CN107458581A - 柔性飞行器的软件控制的刚度 - Google Patents

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Abstract

提供了柔性飞行器的软件控制的刚度。方法涉及由飞行器控制系统从一个或多个传感器接收与飞行器的形状和运动相关的偏斜信息，以及由飞行器控制系统将偏斜信息分解成检测模态状态，包括具有第一模式强度的第一已知模式。方法还可以涉及由飞行器控制系统基于第一模式强度来确定第一模态补偿，以及由飞行器控制系统识别与第二已知模式相对应的期望控制。方法还可以进一步涉及基于第一模态补偿和第一模态权重，针对控制面确定第一控制响应，具有用于第一模式的第一模式权重以及用于第二模式的第二模式权重，以及基于期望控制和第二模式权重，针对控制面确定第二控制响应。方法还可以涉及基于第一控制响应和第二控制响应，针控制面生成控制命令。

Description

柔性飞行器的软件控制的刚度
背景技术
柔性翼飞行器与典型的扭转刚性(torsionally rigid)飞行器相比，价格便宜、重量轻且节省燃料。因此，柔性翼飞行器能够高海拔飞行延长的持续时间并且可以被用于各种应用。但是，柔性翼飞行器通常难以飞行期间保持稳定，鉴于飞行器上的负载致使不期望的弯曲或扭曲或者其他不期望的行为。这样的不期望的行为可能导致飞行器无法对命令作出响应或者导致飞行器坠毁。
发明内容
本公开的权利要求书记载了用于在飞行期间操作柔性翼飞行器的控制面的系统和方法。不期望的行为——诸如飞行器翼的结构振动或弯曲或扭曲可能与飞行器的动态模式有关。动态模式可能与飞行器的二面角或者其他飞行器行为有关。权利要求书中所记载的系统和方法对于抵消柔性翼飞行器的动态模式可以是有用的。对动态模式的抵消可以通过操作飞行器的控制面来实现以使飞行器重新平稳。控制面可以被操作以使得抵消飞行器的动态模式并且实现期望的结构模式——诸如期望的倾斜模式。这克服了先前已知的系统的缺陷。
在一个实施方式中，一种用于操作飞行器的控制面的方法可以涉及：由飞行器控制系统从一个或多个传感器接收与飞行器的形状和运动相关的偏斜信息，以及由所述飞行器控制系统将所述偏斜信息分解成检测模态状态，其包括具有第一模式强度的第一已知模式。所述方法还可以涉及由所述飞行器控制系统基于所述第一模式强度来确定第一模态补偿，以及由所述飞行器控制系统识别与第二已知模式相对应的期望控制。所述方法还可以进一步涉及：基于所述第一模态补偿和第一模态权重，针对控制面确定第一控制响应，该第一控制响应具有用于第一模式的第一模式权重以及用于所述第二模式的第二模式权重，以及基于期望控制和所述第二模式权重，针对所述控制面确定第二控制响应。所述方法还可以进一步涉及基于所述第一控制响应和所述第二控制响应，针对所述控制面生成控制命令。
在这个实施方式中，第一模式可以是不期望的模式。例如，其可以是与飞行器形状不期望的弯曲相对应的动态模式，诸如图8的模式806、808、810中的一个。第一模态补偿可以部分地或完全地抵消第一模式。第二模式可以是飞行器所期望采取的模式，并且可能例如是与将使得飞行器执行所期望的机动的形状相对应的结构模式。
在一个实施方式中，所述方法进一步包括：由所述飞行器控制系统向伺服电机传送所述第一模态补偿和期望控制，其中，确定第一控制响应、确定第二控制响应以及针对所述控制面生成控制命令是由所述伺服电机执行的。在一个实施方式中，所述第一控制响应对应于所述控制面的第一倾侧程度并且所述第二控制响应对应于所述控制面的第二倾侧程度。在一个实施方式中，所述第一已知模式是动态模式并且所述第二已知模式是结构模式。在一个实施方式中，识别期望控制包括由所述飞行器控制系统的自动驾驶仪来确定期望控制。在一个实施方式中，所述检测模态状态包括具有第二模式强度的第二已知模式，并且期望控制是基于所述第二模式强度的第二模态补偿。在一个实施方式中，所述方法进一步包括：基于第二控制面的所述第一模态补偿和第一模态权重，针对第二控制面确定第一控制响应，该第一控制响应具有用于第一模式的第一模态权重以及用于第二模式的第二模态权重；基于所述期望控制和所述第二控制面的所述第二模式权重，针对所述第二控制面确定第二控制响应；基于所述第二控制面的所述第一控制响应和所述第二控制面的所述第二控制响应，针对所述第二控制面生成控制命令。在一个实施方式中，所述偏斜信息包括应变测量。在一个实施方式中，将所述偏斜信息分解为检测模态状态包括将所述偏斜信息与第一已知模式进行卷积。在一个实施方式中，将所述偏斜信息分解成检测模态状态包括将所述偏斜信息与多个已知模式中的每一个进行卷积，每个与已知模式的卷积生成该已知模式的强度。
在一个实施方式中，一种用于操作飞行器的控制面的系统可以涉及一个或多个传感器，被配置为检测与所述飞行器的形状和运动相关的偏斜信息。所述系统还可以涉及飞行器控制系统，被配置为：从所述一个或多个传感器接收所述偏斜信息，将所述偏斜信息分解成检测模态状态，其包括具有第一模式强度的第一已知模式，基于所述第一模式强度来确定第一模态补偿，识别与第二已知模式相对应的期望控制，基于所述第一模态补偿和第一模态权重，针对控制面确定第一控制响应，该第一控制响应具有用于第一模式的第一模态权重以及用于第二模式的第二模态权重，基于期望控制和所述第二模态权重，确定第二控制响应，以及基于所述第一控制响应和所述第二控制响应，生成控制命令。所述系统还可进一步涉及一个或多个控制面，被配置为根据所述控制命令而偏斜。
在一个实施方式中，一种用于操作飞行器的控制面的装置可以涉及一个或多个传感器，被配置为检测与所述飞行器的形状和运动相关的偏斜信息。所述装置还可涉及被配置为执行根据本文所述的任何方面或实施方式的方法的系统。所述装置还可以进一步涉及一个或多个控制面，被配置为根据飞行器控制系统所生成的控制命令而偏斜。在一个实施方式中，所述系统可以包括飞行器控制系统和至少一个伺服电机。
在公开的另一实施方式中，一种计算机程序产品包括指令，该指令在由计算机执行时使得该计算机执行根据本文所述的任何方面或实施方式的方法。在又一实施方式中，一种计算机可读介质具有存储的指令，所述计算机可读介质可以是非瞬时计算机可读介质，尽管本方面并不限于此，所述指令在由一个或多个处理器执行时使得所述一个或多个处理器执行包括根据本文所述的任何方面或实施方式的方法的操作。
附图说明
图1A描绘了包括三个控制面和具有五个段的机翼的飞行器的顶视图。
图1B描绘了图1A的飞行器的前视图。
图2A描绘了图1A的飞行器的左侧视图。
图2B描绘了图2A的飞行器的透视图。
图3A描绘了表现倾斜的图1A的飞行器的左侧视图。
图3B描绘了图3A的飞行器的透视图。
图4A描绘了表现滚转的图1A的飞行器的左侧视图。
图4B描绘了图4A的飞行器的透视图。
图5A描绘了表现二面角的图1A的飞行器的左侧视图。
图5B描绘了图5A的飞行器的透视图。
图6描绘了表现偏转的图1A的飞行器的顶视图。
图7A是描绘了控制系统和飞行器的其他组件的概述的框图。
图7B是描绘了控制系统和飞行器的其他组件之间的通信流的概述的框图。
图7C描绘了操作飞行器的控制面的实施方式的信号流。
图8描绘了操作飞行器的控制面的另一实施方式的信号流。
具体实施方式
