用于控制飞行器飞行控制面的系统和方法与流程

本公开总地涉及飞行器飞行控制面的控制，并且更具体地涉及用于变弯度机翼的飞行器飞行控制面的控制。

背景技术：

变弯度是某些飞行器机翼的特征，由此在飞行期间通过移动襟翼以及可能副翼来改变机翼的形状(或曲率)。可以在一定范围的位置上移动襟翼。在飞行中适应机翼的形状减小阻力并且帮助控制升力分布以减轻载荷，同时节约燃烧燃料和重量。

为了在巡航飞行期间维持空气动力学平滑度要求，需要靠着襟翼适当地密封飞行器机翼的扰流板，使得扰流板后缘保持与襟翼表面完全接触，从而不留开口并使面不连续性尽可能小。在襟翼在巡航飞行中不移动的常规机翼上，襟翼与扰流板之间的密封是结合通过地面索具设定的预载荷通过将扰流板的位置控制到“零位置”来实现的。对于变弯度机翼，密封是通过控制扰流板以随着襟翼在一定范围的位置上移动而跟随襟翼位置来维持的。

很难足够准确地确定扰流板的位置以确保适当的密封并在襟翼上避免大载荷。在一些情况下，扰流板被专门地设计以为扰流板位置测量提供更大的公差，折衷的是空气动力学性能。

因此，需要改进。

技术实现要素：

依照一个广泛方面，提供了一种用于控制飞行器机翼的飞行控制面的方法，所述飞行器机翼具有第一飞行控制面和第二飞行控制面，所述第一飞行控制面具有第一前缘和第一后缘，所述第二飞行控制面具有在第二前缘与第二后缘之间延伸的接触面，所述第一飞行控制面能够移动，以使所述第一后缘与所述接触面接触并与所述接触面形成密封。所述方法包括：使所述第一飞行控制面的第一后缘朝向所述第二飞行控制面的接触面位移；随着所述第一飞行控制面位移，确定通过比率δf/δx所定义的所述第一飞行控制面的机械刚度，其中δf是在时间t1和t2施加到所述第一飞行控制面的至少两个不同位置x1和x2的力f的差，并且δx是位置差x2-x1；以及当达到已知的完全接触机械刚度时，实现所述第一后缘与所述第二前缘之间的完全接触。

在一些实施例中，使所述第一飞行控制面的第一后缘位移包括使用致动器来使所述第一飞行控制面绕轴线旋转。

在一些实施例中，施加到所述第一飞行控制面的所述力f被测量为跨越所述致动器的压力变化δp*a，并且δf是δ(δp)*a，其中a是所述致动器的工作面积。

在一些实施例中，所述第一飞行控制面的位置x1和x2被测量为所述第一飞行控制面的角位置。

在一些实施例中，所述方法还包括：一旦已实现完全接触，就使所述第一飞行控制面的第一后缘远离所述第二飞行控制面的接触面位移，直到达到已知的中间机械刚度为止，所述中间机械刚度小于所述完全接触机械刚度。

在一些实施例中，所述中间机械刚度对应于弓形刚度加上增量值。

在一些实施例中，所述方法还包括：一旦已实现完全接触，就使所述第一飞行控制面的第一后缘远离所述第二飞行控制面的接触面位移，直到达到已知的空气动力学机械刚度为止，所述空气动力学机械刚度小于所述完全接触机械刚性；以及重复使所述第一飞行控制面的第一后缘朝向所述第二飞行控制面的接触面位移，直到达到所述完全接触机械刚度为止。

在一些实施例中，所述方法还包括：当已满足预定条件时，重复使所述第一飞行控制面的第一后缘远离所述第二飞行控制面的接触面位移。

在一些实施例中，所述预定条件对应于以下各项中的一个或多个：所述飞行器的重量的变化超过重量阈值、燃烧的总燃料的百分比、飞行器速度的变化超过速度阈值、经过的时间，以及飞行器高度的变化超过高度阈值。

