CN105008221B - 飞机的高升力控制方法和系统 - Google Patents

Abstract

一种用于具有至少一个高升力表面的飞机的高升力控制系统包括选择器，所述选择器具有预定数量的分立位置，所述预定位置的至少一个对应于所述至少一个高升力表面的不同位置。

Description

飞机的高升力控制方法和系统

相关申请案的交叉参考和优先权主张

本申请案主张2013年3月6日提交的美国临时专利申请案第61/773,564号的优先权，其完整内容以引用的方式并入本文中。

技术领域

本发明大致涉及飞机，且尤其涉及飞机的高升力控制方法和系统。

发明背景

现代飞机的高升力控制系统通常包括位于飞机的每个机翼上的一个或多个可移动前缘缝翼和/或一个或多个可移动后缘襟翼。缝翼和襟翼是气动力表面，其在从机翼的各自边缘向外展开或伸展时为飞机产生相对较高的升力系数。一些飞机具有缝翼和襟翼，而其它飞机仅具有襟翼。这种增大的升力允许飞机按较低速度飞行，由此允许飞机在较短距离内(即，在较短跑道上)起飞和着陆。另一方面，在飞机巡航高度上，缝翼和襟翼通常不被展开且因此保持在其缩回或存放位置中。

高升力表面(例如，缝翼和襟翼)通常通过机械致动器被保持在其缩回位置中和各种展开位置中，所述机械致动器各由一中央动力驱动单元经由机械动力传动系统驱动。驾驶舱中(例如，中央操纵台中)的可移动高升力选择器杆允许飞行员或副飞行员选择期望高升力配置(即，缝翼和襟翼的特定角位置)。杆通常具有若干分立的卡销位置，因为当期望使飞机从巡航飞行阶段着陆时，杆被向后或向后方移动或伸展。杆的分立卡销位置通过一个或多个传感器感测，所述传感器将杆位置转换为可变电信号。这些信号通过一个或多个控制计算机读取。响应于杆位置的改变，控制计算机命令动力驱动单元将致动器和因此缝翼和/或襟翼相对于机翼驱动至新位置。对于杆的每个分立卡销位置，通常存在缝翼和/或襟翼相对于相应机翼的唯一角位置。

此外，当在期望实现飞机的起飞以最终实现飞机的巡航条件时，在相反、缩回或向前方向上移动高升力选择器杆时，杆通常再次被移动至一些或所有分立卡销位置中。可能不存在多达这个缩回位置中使得飞机从起飞进入巡航所需的杆的这些分立卡销位置。然而，对于在这个起飞方向上的杆的每个分立卡销位置，通常在现有技术中，缝翼和/或襟翼处于如其在杆的相反向后延伸方向中的相同角位置中。在两个不同相对方向上移动的高升力选择器杆的特定示例性实施方案的情况是如此的。可利用其它类型的高升力选择器杆，其按与简单两个相反方向不同的方式操作。

用于飞机的这种类型的已知、传统高升力控制系统的问题包括由于高升力选择器杆的有限数量的不同分立机械位置而通常存在缝翼和/或襟翼的有限数量的唯一位置的事实。现代飞机通常具有高升力选择器杆，其具有从四个至九个分立机械位置的任意情况。通常，杆位置的数量依据驾驶舱的中央操纵台中可用于容纳高升力选择器杆的期望实体大小的实体空间。

当期望通过增大缝翼和/或襟翼的高升力位置的数量而增大飞机的起飞和着陆性能时，一个可能的解决方案是增大高升力选择器杆的分立、实体机械位置的数量。但是，这种方法的问题包括具有更多分立位置的这样一种杆导致较大襟翼杆总成来维持每个分立杆位置之间的适当分离的事实。此外，存在几何和人体工程学因素形式的人类性能因素影响(例如，减小的本体感受暗示)，以及各种认知因素(例如，增大的注意力、增大的存储器负载、错误的时间和机率和增大的认知及视觉复杂度)。因此，增大高升力选择器杆的分立、实体机械位置的数量并非增大飞机的起飞和着陆性能的期望解决方案。

