專利名稱：帶控制裝置的飛機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種帶控制裝置的飛機。
背景技術(shù)：
從本領(lǐng)域一般技術(shù)水平來看，集成在飛機機翼中的流影響裝置(flow-influencing device)是已知的,通過所述流影響裝置,穩(wěn)定機翼區(qū)段(segment)上的指定的局部空氣動力流狀態(tài)。在這種布局中，特別是可以減少所述機翼上的氣流，從而防 止在關(guān)鍵飛行狀態(tài)下，因形成局部氣流而導(dǎo)致所述局部升力系數(shù)減小。這樣的流影響裝置可以被實施為被動的渦流發(fā)生器，在有分開危險的區(qū)域提供連續(xù)吹出(blowing-out)的裝置，用于實現(xiàn)吸走有分離趨勢的流的裝置。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供可以改善受控制飛機的空氣動力性能的措施。這個目的是通過權(quán)利要求I的特征來實現(xiàn)的。在相關(guān)的從屬權(quán)利要求中陳述進一步的實施例。根據(jù)本發(fā)明，提供一種飛機，其機翼包括一個主翼和至少一個可調(diào)節(jié)襟翼，所述至少一個可調(diào)節(jié)襟翼設(shè)置成使得能夠相對于所述主翼來調(diào)節(jié)。所述可調(diào)節(jié)襟翼可以是控制襟翼。作為一種替換方式或另外，所述可調(diào)節(jié)襟翼可以是高升力襟翼。所述飛機包括用于操作所述至少一個可調(diào)節(jié)襟翼或者控制襟翼的執(zhí)行器，以及用于獲取所述可調(diào)節(jié)襟翼的設(shè)置位置的傳感器裝置。流影響裝置的至少一個結(jié)構(gòu)，它在在每個機翼的所述主翼以及/或者至少一個控制襟翼的至少一個表面區(qū)段延伸，所述表面區(qū)段在翼展方向延伸，目的是影響流經(jīng)所述表面區(qū)段的流體。用于測量各區(qū)段處的流狀態(tài)的影響流狀態(tài)傳感器裝置的至少一個結(jié)構(gòu)。飛行控制裝置，其在輸入側(cè)功能性地連接在所述用于獲取所述可調(diào)節(jié)襟翼或者控制襟翼的設(shè)置位置的傳感器裝置上，以及連接在所述流狀態(tài)傳感器裝置上，所述飛行控制裝置為了發(fā)送執(zhí)行命令，在輸出側(cè)功能性地連接在所述執(zhí)行器和所述流影響裝置上。用于獲取所述飛機的飛行狀態(tài)的飛行狀態(tài)傳感器裝置，其中所述飛行狀態(tài)傳感器裝置功能性地連接在所述飛行控制裝置上，用于發(fā)送飛行狀態(tài)，以及用于生成期望的命令的指令裝置，所述期望的命令對應(yīng)于所述飛機的飛行狀態(tài)，所述指令裝置功能性地連接在所述飛行控制裝置上，用于發(fā)送命令作為所述飛行控制裝置的輸入信號。所述飛行控制裝置尤其是包括一個函數(shù)，為了根據(jù)各個獲取的飛行狀態(tài)優(yōu)化所述機翼上的局部升力系數(shù)，選擇要被操作的流影響裝置。尤其是可以以一種方式設(shè)計所述飛行控制裝置，使它產(chǎn)生用于命令所述執(zhí)行器和所述流影響裝置的啟動命令，并將它們發(fā)送到前述裝置，其中所述飛行控制裝置在所述指令裝置期望的命令、所述飛行狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號和所述流狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號的基礎(chǔ)上，確定當時的執(zhí)行命令。所述飛行控制裝置尤其是可以包括一個函數(shù)，為了根據(jù)所述飛行狀態(tài)優(yōu)化所述主翼上的局部升力系數(shù)，選擇要操作的流影響裝置。在這個布局中，尤其是可以提供所述調(diào)節(jié)裝置，以逐個區(qū)段判斷所希望的流狀態(tài)值，作為局部的期望的流狀態(tài)值，目的是在每種情況下，控制每種情況下在每個機翼或者襟翼的表面區(qū)段上的流影響裝置的結(jié)構(gòu)，用于影響流經(jīng)所述表面區(qū)段上的流體，其中所述表面區(qū)段在所述翼展方向或者襟翼翼展方向延伸。所述由所述飛行控制裝置控制的執(zhí)行器所操作的可調(diào)節(jié)襟翼，尤其可以是所述飛 機的控制襟翼。作為一種替換方式或者另外，所述可調(diào)節(jié)襟翼還可以是調(diào)節(jié)襟翼。在上下文下，術(shù)語“調(diào)節(jié)襟翼”指的是調(diào)整或者設(shè)置一個操作狀態(tài)或者飛行狀態(tài)的可調(diào)節(jié)襟翼，這么做，不是或者不是主要用來控制所述飛機。因此，所述控制襟翼的執(zhí)行器的運動在控制所述飛機的過程中連續(xù)運動，而所述調(diào)節(jié)襟翼在飛行階段或者在飛行階段的一部分期間不會運動，例如在起飛或者降落時。所述調(diào)節(jié)襟翼可以具體是高升力襟翼，比如一個前緣襟翼或者尾緣襟翼。此外，根據(jù)本發(fā)明的受所述飛行控制裝置控制的襟翼可以是一個具有調(diào)節(jié)襟翼功能和控制襟翼功能兩種功能的襟翼。尤其是可以以一種方式設(shè)計所述飛行控制裝置，使得為了控制所述飛機，除了生成用于命令所述可調(diào)節(jié)襟翼的執(zhí)行器的執(zhí)行命令之外，還產(chǎn)生用于控制和操作所述流影響裝置的執(zhí)行命令，并將它們發(fā)送給前述裝置。因此，控制或者命令所述流影響裝置是功能性地集成產(chǎn)生用于命令所述至少一個可調(diào)節(jié)襟翼或者控制襟翼的執(zhí)行器的執(zhí)行命令，并且對應(yīng)地產(chǎn)生的用于操作所述至少一個可調(diào)節(jié)襟翼或者控制襟翼的執(zhí)行器和所述流影響裝置的控制命令在功能性上互有依存關(guān)系。在這種結(jié)構(gòu)中，所述飛行控制裝置在所述指令裝置的期望的命令、所述飛行狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號和所述流狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號的基礎(chǔ)上，確定用于控制或命令所述執(zhí)行器的當時的執(zhí)行命令以及用于控制或者命令所述流影響裝置的執(zhí)行命令。所述指令裝置根據(jù)本發(fā)明具體可以是一個用于操作可調(diào)節(jié)襟翼的控制指令裝置，并且具體是用于用于控制所述飛機的控制襟翼的操作和/或用于設(shè)置調(diào)節(jié)襟翼的控制指令裝置。換句話說，在操作所述控制襟翼和/或調(diào)節(jié)襟翼的過程中，所述飛行控制裝置根據(jù)所述飛行狀態(tài)和控制命令，通過確定選擇分別要命令的流影響裝置，通過影響所述機翼和/或所述可調(diào)節(jié)襟翼表面上的流來對當前實際的局部升力系數(shù)進行優(yōu)化。在這個布局中，所述飛行裝置尤其是可以包括一個控制或者調(diào)節(jié)算法，根據(jù)接收到的期望的命令，糾正前述的輸入值(完成控制)。所述飛行控制裝置的調(diào)節(jié)算法可以一方面包括從傳感器數(shù)據(jù)得到的升力、拖力或者升力-拖力比的綜合值，尤其是從所述機翼或者襟翼上與流影響裝置局部相關(guān)聯(lián)的每種情況下的傳感器得到的，另一方面可以包括用于達到上述值的一個具體目標值的魯棒調(diào)節(jié)算法。所述調(diào)節(jié)器優(yōu)選的是由一個抗飽和(anti-wind-up)重置結(jié)構(gòu)支持著。選擇在一個給定時間要工作的流影響裝置，并從時域累積和參考表的組合具體判斷在一個給定時間點啟動所述流影響裝置能到達的強度，并可以一對一地與飛行相關(guān)的量相關(guān)，例如，在每種情況下，與所述升力相關(guān)的關(guān)鍵特征與所述流影響裝置局部相關(guān)聯(lián)。在這個裝置中，尤其可以確定與設(shè)置有多個流影響裝置的所述機翼或者一個可調(diào)節(jié)襟翼的流表面上的至少一個區(qū)段或者每個區(qū)段相關(guān)的局部升力參數(shù)。通過用這種方式，為了操作所述流影響裝置，可以間接指定例如所述升力或者升力系數(shù)，所述指令接著通過用所述算法轉(zhuǎn)換成與所述數(shù)字值相關(guān)的指令?？