飞行器的控制方法、系统和飞行器技术方案

本发明专利技术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。

The control method, system, and aircraft of the aircraft

The invention provides an aircraft control method, system and aircraft, involving the technical field of an aircraft. The aircraft includes a plurality of winglets, including the pressure of the upper wing surface and the pressure of the lower wing when the aircraft rises, and the aircraft is determined according to the pressure of the upper wing and the pressure of the lower wing. The intensity of wingtip vortex is chosen. According to the intensity of wingtip vortex, the control signal is selected to adjust the attack angle of multiple winglet flaps respectively. By obtaining the pressure of the upper wing surface of the aircraft and the pressure of the lower wing surface, the strength of the tip vortex produced by the aircraft can be determined, and the control signal is selected to adjust the angle of attack of the small wing of the airfoil on the aircraft according to the different strength, thus the different angles of attack can be adjusted and the different angles of attack can be adjusted, and the different angles of attack can be adjusted, and the different angles of attack can be adjusted, and the different angles of attack can be adjusted. The effect of the wingtip vortex.

【技术实现步骤摘要】
飞行器的控制方法、系统和飞行器
本专利技术涉及飞行器
，尤其是涉及一种飞行器的控制方法、系统和飞行器。
技术介绍
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。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术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，本专利技术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，本专利技术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，本专利技术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，本专利技术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。第二方面，本专利技术实施例还提供一种飞行器的控制系统，所述飞行器包括多个翼尖小翼，包括：获取模块，用于获取飞行器的上翼面的压强和下翼面的压强；确定模块，用于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；选择模块，用于根据所述翼尖涡的强度，选择控制信号以控制所述多个翼尖小翼的攻角的大小。结合第二方面，本专利技术实施例提供了第二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具有两个强度等级，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，所述预测模块，用于：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。结合第二方面，本专利技术实施例提供了第二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。结合第二方面，本专利技术实施例提供了第二方面的第三种可能的实施方式，其中，所述选择模块，用于：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。结合第二方面，本专利技术实施例提供了第二方面的第四种可能的实施方式，其中，所述飞行器包括多个控制器，所述选择模块通过所述多个控制器与所述多个翼尖小翼相连，所述选择模块用于将所述控制信号发送至所述多个控制器，以使所述多个控制器分别调整所述多个翼尖小翼的攻角。第三方面，本专利技术实施例还提供一种飞行器，包括处理器，与所述处理器连接的存储器和多个翼尖小翼；其中，所述存储器用于存储一条或多条计算机指令，所述处理器被配置成执行所述存储器中的计算机指令，以实现在飞行器飞行过程中通过上述实施例的任一项所述的方法调整所述多个翼尖小翼的攻角。本专利技术实施例带来了以下有益效果：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。本专利技术的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本专利技术而了解。本专利技术的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。为使本专利技术的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。附图说明为了更清楚地说明本专利技术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专利技术的一些实施方式，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为本专利技术实施例提供的飞行器的控制方法的流程图；图2为产生翼尖涡的原理图；图3为本专利技术实施例提供的机器算法的控制流程图；图4为NACA0015标准机翼的示意图；图5为本专利技术实施例提供的翼尖小翼的示意图；图6为本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器的控制方法，其特征在于，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。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器的控制方法，其特征在于，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。2.根据权利要求1所述的飞行器的控制方法，其特征在于，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，所述根据上翼面的压强和所述下翼面的压强，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。3.根据权利要求2所述的飞行器的控制方法，其特征在于，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。4.根据权利要求2所述的飞行器的控制方法，其特征在于，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。5.一种飞行器的控制系统，其特征在于，所述飞行器包括多个翼尖小翼，包括：获取模块，用于获取飞行器的上翼面的压强和下翼面的压强；确定模块，用于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；选...

【专利技术属性】
技术研发人员：章彪，朱特，陈畅，许培仪，汪银锁，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学深圳研究生院，
类型：发明
国别省市：广东,44