本文所公开的系统和方法可以在许多类型的飞行器上实现。实施方式的任何详细描述不意图限制列举的权利要求。结合一个方面或实施方式所述的特征能够在其他方面或实现中提供。
参照图1A和1B，描述了柔性翼飞行器10。飞行器10可以是非后掠柔性单翼飞行器，包括五个翼段12、14、16、18和20以及三个控制面13、15和17。本文所述的方法和系统可以在具有多于或少于五个的段以及多于或少于三个的控制面的柔性翼飞行器、或者其他类型飞行器上实现。飞行器10还可以包括推进器(propeller)22、24、26、28和30以用于提供前向推力。类似地，柔性翼飞行器可以具有多于或少于五个的推进器。飞行器10还可以包括四个垂直腿32、34、36和38从飞行机101下方延伸，具有附于其上的起落架。
柔性翼段
可以实现本文所述的方法和系统的飞行器可以具有柔性翼设计。飞行器10可以是非后掠柔性单翼飞行器，并且重量可以非常轻。在另一实施方式中，飞行器10可以是后掠翼飞行器。飞行器10可以主要由复合材料构成。在一个实施方式中，飞行器10可以由包括但不限于以下的复合材料构成：碳纤维、石墨环氧树脂、凯夫拉尔(Kevlar)、聚苯乙烯、泡沫环苯乙烯、薄塑料、或者这些或任何其他适当材料的任何组合。此外，飞行器10可以具有高纵横比，诸如20比1。飞行器10可以包括多个横向连接的段。在一个实施方式中，飞行器10包括五个横向连接的段。在一个实施方式中，飞行器10包括五个横向连接的段——左翼段12和14、中央翼段16、以及右翼段18和20。每个翼段可以被配置为能够在飞行期间独立支撑其本身的重量以便最小化飞行器10的承载结构。飞行器10可以包括在长度方向上沿着整个翼展贯穿的主翼梁，使得主翼梁可以吸收在飞行期间发生的各种弯曲运动。飞行器10的每个翼段可以包括在长度方向上沿着相应翼段间隔开的多个肋以提供机头到机尾结构支撑。
飞行器10可以具有平坦配置，使得每个翼段相对于地面具有基本相同的垂直高度，如图1B中所图示。替选地，飞行器10可以被配置为拥有预定的二面角，使得左翼段12和14以及右翼段18和20被抬升到中央翼段16之上，以在飞行期间向飞行器10提供更好的横向稳定性。
在一个实施方式中，每个翼段可以包括后缘襟翼，其能够经由飞行器控制系统独立控制，以在飞行模式期间提供额外的稳定性。在另一实施方式中，飞行器10的翼段不包括后缘襟翼。
控制面
飞行器10可以拥有沿着翼展定位的多个控制面。在一个实施方式中，飞行器10包括左控制面13、中央控制面15、和右控制面17。每个控制面可以被定位成柔性翼的后缘的纵向上处于机尾、经由轻质梁而沿翼展对称。每个控制面可以在结构上类似于上面所述的柔性翼段，使得控制面的重量轻。
此外，每个控制面可以独立电连接至主飞行器控制系统，使得每个控制面可以被单独控制以响应在飞行和飞行操纵(maneuver)期间发生的各种局部力。在一些实施方式中，控制面的群组可以被一起控制且该群组可以被独立控制。每个控制面可以在对应的扭转柔性翼段上施加扭转力，使得翼段以预先确定方式来有效控制局部倾斜(pitch)。
由于每个控制面可以独立可控，因此控制面可以经由飞行器控制系统被指令来统一动作或者可以相互不同地动作以允许飞行器10在飞行期间响应于力且执行各种飞行操纵。控制面可以充当升降舵来控制倾斜、充当抗扭(twisteron)来控制滚转、以及充当抗弯(benderon)控制飞行器10的二面角，如下面更详细所述。
控制面可以与伺服电机相关联或者可以包括伺服电机。伺服电机可以使得控制面移动以便在飞行器10上诱导或施加力。伺服电机可以是模拟或数字的、或者是二者的组合。伺服电机可以包括处理器。处理器可以被配置为基于特定于控制面的模态权重(modalweight)来确定控制响应，并且可以进一步被配置为基于控制响应来为控制面生成控制命令。其实施方式在下面结合图7B来描述。
推进器
飞行器10可以包括沿着翼展而对称定位的多个推进器引擎。推进器可以从商用推进器中选择，被配置为提供显著扭矩同时具有很小的重量。每个推进器引擎可以独立电气连接到主飞行器控制系统，使得各个推进器可以提供具体推力，导致所需推进器扭矩。尽管附图描绘了具有五个推进器的实现，但可以有多于或少于五个的推进器附于飞行器10。在各种实现中，飞行器10可以包括3个推进器引擎、7个推进器引擎、9个推进器引擎、10个推进器引擎、或者可能适合的任何数目的推进器引擎。
垂直腿
飞行器10可以包括垂直腿，其沿着翼展来对称定位并且从飞行器10下方延伸。垂直腿可以由轻质材料构建并且被配置为容纳电子设备以允许上面讨论的结构与主飞行器控制系统之间的通信。垂直腿还可以包括起落架并且在地面提供对飞行器10的支撑。尽管附图描绘了具有四个垂直腿的实施方式，但可以存在附于飞行器10的多于或少于四个垂直腿。
传感器
在一个实施方式中，飞行器10包括各种传感器，其被配置为将数据传输到主飞行器控制系统。传感器可以是商用传感器以提供指示飞行期间的机翼形状和机翼振动活动(movement)的信息数据。传感器可以传输关于速度、位置、倾斜、倾斜率、滚转、滚转率、偏转、偏转率、海拔、弯曲力、扭转力、和扭曲力。飞行器传感器可以包括姿态传感器、海拔传感器、加速计、磁力计、压力传感器、应变仪、全球定位系统传感器、测倾计、陀螺仪、或者用于检测飞行器10的形状或活动的任何其他适当的传感器。
现在参照图2-6，讨论各种飞行配置。如图2中所图示，控制面13、15和17处于中立位置而没有偏斜(deflection)。结果，飞行器10上的升力沿着翼展可以基本相等，如箭头所描绘。下面是孤立的飞行配置的讨论，但是，这些配置可以孤立或组合地来被实现，以提供各种其他的飞行配置。
升降舵
如图3中所示，控制面13、15和17可以被指令以统一方式偏斜以充当升降舵来控制倾斜。柔性翼飞行器被认为有时由于机翼的扭转柔性而受到控制反效(control reversal)问题影响。控制面可以相对于对应的翼段来定位，以便通过相应翼段提供引起可预测的响应的偏斜。控如图3中所示，制面13、15和17的向上偏斜可以致使翼段22、24、26、28和30上的机头上仰(nose-up)倾斜活动，由此增加翼段的迎角，导致以可预测的方式沿着翼展增加提升(如箭头所描绘)。
抗扭
如图4中所示，控制面13、15和17可以被指令充当抗扭以控制滚转。在所描绘的实施方式中，左控制面13可以向上偏斜而右控制面17可以向下偏斜同时中央控制面15保持不偏斜。在典型扭转刚性的飞行器中，副翼可以被用于控制滚转，由此左控制面的向下偏斜致使对线弧(camber)的可预测增加，从而导致增加的升力，并且右控制面的向上偏斜造成对线弧的可预测降低，从而导致降低的升力，其最终使得飞机滚转。但是，由于扭转柔性，如上所述，控制面13的向上偏斜可以以相反方式动作(“抗扭”)，从而导致对应的翼段12和14上的机头向上倾斜力矩，因为机翼扭转(wing twist)是主要响应。类似地，控制面17的向下偏斜可以以相反方式动作，从而导致对应的翼段18和20上的机头向下倾斜力矩。因此，飞行器10左侧上的增加的升力连同飞行器右侧上的降低的升力将结果使得飞行器10滚转。
抗弯(Benderon)
