用于控制音爆幅度的系統(tǒng)和方法相關(guān)申請的交叉引用本申請要求于2013年2月14日提交的且題為“對音爆抑制進行主動控制的氣動彈性剪裁(AeroelasticTailoringWithActiveControlForSonicBoomMitigation)”的共同未決的美國臨時專利申請61/764,659號的權(quán)益，由此該美國臨時專利申請以其整體通過援引加入本文。技術(shù)領(lǐng)域本發(fā)明總體上涉及航空學(xué)，并且更具體地涉及用于控制由在超音速下超音速飛行器的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的系統(tǒng)和方法。

背景技術(shù)：
超音速飛行器設(shè)計成在預(yù)定的設(shè)計條件下操作，僅舉兩例，諸如設(shè)計條件重量和設(shè)計條件速度。當(dāng)超音速飛行器在設(shè)計條件下操作時，超音速飛行器將具有相應(yīng)的形狀(“設(shè)計形狀”)。設(shè)計形狀將引起沿著超音速飛行器的相應(yīng)的體積和升力分布。如果超音速飛行器的形狀改變，則升力分布也將改變。由超音速飛行器所產(chǎn)生的音爆幅度(例如，由超音速飛行器在頭頂上以超音速飛過所引起的在地面上所感知的響度)與體積和升力分布強相關(guān)。進一步，音爆幅度還與超音速飛行器的形狀相關(guān)。當(dāng)設(shè)計者計算由超音速飛行器在超音速飛行期間所引起的音爆幅度時，這些計算是基于設(shè)計形狀的。在超音速飛行器的飛行期間，因為它的條件將改變，所以它的形狀將與設(shè)計形狀偏離。例如，當(dāng)飛行器起飛時，其攜帶的燃料量可能引起超音速飛行器超過其設(shè)計條件重量。在飛行期間，超音速飛行器可以在設(shè)計條件速度之上或之下的超音速飛行。在飛行期間，超音速飛行器將消耗燃料，這樣在飛行結(jié)束時，超音速飛行器的重量可能小于它的設(shè)計條件重量。超出設(shè)計條件重量和/或設(shè)計條件速度可以引起超音速飛行器的機翼向上偏轉(zhuǎn)超出設(shè)計條件方位。類似地，以低于設(shè)計條件重量和/或速度操作超音速飛行器可以引起機翼向下偏轉(zhuǎn)超出設(shè)計條件方位。此外，超音速飛行器上的機翼通常后掠以減少阻力。當(dāng)后掠翼向上或向下偏轉(zhuǎn)時，其由于機翼在機身處的受限條件和機翼在翼尖處的非受限條件引起機翼扭轉(zhuǎn)。在幅度上機翼扭轉(zhuǎn)在外側(cè)方向上增加，并且在翼尖處最明顯。當(dāng)后掠翼在向上方向偏轉(zhuǎn)時，機翼將在頭部向下的方向上扭轉(zhuǎn)。當(dāng)后掠翼在向下方向上偏轉(zhuǎn)時，機翼將在頭部向上的方向上扭轉(zhuǎn)。在超音速飛行器的形狀中改變，并且特別是機翼經(jīng)受的扭轉(zhuǎn)量中的改變，將引起超音速飛行器上的升力分布從所需的升力分布而變化。這會負(fù)面地影響由超音速飛行器所產(chǎn)生的音爆幅度。希望控制音爆幅度，因此希望控制超音速飛行器在它飛行的超音速部分期間的形狀和升力分布上的改變。因此，希望提供這樣的系統(tǒng)，其可以抵消引起機翼扭轉(zhuǎn)的力并且其引起升力分布沿著超音速飛行器變化。另外，希望提供用于抵消機翼扭轉(zhuǎn)和在升力分布中的變化的方法。此外，其它期望的特征和特性從隨后的

技術(shù)實現(xiàn)要素：
和具體實施方式以及所附的權(quán)利要求，結(jié)合附圖和前述的技術(shù)領(lǐng)域和背景技術(shù)將變得清楚。發(fā)明內(nèi)容本文公開用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法和系統(tǒng)。在第一非限制性實施方式中，系統(tǒng)包括但不限于配置成檢測超音速飛行器的第一條件的第一傳感器。系統(tǒng)還包括但不限于配置成前后移動的一對機翼。系統(tǒng)還進一步包括但不限于處理器，其與傳感器通信地耦接且其與一對機翼可操作地耦接。處理器配置成：(1)接收來自所述第一傳感器的第一信息，第一信息指示所述超音速飛行器的第一條件；(2)至少部分地基于第一信息來計算超音速飛行器的升力分布；(3)基于飛行條件確定升力分布與期望升力分布的偏離的存在；和(4)控制一對機翼在以更靠近地符合期望升力分布的方式重新分布升力的方向上移動。當(dāng)偏離減小時，音爆幅度降低。在另一個非限制性實施方式中，方法包括但不限于感測超音速飛行器的第一條件的步驟。方法還包括但不限于在處理器處接收指示第一條件的第一信息的步驟。方法還包括但不限于通過處理器至少部分地基于第一信息計算超音速飛行器的升力分布的步驟。方法還進一步包括但不限于通過處理器確定升力分布與期望升力分布的偏離的存在。方法還進一步包括控制一對機翼，所述機翼配置成前后移動以便在以更靠近地符合期望升力分布的方式重新分布升力的方向上移動。當(dāng)偏離減小時，音爆幅度降低。附圖說明將在下文結(jié)合以下附圖來對本發(fā)明進行描述，其中相同的附圖標(biāo)記表示相同的元件，以及：圖1是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法的非限制性實施方式的流程圖；圖2是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性實施方式的流程圖；圖3是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的系統(tǒng)的非限制性實施方式的示意圖；圖4是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的系統(tǒng)的另一非限制性實施方式的示意圖；圖5是示出圖4的系統(tǒng)操作以降低由低于設(shè)計重量條件和/或高于設(shè)計條件的速度條件所引起的音爆幅度的示意圖；圖6是示出圖4的系統(tǒng)操作以降低由高于設(shè)計重量條件和/或低于設(shè)計速度條件所引起的音爆幅度的示意圖；圖7