BRPI0707238A2 - métodos para minimizar cargas estruturais dinámicas de uma aeronave, e, aparelho para minimizar cargas estruturais dinámicas de uma estrutura da aeronave - Google Patents

Abstract

METODO PARA MIMMIZAR CARGAS ESTRUTURAIS DINáMICAS DE UMA AERONAVE, E, APARELHO PARA MINIMIZAR CARGAS ESTRUTURAIS DINáMICAS DE UMA ESTRUTURA DA AERONAVE Minimização de cargas estruturais dinâmicas de uma aeronave(2), introduzidas por meio de uma excitação externa (1), que compreendegerar um sinal (x) indicativo da excitação externa (1); derivar sinais (y) de pré-controle para atuar elementos de controle da aeronave (2) a partir de dito sinal de indicação de excitação (x) de acordo com uma regra de pré-controle, de modo a reduzir as cargas estruturais dinâmicas introduzidas na aeronave (2); gerar um sinal de erro (e, e*) que representa desempenho de dito pré-controle; otimizar a regra de pré-controle por meio de dito sinal de erro (e, e*) e/ou dito sinal de indicação de excitação (x) de modo a minimizar as cargas estruturais dinâmicas.

Description

"MÉTODO PARA MINIMIZAR CARGAS ESTRUTURAIS DINÂMICASDE UMA AERONAVE, E, APARELHO PARA MINIMIZAR CARGASESTRUTURAIS DINÂMICAS DE UMA ESTRUTURA DA AERONAVE"

A invenção refere-se à minimização de cargas estruturaisdinâmicas de uma aeronave, introduzidas por meio de uma excitação externaà mesma.

Cargas estruturais dinâmicas são introduzidas na estrutura deuma aeronave por meio de excitações externas, por exemplo, devidas aovento, rajadas, turbulências ou similares influências, e por meio de excitaçõesdevidas a solicitações do sistema de controle de piloto/vôo. Como umresultado das propriedades flexíveis da estrutura da aeronave, tal excitaçãopode resultar em oscilações ou vibrações, as quais podem exceder uma dadamagnitude, de forma que elas podem ser prejudiciais na estrutura da aeronave,especialmente de freqüências na faixa de oscilações naturais ou característicasda estrutura flexível da aeronave. Se for desejado reduzir a massa da estruturada aeronave em alta relação de aspecto de asa e fuselagem, é necessário tomarmedidas contra excessivas cargas estruturais dinâmicas.

Do documento DE 198 41 632 C2 é conhecido um métodopara compensar oscilações estruturais de uma aeronave, as quais sãointroduzidas por meio de uma excitação externa, compreendendo detectarpelo menos uma taxa de corpo da aeronave com um arranjo de sensores, queprovê dita pelo menos uma taxa de corpo para um controlador de vôo, e queproduz movimentos de superfícies de controle da aeronave para minimizar asoscilações excitadas.

E ainda conhecido da US 5 515 444 um sistema de controle deruído ativo para reduzir ruído de duto do motor de aeronave de um motorturbojato com indução de ar, em que um compressor gera um campo de somprimário ruidoso. O sistema de controle de ruído ativo compreende um sensorde passagem de lâmina, montado dentro do motor, adjacente a turbina paragerar um sinal acústico de referência, o qual é correlacionado com o somirradiado, e um sensor de erro distribuído, posicionado para ser responsivo aocampo de som primário para gerar um sinal acústico de erro. Meios guiadoresacústicos compostos de um arranjo de painéis acionados piezeletricamentesão montados dentro da entrada da turbina do motor para compensar ditocampo de som primário ruidoso. Um controlador é responsivo ao sinalacústico de referência e ao sinal acústico de erro para os meios guiadoresacústicos a gerar um segundo campo de som que tem amplitudeaproximadamente igual, mas fase oposta ao dito campo de som primário, paraefetivamente reduzir assim o ruído do motor.

O objetivo da presente invenção é o de prover efetivaminimização de cargas estruturais dinâmicas de uma aeronave.

O objetivo é atingido por meio de um método para minimizarcargas estruturais dinâmicas de uma aeronave introduzidas por meio de umaexcitação externa de acordo com a reivindicação 1. Ainda, o objetivo éatingido por meio de um aparelho para minimizar cargas estruturais dinâmicasde uma estrutura da aeronave introduzidas por meio de uma excitação externade acordo com a reivindicação 15.

Características adicionais da invenção são incluídas nasrespectivas reivindicações dependentes.

