一种可变飞行模态无人机广义指令生成器及其指令生成方法

摘要

本发明提出一种可变飞行模态无人机广义指令生成器及其指令生成方法，该指令生成器包括导引指令生成器、被控状态指令生成器、状态基准值生成器和广义操纵面基准指令生成器。将模态转换过程的配平等效为依次完成由倾转角与期望俯仰角组合组成的序列中各组合状态的配平，特定倾转角与期望俯仰角组合状态下通过代价函数指导迭代优化配平，实现了状态矢量与广义操纵面控制矢量的配平值随着倾转角与空速指令平稳变化。将配平结果序列采用分段曲线拟合方法建立导引指令生成器、被控状态指令生成器、状态基准值生成器和广义操纵面基准指令生成器所有的内部函数。且本发明利用matlab数学软件高效、准确的实现迭代优化配平与曲线拟合的工作。

主权项

1.一种可变飞行模态无人机广义指令生成器的指令生成方法，其特征在于：具体包括以下几个步骤：步骤一：确定的模态转换飞行的导引方式及无人机被控状态量：（1）选取倾转角与空速的组合作为模态转换飞行的引导方式；（2）无人机被控状态量选取为空速、高度、侧偏距、偏航角；高度指令为固定值H₀，侧偏距指令为0，偏航角指令是由航线中从点与到点经纬度信息计算得到的确定值，空速指令由模态转换过程配平后确定的倾转角生成函数τ(TL,t)与空速生成函数V_kg(TL,t)确定；步骤二：（1）确定无人机平稳转换的配平原则：俯仰角配平值等于期望俯仰角，广义操纵面控制矢量中各个控制量的配平值相对于其偏转范围最小；（2）确定满足配平的代价函数C为：其中，表示期望的俯仰角，α^*表示迎角配平值，表示俯仰角配平值，表示升降舵配平值，分别表示推力/拉力矢量的第i个俯仰操纵量配平值，n₃表示推力/拉力矢量俯仰操纵面的数目，k₀表示俯仰角误差系数，k₁表示推力/拉力矢量俯仰操纵面δ_Tz1、δ_Tz2、…、δ_Tzn3的代价系数，k₂表示升降舵δ_z的代价系数，c_T表示推力/拉力矢量俯仰操纵面的权限系数，c_z表示升降舵的权限系数，分别表示推力/拉力矢量第i个俯仰操纵面的最大允许偏转范围，δ_zmax表示升降舵最大允许偏转范围；推力/拉力俯仰操纵面权限系数c_T及升降舵的权限系数c_z为：$c_T=\left\{\begin{array}{cc}1& 0\le \tau <{\tau }_1\\ \frac{{\tau }_2-\tau }{{\tau }_2-{\tau }_1}& {\tau }_1\le \tau <{\tau }_2\\ 0& {\tau }_2\le \tau \le {\tau }_{\max }\end{array}\right.$c_z＝1-c_T其中，τ表示倾转角，τ_max表示最大的倾转角，τ₁取值范围为τ_max/6～τ_max/4，τ₂取值范围为3×τ_max/4～5×τ_max/6；其中，表示最大允许俯仰角偏差，表示广义操纵面最大允许调整的偏转角除以其最大偏转范围值，表示升降舵最大允许调整的偏转角除以其最大偏转范围的值；步骤三：对于模态转换过程中倾转角与期望俯仰角的组合状态在matlab软件中建立表示可变飞行模态无人机运动学方程的模型文件，利用matlab软件的配平函数，通过调整空速配平初值、广义操纵面控制矢量的配平初值，不断迭代优化实现代价函数值最小，达到倾转角及期望俯仰角组合状态下的配平，具体过程为：（1）搭建航迹坐标系下可变飞行模态无人机的输入输出关系图：航迹坐标系选用苏联坐标系，其状态矢量X选取空速V_k、迎角α、侧滑角β、滚转角速率ω_x、偏航角速率ω_y、俯仰角速率ω_z、俯仰角偏航角ψ、滚转角γ、高度H、侧偏距D_z、升降速度V_yd、侧偏速度V_zd；广义操纵面控制矢量δ为倾转角为τ、副翼偏转角δ_x、方向舵偏转角δ_y、升降舵偏转角δ_z、油门开度δ_p、推力/拉力滚转操纵面偏转角δ_Tx1、δ_Tx2、…、推力/拉力偏航操纵面偏转角δ_Ty1、δ_Ty2、…、推力/拉力俯仰操纵面偏转角δ_Tz1、δ_Tz2、…、其中n₁表示推力/拉力矢量滚转操纵面的数目，n₂表示推力/拉力矢量偏航操纵面的数目，n₃表示推力/拉力矢量俯仰操纵面的数目；γ_s、ψ_s、θ分别表示航迹滚转角、航向角、航迹俯仰角；定义无人机的质量为m，