CN105807667B - 一种适用于电动飞机的控制器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种电动飞机的控制器，包括电路控制单元和机械单元，电路控制单元包括：控制板、隔离驱动电路、驱动板；机械单元包括壳体组件、控制板支架、散热器组件，控制板、驱动板、滤波电容、连接器；壳体组件包括壳体和壳体盖；散热器组件包括散热器、散热器护盖、散热风扇；本发明能够保障电动飞机在运行过程中遇到突风时，通过检测实际飞行速度、螺旋桨转速和油门量信号等信息，在根据电动飞机飞行包线判断电动飞机所处的任务阶段给出控制策略，根据控制策略调节螺旋桨转速，改变飞机飞行状态，使飞机处于稳定运行状态，降低了成本，更利于整机系统的升级和装配方便，为该型控制器的生产和维护提供了技术支撑。

Description

一种适用于电动飞机的控制器

技术领域

本发明属于电动飞机控制技术领域，尤其涉及一种适用于电动飞机的控制器。

背景技术

电动飞机紧跟国际新能源航空器发展潮流，使用电动力推进系统代替内燃机动力，从而获得了很多优点和独特品质，以理电池为能源，与传统油动飞机相比，具有造价低廉、运行成本低、安全实用的特点，符合我国可持续发展战略，发展潜力巨大。最突出的优点是节能环保，效率高能耗低，同时实现接近零排放，噪声和振动水平很低，乘坐舒适性好，是名符其实的环境友好飞机。此外，还具有安全可靠、结构简单、操作使用简便、维修性好/费用低、经济性好等特点。在设计上也有很多优势：总体布局灵活，可采用最佳布局和非常规/创新布局；可设计出具有超常性能的飞机，满足特殊用途需求等。除用于教学、娱乐飞行外，还可以作为工、农、林、牧等行业实用性多用途飞机。但是由于目前飞机制造加工技术水平的限制，目前国内只有轻型运动类的电动飞机，即飞机的重量不大于650kg。因此电动飞机与运输机及客机相比重量可谓微乎其微。电动飞机重量较轻，造成电动飞机在运行过程中更容易受到各种特殊恶劣气候环境影响。为了防止电动飞机在运行过程发生事故，电动飞机在使用条件做了很多限制，比如：禁止在大风、雷电、极端高低温、低能见度、火山灰或沙尘暴等情况下使用。

但是由于大气流流动循环具有一定的泪沌特性，促使突风天气的产生。电动飞机在稳态运行过程中遇到突风天气的情况时有发生，如果处置不当，突风天气可以使电动飞机进入失速状态，严重能够造成坠机事故。

由于电动飞机受起飞重量的限制，电动飞机使用的电机对功率密度的要求尤其苛刻，传统电机的功率密度在0.5kW/kg，而电动飞机使用的电机对功率密度的要求至少达到1.5kW/kg，远期目标要达到7kW/kg，普通电机根本无法满足要求，目前只有永磁同步电机在电动飞机上得到了应用，通过对国内外永磁同步电机控制系统的分析，在国内外大多数电机控制均采用伺服矢量控制系统，私服矢量控制系统采用矢量控制策略，结合转速及转矩的闭合控制，可分为闭环转速矢量控制系统和闭环转矩矢量控制系统。

其中闭环转速矢量控制系统是采用转速给定与转速反馈相结合的矢量控制手段，其控制方法是：首先通过速度给定使电机获得一定转速，然后通过安装在电机上的转速传感器检测实际电机转速反馈给控制系统，形成闭环控制系统。

闭环转矩矢量控制系统与闭环转速矢量控制系统类似，首先通过转矩给定使电机获得一定转速，然后通过安装在电机上的转速传感器检测实际电机转矩反馈给控制系统，形成闭环控制系统。

上述两种电机控制策略均可以实现电机的恒转速或恒转矩控制，但是不适于电动飞机的控制，不能在电动飞机受到突风情况下根据飞机的飞行状况保持飞行稳态运行，因此开发一种适用于电动飞机的控制器是非常有必要的。