A invenção provê um método para minimizar cargas estruturais dinâmicas de uma aeronave, introduzidas por meio de umaexcitação externa na aeronave, compreendendo gerar um sinal indicativo daexcitação externa; derivar sinais de pré-controle para atuar elementos decontrole da aeronave a partir de dito sinal de indicação de excitação de acordocom uma regra de pré-controle, de modo a reduzir as cargas estruturaisdinâmicas introduzidas na aeronave; gerar um sinal de erro que representadesempenho de dito pré-controle; otimizar a regra de pré-controle por meio dedito sinal de erro e/ou dito sinal de indicação de excitação de modo aminimizar as cargas estruturais dinâmicas.

A geração de dito sinal que representa desempenho de ditopré-controle como um sinal de erro pode ser indicativo de cargas estruturaisda estrutura da aeronave.

A geração de dito sinal de indicação de excitação pode incluirdetectar sinais que indicam um ou mais de intensidade e direção deturbulência, vento e rajadas, ângulo de ataque, ângulo de guinada, e ângulosde Euler. Informação de solicitação de piloto/FCS pode ser adicionada aosinal de indicação de excitação a fim de minimizar cargas/vibrações induzidaspelo piloto.

A geração de dito sinal de erro pode incluir detectar sinais queindicam um ou mais de aceleração, tensões ou esforços em dados locais daestrutura da aeronave.

A geração de dito sinal de erro pode incluir subtraircontribuições de comandos de controlador de vôo e de comandos do pilotopara controlar superfícies da aeronave, que são incluídas nas cargasestruturais. Dita subtração da influência de comandos de controlador de vôo ede comandos do piloto pode ser realizada com base em um modelo de corporígido da aeronave.

Dito sinal de indicação de excitação pode ser gerado a partir de

um modelo de corpo flexível da aeronave, ou um filtro deKalman/observador.

Dita otimização da regra de pré-controle pode incluirseparação de freqüência para subtrair a influência de comandos de controladorde vôo e de comandos do piloto. Otimização da regra de pré-controle podeincluir um algoritmo iterativo.

Dita atuação de elementos de controle de modo a minimizarcargas estruturais dinâmicas pode incluir atuar um ou mais de elevador, leme,aileron ou outras superfícies de controle da aeronave. Dita atuação deelementos de controle de modo a minimizar cargas estruturais dinâmicas podeincluir atuar um ou mais de atuadores eletromecânicos, eletromagnéticos,hidráulicos, pneumáticos ou piezelétricos para introduzir forças de atenuaçãode carga diretamente na estrutura da aeronave.

Otimização de dita regra de pré-controle pode incluir geraruma função de transferência ou qualquer outro modelo matemático daaeronave.

Dita geração da função de transferência pode ser realizada pormeio de uma identificação de sistema on-line compreendendo filtragem deruído aleatório limitado por banda ou sinal de chilro ou qualquer outro sinalde identificação sinal por meio de um número de η filtros adaptativos, em queη corresponde ao número das funções de transferência de aeronave a seremidentificadas, e subtração da resposta de filtragem em forma de vetor a partirdo sinal de erro. O sistema de identificação pode incluir estimar o percurso decontrole principal. (Para a redução de vibração/carga estrutural de umaaeronave, o percurso de controle secundário pode ser facilmente estimado apartir do percurso de controle principal e o percurso de controle principal émais fácil de ser identificado que o percurso secundário).

Ainda, a presente invenção provê um aparelho para minimizarcargas estruturais dinâmicas de uma estrutura da aeronave introduzidas pormeio de uma excitação externa na aeronave, compreendendo um arranjo degeração de sinal de excitação para gerar um sinal indicativo de uma excitaçãoexterna da estrutura da aeronave; um circuito de regulagem para fornecersinais de pré-controle a partir de dito sinal de indicação de excitação deacordo com uma regra de pré-controle, para atuar elementos de controle daaeronave de modo a reduzir as cargas estruturais dinâmicas introduzidas naaeronave; um arranjo de geração de sinal de erro para gerar um sinal querepresenta desempenho de dito pré-controle como um sinal de erro; umcircuito de otimização para otimizar a regra de pré-controle por meio de ditosinal de erro e/ou sinal de indicação de excitação de modo a minimizar ascargas estruturais dinâmicas.

Dito arranjo de geração de sinal de erro pode ser provido paragerar dito sinal que representa desempenho de dito pré-controle como umsinal de erro para ser indicativo de cargas estruturais da estrutura da aeronave.