在一些实施例中，所述第一飞行控制面是扰流板，并且所述第二飞行控制面是襟翼。

依照另一广泛方面，提供了一种用于控制飞行器机翼的飞行控制面的系统，所述飞行器机翼具有第一飞行控制面和第二飞行控制面，所述第一飞行控制面具有第一前缘和第一后缘，所述第二飞行控制面具有在第二前缘与第二后缘之间延伸的接触面，所述第一飞行控制面能够移动，以使所述第一后缘与所述接触面接触并与所述接触面形成密封。所述系统包括：处理器；以及非暂时性存储介质，所述非暂时性存储介质联接到所述处理器，并且其上存储有程序指令。所述程序指令能够由所述处理器执行以用于：使所述第一飞行控制面的第一后缘朝向所述第二飞行控制面的接触面位移；随着所述第一飞行控制面位移，确定通过比率δf/δx所定义的所述第一飞行控制面的机械刚度，其中δf是在时间t1和t2施加到所述第一飞行控制面的至少两个不同位置x1和x2的力f的差，并且δx是位置差x2-x1；以及当达到已知的完全接触机械刚度时，实现所述第一后缘与所述第二前缘之间的完全接触。

在一些实施例中，使所述第一飞行控制面的第一后缘位移包括使用致动器来使所述第一飞行控制面绕轴线旋转。

在一些实施例中，施加到所述第一飞行控制面的所述力f被测量为跨越所述致动器的压力变化δp*a，并且δf是δ(δp)*a，其中a是所述致动器的工作面积。

在一些实施例中，所述第一飞行控制面的位置x1和x2被测量为所述第一飞行控制面的角位置。

在一些实施例中，所述程序指令还能够执行以用于：一旦已实现完全接触，就使所述第一飞行控制面的第一后缘远离所述第二飞行控制面的接触面位移，直到达到已知的中间机械刚度为止，所述中间机械刚度小于所述完全接触机械刚度。

在一些实施例中，所述中间机械刚度对应于弓形刚度加上增量值。

在一些实施例中，所述程序指令还能够执行以用于：一旦已实现完全接触，就使所述第一飞行控制面的第一后缘远离所述第二飞行控制面的接触面位移，直到达到已知的空气动力学机械刚度为止，所述空气动力学机械刚度小于所述完全接触机械刚性；以及重复使所述第一飞行控制面的第一后缘朝向所述第二飞行控制面的接触面位移，直到达到所述完全接触机械刚度为止。

在一些实施例中，所述程序指令还能够执行以用于：当已满足预定条件时，重复使所述第一飞行控制面的第一后缘远离所述第二飞行控制面的接触面位移。

在一些实施例中，所述预定条件对应于以下各项中的一个或多个：所述飞行器的重量的变化超过重量阈值、燃烧的总燃料的百分比、飞行器速度的变化超过速度阈值、经过的时间，以及飞行器高度的变化超过高度阈值。

在一些实施例中，所述第一飞行控制面是扰流板，并且所述第二飞行控制面是襟翼。

依照又一个广泛方面，提供了一种飞行控制面组件，所述飞行控制面组件包括：第一飞行控制面，所述第一飞行控制面具有第一前缘和第一后缘；第二飞行控制面，所述第二飞行控制面具有在第二前缘与第二后缘之间延伸的接触面；致动器，所述致动器联接到所述第一飞行控制面，并且被配置用于使所述第一飞行控制面的第一后缘朝向所述第二飞行控制面的接触面位移；以及控制器，所述控制器联接到所述致动器，并且被配置用于：随着所述第一飞行控制面位移，确定通过比率δf/δx所定义的所述第一飞行控制面的机械刚度，其中δf是在时间t1和t2施加到所述第一飞行控制面的至少两个不同位置x1和x2的力f的差，并且δx是位置差x2-x1；以及当达到已知的完全接触机械刚度时，向所述致动器传达已实现所述接触面与所述第一后缘之间的完全接触。

