用于减少气动扰动在飞机上产生的实际载荷的方法和设备

摘要

本发明涉及用于减少气动扰动在飞机上产生的实际载荷的方法和设备。根据本发明，设备(1)包括用于确定载荷超出包络的装置(3)，和当飞机(AC)在所述载荷超出包络内飞行时，用于确定飞机的操纵面(S1，S2，P1，P2)的偏转命令以减少施加在飞机(AC)上的实际载荷的装置(5，10)。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于减少气动扰动(包括由风引起的)在飞机上产生的实 际载荷的方法和设备，以及具有该设备的飞机。

背景技术

已知的，在正承受载荷的运输飞机的认证范围内，关于监管性的尺寸设计 需要考虑几种情况，它们分别涉及：

-机动动作

-不连续的阵风；和

-连续湍流。

后两种载荷情况有时候相对于与机动动作相关的载荷情况而言程度更大。 因此，非常有利的是，减少与不连续的阵风和连续湍流相关的载荷水平，从而， 更具体的，能够实现在飞机翼型的结构质量方面的改进。

从法国专利申请FR2912991中，已经获知一种用于动态地减少由气动扰动， 包括由风(不连续的阵风，连续湍流，等等)引起的，在运输飞机上产生的载 荷的方法和设备。该设备通过借助于倾角探针的倾角测量提供对在飞机翼型上 产生的载荷的动态控制。当测量的飞机的倾角大于预定的阈值时，该设备检测 到气动扰动，确定飞机上的副翼的偏转命令，从而以最大的偏转速度将副翼倾 斜特定的偏转角。

该设备因而可以准确并可靠地检测气动扰动，能够使得飞机翼型上的载荷 增加。此外，根据刺激飞机结构的原因直接确定的副翼的偏转以最快的速度实 现，从而可以限制由扰动引起的机翼弯曲，并减少翼型水平面上存在的载荷水 平。

采用这样动态减少载荷的方法，可以在飞机翼型的结构质量上获得改进。

发明内容

本发明的目的是减少飞机翼型的结构质量，特别是，当飞机具有例如如上 面描述类型的动态减少载荷的设备时，进一步地减少结构质量。

为此目的，本发明涉及一种减少气动扰动(包括由风引起的)在飞机上产 生的实际载荷的方法，所述飞机包括布置在其机翼上的操纵面。根据本发明， 所述方法的特征在于：

A/在开始阶段，确定载荷超出包络，所述包络由所述飞机能达到的多组速 度和高度值来限定，对于该包络，施加在飞机上的实际载荷可以至少等于一个 预定的载荷阈值；

B/在飞机飞行期间，自动重复执行以下步骤：

i)监测所述飞机(AC)的当前的高度和速度，以检测该飞机是否是在所述 载荷超出包络内飞行；

ii)当所述飞机在所述载荷超出包络内飞行时，确定所述操纵面的至少一部 分的偏转命令以减少施加在所述飞机上的实际载荷，这些偏转命令使得它们按 照特定的偏转角分别产生所述操纵面的偏转。

iii)如此将确定的偏转命令施加到所述操纵面。

这样，借助于本发明，在飞行过程中，飞机一旦进入理论(例如通过数值 模拟和/或实验)确定的载荷超出包络，就会对飞机的操纵面的至少一部分实施 静态的预防性偏转。通过这种方法，保护飞机不受在飞行中随后可能遇到的可 能的实际气动扰动的影响，飞机的该受保护的构造允许在出现这种扰动时减少 包括产生在其翼型上的载荷。

换言之，在本发明中，预测可能的气动扰动，以预防性的方式偏转飞机的 操纵面。通过这种方法，飞机的翼型可以承受载荷的增加而无需承担超过飞机 结构的尺寸设计极限载荷(即所考虑的结构部件(即，翼型)在不发生永久形 变的情况下可以承受的最大载荷)的风险。

