CN112558625A - 一种航空飞行器巡航的控制方法及航空飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空飞行器巡航的控制方法及航空飞行器，其中，该方法包括：获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值；将节风门的偏度值固定为均衡偏度值；获取航空飞行器当前的实际真空速；计算实际真空速与给定真空速的速度误差，并根据速度误差通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制。本发明通过固定节风门的偏度值，通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制，在保证飞行高度变化不大且不失速的同时，可以彻底解决节风门频繁的改变造成的油耗增加问题。

Description

一种航空飞行器巡航的控制方法及航空飞行器

技术领域

本发明涉及一种航空飞行器巡航领域，尤其涉及一种航空飞行器巡航的控制方法及航空飞行器。

背景技术

目前，中高空长航时无人机在空中巡航阶段，通常通过俯仰角闭环控制飞行高度、通过节风门闭环控制真空速的方式完成纵向的控制。参见图1，给定飞行高度为期望的巡航高度，对给定飞行高度与实际飞行高度计算高度误差，将高度误差值作为输入参数输入比例积分微分(Proportion Integration Differentiation，简称PID)控制器，PID控制器的输出值输入俯仰角控制回路，俯仰角控制回路输出升降舵偏度指令对无人机的高度进行闭环控制(即，实际飞行高度低于给定飞行高度时增加俯仰角，反之则减小俯仰角)。给定真空速为最佳的巡航速度，为确保飞机不失速，将给定真空速与实际真空速计算速度误差，将速度误差值作为输入参数输入PID控制器，PID控制器的输出值输入节风门控制器，节风门控制器发出节风门偏度控制指令对真空速进行闭环控制(即，真空速低于给定空速时增加节风门偏度，反之降低节风门偏度)。

在高空巡航阶段，当无人机受到紊流风或阵风干扰后(实质属于小扰动)，实际的真空速会频繁改变，导致节风门偏度指令跟随速度误差在某一范围内频繁改变，造成油耗不必要的增加。

目前绝大部分无人机在进行飞行控制设计时，通常将PID控制器的增益调小，以保证节风门偏度指令的值不会随误差的变化量有很大的变化，尽可能的做到节省油耗(可粗略理解为：弱PID控制器增益为K，当真空速受到风干扰影响变化1m/s时，节风门会变化K％，弱K的值较小，则节风门变化较小)。虽然可以通过将PID控制器参数的增益调小尽可能的保证节风门偏度改变时的幅值，但只要受到风干扰影响真空速误差发生改变，节风门依然会实时响应进行调整，无法完全避免油耗的浪费。且减小PID控制器的增益会同时降低控制器的控制效果，受到控制器稳定性的影响，增益的调整会有一定的限制。

因此，如何在保证飞行高度变化不大且飞行正常的前提下，降低在高空巡航阶段航空飞行器因节风门的频繁改变造成耗油的问题成为本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

本发明旨在解决上述问题之一。

本发明的主要目的在于提供一种航空飞行器巡航的控制方法。

本发明的另一目的在于提供一种航空飞行器。

为达到上述目的，本发明的技术方案具体是这样实现的：

本发明一方面提供了一种航空飞行器巡航的控制方法，包括：

获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值；

将所述节风门的偏度值固定为所述均衡偏度值；

获取所述航空飞行器当前的实际真空速；

计算所述实际真空速与给定真空速的速度误差，并根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制。

可选的，所述获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值，包括：

获取所述航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门在预设波动范围内的多个偏度值；计算所述多个偏度值的平均值，将所述平均值作为所述均衡偏度值。

可选的，所述方法还包括：

获取所述航空飞行器的当前飞行高度；

计算所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差，在所述高度误差大于预设最大误差高度的情况下，根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调，其中，所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差为所述当前飞行高度与所述给定飞行高度的差值的绝对值。

可选的，所述根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调，包括：

如果所述当前飞行高度低于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行增大微调，所述增大微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％；

如果所述当前飞行高度高于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行减小微调，所述减小微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％。

可选的，所述根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制，包括：

将所述速度误差输入比例积分微分PID控制器，并根据所述俯仰角控制回路接收所述PID控制器输出的输出值后生成的升降舵偏度指令对所述航空飞行器的俯仰角进行调整

本发明另一方面提供了一种航空飞行器，其特征在于：包括：

获取模块，用于获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值；

设置模块，用于将所述节风门的偏度值固定为所述均衡偏度值；

所述获取模块，还用于获取实际真空速；

控制模块，用于计算所述实际真空速与给定真空速的速度误差，并根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制。

可选的，所述获取模块通过以下方式获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值：

获取所述航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门在预设波动范围内的多个偏度值；计算所述多个偏度值的平均值，将所述平均值作为所述均衡偏度值。