依照本文描述的实施例，可以按照各种组合使用本文描述的系统、设备和方法的特征。

附图说明

现在参考附图，在附图中：

图1是依照说明性实施例的飞行器的顶视图；

图2a是依照说明性实施例的飞行控制面组件的横截面视图；

图2b是依照说明性实施例的具有预弓形的扰流板的示意图示；

图3是图示依照说明性实施例的飞行控制面位置与施加到飞行控制面的力之间的变化的曲线图；

图4是依照说明性实施例的示例控制器的框图；

图5a是依照说明性实施例的用于控制飞行控制面的方法的流程图；

图5b是依照另一说明性实施例的用于控制飞行控制面的方法的流程图；以及

图5c是依照又一说明性实施例的用于控制飞行控制面的方法的流程图。

应注意的是，在所有附图中，相似的特征通过相似的附图标记来标识。

具体实施方式

图1是示例性飞行器10的顶视图。飞行器10可以是适合于航空的任何类型的飞行器，诸如公司飞行器、私人飞行器、军用飞行器、商用飞行器和客机。飞行器10可以是有人驾驶的或无人驾驶的(例如，无人机)。例如，飞行器10可以是(例如，超远程)商用喷气飞行器或窄体双发动机喷气大型客机。飞行器10可以是包括一个或多个发动机14的固定机翼飞行器。替换地，飞行器10可以是没有发动机的滑翔机。飞行器10可包括机翼16a、16b(在本文中通称为“机翼16”)，机身18和尾翼20。可将一个或多个发动机14安装到机身18。替换地或此外，可将一个或多个发动机14安装到机翼16。飞行器10可包括在机身18内部的乘客舱和驾驶舱。在图1中描绘的飞行器上，并且相对于向前方向，机翼16a是右手(例如，右舷)侧机翼，而机翼16b是左手(例如，左舷)侧机翼。

飞行器10可包括任何已知的或其它适合的飞行控制面，其被配置成在飞行期间与在飞行器10周围流动的空气相互作用。控制器12(示意性地示出)可在操作上联接到这种飞行控制面，以对其进行控制。这种飞行控制面可包括后缘襟翼22和前缘缝翼24，它们可以被用作“高升力”面，所述“高升力”面可以被展开，以增加由安装有后缘襟翼22和前缘缝翼24的机翼16所产生的升力的量。例如，可在着陆、起飞期间和/或在需要增加升力的任何其它适当的飞行阶段或状况期间展开这种高升力飞行控制面。如果飞行器10包括变弯度功能性以使后缘襟翼22可提供负弯度，则后缘襟翼22还可在一些飞行阶段期间提供减小的升力。如果飞行器10包括变弯度功能性以使后缘襟翼22可提供正弯度，则后缘襟翼22还可在一些飞行阶段期间提供增加的升力。

飞行器10还可包括可移动地安装到每个机翼16的一个或多个副翼26。可将副翼26认为是使飞行器10在飞行期间绕纵向轴线移动(即，旋转)的主飞行控制面。换句话说，副翼16在飞行中的移动可使飞行器16横滚。副翼26可位于每个机翼16的外侧后缘上。

仍然参考图1，飞行器10还包括相对于副翼26位于机翼内侧上的扰流板28。可将扰流板28认为是控制面。在特定实施例中，扰流板28被用作用于在飞行时(例如，当飞行器10的速度在着陆之前太高时)使飞行器10慢下来的“气动制动器”。在所述飞行器10已触地之后，扰流板28可以用于制动飞行器10。制动还通过减小的升力来发生，这将更多的重量放在飞行器10的轮子上，并因此有助于通过轮子摩擦进行制动。扰流板28可以协助副翼26控制飞行器10的横滚运动。

现在参考图2a，总体上以100示出飞行控制面组件。该组件100包括至少一个第一飞行控制面(在下文中为扰流板28中的一个)和至少一个第二飞行控制面(在下文中为襟翼22中的一个)。如图所示，襟翼22具有空气动力学剖面，该空气动力学剖面具有前缘22a和后缘22b。接触面22c在后缘22b与前缘22a之间延伸。

