交通工具质心的自动调节的制作方法
本文所描述的各个方面涉及检测和调节交通工具质心(即，重心)，并且更具体地说，涉及计算交通工具质心的位置和移动交通工具中的质量。
技术实现要素：
根据一个方面，提供了一种用于计算飞行过程中航空器质心的方法。所述方法包括检测航空器的空气动力体上的控制表面的方位。所述方法也包括根据所检测的控制表面的方位计算空气动力体的气动力。所述方法也包括确定所计算的气动力的压力中心相对于航空器的位置。所述方法也包括接收航空器的当前总质量。所述方法也包括根据所计算的气动力、所确定的位置和所接收的当前总质量计算航空器质心的位置。
根据一个方面，一种航空器包含包括中央燃料箱的机身、从包括左燃料箱的机身处延伸的左机翼和从包括右燃料箱的机身处延伸的右机翼。左机翼包括左副翼和右机翼包括右副翼。航空器也包括左升降舵和右升降舵。航空器也包括可操作以检测航空器的左副翼、右副翼、左升降舵和右升降舵的方位的控制器。控制器也可操作以根据所检测的方位计算左机翼、右机翼、左升降舵和右升降舵的气动力。控制器也可操作以确定所计算的气动力的压力中心相对于航空器的位置。控制器也可操作以接收航空器的当前总体质量。控制器也可操作以根据计算的气动力、确定的位置和接收的航空器的当前总质量计算航空器质心的位置。
根据一个方面，一种系统包括至少一个计算机处理器。所述系统也包括可操作以接收信号的第一输入，其中所述信号指示航空器的空气动力体上的控制表面的方位。所述系统也存储计算机存储器，其存储计算机可读程序代码。当由至少一个计算机处理器执行时，计算机可读程序代码根据检测的控制表面的方位执行包括计算空气动力体的气动力的操作。所述操作也包括确定所计算的气动力的压力中心相对于航空器的位置。所述操作也包括接收航空器的当前总质量。所述操作也包括根据所计算的气动力、所确定的位置和所接收的当前总质量计算航空器的质心的位置。
附图说明
图1a为水平飞行时航空器的侧视图，示出作用于航空器的总升力和质量力；
图1b为航空器的示意图，示出了航空器的质心和航空器机翼的升力中心(即，压力中心)的位置；
图1c为图1b中航空器的示意图，示出了航空器机翼的升力和航空器上的质量力，并且也示出了来自航空器输入的升降舵的气动力，其中所述气动力抵消航空器上的俯仰力矩；
图1d为图1b中的航空器的侧视图，示出了沿纵向轴线从机翼的压力中心至质心和从升降舵的压力中心至质心的距离；
图1e为图1b中的航空器的俯视图，示出了沿横轴从航空器的中心线至质心和至航空器的控制表面的距离；
图1f为图1b中的航空器的俯视图，示出了来自控制表面的气动力的压力中心；
图1g为图1b中的航空器的机翼的侧面示意图，其中示出了襟翼在缩回方位并且机翼的压力中心在第一位置；
图1h为图1g中的航空器的机翼的侧面示意图，其中示出了襟翼在展开方位和机翼的压力中心在第二位置。
图2a为图1b中的航空器的顶部示意图，其中示出了燃料箱质量、剩余质量(即，空航空器的质量、乘客的重量和货物的重量)和航空器总质量的中心的位置；
图2b为图2a的质心的示意图，其中示出了质心距航空器机翼的压力中心的距离；
图2c为图1b中的航空器左机翼中的燃料箱的端视图，其中所述燃料箱包括第一质量的燃料和具有相对于航空器横轴的相应的第一质心；
图2d为图2c中的燃料箱的端视图，其中所述燃料箱包括第二质量的燃料和具有相对于所述航空器的所述横轴的相应的第二质心；
图2e为图2c中的燃料箱的俯视图，其中所述燃料包括第一质量的燃料和具有相对于航空器的纵轴的相应的第一质心；
图2f为图2c中的燃料箱的俯视图，其中所述燃料包括第二质量的燃料和具有相对于航空器的纵轴的相应的第二质心；
图3为根据一个方面用于检测航空器的质心和输送燃料以改变质心的控制器的方框图；
图4为根据一个方面的燃料输送系统的方框图；
图5为其中控制器位于远离航空器的系统的方框图；
图6a为根据一个方面的一种用于计算航空器的质心位置和将燃料从一个燃料箱输送到另一燃料箱以改变质心位置的方法的流程图；
图6b为根据一个方面的一种用于计算从第一燃料箱输送到第二燃料箱的燃料量以影响航空器质心位置的改变的方法的流程图。
具体实施方式
下面根据本发明的各个方面，参照方法、装置(系统)和计算机程序产品的流程图图例和/或方框图来描述各个方面。可以理解，流程图图例和/或方框图的每个方框，和流程图图例和/或方框图中方框的组合可由计算机程序指令实现。这些计算机程序指令可以提供给通用计算机、专用计算机或其他可编程数据处理装置的处理器以产生一种机器，以至于由计算机或其他可编程数据处理装置的处理器执行的指令创建用于实现流程图和/或方框图方框或多个方框中指定的功能/动作的设备。
航空器在航空器的总质心位于适当位置范围内的情况下飞行。对于包括位于航空器尾端的升降舵(和位于升降舵前端的机翼)的典型航空器配置，为稳定起见质心通常位于机翼升力中心的前端。升降舵上的控制表面施加气动力以抵消质心的前方位置以及机翼的任何俯仰力矩以维持恒定的俯仰姿态。由升降舵施加的气动力产生减慢航空器和/或导致燃料消耗量增加的阻力。
此外，航空器的总质量可以在两侧不平衡。例如，与一侧相比，更多的乘客可以坐在航空器的另一侧。作为另一示例，与另一侧相比，更多的货物(更重的货物)收起在航空器的一侧。因此，航空器必须使用机翼上的副翼增加气动力以维持水平滚动姿态。由副翼施加的气动力也产生减慢航空器和/或导致燃料消耗量增加的阻力。
在本文描述的各个方面中，测量航空器操作的各个方面以精确地计算航空器的总质量和由机翼和升降舵以及其上的控制表面施加的气动力。气动力的压力中心的位置是已知的和/或可确定的。因此，可精确地计算航空器的质心的位置。精确计算的质心位置可以用于将航空器上的燃料向机尾燃料箱转移，以便航空器的质心可以向后限移动进而最小化升降舵必须施加的气动力。此外，当航空器上的燃料从航空器的一侧上的燃料箱转移到航空器的另一侧上的燃料箱以消除为维持水平滚动姿态而由副翼施加的任何气动力时，可重复计算精确计算的质心位置。
图1a为以直线且水平姿态行进的航空器100的侧视图，这意味着航空器100没有增加或失去高度并且没有转弯。在这样的直线且水平姿态，由航空器100产生的升力flift等于作用于航空器100的重力g。航空器100产生的升力flift通常等于航空器的机翼产生的升力加上或减去升降舵产生的任何升力。重力g由方程式(1)定义：
(1)g＝m(t)*g，
其中g为重力加速度(地球表面的重力加速度约为9.81m/s2或者32.2ft/s2)和m(t)为航空器100瞬间的总质量。在飞行过程中，随着燃料被发动机消耗，航空器100的总质量减小。就货运航空器来说，如果在飞行过程中货物被释放，航空器100的总质量也可以减小。此外，军用燃料箱能够在飞行中将燃料卸载到其他航空器以便燃料箱的质量随着燃料被燃料箱消耗和燃料卸载到其他航空器而减小。相反，当接收来自其他航空器(例如，来自燃料箱)的燃料时能够被重新加注燃料的军用航空器的质量可以增加。
