CN116022327B - 一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法及装置 - Google Patents

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CN116022327B CN202310108055.3A CN202310108055A CN116022327B CN 116022327 B CN116022327 B CN 116022327B CN 202310108055 A CN202310108055 A CN 202310108055A CN 116022327 B CN116022327 B CN 116022327B
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Abstract

本发明公开一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法及装置，其中，方法，包括：获取主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数；基于主发动机推力参数、辅助发动机推力参数、飞行员重量参数和预设给定参数，计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数；基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节主发动机和辅助发动机；在各种飞行任务下控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵。本发明基于预设给定参数、目标飞行参数在各种飞行任务下自主控制与提示飞行员调节主发动机和辅助发动机相互结合，不但克服了传统载人涡喷飞行器完全依赖飞行经验、训练时间较长的问题，而且提高了载人涡喷飞行器的安全性、精准性和易操纵性。

Description

一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法及装置
技术领域
本发明涉及载人涡喷飞行器控制技术领域，具体涉及一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法及装置。
背景技术
载人涡喷飞行器由微型喷气发动机和操纵系统组成，整个装置由单人携带（装在背部），由飞行员自主控制可以完成上升、下降、悬停和平飞等动作，具有飞行装备简单、可垂直起降等优势，在救援救灾、跨复杂障碍快速运输等领域有着广泛的应用前景。
载人涡喷飞行器的控制分为自主控制与飞行员手持控制两类。因自主控制依赖高可靠的测量设备与控制算法，载人飞行风险较大，故当前的载人涡喷飞行器主要由飞行员手持控制：飞行员背负一台主发动机，左右手各持一套辅助发动机。飞行时飞行员同时控制发动机油门大小以及两套辅助发动机的角度来实现空中飞行。
目前，手持涡喷飞行器的操纵飞行主要是依赖飞行员的经验，其需要专业人员进行长时间的飞行训练，才能实现稳定、安全的飞行操纵。这种全凭经验进行操纵飞行的方式限制了手持涡喷飞行器的应用与推广，且飞行员飞行动作不够娴熟，载人飞行风险仍较大。
发明内容
因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的全凭经验进行操纵飞行的方式限制了手持涡喷飞行器的应用与推广，载人飞行风险仍较大的问题，从而提供一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法及装置。
根据第一方面，本发明实施例提供一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，所述载人涡喷飞行器包括飞行员背负的主发动机和飞行员左右手分别手持结构相同且参数配置相同的辅助发动机，所述载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，包括如下步骤：
获取所述主发动机配置的主发动机推力参数、所述辅助发动机配置的辅助发动机推力参数和飞行员重量参数；
基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数；
基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节所述主发动机和所述辅助发动机；
基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵。
在一种具体的实施方式中，基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括：
将主发动机油门参数和飞行员人体俯仰角度作为所述预设给定参数；
基于所述主发动机油门参数、所述飞行员人体俯仰角度、所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数和所述飞行员重量参数，计算辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数；
将所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和所述辅助发动机油门参数作为第一种飞行任务下所述目标飞行参数。
在另一种具体的实施方式中，基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括：
将飞行员人体俯仰角度、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为所述预设给定参数；
基于所述飞行员人体俯仰角度、所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数和所述飞行员重量参数，计算主发动机油门参数和辅助发动机油门参数；
将所述主发动机油门参数和所述辅助发动机油门参数作为第二种飞行任务下所述目标飞行参数。
在另一种具体的实施方式中，基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括：
将所述辅助发动机油门参数、所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为所述预设给定参数；
基于所述辅助发动机油门参数、所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数和所述飞行员重量参数，计算飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数；
将所述飞行员人体俯仰角度和所述主发动机油门参数作为第三种飞行任务下的所述目标飞行参数。
在另一种具体的实施方式中，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节所述主发动机和所述辅助发动机，包括：
提示飞行员启动所述主发动机和所述辅助发动机，使得所述主发动机和所述辅助发动机工作在怠速状态；
基于所述飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态；
基于所述主发动机油门参数，提示飞行员调节主发动机当前油门参数；
基于所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和预设启动角度，提示飞行员调节左右手持的所述辅助发动机处于对称分布状态；
基于所述辅助发动机油门参数，提示飞行员调节辅助发动机当前油门参数。
在另一种具体的实施方式中，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵，包括：
提示飞行员调节左右手持的所述辅助发动机处于对称分布状态；
基于所述飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态；
基于所述主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，增大所述飞行员人体俯仰角度和所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制所述载人涡喷飞行器执行垂直起飞操纵；
基于所述主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，减小所述飞行员人体俯仰角度和所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制所述载人涡喷飞行器执行垂直下降操纵。
