道操纵效率；
式中，mα为产生的俯仰力矩，mele为升降舵出舵产生的俯仰力矩，m补偿为气动力由于气动焦点与重心不重合而产生的补偿俯仰力矩，m发动机为发动机推力线不过重心产生的俯仰力矩；
步骤23：根据无人机在空中所受气动力矩、气动参考重心与重心不重合产生的补偿力矩得到力矩方程组：
代入步骤1中系统角动力学模型得到系统状态与控制输入向量ut＝[clδ,cmδ,cnδ,δt]的非线性关系；
其中，l,m,n为无人机机体坐标系三轴力矩分量，d,y,l分别为无人机所受的阻力、侧力和升力，la,ma,na为无人机所受的气动力矩，lx,ly,lz为无人机气动参考重心在机体坐标系上的矢量坐标，clδ,cmδ,cnδ为所需的由操纵面偏转产生的三轴力矩系数，δt为发动机油门开度；
步骤24：依据各舵面动作下对应力矩系数增量的变化分析通道间的操纵耦合，按照不同飞行任务对操纵面配置的需求，将操纵面按照操纵效率的高低进行分级。
进一步的，所述步骤3包括如下具体步骤：
步骤31：定义舵面位置偏转约束空间
其中，s为舵面偏转量，smin、smax分别为舵面位置偏转下限和上限，rm为实数范围内的m维向量空间，s(i-1)为第(i-1)个周期舵面偏转量，
步骤32：采用离散信号描述舵面速度约束空间，即
其中，
步骤33：根据步骤31和步骤32得到单位时间内舵面约束为：
其中，
进一步的，所述步骤4包括如下具体步骤：
步骤41：根据步骤2中系统舵面的分级，设计链式控制分配系统结构，实现当上级操纵面为使伪控制输入满足v＝bu出现饱和时，下级操纵面继续响应的链式分配效果，具体分配过程为：
其中，控制量u＝[u1u2...um]t∈rm，控制器给定的控制力矩指令
v＝[v1v2...vn]t∈rn，控制效率矩阵b＝[b1b2...bm]，pi为bi的逆矩阵，
步骤42：构建步骤3约束下的舵面约束空间ω*，记ω*在rn上的映射为第i时刻单位时间内的转矩可达空间φi，定义第i个周期所需三轴力矩系数
其中，ml,mm,mn分别为控制器给出的所需滚转、俯仰、偏航力矩系数；
步骤43：确定向量
及交点对应的控制量：
步骤44：根据第i个周期所需的三轴力矩系数
(1)当
(2)当
步骤45：根据步骤42-44在位置及速度约束条件下的直接分配法，分别求取链式分配下各级舵面的控制量，其中每级待分配三轴力矩系数为：
实际分配得到控制量为：
其中，
进一步的，所述步骤5包括如下具体步骤：
步骤51：定义舵面偏转产生的力矩系数为：
cm＝f(u,x)＝cm(δu,x) cm0
根据控制分配方程v＝bu得到：
cm(δu,x)＝bδu
其中，δu为控制量增量，x为无人机当前的状态量，cm0为舵面初始偏转时产生的力矩系数，cm(δu,x)为舵面偏转增量产生的力矩系数；
步骤52：定义实际舵面偏转量δ＝[δ1δ2...δm]t、待分配量c0下计算出的控制量u＝[u1u2...um]t、完全失效故障舵面i1、部分失效故障舵面i2、舵面i1发生完全失效故障时其舵面位置固定δi0所对应的三轴附加力矩系数cid＝[cidlcidmcidn]t、舵面i2发生部分失效故障时其舵面效率k,，0<k<1；
步骤53：计算舵面i1发生完全失效故障时除舵面i1外其余(m-1)个舵面的待分配量，根据步骤51得到控制效率矩阵：
其中，fi,i＝1,2...n为第i个控制力矩指令下舵面偏转产生的力矩系数；
步骤54，根据步骤53得到舵面i1发生完全失效故障时实际舵面偏转量：
δ＝u
步骤55，根据舵面i2发生部分失效故障时故障舵面仍能响应控制输入，待分配量及控制效率矩阵不变，得实际各舵面偏转量：
δ＝[u1u2...ui/k...um]t。
有益效果：本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
1、本发明飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构技术，可有效地降低多舵面无人机控制律设计难度。
