CN110015443A - 具有主动支撑件的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及具有主动支撑件的飞行器。飞行器具有结构，结构的至少一部分能够产生气动升力。具有质量的本体通过主动支撑件可移动地安装到结构的一部分。主动支撑件包括：用于使本体相对于结构的该部分移动的致动器；以及用于响应于动态输入而控制致动器的移动的控制器。主动支撑件提供本体在至少一个自由度上的移动范围。致动器使本体在小于3秒的时间段内跨该一个自由度上的整个移动范围而移动。致动器使本体足够快速地移动以产生等于或大于在本体的该移动期间由本体产生的任何气动力的惯性力。主动支撑件可以用来减小飞行器结构上的载荷。

Description

具有主动支撑件的飞行器

技术领域

本发明涉及响应于动态输入的飞行器以及减小飞行器结构上的载荷的方法。

背景技术

当前的飞行器系统使用快速作用的可移动飞行控制表面(例如副翼和扰流板)的受控移动来重新分配气动载荷。这些系统通常被称为载荷减轻功能(LAF)系统并且通常旨在减小根部处的机翼弯矩。

最近，已经开发了LAF，该LAF除了用于影响稳态载荷(初始条件)之外，还用于响应于动态载荷，例如在遭遇阵风期间产生的载荷。

阵风LAF系统通过测量飞行器的向上加速度并且将该向上加速度与飞行员命令的加速度进行比较来减小阵风载荷对飞行器的影响。可以通过飞行控制系统将任何差异作为校正信号添加到控制控制表面的偏转的信号，以抵消由阵风引起的加速度，从而还减小机翼弯矩。

发明内容

本发明的第一方面提供了一种飞行器，该飞行器包括：结构，结构的至少一部分能够产生气动升力；以及具有质量的本体，该本体通过主动支撑件可移动地安装到结构的一部分，其中，主动支撑件包括：被配置成使本体相对于结构的该部分移动的致动器；以及用于响应于动态输入而控制致动器的移动的控制器，其中，主动支撑件被配置成提供本体在至少一个自由度上的移动范围，并且致动器被配置成使本体在小于3秒的时间段内跨所述一个自由度的整个移动范围而移动，并且其中，致动器被配置成使本体足够快速地移动以产生等于或大于在本体的该移动期间由本体产生的任何气动力的惯性力。

本发明的又一方面提供了一种减小飞行器结构上的载荷的方法，该飞行器结构具有：能够产生气动升力的至少一部分；以及通过主动支撑件可移动地安装到结构的一部分的具有质量的本体，其中，主动支撑件包括被配置成使本体相对于结构的该部分移动的致动器，其中，主动支撑件被配置成提供本体在至少一个自由度上的移动范围，并且致动器被配置成使本体在小于3秒的时间段内跨所述一个自由度上的整个移动范围而移动，该方法包括：响应于动态输入而使本体相对于结构的该部分足够快速地移动，以产生等于或大于本体的该移动期间由本体产生的任何气动力的惯性力。

本发明的有利之处在于可以使用质量来影响安装质量的飞行器结构的至少该部分的动态响应，从而可以减小在引起飞行器结构移动的事件期间产生的载荷。

可以根据结构的预期动态响应选择质量的量值。例如，在动态响应相对较慢的情况下，可以使用相对较大的质量，但是在动态响应相对较快的情况下，可以使用相对较小的质量。

在该上下文中的主动支撑件是任何支撑结构，其允许本体和结构之间的机动性或移动，并且由致动器主动控制该移动。主动支撑件可以包括弹簧，该弹簧在致动器内或者作为单独的部件，用于将主动支撑件偏置到一个或更多个位置。主动支撑件可以包括阻尼器，该阻尼器在致动器内或者作为单独的部件，用于消耗动能。

本体可以包括以下中的一个或更多个：翼尖燃料箱、辅助燃料箱、吊舱式燃料箱、主引擎、辅助动力单元、起落架、翼尖装置或飞行器的有效载荷(例如乘客、货物、弹药等)。

在一个示例中，可以使用本发明通过控制相对重的质量的动态响应来减小飞行器机翼载荷，该相对重的质量通过主动支撑件附接到机翼。在相对重的质量是翼尖燃料箱的示例中，主动支撑件可以减小可能超过载荷限制的机翼载荷，使得翼尖箱可以被装配或改装而无需对现有机翼结构进行修改。

