RU2401219C2 - Сведение к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета - Google Patents

Сведение к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2401219C2
RU2401219C2 RU2008134499/11A RU2008134499A RU2401219C2 RU 2401219 C2 RU2401219 C2 RU 2401219C2 RU 2008134499/11 A RU2008134499/11 A RU 2008134499/11A RU 2008134499 A RU2008134499 A RU 2008134499A RU 2401219 C2 RU2401219 C2 RU 2401219C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
signal
excitation
control
dynamic loads
Prior art date
Application number
RU2008134499/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008134499A (ru
Inventor
Андреас ВИЛЬДШЕК (DE)
Андреас ВИЛЬДШЕК
Рудольф МАЙЕР (DE)
Рудольф МАЙЕР
Фальк ХОФМАН (DE)
Фальк ХОФМАН
Матьё ЖАННО (FR)
Матьё ЖАННО
Ники АВЕРСА (FR)
Ники АВЕРСА
Original Assignee
Эрбюс Франс
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 Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс
Publication of RU2008134499A publication Critical patent/RU2008134499A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2401219C2 publication Critical patent/RU2401219C2/ru

Links

Images

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
    • G05D1/0055—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot with safety arrangements
    • G05D1/0066—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot with safety arrangements for limitation of acceleration or stress

Abstract

Группа изобретений относится к авиационной технике и предназначена для использования при осуществлении снижения динамических нагрузок на конструкцию самолета, создаваемых внешним возбуждением. Согласно предложенному способу генерируют сигнал (х), обозначающий внешнее возбуждение, получают сигналы (у) предварительного управления для привода в действие элементов управления самолета по сигналу (х) в соответствии с правилом предварительного управления для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию. Генерируют также сигнал (е, е*) ошибки, представляющий рабочие характеристики предварительного управления. Оптимизирует правило предварительного управления по сигналу (е, е*) ошибки и/или сигналу (х) для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию. В предложенном устройстве имеются блок генерирования сигнала возбуждения, предназначенный для генерирования сигнала (х), схема регулирования для получения сигналов (у) управления для активации элементов управления самолета по сигналу (х) в соответствии с правилом предварительного управления для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию самолета, блок генерирования сигнала ошибки, предназначенный для генерирования сигнала, представляющего рабочую характеристику предварительного управления в качестве сигнала ошибки (е, е*), и схема оптимизации для оптимизации правила предварительного управления по сигналу (е, е*) ошибки и/или сигналу (х) для сведения к минимуму динамических ошибок на конструкцию. Группа изобретений обеспечивает эффективное сведение к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета. 2 н. и 26 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Изобретение относится к сведению к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, создаваемых внешним возбуждением.
Динамические структурные нагрузки прикладываются к конструкции самолета внешними возбуждениями, например в результате воздействия ветра, порывов ветра, турбулентностей или аналогичного влияния, и в результате возбуждения, связанного с запросами системы управления пилота/автопилота. Из-за гибкости конструкции самолета такие возбуждения могут привести к колебаниям или вибрациям, которые могут превысить заданную величину и оказаться вредными для конструкции самолета, в частности, на частотах в диапазоне частоты собственного резонанса или частоты собственных колебаний гибкой конструкции самолета. Если требуется уменьшить массу конструкции самолета при высоком соотношении размеров крыла и фюзеляжа, необходимо принимать меры против чрезмерных динамических нагрузок на конструкцию.
Из документа DE 19841632 С2 известен способ компенсации колебаний конструкции самолета, вводимых внешним возбуждением, содержащий: детектируют, по меньшей мере, одну из скорости корпуса самолета с помощью компоновки датчиков, предоставляют упомянутую, по меньшей мере, одну скорость корпуса в автопилот, и генерируют движение поверхностей управления самолета для сведения к минимуму возбужденных колебаний.
Кроме того, из US 5515444 известна активная система управления шумом, предназначенная для снижения шумов в канале двигателя самолета турбовентиляторного двигателя, компрессор которого генерирует основное звуковое поле. Система активного управления шумами содержит датчик прохождения лопатки, установленный в двигателе рядом с вентилятором для генерирования опорного акустического сигнала, который коррелирован с излучаемым звуком, и датчик распределенной ошибки, расположенный так, что он измеряет основное звуковое поле для генерирования акустического сигнала ошибки. Средство акустического привода состоит из массива панели с пьезоэлектрическим приводом, который установлен во входном отверстии вентилятора двигателя для компенсации упомянутого шумового первичного звукового поля. Контроллер, измеряя опорный акустический сигнал и акустический сигнал ошибки, обеспечивает управление средством акустического привода для генерирования вторичного звукового поля, имеющего приблизительно равную амплитуду, но противоположную фазу, с упомянутым первичным звуковым полем, чтобы таким образом эффективно снизить шум двигателя.
Цель настоящего изобретения состоит в обеспечении эффективного сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета.
Эта цель достигается с помощью способа сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, вводимых внешним возбуждением в соответствии с п.1. формулы изобретения, кроме того, эта цель достигается с помощью устройства, предназначенного для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, вводимых внешним возбуждением в соответствии с п.15 формулы изобретения.