梢赃M一步提供用于確定各局部升力特征與由相關(guān)聯(lián)的傳感器裝置確定的當時的特征的偏離，通過所述偏離，判斷所述各流影響裝置是否工作了，如果是的話，工作的強度是多大?？梢栽诰€性多變量黑匣子模型的基礎(chǔ)上，用一種合成魯棒調(diào)節(jié)器的方法設(shè)計所述 控制器或調(diào)節(jié)器。在識別所述線性多變量黑匣子模型時，在啟動范圍內(nèi)產(chǎn)生適當?shù)捏E變形式的干擾信號，并測量對前述干擾信號的數(shù)字測量值的反應(yīng)。從所述反應(yīng)的動態(tài)行為，通過用參數(shù)識別方法獲得一個線性微分校準系統(tǒng)，所述微分校準系統(tǒng)代表所述調(diào)節(jié)器合成的基礎(chǔ)。這種識別的許多不同實例提供了一個模型家族，從該模型家族在每種情況下為每個合成選擇一個代表性的或者平均模型。在調(diào)節(jié)器合成中，可以使用具體的方法(比如，H00-合成、魯棒化(robustification)、魯棒回路成形)。所述出現(xiàn)的經(jīng)典的線性控制電路可以由一個抗飽和重置結(jié)構(gòu)來支持，當需要一個在所述可實現(xiàn)的控制器變量值之上的一個控制器變量時，所述抗飽和重置結(jié)構(gòu)以一種方式校正所述調(diào)節(jié)器的內(nèi)部狀態(tài)，使得所述調(diào)節(jié)器內(nèi)的集成部件不會導(dǎo)致所述調(diào)節(jié)器的過度調(diào)整(over-shooting)或鎖定。因此，即使是在不現(xiàn)實的要求的情況下，所述調(diào)解器仍保持響應(yīng)，這樣增加了操作方面的安全性。所述調(diào)節(jié)器總是調(diào)節(jié)到當時的狀況，而不會經(jīng)歷所述控制器變量以前的限制所造成的延遲。所述調(diào)節(jié)器，尤其可以被設(shè)計成一個最優(yōu)調(diào)節(jié)器，它接收所有必須的輸入變量作為調(diào)節(jié)變量，并根據(jù)一個矩陣狀的方法中的調(diào)節(jié)方法算法，基于從所述輸出提取的用于根據(jù)飛行狀態(tài)變量來分配調(diào)節(jié)變量和控制器變量的校準值和參數(shù)，產(chǎn)生給所述流影響裝置和/或所述至少一個被控可調(diào)節(jié)襟翼的執(zhí)行器或者襟翼驅(qū)動的各種輸出信號。根據(jù)本發(fā)明的一個優(yōu)選示例實施例，以一種方式功能性地設(shè)計所述調(diào)節(jié)器，使得通過一個集成的調(diào)節(jié)器函數(shù)、尤其是在一個運算區(qū)間或者迭代步驟，所述調(diào)節(jié)器確定控制信號向量，該控制信號向量一方面包括給所述可調(diào)節(jié)襟翼的、尤其是所述至少一個控制襟翼的至少一個執(zhí)行器的控制信號，另一方面包括給流影響裝置的控制信號。給所述流影響裝置的控制信號還包括一個判斷，關(guān)于是否要給一些或者所有的流影響裝置提供控制信號，即關(guān)于在給定情況下要控制哪個流影響裝置。根據(jù)本發(fā)明，可以提供所述飛行控制裝置，它是以一種方式設(shè)計，使得通過所述飛機的一個模型，可以是一個濾波器或者控制器，產(chǎn)生帶有用于命令所述至少一個控制襟翼和所述流影響裝置的執(zhí)行器的當前控制信號或者帶有控制器變量的當前控制信號向量，并將所述控制信號向量發(fā)送給前述裝置，其中所述飛行控制裝置基于所述指令裝置的期望的命令、所述飛行狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號和所述流狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號，確定所述當前的控制信號或者當前的輸入信號向量。
作為本發(fā)明的一個結(jié)果，將與所述尾緣裝置的最大位移相關(guān)的系統(tǒng)性限制考慮進去，考慮負荷、維護需求和成本，通過這樣做，改善了高升力系統(tǒng)的空氣動力性能。此外，在更為彎曲的翼型的情況下，可以防止在所述調(diào)節(jié)襟翼頂部的流的分離。而且本發(fā)明符合與相對于所述主翼的調(diào)節(jié)襟翼的與整個系統(tǒng)的重量和有效集成相關(guān)的精確設(shè)置相關(guān)的非常嚴格的要求，所以可以在重量上和成本上優(yōu)化整個高升力系統(tǒng)。根據(jù)本發(fā)明，因此所述調(diào)節(jié)襟翼可以具體是設(shè)置在所述飛機的機翼上的一個高升力襟翼，其中所述多個流影響裝置和多個流狀態(tài)傳感器裝置的結(jié)構(gòu)(15)是設(shè)置在所述高升力襟翼和/或所述主翼上。此外，在每種情況下提供的與所述流影響裝置相關(guān)的有關(guān)于飛行的特征可以例如對應(yīng)于一個局部升力系數(shù)、局部拖力、局部升力與拖力比，因此可以以一種非靜止的方式從替代的調(diào)節(jié)變量來確定，使得這個特征然后用于進行期望值的比較，以最終以這種方式理論上設(shè)置任何值，在物理框架內(nèi)，通過給一個線性模型設(shè)計的線性的、魯棒的調(diào)節(jié)算法，從所述值中確定給所述局部流影響裝置的控制信號。 在這個布局中，因為去掉了笨重的可動部件，當與基于現(xiàn)有的機械解決方案的系統(tǒng)相比時，所述調(diào)節(jié)系統(tǒng)要顯著快得多，因此可以用目標方式抑制或使用局部流現(xiàn)象。在這個布局中，所述用于確定對要啟動的流影響裝置的選擇的功能可以是一個濾波器函數(shù)或者可以基于一個濾波器函數(shù)。尤其是，在這個布局中，相應(yīng)關(guān)聯(lián)的傳感器裝置產(chǎn)生一個允許范圍內(nèi)的測量信號的那些流影響裝置不被啟動，換句話說是分配有具有零值的控制信號。尤其是，在這個布局中，局部流速或者所述局部壓力可以超過一個最小值。與此相反，用讓流影響裝置啟動的值確定這些流影響裝置的控制信號，所述流影響裝置分別關(guān)聯(lián)的傳感器裝置產(chǎn)生在一個允許范圍外的測量信號，所述范圍尤其是可以以一種方式定義，使得它的極限值形成到局部流分離的情況的轉(zhuǎn)變。這些流控制措施本質(zhì)上分別是以部分或者完全防止所述襟翼上與一個限定的區(qū)域有關(guān)的分離的合適的措施。但是，它們只是表示個別的子系統(tǒng)方案，因為它們只是為了一個具體的構(gòu)造而設(shè)計的。作為一個在翼型深度方向上層疊并以分段方式得到控制的激勵系統(tǒng)的結(jié)果，可以更為有效地避免由不同的構(gòu)造所造成的分離危險的各種流狀況。通過所述尾緣襟翼上的狹縫或者類似設(shè)計的拓撲結(jié)構(gòu)周期性或脈沖式吹出壓縮空氣經(jīng)證明是非常有效的，在調(diào)查過的上下文的構(gòu)造中，與連續(xù)的吹出相比較，對于使用的空氣流量更為有效(增加到2到4倍)。由于在所述襟翼的區(qū)域內(nèi)的流狀況隨著所述襟翼位置而變化，具有不同的分離位置的不同的分離狀態(tài)有可能出現(xiàn)在所述尾緣襟翼上。但是，具有確定的激勵位置的執(zhí)行器系統(tǒng)僅相對于一個特殊的范圍來優(yōu)化，使得在非設(shè)計(ο -design)的情況下，降低所述主動流控制的效率,所述能量需求會過多地增加。通過所述帶有分段的和層疊狀設(shè)置的狹縫或者類似設(shè)計的拓撲結(jié)構(gòu)的尾緣襟翼上的狹縫或者類似設(shè)計的拓撲結(jié)構(gòu)周期性或者脈沖式吹出因此可以證明尤其有效，因為各流狀態(tài)可以得到更好的控制，作為脈沖式噴嘴流的結(jié)果，所述能量輸入以一種目標方式和有效分布的方式進入到已經(jīng)分離的、或者在分離過程中的襟翼流。另外，如果調(diào)節(jié)所述升力系數(shù)用作一個示例的目標參數(shù)，那么其效果可以得到自主的控制并且設(shè)計是有效率的。