在另一种具体的实施方式中，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵，还包括：
基于所述飞行员人体俯仰角度和所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，控制载人涡喷飞行器执行悬停操纵。
在另一种具体的实施方式中，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵，还包括：
基于所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，提示飞行员通过小臂调节辅助发动机偏转角度，控制所述载人涡喷飞行器执行航向操纵。
根据第二方面，本发明实施例还提供一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制装置，所述载人涡喷飞行器包括飞行员背负的主发动机和飞行员左右手分别手持结构相同且参数配置相同的辅助发动机，所述载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，包括如下模块：
参数获取模块，用于获取所述主发动机配置的主发动机推力参数、所述辅助发动机配置的辅助发动机推力参数和飞行员重量参数；
目标飞行参数计算模块，用于基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数；
提示模块，用于基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节所述主发动机和所述辅助发动机；
控制模块，用于基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵。
根据第三方面，本发明实施例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存储有计算机指令，所述计算机指令用于使所述计算机执行第一方面或第一方面任一实施方式中所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法。
根据第四方面，本发明实施例还提供一种计算机设备，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第一方面任一实施方式中所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法。
本发明技术方案，具有如下优点：
本发明公开一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法及装置，其中，方法，包括：获取主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数； 基于主发动机推力参数、辅助发动机推力参数、飞行员重量参数和预设给定参数，计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数；基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节主发动机和辅助发动机；在各种飞行任务下控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵。本发明基于预设给定参数、目标飞行参数在各种飞行任务下自主控制与提示飞行员调节主发动机和辅助发动机相互结合，不但克服了传统载人涡喷飞行器完全依赖飞行经验、训练时间较长的问题，而且提高了载人涡喷飞行器的安全性、精准性和易操纵性。
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为本发明实施例中载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法的一个具体示例的流程图；
图2为本发明实施例中载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法的另一个具体示例的流程图；
图3为本发明实施例中载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法的另一个具体示例的流程图；
图4为本发明实施例中载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法的另一个具体示例的流程图；
图5为本发明实施例中载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法的另一个具体示例的流程图；
图6为本发明实施例中载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法的另一个具体示例的流程图；
图7为本发明实施例中载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制装置的结构框图；
图8为本发明实施例中计算机设备的硬件结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
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，还可以是两个元件内部的连通，可以是无线连接，也可以是有线连接。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。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
本发明实施例提供一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，载人涡喷飞行器包括飞行员背负的主发动机和飞行员左右手分别手持结构相同且参数配置相同的辅助发动机，如图1所示，载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，包括如下步骤：
步骤S11：获取主发动机配置的主发动机推力参数、辅助发动机配置的辅助发动机推力参数和飞行员重量参数。
具体地，上述中的主发动机推力参数为主发动机最大推力，用
Figure SMS_1
表示主发动机推力参数，上述中的辅助发动机推力参数为辅助发动机最大推力，
用
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表示辅助发动机推力参数，飞行员左右手分别手持的辅助发动机配置的/>
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均相同，/>
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代表一个辅助发动机的辅助发动机推力参数。上述中的飞行员重量参数用/>
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表示，
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均为载人涡喷飞行器的已知飞行参数。
步骤S12：基于主发动机推力参数、辅助发动机推力参数、飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数。
具体地，预设给定参数为设定的已知飞行参数，目标飞行参数为待计算的未知飞行参数。各种飞行任务包括第一种飞行任务、第二种飞行任务和第三种飞行任务。例如：基于第一种飞行任务、第二种飞行任务和第三种飞行任务，结合主发动机推力参数
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、辅助发动机推力参数/>
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、飞行员重量参数/>
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、预设给定参数，计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数。
在一种的具体的实施方式中，如图2所示，上述步骤S12，基于主发动机推力参数、辅助发动机推力参数、飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括：
步骤S21：将主发动机油门参数和飞行员人体俯仰角度作为预设给定参数。
例如：主发动机油门参数为
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，飞行员人体俯仰角度为/>
