[go: up one dir, main page]

CN105584627B - 控制飞行器水平稳定器的方法和装置 - Google Patents

控制飞行器水平稳定器的方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN105584627B
CN105584627B CN201510731919.2A CN201510731919A CN105584627B CN 105584627 B CN105584627 B CN 105584627B CN 201510731919 A CN201510731919 A CN 201510731919A CN 105584627 B CN105584627 B CN 105584627B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
horizontal stabilizer
stabilizer
engine
controlling
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201510731919.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105584627A (zh
Inventor
J·K·摩尔
B·C·博克
E·E·科尔曼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN105584627A publication Critical patent/CN105584627A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105584627B publication Critical patent/CN105584627B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/06—Fins
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/06—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders with two or more independent movements
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G05D1/085—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability to ensure coordination between different movements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本发明涉及控制飞行器水平稳定器的方法和装置。本文描述了控制飞行器水平稳定器的方法和装置。一种描述的方法包括使用处理器计算飞行器的水平稳定器的期望的移动以抵消飞行器的俯仰力矩，和基于期望的移动控制水平稳定器。

Description

控制飞行器水平稳定器的方法和装置
技术领域
本专利一般地涉及飞行器，并且更具体地涉及控制飞行器水平稳定器的方法和装置。
背景技术
一些飞行器利用控制表面(例如，动态表面等)控制和/或操纵飞行器。具体而言，位于水平稳定器(一个或多个)上的升降舵用于纵向操纵飞行器。然而，在飞行器构造改变(例如，重新安置机翼控制表面、机翼升力或阻力设备、起落架、推力水平改变等)期间，这些升降舵通常用于抵消飞行器的俯仰力矩中所得的改变而不是操纵飞行器，从而降低飞行器的总体可操纵性。
发明内容
实例方法包括使用处理器计算飞行器的水平稳定器的期望的移动以抵消飞行器的俯仰力矩，和基于期望的移动控制水平稳定器。
实例装置包括附连至飞行器的水平稳定器的发动机，其中发动机是为了控制水平稳定器的俯仰角，和处理器，其是为了控制发动机以抵消飞行器的俯仰力矩。
另一个实例装置包括飞行器的第一控制表面、可相对于第一控制表面移动的飞行器的第二控制表面，其中第二控制表面形成由第一控制表面限定的部分空气动力表面，连接至第一控制表面的发动机，其控制第一控制表面的位置，和处理器，其控制发动机以调整第一控制表面的位置以改变由飞行器的第三控制表面诱导的俯仰力矩。
本发明可包括使用处理器计算飞行器的水平稳定器的期望的移动以抵消飞行器的俯仰力矩，和基于期望的移动控制水平稳定器。计算水平稳定器的期望的移动可以进一步基于飞行器的速度、飞行器的构造设置、一个或多个控制表面的展开、操纵类型、或者飞行器的控制表面的位置中的一个或多个。水平稳定器的位置被移动的度数可以基于查表数据。水平稳定器可以被移动并且水平稳定器被移动的度数基于飞行器构造是否改变。方法也可以包括通过安置在水平稳定器上的升降舵操纵飞行器同时控制水平稳定器。俯仰力矩可以由飞行器构造改变引起。方法也可以包括确定飞行器的俯仰力矩。确定俯仰力矩可以包括基于查表数据确定估计的俯仰力矩。这些元素的每个将提高控制系统的功能和可靠性。