发明内容

为了克服现有技术存在的缺点，本发明提出一种适用于电动飞机的控制器；以此来解决当电动飞机在遭遇突风天气情况下可能进入失速，造成严重事故的状况。

发明是通过以下技术方案来实现的：一种适用于电动飞机的控制器：包括电路控制单元和机械单元，所述电路控制单元包括：控制板、隔离驱动电路、驱动板；

所述控制板：包括CPU、A/D采集模块、CAN通讯接口、232通讯接口、开关信号、模拟信号接口、传感器接口、母线电压采集接口、驱动信号输出接口、温度采集接口、电流传感器接口、电源接口；所述CPU用于数据存储及计算；所述A/D采集模块用于电流信号采集；所述CAN通讯接口和所述232通讯接口用于与外界进行数据交换；所述开关信号、模拟信号接口用于模拟及数字量交换；所述传感器接口用于转速、位置、温度及飞行速度信号采集；所述母线电压采集接口用于母线电压信号采集；所述驱动信号输出接口用于驱动驱动板；所述温度采集接口用于控制器温度采集；所述电流传感器用于检测直流母线输入电流和控制器三相输出电流的大小；

所述驱动板包括：能耗电阻、滤波电容、功率模块、电流传感器；所述的功率模块用于实现逆变功能；所述的电流传感器检查输入输出电流；所述的滤波电容用于滤除功率模块产生的谐波；所述的能耗电阻用于滤波电容放电；所述驱动板里有两组电流传感器，其中一组电流传感器里仅包含一个电流传感器，且与直流母线相连接，另一组电流传感器包含三个电流传感器，三个电流传感器通U、V、W三个输出接口分别与永磁同步电机的A、B、C三相相连。

电路单元的连接关系为：直流母线接口经过电流传感器连接到滤波电容的两端，所述滤波电容连接有功率模块，功率模块经过三相电流传感器后与三相交流电相连接，从而构成驱动主回路；驱动板通过隔离驱动电路与控制板上的驱动信号输出接口连接，控制器温度传感器通过信号调理电路采用端子连接到控制板上；传感器接口采用屏蔽电缆分别与外部飞行速度传感器、位置及温度传感器、速度传感器相连接；所述电源接口与外部+12VDC直流电源相连，负责控制板及驱动板供电，缓冲上电控制和散热风扇驱动；所述CAN通信接口通过CAN总线与飞机仪表盘上的动力综合显示器相连，将控制器的温度、电机温度、电机转速、控制器输入电压、控制器输入电流等信息传输到动力综合显示器，动力综合显示器通过液晶显示屏直观地显示出来，供飞行员使用；所述232通讯接口与上位机相连，上位机上安装有控制器配置软件，通过控制器配置软件可以设置控制器的控制策略；

电路单元与外部的连接关系：所述电源接口与外部+12VDC直流电源相连，负责给控制板及驱动板供电，缓冲上电控制和驱动散热风扇；所述CAN通信接口通过CAN总线与飞机仪表盘上的动力综合显示器相连，将控制器的温度、电机温度、电机转速、控制器输入电压、控制器输入电流信息传输到动力综合显示器，动力综合显示器通过液晶显示屏直观地显示出来，供飞行员使用；所述232通讯接口与上位机相连，上位机上安装有控制器配置软，通过控制器配置软件可以设置控制器的控制策略；所述开关信号接口与+12VDC直流电源相接，用于实现启动、关闭控制控制器的切换功能；所述模拟信号接口与飞机的油门杆相，飞机的油门杆选用一种位置传感器，可以具有O～10VDC模拟电压信号输出功能，通过O～10VDC模拟电压信号实现对电机转速从0～最大电机转速的控制；所述传感器接口用于与飞机的飞行速度传感器相连，采集飞机的飞行速度；所述传感器接口还与位置及温度传感器相连，用于采集电机转子的位置信号和电机温度信号；所述传感器接口还与转速速度传感器相连，用于采集电机的转速信号；所述母线电压采集接口与安装在直流电压母线上的直流电压互感器相连，用于采集母线上输入直流电压的大小；所述驱动信号输出接口与隔离驱动电路相连，控制板通过驱动信号输出接口输出驱动板所需的PWM驱动信号；所述温度采集接口与温度传感器相连，采集控制器的温度信号；