Дополнительные свойства изобретения включены в соответствующие зависимые пункты формулы изобретения.
Изобретение направлено на способ сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, вводимых внешним возбуждением самолета, содержащий: генерируют сигнал, обозначающий внешнее возбуждение; получают сигналы предварительного управления для активации элементов управления самолета по упомянутому сигналу, обозначающему возбуждение в соответствии с правилом предварительного управления для уменьшения подводимых к самолету динамических нагрузок на конструкцию; генерируют сигнал ошибки, представляющий рабочие характеристики упомянутого предварительного управления; оптимизируют правила предварительного управления по упомянутому сигналу ошибки и/или упомянутому сигналу, обозначающему возбуждение, таким образом, чтобы свести к минимуму динамические нагрузки на конструкцию.
Генерирование упомянутого сигнала, представляющего рабочую характеристику упомянутого предварительного усиления, в качестве сигнала ошибки может индицировать нагрузки на конструкцию самолета.
Генерирование упомянутого сигнала, обозначающего возбуждение, может включать в себя: детектируют сигналы, обозначающие одну или больше из интенсивности и направления турбулентности, ветра и порывов ветра, угла атаки, угла рыскания и углов Эйлера. Информация о запросах пилота/FCS (ЗСУ, замкнутой системы управления) может быть добавлена к сигналу, обозначающему возбуждение для сведения к минимуму индуцированных пилотом нагрузок/вибраций.
Генерирование упомянутого сигнала ошибки может включать в себя: детектируют сигналы, обозначающие одно или больше из ускорений, напряжений или растяжений в заданных местах конструкции самолета.
Генерирование упомянутого сигнала ошибки может включать в себя: вычитают вклад команд пилота или автопилота для управления поверхностями самолета, которые включены в нагрузку на конструкцию. Упомянутое вычитание влияния команд пилота или команд автопилота может осуществляться на основе модели жесткого тела самолета.
Упомянутый сигнал, обозначающий возбуждение, можно генерировать по модели гибкого тела самолета или с помощью наблюдателя/фильтра Кальмана.
Упомянутая оптимизация правила предварительного управления может включать в себя: разделяют частоты для вычитания влияния команд автопилота или пилота. Оптимизация правила предварительного управления может включать в себя итеративный алгоритм.
Упомянутая активация элементов управления для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию может включать в себя активацию одного или больше из руля высоты, руля направления, элерона или других поверхностей управления самолетом. Упомянутая активация элементов управления для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию может включать в себя: активируют один или больше электромеханических, электромагнитных, гидравлических, пневматических или пьезоэлектрических устройств привода для приложения сил, демпфирующих нагрузку, непосредственно к конструкции самолета.
Оптимизация упомянутого правила предварительного управления может включать в себя: генерируют передаточные функции или любые математические модели самолета.
Упомянутое генерирование передаточной функции может осуществляться с помощью постоянно включенной идентификацией системы, содержащей фильтрацию ограниченного по полосе случайного шума или сигнала с частотной модуляцией, или любого другого сигнала идентификации с помощью n адаптивных фильтров, где n соответствует количеству передаточных функций самолета, которые должны быть идентифицированы, и вычитания отклика фильтрации в форме вектора из сигнала ошибки. Идентификация системы может включать в себя оценку первичного пути управления. (Для уменьшения вибрации/нагрузки на конструкцию самолета можно легко оценить вторичный путь управления по первичному пути управления, и первичный путь управления легче идентифицировать, чем вторичный путь.)
Кроме того, настоящее изобретение направлено на устройство сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, подводимых внешним возбуждением к самолету, содержащее блок генерирования сигнала возбуждения, предназначенный для генерирования сигнала, обозначающего внешнее возбуждение конструкции самолета; контур регулирования, предназначенный для подачи сигнала предварительного управления из упомянутого сигнала, обозначающего возбуждение, в соответствии с правилом предварительного управления, для активации элементов управления самолета, для снижения подводимых к самолету динамических нагрузок на конструкцию; блок генерирования сигнала ошибки, предназначенный для генерирования сигнала, представляющего рабочие характеристики упомянутого предварительного управления, в виде сигнала ошибки; контур оптимизации, предназначенный для оптимизации правила предварительного управления по упомянутому сигналу ошибки и/или сигналу, обозначающему возбуждение таким образом, чтобы сводить к минимуму динамические нагрузки на конструкцию.
Упомянутый блок генерирования сигнала ошибки может быть предназначен для генерирования упомянутого сигнала, представляющего рабочие характеристики упомянутого предварительного управления, в качестве сигнала ошибки, который должен обозначать нагрузки на конструкцию самолета.
Упомянутый блок генерирования сигнала возбуждения может включать в себя датчик, предназначенный для детектирования сигналов, обозначающих одну или больше из интенсивностей и направлений турбулентности, ветра и порывов ветра, угла атаки, угла рыскания и углов Эйлера.
Упомянутый блок генерирования сигнала ошибки может быть предусмотрен для детектирования сигналов, обозначающих одно или больше ускорений, напряжений или растяжений в заданных местах конструкции самолета. Кроме того, блок генерирования сигнала ошибки может быть предназначен для вычитания вклада команд пилота или автопилота при управлении управляющими поверхностями самолета, которые включены в нагрузку на конструкцию.