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为预设给定参数，即/>
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为设定的已知飞行参数。
步骤S22：基于主发动机油门参数、飞行员人体俯仰角度、主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数，计算辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数。
例如：在一具体示例中，计算辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数，通过如下公式（1）执行：
Figure SMS_19
； （1）
其中，
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为辅助发动机油门参数，/>
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为辅助发动机推力参数。/>
通过上述公式（1），可以通过设定的已知飞行参数
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，计算/>
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、/>
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，以便在第一种飞行任务下，控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵，无需完全依赖飞行员的经验，便可实现精准控制载人涡喷飞行器，降低飞行风险，有利于提高载人涡喷飞行器的广泛应用与推广。
步骤S23：将辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数作为第一种飞行任务下目标飞行参数。
例如：在第一种飞行任务下，目标飞行参数为
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、/>
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，预设给定参数为/>
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。
在另一种的具体的实施方式中，如图3所示，上述步骤S12，基于主发动机推力参数、辅助发动机推力参数、飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数，还包括：
步骤S31：将飞行员人体俯仰角度、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为预设给定参数。
例如：飞行员人体俯仰角度为
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，辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度为/>
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为设定的已知飞行参数。
步骤S32：基于飞行员人体俯仰角度、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数，计算主发动机油门参数和辅助发动机油门参数。
例如：在另一具体示例中，主发动机油门参数和辅助发动机油门参数，通过如下公式（2）执行：
Figure SMS_44
； （2）
通过上述公式（2），可以通过设定的已知飞行参数
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、/>
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，结合/>
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，以便在第二种飞行任务下，控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵，无需完全依赖飞行员的经验，便可实现精准控制载人涡喷飞行器，降低飞行风险，有利于提高载人涡喷飞行器的广泛应用与推广。
步骤S33：将主发动机油门参数和辅助发动机油门参数作为第二种飞行任务下目标飞行参数。
例如：在第二种飞行任务下，目标飞行参数为
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、/>
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，预设给定参数为/>
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。
在另一种的具体的实施方式中，如图4所示，上述步骤S12，基于主发动机推力参数、辅助发动机推力参数、飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数，还包括：
步骤S41：将辅助发动机油门参数、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为预设给定参数。
例如：辅助发动机油门参数为
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，辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度为/>
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为设定的已知飞行参数。
步骤S42：基于辅助发动机油门参数、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数，计算飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数。
例如：在一具体示例中，计算飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数，通过如下公式（3）执行：
Figure SMS_61
； （3）
通过上述公式（3），可以通过设定的已知飞行参数
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，以便在第三种飞行任务下，控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵，无需完全依赖飞行员的经验，便可实现精准控制载人涡喷飞行器，降低飞行风险，有利于提高载人涡喷飞行器的广泛应用与推广。
步骤S43：将飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数作为第三种飞行任务下的目标飞行参数。
例如：在第三种飞行任务下，目标飞行参数为
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，预设给定参数为/>
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Figure SMS_71
。
步骤S13：基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节主发动机和辅助发动机。
载人涡喷飞行器通过自主控制与提示飞行员配合调节主发动机和辅助发动机更加有利于精准控制载人涡喷飞行器安全飞行。
在一种具体的实施方式中，如图5所示，上述步骤S13，基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节主发动机和辅助发动机，包括：
步骤S51：提示飞行员启动主发动机和辅助发动机，使得主发动机和辅助发动机工作在怠速状态。
主发动机和辅助发动机工作在怠速状态，确保主发动机和辅助发动机能够初始化主发动机和辅助发动机。
步骤S52：基于飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态。
例如：飞行员站立并使人体姿态保持飞行时的飞行员人体俯仰角
Figure SMS_72
，人体姿态不左右倾斜（横滚角度为0左右）。
步骤S53：基于主发动机油门参数，提示飞行员调节主发动机当前油门参数。
