一种飞行器自适应速度控制方法、装置、设备及存储介质与流程

控制;调节装置的制造及其应用技术1.本发明涉及飞行器控制技术领域，具体涉及一种飞行器自适应速度控制方法、装置、设备及存储介质。背景技术：2.随着防空反导技术的进步，对具备大射程以及突防能力的高超声速飞行器需求逐渐增加。常规无动力高超飞行器一般采用助推滑翔方案，采用大升阻比气动外形进行无动力滑翔飞行，但机动能力以及射程受限。采用冲压发动机作为巡航动力的高超声速飞行器，利用冲压发动机在高速工作的优势，大大增加攻击范围和突防能力。与采用固体冲压发动机相比，采用液体冲压发动机的飞行器具备推力可调节、燃油比冲高的特点，是高速飞行器的研究重点。3.由于大射程宽域巡航过程飞行环境变化较大，采用液体冲压发动机的飞行器难以得到准确的推阻特性数据，并且液体冲压发动机的燃油调节指令范围受发动机工作性能包络限制，需要飞行器控制系统设计发动机燃油调节指令。4.现有的发动机燃油调节指令实现通常采用推力反馈或者速度反馈控制方式，但是由于气动力参数、发动机推力存在偏差以及长时间宽域飞行过程中存在大气环境变化和风场干扰等，实际巡航飞行过程中飞行器的速度可能持续存在较大的控制偏差并影响发动机工作性能，当推阻特性偏差较大时甚至可能导致飞行器长时间持续减速或加速，最终飞行速度范围超出飞行包络。技术实现要素：5.针对现有技术中存在的缺陷，本发明第一方面提供一种飞行器自适应速度控制方法，其通过在线推阻特性辨识和速度偏差反馈进行液体冲压发动机燃油流量调节速度控制的自适应控制方案，实现了液体冲压动力飞行器的巡航速度控制。6.为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：7.一种飞行器自适应速度控制方法，该方法包括以下步骤：8.根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整；9.根据实时调整的燃油流量控制当量比控制飞行器的巡航速度。10.一些实施例中，所述根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整，包括：11.根据发动机的辨识推力和发动机的理论推力，计算发动机的推阻相对偏差量；12.根据发动机的推阻相对偏差量，计算修正后的燃油流量程序当量比；13.根据飞行器的速度偏差计算燃油流量程序当量比增量；14.基于修正后的燃油流量程序当量比和燃油流量程序当量比增量，对燃油流量控制当量比进行调整。15.一些实施例中，所述根据发动机的辨识推力和发动机的理论推力，计算发动机的推阻相对偏差量，包括：16.根据公式：计算发动机的辨识推力fengine,bs，其中，ax1,lb为飞行器轴向过载ax1滤波后的轴向过载，mfly为飞行器质量，g为重力加速度，ca＝fca(mafly，αfly)为飞行器轴向力系数，fca为二维线性插值函数，mafly为马赫数，αfly为飞行攻角，ρ为当前巡航高度下大气密度，vfly为飞行器合速度，s为飞行器特征面积；17.根据公式：fengine,std＝ff(mafly，αfly，hfly，erfly)，计算发动机的理论推力fengine,std，其中，ff为二维线性插值函数，hfly为海拔高度，erfly为上一计算周期的燃油流量控制当量比；18.根据公式：kdltf＝(fengine,bs-fengine,std)/fengine,std，计算发动机的推阻相对偏差量kdltf。19.一些实施例中，所述根据发动机的推阻相对偏差量，计算修正后的燃油流量程序当量比，包括：20.设置数据缓存区，根据公式：计算数据缓存区内发动机的推阻相对偏差量kdltf的平均值其中，thcq为设置数据缓存区时间长度；21.设置推阻偏差阈值kset，根据公式计算燃油流量程序当量比调整级数n，其中，abs为取绝对值函数，int为向下取整函数；22.根据公式：计算修正后的燃油流量程序当量比erstdxz，其中，sign为符号函数，kxz为修正系数。23.一些实施例中，所述根据飞行器的速度偏差计算燃油流量程序当量比增量，包括：24.获取巡航飞行阶段导航系统输出地面发射系纵向速度vx,fly；25.根据公式：dlter＝ker·[k1v·(vx,fly-vx,std)+k2v·∫(vx,fly-vx,std)]，计算燃油流量程序当量比增量dlter，其中ker、k1v、k2v为速度控制系数，vx,std为巡航飞行阶段设定的地面发射系的纵向速度。