对于参照系，本文中的图1a和其他图示出了沿航空器100的纵轴的x轴、与纵轴正交并且与航空器的方向舵190对齐的z轴和与纵轴和与z轴正交的y轴(图1a中垂直于页面)。为了本文描述和讨论的方程的目的，各图中与x轴、y轴和z轴相关联的箭头表示正方向。然而，这种方向性是任意的并且在其他方面可以有所不同。
如图1a所示，当航空器100以直线且水平姿态飞行时由航空器产生的升力flift和重力g彼此对准且方向相反。然而，事实上，由航空器100的机翼(和升降舵)产生的升力不和航空器100的质心对准。图1b示出了图1a的航空器的示意性侧视图，并且示出了航空器100的机翼106的压力中心104(也称为升力中心)的位置以及也示出航空器100的质心102(也称为重心)的位置。压力中心104是在机翼106上的机翼106上的压力总和作用的位置。换句话说，压力中心104是机翼总升力可以被认为作用在机翼106上的点。压力中心104的位置通过航空器测试和/或计算机建模来确定。质心102为表示航空器100的总质量的平均方位的位置。如图1b所示，质心102定位在航空器100的压力中心104的前方。
参考图1c，重力g通过质心102(如箭头108所示)施加并且来自机翼106的升力flift_wing(如箭头110所示)通过压力中心104施加。来自机翼106的升力flift_wing由方程式(2)给出：
其中ρ为空气密度，v为真空速，s为机翼面积，以及cl为在给定攻角、马赫数和雷诺数的情况下的升力系数。通过航空器试验、风洞试验和/或航空器100的机翼106的计算机建模可知升力系数。对于航空器，因为雷诺数主要随空速而改变，升力系数可简化为攻角和马赫数的函数。如图1c所示，重力g被施加在沿纵轴的在施加来自机翼106的升力flift_wing的位置的前方的位置。两种力的不同位置产生促使航空器的头部向下的俯仰力矩。此外，机翼106的形状可以给予增加或减少俯仰力矩的附加力矩。机翼106的形状给予的力矩m由方程(3)给出：
(3)m＝cm×q×s×c，
其中cm为机翼106的俯仰力矩系数，q为动压，s为机翼106的面积，和c为机翼106的弦长度。动压q由方程(4)给出：
其中ρ为空气密度并且u为空气相对于机翼的流速。通过航空器试验和/或计算机建模可知机翼106的俯仰力矩系数cm。此外，空气流速和空气密度可采用机载电子设备(比如皮托静压管)结合试验数据和/或计算机建模来进行测量。为了抵消机翼106的俯仰力矩m和前方重力g的俯仰力矩，航空器100的升降舵112给予升力felevators(箭头15所示)。根据方程式(5)，升降舵升力felevators包括来自右升降舵的升力分量frightelev.和来自左升降舵的升力分量fleftelev.：
(5)felevators＝frightelev.+fleftelev..
来自右升降舵的升力分量frightelev.和左升降舵的升力分量fleftelev.不同，例如，由于升降舵112的控制表面122的索具公差，并且这种索具公差可由可操作以测量控制表面122位置的传感器检测。从航空器试验数据和/或计算机建模可知升降舵112产生的升力。例如，升降舵产生的升力可以是空速、航空器的俯仰姿态和升降舵112的控制表面122的角位移的函数。
参照图1d，航空器100被视为绕位于压力中心104的支点枢转的杠杆。从重力g到机翼106的压力中心104的距离为第一距离xmass和从升降舵112的压力中心114到机翼106的压力中心104的距离为第二距离xelevator。重力g施加的绕机翼106的压力中心104的力矩(即，转矩)等于m(t)×g×xmass。升降舵升力felevators施加的绕机翼106的压力中心104的力矩等于felevators×xelevator。当航空器以恒定的俯仰姿态飞行时，升降舵升力felevators是这样的：升降舵112施加的力矩等于重力g施加的力矩加上由机翼106的形状产生的任何力矩m。换句话说，升降舵升力felevators等于满足方程式(6a)的值：
(6a)flift_wing×0-m(t)×g×xmass-m+felevators×xelevators＝0.
参考机翼106的压力中心104计算出力矩。因此，来自机翼106的升力flift_wing的力矩臂等于零，并且该项可忽略。此外，由于来自机翼106形状的力矩m是由其他因数(例如，空速和空气密度)确定的，为讨论之目的其被视为可忽略的常数。因此，方程式(6a)简化为方程式(6b)：
(6b)-m(t)×g×xmass+felevators×xelevators＝0.
为求解xmass，方程式(6b)可以重写成方程式(6c)：
使用方程式(6c)，可根据已知的航空器质量m(t)和升降舵升力felevators计算相对于机翼106的压力中心104的已知位置的质心xmass的位置。
也可以类似的方式确定质心102的横向位置。图1e为航空器100的顶部示意图并且示出了从航空器100的中心线移位距离ymass的质心102。三个不同的控制表面施加不同的横向力。如上所述，由于索具公差，升降舵112的控制表面122可以被不同地定位。在某些航空器(例如，战斗机航空器)中，升降舵112的控制表面122可以被不同地定位以提供围绕纵轴的额外的滚动特性。左机翼106a和右机翼106b上的副翼116a和116b(即，控制表面)也被配置为被不同地定位(例如，一个副翼上升，并且另一个副翼下降)以提供围绕纵轴的滚动特性。最后，由于索具公差，襟翼118a和118b和/或缝翼120a和120b(即，控制表面)可以稍微不同地展开或缩回。航空器100可以包括用于检测各种控制表面的方位以及由于素具造成的方位的任何差异的传感器。因此，可以计算由控制表面施加的力(包括任何差力)。
参照图1f，各种控制表面施加产生围绕纵轴的力矩的力。如上所述，左升降舵112a包括左控制表面122a，并且来自左升降舵的力fleftelev.取决于左控制表面122a的位移或方位。同样的，右升降舵112b包括右控制表面122b，并且来自右升降舵的力frightelev.取决于右控制表面122b的位移或方位。如果左升降舵112a和右升降舵112b的控制表面122a和122b被不同地装配(例如，由于公差)或者被故意不同地转向，那么差升降舵力fdiffelev.由方程式(7)得出：
(7)fdiffelev.＝frightelev.-fleftelev..
左机翼106a包括左副翼116a(即，控制表面)，并且来自左副翼116a的力fleftaileron取决于左副翼116a的位移或方位。右机翼106b包括右副翼116b(即，控制表面)，并且来自右副翼116b的力frightaileron取决于右副翼116b的位移或方位。如上所述，以相反的方式操作副翼116以产生相反的力来使航空器100绕其纵轴滚动。所产生的差副翼力fdiffaileron根据方程式(8)生成：
(8)fdiffaileron＝frightaileron-fleftaileron.