在二維翼型上的初步實驗結(jié)果顯示，所述激勵系統(tǒng)的層疊狀布局有效地導(dǎo)致容易分離的流重新附著。對工業(yè)風道模型調(diào)查證明了這個基于模型執(zhí)行器的流控制技術(shù)的效果O必要數(shù)目的適當?shù)膫鞲衅?，例如壓力傳感器，在翼型深度方向和翼展方向集成在所述尾緣中，為了檢測當時的局部流狀態(tài)。通過這種方式獲得的一個特殊參數(shù)的測量值和飛行員規(guī)定的目標值，比如升力系數(shù)、下沉速率和/或爬行速率的測量值和目標值，用作一個對應(yīng)地設(shè)計的調(diào)節(jié)回路的輸入值。所述頻率、脈沖寬度、脈沖進入所述流和/或所述激勵位置之間的相位偏移參數(shù)可以用作所述執(zhí)行器系統(tǒng)的控制器變量。根據(jù)所述當時的流情況，可以分別或者聯(lián)合來操作所述激勵位置。分段的、脈沖式壓縮空氣執(zhí)行器尤其適合作為一個激勵機制，因為它們已經(jīng)在許多實驗中自證了。但是，從原理上講，其它執(zhí)行器，比如合成射流執(zhí)行器或者機械、電動和/或氣動驅(qū)動的執(zhí)行器，也可以用于本文描述的應(yīng)用，如果它們包括一個對應(yīng)的功能和性能，并且還滿足集成在一個控制電路進行動態(tài)控制/調(diào)節(jié)的需求時。根據(jù)本發(fā)明的一個進一步方面，所述飛行控制裝置可以包括一個飛行狀態(tài)控制裝 置或者飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置和一個流狀態(tài)控制裝置或者流狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置，其中以一種方式設(shè)計所述飛機狀態(tài)控制裝置，使得基于所述指令裝置的期望的命令、所述飛行狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號、以及所述流狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號，它產(chǎn)生給所述控制襟翼的執(zhí)行器的期望的命令以及給所述流影響裝置的期望的流狀態(tài)值，以及所述流狀態(tài)控制裝置是功能性地連接在所述飛行狀態(tài)控制裝置上，用于接收用于命令所述流影響裝置的期望的流狀態(tài)值，并以一種方式設(shè)計，使得所述流狀態(tài)控制裝置，基于所期望的流狀態(tài)值以及所述流影響裝置的流狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號，發(fā)送所述流狀態(tài)執(zhí)行命令給所述流影響裝置。所期望的流狀態(tài)值尤其可以是所述那個區(qū)段中的局部升力系數(shù)或者拖力系數(shù)與升力系數(shù)的比值。此外，所述飛行控制裝置可以包括一個控制功能，它接收所述執(zhí)行命令作為給所述控制襟翼的執(zhí)行器的輸入信號，以及作為所述流狀態(tài)執(zhí)行命令給所述流影響裝置，基于一個將這些命令整合起來的相關(guān)函數(shù)，，產(chǎn)生用于執(zhí)行所述控制襟翼和所述流影響裝置的執(zhí)行器的執(zhí)行命令，并將這些執(zhí)行命令發(fā)送給這些裝置。在這個布局中，所述控制功能可以以這種方式進行，使得將當時可用的輸出和/或所述流影響裝置的和/或所述控制襟翼的執(zhí)行器的動力學考慮進去，以對給所述流影響裝置的執(zhí)行命令和給所述控制襟翼的執(zhí)行器的執(zhí)行命令進行優(yōu)化。根據(jù)本發(fā)明，主翼的或者所述調(diào)節(jié)襟翼的流影響裝置可以包括一個壓力腔，它設(shè)置在所述主翼和/或在調(diào)節(jié)襟翼內(nèi)，用于接收壓縮空氣；一個排放腔，帶有排放口 ；一個或多個將所述壓力腔連接到所述排放腔的連接管；集成在所述連接管內(nèi)的至少一個閥裝置，所述閥裝置功能性地與所述飛行控制裝置相連通，其中所述飛行控制裝置通過當時的控制信號向量來控制所述閥裝置，以讓所述壓力腔內(nèi)的壓縮空氣，根據(jù)所述當前控制信號向量的執(zhí)行值，不流動或者以相應(yīng)的速度和/或流量(throughput)流經(jīng)所述排放口，以影響所述主翼的或者所述調(diào)節(jié)襟翼的表面周圍的流。根據(jù)本發(fā)明，所述流影響指令裝置可以包括一個控制輸入裝置，通過該控制輸入裝置的啟動，產(chǎn)生期望的命令，或者可以包括一個自動駕駛裝置，該自動駕駛裝置基于具體的操作模式產(chǎn)生期望的命令，例如用于控制在一個具體的期望的路徑上的飛機的線路。在這個布局中，可以以一種方式設(shè)計根據(jù)本發(fā)明的飛機，使得將所述飛行控制裝置設(shè)計成一個飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置或者它包括這樣一個飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置以及一個流狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置。以這種方式設(shè)計所述飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置，使得基于所述流影響指令裝置的期望的命令和所述飛行狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號，其將輸入信號發(fā)送給功能性地連接在所述飛行控制裝置上的流狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置。此外，在這個布局中，可以以這種方式設(shè)計所述流狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置，使得基于每個區(qū)段的所述飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置的輸入信號和所述流狀態(tài)傳感器裝置的傳感器信號，其產(chǎn)生用于控制每個區(qū)段的流影響裝置的流狀態(tài)執(zhí)行命令，并將命令發(fā)送給每個區(qū)段的流影響裝置，以根據(jù)所述流影響指令裝置的期望的命令控制所述飛機。在這個布局中，所述飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置可以包括一個區(qū)段控制功能，它是以一種方式設(shè)計，將在當時的時間點可用的輸出和/或動力學考慮進去，以通過優(yōu)化所述流影響裝置和/或所述可調(diào)節(jié)襟翼的執(zhí)行器，基于所述飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置的控制信號，產(chǎn)生給每 個區(qū)段的所述流影響裝置的執(zhí)行命令和/或給所述執(zhí)行器的執(zhí)行命令。根據(jù)本發(fā)明，可以提供所述流影響裝置的布局，包括設(shè)置在一個區(qū)段或者多個區(qū)段中的吹出口，并包括一個設(shè)置在所述機翼中的流生成裝置，用于吹出和/或通過吸入來吸走，通過所述流生成裝置將流體吹出所述吹出口，或者通過吸入從吹出口吸走，以影響局部出現(xiàn)在所述區(qū)段的升力系數(shù)?？梢赃M一步提供流影響裝置的布局，另外包括設(shè)置在一個區(qū)段或者多個區(qū)段上的吸入口，并包括設(shè)置在所述機翼中并與所述吸入口流體連接的吸入裝置，通過所述吸入裝置，流體從所述吸入口被吸入，以影響在所述區(qū)段局部出現(xiàn)的升力系數(shù)?？梢酝ㄟ^將脈沖的壓縮空氣吹過在所述調(diào)節(jié)襟翼或者所述尾緣襟翼的一個限定好的翼型深度位置的一個跨度進行流控制。根據(jù)本發(fā)明的一個實施例提供的所述閥裝置或者切換單元可以以可變頻率、可變占空比(貫流空氣的時間與一個脈沖期間的比值)和空氣流量來操作，以產(chǎn)生帶有一個可變脈沖的(周期性地)脈沖氣流。通過一個壓力腔或者一個執(zhí)行器腔，可以在激勵位置產(chǎn)生所期望的排氣速度分布。在所述起飛和著陸階段，在與重量限制值相關(guān)的所述負荷條件和安全條件的基礎(chǔ)上，設(shè)計這樣一個沒有或者帶有降低了的擾流板的尾緣襟翼和伸展的尾緣襟翼的技術(shù)邊界顯著拓寬。根據(jù)本發(fā)明，當在所述機翼的翼展方向看時，所述至少一個區(qū)段可以包括設(shè)置成一個在另一個后面的幾個區(qū)段。所述用于產(chǎn)生與所述飛機的飛行狀態(tài)相對應(yīng)的、作為所述飛行控制裝置的輸入信號的期望命令的指令裝置可以是一個用于控制所述飛機的控制輸入裝置，所述輸入信號可以是與所述爬行速率或者下沉速率或者加速相關(guān)的變量。所述指令裝置可以包括一個控制輸入裝置，通過該控制輸入裝置的啟動，產(chǎn)生所期望的命令。此外，所述指令裝置可以包括一個自動駕駛裝置，它在一個具體的操作模式下產(chǎn)生期望的命令，例如用于控制在一個具體的期望軌跡上的所述飛機的路徑。還可以設(shè)計所述流影響裝置的布局以使它能夠由飛行員來切換。