例如：飞行员调节主发动机当前油门参数到达主发动机油门参数
Figure SMS_73
。
步骤S54：基于辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和预设启动角度，提示飞行员调节左右手持的辅助发动机处于对称分布状态。
在一具体示例中，预设启动角度可以根据应用场景灵活设置，预设启动角度可以用
Figure SMS_74
表示，辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度为/>
Figure SMS_75
。
例如：提示飞行员调节左右手分别手持的辅助发动机姿态，使当前的辅助发动机俯仰角为
Figure SMS_76
，进而使得左右手持的辅助发动机左右对称分布。
在一优选实施方式中，取
Figure SMS_77
=30°，即辅助发动机俯仰角度为/>
Figure SMS_78
。
步骤S55：基于辅助发动机油门参数，提示飞行员调节辅助发动机当前油门参数。
例如：提示飞行员调节辅助发动机当前油门参数达到辅助发动机油门参数
Figure SMS_79
。
上述步骤S51-步骤S55，在第一种飞行任务、第二种飞行任务和第三种飞行任务下，均需提示飞行员调节主发动机和辅助发动机。
步骤S14：基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵。
在一种具体的实施方式中，如图6所示，上述步骤S14，基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵，包括：
步骤S61：提示飞行员调节左右手持的辅助发动机处于对称分布状态。
步骤S62：基于飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态。
步骤S63：基于主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，增大飞行员人体俯仰角度和辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制载人涡喷飞行器执行垂直起飞操纵。
步骤S64：基于主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，减小飞行员人体俯仰角度和辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制载人涡喷飞行器执行垂直下降操纵。
例如：当飞行员执行垂直起起飞/下降操纵时，提示飞行员保持左右手分别手持的辅助发动机左右对称分布，左右手同时调节辅助发动机俯仰角度，使其逐渐增大到
Figure SMS_80
，到达理论平衡状态。同时增大飞行员人体俯仰角度/>
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与辅助发动机俯仰角度/>
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，且增大角度的比例为/>
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，可实现垂直起飞操纵。在悬停或垂直上升状态下，同时减小飞行员人体俯仰角度/>
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与辅助发动机俯仰角度/>
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，且减小角度的比例为/>
Figure SMS_86
，可实现垂直下降操纵；
在另一种具体的实施方式中，上述步骤S14，基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵，还包括：
基于飞行员人体俯仰角度和辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，控制载人涡喷飞行器执行悬停操纵。
在另一种具体的实施方式中，上述步骤S14，基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵，还包括：
基于辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，提示飞行员通过小臂调节辅助发动机偏转角度，控制载人涡喷飞行器执行航向操纵。
因此，本发明实施例中的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，通过预设给定参数、目标飞行参数在各种飞行任务下自主控制与提示飞行员调节主发动机和辅助发动机相互结合，不但克服了传统载人涡喷飞行器完全依赖飞行经验、训练时间较长的问题，而且提高了载人涡喷飞行器的安全性、精准性和易操纵性。
基于相同构思，本发明实施例还提供一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制装置，载人涡喷飞行器包括飞行员背负的主发动机和飞行员左右手分别手持结构相同且参数配置相同的辅助发动机，载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，如图7所示，包括如下模块：
参数获取模块71，用于获取主发动机配置的主发动机推力参数、辅助发动机配置的辅助发动机推力参数和飞行员重量参数。
目标飞行参数计算模块72，用于基于主发动机推力参数、辅助发动机推力参数、飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算载人涡喷飞行器的目标飞行参数。
提示模块73，用于基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节主发动机和辅助发动机。
控制模块74，用于基于预设给定参数和目标飞行参数，在各种飞行任务下控制载人涡喷飞行器执行飞行操纵。
在一种具体的实施方式中，目标飞行参数计算模块72，包括：
第一给定子模块，用于将主发动机油门参数和飞行员人体俯仰角度作为预设给定参数。
第一计算子模块，用于基于主发动机油门参数、飞行员人体俯仰角度、主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数，计算辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数。
第一确定子模块，用于将辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数作为第一种飞行任务下目标飞行参数。
在另一具体的实施方式中，目标飞行参数计算模块72，包括：
第二给定子模块，用于将飞行员人体俯仰角度、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为预设给定参数。
第二计算子模块，用于基于飞行员人体俯仰角度、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数，计算主发动机油门参数和辅助发动机油门参数。
第二确定子模块，用于将主发动机油门参数和辅助发动机油门参数作为第二种飞行任务下目标飞行参数。
在另一具体的实施方式中，目标飞行参数计算模块72，包括：
第三给定子模块，用于将辅助发动机油门参数、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为预设给定参数。
第三计算子模块，用于基于辅助发动机油门参数、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、主发动机推力参数、辅助发动机推力参数和飞行员重量参数，计算飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数。
第三确定子模块，用于将飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数作为第三种飞行任务下的目标飞行参数。
在另一具体的实施方式中，提示模块73，包括：
第一提示子模块，用于提示飞行员启动主发动机和辅助发动机，使得主发动机和辅助发动机工作在怠速状态。
第二提示子模块，用于基于飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态。
第三提示子模块，用于基于主发动机油门参数，提示飞行员调节主发动机当前油门参数。
第四提示子模块，用于基于辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和预设启动角度，提示飞行员调节左右手持的辅助发动机处于对称分布状态。
