大角度進(jìn)場性能改善及優(yōu)化的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種大角度進(jìn)場性能改善及優(yōu)化，特別是一種自動(dòng)控制系統(tǒng)和方法，能夠以相對低速度實(shí)現(xiàn)相對大角度下降(使用增阻設(shè)備，如飛行擾流板)，同時(shí)從飛行員的角度保持良好的飛行器操控性能。該系統(tǒng)和方法優(yōu)化用于執(zhí)行大角度進(jìn)場的增阻設(shè)備的定位以改善性能。
【專利說明】大角度進(jìn)場性能改善及優(yōu)化
[0001]相關(guān)申請的交叉引用
[0002]本申請要求2012年12月21日提交的美國臨時(shí)專利申請61 / 745，068的優(yōu)先權(quán)，其全部內(nèi)容通過引用方式并入本文。
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0003]本文的技術(shù)涉及飛行器的控制系統(tǒng)，特別地涉及飛行器飛行控制和飛行器控制規(guī)則以及相關(guān)的自動(dòng)系統(tǒng)和方法。更特別地，本文的示例非限制性技術(shù)提供了一種飛行控制系統(tǒng)，其可以相對低速度實(shí)現(xiàn)相對大的角度下降(使用如飛行擾流板的增阻設(shè)備)，同時(shí)從飛行員的角度保持良好的飛機(jī)操控性能。 【背景技術(shù)】
[0004]如果你曾經(jīng)隨著大型飛行器靠近降落跑道而朝窗外望去，你會(huì)看到操作中被稱為“擾流板”的東西。擾流板為可向上延伸到氣流中以進(jìn)行“擾流”的機(jī)翼頂面上的板。參見圖1-1。擾流板在機(jī)翼圍繞其的部分上方產(chǎn)生嚴(yán)格控制的失速，極大地減少了該翼形剖面的升力。隨著機(jī)翼升力的降低，飛行器將呈現(xiàn)直到降落的著陸階段的軌跡角特征。
[0005]取決于著陸條件和其他因素，可能必要或可取的是提供一種大角度(st^per)進(jìn)場角或軌跡。圖1A將飛行器10的示例非限制性常規(guī)的和大角度進(jìn)場做了對比。通常常規(guī)的進(jìn)場使用大約-3.3度的軌跡角。在圖1A的示例中，大角度進(jìn)場的軌跡角要大得多一例如，以-5.5度的數(shù)量級(jí)(數(shù)學(xué)上，O。> Θ appr > Θ steep appr.)。
[0006]航空工程中眾所周知的是，如飛行擾流板的增阻(drag)設(shè)備通過增加軌跡角(考慮到軌跡角的絕對值)能增加最大下降率。然而，以這種方式使用擾流板有時(shí)存在由于不期望的副作用或風(fēng)險(xiǎn)的缺點(diǎn)。
[0007]特別地，對于給定的迎角，可能的是，隨著如擾流板的增阻設(shè)備減少了由飛行器所產(chǎn)生的升力，它們還可以顯著地減少對于失速的余量。因此，存在關(guān)于需要用于安全飛行操作的速度余量的問題。很可能的是將需要提升速度以如之前一樣重新獲得相同的失速余量，從而在進(jìn)場和著陸時(shí)危害到飛機(jī)的性能。在大角度進(jìn)場和著陸，包括拉平操縱期間這可能導(dǎo)致飛行質(zhì)量的劣化。也可能導(dǎo)致在大角度進(jìn)場和著陸中受到高著陸下沉速率和尾部沖擊。
[0008]考慮了具有兩個(gè)可能的下滑道的大角度進(jìn)場操作:正常的大角度進(jìn)場和“濫用的”大角度進(jìn)場(即，比正常的大角度進(jìn)場更大角度)。眾所周知，飛行器具有在恒定的空速狀態(tài)飛行中可能的最大下降能力。通常來說，最大下降能力取決于飛行器的重量和升力，飛行器在給定飛行條件下所產(chǎn)生的阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。