所述的机械单元包括壳体组件、控制板支架、散热器组件，控制板、驱动板、滤波电、连接器；壳体组件包括壳体和壳体盖；散热器组件包括散热器、散热器护盖、散热风扇；所述的壳体盖安装在壳体的顶端，散热器安装通过螺栓固定在壳体的下端，散热器护盖安装在散热器两端及底部，散热风扇安装在散热器的一侧，控制板支架安装在壳体内，散热器上；所述驱动板固定在壳体底部，驱动板上的功率模块的散热面穿过控制器壳体底面的孔与散热器的平面相连，控制板固定在驱动板的正上方，控制板输出的驱动信号通过牛角括排与驱动板相连；滤波电容安装在控制板的右侧，滤波电容的一端通过导电铜排与直流母线的正极相连，另一端通过导电铜排与直流母线的负极相连；控制器的输出端U相、V相及W相连接器用螺栓安装在控制器外壳的右侧。

一种电动飞机的控制器的控制方法，

步骤一：对CPU寄存器进行初始化；

步骤二：检测电动飞机油门量信号；

步骤三：按公式(1)所示将油门量信号转换成数字量信号；

D_x＝0.1U_x×D_max (1)

其中U_x为检测到的油门量信号，D_max为10V电压信号对应的数字量信号，D_x为在油门量信号在U_x情况下转换得到的数字量信号；此时的数字量信号D_x作为螺旋桨转速信号的给定值；

步骤四：根据螺旋桨转速信号给定值给电机输入三相交流电；

步骤五：再次检测油门量信号，当油门量发生变化时，根据油门量变化调节螺旋桨转速，当油门量未发生变化时，开始检测中断标志位；

步骤六：当检测到中断标志位置1时，进入中断服务程序，在中断服务程序中采集传感器检测到的飞机实际飞行速度，当未检测到中断标志位置1，则继续等待进入中断服务程序，直至进入中断程序为止；

步骤七：执行完中断服务程序后，开始判断实际飞行速度是否为设定飞行速度；若不为设定飞行速度，则说明飞机受到突风情况的影响，则需要通过调节螺旋桨的转速来使其等于设定飞行速度；当判定等于设定飞行速度时，则返回主程序。

作为优选，所述电流传感器包括三组交流电流传感器和一组直流电流传感器。

作为优选，所述功率模块包括三组逆变器桥，且每组逆变器桥包括IGBT模块。

作为优选，所述IGBT模块采用的型号是FF600R07ME4_B11；所述CPU的型号是TMS320F28335。

作为优选，所述驱动板型号为：EPRC-D-001，所述主控板型号为：EPRC-C-001，所述散热器型号为：EPRC-R-001。

作为优选，所述直流电流传感器型号为HAH1DR200-S，所述交流电流传感器型号为HAH1DR400-S。

作为优选，所述波滤电容的型号为SHC-600-800-SJ，600V，80011μF无感矩形薄膜电。

作为优选，所述的控制板安装在控制板支架上。

作为优选，所述的壳体组件、控制板支架、散热器组件均采用轻质铝材料制成。

与现有技术相比较，本发明的有益效果是：(1)该控制器能够保障电动飞机在运行过程中遇到突风时，通过检测实际飞行速度、螺旋桨转速和油门量信号等信息，在根据电动飞机飞行包线判断电动飞机所处的任务阶段给出控制策略，根据控制策略调节螺旋桨转速，改变飞机飞行状态，使飞机处于稳定运行状态；(2)该电动飞机控制器提高了电动飞机的工作稳定性、克服了因飞行过程中遇到的恶劣天气；(3)降低了成本，更利于整机系统的升级和装配方便，为该型控制器的生产和维护提供了技术支撑，其实际意义和效益十分明。

附图说明

图1为本发明电动飞机的控制器的功能杠图；

图2为本发明电动飞机的控制器的系统流程图；

图3为本发明电动飞机的控制器的正视图；

图4为本发明电动飞机的控制器的俯视图。

附图序号说明：1驱动板、2控制板、3滤波电容、4壳体、5壳体盖、6散热器、7散热器护盖、8散热风扇、9连接器、10导电铜排、11牛角括排、12控制板支架。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的具体实施方式，具体实施方式的内容不作为对本发明的保护范围的限定。

一种适用于电动飞机的控制器：包括电路控制单元和机械单元，所述电路控制单元包括：控制板、隔离驱动电路、驱动板；

所述控制板：包括CPU、A/D采集模块、CAN通讯接口、232通讯接口、开关信号、模拟信号接口、传感器接口、母线电压采集接口、驱动信号输出接口、温度采集接口、电流传感器接口、电源接口；所述CPU用于数据存储及计算；所述A/D采集模块用于电流信号采集；所述CAN通讯接口和所述232通讯接口用于与外界进行数据交换；所述开关信号、模拟信号接口用于模拟及数字量交换；所述传感器接口用于转速、位置、温度及飞行速度信号采集；所述母线电压采集接口用于母线电压信号采集；所述驱动信号输出接口用于驱动驱动板；所述温度采集接口用于控制器温度采集；所述电流传感器用于检测直流母线输入电流和控制器三相输出电流的大小；

