专利名称：减弱湍流对航空器影响的装置和方法
技术领域：
本发明涉及减弱湍流对航空器影响的装置和方法。
背景技术：
现有技术或本发明的某些元件这里在与航空器相关的称为航空器参考系的空间参考系中进行描述。在整个描述中，所述航空器参考系通常由航空器的纵向方向、航空器的横向方向和与其它两个方向相正交的第三方向确定，该第三方向按惯例被称为垂直方向， 尽管其至少在飞行时没有与如引力所提供的地面参考系的“竖直垂线”相重合。当对于相关参考系可能有疑问时，地面参考系的“竖直垂线”也被称为引力方向。
此外，术语“风”表示在一给定点空气的所有运动，其来自于空气的平均运动(层流)和在所述点的湍流的叠加。湍流是由持续变化中的复杂和杂乱的运动构成的扰动。
湍流对航空器具有有害的影响。其尤其会引起会使机舱中物体或乘客移动的航空器的垂直加速；尤其会导致与另一航空器碰撞危险的海拔高度位的变化；在机翼上负荷过度；较大的横摇力矩；在机舱中不舒适的感觉等。
三种类型的湍流尤其是给航空器造成麻烦的根源 -晴空湍流，其产生自风的剪力；非对流的该湍流在射流附近于高海拔高度出现， 最常见地山脉上方且特别是在冬季。
-对流湍流，其出现在云内或云附近；非常剧烈的湍流会在雷暴云中突然出现，其中共存有能够达到数十m/s的具有相反方向的垂直流。这些现象是局部的并且通常是可看见的(由于云的存在)。
-湍流尾流，其由航空器通过产生；由重型航空器产生的涡旋会在较轻型航空器上引起较大的横摇力矩。
由于湍流增加在机翼上的负荷，因而湍流迫使需要对航空器结构进行加固；因此湍流对航空器重量造成影响。此外，湍流使得航空器结构疲劳并因此会限制其使用寿命，或者至少通过须对航空器的结构和设备进行频繁检查而造成其运营效益的损失。因此且尤其地，如果排除致命事故，湍流是造成乘客受伤的首要原因。
湍流的探测和测量、以及相应的权宜行动的采用因而关系重大。
为减弱湍流对航空器的影响，已知致动航空器的活动控制表面，如副翼、襟翼、扰流片、前缘、升降舵面、方向舵、升降舵......，以限制航空器所经受的负荷变化。
为了减弱垂直湍流的影响，FR 2 891 802此外教导一方面根据在航空器当前位置的风速的垂直分量并且另一方面根据在航空器当前位置突然出现的垂直湍流的严重级别，计算用于活动控制表面的控制命令，该严重级别基于前述风的垂直分量予以计算。实际上，当航空器是飞机时，风的垂直分量由布置在飞机头部的风速测定探头加以测量，以便提前很短时间获知飞机侧翼将经受的风。然而，即便是在最大型飞机中，该提前的时间保持小于100ms。考虑到已知致动器的输出速率，因而不可能获得位于侧翼上的控制表面的完全偏转。
为了消除所述弊端，还已知使用激光雷达Iidar (英文“Light Detection And Ranging”首字母缩写，意指光波探测和测距)，用以测量在航空器前部距其一给定距离处的风速，以探测在该距离突然出现的湍流。激光雷达是主动传感器，其包括发射定向入射光束的激光器、汇集由入射光束遇到的微粒反向散射的波的望远镜、和处理部件。在入射光束发射后于时刻t = 2d/c (其中“C”表示光速)所汇集的反向散射波，对应于距激光雷达为距离“d”的大气层所反向散射的波，所述距离称为瞄准距离。根据多普勒效应，按激光雷达瞄准方向的大气层移动速度通过在入射光束的频率和反向散射波的频率之间的差推出。在航空器前部一给定距离处的风的测量，允许以大于IOOms的提前时间预估将涉及航空器的现象，并且因而如果需要，则提供使控制表面完全偏转的可能性。
然而，为减弱湍流影响而实施的已知的装置和方法并不能完全令人满意。
发明内容
本发明旨在提出允许以比现有技术已知的方法和装置更有效的方式减弱湍流对航空器影响的方法和装置。
本发明因而旨在进一步还限制航空器所经受的负荷变化，加强安全性，并且需要时改善乘客的舒适度。
为此，本发明涉及减弱航空器上湍流影响的减弱方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤 -使用至少一个沿称为激发方向的方向的称为风速轮廓线信号的信号，其表示在航空器参考系中在给定时刻，根据按航空器纵向方向的距离“X”的在航空器前部的风速的沿所述激发方向的分量， -执行称为频率确定步骤的步骤，在该步骤中处理所述风速轮廓线信号以确定其频谱， -根据前面确定的所述频谱来选择待采用的控制策略，所述控制策略允许识别一个或多个可应用的操控规则。
有利地，继而尤其根据前面选择的所述控制策略，来确定待应用于操控航空器的活动控制表面的操控规则。
