專利名稱：用于減少氣動(dòng)擾動(dòng)在飛機(jī)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷的方法和設(shè)備的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于減少氣動(dòng)擾動(dòng)(包括由風(fēng)引起的)在飛機(jī)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷的方法和設(shè)備，以及具有該設(shè)備的飛機(jī)。
背景技術(shù)：
已知的，在正承受載荷的運(yùn)輸飛機(jī)的認(rèn)證范圍內(nèi)，關(guān)于監(jiān)管性的尺寸設(shè)計(jì)需要考慮幾種情況，它們分別涉及-機(jī)動(dòng)動(dòng)作-不連續(xù)的陣風(fēng)；和-連續(xù)湍流。后兩種載荷情況有時(shí)候相對(duì)于與機(jī)動(dòng)動(dòng)作相關(guān)的載荷情況而言程度更大。因此， 非常有利的是，減少與不連續(xù)的陣風(fēng)和連續(xù)湍流相關(guān)的載荷水平，從而，更具體的，能夠?qū)崿F(xiàn)在飛機(jī)翼型的結(jié)構(gòu)質(zhì)量方面的改進(jìn)。從法國專利申請(qǐng)F(tuán)M912991中，已經(jīng)獲知一種用于動(dòng)態(tài)地減少由氣動(dòng)擾動(dòng)，包括由風(fēng)(不連續(xù)的陣風(fēng)，連續(xù)湍流，等等)引起的，在運(yùn)輸飛機(jī)上產(chǎn)生的載荷的方法和設(shè)備。該設(shè)備通過借助于傾角探針的傾角測(cè)量提供對(duì)在飛機(jī)翼型上產(chǎn)生的載荷的動(dòng)態(tài)控制。當(dāng)測(cè)量的飛機(jī)的傾角大于預(yù)定的閾值時(shí)，該設(shè)備檢測(cè)到氣動(dòng)擾動(dòng)，確定飛機(jī)上的副翼的偏轉(zhuǎn)命令， 從而以最大的偏轉(zhuǎn)速度將副翼傾斜特定的偏轉(zhuǎn)角。該設(shè)備因而可以準(zhǔn)確并可靠地檢測(cè)氣動(dòng)擾動(dòng)，能夠使得飛機(jī)翼型上的載荷增加。 此外，根據(jù)刺激飛機(jī)結(jié)構(gòu)的原因直接確定的副翼的偏轉(zhuǎn)以最快的速度實(shí)現(xiàn)，從而可以限制由擾動(dòng)引起的機(jī)翼彎曲，并減少翼型水平面上存在的載荷水平。采用這樣動(dòng)態(tài)減少載荷的方法，可以在飛機(jī)翼型的結(jié)構(gòu)質(zhì)量上獲得改進(jìn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是減少飛機(jī)翼型的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，特別是，當(dāng)飛機(jī)具有例如如上面描述類型的動(dòng)態(tài)減少載荷的設(shè)備時(shí)，進(jìn)一步地減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量。為此目的，本發(fā)明涉及一種減少氣動(dòng)擾動(dòng)(包括由風(fēng)引起的)在飛機(jī)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷的方法，所述飛機(jī)包括布置在其機(jī)翼上的操縱面。根據(jù)本發(fā)明，所述方法的特征在于A/在開始階段，確定載荷超出包絡(luò)，所述包絡(luò)由所述飛機(jī)能達(dá)到的多組速度和高度值來限定，對(duì)于該包絡(luò)，施加在飛機(jī)上的實(shí)際載荷可以至少等于一個(gè)預(yù)定的載荷閾值；B/在飛機(jī)飛行期間，自動(dòng)重復(fù)執(zhí)行以下步驟i)監(jiān)測(cè)所述飛機(jī)(AC)的當(dāng)前的高度和速度，以檢測(cè)該飛機(jī)是否是在所述載荷超出包絡(luò)內(nèi)飛行；ii)當(dāng)所述飛機(jī)在所述載荷超出包絡(luò)內(nèi)飛行時(shí)，確定所述操縱面的至少一部分的偏轉(zhuǎn)命令以減少施加在所述飛機(jī)上的實(shí)際載荷，這些偏轉(zhuǎn)命令使得它們按照特定的偏轉(zhuǎn)角分別產(chǎn)生所述操縱面的偏轉(zhuǎn)。