如图5中所示，控制面13、15和17可以被指令充当抗弯以控制飞行器10的第一弯曲，即二面角。出于这应用的目的，“抗弯”可以描述控制面一起动作来影响飞行器的主体二面角(bulk dihedral)的现象。如上所述，机翼扭转可以是对左控制面13和/或右控制面17的偏斜的响应。因此，控制面13和17向上偏斜可以以相反方式动作(“抗弯”)，从而致使在对应的翼段12、14、18和20上的机头上仰倾斜运动。飞行器10的左侧和右侧二者上的增加的升力可以使得飞行器10向上弯曲，由此影响飞行器10的主体二面角。
此外，抗弯动作可以被用于抵抗不期望的弯曲力并且限制飞行器10的主体二面角。控制面13和17可以向下偏斜，以由此在翼段12、14、18和20上降低迎角，并且因此降低升力。
推力
如图6中所示，如箭头所描绘，施加不同推力到飞行器10可以导致控制偏转扭矩。如上所述，飞行器10可以具有多个推进器，其沿着飞行器10的翼展对称定位以提供相应的推力。因此，飞行器10的在所有推进器引擎间相等的或者处于对称分布的推力的增加将导致控制飞行器10的推进。替选地，如图6中所示，左推进器22和24可以被指令增加推力而右推进器28和30可以被指令降低推力，由此产生右偏转扭矩。
模式
首先简要讨论飞行器的模式的主体将有助于理解下面的描述。飞行器的模式可以指代飞行器的部分以相似的频率和与彼此的相位关系来正弦地运动的运动模式。相似的频率可以指代相同频率，或者在彼此的小范围内的多个频率，并且可以被称为单个固定频率或模式的频率。
模式与结构共振相关联。共振振动可以由结构内材料的惯性性质和弹性性质之间的交互引起。此外，共振振动可以是在结构和操作机器中发生的许多振动相关问题的原因，或至少是一个影响因素。这些问题包括无法保持容差、有噪音运转、不可控、材料失效(material failure)、过早疲劳\以及缩短的产品寿命。对于飞行器，振动相关的问题还可能导致不期望的弯曲、扭曲、或其他飞行器行为、或者导致难以操作飞行器。
模式可以由模态频率和模式形状(mode shape)来定义。模式形状可以由在模态频率或共振频率的机械激励时结构所经历的一点相对于所有其他点的运动——诸如正弦波来定义。模式是结构的固有性质且不依赖于作用在结构上的瞬时力或负载。如果结构的材料性质(质量、刚度、阻尼性质)或者边界条件(装配)变化，则模式可以改变。模式形状相对于彼此是唯一的。也就是，在共振时结构的一点相对于另一点的运动是唯一的。
模式是数学概念或构造，并且是描述共振振动的便捷方式。模式可以被分析地确定或实验地确定。分析地说，模式可以是对描述结构的线性、稳态振动的不同运动方程的解。实验上，可以通过测量结构的偏斜，然后以特定方式解释或后处理它们以定义模式形状来进行模式测试。
模式可以与“偏斜”有关。结构的偏斜可以被定义为结构上两个或更多点的任何受迫运动。偏斜可以是以特定频率的受迫运动。偏斜可以取决于施加到结构的负载，并且如果施加的负载变化则偏斜可以变化。偏斜可以是结构的一组点在特定时间的运动，类似于结构的多个点的运动的快照。偏斜可以用已知模式的合计的方式来表达。如果结构的第一已知模式被表达为sin(ω1x+θ1)，并且第二已知模式可以被表达为sin(ω2x+θ2)，则结构的偏斜可以被表达为：
其中和是模式的阻尼时变振幅。以这种方式表达的飞行器的偏斜可以被称为飞行器的模态状态。飞行器的偏斜或模式状态的模式的振幅可以与模式的强度有关。如本文所使用的，模式的强度可以指代模式状态的模式的振幅，或者可以指代模式形状与偏斜信息的卷积，或者可以指代模式的强度的直接或间接的任何其他适当度量。
飞行器可以表现结构模式和动态模式。动态模式可以指代与飞行器的振动有关的模式，或者与飞行器的弯曲或扭曲有关的模式。一般来说，动态模式对应于飞行器的自然(共振)模式，并且通常对应于由于气流和飞行器的共振频率的相互影响而发生的不期望的弯曲形状。动态模式可以与结构模式共享一些相似性，或者可以甚至与结构模式相同。当飞行器表现其第一动态模式形状(“动态模式1”，图8中所描绘)时，其包括实质二面角元素且因此被称为二面角模式形状，飞行器正经历一些振动但通常飞行器处于固定的、有些类似“U”形的形状，其近似对应于飞行器的第一动态模式的形状。动态模式1可以由飞行器的类似U形的形状来限定，并且出于讨论或实验或设计起见而有用的是将动态模式1称为“二面角模式”，因为动态模式1的模式形状类似于飞行器表现二面角的形状。
结构模式是与飞行器的刚性体运动相对应的形状，并且可以是所期望的：其可以被期望以使飞行器假设倾斜模式形状以使飞行器上升，或者假设滚转模式形状以使飞行器转向。达到这些刚性体运动的形状被称为“结构模式”，但是它们不是飞行器的真正的自然振动模式。结构模式示例在图3和4中示出。例如，倾斜结构模式可以由飞行器表现倾斜的形状来定义，诸如图3A中所描绘的飞行器10。在飞行器受到自动驾驶仪控制的情况下，当自动驾驶仪希望飞行器作出特定操纵时，自动驾驶仪可以要求飞行器采取适当的结构模式来使得飞行器作出该操纵。
在可以期望飞行器采取结构模式的同时，通常不期望飞行器采取动态模式。作为示例，对于二面角模式的大检测强度而言，可以指令飞行器的机翼可以处于实质的二面角。已知模式和一个或多个飞行器行为、形状或运动之间的对应可以是主观确定的对应，并且可以不涉及模式与飞行器行为之间的严格数学对应或形式对应。已知模式和一个或多个飞行器行为、形状或运动之间的非正式对应可以被用来指代潜在不稳定飞行器状态。大二面角可以指示飞行器以这样的方式弯曲以致使飞行控制困难或甚至灾难性的结构损坏。因此，如果飞行器检测到二面角模式，则飞行器控制系统可以使飞行器重新平稳以使用本文所述的方法和系统来降低或抵消二面角模式。飞行器的实际二面角可以不只是二面角模式的函数，并且可以是其他模式的函数。因此，抵消二面角模式可能不是限制机翼二面角为安全水平的绝对保证。尽管如此，抵消二面角模式对增加将机翼二面角限制到安全水平的几率可以是有用的。
以总体概述来参照图7A，图7A描绘了用于操作飞行器10的控制面706的飞行器控制系统704的实施方式。飞行器控制系统704可以从飞行器传感器702接收信息。飞行器控制系统704可以包括处理器708和存储器710。存储器710可以包括已知模式数据库712、偏斜分解器714、模式补偿器716、自动驾驶仪718和命令生成器720。
更具体地，在一个实施方式中，飞行器10可以具有飞行器传感器702。飞行器传感器702可以包括姿态传感器、海拔传感器、加速计、磁力计、压力传感器、应变仪、全球定位系统传感器、测倾计、陀螺仪、或者用于检测飞行器10形状或活动的任何其他适当的传感器。飞行器10的形状或活动可以包括：飞行器10的任何部分相对于任何其他部分的任何位置或活动，飞行器10的时变偏斜、或者飞行器10的应变测量。飞行器10的形状可以包括机翼中的尖锐弯曲、或者机翼的近似抛物线弯曲、或者机翼的扭曲、或者任何弯曲或扭曲的组合。飞行器10的形状还可以包括飞行器10相对于另一对象或者相对于地面的位置。飞行器10的形状可以对应于飞行器10的倾斜。飞行器10的形状还可以包括飞行器10上一点相对于飞行器10上另一点的位置。
