CN115793694A - 一种起降姿态控制方法、装置、设备及介质 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种起降姿态控制方法、装置、设备及介质，涉及飞行姿态控制技术领域。通过获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角；其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差；根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量；根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。上述方案综合考虑起降过程中的姿态保护范围和轨迹控制精度，通过设计姿态和垂直速度的综合反馈，并辅助以姿态保护控制，从而调节飞机起降的姿态。在飞机起飞着陆阶段可以相对准确保持航迹的同时，又可以控制姿态在保护范围内，保证了飞机的飞行安全。

Description

一种起降姿态控制方法、装置、设备及介质

技术领域

本申请涉及飞行姿态控制技术领域，特别是涉及一种起降姿态控制方法、装置、设备及介质。

背景技术

飞机在起降阶段受起飞距离要求和轮速保护要求的限制，其起飞着陆速度一般偏小，接近甚至超过飞行包线左边界。因此，为保持一定的爬升/下降率和两侧机翼离地高度，飞机起飞和着陆时需要保持一定的姿态角。

目前，针对飞机起降过程的离地/接地姿态保护，常采用的控制方式有三种：一是直接根据姿态反馈通过飞控计算控制舵面偏转，实现内环的姿态控制，此种控制方式姿态变化一般上升时间较长，会增加拉起后的两轮滑跑距离，且在着陆时着陆点控制精度较差；二是根据模型仿真结果估算合适的着陆速度和下沉率，通过控制下沉率控制姿态，此种控制方式比较依赖模型精度，且接地瞬间抗风扰能力较弱；三是在机尾设置物理滑撬，通过硬限保护飞机的螺旋桨，此种控制模式较依赖于飞机构型设计，如井式或廿式布局的飞机才可采用，且会增加机尾结构的强度设计要求。

鉴于上述问题，如何更好地实现飞机起降过程中姿态控制，保证飞机飞行安全，是该领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供一种起降姿态控制方法、装置、设备及介质，以更好地实现飞机起降过程中姿态控制，保证飞机飞行安全。

为解决上述技术问题，本申请提供一种起降姿态控制方法，包括：

获取飞机的当前的飞行阶段，并获取所述飞机的擦地角和停机角；其中，所述飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；

根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；

根据所述姿态/垂速综合指令获取姿态误差；

根据所述擦地角和所述停机角获取姿态保护控制分量；

根据所述姿态误差和所述姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据所述综合误差调节所述飞机的姿态。

优选地，当所述飞机处于所述着陆阶段时，所述根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令包括：

获取所述飞机的场高和待飞距；其中，所述场高为所述飞机距离地面的高度，所述待飞距为所述飞机距离机场的水平距离；

将所述待飞距进行理论拉平轨迹处理，以生成理论拉平场高指令；

获取所述理论拉平场高指令与所述场高的差值，以获取高度偏差；

获取期望垂速，并根据所述高度误差获取垂速偏差；

根据所述期望垂速和所述垂速偏差生成所述姿态/垂速综合指令。

优选地，当所述飞机处于所述起飞阶段时，所述根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令包括：

获取姿态角指令；

根据所述姿态角指令生成所述姿态/垂速综合指令。

优选地，所述根据所述综合误差调节所述飞机的姿态包括：

根据所述综合误差获取自动驾驶指令；

根据所述自动驾驶指令生成所述飞机的舵面指令；

通过所述舵面指令调节所述飞机的姿态。

优选地，在所述根据所述综合误差获取自动驾驶指令之前，还包括：

通过滤波器或限制器对所述综合误差进行过滤。

优选地，所述根据所述擦地角和所述停机角获取姿态保护控制分量包括：

判断所述飞机的姿态角是否满足预设要求；

若是，则结束；

若否，则通过虚拟滑撬控制器根据所述擦地角和所述停机角获取所述姿态保护控制分量。

优选地，所述判断所述飞机的姿态角是否满足预设要求包括：

判断所述姿态角是否大于所述停机角与余度的和，且所述姿态角小于所述擦地角与所述余度的差；

若是，则满足所述预设要求；

若否，则不满足所述预设要求。

为解决上述技术问题，本申请还提供一种起降姿态控制装置，包括：

第一获取模块，用于获取飞机的当前的飞行阶段，并获取所述飞机的擦地角和停机角；其中，所述飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；