可选的，所述获取模块，还用于获取所述航空飞行器的当前飞行高度；

所述控制模块，还用于计算所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差，在所述高度误差大于预设最大误差高度的情况下，根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调，其中，所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差为所述当前飞行高度与所述给定飞行高度的差值的绝对值。

可选的，所述控制模块通过以下方式根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调：

如果所述当前飞行高度低于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行增大微调，所述增大微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％；

如果所述当前飞行高度高于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行减小微调，所述减小微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％。

可选的，所述控制模块通过以下方式根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制：

所述控制模块，还用于将所述速度误差输入PID控制器；并根据所述俯仰角控制回路接收PID控制器输出的输出值后生成的升降舵偏度指令对所述航空飞行器的俯仰角进行调整。

由上述本发明提供的技术方案可以看出，本发明提供了一种航空飞行器巡航的控制方法和航空飞行器，通过固定节风门的偏度值，在保证航空飞行器的飞行高度变化不大且不失速的同时，可以彻底解决节风门频繁的改变造成的油耗增加的问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，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发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，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附图。

图1为现有技术提供的航空飞行器巡航模式的示意图；

图2为本发明实施例1提供的航空飞行器巡航的控制方法的流程图；

图3为本发明实施例1提供的航空飞行器巡航模式的示意图；

图4为采用现有技术中的巡航模式进行5000m定高巡航的飞行数据变化示意图；

图5为采用本实施例1提供的航空飞行器巡航的控制方法进行5000m定高巡航的飞行数据变化示意图；

图6为本发明实施例2提供的航空飞行器的结构示意图。

具体实施方式

下面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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通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，都属于本发明的保护范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或数量或位置。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

本发明实施例提供了一种航空飞行器巡航的控制方法。如图2所示，该航空飞行器巡航的控制方法，包括以下步骤(S101-S104)：

S101、获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值；

本实施例中所指的航空飞行器可以为无人机也可以为由人驾驶的飞机。

本实施例中，航空飞行器转入定高巡航段后，在风况相对较好的飞行区域使航空飞行器进入定高飞行模式(采用图1的高空巡航模式即可达到该定高巡航)，此时进入高度闭环控制以及速度闭环控制，等待航空飞行器的飞行高度基本平稳(如在10s内高度波动不大于5m即可)，此时，可以认为航空飞行器处于定高巡航阶段高度稳定状态。

作为本实施例中的一种可选实施方式，获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值，包括：获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门在预设波动范围内的多个偏度值；计算多个偏度值的平均值，将平均值作为均衡偏度值。具体的，在航空飞行器处于定高巡航阶段高度稳定状态时，节风门的波动幅度基本保持在一个预设的波动幅度较小的范围内。作为一种可选的方式，航空飞行器可以获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门在预设波动范围内的多个偏度值；计算多个偏度值的平均值，将平均值作为均衡偏度值。由此，航空飞行器可以获取到准确的节风门偏度值。

S102、将节风门的偏度值固定为均衡偏度值；

本实施例中，通过固定节风门的偏度值，可以保证航空飞行器的飞行高度变化不大，使得航空飞行器能够尽量保持在理想的飞行高度。

S103、获取航空飞行器当前的实际真空速；

S104、计算实际真空速与给定真空速的速度误差，并根据速度误差通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制。

本实施例中，实际真空速与给定真空速的速度误差为实际真空速与给定真空速的差值的绝对值。

与现有技术不同的是，本实施例是通过PID控制器和俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制。作为本实施例中一种可选的实施方式，根据速度误差通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制，包括：将速度误差输入比例积分微分PID控制器，并根据俯仰角控制回路接收PID控制器输出的输出值后生成的升降舵偏度指令对航空飞行器的俯仰角进行调整。

参见图3，作为一种应用示例，以无人机为例，节风门控制器发送的节风门偏度指令携带有均衡偏度值，通过节风门偏度指令将无人机的节风门的偏度值固定为均衡偏度值，在整个空中巡航阶段节风门的偏度值保持不变。给定真空速为最佳的巡航速度，为确保飞机不失速，将给定真空速与实际真空速计算速度误差，将速度误差值作为输入参数输入PID控制器，PID控制器的输出值输入俯仰角控制回路，俯仰角控制回路输出升降舵偏度指令对无人机的速度进行闭环控制(即，实际真空速低于给定真空速时增加俯仰角，反之则减小俯仰角)。由此，本实施例中，可以通过俯仰角控制回路控制真空速，以确保航空飞行器不失速。

通过本实施例提供的上述航空飞行器巡航的控制方法，通过固定节风门的偏度值，在保证航空飞行器的飞行高度变化不大且不失速的同时，可以彻底解决节风门频繁的改变造成的油耗增加问题。

