包括用于影响飞行器的方向稳定性的设备的飞行器以及用于影响飞行器的方向稳定性的方法

摘要

一种包括用于影响飞行器的方向稳定性的设备的飞行器(F)以及用于影响飞行器(F)的方向稳定性的方法，该飞行器包括：控制-输入设备；飞行控制设备；传感器设备，该传感器设备用于探测飞行器(F)的包括偏航率的旋转率。其中，飞行器(F)包括两个尾装式襟翼(K1、K2)，每个尾装式襟翼(K1、K2)均包括致动器，该致动器在功能上与飞行控制设备连接，尾装式襟翼(K1、K2)相对于竖直轴线相互对称地位于机身的相对两侧上，并且能够在收回位置与伸展位置之间运动，而且控制功能部以如下方式设计：基于控制指令并且根据探测到的旋转率产生的调整指令包括对尾装式襟翼(K1、K2)的致动器使其致动的调整指令。

说明书

相关申请的交叉引用

本申请要求享有2009年3月17日提交的德国专利申请No.10 2009 013 758.0以及2009年3月17日提交的美国临时专利申请No.61/160,745 的申请日的权益，所述申请的全部内容通过引用而被结合在此。

技术领域

本发明涉及一种包括用于影响飞行器的方向稳定性的设备的飞行器 以及用于影响飞行器的方向稳定性的方法，具体涉及一种用于减弱阵风作 用在飞行器上的效果的方法。

背景技术

根据本技术领域的总体装态，对于影响飞行器的飞行状态的目的， 除了通常的控制襟翼，使用附加襟翼是已知的。对于飞行器上的这种附 加襟翼，基本上，作为单纯的附加阻力发生装置或者用于产生力和力矩 的襟翼的使用是已知的。

用作单纯的阻力发生装置的襟翼用于改善下滑道控制或者用于或 在空中或在降落后在陆地上的飞行器的更快或者增强的减速。例如，设 置在机翼上的扰流器和减速板是已知的。同样地，除了其作为诸如襟翼 的控制设备的功能，设置在机翼上的扰流器还用于减小机翼的起升并用 作减速板。此外，在航天飞机中使用了开裂式方向舵。在BAe 146/AVRO RJ、Blackburn B103 Buccaneer和Fokker F70/100这些飞行器类型上， 设置在尾部的分离襟翼用作减速板。

设置为产生力和力矩的襟翼用于对用来控制飞行器的通常的控制 襟翼的补充。这种附加襟翼的使用在它们直接而迅速地产生力，同时防 止产生力偶和/或力矩偶(偶衍生物)的方式而有利。为达到此效果， 总体而言，已知用于直接力控制的单侧偏转襟翼，其特别地可以设置在 飞行器上，这样它们受到发动机喷射流的吹动，或者不受发动机喷射流 体的吹动。与这种解决方案相关联的不利之处在于，它们涉及相当大的 建造支出，同时只提供低效率。此外，必须考虑到，这种用于单一的直 接力控制的元件的实施对飞行员、更多地是对乘客的舒适性提出了很高 的要求。因此，这种类型的控制元件主要用在战斗机飞行器的设计中； 例如其用在了F16上。

本发明的目标是提供一种飞行器上的设备，借助于该设备，可以影 响方向稳定性，因而改善偏航控制，该设备仅涉及相对较为适度的与设 计相关和与系统技术相关的花费。

此外，本发明的目标是提供一种用于影响飞行器的方向稳定性的方 法，具体地，提供一种减小作用在飞行器上的阵风的效果的方法，借助 于该方法，可以以相对较为适度的与设计相关和与系统技术相关的花费 获得对阵风的抵消。

发明内容

本发明的目标借助于独立权利要求的特征满足。其他实施方式在与 所述独立权利要求相关的从属权利要求中陈述。

根据本发明，提供了一种飞行器，该飞行器包括影响飞行器的方向 稳定性的设备，该飞行器包括：具有副翼的主翼和扰流器，任选的是水 平或升降舵横尾翼，其包括具有方向舵的升降舵和垂直尾翼单元，其中， 影响飞行器的方向稳定性的设备包括：

控制-输入设备，该控制输入设备用于输入用来控制飞行器的飞行 路径的控制指令或者控制命令；

飞行控制设备，该飞行控制设备在功能上与控制-输入设备连接；

传感器设备，该传感器设备在功能上与飞行控制设备连接以获取飞 行器的包括偏航率的旋转率；

在每个情况下，至少一个致动器，该至少一个致动器在功能上与飞 行控制设备连接，用于调整副翼以及用于调整方向舵，

其中，飞行控制设备包括控制功能部，该控制功能部以如下方式设 计：根据控制指令和旋转率，所述飞行控制设备产生对用来控制飞行 器的致动器的调整指令，并将调整指令传送至致动器。根据本发明：