iii)如此將確定的偏轉(zhuǎn)命令施加到所述操縱面。這樣，借助于本發(fā)明，在飛行過程中，飛機(jī)一旦進(jìn)入理論(例如通過數(shù)值模擬和/ 或?qū)嶒?yàn))確定的載荷超出包絡(luò)，就會(huì)對(duì)飛機(jī)的操縱面的至少一部分實(shí)施靜態(tài)的預(yù)防性偏轉(zhuǎn)。通過這種方法，保護(hù)飛機(jī)不受在飛行中隨后可能遇到的可能的實(shí)際氣動(dòng)擾動(dòng)的影響，飛機(jī)的該受保護(hù)的構(gòu)造允許在出現(xiàn)這種擾動(dòng)時(shí)減少包括產(chǎn)生在其翼型上的載荷。換言之，在本發(fā)明中，預(yù)測(cè)可能的氣動(dòng)擾動(dòng)，以預(yù)防性的方式偏轉(zhuǎn)飛機(jī)的操縱面。 通過這種方法，飛機(jī)的翼型可以承受載荷的增加而無需承擔(dān)超過飛機(jī)結(jié)構(gòu)的尺寸設(shè)計(jì)極限載荷(即所考慮的結(jié)構(gòu)部件(即，翼型)在不發(fā)生永久形變的情況下可以承受的最大載荷) 的風(fēng)險(xiǎn)。需要指出的是，在法國專利申請(qǐng)F(tuán)R4912991中，是在傳感器探測(cè)到氣動(dòng)擾動(dòng)時(shí)對(duì)操縱面進(jìn)行偏轉(zhuǎn)。而與之相反，在本發(fā)明中，操縱面是在氣動(dòng)擾動(dòng)可能發(fā)生之前就被預(yù)防性地偏轉(zhuǎn)。采用這種載荷減少，能夠更有針對(duì)性地實(shí)現(xiàn)飛機(jī)翼型的結(jié)構(gòu)質(zhì)量上的改進(jìn)，從而特別是能減少所述飛機(jī)的制造和使用成本。另外，本發(fā)明能在任何飛機(jī)上使用，尤其是在具有一個(gè)或多個(gè)通常的(例如法國專利申請(qǐng)F(tuán)R-2，912，991所描述的類型)載荷減少裝置的任何運(yùn)輸飛機(jī)上使用，由此進(jìn)一步減少飛機(jī)翼型的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。在本發(fā)明的范圍內(nèi)，氣動(dòng)擾動(dòng)被認(rèn)為可以是-不連續(xù)的陣風(fēng)，它是用于代表具有高強(qiáng)度的單獨(dú)湍流的簡(jiǎn)化了的風(fēng)模型；或-連續(xù)的湍流，它是用于代表持續(xù)了長時(shí)間段的大氣擾動(dòng)的風(fēng)模型，它可以激發(fā)飛機(jī)的小吸收結(jié)構(gòu)模式；或-氣穴；或-其他類型的湍流。優(yōu)選地，飛機(jī)的飛行包絡(luò)由所述飛機(jī)能達(dá)到的多對(duì)高度和速度值來限定，自動(dòng)執(zhí)行下列連續(xù)的步驟，在步驟A/中a)選定飛機(jī)的至少一個(gè)參數(shù)，該選定參數(shù)的值在所述飛機(jī)的飛行期間能發(fā)生變化；b)針對(duì)所述選定參數(shù)的至少一個(gè)給定值，為分別與給定強(qiáng)度的理論氣動(dòng)擾動(dòng)相關(guān)的所述飛行包絡(luò)的所有對(duì)值確定施加在飛機(jī)上的理論載荷；c)對(duì)于與給定強(qiáng)度的理論擾動(dòng)相關(guān)的所述飛行包絡(luò)的每對(duì)值，將與所述對(duì)值相關(guān)的所述確定的理論載荷與預(yù)定的載荷閾值進(jìn)行比較，使得所述載荷超出包絡(luò)由所述飛行包絡(luò)的這樣的一組對(duì)值確定對(duì)于這組對(duì)值，所述相關(guān)的所確定的理論載荷至少等于所述載荷閾值。因此，對(duì)飛機(jī)的一個(gè)或多個(gè)參數(shù)的給定值，可以確定一組的高度和速度對(duì)(對(duì)應(yīng)于載荷超出包絡(luò))的值，對(duì)于這組對(duì)值，在飛機(jī)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷被調(diào)整為大于載荷閾值。 這樣，在飛行過程中，當(dāng)飛機(jī)的當(dāng)前對(duì)值對(duì)應(yīng)于載荷超出包絡(luò)的多個(gè)對(duì)值的其中一對(duì)時(shí)，飛機(jī)的操縱面會(huì)被預(yù)防性地偏轉(zhuǎn)以避免飛機(jī)機(jī)翼上的任何過載。進(jìn)一步，該飛機(jī)的所述選定的參數(shù)可以屬于下組飛機(jī)參數(shù)——所述飛機(jī)的質(zhì)量；
