CN111099012B - 用于缓解飞机的结构柔性模式激发的影响的***和方法 - Google Patents
用于缓解飞机的结构柔性模式激发的影响的***和方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111099012B CN111099012B CN201911017087.2A CN201911017087A CN111099012B CN 111099012 B CN111099012 B CN 111099012B CN 201911017087 A CN201911017087 A CN 201911017087A CN 111099012 B CN111099012 B CN 111099012B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aircraft
- flight control
- command
- control surfaces
- pilot
- 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
Links
- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 title claims abstract description 62
- 230000005284 excitation Effects 0.000 title claims abstract description 38
- 238000000034 method Methods 0.000 title abstract description 38
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 157
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 21
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 26
- 230000006870 function Effects 0.000 claims description 14
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 13
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 11
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 6
- 230000015654 memory Effects 0.000 claims description 6
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 claims description 6
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000004044 response Effects 0.000 description 4
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000006399 behavior Effects 0.000 description 1
- 238000013500 data storage Methods 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000012552 review Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
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
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/503—Fly-by-Wire
-
- 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
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
-
- 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
- B64C13/04—Initiating means actuated personally
- B64C13/042—Initiating means actuated personally operated by hand
- B64C13/0421—Initiating means actuated personally operated by hand control sticks for primary flight controls
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/12—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders surfaces of different type or function being simultaneously adjusted
-
- 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
- G05D1/0841—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability to prevent a coupling between different modes
-
- 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
- B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
- B64C19/02—Conjoint controls
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C2009/005—Ailerons
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/04—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders with compound dependent movements
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/10—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders one surface adjusted by movement of another, e.g. servo tabs
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)
- Toys (AREA)
Abstract
用于缓解飞机的结构柔性模式激发的影响的***和方法。公开了用于在飞行期间控制固定翼飞机的***和方法。该飞机包括不同类型的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面。该方法包括：确定对第一飞行控制表面的飞行员命令将激发飞机的结构柔性模式；然后，与对第二飞行控制表面的命令相结合，执行对第一飞行控制表面的飞行员命令，以缓解飞机的结构柔性模式激发的影响。