在一些实施方式中，飞行器传感器702可以检测飞行器10的形状或活动。飞行器传感器702可以检测与飞行器结构模式——诸如飞行器的倾斜有关的形状，或者可以检测与飞行器结构模式——诸如高二面角与低二面角之间的飞行器10共振有关的共振。飞行器传感器702可以检测飞行器10或飞行器10的部件的任何共振活动。飞行器传感器702还可以检测飞行器10的总体活动，诸如航向的变化、海拔的变化、或者飞行器10或飞行器10的部件的任何其他总体活动。
在一个实施方式中，飞行器10可以包括飞行器控制系统704。飞行器控制系统704可以包括一个或多个应用、服务、例程、服务器、守护进程(daemons)、或者用于控制飞行器的其他可执行逻辑。这些应用、服务、例程、服务器、守护进程、或者其他可执行逻辑可以被集成，以使得它们可以互相通信或者被启用以对彼此的例程进行呼叫。飞行器控制系统704可以被启用以直接或间接与飞行器传感器702通信。该通信可以经由总线或者经由无线电或网络连接、或者以任何其他适当的方式来启用。飞行器控制系统704还可以被启用以直接或间接与控制面706通信。类似地，该通信可以经由总线、或者经由无线电或网络连接、或者以任何其他适当的方式来被启用。
在一些实施方式中，飞行器控制系统704可以包括处理器708和存储器710。处理器708可以包括微处理器、ASIC、FPGA等或者其组合。在许多实施方式中，处理器708可以是多核处理器或者处理器的阵列。存储器710可以存储机器指令，该机器指令在被处理器708执行时可以使得处理器708执行本文所述的操作中的一个或多个。存储在存储器710中的指令可以包括确定飞行器10的所期望的结构和动态模式的指令。存储器710可以包括但不限于，能够向处理器708提供程序指令的电子、光学、磁性、或任何其他存储设备。存储器710可以包括软盘、CD-ROM、DVD、磁盘、存储器芯片、ROM、RAM、EEPROM、EPROM、闪速存储器、光学介质、或者处理器708从其读取指令的任何其他合适的存储器。指令可以包括来自任何合适计算机编程语言的代码，诸如但不限于C、C++、C#、Java、JavaScript、Perl、HTML、XML、Python和Visual Basic。
在一个实施方式中，飞行器控制系统704可以包括已知模式数据库712。已知模式可以是分析地确定或实验地确定的飞行器10的模式，并且可以涉及飞行器10的自然共振频率。在一个实施方式中，飞行器10的已知模式可以是预先确定的。可以针对特定飞行器而预先确定模式，或者可以为与具有实现本文所述方法中的一个的飞行器控制系统的特定飞行器相对应的飞行器类型预先确定模式，或者可以以任何其他适当的方式来预先确定模式。已知模式可以是实验地确定的。已知模式可以与飞行器10或飞行器10的结构上的材料组成有关。已知模式可以因为它们被存储在已知模式数据库712中而已知，或者可以因为模式信息可以由飞行器控制系统704经由无线电或通过网络连接或以任何其他适当的方式来接收而已知。已知模式可以由飞行器控制系统704周期性更新。如果在飞行器10的长期飞行期间，飞行器10上的耗损(wear and tear)被预期改变了飞行器10的已知模式，则飞行器控制系统704可以基于这些预期的改变或者以任何其他适当的方式出于任何适当理由来更新已知模式。飞行器控制系统704可以执行或者传送命令到另一飞行器控制组件以执行飞行器模式的诊断，该诊断提供关于已知模式自从起飞或自从先前的诊断其可能已经如何改变的信息。
在一个实施方式中，飞行器控制系统704可以包括偏斜分解器714。偏斜分解器714可以包括应用、服务、例程、服务器、守护进程、或用于将从飞行器传感器702接收到的偏斜信息分解为包括具有模式强度的已知模式之和的检测模态状态的其他可执行逻辑。分解偏斜信息可以涉及偏斜分解器714处理偏斜信息以生成可以被在模式上分解的偏斜信号。如果偏斜信息包括与飞行器10上各个点处的加速度有关的数据点的时间序列或者与飞行器10上各个点处的应变有关的数据点的时间序列，偏斜分解器714可以处理该信息以生成飞行器10的形状和活动的时变模型。偏斜分解器714可以处理该偏斜信息以生成描述飞行器10的形状的函数、描述跨飞行器10的翼展而定位的任何点的垂直位置的函数以作为翼展位置和时间的函数。偏斜信息可以被处理来以任何其他适当方式生成飞行器10的形状和活动的时变模型，其包括生成飞行器10的形状或活动的二维或三维模型。
在一些实施方式中，上述的处理可以在飞行器控制系统704接收偏斜信息之前完成，使得飞行器控制系统704接收处理过的偏斜信息。该处理可以由飞行器传感器702或飞行器10的其他组件来执行。在其他实施方式中，偏斜分解器714执行该处理。在其他实施方式中，该处理可以被跳过，并且偏斜分解器714可以将诸如与飞行器10上各个点处的应变有关的一系列数据点的偏斜信息直接转换为具有模式强度的已知模式。
偏斜分解器714可以将偏斜信息分解为包括具有模式强度的检测已知模式之和的检测模态状态。已知模式可以是预定模式，或者是以上述方式更新的模式。将偏斜信息分解为模态状态可以涉及将偏斜信息与模式形状卷积。应变测量偏斜信息可以与多个已知模式形状中的每一个进行卷积。应变测量与已知模式形状的卷积可以等同于可以表示飞行器10的当前形状与已知模式形状如何接近地相关的卷积函数。检测模态强度可以从应变测量与已知模式形状的卷积中获得。
在一个实施方式中，飞行器控制系统704可以包括模式补偿器716。模态补偿器716可以包括一个或多个应用、服务、例程、服务器、守护进程、或者用于为给定模式强度确定模态补偿的其他可执行逻辑。模态补偿器716可以是特定于已知模式的控制器，并且飞行器控制系统704可以包括均对应于已知模式的多个模态补偿器。每个模态补偿器716可以接收与其特定已知模式相对应的模式强度。每个模式补偿器176可以确定抵消或消灭接收到的模式强度的模式补偿。在一个实施方式中，如果与动态模式1(如图8中所描绘)相对应的模态补偿器716接收到为10的模式1强度，则模态补偿716可以确定模态补偿为-10以抵消动态模式1的检测强度。在另一实施方式中，模态补偿器716可以接收模式强度，确定通常与接收到的模式强度基本相等但相反的模式强度，并且执行该相反模式强度的控制空间变换以将与该模式和模式强度相对应的抵消表示为控制空间中的标量，其可以是下面讨论的其模态权重被预先确定的空间。这样，模态补偿可以直接被包括在与模态权重的操作中，并且可以直接乘以模态权重。
在一个实施方式中，飞行器控制系统704可以包括自动驾驶仪718。自动驾驶仪718可以包括一个或多个应用、服务、例程、服务器、守护进程、或者用于控制飞行器的其他可执行逻辑。这些应用、服务、例程、服务器、守护进程、或者其他可执行逻辑可以被集成，以使得它们可以互相通信或者被启用来对彼此的例程进行呼叫。自动驾驶仪718可以根据预定的飞行指令来为飞行器10确定或选择所期望的结构模式。在另一实施方式中，根据来自飞行员或经由无线电来自地面上的控制器的指令，自动驾驶仪718可以为飞行器10确定或选择所期望的结构模式。预定的飞行指令可以包括当飞行器10在特定位置处或在特定时间时转向，并且自动驾驶仪718可以确定飞行器10的期望结构模式包括滚转形状。在另一实施方式中，预定的飞行指令可以包括在飞行器10处于特定位置处或特定时间时所保持的航向。自动驾驶仪718可以确定飞行器的期望形状以使得飞行器保持航向。根据飞行器10的状况或飞行器10的环境、根据本地天气状况、飞行器10的海拔、或者飞行器10的形状，或者以任何其他适当的方式，自动驾驶仪718可以作出这些确定。
