CN114594799A - 一种飞行设备飞行控制方法、装置、存储介质和设备 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行设备飞行控制方法、装置、存储介质和设备，通过基于获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差和飞行速度误差，计算得到增益调整参数，基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益，当飞行设备处于不确定恶劣气象环境中，飞行高度和飞行速度的控制性能下降时，控制系统能够自动修正其控制等级，确保其控制性能，以使得飞行设备平稳运行。

Description

一种飞行设备飞行控制方法、装置、存储介质和设备

技术领域

本发明涉及计算机控制技术领域，具体涉及一种飞行设备飞行控制方法、装置、存储介质和设备。

背景技术

为了保证飞机和飞行人员的安全，飞机的安全性和可靠性是无人机控制所追求的重要目标之一。无人机的运行不可避免的受到挑战性天气和机场跑道的限制，在恶劣气象环境中，例如雷电天气、雨雪天气等，飞机的飞行通常会受到随机的扰动影响，飞行的飞行安全性和可靠性往往难以保障。在飞机的降落阶段，飞机要穿越气象环境复杂的大气边界层，容易受到气象环境的干扰。长期的人类飞行历史表明，上述的不确定性飞行环境是飞机坠机的重要原因。如何确保飞行设备在不确定性气象条件下的飞行设备的稳定控制是本领域技术人员亟待解决的技术问题之一。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供一种飞行设备飞行控制方法、装置、存储介质和设备，以实现飞行设备的稳定性控制。

为实现上述目的，本发明实施例提供如下技术方案：

一种飞行设备飞行控制方法，包括：

获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差；

获取飞行设备飞行过程中飞行速度误差；

采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数；

基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

可选的，上述飞行设备飞行控制方法中，采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数：

计算所述飞行高度误差对应的均方差，记为第一均方差；

计算所述飞行速度误差对应的均方差，记为第二均方差；

基于预设映射关系获取与所述第一均方差和所述第二均方差对应的增益调整参数。

可选的，上述飞行设备飞行控制方法中，所述基于预设映射关系获取与所述第一均方差和所述第二均方差对应的增益调整参数，包括：

计算所述第一均方差和所述第二均方差的比值；

基于预设映射关系获取与所述比值相匹配的增益调整参数。

可选的，上述飞行设备飞行控制方法中，所述基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益，具体为：

基于所述增益调整参数计算得到能量分配率偏差值；

基于所述能量分配率偏差值调整飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

可选的，上述飞行设备飞行控制方法中，所述基于预设映射关系获取与所述比值相匹配的增益调整参数，包括：

基于公式

计算得到所述增益调整参数k；

其中，所述σ(γ_e ²)为第一均方差，所述

为第二均方差。

可选的，上述飞行设备飞行控制方法中，所述基于所述增益调整参数计算得到能量分配率偏差值，包括：

基于公式

计算得到重力势能转化为动能的速率

其中，γ为飞行设备的航迹角，g为重力加速度，所述

所述V为飞行设备的飞行速度，所述t为飞行时间；

基于公式

计算得到能量分配率偏差值δ_ec，其中，所述

为重力势能转化为动能的速率的偏差率，所述s为预设系数，所述K_eP为第一比例增益系数，所述K_eI为第一积分增益系数。

可选的，上述飞行设备飞行控制方法中，还包括：

基于公式

计算得到飞行状态改变后系统期望推力T_C，其中，K_tp是第二比例控制系数，K_tI是第二积分控制系数，

为飞行设备飞行过程中的总能量的微分值，

为

的误差率。

一种飞行设备飞行控制装置，包括：

方差计算单元，用于获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差；获取飞行设备飞行过程中飞行速度误差；

增益参数计算单元，用于采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数；

飞行状态控制单元，用于基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

一种存储介质，所述存储介质存储有多条指令，所述指令适于处理器进行加载，

以执行上述任一项所述的飞行设备飞行控制方法中的步骤。

一种飞行设备飞行控制设备，包括：包括存储器和处理器；

所述存储器，用于存储程序；

所述处理器，用于执行所述程序，实现上述任一项所述的飞行设备飞行控制方法的各个步骤。

基于上述技术方案，本发明实施例提供的上述方案，在飞行设备的飞行过程中，首先获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差和飞行速度误差，然后再采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数，最后基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益，使得飞行设备的控制器基于所述飞行高度和飞行速度的控制增益，通过所述控制增益对飞行高度控制和飞行速度控制的优先级进行区分，从而使得系统可以基于实际场景调整所述飞行高度和飞行速度的控制优先级，保证了飞行设备的平稳飞行。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的飞行设备飞行控制方法的流程示意图；

