CN103842925A - 用于最小化飞行器的动态结构载荷的方法和设备 - Google Patents

用于最小化飞行器的动态结构载荷的方法和设备 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种用于动态地减轻由阵风的扰动在飞行器(30)上生成的载荷的方法，该方法包括以下步骤：自动地检测对飞行器(30)的飞行的归因于阵风的扰动；当检测到归因于阵风的扰动时，自动地生成控制命令以用于操纵面；以及施加控制命令以促动操纵面。为了提供优化的减轻，该方法还包括：以规定的动态方式动态地促动操纵面，以便最小化不仅第一载荷峰值而且至少第二载荷峰值。此外，提出了用于进行这样的方法的设备(10)和装置(40)。

Description

用于最小化飞行器的动态结构载荷的方法和设备
技术领域
本发明涉及最小化由外部激励向飞行器引入的飞行器的动态结构载荷。
背景技术
动态结构载荷由归因于例如风、阵风、湍流或类似影响的外部激励并且由归因于飞行员/飞行控制系统命令的激励引入到飞行器的结构。由于飞行器结构的柔韧性质，这样的激励可导致可能超出给定量值的振荡或振动，使得它们可能损害飞行器结构，尤其是具有在柔韧飞行器结构的固有振荡或特征振荡的范围内的频率的飞行器结构。如果希望在高的机翼和机身的展弦比下减小飞行器结构的重量，则有必要采取措施以应对过大的动态结构载荷。
大气阵风尤其在翼根以及对乘客安全至关重要的竖直加速中激励动态翼载荷。除了机动载荷之外，这些载荷针对飞行器结构而设计大小。如果可以减小所述载荷，那么更轻的机翼设计就是可能的，这提高燃料效率并因此降低直接运营成本。另一个优点是由于竖直加速的减轻而增加乘客安全性。
文献DE 19841632C2公开了一种用于补偿由外部激励引入的飞行器结构振荡的方法，包括用传感器装置检测飞行器的至少一个机身角速率、将所述至少一个机身角速率(body rate)提供给飞行控制器、以及产生飞行器的操纵面的动作以最小化所激励的振荡。
对于上升气流阵风而言，第一载荷峰值可通过在上翼表面上的扰流器(spoiler)的快速偏转来消除，参见空中客车专利US 20080265104A。该方法受以下控制：控制权限(反应时间、促动器功率)、快速扰流器偏转引入到机翼结构的载荷、以及机翼弯曲加速度的第二峰值不得通过扰流器偏转增加的约束。
EP 1814006A1提出了用于阵风载荷减轻的副翼(aileron)对称促动，其使用高通滤波的迎角探头(alpha probe)信号作为阵风参考、以及自适应前馈控制器。该方法解决了以上提及的问题，但甚至更加受到副翼控制权限的限制。
用于减小归因于阵风的振动的另外的设备和方法在DE 102008014236A1和EP 1854717A1中公开。在EP 1854717A1中，公开了如何可以生成用于减轻扰动的控制命令。DE 102008014236A1描述了用于自适应控制的设备和方法。
US 20080265104中公开的方法被认为是最接近的现有技术。在其中，建议仅仅在一些规定的时间内偏转扰流器(和相应地其它操纵面)，以便补偿阵风载荷，然后将它们再次关闭。这样的扰流器偏转激励第一机翼弯曲模式(除了其它柔性模式之外)。该偏转(和因此载荷减轻)因此受到第二载荷峰值的限制。
发明内容
本发明的目的是提供用于减轻飞行器上归因于阵风的动态结构载荷的优化方法和优化设备。
该目的由在独立权利要求中限定的方法、设备、装置和/或系统来实现。
本发明的有利实施例形成从属权利要求的主题。
根据本发明的一个方面，操纵面不仅被偏转，而且以规定的动态方式被促动，以便最小化不仅第一载荷峰值而且至少一个后续峰值。
优选地，第一和所有后续的载荷峰值被操纵面的规定的动态促动最小化。
优选地，该动态促动可由迎角探头或由竖直加速度测量、由LIDAR或由它们的任何组合触发。