首先，本发明因而一方面允许估算随着航空器移动该航空器受到激发的频率，另一方面允许使实施的缓解行动适于这些频率，即因此选择一种控制策略，该控制策略继而允许确定待致动的活动控制表面和对应的致动参数。
实际上，根据本发明的风速轮廓线信号的在给定距离χ处的频率表示当航空器抵达对应所述给定距离X的大气层位置时沿(所述风速轮廓线的)激发方向该航空器将受激发的频率。这种风速轮廓线信号因而允许获知例如是否航空器能够按照其结构的固有模式被激发。实际上，因而优选地根据期望揭示的频率(即根据航空器的一个或多个固有模式) 弓I导根据本发明的频率确定步骤。
如根据本发明所使用的风速轮廓线信号可如下地被构建 -借助激光雷达，重复地测量在位于距航空器头部的被称为测量距离的不同距离处的多对测量点处的风速。如前文所阐述的，激光雷达允许在给定的测量点，根据激光雷达在该点的瞄准方向测量风速。对于形成一对测量点的两个测量点所获得的速度向量之间的向量差，可与位于这两个测量点之间(测量时)的一大气位点上的风速的沿连接这些测量点的方向的分量相比较。如上确定的激光雷达因而允许计算离航空器不同距离处的风速分量； -基于对至少一对沿激发方向排齐的测量点在每个测量距离进行的包括最后一次测量、或如有需要包括倒数第二次测量的多个测量值，构建按激发方向的风速轮廓线信号。 这种信号可例如通过插值法构建。
需要注意的是，用于构建风速轮廓线信号所考虑的测量点的点对的数目，如有需要，从一个信号到另一个信号可以不同(如在下文中将阐述的)。
优选地，构建至少一个在航空器的垂直纵向中平面(对称面)中沿垂直方向的风速轮廓线信号，所述信号表示在给定时刻，在航空器前部的在所述中平面中的风速的垂直分量。其基于在每个测量距离属于所述中平面的一对测量点的风速测量值建立，对于每个测量距离，获得这样一个点对。
优选地，每个测量距离可以预先地不仅以长度单位例如米或英尺确定，而且以时间单位优选以秒被确定。为此设置有计算部件，所述计算部件能够基于以时间表示的测量距离与通过航空器的一处理单元实时提供的代表航空器飞行速度的数据，来计算激光雷达和每个测量点之间的距离(以长度单位表示)。所述计算部件可被集成在航空器的所述处理单元中或集成在激光雷达本身的一处理单元中。
有利地，直至达到4秒或800米、或甚至5秒或1000米、甚至必要时达到7秒或 1400米的测量距离，测量风速。实际上，根据期望揭示的最小频率来选择最大的测量距离。
有利地，风速的测量步骤此外可具有下述特征中的一个或多个 -测量在每个测量距离的至少六个测量点处的风速，在每个测量距离上这些测量点形成三对沿垂直方向排成直线的测量点，称为垂直点对；有利地，这些测量点还形成至少一对沿横向方向排成直线的测量点，该点对被称为横向点对。优选地，在每个测量距离或仅仅在这些测量距离中的一些上，测量在形成五个垂直的测量点对的至少十个测量点的风速。
-测量在至少一个接近航空器的测量距离处的风速，所述测量距离例如小于 250ms或小于50m并且优选地小于150ms或小于30m，以给航空器的风速计提供替换装置。
-测量朝航空器的方向彼此越来越靠近的一些测量距离处的风速。换句话说，如果“X”表示测量距离而“ Δ χ”表示在两个相继的测量距离之间的距离，则Δ χ有利地随着 X增大。
有利地，在根据本发明的频率确定步骤中，处理风速轮廓线信号以确定是否该信号或该信号的一部分包括至少一个包含在至少一个预定频率范围内的频率。优选地 -处理风速轮廓线信号以确定是否该信号或该信号的一部分包括至少一个接近航空器的一刚性固有模式的频率。例如，在沿垂直方向的风速轮廓线信号的情形中，有利地处理所述信号以确定是否该信号或该信号的一部分包括至少一个接近名为入射振荡频率的已知航空器固有模式的频率；因而有利地处理风速轮廓线信号以确定是否该信号包括至少一个小于0. 5Hz的频率(航空器的入射振荡频率通常大约为0. 2Hz到0. 4Hz)； -作为变型或优选地作为组合，处理风速轮廓线信号以确定是否该信号或该信号的一部分包括至少一个接近航空器和尤其是其机翼(侧翼以及垂直和水平的尾翼)或其机身的柔性固有模式的频率。例如，在沿垂直方向的风速轮廓线信号的情形中，为了预估航空器侧翼要经受的风险，处理所述信号以确定是否对应距离范围W ；400m]或W ；2s]的信号部分包括至少一个大于0. 5Hz的频率，或者(根据航空器)是否对应距离范围W ；200m] 或W ；Is]、或作为变型对应[200m ；400m]或[Is ；2s]的信号部分包括至少一个大于或等于 IHz的频率。相似地，为了预估机身要遭受的风险，同样可处理沿垂直方向的风速轮廓线信号，以确定是否对应距离范围
或
、甚至
或
或优选地 [100m ；200m]或