需要指出的是，在法国专利申请FR-2912991中，是在传感器探测到气动扰 动时对操纵面进行偏转。而与之相反，在本发明中，操纵面是在气动扰动可能 发生之前就被预防性地偏转。

采用这种载荷减少，能够更有针对性地实现飞机翼型的结构质量上的改进， 从而特别是能减少所述飞机的制造和使用成本。另外，本发明能在任何飞机上 使用，尤其是在具有一个或多个通常的(例如法国专利申请FR-2,912,991所 描述的类型)载荷减少装置的任何运输飞机上使用，由此进一步减少飞机翼型 的结构质量。

在本发明的范围内，气动扰动被认为可以是：

-不连续的阵风，它是用于代表具有高强度的单独湍流的简化了的风模型； 或

-连续的湍流，它是用于代表持续了长时间段的大气扰动的风模型，它可 以激发飞机的小吸收结构模式；或

-气穴；或

-其他类型的湍流。

优选地，飞机的飞行包络由所述飞机能达到的多对高度和速度值来限定， 自动执行下列连续的步骤，在步骤A/中：

a)选定飞机的至少一个参数，该选定参数的值在所述飞机的飞行期间能发 生变化；

b)针对所述选定参数的至少一个给定值，为分别与给定强度的理论气动扰 动相关的所述飞行包络的所有对值确定施加在飞机上的理论载荷；

c)对于与给定强度的理论扰动相关的所述飞行包络的每对值，将与所述对 值相关的所述确定的理论载荷与预定的载荷阈值进行比较，使得所述载荷超出 包络由所述飞行包络的这样的一组对值确定：对于这组对值，所述相关的所确 定的理论载荷至少等于所述载荷阈值。

因此，对飞机的一个或多个参数的给定值，可以确定一组的高度和速度对 (对应于载荷超出包络)的值，对于这组对值，在飞机上产生的实际载荷被调整 为大于载荷阈值。这样，在飞行过程中，当飞机的当前对值对应于载荷超出包 络的多个对值的其中一对时，飞机的操纵面会被预防性地偏转以避免飞机机翼 上的任何过载。

进一步，该飞机的所述选定的参数可以属于下组飞机参数：

——所述飞机的质量；

——所述飞机中油箱的填充水平；

——所述飞机的定中心。

在本发明的一个具体实施例中：

-对所述选定参数的多个给定值，重复步骤b)；

-在步骤c)中，对于所述选定参数的所述给定值的每一个和所述飞行包络的 每一对值，将与所述对值相关的所述确定的理论载荷与预先设定的载荷阈值相 比较，这样，对于选定参数的所述值的每一个，都将确定载荷超出包络，所述 包络由所述飞行包络的这样一组对值确定：该一组对值的相关的所确定的理论 载荷至少等于所述载荷阈值；和

-根据飞机中的性能标准，在所述确定的载荷超出包络中选取最优的载荷超 出包络。性能标准可以，例如，使得最优载荷超出包络与飞机的工作区域(对 应于飞行包络Dv中的飞机通常遵守的多个对值)不相互影响或影响很少。

因此，飞机的选定参数的多个值可以对应飞行过程中该参数记录的不同值。 当针对选定参数的所述值的每一个都确定了载荷超出包络时，可以确定最佳地 符合飞机的所述性能标准的最优载荷超出包络。

在根据本发明的优选实施例中：

-所述操纵面是布置在所述飞机的机翼的内侧部分上的高升力襟翼；

-在步骤iii)中，所述襟翼相对于飞机的纵轴线对称地向下偏转。

因此，借助于偏转内侧襟翼，可以通过改变围绕飞机的优化构造的升力分布 来使升力中心沿着飞机翼型。向下偏转襟翼，使得翼型主要在机翼根部的水平 面处被加载。

在可选的优选实施例中：

-所述操纵面包括：

.布置在所述飞机的机翼的内侧部分上的内侧襟翼；和

.布置在所述飞机的机翼的外侧部分上的外侧襟翼；

-在步骤iii)中：

.所述内侧襟翼和所述外侧襟翼被独立地偏转；和

.所述内侧襟翼和所述外侧襟翼分别相对于飞机的纵轴线对称地偏转。

因此，通过向下偏转内侧襟翼和，任选地，微微向上偏转外侧襟翼，可以 进一步增进升力中心向机翼根部的移动。

进一步的，所述预定的载荷阈值可以等于所述飞机的机翼的实际尺寸设计 载荷的预设百分比。

有利地，所述操纵面可以至少在预定的时间延迟内保持偏转，从而避免操 纵面动作的过于剧烈。

进一步地，本发明涉及用于减少气动扰动在飞机上产生的实际载荷的设备， 所述飞机包括布置在其机翼上的操纵面。根据本发明，所述设备的特征在于：

-用于确定载荷超出包络的装置，对于载荷超出包络，施加在所述飞机上 的实际载荷可以至少等于预先设定的载荷阈值；和

-重复实施相应的操作的下列装置：

.用于执行监测以能检测所述飞机在所述载荷超出包络内飞行的装置；

.当所述飞机在所述载荷超出包络内飞行时，用于确定所述操纵面中的至 少一部分的偏转命令以减少施加在所述飞机上的实际载荷的装置，这些偏转命 令使得它们按照特定的偏转角度分别产生所述操纵面的偏转；和

.用于将所述偏转命令应用于所述操纵面上的装置。

本发明同样涉及具有本文上述设备的飞机。

附图中的各图将更好的解释如何实施本发明。在附图中，相同的部件用相同 的数字标记标示。

图1显示了布置在大型民用喷气飞机上的根据本发明的载荷减少设备的方 框图。

图2是由图1中的设备确定的最优载荷超出包络的示例图。

图1中示意性的显示出来的根据本发明的设备1用于减少，更具体的是，实 施在飞机AC(例如，图2中所示的运输飞机)的机翼W1和W2上的实际载 荷，所述载荷由气动扰动产生。在本发明覆盖的范围内，认为气动扰动可以是：

-不连续的阵风，其是旨在代表高强度的单独湍流的简化了的风模型； 或

-连续的湍流，其是旨在代表持续了长时间段的大气扰动的风模型，其 可以激发飞机的小吸收结构模式；或

-气穴；或

-其他类型的湍流。

为了清楚地进行说明，根据本发明的设备1被显示在飞机AC的外部，而 实际上它是安装在飞机上的。不过，需要指出的是，作为另一选择，设备1的 下文中的装置的至少一部分可以不安装在飞机AC上。

如图1所示，根据本发明的设备1包括：

-可以经常地测量飞机参数值(例如速度，高度，质量等等)的信息源组 2；

-用于确定最优载荷超出包络Dd(见附图2)的装置3，对于最优载荷超 出包络，施加在所述飞机AC上的实际载荷能够至少等于临界的预定载荷阈值T (图2)。可以认为该载荷阈值T为飞机AC尺寸设计载荷的给定百分比(例如 92％)。尺寸设计载荷是指所考虑的结构部件(即飞机AC的翼型)在不发生永 久形变的情况下可以承受的最大载荷；

-用于执行监测以能检测飞机AC在由装置3确定的最优载荷超出包络Dd 内飞行的装置4；

-当飞机AC在最优载荷超出包络Dd内飞行时，用于确定随后将发出的 飞机AC的操纵面S1和S2的偏转命令的装置5。这些操纵面S1和S2布置在 飞机AC的机翼上。根据本发明，所述偏转命令使得它们产生所述操纵面S1和 S2的向下的预防性偏转，以抵消可能的实际气动扰动的作用；和

-常规的致动装置A1和A2。该致动装置A1和A2中的每一个与所述操 纵面S1和S2中的一个关联。致动装置A1和A2(通过链路L1)接受由所述装 置5确定的偏转命令，并且使所述操纵面S1和S2的每一个产生偏转角。

因此，在飞行过程中，一旦飞机进入理论上确定的载荷超出包络，根据本 发明的设备1就可以控制操纵面S1和S2的静态预防性偏转，在该载荷超出包 络中，飞机可以遇到气动扰动，例如不连续的阵风或连续的湍流，该气动扰动 能导致飞机AC的翼型(机翼W1和W2)上的载荷增加。

在载荷超出包络中使用上述的在翼型上的载荷减小，借此可以在飞机AC 的翼型的结构质量上获得改进，特别是可以减少所述飞机的制造和运行成本。

在本发明的范围内，飞行包络Dv(见附图2)指飞行过程中飞机AC理论 上可以达到的一组的速度和高度对的值。该飞行包络Dv例如可以存储在属于装 置3的存储装置M中。

根据本发明，用于确定最优载荷超出包络Dd的装置3包括：

-装置6，其用于自动地或者飞行员手动地，通过专用的接口来选择飞机 AC的参数。该参数的值在飞机的飞行过程中可以变化，该参数可以从飞机AC 的下列参数中选择：

.质量；

.油箱的填充水平；

.定中心。

显然，也可以考虑任何其它类型的合适的现有参数。而且，同时选择飞机 AC的几个参数也是可行的；

-装置7，用于针对选定参数的多个给定值(通过链路L2从装置6接收的)， 为与预定强度(例如，由预定建模产生的)的理论气动扰动分别相关的所述飞 行包络Dv的每一对值确定施加在飞机AC上的理论载荷C1到Cn(n是整数， 见附图2)。分别通过链路L2和L3与装置6和装置M连接的装置7可以接收 选定参数的多个值和关于飞行包络DV的信息。需要指出的是，与飞行包络DV 的一对值相关的理论扰动的强度可以是该对值中高度的函数。进一步，作为另 一选择，对于飞行包络Dv中的每一对值，可以为选定参数的单一的相同值来确 定施加在飞机AC上的理论载荷；和

-装置8，其构置成：对于飞机AC的选定参数的值中的每一个，将分别与 飞行包络DV的各对值中的每一对相关的确定的理论载荷C1至Cn与预定的载 荷阈值T相比较。通过链路14，装置8可以接收由装置7确定的理论载荷C1 至Cn。因此，对于选定参数的所述值的每一个，都可以获得由飞行包络的一组对 值确定的载荷超出包络，该组对值的相关的理论载荷C1至Cn至少等于预定的 载荷阈值T。换而言之，在装置8的输出端，获得多个的载荷超出包络Dd；和

-装置9，其用于根据飞机AC的性能标准从通过链路L5接收的由装置8 确定的多个载荷超出包络中选择最优载荷超出包络。飞机的性能标准可以使得 最优载荷超出包络与由图2上的爬升线CLB和巡航线CR象征的飞机AC的工 作区域(对应于飞行包络Dv的飞机通常采用的多对值)不互相影响或影响很小。 这样的性能标准因此是在减少飞机AC的翼型上产生的载荷和飞机的性能之间 的折衷。

应当理解的是，另选地或者附加地，在飞行过程中，根据飞机的一个或多 个参数(例如质量)，更新最优载荷超出包络。

根据通过链路L 6接收的装置3确定的最优载荷超出包络Dd，和通过链路 L7接收的来自信息源组2的飞机AC的速度和高度对的当前值，监测装置4 检测该当前的对值是否与最优载荷超出包络Dd中的各对值的其中一对相对应。 当检测结果为正(即当前的对值是最优载荷超出包络Dd中的一个对值)时，监 测装置4将通过链路L8，在输出端发出代表着与当前的组值相关的确定的理论 载荷的信号给装置5。

当接收到该信号时，装置5利用与当前对值相关的由装置7确定的理论载 荷，确定操纵面S1和S2的偏转命令。所述偏转命令，例如是，通过(未显示 出的)匹配表来获得，所述匹配表与在给定的参考载荷情况下需要向操纵面S1 和S2施加的特定的偏转角相关联。匹配表可以储存在装置5中。这样，在匹配 表中找到与当前对值相关的理论载荷，就能确定要对操纵面S1和S2施加的特 定的偏转角。

所述装置5产生的偏转命令因此传递给致动装置A1和A2，而致动装置A1 和A2接着在操作面S1和S2上实施该偏转命令。这样，该操纵面S1和S2 相对于飞机AC的纵轴线L-L对称地向下偏转。

操纵面S1和S2优选的通过连续的角度步长来进行偏转，从而达到偏转命 令要求的特定角度。

进一步的，它们可以在预设的时间延迟内维持在这个位置上，从而避免大 量的往返动作，进而避免在对应的致动装置A1和A2上产生应变。

在本发明优选的实施例中，操纵面S1和S2是内侧的高升力后缘襟翼，其 布置在飞机AC的机翼W1和W2的内侧部分上。

进一步可行的是，当飞机AC的质量最大不超过飞机AC的最大起飞质量减 去预先设定的固定质量例如30吨时(即Mplane≤Mmax-30t)，不启用设备1。

进一步的，在另一优选实施例中，设备1进一步包括：

-分别通过链路L9而连接到装置5的装置10，其用于确定飞机AC的辅助 操纵面P1和P2的辅助偏转命令。辅助操纵面P1和P2同样布置在飞机的机翼 W1和W2上。该辅助操纵面P1和P2关于飞机AC的纵轴线L-L对称地偏转。 所述辅助偏转命令例如通过使用从装置5获得的偏转命令来确定；和

-常规致动装置B1和B2，其通过链路L10与所述装置10连接，致动装 置B1和B2可以将辅助操纵面P1和P2放置到代表装置10所确定的辅助偏转 命令的位置。

在该实施例中，操纵面P1和P2优选的是外侧的后缘高升力襟翼，其布置 在飞机AC的机翼W1和W2的外侧部分上。它们可以相对于内侧襟翼S1和S2 独立地进行偏转，这样施加到内侧襟翼S1，S2的偏转角和施加到外侧襟翼P1， P2的偏转角可以相同也可以不同。此外，内侧襟翼S1，S2的偏转方向可以和 外侧襟翼P1，P2的偏转方向相反。

进一步的，在另一可选的实施例中，可以考虑将布置在飞机AC的机翼上的 用作高升力区域的前缘缝翼N1和N2作为辅助操纵面。

在附图2的示例中，飞行包络Dv由作为飞机AC的高度的函数的飞机AC 的马赫速度的图示出。

如前面提及的，爬升线CLB和巡航线CR限定了飞机AC的工作飞行包络 的边界，该工作飞行包络包括飞机AC在飞行过程中通常采用的飞行包络Dv的 速度和高度对的值。

而且，在飞行包络Dv上展示了由装置7为由装置6选择的飞机AC参数(在 本实例中，是质量)的给定值确定的理论载荷C1到Cn。

如附图2所示的，对于飞行包络Dv的不同对值(由等载荷区域C1到Cn 标示)，在飞机AC上产生的理论载荷可以相同。

进一步的，载荷超出包络Dd(附图2中的阴影区)对应着飞行包络Dv的这样 一组对值：对于这组对值，相关的理论载荷至少等于载荷阈值T(例如，等于 在临界点I上获得的飞机AC的结构可以承受的最大实际载荷的92％)。

在该例子中，飞机AC的工作飞行包络C R和CLB和确定的载荷超出包络 Dd之间不相互影响(这两个区域不相关)，因此，该载荷超出包络Dd可以认为 是最优的。