本发明可包括装置，该装置可以包括附连至飞行器的水平稳定器的发动机，该发动机控制水平稳定器的俯仰角；处理器，其控制发动机以抵消飞行器的俯仰力矩。装置也可以包括传感器以测量飞行器的俯仰力矩。处理器可以用于进一步控制发动机的移动速率。处理器可以基于查表数据控制发动机。这些元素的每一个将提高控制系统的运行和可靠性。处理器可以用于进一步基于测量的飞行条件控制发动机。
本发明可以包括装置，该装置可以包括飞行器的第一控制表面、可相对于第一控制表面移动的飞行器的第二控制表面，其中第二控制表面形成由第一控制表面限定的部分空气动力表面；连接至第一控制表面的发动机，其控制第一控制表面的位置；和处理器，其控制发动机以调整第一控制表面的位置以改变由飞行器的第三控制表面诱导的俯仰力矩。第一控制表面可以是水平稳定器并且第二控制表面是升降舵。升降舵可以以比水平稳定器更快的速率移动以提高性能。发动机的控制可以基于空中操纵、飞行器的估计的俯仰力矩、飞行器构造改变或者飞行器的外部条件中的一个或多个。第一控制表面可以用于抵消飞行器的运动而第二控制表面可以用于操纵飞行器。处理器可以用于基于查表数据控制发动机。
处理器可以用于控制发动机的移动速率。
附图说明
图1图解了实例飞行器，其可以用于实施本文公开的实例方法和装置。
图2是图1的飞行器的尾部的详细视图，其中可实施本文公开的实例。
图3是根据本公开的教导的实例飞行控制系统的示意图。
图4描绘了图3的实例飞行控制系统的稳定器控制系统。
图5是可以用于实施图4的实例稳定器控制系统的实例方法的流程图表示。
图6是能够执行机器可读的指令以实施图5的实例方法的实例处理器平台的方框图。
只要有可能，贯穿附图(一个或多个)和相应的书面说明将使用相同的参考数字来指示相同或相似的部件。如本公开所使用，说明任何部件以任何方式被安置在(例如，安置在…上、位于…上、布置在…上或者在…上形成等等)另一个部件上，表示引用的部件与其他部件接触，或者引用的部件在其他部件之上，一个或多个中间部件位于其间。说明任何部件与另一个部件接触表示在两个部件之间不存在中间部件。
具体实施方式
本文公开了控制飞行器水平稳定器的方法和装置。飞行器构造的改变(例如，重新安置机翼控制表面、机翼升力或阻力装置、起落架，和/或推力水平的改变，等等)可以导致飞行器的俯仰力矩的改变。俯仰力矩的这种改变可以通过类似大小的反向俯仰力矩抵消，例如，以维持相对稳定的飞行。该抵消的俯仰力矩通常由可以位于相对较慢移动的水平稳定器上的快速移动的升降舵的组合产生。在这些实例中，俯仰力矩不平衡主要通过快速移动的升降舵抵消。然后安置相对较慢的水平稳定器以返回升降舵至它们的最初位置。该安置升降舵以抵消由飞行器构造的改变引起的俯仰力矩改变可以减小飞行器的可操纵性，因为由于机械、电子或者空气动力限制，升降舵的进一步安置可能受限制。本文公开的实例控制和/或移动飞行器的水平稳定器以抵消由构造改变造成的飞行器的俯仰力矩以允许在飞行器的操纵中使用升降舵。可选地，本文公开的实例可以改变和/或增加俯仰力矩。本文公开的实例也允许使用相对较小的水平稳定器，这是由于水平稳定器被用作主要控制表面以抵消由飞行器构造改变造成的俯仰力矩。
在一些实例中，水平稳定器被安置(例如，形成角度和/或被移置，等)的度数基于与传感器数据和/或飞行条件(例如，测量的飞行条件)有关的查表数据。查表数据可以通过制成表的参考数据产生，该制成表的参考数据通过许多飞行器测试和/或计算收集。可以通过算法获取来自查表数据内的参考数据，该算法基于飞行器的构造设置和/或由飞行器执行的操纵搜索查表数据。在一些实例中，飞行控制系统可以使用查表数据以估计飞行器水平稳定器的计算的δ(例如，递增的角度改变)。在一些实例中，通过在飞行器的飞行(一次或多次)期间获得的传感器测量更新查表数据。另外地或可选地，确定水平稳定器的移动作为时间的函数。在一些实例中，控制水平稳定器的移动速率以更有效地抵消俯仰力矩。
如本文所使用，例如，关于控制表面、水平稳定器和/或升降舵的术语“位置”或“移动”意指角度、线性移置、旋转、表面关于时间的移动或者以上的任意合适的组合。如本文所使用，术语“移动”意指位置、角度或移置的改变和/或位置关于时间的改变。如本文所使用，术语“水平稳定器”可以意指稳定器组件或水平稳定器组装，其也可以包括致动器、发动机、电子器件等等。如本文所使用，术语“构造改变”可以意指，但不限于，飞行器控制表面的移动、空中减速板的延伸或收回、重新安置机翼控制表面、机翼升力或阻力装置、起落架、推力水平改变和/或任何其他合适的飞行器构造改变。