飞行器包括两个尾装式襟翼，每个尾装式襟翼均包括致动器， 致动器在功能上与飞行控制设备连接，每个尾装式襟翼均位于机身 的相对两侧上，并且能够在收回位置与伸展位置之间运动；

控制功能部以如下方式设计：对于飞行器的侧向控制，基于控 制指令并且根据获取到的旋转率产生的飞行器的调整指令包括用于 调整尾装式襟翼中的至少一个的致动器使其致动的调整指令。

因此，控制功能部特别地以如下方式设计：对于飞行器的侧向控制， 基于控制指令并且根据获取到的旋转率，产生用于传送至尾装式襟翼中 的至少一个的致动器使其致动的调整指令，并且将该调整指令传送至所 述致动器。

在此构造中，控制功能部可以以如下方式设计：对于飞行器的侧向 控制，基于控制指令并且根据获取到的旋转率产生的调整指令，控制功 能部至少在某些部分中同时产生对方向舵的调整指令，以便在一段时间 内同时移动尾装式襟翼中的至少一个和方向舵。

作为替代或者附加，控制功能部以如下方式设计：对于飞行器的侧 向控制，基于控制指令并且根据获取到的旋转率产生的调整指令，所述 控制功能部至少在某些部分中同时产生对至少一个副翼的致动器和/或 至少一个扰流器的致动器的调整指令，以便在一段时间内同时移动尾装 式襟翼中的至少一个和至少一个副翼和/或至少一个扰流器，从而使飞 行器在其竖直轴线上旋转。

根据本发明的另一示例性实施方式，控制功能部以如下方式设计： 对于飞行器的侧向控制，基于控制指令并且根据获取到的旋转率产生的 调整指令包括对方向舵的致动器的调整指令，并且至少在一些部分中同 时包括对尾装式襟翼两者的致动器使其致动的调整指令，以便使飞行器 在其竖直轴上旋转。在此构造中，特别地设置为使位于飞行器由于控制 指令而朝向其转向的一侧上的第一尾装式襟翼的偏转角比第二尾装式襟 翼的偏转角至少大10％。

根据本发明的另一示例性实施方式，控制功能部包括操作模式，操 作模式以如下方式设计：在操作模式中，用于尾装式襟翼的致动器的调整 指令以用于方向舵的调整指令的放大系数的两倍产生。

根据本发明的另一示例性实施方式，在一个操作模式中，控制功能 部以如下方式设计：对于飞行器的侧向控制，基于控制指令并且根据获 取到的旋转率产生的调整指令包括对方向舵的致动器的调整指令，并且 至少在一些部分中同时包括对尾装式襟翼中的至少一个的致动器使其 致动的调整指令，在调整指令中，在每个情况下，尾装式襟翼相对于方 向舵对称地偏转，从而使飞行器绕其竖直轴线旋转。

根据本发明的飞行器的另一示例性实施方式，尾装式襟翼的旋转轴 线可以相对于飞行器的纵向轴线设置在方向舵的旋转轴线后方。

根据本发明的飞行器的另一示例性实施方式，飞行器可以包括升降 舵，其中尾装式襟翼相对于飞行器的竖直轴设置在升降舵的下方。在根 据本发明的飞行器的替代性示例实施方式中，根据本发明的飞行器的尾 装式襟翼也可以设置在升降舵上方。

此外，飞行器可以包括升降舵，其中尾装式襟翼设置成其旋转轴线 相对于飞行器的纵向轴线在升降舵的旋转轴线的后方延伸。尾装式襟翼 的旋转轴线沿着飞行器的竖直轴线延伸，并且总体上在相对于飞行器的 竖直轴线+/-45度之间扩展的角度范围内。

此外，尾装式襟翼可以特别地以如下方式设计：当尾装式襟翼处于 其收起位置时，当沿着机身的周向方向看时，尾装式襟翼的外壳形成完 整的机身部分。

此外，在另一示例性实施方式中，飞行器可以包括尾装式发动机构 造，当沿着飞行器的纵向轴线看时，在此构造中，尾装式襟翼可以设置 在设置于尾部区域并且用于为飞行器提供推进力的发动机后面。

