CN114194379B - X型气动布局提升控制能力的组合舵方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，包括一、明确X型布置舵面定义，并在综合舵中增加调整舵；二、根据当前飞行状态确定1号至4号舵面中各片舵的偏转极限；三、设δ_t＝0，根据制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏和X型布置舵面与综合舵的关系解算1号至4号舵面中各舵面的需用舵偏角；三、根据需用舵偏角和偏转极限获取相应的当前舵偏与偏转极限的距离Δδ_i和减小舵偏的方向k_i；四、根据Δδ_i判断是否需要通过调整舵对1号至4号舵的舵偏进行调整，若否，则此时指令舵偏角即为需用舵偏角；若是，则转至五；五、根据Δδ_i和k_i设置调整舵的取值δ_t，并利用δ_t对1号至4号舵的舵偏进行调整。本发明实现了X型布局舵面综合控制能力的提升。

Description

X型气动布局提升控制能力的组合舵方法

技术领域

本发明属于飞行器控制技术领域，尤其设计一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法。

背景技术

飞行器通常采用空气舵或者燃气舵进行控制，舵的控制能力对于飞行器的机动能力和鲁棒性具有重要意义。为了提升飞行器舵的控制能力，可采取增大舵面或者增大舵偏角等措施。然而，增大舵面可能导致飞行器外包络增加、舵***重量和功率增加；而舵偏角范围则受舵面气动特性限制，难以进一步提高。

对于“X”型布置的飞行器来说，其四片舵偏通常采取一定的组合策略，用以实现飞行器三通道控制。在飞行控制时，根据控制规律及飞行状态实时给出所需的俯仰、偏航和滚动综合舵偏需求，并在此基础上解算四片舵的偏转大小和方向。尽管这种综合舵方案实现了三通道的解耦，但在解算时，由于其中一片舵的满偏而无法进一步提升控制能力。但从舵控能力上来说，剩余三片舵也可对三个通道进行进一步控制，即各通道控制能力还存在继续提升的空间。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。

为此，本发明提供了一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法。

本发明的技术解决方案如下：一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，该方法包括：

步骤一、明确X型布置舵面定义，并在综合舵中增加调整舵，所述调整舵不产生控制力矩，得到X型布置舵面与综合舵的关系；其中，所述X型布置舵面包括1号至4号舵面，所述综合舵定义为包括：升降舵、方向舵、副翼和调整舵；

步骤二、根据当前飞行状态确定所述1号至4号舵面中各片舵的偏转极限；

步骤三、设δ_t＝0，根据制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏和所述X型布置舵面与综合舵的关系解算1号至4号舵面中各舵面的需用舵偏角；

步骤三、根据步骤三得到的需用舵偏角和步骤二得到的偏转极限获取相应的当前舵偏与偏转极限的距离Δδ_i和减小舵偏的方向k_i；

步骤四、根据Δδ_i判断是否需要通过调整舵对1号至4号舵的舵偏进行调整，若否，则此时指令舵偏角即为需用舵偏角；若是，则转至步骤五；

步骤五、根据Δδ_i和k_i设置调整舵的取值δ_t，并利用δ_t对1号至4号舵的舵偏进行调整。

进一步地，上述步骤一中，X型布置舵面定义如下：

4片舵面编号定义为从弹尾向弹头顺航向看，1号至4号舵面呈顺时针排列，如单独舵的正负号定义为沿舵轴从舵面梢部看向根部，逆时针方向为正。即1号、2号舵面后缘下偏为正，3号、4号舵面后缘上偏为正；

综合舵定义如下：

升降舵，定义为顺航向看，舵的后缘同时下偏为正，舵后缘同时上偏为负。正的升降舵偏产生负的俯仰力矩；

方向舵，定义为顺航向看，舵的后缘同时右偏为正，舵后缘同时左偏为负。正的方向舵偏产生负的偏航力矩；

副翼，定义为顺航向看，1号、2号舵面的后缘下偏，3号、4号舵的后缘同时上偏为正，反之为负，正的副翼偏转产生负的滚转力矩；

调整舵，定义为顺航向看，1号、4号上偏为正，2号、3号下偏为正，调整舵不产生控制力矩，用于调整综合舵效。

进一步地，所述X型布置舵面与综合舵的关系如下式所示：

其中，A为转换矩阵，

δ₁、δ₂、δ₃、δ₄分别对应1号至4号舵面的舵偏角；δ_x为副翼；δ_y为方向舵；δ_z为升降舵；δ_t为调整舵。

进一步地，通过下式根据制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏和所述X型布置舵面与综合舵的关系解算1号至4号舵面中各舵面的需用舵偏角：