图1图解了实例飞行器100，其中可以实施本文公开的实例。飞行器100具有带有水平稳定器104和背鳍105的尾部102。图解的实例的飞行器100也具有附连至机身108的机翼106。图解的实例的机翼106具有控制表面(例如，襟翼、副翼、小翼等等)110，其位于机翼106的后缘并且可以被移置或调整(例如，形成角度，等等)以例如在起飞期间提供升力。可以关于与任意的稳定器104、机翼106和/或飞行器100的任何其他的外部或机外结构(例如，机翼支柱、发动机支柱、鸭式稳定器等等)相关联的控制表面实施本文描述的实施例。
图2是图1的飞行器100的尾部102的详细视图，其中可实施本文公开的实例。在此实例中，水平稳定器104具有升降舵202，其可以是与水平稳定器104一体的或者形成水平稳定器104的一部分。可以独立地移动(例如，形成角度、偏转和/或移置)图解的实例的升降舵202以操纵飞行器100。在一些已知的实例中，升降舵202用于抵消飞行器100的俯仰力矩。具体而言，飞行器的控制表面(例如，控制表面110)的移动和/或偏转可能诱发飞行器100的俯仰力矩，可以移动或移置升降舵202以抵消该俯仰力矩。在已知实例中，利用升降舵202以抵消俯仰力矩可以防止和/或减少升降舵202的使用以操纵飞行器100。
如本文所阐明，为了抵消和/或改变飞行器100的俯仰力矩——其可以由控制表面的移动和/或偏转引起，图解的实例的水平稳定器104以大致由箭头206指示的方向或者以相反的旋转方向围绕轴204旋转。在一些实例中，水平稳定器104以比升降舵202更低的移动速率移置和/或旋转。可以通过查表数据、传感器数据和/或飞行构造设置确定水平稳定器104旋转的度数，以下将结合图3-5对其进行更详细的讨论。
图3是根据本公开的教导的实例飞行控制系统300的示意图。在此实例中，飞行控制系统300包括水平稳定器104的构造位置(稳定器104的构造俯仰设置、构造角度、构造δ、位置或者角度等等)302，其由“δ构造”指示。图解的实例的构造位置302对应于飞行器100的构造和/或操纵(例如，选择的操纵)的稳定器角度(例如，推荐的角度、最佳角度等等)。具体而言，例如，图解的实例的构造位置302基于用于从飞行仪表探测和/或接受信号的算法，该飞行仪表对应于飞行器100的飞行构造和/或选择的操纵，诸如空中减速板延伸或收回。结合参考查表数据使用图解的实例的信号以确定构造位置302。具体而言，飞行构造，诸如减速板的展开，例如，可以具有从查表数据获得的水平稳定器104的对应的构造位置。在一些实例中，查表数据是诱导与水平稳定器的估计的最佳位置或偏转相关联的飞行器构造改变的数个俯仰力矩的库。这些估计的最佳位置可以基于空中操纵、飞行器的估计的俯仰力矩、诱导机翼表面(例如减速板、襟翼等等)的升力和/或阻力的展开、起落架展开、高度、飞行器重量、飞行器重心、速度、发动机推力水平、和/或控制表面(例如，控制表面位置)的展开或安置，等等。
提供图解的实例的构造位置302至稳定器控制系统304以确定和/或计算稳定器位置(例如，计算的稳定器移置、稳定器角度移动速率和/或计算的稳定器角度，等等)306，其由“δ稳定器”指示以安置(例如，以形成角度)水平稳定器104以抵消和/或改变飞行器100的俯仰力矩。在此实例中，稳定器控制系统304考虑构造位置302、飞行器条件(例如，外部条件)、传感器数据和/或任何其他合适的飞行器条件(一种或多种)以确定计算的稳定器位置306。具体而言，图解的实例的稳定器控制系统304在构造位置302和计算的递增的改变或基于飞行条件和/或传感器数据的δ之间执行数学运算(例如，加法、求和等等)以确定计算的稳定器位置306，并且提供计算的稳定器位置306至发动机控制器和/或与稳定器104相关联的致动器或发动机。图解的实例的水平稳定器104在大致由箭头308指示的方向上旋转至稳定器位置306。在一些实例中，在执行飞行操纵和/或飞行构造改变之前旋转水平稳定器104。在一些实例中，传感器数据包括，但不限于，空速、温度、压力高度、飞行器100的位置数据(例如，偏航角、俯仰角和/或侧滚角，等等)等等。
计算的稳定器位置306的度数基于构造位置302，传感器数据、查表数据和/或飞行构造数据可以改变。具体而言，可以将构造位置302和基于不同度数的查表数据的计算的递增的值(例如，δ)加权在一起以通过求和过程确定和/或计算计算的稳定器位置306。在一些实例中，通过算法确定计算的稳定器位置306以确定合适的发动机移动以抵消俯仰力矩。具体而言，算法可以利用查表数据和/或飞行构造数据以确定水平稳定器104的期望的移动以抵消由飞行器控制表面诱导的估计的俯仰力矩。在一些实例中，期望的移动的确定进一步基于传感器数据和/或飞行器构造。在一些实例中，通过算法的确定基于飞行动力学，诸如测量的俯仰角、速度和/或高度，等等。
