CN105143039B - 用于控制音爆幅度的系统和方法 - Google Patents

Abstract

一种用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法包括但不限于在超音速下和在非设计条件下操作超音速飞行器的步骤。超音速飞行器具有一对后掠翼，该后掠翼具有多个复合层片，该多个复合层片以角度定向以使得最大刚度的轴线非平行于该对后掠翼的每个翼的后翼梁。该方法还包括但不限于通过复合层片减少由超音速飞行器在超音速下在非设计条件下操作所导致的机翼扭转。此外该方法还包括但不限于通过减少机翼扭转而将音爆幅度最小化。

Description

用于控制音爆幅度的系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2013年2月14日提交的且题为“对音爆抑制进行主动控制的气动弹性剪裁(Aeroelastic Tailoring With Active Control For Sonic Boom Mitigation)”的共同未决的美国临时专利申请61/764,659号的权益，由此该美国临时专利申请以其整体通过援引加入本文。

技术领域

本发明总体上涉及航空学，并且更具体地涉及用于控制由在超音速下超音速飞行器的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统和方法。

背景技术

超音速飞行器设计成在预定的设计条件下操作，仅举两例，诸如设计条件重量和设计条件速度。当超音速飞行器在设计条件下操作时，超音速飞行器将具有相应的形状(“设计形状”)。设计形状将引起沿着超音速飞行器的相应的体积和升力分布。如果超音速飞行器的形状改变，则升力分布也将改变。

由超音速飞行器所产生的音爆幅度(例如，由超音速飞行器在头顶上以超音速飞过所引起的在地面上所感知的响度)与体积和升力分布强相关。进一步，音爆幅度还与超音速飞行器的形状相关。当设计者计算由超音速飞行器在超音速飞行期间所引起的音爆幅度时，这些计算是基于设计形状的。

在超音速飞行器的飞行期间，因为它的条件将改变，所以它的形状将与设计形状偏离。例如，当飞行器起飞时，其携带的燃料量可能引起超音速飞行器超过其设计条件重量。在飞行期间，超音速飞行器可以在设计条件速度之上或之下的超音速飞行。在飞行期间，超音速飞行器将消耗燃料，这样在飞行结束时，超音速飞行器的重量可能小于它的设计条件重量。

超出设计条件重量和/或设计条件速度可以引起超音速飞行器的机翼向上偏转超出设计条件方位。类似地，以低于设计条件重量和/或速度操作超音速飞行器可以引起机翼向下偏转超出设计条件方位。此外，超音速飞行器上的机翼通常后掠以减少阻力。当后掠翼向上或向下偏转时，其由于机翼在机身处的受限条件和机翼在翼尖处的非受限条件引起机翼扭转。在幅度上机翼扭转在外侧方向上增加，并且在翼尖处最明显。当后掠翼在向上方向偏转时，机翼将在头部向下的方向上扭转。当后掠翼在向下方向上偏转时，机翼将在头部向上的方向上扭转。

在超音速飞行器的形状中改变，并且特别是机翼经受的扭转量中的改变，将引起超音速飞行器上的升力分布从所需的升力分布而变化。这会负面地影响由超音速飞行器所产生的音爆幅度。希望控制音爆幅度，因此希望控制超音速飞行器在它飞行的超音速部分期间的形状和升力分布上的改变。

因此，希望提供这样的系统，其可以抵消引起机翼扭转的力并且其引起升力分布沿着超音速飞行器变化。另外，希望提供用于抵消机翼扭转和在升力分布中的变化的方法。此外，其它期望的特征和特性从随后的发明内容和具体实施方式以及所附的权利要求，结合附图和前述的技术领域和背景技术将变得清楚。

发明内容

本文公开用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法。

在第一非限制性实施方式中，该方法包括但不限于在超音速下和在非设计条件下操作超音速飞行器的步骤。超音速飞行器具有一对后掠翼，该后掠翼具有多个复合层片，该多个复合层片以角度定向以使得最大刚度的轴线非平行于该对后掠翼的每个翼的后翼梁。该方法还包括但不限于通过复合层片减少由超音速飞行器在超音速下在非设计条件下操作所导致的机翼扭转。此外该方法还包括但不限于通过减少机翼扭转而降低音爆幅度。

在另一个非限制性的实施方式中，该方法包括但不限于将多个复合层片施加到一对后掠翼，使得最大刚度的轴线相对于该对后掠翼的每个翼的后翼梁以非平行角度定向。该方法还包括但不限于将该对后掠翼附接到超音速飞行器。此外该方法还包括但不限于在超音速下和在非设计条件下操作超音速飞行器。该方法还包括但不限于通过复合层片减少由超音速飞行器在超音速下在非设计条件下操作所导致的机翼扭转。此外该方法还包括但不限于通过减少机翼扭转而将超音速飞行器在非设计操作过程中的音爆幅度最小化。

附图说明

将在下文结合以下附图来对本发明进行描述，其中相同的附图标记表示相同的元件，以及：

图1是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法的非限制性实施方式的流程图；

图2是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性实施方式的流程图；

图3是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统的非限制性实施方式的示意图；

图4是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统的另一非限制性实施方式的示意图；

图5是示出图4的系统操作以降低由低于设计重量条件和/或高于设计条件的速度条件所引起的音爆幅度的示意图；

图6是示出图4的系统操作以降低由高于设计重量条件和/或低于设计速度条件所引起的音爆幅度的示意图；

图7是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性实施方式的流程图；

图8是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性实施方式的流程图；

图9至图10是示出复合层片(composite plies)于配置成用于附接到超音速飞行器的一对机翼的上侧和下侧上的布置的示意图；

图11是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统的另一非限制性实施方式的示意图；

图12至图13是示出图11的系统操作以降低由引起头部向下机翼扭转的条件所引起的音爆幅度的示意性侧视图；

图14至图15是示出图11的系统操作以降低由引起头部向上机翼扭转的条件所引起的音爆幅度的示意性侧视图；

图16是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性实施方式的流程图。

具体实施方式

下面的具体实施方式在本质上仅仅是示例性的，并不意旨限制本发明或本发明的应用和用途。此外，并不意旨受到在前述背景技术或以下的具体实施方式中所提出的任何理论的约束。

为了图示的简便和清楚，附图描绘各种实施方式的一般结构和/或构建方式。众所周知的特征和技术的描述和细节可被省略，以避免不必要地模糊其它特征。附图中的元件不一定按比例绘制：一些特征的尺寸可相对于其它元件被夸大以协助/改善对示例性实施方式的理解。