——所述飛機(jī)中油箱的填充水平；——所述飛機(jī)的定中心。在本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)施例中-對(duì)所述選定參數(shù)的多個(gè)給定值，重復(fù)步驟b)；-在步驟C)中，對(duì)于所述選定參數(shù)的所述給定值的每一個(gè)和所述飛行包絡(luò)的每一對(duì)值，將與所述對(duì)值相關(guān)的所述確定的理論載荷與預(yù)先設(shè)定的載荷閾值相比較，這樣，對(duì)于選定參數(shù)的所述值的每一個(gè)，都將確定載荷超出包絡(luò)，所述包絡(luò)由所述飛行包絡(luò)的這樣一組對(duì)值確定該一組對(duì)值的相關(guān)的所確定的理論載荷至少等于所述載荷閾值；和-根據(jù)飛機(jī)中的性能標(biāo)準(zhǔn)，在所述確定的載荷超出包絡(luò)中選取最優(yōu)的載荷超出包絡(luò)。性能標(biāo)準(zhǔn)可以，例如，使得最優(yōu)載荷超出包絡(luò)與飛機(jī)的工作區(qū)域(對(duì)應(yīng)于飛行包絡(luò)Dv 中的飛機(jī)通常遵守的多個(gè)對(duì)值)不相互影響或影響很少。因此，飛機(jī)的選定參數(shù)的多個(gè)值可以對(duì)應(yīng)飛行過程中該參數(shù)記錄的不同值。當(dāng)針對(duì)選定參數(shù)的所述值的每一個(gè)都確定了載荷超出包絡(luò)時(shí)，可以確定最佳地符合飛機(jī)的所述性能標(biāo)準(zhǔn)的最優(yōu)載荷超出包絡(luò)。在根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例中-所述操縱面是布置在所述飛機(jī)的機(jī)翼的內(nèi)側(cè)部分上的高升力襟翼；-在步驟iii)中，所述襟翼相對(duì)于飛機(jī)的縱軸線對(duì)稱地向下偏轉(zhuǎn)。因此，借助于偏轉(zhuǎn)內(nèi)側(cè)襟翼，可以通過改變圍繞飛機(jī)的優(yōu)化構(gòu)造的升力分布來使升力中心沿著飛機(jī)翼型。向下偏轉(zhuǎn)襟翼，使得翼型主要在機(jī)翼根部的水平面處被加載。在可選的優(yōu)選實(shí)施例中-所述操縱面包括.布置在所述飛機(jī)的機(jī)翼的內(nèi)側(cè)部分上的內(nèi)側(cè)襟翼；和.布置在所述飛機(jī)的機(jī)翼的外側(cè)部分上的外側(cè)襟翼；-在步驟iii)中:.所述內(nèi)側(cè)襟翼和所述外側(cè)襟翼被獨(dú)立地偏轉(zhuǎn)；和.所述內(nèi)側(cè)襟翼和所述外側(cè)襟翼分別相對(duì)于飛機(jī)的縱軸線對(duì)稱地偏轉(zhuǎn)。因此，通過向下偏轉(zhuǎn)內(nèi)側(cè)襟翼和，任選地，微微向上偏轉(zhuǎn)外側(cè)襟翼，可以進(jìn)一步增進(jìn)升力中心向機(jī)翼根部的移動(dòng)。進(jìn)一步的，所述預(yù)定的載荷閾值可以等于所述飛機(jī)的機(jī)翼的實(shí)際尺寸設(shè)計(jì)載荷的預(yù)設(shè)百分比。有利地，所述操縱面可以至少在預(yù)定的時(shí)間延遲內(nèi)保持偏轉(zhuǎn)，從而避免操縱面動(dòng)作的過于劇烈。進(jìn)一步地，本發(fā)明涉及用于減少氣動(dòng)擾動(dòng)在飛機(jī)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷的設(shè)備，所述飛機(jī)包括布置在其機(jī)翼上的操縱面。根據(jù)本發(fā)明，所述設(shè)備的特征在于-用于確定載荷超出包絡(luò)的裝置，對(duì)于載荷超出包絡(luò)，施加在所述飛機(jī)上的實(shí)際載荷可以至少等于預(yù)先設(shè)定的載荷閾值；和-重復(fù)實(shí)施相應(yīng)的操作的下列裝置.用于執(zhí)行監(jiān)測(cè)以能檢測(cè)所述飛機(jī)在所述載荷超出包絡(luò)內(nèi)飛行的裝置；.當(dāng)所述飛機(jī)在所述載荷超出包絡(luò)內(nèi)飛行時(shí)，用于確定所述操縱面中的至少一部分的偏轉(zhuǎn)命令以減少施加在所述飛機(jī)上的實(shí)際載荷的裝置，這些偏轉(zhuǎn)命令使得它們按照特定的偏轉(zhuǎn)角度分別產(chǎn)生所述操縱面的偏轉(zhuǎn)；和.用于將所述偏轉(zhuǎn)命令應(yīng)用于所述操縱面上的裝置。本發(fā)明同樣涉及具有本文上述設(shè)備的飛機(jī)。附圖中的各圖將更好的解釋如何實(shí)施本發(fā)明。在附圖中，相同的部件用相同的數(shù)字標(biāo)記標(biāo)不。