另外地或可选地，计算的稳定器位置306可以被确定为时间的函数(例如，计算的稳定器位置306将在限定的时间移动至限定的位置，等等)。具体而言，计算的稳定器位置306可以引起水平稳定器104基于查表数据和/或飞行构造数据沿着关于时间确定的运动的范围移动。另外地或可选地，水平稳定器104的此移动在确定的运动范围的不同部分可以具有不同的移动速率。在一些实例中，计算的稳定器位置306等于构造位置302(例如，不考虑传感器数据和/或飞行条件)。
图4图解了图3的飞行控制系统300的实例稳定器控制系统304。在此实例中，稳定器控制系统304确定稳定器104的位置(例如，期望的位置、期望的角度等等)或移动(例如，期望的移动)以抵消飞行器100的俯仰力矩，其可以由飞行器100的控制表面在空中操纵期间引起。图解的实例的稳定器控制系统304包括具有计算器404和控制器406的控制模块402。在此实例中，控制系统304也包括传感器(例如，加速计、陀螺仪、视觉传感器、皮托管等等)410、和存储查表数据的存储设备412。在此实例中，控制器406以及，更一般地，稳定器控制系统304连接至稳定器发动机控制器414、控制表面发动机控制器416和升降舵发动机控制器418。
在此实例中，控制模块402通过参考数据的查表基于飞行器100的空中操纵确定和/或接收构造位置，诸如以上结合图3描述的构造位置302。图解的实例的计算器404计算将被添加(例如，加和)至构造位置的增量(例如，δ)以确定和/或计算计算的稳定器位置，诸如用于抵消飞行器100的俯仰力矩的计算的稳定器位置306。图解的实例的计算器404可以使用空中操纵、飞行器构造、查表数据、来自传感器410的传感器数据、从控制表面发动机控制器416接收的设置和/或数据以确定计算的稳定器位置。在此实例中，例如，控制器406被通信地连接至稳定器发动机控制器414以通过提供计算的稳定器位置至稳定器发动机控制器414来控制飞行器100的控制水平稳定器104。图解的实例的控制器406通过升降舵发动机控制器418控制升降舵202以操纵飞行器100，而水平稳定器104用于抵消飞行器100的俯仰力矩。
图5中显示了用于实施图3的实例飞行控制系统300的实例方法的流程图表示。在此实例中，可以使用机器可读的指令实施该方法，该指令包括通过处理器——例如以下结合图6讨论的实例处理器平台600中显示的处理器612——用于执行的程序。程序可以包含在存储于有形计算机可读存储介质上的软件中，和/或包含在固件或专用的硬件中，该有形计算机可读存储介质例如CD-ROM、软盘、硬盘驱动器、数字通用光盘(DVD)、蓝光磁盘或与处理器612相关联，但是整个程序和/或其部分可以通过设备而不是处理器612可选地执行的存储器。进一步地，虽然参考图5中图解的流程图描述了实例程序，但是可以可选地使用实施飞行控制系统300的许多其它方法。例如，可以改变方框的指令的顺序，和/或可以改变、除去或结合一些描述的方框。
如以上所提及，使用储存在有形计算机可读存储介质诸如硬盘驱动器、闪存、只读存储器(ROM)、光盘(CD)、数字通用光盘(DVD)、高速缓存、随机存取存储器(RAM)和/或其中信息可以存储任何持续时间(例如，用于延长的时期，永久地，简短事例(brief instance)，暂时缓存，和/或用于信息的高速缓存)的任何其它存储装置或存储磁盘上的编码指令(例如，计算机和/或机器可读的指令)可以实施图5的实例方法。如本文所使用，明确限定了术语有形计算机可读存储介质以包括任何类型的计算机可读存储设备和/或存储磁盘，并且排除传播信号并且排除传输介质。如本文所使用，“有形计算机可读存储介质”和“有形机器可读存储介质”可交换地使用。另外地或可选地，使用储存在非临时性计算机和/或机器可读介质，诸如硬盘驱动器、闪存、只读存储器、光盘、数字通用光盘、高速缓存、随机存取存储器和/或其中信息可以存储任何持续时间(例如，用于延长的时间，永久地，简短事例，暂时缓存，和/或用于信息的高速缓存)的任何其它存储装置或存储磁盘上的编码指令(例如，计算机和/或机器可读的指令)可以实施图5的实例过程。如本文所使用，明确定义了术语非临时性计算机可读存储介质以包括任意类型的计算机可读存储装置和/或存储磁盘，并且排除传播信号并且排除传输介质。如本文所使用，当短语“至少”用作权利要求的前序中的过渡术语时，其与开放式的术语“包括(comprising)”以相同的方式是开放式的。
图5的实例方法在方框500开始，例如，其中飞行器执行和/或开始执行空中飞行器构造改变(方框500)。在一些实例中，在传感器——诸如以上与图4结合描述的传感器410——处确定飞行条件(方框502)。例如，在飞行器已经执行空中飞行器构造改变之后，这种确定可以响应于超过阈值时间启动。在其他的实例中，此确定由监控飞行参数和/或控制系统产生。接下来，在一些实例中，飞行器的俯仰力矩由计算器(例如，计算器404)确定(方框504)。在此实例中，俯仰力矩从查表数据估计，诸如与数个空中操纵、飞行器构造和/或飞行条件有关的数据库。具体而言，可以基于飞行器类型、速度、构造设置、操纵类型、飞行器重量和/或飞行器外部条件参考查表数据以确定俯仰力矩。