在另一个示例中，可以使用本发明来将引擎/挂架或任何外部存储装置(例如用于军事应用)安装到机翼上，以限制由于引擎动力学引入到机翼箱中的载荷。

可替选地，本发明可以与折叠飞行器机翼尖端结合使用，其中主翼和折叠翼尖之间的铰链是主动支撑件，并且本体是铰链的外侧的折叠翼尖部分。

另外可替选地，使用主动支撑件安装的翼尖燃料箱可以与安装在机翼的梢端上的相对大的翼尖装置结合使用。装配或改装大型小翼或其他翼尖装置通常可能需要对机翼结构特别是在机翼的外侧部分中进行加强工作或其他修改。翼尖装置可以被配置成当与使用主动支撑件安装的翼尖燃料箱结合使用时，产生相对大的气动力和结构力而无需对现有的机翼结构进行修改，或者具有减小的结构修改。这可以允许翼尖装置的设计空间中的附加变量，从而允许控制惯性力。

动态输入可以是来自安装到飞行器的传感器的信号。

传感器可以是以下中的一个或更多个：气压传感器、位置传感器、加速度计、空气密度计、迎角叶片或应变仪。

主动支撑件可以被配置成提供本体在多个自由度、例如多达六个自由度上的移动范围。在主动支撑件被配置成支撑多于一个本体的情况下，主动支撑件可被配置成提供本体在超过六个自由度上的移动范围。

本体的质量可以基本上恒定。

在3秒的时间段期间，本体的质量可以基本上恒定。

本体的质量可以基本上恒定达大于3秒的时间段的量级的至少一持续时间。

动态输入可以代表作用在飞行器上的气动载荷或地面载荷，或者代表由飞行器的一部分产生的不平衡动态载荷。

动态输入可以是气动阵风载荷。

控制器可以被配置成为飞行器的结构提供载荷减轻。

动态输入可以是在飞行器上的任何点处和/或前方的距离处感测到的气动阵风载荷。

该方法可以为飞行器的结构提供载荷减轻。

在飞行器具有客舱的情况下，那么该方法可以减小被施加到客舱的结构上的外部载荷的量级。

动态输入可以从形成载荷减轻系统的一部分的传感器接收，载荷减轻系统耦合到飞行器的一个或更多个飞行控制表面。

动态输入可以是飞行员控制的输入，例如，飞行员诱导的振荡或其他不利的飞行员交通工具交互。

附图说明

现在将参照附图描述本发明的实施方式，其中：

图1示出了具有翼尖燃料箱的飞行器的平面图；

图2示意性地示出了根据第一示例的通过主动支撑件附接到机翼的翼尖安装本体；

图3示意性地示出了根据第二示例的通过主动支撑件附接到机翼的翼尖安装本体；

图4示意性地示出了根据第三示例的通过主动支撑件附接在机翼下方的本体；

图5示意性地示出了根据第四示例的通过主动支撑件附接在机翼上方的本体；

图6示意性地示出了根据第五示例的通过主动支撑件附接到机翼的翼尖安装本体；

图7示意性地示出了根据第六示例的通过主动支撑件附接到机翼的翼尖安装本体；

图8示意性地示出了根据第七示例的通过主动支撑件附接到机翼的翼尖安装本体；

图9示意性地示出了根据第八示例的具有可释放锁定机制的主动支撑件附接到机翼的本体；

图10示意性地示出了根据第九示例的通过主动支撑件附接在飞行器结构的整流罩内的本体；

图11示出了通过主动支撑件附接到飞行器结构的本体的自由体图；以及

图12示出了主动支撑件的控制策略。

具体实施方式

图1示出了具有连接到机身3的机翼2的飞行器1的平面图。机翼2是飞行器的主升力产生表面，因此飞行器结构至少具有能够产生升力的部分。飞行器1具有机头4和尾部5。与尾部5相邻的是附接到飞行器机身3的尾翼部分的水平稳定器6和竖直稳定器7。飞行器1具有翼下安装的引擎8。每个机翼2以及水平稳定器表面6和竖直稳定器表面7具有各种飞行控制表面，包括扰流板、襟翼、副翼、升降舵、方向舵等，但是根据飞行器配置，可以采用各种不同的飞行控制表面，包括这里未列出的那些飞行控制表面。所示的飞行器1是固定翼喷气式客用飞行器，但在其他示例中，飞行器可以是任何飞行器类型，包括固定翼或旋翼、民用或军用、客用、货用、通用航空、有人或无人等，但不限于此。