的信号部分包括至少一个大于或等于2. 5Hz的频率(根据航空器，甚至大于或等于3Hz)； -需要时，处理风速轮廓线信号以另外确定是否该信号或该信号的一部分包括至少一个在0. 5Hz到IHz之间的频率。
根据本发明的频率确定步骤能以多种方式实施。
根据第一实施方式，借助于至少一个低通滤波器和至少一个高通滤波器处理风速轮廓线信号。低通滤波器允许减弱、甚至消除高频并且因此揭示低频；高通滤波器相反地允许揭示高频。根据所探寻的频率范围选择所述滤波器。例如有利地，一方面使用其截止频率(指这样的频率在该频率上方频率被减弱或消除)基本等于0. 5Hz的低通滤波器，另一方面使用其截止频率(指这样的频率在该频率下方频率被减弱或消除)基本等于0. 5Hz 或IHz的高通滤波器。如有需要，还使用其截止频率基本等于2. 5Hz的高通滤波器。
根据第二实施方式，根据在要进行处理的信号部分上的所述信号通过零值的数目，估算在要进行处理的信号部分上(即根据所探寻的频率范围，在间隔W ；400m]或W ； 2s]或间隔W ；200m]或W ；Is]或上述其它间隔中或整个信号)的风速轮廓线信号的平均周期。这样估算的所述平均周期取反则提供在被处理部分上的信号的平均频率。
根据第三实施方式，基于在所述部分上的信号的最大幅度和以经验和统计方式预先确定的常系数，估算要进行处理的信号部分上的风速轮廓线信号的平均标准差，所述系数表示在风速轮廓线信号的标准差和最大幅度之间的平均比。继而将这样估算的标准差和对应于所探寻的频率范围的标准差范围进行比较，该标准差范围通过表示根据空间频率的能量密度的冯卡门谱或柯尔莫戈洛夫谱的一部分求积分被预先地确定并且以经验和统计的方式被预建立。
有利地，在选择控制策略的步骤中 -如果确定的频谱主要包括接近航空器的刚性固有模式如其入射振荡频率的频率，即例如小于或等于0. 5Hz的频率，则选择称为舒适性策略的控制策略，其旨在改善人在航空器中的舒适度， -如果确定的频谱主要包括接近航空器的柔性固有模式的频率，即大于0.5Hz、 IHz或2. 5Hz的频率，则选择称为结构保护策略的控制策略，其旨在保护航空器的结构， -如果确定的频谱同时包括比例基本相当的接近航空器的刚性固有模式的频率和接近航空器的柔性固有灵活模式的频率，则选择称为混合策略的控制策略，其旨在同时改善人的舒适度和保护航空器的结构。
有利地，舒适性策略的选择导致操控选自升降舵面、方向舵、升降舵、与必要时襟副翼、扰流片和副翼之间的活动控制表面的激活的操控规则的应用。
结构保护策略的选择优选地导致操控选自副翼、扰流片、襟翼、前缘、甚至必要时升降舵面和方向舵的活动控制表面的激活的操控规则的应用。
混合策略的选择导致操控在航空器所有活动控制表面中选择的活动控制表面的激活的操控规则的应用。
本发明还提出这样的可能性使用设计成能够发生变形的航空器机翼(侧翼和/ 或尾翼)的表面，换句话说其几何形状可通过变形(不只是通过铰接)被改变的表面作为活动控制表面。
控制策略的选择因而允许识别一个或多个可应用的操控规则。在本发明的一形式中，要应用的操控规则直接地来自于所选择的控制策略和如有需要来自风速轮廓线信号的频谱。
在一优选的变型中，在可应用的操控规则中(其来自所选择的控制策略)根据风速轮廓线信号具有的一个或多个最大幅度，来选择要应用的操控规则。如果所述信号的频谱主要包括“高”频(航空器的固有灵活模式，结构保护策略)，根据在距离范围W;200m] 或W ；Is]或在距离范围W ；400m]或W ；2s]上(即在用于高频探寻的被处理的信号部分上)记录的最大幅度(或如有需要多个最大值)来选择可应用的操控规则。如果信号的频谱主要包括“低”频(航空器的固有严格模式，舒适性策略)，例如根据在整个风速轮廓线信号上记录的最大幅度(或如有需要，多个最大值)来选择可应用的操控规则。
每个操控规则以常见的方式，一方面确定至少一个待致动的活动控制表面，另一方面确定对应的致动系数，如偏转角(或如有需要变形幅度)、偏转速度和所述活动控制表面偏转开始的时刻。有利地，计算这些影响参数，同时这尤其考虑到可能存在于活动控制表面的致动与航空器的相应响应之间的偏差(d6phasage)，以使得风的影响和航空器对活动控制表面的致动的响应一致。因此，根据取决于活动控制表面对应预定的时刻t或距离& 的所述信号的当前幅度，利用当前的风速轮廓线信号(在所述时刻t建立的或仍有效的信号)，有利地实时地(在时刻t)计算活动控制表面的致动参数，对应于偏差的所述距离& 或所述时刻、可能存在于所述活动控制表面的致动和航空器的响应之间。