Dito arranjo de geração de sinal de excitação pode incluirmeios sensores para detectar sinais que indicam um ou mais de intensidade edireção de turbulência, vento e rajadas, ângulo de ataque, ângulo de guinada,e ângulos de Euler.

Dito arranjo de geração de sinal de erro pode ser provido paradetectar sinais que indicam um ou mais de aceleração, tensões ou esforços emdados locais da estrutura da aeronave. Ainda, o arranjo de geração de sinal deerro pode ser provido para subtrair contribuições de comandos de controladorde vôo e de comandos do piloto para controlar superfícies da aeronave, quesão incluídas nas cargas estruturais.

Dito arranjo de geração de sinal de erro pode também serprovido para subtrair a influência de comandos de controlador de vôo e decomandos do piloto com base em um modelo de corpo rígido da aeronave.

Dito arranjo de geração de sinal de excitação pode ser providopara gerar o sinal de indicação de excitação a partir de um modelo de corpoflexível da aeronave, ou filtro de Kalman/observador.

Dito circuito de otimização pode incluir um separador defreqüência para otimização da regra de pré-controle por meio de separação defreqüência a fim de ser capaz de cancelar faixas de freqüência, onde ocontrolador não deve ter qualquer influência. Dito circuito de otimização podeser provido para otimizar a regra de pré-controle por meio de um algoritmoiterativo.

Elementos de controle, que são atuados de modo a minimizarcargas estruturais dinâmicas pode incluir um ou mais de elevador, leme,aileron ou outras superfícies de controle da aeronave. Ainda, os elementos decontrole, que são atuados de modo a minimizar cargas estruturais dinâmicas,pode incluir um ou mais atuadores eletromecânicos, eletromagnéticos,hidráulicos, pneumáticos ou piezelétricos para introduzir forças de atenuaçãode carga diretamente na estrutura da aeronave.

Dito circuito de otimização pode ser provido para gerar umafunção de transferência da aeronave para otimizar dita regra de pré-controle.O circuito de otimização pode também ser provido para gerar a função detransferência por meio de uma identificação de sistema on-line quecompreende filtrar ruído aleatório limitado por banda ou a sinais de chilro pormeio de um número de η filtros adaptativos, em que η corresponde ao númerodas funções de transferência de aeronave a serem identificadas, e parasubtração da resposta de filtragem em forma de vetor a partir do sinal de erro.

Formas de concretização da presente invenção são reveladas aseguir com referência aos desenhos, nos quais:

a figura 1 é um diagrama de blocos para expor o método eaparelho de minimização de cargas estruturais dinâmicas introduzidas pormeio de uma excitação externa ou de piloto/FCD em uma aeronave, de acordocom uma forma de concretização da invenção;

a figura 2 é um diagrama de blocos para descrever a geraçãode um sinal de erro, que é usado na presente invenção;

a figura 3 é um diagrama de blocos esquemático paradescrever uma outra forma de concretização de método e aparelho deminimização de cargas estruturais dinâmicas de uma aeronave, introduzidaspor meio de uma excitação externa, de acordo com a presente invenção;

a figura 4 é um diagrama de blocos esquemático de umcircuito de pré-regulação ou pré-controle adaptativo, usado em uma forma deconcretização da presente invenção;

a figura 5 é outro diagrama de blocos esquemático paradescrever um pré-controle adaptativo;

a figura 6 é uma vista esquemática de uma aeronave,mostrando um arranjo de sensor que pode ser usado de acordo com umaforma de concretização da presente invenção for minimização de cargasestruturais dinâmicas de uma aeronave; e

a figura 7 é um diagrama, que mostra magnitude de um sinalde erro médio, o qual é indicativo de cargas estruturais introduzidas por meiode uma excitação externa to uma aeronave, contra freqüência.

A figura 1 mostra uma forma de concretização de princípio deminimização de cargas estruturais dinâmicas de uma aeronave 2, as quais sãointroduzidas por meio de uma excitação externa 1. A excitação externa 1pode, por exemplo, ser vento, rajadas ou turbulências. A excitação 1 causacargas estruturais dinâmicas na estrutura da aeronave 2, especialmente pormeio de oscilações naturais ou características dentro da estrutura, devidas àspropriedades de corpo flexível da mesma. Na figura 1, a excitação 1 éintroduzida na aeronave 2, a qual é considerada como um corpo flexível.