Упомянутый блок генерирования сигнала ошибки также может быть предназначен для вычитания влияния команд пилота или команд автопилота на основе модели жесткого тела самолета.
Упомянутый блок генерирования сигнала возбуждения может быть предназначен для генерирования сигнала, обозначающего возбуждение по модели гибкого тела самолета, или на основе наблюдателя/фильтра Кальмана.
Упомянутый контур оптимизации может включать в себя сепаратор частоты для оптимизации правила предварительного управления путем разделения частоты для того, чтобы обеспечить возможность нейтрализовать частотные диапазоны, в которых контроллер не должен оказывать какое-либо влияние. Упомянутый контур оптимизации может быть предназначен для оптимизации правила предварительного управления с использованием итеративного алгоритма.
Элементы управления, которые активируют для оптимизации динамических нагрузок на конструкцию, могут включать в себя один или больше из руля высоты, руля направления, элерона или других поверхностей управления самолета. Кроме того, элементы управления, которые активируют для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию, могут включать в себя одни или больше электромеханических, электромагнитных, гидравлических, пневматических или пьезоэлектрических исполнительных устройств, предназначенных для приложения сил, демпфирующих нагрузку, непосредственно к конструкции самолета.
Упомянутый контур оптимизации может быть предназначен для генерирования передаточной функции самолета для оптимизации упомянутого правила предварительного управления. Контур оптимизации также может быть предназначен для генерирования передаточной функции с использованием постоянно включенной системы идентификации, которая содержит фильтрацию сигналов, ограниченных по частоте, или сигнала с частотной модуляцией с помощью множества n адаптивных фильтров, где n соответствует количеству передаточных функций самолета, которые должны быть идентифицированы, и для вычитания отклика фильтрации в форме вектора из сигнала ошибки.
Ниже раскрыты варианты выполнения настоящего изобретения со ссылкой на чертежи, на которых:
на фиг.1 показана блок-схема для раскрытия способа и устройства сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию, подводимых от внешнего возбуждения, вызванного действиями пилота/ЗСУ к самолету в соответствии с одним вариантом выполнения изобретения;
на фиг.2 показана блок-схема, предназначенная для описания генерирования сигнала ошибки, который используется в настоящем изобретении;
на фиг.3 показана блок-схема, описывающая дополнительны вариант выполнения способа и устройства сведения к минимуму динамических конструктивных нагрузок самолета, вводимых внешним возбуждением, в соответствии с настоящим изобретением;
на фиг.4 показана блок-схема контура адаптивной предварительной регулировки или предварительного управления, используемого в варианте выполнения настоящего изобретения;
на фиг.5 показана другая блок-схема, предназначенная для описания адаптивного предварительного управления;
на фиг.6 схематично представлен самолет, на котором показано расположение датчиков, которое можно использовать в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета; и
на фиг.7 показана схема, на которой представлена величина усредненного сигнала ошибки, которая обозначает нагрузки на конструкцию, подводимые в результате внешнего возбуждения к самолету, в зависимости от частоты.
На фиг.1 представлен один принципиальный вариант выполнения сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета 2, которые подводятся в результате внешнего возбуждения 1. Внешнее возбуждение 1 может быть связано, например, с ветром, порывами ветра или турбулентностью. Возбуждение 1 создает динамические нагрузки на конструкцию самолета 2, в частности на частоте резонанса или на частоте собственных колебаний в пределах конструкции, благодаря гибким свойствам корпуса самолета. На фиг.1 возбуждение 1 подводится к самолету 2, который рассматривается как гибкое тело.
Возбуждение 1 представлено датчиком 5 возбуждения или опорного сигнала, который генерирует сигнал х, обозначающий внешнее возбуждение 1, опорный датчик 5 в данном случае, представляет собой один или больше датчиков или компоновок датчика. Сигнал х, обозначающий внешнее возбуждение 1, вводят в схему 6, 17 адаптивного предварительного управления для получения сигнала управления для привода в действие элементов управления самолета 2 в соответствии с правилом предварительного управления, которое воплощено в упомянутой схеме 16, 17 адаптивного предварительного управления. Сигналы y управления для привода в действие элементов управления уменьшают динамические нагрузки на конструкцию, которые прикладываются к самолету 2 внешним возбуждением 1. Сигналы y управления подводят к самолету 2 с тем, чтобы привести в действие предусмотренные в нем элементы управления.
В самолете 2 генерируется сигнал, обозначающий нагрузки на конструкцию, которые поступают к самолету от упомянутого внешнего возбуждения 1, и эти сигналы используют как сигнал е, е* ошибки, и который описывает характеристики управления правила предварительного управления схемы 6, 17. Сигнал е, е* ошибки поступает в схему 8, 9 для оптимизации правила предварительного управления по упомянутому сигналу е, е* ошибки, для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию, то есть для уменьшения амплитуды колебаний конструкции самолета 2. Оптимизация в схеме 8, 9 выполняется таким образом, что обеспечивается минимизация колебаний, и динамические нагрузки на конструкцию адаптируют к фактической нагрузке и условиям полета самолета 2. Если правило оптимизации не будет итеративным, сигнал х также используется для оптимизации схемы 6, 17 регулируемого правила предварительного управления.