自动驾驶仪718可以输出控制命令。控制命令可以包括诸如已知结构模式的特定期望的预定已知模式的模式强度。自动驾驶仪718可以输出具有强度的倾斜控制命令。该倾斜控制命令可以对应于已知倾斜模式。倾斜控制命令可以与预定的飞行指令相关，并且可以对应于飞行器10海拔的上升。倾斜控制命令的强度可以涉及飞行器10可以怎样快速地提升海拔。自动驾驶仪718、或者自动驾驶仪718的控制器，可以执行对该对立的模式强度的控制空间变换以将期望模式和模式强度表示为控制空间中的标量，其可以是其模态权重被预先确定的空间。这样，控制命令可以被直接包括在具有模态权重的操作中，并且可以直接乘以模态权重。其实施方式在下面描述。
在一些实施方式中，飞行器控制系统704可以包括命令生成器720。命令生成器720可以包括一个或多个应用、服务、例程、服务器、守护进程、或者用于生成控制面命令的其他可执行逻辑。命令生成器720可以包括命令统合器(consolidator)722和模式权重的数据库724。命令生成器720可以基于多个输入来生成控制面命令，该多个输入可以包括模态补偿和结构模式命令。
在一个实施方式中，命令生成器720可以包括命令统合器722和模态权重数据库724。命令统合器722可以包括一个或多个应用、服务、例程、服务器、守护进程、或者用于处理从模态补偿器716或自动驾驶仪718接收到的信息的其他可执行逻辑。命令统合器722可以从与第一已知模式相对应的模式补偿器716接收针对该第一已知模式的模式补偿，并且可以进一步从自动驾驶仪718接收与第二已知模式相对应的期望控制。模态补偿和期望控制可以分别与第一模式强度和第二模式强度相关。命令生成器720可以执行模态补偿和期望控制的的加权加法，或者第一模式强度和第二模式强度的加权加法，该权重是存储在控制分布权重数据库724中的模态权重，以生成控制面命令。在其他实施方式中，模态补偿和期望控制的组合或相加可以由伺服电机针对控制面来执行。
在一个实施方式中，存储在控制分布权重数据库724中的模态权重可以是与特定控制面且与特定模式相对应的模态权重。模态权重可以被分析地预先确定的或实验地预先确定。飞行器10可以包括左控制面13、中央控制面15、和右控制面17，如图1中所描绘。每个控制面可以具有与已知模式相对应的至少一个模态权重。该对应可以涉及控制面引起或影响已知模式的能力。考虑图8中描绘的动态模式1的形状。该类似“U”形的形状表示具有机翼的多个部分的飞行器，所述多个部分诸如左翼段12和14、以及右翼段18和20，其相对于均衡“直线”形状而垂直向上移位(displace)。但是，与飞行器10的中央或中央翼段16相对应的U形的中央，基本上没有垂直移位。在这个实施方式中，左控制面13和右控制面17对应于垂直向上移位的U形的区域，而中央控制面15对应于基本上没有垂直移位的U形的区域。因此，中央控制面15针对动态模式1可以具有低或甚至零的模态权重，部分因为与可能具有较高的动态模式1的模态权重的左控制面13和右控制面17相比，其可以引发的飞行器10的任何局部力、力矩、或者重新平稳不太可能引起或影响动态模式1。
在一个实施方式中，命令统合器722可以处理模态补偿和期望控制以生成包括与模态补偿和期望控制相对应的元素的向量，并且然后可以将该向量与包括存储在模态权重数据库724中的模态权重的矩阵相乘以生成多个控制命令。其实施方式在下面参照图8来更详细描述。在一些实施方式中，飞行器10可以包括控制面706。如上所述，飞行器10的控制面可以被单独控制。控制面706可以从飞行器控制系统704接收控制面命令，并且可以相应地响应。控制面可以是升降舵，其可以接收指令该控制面从基线到向上倾侧(tilt)10度的控制面命令。控制面706可以从飞行器控制系统704接收频繁的命令。控制面可以每1/1000秒、每1/100秒、每1/10秒、每秒、每10秒、或者以任何其他适当间隔来接收命令。控制面706不需要以固定间隔接收命令，并且可以基于在命令生成器720为该特定控制面输出命令的时间来接收命令。
以总体概述来参照图7B，图7B是描绘飞行器的控制系统和其他组件之间的通信流的概述的框图。图7B描绘了总线760——其被配置为允许飞行器10的组件之间的通信，以及一个或多个伺服电机766——其被配置为基于特定于控制面706的模态权重来确定控制响应。伺服电机766可以被进一步配置为基于控制响应来针对控制面706生成控制命令。伺服电机766可以是飞行器控制系统704的一部分，或者可以被配置为与飞行器控制系统704通信。
在一些实施方式中，伺服电机766可以包括处理器768、存储器770、和模态权重数据库772。处理器768可以包括微处理器、ASIC、FPGA等或者其组合。在许多实施方式中，处理器768可以是多核处理器或者处理器的阵列。存储器770可以存储机器指令，其在被处理器768执行时可以使得处理器768执行本文所述的操作中的一个或多个。存储在存储器770中的指令可以包括基于特定于控制面706的模态权重来确定控制响应的指令。存储在存储器770中的指令可以包括基于控制响应来针对控制面706生成控制命令的指令。存储器770可以包括但不限于，能够向处理器768提供程序指令的电、光、磁、或任何其他存储设备。存储器770可以包括软盘、CD-ROM、DVD、磁盘、存储器芯片、ROM、RAM、EEPROM、EPROM、闪速存储器、光学介质、或处理器768从其读取指令的任何其他合适的存储器。指令可以包括来自任何合适计算机编程语言的代码，诸如但不限于C、C++、C#、Java、JavaScript、Perl、HTML、XML、Python和Visual Basic。
在一个实施方式中，存储器770可以包括模态权重数据库772。模态权重数据库772可以包括特定于控制面的模态权重。在一些实施方式中，飞行器控制系统可以以向量形式或其他形式来向伺服电机766传送模态补偿和所期望的控制。伺服电机766可以将模态补偿乘以第一模态权重来生成第一控制响应，并且可以将所期望的控制乘以第二模态权重以生成第二控制响应。第一控制响应和第二控制响应可以相加以生成控制命令，其可以被传送到控制面。在其他实施方式中，控制命令可以基于模态补偿和所期望的控制以任何其他适当的方式生成。
此实施方式的一个优点在于，其允许模态补偿和所期望的控制通过总线760被传送至多个控制面。然后，每个控制面可以基于模态补偿和所期望的控制来生成特定于控制面的控制命令。在一些实施方式中，相对于使飞行器控制系统704针对多个控制面生成特定命令并且通过总线760传送这些命令到伺服电机766，这是有利的。在控制面的数目相对于模态补偿和期望控制的数目较高的实施方式中，可以有利的是飞行器控制系统704传送模态补偿和所期望的控制到伺服电机而非使飞行器控制系统704传送针对每个控制面的特定控制命令。这可以允许总线760的更有效率的使用，因为更少信息需要通过总线760来传送。传送模态补偿和期望控制到伺服电机在其他实施方式中也可能有利。在一些实施方式中，模态补偿和期望控制被传送到伺服电机，并且控制命令被传送到另一伺服电机。