左机翼106a也包括在较低速度下(例如，在起飞和进场着陆期间)可展开以产生额外升力fleftflaps的左襟翼118a和/或左缝翼120a。右机翼106b也包括在较低速度下(例如，在起飞和进场着陆期间)可展开以产生额外升力frightflaps的右襟翼118b和/或右缝翼120b。由襟翼118和缝翼120产生的额外升力的大小取决于展开的程度并且可通过风洞试验、计算机建模和/或飞行试验确定。襟翼118和缝翼120旨在在两侧展开和缩回到相同的程度，但是由于装配公差可展开和缩回到不同的方位。如果襟翼118和/或缝翼120被不同地装配，那么差襟翼力fdiffflaps根据方程式(9)生成：
(9)fdiffflaps＝frightflaps-fleftflaps.
升降舵控制表面122、副翼116和襟翼118和/或缝翼120的差力在横向方向上施加绕各自压力中心的力矩。再次参照图1e，差升降舵力fdiffelev.施加在被定位距离航空器100的纵轴101(例如，中心线)的距离yelevator的压力中心处。差副翼力fdiffaileron施加在距离纵轴101的距离为yaileron的压力中心处。差襟翼力fdiffflaps施加在距离纵轴101为距离yflaps的压力中心处。如图1e所示，机翼106的压力中心104位于航空器100的中心线上。因此，在直平飞行期间，控制表面产生的力符合方程式(10a)：
(10a)flift_wing×0-m(t)×g×ymass+fdiffelev.×yelevator+fdiffaileron×yaileron+fdiffflaps×yflaps＝0.如以上关于纵向方向的力矩所述，来自机翼的升力flift_wing的力矩臂等于零，因此项“flift_wing×0”可省略。得出的方程式可重写成方程式(10b)以解决质心的横向位置ymass：
采用方程式(10b)，可根据航空器的已知质量m(t)和控制表面116、118、120和/或122的差力计算质心相对于航空器100的中心线的横向位置ymass。
在以上所述中，假设机翼106的压力中心104的位置不变。然而，并不总是如此。在某些情况下，例如，机翼106的压力中心104沿纵轴的位置可根据空速和机翼106的攻角而改变。此外，襟翼118和/或缝翼120的展开可以影响压力中心的位置。图1g和图1h分别为航空器100的机翼106在襟翼118处于收起位置和展开配置时的示意侧视图。在展开位置，机翼118向后方向移动并且也向下枢转进入空气流。与收起的襟翼118相比，展开襟翼118’在底部表面产生更高的压力。因此，压力中心104’沿机翼106向后移动量xleverlift。压力中心104的位置及其变化根据航空器试验和/或计算机建模可知，因此可用上述方程式解释。例如，已知量xleverlift加上xmass并且被从xelevator减去以说明机翼106的压力中心104的改变。
如上所述，可在飞行期间计算航空器100的质量m(t)。在任何特定时间下质量m(t)等于航空器的空重加上燃料、乘客和货物的重量。航空器的起始质量由几种不同的方法之一确定。例如，根据一种方法，航空器100的质量m(t)可根据回推交通工具施加的力的测量量和由此产生的航空器100的测量加速度来确定。这种方法在美国专利序列号15/441,436中描述，其中的全部内容通过引用以其整体结合到本文中。此后，在发动机启动后的任何时间航空器100的总质量m(t)可根据方程式(11)计算：
其中，matpushback为后推时航空器的总质量和
参考图2a和图2b，由于总质量m(t)和总质量m(t)的质心102的位置xmass和ymass已知，航空器100的剩余质量mremainder212(即，航空器100的空重、乘客的重量和任何货物的重量)的质心可以被确定。总质量m(t)的质心102的位置基于由组成总质量m(t)的质量成分的位置产生的力矩的质量加权求和。对于图2a和图2b所示的航空器100，质量成分包括左燃料箱202中的燃料质量ml、右燃料箱204内的燃料质量mr、中央燃料箱206内的燃料质量mc和航空器100的剩余质量mremainder212。主要参考图2b，上述质量成分的每个包括相对于机翼106的压力中心104定位的质心。图2b显示位于上述计算的纵向距离xmass和横向距离ymass的总质量m(t)。根据航空器设计，左燃料箱202的质心(xl,yl)位置、右燃料箱204的质心(xr,yr)位置和中央燃料箱206的质心(xc,yc)位置已知。根据燃料箱的燃料测量也可知燃料mr、ml和mc的质量。因此，航空器100的剩余质量mremainder212可根据方程式(12)计算：
(12)mremainder＝m(t)-ml-mr-mc.
根据以上所述，纵轴方向上的质量平衡由方程式(13a)给出：
(13a)xmass×m(t)＝ml×xl+mr×xr+mc×xc+mremainder×xremainder.
除了航空器100的剩余质量mremainder212在纵向方向上的质心位置(xremainder)外，方程式(13a)中的所有变量已知。因此，方程式(13a)可重写成方程式(13b)以求解xremainder：
此外，横向方向上的质量平衡由方程式(14a)给出：
(14a)ymass×m(t)＝ml×yl+mr×yr+mc×yc+mremainder×yremainder
同样，除了航空器100的剩余质量mremainder212在横向方向上的质心位置(yremainder)外，方程式(14a)中的所有变量已知。因此，方程式(14a)可重写成方程式(14b)以求解yremainder：
在某些情况下，燃料箱的质心位置可依据燃料箱中包含的燃料量而改变。图2c和图2d为航空器100的左机翼106的左燃料箱202的示意端视图。左燃料箱202所示具有倾斜的底部表面203。例如，航空器100的机翼106具有反角以至于翼尖高于翼根，并且左燃料箱202的倾斜的底部表面203符合左机翼106a的较低表面。在图2c中，左燃料箱202包括第一数量的燃料220(燃料的顶部用虚线表示)。在图2c中，左燃料箱202包括比第一数量大的第二数量的燃料220’。随着左燃料箱202中的燃料量增加，燃料220的顶部沿倾斜的底部表面203从机翼106的压力中心104进一步延伸。此外，当燃料220的水位沿左燃料箱202的倾斜的底部表面203延伸时，包含在左燃料箱202中的燃料的质心yl远离压力中心104移动。相应地，图2c所示的第一量的燃料220具有比图2d所示的第二量的燃料220’的质心yl’更接近压力中心104的质心yl。
同样地，燃料箱的质心位置可以依据燃料箱中包含的燃料量在纵向方向上改变。图2e和图2f为航空器100的左机翼106的左燃料箱202的示意顶视图。所示的左燃料箱202在距离航空器100的机身140较远的距离处向后方方向定向。例如，所示的左机翼106a后掠，并且左燃料箱202的偏斜形状符合左机翼106a的后掠前缘和后缘。如图2e所示，当左燃料箱202包括第一数量的燃料220时，燃料包含在左燃料箱202的前部内。因此，在纵向方向上的质心位置xl为距离机翼106的压力中心104的第一距离。如图2f所示，当左燃料箱202包括第二较大数量的燃料220时，燃料已向左燃料箱202的后部延伸。因此，在纵向方向的质心位置xl’为距离机翼106的压力中心104的第二距离，该第二距离大于第一距离。
