多种耦合作用下飞行器综合解耦方法

摘要

本发明公开了一种多种耦合作用下飞行器综合解耦方法，用于解决现有飞行器解耦方法单一的技术问题。技术方案是通过建立耦合模型，定义各耦合因素评价指标，定义各耦合因素特征，综合解耦，对飞行器的各种耦合因素进行划分与归类，提出度量各耦合特性影响程度的耦合度指标计算方法，将各耦合因素细化弱耦合与强耦合，并在综合耦合度作为主要判据将耦合项进行忽略或等效处理，从而实现了飞行器整体全量模型的综合解耦。

主权项

一种多种耦合作用下飞行器综合解耦方法，其特征在于包括以下步骤：步骤一、建立耦合模型；(1)面对称外形引起的气动耦合，飞行器俯仰/偏航/滚转三个通道之间由气动角α、β及弹体转动所产生的气动力矩项的交联耦合作用，每个通道包含操纵力矩耦合、阻尼力矩耦合和稳定力矩耦合三类气动耦合项，在小角度假设下，俯仰通道、偏航通道和滚转通道的气动力矩M_x、M_y、M_z近似表示偏导数形式$\left\{\begin{array}{c}{M}_x=M_x^{\beta }\beta +M_x^{{\delta }_x}{\delta }_x+M_x^{\overline{{\omega }_x}}\overline{{\omega }_x}+M_x^{\alpha }\alpha +M_x^{{\delta }_y}{\delta }_y+M_x^{{\delta }_z}{\delta }_z+M_x^{\overline{{\omega }_y}}\overline{{\omega }_y}+M_x^{\overline{{\omega }_z}}\overline{{\omega }_z}\\ M_y=M_y^{\beta }\beta +M_y^{{\delta }_y}{\delta }_y+M_y^{\overline{{\omega }_y}}\overline{{\omega }_y}+M_y^{\alpha }\alpha +M_y^{{\delta }_x}{\delta }_x+M_y^{{\delta }_z}{\delta }_z+M_y^{\overline{{\omega }_x}}\overline{{\omega }_x}+M_y^{\overline{{\omega }_z}}\overline{{\omega }_z}\\ M_z=M_{z0}+M_z^{\alpha }\alpha +M_z^{{\delta }_z}{\delta }_z+M_z^{\overline{{\omega }_z}}\overline{{\omega }_z}+M_z^{\beta }\beta +M_z^{{\delta }_y}{\delta }_y+M_z^{{\delta }_x}{\delta }_x+M_z^{\overline{{\omega }_x}}\overline{{\omega }_x}+M_z^{\overline{{\omega }_y}}{\bar{\omega }}_y\end{array}\right.---\left(1\right)$式中，滚转通道中分别是M_x关于β、δ_x、的偏导数；是无因次导数，L为机体的特征长度，V为飞行速度，M_x0＝0；考虑俯仰和偏航通道对滚转通道的气动耦合效应时，滚转力矩中耦合项包括有：①稳定力矩耦合项②方向舵和升降舵产生的操纵力矩耦合项③导弹绕Oy₁轴和Oz₁轴产生的阻尼力矩耦合项偏航通道中分别是M_y关于β、δ_y、的偏导数；是无因次导数，M_y0＝0；考虑俯仰和滚转通道对偏航通道的气动耦合效应时，偏航力矩中耦合项包括有：①稳定力矩耦合项②差动舵和升降舵产生的操纵力矩耦合项③导弹绕Oz₁轴和Ox₁轴产生的阻尼力矩耦合项俯仰通道中分别是M_z关于α、δ_z、的偏导数；是无因次导数；M_z0是当时的俯仰力矩；考虑偏航和滚转通道对俯仰通道的气动耦合效应时，俯仰力矩中耦合项包括有：①稳定力矩耦合项②方向舵和差动舵产生的操纵力矩耦合项③导弹绕Ox₁轴和Oy₁轴产生的阻尼力矩耦合项(2)BTT飞行方式所带来的运动耦合表现为攻角α、侧滑角β和速度滚转角γ_v三者相互交联，三者中任意一个角度的变化都会引起其他两个角度发生变化，存在运动耦合。在BTT飞行控制方式下，ω_x一般较大，姿态运动中的耦合作用较为严重。由此引起俯仰通道、偏航通道与滚转通道之间的交叉耦合，如式所示$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{·}{\alpha }={\omega }_{z_1}-({\omega }_{x_1}\cos \alpha -{\omega }_{y_1}\sin \alpha )\tan \beta -\stackrel{·}{\theta }\cos {\psi }_v\cos {\gamma }_v/\cos \beta +{\stackrel{·}{\psi }}_V{\sin \gamma }_V/\cos \beta \\ \stackrel{·}{\beta }={\omega }_{x_1}\sin \alpha +{\omega }_{y_1}\cos \alpha -\stackrel{·}{\theta }\sin {\gamma }_v\cos {\gamma }_v-{\stackrel{·}{\psi }}_v\cos {\gamma }_v\\ {\stackrel{·}{\gamma }}_v=({\omega }_{x_1}\cos \alpha -{\omega }_{y_1}\sin \alpha )(\tan \beta \sin \beta +\cos \beta )+\stackrel{·}{\theta }(\tan \beta \cos {\gamma }_v\cos {\psi }_v+\sin {\psi }_v)\\ -{\stackrel{·}{\psi }}_v\tan \beta \sin {\gamma }_v\end{array}\right.