[0009]一些操作需要在更大角度的下降路徑中進(jìn)行穩(wěn)定飛行的能力。取決于上述條件，給定的飛機(jī)可能缺乏這種能力，特別是在低空速條件下(如，常用于進(jìn)場和著陸的那些空速值)。在這些情況下，最常用的解決方案是引入在飛行器上利用飛行擾流板和/或其他增阻設(shè)備如空氣制動(dòng)器、俯沖制動(dòng)器以及其他等產(chǎn)生甚至更多阻力的裝置、機(jī)構(gòu)和方法，以允許更大角度的下降軌跡。
[0010]由于在升力和阻力之間存在折衷，因此過去已經(jīng)做了一些嘗試以自動(dòng)控制擾流板或其他增阻控制表面，以減少一些上述影響。在一些之前的方法中，擾流板被偏置到預(yù)定位置并且控制反饋電路用于在預(yù)定偏置位置周圍命令擾流板。該預(yù)定偏置位置允許飛行器在包括不同重量配置的預(yù)定飛行包線(flight envelope)內(nèi)實(shí)施大角度進(jìn)場降落。該偏置位置通常被測量以覆蓋在大角度進(jìn)場的飛行包線內(nèi)的飛行器重量范圍。此外，擾流板偏置位置通常需要增加進(jìn)場空速以保持或維持在失速之上的足夠的余量。
[0011]較重的飛行器配置比較輕的配置需要更少的阻力來實(shí)施大角度進(jìn)場和著陸。如果偏置位置對于二者是相同的話，則在大重量的配置中增加空速會(huì)導(dǎo)致長的著陸距離，通常對最大著陸重量形成限制。此外，該偏置位置通常旨在提供增加下滑道進(jìn)場(在大角度進(jìn)場目標(biāo)之外)的能力，允許在著陸進(jìn)場中的校正。這意味著也可能結(jié)束于著陸重量限制的較高偏置的擾流板位置。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0012]為了克服這些問題并對飛行器安全提供改善，本文的示例非限制性技術(shù)增加了設(shè)置取決于例如以下因素的一個(gè)或多個(gè)增阻設(shè)備(例如，擾流板)的偏置位置的功能:
[0013](I)飛行器的估算重量(對于更大的重量，偏置位置將是小的)，以便降低最大著陸重量限制；以及
[0014](2)測量的飛行路徑角，使得在大部分進(jìn)場期間增阻設(shè)備偏置的位置會(huì)小，但如果需要飛行路徑修正(即，飛行路徑增加)，則增阻設(shè)備會(huì)自動(dòng)偏移到更大的偏置位置，以確保滿意的下降能力而不會(huì)引入最大著陸重量限制。
[0015]可替換地或附加地，本文的示例非限制性技術(shù)能夠根據(jù)飛行員縱向命令(或以其為函數(shù))來調(diào)制增阻設(shè)備的控制位置，以在進(jìn)場、拉平和著陸期間增強(qiáng)下滑道控制。同樣可替換地或附加地，本文的示例非限制性技術(shù)能夠根據(jù)上面提到的三個(gè)因素(飛行器估算重量，測量飛行路徑角或飛行員縱向命令)中的僅一個(gè)因素或根據(jù)這三個(gè)因素(可以是它們中的兩個(gè)或三個(gè)的組合)的任意組合(或以它們?yōu)楹瘮?shù))，來調(diào)節(jié)增阻設(shè)備的控制位置。換句話說，可替換地或附加地，本文的示例非限制性技術(shù)能夠根據(jù)飛行器質(zhì)量、軌跡角和飛行員接收操縱器(inceptor)位置和/或移動(dòng)這三個(gè)因素中的僅一個(gè)因素、或根據(jù)這三個(gè)因素的任意組合(可以是這三者中的兩者或三者之間的組合)(或以它們?yōu)楹瘮?shù))，來定義增阻設(shè)備負(fù)荷配置(deployment)的函數(shù)。
[0016]如果迎角達(dá)到預(yù)定義閾值，則為了保持不變的失速速度和操縱能力，本文的示例非限制性技術(shù)還提供了增阻設(shè)備的自動(dòng)縮回。
[0017]本文的示例非限制性技術(shù)使大角度進(jìn)場和著陸具有更大的飛行器重量。一種益處允許帶有更高有效載荷(如，更多乘客)的操作。這意味著需要更少的飛行器去承載給定載荷，其在最后的分析中可以減少空中交通以及因此降低燃料排放。
[0018]此外，利用更大角度的進(jìn)場下滑道實(shí)施進(jìn)場和著陸(即，這種進(jìn)場可通過配備有本文示例非限制性技術(shù)的飛行器來實(shí)現(xiàn))導(dǎo)致減少在機(jī)場周圍區(qū)域感知的噪聲。因此，本文示例非限制性技術(shù)以該額外的方式有利于環(huán)境。
