CN105353761A - 一种飞机的速度控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种飞机的速度控制方法及装置。所述飞机的速度控制方法包括：依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速；依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项；依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值；依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。本发明实施例的技术方案提高了飞机在爬升和下降时速度控制的精度。

Description

一种飞机的速度控制方法及装置

技术领域

本发明实施例涉及飞行自动控制领域，尤其涉及一种飞机的速度控制方法及装置。

背景技术

目前，民航飞机均配备自动推力控制系统，或者称为自动油门控制系统。飞机从起飞开始自动推力控制系统就开始工作。飞机从起飞、爬升、巡航、下降、进近等阶段均可使用自动推力控制系统控制飞机的发动机。一般来说，在飞机的升降舵或者水平安定面控制飞机速度时，自动推力控制系统工作在“推力控制”状态，在这种状态下，自动推力控制系统控制发动机的推力参考量，具体实现方法是通过控制发动机的转速或者压比不变，或者仅仅是使发动机油门杆处于某一固定位置；而在飞机的升降舵或者水平安定面控制飞机轨迹时，自动推力系统工作在“速度控制”状态，在此状态下，自动推力系统控制飞机的指示空速或者马赫数。

在飞机爬升或下降的过程中，影响速度控制的一个重要因素在于民航飞机一般保持的空速是指示空速或者马赫数，而不是真空速。以指示空速Vi为例，它与真空速V的关系可表示为：

Vi＝k_Vi(h)*V，

其中，k_Vi(h)为比例系数，它可以认为是气压高度h的函数。对上式进行微分，可得到：

$\frac{dVi}{dt}=\frac{{\mathrm{dk}}_{Vi}\left(h\right)}{dt}*V+k_{Vi}\left(h\right)*\stackrel{\·}{V}=\frac{{\mathrm{dk}}_{Vi}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V+k_{Vi}\left(h\right)*\stackrel{\·}{V},$

可以看出，气压高度和真空速的变化都会影响指示空速。目前应用的自动推力控制方法往往是通过使飞机加速度为零从而保持指示空速。但是当飞机爬升或下降时，升降速度dh/dt不为零，如果仍然控制为零，从上式可以看出，由于等式右边第一项不为零，得到dVi/dt≠0，也就是说仅控制飞机加速度为零并不能使指示空速Vi保持不变。马赫数控制的情况类似。不考虑飞机升降率的影响仅控制飞机加速度为零将导致飞机爬升或下降时对指示空速或马赫数的控制有静态误差。

发明内容

本发明提供一种飞机的速度控制方法及装置，以提高飞机在爬升和下降时速度控制的精度。

第一方面，本发明实施例提供了一种飞机的速度控制方法，所述方法包括：

依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速；

依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项；

依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值；

依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。

第二方面，本发明实施例还提供了一种飞机的速度控制装置，所述装置包括：

初始过载计算模块，用于依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速；

速度补偿计算模块，用于依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项；

预设过载计算模块，用于依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值；

转速计算模块，用于依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。

本发明实施例依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项，并依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值，解决了不考虑飞机升降率的影响仅控制飞机加速度为零导致的飞机爬升或下降时对指示空速或马赫数的控制有静态误差的问题，提高了飞机在爬升和下降时速度控制的精度。

附图说明

图1是本发明实施例一中的一种飞机的速度控制方法的流程图；

图2是本发明实施例二中的一种飞机的速度控制方法的流程图；

图3是本发明实施例三中的一种飞机的速度控制方法的实施图；

图4A是本发明实施例三中的升降舵控制指令为过载指令时指令补偿环节示意图；

图4B是本发明实施例三中的升降舵控制指令为C*控制指令时指令补偿环节示意图；

图5是本发明实施例三中的速度补偿环节示意图图；

图6是本发明实施例四中的一种飞机的速度控制装置的结构图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

实施例一

图1是本发明实施例一中的一种飞机的速度控制方法的流程图，本实施例可适用于需要提高飞机速度控制精度的情况，该方法可以由飞机的速度控制装置来执行，如图1所示，所述方法具体可以包括如下步骤：