是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性實施方式的流程圖；圖8是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性實施方式的流程圖；圖9至圖10是示出復(fù)合層片(compositeplies)于配置成用于附接到超音速飛行器的一對機翼的上側(cè)和下側(cè)上的布置的示意圖；圖11是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的系統(tǒng)的另一非限制性實施方式的示意圖；圖12至圖13是示出圖11的系統(tǒng)操作以降低由引起頭部向下機翼扭轉(zhuǎn)的條件所引起的音爆幅度的示意性側(cè)視圖；圖14至圖15是示出圖11的系統(tǒng)操作以降低由引起頭部向上機翼扭轉(zhuǎn)的條件所引起的音爆幅度的示意性側(cè)視圖；圖16是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法的另一非限制性實施方式的流程圖。具體實施方式下面的具體實施方式在本質(zhì)上僅僅是示例性的，并不意旨限制本發(fā)明或本發(fā)明的應(yīng)用和用途。此外，并不意旨受到在前述背景技術(shù)或以下的具體實施方式中所提出的任何理論的約束。為了圖示的簡便和清楚，附圖描繪各種實施方式的一般結(jié)構(gòu)和/或構(gòu)建方式。眾所周知的特征和技術(shù)的描述和細(xì)節(jié)可被省略，以避免不必要地模糊其它特征。附圖中的元件不一定按比例繪制：一些特征的尺寸可相對于其它元件被夸大以協(xié)助/改善對示例性實施方式的理解。諸如“第一”、“第二”、“第三”等的列舉術(shù)語可用于在類似的元件之間進行區(qū)分，并且不一定用于描述特定的空間或時間順序。因此在使用時這些術(shù)語在適當(dāng)情況下是可互換的。本文所述的本發(fā)明實施方式例如能夠除了本文圖示的或以其它方式描述的那些之外的順序使用。術(shù)語“包括(comprise)”、“包含(include)”、“具有(have)”和其任何變化可同義地使用以表示非排它性的包括。術(shù)語“示例性的”在“實施例”的意義上使用，而不是“理想的”。在本文中教導(dǎo)了各種方法和系統(tǒng)，其用以控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度。在一個示例性的解決方案中，教導(dǎo)了這樣的方法和系統(tǒng)，其用于移動燃料進出超音速飛行器的機翼并且用于將燃料在超音速飛行器的機翼內(nèi)重新分布以抵消引起機翼偏轉(zhuǎn)的力。在另一個示例性的解決方案中，教導(dǎo)了這樣的方法和系統(tǒng)，其用于以某種方式移動超音速飛行器的機翼，該方式當(dāng)由超音速飛行器所經(jīng)受的條件引起升力分布與期望升力分布偏離時改善超音速飛行器上的升力分布。在另一個示例性的解決方案中，教導(dǎo)了這樣的方法，其用于使用復(fù)合層片以抵消超音速飛行器的機翼在非設(shè)計條件操作期間將經(jīng)受的扭轉(zhuǎn)。在又一示例性的解決方案中，教導(dǎo)了這樣的方法和系統(tǒng)，其使用在機翼上的控制面來引入扭力以抵消由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的扭轉(zhuǎn)?？赏ㄟ^參閱伴隨本申請的圖示連同參閱下面的具體實施方式一起獲得對上述系統(tǒng)和方法的更深入的理解。燃料管理解決方案圖1是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法20的非限制性實施方式的流程圖。在步驟22，用處理器來監(jiān)測超音速飛行器的重量。在一些實施方式中，重量可通過飛行器的已知初始條件的組合來確定，諸如超音速飛行器未加燃料的重量、超音速飛行器機載的貨物重量、超音速飛行器機載的乘客重量以及裝載到超音速飛行器上的燃料重量。還可考慮其它因素。貫穿超音速飛行器的飛行，發(fā)動機將消耗燃料并且超音速飛行器的重量將相應(yīng)地改變。處理器將貫穿飛行的超音速部分監(jiān)測這種變化。在步驟22，處理器還將監(jiān)測超音速飛行器機載的燃料分布。超音速飛行器可具有燃料箱，其安裝在機翼中、翼盒(左翼和右翼在該處結(jié)合的結(jié)構(gòu))中、垂直尾翼中、機身中和其它地方。超音速飛行器機載的各個燃料箱將流體地耦接到彼此，使得在一個箱中的燃料可使用一個或多個燃料泵移動到另一個箱。每個燃料箱可具有與其相關(guān)聯(lián)的傳感器，該傳感器給處理器提供指示在每個相應(yīng)的燃料箱中的燃料量的信息。在一些實施方式中，處理器將利用由傳感器提供的信息來監(jiān)測在每個燃料箱中的燃料量，監(jiān)測燃料箱之間燃料的移動，并且監(jiān)測當(dāng)燃料消耗時在各種燃料箱中燃料的減少。在一些實施方式中，處理器將基于超音速飛行器機載的燃料分布來計算超音速飛行器的重量。在其它實施方式中，可以采用用于監(jiān)測超音速飛行器的重量和超音速飛行器機載的燃料分布的任何適當(dāng)?shù)姆椒?。在步驟24，處理器確定存在超音速飛行器的重量與設(shè)計條件重量的偏離。如本文所用，術(shù)語“設(shè)計條件重量”指的是當(dāng)計算超音速飛行器在以設(shè)計條件超音速速度和高度(例如，巡航速度和高度)飛行時將產(chǎn)生的音爆時，由設(shè)計者使用的超音速飛行器的重量。例如，在起飛時，超音速飛行器可滿載燃料。這種燃料裝載可引起超音速飛行器顯著超過設(shè)計條件重量。超音速飛行器將保持大于設(shè)計條件重量直到已消耗足夠量的燃料以及超音速飛行器達(dá)到設(shè)計條件重量。當(dāng)超音速飛行器繼續(xù)消耗燃料時，它的重量將降到設(shè)計重量條件以下。在飛行即將結(jié)束時，超音速飛行器可能已經(jīng)消耗掉其大部分燃料，引起其重量遠(yuǎn)低于設(shè)計條件重量。