JPH0439197A - 航空機翼のフラッタ抑制システム - Google Patents
航空機翼のフラッタ抑制システムInfo
- Publication number
- JPH0439197A JPH0439197A JP2146447A JP14644790A JPH0439197A JP H0439197 A JPH0439197 A JP H0439197A JP 2146447 A JP2146447 A JP 2146447A JP 14644790 A JP14644790 A JP 14644790A JP H0439197 A JPH0439197 A JP H0439197A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- signal
- displacement
- wing
- blade
- actuator
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Algebra (AREA)
- Toys (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (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
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、航空機の主翼等におけるフラ・ツタ現象をア
クティブ制御によって抑制するようにした航空機翼のフ
ラッタ抑制システムに関する。
クティブ制御によって抑制するようにした航空機翼のフ
ラッタ抑制システムに関する。
航空機翼のいわゆるフラッタ現象は、飛行中の気圧の変
動やエンジンの振動等、外乱によって生じ、翼構造物の
疲労破壊を進行させる。
動やエンジンの振動等、外乱によって生じ、翼構造物の
疲労破壊を進行させる。
従来、このような問題の対策を図ったものとしてとして
、例えば翼構造物の剛性を大きくして振動や羽ばたき現
象が生じ難くしたものがある。
、例えば翼構造物の剛性を大きくして振動や羽ばたき現
象が生じ難くしたものがある。
また、実験機レベルに採用されたものとして、制御によ
り人工的にフラッタを抑制するようにしたＦｌｕｔｔｅ
ｒ Ｍｏｄｅ Ｃｏｎｔｒｏ１方式のものがある。この
ものにおいては、主翼に通常の制御舵面の他にフラッタ
抑制用の舵面およびアクチュエータを設けるとともに、
この主翼に取り付けられた加速度計によってその翼の捩
れ等を検出し、その検出信号に基づき前記フラッタ抑制
用舵面を駆動して翼の振れを減衰するようにしている（
昭和６０年４月、槙書店発行の「フライトコントロール
」第１２５〜１２６頁参照）。
り人工的にフラッタを抑制するようにしたＦｌｕｔｔｅ
ｒ Ｍｏｄｅ Ｃｏｎｔｒｏ１方式のものがある。この
ものにおいては、主翼に通常の制御舵面の他にフラッタ
抑制用の舵面およびアクチュエータを設けるとともに、
この主翼に取り付けられた加速度計によってその翼の捩
れ等を検出し、その検出信号に基づき前記フラッタ抑制
用舵面を駆動して翼の振れを減衰するようにしている（
昭和６０年４月、槙書店発行の「フライトコントロール
」第１２５〜１２６頁参照）。
しかしながら、従来の前者の航空機翼のフラッタ抑制手
法にあっては、翼構造の剛性を高めるために翼げたやリ
プ等を厚くする必要があり、翼重量が増大して飛行性能
が低下してしまうという問題があった。
法にあっては、翼構造の剛性を高めるために翼げたやリ
プ等を厚くする必要があり、翼重量が増大して飛行性能
が低下してしまうという問題があった。
また、従来の後者の航空機翼のフラッタ抑制システムに
あっても、フラッタ抑制専用の舵面やアクチュエータを
設けるために翼重量が増大し、しかも、複数の振動モー
ドに対応するために複数のフラッタ抑制専用の舵面及び
アクチュエータを設けなければならなかった。
あっても、フラッタ抑制専用の舵面やアクチュエータを
設けるために翼重量が増大し、しかも、複数の振動モー
ドに対応するために複数のフラッタ抑制専用の舵面及び
アクチュエータを設けなければならなかった。
そこで、本発明は、翼重量を増大させずにアクティブに
フラッタを抑制することを主目的とし、複数の振動モー
ドが存在するフランクに対しても抑止制御を可能にする
ものである。
フラッタを抑制することを主目的とし、複数の振動モー
ドが存在するフランクに対しても抑止制御を可能にする
ものである。
本発明は、エルロン、フラップ、スポイラ等の通常の制
御舵面を用いて上記目的を達成するものであって、制御
舵面を制御するアクチュエータと、アクチュエータへの
動作指令信号を出力する飛行制御指令手段と、翼の変位
を計測してその測定位置に対応する信号を出力する翼変
位測定手段と、飛行制御指令手段の出力信号並びに空気
密度等の情報信号に基づいて飛行時の通常の大変位を予
測する通常大変位予測手段と、翼変位測定手段の出力信
号と通常大変位予測手段の出力信号との差信号を出力す
る外乱成分推定手段と、外乱成分推定手段の出力信号に
基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行制御指令
手段の出力信号を補正する指令信号補正手段と、を備え
たことを特徴とするものであり、 前記翼変位測定手段が、翼構造物の応力による歪みを検
出するセンサと、そのセンサの出力信号およびその検出
部位の翼構造特性に基づいて所定点における実際の翼変
位を演算する実変位演算手段と、を含み、前記通常大変
位予測手段が、前記アクチュエータの動作位置、空気密
度及び飛行速度等と揚力との関係並びに揚力と翼構造特
性との関係に基づいて前記所定点における通常飛行時の
翼変位予測値を演算する予測値演算手段と、この演算手
段への前記空気密度及び飛行速度等の情報信号を出力す
るエビオニクスと、を含み、前記指令信号補正手段が、
前記外乱成分推定手段の出力信号が人力される状態観測
器を含み、この観測器の演算回路から前記所定点におけ
る外乱による状態量の推定信号を出力し、これに所望の
フィードバンクゲインを乗じて前記補正信号とすること
を特徴とするもの、 または、前記舵面と前記アクチュエータとの対が前記質
に複数箇所設けられ、前記飛行制御指令手段が各アクチ
ュエータにそれぞれの動作指令信号を出力し、前記翼変
位測定手段のセンサが翼の構造物の複数箇所に設けられ
るとともに、前記実変位演算手段が各センサ出力を１つ
の信号列ベクトルに変換するマルチプレクサと、このマ
ルチプレクサから出力される信号列ベクトルを翼構造特
性に基づき複数の前記所定点に対応する翼変位列ベクト
ルに変換する演算回路とを有し、前記通常大変位予測手
段の予測値演算手段が、各アクチュエータへの動作指令
信号を１つの信号列ベクトルに変換するマルチプレクサ
と、このマルチプレクサから出力される信号列ベクトル
および前記エビオニクスからの前記情報信号に基づいて
演算を行い、揚力予測値列ベクトルを出力する揚力演算
回路と揚力演算回路の出力信号を翼構造特性に基づき複
数の前記所定点に対応する翼変位予測値列ベクトルに変
換する演算回路とを有し、前記指令信号補正手段が、前
記状態量の推定信号列ベクトルを出力し、これに所望の
フィードバンクゲインを乗じたものをデマルチプレクサ
を介して個々のアクチュエータ動作指令信号に対応する
補正信号とすることを特徴とするものでもよい。
御舵面を用いて上記目的を達成するものであって、制御
舵面を制御するアクチュエータと、アクチュエータへの
動作指令信号を出力する飛行制御指令手段と、翼の変位
を計測してその測定位置に対応する信号を出力する翼変
位測定手段と、飛行制御指令手段の出力信号並びに空気
密度等の情報信号に基づいて飛行時の通常の大変位を予
測する通常大変位予測手段と、翼変位測定手段の出力信
号と通常大変位予測手段の出力信号との差信号を出力す
る外乱成分推定手段と、外乱成分推定手段の出力信号に
基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行制御指令
手段の出力信号を補正する指令信号補正手段と、を備え
たことを特徴とするものであり、 前記翼変位測定手段が、翼構造物の応力による歪みを検
出するセンサと、そのセンサの出力信号およびその検出
部位の翼構造特性に基づいて所定点における実際の翼変
位を演算する実変位演算手段と、を含み、前記通常大変