A excitação 1 é detectada por meio de um sensor de excitaçãoou referência 5, o qual está gerando um sinal χ indicativo da excitação externa1, o sensor de referência 5 sendo, neste caso, um ou mais sensores ou umarranjo de sensor. O sinal χ indicativo da excitação externa 1 é introduzido emum circuito de pré-controle adaptativo 6,17 para fornecer sinais de controle ypara atuar elementos de controle da aeronave 2 de acordo com uma regra depré-controle, a qual é implementada em dito circuito de pré-controleadaptativo 16, 17. Os sinais de controle y para atuar elementos de controlereduzem as cargas estruturais dinâmicas, as quais são introduzidas naaeronave 2 por meio da excitação externa 1. Os sinais de controle y sãofornecidos para a aeronave 2 de modo a atuarem os elementos de controle,que são providos na mesma.

Na aeronave 2 é gerado um sinal indicativo de cargasestruturais que são introduzidas na mesma por meio de dita excitação externa1, sinal este que é usado como um sinal de erro e, e* e que está descrevendodesempenho de controle da regra de pré-controle dos circuitos 6, 17. O sinalde erro e, e* é alimentado em um circuito 8, 9 para otimizar a regra de pré-controle por meio de dito sinal de erro e, e*, de modo a minimizar as cargasestruturais dinâmicas, ou seja, para reduzir a amplitude das oscilações dentroda estrutura da aeronave 2. A otimização no circuito 8, 9 é realizada em umamaneira que uma minimização das oscilações e das cargas estruturaisdinâmicas é adaptada condições de carga e vôo atuais da aeronave 2. Se aregra de otimização não é iterativa, o sinal χ é também usado para otimizar aregra de pré-controle ajustável do circuito 6, 17.

O sensor de referência 5 pode compreender um número desensores, os quais detectam intensidade e direção de vento, turbulência erajadas, ângulo de ataque, ângulo de guinada, etc., por exemplo, os ângulos deEuler. O sinal de erro e, e* que é detectado por meio de sensores de erro naaeronave 2, pode incluir acelerações em diferentes dados locais da estruturada aeronave, bem como tensões ou esforços em dados locais na estrutura daaeronave, por exemplo. Os elementos de controle da aeronave 2, que sãoatuados a fim de minimizar as cargas estruturais dinâmicas, podem incluirelevador, leme, aileron ou outras superfícies de controle, e eles podem incluiratuadores eletromecânicos, eletromagnéticos, hidráulicos, pneumáticos oupiezelétricos para introduzir diretamente forças de atenuação de carga dentroda estrutura da aeronave.

Ainda, como uma opção específica, também comandos dopiloto ou do sistema de controle de vôo 3, 4, os quais podem também induzircargas estruturais e vibrações indesejadas na aeronave 2, são adicionados aosinal de indicação de excitação x. Assim, também cargas estruturais evibrações da aeronave devidas aos comandos do piloto ou do sistema de vôosão minimizadas.A otimização da regra de pré-controle pode ser realizada deacordo com um método apropriado, ou seja, métodos de erros de raizquadrada média mínima ou métodos recursivos de erros de raiz quadradamédia mínima (LMS, RLS) ou métodos de minimização de função de custoquadrática.

A figura 2 mostra a geração de um sinal de erro filtrado e.Aqui, um modelo interno 16 da aeronave 2 é provido para subtraircontribuições de comandos de controlador de vôo e de comandos do piloto 3,4, os quais são fornecidos para as superfícies de controle da aeronave e quecausam cargas estruturais por meio da correspondente manobra de vôo.Todavia, estes comandos não devem resultar em uma atividade do circuito depré-controle 6, 17. Isto significa que, evidentemente, os comandos decontrolador de vôo e de comandos do piloto geralmente não serãocompensados por meio do circuito de pré-controle 6, 17, mas vibraçõesinduzidas pelo piloto serão compensadas. Para esta finalidade, o modelointerno 16 é um modelo de corpo rígido.

Os sinais fornecidos a partir do modelo de aeronave interno 16são combinados em um circuito de combinação 25 com o sinal de errooriginal e* para gerar o sinal de erro filtrado e que é fornecido para o circuitode otimização 8, 9. Alternativamente, os comandos de controle y para assuperfícies de controle da aeronave podem ser introduzidos ao modelo interno16, e o sinal χ indicativo da excitação externa pode ser tomado a partir docircuito de combinação 25.

Se existir a intenção de usar o modelo interno 16 da aeronave2 somente para subtrair a influência de comandos de controlador de vôo e decomandos do piloto a partir do sinal de erro original e*, o modelo interno 16pode ser um modelo de corpo rígido. Todavia, se o modelo interno 16 fordestinado para gerar a excitação externa indicando o sinal x, ele deve ser ummodelo de corpo flexível completo da aeronave 2. O modelo interno podetambém ser usado para subtrair realimentação parasítica do sinal de indicaçãode excitação.