滚转转动惯量为I_x、偏航转动惯量为I_y、俯仰转动惯量为I_z、惯性积为I_xy；机体部分产生的升力为Y、阻力为Q、侧力为Z，推力/拉力矢量产生的航迹坐标系前向拉力为T_xh、纵向拉力为T_yh、侧向拉力为T_zh；推力/拉力矢量产生的地面坐标系前向拉力为T_yd、侧向力为T_zd；机体产生的滚转、偏航、俯仰力矩分别为M_xb、M_yb、M_zb，推力拉力矢量产生的滚转、俯仰、偏航力矩分别为M_xT、M_yT、M_zT，总的滚转力矩M_x＝M_xb+M_xT，偏航力矩M_y＝M_yb+M_yT，俯仰力矩M_z＝M_zb+M_zT；计算航迹滚转角γ_s、航向角的微分和航迹俯仰角的微分分别为：${\stackrel{·}{\psi }}_s=(Y\sin {\gamma }_s+Z\cos {\gamma }_s+T_{\mathrm{zh}})/(-m{V}_k\cos \theta )$$\stackrel{·}{\theta }=(Y\cos {\gamma }_s-Z\sin {\gamma }_s-\mathrm{mg}·\cos \theta +T_{\mathrm{yh}})/\left(m{V}_k\right)$状态矢量的微分方程分别为：${\stackrel{·}{V}}_k=(-Q-\mathrm{mg}\sin \theta +\left(T_{\mathrm{xh}}\right))/m$$\stackrel{·}{\alpha }={\omega }_z-({\omega }_x\cos \alpha \sin \beta -{\omega }_y\sin \alpha \sin \beta -{\stackrel{·}{\psi }}_s\cos \theta \sin {\gamma }_s+\stackrel{·}{\theta }\cos {\gamma }_s)/\cos \beta$$\stackrel{·}{\beta }={\omega }_x\sin \alpha +{\omega }_y\cos \alpha -{\stackrel{·}{\psi }}_s\cos \theta \cos {\gamma }_s-\stackrel{·}{\theta }\sin {\gamma }_s$${\stackrel{·}{\omega }}_x=[I_y{M}_x+I_{\mathrm{xy}}{M}_y-I_{\mathrm{xy}}(I_x+I_y-I_z){\omega }_z{\omega }_x+(I_y^2+I_{\mathrm{xy}}^2-I_y{I}_z){\omega }_y{\omega }_z]/(I_x{I}_y-I_{\mathrm{xy}}^2)$${\stackrel{·}{\omega }}_y=[I_x{M}_y+I_{\mathrm{xy}}{M}_x-I_{\mathrm{xy}}(I_z-I_x-I_y){\omega }_y{\omega }_z+(I_x{I}_z-I_{\mathrm{xy}}^2-I_x^2){\omega }_z{\omega }_x]/(I_x{I}_y-I_{\mathrm{xy}}^2)$${\stackrel{·}{\omega }}_z=[M_z-(I_y-I_x){\omega }_x{\omega }_y+I_{\mathrm{xy}}({\omega }_x^2-{\omega }_y^2)]/I_z$$\stackrel{·}{H}=V_k\sin \theta$${\stackrel{·}{Z}}_d=-V_k\cos \theta \sin {\psi }_s$${\stackrel{·}{V}}_{\mathrm{yd}}=(-Q\sin \theta +Y\cos \theta \cos {\gamma }_s-Z\cos \theta \sin {\gamma }_s-\mathrm{mg}+T_{\mathrm{yd}})/m$${\stackrel{·}{V}}_{\mathrm{zd}}=(Q\sin {\psi }_s\cos \theta +Y(\cos {\psi }_s\sin {\gamma }_s+\sin {\psi }_s\sin \theta \cos {\gamma }_s)+Z(\cos {\psi }_s\cos {\gamma }_s-\sin {\psi }_s\sin \theta \sin {\gamma }_s)+T_{\mathrm{zd}})/m$（2）matlab软件配平函数的配置及使用方法：设定状态矢量配平初值为：广义操纵面控制矢量配平初值为：${\delta }_0={\left[\begin{array}{cccccccccccccc}{\tau }_0& 0& 0& {\delta }_{z0}& {\delta }_{p0}& 0& ...& 0& 0& ...& 0& {\delta }_{{\mathrm{Tz}1}_0}& ...& {\delta }_{{\mathrm{Tzn}3}_0}\end{array}\right]}^{\prime }$其中：为俯仰角配平初值，δ_z0、δ_p0、分别表示升降舵偏转角、油门开度、第1个推力/拉力俯仰操纵面偏转角、第n₃个推力/拉力俯仰操纵面偏转角的配平初值；输出矢量配平初值为Y₀＝X₀；限定横侧向状态矢量配平值与横侧向操纵面的配平值均等于0；限定纵向状态矢量中空速配平值倾转角配平值τ^*、高度配平值H^*等于配平初值V_k0、τ₀、H₀；不限制俯仰角油门开度δ_p、升降舵偏转角δ_z，推力/拉力矢量俯仰控制量偏转角状态矢量限制阵为IX＝[1;3;4;5;6;8;9;10;11;12;13]，输出矢量的限制阵为IY＝IX，广义操纵面的控制矢量限制阵为IU＝[1;2;3;6;7;…;5+n₁+n₂;6+n₁+n₂]；在matlab软件环境中，采用$[{\bar{X}}^{*},{\bar{\delta }}^{*},{\bar{Y}}^{*}]=\mathrm{trim}({}^{\prime }\mathrm{mode}l^{\prime },X_0,{\delta }_0,Y_0,\mathrm{IX},\mathrm{IU},\mathrm{IY})$对建立的表示可变模态无人机输入输出关系的模型文件进行一次配平，得到此次状态矢量配平值广义操纵面控制矢量配平值及输出矢量配平值（3）对于倾转角和期望俯仰角组合状态，通过调整空速配平初值使得俯仰角配平值逼近期望俯仰角，通过调整广义操纵面中权限高并且相对偏转角度大的操纵面来优化广义操纵面控制矢量的配平值，达到代价函数值最小，具体步骤为：①初始化代价函数值C(0)＝+∞，倾转角为τ₀，期望俯仰角为定义空速调整步长ΔV_k0；②初始化i＝1，j＝1，给定空速配平初值V_k0(i)，迎角配平初值高度配平初值H₀(i)＝H_g，给定广义操纵面控制矢量配平初值为δ₀(i)；③根据状态量配平初值V_k0(i)，α₀(i)，H₀(i)构造第i次迭代的状态矢量配平初值X₀(i)，构造第i次迭代的广义操纵面控制矢量的配平初值为δ₀(i)，输出矢量的配平初值Y₀(i)＝X₀(i)；根据配平函数[X^*(i),δ^*(i),Y^*(i)]＝trim('model',X₀(i),δ₀(i),Y₀(i),IX,IU,IY)进行第i次迭代配平，得到状态矢量配平值X^*(i)，广义操纵面控制矢量配平值δ^*(i)，输出矢量配平值Y₀^*(i)；将期望俯仰角俯仰角配平值和广义操纵面控制矢量配平值δ^*(i)带入到代价函数计算公式中，得到第i次迭代的代价函数值C(i)，α^*(i)表示迎角配平值；④空速调整阶段：如果则δ₀(i+1)＝δ^*(i)，$V_{k0}(i+1)=V_k^{*}\left(i\right)-\Delta