2、本发明飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构技术，几何意义明确，充分考虑舵面实际物理约束，可有效提高系统控制分配精度。
3、本发明飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构技术，能显著提升多舵面使用管理效率和舵面故障下的飞行安全性能。
附图说明
图1是本发明实施例中左机翼舵面分布示意图；
图2是本发明一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法框图；
图3是本发明所涉及的链式控制分配系统结构图；
图4是传统直接分配法三轴力矩系数分配结果示意图；
图5是本发明实施例中链式直接分配法三轴力矩系数分配结果示意图；
图6是本发明实施例中各舵面正常工作状态下三轴力矩系数分配结果示意图；
图7是本发明实施例中3号舵面卡死在20度，7号舵面饱和在负极限位置的故障下三轴力矩系数分配结果示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
本发明的一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，先根据已知的无人机气动数据及发动机数据，应用牛顿刚体动力学理论建立无人机角动力学模型；在此基础上，针对无人机角动力学模型，深入分析系统舵面操纵效率以及操纵耦合，根据操纵品质划分舵面等级；其次，处理系统内存在约束，采用离散方法将实际物理舵面存在的速度约束问题转化为一个采样周期内的位置约束，整合系统位置约束与速度约束；然后，考虑系统舵面分级及约束设计链式控制分配法，采用直接分配法优化链式分配中对每一级控制量的求取，实现系统角动量控制指令合理高效分配；最终，应用改进的链式直接分配法将系统控制重构问题转化为故障模式下的控制分配问题，进而实现系统控制重构。
本实施例中，设定飞翼无人机左机翼操纵面分布如图1所示。一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，如图2所示，包括如下步骤：
步骤1：根据无人机已知的气动数据以及发动机数据，应用牛顿刚体动力学理论建立无人机角动力学模型。
无人机为面对称布局的刚体，质量为定常数，其几何形状与质量分布均相对于机体坐标系oxbzb平面对称，惯性积ixy＝izy＝0。应用牛顿刚体动力学理论得到系统角动力学模型：
其中，l,m,n为无人机机体坐标系三轴力矩分量，p,q,r为无人机绕机体坐标系三轴的角速度，ix,iy,iz为机体坐标系三轴转动惯量，izx为机体坐标系x,z轴间惯性积。
步骤2：根据步骤1中无人机角动力学模型，分析系统舵面的操纵效率以及操纵耦合，根据操纵品质划分舵面等级，包括如下具体步骤：
步骤21：飞机以一定侧滑角飞行时，相应产生的滚转力矩lβ与副翼出舵量平衡，即
lβ lail l补偿 l发动机＝0
结合步骤1中角动力学模型求出一定侧滑角下所需的副翼出舵量，在飞行包线内设置系统马赫数及迎角，根据各对称舵面平衡单位侧滑角产生的滚转力矩所需的副翼出舵量获取滚转通道操纵效率。
式中，lβ为产生的滚转力矩，lail为副翼出舵产生的滚转力矩，l补偿为气动力由于气动焦点与重心不重合而产生的补偿滚转力矩，l发动机为发动机推力左右不对称产生的滚转力矩。
此步骤中，针对样例无人机，取马赫数ma＝0.2，迎角α＝2°。
步骤22：飞机以一定迎角α飞行时，相应产生的俯仰力矩mα与升降舵出舵量平衡，即
mα mele m补偿 m发动机＝0
结合步骤1中角动力学模型求出一定迎角下所需的升降舵出舵量，在飞行包线内设置系统马赫数，根据各对称舵面平衡单位迎角产生的俯仰力矩所需的升降舵出舵量获取俯仰通道操纵效率。
式中，mα为产生的俯仰力矩，mele为升降舵出舵产生的俯仰力矩，m补偿为气动力由于气动焦点与重心不重合而产生的补偿俯仰力矩，m发动机为发动机推力线不过重心产生的俯仰力矩。
此步骤中，针对样例无人机，取马赫数mα＝0.2。
步骤23：根据无人机在空中所受气动力矩、气动参考重心与重心不重合产生的补偿力矩得到力矩方程组：