根据本发明的飞行器的另一示例性实施方式，对于着陆过程中的降 噪，例如在一个操作模式中，控制功能部可以以如下方式设计有或者结 合有传感器设备：控制功能部接收关于飞行器的飞行高度的传感器值， 并且包括功能部分，借助于此功能部分，只要飞行器下降至预定飞行高 度以下，控制功能部产生、并且向尾装式襟翼的致动器传送调整指令， 根据控制指令，尾装式襟翼均伸展至借助于该控制功能部预定的最小角 度。

根据另一示例性实施方式，为了减小阵风作用在飞行器上的效果， 根据本发明的飞行器包括：

传感器设备，该传感器设备与控制设备在功能上连接，以获取作用 在飞行器上的阵风；

阵风识别功能部，该阵风识别功能部用于从借助于传感器获取的传 感器值识别阵风；

控制功能部，该控制功能部基于由阵风识别功能部对存在阵风的确 定，向各尾装式襟翼传送调整指令，从而以各尾装式襟翼的偏转抵消阵 风对飞行器的作用的方式移动尾装式襟翼。

在此示例性实施方式中，传感器设备可以包括旋转率传感器，该旋转 率传感器获取飞行器在其竖直轴线上的旋转。作为替代或者附加地，传感 器设备包括加速度传感器，该加速度传感器用于获取飞行器在其竖直轴线 上的旋转，并且相对于飞行器机身的总长设置在机身的前1/3和/或后1/3。 此外，作为这些示例性实施方式的替代或者附加，传感器设备包括至少一 个卫星导航接收器，至少一个卫星导航接收器获取飞行器的加速度或者旋 转率。

根据另一示例性实施方式，为了识别阵风，根据本发明的飞行器的 控制功能部包括：

阵风识别功能部，该阵风识别功能部以如下方式设计：其确定在预 定时间段内飞行器的旋转率和/或加速度的任何出现或者改变或者增 加；

比较功能部，该比较功能部将在预定时间段内飞行器在其竖直轴线 上的旋转率的任何出现或者改变或者增加与预定极限值比较，并且如果 超过极限值，则识别阵风的存在，响应于此，需要发出指令采取反措施，

其中，控制功能部以如下方式设计：基于对阵风的识别，所述控制 功能部确定与飞行器的获取到的旋转率和/或加速度相对应的调整指 令，并且将调整指令传送至尾装式襟翼的致动器，以抵消作为识别到的 阵风的结果产生的旋转率和/或加速度对飞行器的作用。在此构造中， 控制功能部可以特别地以如下方式设计：基于阵风的识别，所述控制功 能部传送与阵风的进展相对应的调整指令，并且将调整指令传送至尾装 式襟翼的致动器，以抵消作为被识别的阵风的结果产生的旋转率和/ 或加速度，该旋转率和/或加速度作用在飞行器上。

根据另一示例性实施方式，控制功能部可以包括调节功能部，该调节 功能部将获取到的传感器值转换为用于致动器的调整指令。在此示例性实 施方式中，可以特别地设置为使调节功能部包括多维表，在该表中，调整 指令或者用于调整指令的放大系数与旋转率和/或加速度相关联，而且控制 功能部以如下方式设计：基于获取到的旋转率和/或加速度，所述控制功能 部确定调整指令，并且将上述调整指令传送至尾装式襟翼的致动器，以 抵消作为识别到的阵风的结果而发生的旋转率和/或加速度，该旋转率 和/或加速度作用在飞行器上。具体地，该表可以以如下方式产生：使旋 转率和/或加速度对于时间的进展与用于致动器的调整指令相关联，其中控 制功能部以如下方式设计：基于旋转率和/或加速度对于时间的获取到的进 展，控制功能部确定用于尾装式襟翼的调整指令，以抵消作为识别到的 阵风的结果而产生的旋转率和/或加速度，该旋转率和/或加速度作用在 飞行器上，并且向所述尾装式襟翼传送调整指令。

在上述示例性实施方式中，控制功能部可以以如下方式设计：基于获 取到的旋转率和/或加速度，所述控制功能部确定用于尾装式襟翼、副翼 和方向舵的调整指令，以抵消作为识别到的阵风的结果而产生的旋转率 和/或加速度，该旋转率和/或加速度作用在飞行器上，并且向上述尾装 式襟翼、副翼和方向舵传送调整指令。

