用于改进飞机的操作的系统和方法与流程

本公开总体上涉及飞机，更具体地涉及改进飞机的操作。

背景技术：

当飞行中的飞机接近声速时，在其表面的低压区域上流动的空气会局部地达到声速，由此形成会影响飞机稳定性的不期望的冲击波。指示空速会随环境温度而变化，而环境温度又随高度而变化。因此，指示空速并不总是用于警告飞行员即将发生的问题的足够的指示。马赫数可能更有用，并且一些高速飞机受限于最大操作马赫数mmo。mmo用作飞机的可允许巡航速度的上限。出于性能和可销售性的考虑，可能期望一些高速飞机具有相对高的mmo。

技术实现要素：

一方面，本公开描述了一种改进飞机在飞行期间的稳定性的方法。该方法包括：

使用指示飞机在飞行期间的速度的数据，当飞机的速度等于或超过扰流板展开触发速度时，自动引起以可移动方式附接到飞机机翼的扰流板的展开，所述扰流板展开触发速度低于飞机的最大操作马赫数；以及

当飞机的速度在扰流板展开触发速度和飞机的最大操作马赫数之间时，使扰流板维持展开。

扰流板可以包括左舷机翼的第一扰流板和右舷机翼的配对的第二扰流板。

引起扰流板的展开可以包括使第一扰流板和第二扰流板展开到相同的展开量。所述相同的展开量可以是扰流板的最大展开量的约12.5％。所述相同展开量可以小于扰流板的最大展开量的30％。所述相同的展开量可以在扰流板的最大展开量的6％至20％之间。所述相同的展开量可以是约5度。所述相同的展开量可以小于15度。所述相同的展开量可以在3度至10度之间。

该方法可以包括当飞机在飞行的巡航阶段中时，并且当飞机的速度等于或超过扰流板展开触发速度时，自动引起扰流板的展开。

该方法可以包括在使扰流板维持展开之后，当飞机的速度低于扰流板展开触发速度时，使扰流板完全收回。

扰流板展开触发速度可以在飞机的最大操作马赫数的0.25％至12％之间。扰流板展开触发速度可以在飞机的最大操作马赫数的0.5％至5％之间。

自动引起扰流板的展开可以包括引起飞机的左舷机翼的一个或多个扰流板以及飞机的右舷机翼的一个或多个扰流板的对称的展开。

该方法可以包括在飞机的速度在扰流板展开触发速度和飞机的最大操作马赫数之间时，维持扰流板展开到固定的展开量。

实施例能够包括上述特征的组合。

另一方面，本公开描述了一种用于改进飞机在飞行期间的稳定性的系统。该系统包括一个或多个控制器，所述一个或多个控制器用于控制以可移动方式附接到飞机机翼的多个扰流板的驱动。所述一个或多个控制器被配置为：

使用指示飞机在飞行期间的速度的数据，当飞机的速度等于或超过扰流板展开触发速度时，自动命令扰流板的展开，所述扰流板展开触发速度低于飞机的最大操作马赫数；以及

当飞机的速度在扰流板展开触发速度和飞机的最大操作马赫数之间时，使扰流板维持展开。

扰流板可以包括左舷机翼的第一扰流板和右舷机翼的配对的第二扰流板。

自动命令扰流板的展开可以包括命令第一扰流板和第二扰流板展开到相同的展开量。

所述相同的展开量可以是扰流板的最大展开量的约12.5％。所述相同的展开量可以小于扰流板的最大展开量的30％。所述相同的展开量可以在扰流板的最大展开量的6％至20％之间。所述相同的展开量可以是约5度。所述相同的展开量可以小于15度。所述相同的展开量可以在3度至10度之间。