其中，δ_xn、δ_yn、δ_zn分别为制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏；δ_1n、δ_2n、δ_3n、δ_4n分别为1号至4号四片舵面的需用舵偏角。

进一步地，通过下式根据步骤三得到的需用舵偏角和步骤二得到的偏转极限获取相应的当前舵偏与偏转极限的距离Δδ_i和减小舵偏的方向k_i：

其中，δ_imax为1号至4号舵各舵偏的最大偏转角，δ_imin为1号至4号舵各舵偏的最小偏转角，Δδ_i为当前舵偏与偏转极限的距离，Δδ_i＞0代表超过极限舵偏；k_i为减小舵偏的方向。

进一步地，通过下述方式根据Δδ_i判断是否需要通过调整舵对1号至4号舵的舵偏进行调整：

从1号至4号舵中选出Δδ_i取值最大的一项，设为Δδ_max，Δδ_max为最大舵偏，该片舵对应编号为N_max，对应舵面远离偏转极限的方向为k_max，其中，

如果Δδ_max≤0，代表1号至4号舵的各舵面的需用舵偏角小于可用舵偏角，无需通过调整舵对各舵的舵偏进行调整，即δ_t＝0；

如果Δδ_max＞0，则代表1号至4号舵中某片舵面的需用舵偏角大于可用舵偏角，则需利用δ_t降低Δδ_max的值。

进一步地，所述步骤五具体包括：

5.1设减小最大舵偏的各舵偏转方向为如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会增大；如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会减小；

5.2从除Δδ_max对应的最大偏转舵之外的三片舵中选出的舵；

5.3从步骤5.2中选出的舵中进一步选出Δδ_i最大的值及对应舵编号，记为Δδ_else和N_else，Δδ_else和N_else分别定义为关联舵偏和关联舵编号；

5.4获取调整舵的大小：(Δδ_max-Δδ_else)/2；

5.5通过下式利用δ_t对1号至4号舵的舵偏进行调整：

其中，δ_1g、δ_2g、δ_3g、δ_4g分别为增加调整舵后的1至4号舵的各片舵舵偏角。

进一步地，所述方法还包括步骤六：

判断所述增加调整舵后的1至4号舵的各片舵舵偏角否超出偏转极限，若仍超出，则通过按比例缩减俯仰和偏航偏转角度调整1至4号舵的各片舵舵偏角。

进一步地，采用下式通过按比例缩减俯仰和偏航偏转角度调整1至4号舵的各片舵舵偏角：

其中，

C_k＝min(C_ig),i＝N_max,N_else

δ_1r、δ_2r、δ_3r、δ_4r分别为增加调整舵且经过最大舵偏限幅的1至4号舵的最终实现的舵偏。

上述技术方案基于已有飞行器舵面外形和舵机控制能力，在综合舵中增加调整舵，并通过对综合舵分配算法的优化，实现了综合控制能力的提升，对于大扰动情况下飞行器稳定控制具有积极意义。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的舵面编号定义示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，在本发明的一个实施例中，提供一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，该方法包括：

步骤一、明确X型布置舵面定义，并在综合舵中增加调整舵，所述调整舵不产生控制力矩，得到X型布置舵面与综合舵的关系；其中，所述X型布置舵面包括1号至4号舵面，所述综合舵定义为包括：升降舵、方向舵、副翼和调整舵；

步骤二、根据当前飞行状态确定所述1号至4号舵面中各片舵的偏转极限；

步骤三、设δ_t＝0，根据制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏和所述X型布置舵面与综合舵的关系解算1号至4号舵面中各舵面的需用舵偏角；

步骤三、根据步骤三得到的需用舵偏角和步骤二得到的偏转极限获取相应的当前舵偏与偏转极限的距离Δδ_i和减小舵偏的方向k_i；

步骤四、根据Δδ_i判断是否需要通过调整舵对1号至4号舵的舵偏进行调整，若否，则此时指令舵偏角即为需用舵偏角；若是，则转至步骤五；

步骤五、根据Δδ_i和k_i设置调整舵的取值δ_t，并利用δ_t对1号至4号舵的舵偏进行调整。

本实施例中，根据当前飞行状态确定所述1号至4号舵面中各片舵的偏转极限可采用本领域常规技术手段进行，在此不再详细赘述。

可见，本发明实施例方案基于已有飞行器舵面外形和舵机控制能力，在综合舵中增加调整舵(也即通过升降舵、方向舵和副翼之外引入调整舵)，并通过对综合舵分配算法的优化，实现了综合控制能力的提升，也即实现了对X性布局舵面单片舵最大偏转角度的降低，从而提升整体控制裕度，对于大扰动情况下飞行器稳定控制具有积极意义。

