CN111736621A - 飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器 - Google Patents

飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器 Download PDF

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Abstract

本发明涉及能量管理技术领域，具体涉及飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器，其中能量管理方法包括获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数；所述调整次数大于或等于3；基于视速度模量消耗量以及视速度消耗量，计算目标姿态角的大小；基于视速度模量消耗量、视速度方向以及调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，以使得调整后的目标飞行器沿与视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。将目标飞行器姿态角的调整次数设置为大于或等于3次，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，能够有效提高能量管理对轨道控制的精度。

Description

飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器
技术领域
本发明涉及能量管理技术领域，具体涉及飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器。
背景技术
所谓能量管理是指管理发动机工作过程输出的能量，因此只能在主动飞行段（即，发动机工作中）中进行能量管理。其中，对飞行器的能量管理一般是采用飞行器在飞行过程中的姿态调整实现。例如，飞行器的发动机在正常工过程中产生的能量为W1，而发动机的下游所需要的能量为W2，那么就会存在（W1-W2）的能量差值，就需要通过能量管理将这部分能量差值消耗掉，且在能量消耗结束后并不影响飞行器的正常飞行。
对于飞行器的能量管理，例如固体火箭的能量管理，发明人试图采用双向姿态角调整策略对飞行器进行能量管理。然而，发明人在利用双向姿态角调整对飞行器进行能量管理时发现，该策略可以有效进行固体火箭能量管理并抑制与视速度垂直的速度增量，但是该策略导致能量管理过程中与视速度对应的横向位移不为零，导致有位置精度要求的轨道偏差较大。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种飞行器能量管理方法、控制方法及飞行器，以解决现有能量管理方法导致飞行器的飞行轨道偏差较大的问题。
根据第一方面，本发明实施例提供了一种飞行器能量管理方法，包括：
获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数；其中，所述调整次数大于或等于3；
基于所述视速度模量消耗量以及所述视速度消耗量，计算目标姿态角的大小；
基于所述视速度模量消耗量、所述视速度方向以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的所述视速度模量，以使得调整后的所述目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。
本发明实施例提供的飞行器能量管理方法，将目标飞行器姿态角的调整次数设置为大于或等于3次，并确定各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，能够有效提高能量管理对轨道控制的精度。
结合第一方面，在第一方面第一实施方式中，所述调整次数为3；其中，所述基于所述视速度模量消耗量、所述视速度方向以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及时间关系，以使得调整后的所述目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，包括：
基于所述调整次数以及所述视速度方向，确定第一次姿态角调整的方向为与所述视速度方向垂直方向上的第一方向，第二次姿态角的调整方向为与所述视速度方向垂直方向上的第二方向，第三次姿态角的调整方向为所述第一方向；其中，所述第一方向与所述第二方向相反；
利用所述视速度模量消耗量以及所述调整次数，确定各次姿态角调整所消耗的所述视速度模量；其中，所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量与所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和与所述第二次姿态角调整所消耗的视速度模量相等。
本发明实施例提供的飞行器能量管理方法，通过三次姿态角调整进行能量管理，在保证不影响能量管理对轨道控制的精度的前提下，减少了姿态角调整次数，减少了数据处理量，提高了能量管理的效率。
结合第一方面第一实施方式，在第一方面第二实施方式中，采用如下公式表示所述各次姿态角调整所消耗的所述视速度模量：
Figure 663771DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，W0=0，W1为所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量，W2为所述第一次姿态角调整与所述第二次姿态角调整所消耗的视速度模量之和，W3为所述第一次姿态角调整、所述第二次姿态角调整以及所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和。