下面參考附圖來描述本發(fā)明，附圖顯示以下內(nèi)容圖I是其中集成有根據(jù)本發(fā)明提供的流影響裝置的飛機的立體圖；圖2是一個機翼的剖視概圖，該機翼具有一個根據(jù)本發(fā)明提供在所述機翼的至少一個區(qū)段上的流影響裝置和流狀態(tài)傳感器的結(jié)構(gòu)，以及一個可選地提供的可以由一個帶執(zhí)行器的調(diào)節(jié)裝置調(diào)節(jié)的可調(diào)節(jié)襟翼；圖3是根據(jù)本發(fā)明提供的一個飛行控制裝置的示例實施例，在表面區(qū)段上分布流影響裝置和流狀態(tài)傳感器裝置的布局的每種情況下，所述飛行控制裝置具有例如是功能性地連接在一個控制襟翼的執(zhí)行器上的飛行控制裝置和兩個流影響裝置，其中每個區(qū)段的流狀態(tài)傳感器裝置是功能性地連接在所述飛行控制裝置上，并且其中在每種情況下，在表面區(qū)段上分布的流影響裝置和流狀態(tài)傳感器裝置的布局是設(shè)置在所述主翼的頂部和在一個調(diào)節(jié)襟翼的頂部， 圖4是根據(jù)本發(fā)明提供的流影響裝置的一個示例實施例的剖視圖，所述流影響裝置例如是安裝在調(diào)節(jié)襟翼中，圖5是圖4中所示的流影響裝置的立體概圖，圖6是帶有一個主翼和聯(lián)接在所述主翼上的調(diào)節(jié)襟翼(高升力襟翼形式)的機翼的概圖，在所述調(diào)節(jié)襟翼的頂部設(shè)置有根據(jù)本發(fā)明提供的一個流影響裝置的吹出口的結(jié)構(gòu)，圖7是一個調(diào)節(jié)襟翼的表面區(qū)段的俯視圖，所述調(diào)節(jié)襟翼的區(qū)段上帶有一個以示例方式實現(xiàn)的流影響裝置和流狀態(tài)傳感器裝置的布局。
具體實施例方式在所述圖中，功能相同或者類似的組件和功能具有相同的參考字符。圖I中的例子顯示的是本發(fā)明可以適用的一個受控制飛機F的示例實施例，根據(jù)常用的形狀包括兩個機翼la、lb,每個機翼包括至少一個副翼5a或者5b。另外，圖I所示的飛機在每個機翼la、Ib上包括三個前緣升力主體3a、3b和三個尾緣升力主體4a、4b作為高升力襟翼?？蛇x的是，機翼la、lb每個可以包括數(shù)個擾流板2a、2b。此外，飛機F包括一個尾翼單元H，尾翼單元H具有帶方向舵9的垂直安定面8和在每種情況下具有至少一個升降舵控制表面7的水平尾翼6。水平尾翼6例如可以被設(shè)計成如圖I所示的T型尾翼，或者是被設(shè)計成十字尾翼。在圖I中，加入與飛機F相關(guān)的坐標系KS-F，包括飛機的縱軸X-F、飛機的橫軸Y-F和飛機的垂直軸Z-F。具有機翼翼展方向的S-T軸、機翼深度方向的T-T軸、機翼厚度方向的D-T軸的機翼坐標系KS-T可以與每個機翼la、Ib關(guān)聯(lián)起來(圖2)。此外，具有襟翼翼展方向的S-K軸、襟翼深度方向的T-K軸、襟翼厚度方向的D-K軸的襟翼坐標系KS-K可以與每個襟翼關(guān)聯(lián)起來(圖2)。圖2概略地顯示了機翼I，其包括主翼M和用于控制或者操縱飛機的控制襟翼S以及高升力襟翼K。在圖2中所示的控制襟翼S是一個擾流板，但是，從功能角度來看，根據(jù)本發(fā)明，例如可以把它替換成副翼或者另外是副翼，或者如果它不是設(shè)置在主翼上時，可以把它替換成或者另外是一個升降舵控制表面7和/或者方向舵9。
圖2詳細示出了主翼10，它帶有聯(lián)接在主翼M上的可調(diào)節(jié)襟翼K。根據(jù)本發(fā)明，所述流線型體可以是所述可調(diào)節(jié)襟翼K，換句話說，是可調(diào)節(jié)地設(shè)置在所述飛機上的流線型體，因此，例如是圖I所示的可調(diào)節(jié)襟翼，換句話說，例如是一個高升力襟翼、副翼、擾流板、升降舵控制表面或者方向舵。根據(jù)本發(fā)明提供的所述流線型體尤其還可以是主翼M。主翼M頂部M-I在吸入側(cè)A延伸，主翼M包括在主翼的壓力側(cè)B延伸的底部M-2，以及可能是朝向所述高升力襟翼K的后表面。對于所述高升力襟 翼，或者總體來說是對于所述可調(diào)節(jié)襟翼K或者所述流線型體，限定了襟翼深度方向T-K或者總深度方向、翼展方向S-K或者總翼展方向、以及襟翼厚度方向D-K或者總襟翼厚度方向。所述可調(diào)節(jié)襟翼K或者高升力襟翼包括在所述高升力襟翼K的吸入側(cè)A延伸的頂部Kl和在所述高升力襟翼K的壓力側(cè)B延伸的底部K2。為了進一步解釋本發(fā)明，參考圖2的概圖所示的一個主翼、作為控制襟翼的至少一個擾流板、以及作為調(diào)節(jié)襟翼的一個高升力襟翼的組合。在本申請中，所述至少一個控制襟翼可以尤其是另外包括一個副翼和/或者所述方向舵。作為用作調(diào)節(jié)襟翼的所述高升力襟翼的替換方式或者除所述高升力襟翼之外，根據(jù)本發(fā)明，可以功能性地包括所述水平安定面和/或垂直安定面，通常還有一個調(diào)節(jié)襟翼和所述飛機的一個可調(diào)節(jié)襟翼。根據(jù)本發(fā)明提供的飛行控制裝置50以這種方式設(shè)計，使它產(chǎn)生命令設(shè)置在機翼la、lb、I上和或在至少一個調(diào)節(jié)襟翼上的控制襟翼S的相應(yīng)執(zhí)行器21和/或高升力襟翼之類的可調(diào)節(jié)襟翼k的和流影響裝置15 ；15k的相應(yīng)執(zhí)行器20的執(zhí)行命令，并把這些執(zhí)行命令發(fā)送給前面這些裝置(圖3)。飛行控制裝置50分別基于指令裝置30期望的命令30a、飛行狀態(tài)傳感器裝置40的傳感器信號40a和流狀態(tài)傳感器裝置17和17K的傳感器信號17a、17Ka，可選的是用于獲取控制襟翼S和/或可調(diào)節(jié)襟翼K狀態(tài)的傳感器的傳感器信號，確定當時的執(zhí)行命令50a?？刂平笠鞸和/或襟翼K的狀態(tài)可以分別是控制襟翼S和襟翼K的下列參數(shù)中的一個或多個位置、速度、加速度和/或另一個狀態(tài)。期望的作為飛行控制裝置50的輸入信號的命令30a可以包括飛機所要的加速度和/或者所要的方向。以這樣一種方式設(shè)計飛行控制裝置50，使它產(chǎn)生用于命令執(zhí)行器21和流影響裝置15 ；15K的當時的輸入信號向量50a，并把它發(fā)送給前述這些裝置。由飛行控制裝置50通過當時的輸入信號向量50a命令的流影響裝置15 ;15K，可以被設(shè)置在主翼M上和/或者在調(diào)節(jié)襟翼K上，其中在每個表面區(qū)段情況下，流影響裝置15 ;15Κ包括至少一個流影響裝置和至少一個流狀態(tài)傳感器。根據(jù)圖2，在主翼頂部M-I的區(qū)段10中，以及在調(diào)節(jié)襟翼K的頂部Kl的區(qū)段IOK處每種情況下，設(shè)置包括至少一個流影響裝置16或者16Κ以及至少一個流狀態(tài)傳感器17或者17Κ的結(jié)構(gòu)15或者15Κ。在圖I中，在機翼的主翼上概要地加入對應(yīng)的區(qū)段11a、lib、12a、12b，其中在每種情況下，設(shè)置這樣一個包括至少一個流影響裝置16和至少一個流狀態(tài)傳感器17的結(jié)構(gòu)15。如圖2所示，作為一種替換方式或者另外，可以在各個調(diào)節(jié)襟翼K的頂部Kl或者底部K2設(shè)置這樣一個包括至少一個流影響裝置16K和至少一個流狀態(tài)傳感器裝置17K的結(jié)構(gòu)15K的區(qū)段10K。以一種方式設(shè)計流影響裝置15或者15K，使得通過該流影響裝置，基于當時控制信號或者當時控制信號向量50a，在各個表面上出現(xiàn)流，從而可以影響所述主翼M或者可調(diào)節(jié)襟翼K的升力系數(shù)。在這個布局中，飛行控制裝置50包括一個函數(shù)，目的是為了機翼上的局部升力系數(shù)，根據(jù)飛行狀態(tài)，選擇要被操作的流影響裝置15 ;15K。在這個布局中，所述飛行控制裝置逐個區(qū)段判斷期望的局部流狀態(tài)值；換句話說，當時的控制信號向量50a包括給每個可控制區(qū)段10、10K的控制信號。