Description
技术领域
本公开总体上涉及飞机，并且更具体地涉及在飞行期间控制飞机。
背景技术
人机联合(APC)事件可能导致意外的和有害的飞机运动，这是由飞机与飞行员之间的异常交互作用导致的。有害的飞机运动可能包括由飞机的飞行控制***导致的飞机姿态和飞行路径的变化，并且可能影响乘客舒适度和飞机控制。当飞行员试图控制飞机时，由于飞行员和飞机之间的交互作用，会发生APC事件。由于飞行员的动作可能取决于由飞行员命令诱发的飞机的运动，所以飞机和飞行员可以形成闭环反馈控制***。不期望的APC事件可以被识别为包括飞行员和飞机的闭环反馈控制***中的不稳定性。
发明内容
在一个方面，本公开描述了一种用于缓解在飞行期间飞机的结构柔性模式(structural flexible mode)激发的影响的方法，其中，飞机包括用于导致飞机绕横滚轴线移动的副翼，和用于导致飞机绕偏航轴线移动的方向舵。该方法包括：
接收对副翼的命令，该对副翼的命令具有的特性导致该对副翼的命令激发飞机的结构柔性模式；然后
与对方向舵的命令相结合，执行对副翼的命令，所述对方向舵的命令被配置用以缓解飞机的结构柔性模式激发的影响。
结构柔性模式可以包括飞机的竖直稳定器的弯曲。
对副翼的命令可以是振荡，并且所述特性可以是对副翼的命令所涉及的预定频率。
所述特性可以包括与所涉及的预定幅值对应的所述对副翼的命令的幅值。
对副翼的命令可以导致飞机右翼的向下移动，并且对方向舵的命令可以导致方向舵的左偏转。
当飞机的高升力飞行控制表面处于收回构造时，对方向舵的命令可以具有第一幅值。当飞机的高升力飞行控制表面处于展开构造时，对方向舵的命令可以具有不同于第一幅值的第二幅值。
对方向舵的命令的幅值可以取决于对副翼的命令的幅值。
所述特性可以取决于飞机的高度。
所述特性可以取决于飞机的速度。
所述特性可以取决于飞机的重量。
所述特性可以取决于飞机中的燃料量。
对副翼的命令和对方向舵的命令可以被同时执行。
实施例可以包括以上特征的组合。
在另一方面，本公开描述了一种用于缓解在飞行期间飞机的结构柔性模式激发的影响的方法，其中，飞机包括不同类型的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面。该方法包括：
接收对一个或多个第一飞行控制表面的命令，所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令具有的特性将导致所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令激发飞机的结构柔性模式；然后
与对一个或多个第二飞行控制表面的命令相结合，执行所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令，所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令被配置用以缓解飞机的结构柔性模式激发的影响。
所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令可以是振荡，并且所述特性可以是所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令所涉及的预定频率。
所述特性可以包括与所涉及的预定幅值对应的所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令的幅值。
当飞机的高升力飞行控制表面处于收回构造时，所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令可以具有第一幅值。当飞机的高升力飞行控制表面处于展开构造时，所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令可以具有不同于第一幅值的第二幅值。
所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令的幅值可以取决于飞机的激活(active)高升力构造。
所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令的幅值可以取决于所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令的幅值。
所述特性可以取决于飞机的高度。
所述特性可以取决于飞机的速度。
所述特性可以取决于飞机的重量。
所述特性可以取决于飞机中的燃料量。
所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令和所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令可以被同时执行。
第一飞行控制表面和第二飞行控制表面可以与飞机的不同的旋转轴线相关联。
所述一个或多个第一飞行控制表面可以包括方向舵，并且所述一个或多个第二飞行控制表面可以包括副翼。
所述一个或多个第一飞行控制表面可以包括升降舵，并且所述一个或多个第二飞行控制表面可以包括副翼。
实施例可以包括以上特征的组合。
在另一方面，本公开描述了一种用于缓解在飞行期间飞机的结构柔性模式激发的影响的***，其中，飞机包括不同类型的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面。该***包括：
飞行员输入装置，该飞行员输入装置用于接收指示对飞机的一个或多个第一飞行控制表面的命令的飞行员输入；以及
控制器，该控制器在操作上联接至飞行员输入装置，以接收指示对飞机的一个或多个第一飞行控制表面的命令的信号，该控制器被配置成：
当接收到对一个或多个第一飞行控制表面的命令，并且所述命令具有的特性将导致所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令激发飞机的结构柔性模式时，该控制器导致与对一个或多个第二飞行控制表面的命令相结合来执行所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令。所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令被配置用以缓解飞机的结构柔性模式激发的影响。
所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令可以是振荡，并且所述特性可以是所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令所涉及的预定频率。
所述特性可以包括与所涉及的预定幅值对应的所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令的幅值。
控制器可以被配置成使得：
当飞机的高升力飞行控制表面处于收回构造时，所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令具有第一幅值；并且
当飞机的高升力飞行控制表面处于展开构造时，所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令具有不同于第一幅值的第二幅值。
所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令的幅值可以取决于飞机的激活高升力构造。
