專利名稱：用于確定飛行器的局部加速度、動力學載荷分布和空氣動力學數(shù)據(jù)的系統(tǒng)和方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于集成地確定飛行器、特別是飛機在飛行期間的局部加速度 (作為針對舒適性和乘客安全性的指標)、動力學載荷分布和空氣動力學數(shù)據(jù)的系統(tǒng)和方法。
背景技術(shù)：
飛行器、比如飛機或直升機在其飛機中受制于不同的力。重要的影響值是由承壓面產(chǎn)生的浮力、飛機的空氣動力學阻力、施加在飛機重心上的重力、系統(tǒng)力，比如由驅(qū)動系統(tǒng)產(chǎn)生的推力或通過飛行器的控制面或通過機載系統(tǒng)或驅(qū)動系統(tǒng)產(chǎn)生的控制力以及通過各個力引起的轉(zhuǎn)矩。在總力平衡中飛機構(gòu)件或整個飛機的局部的以及整體的質(zhì)量特性、結(jié)構(gòu)阻尼和結(jié)構(gòu)剛度起作用。在飛行調(diào)動和空氣湍流時這里列出的力在其總平衡中導(dǎo)致飛行器上的結(jié)構(gòu)負載和加速度。結(jié)構(gòu)負載主要針對飛機的結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計。加速度主要針對乘客安全性和舒適性。從施加的力可以借助于物理_數(shù)學模型和方法或簡單的地面試驗和實驗室試驗確定所有的力，其具有一個例外，該例外形成空氣動力學的力或?qū)?yīng)的空氣動力學數(shù)據(jù)包括關(guān)于飛機的位置分布的數(shù)據(jù)。因此需求一種方法和一種系統(tǒng)，其集成地識別結(jié)構(gòu)載荷、加速度和空氣動力學數(shù)據(jù)。為了預(yù)測飛行器的飛行特性可以采用方程組，這些方程組由于空氣動力學和飛行力學的運動值之間的大量關(guān)聯(lián)比較復(fù)雜。常見的用于模擬飛行器特性的行為的仿真系統(tǒng)涉及結(jié)構(gòu)動力學、穩(wěn)態(tài)和非穩(wěn)態(tài)的空氣動力學、空氣彈性力學以及飛行力學的盡可能線性的模型。通常從飛行試驗數(shù)據(jù)記錄中確定空氣動力學系數(shù)和其它模型參數(shù)、比如測量誤差、陣風等等。該飛行試驗數(shù)據(jù)記錄是由此產(chǎn)生的、飛行器的飛行動力學的控制輸入值和特征值的存儲的時間曲線。此類空氣動力學系數(shù)的知識是為生成仿真模型所需的，其比如可以用于確定飛機的結(jié)構(gòu)載荷和局部加速度且因此用于設(shè)計飛機尺寸和優(yōu)化舒適性。此外該仿真模型還可以用于穩(wěn)定性和舒適性分析、用于測試飛行特性或用于設(shè)計飛行控制器。在迄今的操作方法中全局地計算針對不同飛機類型的空氣動力學系數(shù)，也就是說局部載荷分布和局部空氣動力學分布不予考慮。因此常見的基于全局的空氣動力學系統(tǒng)的方法相對不準確。DE102005058081A1描述了一種用于重新設(shè)計飛機的陣風載荷和結(jié)構(gòu)載荷的方法。 這里產(chǎn)生基于飛機的非線性模型的觀察者，用以描述在所有六個自由度中的飛機條件以及飛機結(jié)構(gòu)的彈性運動。向觀察者連續(xù)傳送對描述飛機狀態(tài)重要的數(shù)據(jù)和測量。隨后借助于觀察者從傳送的數(shù)據(jù)和測量中計算出陣風速度和結(jié)構(gòu)載荷，即調(diào)動和陣風載荷。當然在 DE102005058081A1中描述的方法的缺點在于，不確定或傳送包含用于載荷分布的重要的力的空氣動力學數(shù)據(jù)，因此該常見方法的物理準確性相對較小，特別是在開始新的飛機類型的飛行試驗時采用如這里改進的系統(tǒng)，用于系統(tǒng)化地物理的結(jié)構(gòu)載荷識別時。如果正常的飛行試驗結(jié)束以及空氣動力學數(shù)據(jù)足夠準確地被公知，則檢測和采用DE102005058081A1 的方法。與此相反，根據(jù)本發(fā)明的方法特別是可以用于開始試驗并且高度準確地確定空氣動力學數(shù)據(jù)連同結(jié)構(gòu)載荷和結(jié)構(gòu)加速度，從而使針對結(jié)構(gòu)載荷和結(jié)構(gòu)加速度的所有物理的力都準確地被公知。

發(fā)明內(nèi)容