[0026]一些实施例中，所述基于修正后的燃油流量程序当量比和燃油流量程序当量比增量，对燃油流量控制当量比进行调整，包括：[0027]根据公式：erzl0＝erstdxz+dlter计算燃油流量调节当量比erzl0；[0028]对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到调整后的燃油流量控制当量比。[0029]一些实施例中，所述对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到调整后的燃油流量控制当量比，包括：[0030]根据发动机工作性能约束条件，对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到限幅后的燃油流量调节当量比erzl1：[0031][0032]其中，ermax和ermin为燃油流量调节当量比的限幅值；[0033]根据发动机工作性能约束条件，对限幅后的燃油流量调节当量比erzl1进行变化率限幅处理，得到变化率限幅后的燃油流量控制当量比erzl：[0034][0035]其中，derlim为燃油流量调节当量比变化率限幅值，t0为计算周期，erzl1,j-1为erzl1的上一计算周期取值。[0036]本发明第二方面提供一种飞行器自适应速度控制装置，其通过在线推阻特性辨识和速度偏差反馈进行液体冲压发动机燃油流量调节速度控制的自适应控制方案，实现了液体冲压动力飞行器的巡航速度控制。[0037]为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：[0038]一种飞行器自适应速度控制装置，包括：[0039]调整模块，其用于根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整；[0040]控制模块，其用于根据实时调整的燃油流量控制当量比控制飞行器的巡航速度。[0041]本发明第三方面提供一种设备，其在。[0042]为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：[0043]一种设备，所述设备包括处理器、存储器、以及存储在所述存储器上并可被所述处理器执行的计算机程序，其中所述计算机程序被所述处理器执行时，实现上述的飞行器自适应速度控制方法的步骤。[0044]本发明第四方面提供一种计算机可读存储介质，其。[0045]为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：[0046]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，其中所述计算机程序被处理器执行时，实现上述的飞行器自适应速度控制方法的步骤。[0047]与现有技术相比，本发明的优点在于：[0048]本发明中的飞行器自适应速度控制方法，通过在线辨识飞行器的推阻偏差，根据辨识的推阻偏差对燃油流量程序当量比进行调整以消除速度控制静态误差，采用速度偏差反馈计算燃油流量程序当量比增量以控制巡航速度，实现飞行器长时间大空域的巡航速度的自适应控制。附图说明[0049]图1为本发明实施例中飞行器自适应速度控制方法的流程图；[0050]图2为图1中步骤s1的流程图；[0051]图3为本发明实施例中巡航飞行马赫数的曲线图；[0052]图4为本发明实施例中巡航飞行燃油流量控制当量比的曲线图。具体实施方式[0053]针对为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。[0054]参见图1所示，本发明实施例提供一种飞行器自适应速度控制方法，该方法包括以下步骤：[0055]s1.根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整。[0056]s2.根据实时调整的燃油流量控制当量比控制飞行器的巡航速度。[0057]具体实现中，步骤s1包括：[0058]s11.根据发动机的辨识推力和发动机的理论推力，计算发动机的推阻相对偏差量。[0059]根据公式：计算发动机的辨识推力fengine,bs，其中，ax1,lb为飞行器轴向过载ax1滤波后的轴向过载，mfly为飞行器质量，g为重力加速度，ca＝fca(mafly，αfly)为飞行器轴向力系数，fca为二维线性插值函数，mafly为马赫数，αfly为飞行攻角，ρ为当前巡航高度下大气密度，vfly为飞行器合速度，s为飞行器特征面积。