[0030]参考图1，在一些示例中，飞行控制处理器402可以被配置成借助于一个或更多个升降舵致动器378控制升降舵360的位置。如以下更详细描述的，在一些示例中，飞行控制处理器402可以基于当前稳定器迎角338选择或计算升降舵位置极限374、376 (例如，图6-9和图12)。在一些示例中，升降舵位置极限374、376可以是由飞行控制处理器402计算的电子位置极限。升降舵致动器378可以响应于由飞行员(例如，经由飞行甲板上的驾驶杆)或由自动驾驶系统发起的升降舵命令将升降舵360移动至命令的升降舵位置。在一些示例中，升降舵命令可以由飞行控制处理器402接收。飞行控制处理器402可以将升降舵命令与由飞行控制处理器402计算的升降舵位置极限374、376进行比较。如果升降舵命令的大小在升降舵位置极限374、376之内，则升降舵命令可以被发送至升降舵致动器378或者被发送至集成到或嵌入升降舵致动器378中的计算机或其他控制器。如果升降舵命令的大小大于升降舵位置极限374、376，升降舵命令可以在升降舵命令被发送至升降舵致动器378或者被发送至嵌入升降舵致动器378中的计算机之前被降低至升降舵位置极限374、376的值。在另一些示例中，升降舵命令可以被直接发送至升降舵致动器并且如果升降舵命令超过升降舵位置极限374、376，升降舵致动器可以以如下描述的方式将升降舵的运动限制至升降舵位置极限374、376的大小。
[0031]图2是飞行器100的平面图，该飞行器100可以包括本文所公开的升降舵控制系统400的任意示例。飞行器100可以包括机身104和可以沿机身104纵向延伸的纵向轴线106。飞行器100可以包括垂直于纵向轴线106定向的横向轴线108。横向轴线108可以穿过飞行器重心(CG) 114。在飞行器100的俯仰姿态变化期间，飞行器100可以绕横向轴线108枢转。飞行器100可以具有CG范围116，该CG范围116可以限定飞行器CG 114的前和后极限。飞行器CG 114在飞行期间可以转变，诸如由于燃料燃烧、乘客或货物移动的结果和/或由于可以引起飞行器100绕横向轴线108枢转的其他原因，从而引起飞行器俯仰姿态的变化。机翼空气动力中心204 (图2)或升力中心在飞行期间由于飞行器100的速度变化、控制表面的偏转(例如，前缘设备222、后缘设备224、速度制动器232、副翼228等)和/或由于其他原因也可以向前或向后转变。空气动力中心204相对于飞行器CG 114的转变也可以引起飞行器100俯仰姿态的变化。
[0032]飞行器100可以包括一对机翼200，机翼200可以在翼根210处被附接至机身104。每一个机翼200可以朝向翼尖212沿翼展方向214向外延伸。在所示出的示例中，机翼200向后扫掠。在一些示例中，飞行器100可以被配置成使得空气动力中心204 (例如，升力中心)位于飞行器CG114和俯仰轴线或横向轴线108的后面。然而，空气动力中心204可以位于飞行器CG 114和横向轴线108的前面。机翼200可以包括一个或更多个控制表面，诸如，前缘设备222、后缘设备224和/或速度制动器232。前缘设备222可以包括前缘缝翼和/或克鲁格襟翼226或其他前缘设备配置。后缘设备224可以是后缘襟翼226、襟副翼230、副翼228和/或其他后缘设备配置。每个机翼200还可以包括安装至机翼200的顶表面的一个或更多个扰流板或速度制动器232。飞行器100可以包括一个或更多个推进单元102，所述推进单元可以被安装在机翼200上或安装在飞行器100的其他位置处。
