CN112009669B - 一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置，涉及航空航天技术领域，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。本申请无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵既可控制其飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。

Description

一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置。

背景技术

传统的飞行器减速方式，主要有刚性气动减速器、降落伞减速等，而传统的飞行器减速方式需要额外在飞行器上增加减速减旋装置，这样会增加飞行器的消极质量，给飞行器结构设计及控制系统带来较大的难度。

随着飞行器技术的快速发展，现阶段，发展出柔性气动减速器、反推减速器、组合减速装置等新型减速技术，但由于以上技术成熟性不足，故而这些新型减速技术在飞行器领域应用仍然存在一定的局限性。

因此，提供一种基于空气舵的飞行器减速技术方案，用以满足现阶段对飞行器的速度控制需求。

发明内容

本申请提供一种基于空气舵的飞行器的减速方法及装置，无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵既可控制其飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。

第一方面，本申请提供了一种基于空气舵的飞行器的减速方法，所述飞行器的尾部对称设置多个空气舵，所述方法包括以下步骤：

当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；

根据所述飞行器的当前姿态角以及各所述空气舵的安装方位，生成各所述空气舵的实物舵偏角；

根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令；

各所述空气舵根据对应的所述最终实物舵偏角指令进行偏转；

所述根据所述飞行器的当前姿态角以及各所述空气舵的安装方位，生成各所述空气舵的实物舵偏角中，包括以下步骤：

根据所述飞行器的当前姿态角，生成分别与俯仰通道、偏航通道以及滚转通道对应的通道舵控偏角；

根据各所述通道舵控偏角以及各所述空气舵的安装方位，计算生成各所述空气舵的实物舵偏角。

进一步的，所述方法还包括以下步骤：

待所述飞行器的实际飞行速度不超过预设飞行速度后，各所述空气舵的预置舵偏角回零。

具体的，所述飞行器包括四个所述空气舵；

各所述空气舵以所述飞行器的轴心为中心轴，对称设置在所述飞行器的侧壁；

在所述飞行器的飞行方向上，四个所述空气舵呈相互平行的两排排布；

下排的两个所述空气舵分别为第一空气舵和第二空气舵，上排的两个所述空气舵分别为第三空气舵和第四空气舵。

具体的，所述根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成对应各所述空气舵的预置舵偏角，具体包括以下步骤：

根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成预置舵标准偏角；

将所述预置舵标准偏角以及各所述空气舵的安装方位，计算生成各所述空气舵的预置舵偏角。

优选的，所述预置舵偏角的计算公式为：

其中，

δ_P为所述预置舵标准偏角，δ_1,P为所述第一空气舵的所述预置舵偏角，δ_2,P为所述第二空气舵的所述预置舵偏角，δ_3,P为所述第三空气舵的所述预置舵偏角，δ_4,P为所述第四空气舵的所述预置舵偏角。

俯仰通道优选的，所述实物舵偏角的计算公式为：

其中，

为所述俯仰通道的所述通道舵控偏角，δ_ψ为所述偏航通道的所述通道舵控偏角，δ_γ为所述滚转通道的所述通道舵控偏角，δ_1,S为所述第一空气舵的所述实物舵偏角，δ_2,S为所述第二空气舵的所述实物舵偏角，δ_3,S为所述第三空气舵的所述实物舵偏角，δ_4,S为所述第四空气舵的所述实物舵偏角。

具体的，所述根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令，具体包括以下步骤：

根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，计算生成各所述空气舵的最终实物舵偏角；

对应各所述空气舵的最终实物舵偏角以及各所述空气舵的方位，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令。

优选的，所述最终实物舵偏角的计算公式为：

其中，

δ₁为所述第一空气舵的所述最终实物舵偏角，δ₂为所述第二空气舵的所述最终实物舵偏角，δ₃为所述第三空气舵的所述最终实物舵偏角，δ₄为所述第四空气舵的所述最终实物舵偏角。

第二方面，本申请提供了一种基于空气舵的飞行器的减速装置，所述飞行器的尾部对称设置多个空气舵，所述装置包括：

飞行速度监测模块，其用于识别飞行器的实际飞行速度；

姿态角度监测模块，其用于识别飞行器的当前姿态角；

第一计算模块，其用于当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；

第二计算模块，其用于根据所述飞行器的当前姿态角以及各所述空气舵的安装方位，生成各所述空气舵的实物舵偏角；

指令生成模块，其用于根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令；

空气舵偏转模块，其用于控制各所述空气舵根据对应的所述最终实物舵偏角指令进行偏转；其中，

所述第二计算模块还用于根据所述飞行器的当前姿态角，生成分别与俯仰通道、偏航通道以及滚转通道对应的通道舵控偏角；

所述第二计算模块还用于根据各所述通道舵控偏角以及各所述空气舵的安装方位，计算生成各所述空气舵的实物舵偏角。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