在上述实施例中，如图1所示，上述步骤一中，X型布置舵面定义如下：

4片舵面编号定义为从弹尾向弹头顺航向看，1号至4号舵面呈顺时针排列，如单独舵的正负号定义为沿舵轴从舵面梢部看向根部，逆时针方向为正。即1号、2号舵面后缘下偏为正，3号、4号舵面后缘上偏为正；

综合舵定义如下：

升降舵，定义为顺航向看，舵的后缘同时下偏为正，舵后缘同时上偏为负。正的升降舵偏产生负的俯仰力矩；

方向舵，定义为顺航向看，舵的后缘同时右偏为正，舵后缘同时左偏为负。正的方向舵偏产生负的偏航力矩；

副翼，定义为顺航向看，1号、2号舵面的后缘下偏，3号、4号舵的后缘同时上偏为正，反之为负，正的副翼偏转产生负的滚转力矩；

调整舵，定义为顺航向看，1号、4号上偏为正，2号、3号下偏为正，调整舵不产生控制力矩，用于调整综合舵效。

可见，单片舵与综合舵的关系如所示：

其中，δ₁、δ₂、δ₃、δ₄分别对应1号至4号舵面的舵偏角；δ_x为副翼；δ_y为方向舵；δ_z为升降舵；δ_t为调整舵，A为转换矩阵，表达式如下：

不难发现，A为正交满秩矩阵，即任意4片舵的偏转组合均可通过副翼、方向舵、升降舵和调整舵组合实现，其中调整舵不影响其余三个综合舵舵效。

对矩阵A进行求逆，可得单片舵的表达式如下所示。

在上述实施例中，为了获取1号至4号舵面中各舵面的需用舵偏角，可通过下式根据制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏和所述X型布置舵面与综合舵的关系解算1号至4号舵面中各舵面的需用舵偏角：

其中，δ_xn、δ_yn、δ_zn分别为制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏；δ_1n、δ_2n、δ_3n、δ_4n分别为1号至4号四片舵面的需用舵偏角。

也即，设δ_t＝0，制导控制***解算得到的副翼、方向舵、升降舵需求分别为δ_xn、δ_yn、δ_zn(需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏)，求解各舵面的需用舵偏角，利用式(1)获得1至4号舵偏需求(也即，将需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏代入式(1)进行解算)，如下所示

δ_1n＝δ_xn+δ_yn+δ_zn

δ_2n＝δ_xn-δ_yn+δ_zn

δ_3n＝δ_xn-δ_yn-δ_zn

δ_4n＝δ_xn+δ_yn-δ_zn。

在上述实施例中，通过下式根据步骤三得到的需用舵偏角和步骤二得到的偏转极限获取相应的当前舵偏与偏转极限的距离Δδ_i和减小舵偏的方向k_i：

其中，δ_imax为1号至4号舵各舵偏的最大偏转角，δ_imin为1号至4号舵各舵偏的最小偏转角，Δδ_i为当前舵偏与偏转极限的距离，Δδ_i＞0代表超过极限舵偏；k_i为减小舵偏的方向。

在上述实施例中，通过下述方式根据Δδ_i判断是否需要通过调整舵对1号至4号舵的舵偏进行调整：

从1号至4号舵中选出Δδ_i取值最大的一项，设为Δδ_max，Δδ_max为最大舵偏，该片舵对应编号为N_max，对应舵面远离偏转极限的方向为k_max，其中，

如果Δδ_max≤0，代表1号至4号舵的各舵面的需用舵偏角小于可用舵偏角，无需通过调整舵对各舵的舵偏进行调整，即δ_t＝0；

如果Δδ_max＞0，则代表1号至4号舵中某片舵面的需用舵偏角大于可用舵偏角，则需利用δ_t降低Δδ_max的值。

在上述实施例中，在Δδ_max＞0的情况下，需利用δ_t降低Δδ_max的值，也即，所述步骤五具体包括：

5.1设减小最大舵偏的各舵偏转方向为如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会增大；如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会减小；

5.2从除Δδ_max对应的最大偏转舵之外的三片舵中选出的舵；

5.3从步骤5.2中选出的舵中进一步选出Δδ_i最大的值及对应舵编号，记为Δδ_else和N_else，Δδ_else和N_else分别定义为关联舵偏和关联舵编号；