理论上，航空飞行器执行上述步骤后，短时间内飞行高度的波动范围较小。当长时间进入高空巡航模式后，飞行高度可能发生变化，若飞行高度变化超过预设值时，可以通过人工对固定的节风门偏度值进行微调。作为本实施例中的一种可选实施方式，本实施例提供的航空飞行器巡航的控制方法，还包括：获取航空飞行器的当前飞行高度；计算当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差，在高度误差大于预设最大误差高度的情况下，根据高度误差对航空飞行器的节风门进行微调，其中，当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差为当前飞行高度与给定飞行高度的差值的绝对值。由此，通过实时监测航空飞行器当前的飞行高度变化，当高度误差大于预设最大误差高度时，提示操作者对固定节风门的偏度值进行微调，以保证航空飞行器的飞行高度变化不大，使得航空飞行器能够尽量保持在理想的飞行高度。

在该可选方式中，根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调，包括：如果当前飞行高度低于给定飞行高度，则提示用户对航空飞行器的节风门进行增大微调，增大微调的调整量小于等于均衡偏度值的1％；如果当前飞行高度高于给定飞行高度，则提示用户对航空飞行器的节风门进行减小微调，减小微调的调整量小于等于均衡偏度值的1％。本实施例中，当高度误差大于预设最大误差高度时，提示操作者对固定节风门的偏度值进行微调，使得增大/减小推力，以调整航空飞行器的飞行高度。若当前飞行高度低于给定飞行高度，则增加固定节风门的偏度值；若当前飞行高度高于给定飞行高度，则减小固定节风门的偏度值。每次调整固定节风门的量为均衡偏度值的1％即可。在飞行高度在预设最大高度误差门限内，节风门偏度为固定值不会发生改变；在飞行高度超过预设最大高度误差门限时，这样的微调不会对节风门偏度值造成较大波动，不会影响耗油。同时俯仰角对真空速闭环控制，飞行速度始终可控，不会出现失速。

以下为某无人机进行5000m定高巡航为例，分别对采用现有技术的巡航模式后的飞行数据和采用本实施例提供的巡航模式后的飞行数据进行分析。

图4为采用现有技术(图1所示)中的巡航模式进行5000m定高巡航的飞行数据变化示意图。图5为采用本实施例提供的航空飞行器巡航的控制方法进行5000m定高巡航的飞行数据变化示意图。在图4和图5中，横轴表示时间，纵轴表示高度。在图4中，飞行高度基本保持在5000m左右，给定空速保持不变，实际真空速受到风干扰影响会有波动，在6800s-6880s左右时风干扰明显，实际真空速与给定空速的速度误差较大，在6800s-6880s期间，节风门的偏度值在38％左右频繁波动。由于节风门的偏度值频繁波动，造成油耗增加。在图5中，在7300s附近实际真空速受到风干扰出现明显的波动，但节风门的偏度值保持不变，不对其进行大幅度往返调整，避免了不必要的油耗增加。飞行高度会在4995m～5025m之间有所波动，期间由于实际飞行高度高于给定飞行高度，因此进行了对固定节风门的偏度值进行减小微调。由上述两图的数据显示可以看出，相对于现有技术采用的巡航模式，采用本实施例中提供的航空飞行器巡航的控制方法后，当航空飞行器受到紊流风或阵风干扰后，即使实际的真空速频繁改变，节风门的偏度值也不会回速度误差频繁改变，彻底解决了由实际真空速频繁改变引起节风门偏度值随之改变造成的油耗增加的问题。

通过本实施例提供的上述航空飞行器巡航的控制方法，通过固定节风门的偏度值，通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制，在保证航空飞行器的飞行高度变化不大且不失速的同时，可以彻底解决节风门频繁的改变造成的油耗增加问题。

实施例2

本实施例提供了一种航空飞行器。该航空飞行器可以实施实施例1中提供的航空飞行器巡航的控制方法。本实施例仅对该航空飞行器的结构做简要描述，其他未尽事宜请参见实施例1中的描述。

如图5所示，该航空飞行器，包括：获取模块10、设置模块20和控制模块30；此外，该航空飞行器还包括：节风门、俯仰角控制回路和PID控制器(图上未示出)，其中：

获取模块10，用于获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值；

设置模块20，用于将节风门的偏度值固定为均衡偏度值；

获取模块10，还用于获取实际真空速；

控制模块30，用于计算实际真空速与给定真空速的速度误差，并根据速度误差通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制。

作为本实施例中的一种可选实施方式，获取模块10通过以下方式获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值：获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门在预设波动范围内的多个偏度值；计算多个偏度值的平均值，将平均值作为均衡偏度值。

