用于控制航空器的方法和航空器(变型)

发明领域

本发明涉及用于控制使用机翼来生成升力的多桁杆航空器的方法，涉及改变这样的航空器的机翼几何扭转的方法，以及涉及这样的航空器的设计。

背景技术

航空器的关键参数之一是升阻比，即由机翼生成的升力量除以机翼以给定攻角所产生的阻力。升阻比会影响航空器的性能，诸如滑行范围、飞行范围、和续航、燃料消耗、爬升性能等。

机翼展弦比越大，升阻比就增加得越多。因此，可以通过尽可能地增大机翼展弦比来增加航空器的升阻比，从而提高航空器性能。

机翼展弦比对于将航空器用作所谓的大气卫星(大气卫星、伪卫星)具有主要作用。这些是具有长飞行续航的高空航空器(高空长续航，HALE)。预计大气卫星将适合于执行任务诸如收集气象数据、通信(中继器)、绘图、防御任务等。要执行这些任务，大气卫星必须飞行达至少若干周，优选地若干月甚至若干年。

当前，预计大气卫星将由太阳能电池板提供动力。其上可以安装太阳能电池板的航空器表面面积越大，航空器接收到的能量就越多，并且航空器执行指定功能的时间就越长。航空器使用在太阳辐射可用期间产生的能量，首先用于为电动机、控制系统和有效载荷提供动力，并且其次用于在所谓的缓冲电池中积累能量。当太阳辐射不可用时，航空器便可以使用缓冲电池中积累的能量。为了在太阳辐射不可用的周期期间节省能量，大气卫星可以启用滑行模式(其发动机关闭)，在这种模式下，能量消耗将仅用于控制系统和有效载荷(传感器、中继器等)的运行。

这就是为什么大气卫星的机翼展弦比很高，首先，它提供了优化可行的升阻比，并且其次，它允许制造大表面面积的机翼，以便在其上安装尽可能多的太阳能电池板(光伏电池板)。

在运行中，航空器机翼暴露于载荷，并发生弯曲和扭曲变形。按照经典的空气动力学布置，当质量集中在中心并且承载表面被对称布置时，弯曲力矩由沿机翼的整个长度延伸的载荷承载元件——翼梁——来承担。蒙皮保护机翼免受扭曲变形的影响。当根据经典的空气动力学布置而制造的航空器的重量与线性尺寸的三次方成比例地增加时，在机翼展弦比的某个阈值处，航空器被破坏。

在1920年代提出了一种方案，在理论上可以将机翼展弦比增大最高至任何期望值。发明人在他的专利GB172980中提出了一种巨型航空器的构造，该巨型航空器的机翼具有超高机翼展弦比，并与多个机身相连接。这样的航空器的所有载荷——包括航空器空载重量、装载货物的重量和所有发动机的重量——据推测均沿翼展较均匀地分布，使得在飞行中，作用在机翼上的载荷沿翼展均匀地分布。升降舵被布置在机身端部处。像升降舵一样，发动机螺旋桨应该被布置在机翼的前方或后方，或者以交替的方式布置。因此，航空器呈现为通过刚性联结而机械地相互连接的多个航空器。根据发明人，这样的布置使弯曲和扭曲变形最小化并提供期望的机翼展弦比。然而，如果这样的航空器的机翼是刚性的，则由于空气动力干扰而产生的飞行中载荷会引起航空器的破坏。

为了应对由于超出可接受变形的阈值而造成的航空器破坏的问题，建议使用自适应柔性承载表面(变形结构)，诸如例如在US20110038727中公开的。预计这样的机翼可以响应于环境状况来进行自适应变形。这样的机翼包括驱动可移动框架部件和/或弹性复合材料。这个构造的缺点是要使用的材料强度不足以及制造和控制的复杂性。

