1.多操纵面无人机直接升力控制方法，其特征在于，包括如下步骤：a通过无人机上的轨迹传感器测得当前的无人机轨迹，根据当前的无人机轨迹和期望轨迹命令计算得到无人机的油门推力命令Pc和期望升力增量ΔLd；

b通过无人机上的加速度传感器测得当前的无人机加速度，计算得到无人机的实际升力增量ΔL，根据期望升力增量ΔLd和实际升力增量ΔL计算得到升力增量误差ΔLe；

c通过无人机上的姿态角传感器测得当前的无人机姿态角，根据当前的无人机姿态角和期望姿态角命令计算得到无人机的期望角速度指令qc和期望俯仰力矩增量ΔMd；

d通过无人机上的姿态角加速度传感器测得当前的无人机角加速度，计算得到无人机的实际俯仰力矩增量ΔM；

根据期望俯仰力矩增量ΔMd和实际俯仰力矩增量ΔM计算得到俯仰力矩增量误差ΔMe；

e采用动态控制分配方法同时对升力增量误差ΔLe和俯仰力矩增量误差ΔMe进行分配，得到不同执行机构当前时刻的控制增量Uv(k)；

f将当前时刻每个执行机构的控制增量Uv(k)与无人机平飞状态下对应执行机构控制输入的配平值U0相加，得到当前时刻的不同执行机构的控制输入U(k)。

2.根据权利要求1所述的多操纵面无人机直接升力控制方法，其特征在于，步骤a中无人机的油门推力命令和期望升力增量的具体计算过程如下：T

设轨迹传感器测得的无人机轨迹信息为[h,V]，其中，h表示飞行高度，V表示飞行速T度；期望轨迹命令为[hc,Vc]，其中，hc表示飞行高度命令，Vc表示飞行速度命令；

轨迹控制包括高度控制和速度控制回路，期望高度和期望速度命令为：式中，kh和kV分别为高度和速度回路增益； 表示期望高度命令的导数， 表示期望速度命令的导数；

航迹倾斜角命令为：

期望航迹倾斜角命令的导数为：

式中，kγ为航迹回路增益，γ为航迹倾斜角，γ＝θ-α，θ表示俯仰角，α表示迎角；

在航迹坐标系下，无人机的纵向运动方程为：式中，m表示无人机的质量，P表示推力，D表示阻力，g表示重力加速度，L表示升力；

升力L的计算公式为：

L＝L0+ΔL；

式中，ΔL表示操纵面偏转产生的升力增量，L0表示由飞行器结构和飞行状态决定的升力，L0的计算公式为：式中，Q表示动压， ρ表示空气密度，S表示机翼面积，CL0、CLα和 表示气动系数， 表示无因次俯仰角速度， 表示平均气动弦长，q表示俯仰角速度；

油门推力命令Pc的计算公式为：

期望升力增量ΔLd的计算公式为：

3.根据权利要求2所述的多操纵面无人机直接升力控制方法，其特征在于，步骤b中升力增量误差的具体计算过程如下：在机体坐标系下，无人机的纵向运动方程还表示为：式中，u和w表示飞行速度在机体坐标系前向和垂向的分量，Fx和Fz表示无人机所受合外力在机体坐标系前向和垂向的分量；

作用于无人机的垂向力Fz表示为：

式中，ΔFz表示操纵面偏转产生的力增量在机体坐标系垂向的分量，表示为：

实际升力增量为：

式中， 通过安装在无人机上的垂向加速度传感器测量得到；

作用于无人机的升力增量误差ΔLe为：ΔLe＝ΔLd-ΔL。

4.根据权利要求1所述的多操纵面无人机直接升力控制方法，其特征在于，步骤c中无人机的期望角速度指令和期望俯仰力矩增量的具体计算过程如下：设无人机的姿态角传感器测得的姿态角为θ，θ表示俯仰角，期望的姿态角命令为θc，θc表示俯仰角命令，则无人机的期望俯仰角命令的导数 为：式中，ωθ表示俯仰角回路增益；

则期望角速度指令qc为：

对期望角速度指令qc求导数，得到无人机的期望俯仰角加速度 为：期望俯仰力矩增量

式中，Jy为惯性项。

5.根据权利要求4所述的多操纵面无人机直接升力控制方法，其特征在于，步骤d中俯仰力矩增量误差的具体计算过程如下：通过姿态角加速度传感器测得当前的无人机角加速度实际俯仰力矩增量

则俯仰力矩增量误差

6.根据权利要求1所述的多操纵面无人机直接升力控制方法，其特征在于，步骤e中不同执行机构当前时刻的控制增量的具体计算过程如下：采用动态控制分配方法，得到不同执行机构k时刻的控制增量Uv(k)为：式中，表示广义逆，即 n表示执行机构的数量， 表示第i个执行机构k时刻的控制增量；

I表示相应维数的单位矩阵；G和R由下式表示：式中，W1和W2为加权矩阵；B为无人机在平飞状态下线性化得到的控制效率矩阵。

7.根据权利要求6所述的多操纵面无人机直接升力控制方法，其特征在于，当前时刻的不同执行机构的控制输入U(k)的具体计算过程如下：U(k)＝U0+Uv(k),k＝1,2,3,…T

式中，U(k)＝[u1(k),…,un(k)]，n表示执行机构的数量，ui(k)i＝1,…,n表示第i个执行机构k时刻的控制输入；U0为无人机在平飞状态下，各个执行机构控制输入的配平值。