JP2879946B2 - 航空機翼のフラッタ抑制システム - Google Patents
航空機翼のフラッタ抑制システムInfo
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- 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
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、航空機の主翼等におけるフラッタ現象をア
クティブ制御によって抑制するようにした航空機翼のフ
ラッタ抑制システムに関する。
クティブ制御によって抑制するようにした航空機翼のフ
ラッタ抑制システムに関する。
航空機翼のいわゆるフラッタ現象は、飛行中の気圧の
変動やエンジンの振動等、外乱によって生じ、翼構造物
の疲労破壊を進行させる。
変動やエンジンの振動等、外乱によって生じ、翼構造物
の疲労破壊を進行させる。
従来、このような問題の対策を図かったものとしてと
して、例えば翼構造物の剛性を大きくして振動や羽ばた
き現象が生じ難くしたものがある。
して、例えば翼構造物の剛性を大きくして振動や羽ばた
き現象が生じ難くしたものがある。
また、実験機レベルに採用されたものとして、制御に
より人工的にフラッタを抑制するようにしたFlutter Mo
de Control方式のものがある。このものにおいては、主
翼に通常の制御舵面の他にフラッタ抑制用の舵面および
アクチュエータを設けるともに、この主翼に取り付けら
れた加速度計によってその翼の捩れ等を検出し、その検
出信号に基づき前記フラッタ抑制用舵面を駆動して翼の
振れを減衰するようにしている（昭和60年４月、槙書店
発行の「フライトコントロール」第125〜126頁参照）。
より人工的にフラッタを抑制するようにしたFlutter Mo
de Control方式のものがある。このものにおいては、主
翼に通常の制御舵面の他にフラッタ抑制用の舵面および
アクチュエータを設けるともに、この主翼に取り付けら
れた加速度計によってその翼の捩れ等を検出し、その検
出信号に基づき前記フラッタ抑制用舵面を駆動して翼の
振れを減衰するようにしている（昭和60年４月、槙書店
発行の「フライトコントロール」第125〜126頁参照）。
しかしながら、従来の前者の航空機翼のフラッタ抑制
手法にあっては、翼構造の剛性を高めるために翼げたや
リブ等を厚くする必要があり、翼重量が増大して飛行性
能が低下してしまうという問題があった。
手法にあっては、翼構造の剛性を高めるために翼げたや
リブ等を厚くする必要があり、翼重量が増大して飛行性
能が低下してしまうという問題があった。
また、従来の後者の航空機翼のフラッタ抑制システム
にあっても、フラッタ抑制専用の舵面やアクチュエータ
を設けるために翼重量が増大し、しかも、複数の振動モ
ードに対応するために複数のフラッタ抑制専用の舵面及
びアクチュエータを設けなければならかった。
にあっても、フラッタ抑制専用の舵面やアクチュエータ
を設けるために翼重量が増大し、しかも、複数の振動モ
ードに対応するために複数のフラッタ抑制専用の舵面及
びアクチュエータを設けなければならかった。
そこで、本発明は、翼重量を増大させずにアクティブ
にフラッタを抑制することを主目的とし、複数の振動モ
ードが存在するフラッタに対しても抑止制御を可能にす
るものである。
にフラッタを抑制することを主目的とし、複数の振動モ
ードが存在するフラッタに対しても抑止制御を可能にす
るものである。
本発明は、エルロン、フラップ、スポイラ等の通常の
制御舵面を用いて上記目的を達成するものであって、制
御舵面を制御するアクチュエータと、アクチュエータへ
の動作指令信号を出力する飛行制御指令手段と、翼の変
位の計測してその測定位置に対応する信号を出力する翼
変位測定手段と、アクチュエータ動作位置、空気密度お
よび対気速度を含む情報信号に基づいて通常飛行時の翼
変位を予測し、その予測値に対応する信号を出力する通
常翼変位予測手段と、翼変位測定手段の出力信号と通常
翼変位予測手段の出力信号とを入力してそれら差信号を
出力する外乱成分推定手段と、外乱成分推定手段の出力
信号に基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行制
御指令手段の出力信号を補正する指令信号補正手段と、
を備えた航空機翼のフラッタ抑制システムであって、前
記翼変位測定手段が、翼構造物の応力による歪みを検出
するセンサと、そのセンサの出力信号およびその検出部
位の翼構造特性に基づいて所定点における実際の翼変位
を演算する実変位演算手段と、と含み、前記通常翼変位
予測手段が、前記アクチュエータ動作位置、空気密度及
び対気速度と揚力との関係、並びに、揚力と翼構造特性
との関係に基づいて前記所定点における通常飛行時の翼
変位予測値を演算する予測演算手段と、この演算手段へ
の前記アクチュエータ動作位置、空気密度および対気速
度を含む情報信号を出力するエビオニクスと、を含み、 前記指令信号補正手段が、前記外乱成分推定手段の出
力信号が入力される状態観測器を含み、この観測器の演
算回路から前記所定点における外乱による状態量の推定
信号を出力し、これを前記補正信号としたことを特徴と
するもの、 または、前記舵面と前記アクチュエータとの対が前記
翼に複数個所設けられ、前記飛行制御指令手段が各アク
チュエータにそれぞれの動作指令信号を出力し、前記翼