V_{k0},$并返回步骤③进行(i+1)次配平；如果且满足代价函数值C(i)＜C(i-1)，且则δ₀(i+1)＝δ^*(i)，并返回步骤③进行(i+1)次配平；如果则更新δ₀(i+1)＝δ^*(i)，并返回步骤③进行(i+1)次配平；如果且满足C(i)≥C(i-1)，则更新j＝i+1,δ₀(j)＝δ^*(i-1)，$V_{k0}\left(j\right)=V_k^{*}(i-1),$H₀(j)＝H₀，跳出空速调整段，进入第⑤步操纵面调整段；⑤操纵面调整段：根据状态量配平初值V_k0(j)，α₀(j)，H₀(j)构造状态矢量配平初值X₀(j)，构造第j次迭代的广义操纵面控制矢量的配平初值δ₀(j)，输出矢量配平初值Y₀(j)＝X₀(j)；根据配平函数[X^*(j),δ^*(j),Y^*(j)]＝trim('model',X₀(j),δ₀(j),Y₀(j),IX,IU,IY)，得到状态矢量配平值X^*(j)，广义操纵面控制矢量配平值δ^*(j)，输出矢量配平值Y₀^*(j)，将期望俯仰角，俯仰角配平值广义操纵面控制矢量配平值δ^*(j)带入到代价函数计算公式中，得到第j次迭代的代价函数值C(j)；α^*(j)表示迎角配平值；⑥如果则更新i＝j+1，δ₀(i)＝δ^*(j-1)，X₀(i)＝X^*(j-1)，跳转到步骤③；如果且代价函数值C(j)＜C(j-1)，当τ＜(τ₁+τ₂)/2，则选取推力拉力矢量中配平值相对最大偏转范围的偏转角度最大的操纵面k＝1,2,…,n₃为被调整操纵面δ_M(j)，当τ≥(τ₁+τ₂)/2，选取升降舵δ_z为被调整操纵面δ_M(j)；对于被调整操纵面配平初值进行调整其中表示被调整操纵面的配平初值，表示对于操纵面配平初值的调整角度相对于最大偏转操作范围的数值，表示被调操纵面的最大偏转范围，将被调整操纵面的配平初值δ_M0(j+1)带入到广义操纵面控制矢量配平初值δ₀(j+1)对应位置中，其他操纵面配平初值等于广义操纵面控制矢量配平值δ^*(j)对应值，状态矢量配平初值X₀(j+1)＝X₀(j)，返回步骤第⑤步进行第j+1次迭代；如果且代价函数值C(j)≥C(j-1)，则得到最终优化的状态矢值配平值广义操纵面控制矢量配平值迭代结束；步骤四：建立从最小期望俯仰角固定翼平飞状态到直升机悬停状态之间一系列由倾转角与期望俯仰角组合组成的序列，不断重复步骤三的配平过程实现该组合序列中所有组合状态下的配平，从而完成模态转换过程的配平；（1）划分模态转换过程的阶段，并确定各阶段的期望俯仰角：将模态转换过程分为三个阶段：直升机加减速阶段、倾转角倾转阶段和固定翼加减速阶段；倾转角倾转阶段要求倾转角恒定为对于直升机悬停模态下，空速配平初值为0.0001m/s，给出广义操纵面控制矢量配平初值δ₀，俯仰角配平初值等于倾转角倾转阶段的期望俯仰角采用步骤三的配平过程进行迭代，如果无法实现配平则按照步长增加期望的俯仰角重复步骤三的配平过程，实现配平得到俯仰角配平值及倾转角配平值τ^*，从而确定直升机悬停状态下的期望俯仰角和最大倾转角τ_max＝τ^*；固定翼加减速阶段最小期望俯仰角α_min表示飞机安全迎角，表示最小俯仰角；（2）确定模态转换过程倾转角与期望俯仰角组合序列：固定翼加减速阶段倾转角固定为0°，期望俯仰角处于俯仰角每隔步长选取一个值，则该阶段倾转角与期望俯仰角组合状态的数目h₁为：h₁∈Z倾转角倾转阶段期望俯仰角为常数倾转角处于τ_max～0°，倾转角每隔步长Δτ选取一个值，则该阶段倾转角与期望俯仰角组合状态的数目h₂为：h₂＝floor[(τ_max-0)/Δτ]+1  h₂∈Z直升机加减速阶段倾转角为最大倾转角τ_max，期望俯仰角处于俯仰角每隔步长为选取一个值，则该阶段倾转角与期望俯仰角组合状态数目h₃为：h₃∈Z其中，h₁、h₂、h₃属于整数集Z，函数floor[x]表示不大于x的最大整数；从最小期望俯仰角固定翼平飞状态到直升机悬停状态之间，倾转角τ与期望俯仰角组合所组成的组合序列为：m＝h₁+h₂+h₃倾转角τ与期望俯仰角组合序列中第h个组合状态表示为：${\tau }_h=\left\{\begin{array}{cc}0& h\le h_1\\ (h-h_1)\mathrm{\Delta \tau }& h_1<h\le (h_1+h_2)\\ {\tau }_{\max }& (h_1+h_2)<h\le (h_1+h_2+h_3)\end{array}\right.