步骤101、依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速。

其中，所述预设速度可以根据飞机的航行情况进行设定，所述马赫数指飞机的飞行速度与当地大气(即一定的高度、温度和大气密度)中的音速之比，所述指示空速是指根据飞行器测量得到的动压，并按海平面标准大气条件下(760毫米水银柱，气温零上15度)飞行速度与动压的关系而表示的速度值。

将所述预设速度与所述现时速度求差，再乘以第一预设比例系数，获得所述初始给定纵向过载值。

步骤102、依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项。

其中，当飞机的气压高度小于预设高度值时，自动推力控制系统控制的为飞机的指示空速Vi，为了补偿指示空速Vi与真空速V的比值k_Vi(h)随气压高度h变化对速度控制的影响，可增加补偿项使指示空速保持不变。

升降速度补偿项可按照如下公式计算：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Vi}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Vi}\right(h)*g);$

其中，k_Vi(h)为当前气压高度下指示空速Vi与真空速V的比值，为k_Vi(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

当飞机的气压高度大于预设高度值时，自动推力控制系统控制的为飞机的马赫数Ma，与控制指示空速Vi的情况类似，需要增加补偿项来补偿马赫数Ma与真空速V的比值k_Ma(h)随气压高度h变化对速度控制的影响。升降速度补偿项可按照如下公式计算：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Ma}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Ma}\right(h)\·g);$

其中，k_Ma(h)为当前气压高度下的马赫数Ma与真空速V的比值，为k_Ma(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

步骤103、依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值。

具体的，将所述初始给定纵向过载值与升降速度补偿项加和，得到飞机的预设纵向过载值

步骤104、依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。

所述飞机的加速度估计值为飞机的现时加速度，可依据飞机惯性导航系统测得的飞机机体轴纵向过载Nx、机体轴法向过载Nz、迎角α、俯仰角θ、和滚转角γ进行计算，所述飞机的加速度估计值与重力加速度常数g的比值为飞机的现时纵向过载所述现时纵向过载可通过如下公式计算：

$\frac{\widehat{\stackrel{\·}{V}}}{g}=(Nx\·cos\mathrm{\α}-Nz\·sin\mathrm{\α})-(\mathrm{\θ}-\mathrm{\α}\·cos\mathrm{\γ}).$

依据所述预设纵向过载和现时纵向过载，利用一个前馈加比例积分控制器实现飞机速度轴上加速度的闭环控制，并输出预设发动机转速。

本实施例的技术方案依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项，并依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值，并依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制，解决了不考虑飞机升降率的影响仅控制飞机加速度为零导致的飞机爬升或下降时对指示空速或马赫数的控制有静态误差的问题，提高了飞机在爬升和下降时速度控制的精度。

实施例二

本实施例以上述实施例为基础提供了一种飞机速度控制方法，本实施例的技术方案在依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项之后，还可以包括：依据飞机的升降舵通道控制指令的给定量和航迹倾角变化量，计算飞机的指令补偿项。

图2是本发明实施例二中的一种飞机的速度控制方法的流程图，如图2所示，所述方法具体可以包括如下步骤：

步骤201、依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速。

步骤202、依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项。

步骤203、依据飞机的升降舵通道控制指令的给定量和航迹倾角变化量，计算飞机的指令补偿项。

其中，飞机的速度不但受发动机推力的影响，也受飞机轨迹变化的影响。当飞机轨迹为直线时，飞机速度主要受发动机推力影响。而当飞机轨迹为曲线时，重力在飞机速度轴上的分量发生变化，飞机速度同时受发动机推力和轨迹变化的影响。当飞机轨迹为曲线时，例如飞机处于典型的高度捕获阶段，飞机的速度控制的误差较大。

为了克服此问题，理论上较好的方法是在自动推力控制回路中引入航迹倾角的补偿项。这是因为飞机的能量E可以表示为：

其中m为飞机质量，g为重力加速度常数，H为飞机对地高度，V为飞机真空速。

对上式取微分，可得飞机的能量的变化率为：

$\stackrel{\·}{E}=mg(\frac{V\stackrel{\·}{V}}{g}+\stackrel{\·}{H})=mg*V(\frac{\stackrel{\·}{V}}{g}+sin(FPA\left)\right),$