第五提示子模块，用于基于辅助发动机油门参数，提示飞行员调节辅助发动机当前油门参数。
在一种具体的实施方式中，控制模块74，包括：
第一调节子模块，用于提示飞行员调节左右手持的辅助发动机处于对称分布状态；
第二调节子模块，用于基于飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态；
第一控制子模块，用于基于主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，增大飞行员人体俯仰角度和辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制载人涡喷飞行器执行垂直起飞操纵；
第二控制子模块，用于基于主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，减小飞行员人体俯仰角度和辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制载人涡喷飞行器执行垂直下降操纵。
在一种具体的实施方式中，控制模块74，还包括：
第三控制子模块，用于基于飞行员人体俯仰角度和辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，控制载人涡喷飞行器执行悬停操纵。
在一种具体的实施方式中，控制模块74，还包括：
第四控制子模块，用于基于辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，提示飞行员通过小臂调节辅助发动机偏转角度，控制载人涡喷飞行器执行航向操纵。
因此，本发明实施例中的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制装置，通过预设给定参数、目标飞行参数在各种飞行任务下自主控制与提示飞行员调节主发动机和辅助发动机相互结合，不但克服了传统载人涡喷飞行器完全依赖飞行经验、训练时间较长的问题，而且提高了载人涡喷飞行器的安全性、精准性和易操纵性。
基于相同构思本发明实施例还公开了一种计算机设备，如图8所示，该计算机设备可以包括处理器81、存储器82，其中处理器81、存储器82可以通过总线或者其他方式连接，图8中以通过总线连接为例。
处理器81可以为中央处理器（Central Processing Unit，CPU）。处理器81还可以为其他通用处理器、数字信号处理器（Digital Signal Processor，DSP）、专用集成电路（Application Specific Integrated Circuit，ASIC）、现场可编程门阵列（Field-Programmable Gate Array，FPGA）或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。
存储器82作为一种非暂态计算机可读存储介质，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块。处理器81通过运行存储在存储器82中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行处理器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述实施例中的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法。
存储器82可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储处理器81所创建的数据等。此外，存储器82可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器82可选包括相对于处理器81远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至处理器81。上述网络的实例包括但不限于电网、互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
所述一个或者多个模块存储在所述存储器82中，当被所述处理器81执行时，执行附图所示实施例中的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法。
上述计算机设备具体细节可以对应参阅附图所示的实施例中对应的相关描述和效果进行理解，此处不再赘述。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。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 AccessMemory，RAM）、快闪存储器（Flash Memory）、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。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (11)

1.一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，所述载人涡喷飞行器包括飞行员背负的主发动机和飞行员左右手分别手持结构相同且参数配置相同的辅助发动机，其特征在于，所述载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，包括如下步骤：
获取所述主发动机配置的主发动机推力参数、所述辅助发动机配置的辅助发动机推力参数和飞行员重量参数；
基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数；
基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节所述主发动机和所述辅助发动机；
基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵；
所述基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括如下公式：
计算辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数，通过如下公式执行：
Figure QLYQS_1
；
主发动机油门参数和辅助发动机油门参数，通过如下公式执行：
Figure QLYQS_2
计算飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数，通过如下公式执行：
Figure QLYQS_3
；
其中，
Figure QLYQS_5
为辅助发动机油门参数，/>
Figure QLYQS_7
为主发动机油门参数，/>
Figure QLYQS_9
，/>
Figure QLYQS_6
为飞行员重量参数，/>
Figure QLYQS_8
为飞行员人体俯仰角度，/>
Figure QLYQS_10
为辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，/>
Figure QLYQS_11
为辅助发动机推力参数，/>
Figure QLYQS_4
为辅助发动机推力参数。
2.根据权利要求1所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，其特征在于，基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括：
将主发动机油门参数和飞行员人体俯仰角度作为所述预设给定参数；
基于所述主发动机油门参数、所述飞行员人体俯仰角度、所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数和所述飞行员重量参数，计算辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数；
将所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和所述辅助发动机油门参数作为第一种飞行任务下所述目标飞行参数。
3.根据权利要求1所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，其特征在于，基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括：