---\left(2\right)$式中，θ、ψ_v为弹道倾角和航迹偏角；α、β、γ_v为攻角、侧滑角和速度倾侧角；ω_x1、ω_y1、ω_z1为弹体相对弹体坐标系的质心转动角速度。(3)非轴对称体所带来的惯量耦合由飞行器质量分布不对称引起的。惯量耦合体现在飞行器的姿态动力学方程中，俯仰通道除影响的力矩项除M_x外，还增加了惯量耦合项故惯量耦合看作为扰动的力矩。在飞行器的外形结构确定下，惯量耦合项的大小取决于飞行器的转动角速度，是一个动态变化的量。它们将影响到自动驾驶仪回路的动态性能，增大侧滑角和攻角的的动态响应，增大相应时间，降低其稳定性。如式所示，惯性耦合主要由惯量积I_xy和惯量差(I_z‑I_y)、(I_x‑I_z)、(I_y‑I_x)引起的。$\left\{\begin{array}{c}{I}_x·\frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Tx}1}}{\mathrm{dt}}+(I_z-I_y){\omega }_{\mathrm{Tz}1}{\omega }_{\mathrm{Ty}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Tx}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}-{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Ty}1}/\mathrm{dt})=M_{\mathrm{Rx}}\\ I_y·\frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Ty}1}}{\mathrm{dt}}+(I_x-I_z){\omega }_{\mathrm{Tx}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}-I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Ty}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}+{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Tx}1}/\mathrm{dt})=M_{\mathrm{Ry}}\\ I_z·\frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Tz}1}}{\mathrm{dt}}+(I_y-I_x){\omega }_{\mathrm{Ty}1}{\omega }_{\mathrm{Tx}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Ty}1}^2-{\omega }_{\mathrm{Tx}1}^2)=M_{\mathrm{Rz}}+M_{\mathrm{Th}}\end{array}\right.---\left(3\right)$式中，I_x、I_y、I_z为飞行器对于弹体坐标系各轴的转动惯量；I_xy为飞行器对于弹体坐标系各轴的惯量积(面对称飞行器I_yz＝I_zx＝0)；ω_Tx1、ω_Ty1、ω_Tz1为弹体相对发射惯性坐标系的质心转动角速度；M_Rx、M_Ry、M_Rz为气动引起的力矩；M_Th为推力力矩。(4)吸气式发动机工作所带来的推力耦合，将超燃冲压发动机推力模型在工作点小扰动线性展开，利用敏感度方程、敏感度矩阵的形式建立飞行状态对发动机的耦合模型：Th＝Th₀+k·η  (4)式中，Th₀为气动角η＝0时推力大小；k为单位气动角变化引起的推力变化，k值越大，推力随姿态的变化越敏感。(5)大长细比外形所带来的结构弹性耦合。在小位移的情况下，机身前部的攻角变化量△α为：△α＝arctan[y(x_f,t)/L_f]  (5)式中，L_f为机身前部的长度；y(x_f,t)是机体前缘的型变量。步骤二、定义各耦合因素评价指标。(1)气动耦合度定义为式中，通道i分别取滚转通道x、偏航通道y和俯仰通道z；m分别取气动角引起的稳定耦合力矩项α/β和β/α、舵面偏转引起的操纵力矩耦合项δ、绕其他通道轴所引起的本通道气动力矩项ω。1)各通道稳定力矩耦合度$\left\{\begin{array}{c}{K}_z^{\beta /\alpha }=\frac{\left|M_z^{\beta }\beta \right|}{\left|M_z^{\alpha }\alpha \right|}\times 100\%\\ K_y^{\alpha /\beta }=\frac{\left|M_y^{\alpha }\alpha \right|}{\left|M_y^{\beta }\beta \right|}\times 100\%\\ K_x^{\alpha /\beta }=\frac{\left|M_x^{\alpha }\alpha \right|}{\left|M_x^{\beta }\beta \right|}\times 100\%\end{array}\right.