Датчик 5 опорного сигнала может содержать множество датчиков, которые детектируют интенсивность и направление ветра, турбулентности и порывов ветра, угол атаки, угол рыскания, и т.д., например углы Эйлера. Сигнал е, е* ошибки, который детектируется датчиками ошибки самолета 2, может включать в себя, например, ускорение в разных заданных местах конструкции самолета, а также напряжения или растяжения в заданных местах конструкции самолета. Элементы управления самолета 2, которые активируют для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию, могут включать в себя руль высоты, руль направления, элерон или другие поверхности управления, и они могут включать в себя электромеханические, электромагнитные, гидравлические, пневматические или пьезоэлектрические исполнительные устройства для непосредственного приложения сил, демпфирующих нагрузку, к конструкции самолета.
Далее, в качестве конкретного варианта, команды 3, 4 пилота или системы автопилота, которые также могут индуцировать нежелательные нагрузки на конструкцию, и вибрации самолета 2 добавляют к сигналу х обозначения возбуждения. Таким образом, нагрузки на конструкцию и вибрации самолета, возникающие в результате команд пилота или автопилота, также сводят к минимуму.
Оптимизация правила предварительного управления может осуществляться соответствующим способом, то есть способами среднеквадратической ошибки или рекурсивными способами, по меньшей мере среднеквадратической ошибки (LMS (МСО) минимальной среднеквадратичной ошибки, RLS) или способами минимизации квадратичной функции стоимости.
На фиг.2 показано генерирование фильтрованного сигнала е ошибки. Здесь предусмотрена внутренняя модель 16 самолета 2 для вычитания вклада команд 3, 4 пилота или автопилота, которые выводят на поверхности управления самолета и создают нагрузки на конструкцию в результате соответствующего маневра во время полета. Однако эти команды не должны приводить в действие схемы 6, 17 предварительного управления. Это означает, что, конечно, команда пилота или команда автопилота обычно не должна быть компенсирована схемой 6, 17 предварительного управления, но вибрации, индуцированные пилотом, будут компенсированы. С этой целью внутренняя модель 16 представляет собой модель жесткого тела.
Сигналы, выводимые внутренней моделью 16 самолета, комбинируют в схеме 25 комбинирования с исходным сигналом е* ошибки для генерирования фильтрованного сигнала е ошибки, который выводят в схему 8, 9 оптимизации. В качестве альтернативы команды y управления для поверхностей управления самолетом могут быть введены во внутреннюю модель 16, и сигнал х, обозначающий внешнее возбуждение, может быть получен из схемы 25 комбинирования.
Если предполагается использовать внутреннюю модель 16 самолета 2 только для вычитания влияния команд пилота или команд автопилота из исходного сигнала е*, внутренняя модель 16 может представлять собой модель жесткого тела. Однако если внутренняя модель 16 предназначена для генерирования сигнала х, обозначающего внешнее возбуждение, она должна представлять собой полную модель гибкого тела самолета 2. Внутренняя модель также может использоваться для вычитания паразитной обратной связи из сигнала, обозначающего возбуждение.
На фиг.3 схематично показана блок-схема одного варианта выполнения устройства для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета. Внешнее возбуждение 1, которое может быть ветром, порывами ветра или турбулентностью, прикладывается в конструкцию самолета 2. Возбуждение 1 вызывает вибрации или колебания, в частности, резонансные колебания или собственные колебания конструкции самолета. Самолетом 2 управляют с помощью команд пилота 3 и с помощью автопилота 4. Возбуждение 1 из-за ветра детектируют с помощью опорного датчика 5. Он может представлять собой лазерно-оптический датчик или датчики ветра других типов (например α - датчик, β - датчик).
Такой сигнал возбуждения или опорный сигнал, который включает в себя, в общем, трехмерную информацию о скорости и направлении ветра, подают в схему 6 предварительного управления для активации элементов управления самолета 2 с тем, чтобы уменьшить или свести к минимуму колебания конструкции и нагрузки на конструкцию самолета 2. Элементы управления могут представлять собой, как уже описано выше, руль высоты, руль управления, элерон или другие аэродинамически эффективные поверхности управления, и/или они могут представлять собой механические элементы управления для непосредственного сведения к минимуму нагрузок на конструкцию, электромеханические, электромагнитные, гидравлические, пневматические или пьезоэлектрические исполнительные устройства, предназначенные для приложения демпфирующих сил нагрузки непосредственно к конструкцию самолета.
Для адаптации и оптимизации на вход упомянутой схемы 6 предварительного управления поступает один или больше сигналов ошибки, генерируемых датчиками 7 ошибки, и эти сигналы ошибки детектируются в самолете 2, и их требуется свести к минимуму, и дополнительная информация, относящаяся к передаточным функциям самолета 2, которая предоставлена постоянно работающей идентификацией 9 системы, и информация, относящаяся к командам пилота и автопилота, которые не должны быть компенсированы системой сведения к минимуму нагрузок на конструкцию.
Постоянно работающая идентификация 9 системы подключена к генератору 8 случайного шума, который генерирует ограниченный в полосе случайный шум для каждого исполнительного устройства. Ни один из сигналов случайного шума не должен быть коррелирован с сигналом возбуждения или опорным сигналом. Передаточные функции для различных устройств привода не должны измеряться одновременно для обеспечения хорошего отношения сигнал - шум. Сигналы шума передают в исполнительные устройства или элементы управления для сведения к минимуму нагрузок на конструкцию и для идентификации 9 системы. В идентификации 9 системы сигналы шума идентификации пропускают через n адаптивных фильтров (например, типа FIR (КИХ), конечная импульсная характеристика, IIR (БИХ) бесконечная импульсная характеристика, нейронные сети и т.д.), где n представляет собой количество передаточных функций самолета, которые требуется идентифицировать.