所述一个或多个控制器可以被配置为当飞机在飞行的巡航阶段中时，并且当飞机的速度等于或超过扰流板展开触发速度时，自动命令扰流板的展开。

所述一个或多个控制器可以被配置为在使扰流板维持展开之后，当飞机的速度低于扰流板展开触发速度时，使扰流板完全收回。

扰流板展开触发速度可以在飞机的最大操作马赫数的0.25％至12％之间。扰流板展开触发速度可以在飞机的最大操作马赫数的0.5％至5％之间。

自动命令扰流板的展开可以包括命令飞机的左舷机翼的一个或多个扰流板以及飞机的右舷机翼的一个或多个扰流板的对称的展开。

所述一个或多个控制器可以被配置为当飞机的速度在扰流板展开触发速度和飞机的最大操作马赫数之间时，维持扰流板展开到固定的展开量。

实施例能够包括上述特征的组合。

又一方面，本公开描述了一种包括本文中所公开的系统的飞机。

又一方面，本公开描述了一种改进飞机在飞行期间的稳定性的方法。该方法包括：

当飞机的速度接近飞机的最大操作马赫数时，展开以可移动方式附接到飞机机翼的扰流板；以及

当飞机的速度大致在飞机的最大操作马赫数时，维持扰流板展开。

展开扰流板可以包括使飞机左舷机翼的一个或多个扰流板以及飞机右舷机翼的一个或多个扰流板展开到相同的展开量。

所述相同的展开量可以是约5度。所述相同的展开量可以在3度至10度之间。

该方法可以包括当飞机的速度大致在飞机的最大操作马赫数时，维持扰流板展开到固定的展开量。

实施例能够包括上述特征的组合。

又一方面，本公开描述了一种改进飞机在飞行期间的操作的方法。该方法包括：

使用指示飞机在飞行期间的速度的数据，当飞机的速度等于或超过展开触发速度时，自动引起以可移动方式附接到飞机机翼的飞行控制表面的展开，所述展开触发速度低于飞机的最大操作马赫数；以及

当飞机的速度在展开触发速度和飞机的最大操作马赫数之间时，使飞行控制表面维持展开。

飞行控制表面可以包括左舷机翼的第一飞行控制表面和右舷机翼的配对的第二飞行控制表面。

引起飞行控制表面的展开可以包括使第一飞行控制表面和第二飞行控制表面展开到相同的展开量。

该方法可以包括当飞机在飞行的巡航阶段中时，并且当飞机的速度等于或超过展开触发速度时，自动引起飞行控制表面的展开。

该方法可以包括在使飞行控制表面维持展开之后，当飞机的速度低于展开触发速度时，使飞行控制表面完全收回。

自动引起飞行控制表面的展开可以包括引起飞机的左舷机翼的一个或多个飞行控制表面以及飞机的右舷机翼的一个或多个飞行控制表面的对称的展开。

该方法可以包括当飞机的速度在展开触发速度和飞机的最大操作马赫数之间时，维持飞行控制表面展开到固定的展开量。

飞行控制表面可以包括如下飞行控制表面中的一个或多个：扰流板、襟翼和副翼。

实施例能够包括上述特征的组合。

通过下文所包括的详细描述和附图，本申请的主旨的这些和其它方面的进一步细节将是明显的。

附图说明

现在参考附图，在附图中：

图1是示例性飞机的顶视平面图，该示例性飞机包括用于改进飞机的操作的系统；

图2是用于改进图1的飞机的操作的示例性系统的示意图；

图3是示出了用于改进图1的飞机的操作的示例性方法的流程图；

图4是示出了用于改进图1的飞机的操作的另一个示例性方法的流程图；

图5是示出了图1的飞机的用于不同高度范围的不同扰流板展开触发速度和对应的最大操作马赫数的表格；

图6a是图1的飞机的一部分的顶视平面图，其示出了在飞机的扰流板未展开的情况下飞机处于侧滑条件时的流动分离(flowseparation)的区域；并且

图6b是图1的飞机的一部分的顶视平面图，其示出了在飞机的扰流板展开的情况下飞机处于侧滑条件时的流动分离的区域。

具体实施方式

以下描述涉及用于改进相对高速飞行期间的飞机的操作的方法和系统。在各种实施例中，本文中所公开的方法和系统利用相对小且对称的飞行控制表面的展开/驱动来改进飞机机翼上的流动条件，并允许对飞机使用比在没有飞行控制表面的这样的展开的情况下可认证的最大操作马赫数(mmo)高的最大操作马赫数(mmo)。在各种实施例中，在飞行期间，飞行控制表面的这样的展开可以改善静态横向稳定性、减少阻力并/或增加飞机的抖振界限。