所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令的幅值可以取决于所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令的幅值。
所述特性可以取决于飞机的高度。
所述特性可以取决于飞机的速度。
所述特性可以取决于飞机的重量。
所述特性可以取决于飞机中的燃料量。
控制器可以被配置成导致所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令和所述对一个或多个第二飞行控制表面的命令被同时执行。
第一飞行控制表面和第二飞行控制表面可以与飞机的不同旋转轴线相关联。
所述一个或多个第一飞行控制表面可以包括方向舵，并且所述一个或多个第二飞行控制表面可以包括副翼。
所述一个或多个第一飞行控制表面可以包括升降舵，并且所述一个或多个第二飞行控制表面可以包括副翼。
所述一个或多个第一飞行控制表面可以包括副翼，并且所述一个或多个第二飞行控制表面可以包括方向舵。
对副翼的命令可以导致飞机右翼的向下移动，并且对方向舵的命令可以导致舵的左偏转。
结构柔性模式可以包括飞机的竖直稳定器的弯曲。
结构柔性模式可以包括飞机的机身的弯曲。
结构柔性模式可以包括飞机的机身的扭转。
结构柔性模式可以包括飞机的机翼的弯曲。
实施例可以包括以上特征的组合。
在另一方面，本公开描述了一种包括本文描述的***的飞机。
通过下面包括的详细描述和附图，本申请的主题的这些和其他方面的进一步细节将是显而易见的。
附图说明
现在参考附图，其中：
图1是包括本文描述的控制***的示例性飞机的立体图；
图2是图1的飞机的控制***的示例性示意图；
图3是用于控制图1的飞机的示例性方法的流程图；
图4是用于控制图1的飞机的另一示例性方法的流程图；以及
图5是示出了用于控制图1的飞机的另一示例性方法的示意图。
具体实施方式
在各个实施例中，在某些情况下，通过缓解飞机的一种或多种结构柔性模式激发的影响并因此防止意外的人机联合(APC)事件，本文描述的***和方法可以改善在飞机的飞行期间的乘客舒适度。已经发现，当飞行员命令激发了飞机结构(即，机身)的结构共振柔性(例如，弯曲，扭转)模式时，APC事件可能潜在地发展。例如，关于飞机的横滚轴线，在某一频率下或附近的突然来回(例如，振荡)横滚命令可能会潜在地激发飞机结构的柔性模式，并导致飞行员在飞机驾驶舱中感觉到意外的侧向加速度。在这种情况下，飞行员感觉到的这种意外的侧向加速度进而可能导致飞行员意外地指示沿相反方向的另一横滚命令，这可能导致APC事件。飞行员随后的意外命令可能会进一步激发飞机相同的结构柔性模式，并使情况恶化，从而影响飞行员和乘客的舒适度。
在各个实施例中，本文描述的***和方法可以利用飞行员命令的特性来确定：对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令是否可能激发飞机的结构柔性模式。如果确定出柔性模式可能被这种飞行员命令激发，为了缓解(例如，抵消)柔性模式激发的影响，可以结合该飞行员命令来执行不同类型的对另一飞行控制表面的缓解命令。缓解命令可以消除或减小飞机结构的意外响应的幅度，并因此可以降低由飞机的结构柔性模式的激发导致的诱发APC事件的风险。
通过参考附图描述各个实施例的各方面。
图1是示例性飞机10的立体图，该飞机可以包括用于在飞行期间控制飞机10的***12(示意性地示出)。飞机10可以是适合于民用航空的任何类型的飞机，诸如公司、私人、商业和客运飞机。飞机10可以是有人驾驶或无人驾驶(例如，无人机)。例如，飞机10可以是(例如，超远程)商务喷气机或窄体双引擎喷气客机。飞机10可以是包括一个或多个发动机14的固定翼飞机。可替代地，飞机10可以是不具有发动机的滑翔机。飞机10可包括机翼16A、16B(在本文中通称为“机翼16”)、机身18和尾翼20。一个或多个发动机14可被安装到机身18。可替代地或此外，一个或多个发动机14可被安装到机翼16。飞机10可以包括在机身18内的乘客舱和驾驶舱。在图1所示的飞机上，相对于向前方向，机翼16A是右手侧(例如，右舷)侧翼，且机翼16B是左手侧(例如，左舷)侧翼。
飞机10可包括构造用以与飞行期间在飞机10周围流动的空气相互作用的任何已知的或其他合适的飞行控制表面。控制***12可以在操作上联接到这些飞行控制表面。这些飞行控制表面可以包括后缘襟翼22和前缘缝翼24，该后缘襟翼和前缘缝翼可以用作“高升力”表面，这些高升力表面可以被展开，以增加由安装有后缘襟翼22和前缘缝翼24的机翼16产生的升力的量。例如，这些高升力飞行控制表面可以在着陆、起飞和/或在任何其他适当的飞行阶段或需要增加升力的条件期间展开。如果飞机10包括可变外倾角功能，使得后缘襟翼22可提供负外倾角，则后缘襟翼22还可在飞行的某些阶段期间提供减小的升力。
飞机10还可以包括可移动地安装到每个机翼16的一个或多个副翼26。副翼26可以被认为是主要的飞行控制表面，其导致飞机10在飞行期间绕纵向轴线A1移动(即旋转)。换句话说，副翼26在飞行中的移动可以导致飞机10横滚。副翼26可以位于每个机翼16的外弦后缘上。
飞机10还可以包括可移动地安装到尾翼20的水平稳定器29的一个或多个升降舵28。升降舵28可以被认为是主要的飞行控制表面，其导致飞机10在飞行期间绕水平或侧向轴线A2移动(即，旋转)。换句话说，升降舵28在飞行中的移动可以导致飞机10向上或向下俯仰。每个升降舵28可以铰接到水平稳定器29的后缘，并且可以沿其大部分或全部跨度延伸。在某些情况下，升降舵28的不对称偏转可潜在地用于在飞行期间诱发飞机10绕纵向轴线A1的旋转(例如，横滚)。
飞机10还可以包括可移动地安装到尾翼20的竖直稳定器31(在本文中也称为“竖直尾鳍”)的一个或多个方向舵30。方向舵30可以被认为是主要的控制表面，其导致飞机10绕竖直轴线A3偏航或移动(即，旋转)。方向舵30可以铰接到竖直稳定器31的后缘。方向舵30可以提供方向控制，并由此使飞机10的机头指向期望的方向。方向舵30的向右偏转可导致飞机10的机头向右移动，方向舵30的向左偏转可导致飞机10的机头向左移动。
图2是飞机10的控制***12的示例性示意图。控制***12可包括：一个或多个飞行员输入装置32(下面以单数表示)，以用于接收指示对飞机10的一个或多个第一(例如，主要)飞行控制表面的命令的飞行员输入；以及一个或多个控制器34(下面以单数表示)，该控制器在操作上联接到飞行员输入装置32，以接收指示对飞机10的一个或多个第一飞行控制表面的飞行员期望命令的输入信号36。控制器34可包括一个或多个数据处理器38(下面以单数表示)和一个或多个非暂时性存储器40(即，数据存储装置)(下面以单数表示)，其包括可由数据处理器38执行的机器可读指令42。指令42可以被配置用以导致控制器34执行一个或多个步骤，以便实现计算机实施的过程，使得指令42在由数据处理器38或其他可编程设备执行时可以导致执行本文描述方法中指定的功能/动作。存储器40可以包括适用于可检索地存储可由控制器34的数据处理器38执行的机器可读指令42的任何存储工具(例如，装置)。
本公开的各个方面可以实施为***、装置、方法和/或计算机程序产品。因此，本公开的各方面可以采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。此外，本公开的各方面可以采用实施在一个或多个非暂时性计算机可读介质(例如，存储器40)中的计算机程序产品的形式，在所述非暂时性计算机可读介质上实施有计算机可读程序代码。该计算机程序产品可以例如由控制器34执行，以导致整体或部分地执行本文公开的一个或多个方法。应当理解，基于本公开，相关领域的技术人员可以容易地编写用于实现本文公开的方法的计算机程序代码。
