EP2296965A1 - System and method for determining characteristic parameters in an aircraft - Google Patents

System and method for determining characteristic parameters in an aircraft

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Publication number
EP2296965A1
EP2296965A1 EP09753967A EP09753967A EP2296965A1 EP 2296965 A1 EP2296965 A1 EP 2296965A1 EP 09753967 A EP09753967 A EP 09753967A EP 09753967 A EP09753967 A EP 09753967A EP 2296965 A1 EP2296965 A1 EP 2296965A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft
calculation
calculation system
detecting
sensors
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
EP09753967A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Michael Kordt
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of EP2296965A1 publication Critical patent/EP2296965A1/en
Ceased legal-status Critical Current

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Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models

Definitions

  • the invention relates to a calculation system for an aircraft and to a method for determining characteristics and motion variables of an aircraft.
  • Aircraft such as airplanes or helicopters
  • Aircraft are exposed to various forces during their flight.
  • Significant influencing factors are the buoyancy forces generated by the wings, the aerodynamic resistance of the aircraft, the weight force or gravity acting on a center of gravity of the aircraft, the thrust generated by the engines, the control forces generated on the control surfaces of the aircraft and those caused by the aircraft respective forces caused torques.
  • the inertia of the aircraft or the mass inertia of the aircraft components also play a role in the abovementioned forces. Flight maneuvers and air turbulence cause structural loads on the aircraft.
  • the invention provides an aircraft calculation system having at least one sensor for detecting aeroelastic and flight mechanic motion quantities of the aircraft, for detecting positions and movements of control surfaces of the aircraft or for detecting speeds of wind gusts acting on the aircraft; and with a calculation unit which calculates parameters of passenger comfort and cabin safety as well as movement quantities of the aircraft as a function of the sensor data output by the sensors and a non-linear simulation model of the aircraft.
  • the calculation unit automatically adapts the non-linear simulation model based on the sensor data output by the sensors.
  • sensors are provided for detecting movement variables of an on-board system of the aircraft.
  • the on-board system has at least one movable mass for damping an associated aircraft part of the aircraft.
  • sensors for detecting flight mechanical movement variables of the aircraft also measure deformations of aircraft parts of the aircraft.
  • the sensors for detecting flight mechanical movement variables of the aircraft and for detecting aeroelastic movement variables of the aircraft acceleration or pressure sensors.
  • the calculation unit is provided in the aircraft or the sensor data from the sensors of the aircraft are received by the calculation unit via a wireless radio interface.
  • the linear simulation model of the aircraft can be read from a memory.
  • the calculation unit is connected to an input unit for input of parameters of the simulation model of the aircraft.
  • the calculation unit is connected to an output unit for outputting the characteristic and movement variables.
  • the on-board system of the aircraft is automatically controlled in dependence on the parameters and movement variables calculated by the calculation unit for minimizing load forces and vibrations. In one embodiment of the calculation system according to the invention, the on-board system of the aircraft can be switched on or off for different frequency ranges.
  • the invention further provides a method for determining parameters of passenger comfort and movement quantities of an aircraft, having the following steps:
  • the invention further provides a computer program with program instructions for carrying out a method for determining parameters of passenger comfort and movement variables of an aircraft, having the following steps:
  • the invention further provides a data carrier which stores such a computer program.
  • FIG. 1 shows coordinate systems of a non-linear simulation model of an aircraft used in the inventive calculation system
  • FIG. 2 shows a block diagram of a possible embodiment of the calculation system according to the invention
  • FIG. 3 shows a block diagram of a further embodiment of the calculation system according to the invention.
  • FIGS. 4A, 4B are diagrams for explaining the non-linear simulation model of an aircraft on which the calculation system according to the invention is based;
  • FIGS. 5A-5G show special cases of the non-linear simulation model on which the calculation system according to the invention is based; characters
  • 6A, 6B are diagrams illustrating application examples of the aircraft calculating system according to the invention.
  • 7A, 7B are diagrams for illustrating further examples of application of the inventive calculation system for aircraft.
  • Flight mechanics describes the behavior of an aircraft moving in the atmosphere using aerodynamics.
  • the flight mechanics describes the behavior of the entire system or the aircraft, wherein a position, attitude and flight speed of a missile is calculated at any time. This is done with the help of equations of motion, which form a system of equations of coupled differential equations. Due to maneuvers and air turbulence maneuver loads and structural loads occur on an aircraft. Maneuver loads can be described using non-linear equations of motion and are based on databases that specify aerodynamic forces. In particular, large aircraft must take into account not only non-linear movements but also the elastic deformations of their structure.
  • the specific force is a measure of the pilot's sense of acceleration in terms of magnitude and direction and is defined as the ratio of the resulting external force to the aircraft mass.
  • the accelerations and velocities are measured with respect to an inertial system.
  • the earth serves as an inertial system, whereby an earth-fixed coordinate system F E is defined, in which the z-axis points in the direction of the center of the earth.
  • the x- and y-axes are selected such that a legal system is created.
  • the axbox can z. B. are aligned to the magnetic north point.
  • an aerodynamic coordinate system F A is chosen whose origin also lies in the center of gravity C of the aircraft.
  • the x-axis of this coordinate system lies in the direction of the negative flow velocity, the z-axis in the direction of the negative buoyancy.
  • the y-axis is chosen analogously to the previous considerations.
  • This coordinate system is obtained by rotating the body-fixed main axis system by an angle of attack ⁇ about its y-axis and then by a sliding angle ⁇ about the z-axis.
  • the aerodynamic coordinate system F A is body-fixed only in stationary flight states of the aircraft. The transition from the body-fixed to the earth-fixed coordinate system is done by means of a transformation matrix L EB
  • the subscript indicates the coordinate system in which the vectors are displayed.
  • the index B is omitted, if not absolutely necessary. In the speed must be additionally distinguished between wind and calm. In general, with the Speed Addition Law:
  • the superscript specifies the frame of reference by which the respective velocities are measured.
  • W E is the wind speed that can be assumed to be zero. Thus, the amounts in both frames are the same and the superscript can be omitted.
  • the resulting force F is composed of the aerodynamic force R and the weight. This Be Draws are used in the above equation and then resolved to V.
  • the movement of the rigid body is influenced by the elastic deformations.
  • the dynamics of the elastic degrees of freedom should be considered in the equations of motion.
  • the deformation of the structure can be approximately described by superposition of normal modes of free vibration:
  • x ', y', z ' are the deflections from the respective rest positions Xo, Yo, Z 0 ; f n, g n and h n the mode shaping functions and ⁇ n generalized coordinates.
  • the additional equations of motion for the mode ⁇ n are obtained from the equation of Lagrange as equations of forced vibrations.
  • the natural frequency ⁇ n of the damping d n and the generalized moment of inertia I n are approximately equivalent
  • equation (24) can be written in the following form.
  • equation (24) can be formulated for all modes.
  • the external forces acting on an aircraft are weight, aerodynamic forces, buoyancy, resistance and thrust.
  • the point of attack of the lift is in the so-called neutral point, which is different from the center of gravity. This creates moments. The same applies to the thrust.
  • the resulting forces are summarized in a vector R, the moments in a vector Q.
  • Buoyancy and resistance are generated by the relative movement of aircraft and air, ie V and ⁇ . These forces also depend on the angle of attack a and the angles of the control surfaces of the primary flight control, altitude ( ⁇ E ), lateral ( ⁇ A ) and rudder ( ⁇ R ).
  • additional control surfaces, spoilers, spoilers, canards are used, which are referred to below as ⁇ c .
  • the angles of the control surfaces are combined together with the thrust ⁇ F in a control vector c.
  • the aerodynamic effects are based on nonlinear relationships. They can be described by Taylor series, which are broken off after a certain order.
  • the coefficients of the second and third order terms are one to two orders of magnitude below the first order coefficients. If the angle of attack remains below 10 °, the terms of higher order can be neglected.
  • the starting point of the linear approach is a stationary flight state. The speeds and rates as well as forces and moments are split into a stationary and a fault term:
  • the horizontal symmetrical straight flight can be selected.
  • the quantities indicated by u and ⁇ in equation (31) describe the influence of the elastic modes on the aerodynamics. They are each vectors of length k, where k is the number of elastic modes.
  • the c indexed derivatives are also vectors that describe the influence of the control variables. Its dimension is equal to the number of control variables.
  • ⁇ _ and ⁇ denote the introduced elastic ⁇ modes, while the control variables contained in the vector c are.
  • the symmetrical horizontal straight-ahead flight is also assumed here. All error terms are assumed to be sufficiently small, so that the linear approximation for the aerodynamics is valid. Furthermore, it is neglected. Under these Prerequisites can be written the equations of motion in the following form:
  • Equations (33) and (34) are denoted by the following abbreviations:
  • the matrices A 13 and B 1 are obtained by respectively replacing the index ⁇ in the matrix A 12 by u and c, respectively.
  • H_ and h (x 1 ) are:
  • equation (33) described non-linear simulation model contains a ⁇ efficacy matrix F, which takes into account the non-linear characteristics of system ⁇ sizes.
  • the effectiveness matrix F is given in equation (42). If one extends the model to aerodynamic, Appeldyna ⁇ mix and AeroLas ti see non-linear activities i arising
  • the quantities X NL , W , Z NL , W , Y NL , W , DNL, I and D NL , 2 describe the influence strength of the nonlinearity.
  • Equation (33) The nonlinear simulation model presented in Equation (33) can be described more physically (in generalization of Newton's and Euler's equations of motion) as follows:
  • the equation system is shown clearly in the diagram of FIG. 4A.
  • the equation system illustrated in FIG. 4A comprises a dynamic model of linear differential equations which is extended by an efficiency matrix F which is multiplied by a nonlinearity vector g.
  • the vector x forms a hyper-motion vector of the aircraft.
  • further non-linear extensions can be represented very clearly.
  • nonlinearities in engine dynamics in system behavior or in error cases extend the non-linearity vector g ⁇ x, x, p, t) and the efficiency matrix F in additional entries.
  • the matrix entries of F describe the influence strength of nonlinearities, as "effective force or moment" in the generalized Newton “see and Euler” see equations of motion.
  • the mass matrix M, the damping matrix D and the stiffness matrix K are extended matrices that take into account the aerodynamics.
  • Fig. 4B illustrates the structure of such an extended matrix.
  • the coupling describes the influence of a parameter on the aircraft.
  • the mass matrix M, the damping matrix D and the stiffness matrix K describe linear influences, while the effectiveness matrix F describes non-linear properties of system variables.
  • These parameters are flight mechanics parameters, parameters of the on-board system and parameters of aeroelasticity.
  • FIGS. 5A, 5B, 5C, 5D, 5E show special cases of the general nonlinear simulation model illustrated in FIG. 4A.
  • the non-linear efficiency matrix as well as the nonlinearity vector g and the input variable vector p are zero. In this way one arrives at the special case of the purely linear equation system of differential equations.
  • the non-linear efficiency matrix and the nonlinearity vector g are zero, while the input variable vector p is not zero, for example, for representing a gust of wind.
  • the simulation model shown in FIG. 5B is thus suitable, for example, for analyzing wind gusts acting on the aircraft.
  • the integral model is suitable for analysis of non-linear gusts, safety and passenger comfort.
  • the integral simulation model is suitable for analyzing the system dynamics of the on-board system.
  • FIG. 2 shows an exemplary embodiment of a calculation system 1 according to the invention for an aircraft 2, for example for an aircraft.
  • sensors 3 are provided at the aircraft or aircraft 2 .
  • the sensors 3 are used to detect aeroelastic and flight mechanic movement magnitudes of the aircraft 2.
  • sensors for detecting positions and movements of control surfaces of the aircraft 2 and for detecting speeds of wind gusts acting on the aircraft 2 are provided.
  • the sensors 3 thus form control surface sensors, flymechani- see sensors and aeroelastic sensors.
  • the sensors 3 for detecting flight mechanical movement variables of the aircraft 2 and for detecting aeroelastic movement variables of the aircraft have, for example, acceleration and pressure sensors.
  • the sensors 3 for acquiring aircraft mechanical movement variables can also measure deformations of aircraft parts of the aircraft 2.