對于除了在該處超音速飛行器處于其設(shè)計條件重量之外的所有狀態(tài)而言，處理器將確定存在超音速飛行器的重量與設(shè)計條件重量的偏離。當(dāng)超音速飛行器的重量在設(shè)計條件重量之外的重量時，超音速飛行器的機翼將經(jīng)受偏轉(zhuǎn)和扭轉(zhuǎn)。當(dāng)超音速飛行器高于設(shè)計條件重量時，因為用于支持超音速飛行器處于其超重狀態(tài)下需要增加的升力，所以它的機翼將會向上偏轉(zhuǎn)。假設(shè)機翼后掠，那么這種向上偏轉(zhuǎn)將引起機翼的頭部向下的扭轉(zhuǎn)。當(dāng)超音速飛行器的重量小于設(shè)計條件重量時，因為在機翼上存在在向上方向上拉升的較少的升力，所以機翼將向下偏轉(zhuǎn)。假設(shè)機翼后掠，那么機翼的這種向下偏轉(zhuǎn)將引起頭部向上的扭轉(zhuǎn)。在步驟26，處理器將用于控制超音速飛行器機載的燃料的重新分布以抵消非設(shè)計條件的影響。超音速飛行器機載的燃料的重新分布將調(diào)節(jié)安裝在超音速飛行器的機翼中的燃料箱內(nèi)儲存的燃料量。如果超音速飛行器高于它的設(shè)計條件重量并且機翼向上偏轉(zhuǎn)以及存在頭部向下的扭轉(zhuǎn)，處理器將其它的燃料從位于超音速飛行器機載的其它地方的一個或多個燃料箱重新分布到安裝在機翼中的燃料箱以便增加機翼的重量。增加機翼的重量補償向上偏轉(zhuǎn)，這進而將機翼在頭部向上方向上解開扭轉(zhuǎn)(untwist)。相反，如果超音速飛行器低于它的設(shè)計條件重量并且機翼偏轉(zhuǎn)向下且存在頭部向上的扭轉(zhuǎn)，那么處理器將把其它的燃料從安裝在機翼中的燃料箱重新分布到位于超音速飛行器機載的其它地方的一個或多個燃料箱以便減少機翼的重量。減少機翼的重量補償向下偏轉(zhuǎn)且將機翼在頭部向下方向上解開扭轉(zhuǎn)。在一些實施方式中，處理器可通過將適當(dāng)?shù)闹噶畎l(fā)送到超音速飛行器機載的燃料泵來控制這種重新分布。處理器重新分布到安裝在機翼中燃料箱和從安裝在機翼中燃料箱重新分布的燃料量可對應(yīng)于超音速飛行器的重量與設(shè)計條件重量的偏離幅度。在步驟28，貫穿飛行的超音速部分重復(fù)步驟22到26。換言之，處理器將重復(fù)地監(jiān)測超音速飛行器的重量和機載的燃料分布。處理器還將重復(fù)地確定超音速飛行器的重量與設(shè)計條件重量的偏離的存在和偏離幅度。處理器還將重復(fù)地將命令發(fā)送到超音速飛行器機載的燃料泵或其它設(shè)備以便將燃料重新分布到安裝在機翼中的燃料箱和/或從安裝在機翼中的燃料箱重新分布燃料。這種重復(fù)的監(jiān)測、確定和控制可以預(yù)定的間隔周期性地發(fā)生，或者它們可貫穿飛行的超音速部分基本上連續(xù)地發(fā)生，或者它們可貫穿飛行的超音速部分的一部分重復(fù)地或基本上連續(xù)地發(fā)生，或在任何其它所需的時間下發(fā)生。圖2是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法30的另一非限制性實施方式的流程圖。繼續(xù)參照圖1，方法20涉及將燃料重新分布進出超音速飛行器的機翼，而方法30涉及將燃料在位于超音速飛行器的機翼內(nèi)的多個燃料箱之間重新分布。在步驟32，處理器用于監(jiān)測超音速飛行器的重量。如上所述，重量可通過飛行器已知的初始條件的組合來確定，諸如超音速飛行器未加燃料時的重量、超音速飛行器機載的貨物重量、超音速飛行器機載的乘客重量以及裝載到超音速飛行器的燃料重量。還可考慮其它因素。貫穿超音速飛行器的飛行，發(fā)動機將消耗燃料并且貫穿飛行超音速飛行器的重量將相應(yīng)地改變。處理器將貫穿飛行的超音速部分監(jiān)測這種改變。在步驟33，處理器還將監(jiān)測位于設(shè)置于超音速飛行器機翼內(nèi)的多個燃料箱中的燃料分布。機翼內(nèi)的多個燃料箱將流體地耦接到彼此，這樣使用一個或多個燃料泵可將一個箱中的燃料移動到另一個箱。每個燃料箱可具有與其相關(guān)聯(lián)的傳感器，該傳感器給處理器提供指示在每個相應(yīng)的燃料箱中燃料量的信息。在一些實施方式中，處理器將利用由傳感器提供的信息來監(jiān)測在機翼的每個燃料箱中的燃料量，監(jiān)測機翼中燃料箱之間的燃料移動，并監(jiān)測當(dāng)燃料消耗時在機翼中各種燃料箱中燃料的減少。處理器可基于在機翼中多個箱內(nèi)的燃料分布以及位于超聲速飛行器機載的其它地方的燃料箱內(nèi)的燃料分布來計算超音速飛行器的重量。在步驟34，處理器確定存在超音速飛行器的重量與設(shè)計條件重量的偏離。當(dāng)超音速飛行器處于設(shè)計條件重量之外的重量時，超音速飛行器的機翼將經(jīng)受偏轉(zhuǎn)和扭轉(zhuǎn)。當(dāng)超音速飛行器高于設(shè)計條件重量時，因為用于支持沉重的超音速飛行器需要增加的升力，所以它的機翼將會向上偏轉(zhuǎn)。這種向上偏轉(zhuǎn)將引起機翼的頭部向下的扭轉(zhuǎn)(假設(shè)機翼后掠)。當(dāng)超音速飛行器的重量小于設(shè)計條件重量時，機翼將向下偏轉(zhuǎn)，因為在機翼上存在拉升的較少的升力。機翼的這種向下偏轉(zhuǎn)將引起機翼的頭部向上的扭轉(zhuǎn)(假設(shè)機翼后掠)。在步驟36，處理器將用于控制超音速飛行器機載的燃料的重新分布以抵消非設(shè)計條件的影響。超音速飛行器機載的燃料的重新分布將調(diào)節(jié)安裝在超音速飛行器機翼中的多個燃料箱內(nèi)儲存的燃料量。在一些實施方式中，如果超音速飛行器高于它的設(shè)計條件重量并且機翼向上偏轉(zhuǎn)以及存在頭部向下的扭轉(zhuǎn)，處理器將把其它的燃料從位于超音速飛行器機載的其它地方的一個或多個燃料箱重新分布到安裝在機翼中的燃料箱以便增加機翼的整體重量。增加機翼的重量將補償向上偏轉(zhuǎn)，并且將機翼在頭部向上方向上解開扭轉(zhuǎn)。當(dāng)控制這種重新分布時，處理器可將燃料均等地添加到多個安裝到機翼上的燃料箱中的每個?？