诸如“第一”、“第二”、“第三”等的列举术语可用于在类似的元件之间进行区分，并且不一定用于描述特定的空间或时间顺序。因此在使用时这些术语在适当情况下是可互换的。本文所述的本发明实施方式例如能够除了本文图示的或以其它方式描述的那些之外的顺序使用。

术语“包括(comprise)”、“包含(include)”、“具有(have)”和其任何变化可同义地使用以表示非排它性的包括。术语“示例性的”在“实施例”的意义上使用，而不是“理想的”。

在本文中教导了各种方法和系统，其用以控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度。在一个示例性的解决方案中，教导了这样的方法和系统，其用于移动燃料进出超音速飞行器的机翼并且用于将燃料在超音速飞行器的机翼内重新分布以抵消引起机翼偏转的力。在另一个示例性的解决方案中，教导了这样的方法和系统，其用于以某种方式移动超音速飞行器的机翼，该方式当由超音速飞行器所经受的条件引起升力分布与期望升力分布偏离时改善超音速飞行器上的升力分布。在另一个示例性的解决方案中，教导了这样的方法，其用于使用复合层片以抵消超音速飞行器的机翼在非设计条件操作期间将经受的扭转。在又一示例性的解决方案中，教导了这样的方法和系统，其使用在机翼上的控制面来引入扭力以抵消由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的扭转。

可通过参阅伴随本申请的图示连同参阅下面的具体实施方式一起获得对上述系统和方法的更深入的理解。

燃料管理解决方案

图1是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法20的非限制性实施方式的流程图。在步骤22，用处理器来监测超音速飞行器的重量。在一些实施方式中，重量可通过飞行器的已知初始条件的组合来确定，诸如超音速飞行器未加燃料的重量、超音速飞行器机载的货物重量、超音速飞行器机载的乘客重量以及装载到超音速飞行器上的燃料重量。还可考虑其它因素。贯穿超音速飞行器的飞行，发动机将消耗燃料并且超音速飞行器的重量将相应地改变。处理器将贯穿飞行的超音速部分监测这种变化。

在步骤22，处理器还将监测超音速飞行器机载的燃料分布。超音速飞行器可具有燃料箱，其安装在机翼中、翼盒(左翼和右翼在该处结合的结构)中、垂直尾翼中、机身中和其它地方。超音速飞行器机载的各个燃料箱将流体地耦接到彼此，使得在一个箱中的燃料可使用一个或多个燃料泵移动到另一个箱。每个燃料箱可具有与其相关联的传感器，该传感器给处理器提供指示在每个相应的燃料箱中的燃料量的信息。

在一些实施方式中，处理器将利用由传感器提供的信息来监测在每个燃料箱中的燃料量，监测燃料箱之间燃料的移动，并且监测当燃料消耗时在各种燃料箱中燃料的减少。在一些实施方式中，处理器将基于超音速飞行器机载的燃料分布来计算超音速飞行器的重量。在其它实施方式中，可以采用用于监测超音速飞行器的重量和超音速飞行器机载的燃料分布的任何适当的方法。

在步骤24，处理器确定存在超音速飞行器的重量与设计条件重量的偏离。如本文所用，术语“设计条件重量”指的是当计算超音速飞行器在以设计条件超音速速度和高度(例如，巡航速度和高度)飞行时将产生的音爆时，由设计者使用的超音速飞行器的重量。例如，在起飞时，超音速飞行器可满载燃料。这种燃料装载可引起超音速飞行器显著超过设计条件重量。超音速飞行器将保持大于设计条件重量直到已消耗足够量的燃料以及超音速飞行器达到设计条件重量。当超音速飞行器继续消耗燃料时，它的重量将降到设计重量条件以下。在飞行即将结束时，超音速飞行器可能已经消耗掉其大部分燃料，引起其重量远低于设计条件重量。对于除了在该处超音速飞行器处于其设计条件重量之外的所有状态而言，处理器将确定存在超音速飞行器的重量与设计条件重量的偏离。

当超音速飞行器的重量在设计条件重量之外的重量时，超音速飞行器的机翼将经受偏转和扭转。当超音速飞行器高于设计条件重量时，因为用于支持超音速飞行器处于其超重状态下需要增加的升力，所以它的机翼将会向上偏转。假设机翼后掠，那么这种向上偏转将引起机翼的头部向下的扭转。当超音速飞行器的重量小于设计条件重量时，因为在机翼上存在在向上方向上拉升的较少的升力，所以机翼将向下偏转。假设机翼后掠，那么机翼的这种向下偏转将引起头部向上的扭转。

在步骤26，处理器将用于控制超音速飞行器机载的燃料的重新分布以抵消非设计条件的影响。超音速飞行器机载的燃料的重新分布将调节安装在超音速飞行器的机翼中的燃料箱内储存的燃料量。如果超音速飞行器高于它的设计条件重量并且机翼向上偏转以及存在头部向下的扭转，处理器将其它的燃料从位于超音速飞行器机载的其它地方的一个或多个燃料箱重新分布到安装在机翼中的燃料箱以便增加机翼的重量。增加机翼的重量补偿向上偏转，这进而将机翼在头部向上方向上解开扭转(untwist)。相反，如果超音速飞行器低于它的设计条件重量并且机翼偏转向下且存在头部向上的扭转，那么处理器将把其它的燃料从安装在机翼中的燃料箱重新分布到位于超音速飞行器机载的其它地方的一个或多个燃料箱以便减少机翼的重量。减少机翼的重量补偿向下偏转且将机翼在头部向下方向上解开扭转。