每个机翼2具有与机身3相邻的根端9和与根端相对的梢端10。安装在每个机翼2的梢端10处的是翼尖燃料箱吊舱11。布置翼尖箱11来承载额外的燃料体积，以补充在机翼2内侧的主燃料箱内包含的燃料体积。因此，翼尖箱11可以延伸飞行器1的操作范围并且可以是可拆卸的，使得翼尖箱11可以仅用于某些飞行任务，并且针对不需要额外的燃料体积的其他飞行任务可以移除翼尖箱11。

有利地，当主翼箱中保存的大部分燃料已经被主引擎8使用时，翼尖箱11可以在飞行任务结束时保持充满燃料。在一些情况下，可能希望在机翼2的梢端10处保持相对较重的质量以抵消机翼2的气动升力，从而减小机翼弯矩(特别是在根端9处)和/或扭矩或剪切力。然而，在其他条件下，实际上可能不希望翼尖箱11的相对较重的质量并且其可能导致翼弯矩，扭矩或剪切的增大。

如图2中所示使用主动支撑件20以将翼尖箱11安装到机翼2。在所示的示例中，翼尖箱11是具有质量的本体的示例。在下面的讨论中，翼尖箱11纯粹被当作具有质量的本体的一个示例，并且该评述可以类似地应用于具有质量的其他本体。翼尖箱11可移动地安装到飞行器结构的一部分，其在所示的示例中是机翼2的梢端10。在下面的讨论中，机翼2的梢端10纯粹被当作飞行器结构的一部分的一个示例，并且该评述可以类似地应用于飞行器结构的其他部分。

主动支撑件20包括致动器21，该致动器21被配置成将翼尖箱11相对于机翼2的梢端10移动。控制器22被连接(例如电气地)到传感器23和致动器21。传感器23被配置成输出表示动态输入的信号。传感器可以是气压传感器、位置传感器、加速度计、空气密度计、迎角叶片(angle of attack vane)、应变仪等，但不限于此。动态输入是表示以下的信号：飞行器1外部的气压、位置(飞行器1在三维空间中位置，或者飞行器的一部分相对于飞行器的某些其他部分的位置)、加速度(飞行器整体的加速度或飞行器的一部分的加速度)、飞行器外部的环境空气的密度、飞行器的整体或部分相对于自由流的迎角，或者作用于飞行器的一个或更多个部分的应力。

控制器22被配置成从传感器23接收动态输入信号并且输出用于致动器21的命令以将翼尖箱11相对于机翼2的梢端10移动。

主动支撑件20被配置成提供翼尖箱11在至少一个自由度上的移动范围，且致动器21被配置成使翼尖箱11在小于三秒的时间段内跨该一个自由度上的整个移动范围而移动。致动器21被配置成使翼尖箱11足够快速地移动以产生惯性力(由于翼尖箱及其内容物的质量)，该惯性力等于或大于在致动器21使翼尖箱11移动期间由翼尖箱11产生的任何气动力。

由主动支撑件20提供的一个或更多个自由度可以包括翼尖箱11相对于机翼2的梢端10的平移和/或旋转。例如，翼尖箱11可以被配置成允许翼尖箱11或关于一个或更多个正交轴的移动。例如，翼尖箱11可以被约束以相对于机翼2运动而竖直和/或水平移动。示出了耦接在翼尖箱11与机翼2的梢端10之间的可选的弹簧24。弹簧24适于使翼尖箱11相对于机翼2的梢端10偏置。弹簧24的功能可以包含在致动器21中，或者可替选地，除了致动器21内的偏置弹簧动作之外还可以提供弹簧24的偏置动作。