位予測手段が、前記アクチュエータの動作位置、空気密
度及び飛行速度等と揚力との関係並びに揚力と翼構造特
性との関係に基づいて前記所定点における通常飛行時の
翼変位予測値を演算する予測値演算手段と、この演算手
段への前記空気密度及び飛行速度等の情報信号を出力す
るエビオニクスと、を含み、前記指令信号補正手段が、
前記外乱成分推定手段の出力信号が人力される状態観測
器を含み、この観測器の演算回路から前記所定点におけ
る外乱による状態量の推定信号を出力し、これに所望の
フィードバンクゲインを乗じて前記補正信号とすること
を特徴とするもの、 または、前記舵面と前記アクチュエータとの対が前記質
に複数箇所設けられ、前記飛行制御指令手段が各アクチ
ュエータにそれぞれの動作指令信号を出力し、前記翼変
位測定手段のセンサが翼の構造物の複数箇所に設けられ
るとともに、前記実変位演算手段が各センサ出力を１つ
の信号列ベクトルに変換するマルチプレクサと、このマ
ルチプレクサから出力される信号列ベクトルを翼構造特
性に基づき複数の前記所定点に対応する翼変位列ベクト
ルに変換する演算回路とを有し、前記通常大変位予測手
段の予測値演算手段が、各アクチュエータへの動作指令
信号を１つの信号列ベクトルに変換するマルチプレクサ
と、このマルチプレクサから出力される信号列ベクトル
および前記エビオニクスからの前記情報信号に基づいて
演算を行い、揚力予測値列ベクトルを出力する揚力演算
回路と揚力演算回路の出力信号を翼構造特性に基づき複
数の前記所定点に対応する翼変位予測値列ベクトルに変
換する演算回路とを有し、前記指令信号補正手段が、前
記状態量の推定信号列ベクトルを出力し、これに所望の
フィードバンクゲインを乗じたものをデマルチプレクサ
を介して個々のアクチュエータ動作指令信号に対応する
補正信号とすることを特徴とするものでもよい。
本発明では、翼の変位を実測する翼変位測定手段の出力
信号と、外乱のない通常飛行時の翼変位を予測する通常
大変位予測手段の出力信号との差信号から、外乱による
翼変位の成分が推定され、この外乱成分推定手段の出力
信号に基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行制
御指令手段の出力信号が補正される。したがって、通常
の舵面制御用アクチュエータを使用してアクティブなフ
ラッタ抑制制御がなされ、通常の舵面制御を損なうこと
なく、大重量を増大させずにフラッタが抑制される。
信号と、外乱のない通常飛行時の翼変位を予測する通常
大変位予測手段の出力信号との差信号から、外乱による
翼変位の成分が推定され、この外乱成分推定手段の出力
信号に基づき、外乱による翼変位を相殺するよう飛行制
御指令手段の出力信号が補正される。したがって、通常
の舵面制御用アクチュエータを使用してアクティブなフ
ラッタ抑制制御がなされ、通常の舵面制御を損なうこと
なく、大重量を増大させずにフラッタが抑制される。
また、翼構造物の歪みの検出信号および翼構造特性に基
づいて所定点における実際の翼変位を測定するとともに
、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力と
翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通常
飛行時の翼変位を予測し、外乱成分推定手段の出力信号
を入力する状態観測器の演算回路から前記所定点におけ
る外乱による状態量の推定信号を出力してこれに所望の
フィードバンクゲインを乗じて前記補正信号どするよう
にすれば、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現で
きる。
づいて所定点における実際の翼変位を測定するとともに
、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力と
翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通常
飛行時の翼変位を予測し、外乱成分推定手段の出力信号
を入力する状態観測器の演算回路から前記所定点におけ
る外乱による状態量の推定信号を出力してこれに所望の
フィードバンクゲインを乗じて前記補正信号どするよう
にすれば、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現で
きる。
さらに、舵面とアクチュエータとの対を翼に複数箇所設
けるとともに、前記歪センサを翼の構造物の全体に亘る
複数箇所であって振動のノード（ｎｏｄｅ）に一致しな
い位置にそれぞれ設けると、簡単な構成により、複数の
振動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制御
が可能になる。
けるとともに、前記歪センサを翼の構造物の全体に亘る
複数箇所であって振動のノード（ｎｏｄｅ）に一致しな
い位置にそれぞれ設けると、簡単な構成により、複数の
振動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制御
が可能になる。
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
第１図は本発明の第１実施例を示す図である。
第１図において、１は航空機であり、航空機１の主翼で
ある翼２にはエルロン、フラップ、スポイラ−等の複数
の制御舵面、例えば３つの制御舵面３Ａ、３Ｂ、３Ｃと
、これらの制御舵面３Ａ〜３Ｃを制御するアクチュエー
タＩＩＡ、ＩＩＢ、１１Ｃとが設けられている。各アク
チュエータＩＩＡ〜１１Ｃはアクチュエータコントロー
ラ１２Ａ、１２Ｂ、１２Ｃに接続されており、これらの
コントローラ１２Ａ〜１２Ｃは信号入力回路１３から与
えられる動作指令信号に従って各アクチュエータ１１Ａ
〜ＩＩＣを制御する。
ある翼２にはエルロン、フラップ、スポイラ−等の複数
の制御舵面、例えば３つの制御舵面３Ａ、３Ｂ、３Ｃと
、これらの制御舵面３Ａ〜３Ｃを制御するアクチュエー
タＩＩＡ、ＩＩＢ、１１Ｃとが設けられている。各アク
チュエータＩＩＡ〜１１Ｃはアクチュエータコントロー
ラ１２Ａ、１２Ｂ、１２Ｃに接続されており、これらの
コントローラ１２Ａ〜１２Ｃは信号入力回路１３から与
えられる動作指令信号に従って各アクチュエータ１１Ａ
〜ＩＩＣを制御する。
２１は、翼２の変位を実測してその測定値に対応する信
号を出力する翼変位測定手段であり、この翼変位測定手
段２１は、各制御舵面３Ａ〜３Ｃの近傍において翼構造
物（詳細は図示しないが、例えば翼げたやリプ）の応力
による歪みを検出するセンサ２２Ａ、２２Ｂ、２２Ｃと
、そのセンサ２２Ａ〜２２Ｃの出力信号およびその検出
部位の翼構造特性に基づいて所定点における実際の翼２
の変位を演算する実変位演算手段２３とを含んでなり、
実変位演算手段２３はその演算結果に対応する信号、例
えば図中太線で示す多重信号を外乱成分推定手段３１に
出力する。なお、センサ２２Ａ〜２２Ｃはその取り付は
位置が翼２の任意のフラッタ−モードにおける振動のノ
ード（ｎｏｄ６）と一致しないようにしている。
号を出力する翼変位測定手段であり、この翼変位測定手
段２１は、各制御舵面３Ａ〜３Ｃの近傍において翼構造
物（詳細は図示しないが、例えば翼げたやリプ）の応力
による歪みを検出するセンサ２２Ａ、２２Ｂ、２２Ｃと
、そのセンサ２２Ａ〜２２Ｃの出力信号およびその検出
部位の翼構造特性に基づいて所定点における実際の翼２
の変位を演算する実変位演算手段２３とを含んでなり、
実変位演算手段２３はその演算結果に対応する信号、例
えば図中太線で示す多重信号を外乱成分推定手段３１に
出力する。なお、センサ２２Ａ〜２２Ｃはその取り付は
位置が翼２の任意のフラッタ−モードにおける振動のノ
ード（ｎｏｄ６）と一致しないようにしている。
外乱成分推定手段３１は、翼変位測定手段２１の出力信
号と後述する通常大変位予測手段４１の出力信号とを入
力して、それらの差信号を外乱による翼２の変位成分を
推定するための信号として出力する。
号と後述する通常大変位予測手段４１の出力信号とを入
力して、それらの差信号を外乱による翼２の変位成分を
推定するための信号として出力する。
通常大変位予測手段４Ｉは、アクチュエータ１の動作位
置、空気密度、飛行速度（対気速度）等の各種情報信号
を出力するエビオニクス４２（機上搭載の航法制御機器
、計器、通信機器類）と、このエビオニクス４２からの