[0019]更詳細(xì)地，示例非限制性系統(tǒng)和方法可優(yōu)化用于實(shí)施大角度進(jìn)場的該增阻設(shè)備定位以改善其性能。一個(gè)示例非限制性實(shí)施例提供了:測量空氣數(shù)據(jù)的裝置(例如探頭)，測量飛行器慣性信息的裝置(例如AHRS)，感測飛行員輸入的裝置(例如操縱器[inceptor])，用于處理數(shù)據(jù)和計(jì)算輸出以命令增阻設(shè)備的裝置(例如電傳操縱或航空電子系統(tǒng))，致動(dòng)增阻設(shè)備的裝置(例如，液壓或機(jī)電致動(dòng)器)，以及最后增阻設(shè)備本身(例如，擾流板)。
[0020]在一個(gè)示例非限制性實(shí)現(xiàn)方式中，從空氣數(shù)據(jù)和慣性系統(tǒng)獲得的信息被反饋以估算當(dāng)前的飛行器質(zhì)量。該估算被適當(dāng)?shù)剡^濾以避免高頻內(nèi)容不與飛行器的質(zhì)量動(dòng)力學(xué)相關(guān)?！按蠼嵌冗M(jìn)場邏輯”接收估算的飛行器質(zhì)量與當(dāng)前的飛行器軌跡角和期望的軌跡角(由飛行員提供)，以計(jì)算由增阻設(shè)備致動(dòng)器實(shí)施的最優(yōu)化增阻設(shè)備位置(增阻設(shè)備命令)。
[0021]隨著飛行器質(zhì)量降低，增阻設(shè)備逐漸被重新定位到提供合適阻力的位置以實(shí)施大角度進(jìn)場。
[0022]除了根據(jù)質(zhì)量的調(diào)制之外，增阻設(shè)備同樣也基于當(dāng)前軌跡角和飛行員所期望的軌跡角而被重新定位。例如，當(dāng)飛行員打算實(shí)施更大角度的下滑道時(shí)，在將飛行器保持在所需的軌跡角一定量時(shí)間(時(shí)段)后，該增阻設(shè)備被自動(dòng)重新定位到提供合適的阻力以用期望的軌跡角實(shí)施大角度進(jìn)場的位置。相反的情況以同樣的方式工作:當(dāng)實(shí)施大角度進(jìn)場時(shí)，如果飛行員打算實(shí)施常規(guī)進(jìn)場(如，約3度的下滑道)，則增阻設(shè)備將會(huì)被自動(dòng)重新定位以在一定量的時(shí)間后提供合適的阻力以減少阻力。
[0023]在一個(gè)示例非限制性實(shí)現(xiàn)方式中，增阻設(shè)備由于估算質(zhì)量的變化而重新定位，當(dāng)前的軌跡角和所需的角度對于飛行員是完全透明的。該非限制性系統(tǒng)可調(diào)整本身而對機(jī)組人員沒有任何額外命令。
[0024]使用所有以上提到的技術(shù)，本文的示例非限制性技術(shù)消除了增加的進(jìn)場空速的需求并因此提高了飛行器最大著陸重量。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0025]通過結(jié)合附圖參考以下對示例非限制性實(shí)施例的詳細(xì)描述，將更好和更全面地理解這些和其他特征和優(yōu)點(diǎn)，其中:
[0026]圖1示出了處于大角度進(jìn)場姿態(tài)的飛行器。
[0027]圖1-1示出了示例的飛行器擾流板。
[0028]圖1A示出了示例的大角度進(jìn)場過程。
[0029]圖2示出了用于提供大角度進(jìn)場性能優(yōu)化的示例非限制性系統(tǒng)。
[0030]圖3示出了大角度進(jìn)場性能優(yōu)化流程。
[0031]圖4描繪了根據(jù)質(zhì)量的增阻設(shè)備調(diào)制(該調(diào)制對于較重配置避免了進(jìn)場速度的不必要增加)。
[0032]圖5描繪了根據(jù)軌跡角的增阻設(shè)備調(diào)制(軌跡角具有如圖1所示的負(fù)值)。
[0033]圖6描繪了對于正常大角度進(jìn)場的下滑道，根據(jù)飛行器質(zhì)量和操縱器輸入的增阻設(shè)備負(fù)荷配置。