  • the calculation system 1 contains a calculation unit 4 which calculates parameters of passenger comfort and cabin safety as well as movement quantities of the aircraft 2 as a function of the sensor data output by the sensors 3 and a non-linear simulation model of the aircraft 2.
  • This non-linear simulation model is read from a memory 5 in the embodiment shown in FIG.
  • the calculation unit 4 has at least one microprocessor for executing a simulation software for the integral simulation model.
  • the non-linear simulation model is automatically adapted based on the sensor data output by the sensors 3 and written back into the memory 5.
  • the calculation unit 4 is located in the aircraft 2 and receives the sensor data via an internal data bus from the sensors 3.
  • the calculation unit 4 is not located in the aircraft 2, but receives the sensor data via a wireless Radio interface of the sensors 3. The calculation unit 4 can then be located, for example, in a ground station.
  • the calculation system 1 furthermore contains an input unit 6 for inputting parameters of the simulation model for the aircraft 2.
  • the characteristic and motion variables calculated by the calculation unit 4 are shown in FIG Embodiment output via an output unit 7.
  • the output unit 7 is, for example, a display or a display.
  • the input unit 6 is, for example, a keyboard for inputting data.
  • the input unit 6 and the output unit 7 together form a user interface. This user interface may be used, for example, by an aircraft design optimization engineer.
  • the parameters and movement quantities calculated by the calculation unit 4 are fed back to a comparison unit 8, in which a deviation between predicted values and values determined from the tests is calculated.
  • the predicted quantities can be input via a control unit 9, for example, which are compared with the simulated parameters.
  • the aircraft 2 is then controlled as a function of the difference or the deviation between the predicted and the simulated parameters.
  • the calculation system 1 allows the integral dynamic calculation of loads, movement quantities of the roelastik, the flight mechanics and thus makes it possible for flight-telemetry and development engineers to use the sensor data to determine the time histories of all loads, aeroelastic and flight-mechanical motion variables occurring at the aircraft 2, and to compare them with the measured sensor data. This allows a targeted aircraft design optimization.
  • the calculation system 1 according to the invention is suitable for carrying out targeted pilot training for this purpose.
  • a pilot may compare control inputs and the resulting comfort, safety and load characteristics of the aircraft 2.
  • line, flight test and simulator pilots can avoid peak loads in dangerous flight situations or maneuvers, reduce fatigue loads, avoid vibration-critical conditions, reduce high accelerations throughout the cabin area of the aircraft, increase passenger and crew safety, and to be trained in comfort.
  • FIG. 3 shows a further exemplary embodiment of the inventive calculation system 1 for an aircraft 2.
  • the aircraft 2 has a so-called on-board system 10, preferably different modes of operation being adjustable.
  • the on-board system of the aircraft 2 is automatically controlled in response to the characteristic and motion quantities calculated by the calculation unit 4 to minimize load forces and vibrations.
  • the on-board System 10 of the aircraft 2 for different frequency ranges on or off.
  • the on-board system 10 has various masses attached to aircraft parts, which can be activated depending on the mode of operation of the on-board system 10.
  • the on-board system 10 is used to improve comfort and cabin safety as well as to reduce loads on parts of the aircraft 2.
  • sensors 3 detect the time evolution of loads and movement quantities of the aeroelastic, the flight mechanics and the on-board systems of the aircraft 2 as well as the control surface inputs and the effect of wind gusts the aircraft 2.
  • the calculation unit 4 which may be, for example, a computer, calculated by means of a simulation software and the imported simulation model characteristics of passenger comfort and motion of the aircraft 2.
  • On the calculation unit 4 also runs an input and output software for the input of Parameters of the simulation model as well as the output of the calculated quantities.
  • the integrated design of the calculation system 1 with the on-board system 10 leads to an improvement in passenger comfort, the safety of the cab, the aeroelastic and vibration properties and the reduction of loads.
  • an identification software it is possible to physically and physically identify partial and overall models of a high-dimensional parameter space, that is the submodels, the aerodynamics of the structure, etc., using the available sensor data.
  • the simulation software and the identification software are integrated together with the input software for the sensor data and the input or output software for the user interface in a software system.
  • FIGS. 6A, 6B show diagrams for application examples of the calculation system 1 according to the invention.
  • tion of the calculation system a fully measured transfer function of an aileron on the lateral load factor on the front fuselage of an aircraft.
  • the transfer function I in Fig. 6A shows the case that no onboard system 10 is used to improve passenger comfort.
  • the on-board system 10 is turned on.
  • the on-board system 10 which is turned on in response to the operation selection signal thus increases the aeroelastic damping in a frequency range of 2 to 3 Hz as shown in Fig. 6A. However, this improves the vibration characteristics, ease of passage and safety and reduces direct hull loads due to hull movement.
  • FIG. 6B shows by way of example the transfer functions of an aileron with respect to a lateral load factor at the front fuselage of an aircraft 2 determined by the calculation system 1 according to the invention.
  • the lateral load factor describes the load on the front fuselage, the comfort and the crew or passenger safety in the case of wind gust or extreme Flight maneuvers as well as aeroelastic and vibration properties.
  • the transfer function III in FIG. 6B shows the case that no on-board system 10 is used for improving passenger comfort and safety for reducing the loads.
  • the on-board system 10 is turned on.
  • FIGS. 7A, 7B show diagrams for further application examples for explaining the calculation system 1 according to the invention and the method according to the invention for determining parameters of passenger comfort and movement variables of an aircraft 2.
  • FIG. 7A shows the time evolution of a parameter, for example a load in the form of a scaled bending moment, on an outer wing of an aircraft 2 in a spiral-shaped turn.
  • a vertical load factor NZ is on A focus of the aircraft 2 of Ig increased to 1.5g.
  • the course I in FIG. 7A shows the time course according to a conventional integral simulation model without the use of the sensor-based calculation system 1 according to the invention.
  • the curve II in FIG. 7A shows a time characteristic for a simulation model using the sensor-based calculation system 1 according to the invention.
  • the curve III in FIG 7A shows an actually measured load on an outer wing of the aircraft 2 for validation.
  • the real measured curve III is reproduced very well, that is to say the simulated curve almost corresponds completely the actual measured course.
  • the load factor is a parameter which also describes the comfort, the aerodynamics and the safety of the aircraft 2.
  • the load factor characterizes the acceleration at the center of gravity of the aircraft 2 again. It can also be seen from FIG. 7B that the course calculated using the calculation system 1 according to the invention agrees well with the actual measured course.
  • the non-linear simulation model is automatically adapted on the basis of an initial model which corresponds, for example, to the profile I in FIGS. 7A, 7B, on the basis of the sensor data.
  • This adaptation can be carried out iteratively in one possible embodiment.
  • the adaptation or validation of the non-linear simulation model to the sensor data supplied by the sensors 3 takes place by means of a least square algorithm (LSA).
  • LSA least square algorithm
  • a holistic optimization of various parameters can be achieved.
  • an engineer can simultaneously optimize passenger comfort parameters and aeroelastic characteristics taking into account the loads of the on-board system 10 and the flight mechanics.
  • the acceleration forces acting on the passenger seats can be minimized, while at the same time aeroelastic parameters for minimizing material wear and for maximizing flight safety are calculated.
  • the invention thus provides an integral sensor-based calculation system 1 for loads, parameters of passenger comfort and cabin safety as well as for movement variables of aerodynamics, structural dynamics, stationary and transient aerodynamics and on-board systems of aircraft 2.

Abstract

The present invention provides a method and a calculation system (1) for an aircraft (2) comprising at least one sensor (3) for detecting aeroelastic and flight mechanical motion parameters of the aircraft (2), for detecting positions and motions of control surfaces of the aircraft (2) or for detecting speeds of wind gusts acting on the aircraft (2) and comprising a calculation unit (4) that calculates parameters characteristic of passenger comfort and cabin safety as a function of the sensor data issued by the sensors (3) and as a function of a non-linear simulation model of the aircraft (2) and calculates motion parameters of the aircraft (2).

Description

System und Verfahren zur Ermittlung von Kenngrößen bei einem LuftfahrzeugSystem and method for determining characteristics in an aircraft
Die Erfindung betrifft ein Berechnungssystem für ein Luftfahrzeug und ein Verfahren zur Ermittlung von Kenngrößen und von Bewegungsgrößen eines Luftfahrzeugs.The invention relates to a calculation system for an aircraft and to a method for determining characteristics and motion variables of an aircraft.
Luftfahrzeuge, wie beispielsweise Flugzeuge oder Helikopter, sind bei ihrem Flug verschiedenen Kräften ausgesetzt. Wesentliche Einflussgrößen sind dabei die von den Tragflächen erzeugten Auftriebskräfte, der aerodynamische Widerstand des Flugzeuges, die an einem Schwerpunkt des Flugzeugs angreifen- de Gewichtkraft bzw. Schwerkraft, die von den Triebwerken erzeugte Schubkraft, die an den Steuerflächen des Luftfahrzeugs erzeugten Steuerkräfte sowie die durch die jeweiligen Kräfte hervorgerufenen Drehmomente. Bei den oben genannten Kräften spielt auch die Massenträgheit des Flugzeugs bzw. die Massen- trägheit der Flugzeugbauteile eine Rolle. Durch Flugmanöver und Luftturbulenzen kommt es zu Strukturlasten an dem Luftfahrzeug.Aircraft, such as airplanes or helicopters, are exposed to various forces during their flight. Significant influencing factors are the buoyancy forces generated by the wings, the aerodynamic resistance of the aircraft, the weight force or gravity acting on a center of gravity of the aircraft, the thrust generated by the engines, the control forces generated on the control surfaces of the aircraft and those caused by the aircraft respective forces caused torques. The inertia of the aircraft or the mass inertia of the aircraft components also play a role in the abovementioned forces. Flight maneuvers and air turbulence cause structural loads on the aircraft.
Zur Vorhersage des Flugverhaltens eines Luftfahrzeugs werden Gleichungssysteme verwendet, die aufgrund der Vielzahl von Zusammenhängen zwischen aeroelastischen und flugmechanischen Bewegungsgrößen komplex sind. Herkömmliche Simulationssysteme zur Simulation des Verhaltens von Luftfahrzeugen beruhen auf weitgehend linearen Modellen der Strukturdynamik der statio- nären und instationären Aerodynamik, Aerolastik, der Lasten und der Flugmechanik. Herkömmliche Gleichungssysteme berücksichtigen dabei weitgehend lineare Eigenschaften von Systemgrößen .To predict the flight behavior of an aircraft, systems of equations are used that are complex due to the large number of connections between aeroelastic and flight mechanical motion variables. Conventional simulation systems for simulating the behavior of aircraft are based on largely linear models of the structural dynamics of stationary and transient aerodynamics, aerolastics, loads and flight mechanics. Conventional systems of equations consider largely linear properties of system variables.
Die Berechnungsgenauigkeit dieser herkömmlichen Berechnungs- Systeme unter Verwendung weitgehend linearer Modelle ist daher allerdings relativ niedrig, d. h. sie spiegeln das tat- sächliche Verhalten eines Luftfahrzeugs nicht ausreichend genau wieder.The calculation accuracy of these conventional calculation systems using largely linear models is therefore relatively low, ie they reflect the actual neural behavior of an aircraft is not sufficiently accurate again.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Be- rechnungssystem und ein Verfahren zur Ermittlung von Kenngrößen eines Luftfahrzeugs zu schaffen, welches das tatsächliche Verhalten eines Luftfahrzeugs genau simuliert.It is therefore an object of the present invention to provide a calculation system and a method for determining characteristics of an aircraft, which exactly simulates the actual behavior of an aircraft.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Berechnungssys- tem mit den in Patentanspruch 1 angegebenen Merkmalen gelöst.This object is achieved according to the invention by a calculation system having the features specified in patent claim 1.