除了根据燃料数量改变燃料箱中的燃料的质心的位置，燃料箱内的燃料的质心位置可以根据航空器的定向改变。例如，在较高的机头高俯仰角下，燃料箱中的燃料向后移位。相应地，燃料箱中的燃料质心也向后移位。作为另一示例，在转向时，燃料可以横向移位。例如，如果航空器100向右倾斜飞行，那么左燃料箱202、右燃料箱204和中央燃料箱206中燃料的质心位置也可以向右移位。对于不同数量的燃料和/或航空器定向，燃料箱中的燃料的质心位置从设计数据可知。例如基于燃料数量和/或航空器定向的燃料箱中的燃料的质心位置的数据可以存储在查找表中以用于与方程式(13)和(14)相关的上述计算中。
根据上述方程式(6c)和(10b)，可转移燃料以便质心102向航空器的质心102的后限(aftlimit)移动。如上所述，布置质心的位置在质心的后限上使质心102距压力中心104的距离最小，从而减小升降舵抵消的力矩。因此，升降舵施加的力也减小。通常，中央燃料箱206位于航空器100的质心102的位置的后部以至于从左燃料箱202和右燃料箱204向中央燃料箱206输送燃料导致质心102的位置向后移动。同样，将燃料从左燃料箱202输送到中央燃料箱206和/或右燃料箱204使得质心102的位置向航空器100的右侧移动。最后，将燃料从右燃料箱204输送到中央燃料箱206和/或左燃料箱202使得质心102的位置向航空器100的左侧移动。因此，当燃料在燃料箱202、204和206之间递增地输送时，方程式(6c)和(10b)可以连续不断地重新计算直至质心102的计算位置位于中心线上并且在质心102的后限处。
在一个方面，通过使用方程式(12)和(13a)的结果可以计算从燃料箱202、204和206中的至少一个输送到燃料箱202、204和206的其他燃料箱的燃料量。具体地，关于纵向方向上的质心，目标是将质心xmass定位在航空器100的质心102的后限(al)位置处。质心后限al为质心102的最后方位，在该方位航空器100显示可接受的处理特性。通常，后限al表示为距离机翼106的压力中心104的距离。话句话说，目标是使xmass等于al。在一个方面，根据方程式(15)和(16)，通过将来自左燃料箱202和右燃料箱206的每一个的燃料以相等的量移到中央燃料箱206，质心xmass的位置向后限al的位置移动，方程式(15)和(16)为：
(15)δmc＝δml+δmr；和
(16)δml＝δmr.
基于以上所述，将质心xmass的位置移动到后限al的位置而将要输送到中央燃料箱206的燃料量由方程式(17a)给出：
该方程式可通过用
同样，结果δmc提供了为将质心位置xmass移动到后限的位置而向中央燃料箱输送的燃料量。
以类似方式，为将质心的位置ymass移动到航空器100的中心线而从左燃料箱输送到右燃料箱或者从右燃料箱输送到左燃料箱的燃料量可通过使用方程式(12)和(14a)的结果来计算。该目标是使ymass等于0。通过将燃料从左燃料箱移动到右燃料箱或者反之，方程式(16)的关系适用。根据方程式(14a)，为将质心的位置ymass移动到中心线而从右燃料箱204输送到左燃料箱202的燃料量由方程式(18a)给出：
在这种情况下，燃料是要从左燃料箱202输送到右燃料箱204，那么方程式适用：
同样地，方程式(18b)可以重写成方程式(18d)：
方程式(18c)或方程式(18d)的使用取决于质心ymass是在航空器100的中心线的左侧或右侧。例如，根据副翼116a和116b的方位可检测质心ymass距航空器100的中心线的左侧或右侧的位置。如果左副翼116a正施加恒定向下的力(即，fleftaileron)以保持水平姿态，那么质心ymass的位置在航空器100的中心线的左侧。因此，方程式(18d)可用于确定从左燃料箱202输送到右燃料箱204的燃料量。如果右副翼116b正施加恒定向下的力(即，frightaileron)以保持水平姿态，那么质心ymass的位置在航空器100的中心线的右侧。因此，方程式(18c)可用于确定从右燃料箱204输送到左燃料箱202的燃料量。
在某些示例中，可能无法将计算的燃料量δmc或δmy输送到指定的燃料箱。例如，根据方程式(17b)的计算可以表明500磅的燃料δmc将被输送到中央燃料箱206以将质心xmass的位置移到后限al。然而，在这种情况下，中央燃料箱206仅仅具有将300磅的燃料输送其中的足够空间。在这种情况下，仅仅300磅的燃料输送到中央燃料箱206(来自左燃料箱202的150磅和来自右燃料箱204的150磅)。在稍后的时间，消耗掉中央燃料箱206的额外燃料后，额外燃料可以输送到中央燃料箱206。
在至少一个方面，航空器100包括控制器180，该控制器执行上述处理和计算以识别质心102的位置并且在燃料箱202、204和206之间输送燃料以使质心102向航空器100的纵轴101并且向后限al移动。图3为根据至少一个方面的控制器180的方框图。控制器180包括计算机处理器302和计算机存储器304。计算机存储器304存储可执行以执行上述处理和计算的计算机可读程序代码306。计算机存储器304还可存储质心数据308(例如，查找表和/或方程式)，其根据燃料数量和/或航空器姿态提供例如燃料箱的质心的位置。计算机存储器304还存储压力中心数据310(例如，查找表和/或方程式)，其可例如根据控制表面的方位、空速、攻角和/或其他适用的因数提供例如机翼106和/或升降舵112的升力中心的位置。计算机存储器304还可存储升力数据312(例如，查找表和/或方程式)，其例如根据控制表面的方位、空速、攻角和/或其他适用因数提供例如用于机翼106和升降舵112以及其上的控制表面116、118、120和122的升力分量。
控制器180包括可操作以接收指示控制表面的方位的信号的第一输入314。例如，第一输入314与检测控制表面(例如，副翼116、升降舵控制表面122、襟翼118和/或缝翼120)方位的传感器通信。传感器可以是测量控制表面相对于机翼106和/或升降舵112的相对位移的任何种类的传感器。例如，角位移传感器和/或线性位移传感器可测量副翼116、襟翼118和/或缝翼120相对于机翼106的相对方位，并且可测量升降舵控制表面122相对于升降舵112的相对方位。第一输入314接收传感器输出的信号。然后，计算机处理器302使用经第一输入314接收的传感器信号计算控制表面的升力(例如，使用控制表面的升力数据312)和/或计算机翼106和/或升降舵112的压力中心(例如，使用压力中心数据310)。
控制器180包括可操作以接收指示燃料箱中的燃料质量(即，数量)和到发动机142的燃料流率的信号的第二输入316。信号可由检测燃料箱202、204和206中的燃料液面的传感器和/或由检测燃料流量的传感器提供。传感器输出由第二输入316接收的信号。如以上参照方程式(11)所述，计算机处理器302可以执行计算机可读程序代码306的各个方面以根据飞行过程中的燃料流率确定航空器100的当前总质量m(t)并且还根据燃料箱202、204和206中的燃料质量确定航空器100的质量分布。