结合第一方面第二实施方式，在第一方面第三实施方式中，所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量与所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量相等。
本发明实施例提供的飞行器能量管理方法，将第一次姿态角调整与第三次姿态角调整所消耗的视速度模量设置为相等，可以简化能量管理，提高能量管理的效率。
结合第一方面第一实施方式，在第一方面第四实施方式中，所述利用所述视速度模量消耗量以及所述调整次数，确定各次姿态角调整所消耗的所述视速度模量，包括：
利用所述视速度模量消耗量以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整时间；其中，所述调整时间与姿态角调整所消耗的视速度模量对应。
本发明实施例提供的飞行器能量管理方法，通过对各自姿态角的调整时间进行限定，以确定各次姿态角调整所消耗的视速度模量，由于时间相对于视速度模量而言比较好把控，因此通过各次姿态角的调整时间反映各次姿态角调整所消耗的视速度模量，提高了能量管理的精度。
结合第一方面第四实施方式，在第一方面第五实施方式中，所述第一次姿态角的调整时间与所述第三次姿态角的调整时间相等。
结合第一方面第一实施方式至第五实施方式中任一项，在第一方面第六实施方式中，所述目标姿态角的大小采用如下公式计算：
Figure 91341DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 621679DEST_PATH_IMAGE003
为所述目标姿态角，
Figure 171610DEST_PATH_IMAGE004
为所述视速度消耗量，
Figure 818359DEST_PATH_IMAGE005
为所述第一次姿态角调整、 所述第二次姿态角调整以及所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和。
根据第二方面，本发明实施例还提供了一种飞行器飞行控制方法，包括：
获取飞行器各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量；其中，所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量是根据本发明第一方面，或第一方面任一项实施方式中所述的飞行器能量管理方法确定的；
基于所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，对所述目标飞行器进行控制。
本发明实施例提供的飞行器飞行控制方法，由于各次姿态角调整的各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，提高了能量管理对轨道控制的精度，进而提高了飞行控制的精度。
根据第三方面，本发明实施例还提供了一种飞行器能量管理装置，包括：
第一获取模块，用于获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数；其中，所述调整次数大于或等于3；
计算模块，用于基于所述视速度模量消耗量以及所述视速度消耗量，计算目标姿态角的大小；
确定模块，用于基于所述视速度模量消耗量、所述视速度方向以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的所述视速度模量，以使得调整后的所述目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。
本发明实施例提供的飞行器能量管理装置，将目标飞行器姿态角的调整次数设置为大于或等于3次，并确定各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，能够有效提高能量管理对轨道控制的精度。
根据第四方面，本发明实施例还提供了一种飞行器飞行控制装置，包括：
第二获取模块，用于获取飞行器各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量；其中，所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量是根据本发明第一方面，或第一方面任一项实施方式中所述的飞行器能量管理方法确定的；
控制模块，用于基于所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，对所述目标飞行器进行控制。
本发明实施例提供的飞行器飞行控制装置，由于各次姿态角调整的各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，提高了能量管理对轨道控制的精度，进而提高了飞行控制的精度。
根据第五方面，本发明实施例提供了一种电子设备，包括：存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的飞行器能量管理方法，或执行第二方面所述的飞行器控制方法。
根据第六方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或者第一方面的任意一种实施方式中所述的飞行器能量管理方法，或执行第二方面所述的飞行器控制方法。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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示出了双向姿态角调整时姿态角与视速度模量消耗量的关系示意图；
图2示出了双向姿态角调整时姿态角与视速度模量消耗量的关系示意图；
图3示出了双向姿态角调整时垂直于视速度方向的视速度增量与视速度模量消耗量的关系示意图；
图4示出了双向姿态角调整时垂直于视速度方向的视速度位移与视速度模量消耗量的关系示意图；
图5是根据本发明实施例的飞行器能量管理方法的流程图；
