NO791554L - Fremgangsmaate og system for aa frembringe treghets-, konstruksjons-, og aerodynamiske data - Google Patents

Description

Fremgangsmåte og system for å frembringe treghets-,

konstruksjons- og aerodynamiske data.

Oppfinnelsen omhandler generelt luftfartøy-elektronisk system og mer spesielt til slike systemer kon-struert til å måle treghets-, konstruksjons- og aerodyna-

miske krefter som virker på luftfartøyer.

Gyronavigasjonflykontroll, brannkontroll og konstruksjonsfeildeteksjonssystem kan kreve forskjellige

kjente typer av treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske

data for deres operasjon som følgende:

a. Gyronavigasj on. Det er kjent å oppnå treg-hetsakselerasjonen til luftfartøyet i alle tre treghetsaksene ved å montere akselerasjonsmeter på gyrostabiliserte treg-hetsplattformer, som er omhyggelig plassert nær luftfartøyets gravitas j onss.enter (cg) og isolert fra konstruksjons- og aerodynamiske forstyrrelser.

b. Flykontroll.. De prinsipielle følere kjent i forbindelse med flykontrollsystemer er treghetsfølere som omfatter hastighetsgyroer (rate gyro) og akselerasjonsmålere., sammen med aerodynamiske målesystemer. Det er kjent ved flykontrollsystemer å inkludere kvadratoverskytende hastighets-gyrosett for å frembringe fire målinger av pitche, rulle og . girverdi.'Slike følerenheter er også plassert så nær flyets cg som mulig og på en konstruksjonsmodus. En typisk type akselerasjonsmålerutformingstilstand omfatter åtte identiske, kraftbalanserte- akselerasjonsmetere, fire til å avføle normale akselerasjoner og fire til å avføle sideveisrettede akselerasjoner. Mer moderne systemer omfatter trykkakselerasjonsmålere til måling av fremdriftsaerodynamiske krefter.til å utføre automatiske reguleringer. Alle disse treghetsmålingsanordningene er nøyaktig anbragt for på den måten å yte. minimal legemsbøy-ningseffekter og gi maksimal aerodynamisk stabilitet. De er

vanligvis plassert så nær flyets perkusjonssenter som praktisk. Slike flykontrollsystemer kan også omfatte en datamaskin som vanligvis mottar inngangssignaler fra grunnleggende pil<p>t-ordrer, trimordrer, aerodynamiske data og treghetsfølere. Moderne flykontrollavfølere, nominale hastighetsgyroer og akselerasjonsmålere er i. stand til følgende utførelser:

c. Ildkontroll og åpen levering. Målfølger og våpenfølere kan benyttes til å bestemme målet og våpentil-standen. Ved ledeberegning på optisk sikt, bestemmer en hastighetsintegrerende gyro målledevinkelen. Kvaliteten til disse gyroene er betydelig bedre enn gyroene som ble krevd for flykontrollsystemer, skjønt redundanskravet er mye strengere. Fremtidens kampfly, som anvender direkte ildst.yresystemer til å nøyaktig måle mållinjen på sikt vil kreve både høy presisjons-vinkelplassering og vinkelverdier til sporfølerene. Tilstrekkelig følsomhet bragt inn i ildkontrollsystem ved usikre målinger av treghet, konstruksjon og aerodynamiske data kan frembringe feil. d. ' Luftdata. Det er kjent å nytte luftdatafølere omfattende angrepsvinkel og sideglidevinger og konuser, eller flerportstrykksonder eller en kombinasjon av disse. Pitot-statiske systemer blir benyttet til å måle .statikk og støt-trykk fra hvilke dynamisk ladning, lufthastighet, Mach-antall og andre nøkkelluftdata blir beregnet i en sentral luftdata-datamaskin. ' Disse data blir i tur og orden nyttet til å mate instrumenter, fastsette tidspunktet for flapsene eller for-sterker i flykontrollsystemet og begrense pilotkontrollen for sikker avflyvning. Eksisterende luftdatafølere er i stand til følgende nøyaktighetsnivåer:

Det skal bli bemerket at luftdatafølere vanligvis blir kalibrert og kompensert for temperatureffekter, men bare måler luftdynamiske data til et punkt upåvirket av strømmen rundt flyet. De er vanligvis ikke i stand til å måle små verdier a<y>strømningsfenomen slike som separasjon, turbulens, hvirvelmønstrer og vibrasjoner som er viktige for et luftfar-tøys sikkerhet og kontroll.

e. Konstruksjonsfeildetektering. De typene av konstruksjonsfeildeteksjonsutstyr i fly er vanligvis begrenset, men er vanligvis av spenningsstørrelser eller utmatningsprøve-sorten. Så mange som 100 deformasjonsmålere kan bli installert i kritiske konstruksjonsområder. Disse målerne har vanligvis en lav frekvensreaksjon og er vanligvis i stand til bare å detektere konstruksjonsutmatninger eller katastrofale feil etter de har oppstått.