众所周知，任何航空器的空间姿态都是由三个角坐标确定的：倾斜(航空器绕其纵向轴线的转动)、俯仰(航空器绕其横向轴线的转动)、偏航(航空器绕其竖向轴线的转动)。

通常，对于偏航控制(航线控制)使用方向舵，该方向舵是能够绕其竖向轴线旋转的表面。方向舵通常安装在机翼后方的稳定器上。

通常，对于倾斜控制，使用可绕其水平轴线旋转的表面(副翼)。通常，副翼对称地安装在翼板的后缘处。

通常，对于俯仰控制使用升降舵，该升降舵是能够绕其水平轴线旋转的表面。根据经典的空气动力学布置而制造的用于航空器的升降舵被布置在稳定器的后缘上并且是尾翼的部件。在鸭式航空器中，升降舵是水平鸭翼的部件。在无尾翼航空器或飞翼航空器中，这些升降舵与副翼(所谓的升降副翼)组合在一起，并被布置在翼板的后缘上。

航空器的另一重要参数是机翼的V形(二面角、上反角)，这尤其会影响航空器的二面稳定性。

常规地，航空器结构被制造成尽可能刚性且鲁棒，使得结构形状在外部载荷下保持不变。可移动控制装置可枢转地安装到固定的结构部件。特别地，几何机翼扭转即沿机翼的迎角以及V形的改变在航空器设计阶段被设定并在飞行中保持恒定。

已知具有柔性机翼并由多个桁杆制成的大气卫星X-HALE(例如，参见链接www.youtube.com/watch？v＝qQbUJaQ94x0，访问日期2018年7月25日)。该航空器的机翼装配有监测飞行参数的传感器，以扫描航空器的使用中空气动力学参数的改变。

所述X-HALE大气卫星被用作要求保护的发明的原型。

发明内容

根据本发明的设备和方法是上述原型的进一步发展，并且旨在应对其已知的缺点和其他已知的技术方案的缺点。

本发明的实质如下。

首先，要求保护一种多桁杆航空器，该多桁杆航空器被配置成改变机翼几何扭转并且包括至少一个机翼、横向于至少一个机翼布置的至少三个桁杆，其中桁杆中的每一个桁杆包括至少一个致动器，以及所述至少一个机翼被安装在所述桁杆上，使得对应机翼的至少一部分能够通过致动器绕基本上沿对应机翼延伸的轴线枢转。

其次，要求保护一种用于控制这样的航空器的机翼几何扭转的系统，该系统包括机翼形状优化模块、用于测量至少一个机翼的变形的装置、分析模块和致动模块。

第三，要求保护一种通过所述用于控制机翼几何扭转的系统来控制这样的航空器的至少一个机翼的机翼几何扭转的方法，该方法包括以下步骤：

(i)通过机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定至少一个机翼的优化形状，

(ii)通过用于测量至少一个机翼的变形的装置，来获得对应机翼的变形的当前值，

(iii)将获得的对应机翼的变形的当前值发送到分析模块，

(iv)通过分析模块确定对应机翼的当前形状，

(v)通过分析模块将对应机翼的当前形状与先前确定的对应机翼的优化形状进行比较，以及

如果对应机翼的当前形状与对应机翼的所述优化形状不同，则通过致动模块启用至少一个致动器以使所述机翼中的至少一个机翼的至少一部分枢转，从而使至少对应机翼的机翼几何扭转的由此产生的改变引起至少对应机翼的至少一部分的攻角的重新分布，使得由于空气动力学的力重新分布，具有机翼当前形状的机翼趋于达到其优化形状。

第四，要求保护一种多桁杆航空器，该多桁杆航空器被配置成改变机翼几何扭转，以及包括机翼、横向于机翼布置的至少三个桁杆，每个桁杆配备有具有升降舵的水平稳定器。机翼在所述桁杆中的每一个桁杆与机翼的连接点处刚性地连接至所述桁杆。升降舵中的每一个升降舵被配置成独立于其他升降舵而改变其位置，以便基本上独立于其他桁杆改变在桁杆与机翼的连接点处从对应桁杆传输的力。