相比在US 20080265104中公开的现有技术，本发明和/或其优选实施例提供了以下优点：扰流器和/或其它操纵面不仅在某一规定时间之后被偏转和回缩，而且以规定的动态方式打开和关闭。因此，扰流器的控制权限被充分地利用。
根据一个优选实施例，而且对于下降气流阵风而言，延迟的扰流器偏转减轻了机翼弯曲的第一正峰值。
本发明一实施例的优点在于，对于上升气流以及对于下降气流阵风而言，峰值载荷(即由强阵风引起的第一峰值和后续峰值)可通过可用的控制权限和/或促动器带宽来最佳地减轻。
根据一个方面，本发明提供了一种动态地减轻由阵风的扰动在飞行器上生成的载荷的方法，该方法包括以下步骤：
自动地检测对飞行器的飞行的归因于阵风的扰动；
当检测到归因于阵风的扰动时，自动地生成控制命令以用于操纵面；以及
施加控制命令以促动操纵面；
其中该方法还包括：
以规定的动态方式动态地促动操纵面，以便最小化不仅第一载荷峰值而且至少第二载荷峰值。
在一优选实施例中，该方法还包括：
使用已在此前的控制命令序列确定步骤中预先确定的预定控制命令序列来生成控制命令。
进一步优选的是，控制命令序列确定步骤包括：
在凸合成中确定最佳控制命令序列。
优选地，控制命令序列确定步骤包括：
根据基函数H i 确定响应于操纵面的促动的飞行器的载荷响应，
将控制命令序列建模为以下形式的基函数的线性组合：
Figure 2012800378387100002DEST_PATH_IMAGE001
其中θ i 表示变量向量θ的第i个元素，
模拟由控制命令序列H减轻的典型阵风形状，以及
通过优化计算来确定变量向量θ，使得对典型阵风形状的载荷响应被最小化。
根据一有利实施例，基函数为脉冲函数，并且载荷响应为响应于脉冲的载荷响应。
优选的是，优化在离散时间系列内进行，其中H i 表示针对一系列离散时间t 1 …t i …t n 的离散时间t i 的基函数。
根据一优选实施例，该方法还包括：
将在控制命令序列确定步骤中确定的控制命令序列存储在存储装置中，
其中生成控制命令的步骤包括读出存储装置以生成预定控制命令序列。
优选地，控制命令为下列一组控制命令中的至少一个元素：
用于促动升降舵(elevator)操纵面的升降舵控制命令、用于偏转布置在飞行器的机翼的上表面和/或下表面上的扰流器操纵面的扰流器控制命令、以及用于促动副翼操纵面的副翼控制命令。
根据又一方面，本发明提供了一种用于动态地减轻由阵风的扰动在飞行器上生成的载荷的设备，包括：
监测单元，其用于自动地检测归因于阵风的扰动；
控制命令生成单元，其用于在检测到归因于阵风的所述扰动时自动地生成用于促动操纵面的控制命令；
其中控制命令生成单元被构造成以规定的动态方式动态地促动操纵面，以便最小化不仅第一载荷峰值而且至少第二载荷峰值。
优选的是，控制命令生成单元包括包含预定控制命令序列的存储装置。
根据又一方面，本发明提供了一种用于确定将在如前所述的设备中用作控制命令的控制命令序列的控制命令序列确定装置，所述装置包括：载荷响应确定单元，其被构造成根据基函数H i 确定响应于操纵面的促动的飞行器的载荷响应，
建模单元，其被构造成将控制命令序列建模为以下形式的基函数的线性组合：
Figure 303845DEST_PATH_IMAGE002
其中θ i 表示变量向量θ的第i个元素，
阵风模拟单元，其被构造成模拟由控制命令序列H减轻的典型阵风形状，以及
变量向量确定单元，其被构造成通过优化计算而确定变量向量θ，使得对典型阵风形状的载荷响应被最小化。
优选的是，载荷响应确定单元被构造成使用脉冲函数作为基函数，并且被构造成确定响应于脉冲的载荷响应。
进一步优选的是，该装置被构造成在离散时间系列内计算优化，其中H i 表示针对一系列离散时间t 1 …t i …t n 的离散时间t i 的基函数。