在一些实施例中，该方法包括：当飞机的速度接近飞机的最大操作马赫数时，展开以可移动方式附接到飞机机翼的扰流板(和/或其它飞行控制表面)；以及当飞机的速度大致在飞机的mmo时，维持扰流板(和/或其它飞行控制表面)的展开。mmo用作飞机的可允许巡航速度的上限，并且是飞机的最大认证巡航马赫数。适用的认证机构(诸如美国联邦航空管理局(faa))的规定中限定了mmo，并且mmo对应于操作极限马赫数，该操作极限马赫数需要例如飞机的静态横向稳定性在最坏的情况下在mmo下是中立的。mmo还对应于如下速度，超过该速度将不符合适用的认证机构的一个或多个规定。在一些情况下，超出mmo的偏离可能导致飞机机翼上的边界层空气的诱导流动分离，这可能导致横向不稳定、抖振和升高的阻力。

飞机的静态横向稳定性是与飞机构造相关的基本空气动力学性能，并且与机翼设计相关联。例如，为了侧滑条件下的稳定构造，前翼应该产生比后翼高的升力，并且在传统意义上可以(例如使用副翼、方向舵)施加控制力来抵消这种影响。然而，在一些情况下，对于一些机翼设计，观察到的是负静态横向稳定性或与所预期的相反的侧滚响应可能会由于机翼上的冲击诱导的流动分离而在高马赫数下表现出来。在这种情况下，侧滑中的前翼产生更强的冲击，而后翼感受到冲击强度的降低。较强的冲击增加了前翼上的流动分离，从而减小升力而不是增加升力。相反，后翼在侧滑中可以产生较少的升力减小，因为较弱的冲击可能导致流动分离减少。因此，这种流动特性可能导致飞行器的行为(例如侧滚运动)违反飞行员的直觉。冲击诱导的流动分离也潜在地可能会引起抖振并成为增加的飞机阻力的来源。

在一些情况下，发现了在超过飞机的特定速度时使用相对较小的对称控制表面(例如多功能扰流板、襟翼、副翼和/或副翼扰流板)偏转以减轻由机翼的特定区域中的冲击诱导的流动分离而引起的不稳定性和/或其它负面影响，而不会过度地增大阻力。通过参考附图描述了各种实施例的方面。

图1是示例性飞机10的顶视平面图，该示例性飞机10包括系统12，该系统12用于改进相对高速下(诸如接近mmo和在mmo下)的飞机10的操作(例如静态横向稳定性、抖振界限、阻力)。飞机10可以是任何类型的飞机，诸如适用于民用航空的团体飞机(例如公务机)、私人飞机、商用飞机和客用飞机。例如，飞机10可以是窄体双引擎喷气式班机，或者可以是超长航程公务机。飞机10可以是固定翼飞机。

飞机10可以包括机翼14a和14b(在本文中也被统称为“机翼14”)、机身15、一个或多个发动机16和尾翼18。一个或多个发动机16可以安装到机身15。可替代地或另外地，一个或多个发动机16可以安装到机翼14。机翼14a可以是相对于机身15的纵向轴线la的左舷(即左侧)机翼。机翼14b可以是相对于机身15的纵向轴线la的右舷(即右侧)机翼。每一个机翼14可以包括一个或多个飞行控制表面，诸如副翼20，前缘缝翼22，扰流板24a、24b和后缘襟翼26。前缘缝翼22和后缘襟翼26可以被认为是“高升力”飞行控制表面，其可以在需要增加升力的飞行阶段期间展开，以增加由机翼15产生的升力的量。