代入步骤1中系统角动力学模型得到系统状态与控制输入向量ut＝[clδ,cmδ,cnδ,δt]的非线性关系。
其中，l,m,n为无人机机体坐标系三轴力矩分量，d,y,l分别为无人机所受的阻力、侧力和升力，la,ma,na为无人机所受的气动力矩，lx,ly,lz为无人机气动参考重心在机体坐标系上的矢量坐标，clδ,cmδ,cnδ为所需的由操纵面偏转产生的三轴力矩系数，δt为发动机油门开度。
步骤24：依据各舵面动作下对应力矩系数增量的变化分析通道间的操纵耦合，按照不同飞行任务对操纵面配置的需求，保证各舵面三轴均有良好的控制效果，将操纵面按照操纵效率的高低进行分级。
此步骤中，选取对三轴通道都有需求的常规飞行进行研究。
步骤3：处理系统内存在约束，采用离散方法将速度约束问题转为一个采样周期内的位置约束问题，整合系统位置约束与速度约束，包括如下具体步骤：
步骤31：定义舵面位置偏转约束空间
其中，s为舵面偏转量，smin、smax分别为舵面位置偏转下限和上限，rm为实数范围内的m维向量空间，s(i-1)为第(i-1)个周期舵面偏转量，
此步骤中，取s(i)max＝20，s(i)min＝-20，δt＝0.3s。
步骤32：采用离散信号描述舵面速度约束空间，即
步骤33：根据步骤31和步骤32得到单位时间内舵面约束为：
其中，
步骤4：结合步骤2中系统舵面分级和步骤3中系统约束，设计链式控制分配系统结构，采用直接分配法优化链式分配中对每一级控制量的求取，实现系统角动量控制指令的分配，包括如下具体步骤：
步骤41：根据步骤2中系统舵面的分级，设计如图3所示的链式控制分配系统结构，实现当上级操纵面为使伪控制输入满足v＝bu出现饱和时，下级操纵面继续响应的链式分配效果，具体分配过程为：
其中，控制量u＝[u1u2...um]t∈rm，控制器给定的控制力矩指令(伪指令)v＝[v1v2...vn]t∈rn，控制效率矩阵b＝[b1b2...bm]，pi为bi的逆矩阵，
此步骤中，取m＝8，n＝4。
步骤42：构建步骤3约束下的舵面约束空间ω*，记ω*在rn上的映射为第i时刻单位时间内的转矩可达空间φi，定义第i个周期所需三轴力矩系数
其中，ml,mm,mn分别为控制器给出的所需滚转、俯仰、偏航力矩系数。
步骤43：确定向量
及交点对应的控制量：
步骤44：根据第i个周期所需的三轴力矩系数
(1)当
(2)当
步骤45：根据步骤42-44在位置及速度约束条件下的直接分配法，分别求取链式分配下各级舵面的控制量，其中每级待分配三轴力矩系数为：
实际分配得到控制量为：
其中，
步骤5：根据步骤4的链式直接控制分配方法，将控制重构问题转换为故障模式下的控制分配问题，实现系统控制重构，包括如下具体步骤：
步骤51：定义舵面偏转产生的力矩系数为：
cm＝f(u,x)＝cm(δu,x) cm0
根据控制分配方程v＝bu得到：
cm(δu,x)＝bδu
其中，δu为控制量增量，x为无人机当前的状态量，cm0为舵面初始偏转时产生的力矩系数，cm(δu,x)为舵面偏转增量产生的力矩系数。
步骤52：定义实际舵面偏转量δ＝[δ1δ2...δm]t、待分配量c0下计算出的控制量u＝[u1u2...um]t、完全失效故障舵面i1、部分失效故障舵面i2、舵面i1发生完全失效故障时其舵面位置固定δi0所对应的三轴附加力矩系数cid＝[cidlcidmcidn]t、舵面i2发生部分失效故障时其舵面效率k,，0<k<1。
此步骤中，取i1＝3，i2＝7，δi0＝20°。
步骤53：计算舵面i1发生完全失效故障时除舵面i1外其余(m-1)个舵面的待分配量，根据步骤51得到控制效率矩阵：
其中，fi,i＝1,2...n为第i个控制力矩指令下舵面偏转产生的力矩系数。
此步骤中，取m＝8，n＝4。
步骤54，根据步骤53得到舵面i1发生完全失效故障时实际舵面偏转量：
δ＝u
步骤55，根据舵面i2发生部分失效故障时故障舵面仍能响应控制输入，待分配量及控制效率矩阵不变，得实际各舵面偏转量：
δ＝[u1u2...ui/k...um]t。
此步骤中，取m＝8。