图2为本申请实施例公开的飞行设备飞行控制方法的控制信号流程示意图；

图3为本申请实施例公开的飞行设备飞行控制装置的结构示意图；

图4为本申请实施例公开的飞行设备飞行控制设备的结构示意图。

具体实施方式

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。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

在有人驾驶飞机和无人机中，基于飞机动能和势能控制的能量准则能够独立地控制飞机的飞行速度和飞行高度，通常被应用于飞机的导航控制中。在能量准则控制结构中，飞机飞行速度和飞行高度的优先级往往根据飞行情况预先设定。目前，在对飞机的飞行高度和速度进行控制时，通常采用总能量控制方案，总能量控制(Total Energy ControlSystem,简称TECS)是飞机在爬升、巡航和下降的整个飞行过程中都以能量消耗最少为最佳指标的控制。

总能量控制是运用能量控制与分配的方法，将速度控制与高度控制(切向加速度与纵向航迹角)进行解耦，用油门来控制总能量，用升降舵(俯仰角)来控制动能和势能之间的能量转换。也就是说，总能量控制系统需要两能量控制通道具有匹配的动静态特性，以消除飞机动能、势能之间的多余转换。如果总能量通道比能量分配通道具有更快的动态特性，即飞机油门杆动力比升降舵具有更快的响应，这将引起在飞机能量重新分配之前，由于总能量变化导致的飞行速度和高度(航迹)同时增加或减小。也就是说，当需要稳定飞行速度或航迹角中的一个，而要求另一个作出改变时，以上的变化将降低整个系统的解耦控制性能，导致飞行过程中出现飞行高度或飞行速度不稳定的情况。

为了解决上述缺点，本申请提出一种自动调整高度和速度控制优先级的飞机设备飞行控制方案。

本申请公开的技术方案的控制理念是：能量分配通道比总能量通道具有更快的动特性，即飞机升降舵比油门杆具有更快的响应，这将引起飞机总能量变化之前，由于飞机能量的重新分配，导致的飞行速度和飞行高度(航迹角)的相对变化。当需要飞行速度和飞行高度(航迹角)同时增加或减小时，以上的变化也将降低系统的控制性能。这种现象需要总能量控制系统和两能量控制通道具有匹配的动静态特性。为使得飞行控制系统使总能量通道和能量分配通道具有匹配的动静态特性，就需要油门杆和升降舵具有相同的响应速率或者响应特性。

飞行设备的飞行高度和飞行速度的控制是总能量控制的内容，总能量控制本身就是要解决飞行设备在飞行过程中的飞行高度和飞行速度的解耦控制问题。在原有的总能量控制算法中，两者具有相同的控制优先级。本申请针对控制对象的不确定环境，设计了一种自动反馈增益调节方法，可以自动调节速度控制和高度控制的增益比值，以达到自动调节两者控制优先级的目的。

在介绍本申请实施例公开的飞行设备飞行控制方法之前，先对飞行设备飞行过程中能量参数的变化过程进行分析说明：

飞行设备(在本申请中以飞机为例)在垂直平面的运动方程为：

上述公式中，所述H为飞机的飞行高度，V为飞机的飞行速度，所述t为飞行时间，所述γ表示航迹角，所述T为飞机的发动机推力，所述D为机体阻力，所述m为飞机质量，所述g为重力系数。

考虑到飞行中飞机的飞行航迹角γ一般都比较小，所以进行小角度假设(工程上认为，一般小于10°时均可进行小角度假设)sinγ＝tanγ＝γ，那么基于公式(1)，飞机飞行过程中的需用的发动机推力可以近似为：

公式中，所述

即所述

为飞行设备的飞行速度的速度误差率；

对于飞机飞行控制系统，航迹角γ反馈量一般不可以直接获得，可以通过分析飞机俯仰角和迎角反馈量解算出来。在不考虑侧滑情况下，航迹角γ的解算公式如下：

γ＝θ-α (2-1)