基于查表数据——例如包括推荐的稳定器位置或基于空中操纵的角度——确定和/或计算水平稳定器的期望的位置(例如，俯仰角、角度等等)或移动(方框506)。具体而言，此确定可以在计算器(例如，计算器404)上使用基于飞行器的空中操纵和/或构造设置的构造角度(例如，构造位置302)，例如，和由飞行条件和/或传感器数据确定的增量(例如，δ)之间的求和操作。另外地或可选地，基于查表数据确定增量。在一些实例中，计算器可以使用来自控制表面发动机控制器——诸如控制表面发动机控制器416——的位置和/或移置数据以基于例如来自控制表面发动机控制器的数据通过计算或确定预测的俯仰力矩确定增量。在一些实例中，期望的稳定器位置完全基于查表数据(例如，仅基于查表数据)。在一些实例中，用于确定期望的稳定器位置的查表数据可以考虑飞行器条件、传感器测量等等。
然后，基于期望的移动或位置控制和/或调整图解的实例的水平稳定器(方框508)。在此实例中，控制器(例如，控制器406)控制稳定器发动机控制器(例如，稳定器发动机控制器414)和/或稳定器发动机以移动水平稳定器至期望的移动。接下来，确定该过程是否重复(方框510)。在一些实例中，该过程是否重复基于飞行器是否不再构造改变(例如，飞行器已完成空中飞行器构造改变和/或操纵(一种或多种)等)。在其他实例中，基于测量的参数达到阈值(例如，速度传感器测量飞行器速度低于限定的阈值等)结束该过程。如果确定将重复该过程(方框510)，控制返回方框502。如果确定将不重复该过程(方框510)，该过程结束(方框512)。
图6是实例处理器平台600方框图，其能够执行指令以实施图5的方法和图3的飞行控制系统300。处理器平台600可以是，例如，服务器、个人计算机、移动设备(例如，平板电脑，诸如iPadTM)、个人数字助理(PDA)、互联网装置或其它任意类型的计算设备。
图解的实例的处理器平台600包括处理器612。图解的实例的处理器612是硬件。例如，可以通过来自任意期望的家庭或制造商的一个或多个集成电路、逻辑电路、微处理器、或控制器实施处理器612。
图解的实例的处理器612包括局部存储器613(例如，高速缓存)。图解的实例的处理器612通过总线618与主存储器联通，该主存储器包括易失性存储器614和非易失性存储器616。可以通过同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、RAMBUS动态随机存取存储器(RDRAM)和/或任何其它类型的随机存取存储设备实施易失性存储器614。可以通过闪存和/或任何其它期望类型的存储装置实施非失性存储器616。包括易失性存储器614和非易失性存储器616的主存储器的存取由存储器控制器控制。
图解的实例的处理器平台600也包括接口电路620。可以通过任意类型的接口标准——诸如以太网接口、通用串行总线(USB)和/或PCI express接口——实施接口电路620。
在图解的实例中，一个或多个输入设备622被连接至接口电路620。输入装置(一个或多个)622允许用户输入数据和指令至处理器612中。可以通过例如，音频传感器、麦克风、相机(静态或视频)、键盘、按钮、鼠标、触摸屏、触摸板(track-pad)、跟踪球、isopoint和/或语音识别系统实施输入设备(一个或多个)。
也可以将一个或多个输出设备624连接至图解的实例的接口电路620。可以通过例如，显示设备(例如，发光二级管(LED)、有机发光二极管(OLED)、液晶显示器、阴极射线管显示器(CRT)、触屏、触觉输出设备、打印机和/或扬声器)实施输出设备624。因此，图解的实例的接口电路620通常包括图形驱动卡(graphics driver card)、图形驱动芯片(graphicsdriver chip)或图形驱动处理器。
图解的实例的接口620也包括通信装置，诸如发送器、接收器、收发器、调制解调器和/或网络接口卡以便于通过网络626(例如，以太网连接、同轴电缆、移动电话系统等)与外部机器(例如，任意种类的计算装置)交换数据。
图解的实例的处理器平台600也包括用于存储软件和/或数据的一个或多个大容量存储设备628。这种大容量存储装置628的实例包括软盘驱动器、硬盘驱动器、光盘驱动器、蓝光磁盘驱动器、RAID系统和数字通用磁盘(DVD)驱动器。
实施图5的方法的编码的指令632可以存储在大容量存储装置628中、易失性存储器614中、非易失性存储器616中和/或可移动的有形计算机可读存储介质诸如CD或DVD上。
虽然本文已经公开了某些实例方法、装置和制造的物件，但是本专利的覆盖范围并不限于此。相反，本专利覆盖直接落入本专利的权利要求范围内的所有方法、装置和制造的物件。虽然描述了飞行器，但是实例装置可以应用于车辆、空气动力结构等。虽然主要结合飞行器的制动操纵描述了所述的实例，但是实例可以应用于起飞、巡航、着陆或任何其它合适的飞行器操纵。虽然描述了俯仰力矩，但是本文公开的实例可以与任何其他合适的空气动力特征结合和/或用于减小或增加任何其他合适的空气动力特征。