Ovennevnte eksempler av tidligere kjente typer indikerer at forskjellige treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data er oppnådd ved en vid variasjon av forskjellige følere, hvor hver føler er vanligvis tiltenkt å frembringe et enkelt stykke av informasjon. Det er altså typisk til slike systemer at følerne skal bli varsomt installert for å forsikre at ingen uønskede treghets-, aerodynamiske eller konstruksjons-data er feilaktig avfølt.

Gjenstand for oppfinnelsen er å frembringe for-bedret system og fremgangsmåte for måling av data som angår luftfartøyer.

Ifølge oppfinnelsen blir det frembragt et system for å frembringe treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data fra avvik til en luftfartøykonstruksjon og innført ved kreftene som virker på konstruksjonen, som omfatter første anordninger omfattende avføler montert på nevnte konstruksjon og operativt til å frembringe signaler proporsjonalt til retningen og størrelsen til avvikene til konstruksjonen for bundet dermed som et resultat av tilførte krefter og andre anordning for å detektere og å isolere signalene fra -.valgte avfølere og omforming av nevnte valgte signaler til treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data.

Ifølge oppfinnelsen er det også frembragt en fremgangsmåte for å frembringe treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data for et luftfartøy utledet fra målinger av konstruksjonen til fartøyet som omfatter følgende trinn: (a) å måle kreftene tilført til konstruksjonen ved å detek-teré størrelsen av avviket til konstruksjonen forårsaket av de tilførte krefter, (b) å frembringe signaler som indikerer retningen og størrelsen av konstruksjonens avvik, og (c) å velge, og å samle forutbestemte signaler basert på

plasseringen av de tilførte kreftene relativt til kon-struks jonen . for å frembringe data som antyder effekten av kreftene på luftfartøyet.

I utførelsesformene til oppfinnelsen som skal bli beskrevet, er flere innganger og utganger fordelt som blir nyttet til å avføle med følere. Slike følere gjør vesentlig bare en type av målinger - avvik eller bøying av konstruksjonselementer 1 nærheten til føleren. Dette står derfor i kontrast med bruken av flere enkle inngangs-, utgangsfølere som opererer på vidt forskjellige prinsipp til å detektere treghets^, konstruksjons- og aerodynamiske krefter og til å isolere slike krefter fra de andre■kreftene som ikke skal bli målt.

Systemene og fremgangsmåtene ifølge oppfinnelsen for å måle og å behandle data og påvirke luftfartøy skal nå bli beskrevet, ved hjelp av eksempel med henvisning til med-følgende tegninger. Figur 1 viser et blokkdiagram til ett av systemene, i stand til å frembringe treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data.. Figur 2 viser et skjematisk diagram til en ela-stisk stivhetsføler for bruk i systemet. Figur 3 viser en idealisert fremstilling av kon--struksjonen til et luftfartøy for bruk i forklaringen av opera-sjonen av systemet. Figur h viser systemet anvendt på et enkelt fjernstyrt fartøy, drone eller missil. Figur 5 viser systemet anvendt på en lett fly-sammensatt konstruksjon. Figur 6 viser systemet anvendt på et høyt angrepsvinkel styring og til konstruksjonsfeildeteksjon. Figur 7 viser systemet anvendt til bestemmelsen av orienteringen av en sporer for et kanonretningssystem. Figur 8 viser systemet anvendt til et kampfly for å utføre treghetsnavigasjon, fly/ild-kontroll, motor- og lys-kontroll og konstruksjonsfeildeteksjon. Figur 9 viser et blokkdiagram til en form av systemet for fly- og ildkontrollsystemet. Figur 10 viser hypersoniske og supersoniske konstruksjoner med integrerte aerodynamiske, fremdrifts-, konstruksjons- og treghetsfunksjoner muliggjort ved anvendelsen av . systemene. Figur 1 viser ved hjelp av eksempel en form av systemet 10. Systemet 10 frembringer data for flyfartøy som f.eks. muliggjør fartøy til treghetsnavigering og styrer dets fly og våpensti og også indikerer en forestående konstruksjonsfeil til fartøyet fra målinger av avviket for bøyingen av kon-struksjonselementene.

Systemet 10 omfatter en konstruksjonsføler 12 som er fysikalsk festet til et konstruksjonselement til konstruksjon av flyet eller luftfartøyet. Føleren 12 måler avviket eller bøyingen av konstruksjonselementet som resultat av krefter som påvirker elementet. Utgangssignalene 14 fra føleren 12 blir rettet til et data-ervervelsessystem 16. Ervervelsessystemet 16 omdanner signalene lH fra analog til digital form, laster digitalsignalene inn i en hukommelse og omdanner følerdata til treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data for å bli nyttet av et treghetsnavigasjons-system 18, et fly/ild-styresystem 20, et luftdatasystem 22

og et konstruksjonsfeildeteksjonssystem 24.