所述驱动板包括：能耗电阻、滤波电容、功率模块、电流传感器；所述的功率模块用于实现逆变功能；所述的电流传感器检查输入输出电流；所述的滤波电容用于滤除功率模块产生的谐波；所述的能耗电阻用于滤波电容放电；所述驱动板里有两组电流传感器，其中一组电流传感器里仅包含一个电流传感器，且与直流母线相连接，另一组电流传感器包含三个电流传感器，三个电流传感器通过U、V、W三个输出接口分别与永磁同步电机的A、B、C三相相连。

电路单元的连接关系为：直流母线接口经过电流传感器连接到滤波电容的两端，所述滤波电容连接有功率模块，功率模块经过三相电流传感器后与三相交流电相连接，从而构成驱动主回路；驱动板通过隔离驱动电路与控制板上的驱动信号输出接口连接，控制器温度传感器通过信号调理电路采用端子连接到控制板上；传感器接口采用屏蔽电缆分别与外部飞行速度传感器、位置及温度传感器、速度传感器相连接；所述电源接口与外部+12VDC直流电源相连，负责控制板及驱动板供电，缓冲上电控制和散热风扇驱动；所述CAN通信接口通过CAN总线与飞机仪表盘上的动力综合显示器相连，将控制器的温度、电机温度、电机转速、控制器输入电压、控制器输入电流等信息传输到动力综合显示器，动力综合显示器通过液晶显示屏直观地显示出来，供飞行员使用；所述232通讯接口与上位机相连，上位机上安装有控制器配置软件，通过控制器配置软件可以设置控制器的控制策略；

电路单元与外部的连接关系：所述电源接口与外部+12VDC直流电源相连，负责给控制板及驱动板供电，缓冲上电控制和驱动散热风扇；所述CAN通信接口通过CAN总线与飞机仪表盘上的动力综合显示器相连，将控制器的温度、电机温度、电机转速、控制器输入电压、控制器输入电流信息传输到动力综合显示器，动力综合显示器通过液晶显示屏直观地显示出来，供飞行员使用；所述232通讯接口与上位机相连，上位机上安装有控制器配置软，通过控制器配置软件可以设置控制器的控制策略；所述开关信号接口与+12VDC直流电源相接，用于实现启动、关闭控制控制器的切换功能；所述模拟信号接口与飞机的油门杆相，飞机的油门杆选用一种位置传感器，可以具有O～10VDC模拟电压信号输出功能，通过O～10VDC模拟电压信号实现对电机转速从0～最大电机转速的控制；所述传感器接口用于与飞机的飞行速度传感器相连，采集飞机的飞行速度；所述传感器接口还与位置及温度传感器相连，用于采集电机转子的位置信号和电机温度信号；所述传感器接口还与转速速度传感器相连，用于采集电机的转速信号；所述母线电压采集接口与安装在直流电压母线上的直流电压互感器相连，用于采集母线上输入直流电压的大小；所述驱动信号输出接口与隔离驱动电路相连，控制板通过驱动信号输出接口输出驱动板所需的PWM驱动信号；所述温度采集接口与温度传感器相连，采集控制器的温度信号；

所述的机械单元包括壳体组件、控制板支架、散热器组件，控制板、驱动板、滤波电、连接器；壳体组件包括壳体和壳体盖；散热器组件包括散热器、散热器护盖、散热风扇；所述的壳体盖安装在壳体的顶端，散热器安装通过螺栓固定在壳体的下端，散热器护盖安装在散热器两端及底部，散热风扇安装在散热器的一侧，控制板支架安装在壳体内，散热器上；所述驱动板固定在壳体底部，驱动板上的功率模块的散热面穿过控制器壳体底面的孔与散热器的平面相连，控制板固定在驱动板的正上方，控制板输出的驱动信号通过牛角括排与驱动板相连；滤波电容安装在控制板的右侧，滤波电容的一端通过导电铜排与直流母线的正极相连，另一端通过导电铜排与直流母线的负极相连；控制器的输出端U相、V相及W相连接器用螺栓安装在控制器外壳的右侧。