---\left(7\right)$2)各通道操纵力矩耦合度$\left\{\begin{array}{c}{K}_z^{\delta }=\frac{|M_z^{{\delta }_x}{\delta }_x+M_z^{{\delta }_y}{\delta }_y|}{\left|M_z^{{\delta }_z}{\delta }_z\right|}\times 100\%\\ K_y^{\delta }=\frac{\left|M_y^{{\delta }_x}{\delta }_x\right|}{\left|M_y^{{\delta }_y}{\delta }_y\right|}\times 100\%\\ K_x^{\delta }=\frac{\left|M_x^{{\delta }_y}{\delta }_y\right|}{\left|M_x^{{\delta }_x}{\delta }_x\right|}\times 100\%\end{array}\right.---\left(8\right)$3)各通道阻尼力矩耦合度$\left\{\begin{array}{c}{K}_z^{\omega }=\frac{|M_z^{{\bar{\omega }}_x}{\bar{\omega }}_x+M_z^{{\bar{\omega }}_y}{\bar{\omega }}_y|}{\left|M_z^{{\bar{\omega }}_z}{\bar{\omega }}_z\right|}\times 100\%\\ K_y^{\omega }=\frac{|M_y^{{\bar{\omega }}_x}{\bar{\omega }}_x+M_y^{{\bar{\omega }}_z}{\bar{\omega }}_z|}{\left|M_y^{{\bar{\omega }}_y}{\bar{\omega }}_y\right|}\\ K_x^{\omega }=\frac{|M_x^{{\bar{\omega }}_y}{\bar{\omega }}_y+M_x^{{\bar{\omega }}_z}{\bar{\omega }}_z|}{\left|M_z^{{\bar{\omega }}_x}{\bar{\omega }}_x\right|}\end{array}\right.---\left(9\right)$(2)惯量耦合度定义为$K_i^I=\frac{\left|M_I\right|}{\left|M_i\right|},(i=x,y,z)---\left(10\right)$式中，上标I表示惯量耦合；下标i＝x,y,z分别表示滚转、偏航和俯仰通道；|M_I|为耦合力矩项；|M_i|不同通道对应的主惯性力矩项。$\left\{\begin{array}{c}{K}_z^I=\frac{|(I_y-I_x){\omega }_{\mathrm{Ty}1}{\omega }_{\mathrm{Tx}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Ty}1}^2-{\omega }_{\mathrm{Tx}1}^2)|}{|I_z·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Tz}1}|}\times 100\%\\ K_y^I=\frac{|(I_x-I_z){\omega }_{\mathrm{Tx}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Ty}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}+{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Tx}1})|}{|I_y·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Ty}1}|}\times 100\%\\ K_x^I=\frac{|(I_z-I_y){\omega }_{\mathrm{Tz}1}{\omega }_{\mathrm{Ty}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Tx}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}-{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Ty}1})|}{|I_x·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Tx}1}|}\times 100\%\end{array}\right.---\left(11\right)$(3)推力耦合度定义为$K_z^{\mathrm{Th}}=\left|\frac{k·\mathrm{\Delta \alpha }}{{\mathrm{Th}}_0}\right|\times 100\%---\left(12\right)$(4)结构弹性耦合度定义，推力耦合度定义变为$K_z^{\mathrm{Th}}=\left|\frac{k·(\mathrm{\Delta \alpha }+{\mathrm{\Delta \alpha }}^{\prime })}{{\mathrm{Th}}_0}\right|\times 100\%---\left(13\right)$式中，△α为飞行器姿态变化引起的攻角变化；△α′为结构弹性耦合引起的局部攻角变化。