A figura 3 mostra em um diagrama de blocos esquemático umaforma de concretização de um aparelho para minimizar cargas estruturaisdinâmicas de uma aeronave. A excitação externa 1 que pode ser vento, rajadasou turbulências, é introduzida na estrutura da aeronave 2. A excitação 1 causavibrações e oscilações, especialmente oscilações naturais ou característicasdentro da estrutura da aeronave. A aeronave 2 é controlada por meio docomando de piloto 3 e por meio do controlador de vôo 4. A excitação por vento1 é detectada por meio do sensor de referência 5. Este pode ser um sensor ópticoa laser ou outros sensores de vento (por exemplo, sensor-a, sensor-β).

Este sinal de excitação ou referência, o qual inclui em geraluma informação tridimensional de velocidade e direção de vento, étransmitido para o circuito de pré-controle 6 para atuar os elementos decontrole da aeronave 2 de modo a reduzir e minimizar as oscilaçõesestruturais e as cargas estruturais da aeronave 2. Os elementos de controlepodem ser, como já descrito acima, elevador, leme, aileron ou outrassuperfícies de controle aerodinamicamente eficazes, e/ou eles podem serelementos de controle mecânicos, de modo a minimizar as cargas estruturaisdiretamente, atuadores eletromecânicos, eletromagnéticos, hidráulicos,pneumáticos ou piezelétricos para introduzir forças de atenuação de cargadiretamente na estrutura da aeronave.

Para adaptação e otimização, dito circuito de pré-controle 6 tem queintroduzir um ou mais sinais de erro gerados por meio de sensores de erro 7, sinaisde erro estes que são detectados na aeronave 2 e que devem ser minimizados, eainda informação que concerne às funções de transferência da aeronave 2, que éprovida por meio de uma identificação de sistema on-line 9, e informação queconcerne aos comandos do piloto ou do sistema de controle de vôo, que não devemser compensados por meio do sistema de minimização de carga estrutural.A identificação de sistema on-line 9 é conectada com umgerador de ruído aleatório 8, o qual está gerando um ruído aleatório limitadopor banda para cada atuador. Nenhum dos sinais de ruído aleatório tem queser correlacionado com o sinal de excitação ou sinal de referência. As funçõesde transferência para diferentes atuadores não devem ser medidas ao mesmotempo para prover uma boa relação de sinal-para-ruído. Os sinais de ruído sãotransmitidos para os atuadores ou elementos de controle para minimizar ascargas estruturais e para a identificação de sistema 9. Na identificação desistema 9, os sinais de ruído de identificação passam através de η filtrosadaptativos (por exemplo, FIR, MR, Redes Neuronais, etc.), em que η é onúmero das funções de transferência de aeronave a serem identificadas.

A finalidade daqueles filtros adaptativos é a de prover ummodelo de filtro da aeronave 2. As respostas 10 deste modelo de filtro para ossinais de ruído de identificação são subtraídas em forma de vetor por meios desubtração lia partir dos sinais de erro gerados pelos sensores de erro 7 daaeronave 2. Aquelas partes dos sinais de erro, que se correlacionam com ossinais de ruído de identificação, são as respostas da aeronave 2 para os sinaisde ruído de identificação. O resultado desta subtração vetorial representa oerro entre funções de transferência de aeronave e modelo de filtro.

Coeficientes de filtro 12 são transformados em campo defreqüência e transmitidos para o circuito de pré-controle adaptativo 6. Aadaptação dos coeficientes de modelo de filtro 12 pode ser feita por meio deum algoritmo de LMS ou RLS ou por meio de outro algoritmo. Isto faz usodos sinais de ruído de identificação gerados por meio do gerador 8 para se tercerteza que na identificação de sistema 9 somente aquelas partes na saída desinais a partir dos sensores de erro 7 são consideradas, as quais estão secorrelacionando com os sinais de ruído de identificação. Acelerações, taxas decorpo, etc. da aeronave 2 são também introduzidas ao controlador de vôo 4.

Uma forma de concretização de um circuito de pré-controleadaptativo 6 é mostrada na figura 4. Tanto os sinais de erro da aeronave 2gerados por meio de sensores de erro 7, quanto os sinais de referência dosensor de referência 5 (figura 3), incluem em geral informação causada pormeio de comandos do piloto e do controlador de vôo. Para evitar umaminimização ou compensação não intencional de comandos do piloto e docontrolador de vôo por meio do sistema dinâmico de minimização de cargaestrutural, contribuições de comandos do piloto e do controlador de vôo sãosubtraídas a partir dos sinais de referência e erro por meio de circuitos decombinação 14 e 15, respectivamente. As contribuições ou a influência decomandos do piloto e do controlador de vôo 3, 4 para os sinais de sensores dereferência 5 e sensores de erro 7 são computadas por meio de modelo decorpo rígido 16 da aeronave 2. Este modelo interno 16 inclui somente aspropriedades mecânicas de vôo da aeronave de corpo rígido e é usualmentebem conhecido quando do projeto da aeronave.

Os sinais de erro e referência compensados são introduzidos aocircuito de pré-controle adaptativo 17 juntamente com os coeficientes decampo de freqüência do modelo de filtro. A saída do circuito de pré-controle17, usualmente em forma de vetor, é passada para uma unidade de verificaçãode plausibilidade 18 e introduzida em um circuito 19 para distribuição ótimade comandos de controle para os diferentes atuadores 20 a fim de minimizarcargas estruturais/vibrações.

Uma forma de concretização de um pré-controle adaptativo édada na figura 5 a. A adaptação de um filtro adaptativo 24 pode ser feita pormeio de um algoritmo de distúrbio iterativo 23, o qual está variandocoeficientes de filtro por Aw e verificando se o sinal de erro será menor oumaior. Se o sinal de erro for menor, o coeficiente de filtro será variado umavez mais por Aw, ou então por -Aw, e assim por diante. Para um tal algoritmoiterativo nenhuma informação concernente às funções de transferência daaeronave é necessária, e nenhuma identificação de sistema on-line.Outra forma de concretização de um pré-controle adaptativo édada na figura 5b. Um sinal de referência compensado que inclui informaçãoconcernente à excitação externa é introduzido aos η filtros adaptativos 22, em queη é o número dos atuadores de atenuação de carga estrutural vezes o número dossensores de erro. Os filtros adaptativos fornecem comandos de controle paraunidade de verificação de plausibilidade 18 e para o circuito 19 para distribuiçãoótima dos comandos de controle para os atuadores 20 ou elementos de controlepara minimizar as cargas estruturais. A adaptação do coeficiente de filtro pode serfeita, ou seja, por meio de um algoritmo-X-LMS-filtrado 21, o qual é estado daarte. A operação-X-filtrada pode ser executada com os coeficientes do modelo defiltro da identificação de sistema on-line no campo de freqüência.

A figura 6 mostra uma forma de concretização de um arranjo defiltro de três sensores para detectar acelerações na direção Z (aceleraçõesperpendiculares à superfície de asa da aeronave). Os sensores de aceleração NZLFe NZRF estão nas pontas da asa, e o NZSP é para medir a aceleração Z do centrode massa da aeronave. Todavia, é também possível prover sensores de aceleraçãona parte frontal e/ou parte traseira da fuselagem para medir a aceleração nasdireções y e ζ para atenuar acelerações verticais e horizontais da fuselagem.

Um exemplo de minimização das cargas estruturaisintroduzidas em uma aeronave por meio de uma excitação externa por vento émostrado na figura 7, em que um sinal de erro médio é mostrado em funçãode freqüência. A linha tracejada mostra o sinal de erro sem minimização decarga estrutural, enquanto a linha sólida mostra o mesmo com minimizaçãodas cargas estruturais. O pico máximo mostra a primeira vibração de flexãovertical da asa, ou seja, oscilação natural ou característica causada por meiodas propriedades flexíveis da mesma. Pode ser visto que a vibração de flexãoe, por conseguinte, as cargas estruturais, são significantemente reduzidas.Lista de Sinais de Referência

1 excitação 2 aeronave 3 comando do piloto 4 comandos do controlador de vôo 5 sensor de referência 6 circuito de pré-controle adaptativo 7 sensor de erro 8 gerador de ruído aleatório limitado por banda ou de chilro 9 identificação de sistema 10 resposta de modelo de filtro 11 meios de subtração 12 Coeficientes de filtro 14 circuito de combinação 15 circuito de combinação 16 modelo de aeronave interno 17 pré-controle adaptativo 18 unidade de verificação de plausibilidade 19 circuito guiador de superfície de controle 20 atuadores (superfícies de controle) 21 algoritmo LMS 22 filtro adaptativo 23 algoritmo de distúrbio iterativo 24 filtro adaptativo 25 circuito de combinação X sinal de indicação de excitação y sinal de controle * e sinal de erro e sinal de erro filtrado

Claims (28)