変位測定手段のセンサが翼の構造物の複数個所に設けら
れるとともに、前記実変位演算手段が各センサ出力を１
つの信号列ベクトルに変換するマルチプレクサと、この
マルチプレクサから出力される信号列ベクトルを翼構造
特性に基づき複数の前記所定点に対応する翼変位列ベク
トルに変換する演算回路とを有し、前記通常翼変位予測
手段の予測値演算手段が、各アクチュエータへの動作指
令信号を１つの信号列ベクトルに変換するマルチプレク
サと、このマルチプレクサから出力される信号列ベクト
ルおよび前記エビオニクスからの前記情報信号に基づい
て演算を行い、揚力予測値列ベクトルを出力する揚力演
算回路と、揚力演算回路の出力信号を翼構造特性に基づ
き複数の前記所定点に対応する翼変位予測値列ベクトル
に変換する演算回路とを有し、前記指令信号補正手段
が、前記状態量の推定信号列ベクトルを出力し、これに
所望のフィードバックゲインを乗じたものをデマルチプ
レクサを介して個々のアクチュエータ動作指令信号に対
応する補正信号とすることを特徴とするものでもよい。
制御舵面を用いて上記目的を達成するものであって、制
御舵面を制御するアクチュエータと、アクチュエータへ
の動作指令信号を出力する飛行制御指令手段と、翼の変
位の計測してその測定位置に対応する信号を出力する翼
変位測定手段と、アクチュエータ動作位置、空気密度お
よび対気速度を含む情報信号に基づいて通常飛行時の翼
変位を予測し、その予測値に対応する信号を出力する通
常翼変位予測手段と、翼変位測定手段の出力信号と通常
翼変位予測手段の出力信号とを入力してそれら差信号を
出力する外乱成分推定手段と、外乱成分推定手段の出力
信号に基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行制
御指令手段の出力信号を補正する指令信号補正手段と、
を備えた航空機翼のフラッタ抑制システムであって、前
記翼変位測定手段が、翼構造物の応力による歪みを検出
するセンサと、そのセンサの出力信号およびその検出部
位の翼構造特性に基づいて所定点における実際の翼変位
を演算する実変位演算手段と、と含み、前記通常翼変位
予測手段が、前記アクチュエータ動作位置、空気密度及
び対気速度と揚力との関係、並びに、揚力と翼構造特性
との関係に基づいて前記所定点における通常飛行時の翼
変位予測値を演算する予測演算手段と、この演算手段へ
の前記アクチュエータ動作位置、空気密度および対気速
度を含む情報信号を出力するエビオニクスと、を含み、 前記指令信号補正手段が、前記外乱成分推定手段の出
力信号が入力される状態観測器を含み、この観測器の演
算回路から前記所定点における外乱による状態量の推定
信号を出力し、これを前記補正信号としたことを特徴と
するもの、 または、前記舵面と前記アクチュエータとの対が前記
翼に複数個所設けられ、前記飛行制御指令手段が各アク
チュエータにそれぞれの動作指令信号を出力し、前記翼
変位測定手段のセンサが翼の構造物の複数個所に設けら
れるとともに、前記実変位演算手段が各センサ出力を１
つの信号列ベクトルに変換するマルチプレクサと、この
マルチプレクサから出力される信号列ベクトルを翼構造
特性に基づき複数の前記所定点に対応する翼変位列ベク
トルに変換する演算回路とを有し、前記通常翼変位予測
手段の予測値演算手段が、各アクチュエータへの動作指
令信号を１つの信号列ベクトルに変換するマルチプレク
サと、このマルチプレクサから出力される信号列ベクト
ルおよび前記エビオニクスからの前記情報信号に基づい
て演算を行い、揚力予測値列ベクトルを出力する揚力演
算回路と、揚力演算回路の出力信号を翼構造特性に基づ
き複数の前記所定点に対応する翼変位予測値列ベクトル
に変換する演算回路とを有し、前記指令信号補正手段
が、前記状態量の推定信号列ベクトルを出力し、これに
所望のフィードバックゲインを乗じたものをデマルチプ
レクサを介して個々のアクチュエータ動作指令信号に対
応する補正信号とすることを特徴とするものでもよい。
本発明では、翼の変位を実測する翼変位測定手段の出
力信号と、外乱のない通常飛行時の翼変位を予測する通
常翼変位予測手段の出力信号との差信号から、外乱によ
る翼変位の成分が推定され、この外乱成分推定手段の出
力信号に基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行
制御指令手段の出力信号が補正される。したがって、通
常の舵面制御用アクチュエータを使用してアクティブな
フラッタ抑制制御がなされ、通常の舵面制御を損なうこ
となく、翼重量を増大させずにフラッタが抑制される。
力信号と、外乱のない通常飛行時の翼変位を予測する通
常翼変位予測手段の出力信号との差信号から、外乱によ
る翼変位の成分が推定され、この外乱成分推定手段の出
力信号に基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行
制御指令手段の出力信号が補正される。したがって、通
常の舵面制御用アクチュエータを使用してアクティブな
フラッタ抑制制御がなされ、通常の舵面制御を損なうこ
となく、翼重量を増大させずにフラッタが抑制される。
また、翼構造物の歪みの検出信号および翼構造特性に
基づいて所定点における実際の翼変位を測定するととも
に、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力
と翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通
常飛行時の翼変位を予測し、外乱成分推定手段の出力信
号を入力する状態観測器の演算回路から前記所定点にお
ける外乱による状態量の推定信号を出力してこれに所望
のフィードバックゲインを乗じて前記補正信号とするの
で、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現できる。
基づいて所定点における実際の翼変位を測定するととも
に、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力
と翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通
常飛行時の翼変位を予測し、外乱成分推定手段の出力信
号を入力する状態観測器の演算回路から前記所定点にお
ける外乱による状態量の推定信号を出力してこれに所望
のフィードバックゲインを乗じて前記補正信号とするの
で、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現できる。
さらに、舵面とアクチュエータとの対を翼に複数個所
設けるとともに、前記歪センサを翼の構造物の全体に亘
る複数個所であって振動のノード（node）に一致しない
位置にそれぞれ設けると、簡単な構成により、複数の振
動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制御が
可能になる。
設けるとともに、前記歪センサを翼の構造物の全体に亘
る複数個所であって振動のノード（node）に一致しない
位置にそれぞれ設けると、簡単な構成により、複数の振
動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制御が
可能になる。
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
第１図は本発明の第１実施例を示す図である。
第１図において、１は航空機であり、航空機１の主翼
である翼２にはエルロン、フラップ、スポイラー等の複
数の制御舵面、例えば３つの制御舵面3A、3B、3Cと、こ
られの制御舵面3A〜3Cを制御するアクチュエータ11A、1
1B、11Cとが設けられている。各アクチュエータ11A〜11
Cはアクチュエータコントローラ12A、12B、12Cに接続さ
れており、これらのコントローラ12A〜12Cは信号入力回
路13から与えられる動作指令信号に従って各アクチュエ
ータ11A〜11Cを制御する。
である翼２にはエルロン、フラップ、スポイラー等の複
数の制御舵面、例えば３つの制御舵面3A、3B、3Cと、こ
られの制御舵面3A〜3Cを制御するアクチュエータ11A、1
1B、11Cとが設けられている。各アクチュエータ11A〜11
Cはアクチュエータコントローラ12A、12B、12Cに接続さ
れており、これらのコントローラ12A〜12Cは信号入力回
路13から与えられる動作指令信号に従って各アクチュエ
ータ11A〜11Cを制御する。
21は、翼２の変位を実測してその測定値に対応する信
号を出力する翼変位測定手段であり、この翼変位測定手
段21は、各制御舵面3A〜3Cの近傍において翼構造物（詳
細は図示しないが、例えば翼げたやリブ）の応力による
歪みを検出するセンサ22A、22B、22Cと、そのセンサ22A
〜22Cの出力信号およびその検出部位の翼構造特性に基
づいて所定点における実際の翼２の変位を演算する実変
位演算手段23とを含んでなり、実変位演算手段23はその
演算結果に対応する信号、例えば図中太線で示す多重信
号を外乱成分推定手段31に出力する。なお、センサ22A
〜22Cはその取り付け位置が翼２の任意のフラッターモ
ードにおける振動のノード（node）と一致しないように
している。
号を出力する翼変位測定手段であり、この翼変位測定手
段21は、各制御舵面3A〜3Cの近傍において翼構造物（詳
細は図示しないが、例えば翼げたやリブ）の応力による
歪みを検出するセンサ22A、22B、22Cと、そのセンサ22A
〜22Cの出力信号およびその検出部位の翼構造特性に基
づいて所定点における実際の翼２の変位を演算する実変
位演算手段23とを含んでなり、実変位演算手段23はその
演算結果に対応する信号、例えば図中太線で示す多重信
号を外乱成分推定手段31に出力する。なお、センサ22A
〜22Cはその取り付け位置が翼２の任意のフラッターモ
ードにおける振動のノード（node）と一致しないように
している。
外乱成分推定手段31は、翼変位測定手段21の出力信号
と後述する通常翼変位予測手段41の出力信号とを入力し
て、それらの差信号を外乱による翼２の変位成分を推定
するための信号として出力する。
と後述する通常翼変位予測手段41の出力信号とを入力し
て、それらの差信号を外乱による翼２の変位成分を推定
するための信号として出力する。
通常翼変位予測手段41は、アクチュエータ１の動作位
置、空気密度、飛行速度（対気速度）等の各種情報信号
を出力するエビオニクス42（機上搭載の航法制御機器、
計器、通信機器類）と、このエビオンニクス42からの各
種情報データと揚力との関係、揚力と翼２の構造特性と
の関係、並びに飛行制御手段51の出力指令信号に基づい
て前記所定点における通常飛行時の翼２の変位予測値を
演算する予測値演算手段43とを含んでなり、その予測値
