飛機(jī)操縱面的閉環(huán)控制的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明總體設(shè)及飛機(jī)，并且更特別地設(shè)及飛機(jī)操縱面的閉環(huán)控制。
【背景技術(shù)】
[0002] -些飛機(jī)采用可變曲面方法來調(diào)整翼面諸如飛機(jī)機(jī)翼的后緣或其他操縱面的形 狀。調(diào)整翼面的形狀允許在起飛期間調(diào)整升力特性。此外，翼面的位置（例如，偏轉(zhuǎn)、角度 等）可能在巡航速度期間影響阻力。調(diào)整巡航期間的翼面W降低阻力的系統(tǒng)通常依賴于表 格式的參考飛機(jī)數(shù)據(jù)的表（例如，表查找）來調(diào)整飛行期間的翼面。然而，運(yùn)樣的表格通常 不能考慮影響飛機(jī)的瞬時性能的因素，例如，飛機(jī)到飛機(jī)可變性、系統(tǒng)變化、隨機(jī)擾動等。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]示例方法包括測量飛機(jī)在飛行期間的飛行度量，并且基于該飛行度量使用處理器 計(jì)算飛機(jī)的操縱面的偏轉(zhuǎn)。該示例方法還包括基于所計(jì)算的偏轉(zhuǎn)來調(diào)整該偏轉(zhuǎn)，W減少飛 機(jī)的阻力系數(shù)。
[0004]另一示例方法包括：測量飛機(jī)的飛行度量，調(diào)整飛機(jī)的操縱面至第一角度，重新測 量該度量并且基于飛行條件、所測量的飛行度量或重新測量的飛行度量中的一個或多個使 用處理器計(jì)算操縱面的的第二角度，W減小飛機(jī)的阻力。該示例方法還包括調(diào)整操縱面至 第二角度。
[0005]另一個示例方法包括調(diào)整飛機(jī)操縱面至第一角度，在飛機(jī)達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)后測量飛 行度量，基于所測量的飛行度量使用處理器計(jì)算飛機(jī)操縱面的第二角度W減少飛機(jī)的阻力 系數(shù)，W及調(diào)整飛機(jī)操縱面至第二角度。
[0006]本發(fā)明的另一實(shí)施例可W設(shè)及一種方法，該方法可W包括測量飛機(jī)在飛行期 間的飛行度量；基于飛行度量使用處理器計(jì)算飛機(jī)的操縱面的偏轉(zhuǎn)；W及基于所計(jì)算的 偏轉(zhuǎn)調(diào)整偏轉(zhuǎn)W減小飛機(jī)的阻力系數(shù)。計(jì)算偏轉(zhuǎn)可W包括將攝動偏轉(zhuǎn)（perturbation deflection)添加到減少阻力的偏轉(zhuǎn)估計(jì)。該方法還可W包括在測量飛行度量之前基于初 始偏轉(zhuǎn)致動操縱面。該偏轉(zhuǎn)可W設(shè)及機(jī)翼曲面。飛行度量可W包括阻力系數(shù)或推力量。計(jì) 算偏轉(zhuǎn)可W包括使用基于Kalman濾波的方法來估計(jì)飛行度量的靈敏度。如權(quán)利要求1所限 定的方法，其中計(jì)算偏轉(zhuǎn)包括使用阻力值、修剪推力值或節(jié)流百分率值（percentthrottle value)。
[0007]本發(fā)明的另一個實(shí)施例可W設(shè)及一種方法，該方法可W包括測量飛機(jī)的飛行度 量；調(diào)整飛機(jī)的操縱面至第一角度；重新測量度量；基于飛行條件、所測量的飛行度量或重 新測量的飛行度量中的一個或多個使用處理器計(jì)算操縱面的第二角度W減少飛機(jī)的阻力； W及調(diào)整操縱面到第二角度。飛行度量可W包括阻力系數(shù)或推力量。第一和第二角度可W 設(shè)及機(jī)翼曲面。計(jì)算第二角度可W包括使用基于Kalman濾波的方法來估計(jì)飛行度量的靈 敏度。計(jì)算第二角度包括響應(yīng)于操縱面的偏轉(zhuǎn)而預(yù)測阻力。如權(quán)利要求8中所限定的方 法，其中計(jì)算第二角度的一個或多個包括使用阻力值、修整推力值、表查找數(shù)據(jù)或節(jié)流百分 率值。計(jì)算第二角度可w進(jìn)一步基于表查找數(shù)據(jù)。