因此本發(fā)明的目的在于，提出用于確定飛行器的空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布的一種方法和一種系統(tǒng)，其考慮局部力分布和力矩分布并且具有較高的精確度。該目的根據(jù)本發(fā)明通過具有在權(quán)利要求1中限定的特征的系統(tǒng)實現(xiàn)。根據(jù)本發(fā)明的方法和在DE102005058081A1中描述的方法可以組合，其中，利用根據(jù)本發(fā)明的方法盡可能好地識別空氣動力學數(shù)據(jù)連同結(jié)構(gòu)載荷并且利用該模型構(gòu)建用于 DE102005058081A1的系統(tǒng)的物理觀察者，其可以以在一系列飛機中最小的生效耗費用作結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)控。本發(fā)明提出一種用于集成地(integriert—起地)確定飛行器在飛行中的空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布的系統(tǒng)，具有用于直接或間接探測飛行器的空氣動力學參數(shù)的傳感器，還具有計算單元，其基于飛行器的非線性仿真模型根據(jù)探測到的飛行器的空氣動力學參數(shù)計算出飛行器的空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布。根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)和方法實現(xiàn)了駕駛員、飛行試驗駕駛員和仿真駕駛員以及飛行試驗工程師、遙測工程師和開發(fā)工程師在采用由傳感器構(gòu)成的傳感器系統(tǒng)的情況下以較高的準確性提供所有的空氣動力學數(shù)據(jù)以及所有從空氣動力學數(shù)據(jù)中得出的載荷的時間曲線。這些空氣動力學數(shù)據(jù)和時間曲線的提供可以在可能的實施方式下實時地實現(xiàn)。根據(jù)本發(fā)明的用于集成地確定飛行器的空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布的系統(tǒng)和方法不僅實現(xiàn)了飛行器設(shè)計優(yōu)化也實現(xiàn)了用于避免在極端飛行條件或飛行陣風的情況下的峰值載荷、用于減小飛行器上的疲勞載荷以及用于避免振動臨界狀態(tài)的有針對性的飛行員訓(xùn)練。此外還可以如下優(yōu)化飛行器或如以下方式訓(xùn)練飛行員，即為了提高乘客安全性和乘務(wù)員安全性以及乘客舒適性實現(xiàn)在整個機艙區(qū)域中的加速度力的減小。此外，根據(jù)本發(fā)明的用于集成地確定飛行器的空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布的系統(tǒng)和方法還給飛行試驗飛行員以及飛行試驗工程師、遙測工程師和開發(fā)工程師帶來了下述優(yōu)點，即可以將用于授權(quán)允許的飛行區(qū)域的飛行器的飛行試驗中的耗費最小化。在本發(fā)明的用于確定空氣動力學數(shù)據(jù)的系統(tǒng)中，這些數(shù)據(jù)描述了飛行器的結(jié)構(gòu)和周圍流體之間的相互作用。這些空氣動力學數(shù)據(jù)包括局部的和全局的力和力矩。飛行器的空氣動力學參數(shù)的探測通過傳感器直接或間接地完成。利用傳感器探測的空氣動力學參數(shù)為測量值、比如力、加速度、壓力、力矩或飛行器的構(gòu)件或部件的變形和膨脹。大量的不同的測量值或空氣動力學參數(shù)形成參數(shù)矢量。該參數(shù)矢量的空氣動力學參數(shù)的利用傳感器的探測可以直接或間接地完成。在間接探測的情況下借助于預(yù)設(shè)的方程組從其它的利用傳感器探測到的測量值中計算出各空氣動力學參數(shù)。


下面參照附圖描述用于集成地確定飛行器的空氣動力學數(shù)據(jù)和載荷分布的根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)和根據(jù)本發(fā)明的方法的實施方式。其中圖1示出了在根據(jù)本發(fā)明的方法中使用的非線性的、飛行器的仿真模型的坐標系；圖2示出了根據(jù)本發(fā)明的用于集成地確定空氣動力學數(shù)據(jù)的系統(tǒng)的一種可能的實施方式的方框圖；圖3示出了根據(jù)本發(fā)明的用于確定空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布的方法的一種可能的實施方式的簡單的流程圖；圖4示出了用于說明根據(jù)本發(fā)明的方法的圖表；圖5A、5B示出了用于說明基于根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)的非線性的、飛行器的仿真模型的圖表；圖6A、6B、6C、6D示出了基于根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)的非線性仿真模型的特殊情況；圖7和8示出了根據(jù)本發(fā)明的系統(tǒng)的可能的輸出的示例。
具體實施例方式如從圖1可見，飛機的運動可以借助于特征值來描述。此外飛行力學描述了飛行器的特性，該飛行器在大氣中借助于空氣動力學運動。飛行力學描述總系統(tǒng)或者說飛行器的特性，其中，在任意的時間點計算出飛行體的位置、飛行狀態(tài)和飛行速度。這借助于運動方程式實現(xiàn)，這些運動方程式形成耦合的差分方程的方程式組。由于飛行陣風和空氣湍流在飛行器上出現(xiàn)陣風載荷和結(jié)構(gòu)載荷。陣風載荷可以借助于非線性的運動方程式描述且基于數(shù)據(jù)庫，數(shù)據(jù)庫給出空氣動力學的力。特別是在大型飛行器中除了非線性運動之外還必須考慮其結(jié)構(gòu)的彈性變形。剛性飛機的運動可以通過系統(tǒng)值描述。每三個這樣的值被綜合成一個矢量且描述位置S = [ X y Z I7"( 1)角位置(歐拉角)