に対応する信号を外乱成分推定手段31に出力する。
置、空気密度、飛行速度（対気速度）等の各種情報信号
を出力するエビオニクス42（機上搭載の航法制御機器、
計器、通信機器類）と、このエビオンニクス42からの各
種情報データと揚力との関係、揚力と翼２の構造特性と
の関係、並びに飛行制御手段51の出力指令信号に基づい
て前記所定点における通常飛行時の翼２の変位予測値を
演算する予測値演算手段43とを含んでなり、その予測値
に対応する信号を外乱成分推定手段31に出力する。
61は、外乱成分推定手段31の出力信号に基づき、外乱
による翼２の変位を相殺するように飛行制御指令手段51
の出力信号を補正する指令信号補正手段である。この指
令信号補正手段61は、外乱成分推定手段31の出力信号
（前記差信号）が入力される状態観測器62（この状態観
測器の出力部には、所望の減衰性と収束性から求められ
るフィードバックゲイン乗算回路が付加されている）
と、飛行制御指令手段51の出力指令信号及び状態観測器
62の出力信号（上記フィードバックゲインが乗ぜられた
もの。以下第１実施例において同じ）を入力する演算回
路63とを含んでなり、この状態観測器62内の処理部（詳
細は図示していない）によって前記所定点における外乱
による翼２の状態量の推定信号が演算回路63に出力さ
れ、その推定値号によって飛行制御指令手段51からの指
令信号が補正されるようになっている。
による翼２の変位を相殺するように飛行制御指令手段51
の出力信号を補正する指令信号補正手段である。この指
令信号補正手段61は、外乱成分推定手段31の出力信号
（前記差信号）が入力される状態観測器62（この状態観
測器の出力部には、所望の減衰性と収束性から求められ
るフィードバックゲイン乗算回路が付加されている）
と、飛行制御指令手段51の出力指令信号及び状態観測器
62の出力信号（上記フィードバックゲインが乗ぜられた
もの。以下第１実施例において同じ）を入力する演算回
路63とを含んでなり、この状態観測器62内の処理部（詳
細は図示していない）によって前記所定点における外乱
による翼２の状態量の推定信号が演算回路63に出力さ
れ、その推定値号によって飛行制御指令手段51からの指
令信号が補正されるようになっている。
このような構成の本実施例においては、航空機１の飛
行時には翼２の変位を実測する翼変位測定手段21から外
乱成分推定手段31に測定信号が出力され、一方、外乱の
ない通常飛行時の翼２の変位を予測する通常翼変位予測
手段41からも外乱成分推定手段31へ信号が出力され、こ
れらの差信号が指令信号補正手段61に出力される。すな
わち、翼変位測定手段21が、翼２を構成する構造物の歪
みの検出信号および翼構造特性に基づいて所定点におけ
る実際の翼変位を測定するとともに、通常翼変位予測手
段41が、航空機１の飛行状態及び環境情報等と揚力との
関係、並びに揚力と翼構造特性との関係に基づいて前記
所定点における通常飛行時の翼変位を予測し、更に、こ
れらの差信号が外乱成分推定手段31から指令信号補正手
段61に与えられる。そして、指令信号補正手段61の状態
観測器62によりこの外乱成分推定手段31の出力信号に基
いて外乱による翼２の変位状態が推定されるとともに、
前記所定点における外乱による状態量の推定信号が出力
され、これを補正信号として、演算回路63により外乱に
よる翼２の変位を相殺するよう飛行制御指令手段51から
の出力信号が補正される。したがって、翼２が気圧変動
や突風等の外乱を受けると、通常の舵面制御用アクチュ
エータ11A〜11Cを使用してアクティブなフラッタ抑制制
御が的確できめ細かになされ、しかも、大きな外乱がな
い通常飛行時の舵面制御を損なうこともない。
行時には翼２の変位を実測する翼変位測定手段21から外
乱成分推定手段31に測定信号が出力され、一方、外乱の
ない通常飛行時の翼２の変位を予測する通常翼変位予測
手段41からも外乱成分推定手段31へ信号が出力され、こ
れらの差信号が指令信号補正手段61に出力される。すな
わち、翼変位測定手段21が、翼２を構成する構造物の歪
みの検出信号および翼構造特性に基づいて所定点におけ
る実際の翼変位を測定するとともに、通常翼変位予測手
段41が、航空機１の飛行状態及び環境情報等と揚力との
関係、並びに揚力と翼構造特性との関係に基づいて前記
所定点における通常飛行時の翼変位を予測し、更に、こ
れらの差信号が外乱成分推定手段31から指令信号補正手
段61に与えられる。そして、指令信号補正手段61の状態
観測器62によりこの外乱成分推定手段31の出力信号に基
いて外乱による翼２の変位状態が推定されるとともに、
前記所定点における外乱による状態量の推定信号が出力
され、これを補正信号として、演算回路63により外乱に
よる翼２の変位を相殺するよう飛行制御指令手段51から
の出力信号が補正される。したがって、翼２が気圧変動
や突風等の外乱を受けると、通常の舵面制御用アクチュ
エータ11A〜11Cを使用してアクティブなフラッタ抑制制
御が的確できめ細かになされ、しかも、大きな外乱がな
い通常飛行時の舵面制御を損なうこともない。
以上のように、本実施例においては、既存のフライト
コントロール舵面（制御舵面）を用いてアクティグなフ
ラッタ抑制制御をすることができ、従来のようにフラッ
タサプレッサー等の専用舵面を設ける必要がない。した
がって、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッ
タを抑制することができる。また、本実施例において
は、複数の翼部位の変位を計測するとともに複数の制御
舵面３によって制御を行うので、複数の振動モードが存
在するフラッタに対して抑制制御が可能である。さら
に、フラッタ抑制のみならず、突風等により翼構造物に
発生する応力の軽減（GUST LOAD ALLEVIATIONにおいて
も）にも効果がある。
コントロール舵面（制御舵面）を用いてアクティグなフ
ラッタ抑制制御をすることができ、従来のようにフラッ
タサプレッサー等の専用舵面を設ける必要がない。した
がって、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッ
タを抑制することができる。また、本実施例において
は、複数の翼部位の変位を計測するとともに複数の制御
舵面３によって制御を行うので、複数の振動モードが存
在するフラッタに対して抑制制御が可能である。さら
に、フラッタ抑制のみならず、突風等により翼構造物に
発生する応力の軽減（GUST LOAD ALLEVIATIONにおいて
も）にも効果がある。
第２、３図は本発明の第２実施例を示す図である。な
お、第実施例において上述例と同一若しくは相当する構
成には同一符号を付してその説明を省略する。
お、第実施例において上述例と同一若しくは相当する構
成には同一符号を付してその説明を省略する。
第２、３図において、翼２には、図示しない舵面３と
アクチュエータ11との対がｎ箇所（複数）設けられ、飛
行制御指令手段51が各アクチュエータにそれぞれの動作
指令信号c1〜cnを出力するようになっている。
アクチュエータ11との対がｎ箇所（複数）設けられ、飛
行制御指令手段51が各アクチュエータにそれぞれの動作
指令信号c1〜cnを出力するようになっている。
この翼２の状態方程式は、次のように表すことができ
る。
る。
但し これを簡単にすると、次式（２）で表すことができ
る。
る。
第３図に示すように、翼変位測定手段21は、例えば翼
２の捩り中心に沿って左右の片側でｎ個設されたストレ
インゲージ等の歪センサ221〜22nと、実変位演算手段23
を含んでなる。この場合、フラッタによる測定部位の振
動モードが２次元的であると仮定しており、任意のセン
サ221〜22nの出力とそれに隣接する部位の変位は、次の
ような関係となる。
２の捩り中心に沿って左右の片側でｎ個設されたストレ
インゲージ等の歪センサ221〜22nと、実変位演算手段23
を含んでなる。この場合、フラッタによる測定部位の振
動モードが２次元的であると仮定しており、任意のセン
サ221〜22nの出力とそれに隣接する部位の変位は、次の
ような関係となる。
ここで、θは隣接する測定部位間のバネ定数、φは各
センサ22の出力であり、これをまとめると、次式が得ら
れる。
センサ22の出力であり、これをまとめると、次式が得ら
れる。
但し すなわち、翼変位は として求めることができる。したがって、実変位演算手
段23は、各センサ221〜22nの出力を１つの信号列ベクト
ルφ（ｎ×１）に変換する、すなわちデータ転送線を時
分割的に多量化してｎ個のデータを転送可能にする公知
のマルチプレクサ24と、このマルチプレクサ24から出力
される信号列ベクトル を翼構造特性に基づいて複数の前記所定点における翼変
位列ベクトルρ（ｎ×１）に変換する演算回路25とを
有している。なお、上式（４）は３次元的に拡張するこ
とができる。
段23は、各センサ221〜22nの出力を１つの信号列ベクト
ルφ（ｎ×１）に変換する、すなわちデータ転送線を時
分割的に多量化してｎ個のデータを転送可能にする公知
のマルチプレクサ24と、このマルチプレクサ24から出力
される信号列ベクトル を翼構造特性に基づいて複数の前記所定点における翼変
位列ベクトルρ（ｎ×１）に変換する演算回路25とを
有している。なお、上式（４）は３次元的に拡張するこ
とができる。
また、本実施例いおいては、通常のフライトコントロ
ール舵面（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をする
ため、フライトコントロールとフラッタコントロールと
が制御上で干渉しないようにする必要がある。そこで、
飛行速度やエアデータ等エビオニクス42から出力される
情報及び各アクチュエータ11の制御位置情報からフライ
トコントロール動作による翼変位を予測する。なお、フ
ライトコントロール動作による各部位へのリフト量は、 L(m)＝ζmνv2Gmcm ……（５） 但し、ζm：各舵面固有の定数（１≦ｍ≦ｎ） ν：空気密度 V:対気速度 Gm：各アクチュエータのサーボゲイン cm：アクチュエータ作動指令信号 となり、式（５）を上述の（２）式に代入すると、予測
変位を求めることができる。
ール舵面（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をする
ため、フライトコントロールとフラッタコントロールと
が制御上で干渉しないようにする必要がある。そこで、
飛行速度やエアデータ等エビオニクス42から出力される
情報及び各アクチュエータ11の制御位置情報からフライ
トコントロール動作による翼変位を予測する。なお、フ
ライトコントロール動作による各部位へのリフト量は、 L(m)＝ζmνv2Gmcm ……（５） 但し、ζm：各舵面固有の定数（１≦ｍ≦ｎ） ν：空気密度 V:対気速度 Gm：各アクチュエータのサーボゲイン cm：アクチュエータ作動指令信号 となり、式（５）を上述の（２）式に代入すると、予測