在一些实施方式中，处理器可通过将适当的指令发送到超音速飞行器机载的燃料泵来控制这种重新分布。处理器重新分布到安装在机翼中燃料箱和从安装在机翼中燃料箱重新分布的燃料量可对应于超音速飞行器的重量与设计条件重量的偏离幅度。

在步骤28，贯穿飞行的超音速部分重复步骤22到26。换言之，处理器将重复地监测超音速飞行器的重量和机载的燃料分布。处理器还将重复地确定超音速飞行器的重量与设计条件重量的偏离的存在和偏离幅度。处理器还将重复地将命令发送到超音速飞行器机载的燃料泵或其它设备以便将燃料重新分布到安装在机翼中的燃料箱和/或从安装在机翼中的燃料箱重新分布燃料。这种重复的监测、确定和控制可以预定的间隔周期性地发生，或者它们可贯穿飞行的超音速部分基本上连续地发生，或者它们可贯穿飞行的超音速部分的一部分重复地或基本上连续地发生，或在任何其它所需的时间下发生。

图2是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法30的另一非限制性实施方式的流程图。继续参照图1，方法20涉及将燃料重新分布进出超音速飞行器的机翼，而方法30涉及将燃料在位于超音速飞行器的机翼内的多个燃料箱之间重新分布。

在步骤32，处理器用于监测超音速飞行器的重量。如上所述，重量可通过飞行器已知的初始条件的组合来确定，诸如超音速飞行器未加燃料时的重量、超音速飞行器机载的货物重量、超音速飞行器机载的乘客重量以及装载到超音速飞行器的燃料重量。还可考虑其它因素。贯穿超音速飞行器的飞行，发动机将消耗燃料并且贯穿飞行超音速飞行器的重量将相应地改变。处理器将贯穿飞行的超音速部分监测这种改变。

在步骤32，处理器还将监测位于设置于超音速飞行器机翼内的多个燃料箱中的燃料分布。机翼内的多个燃料箱将流体地耦接到彼此，这样使用一个或多个燃料泵可将一个箱中的燃料移动到另一个箱。每个燃料箱可具有与其相关联的传感器，该传感器给处理器提供指示在每个相应的燃料箱中燃料量的信息。

在一些实施方式中，处理器将利用由传感器提供的信息来监测在机翼的每个燃料箱中的燃料量，监测机翼中燃料箱之间的燃料移动，并监测当燃料消耗时在机翼中各种燃料箱中燃料的减少。处理器可基于在机翼中多个箱内的燃料分布以及位于超声速飞行器机载的其它地方的燃料箱内的燃料分布来计算超音速飞行器的重量。

在步骤34，处理器确定存在超音速飞行器的重量与设计条件重量的偏离。当超音速飞行器处于设计条件重量之外的重量时，超音速飞行器的机翼将经受偏转和扭转。当超音速飞行器高于设计条件重量时，因为用于支持沉重的超音速飞行器需要增加的升力，所以它的机翼将会向上偏转。这种向上偏转将引起机翼的头部向下的扭转(假设机翼后掠)。当超音速飞行器的重量小于设计条件重量时，机翼将向下偏转，因为在机翼上存在拉升的较少的升力。机翼的这种向下偏转将引起机翼的头部向上的扭转(假设机翼后掠)。

在步骤36，处理器将用于控制超音速飞行器机载的燃料的重新分布以抵消非设计条件的影响。超音速飞行器机载的燃料的重新分布将调节安装在超音速飞行器机翼中的多个燃料箱内储存的燃料量。

在一些实施方式中，如果超音速飞行器高于它的设计条件重量并且机翼向上偏转以及存在头部向下的扭转，处理器将把其它的燃料从位于超音速飞行器机载的其它地方的一个或多个燃料箱重新分布到安装在机翼中的燃料箱以便增加机翼的整体重量。增加机翼的重量将补偿向上偏转，并且将机翼在头部向上方向上解开扭转。当控制这种重新分布时，处理器可将燃料均等地添加到多个安装到机翼上的燃料箱中的每个。可替代地，处理器可重新分布燃料，以便将燃料添加到安装到机翼上的仅仅一个或仅仅一些燃料箱。例如，处理器可控制燃料泵，从而可仅将燃料添加到外侧安装到机翼上的燃料箱而不将任何燃料添加到内侧安装的燃料箱。

在该处超音速飞行器轻于设计条件重量以及机翼向下偏转和存在头部向上的扭转的情况，燃料可从安装到机翼上的多个燃料箱重新分布到设置于超音速飞行器中其它地方的燃料箱。这将减轻机翼并且进而补偿向下偏转以及将机翼头部向下地解开扭转。

在其它实施方式中，如果超音速飞行器高于其设计条件重量并且机翼向上偏转和存在头部向下的扭转的情况，处理器将不把燃料添加到安装到机翼上的燃料箱，而是通过燃料从一个或多个内侧安装到机翼上的燃料箱移动到一个或多个外侧安装到机翼上的燃料箱而重新分布存储于多个燃料箱内的燃料。燃料的这种重新分布将具有对机翼内的重量重新分布的效果，以便附加的重量由机翼的更靠外侧部分支持以及较少的重量由机翼的更靠内侧部分支撑。这可足以补偿向上偏转并引起机翼在头部向上方向上解开扭转。

相反，如果超音速飞行器低于其设计条件重量并且机翼向下偏转和存在头部向上的扭转的情况，处理器将把燃料从一个或多个外侧燃料箱重新分布到一个或多个内侧燃料箱。这种重新分布将具有对机翼的重量重新分布的效果，以致机翼的外侧部分减轻以及机翼的内侧部分将承受负载的增加部分。以这种方式重新分布燃料可足以补偿机翼的向下偏转并引起机翼在头部向下方向上解开扭转。