在這個布局中，控制信號向量50a可以是包括一個給所有可以操作的流影響裝置15 ；15K的值，其中根據(jù)所述選擇并且根據(jù)相應(yīng)的當時的控制信號或者當時的控制信號向量50a不用操作的流影響裝置15 ;15k接收為零的設(shè)置值。在這個布局中，尤其是可以以這種方式設(shè)計飛行控制裝置50，使得通過所述飛機的調(diào)節(jié)模塊，飛機控制裝置50產(chǎn)生命令至少一個控制襟翼S和流影響裝置15 ；15K的執(zhí)行器21的當時的控制信號或者當時的控制信號向量50a，然后將它們傳輸?shù)角笆鲅b置，其中飛行控制裝置50基于指令裝置30期望的命令30a、飛行狀態(tài)傳感器裝置40的傳感器信號40a和流狀態(tài)傳感器裝置17 ；17K的傳感器信號，判斷當時的控制信號或者當時的輸入信號向量50a。圖4所示為一個區(qū)段的根據(jù)本發(fā)明的流影響裝置16、16K的示例實施例，該示例示 出了調(diào)節(jié)襟翼K的流影響裝置16K。在這個結(jié)構(gòu)中，流影響裝置16K包括接收壓縮空氣的壓力腔101、排放腔或者吹出腔103以及一根或幾根將壓力腔101連接到排放腔103的連接管105。吹出腔103包括至少一個排放口或者吹出口，優(yōu)選的是多個排放口或者吹出口的結(jié)構(gòu)110。純粹為了說明，圖5顯示了單個的吹出口 104。在至少一條連接管105中集成有至少一個閥裝置107，該閥裝置107是功能性地連接到飛行控制裝置50。飛行控制裝置50通過當時的控制信號向量50a控制閥裝置107，以讓壓力腔101中出現(xiàn)壓縮空氣，對應(yīng)于當前的控制信號向量78的設(shè)置值，不流動或者以對應(yīng)的速度和/或流量流入排放腔103，空氣從所述排放腔通過吹出口結(jié)構(gòu)排出110，以影響調(diào)節(jié)襟翼k的表面kl周圍的流動?？梢杂酶鞣N方式將壓縮空氣引入壓力腔101。在這個布局中，從所述飛機的流線型體的表面處的靜點(stagnation point)區(qū)域、尤其是在調(diào)節(jié)襟翼的靜點區(qū)域或者是在主翼的靜點區(qū)域的外部流動取得壓縮空氣。還有可能的是，將壓力生成裝置或者泵或者變流器(flow variator)連接到所述壓力腔，所述壓力生成裝置或者泵通過供給管吸取空氣。所述供應(yīng)管特別是可以從主翼M和/或襟翼K的頂部的一個開口或者多個開口的結(jié)構(gòu)發(fā)出。在這個結(jié)構(gòu)中，可以將所述一個開口設(shè)置在一個位置上，或者可以這樣設(shè)置所述多個開口的結(jié)構(gòu)，使得它們分布在主翼M和/或襟翼K的一個區(qū)域上，以一種方式設(shè)置所述區(qū)域，使得在這些位置上，出現(xiàn)吸力去除效應(yīng)，以預(yù)定的方式與在多個開口的結(jié)構(gòu)110處產(chǎn)生的吹出效應(yīng)相關(guān)。流影響裝置16K，在圖4中所示為安裝后的狀態(tài)，在圖5概要地顯示為結(jié)構(gòu)上獨立的裝置。圖6概要地展示了一個機翼，該機翼具有主翼M和以高升力襟翼的形式耦接于其上的調(diào)節(jié)襟翼K，在襟翼的頂部設(shè)置有根據(jù)本發(fā)明提供的多個吹出口的結(jié)構(gòu)110。所述多個吹出口的結(jié)構(gòu)110或者所述開口裝置優(yōu)選的是特別包括多個狹縫形狀開口的結(jié)構(gòu)(圖5至圖7)。根據(jù)本發(fā)明優(yōu)選的是提供與一個或幾個吹出腔流體連通的吹出口分布在所述飛機的流動主體的表面區(qū)段上。在這個布局中，當從流動方向S看時，幾個表面區(qū)段可以是并列地排列，或者是一個在另一個后面地排列，以在流動主體的較大的區(qū)域影響流動。飛行控制裝置50判斷分布在所述流動主體上的，換句話說例如在所述主翼上、至少一個調(diào)節(jié)襟翼和/或控制襟翼上(帶有多個流影響裝置16或16K和多個流狀態(tài)傳感器裝置17或17K的結(jié)構(gòu)15、15K)，區(qū)段10、IOK的每個可控制區(qū)段10、IOK的多個流影響裝置16或16K和多個流狀態(tài)傳感器裝置17或17K的每個結(jié)構(gòu)15、15K的執(zhí)行命令和對應(yīng)的
設(shè)置值。圖8顯示的是作為示例的帶有流影響裝置和流狀態(tài)傳感器裝置的結(jié)構(gòu)15k的一個表面區(qū)段IOk的俯視圖，因為根據(jù)本發(fā)明，它們通常可以被設(shè)置在所述主翼或者一個調(diào)節(jié)襟翼的、總體來說是設(shè)置在飛機F的流動主體的表面區(qū)段上。圖7中所示的結(jié)構(gòu)包括多個吹出口 104的結(jié)構(gòu)110，以矩陣形狀分布在表面區(qū)段IOk上?？傮w來說，多個排放口 104的結(jié)構(gòu)110的吹出口 104分布在各表面區(qū)段上，以影響表面區(qū)段10或者IOk的整個區(qū)域周圍或者區(qū)域上的流動。優(yōu)選的是，壓力腔和閥裝置107與表面區(qū)段10、10k的開口 104相關(guān)聯(lián)。作為一種替換方式，可以提供與幾個表面區(qū)段10、IOk相關(guān)聯(lián)的一個壓力腔101。吹出口 104具有一種形狀，該形狀對影響相應(yīng)表面區(qū)段10、IOK周圍的流動是最優(yōu)的。在這種結(jié)構(gòu)下，可以在表面區(qū)段10、10K內(nèi)使用各種形式的吹出口 104。例如，吹出口104可以被設(shè)計成橢圓形或者月牙形。
此外，在一個表面區(qū)段內(nèi)，設(shè)置多個流狀態(tài)傳感器裝置17或者17Κ，它們在圖8中概要地顯示為圓形圖標。所有的流狀態(tài)傳感器裝置17或者17Κ功能性地聯(lián)接到飛行控制裝置50 (圖3)，用于將在各個流狀態(tài)傳感裝置17或者17Κ位置處的當前流狀態(tài)以每個情況下各流狀態(tài)傳感器裝置17或17Κ產(chǎn)生的傳感器信號的方式發(fā)送。基于測量出的流狀態(tài)，在飛行控制裝置50中，對每個區(qū)段做出相關(guān)判斷，判斷在哪個吹出口 104吹出空氣，以及吹出空氣的強度，以調(diào)節(jié)飛機的飛行狀態(tài)，該飛行狀態(tài)對應(yīng)于由用于產(chǎn)生飛機的飛行狀態(tài)的指令裝置30所產(chǎn)生的期望的命令。在這個結(jié)構(gòu)中，飛行控制裝置50同時判斷給控制表面S的執(zhí)行器驅(qū)動所要的命令。可以在所述流動主體的表面上設(shè)置各種表面區(qū)段，換句話說，例如是在主翼和/或者調(diào)節(jié)襟翼K的表面上并排或者互相重疊地設(shè)置。另外，可以給飛行控制裝置50提供使用由流狀態(tài)傳感器裝置17、17Κ判斷的流狀態(tài)，流狀態(tài)傳感器裝置17、17Κ設(shè)置在另外的表面區(qū)段10、IOK上，用于確定流影響裝置16、16Κ的執(zhí)行命令?；陲w行控制裝置50的對應(yīng)功能，飛行控制裝置50通過命令一個或者幾個表面區(qū)段10、10Κ的流影響裝置16或者16Κ，特別是還設(shè)置可以影響出現(xiàn)在各表面區(qū)段10、10Κ上的流動的程度。要達到這個效果，就要確定當時的控制信號向量70a的對應(yīng)值。在這個結(jié)構(gòu)中，飛行控制裝置50控制幾個表面區(qū)段10、10K的一個或多個閥裝置107。在這個結(jié)構(gòu)中，尤其是可以提供脈沖式吹出。作為一種替換方式，或者另外，飛行控制裝置50控制在各個吹出口 104上的開口裝置，目的是通過打開和關(guān)閉所述開口裝置，設(shè)定在各個吹出口 104處的吹出流速。另外，飛行控制裝置50可以功能性地連接到一個連接在所述壓力腔的壓力生成裝置或者流輔助驅(qū)動裝置(圖中未示)，目的是分別通過所述壓力生成裝置或者流輔助驅(qū)動裝置的對應(yīng)的控制或者命令，來設(shè)置所述壓力腔內(nèi)的壓力，通過這種方式設(shè)置表面區(qū)段10、10K的開口 104處的吹出速度。在這個結(jié)構(gòu)中，可以基于飛行狀態(tài)并且尤其是基于飛行速度和飛行高度或者從中獲得的變量來設(shè)置所述壓力腔中的壓力。此外，所述飛行控制裝置50可以在特定飛行狀態(tài)區(qū)域內(nèi)例如在巡航時使所述壓力生成裝置不工作。