[0034]圖7示出了對于濫用的大角度進(jìn)場下滑道，根據(jù)質(zhì)量和操縱器輸入的增阻設(shè)備負(fù)荷配置。
[0035]圖8描述了將提供從圖6的曲線A2到圖7的曲線B2的平穩(wěn)過渡的增阻設(shè)備負(fù)荷配置曲線(軌跡角具有如圖1所示的負(fù)值)。
[0036]圖9描述了將從圖7的曲線B平穩(wěn)地過渡到圖6的曲線A的示例增阻設(shè)備負(fù)荷配置曲線(軌跡角具有如圖1所示的負(fù)值)。
【具體實(shí)施方式】
[0037]圖2的示例非限制性系統(tǒng)和方法可優(yōu)化用于實(shí)施大角度進(jìn)場的增阻設(shè)備定位以改善其性能。在該示例非限制性實(shí)施例中，感測飛行員輸入的裝置104被連接到如操縱器102的飛行員輸入設(shè)備。測量空氣數(shù)據(jù)的裝置(例如探針)108和測量飛行器慣性信息的裝置(例如，AHRSU10向處理數(shù)據(jù)和計(jì)算輸出以命令增阻設(shè)備114的裝置(例如電傳操縱或航空電子系統(tǒng))106提供了額外的輸入。裝置106可包括被耦合到存儲(chǔ)由處理器執(zhí)行的程序指令的非暫時(shí)性存儲(chǔ)器裝置107的通用CPU，或可包括如程序控制邏輯和/或數(shù)字信號(hào)處理器的其他實(shí)現(xiàn)方式。這些選擇都被稱為“處理器”。裝置106向致動(dòng)增阻設(shè)備的裝置(如液壓或機(jī)電致動(dòng)器)112提供控制輸出。裝置112被耦合到如擾流板的增阻設(shè)備114。
[0038]圖3示出了對處理數(shù)據(jù)和計(jì)算輸出的裝置106以命令增阻設(shè)備114的不同示意說明。在該實(shí)施例中，飛行器10上的機(jī)載慣性導(dǎo)航系統(tǒng)152和空氣數(shù)據(jù)傳感器系統(tǒng)154向估算飛行器質(zhì)量的質(zhì)量估算器156提供輸入。一般而言，質(zhì)量估算器156通過使用基于F =ma的計(jì)算確定飛行器對控制表面位置變化的響應(yīng)，來估算飛行器質(zhì)量。該質(zhì)量估算被應(yīng)用到同樣從慣性導(dǎo)航系統(tǒng)152接收軌跡角的大角度進(jìn)場邏輯158。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)152可基于例如3軸陀螺儀和/或其他傳感器來確定飛行器10的當(dāng)前軌跡。大角度進(jìn)場邏輯158還從如操縱器102的飛行員輸入設(shè)備接收飛行員所需的軌跡角。基于這些輸入，大角度進(jìn)場邏輯158開發(fā)草案設(shè)備命令，它應(yīng)用于增阻設(shè)備致動(dòng)器160 (參見以上的裝置112)以實(shí)現(xiàn)增阻設(shè)備定位162。
[0039]圖4示出了由大角度進(jìn)場邏輯158執(zhí)行的示例控制功能，以根據(jù)飛行器質(zhì)量來控制增阻設(shè)備負(fù)荷配置。圖4示出了，隨著飛行器質(zhì)量減少，增阻設(shè)備如擾流板所需的阻力的量增加以對飛行器軌跡具有相同的影響。
[0040]圖5示出了基于軌跡角的示例控制功能。該圖示出了隨著軌跡角(其為負(fù)的并且因此范圍從O到-X度)的增加，增阻設(shè)備負(fù)荷配置必須基于非線性函數(shù)增加。因此，更大角度的進(jìn)場軌跡將需要來自擾流板的更多阻力。
[0041]圖6描繪了對于正常大角度進(jìn)場下滑道、根據(jù)飛行器質(zhì)量和操縱器輸入的示例非限制性增阻設(shè)備負(fù)荷配置。該圖6示出了用于示出非限制性實(shí)現(xiàn)方式的目的與飛行器質(zhì)量(質(zhì)量1，質(zhì)量2，質(zhì)量3)的三個(gè)值相對應(yīng)的曲線A1，A2，A3(曲線族)。如果飛行器質(zhì)量最初處于“質(zhì)量3”并在飛行期間內(nèi)降低(如，基于油耗)，則增阻設(shè)備的必要負(fù)荷配置增加。