控制器180包括可操作以接收指示航空器的俯仰姿态和滚动姿态的第三输入316。俯仰姿态为航空器机头相对于地平线的角度和滚动姿态为机翼相对于地平线的倾斜角度。俯仰姿态和滚动姿态可从驾驶舱中的姿态指示器接收。例如，现代航空电子设备通常包括输出俯仰姿态信号和滚动姿态信号(和其他信号)的姿态和航向参考系统(ahrs)。计算机处理器302通过第三输入318接收来自ahrs(或者其他俯仰姿态传感器和滚动姿态传感器)的信号，并且计算机处理器使用接收到的信号以确定燃料箱202、204和206的质心(例如，使用质心数据308)。
控制器180包括可操作以接收指示空速和攻角的信号的第四输入320。空速数据可以由航空器上的皮托静压管系统提供并且攻角可以由航空器上的攻角翼片(vane)系统提供。计算机处理器302通过第四输入320接收来自皮托静压管系统和攻角翼片系统的信号。计算机处理器302使用接收的信号来计算机翼106、升降舵112和/或控制表面116、118、120和/或122的升力分量(例如，使用升力数据312)。
控制器180可以包括可操作以接收来自航空器100上的其他航空电子设备或飞行计算机的各种数据的第五输入322。例如，第五输入322可以接收全球定位系统(gps)数据，其提供指示航空器100地面速度以及航空器海拔高度的信号。第五输入322也可以接收指示来自安装在航空器上的温度传感器的外部空气温度的信号。第五输入322也可以接收指示来自静态压力传感器系统的空气密度和静态压力的信号。第五输入322也可以接收来自飞行管理计算机的指示后推时航空器100的重量的信号。
控制器180包括输出324，其可根据在计算机存储器304中存储并且由计算机处理器302执行的计算机可读程序代码306执行上述计算向可操作以在航空器110的各自不同燃料箱之间输送燃料的燃料输送系统发送泵送命令信号。
图4为根据一个方面的示例性燃料输送系统400的方框图。在示例性燃料输送系统400中，航空器100的左发动机142a通过第一泵402a和通过管道406a和406b接收来自左燃料箱202的燃料。同样地，航空器100的右发动机142b通过第二泵402b和通过管道406e和406f接收来自右燃料箱204的燃料。左燃料箱202、右燃料箱204和中央燃料箱206通过管道和泵连接到交输供油活门(cross-feedvalve)404。例如，左燃料箱202通过第三泵402c和管道406c和406d连接到交输供油活门404。右燃料箱204通过第四泵402d和管道406g和406h连接到交输供油活门404。中央燃料箱206通过管道406i连接到交输供油活门404。交输供油活门404选择地可调节到不同状态以便到不同燃料箱的不同管道彼此连接。例如，在第一状态，交输供油活门404将到左燃料箱202的管道406d连接到到右燃料箱204的管道406h以至于可以将燃料从左燃料箱202输送到右燃料箱204或反之亦然。当交输供油活门404处于第一状态时，第三泵402c和第四泵402d可在第一方向上操作以将燃料从左燃料箱202泵送至右燃料箱204并且在第二方向上操作以将燃料从右燃料箱204泵送到左燃料箱202。在第二状态，交输供油活门404将到左燃料箱202的管道406d连接到到中央燃料箱206的管道406i以便将燃料从左燃料箱202泵送到中央燃料箱206或反之亦然。当交输供油活门404处于第二状态时，可在第一方向上操作第三泵402c以将燃料从左燃料箱202泵送到中央燃料箱206，并且可在第二方向上操作第三泵402c以将燃料从中央燃料箱206泵送到左燃料箱202。在第三状态，交输供油活门404将到右燃料箱204的管道406h连接到到中央燃料箱206的管道406i以将燃料从右燃料箱204输送到中央燃料箱206或反之亦然。当交输供油活门404处于第三状态中，可在第一方向上操作第四泵402d以将燃料从中央燃料箱206泵送到左燃料箱202，并且可在第二方向上操作第四泵402d以将燃料从左燃料箱202泵送到中央燃料箱206。
在至少一个方面，可以远程定位控制器180，该控制器计算航空器100的质心102的位置和/或控制燃料输送以将质心102的位置移至中心线和/或至后限。参照图5，在至少一个方面，控制器180可以位于地面站502，比如航空器100的运营商(例如，航空公司)的数据中心或操作中心。地面站502包括可操作以接收来自航空器100的信号508(例如，输入314、316、318、320和322接收的信号)的收发机天线504。收发机天线504还可操作以将包括用于燃料输送系统400的泵送指令(例如，输出324输出的信号)的信号506传输到航空器100。
图3中的控制器180表示该类控制器的一个可能的配置。在其他方面，可将输入314、316、318、320和322的某些输入组合和/或分成较少或较多的输入。
图6a为根据一个方面的一种用于将燃料从航空器的第一燃料箱输送到航空器的第二燃料箱以改变质心位置的方法600的流程图。在方法600的方框602中，检测航空器的空气动力体(例如，机翼和/或升降舵)上的控制表面的方位。例如，传感器可用于确定升降舵、副翼、襟翼和/或缝翼的方位。在方法600的方框604中，根据控制表面的检测方位，计算空气动力体的气动力。通常由试验数据、模拟和/或风洞模型可知空气动力体的气动力，并且所得的气动力数据可以存储在查找表中或作为诸如空速、攻角和空气密度的其他变量的函数。在方法600的方框606中，确定计算的气动力的压力中心相对于航空器的位置。如上所述，压力中心可以根据诸如襟翼和/或缝翼的各种控制表面的方位而变化。压力中心也可根据航空器的攻角而变化。同样，这种压力中心数据通常由试验数据、模拟和/或风洞模型可知，并且压力中心数据可以存储在查找表中或作为诸如空速、攻角和空气密度的其他变量的函数。在方法600的方框608中，计算航空器的当前总质量。例如，根据上述方程式(11)计算当前总质量。在方框610，根据计算的气动力、确定的位置和计算的当前总质量，计算航空器的质心的位置。例如，分别根据方程式(6c)和(10b)可以计算在纵向方向(x轴)和横向方向(y轴)上的质心的位置。质心位置的指示可以提供给航空器100的(一个或多个)飞行员。例如，质心位置的可视指示可以被传送以显示在显示屏上，比如飞行甲板上的发动机指示和机组警告系统(eicas)显示屏。飞行员可以使用可视指示来在燃料箱之间传输燃料以将质心位置向后限al和/或向航空器100的纵轴101移动。可替换地，可以自动传输燃料以将质心的位置向后限al和/或向航空器100的纵轴101移动。
在方法600的方框612中，自动将燃料从航空器的第一燃料箱传输到航空器的第二燃料箱以使质心的位置向质心后限(例如，后限al)的位置和航空器的纵轴101移动。当燃料从第一燃料箱传输到第二燃料箱时，重复方法600的方框602至610直至质心的计算位置与航空器的后限(和与中心线)位于同一位置。此外，随着燃料的传输，航空器控制表面的方位被改变以便航空器100的姿态不会改变。例如，随着质心的位置向后限al移动，升降舵112的控制表面122的转向可以减小。