第五，要求保护一种用于控制这样的航空器的机翼几何扭转的系统，该系统包括机翼形状优化模块、用于测量至少一个机翼的变形的装置、分析模块和致动模块。

第六，要求保护一种通过所述用于控制机翼几何扭转的系统来控制这样的航空器的机翼几何扭转的方法，该方法包括以下步骤：

(i)通过机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定至少一个机翼的优化形状，

(ii)通过用于测量至少一个机翼的变形的装置，来获得对应机翼的变形的当前值，

(iii)将获得的对应机翼的变形的当前值发送到分析模块，

(iv)通过分析模块确定对应机翼的当前形状，

(v)通过分析模块将对应机翼的当前形状与先前确定的对应机翼的优化形状进行比较，以及

如果对应机翼的当前形状与对应机翼的所述优化形状不同，则通过致动模块启用水平稳定器的至少一个升降舵以改变由配备有所述水平稳定器的桁杆在所述桁杆与机翼的连接点处传输到机翼的力，以及相应地改变至少一部分机翼的机翼几何扭转，使得整个机翼的机翼几何扭转的由此产生的改变引起所述至少一部分机翼的攻角的重新分布，使得由于空气动力学的力重新分布，具有机翼当前形状的机翼趋于达到其优化形状。

将参考附图进一步详细描述本发明的优选但非限制性的实施方式。

附图说明

图1表示根据本发明的航空器的第一优选实施方式。

图2表示根据本发明的航空器的第二优选实施方式。

图3a和图3b表示根据本发明的航空器的第二优选实施方式的变型。

图4表示根据本发明的航空器的另一优选实施方式。

图5示意性地示出了用于控制航空器的机翼几何扭转的系统。

图6示意性地表示了用于控制航空器的机翼几何扭转的方法。

图7是根据本发明的航空器的另一优选实施方式。

图8是参照根据本发明的航空器的实施方式之一的用于控制航空器的机翼几何扭转的系统的示意性表示。

图9示意性地表示了根据本发明的实施方式之一的用于控制航空器的机翼几何扭转的方法。

图10表示参照根据本发明的航空器的实施方式之一的用于控制航空器倾斜的方案。

图11表示参照根据本发明的航空器的实施方式之一的用于控制航空器V形的方案。

为了便于读者阅读和较好地理解本发明，在附图中示意性地示出了航空器的机翼和桁杆(机身)。

具体实施方式

本发明的第一实施方式。

图1示出了本发明的优选实施方式之一。在此，机翼(1)连接至横向于机翼(1)布置的桁杆(2)或机身。根据本发明的该实施方式，包括固定稳定器的水平尾翼(3)被安装在桁杆(2)中的每一个桁杆上。

机翼(1)连接到桁杆(2)并且被配置成借助于致动器(4)使得机翼的至少一部分绕沿着机翼(1)的翼展线延伸的轴线枢转。可能的枢转方向在图1中由箭头示出。致动器(4)被安装在桁杆(2)上，并且可以通过本领域技术人员公知的伺服电动机或其他驱动器起作用。

桁杆(2)的优化数量为至少三个，而机翼(1)则通过对应的致动器(4)连接到桁杆(2)中的每一个桁杆。致动器(4)被制成使得当使机翼(1)的某个部分独立于机翼(1)的其他部分枢转时，它们可以彼此独立地运行。因此，机翼(1)的至少一部分可以绕水平轴线枢转，而机翼的其他部分，特别是远离所述至少一部分的部分，可以保持基本上或几乎静止。