圖1顯示了布置在大型民用噴氣飛機(jī)上的根據(jù)本發(fā)明的載荷減少設(shè)備的方框圖。圖2是由圖1中的設(shè)備確定的最優(yōu)載荷超出包絡(luò)的示例圖。圖1中示意性的顯示出來的根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備1用于減少，更具體的是，實(shí)施在飛機(jī)AC(例如，圖2中所示的運(yùn)輸飛機(jī))的機(jī)翼Wl和W2上的實(shí)際載荷，所述載荷由氣動(dòng)擾動(dòng)產(chǎn)生。在本發(fā)明覆蓋的范圍內(nèi)，認(rèn)為氣動(dòng)擾動(dòng)可以是-不連續(xù)的陣風(fēng)，其是旨在代表高強(qiáng)度的單獨(dú)湍流的簡(jiǎn)化了的風(fēng)模型；或-連續(xù)的湍流，其是旨在代表持續(xù)了長時(shí)間段的大氣擾動(dòng)的風(fēng)模型，其可以激發(fā)飛機(jī)的小吸收結(jié)構(gòu)模式；或-氣穴；或-其他類型的湍流。為了清楚地進(jìn)行說明，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備1被顯示在飛機(jī)AC的外部，而實(shí)際上它是安裝在飛機(jī)上的。不過，需要指出的是，作為另一選擇，設(shè)備1的下文中的裝置的至少一部分可以不安裝在飛機(jī)AC上。如圖1所示，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備1包括-可以經(jīng)常地測(cè)量飛機(jī)參數(shù)值(例如速度，高度，質(zhì)量等等)的信息源組2；-用于確定最優(yōu)載荷超出包絡(luò)Dd(見附圖2)的裝置3，對(duì)于最優(yōu)載荷超出包絡(luò)，施加在所述飛機(jī)AC上的實(shí)際載荷能夠至少等于臨界的預(yù)定載荷閾值T(圖2)。可以認(rèn)為該載荷閾值T為飛機(jī)AC尺寸設(shè)計(jì)載荷的給定百分比(例如92%)。尺寸設(shè)計(jì)載荷是指所考慮的結(jié)構(gòu)部件(即飛機(jī)AC的翼型)在不發(fā)生永久形變的情況下可以承受的最大載荷；-用于執(zhí)行監(jiān)測(cè)以能檢測(cè)飛機(jī)AC在由裝置3確定的最優(yōu)載荷超出包絡(luò)Dd內(nèi)飛行的裝置4 ；-當(dāng)飛機(jī)AC在最優(yōu)載荷超出包絡(luò)Dd內(nèi)飛行時(shí)，用于確定隨后將發(fā)出的飛機(jī)AC的操縱面Sl和S2的偏轉(zhuǎn)命令的裝置5。這些操縱面Sl和S2布置在飛機(jī)AC的機(jī)翼上。根據(jù)本發(fā)明，所述偏轉(zhuǎn)命令使得它們產(chǎn)生所述操縱面Sl和S2的向下的預(yù)防性偏轉(zhuǎn)，以抵消可能的實(shí)際氣動(dòng)擾動(dòng)的作用；和-常規(guī)的致動(dòng)裝置Al和A2。該致動(dòng)裝置Al和A2中的每一個(gè)與所述操縱面Sl和 S2中的一個(gè)關(guān)聯(lián)。致動(dòng)裝置Al和A2(通過鏈路Li)接受由所述裝置5確定的偏轉(zhuǎn)命令，并且使所述操縱面Sl和S2的每一個(gè)產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)角。因此，在飛行過程中，一旦飛機(jī)進(jìn)入理論上確定的載荷超出包絡(luò)，根據(jù)本發(fā)明的設(shè)備1就可以控制操縱面Sl和S2的靜態(tài)預(yù)防性偏轉(zhuǎn)，在該載荷超出包絡(luò)中，飛機(jī)可以遇到氣動(dòng)擾動(dòng)，例如不連續(xù)的陣風(fēng)或連續(xù)的湍流，該氣動(dòng)擾動(dòng)能導(dǎo)致飛機(jī)AC的翼型(機(jī)翼Wl和 W2)上的載荷增加。