一种电动飞机的控制器的控制方法，

步骤一：对CPU寄存器进行初始化；

步骤二：检测电动飞机油门量信号；

步骤三：按公式(1)所示将油门量信号转换成数字量信号；

D_x＝0.1U_x×D_max (1)

其中U_x为检测到的油门量信号，D_max为10V电压信号对应的数字量信号，D_x为在油门量信号在U_x情况下转换得到的数字量信号；此时的数字量信号D_x作为螺旋桨转速信号的给定值；

步骤四：根据螺旋桨转速信号给定值给电机输入三相交流电；

步骤五：再次检测油门量信号，当油门量发生变化时，根据油门量变化调节螺旋桨转速，当油门量未发生变化时，开始检测中断标志位；

步骤六：当检测到中断标志位置1时，进入中断服务程序，在中断服务程序中采集传感器检测到的飞机实际飞行速度，当未检测到中断标志位置1，则继续等待进入中断服务程序，直至进入中断程序为止；

步骤七：执行完中断服务程序后，开始判断实际飞行速度是否为设定飞行速度；若不为设定飞行速度，则说明飞机受到突风情况的影响，则需要通过调节螺旋桨的转速来使其等于设定飞行速度；当判定等于设定飞行速度时，则返回主程序。

作为优选，所述电流传感器包括三组交流电流传感器和一组直流电流传感器。

作为优选，所述功率模块包括三组逆变器桥，且每组逆变器桥包括IGBT模块。

作为优选，所述IGBT模块采用的型号是FF600R07ME4_B11；所述CPU的型号是TMS320F28335。

作为优选，所述驱动板型号为：EPRC-D-001，所述主控板型号为：EPRC-C-001，所述散热器型号为：EPRC-R-001。

作为优选，所述直流电流传感器型号为HAH1DR200-S，所述交流电流传感器型号为HAH1DR400-S。

作为优选，所述波滤电容的型号为SHC-600-800-SJ，600V，80011μF无感矩形薄膜电。

作为优选，所述的控制板安装在控制板支架上。

作为优选，所述的壳体组件、控制板支架、散热器组件均采用轻质铝材料制成。

本发明在实际应用过程中，散热器表面紧贴功率模块(IGBT)的散热表面，控制器温度传感器探头夹在散热器和功率模块(IGBT)表面之间，控制器的控制板放在控制器盒内，飞行速度传感器安装在飞机外表面，在飞机座舱的正上部，通过通信线缆直接与控制器的通信连接器相连，飞机仪表板安装在飞机座舱内，飞行员座椅正前方，飞机仪表板上安装有动力综合显示器，显示器的背面的通信连接器与控制器和电池通过通信线缆连接；“油门杆”安装在两个飞机座椅之间，便于飞行员操作，油门杆输出0-10VDC信号通过通信线缆输入到控制器模拟信号接口；螺旋桨安装在飞机的机头位置，螺旋桨直接固定在电机转子的法兰盘上，通过电机转子的旋转带动螺旋桨转动产生飞机所需的推力；电机固定在飞机机头部分的发动机架上；电机轴固定在电机转子上，电机转子通过轴承固定在电机外壳上，给电机运子通入三相交流电带动电机转子旋转，将电能转换为机械能；理蓄电池放在的飞机的尾部的电池仓内，理蓄电池通过两个动力线缆给控制器提供电能，为飞机提供动力。

工作原理：理蓄电池组提供螺旋桨所需的动力，电机控制器将理蓄电池组输出的直流变成同步电机需要的三相交流电，控制直流输入端并有容量很大的滤波电容，软启动电路在理蓄电池组接入控制器的瞬间串入软启动电阻，抑制电流的突变；当滤波电容充电完成后，再闭合母线主回路接触器，旁路软启动电阻。0或5V开关量信号经由开关信号接口输入给控制器控制板用于控制电机的开关机，0.4V～10V电压信号经由模拟信号接口输入给控制器控制板，用于调节螺旋桨转速的大小。通过CAN通信及232通信接口可以实现控制器与上位机的信息交换。电机的位置、温度及速度信号经由传感器接口传送给控制器控制板。通过电压及电流传感器采集母线电压及电机三相电流信号输入到控制器控制板。