根据本发明的一个实施例，使用从US 2008/0265104A1和/或EP1814006A1已知的方法来确定扰动的强度。优选的是，使用风迎角来确定扰动的强度。
根据一优选实施例，本发明提供了一种触发的L无穷最佳阵风载荷减轻。
附图说明
现在将参照附图描述本发明的实施例。
图1示出形成根据本发明的设备的实施例的阵风载荷减轻设备的实施例；
图2示出用于在图1的设备中用作控制命令的升降舵命令和扰流器命令的预定控制命令序列的示例；
图3示出在没有阵风载荷减轻情况下和有阵风载荷减轻情况下响应于阵风而随时间推移的增量翼根弯矩的坐标图；
图4示出表示用于限定了输入信号和输出信号的反馈和前馈控制律的通用增广对象(augmented plant)图示的框图；
图5示出图4的通用增广对象图示到特定飞行器中的应用，以解释用于优化信号生成的架构(set-up)，其中阵风信号生成器和升降舵及扰流器基函数生成器依次用来生成整个系统的响应；
图6示出由图5中的H_wind生成的阵风信号的曲线图；
图7示出用作由图5中的H_el和H_spo生成的升降舵和扰流器输入信号的基函数的示例；
图8示出针对扰流器输入中的系列脉冲的翼根弯矩信号Mx的响应(Mx响应)的坐标图；
图9示出针对升降舵输入中的系列脉冲的翼根弯矩信号Mx的响应(Mx响应)的坐标图；
图10示出针对阵风输入的Mx响应，该响应是作为未控制系统的响应的参考信号；
图11示出扰流器整形器的脉冲响应的坐标图，该脉冲响应表示用于最小化在阵风期间的机翼载荷的最佳扰流器命令序列；
图12示出与图11中类似的坐标图，但这里提出了升降舵整形器的脉冲响应；
图13示出可用于证明促动器的速率限制约束的扰流器偏转速率的坐标图；
图14示出可用于证明促动器的速率限制约束的升降舵偏转速率的坐标图；
图15示出比较无控制(“无控制”在这里表示没有阵风载荷控制；可存在反馈控制系统，例如飞行控制器)飞行器与阵风载荷减轻系统的翼根弯矩信号Mx的坐标图；
图16示出比较无控制(关于“无控制”，参见上文)飞行器与阵风载荷减轻系统的翼根扭矩信号My的坐标图；以及
图17示出比较无控制(关于“无控制”，参见上文)飞行器与阵风载荷减轻系统的重心中法向加速度信号的坐标图。
具体实施方式
图1示出阵风减轻设备10的框图，该设备是用于动态地减轻由风或阵风的扰动在飞行器上生成的载荷的设备。设备10包括用于自动地检测归因于阵风的扰动的监测单元12、以及用于响应于阵风的检测而自动地生成用于促动操纵面的控制命令的控制命令生成单元14。
监测单元12包括参考传感器16和激励识别单元20，激励识别单元20被构造成从参考传感器信号计算可用于检测阵风的参数α wind 。
参考传感器16可包括迎角探头18、竖直加速度测量单元(未示出)、LIDAR装置(未示出)或它们的组合。
关于由参考传感器16进行的激励识别，参看EP 1854717A1，其解释了如何可以从迎角探头测量值计算α wind ，US 20080265104中也回顾了这一点。
因此，在迎角探头安装位置处的可测量迎角α air (即，在飞行器与空气流的速度向量之间的角度)可拆分为：
Figure 2012800378387100002DEST_PATH_IMAGE003
式(1)
其中，α 0表示在地面坐标系中配平的(trimmed)飞行器的静态迎角。静态迎角α 0可容易地被高通滤波器滤除。迎角探头安装节点与地面坐标系中的该静态值α 0的迎角偏差表示为α ground 。然而，前馈GLAS (GLAS为阵风载荷减轻系统(gust load alleviation system)的缩写)要求α wind 作为参考信号。因此，需要从测量的α air 中减去α ground ，以便获得所需的α wind 。为了计算α ground ，主要需要俯仰率(pitch rate)和竖直速度。
EP 1854717A1关于α wind 的公式为：