一般而言，所述壓力生成裝置還可以是以固定的、設(shè)定好的性能工作或者可以以一種方式設(shè)計所述壓力生成裝置，使得利用該壓力生成裝置，基于通過控制功能的對應(yīng)的控制，改變或者控制所述入口壓力和/或吹出壓力和/或所述壓差。在這個結(jié)構(gòu)中，所述流輔助驅(qū)動裝置可以被安裝在或者集成在連接到所述開口的通道中。流狀態(tài)傳感器裝置17、17K通?？梢杂蓚鞲衅髟O(shè)計，用來獲取在所述主翼M或者在襟翼K的頂部的流狀態(tài)的特性，以這種方式設(shè)計所述傳感器，使得通過所述傳感器產(chǎn)生的信號可以清楚地確定所述流狀態(tài)，換句話說，可以確定出現(xiàn)的是附著流(attached flow)或者是分離流(detached flow)。本發(fā)明的飛機具有帶帶執(zhí)行裝置或者控制輸入裝置31的飛行控制裝置，所述執(zhí)行裝置或者控制輸入裝置31連接在所述飛行控制裝置上，產(chǎn)生期望的控制命令31a用于控制飛機F。飛機F的控制輸入裝置31通常包括設(shè)置在飛機駕駛艙內(nèi)、用于輸入控制飛機的飛行路徑的控制輸入的控制輸入裝置31，所述控制輸入裝置31具體可以包括操縱桿之類的飛行員輸入裝置，以及不是必選的還有踏板。 此外，所述飛行控制裝置可以包括操作模式輸入裝置和/或自動駕駛儀34，其產(chǎn)生期望的控制飛機F的自動駕駛命令34a，自動駕駛儀功能性地與飛行控制裝置50進行通信，目的是將期望的命令31a或者34a發(fā)送到所述飛行控制裝置50。至少一個執(zhí)行器驅(qū)動和/或一個驅(qū)動裝置與所述控制襟翼相關(guān)，例如在每種情況下出現(xiàn)在飛機上的副翼5a、5b、擾流板2a或者2b，根據(jù)本發(fā)明在每種情況下的執(zhí)行器驅(qū)動和/或驅(qū)動裝置不是必選地是由飛行控制裝置50通過是期望命令的命令信號來控制，目的是調(diào)節(jié)用于控制所述飛機F的各個相關(guān)的控制襟翼。在這個結(jié)構(gòu)中，這些控制襟翼中的一個控制襟翼可以通過操作一個執(zhí)行器驅(qū)動來調(diào)節(jié)，或者為了增加所述飛機系統(tǒng)的故障安全操作，通過操作多個執(zhí)行器驅(qū)動來調(diào)節(jié)。基于控制輸入裝置31期望的控制命令31a和/或自動駕駛儀34期望的自動導(dǎo)航命令34a，在飛行控制裝置50中，生成用于操作或者移動控制襟翼S、2a、2b、5a、5b的執(zhí)行器驅(qū)動、特別是用于調(diào)節(jié)要被控制的流影響裝置16、16K的執(zhí)行器和/或調(diào)節(jié)襟翼K的襟翼驅(qū)動或執(zhí)行器的期望的命令，并將命令發(fā)送到前述裝置。用于調(diào)節(jié)流影響裝置16、16K的執(zhí)行器尤其可以是相關(guān)聯(lián)的閥裝置和/或分別相關(guān)聯(lián)的壓力生成裝置或者相關(guān)聯(lián)的流輔助驅(qū)動裝置。所述飛機F進一步包括功能性地連接在飛行控制裝置50上的飛行狀態(tài)傳感器裝置40，其包括用于獲取用來確定所述飛行狀態(tài)的飛行狀態(tài)的空氣-數(shù)據(jù)傳感器裝置41或者空氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(ADS)、以及用于獲取所述飛機F的飛行狀態(tài)尤其是所述飛機F的旋轉(zhuǎn)速度的飛行位置傳感器裝置或者慣性傳感器裝置42或者慣性測量單元(IMU)?？諝?數(shù)據(jù)傳感器裝置41包括空氣數(shù)據(jù)傳感器，用于確定所述飛機F的飛行狀態(tài)，尤其是飛機F周圍流動的空氣的動態(tài)壓力、靜態(tài)壓力和溫度。通過用飛行-位置傳感器裝置42，特別是獲取飛機F的旋轉(zhuǎn)速度，包括偏航速度和橫滾速度來確定所述飛機的飛行位置。飛行控制裝置50接收通過飛行狀態(tài)傳感器裝置40所獲取的傳感器值的飛行狀態(tài)傳感器信號40a，具體是空氣-數(shù)據(jù)傳感器裝置41的空氣-數(shù)據(jù)傳感器信號41a和飛行-位置傳感器裝置42的飛行-位置傳感器數(shù)據(jù)42a。飛行-狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置70形式的飛行控制裝置50 (圖3)包括控制功能，該控制功能從控制輸入裝置30接收控制命令并且從傳感器裝置40接收傳感器值40a。以這種方式設(shè)計所述控制功能，使得其根據(jù)控制命令30a以及獲取的和接收的傳感器值40a，生成用于所述執(zhí)行器驅(qū)動的執(zhí)行命令，并將這些命令傳給前述裝置，以便通過執(zhí)行所述執(zhí)行器驅(qū)動，根據(jù)控制命令對所述飛機F進行控制。如所描繪的，圖3顯示的是本發(fā)明的一個實施例，其中，在所述主翼M和可調(diào)節(jié)襟翼K上，在每種情況下，在相應(yīng)翼展方向的一個位置上，設(shè)置流影響裝置16或者16K或者多個流狀態(tài)傳感器17或者17K的結(jié)構(gòu)15或者15K。在飛行期間，通過執(zhí)行裝置31，飛行員生成用于控制所述飛機的期望的命令。用于控制所述飛機的期望的命令31a，例如可以是所述飛機飛行狀態(tài)的相對變化的三維加速度向量或者可以是與方向變化相關(guān)的說明。此外，所希望的命令向量可以是兩個指定值的合成，在這種結(jié)構(gòu)中，例如，可以產(chǎn)生與水平運動方向上變化相關(guān)的說明以及與所述飛機的上下運動相關(guān)的加速說明。另外，可以通過自動駕駛儀34產(chǎn)生的所要的命令或者所要的命令向量34a。如圖3所示，根據(jù)本發(fā)明，流影響指令裝置30控制飛行控制裝置50，而飛行控制裝 少一個相應(yīng)的信號向量50a，特別是控制信號向量50a的形式，并將所述命令至少發(fā)送到這樣的執(zhí)行器驅(qū)動裝置，該執(zhí)行器驅(qū)動裝置設(shè)置在所述機翼的一個表面上的一個區(qū)段10或者10K，非必選地，是作為一種替換方式，或者另外，設(shè)置在已經(jīng)存在的、可以被前述裝置控制的至少一個調(diào)節(jié)襟翼K上，以及控制控制襟翼S的執(zhí)行器驅(qū)動21?；谥噶钛b置30期望的命令30a，換句話說，飛行控制裝置50產(chǎn)生流狀態(tài)執(zhí)行命令351或35K還有執(zhí)行命令352，所述流狀態(tài)執(zhí)行命令351或35K用于操作或移動每個受影響的區(qū)段10或者IOk的流影響裝置15或15k的至少一個執(zhí)行器或者執(zhí)行器驅(qū)動裝置，以調(diào)節(jié)所述流影響裝置，所述執(zhí)行命令352用于執(zhí)行或移動要控制的控制襟翼21的至少一個執(zhí)行器或者襟翼驅(qū)動裝置21，這些命令被發(fā)送到前述裝置。此外，飛行控制裝置50可以基于對指令裝置31的相應(yīng)輸入及其生成的所要的命令31a，生成用于調(diào)節(jié)調(diào)節(jié)襟翼k的執(zhí)行命令(圖中未示)，并把命令發(fā)送給一個用于調(diào)節(jié)調(diào)節(jié)襟翼K的執(zhí)行器驅(qū)動裝置。此外，飛行控制裝置50可以基于飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)生成用于調(diào)節(jié)調(diào)節(jié)襟翼K的執(zhí)行命令。此外，在這個結(jié)構(gòu)中，根據(jù)用于調(diào)節(jié)調(diào)節(jié)襟翼K的執(zhí)行命令以及根據(jù)用于調(diào)節(jié)控制襟翼S的執(zhí)行命令352來確定流狀態(tài)執(zhí)行命令351或351K。作為一種替換方式，飛行控制裝置50在每種情況下生成的當時的控制信號或者控制信號向量50a中，包含有用于命令至少一個控制襟翼S的執(zhí)行器21和流影響裝置16 ;16k、非必選的是調(diào)節(jié)襟翼K的執(zhí)行命令，以及關(guān)于在特定的時間點要操作哪個流影響裝置的信息。通過操作或者移動所述流影響裝置的執(zhí)行器驅(qū)動裝置，以預(yù)定的方式改變在一個翼展區(qū)域中的局部升力系數(shù)或者拖力系數(shù)(drag coefficient)與升力系數(shù)的比率，其中在這個翼展區(qū)域內(nèi)設(shè)有帶有分別受到控制的流影響裝置的區(qū)段10或10k。