图6是根据本发明实施例的飞行器能量管理方法的流程图；
图7是根据本发明实施例的三次姿态角调整时姿态角与视速度模量消耗量的关系示意图；
图8是根据本发明实施例的三次姿态角调整时姿态角与视速度模量消耗量的关系示意图；
图9是根据本发明实施例的三次姿态角调整时垂直于视速度方向的视速度增量与视速度模量消耗量的关系示意图；
图10是根据本发明实施例的三次姿态角调整时垂直于视速度方向的视速度位移与视速度模量消耗量的关系示意图；
图11是根据本发明实施例的飞行器飞行控制方法的流程图；
图12是根据本发明实施例的飞行器能量管理装置的结构框图；
图13是根据本发明实施例的飞行器飞行控制装置的结构框图；
图14是本发明实施例提供的飞行器的硬件结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做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。
例如，当前位置点为A，目标位置点为B。为下文描述方便，对下文涉及的名词解释如下：
视速度：指定方向的速度，如沿飞行器某个轴的速度；
待增速度方向：视速度方向；
横向位移：AB连线的垂直方向距离；
末端速度增量：到B点时的速度增量在AB连线垂直方向分量；
末端位置精度：到终端时的位置与AB连线垂直距离。
如图1所示，图1示出了双向姿态角调整策略中姿态角与视速度模量消耗量之间的关系。所示的双向姿态角调整能够保证在目标飞行器发动机关机后待增速度方向以外的方向上，视速度增量为零。其中，W为视速度模量消耗量，Qm为相对于待增速度方向的姿态角，W0为初始视速度模量消耗量，W1为第一次姿态角调整后的视速度模量消耗量，W2为第一次姿态角调整与第二次姿态角调整所消耗的视速度模量消耗量之和。
如图2所述，W为视速度模量消耗量，Qm为相对于待增速度方向的姿态角。这种方法通过发动机摆角偏离待增速度方向一定角度飞行达到消耗多余视速度的目的，同时为保证终端点满足垂直方向的视速度增量也为了0，因此双向姿态调节的能量耗散公式满足如下要求：
Figure 49620DEST_PATH_IMAGE006
Figure 700044DEST_PATH_IMAGE007
其中，
Figure 155296DEST_PATH_IMAGE008
为初始视速度模量消耗量，
Figure 523961DEST_PATH_IMAGE009
为第一次姿态角调整所消耗的视速度模量消 耗量，
Figure 542601DEST_PATH_IMAGE010
为第一次姿态角与第二次姿态角调整所消耗的视速度模量消耗量之和，
Figure 109849DEST_PATH_IMAGE011
为姿 态角，即发动机偏离视速度方向的角度，
Figure 939264DEST_PATH_IMAGE012
为视速度消耗量。
如图3以及4所示，图3示出了垂直于视速度方向的视速度增量（DW）与视速度模量消耗量（W）的关系，图4示出了垂直于视速度方向的视速度位移（DS）与视速度模量消耗量（W）的关系。从图3以及图4所示的计算结果看出，虽然在能量管理终端处（即W2）垂直于W方向的速度（DW）为0，但是视距离（DS）不为0。其中，所述的W方向为视速度方向。因此，所述的双向姿态角策略导致能量管理过程中与视速度对应的横向位移不为零，导致有位置精度要求的轨道偏差较大。基于此，本申请提出了一种飞行器能量管理方法，通过对目标飞行器进行至少3次的姿态角调整，使得调整后的目标飞行器沿与视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。
根据本发明实施例，提供了一种飞行器能量管理方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
在本实施例中提供了一种飞行器能量管理方法，可用于飞行器，例如固体火箭中，图5是根据本发明实施例的飞行器能量管理方法的流程图，如图5所示，该流程包括如下步骤：
S11，获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数。
其中，所述调整次数大于或等于3。
在目标飞行器控制过程中，所述的视速度模量消耗量、视速度方向以及视速度消耗量均可以从目标飞行器中所采集的参数中获取到。目标飞行器姿态角的调整次数可以根据实际情况进行相应的设置，只需保证调整次数大于或等于3即可。
本实施例中所述的飞行器能量管理方法相当于在双向姿态角调整的基础上增加至少一次姿态角调整，具体增加的次数可以根据实际情况进行相应的设置。
S12，基于视速度模量消耗量以及视速度消耗量，计算目标姿态角的大小。
目标飞行器在获取到视速度模量消耗量以及视速度消耗量之后，利用视速度模量消耗量以及视速度消耗量，计算出目标姿态角的大小。其中，对目标飞行器进行姿态角调整的目的是为了将视速度模量消耗量以及视速度消耗量消耗掉，因此，利用视速度模量消耗量、视速度消耗量与目标姿态角之间的关系，利用几何关系即可得到目标姿态角的大小。
S13，基于视速度模量消耗量、视速度方向以及调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，以使得调整后的目标飞行器沿与视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。
目标飞行器在获取到姿态角的调整次数之后，利用视速度模量消耗量与调整次数，可以计算得到各次视速度模量消耗量，并确定各次姿态角的调整方向。为了使得调整后的目标飞行器沿与视速度方向垂直方向上的速度以及视距离为零，可以将姿态角的调整方向设置为与视速度方向垂直方向，且各次姿态角的调整方向不同。
其中，各次姿态角调整所消耗的视速度模量与姿态角的调整次数有关，可以按照比例分配各次姿态角调整所消耗的视速度模量，也可以根据实际情况确定各次姿态角调整所消耗的视速度模量等等。在本实施例中对该步骤的并不做任何限定，具体将在下文中进行详细描述。