在本文中，当提及空气动力学剖面时的表述“前缘”和“后缘”不应该限于剖面的绝对端，而应该被解释为包含空气动力学剖面的接近绝对端的区域。例如，空气动力学剖面的后缘可以包含沿着一定长度从后缘朝向前缘延伸的区域，所述长度与从前缘到后缘的距离(也称为弦长度)的大约10％相对应。

襟翼22的后缘22b通常在所有飞行阶段(例如，起飞、巡航、着陆)中被暴露于飞行器的周围环境。襟翼22的前缘22a通常仅在起飞和着陆期间当襟翼22展开时暴露于周围环境。在所描绘的实施例中，在巡航期间，襟翼22的前缘22a通过扰流板28对周围环境隐藏。如所示，扰流板28具有前缘28a和后缘28b。在巡航期间，扰流板28的后缘28b抵靠襟翼22的接触面22c，以便在其之间产生密封。

扰流板28能够绕轴线a(图1)旋转，所述轴线a可以基本上平行于其前缘28a延伸。在所示的实施例中，扰流板28在接近前缘28a定位的枢转点p1处被枢转地安装到机翼16a、16b。臂30被固定到扰流板28，更具体地固定到其下侧，并从那里延伸开。组件100还包括致动器32，所述致动器32具有枢转地安装到机翼16a的结构构件s的第一端32a，和枢转地安装到臂30的第二端32b。致动器32可操作来推拉臂30，以致使扰流板28绕枢转点p1旋转。可以使用本领域中已知的任何适合的致动器，诸如液压致动器、气动致动器、机电致动器和电动致动器。此外，可以使用其它连接技术(诸如法兰安装、脚蹬连杆/反作用连杆等)，来将致动器32安装到结构构件s和/或安装到臂30。

在一些实施例中，可以将扰流板28的后缘28b制造成具有弯曲或预弓形，使得扰流板28的拐角首先接触襟翼22。在图2b中图示了示例实施例。在没有预弓形的情况下，扰流板28上的空气动力学载荷可以使位于扰流板28的后缘28b与其内侧28c和外侧28d之间的交点处的扰流板的拐角远离襟翼22移动，并且因此在拐角处在扰流板28与襟翼22之间产生间隙。预弓形可以减轻这种现象。

在图1和图2中所示的实施例中，飞行器10的机翼16a、16b是变弯度机翼。这种机翼能够根据工作条件改变其空气动力学剖面，以提高飞行器10的空气动力学性能。在所示的实施例中，机翼16a、16b中的任何一个的弯度可通过襟翼22中的任何一个的移动来调节。襟翼22可以绕接近前缘22a定位的枢转点p2旋转。臂34从襟翼22的下表面22d延伸到枢转点p2。在不脱离本公开的范围的情况下，可以使用本领域中已知用于移动襟翼22的任何机构。例如，可以将致动器(未示出)联接到飞行器10的控制器12，以便控制襟翼22的位置。控制器12可以被配置成动态地改变襟翼22的位置，以优化飞行器10在飞行时的空气动力学性能。

将襟翼22中的一个从第一位置移动到第二位置可以在襟翼22与扰流板28中的相关扰流板之间产生间隙。当飞行器10可能在巡航工作条件下以近音速飞行时，飞行器10的机翼16的外表面的光滑度中的任何不完美可导致升力减小、阻力增加，并且/或者导致燃料消耗增加。因此，控制器12被配置成关闭或者密封扰流板28与襟翼22之间的间隙。

控制器12在操作上连接到致动器32，以便控制致动器32和连接到致动器32的扰流板28的移动。通常，控制器12被配置用于控制机翼16a、16b的飞行控制面。更具体地，控制器12控制致动器32，以使扰流板28的后缘28b朝向襟翼22的接触面22c位移。

随着扰流板28朝向襟翼22位移，或者在位移的每次迭代之后，控制器12被配置用于确定扰流板28的机械刚度。随着扰流板28位移，扰流板28的机械刚度通过比率δf/δx来定义。在本文中，δf是施加到扰流板28的力f的差，并且δx是扰流板28的位置x的差。更具体地，δf是在时间t1和t2(t1＜t2)达到的两个位置x1和x2之间的力的差f2-f1(或f1-f2)，使得δx＝x2–x1(或x1–x2)。f是由致动器32施加的力。