其中，上述公式中，所述θ为飞机飞行过程中的仰俯角，所述α为飞机飞行过程中的气动攻角，即迎角。

同样，飞机的加速度反馈量也不能直接获取，可以通过飞机的飞行速度反馈取微分或差分获得。

假定在降落过程中飞机的飞行速度V，下降速率

和航迹角γ均保持不变，则飞机的总能量为飞机的动能与势能之和：

那么，单位重量的总能量为：

对公式(4)进行微分可以得到：

所述

为单位重量的总能量E₁的微分值，

为飞行高度H的微分值，由于航迹角γ为小角度，此时tanγ＝sinγ＝γ，航迹角γ与飞行高度H有如下关系：

由于总能量变化率和系统的总功率相等，则有

公式中，

为动能变化率，所述

为势能变化率，用mgV对公式(7)进行单位化，则有

假设机体阻力D保持不变，则飞行过程中的总能量变化主要来源于推力的变化，即

上述公式中，δ为一预设系数，飞机在飞行过程中，总能量的变化主要是由于推力的变化来控制的。

假设飞机在飞行过程中，最开始的推力T是用来抵消机体阻力D的，而且如果飞行状态不变，飞机所受到的阻力不发生变化。那么推力T控制增量的效果为：

其中，K_tp是第一比例控制系数，K_tI是第一积分控制系数，T_C为飞机飞行状态改变后系统期望推力，所述s为预设系数，

为总能量误差速率，其中，在本方案中，各个符号的下标e表示偏差。所以，T_C与

正相关，

由此，可以得到通过飞机总能量变化与飞机期望推力之间的关系：

其中，K_tp是比例控制系数，K_tI是积分控制系数，T_C为飞行状态改变后系统期望推力。

飞机升降舵的偏转可以引起飞机俯仰力矩的变化，从而改变飞机的飞行姿态，改变飞机的飞行姿态对推力和阻力的影响都很小。推力不变时，可以通过操纵升降舵来将飞机的动能和势能进行转换。所以，升降舵可以作为飞机动能和势能的分配控制器。

在飞行过程中，为了使动能和势能具有相同的控制优先级，在升降舵控制通道使用了能量分配率作为控制量，它定义为势能与动能的变化率之差：

上述公式中，

的物理意义是重力势能转化为动能的速率。当

时，表示飞机在飞行过程中重力势能转化为动能后还有盈余，即飞机处于加速状态中；当

时，表示飞机的重力势能转化速率与飞机动能变化速率相等，飞机发动机处于怠速状态；当

时，飞机的重力势能转化速率不及动能的变化速率，需要发动机提供动力。在飞机飞行的大部分时间，飞机处于

的状态。

此外，在飞机下降阶段，γ<0，则

在飞机爬升阶段，γ>0，则

在飞机平飞阶段，γ＝0，发动机推力弥补可以飞机速度变化率。

那么，类似于推力的控制律表达，能量分配率偏差δ_ec和升降舵偏角

的控制关系为：

上述公式中，K_eP为第二比例增益系数，所述K_eI为第二积分增益系数；

那么，总能量控制的核心算法为：

总能量控制的核心算法为公式(14)，但是，由于γ_e和

经过

和

(各符号的下标e表示对应符号的偏差)的比例通道在传递函数γ/γ_c和V/V_c上产生不希望的零点，从而使控制系统超调量增大，因此出于系统动态特性的考虑，在核心算法中的比例控制部分使用总能量变化率反馈量

和分配率反馈量

对公式(14)进行变换可以得到：

上述控制方法与传统能量控制不同的是，本申请中，为了自动调整飞机飞行高度H和飞行速度V的控制级别，根据

和

控制误差的离散程度自动控制势能和动能的分配比率。改写公式(12)为

定义：下降速率的误差γ_e和能量分配率的误差

的方差比值为公式(16)中的k。增益调整参数为：

其中，σ(γ_e ²)表示控制量下降速率误差的统计方差，

表示控制量速度误差变化率

的统计方差。

综上所述，本申请提出的改进后的控制算法

在本方案中，上述各个公式中，所涉及到的各个符号的含义如表1所示：

表1

基于上述推论结果(公式18)，本申请公开了一种飞行设备飞行控制方法，参见图1，方法包括：

步骤S101：获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差；

所述飞行高度误差指的是飞行设备的飞行高度与控制高度H_C之间的误差，其中，所述控制高度H_C也可以理解为期望高度；

在本方案中，飞机的航迹角的变化量可以用于表征飞机的高度变化量，因此可以采用飞机飞行过程中航迹角的变化量计算得到飞行设备飞行过程中飞行高度误差，将采集到的航迹角与期望的航迹角进行对比，从而得到对应的航迹角误差，将所述航迹角误差等效为飞行高度误差。