本实施例提供的飞行器能量管理方法，将目标飞行器姿态角的调整次数设置为大于或等于3次，并确定各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，能够有效提高能量管理对轨道控制的精度。
在本实施例中提供了一种飞行器能量管理方法，可用于飞行器，例如固体火箭中，图6是根据本发明实施例的飞行器能量管理方法的流程图，如图6所示，该流程包括如下步骤：
S21，获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数。
其中，所述调整次数大于或等于3。
详细请参见图5所示实施例的S11，在此不再赘述。
S22，基于视速度模量消耗量以及视速度消耗量，计算目标姿态角的大小。
所述目标姿态角的大小采用如下公式计算：
Figure 795225DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 368289DEST_PATH_IMAGE003
为所述目标姿态角，
Figure 524464DEST_PATH_IMAGE004
为所述视速度消耗量，
Figure 744355DEST_PATH_IMAGE005
为所述第一次姿态角调整、 所述第二次姿态角调整以及所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和。
S23，基于视速度模量消耗量、视速度方向以及调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，以使得调整后的目标飞行器沿与视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。
在本实施例中，以3次姿态角调整为例，即调整次数为3为例进行详细描述。
具体地，上述S23包括如下步骤：
S231，基于调整次数以及视速度方向，确定第一次姿态角调整的方向为与视速度方向垂直方向上的第一方向，第二次姿态角的调整方向为与视速度方向垂直方向上的第二方向，第三次姿态角的调整方向为第一方向。
其中，所述第一方向与所述第二方向相反。
如图7所示，将与视速度方向垂直方向上的第一方向定义为正方向，将第二方向定义为负方向。那么第一次姿态角的调整方向为正方向，则第二次姿态角的调整方向为负方向，第三次姿态角的调整方向为正方向。
S232，利用视速度模量消耗量以及调整次数，确定各次姿态角调整所消耗的视速度模量。
其中，所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量与所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和与所述第二次姿态角调整所消耗的视速度模量相等。
例如，采用如下公式表示所述各次姿态角调整所消耗的所述视速度模量：
Figure 618770DEST_PATH_IMAGE013
；
其中，W0=0，W1为所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量，W2为所述第一次姿态角调整与所述第二次姿态角调整所消耗的视速度模量之和，W3为所述第一次姿态角调整、所述第二次姿态角调整以及所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和。
作为本实施例的一种可选实施方式，如图7所示，第一次姿态角调整所消耗的视速 度模量与第三次姿态角调整所消耗的视速度模量相等。即，
Figure 261104DEST_PATH_IMAGE014
=
Figure 475047DEST_PATH_IMAGE015
。
如图9以及10所示，在能量管理终端处（即W3）垂直于W方向的速度（DW）为0，同时视距离（DS）也为0，该方法相对于双向姿态调整的方法能量耗散的能力相同，多一次姿态调整过程，可保证末端垂直方向视距离为0。该方法可在飞行器（例如，固体火箭）的能量管理过程中更为精确的控制飞行器轨迹末端的速度增量及位置，从而提高飞行器入轨精度。
在本实施例的一些可选实施方式中，上述S232可以包括如下步骤：
利用视速度模量消耗量以及调整次数，确定各次姿态角的调整时间；其中，所述调整时间与姿态角调整所消耗的视速度模量对应。
通过对各自姿态角的调整时间进行限定，以确定各次姿态角调整所消耗的视速度模量，由于时间相对于视速度模量而言比较好把控，因此通过各次姿态角的调整时间反映各次姿态角调整所消耗的视速度模量，提高了能量管理的精度。
进一步可选地，第一次姿态角的调整时间与第三次姿态角的调整时间相等。
本实施例提供的飞行器能量管理方法，通过三次姿态角调整进行能量管理，在保证不影响能量管理对轨道控制的精度的前提下，减少了姿态角调整次数，减少了数据处理量，提高了能量管理的效率。
根据本发明实施例，提供了一种飞行器飞行控制方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
在本实施例中提供了一种飞行器飞行控制方法，可用于飞行器，例如固体火箭中，图11是根据本发明实施例的飞行器能量管理方法的流程图，如图11所示，该流程包括如下步骤：
S31，获取飞行器各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量。
其中，所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量是根据上述实施例中所述的飞行器能量管理方法确定的。
详细请参见图5或图6所示实施例的描述，在此不再赘述。
S32，基于各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，对目标飞行器进行控制。
飞行器基于各次姿态角的调整方向以及各次姿态角调整所消耗的视速度模量，对目标飞行器进行姿态控制。其中，对目标飞行器的姿态控制可以根据实际情况进行相应的设置，在此并不做任何限制，只需保证对目标飞行器的姿态控制是根据各次姿态角的调整方法以及所消耗的视速度模量进行的即可。