采用本发明多舵面链式直接控制分配与重构方法，结合上述给定的无人机多舵面分布情况，分别在舵面正常情况下采取传统直接分配法和改进后的链式直接分配法以及在3号舵面卡死在20度，7号舵面饱和在负极限位置的情况下采用链式直接分配法，仿真获取三轴力矩系数分配结果图。
如图4、图5所示，是本实施例中在舵面正常情况下分别采用传统直接分配法以及改进后的链式直接分配法仿真获取的三轴力矩系数分配结果图。可以看出传统直接分配法在滚转及俯仰通道上的分配误差都达到了10-2数量级，偏航通道达到了10-3数量级。而改进后的链式直接分配法在滚转通道上的分配误差减小至10-6数量级，俯仰通道只在零点附近达到10-3数量级，偏航通道减小至10-7数量级，这充分说明本发明所提出的链式直接分配法具有较高的分配精度，显著提高了系统的分配准确性。
如图6、图7所示，是本实施例中在舵面正常及3号舵面卡死在20度，7号舵面饱和在负极限位置的故障下采用本发明所述的链式直接分配法仿真获取的三轴力矩系数分配结果图。可以看出，当舵面发生故障时，重构算法能够很好地将待分配力矩系数合理地分配到健康舵面上，并达到与正常情况相同的控制效果，同时也能够满足控制器对分配精度及速度的要求，具有可应用性。
综合上述分析和仿真验证，充分证明了本发明一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构技术在提高无人机多舵面控制分配与重构效率方面的有效性。
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，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
1.一种飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：根据无人机已知的气动数据以及发动机数据，应用牛顿刚体动力学理论建立无人机角动力学模型；
步骤2：根据步骤1中无人机角动力学模型，分析系统舵面的操纵效率以及操纵耦合，根据操纵品质划分舵面等级；
步骤3：处理系统内存在约束，采用离散方法将速度约束问题转为一个采样周期内的位置约束问题，整合系统位置约束与速度约束；
步骤4：结合步骤2中系统舵面分级和步骤3中系统约束，设计链式控制分配系统结构，采用直接分配法优化链式分配中对每一级控制量的求取，实现系统角动量控制指令的分配；
步骤5：根据步骤4的链式直接控制分配方法，将控制重构问题转换为故障模式下的控制分配问题，实现系统控制重构。
2.根据权利要求1所述的飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，其特征在于，所述无人机为面对称布局的刚体，质量为定常数，其几何形状与质量分布均相对于机体坐标系oxbzb平面对称，惯性积ixy＝izy＝0；所述步骤1中，应用牛顿刚体动力学理论得到系统角动力学模型：
其中，l,m,n为无人机机体坐标系三轴力矩分量，p,q,r为无人机绕机体坐标系三轴的角速度，ix,iy,iz为机体坐标系三轴转动惯量，izx为机体坐标系x,z轴间惯性积。
3.根据权利要求1所述的飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，其特征在于，所述步骤2包括如下具体步骤：
步骤21：飞机以一定侧滑角飞行时，相应产生的滚转力矩lβ与副翼出舵量平衡，即
lβ lail l补偿 l发动机＝0
结合步骤1中角动力学模型求出一定侧滑角下所需的副翼出舵量，在飞行包线内设置系统马赫数及迎角，根据各对称舵面平衡单位侧滑角产生的滚转力矩所需的副翼出舵量获取滚转通道操纵效率；
式中，lβ为产生的滚转力矩，lail为副翼出舵产生的滚转力矩，l补偿为气动力由于气动焦点与重心不重合而产生的补偿滚转力矩，l发动机为发动机推力左右不对称产生的滚转力矩；
步骤22：飞机以一定迎角α飞行时，相应产生的俯仰力矩mα与升降舵出舵量平衡，即
mα mele m补偿 m发动机＝0
结合步骤1中角动力学模型求出一定迎角下所需的升降舵出舵量，在飞行包线内设置系统马赫数，根据各对称舵面平衡单位迎角产生的俯仰力矩所需的升降舵出舵量获取俯仰通道操纵效率；