以总体概述来参照图7C，图7C描绘了用于操作飞行器的控制面的实施方式的信号流。图7C示出了飞行器10的组件之间的一些交互。
更详细地参照图7C，在一个实施方式中，在步骤750处，偏斜分解器714可以从沿着飞行器10排列的飞行器传感器702接收传感器信息。传感器信息可以包括与应变有关的应变度量或者从平衡位置的或从任何其他适当参考位置的垂直位移。该传感器信息可以由偏斜分解器714来分析以生成多个已知模式中的每一个的模式强度。应变度量可以被处理以表达为用作为顺翼展方向(spanwise)轴上位置的函数的垂直位置来描述飞行器10的形状的形状函数。该形状函数可以与存储在已知模式数据库712中的预定模式形状1函数进行卷积。该卷积的结果可以沿着飞行器的翼展而积分以生成模式1强度。模式1强度可以表示飞行器的经检测形状如何强烈地对应于模式1的形状。偏斜分解器714可以针对多个已知模式中每一个来执行此处理以生成多个模式强度。
在一个实施方式中，在步骤752处，模态补偿器716可以从偏斜分解器714接收与多个已知模式中的每一个相对应的模式强度。
在一个实施方式中，在步骤754处，命令生成器720可以从模态补偿器716接收模态补偿。命令生成器720可以从多个模态补偿器716接收多个模态补偿，每个模态补偿与待抵消的不期望的动态模式相对应。在一个实施方式中，在步骤756处，命令生成器720可以进一步从自动驾驶仪718接收一个或多个期望控制，其对应于自动驾驶仪718确定飞行器10应该表达的期望结构模式。在另一实施方式中，所期望的控制是模态补偿。命令生成器720可以从自动驾驶仪、从模态补偿器、或从任何其他适当的飞行器组件或飞行器组件的组合来接收所期望的控制。命令生成器720可以针对多个控制面中的每一个来生成多个控制面命令。在一个实施方式中，针对第一控制面，这可以通过将在控制空间中表达的每个所接收的模态补偿与所期望的控制乘以第一控制面的适当模态权重，并且将结果求和以生成控制面命令来完成。控制面命令可以是与升降舵的倾侧程度、供应到推进器的动力、或任何其他适当的控制面命令相对应的数。对此的更详细描述在下面参照图8来描述。
在一个实施方式中，在步骤758处，控制面706可以从命令生成器720接收控制面命令。控制面706可以包括伺服电机和致动器，使得伺服电机可以接收控制面命令并且使得致动器相应地操作。
以总体概述来参照图8，图8描绘了生成控制面命令的一个实施方式。图8描绘了自动驾驶仪控制器和向命令统合器输出期望控制和模态补偿的模态补偿器，以及这些期望控制和模态补偿乘以包括模态权重的控制分布矩阵以生成控制命令816。
在一个实施方式中，存储在已知模式数据库712中的已知模式可以包括三个结构模式，包括偏转模式800、倾斜模式802、滚转模式804，以及三个动态模式，包括动态模式1、动态模式2、和动态模式3。与这些模式中的每一个相对应的模式强度可以被传送到特定于每个模式的控制器。动态模式1的检测模式强度可以被传送到模式补偿器716a以生成模态分解，并且所期望的偏转模式强度可以被传送到控制器718a以生成所期望的控制。在其他实施方式中，可以存在不同数目的已知模式。在一些其他实施方式中，一些非所有已知的模式将被控制。
在一个实施方式中，三个模态补偿和三个所期望的控制可以由命令统合器722接收。模态补偿和所期望的控制可以是在控制空间中表示的标量。命令统合器722可以串接模态补偿和所期望的控制为1x6强度向量812中。强度向量812中的每个元素可以表示期望模式或式的期望抵消的强度。
在一个实施方式中，强度向量812可以乘以控制分布矩阵814来生成控制命令向量816。控制命令向量816可以包括针对n个控制面的特定控制面命令A1至An。控制分布矩阵814的元素可以是模态权重。控制分布矩阵的行可以对应于模式800、802、804、806、808和810，并且列可以对应于控制面1至n。在一个实施方式中，控制分布矩阵814的第一列可以分别包括6个模式中的每个模式的控制面1的模态权重。C31可以控制第三模式——诸如滚转模式804的面1的模态权重。一般来说，Cij可以表示控制面j的第i个模态权重。
在一个实施方式中，强度向量812与控制分布矩阵814的乘法可以产生控制命令向量816。控制命令向量816中的每个元素A1到An可以对应于针对特定控制面的控制命令。可以作为针对控制面1的控制命令的A1可以是等于(yC11+pC21+rC31+m1C41+m2C51+m3C61)的和的标量。和式的项中的每一个——诸如yC11和pC21可以被称为控制响应，并且控制响应的和可以是针对控制面的控制命令。如上所述，该标量可以对应于升降舵的倾侧程度、供应给推进器的动力、或者任何其他适当控制面命令。这样，飞行器10的控制面可以被操作以便抵消检测的动态模式。
尽管已经结合具体实施方式特别示出和描述了本发明，然而本领域技术人员应当理解，可以在其中对形式和细节作出各种变化而不背离本公开中所述的发明的精神和范围。

Claims (20)

1.一种用于操作飞行器的控制面的方法，所述方法包括：
由飞行器控制系统从一个或多个传感器接收与飞行器的形状和运动相关的偏斜信息；
由所述飞行器控制系统将所述偏斜信息分解成检测模态状态，所述检测模态状态至少包括具有第一模式强度的第一已知模式；
由所述飞行器控制系统基于所述第一模式强度来确定第一模态补偿；
由所述飞行器控制系统识别与第二已知模式相对应的期望控制；
基于所述第一模态补偿和第一模态权重，针对控制面确定第一控制响应，所述第一控制响应具有用于所述第一模式的第一模态权重以及用于所述第二模式的第二模态权重；
基于所述期望控制和所述第二模态权重，针对所述控制面确定第二控制响应；以及
基于所述第一控制响应和所述第二控制响应，针对所述控制面生成控制命令。
2.如权利要求1所述的方法，进一步包括：
由所述飞行器控制系统向伺服电机传送所述第一模态补偿和所述期望控制，
其中，确定第一控制响应、确定第二控制响应以及针对所述控制面生成控制命令是由所述伺服电机执行的。
3.如权利要求1或2所述的方法，其中，所述第一控制响应对应于所述控制面的第一倾侧程度并且所述第二控制响应对应于所述控制面的第二倾侧程度。
4.如权利要求1、2或3所述的方法，其中，所述第一已知模式是动态模式并且所述第二已知模式是结构模式。
5.如任意一项前述权利要求所述的方法，其中，识别期望控制包括由所述飞行器控制系统的自动驾驶仪来确定期望控制。
6.如任意一项前述权利要求所述的方法，其中，所述检测模态状态包括具有第二模式强度的第二已知模式，并且所述期望控制是基于所述第二模式强度的第二模态补偿。
7.如任意一项前述权利要求所述的方法，进一步包括：
基于第二控制面的第一模态补偿和第一模态权重，针对所述第二控制面确定第一控制响应，所述第一控制响应具有用于所述第一模式的第一模态权重和用于所述第二模式的第二模态权重；
基于所述期望控制和所述第二控制面的所述第二模态权重，针对所述第二控制面确定第二控制响应；
基于所述第二控制面的所述第一控制响应和所述第二控制面的所述第二控制响应，针对所述第二控制面生成控制命令。
8.如任意一项前述权利要求所述的方法，其中，所述偏斜信息包括应变测量。