$其中，h＝1,2,…,(h₁+h₂+h₃)；（3）①确定最小期望俯仰角固定翼平飞状态的配平初值：最小期望俯仰角的固定翼平飞状态下，无人机的升力公式为：$\mathrm{mg}=\frac{1}{2}\rho V_{k\max }^2{\mathrm{SC}}_Y\left({\alpha }_{\min }\right)$ρ表示空气密度，C_Y(α_min)表示在最小期望迎角α_min下产生的升力系数，S表示机翼面积，g为重力加速度，V_kmax表示最小期望俯仰角固定翼平飞状态的飞行速度；固定翼加减速阶段下最小期望迎角下的飞行速度：$V_{k\max }=\sqrt{\frac{2\mathrm{mg}}{\rho {\mathrm{SC}}_Y\left({\alpha }_{\min }\right)}}$最小期望俯仰角固定翼平飞状态空速配平初值满足V_k0＞V_kmax；油门开度配平初值δ_p0满足其中C_Q(α_min)表示最小期望迎角α_min下产生的阻力系数，T(δ_p0)表示油门的推力/拉力特征曲线，广义操纵面俯仰操纵面的配平初值均为0；将所有状态量配平初值带入到状态矢量配平初值相应位置，从而确定最小期望俯仰角固定翼平飞状态矢量配平初值X₀₁，将广义操纵面控制矢量所有配平初值带入到广义操纵面控制矢量配平初值的相应位置，从而确定最小期望俯仰角固定翼平飞状态广义操纵面控制矢量的配平初值δ₀₁；②按照从最小期望俯仰角的固定翼平飞状态到直升机悬停状态之间倾转角与俯仰角期望值组合所组成的序列逐步配平，将组合序列中前一倾转角与期望俯仰角组合确定的配平结果作为下一个组合状态的配平初值，更新广义操纵面控制矢量配平初值中的倾转角初值为新的倾转角与期望俯仰角组合中的倾转角，采用步骤三的配平过程确定新的倾转角与期望俯仰角组合的配平，从而获得模态转换过程配平结果序列；对于倾转角与期望俯仰角的组合状态采用步骤三的配平过程得到状态矢量配平值及广义操纵面控制矢量配平值其中，h＝1,2,…,(h₁+h₂+h₃)，其中中包含状态量配平值中包含广义操纵面控制量配平值由倾转角与期望俯仰角组合序列所确定的所有的状态矢量配平值与广义操纵面控制矢量配平值组成模态转换过程配平结果序列：m＝h₁+h₂+h₃；步骤五：根据步骤四中得到的由倾转角与期望俯仰角组合序列所确定的配平结果序列，将模态转换过程的引导指令及被控状态的进行定量化，从而确定引导指令生成函数及被控状态生成函数，用于驱动无人机的模态转换：（1）由模态转换过程配平结果序列确定引导指令生成函数：定义直升机临界空速V_kT等于倾转角与期望俯仰角组合状态确定的空速配平值；定义固定翼临界空速V_kA等于倾转角与期望俯仰角组合状态所确定的空速配平值；对倾转角倾转阶段所有的倾转角与期望俯仰角的组合通过配平得到对应的状态矢量配平值及广义操纵面控制矢量配平值其中，h＝h₁,(h₁+1),…,(h₁+h₂)，以倾转角τ_h组成的序列为自变量，以空速配平值组成的序列为因变量进行多项式曲线拟合，得到拟合函数V_kg(τ)；在空速给定值V_kg＜V_kT时，倾转角固定为最大倾转角τ_max，空速给定值按照加速度为改变；在空速给定值处于V_kT＜V_kg≤V_kA时，倾转角按照速率为ω_τ倾转；空速给定值V_kg＞V_kA时，倾转角固定为最小倾转角0°，空速给定值按照加速率为改变；在模态转换时刻t₀，初始空速为0m/s，初始倾转角为τ_max，当TL＝-1，由倾转角与空速组合来引导的倾转角逐渐减小、空速逐渐增加的正向倾转的导引指令生成器函数表示如下：$\tau (\mathrm{TL},t)=\left\{\begin{array}{cc}{\tau }_{\max }& V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kT}}\\ \mathrm{Limit}({\tau }_{\max }+\mathrm{TL}\times {\omega }_{\tau }\times (t-t_0-V_{\mathrm{kT}}/a_{V_k}),0,{\tau }_{\max })& V_{\mathrm{kT}}<V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kA}},\mathrm{TL}=-1\\ 0& V_{\mathrm{kg}}>V_{\mathrm{kA}}\end{array}\right.