Claims (13)

1.一种控制飞行器水平稳定器的方法，其包括：
响应于飞行器的控制表面的偏转，使用处理器计算所述飞行器的水平稳定器的期望的移动，所述期望的移动对应于所述水平稳定器的第一偏转；和
控制升降舵移动至第二偏转以操纵所述飞行器和控制所述水平稳定器移动至所述第一偏转以抵消由所述飞行器的所述控制表面的偏转引起的所述飞行器的俯仰力矩。
2.根据权利要求1所述的方法，其中计算所述水平稳定器的所述期望的移动进一步基于所述飞行器的速度、所述飞行器的构造设置、一个或多个控制表面的展开、操纵的类型或所述飞行器的控制表面的位置中的一个或多个。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述水平稳定器的位置被移动的度数基于查表数据。
4.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述水平稳定器被移动并且所述水平稳定器被移动的度数基于飞行器构造设置是否被改变。
5.根据权利要求1或2所述的方法，进一步包括通过安置在所述水平稳定器上的升降舵操纵所述飞行器，同时控制所述水平稳定器。
6.根据权利要求1或2所述的方法，其中所述俯仰力矩由飞行器构造改变引起。
7.根据权利要求1或2所述的方法，进一步包括确定所述飞行器的所述俯仰力矩。
8.根据权利要求1或2所述的方法，进一步包括基于查表数据计算所述俯仰力矩。
9.一种控制飞行器水平稳定器的装置，其包括：
连接至飞行器的水平稳定器的第一发动机，所述发动机用于控制所述水平稳定器的俯仰角；
连接至所述飞行器的升降舵的第二发动机；和
处理器，其用于响应于所述飞行器的控制表面的偏转控制所述第一发动机的第一移动和所述第二发动机的第二移动以当所述飞行器经由所述第二移动操纵时抵消所述飞行器的俯仰力矩。
10.根据权利要求9所述的装置，进一步包括传感器以测量所述飞行器的所述俯仰力矩。
11.根据权利要求9或10所述的装置，其中所述处理器用于进一步控制所述第一发动机或所述第二发动机的移动速率。
12.如权利要求9或10所述的装置，其中所述处理器基于查表数据控制所述第一发动机或所述第二发动机。
13.根据权利要求9或10所述的装置，其中所述处理器进一步基于测量的飞行条件控制所述第一发动机或所述第二发动机。
CN201510731919.2A 2014-11-12 2015-11-02 控制飞行器水平稳定器的方法和装置 Active CN105584627B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/539,789 US9731813B2 (en) 2014-11-12 2014-11-12 Methods and apparatus to control aircraft horizontal stabilizers
US14/539,789 2014-11-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105584627A CN105584627A (zh) 2016-05-18
CN105584627B true CN105584627B (zh) 2020-06-02

Family

ID=54364196

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510731919.2A Active CN105584627B (zh) 2014-11-12 2015-11-02 控制飞行器水平稳定器的方法和装置

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9731813B2 (zh)
EP (1) EP3020630B1 (zh)
JP (1) JP6841592B2 (zh)
CN (1) CN105584627B (zh)
AU (1) AU2015213424B2 (zh)
CA (1) CA2900785C (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9878776B2 (en) * 2014-05-15 2018-01-30 The Boeing Company System and method for optimizing horizontal tail loads
US10228692B2 (en) 2017-03-27 2019-03-12 Gulfstream Aerospace Corporation Aircraft flight envelope protection and recovery autopilot