5.4获取调整舵的大小：(Δδ_max-Δδ_else)/2；

5.5通过下式利用δ_t对1号至4号舵的舵偏进行调整：

其中，δ_1g、δ_2g、δ_3g、δ_4g分别为增加调整舵后的1至4号舵的各片舵舵偏角。

举例来说，首先找出四片舵中Δδ_i取值最大的一项，设为Δδ_max(Δδ_max为最大舵偏)，该片舵对应编号为N_max，对应舵面远离偏转极限的方向为k_max。

如果Δδ_max≤0，代表各舵面的需用舵偏角小于可用舵偏角，无需通过调整舵对各舵的舵偏进行调整，即δ_t＝0，此时指令舵偏角即为需用舵偏角。

如果Δδ_max＞0，则代表某片舵面的需用舵偏角大于可用舵偏角(超过偏转极限)，则需利用δ_t降低Δδ_max的值。

然后，根据上述获得的Δδ_max，通过设置调整舵的取值δ_t，使得四片舵中的两片舵偏与偏转极限的距离一致，从而减小最大舵偏，具体求解过程如下：

(1)设减小最大舵偏的各舵偏转方向为如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会增大；如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会减小；

(2)从除最大偏转舵之外的三片舵中选出的舵，并在其中进一步选出Δδ_i最大的值及对应舵编号，记为Δδ_else和N_else(Δδ_else和N_else分别定义为关联舵偏和关联舵编号)，则调整舵的大小为(Δδ_max-Δδ_else)/2；

(3)增加调整舵后的各片舵舵偏角如下：

上式中，δ_1g、δ_2g、δ_3g、δ_4g分别为增加调整舵后的1至4号舵修正舵偏。

可见，通过上述方式利用δ_t降低Δδ_max的值，从而减小最大舵偏，能够实现对X性布局舵面单片舵最大偏转角度的降低，从而提升整体控制裕度。

在上述实施例中，为了进一步提升整体控制裕度，所述方法还包括步骤六：

判断所述增加调整舵后的1至4号舵的各片舵舵偏角否超出偏转极限，若仍超出，则通过按比例缩减俯仰和偏航偏转角度调整1至4号舵的各片舵舵偏角。

在上述实施例中，采用下式通过按比例缩减俯仰和偏航偏转角度调整1至4号舵的各片舵舵偏角：

其中，

C_k＝min(C_ig),i＝N_max,N_else

δ_1r、δ_2r、δ_3r、δ_4r分别为增加调整舵且经过最大舵偏限幅的1至4号舵的最终实现的舵偏。

可见，通过上述方式得到的舵偏角为增加调整舵且经过最大舵偏限幅的舵偏，更好地实现了对X性布局舵面单片舵最大偏转角度的降低，从而更好地提升整体控制裕度，使得各通道控制能力大大提升。

以下结合实际舵分配过程对于综合舵方法效果进行分析。

设某飞行器根据飞行姿态控制需求得到的升降舵、方向舵和副翼偏转角度分别为10度、13度和4度，在不考虑舵满偏限幅情况下，1号至4号舵偏分别为27度、1度、-19度和7度。若考虑舵面最大偏转20度，则需要按比例缩减各舵面偏转，使得最大舵偏不超过其限幅值。则考虑舵偏限幅情况下的1号至4号舵偏分别为20度、-0.74度、-14.07度和5.19度，对应升降舵、方向舵和副翼分别为7.41度、9.63度和2.96度。

在引入调整舵后，采用技术方案中的方法进行计算可得，限幅前的调整舵为4度，对应1号至4号舵偏分别为23度、5度、-23度和11度。考虑舵偏限幅情况下的1号至4号舵偏分别为20度、4.35度、-20度和9.57度，对应升降舵、方向舵和副翼分别为8.70度、11.30度和3.48度。

舵控能力相对提升了约17％。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，其特征在于，所述方法包括：

步骤一、明确X型布置舵面定义，并在综合舵中增加调整舵，所述调整舵不产生控制力矩，得到X型布置舵面与综合舵的关系；其中，所述X型布置舵面包括1号至4号舵面，所述综合舵定义为包括：升降舵、方向舵、副翼和调整舵；

步骤二、根据当前飞行状态确定所述1号至4号舵面中各片舵的偏转极限；

步骤三、设δ_t＝0，δ_t为调整舵，调整舵等于0代表该组合舵模式的取值为0度，相对应1、2、3、4号舵产生的调整舵偏量为0度，根据制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏和所述X型布置舵面与综合舵的关系解算1号至4号舵面中各舵面的需用舵偏角；如下式所示：

其中，δ_xn、δ_yn、δ_zn分别为制导控制***的需用副翼舵偏、方向舵偏和升降舵偏；δ_1n、δ_2n、δ_3n、δ_4n分别为1号至4号四片舵面的需用舵偏角；

