飛機操縱面的閉環(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，并且更特別地設(shè)及飛機操縱面的閉環(huán)控制。
【背景技術(shù)】
[0002] -些飛機采用可變曲面方法來調(diào)整翼面諸如飛機機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，運樣的表格通常 不能考慮影響飛機的瞬時性能的因素，例如，飛機到飛機可變性、系統(tǒng)變化、隨機擾動等。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]示例方法包括測量飛機在飛行期間的飛行度量，并且基于該飛行度量使用處理器 計算飛機的操縱面的偏轉(zhuǎn)。該示例方法還包括基于所計算的偏轉(zhuǎn)來調(diào)整該偏轉(zhuǎn)，W減少飛 機的阻力系數(shù)。
[0004]另一示例方法包括：測量飛機的飛行度量，調(diào)整飛機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 用處理器計算操縱面的的第二角度，W減小飛機的阻力。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)整飛機操縱面至第一角度，在飛機達(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算飛機操縱面的第二角度W減少飛機的阻力 系數(shù)，W及調(diào)整飛機操縱面至第二角度。
[0006]本發(fā)明的另一實施例可W設(shè)及一種方法，該方法可W包括測量飛機在飛行期 間的飛行度量；基于飛行度量使用處理器計算飛機的操縱面的偏轉(zhuǎn)；W及基于所計算的 偏轉(zhuǎn)調(diào)整偏轉(zhuǎn)W減小飛機的阻力系數(shù)。計算偏轉(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。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)及機翼曲面。飛行度量可W包括阻力系數(shù)或推力量。計 算偏轉(zhuǎn)可W包括使用基于Kalman濾波的方法來估計飛行度量的靈敏度。如權(quán)利要求1所限 定的方法，其中計算偏轉(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)明的另一個實施例可W設(shè)及一種方法，該方法可W包括測量飛機的飛行度 量；調(diào)整飛機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算操縱面的第二角度W減少飛機的阻力； 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)及機翼曲面。計算第二角度可W包括使用基于Kalman濾波的方法來估計飛行度量的靈 敏度。計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)一步的實施例可W設(shè)及一種方法，該方法可W包括調(diào)整飛機操縱面到 第一角度；在飛機達(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算 飛機操縱面的第二角度W降低飛機的阻力系數(shù)；W及調(diào)整飛機操縱面到第二角度。該方 法還可W包括計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)整飛機操縱 面。第一角度可W從表查找數(shù)據(jù)中確定。計算第二角度可W包括添加攝動偏轉(zhuǎn)到減小阻力 的偏轉(zhuǎn)估計。計算第二角度可W包括利用二次估計。計算第二角度可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用于實現(xiàn)本文所公開的示例方法和裝置的示例飛機。
[0010] 圖2A示出本文所公開的示例能夠在其中實現(xiàn)的示例機翼結(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用于實現(xiàn)本文所公開的示例的飛機的控制系統(tǒng)的示意圖。
[0014] 圖5是表示可W用于實現(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)行機器可讀指令W實現(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兩個部件之間不存在中間部 件。
【具體實施方式】
[0019] 本文公開飛機的操縱面（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)助飛機從跑道起飛或著陸。在飛機 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提高飛機的燃料經(jīng)濟性，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/或允許基于飛機的獨 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)整飛機的一個或多個操縱面來減少飛機在飛 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)提供給具有擴展的Kalman濾波 的估計和優(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）飛機的整 體阻力。所公開的示例的估計和優(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)與估計計算的A組合從而 產(chǎn)生合力偏轉(zhuǎn)。在某些示例中，估計計算的A是被計算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/或所計算的A被攝動W收集可W用來將飛機的阻 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)通過估計和優(yōu)化算法來使用W連續(xù)地估計飛機操縱面 的計算的A，其中表查找數(shù)據(jù)可W通過由多個飛機和/或計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)基于估計和優(yōu)化算法被修改。特別地，由表提供的估計 由飛機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 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 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示出具有連接到機身106的穩(wěn)定器102和機翼104的示例飛機100,其中本文 公開的示例可W被實施在飛機100中。所示示例的機翼104具有操縱面（例如，襟翼、副翼、 補翼等）108,該操縱面位于機翼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被彼此獨立地操作（即，移位）。 本文所描述的示例可W被應(yīng)用于與機身106的穩(wěn)定器102、機翼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、機翼支板、發(fā)動機支板、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，機身106具有可W被偏轉(zhuǎn)的操縱面，W改變飛機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在其中被實施的飛機（例如，圖