変位を求めることができる。
具体的には、前記の なる。
すなわち、通常翼変位予測手段41の予測値演算手段43
は、各アクチュエータ11への動作指令信号c1〜cnを１つ
の信号列ベクトルに変換するマルチプレクサ44及び複数
の係数回路45と、このマルチプレクサ44から出力される
信号列ベクトル及びエビオニクス42からの情報信号νv2
等に基づいて演算し、揚力予測値列ベクトル を出力する揚力演算回路46と、揚力演算回路46の出力信
号 を翼構造特性に基づき複数の前記所定点に対応した翼変
位予測値列ベクトル に変換する演算回路47とを有している。
は、各アクチュエータ11への動作指令信号c1〜cnを１つ
の信号列ベクトルに変換するマルチプレクサ44及び複数
の係数回路45と、このマルチプレクサ44から出力される
信号列ベクトル及びエビオニクス42からの情報信号νv2
等に基づいて演算し、揚力予測値列ベクトル を出力する揚力演算回路46と、揚力演算回路46の出力信
号 を翼構造特性に基づき複数の前記所定点に対応した翼変
位予測値列ベクトル に変換する演算回路47とを有している。
前記通常翼変位予測手段41の予測結果 を、翼変位測定手段21による測定結果 から差し引くと、外乱による応答成分を取り出すことが
できる。そして、これを後述する（６）式のフィードバ
ック系に状態量として与えることにより、フライトコン
トロール動作に緩衝しないフラッタ制御を実現できる。
できる。そして、これを後述する（６）式のフィードバ
ック系に状態量として与えることにより、フライトコン
トロール動作に緩衝しないフラッタ制御を実現できる。
以下、本実施例で用いる制御方式の一般的説明を行
う。ただし、以下におけるｘは、上記外乱による翼変位
置であり、前述の（１）式で表わすｘ、すなわち飛行時
の通常翼変位置と外乱による翼変位置を含むｘとは異な
る。
う。ただし、以下におけるｘは、上記外乱による翼変位
置であり、前述の（１）式で表わすｘ、すなわち飛行時
の通常翼変位置と外乱による翼変位置を含むｘとは異な
る。
但し、 なお、ここで、フィードバックゲインマトリックスＦの
決定については、最適レギュレータや極配置指定等の公
知の制御理論によって求めることができる。また、内部
状態量ｘを用いると、測定される翼変位ベクトルは となる。
決定については、最適レギュレータや極配置指定等の公
知の制御理論によって求めることができる。また、内部
状態量ｘを用いると、測定される翼変位ベクトルは となる。
上述のように、状態量 は変位ρｍ及びその微分値ｍ（１≦ｍ≦ｎ）が含まれ
ており、ｍの推定に関してはアナログ回路によりρｍ
の微分を実行することも考えられるが、ノイズ等の影響
を考慮し、状態観測器（STATE OBSERVER）62を使用して
推定する。すなわち指令信号補正手段61は次式（７）で
表される状態観測器62を有している。
ており、ｍの推定に関してはアナログ回路によりρｍ
の微分を実行することも考えられるが、ノイズ等の影響
を考慮し、状態観測器（STATE OBSERVER）62を使用して
推定する。すなわち指令信号補正手段61は次式（７）で
表される状態観測器62を有している。
但し、ここで、 は実測される変位ベクトル に推定した変位ベクトル がいかに速く収束するかを決定するゲインマトリックス
である。なお、この の決定については、カルマンフィルター等の公知理論を
応用することができる。
である。なお、この の決定については、カルマンフィルター等の公知理論を
応用することができる。
また、指令信号補正手段61は、前記状態量（内部状態
変数ベクトル） の推定信号ベクトル にフィードバックゲイン をかけた信号 を出力し、これをデルマチプレクサ65を介して個々のア
クチュエータ動作指令信号に対応する補正信号とするよ
うになっている。
変数ベクトル） の推定信号ベクトル にフィードバックゲイン をかけた信号 を出力し、これをデルマチプレクサ65を介して個々のア
クチュエータ動作指令信号に対応する補正信号とするよ
うになっている。
このように、本実施例では、複数のセンサ221〜22nを
使用して翼変位が測定され、通常のフライトコントロー
ル動作に干渉しないよう制御舵面３を使ってフラッタ抑
制制御が行われる。そして、その全体構造は次のように
表すことができる。
使用して翼変位が測定され、通常のフライトコントロー
ル動作に干渉しないよう制御舵面３を使ってフラッタ抑
制制御が行われる。そして、その全体構造は次のように
表すことができる。
但し、 L(m):m番目の制御舵面の揚力予測値 L(m)＝ζｍνv2Gmcm（１≦ｍ≦ｎ） ζm:m番目の制御舵面に固有の定数 ν：空気密度 V:対気速度 Gm：各アクチュエータのサーボゲイン cm：アクチュエータ作動指令信号 本実施例においても、既存のフライトコントロール舵
面（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をすることが
でき、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッタ
をアクティブに抑制制御することができ、第１実施例と
同様の効果を得ることができる。更に、本実施例の制御
アルゴリズムを既存のフライトコントロール制御則にパ
ッケージ的に付加して、独立性の高い制御系を実現でき
る。また、制御舵面３とアクチュエータ11の対を翼２に
複数箇所設けるとともに、これに対応する複数のセンサ
221〜22nを設け、システム全体の内部状態変数を総合的
に推定しているので、１次モードのみならず、複数の振
動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制御が
可能になる。
面（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をすることが
でき、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッタ
をアクティブに抑制制御することができ、第１実施例と
同様の効果を得ることができる。更に、本実施例の制御
アルゴリズムを既存のフライトコントロール制御則にパ
ッケージ的に付加して、独立性の高い制御系を実現でき
る。また、制御舵面３とアクチュエータ11の対を翼２に
複数箇所設けるとともに、これに対応する複数のセンサ
221〜22nを設け、システム全体の内部状態変数を総合的
に推定しているので、１次モードのみならず、複数の振
動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制御が
可能になる。
本発明によれば、通常の舵面制御用アクチュエータを
使用してアクティブなフラッタ抑制制御を行い、翼重量
を増大させずにフラッタを抑制することができる。
使用してアクティブなフラッタ抑制制御を行い、翼重量
を増大させずにフラッタを抑制することができる。
また、翼構造物の歪みの検出信号および翼構造特性に
基づいて所定点における実際の翼変位を測定するととも
に、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力
と翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通
常飛行時の翼変位を予測し、両変位信号の差信号を入力
する状態観測器から前記所定点における外乱による状態
量の推定信号を出力してこれを前記補正信号とするよう
にすれば、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現で
きる。
基づいて所定点における実際の翼変位を測定するととも
に、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力
と翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通
常飛行時の翼変位を予測し、両変位信号の差信号を入力
する状態観測器から前記所定点における外乱による状態
量の推定信号を出力してこれを前記補正信号とするよう
にすれば、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現で
きる。
さらに、舵面とアクチュエータとの対を翼に複数箇所
設けるとともに、前記歪センサを複数設けることによ
り、簡単な構成で、複数の振動モードが存在するフラッ
タに対してもその抑止制御を可能にすることができる。
設けるとともに、前記歪センサを複数設けることによ
り、簡単な構成で、複数の振動モードが存在するフラッ
タに対してもその抑止制御を可能にすることができる。
第１図は本発明に係る航空機翼のフラッタ抑制システム
の第１実施例を示すその構成図であり、第２、３図は本
発明に係る航空機翼のフラッタ抑制システムの第２実施
例を示す図であり、第２図はその構成図、第３図はその
センサと翼変位の関係を示す摸式図である。 １……航空機、２……翼、3A〜3C、３……制御舵面、11
A〜11C、11……アクチュエータ、21……翼変位測定手
段、22A〜22C、221〜22n……センサ、23……実変位演算
手段、24……マルチプレクサ、25……演算回路、31……
外乱成分推定手段、41……通常翼変位予測手段、42……
エビオニクス、43……予測値演算手段、44……マルチプ
レクサ、46……揚力演算回路、47……演算回路、51……
飛行制御指令手段、61……指令信号補正手段、62……状
態観測器、63……演算回路、65……デマルチプレクサ。
の第１実施例を示すその構成図であり、第２、３図は本
発明に係る航空機翼のフラッタ抑制システムの第２実施
例を示す図であり、第２図はその構成図、第３図はその
センサと翼変位の関係を示す摸式図である。 １……航空機、２……翼、3A〜3C、３……制御舵面、11
A〜11C、11……アクチュエータ、21……翼変位測定手
段、22A〜22C、221〜22n……センサ、23……実変位演算
手段、24……マルチプレクサ、25……演算回路、31……
外乱成分推定手段、41……通常翼変位予測手段、42……
エビオニクス、43……予測値演算手段、44……マルチプ
レクサ、46……揚力演算回路、47……演算回路、51……
飛行制御指令手段、61……指令信号補正手段、62……状
態観測器、63……演算回路、65……デマルチプレクサ。
Claims (2)
- 【請求項１】航空機の翼に設けられた制御舵面を制御す
るアクチュエータと、 アクチュエータへの動作指令信号を出力する飛行制御指
令手段と、 翼の変位を実測してその測定値に対応する信号を出力す
る翼変位測定手段と、 飛行制御指令手段の出力信号並びにアクチュエータ動作
位置、空気密度および対気速度を含む情報信号に基づい