各種情報データと揚力との関係、揚力と翼２の構造特性
との関係、並びに飛行制御手段５１の出力指令信号に基
づいて前記所定点における通常飛行時の翼２の変位予測
値を演算する予測値演算手段４３とを含んでなり、その
予測値に対応する信号を外乱成分推定手段３１に出力す
る。
置、空気密度、飛行速度（対気速度）等の各種情報信号
を出力するエビオニクス４２（機上搭載の航法制御機器
、計器、通信機器類）と、このエビオニクス４２からの
各種情報データと揚力との関係、揚力と翼２の構造特性
との関係、並びに飛行制御手段５１の出力指令信号に基
づいて前記所定点における通常飛行時の翼２の変位予測
値を演算する予測値演算手段４３とを含んでなり、その
予測値に対応する信号を外乱成分推定手段３１に出力す
る。
６１は、外乱成分推定手段３１の出力信号に基づき、外
乱による翼２の変位を相殺するように飛行制御指令手段
５１の出力信号を補正する指令信号補正手段である。こ
の指令信号補正手段６１は、外乱成分推定手段３１の出
力信号（前記差信号）が入力される状態観測器６２（こ
の状態観測器の出力部には、所望の減衰性と収束性から
求められるフィードバックゲイン乗算回路が付加されて
いる）と、飛行制御指令手段５１の出力指令信号及び状
態観測器６２の出力信号（上記フィードバンクゲインが
乗ぜられたもの。以下第１実施例において同じ）を入力
する演算回路６３とを含んでなり、この状態観測器６２
内の処理部（詳細は図示していない）によって前記所定
点における外乱による翼２の状態量の推定信号が演算回
路６３に出力され、その推定値号によって飛行制御指令
手段５１からの指令信号が補正されるようになっている
。
乱による翼２の変位を相殺するように飛行制御指令手段
５１の出力信号を補正する指令信号補正手段である。こ
の指令信号補正手段６１は、外乱成分推定手段３１の出
力信号（前記差信号）が入力される状態観測器６２（こ
の状態観測器の出力部には、所望の減衰性と収束性から
求められるフィードバックゲイン乗算回路が付加されて
いる）と、飛行制御指令手段５１の出力指令信号及び状
態観測器６２の出力信号（上記フィードバンクゲインが
乗ぜられたもの。以下第１実施例において同じ）を入力
する演算回路６３とを含んでなり、この状態観測器６２
内の処理部（詳細は図示していない）によって前記所定
点における外乱による翼２の状態量の推定信号が演算回
路６３に出力され、その推定値号によって飛行制御指令
手段５１からの指令信号が補正されるようになっている
。
このような構成の本実施例においては、航空機１の飛行
時には翼２の変位を実測する翼変位測定手段２１から外
乱成分推定手段３１に測定信号が出力され、一方、外乱
のない通常飛行時の翼２の変位を予測する通常大変位予
測手段４１からも外乱成分推定手段３１へ信号が出力さ
れ、これらの差信号が指令信号補正手段６１に出力され
る。すなわち、翼変位測定手段２１が、翼２を構成する
構造物の歪みの検出信号および翼構造特性に基づいて所
定点における実際の翼変位を測定するとともに、通常大
変位予測手段４１が、航空機１の飛行状態及び環境情報
等と揚力との関係、並びに揚力と翼構造特性との関係に
基づいて前記所定点における通常飛行時の翼変位を予測
し、更に、これらの差信号が外乱成分推定手段３１から
指令信号補正手段６１に与えられる。そして、指令信号
補正手段６１の状態観測器６２によりこの外乱成分推定
手段３１の出力信号に基いて外乱による翼２の変位状態
が推定されるとともに、前記所定点における外乱による
状態量の推定信号が出力され、これを補正信号として、
演算回路６３により外乱による翼２の変位を相殺するよ
う飛行制御指令手段５１からの出力信号が補正される。
時には翼２の変位を実測する翼変位測定手段２１から外
乱成分推定手段３１に測定信号が出力され、一方、外乱
のない通常飛行時の翼２の変位を予測する通常大変位予
測手段４１からも外乱成分推定手段３１へ信号が出力さ
れ、これらの差信号が指令信号補正手段６１に出力され
る。すなわち、翼変位測定手段２１が、翼２を構成する
構造物の歪みの検出信号および翼構造特性に基づいて所
定点における実際の翼変位を測定するとともに、通常大
変位予測手段４１が、航空機１の飛行状態及び環境情報
等と揚力との関係、並びに揚力と翼構造特性との関係に
基づいて前記所定点における通常飛行時の翼変位を予測
し、更に、これらの差信号が外乱成分推定手段３１から
指令信号補正手段６１に与えられる。そして、指令信号
補正手段６１の状態観測器６２によりこの外乱成分推定
手段３１の出力信号に基いて外乱による翼２の変位状態
が推定されるとともに、前記所定点における外乱による
状態量の推定信号が出力され、これを補正信号として、
演算回路６３により外乱による翼２の変位を相殺するよ
う飛行制御指令手段５１からの出力信号が補正される。
したがって、翼２が気圧変動や突風等の外乱を受けると
、通常の舵面制御用アクチュエータ１１Ａ−１１ｃを使
用してアクティブなフラッタ抑制制御が的確できめ細か
になされ、しかも、大きな外乱がない通常飛行時の舵面
制御を損なうこともない。
、通常の舵面制御用アクチュエータ１１Ａ−１１ｃを使
用してアクティブなフラッタ抑制制御が的確できめ細か
になされ、しかも、大きな外乱がない通常飛行時の舵面
制御を損なうこともない。
以上のように、本実施例においては、既存のフライトコ
ントロール舵面（制御舵面）を用いてアクティブなフラ
ッタ抑制制御をすることができ、従来のようにフラッタ
サプレッサー等の専用舵面を設ける必要がない。したが
って、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッタ
を抑制することができる。また、本実施例においては、
複数の翼部値の変位を計測するとともに複数の制御舵面
３によって制御を行うので、複数の振動モードが存在す
るフラッタに対しても抑制制御が可能である。さらに、
フラッタ抑制のみならず、突風等により翼構造物に発生
する応力の軽減（ＧＬＩＳＴ ＬＯＡＤＡＬＬＥＶＩＡ
ＴＩＯＮにおいても）にも効果がある。
ントロール舵面（制御舵面）を用いてアクティブなフラ
ッタ抑制制御をすることができ、従来のようにフラッタ
サプレッサー等の専用舵面を設ける必要がない。したが
って、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッタ
を抑制することができる。また、本実施例においては、
複数の翼部値の変位を計測するとともに複数の制御舵面
３によって制御を行うので、複数の振動モードが存在す
るフラッタに対しても抑制制御が可能である。さらに、
フラッタ抑制のみならず、突風等により翼構造物に発生
する応力の軽減（ＧＬＩＳＴ ＬＯＡＤＡＬＬＥＶＩＡ
ＴＩＯＮにおいても）にも効果がある。
第２．３図は本発明の第２実施例を示す図である。なお
、第実施例において上述例と同−若しくは相当する構成
には同一符号を付してその説明を省略する。
、第実施例において上述例と同−若しくは相当する構成
には同一符号を付してその説明を省略する。
第２．３図において、翼２には、図示しない舵面３とア
クチュエータ１１との対がｎ箇所（複数）設けられ、飛
行制御指令手段５１が各アクチュエータにそれぞれの動
作指令信号Ｃ＋−Ｃｎを出力するようになっている。
クチュエータ１１との対がｎ箇所（複数）設けられ、飛
行制御指令手段５１が各アクチュエータにそれぞれの動
作指令信号Ｃ＋−Ｃｎを出力するようになっている。
この翼２の状態方程式は、次のように表すことができる
。
。
ン＝−ｔＪ−重■ χ＋Ｕ−１ｕ
・・・・・・（１）
Ｍ：質量マトリックス
Ｒ：ダンピングマトリックス
に：剛性マトリックス
ρ、：ｉ番目の部位の変位（１≦ｉ≦ｎ）Ｌｔ：ｉ番目
の部位に加わる外力 これを簡単にすると、次式（２）で表すことができる。
の部位に加わる外力 これを簡単にすると、次式（２）で表すことができる。
χ−Ａχ十Ｂ ｕ ・旧・・（２）
第３図に示すように、翼変位測定手段２１は、例えば翼
２の捩り中心に沿って左右の片側でｎ個設けられたスト
レインゲージ等の歪センサ２２１〜２２ｎと、実変位演
算手段２３を含んでなる。この場合、フラッタによる測
定部位の振動モードが２次元的であると仮定しており、
任意のセンサ２２１〜２２ｎの出力とそれに隣接する部
位の変位は、次のような関係となる。
２の捩り中心に沿って左右の片側でｎ個設けられたスト
レインゲージ等の歪センサ２２１〜２２ｎと、実変位演