(5)飞行器三通道的综合耦合度分别定义为：$\begin{array}{c}{K}_z=\frac{|(I_y-I_x){\omega }_{\mathrm{Ty}1}{\omega }_{\mathrm{Tx}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Ty}1}^2-{\omega }_{\mathrm{Tx}1}^2)|+\left|M_z^{\beta }\beta \right|+|M_z^{{\delta }_x}{\delta }_x+M_z^{{\delta }_y}{\delta }_y|+|M_z^{{\bar{\omega }}_x}{\bar{\omega }}_x+M_z^{{\bar{\omega }}_y}{\bar{\omega }}_y|+|\mathrm{k\Delta \alpha }·L_1|}{\left|I_z{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Tz}1}\right|+\left|M_z^{\alpha }\alpha \right|+\left|M_z^{{\delta }_z}{\delta }_z\right|+\left|M_z^{{\bar{\omega }}_z}{\bar{\omega }}_z\right|+|{\mathrm{Th}}_0·L_1|}\\ K_y=\frac{|(I_x-I_z){\omega }_{\mathrm{Tx}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Ty}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}+I_{\mathrm{xy}}·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Tx}1})|+\left|M_y^{\alpha }\alpha \right|+\left|M_y^{{\delta }_x}{\delta }_x\right|+|M_z^{{\bar{\omega }}_x}{\bar{\omega }}_x+M_z^{{\bar{\omega }}_z}{\bar{\omega }}_z|}{|I_y·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Ty}1}|+\left|M_y^{\beta }\beta \right|+\left|M_y^{{\delta }_y}{\delta }_y\right|+\left|M_z^{{\bar{\omega }}_y}{\bar{\omega }}_y\right|}\\ K_x=\frac{|(I_z-I_y){\omega }_{\mathrm{Tz}1}{\omega }_{\mathrm{Ty}1}+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_{\mathrm{Tx}1}{\omega }_{\mathrm{Tz}1}-{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Ty}1})|+\left|M_x^{\alpha }\alpha \right|+\left|M_x^{{\delta }_y}{\delta }_y\right|+|M_z^{{\bar{\omega }}_y}{\bar{\omega }}_y+M_z^{{\bar{\omega }}_z}{\bar{\omega }}_z|}{|I_x·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Tx}1}|+\left|M_x^{\beta }\beta \right|+\left|M_x^{{\delta }_x}{\delta }_x\right|+\left|M_z^{{\bar{\omega }}_x}{\bar{\omega }}_x\right|}\end{array}---\left(14\right)$式中：L₁为飞行器质心到发动机推力线的距离。步骤三、定义各耦合因素特征。(1)弱耦合定义。弱耦合耦合度的上限为k_b，k_b＝0～30％。1)惯量弱耦合定义为$K_i^I\le k_b,(i=x,y,z)---\left(15\right)$2)气动弱耦合定义为$\begin{array}{ccc}\left\{\begin{array}{c}{K}_z^{\beta /\alpha }\le k_b\\ K_y^{\alpha /\beta }\le k_b\\ K_x^{\alpha /\beta }\le k_b\end{array}\right.& \left\{\begin{array}{c}{K}_z^{\delta }\le k_b\\ K_y^{\delta }\le k_b\\ K_x^{\delta }\le k_b\end{array}\right.& \left\{\begin{array}{c}{K}_z^{\omega }\le k_b\\ K_y^{\omega }\le k_b\\ K_x^{\omega }\le k_b\end{array}\right.\end{array}---\left(16\right)$3)推力弱耦合定义为$K_z^{\mathrm{Th}}\le k_b---\left(17\right)$4)综合弱耦合定义为K_i≤20％(i＝x,y,z)  (18)(2)强耦合定义。强耦合耦合度的下限为k_b，上限为保证飞行器各通道不至于失控的可控耦合度。1)惯量强耦合定义。惯量可控耦合度为${\left(K_i^I\right)}_L=\frac{\left|M_i^{{\delta }_i}{\delta }_{i\left(\max \right)}\right|-|I_i·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Ti}1}|}{|I_i·{\stackrel{·}{\omega }}_{\mathrm{Ti}1}|},(i=x,y,z)---\left(19\right)$式中，为i通道对应舵面满偏时产生的力矩；δ表示气动角引起的惯量耦合力矩项；下标L表示可控耦合度。