生成模块，用于根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；

第二获取模块，用于根据所述姿态/垂速综合指令获取姿态误差；

第三获取模块，用于根据所述擦地角和所述停机角获取姿态保护控制分量；

第四获取模块，用于根据所述姿态误差和所述姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据所述综合误差调节所述飞机的姿态。

为解决上述技术问题，本申请还提供一种起降姿态控制设备，包括：

存储器，用于存储计算机程序；

处理器，用于执行所述计算机程序时实现上述的起降姿态控制方法的步骤。

为解决上述技术问题，本申请还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述的起降姿态控制方法的步骤。

本申请所提供的起降姿态控制方法，通过获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角；其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差；根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量；根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。由此可知，上述方案综合考虑起降过程中的姿态保护范围和轨迹控制精度，通过设计姿态和垂直速度的综合反馈，并辅助以姿态保护控制，从而调节飞机起降的姿态。在飞机起飞着陆阶段可以相对准确保持航迹的同时，又可以控制姿态在保护范围内，保证了飞机的飞行安全。

此外，本申请实施例还提供了一种起降姿态控制装置、设备及介质，效果同上。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例，下面将对实施例中所需要使用的附图做简单的介绍，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为本申请实施例提供的一种起降姿态控制方法的流程图；

图2为本申请实施例提供的姿态/垂速综合控制模态起降控制计算的逻辑图；

图3为本申请实施例提供的姿态/垂速综合指令生成的逻辑图；

图4为本申请实施例提供的虚拟滑撬控制器计算的逻辑图；

图5为本申请实施例提供的一种起降姿态控制装置的示意图；

图6为本申请实施例提供的一种起降姿态控制设备的示意图。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部实施例。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前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护范围。

本申请的核心是提供一种起降姿态控制方法、装置、设备及介质，以更好地实现飞机起降过程中姿态控制，保证飞机飞行安全。

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面结合附图和具体实施方式对本申请作进一步的详细说明。

目前，针对飞机起降过程的离地/接地姿态保护，常采用的控制方式有三种：一是直接根据姿态反馈通过飞控计算控制舵面偏转，实现内环的姿态控制，此种控制方式姿态变化一般上升时间较长，会增加拉起后的两轮滑跑距离，且在着陆时着陆点控制精度较差；二是根据模型仿真结果估算合适的着陆速度和下沉率，通过控制下沉率控制姿态，此种控制方式比较依赖模型精度，且接地瞬间抗风扰能力较弱；三是在机尾设置物理滑撬，通过硬限保护飞机的螺旋桨，此种控制模式较依赖于飞机构型设计，如井式或廿式布局的飞机才可采用，且会增加机尾结构的强度设计要求。

可以看出，现有的几种控制方式均不能很好地实现飞机起降过程中姿态控制。因此，为保证飞机飞行安全，本申请提供了一种起降姿态控制方法。图1为本申请实施例提供的一种起降姿态控制方法的流程图。如图1所示，方法包括：

S10：获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角。

其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段。

可以理解的是，由于飞机在起飞和着陆时的飞行姿态不同，姿态控制的方式也不同，因此在具体实施中，首先需确定飞机当前的飞行阶段，即确定飞机此时是处于起飞阶段还是着陆阶段。

进一步获取飞机的擦地角和停机角。飞机的停机角是指飞机在正常停机状态时机身纵轴与地面水平线之间的夹角；飞机的擦地角是前三点式起落架飞机停机时主轮触地点到飞机尾部最低点的连线与地面水平线之间的夹角。在飞机起降过程中，需要严格关注的是飞机的离地/接地姿态，主要包含飞机的俯仰角和滚转角。其中，俯仰角是飞机机体轴线与水平面之间的夹角，主要与飞机的停机角和擦地角强相关；滚转角是飞机对称平面对包含机体轴线的铅垂平面的夹角，主要与机翼擦地角强相关。

S11：根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令。

进一步地，根据飞机的飞行阶段生成姿态/垂速综合指令。图2为本申请实施例提供的姿态/垂速综合控制模态起降控制计算的逻辑图。如图2所示，姿态/垂速综合指令主要由起降综合控制器生成。由于飞机存在起飞阶段和着陆阶段，以下将对两种情况下姿态/垂速综合指令的生成过程进行说明：

图3为本申请实施例提供的姿态/垂速综合指令生成的逻辑图。如图3所示，当飞机处于着陆阶段时，起降综合控制器获取飞机的场高和待飞距。其中，场高为飞机距离地面的高度，待飞距为飞机距离机场的水平距离。进一步将待飞距进行理论拉平轨迹处理，以生成理论拉平场高指令。其中，理论拉平轨迹为下述三维一阶微分方程的解集：