1、本申请提供了一种基于空气舵的飞行器减速技术，无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵根据计算获得的偏转角度进行偏转，从而控制用飞行器的飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。

2、本申请减速方法简单，仅通过调整空气舵即可实现减速和姿态稳定，减速效果迅速，对飞行器的巡航速度能够进行精确控制。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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为本申请实施例1提供的基于空气舵的飞行器的减速方法的步骤流程图；

图2为本申请实施例1提供的基于空气舵的飞行器的减速方法对应的飞行器的结构示意图；

图3为本申请实施例1提供的基于空气舵的飞行器的减速方法的原理流程图；

图4为本申请实施例2提供的基于空气舵的飞行器的减速装置的结构框图；

图中标记：

1、飞行速度监测模块；2、姿态角度监测模块；3、第一计算模块；4、第二计算模块；5、指令生成模块；6、空气舵偏转模块；A、飞行器；B、第一空气舵；C、第二空气舵；D、第三空气舵；E、第四空气舵。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。

本发明实施例提供一种基于空气舵的飞行器的减速方法，无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵根据计算获得的偏转角度进行偏转，从而控制用飞行器的飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。

为达到上述技术效果，本申请的总体思路如下：

一种基于空气舵的飞行器的减速方法，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：

S1、当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；

S2、根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；

S3、根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；

S4、各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。

以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。

实施例1

参见图1～3所示，本发明实施例提供一种基于空气舵的飞行器的减速方法，该飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该方法包括以下步骤：

S1、当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；

S2、根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；

S3、根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；

S4、各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。

其中，该飞行器的尾部具体设置有X型空气舵，即一共4个空气舵呈X形排列。

本申请实施例中，首先，飞行器飞行过程中，将飞行器的最大可用速度限制值作为预设飞行速度，识别飞行器的实际飞行速度，当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，则会根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，通过反馈控制技术，获得对应各空气舵的预置舵偏角；

进而，根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；

再结合各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令，通过飞行器的控制系统发出最终实物舵偏角指令，空气舵的舵机分别驱动四个空气舵绕舵轴转动对应的角度，通过空气舵的舵面产生的气动力来增加飞行器的飞行阻力，减小飞行器的飞行速度；

其中，飞行器的减速是飞行过程中导航计算机根据惯性测量组合系统实时解算出实际飞行速度，将空气舵的偏角通过一定的分解方式分解到四个舵机上，产生飞行阻力实现飞行器减速；

飞行器的稳定飞行是飞行器在飞行过程中导航计算机根据惯性测量组合系统实时解算出飞行器姿态角，确定出保持飞行器稳定飞行所需的俯仰通道、偏航通道、滚转通道等三通道控制舵舵偏角指令，控制飞行器稳定飞行。

本申请实施例，无需增加额外的减速装置，空气舵作为飞行器必备的设备，利用飞行器自身空气舵根据计算获得的偏转角度进行偏转，从而控制用飞行器的飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。

进一步的，该方法还包括以下步骤：

待飞行器的实际飞行速度不超过预设飞行速度后，各空气舵的预置舵偏角回零；

需要说明的是，此时虽然各空气舵的预置舵偏角回零，但由于各空气舵的最终实物舵偏角指令是根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角生成，此时各空气舵的预置舵偏角回零，但其依旧处于偏转状态，此时的偏转主要是依照各空气舵的实物舵偏角来进行。

具体的，飞行器包括四个空气舵；

各空气舵以飞行器的轴心为中心轴，对称设置在飞行器的侧壁；

在飞行器的飞行方向上，四个空气舵呈相互平行的两排排布；

下排的两个空气舵分别为第一空气舵和第二空气舵，上排的两个空气舵分别为第三空气舵和第四空气舵；

即X型空气舵的具体排布方式。

具体的，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角，具体包括以下步骤：

根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成预置舵标准偏角；

将预置舵标准偏角以及各空气舵的安装方位，计算生成各空气舵的预置舵偏角。

具体的，预置舵偏角的计算公式为：

其中，

δ_P为预置舵标准偏角，δ_1,P为第一空气舵的预置舵偏角，δ_2,P为第二空气舵的预置舵偏角，δ_3,P为第三空气舵的预置舵偏角，δ_4,P为第四空气舵的预置舵偏角。

具体的，根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的方位，生成各空气舵的实物舵偏角，具体包括以下步骤：