存在可测量δf的许多方式。例如，在液压致动器的情况下，可以将力f测量为δp*a，其中δp是跨越致动器32的活塞的压差，并且a是致动器32的工作面积。因此，δf是力f在活塞的两个不同的位置上的变化，并且δf＝δ(δp)*a＝(δpe–δpr)*a＝f2–f1。注意的是，pe是活塞的气缸的延伸腔中的压力，并且pr是活塞的气缸的缩回腔中的压力。对于在活塞的每一侧具有相同面积来说f＝a*(pe-pr)；对于在活塞的每一侧具有不同面积来说f＝ae*pe–ar*pr，其中ae是活塞的汽缸的延伸腔中的面积，并且ar是活塞的汽缸的缩回腔中的面积。

在机电或电动致动器的情况下，可以使用应变计、称重传感器或其它电压测量装置来将δf测量为跨越致动器32的电机电流上的力。

在一些实施例中，f1、f2和/或δf的不止一个测量结果用于改进准确性，或者用于检测故障或失败并使它们隔离。可以使用在一个特定时间的单个测量结果，或在给定时间间隔期间的一系列测量结果。

在一些实施例中，可以从代数估计器(诸如平均值或加权平均值)或动态滤波器(诸如卡尔曼滤波器)估计f1、f2和δf。

可以对f1、f2和δf的估计或测量值应用某种数据滤波，以便预处理数据。

存在可测量δx的许多方式。例如，扰流板28的位置x1、x2可以是扰流板28的角位置。可通过在操作上连接到扰流板28的传感器来测量角位置。位置x1、x2可以是致动器32的活塞的活塞位置。活塞位置可以用传感器(诸如线性可变差动变压器(lvdt)换能器)来测量。替换地，扰流板28的位置可以用位于扰流板28的枢转点p1处的旋转可变差动变压器(rvdt)换能器直接地测量。在不脱离本公开的范围的情况下，可以使用本领域中已知用于测量活塞和/或扰流板位置的任何其它适合的方法。

在一些实施例中，可以根据一个或多个测量结果来估计x1、x2和/或δx。在一些实施例中，可以根据一种类型的测量结果(例如根据lvdt换能器测量结果)或各类型的测量结果的组合(例如根据lvdt换能器测量结果和rvdt换能器测量结果)来估计x1、x2和/或δx。

在一些实施例中，可以从代数估计器(诸如平均值或加权平均值)或动态滤波器(诸如卡尔曼滤波器)估计x1、x2和/或δx。

在一些实施例中，数据滤波被应用于xl、x2和δx的估计或测量值，以预处理数据。

扰流板28的刚度可以落入到依照说明性实施例在图3中图示的三个不同范围的值中。图3是示出扰流板28与襟翼22之间的接触力的曲线300。扰流板28的位置被示出在x轴线上，并且致动器力被示出在y轴线上。如图所示，增加x对应于扰流板28朝向襟翼22的接触面22c移动。曲线300的斜率对应于在位置变化(δx)之上的力变化(δf)，这相当于刚度(k)：

如以上等式中所指出的，力(f)可以用跨越致动器32的压差(δp)乘以致动器32的工作面积(a)替换。也可以使用用于表示力和位移的等式的其它变体。

出现在区域302中的刚度(k)的值在本文中被称为空气动力学刚度，并且对应于当在扰流板28的后缘28b与襟翼22的接触面22c之间没有接触时获得的刚度值的范围。除了重力(其在计算δf时会基本上消失并因此被忽视)之外，空气动力学载荷(即在飞行器周围流动的空气)基本上是施加在扰流板28上的唯一力。因此，在空气动力学刚度范围302中的刚度值非常低。

出现在区域304中的刚度(k)的值在本文中被称为弓形刚度，并且对应于当在扰流板28的弓形拐角与襟翼22之间进行初始接触时获得的刚度值的范围。扰流板28的刚度随着它从空气动力学刚度302移动到弓形刚度304而增加。在曲线300的拐点308处发生从空气动力学刚度302到弓形刚度304的转变。