Сущность этих адаптивных фильтров состоит в формировании модели фильтра самолета 2. Отклики 10 этой модели фильтра на шумовые сигналы идентификации вычитают в форме вектора с помощью средства 11 вычитания из сигналов ошибки, генерируемых датчиками 7 ошибки самолета 2. Те части сигналов ошибки, которые коррелируют с шумовыми сигналами идентификации, представляют собой отклики самолета 2 на шумовые сигналы идентификации. Результат такого векторного вычитания представляет ошибку между передаточными функциями самолета и моделью фильтра.
Коэффициенты 12 фильтра преобразуют в частотном поле и передают в адаптивную схему 6 предварительного управления. Адаптация коэффициентов 12 модели фильтра может быть выполнена с помощью алгоритма МСО или RLS, или другого алгоритма. Это позволяет использовать шумовые сигналы идентификации, генерируемые генератором 8, для гарантирования того, что в идентификации 9 системы будут рассматриваться только те части сигнала, выводимого датчиками 7 ошибки, которые коррелируют с шумовыми сигналами идентификации. Ускорения, значения скорости корпуса, и т.д. самолета 2 также вводят в автопилот 4.
Один вариант выполнения адаптивной схемы 6 предварительного управления показан на фиг.4. Как сигналы ошибки самолета 2, генерируемые датчиками 7 ошибки, так и опорные сигналы датчика 5 опорного сигнала (фиг.3) включают в себя общую информацию, связанную с командами пилота и автопилота. Для исключения непреднамеренной минимизации или компенсации команд пилота и автопилота системы сведения к минимуму динамической нагрузки на конструкцию вклад команд пилота и автопилота вычитают из опорного сигнала и сигналов ошибки с помощью схем 14 и 15 комбинирования, соответственно. Вклады или влияние команд 3, 4 пилота и автопилота датчиков 5 опорного сигнала и датчиков 7 ошибки рассчитывают с помощью внутренней модели 16 жесткого тела самолета 2. Такая внутренняя модель 16 включает в себя только механические свойства полета самолета, представленного в виде жесткого тела, и обычно хорошо известна при конструировании самолета.
Компенсированные сигналы ошибки и опорные сигналы вводят в схему 17 адаптивного предварительного управления вместе с коэффициентами частотного поля модели фильтра. Выходной сигнал схемы предварительного управления 17, обычно в векторной форме, поступает в модуль 18 проверки достоверности и на вход схемы 19 для оптимального распространения сигналов управления в разные исполнительные устройства 20 для минимизации нагрузок/вибрации конструкции.
Один вариант выполнения адаптивного предварительного управления представлен на фиг.5а. Адаптация адаптивного фильтра 24 может быть выполнена посредством итерационного алгоритма 23 возмущения, который изменяет коэффициенты фильтра на Δw и проверяет, будет ли сигнал ошибки уменьшаться или увеличиваться. Если сигнал ошибки будет уменьшаться, то коэффициент фильтра еще раз изменяют на Δw, в противном случае на - Δw и так далее. Для такого итерационного алгоритма не требуется информация о функциях передачи самолета, и не нужна непрерывно работающая системная идентификация.
Другой вариант выполнения адаптивного предварительного управления показан на фиг.5b. Компенсированный опорный сигнал, который включает в себя информацию, относящуюся к внешнему возбуждению, вводят в n адаптивных фильтров 22, где n представляет собой количество исполнительных устройств, демпфирующих нагрузки на конструкцию, умноженное на количество датчиков ошибки. Адаптивные фильтры выводят сигналы управления в модуль 18 проверки достоверности и в схему 19 для оптимального распределения сигналов управления между исполнительными устройствами 20 или элементами управления для минимизации нагрузок на конструкцию. Адаптация коэффициента фильтра может быть выполнена на основе алгоритма 21 фильтрованного-X-LMS, который представляет собой алгоритм, известный в уровне техники. Операция фильтрованного-Х может выполняться с коэффициентами модели фильтра постоянно работающей идентификации системы в поле частоты.
На фиг.6 показан вариант выполнения компоновки фильтра из трех датчиков для детектирования ускорений в направлении Z (ускорений, перпендикулярных поверхности крыла самолета). Датчики NzLF и NzRF ускорения расположены на кончиках крыльев, и NzSP предназначен для измерения z-ускорения центра тяжести самолета. Однако также возможно предусмотреть датчики ускорения в передней и/или задней частях фюзеляжа для измерения ускорения в направлениях y и z для демпфирования вертикальных и горизонтальных ускорений фюзеляжа.
Пример сведения к минимуму конструктивных нагрузок, прикладываемых к самолету внешним возбуждением из-за ветра, показан на фиг.7, в котором усредненный сигнал ошибки показан как функция частоты. Пунктирная линия представляет сигнал ошибки без минимизации нагрузки на конструкцию, в то время как сплошная линия представляет тот же сигнал с минимизацией нагрузки на конструкцию. Пик максимума показывает вибрацию с вертикальным изгибом крыла, то есть резонансные или собственные колебания, связанные с гибкими свойствами крыла. Можно видеть, что вибрация изгиба и поэтому нагрузки на конструкцию значительно уменьшились.
Список ссылочных позиций
1 возбуждение
2 самолет
3 команда пилота
4 команды автопилота
5 датчик опорного сигнала
6 схема адаптивного предварительного управления
7 датчик ошибки
8 генератор ограниченного по полосе шума или частотно-модулированного сигнала
9 идентификации системы
10 отклик модели фильтра
11 средство вычитания
12 коэффициенты фильтра
14 схема комбинирования
15 схема комбинирования
16 внутренняя модель самолета
17 адаптивное предварительное управление
18 модуль проверки достоверности
19 схема привода поверхности управления
20 исполнительные устройства (поверхности управления)
21 алгоритм МСО
22 адаптивный фильтр
23 итеративный алгоритм нарушения
24 адаптивный фильтр
25 схема комбинирования
x сигнал обозначения возбуждения
y сигнал управления
e* сигнал ошибки
e фильтрованный сигнал ошибки