步骤S102：获取飞行设备飞行过程中飞行速度误差；

所述飞行速度误差指的是飞行设备的飞行速度与控制速度V_C之间的误差，其中，所述控制速度V_C也可以理解为期望速度；本步骤中，通过对飞机不同时刻的飞行速度的变化量进行检测，将测量得到的飞行速度与控制速度V_C进行对比，可以得到飞行设备在飞行过程中飞行速度的误差；

步骤S103：采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数；

在获取到所述飞行高度误差和所述飞行速度误差后，可以基于预设映射关系计算得到与所述飞行高度误差和所述飞行速度误差相匹配的增益调整参数。

具体的，本步骤可以为：在获取到飞行高度误差后，计算所述飞行高度误差对应的均方差σ(γ_e ²)，记为第一均方差，所述σ为统计方差函数，所述γ_e为航迹角的偏差量；计算得到飞行速度误差后，计算所述飞行速度误差对应的均方差

记为第二均方差，V为用于表征飞机的飞行速度，

表示

的偏差量，

表示V的微分，所述g用于表征重力加速度；基于预设映射关系获取与所述第一均方差和所述第二均方差对应的增益调整参数，所述增益调整参数用于调整飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制优先级，控制优先级不同，所需调整的主要对象不同，例如，当所述增益调整参数为A时，飞行高度控制的优先级高于飞行速度的优先级，当所述增益调整参数为B时，飞行速度控制的优先级高于飞行速度的优先级。

具体的，在本步骤中，可以将所述第一均方差和所述第二均方差之比带入所述预设映射关系，基于该预设映射关系得到与所述第一均方差和所述第二均方差的比值相适配的增益调整参数，例如，本方案中，可以基于前文推导出的公式(17)

计算得到所述增益调整参数k。

步骤S104：基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

具体的，基于上述推论，当计算得到所述增益调整参数k以后，可以基于所述增益调整参数k计算得到能量分配率偏差值，再基于所述能量分配率偏差值调整飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益，控制增益越高，其对应的控制优先级越高，其中，在基于所述增益调整参数k计算得到能量分配率偏差值时，可以先基于上文推导出的公式(16)

计算得到重力势能转化为动能的速率

在计算得到重力势能转化为动能的速率

后，再基于公式(15)中

计算得到能量分配率偏差值δ_ec，其中，所述

为重力势能转化为动能的速率的偏差率，然后再基于所述能量分配率偏差值δ_ec调整飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益，进而根据飞行高度和飞行速度的控制增益调节速度和高度能量分配通道的等量占比，解决了飞行设备在飞行过程中的高度和速度的解耦控制问题。

在本方案中，可以预先设置与所述能量分配率偏差值δ_ec相匹配的控制修正系数，在计算得到所述能量分配率偏差值δ_ec以后，可以基于预设映射表查找得到与所述δ_ec相匹配的控制修正系数，以及与所述控制修正系数相对应的控制项，在本方案中，所述控制项指的是高度控制和速度控制，基于所述控制修正系数对所述控制项的控制结果进行修正。例如，飞机飞行过程中飞行所述第一均方差与所述第二均方差的比值大于1时，优先修正飞行高度控制，飞机飞行过程中飞行所述第一均方差与所述第二均方差的比值小于1时，优先修正飞行速度控制，实现了基于实际飞行情况调整所述飞行高度和飞行速度的控制优先级的目的，保证了飞机平稳飞行。

在本方案中，基于飞机飞行过程中高度和速度控制误差计算得到用于控制飞机飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益，当飞机处于不确定的恶劣气象环境中，飞机的高度控制和速度控制误差变化较大，此时会生成与之对应的控制增益，通过该控制增益来自动切换高度控制和速度控制的控制等级，控制增益不同，飞机飞行过程中的高度和速度的控制等级不同，当飞行设备飞行高度或飞行速度的控制性能下降的情况下，系统能够自动增加其控制等级，确保其系统对飞行设备的高度和速度的可靠控制。