扰流板24有时也可以被称为“升力扰流板”或“阻升器”，并且是通常旨在在飞机10的飞行或着陆期间减小由机翼14产生的升力的量的飞行控制表面/装置。扰流板24可以包括设置在机翼14的顶侧上的板/表面，并且其能够偏转或延伸到气流中以扰乱气流。例如，扰流板24可以被构造成例如在飞机10着陆时减小升力并增加阻力。扰流板24可以在飞行期间以(通常以度数表示的)受控角度展开，以增加下降率或控制侧滚。扰流板24a可以以可移动方式安装到左舷机翼14a，并且扰流板24b可以以可移动方式安装到右舷机翼14b。在一些实施例中，扰流板24中的一些(例如多功能扰流板、副翼扰流板)可以在飞行期间以受控角度展开，以增加下降率或控制侧滚，而其它的扰流板24(例如地面扰流板)可以在着陆时立即完全展开，以大大减小升力并增加阻力。在飞机10的一些实施例中，多功能扰流板可以被设置在相应的机翼14a、14b上的地面扰流板的外侧。

图1示意性地示出了叠加在飞机10上的系统12，其中系统12可以与以可移动方式附接到左舷机翼14a的扰流板24a相关联，并且还可以与以可移动方式附接到右舷机翼14b的扰流板24b相关联。如图1中所示，系统12可以与每一个机翼14的一些或全部扰流板24相关联。例如，系统12可以与每一个机翼14的相对于机身14的内侧和外侧扰流板24相关联。然而，应理解，在一些实施例中，系统12可以与每一个机翼14的仅一个或一些(例如内侧或外侧的)扰流板24相关联。例如，在一些实施例中，系统12可以与横向位于地面扰流板和外侧多功能扰流板之间的内侧多功能扰流板相关联。

尽管本公开主要涉及使用扰流板的展开来改进相对高速度下的飞机10的操作，但应理解，在各种情况和机翼设计中，其它飞行控制表面的展开也能够用于减轻流动分离的影响，以便实现对静态横向稳定性、抖振界限、阻力降低的一些改进。对待展开的飞行控制表面的选择可以基于机翼14的特性和机翼14上的流动分离的位置。因而，应理解，系统12可以与其它飞行控制表面(诸如以可移动方式附接到机翼14的后缘襟翼26和/或副翼20)相关联。

图2是用于改进飞机10的操作(例如静态横向稳定性、抖振界限的增加、阻力降低)的示例性系统12的示意图。在一些实施例中，具体地，可以在飞机10以接近mmo以及以mmo的速度飞行的巡航阶段的期间使用系统12。为简单起见，在图2中，系统12与每一个机翼14的仅一个扰流板24一起示出，但应理解，系统12可以与两个机翼14的一些或全部扰流板24相关联，并/或与其它飞行控制表面相关联。

系统12可以包括一个或多个驱动器30a，该一个或多个驱动器30a以可操作方式联接，以基于由一个或多个控制器32产生的指令来驱动左舷机翼14a的扰流板24a。类似地，系统12可以包括一个或多个驱动器30b，该一个或多个驱动器30b以可操作方式联接，以基于由控制器32产生的指令来驱动右舷机翼14b的扰流板24b。应理解，本公开的方面也可以与具有与本文中所示的扰流板构造和驱动系统不同的扰流板构造和驱动系统的飞机10一起使用。例如，应理解，在一些实施例中，共用控制器32可以控制扰流板24a和扰流板24b的驱动。可替代地，在一些实施例中，系统12可以包括分别与扰流板24a和扰流板24b相关联的单独的专用控制器32。驱动器30a、30b(在本文中也被统称为“驱动器30”)中的每一个可以包括合适的(例如气动、液压和电动)驱动器，以将驱动力传递到相应的扰流板24。