商娲?，處理器可重新分布燃料，以便將燃料添加到安裝到機翼上的僅僅一個或僅僅一些燃料箱。例如，處理器可控制燃料泵，從而可僅將燃料添加到外側(cè)安裝到機翼上的燃料箱而不將任何燃料添加到內(nèi)側(cè)安裝的燃料箱。在該處超音速飛行器輕于設(shè)計條件重量以及機翼向下偏轉(zhuǎn)和存在頭部向上的扭轉(zhuǎn)的情況，燃料可從安裝到機翼上的多個燃料箱重新分布到設(shè)置于超音速飛行器中其它地方的燃料箱。這將減輕機翼并且進而補償向下偏轉(zhuǎn)以及將機翼頭部向下地解開扭轉(zhuǎn)。在其它實施方式中，如果超音速飛行器高于其設(shè)計條件重量并且機翼向上偏轉(zhuǎn)和存在頭部向下的扭轉(zhuǎn)的情況，處理器將不把燃料添加到安裝到機翼上的燃料箱，而是通過燃料從一個或多個內(nèi)側(cè)安裝到機翼上的燃料箱移動到一個或多個外側(cè)安裝到機翼上的燃料箱而重新分布存儲于多個燃料箱內(nèi)的燃料。燃料的這種重新分布將具有對機翼內(nèi)的重量重新分布的效果，以便附加的重量由機翼的更靠外側(cè)部分支持以及較少的重量由機翼的更靠內(nèi)側(cè)部分支撐。這可足以補償向上偏轉(zhuǎn)并引起機翼在頭部向上方向上解開扭轉(zhuǎn)。相反，如果超音速飛行器低于其設(shè)計條件重量并且機翼向下偏轉(zhuǎn)和存在頭部向上的扭轉(zhuǎn)的情況，處理器將把燃料從一個或多個外側(cè)燃料箱重新分布到一個或多個內(nèi)側(cè)燃料箱。這種重新分布將具有對機翼的重量重新分布的效果，以致機翼的外側(cè)部分減輕以及機翼的內(nèi)側(cè)部分將承受負(fù)載的增加部分。以這種方式重新分布燃料可足以補償機翼的向下偏轉(zhuǎn)并引起機翼在頭部向下方向上解開扭轉(zhuǎn)。處理器可通過將適當(dāng)?shù)闹噶畎l(fā)送到與安裝到機翼上的燃料箱相關(guān)聯(lián)的燃料泵和/或通過將適當(dāng)?shù)闹噶畎l(fā)送到與位于超音速飛行器機載的其它地方的燃料箱相關(guān)聯(lián)的燃料泵來控制這種重新分布。在一些實施方式中，處理器重新分布的燃料量可對應(yīng)于超音速飛行器的重量與超音速飛行器的設(shè)計條件重量的偏離幅度。例如，超音速飛行器的重量與它的設(shè)計條件重量偏離的越大，處理器可移動更多的燃料以應(yīng)對由此產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)和扭轉(zhuǎn)。在步驟38，貫穿飛行的超音速部分重復(fù)步驟32到36。換言之，處理器將重復(fù)地監(jiān)測超音速飛行器的重量以及超音速飛行器的一個或多個機翼所安裝的燃料箱內(nèi)的燃料分布。處理器還將重復(fù)地確定超音速飛行器的重量與設(shè)計條件重量的偏離的存在和偏離幅度。處理器還將重復(fù)地將命令發(fā)送到超音速飛行器機載的燃料泵或其它設(shè)備以便將燃料重新分布到安裝在超音速飛行器機翼中的一個或多個燃料箱和/或從安裝在機翼中的一個或多個燃料箱重新分布燃料。這種重復(fù)的監(jiān)測、確定和控制可在預(yù)定的間隔周期性地發(fā)生，或者它們可貫穿飛行的超音速部分基本上連續(xù)地發(fā)生，或者它們可貫穿飛行的超音速部分的一部分重復(fù)地或基本上連續(xù)地發(fā)生，或在任何其它所需的時間下發(fā)生。圖3是示出用于控制由超音速飛行器42在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的系統(tǒng)40的非限制性實施方式的示意圖。系統(tǒng)40包括燃料箱44、46、48、50、52、54和56(本文中統(tǒng)稱為“燃料箱”)。在所示的實施方式中，燃料箱遍布超音速飛行器42。燃料箱經(jīng)管58、60、62、64、66和68(本文中統(tǒng)稱為“管”)與彼此流體地耦接。所述管配置成允許燃料在燃料箱之間來回移動。系統(tǒng)40還包括燃料泵70、72、74、76、78、80和82(統(tǒng)稱為“燃料泵”)。每個燃料泵與所述管的相應(yīng)之一相關(guān)聯(lián)。燃料泵配置成控制燃料在燃料箱之間來回移動。如圖所示，燃料箱50和52設(shè)置于左翼84中以及燃料箱54和56設(shè)置于右翼86中。燃料箱52和56在它們的各自的機翼內(nèi)設(shè)置于外側(cè)位置中，以及燃料箱50和54在它們的各自的機翼內(nèi)設(shè)置于內(nèi)側(cè)位置中。盡管超音速飛行器42包括安裝在每個機翼內(nèi)的兩個燃料箱，但是應(yīng)當(dāng)理解的是，在其它實施方式中，更多或更少數(shù)量的燃料箱可安裝在每個機翼內(nèi)而不脫離本公開的教導(dǎo)。系統(tǒng)40還包括燃料傳感器90、92、94、96、98、100和102。每個燃料傳感器與燃料箱中的相應(yīng)一個相關(guān)聯(lián)，并且配置成檢測存在于每個箱中的燃料量。系統(tǒng)40還包括處理器104。處理器104可以是配置成執(zhí)行算法、執(zhí)行軟件應(yīng)用、執(zhí)行子程序和/或裝載有并執(zhí)行任何其它類型計算機程序的任何類型的機載計算機、控制器、微控制器、電路、芯片組、計算機系統(tǒng)或微處理器。處理器104可包括單個處理器或多個協(xié)調(diào)作用的處理器。在一些實施方式中，可將處理器104專門用于由系統(tǒng)40排他地使用，而在其它實施方式中處理器104可與超音速飛行器42機載的其它系統(tǒng)共享。處理器104與燃料傳感器通信地耦接并經(jīng)導(dǎo)線106與燃料泵可操作地耦接。應(yīng)當(dāng)理解的是，在其它實施方式中，耦接可替代地經(jīng)光纖或經(jīng)由任何合適的無線技術(shù)完成，而不脫離本公開的教導(dǎo)。為了便于圖示，導(dǎo)線106被示為延伸至超音速飛行器42的外部。