作为本实施例中的一种可选实施方式，获取模块10，还用于获取航空飞行器的当前飞行高度；控制模块30，还用于计算当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差，在高度误差大于预设最大误差高度的情况下，根据高度误差对航空飞行器的节风门进行微调，其中，当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差为当前飞行高度与给定飞行高度的差值的绝对值。

作为本实施例中的一种可选实施方式，控制模块30通过以下方式根据高度误差对航空飞行器的节风门进行微调：

如果当前飞行高度低于给定飞行高度，则提示用户对航空飞行器的节风门进行增大微调，增大微调的调整量小于等于均衡偏度值的1％；

如果当前飞行高度高于给定飞行高度，则提示用户对航空飞行器的节风门进行减小微调，减小微调的调整量小于等于均衡偏度值的1％。

作为本实施例中的一种可选实施方式，控制模块30通过以下方式根据速度误差通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制：

控制模块30，还用于将速度误差输入PID控制器；并根据俯仰角控制回路接收PID控制器50输出的输出值后生成的升降舵偏度指令对航空飞行器的俯仰角进行调整。

通过本实施例提供的上述航空飞行器，通过固定节风门的偏度值，通过俯仰角控制回路对航空飞行器的速度进行闭环控制，在保证飞行高度变化不大且不失速的同时，可以彻底解决节风门频繁的改变造成的油耗增加问题。

流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。

应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，如果用硬件来实现，和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(PGA)，现场可编程门阵列(FPGA)等。

本技术领域的普通技术人员可以理解实现上述实施例方法携带的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该程序在执行时，包括方法实施例的步骤之一或其组合。

此外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理模块中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。所述集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。

上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。本发明的范围由所附权利要求及其等同限定。

Claims (10)

1.一种航空飞行器巡航的控制方法，其特征在于，包括：

获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值；

将所述节风门的偏度值固定为所述均衡偏度值；

获取所述航空飞行器当前的实际真空速；

计算所述实际真空速与给定真空速的速度误差，并根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制。

2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于：

所述获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值，包括：

获取所述航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门在预设波动范围内的多个偏度值；计算所述多个偏度值的平均值，将所述平均值作为所述均衡偏度值。

3.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于：所述方法还包括：

获取所述航空飞行器的当前飞行高度；

计算所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差，在所述高度误差大于预设最大误差高度的情况下，根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调，其中，所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差为所述当前飞行高度与所述给定飞行高度的差值的绝对值。

4.如权利要求3所述的控制方法，其特征在于：

所述根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调，包括：

如果所述当前飞行高度低于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行增大微调，所述增大微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％；

如果所述当前飞行高度高于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行减小微调，所述减小微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％。

5.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于：

所述根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制，包括：

将所述速度误差输入比例积分微分PID控制器，并根据所述俯仰角控制回路接收所述PID控制器输出的输出值后生成的升降舵偏度指令对所述航空飞行器的俯仰角进行调整。

6.一种航空飞行器，其特征在于：包括：

获取模块，用于获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值；

设置模块，用于将所述节风门的偏度值固定为所述均衡偏度值；

所述获取模块，还用于获取实际真空速；

控制模块，用于计算所述实际真空速与给定真空速的速度误差，并根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制。

7.如权利要求6所述的航空飞行器，其特征在于：

所述获取模块通过以下方式获取航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门的均衡偏度值：

获取所述航空飞行器定高巡航阶段高度稳定状态下节风门在预设波动范围内的多个偏度值；计算所述多个偏度值的平均值，将所述平均值作为所述均衡偏度值。

8.如权利要求6所述的航空飞行器，其特征在于：

所述获取模块，还用于获取所述航空飞行器的当前飞行高度；

所述控制模块，还用于计算所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差，在所述高度误差大于预设最大误差高度的情况下，根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调，其中，所述当前飞行高度与给定飞行高度的高度误差为所述当前飞行高度与所述给定飞行高度的差值的绝对值。

9.如权利要求8所述的航空飞行器，其特征在于：

所述控制模块通过以下方式根据所述高度误差对所述航空飞行器的节风门进行微调：

如果所述当前飞行高度低于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行增大微调，所述增大微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％；

如果所述当前飞行高度高于所述给定飞行高度，则提示用户对所述航空飞行器的节风门进行减小微调，所述减小微调的调整量小于等于所述均衡偏度值的1％。

10.如权利要求6所述的航空飞行器，其特征在于：

所述控制模块通过以下方式根据所述速度误差通过俯仰角控制回路对所述航空飞行器的速度进行闭环控制：

所述控制模块，还用于将所述速度误差输入PID控制器；并根据所述俯仰角控制回路接收PID控制器输出的输出值后生成的升降舵偏度指令对所述航空飞行器的俯仰角进行调整。

Images