For å frembringe de nødvendige signaler 14 må føleren 12 være i stand til å detektere eller a måle avvik av intermolekylær,avstand som er i størrelsesorden på 10"^ radianere over en båndbredde fra 0 til 10.000 Hz.

Bøyestivhetsavføleren (FRS) 26 vist på f.eks. figur 2 kan bli nyttet som føleren .12 og gjør disse nøyaktige målingene mulig. Føleren 26 omfatter en lysemitterende diode 28 festet til konstruksjonen S som retter sitt lys gjennom en linse 30 som kollimerer det for refleksjon ved et speil 32. Lysstrålen blir-, reflektert gjennom linsen 30 til en spalte-foto-elektrisk•celle 34 som måler forandringen i fotoene som støter derpå.på grunn av bøyingen av konstruksjonen. Føleren 26 gjør denne målingen av fordelingen av intermolekylær stør-relse ved å detektere og å måle forskyvningen i den reflekterte strålen på den spalte-foto-elektriske cellen som et resultat fra ubetydelige krefter påført på konstruksjonen. F.eks.,

kan effekten av å fjerne en dollarseddel fra en aluminiumsstang som måler 1,27 cm ved 5,08 cm ved 30,48 cm bli detektert av føleren. Føleren 26 er ikke bare i stand til å måle slike små avvik i konstruksjonen, men den er også relativt billig å frem-stille. Herav følger det at det blir en ideal føler til å nytte i systemet 10 på grunn av at det kreves mange følere pr. luftfartøy.

Den ualminnelige nøyaktigheten oppnådd av føleren 26 blir antatt å være resultat fra dens spesielt hurtige reak-sjonstid, i størrelsesorden av 1/3 nanosekund (tiden som det tar for en foton å passere den optiske banen mellom den lysemitterende dioden 28 og. spalte-foto-elektriske cellen 3<*>0. Dette tillater føleren 26 til å utføre i størrelsesorden av 100.000.000 uavhengige målinger av en typisk konstruksjons-vibrasjon på tilnærmet 30 Hz. Ved å ta gjennomsnittet av disse målingene ville vanligvis forårsake 10.000 ganger bedre nøyaktighet enn nøyaktigheten til hovedanordningen. Nøyaktig-heten til føleren 26 ved svært høye frekvenser er klart en mikron (bølgelengden til lyset emittert fra dioden) målt ved en distanse på tilnærmet 0,1 meter. Dette indikerer at målingen

-9

i størrelsesorden av 10 radianer kan bli gjort ved en typisk konstruksjonsfrekvens. Nøyaktigheter i denne størrelsesorden har virkelig blitt eksperimentelt iakttatt.

Det har;blitt oppdaget at slike nøyaktigheter tillater føleren 12 til å måle vesentlig alle konstruksjonsavvik forårsaket av enten treghets-, konstruksjons- eller aerodynamiske krefter på et luftfartøy. Derfor,' føleren 12 når anvendt med bestemt statisk interferensteknikk har muligheten av å frembringe hertil for uoppnådde treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data fra et fordelingsføler-system.

Atskillelsen av treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske krefter blir utført ved å iaktta forskjellen i deres virkning på konstruksjonen som et hele. Ved hjelp av eksempel, figur 3 viser en idealisert versjon av en luftfar-tøykonstruksjon for å vise hvorledes systemet atskiller treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske krefter. På figur 3j i hver av de tre aksene er der fire føleranordninger 12. festet på hver side av gravitasjonssenteret, cg, som måler aksenes avvik i de to andre perpendikulære retningene.

Treghetsakselerasjon (omfattende gravitasjon) langs enhver av de tre aksene, x, y, z, vil tendere til å

bøye konstruksjonen symmetrisk og normalt til denne akse. Vinkelakselerasjonene om hver av de tre aksene, x, y, z, vil tendere ti å bøye konstruksjonen asymmetrisk og perpendikulært til aksen. En nedadgående lineær akselerasjon resulterer derfor i et stigende avvik til begge vingene, nese og hale til flyet, mens derimot en vinkelakselerasjon om x-aksen resulterer i et nedadgående avvik til den høyre vingen og stigende avvik til den venstre vingen og ingen avvik til nese og hale.

Et asymmetrisk avvik av den venstre og høyre vingen uten et avvik av halen er et mål av vinkelakselerasjonen om x-aksen, mens derimot et stigende avvik til nese, hale, venstre og høyre vinge.er et mål av nedadgående akselerasjon. Når føleren 12-1 og 12-2, 12-3 og 12-4 derfor måler et stigende avvik alene, blir det tolket som en lineær akselerasjon langs den positive z-aksen (ned). Når følerne 12-1 og 12-5 gir en positiv utgang og følerne 12-2 og 12-6 gir en negativ utgang, blir det tolket som en vinkelakselerasjon om x-aksen proporsjonalt til hovedutgangen til følerne.