其中，_X(t)为待飞距，τ为预设系数，_H(t)为场高，_Y(t)为侧偏。

进一步地，获取理论拉平场高指令与场高的差值，以获取飞机此时与理论拉平轨迹的高度偏差。可以理解的是，图3中起降综合控制器包含两个拉平控制器。其中，拉平控制器1用于根据高度误差获取垂速偏差，拉平控制器2用于根据场高获取期望垂速。

需要注意的是，垂速偏差为飞机当前水平位置下的场高与理论拉平轨迹对应高度的差量，是飞机截获标准拉平下滑道的下沉率指令；期望垂速为保持标准拉平下滑道而产生的下沉率指令。在得到根据期望垂速和垂速偏差后，通过起降综合控制器中的姿态控制器生成姿态/垂速综合指令。

而当飞机处于起飞阶段时，获取设定的姿态角指令，进一步将姿态角指令输入至起降综合控制器中的滚转修正器，通过滚转修正器计算得到起飞时的姿态/垂速综合指令。需要注意的是，滚转修正器为修正滚转条件下俯仰角投影量与实际值的偏差。

S12：根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差。

在得到姿态/垂速综合指令后，根据姿态/垂速综合指令获取飞机的姿态误差。具体地，可通过图2中的姿态传感器获取飞机的直接反馈姿态，进一步获取姿态/垂速综合指令与直接反馈姿态的第一差值，将该第一差值作为姿态误差。还可通过图2中的垂直速度传感器获取垂直速度，进一步通过姿态变换控制器变换垂直速度得到垂速变换姿态，获取姿态/垂速综合指令与垂速变换姿态的第二差值，将该第二差值作为姿态误差。本实施例中对于姿态误差的具体获取方式不做限制，根据具体的实施情况而定。

S13：根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量。

进一步地，根据飞机的擦地角和停机角，通过虚拟滑撬控制器计算得到姿态保护控制分量。需要注意的是，虚拟滑撬控制器是为了实现边界的姿态保护而设计，采用类开环的设计思路。

图4为本申请实施例提供的虚拟滑撬控制器计算的逻辑图。如图4所示，虚拟滑撬控制器中主要内置了正通器、负通器以及保护器。其中，负通器表示当输入值为负值时，输出值等于输入值；当输入值为非负值时，输出值为零，即负值可以通过，非负值不可通过。正通器则反之，当输入值为正值时，输出值等于输入值；当输入值为非正值时，输出值为零，即正值可以通过，非正值不可通过。

在具体实施中，为获取姿态保护控制分量，需要判断飞机是否进入姿态需要保护的区间。具体地，判断飞机的姿态角是否满足预设要求；若是，则结束；若否，则通过虚拟滑撬控制器根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量。本实施例中对于预设要求不做限制，根据具体的实施情况而定。

作为一种优选的实施例，判断飞机的姿态角是否满足预设要求，具体需判断姿态角是否大于停机角与余度的和，且姿态角小于擦地角与余度的差；若是，则满足预设要求；若否，则不满足预设要求。需要注意的是，余度指设计余度，例如实际限制为5°，考虑到控制余度，将控制限制设为4°。余度主要由工程经验得到。

因此，当飞机的姿态角小于停机角与余度的和，或姿态角大于擦地角与余度的差时，认为此时姿态角不满足预设要求，此时虚拟滑撬控制器开始起作用，根据擦地角与停机角计算得到姿态保护控制分量。而在姿态角大于机角与余度的和且小于擦地角与余度的差时，认为此时姿态角满足预设要求，可进一步通过虚拟滑撬控制器中的正通器与负通器将姿态角处于正常范围情况排除掉，避免虚拟滑撬控制器影响正常范围内的姿态控制。

S14：根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。

最后，在得到了飞机的姿态误差和姿态保护控制分量之后，根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，从而根据综合误差调节飞机的姿态。

作为一种优选的实施例，如图2所示，飞机的姿态的调节，具体通过自动驾驶控制器根据综合误差得到自动驾驶指令，并将自动驾驶指令输入至阻尼增稳控制器中。阻尼增稳控制器根据自动驾驶指令得到舵面指令，并将其输入至舵面作动器中。舵面作动器根据舵面指令调整舵面偏度，从而实现了飞机姿态的调节。

需要注意的是，为了调整各控制器的频域特性、平滑性，作为一种优选的实施例，在根据综合误差获取自动驾驶指令之前，还可对综合误差进行滤波处理。具体地，通过滤波器或限制器对综合误差进行过滤，得到范围合理且指令平滑的过滤后的综合误差，以用于后续的飞机姿态调节。

本实施例中，通过获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角；其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差；根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量；根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。由此可知，上述方案综合考虑起降过程中的姿态保护范围和轨迹控制精度，通过设计姿态和垂直速度的综合反馈，并辅助以姿态保护控制，从而调节飞机起降的姿态。在飞机起飞着陆阶段可以相对准确保持航迹的同时，又可以控制姿态在保护范围内，保证了飞机的飞行安全。

在上述实施例中，对于起降姿态控制方法进行了详细描述，本申请还提供起降姿态控制装置对应的实施例。

图5为本申请实施例提供的一种起降姿态控制装置的示意图。如图5所示，起降姿态控制装置包括：

第一获取模块10，用于获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角。其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段。

生成模块11，用于根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令。

第二获取模块12，用于根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差。

第三获取模块13，用于根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量。

第四获取模块14，用于根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。

本实施例中，起降姿态控制装置包括第一获取模块、生成模块、第二获取模块、第三获取模块和第四获取模块。起降姿态控制装置在运行时能够实现上述的起降姿态控制方法的相关步骤。通过获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角；其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差；根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量；根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。由此可知，上述方案综合考虑起降过程中的姿态保护范围和轨迹控制精度，通过设计姿态和垂直速度的综合反馈，并辅助以姿态保护控制，从而调节飞机起降的姿态。在飞机起飞着陆阶段可以相对准确保持航迹的同时，又可以控制姿态在保护范围内，保证了飞机的飞行安全。

图6为本申请实施例提供的一种起降姿态控制设备的示意图。如图6所示，起降姿态控制设备包括：

存储器20，用于存储计算机程序。

处理器21，用于执行计算机程序时实现如上述实施例中所提到的起降姿态控制方法的步骤。

本实施例提供的起降姿态控制设备可以包括但不限于智能手机、平板电脑、笔记本电脑或台式电脑等。

其中，处理器21可以包括一个或多个处理核心，比如4核心处理器、8核心处理器等。处理器21可以采用数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、现场可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)、可编程逻辑阵列(Programmable LogicArray，PLA)中的至少一种硬件形式来实现。处理器21也可以包括主处理器和协处理器，主处理器是用于对在唤醒状态下的数据进行处理的处理器，也称中央处理器(CentralProcessing Unit，CPU)；协处理器是用于对在待机状态下的数据进行处理的低功耗处理器。在一些实施例中，处理器21可以在集成有图形处理器(Graphics Processing Unit，GPU)，GPU用于负责显示屏所需要显示的内容的渲染和绘制。一些实施例中，处理器21还可以包括人工智能(Artificial Intelligence，AI)处理器，该AI处理器用于处理有关机器学习的计算操作。

存储器20可以包括一个或多个计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质可以是非暂态的。存储器20还可包括高速随机存取存储器，以及非易失性存储器，比如一个或多个磁盘存储设备、闪存存储设备。本实施例中，存储器20至少用于存储以下计算机程序201，其中，该计算机程序被处理器21加载并执行之后，能够实现前述任一实施例公开的起降姿态控制方法的相关步骤。另外，存储器20所存储的资源还可以包括操作系统202和数据203等，存储方式可以是短暂存储或者永久存储。其中，操作系统202可以包括Windows、Unix、Linux等。数据203可以包括但不限于起降姿态控制方法涉及到的数据。

在一些实施例中，起降姿态控制设备还可包括有显示屏22、输入输出接口23、通信接口24、电源25以及通信总线26。

本领域技术人员可以理解，图6中示出的结构并不构成对起降姿态控制设备的限定，可以包括比图示更多或更少的组件。

本实施例中，起降姿态控制设备包括存储器和处理器。存储器用于存储计算机程序。处理器用于执行计算机程序时实现如上述实施例中所提到的起降姿态控制方法的步骤。通过获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角；其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差；根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量；根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。由此可知，上述方案综合考虑起降过程中的姿态保护范围和轨迹控制精度，通过设计姿态和垂直速度的综合反馈，并辅助以姿态保护控制，从而调节飞机起降的姿态。在飞机起飞着陆阶段可以相对准确保持航迹的同时，又可以控制姿态在保护范围内，保证了飞机的飞行安全。

最后，本申请还提供一种计算机可读存储介质对应的实施例。计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现如上述方法实施例中记载的步骤。

可以理解的是，如果上述实施例中的方法以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

本实施例中，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现如上述方法实施例中记载的步骤。通过获取飞机的当前的飞行阶段，并获取飞机的擦地角和停机角；其中，飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；根据飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；根据姿态/垂速综合指令获取姿态误差；根据擦地角和停机角获取姿态保护控制分量；根据姿态误差和姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据综合误差调节飞机的姿态。由此可知，上述方案综合考虑起降过程中的姿态保护范围和轨迹控制精度，通过设计姿态和垂直速度的综合反馈，并辅助以姿态保护控制，从而调节飞机起降的姿态。在飞机起飞着陆阶段可以相对准确保持航迹的同时，又可以控制姿态在保护范围内，保证了飞机的飞行安全。

以上对本申请所提供的起降姿态控制方法、装置、设备及介质进行了详细介绍。说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以对本申请进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本申请权利要求的保护范围内。

还需要说明的是，在本说明书中，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。

Claims (10)

1.一种起降姿态控制方法，其特征在于，包括：

获取飞机的当前的飞行阶段，并获取所述飞机的擦地角和停机角；其中，所述飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；

根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；

根据所述姿态/垂速综合指令获取姿态误差；

根据所述擦地角和所述停机角获取姿态保护控制分量；

根据所述姿态误差和所述姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据所述综合误差调节所述飞机的姿态。

2.根据权利要求1所述的起降姿态控制方法，其特征在于，当所述飞机处于所述着陆阶段时，所述根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令包括：

获取所述飞机的场高和待飞距；其中，所述场高为所述飞机距离地面的高度，所述待飞距为所述飞机距离机场的水平距离；

将所述待飞距进行理论拉平轨迹处理，以生成理论拉平场高指令；

获取所述理论拉平场高指令与所述场高的差值，以获取高度偏差；

获取期望垂速，并根据所述高度误差获取垂速偏差；

根据所述期望垂速和所述垂速偏差生成所述姿态/垂速综合指令。

3.根据权利要求1所述的起降姿态控制方法，其特征在于，当所述飞机处于所述起飞阶段时，所述根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令包括：

获取姿态角指令；

根据所述姿态角指令生成所述姿态/垂速综合指令。

4.根据权利要求1至3任意一项所述的起降姿态控制方法，其特征在于，所述根据所述综合误差调节所述飞机的姿态包括：

根据所述综合误差获取自动驾驶指令；

根据所述自动驾驶指令生成所述飞机的舵面指令；

通过所述舵面指令调节所述飞机的姿态。

5.根据权利要求4所述的起降姿态控制方法，其特征在于，在所述根据所述综合误差获取自动驾驶指令之前，还包括：

通过滤波器或限制器对所述综合误差进行过滤。

6.根据权利要求1所述的起降姿态控制方法，其特征在于，所述根据所述擦地角和所述停机角获取姿态保护控制分量包括：

判断所述飞机的姿态角是否满足预设要求；

若是，则结束；

若否，则通过虚拟滑撬控制器根据所述擦地角和所述停机角获取所述姿态保护控制分量。

7.根据权利要求6所述的起降姿态控制方法，其特征在于，所述判断所述飞机的姿态角是否满足预设要求包括：

判断所述姿态角是否大于所述停机角与余度的和，且所述姿态角小于所述擦地角与所述余度的差；

若是，则满足所述预设要求；

若否，则不满足所述预设要求。

8.一种起降姿态控制装置，其特征在于，包括：

第一获取模块，用于获取飞机的当前的飞行阶段，并获取所述飞机的擦地角和停机角；其中，所述飞行阶段包括着陆阶段和起飞阶段；

生成模块，用于根据所述飞行阶段生成姿态/垂速综合指令；

第二获取模块，用于根据所述姿态/垂速综合指令获取姿态误差；

第三获取模块，用于根据所述擦地角和所述停机角获取姿态保护控制分量；

第四获取模块，用于根据所述姿态误差和所述姿态保护控制分量获取综合误差，以用于根据所述综合误差调节所述飞机的姿态。

9.一种起降姿态控制设备，其特征在于，包括：

存储器，用于存储计算机程序；

处理器，用于执行所述计算机程序时实现如权利要求1至7任一项所述的起降姿态控制方法的步骤。

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上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至7任一项所述的起降姿态控制方法的步骤。

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