US10816998B2 (en) 2017-09-18 2020-10-27 The Boeing Company Airplane takeoff trims utilizing both stabilizers and elevators
CN109933053B (zh) * 2017-12-15 2022-03-11 海鹰航空通用装备有限责任公司 一种基于机动动作链的无人机控制方法和无人机
RU182886U1 (ru) * 2018-05-07 2018-09-05 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Система угловой стабилизации
RU186492U1 (ru) * 2018-08-10 2019-01-22 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Система угловой стабилизации
US20210405658A1 (en) * 2020-06-25 2021-12-30 Embraer S.A. Longitudinal trim control movement during takeoff rotation
TWI783589B (zh) * 2021-05-06 2022-11-11 斯託克精密科技股份有限公司 轉移電子元件之裝置
RU2761687C1 (ru) * 2021-05-20 2021-12-13 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ управления самолётом при выводе на большие углы атаки

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5112009A (en) * 1990-04-24 1992-05-12 Societe Anonyme Dite: Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Pitch control system for aircraft
US5365446A (en) * 1990-07-04 1994-11-15 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle System for integrated pitch and thrust control of any aircraft
CN101052564A (zh) * 2004-11-02 2007-10-10 法国空中巴士公司 用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置
CN101674981A (zh) * 2007-03-15 2010-03-17 空中客车营运有限公司 用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法及设备
CN103010457A (zh) * 2011-09-26 2013-04-03 空中客车运营简化股份公司 用于航空器的电舵控制系统
CN103231798A (zh) * 2013-05-06 2013-08-07 西北工业大学 一种数字电动舵机控制装置和控制方法
CN105008221A (zh) * 2013-03-06 2015-10-28 庞巴迪公司 飞机的高升力控制方法和系统

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3667223A (en) * 1971-02-16 1972-06-06 Mc Donnell Douglas Corp Hydraulic system having means for isolating leaking branch circuits
US4017045A (en) * 1975-12-24 1977-04-12 The Bendix Corporation Flap compensation system for use when controlling the pitch attitude of an aircraft
US4676460A (en) 1984-11-28 1987-06-30 The Boeing Company Longitudinal stability augmentation system and method
FR2668750B1 (fr) 1990-11-06 1993-01-22 Aerospatiale Systeme pour la commande integree en profondeur et en poussee d'un aeronef.