现在将在控制翼尖箱11对阵风载荷的惯性响应的背景下描述图2中示出的示意性示例的操作。传感器23可以是，例如，安装在飞行器1上某处的加速计，安装在飞行器1的机头4附近的气压传感器，或者前视空气密度计如LIDAR传感器，或者安装在飞行器1的机头4附近的迎角叶片，或安装在飞行器1结构上某处的应变仪。能够感测阵风载荷的任何传感器可用于此目的。

无论部署哪种类型的传感器，传感器23适于在阵风对飞行器1产生影响之前或当阵风作用于飞行器1时检测阵风。阵风通常起到增加或减小由机翼2产生的升力的作用。作用在机翼2上的升力的这种变化将改变机翼弯矩。为了抵消由于阵风而作用在机翼2上的气动载荷，控制器22使用来自传感器23的输入来计算主动支撑件20的期望响应以抵消由于阵风而作用在机翼2上的载荷。

控制器22控制致动器21的移动以使翼尖箱11相对于机翼2的梢端10移动。由于翼尖箱11及其所容纳的燃料体积具有显著的质量，因此相对于机翼2的梢端10移动翼尖箱11产生惯性力。应当理解，由于翼尖箱11处于飞行器周围的气流中，移动翼尖箱11也将产生一些气动力导致翼尖箱11相对于机翼2的梢端10的移动。然而，由致动器21引起的翼尖箱11的移动所产生的惯性力至少等于或大于(并且可以显著大于，例如大于一个量级)由翼尖箱11在翼尖箱11的移动期间产生的气动力。

由翼尖箱11相对于机翼2的梢端10的移动产生的惯性力的量值与在该移动期间翼尖箱11的加速度成比例。因此，致动器21被配置成使翼尖箱11足够快速地移动以产生整体或部分抵消由阵风产生的气动力所需的惯性力。为了确保致动器21能够使翼尖箱11足够快速地移动以产生该惯性力，致动器21被配置成使翼尖箱11在小于三秒的时间段内跨由主动支撑件20提供的至少一个自由度上的整个移动范围而移动。该时间段类似于阵风事件的典型持续时间，其通常在一至五秒左右。在阵风事件期间，作用在飞行器上的风的方向可以在两个相反的方向上施加力，例如，向上和向下。以这种方式，主动支撑件20可以控制翼尖箱11的显著量的移动以有效地抵消阵风。

控制器22和传感器23可以形成飞行器1的飞行控制系统(FCS)的一部分。FCS可以包括上述一种或更多种类型的多个传感器23并且可以连接到飞行器的飞行员或自动引航控制以及也可以连接到飞行器的各种飞行控制表面。以这种方式，FCS可以提供阵风载荷减轻，作为飞行器飞行控制表面的移动和翼尖箱11的质量的惯性响应的组合。在可替选的示例中，FCS可以与控制器22分开提供。意图是控制器22被配置成独立于飞行员控制的输入来控制翼尖箱11的惯性响应，尽管飞行员或自动驾驶可以启用或停用控制器22。

应当理解，虽然在图2中所示的示例中，主动支撑件20为翼尖箱11提供在单个自由度上(即，基本上竖直)的移动范围，但在其他示例中，主动支撑件20可以被配置成提供本体在多个自由度、最多达到六个自由度上的移动范围。在另一可替选的示例中，可以使用主动支撑件20来安装多个本体，每个本体具有相应的质量，并且在该示例中，由主动支撑件20提供的自由度的数目可以大于六个。

考虑到致动器21使翼尖箱11相对快速地移动，预期翼尖箱11的质量(包括其燃料体积)保持基本上恒定。翼尖箱11的质量可以至少在三秒时间段期间保持基本上恒定，并且优选地，翼尖箱11的质量保持基本上恒定达大于该三秒时间段的量级的至少一持续时间。

虽然在上述示例中，动态输入表示作用在飞行器1上的气动阵风载荷和翼尖箱11的用于抵消该阵风的惯性响应，但是应当理解，主动支撑件20可以配置成响应于例如无论在飞行中、在地面上还是在着陆时的操纵控制期间作用在飞行器上的其他气动载荷或地面载荷，通过翼尖箱11的移动产生惯性力。