Figure 768455DEST_PATH_IMAGE004
    式(2)
其中，Φ为倾斜角，
Figure 2012800378387100002DEST_PATH_IMAGE005
为飞行器的惯性竖直速度，VTAS为飞行器相对于周围空气的飞行速度，Θ为俯仰角，α air 为测量迎角，β为侧滑角，r为偏航率，rΑoΑ和rAoS分别为从重心到迎角传感器和到侧滑角传感器(beta sensor)的距离。关于更多的细节和解释，具体地参看EP1854717A1。
控制命令生成单元14包括比较单元22，其被构造成比较α wind 的当前信号与预定的阈值，以在α wind 超出该阈值时检测阵风并触发控制命令的生成。
此外，控制命令生成单元14包括存储装置23，其包含用于不同操纵面的不同的预定命令序列24、26。
图2示出用于升降舵命令信号和用于扰流器命令信号的预定命令序列24、26的示例。
如图可见，预定升降舵命令序列24具有用于升降舵命令信号的预定信号曲线，以便以预定的动态方式促动升降舵。
此外，提供了用于扰流器命令信号的预定扰流器命令序列26，其采用预定命令信号曲线的形式，以便以动态的预定方式偏转扰流器。
在扰流器命令序列26的本示例中，存在开始于大约0.2s且结束于大约0.6s的第一大信号峰值。然后，扰流器被再次关闭，其中关闭开始于大约0.9s的时间，从而在大约1.4s的时间处再次完全关闭扰流器。然后，在大约2s至2.1s的时间处出现短的命令信号峰值。
再次参看图1，示出了：控制命令生成单元14输出预定控制命令序列24、26并将它们作为控制命令发送至操纵面。因此，操纵面(未示出)以预定的动态方式被促动以减轻由阵风激励的载荷。例如，翼根弯矩和/或翼根扭矩以优化的动态方式减轻，使得不仅第一载荷峰值的绝对值、而且至少后续的第二载荷峰值的绝对值被最小化。
优选地，对应的时间信号的L无穷范数被最小化，这意味着信号的绝对值的最大值被最小化。
图3示出响应于阵风而随时间推移的增量翼根弯矩的坐标图，其中第一线(蓝线)27示出在没有阵风载荷减轻的情况下响应于阵风的增量翼根弯矩，而第二线(红线)28示出在有阵风载荷减轻的情况下的增量翼根弯矩。
从图3注意到，通过施加用于升降舵命令信号和扰流器命令信号的预定控制命令序列24、26，第一载荷峰值和第二(负)载荷峰值两者被减轻。
在下文中，参照图4至图17解释用于确定预定控制命令序列24、26的示例性程序和示例性装置。
图4示出增广对象P的凸合成的框图。给出了作为模型(例如，用于模拟的计算机模型)的增广对象P，并且提供了输入信号和输出信号的定义。
在该框图中，使用以下符号：
P 表示将在凸合成中优化的增广对象，
w 表示外源输入，
z  表示将调节的输出，
H 表示前馈控制律，
Uref    表示参考输入，
UFF   表示促动器前馈输入，
y 表示感测的输出，
K 表示反馈控制律，
UFB   表示促动器反馈输入。
如图4中给出的该通用图示尤其用来找到优化的前馈控制律，使得所调节的输出时间信号被最小化。这可通过凸优化进行。
在一个实践示例中，控制律被表示为根据以下公式(3)的基函数的线性组合：
Figure 548192DEST_PATH_IMAGE006
                             式(3)
其中，
H(s)表示前馈控制律H的拉普拉斯变换；
H i (s)表示前馈控制律第i个基函数的拉普拉斯变换；
θ表示变量向量(将通过优化确定)；
θ i 表示变量向量(将通过优化确定)的第i个元素
n表示基函数的数量。
将被调节的输出信号z可以以公式(4)中表达的方式写为时间的函数：
Figure 2012800378387100002DEST_PATH_IMAGE007
                           式(4)