[0008] 本發(fā)明的進(jìn)一步的實(shí)施例可W設(shè)及一種方法，該方法可W包括調(diào)整飛機(jī)操縱面到 第一角度；在飛機(jī)達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)后測量飛行度量；基于所測量的飛行度量使用處理器計(jì)算 飛機(jī)操縱面的第二角度W降低飛機(jī)的阻力系數(shù)；W及調(diào)整飛機(jī)操縱面到第二角度。該方 法還可W包括計(jì)算第一角度和第二角度之間的收斂的水平，W確定是否重新調(diào)整飛機(jī)操縱 面。第一角度可W從表查找數(shù)據(jù)中確定。計(jì)算第二角度可W包括添加攝動偏轉(zhuǎn)到減小阻力 的偏轉(zhuǎn)估計(jì)。計(jì)算第二角度可W包括利用二次估計(jì)。計(jì)算第二角度可W進(jìn)一步基于表查找 數(shù)據(jù)。
【附圖說明】
[0009] 圖1示出可W用于實(shí)現(xiàn)本文所公開的示例方法和裝置的示例飛機(jī)。
[0010] 圖2A示出本文所公開的示例能夠在其中實(shí)現(xiàn)的示例機(jī)翼結(jié)構(gòu)。
[0011] 圖2B-2D示出可通過操縱面的移動獲得的載荷分布。
[0012] 圖3是描述關(guān)于襟翼的位置的阻力系數(shù)的3-D等值線圖。
[0013] 圖4是可W用于實(shí)現(xiàn)本文所公開的示例的飛機(jī)的控制系統(tǒng)的示意圖。
[0014] 圖5是表示可W用于實(shí)現(xiàn)圖4的控制系統(tǒng)的示例方法的流程圖。
[0015] 圖6是表示可W用于實(shí)現(xiàn)圖4的控制系統(tǒng)的另一示例方法的流程圖。
[0016] 圖7是能夠執(zhí)行機(jī)器可讀指令W實(shí)現(xiàn)圖5和圖6的示例方法的示例處理器平臺的 框圖。
[0017] 圖8表示使用本文公開的示例的襟翼位置的示例時間歷程曲線和關(guān)于時間的飛 機(jī)的阻力系數(shù)。
[001引只要可能，將在整個附圖和所附的書面描述中使用相同的附圖標(biāo)記來指代相同或 相似的部件。如在本公開中所使用的，指出任何部件W任何方式被定位在另一部件上（例 如，被定位在該部件上、位于該部件上、被設(shè)置在該部件上或被形成在該部件上，等等），意 味著參考部件或者與另一部件接觸，或者參考部件在另一部件之上并且兩者之間具有一個 或多個中間部件。指出任何部件與另一部件接觸意味著在運(yùn)兩個部件之間不存在中間部 件。
【具體實(shí)施方式】
[0019] 本文公開飛機(jī)的操縱面（例如，襟翼、方向艙、副翼等）的閉環(huán)控制。在起飛期間， 操縱面可W工作W提供適當(dāng)?shù)娘w行動力，從而允許或協(xié)助飛機(jī)從跑道起飛或著陸。在飛機(jī) 的巡航和/或起飛期間，一個或多個操縱面的位置、角度或偏轉(zhuǎn)可能影響飛機(jī)的整體阻力 系數(shù)。多個操縱面造成要解決的多維問題，通過該問題阻力系數(shù)可W被降低（例如，最小化 和/或優(yōu)化）。阻力系數(shù)降低可W提高飛機(jī)的燃料經(jīng)濟(jì)性，并且因此降低燃料成本和二氧化 碳（C〇2)的排放。本文所公開的示例允許連續(xù)優(yōu)化操縱面的位置和/或允許基于飛機(jī)的獨(dú) 特的和/或最新的或當(dāng)前的條件（例如，由于燃料消耗引起的重量減少等）優(yōu)化操縱面的 位置。
