[发明专利]飞行器的控制方法、系统和飞行器

说明书

本发明提供了一种飞行器的控制方法、系统和飞行器，涉及飞行器的技术领域，所述飞行器包括多个翼尖小翼，包括：获取飞行器上升时的上翼面的压强和下翼面的压强；根据上翼面的压强和下翼面的压强，确定飞行器产生的翼尖涡的强度；根据翼尖涡的强度，选择控制信号以分别调整多个翼尖小翼的攻角。可以通过获取飞行器的上翼面的压强和下翼面的压强，确定飞行器产生的翼尖涡的强度，再根据不同的强度，选择控制信号调整飞行器上多个翼尖小翼的攻角，从而可以根据事先预测不同的强度，对应调整不同的攻角，提高了破碎翼尖涡的效果。

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其是涉及一种飞行器的控制方法、系统和飞行器。

背景技术

飞行器减阻技术研究是飞行器设计的重要内容之一。减阻能够改善飞行器气动特性、提高飞机性能，减少昂贵的燃油消耗，对于民用和军用的飞行器都具有重要意义。诱导阻力是飞机总阻力的重要组成部分，特别是在低速大攻角飞行时，所占比重很大。因此，减少飞行器的诱导阻力的技术研究受到高度重视。

诱导阻力产生原理为：当机翼承受升力在后缘拖出自由涡系时,由于翼尖区气流的强烈翻卷作用，在尾迹中卷成一对集中涡，涡系在机翼上产生诱导的下洗速度改变当前的有效速度方向而形成了诱导阻力。从诱导阻力的产生机制，不难看出，翼尖涡对诱导阻力有着显著的影响。因此，翼尖涡的控制尤为重要。

相关技术中，采用一组攻角分别为-15°、0°、15°的组合襟副翼，翼尖涡流经组合襟副翼时，会被破碎成强度较低的分散涡，破碎过程中，翼尖涡能量被大大耗散，从而涡核成功地移出机翼面。但是，这种翼尖涡控制方法为固定副翼的攻角，当翼尖涡能量变化时无法准确破碎翼尖涡，导致破碎的效果不佳。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供飞行器的控制方法、系统和飞行器，提高了破碎翼尖涡的效果。

第一方面，本发明实施例提供了一种飞行器的控制方法，所述飞行器包括多个翼尖小翼，包括：获取飞行器的上翼面的压强和下翼面的压强；根据所述上翼面的压强和所述下翼面的压强，确定飞行器产生的翼尖涡的强度；根据所述翼尖涡的强度，选择控制信号以分别调整所述多个翼尖小翼的攻角。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述飞行器产生的翼尖涡的强度包括两个强度等级，所述两个强度等级分别为第一级强度和第二级强度，所述第一级强度大于第二级强度，所述根据所述上翼面的压强和下翼面的压强，确定所述飞行器产生的翼尖涡的强度，包括：根据所述上翼面的压强和所述下翼面的压强，以第一算法预测飞行器产生的翼尖涡的强度；根据所述上翼面的压强和所述下翼面的压强，以第二算法预测所述飞行器产生的翼尖涡的强度；如果所述第一算法预测所述飞行器产生的翼尖涡的强度的强度等级与所述第二算法预测所述飞行器产生的翼尖涡的强度的强度等级相同，则确定第一算法和第二算法预测的所述强度等级为所述飞行器产生的翼尖涡的强度；如果所述第一算法预测所述飞行器产生的翼尖涡的强度的强度等级与所述第二算法预测所述飞行器产生的翼尖涡的强度的强度等级不相同，则确定所述第一级强度为所述飞行器产生的翼尖涡的强度。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述第一算法为支持向量机算法、决策树算法、K最邻近算法、逻辑回归算法、线性回归算法，所述第二算法为支持向量机算法、决策树算法、K最邻近算法、逻辑回归算法、线性回归算法，其中，在所述确定所述飞行器产生的翼尖涡的强度时，所述第一算法和所述第二算法为不同的算法。

结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述根据所述翼尖涡的强度，选择控制信号以分别调整所述多个翼尖小翼的攻角，包括：当所述翼尖涡的强度为第一级强度时，选择第一控制信号以分别调整每个翼尖小翼的攻角均为最大升阻比时的攻角；当所述翼尖涡的强度为第二级强度时，选择第二控制信号以分别调整至少两个翼尖小翼的攻角均为最大升阻比时的攻角。