應(yīng)當(dāng)理解的是，導(dǎo)線106實際上將內(nèi)部地包含于超音速飛行器42內(nèi)。此外，雖然處理器104和燃料泵以及燃料傳感器之間的通信地和可操作地耦接已被示出為經(jīng)物理導(dǎo)線，但應(yīng)當(dāng)理解的是，這種耦接可通過使用包括有線和/或無線連接的任何合適傳輸工具來實現(xiàn)。例如，在一些實施方式中可以采用諸如導(dǎo)線106的導(dǎo)線，而在其它實施方式中，每個組件可經(jīng)藍(lán)牙連接、Wi-Fi連接等無線地連接到處理器104。還有其它實施方式中，各種組件可通過有線和無線方式的任何適當(dāng)?shù)慕M合來耦接。通信和/或可操作的耦接提供了用于在一方面處理器104以及另一方面燃料傳感器和燃料泵之間傳輸命令、指令、詢問和其它信號的路徑。通過該通信地/可操作的耦接，處理器104可與燃料傳感器通信，并且可以控制燃料泵。此外，燃料傳感器和燃料泵各自配置成與處理器104接口連接和接合。例如，燃料傳感器配置成提供關(guān)于存儲在其相關(guān)聯(lián)的燃料箱內(nèi)的燃料的存在、量的信息以及可能的其它信息。燃料泵配置成接收來自處理器104的指令和命令，并通過燃料在燃料箱之間移動來遵守這種指令/命令。處理器104配置成與系統(tǒng)40的其它每一組件的活動相互作用、配合和/或協(xié)調(diào)為的是減小由超音速飛行器42當(dāng)其以超音速在非設(shè)計條件下飛行所產(chǎn)生的音爆幅度。處理器104配置成接收來自每一燃料傳感器的指示存儲在各自燃料箱中的燃料量的信息。當(dāng)每個燃料傳感器提供該信息時，處理器104可以確定超音速飛行器42機載的燃料分布的當(dāng)前狀態(tài)。通過該信息，處理器104可以計算超音速飛行器42的重量。在一些實施方式中，處理器104將接收該信息，并貫穿超音速飛行器42飛行的超音速部分周期性地或連續(xù)地進行這些計算。一旦處理器104計算出超音速飛行器42的重量，那么處理器104可以將該重量與設(shè)計條件重量比較。處理器104配置成確定超音速飛行器的重量與設(shè)計條件重量的偏離的存在，并且還可配置成確定這種偏離的幅度。當(dāng)處理器104確定存在這種偏離時，處理器104配置成將命令發(fā)送到燃料泵以便重新分布超音速飛行器42機載燃料的一部分，從而改變在左翼84和右翼86中的燃料量。在一些實施方式中，處理器104可貫穿飛行的超音速部分連續(xù)地或周期性地發(fā)送這種命令。根據(jù)在超音速飛行器42各處的偏離幅度和燃料分布，處理器104可將燃料從箱44、46和/或48移動進入到燃料箱50、52、54和56內(nèi)，以便減輕或加重左翼84和右翼86。在其它情況下，處理器104可不將燃料從箱44、46和48移動，而是將燃料在燃料箱50和52之間以及燃料箱54和56之間移動，以便根據(jù)需要使得左翼84的內(nèi)側(cè)或外側(cè)部分以及右翼86的內(nèi)側(cè)或外側(cè)部分更重或更輕。在一些實施方式中，重新分布的燃料量將對應(yīng)于超音速飛行器42的重量與其設(shè)計條件重量偏離的幅度。偏離越大，那么可能需要移動更多的燃料。當(dāng)決定是否將燃料從機翼外移動進入到機翼內(nèi)或者是否僅將燃料在安裝到每個機翼內(nèi)的不同箱之間移動時由處理器104也將偏離幅度考慮在內(nèi)。在一些情況下，處理器104可發(fā)出燃料重新分布到機翼/從機翼重新分布的命令，并且還將燃料在安裝到機翼內(nèi)的燃料箱之間移動。通過系統(tǒng)40將燃料以上述方式移動將有助于克服左翼84和右翼86的偏轉(zhuǎn)，并且可被采用以將左翼84和右翼86維持在所需的方位。這進而可抵消否則機翼可能會經(jīng)受的頭部向上或頭部向下的扭轉(zhuǎn)，并避免升力沿著超音速飛行器42的不希望的重新分布。其結(jié)果是，由超音速飛行器42所產(chǎn)生的音爆幅度可被限制在可接受的水平內(nèi)。可變幾何形狀解決方案圖4是示出用于控制由超音速飛行器122在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的系統(tǒng)120的非限制性實施例的示意圖。系統(tǒng)120包括速度傳感器124、重量傳感器126、配置成適于可變幾何形狀的一對機翼128和處理器130。速度傳感器124可包括能夠測量超音速飛行器122速度的任何合適的傳感器，包括但不限于經(jīng)空氣動力學(xué)補償?shù)钠ね徐o壓管。速度傳感器124配置成感測超音速飛行器122的速度，并產(chǎn)生指示速度的信息，且配置成將這種信息提供給處理器130。重量傳感器126可包括能夠測量超音速飛行器122的重量的任何適當(dāng)?shù)膫鞲衅?。在一些實施例中，重量傳感?26可包括能夠測量超音速飛行器122機載的燃料量(從其可確定超音速飛行器122的重量)的燃料傳感器。重量傳感器126還配置成產(chǎn)生指示超音速飛行器122重量的信息，并將這種信息提供給處理器130。超音速飛行器122的多個表面產(chǎn)生升力，不僅僅是機翼128。每個表面有貢獻(xiàn)于超音速飛行器的整體升力，一些表面貢獻(xiàn)更大量的升力以及其它表面貢獻(xiàn)較少。例如，機翼128可貢獻(xiàn)最大量的升力，而機身的前部將貢獻(xiàn)基本上較小的升力。當(dāng)將超音速飛行器122的所有各個表面都考慮在內(nèi)時，可確定超音速飛行器122的升力分布。在本領(lǐng)域內(nèi)用于計算沿著飛行器表面的升力分布的技術(shù)是眾所周知的。這種計算可基于信息，諸如但不限于，飛行器的重量和速度(例如馬赫數(shù)、校準(zhǔn)空速和/或當(dāng)量空速，僅舉幾例)。重量對飛行器的升力分布的作用是已知的。飛行器越重，其升力分布將會進一步向前偏移(例如，由于相對于設(shè)計點的機翼的頭部向下的扭轉(zhuǎn))，以及飛行器越輕，其升力分布將會進一步向后偏移(例如，由于相對于設(shè)計點的機翼的頭部向上的扭轉(zhuǎn))。馬赫數(shù)和當(dāng)量空速對飛行器升力分布的作用是已知的。