在載荷超出包絡(luò)中使用上述的在翼型上的載荷減小，借此可以在飛機(jī)AC的翼型的結(jié)構(gòu)質(zhì)量上獲得改進(jìn)，特別是可以減少所述飛機(jī)的制造和運(yùn)行成本。在本發(fā)明的范圍內(nèi)，飛行包絡(luò)Dv(見附圖2)指飛行過程中飛機(jī)AC理論上可以達(dá)到的一組的速度和高度對(duì)的值。該飛行包絡(luò)Dv例如可以存儲(chǔ)在屬于裝置3的存儲(chǔ)裝置M中。根據(jù)本發(fā)明，用于確定最優(yōu)載荷超出包絡(luò)Dd的裝置3包括-裝置6，其用于自動(dòng)地或者飛行員手動(dòng)地，通過專用的接口來選擇飛機(jī)AC的參數(shù)。該參數(shù)的值在飛機(jī)的飛行過程中可以變化，該參數(shù)可以從飛機(jī)AC的下列參數(shù)中選擇.質(zhì)量；.油箱的填充水平；.定中心。顯然，也可以考慮任何其它類型的合適的現(xiàn)有參數(shù)。而且，同時(shí)選擇飛機(jī)AC的幾個(gè)參數(shù)也是可行的；-裝置7，用于針對(duì)選定參數(shù)的多個(gè)給定值(通過鏈路L2從裝置6接收的)，為與預(yù)定強(qiáng)度(例如，由預(yù)定建模產(chǎn)生的)的理論氣動(dòng)擾動(dòng)分別相關(guān)的所述飛行包絡(luò)Dv的每一對(duì)值確定施加在飛機(jī)AC上的理論載荷Cl到Cn (η是整數(shù)，見附圖2)。分別通過鏈路L2 和L3與裝置6和裝置M連接的裝置7可以接收選定參數(shù)的多個(gè)值和關(guān)于飛行包絡(luò)DV的信息。需要指出的是，與飛行包絡(luò)DV的一對(duì)值相關(guān)的理論擾動(dòng)的強(qiáng)度可以是該對(duì)值中高度的函數(shù)。進(jìn)一步，作為另一選擇，對(duì)于飛行包絡(luò)Dv中的每一對(duì)值，可以為選定參數(shù)的單一的相同值來確定施加在飛機(jī)AC上的理論載荷；和-裝置8，其構(gòu)置成對(duì)于飛機(jī)AC的選定參數(shù)的值中的每一個(gè)，將分別與飛行包絡(luò) DV的各對(duì)值中的每一對(duì)相關(guān)的確定的理論載荷Cl至Cn與預(yù)定的載荷閾值T相比較。通過鏈路14，裝置8可以接收由裝置7確定的理論載荷Cl至Cn。因此，對(duì)于選定參數(shù)的所述值的每一個(gè)，都可以獲得由飛行包絡(luò)的一組對(duì)值確定的載荷超出包絡(luò)，該組對(duì)值的相關(guān)的理論載荷Cl至Cn至少等于預(yù)定的載荷閾值T。換而言之，在裝置8的輸出端，獲得多個(gè)的載荷超出包絡(luò)Dd ；和-裝置9，其用于根據(jù)飛機(jī)AC的性能標(biāo)準(zhǔn)從通過鏈路L5接收的由裝置8確定的多個(gè)載荷超出包絡(luò)中選擇最優(yōu)載荷超出包絡(luò)。飛機(jī)的性能標(biāo)準(zhǔn)可以使得最優(yōu)載荷超出包絡(luò)與由圖2上的爬升線CLB和巡航線CR象征的飛機(jī)AC的工作區(qū)域(對(duì)應(yīng)于飛行包絡(luò)Dv的飛機(jī)通常采用的多對(duì)值)不互相影響或影響很小。這樣的性能標(biāo)準(zhǔn)因此是在減少飛機(jī)AC的翼型上產(chǎn)生的載荷和飛機(jī)的性能之間的折衷。應(yīng)當(dāng)理解的是，另選地或者附加地，在飛行過程中，根據(jù)飛機(jī)的一個(gè)或多個(gè)參數(shù) (例如質(zhì)量)，更新最優(yōu)載荷超出包絡(luò)。根據(jù)通過鏈路L 6接收的裝置3確定的最優(yōu)載荷超出包絡(luò)Dd，和通過鏈路L7接收的來自信息源組2的飛機(jī)AC的速度和高度對(duì)的當(dāng)前值，監(jiān)測(cè)裝置4檢測(cè)該當(dāng)前的對(duì)值是否與最優(yōu)載荷超出包絡(luò)Dd中的各對(duì)值的其中一對(duì)相對(duì)應(yīng)。當(dāng)檢測(cè)結(jié)果為正(即當(dāng)前的對(duì)值是最優(yōu)載荷超出包絡(luò)Dd中的一個(gè)對(duì)值)時(shí)，監(jiān)測(cè)裝置4將通過鏈路L8，在輸出端發(fā)出代表著與當(dāng)前的組值相關(guān)的確定的理論載荷的信號(hào)給裝置5。當(dāng)接收到該信號(hào)時(shí)，裝置5利用與當(dāng)前對(duì)值相關(guān)的由裝置7確定的理論載荷，確定操縱面Sl和S2的偏轉(zhuǎn)命令。