本发明还涉及能够实施根据本发明的方法的装置。特别地，本发明涉及减弱湍流对航空器影响的装置，其特征在于，所述装置包括 -频率确定部件，其适于处理如前述确定的风速轮廓线信号，以确定其频谱， -根据前面确定的频谱选择要采用的控制策略的选择部件，所述策略允许识别一个或多个可应用的操控规则。
根据本发明的装置此外有利地包括根据前面选择的控制策略和需要时根据风速轮廓线信号具有的一个或多个最大幅度确定待应用于操控航空器的活动控制表面的操控规则的确定部件。确定部件还能够通过尤其考虑在所述操控规则涉及的每个活动控制表面的致动与航空器的相应响应之间可能存在的偏差，来完整地确定要应用的操控规则(即计算对应的致动参数)。
本发明还涉及包括根据本发明的湍流影响减弱装置的航空器。
本发明的其它细节和优点将在对接下来的参照示意性附图并针对作为非限定性示例提供的一优选实施方式的描述的阅读中得到展示。附图中 -图1是航空器和在其前部的周围环境的示意性透视图，在该图中示出激光雷达瞄准的、允许构建如根据本发明使用的风速轮廓线信号的测量点，
-图2是示出这种风速轮廓线信号的曲线图， -图3是示出根据本发明的减弱方法的流程图。
具体实施例方式在图1上示出的航空器配备有根据本发明的湍流影响减弱装置。
所述减弱装置与激光雷达相连接，所述激光雷达适于在距航空器头部的称为测量距离的不同距离处的多对测量点测量风速。作为变型，根据本发明的减弱装置包括这样一激光雷达。有利地，使用仅单一个激光雷达用于这些测量，以限制在航空器上机载的重量和体积。常见地，所述激光雷达包括激光器，该激光器能够发射定向入射光脉冲，这些光脉冲是分开的或按组群集的；和望远镜，其汇集由入射光脉冲所遇到的微粒反向散射的波。
根据本发明的减弱装置还包括微计算机信息处理部件(软件和硬件)，其能够实施频率确定部件、待采用的控制策略的选择部件、和待应用的操控规则的确定部件，如在下文中所定义的。所述处理部件与激光雷达的处理单元相连接。作为变型，所述处理部件整体或部分地包括对实现如前面定义的风速测量有用的信息部件。此外，所述处理部件可被设置在航空器的单一部位(例如包括激光雷达的机箱)处或分散在多个部位(和/或在多个微计算机单元)。
激光雷达有利地适于在每个入射光脉冲或在每个由激光器发射的成组的脉冲群， 汇集在自入射光脉冲发射起的不同时间tn反向散射的波，根据关系式tn = 2xn/c (其中c表示光速)，每个时间&对应于一个测量距离^。优选地，在两个相继的测量距离之间的距离 Δ χ随着χ例如以指数的方式增大。激光雷达的激光器优选地具有位于紫外线中的波长，其提供良好的分辨率。此外其具有适于允许在介于500m到1500m之间、例如大约IOOOm或& 的最大测量距离测量风速的功率。然而其可具有低功率并且在此情形下发送按群成组的入射光脉冲，以补偿先验不足的功率(对于长的测量距离)。
激光雷达此外包括其瞄准方向的调节部件，调节部件允许在发射的两个入射光脉冲之间(或在两个光脉冲群之间)改变瞄准方向。作为示例，程控激光雷达以按十二个瞄准方向发射入射光脉冲。换句话说，至少对于某些测量距离^，激光雷达能够测量在十二个测量点1到12的风速。
在航空器参考系中，位于相同测量距离上的测量点属于定中心在激光雷达上的同一球体。近似地，它们在图1上示出为属于称为测量平面的同一平面，该平面与航空器的纵向方向L正交并在离航空器头部的等于测量距离的距离处。出于清晰度的考量，在图1上仅示出了位于测量距离\_2、V1和\处的三个测量平面；为了更清晰可见，此外这些测量平面有意地被相互分开。
在位于测量距离\的示出的测量平面中 -测量点1和11形成一对垂直的测量点，其通过在这些点测得的速度的向量差，提供与航空器右舷侧翼的中间部分或远端部分(即接近末端)沿纵向方向相对的一大气位置处的风速的垂直分量WZA的估值， -测量点2和10形成一对垂直的测量点，其通过向量差提供在与航空器右舷侧翼的近端部分(即接近机翼和机身的接合线)或中间部分按纵向方向相对的一大气位置处的风速的垂直分量WZB的估值， -测量点3和9形成一对垂直的测量点，其通过向量差提供在位于航空器纵向中心轴线上的、即与航空器头部及机身沿纵向方向相对的一大气位置处的风速的垂直分量Wze 的估值。
-测量点4和8形成一对垂直的测量点，其通过向量差提供在与航空器左舷侧翼的近端部分(即接近机翼和机身的接合线)或中间部分按纵向方向相对的一大气位置处的风速的垂直分量WZD的估值， -测量点5和7形成一对垂直的测量点，其通过向量差提供在与航空器左舷侧翼的中间部分或远端部分(即接近末端)按纵向方向相对的一大气位置处的风速的垂直分量 WZE的估值， -测量点1和5、或测量点2和4形成横向的测量点点对，其通过向量差，提供在航空器纵向中心轴线的上方并位于航空器的纵向垂直中平面(对称面)中的一大气位置处的风速的横向分量WtA的估值， -测量点6和12形成横向的测量点点对，其通过向量差，提供在位于航空器的纵向中心轴线上、即与航空器的头部和机身相对的一大气位置处的风速的横向分量WtB的估值， -测量点11和7、或测量点10和8形成横向的测量点点对，其通过向量差，提供在航空器的纵向中心轴线下方位于航空器的纵向垂直中平面中的一大气位置处的风速的横向分量Wte的估值。