Die Erfindung schafft ein Berechnungssystem für ein Luftfahrzeug mit mindestens einem Sensor zur Erfassung von aeroe- lastischen und flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahr- zeugs, zur Erfassung von Positionen und Bewegungen von Steuerflächen des Luftfahrzeugs oder zur Erfassung von Geschwindigkeiten von auf das Luftfahrzeug wirkenden Windböen; und mit einer Berechnungseinheit, die in Abhängigkeit der von den Sensoren abgegebenen Sensordaten und einem nicht-linearen Si- mulationsmodell des Luftfahrzeugs Kenngrößen des Passagierkomforts und der Kabinensicherheit sowie Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs berechnet.The invention provides an aircraft calculation system having at least one sensor for detecting aeroelastic and flight mechanic motion quantities of the aircraft, for detecting positions and movements of control surfaces of the aircraft or for detecting speeds of wind gusts acting on the aircraft; and with a calculation unit which calculates parameters of passenger comfort and cabin safety as well as movement quantities of the aircraft as a function of the sensor data output by the sensors and a non-linear simulation model of the aircraft.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungs- Systems adaptiert die Berechnungseinheit das nicht-lineare Simulationsmodell anhand der von den Sensoren abgegebenen Sensordaten automatisch.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the calculation unit automatically adapts the non-linear simulation model based on the sensor data output by the sensors.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungs- Systems sind Sensoren zur Erfassung von Bewegungsgrößen eines Bordsystems des Luftfahrzeugs vorgesehen.In one embodiment of the calculation system according to the invention, sensors are provided for detecting movement variables of an on-board system of the aircraft.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems weist das Bordsystem mindestens eine bewegbare Masse zur Dämpfung eines zugehörigen Luftfahrzeugteils des Luftfahrzeugs auf. Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems messen Sensoren zur Erfassung von flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs auch Deformationen von Luftfahrzeugteilen des Luftfahrzeugs.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the on-board system has at least one movable mass for damping an associated aircraft part of the aircraft. In one embodiment of the calculation system according to the invention, sensors for detecting flight mechanical movement variables of the aircraft also measure deformations of aircraft parts of the aircraft.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems weisen die Sensoren zur Erfassung von flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs und zur Erfassung von aeroelastischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs Beschleuni- gungs- oder Drucksensoren auf.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the sensors for detecting flight mechanical movement variables of the aircraft and for detecting aeroelastic movement variables of the aircraft acceleration or pressure sensors.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems ist die Berechnungseinheit in dem Luftfahrzeug vorgesehen oder es werden über eine drahtlose Funkschnittstelle die Sensordaten von den Sensoren des Luftfahrzeugs durch die Berechnungseinheit empfangen.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the calculation unit is provided in the aircraft or the sensor data from the sensors of the aircraft are received by the calculation unit via a wireless radio interface.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems ist das lineare Simulationsmodel des Luftfahrzeugs aus einem Speicher auslesbar.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the linear simulation model of the aircraft can be read from a memory.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems ist die Berechnungseinheit an eine Eingabeeinheit zur Eingabe von Parametern des Simulationsmodells des Luftfahr- zeuges angeschlossen.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the calculation unit is connected to an input unit for input of parameters of the simulation model of the aircraft.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems ist die Berechnungseinheit an eine Ausgabeeinheit zur Ausgabe der Kenn- und Bewegungsgrößen angeschlossen.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the calculation unit is connected to an output unit for outputting the characteristic and movement variables.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems wird das Bordsystem des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den durch die Berechnungseinheit berechneten Kenn- und Bewegungsgrößen zur Minimierung von Lastkräften und Vibratio- nen automatisch gesteuert. Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems ist das Bordsystem des Luftfahrzeugs für verschiedene Frequenzbereiche an- oder ausschaltbar.In one embodiment of the calculation system according to the invention, the on-board system of the aircraft is automatically controlled in dependence on the parameters and movement variables calculated by the calculation unit for minimizing load forces and vibrations. In one embodiment of the calculation system according to the invention, the on-board system of the aircraft can be switched on or off for different frequency ranges.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems sind verschiedene an Luftfahrzeugteilen angebrachte Massen des Bordsystems in Abhängigkeit von einer einstellbaren Betriebsart des Bordsystems aktivierbar.In one embodiment of the calculation system according to the invention various mounted on aircraft parts masses of the on-board system depending on an adjustable mode of the on-board system can be activated.
Die Erfindung schafft ferner ein Verfahren zur Ermittlung von Kenngrößen des Passagierkomforts und von Bewegungsgrößen eines Luftfahrzeugs mit den folgenden Schritten:The invention further provides a method for determining parameters of passenger comfort and movement quantities of an aircraft, having the following steps:
(a) Erfassen von aeroelastischen und flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs, von Positionen und(a) Detecting aeroelastic and flight mechanic motion quantities of the aircraft, of positions and
Bewegungen von Steuerflächen des Luftfahrzeugs und von Geschwindigkeiten von auf das Luftfahrzeug wirkenden Windböen zum Erzeugen von Sensordaten; undMovements of control surfaces of the aircraft and speeds of wind gusts acting on the aircraft to generate sensor data; and
(b) Berechnen der Kenngrößen des Passagierkomforts und der Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den erzeugten Sensordaten und einem gespeicherten, nicht-linearen Simulationsmodell des Luftfahrzeugs.(b) calculating the parameters of passenger comfort and aircraft motion quantities in dependence on the generated sensor data and a stored, non-linear simulation model of the aircraft.
Die Erfindung schafft ferner ein Computerprogramm mit Programmbefehlen zur Durchführung eines Verfahrens zur Ermittlung von Kenngrößen eines Passagierkomforts und von Bewegungsgrößen eines Luftfahrzeugs mit den folgenden Schritten:The invention further provides a computer program with program instructions for carrying out a method for determining parameters of passenger comfort and movement variables of an aircraft, having the following steps:
(a) Erfassen von aeroelastischen und flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs, von Positionen und Bewegungen von Steuerflächen des Luftfahrzeugs und von Geschwindigkeiten von auf das Luftfahrzeug wirkenden Windböen zum Erzeugen von Sensordaten; und(a) detecting aerodynamic aeroelastic and flight mechanical motion quantities, positions and motions of control surfaces of the aircraft, and velocities of wind gusts acting on the aircraft to generate sensor data; and
(b) Berechnen der Kenngrößen des Passagierkomforts und der Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den erzeugten Sensordaten und einem gespeicherten, nicht-linearen Simulationsmodell des Luftfahrzeugs .(b) calculating the characteristics of the passenger comfort and the movement quantities of the aircraft depending on from the generated sensor data and a stored, non-linear simulation model of the aircraft.
Die Erfindung schafft ferner einen Datenträger, der ein der- artiges Computerprogramm speichert.The invention further provides a data carrier which stores such a computer program.
Im Weiteren werden bevorzugte Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Berechnungssystems und des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Ermittlung von Kenngrößen eines Passagierkomforts und von Bewegungsgrößen eines Luftfahrzeugs unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren zur Erläuterung erfindungswesentlicher Merkmale beschrieben.In the following, preferred embodiments of the calculation system according to the invention and of the method according to the invention for determining parameters of passenger comfort and movement variables of an aircraft will be described with reference to the attached figures to explain features essential to the invention.
Es zeigen:Show it:
Fig. 1 Koordinatensysteme eines bei dem erfindungsgemäßen Berechnungssystem eingesetzten nicht-linearen Simulationsmodells eines Luftfahrzeugs;FIG. 1 shows coordinate systems of a non-linear simulation model of an aircraft used in the inventive calculation system; FIG.
Fig. 2 ein Blockschaltbild einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems;2 shows a block diagram of a possible embodiment of the calculation system according to the invention;
Fig. 3 ein Blockschaltbild einer weiteren Ausführungsform des erfindungsgemäßen Berechnungssystems;3 shows a block diagram of a further embodiment of the calculation system according to the invention;
Figuren 4A, 4B Diagramme zur Erläuterung des dem erfindungsgemäßen Berechnungssystem zugrundeliegenden nicht-linearen Simulationsmodells eines Luftfahrzeugs;FIGS. 4A, 4B are diagrams for explaining the non-linear simulation model of an aircraft on which the calculation system according to the invention is based;
Figuren 5A-5G Sonderfälle des dem erfindungsgemäßen Berechnungssystem zugrundeliegenden nicht-linearen Simulationsmodells; FigurenFIGS. 5A-5G show special cases of the non-linear simulation model on which the calculation system according to the invention is based; characters
6A, 6B Diagramme zur Darstellung von Anwendungsbeispielen des erfindungsgemäßen Berechnungssystems für Luftfahrzeuge;6A, 6B are diagrams illustrating application examples of the aircraft calculating system according to the invention;
Figurencharacters
7A, 7B Diagramme zur Darstellung weiterer Anwendungsbeispiele des erfindungsgemäßen Berechnungssystems für Luftfahrzeuge .7A, 7B are diagrams for illustrating further examples of application of the inventive calculation system for aircraft.
Wie man aus Fig. 1 erkennen kann, lassen sich die Bewegungen eines Flugzeugs anhand von Kenngrößen beschreiben. Die Flugmechanik beschreibt das Verhalten eines Luftfahrzeugs, das sich in der Atmosphäre mit Hilfe der Aerodynamik bewegt. Die Flugmechanik beschreibt das Verhalten des Gesamtsystems beziehungsweise des Luftfahrzeugs, wobei eine Position, Fluglage und Fluggeschwindigkeit eines Flugkörpers zu einem beliebigen Zeitpunkt berechnet wird. Dies geschieht mit Hilfe von Bewegungsgleichungen, die ein Gleichungssystem von gekoppel- ten Differenzialgleichungen bilden. Aufgrund von Flugmanövern und Luftturbulenzen treten an einem Luftfahrzeug Manöverlasten und Strukturlasten auf. Manöverlasten lassen sich mittels nicht-linearer Bewegungsgleichungen beschreiben und basieren auf Datenbanken, die aerodynamische Kräfte angeben. Insbeson- dere große Luftfahrzeuge müssen neben nicht-linearen Bewegungen auch die elastischen Verformungen ihrer Struktur berücksichtigen .As can be seen from FIG. 1, the movements of an aircraft can be described on the basis of parameters. Flight mechanics describes the behavior of an aircraft moving in the atmosphere using aerodynamics. The flight mechanics describes the behavior of the entire system or the aircraft, wherein a position, attitude and flight speed of a missile is calculated at any time. This is done with the help of equations of motion, which form a system of equations of coupled differential equations. Due to maneuvers and air turbulence maneuver loads and structural loads occur on an aircraft. Maneuver loads can be described using non-linear equations of motion and are based on databases that specify aerodynamic forces. In particular, large aircraft must take into account not only non-linear movements but also the elastic deformations of their structure.
Die Bewegung eines starren Flugzeugs kann durch Systemgrößen beschrieben werden. Jeweils drei dieser Größen werden zu einem Vektor zusammengefasst und beschreiben die The movement of a rigid aircraft can be described by system sizes. Three of these sizes are combined into one vector and describe the
Ursache der Bewegung sind die auf das Flugzeug wirkenden Kräfte,Cause of the movement are the forces acting on the aircraft,
Schub und aerodynamische Kräfte sowie deren Momente, deren Resultierende in den VektorenThrust and aerodynamic forces as well as their moments, their resultant in the vectors
zusammengef ass t werden. Eine weitere wichtige Große ist die von den Be¬ schleunigungsmessern gemessene spezifische Kraft. be ass together. Another important factor is the specific force measured by the accelerometers .