需要一种用于飞机的改良高升力控制系统，其限制高升力选择器杆的分立实体机械位置的数量，而同时增大缝翼和/或襟翼的高升力位置的数量。

发明概要

根据本发明的实施方案，具有至少一个高升力表面的用于飞机的高升力控制系统包括选择器，所述选择器具有预定数量的分立位置，预定分立位置的至少一个对应于至少一个高升力表面的不同位置。

本发明的实施方案提供多个高升力配置的相对更大灵活性，由此在选择器(诸如，例如，飞机的驾驶舱中的高升力选择器杆)上的固定数量的位置的限制内增强飞机起飞和接近/着陆性能。

本发明的实施方案的好处包括减小杆位置的数量来简化飞行员工作负荷及减小飞行员的不正确选择的概率。本发明的实施方案也实现更小型的高升力选择器杆，其可为飞机驾驶舱的人体工程学设计的重要因素。此外，本发明的实施方案被视为与针对给定的高升力选择器杆位置实现不同的飞机高升力表面位置的其它方法相比更简单的实施。

附图简述

可参考下列附图理解本发明的各种实施方案。部件未必按比例。此外，在图中，在若干视图内，相同参考数字标注相应零件。

图1是具有若干高升力缝翼和襟翼和位于其上的相关部件，以及根据本发明的实施方案操作的高升力控制系统的飞机的机翼部分的示意图。

图2是根据本发明的实施方案的高升力选择器杆的各种分立位置，以及各种飞机飞行阶段及缝翼和襟翼的相应位置的图表；和

图3是根据本发明的实施方案的在用于控制飞机的至少一个高升力表面的方法中执行的步骤的流程图。

具体实施方式

本发明更具体地描述在仅旨在说明的下列描述和实例中，因为本领域技术人员将了解其中的许多修改和变化。如在说明书中和在权利要求中使用，单数形式的“一个(a/an)”和“所述”可包括多个参考物，除非上下文另有明确规定。此外，如在说明书中和在权利要求中使用，术语“包括”可包括实施方案“由......组成”和“基本上由......组成”。此外，本文中公开的所有范围涵盖端点且可独立组合。

如本文中使用，近似用语可应用于修饰可变化而不导致与其相关的基本功能的改变的任何量化表示。因此，在一些情况下，由术语(诸如“大约”和“基本上”)修饰的值可不限于指定的精确值。在至少一些实例中，近似用语可对应于用于测量值的仪器的精确度。

在本发明的实施方案中，用于具有至少一个高升力表面的飞机的高升力控制系统包括选择器，所述选择器具有预定数量的分立位置，预定分立位置的至少一个对应于至少一个高升力表面的不同位置。

从本发明的说明性实施方案的下文详细描述和附图中将更易于了解本发明的各种所公开实施方案的上述和其它特征，其中相同参考数字指类似元件。

参考图1，图示具有两个机翼12、14的典型飞机10的一部分的示意图。机翼12、14各具有性质为缝翼16-30和襟翼32-38的若干高升力部件和相关部件，以及根据本发明的实施方案操作的高升力控制系统40。其它类型的飞机可仅具有襟翼32-38且不具有缝翼和襟翼。本发明的实施方案同样适用于这些各种缝翼和/或襟翼配置。应了解，高升力控制系统可包括一个或多个控制计算机、处理器、逻辑电路或其它类型的逻辑或处理电路，其中可执行体现用于控制高升力表面(例如，缝翼16-30和/或襟翼32-38)的方法中的逻辑的软件。在这个示例性实施方案中，各机翼12、14分别具有：四个缝翼16-22和24-30，其被安置在各机翼12、14的前缘上；以及两个襟翼32-34和36-38，其分别被安置在机翼12、14的后缘上。最靠近飞机机身的缝翼16、24被命名为内侧缝翼。各机翼12、14上的其余三个缝翼18-22和26-30被命名为外侧缝翼。