て通常飛行時の翼変位を予測し、その予測値に対応する
信号を出力する通常翼変位予測手段と、 翼変位測定手段の出力信号と通常翼変位予測手段の出力
信号とを入力してそれらの差信号を出力する外乱成分推
定手段と、 外乱成分推定手段の出力信号に基づき、外乱による翼変
位を相殺するよう飛行制御指令手段の出力信号を補正す
る指令信号補正手段と、 を備えた航空機翼のフラッタ抑制システムであって、 前記翼変位測定手段が、翼構造物の応力による歪みを検
出するセンサと、そのセンサの出力信号およびその検出
部位の翼構造特性に基づいて所定点における実際の翼変
位を演算する実変位演算手段と、を含み、 前記通常翼変位予測手段が、前記アクチュエータ動作位
置、空気密度及び対気速度と揚力との関係、並びに、揚
力と翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における
通常飛行時の翼変位予測値を演算する予測演算手段と、
この演算手段への前記アクチュエータ動作位置、空気密
度および対気速度を含む情報信号を出力するエビオニク
スと、を含み、 前記指令信号補正手段が、前記外乱成分推定手段の出力
信号が入力される状態観測器を含み、この観測器の演算
回路から前記所定点における外乱による状態量の推定信
号を出力し、これを前記補正信号としたことを特徴とす
る航空機翼のフラッタ抑制システム。 - 【請求項２】前記舵面と前記アクチュエータとの対が前
記翼に複数箇所設けられ、 前記飛行制御指令手段が各アクチュエータにそれぞれの
動作指令信号を出力し、 前記翼変位測定手段のセンサが翼の構造物の複数個所に
設けられるとともに、 前記実変位演算手段が各センサ出力を１つの信号別ベク
トルに変換するマルチプレクサと、このマルチプレクサ
から出力される信号列ベクトルを翼構造特性に基づき複
数の前記所定点に対応する翼変位列ベクトルに変換する
演算回路とを有し、 前記通常翼変位予測手段の予測値演算手段が、各アクチ
ュエータへの動作指令信号を１つの信号列ベクトルに変
換するマルチプレクサと、このマルチプレクサから出力
される信号列ベクトルおよび前記エビオニクスからの前
記情報信号に基づいて演算を行い、揚力予測値列ベクト
ルを出力する揚力演算回路と、揚力演算回路の出力信号
を翼構造特性に基づき複数の前記所定点に対応する翼変
位予測値列ベクトルに変換する演算回路とを有し 前記指令信号補正手段が、前記状態量の推定信号列ベク
トルを出力し、これに所望のフィードバックゲインを乗
じたものをデマルチプレクサを介して個々のアクチュエ
ータ動作指令信号に対応する補正信号とすることを特徴
とする請求項１記載の航空機翼のフラッタ抑制システ
ム。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2146447A JP2879946B2 (ja) | 1990-06-04 | 1990-06-04 | 航空機翼のフラッタ抑制システム |
| US07/708,389 US5135186A (en) | 1990-06-04 | 1991-05-31 | Flutter control system for aircraft wings |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2146447A JP2879946B2 (ja) | 1990-06-04 | 1990-06-04 | 航空機翼のフラッタ抑制システム |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0439197A JPH0439197A (ja) | 1992-02-10 |
| JP2879946B2 true JP2879946B2 (ja) | 1999-04-05 |
Family
ID=15407851
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2146447A Expired - Fee Related JP2879946B2 (ja) | 1990-06-04 | 1990-06-04 | 航空機翼のフラッタ抑制システム |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5135186A (ja) |
| JP (1) | JP2879946B2 (ja) |
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| US5458304A (en) * | 1992-08-26 | 1995-10-17 | Gilbert; Raymond D. | Disk spoiler system |
| JPH09504490A (ja) * | 1993-05-06 | 1997-05-06 | グラマン エアロスペース コーポレーション | 構造体の形状の制御装置および方法 |
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 金井喜美雄著、「フライトコントロール」槇書店 １９８５年４月２５日 Ｐ１７９−１８７ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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