大展弦比使机翼(1)足够柔性，并能够支撑弯曲和扭曲变形，即支撑机翼几何扭转沿机翼(1)的分布在大范围内的改变而不被破坏。

由于机翼(1)具有足够的弹性，在致动器(4)的作用点处由机翼(1)的旋转所引起的变形沿着机翼(1)进一步延伸至与致动器(4)的作用点相邻的区域(面积、部分)。结果，机翼几何扭转即沿机翼(1)的几何扭转分布将被改变。机翼几何扭转的可控改变将引起攻角沿机翼(1)的可控分布。攻角的可控改变(几何扭转的可控改变)引起空气动力学的力作用在航空器上的重新分布。因此，变得有可能抵消或补偿由外部状况(动作)造成的飞行中变形，以及有可能控制航空器的空间姿态。

本发明的第二实施方式。

图2示出了本发明的另一优选实施方式。在此，水平尾翼表面的尺寸使得该表面可以同时安装在所有桁杆(2)上，并且该表面基本上是布置在第一机翼(1)的后方并与之平行的第二机翼(1')。以这个方式，形成了航空器的串列布置。第二机翼(1')可以与第一机翼(1)完全相同，或者可以具有与第一机翼(1)的尺寸、轮廓等不同的尺寸、轮廓等。

串列布置与本发明的第一实施方式相比的优点在于改进的结构刚性。由结构部件的弹性性质引起的对机翼(1、1')中的一个的剧烈外部冲击将延伸到机翼(1、1')中的第二个。航空器将更能抵抗破坏性的外部作用。这就是为什么在给定的设计强度下，机翼(1、1')中的每一个机翼的刚性要求以及因此机翼(1、1')的重量可以在一定程度上降低。

在由太阳能电池板提供动力的航空器中，期望尽可能增大航空器的适合于安装太阳能电池板的表面面积。具有预定强度的航空器和预定表面面积的太阳能电池板，串列航空器的具体重量将低于单翼航空器(单翼飞机)的重量。因此，串列布置的有效载荷重量也可以高于根据第一实施方式的航空器的有效载荷重量。

串列航空器的另一优点是，在具有预定表面面积的情况下，串列的翼展比单翼航空器的翼展小。因此，在其他相同的情况下，串列航空器与单翼航空器相比，可以绕较小半径的圆移动并具有较高机动性。

第二机翼(1')可以是刚性的且非枢转地连接至桁杆(2)，如图3a所示。

可替代地，第二机翼(1')可以经由致动器(4)连接至桁杆(2)，以便针对整个第二机翼(1')相同地且同步地改变第二机翼(1')的攻角。在该实施方式中，水平尾翼的表面充当稳定器或升降舵(图3b)。

另外，第二机翼(1')可以与第一机翼(1)类似地固定至桁杆(2)。即，桁杆(2)中的每一个桁杆都通过致动器(4)连接到第二机翼(1')，该致动器被配置成通过使机翼(1')的某个部分独立于机翼(1')的其他部分绕基本上沿机翼(1')延伸的轴线枢转而彼此独立地运行(图3b)。

一般而言，按照该方法，航空器可以设置有任意数量的机翼(1、1'、1”...)，该任意数量的机翼被配置成绕着沿翼展线延伸的轴线相对于桁杆(2)中的每一个桁杆独立地枢转(图4)。

具有大展弦比的机翼(1、1'、1”...)由高强度结构材料制成。这样的机翼可以具有适合于实现本发明的目的的任何平面形式。机翼可以具有静态机翼几何扭转和/或空气动力学机翼扭转，或者机翼也可以两者都不具有。优选地但非必须地，机翼的重量应均匀地分布在翼展上。还优选地，机翼被制成为没有任何铰接接合部，并且在弯曲时，机翼的变形根据机翼的弹性遍布整个机翼。

在根据本发明的航空器的任何实施方式中，桁杆(2)或机身被用于在其上布置发动机-螺旋桨组合、起落架、有效载荷、控制系统部件等。此外，根据本发明的可能实施方式，桁杆(2)可以接收水平尾翼和/或竖向尾翼、安定翼和稳定器。