[0033]如图2所示，飞行器100可以包括在机身104的后端处的尾翼300。尾翼300可以包括水平尾翼306和竖直尾翼。水平尾翼306可以包括一个或更多个水平稳定器330。如以上所指出的，每个稳定器330可以包括枢转地耦接至稳定器330的升降舵360。竖直尾翼可以包括竖直稳定器302和用于飞行器100的方向控制的方向舵304。水平尾翼306可以由机身104的承载结构支撑。机身104的承载结构可以包括后机身主体结构112 (例如，蒙皮、纵梁、框架等)和机翼200上方的机身中心段110。尽管本公开的升降舵控制系统400是在图2所示的管型机翼飞行器的背景下描述的，升降舵控制系统400可以不受限制地在任意飞行器配置中被实施。
[0034]图3是机翼200和水平尾翼306的截面图。机翼200可以包括机翼前缘设备222和机翼后缘设备224。机翼200可以包括在缩回位置中示出的一个或更多个速度制动器232。在一些示例中，机翼空气动力中心204(例如，升力中心)可以位于飞行器CG 114的后面。机翼200可以产生正的机翼升力202，该升力可以关于飞行器CG 114产生机翼俯仰力矩206。在其中飞行器CG 114位于空气动力中心204的前面的示例中，机翼200的正的机翼升力202可以产生机头向下的机翼俯仰力矩206。在进一步的示例中，飞行器CG 114可以位于空气动力中心204的后面，在这种情况下，机翼200的正的机翼升力202可以产生机头向上的机翼俯仰力矩206。机翼200可以具有从机翼前缘218向机翼后缘220延伸的翼弦216，并且该翼弦可以被用于描述机翼200相对于纵向轴线106的取向。在所示出的示例中，翼弦216平行于纵向轴线106(例如，迎角为O)被定向。然而，翼弦216可以以相对于纵向轴线106的某一迎角(未示出)被定向。
[0035]在图3中，水平尾翼306包括水平稳定器330。水平稳定器330具有限定稳定器弦332的稳定器前缘334和稳定器后缘336。在图3中，稳定器弦332以相对于纵向轴线106的负迎角被定向。如以上所指出的，稳定器330可以包括一个或更多个稳定器致动器344，所述稳定器致动器344可以被操作以调整稳定器迎角338，从而抵消由机翼200产生的俯仰力矩206。稳定器330包括升降舵360。升降舵360可以被枢转地耦接至稳定器330。升降舵360在中间位置368以实线被示出。在中间位置368，升降舵弦362与稳定器弦332对齐。一个或更多个升降舵致动器378可以被命令以在上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限376之间枢转地移动升降舵360。如以下更详细描述的，上和下升降舵位置极限374、376可以由飞行控制处理器402确定。当水平稳定器330以负稳定器迎角338定向时，水平尾翼306可以产生负升力或向下载荷312，所述负升力或向下载荷312可以被描述为作用于水平尾翼空气动力中心314。水平稳定器330和升降舵360可以被调整以便向下载荷312提供机头向上的水平尾翼力矩316，从而抵消由机翼200的正的机翼升力202 (诸如当机翼空气动力中心204位于飞行器CG 114的后面时)产生的机头向下的机翼俯仰力矩206。
[0036]图4是机翼200和水平尾翼306的截面图。示出机翼200与展开的速度制动器232。稳定器弦332以相对于纵向轴线106的正迎角被定向。升降舵360在中间位置368以实线被示出。随着水平稳定器330以正的稳定器迎角338被定向，水平尾翼306可以产生作用于水平尾翼空气动力中心314的正的机翼升力202或向上载荷310。水平稳定器330和/或升降舵360可以被调整以便向上载荷310提供机头向下的水平尾翼力矩316，从而抵消由机翼200的正的机翼升力202 (诸如当机翼空气动力中心204位于飞行器CG 114的后面时)产生的机头向上的机翼俯仰力矩206和/或由于由速度制动器232被展开时产生的机头向上的俯仰力矩。
