JPH04258733A - 航空機の地上試験方法 - Google Patents
航空機の地上試験方法Info
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- JPH04258733A JPH04258733A JP3018815A JP1881591A JPH04258733A JP H04258733 A JPH04258733 A JP H04258733A JP 3018815 A JP3018815 A JP 3018815A JP 1881591 A JP1881591 A JP 1881591A JP H04258733 A JPH04258733 A JP H04258733A
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- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 6
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Landscapes
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機の制御・構造連
成振動を地上で確認する航空機の地上試験方法に関する
。
成振動を地上で確認する航空機の地上試験方法に関する
。
【０００２】
【従来の技術】航空機では、機体運動を制御するために
舵面を作動させると、弾性体としての機体の構造振動が
誘起される。機体に取付けられている運動量センサ（角
速度センサ、加速度センサ等）は、剛体としての機体運
動による加速度等を検知して舵等の航空機の制御系へフ
ィードバックするようになっているが、前記のように舵
面作動時には、運動量センサは弾性体としての機体の構
造振動のモードと剛体としての機体運動の両者を検出す
ることゝする。このように、機体に取付けられた運動量
センサが、弾性体としての機体の構造振動モードを検出
し、これを舵等の制御系にフィードバックすることによ
って、制御系が前記構造振動モードの固有振動数で振動
する制御・構造物連成振動が発生し、機体の姿勢制御が
不可能となり飛行安全を確保することができない事態が
起る可能性がある。
舵面を作動させると、弾性体としての機体の構造振動が
誘起される。機体に取付けられている運動量センサ（角
速度センサ、加速度センサ等）は、剛体としての機体運
動による加速度等を検知して舵等の航空機の制御系へフ
ィードバックするようになっているが、前記のように舵
面作動時には、運動量センサは弾性体としての機体の構
造振動のモードと剛体としての機体運動の両者を検出す
ることゝする。このように、機体に取付けられた運動量
センサが、弾性体としての機体の構造振動モードを検出
し、これを舵等の制御系にフィードバックすることによ
って、制御系が前記構造振動モードの固有振動数で振動
する制御・構造物連成振動が発生し、機体の姿勢制御が
不可能となり飛行安全を確保することができない事態が
起る可能性がある。
【０００３】従って、地上において可能な限りこの制御
・構造連成振動の確認試験を実施して、適切な運動量セ
ンサの設置位置の設定（構造振動の節に設定する等）や
制御系を含めた適切なゲイン余裕の設定等の措置を講じ
て、前記機体の構造振動の制御系への影響を許容レベル
以下に抑えるようにする必要がある。
・構造連成振動の確認試験を実施して、適切な運動量セ
ンサの設置位置の設定（構造振動の節に設定する等）や
制御系を含めた適切なゲイン余裕の設定等の措置を講じ
て、前記機体の構造振動の制御系への影響を許容レベル
以下に抑えるようにする必要がある。
【０００４】前記の制御・構造連成振動の地上における
確認試験においては、機体を脚（例えば前脚１個及び主
脚２個）によって自立させ、又は通常３点以上において
スリングで支持する方式が用いられ、このように自立又
は支持された機体の入力相当点にジャーク入力して弾性
体としての機体の構造振動を発生させて制御・構造連成
振動を確認するようにしている。
確認試験においては、機体を脚（例えば前脚１個及び主
脚２個）によって自立させ、又は通常３点以上において
スリングで支持する方式が用いられ、このように自立又
は支持された機体の入力相当点にジャーク入力して弾性
体としての機体の構造振動を発生させて制御・構造連成
振動を確認するようにしている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】前記従来の航空機の制