. Φ = O
i w⑵其中Φ懸空角(滾動角)θ縱向傾斜(俯仰角)ψ控制航線(偏航角)速度
角速度
權(quán)利要求
1.一種用于集成地確定飛行器在飛行期間的空氣動力學數(shù)據(jù)、動力學載荷分布以及加速度的系統(tǒng)(1)，具有(a)用于直接或間接地探測飛行器的空氣動力學參數(shù)的傳感器(2)；(b)計算單元(3)，其基于飛行器的非線性的仿真模型根據(jù)探測到的飛行器的空氣動力學參數(shù)計算空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述計算單元(3)基于非線性的仿真模型根據(jù)探測到的空氣動力學參數(shù)計算乘客舒適性、機艙安全性的特征值以及空氣動力學和飛行力學的運動值。
3.根據(jù)權(quán)利要求1和2所述的系統(tǒng)，其特征在于，直接測量穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)包括空氣動力學分布并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定結(jié)構(gòu)載荷和加速度。
4.根據(jù)權(quán)利要求1和2所述的系統(tǒng)，其特征在于，直接和間接地測量并且識別穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)包括穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的空氣動力學分布，并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定結(jié)構(gòu)載荷和乘客舒適性、轎廂安全性的特征值。
5.根據(jù)權(quán)利要求1和2所述的系統(tǒng)，其特征在于，直接測量穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷以及加速度的一部分并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定未測量的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷和加速度并且驗證和擴展對應(yīng)的仿真模型。
6.根據(jù)權(quán)利要求1和2所述的系統(tǒng)，其特征在于，直接測量穩(wěn)定和不穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷以及加速度的一部分并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定未測量的穩(wěn)定和不穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷和加速度并且驗證和擴展對應(yīng)的仿真模型。
7.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的系統(tǒng)，其特征在于，空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布以及乘客舒適性、機艙安全性的特征值和空氣彈性力學以及飛行力學的運動值的計算通過計算單元(3)實時地完成。
8.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述計算單元(3)計算針對空氣動力學參數(shù)的擾動矢量，所述擾動矢量為傳感器探測到的空氣動力學參數(shù)的觀察矢量和空氣動力學參數(shù)的仿真模型矢量之間的差矢量。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述計算單元(3)借助于數(shù)值上的優(yōu)化方法將針對空氣動力學參數(shù)的擾動矢量最小化。
10.根據(jù)權(quán)利要求7所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述數(shù)值上的優(yōu)化方法為最大似然方法。
11.根據(jù)權(quán)利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述計算單元(3)根據(jù)計算出的針對空氣動力學參數(shù)的差矢量自動適配非線性的仿真模型。
12.根據(jù)權(quán)利要求1至9中任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，利用傳感器通過壓力探測所述空氣動力學參數(shù)和/或所述結(jié)構(gòu)載荷。