[0037]图5示出了飞行器100的示例运转包络的图形，并图示说明基于马赫数414、空气速度410、动态压力416和/或海拔412可以用于限制升降舵360的运动的飞行状态(regime)或临界载荷区域，如下面所描述的。在所示出的示例中，临界载荷区域包括第一临界载荷区域382和第二临界载荷区域384。临界载荷区域382、384可以基于强度分析和/或测试被确定以响应于指出的运转参数(例如，马赫数414、空气速度410、动态压力416和海拔412)下的尾翼载荷来识别水平尾翼306和机身104的承载能力，并且其中在飞行器100上的这种尾翼载荷308可以接近于水平尾翼306和/或机身104的承载能力。在所示出的示例图形中，第一和第二临界载荷区域382、384可以基于空气速度410和马赫数414。然而，参数马赫数414、空气速度410、动态压力416和/或海拔412中的任意一个或更多个单独或与另一个的任意组合可以被用于限定临界载荷区域。例如，临界载荷区域可以由动态压力(例如，qbar) 416和马赫数414限定(例如，以其为边界)，或临界载荷区域可以由海拔412和空气速度410或马赫数414、空气速度410、动态压力416和海拔412的任意其他组合限定。在所示出的示例中，第一和第二临界载荷区域382、384具有各自的减小因数0.8和0.7，如下所述，该减小因数可以被用于计算上和下升降舵位置极限374、376。可以被理解的是，飞行器100的运转包络可以包括任意数量的临界载荷区域。每个临界载荷区域的减小因数可以不受限制地具有任意值。
[0038]图6示出了升降舵控制系统400的示例，其中升降舵360位置根据水平稳定器330的当前迎角338被调节。升降舵控制系统400可以限制升降舵360位置(例如，升降舵的运动范围)，以作为避免水平尾翼306和/或机身104 (图1)中过多的尾翼载荷308，同时提供了飞行器100 (图1)的足够的机头向上和机头向下操纵性以维持飞行器100的俯仰控制的手段。在本公开中，尾翼载荷308可以被描述为通过包括稳定器330和升降舵360的水平尾翼306的承载结构传送的载荷。此外，尾翼载荷308可以包括通过包括机身蒙皮、纵向纵梁和周围框架的后机身主体结构112(图1)的承载结构传送的载荷，并且可以进一步包括在诸如机身104的机翼上方主体结构中的机身中心段110中的载荷。此外，尾翼载荷308可以包括施加在水平稳定器致动器344和升降舵致动器378上或由水平稳定器致动器344和升降舵致动器378承受的结构载荷，并且可以进一步包括在铰链、枢轴和可以传送尾翼载荷308的任意其他结构或装置上的载荷。
[0039]在图6中，飞行控制处理器402可以接收代表当前稳定器迎角338的稳定器信号。在一些示例中，当前稳定器迎角338可以被描述为用于速度制动器232的位置的代表，在这种意义上，当前稳定器迎角338可以指示速度制动器232是否缩回或展开。在一些示例中，速度制动器232的展开可以代表飞行器100的配置，其中，水平尾翼306可能更易于受与速度制动器232被缩回时的尾翼载荷308相比相对高的尾翼载荷308的影响。飞行控制处理器402可以接收来自一个或更多个稳定器传感器的稳定器信号，并基于当前稳定器迎角338计算升降舵位置极限374、376。
[0040]升降舵位置极限374、376可以被描述为升降舵360相对于升降舵360的中间位置368(图3-4)的位置(例如，偏转角)。飞行控制处理器402可以计算上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限376，并且上升降舵位置极限374和下升降舵位置极限可以被传送至一个或更多个升降舵致动器378，诸如经由飞行控制处理器402。升降舵致动器378可以枢转地移动升降舵360至命令的升降舵位置，该命令的升降舵位置不大于上和下升降舵位置极限374、376。该命令的升降舵位置可以由飞行员和/或由自动驾驶系统使用与升降舵致动器378通信的升降舵输入406设备来命令。升降舵控制输入406设备可以是位于飞行器100的飞行甲板(未示出)上的控制杆(未示出)。在一些示例中，飞行控制处理器402可以将飞行员发起的或自动驾