控制器34可以直接或间接地在操作上联接到致动器44A、44B和46，以用于控制并可选地接收来自与相应的飞行控制表面相关联的致动器44A、44B和46的反馈。例如，由控制器34提供的输出信号48(例如，命令信号)可以用于控制致动器44A、44B和46。控制器34可以被认为是飞机10的航空电子套件的一部分。例如，控制器34可以被配置用以执行除本文描述的功能之外的其他功能。在某些实施例中，控制器34可以是被称为飞机10的飞行控制计算机(FCC)的类型。在某些实施例中，控制***12可以是飞机10的线控飞行控制***的一部分。存储器40还可以包含一个或多个准则50(以下称为“准则50”)，如下面解释的，该准则用于确定对第一飞行控制表面的飞行员命令是否具有可能导致飞机10的一个或多个结构柔性模式激发的一个或多个特性。指令42和准则50可以实施为飞机10的FCC中的控制法则(CLAWS)的形式。
结合作为用于执行飞行员命令的第一飞行控制表面的副翼26A、26B以及作为用于执行缓解命令的第二飞行控制表面的方向舵30，示出了图2的示例性控制***12。致动器44A与右翼16A的右副翼26A相关联，致动器44B与左翼16B的左副翼26B相关联，并且致动器46与方向舵30相关联。在该实施例中，飞行员输入装置32可以例如是配置用以接收来自飞行员的横滚命令的侧杆、中心杆或方向轭。
应该理解的是，控制***12可以替代地或附加地与和飞机10的其他旋转轴线相关联的其他飞行控制表面一起使用，以减轻飞机10的各种结构柔性模式的影响。关于俯仰(例如，轴线A2)，例如，控制***12可以在操作上联接到升降舵28(见图1)以及副翼26(例如对称地偏转)，其中升降舵28作为用于执行飞行员命令的第一飞行控制表面，副翼26作为用于执行缓解命令的第二飞行控制表面。在某些情况下，这种方法可以缓解例如飞机10的机身18的弯曲柔性模式的影响。在该实施例中，飞行员输入装置32可以是例如配置用以接收来自飞行员的俯仰命令的侧杆、中心杆或控制柱。
关于偏航(例如，轴线A3)，例如，控制***12可以在操作上联接至方向舵30以及副翼26(例如，非对称地偏转)，其中方向舵30作为用于执行飞行员命令的第一飞行控制表面，副翼26作为用于执行缓解命令的第二飞行控制表面。在该实施例中，飞行员输入装置32可以是配置用以接收来自飞行员的偏航命令的方向舵踏板。可替代地或附加地，控制***12可以在操作上联接到方向舵30以及升降舵28(例如，非对称地偏转)，其中方向舵30作为用于执行飞行员命令的第一飞行控制表面，升降舵28作为用于执行缓解命令的第二飞行控制表面。
图3是示例性方法100的流程图，其用于缓解在飞行期间飞机10的结构柔性模式激发的影响。可以使用上述***12或使用其他***来执行方法100。例如，机器可读指令42可以被配置用以导致控制器34执行方法100的至少一部分。应当理解，方法100的各方面可以与本文描述的其他方法的各方面组合。在各种实施例中，方法100可以包括：
接收对一个或多个第一飞行控制表面的命令(参见框102)，其中，所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令具有会导致所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令激发飞机的结构柔性模式(参见框104的“是”)的特性；然后
结合对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令(参见框108)，来执行所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令(参见框106)，所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令被配置用以缓解飞机10的结构柔性模式激发的影响。
然而，如果所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令不具有将导致所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令激发飞机10的结构柔性模式(参见框104的“否”)的特性，则执行所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令(参见框106)，而不执行配置用以缓解飞机10的结构柔性模式激发的影响的所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令。因此，仅在飞行员(或自动产生的)命令易于激发结构柔性模式的条件下才可以执行缓解命令。在某些实施例中，准则50可用于确定所述对一个或多个第一飞行控制表面的命令是否具有将导致结构柔性模式激发的特性。
方法100中涉及的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面可以彼此不同。例如，在方法100中涉及的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面可以是不同类型的，这意味着它们与本质上不同并且以不同方式影响飞机10的行为的飞行控制功能相关联。例如，第一飞行控制表面和第二飞行控制表面可以与导致飞机10绕飞机10的不同旋转轴线A1、A2和A3(见图1)的旋转相关联。然而，应当理解，第一飞行控制表面和第二飞行控制表面可以与导致飞机10绕飞机10的相同旋转轴线A1、A2或A3(见图1)的旋转相关联。与控制***12结合使用的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面可以取决于所关注的并且在框104处确定为被激发的特定结构柔性模式。在某些实施例中，结构柔性模式可以是飞机10的可以在由飞行员命令的横滚操作期间通过副翼26的致动来激发的竖直尾鳍弯曲(FIN1B)柔性模式。FIN1B模式可以是包括竖直稳定器31的弯曲、机翼非对称弯曲和机身扭转及平面内弯曲的结构柔性模式。可以通过机翼16的可能是副翼活动或高水平湍流的结果的不对称运动来激发FIN1B模式。该机翼运动可以传递到机身18，并因此诱发侧向加速度，该侧向加速度主要影响竖直稳定器31和机身18的前部(例如，驾驶舱)。在驾驶舱中的该侧向加速度可以潜在地诱发APC事件。在FIN1B柔性模式的情况下，第一飞行控制表面可以是副翼26，且第二飞行控制表面可以是方向舵30。
方法100可以利用多个准则50来确定对第一飞行控制表面的命令是否具有将导致一个或多个结构柔性模式激发的一个或多个特性。结构柔性模式可以包括机身18、机翼16、稳定器29或31、或者尾翼20单独地或以各种组合的弹性弯曲或扭转。例如，控制***12可以考虑的结构柔性模式可以包括但不限于以下一种或多种：FIN1B(如上所述)、对称或不对称的机翼弯曲(W1B)、机身弯曲(F1B)、机身扭转(F1T)、(例如对称或不对称的)机翼扭转(W1T)和稳定器弯曲(S1B)。在某些实施例中，第一飞行控制表面可以包括方向舵30，并且第二飞行控制表面可以包括副翼26(在相反方向上致动)，以缓解一个特定的柔性(例如，稳定器弯曲、机身弯曲或扭转)模式的激发。在某些实施例中，第一飞行控制表面可以包括升降舵28，并且第二飞行控制表面可以包括副翼26(对称地致动)，以缓解另一柔性(例如，机身弯曲)模式的激发。用于缓解结构柔性模式的技术的其它示例可包括如下：副翼26和/或多功能扰流板的对称或不对称偏转可用于减少涉及对称或不对称机翼弯曲的结构柔性模式的激发；对称的升降舵偏转可用于减少涉及对称机翼弯曲或机身纵向弯曲的结构柔性模式的激发；不对称的升降舵偏转可用于减少涉及机身扭转的结构柔性模式的激发；以及方向舵偏转可用于减少涉及竖直稳定器弯曲和/或机身扭转的结构柔性模式的激发。
飞机10的可以由控制***12缓解的一种或多种结构柔性模式可以通过结构/振动分析(例如，有限元建模)和/或凭经验通过对飞机10的结构执行结构/振动测试的方式来识别和表征。例如，一种或多种柔性模式可以通过识别与相应的柔性模式相关联的对应谐振频率来表征。因此，例如，易于激发的柔性模式可以被识别和表征，并且合适的准则50可以被编程到控制器34的存储器40中。准则50可用于确定对飞行控制表面的命令是否易于激发飞机10的一种或多种柔性模式。例如，柔性模式的激发可以通过一个或多个飞行控制表面在与对应的柔性模式的共振频率相对应的频率下或附近的来回致动来触发。如上面解释的，这种柔性模式的激发可能潜在地诱发不期望的APC事件。
应当理解，各种结构柔性模式可以通过振荡(例如，来回或在同一方向上)命令和/或非振荡命令来激发。例如，结构柔性模式可能潜在地被某一幅值的单步输入命令来激发。因此，在某些实施例中，准则50可以具有查找表和/或更复杂算法的形式，其中，控制器34可以基于飞机10的适用操作条件来访问或确定适用的值，以确定特定命令是否易于激发结构柔性模式。在某些实施例中，准则50可以包括与一个或多个相应的飞行控制表面相关联并且已经预确定为易于激发柔性模式的致动频率的一个或多个值或预定范围。例如，在某些实施例中，准则50的频率范围可以包括2.5Hz，以激发某些飞机的FIN1B模式。准则50可以指示可以导致激发柔性模式的对第一飞行控制表面的连续命令之间(例如，在当前命令和紧接在前的命令之间)的时间段。准则50可以指示可以导致激发柔性模式的对第一飞行控制表面的命令的一个或多个值或幅值范围。因此，准则50可以包含与振荡命令有关的一个或多个预定频率(例如，连续命令之间的时间段)和/或与振荡命令或单个(例如，步进输入)命令有关的一个或多个预定幅值。
柔性模式的激发振幅和/或固有频率以及所需的缓解量可以基于飞机10的运行状况而不同。因此，是否执行缓解命令可以取决于飞机10的运行状况。同样，缓解命令的形式(例如，幅值、持续时间、定时)可以取决于飞机10的运行状况而变化。例如，在某些情况下，(例如，FIN1B)柔性模式的一个或多个特性可以取决于飞机10的机翼16是否处于高升力构造以及高升力构造的类型/程度而变化。例如：当飞机10的高升力飞行控制表面(例如，襟翼22和/或缝翼24)处于收回构造时，对所述一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令可以具有第一幅值；并且当飞机10的高升力飞行控制表面处于展开构造时，对所述一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令可以具有与第一幅值不同的第二幅值。缓解命令的使用和形式可以取决于当前激活的高升力构造而变化，例如，取决于飞机是具有起飞高升力构造还是具有与起飞高升力构造不同的着陆高升力构造。
可以影响柔性模式和缓解命令的特性(例如，激发频率)的其他参数可以包括飞机10的高度、飞机10的速度(例如，真实空速、标定空速、马赫数或动态气压)、飞机10的重量、飞机10的有效载荷和/或飞机10的燃料量。因此，准则50可以包括已根据这些参数预确定的值，使得控制器34可以使用适用的值，以便适应飞机10的各种运行状况。
对第二飞行控制表面的缓解命令可能不一定防止柔性模式的激发，而是可以缓解这种激发的影响，以减小幅度或消除飞行员和乘客原本会感到的意外响应。意外响应的这种减少可以降低诱发APC事件的风险。缓解命令可以例如被配置用以抵消或减弱飞机10的结构的弯曲或扭转。缓解命令可以在飞机10的结构上产生抵消力，以减少飞机10的结构的柔性模式运动。在某些实施例中，缓解命令的幅值可以相对较小并且/或者缓解命令的持续时间可能较短，以免导致飞机10绕轴线A1、A2或A3的未被飞行员指定的显著旋转。换句话说，缓解命令可以被配置为对飞机10的姿态或飞行路径几乎没有影响。在某些实施例中，缓解命令可以由控制器34基于指令42和准则50自动地引入，使得该缓解命令的引入和执行对于飞行员而言基本上是不明显的(例如，透明的)。
在某些实施例中，对所述一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令的幅值(例如，方向舵偏转量)可以与对所述一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令的幅值相关(例如，成比例)。换句话说，由于飞行员命令的幅值(例如，副翼偏转量)可以影响飞机10的结构的柔性的幅值，因此可以相应地选择缓解命令的幅值(以及可选的持续时间)。
在某些实施例中，对所述一个或多个第一飞行控制表面(例如，副翼26)的飞行员命令和对所述一个或多个第二飞行控制表面(例如，方向舵30)的缓解命令可以基本被同时执行。在某些实施例中，飞行员命令和缓解命令可以是基本上同延(coextensive)的。在某些实施例中，飞行员命令和缓解命令可以是非同延的。例如，与飞行员命令相比，缓解命令的持续时间可能较短，并且可以具有不同的开始时间和结束时间。例如，相对于飞行员命令，缓解命令可能经受相位超前或滞后。在某些实施例中，缓解命令的开始可以比飞行员命令稍微延迟，以允许飞机10的结构的一些初始弯曲，并且仅在缓解飞机10的意外响应必需的时刻应用，否则飞机将表现出意外响应。
在飞行员命令飞机10横滚的情况下，其中，第一飞行控制表面是副翼26，第二飞行控制表面是方向舵30，如果对副翼26的飞行员命令导致飞机10的右翼26A向下移动，则对方向舵30的缓解命令将包括方向舵30的左偏转。可替代地，如果对副翼26的飞行员命令导致飞机10的左翼26B向下移动，则对方向舵30的缓解命令将包括方向舵30的右偏转。
图4是用于缓解在飞行期间飞机10的结构柔性模式激发的影响的示例性方法200的流程图。可以使用上述***12或使用其他***来执行方法200。例如，机器可读指令42可以被配置用以导致控制器34执行方法200的至少一部分。应当理解，方法200的各方面可以与本文描述的其他方法的各方面组合。在各种实施例中，方法200可以包括：
接收横滚命令(参见框202)，所述横滚命令具有将导致所述横滚命令激发飞机10的结构柔性模式的特性(参见框204的“是”)；然后
结合配置用以缓解飞机10的结构柔性模式激发的影响的对方向舵的命令(参见框208)，来执行横滚命令(参见框206)。
图5是使用各种滤波器(例如，转移函数)实现的方法100或200的另一示例性示意图，该方法用于基于飞行员(例如，横滚)命令的一个或多个特性，来为飞机10的适当操作状况产生适当的缓解命令。换句话说，使用图5中的转移函数可以暗含地应用准则50(见图2至图4)，以用于在适用时产生适当的缓解命令的目的。图5所示的方法可以使用控制器34以CLAWS的形式实现。该示意图示出了三个命令路径，其中，路径A是基于例如经由飞行员输入装置32从飞行员接收到的横滚命令来产生副翼命令。在某些实施例中，可以仅基于适当的增益A(例如，值为1)来产生与横滚命令相关联的副翼命令。
路径B涉及在飞机10的高升力飞行控制表面(例如，襟翼22和缝翼24)被收回的情况下产生缓解方向舵命令。路径C涉及在飞机10的高升力飞行控制表面(例如，襟翼22和缝翼24)被展开的情况下产生缓解方向舵命令。路径B可包括由预定的转移函数1B至5B表示的多个滤波器，并且路径C可包括由预定的转移函数1C至5C表示的多个滤波器。转移函数1B至5B和1C至5C的使用可以是一种应用准则50以取决于飞机10的高升力构造来确定是否/何时应用缓解方向舵命令的方式。例如，取决于飞行员命令的一个或多个特性，如果飞行员命令易于激发结构柔性模式，则路径A或路径B可以输出适当形式的缓解命令，或者如果飞行员命令不易于激发结构柔性模式，则路径A或路径B可以输出零幅值和持续时间的缓解命令。在某些实施例中，转移函数1B和1C可以表示冲失滤波器(washout filter)，该冲失滤波器拒绝不易于激发结构柔性模式的输入，以便减小这种实现对飞机10的刚体模式的影响。转移函数2B至4B和2C至4C可以表示针对飞机10的特定柔性模式(例如，FIN1B)定制的二阶带通滤波器。转移函数5B和5C可以表示低通滤波器，该低通滤波器减小这种实现对于比适用柔性模式所关注的频率高的频率的影响。
可以基于准则50选择来图5中的转移函数的增益和滤波器系数，并因此可以考虑到可以指示飞机10的当前运行状况的一个或多个以下参数来选择：高升力飞行控制表面、飞机10的高度、飞机10的速度(例如，动态气压、马赫数、真实空速、等效空速)、飞机10的重量以及飞机10机载(例如，在机翼16内部)的燃料量的设定值。
可以基于增益B产生用于高升力飞行控制表面被收回(例如，没有高升力)的构造的缓解方向舵命令，并且可以基于增益C产生用于高升力飞行控制表面被展开(例如，具有高升力)的构造的缓解方向舵命令。由于在高升力飞行控制表面收回的构造中，飞机10的速度通常较高，所以该构造中的缓解方向舵命令的幅值可以低于在高升力飞行控制表面展开的构造中的缓解方向舵命令的幅值。因此，在某些实施例中，增益B的幅值可以低于增益C的幅值。例如，基于飞行员输入横滚命令的缓解方向舵命令的产生可以被认为是例如由飞行员经由侧杆向方向舵30发起的横滚命令的“交叉进给”。
虽然图5示出了与飞机10的两种不同运行状态对应的独立的路径B和C，但应当理解，具有适当转移函数的单个路径可以被实施为适应飞机10的多种运行状态。而且，虽然图5是针对横滚飞行员命令和缓解方向舵命令而言的，但应当理解，例如为了实现图3所示的方法100，图5的架构可以适于其他的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面。
以上描述仅是示例性的，并且相关领域的技术人员将认识到，可以在不脱离所公开的本发明范围的情况下对所描述的实施例进行改变。在不脱离权利要求的主题的情况下，本公开可以以其他特定形式来实施。本公开旨在覆盖和包含技术上的所有合适的改变。根据对本公开的回顾，落入本发明范围内的修改对于本领域技术人员将是显而易见的，并且这些修改旨在落入所附权利要求之内。而且，权利要求的范围不应由示例中提出的优选实施例来限制，而是应该给出与整个说明书一致的最宽泛的解释。
Claims (19)
1.一种用于缓解在飞行期间飞机的结构柔性模式激发的影响的***，所述飞机包括不同类型的第一飞行控制表面和第二飞行控制表面，所述***包括：
飞行员输入装置，所述飞行员输入装置用于接收指示对飞机的一个或多个第一飞行控制表面的命令的飞行员输入；以及
控制器，所述控制器在操作上联接至所述飞行员输入装置，以接收指示对飞机的一个或多个第一飞行控制表面的命令的信号，所述控制器包括存储器，所述存储器具有被编程到其中的准则，所述准则包括易于激发所述飞机的结构柔性模式的预定频率，所述控制器被配置用以：
当接收到对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令，并且所述飞行员命令具有的特性将导致所述对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令激发飞机的所述结构柔性模式时，所述控制器导致与对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令相结合来执行所述对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令，所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令被配置用以缓解飞机的所述结构柔性模式激发的影响；
其中：
当所述飞行员命令不易于激发结构柔性模式时，所述缓解命令具有零幅值和持续时间；
所述缓解命令通过施加用于应用所述准则的转移函数来产生；并且
所述对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令是振荡，并且所述特性包括所述对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令的所述准则的预定频率。
2.根据权利要求1所述的***，其中，所述特性包括与所述准则中包括的易于激发所述飞机的结构柔性模式的预定幅值对应的所述对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令的幅值。
3.根据权利要求1所述的***，其中，所述控制器被配置成使得：
当飞机的高升力飞行控制表面处于收回构造时，所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令具有第一幅值；并且
当飞机的所述高升力飞行控制表面处于展开构造时，所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令具有不同于所述第一幅值的第二幅值。
4.根据权利要求1所述的***，其中，所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令的幅值取决于飞机的激活高升力构造。
5.根据权利要求1所述的***，其中，所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令的幅值取决于所述对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令的幅值。
6.根据权利要求1所述的***，其中，所述特性取决于飞机的高度。
7.根据权利要求1所述的***，其中，所述特性取决于飞机的速度。
8.根据权利要求1所述的***，其中，所述特性取决于飞机的重量。
9.根据权利要求1所述的***，其中，所述特性取决于飞机中的燃料量。
10.根据权利要求1所述的***，其中，所述控制器被配置用以导致所述对一个或多个第一飞行控制表面的飞行员命令和所述对一个或多个第二飞行控制表面的缓解命令被同时执行。
11.根据权利要求1所述的***，其中，所述第一飞行控制表面和所述第二飞行控制表面与飞机的不同的旋转轴线相关联。
12.根据权利要求1所述的***，其中，所述一个或多个第一飞行控制表面包括方向舵，并且所述一个或多个第二飞行控制表面包括副翼。
13.根据权利要求1所述的***，其中，所述一个或多个第一飞行控制表面包括升降舵，并且所述一个或多个第二飞行控制表面包括副翼。
14.根据权利要求1所述的***，其中，所述一个或多个第一飞行控制表面包括副翼，并且所述一个或多个第二飞行控制表面包括方向舵。
15.根据权利要求14所述的***，其中，对所述副翼的命令导致飞机的右翼向下移动，并且对所述方向舵的命令导致所述方向舵的左偏转。
16.根据权利要求1所述的***，其中，所述结构柔性模式包括飞机的竖直稳定器的弯曲。
17.根据权利要求1所述的***，其中，所述结构柔性模式包括飞机的机身的弯曲。
18.根据权利要求1所述的***，其中，所述结构柔性模式包括飞机的机身的扭转。
19.根据权利要求1所述的***，其中，所述结构柔性模式包括飞机的机翼的弯曲。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US201862750538P | 2018-10-25 | 2018-10-25 | |
| US62/750,538 | 2018-10-25 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111099012A CN111099012A (zh) | 2020-05-05 |
| CN111099012B true CN111099012B (zh) | 2023-08-15 |
Family
ID=68342541
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201911017087.2A Active CN111099012B (zh) | 2018-10-25 | 2019-10-24 | 用于缓解飞机的结构柔性模式激发的影响的***和方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US11225320B2 (zh) |
| EP (1) | EP3643605B1 (zh) |
| CN (1) | CN111099012B (zh) |
| CA (1) | CA3059919A1 (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10947995B1 (en) * | 2019-08-27 | 2021-03-16 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan nose cone and dynamic tuning of aircrafts |
| US11225321B1 (en) * | 2021-03-31 | 2022-01-18 | Beta Air, Llc | Method and system for fly-by-wire flight control configured for use in electric aircraft |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB555514A (en) * | 1942-02-26 | 1943-08-26 | Martin James | Improvements in the mounting of ailerons, and like control members for aeroplanes and hinges therefor |
| US5224667A (en) * | 1991-01-29 | 1993-07-06 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | System enabling the flutter behavior of an aircraft to be improved |
| US5452865A (en) * | 1993-06-28 | 1995-09-26 | The Boeing Company | Aircraft frequency adaptive modal suppression system |
| EP1528448A1 (en) * | 2003-11-03 | 2005-05-04 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| EP2615026A1 (en) * | 2011-06-10 | 2013-07-17 | EADS Deutschland GmbH | Method and apparatus for minimizing dynamic structural loads of an aircraft |
| CN105314094A (zh) * | 2014-07-14 | 2016-02-10 | 波音公司 | 飞机操纵面的闭环控制 |
| CN106043669A (zh) * | 2015-04-18 | 2016-10-26 | 波音公司 | 用于增强飞行器的高升力性能的***和方法 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4447028A (en) * | 1979-01-02 | 1984-05-08 | The Boeing Company | Upper surface blown powered lift system for aircraft |
| FR2778163B1 (fr) | 1998-04-29 | 2000-06-23 | Aerospatiale | Aeronef a efforts de voilure diminues |
| US6915989B2 (en) * | 2002-05-01 | 2005-07-12 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| DE102004029194A1 (de) * | 2004-06-16 | 2006-01-26 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Bekämpfung mindestens einer Starrkörpereigenform und/oder einer elastischen Eigenbewegungsform eines Luftfahrzeugs |
| FR2879561B1 (fr) * | 2004-12-16 | 2007-03-16 | Airbus France Sas | Procede pour ameliorer le pilotage en roulis d'un aeronef et aeronef mettant en oeuvre ce procede |
| US8052095B2 (en) * | 2007-06-15 | 2011-11-08 | The Boeing Company | Autodrag function for glide slope control |
| FR2927427B1 (fr) * | 2008-02-11 | 2014-12-12 | Airbus France | Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef des effets lateraux engendres par une turbulence. |
| US8024079B2 (en) * | 2008-05-20 | 2011-09-20 | The Boeing Company | Wing-body load alleviation for aircraft |
| US9463868B2 (en) * | 2015-01-06 | 2016-10-11 | Textron Innovations Inc. | Systems and methods for aircraft control surface hardover and disconnect protection |
| WO2017221122A1 (en) * | 2016-06-21 | 2017-12-28 | Bombardier Inc. | Control laws for pedal-to-roll coupling |
-
2019
- 2019-10-22 EP EP19204668.8A patent/EP3643605B1/en active Active
- 2019-10-23 US US16/661,411 patent/US11225320B2/en active Active
- 2019-10-24 CA CA3059919A patent/CA3059919A1/en active Pending
- 2019-10-24 CN CN201911017087.2A patent/CN111099012B/zh active Active
-
2021
- 2021-12-02 US US17/540,615 patent/US11845537B2/en active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB555514A (en) * | 1942-02-26 | 1943-08-26 | Martin James | Improvements in the mounting of ailerons, and like control members for aeroplanes and hinges therefor |
| US5224667A (en) * | 1991-01-29 | 1993-07-06 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | System enabling the flutter behavior of an aircraft to be improved |
| US5452865A (en) * | 1993-06-28 | 1995-09-26 | The Boeing Company | Aircraft frequency adaptive modal suppression system |
| EP1528448A1 (en) * | 2003-11-03 | 2005-05-04 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| EP2615026A1 (en) * | 2011-06-10 | 2013-07-17 | EADS Deutschland GmbH | Method and apparatus for minimizing dynamic structural loads of an aircraft |
| CN105314094A (zh) * | 2014-07-14 | 2016-02-10 | 波音公司 | 飞机操纵面的闭环控制 |
| CN106043669A (zh) * | 2015-04-18 | 2016-10-26 | 波音公司 | 用于增强飞行器的高升力性能的***和方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP3643605B1 (en) | 2022-08-17 |
| US11225320B2 (en) | 2022-01-18 |
| CA3059919A1 (en) | 2020-04-25 |
| CN111099012A (zh) | 2020-05-05 |
| US20200130814A1 (en) | 2020-04-30 |
| US20220089275A1 (en) | 2022-03-24 |
| EP3643605A1 (en) | 2020-04-29 |
| US11845537B2 (en) | 2023-12-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9199723B2 (en) | Aircraft control system, aircraft, aircraft control program, and method for controlling aircraft | |
| US7191985B2 (en) | Aircraft multi-axis modal suppression system | |
| US11845537B2 (en) | System and method for mitigating an effect of an excitation of a structural flexible mode of an aircraft | |
| EP2540621B1 (en) | Control system of aircraft, method for controlling aircraft, and aircraft | |
| US11780563B2 (en) | System and method for improving the operation of an aircraft | |
| US7548800B2 (en) | Method and computer program product for controlling an aerodynamic vehicle having at least one structural mode | |
| Rafi et al. | Response and recovery of an MRAC advanced flight control system to wake vortex encounters | |
| US8814102B2 (en) | Method for reducing the takeoff run of an aircraft | |
| US11422573B2 (en) | Control laws for pedal-to-roll coupling | |
| EP1528448B1 (en) | Aircraft multi-axis modal suppression system | |
| König et al. | Advanced Gust Management System | |
| Rajendran et al. | Fault tolerant control of a small helicopter with Tail Rotor Failures in hovering mode | |
| JPH0411440B2 (zh) | ||
| Griswold | Integrated flight and propulsion control system design for a business jet | |
| EP3448749B1 (en) | Aircraft pitch control system with electronically geared elevator | |
| Sadraey | Stability Augmentation Systems | |
| Nguyen et al. | Aerospace applications | |
| Wallace et al. | LIDAR-BASED GUST LOAD ALLEVIATION-INCREASING THE LOAD REDUCTION POTENTIAL THROUGH A TWO-DEGREE-OF-FREEDOM CONTROLLER ARCHITECTURE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | 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 |