每个致动器(4)由单独的驱动单元致动，以独立于其他致动器(4)起作用。致动器(4)可以是杠杆式致动器。驱动单元可以是电动的、液压的或气动的。更优选地，驱动单元以伺服电动机的形式制成。驱动单元和致动器的具体实施方式是本领域技术人员众所周知的，并且不代表本发明的目的。

航空器的动力单元包括驱动螺旋桨的至少一个电动机。在滑行模式下，螺旋桨叶片可以折叠以减少空气动力学阻力。动力单元的概念和布置选项对于本领域技术人员是众所周知的，并且不代表本发明的目的。

根据本发明的航空器的所述实施方式中的任何一个，基于设计者的选择，还可以配备有安装在机翼(1、1'、1”…)中的至少一个机翼的板上的一个或更多个方向舵和/或扰流器以执行偏航控制(用来改变偏航姿态)。方向舵和/或扰流器的构造和布置选项对于本领域技术人员是众所周知的，并且不代表本发明的目的。

设计者可以决定还使航空器配备有被布置在至少一个机翼的顶端处的扰流器。在此，扰流器仅起到减速器的作用，并且不会影响升力。

机翼几何扭转和机翼变形是通过一种用于控制航空器的机翼几何扭转的系统来进行控制的(图5)，该系统包括机翼形状优化模块、用于测量至少一个机翼的变形的装置、分析模块和致动模块。

机翼形状优化模块被设计为根据当前飞行状况、飞行任务以及最大允许(阈值)机翼变形——高于该阈值时航空器将会被破坏，在给定的时间点限定航空器的至少一个机翼的优化形状。特别地在外部作用的影响下，例如经过湍流区域、上升气流、强风等时，会发生阈值变形。通常，机翼的允许变形由机翼的构造限定，并且本领域技术人员将理解如何测量或计算这些值。特别地，飞行任务可能需要改变航空器的姿态和倾斜角度以及机翼的V形。

用于测量变形的装置是变形传感器。所述传感器可以包括惯性位置传感器(姿态指示器)、不同的应变传感器。变形传感器的优选变型之一包括使用布拉格光栅的光纤应变传感器。用于测量变形的装置可以包括通过光学标记来分析变形的设备。例如，这样的装置可以是摄像机和设置在机翼上的具体标记。但是，要使用的应变传感器类型通常是由设计者选择的。

为了提供最大效率，将变形传感器安装在机翼的测量值最大或预期最大的那些部段上，例如，在(预期)最大变形的区域、(预期)最大应力的区域、(预期)最大移位的区域，这些区域可以通过计算或通过试验来预先确定。

优选地，用于控制机翼几何扭转的系统包括用于测量至少两个独立系统或类型的变形的装置。重要的是，在用于测量任何一种类型的变形的装置出现故障的情况下，首先确保容错性。然而，根据任务，设计者可以利用用于测量仅一种类型的变形的装置，例如，仅应变传感器或仅测量姿态指示器。

为了能够进行适当的操作，需要在对应机翼的多个点处，优选地至少在对应机翼的三个点处收集变形数据。

用于测量变形的装置被安装在与桁杆(2)连接的每个机翼上，以相对于每个桁杆(2)绕着沿翼展线延伸的轴线独立地枢转。

分析模块被配置成：接收通过用于测量变形的装置来确定的变形值；基于接收到的变形值来确定至少一个机翼(1、1'、1”...)的当前形状；将至少一个机翼(1、1'、1”...)的当前形状与通过机翼形状优化模块确定的该机翼的优化形状进行比较；如果对应机翼的当前形状与该机翼的优化形状不同，则向致动模块发送命令以使至少一个致动器起作用，使得由于空气动力学的力的重新分布，机翼的当前形状将趋于达到优化形状。通常，分析模块处理来自用于测量变形的装置的数据，该用于测量变形的装置被安装在与桁杆(2)连接的机翼(1、1'、1”...)中的每一个机翼上，以相对于每个桁杆(2)绕着沿翼展线延伸的轴线独立地枢转。