图1中也示出机械杆44，其通常位于飞机驾驶舱的中央操纵台中。在实施方案中，当期望在飞机10的各种飞行阶段期间控制缝翼16-30和襟翼32-38的位置时，可由任一个飞行员在两个相反方向(例如，在飞机着陆时的向后或伸展方向和在从跑道起飞时的向前或缩回位置)的一个上手动移动高升力选择器杆44(又称“选择器”)。除两个相反方向以外的杆44的其它行进移动方向可能是可行的。杆44和缝翼16-30及襟翼32-38的各种参数(例如，位置)可在典型的发动机指示和机组人员警告系统(EICAS)46上显示给驾驶舱中的飞行员，所述EICAS 46基本上是驾驶舱中的视觉显示屏幕，所述视觉显示屏幕以各种格式将所有类型的飞机数据显示给飞行员以使他们能够更好地控制飞机。要了解，虽然描绘选择器杆44，但是它不应被解释为限制性。允许飞行员将输入控制命令输入至控制计算机40的任何选择器被设想为属于本发明的范围内。这种选择器可经由硬件(例如，具有多个分立位置的枢转旋钮)实施和/或经由软件(例如，触摸屏上杆或旋钮的图形表示)实施。

本发明的实施方案中的所有八个缝翼16-30可由单个缝翼动力驱动单元(PDU)驱动。类似地，所有四个襟翼32-38可由单个襟翼PDU 52驱动。每个PDU 50、52可包括例如两个冗余速度叠加液压马达。各缝翼16-30和襟翼32-38可具有两个致动器54、56，其用于将相关的缝翼16-30或襟翼32-38驱动至期望位置中(例如，缩回或伸展至一定程度)。使用例如，固体传动轴或动力传动系统60将动力从各PDU 50、52传输至各缝翼16-30或襟翼32-38的致动器54、56。每个PDU 50、52包括用于感测缝翼16-30或襟翼32-38的位置的传感器。此外，位于缝翼16-30的每个翼尖端上的传感器62也被用于感测缝翼16-30的位置。类似地，位于襟翼32-38的每个翼尖端上的传感器64被用于感测襟翼32-38的位置。此外，各机翼12、14上的各组缝翼16-30和襟翼32-38具有液压制动器70。各种液压系统72被提供来供应液压流体和因此动力至与缝翼16-30和襟翼32-38相关的各种液压部件。电池电力(未示出)也根据需要且以典型方式被提供至各种部件。

如上文所述，高升力选择器杆44在飞机10的各种飞行阶段期间被飞行员用于控制缝翼16-30和襟翼32-38的位置。因此，高升力选择器杆44是用于控制缝翼16-30和襟翼32-38的位置的主控制输入。虽然未示出，但是可包括替代的控制开关，其在杆44卡住的情况下提供复位控制。

高升力控制系统计算机40可被分割为双重主动架构：一个部分包含两个缝翼通道且第二部分包含两个襟翼通道。这是为了冗余目的。即，如果一个缝翼或襟翼通道失效，那么另一个可操作缝翼或襟翼通道可操作整个各自缝翼或襟翼系统。控制计算机40使用上文描述的各种传感器62、64和使用图1中的其它部件与PDU 50、52连接。