系统12可以包括一个或多个控制器32(下文以单数形式提及)。控制器32可以经由驱动器30以可操作方式联接到扰流板24，以命令扰流板24的驱动。在一些实施例中，控制器32可以以可操作方式联接，以便也命令飞机10的其它飞行控制表面的驱动。控制器32可以以可操作方式联接到其它航空电子部件，或者以其它方式被配置为直接或间接地接收来自飞机10的飞行员的命令，或者接收来自飞机10的自动飞行系统的命令。控制器32也可以以可操作方式联接，以从一个或多个合适的数据源(诸如传感器36或其它航空电子部件)直接或间接地接收数据34。控制器32可以以可操作方式联接到位于飞机10的驾驶舱中的控制输入装置，并且能够由飞行员驱动，以允许将扰流板24的驱动手动命令到不同的展开设定。

控制器32可以包括一个或多个数据处理器和一个或多个计算机可读存储器，所述一个或多个计算机可读存储器存储机器可读指令，所述机器可读指令能够由数据处理器执行，并且被配置为使控制器32执行一系列步骤，以实施计算机实施的过程，使得当这些数据处理器或其它可编程设备执行指令时，指令能够使本文中所述的方法中指定的功能/动作被执行。存储器可以包括适合于以可检索方式存储能够由控制器32的数据处理器执行的机器可读指令的任何存储手段(例如装置)。

本公开的各个方面能够被体现为系统、装置、方法和/或计算机程序产品。因而，本公开的方面能够采用完全硬件实施方式、完全软件实施方式或组合了软件和硬件方面的实施方式的形式。此外，本公开的方面能够采用被体现为一个或多个非暂时性计算机可读介质的计算机程序产品的形式，所述一个或多个非暂时性计算机可读介质具有体现在其上的计算机可读程序代码。例如，计算机程序产品可以由控制器32执行，以整体或部分地执行本文中所公开的一种或多种方法。应理解，基于本公开，本领域技术人员能够容易地写出用于实施本文中所公开的方法的计算机程序代码。

控制器32可以以可操作方式联接到扰流板24，用于一致地命令扰流板24的展开和收回，并使扰流板24a和24b在左舷机翼14a和右舷机翼14b之间对称地展开。在各种实施例中，控制器32可以专用于扰流板24的驱动，或者可以被配置用于执行其它任务。在一些实施例中，控制器32可以包括例如飞机10的电传飞控系统的飞行控制计算机(fcc)或与其集成。控制器32可以被配置为基于数据34和一个或多个合适的控制规则来自动命令扰流板24的展开和收回。本文中所公开的方法可以在新的飞机设计上实施，或者改装到现有飞机，而不需要对这种现有飞机进行重大的结构修改。

数据34可以包括指示飞机10的当前状态或操作条件的信息。例如，数据34可以包括通过合适的传感器36获得的一个或多个大致实时存储或感测的参数、一个或多个计算出/推导出的参数以及一个或多个预定阈值。在各种实施例中，数据34可以包括当前速度(例如空速、马赫数)、飞行阶段、飞机重量、高度、扰流板24的展开角度α和预定阈值(例如极限、高度范围、扰流板展开触发速度、扰流板收回触发速度、mmo)。控制器32能够使用部分或全部数据34，以允许控制器32执行本文中所述的任务。应理解，一些数据34可以替代地由控制器32计算出/推导出，或者可以存储在能够被控制器32访问的存储器中。图2中示出了扰流板24的相对于扰流板24的完全收回位置的展开角度α。扰流板24可以能够在完全收回位置(即，α＝0度)和完全展开位置(例如，α＝40度)之间驱动，并且可以包括所述完全收回位置和所述完全展开位置。扰流板24可以被构造成被驱动到并保持在完全收回位置和完全展开位置之间的中间位置处。

图3示出用于改进飞机10的操作(例如静态横向稳定性、抖振界限、阻力)的示例性方法100的流程图。可以使用上述系统12或者使用另一合适的系统来执行方法100。例如，可以经由控制器32以计算机实施方法100。可以通过与系统12相关联的一个或多个控制规则来实施方法100。本文中所公开的系统12的方面和功能也能够适用于方法100。方法100可以包括：使用指示飞机10在飞行期间的速度的数据34，当飞机10的速度等于或超过(例如扰流板)展开触发速度(该展开触发速度低于飞机10的mmo)时，自动引起以可移动方式附接到飞机10的机翼14的飞行控制表面(例如扰流板24)的展开(参见方框102)；并且当飞机10的速度在(例如扰流板)展开触发速度和飞机10的mmo之间时，使飞行控制表面(例如扰流板24)维持展开(参见方框104)。