馬赫數(shù)和當(dāng)量空速組合的子集由于相對于設(shè)計形狀的機翼的頭部向下的扭轉(zhuǎn)將升力分布向前偏移。馬赫數(shù)和當(dāng)量空速組合的剩余部分由于相對于設(shè)計形狀的機翼的頭部向上的扭轉(zhuǎn)將升力分布向后偏移。一對機翼128配置成在用字母“F”表示的虛線所示的向前掠動位置和用字母“A”表示的虛線所示的向后掠動位置之間移動?？勺儙缀涡螤畹臋C翼在本領(lǐng)域內(nèi)是已知的，并給超音速飛行器122提供各種眾所周知的優(yōu)點，諸如，當(dāng)一對機翼128設(shè)置在向前掠動位置中時在起飛和著陸期間產(chǎn)生更大量的升力的能力，以及當(dāng)一對機翼128設(shè)置在向后掠動位置中時在以更高的速度飛行的時產(chǎn)生較小量的阻力的能力。由于機翼128產(chǎn)生最大量的升力，改變機翼128的位置會作用于沿著超音速飛行器122的升力分布。一對機翼128在它們的向前掠動位置和向后掠動位置之間的移動由致動器132和134控制。在其它實施方式中，可采用以將機翼128在它們的前后位置之間移動的任何其它機構(gòu)。速度傳感器124和重量傳感器126以及致動器132和134經(jīng)導(dǎo)線136與處理器130耦接。處理器130與速度傳感器124和重量傳感器126通信地耦接，且經(jīng)導(dǎo)線136與致動器132和134可操作地耦接。處理器130配置成從速度傳感器124和重量傳感器126接收分別指示超音速飛行器122的速度和重量的信息。處理器130還配置成使用該信息，以及從其它源和/或傳感器接收信息，以計算沿著超音速飛行器122的升力分布。處理器130還配置成確定沿著超音速飛行器122的升力分布何時與期望的升力分布偏離。處理器130可進一步配置成確定這種偏離的幅度。參照圖5，當(dāng)處理器130確定升力分布與期望的分布偏離時，處理器130配置成采取修正措施。例如，如果超音速飛行器122的重量或速度(或兩者)已引起升力分布朝向超音速飛行器122的后部轉(zhuǎn)移，處理器130配置成將命令發(fā)送到致動器132和134，其將控制機翼128朝向其向前位置(以虛線示出)移動。機翼128的向前移動將使得沿著超音速飛行器122的升力分布在向前的方向上轉(zhuǎn)移，并將減少期望的升力分布和所計算出的升力分布之間的偏離。在一些實施方式中，機翼128前移的程度將對應(yīng)于升力分布與期望的升力分布偏離的程度。圖6示出圖5中所示內(nèi)容的相反方面。在圖6中，處理器130基于由速度傳感器124和重量傳感器126所提供的信息已經(jīng)確定升力分布已向前轉(zhuǎn)移且現(xiàn)在與期望的升力分布偏離。為了減少這種偏離，處理器130將命令發(fā)送到致動器132和134，其引起機翼128在向后方向(以虛線示出)掠動。機翼128的向后運動將沿著超音速飛行器122的升力分布在向后方向上轉(zhuǎn)移，因此將減少偏離。在一些實施方式中，機翼128后掠的程度將對應(yīng)于升力分布與期望升力分布的偏離的程度。通過采取修正措施以及將機翼128在升力分布與期望升力分布的偏離減少的方向上掠動，系統(tǒng)120有助于維持沿著超音速飛行器122的期望升力分布。這進而有助于將由超音速飛行器122所產(chǎn)生的音爆維持在期望水平下。在一些實施方式中，系統(tǒng)120可配置成周期性地或連續(xù)地檢測超音速飛行器122的重量和速度，計算沿著超音速飛行器122的升力分布，確定期望和當(dāng)前升力分布之間偏離的存在，及以轉(zhuǎn)移升力分布來減少或消除偏離的方式掠動機翼128。這種連續(xù)的監(jiān)測和修正可貫穿超音速飛行器122飛行的超音速部分、貫穿飛行的超音速部分的一部分或根據(jù)需要持續(xù)。參照圖7，示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法140的非限制性實施方式。在步驟142，感測超音速飛行器的第一條件。在一些實施方式中，第一條件可以是超音速飛行器的重量。超音速飛行器的重量可通過感測超音速飛行器機載的燃料量來感測。在步驟144，在處理器處接收指示第一條件的第一信息。例如，所述處理器可接收來自燃料傳感器的信號，其包含指示超音速飛行器機載的燃料量的信息。在步驟146，感測超音速飛行器的第二條件。在一些實施方式中，第二條件可以是超音速飛行器的速度。超音速飛行器的速度可通過感測超音速飛行器的滯止壓力和靜態(tài)壓力來確定。這可通過使用經(jīng)空氣動力學(xué)修正的皮托靜壓管來實現(xiàn)。在步驟148，在處理器處接收指示第二條件的第二信息。例如，處理器可從滯止壓力傳感器或靜態(tài)壓力傳感器(或兩者)接收信號，其包含指示超音速飛行器的滯止壓力和靜態(tài)壓力的信息。在步驟152，處理器至少部分地基于第一信息和第二信息來計算沿著超音速飛行器的升力分布。當(dāng)進行這種計算時也可將來自超音速飛行器機載的其它源的信息考慮在內(nèi)。在步驟154，處理器確定在步驟152中所計算的升力分布和期望升力分布(其可以是處理器可獲得的預(yù)定值)之間存在偏離。在步驟156，處理器將命令發(fā)送到可變幾何形狀的機翼(例如，配置成前后移動的機翼)，引起可變幾何形狀的機翼在將以緊密符合期望升力分布移動的方式重新分布升力的方向上移動。例如，如果升力分布已經(jīng)朝向超音速飛行器的后部轉(zhuǎn)移，處理器將以引起機翼在向前方向上掠動的方式控制機翼。將機翼在向前方向上掠動將使得升力分布向前轉(zhuǎn)移，并會抵消非設(shè)計條件重量或速度的影響。相反，如果升力分布已經(jīng)朝向超音速飛行器的前部轉(zhuǎn)移，那么處理器將以引起機翼在向后方向上掠動的方式控制機翼。將機翼在向后的方向上掠動將使得升力分布向后轉(zhuǎn)移并且將抵消非設(shè)計條件重量或速度的影響。以這種方式，方法140可用于最小化由超音速飛行器在非設(shè)計條件下的操作所引起的音爆的任何負(fù)面作用。