惯量强耦合的耦合度取值区间为：$\left\{\begin{array}{c}{k}_b\le K_z^I\le {\left(K_z^I\right)}_L\\ k_b\le K_y^I\le {\left(K_y^I\right)}_L\\ k_b\le K_x^I\le {\left(K_x^I\right)}_L\end{array}\right.---\left(20\right)$2)气动强耦合定义。稳定力矩可控耦合度为$\left\{\begin{array}{c}{\left(K_z^{\beta /\alpha }\right)}_L=\frac{|M_z^{{\delta }_z}·{\delta }_{z\max }|}{\left|M_z^{\alpha }\alpha \right|}-1\\ {\left(K_y^{\alpha /\beta }\right)}_L=\frac{|M_y^{{\delta }_y}·{\delta }_{y\max }|}{\left|M_z^{\beta }\beta \right|}-1\\ {\left(K_x^{\alpha /\beta }\right)}_L=\frac{|M_x^{{\delta }_x}·{\delta }_{x\max }|}{\left|M_x^{\beta }\beta \right|}-1\end{array}\right.---\left(21\right)$三通道稳定力矩强耦合的耦合度区间为：$\left\{\begin{array}{c}{k}_b<K_z^{\beta /\alpha }\le {\left(K_z^{\beta /\alpha }\right)}_L\\ k_b<K_y^{\alpha /\beta }\le {\left(K_y^{\alpha /\beta }\right)}_L\\ k_b<K_x^{\alpha /\beta }\le {\left(K_x^{\alpha /\beta }\right)}_L\end{array}\right.---\left(22\right)$操纵力矩可控耦合度为$\left\{\begin{array}{c}{\left(K_z^{\delta }\right)}_L=\frac{\left|M_z^{{\delta }_z}{\delta }_{z\max }\right|}{\left|M_z^{{\delta }_z}{\delta }_z\right|}\\ {\left(K_y^{\delta }\right)}_L=\frac{\left|M_y^{{\delta }_y}{\delta }_{y\max }\right|}{\left|M_y^{{\delta }_y}{\delta }_y\right|}\\ {\left(K_x^{\delta }\right)}_L=\frac{\left|M_x^{{\delta }_x}{\delta }_{x\max }\right|}{\left|M_x^{{\delta }_x}{\delta }_x\right|}\end{array}\right.---\left(23\right)$三通道操纵力矩强耦合的耦合度区间为：$\left\{\begin{array}{c}{k}_b<K_z^{\delta }\le {\left(K_z^{\delta }\right)}_L\\ k_b<K_y^{\delta }\le {\left(K_y^{\delta }\right)}_L\\ k_b<K_x^{\delta }\le {\left(K_x^{\delta }\right)}_L\end{array}\right.---\left(24\right)$阻尼力矩可控耦合度为$\left\{\begin{array}{c}{\left(K_z^{\omega }\right)}_L=\frac{|M_z^{{\delta }_z}·{\delta }_{z\max }|}{\left|M_z^{{\bar{\omega }}_z}{\bar{\omega }}_z\right|}-1\\ {\left(K_y^{\omega }\right)}_L=\frac{|M_z^{{\delta }_y}·{\delta }_{y\max }|}{\left|M_z^{{\bar{\omega }}_y}{\bar{\omega }}_y\right|}-1\\ {\left(K_x^{\omega }\right)}_L=\frac{|M_z^{{\delta }_x}·{\delta }_{x\max }|}{\left|M_z^{{\bar{\omega }}_x}{\bar{\omega }}_x\right|}-1\end{array}\right.---\left(25\right)$三通道阻尼力矩强耦合的耦合度区间为：$\left\{\begin{array}{c}{k}_b<K_z^{\omega }\le {\left(K_z^{\omega }\right)}_L\\ k_b<K_y^{\omega }\le {\left(K_y^{\omega }\right)}_L\\ k_b<K_x^{\omega }\le {\left(K_x^{\omega }\right)}_L\end{array}\right.---\left(26\right)$3)推力强耦合定义。