Claims (28)

1. Способ сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, прикладываемых из-за внешнего возбуждения (1) к самолету (2), в котором
генерируют сигнал (х), обозначающий внешнее возбуждение (1);
получают сигналы (у) предварительного управления для привода в действие элементов (20) управления самолета (2) по упомянутому сигналу (х), обозначающему возбуждение, в соответствии с правилом предварительного управления для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию, прикладываемых к самолету (2);
генерируют сигнал (е, е*) ошибки, представляющий рабочие характеристики упомянутого предварительного управления, и
оптимизирует правило предварительного управления по упомянутому сигналу (е, е*) ошибки, и/или используя сигнал (х), обозначающий возбуждение, для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию.
2. Способ по п.1, в котором упомянутый сигнал, представляющий рабочие характеристики упомянутого предварительного управления, в качестве сигнала (е) ошибки, обозначает нагрузки на конструкцию самолета.
3. Способ по п.1 или 2, в котором генерирование упомянутого сигнала (х), обозначающего возбуждение, включает в себя детектирование сигналов, обозначающих одно или больше из интенсивности и направления турбулентности, ветра и порывов ветра, угла атаки, угла рыскания.
4. Способ по п.1, в котором информацию о командах пилота или системы автопилота добавляют к сигналу (х) обозначения возбуждения для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию, вызванных такой командой пилота или системы автопилота.
5. Способ по п.1, в котором генерирование упомянутого сигнала (е, е*) ошибки включает в себя детектирование сигналов, обозначающих одно или больше из ускорений, напряжений или растяжений в заданных местах конструкции самолета.
6. Способ по п.1, в котором генерирование упомянутого сигнала (е, е*) ошибки включает в себя вычитание вклада команд (3, 4) пилота или автопилота для поверхностей управления самолета (2), которые включены в нагрузки на конструкцию.
7. Способ по п.6, в котором упомянутое вычитание влияния команд (3, 4) пилота или автопилота осуществляют на основе модели (16) жесткого тела самолета (2).
8. Способ по п.1, в котором упомянутый сигнал (х), обозначающий возбуждение, генерируют по модели (16) гибкого тела самолета (2) или по блоку наблюдения/фильтру Калмана.
9. Способ по п.1, в котором упомянутая оптимизация правила предварительного управления включает в себя разделение частот для взаимной компенсации определенных диапазонов частоты, которыми не требуется управлять, в частности частотного диапазона команд пилота.
10. Способ по п.1, в котором оптимизация правила предварительного управления включает в себя итеративный алгоритм (23).
11. Способ по п.1, в котором упомянутая активация элементов (20) управления для сведений к минимуму динамических нагрузок на конструкцию включает в себя активирование одного или больше из руля высоты, руля направления, элерона или других поверхностей управления самолета (2).
12. Способ по п.1, в котором упомянутая активация элементов управления для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию включает в себя активирование одного или больше из электромеханических, электромагнитных, гидравлических, пневматических или пьезоэлектрических исполнительных устройств для приложения сил, демпфирующих нагрузку, непосредственно к конструкции самолета.
13. Способ по п.1, в котором оптимизация упомянутого правила предварительного управления включает в себя генерирование передаточной функции самолета (2).
14. Способ по п.13, в котором генерирование передаточной функции осуществляют с помощью постоянно работающей системы (9) идентификации, охватывающей фильтрацию ограниченного по полосе случайного шума или сигнала с частотной модуляцией с помощью множества n адаптивных фильтров (22), где n соответствует количеству передаточных функций самолета, которые требуется идентифицировать, и вычитание отклика фильтрации в форме вектора из сигнала ошибки.
15. Устройство для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, прикладываемых внешним возбуждением (1) к самолету, (2), содержащее
блок (5) генерирования сигнала возбуждения, предназначенный для генерирования сигнала (х), обозначающего внешнее возбуждение (1) конструкции самолета;
схему (6, 17) регулирования для получения сигналов (у) управления для активации элементов управления самолета (2) по упомянутому сигналу (х), обозначающему возбуждение, в соответствии с правилом предварительного управления для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию, подводимых к самолету (2);
блок (7, 25) генерирования сигнала ошибки, предназначенный для генерирования сигнала, представляющего рабочую характеристику упомянутого предварительного управления в качестве сигнала ошибки (е, е*), и
схему (8, 9) оптимизации для оптимизации правила предварительного управления по упомянутому сигналу (е, е*) ошибки и/или сигналу (х), обозначающему возбуждение, для сведения к минимуму динамических ошибок на конструкцию.
16. Устройство по п.15, в котором упомянутый блок (7, 25) генерирования сигнала ошибки генерирует упомянутый сигнал, представляющий рабочую характеристику упомянутого предварительного управления, в качестве нового сигнала (е, е*) ошибки, обозначающего нагрузки на конструкцию самолета.
17. Устройство по п.15 или 16, в котором упомянутый блок (5) генерирования сигнала возбуждения включает в себя датчик для детектирования сигналов, обозначающих одну или больше из интенсивности и направления турбулентности, ветра и порывов ветра, угла атаки, угла рыскания.
18. Устройство по п.15, в котором в упомянутом блоке (7, 25) генерирования сигнала ошибки предусмотрено средство (7) детектирования сигналов, обозначающих одно или больше из ускорений, напряжений или растяжений в заданных местах конструкции самолета.
19. Устройство по п.15, в котором в упомянутом блоке (7, 25) генерирования сигнала ошибки предусмотрено средство (25) вычитания вкладов команд (3, 4) пилота или автопилота при управлении управляющими поверхностями самолета (2), которые включены в нагрузку на конструкцию.
20. Устройство по п.15, в котором в упомянутом блоке (7, 25) генерирования сигнала ошибки предусмотрено вычитание влияния команд (3, 4) пилота или автопилота на основе модели (16) жесткого тела самолета (2).
21. Устройство по п.15, в котором в упомянутом блоке (5) генерирования сигнала возбуждения предусмотрено генерирование сигнала, обозначающего возбуждение, из модели (16) гибкого тела самолета (2), или блока наблюдения/фильтра Калмана.
22. Устройство по п.15, в котором упомянутая схема оптимизации включает в себя сепаратор частоты для оптимизации правила предварительного
управления путем разделения частоты, для вычитания влияния команд (3, 4) пилота или автопилота.
23. Устройство по п.15, в котором упомянутая схема (8, 9) оптимизации предназначена для оптимизации правила предварительного управления с использованием итеративного алгоритма.
24. Устройство по п.15, в котором элементы (20) управления, которые активируют для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию, включают в себя один или больше из руля высоты, руля направления, элерона или других поверхностей управления самолета (2).
25. Устройство по п.15, в котором элементы (20) управления, которые активируют для сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию, включает в себя одно или больше электромеханических, электромагнитных, гидравлических, пневматических или пьезоэлектрических исполнительных устройств для приложения сил демпфирования нагрузки, непосредственно к конструкции самолета.
26. Устройство по п.15, в котором упомянутая схема (8, 9) оптимизации предусмотрена для генерирования передаточной функции самолета для оптимизации упомянутого правила предварительного управления.
27. Устройство по п.26, в котором в схеме (8, 9) оптимизации предусмотрено генерирование передаточной функции с помощью постоянно работающей системы (9) идентификации, охватывающей фильтрацию ограниченного по полосе случайного шума или сигнала с частотной модуляцией с помощью множества n адаптивных фильтров, где n соответствует количеству передаточных функций самолета, которые должны быть идентифицированы, и вычитание отклика фильтрации в векторной форме из сигнала ошибки.
28. Устройство по п.15, в котором информацию о командах (3, 4) пилота или системы автопилота добавляют к сигналу (х) обозначения возбуждения для уменьшения динамических нагрузок на конструкцию, связанных с такой командой пилота или системой автопилота.
RU2008134499/11A 2006-01-25 2007-01-19 Сведение к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета RU2401219C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP06001510.4A EP1814006B1 (en) 2006-01-25 2006-01-25 Minimizing dynamic structural loads of an aircraft
EP06001510.4 2006-01-25