本实施例提供的飞行器飞行控制方法，由于各次姿态角调整的各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，提高了能量管理对轨道控制的精度，进而提高了飞行控制的精度。
在本实施例中还提供了一种飞行器能量管理装置，或飞行器飞行控制装置，该装置用于实现上述实施例及优选实施方式，已经进行过说明的不再赘述。如以下所使用的，术语“模块”可以实现预定功能的软件和/或硬件的组合。尽管以下实施例所描述的装置较佳地以软件来实现，但是硬件，或者软件和硬件的组合的实现也是可能并被构想的。
本实施例提供一种飞行器能量管理装置，如图12所示，包括：
第一获取模块41，用于获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数；其中，所述调整次数大于或等于3；
计算模块42，用于基于所述视速度模量消耗量以及所述视速度消耗量，计算目标姿态角的大小；
确定模块43，用于基于所述视速度模量消耗量、所述视速度方向以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的所述视速度模量，以使得调整后的所述目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。
本实施例提供的飞行器能量管理装置，将目标飞行器姿态角的调整次数设置为大于或等于3次，并确定各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，能够有效提高能量管理对轨道控制的精度。
本实施例还提供一种飞行器飞行控制装置，如图13所示，包括：
第二获取模块51，用于获取飞行器各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量；其中，所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量是根据本发明第一方面，或第一方面任一项实施方式中所述的飞行器能量管理方法确定的；
控制模块52，用于基于所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，对所述目标飞行器进行控制。
本实施例提供的飞行器飞行控制装置，由于各次姿态角调整的各次姿态角的调整方向和所消耗的视速度模量，在消耗能量的同时使得调整后目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，即，使得能量管理附加的理论速度偏差和位移偏差均为零，提高了能量管理对轨道控制的精度，进而提高了飞行控制的精度。
本实施例中的飞行器能量管理装置，或飞行器飞行控制装置是以功能单元的形式来呈现，这里的单元是指ASIC电路，执行一个或多个软件或固定程序的处理器和存储器，和/或其他可以提供上述功能的器件。
上述各个模块的更进一步的功能描述与上述对应实施例相同，在此不再赘述。
本发明实施例还提供一种飞行器，具有上述图12所示的飞行器能量管理装置，或图13所示的飞行器飞行控制装置。
请参阅图14，图14是本发明可选实施例提供的一种飞行器的结构示意图，如图14所示，该飞行器可以包括：至少一个处理器61，例如CPU（Central Processing Unit，中央处理器），至少一个通信接口63，存储器64，至少一个通信总线62。其中，通信总线62用于实现这些组件之间的连接通信。其中，通信接口63可以包括显示屏（Display）、键盘（Keyboard），可选通信接口63还可以包括标准的有线接口、无线接口。存储器64可以是高速RAM存储器（Random Access Memory，易挥发性随机存取存储器），也可以是非不稳定的存储器（non-volatile memory），例如至少一个磁盘存储器。存储器64可选的还可以是至少一个位于远离前述处理器61的存储装置。其中处理器61可以结合图12或13所描述的装置，存储器64中存储应用程序，且处理器61调用存储器64中存储的程序代码，以用于执行上述任一方法步骤。
其中，通信总线62可以是外设部件互连标准（peripheral componentinterconnect，简称PCI）总线或扩展工业标准结构（extended industry standardarchitecture，简称EISA）总线等。通信总线62可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图14中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
其中，存储器64可以包括易失性存储器（英文：volatile memory），例如随机存取存储器（英文：random-access memory，缩写：RAM）；存储器也可以包括非易失性存储器（英文：non-volatile memory），例如快闪存储器（英文：flash memory），硬盘（英文：hard diskdrive，缩写：HDD）或固态硬盘（英文：solid-state drive，缩写：SSD）；存储器64还可以包括上述种类的存储器的组合。
其中，处理器61可以是中央处理器（英文：central processing unit，缩写：CPU），网络处理器（英文：network processor，缩写：NP）或者CPU和NP的组合。
其中，处理器61还可以进一步包括硬件芯片。上述硬件芯片可以是专用集成电路（英文：application-specific integrated circuit，缩写：ASIC），可编程逻辑器件（英文：programmable logic device，缩写：PLD）或其组合。上述PLD可以是复杂可编程逻辑器件（英文：complex programmable logic device，缩写：CPLD），现场可编程逻辑门阵列（英文：field-programmable gate array，缩写：FPGA），通用阵列逻辑（英文：generic arraylogic, 缩写：GAL）或其任意组合。