隨著飛行器質(zhì)量從質(zhì)量3變化到質(zhì)量2 (其中，質(zhì)量3 >質(zhì)量2)，增阻設(shè)備負(fù)荷配置從曲線A3 (對應(yīng)于質(zhì)量3)平穩(wěn)地過渡到曲線A2(對應(yīng)于質(zhì)量2)。當(dāng)飛行器質(zhì)量從質(zhì)量2變化到質(zhì)量I時(shí)(其中，質(zhì)量2 >質(zhì)量I)，則導(dǎo)致同樣的動(dòng)作，增阻設(shè)備負(fù)荷配置從曲線A2平穩(wěn)地過渡到曲線Al (對應(yīng)于質(zhì)量I)。當(dāng)然，這三個(gè)曲線Al，A2，A3為示例-增阻設(shè)備負(fù)荷配置的實(shí)際量可被計(jì)算和/或從對應(yīng)于由質(zhì)量估算器156估算的精確質(zhì)量的極精細(xì)等級(jí)的查找表導(dǎo)出。
[0042]針對濫用的大角度進(jìn)場飛行，有必要提供如圖7所示從現(xiàn)在起被稱為“曲線B”的更高增阻設(shè)備負(fù)荷配置(實(shí)際上是三個(gè)示例飛行器質(zhì)量值的曲線B1、B2、B3的族)，其包括三個(gè)質(zhì)量值，用于非限制性地示出的目的。如果飛行器質(zhì)量最初等于“質(zhì)量3”，隨著飛行器質(zhì)量減少，則該增阻設(shè)備的必要負(fù)荷配置增加。隨著飛行器質(zhì)量從質(zhì)量3變化到質(zhì)量2 (其中，質(zhì)量3 >質(zhì)量2)，該增阻設(shè)備負(fù)荷配置從曲線B3(對應(yīng)于質(zhì)量3)平穩(wěn)地過渡到曲線B2(對應(yīng)于質(zhì)量2)。當(dāng)飛行器質(zhì)量從質(zhì)量2變化到質(zhì)量I (其中，質(zhì)量2 >質(zhì)量I)時(shí)，則導(dǎo)致同樣的動(dòng)作:增阻負(fù)荷配置從曲線B2平穩(wěn)地過渡到BI (對應(yīng)于質(zhì)量I)。如上所述，優(yōu)選的控制規(guī)則將提供更高的分辨率來計(jì)算和/或查找特定的增阻負(fù)荷配置值并在曲線族中基于質(zhì)量的精確估算而提供更多的曲線。
[0043]針對濫用的大角度進(jìn)場飛行，需要使用如圖7所示的更高增阻設(shè)備負(fù)荷配置。假設(shè)飛行器根據(jù)曲線A2飛行一一(具有等于質(zhì)量2的質(zhì)量，并根據(jù)正常的下滑道，參見圖6)，然后從曲線A2過渡到曲線B2 (具有質(zhì)量等于“2”的值，并根據(jù)濫用的大角度進(jìn)場-參見圖7)。為了完成該過渡，飛行員應(yīng)用命令以保持軌跡角的低于YAB值達(dá)tBON秒，參見圖8。然后，增阻設(shè)備負(fù)荷配置曲線將從曲線A2平穩(wěn)地過渡到曲線B2。該邏輯在圖8中描述。
[0044]當(dāng)根據(jù)曲線B (對于濫用的大角度進(jìn)場)飛行時(shí)，增阻設(shè)備根據(jù)飛行器質(zhì)量的給定值，軌跡的當(dāng)前角以及飛行員縱向操縱器輸入而被調(diào)制。
[0045]在這種情況下，隨著飛行器質(zhì)量從質(zhì)量2變?yōu)橘|(zhì)量1，增阻設(shè)備負(fù)荷配置從曲線B2 (對應(yīng)于質(zhì)量2)平穩(wěn)地過渡到BI (對應(yīng)于質(zhì)量I)，參見圖7。
[0046]當(dāng)返回到在正常的大角度進(jìn)場中飛行時(shí)，飛行員應(yīng)用命令以保持上述軌跡角在Yba以上達(dá)tAW秒，-參見圖9。然后，增阻設(shè)備負(fù)荷配置曲線將從曲線B平穩(wěn)地過渡到曲線A。
[0047]雖然已經(jīng)結(jié)合當(dāng)前被認(rèn)為最實(shí)用和優(yōu)選的實(shí)施例描述了本發(fā)明，但是可理解的是，本發(fā)明不限于所公開的實(shí)施例，恰恰相反，其旨在涵蓋各種修改和等同的布置。
【權(quán)利要求】