Aerodynamiske data blir oppnådd ved å observere

at dens effekt dominerende påvirker bøyingen av.vingene og halen, mens luftfartøyets nese hovedsakelig blir latt. upåvirket. Motormonteringsavvik i retning av trykk kan bli anvendt for å oppnå, motoraerodynamiske krefter.

Høyere frekvens og aerodynamiske og konstruksjons-krefter i mindre skala forbundet med atskillelse, turbulens, hvirvelsjikt og motorer er oppnådd ved å måle i liten skala avvik til konstruksjonen i det påvirkede området. Koplingen, mellom disse lave frekvens treghet og aerodynamiske krefter og.høye frekvenskonstruksjoner og aerodynamiske fenomen kan bli lett gjort rede for som kopling av de små.

Aerodynamiske krefter (luftmotstand, oppdrift og sidekrefter) frembringer symmetriske bøyinger proporsjonalt til kvadratet til hastigheten gjennom luften (lufthastigheten) og tettheten eller ekvivalent dynamisk trykk, avhengig av orienteringen av konstruksjonen relativt til luftmassehastigheten. En positiv utgang fra følerne 12-1 og 12-2. med ingen andre passende utganger er derfor forklart som en aerodynamisk last på grunn av hastighetskomponenten i x-, z-plan (angrepsvinkel). En utgang fra følerne 12-5 og 12-6 med ingen andre passende følerutgang er forklart som aerodynamisk avvik på grunn av luftmassehastigheten i x-,.y-planet (sideglidning). Fire følere med normal akse til følsomhet plassert som vist er derfor tilstrekkelig til å løse enhver skjønnsmessig kombinasjon av treghet og aerodynamiske krefter. I virkeligheten minimumsantailet av følere som er nødvendig er ni, antallet av tilstander som skal bli identifisert. Redundansføleren hjelper betydningsfullt i konstruksjonsfullstendighetens identifikasjon som vil bli beskrevet i det påfølgende.

Der er vesentlig to uavhengige metoder for å detekere feil til en konstruksjon, en som omfatter måling av frekvensen som reaksjon på en konstruksjon og dens forander-lighet med tiden anderledes enn den omfattet av treghets- og aerodynamisk lasting. Den andre metoden omfatter opptagning.

av spenningsbølger i konstruksjonen frembragt ved sprekkdannelse eller andre konstruksjonsfeil. Det vil nå bli forklart hvorledes systemene blir nyttet til å frembringe begge funksjonene.

De fleste luftfartøykonstruksjonene kan bli be-traktet til å bli nærmest elastiske systemer. Til normert konstruksjoner formet av sammensatte materialer har vibrasjons-' karakteristikker som er vel definerte og gjentagbare. Det er kjent, både analytisk og eksperimentelt, at naturlige modus av vibrasjon til en konstruksjon er tydelig, vel-definert og en funksjon av de fysikalske dimensjonene til konstruksjonen,

de indre egenskaper til materialet og hovedlasten. Enhver

forandring i disse faktorer vil forandre de naturlige frekven-. sene og de forbundne vibrasjonsmodusene til konstruksjonen.

Med informasjoner avfølt fra de bredbåndede fø-lerne 12, forandring i frekvensen til den naturlige modusen til konstruksjonen på. grunn av forandringen av fysikalske dimensjoner, lasting og indre materialegenskaper vil bli bestemt ved dataervervelsessystemer eller mikroprosessorer 16. Hver konstruksjon vil ha et tydelig sett av naturlige frekvenser forbundet med en gitt las/ting og som slike vil ha en vel-definert impulsreaksjon når konstruksjonen er ny, uutmattet og med ingen sprekkdannelser. Når forandring forekommer, slik som sprekkdannelse eller utmattelse, vil impulsreaksjonen forandre på grunn av forandringen i naturlige frekvenser til konstruksjonen. Ved hjelp av mikroprosessoren 16 blir påvirkningen på konstruksjonen på grunn av lastingen fjernet og den bestå-ende forandringen er på grunn av forandringen i konstruksjonens egenskaper, inkludert temperatur. Dette nøye forbundet med identifikasjonen av enten impulsvane eller ekvivalente frekvens-spektrum av konstruksjonen vil tillate identifikasjon av kon-struksjonsforandringer av bestemte størrelser.

For å utføre aktiv sprekkdetektering i et luft-fartøy som har blitt, optimisert for et styrke-til-vekt-forhold hvor mange komponenter opererer nær konstruksjonsgrensene, kreves en alternativ sanntidstilnærming.. I slike luftfartøy, hvor materialer er nyttet som f.eks. aluminium, fiberglass og moderne blandinger vil utmattelse lett redusere brukstiden til luftfartøyet. Dersom slikt et luftfartøy er gjenstand for uaktsomme, ugunstige laster eller konstruksjonsmaterialer har uventede materialfeil, angrepet av konstruksjonsfeil kan fore-komme med en katastrofal følge. Tidlig varsel av slik en feil kan bli stadfestet ved i høy grad små sprekker i konstruksjonen. Disse ekstremt små sprekkene kan resultere i konstruksjonsfeil

i løpet av en relativt kort tid. Tilstanden av den typen fremgangsmåte for sprekkdetektering i luftfartøy omfatter visuell og/eller elektronisk undersøkelse av luftfartøyet på jorden. Siden ekstremt små sprekker er av stor betydning i disse typene av konstruksjoner, er undersøkelsesprosedyren kostbar og relativt lite effektiv..