其中，PFA为航迹倾角，在短周期内，可以认为V不变，FPA变化不大，对上式取增量形式，则有：

$\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{E}=mg*V(\mathrm{\Δ}\frac{\stackrel{\·}{V}}{g}+\mathrm{\Δ}(FPA\left)\right),$

其中，飞机的能量由发动机推力T和气动阻力D控制，可以认为气动阻力D在短时间内不变，则对于飞机推力和阻力做功导致飞机能量变化率，有若D不变，则的增量仅仅由推力T的增量产生，对上式取增量形式 $\mathrm{\Δ}\stackrel{\·}{E}=V\mathrm{\Δ}T,$ 由此可得在短周期内有： $\mathrm{\Δ}\frac{\stackrel{\·}{V}}{g}+\mathrm{\Δ}\left(FPA\right)=\frac{\mathrm{\Δ}T}{mg}.$

也就是说，飞机的推力同时影响飞机的航迹倾角FPA和飞机的加速度如果在飞机航迹变化时，使推力相应变化量满足则有保持飞机的加速度为零，则飞机的速度可保持不变。所以一个较理想的补偿形式是在自动推力速度控制算法的纵向加速度控制回路的输入端加上给定航迹倾角FPAc和飞机的现时航迹倾角FPA之差ΔFPA，从而使航迹倾角的变化ΔFPA能够得到等量推力的补偿。

当升降舵通道控制指令为过载指令时，给定量为法向过载增量ΔNz_c，要补偿飞机的航迹倾角FPA变化，可以使用以下控制算法：

ΔNz_c＝(FPAc-FPA)*V*K＝ΔFPA*V*K，

其中FPAc为给定航迹倾角，FPA为飞机现时航迹倾角，V为飞机真速度，K为控制参数。

由此得到，当升降舵通道控制指令为过载指令时，可增加如下指令补偿项：

$S2=\frac{\mathrm{\Δ}Nz\_c}{V*K},$

其中，V为真空速和K为控制参数。

同理，当飞机升降舵通道控制指令为C*控制指令时，其给定量为C*_c，可增加如下指令补偿项：

$S2=\frac{C^{*}\_c}{(V+Vco)*K},$

其中，是法向过载增量和俯仰角速度的综合，Vco为交叉速度参数，q_c为指令俯仰角速度，g为重力加速度常数。

步骤204、依据所述初始给定纵向过载值、升降速度补偿项和指令补偿项，计算飞机的预设纵向过载值。

具体的，将所述初始给定纵向过载值、升降速度补偿项和指令补偿项进行加和，得到飞机的预设纵向过载值。

步骤205、依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。

本实施例的技术方案依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项，并依据飞机的升降舵通道控制指令的给定量和航迹倾角变化量，计算飞机的指令补偿项，进而依据所述初始给定纵向过载值、升降速度补偿项和指令补偿项，计算飞机的预设纵向过载值，解决了不考虑飞机升降率的影响仅控制飞机加速度为零导致的飞机爬升或下降时对指示空速或马赫数的控制有静态误差的问题，提高了飞机在爬升和下降时速度控制的精度。

实施例三

本实施例以上述实施例为基础提供了一个优选实施例，图3是本发明实施例三中的一种飞机的速度控制方法的实施图，如图3所示，所述方法的具体实施过程如下：

首先由预设指示空速Vi_c(或者预设马赫数Ma_c)与飞机现时指示空速Vi(或者现时马赫数Ma)通过第一减法器301求差，再通过第一比例环节302得到初始纵向过载，所述初始纵向过载与指令补偿环节303输出的指令补偿项和速度补偿环节304输出的升降速度补偿项通过第一加法器305相加，在通过第一限幅器306后得到预设纵向过载。通过估计环节307得到飞机的现时纵向过载，所述预设纵向过载和现时纵向过载通过第二减法器308相减后，再利用前馈环节309、第二比例环节310、第三比例环节311、积分环节312以及第二加法器313实现飞机速度轴上加速度的闭环控制，得到发动机转速，其中，前馈环节系数K1、第二比例环节系数K2、第三比例环节系数K3可以根据飞机外部参数(如气压高度和马赫数)进行调整，积分环节312应采取限幅防止积分环节出现饱和。在第二加法器313之后采用第二限幅器314，得到预设发动机转速，并输出给发动机全权限数字电子控制器。所述第二限幅器313的作用是使给定发动机转速处于自动推力系统允许给出的推力范围之内。