出现在区域306中的刚度(k)的值在本文中被称为完全接触刚度，也称为完全接触机械刚度，并且对应于当在扰流板28的后缘28b与翼板22的接触面22c之间达到完全接触时获得的刚度值的范围。因此，沿着扰流板28的整个后缘28b与襟翼22的接触面22c形成密封。扰流板28的刚度随着它从弓形刚度304移动到完全接触刚度306而继续增加。完全接触刚度值因此高于空气动力学刚度值，并且高于弓形刚度值。在曲线300的拐点310处发生从弓形刚度304到完全接触刚度306的转变。

注意，有可能的是，当飞行器10在飞行中时由于扰流板28经受的空气动力载荷，扰流板28的预弓形的一部分或全部会消失。在此类情况下，弓形刚度304可以被减小到非常窄的范围，或者从曲线300完全去除。扰流板28的刚度因此会从空气动力学刚度302直接地转变为完全接触刚度306。

控制器12使扰流板28的后缘28a朝向襟翼22的接触面22c移动，并且确定扰流板随着它朝向襟翼22位移的机械刚度。当达到已知的完全接触机械刚度时，实现扰流板28与襟翼22之间的完全接触。此值可以是先验已知的，因为它是用于扰流板28的形状和材料的函数。机械刚度值可以通过地面测试来确定，并且无论飞行器10是在飞行中还是在地面上都是基本上恒定的。可以使用确定机械刚度的任何已知的方法。

参考图4，图示了用于控制器12的示例实施例。提供了处理单元412以及在其中存储有计算机可执行指令416的存储器414。处理单元412可以包括被配置成实现控制器12的任何适合的设备，使得指令416当由处理单元412执行时，可以使如本文所描述的功能/行为/步骤被执行。处理单元412可以包括例如任何类型的通用微处理器或微控制器、数字信号处理(dsp)处理器、中央处理单元(cpu)、集成电路、现场可编程门阵列(fpga)、可重构处理器、其它适合地编程的或可编程的逻辑电路或其任何组合。

存储器414可以包括任何适合的已知的或其它机器可读存储介质。存储器414可以包括非暂时性计算机可读存储介质，例如但不限于，电、磁、光、电磁、红外或半导体系统、装置或设备，或上述各项的任何适合的组合。存储器414可以包括位于控制器12内部或外部的任何类型的计算机存储器的适合的组合，所述计算机存储器例如随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、紧致盘只读存储器(cdrom)、电光存储器、磁光存储器、可擦除可编程只读存储器(eprom)和电可擦除可编程只读存储器(eeprom)、铁电ram(fram)等。存储器414可以包括适合于可检索地存储可由处理单元412执行的机器可读指令416的任何存储手段。在一些实施例中，可以将控制器12实现为飞行器计算机的一部分。

参考图5a，图示了用于控制飞行器机翼16a、16b的飞行控制面(诸如扰流板28)的方法500的第一实施例。在步骤502处，第一飞行控制面(即扰流板28)的后缘28b经由致动器32朝向第二飞行控制面(即襟翼22)的接触面22c位移。

在步骤504处，随着第一飞行控制面位移，确定如通过比率δf/δx所定义的第一飞行控制面的机械刚度，其中δf是施加到第一飞行控制面的力f的差，并且δx是第一飞行控制面的位置x的差。在一些实施例中，步骤502和504被迭代地执行，直到刚度达到阈值为止。可以以给定采样周期重复地确定机械刚度。

当达到阈值时，在第一飞行控制面与第二飞行控制面之间实现完全接触。在一些实施例中，阈值对应于已知的完全接触机械刚度，诸如在曲线300上落在区域306中的点。可以沿着曲线300在区域306中的各个位置处(诸如在拐点310处或者在拐点310加上增量值处)选择已知的完全接触机械刚度，以考虑湍流和阵风。增量值对应于预定义变化，并且可以用于确保如果升力在扰流板28上瞬时增加，则扰流板28将能够抵抗并保持与襟翼22接触。在一些实施例中，方法500仅在已达到某种持久性时才停止。持久性指代确保机械刚度在足够的持续时间内被维持在阈值或阈值以上。