$$V_{\mathrm{kg}}(\mathrm{TL},t)=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{Limit}(-\mathrm{TL}\times a_{V_k}\times (t-t_0),0,V_{\mathrm{kT}})& V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kT}},\mathrm{TL}=-1\\ V_{\mathrm{kg}}\left(\tau \right)& V_{\mathrm{KT}}<V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kA}}\\ \mathrm{Limit}(-\mathrm{TL}\times a_{V_k}\times (t-t_0-V_{\mathrm{kT}}/a_{V_k}-{\tau }_{\max }/{\omega }_{\tau }),V_{\mathrm{kA}},V_{k\max })& V_{\mathrm{kg}}>V_{\mathrm{kA}},\mathrm{TL}=-1\end{array}\right.$在模态转换时刻t₀，初始空速为V_kmax，初始倾转角为0°，当TL＝1，由倾转角与空速组合来引导的倾转角逐渐增加、空速逐渐减小的反向倾转的导引指令生成器函数表示如下：$\tau (\mathrm{TL},t)=\left\{\begin{array}{cc}{\tau }_{\max }& V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kT}}\\ \mathrm{Limit}({\tau }_{\max }+\mathrm{TL}\times {\omega }_{\tau }\times (t-t_0-(V_{k\max }-V_{\mathrm{kA}})/a_{V_k}),0,{\tau }_{\max })& V_{\mathrm{kT}}<V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kA}},\mathrm{TL}=1\\ 0& V_{\mathrm{kg}}>V_{\mathrm{kA}}\end{array}\right.$$V_{\mathrm{kg}}(\mathrm{TL},t)=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{Limit}(\mathrm{TL}\times a_{V_k}\times (t-t_0(V_{k\max }-V_{\mathrm{kA}})/a_{V_k}-{\tau }_{\max }/{\omega }_{\tau }),0,V_{\mathrm{kT}})& V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kT}},\mathrm{TL}=1\\ V_{\mathrm{kg}}\left(\tau \right)& V_{\mathrm{KT}}<V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kA}}\\ \mathrm{Limit}(V_{k\max }-\mathrm{TL}\times a_{V_k}\times (t-t_0),V_{\mathrm{kA}},V_{k\max })& V_{\mathrm{kg}}>V_{\mathrm{kA}},\mathrm{TL}=1\end{array}\right.$其中，TL表示模态转换指令，TL＝-1表示倾转角逐渐减小、空速逐渐增加的正向模态转换过程，TL＝1表示倾转角逐渐增加、空速逐渐减小的反向模态转换过程，Limit(x,x_min,x_max)表示将变量x限幅在最小值x_min与最大值x_max之间的限幅函数：$\mathrm{Limit}(x,x_{\min },x_{\max })=\left\{\begin{array}{cc}x& x_{\min }\le x\le x_{\max }\\ x_{\min }& x<x_{\min }\\ x_{\max }& x>x_{\max }\end{array}\right.