将飞行员人体俯仰角度、辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为所述预设给定参数；
基于所述飞行员人体俯仰角度、所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数和所述飞行员重量参数，计算主发动机油门参数和辅助发动机油门参数；
将所述主发动机油门参数和所述辅助发动机油门参数作为第二种飞行任务下所述目标飞行参数。
4.根据权利要求1所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，其特征在于，基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括：
将所述辅助发动机油门参数、所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度作为所述预设给定参数；
基于所述辅助发动机油门参数、所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度、所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数和所述飞行员重量参数，计算飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数；
将所述飞行员人体俯仰角度和所述主发动机油门参数作为第三种飞行任务下的所述目标飞行参数。
5.根据权利要求2-4中任一项所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，其特征在于，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节所述主发动机和所述辅助发动机，包括：
提示飞行员启动所述主发动机和所述辅助发动机，使得所述主发动机和所述辅助发动机工作在怠速状态；
基于所述飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态；
基于所述主发动机油门参数，提示飞行员调节主发动机当前油门参数；
基于所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和预设启动角度，提示飞行员调节左右手持的所述辅助发动机处于对称分布状态；
基于所述辅助发动机油门参数，提示飞行员调节辅助发动机当前油门参数。
6.根据权利要求2-4中任一项所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，其特征在于，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵，包括：
提示飞行员调节左右手持的所述辅助发动机处于对称分布状态；
基于所述飞行员人体俯仰角度，提示飞行员调节飞行姿态至平衡姿态；
基于所述主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，增大所述飞行员人体俯仰角度和所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制所述载人涡喷飞行器执行垂直起飞操纵；
基于所述主发动机油门参数与辅助发动机油门参数的比值，减小所述飞行员人体俯仰角度和所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，并控制所述载人涡喷飞行器执行垂直下降操纵。
7.根据权利要求2-4中任一项所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，其特征在于，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵，还包括：
基于所述飞行员人体俯仰角度和所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，控制载人涡喷飞行器执行悬停操纵。
8.根据权利要求2-4中任一项所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，其特征在于，基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵，还包括：
基于所述辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，提示飞行员通过小臂调节辅助发动机偏转角度，控制所述载人涡喷飞行器执行航向操纵。
9.一种载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制装置，所述载人涡喷飞行器包括飞行员背负的主发动机和飞行员左右手分别手持结构相同且参数配置相同的辅助发动机，其特征在于，所述载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法，包括如下模块：
参数获取模块，用于获取所述主发动机配置的主发动机推力参数、所述辅助发动机配置的辅助发动机推力参数和飞行员重量参数；
目标飞行参数计算模块，用于基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数；
提示模块，用于基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下提示飞行员调节所述主发动机和所述辅助发动机；
控制模块，用于基于所述预设给定参数和所述目标飞行参数，在各种飞行任务下控制所述载人涡喷飞行器执行飞行操纵；
所述基于所述主发动机推力参数、所述辅助发动机推力参数、所述飞行员重量参数和预设给定参数，在各种飞行任务下计算所述载人涡喷飞行器的目标飞行参数，包括如下公式：
计算辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度和辅助发动机油门参数，通过如下公式执行：
Figure QLYQS_12
；
主发动机油门参数和辅助发动机油门参数，通过如下公式执行：
Figure QLYQS_13
；
计算飞行员人体俯仰角度和主发动机油门参数，通过如下公式执行：
Figure QLYQS_14
；
其中，
Figure QLYQS_16
为辅助发动机油门参数，/>
Figure QLYQS_18
为主发动机油门参数，/>
Figure QLYQS_21
，/>
Figure QLYQS_17
为飞行员重量参数，/>
Figure QLYQS_19
为飞行员人体俯仰角度，/>
Figure QLYQS_20
为辅助发动机悬停时的辅助发动机俯仰角度，/>
Figure QLYQS_22
为辅助发动机推力参数，/>
Figure QLYQS_15
为辅助发动机推力参数。
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所述计算机执行权利要求1至8中任一项所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法。
11.一种计算机设备，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至8中任一项所述的载人涡喷飞行器的手持辅助飞行控制方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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WO2009032027A2 (en) * 2007-06-08 2009-03-12 Nelson Tyler Harness with mounted engine frame
US10112713B2 (en) * 2015-06-26 2018-10-30 Nelson Tyler Back mounted flight machine
CN112078788A (zh) * 2019-06-12 2020-12-15 程浩鹏 一种展收式垂直起降个人飞行背包
CN110162079B (zh) * 2019-07-16 2019-10-29 江苏集萃智能制造技术研究所有限公司 一种载人涡喷飞行器的自平衡控制系统
CN114228995B (zh) * 2022-01-06 2024-05-31 宁波大学 一种喷气式组合动力单人飞行器
CN114291273A (zh) * 2022-01-11 2022-04-08 河北福莱卡航空科技有限公司 一种基于涡喷矢量喷口的单人穿戴式飞行器控制方法

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