根据飞行器的当前姿态角，生成分别与俯仰通道、偏航通道以及滚转通道对应的通道舵控偏角；

根据各通道舵控偏角以及各空气舵的安装方位，计算生成各空气舵的实物舵偏角。

具体的，实物舵偏角的计算公式为：

其中，

为俯仰通道的通道舵控偏角，δ_ψ为偏航通道的通道舵控偏角，δ_γ为滚转通道的通道舵控偏角，δ_1,S为第一空气舵的实物舵偏角，δ_2,S为第二空气舵的实物舵偏角，δ_3,S为第三空气舵的实物舵偏角，δ_4,S为第四空气舵的实物舵偏角。

具体的，根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令，具体包括以下步骤：

根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，计算生成各空气舵的最终实物舵偏角；

对应各空气舵的最终实物舵偏角以及各空气舵的方位，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令。

需要说明的是，飞行器的减速和稳定飞行是综合考虑减速和稳定姿态两方面因素，将预置舵偏角通过一定的分解方式分解到四个空气舵，与俯仰通道、偏航通道、滚转通道等三通道控制舵分解值进行综合合成，得到四个空气舵的最终的舵控指令，驱动空气舵偏转，使飞行器满足姿态稳定和减速要求。

具体的，最终实物舵偏角的计算公式为：

其中，

δ₁为第一空气舵的最终实物舵偏角，δ₂为第二空气舵的最终实物舵偏角，δ₃为第三空气舵的最终实物舵偏角，δ₄为第四空气舵的最终实物舵偏角。

本申请实施例，在飞行器飞行过程中，利用对称设置的四个空气舵，对称地增加空气舵舵偏偏转，从而增加飞行器的飞行阻力，实现飞行器减速的目的。

在具体实施时，飞行器完整的减速过程为：1)满足减速条件；2)生成预置舵偏角并分解至四个空气舵上；3)生成实物舵偏角并分解到四个空气舵上；4)根据预置舵偏角以及实物舵偏角生成四个空气舵的最终实物舵偏角指令；5)开始减速并稳定飞行；6)完成减速，预置舵回零；

其中，如图2所示，从飞行器的头部向尾部的方向上，

第一空气舵的预置舵偏角对应第一空气舵的前缘向上偏转的角度；

第二空气舵的预置舵偏角对应第二空气舵的前缘向上偏转的角度，

第三空气舵的预置舵偏角对应第三空气舵的前缘向下偏转的角度，

第四空气舵的预置舵偏角对应第四空气舵的前缘向下偏转的角度，

从而形成对称舵偏角，除了增加飞行阻力以外，其他气动力系数的增量基本相互抵消。

需要说明的是，飞行器的空气舵的排布方式如说明书附图的图2所示，图2所示的是飞行器的X型空气舵从飞行器头部向飞行器尾部看的四个空气舵编号，A为飞行器，B为第一空气舵，C为第二空气舵，D为第三空气舵，E为第四空气舵。

实施例2

参见图4所示，本发明实施例提供一种基于空气舵的飞行器的减速装置，飞行器的尾部对称设置多个空气舵，该装置包括：

飞行速度监测模块1，其用于识别飞行器的实际飞行速度；

姿态角度监测模块2，其用于识别飞行器的当前姿态角；

第一计算模块3，其用于当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；

第二计算模块4，其用于根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；

指令生成模块5，其用于根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令；

空气舵偏转模块6，其用于控制各空气舵根据对应的最终实物舵偏角指令进行偏转。

其中，该飞行器的尾部具体设置有X型空气舵，即一共4个空气舵呈X形排列。

本申请实施例中，首先，飞行器飞行过程中，将飞行器的最大可用速度限制值作为预设飞行速度，识别飞行器的实际飞行速度，当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，则会根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，通过反馈控制技术，获得对应各空气舵的预置舵偏角；

进而，根据飞行器的当前姿态角以及各空气舵的安装方位，生成各空气舵的实物舵偏角；

再结合各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令，通过飞行器的控制系统发出最终实物舵偏角指令，空气舵的舵机分别驱动四个空气舵绕舵轴转动对应的角度，通过空气舵的舵面产生的气动力来增加飞行器的飞行阻力，减小飞行器的飞行速度；

其中，飞行器的减速是飞行过程中导航计算机根据惯性测量组合系统实时解算出实际飞行速度，将空气舵的偏角通过一定的分解方式分解到四个舵机上，产生飞行阻力实现飞行器减速；