算手段２３を含んでなる。この場合、フラッタによる測
定部位の振動モードが２次元的であると仮定しており、
任意のセンサ２２１〜２２ｎの出力とそれに隣接する部
位の変位は、次のような関係となる。
φ （１％） ＝ θ （１□、 、）［ρ （＋
ｂ−１１−ρ ＬＩＩ、 ］θ（＠ｓ、−伺）［ρ（、
）−ρ（＋ｓやＩ）］φ（−◆Ｉ）０θ（１１１ｍ＋１
） ［ρ（１）−ρ（−＋１）］θ３．．１．１□、［
ρ１゜１．−ρ（ｎＸ２１ ］ここで、θは隣接する測
定部位間のバネ定数、φは各センサ２２の出力であり、
これをまとめると、次式が得られる。
ｂ−１１−ρ ＬＩＩ、 ］θ（＠ｓ、−伺）［ρ（、
）−ρ（＋ｓやＩ）］φ（−◆Ｉ）０θ（１１１ｍ＋１
） ［ρ（１）−ρ（−＋１）］θ３．．１．１□、［
ρ１゜１．−ρ（ｎＸ２１ ］ここで、θは隣接する測
定部位間のバネ定数、φは各センサ２２の出力であり、
これをまとめると、次式が得られる。
φ−θ ρ ・旧・・（３）
但し、
φ ：各センサ２２の出力列ベクトル
θ ：係数マトリックス
ρ ：変位の列ベクトル
すなわち、翼変位は
ρ＝θ−１φ ・・・・・・（４）として求めるこ
とができる。したがって、実変位演算手段２３は、各セ
ンサ２２１〜２２ｎの出力を１つの信号列ベクトルφ
（ｎＸ１）に変換する、すなわちデータ転送線を時分割
的に多重化してｎ個のデータを転送可能にする公知のマ
ルチプレクサ２４と、このマルチプレクサ２４がら出力
される信号列ベクトルφ （ｎＸ１）を翼構造特性に基
づいて複数の前記所定点における翼変位列ヘクトルρ←
（ｎＸ１）に変換する演算回路２５とを有してぃる。な
お、上式（４）は３次元的に拡張することができる。
とができる。したがって、実変位演算手段２３は、各セ
ンサ２２１〜２２ｎの出力を１つの信号列ベクトルφ
（ｎＸ１）に変換する、すなわちデータ転送線を時分割
的に多重化してｎ個のデータを転送可能にする公知のマ
ルチプレクサ２４と、このマルチプレクサ２４がら出力
される信号列ベクトルφ （ｎＸ１）を翼構造特性に基
づいて複数の前記所定点における翼変位列ヘクトルρ←
（ｎＸ１）に変換する演算回路２５とを有してぃる。な
お、上式（４）は３次元的に拡張することができる。
また、本実施例においては、通常のフライトコントロー
ル舵面（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をするた
め、フライトコントロールとフラッタコントロールとが
制御上で干渉しないようにする必要がある。そこで、飛
行速度やエアデータ等エビオニクス４２から出力される
情報及び各アクチュエータ１１の制御位置情報からフラ
イトコントロール動作による大変位を予測する。なお、
フライトコントロール動作による各部位へのリフト量は
、 Ｌ（ｎ＋＝ζｍ Ｖ Ｖ ”Ｇｍ Ｃｎ ・＝−（５
）但し、ζ１ ：各舵面固有の定数（１≦ｍ≦ｎ）シ：
空気密度 ■：対気速度 Ｇｏ ：各アクチュエータのサーボゲインＣ，，：アク
チュエータ作動指令信号 となり、式（５）を上述の（２）弐に代入すると、予測
変位を求めることができる。
ル舵面（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をするた
め、フライトコントロールとフラッタコントロールとが
制御上で干渉しないようにする必要がある。そこで、飛
行速度やエアデータ等エビオニクス４２から出力される
情報及び各アクチュエータ１１の制御位置情報からフラ
イトコントロール動作による大変位を予測する。なお、
フライトコントロール動作による各部位へのリフト量は
、 Ｌ（ｎ＋＝ζｍ Ｖ Ｖ ”Ｇｍ Ｃｎ ・＝−（５
）但し、ζ１ ：各舵面固有の定数（１≦ｍ≦ｎ）シ：
空気密度 ■：対気速度 Ｇｏ ：各アクチュエータのサーボゲインＣ，，：アク
チュエータ作動指令信号 となり、式（５）を上述の（２）弐に代入すると、予測
変位を求めることができる。
具体的には、前記の
ｕ＝ ［０−ＯＬ＋−Ｌ、、］ ” を代入すれば、
χ＝［？、・・・貧、、？１・・・Ｆｎ］” が得ら
れ、β−［れ・・・↑、、］Ｔ が予測変位ベクトルと
なる。
χ＝［？、・・・貧、、？１・・・Ｆｎ］” が得ら
れ、β−［れ・・・↑、、］Ｔ が予測変位ベクトルと
なる。
すなわち、通常翼変位予測手段４１の予測値演算手段４
３は、各アクチュエータ１１への動作指令信号０１〜ｃ
１．を１つの信号列ベクトルに変換するマルチプレクサ
４４及び複数の係数回路４５と、このマルチプレクサ４
４から出力される信号列ベクトル及びエビオニクス４２
からの情報信号νｖ２等に基づいて演算し、揚力予測値
列ベクトルＬ、□。を出力する揚力演算回路４６と、揚
力演算回路４６の出力信号りを翼構造特性に基づき複数
の前記所定点に対応した翼変位予測値列ベクトルρに変
換する演算回路４７とを有している。
３は、各アクチュエータ１１への動作指令信号０１〜ｃ
１．を１つの信号列ベクトルに変換するマルチプレクサ
４４及び複数の係数回路４５と、このマルチプレクサ４
４から出力される信号列ベクトル及びエビオニクス４２
からの情報信号νｖ２等に基づいて演算し、揚力予測値
列ベクトルＬ、□。を出力する揚力演算回路４６と、揚
力演算回路４６の出力信号りを翼構造特性に基づき複数
の前記所定点に対応した翼変位予測値列ベクトルρに変
換する演算回路４７とを有している。
前記通常翼変位予測手段４１の予測結果ρを、大変位測
定手段２１による測定結果ρ（ｒ＋ｘｌ）から差し引（
と、外乱による応答成分を取り出すことができる。そし
て、これを後述する（６）式のフィードハック系に状態
量として与えることにより、フライトコントロール動作
に緩衝しないフラ・ツタ制御を実現できる。
定手段２１による測定結果ρ（ｒ＋ｘｌ）から差し引（
と、外乱による応答成分を取り出すことができる。そし
て、これを後述する（６）式のフィードハック系に状態
量として与えることにより、フライトコントロール動作
に緩衝しないフラ・ツタ制御を実現できる。
以下、本実施例で用いる制御方式の一般的説明を行う。
ただし、以下におけるχは、上記外乱による翼変位置で
あり、前述の（１）式で表わすχ、すなわち飛行時の通
常大変位置と外乱による翼変位置を含むχとは異なる。
あり、前述の（１）式で表わすχ、すなわち飛行時の通
常大変位置と外乱による翼変位置を含むχとは異なる。
χ−Ａ χ ＋Ｂ β−ＢＦ χ
・・・・・・（６）
但し、δ ：外乱列ベクトル
χ ：内部状態量χの推定値
なお、ここで、フィードバンクゲインマトリックスＦの
決定については、最適レギュレータや極配置指定等の公
知の制御理論によって求めることができる。また、内部
状態量χを用いると、測定される大変位ベクトルはＣχ
となる。
決定については、最適レギュレータや極配置指定等の公
知の制御理論によって求めることができる。また、内部
状態量χを用いると、測定される大変位ベクトルはＣχ
となる。
上述のように、状態量χは変位ρ、及びその微分値ム
（１≦ｍ≦ｎ）が含まれており、れの推定に関してはア
ナログ回路によりρ、の微分を実効することも考えられ
るが、ノイズ等の影響を考慮し、状態観測器（ＳＴＡＴ
Ｅ ０ＢＳＥＲＶＥＲ） ６２を使用して推定する。す
なわち指令信号補正手段６１は次式（７）で表される状
態観測器６２を有している。
（１≦ｍ≦ｎ）が含まれており、れの推定に関してはア
ナログ回路によりρ、の微分を実効することも考えられ
るが、ノイズ等の影響を考慮し、状態観測器（ＳＴＡＴ
Ｅ ０ＢＳＥＲＶＥＲ） ６２を使用して推定する。す
なわち指令信号補正手段６１は次式（７）で表される状
態観測器６２を有している。
χ−Ａ χ−ＢＦ χ
十ＫＧ （Ｃχ−Ｃχ）
・・・・・・（７）
但し、ここで、ＫＧは実測される変位ベクトルＣχに推
定した変位ベクトルＣ９がいかに速く収束するかを決定
するゲインマトリックスである。なお、このＫＧの決定
については、カルマンフィルター等の公知理論を応用す
ることができる。
定した変位ベクトルＣ９がいかに速く収束するかを決定
するゲインマトリックスである。なお、このＫＧの決定
については、カルマンフィルター等の公知理論を応用す
ることができる。
また、指令信号補正手段６１は、前記状態量（内部状態
変数ベクトル）９の推定信号列ベクトルχにフィードバ
ンクゲインＦをかけた信号（Ｆ χ）を出力し、これを
デマルチプレクサ６５を介して個々のアクチュエータ動
作指令信号に対応する補正信号とするようになっている