在各种实施例中，方法100中使用的飞行控制表面可以是扰流板24、襟翼26和/或副翼20。例如，在一些实施例中，方法100可以仅(排他性地)展开扰流板24来实现所期望的操作改进。在一些实施例中，方法100可以仅(排他性地)展开襟翼26来实现所期望的操作改进。在一些实施例中，方法100可以仅(排他性地)展开副翼20来实现所期望的操作改进。在一些实施例中，方法100可以仅(排他性地)展开副翼扰流板来实现所期望的操作改进。在一些实施例中，方法100可以基于机翼14上的流动分离的位置和特性，利用一种或多种类型的飞行控制表面的同时展开，来实现所期望的操作改进。在方法100的各种实施例中，飞行控制表面的展开可以在左舷机翼14a和右舷机翼14b之间对称。

虽然关于扰流板24描述下文所述的方法100的方面，但应理解，这些方面能够适用于飞机10的其它类型的飞行控制表面。

在一些实施例中，可以在没有来自飞机10的飞行员的明示指令的情况下执行扰流板24的自动展开(和随后的收回)。例如，可以在没有飞行员的输入的情况下执行扰流板24的自动展开(和随后的收回)，并且扰流板24的自动展开(和随后的收回)对于飞机10的飞行员来说是显然的。

在各种实施例中，作为方法100的一部分，可以展开全部或仅一些扰流板24，以改进飞机10的操作(例如横向稳定性、抖振界限、阻力)。在一些实施例中，作为方法100的一部分，可以仅展开每一个机翼14的多功能扰流板以改进飞机10的操作，而地面扰流板维持收回。在一些实施例中，作为方法100的一部分，可以仅展开每一个机翼14的一个或多个内侧多功能扰流板，以改进飞机10的静态横向稳定性，而地面扰流板和其它外侧多功能扰流板维持收回。内侧多功能扰流板可以沿着每一个机翼14的展向方向设置在外侧多功能扰流板和地面扰流板之间。

在各种实施例中，扰流板24的展开可以包括将飞机10的左舷机翼14a的一个或多个扰流板24a以及飞机的右舷机翼14b的一个或多个配对扰流板24b展开到相同的展开量(例如，展开到图2中所示的相同的展开角度α)。因而，扰流板的展开可以在左舷机翼14a和右舷机翼14b之间对称。

改进飞机10的操作所需的扰流板展开量可以相对较小，并且可以取决于特定飞机和所期望的效果。对展开哪一个(或多个)扰流板24以及以多少展开角度α展开的选择可以取决于特定飞机，并取决于一个或两个机翼14上的冲击诱导的流动分离区域的位置和尺寸。在一些情况下，由于改进高速下的飞机10的操作所需的扰流板展开量可以相对较小，因此扰流板的展开不会过度增加阻力。在某些情况下，由扰流板24的展开所提供的对冲击诱导的流动分离的影响的减轻在适用的操作条件下可以是大致阻力中性的(或减阻的)。例如，即使略微展开的扰流板24将延伸到机翼14上方的气流中，在一些实施例中，略微展开的扰流板24还将降低一些区域中的冲击强度，并因此减少一个或两个机翼14的一个或多个临界区域中的冲击诱导的流动分离。此外，能够以如下方式调整扰流板的展开，该方式使得改变机翼14上的升力在这些流动条件下的展向分布，从而减小飞机10的诱导阻力。

在一些实施例中，所需的扰流板展开角度α可以以实验方式预先确定，或者通过基于操作条件和适用的性能要求的建模/模拟来预先确定。在一些实施例中，用于方法100的展开角度α可以是固定/恒定(即非可变)的值，该值基于飞机的速度、可选地还基于飞行阶段而触发，而与其它参数无关。因而，可以在同一飞行期间和不同飞行期间以适用的次数重复使用展开角度α的相同的固定值。