现参照图6b，在至少一个方面，从第一燃料箱传输到第二燃料箱的燃料量可以作为方法600的方框612的部分而被计算。在方框620中，确定航空器的各个燃料箱中的燃料质量。燃料质量可以根据来自测量燃料箱中燃料体积(然后将指示的体积乘以燃料的密度)的传感器的信号来确定。可替换地，或另外，燃料的质量可以根据各个燃料箱中燃料的已知起始量和在飞行期间从燃料箱移出的和/或添加到燃料箱的燃料的测得量来确定。例如，参照图4，燃料泵402包括流量传感器以检测流到或流出各个燃料箱的燃料的质量或体积。这样检测的燃料流量对时间的积分确定燃料箱中燃料量的变化。
再次参照图6b，在方框622中，根据航空器的已确定的总质量和各个燃料箱中的经确定的燃料质量计算航空器的剩余质量xremainder。如上所述，剩余质量为空航空器、机上任何乘客和机上任何货物的质量。如上参照方程式(11)和(12)所述，根据一个方面，通过航空器100的当前总质量m(t)减去燃料箱中相应的燃料质量来计算剩余质量。
在方框624中，确定航空器的剩余质量xremainder的质心位置。如上参照方程式(13b)和(14b)所述，相对于机翼106的压力中心104沿着纵轴并且从纵轴横向可以确定剩余质量xremainder的质心位置。
在方框626中，根据质心后限al的位置、计算的剩余质量xremainder和剩余质量xremainder的经确定的质心位置，计算从第一燃料箱传输到第二燃料箱的燃料量。如上参照方程式(17b)所述，可计算为将质心xmass移动到后限al而从左燃料箱202和右燃料箱204传输到中央燃料箱206的燃料量。附加地，参照方程式(18c)和(18d)，可以计算为将质心xmass移动到纵轴101(例如，中心线)而从右燃料箱204传输到左燃料箱202或反之亦然的燃料量。在方框628中，等于所计算的燃料量的燃料量可以从第一燃料箱传输到第二燃料箱。
在各个方面中，上述过程可以适用于其他类型的交通工具。例如，轮船或艇可以包括纵倾调整片(trimtab)以调节艇的“俯仰”。然而，使用纵倾调整片增加阻力，这可以减慢轮船或艇和/或增大燃料消耗。代替地，可以识别轮船或艇的质心位置并且在不同位置的燃料箱之间传输燃料以改变质心的位置从而减小纵倾调整片的转向。
为了说明之目的给出了各个方面的描述，但并不旨在详尽或限制所公开的方面。在不脱离所述方面的精神和范围的情况下，许多修改和变更对于本领域的普通技术人员而言是显而易见的。本文中所用技术术语旨在最好地解释各方面的原理、实际应用或对在市场上所发现的技术的技术改进，或者使得本技术领域的其他普通技术人员能理解本文所公开的各个方面。
如本技术领域人员已知，本发明的各个方面可以实施为系统、方法或计算机程序产品。因此，本发明的各个方面可以采用的形式包括纯硬件方面、纯软件方面(包括固件、常驻软件、微代码等)或结合软件方面和硬件方面的在此都可统称为“线路”、“模块”或“系统”的方面。此外，本发明的各个方面可以采用计算机程序产品的形式，所述计算机程序产品体现在其上具有计算机可读程序代码的一个或多个计算机可读介质。
可使用一个或多个计算机可读介质的任何组合。计算机可读介质可以为计算机可读信号介质或计算机可读存储介质。计算机可读存储介质可以为，例如但不限于，电子、磁性、光学、电磁、红外线或半导体系统、装置或设备或前述项的任何适当组合。计算机可读存储介质的更多具体示例(非详尽的列表)包括如下：具有一个或多个导线的电连接件、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦除可编程只读存储器(eprom或者闪存)、光纤、便携式光盘只读存储器(cd-rom)、光存储设备、磁存储设备或前述项的任何适当组合。在本说明书的内容中，计算机可读存储介质可以为可以包含或存储由指令执行系统、装置或设备使用的或与其结合使用的程序的任何有形介质。
计算机可读信号介质可以包括例如在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读程序代码。这样的传播信号可以采用各种形式中的任意一种，包括但不限于，电磁、光学或其中任何合适的组合。计算机可读信号介质可以是任何计算机可读介质，其并非计算机可读存储介质并且可以传送、传播或输送程序以供指令执行系统、装置或设备使用或与之结合使用。
体现在计算机可读介质上的程序代码可以使用包括但不限于无线、有线、光纤电缆、rf等或前述项的任何适当组合的任何适当的介质来传输。
用于执行本发明的各个方面的操作的计算机程序代码可以使用一种或多种编程语言的任意组合来编写，所述编程语言包括诸如java、smalltalk、c++等的面向对象编程语言以及诸如“c”编程语言或类似编程语言的常规程序化程序语言。程序代码作为独立的软件包可以完全在用户的计算机上、部分地在用户的计算机上、部分地在用户的计算机上和部分地在远程计算机或完全在远程计算机或服务器上执行。在后者情况下，远程计算机可以通过任何类型的网络连接到用户的计算机，该任何类型的网络包括局域网(lan)或广域网(wan)，或者可以连接外部计算机(例如，使用因特网服务提供商通过因特网相连)。
这些计算机程序指令也可以存储在可指导计算机、其他可编程数据处理装置或其它设备以特定方式运作的计算机可读介质中，以便存储在计算机可读介质中的指令产生包括实施流程图和/或方框图的方框或多个方框中规定的功能/动作的指令的制造品。
计算机程序指令也可下载到计算机、其他可编程数据处理装置或其他设备中以使得在计算机、其他可编程装置或其他设备上执行的一系类操作步骤，从而产生计算机执行的过程以便在计算机或其他可编程装置中执行的指令为实施流程图和/或方框图方框或多个方框中指定的功能/动作提供过程。
通过云计算基础机构向终端用户提供各个方面。云计算通常指作为服务通过网络提供可扩展的计算资源。更正式地，云计算可以定义为在计算资源及其底层技术架构(例如，服务器、存储器、网络)之间提供一种抽象的计算能力，从而能够对可配置计算资源的共享池进行方便、按需的网络访问，所述可配置计算资源可以以最少的管理工作或服务提供商交互快速地供应和释放。因此，云计算允许用户访问在“云”中的虚拟计算资源(例如，存储、数据、应用程序，以及甚至完整的虚拟计算系统)，而不考虑用于提供计算资源的底层物理系统(或这些系统的位置)。
通常，云计算资源以按次计费的方式向用户提供的，其中仅仅对实际使用的计算资源(例如，用户消耗的存储空间的量或用户实例化的虚拟化系统的数量)向用户收费。用户可以通过互联网随时随地访问位于云中的任何资源。在本发明的内容中，用户可以访问云中可用的应用程序(例如，质心计算算法)或相关数据。例如，质心计算算法可以在云中的计算系统上执行并且输出在特定航空器飞行期间该航空器的质心位置。在这种情况下，质心计算算法可计算航空器的质心位置并且将计算的质心位置传输给航空器。这样做允许用户从附接到与云连接的网络(例如，因特网)的任何计算系统访问该信息。
本文所描述的各个方面可以为系统、方法和/或计算机程序产品。计算机程序产品可以包括其上具有使处理器执行本发明的各个方面的计算机可读程序指令的计算机可读存储介质(或多个介质)。