图3示出了上面参照图2所述的示例的修改，其不同仅在于：阻尼器25连接在翼尖箱11与机翼2的梢端10之间；且与图2中所示的基本上竖直的自由度不同，主动支撑件20的自由度基本上是水平的。应当理解，图2和图3中所示的示例之间的这两个差异是无关的，并且可以使用阻尼器25而不管由主动支撑件20提供的自由度的方向或数目如何，并且反之亦然。阻尼器25用于消耗动能。阻尼器25可以作为与致动器21分开的部件提供，如图3所示，或者阻尼功能可以包含在致动器21内。在另一示例中，除了单独的阻尼器25之外，致动器21还可以提供阻尼功能。

虽然在上述示例中，由主动支撑件20安装的本体是翼尖箱11，但是应当理解，本体可以不同于翼尖箱。其他本体的示例可以包括安装在机翼下方或上方的主引擎或者辅助燃料箱或吊舱式燃料箱。

图4示出了其中吊舱式或辅助燃料箱30安装在机翼2下方的示例，以及图5示意性地示出了其中吊舱式或辅助燃料箱30安装在机翼2上方的示例。在图4和图5二者中，主动支撑件20及其变体可以与上面参照图2和图3描述的那些相同。

在图中未示出的其他示例中，通过主动支撑件件安装到飞行器结构的本体可以是靠近飞行器1的尾部5或容纳在尾翼中的辅助动力单元、安装在机翼2或机身3的下侧的起落架、或承载在飞行器1的机身3内的有效载荷。

可以通过主动支撑件可移动地安装到飞行器结构的一部分的包括上面列出的本体的各种具有质量的本体不应被解释为限于上面的图2至图4中给出的示例，并且本领域技术人员将理解其他示例。

如根据具有质量的可通过主动支撑件连接的本体的示例性列表明显，质量的位置不需要位于机翼2的梢端处，尽管这通常是具有固定翼飞行器的最大偏转的区域。质量可以沿机翼长度(跨度)的任何位置被定位在机翼的上方或下方。

为了最小化飞行器1的重心的不期望的变化(包括局部机翼效应)，可能希望约束由主动支撑件20提供的自由度中的一个或多个。例如，可以将前载荷施加到弹簧24以防止低于指定载荷水平的偏转。铰链、导轨、栓和销接头的应用可以用于约束质量在一个或更多个方向上的偏转(平移或旋转)。

在图6所示的示例中，为了纯粹示例性的目的，翼尖箱11再次连接到机翼2的梢端10，一个或更多个栓可以在所有方向上提供约束，除了沿着栓26的轴线的偏转。这将允许翼尖箱11的质量保持在适当位置，以在发生偏转时减小飞行器重心的影响。如果提供的话，则可选的弹簧24和阻尼器25(图6中未示出)可以与栓轴线对准以控制相对偏转。

类似地，铰链将约束偏转但是允许绕其轴线旋转。可以使用线性或旋转弹簧/阻尼器来管理旋转，如图7中所示。与先前描述的线性致动器21不同，在图7所示的示例中主动支撑件20的致动器21是旋转致动器。在图7中所示的配置中，铰链27允许仅围绕基本上水平(弦向延伸)的轴线旋转，该铰链27处的旋转产生翼尖箱11的竖直偏转。

如前所述，翼尖箱11仅是由主动支撑件20安装的具有质量的本体的一个示例，并且图7中所示的配置可以特别适合于变体(未示出)，其中具有质量的本体是通过铰链27连接到机翼2的折叠翼尖。例如，当飞行器在地面上时，可以使用折叠翼尖来减小飞行器跨度以满足门限。

在图8中所示的另一示例中，翼尖箱11或其他本体通过主动支撑件20的变体连接到飞行器结构，例如机翼2的梢端10，其中支撑件被配置为线性悬臂28。线性悬臂可以是“片簧”式连接，例如使用半柔性碳纤维梁或类似物。这将在翼尖箱11的质量与机翼2之间提供良好的约束水平，但是允许它们之间以与片簧相同的方式偏转。

致动器21及其控制可以如先前在图6至图8的任何一个中所述。

也可以在本体的质量与飞行器结构之间使用主动阻尼器。这将允许结合飞行控制系统要求改变阻尼的量值，以允许质量相对于飞行器结构的最佳位移(和位移速率)，以进一步通过飞行机制减轻载荷增加。类似地，可以使用可变气压弹簧(或渐进速率弹簧)，以在飞行中系统质量变化时调整动态响应。