可选地，存储器64还用于存储程序指令。处理器61可以调用程序指令，实现如本申请图5和6实施例中所示的飞行器能量管理方法，或图11所述的飞行器飞行控制方法。
本发明实施例还提供了一种非暂态计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意方法实施例中的飞行器能量管理方法，或飞行器飞行控制方法。其中，所述存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体（Read-Only Memory，ROM）、随机存储记忆体（Random Access Memory，RAM）、快闪存储器（FlashMemory）、硬盘（Hard Disk Drive，缩写：HDD）或固态硬盘（Solid-State Drive，SSD)等；所述存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。

Claims (10)

1.一种飞行器能量管理方法，其特征在于，包括：
获取视速度模量消耗量、视速度方向、视速度消耗量以及目标飞行器姿态角的调整次数；其中，所述调整次数大于或等于3；
基于所述视速度模量消耗量以及所述视速度消耗量，计算目标姿态角的大小；
基于所述视速度模量消耗量、所述视速度方向以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的所述视速度模量，以使得调整后的所述目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述调整次数为3；其中，所述基于所述视速度模量消耗量、所述视速度方向以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整方向以及所消耗的所述视速度模量，以使得调整后的所述目标飞行器沿与所述视速度方向垂直方向上的速度以及视距离均为零，包括：
基于所述调整次数以及所述视速度方向，确定第一次姿态角调整的方向为与所述视速度方向垂直方向上的第一方向，第二次姿态角调整的方向为与所述视速度方向垂直方向上的第二方向，第三次姿态角调整的方向为所述第一方向；其中，所述第一方向与所述第二方向相反；
利用所述视速度模量消耗量以及所述调整次数，确定各次姿态角调整所消耗的所述视速度模量；其中，所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量与所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和与所述第二次姿态角调整所消耗的视速度模量相等。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，采用如下公式表示所述各次姿态角调整所消耗的所述视速度模量：
Figure 961007DEST_PATH_IMAGE001
；
其中，W0=0，W1为所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量，W2为所述第一次姿态角调整与所述第二次姿态角调整所消耗的视速度模量之和，W3为所述第一次姿态角调整、所述第二次姿态角调整以及所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述第一次姿态角调整所消耗的视速度模量与所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量相等。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述利用所述视速度模量消耗量以及所述调整次数，确定各次姿态角调整所消耗的所述视速度模量，包括：
利用所述视速度模量消耗量以及所述调整次数，确定各次姿态角的调整时间；其中，所述调整时间与姿态角调整所消耗的视速度模量对应。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述第一次姿态角的调整时间与所述第三次姿态角的调整时间相等。
7.根据权利要求2-6中任一项所述的方法，其特征在于，所述目标姿态角的大小采用如下公式计算：
Figure 664521DEST_PATH_IMAGE002
其中，
Figure 553980DEST_PATH_IMAGE003
为所述目标姿态角，
Figure 229812DEST_PATH_IMAGE004
为所述视速度消耗量，
Figure 565765DEST_PATH_IMAGE005
为所述第一次姿态角调整、 所述第二次姿态角调整以及所述第三次姿态角调整所消耗的视速度模量之和。
8.一种飞行器飞行控制方法，其特征在于，包括：
获取飞行器各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量；其中，所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量是根据权利要求1-7中任一项所述的飞行器能量管理方法确定的；
基于所述各次姿态角的调整方向以及所消耗的视速度模量，对所述目标飞行器进行控制。
9.一种飞行器，其特征在于，包括：
存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行权利要求1-7中任一项所述的飞行器能量管理方法，或权利要求8所述的飞行器飞行控制方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使计算机执行权利要求1-7中任一项所述的飞行器能量管理方法，或权利要求8所述的飞行器飞行控制方法。
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