[0060]根据公式：fengine,std＝ff(mafly，αfly，hfly，erfly)，计算发动机的理论推力fengine,std，其中，ff为二维线性插值函数，hfly为海拔高度，erfly为上一计算周期的燃油流量控制当量比。[0061]根据公式：kdltf＝(fengine,bs-fengine,std)/fengine,std，计算发动机的推阻相对偏差量kdltf。[0062]值得说明的是，本实施例中的发动机是液体冲压发动机，为了计算发动机的辨识推力，需要根据液体冲压发动机推力模型，计算不同工况下液体冲压发动机推力插值表。[0063]具体而言，液体冲压发动机推力模型为：[0064][0065]其中，fengine为液体冲压发动机推力，isp为燃油比冲，为燃油流量，kengine为推力系数，er为燃油流量控制当量比，fisp为燃油比冲和马赫数ma、燃油流量控制当量比er的函数关系，fdm为燃油流量和马赫数ma、攻角α、侧滑角β、海拔高度h、当量比er的函数关系。[0066]然后，根据液体冲压发动机工作性能约束条件确定飞行状态包络，包括马赫数ma、攻角α、侧滑角β、海拔高度h、燃油流量控制当量比er的包络范围，考虑飞行器在巡航过程一般采用btt转弯控制方式，可令侧滑角β为零。[0067]接着通过计算不同马赫数ma、攻角α、海拔高度h、燃油流量控制当量比er工况下液体冲压发动机推力，得到推力四维插值表ff(ma，α，h，er)。[0068]最后代入数据可以得到：fengine,std＝ff(mafly，αfly，hfly，erfly)。[0069]对于发动机的理论推力；[0070]首先，获取巡航飞行阶段导航系统输出的弹体系下的轴向过载ax1，马赫数mafly，飞行攻角αfly，海拔高度hfly，合速度vfly，实际燃油流量上一计算周期的燃油流量控制当量比erfly。[0071]所述弹体系下的轴向过载ax1为除去重力以外的气动力和推力作用下的过载值，由飞行器惯性测量器件测量得到。所述燃油流量由液体冲压发动机燃油流量计测量得到。[0072]接着设计滤波器，对飞行器轴向过载ax1进行滤波计算，得到滤波后的轴向过载ax1,lb，ax1,lb＝h(z)·ax1，h(z)为滤波器函数。[0073]然后通过马赫数mafly、飞行攻角αfly进行二维线性插值计算得到飞行器轴向力系数。[0074]ca＝fca(mafly，αfly)，fca为二维线性插值函数。[0075]再根据燃油流量积分计算得到飞行器质量mfly。[0076]m0为液体冲压发动机点火时刻飞行器初始质量。[0077]最后在线辨识计算液体冲压发动机推力，即发动机的辨识推力fengine,bs。[0078]其中，ρ为当前巡航高度下大气密度，s为飞行器特征面积。[0079]s12.根据发动机的推阻相对偏差量，计算修正后的燃油流量程序当量比。[0080]设置数据缓存区，根据公式：计算数据缓存区内发动机的推阻相对偏差量kdltf的平均值其中，thcq为设置数据缓存区时间长度。[0081]设置推阻偏差阈值kset，根据公式计算燃油流量程序当量比调整级数n，其中，abs为取绝对值函数，int为向下取整函数。[0082]根据公式：计算修正后的燃油流量程序当量比erstdxz，其中，sign为符号函数，kxz为修正系数。[0083]s13.根据飞行器的速度偏差计算燃油流量程序当量比增量。[0084]获取巡航飞行阶段导航系统输出地面发射系纵向速度vx,fly；[0085]根据公式：dlter＝ker·[k1v·(vx,fly-vx,std)+k2v·∫(vx,fly-vx,std)]，计算燃油流量程序当量比增量dlter，其中ker、k1v、k2v为速度控制系数，vx,std为巡航飞行阶段设定的地面发射系的纵向速度，其中积分项系数k2v可根据控制精度要求选择是否加入。[0086]s14.基于修正后的燃油流量程序当量比和燃油流量程序当量比增量，对燃油流量控制当量比进行调整。[0087]根据公式：erzl0＝erstdxz+dlter计算燃油流量调节当量比erzl0；[0088]对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到调整后的燃油流量控制当量比。