根据本发明，根据本发明的另一方面，提供了一种用于影响飞行器 的方向稳定性的方法，该方法包括如下步骤：

输入用于控制飞行器的飞行路径的控制技术参数，

获取飞行器的旋转率；

根据控制指令和旋转率，产生用于操作致动器的调整指令来移动飞 行器的控制襟翼以控制飞行器，并且传送调整指令以调整所述控制襟 翼，

其中，对于飞行器的侧向控制，基于控制指令并且根据获取到的旋 转率，产生对设置在飞行器的机身尾部上的两个尾装式襟翼中的至少一 个的致动器的调整指令以致动尾装式襟翼，并且将调整指令传送至上述 致动器。

根据本发明的另一方面，提供了一种用于减弱作用在飞行器上的阵 风的效果的方法，该方法包括如下步骤：

获取预定时间段内的飞行器的旋转率和/或加速度；

借助于比较功能部识别作用在飞行器上的阵风，比较功能部将在预 定时间段内飞行器在其竖直轴线上的旋转率的任何出现或者改变或者 增加与预定极限值比较，如果超过极限值，则识别阵风的存在，响应于 此，需要发出指令采取反措施；

产生对尾装式襟翼的致动器的调整指令，以抵消作为识别到的阵风 的结果而产生的旋转率和/或加速度，该旋转率和/或加速度作用在飞行 器上。

附图说明

下面，参照附图描述本发明的示例性实施方式，如下：

图1是飞行器的立体图，示出了布置根据本发明设置的尾装式襟翼 的位置；

图2是飞行器的尾部区域的简略俯视图，示出了根据本发明设置的 两个尾装式襟翼，其中，布置在尾部区域一侧上的尾装式襟翼示出为处 于其伸展状态，而布置在尾部区域一侧上的尾装式襟翼示出为处于其收 回状态。

具体实施方式

图1示出了受控飞行器F的示例性实施方式，其包括两个机翼10a、 10b。每个机翼10a、10b均包括至少一个副翼11a或11b。可选地，机 翼10a、10b可以包括大量扰流器12a或12b、活动辅助翼13a、13b和 /或后缘襟翼14a、14b。在图1中只有一些扰流器12a或12b、活动辅 助翼13a、13b和/或后缘襟翼14a、14b包括参考符号。图1示出了关 于飞行器F的坐标系，该坐标系包括飞行器的纵轴X、横轴Y和竖直 轴Z。

此外，飞行器F包括竖直尾翼单元20，该竖直尾翼单元20包括至 少一个方向舵21。可选地，飞行器F还可以包括具有至少一个升降舵 25的升降舵横尾翼24。根据本发明的襟翼设备K设置在由图1中参考 符号P指出的位置。

升降舵横尾翼24也可以设计为T形尾部或者十字形尾部。

根据本发明的飞行器F还可以包括与图1中示出的飞行器的形状不 同的形状。例如，根据本发明的飞行器还可以是高翼式(high-wing)飞 行器或者翼身融合式(blended wing body)。此外，飞行器可以是包括 鸭式飞机水平安定面和升降舵(canard)而非升降舵横尾翼的飞行器。

用于影响飞行器F的方向稳定性的根据本发明设置的设备包括控制 -输入设备(图2中未示出)以及飞行控制设备50，控制-输入设备用于 输入用于控制飞行器的飞行路径的控制指令形式的控制指令，飞行控制 设备50与控制-输入设备功能性连接。控制-输入设备可以特别地包括诸 如操纵杆和可选地还有踏板的飞行员-输入装置。

飞行器F或者用于影响所述飞行器的方向稳定性的设备还包括传感 器设备(图2中未示出)，该传感器设备与飞行控制设备50功能性连接 以获取包括飞行器的偏航率的旋转率。为达到此效果，飞行控制设备50 包括接收设备，该接受设备用于接收借助于传感器设备获取并传送至飞 行控制设备50的传感器值。传感器设备包括传感器、特别地包括惯性 传感器，传感器用于获取飞行器的旋转率。惯性传感器可以特别地作为 用于控制飞行器的飞行位置的惯性传感器系统的一部分。此外，传感器 设备可以包括用于确定动态压力、静态压力和围绕飞行器流动的空气温 度的空气数据传感器。在设置以下这些中的一个或多个的程度内，诸如 扰流器12a或12b、活动辅助翼13a、13b、和/或后缘襟翼14a、14b、 方向舵21和/或升降舵25的控制襟翼与至少一个致动器和/或驱动设备 相关联。具体地，在每个情况下，可以设置为这些控制襟翼中的一个与 致动器相关联。此外，对于它们的调整，多个控制襟翼可以与借助于驱 动设备驱动的共用致动器或者专用致动器联接。这可以特别地在使用活 动辅助翼13a、13b和/或后缘襟翼14a、14b的情况下设置。