Die spezifische Kraft ist ein Maß für den Beschleunigungseindruck des Piloten nach Große und Richtung und ist definiert als das Verhältnis der resultierenden äußeren Kraft zur Flug- zeugmasse. Für die Ermittlung der Newton'schen Gleichungen sowie der Drallgleichung werden die Beschleunigungen und Geschwindigkeiten bezüglich eines Inertialsystems gemessen. Die Erde dient als Inertialsystem, wobei ein erdfestes Koordinatensys- tem FE definiert wird, bei dem die z-Achse in Richtung Erdmittelpunkt zeigt, x- und y-Achse werden derart gewählt, dass ein Rechtssystem entsteht. Das Achsenkreuz kann z. B. zum magnetischen Nordpunkt ausgerichtet werden. Bei der Auswertung der Drallgleichung erweist es sich als vorteilhaft, dies in einem körperfesten Koordinatensystem FB 1 ZU tun, da dann der Trägheitstensor konstant ist. Für die Festlegung der Achsen des körperfesten Koordinatensystems gibt es verschiedene Ansätze, wobei der Ursprung jeweils in dem Schwerpunkt C des Luftfahrzeuges liegt. Das Hauptachsensystem wird so gelegt, dass die x-Achse in Richtung der Längsachse des Flugzeugs und die z-Achse senkrecht dazu nach unten zeigt. Cy wird so gewählt, dass ein Rechtssystem entsteht. Werden die Stabilitätsachsen gewählt, zeigt die x-Achse in Richtung der Fluggeschwindigkeit. Die anderen beiden Achsen werden analog den Hauptachsen festgelegt. Die wesentlichen Größen sowie die relative Lage von flug- und erdfestem Koordinatensystem zeigt Fig. 1.The specific force is a measure of the pilot's sense of acceleration in terms of magnitude and direction and is defined as the ratio of the resulting external force to the aircraft mass. For the determination of Newton's equations and the spin equation, the accelerations and velocities are measured with respect to an inertial system. The earth serves as an inertial system, whereby an earth-fixed coordinate system F E is defined, in which the z-axis points in the direction of the center of the earth. The x- and y-axes are selected such that a legal system is created. The axbox can z. B. are aligned to the magnetic north point. In the evaluation of the spin equation, it proves to be advantageous to do this in a body-fixed coordinate system F B 1 , because then the inertial tensor is constant. There are different approaches for defining the axes of the body-fixed coordinate system, the origin lying in each case in the center of gravity C of the aircraft. The main axis system is placed so that the x-axis points in the direction of the longitudinal axis of the aircraft and the z-axis perpendicular to it downwards. Cy is chosen to create a legal system. If the stability axes are selected, the x-axis points in the direction of the airspeed. The other two axes are defined analogously to the main axes. The essential variables and the relative position of the flight and earth-fixed coordinate system are shown in FIG. 1.
Zur einfachen Beschreibung der aerodynamischen Kräfte wird ein aerodynamisches Koordinatensystem FA gewählt, dessen Ursprung ebenfalls im Schwerpunkt C des Luftfahrzeugs liegt. Die x-Achse dieses Koordinatensystems liegt in Richtung der negativen Anströmgeschwindigkeit, die z-Achse in Richtung des negativen Auftriebs. Die y-Achse wird analog den vorigen Be- trachtungen gewählt. Dieses Koordinatensystem erhält man dadurch, dass man das körperfeste Hauptachsensystem um einen Anstellwinkel α um seine y-Achse und anschließend um einen Schiebewinkel ß um die z-Achse dreht. Das aerodynamische Koordinatensystem FA ist nur in stationären Flugzuständen des Luftfahrzeugs körperfest. Der Übergang von dem korperfesten zu dem erdfesten Koordinatensystem geschieht mit Hilfe einer Transformationsmatrix LEB For easy description of the aerodynamic forces, an aerodynamic coordinate system F A is chosen whose origin also lies in the center of gravity C of the aircraft. The x-axis of this coordinate system lies in the direction of the negative flow velocity, the z-axis in the direction of the negative buoyancy. The y-axis is chosen analogously to the previous considerations. This coordinate system is obtained by rotating the body-fixed main axis system by an angle of attack α about its y-axis and then by a sliding angle β about the z-axis. The aerodynamic coordinate system F A is body-fixed only in stationary flight states of the aircraft. The transition from the body-fixed to the earth-fixed coordinate system is done by means of a transformation matrix L EB
Der tiefergestellte Index gibt das Koordinatensystem an, in dem die Vektoren dargestellt werden. Man erhalt z. B. den Vektor RE im erdfesten Koordinatensystem FE aus dem in korperfesten Koordinaten dargestellten Vektor RB mit:The subscript indicates the coordinate system in which the vectors are displayed. One receives z. For example, the vector R E in the earth-fixed coordinate system F E from the vector R B shown in body-fixed coordinates with:
Zur Vereinfachung der Schreibweise wird der Index B, wenn nicht unbedingt notwendig, im Folgenden weggelassen. Bei der Geschwindigkeit muss zusatzlich zwischen Wind und Windstille unterschieden werden. Allgemein gilt mit dem Ge- schwindigkeitsadditionsgesetz :To simplify the notation, the index B is omitted, if not absolutely necessary. In the speed must be additionally distinguished between wind and calm. In general, with the Speed Addition Law:
wobei der hochgestellte Index das Bezugssystem festlegt, in dem die entsprechenden Geschwindigkeiten gemessen werden. WE ist die Windgeschwindigkeit, die zu Null angenommen werden kann. Damit sind die Betrage in beiden Bezugssystemen gleich und der hochgestellte Index kann weggelassen werden.wherein the superscript specifies the frame of reference by which the respective velocities are measured. W E is the wind speed that can be assumed to be zero. Thus, the amounts in both frames are the same and the superscript can be omitted.
Mit den Komponenten der Vektoren V, Ω und Φ als Zustandsgro- ßen erhalt man die Bewegungsgleichungen im Zustandsraum bei Windstille aus der Newton 'sehen Gleichung und der Drallglei- chung, sowie der Beziehung zwischen den Eulerwinkeln und ihren Raten. Die Gleichungen gelten insbesondere, wenn man die Erde als Inertialsystem mit homogenem Gravitationsfeld be- trachtet und das Flugzeug bzw. Luftfahrzeug symmetrisch bezüglich seiner x-z-Ebene ist. Die auftretenden Kräfte greifen modellgemäß im Schwerpunkt an und die Erzeugung aerodynamischer Kräfte ist quasistationär.With the components of the vectors V, Ω and Φ as state variables, we obtain the equations of motion in the state space in calm conditions from the Newton equation and the spin equation, as well as the relation between the Euler angles and their rates. The equations apply in particular if one considers the earth as an inertial system with a homogeneous gravitational field. seeks and the aircraft or aircraft is symmetrical with respect to its xz-plane. The occurring forces attack according to the model in the center of gravity and the generation of aerodynamic forces is quasi-stationary.
Die Newton 'sehe Gleichung für den Flugzeugschwerpunkt in erdfesten Koordinaten lautet:Newton's equation for the aircraft's center of gravity in earth-fixed coordinates is:
Diese wird mit der Transformationsmatrix LEB in das körperfeste Koordinatensystem transformiert.This is transformed with the transformation matrix L EB into the body-fixed coordinate system.
Es giltIt applies
woraus folgt: From which follows:
Die resultierende Kraft F setzt sich aus der aerodynamischen Kraft R und der Gewichtskraft zusammen. Diese Be ziehungen werden in obige Gleichung eingesetzt und anschließend nach V aufgelöst.The resulting force F is composed of the aerodynamic force R and the weight. This Be Draws are used in the above equation and then resolved to V.
Damit liegen die Gleichungen für die Geschwindigkeiten fest. Die Beziehungen für die Raten erhält man analog aus der Drallgleichung mit dem Drall H sowie dem Trägheitstensor I. This fixes the equations for the speeds. The relations for the rates are obtained analogously from the spin equation with the spin H and the inertial tensor I.
Diese Beziehungen in Komponenten aufgespalten ergeben zusammen mit den Gleichungen zwischen Eulerwinkeln und ihren Raten die Zustandsgieichungen eines starren Luftfahrzeugs.These relationships, broken down into components, together with the equations between Euler angles and their rates, yield the state equations of a rigid aircraft.
Durch Transformation der Geschwindigkeit V in das erdfesteBy transforming the velocity V into the earth-solid
Koordinatensystem mitCoordinate system with
erhält man die Differentialgleichungen zur Berechnung der Position : you get the differential equations to calculate the position:
Für die spezifische Kraft erhält man in körperfesten Koordinaten für einen auf der x-Achse im Abstand xp vom Schwerpunkt liegenden Sensor:For the specific force one obtains in body-fixed coordinates for a sensor located on the x-axis at a distance x p from the center of gravity:
Teilt man die Vektoreinträge durch die ErdbeschleunigungDividing the vector entries by the gravitational acceleration
Die obigen Bewegungsgleichungen gelten für ein ideal starres Flugzeug. In der Praxis treten jedoch elastische Verformungen der Struktur auf, die die dynamischen Eigenschaften des Sys- tems merklich beeinflussen. Das Modell wird daher um diese elastischen Freiheitsgrade erweitert. Quasistatische Verformungen sind gegeben, wenn die Eigenfrequenzen der elastischen Moden wesentlich höher sind, als die der Starrkörpermoden. In diesem Fall kann der Einfluss der elastischen Verformung durch entsprechende Adaption der aerodynamischen Derivativen berücksichtigt werden.The above equations of motion apply to an ideally rigid aircraft. In practice, however, elastic deformations of the structure occur, which noticeably influence the dynamic properties of the system. The model is therefore extended by these elastic degrees of freedom. Quasistatic deformations occur when the natural frequencies of the elastic modes are much higher than those of the rigid body modes. In this case, the influence of the elastic deformation by appropriate adaptation of the aerodynamic derivatives can be considered.
Liegen die Eigenfrequenzen der elastischen Freiheitsgrade im gleichen Bereich, wird die Bewegung des Starrkörpers durch die elastischen Verformungen beeinflusst. In diesem Fall ist die Dynamik der elastischen Freiheitsgrade in den Bewegungsgleichungen zu berücksichtigen. Dazu kann die Verformung der Struktur näherungsweise durch Superposition von Normalmoden der freien Schwingung beschrieben werden: If the natural frequencies of the elastic degrees of freedom are in the same range, the movement of the rigid body is influenced by the elastic deformations. In this case, the dynamics of the elastic degrees of freedom should be considered in the equations of motion. For this, the deformation of the structure can be approximately described by superposition of normal modes of free vibration:
x', y', z' sind die Auslenkungen von den jeweiligen Ruhelagen Xo, Yo, Z0; fn, g n sowie hn die Modenformfunktionen und εn ver- allgemeinerte Koordinaten. Die zusätzlichen Bewegungsgleichungen für den Mode εn erhält man aus der Gleichung von Lagrange als Gleichungen erzwungener Schwingungen. Für den Mode εn gilt mit der Eigenfrequenz ωn der Dämpfung dn und dem verallgemeinerten Trägheitsmoment In näherungsweise x ', y', z 'are the deflections from the respective rest positions Xo, Yo, Z 0 ; f n, g n and h n the mode shaping functions and ε n generalized coordinates. The additional equations of motion for the mode ε n are obtained from the equation of Lagrange as equations of forced vibrations. For the mode ε n , the natural frequency ω n of the damping d n and the generalized moment of inertia I n are approximately equivalent
Die Näherung besteht darin, sämtliche Kopplungen über die Dämpfungsterme zwischen den einzelnen Moden zu vernachlässigen. Unter der Voraussetzung, dass der Einfluss der Frei- heitsgrade des Starrkörpers auf die elastischen Moden durch einen linearen Zusammenhang beschrieben werden kann und die elastischen Verformungen hinreichend klein sind, wir die verallgemeinerte Kraft Fn als eine Linearkombination aus Zu- stands- und Eingangsgrößen dargestellt:The approximation is to neglect all couplings on the attenuation terms between the individual modes. Assuming that the influence of the degrees of freedom of the rigid body on the elastic modes can be described by a linear relationship and the elastic deformations are sufficiently small, we present the generalized force F n as a linear combination of state and input quantities:
Die hier auftretenden unendlichen Reihen können durch endliche Reihen ersetzt werden, die nur jene Moden beibehalten, die im Bereich der Starrkörperfrequenzen liegen. Für die weitere Berechnung kann angenommen werden, dass dies K Moden sind, die in einem Vektor ε_ zusammengefasst werden. Die Gleichung (24) kann somit in der folgenden Form geschrieben werden .The infinite series occurring here can be replaced by finite series, which maintain only those modes that are in the range of rigid body frequencies. For the further calculation, it can be assumed that these are K modes, which are combined in a vector ε_. The Thus, equation (24) can be written in the following form.