计算机可读存储介质可以为能保存和存储供指令执行设备使用的指令的有形设备。计算机可读存储介质可以是，例如且不限于，电子存储设备、磁存储设备、光存储设备、电磁存储设备、半导体存储设备或前述项的任何适当组合。非详尽列举的计算机可读存储介质的更多具体示例包括如下项：便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦除可编程只读存储器(eprom或闪存)、静态随机访问存储器(sram)、便携式光盘只读存储器(cd-rom)、数字式多功能光盘(dvd)、记忆棒、软磁盘、在其上记录有指令的机械编码设备(诸如穿孔卡片或凹槽中的凸起结构)以及前述项的任何适当组合。本文使用的计算机可读存储介质不应解释为本身作为瞬时信号，比如无线电波、其他自由传播的电磁波、通过波导或其他传播介质传播的电磁波(通过光纤电缆的光脉冲)或通过导线传播的电信号。
本文所描述的计算机可读程序指令可以从计算机可读存储介质下载到各自的计算/处理设备中，或通过网络，例如，因特网、局域网、广域网和/或无线网，下载到外部计算机或外部存储设备。网络可以包括铜线传输电缆、光传输光纤、无线传输、路由器、防火墙、交换机、网间连接计算机和/或边缘服务器。每个计算/处理设备中的网路配接卡或网络接口接收来自网络的计算机可读程序指令并且转发计算机可读程序指令以存储在相应计算/处理设备内的计算机可读存储介质中。
用于执行本发明的操作的计算可读程序指令可以为汇编指令、指令集架构(isa)指令、机器指令、机器相关指令、微码、固件指令、状态设置数据或用一种或多种编程语言的任意组合来写的源代码或者目标代码，其中所述编程语言包括诸如java、smalltalk、c++等的面向对象的编程语言和诸如“c”编程语言或类似编程语言的常规程序化程序语言。计算机可读程序指令可以完全在用户的计算机上、部分地在用户的计算机上，作为独立的软件包，部分地在用户的计算机上和部分地在远程计算机上或完全地在远程计算机或服务器上执行。在后者情况下，远程计算机通过任何类型的网络连接到用户的计算机，该任何类型的网络包括局域网(lan)或广域网(wan)，或者可以连接到外部计算机(例如，使用因特网服务提供商通过因特网相连)。在一些方面，为了执行本发明的各个方面，包括例如可编程逻辑电路、现场可编程闸阵列(fpga)或者可编程逻辑阵列(pla)的电子电路可以通过使用计算机可读程序指令的状态信息以个性化电子电路来执行计算机可读程序指令。
本文根据本发明的各个方面，参照方法、装置(系统)和计算机程序产品的流程图图示和/或方框图来描述各个方面。应了解，计算机可读程序指令可实施流程图图示和/或方框图的每个方框以及流程图图示和/或方框图中的方框组合。
这些计算机可读程序指令可以提供给通用计算机、专用计算机或用以产生机器的其他可编程数据处理装置的处理器，以便通过计算机或其他可编程数据处理装置的处理器执行的指令为实施流程图和/或方框图方框或多个方框中指定功能/动作创建方法。这些计算机可读程序指令也可以存储在可指导计算机、可编程数据处理装置和/或其它设备以特定方式运作的计算机可读存储介质中，以便在其中存储有指令的计算机可读存储介质包含包括实施流程图和/或方框图方框或多个方框中指定功能/动作的各个方面的指令的制造品。
计算机可读程序指令也可下载到计算机、其他可编程数据处理装置或其他设备中以使得在计算机、其他可编程装置或其他设备上执行的一系类操作步骤从而产生计算机执行的过程，以至于在计算机、其他可编程装置或其他设备上执行的指令实施流程图和/或方框图方框或多个方框中指定的功能/动作。
附图中的流程图和方框图示出了根据本发明的各个方面的系统、方法和计算机程序产品的可能实施方案的架构、功能和操作。就这一点而言，流程图或方框图中的每个方框可以表示指令的模块、段或部分，其中包括用于执行(一个或多个)指定逻辑功能的一个或多个可执行的指令。在某些替代实施方案中，方框中指出的功能可不按图中所指出的顺序出现。例如，连续示出的两个方框，事实上，可以基本同时执行，或者根据所涉及的功能，有时按照相反顺序执行。还应该注意，方框图和/或流程图图示的每个方框，和方框图和/或流程图图示中方框的组合可以由执行特定功能或动作或执行专用硬件和计算机指令的组合的专用的基于硬件系统来实现。
为了更好地说明本文所描述的各个方面，附图中某些元件以不成比例和/或放大的方式呈现。
此外，本公开包括根据以下项的实施例：
第1项.一种用于计算飞行过程中航空器的质心的方法，所述方法包括：
检测在所述航空器的空气动力体上的控制表面的方位；
根据检测的所述控制表面的方位计算所述空气动力体的气动力；
确定计算的所述气动力的压力中心相对于所述航空器的位置；
接收所述航空器的当前总质量；和
根据计算的所述气动力、确定的所述位置和接收的所述当前总质量计算所述航空器的所述质心的位置。
第2项.根据第1项所述的方法，其中接收所述航空器的当前总质量包括计算所述航空器的所述当前总质量。
第3项.根据第1项中任一项所述的方法，进一步包括将燃料从所述航空器的第一燃料箱传输到所述航空器的第二燃料箱以使所述质心的所述位置从计算的所述位置向质心后限的位置移动。
第4项.根据第3项所述的方法，进一步包括：
确定所述航空器的各个燃料箱中燃料质量；
根据所述航空器的接收到的当前总质量和所述航空器的所述燃料箱中的经确定的燃料质量计算剩余质量，其中所述剩余质量包括空航空器的质量、机上任何乘客和机上任何货物的质量；
根据当前总质量、所述计算的航空器质心的位置、所述燃料箱的燃料质量和所述燃料箱中燃料的质心的各个位置，计算所述剩余质量的质心位置；和
根据所述质心后限的位置、计算的所述剩余质量和计算的所述剩余质量的质心位置计算从所述第一燃料箱传输到所述第二燃料箱的燃料量，
其中将燃料从所述航空器的第一燃料箱传输到所述航空器的第二燃料箱包括将经计算的所述燃料量从所述第一燃料箱传输到所述第二燃料箱。
第5项.根据第4项所述的方法，其中所述燃料箱中的燃料的质心的各个位置取决于所述各个燃料箱中的燃料质量，并且进一步包括：
根据所述各个燃料箱中的经确定的燃料质量计算所述燃料箱的质心的各个位置。
第6项.根据第4-5项中任一项所述的方法，其中所述燃料箱中燃料的质心的各个位置取决于所述航空器的俯仰姿态和滚动姿态的至少一个，并且进一步包括：
根据所述航空器的确定的俯仰姿态和滚动姿态的至少一个计算所述燃料箱的质心的各个位置。
第7项.根据第1-6项中任一项所述的方法，其中确定计算的所述气动力的中心相对于所述航空器的位置包括：
根据空速、攻角和检测的所述控制表面的方位的至少一个，计算所述各个空气动力体的压力中心。
第8项.一种航空器，包括：
包括中央燃料箱的机身；
左机翼，其从包括左燃料箱的所述机身延伸，其中所述左机翼包括左副翼；
右机翼，其从包括右燃料箱的所述机身延伸，其中所述右机翼包括右副翼；
左升降舵；
右升降舵；
控制器，其可操作以：
检测所述航空器的所述左副翼、所述右副翼、所述左升降舵和所述右升降舵的方位；
根据检测的所述方位计算所述左机翼、右机翼、左升降舵和右升降舵的气动力；
确定计算的所述气动力的压力中心相对于所述航空器的位置；