不同测量平面的测量点1按激光雷达的第一瞄准方向排齐；它们形成第一组测量点。相同地，不同测量平面的测量点2按激光雷达的第二瞄准方向排齐并且形成第二组测量点，以此类推。优选地，每一组测量点包括至少四个分布在距离范围W ；200m]或W ；Is] 上的测量点和至少三个分布在距离范围[200m;1000m]或[Is ；5s]上的其它测量点。每组的测量点的数目及其分布可以从一组到另一组变化。例如，提供对着航空器机身的风速的垂直分量Wze的估值的测量点3和9的组，有利地包括相对较多的测量点数目，其中至少八个(优选至少十六个)分布在距离范围W ；200m]或W ；Is]上的测量点、和至少六个(优选至少十二个)分布在距离范围[200m;1000m]或[Is ；5s]上的其它测量点。相反地，测量点2、10的组和测量点4、8的组例如可包括较少的测量点数目，尤其是在距离范围[200m ； 1000m]或[Is ；5s]中。
激光雷达优选地如下运行。第一步骤100在于获得风速的测量值。第一光脉冲按经过测量点1的第一瞄准方向被发射；该第一光脉冲允许获得对于(这一组的)每个距离范围的在测量点1被反向散射的波的频率，并且因而测量在每个测量点1的根据第一瞄准方向的风速。调节部件继而被作动以改变激光雷达的瞄准方向，以便激光雷达指向测量点 2。第二光脉冲因而按(经过测量点2的)第二瞄准方向被发射；该第二光脉冲允许获得对于这一组测量点2的反向散射的波的频率，并且因此对于所述测量点2中的每一个按第二瞄准方向测量风速。调节部件因而被作动以改变激光雷达的瞄准方向，以使得激光雷达指向测量点3，继而第三光脉冲按新的第三瞄准方向被发射，因而对于所有的瞄准方向以此类推。
对于十二组测量点的测量值的采集构成一个测量循环，其无限地以迭代方式进行重复。作为示例，激光雷达有利地适于以不足60ms (毫秒)实施一次完整的测量循环。
在每个测量循环中和对于每个测量循环，激光雷达的处理单元或如有需要减弱装置的处理部件在步骤102通过向量差，基于对所述测量平面的测量点1和11所测得的速度，来计算在每个测量平面中的风速的垂直分量WZA。以类似方式，基于对所述测量平面的测量点2和10所测得的速度来计算在每个测量平面中的风速的垂直分量WZB，并且对于所有垂直分量Wze到WZE均以此类推。激光雷达的处理单元或如有需要减弱装置的处理部件还通过向量差，基于对所述测量平面的测量点1和5(或者2和4)所测出的速度来计算每个测量平面中的风速的横向分量WtA，并且同样地，基于对所述测量平面的测量点12和6、相应地11和7(或者10和8)所测出的速度来计算每个测量平面中的风速的横向分量WtB、相应地 Wtc。
作为变型或作为组合，需要时，激光雷达的处理单元或减弱装置的处理部件可基于对于不同的测量循环(相继的或非相继的)和/或对于位于不同测量距离(相继的或非相继)的测量点所测得的速度，来计算风速的分量，并且这以便考虑在一个测量循环中在地面参考系中航空器所经过的距离。例如，可程控激光雷达的处理单元或减弱装置的处理部件，以便一方面基于对于循环j-Ι对在距离\的测量点11所测得的速度、另一方面基于对于循环j对在距离\的测量点1所测得的速度，来对于循环j计算在距离\的风速的垂直分量WZA(条件是测量循环的“转动”方向是如上所描述的)。根据另一示例，尤其是在航空器的速度大并且例如大于预定阈值的情形下，可程控激光雷达的处理单元或减弱装置的处理部件，以便一方面基于对于循环j-Ι对在距离Xp1的测量点3所测出的速度、另一方面基于对于循环j对在距离\的测量点9所测出的速度，来计算对于循环j在距离\的风速的垂直分量Wze。
这样计算出的垂直分量WZA到WZE和横向分量WtA到Wte中的某些或所有由激光雷达的处理单元或减弱装置的处理部件使用，用以构建一个或多个风速轮廓线信号。每个风速轮廓线信号表示在给定时刻根据距离X在航空器前部的风速的按激发方向(垂直的或横向的)的分量。
例如，在步骤104，使用对于不同测量距离和对同一测量循环所计算出的全部分量 Wze，以构建在航空器的中平面中的按垂直方向的风速轮廓线信号。图2示出该信号，该信号作为示例是基于所计算出的分量\c通过插值法获得的连续信号(然而其可以是分阶段的)。该信号允许预测航空器的俯仰激发。