Um zu einer kompakten Schreibweise für sämtliche Moden zu ge¬ langen, werden die verallgemeinerten Trägheitsmomente In in der Diagonalmatrix I, die skalaren Kopplungen jeweils in Vektoren und die vektoriellen Koppelterme in Matrizen zusam- mengefasst. Damit kann Gleichung (24) für sämtliche Moden formuliert werden. To a compact notation for all modes to ge ¬ long, the generalized moment of inertia I are n in the diagonal matrix I, the scalar couplings each in the vectors and vector coupling terms in matrices summarized. Thus equation (24) can be formulated for all modes.
Zur Darstellung im Zustandsraum gelangt man durch Einführen der Modengeschwindigkeit Diese wird in Gleichung (26) eingesetzt :The representation in the state space is achieved by introducing the mode velocity. This is given in equation (26). used:
Unter Verwendung der MatrizenUsing the matrices
sowie der Einheitsmatrix k-ter Ordnung kann die Zustands- gleichung formuliert werden: and the k-th order unit matrix, the state be formulated equation:
Die äußeren, einem Luftfahrzeug angreifenden Kräfte sind neben dem Gewicht die aerodynamischen Kräfte Auftrieb und Wi- derstand sowie der Schub. Der Angriffspunkt des Auftriebs liegt im sogenannten Neutralpunkt, der vom Schwerpunkt verschieden ist. Dadurch werden Momente erzeugt. Ähnliches gilt für den Schub. Die resultierenden Kräfte werden in einem Vektor R die Momente in einem Vektor Q zusammengefasst . Auf- trieb und Widerstand werden durch die Relativbewegung von Luftfahrzeug und Luft also durch V und Ω erzeugt. Diese Kräfte hängen weiterhin vom Anstellwinkel a und den Winkeln der Steuerflächen der primären Flugsteuerung, Höhen- (δE) , Quer- (δA) und Seitenruder (δR) ab. Je nach Flugzeugtyp wer- den weitere Steuerflächen, Störklappen, Spoiler, Canards eingesetzt, die im Folgenden mit δc bezeichnet werden. Die Winkel der Steuerflächen werden zusammen mit dem Schub δF in einem Steuervektor c zusammengefasst . Die aerodynamischen Wirkungen beruhen auf nichtlinearen Zusammenhängen. Sie lassen sich durch Taylorreihen beschreiben, die nach einer bestimmten Ordnung abgebrochen werden. Die Koeffizienten der Glieder zweiter und dritter Ordnung liegen um ein bis zwei Größenordnungen unterhalb der Koeffizienten erster Ordnung. Bleibt der Anstellwinkel unterhalb 10°, können die Terme höherer Ordnung vernachlässigt werden. Ausgangspunkt des linearen Ansatzes ist ein stationärer Flugzustand. Die Geschwindigkeiten und Raten sowie Kräfte und Momente werden in einen stationären und einen Störterm aufgespalten:The external forces acting on an aircraft are weight, aerodynamic forces, buoyancy, resistance and thrust. The point of attack of the lift is in the so-called neutral point, which is different from the center of gravity. This creates moments. The same applies to the thrust. The resulting forces are summarized in a vector R, the moments in a vector Q. Buoyancy and resistance are generated by the relative movement of aircraft and air, ie V and Ω. These forces also depend on the angle of attack a and the angles of the control surfaces of the primary flight control, altitude (δ E ), lateral (δ A ) and rudder (δ R ). Depending on the type of aircraft, additional control surfaces, spoilers, spoilers, canards are used, which are referred to below as δ c . The angles of the control surfaces are combined together with the thrust δ F in a control vector c. The aerodynamic effects are based on nonlinear relationships. They can be described by Taylor series, which are broken off after a certain order. The coefficients of the second and third order terms are one to two orders of magnitude below the first order coefficients. If the angle of attack remains below 10 °, the terms of higher order can be neglected. The starting point of the linear approach is a stationary flight state. The speeds and rates as well as forces and moments are split into a stationary and a fault term:
Als stationärer Flugzustand kann der horizontale symmetrische Geradeausflug gewählt werden. Wählt man zusätzlich als flugfestes Koordinatensystem die Stabilitätsachsen, vereinfachen sich die obigen Beziehungen dadurch, dass in diesem Zustand X0 = Yo = L0 = M0 = N0 = 0 und ω0 = U0 = μo = qo = r0 = 0 gilt. Da bei horizontalem Flug die z-Achsen von flug- und erdfestem Koordinatensystem parallel sind, ergibt sich Z0 = -mg. Weiterhin gilt näherungsweise As a stationary flight state, the horizontal symmetrical straight flight can be selected. If, in addition, the stability axes are selected as a flight-fixed coordinate system, the above relationships are simplified in that in this state X 0 = Yo = L 0 = M 0 = N 0 = 0 and ω 0 = U 0 = μo = qo = r 0 = 0 applies. Since in horizontal flight the z-axes of the flight- and earth-fixed coordinate system are parallel, Z 0 = -mg. Furthermore, approximately
Die in Gleichung (31) auftretenden mit u und ε indizierten Größen beschreiben den Einfluss der elastischen Moden auf die Aerodynamik. Es sind jeweils Vektoren der Länge k, wobei k die Anzahl der elastischen Moden ist. Die mit c indizierten Derivativen sind ebenfalls Vektoren, die den Einfluss der Steuergrößen beschreiben. Ihre Dimension ist gleich der Anzahl der Steuergrößen.The quantities indicated by u and ε in equation (31) describe the influence of the elastic modes on the aerodynamics. They are each vectors of length k, where k is the number of elastic modes. The c indexed derivatives are also vectors that describe the influence of the control variables. Its dimension is equal to the number of control variables.
Die oben hergeleiteten Gleichungen werden zu einem Modell zu- sammengefass t , mit dem die gesamte Dynamik des flexiblen Flugzeugs unter den in den vorhergehenden Abschnitten genannten Voraussetzungen beschrieben werden kann. Die Zustände zur Beschreibung der Bewegung des Starrkörpers werden im VektorThe equations derived above are combined to form a model that describes the entire dynamics of the flexible aircraft under the conditions described in the previous sections. The states describing the motion of the rigid body become in the vector
zusammengefasst, ε_ und υ bezeichnen die eingeführten elasti¬ schen Moden, während die Steuergrößen im Vektor c enthalten sind. Wie bei der Einführung der aerodynamischen Kräfte wird auch hier vom symmetrischen horizontalen Geradeausflug ausgegangen. Sämtliche Störterme werden als hinreichend klein angenommen, so dass die lineare Näherung für die Aerodynamik gültig ist. Weiterhin wird vernachlässigt. Unter diesen Voraussetzungen können die Bewegungsgleichungen in der folgenden Form geschrieben werden: summarized, ε_ and υ denote the introduced elastic ¬ modes, while the control variables contained in the vector c are. As with the introduction of aerodynamic forces, the symmetrical horizontal straight-ahead flight is also assumed here. All error terms are assumed to be sufficiently small, so that the linear approximation for the aerodynamics is valid. Furthermore, it is neglected. Under these Prerequisites can be written the equations of motion in the following form:
Die in Gleichung (33) und (34) verwendeten Teilmatrizen werden mit den folgenden Abkürzungen:The sub-matrices used in Equations (33) and (34) are denoted by the following abbreviations:
zusammengestelltcompiled
- I i - I i
w w
Die Matrizen A13 und B1 erhalt man durch jeweiliges Ersetzen des Indizes ε in der Matrix A12 durch u bzw. c. Für die ubri- gen Matrizen gilt:The matrices A 13 and B 1 are obtained by respectively replacing the index ε in the matrix A 12 by u and c, respectively. For the other matrices:
Die Matrizen C3 und D erhält man durch Ersetzen des Indizes ε durch jeweils u bzw. c. H_ und h(x1) lauten: The matrices C 3 and D are obtained by replacing the index ε by u or c, respectively. H_ and h (x 1 ) are:
Das in Gleichung (33) beschriebene nicht-lineare Simulations¬ modell enthält eine Wirksamkeitsmatrix F, welche die nicht¬ linearen Eigenschaften von Systemgrößen berücksichtigt. Die Wirksamkeitsmatrix F ist in Gleichung (42) angegeben. Erweitert man nun das Modell um aerodynamische, strukturdyna¬ mische und aerolas t i sehe Nicht linear i täten ergeben sichIn equation (33) described non-linear simulation model contains a ¬ efficacy matrix F, which takes into account the non-linear characteristics of system ¬ sizes. The effectiveness matrix F is given in equation (42). If one extends the model to aerodynamic, strukturdyna ¬ mix and AeroLas ti see non-linear activities i arising
a.) zusätzliche Einträge im Nichtlinearitätenvektor g(x1) dabei ist sgn die sogenannte Signumfunktion der Mathematik unda.) additional entries in the nonlinearity vector g (x1) Here is the so-called signum function of mathematics and
b.) zusätzliche Spalten in der Matrix aus Gleichung (33) : b.) additional columns in the matrix from equation (33):
Die Größen XNL,W , ZNL,W , YNL,W , DNL,I und DNL,2 beschreiben die Einflussstärke der Nichtlinearität .The quantities X NL , W , Z NL , W , Y NL , W , DNL, I and D NL , 2 describe the influence strength of the nonlinearity.
Das in Gleichung (33) dargestellte nichtlineare Simulationsmodell lässt sich physikalisch anschaulicher (in Verallgemeinerung der Newton 'sehen und Eulerschen Bewegungsgleichungen) auch wie folgt beschreiben:The nonlinear simulation model presented in Equation (33) can be described more physically (in generalization of Newton's and Euler's equations of motion) as follows:
Da die Transformation von Gleichung (33) in die Form von Gleichung (50) zu modifizierten Vektoren x und g ( X , x,p,t) und einer modifizierten Matrix F führt, sind diese neuen Vektoren und Matrizen nicht unterstrichen.Since the transformation from equation (33) into the form of equation (50) results in modified vectors x and g (X, x, p, t) and a modified matrix F, these new vectors and matrices are not underlined.
Das Gleichungssystem ist anschaulich in dem Diagramm der Fig. 4A dargestellt. Das in Fig. 4A dargestellte Gleichungssystem umfasst ein dynamisches Modell linearer Differenzialgleichun- gen, das um eine Wirksamkeitsmatrix F erweitert ist, die mit einem Nichtlinearitätsvektor g multipliziert wird.The equation system is shown clearly in the diagram of FIG. 4A. The equation system illustrated in FIG. 4A comprises a dynamic model of linear differential equations which is extended by an efficiency matrix F which is multiplied by a nonlinearity vector g.
Auf der rechten Seite des Gleichungssystems befindet sich ein Hyper-Eingangsvektor p des Luftfahrzeugs mit mehreren Subvek- toren. Der Vektor x bildet einen Hyper-Bewegungsgrößenvektor des Luftfahrzeugs. Die zweite zeitliche Ableitung x des Hy- per-Bewegungsvektors x multipliziert mit einer erweiterten Massenmatrix M plus die erste zeitliche Ableitung x des Hy- per-Bewegungsvektors x multipliziert mit einer erweiterten Dämpfungsmatrix D plus dem Produkt aus einer Steifigkeitsmat- rix K und dem Hyper-Bewegungsvektor x plus dem Produkt aus der Wirksamkeitsmatrix F mit dem Nichtlinearitätsvektor g ergibt den Hyper-Eingangsvektor p des Luftfahrzeugs. In dieser Darstellung lassen sich weitere nichtlineare Erweiterungen sehr anschaulich darstellen. Zusätzliche Nichtlinea- ritäten in der Triebswerksdynamik, im Systemverhalten oder bei Fehlerfällen erweitern den Nicht 1 inear i t ätenvekt or g {x, x,p,t) und die Wirksamkeitsmatrix F in zusätzlichen Einträgen. Die Matrixeinträge von F beschreiben wiederum die Einflussstärke Nichtlinearitäten, als effektive Kraft oder Moment in den verallgemeinerten Newton "sehen und Euler "sehen Bewegungsgleichungen . Bei der Massenmatrix M, der Dämpfungsmatrix D und der Stei- figkeitsmatrix K handelt es sich um erweiterte Matrizen, welche die Aerodynamik berücksichtigen.On the right side of the equation system is a hyper input vector p of the aircraft with several subvectors. The vector x forms a hyper-motion vector of the aircraft. The second time derivative x of the hyper-motion vector x multiplied by an extended mass matrix M plus the first time derivative x of the hyper-motion vector x multiplied by an expanded attenuation matrix D plus the product of a stiffness matrix K and the hyperbaric vector Motion vector x plus the product of the effectiveness matrix F with the non-linearity vector g gives the hyper-input vector p of the aircraft. In this representation, further non-linear extensions can be represented very clearly. Additional nonlinearities in engine dynamics, in system behavior or in error cases extend the non-linearity vector g {x, x, p, t) and the efficiency matrix F in additional entries. The matrix entries of F, in turn, describe the influence strength of nonlinearities, as "effective force or moment" in the generalized Newton "see and Euler" see equations of motion. The mass matrix M, the damping matrix D and the stiffness matrix K are extended matrices that take into account the aerodynamics.