处理器可通过将适当的指令发送到与安装到机翼上的燃料箱相关联的燃料泵和/或通过将适当的指令发送到与位于超音速飞行器机载的其它地方的燃料箱相关联的燃料泵来控制这种重新分布。在一些实施方式中，处理器重新分布的燃料量可对应于超音速飞行器的重量与超音速飞行器的设计条件重量的偏离幅度。例如，超音速飞行器的重量与它的设计条件重量偏离的越大，处理器可移动更多的燃料以应对由此产生的偏转和扭转。

在步骤38，贯穿飞行的超音速部分重复步骤32到36。换言之，处理器将重复地监测超音速飞行器的重量以及超音速飞行器的一个或多个机翼所安装的燃料箱内的燃料分布。处理器还将重复地确定超音速飞行器的重量与设计条件重量的偏离的存在和偏离幅度。处理器还将重复地将命令发送到超音速飞行器机载的燃料泵或其它设备以便将燃料重新分布到安装在超音速飞行器机翼中的一个或多个燃料箱和/或从安装在机翼中的一个或多个燃料箱重新分布燃料。这种重复的监测、确定和控制可在预定的问隔周期性地发生，或者它们可贯穿飞行的超音速部分基本上连续地发生，或者它们可贯穿飞行的超音速部分的一部分重复地或基本上连续地发生，或在任何其它所需的时间下发生。

图3是示出用于控制由超音速飞行器42在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统40的非限制性实施方式的示意图。系统40包括燃料箱44、46、48、50、52、54和56(本文中统称为“燃料箱”)。在所示的实施方式中，燃料箱遍布超音速飞行器42。燃料箱经管58、60、62、64、66和68(本文中统称为“管”)与彼此流体地耦接。所述管配置成允许燃料在燃料箱之间来回移动。

系统40还包括燃料泵70、72、74、78、80和82(统称为“燃料泵”)。每个燃料泵与所述管的相应之一相关联。燃料泵配置成控制燃料在燃料箱之间来回移动。

如图所示，燃料箱50和52设置于左翼84中以及燃料箱54和56设置于右翼86中。燃料箱52和56在它们的各自的机翼内设置于外侧位置中，以及燃料箱50和54在它们的各自的机翼内设置于内侧位置中。尽管超音速飞行器42包括安装在每个机翼内的两个燃料箱，但是应当理解的是，在其它实施方式中，更多或更少数量的燃料箱可安装在每个机翼内而不脱离本公开的教导。

系统40还包括燃料传感器90、92、94、96、98、100和102。每个燃料传感器与燃料箱中的相应一个相关联，并且配置成检测存在于每个箱中的燃料量。

系统40还包括处理器104。处理器104可以是配置成执行算法、执行软件应用、执行子程序和/或装载有并执行任何其它类型计算机程序的任何类型的机载计算机、控制器、微控制器、电路、芯片组、计算机系统或微处理器。处理器104可包括单个处理器或多个协调作用的处理器。在一些实施方式中，可将处理器104专门用于由系统40排他地使用，而在其它实施方式中处理器104可与超音速飞行器42机载的其它系统共享。

处理器104与燃料传感器通信地耦接并经导线106与燃料泵可操作地耦接。应当理解的是，在其它实施方式中，耦接可替代地经光纤或经由任何合适的无线技术完成，而不脱离本公开的教导。为了便于图示，导线106被示为延伸至超音速飞行器42的外部。应当理解的是，导线106实际上将内部地包含于超音速飞行器42内。此外，虽然处理器104和燃料泵以及燃料传感器之间的通信地和可操作地耦接已被示出为经物理导线，但应当理解的是，这种耦接可通过使用包括有线和/或无线连接的任何合适传输工具来实现。例如，在一些实施方式中可以采用诸如导线106的导线，而在其它实施方式中，每个组件可经蓝牙连接、Wi-Fi连接等无线地连接到处理器104。还有其它实施方式中，各种组件可通过有线和无线方式的任何适当的组合来耦接。

通信和/或可操作的耦接提供了用于在一方面处理器104以及另一方面燃料传感器和燃料泵之间传输命令、指令、询问和其它信号的路径。通过该通信地/可操作的耦接，处理器104可与燃料传感器通信，并且可以控制燃料泵。此外，燃料传感器和燃料泵各自配置成与处理器104接口连接和接合。例如，燃料传感器配置成提供关于存储在其相关联的燃料箱内的燃料的存在、量的信息以及可能的其它信息。燃料泵配置成接收来自处理器104的指令和命令，并通过燃料在燃料箱之间移动来遵守这种指令/命令。

处理器104配置成与系统40的其它每一组件的活动相互作用、配合和/或协调为的是减小由超音速飞行器42当其以超音速在非设计条件下飞行所产生的音爆幅度。处理器104配置成接收来自每一燃料传感器的指示存储在各自燃料箱中的燃料量的信息。当每个燃料传感器提供该信息时，处理器104可以确定超音速飞行器42机载的燃料分布的当前状态。通过该信息，处理器104可以计算超音速飞行器42的重量。在一些实施方式中，处理器104将接收该信息，并贯穿超音速飞行器42飞行的超音速部分周期性地或连续地进行这些计算。

一旦处理器104计算出超音速飞行器42的重量，那么处理器104可以将该重量与设计条件重量比较。处理器104配置成确定超音速飞行器的重量与设计条件重量的偏离的存在，并且还可配置成确定这种偏离的幅度。当处理器104确定存在这种偏离时，处理器104配置成将命令发送到燃料泵以便重新分布超音速飞行器42机载燃料的一部分，从而改变在左翼84和右翼86中的燃料量。在一些实施方式中，处理器104可贯穿飞行的超音速部分连续地或周期性地发送这种命令。