图4A是本发明实施例三中的升降舵控制指令为过载指令时指令补偿环节示意图，如图4A所示，当飞机升降舵通道控制指令为过载指令时，指令补偿环节303包括第一除法器315和第二除法器316，法向过载增量ΔNz_c、真空速V和控制参数K通过指令补偿环节303得到指令补偿项S1。

图4B是本发明实施例三中的升降舵控制指令为C*控制指令时指令补偿环节示意图，如图4B所示，当飞机升降舵通道控制指令C*控制指令时，指令补偿环节303包括第三除法器315a、第四除法器316a和第三加法器317，给定量C*_c、交叉速度参数Vco和控制参数K通过指令补偿环节303得到指令补偿项S1。

图5是本发明实施例三中的升降速度补偿环节示意图，如图5所示，速度补偿环节304包括第一乘法器318、第二乘法器319、第五除法器320和第一取反环节321。

本实施例的技术方案通过速度补偿环节计算飞机的升降速度补偿项，通过指令补偿环节计算飞机的指令补偿项，并依据初始给定纵向过载值、升降速度补偿项和指令补偿项，计算飞机的预设纵向过载值，结合飞机的现时纵向过载，计算预设发动机转速，进而进行飞机速度控制，解决了不考虑飞机升降率的影响仅控制飞机加速度为零导致的飞机爬升或下降时对指示空速或马赫数的控制有静态误差的问题，提高了飞机在爬升和下降时速度控制的精度。

实施例四

图6是本发明实施例四中的一种飞机的速度控制装置的结构图。如图6所示，所述装置具体可以包括初始过载计算模块401、速度补偿计算模块402、预设过载计算模块403和转速计算模块404，其中，

初始过载计算模块401，用于依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速；

速度补偿计算模块402，用于依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项；

预设过载计算模块403，用于依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值；

转速计算模块404，用于依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。

进一步的，所述速度补偿计算模块402具体用于：

当飞机的气压高度小于预设高度值时，按照如下公式计算飞机的升降速度补偿项：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Vi}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Vi}\right(h)*g),$

其中，k_Vi(h)为当前气压高度下指示空速Vi与真空速V的比值，为k_Vi(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

进一步的，所述速度补偿计算模块402具体用于：

当飞机的气压高度大于预设高度值时，按照如下公式计算飞机的升降速度补偿项：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Ma}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Ma}\right(h)\·g),$

其中，k_Ma(h)当前气压高度下的马赫数Ma与真空速V的比值，为k_Ma(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

进一步的，所述装置还包括：

指令补偿计算模块，用于依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项之后，依据飞机的升降舵通道控制指令的给定量和航迹倾角变化量，计算飞机的指令补偿项。

进一步的，所述指令补偿计算模块具体用于：

当升降舵通道控制指令为过载指令时，给定量为法向过载增量ΔNz_c，则按照如下公式计算指令补偿项：

$S2=\frac{\mathrm{\Δ}Nz\_c}{V*K},$

其中，V为真空速和K为控制参数；或，

当飞机升降舵通道控制指令为C*控制指令时，其给定量为C*_c，则按照如下公式计算指令补偿项：

$S2=\frac{C^{*}\_c}{(V+Vco)*K},$

其中，是法向过载增量和俯仰角速度的综合，Vco为交叉速度参数，q_c为指令俯仰角速度，g为重力加速度常数。

本实施例提供的飞机的速度控制装置，与本发明任意实施例所提供的飞机的速度控制方法属于同一发明构思，可执行本发明任意实施例所提供的飞机的速度控制方法，具备执行飞机的速度控制方法相应的功能模块和有益效果。未在本实施例中详尽描述的技术细节，可参见本发明任意实施例提供的飞机的速度控制方法。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (10)