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008134499A RU2008134499A (ru) 2010-02-27
RU2401219C2 true RU2401219C2 (ru) 2010-10-10

Family

ID=36580726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008134499/11A RU2401219C2 (ru) 2006-01-25 2007-01-19 Сведение к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8255096B2 (ru)
EP (1) EP1814006B1 (ru)
JP (1) JP5165590B2 (ru)
CN (1) CN101375225B (ru)
BR (1) BRPI0707238A2 (ru)
CA (1) CA2637990C (ru)
RU (1) RU2401219C2 (ru)
WO (1) WO2007085378A2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2522899C1 (ru) * 2012-12-06 2014-07-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Новосибирский государственный технический университет" Адаптивная система для регулирования и стабилизации физических величин
RU2707702C1 (ru) * 2019-01-30 2019-11-28 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ продольного управления самолётом комбинированной схемы

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2888210B1 (fr) * 2005-07-08 2007-08-17 Airbus France Sas Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis
DE102007035465A1 (de) 2007-07-26 2009-02-05 Eads Deutschland Gmbh Versuchsanordnung mit einem Versuchsmodell und wenigstens einem Steuerelement sowie ein zugehöriges Verfahren
DE102007035461B4 (de) 2007-07-26 2017-03-30 Airbus Defence and Space GmbH Verfahren zur Messung von Anstellwinkel und Böengeschwindigkeit an einem Luftfahrzeug oder Flugkörper
DE102008014236B4 (de) 2008-03-14 2013-09-05 Eads Deutschland Gmbh Schwingungsreduktionsvorrichtung
US8489255B2 (en) * 2008-03-17 2013-07-16 Airbus Operations Gmbh Method and device for compensation of mechanical stresses in an aircraft structure
FR2938085B1 (fr) * 2008-11-05 2010-12-03 Airbus France Procede et dispositif d'attenuation des effets d'une turbulence sur un aeronef
DE102011106127A1 (de) 2011-06-10 2012-12-13 Eads Deutschland Gmbh Vorrichtung zur Reduzierung von Strukturschwingungen von Tragflügeln
EP2615026B1 (en) 2011-06-10 2018-04-04 Airbus Defence and Space GmbH Method and apparatus for minimizing dynamic structural loads of an aircraft
ES2543633T3 (es) * 2011-07-28 2015-08-20 Airbus Defence and Space GmbH Método y aparato para minimizar las cargas estructurales dinámicas de un avión
CN102866635B (zh) * 2012-09-29 2015-01-28 西北工业大学 基于等价模型的高超声速飞行器离散神经网络自适应控制方法
EP2940546A3 (en) * 2014-05-01 2016-03-23 Sikorsky Aircraft Corporation Acceleration smoothing holding overall kinetic energy control
CN103940604B (zh) * 2014-05-07 2016-03-16 哈尔滨工业大学 电脑程控式飞行器静力加载试验装置及方法
DE102016117638B4 (de) * 2016-09-19 2018-05-24 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verminderung von an einem Luftfahrzeug auftretenden Böenlasten
US10235892B1 (en) * 2017-05-05 2019-03-19 Architecture Technology Corporation Aircraft surface state event track system and method
US20190102841A1 (en) 2017-10-04 2019-04-04 Servicenow, Inc. Mapping engine configurations with task managed workflows and grid user interfaces
DE102018219179B3 (de) * 2018-11-09 2019-12-05 Siemens Aktiengesellschaft Böenlastminderung bei einem Flugzeug
US10974851B2 (en) 2018-11-09 2021-04-13 Textron Innovations Inc. System and method for maintaining and configuring rotorcraft
CN111367177B (zh) * 2020-03-19 2022-05-31 陕西师范大学 基于估计参考信号二阶微分的刚体系统抗扰控制方法及系统
US20220319257A1 (en) * 2021-03-31 2022-10-06 Beta Air, Llc Aircraft motion observer configured for use in electric aircraft