御・構造連成振動を地上で確認する試験を実施する場合
には次の問題点を有する。
御・構造連成振動を地上で確認する試験を実施する場合
には次の問題点を有する。
【０００６】（１） 脚による自立又はスリング等によ
る吊下げ方式により機体構造を支持するため、脚取付部
又はスリング等の取付け部等において拘束されることに
なり、実飛行状態における機体の構造振動モードを模擬
することができない。
る吊下げ方式により機体構造を支持するため、脚取付部
又はスリング等の取付け部等において拘束されることに
なり、実飛行状態における機体の構造振動モードを模擬
することができない。
【０００７】（２） 脚自立方式により機体構造を支持
する場合には、その支持のバネ定数を変更する（具体的
には脚のタイヤの圧力及び／又は脚オレオ圧力を変更）
ことにより実飛行状態を模擬しているが、バネ定数の変
更範囲が狭く実飛行状態を十分模擬することができない
。
する場合には、その支持のバネ定数を変更する（具体的
には脚のタイヤの圧力及び／又は脚オレオ圧力を変更）
ことにより実飛行状態を模擬しているが、バネ定数の変
更範囲が狭く実飛行状態を十分模擬することができない
。
【０００８】本発明は、従来の航空機の試験方法が有す
る以上のような問題点を解消させ、実飛行状態を十分模
擬して機体構造を支持して、制御・構造連成振動を地上
で正確に確認することができる試験方法を提供しようと
するものである。
る以上のような問題点を解消させ、実飛行状態を十分模
擬して機体構造を支持して、制御・構造連成振動を地上
で正確に確認することができる試験方法を提供しようと
するものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明の航空機の地上試
験方法は、航空機の機体をガス圧が封入された中空マッ
トによって支持し、同中空マット内のガス圧を制御して
機体を支持する中空マットのバネ定数を調整した上、航
空機の構造振動を発生させて制御・構造連成振動を確認
するようにした。
験方法は、航空機の機体をガス圧が封入された中空マッ
トによって支持し、同中空マット内のガス圧を制御して
機体を支持する中空マットのバネ定数を調整した上、航
空機の構造振動を発生させて制御・構造連成振動を確認
するようにした。
【００１０】
【作用】本発明では、航空機の機体は、ガス圧が封入さ
れた中空マットによって実飛行時と同様に非集中的に、
かつ、弾性的に支持される。また、中空マット内のガス
圧を制御して同マットのバネ定数を調整することによっ
て、中空マットによる機体支持系の固有振動数を、通常
１０Ｈｚ程度の機体の構造振動モードの固有振動数より
十分に低く抑える（通常１〜２Ｈｚ程度とする）ことが
でき、発生する機体の構造振動へ影響を与えることが防
止される。
れた中空マットによって実飛行時と同様に非集中的に、
かつ、弾性的に支持される。また、中空マット内のガス
圧を制御して同マットのバネ定数を調整することによっ
て、中空マットによる機体支持系の固有振動数を、通常
１０Ｈｚ程度の機体の構造振動モードの固有振動数より
十分に低く抑える（通常１〜２Ｈｚ程度とする）ことが
でき、発生する機体の構造振動へ影響を与えることが防
止される。
【００１１】これによって、本発明においては、実飛行
状態を十分模擬した状態で航空機機体に構造振動を発生
させることができ、制御・構造連成振動が精度よく地上
で確認される。
状態を十分模擬した状態で航空機機体に構造振動を発生
させることができ、制御・構造連成振動が精度よく地上
で確認される。
【００１２】
【実施例】本発明の一実施例を、図１ないし図３によっ
て説明する。１は胴体１ａ、左右の主翼１ｂ、左右の水
平尾翼１ｃ及び垂直尾翼１ｄをもつ航空機であり、空気
、窒素ガス等が封入された中空マット２〜６によって床
面７上に支持される。中空マット２は、機体の長手方向
に、例えば機体の前胴部、中胴部及び後胴部に対応する
ように３個等の複数個が胴体１ａの下方に配置されてお
り、中空マット３，４はそれぞれ左右の主翼１ｂの下方
に配置され、また中空マット５，６はそれぞれ左右の水
平尾翼１ｃの下方に配置されている。
て説明する。１は胴体１ａ、左右の主翼１ｂ、左右の水
平尾翼１ｃ及び垂直尾翼１ｄをもつ航空機であり、空気
、窒素ガス等が封入された中空マット２〜６によって床
面７上に支持される。中空マット２は、機体の長手方向
に、例えば機体の前胴部、中胴部及び後胴部に対応する