致动模块被配置成使致动器起作用。

在下文中，为了简化起见，机翼(1、1'、1”...)中的每一个机翼可以有条件地被划分成若干部分：一半机翼以及另一半机翼；或者左机翼部分、中央机翼部分和右机翼部分。

改变机翼的不同部分处的几何扭转角度的关系使得能够控制航空器并改变或维持机翼的给定偏转或形状。

可以通过改变整个翼展上的机翼几何扭转来改变俯仰角，使得机翼沿翼展的每个点处的机翼攻角相对于初始攻角增大，或者使得机翼沿翼展的每个点处的机翼攻角相对于初始攻角减小。

可以通过改变机翼几何扭转来改变倾斜角，使得一半机翼的的攻角相对于初始攻角减小，或者使得所述一半机翼的攻角相对于初始攻角增大。在此任务中，机翼的受控部段(部分)的最小数量为两个。

为了控制机翼的V形，改变机翼几何扭转，使得相对于中央机翼部分的攻角改变右机翼部分的攻角和左机翼部分的攻角。例如，为了减小机翼的V形，相对于中央机翼部分的攻角减小右机翼部分的攻角和左机翼部分的攻角；或者为了增大机翼的V字形，相对于中央机翼部分的攻角增大右机翼部分的攻角和左机翼部分的攻角。对V形的该控制可以在具有至少三个受控机翼部段(部分)的航空器上执行。

对多桁杆航空器的机翼几何扭转分布的控制，旨在通过机翼形状优化来抵消飞行中变形和航空器的空间位置，执行以下步骤(图6)：

(i)借助于机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定至少一个机翼的优化形状，

(ii)借助于用于测量至少一个机翼的变形的装置，确定对应机翼的变形的当前值，

(iii)将获得的对应机翼的变形的当前值发送到分析模块，

(iv)基于所接收的对应机翼的当前变形值，借助于分析模块来确定对应机翼的当前形状，

(v)借助于分析模块将对应机翼的当前形状与先前确定的对应机翼的优化形状进行比较，以及

如果确定了对应机翼的当前形状与对应机翼的所述优化形状不同，则借助于致动模块使至少一个致动器起作用，从而使所述机翼中的至少一个机翼的至少一部分枢转，使得至少对应机翼的机翼几何扭转的由此产生的改变引起至少对应机翼的至少一部分的攻角的重新分布，从而由于空气动力学的力重新分布，具有机翼当前形状的机翼趋于达到优化形状。

如果飞行任务包括俯仰改变，则在步骤(v)中，使所述机翼中的至少一个机翼的至少一部分枢转，使得沿着翼展产生的攻角相对于初始攻角增大，或者使得沿翼展产生的攻角相对于初始攻角减小。

如果飞行任务包括倾斜改变，则在步骤(v)中，使所述机翼中的至少一个机翼的至少一部分枢转，使得一半机翼的攻角相对于初始攻角增大，或者使得一半机翼的攻角相对于初始攻角减小。

如果飞行任务包括改变机翼的V形，则在步骤(v)中，使所述机翼中的至少一个机翼的至少一部分枢转，使得对应机翼的左部分的攻角和对应机翼的右部分的攻角相对于对应机翼的中央部分的攻角增大，或者使得对应机翼的左部分的攻角和对应机翼的右部分的攻角相对于对应机翼的中央部分的攻角减小。

以预定的时间间隔收集并分析每个机翼的变形数据。设计者确立一频率，以该频率收集每个机翼的变形数据，以及控制系统以该频率分析这些数据并控制致动器。期望不断地监测机翼变形，并且仅基于被包括在用于控制机翼几何扭转的系统中的装置、传感器、连接件等的技术特征来限定机翼变形的两次连续测量之间的时间间隔。

