[发明专利]用于控制音爆幅度的系统和方法

说明书

相关申请的交叉引用

本申请要求于2013年2月14日提交的且题为“对音爆抑制进行主动控制的气动弹性剪裁(Aeroelastic Tailoring With Active Control For Sonic Boom Mitigation)”的共同未决的美国临时专利申请61/764,659号的权益，由此该美国临时专利申请以其整体通过援引加入本文。

技术领域

本发明总体上涉及航空学，并且更具体地涉及用于控制由在超音速下超音速飞行器的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统和方法。

背景技术

超音速飞行器设计成在预定的设计条件下操作，仅举两例，诸如设计条件重量和设计条件速度。当超音速飞行器在设计条件下操作时，超音速飞行器将具有相应的形状(“设计形状”)。设计形状将引起沿着超音速飞行器的相应的体积和升力分布。如果超音速飞行器的形状改变，则升力分布也将改变。

由超音速飞行器所产生的音爆幅度(例如，由超音速飞行器在头顶上以超音速飞过所引起的在地面上所感知的响度)与体积和升力分布强相关。进一步，音爆幅度还与超音速飞行器的形状相关。当设计者计算由超音速飞行器在超音速飞行期间所引起的音爆幅度时，这些计算是基于设计形状的。

在超音速飞行器的飞行期间，因为它的条件将改变，所以它的形状将与设计形状偏离。例如，当飞行器起飞时，其携带的燃料量可能引起超音速飞行器超过其设计条件重量。在飞行期间，超音速飞行器可以在设计条件速度之上或之下的超音速飞行。在飞行期间，超音速飞行器将消耗燃料，这样在飞行结束时，超音速飞行器的重量可能小于它的设计条件重量。

超出设计条件重量和/或设计条件速度可以引起超音速飞行器的机翼向上偏转超出设计条件方位。类似地，以低于设计条件重量和/或速度操作超音速飞行器可以引起机翼向下偏转超出设计条件方位。此外，超音速飞行器上的机翼通常后掠以减少阻力。当后掠翼向上或向下偏转时，其由于机翼在机身处的受限条件和机翼在翼尖处的非受限条件引起机翼扭转。在幅度上机翼扭转在外侧方向上增加，并且在翼尖处最明显。当后掠翼在向上方向偏转时，机翼将在头部向下的方向上扭转。当后掠翼在向下方向上偏转时，机翼将在头部向上的方向上扭转。

在超音速飞行器的形状中改变，并且特别是机翼经受的扭转量中的改变，将引起超音速飞行器上的升力分布从所需的升力分布而变化。这会负面地影响由超音速飞行器所产生的音爆幅度。希望控制音爆幅度，因此希望控制超音速飞行器在它飞行的超音速部分期间的形状和升力分布上的改变。

因此，希望提供这样的系统，其可以抵消引起机翼扭转的力并且其引起升力分布沿着超音速飞行器变化。另外，希望提供用于抵消机翼扭转和在升力分布中的变化的方法。此外，其它期望的特征和特性从随后的发明内容和具体实施方式以及所附的权利要求，结合附图和前述的技术领域和背景技术将变得清楚。

发明内容

本文公开用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计操作所引起的音爆幅度的系统和方法。

在第一非限制性实施方式中，该系统包括但不限于传感器，其配置成检测超音速飞行器的条件。该系统还包括但不限于安装到超音速飞行器的机翼上的控制面。该系统还进一步包括但不限于处理器，其通信地耦接到传感器且其与控制面可操作地耦接。该处理器配置成：(1)接收来自所述传感器的指示超音速飞行器的条件的信息；(2)至少部分地基于该信息确定在升力分布和设计条件升力分布之间存在偏离；以及(3)控制所述控制面以减小偏离的方式移动。当偏离减小时，音爆幅度降低。

在另一个非限制性的实施方式中，该方法包括但不限于感测超音速飞行器的条件。该方法还包括但不限于在处理器处接收指示该条件的信息。该方法还包括但不限于通过处理器至少部分地基于所述信息确定升力分布和设计条件升力分布之间存在偏离。该方法还包括但不限于控制安装到超音速飞行器机翼上的控制面以减小偏离的方式移动。当偏离减小时，音爆幅度降低。

附图说明

将在下文结合以下附图来对本发明进行描述，其中相同的附图标记表示相同的元件，以及：

图1是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法的非限制性实施方式的流程图；

图2是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性实施方式的流程图；

图3是示出用于控制由超音速飞行器在超音速下的非设计条件操作所引起的音爆幅度的系统的非限制性实施方式的示意图；