Aktiv sprekkdetektering omfatter detektering av disse i høy grad små sprekker når de forekommer under flyvning. Formasjonen av sprekkene omfatter en hovedsakelig frigjøring" .av strekkenergi. Frigjøringen kan bli detektert av føleren 12 og når opptak av mikroprosessoren 16 kan forekomsten av sprekken bli- atskilt fra effektene av treghets- og aerodynamiske krefter som samtidig frembringer de observerte konstruksjons— avvik.

Sprekker forekommer i et materiale ved et forsøk på å understø.tte spenningen frembragt ved tilfeldige krefter. Dette resulterer i en frigjøring av strekkenergi. Denne energien blir forbrukt i vesentlig to former: 1). formasjon av overflaten til sprekken og 2) kinetisk energi for sprekk-utbredelse.

Det er velkjent at sprekkehastigheten' er betydelig mindre enn hastigheten til lyden i materialet. F.eks. i aluminium.er sprekkehastigheten ikke mer enn 3/10 til hastigheten av lyden i materialet. Om en sprekk utbreder seg bare en kort avstand har den akustiske feilen derfor allerede blitt overført gjennom konstruksjonen og blir følt av føleren 12. Dette fenomenet er likt med en eksplosjon i luften, hvor sjokk-bølgen utbreder seg mye hurtigere enn eksplosjonsproduktene.

Materialer, slike som glass ved romtemperatur, gjennomgår sprøbrudd. Det samme er ikke tilfelle med metaller, f.eks., som er i stand til å bli deformert ved glidning og tvinning jamvel ved svært lave temperaturer. Det har blitt observert at til og med når et metall feiler ved sprø spalt- ■ ing, en viss verdi av plastisk deformasjon nesten alltid forekommer før bruddet. Metaller brekker derfor ikke som et resultat av på forhånd eksterne sprekker eller riss, men i mange tilfeller ved spalteriss som fremkommer som et resultat av- den plastiske deformasjonsprosessen.

Foreliggende teorier begunstiger begrepet av dislokasjon-interaksjon som induserer spalteopprinnelsessted. Dislokasjon på forskjellige glideplan kan kombineres til å forme hye dislokasjoner på bruddplanet, derved åpnes et riss.

Alternativt, gliding på et gitt plan kan bli forhindret av en slags barriere som leder til et sammenstøt av dislokasjoner som på sin side fremkaller et riss. En hindring til glidningen må være svært sterk slik at den kan motstå de høye spenningene ved fronten av dislokasjonssammen-støtet. Deformasjonstvinninger og kjernekanter er hinder med tilstrekkelig styrke til å motstå den høye spenningen.

Derfor, i materialer slike som metaller, blir energien tapt på grunn av plastisk deformasjon i tillegg til rissdannelsen. Dersom energien som kreves til å overkomme plastisk deformasjon blir for stor, kan visshet retardere og stoppe. Deteksjonen.av disse rissene etter at de forekommer er således en svært vanskelig .oppgave. I tilfelle av sprekk-forekomster er energifrigjøring imidlertid tilstrekkelig som gidtgjørelse på frigjøring av deformasjonsenergi. Denne energifrigjøringen vil stimulére lett dreven høyfrekvensmodus og styre akustiske bølger inn i materialet. På grunn, av fre-kvensreaksjonen til føleren 12, kan den lett detektere denne frigjøringsenergien. På grunn av skarpheten til pulsene, kan tidsankomstteknikken bli nyttet til å fastslå det til-nærmede stedet til de akustiske pulsene.

Visse karakteristikker til flyet som forandres sakte over dets livstid slike som elastisitet til forskjellige konstruksjonselementer, kan bli til å begynne med' justert, ved å.observere avvikelsene ved bakkeprøvetilstander og deretter kontinuerlig overvåke fibrasjonsmodusfrekvensene og formene. Truende konstruksjonsfeil kan bli observert ved forandringer i disse modusformene og frekvenser på en måte ikke foregrepet på grunn av treghets- og aerodynamisk lasting.

