用於減少氣動擾動在飛機上產生的實際載荷的方法和設備的製作方法

2023-12-09 04:55:26 4

專利名稱：用於減少氣動擾動在飛機上產生的實際載荷的方法和設備的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種用於減少氣動擾動(包括由風引起的)在飛機上產生的實際載荷的方法和設備，以及具有該設備的飛機。
背景技術：
已知的，在正承受載荷的運輸飛機的認證範圍內，關於監管性的尺寸設計需要考慮幾種情況，它們分別涉及-機動動作-不連續的陣風；和-連續湍流。後兩種載荷情況有時候相對於與機動動作相關的載荷情況而言程度更大。因此， 非常有利的是，減少與不連續的陣風和連續湍流相關的載荷水平，從而，更具體的，能夠實現在飛機翼型的結構質量方面的改進。從法國專利申請FM912991中，已經獲知一種用於動態地減少由氣動擾動，包括由風(不連續的陣風，連續湍流，等等)引起的，在運輸飛機上產生的載荷的方法和設備。該設備通過藉助於傾角探針的傾角測量提供對在飛機翼型上產生的載荷的動態控制。當測量的飛機的傾角大於預定的閾值時，該設備檢測到氣動擾動，確定飛機上的副翼的偏轉命令， 從而以最大的偏轉速度將副翼傾斜特定的偏轉角。該設備因而可以準確並可靠地檢測氣動擾動，能夠使得飛機翼型上的載荷增加。 此外，根據刺激飛機結構的原因直接確定的副翼的偏轉以最快的速度實現，從而可以限制由擾動引起的機翼彎曲，並減少翼型水平面上存在的載荷水平。採用這樣動態減少載荷的方法，可以在飛機翼型的結構質量上獲得改進。

發明內容
本發明的目的是減少飛機翼型的結構質量，特別是，當飛機具有例如如上面描述類型的動態減少載荷的設備時，進一步地減少結構質量。為此目的，本發明涉及一種減少氣動擾動(包括由風引起的)在飛機上產生的實際載荷的方法，所述飛機包括布置在其機翼上的操縱面。根據本發明，所述方法的特徵在於A/在開始階段，確定載荷超出包絡，所述包絡由所述飛機能達到的多組速度和高度值來限定，對於該包絡，施加在飛機上的實際載荷可以至少等於一個預定的載荷閾值；B/在飛機飛行期間，自動重複執行以下步驟i)監測所述飛機(AC)的當前的高度和速度，以檢測該飛機是否是在所述載荷超出包絡內飛行；ii)當所述飛機在所述載荷超出包絡內飛行時，確定所述操縱面的至少一部分的偏轉命令以減少施加在所述飛機上的實際載荷，這些偏轉命令使得它們按照特定的偏轉角分別產生所述操縱面的偏轉。iii)如此將確定的偏轉命令施加到所述操縱面。這樣，藉助於本發明，在飛行過程中，飛機一旦進入理論(例如通過數值模擬和/ 或實驗)確定的載荷超出包絡，就會對飛機的操縱面的至少一部分實施靜態的預防性偏轉。通過這種方法，保護飛機不受在飛行中隨後可能遇到的可能的實際氣動擾動的影響，飛機的該受保護的構造允許在出現這種擾動時減少包括產生在其翼型上的載荷。換言之，在本發明中，預測可能的氣動擾動，以預防性的方式偏轉飛機的操縱面。 通過這種方法，飛機的翼型可以承受載荷的增加而無需承擔超過飛機結構的尺寸設計極限載荷(即所考慮的結構部件(即，翼型)在不發生永久形變的情況下可以承受的最大載荷) 的風險。需要指出的是，在法國專利申請FR4912991中，是在傳感器探測到氣動擾動時對操縱面進行偏轉。而與之相反，在本發明中，操縱面是在氣動擾動可能發生之前就被預防性地偏轉。採用這種載荷減少，能夠更有針對性地實現飛機翼型的結構質量上的改進，從而特別是能減少所述飛機的製造和使用成本。另外，本發明能在任何飛機上使用，尤其是在具有一個或多個通常的(例如法國專利申請FR-2，912，991所描述的類型)載荷減少裝置的任何運輸飛機上使用，由此進一步減少飛機翼型的結構質量。在本發明的範圍內，氣動擾動被認為可以是-不連續的陣風，它是用於代表具有高強度的單獨湍流的簡化了的風模型；或-連續的湍流，它是用於代表持續了長時間段的大氣擾動的風模型，它可以激發飛機的小吸收結構模式；或-氣穴；或-其他類型的湍流。優選地，飛機的飛行包絡由所述飛機能達到的多對高度和速度值來限定，自動執行下列連續的步驟，在步驟A/中a)選定飛機的至少一個參數，該選定參數的值在所述飛機的飛行期間能發生變化；b)針對所述選定參數的至少一個給定值，為分別與給定強度的理論氣動擾動相關的所述飛行包絡的所有對值確定施加在飛機上的理論載荷；c)對於與給定強度的理論擾動相關的所述飛行包絡的每對值，將與所述對值相關的所述確定的理論載荷與預定的載荷閾值進行比較，使得所述載荷超出包絡由所述飛行包絡的這樣的一組對值確定對於這組對值，所述相關的所確定的理論載荷至少等於所述載荷閾值。因此，對飛機的一個或多個參數的給定值，可以確定一組的高度和速度對(對應於載荷超出包絡)的值，對於這組對值，在飛機上產生的實際載荷被調整為大於載荷閾值。 這樣，在飛行過程中，當飛機的當前對值對應於載荷超出包絡的多個對值的其中一對時，飛機的操縱面會被預防性地偏轉以避免飛機機翼上的任何過載。進一步，該飛機的所述選定的參數可以屬於下組飛機參數——所述飛機的質量；
——所述飛機中油箱的填充水平；——所述飛機的定中心。在本發明的一個具體實施例中-對所述選定參數的多個給定值，重複步驟b)；-在步驟C)中，對於所述選定參數的所述給定值的每一個和所述飛行包絡的每一對值，將與所述對值相關的所述確定的理論載荷與預先設定的載荷閾值相比較，這樣，對於選定參數的所述值的每一個，都將確定載荷超出包絡，所述包絡由所述飛行包絡的這樣一組對值確定該一組對值的相關的所確定的理論載荷至少等於所述載荷閾值；和-根據飛機中的性能標準，在所述確定的載荷超出包絡中選取最優的載荷超出包絡。性能標準可以，例如，使得最優載荷超出包絡與飛機的工作區域(對應於飛行包絡Dv 中的飛機通常遵守的多個對值)不相互影響或影響很少。因此，飛機的選定參數的多個值可以對應飛行過程中該參數記錄的不同值。當針對選定參數的所述值的每一個都確定了載荷超出包絡時，可以確定最佳地符合飛機的所述性能標準的最優載荷超出包絡。在根據本發明的優選實施例中-所述操縱面是布置在所述飛機的機翼的內側部分上的高升力襟翼；-在步驟iii)中，所述襟翼相對於飛機的縱軸線對稱地向下偏轉。因此，藉助於偏轉內側襟翼，可以通過改變圍繞飛機的優化構造的升力分布來使升力中心沿著飛機翼型。向下偏轉襟翼，使得翼型主要在機翼根部的水平面處被加載。在可選的優選實施例中-所述操縱面包括.布置在所述飛機的機翼的內側部分上的內側襟翼；和.布置在所述飛機的機翼的外側部分上的外側襟翼；-在步驟iii)中:.所述內側襟翼和所述外側襟翼被獨立地偏轉；和.所述內側襟翼和所述外側襟翼分別相對於飛機的縱軸線對稱地偏轉。因此，通過向下偏轉內側襟翼和，任選地，微微向上偏轉外側襟翼，可以進一步增進升力中心向機翼根部的移動。進一步的，所述預定的載荷閾值可以等於所述飛機的機翼的實際尺寸設計載荷的預設百分比。有利地，所述操縱面可以至少在預定的時間延遲內保持偏轉，從而避免操縱面動作的過於劇烈。進一步地，本發明涉及用於減少氣動擾動在飛機上產生的實際載荷的設備，所述飛機包括布置在其機翼上的操縱面。根據本發明，所述設備的特徵在於-用於確定載荷超出包絡的裝置，對於載荷超出包絡，施加在所述飛機上的實際載荷可以至少等於預先設定的載荷閾值；和-重複實施相應的操作的下列裝置.用於執行監測以能檢測所述飛機在所述載荷超出包絡內飛行的裝置；.當所述飛機在所述載荷超出包絡內飛行時，用於確定所述操縱面中的至少一部分的偏轉命令以減少施加在所述飛機上的實際載荷的裝置，這些偏轉命令使得它們按照特定的偏轉角度分別產生所述操縱面的偏轉；和.用於將所述偏轉命令應用於所述操縱面上的裝置。本發明同樣涉及具有本文上述設備的飛機。附圖中的各圖將更好的解釋如何實施本發明。在附圖中，相同的部件用相同的數字標記標不。

圖1顯示了布置在大型民用噴氣飛機上的根據本發明的載荷減少設備的方框圖。圖2是由圖1中的設備確定的最優載荷超出包絡的示例圖。圖1中示意性的顯示出來的根據本發明的設備1用於減少，更具體的是，實施在飛機AC(例如，圖2中所示的運輸飛機)的機翼Wl和W2上的實際載荷，所述載荷由氣動擾動產生。在本發明覆蓋的範圍內，認為氣動擾動可以是-不連續的陣風，其是旨在代表高強度的單獨湍流的簡化了的風模型；或-連續的湍流，其是旨在代表持續了長時間段的大氣擾動的風模型，其可以激發飛機的小吸收結構模式；或-氣穴；或-其他類型的湍流。為了清楚地進行說明，根據本發明的設備1被顯示在飛機AC的外部，而實際上它是安裝在飛機上的。不過，需要指出的是，作為另一選擇，設備1的下文中的裝置的至少一部分可以不安裝在飛機AC上。如圖1所示，根據本發明的設備1包括-可以經常地測量飛機參數值(例如速度，高度，質量等等)的信息源組2；-用於確定最優載荷超出包絡Dd(見附圖2)的裝置3，對於最優載荷超出包絡，施加在所述飛機AC上的實際載荷能夠至少等於臨界的預定載荷閾值T(圖2)。可以認為該載荷閾值T為飛機AC尺寸設計載荷的給定百分比(例如92%)。尺寸設計載荷是指所考慮的結構部件(即飛機AC的翼型)在不發生永久形變的情況下可以承受的最大載荷；-用於執行監測以能檢測飛機AC在由裝置3確定的最優載荷超出包絡Dd內飛行的裝置4 ；-當飛機AC在最優載荷超出包絡Dd內飛行時，用於確定隨後將發出的飛機AC的操縱面Sl和S2的偏轉命令的裝置5。這些操縱面Sl和S2布置在飛機AC的機翼上。根據本發明，所述偏轉命令使得它們產生所述操縱面Sl和S2的向下的預防性偏轉，以抵消可能的實際氣動擾動的作用；和-常規的致動裝置Al和A2。該致動裝置Al和A2中的每一個與所述操縱面Sl和 S2中的一個關聯。致動裝置Al和A2(通過鏈路Li)接受由所述裝置5確定的偏轉命令，並且使所述操縱面Sl和S2的每一個產生偏轉角。因此，在飛行過程中，一旦飛機進入理論上確定的載荷超出包絡，根據本發明的設備1就可以控制操縱面Sl和S2的靜態預防性偏轉，在該載荷超出包絡中，飛機可以遇到氣動擾動，例如不連續的陣風或連續的湍流，該氣動擾動能導致飛機AC的翼型(機翼Wl和 W2)上的載荷增加。在載荷超出包絡中使用上述的在翼型上的載荷減小，藉此可以在飛機AC的翼型的結構質量上獲得改進，特別是可以減少所述飛機的製造和運行成本。在本發明的範圍內，飛行包絡Dv(見附圖2)指飛行過程中飛機AC理論上可以達到的一組的速度和高度對的值。該飛行包絡Dv例如可以存儲在屬於裝置3的存儲裝置M中。根據本發明，用於確定最優載荷超出包絡Dd的裝置3包括-裝置6，其用於自動地或者飛行員手動地，通過專用的接口來選擇飛機AC的參數。該參數的值在飛機的飛行過程中可以變化，該參數可以從飛機AC的下列參數中選擇.質量；.油箱的填充水平；.定中心。顯然，也可以考慮任何其它類型的合適的現有參數。而且，同時選擇飛機AC的幾個參數也是可行的；-裝置7，用於針對選定參數的多個給定值(通過鏈路L2從裝置6接收的)，為與預定強度(例如，由預定建模產生的)的理論氣動擾動分別相關的所述飛行包絡Dv的每一對值確定施加在飛機AC上的理論載荷Cl到Cn (η是整數，見附圖2)。分別通過鏈路L2 和L3與裝置6和裝置M連接的裝置7可以接收選定參數的多個值和關於飛行包絡DV的信息。需要指出的是，與飛行包絡DV的一對值相關的理論擾動的強度可以是該對值中高度的函數。進一步，作為另一選擇，對於飛行包絡Dv中的每一對值，可以為選定參數的單一的相同值來確定施加在飛機AC上的理論載荷；和-裝置8，其構置成對於飛機AC的選定參數的值中的每一個，將分別與飛行包絡 DV的各對值中的每一對相關的確定的理論載荷Cl至Cn與預定的載荷閾值T相比較。通過鏈路14，裝置8可以接收由裝置7確定的理論載荷Cl至Cn。因此，對於選定參數的所述值的每一個，都可以獲得由飛行包絡的一組對值確定的載荷超出包絡，該組對值的相關的理論載荷Cl至Cn至少等於預定的載荷閾值T。換而言之，在裝置8的輸出端，獲得多個的載荷超出包絡Dd ；和-裝置9，其用於根據飛機AC的性能標準從通過鏈路L5接收的由裝置8確定的多個載荷超出包絡中選擇最優載荷超出包絡。飛機的性能標準可以使得最優載荷超出包絡與由圖2上的爬升線CLB和巡航線CR象徵的飛機AC的工作區域(對應於飛行包絡Dv的飛機通常採用的多對值)不互相影響或影響很小。這樣的性能標準因此是在減少飛機AC的翼型上產生的載荷和飛機的性能之間的折衷。應當理解的是，另選地或者附加地，在飛行過程中，根據飛機的一個或多個參數 (例如質量)，更新最優載荷超出包絡。根據通過鏈路L 6接收的裝置3確定的最優載荷超出包絡Dd，和通過鏈路L7接收的來自信息源組2的飛機AC的速度和高度對的當前值，監測裝置4檢測該當前的對值是否與最優載荷超出包絡Dd中的各對值的其中一對相對應。當檢測結果為正(即當前的對值是最優載荷超出包絡Dd中的一個對值)時，監測裝置4將通過鏈路L8，在輸出端發出代表著與當前的組值相關的確定的理論載荷的信號給裝置5。當接收到該信號時，裝置5利用與當前對值相關的由裝置7確定的理論載荷，確定操縱面Sl和S2的偏轉命令。所述偏轉命令，例如是，通過(未顯示出的)匹配表來獲得，所述匹配表與在給定的參考載荷情況下需要向操縱面Sl和S2施加的特定的偏轉角相關聯。 匹配表可以儲存在裝置5中。這樣，在匹配表中找到與當前對值相關的理論載荷，就能確定要對操縱面Sl和S2施加的特定的偏轉角。所述裝置5產生的偏轉命令因此傳遞給致動裝置Al和A2，而致動裝置Al和A2接著在操作面Sl和S2上實施該偏轉命令。這樣，該操縱面Sl和S2相對於飛機AC的縱軸線 L-L對稱地向下偏轉。操縱面Sl和S2優選的通過連續的角度步長來進行偏轉，從而達到偏轉命令要求的特定角度。進一步的，它們可以在預設的時間延遲內維持在這個位置上，從而避免大量的往返動作，進而避免在對應的致動裝置Al和A2上產生應變。在本發明優選的實施例中，操縱面Sl和S2是內側的高升力後緣襟翼，其布置在飛機AC的機翼Wl和W2的內側部分上。進一步可行的是，當飛機AC的質量最大不超過飛機AC的最大起飛質量減去預先設定的固定質量例如30噸時(即Mplane彡MmaX-30t)，不啟用設備1。進一步的，在另一優選實施例中，設備1進一步包括-分別通過鏈路L9而連接到裝置5的裝置10，其用於確定飛機AC的輔助操縱面 Pl和P2的輔助偏轉命令。輔助操縱面Pl和P2同樣布置在飛機的機翼Wl和W2上。該輔助操縱面Pl和P2關於飛機AC的縱軸線L-L對稱地偏轉。所述輔助偏轉命令例如通過使用從裝置5獲得的偏轉命令來確定；和-常規致動裝置Bl和B2，其通過鏈路LlO與所述裝置10連接，致動裝置Bl和B2 可以將輔助操縱面Pl和P2放置到代表裝置10所確定的輔助偏轉命令的位置。在該實施例中，操縱面Pl和P2優選的是外側的後緣高升力襟翼，其布置在飛機AC 的機翼Wl和W2的外側部分上。它們可以相對於內側襟翼Sl和S2獨立地進行偏轉，這樣施加到內側襟翼Si，S2的偏轉角和施加到外側襟翼Pl，P2的偏轉角可以相同也可以不同。 此外，內側襟翼Si，S2的偏轉方向可以和外側襟翼Pl，P2的偏轉方向相反。進一步的，在另一可選的實施例中，可以考慮將布置在飛機AC的機翼上的用作高升力區域的前緣縫翼W和N2作為輔助操縱面。在附圖2的示例中，飛行包絡Dv由作為飛機AC的高度的函數的飛機AC的馬赫速度的圖示出。如前面提及的，爬升線CLB和巡航線CR限定了飛機AC的工作飛行包絡的邊界，該工作飛行包絡包括飛機AC在飛行過程中通常採用的飛行包絡Dv的速度和高度對的值。而且，在飛行包絡Dv上展示了由裝置7為由裝置6選擇的飛機AC參數(在本實例中，是質量)的給定值確定的理論載荷Cl到Cn。如附圖2所示的，對於飛行包絡Dv的不同對值(由等載荷區域Cl到Cn標示)，在飛機AC上產生的理論載荷可以相同。進一步的，載荷超出包絡Dd(附圖2中的陰影區)對應著飛行包絡Dv的這樣一組對值對於這組對值，相關的理論載荷至少等於載荷閾值τ(例如，等於在臨界點I上獲得的飛機AC的結構可以承受的最大實際載荷的92% )。在該例子中，飛機AC的工作飛行包絡C R和CLB和確定的載荷超出包絡Dd之間不相互影響(這兩個區域不相關)，因此，該載荷超出包絡Dd可以認為是最優的。
權利要求
1.減少氣動擾動在飛機(AC)上產生的實際載荷的方法，所述飛機(AC)包括布置在機翼(ffl,W2)上的操縱面(S1，S2，P1，P2)，其特徵在於:A/在開始階段，確定載荷超出包絡(Dd)，所述載荷超出包絡由所述飛機(AC)可達到的多對速度和高度值來限定，對於載荷超出包絡，施加在飛機(AC)上的實際載荷至少等於預定的載荷閾值⑴；B/在飛機(AC)飛行期間，自動重複執行以下步驟i)監測所述飛機(AC)的當前高度和速度，以用於檢測飛機是否是在所述載荷超出包絡(Dd)內飛行； )當所述飛機(AC)在所述載荷超出包絡(Dd)內飛行時，確定所述操縱面(Si，S2， P1，P2)的至少一部分的偏轉命令，以減少施加在所述飛機(AC)上的實際載荷，這些偏轉命令使得它們按照特定的偏轉角分別產生所述操縱面(Si，S2，PI, P2)的偏轉；和iii)將確定的偏轉命令施加到所述操縱面。
2.根據權利要求1所述的方法，其中所述飛機(AC)的飛行包絡(Dv)由該飛機(AC)能達到的多對速度和高度值來限定，其特徵在於，在步驟A/，自動執行以下連續的步驟a)選定飛機(AC)的至少一個參數，該選定的參數的值在所述飛機(AC)的飛行期間能發生變化；b)針對所述選定參數的至少一個給定值，為所述飛行包絡(Dv)的與具有給定強度的理論氣動擾動分別相關的所有對值，確定施加在飛機(AC)上的理論載荷(Cl到Cn)；c)對於所述飛行包絡(Dv)的與具有給定強度的理論擾動相關的每一對值，將與該對值相關的所述確定的理論載荷(Cl到Cn)與預定的載荷閾值(T)相比較，使得所述載荷超出包絡(Dd)由所述飛行包絡(Dv)的這樣一組對值確定對於該組對值，所述相關的確定的理論載荷(Cl到Cn)至少等於所述載荷閾值(T)。
3.根據權利要求2所述的方法，其特徵在於-對所述選定參數的多個給定值，重複步驟b)；和-在步驟c)中，對於所述選定參數的所述給定值中的每一個和對於所述飛行包絡(Dv) 的每一對值，將與所述對值相關的所述確定的理論載荷(Cl到Cn)與預定的載荷閾值(T) 相比較，使得對於選定參數的所述給定值的每一個，載荷超出包絡(Dd)由所述飛行包絡 (Dv)的這樣一組對值確定該組對值的所述相關的確定的理論載荷(Cl到Cn)至少等於所述載荷閾值⑴；和-根據飛機(AC)的性能標準，在所述確定的載荷超出包絡(Dd)中選取最優載荷超出包
4.根據權利要求2-3中任一項的方法，其特徵在於，所述飛機(AC)的選定參數屬於飛機(AC)的下列參數組-所述飛機(AC)的質量； -所述飛機(AC)的油箱的填充水平； -所述飛機(AC)的定中心。
5.根據權利要求1-4中任一項的方法，其特徵在於-所述操縱面是布置在所述飛機(AC)的機翼(Wl，W2)的內側部分上的高升力襟翼 (Si, S2)；和-在步驟iii)中，所述襟翼(Si，S2)相對於飛機(AC)的縱軸線(L-L)對稱地向下偏轉。
6.根據權利要求1-4中任一項的方法，其特徵在於所述操縱面包括 布置在所述飛機(AC)的機翼(W1，W2)內側部分上的內側襟翼(S1，S2)；和 .布置在所述飛機(AC)的機翼(W1，W2)外側部分上的外側襟翼(P1，P2)；在步驟iii)中 所述內側襟翼(Si，S2)和所述外側襟翼(PI, P2)相互獨立地偏轉；和 所述內側襟翼(Si，S2)和所述外側襟翼(PI, P2)分別相對於飛機(AC)的縱軸線 (L-L)對稱地偏轉。
7.根據權利要求1-6中任一項的方法，其特徵在於所述預定的載荷閾值(T)等於所述飛機(AC)的機翼(W1，W2)的實際尺寸設計載荷的預設的百分比。
8.根據權利要求1-7中任一項的方法，其特徵在於所述操縱面(Si，S2，PI,P2)至少在預設的時間延遲內保持偏轉。
9.用於減少氣動擾動在飛機(AC)上產生的實際載荷的設備，所述飛機(AC)包括布置在飛機的機翼(W1，W2)上的操縱面(31，52，？1，？2)，其特徵在於，其包括-用於確定載荷超出包絡(Dd)的裝置(3)，對於載荷超出包絡，施加在所述飛機(AC) 上的實際載荷至少等於預定的載荷閾值(T)；和-重複執行相應的操作的後續裝置(4，5，10，A1，A2，B1，B2) .用於執行監測以能檢測所述飛機(AC)在所述載荷超出包絡(Dd)內飛行的裝置(4)； .當所述飛機(AC)在所述載荷超出包絡(Dd)內飛行時，確定所述操縱面(S1，S2，P1， P2)中的至少一部分的偏轉命令以減少施加在所述飛機(AC)上的實際載荷的裝置(5，10)， 這些偏轉命令使得它們按照特定的偏轉角分別產生所述操縱面(S1，S2，P1，P》的偏轉； 將所述偏轉命令施加到所述操縱面(Si，S2，PI, P2)上的裝置(Al，A2，Bi, B2)。
10.一種飛機，其特徵在於包括如權利要求9所述的設備(1)。
全文摘要
本發明涉及用於減少氣動擾動在飛機上產生的實際載荷的方法和設備。根據本發明，設備(1)包括用於確定載荷超出包絡的裝置(3)，和當飛機(AC)在所述載荷超出包絡內飛行時，用於確定飛機的操縱面(S1，S2，P1，P2)的偏轉命令以減少施加在飛機(AC)上的實際載荷的裝置(5，10)。
文檔編號G05D1/06GK102306027SQ20111015451
公開日2012年1月4日 申請日期2011年5月3日 優先權日2010年5月3日
發明者M·胡姆貝爾, S·布朗 申請人:空中巴士運營簡化股份公司