。
変数ベクトル）９の推定信号列ベクトルχにフィードバ
ンクゲインＦをかけた信号（Ｆ χ）を出力し、これを
デマルチプレクサ６５を介して個々のアクチュエータ動
作指令信号に対応する補正信号とするようになっている
。
このように、本実施例では、複数のセンサ２２１〜２２
ｎを使用して翼変位が測定され、通常のフライトコント
ロール動作に干渉しないよう制御舵面３を使ってフラッ
タ抑制制御が行われる。そして、その全体構造は次のよ
うに表すことができる。
ｎを使用して翼変位が測定され、通常のフライトコント
ロール動作に干渉しないよう制御舵面３を使ってフラッ
タ抑制制御が行われる。そして、その全体構造は次のよ
うに表すことができる。
χ ＝Ａ χ−ＢＦ χ
＋ＫＧ（Ｃ１（ρ −ρ ）−Ｃ２χ 〕・・・・・・
（８） 但し、 ρ ＝ θ −１φ β−［れ・・・・・・舎、、］Ｔ Ｌ ＝ ［Ｌ ＋ ・・・・・・Ｌ、、］ＴＬ（ｌ
Ｒ＋＝ζ、ｖ ｖ２ＧＩＩｃ、 （ｌ≦ｍ≦ｎ）Ａ
−−Ｕ−Ｉ ■ Ｂ ＝ ｔＪ Ｍ：翼の質量マトリックス Ｒ：翼構造物の減衰マトリックス に：翼構造物の剛性マトリックス ０：ゼロマトリソクス ρ ：翼の変位ベクトル ρ ： ρの予測値ベクトル χ ： χ−〔β ρ〕Ｔ χ ： χの推定値 Ｌ 、、、） ： ｍ番目の制御舵面の揚力予測値Ｌ（
１）−ζｍνｖ” ＣｌＩｃ。
（８） 但し、 ρ ＝ θ −１φ β−［れ・・・・・・舎、、］Ｔ Ｌ ＝ ［Ｌ ＋ ・・・・・・Ｌ、、］ＴＬ（ｌ
Ｒ＋＝ζ、ｖ ｖ２ＧＩＩｃ、 （ｌ≦ｍ≦ｎ）Ａ
−−Ｕ−Ｉ ■ Ｂ ＝ ｔＪ Ｍ：翼の質量マトリックス Ｒ：翼構造物の減衰マトリックス に：翼構造物の剛性マトリックス ０：ゼロマトリソクス ρ ：翼の変位ベクトル ρ ： ρの予測値ベクトル χ ： χ−〔β ρ〕Ｔ χ ： χの推定値 Ｌ 、、、） ： ｍ番目の制御舵面の揚力予測値Ｌ（
１）−ζｍνｖ” ＣｌＩｃ。
（１≦ｍ≦ｎ）
ζイ：ｍ番目の制御舵面に固有の定数
シ：空気密度
Ｖ二対気速度
ＧＩＩ＝各アクチュエータのサーボゲインＣ，：アクチ
ュエータ作動指令信号 ψ ：センサ２２の出力列ベクトル（ｎＸ１）θ ：
φとρの関係を表す 係数マトリックス（ｎＸｎ） Ｃｚ ： （Ｃ） Ｉ ） ｎｘ２ｎＩ
：単位マトリックス 本実施例においても、既存のフライトコントロール舵面
（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をすることがで
き、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッタを
アクティブに抑制制御することができ、第１実施例と同
様の効果を得ることができる。更に、本実施例の制御ア
ルゴリズムを既存のフライトコントロール制御則にパ゛
ツケージ的に付加して、独立性の高い制御系を実現でき
る。
ュエータ作動指令信号 ψ ：センサ２２の出力列ベクトル（ｎＸ１）θ ：
φとρの関係を表す 係数マトリックス（ｎＸｎ） Ｃｚ ： （Ｃ） Ｉ ） ｎｘ２ｎＩ
：単位マトリックス 本実施例においても、既存のフライトコントロール舵面
（制御舵面）を用いてフラッタ抑制制御をすることがで
き、翼２の重量を増大させずに簡単な構成でフラッタを
アクティブに抑制制御することができ、第１実施例と同
様の効果を得ることができる。更に、本実施例の制御ア
ルゴリズムを既存のフライトコントロール制御則にパ゛
ツケージ的に付加して、独立性の高い制御系を実現でき
る。
また、制御舵面３とアクチュエータ１１の対を翼２に複
数箇所設けるとともに、これに対応する複数のセンサ２
２１〜２２ｎを設け、システム全体の内部状態変数を統
合的に推定しているので、１次モードのみならず、複数
の振動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制
御が可能になる。
数箇所設けるとともに、これに対応する複数のセンサ２
２１〜２２ｎを設け、システム全体の内部状態変数を統
合的に推定しているので、１次モードのみならず、複数
の振動モードが存在するフラッタに対してもその抑止制
御が可能になる。
本発明によれば、通常の舵面制御用アクチュエータを使
用してアクティブなフランク抑制制御を行い、質重量を
増大させずにフラッタを抑制することができる。
用してアクティブなフランク抑制制御を行い、質重量を
増大させずにフラッタを抑制することができる。
また、翼構造物の歪みの検出信号および翼構造特性に基
づいて所定点における実際の翼変位を測定するとともに
、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力と
翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通常
飛行時の翼変位を予測し、両変位信号の差信号を入力す
る状態観測器から前記所定点における外乱による状態量
の推定信号を出力してこれを前記補正信号とするように
すれば、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現でき
る。
づいて所定点における実際の翼変位を測定するとともに
、飛行状態及び環境情報等と揚力との関係並びに揚力と
翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における通常
飛行時の翼変位を予測し、両変位信号の差信号を入力す
る状態観測器から前記所定点における外乱による状態量
の推定信号を出力してこれを前記補正信号とするように
すれば、的確できめ細かなフラッタ抑制制御を実現でき
る。
さらに、舵面とアクチュエータとの対を翼に複数箇所設
けるとともに、前記歪センサを複数設けることにより、
簡単な構成で、複数の振動モードが存在するフランクに
対してもその抑止制御を可能にすることができる。
けるとともに、前記歪センサを複数設けることにより、
簡単な構成で、複数の振動モードが存在するフランクに
対してもその抑止制御を可能にすることができる。
第１図は本発明に係る航空機翼のフラッタ抑制システム
の第１実施例を示すその構成図であり、第２．３図は本
発明に係る航空機翼のフラッタ抑制システムの第２実施
例を示す図であり、第２図はその構成図、第３図はその
センサと翼変位の関係を示す構成図である。 １・・・・・・航空機、 ２・・・・・・翼、 ３Ａ〜３Ｃ１３・・・・・・制御舵面、１１Ａ〜ＩＩｃ
、１１・・・・・・アクチュエータ、２１・・・・・・
翼変位測定手段、 ２２Ａ〜２２Ｃ１２２１〜２２ ｎ ・＝ ＝−センサ
、２３・・・・−・実変位演算手段、 ２４・・・・・・マルチプレクサ、 ２５・・・・・・演算回路、 ３１・・・・・・外乱成分推定手段、 ４１・・・・・・通常大変位予測手段、４２・・・・・
・エビオニクス、 ４３・・・・・・予測値演算手段、 ４４・・・・・・マルチプレクサ、 ４６・・・・・・揚力演算回路、 ４７・・・・・・演算回路、 ５１・・・・−・飛行制御指令手段、 ６１・・・・・・指令信号補正手段、 ６２・・・・・・状態観測器、 ６３・・・・・・演算回路、 ６５・・・・・・デマルチプレクサ。
の第１実施例を示すその構成図であり、第２．３図は本
発明に係る航空機翼のフラッタ抑制システムの第２実施
例を示す図であり、第２図はその構成図、第３図はその
センサと翼変位の関係を示す構成図である。 １・・・・・・航空機、 ２・・・・・・翼、 ３Ａ〜３Ｃ１３・・・・・・制御舵面、１１Ａ〜ＩＩｃ
、１１・・・・・・アクチュエータ、２１・・・・・・
翼変位測定手段、 ２２Ａ〜２２Ｃ１２２１〜２２ ｎ ・＝ ＝−センサ
、２３・・・・−・実変位演算手段、 ２４・・・・・・マルチプレクサ、 ２５・・・・・・演算回路、 ３１・・・・・・外乱成分推定手段、 ４１・・・・・・通常大変位予測手段、４２・・・・・
・エビオニクス、 ４３・・・・・・予測値演算手段、 ４４・・・・・・マルチプレクサ、 ４６・・・・・・揚力演算回路、 ４７・・・・・・演算回路、 ５１・・・・−・飛行制御指令手段、 ６１・・・・・・指令信号補正手段、 ６２・・・・・・状態観測器、 ６３・・・・・・演算回路、 ６５・・・・・・デマルチプレクサ。
Claims (3)
- （１）航空機の翼に設けられた制御舵面を制御するアク
チュエータと、 アクチュエータへの動作指令信号を出力する飛行制御指
令手段と、 翼の変位を計測してその測定値に対応する信号を出力す