13.根據(jù)權(quán)利要求1-9中任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，利用傳感器通過結(jié)構(gòu)部件的變形或通過作用在結(jié)構(gòu)部件上的機械力探測所述空氣動力學參數(shù)和/或所述結(jié)構(gòu)載荷。
14.根據(jù)權(quán)利要求1至12中任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述非線性的仿真模型存儲在存儲器(4)中。
15.根據(jù)權(quán)利要求1至14中任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，存儲的非線性的仿真模型具有非線性的差分方程式。
16.根據(jù)權(quán)利要求2所述的系統(tǒng)，其特征在于，通過計算單元(3)計算出的、乘客舒適性的特征值包括在飛行器的客艙內(nèi)部的乘客座椅上的加速度矢量以及在飛行器重心上的加速度矢量。
17.根據(jù)權(quán)利要求1-14中任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，基于確定出的空氣動力學數(shù)據(jù)構(gòu)建物理觀察者，其中，所述物理觀察者以最小化的驗證耗費用于在一系列飛行器中進行結(jié)構(gòu)載荷監(jiān)控。
18.一種飛行器，具有根據(jù)權(quán)利要求1至17中任一項所述的系統(tǒng)，其中，飛行器是飛機或直升機。
19.一種用于確定飛行器在飛行期間的空氣動力學數(shù)據(jù)和空氣動力學載荷分布的方法，具有以下步驟(a)直接或間接地利用傳感器探測(Si)飛行器的空氣動力學參數(shù)；(b)基于飛行器的非線性的仿真模型并且根據(jù)傳感器探測到的飛行器的空氣動力學參數(shù)計算(S》飛行器的空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布。
20.根據(jù)權(quán)利要求19所述的方法，其特征在于，直接測量穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)包括空氣動力學分布并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定乘客舒適性和轎廂安全性的特征值。
21.根據(jù)權(quán)利要求19所述的方法，其特征在于，直接和間接地測量和識別穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)包括穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的空氣動力學分布，并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定結(jié)構(gòu)載荷以及乘客舒適性和轎廂安全性的特征值。
22.根據(jù)權(quán)利要求19-21中任一項所述的方法，其特征在于，直接測量穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷和加速度的一部分并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定未測量的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷和加速度并且驗證和擴展對應(yīng)的仿真模型。
23.根據(jù)權(quán)利要求19-21中任一項所述的方法，其特征在于，直接測量穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷和加速度的一部分并且根據(jù)測量到的數(shù)據(jù)確定未測量的穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的空氣動力學數(shù)據(jù)、結(jié)構(gòu)載荷和加速度并且驗證和擴展對應(yīng)的仿真模型。
24.一種計算機程序，具有用于實施根據(jù)權(quán)利要求19至23所述的方法的程序命令。
25.一種數(shù)據(jù)載體，其存儲根據(jù)權(quán)利要求M所述的計算機程序。
全文摘要
本發(fā)明涉及用于集成地確定飛行器、特別是飛機在飛行期間的空氣動力學數(shù)據(jù)、動力學載荷分布以及局部加速度的一種方法和一種系統(tǒng)(1)，在飛行器上設(shè)置用于直接和間接地探測飛行器的空氣動力學參數(shù)、局部加速度和/或結(jié)構(gòu)載荷的傳感器(2)。在飛行器中或在地面控制站中設(shè)置的計算單元(3)基于飛行器的非線性的仿真模型根據(jù)探測到的飛行器的空氣動力學參數(shù)計算空氣動力學數(shù)據(jù)和動力學載荷分布。該計算可以實時地實現(xiàn)。
文檔編號G05B13/04GK102460319SQ201080026660
公開日2012年5月16日 申請日期2010年3月5日 優(yōu)先權(quán)日2009年4月15日
發(fā)明者米夏埃爾·科爾特, 馬里安尼·雅科巴·萊耶科爾克 申請人:空中客車運營有限公司