1. Método para minimizar cargas estruturais dinâmicas de umaaeronave, introduzidas por meio de uma excitação externa (1) na aeronave(2), caracterizado pelo fato de que compreende:gerar um sinal (x) indicativo da excitação externa (1);derivar sinais (y) de pré-controle para atuar elementos decontrole (20) da aeronave (2) a partir de dito sinal de indicação de excitação(x) de acordo com uma regra de pré-controle, de modo a reduzir as cargasestruturais dinâmicas introduzidas na aeronave (2);gerar um sinal de erro (e, e*) que representa desempenho dedito pré-controle; eotimizar a regra de pré-controle por meio de dito sinal de erro(e, e*) e/ou por meio do sinal de indicação de excitação (x) de modo aminimizar as cargas estruturais dinâmicas.

2. Método de acordo com a reivindicação 1 , caracterizadopelo fato de que dito sinal que representa desempenho de dito pré-controlecomo um sinal de erro (e) é indicativo de cargas estruturais da estrutura daaeronave.

3. Método de acordo com a reivindicação 1 ou 2, caracterizadopelo fato de que gerar dito sinal de indicação de excitação (x) inclui detectarsinais que indicam um ou mais de intensidade e direção de turbulências, ventoe rajadas, ângulo de ataque, ângulo de guinada.

4. Método de acordo com uma das reivindicações precedentes,caracterizado pelo fato de que informação sobre um comando de sistema decontrole de piloto ou vôo é adicionado ao sinal de indicação de excitação (x) afim de reduzir cargas estruturais dinâmicas causadas por meio de tal comandode sistema de controle de piloto ou vôo.

5. Método de acordo com uma das reivindicações precedentes,caracterizado pelo fato de que gerar dito sinal de erro (e, e*) inclui detectarsinais que indicam um ou mais de aceleração, tensões ou esforços em dadoslocais da estrutura da aeronave.

6. Método de acordo com uma das reivindicações precedentes,caracterizado pelo fato de que a geração de dito sinal de erro (e, e*) incluisubtrair contribuições de comandos de controlador de vôo e de comandos dopiloto (3, 4) para controlar superfícies da aeronave (2), que são incluídas nascargas estruturais.

7. Método de acordo com a reivindicação 6, caracterizado pelofato de que dita subtração da influência de comandos de controlador de vôo ede comandos do piloto (3, 4) é realizada com base em um modelo de corporígido (16) da aeronave (2).

8. Método de acordo com uma das reivindicações precedentes,caracterizado pelo fato de que dito sinal de indicação de excitação (x) égerado a partir de um modelo de corpo flexível (16) da aeronave (2), ou umfiltro de Kalman/observador.

9. Método de acordo com uma das reivindicações precedentes,caracterizado pelo fato de que dita otimização da regra de pré-controle incluiseparação de freqüência cancelamento de certas faixas de freqüência que nãodevem ser controladas, em particular a faixa de freqüência de comandos dopiloto.

10. Método de acordo com uma das reivindicaçõesprecedentes, caracterizado pelo fato de que otimização da regra de pré-controle inclui um algoritmo iterativo (23).

11. Método de acordo com uma das reivindicaçõesprecedentes, caracterizado pelo fato de que dita atuação de elementos decontrole (20) de modo a minimizar cargas estruturais dinâmicas inclui atuarum ou mais de elevador, leme, aileron ou outras superfícies de controle daaeronave (2).

12. Método de acordo com uma das reivindicaçõesprecedentes, caracterizado pelo fato de que dita atuação de elementos decontrole de modo a minimizar cargas estruturais dinâmicas inclui atuar um oumais de atuadores eletromecânicos, eletromagnéticos, hidráulicos,pneumáticos ou piezelétricos para introduzir forças de atenuação de cargadiretamente na estrutura da aeronave.

13. Método de acordo com uma das reivindicaçõesprecedentes, caracterizado pelo fato de que otimização de dita regra de pré-controle inclui gerar uma função de transferência da aeronave (2).

14. Método de acordo com a reivindicação 13, caracterizadopelo fato de que a geração da função de transferência é realizada por meio deuma identificação de sistema on-line (9) compreendendo ruído aleatóriolimitado por banda ou sinais de chilro por meio de um número de η filtrosadaptativos (22), em que η corresponde ao número das funções detransferência de aeronave a serem identificadas, e subtração da resposta defiltragem em forma de vetor a partir do sinal de erro.