相似地，可使用对于不同测量距离和对相同测量循环所计算出的全部分量WZB，以构建在航空器右舷平面中的按垂直方向的风速轮廓线信号。可使用对不同测量距离和对同一测量循环所计算出的全部分量WZD，以构建在航空器的左舷平面中的按垂直方向的风速轮廓线信号。这两个信号对航空器将经受的横摇力矩的确定是有用的。
最后，可使用对不同的测量距离和对于同一测量循环所计算出的全部分量WtB，用以构建在与航空器机身相交的航空器水平面中的按横向方向的风速轮廓线信号。该信号允许预估航空器侧滑的风险。
如果需要，能以类似的方式使用其它计算出的速度分量以建立其它风速轮廓线信号，或者以在某些情况中细化前述信号。
如前所述的步骤100到104提供如本发明所使用的一个或多个风速轮廓线信号的构建示例。其它的构建方法也是可能的。
根据本发明，减弱装置的处理部件适于处理至少一个风速轮廓线信号，例如风速轮廓线信号Wze，以便确定频谱。换句话说，根据本发明的减弱装置包括频率确定部件，频率确定部件适于处理风速轮廓线信号wze以便确定频谱。
需要注意的是，为确定该频谱所应用的处理取决于所寻的频率和因此涉及的激发方向，即被分析的风速轮廓线信号的频率和激发方向。接下来的描述涉及信号Wze(垂直的激发方向，在航空器的中平面中的风)。
该风速轮廓线信号Wze尤其允许揭示是否航空器的俯仰现象(其对人产生较大不适)会发生。为此，减弱装置的处理部件适于探寻是否风速轮廓线信号wze包括至少一个接近航空器的入射振荡频率的频率。这种入射振荡频率通常大约为0. :3Hz。为了能够观察这种频率，适合具有覆盖至少3. 4s、例如大约如的周期的信号。这就是为什么一方面优选使用其最大瞄准距离为大约k或IOOOm的激光雷达，另一方面确定至少四个、优选至少八个在距离范围W ；5s]或W ； 1000m]上或出于下文中所阐述的原因在距离范围[Is ；5s]或 [200m； 1000m]上的测量点。俯仰现象有利地借助于航空器尾部的一个或多个活动控制表面被遏制。这类活动控制表面对航空器的机身及侧翼所经受的负荷具有间接影响。因而优选尽早地探测对应的湍流，即在离航空器头部较远的距离上。因此，优选分析对应距离范围 [Is ；5s]或[200m;1000m]的风速轮廓线信号部分。作为变型，分析整个信号。
实际上，处理部件在步骤106处理整个信号WZG或上述信号部分，以确定是否该信号或该信号部分包括小于0. 5Hz的频率。为此，其例如包括其截止频率基本等于0. 5Hz的低通滤波器。
处理部件还旨在允许探测可能会对航空器结构、特别地对其侧翼造成危害的湍流的存在。为此，处理部件有利地适于探寻是否风速轮廓线信号Wze包括至少一个接近航空器侧翼的固有(柔性的)弯曲振荡模式的频率。航空器侧翼的第一固有弯曲模式(围绕纵向方向)通常在1. IHz到1. 5Hz之间。为了观察这样的频率，只需分析在0. 67s到Is的周期上的风速轮廓线信号。此外，这种湍流的影响有利地借助于侧翼的一个或多个活动控制表面被遏制。这类活动表面具有较大的偏转速度，并且尤其对侧翼所经受的负荷具有直接和即时的影响。因而可考虑分析在航空器头部附近的风速轮廓线信号，航空器的头部附近是得到的信号更为精确的区域。
实际上，处理部件在步骤106优选处理对应距离范围W ；Is]或W ；200m]的风速轮廓线信号部分，以确定是否该部分包括大于IHz的频率。为此，处理部件例如包括截止频率基本等于IHz的高通滤波器。
需要注意的是，某些航空器的侧翼具有在0.6Hz到0.7Hz之间的固有弯曲模式。对于这些航空器，处理部件有利地适于处理对应于距离范围W ；2s]或W ；400m]的风速轮廓线信号部分，以确定是否该部分包括大于0. 5Hz的频率。为此，处理部件例如包括截止频率基本等于0. 5Hz的高通滤波器。
所有这些处理允许建立风速轮廓线信号WZG的频谱，其现在可在步骤108被处理部件使用以选择待采用的控制策略。主要包括小于或等于0. 5Hz的频率的频谱引起选择旨在减小航空器俯仰和因此改善人的舒适度的舒适性策略。主要包括大于0. 5Hz或大于IHz的频率的频谱引起选择旨在保护航空器结构(尤其机翼)的结构保护策略。(以基本相等的比例)包括小于0. 5Hz的频率和大于0. 5Hz或IHz的频率的频谱引发旨在同时改善人的舒适度和保护航空器机翼的混合策略的选择。
在步骤110，处理部件根据前面选择的控制策略来识别一个或一组可应用的操控规则。如前文所阐述的，舒适性策略优先使用航空器尾部的活动表面(升降舵面、方向舵、 升降舵)或如有需要扰流片和/或侧翼的襟副翼。结构保护策略优先使用航空器侧翼的活动控制表面(副翼、扰流片、襟翼、前缘)；然而其并不排除考虑致动航空器尾部的表面。混合策略可引起使用位于航空器的尾部和侧翼上的活动控制表面。