[0089]本实施例中的限幅处理主要包括两部分：[0090]首先，根据发动机工作性能约束条件，对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到限幅后的燃油流量调节当量比erzl1：[0091][0092]其中，ermax和ermin为燃油流量调节当量比的限幅值；[0093]然后，根据发动机工作性能约束条件，对限幅后的燃油流量调节当量比erzl1进行变化率限幅处理，得到变化率限幅后的燃油流量控制当量比erzl：[0094][0095]其中，derlim为燃油流量调节当量比变化率限幅值，t0为计算周期，erzl1,j-1为erzl1的上一计算周期取值。[0096]下面以一个具体的例子做进一步说明：[0097]步骤一、假设飞行器的巡航初始质量4400kg，巡航高度15km～30km，巡航马赫数ma4～ma8，巡航攻角0°～20°，侧滑角为零，燃油流量当量比0.2～1.8，飞行器特征面积s＝0.5m2。[0098]步骤二、根据液体冲压发动机推力模型，计算不同工况下液体冲压发动机推力插值表ff(ma，α，h，er)。[0099]步骤三、在线计算巡航飞行过程中推阻特性偏差。[0100]假设导航计算输出的结果，弹体系下的轴向过载ax1经过滤波器后ax1,lb＝0.1627m/s2，马赫数mafly＝5.668，飞行攻角αfly＝8.247°，海拔高度hfly＝25000m，合速度vfly＝1691m/s，当前飞行器质量mfly＝1990kg，当前燃油流量控制当量比erfly＝1.0319，当前大气密度ρ＝0.0401kg/m3，重力加速度常数g＝9.8m/s2，当前燃油流量控制程序当量比erstd＝1.2。[0101]通过马赫数mafly、飞行攻角αfly进行二维线性插值计算得到飞行器轴向力系数ca＝fca(mafly，αfly)＝-0.5989。[0102]在线辨识计算液体冲压发动机推力，即辨识推力fengine,bs。[0103][0104]根据马赫数mafly、飞行攻角αfly、海拔高度hfly、当前燃油流量控制当量比erfly通过四维插值计算得到理论推力fengine,std。[0105]fengine,std＝ff(mafly，αfly，hfly，erfly)＝15018n[0106]计算液体冲压发动机推阻特性相对偏差量kdltf。[0107]kdltf＝(fengine,bs-fengine,std)/fengine,std＝0.09988[0108]设置thcq＝10s的数据缓存区，计算数据缓存区内液体冲压发动机推阻特性相对偏差量kdltf的平均值[0109][0110]步骤四、在液体冲压发动机点火并经过数据缓存区后，在每经过时间txz＝10s的时间整节点上根据辨识的推阻偏差对燃油流量调节程序当量比指令进行调整，计算修正后的程序当量比erstdxz。[0111]设置推阻偏差阈值kset＝0.05，根据推阻特性相对偏差量平均值和阈值kset，计算程序当量比指令调整级数n。[0112][0113]取修正系数kxz＝-0.07，计算修正后的程序当量比erstdxz。[0114][0115]步骤五、计算液体冲压发动机燃油流量调节当量比指令erzl。[0116]设置速度控制系数ker＝1.0、k1v＝-0.006、k2v＝0。获取巡航飞行阶段导航系统输出地面发射系纵向速度vx,fly＝1682.88m/s，地面发射系下的程序纵向速度vx,std＝1682.77m/s，根据速度偏差反馈计算程序当量比增量dlter。[0117]dlter＝ker·[k1v·(vx,fly-vx,std)+k2v·∫(vx,fly-vx,std)]＝0.0007[0118]计算燃油流量调节当量比指令erzl0。[0119]erzl0＝erstdxz+dlter＝1.0327。[0120]根据液体冲压发动机工作性能约束条件，对燃油流量调节当量比指令erzl0进行限幅处理，ermax＝1.4、ermin＝0.6，得到限幅后的燃油流量调节当量比指令erzl1＝1.0327。[0121]根据液体冲压发动机工作性能约束条件，对燃油流量调节当量比指令erzl1进行变化率限幅处理，当量比变化率限幅值取值derlim＝0.05，计算周期t0＝0.005s，得到最终的燃油流量控制当量比erzl＝1.0324。[0122]通过上述步骤的操作，即可得到基于液体冲压发动机的飞行器巡航过程速度控制的燃油流量控制当量比erzl。在气动力参数拉偏20％，发动机推力拉偏10％以及飞行过程存在10m/s的风场干扰下1000s长航时巡航，飞行器可以在要求的飞行包络范围内稳定巡航。实施效果如图3和图4所示，由图3可知飞行马赫数在ma5.4～ma5.8范围内，由图4可知液体冲压发动机燃油流量控制当量比随着飞行状态不断闭环修正。[0123]综上所述，本发明中的飞行器自适应速度控制方法，通过在线辨识飞行器的推阻偏差，根据辨识的推阻偏差对燃油流量程序当量比进行调整以消除速度控制静态误差，采用速度偏差反馈计算燃油流量程序当量比增量以控制巡航速度，实现飞行器长时间大空域的巡航速度的自适应控制。[0124]与此同时，本发明实施例还提供一种飞行器自适应速度控制装置，其包括调整模块和控制模块。[0125]其中，调整模块用于根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整。控制模块用于根据实时调整的燃油流量控制当量比控制飞行器的巡航速度。[0126]一些实施例中，调整模块根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整，包括：[0127]根据发动机的辨识推力和发动机的理论推力，计算发动机的推阻相对偏差量。[0128]根据发动机的推阻相对偏差量，计算修正后的燃油流量程序当量比。[0129]根据飞行器的速度偏差计算燃油流量程序当量比增量。[0130]基于修正后的燃油流量程序当量比和燃油流量程序当量比增量，对燃油流量控制当量比进行调整。[0131]进一步地，调整模块根据发动机的辨识推力和发动机的理论推力，计算发动机的推阻相对偏差量，包括：[0132]根据公式：计算发动机的辨识推力fengine,bs，其中，ax1,lb为飞行器轴向过载ax1滤波后的轴向过载，mfly为飞行器质量，g为重力加速度，ca＝fca(mafly，αfly)为飞行器轴向力系数，fca为二维线性插值函数，mafly为马赫数，αfly为飞行攻角，ρ为当前巡航高度下大气密度，vfly为飞行器合速度，s为飞行器特征面积；[0133]根据公式：fengine,std＝ff(mafly，αfly，hfly，erfly)，计算发动机的理论推力fengine,std，其中，ff为二维线性插值函数，hfly为海拔高度，erfly为上一计算周期的燃油流量控制当量比；[0134]根据公式：kdltf＝(fengine,bs-fengine,std)/fengine,std，计算发动机的推阻相对偏差量kdltf。[0135]进一步地，调整模块根据发动机的推阻相对偏差量，计算修正后的燃油流量程序当量比，包括：[0136]设置数据缓存区，根据公式：计算数据缓存区内发动机的推阻相对偏差量kdltf的平均值其中，thcq为设置数据缓存区时间长度。[0137]设置推阻偏差阈值kset，根据公式计算燃油流量程序当量比调整级数n，其中，abs为取绝对值函数，int为向下取整函数；[0138]根据公式：计算修正后的燃油流量程序当量比erstdxz，其中，sign为符号函数，kxz为修正系数。[0139]进一步地，调整模块根据飞行器的速度偏差计算燃油流量程序当量比增量，包括：[0140]获取巡航飞行阶段导航系统输出地面发射系纵向速度vx,fly；[0141]根据公式：dlter＝ker·[k1v·(vx,fly-vx,std)+k2v·∫(vx,fly-vx,std)]，计算燃油流量程序当量比增量dlter，其中ker、k1v、k2v为速度控制系数，vx,std为巡航飞行阶段设定的地面发射系的纵向速度。[0142]进一步地，调整模块基于修正后的燃油流量程序当量比和燃油流量程序当量比增量，对燃油流量控制当量比进行调整，包括：[0143]根据公式：erzl0＝erstdxz+dlter计算燃油流量调节当量比erzl0；[0144]对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到调整后的燃油流量控制当量比。[0145]进一步地，调整模块对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到调整后的燃油流量控制当量比，包括：[0146]根据发动机工作性能约束条件，对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到限幅后的燃油流量调节当量比erzl1：[0147][0148]其中，ermax和ermin为燃油流量调节当量比的限幅值；[0149]根据发动机工作性能约束条件，对限幅后的燃油流量调节当量比erzl1进行变化率限幅处理，得到变化率限幅后的燃油流量控制当量比erzl：[0150][0151]其中，derlim为燃油流量调节当量比变化率限幅值，t0为计算周期，erzl1,j-1为erzl1的上一计算周期取值。[0152]综上所述，本发明中的飞行器自适应速度控制装置，通过在线辨识飞行器的推阻偏差，根据辨识的推阻偏差对燃油流量程序当量比进行调整以消除速度控制静态误差，采用速度偏差反馈计算燃油流量程序当量比增量以控制巡航速度，实现飞行器长时间大空域的巡航速度的自适应控制。[0153]本发明实施例还提供一种设备，所述设备包括处理器、存储器、以及存储在所述存储器上并可被所述处理器执行的计算机程序，其中所述计算机程序被所述处理器执行时，实现上述基于直方图的k-core算法的步骤。[0154]应当理解的是，处理器可以是中央处理单元(central processing unit，cpu)，该处理器还可以是其他通用处理器、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。其中，通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。[0155]其中，在一个实施例中，所述处理器用于运行存储在存储器中的计算机程序，以实现如下步骤：[0156]根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整。[0157]根据实时调整的燃油流量控制当量比控制飞行器的巡航速度。[0158]在一个实施例中，所述根据飞行器发动机的推阻偏差以及飞行器的速度偏差，对燃油流量控制当量比进行调整，用于实现：[0159]根据发动机的辨识推力和发动机的理论推力，计算发动机的推阻相对偏差量。[0160]根据发动机的推阻相对偏差量，计算修正后的燃油流量程序当量比。[0161]根据飞行器的速度偏差计算燃油流量程序当量比增量。[0162]基于修正后的燃油流量程序当量比和燃油流量程序当量比增量，对燃油流量控制当量比进行调整。[0163]在一个实施例中，所述根据发动机的辨识推力和发动机的理论推力，计算发动机的推阻相对偏差量，用于实现：[0164]根据公式：计算发动机的辨识推力fengine,bs，其中，ax1,lb为飞行器轴向过载ax1滤波后的轴向过载，mfly为飞行器质量，g为重力加速度，ca＝fca(mafly，αfly)为飞行器轴向力系数，fca为二维线性插值函数，mafly为马赫数，αfly为飞行攻角，ρ为当前巡航高度下大气密度，vfly为飞行器合速度，s为飞行器特征面积；[0165]根据公式：fengine,std＝ff(mafly，αfly，hfly，erfly)，计算发动机的理论推力fengine,std，其中，ff为二维线性插值函数，hfly为海拔高度，erfly为上一计算周期的燃油流量控制当量比；[0166]根据公式：kdltf＝(fengine,bs-fengine,std)/fengine,std，计算发动机的推阻相对偏差量kdltf。[0167]在一个实施例中，所述根据发动机的推阻相对偏差量，计算修正后的燃油流量程序当量比，用于实现：[0168]设置数据缓存区，根据公式：计算数据缓存区内发动机的推阻相对偏差量kdltf的平均值其中，thcq为设置数据缓存区时间长度[0169]设置推阻偏差阈值kset，根据公式计算燃油流量程序当量比调整级数n，其中，abs为取绝对值函数，int为向下取整函数；[0170]根据公式：计算修正后的燃油流量程序当量比erstdxz，其中，sign为符号函数，kxz为修正系数。[0171]在一个实施例中，所述根据飞行器的速度偏差计算燃油流量程序当量比增量，用于实现：[0172]获取巡航飞行阶段导航系统输出地面发射系纵向速度vx,fly；[0173]根据公式：dlter＝ker·[k1v·(vx,fly-vx,std)+k2v·∫(vx,fly-vx,std)]，计算燃油流量程序当量比增量dlter，其中ker、k1v、k2v为速度控制系数，vx,std为巡航飞行阶段设定的地面发射系的纵向速度。[0174]在一个实施例中，所述基于修正后的燃油流量程序当量比和燃油流量程序当量比增量，对燃油流量控制当量比进行调整，用于实现：[0175]根据公式：erzl0＝erstdxz+dlter计算燃油流量调节当量比erzl0；[0176]对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到调整后的燃油流量控制当量比。