或采用公式(5)的形式：
Figure 146664DEST_PATH_IMAGE008
                              式(5)
与
Figure 2012800378387100002DEST_PATH_IMAGE009
                             式(6)
和
Figure 961036DEST_PATH_IMAGE010
                 式(7)
其中：
z(t)表示经调节的输出时间信号，
Z i (t)表示第i个经调节的输出时间信号，
Z(s)表示经调节的输出信号的拉普拉斯变换，
Z i (s)表示第i个经调节的输出信号的拉普拉斯变换，并且
L-1表示拉普拉斯逆变换，
P(s)代表增广对象的响应，
U(s)代表输入的影响。
通过凸优化中已知的方法，根据表达式(8)和(9)从此前提及的公式确定变量向量：
Figure 2012800378387100002DEST_PATH_IMAGE011
                                     式(8)
                                      式(9)。
其中，
c表示线性规划目标函数系数，并且
A、b限定线性规划约束。
在一个示例中，进行凸优化，使得z(t)被最小化。
可进行找到优化的前馈控制律的这种一般解释的原理，以找到用于飞行器中的阵风减轻的优化的控制命令序列，如图5所示。图5示出用于飞行器30的命令信号序列的凸优化的架构。
在图5的该示例中示出的飞行器30为翼身融合飞行器BWB，但这仅为非限制性示例。
用于凸优化的输入为：
H_wind，其表示阵风信号生成器(例如，阵风信号模拟单元34)的信号，
H_el，其表示升降舵基函数生成器36的信号，该生成器生成升降舵命令信号的基函数，
H_spo，其表示扰流器基函数生成器38的信号，该生成器生成扰流器命令信号的基函数。
在优选的实施例中，阵风信号H_wind由阵风信号模拟单元34提供，升降舵基函数生成器36提供用于升降舵命令信号的基函数，并且扰流器基函数生成器38提供用于扰流器命令信号的基函数。
使用图5的该定义且再次参看图4，那么飞行器30为增广对象P，外源输入w表示归因于阵风的扰动，并且z是待优化的输出，例如，诸如翼根弯矩或翼根扭矩的最小化的载荷响应。Uref例如由如上所述获得的αwind给定，并且前馈控制律H包含在阵风载荷减轻设备10中，该设备提供作为促动器前馈输入UFF的控制命令序列24、26。y是将输入飞行控制器32中的诸如俯仰率传感器或竖直加速度传感器的飞行传感器的输出，飞行控制器32根据反馈控制律K提供促动器反馈输入UFB。
目的是为了减小由阵风激励的最大和最小载荷(z)的绝对值。这使用来自升降舵基函数生成器36和扰流器基函数生成器38的基函数进行。
参看图6，示出了由图5的阵风信号模拟单元34生成的典型阵风信号H_wind。在下文中，解释了如何获得用于减轻由这样的阵风引起的载荷的优化控制命令序列。
为了实现该目的，使用了诸如图7中所示的合适的基函数。图7示出了由图5的升降舵基函数生成器36和扰流器基函数生成器38生成的升降舵和扰流器输入信号。两种输入信号给出为脉冲函数。该形状用来考虑离散的脉冲响应优化。
在本实施例中，目的是用由凸优化设计的脉冲响应来设计控制命令序列确定装置40(例如升降舵和/或扰流器输入整形器/信号生成器)。
如图7所示的基函数被输入到如图5所示且由图4中的增广对象P表示的飞行器30的模拟模型中。因此，确定了作为对基函数的响应的载荷响应。例如，翼根弯矩信号Mx对作为H_spo的基函数的输入的响应被确定为z i (t)。
图中所示信号Mx表示翼根弯矩。图中所示信号My表示翼根扭矩。