根据在超音速飞行器42各处的偏离幅度和燃料分布，处理器104可将燃料从箱44、46和/或48移动进入到燃料箱50、52、54和56内，以便减轻或加重左翼84和右翼86。在其它情况下，处理器104可不将燃料从箱44、46和48移动，而是将燃料在燃料箱50和52之间以及燃料箱54和56之间移动，以便根据需要使得左翼84的内侧或外侧部分以及右翼86的内侧或外侧部分更重或更轻。

在一些实施方式中，重新分布的燃料量将对应于超音速飞行器42的重量与其设计条件重量偏离的幅度。偏离越大，那么可能需要移动更多的燃料。当决定是否将燃料从机翼外移动进入到机翼内或者是否仅将燃料在安装到每个机翼内的不同箱之间移动时由处理器104也将偏离幅度考虑在内。在一些情况下，处理器104可发出燃料重新分布到机翼/从机翼重新分布的命令，并且还将燃料在安装到机翼内的燃料箱之间移动。

通过系统40将燃料以上述方式移动将有助于克服左翼84和右翼86的偏转，并且可被采用以将左翼84和右翼86维持在所需的方位。这进而可抵消否则机翼可能会经受的头部向上或头部向下的扭转，并避免升力沿着超音速飞行器42的不希望的重新分布。其结果是，由超音速飞行器42所产生的音爆幅度可被限制在可接受的水平内。

可变几何形状解决方案

图4是示出用于控制由超音速飞行器122在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统120的非限制性实施例的示意图。系统120包括速度传感器124、重量传感器126、配置成适于可变几何形状的一对机翼128和处理器130。

速度传感器124可包括能够测量超音速飞行器122速度的任何合适的传感器，包括但不限于经空气动力学补偿的皮托静压管。速度传感器124配置成感测超音速飞行器122的速度，并产生指示速度的信息，且配置成将这种信息提供给处理器130。

重量传感器126可包括能够测量超音速飞行器122的重量的任何适当的传感器。在一些实施例中，重量传感器126可包括能够测量超音速飞行器122机载的燃料量(从其可确定超音速飞行器122的重量)的燃料传感器。重量传感器126还配置成产生指示超音速飞行器122重量的信息，并将这种信息提供给处理器130。

超音速飞行器122的多个表面产生升力，不仅仅是机翼128。每个表面有贡献于超音速飞行器的整体升力，一些表面贡献更大量的升力以及其它表面贡献较少。例如，机翼128可贡献最大量的升力，而机身的前部将贡献基本上较小的升力。当将超音速飞行器122的所有各个表面都考虑在内时，可确定超音速飞行器122的升力分布。在本领域内用于计算沿着飞行器表面的升力分布的技术是众所周知的。这种计算可基于信息，诸如但不限于，飞行器的重量和速度(例如马赫数、校准空速和/或当量空速，仅举几例)。重量对飞行器的升力分布的作用是已知的。飞行器越重，其升力分布将会进一步向前偏移(例如，由于相对于设计点的机翼的头部向下的扭转)，以及飞行器越轻，其升力分布将会进一步向后偏移(例如，由于相对于设计点的机翼的头部向上的扭转)。马赫数和当量空速对飞行器升力分布的作用是已知的。马赫数和当量空速组合的子集由于相对于设计形状的机翼的头部向下的扭转将升力分布向前偏移。马赫数和当量空速组合的剩余部分由于相对于设计形状的机翼的头部向上的扭转将升力分布向后偏移。

一对机翼128配置成在用字母“F”表示的虚线所示的向前掠动位置和用字母“A”表示的虚线所示的向后掠动位置之间移动。可变几何形状的机翼在本领域内是已知的，并给超音速飞行器122提供各种众所周知的优点，诸如，当一对机翼128设置在向前掠动位置中时在起飞和着陆期间产生更大量的升力的能力，以及当一对机翼128设置在向后掠动位置中时在以更高的速度飞行的时产生较小量的阻力的能力。由于机翼128产生最大量的升力，改变机翼128的位置会作用于沿着超音速飞行器122的升力分布。

一对机翼128在它们的向前掠动位置和向后掠动位置之间的移动由致动器132和134控制。在其它实施方式中，可采用以将机翼128在它们的前后位置之间移动的任何其它机构。

速度传感器124和重量传感器126以及致动器132和134经导线136与处理器130耦接。处理器130与速度传感器124和重量传感器126通信地耦接，且经导线136与致动器132和134可操作地耦接。处理器130配置成从速度传感器124和重量传感器126接收分别指示超音速飞行器122的速度和重量的信息。处理器130还配置成使用该信息，以及从其它源和/或传感器接收信息，以计算沿着超音速飞行器122的升力分布。处理器130还配置成确定沿着超音速飞行器122的升力分布何时与期望的升力分布偏离。处理器130可进一步配置成确定这种偏离的幅度。

参照图5，当处理器130确定升力分布与期望的分布偏离时，处理器130配置成采取修正措施。例如，如果超音速飞行器122的重量或速度(或两者)已引起升力分布朝向超音速飞行器122的后部转移，处理器130配置成将命令发送到致动器132和134，其将控制机翼128朝向其向前位置(以虚线示出)移动。机翼128的向前移动将使得沿着超音速飞行器122的升力分布在向前的方向上转移，并将减少期望的升力分布和所计算出的升力分布之间的偏离。在一些实施方式中，机翼128前移的程度将对应于升力分布与期望的升力分布偏离的程度。

图6示出图5中所示内容的相反方面。在图6中，处理器130基于由速度传感器124和重量传感器126所提供的信息已经确定升力分布已向前转移且现在与期望的升力分布偏离。为了减少这种偏离，处理器130将命令发送到致动器132和134，其引起机翼128在向后方向(以虚线示出)掠动。机翼128的向后运动将沿着超音速飞行器122的升力分布在向后方向上转移，因此将减少偏离。在一些实施方式中，机翼128后掠的程度将对应于升力分布与期望升力分布的偏离的程度。