$（2）由模态转换全过程配平结果序列确定被控状态指令生成函数：空速指令生成函数空速输出值等于导引指令生成器生成的空速导引指令V_kg(τ,V_kg)＝V_kg(TL,t)；高度指令生成函数H_g(τ,V_kg)＝H₀，其中H₀表示进行模态转换飞行的高度；侧偏距指令生成函数D_zg(τ,V_kg)＝0；对于从点经度纬度分别为L_A、B_A，到点经纬度分别为L_B、B_B，设定正北方向为零航向，则根据导航运算公式得到偏航角指令生成函数为：${\psi }_g(\tau ,V_{\mathrm{kg}})=57.3\times \arctan \left(\frac{(L_B-L_A)\cos (B_A/57.3)}{B_B-B_A}\right)$步骤六：直升机加减速阶段空速给定值满足V_kg≤V_kT，对应倾转角与期望俯仰角的组合状态其中h＝(h₁+h₂),(h₁+h₂+1),…,(h₁+h₂+h₃)；倾转角倾转阶段空速给定值满足V_kT＜V_kg≤V_kA，对应倾转角与期望俯仰角的组合状态其中h＝h₁,(h₁+1),…,(h₁+h₂)；固定翼加减速阶段空速给定值满足V_kg＞V_kA，对应倾转角与期望俯仰角的组合状态其中h＝1,2,…,h₁；根据空速给定值V_kg分段，分别对于无人机的状态矢量配平值进行曲线拟合，得到无人机的状态基准值生成函数X^*(τ,V_kg)，对于广义操纵面控制矢量配平值进行曲线拟合，得到广义操纵面基准指令生成函数δ^*(τ,V_kg)，具体过程为：（1）根据配平结果序列，以倾转角τ和空速给定值V_kg为自变量对于无人机状态矢量的配平值进行分段拟合，确定基准状态生成函数X^*(τ,V_kg)；状态基准值生成函数X^*(τ,V_kg)中的侧滑角基准值生成函数β^*(τ,V_kg)、滚转角速率基准值生成函数偏航角速率基准值生成函数俯仰角速率基准值生成函数滚转角基准值生成函数γ^*(τ,V_kg)、侧偏距基准值生成函数升降速度基准值生成函数侧偏速度基准值生成函数恒为0；高度基准指令生成函数H^*(τ,V_kg)＝H₀，偏航角基准指令生成函数ψ^*(τ,V_kg)＝ψ_g(τ,V_kg)，空速基准指令生成函数V_k^*(τ，V_kg)＝V_kg(TL，t)；俯仰角基准值由空速V_kg、倾转角τ分段拟合得到，俯仰角配平值拟合函数为：迎角拟合函数为直升机加减速阶段，对于倾转角与期望俯仰角的组合状态通过配平得到状态矢量配平值及广义操纵面控制矢量配平值其中，h＝(h₁+h₂),(h₁+h₂+1),…,(h₁+h₂+h₃)；以状态矢量配平值中的空速配平值为自变量，以俯仰角配平值为因变量进行多项式曲线拟合，得到直升机加减速阶段的俯仰角拟合函数在倾转角倾转阶段，倾转角配平值等于倾转阶段的期望倾转角固定翼加减速阶段，对于倾转角与期望俯仰角的组合状态通过配平得到对应的状态矢量配平值及广义操纵面控制矢量配平值其中，h＝1,2,…,h₁，以状态矢量配平值中的空速配平值为自变量，以俯仰角配平值为因变量进行多项式曲线拟合，得到固定翼加减速的俯仰角拟合函数（2）根据配平结果序列，以倾转角τ和空速给定值V_kg为自变量对于无人机广义操纵面控制矢量的配平值进行分段曲线拟合，确定广义操纵面基准指令生成函数δ^*(τ,V_k)；广义操纵面基准值生成器函数δ^*(τ,V_k)中的操纵面副翼基准指令生成函数方向舵基准指令生成函数推力/拉力滚转操纵面基准指令生成函数推力/拉力偏航操纵面基准指令生成函数均恒等于0；油门基准指令生成函数升降舵基准指令生成函数推力/拉力矢量基准指令生成函数分别为：${\delta }_p^{*}(\tau ,V_{\mathrm{kg}})=\left\{\begin{array}{cc}{\delta }_{p1}^{*}\left(V_{\mathrm{kg}}\right)& V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kT}}\\ {\delta }_{p2}^{*}\left(\tau \right)& V_{\mathrm{kT}}<V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kA}}\\ {\delta }_{p3}^{*}\left(V_{\mathrm{kg}}\right)& V_{\mathrm{kg}}>V_{\mathrm{kA}}\end{array}\right.