所述偏轉(zhuǎn)命令，例如是，通過(未顯示出的)匹配表來獲得，所述匹配表與在給定的參考載荷情況下需要向操縱面Sl和S2施加的特定的偏轉(zhuǎn)角相關(guān)聯(lián)。 匹配表可以儲(chǔ)存在裝置5中。這樣，在匹配表中找到與當(dāng)前對(duì)值相關(guān)的理論載荷，就能確定要對(duì)操縱面Sl和S2施加的特定的偏轉(zhuǎn)角。所述裝置5產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)命令因此傳遞給致動(dòng)裝置Al和A2，而致動(dòng)裝置Al和A2接著在操作面Sl和S2上實(shí)施該偏轉(zhuǎn)命令。這樣，該操縱面Sl和S2相對(duì)于飛機(jī)AC的縱軸線 L-L對(duì)稱地向下偏轉(zhuǎn)。操縱面Sl和S2優(yōu)選的通過連續(xù)的角度步長來進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，從而達(dá)到偏轉(zhuǎn)命令要求的特定角度。進(jìn)一步的，它們可以在預(yù)設(shè)的時(shí)間延遲內(nèi)維持在這個(gè)位置上，從而避免大量的往返動(dòng)作，進(jìn)而避免在對(duì)應(yīng)的致動(dòng)裝置Al和A2上產(chǎn)生應(yīng)變。在本發(fā)明優(yōu)選的實(shí)施例中，操縱面Sl和S2是內(nèi)側(cè)的高升力后緣襟翼，其布置在飛機(jī)AC的機(jī)翼Wl和W2的內(nèi)側(cè)部分上。進(jìn)一步可行的是，當(dāng)飛機(jī)AC的質(zhì)量最大不超過飛機(jī)AC的最大起飛質(zhì)量減去預(yù)先設(shè)定的固定質(zhì)量例如30噸時(shí)(即Mplane彡MmaX-30t)，不啟用設(shè)備1。進(jìn)一步的，在另一優(yōu)選實(shí)施例中，設(shè)備1進(jìn)一步包括-分別通過鏈路L9而連接到裝置5的裝置10，其用于確定飛機(jī)AC的輔助操縱面 Pl和P2的輔助偏轉(zhuǎn)命令。輔助操縱面Pl和P2同樣布置在飛機(jī)的機(jī)翼Wl和W2上。該輔助操縱面Pl和P2關(guān)于飛機(jī)AC的縱軸線L-L對(duì)稱地偏轉(zhuǎn)。所述輔助偏轉(zhuǎn)命令例如通過使用從裝置5獲得的偏轉(zhuǎn)命令來確定；和-常規(guī)致動(dòng)裝置Bl和B2，其通過鏈路LlO與所述裝置10連接，致動(dòng)裝置Bl和B2 可以將輔助操縱面Pl和P2放置到代表裝置10所確定的輔助偏轉(zhuǎn)命令的位置。在該實(shí)施例中，操縱面Pl和P2優(yōu)選的是外側(cè)的后緣高升力襟翼，其布置在飛機(jī)AC 的機(jī)翼Wl和W2的外側(cè)部分上。它們可以相對(duì)于內(nèi)側(cè)襟翼Sl和S2獨(dú)立地進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，這樣施加到內(nèi)側(cè)襟翼Si，S2的偏轉(zhuǎn)角和施加到外側(cè)襟翼Pl，P2的偏轉(zhuǎn)角可以相同也可以不同。 此外，內(nèi)側(cè)襟翼Si，S2的偏轉(zhuǎn)方向可以和外側(cè)襟翼Pl，P2的偏轉(zhuǎn)方向相反。進(jìn)一步的，在另一可選的實(shí)施例中，可以考慮將布置在飛機(jī)AC的機(jī)翼上的用作高升力區(qū)域的前緣縫翼W和N2作為輔助操縱面。在附圖2的示例中，飛行包絡(luò)Dv由作為飛機(jī)AC的高度的函數(shù)的飛機(jī)AC的馬赫速度的圖示出。如前面提及的，爬升線CLB和巡航線CR限定了飛機(jī)AC的工作飛行包絡(luò)的邊界，該工作飛行包絡(luò)包括飛機(jī)AC在飛行過程中通常采用的飛行包絡(luò)Dv的速度和高度對(duì)的值。而且，在飛行包絡(luò)Dv上展示了由裝置7為由裝置6選擇的飛機(jī)AC參數(shù)(在本實(shí)例中，是質(zhì)量)的給定值確定的理論載荷Cl到Cn。如附圖2所示的，對(duì)于飛行包絡(luò)Dv的不同對(duì)值(由等載荷區(qū)域Cl到Cn標(biāo)示)，在飛機(jī)AC上產(chǎn)生的理論載荷可以相同。進(jìn)一步的，載荷超出包絡(luò)Dd(附圖2中的陰影區(qū))對(duì)應(yīng)著飛行包絡(luò)Dv的這樣一組對(duì)值對(duì)于這組對(duì)值，相關(guān)的理論載荷至少等于載荷閾值τ(例如，等于在臨界點(diǎn)I上獲得的飛機(jī)AC的結(jié)構(gòu)可以承受的最大實(shí)際載荷的92% )。在該例子中，飛機(jī)AC的工作飛行包絡(luò)C R和CLB和確定的載荷超出包絡(luò)Dd之間不相互影響(這兩個(gè)區(qū)域不相關(guān))，因此，該載荷超出包絡(luò)Dd可以認(rèn)為是最優(yōu)的。