飞行器的稳定飞行是飞行器在飞行过程中导航计算机根据惯性测量组合系统实时解算出飞行器姿态角，确定出保持飞行器稳定飞行所需的俯仰通道、偏航通道、滚转通道等三通道控制舵舵偏角指令，控制飞行器稳定飞行。

本申请实施例，无需增加额外的减速装置，利用飞行器自身空气舵根据计算获得的偏转角度进行偏转，从而控制用飞行器的飞行速度，同时还可保证飞行器减速过程中飞行姿态的稳定性。

进一步的，指令生成模块5，其还用于待飞行器的实际飞行速度不超过预设飞行速度后，生成预置舵偏角回零指令；

空气舵偏转模块6还用于根据预置舵偏角回零指令，控制各空气舵的预置舵偏角回零；

需要说明的是，此时虽然各空气舵的预置舵偏角回零，但由于各空气舵的最终实物舵偏角指令是根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角生成，此时各空气舵的预置舵偏角回零，但其依旧处于偏转状态，此时的偏转主要是依照各空气舵的实物舵偏角来进行。

具体的，飞行器包括四个空气舵；

各空气舵以飞行器的轴心为中心轴，对称设置在飞行器的侧壁；

在飞行器的飞行方向上，四个空气舵呈相互平行的两排排布；

下排的两个空气舵分别为第一空气舵和第二空气舵，上排的两个空气舵分别为第三空气舵和第四空气舵；

即X型空气舵的具体排布方式。

具体的，第一计算模块3的工作流程包括：

根据实际飞行速度与预设飞行速度的偏差，生成预置舵标准偏角；

将预置舵标准偏角以及各空气舵的安装方位，计算生成各空气舵的预置舵偏角。

具体的，预置舵偏角的计算公式为：

其中，

δ_P为预置舵标准偏角，δ_1,P为第一空气舵的预置舵偏角，δ_2,P为第二空气舵的预置舵偏角，δ_3,P为第三空气舵的预置舵偏角，δ_4,P为第四空气舵的预置舵偏角。

具体的，第二计算模块4的工作流程包括：

根据飞行器的当前姿态角，生成分别与俯仰通道、偏航通道以及滚转通道对应的通道舵控偏角；

根据各通道舵控偏角以及各空气舵的安装方位，计算生成各空气舵的实物舵偏角。

具体的，实物舵偏角的计算公式为：

其中，

为俯仰通道的通道舵控偏角，δ_ψ为偏航通道的通道舵控偏角，δ_γ为滚转通道的通道舵控偏角，δ_1,S为第一空气舵的实物舵偏角，δ_2,S为第二空气舵的实物舵偏角，δ_3,S为第三空气舵的实物舵偏角，δ_4,S为第四空气舵的实物舵偏角。

具体的，指令生成模块5的工作流程包括：

根据各空气舵的预置舵偏角以及实物舵偏角，计算生成各空气舵的最终实物舵偏角；

对应各空气舵的最终实物舵偏角以及各空气舵的方位，生成各空气舵的最终实物舵偏角指令。

需要说明的是，飞行器的减速和稳定飞行是综合考虑减速和稳定姿态两方面因素，将预置舵偏角通过一定的分解方式分解到四个空气舵，与俯仰通道、偏航通道、滚转通道等三通道控制舵分解值进行综合合成，得到四个空气舵的最终的舵控指令，驱动空气舵偏转，使飞行器满足姿态稳定和减速要求。

具体的，最终实物舵偏角的计算公式为：

其中，

δ₁为第一空气舵的最终实物舵偏角，δ₂为第二空气舵的最终实物舵偏角，δ₃为第三空气舵的最终实物舵偏角，δ₄为第四空气舵的最终实物舵偏角。

本申请实施例，在飞行器飞行过程中，利用对称设置的四个空气舵，对称地增加空气舵舵偏偏转，从而增加飞行器的飞行阻力，实现飞行器减速的目的。

在具体实施时，飞行器完整的减速过程为：1)满足减速条件；2)生成预置舵偏角并分解至四个空气舵上；3)生成实物舵偏角并分解到四个空气舵上；4)根据预置舵偏角以及实物舵偏角生成四个空气舵的最终实物舵偏角指令；5)开始减速并稳定飞行；6)完成减速，预置舵回零；

其中，从飞行器的头部向尾部的方向上，

第一空气舵的预置舵偏角对应第一空气舵的前缘向上偏转的角度；

第二空气舵的预置舵偏角对应第二空气舵的前缘向上偏转的角度，

第三空气舵的预置舵偏角对应第三空气舵的前缘向下偏转的角度，

第四空气舵的预置舵偏角对应第四空气舵的前缘向下偏转的角度，

从而形成对称舵偏角，除了增加飞行阻力以外，其他气动力系数的增量基本相互抵消。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (9)