如果质量由燃料体积提供，很可能的是质量将在飞行器的操作期间减小。由于主翼尖箱内包含的燃料被引擎消耗，飞行器的质量也会在飞行过程中发生变化，因此将质量、弹簧比率和阻尼与飞行器状况进行匹配可能是合适的。这可以通过将燃料输入/输出翼尖箱11、调整阻尼以及改变弹簧比率或限制偏转(可能使用致动器21)来实现。

存在这样的情况：在具有质量的本体与飞行器结构之间可能需要选择性刚性连接。如图9中所示，在特定情况(例如，碰撞情况、低燃料体积或系统故障情况)下，可以使用锁定系统40来约束翼尖箱11，或限制由主动支撑件20提供的自由度。闩锁41可以设置有主动支撑件20。可以使用滑动导轨43上的浮子42来感测在翼尖箱11内的燃料44的水平何时达到一个或更多个预定水平。当翼尖箱11内的燃料水平高于预定水平时，闩锁41被解锁，使得主动支撑件20能够为翼尖箱11提供在至少一个自由度上的全移动范围。当翼尖箱11内的燃料水平44下降到低于预定值时，闩锁41被锁定以进一步限制翼尖箱11与机翼2之间的相对偏转。当闩锁41被锁定时，主动支撑件变成基本上刚性的连接。闩锁可以是电动的或机械的，并且可以连接到飞行控制系统或飞行计算机。闩锁41的激活也可以是飞行员控制的或自动引航控制的。该锁定系统40可以应用于上述示例中的任何一个。

为了最小化质量相对于机翼来回移动的空气动力扰动，流线型安装可能是合适的，如图10所示。飞行器结构50的一部分将封装具有质量的本体51并且具有期望的外形(例如翼面或其他升力表面)。在结构50内，在本体51与结构50之间存在间隙52，使得主动支撑件的系统53悬挂本体50。间隙52允许本体51相对于结构50的相对偏转。系统主动支撑件53可以包括可选的弹簧/阻尼器并且可以以与上述实施方式类似的方式进行控制。

这种配置的另一好处是限制由在本体51与结构50之间闭合的间隙52提供的偏转。在高载荷水平下，这两者之间的直接接触将消除相对偏转并且将元件固定在一起，例如，这对于碰撞情况可能是有用的。

通过使用流体填充本体51与结构50之间的间隙52，可以实现相同概念的不同实际实现。流体可以是气体或液体，并且例如可以选择压力和粘度来调节这种系统的机械特性。

图11中示出了用于纯粹示例性系统的自由本体图，该系统包括响应竖直阵风激励的翼尖箱、机翼和飞行器机身，为方便起见，沿着水平轴线示出了竖直位移。

其中：

·m、k和c是机翼的质量、刚度和结构阻尼，

·md、kd和cd是翼尖箱系统(阻尼器)的质量、刚度和结构阻尼，

·ug、u和ud是机身(“地面”)、机翼和翼尖箱(阻尼器)的相对位移，

·a是机身(地面)加速度以及p是施加在机翼上的外力。

由于阵风“a”引起的加速度被施加到机身(被认为是系统的“地面”)。表示由于阵风引起的升力变化的外力“p”被施加到机翼。可以通过位移时间历程的连续推导来计算系统的各种部件的加速度。

可以考虑惯性矩和旋转位移取代质量和线性位移，使用旋转弹簧来建立等效表示。

由于机翼与翼尖箱(阻尼器)之间的弹性连接，主动支撑件内的致动器有助于自然恢复力。在图12中概略地呈现了针对系统提出的控制策略。在加速度a与机翼上的加速度p之间建立反馈控制回路，a由于阵风(在机身处)输入，p由机械系统输出。一个或多个PID控制器的目的是最小化这些输入/输出加速度之间的差异，以有效地限制(或消除)在对阵风的动态响应期间机翼灵活性的影响。