在一些实施例中，一旦在方法100中已经展开了扰流板24，就不能在操纵期间基于任何其它参数来主动控制/调节扰流板24。例如，可以以扰流板展开触发速度来触发扰流板24的展开，然后在飞机10的速度在扰流板展开触发速度和飞机的mmo之间时，将其维持展开(即保持)到固定的展开量。在飞机10的速度大致在飞机10的mmo时，扰流板24也可以维持展开(即保持)。

方法100还可以包括，在使扰流板24在适用的速度下维持以固定的展开角度α展开之后，当飞机10的速度低于扰流板展开触发速度时，使扰流板24自动地完全收回。在一些实施例中，可以使用扰流板收回触发速度来触发扰流板24的收回。这种扰流板收回触发速度可以略低于扰流板展开触发速度，以提供死区并防止在适用的触发速度附近使扰流板24发生振荡。

在方法100的一些实施例中，约为5度的扰流板展开角度α可以提供一些操作改进。在适用的扰流板24的最大展开角度可以是约40度的情况下，5度的展开可以与适用的扰流板24的最大展开角度的约12.5％相对应。在一些实施例中，合适的扰流板展开角度α可以在约3度至约10度之间。在一些实施例中，合适的扰流板展开角度α可以小于约10度。在一些实施例中，合适的扰流板展开角度α可以小于约15度。就适用的扰流板的最大展开量的百分比而言，用于方法100的合适的扰流板展开量可以是适用的扰流板24的最大展开量的约6％至约20％之间。在一些实施例中，用于方法100的合适的扰流板展开量可以是适用的扰流板24的最大展开量的约10％至约15％之间。在一些实施例中，合适的扰流板展开量可以小于适用的扰流板24的最大展开量的约20％。在一些实施例中，合适的扰流板展开量可以小于适用的扰流板24的最大展开量的约30％。

如上文所说明，扰流板24的自动展开可以由等于或超过扰流板展开触发速度的飞机速度来触发。然而，另一个可选条件可以是基于飞机10的飞行阶段。例如，可以在飞行的巡航阶段期间使用方法100，以便允许使用比在没有扰流板24的这种展开的情况下所认定的更高的用于飞机10的mmo。参考图2，数据34可以包括表示飞机10的当前飞行阶段的数据。

图4是示出用于改进飞机10的操作(例如横向稳定性、抖振界限、阻力)的另一个示例性方法200的流程图。可以使用上述系统12或使用另一合适的系统来执行方法200。例如，可以经由控制器32以计算机实施方法200。可以通过与系统12相关联的一个或多个控制规则来实施方法200。本文中所公开的系统12和方法100的方面和功能也能够适用于方法200。同样地，即使关于扰流板24描述了方法200的方面，但应理解，这些方面能够适用于其它类型的飞行控制表面。方法200可以包括：当飞机10的速度接近飞机10的mmo时，展开以可移动方式附接到飞机10的机翼14的扰流板24(参见方框202)；并且当飞机10的速度大致在飞机10的mmo时，维持扰流板24展开。

图5是示出了飞机10的用于不同高度范围的不同扰流板展开触发速度(ts1至ts3)和对应的最大操作马赫数(mmo至mm3)的表格。本文中所公开的方法可以在相对较高的高度下执行，其中mmo是飞机10的极限速度。因为飞机的失速速度由于环境条件和声速随高度改变而会基于高度而变化，所以应理解，飞机10的mmo会基于高度而变化。参考图5，高度范围a3至a4旨在高于高度范围a1至a2，并且高度范围a5至a6旨在高于高度范围a3至a4。由于飞机10的mmo会随着高度的升高而减小，因此mmo2可能低于mmo1，并且mmo3可能低于mmo2。