1.一种基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于，所述飞行器的尾部对称设置多个空气舵，所述方法包括以下步骤：

当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；

根据所述飞行器的当前姿态角以及各所述空气舵的安装方位，生成各所述空气舵的实物舵偏角；

根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令；

各所述空气舵根据对应的所述最终实物舵偏角指令进行偏转；

所述根据所述飞行器的当前姿态角以及各所述空气舵的安装方位，生成各所述空气舵的实物舵偏角中，包括以下步骤：

根据所述飞行器的当前姿态角，生成分别与俯仰通道、偏航通道以及滚转通道对应的通道舵控偏角；

根据各所述通道舵控偏角以及各所述空气舵的安装方位，计算生成各所述空气舵的实物舵偏角。

2.如权利要求1所述的基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于，所述方法还包括以下步骤：

待所述飞行器的实际飞行速度不超过预设飞行速度后，各所述空气舵的预置舵偏角回零。

3.如权利要求1所述的基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于：

所述飞行器包括四个所述空气舵；

各所述空气舵以所述飞行器的轴心为中心轴，对称设置在所述飞行器的侧壁；

在所述飞行器的飞行方向上，四个所述空气舵呈相互平行的两排排布；

下排的两个所述空气舵分别为第一空气舵和第二空气舵，上排的两个所述空气舵分别为第三空气舵和第四空气舵。

4.如权利要求3所述的基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于，所述根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成对应各所述空气舵的预置舵偏角，具体包括以下步骤：

根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成预置舵标准偏角；

将所述预置舵标准偏角以及各所述空气舵的安装方位，计算生成各所述空气舵的预置舵偏角。

5.如权利要求4所述的基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于，所述预置舵偏角的计算公式为：

其中，

δ_P为所述预置舵标准偏角，δ_1,P为所述第一空气舵的所述预置舵偏角，δ_2,P为所述第二空气舵的所述预置舵偏角，δ_3,P为所述第三空气舵的所述预置舵偏角，δ_4,P为所述第四空气舵的所述预置舵偏角。

6.俯仰通道如权利要求3所述的基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于，所述实物舵偏角的计算公式为：

其中，

为所述俯仰通道的所述通道舵控偏角，δ_ψ为所述偏航通道的所述通道舵控偏角，δ_γ为所述滚转通道的所述通道舵控偏角，δ_1,S为所述第一空气舵的所述实物舵偏角，δ_2,S为所述第二空气舵的所述实物舵偏角，δ_3,S为所述第三空气舵的所述实物舵偏角，δ_4,S为所述第四空气舵的所述实物舵偏角。

7.如权利要求3所述的基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于，所述根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令，具体包括以下步骤：

根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，计算生成各所述空气舵的最终实物舵偏角；

对应各所述空气舵的最终实物舵偏角以及各所述空气舵的方位，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令。

8.如权利要求7所述的基于空气舵的飞行器的减速方法，其特征在于，所述最终实物舵偏角的计算公式为：

其中，

δ₁为所述第一空气舵的所述最终实物舵偏角，δ₂为所述第二空气舵的所述最终实物舵偏角，δ₃为所述第三空气舵的所述最终实物舵偏角，δ₄为所述第四空气舵的所述最终实物舵偏角。

9.一种基于空气舵的飞行器的减速装置，其特征在于，所述飞行器的尾部对称设置多个空气舵，所述装置包括：

飞行速度监测模块，其用于识别飞行器的实际飞行速度；

姿态角度监测模块，其用于识别飞行器的当前姿态角；

第一计算模块，其用于当飞行器的实际飞行速度超过预设飞行速度时，根据所述实际飞行速度与所述预设飞行速度的偏差，生成对应各空气舵的预置舵偏角；

第二计算模块，其用于根据所述飞行器的当前姿态角以及各所述空气舵的安装方位，生成各所述空气舵的实物舵偏角；

指令生成模块，其用于根据各所述空气舵的所述预置舵偏角以及所述实物舵偏角，生成各所述空气舵的最终实物舵偏角指令；

空气舵偏转模块，其用于控制各所述空气舵根据对应的所述最终实物舵偏角指令进行偏转；其中，

所述第二计算模块还用于根据所述飞行器的当前姿态角，生成分别与俯仰通道、偏航通道以及滚转通道对应的通道舵控偏角；

所述第二计算模块还用于根据各所述通道舵控偏角以及各所述空气舵的安装方位，计算生成各所述空气舵的实物舵偏角。

Images