Fig. 4B verdeutlicht die Struktur einer derartigen erweiterten Matrix. Die Kopplung beschreibt die Einflussstärke einer Kenngröße auf das Luftfahrzeug. Die Massenmatrix M, die Dämpfungsmatrix D und die Steifigkeitsmatrix K beschreiben lineare Einflüsse, während die Wirksamkeitsmatrix F nicht-lineare Eigenschaften von Systemgrößen beschreibt. Diese Kenngrößen sind flugmechanische Kenngrößen, Kenngrößen des Bordsystems und Kenngrößen der Aeroelastik.Fig. 4B illustrates the structure of such an extended matrix. The coupling describes the influence of a parameter on the aircraft. The mass matrix M, the damping matrix D and the stiffness matrix K describe linear influences, while the effectiveness matrix F describes non-linear properties of system variables. These parameters are flight mechanics parameters, parameters of the on-board system and parameters of aeroelasticity.
Figuren 5A, 5B, 5C, 5D, 5E zeigen Sonderfälle des allgemeinen in Fig. 4A dargestellten nicht-linearen Simulationsmodells. Bei dem in Fig. 5A dargestellten Sonderfall ist die nichtlineare Wirksamkeitsmatrix sowie der Nichtlinearitätsvektor g und der Eingangsgrößenvektor p Null. Man gelangt auf diese Weise zu dem Sonderfall des rein linearen Gleichungssystems von Differenzialgleichungen .FIGS. 5A, 5B, 5C, 5D, 5E show special cases of the general nonlinear simulation model illustrated in FIG. 4A. In the special case shown in FIG. 5A, the non-linear efficiency matrix as well as the nonlinearity vector g and the input variable vector p are zero. In this way one arrives at the special case of the purely linear equation system of differential equations.
Bei dem in Fig. 5B dargestellten Sonderfall ist die nichtlineare Wirksamkeitsmatrix sowie der Nichtlinearitätsvektor g Null, während der Eingangsgrößenvektor p beispielsweise zur Darstellung einer Windböe nicht Null ist. Das in Fig. 5B dargestellte Simulationsmodell eignet sich somit beispielsweise zur Analyse von auf das Luftfahrzeug wirkenden Windböen.In the special case shown in FIG. 5B, the non-linear efficiency matrix and the nonlinearity vector g are zero, while the input variable vector p is not zero, for example, for representing a gust of wind. The simulation model shown in FIG. 5B is thus suitable, for example, for analyzing wind gusts acting on the aircraft.
Bei dem in Fig. 5C dargestellten Sonderfall werden nur flug- mechanische Größen betrachtet, so dass das in Fig. 5C dargestellte Simulationsmodell sich zur Analyse von Manöverlasten eignet, das heißt das Flugzeug wird als Ganzes manövriert.In the special case shown in FIG. 5C, only mechanical quantities are considered, so that the simulation model shown in FIG. 5C is suitable for analyzing maneuver loads, that is, the aircraft is maneuvered as a whole.
Bei dem in Fig. 5D dargestellten Sonderfall eignet sich das integrale Modell zur Analyse von nicht-linearen Böen, der Sicherheit und des Passagierkomforts. Für den in Fig. 5E dargestellten Sonderfall eignet sich das integrale Simulationsmodell zur Analyse der Systemdynamik des Bordsystems .In the particular case illustrated in Figure 5D, the integral model is suitable for analysis of non-linear gusts, safety and passenger comfort. For the special case shown in FIG. 5E, the integral simulation model is suitable for analyzing the system dynamics of the on-board system.
Fig. 2 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Berechnungssystems 1 für ein Luftfahrzeug 2, beispielsweise für ein Flugzeug. An dem Luftfahrzeug beziehungsweise Flugzeug 2 sind Sensoren 3 vorgesehen. Die Sensoren 3 dienen zur Erfassung von aeroelastischen und flugmechanischen Bewegungs- großen des Luftfahrzeugs 2. Darüber hinaus sind Sensoren zur Erfassung von Positionen und Bewegungen von Steuerflächen des Luftfahrzeugs 2 und zur Erfassung von Geschwindigkeiten von auf das Luftfahrzeug 2 wirkenden Windböen vorgesehen. Die Sensoren 3 bilden somit Steuerflächensensoren, flugmechani- sehe Sensoren und aeroelastische Sensoren. Die Sensoren 3 zur Erfassung von flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs 2 und zur Erfassung von aeroelastischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs weisen zum Beispiel Beschleunigungs- und Drucksensoren auf. Die Sensoren 3 zur Erfassung von flugme- chanischen Bewegungsgrößen können auch Deformationen von Luftfahrzeugteilen des Luftfahrzeugs 2 messen. Das Berechnungssystem 1 enthält eine Berechnungseinheit 4, die in Abhängigkeit der von den Sensoren 3 abgegebenen Sensordaten und einem nicht-linearen Simulationsmodell des Luftfahrzeugs 2 Kenngrößen des Passagierkomforts und der Kabinensicherheit sowie Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs 2 berechnet. Dieses nicht-lineare Simulationsmodell wird bei der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsform aus einem Speicher 5 ausgelesen. Die Berechnungseinheit 4 weist in einer möglichen Ausführungsform mindestens einen Mikroprozessor zur Ausführung einer Simulationssoftware für das integrale Simulationsmodell auf. Bei einer möglichen Ausführungsform wird das nicht-lineare Simulationsmodell anhand der von den Sensoren 3 abgegebenen Sensordaten automatisch adaptiert und in den Speicher 5 zurück- geschrieben. In einer möglichen Ausführungsform befindet sich die Berechnungseinheit 4 in dem Flugzeug 2 und erhält die Sensordaten über einen internen Datenbus von den Sensoren 3. Bei einer alternativen Ausführungsform befindet sich die Berechnungs- einheit 4 nicht in dem Luftfahrzeug 2, sondern erhält die Sensordaten über eine drahtlose Funkschnittstelle von den Sensoren 3. Die Berechnungseinheit 4 kann sich dann beispielsweise in eine Bodenstation befinden.FIG. 2 shows an exemplary embodiment of a calculation system 1 according to the invention for an aircraft 2, for example for an aircraft. At the aircraft or aircraft 2 sensors 3 are provided. The sensors 3 are used to detect aeroelastic and flight mechanic movement magnitudes of the aircraft 2. In addition, sensors for detecting positions and movements of control surfaces of the aircraft 2 and for detecting speeds of wind gusts acting on the aircraft 2 are provided. The sensors 3 thus form control surface sensors, flymechani- see sensors and aeroelastic sensors. The sensors 3 for detecting flight mechanical movement variables of the aircraft 2 and for detecting aeroelastic movement variables of the aircraft have, for example, acceleration and pressure sensors. The sensors 3 for acquiring aircraft mechanical movement variables can also measure deformations of aircraft parts of the aircraft 2. The calculation system 1 contains a calculation unit 4 which calculates parameters of passenger comfort and cabin safety as well as movement quantities of the aircraft 2 as a function of the sensor data output by the sensors 3 and a non-linear simulation model of the aircraft 2. This non-linear simulation model is read from a memory 5 in the embodiment shown in FIG. In one possible embodiment, the calculation unit 4 has at least one microprocessor for executing a simulation software for the integral simulation model. In one possible embodiment, the non-linear simulation model is automatically adapted based on the sensor data output by the sensors 3 and written back into the memory 5. In one possible embodiment, the calculation unit 4 is located in the aircraft 2 and receives the sensor data via an internal data bus from the sensors 3. In an alternative embodiment, the calculation unit 4 is not located in the aircraft 2, but receives the sensor data via a wireless Radio interface of the sensors 3. The calculation unit 4 can then be located, for example, in a ground station.
Das erfindungsgemäße Berechnungssystem 1, wie es in Fig. 2 dargestellt ist, enthält ferner eine Eingabeeinheit 6 zur Eingabe von Parametern des Simulationsmodells für das Luftfahrzeug 2. Die von der Berechnungseinheit 4 berechneten Kenn- und Bewegungsgrößen werden bei der in Fig. 2 darge- stellten Ausführungsform über eine Ausgabeeinheit 7 ausgegeben. Bei der Ausgabeeinheit 7 handelt es sich beispielsweise um eine Anzeige beziehungsweise ein Display. Bei der Eingabeeinheit 6 handelt es sich beispielsweise um eine Tastatur zur Eingabe von Daten. Die Eingabeeinheit 6 und die Ausgabeein- heit 7 bilden zusammen eine Benutzerschnittstelle. Diese Benutzerschnittstelle kann beispielsweise von einem Ingenieur zur Luftfahrzeugdesignoptimierung benutzt werden.The calculation system 1 according to the invention, as shown in FIG. 2, furthermore contains an input unit 6 for inputting parameters of the simulation model for the aircraft 2. The characteristic and motion variables calculated by the calculation unit 4 are shown in FIG Embodiment output via an output unit 7. The output unit 7 is, for example, a display or a display. The input unit 6 is, for example, a keyboard for inputting data. The input unit 6 and the output unit 7 together form a user interface. This user interface may be used, for example, by an aircraft design optimization engineer.
Bei der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsform werden die von der Berechnungseinheit 4 berechneten Kenngrößen und Bewegungsgrößen zu einer Vergleichseinheit 8 rückgekoppelt, in der eine Abweichung zwischen vorausberechneten und aus den Versuchen ermittelten Größen berechnet wird. Die vorausberechneten Größen können beispielsweise über eine Steuerein- heit 9 eingegeben werden, die mit den simulierten Kenngrößen verglichen werden. Das Luftfahrzeug 2 wird dann in Abhängigkeit von der Differenz beziehungsweise der Abweichung zwischen den vorausberechneten und den simulierten Kenngrößen gesteuert .In the embodiment shown in FIG. 2, the parameters and movement quantities calculated by the calculation unit 4 are fed back to a comparison unit 8, in which a deviation between predicted values and values determined from the tests is calculated. The predicted quantities can be input via a control unit 9, for example, which are compared with the simulated parameters. The aircraft 2 is then controlled as a function of the difference or the deviation between the predicted and the simulated parameters.
Das erfindungsgemäße Berechnungssystem 1 erlaubt die integrale dynamische Berechnung von Lasten, Bewegungsgrößen der Ae- roelastik, der Flugmechanik und ermöglicht es so Flug- Telemetrie- und Entwicklungsingenieuren mit einer vorgebbaren Genauigkeit unter Verwendung der Sensordaten Zeitverläufe von allen an dem Luftfahrzeug 2 auftretenden Lasten, aeroelasti- sehen und flugmechanischen Bewegungsgrößen zu ermitteln und mit den gemessenen Sensordaten zu vergleichen. Hierdurch kann eine gezielte Luftfahrzeugdesignoptimierung erfolgen.The calculation system 1 according to the invention allows the integral dynamic calculation of loads, movement quantities of the roelastik, the flight mechanics and thus makes it possible for flight-telemetry and development engineers to use the sensor data to determine the time histories of all loads, aeroelastic and flight-mechanical motion variables occurring at the aircraft 2, and to compare them with the measured sensor data. This allows a targeted aircraft design optimization.