US6539290B1 (en) * 1995-06-07 2003-03-25 Dabulamanzi Holdings, Llc Method, apparatus and design procedure for controlling multi-input, multi-output (MIMO) parameter dependent systems using feedback LTI'zation
GB0127254D0 (en) * 2001-11-13 2002-01-02 Lucas Industries Ltd Aircraft flight surface control system
JP4004912B2 (ja) * 2002-10-04 2007-11-07 川崎重工業株式会社 舵面制御方法及び装置並びに航空機
JP4617990B2 (ja) * 2005-04-28 2011-01-26 日本電気株式会社 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム
US9878776B2 (en) 2014-05-15 2018-01-30 The Boeing Company System and method for optimizing horizontal tail loads

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5112009A (en) * 1990-04-24 1992-05-12 Societe Anonyme Dite: Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Pitch control system for aircraft
US5365446A (en) * 1990-07-04 1994-11-15 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle System for integrated pitch and thrust control of any aircraft
CN101052564A (zh) * 2004-11-02 2007-10-10 法国空中巴士公司 用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置
CN101674981A (zh) * 2007-03-15 2010-03-17 空中客车营运有限公司 用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法及设备
CN103010457A (zh) * 2011-09-26 2013-04-03 空中客车运营简化股份公司 用于航空器的电舵控制系统
CN105008221A (zh) * 2013-03-06 2015-10-28 庞巴迪公司 飞机的高升力控制方法和系统
CN103231798A (zh) * 2013-05-06 2013-08-07 西北工业大学 一种数字电动舵机控制装置和控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
JP6841592B2 (ja) 2021-03-10
AU2015213424A1 (en) 2016-05-26
US20160200419A1 (en) 2016-07-14
US9731813B2 (en) 2017-08-15
EP3020630B1 (en) 2022-03-02
CN105584627A (zh) 2016-05-18
AU2015213424B2 (en) 2018-11-15
CA2900785C (en) 2019-06-04
CA2900785A1 (en) 2016-05-12
EP3020630A1 (en) 2016-05-18
JP2016153296A (ja) 2016-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105584627B (zh) 控制飞行器水平稳定器的方法和装置
EP2974955B1 (en) Closed loop control of aircraft control surfaces
JP6611465B2 (ja) 水平尾翼荷重最適化のためのシステム及び方法
KR102603931B1 (ko) 자동화된 비행스로틀 제어
US9199726B2 (en) Wing load alleviation methods and apparatus
US20170046968A1 (en) Flight simulation modeling of aircraft dynamic stall aerodynamics
EP2687438B1 (en) Control system of aircraft, aircraft, control program for aircraft, and control method for aircraft
CN104103200B (zh) 飞行指挥仪拉平引导
CN107102646B (zh) 防止飞行器尾部接触地面的系统和方法
US9802696B2 (en) Method and apparatus for control of a steerable landing gear
CN100509557C (zh) 用于改进飞行器在地面行驶时制动效率的方法和装置
BR102015012254A2 (pt) método para controlar pelo menos um sistema de controle de atuador, meio legível por computador, dispositivo de controle eletrônico para controlar pelo menos um sistema de controle de atuador e aeronave
CN107618655B (zh) 使用自动俯仰控制来改进制动性能
JP6915972B2 (ja) ロール姿勢依存ロールレート制限
EP3223100A1 (en) Method and system for gust speed estimation
KR20230011618A (ko) 비행체 조종면 작동기 정보를 이용한 실시간 풍속 풍향 추정 장치 및 방법
US9889926B2 (en) Air vehicles and systems for preemptive turbulence mitigation
CN109533282B (zh) 直升机尾部垂直安定面设计方法
JP5979798B2 (ja) 補助回転翼から出る騒音と回転翼航空機の性能の双方の最適化に貢献する方法及び回転翼航空機
KR102114051B1 (ko) 무게중심의 이동을 고려한 항공기의 비선형 제어방법
US11897597B2 (en) Flap pressure shape biasing
CN119740309A (zh) 一种阵风载荷下的飞行仿真方法及装置
CN119555063A (zh) 一种针对直升机复杂场景的风速风向确定方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant