CN101674981A

CN101674981A - 用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法及设备

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Publication number: CN101674981A
Application number: CN200880014064A
Authority: CN
Inventors: 托尔斯滕·霍尔茨豪森
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2007-03-15
Filing date: 2008-03-17
Publication date: 2010-03-17
Anticipated expiration: 2028-03-17
Also published as: CN101674981B; EP2137067B1; WO2008110384B1; DE102007012425A1; DE602008004482D1; ATE495096T1; RU2460670C2; US20100042271A1; BRPI0808743A2; CA2680637A1; US8489257B2; RU2009137785A; WO2008110384A1; EP2137067A1

Abstract

本发明涉及一种致动用于调节升降舵(12)的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼(23)的调节驱动装置的方法，该方法包括如下步骤：生成升降舵命令用以致动升降舵调节驱动装置；以使可活动尾翼(23)跟踪升降舵输入信号(10)的方式计算用于致动可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令(IHC1)；根据升降舵(12)的调节状态和/或可活动尾翼(23)的调节状态或飞行状态，保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变可活动尾翼(23)调节状态的可活动尾翼命令(IHCMD)来致动可活动尾翼调节驱动装置，在利用用于改变升降舵(23)调节状态的升降舵命令来致动升降舵调节驱动装置期间以及在计算出的可活动尾翼命令(IHC1)偏离于命令的可活动尾翼命令(IHCMD)的情况下，按照升降舵命令来补偿可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持。本发明还涉及一种执行该方法的控制设备。

Description

用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法及设备

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法及设备。

背景技术

在民用客机和运输机中，俯仰力矩平衡——即实现飞行器俯仰运动的绕横轴作用的力矩——通常是通过可活动尾翼配平来进行补偿。为此提供一种可调式可活动尾翼，其能够在不取决于升降舵的某个配平范围上进行调节。

在常用的自动配平中，俯仰力矩的补偿是通过升降舵和可活动尾翼的组合运动来实现。在这种情况下，升降舵的运动提前于可活动尾翼的运动，其中升降舵通常通过致动器驱动装置形式的致动设备以高调节速度来进行调节，可活动尾翼通过主轴驱动装置以较低的速度来进行调节。典型的用于升降舵的调节速度约为35°/s-40°/s，而用于可活动尾翼的调节速度约为0.5°/s-2.0°/s。如果指示在俯仰力矩平衡中发生干扰或在纵向轨道制导中发生变动时，快速运行的升降舵首先产生为此所需的额外空气动力。低速运行的可活动尾翼在升降舵后面以相同方向的定向运动运行，由此，从升降舵逐渐转换到可活动尾翼来产生用于飞行操纵或配平的额外空气动力，进一步讲，可活动尾翼跟随升降舵。一旦达到所需的力的总效率，升降舵则停止并且随后以相对于其后运行的可活动尾翼反向的运动运行。升降舵的分力进一步减小而可活动尾翼的分力进一步增加。

在这种情况下，于是控制两个调节面以使它们朝向彼此运动直至它们的翼弦(部件中心线)形成直线。升降舵的位置(相对于可活动尾翼)再次返回到0°并且额外的空气动力现在基本上由可活动尾翼产生。此时可活动尾翼的位置与先前不同。

较小的湍流或阵风是通过自动配平功能进行补偿。因此升降舵和可活动尾翼以小的偏转不停地往复运动。为了小的飞行路径改变或者甚至为了大的飞行路径改变——如果其以适当缓慢的方式进行——同样需进行小的调节偏转。所述不停的往复运动导致在可活动尾翼调节设备的特定位置上——即典型地在配平主轴上以及也在其它的运动部件处——产生磨损。

根据飞行阶段，可活动尾翼的绝对定位基本上决定于重心的位置(着陆状态，燃油消耗)、实际的襟翼位置(用于在起飞和着陆期间产生高升力)以及发动机的推力矩(发动机力臂乘以发动机推力)。在通常是最长的飞行阶段的巡航期间，可活动尾翼的位置在较长的时间段上在相对较窄的调节范围内运动。因为在多数的飞行任务中该范围位于配平主轴上的相同位置处，所以可以预期此处会增加磨损。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于可活动尾翼配平的方法和控制设备，其能够灵活地适应飞行状况的要求和/或其它飞行器系统的要求。本发明另一目的是提供一种用于可活动尾翼配平的方法和控制设备，通过该方法和控制设备可减小在可活动尾翼驱动装置上的磨损。

上述目的通过从属权利要求的特征来实现。进一步的实施方式和进一步的改进在引用上述从属权利要求的从属权利要求中得到说明。

术语“可活动尾翼配平”在此处应当广泛地理解为其同样涉及用来校正俯仰力矩平衡干扰的可活动尾翼的运动和用于改变纵向轨道制导的可活动尾翼的运动。

可活动尾翼或升降舵的调节角度通常理解为相对于例如飞行器纵向轴线的公共参考线或相对于公共参考面的角度。

根据本发明的方法和根据本发明的设备的优点在于全部所有的运动步骤采取特别的运动顺序，并因此使得磨损低于常规可活动尾翼配平的磨损。

根据本发明，提供一种致动用于调节升降舵的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼的调节驱动装置的方法，该方法包括如下步骤：

生成升降舵命令用以致动升降舵调节驱动装置；

以使可活动尾翼跟踪计算出的升降舵信号输入的方式计算用于致动所述可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令；

根据升降舵的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态或飞行状态，保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变所述可活动尾翼的调节状态的可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置；

在利用用于改变升降舵的调节状态的升降舵命令致动升降舵调节驱动装置期间以及在计算出的可活动尾翼命令偏离于命令的(commanded)可活动尾翼命令的情况下，按照升降舵命令来补偿可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持，从而达到中和的空气动力效能。

在进一步的实施方式中，基于可活动尾翼命令的范围——其界限与升降舵的调节状态相关，根据升降舵的调节状态来保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用可活动尾翼命令致动可活动尾翼调节驱动装置。可活动尾翼命令范围的界限可以根据计算出的可活动尾翼命令来获得或计算出。

在进一步的实施方式中，可活动尾翼命令范围的界限由第一阈值和第二阈值形成，

·其中在一个时间段，仅当与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令与所命令的可活动尾翼命令之间的差值的绝对量或可活动尾翼的实际调节状态超过第一阈值时，利用用于改变可活动尾翼调节状态的可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置，并且

·其中以如下的方式利用可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置，即：如果与该时间段相关的从计算的可活动尾翼命令和/或命令的可活动尾翼命令得到的值或可活动尾翼的实际调节状态低于第二阈值，则可活动尾翼的调节状态不改变。

第一阈值和/或第二阈值可以是对应于差角的恒定值。另外，所述第一阈值和/或第二阈值是从飞行状况变量和/或在所述时间段中发生的升降舵的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态而得到的值。

在这些实施方式中，可以以如下的方式利用可活动尾翼命令来致动可活动尾翼调节驱动装置，即：如果与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令与所命令的可活动尾翼命令之间的差值的绝对量或可活动尾翼的实际调节状态低于第二阈值，则可活动尾翼的调节状态不改变。

在本发明进一步的实施方式中，与第二阈值进行比较的值是可活动尾翼的调节位置与可活动尾翼的瞬时调节位置之间的距离或者是从该距离得到的值，从而当可活动尾翼相对于可活动尾翼低于一角距离时则低于第二阈值。可替代地，与第二阈值进行比较的值是可活动尾翼和/或升降舵的调节速度或者是从该速度得到的值，从而当可活动尾翼低于预定调节速度时则低于所述阈值。

特别地，依据根据本发明的响应可活动尾翼命令来致动飞行器的可活动尾翼和升降舵的方法，逐步地致动可活动尾翼，并且同时在升降舵上的可活动尾翼命令中的偏移高频运动部分、未命令的(non-commanded)可活动尾翼命令部分的预命令是通过升降舵实现。可以设置成将可活动尾翼命令与预定的阈值进行比较，而且仅当其超过阈值时才作为实际的可活动尾翼命令输出给可活动尾翼，如果其低于预定的阈值，则用以补偿差值DiH offset＝IHC1-IHCMD的与之相应的升降舵动作的升降舵命令通过预控制输出给升降舵。在该实施方式中，特别是在包括具有高调节速度的升降舵和具有低调节速度的可活动尾翼的飞行器中，可进一步设置成生成用以致动升降舵的升降舵命令和用以致动可活动尾翼的可活动尾翼命令，其中从升降舵信号计算可活动尾翼命令，将该可活动尾翼命令输出给缓慢运行的可活动尾翼，并且升降舵和可活动尾翼的整体效应响应于升降舵信号，并且在通过缓慢运行的可活动尾翼的调节速度给出的调节时间期间，升降舵和可活动尾翼进入相互匹配的终点位置，其中，将计算的可活动尾翼命令与预定的阈值进行比较，而且仅当其超过所述阈值时才作为实际的可活动尾翼命令输出给可活动尾翼，如果其低于预定的所述阈值则用以补偿差值DiH offset＝IHC1-IHCMD的与之相应的升降舵动作的升降舵命令通过预控制输出给升降舵。特别地通过预定的滞后或阶梯函数来进行计算的升降舵命令与阈值的比较。

在前述示例性实施方式中，可设置成如果不输出可活动尾翼命令，则将预命令输出给升降舵，升降舵产生的升降舵偏转在其动作上对应于未命令的的可活动尾翼偏转的动作。在这种情况下，可通过在计算出的可活动尾翼命令与实际输出给可活动尾翼的可活动尾翼命令之间形成的差值生成用于升降舵的预命令，并且利用表示可活动尾翼与升降舵的调节面效率比的量对该差值进行加权。特别地考虑一个或多个下述参数来计算调节面效率比：飞行速度、绝对可活动尾翼位置、飞行器高升力系统的襟翼位置、飞行器的俯仰位置。

在前述根据本发明实施方式的方法中，可设置成从对应于瞬时可活动尾翼位置的初始值开始，将计算出的可活动尾翼命令IHC1与预定的阈值相比较，如果超过阈值，则停止可活动尾翼命令与阈值之间的比较并且响应于输出的可活动尾翼命令IHCMD沿着对应于计算出的可活动尾翼命令的终点位置方向调节可活动尾翼，并且从于是对应于瞬时可活动尾翼位置的初始值——如果该瞬时可活动尾翼位置大致接近计算出的终点位置并至少离开预定尺寸——再次启动可活动尾翼命令IHC1与预定的阈值的比较。在这种情况下，可设置成当可活动尾翼致动的调节率已低于最大调节率的预定百分比时再次启动可活动尾翼命令IHC1与阈值的比较。

该方法可特别地以如下方式设置，即：设定升降舵和可活动尾翼使得它们的相互位置导致由可活动尾翼和升降舵产生的整体外形拱起的效果，根据提供的升降舵信号产生上升力/下压力。

根据本发明，还提供一种致动飞行器中的可活动尾翼的设备、或者基于升降舵控制变量致动调节升降舵的调节驱动装置和调节可活动尾翼的调节驱动装置的控制设备，用于执行根据本发明的方法。该设备在功能上以如下方式设置，即：响应于可活动尾翼命令IHC1以阶梯方式致动可活动尾翼，而且同时可活动尾翼命令中的偏移高频运动部分向升降舵提供了经由升降舵的未命令的的可活动尾翼命令部分的预命令。另外，在该设备中实现用于执行根据本发明方法的示例性实施方式的功能模块。

根据本发明的用于可活动尾翼配平的方法和设备的使用与驱动装置的类型无关。

附图说明

接下来将参考附图描述根据本发明的用于可活动尾翼配平的方法和设备的示例性实施方式，其中：

图1是用来说明根据本发明一个示例性实施方式的用于飞行器中的可活动尾翼配平的方法的方框图；

图2是用以说明根据本发明一个示例性实施方式的用于飞行器中的可活动尾翼配平的设备的电路图；

图3是根据本发明一个示例性实施方式、在图2中所示设备的用于计算可活动尾翼和升降舵的调节面效率比的部分的放大图；

图4是示意性阶梯图，其示出了取决于根据本发明的特殊示例性实施方式的输入可活动尾翼命令来生成用来致动可活动尾翼的阶梯形的可活动尾翼命令，其中示出了由传统的可活动尾翼配平中的机械滞后产生的具有较小阶梯的阶梯函数的参考曲线用以说明本发明的动作模式；

图5是在图2中所示的根据本发明的用于可活动尾翼配平设备的示例性实施方式中在不同位置处出现的多个信号的曲线图；

图6-8和图9-11分别为三个曲线图，其示出在根据本发明第一示例性实施方式的具有0.54°滞后的可活动尾翼配平或者根据本发明第二示例性实施方式的具有0.9°滞后的可活动尾翼配平期间在可活动尾翼处发生的位置和力的时间特性，以示例性形式分别针对起飞、整个飞行任务或巡航、以及着陆的实际飞行的示例。

具体实施方式

图1以方框图形式示出根据本发明的用于可活动尾翼配平的方法的示例性实施方式。附图标记10表示外界或飞行器系统提供的升降舵信号DQC1的输入，提供升降舵信号DQC1的输入用于通过永久自动配平(auto-trimming)来补偿飞行器的俯仰力矩平衡，或者用于通过驾驶员输入或自动驾驶仪来改变纵向轨道制导。首先将该升降舵信号DQC1直接提供给升降舵12、更准确地讲是提供给升降舵的致动或调节设备，接下来将升降舵信号DQC1供应给模块21，在该模块中执行可活动尾翼命令计算，将通过用于可活动尾翼命令计算出的模块21所生成的输出信号ICH1提供给模块22，该模块22生成可活动尾翼IHCMD作为输出信号，将该输出信号供应给可活动尾翼23、更准确地讲是供应给可活动尾翼的调节或致动设备。

关于这点，术语可活动尾翼23或水平稳定器应理解为升降舵组件的机翼或主翼或其一部分，而术语方向舵或升降舵12应理解为铰接于其上的调节襟翼。在该示例性实施方式中，可活动尾翼在飞行器纵向轴线的两侧上延伸。特别地，在飞行器纵向轴线的两侧上延伸的可活动尾翼的部分可彼此刚性互连。

特别地，可以以如下的方式提供升降舵和可活动尾翼的调节驱动装置和/或其致动装置，即：升降舵12的调节速度——典型地约为35°/s-40°/s——基本上高于可活动尾翼23的调节速度——例如为0.5°/s-2.0°/s，从而使得升降舵12的运动提前于可活动尾翼23的运动。如果指示出在俯仰力矩平衡中发生干扰或在纵向轨道制导中发生变动时，快速运行的升降舵12可以最初产生所需的额外空气动力，而低速运行的可活动尾翼23以相同指向的运动并以其自身的速度在升降舵12的后面运行。在这种情况下，用于飞行操纵的额外空气动力的产生逐渐从升降舵12转移到可活动尾翼23，可活动尾翼23进一步跟随升降舵12，并且同时，由于飞行器的配平位置按照期望进行改变，因此外界提供的升降舵信号DQC1减小。一旦达到所需求的升降舵12和可活动尾翼23的力的总效率，则升降舵12停止且然后以与较慢地在其后运行的可活动尾翼相反指向的运动运行。

根据本发明的致动用于调节升降舵12的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼23的调节驱动装置的控制设备利用了在某个控制阶段变化的升降舵控制变量，从而将在第一步中使用的升降舵控制变量设计为第一升降舵控制变量。通过控制设备的升降舵信号输入10将升降舵信号DQC1提供给控制设备，或者在控制设备自身中生成升降舵信号DQC1。如果其中使用根据本发明设备的飞行器包括带有自动驾驶仪的飞行器，则升降舵信号DQC1是由自动驾驶仪生成的命令信号，该命令信号与其它调节襟翼的命令信号相关并且是基于传感器——例如空气数据传感器、惯性数据传感器或用于确定襟翼调节状态的传感器——的输入而生成。所述控制设备包括：

·具有用于计算可活动尾翼命令IHC1的功能的可活动尾翼命令计算模块21，用于以可活动尾翼23跟踪升降舵12的位置的方式来致动可活动尾翼调节驱动装置；

·用于传输所计算出的可活动尾翼命令IHC1的连接于可活动尾翼命令计算模块21的可活动尾翼命令输出模块22，其与用于调节可活动尾翼23的调节驱动装置相连并具有如下功能，即：其根据所计算出的升降舵12的调节状态和/或可活动尾翼23的调节状态或飞行状态致动调节驱动装置用以调节可活动尾翼23，以便保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或者以便利用用于改变可活动尾翼23的调节状态的可活动尾翼IHCMD来致动可活动尾翼调节驱动装置；

·连接于可活动尾翼命令输出模块22的升降舵预命令模块V，其具有用于生成升降舵预命令变量的预命令变量确定模块30和动作模块11，动作模块11按照第一升降舵控制变量以及升降舵预命令变量形成升降舵命令DQCMD用以致动升降舵调节驱动装置。

可活动尾翼命令输出模块22具有功能32，用于形成由可活动尾翼命令计算模块21计算出的可活动尾翼命令IHC1与用于致动可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令IHCMD输出之间的偏差，用于致动可活动尾翼驱动装置。预命令变量确定模块30以如下的方式设立，即：其接收偏差值并从该偏差确定升降舵预命令变量DDQ。

根据本发明，在模块21中基于用于致动升降舵调节驱动装置的升降舵命令、以可活动尾翼23跟踪升降舵12位置的方式计算用于致动可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令IHC1，并且根据升降舵12的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态和/或飞行状态和/或由例如飞行控制系统的其它飞行器系统传送的值，保持可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变可活动尾翼23的调节状态的可活动尾翼命令IHCMD致动可活动尾翼调节驱动装置。可活动尾翼23的调节状态可以通过从模块22传送至可活动尾翼23的调节驱动装置的持续的命令信号而得到保持。

由于没有可活动尾翼23的相应调节运动，因此根据本发明，实现升降舵命令的动作用以补偿可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持，因此，在升降舵调节驱动装置的致动期间以及在计算出的可活动尾翼命令IHC1与命令的可活动尾翼IHCMD存在偏差的情况下提供用于改变升降舵12的调节状态的升降舵命令。

根据升降舵的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态或飞行状态，可以实现可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持或利用可活动尾翼命令的可活动尾翼调节驱动装置的致动，特别是基于可活动尾翼命令的预定或确定的——即因此可变的——范围，其界限与升降舵12的调节状态相关。例如，可设置成在升降舵12的调节状态的不同区域中省略可活动尾翼23的命令或跟踪。这些调节状态的区域可通过例如在临界飞行阶段中或用于影响飞行性能参数或用于减小飞行器阻力的其它飞行器系统预先确定。在所述情况开始的情况下，通过将相应的参数传送给模块22可以特别地由其它飞行器系统同时提供通过模块22的可活动尾翼23的未命令的阶段。

可替代地或另外地，根据计算出的可活动尾翼命令IHC1，指定可活动尾翼命令IHCMD的范围界限。

可替代地或另外地，可活动尾翼命令IHCMD的范围界限由第一阈值和第二阈值形成，

·其中在一个时间段，仅当与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令IHC1与所命令的可活动尾翼命令IHCMD之间的差值的绝对量或可活动尾翼22的实际调节状态超过第一阈值时，利用用于改变可活动尾翼23的调节状态的可活动尾翼命令IHCMD来致动可活动尾翼调节驱动装置，并且

·其中以如下的方式利用可活动尾翼命令IHCMD来致动可活动尾翼调节驱动装置，即：如果与该时间段相关的从计算出的可活动尾翼命令IHC1和/或命令的可活动尾翼命令IHCMD得到的值或可活动尾翼22的实际调节状态低于第二阈值，则可活动尾翼23的调节状态不改变。

所述第一阈值可以是预定的恒定值或者是作为最大容许偏差而预定或确定的恒定值。最大容许偏差可以特别通过升降舵12的命令的或实际的——即确定的——绝对调节状态与可活动尾翼23的命令的或实际的——即确定的——绝对调节状态之间的偏差而确定。在这种情况下，绝对调节状态与例如飞行器纵向轴线的用于可活动尾翼和升降舵的共同参考线相关。

第一阈值也可以是从飞行状态变量和/或在该时间段内发生的升降舵的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态或时间值得到的值，从而以如下的方式进行比较，即：当飞行状态变量和/或在该时间段内发生的升降舵的调节状态和/或可活动尾翼的调节状态或时间值或者这些值的函数超过期望值时所述阈值被超过。

关于这点，调节状态应理解为这些部分的组合的调节位置、调节速度或调节加速度。

可替代地或另外地，可设置成使升降舵调节驱动装置以如下的方式利用升降舵命令IHCMD致动，即：如果与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令IHC1与所命令的可活动尾翼命令IHCMD之间的差值的绝对量或可活动尾翼22的实际调节状态低于所述第二阈值，则可活动尾翼23的调节状态不改变或不再改变。

在一个示例性实施方式中，与第二阈值进行比较的值是可活动尾翼22的调节位置与升降舵12的瞬时调节位置之间的距离或从该距离得到的值，从而当可活动尾翼23相对于升降舵12低于一角距离时则低于第二阈值。

在与第一阈值和第二阈值比较中，使用与参考值的差值的绝对量导致根据可活动尾翼命令的可活动尾翼运动的滞后效应，在图4中以简化方式示出。

可替代地或另外地，与第二阈值进行比较的值可以是可活动尾翼22的调节速度或从该调节速度得到的值，从而当可活动尾翼23低于预定调节速度时则低于所述阈值。

在一个示例性实施方式中，由于在可活动尾翼命令输出模块22内执行阈值处理，因此将可活动尾翼命令计算模块21的输出信号IHC1通过可活动尾翼命令输出模块22提供给可活动尾翼23或其调节驱动装置。在这种情况下，首先借助于参考函数在模块22中设定具有第一阈值的开始条件，而且当达到或超过该阈值时，将在可活动尾翼命令计算模块21中计算出的可活动尾翼命令IHC1作为命令信号IHCMD从模块22提供至可活动尾翼23或用以对其进行调节的调节驱动装置。

如果在模块22中执行的比较中，计算出的可活动尾翼命令IHC1没有超过第一阈值，则不将计算出的可活动尾翼命令IHC1输出给可活动尾翼23。另一方面，借助于参考函数和第二阈值在模块22中设定终止条件，而且当达到或超过该阈值时，在模块21中计算出的可活动尾翼命令IHC1不作为命令信号IHCMD 2提供至可活动尾翼23或用以对其进行调节的调节驱动装置。

同时，如果在模块21中计算出的可活动尾翼命令IHC1不超过第一阈值并且不将其命令到可活动尾翼23，则在升降舵12的致动期间通过合适大小的预命令来考虑在模块21中计算出的可活动尾翼命令IHC1。在这种情况下，升降舵命令的动作利用偏差来补偿可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持，该偏差与从升降舵12和可活动尾翼22的控制面效率确定的系数相乘。特别地，当考虑控制面效率时升降舵12和可活动尾翼22的调节面效率比被确定，从而所述控制面效率可设定为恒定值。在这种情况下，可进一步设定成考虑一个或多个以下参数来计算至少一个控制面效率：飞行速度、可活动尾翼23的调节状态和/或升降舵22的调节状态、飞行器高升力系统的气流襟翼位置和/或飞行器俯仰位置。

在另一示例性实施方式中，从由模块22计算的可活动尾翼命令IHC1和通过阶梯函数/滞后模块22实际上输出至可活动尾翼23的可活动尾翼命令IHCMD而在模块32中形成差值DeltaH offset。其与升降舵偏转相对应，而升降舵偏转在其动作上不与未命令的可活动尾翼偏转的动作相对应，从而可活动尾翼23或其相应调节驱动装置的未命令的部分通过预命令设备得到补偿。在模块11中将由预命令设备生成的预命令与升降舵信号10相加，且加法器11的输出与升降舵12或与对其分配的调节驱动装置功能性相联，以便以如下方式对升降舵或调节驱动装置进行调节，即：可将和信号直接提供给升降舵12以便对其进行命令和调节。

首先将模块21的输出与模块22以及与差模块32功能性相连。模块33与可活动尾翼、即用于调节可活动尾翼23的调节驱动装置功能性相连，从而将模块22的输出信号IHCMD传送给模块23、即传送给可活动尾翼23的调节驱动装置。

然而，如果在模块21中计算出的可活动尾翼命令IHC1超过预定的第一阈值，则在模块21中比较后，将最终的可活动尾翼命令IHCMD输出给所述可活动尾翼23，应当考虑到由此在差模块32中，在21中计算的可活动尾翼命令IHC1与通过阶梯函数/滞后22实际上输出给可活动尾翼23的可活动尾翼命令IHCMD之间的差值DiH offset(Δi_Hoffset)减小。也就是说，在可活动尾翼23实际上被致动或操作的方式下提供给升降舵12的预命令减小。

根据本发明的致动方法包括预命令功能支路V，其由预命令变量确定模块30和加法单元11形成。特别地，所述预命令变量确定模块30可通过生成表示可活动尾翼23和升降舵22的调节面效率比的量的模块31、差模块32、乘法模块33和任选的限幅模块34形成。预命令变量确定模块30确定预命令信号DDQ，该信号被提供给加法单元11。利用加法单元11将预命令信号DDQ与升降舵信号DQC1相加，并且将相加的和作为信号DQCMD提供给升降舵12或升降舵12的调节驱动装置。

在乘法模块33中，由差模块32输出的差值DiH offset与在模块31中确定的表示可活动尾翼和升降舵调节面效率比的量相乘或加权。由于考虑到两个调节面的不同气动效率，从而，实际上输出给可活动尾翼23的可活动尾翼命令IHCMD与在模块21中计算出的可活动尾翼命令IHC1之间的偏差——由于在模块22中执行的阶梯函数或滞后所导致——被转化为在升降舵12位置上的适当变化。由于所述两个调节面12、23的效率随调节区域变化，因此在模块31中计算调节面效率比时可以考虑主要影响所述比的那些参数。特别地，这些参数为飞行器速度(马赫数)、自身的绝对可活动尾翼位置、高升力系统的襟翼位置和飞行器的俯仰位置。在模块34中，将在模块33中通过调节面效率比加权的信号标准化且进行限幅，并将其作为信号DDQ提供给加法单元11，该加法单元将加权的信号与升降舵信号10以相加的方式组合。

图4以图表方式示出通过阶梯函数和滞后模块22实际输出给可活动尾翼23的命令iH(纵向轴线″i_H″)，其作为由模块21计算的可活动尾翼命令iH(横轴″i_Hcommand″)的函数，该命令iH对于具体情况为具有大阶跃的阶梯函数的形式，其中第一阈值为距离可活动尾翼23的调节位置恒定的距离，而以绝对值示出的第二阈值是在可活动尾翼23和升降舵12之间的恒定角距离，而且相应的值与这些阈值进行比较。升降舵与可活动尾翼之间的角距离应理解为升降舵和可活动尾翼的绝对调节角，从而当从基于可活动尾翼23和升降舵12的参考面的横截面视出的角位置具有相同的定位时则角距离为零。与此相对照，如同当将命令直接传递给可活动尾翼时由于机械滞后所获得的那样，响应于可活动尾翼命令21的可活动尾翼23的运动以具有小阶跃的阶梯函数示出。

根据此处描述的示例性实施方式，从响应于瞬时可活动尾翼位置或瞬时调节状态的初始值开始，在模块21中计算出的可活动尾翼命令IHC1与分别预定的阈值相比较。如果超过相应阈值，则停止可活动尾翼命令与阈值的比较，并且响应于由模块22输出的可活动尾翼命令IHCMD，可活动尾翼23沿着对应于计算出的可活动尾翼命令的终点位置的方向进行调节，即在该阶段可活动尾翼23受到用于其调节的可活动尾翼命令IHCMD的命令。

如果瞬时的实际可活动尾翼位置接近于——至少离开预定大小——计算出的终点位置IHC1，则从对应于相应瞬时可活动尾翼位置或相应瞬时调节状态的初始值开始重新启动可活动尾翼命令与阈值的比较。这可以发生在例如根据可活动尾翼23的调节率是否降到预定的百分比以下，例如最大调节率的20％。由于当瞬时可活动尾翼位置接近计算的终点位置时可活动尾翼23的运行速度减小，因此可以利用实际相对于最大运行速度的关系作为接近于假定的终点位置的指示，由此再次启动滞后作用的阈值函数。

如图4所示，在22中，阶梯和滞后函数具有的效果在于有意地以例如0.5°-1.0°的较大阶跃来命令可活动尾翼位置，该阶跃大于现在通常的例如约0.06°-约0.18°的调节精确度。因此，可活动尾翼23不会在升降舵12之后立即运行，而只有当达到相应的预定阈值后才运行。

为了说明，图4示出了非常特殊的应用，其中升降舵12以0.54度的恒定阶跃移动，并且可活动尾翼基于第一阈值和第二阈值进行跟踪直至升降舵和可活动尾翼具有相同的定位，即进入同一翼弦上。在示例性实施方式中，其中升降舵12的调节角度的变化决定于飞行状况，在基于第一阈值和第二阈值调节升降舵的过程中，可活动尾翼23将不再被始终移动至相同的调节位置或相同的调节角度。另外，由于第一阈值，使得对于可活动尾翼23的运动来讲必需超过该阈值，因此升降舵和可活动尾翼不是持久地在共同翼弦上定位，而仅当第一阈值被超过时才在共同翼弦上定位，并且升降舵位置更确切地讲呈现与该共同翼弦的小的偏差。因此，升降舵12承担在调节范围内的俯仰力矩校正的产生，其中可活动尾翼23通过阶梯和滞后函数而保持固定。可活动尾翼23的调节活动——即运动的频率——显著减小，而同时升降舵12的调节活动则保持大致相同。由于减少了调节活动，因此减少了与可活动尾翼运动相关的所有部件的磨损，并且特别地，在可活动尾翼23的调节或致动设备的配平主轴的局部高压力区域受到较小的磨损。

在传统滞后(具有线性增加的输入信号的阶梯形传递函数)中，配平主轴上的调节螺母总是放置在相同位置处，即与滞后的阈值相对应的位置处。在这些位置将可能产生增加的磨损。为了避免这点，因此根据在此处描述的示例性实施方式设置成：在超过初始阈值后，允许可活动尾翼23运行直至达到计算的终点位置。计算的终点位置与滞后的阈值无关。因此，在两阈值之间可活动尾翼23停止移动。如前面已经进行描述，只有当实现命令量IHCMD与可活动尾翼23的实际位置之间的接近并且特别地可活动尾翼的实际运行速度低于特定的限值——例如可活动尾翼最大调节率的20％——时，滞后才被再次启动。尽管滞后，然而可活动尾翼可在任意位置处停止。相对于最后的终止位置进行可活动尾翼的重启动并且考虑滞后的阈值。这样，在滞后的传递函数中不存在固定划分，而且因此也没有典型固定的滞后的阶梯函数。在图4中示出的阶梯函数仅用于示意性地理解，因为示出的阶跃起始点的范围并不是沿中心线固定，而是在分别涉及相应的最后终点位置。

根据参考图1示出的本发明，图2示出了根据其方法实施方式的用于可活动尾翼配平的设备的简化电路图。在图2中所示的部件和信号设有与在图1中所示的过程步骤相同的附图标记，其中它们实现相同或相似的功能。

该设备包括整体以附图标记21表示的用于计算可活动尾翼命令的设备，其具有用于提供升降舵信号DQC1的输入10。该升降舵信号DQC1可经由线路101和加法器11而直接被提供给升降舵12。在示出的示例性实施方式中，用于计算可活动尾翼命令计算出的设备21由用于标准化信号的输入放大器211、限幅电路212和积分器213形成。在积分器213中，执行在输入10出现的升降舵信号DQC1的总和，从而在设备21的输出部出现连续增加幅度的连续可活动尾翼命令IHC1。

一方面，将由设备21传送的可活动尾翼命令IHC1提供给滞后电路22并且另一方面提供给减法器32，减法器的第二输入与滞后电路22的输出相连用以从其接收输出信号IHCMD。另外，输出信号IHCMD经由线路221作为阶梯形可活动尾翼命令输出给可活动尾翼23或更精确地输出给其调节或致动设备。

另外设置用于计算调节面效率比的设备31，将来自设备31的输出信号提供给乘法器33，乘法器33的另一个输入与减法器32的输出相连用于接收减法器的输出信号。减法器32的输出信号为信号DiH offset，已经参照图1对其进行了详细描述，并且其表示由滞后电路22实际传送给可活动尾翼23的阶梯形可活动尾翼命令IHCMD与计算出的连续可活动尾翼IHC1的偏差所导致的可活动尾翼23的位置误差。因此，可活动尾翼的位置误差DiH offset利用来自于计算调节面效率比的设备31的信号进行加权，并且在下游的限幅器34中以大的阈值进行限幅。然后，将由此得到的信号DDQ传送给加法器11，该信号在加法器中与直接经由线路101提供的升降舵信号DQC1以加法组合。该结果为组合的升降舵命令DQCMD，该命令被输出给升降舵12。因此，该组合的升降舵命令考虑到直接输入的来自输入10的升降舵信号DQC1以及另外考虑到可活动尾翼23的位置误差DiH offset的升降舵预命令部分。

图3详细地示出用于计算调节面效率比的设备31的示例性实施方式。该设备31主要包括两个表(查询表)312和313，其作为飞行状况参数的函数表示可活动尾翼23或升降舵12的调节面效率。

表312表示可活动尾翼效率，而表313表示升降舵效率。将表312、313的输出信号提供给除法电路311的输入，表313的输出信号经过考虑升降舵效率限幅的限幅电路315。

在图2中所示的电路中发生的并且在前面已经描述过的信号DQC1、INPU、IHC1、IHCMD、DiH offset和DQCMD的时间表作为示例在图5中的时间表中示出。这里，输入信号DQC1是由测试信号生成器产生的正弦振荡信号s(t)＝22.5sin(0.1t)-7.5，如图5a)所示。其表示例如持久自动操作的配平设备的输出信号，该输出信号应当补偿飞行器的俯仰力矩平衡。

图5b)中的信号INPUT示出在通过放大器211标准化后的信号DQC1。在计算可活动尾翼命令后得到的图5c)中的信号IHC1作为积分电路213的输出信号而获得并且在此处示出的实施方式中被限制在-11.6至+1.2的范围中。图5d)示出滞后电路22的输出信号IHCMD。输出信号IHCMD与信号IHC1不同，其中如果其低于滞后电路22的阈值则其抑制了后者。因此在减法器32中产生的位置误差DiH offset在图5e)中示出。最后，图5f)中示出的信号DQCMD是由加法器11输出至升降舵12的组合升降舵命令。

图6-11示出曲线图，其中在A340型飞行器的起飞阶段、整个飞行任务或巡航阶段以及着陆阶段的情况下，对于两个示例性飞行，所示的可活动尾翼命令和可活动尾翼力作为时间的函数。其中的两个紧密相邻的曲线A和B，平滑曲线A表示计算的连续可活动尾翼命令IHC1，而紧密跟随曲线A的阶梯函数B表示具有0.06°轻微滞后产生的可活动尾翼位置，在传统的可活动尾翼配平期间由于可活动尾翼23的机械驱动装置的机械滞后而导致该轻微滞后。另一方面，曲线C分别示出在根据本发明的配平期间的可活动尾翼23的位置，其中图6-8示出利用具有0.54°阶跃的滞后而得到的曲线C，而图9-11示出利用具有0.9°阶跃的滞后而得到的曲线C。在曲线C中，以小阶跃来反应的0.06°机械滞后叠加在有意选择的0.54°或0.9°的滞后上。

通过曲线B和C的比较可知，当利用如图1或2中的功能22实现阶梯函数或滞后时，所有可活动尾翼运动的增加运动步骤(曲线C)的和显著小于在没有上述有意的滞后或在可活动尾翼驱动装置中单具有机械滞后的情况(曲线B)。在对于0.54°滞后阈值的图7或对于0.9°滞后阈值的图10的巡航期间，其特别具有影响。然而，在起飞和降落期间，根据曲线C的具有有意滞后的增加运动步骤之和也显著少于与曲线B相比较的没有这种滞后的情况。

升降舵和可活动尾翼可响应于升降舵信号10进行调节，从而它们的相互位置实现由可活动尾翼和升降舵产生的整体外形的拱形，而这种整体外形的拱形根据提供的升降舵信号10而导致上升力/下压力。如前所述，由于升降舵位置距与可活动尾翼共同翼弦的轻微偏差——其由滞后函数导致，因此发生整体外形的拱形。在相同的空气动力——特别是下压力、即在可活动尾翼上向下指向的升力——的情况下，与直线形相比拱形可活动尾翼的空气阻力可被降低但却是能够更加有力地进行调节的可活动尾翼。因此，当设计可活动尾翼致动时，应当注意，在使阻力和配平失误最小化的意义上，使所述拱形形成在可活动尾翼和升降舵整体外形的适当一侧，即具有如下曲率的两个调节面的相反方向的阻力增加调节，所述曲率相反地指向预期的空气动力。因此，根据可活动尾翼位置或飞行状况，升降舵必须立在可活动尾翼翼弦的适当一侧以便实现所述的阻力减小。从而滞后量是用于最大可能曲度和可能的阻力减小的测量标准。需将相应的逻辑功能结合到滞后功能22中，或通过在可活动尾翼信号DDQ的偏移来实现相应的逻辑功能。

本发明提供了在飞行器可活动尾翼和升降舵的致动中的额外功能，其明显优点在于减少了磨损、延长了维修间隔并且增加了可活动尾翼致动和相关运动部分——例如可活动尾翼驱动装置中的循环球机构和配平主轴——的使用寿命。

图2和3中示出的部件的功能尤其可通过软件实现。

参照如图6-11中再现的所记录的飞行实验数据，以示例性方式证实了工作性能和预期的改进。所述实验分别针对短距离飞行和长距离飞行利用用于滞后的不同阈值进行。

附图标记列表

10 升降舵信号输入

11 加法器

12 升降舵或水平稳定器

21 可活动尾翼命令计算

22 阶梯函数/滞后

23 可活动尾翼

30 预命令变量确定模块

31 调节面效率比的计算

32 减法器

33 乘法器

34 信号限制

211 标准化放大器

212 限幅器

213 积分器

311 除法器

312 表(查询表)

313 表(查询表)

315 限幅器

权利要求书(按照条约第19条的修改)

1.一种致动用于调节升降舵(12)的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼(23)的调节驱动装置的方法，其包括如下步骤：

生成升降舵命令用以致动所述升降舵调节驱动装置(12)；

以使所述可活动尾翼(23)跟踪计算出的升降舵信号输入(10)的方式计算用于致动所述可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令(IHC1)；

根据所述升降舵(12)的调节状态和/或所述可活动尾翼(23)的调节状态或根据飞行状态，保持所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用用于改变所述可活动尾翼(23)的调节状态的可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置；

在利用用于改变所述升降舵(12)的调节状态的升降舵命令致动所述升降舵调节驱动装置期间以及在所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)偏离于所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)的情况下，按照所述升降舵命令来补偿所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持，从而达到中和的空气动力效能。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于可活动尾翼命令的范围，该范围的界限与所述升降舵(12)的调节状态相关，根据所述升降舵(12)的调节状态来保持所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用可活动尾翼命令致动所述可活动尾翼调节驱动装置。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述可活动尾翼命令(IHCMD)的范围的界限根据所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)而获得。

4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，所述可活动尾翼命令(IHCMD)的范围的界限由第一阈值和第二阈值形成，

其中在一个时间段，仅当与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)与所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)之间的差值的绝对量或所述可活动尾翼(23)的实际调节状态超过第一阈值时，利用用于改变所述可活动尾翼(23)的调节状态的可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置，并且

其中以如下的方式利用可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置，即：如果从与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)和/或所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)得到的值或所述可活动尾翼(22)的实际调节状态低于所述第二阈值，则所述可活动尾翼(23)的调节状态不改变。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一阈值和/或第二阈值是对应于差角的恒定值。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一阈值和/或第二阈值是从飞行状况变量和/或在所述时间段中发生的所述升降舵(12)的调节状态和/或所述可活动尾翼(22)的调节状态而得到的值。

7.根据前述权利要求4-6中任一项所述的方法，其特征在于，能够以如下的方式利用可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置，即：如果与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)与所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)之间的差值的绝对量或所述可活动尾翼(22)的实际调节状态低于所述第二阈值，则所述可活动尾翼(23)的调节状态不改变。

8.根据前述权利要求4-7中任一项所述的方法，其特征在于，与所述第二阈值进行比较的值是所计算出的所述可活动尾翼(22)的调节位置与所述可活动尾翼(23)的瞬时调节位置之间的距离或者是从该距离得到的值，从而当所计算出的可活动尾翼位置(23)相对于所命令的可活动尾翼位置(23)低于一角距离时则低于所述第二阈值。