一般而言，用于领航航空器的方法不仅可以适于多桁杆航空器，还可以适于其他已知的航空器布置，诸如“鸭式”、“三联轴式”(具有彼此平行布置的三个机翼的航空器)等。

通常，用于测量变形的装置可以安装在任意数量的机翼上。设计者考虑到航空器的特定运行状况来决定是否采用该方法。将用于测量变形的装置仅安装在一个最大的机翼上是可行的；但是，其他选项也是可能的。

另外，相对于每个桁杆(2)绕着沿翼展线延伸的轴线将仅一个机翼枢转地连接到桁杆(2)是实用的且通常足够了。在这个情况下，建议将其他机翼刚性地连接到桁杆(2)。但是，其他选项也是可能的。

实际上，本发明的优化受控实施方式如下：

-具有仅一个机翼的多桁杆航空器，该机翼通过致动器(4)连接到桁杆(2)，以相对于每个桁杆(2)绕沿着翼展线延伸的轴线独立地枢转，以及每个桁杆(2)装配有水平尾翼，该水平尾翼是无升降舵的稳定器(图2)，

-处于串列布置的具有前翼和后翼的多桁杆航空器，其中，前翼借助于致动器(4)连接到桁杆(2)，以相对于每个桁杆(2)绕沿着翼展线延伸的轴线独立地枢转，以及后翼被刚性地固定，其中，前翼比后翼大(图3)。

在所述两个优化受控实施方式中，具有受控几何扭转的机翼基本上立即改变了空气动力学的力，这是由于对来自用于控制机翼几何扭转的系统的命令进行执行的结果，并且当进入和退出转动时，根据板(机翼的端部部分)的空气动力学的阻力之间的差异，在期望的方向上生成偏航旋转力矩。这减少了使用方向舵滑行的需要，并减少了损失。

图7是根据本发明的航空器的另一实施方式的示意图。与上述实施方式相反，在这个实施方式中，具有较高展弦比的机翼(1)被刚性地安装在桁杆(2)上，并且每个桁杆(2)具有带有升降舵的水平尾翼(3)，这使得其可以通过升降舵调整高度。当改变水平尾翼(3)的位置时，特别是通过控制每个升降舵的位置来改变水平尾翼的位置时，相应的控制力通过对应的桁杆(2)传递到机翼(1)的被刚性地连接到该桁杆(2)的刚性部分。在机翼(1)的该部分中生成的变形趋于改变整个机翼(1)的攻角，这个的发生是因为由于机翼(1)的柔性和弹性性质而造成的这个变形沿机翼(1)进一步延伸到与机翼(1)连接到对应桁杆(2)的该特定点相邻的区域(面积)，即与机翼(1)的给定部分相邻的区域(面积)。因此，机翼几何扭转即沿机翼(1)的几何扭转的分布将被改变，以及相应地沿机翼(1)的攻角的分布将被改变。

与上述实施方式类似地，在图7所示的航空器中，机翼几何扭转和机翼变形是通过一种用于控制航空器的机翼几何扭转的系统来进行控制的(图8)，该系统包括机翼形状优化模块、用于测量至少一个机翼的变形的装置、分析模块和致动模块。

机翼形状优化模块被设计为根据当前飞行状况、飞行任务以及最大允许(阈值)机翼变形——高于该阈值时航空器将会被破坏，在给定的时间点限定航空器的机翼的优化形状。特别地，飞行任务可能需要改变航空器的姿态和倾斜角度以及机翼V形。

用于测量变形的装置是变形传感器，例如惯性位置传感器、或姿态指示器、不同的应变传感器、使用布拉格光栅的光纤应变传感器等。用于测量变形的装置可以包括使用光学标记来分析变形的设备，例如摄像机和机翼上的具体标记。类似于上述实施方式，应变传感器的类型由设计者来选择。应变传感器被安装在机翼的测量值预期最大的那些部段(部分)上，例如，在可能最大变形的区域、(预期)最大应力的区域、(预期)最大移位的区域。为了确保系统的容错性，优选的是，用于控制机翼几何扭转的系统包括用于测量至少两个独立系统或类型的变形的装置。