$${\delta }_z^{*}(\tau ,V_{\mathrm{kg}})=\left\{\begin{array}{cc}{\delta }_{z1}^{*}\left(V_{\mathrm{kg}}\right)& V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kT}}\\ {\delta }_{z2}^{*}\left(\tau \right)& V_{\mathrm{kT}}<V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kA}}\\ {\delta }_{z3}^{*}\left(V_{\mathrm{kg}}\right)& V_{\mathrm{kg}}>V_{\mathrm{kA}}\end{array}\right.$${{\delta }_{\mathrm{Tzl}}}^{*}(\tau ,V_{\mathrm{kg}})=\left\{\begin{array}{cc}{{\delta }_{\mathrm{Tzl}1}}^{*}\left(V_{\mathrm{kg}}\right)& V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kT}}\\ {{\delta }_{\mathrm{Tzl}2}}^{*}\left(\tau \right)& V_{\mathrm{kT}}<V_{\mathrm{kg}}\le V_{\mathrm{kA}}\\ {{\delta }_{\mathrm{Tzl}3}}^{*}\left(V_{\mathrm{kg}}\right)& V_{\mathrm{kg}}>V_{\mathrm{kA}}\end{array}\right.$l＝1,2,…n₃对于直升机加减速阶段所有倾转角与期望俯仰角的组合状态通过配平得到对应的状态矢量配平值及广义操纵面控制矢量配平值其中，h＝(h₁+h₂),(h₁+h₂+1),…,(h₁+h₂+h₃)，以状态矢量配平值中的空速配平值为自变量，分别以广义操纵面的油门配平值、升降舵配平值、推力/拉力矢量俯仰操纵面配平值为因变量进行多项式曲线拟合，得到直升机加减速阶段的拟合函数其中，l＝1,2,…,n₃，表示推力/拉力矢量中第l个俯仰操纵面在直升机加减速阶段的配平值，表示推力/拉力矢量中第l个俯仰操纵面在直升机加减速阶段的拟合函数；对于倾转角倾转阶段所有于倾转角与期望俯仰角的组合状态通过配平得到对应的状态矢量配平值及广义操纵面控制矢量配平值其中h＝h₁,(h₁+1)，…,(h₁+h₂)，以倾转角τ_h为自变量，分别以广义操纵面的油门配平值升降舵配平值推力/拉力矢量俯仰操纵面配平值为因变量进行多项式曲线拟合，得到倾转角倾转阶段的拟合函数其中，l＝1,2,…,n₃，表示推力/拉力矢量中第l个俯仰操纵面在倾转角倾转阶段的配平值，表示推力/拉力矢量中第l个俯仰操纵面在倾转角倾转阶段的拟合函数；对于固定翼加减速阶段所有倾转角与期望俯仰角的组合通过配平得到对应的状态配平值及广义操纵面配平值其中，h＝1,2,…,h₁，以状态矢量配平值中的为自变量，分别以广义操纵面的油门配平值升降舵配平值推力/拉力矢量俯仰操纵面配平值为因变量进行多项式曲线拟合，得到固定翼加减速阶段的拟合函数其中，l＝1,2,…,n₃，表示推力/拉力矢量中第l个俯仰操纵面在固定翼加减速阶段的配平值，表示推力/拉力矢量中第l个俯仰操纵面在固定翼加减速阶段的拟合函数。