通过采取修正措施以及将机翼128在升力分布与期望升力分布的偏离减少的方向上掠动，系统120有助于维持沿着超音速飞行器122的期望升力分布。这进而有助于将由超音速飞行器122所产生的音爆维持在期望水平下。在一些实施方式中，系统120可配置成周期性地或连续地检测超音速飞行器122的重量和速度，计算沿着超音速飞行器122的升力分布，确定期望和当前升力分布之间偏离的存在，及以转移升力分布来减少或消除偏离的方式掠动机翼128。这种连续的监测和修正可贯穿超音速飞行器122飞行的超音速部分、贯穿飞行的超音速部分的一部分或根据需要持续。

参照图7，示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法140的非限制性实施方式。

在步骤142，感测超音速飞行器的第一条件。在一些实施方式中，第一条件可以是超音速飞行器的重量。超音速飞行器的重量可通过感测超音速飞行器机载的燃料量来感测。

在步骤144，在处理器处接收指示第一条件的第一信息。例如，所述处理器可接收来自燃料传感器的信号，其包含指示超音速飞行器机载的燃料量的信息。

在步骤148，感测超音速飞行器的第二条件。在一些实施方式中，第二条件可以是超音速飞行器的速度。超音速飞行器的速度可通过感测超音速飞行器的滞止压力和静态压力来确定。这可通过使用经空气动力学修正的皮托静压管来实现。

在步骤150，在处理器处接收指示第二条件的第二信息。例如，处理器可从滞止压力传感器或静态压力传感器(或两者)接收信号，其包含指示超音速飞行器的滞止压力和静态压力的信息。

在步骤152，处理器至少部分地基于第一信息和第二信息来计算沿着超音速飞行器的升力分布。当进行这种计算时也可将来自超音速飞行器机载的其它源的信息考虑在内。

在步骤154，处理器确定在步骤152中所计算的升力分布和期望升力分布(其可以是处理器可获得的预定值)之间存在偏离。

在步骤156，处理器将命令发送到可变几何形状的机翼(例如，配置成前后移动的机翼)，引起可变几何形状的机翼在将以紧密符合期望升力分布移动的方式重新分布升力的方向上移动。例如，如果升力分布已经朝向超音速飞行器的后部转移，处理器将以引起机翼在向前方向上掠动的方式控制机翼。将机翼在向前方向上掠动将使得升力分布向前转移，并会抵消非设计条件重量或速度的影响。相反，如果升力分布已经朝向超音速飞行器的前部转移，那么处理器将以引起机翼在向后方向上掠动的方式控制机翼。将机翼在向后的方向上掠动将使得升力分布向后转移并且将抵消非设计条件重量或速度的影响。以这种方式，方法140可用于最小化由超音速飞行器在非设计条件下的操作所引起的音爆的任何负面作用。应当理解的是，在一些实施方式中，方法140可通过感测超音速飞行器的仅仅单个条件(例如，重量或速度)而不是如在此论述的两个条件来进行。

复合叠层解决方案

图8是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法160的另一非限制性实施方式的流程图。前两个解决方案(燃料管理解决方案和可变几何形状解决方案)已采取主动的方案缓和超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作的后果，而在此所论述的复合叠层解决方案提供了一种被动方案，其有助于防止导致音爆幅度增加的超音速飞行器的一些形状改变。

在步骤162，复合层片被应用到一对后掠翼。如本领域内已知的那样，复合层片将具有最大刚度的轴线。其是这样的轴线，复合材料一旦经设定并固化则将沿着该轴线提供对弯曲力的最大抵抗力。当应用到常规飞行器时，将复合层片定向以使最大刚度的轴线平行于机翼的后翼梁。与该常规方案相反，在步骤162，复合层片被应用到一对后掠翼，以便将它们定向成具有相对于每个机翼的后翼梁的非平行角度。

这在图9和图10中示出。图9从上方示出一对后掠翼164，以致后掠翼164的上表面是可见的。图10从下方示出一对后掠翼164，以致后掠翼164的下表面是可见的。如图9和图10中所示，一对后掠翼164包括沿着一对后掠翼164的每个翼的后部部分延伸的后翼梁166和后翼梁168。示出示例性的复合层片170和171，复合层片170设置在一对后掠翼164的上表面上以及复合层片171设置在一对后掠翼164的下表面上。复合层片170具有以虚线示出的最大刚度的轴线172以及复合层片171具有也以虚线示出的最大刚度的轴线173。复合层片170和171布置在一对后掠翼164的上表面和的下表面两者上，以致轴线172、173和后翼梁166之间存在非平行角度α。在一些实施方式中，角度α可在正90度和负90度之间变化。在其它实施方式中，角度α可在10度和30度之间变化。在其它实施方式中，角度α可以是大约20度。在不脱离本公开教导的情况下也可以采用其它角度和其它角度范围。

当复合层片的最大刚度的轴线与机翼的后翼梁平行对准时，复合层片固化时将提供其对在飞行器飞行时应用到机翼的弯矩的最大抵抗力。当最大刚度的轴线对准成具有相对于机翼的后翼梁的非平行角度时，当机翼偏转时，复合材料将提供对扭转的增加的抵抗力水平。在一些实施例中，当一对机翼偏转时，应用到一对后掠翼164表面的复合层片将使一对后掠翼164能够基本上或完全抵抗扭转。

在图9和图10中还示出复合层片174和175。如图所示，在一些实施方式中，当复合层片被放置在飞行器的机翼上时，其布置模式(例如，它们相对于后翼梁的定位)可在机翼盒上继续。在该实施方式中，复合层片174和175已被直接定位在机翼盒180上。线182被示出为虚线，以描绘机翼盒180的中心点。以复合层片170、171、174和175示出的复合层片的布置模式将沿着机翼继续下去，直到到达线182为止。在该点处，方位反转，并且复合层片将布置于另一机翼和机翼盒180的另一半上，以便具有相对于后翼梁168的角度α。