例如，且在不限制的情况下，可能存在针对高升力选择器杆44的每个分立卡销位置的两个高升力缝翼/襟翼配置：一个配置用于起飞，且另一个配置用于接近/着陆。当飞机“在地面”时且当确定飞机准备起飞时，选择起飞缝翼/襟翼配置。当飞机“在飞行”且期望使飞机着陆时，选择接近/着陆缝翼/襟翼配置。来自各种典型飞机系统的信号用于确定“在地面”和“在飞行”条件：例如：“机轮承重”、“机轮速度”和“飞行速度”。使用这些信号，控制计算机40内的软件自动确定飞机是“在地面”或是“在飞行”，且将缝翼16-30和襟翼32-38命令至相应的“起飞”或“接近/着陆”缝翼和襟翼角位置。为了使飞行员知晓，控制计算机40也提供信号至EICAS 46，所述EICAS 46显示所选择位置(“TO”用于飞行，且“LD”用于接近/着陆)。

在替代实施方案中，高升力表面(缝翼16-30和/或襟翼32-38)的不同配置可基于除飞机在地面或在飞行以外的其它飞机操作条件。例如，整个飞行包线期间飞机的不同速度可用于确定高升力表面的不同位置。

也参考图2，图示图表100，其示出根据本发明的实施方案的高升力选择器杆44的各种分立位置，以及各种飞机飞行阶段及缝翼和襟翼的相应示例性位置。缝翼16-30和襟翼32-38针对各种飞行阶段的这些位置通常被编程至高升力控制系统计算机40内的软件中。

更具体地，图2的图表100包括一列104，所述列104示出高升力选择器杆44的六个不同的分立实体卡销位置(即，0-6)。将了解，杆44的六个不同位置单纯是示例性的。在本发明的最宽范围内可利用其它数量的杆44的位置。

在紧挨杆列104的一列108中，指示当杆在列104的相应位置中时，飞机10的相应示例性飞行阶段。注意，对于各杆位置0-3和5，仅说明一个飞行阶段(例如，杆位置0的巡航飞行阶段)。但是，对于杆位置4，说明两个不同飞行阶段：一个针对“短TO”(即，短距离起飞)且另一个针对“APP/Alt LDG”(即，接近/备降)。鉴于下文讨论将变得了解具有针对高升力选择器杆44的单个位置的两个不同飞行阶段的重要性。接下来，在列112中，在EICAS 46上存在针对每个杆位置和相应飞行阶段的相应显示。

紧随其后的是列116，其使用通用变量(例如，A、B、C等)列出缝翼16-30的伸展或展开量，其中应了解，这些变量通用地按度数指示针对每个杆位置和飞行阶段的缝翼16-30的伸展量。即，取代按特定度数列出缝翼和襟翼位置，为简洁起见，可取而代之利用变量。类似地，列118再次使用通用变量而非实际度数列出襟翼32-38的伸展或展开量。

因此，在根据图2的图表100中说明的本发明的实施方案的飞机10的操作中，当飞机在“巡航”飞行阶段中时，杆44处于位置0中，其是最远的向前或缩回位置，且缝翼16-30和襟翼32-38被完全存放或缩回，其在图表100中指示为位置“A”。位置“A”将通常对应于缝翼和襟翼的特定角位置。下文讨论的其它变量指示位置(例如，“B”至“F”)也是这种情况。接着，当飞行员期望使飞机着陆时，飞行员在向前或伸展方向上将杆44手动移动至位置1(即，“缝翼伸出”位置)中。在根据图2的图表100的这个位置中，缝翼16-30各呈现变量“B”的角位置，而襟翼32-38在位置“A”上保持在其存放位置中。

接下来，飞行员将杆44移动至位置2中，其是飞机10的“备用接近”飞行阶段。在此，缝翼16-30保持在如在杆位置1中的位置“B”中，同时襟翼32-38被移动至角位置“C”。飞行员接着将杆44移动至位置3中，其中缝翼16-30保持如在杆位置2中的相同角位置“B”，而襟翼32-38移动至角位置“D”。

接下来，飞行员将杆44移动至位置4中，其具有缝翼16-30的两个不同角位置，如在图2的图表100中所见，且根据本发明的实施方案。由于杆44在向后或伸展方向上移动，所以飞行员在试图使飞机10着陆。因此，在图2的飞行阶段108的两个选择中，缝翼16-30被移动至角位置“E”，其是飞机10的“接近/备降”飞行阶段。此外，襟翼32-38被移动至角位置“B”中。

最后，飞行员将高升力选择器杆44移动至位置5中，其代表飞机10的“着陆”飞行阶段。在本实施方案中，缝翼角保持在位置“E”中，且襟翼32-38被移动至角位置“F”中。

现在，在相反方向上解释图2的图表100表明飞机10在地面上且准备起飞。飞行员在图2的图表100中具有针对起飞的数个选项。飞行员可在“高温-高海拔”起飞、“正常”起飞或“短跑道”起飞之间选择。

如果飞行员选择“高温-高海拔”起飞，那么缝翼16-30和襟翼32-38被设定至对应于图2的图表100的列104中的杆位置2的各自位置。飞行员接着将杆44移动至位置1中，且接着移动至位置0中以获得飞机10的期望巡航高度。

取而代之，如果飞行员选择“正常”起飞，那么缝翼16-30和襟翼32-38被设定至对应于图2的图表100的列104中的杆位置3的位置。飞行员随后接着将杆44移动至位置2、位置1及接着移动至位置0中以获得飞机10的期望巡航高度。

现在，如果飞行员选择“短跑道”起飞，那么缝翼16-30和襟翼32-38被设定至对应于图2的图表100的列104中的杆位置4的位置。飞行员随后接着将杆44移动至位置3、位置2、位置1且接着移动至位置0中以获得飞机10的期望巡航高度。在杆位置4中时，可见本发明的实施方案的高升力缝翼/襟翼配置现在被充分利用。即，当在向前或缩回方向上移动杆时，飞行员从短跑道起飞开始以实现飞机10的巡航飞行阶段。图2的图表100针对短跑道起飞的杆位置4指定缝翼16-30的特定角定向。在图2的图表100中，缝翼16-30的角度值与当飞行员通过在如先前讨论的相反、向后或伸展方向上移动杆44而使飞机着陆时的缝翼16-30的值不同。正是图2的图表100中杆44的这个位置4通过依据飞机在起飞或着陆操作模式中而利用缝翼16-30的两个不同角位置而利用本文中说明的本发明的实施方案。

应了解，本发明的最宽范围不限于六位置高升力选择器杆44。它也不限于依据飞机在起飞或着陆模式中而仅具有针对缝翼16-30的两个不同角位置。在杆44的任一个或多个位置中襟翼32-38的不同位置(且不一定针对缝翼16-30的两个不同角位置的相同杆位置，即，上文描述的实施方案中的杆位置4)属于本发明的最宽范围内。襟翼32-38的这些不同位置可与缝翼16-30的不同位置结合或可仅单独用于襟翼32-38。

参考图3，图示体现一种方法的流程图200，所述方法包括用于控制高升力控制系统计算机40的操作以实施其中控制至少一个高升力表面(例如，缝翼16-30和/或襟翼32-38)的位置的本发明的实施方案的步骤。具体地，方法可体现在软件中，所述软件在高升力控制系统计算机40或在位于飞机10上的任何其它计算机、处理器或逻辑装置上运行。

在图3中，在进入步骤210后，执行步骤214，其中确定选择器(例如，高升力选择器杆44)的分立位置。这可通过简单读取与选择器相关的位置传感器的值而执行。

接下来，执行检查218，其中检查来自步骤214的选择器的所确定分立位置来看它是否对应于与至少一个高升力表面(例如，缝翼16-30和/或襟翼32-38)的不同位置相关的选择器的至少一个位置。

如果来自步骤214的选择器的所确定分立位置未对应于与至少一个高升力表面的不同位置相关的选择器的至少一个位置，那么执行步骤222，其中根据选择器的所确定分立位置控制至少一个高升力表面(即，选择其位置)。方法接着在步骤226中退出。