る翼変位測定手段と、 飛行制御指令手段の出力信号並びに空気密度等の情報信
号に基づいて飛行時の通常の翼変位を予測し、その予測
値に対応する信号を出力する通常翼変位予測手段と、 翼変位測定手段の出力信号と通常翼変位予測手段の出力
信号とを入力してそれらの差信号を出力する外乱成分推
定手段と、 外乱成分推定手段の出力信号に基づき、外乱による翼変
位を相殺するよう飛行制御指令手段の出力信号を補正す
る指令信号補正手段と、を備えたことを特徴とする航空
機翼のフラッタ抑制システム。 - （２）前記翼変位測定手段が、翼構造物の応力による歪
みを検出するセンサと、そのセンサの出力信号およびそ
の検出部位の翼構造特性に基づいて所定点における実際
の翼変位を演算する実変位演算手段と、を含み、 前記通常翼変位予測手段が、前記アクチュエータの動作
位置、空気密度及び飛行速度等と揚力との関係並びに揚
力と翼構造特性との関係に基づいて前記所定点における
通常飛行時の翼変位予測値を演算する予測値演算手段と
、この演算手段への前記空気密度及び飛行速度等の情報
信号を出力するエビオニクスと、を含み、 前記指令信号補正手段が、前記外乱成分推定手段の出力
信号が入力される状態観測器を含み、この観測器の演算
回路から前記所定点における外乱による状態量の推定信
号を出力し、これに所望のフィードバックゲインを乗じ
て前記補正信号とした、 ことを特徴とする請求項１記載の航空機翼のフラッタ抑
制システム。 - （３）前記舵面と前記アクチュエータとの対が前記翼に
複数箇所設けられ、 前記飛行制御指令手段が各アクチュエータにそれぞれの
動作指令信号を出力し、 前記翼変位測定手段のセンサが翼の構造物の複数箇所に
設けられるとともに、 前記実変位演算手段が各センサ出力を１つの信号列ベク
トルに変換するマルチプレクサと、このマルチプレクサ
から出力される信号列ベクトルを翼構造特性に基づき複
数の前記所定点に対応する翼変位列ベクトルに変換する
演算回路とを有し、 前記通常翼変位予測手段の予測値演算手段が、各アクチ
ュエータへの動作指令信号を１つの信号列ベクトルに変
換するマルチプレクサと、このマルチプレクサから出力
される信号列ベクトルおよび前記エビオニクスからの前
記情報信号に基づいて演算を行い、揚力予測値列ベクト
ルを出力する揚力演算回路と、揚力演算回路の出力信号
を翼構造特性に基づき複数の前記所定点に対応する翼変
位予測値列ベクトルに変換する演算回路とを有し、 前記指令信号補正手段が、前記状態量の推定信号列ベク
トルを出力し、これに所望のフィードバックゲインを乗
じたものをデマルチプレクサを介して個々のアクチュエ
ータ動作指令信号に対応する補正信号とする、 ことを特徴とする請求項２記載の航空機翼のフラッタ抑
制システム。
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2146447A JP2879946B2 (ja) | 1990-06-04 | 1990-06-04 | 航空機翼のフラッタ抑制システム |
| US07/708,389 US5135186A (en) | 1990-06-04 | 1991-05-31 | Flutter control system for aircraft wings |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2146447A JP2879946B2 (ja) | 1990-06-04 | 1990-06-04 | 航空機翼のフラッタ抑制システム |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0439197A true JPH0439197A (ja) | 1992-02-10 |
| JP2879946B2 JP2879946B2 (ja) | 1999-04-05 |
Family
ID=15407851
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2146447A Expired - Fee Related JP2879946B2 (ja) | 1990-06-04 | 1990-06-04 | 航空機翼のフラッタ抑制システム |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5135186A (ja) |
| JP (1) | JP2879946B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105700476A (zh) * | 2016-04-28 | 2016-06-22 | 上海交通大学 | 一种无模型参数和驱动器饱和下的颤振主动控制方法 |
| CN105954000A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-09-21 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞行颤振模型 |
| EA025001B1 (ru) * | 2010-06-15 | 2016-11-30 | Бсх Хаусгерете Гмбх | Способ работы прибора для обработки белья и прибор для обработки белья |
| KR20200114698A (ko) * | 2019-03-29 | 2020-10-07 | 주식회사 디지트로그 | 항공기의 비행정보 및 구조물 건전성 모니터링 시스템 |
| JP2021187327A (ja) * | 2020-06-01 | 2021-12-13 | 株式会社Subaru | 複合ヘリコプタにおける振動抑制システム |
Families Citing this family (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2686310B1 (fr) * | 1992-01-20 | 1994-04-08 | Aerospatiale Ste Nationale Indle | Systeme pour la commande d'une surface aerodynamique d'un aeronef. |
| US5588620A (en) * | 1992-08-26 | 1996-12-31 | Gilbert; Raymond D. | Radial-force spoiler system |
| US5458304A (en) * | 1992-08-26 | 1995-10-17 | Gilbert; Raymond D. | Disk spoiler system |
| DE69425654T2 (de) * | 1993-05-06 | 2000-12-28 | Northrop Grumman Corp., Los Angeles | Gerät und verfahren zur veränderung der form einer struktur |
| DE4422152C2 (de) * | 1994-06-27 | 2000-02-03 | Daimler Chrysler Aerospace | Verfahren und Anordnung zum Optimieren der aerodynamischen Wirkung eines Tragflügels |
| US5669582A (en) * | 1995-05-12 | 1997-09-23 | The Boeing Company | Method and apparatus for reducing unwanted sideways motion in the aft cabin and roll-yaw upsets of an airplane due to atmospheric turbulence and wind gusts |
| JP3655378B2 (ja) * | 1995-11-28 | 2005-06-02 | ファナック株式会社 | サーボモータの外乱負荷推定方法 |
| US5875998A (en) * | 1996-02-05 | 1999-03-02 | Daimler-Benz Aerospace Airbus Gmbh | Method and apparatus for optimizing the aerodynamic effect of an airfoil |