继续参照图8至图10，一旦所需量的复合层片已被布置到一对后掠翼164上，则在步骤184，将一对后掠翼164附接到超音速飞行器。这可以任何合适的方式来完成。

在步骤186，超音速飞行器在超音速和在非设计条件下操作。例如，超音速飞行器可高于或低于其设计条件重量或可高于或低于其设计条件速度飞行，或任何其它设计条件可以变化。

在步骤188，由于超音速飞行器在超音速下在非设计条件下操作将通常发生的机翼扭转通过由复合层片所提供的抵抗力基本上消除。

在步骤190，由超音速飞行器在超音速下在非设计条件下操作所引起的音爆幅度最小化。这种最小化由于机翼扭转的基本上消除而产生。

控制面的操纵

图11是示出用于控制由超音速飞行器202在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统200的另一非限制性实施例的示意图。系统200包括配置成检测超音速飞行器202的条件的传感器204。系统200还包括安装到机翼208的控制面206。系统200还进一步包括处理器210。

传感器204可配置成检测超音速飞行器202的重量、超音速飞行器202的速度或当超音速飞行器202以超音速移动时可能会引起扭转机翼208的翼尖212扭转的任何其它条件。控制面206可以是能够将扭力施加到机翼208上的任何安装到机翼的控制面。在一些实施方式中，控制面206可安装到机翼208的前缘，而在其它实施方式中，控制面206可安装到机翼208的后缘。在所示的实施方式中，控制面206包括安装到后缘的副翼。致动器214与控制面206相关联，并且配置成响应于合适的指令将控制面上下移动。

处理器210经导线216与传感器204通信地耦接并且经导线218与致动器214可操作地耦接。处理器210配置成接收来自传感器204的指示由传感器204所感测的条件的信息。例如，如果传感器204配置成测量设置在超音速飞行器202机载的燃料箱内的燃料量，那么处理器210所接收的信息可涉及所检测到的燃料量。从该信息，处理器210能够计算超音速飞行器202的重量。如果传感器204配置成检测作用于超音速飞行器202上的压力，则该处理器210所接收的信息可涉及由超音速飞行器202所遇到的压力条件。从该信息，处理器201能够计算超音速飞行器202的速度。

基于由传感器204所提供的信息，处理器210能够确定所检测到的条件对机翼208的影响。具体而言，取决于超音速飞行器202的重量，或其飞行速度，或其它各种条件，处理器210能够确定翼尖212是否被扭转，翼尖212在哪个方向上被扭转，并且在一些实施方式中，能够确定翼尖212的扭转要到什么程度。在确定翼尖212被扭转时，处理器210配置成将命令发送到控制面206以便向上或向下移动来在机翼208上施加反作用扭矩，其将引起翼尖212解开扭转。

图12至图15示出控制面206的运动可如何将翼尖212解开扭转。

在图12中，呈现机翼208的示意性侧视图。超音速自由流220示出在机翼208的上游。继续参照图11，超音速飞行器202经受已经引起翼尖212当与其设计条件方位相比(以虚线示出)时在头部向下的方向上的扭转的条件。以所示的方式扭转，沿着超音速飞行器202的升力分布转移，导致由超音速飞行器202所产生的音爆幅度增加。一旦检测到非设计条件，则采取修正措施。处理器210将命令发送到致动器214以便将控制面206在由箭头222所示的方向上移动。

继续参照图11至图12，图13示出由处理器210执行的修正测量的影响。控制面206已旋转到后缘向上的位置，并且在该位置下，控制面206处于以引起控制面206将扭矩224施加到机翼208上的方式与超音速自由流220相互作用。扭矩224将机翼208在与由超音速飞行器202在非设计条件下的操作所引起的扭转方向相反的方向上扭转。其结果是，机翼208返回到设计方位以及由超音速飞行器202所产生的音爆幅度减小。

图14至图15示出头部向上的扭转的修正。继续参照图11至图13，在图14中，超音速飞行器202经受导致翼尖212头部向上的扭转的条件。翼尖212的设计条件方位以虚线示出。一旦已检测到引起翼尖212扭转的条件，处理器210将命令发送到致动器214以便将控制面206在由箭头226所示的方向上移动。

在图15中，控制面206已移动到所示的后缘向下的位置。在该位置下，控制面206与超音速自由流220相互作用。这种相互作用将扭矩228施加到机翼208上。扭矩228将机翼208在与由超音速飞行器202在非设计条件下操作所引起的扭转方向相反的方向上扭转。其结果是，机翼208返回到设计方位以及由超音速飞行器202所产生的音爆幅度降低。

在一些实施方式中，传感器204将重复地监测超音速飞行器202的条件，以及处理器210将重复地从传感器204接收信息，确定翼尖212被扭转，并且将重复地发送命令以便将控制面206以引起机翼208以反作用方式扭转的方式移动。在其它实施方式中，贯穿超音速飞行器202飞行的超音速部分，系统200将连续地参与该检测和修正循环。另外其它实施方式中，贯穿超音速飞行器202飞行的超音速部分的仅仅一部分，系统200将连续地参与该检测和修正循环。

图16是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法230的另一非限制性实施方式的流程图。

在步骤232，感测超音速飞行器的条件。这可通过使用适当的传感器进行。该条件将对应于超音速飞行器的引起其翼尖在头部向上或头部向下的方向上扭转的状态。在一些实施例中，所述条件可对应于超音速飞行器的非设计条件重量或非设计条件速度。