在单词“或”出现时，该单词应被解释为指的是“和/或”，使得所涉及的项不一定是相互排斥的并且可以以任何适当的组合使用。

尽管以上参照一个或更多个优选的实施方式描述了本发明，但是应当理解，在不脱离所附权利要求限定的本发明的范围的情况下，可以进行各种改变或修改。

Claims (22)

1.一种飞行器，所述飞行器包括：结构，所述结构的至少一部分能够产生气动升力；以及具有质量的本体，所述本体通过主动支撑件可移动地安装到所述结构的一部分，

其中，所述主动支撑件包括：致动器，所述致动器被配置成使所述本体相对于所述结构的所述部分移动；以及控制器，所述控制器用于响应于动态输入而控制所述致动器的移动，

其中，所述主动支撑件被配置成提供所述本体在至少一个自由度上的移动范围，并且所述致动器被配置成使所述本体在小于3秒的时间段内跨所述一个自由度上的整个移动范围而移动，并且

其中，所述致动器被配置成使所述本体足够快速地移动以产生等于或大于在所述本体的该移动期间由所述本体产生的任何气动力的惯性力。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述本体包括以下中的一个或更多个：翼尖燃料箱、辅助燃料箱、吊舱式燃料箱、主引擎、辅助动力单元、起落架、翼尖装置或所述飞行器的有效载荷。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其中，所述动态输入是来自安装到所述飞行器的传感器的信号。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其中，所述传感器是以下中的一个或更多个：空气压力传感器、位置传感器、加速度计、空气密度计、迎角叶片或应变仪。

5.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述主动支撑件被配置成提供所述本体在多达六个自由度上的移动范围。

6.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述本体的质量基本上恒定。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其中，所述本体的质量在所述3秒的时间段期间基本上恒定。

8.根据权利要求6所述的飞行器，其中，所述本体的质量基本上恒定达大于所述3秒的时间段的量级的至少一持续时间。

9.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述动态输入表示作用在所述飞行器上的气动载荷或地面载荷，或者代表由所述飞行器的一部分产生的不平衡动态载荷。

10.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述动态输入是气动阵风载荷。

11.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述控制器被配置成为所述飞行器的所述结构提供载荷减轻。

12.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述飞行器具有客舱，并且所述控制器被配置成减小被施加到所述客舱的所述结构上的外部载荷的量值。

13.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述飞行器是固定翼飞行器或旋翼飞行器。

14.根据任一项前述权利要求所述的飞行器，其中，所述本体暴露于所述飞行器上方的气流。

15.一种减小飞行器结构上的载荷的方法，所述飞行器结构具有：能够产生气动升力的至少一部分；以及通过主动支撑件可移动地安装到所述结构的一部分的具有质量的本体，其中，所述主动支撑件包括被配置成使所述本体相对于所述结构的所述部分移动的致动器，其中，所述主动支撑件被配置成提供所述本体在至少一个自由度上的移动范围，并且所述致动器被配置成使所述本体在小于3秒的时间段内跨所述一个自由度上的整个移动范围而移动，

所述方法包括：响应于动态输入而使所述本体相对于所述结构的所述部分足够快速地移动，以产生等于或大于在所述本体的该移动期间由所述本体产生的任何气动力的惯性力。

16.根据权利要求15所述的方法，其中，所述动态输入表示作用在所述飞行器上的气动载荷或地面载荷，或者代表由所述飞行器的一部分产生的不平衡动态载荷。

17.根据权利要求15所述的方法，其中，所述动态输入是在所述飞行器上的任何点处和/或前方的距离处感测到的气动阵风载荷。

18.根据权利要求15至17中的任一项所述的方法，所述方法为所述飞行器的所述结构提供载荷减轻。

19.根据权利要求15至18中的任一项所述的方法，其中，所述飞行器具有客舱，并且所述方法减小被施加到所述客舱的所述结构上的外部载荷的量值。

20.根据权利要求15至19中的任一项所述的方法，其中，所述动态输入是从形成载荷减轻系统的一部分的传感器接收的，所述载荷减轻系统耦接到所述飞行器的一个或更多个飞行控制表面。

21.根据权利要求15至20中的任一项所述的方法，其中，所述动态输入是飞行员控制的输入。

22.根据权利要求15至21中的任一项所述的方法，其中，所述本体暴露于所述飞行器上方的气流。