在每个情况下，用于影响飞行器F的方向稳定性的设备均包括与飞 行控制设备功能性连接的至少一个致动器，该致动器设置在副翼11a、 11b上以及在方向舵21上，且通常设置在副翼11a、11b、扰流器12a 或12b、升降舵25和/或方向舵12上以调整上述副翼11a、11b、扰流器 12a或12b、升降舵25和/或方向舵21。

飞行控制设备50包括控制功能部，该控制功能部接收来自控制-输 入设备的控制指令，并且接收来自传感器设备的传感器值，特别是从所 述传感器设备获取的旋转率。该控制功能部以如下方式设计：根据控制 指令以及获取和接收到的旋转率，其产生对致动器的调整指令，并将这 些指令传送至所述致动器，使得作为致动致动器的结果，达到根据控制 指令对飞行器F进行控制的效果。

根据本发明，飞行器包括两个尾装式襟翼K1、K2。每个尾装式襟 翼K1、K2与至少一个致动器61、62相关联，致动器61、62在每个情 况下通过连接线50a或者50b的方式与飞行控制设备50功能性连接。 借助于飞行器F的机身R上的轴承设备，尾装式襟翼K1、K2联接为 能够在收回位置与伸展位置之间运动。尾装式襟翼K1、K2设置在机身 的相对侧面上，并且在其收回位置设置为相对于竖直轴线相互对称。在 每个情况下，轴承设备形成移动尾装式襟翼K1、K2的旋转轴线。致动 器61、62以如下方式设计并且以如下方式联接至尾装式襟翼K1、K2： 与借助于飞行控制设备50进行的致动器的致动相对应，所述尾装式襟 翼K1、K2在收回位置与伸展位置之间调整。

根据示例性实施方式，根据本发明设置的尾装式襟翼K1、K2，并 且可选的，在飞行器配备有它们的程度上，副翼、方向舵、升降舵和/ 或扰流器用于抵消阵风的作用。

每个尾装式襟翼K1、K2的旋转轴线以如下方式设计：尾装式襟翼 K1、K2在其收回位置抵靠机身R，而在其伸展位置从机身R的外蒙皮 R1向外伸出(图2中的参考符号K1-2)。因此，尾装式襟翼K1、K2 的旋转轴线沿着飞行器的竖直轴线Z伸展。在此上下文中，词句“沿着 飞行器的竖直轴线Z”表示旋转轴线具有沿着飞行器的竖直轴线Z的方 向分量，而非沿着飞行器的竖直轴线Z的方向强制地伸展。尾装式襟翼 的旋转轴线特别地在飞行器竖直轴线的+/-45度之间扩展的角度范围内 延伸。在此构造中，尾装式襟翼K1、K2的旋转轴线也可以倾斜地延伸 至X-Z平面和/或延伸至Y-Z平面。根据本发明的一个实施方式，飞行 器的每侧上均可以设置具有相互不对准的旋转轴线的根据本发明的多 个尾装式襟翼。

额外地或者替代性地，设置在机身的相对侧面上的每个尾装式襟翼 K1、K2的旋转轴线可以根据要获得的功能来设置，每个尾装式襟翼 K1、K2的旋转轴线可以沿着机身的纵向方向延伸。

尾装式襟翼K1、K2可以特别地以如下方式设计：在尾装式襟翼 K1、K2的各自收回位置处的外侧67形成在各尾装式襟翼K1、K2的 区域中对机身R的外蒙皮R1的延续或补充。在各尾装式襟翼K1、K2 从机身R的外蒙皮R1向外伸出的伸展位置，所述尾装式襟翼K1、K2 伸出至在机身R周围流动的空气中，以影响此位置处的流动，并且从而 对飞行中的飞行器F施加力和转矩，以执行控制指令。

图2示出了两个尾装式襟翼K1、K2中的第一个处于收回状态(图 2中的参考符号K1-1)和处于伸展状态(图2中的参考符号K1-2)两 种状态。尾装式襟翼K1、K2可以特别地以如下方式设计：其具有边缘 轮廓线65的外侧或外壳67形成机身R的外蒙皮R1的一部分。因此， 在尾装式襟翼K1、K2的收回位置，所述尾装式襟翼K1、K2不影响机 身R周围的流动。因此，在此示例性实施方式中，尾装式襟翼K1、K2 包括机身R的局部外壳。