9.如任意一项前述权利要求所述的方法，其中，将所述偏斜信息分解为检测模态状态包括将所述偏斜信息与第一已知模式进行卷积。
10.如任意一项前述权利要求所述的方法，其中，将所述偏斜信息分解成检测模态状态包括将所述偏斜信息与多个已知模式中的每一个进行卷积，每个与已知模式的卷积生成该已知模式的强度。
11.一种用于操作飞行器的控制面的系统，所述系统包括：
一个或多个传感器，被配置为检测与所述飞行器的形状和运动相关的偏斜信息；
飞行器控制系统，被配置为：
从所述一个或多个传感器接收所述偏斜信息；
将所述偏斜信息分解成检测模态状态，所述检测模态状态至少包括具有第一模式强度的第一已知模式；
基于所述第一模式强度来确定第一模态补偿；以及
识别与第二已知模式相对应的期望控制；
用于控制面的伺服电机，被配置为：
基于所述第一模态补偿和第一模态权重，针对控制面确定第一控制响应，所述第一控制响应具有用于所述第一模式的第一模态权重以及用于所述第二模式的第二模态权重；
基于所述期望控制和所述第二模态权重，确定第二控制响应；
以及
基于所述第一控制响应和所述第二控制响应，生成控制命令；
以及
一个或多个控制面，被配置为根据所述控制命令来偏斜。
12.如权利要求11所述的系统，其中，所述伺服电机被进一步配置为统合所述第一控制响应和所述第二控制响应以生成所述控制命令。
13.如权利要求11或12所述的系统，其中，所述第一控制响应对应于所述控制面的第一倾侧程度并且所述第二控制响应对应于所述控制面的第二倾侧程度。
14.如权利要求11、12或13所述的系统，其中，所述第一已知模式是动态模式并且所述第二已知模式是结构模式。
15.如权利要求11至14中的任意一项所述的系统，其中，所述飞行器控制系统包括被配置为识别所述期望控制的自动驾驶仪。
16.如权利要求11至15中的任意一项所述的系统，其中，所述检测模态状态包括具有第二模式强度的第二已知模式，并且所述期望控制是基于所述第二模式强度的第二模态补偿。
17.如权利要求11至16中的任意一项所述的系统，进一步包括第二伺服电机，被配置为：
基于第二控制面的第一模式补偿和第一模态权重，针对所述第二控制面确定第一控制响应，所述第一控制响应具有用于所述第一模式的第一模态权重以及用于所述第二模式的第二模态权重；
基于所述期望控制和所述第二控制面的所述第二模态权重，针对所述第二控制面确定第二控制响应；以及
基于所述第二控制面的所述第一控制响应和所述第二控制面的所述第二控制响应，针对所述第二控制面生成控制命令。
18.如权利要求11到17中的任意一项所述的系统，其中，所述偏斜信息包括应变测量。
19.如权利要求11-18中的任意一项所述的系统，其中，所述飞行器系统被进一步配置为将所述偏斜信息与所述第一已知模式进行卷积以将所述偏斜信息分解为所述检测模态状态。
20.如权利要求11到19中的任意一项所述的系统，其中，所述飞行器系统被进一步配置为将所述偏斜信息与多个已知模式中的每一个进行卷积，每个与已知模式的卷积生成所述已知模式的强度以将所述偏斜信息分解为所述检测模态状态。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110015421A (zh) * 2018-01-08 2019-07-16 经纬航太科技股份有限公司 定翼机起飞系统及其方法
CN112566845A (zh) * 2018-09-17 2021-03-26 小鹰公司 基于健康的致动器分配
CN112678149A (zh) * 2021-01-12 2021-04-20 西北工业大学太仓长三角研究院 一种多体主动变构型分布式螺旋桨飞行器

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10556666B2 (en) 2017-03-31 2020-02-11 The Boeing Company Aircraft with strut-braced wing system
US10773786B2 (en) * 2017-03-31 2020-09-15 The Boeing Company Aircraft with strut-braced wing system
US11052989B2 (en) * 2017-09-12 2021-07-06 Aurora Flight Sciences Corporation Active wing-twist mechanism and control system
US10974808B2 (en) 2018-03-22 2021-04-13 The Boeing Company Aircraft with strut-braced wing system
US11273901B2 (en) * 2018-09-17 2022-03-15 UAVOS Holdings Limited Method for controlling an aircraft, and an aircraft (variants)
US11733715B2 (en) 2019-10-08 2023-08-22 California Institute Of Technology Airflow sensing based adaptive nonlinear flight control of a flying car or fixed-wing VTOL
CN111204444A (zh) * 2020-03-17 2020-05-29 中国科学院工程热物理研究所 组合式无人机的翼尖连接结构
CN115438556B (zh) * 2022-11-10 2022-12-30 北京理工大学 柔性充气飞行器结构刚度退化率预测方法、装置及设备

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7802756B2 (en) * 2000-02-14 2010-09-28 Aerovironment Inc. Aircraft control system
CN102530241A (zh) * 2010-12-15 2012-07-04 波音公司 用于最优起飞和降落配置的可变弧度机翼调整
CN103407580A (zh) * 2013-08-19 2013-11-27 空气动力学国家重点实验室 超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼
US8870125B2 (en) * 2011-07-21 2014-10-28 The Boeing Company Trailing edge split flap with pneumatic actuation
CN104903191A (zh) * 2012-11-06 2015-09-09 福克航空结构公司 飞机机翼、飞机和襟翼系统
CN204802069U (zh) * 2015-05-03 2015-11-25 西北工业大学 一种基于自适应控制的可变形机翼