權(quán)利要求
1.減少氣動(dòng)擾動(dòng)在飛機(jī)(AC)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷的方法，所述飛機(jī)(AC)包括布置在機(jī)翼(ffl,W2)上的操縱面(S1，S2，P1，P2)，其特征在于:A/在開始階段，確定載荷超出包絡(luò)(Dd)，所述載荷超出包絡(luò)由所述飛機(jī)(AC)可達(dá)到的多對(duì)速度和高度值來限定，對(duì)于載荷超出包絡(luò)，施加在飛機(jī)(AC)上的實(shí)際載荷至少等于預(yù)定的載荷閾值⑴；B/在飛機(jī)(AC)飛行期間，自動(dòng)重復(fù)執(zhí)行以下步驟i)監(jiān)測(cè)所述飛機(jī)(AC)的當(dāng)前高度和速度，以用于檢測(cè)飛機(jī)是否是在所述載荷超出包絡(luò)(Dd)內(nèi)飛行； )當(dāng)所述飛機(jī)(AC)在所述載荷超出包絡(luò)(Dd)內(nèi)飛行時(shí)，確定所述操縱面(Si，S2， P1，P2)的至少一部分的偏轉(zhuǎn)命令，以減少施加在所述飛機(jī)(AC)上的實(shí)際載荷，這些偏轉(zhuǎn)命令使得它們按照特定的偏轉(zhuǎn)角分別產(chǎn)生所述操縱面(Si，S2，PI, P2)的偏轉(zhuǎn)；和iii)將確定的偏轉(zhuǎn)命令施加到所述操縱面。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中所述飛機(jī)(AC)的飛行包絡(luò)(Dv)由該飛機(jī)(AC)能達(dá)到的多對(duì)速度和高度值來限定，其特征在于，在步驟A/，自動(dòng)執(zhí)行以下連續(xù)的步驟a)選定飛機(jī)(AC)的至少一個(gè)參數(shù)，該選定的參數(shù)的值在所述飛機(jī)(AC)的飛行期間能發(fā)生變化；b)針對(duì)所述選定參數(shù)的至少一個(gè)給定值，為所述飛行包絡(luò)(Dv)的與具有給定強(qiáng)度的理論氣動(dòng)擾動(dòng)分別相關(guān)的所有對(duì)值，確定施加在飛機(jī)(AC)上的理論載荷(Cl到Cn)；c)對(duì)于所述飛行包絡(luò)(Dv)的與具有給定強(qiáng)度的理論擾動(dòng)相關(guān)的每一對(duì)值，將與該對(duì)值相關(guān)的所述確定的理論載荷(Cl到Cn)與預(yù)定的載荷閾值(T)相比較，使得所述載荷超出包絡(luò)(Dd)由所述飛行包絡(luò)(Dv)的這樣一組對(duì)值確定對(duì)于該組對(duì)值，所述相關(guān)的確定的理論載荷(Cl到Cn)至少等于所述載荷閾值(T)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于-對(duì)所述選定參數(shù)的多個(gè)給定值，重復(fù)步驟b)；和-在步驟c)中，對(duì)于所述選定參數(shù)的所述給定值中的每一個(gè)和對(duì)于所述飛行包絡(luò)(Dv) 的每一對(duì)值，將與所述對(duì)值相關(guān)的所述確定的理論載荷(Cl到Cn)與預(yù)定的載荷閾值(T) 相比較，使得對(duì)于選定參數(shù)的所述給定值的每一個(gè)，載荷超出包絡(luò)(Dd)由所述飛行包絡(luò) (Dv)的這樣一組對(duì)值確定該組對(duì)值的所述相關(guān)的確定的理論載荷(Cl到Cn)至少等于所述載荷閾值⑴；和-根據(jù)飛機(jī)(AC)的性能標(biāo)準(zhǔn)，在所述確定的載荷超出包絡(luò)(Dd)中選取最優(yōu)載荷超出包
4.根據(jù)權(quán)利要求2-3中任一項(xiàng)的方法，其特征在于，所述飛機(jī)(AC)的選定參數(shù)屬于飛機(jī)(AC)的下列參數(shù)組-所述飛機(jī)(AC)的質(zhì)量； -所述飛機(jī)(AC)的油箱的填充水平； -所述飛機(jī)(AC)的定中心。
5.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一項(xiàng)的方法，其特征在于-所述操縱面是布置在所述飛機(jī)(AC)的機(jī)翼(Wl，W2)的內(nèi)側(cè)部分上的高升力襟翼 (Si, S2)；和-在步驟iii)中，所述襟翼(Si，S2)相對(duì)于飛機(jī)(AC)的縱軸線(L-L)對(duì)稱地向下偏轉(zhuǎn)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一項(xiàng)的方法，其特征在于所述操縱面包括 布置在所述飛機(jī)(AC)的機(jī)翼(W1，W2)內(nèi)側(cè)部分上的內(nèi)側(cè)襟翼(S1，S2)；和 .布置在所述飛機(jī)(AC)的機(jī)翼(W1，W2)外側(cè)部分上的外側(cè)襟翼(P1，P2)；在步驟iii)中 所述內(nèi)側(cè)襟翼(Si，S2)和所述外側(cè)襟翼(PI, P2)相互獨(dú)立地偏轉(zhuǎn)；和 所述內(nèi)側(cè)襟翼(Si，S2)和所述外側(cè)襟翼(PI, P2)分別相對(duì)于飛機(jī)(AC)的縱軸線 (L-L)對(duì)稱地偏轉(zhuǎn)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1-6中任一項(xiàng)的方法，其特征在于所述預(yù)定的載荷閾值(T)等于所述飛機(jī)(AC)的機(jī)翼(W1，W2)的實(shí)際尺寸設(shè)計(jì)載荷的預(yù)設(shè)的百分比。
8.根據(jù)權(quán)利要求1-7中任一項(xiàng)的方法，其特征在于所述操縱面(Si，S2，PI,P2)至少在預(yù)設(shè)的時(shí)間延遲內(nèi)保持偏轉(zhuǎn)。
9.用于減少氣動(dòng)擾動(dòng)在飛機(jī)(AC)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷的設(shè)備，所述飛機(jī)(AC)包括布置在飛機(jī)的機(jī)翼(W1，W2)上的操縱面(31，52，？1，？2)，其特征在于，其包括-用于確定載荷超出包絡(luò)(Dd)的裝置(3)，對(duì)于載荷超出包絡(luò)，施加在所述飛機(jī)(AC) 上的實(shí)際載荷至少等于預(yù)定的載荷閾值(T)；和-重復(fù)執(zhí)行相應(yīng)的操作的后續(xù)裝置(4，5，10，A1，A2，B1，B2) .用于執(zhí)行監(jiān)測(cè)以能檢測(cè)所述飛機(jī)(AC)在所述載荷超出包絡(luò)(Dd)內(nèi)飛行的裝置(4)； .當(dāng)所述飛機(jī)(AC)在所述載荷超出包絡(luò)(Dd)內(nèi)飛行時(shí)，確定所述操縱面(S1，S2，P1， P2)中的至少一部分的偏轉(zhuǎn)命令以減少施加在所述飛機(jī)(AC)上的實(shí)際載荷的裝置(5，10)， 這些偏轉(zhuǎn)命令使得它們按照特定的偏轉(zhuǎn)角分別產(chǎn)生所述操縱面(S1，S2，P1，P》的偏轉(zhuǎn)； 將所述偏轉(zhuǎn)命令施加到所述操縱面(Si，S2，PI, P2)上的裝置(Al，A2，Bi, B2)。
10.一種飛機(jī)，其特征在于包括如權(quán)利要求9所述的設(shè)備(1)。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于減少氣動(dòng)擾動(dòng)在飛機(jī)上產(chǎn)生的實(shí)際載荷的方法和設(shè)備。根據(jù)本發(fā)明，設(shè)備(1)包括用于確定載荷超出包絡(luò)的裝置(3)，和當(dāng)飛機(jī)(AC)在所述載荷超出包絡(luò)內(nèi)飛行時(shí)，用于確定飛機(jī)的操縱面(S1，S2，P1，P2)的偏轉(zhuǎn)命令以減少施加在飛機(jī)(AC)上的實(shí)際載荷的裝置(5，10)。
文檔編號(hào)G05D1/06GK102306027SQ20111015451
公開日2012年1月4日 申請(qǐng)日期2011年5月3日 優(yōu)先權(quán)日2010年5月3日
發(fā)明者M·胡姆貝爾, S·布朗 申請(qǐng)人:空中客車運(yùn)營簡(jiǎn)化股份公司