在此构造中，可以特别地设置为使在飞行器的对称平面(X-Z平面) 上的机身外表面分为两个半体，每个半体均包括尾装式襟翼K1、K2的 外壳。在此情况下，尾装式襟翼在其关闭位置时，沿着机身周向方向看， 尾装式襟翼K1、K2的外壳形成完整的机身部分。因此，在此构造中， 尾装式襟翼形成相应机身部分的圆周部分的一半。尾装式襟翼也可以以 如下方式设计：它们不完全形成机身部分的圆周的一半，而是，相对于 竖直轴线Z，它们的上边缘线或者下边缘线部分地形成相应机身部分的 最上边线或者最下边线。如果当沿着飞行器的纵向X看时尾装式襟翼 K1、K2形成位于机身末端(tail cone)H1之前的机身部分，则可以特 别地设置这些示例性实施方式。

尾装式襟翼K1、K2位于飞行器机身R的尾部H的区域内，换言 之，相对于飞行器的纵向轴线X，大体在连接区域A后方，通过此连接 区域的方式使机翼10a、10b与机身R连接。此外，可以设置为使尾装 式襟翼K1、K2的旋转轴线相对于飞行器F的纵轴X设置在方向舵21 的旋转轴线后方。

如果飞行器F包括升降舵25、特别是竖直尾翼单元，作为替代或额 外地，可以设置为使尾装式襟翼K1、K2相对于飞行器F的竖直轴线Z 设置在升降舵25的下方。作为替代或额外地，其可以进一步设置为使 尾装式襟翼K1、K2以其旋转轴线相对于飞行器F的纵向轴线X在升 降舵25的旋转轴线后方延伸的方式设置。

根据本发明，控制功能部以如下方式设计：基于根据获取到的旋转 率的控制指令而产生的调整指令包括对方向舵的致动器的调整指令，并 且至少在一些部分中同时包括对尾装式襟翼K1、K2的致动器61、62 的调整指令，用于其致动。

控制功能部以如下方式特别地设计：其产生为两个尾装式襟翼K1、 K2的一侧对称或非对称偏转设置的取决于要达到的飞行状态的调整指 令。

例如，为了侧向控制或者为了产生侧向力，可以设置为使尾装式襟 翼K1、K2中仅有一个偏转。尾装式襟翼K1、K2中仅有一个偏转对发 生偏转的尾装式襟翼所处的机身侧造成的结果是，产生额外的阻力，该 阻力本身又是其通常对于重心的杠杆效应产生飞行器的竖直轴线Z上 的转矩的结果，继而产生飞行器的偏航运动。此外，作为这种尾装式襟 翼的一侧偏转的结果，以如下方式产生附近的竖直尾翼单元的区域内的 压力场：在竖直尾翼单元上产生力，该力通过其通常对于飞行器重心的 杠杆效应的方式产生飞行器的竖直轴线Z上的转矩。此转矩引起偏航运 动，该偏航运动对准为与上文描述的阻力形成相同的方向，由此增强了 所述阻力形成。

控制功能部可以特别地以如下方式设计：为了飞行器F的侧向控制 或者为了获得飞行器F的侧向运动，所述控制功能部产生既对于方向舵 的致动器又对于两尾装式襟翼K1、K2的致动器的调整指令，借助于该 调整指令有可能获得两个襟翼的偏转，换言之，机身两侧上的尾装式襟 翼K1、K2的偏转。作为此措施的结果，竖直尾翼单元产生绕飞行器F 的竖直轴线Z的回转力矩的能力、换言之作用为抵抗产生偏航运动的转 矩大大减小。这样的结果仅仅是，竖直尾翼单元对方向稳定性以及对偏 航阻尼的作用大大减小。这进而又意味着在特别情况下可以减小使飞行 器产生偏航运动所要求的作用力。通过偏转两个尾装式襟翼中的任意一 个或者通过使尾装式襟翼K1、K2都偏转，由此获得产生或加强飞行器 绕其竖直轴线Z沿着相同方向的旋转运动即偏航运动的效果。作为尾装 式襟翼两侧均偏转连同方向舵沿着飞行器将转向进入的侧向方向的偏 转的结果，特别有效地执行飞行器的偏航控制。在此构造中，可以特别 地设置为使位于飞行器F将要转向至的一侧或方向舵21偏转的一侧的 尾装式襟翼K1、K2中的第一个比另一个或者第二个尾装式襟翼偏转至 更大的程度。在此构造中，可以特别地设置为使第一尾装式襟翼的偏转 角比第一尾装式襟翼的偏转角至少大10％。