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3132828A (en) 1962-12-26 1964-05-12 Honeywell Regulator Co Dirigible craft control apparatus and method
US5082207A (en) 1985-02-04 1992-01-21 Rockwell International Corporation Active flexible wing aircraft control system
JPH09504490A (ja) * 1993-05-06 1997-05-06 グラマン エアロスペース コーポレーション 構造体の形状の制御装置および方法
US5662294A (en) * 1994-02-28 1997-09-02 Lockheed Martin Corporation Adaptive control surface using antagonistic shape memory alloy tendons
DE4422152C2 (de) * 1994-06-27 2000-02-03 Daimler Chrysler Aerospace Verfahren und Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels
FR2728537A1 (fr) * 1994-12-21 1996-06-28 Eurocopter France Dispositif pour l'actionnement d'un organe commande pour un aeronef, tel que notamment un helicoptere, a commandes de vol electriques
US5875998A (en) * 1996-02-05 1999-03-02 Daimler-Benz Aerospace Airbus Gmbh Method and apparatus for optimizing the aerodynamic effect of an airfoil
US6375127B1 (en) * 2000-07-07 2002-04-23 Kari Appa Active control surface modal system for aircraft buffet and gust load alleviation and flutter suppression
US6915989B2 (en) * 2002-05-01 2005-07-12 The Boeing Company Aircraft multi-axis modal suppression system
US6766981B2 (en) * 2002-10-25 2004-07-27 Northrop Grumman Corporation Control system for alleviating a gust load on an aircraft wing
FR2927377B1 (fr) * 2008-02-12 2010-06-11 Thales Sa Procede de deformation active d'un profil aerodynamique
FR2937948B1 (fr) 2008-10-30 2010-12-03 Flying Robots Procede de decollage automatique d'un aeronef a voilure souple, voile, et aeronef
DE102009060327A1 (de) * 2009-12-23 2011-06-30 Airbus Operations GmbH, 21129 Flugzeug mit einer Steuerungsvorrichtung
US9227721B1 (en) * 2011-10-07 2016-01-05 The United States of America as represented by the Administrator of the National Aeronautics & Space Administration (NASA) Variable camber continuous aerodynamic control surfaces and methods for active wing shaping control
US9399508B2 (en) * 2013-10-09 2016-07-26 The Boeing Company Aircraft wing-to-fuselage joint with active suspension and method

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7802756B2 (en) * 2000-02-14 2010-09-28 Aerovironment Inc. Aircraft control system
CN102530241A (zh) * 2010-12-15 2012-07-04 波音公司 用于最优起飞和降落配置的可变弧度机翼调整
US8870125B2 (en) * 2011-07-21 2014-10-28 The Boeing Company Trailing edge split flap with pneumatic actuation
CN104903191A (zh) * 2012-11-06 2015-09-09 福克航空结构公司 飞机机翼、飞机和襟翼系统
CN103407580A (zh) * 2013-08-19 2013-11-27 空气动力学国家重点实验室 超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼
CN204802069U (zh) * 2015-05-03 2015-11-25 西北工业大学 一种基于自适应控制的可变形机翼

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110015421A (zh) * 2018-01-08 2019-07-16 经纬航太科技股份有限公司 定翼机起飞系统及其方法
CN112566845A (zh) * 2018-09-17 2021-03-26 小鹰公司 基于健康的致动器分配
CN112566845B (zh) * 2018-09-17 2024-04-12 小鹰公司 基于健康的致动器分配
CN112678149A (zh) * 2021-01-12 2021-04-20 西北工业大学太仓长三角研究院 一种多体主动变构型分布式螺旋桨飞行器

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Publication number Publication date
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