要应用的操控规则继而由处理部件(其因而实施待应用的操控规则的确定部件) 在步骤112完全被确定。待应用的操控规则是在步骤110识别的唯一可应用的操控规则，或是在步骤110识别的所有可应用的操控规则中选择的。在第二种情形中，要应用的操控规则可根据风速轮廓线信号的频谱和/或根据该信号的一个或多个最大幅度被选择。为此， 信号处理步骤106还优选地包括这样的处理其允许在该步骤被前面处理过的信号部分中的每一个上确定风速轮廓线信号的最大幅度。如果操控规则响应舒适性策略，所用的最大幅度是在整个风速轮廓线信号上或在距离范围[Is ；5s]或[200m;1000m]上观察到的最大幅度。如果操控规则响应结构保护策略，所用的最大幅度是在距离范围W ；Is]或W ；200m] 上或在距离范围W ；2s]或W ；400m](根据航空器)上观察到的最大幅度。如果操控规则响应混合策略，在距离范围
或
或在
或
上观察到的最大幅度、与在整个风速轮廓线信号上或在距离范围[Is ；5s]或[200m;1000m]上观察到的最大幅度优选地两者全都是选择操控规则所必需的。
根据本发明的每个操控规则被预先建立，并且这同时考虑到了每个活动控制表面的最大偏转速度，会在每个活动的表面的偏转与该偏转的效果(在致动活动表面后的航空器的响应)之间经过的时间，并且如有需要会在遇见每种类型湍流和所述湍流的影响(在遭遇湍流后，航空器的响应)之间经过的时间。根据需致动的活动控制表面和将来临的湍流的类型(频率、最大幅度........)，可有利地相对于遭遇湍流的时刻提早或推迟对活动控制表面的致动，以使得航空器的响应与所遭遇的湍流的影响相协调。每个操控规则因而确定待致动的活动表面、它们的偏转速度和反向偏转速度、偏转开始和反向偏转开始的时刻，所述时刻可相对于遇见湍流的时刻偏移，并且这是根据对应取决于活动控制表面的预定的时刻、或距离&的风速轮廓线信号的当前幅度。
在步骤114，通过将相应的控制命令传递给相关的活动控制表面，处理部件实施在前一步骤确定的操控规则。
根据本发明的方法的所有步骤当然都是实时执行的。风速轮廓线信号体现在给定时刻航空器的大气环境的特征，并且至少每60ms ( 一个测量循环的持续时间)持久地更新。 待采用的控制策略和待应用的操控规则按相同的频率更新。
可相对于所示出的实施方式对本发明进行多种变型，当然这些变型要在权利要求书所界定的范围内。
例如，所描述的低通滤波器和高通滤波器可被频率确定部件替代，所述频率确定部件适于计算在待处理的信号部分上信号通过零值的数目并从中推断出平均周期、然后推断出在该部分上的信号的平均频率。作为变型，确定部件可使用一些关系式，这些关系式以经验和统计的方式一方面在风速轮廓线信号的最大幅度和标准差之间、另一方面在标准差和频率之间预先建立，以确定风速轮廓线信号的频谱。
此外，处理部件还可旨在探测会对航行器机身造成危害的湍流的存在。航空器机身的第一固有弯曲模式(围绕横向方向)通常在2. 5Hz到3Hz之间。例如借助于截止频率基本等于2. 5Hz、应用于对应距离范围
或
、甚至
或[100m ； 200m]或作为变型W ；0. 5s]或W ； 100m]的信号部分的高通滤波器，来达到所述目的。
权利要求
1.减弱湍流对航空器影响的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤-使用至少一个沿称为激发方向的方向的称为风速轮廓线信号的信号(wze)，其表示在航空器参考系中在给定时刻，根据按航空器纵向方向(L)的距离“X”的在航空器前部的风速的沿所述激发方向的分量，-执行称为频率确定步骤的步骤(106)，在该步骤中处理所述风速轮廓线信号以确定其频谱，-根据前面确定的所述频谱来选择(108)待采用的控制策略，所述控制策略允许识别一个或多个可应用的操控规则。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据前面选择的所述控制策略和所述风速轮廓线信号具有的一个或多个最大幅度，来选择(110,11 待应用于操控航空器的活动控制表面的操控规则。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过考虑在所述操控规则所涉及的每个活动控制表面的致动与航空器的相应响应之间会存在的偏差，完整地确定待应用的所述操控规则。