當出現(xiàn)設(shè)置在所述主翼的或者襟翼K的翼展方向和/或深度方向上的幾個區(qū)段10、10K時，流狀態(tài)執(zhí)行命令351或351K可以利用相應(yīng)片段的流影響裝置通過區(qū)段控制功能或在每個情況下通過更高級別執(zhí)行命令進行校準并與所述流影響裝置合并。例如，在每個機翼la、Ib包括兩個區(qū)段10的情況下，每個區(qū)段10包括多個流影響裝置16或16K和多個流狀態(tài)傳感器22或22K的結(jié)構(gòu)15或15K以及包括兩個可調(diào)節(jié)襟翼K，以功能性地預(yù)定的方式，穩(wěn)定和/或控制所述飛機，和/或設(shè)置飛行操作模式，所述流影響指令裝置30和隨之的飛行控制裝置50基于內(nèi)部執(zhí)行的控制算法和調(diào)節(jié)算法，以取決于時間的方式控制所述流影響裝置和控制襟翼的襟翼驅(qū)動，目的是調(diào)節(jié)前述裝置，為了設(shè)置與期望的命令31a和/或32a對應(yīng)的飛行狀態(tài)來控制飛機F或飛行模式，通過這樣，將飛機穩(wěn)定在一個飛行位置，并/或者進行路徑控制動作和/或設(shè)定所述機翼的負載分布，和/或補償陣風。還可以以這種方式設(shè)計根據(jù)本發(fā)明使用的機翼，使得其不包括為了控制或穩(wěn)定所述飛機、功能性地連接到所述流影響指令裝置30或者飛行控制裝置50的可調(diào)節(jié)襟翼。在這種情況下，流影響指令裝置30或者飛行控制裝置50控制至少一個機翼區(qū)段10的流影響裝置16。以類似的方式，根據(jù)本發(fā)明，在至少一個可調(diào)節(jié)襟翼的表面上，逐個區(qū)段地設(shè)置多個流影響裝置16K和多個流狀態(tài)傳感器17K的結(jié)構(gòu)15K，以預(yù)定的方式功能性地連接到流影響指令裝置30或飛行控制裝置50來控制或者穩(wěn)定飛機。因此，根據(jù)本發(fā)明的控制裝置通常包括帶有控制功能的流影響指令裝置30，用于 生成為了調(diào)節(jié)至少一個表面區(qū)段10或IOK的流影響裝置16或者16K而驅(qū)動裝置的期望的命令以及/或者為了調(diào)節(jié)每個機翼的至少一個可調(diào)節(jié)襟翼而驅(qū)動裝置的期望的命令，所述控制裝置基于用于控制所述飛機的期望的命令，確定用于執(zhí)行所述機翼上的執(zhí)行裝置的對應(yīng)的期望的命令，通過這些活動，根據(jù)期望的命令，改變或者影響所述飛機的飛行狀態(tài)。在這個結(jié)構(gòu)中，可以將從流影響指令裝置30的期望的命令30a獲得的輸入值供給流影響裝置16、16k，作為輸入值，該輸入值是通過以下方式確定的基于飛行狀態(tài)傳感器數(shù)據(jù)和流狀態(tài)傳感器數(shù)據(jù)的飛行控制裝置50，基于自所期望的命令30a的飛行狀態(tài)傳感器數(shù)據(jù)的飛行狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置70，(圖3的示例實施例的參考字符66)?；诎l(fā)送給一個流狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置的流影響指令裝置30的期望的命令30a，控制和操作每個區(qū)段10或IOK的情況下的流影響裝置16或16K的至少一個執(zhí)行器，所述流狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置在每種情況下為至少一個區(qū)段10或者IOK的每個區(qū)段10或者IOK從所述期望的命令30a產(chǎn)生一個流狀態(tài)控制器變量，用于機翼的流影響裝置16或16K的所述執(zhí)行器，所述流狀態(tài)控制器變量對應(yīng)于在一個時間點所要求的用于各個區(qū)段的區(qū)域的一個局部升力系數(shù)。基于每個區(qū)段的執(zhí)行器的控制和命令(通過所述流狀態(tài)控制器設(shè)定變量)，操作各個受控制的執(zhí)行器，其結(jié)果是，分別關(guān)聯(lián)的流影響裝置16或者16K影響所述機翼各個區(qū)段的流狀態(tài)，通過這樣做，尤其是影響和改變出現(xiàn)在各區(qū)段10或者IOK上的流狀態(tài)。在圖3所示的示例實施例中，為了接收飛行狀態(tài)傳感器信號40a，飛行控制裝置50與飛行狀態(tài)傳感器裝置40進行通信。在這個結(jié)構(gòu)中，飛行控制裝置50，尤其是在圖3的示例實施例中，可以包括根據(jù)由其接收到的期望的命令30a糾正上文提到的輸入值的調(diào)節(jié)算法(完成控制)。飛行控制裝置50和/或流狀態(tài)調(diào)節(jié)裝置60的調(diào)節(jié)算法可以一方面提供與包括傳感器數(shù)據(jù)(尤其是作為機翼上或者襟翼K上的傳感器裝置17的壓力傳感器)的升力、拖力或者升力與拖力之比相關(guān)的測量值的合成值，另一方面，通過由一個魯棒的調(diào)節(jié)算法(robust regulating algorithm)設(shè)計,達到給上述測量值的規(guī)定的目標值。所述調(diào)節(jié)器由一個抗飽和重置結(jié)構(gòu)(anti-wind-up reset structure)支撐。所述測量值是通過組合時域累積(temporal integration)和參考表來獲得的,它可以明確地與一個飛行相關(guān)的變量相連，比如升力。間接地通過這種方式，可以規(guī)定一個升力或升力系數(shù)，通過所述算法將該升力或升力系數(shù)轉(zhuǎn)換成與所述數(shù)字測量值相關(guān)的一個說明，使用這個與所述數(shù)字測量值相關(guān)的說明，在下文稱作“期望的值”，以用于確定與當時的數(shù)字值的差值，然后再確定所述調(diào)節(jié)介入的強度和類型。所述調(diào)節(jié)器可以是基于一個線性多變量黑匣子模型，用一種合成魯棒調(diào)節(jié)器的方法來設(shè)計。在所述線性多變量黑匣子模型的識別中，產(chǎn)生執(zhí)行變量中的突變形式的合適的干擾信號并測量所述數(shù)字測量值對該信號的反應(yīng)。從所述反應(yīng)的動態(tài)行為，通過用參數(shù)識別方法獲得一個線性微分方程系統(tǒng)，該線性微分方程系統(tǒng)為調(diào)節(jié)器合成提供了基礎(chǔ)。這個識別的許多不同實例提供了一個模型家族，從該模型家族為每個合成選擇一個代表的或者平均模型。在調(diào)節(jié)器合成中，可以使用各種方法(例如，H00-合成、魯棒化(robustification)、魯棒回路成形)。所產(chǎn)生的經(jīng)典的線性調(diào)節(jié)回路可以由一個抗飽和重置結(jié)構(gòu)所支撐，該抗飽和重設(shè)結(jié)構(gòu)在有超過可實現(xiàn)的控制器變量的控制器變量的請求時，以一種方式糾正所述調(diào)節(jié)器的內(nèi)部狀態(tài)，使得在所述調(diào)節(jié)器中的集成部件不會導(dǎo)致過度調(diào) 整或者鎖定所述調(diào)節(jié)器。因此，即使在不現(xiàn)實的要求的場合，所述調(diào)節(jié)器仍保持響應(yīng)，這增加了操作安全性。所述調(diào)節(jié)器總是被調(diào)節(jié)到當時的狀態(tài)，而不用經(jīng)歷由所述控制器變量的前面那些限制所造成的延遲。尤其是可以將所述調(diào)節(jié)器設(shè)計成一個接收所有必須的輸入變量作為調(diào)節(jié)變量的優(yōu)化的調(diào)節(jié)器，并且根據(jù)在一個矩陣狀的方法中的調(diào)節(jié)方法算法，基于從輸出中提取的用于依賴于飛行狀態(tài)變量分配的調(diào)節(jié)變量和控制器變量的校正值和參數(shù)，產(chǎn)生各種輸出信號用于所述流影響裝置16或16K和/或執(zhí)行器21和/或所述至少一個選中的可調(diào)節(jié)襟翼K的襟翼驅(qū)動。根據(jù)本發(fā)明，因此可以以一種非靜止的方式從替代調(diào)節(jié)變量確定一個與飛行相關(guān)的特征(升力、升力系數(shù)、拖力、拖力與升力系數(shù)比)；然后這個特征可以用于一個期望值的比較；最終以這種方式，在物理架構(gòu)內(nèi)，并且通過給一個線性模型設(shè)計的線性魯棒調(diào)節(jié)算法，理論上可以得到可為各個特征設(shè)置的任意值。在這個裝置中，作為不用笨重的可運動部件的結(jié)果，與那些基于現(xiàn)有的機械式解決方案相比較，所述調(diào)節(jié)系統(tǒng)明顯更快，使得可以以一種目標方式抑制或者使用所述局部的流現(xiàn)象。