9.根据前述权利要求4-7中任一项所述的方法，其特征在于，与所述第二阈值进行比较的值是所述可活动尾翼(22)和/或所述升降舵的调节速度或者是从该调节速度得到的值，从而当所述可活动尾翼(23)低于预定调节速度时则低于所述第二阈值。

10.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，通过将偏差ΔiH-offset与由从升降舵(12)和可活动尾翼(22)的控制面效率确定的系数相乘来作用所述升降舵命令以补偿所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持。

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，当考虑所述控制面效率时升降舵(12)和可活动尾翼(23)的调节面效率的比被确定。

12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，所述控制面效率设定为恒定值。

13.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，考虑一个或多个以下参数来计算所述控制面效率至少其中之一：飞行速度、马赫数、所述可活动尾翼(23)的调节状态和/或所述升降舵(12)的调节状态、尾翼的气动迎角、飞行器高升力系统的缝翼和襟翼的位置和/或飞行器的俯仰位置。

14.一种基于第一升降舵控制变量致动用于调节升降舵(12)的调节驱动装置和用于调节可活动尾翼(23)的调节驱动装置的控制设备，包括：

可活动尾翼命令计算模块(21)，其具有以所述可活动尾翼(23)跟踪升降舵输入信号(10)的方式计算用于致动所述可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令(IHC1)的功能，

用于传输所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)的连接于所述可活动尾翼命令计算模块(21)的可活动尾翼命令输出模块(22)，其与用于调节可活动尾翼(23)的调节驱动装置相连接并具有如下功能，即：根据所计算出的飞行状态的升降舵(12)和/或可活动尾翼(23)的调节状态致动所述调节驱动装置用以调节可活动尾翼(23)，以便保持所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或者以便利用用于改变所述可活动尾翼(23)的调节状态的可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置，

连接于所述可活动尾翼命令输出模块(22)的升降舵预命令模块(V)，其具有用于生成升降舵预命令变量的预命令变量确定模块(30)并具有动作模块(11)，所述动作模块按照第一升降舵控制变量以及升降舵预命令变量来形成升降舵命令(DQCMD)用以致动所述升降舵调节驱动装置，

其中所述可活动尾翼命令输出模块(22)具有如下功能，即：用于形成由所述可活动尾翼命令计算模块(21)计算出的可活动尾翼命令(IHC1)与用于致动所述可活动尾翼调节驱动装置的可活动尾翼命令(IHCMD)输出之间的偏差，用于致动所述可活动尾翼驱动装置；并且，其中所述预命令变量确定模块(30)以如下的方式设立，即：所述预命令变量确定模块接收所述偏差值并从所述偏差值确定所述升降舵预命令变量。

15.根据权利要求14所述的控制设备，其特征在于，基于可活动尾翼命令的范围，该范围的界限与所述升降舵(12)的调节状态相关或者根据所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)获得，根据所述升降舵(12)的调节状态来保持所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态或利用可活动尾翼命令致动所述可活动尾翼调节驱动装置。

16.根据权利要求14或15所述的控制设备，其特征在于，在所述可活动尾翼命令输出模块(22)中，可活动尾翼命令(IHCMD)的范围的界限由第一阈值和第二阈值形成，

其中以如下的方式利用可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置，即：如果从与该时间段相关的从所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)和/或所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)得到的值或所述可活动尾翼(22)的实际调节状态低于所述第二阈值，则所述可活动尾翼(23)的调节状态不改变。

17.根据权利要求16所述的控制设备，其特征在于，所述第一阈值和/或第二阈值为对应于差角的恒定值或者所述第一阈值和/或第二阈值是从飞行状况变量和/或在所述时间段中发生的所述升降舵(12)的调节状态和/或所述可活动尾翼(22)的调节状态而得到的值。

18.根据权利要求15-17中任一项所述的控制设备，其特征在于，能够以如下的方式利用可活动尾翼命令(IHCMD)来致动所述可活动尾翼调节驱动装置，即：如果与该时间段相关的所计算出的可活动尾翼命令(IHC1)与所命令的可活动尾翼命令(IHCMD)之间的差值的绝对量或所述可活动尾翼(22)的实际调节状态低于所述第二阈值，则所述可活动尾翼(23)的调节状态不改变。

19.根据权利要求15-17中任一项所述的控制设备，其特征在于，与所述第二阈值进行比较的值是所计算出的所述可活动尾翼(22)的调节位置与所述可活动尾翼(23)的瞬时调节位置之间的距离或者是从该距离得到的值，从而当所计算出的可活动尾翼位置(23)相对于所命令的可活动尾翼位置(23)低于一角距离时则低于所述第二阈值。

20.根据权利要求15-17中任一项所述的控制设备，其特征在于，与所述第二阈值进行比较的值是所述可活动尾翼(22)和/或所述升降舵的调节速度或者是从该调节速度得到的值，从而当所述可活动尾翼(23)低于预定调节速度时，则低于所述第二阈值。

21.根据前述权利要求中任一项所述的控制设备，其特征在于，通过将偏差ΔiH-offset与由从升降舵(12)和可活动尾翼(22)的控制面效率确定的系数相乘来作用所述升降舵命令以补偿所述可活动尾翼调节驱动装置的调节状态的保持。

22.根据权利要求21所述的控制设备，其特征在于，当考虑所述控制面效率时升降舵(12)和可活动尾翼(23)的调节面效率比被确定。

23.根据权利要求22所述的控制设备，其特征在于，所述控制面效率设定为恒定值。

24.根据权利要求23所述的控制设备，其特征在于，考虑一个或多个以下参数来计算所述控制面效率至少其中之一：飞行速度、马赫数、所述可活动尾翼(23)的调节状态和/或所述升降舵(12)的调节状态、尾翼的气动迎角、飞行器高升力系统的缝翼和襟翼的位置和/或飞行器的俯仰位置。

Claims

生成升降舵命令用以致动所述升降舵调节驱动装置(12)；