使用根据本发明的设备对于低速范围中的应用和高速范围中的应 用均是有利的。在高速范围内，此用于影响飞行器F的方向稳定性的设 备可以特别地用于影响飞行器F的飘滚(Dutch roll)行为，因为作为 尾装式襟翼K1、K2的联合偏转或者一侧偏转的结果，有可能由于与由 滑动造成的翻滚运动分离开的滑动而影响偏航运动。

此外，通过使用根据本发明的设备，达到了最重要地在飞行中飞行 器的低速范围内影响飞行器的方向稳定性、特别是还有对阵风的阻尼。 根据本发明的示例性实施方式，控制功能部设计为用于减弱沿着飞行器 F的侧向方向的阵风的影响的阵风减弱系统的一部分，并且包括阵风抵 消功能。在此构造中，根据本发明的设备包括至少一个传感器设备或者 用于获取阵风的传感器，该传感器与飞行控制设备功能性连接。传感器 通过获取飞行器在其竖直轴线Z上的旋转来获取阵风。

在此构造中，控制功能部可以以如下方式设计：从设置为获取阵风 的传感器的传感器值、或者从传感器的传感器值对于时间的进展，所述 控制功能部识别阵风对飞行器F的作用。为达到此效果，阵风识别功能 部可以设置为形成控制功能部的一部分，或者与其功能性结合，或者与 其功能性协作。对于阵风的识别，阵风识别功能部可以以如下方式特别 地设计：其确定在预定时间段内，飞行器在其竖直轴线Z上的旋转率的 任何出现或改变或增加。为此目的，阵风识别功能部可以包括比较功能 部，比较功能部使在预定时间段内飞行器在其竖直轴线Z上的旋转率的 任何出现或改变或增加与预定极限值相比较，如果超过此极限值，则确 认存在阵风，响应于此，需要发出指令采取反措施。在此构造中，控制 功能部还可以包括滤波器，通过该滤波器在所述传感器值由所述功能部 分析以确定旋转率的存在或者出现之前以适当的方式平滑传感器值。作 为替代或附加地，阵风识别功能部包括用于基于设置为获取阵风的传感 器的传感器值的进展来识别阵风的估计方法或者滤波器，该阵风识别功 能部将传感器值的进展与依赖于时间的范围进行比较，传感器值的进展 必须处于此依赖于时间的范围内，从而识别已经由阵风引起的传感器值 的任何变化或者进展。

在示例性实施方式中，传感器设备可以是惯性传感器系统的旋转率 传感器，当飞行器受到具有侧向分量(Y方向)的阵风时，该旋转率传 感器获取飞行器绕飞行器的竖直轴线Z的旋转。旋转率传感器可以是多 个惯性传感器中的一个，多个惯性传感器特别地可以是用于飞行器的飞 行位置控制的惯性传感器系统的部件。在此构造中，惯性传感器系统可 以设置为获取沿着多个方向特别是沿着X、Y、Z方向作用在飞行器F 上的阵风。

传感器设备也可以是加速度传感器，该加速度传感器设置在飞行器 的尾部区域或者前部区域。在此构造中，加速度传感器设置为与飞行器 的重心间隔开，并且可以相对于飞行器机身R的总长度特别地位于机身 R的前1/3和/或后1/3内，并且可以安装在机身R内。

根据本发明的示例性实施方式，如果存在阵风，则控制功能部确定 阵风存在。此外，以及相关联的传感器值或者例如关于传感器值的强度 和/或进展的与传感器值有关的信息，使得控制功能部在此基础上产生 调整指令以抵消获取到的阵风对飞行器F的作用，并将调整指令传送到 尾装式襟翼K1、K2的致动器。根据本发明的替代性示例性实施方式， 阵风识别功能部是控制功能部的一部分，而基于根据可用于所述控制功 能部的传感器值和/或根据关于传感器值的信息而对存在需要抵消其作 用的阵风的确定，控制功能部产生对致动器的调整指令，并将调整指令 传送至所述致动器。控制功能部以如下方式在功能上设计：基于由阵风 识别功能部对存在阵风的确定，所述控制功能部向各尾装式襟翼K1、 K2的致动器61、62发送调整指令，该调整指令的结果是各尾装式襟翼 K1、K2以各尾装式襟翼K1、K2的运动抵消阵风对飞行器的作用的方 式伸展。在此构造中，例如位于飞行器F的阵风最终作用在飞行器F 上的一侧的尾装式襟翼可以伸展。