式中，mα为产生的俯仰力矩，mele为升降舵出舵产生的俯仰力矩，m补偿为气动力由于气动焦点与重心不重合而产生的补偿俯仰力矩，m发动机为发动机推力线不过重心产生的俯仰力矩；
步骤23：根据无人机在空中所受气动力矩、气动参考重心与重心不重合产生的补偿力矩得到力矩方程组：
代入步骤1中系统角动力学模型得到系统状态与控制输入向量ut＝[clδ,cmδ,cnδ,δt]的非线性关系；
其中，l,m,n为无人机机体坐标系三轴力矩分量，d,y,l分别为无人机所受的阻力、侧力和升力，la,ma,na为无人机所受的气动力矩，lx,ly,lz为无人机气动参考重心在机体坐标系上的矢量坐标，clδ,cmδ,cnδ为所需的由操纵面偏转产生的三轴力矩系数，δt为发动机油门开度；
步骤24：依据各舵面动作下对应力矩系数增量的变化分析通道间的操纵耦合，按照不同飞行任务对操纵面配置的需求，将操纵面按照操纵效率的高低进行分级。
4.根据权利要求1所述的飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，其特征在于，所述步骤3包括如下具体步骤：
步骤31：定义舵面位置偏转约束空间
其中，s为舵面偏转量，smin、smax分别为舵面位置偏转下限和上限，rm为实数范围内的m维向量空间，s(i-1)为第(i-1)个周期舵面偏转量，
步骤32：采用离散信号描述舵面速度约束空间，即
其中，
步骤33：根据步骤31和步骤32得到单位时间内舵面约束为：
其中，
5.根据权利要求1所述的飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，其特征在于，所述步骤4包括如下具体步骤：
步骤41：根据步骤2中系统舵面的分级，设计链式控制分配系统结构，实现当上级操纵面为使伪控制输入满足v＝bu出现饱和时，下级操纵面继续响应的链式分配效果，具体分配过程为：
其中，控制量u＝[u1u2...um]t∈rm，控制器给定的控制力矩指令v＝[v1v2...vn]t∈rn，控制效率矩阵b＝[b1b2...bm]，pi为bi的逆矩阵，
步骤42：构建步骤3约束下的舵面约束空间ω*，记ω*在rn上的映射为第i时刻单位时间内的转矩可达空间φi，定义第i个周期所需三轴力矩系数
其中，ml,mm,mn分别为控制器给出的所需滚转、俯仰、偏航力矩系数；
步骤43：确定向量
及交点对应的控制量：
步骤44：根据第i个周期所需的三轴力矩系数
(1)当
(2)当
步骤45：根据步骤42-44在位置及速度约束条件下的直接分配法，分别求取链式分配下各级舵面的控制量，其中每级待分配三轴力矩系数为：
实际分配得到控制量为：
其中，
6.根据权利要求5所述的飞翼无人机多舵面链式直接控制分配与重构方法，其特征在于，所述步骤5包括如下具体步骤：
步骤51：定义舵面偏转产生的力矩系数为：
cm＝f(u,x)＝cm(δu,x) cm0
根据控制分配方程v＝bu得到：
cm(δu,x)＝bδu
其中，δu为控制量增量，x为无人机当前的状态量，cm0为舵面初始偏转时产生的力矩系数，cm(δu,x)为舵面偏转增量产生的力矩系数；
步骤52：定义实际舵面偏转量δ＝[δ1δ2...δm]t、待分配量c0下计算出的控制量u＝[u1u2...um]t、完全失效故障舵面i1、部分失效故障舵面i2、舵面i1发生完全失效故障时其舵面位置固定δi0所对应的三轴附加力矩系数cid＝[cidlcidmcidn]t、舵面i2发生部分失效故障时其舵面效率k,，0<k<1；
步骤53：计算舵面i1发生完全失效故障时除舵面i1外其余(m-1)个舵面的待分配量，根据步骤51得到控制效率矩阵：
其中，fi,i＝1,2...n为第i个控制力矩指令下舵面偏转产生的力矩系数；
步骤54，根据步骤53得到舵面i1发生完全失效故障时实际舵面偏转量：
δ＝u
步骤55，根据舵面i2发生部分失效故障时故障舵面仍能响应控制输入，待分配量及控制效率矩阵不变，得实际各舵面偏转量：
δ＝[u1u2...ui/k...um]t。
技术总结