Begynnelsesjusteringen til de aerodynamiske koeffisientene kan bli fullført ved å fly luftfartøyet på spesifiserte baner, slike som høyhastighetstaxiruns og take-offs som slutter i en øyeblikkelig landing, på samme rulle-bane, muligens i motsatt retning for å eliminere effekten av

vind etter å ha utført slike foranbeskrevne manøvrer som

. steiling, vending og høyhastighetsgjennomganger. Forandring i aerodynamiske koeffisienter på grunn av ytre . forhold, slike som regn eller is er således observerbare som forandringer i avvikene uten forbundne forandringer i elastisiteten som ob-serverbar gjennom konstruksjonsfrekvensen til den- naturlige

modusen. Hurtig forandrende variabler, slike som luftfartøy-masse, kan bli i begynnelsen justert ved å observere avvikene

til landinggear og suspensjonspunkt på bakken og deretter vurdert ved å telle motorsykluser og å observere forandringer i modusformene og frekvensene forbundet med brennstoff-forbruket.

Med disse teknikkene, konstruksjonsavvikene som kan bli frembragt ved aerodynamisk belastning (oppdrift, sidekraft og luftmotstand), tréghetsbelastning (g-belastning), termisk belastning, motorvibrasjonsbelastning, transient-aerodynamisk belastning og operasjoner til luftfartøy-bisystemer (dvs. luftmotstandsbremser, landingsgear, flåps og motorkon-troller) kan bli virkningsfullt atskilt. Et videre trekk av systemet, som er blitt beskrevet som en justeringsteknikk nød-, vendig for å oppnå disse resultatene. Det er svært vanskelig å justere konstruksjonen slik at det er rimelig forsikring,

at riktige kraftkomponenter har blitt identifisert. Slik at en kontinuerlig justeringsteknikk må bli foretatt.

Det er videre mulig å tape visse konstruksjons-moduser ved ubestemt følerlokalisering. Et annet trekk av. systemet som er blitt beskrevet er en fremgangsmåte av å velge slike følerplasseringer i begynnelsen og ytterligere forbedre disse lokaliseringene for å oppnå bestemthet til den anvendte treghetskonstruksjonen til aerodynamiske krefter. Ennå et annet trekk er muligheten til å igjen konstruere luftfartøyer for å oppnå bedre integrasjon av forskjellige aerodynamiske, fremdrifts-, konstruksjons- og treghets-subsystemer.

Følerutganger blir matet til dataervervelsessystemer. 16 hvor de blir. behandlet og omformet til datanyttbare av operasjonssystemet til luftfartøyet slike som treghets-navigas j onssystem 18, fly/ild-styresystem 20, luftdatasystem . 22, og konstruksjonsfeildetekteringssystem 24.

Ubearbeidet data i form' av signaler 14 blir til-ført ved føleren 12 til dataervervelsessystemet eller mikroprosessoren 16. Systemet 16 utfører tyding, kvalifisering og retting av de ubearbeidede data. Systemet 16 utfører disse funksjoner ifølge følgende kriterier: 1) Systemet 16 må være i stand til å erverve og lagre data fra hver føler 12 ved en.verdi som er i samsvar med inn-gangssignalfrekvensinnholdet. For å møte minimumsverdiene spesifisert ved akseptert teori, vil denne verdien måtte

være så høy som 30.000 prøver pr. sekund.

2) Intervallet mellom prøvepunktene må være nøyaktig styrt og avhenger bare av en virkelig tidsklokke.

3) Den absolutte tiden til hver prøve må være kjent.

4) Systemet må være i stand til å reagere på inngangssignaler utenfor de normale områdeverdiene på slik måte som be-skytter mot falske tydninger. 5) Tilpassende behandling må bli utført i tilfeller med uregelmessigheter i inngarigsdatastrømmen. Denne behand-lingen må bli utført slik at den er trygget ved tilfeller uten hensyn til klokketidem 6) Systemet må tillate asynkrone inngangssignaler fra flere kilder basert på en streng prioriteringskonstruksjon. 7) Dynamisk målegjeninnstilling og/eller gjenberegning må være mulig.

Alle disse kravene er mulige ved tilgjengelige utforminger av modell RTD-99-dataervervelsescomputer. Spesielle utforminger vil bli bestemt ved spesielle systemdataverdier og føleroppstillingsmålere.

Komplisert beregning og/eller høydataverdier krevd av systemet l6 krever subsystemer hvis konstruksjon må tillate kommunikasjon til følerdata til beregningssubsystemet uten interferens med den grunnleggende sånntidsimperativ til prøvet datastrøm. RTD-99-datamaskinen som nevnt ovenfor frembringer denne kommunikasjonen og tillater løpetidsgjenmålinger basert på multippelnivåer til absolutt prioriterte tilstander.

I tillegg til ovenfor tvangsmidler, tillater systemet 16 fleksible kommunikasjoner til behandlet avfølt data til systemene som vil gjøre spesielle tydninger av data for å frembringe operatørbrukbare informasjoner (dvs. luftdata- . systemer 22, feilsystemer 24 og fly/ild-styresystem 20, som alle har en konstruksjon som vil være innlysende for fagmannen på området).