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8314656D0 (en) * 1983-05-26 1983-06-29 Secr Defence Aircraft control
US4652122A (en) 1985-06-26 1987-03-24 United Technologies Corporation Gust detection system
JPS6231600A (ja) 1985-08-05 1987-02-10 財団法人　日本航空機開発協会 航空機の突風荷重軽減制御方式
US4796192A (en) * 1985-11-04 1989-01-03 The Boeing Company Maneuver load alleviation system
JP3059192B2 (ja) * 1990-05-31 2000-07-04 富士通株式会社 適応制御システム
US5515444A (en) 1992-10-21 1996-05-07 Virginia Polytechnic Institute And State University Active control of aircraft engine inlet noise using compact sound sources and distributed error sensors
JP2952397B2 (ja) * 1994-08-23 1999-09-27 科学技術庁航空宇宙技術研究所長 対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機
US5598991A (en) * 1995-05-12 1997-02-04 The Boeing Company Method and apparatus for detecting oscillatory phenomena indicative of airflow separation
DE19841632C2 (de) * 1998-09-11 2001-06-07 Daimler Chrysler Ag Verfahren zum Kompensieren von Strukturschwingungen eines Flugzeugs aufgrund von äußeren Störungen
JP2003160097A (ja) 2001-11-27 2003-06-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 人力・機力ハイブリッド飛行操縦装置
US6766981B2 (en) * 2002-10-25 2004-07-27 Northrop Grumman Corporation Control system for alleviating a gust load on an aircraft wing
DE10316762B4 (de) * 2003-04-10 2007-01-25 Eads Deutschland Gmbh Verfahren zur Erfassung von Windgeschwindigkeiten mit einem Doppler-Lidar-System, insbesondere an Bord von Flugzeugen, und Doppler-Lidar-System
EP2146263B1 (en) * 2003-11-03 2019-05-08 The Boeing Company Aircraft multi-axis modal suppression system
DE102004029196B4 (de) * 2004-06-16 2007-11-22 Airbus Deutschland Gmbh System zur Rumpfstrukturlastabminderung in Verkehrsmitteln
US20090294586A1 (en) * 2005-05-25 2009-12-03 Warwick Brown Facility structures for commercial passenger aircraft

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2522899C1 (ru) * 2012-12-06 2014-07-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Новосибирский государственный технический университет" Адаптивная система для регулирования и стабилизации физических величин
RU2707702C1 (ru) * 2019-01-30 2019-11-28 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ продольного управления самолётом комбинированной схемы

Also Published As

Publication number Publication date
WO2007085378A3 (en) 2007-09-27
CA2637990A1 (en) 2007-08-02
CN101375225B (zh) 2012-07-04
JP5165590B2 (ja) 2013-03-21
CN101375225A (zh) 2009-02-25
US20090084908A1 (en) 2009-04-02
EP1814006A1 (en) 2007-08-01
RU2008134499A (ru) 2010-02-27
EP1814006B1 (en) 2016-09-21
US8255096B2 (en) 2012-08-28
BRPI0707238A2 (pt) 2011-04-26
CA2637990C (en) 2016-02-16
WO2007085378A2 (en) 2007-08-02
JP2009524547A (ja) 2009-07-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2401219C2 (ru) Сведение к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета
JP6664471B2 (ja) アクティブノイズコントロールにおける二次経路位相の推定
US7258307B2 (en) Device and method for damping at least one of a rigid body mode and elastic mode of an aircraft
US6751602B2 (en) Neural net controller for noise and vibration reduction
CA1328004C (en) Aircraft cabin noise control apparatus
JP2879946B2 (ja) 航空機翼のフラッタ抑制システム
US8413923B2 (en) Method of and device for actively damping vertical oscillations in a helicopter carrying a suspended external payload
US6229898B1 (en) Active vibration control system using on-line system identification with enhanced noise reduction
US6059274A (en) Vibration reduction system using impedance regulated active mounts and method for reducing vibration
CA2571793A1 (en) Active cancellation and vibration isolation with feedback and feedforward control for an aircraft engine mount
JP2004526908A (ja) スマートスキン構造体
CN105129112B (zh) 一种主被动一体的隔振装置和隔振平台
Wildschek et al. A multi-input multi-output adaptive feed-forward controller for vibration alleviation on a large blended wing body airliner
Wright et al. Vibration absorbers: a review of applications in interior noise control of propeller aircraft
CA2510115C (en) Device and method for damping at least one of a rigid body mode and elastic mode of an aircraft
Chen et al. Smart spring impedance control algorithm for helicopter blade harmonic vibration suppression
Клещковски Some insights in active control of noise and vibration in aircraft cabins
CA2235309A1 (en) Active noise and vibration control, especially in aircraft
Aurilio et al. Fuselage frame vibration control using magnetostrictive hybrid dynamic vibration absorbers
Grewal et al. Active control of aircraft cabin noise using collocated structural actuators and sensors
Wildschek et al. Wind tunnel testing of an adaptive control system for vibration suppression on aircraft
Dehandschutter et al. Active control of simulated structure borne road noise using force actuators
Dehandschutter et al. Model-based feedback control of acoustic radiation from vibrating structures by means of structural control
Ono Application of multi-input multi-output feedback control for F-16 ventral fin buffet alleviation using piezoelectric actuators
Kletschkowski Some insights in active control of noise and vibration in aircraft cabins

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20210120