應(yīng)當(dāng)理解的是，在一些實施方式中，方法140可通過感測超音速飛行器的僅僅單個條件(例如，重量或速度)而不是如在此論述的兩個條件來進行。復(fù)合疊層解決方案圖8是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法160的另一非限制性實施方式的流程圖。前兩個解決方案(燃料管理解決方案和可變幾何形狀解決方案)已采取主動的方案緩和超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作的后果，而在此所論述的復(fù)合疊層解決方案提供了一種被動方案，其有助于防止導(dǎo)致音爆幅度增加的超音速飛行器的一些形狀改變。在步驟162，復(fù)合層片被應(yīng)用到一對后掠翼。如本領(lǐng)域內(nèi)已知的那樣，復(fù)合層片將具有最大剛度的軸線。其是這樣的軸線，復(fù)合材料一旦經(jīng)設(shè)定并固化則將沿著該軸線提供對彎曲力的最大抵抗力。當(dāng)應(yīng)用到常規(guī)飛行器時，將復(fù)合層片定向以使最大剛度的軸線平行于機翼的后翼梁。與該常規(guī)方案相反，在步驟162，復(fù)合層片被應(yīng)用到一對后掠翼，以便將它們定向成具有相對于每個機翼的后翼梁的非平行角度。這在圖9和圖10中示出。圖9從上方示出一對后掠翼164，以致后掠翼164的上表面是可見的。圖10從下方示出一對后掠翼164，以致后掠翼164的下表面是可見的。如圖9和圖10中所示，一對后掠翼164包括沿著一對后掠翼164的每個翼的后部部分延伸的后翼梁166和后翼梁168。示出示例性的復(fù)合層片170和171，復(fù)合層片170設(shè)置在一對后掠翼164的上表面上以及復(fù)合層片171設(shè)置在一對后掠翼164的下表面上。復(fù)合層片170具有以虛線示出的最大剛度的軸線172以及復(fù)合層片171具有也以虛線示出的最大剛度的軸線173。復(fù)合層片170和171布置在一對后掠翼164的上表面和的下表面兩者上，以致軸線172、173和后翼梁166之間存在非平行角度α。在一些實施方式中，角度α可在正90度和負(fù)90度之間變化。在其它實施方式中，角度α可在10度和30度之間變化。在其它實施方式中，角度α可以是大約20度。在不脫離本公開教導(dǎo)的情況下也可以采用其它角度和其它角度范圍。當(dāng)復(fù)合層片的最大剛度的軸線與機翼的后翼梁平行對準(zhǔn)時，復(fù)合層片固化時將提供其對在飛行器飛行時應(yīng)用到機翼的彎矩的最大抵抗力。當(dāng)最大剛度的軸線對準(zhǔn)成具有相對于機翼的后翼梁的非平行角度時，當(dāng)機翼偏轉(zhuǎn)時，復(fù)合材料將提供對扭轉(zhuǎn)的增加的抵抗力水平。在一些實施例中，當(dāng)一對機翼偏轉(zhuǎn)時，應(yīng)用到一對后掠翼164表面的復(fù)合層片將使一對后掠翼164能夠基本上或完全抵抗扭轉(zhuǎn)。在圖9和圖10中還示出復(fù)合層片174和175。如圖所示，在一些實施方式中，當(dāng)復(fù)合層片被放置在飛行器的機翼上時，其布置模式(例如，它們相對于后翼梁的定位)可在機翼盒上繼續(xù)。在該實施方式中，復(fù)合層片174和175已被直接定位在機翼盒180上。線182被示出為虛線，以描繪機翼盒180的中心點。以復(fù)合層片170、171、174和175示出的復(fù)合層片的布置模式將沿著機翼繼續(xù)下去，直到到達(dá)線182為止。在該點處，方位反轉(zhuǎn)，并且復(fù)合層片將布置于另一機翼和機翼盒180的另一半上，以便具有相對于后翼梁168的角度α。繼續(xù)參照圖8至圖10，一旦所需量的復(fù)合層片已被布置到一對后掠翼164上，則在步驟184，將一對后掠翼164附接到超音速飛行器。這可以任何合適的方式來完成。在步驟186，超音速飛行器在超音速和在非設(shè)計條件下操作。例如，超音速飛行器可高于或低于其設(shè)計條件重量或可高于或低于其設(shè)計條件速度飛行，或任何其它設(shè)計條件可以變化。在步驟188，由于超音速飛行器在超音速下在非設(shè)計條件下操作將通常發(fā)生的機翼扭轉(zhuǎn)通過由復(fù)合層片所提供的抵抗力基本上消除。在步驟190，由超音速飛行器在超音速下在非設(shè)計條件下操作所引起的音爆幅度最小化。這種最小化由于機翼扭轉(zhuǎn)的基本上消除而產(chǎn)生。控制面的操縱圖11是示出用于控制由超音速飛行器202在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的系統(tǒng)200的另一非限制性實施例的示意圖。系統(tǒng)200包括配置成檢測超音速飛行器202的條件的傳感器204。系統(tǒng)200還包括安裝到機翼208的控制面206。系統(tǒng)200還進一步包括處理器210。傳感器204可配置成檢測超音速飛行器202的重量、超音速飛行器202的速度或當(dāng)超音速飛行器202以超音速移動時可能會引起扭轉(zhuǎn)機翼208的翼尖212扭轉(zhuǎn)的任何其它條件?？刂泼?06可以是能夠?qū)⑴ちκ┘拥綑C翼208上的任何安裝到機翼的控制面。在一些實施方式中，控制面206可安裝到機翼208的前緣，而在其它實施方式中，控制面206可安裝到機翼208的后緣。在所示的實施方式中，控制面206包括安裝到后緣的副翼。致動器214與控制面206相關(guān)聯(lián)，并且配置成響應(yīng)于合適的指令將控制面上下移動。處理器210經(jīng)導(dǎo)線216與傳感器204通信地耦接并且經(jīng)導(dǎo)線218與致動器214可操作地耦接。處理器210配置成接收來自傳感器204的指示由傳感器204所感測的條件的信息。例如，如果傳感器204配置成測量設(shè)置在超音速飛行器202機載的燃料箱內(nèi)的燃料量，那么處理器210所接收的信息可涉及所檢測到的燃料量。從該信息，處理器210能夠計算超音速飛行器202的重量。如果傳感器204配置成檢測作用于超音速飛行器202上的壓力，則該處理器210所接收的信息可涉及由超音速飛行器202所遇到的壓力條件。