15. Aparelho para minimizar cargas estruturais dinâmicas deuma estrutura da aeronave introduzidas por meio de uma excitação externa (1)na aeronave (2), caracterizado pelo fato de que compreende:um arranjo de geração de sinal de excitação (5) para gerar umsinal (x) indicativo da excitação externa (1) da estrutura da aeronave;um circuito de regulagem (6, 17) para fornecer sinais decontrole (y) para atuar elementos de controle da aeronave (2) a partir de ditosinal de indicação de excitação (x) de acordo com uma regra de pré-controle,de modo a reduzir as cargas estruturais dinâmicas introduzidas na aeronave(2);um arranjo de geração de sinal de erro (7, 25) para gerar umsinal que representa desempenho de dito pré-controle como um sinal de erro(e, e*); eum circuito de otimização (8, 9) para otimizar a regra de pré-controle por meio de dito sinal de erro (e, e*) e/ou sinal de indicação deexcitação (x) de modo a minimizar as cargas estruturais dinâmicas.

16. Aparelho de acordo com a reivindicação 15, caracterizadopelo fato de que dito arranjo de geração de sinal de erro (7, 25) é gerar ditosinal que representa desempenho de dito pré-controle como um sinal de erro(e, e*) indicativo de cargas estruturais da estrutura da aeronave.

17. Aparelho de acordo com a reivindicação 15 ou 16,caracterizado pelo fato de que dito arranjo de geração de sinal de excitação(5) inclui meios sensores para detectar sinais que indicam um ou mais deintensidade e direção de turbulência, vento e rajadas, ângulo de ataque, ângulode guinada.

18. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 17,caracterizado pelo fato de que dito arranjo de geração de sinal de erro (7, 25)é provido com meios (7) para detectar sinais que indicam um ou mais deaceleração, tensões ou esforços em dados locais da estrutura da aeronave.

19. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 18,caracterizado pelo fato de que dito arranjo de geração de sinal de erro (7, 25)é provido com meios (25) para subtrair contribuições de comandos decontrolador de vôo e de comandos do piloto (3, 4) para controlar superfíciesda aeronave (2), que são incluídas nas cargas estruturais.

20. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 19,caracterizado pelo fato de que dito arranjo de geração de sinal de erro (7,25) éprovido para subtração da influência de comandos de controlador de vôo e decomandos do piloto (3, 4) com base em um modelo de corpo rígido (16) daaeronave (2).

21. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 20,caracterizado pelo fato de que dito arranjo de geração de sinal de excitação(5) é provido para gerar o sinal de indicação de excitação a partir de ummodelo de corpo flexível (16) da aeronave (2), ou um filtro deKalman/observador.

22. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 21,caracterizado pelo fato de que dito circuito de otimização inclui um separadorde freqüência para otimizar a regra de pré-controle por meio de separação defreqüência para subtrair a influência de comandos de controlador de vôo e decomandos do piloto (3, 4).

23. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 22,caracterizado pelo fato de que dito circuito de otimização (8, 9) é provido paraotimizar a regra de pré-controle por meio de um algoritmo iterativo.

24. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 23,caracterizado pelo fato de que elementos de controle (20) que são atuados demodo a minimizar cargas estruturais dinâmicas incluem um ou mais deelevador, leme, aileron ou outras superfícies de controle da aeronave (2).

25. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 24,caracterizado pelo fato de que elementos de controle (20) que são atuados demodo a minimizar cargas estruturais dinâmicas incluem um ou mais atuadoreseletromecânicos, eletromagnéticos, hidráulicos, pneumáticos ou piezelétricospara introduzir forças de atenuação de carga diretamente na estrutura daaeronave.

26. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 25,caracterizado pelo fato de que dito circuito de otimização (8, 9) é provido paragerar uma função de transferência da aeronave para otimizar dita regra de pré-controle.

27. Aparelho de acordo com a reivindicação 26, caracterizadopelo fato de que o circuito de otimização (8, 9) é provido para gerar a funçãode transferência por meio de uma identificação de sistema on-line (9) quecompreende filtrar ruído aleatório limitado por banda ou sinais de chilro pormeio de um número de η filtros adaptativos, em que η corresponde ao númerodas funções de transferência de aeronave a serem identificadas, e parasubtração da resposta de filtragem em forma de vetor a partir do sinal de erro.

28. Aparelho de acordo com uma das reivindicações 15 a 27,caracterizado pelo fato de que informação sobre um comando de sistema decontrole de piloto ou vôo (3, 4) é adicionada ao sinal de indicação deexcitação (x) a fim de reduzir cargas estruturais dinâmicas causadas por meiode tal comando de sistema de controle de piloto ou vôo.