[0177]在一个实施例中，所述对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到调整后的燃油流量控制当量比，用于实现：[0178]根据发动机工作性能约束条件，对燃油流量调节当量比erzl0进行限幅处理，得到限幅后的燃油流量调节当量比erzl1：[0179][0180]其中，ermax和ermin为燃油流量调节当量比的限幅值；[0181]根据发动机工作性能约束条件，对限幅后的燃油流量调节当量比erzl1进行变化率限幅处理，得到变化率限幅后的燃油流量控制当量比erzl：[0182][0183]其中，derlim为燃油流量调节当量比变化率限幅值，t0为计算周期，erzl1,j-1为erzl1的上一计算周期取值。[0184]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上存储有计算机程序，其中所述计算机程序被处理器执行时，实现上述的步骤。[0185]本领域普通技术人员可以理解，上文中所公开方法中的全部或某些步骤、系统、装置中的功能模块/单元可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。在硬件实施方式中，在以上描述中提及的功能模块/单元之间的划分不一定对应于物理组件的划分；例如，一个物理组件可以具有多个功能，或者一个功能或步骤可以由若干物理组件合作执行。某些物理组件或所有物理组件可以被实施为由处理器，如中央处理器、数字信号处理器或微处理器执行的软件，或者被实施为硬件，或者被实施为集成电路，如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读存储介质上，计算机可读存储介质可以包括计算机可读存储介质(或非暂时性介质)和通信介质(或暂时性介质)。[0186]如本领域普通技术人员公知的，术语计算机可读存储介质包括在用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据)的任何方法或技术中实施的易失性和非易失性、可移除和不可移除介质。计算机可读存储介质包括但不限于ram、rom、eeprom、闪存或其他存储器技术、cd-rom、数字多功能盘(dvd)或其他光盘存储、磁盒、磁带、磁盘存储或其他磁存储装置、或者可以用于存储期望的信息并且可以被计算机访问的任何其他的介质。此外，本领域普通技术人员公知的是，通信介质通常包含计算机可读指令、数据结构、程序模块或者诸如载波或其他传输机制之类的调制数据信号中的其他数据，并且可包括任何信息递送介质。[0187]示例性的，计算机可读存储介质可以是前述实施例的电子设备的内部存储单元，例如电子设备的硬盘或内存。计算机可读存储介质也可以是电子设备的外部存储设备，例如电子设备上配备的插接式硬盘，智能存储卡(smart media card，smc)，安全数字(secure digital，sd)卡，闪存卡(flash card)等。[0188]以上仅为本发明实施例的具体实施方式，但本发明实施例的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明实施例揭露的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明实施例的保护范围之内。因此，本发明实施例的保护范围应以权利要求的保护范围为准。









图片声明：本站部分配图来自人工智能系统AI生成,觅知网授权图片,PxHere摄影无版权图库。本站只作为美观性配图使用,无任何非法侵犯第三方意图,一切解释权归图片著作权方,本站不承担任何责任。如有恶意碰瓷者,必当奉陪到底严惩不贷!




内容声明：本文中引用的各种信息及资料（包括但不限于文字、数据、图表及超链接等）均来源于该信息及资料的相关主体（包括但不限于公司、媒体、协会等机构）的官方网站或公开发表的信息。部分内容参考包括:(百度百科,百度知道,头条百科,中国民法典,刑法,牛津词典,新华词典,汉语词典,国家院校,科普平台)等数据,内容仅供参考使用,不准确地方联系删除处理！本站为非盈利性质站点,发布内容不收取任何费用也不接任何广告!




免责声明：我们致力于保护作者版权，注重分享，被刊用文章因无法核实真实出处，未能及时与作者取得联系，或有版权异议的，请联系管理员，我们会立即处理，本文部分文字与图片资源来自于网络，部分文章是来自自研大数据AI进行生成,内容摘自(百度百科,百度知道,头条百科,中国民法典,刑法,牛津词典,新华词典,汉语词典,国家院校,科普平台)等数据,内容仅供学习参考,不准确地方联系删除处理!的,若有来源标注错误或侵犯了您的合法权益，请立即通知我们，情况属实，我们会第一时间予以删除，并同时向您表示歉意,谢谢!