在一些实施例中，扰流板28的位置在实现完全接触时被记录。这可以在完全接触由于另一程序(诸如横滚辅助)而瞬时中断的情况下返回到所记录的位置。横滚辅助在于在大且快的横滚机动中除了展开副翼26之外还展开扰流板28。

在一些实施例中，步骤502包括基于位置控制使扰流板28接近襟翼22。基于机翼16的结构元件的运动学和控制面的当前位置，可确定即将发生接触。可以相应地调制扰流板运动速率，以在存在不确定性的情况下减小接触时的冲击力。在一些实施例中，步骤504包括仅当已在步骤502处确定了即将发生接触时才确定机械刚度k。在一些实施例中，机械刚度k按足够小的采样周期来周期性地确定，以按期望性能控制接触力。例如，采样速率可以与用于位置控制的采样速率相同。

在一些实施例中，控制器12被配置成对由致动器32在扰流板28上施加的力应用微调，以避免使太多力被施加到扰流板28。扰流板28在已实现与襟翼22的完全接触之后可以被稍微释放，直到机械刚度下降到刚好低于阈值为止。在此位置处，仍然实现了完全接触，但是同时最小量的力被施加到扰流板28。参考图5b，在步骤506处，在已实现完全接触刚度之后，扰流板28的后缘28b远离襟翼22的接触面22c位移。在步骤508处，确定扰流板28的机械刚度。继续使扰流板28远离襟翼22位移，直到达到比所述完全接触刚度小的已知的中间机械刚度为止。

应理解的是，可以同时执行步骤502和504，并且可以同时执行步骤506和508，使得飞行控制面的机械刚度随着飞行控制面位移而被测量。在替代实施例中，飞行控制面渐增地位移，并且在每个位移之间测量机械刚度。在一些实施例中，飞行控制面在每次迭代时位移的距离(或角度)根据测量出的机械刚度与阈值之间的差而变化。例如，机械刚度中的大差可以使飞行控制面一次位移3度，然而机械刚度中的较小差可以使飞行控制面一次位移1度。这些值仅是说明性的。

在一些实施例中，当扰流板28朝向襟翼22移动(502、504—一起分组为框510)时，以及当扰流板28远离襟翼22移动(506、508—一起分组为框512)时，使用不同的阈值。例如，在510处使用的阈值可以是已知的完全接触机械刚度值，而在512中使用的阈值可以是已知的弓形刚度值。替换地，使用相同的阈值，由此阈值在框510中在第一方向上以及在框512中在第二方向上交叉。在一些实施例中，在弓形刚度304与完全接触刚度306之间的交点处找到阈值，如图3中所示。在一些实施例中，附加增量值被加到交点，以考虑湍流和阵风。在一些实施例中，提供滞后，以防止当在不同阈值之间转变时或当跨越阈值时的振荡。

在一些实施例中，可以迭代地重复框510和512，直到达到机械刚度方面的期望精度为止；并且还可选地重复框510和512，直到已实现持久性为止。

工作条件中的某些变化可以使飞行器上的载荷条件在飞行期间改变。例如，飞行器10的重量随着越来越多的燃料得到消耗而改变。因为燃料可以被存储在机翼16a、16b中，所以机翼16a、16b的重量改变，并且因此，机翼16a、16b可以经受进一步弯曲，因为机翼16a、16b上的升力可以保持不变。飞行器10的速度的变化还可以引发升力的变化，并且因此，可以使机翼16a、16b经受更多或更少的弯曲。这些变化可能使扰流板28与襟翼22之间的接触力变得太高，这可能引起结构损坏，或者可能对扰流板28的疲劳有害；或者变得太低，这可能在扰流板28与襟翼22之间产生间隙，其不利地影响飞行器的空气动力学性能。工作条件中的变化还可以使接触力由于铰链力矩的变化而改变，所述铰链力矩会由于控制面的顺从性(即弹性变形)而使控制面位移。

在一些实施例中，控制器12被配置成迎合载荷条件中的变化。参考图5c，图示了方法500的示例实施例，其中当已满足给定条件时，重复框512和/或510。条件可以是例如以下中的一个或多个：飞行器10的重量的变化超过重量阈值、燃烧总燃料的百分比、飞行器速度的变化超过速度阈值，以及飞行器高度的变化超过高度阈值。也可以使用其它条件。在一些实施例中，控制器12或另一计算设备(诸如飞行器计算机)被配置成在已满足这些条件中的任何一个时自动地触发重复接触程序。在一些实施例中，接触程序可以由操作员(诸如飞行员或副飞行员)手动地触发。在一些实施例中，即使载荷条件当中都尚未改变，例如在已经过给定时间段的情况下，也周期性地重复接触程序。

按照在框512中存在的步骤，一旦已实现扰流板28的后缘28b与襟翼22的接触面22c之间的完全接触，控制器12就可以使扰流板28的后缘28b远离襟翼22位移(步骤506)，直到达到已知的机械刚度(步骤508)为止。控制系统12还可以使扰流板28的后缘28b朝向襟翼22位移回来(步骤502)，直到达到完全接触机械刚度(步骤504)为止。

在一些实施例中，当满足用于重复方法500的条件时，第一飞行控制面远离第二飞行控制面位移以便失去接触，即以便达到空气动力学刚度，并且第一飞行控制面然后朝向第二飞行控制面位移回来以实现完全接触。使用图5c的实施例，在阈值被设置为空气动力学刚度情况下执行框512，后面是在阈值被设置为完全接触刚度情况下执行框510。然后可以在阈值被设置为完全接触刚度与弓形刚度之间的交点情况下再次重复框512。

本文描述的用于控制飞行器的飞行控制面的方法500和控制器12可以用高级过程或面向对象编程或脚本语言或其组合来实现。替换地，用于控制飞行控制面的方法500和控制器12可以用汇编或机器语言来实现。语言可以是编译或解释语言。可以将用于实现用于控制飞行控制面的方法500和控制器12的程序代码存储在存储介质或设备上，所述存储介质或设备例如rom、磁盘、光盘、闪存驱动器或任何其它适合的存储介质或设备。程序代码可由通用或专用可编程计算机读取，以用于在存储介质或设备被计算机读取时配置并操作计算机以执行本文描述的程序。也可以将用于控制飞行控制面的方法500和控制器12的实施例认为是通过上面存储有计算机程序的非暂时性计算机可读存储介质来实现的。计算机程序可以包括计算机可读指令，所述计算机可读指令使计算机(或在一些实施例中为控制器12的处理单元412)以具体和预定义方式操作，以执行本文描述的功能。

计算机可执行指令可以具有许多形式，包括由一个或多个计算机或其它设备执行的程序模块。通常，程序模块包括执行特定任务或者实现特定抽象数据类型的例程、程序、对象、组件、数据结构等。通常，可以在各种实施例中视需要而组合或者分发程序模块的功能性。

以上描述仅意在为示例性的，并且本领域的技术人员将认识到，可以在不脱离所公开的本发明的范围的情况下对所描述的实施例做出改变。鉴于对本公开的回顾，落入本发明的范围内的仍然其它的修改对于本领域的技术人员而言将是显而易见的。

本文描述的系统和方法的各个方面可以被单独、相结合地或者按照在上文描述的实施例中未具体地讨论的各种布置使用，因此在其应用上不限于在上述描述中阐述或者在附图中图示的组件的细节和布置。例如，可以以任何方式将一个实施例中描述的方面与其它实施例中描述的方面组合。尽管已示出并描述了特定实施例，但是对于本领域的技术人员而言将显而易见的是，可以在不脱离本发明的情况下在其更广泛方面中做出改变和修改。以下权利要求的范围不应该受到示例中阐述的实施例限制，而应该被给予总体上与说明书一致的最广泛合理的解释。