图8示出针对扰流器输入中的系列脉冲的Mx响应。该系列脉冲在离散时间段中生成。例如，n=200的系列脉冲被生成为扰流器输入，例如，每毫秒一个脉冲。这导致图8中所示的n=200的系列Mx响应。类似于图8，图9示出针对升降舵输入中的系列脉冲的系列Mx响应。
因此，为了优化扰流器控制命令信号，Mx在公式(4)中被看作z(t)，其中针对在离散的时间t=t i 处生成的第i个脉冲的Mx脉冲响应被看作z i (t)。然后，通过优化而确定变量向量θ。进行同样的步骤以优化升降舵控制信号。
图10示出针对阵风输入的Mx响应，即，当图3的阵风形状作为输入给出时的响应。这是作为未控制系统的响应的参考信号。目的是最小化至少针对第一和第二峰值的绝对值。
脉冲响应优化基于在离散时间系列内的凸优化而进行。系统对于基函数的响应(参见图7至图9)与典型的扰动输入信号形状(参见图6和图10)一起考虑。所考虑的判据是Mx响应和My响应的Linf范数(其中，My表示翼根扭矩信号)在促动器饱和度和速率限制的约束条件下的最小化。在该特定情况下可涉及线性规划以求解问题，参见公式(8)和(9)。
图11示出通过这种优化实现的脉冲最佳扰流器命令序列。扰流器命令序列H通过将所确定的变量向量θ根据下式应用到控制序列模型来实现：
Figure 2012800378387100002DEST_PATH_IMAGE013
，
其中，H i 为在时间ti处的脉冲函数。因此，图11示出扰流器命令序列确定单元的脉冲响应。
图12示出与图11中类似的情形，但在这种情况下，提出了升降舵命令序列确定单元的脉冲响应。
在图13和图14中，提出了扰流器和升降舵偏转速率以证明传感器速率限制约束。这样的约束可通过公式(8)和(9)来考虑。
图15示出根据如上所述的方法的不具有阵风载荷减轻和具有阵风载荷减轻的Mx信号的坐标图。图16示出My信号的类似坐标图。图17示出重心处法向加速度(NzCG)的类似情形。
优化的控制命令序列可在设计或测试飞行器30的类型时一次确定，并且可存储在每个这类飞行器的阵风载荷减轻设备10的存储装置中。
阵风载荷减轻设备10和控制命令确定装置30两者均可在合适的数据处理装置中实施为软件。
控制命令确定装置30和阵风载荷减轻设备的组合提供了阵风载荷减轻系统，该系统在图4中标记为50，并且被构造成确定优化的控制命令序列并使用该控制命令序列来以规定的动态方式促动操纵面，以便减轻由阵风的扰动引起的载荷。
附图标记列表
10     阵风载荷减轻设备
12     监测单元
14     控制命令生成单元
16     参考传感器
18     迎角探头
20     激励识别单元
22     比较单元
23     存储装置
24     用于升降舵命令信号的预定命令序列
26     用于扰流器命令信号的预定命令序列
27     第一线(没有阵风载荷减轻)
28     第二线(具有阵风载荷减轻)
30     飞行器
32     飞行控制器
34     阵风信号模拟单元
36     升降舵基函数生成器
38     扰流器基函数生成器
40     控制命令确定装置
50   阵风载荷减轻系统。

Claims (14)

1. 一种动态地减轻由阵风的扰动在飞行器(30)上生成的载荷的方法，所述方法包括以下步骤：
自动地检测对所述飞行器(30)的飞行的由于阵风的扰动；
当检测到归因于阵风的扰动时，自动地生成控制命令以用于操纵面；以及
施加所述控制命令以促动所述操纵面；
其特征在于，
以规定的动态方式动态地促动所述操纵面，以便最小化不仅第一载荷峰值而且至少第二载荷峰值。
2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
使用已在此前的控制命令序列确定步骤中预先确定的预定控制命令序列(24, 26)来生成控制命令。