Darüber hinaus eignet sich das erfindungsgemäße Berechnungs- System 1, wie es in Fig. 2 dargestellt ist, dafür ein gezieltes Pilotentraining durchzuführen. Ein Pilot kann beispielsweise Steuerflächeneingaben und resultierende Komfort-, Si- cherheits- und Belastungseigenschaften des Luftfahrzeugs 2 vergleichen. Auf diese Weise können Linien-, Flugversuchs- und Simulatorpiloten zur Vermeidung von Spitzenlasten bei gefährlichen Flugsituationen oder Flugmanövern, zur Reduktion von Ermüdungslasten, zur Vermeidung von vibrationskritischen Zuständen, zur Reduzierung von hohen Beschleunigungen im gesamten Kabinenbereich des Luftfahrzeugs, zur Erhöhung der Passagier und Crewsicherheit und des Komforts trainiert werden .In addition, the calculation system 1 according to the invention, as shown in FIG. 2, is suitable for carrying out targeted pilot training for this purpose. For example, a pilot may compare control inputs and the resulting comfort, safety and load characteristics of the aircraft 2. In this way, line, flight test and simulator pilots can avoid peak loads in dangerous flight situations or maneuvers, reduce fatigue loads, avoid vibration-critical conditions, reduce high accelerations throughout the cabin area of the aircraft, increase passenger and crew safety, and to be trained in comfort.
Hierdurch können auch Betriebskosten beim Kunden beziehungsweise Betreiber des Luftfahrzeugs 2 und Herstellungskosten zur Herstellung des Luftfahrzeugs 2 reduziert werden. Gleichzeitig wird die Qualität des Luftfahrzeugs 2 hinsichtlich Komfort, Sicherheit und Emissionscharakteristik verbessert.This also operating costs for the customer or operator of the aircraft 2 and manufacturing costs for the production of the aircraft 2 can be reduced. At the same time, the quality of the aircraft 2 is improved in terms of comfort, safety and emission characteristics.
Fig. 3 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel des erfindungs- gemäßen Berechnungssystems 1 für ein Luftfahrzeug 2. Bei der in Fig. 3 dargestellten Ausführungsform verfügt das Luftfahrzeug 2 über ein sogenannten Bordsystem 10, wobei vorzugsweise verschiedene Betriebsarten einstellbar sind. Das Bordsystem des Luftfahrzeugs 2 wird in Abhängigkeit von den durch die Berechnungseinheit 4 berechneten Kenn- und Bewegungsgrößen zur Minimierung von Lastkräften und Vibrationen automatisch gesteuert. Bei einer möglichen Ausführungsform ist das Bord- System 10 des Luftfahrzeugs 2 für verschiedene Frequenzbereiche an- oder ausschaltbar. Bei einer möglichen Ausführungsform weist das Bordsystem 10 verschiedene an Luftfahrzeugteilen angebrachte Massen auf, die in Abhängigkeit von der Be- triebsart des Bordsystems 10 aktivierbar sind. Das Bordsystem 10 dient zur Verbesserung des Komforts und der Kabinensicherheit sowie zur Reduktion von Lasten auf Teile des Luftfahrzeugs 2.FIG. 3 shows a further exemplary embodiment of the inventive calculation system 1 for an aircraft 2. In the embodiment shown in FIG. 3, the aircraft 2 has a so-called on-board system 10, preferably different modes of operation being adjustable. The on-board system of the aircraft 2 is automatically controlled in response to the characteristic and motion quantities calculated by the calculation unit 4 to minimize load forces and vibrations. In one possible embodiment, the on-board System 10 of the aircraft 2 for different frequency ranges on or off. In one possible embodiment, the on-board system 10 has various masses attached to aircraft parts, which can be activated depending on the mode of operation of the on-board system 10. The on-board system 10 is used to improve comfort and cabin safety as well as to reduce loads on parts of the aircraft 2.
Bei dem erfindungsgemäßen Berechnungssystem 1, wie es in den Figuren 2, 3 dargestellt wird, erfolgt mittels Sensoren 3 eine Erfassung der zeitlichen Entwicklung von Lasten und Bewegungsgrößen der Aeroelastik, der Flugmechanik und der Bordsysteme des Luftfahrzeugs 2 sowie der Steuerflächeneingaben und der Auswirkung von Windböen auf das Luftfahrzeug 2. Die Berechnungseinheit 4, bei der es sich beispielsweise um einen Computer handeln kann, berechnet mittels einer Simulationssoftware und des eingelesenen Simulationsmodells Kenngrößen des Passagierkomforts und Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs 2. Auf der Berechnungseinheit 4 läuft ferner eine Ein- und Ausgabesoftware zur Eingabe von Parametern des Simulationsmodells sowie zur Ausgabe der berechneten Größen. Die integrierte Auslegung des Berechnungssystems 1 mit dem Bordsystem 10 führt zu einer Verbesserung des Passagierkomforts, der Ka- binensicherheit , der aeroelas tischen und Vibrationseigenschaften sowie zur Reduktion von Lasten. Mittels einer Identifikationssoftware ist es möglich, Teil- und Gesamtmodelle eines hochdimensionalen Parameterraumes, das heißt der Teilmodelle, der Aerodynamik der Struktur usw. unter Verwendung der verfügbaren Sensordaten physikalisch zu identifizieren. Die Simulationssoftware und die Identifikationssoftware werden zusammen mit der Eingabesoftware für die Sensordaten und der Ein- beziehungsweise Ausgabesoftware für die Benutzerschnittstelle in ein Softwaresystem integriert.In the calculation system 1 according to the invention, as illustrated in FIGS. 2, 3, sensors 3 detect the time evolution of loads and movement quantities of the aeroelastic, the flight mechanics and the on-board systems of the aircraft 2 as well as the control surface inputs and the effect of wind gusts the aircraft 2. The calculation unit 4, which may be, for example, a computer, calculated by means of a simulation software and the imported simulation model characteristics of passenger comfort and motion of the aircraft 2. On the calculation unit 4 also runs an input and output software for the input of Parameters of the simulation model as well as the output of the calculated quantities. The integrated design of the calculation system 1 with the on-board system 10 leads to an improvement in passenger comfort, the safety of the cab, the aeroelastic and vibration properties and the reduction of loads. By means of an identification software, it is possible to physically and physically identify partial and overall models of a high-dimensional parameter space, that is the submodels, the aerodynamics of the structure, etc., using the available sensor data. The simulation software and the identification software are integrated together with the input software for the sensor data and the input or output software for the user interface in a software system.
Figuren 6A, 6B zeigen Diagramme für Anwendungsbeispiele des erfindungsgemäßen Berechnungssystems 1. Fig. 6A zeigt zur Va- lidation des Berechnungssystems eine vollständig ausgemessene Übertragungsfunktion eines Querruders auf den lateralen Lastfaktor am vorderen Rumpf eines Flugzeugs. Die Übertragungsfunktion I in Fig. 6A zeigt den Fall, dass kein Bordsystem 10 zur Verbesserung des Passagierkomforts eingesetzt wird. Bei der Übertragungsfunktion II in Fig. 6A ist das Bordsystem 10 eingeschaltet. Das in Abhängigkeit von dem Betriebsauswahlsignal eingeschaltete Bordsystem 10 erhöht somit die aeroe- lastische Dämpfung in einem Frequenzbereich von 2 bis 3 Hz, wie in Fig. 6A dargestellt. Hierdurch werden jedoch die Vibrationseigenschaften, der Passierkomfort und die Sicherheit verbessert sowie die direkten Rumpflasten in Folge der Rumpfbewegung reduziert.FIGS. 6A, 6B show diagrams for application examples of the calculation system 1 according to the invention. tion of the calculation system a fully measured transfer function of an aileron on the lateral load factor on the front fuselage of an aircraft. The transfer function I in Fig. 6A shows the case that no onboard system 10 is used to improve passenger comfort. In the transfer function II in Fig. 6A, the on-board system 10 is turned on. The on-board system 10 which is turned on in response to the operation selection signal thus increases the aeroelastic damping in a frequency range of 2 to 3 Hz as shown in Fig. 6A. However, this improves the vibration characteristics, ease of passage and safety and reduces direct hull loads due to hull movement.
Fig. 6B zeigt exemplarisch die mit dem erfindungsgemäßen Berechnungssystem 1 ermittelten Übertragungsfunktionen eines Querruders bezüglich einem lateralen Lastfaktor am vorderen Rumpf eines Flugzeugs 2. Der laterale Lastfaktor beschreibt die Last am vorderen Rumpf, den Komfort und die Crew- bezie- hungsweise Passagiersicherheit bei Windböeneinfluss oder extremen Flugmanövern sowie aeroelastische und Vibrationseigenschaften. Die Übertragungsfunktion III in Fig. 6B zeigt den Fall, dass kein Bordsystem 10 zur Verbesserung des Passagierkomforts und der Sicherheit zur Reduktion der Lasten einge- setzt wird. Bei der Übertragungsfunktion IV in Fig. 6B ist das Bordsystem 10 eingeschaltet.FIG. 6B shows by way of example the transfer functions of an aileron with respect to a lateral load factor at the front fuselage of an aircraft 2 determined by the calculation system 1 according to the invention. The lateral load factor describes the load on the front fuselage, the comfort and the crew or passenger safety in the case of wind gust or extreme Flight maneuvers as well as aeroelastic and vibration properties. The transfer function III in FIG. 6B shows the case that no on-board system 10 is used for improving passenger comfort and safety for reducing the loads. In the transfer function IV in Fig. 6B, the on-board system 10 is turned on.
Figuren 7A, 7B zeigen Diagramme für weitere Anwendungsbeispiele zur Erläuterung des erfindungsgemäßen Berechnungssys- tems 1 und des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Ermittlung von Kenngrößen eines Passagierkomforts sowie von Bewegungsgrößen eines Luftfahrzeugs 2.FIGS. 7A, 7B show diagrams for further application examples for explaining the calculation system 1 according to the invention and the method according to the invention for determining parameters of passenger comfort and movement variables of an aircraft 2.
Fig. 7A zeigt die zeitliche Entwicklung einer Kenngröße, bei- spielsweise einer Last in Form eines skalierten Biegemoments, an einem Außenflügel eines Flugzeuges 2 bei einem spiralartigen Kurvenflug. Dabei wird ein vertikaler Lastfaktor NZ an einem Schwerpunkt des Flugzeuges 2 von Ig auf 1,5g erhöht. Der Verlauf I in Fig. 7A zeigt den Zeitverlauf gemäß einem herkömmlichen integralen Simulationsmodell ohne den Einsatz des erfindungsgemäßen sensorbasierten Berechnungssystems 1. Die Kurve II in Fig. 7A zeigt einen Zeitverlauf für ein Simulationsmodell unter Verwendung des erfindungsgemäßen sensorbasierten Berechnungssystems 1. Die Kurve III in Fig. 7A zeigt zur Validation eine tatsächlich gemessene Last an einem Außenflügel des Flugzeuges 2. Wie man aus Fig. 7A erkennen kann, wird mit dem erfindungsgemäßen sensorbasierten Berechnungssystem gemäß Verlauf II der reale gemessene Verlauf III sehr gut wiedergegeben, das heißt der simulierte Verlauf entspricht fast vollständig dem tatsächlich gemessenen Verlauf.FIG. 7A shows the time evolution of a parameter, for example a load in the form of a scaled bending moment, on an outer wing of an aircraft 2 in a spiral-shaped turn. In this case, a vertical load factor NZ is on A focus of the aircraft 2 of Ig increased to 1.5g. The course I in FIG. 7A shows the time course according to a conventional integral simulation model without the use of the sensor-based calculation system 1 according to the invention. The curve II in FIG. 7A shows a time characteristic for a simulation model using the sensor-based calculation system 1 according to the invention. The curve III in FIG 7A shows an actually measured load on an outer wing of the aircraft 2 for validation. As can be seen from FIG. 7A, with the sensor-based calculation system according to the invention according to curve II, the real measured curve III is reproduced very well, that is to say the simulated curve almost corresponds completely the actual measured course.
Die Fig. 7B zeigt die entsprechende Entwicklung der Last in Form eines skalierten Biegemomentes in Abhängigkeit von einem aktuellen Wert des Lastfaktors, das heißt die Transformation der Zeit (siehe x-Achse in Diagramm 7A) in den Lastfaktor nz= bz/g (siehe Gleichung (21)) . Der Lastfaktor ist eine Kenngrö- ße, die auch den Komfort, die Aeroelastik und die Sicherheit des Flugzeugs 2 beschreibt. Der Lastfaktor charakterisiert die Beschleunigung am Schwerpunkt des Flugzeuges 2 wieder. Auch aus Fig. 7B ist erkennbar, dass der mit dem erfindungsgemäßen Berechnungssystem 1 berechnete Verlauf gut mit dem tatsächlich gemessenen Verlauf übereinstimmt.FIG. 7B shows the corresponding development of the load in the form of a scaled bending moment in dependence on a current value of the load factor, ie the transformation of the time (see x-axis in graph 7A) in the load factor n z = b z / g ( see equation (21)). The load factor is a parameter which also describes the comfort, the aerodynamics and the safety of the aircraft 2. The load factor characterizes the acceleration at the center of gravity of the aircraft 2 again. It can also be seen from FIG. 7B that the course calculated using the calculation system 1 according to the invention agrees well with the actual measured course.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens wird ausgehend von einem Anfangsmodell, der beispielsweise dem Verlauf I in Figuren 7A, 7B entspricht, an- hand der Sensordaten das nicht-lineare Simulationsmodell automatisch adaptiert. Diese Adaption kann bei einer möglichen Ausführungsform iterativ erfolgen. Bei einer mögliche Ausführungsform erfolgt die Anpassung beziehungsweise Validierung des nicht-linearen Simulationsmodells an die von den Sensoren 3 gelieferten Sensordaten mittels eines Least Square Algorithmus (LSA) . Mit dem erfindungsgemäßen Berechnungssystem lassen sich Kenngrößen von Lasten, das heißt Kräften auf Flugzeugteile, des Passagierkomforts, das heißt beispielsweise Beschleunigungskräfte an Passagiersitzen beziehungsweise Vibrationen, aeroelastische Kenngrößen, Kenngrößen des Bordsystems sowie Kenn- und Bewegungsgrößen der Flugmechanik si- mulieren. Mit dem eingesetzten nicht-linearen Simulationsmodell kann eine ganzheitliche Optimierung verschiedener Kenngrößen erreicht werden. Beispielsweise kann ein Ingenieur gleichzeitig Kenngrößen des Passagierkomforts und aeroelastische Kenngrößen unter Berücksichtigung der Lasten des Bord- Systems 10 und der Flugmechanik optimieren. Es können z.B. die auf die Passagiersitze wirkenden Beschleunigungskräfte minimiert werden, während gleichzeitig aeroelastische Kenngrößen zur Minimierung des Materialverschleißes und zur Maxi- mierung der Flugsicherheit berechnet werden. Die Erfindung schafft somit ein integrales sensorbasiertes Berechnungssystem 1 für Lasten, Kenngrößen des Passagierkomforts und der Kabinensicherheit sowie für Bewegungsgrößen der Aeroelastik, der Strukturdynamik, der stationären und instationären Aerodynamik und der Bordsysteme von Luftfahrzeugen 2. In one possible embodiment of the method according to the invention, the non-linear simulation model is automatically adapted on the basis of an initial model which corresponds, for example, to the profile I in FIGS. 7A, 7B, on the basis of the sensor data. This adaptation can be carried out iteratively in one possible embodiment. In one possible embodiment, the adaptation or validation of the non-linear simulation model to the sensor data supplied by the sensors 3 takes place by means of a least square algorithm (LSA). With the calculation system according to the invention characteristics of loads, that is to say forces, can be determined Aircraft parts, of passenger comfort, that is to say, for example, simulate acceleration forces on passenger seats or vibrations, aeroelastic parameters, parameters of the on-board system as well as characteristics and movement variables of flight mechanics. With the non-linear simulation model used, a holistic optimization of various parameters can be achieved. For example, an engineer can simultaneously optimize passenger comfort parameters and aeroelastic characteristics taking into account the loads of the on-board system 10 and the flight mechanics. For example, the acceleration forces acting on the passenger seats can be minimized, while at the same time aeroelastic parameters for minimizing material wear and for maximizing flight safety are calculated. The invention thus provides an integral sensor-based calculation system 1 for loads, parameters of passenger comfort and cabin safety as well as for movement variables of aerodynamics, structural dynamics, stationary and transient aerodynamics and on-board systems of aircraft 2.

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e Patent claims
1. Berechnungssystem (1) für ein Luftfahrzeug (2) mit:1. A calculation system (1) for an aircraft (2) with:
(a) mindestens einem Sensor (3) zur Erfassung von ae- roelastischen und flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs (2), zur Erfassung von Positionen und Bewegungen von Steuerflächen des Luftfahrzeugs (2) oder zur Erfassung von Geschwindigkeiten von auf das Luft- fahrzeug (2) wirkenden Windböen; und mit(a) at least one sensor (3) for detecting aerodynamic and flight mechanical movement quantities of the aircraft (2), for detecting positions and movements of control surfaces of the aircraft (2) or for detecting speeds of the aircraft (2 ) acting wind gusts; and with
(b) einer Berechnungseinheit (4), die in Abhängigkeit der von den Sensoren (3) abgegebenen Sensordaten und einem nicht-linearen Simulationsmodell des Luftfahrzeugs (2) Kenngrößen des Passagierkomforts und der Kabinensicherheit sowie Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs (2) berechnet .(b) a calculation unit (4) which calculates parameters of passenger comfort and cabin safety as well as movement quantities of the aircraft (2) as a function of the sensor data output by the sensors (3) and a non-linear simulation model of the aircraft (2).
2. Berechnungssystem nach Anspruch 1, wobe i , die Berechnungseinheit (4) das nicht-lineare Simulationsmodel anhand der von den Sensoren (3) abgegebenen Sensordaten automatisch adaptiert.The calculation system according to claim 1, wherein i, the calculation unit (4) automatically adapts the non-linear simulation model based on the sensor data output from the sensors (3).
3. Berechnungssystem nach Anspruch 1, wobe i , Sensoren (3) zur Erfassung von Bewegungsgrößen eines Bordsystems (10) des Luftfahrzeugs (2) vorgesehen sind.3. A calculation system according to claim 1, wherein i, sensors (3) for detecting movement quantities of an on-board system (10) of the aircraft (2) are provided.
4. Berechnungssystem nach Anspruch 3, wobe i , das Bordsystem (10) mindestens eine bewegbare Masse zur Bedämpfung eines zugehörigen Luftfahrzeugteils des Luftfahrzeugs (2) aufweist.A calculation system according to claim 3, wherein i, the on-board system (10) comprises at least one movable mass for damping an associated aircraft part of the aircraft (2).
5. Berechnungssystem nach Anspruch 1, wobe i , die Sensoren (3) zur Erfassung von flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs (2) Deformationen von Luftfahrzeugteilen des Luftfahrzeugs (2) mes- sen .5. A calculation system according to claim 1, wherein i, the sensors (3) for detecting flight mechanical motion quantities of the aircraft (2) deformations of aircraft parts of the aircraft (2) mes- sen.
6. Berechnungssystem nach Anspruch 1, wobe i , die Sensoren (3) zur Erfassung von flugmecha- nischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs (2) und zur6. A calculation system according to claim 1, wherein i, the sensors (3) for detecting mechanical movement magnitudes of the aircraft (2) and the
Erfassung von aeroelastischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs (2) Beschleunigungs- oder Drucksensoren aufweisen .Detecting aeroelastic motion quantities of the aircraft (2) have acceleration or pressure sensors.
7. Berechnungssystem nach einem der vorangegangenen Ansprüche 1 bis 6, wobe i , die Berechungseinheit (4) in dem Luftfahrzeug (2) vorgesehen ist oder über eine drahtlose Funkschnittstelle die Sensordaten von den Sensoren (3) des Luft- fahrzeugs (2) empfängt.7. Calculation system according to one of the preceding claims 1 to 6, wherein i, the calculation unit (4) in the aircraft (2) is provided or via a wireless radio interface receives the sensor data from the sensors (3) of the aircraft (2).
8. Berechnungssystem nach einem der vorangegangenen Ansprüche 1 bis 7, wobe i , das nicht-lineare Simulationsmodell des Luft- fahrzeugs (2) aus einem Speicher (5) auslesbar ist.8. Calculation system according to one of the preceding claims 1 to 7, wherein i, the non-linear simulation model of the aircraft (2) from a memory (5) is read out.
9. Berechnungssystem nach einem der vorangegangenen Ansprüche 1 bis 8, wobe i , die Berechnungseinheit (4) an eine Eingabe- einheit (6) zur Eingabe von Parametern des Simulationsmodells des Luftfahrzeugs (2) angeschlossen ist.9. Calculation system according to one of the preceding claims 1 to 8, wherein i, the calculation unit (4) to an input unit (6) for input of parameters of the simulation model of the aircraft (2) is connected.
10. Berechnungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche 1 bis 9, wobe i , die Berechnungseinheit (4) an eine Ausgabeeinheit (7) zur Ausgabe der berechneten Kenn- und Bewegungsgrößen angeschlossen ist.10. A calculation system according to one of the preceding claims 1 to 9, wherein i, the calculation unit (4) is connected to an output unit (7) for outputting the calculated characteristic and motion variables.
11. Berechnungssystem nach einem der vorangehenden Ansprüche 3 bis 10, wobe i , das Bordsystem (10) des Luftfahrzeugs (2) in Abhängigkeit von den durch die Berechnungseinheit (4) berechneten Kenn- und Bewegungsgrößen zur Minimierung von Lastkräften und Vibrationen automatisch gesteuert wird.11. A calculation system according to one of the preceding claims 3 to 10, wherein i, the onboard system (10) of the aircraft (2) in dependence on the by the calculation unit (4) calculated characteristic and motion quantities are automatically controlled to minimize load forces and vibrations.
12. Berechnungssystem nach Anspruch 11, wobe i , das Bordsystem (10) des Luftfahrzeugs (2) für verschiedene Frequenzbereiche an- oder ausschaltbar ist.12. A calculation system according to claim 11, wherein i, the on-board system (10) of the aircraft (2) for different frequency ranges on or off.
13. Berechnungssystem nach Anspruch 11, wobe i , verschiedene an Luftfahrzeugteilen angebrachte Massen des Bordsystems (10) in Abhängigkeit von einer einstellbaren Betriebsart des Bordsystems (10) aktivierbar sind.13. A calculation system according to claim 11, wherein i, various mounted on aircraft parts masses of the on-board system (10) in response to an adjustable mode of the on-board system (10) are activated.
14. Verfahren zur Ermittlung von Kenngrößen eines Passagierkomforts und Bewegungsgrößen eines Luftfahrzeugs mit den folgenden Schritten:14. A method for determining passenger comfort parameters and movement quantities of an aircraft, comprising the following steps:
(a) Erfassen von aeroelastischen und flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs, von Positionen und Bewegungen von Steuerflächen des Luftfahrzeugs und von Geschwindigkeiten von auf das Luftfahrzeug wirkenden Windböen zum Erzeugen von Sensordaten; und(a) detecting aerodynamic aeroelastic and flight mechanical motion quantities, positions and motions of control surfaces of the aircraft, and velocities of wind gusts acting on the aircraft to generate sensor data; and
(b) Berechnen der Kenngrößen des Passagierkomforts und der Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs in Abhängigkeit von den erzeugten Sensordaten und einem gespeicherten, nicht-linearen Simulationsmodell des Luftfahrzeugs.(b) calculating the parameters of passenger comfort and aircraft motion quantities in dependence on the generated sensor data and a stored, non-linear simulation model of the aircraft.
15. Computerprogramm mit Programmbefehlen zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 14.15. Computer program with program instructions for carrying out the method according to claim 14.
16. Datenträger, der das Computerprogramm nach Anspruch 15 speichert . 16. A data carrier which stores the computer program according to claim 15.
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