權(quán)利要求
1.ー種具有機翼(la，lb)的飛機(F)，所述機翼(la，lb)包括主翼(M)和至少ー個控制襟翼(S)并包括至少ー個調(diào)節(jié)襟翼(K)，所述至少一個控制襟翼(S)被設(shè)置成可相對于所述主翼(M)來調(diào)節(jié)，所述飛機包括 用于操作所述至少一個控制襟翼(S)的執(zhí)行器(21)以及用于獲取所述控制襟翼(S)的設(shè)置位置的傳感器裝置(24)， 多個流影響裝置(16;16K)的至少ー個結(jié)構(gòu)(15 ;15K)，該結(jié)構(gòu)在每個機翼(M;la，lb)的主翼(M)的和/或至少ー個調(diào)節(jié)襟翼⑷的至少ー個表面區(qū)段(10;10K;lla，12a;llb，12b)延伸，以影響在所述表面區(qū)段(10 ；10K)上流動的流體，其中所述表面區(qū)段在翼展方向延伸，及 多個流狀態(tài)傳感器裝置(17;17K)的至少ー個結(jié)構(gòu)，用于測量各個區(qū)段(10;lla，12a;lib, 12b)上的流狀態(tài)， 其特征在于，所述飛機還包括 飛行控制裝置(50)，其在輸入側(cè)功能性地連接到用于獲取控制襟翼(S)的設(shè)置位置的傳感器裝置(24)并連接到流狀態(tài)傳感器裝置(16;16K)，為了發(fā)送執(zhí)行命令(50a)，所述飛行控制裝置(50)在輸出側(cè)功能性地連接到執(zhí)行器(21)和流影響裝置(16 ；16K), 飛行狀態(tài)傳感器裝置(40)，用于獲得飛機的飛行狀態(tài)，其功能性地連接到所述飛行控制裝置(50)上用于發(fā)送飛行狀態(tài)，以及 指令裝置(30)，用于生成對應(yīng)于飛機飛行狀態(tài)的期望的指令(30a)，所述指令裝置(30)功能性地連接到所述飛行控制裝置(50)，用于將指令(30a)作為所述飛行控制裝置(50)的輸入信號發(fā)送， 其中，所述飛行控制裝置(50)包括ー個功能，為了根據(jù)各個獲得的飛行狀態(tài)優(yōu)化所述機翼上的局部升力系數(shù)，該功能對要操作的流影響裝置(16 ；16K)進行選擇。
2.根據(jù)權(quán)利要求I的飛機，其特征在干，這樣設(shè)計所述飛行控制裝置(50)，使得通過所述飛機的模型，所述飛行控制裝置產(chǎn)生用于命令所述至少一個控制襟翼(S)的執(zhí)行器(21)和所述流影響裝置(16 ；16K)的當時的輸入信號(50a)，并將相應(yīng)的控制信號(50a)發(fā)送給所述執(zhí)行器(21)和流影響裝置(16 ;16K)，其中所述飛行控制裝置(50)基于所述指令裝置(30)的期望的命令(30a)、所述飛行狀態(tài)傳感器裝置(40)的所述傳感器信號(40a)和所述流狀態(tài)傳感器裝置(17;17K)的傳感器信號(17a)，確定當時的輸入信號(50a)。
3.根據(jù)權(quán)利要求I或2的飛機，其特征在于，所述調(diào)節(jié)襟翼(K)是設(shè)置在所述飛機(F)的機翼(la，lb)上的高升力襟翼(4a，4b)，其中所述多個流影響裝置(16 ；16K)和多個流狀態(tài)傳感器裝置(17 ；17K)的所述結(jié)構(gòu)(15)設(shè)置在所述高升力襟翼(4a，4b)和/或所述主翼(M)上。
4.根據(jù)前述任意一項權(quán)利要求所述的飛機，其特征在于，作為飛行控制裝置(50)的輸入信號的所述期望的命令(30a)包括所述飛機的期望的加速度和/或期望的方向。
5.根據(jù)前述任意一項權(quán)利要求的飛機，其特征在于，所述主翼(M)的或調(diào)節(jié)襟翼(K)的所述流影響裝置(16 ；16K)包括設(shè)置在主翼(M)和/或調(diào)節(jié)襟翼⑷中的壓カ腔(101)，用于接收壓縮空氣；排放腔(103)，帶有排放ロ(104)、一個或多個用于將所述壓カ腔(101)連接到所述排放腔(103)的連接管(105);集成在所述連接管(105)中的至少ー個閥裝置(107)，所述閥裝置(107)功能性地與所述飛行控制裝置(50)連通，其中所述飛行控制裝置(50)通過當時的控制信號(50a)控制所述閥裝置(107)，目的是讓出現(xiàn)在壓力腔(101)內(nèi)的壓縮空氣，根據(jù)當時的控制信號(50a)的執(zhí)行值，不流動或者以相應(yīng)的速度和/或流量流過排放ロ(104)，以影響所述主翼(M)的或所述調(diào)節(jié)襟翼⑷的表面(Kl)周圍的流動。
6.根據(jù)前述任意一項權(quán)利要求的飛機，其特征在于，所述流影響指令裝置(30)包括控制輸入裝置，通過啟動該控制輸入裝置，產(chǎn)生所述期望的命令(30a)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6的飛機，其特征在于，所述流影響指令裝置(30)包括自動駕駛裝置(33)，該自動駕駛裝置(33)基于指定的操作模式產(chǎn)生所述期望的命令(30a)，尤其是控制所述飛機在指定的期望的路徑上的路徑。
8.根據(jù)前述任意一項權(quán)利要求的飛機，其特征在于，所述飛行控制裝置(50)包括區(qū)段控制功能，以這種方式設(shè)計該功能，通過考慮當時時點可用的輸出和/或動力學，優(yōu)化所述流影響裝置(16 ；16K)和/或可調(diào)節(jié)襟翼(K)的執(zhí)行器(21)，基于所述飛行控制裝置(50)的控制信號，產(chǎn)生給每個區(qū)段(10 ；10K)的流影響裝置(16 ；16K)的和/或給所述執(zhí)行器(21)的執(zhí)行命令。
9.根據(jù)前述任意一項權(quán)利要求的飛機，其特征在于，所述至少ー個表面區(qū)段(10；10K ；11a，12a ；llb, 12b)包括多個區(qū)段，當從所述機翼的翼展方向上看時，ー個區(qū)段設(shè)置在另ー個區(qū)段的后面。
全文摘要
一種具有機翼(1a，1b)的飛機(F)，所述機翼(1a，1b)包括主翼(M)和至少一個控制襟翼(S)并包括至少一個調(diào)節(jié)襟翼(K)，所述至少一個控制襟翼(S)被設(shè)置成可相對于所述主翼(M)來調(diào)節(jié)，所述飛機包括用于操作所述至少一個控制襟翼(S)的執(zhí)行器(21)以及用于獲取所述控制襟翼(S)的設(shè)置位置的傳感器裝置(24)，多個流影響裝置(16；16K)的至少一個結(jié)構(gòu)(15；15K)，該結(jié)構(gòu)在每個機翼(M；1a，1b)的主翼(M)和/或至少一個調(diào)節(jié)襟翼(K)上延伸，以影響在所述表面區(qū)段(10；10K)上流動的流體，多個流狀態(tài)傳感器裝置(17；17K)的至少一個結(jié)構(gòu)，用于測量各個區(qū)段(10；11a，12a；11b，12b)上的流狀態(tài)，飛行控制裝置(50)，其在輸入側(cè)功能性地連接到用于獲取控制襟翼(S)的設(shè)置位置的傳感器裝置(24)并連接到流狀態(tài)傳感器裝置(16；16K)，為了發(fā)送執(zhí)行命令(50a)，所述飛行控制裝置(50)在輸出側(cè)功能性地連接到執(zhí)行器(21)和流影響裝置(16；16K)，飛行狀態(tài)傳感器裝置(40)，其功能性地連接到所述飛行控制裝置(50)上用于發(fā)送飛行狀態(tài)，其中，所述飛行控制裝置(50)包括一個功能，為了根據(jù)飛行狀態(tài)優(yōu)化所述機翼上的局部升力系數(shù)，該功能對要操作的流影響裝置(16；16K)進行選擇。
文檔編號B64C13/00GK102781774SQ201080064861
公開日2012年11月14日 申請日期2010年12月23日 優(yōu)先權(quán)日2009年12月23日
發(fā)明者因肯·佩爾策, 布克哈德·哥林, 弗蘭克·浩克, 沃爾夫?qū)つ叱? 馬賽厄斯·鮑爾 申請人:空中客車運作有限責任公司