3. 根据权利要求2所述的方法，其特征在于，
所述控制命令序列确定步骤包括：
在凸合成中确定最佳控制命令序列(24, 26)。
4. 根据权利要求2或权利要求3所述的方法，其特征在于，
所述控制命令序列确定步骤包括：
根据基函数H i 确定响应于所述操纵面的促动的所述飞行器(30)的载荷响应，
将所述控制命令序列建模为以下形式的基函数的线性组合：
Figure 2012800378387100001DEST_PATH_IMAGE002
其中θ i 表示变量向量θ的第i个元素，
模拟由所述控制命令序列H减轻的典型阵风形状，以及
通过优化计算来确定所述变量向量θ，使得对所述典型阵风形状的载荷响应被最小化。
5. 根据权利要求4所述的方法，其特征在于，
所述基函数为脉冲函数，并且所述载荷响应为响应于脉冲的载荷响应。
6. 根据权利要求4或5中任一项所述的方法，其特征在于，
所述优化在离散时间系列内进行，其中H i 表示针对一系列离散时间t 1 …t i …t n 的离散时间t i 的所述基函数。
7. 根据权利要求2至6中任一项所述的方法，其特征在于，
将在所述控制命令序列确定步骤中确定的所述控制命令序列(24, 26)存储在存储装置(23)中，
其中生成所述控制命令的所述步骤包括读出所述存储装置以生成所述预定控制命令序列(24, 26)。
8. 根据前述权利要求中任一项所述的方法，其特征在于，
所述控制命令选自下列一组控制命令：用于促动升降舵操纵面的升降舵控制命令、用于偏转布置在所述飞行器的机翼的上表面和/或下表面上的扰流器操纵面的扰流器控制命令、以及用于促动副翼操纵面的副翼控制命令。
9. 一种用于动态地减轻由阵风的扰动在飞行器(30)上生成的载荷的设备(10)，包括：
监测单元(12)，其用于自动地检测归因于阵风的扰动；
控制命令生成单元(14)，其用于在检测到归因于阵风的所述扰动时自动地生成用于促动操纵面的控制命令；
其特征在于，
所述控制命令生成单元(14)被构造成以规定的动态方式动态地促动所述操纵面，以便最小化不仅第一载荷峰值而且至少第二载荷峰值。
10. 根据权利要求9所述的设备(10)，其特征在于，
所述控制命令生成单元包括包含预定控制命令序列(24, 26)的存储装置(23)。
11. 一种控制命令序列确定装置(40)，用于确定将在根据权利要求9或10所述的设备(10)中用作控制命令的控制命令序列(24, 26)，包括：
载荷响应确定单元，其被构造成根据基函数H i 确定响应于所述操纵面的促动的所述飞行器(30)的载荷响应，
建模单元，其被构造成将所述控制命令序列(24, 26)建模为以下形式的基函数的线性组合：
Figure 236691DEST_PATH_IMAGE002
其中θ i 表示变量向量θ的第i个元素，
阵风信号模拟单元(34)，其被构造成模拟将由所述控制命令序列H减轻的典型阵风形状，以及
确定单元，其被构造成通过优化计算来确定所述变量向量θ，使得对所述典型阵风形状的所述载荷响应被最小化。
12. 根据权利要求11所述的控制命令序列确定装置(40)，其特征在于，
所述载荷响应确定单元被构造成使用脉冲函数作为基函数，并且被构造成确定响应于脉冲的载荷响应。
13. 根据权利要求11或权利要求12所述的控制命令序列确定装置(40)，其特征在于，
所述装置(40)被构造成在离散时间系列内计算所述优化，其中Hi表示针对一系列离散时间t 1 …t i …t n 的离散时间t i 的所述基函数。
14. 一种用于减轻由阵风扰动在飞行器(30)上生成的载荷的系统(50)，包括：
根据权利要求11至13中任一项所述的控制命令序列确定装置(40)，以及
根据权利要求9或10中任一项所述的设备(10)。
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