在示例性实施方式中，用于抵消阵风作用在飞行器上的效果的控制 功能部的所描述的抵消功能可以包括调节功能，借助于此调节功能，根 据一段时间内发生的旋转率的强度，并且根据发生旋转率和/或加速度 的进展，飞行器关联特定的定位指令。定位指令也可以是调整指令对于 一段时间的进展。

在此构造中，阵风抵消系统的传感器设备可以包括以如下方式配备 的旋转率传感器和/或加速度传感器：它们沿多个轴测量旋转率或者加 速度。所述旋转率传感器和/或加速度传感器可以例如设置在机身R的 前1/3或者后1/3内或者机翼内。作为替代，也可以设置为用其他传感 器获取和测量飞行器F的旋转率和/或加速度，例如借助于安装在飞行 器上的相应地间隔开的位置的卫星导航接收器。在这些具有对飞行器F 的旋转率和/或加速度的多维获取的示例性实施方式中，抵消功能部可 以特别地以如下方式实施：它从传感器设备接收关于飞行器的三个轴线 的旋转率和/或加速度，并且根据旋转率和/或加速度确定用于使致动器 抵消三维旋转率和/或加速度的调整指令，并且将调整指令传送至上述 致动器。在一维获取的情况下、特别是沿着侧向方向的机身位置的加速 度或者飞行器F在其竖直轴线Z上的旋转加速度的获取的情况下，这也 可以设置。在此构造中，抵消功能部可以包括调节功能部，该调节功能 部将各获取的或提供的传感器值转换为用于致动器的调整指令。具体 地，调节功能部可以以结合在抵消功能部内的多维表的形式存储，通过 该用于传感器值、换言之旋转率和/或加速度的发生的表，关联各调整 指令或者用于调整指令的放大系数。该表借助于标度、特别地通过相应 的飞行器模型、和/或借助于飞行器测试确定。基于对阵风的所描述的 识别，在此示例性实施方式中，抵消功能部关于分别获取的旋转率和/ 或加速度、和/或可选地关于旋转率和/或加速度的各自对时间的进展来 确定对致动器的控制指令，并且将这些控制指令传送至致动器以抵消阵 风作用在飞行器上的效果。在此构造中，为了抵消阵风的作用，根据本 发明设置尾装式襟翼K1、K2，并且可选地，达到使飞行器配备有这些 尾装式襟翼K1、K2、副翼、方向舵、升降舵和/或扰流器的程度。根据 另一示例性实施方式，基于多维获取的旋转率和/或加速度，有可能仅 确定用于尾装式襟翼K1、K2的调整指令，并且将调整指令发送至上述 尾装式襟翼K1、K2，以获得对阵风的作用的简单侧向抵消。

此示例性实施方式提供可以非常有效地借助于尾装式襟翼执行侧 向运动或者关于飞行器的多维运动的阵风减小的优点。具体地，致动器 和尾装式襟翼可以以它们可以在相对较高的旋转速度下特别地收回并 且伸展的方式设计。在此构造中，可以特别地设置为使所述尾装式襟翼 能够以飞行器的方向舵的双倍最大旋转速度运动。

通过借助于两侧均配置尾装式襟翼而用于影响飞行器的方向稳定 性的根据本发明的设备，可以获得飞行中的制动性能的增加和/或着陆 后制动性能的增加。

借助于尾装式襟翼K1、K2的偏转，还有可能在飞行中和当在陆地 上静止时均获得安装在尾部区域的热系统的冷却性能的改进。

在包括尾装式发动机构造的飞行器中，当沿着飞行器的纵向方向看 时，尾装式襟翼K1、K2可以设置在设置于尾部区域并且设置为用于飞 行器的推进力的发动机后面。这造成发动机噪声的向后屏蔽。在此构造 中，可以特别地设置为使两个尾装式襟翼K1、K2在着陆过程中处于伸 展位置。在此构造中，可以设置为如果飞行器下降至预定飞行高度以下， 则使控制功能部指示尾装式襟翼K1、K2的激活。

在尾装式发动机构造中，为了改进尾装式襟翼K1、K2的空气动力 学效率，可以设置为使设置在尾装式发动机后方的尾装式襟翼K1、K2 以及使发动机以如下方式设置并对准：尾装式襟翼K1、K2受到来自设 置在机身同侧上的发动机的发动机喷射流的吹动。

根据本发明设置的控制设备或者控制功能部可以特别地形成飞行 器的飞行控制设备的一部分。这可以通过飞行器F的飞行控制设备设 施，或者可以实施为与所述飞行控制设备分离开的单元。