[0020] 本文公開的示例可W被用來通過調(diào)整飛機(jī)的一個或多個操縱面來減少飛機(jī)在飛 行期間的阻力系數(shù)。本文所公開的示例將當(dāng)前的度量數(shù)據(jù)提供給具有擴(kuò)展的Kalman濾波 的估計(jì)和優(yōu)化算法，w調(diào)整一個或多個操縱面的位置，從而減少（例如，最小化）飛機(jī)的整 體阻力。所公開的示例的估計(jì)和優(yōu)化算法可W與捜索模式查找結(jié)合使用并且提供不確定性 的縮放，W確定攝動偏轉(zhuǎn)（例如，攝動、增量偏轉(zhuǎn)等），該攝動偏轉(zhuǎn)與估計(jì)計(jì)算的A組合從而 產(chǎn)生合力偏轉(zhuǎn)。在某些示例中，估計(jì)計(jì)算的A是被計(jì)算W提供飛行的最低整體阻力的操 縱面偏轉(zhuǎn)的變化。該計(jì)算的操縱面Δ可W被提供至控制系統(tǒng)，W使操縱面由限定的操縱面 A來置換（例如，偏轉(zhuǎn)）。在某些示例中，操縱面被遞增地偏轉(zhuǎn)（例如，攝動）W提供W上 所述的合力偏轉(zhuǎn)。換句話說，操縱面和/或所計(jì)算的A被攝動W收集可W用來將飛機(jī)的阻 力系數(shù)表征為操縱面位置的函數(shù)的數(shù)據(jù)。
[0021] 在某些示例中，表查找數(shù)據(jù)通過估計(jì)和優(yōu)化算法來使用W連續(xù)地估計(jì)飛機(jī)操縱面 的計(jì)算的A，其中表查找數(shù)據(jù)可W通過由多個飛機(jī)和/或計(jì)算所收集的表格式的參考數(shù)據(jù) 來生成。在某些示例中，表查找數(shù)據(jù)基于估計(jì)和優(yōu)化算法被修改。特別地，由表提供的估計(jì) 由飛機(jī)在飛行期間所獲得的測量值來更新。在某些示例中，表查找數(shù)據(jù)被應(yīng)用的程度發(fā)生 變化。在某些示例中，度量是阻力系數(shù)或推力。在某些示例中，操縱面僅在巡航速度已經(jīng)達(dá) 到后的指定的時間內(nèi)被調(diào)整。在某些示例中，操縱面被偏轉(zhuǎn)的程度可W基于度量的行為而 變化。在某些示例中，多個操縱面被獨(dú)立地調(diào)節(jié)。
[0022] 如本文公開的示例中所使用的，度量數(shù)據(jù)（例如，飛行度量數(shù)據(jù)、（一個或多個） 飛行度量等）描述可W被測量和/或可W根據(jù)諸如一個或多個傳感器中的測量數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì) 算的數(shù)據(jù)（例如，值，表值等）。度量數(shù)據(jù)可W在多個傳感器和/或處理器處進(jìn)行測量和計(jì) 算，并且可W包括但不限于阻力系數(shù)、推力、燃料消耗、巡航性能和/或巡航范圍等。
[0023] 圖1示出具有連接到機(jī)身106的穩(wěn)定器102和機(jī)翼104的示例飛機(jī)100,其中本文 公開的示例可W被實(shí)施在飛機(jī)100中。所示示例的機(jī)翼104具有操縱面（例如，襟翼、副翼、 補(bǔ)翼等）108,該操縱面位于機(jī)翼104的后緣，并且可W被移動或被調(diào)整（例如，成角度等） W在例如起飛期間提供升力。在某些示例中，操縱面108被彼此獨(dú)立地操作（即，移位）。 本文所描述的示例可W被應(yīng)用于與機(jī)身106的穩(wěn)定器102、機(jī)翼104和/或任何其他外部或 外側(cè)結(jié)構(gòu)（例如，水平穩(wěn)定器、機(jī)翼支板、發(fā)動機(jī)支板、鴨翼穩(wěn)定器等）中的任意一個相關(guān)聯(lián) 的操縱面。特別地，機(jī)翼104和/或穩(wěn)定器102可W具有操縱面110,該操縱面110可W被 調(diào)整W減少（例如，最小化）度量的值，例如，減少諸如巡航期間的阻力系數(shù)Cd。另外地或 替代地，在某些示例中，機(jī)身106具有可W被偏轉(zhuǎn)的操縱面，W改變飛機(jī)100在巡航和/或 起飛期間的飛行特性。
[0024] 圖2A示出本文所公開的示例可W在其中被實(shí)施的飛機(jī)（例如，圖