步骤四、根据步骤三得到的需用舵偏角和步骤二得到的偏转极限获取相应的当前舵偏与偏转极限的距离Δδ_i和减小舵偏的方向k_i；如下式所示：

其中，δ_imax为1号至4号舵各舵偏的最大偏转角，δ_imin为1号至4号舵各舵偏的最小偏转角，Δδ_i＞0代表超过极限舵偏；

步骤五、根据Δδ_i判断是否需要通过调整舵对1号至4号舵的舵偏进行调整，若否，则此时指令舵偏角即为需用舵偏角；若是，则转至步骤六；

步骤六、根据Δδ_i和k_i设置调整舵的取值δ_t，并利用δ_t对1号至4号舵的舵偏进行调整。

2.根据权利要求1所述的一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，其特征在于，所述步骤一中，所述X型布置舵面定义如下：

4片舵面编号定义为从弹尾向弹头顺航向看，1号至4号舵面呈顺时针排列，如单独舵的正负号定义为沿舵轴从舵面梢部看向根部，逆时针方向为正，即1号、2号舵面后缘下偏为正，3号、4号舵面后缘上偏为正；

所述综合舵定义如下：

升降舵，定义为顺航向看，舵的后缘同时下偏为正，舵后缘同时上偏为负，正的升降舵偏产生负的俯仰力矩；

方向舵，定义为顺航向看，舵的后缘同时右偏为正，舵后缘同时左偏为负，正的方向舵偏产生负的偏航力矩；

副翼，定义为顺航向看，1号、2号舵面的后缘下偏，3号、4号舵的后缘同时上偏为正，反之为负，正的副翼偏转产生负的滚转力矩；

调整舵，定义为顺航向看，1号、4号上偏为正，2号、3号下偏为正，调整舵不产生控制力矩，用于调整综合舵效。

3.根据权利要求2所述的一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，其特征在于，所述X型布置舵面与综合舵的关系如下式所示：

其中，A为转换矩阵，

δ₁、δ₂、δ₃、δ₄分别对应1号至4号舵面的舵偏角；δ_x为副翼；δ_y为方向舵；δ_z为升降舵；δ_t为调整舵。

4.根据权利要求1所述的一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，其特征在于，通过下述方式根据Δδ_i判断是否需要通过调整舵对1号至4号舵的舵偏进行调整：

从1号至4号舵中选出Δδ_i取值最大的一项，设为Δδ_max，Δδ_max为最大舵偏，该片舵对应编号为N_max，对应舵面远离偏转极限的方向为k_max，其中，

如果Δδ_max≤0，代表1号至4号舵的各舵面的需用舵偏角小于可用舵偏角，无需通过调整舵对各舵的舵偏进行调整，即δ_t＝0；

如果Δδ_max＞0，则代表1号至4号舵中某片舵面的需用舵偏角大于可用舵偏角，则需利用δ_t降低Δδ_max的值。

5.根据权利要求1或4所述的一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，其特征在于，所述步骤六具体包括：

5.1设减小最大舵偏的各舵偏转方向为如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会增大；如果则代表该片舵在调整时与偏转极限的距离会减小；

5.2从除Δδ_max对应的最大偏转舵之外的三片舵中选出的舵；

5.3从步骤5.2中选出的舵中进一步选出Δδ_i最大的值及对应舵编号，记为Δδ_else和N_else，Δδ_else和N_else分别定义为关联舵偏和关联舵编号；

5.4获取调整舵的大小：(Δδ_max-Δδ_else)/2；

5.5通过下式利用δ_t对1号至4号舵的舵偏进行调整：

其中，δ_1g、δ_2g、δ_3g、δ_4g分别为增加调整舵后的1至4号舵的各片舵舵偏角。

6.根据权利要求1-4任一项所述的一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，其特征在于，所述方法还包括步骤七：

判断所述增加调整舵后的1至4号舵的各片舵舵偏角否超出偏转极限，若仍超出，则通过按比例缩减俯仰和偏航偏转角度调整1至4号舵的各片舵舵偏角。

7.根据权利要求6所述的一种X型气动布局提升控制能力的组合舵方法，其特征在于，采用下式通过按比例缩减俯仰和偏航偏转角度调整1至4号舵的各片舵舵偏角：

其中，

C_k＝min(C_ig),i＝N_max,N_else

i＝N_max,N_else

δ_1r、δ_2r、δ_3r、δ_4r分别为增加调整舵且经过最大舵偏限幅的1至4号舵的最终实现的舵偏。