| DE19835191C1 (de) * | 1998-08-04 | 2000-04-20 | Daimler Chrysler Ag | Flugsteuerungseinrichtung zur Verbesserung der Längsstabilität eines geregelten Flugzeugs |
| GB9918289D0 (en) * | 1999-08-03 | 2000-05-24 | British Aerospace | Actuator system for aerospace controls and functions |
| US6578425B2 (en) | 2001-05-29 | 2003-06-17 | Honeywell Inc. | Apparatus and method for verifying the dynamic stiffness capability of hydraulic servo actuators |
| GB0113627D0 (en) * | 2001-06-05 | 2001-07-25 | Univ Stirling | Controller and method of controlling an apparatus |
| US6915989B2 (en) * | 2002-05-01 | 2005-07-12 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| FR2841211B1 (fr) * | 2002-06-21 | 2004-12-17 | Airbus France | Procede et dispositif pour reduire les mouvements vibratoires du fuselage d'un aeronef |
| US7017857B2 (en) * | 2002-09-16 | 2006-03-28 | Foster-Miller, Inc. | Active vibration control system |
| JP4242182B2 (ja) * | 2003-03-12 | 2009-03-18 | 本田技研工業株式会社 | 応答指定型制御を用いてプラントを制御する装置 |
| FR2853094B1 (fr) * | 2003-03-26 | 2005-05-27 | Airbus France | Procede pour contrer les vibrations induites dans un aeronef par le fonctionnement en moulinet d'une soufflante et systeme de commandes de vol electriques mettant en oeuvre ce procede |
| US7424989B2 (en) | 2004-03-11 | 2008-09-16 | The Boeing Company | Intelligent multifunctional actuation system for vibration and buffet suppression |
| US7338017B2 (en) * | 2004-04-15 | 2008-03-04 | The Boeing Company | Methods and apparatus for vibration and buffet suppression |
| US7367530B2 (en) | 2005-06-21 | 2008-05-06 | The Boeing Company | Aerospace vehicle yaw generating systems and associated methods |
| US8024079B2 (en) * | 2008-05-20 | 2011-09-20 | The Boeing Company | Wing-body load alleviation for aircraft |
| US8342445B2 (en) | 2008-09-26 | 2013-01-01 | The Boeing Company | Horizontal tail load alleviation system |
| DE102009002435A1 (de) * | 2009-04-16 | 2010-10-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Detektieren von Fehlern in einem Hochauftriebssystem für ein Flugzeug |
| DE102010026162A1 (de) * | 2010-07-06 | 2012-01-12 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeug mit Tragflügeln und einem System zur Minimierung des Einflusses von instationären Anströmzuständen |
| FR2978423B1 (fr) * | 2011-07-28 | 2014-12-19 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de detection de l'embarquement d'une gouverne d'aeronef |
| CN105523168B (zh) * | 2014-09-28 | 2017-10-31 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种抑制飞机舵面颤振的方法 |
| DE102016117638B4 (de) * | 2016-09-19 | 2018-05-24 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verminderung von an einem Luftfahrzeug auftretenden Böenlasten |
| US10254740B2 (en) * | 2016-09-27 | 2019-04-09 | Harmonic Drive Systems Inc. | Positioning control device for actuator provided with strain wave gearing using full-closed control with state observer |
| GB2574442B (en) * | 2018-06-06 | 2021-10-27 | Ge Aviat Systems Ltd | Method and apparatus for reducing aircraft wing bending moment |
| GB2574441B (en) | 2018-06-06 | 2021-04-28 | Ge Aviat Systems Ltd | Automated fault isolation of flight control surfaces and damage detection of aircraft through non-contact measurement |
| CN111003204B (zh) * | 2019-12-06 | 2022-12-02 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞机平尾伺服作动机构动刚度测试系统及测试方法 |
| US11535364B2 (en) * | 2019-12-16 | 2022-12-27 | The Boeing Company | Process and machine for load alleviation |
| CN113235387B (zh) * | 2021-06-16 | 2022-06-03 | 重庆大学 | 用于控制多模态耦合颤振的三自由度主动翼板装置及桥梁箱梁 |