为了能够进行适当的操作，优选的是至少在对应机翼的三个点处收集变形数据。

分析模块被配置成：接收通过用于测量变形的装置来确定的变形值；基于接收到的变形值来确定机翼(1)的当前形状；将机翼(1)的当前形状与通过机翼形状优化模块确定的该机翼的优化形状进行比较；如果机翼的当前形状与该机翼的优化形状不同，则向致动模块发送命令以使至少一个升降舵起作用，使得由于空气动力学的力的重新分布，具有机翼的当前形状的机翼趋于达到优化形状。通常，分析模块处理来自安装在与桁杆(2)连接的机翼(1)上的用于测量变形的装置的数据。

致动模块被配置成使桁杆(2)的尾翼的每个升降舵起作用。

与参考根据本发明的航空器的前两个实施方式得到的上述公开内容类似地，为了简化和方便起见，在下文描述的第三实施方式(图7)中，机翼(1)可以被划分成若干部分：一半机翼以及另一半机翼；或者左机翼部分、中央机翼部分和右机翼部分。

改变机翼的不同部分的几何扭转角度的关系使得能够控制航空器并改变或维持给定的机翼偏转或形状。

对多桁杆航空器的机翼几何扭转分布的控制旨在通过优化机翼形状来抵消或补偿飞行中变形以及控制所述航空器的空间姿态，这通过以下步骤实现(图11)：

(i)借助于机翼形状优化模块，根据当前飞行状况和飞行任务来确定机翼的优化形状，

(ii)借助于用于测量机翼的变形的装置，确定对应机翼的变形的当前值，

(iii)将获得的变形的当前值发送到分析模块，

(iv)基于所接收的机翼变形的当前值，借助于分析模块来确定机翼的当前形状，

(v)借助于分析模块将机翼的当前形状与先前确定的机翼的优化形状进行比较，以及

如果确定机翼的当前形状不同于机翼的所述优化形状，则借助于致动模块使至少一个升降舵起作用，以使通过配备有该升降舵的桁杆在该桁杆与机翼的连接点处传输至机翼的力改变，以及相应地改变机翼的至少一部分的机翼几何扭转，使得整个机翼的机翼几何扭转的由此产生的改变引起机翼的至少一部分的攻角的重新分布，从而由于空气动力学的力重新分布，具有机翼当前形状的机翼趋于达到优化形状。

如果飞行任务包括俯仰改变，则在步骤(v)中，使至少一个升降舵枢转，使得沿着翼展产生的攻角相对于初始攻角增大，或者使得沿翼展产生的攻角相对于初始攻角减小(图7)。

如果飞行任务包括倾斜改变，则在步骤(v)中，使一个升降舵的至少一部分枢转，使得一半机翼的攻角相对于初始攻角增大，或者使得一半机翼的攻角相对于初始攻角减小(图8)。

如果飞行任务包括改变机翼的V形，则在步骤(v)中，使至少一个升降舵枢转，使得对应机翼的左部分的攻角和对应机翼的右部分的攻角相对于对应机翼的中央部分的攻角增大，或者使得对应机翼的左部分的攻角和对应机翼的右部分的攻角相对于对应机翼的中央部分的攻角减小(图9)。

以预定的时间间隔收集并分析机翼的变形数据。设计者确立一频率，以该频率收集所述变形数据，以及控制系统以该频率分析这些数据并控制致动器。期望不断地监测机翼变形，并且仅基于被包括在用于控制机翼几何扭转的系统中的装置、传感器、连接件等的技术特征来限定机翼变形的两次连续测量之间的时间间隔。