由于mmo随高度变化，所以不同的扰流板展开触发速度ts1至ts3可以与每一个mmo相关联。适用的扰流板展开触发速度可以低于其所关联的mmo。在一些实施例中，适用的扰流板展开触发速度可以略低于mmo。在一些实施例中，扰流板展开触发速度可以与在没有本文中所说明的扰流板24的展开的情况下认定的替代的较低mmo相对应。例如，扰流板展开触发速度可以与飞机10的阈值速度相对应，高于所述阈值速度则需要展开扰流板24以维持飞机10的所期望的横向稳定性。在一些实施例中，扰流板展开触发速度可以在飞机10的mmo的约8％内。在一些实施例中，扰流板展开触发速度可以在飞机10的mmo的约2％内。在一些实施例中，扰流板展开触发速度可以在飞机10的mmo的约0.25％至约12％之间。在一些实施例中，扰流板展开触发速度可以在飞机10的mmo的约0.5％至约5％之间。

数据34(参见图2)可以包括具有图5的表格形式的数据，控制器32可以使用该数据，以基于当前高度来确定适用的mmo和对应的扰流板展开触发速度，以便因此触发扰流板24的展开。应理解，图5的表格还可以包括上文所说明的对应的扰流板收回触发速度。图5的表格可以具有控制器32可用的电子查找表的形式。

图6a和图6b是飞机10的一部分的顶视平面图，其示出了当飞机10处于侧滑条件时，机翼14a、14b上的流动分离的区域38a、38b，其中在图6a中，飞机10的扰流板24未展开，并且在图6b中，飞机10的扰流板24展开至5度。适用于图6a和图6b的条件包括0.900马赫数的飞机10速度、0度的冲角以及在图6a、图6b中所示的方向上的2.5度的侧滑角度β。因而，右舷机翼14b被示出为相对于气流的前翼，并且左舷机翼14a被示出为后翼。图6a和图6b是通过模拟/建模而生成的。

流动分离的区域38a和38b被示出在机翼14a、14b的顶部上的暗区域中。参考图6a，其中扰流板24收回(α＝0度)，右舷机翼14b上的区域38b的尺寸被示出为明显大于左舷机翼14a上的区域38b的尺寸。区域38a、38b的这种尺寸差异可以表示机翼14a、14b之间的升力差，并且因此可以是所示情况中的飞机10的横向不稳定性的来源。

参考图6b，其中(例如内侧多功能)扰流板24展开至5度的展开角度α，与图6a的情况相比，由于扰流板24b的展开，机翼14b上的流动分离的区域38b被示出为具有减小的尺寸。因此，与图6a的情况相比，在图6b的情况下，由机翼14b产生的升力可以较高。相反，与图6a的情况相比，由于扰流板24a的展开，机翼14a上的流动分离的区域38a被示出为具有增大的尺寸。因此，与图6a的情况相比，在图6b的情况下，由机翼14a产生的升力可以较低。区域38b的尺寸减小与区域38a的尺寸增加的结合能够表示机翼14a、14b之间的升力差异的幅度的减小，并且因此能够表示与图6a的情况相比，在图6b的情况下，改善了静态横向稳定性。

即使区域38a、38b的尺寸在机翼14a，14b之间不对称，通过扰流板24a、24b的相对较小的对称展开也实现了静态横向稳定性的改善。由于扰流板24的较小展开旨在用在高于扰流板展开触发速度的速度下，因此可以相信，当在低于扰流板展开触发速度的巡航速度下操作时，本文中所公开的方法不会影响飞机10的远程巡航性能。

参考由于扰流板24b的展开而引起的区域38b的尺寸从图6a至图6b的减小，可以相信，在一些情况下，区域38b的这样的尺寸减小可以通过阻力的降低和抖振界限的增大来实现。应理解，流动分离的区域的尺寸和特征能够用于确定哪一个(或多个)飞行控制表面适合用于减轻这种流动分离的影响，并从而改进飞机10的操作。减轻流动分离的影响可以包括通过机翼14a、14b的一个或多个飞行控制表面的相对较小但对称的展开来改变一个或两个机翼14a、14b上的升力分布。

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