飞机启动后，理蓄电池组直流电通过控制器转换为三相交流电，提供给永磁同步电机，永磁同步电机得到三相交流电后，带动螺旋桨旋转产生推力，飞机在推力的作用下开始产生加速度，飞机开始加速，调节油门杆的“油门量”来调节螺旋桨的转速，使飞机的加速增，当螺旋桨达到一定转速后，飞机达到设定飞行速度，飞机进入稳态运行阶段。在飞行过程中可以通过调节油门杆的“油门量”来改变飞机的飞行速度。

工作过程：螺旋桨转速传感器安装在电机轴上，飞行速度传感器安装在飞机仪表面板上，通过GPS卫星定位系统检测飞机的实际飞行速度，飞行员按照预定的飞机飞行速度，通过给定油门杆上的“油门量”，设定螺旋桨转速未获得飞机飞行速度，当检测到实际飞行速度不等于设定速度时，可以通过调节油门杆来改变螺旋桨转速，使实际飞行速度等于设定飞行速度，使飞机按设定飞行速度稳态运行。

当飞机在某一飞行速度下稳态运行时，其螺旋桨产生的推力功率等于飞机受到空气阻力功率，即如公式(2)所示：

其中P_Thrust为螺旋桨产生的推力功率；V_Fs为飞机稳态运行下的速度；T为螺旋桨产生的推力；为螺旋桨受到的阻力；L/D为飞机的升阻比，为一恒定数值；W_To飞机的起飞重量，起飞重量为有效载荷(包含飞行员、行李等重量)与飞机重量之和。

从上式，不难看出，飞机在稳态飞行时螺旋桨的推力为以恒定数值，然而，在实际飞行过程中，当飞机遇到突风(突风包括顺风，逆风和侧风)情况时，造成螺旋桨的推力不等于飞机受到的阻力产生一个加速度，造成飞机飞行速度的改变，从而造成飞机开始颠簸。为了保持飞机稳态运行，这就需要通过改变螺旋桨的转速来调节螺旋桨的推力，从而使实际飞行速度恢复到设定飞行速度。当飞机遇上侧风或逆风，飞行速度小于设定飞行速度时，增加油门量，使螺旋桨转速提高，螺旋桨的推力随之增加，飞机进入加速状态，当飞机的飞行速度等于设定飞行速度时，停止加速，飞机处于稳态运行；反之，当飞机遇到侧风或顺风，飞机的飞行速度大于设定飞机飞行速度时，则通过降低油门量来减小螺旋桨转速，减小螺旋桨的推力，使飞机处于减速状态，当飞机的实际转速等于设运转速时，停止减速，飞机达到稳定运行状态。

具体实施方式的内容是为了便于本领域技术人员理解和使用本发明而描述的，并不构成对本发明保护内容的限定。本领域技术人员在阅读了本发明的内容之后，可以对本发明进行合适的修改。本发明的保护内容以权利要求的内容为准。在不脱离权利要求的实质内容和保护范围的情况下，对本发明进行的各种修改、变更和替换等都在本发明的保护范围之内。

Claims (1)

1.一种电动飞机的控制器的控制方法，其特征在于：

步骤一：对CPU寄存器进行初始化；

步骤二：检测电动飞机油门量信号；

步骤三：按公式(1)所示将油门量信号转换成数字量信号；

D_x＝0.1U_x×D_max (1)

其中U_x为检测到的油门量信号，D_max为10V电压信号对应的数字量信号，D_x为在油门量信号在U_x情况下转换得到的数字量信号；此时的数字量信号D_x作为螺旋桨转速信号的给定值；

步骤四：根据螺旋桨转速信号给定值给电机输入三相交流电；

步骤五：再次检测油门量信号，当油门量发生变化时，根据油门量变化调节螺旋桨转速，当油门量未发生变化时，开始检测中断标志位；

步骤六：当检测到中断标志位置1时，进入中断服务程序，在中断服务程序中采集传感器检测到的飞机实际飞行速度，当未检测到中断标志位置1，则继续等待进入中断服务程序，直至进入中断程序为止；

步骤七：执行完中断服务程序后，开始判断实际飞行速度是否为设定飞行速度；若不为设定飞行速度，则说明飞机受到突风情况的影响，则需要通过调节螺旋桨的转速来使其等于设定飞行速度；当判定等于设定飞行速度时，则返回主程序。