4.根据权利要求1到3中任一项所述的方法，其特征在于，在所述频率确定步骤 (106)，处理所述风速轮廓线信号，以确定是否该风速轮廓线信号或该风速轮廓线信号的一部分具有至少一包含在至少一预定频率范围内的频率。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，处理所述风速轮廓线信号，以确定是否该风速轮廓线信号或该风速轮廓线信号的一部分具有至少一接近航空器的刚性固有模式的频率。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，被处理的所述风速轮廓线信号是沿垂直方向的风速轮廓线信号(Wze)；并且处理所述风速轮廓线信号以确定是否该风速轮廓线信号或该风速轮廓线信号的一部分具有至少一接近航空器的入射振荡频率的频率。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，处理所述风速轮廓线信号以确定是否该风速轮廓线信号具有至少一小于0. 5Hz的频率。
8.根据权利要求4到7中任一项所述的方法，其特征在于，处理所述风速轮廓线信号， 以确定是否该风速轮廓线信号或该风速轮廓线信号的一部分具有至少一接近航空器的柔性固有模式的频率。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，被处理的所述风速轮廓线信号(Wze)是沿垂直方向的风速轮廓线信号；并且，所述风速轮廓线信号被处理，以确定是否该风速轮廓线信号的对应距离范围W ；400m]或W ；2s]的部分具有至少一大于0. 5Hz的频率，或者是否该风速轮廓线信号的对应距离范围W ；200m]或W ；Is]的部分具有至少一大于或等于IHz 的频率。
10.根据权利要求4到9中任一项所述的方法，其特征在于，在选择控制策略的步骤 (108)中-如果确定的所述频谱主要包括接近航空器的刚性固有模式的频率，则选择旨在改善人在航空器中的舒适度的称为舒适性策略的控制策略，-如果确定的所述频谱主要包括接近航空器的柔性固有模式的频率，则选择旨在保护航空器结构的称为结构保护策略的控制策略，-如果确定的所述频谱同时地以基本相等的比例包括接近航空器的刚性固有模式的频率与接近航空器的柔性固有模式的频率，则选择旨在同时改善人的舒适度和保护航空器结构的称为混合策略的控制策略。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于-所述舒适性策略的选择导致控制选自升降舵面、方向舵、升降舵、襟副翼、扰流片、副翼的活动控制表面的致动的操控规则的应用；-所述结构保护策略的选择优选地导致控制选自副翼、扰流片、襟翼、前缘、升降舵面、 方向舵的活动控制表面的致动的操控规则的应用。
12.减弱湍流对航空器影响的装置，其特征在于，所述装置包括-频率确定部件，其适于处理沿称为激发方向的方向的称为风速轮廓线信号的信号 (Wzc)，以确定其频谱，所述风速轮廓线信号表示在航空器参考系中在给定时刻，根据沿航空器纵向方向(L)的距离“X”的在航空器前部的风速的沿所述激发方向的分量，-根据前面确定的频谱选择待采用的控制策略的选择部件，所述控制策略允许识别一个或多个可应用的操控规则。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，所述装置包括待应用于操控航空器的活动控制表面的操控规则的确定部件，所述确定部件适于通过考虑在相关的每个活动控制表面的致动与航空器的相应响应之间会存在的偏差，完整地确定所述操控规则。
14.航空器，其特征在于，所述航空器包括适于实施根据权利要求1到11中任一项所述的方法的减弱湍流对航空器影响的装置。
全文摘要
本发明涉及减弱湍流对航空器影响的方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤使用至少一个沿称为激发方向的方向的称为风速轮廓线信号的信号，其表示在航空器参考系中在给定时刻，根据按航空器纵向方向(L)的距离“x”的在航空器前部的风速的沿所述激发方向的分量；执行称为频率确定步骤的步骤(106)，在该步骤中处理所述风速轮廓线信号以确定其频谱；根据前面确定的所述频谱来选择待采用的控制策略，所述控制策略允许识别一个或多个可应用的操控规则。本发明还涉及能够实施所述方法的装置。
文档编号G05D1/06GK102187291SQ200980141500
公开日2011年9月14日 申请日期2009年10月30日 优先权日2008年11月5日
发明者G·赫纳罗拉瓦丹, S·普伊赫 申请人:空中客车运营简易股份公司