在步骤234，处理器接收关于超音速飞行器的所感测的条件的信息。

在步骤236，处理器确定在翼尖的扭转和翼尖的设计条件方位之间存在偏离。该确定至少部分地基于提供给处理器的关于所感测的条件的信息。

在步骤238，处理器发出命令，其将引起安装到机翼的控制面在减少偏离的方向上移动。例如，处理器可命令安装到机翼的控制面在将引起控制面将施加扭矩到机翼上的方向上偏转，其具有将机翼解开扭转以减少或消除不希望的扭转的效果。例如，如果机翼在头部向下的方向上扭转，则处理器可以将安装到机翼的控制面在后端向上的方向上偏转的方式来控制所述安装到机翼的控制面，并且如果机翼在头部向上的方向上扭转，则处理器可以将安装到机翼的控制面在后端向下的方向上偏转的方式来控制所述安装到机翼的控制面。这种偏转将把反作用扭矩施加到机翼上，并将引起机翼回到与其期望方位对准处。

在步骤240，贯穿超音速飞行器飞行的超音速部分重复步骤232、234、236和238。在一些实施方式中，贯穿飞行的超音速部分可以连续地发生这种重复。在其它实施方式中，贯穿飞行的超音速部分的仅仅一部分可连续地进行这种重复。

尽管已经在本公开前面的具体实施方式中呈现了至少一个示例性实施方式，但是应当理解的是存在大量的变型。还应当理解的是，一个或多个示例性实施方式仅仅是示例，并不意旨以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。相反，前面的具体实施方式将给本领域内的技术人员提供用于实现本发明示例性实施方式的方便路线图。应当理解的是，在不偏离如由所附权利要求中提出的本公开范围的情况下，可对示例性实施方式中元件的功能和布置方面做出各种改变。

Claims (15)

1.一种控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法，所述方法包括下述步骤：

操作步骤，在超音速下和在非设计条件下操作超音速飞行器，该超音速飞行器具有一对后掠翼和将该对后掠翼的每个翼结合的中心盒，该对后掠翼具有多个复合层片，所述多个复合层片中的所有复合层片以角度定向以使得最大刚度的轴线定向成与该对后掠翼的每个翼的后翼梁之间的角度为10至30度，并且每个翼没有任何复合层片具有以平行于每个翼的后翼梁的方式定向的最大刚度的轴线；

通过复合层片减少由超音速飞行器在超音速下在非设计条件下操作所导致的机翼扭转；以及

通过减少机翼扭转而将音爆幅度最小化。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述操作步骤包括在超音速下操作所述超音速飞行器，而该对后掠翼具有设置于每个翼上的上表面和下表面两者上的多个复合层片。

3.根据权利要求1所述的方法，其中所述操作步骤包括在超音速下操作所述超音速飞行器，而每个翼的复合层片延续到中心盒上。

4.根据权利要求3所述的方法，其中所述操作步骤包括在超音速下操作所述超音速飞行器，而每个翼的复合层片延续到中心盒的上表面和下表面两者上。

5.根据权利要求1所述的方法，其中所述操作步骤包括在超音速下操作所述超音速飞行器，而复合层片定向成使得最大刚度的轴线在每个翼的后翼梁的前方或后方旋转。

6.根据权利要求1所述的方法，其中所述操作步骤包括在超音速下操作所述超音速飞行器，而该对后掠翼具有设置于每个翼上的上表面和下表面两者上的多个复合层片，同时每个复合层片的最大刚度的轴线定向成使得最大刚度的轴线在每个翼的后翼梁的前方或后方旋转。

7.根据权利要求6所述的方法，其中所述操作步骤包括在超音速下操作所述超音速飞行器，而该对后掠翼具有设置于上表面和下表面两者上的多个复合层片，所述复合层片定向成使得最大刚度的轴线在每个翼的后翼梁的前方或后方以正负90度旋转。

8.一种控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法，所述方法包括下述步骤：

施加步骤，将多个复合层片施加到通过中心盒结合的一对后掠翼，使得最大刚度的轴线定向成与该对后掠翼的每个翼的后翼梁之间的角度为10至30度，并且每个翼没有任何复合层片具有以平行于每个翼的后翼梁的方式定向的最大刚度的轴线；

将该对后掠翼和中心盒附接到超音速飞行器；

在超音速下和在非设计条件下操作超音速飞行器；

通过复合层片减少由超音速飞行器在超音速下在非设计条件下操作所导致的机翼扭转；以及

通过减少机翼扭转而将超音速飞行器在非设计条件操作过程中的音爆幅度最小化。

9.根据权利要求8所述的方法，其中所述施加步骤包括将复合层片设置于每个翼的上表面和下表面两者上。

10.根据权利要求8所述的方法，其中所述施加步骤包括将复合层片施加到中心盒上，使得每个翼的复合层片延续到中心盒上。

11.根据权利要求10所述的方法，其中所述施加步骤包括将复合层片施加到中心盒的上表面和下表面两者上。

12.根据权利要求8所述的方法，其中所述施加步骤包括使得复合层片定向成使得最大刚度的轴线在每个翼的后翼梁的前方或后方旋转。

13.适于超音速飞行器的机翼组合件，所述机翼组合件包括：

具有后掠配置的一对机翼，该对机翼的每个翼包括表面和后翼梁；

将该对后掠翼的每个翼结合的中心盒；以及

设置在每个翼的表面上的复合层片，复合层片的最大刚度的轴线定向成与该对后掠翼的每个翼的后翼梁之间的角度为10至30度，

其中每个翼没有任何复合层片具有以平行于每个翼的后翼梁的方式定向的最大刚度的轴线。

14.根据权利要求13所述的机翼组合件，还包括多个复合层片，所述多个复合层片具有相应的多个最大刚度的轴线，其中所述多个复合层片设置在每个翼的表面上以使得相应的最大刚度的轴线以非平行于每个翼的后翼梁的定向布置。

15.根据权利要求13所述的机翼组合件，其中每个翼的表面沿着每个翼的上部部分和每个翼的下部部分中的至少一个延伸。