1.一種自動(dòng)控制系統(tǒng)，其接收:代表至少飛行器軌跡的感測的慣性信息、代表至少空氣速度的感測的空氣信息和代表飛行員操縱器位置和/或移動(dòng)的控制輸入，所述系統(tǒng)包括被耦合到存儲(chǔ)指令的非暫時(shí)性存儲(chǔ)器設(shè)備的至少一個(gè)處理器，所述至少一個(gè)處理器執(zhí)行所存儲(chǔ)的指令，以便控制至少一個(gè)增阻控制表面以提供飛行器的大角度進(jìn)場軌跡，所述至少一個(gè)處理器提供: 僅根據(jù)飛行器質(zhì)量、軌跡角和飛行員操縱器位置和/或移動(dòng)三個(gè)因素之一、或根據(jù)這三個(gè)因素之中的任意組合，來定義增阻設(shè)備負(fù)荷配置的函數(shù)，所述任意組合可以是這三個(gè)因素之中的兩個(gè)或三個(gè)之間的組合；以及 當(dāng)所述飛行器質(zhì)量、所述軌跡角和所述飛行員操縱器位置和/或移動(dòng)變化時(shí)，在曲線族的不同曲線之間提供平穩(wěn)過渡。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其中，所述處理器基于所述軌跡超過預(yù)定閾值達(dá)至少預(yù)定時(shí)間段則激活第一預(yù)定曲線、以及基于所述軌跡不超過預(yù)定閾值達(dá)至少預(yù)定時(shí)間段則激活第二預(yù)定曲線。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進(jìn)一步包括基于所述慣性信息和所述空氣速度估算飛行器質(zhì)量的質(zhì)量估算器。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進(jìn)一步包括增阻設(shè)備致動(dòng)器。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進(jìn)一步包括感測飛行器軌跡的至少一個(gè)慣性傳感器。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，進(jìn)一步包括空氣速度傳感器。
7.一種用于控制至少一個(gè)增阻控制表面以提供大角度進(jìn)場軌跡的自動(dòng)控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括: 用于測量空氣數(shù)據(jù)的裝置； 用于測量飛行器慣性信息的裝置； 用于感測飛行員輸入的裝置； 被耦合到空氣數(shù)據(jù)測量裝置、飛行器慣性信息測量裝置和飛行員輸入感測裝置、用于處理數(shù)據(jù)并計(jì)算輸出以命令增阻設(shè)備的裝置；以及 被耦合到處理裝置用于致動(dòng)所述至少一個(gè)增阻控制表面的裝置。
8.一種用于控制至少一個(gè)增阻控制表面以提供大角度進(jìn)場軌跡的自動(dòng)控制方法，所述方法包括: 測量空氣數(shù)據(jù)； 測量飛行器慣性信息； 感測飛行員輸入； 使用至少一個(gè)處理器處理數(shù)據(jù)并計(jì)算輸出以命令增阻設(shè)備；以及 致動(dòng)至少一個(gè)增阻控制表面。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，其中，所述處理器基于超過預(yù)定閾值達(dá)至少預(yù)定時(shí)間段的所述軌跡而激活第一預(yù)定曲線、以及基于不超過預(yù)定閾值達(dá)至少預(yù)定時(shí)間段的所述軌跡而激活第二預(yù)定曲線。
10.根據(jù)權(quán)利要求8所述的方法，進(jìn)一步包括基于慣性信息和空氣數(shù)據(jù)估算循環(huán)質(zhì)量，并且使用估算的質(zhì)量命令所述增阻設(shè)備。
【文檔編號(hào)】G05D1/10GK103885453SQ201310757168
【公開日】2014年6月25日 申請日期:2013年12月20日 優(yōu)先權(quán)日:2012年12月21日
【發(fā)明者】丹尼爾·保羅·德塔爾索費(fèi)雷拉, 毛里西奧·福斯蒂諾·奧利韋拉, 法夫里西奧·賴斯·卡爾代拉 申請人:埃姆普里薩有限公司