1.一种飞机的速度控制方法，其特征在于，包括：

依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速；

依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项；

依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值；

依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项，包括：

当飞机的气压高度小于预设高度值时，按照如下公式计算飞机的升降速度补偿项：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Vi}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Vi}\right(h)*g),$

其中，k_Vi(h)为当前气压高度下指示空速Vi与真空速V的比值，为k_Vi(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项，包括：

当飞机的气压高度大于预设高度值时，按照如下公式计算飞机的升降速度补偿项：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Ma}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Ma}\right(h)\·g),$

其中，k_Ma(h)为当前气压高度下的马赫数Ma与真空速V的比值，为k_Ma(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项之后，还包括：

依据飞机的升降舵通道控制指令的给定量和航迹倾角变化量，计算飞机的指令补偿项。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，依据飞机的升降舵通道控制指令的给定量和航迹倾角变化量，计算飞机的指令补偿项，包括：

当升降舵通道控制指令为过载指令时，给定量为法向过载增量ΔNz_c，则按照如下公式计算指令补偿项：

$S2=\frac{\mathrm{\Δ}Nz\_c}{V*K},$

其中，V为真空速和K为控制参数；或，

当飞机升降舵通道控制指令为C*控制指令时，其给定量为C*_c，则按照如下公式计算指令补偿项：

$S2=\frac{C^{*}\_c}{(V+Vco)*K},$

其中，是法向过载增量和俯仰角速度的综合，Vco为交叉速度参数，q_c为指令俯仰角速度，g为重力加速度常数。

6.一种飞机的速度控制装置，其特征在于，包括：

初始过载计算模块，用于依据飞机的预设速度和现时速度，计算飞机的初始给定纵向过载值，其中，当飞机的气压高度大于预设高度值时，所述速度为马赫数，当飞机的气压高度小于预设高度值时，所述速度为指示空速；

速度补偿计算模块，用于依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项；

预设过载计算模块，用于依据所述初始给定纵向过载值和升降速度补偿项，计算飞机的预设纵向过载值；

转速计算模块，用于依据所述预设纵向过载值和飞机的加速度估计值，计算预设发动机转速，并将所述预设发动机转速输出给发动机全权限数字电子控制器，以进行发动机转速控制。

7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述速度补偿计算模块具体用于：

当飞机的气压高度小于预设高度值时，按照如下公式计算飞机的升降速度补偿项：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Vi}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Vi}\right(h)*g),$

其中，k_Vi(h)为当前气压高度下指示空速Vi与真空速V的比值，为k_Vi(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

8.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述速度补偿计算模块具体用于：

当飞机的气压高度大于预设高度值时，按照如下公式计算飞机的升降速度补偿项：

$S1=-\frac{{\mathrm{dk}}_{Ma}\left(h\right)}{dh}*\frac{dh}{dt}*V/\left(k_{Ma}\right(h)\·g),$

其中，k_Ma(h)当前气压高度下的马赫数Ma与真空速V的比值，为k_Ma(h)对气压高度h的梯度，为飞机的升降速度，g为重力加速度常数，t为时间。

9.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，还包括：

指令补偿计算模块，用于依据飞机的升降速度和气压高度，计算飞机的升降速度补偿项之后，依据飞机的升降舵通道控制指令的给定量和航迹倾角变化量，计算飞机的指令补偿项。

10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述指令补偿计算模块具体用于：

当升降舵通道控制指令为过载指令时，给定量为法向过载增量ΔNz_c，则按照如下公式计算指令补偿项：

$S2=\frac{\mathrm{\Δ}Nz\_c}{V*K},$

其中，V为真空速和K为控制参数；或，

当飞机升降舵通道控制指令为C*控制指令时，其给定量为C*_c，则按照如下公式计算指令补偿项：

$S2=\frac{C^{*}\_c}{(V+Vco)*K},$

其中，是法向过载增量和俯仰角速度的综合，Vco为交叉速度参数，q_c为指令俯仰角速度，g为重力加速度常数。