Anvendbare informasjoner blir frembragt i hvert av disse systemene som krevet. Luftdatabehandlingssystem 22 blir tilført med alle avfølte data nødvendig for å bestemme aerodynamiske krefter slik som lufthastighet. Konstruksjons-feilsystemet 24 blir forsynt med krefter og tider for å definere strukturtidshistoriene. Treghetsnavigasjonen 24 og fly/ild styresystemet 20 krever krefter og verdier bestemt for å spesifisere akser Ojg blir frembragt bare til disse reduserte datainngangssignaler-.-

Figur 4 viser ved hjelp av et eksempel et relativt

■ enkelt luftfartøy slik som en drone, fjernstyrt fartøy eller missil. Størrelsesorden av de første asymmetriske og symmetriske modusene blir nyttet til å vise treghets- og aerodynamiske krefter på en måte ikke hovedsakelig forskjellig fra den ideali-serte konstruksjonen vist på figur 3. Kjente vinkelbevegelses-verdifølere 36, f.eks. av magnetisk eller kapasitiv type, kan bli anvendt for høy frekvensreaksjon. Videre, bøying av maskinfeste blir anvendt for å vise vinkelhastigheter i de to aksene perpendikulært til motorens vinkelbevegelsesmengde. Avvikene i retningen til vinkelbevegelsesmengden benyttet til

å vise aerodynamisk reaksjonskraft til motoren. Vinkelhastig-heten rundt motorens vinkelbevegelsesmengde akse kan bli vist. med en kjent Hector Schuler-pendel 40. Videre kjente elektro-statiske givere 42 og elektromagnetiske givere 44 kan bli anvendt for å frembringe målinger til å hjelpe i å igjen begynne de fremherskende verdiene i akselerasjonsmålingene frembragt av systemet 10. Det omtalte systemet representerer den eneste kjente fremgangsmåten for å frembringe kvalitetstreghet og aerodynamiske målinger som er forenelig økonomisk med de lave kostnadene til disse fartøyene. Figur 5 viser ved hjelp av et eksempel systemet anvendt ved et General Aviation-lettfly. Her blir tilleggs-funksjonene til konstruksjohsintegritetsbedømmelsen tillagt til tidligere beskrevne system. Systemet frembringer ikke bare treghets- og aerodynamiske data for treghetsnavigasjon og flykontrollpresisjon i overensstemmelse méd kostnadene til slike luftfartøyer, men også den konstruksjonsmessige helhets-. bedømmelsesteknikken tillater detektering av truende feil. Dette frembringer bare økonomiske mulige fremgangsmåter til å bevise aerodynamiske og konstruksjonsmessige virksomme sammensatte konstruksjoner. Figur 6 viser ved hjelp av et eksempel systemet anvendt for å utføre høyvinkelangrepsflykontrollfunksjoner.•

Her er problemet ikke bare å etablere treghetslegemeverdier

og akselerasjoner for bruk i flykontrollsystemet, men å måle

gjenstøtingen mot kastehvirvelsjiktet 46 fra vingen til halen .48. Uten bruken av fordelte følere 12 som er i stand til å-utføre slike små aerodynamiske målinger, er detekteringen av truende utav-kontrollmanøver umulig. Figur 7 viser ved hjelp av et eksempel systemet som er anvendt til en orientering og verdimåleanordning for å spore i et moderne våpenretningsildkontrollsystem. Føleren 12 funksjonerer for å måle sporhylsterorienteringen og verdien relativt til den sentrale ildkontrollcomputerens referense-akse. Konstruksjonsbøyninger i størrelsesorden av 10 milli-radianere tilintetgjør våpenretningssystemets mulighet til å nå målposisjonen, hastighet og akselerasjon til nøyaktighets-kravet for ildkontrollen. Foreliggende system er derfor nød-vendig for å utføre dette ildstyresystemet. Figur 8 viser ved hjelp av et eksempel systemet benyttet i et høyprestasjons F-15 kampfly. Systemet 10 utfører tidligere identifisert treghetsnavigasjon 18, fly- og ildkon-trollfunksjonene 20 sammen med maskininntakskontrollmålingen 52 og konstruksjonsfeildeteksjonsmålingen 24. De små måle-avvikene i området til inntaket blir benyttet til å bestemme plasseringen av sjokkbølgene og til å detektere ørsmå feil til individuelle tråder til høyprestasjonssammensatt konstruksjon. Systemet 10 lærer bare kjente fremgangsmåter for å oppnå målinger til å utføre disse funksjonene i overensstemmelse med prestasjonskrav til disse moderne kampflyene. Figur 9 viser ved hjelp av et eksempel et blokk diagram til et fly/ild-kontrollsystem i hvilket systemet 10 er blitt anvendt.for å vise, ikke bare treghets- og aerodynamisk måling, men å måle aerodynamisk kontroll og vise det forbundne fartøyets aerodynamiske koeffisienter. Det er også anvendt til å vise våpenutbredning. Eksistensen av systemet 10 tillater for utførelse til dreibar og funksjonell ild/fly-kontroller illustrert. Figur 10 viser ved hjelp av et eksempel, to konstruksjoner, en supersonisk 54, en annen hypersonisk 56 i hvilke aerodynamiske, fremdrifts-, flykontroll og navigasjons-funksjoner er blitt integrert på en måte som bare er mulig med bruken av systemet her beskrevet. Slike flyfartøy er i stand til dramatiske forbedringer i presisjon, sikkerhet og kostnader

overfor konkurrerende, konvensjonelle fartøyer.