在本申请另一实施例公开的技术方案中，还可以基于公式

计算得到飞行状态改变后系统期望推力T_C，其中，K_tp是比例控制系数，K_tI是积分控制系数，

为飞机飞行过程中的总能量，

为能量误差率。从而使得飞机控制系统能够根据控制增益调整以后的飞机的飞行状态计算得到用于稳定飞机飞行的期望推力T_C，保证了飞机平稳飞行。

具体的，参见图2，图2为本申请实施例公开的飞行设备飞行控制方法的控制信号流程示意图，其以自动化控制系统的方式出示了本方案中计算期望推力T_C、增益调整参数k、能量分配率偏差值δ_ec的计算流程，在图2中已经通过信号流程图的方式标明了各个信号与信号之间的计算关系，本领域技术人员之在基于图2的基础上，能够基于图2公开的信号图得到各个符号的计算公式，在此不再累述。

本实施例中公开了一种飞行设备飞行控制装置，该装置中的各个单元的具体工作内容，请参见上述方法实施例的内容，下面对本发明实施例提供的飞行设备飞行控制装置进行描述，下文描述的飞行设备飞行控制装置与上文描述的飞行设备飞行控制方法可相互对应参照。

参见图3，本申请实施例公开的飞行设备飞行控制装置，可以包括：

方差计算单元100、增益参数计算单元200和飞行状态控制单元300；

所述方差计算单元100，与上述方法中步骤S101和步骤S102相对应，用于获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差；获取飞行设备飞行过程中飞行速度误差；

所述增益参数计算单元200，与上述方法中步骤S103相对应，用于采用所述第一均方差和所述第二均方差基于预设映射关系计算得到增益调整参数；

所述飞行状态控制单元300，与上述方法中步骤S104相对应，用于基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

与上述方法相对应，所述增益参数计算单元200在采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数时，具体用于：

计算所述飞行高度误差对应的均方差，记为第一均方差；

计算所述飞行速度误差对应的均方差，记为第二均方差；

计算所述第一均方差和所述第二均方差的比值；

基于预设映射关系获取与所述比值相匹配的增益调整参数。

与上述方法相对应，所述飞行状态控制单元300在基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益时，具体用于：

基于所述增益调整参数计算得到能量分配率偏差值，基于所述能量分配率偏差值调整飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

与上述方法相对应，所述增益参数计算单元200在基于预设映射关系获取与所述比值相匹配的增益调整参数时，具体用于：

基于公式

计算得到所述增益调整参数k；

其中，所述σ(γ_e ²)为第一均方差，所述

为第二均方差。

与上述方法相对应，所述飞行状态控制单元300在基于所述增益调整参数计算得到能量分配率偏差值时，具体用于：

基于公式

计算得到重力势能转化为动能的速率

基于公式

计算得到能量分配率偏差值δ_ec，其中，所述

为重力势能转化为动能的速率的偏差率。

与上述方法相对应，上述装置还可以包括：期望推力计算单元，所述期望推力计算单元用于在飞行状态控制单元基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益之后，基于公式

计算得到飞行状态改变后系统期望推力T_C，其中，K_tp是比例控制系数，K_tI是积分控制系数，

为飞机飞行过程中的总能量，

为能量误差率。

对应于上述方法，一种存储介质，所述存储介质为可读存储介质，其特征在于，所述存储介质存储有多条指令，所述指令适于处理器进行加载，

以执行本申请上述任一项所述的飞行设备飞行控制方法中的步骤，上述各个指令的具体的细化功能和扩展功能可参照上文描述。

本申请实施例提供的飞行设备飞行控制装置可应用于飞行设备飞行控制设备，如PC终端、云平台、服务器及服务器集群等。可选的，图4示出了数据评测设备的硬件结构框图，参照图4，飞行设备飞行控制设备的硬件结构可以包括：至少一个处理器1，至少一个通信接口2，至少一个存储器3和至少一个通信总线4；

在本申请实施例中，处理器1、通信接口2、存储器3、通信总线4的数量为至少一个，且处理器1、通信接口2、存储器3通过通信总线4完成相互间的通信；

处理器1可能是一个中央处理器CPU，或者是特定集成电路ASIC(ApplicationSpecific Integrated Circuit)，或者是被配置成实施本发明实施例的一个或多个集成电路等；