ように３個等の複数個が胴体１ａの下方に配置されてお
り、中空マット３，４はそれぞれ左右の主翼１ｂの下方
に配置され、また中空マット５，６はそれぞれ左右の水
平尾翼１ｃの下方に配置されている。
【００１３】前記中空マット２〜６の機体に接する部分
は、図２及び図３に示すように、それぞれ各々が支持す
る胴体１ａ、主翼１ｂ、水平尾翼１ｃの下方の部分を包
み、かつこれらの外形形状にほゞ一致するような形状に
成形されている。前記中空マット２にはその上部両端に
肩部２ａ，２ａが形成され、また中空マット３，４には
その上部の主翼１ｂの翼端側の端部に肩部３ａが形成さ
れ、機体がずり落ちるのを防止するようになっている。 また、前記中空マット２〜６は、内部のガス圧を調節で
きるように構成されている。
は、図２及び図３に示すように、それぞれ各々が支持す
る胴体１ａ、主翼１ｂ、水平尾翼１ｃの下方の部分を包
み、かつこれらの外形形状にほゞ一致するような形状に
成形されている。前記中空マット２にはその上部両端に
肩部２ａ，２ａが形成され、また中空マット３，４には
その上部の主翼１ｂの翼端側の端部に肩部３ａが形成さ
れ、機体がずり落ちるのを防止するようになっている。 また、前記中空マット２〜６は、内部のガス圧を調節で
きるように構成されている。
【００１４】本実施例では、以上のように、中空マット
２〜６によって床面７上に航空機１の機体を支持し、封
入されたガス圧を制御し中空マット２〜６のバネ定数を
調整して、中空マットによる支持系の固有振動数を調整
する。通常航空機１機体の弾性体としての構造振動の固
有周期は１０〜２０Ｈｚのオーダーであるので、中空マ
ット２〜６による支持系の固有振動数を１〜２Ｈｚ程度
に調整して発生する機体の構造振動に影響を与えないよ
うにする。例えば、１０ｔの重量の機体を水平断面積１
ｍ×５ｍ、高さ１ｍの断面矩形状の中空マットで支持す
るときには、中空マット内圧を０．８ｋｇ／ｃｍ２ 程
度にすると、同１０ｔの重量の機体の支持系の固有振動
数が１Ｈｚとなる。
２〜６によって床面７上に航空機１の機体を支持し、封
入されたガス圧を制御し中空マット２〜６のバネ定数を
調整して、中空マットによる支持系の固有振動数を調整
する。通常航空機１機体の弾性体としての構造振動の固
有周期は１０〜２０Ｈｚのオーダーであるので、中空マ
ット２〜６による支持系の固有振動数を１〜２Ｈｚ程度
に調整して発生する機体の構造振動に影響を与えないよ
うにする。例えば、１０ｔの重量の機体を水平断面積１
ｍ×５ｍ、高さ１ｍの断面矩形状の中空マットで支持す
るときには、中空マット内圧を０．８ｋｇ／ｃｍ２ 程
度にすると、同１０ｔの重量の機体の支持系の固有振動
数が１Ｈｚとなる。
【００１５】このようにして、本実施例においては、航
空機１の機体は、中空マット２〜６によって、非集中的
（分布的）に、かつ、弾性的に実飛行状態と同様に支持
される。
空機１の機体は、中空マット２〜６によって、非集中的
（分布的）に、かつ、弾性的に実飛行状態と同様に支持
される。
【００１６】その上で、図示しない装置によって、舵等
のパイロット入力相当点の加振点に舵角コマンド等に対
応するジャーク入力を行う。これによって航空機１の機
体には構造振動が生ずるが、前記のように、航空機１の
機体は、中空マット２〜６によって非集中的、弾性的に
実飛行状態を模擬した状態で支持されており、かつ、中
空マット２〜６による機体の支持系の固有振動数は機体
の構造振動の固有振動数より十分低く設定されているた
めに、機体は実飛行状態におけると同様のモードの弾性
的な構造振動を行なう。従って、舵等の制御系統におけ
る制御・構造連成振動を精度よく地上で確認することが
できる。
のパイロット入力相当点の加振点に舵角コマンド等に対
応するジャーク入力を行う。これによって航空機１の機
体には構造振動が生ずるが、前記のように、航空機１の
機体は、中空マット２〜６によって非集中的、弾性的に
実飛行状態を模擬した状態で支持されており、かつ、中
空マット２〜６による機体の支持系の固有振動数は機体
の構造振動の固有振動数より十分低く設定されているた
めに、機体は実飛行状態におけると同様のモードの弾性
的な構造振動を行なう。従って、舵等の制御系統におけ
る制御・構造連成振動を精度よく地上で確認することが
できる。
【００１７】なお、前記実施例では、中空マットは複数
に分割されたものを用いているが、共通な１個の中空マ
ットを用いることもでき、その分割状態は図示のものに
限られず、航空機機体の大きさ、外形形状によって適宜