接收所述航空器的当前总质量；和
根据计算的所述气动力、确定的所述位置和接收的航空器的所述当前总质量，计算所述航空器的质心的位置。
第9项.根据第8项所述的航空器，其中所述控制器可操作以计算所述航空器的所述当前总质量。
第10项.根据第8-9项中任一项所述的航空器，进一步包括与所述控制器通信的燃料输送系统，其中所述燃料输送系统可操作以选择性地将燃料从所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的第一个或多个传输到所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的第二个或多个，并且其中所述控制器指导所述燃料输送系统将燃料从所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的第一个或多个传输到所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的第二个或多个以使所述质心的位置从经计算的位置向质心后限的位置移动。
第11项.根据第10项所述的航空器，其中所述控制器指导所述燃料输送系统将燃料从所述左燃料箱和从所述右燃料箱传输到所述中央燃料箱以使质心的位置向质心后限的位置移动。
第12项.根据第10-11项中任一项所述的航空器，其中所述控制器被进一步操作以：
确定所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱中燃料的各个质量；
根据接收的航空器的当前总质量和经确定的航空器的燃料箱中的燃料质量计算剩余质量，其中所述剩余质量包括空航空器的质量、机上任何乘客和机上任何货物的质量；
根据当前总质量、航空器的质心的计算位置、所述燃料箱的燃料质量和所述燃料箱中燃料的质心的各个位置，计算所述剩余质量的质心位置；和
根据所述质心后限的位置、所述计算的剩余质量和剩余质量的质心的计算位置计算从所述第一燃料箱传输到所述第二燃料箱中的燃料量，
其中所述控制器指导所述燃料输送系统将经计算的燃料量从所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的第一个或多个传输到所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的第二个或多个。
第13项.根据第12项所述的航空器，其中在所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的至少一个中的燃料的质心的各个位置取决于所述各个燃料箱中的燃料质量，并且其中所述控制器进一步操作以：
根据确定的所述各个燃料箱中的燃料质量计算所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的质心的各个位置。
第14项.根据第12-13项中任一项所述的航空器，其中在所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的至少一个中的燃料的质心的各个位置取决于所述航空器的俯仰姿态和滚动姿态的至少一个，并且其中所述控制器进一步可操作以：
根据所述航空器的经确定的俯仰姿态和滚动姿态的至少一个计算所述左燃料箱、右燃料箱和中央燃料箱的质心的各个位置。
第15项.根据第8-14项中任一项所述的航空器，其中所述控制器根据空速、攻角和所述左副翼、右副翼、左升降舵和右升降舵的检测方位的至少一个，通过计算所述左机翼、右机翼、左升降舵和右升降舵的各个压力中心来确定经计算的气动力的中心相对于所述航空器的位置。
第16项.根据第8-15项中任一项所述的航空器，其中所述左机翼包括左襟翼，其中所述右机翼包括右襟翼，并且其中所述控制器根据空速、攻角和所述左副翼、右副翼、左升降舵、右升降舵、左襟翼和右襟翼的检测方位，通过计算所述左机翼、右机翼、左升降舵和右升降舵的各个压力中心来确定经计算的气动力的中心相对于所述航空器的位置。
第17项.一种系统，包括：
至少一个计算机处理器；
第一输入，其可操作以接收指示在航空器的空气动力体上的控制表面的方位的信号；
计算机存储器，其存储计算机可读程序代码，所述计算机可读程序代码由所述至少一个计算机处理器执行时执行操作，所述操作包括：
根据所述控制表面的检测方位计算所述空气动力体的气动力；
确定经计算的气动力的压力中心相对于所述航空器的位置；
接收所述航空器的当前总质量；和
根据经计算的气动力、所述确定的位置和所述接收的当前总质量，计算所述航空器的质心的位置。
第18项.根据第17项所述的系统，其中接收所述航空器的所述当前总质量包括计算所述航空器的所述当前总质量。
第19项.根据第17-18项中任一项所述的系统，进一步包括可操作以将泵送命令信号传输到燃料输送系统的输出，并且其中所述计算机可读程序代码执行的操作进一步包括通过所述输出输出泵送命令信号以使所述燃料输送系统将燃料从所述航空器的第一燃料箱输送到所述航空器的第二燃料箱以使质心的位置从所述计算的位置向质心后限的位置移动。
第20项.根据第19项所述的系统，进一步包括可操作以接收指示所述航空器的燃料箱中的燃料质量的信号的第二输入，并且其中由所述计算机可读程序代码执行的所述操作进一步包括：
根据接收的航空器的当前总质量和接收的航空器的燃料箱中各个燃料质量的指示计算剩余质量，其中所述剩余质量包括所述空航空器的质量、机上任何乘客和机上任何货物的质量；
根据当前总质量、所述计算的航空器的质心位置、所述燃料箱中的燃料质量和所述燃料箱中的燃料的质心的各个位置，计算所述剩余质量的质心位置；和
根据所述质心后限的位置、所述计算的剩余质量和所述计算的剩余质量的质心位置计算从所述第一燃料传输到所述第二燃料箱的燃料量，
其中将燃料从所述航空器的第一燃料箱传输到所述航空器的第二燃料箱包括将经计算的燃料量从所述第一燃料箱传输到所述第二燃料箱。
第21项.根据第20项所述的系统，其中所述燃料箱中的燃料的质心的各个位置取决于各个燃料箱中的燃料数量，并且其中由上所述计算机可读程序代码执行的所述操作进一步包括根据所述各个燃料箱中的确定的燃料质量计算所述燃料箱的质心的各个位置。
第22项.根据第20-21项中任一项的系统，进一步包括可操作以接收指示所述航空器的俯仰姿态和滚动姿态的信号的第三输入，其中所述燃料箱中的燃料的质心的各个位置取决于所述航空器的俯仰姿态和滚动姿态的至少一个，并且其中由所述计算机可读程序代码执行的所述操作进一步包括：根据所述航空器的确定的俯仰姿态和滚动姿态的至少一个计算所述燃料箱的质心的各个位置。
第23项.根据第18-22项中任一项所述的系统，进一步包括可操作以接收指示所述航空器的空速和攻角的信号的第二输入，并且其中由所述计算机可读程序代码执行的所述操作进一步包括根据空速、攻角和所述控制表面的检测方位的至少一个，计算所述各个空气动力体的压力中心。
虽然前述涉及了本发明的各个方面，但在不背离本发明的基本范围的情况下可设计本发明的其他和进一步的方面，并且其中所述范围由随附权利要求所确定。
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