存储器3可能包含高速RAM存储器，也可能还包括非易失性存储器(non-volatilememory)等，例如至少一个磁盘存储器；

其中，存储器存储有程序，处理器可调用存储器存储的程序，所述程序用于：

获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差；

获取飞行设备飞行过程中飞行速度误差；

采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数；

基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

可选的，所述程序的细化功能和扩展功能可参照上文描述。

为了描述的方便，描述以上系统时以功能分为各种模块分别描述。当然，在实施本发明时可以把各模块的功能在同一个或多个软件和/或硬件中实现。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于系统或系统实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所描述的系统及系统实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性劳动的情况下，即可以理解并实施。

专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

结合本文中所公开的实施例描述的方法或算法的步骤可以直接用硬件、处理器执行的软件模块，或者二者的结合来实施。软件模块可以置于随机存储器(RAM)、内存、只读存储器(ROM)、电可编程ROM、电可擦除可编程ROM、寄存器、硬盘、可移动磁盘、CD-ROM、或技术领域内所公知的任意其它形式的存储介质中。

还需要说明的是，在本文中，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，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业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发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明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公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种飞行设备飞行控制方法，其特征在于，包括：

获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差；

获取飞行设备飞行过程中飞行速度误差；

采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数；

基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

2.根据权利要求1所述的飞行设备飞行控制方法，其特征在于，采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数：

计算所述飞行高度误差对应的均方差，记为第一均方差；

计算所述飞行速度误差对应的均方差，记为第二均方差；

基于预设映射关系获取与所述第一均方差和所述第二均方差对应的增益调整参数。

3.根据权利要求2所述的飞行设备飞行控制方法，其特征在于，所述基于预设映射关系获取与所述第一均方差和所述第二均方差对应的增益调整参数，包括：

计算所述第一均方差和所述第二均方差的比值；

基于预设映射关系获取与所述比值相匹配的增益调整参数。

4.根据权利要求3所述的飞行设备飞行控制方法，其特征在于，所述基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益，具体为：

基于所述增益调整参数计算得到能量分配率偏差值；

基于所述能量分配率偏差值调整飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

5.根据权利要求3所述的飞行设备飞行控制方法，其特征在于，所述基于预设映射关系获取与所述比值相匹配的增益调整参数，包括：

基于公式

计算得到所述增益调整参数k；

其中，所述σ(γ_e ²)为第一均方差，所述

为第二均方差。

6.根据权利要求5所述的飞行设备飞行控制方法，其特征在于，所述基于所述增益调整参数计算得到能量分配率偏差值，包括：

基于公式

计算得到重力势能转化为动能的速率

其中，γ为飞行设备的航迹角，g为重力加速度，所述

所述V为飞行设备的飞行速度，所述t为飞行时间；

基于公式

计算得到能量分配率偏差值δ_ec，其中，所述

为重力势能转化为动能的速率的偏差率，所述s为预设系数，所述K_eP为第一比例增益系数，所述K_eI为第一积分增益系数。

7.根据权利要求1所述的飞行设备飞行控制方法，其特征在于，还包括：

基于公式

计算得到飞行状态改变后系统期望推力T_C，其中，K_tp是第二比例控制系数，K_tI是第二积分控制系数，

为飞行设备飞行过程中的总能量的微分值，

为

的误差率。

8.一种飞行设备飞行控制装置，其特征在于，包括：

方差计算单元，用于获取飞行设备飞行过程中飞行高度误差；获取飞行设备飞行过程中飞行速度误差；

增益参数计算单元，用于采用所述飞行高度误差和飞行速度误差基于预设映射关系计算得到增益调整参数；

飞行状态控制单元，用于基于所述增益调整参数调整所述飞行设备在飞行过程中飞行高度和飞行速度的控制增益。

9.一种存储介质，其特征在于，所述存储介质存储有多条指令，所述指令适于处理器进行加载，

以执行权利要求1至7任一项所述的飞行设备飞行控制方法中的步骤。

10.一种飞行设备飞行控制设备，其特征在于，包括：包括存储器和处理器；

所述存储器，用于存储程序；

所述处理器，用于执行所述程序，实现如权利要求1-7中任一项所述的飞行设备飞行控制方法的各个步骤。

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