に分割された中空マットを用いることができる。
に分割されたものを用いているが、共通な１個の中空マ
ットを用いることもでき、その分割状態は図示のものに
限られず、航空機機体の大きさ、外形形状によって適宜
に分割された中空マットを用いることができる。
【００１８】
【発明の効果】本発明は、次に示す効果を奏することが
できる。
できる。
【００１９】（１） 航空機の機体を、ガスが封入され
た中空マットによって非集中的かつ弾性的に支持し、か
つ、中空マット内のガス圧を制御して中空マットのバネ
定数を調整して同マットによる機体支持の固有振動数を
調整することによって、実飛行状態での構造振動モード
を地上で十分模擬することができ、従って地上において
、実飛行時の制御・構造連成振動を精度よく模擬し、確
認することが可能である。
た中空マットによって非集中的かつ弾性的に支持し、か
つ、中空マット内のガス圧を制御して中空マットのバネ
定数を調整して同マットによる機体支持の固有振動数を
調整することによって、実飛行状態での構造振動モード
を地上で十分模擬することができ、従って地上において
、実飛行時の制御・構造連成振動を精度よく模擬し、確
認することが可能である。
【図１】本発明の一実施例の説明図である。
【図２】同実施例における主翼と胴体の支持状態を示す
前面図である。
前面図である。
【図３】同実施例における主翼（又は水平尾翼）の支持
状態を示す側面図である。 １ 航空機 １ａ 胴体 １ｂ 主翼 １ｃ 水平尾翼 １ｄ 垂直尾翼 ２〜６ 中空マット ７ 床面
状態を示す側面図である。 １ 航空機 １ａ 胴体 １ｂ 主翼 １ｃ 水平尾翼 １ｄ 垂直尾翼 ２〜６ 中空マット ７ 床面
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機の機体をガス圧が封入された中
空マットによって支持し、同中空マット内のガス圧を制
御して機体を支持する中空マットのバネ定数を調整した
上、航空機の構造振動を発生させて制御・構造連成振動
を確認することを特徴とする航空機の地上試験方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3018815A JPH04258733A (ja) | 1991-02-12 | 1991-02-12 | 航空機の地上試験方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3018815A JPH04258733A (ja) | 1991-02-12 | 1991-02-12 | 航空機の地上試験方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04258733A true JPH04258733A (ja) | 1992-09-14 |
Family
ID=11982071
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3018815A Withdrawn JPH04258733A (ja) | 1991-02-12 | 1991-02-12 | 航空機の地上試験方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04258733A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010509114A (ja) * | 2006-11-08 | 2010-03-25 | ザ・ボーイング・カンパニー | 工場内飛行 |
| CN105547618A (zh) * | 2015-12-03 | 2016-05-04 | 北京机械设备研究所 | 一种基于折叠舵面舵系统的模态分析方法 |
-
1991
- 1991-02-12 JP JP3018815A patent/JPH04258733A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010509114A (ja) * | 2006-11-08 | 2010-03-25 | ザ・ボーイング・カンパニー | 工場内飛行 |
| CN105547618A (zh) * | 2015-12-03 | 2016-05-04 | 北京机械设备研究所 | 一种基于折叠舵面舵系统的模态分析方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19980514 |