另一方面，如果来自步骤214的选择器的所确定分立位置未对应于与至少一个高升力表面的不同位置相关的选择器的至少一个位置，那么执行步骤230，其中根据特定飞机参数控制至少一个高升力表面(即，选择其位置)。飞机参数可包括例如，飞机的操作条件，其可包括飞机在地面或飞机在飞行的一个。飞机参数也可包括例如，选择器的移动方向、飞机的速度或本领域一般技术人员鉴于本文教示应了解的任何其它期望的飞机参数。方法接着在步骤234中退出。

如本领域技术人员将了解，本发明的方面可体现为系统、方法或计算机程序产品。相应地，本发明的方面可采用以下形式：完全硬件实施方案、完全软件实施方案(包括固件、常驻软件、微码等)或组合在本文中都可被大致称作“电路”、“模块”或“系统”的软件和硬件方面的实施方案。此外，本发明的方面可采用体现在一个或多个计算机可读媒体中的计算机程序产品的形式，所述计算机可读媒体上体现计算机可读程序代码。计算机程序产品可例如由控制系统(诸如，例如图1的高升力控制系统计算机40)执行。

可利用一个或多个计算机可读媒体的任何组合。计算机可读媒体可为计算机可读信号媒体或计算机可读存储媒体。计算机可读存储媒体可为例如但不限于电子、磁性、光学、电磁、红外或半导体系统、设备或装置或上述项目的任何适当组合。计算机可读存储媒体的更具体实例(非详尽列表)将包括下列项目：具有一条或更多条电线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式光盘只读存储器(CD-ROM)、光学存储装置、磁性存储装置或上述项目的任何适当组合。在本文件的背景下，计算机可读存储媒体可为任意有形媒体，其可含有或存储程序以供指令执行系统、设备或装置使用或结合指令执行系统、设备或装置使用。

计算机可读信号媒体可包括其中体现计算机可读程序代码的传播数据信号，例如，在基频中或作为载波的部分。这种传播信号可采用任意多种形式，包括但不限于电磁、光学或其任何适当组合。计算机可读信号媒体可为任何计算机可读媒体，其非计算机可读存储媒体且可传达、传播或传送程序供指令执行系统、设备或装置使用或结合指令执行系统、设备或装置使用。

计算机可读媒体上体现的程序代码可使用任何合适的媒体传输，包括但不限于无线、电话线、光纤电缆、RF等或上述项目的任何适当组合。

用于执行本发明的方面的操作的计算机程序代码可按一个或多个编程语言的任何组合编写，包括面向对象编程语言，诸如Java、Smalltalk、C++或类似语言和传统的程序性编程语言，诸如“C”编程语言或类似编程语言。程序代码可完全在用户的计算机上执行，部分在用户的计算机上执行，作为独立软件包执行，部分在用户的计算机且部分在远程计算机上执行或完全在远程计算机或服务器上执行。在后一种情况下，远程计算机可通过任何类型的网络连接至用户的计算机，包括局域网(LAN)或广域网(WAN)或可连接至外部计算机(例如，通过使用互联网服务提供商的互联网)。

下文参考根据本发明的实施方案的方法、设备(系统)和计算机程序产品的流程图和/或方块图描述本发明的方面。将了解，流程图和/或方块图的每个方块和流程图和/或方块图中方块的组合可由计算机程序指令实施。这些计算机程序指令可被提供至通用计算机、专用计算机或其它可编程数据处理设备的处理器以产生机器，使得指令在经由计算机或其它可编程数据处理设备的处理器执行时形成用于实施流程图和/或方块图中指定的功能/动作的手段。

这些计算机程序指令还可存储在计算机可读媒体中，其可命令计算机、其它可编程数据处理设备或其它装置以特定方式作用，使得计算机可读媒体中存储的指令产生制品，其包括实施流程图和/或方块图中指定的功能/动作。

计算机程序指令也可被载入至计算机(例如，图1的控制系统计算机40)、其它可编程数据处理设备或其它装置上以导致一系列操作步骤在计算机、其它可编程设备或其它装置上执行以产生计算机实施程序，使得在计算机或其它可编程设备上执行的指令提供用于实施流程图和/或方块图中指定的功能/动作的程序。

这份书面描述使用实例来公开本发明(包括最佳模式)，且也使本领域技术人员能制作和利用本发明。本发明的可申请专利范围通过权利要求界定，且可包括本领域技术人员想到的其它实例。这些其它实例旨在属于权利要求的范围内，前提是它们没有与权利要求的字面语言不同的结构元件，或前提是它们包括与权利要求的书面语言具有非实质差异的等效结构元件。本文中参考的所有引用明确地以引用的方式并入本文中。

Claims (13)

1.一种用于具有至少一个高升力表面的飞机的高升力控制系统，所述高升力控制系统包括：

高升力选择器，其可在以下方向移动：

第一移动方向，以使所述飞机从飞行巡航位置着陆；和

第二移动方向，以使所述飞机从地面位置起飞至飞行巡航位置，

所述选择器具有多个分立位置，所述选择器的所述多个分立位置的至少一个设置为，使得其中每个分立位置针对所述选择器的第一移动方向和第二移动方向的每个，所述至少一个高升力表面具有相应不同位置。

2.根据权利要求1所述的高升力控制系统，其中所述至少一个高升力表面包括缝翼或襟翼的一个。

3.根据权利要求1所述的高升力控制系统，其中所述高升力控制系统被配置来确定将基于所述飞机的操作条件选择所述至少一个高升力表面的哪个相应不同位置。

4.根据权利要求3所述的高升力控制系统，其中所述操作条件包括地面条件上的飞机和飞行条件中的飞机。

5.根据权利要求1所述的高升力控制系统，其中所述高升力控制系统被配置来确定将基于所述选择器的第一移动方向和所述选择器的第二移动方向选择所述至少一个高升力表面的哪个相应不同位置。

6.根据权利要求1所述的高升力控制系统，其中所述高升力控制系统被配置来确定将基于飞机速度选择所述至少一个高升力表面的哪个相应不同位置。

7.根据权利要求1所述的高升力控制系统，其中所述选择器包括杆、旋钮、触摸屏上杆的图形表示和触摸屏上旋钮的图形表示的一个。

8.一种用于控制飞机上至少一个高升力表面的位置的方法，所述方法包括下列步骤：

确定具有多个预定分立位置的选择器的分立位置，所述选择器的所述预定分立位置的至少一个对应于所述至少一个高升力表面的至少两个不同位置；

确定所述选择器的确定分立位置是否对应于所述选择器对应于所述至少一个高升力表面的至少两个不同位置的所述预定分立位置的所述至少一个；

如果所述选择器的所述确定分立位置对应于所述选择器的对应于所述至少一个高升力表面的至少两个不同位置的所述预定分立位置的所述至少一个，那么基于所述飞机的参数控制所述至少一个高升力表面的位置；和

如果所述选择器的所述确定分立位置未对应于所述选择器的对应于所述至少一个高升力表面的至少两个不同位置的所述预定分立位置的所述至少一个，那么基于所述选择器的确定位置控制所述至少一个高升力表面的位置。

9.根据权利要求8所述的方法，其中所述飞机的所述参数包括所述飞机的操作条件。

10.根据权利要求9所述的方法，其中所述飞机的所述操作条件包括所述飞机在地面或在飞行中的一种状态。

11.根据权利要求8所述的方法，其中所述飞机的所述参数包括所述选择器的移动方向。

12.根据权利要求8所述的方法，其中所述飞机的所述参数包括所述飞机的速度。

13.根据权利要求8所述的方法，其中所述高升力表面包括缝翼和襟翼的至少一个。