Derfor er systemet her beskrevet i stand til å vise treghets-, aerodynamiske og konstruksjons-krefter som' virker på et '.luftfartøy for bruk i treghetsnavigasjon, flykontroll, ildkontroll, luftdata, maskinutførelse og konstruk-sjonsfeilsubsystemer på en måte hertil tidligere ukjent. Disse systemene frembringer målinger for økonomisk treghetsnavigasjon, effektive våpenretningsildkontrollsystemer, mulig høy-angrepsvinkelflykontrollsystemer og effektive konstruksjons-feildeteksjonssystemer. Systemet tillater konstruksjon av høyt integrerte luftfartøyer som utgjør dramatiske forberedel-sér i aerodynamiske, fremdrifts-, konstruksjons- og navigasjons-virksomhet.

Claims (9)

1. Fremgangsmåte for å frembringe treghets-, konstruksjons- og aerodynamiske data for et luftfartøy utledet fra målinger til konstruksjonsavvik.til fartøy karakterisert ved følgende trinn: (a) måling av kreftene tilført til konstruksjonen ved å detektere størrelsen av avviket til konstruksjonen forårsaket ved de tilførte krefter, (b) frembringing av signaler som indikerer retningen og størrelsen av konstruksjonsavviket og (c) velging og samling av forutbestemte signaler basert på lokaliseringen av de tilførte krefter relativt til konstruksjonen for å frembringe data indikativt til effekten til kreftene på luftfartøyet.

2. Fremgangsmåte ifølge krav 1, karakt e,r i-s e r t ved at- måletrinnene omfatter trinn til detek- -Q tering av avvikene i konstruksjonen i størrelsesorden av 10. radianer over konstruksjonsvibrasjonsfrekvensen som er av interesse.

3. Fremgangsmåte ifølge krav 1 eller-2, karakterisert ved at velgings- og samlingstrinnene omfatter trinn av å velge signaler som identifiserer konstr.uk-sjonsavvikene omkring prinsipielle akser til fartøyet for å frembringe data indikativt til' treghets-, aerodynamiske og konstruksjonsbevegelser til fartøyet om aksene.

4. Fremgangsmåte ifølge et hvilket som helst av kravene 1 til 3, karakterisert ved trinn til å vurdere data oppnådd fra å måle konstruksjonsavvik ved. en spesiell lokalisering på konstruksjonen og igjenlokali-sering av området til det målte konstruksjonsavvik for å oppnå mer høvelige tilførte krefter som virker på konstruksjonen..

5. System for å frembringe treghets-, konstruksjons-og aerodynamiske data fra avviket til en luftfartøykonstruksjon og forårsaket ved kreftene som virker på konstruksjonen og for å utføre fremgangsmåten ifølge krav 1, karakterisert ' ved følere (12, 26) montert på nevnte konstruksjon og operativt til å tilføre signaler proporsjonalt til retningen og størrelsen til avvikene til konstruksjonen forbundet dermed som et resultat av påførte krefter og en data-behandlingsanordning (dvs. 16) for å detektere og isolere signaler fra valgte følere (12, 26) og å omforme nevnte valgte signaler til treghets--, konstruksjons- og aerodynamiske data.

6. Et system ifølge krav 5, karakterisert ved at nevnte- følere (12, 26) måler bøyingen -9 til konstruksjonen i størrelsesorden av 10 radianer over et område, fra 0 til 10.000 Hz.

7. System ifølge krav 6, karakterisert ved at hver sensor (26) omfatter en lyskilde (28), en reflektiv overflate (32) aksialt fjernt fra nevnte kilde (28), en linse (30) for å kollimere lys på nevnte reflektive overflate. (32) og en spalte foto-elektrisk celle (3^) tilliggende, til nevnte kilde (28.) og aksialt oppstilt med mellomrom fra nevnte reflektive overflate (32), hvorved nevnte føler (26) frembringer et signal proporsjonalt til et skift i området til støt til det reflekterte lyset på nevnte celle (3 <*> 0. som er avhengig av konstruksjonsavvik.

8. System ifølge krav 6 eller 7, karakterisert ved at nevnte føler (12, 26) er plassert relativt til aksen til luftfartøyet, hvorved velgingen av signaler frembragt av føleren (12, 26) frembringer treghets-, aero dynamiske og.konstruksjonsdata.....

9. System ifølge et hvilket som helst av kravene 5 til 8, karakterisert ved at nevnte følere (12, 26) er plassert relativt til konstruksjonen for å frembringe data for signalene indikativt til helheten til konstruksjonen.