從該信息，處理器201能夠計算超音速飛行器202的速度?；谟蓚鞲衅?04所提供的信息，處理器210能夠確定所檢測到的條件對機翼208的影響。具體而言，取決于超音速飛行器202的重量，或其飛行速度，或其它各種條件，處理器210能夠確定翼尖212是否被扭轉(zhuǎn)，翼尖212在哪個方向上被扭轉(zhuǎn)，并且在一些實施方式中，能夠確定翼尖212的扭轉(zhuǎn)要到什么程度。在確定翼尖212被扭轉(zhuǎn)時，處理器210配置成將命令發(fā)送到控制面206以便向上或向下移動來在機翼208上施加反作用扭矩，其將引起翼尖212解開扭轉(zhuǎn)。圖12至圖15示出控制面206的運動可如何將翼尖212解開扭轉(zhuǎn)。在圖12中，呈現(xiàn)機翼208的示意性側(cè)視圖。超音速自由流220示出在機翼208的上游。繼續(xù)參照圖11，超音速飛行器202經(jīng)受已經(jīng)引起翼尖212當(dāng)與其設(shè)計條件方位相比(以虛線示出)時在頭部向下的方向上的扭轉(zhuǎn)的條件。以所示的方式扭轉(zhuǎn)，沿著超音速飛行器202的升力分布轉(zhuǎn)移，導(dǎo)致由超音速飛行器202所產(chǎn)生的音爆幅度增加。一旦檢測到非設(shè)計條件，則采取修正措施。處理器210將命令發(fā)送到致動器214以便將控制面206在由箭頭222所示的方向上移動。繼續(xù)參照圖11至圖12，圖13示出由處理器210執(zhí)行的修正測量的影響?？刂泼?06已旋轉(zhuǎn)到后緣向上的位置，并且在該位置下，控制面206處于以引起控制面206將扭矩224施加到機翼208上的方式與超音速自由流220相互作用。扭矩224將機翼208在與由超音速飛行器202在非設(shè)計條件下的操作所引起的扭轉(zhuǎn)方向相反的方向上扭轉(zhuǎn)。其結(jié)果是，機翼208返回到設(shè)計方位以及由超音速飛行器202所產(chǎn)生的音爆幅度減小。圖14至圖15示出頭部向上的扭轉(zhuǎn)的修正。繼續(xù)參照圖11至圖13，在圖14中，超音速飛行器202經(jīng)受導(dǎo)致翼尖212頭部向上的扭轉(zhuǎn)的條件。翼尖212的設(shè)計條件方位以虛線示出。一旦已檢測到引起翼尖212扭轉(zhuǎn)的條件，處理器210將命令發(fā)送到致動器214以便將控制面206在由箭頭226所示的方向上移動。在圖15中，控制面206已移動到所示的后緣向下的位置。在該位置下，控制面206與超音速自由流220相互作用。這種相互作用將扭矩228施加到機翼208上。扭矩228將機翼208在與由超音速飛行器202在非設(shè)計條件下操作所引起的扭轉(zhuǎn)方向相反的方向上扭轉(zhuǎn)。其結(jié)果是，機翼208返回到設(shè)計方位以及由超音速飛行器202所產(chǎn)生的音爆幅度降低。在一些實施方式中，傳感器204將重復(fù)地監(jiān)測超音速飛行器202的條件，以及處理器210將重復(fù)地從傳感器204接收信息，確定翼尖212被扭轉(zhuǎn)，并且將重復(fù)地發(fā)送命令以便將控制面206以引起機翼208以反作用方式扭轉(zhuǎn)的方式移動。在其它實施方式中，貫穿超音速飛行器202飛行的超音速部分，系統(tǒng)200將連續(xù)地參與該檢測和修正循環(huán)。另外其它實施方式中，貫穿超音速飛行器202飛行的超音速部分的僅僅一部分，系統(tǒng)200將連續(xù)地參與該檢測和修正循環(huán)。圖16是示出用于控制由超音速飛行器在超音速下的非設(shè)計條件操作所引起的音爆幅度的方法230的另一非限制性實施方式的流程圖。在步驟232，感測超音速飛行器的條件。這可通過使用適當(dāng)?shù)膫鞲衅鬟M行。該條件將對應(yīng)于超音速飛行器的引起其翼尖在頭部向上或頭部向下的方向上扭轉(zhuǎn)的狀態(tài)。在一些實施例中，所述條件可對應(yīng)于超音速飛行器的非設(shè)計條件重量或非設(shè)計條件速度。在步驟234，處理器接收關(guān)于超音速飛行器的所感測的條件的信息。在步驟236，處理器確定在翼尖的扭轉(zhuǎn)和翼尖的設(shè)計條件方位之間存在偏離。該確定至少部分地基于提供給處理器的關(guān)于所感測的條件的信息。在步驟238，處理器發(fā)出命令，其將引起安裝到機翼的控制面在減少偏離的方向上移動。例如，處理器可命令安裝到機翼的控制面在將引起控制面將施加扭矩到機翼上的方向上偏轉(zhuǎn)，其具有將機翼解開扭轉(zhuǎn)以減少或消除不希望的扭轉(zhuǎn)的效果。例如，如果機翼在頭部向下的方向上扭轉(zhuǎn)，則處理器可以將安裝到機翼的控制面在后端向上的方向上偏轉(zhuǎn)的方式來控制所述安裝到機翼的控制面，并且如果機翼在頭部向上的方向上扭轉(zhuǎn)，則處理器可以將安裝到機翼的控制面在后端向下的方向上偏轉(zhuǎn)的方式來控制所述安裝到機翼的控制面。這種偏轉(zhuǎn)將把反作用扭矩施加到機翼上，并將引起機翼回到與其期望方位對準(zhǔn)處。在步驟240，貫穿超音速飛行器飛行的超音速部分重復(fù)步驟232、234、236和238。在一些實施方式中，貫穿飛行的超音速部分可以連續(xù)地發(fā)生這種重復(fù)。在其它實施方式中，貫穿飛行的超音速部分的僅僅一部分可連續(xù)地進行這種重復(fù)。盡管已經(jīng)在本公開前面的具體實施方式中呈現(xiàn)了至少一個示例性實施方式，但是應(yīng)當(dāng)理解的是存在大量的變型。還應(yīng)當(dāng)理解的是，一個或多個示例性實施方式僅僅是示例，并不意旨以任何方式限制本發(fā)明的范圍、適用性或配置。相反，前面的具體實施方式將給本領(lǐng)域內(nèi)的技術(shù)人員提供用于實現(xiàn)本發(fā)明示例性實施方式的方便路線圖。應(yīng)當(dāng)理解的是，在不偏離如由所附權(quán)利要求中提出的本公開范圍的情況下，可對示例性實施方式中元件的功能和布置方面做出各種改變。