推力可控耦合度为${\left(K_z^{\mathrm{Th}}\right)}_L=\frac{{|M}_z^{{\delta }_z}{\delta }_{z\max }|-|M_{\mathrm{Th}0}|}{\left|M_{\mathrm{Th}0}\right|}\times 100\%---\left(27\right)$推力强耦合的耦合度区间是：$k_b\le K_z^{\mathrm{Th}}<{\left(K_z^{\mathrm{Th}}\right)}_L---\left(28\right)$步骤四、综合解耦。基于步骤三分析的各耦合项的强/弱，对模型进行解耦简化。俯仰通道弱耦合项和直接忽略，强耦合项等效转化；考虑到偏航和滚转通道为综合强耦合，所对应的耦合项均做等效转化。故耦合模型变为$\left\{\begin{array}{c}{M}_x=M_x^{\beta }\beta +K_x^{\alpha /\beta }{M}_x^{\beta }\beta +M_x^{{\delta }_x}{\delta }_x+K_x^{\delta }{M}_x^{{\delta }_x}{\delta }_x+M_x^{\overline{{\omega }_x}}\overline{{\omega }_x}+K_x^{\omega }{M}_x^{\overline{{\omega }_x}}\overline{{\omega }_x}\\ M_y=M_y^{\beta }\beta +K_y^{\alpha /\beta }{M}_y^{\beta }\beta +M_y^{{\delta }_y}{\delta }_y+K_y^{\delta }{M}_y^{{\delta }_y}{\delta }_y+M_y^{\overline{{\omega }_y}}\overline{{\omega }_y}+K_y^{\omega }{M}_y^{\overline{{\omega }_y}}\overline{{\omega }_y}\\ M_z=M_{z0}+M_z^{\alpha }\alpha +M_z^{{\delta }_z}{\delta }_z+M_z^{\overline{{\omega }_z}}\overline{{\omega }_z}+K_z^{\delta }{M}_z^{{\delta }_z}{\delta }_z+K_z^{\mathrm{Th}}{M}_{\mathrm{Th}0}\end{array}\right.$$\left\{\begin{array}{c}(1+K_x^I)I_x·\frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Tx}1}}{\mathrm{dt}}=M_{\mathrm{Rx}}\\ (1+K_y^I)I_y·\frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Ty}1}}{\mathrm{dt}}=M_{\mathrm{Ry}}\\ I_z·\frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{Tz}1}}{\mathrm{dt}}=M_{\mathrm{Rz}}+M_{\mathrm{Th}}\end{array}\right.$与原始模型相比，解耦后的模型各通道只包含本通道自身的力矩项，不含有气动耦合项，实现了对于整体耦合系统的综合解耦。(1)综合弱耦合解耦方法。与单独耦合特性的弱耦合定义类比，综合弱耦合为其他因素引起的干扰力矩的绝对值之和与本通道(滚转、偏航和俯仰)主力矩绝对值的比值K_i(i＝x,y,z)小于20％时，为综合弱耦合。即K_x≤20％∩K_y≤20％∩K_z≤20％＝1  (29)在综合耦合度K_i(i＝x,y,z)不大于20％，且飞行器稳定力矩耦合度操纵力矩耦合度惯量耦合度推力耦合度均不大于1k_b，为高超声速飞行器整体系统为弱耦合，满足$\begin{array}{c}{K}_i^{\beta /\alpha }\le k_b\cap K_i^{\delta }\le k_b\cap K_i^I\le k_b\cap K_i^{\omega }\le k_b\cap \\ K_i^{\mathrm{Th}}\le k_b\cap K_i\le 20\%=1,(i=x,y,z)\end{array}---\left(30\right)$对于整体系统弱耦合，将三通道各耦合力矩项忽略进行解耦：$\left\{\begin{array}{c}{I}_x{\stackrel{·}{\omega }}_x=M_x^{{\omega }_x}{\omega }_x+M_x^{\beta }\beta +M_x^{{\delta }_x}{\delta }_x\\ I_y{\stackrel{·}{\omega }}_y=M_y^{{\omega }_y}{\omega }_y{M}_y^{\beta }\beta +M_y^{{\delta }_y}{\delta }_y\\ I_z{\stackrel{·}{\omega }}_z=M_z^{{\omega }_z}{\omega }_z+M_z^{\alpha }\alpha +M_z^{{\delta }_z}{\delta }_z+M_{{\mathrm{Th}}_0}\end{array}\right.---\left(31\right)$当高超声速飞行器综合耦合度小于20％，但是存在耦合度大于k_b的耦合项时，此时应对耦合度大于k_b的耦合项用等效法进行模型解耦。(2)综合强耦合解耦方法。当高超声速飞行器综合弱耦合条件不满足时，即K_x>20％∪K_y>20％∪K_z>20％＝1  (32)此时对应K_i>20％的i通道的综合耦合特性为强耦合，表明该通道的各耦合项综合作用效果对飞行器影响较大。这时需要分别对惯量耦合项、气动耦合项及推力耦合项采用等效转换方法解耦。