| CN120012383A (zh) * | 2025-01-06 | 2025-05-16 | 华北电力大学 | 翼型结构失速颤振稳定性评估方法、系统、设备及介质 |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2514138A (en) * | 1947-06-07 | 1950-07-04 | Houdaille Hershey Corp | Vibration damper |
| US3734432A (en) * | 1971-03-25 | 1973-05-22 | G Low | Suppression of flutter |
| DE2135045B2 (de) * | 1971-07-14 | 1978-02-16 | Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker GmbH, 2800 Bremen | Anordnung zur digitalen regelung einer regelstrecke |
| US4479620A (en) * | 1978-07-13 | 1984-10-30 | The Boeing Company | Wing load alleviation system using tabbed allerons |
| US4562546A (en) * | 1983-01-13 | 1985-12-31 | Rockwell International Corporation | Stability augmentation system for a forward swept wing aircraft |
| DE3310510A1 (de) * | 1983-03-23 | 1984-09-27 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Flatterbremse bei flugzeugen |
| US4796192A (en) * | 1985-11-04 | 1989-01-03 | The Boeing Company | Maneuver load alleviation system |
-
1990
- 1990-06-04 JP JP2146447A patent/JP2879946B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1991
- 1991-05-31 US US07/708,389 patent/US5135186A/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EA025001B1 (ru) * | 2010-06-15 | 2016-11-30 | Бсх Хаусгерете Гмбх | Способ работы прибора для обработки белья и прибор для обработки белья |
| CN105700476A (zh) * | 2016-04-28 | 2016-06-22 | 上海交通大学 | 一种无模型参数和驱动器饱和下的颤振主动控制方法 |
| CN105700476B (zh) * | 2016-04-28 | 2018-05-01 | 上海交通大学 | 一种无模型参数和驱动器饱和下的颤振主动控制方法 |
| CN105954000A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-09-21 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞行颤振模型 |
| KR20200114698A (ko) * | 2019-03-29 | 2020-10-07 | 주식회사 디지트로그 | 항공기의 비행정보 및 구조물 건전성 모니터링 시스템 |
| JP2021187327A (ja) * | 2020-06-01 | 2021-12-13 | 株式会社Subaru | 複合ヘリコプタにおける振動抑制システム |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2879946B2 (ja) | 1999-04-05 |
| US5135186A (en) | 1992-08-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH0439197A (ja) | 航空機翼のフラッタ抑制システム | |
| CN105717947B (zh) | 控制空中装置的方法和有实现此方法的控制器的空中装置 | |
| US8255096B2 (en) | Minimizing dynamic structural loads of an aircraft | |
| EP0696982B1 (en) | Apparatus and method for controlling the shape of structures | |
| JP4835508B2 (ja) | 電気慣性制御方法 | |
| JP7685375B2 (ja) | サスペンション制御装置、サスペンション制御方法、およびサスペンション制御システム | |
| WO2000039480A1 (en) | Active vibration control system identification with enhanced noise reduction | |
| Lagerblad et al. | Dynamic response identification based on state estimation and operational modal analysis | |
| CN113128035A (zh) | 民用飞机飞控传感器信号重构容错控制方法 | |
| KR19980083174A (ko) | 공진계의 진동억제 제어방법 및 제어장치 | |
| JP4645231B2 (ja) | 動力伝達系の試験装置とその制御方法 | |
| JPWO1992014296A1 (ja) | 電動機速度制御系におけるねじり振動抑制方法および装置 | |
| CN106840638B (zh) | 用于结构试验系统的速度同步加载解耦方法和装置 | |
| JP2010043940A (ja) | 動力伝達系の試験装置およびその制御方法 | |
| US20040104302A1 (en) | Method and system for reducing engine induced vibration amplitudes in an aircraft fuselage | |
| JP2010112901A (ja) | シャシーダイナモ制御装置 | |
| JP4857928B2 (ja) | 騒音制御装置および騒音制御方法 | |
| JP5223477B2 (ja) | 動力計システムの駆動力制御方法とその装置 | |
| JP2009197826A (ja) | アクティブ防振装置およびアクティブ防振方法 | |
| Kim et al. | Flutter prediction based on dynamic eigen decomposition of flight data with limited actuators and sensors | |
| Zislin et al. | X-29 aeroservoelastic analysis and ground test validation procedures | |
| JPH10123008A (ja) | 構造物の振動試験装置及び試験方法 | |
| Pontillo et al. | Experimental Testing and Analysis of a Very Flexible Wing Model | |
| Okubo et al. | Failure detection and identification in the control of large space structures | |
| Nadeau Beaulieu et al. | Prediction of main rotor, tail rotor and engine parameters from flight tests |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |