(57)【要約】【課題】航空機での構造負荷をシミュレートすることができ、それらの負荷の励起を再現できる方法を提供する。【解決手段】航空機、特に旅客機での突風と構造負荷の両方またはそのいずれかを再現するための方法であって、ａ）６つすべての自由度（ＤｏＦ）での航空機運動および航空機構造の弾性運動を示す航空機の非線形モデルに基づいて観測器を作り出すステップと、ｂ）前記観測器に航空機の状態を示す実質的にすべてのデータおよび測定値を連続的に供給するステップと、ｃ）供給された前記データおよび測定値から前記観測器によって突風速度および構造負荷（操作および突風荷重）を計算するステップを含むことを特徴とする方法。【選択図】  図１
2009518222.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機、特に旅客機での突風と構造負荷の両方またはそのいずれかを再現するための方法であって、
ａ）６つすべての自由度（ＤｏＦ）での航空機運動および航空機構造の弾性運動を示す航空機の非線形モデルに基づいてオブザーバを作り出すステップと、
ｂ）前記オブザーバに航空機の状態を示すのに実質的なデータおよび測定値を連続的に供給するステップと、
ｃ）供給された前記データおよび測定値から前記オブザーバによって突風速度および構造負荷（操作および突風荷重）を計算するステップとを含む方法。
【請求項２】
飛行操縦と突風と乱気流のすべてまたはそのいずれかによって発生する構造負荷は、前記航空機構造のあらゆる位置に対しても計算される、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記突風と乱気流の両方またはそのいずれかの速度は計算される、請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
前記航空機の状態を示すのに実質的なデータおよび測定値は、航空機速度、オイラー角、「胴体比率」、加速度、ＧＰＳデータからなる群からのデータを含む、請求項１、２または３に記載の方法。
【請求項５】
前記航空機の状態を示すのに実質的なデータおよび測定値は、制御面のデータを含む、請求項１、２、３または４に記載の方法。
【請求項６】
前記航空機の状態を示すのに実質的なデータおよび測定値は、エンジン推力を含む、請求項１〜５のいずれか１項に記載の方法。
【請求項７】
前記航空機の状態を示すのに実質的なデータは、空気密度ρを含む、請求項１〜６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
前記突風と構造負荷の両方またはそのいずれの計算は、飛行中に実施され、結果は記録される、請求項１〜７のいずれか１項に記載の方法。
【請求項９】
前記突風と構造負荷の両方またはそのいずれの計算は、記録データに基づいて飛行後に実施される、請求項１〜７のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１０】
点検、保守および修理予定は、測定された負荷の存在に応じた方法によって得られたデータから得られる、請求項８または９に記載の方法。
【請求項１１】
点検と保守と修理のすべてまたはそのいずれの予定は、測定された負荷の存在に応じた方法によって得られたデータから得られる、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記オブザーバは、航空機胴体の剛性運動を示す非線形運動方程式（ＥＱＭ）の設定と、航空機構造の弾性運動を示す線形運動方程式の設定に基づく、請求項１〜１１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１３】
前記オブザーバは、線形モデルに基づく、請求項１〜１１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１４】
前記オブザーバの航空機モデルは、有限要素モデルに基づく、請求項１〜１３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１５】
前記有限要素モデルにおいて、前記自由度（ＤｏＦ）は静的凝縮によって下げられ、対応する質点は格子点に割り当てられる、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記有限要素モデルにおいて、前記航空機胴体の弾性運動に関する自由度は、前記航空機胴体の弾性運動に関する所定の数のモードに減少される、請求項１４または１５に記載の方法。
【請求項１７】
最小周波数を有する多くの第１モードは、所定の精度で柔軟性のある構造の格子点間の測定位置で負荷を計算するために前記モデルに含まれる、請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
非線形オブザーバは、航空機モデルの入力量および出力量に作用する外乱処理を有する定常のカルマンフィルターの形で設計される、請求項１〜１７のいずれか１項に記載の方法。
【請求項１９】
対応する二次費用関数の最小化は、非線形パラメータの最適化によって実施される、請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
前記非線形モデルは、空気力Ｐａａｅｒｏを計算するために用いられる空気力学のサブモデルを含む、請求項１〜１９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項２１】
前記空気力学のサブモデルにおいて、前記空気力は、いわゆる空気力学のストリップを用いて計算される、請求項２０に記載の方法。
【請求項２２】
前記入力量は、制御面位置ｕｘ、真対気速度Ｖｔａｓ、空気密度ρ、航空機の左側の突風速度ｖｇｕｓｔ，ｌおよび右側の突風速度ｖｇｕｓｔ，ｒからなる群から前記空気力学のサブモデルに供給される、請求項２０または２１に記載の方法。
【請求項２３】
前記突風速度ｖｇｕｓｔ，ｌおよびｖｇｕｓｔ，ｒは、外部からの未知外乱量として前記空気力学のサブモデルに供給される、請求項２２に記載の方法。
【請求項２４】
前記航空機胴体の剛性運動および弾性運動の量は、前記空気力学のサブモデルに入力量としてさらに供給される、請求項２０、２１、２２または２３に記載の方法。
【請求項２５】
前記空気力Ｐａａｅｒｏは、定常状態空気力学によって時間のかかる制御面および航空機運動のために計算される、請求項２０〜２２のいずれか１項に記載の方法。
【請求項２６】
対応する空気力学的影響力が大きい係数は、風洞測定から得られる、請求項２５に記載の方法。
【請求項２７】
前記空気力Ｐａａｅｒｏは、時間のかからない制御面および航空機運動のために、非定常状態力として重複して計算される、請求項２０〜２６のいずれか１項に記載の方法。
【請求項２８】
前記非定常状態力は、ＷａｇｎｅｒおよびＫｕｓｓｎｅｒの関数を用いて計算される、請求項２７に記載の方法。
【請求項２９】
前記空気力学のサブモデルにおいて、洗流および横流の影響がさらに考慮される、請求項２６、２７または２８に記載の方法。
【請求項３０】
前記非線形モデルは、推進力Ｐａｐｒｏｐを計算するために用いられる推進力サブモデルを含む、請求項２０〜２９のいずれか１項に記載の方法。
【請求項３１】
前記推進力Ｐａｐｒｏｐは、効果的な迎角に対するエンジン力が、１ｇレベルの定常飛行に対して一定の推進力で航空機での抵抗力と相殺される境界によって計算される、請求項３０に記載の方法。
【請求項３２】
前記非線形モデルは、モデルのために必要とされる航空機測定値ｙｍを供給する信号評価サブシステムを含む、請求項２０〜３１のいずれか１項に記載の方法。
【請求項３３】
前記非線形モデルは、前記航空機構造の測定位置で、内部負荷Ｐｃｉｎｔの構造負荷サブシステムを含む、請求項２０〜３２のいずれか１項の方法。
【請求項３４】
前記内部負荷Ｐｃｉｎｔは、力総和法によって計算される、請求項３３に記載の方法。
【請求項３５】
前記非線形モデルは、一次非線形微分方程式を用いて状態空間に実装される、請求項１４〜３４のいずれか１項に記載の方法。
【数１】
2009518222.tif 000024
［式中、初期状態ベクトルｘｐ（ｔ＝０）＝ｘｐ０である。］
【請求項３６】
前記状態ベクトルｘｐ（指数ｐ）は、
【数２】
2009518222.tif 000025
である、請求項３５に記載の方法。［式中、剛性運動のサブ状態ベクトルＸｐ，ｒｉｇｉｄと、航空機の弾性運動を説明する状態Ｘｐ，ｅｌａｓｔｉｃに分けられる。］
【請求項３７】
前記制御面での指示は、制御入力ベクトルｕｐｃ（指数ｃ）で組み合わされる、請求項３５または３６に記載の方法。
【数３】
2009518222.tif 000026
［式中、ｕｘ，１，ｕｘ，２．．．ｕｘ，ｎ（ｎ＝２０）は、方向舵、昇降舵、補助翼、スポイラー、安定板などの調整値である。］
【請求項３８】
前記左側および右側の突風速度は、未知外乱量として外乱入力ベクトルｕｐｄ（指数ｄ）で組み合わされる、請求項３５、３６または３７に記載の方法。
【数４】
2009518222.tif 000027
［式中、ｕｇｕｓｔ、ｖｇｕｓｔ、ｗｇｕｓｔは、航空機の座標系で対応する前後方向、横方向または垂直方向の速度成分を示す。］
【請求項３９】
前記外乱入力ベクトルｕｐｄ（指数ｄ）で組み合わされる前記左側および右側での突風速度は、外乱量として速度成分をさらに含む、請求項３５、３６、３７または３８に記載の方法。
【数５】
2009518222.tif 000028
［式中、ｖｇｕｓｔ，ｆｒｏｎｔ、ｖｇｕｓｔ，ｆｉｎ、ｗｇｕｓｔ，ｗｉｎｇ，ｌ、ｗｇｕｓｔ，ｗｉｎｇ，ｒは、航空機の座標系で対応する前方向または横方向の速度成分を示す。］
【請求項４０】
前記航空機の座標系でのオイラー角（Φ，Θ，Ψ）および「胴体比率」（ｐＢ，ｑＢ，ｒＢ）に対する航空機で利用可能な標準測定値と、前記航空機の座標系での重心の横方向および垂直方向の速度（ｙＥ，ｚＥ）ならびに航空機の座標系での重心付近の航空機胴体の横方向および垂直方向加速度（ｙＢ，ｚＢ）は、測定出力方程式としてモデル化される、請求項３５〜３９のいずれか１項に記載の方法。
【数６】
2009518222.tif 000029
【請求項４１】
再現される前記内部負荷Ｐｃｉｎｔおよび測定される前記突風速度は、目標出力式ｙｐｏ（指数ｏ）によって出力量からモデルに追加される、請求項３５〜４０のいずれか１項に記載の方法。
【数７】
2009518222.tif 000030
【請求項４２】
未知の突風速度は、外乱モデルによってモデル化される、請求項３４〜３９のいずれか１項に記載の方法。
【数８】
2009518222.tif 000031
【請求項４３】
状態空間の前記一次非線形微分方程式の外乱モデルｕｐｄ＝ｙｄの出力量を代えることによって、非線形の前記拡張距離モデルが得られる、請求項３５〜４２のいずれか１項に記載の方法。
【数９】
2009518222.tif 000032
［式中、状態ベクトルｘａは、航空機の状態ｘｐおよび外乱モデルの状態ｘｄを含む。］
【請求項４４】
前記非線形モデルの測定出力式ｙｐｍ（５）は、ベクターｗの測定雑音を追加して外乱入力を代えることによって前記拡張距離モデルの測定出力式を作り出す、請求項３５〜４３のいずれか１項に記載の方法。
【数１０】
2009518222.tif 000033
【請求項４５】
前記拡張距離モデルおよび制御入力量の状態から構造負荷および突風速度を計算するために、対象出力方程式ｙｐ０（６）の外乱入力を代えることによって、前記拡張距離モデルの対象出力方程式が得られる、請求項４４に記載の方法。
【数１１】
2009518222.tif 000034
【請求項４６】
前記拡張距離モデルによって計算される測定出力ベクトルｙｐｍと測定値＾ｙｐｍの実測差は、オブザーバ増幅マトリックスＬによってオブザーバの状態ベクトルの微分係数にフィードバックされ、前記オブザーバ増幅マトリックスＬの成分は、前記拡張距離モデルに雑音処理を追加することによって、カルマンフィルター設計と類似の設計によって得られる、請求項３５〜４５のいずれか１項に記載の方法。
【請求項４７】
前記オブザーバ増幅Ｌは、オブザーバ増幅マトリックスＬの成分に関する費用関数Ｊの数の最小化によって得られる、請求項４６に記載の方法。
【請求項４８】
前記オブザーバ増幅マトリックスＬは、距離状態の下位マトリックスＬｐおよび外乱モデル状態およびサブマトリックスＬｐのＬｄに分けられ、前記距離状態に対して、剛体モデルの状態のフィードバック増幅マトリックスＬｐ，ｒｉｇｉｄおよび弾性航空機構造の状態のＬｐ，ｅｌａｓｔｉｃにさらに分けられる、請求項４６または４７に記載の方法。
【請求項４９】
安定性および応答速度に関するオブザーバ増幅成分のほんの少数の選択された成分が用いられ、他のすべての成分はゼロに設定される、請求項４７または４８に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、出願日２００５年１２月６日の独国出願第１０  ２００５  ０５８  ０８１号の出願日の優先権を主張し、その開示内容は援用によって本明細書の一部をなす。
【０００２】
本発明は、航空機、特に旅客機での突風と構造負荷の両方またはそのいずれかを再現するための方法に関する。
【背景技術】
【０００３】
これまで、航空機、特に旅客機のあらゆる位置で構造負荷が増大すると考えられる突風または乱気流などの外的影響を逆算することは、限られた範囲で可能のみである。確かに、動荷重は、測定することができたが、摂動または外乱を推測することはできなかった。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の目的は、航空機での構造負荷をシミュレートすることができ、それらの負荷の励起を再現できる方法を提供することである。特に、このタイプの方法は、飛行後のみならず特に飛行中にも実施できるように提供される。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
その目的は、特許請求の範囲に記載される請求項１の特徴を有する方法によって達成される。本発明による方法の典型的な他の成果および実施形態は、特許請求の範囲に記載される従属請求項に具体的に記載される。
【０００６】
本発明による方法の利点は、限定する領域または他の励起での突風と操縦の両方またはそのいずれかの後、構造の特定の点検と修理の両方またはそのいずれかが必要であるかどうかについて、迅速に予測できるようにすることである。この可能性は、安全基準の拡張を確実にし、運転費と同様に地上期間を最短にすると同時に、航空機の可用性を増大させる。
【０００７】
本発明による方法の実施形態について、図を参照して以下に記載する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図面に記載される符号には、文字飾りがなされているが、本明細書では文字飾りを外して記載する。
【０００９】
現代の民間航空機を操縦するとき、飛行中の航空機構造に作用する内部負荷（曲げモーメントおよび剪断力）を知ることが重要である。負荷は、パイロットまたは電子飛行制御システム（ＥＦＣＳ）によって指示される操縦によって、あるいは航空機が飛行する乱気流および不連続の突風によって引き起こされる。しかしながら、これらの負荷は、航空機の任意の所望位置でも測定して監視することはできない。本発明によれば、これらの負荷は、民間航空機に利用可能な飛行データ（例えば、オイラー角、「胴体比率」、加速度、ＧＰＳデータ）からの計算、制御面の位置および航空機の数理モデルを用いてある程度再現される。さらに、突風速度は、突風によって生じる負荷を計算する適当な手段によって予測されることが望ましい。
【００１０】
負荷の再現は、航空機の操縦者にとって主な利点になることがある。例えば激しい突風を通り抜けて航空機が飛行するとき、中間ケースに対する反応から一つの利点が生じる。航空機構造のあらゆる位置の負荷を知ることによって、負荷が構造の広範囲にわたる点検を必要とする許容制限値を越えたかどうかを容易に推定することができる。負荷に関する情報が飛行中に既に利用可能であり、臨界負荷が全く発生したことがない場合、航空機の不要な地上時間を回避することができる。
【００１１】
飛行中にかかる負荷の再現もまた、操縦者が必要に応じて点検を実施し、航空機構造維持のための間隔を最適化することを可能にする耐用年数モニタリングシステムにとって重要である。航空機の操縦中特定の負荷が発生した場合のみ、構造の部分の特別点検が実施されることを規定ことができる。このように、点検間隔を延長させることができ、点検は、構造の特別な部分に関してのみ実施されることから航空機の運転費を減少させ、その有用性を高めることができると考えられる。
【００１２】
さらに、未知の入力量として航空機に作用する突風の速度は、内部負荷を再現するために、予測されることが望ましい。本発明によれば、これは、航空機の非線形数理モデルに基づき、オブザーバを用いて実施されることが望ましい。
【００１３】
図１は、オブザーバの原理をタスクで示す。オブザーバは、パイロットおよびＥＦＣＳ指示によって制御され、得られた航空機の運行を反映する測定によって補正される航空機の並列モデルである。オブザーバを設計するために用いられる航空機のモデル化を適当に広げることによって、航空機で未知の入力量として作用する突風と乱気流の両方またはそのいずれかは、監視過程に組み入れることができる。オブザーバの出力量は、突風の速度（以下、「突風速度」と呼ぶ）の予測または計算であるが、定常状態の空気の流れで突風、乱気流および他の摂動および制御面の指示に起因するのと同様に突風（または乱気流など）に起因する構造負荷として理解されることが望ましい。予測された突風速度は、航空機のあらゆる所望位置でも構造負荷の再現時の有利な副産物である。
【００１４】
オブザーバ設計の基準は、航空機の非線形モデルである。これに関連して、航空機構造の可撓性または弾性特性は、構造のあらゆる所望位置でも内部負荷の再現を可能にするモデルにおいて考慮される。未知の横方向および非対称垂直方向の突風速度は、いわゆる外乱モデルによる航空機のモデルを拡張することによってオブザーバの入力量として、一緒に考慮される。
【００１５】
ここに記載される典型的モデルにおいて、非線形オブザーバは、航空機の入力量および出力量での雑音過程のある固定されたカルマンフィルターとして設計される。オブザーバは、オブザーバの予測の誤差について機能的な二次特性を最小限に抑えることによって、非線形パラメータ最適化において設計される。
【００１６】
図２は、本実施形態による非線形航空機モデルの構造を示す。一連のサブモデルは、航空機モデルを作り出すために用いられる個々の専門分野を反映する。実施形態において、航空機モデルは、ＭＡＴＬＡＢ／Ｓｉｍｕｌｉｎｋに基づくモジュール志向のリアルタイムシミュレーション環境ＶａｒＬｏａｄ（変動負荷分析環境）でコード化された。モデルおよびシミュレーション環境について、「［１］、Ｊ．Ｈｏｆｓｔｅｅ、Ｔｈ．Ｋｉｅｒ、Ｃｈ．Ｃｅｒｕｌｌｉ、Ｇ．Ｌｏｏｙｅ：特別調査のための可変、完全柔軟性動的応答解析ツール（ＶａｒＬＯＡＤＳ）、ＩＦＡＳＤ  ２００３、オランダ、アムステルダム  ２００３年６月」で詳細に記載されている。
【００１７】
図２に示すサブモデルの「機械的構造」は、航空機の柔軟性のある構造のモデルを表す。それは、さまざまな飛行操縦および航空機構造の柔軟運動についての一連の線形運動方程式（ＥＱＭ）をシミュレートするために、剛体の非線形運動方程式（ＥＱＭ）とすべての６自由度（ＤｏＦ）を組み合わせる。本モデルは、それによって格子点が質点に合わせて割り当てられた静的凝縮によって、自由度が下げられる完全な有限要素モデルから得られる。さらなるモードの減少は、観測される適用にとって重要である弾性モードの数まで、弾性の自由度をさらに減少させることができる。以下に例として検討されるエアバスＡ３４０‐３００機については、高精度の柔軟性のある構造の格子点間の観測位置での負荷を計算するために、最低周波数の最初の４０の弾性モードは、モデルに含まれる。外力Ｐｎｅｘｔは、空気の流れおよび駆動推力に起因する。
【００１８】
空気の流れの空気力Ｐａａｅｒｏは、サブモデル「空気力学」でモデル化される。これらの力は、航空機構造（胴体、翼、尾翼など）に位置する、いわゆる空気力学的ストリップを用いて計算される。力に作用するストリップは、航空機の左または右側の突風速度ｖｇｕｓｔ，ｌおよびｖｇｕｓｔ，ｒと同様に、真対気速度Ｖｔａｓおよび空気密度ｐ、制御面の位置ｕｘ、航空機の剛性運動および弾性運動（迎角）の関数である。時間のかかる制御面の調整および航空機運動について、これらは、定常状態空気力学理論を用いてモデル化される。対応する空気力学的影響力の大きい係数は、風洞測定から得られる。空気力の不連続の（遅延）発達は、航空機構造の弾性運動および突風、乱気流などによる励起によって引き起こされる制御面の位置の急速な変動および個々のストリップについての迎角の急速な変動に起因する。これらの不連続または非定常状態力は、ＷａｇｎｅｒおよびＫｕｓｓｎｅｒの関数を用いて別々に計算され、重複して発生する。さらに、水平方向での尾翼上の洗流および垂直方向での尾翼上の横流（横滑り角での変動によって引き起こされる）の影響は、空気力学的モデルに含まれる。さらに、個々の各ストリップでの時間遅延は、突風、「洗流」および「横流」について考慮される。
【００１９】
個々のストリップの加力点での空気力は、機械構造の次の格子点に割り当てられる。
【００２０】
推進力Ｐａｐｒｏｐは、「駆動」サブモデルで計算される。ここに記載される典型的モデルにおいて、１ｇレベルの定常飛行に対して、また連続する前部の突風に対して効果的な迎角に対するエンジン力は、航空機での抵抗力によって相殺される。
【００２１】
図２に示す別のサブモデルは、オブザーバの設計に必要な測定量ｙｍを供給する「信号選択」サブシステムである。
【００２２】
航空機構造の観測位置での内部負荷ｐｃｉｎｔ（曲げモーメントおよび剪断力）は、サブシステムの「構造負荷」で計算される。これらの信号は、負荷計算過程に対する対象量である。負荷は、例として「［２］Ｈ．Ｈｅｎｒｉｃｈｆｒｅｉｓｅ、Ｊ．Ｈｏｆｓｔｅｅ、Ｌ．Ｂｅｎｓｃｈ、Ｄ．Ｐｏｈｌ、Ｌ．Ｍｅｒｚ：民間輸送機の突風荷重軽減、ＩＦＡＳＤ  ２００３、オランダ、アムステルダム  ２００３年６月」に記載されるとおり力総和法によって計算される。
【００２３】
上記の航空機のモデルは、オブザーバを設計するための距離モデルとして用いられる。それは、以下に状態空間での第１の公式化において、一次非線形微分方程式
【００２４】
【数１】
2009518222.tif 000003
および初期状態ベクトルｘｐ（ｔ＝０）＝ｘｐ０を用いて分析される。距離モデル、すなわち航空機の状態ベクトル（指数ｐ）は、
【００２５】
【数２】
2009518222.tif 000004
であり、剛性運動についてのサブ状態ベクトルＸｐ，ｒｉｇｉｄと、航空機の弾性運動を示す状態Ｘｐ，ｅｌａｓｔｉｃに分けることができる。制御面での指示は、距離モデルの制御入力ベクトル（指数ｃ）ｕｐｃで組み合わされる。
【００２６】
【数３】
2009518222.tif 000005
式中、ｕｘ，１，ｕｘ，２．．．ｕｘ，ｎ（ここではｎ＝２０）は、方向舵、昇降舵、補助翼、スポイラー、安定板などの設定値または調整値である。
【００２７】
航空機の左側および右側の突風速度、すなわち突風、乱気流および同様の流れの速度は、システムにとって未知外乱量である。これらの量は、距離モデルについての外乱入力ベクトル（指数ｄ）において組み合わされる。
【００２８】
【数４】
2009518222.tif 000006
式中、ｕｇｕｓｔ、ｖｇｕｓｔ、ｗｇｕｓｔは、航空機に割り当てられる座標系で対応する前後方向、横方向および垂直速度成分を示す。
【００２９】
外乱入力ベクトルｕｐｄ（指数ｄ）で組み合わされる左側および右側での突風速度は、未知外乱量としての他の速度成分を含む可能性がある。
【００３０】
【数５】
2009518222.tif 000007
式中、ｖｇｕｓｔ，ｆｒｏｎｔ、ｖｇｕｓｔ，ｆｉｎ、ｗｇｕｓｔ，ｗｉｎｇ，ｌ、ｗｇｕｓｔ，ｗｉｎｇ，ｒは、航空機の座標系で対応する前方向または横速度成分を示す。
【００３１】
民間航空機で利用可能な標準測定値についての測定信号は、航空機の座標系でのオイラー角（Φ，Θ，Ψ）および「胴体比率」（ｐＢ，ｑＢ，ｒＢ）である。さらに、環境の基準系での重心の横方向および垂直方向の速度（ｙＥ，ｚＥ）ならびに航空機の座標系での重心付近の航空機胴体の横方向および垂直方向加速度（ｙＢ，ｚＢ）は、オブザーバに適用可能である。これらすべての信号は、測定出力方程式（指数ｍ）を用いてモデル化される。
【００３２】
【数６】
2009518222.tif 000008
【００３３】
オブザーバの設計の目的は、内部負荷を再現することである。これを達成するために、未知の突風速度は、以下に記載するように予測または計算される。これらの変数は、対象出力方程式（指数ｏ）によって提供される。
【００３４】
【数７】
2009518222.tif 000009
【００３５】
上述した航空機モデルの方程式において、突風速度は、入力量または出力量として現れる。以下に説明されるとおり、これらの突風速度は、距離モデルの適当な拡張によって、オブザーバの設計に含むことができる。
【００３６】
この目的は、航空機構造のあらゆる所望位置でも突風、乱気流などを通り抜ける飛行操縦および励起によって引き起こされる航空機構造での内部負荷を再現することである。突風のない通常の飛行について、航空機構造上の負荷は、パイロットまたはＥＦＣＳの指示によって単に引き起こされるのみである。これらのいわゆる操縦負荷は、図２を用いて、また入力量としての測定制御面設定値を用いて説明される航空機のモデルを用いて再現することができる。しかしながら、航空機が突風または乱気流を通り抜けて飛行する場合、さらなる突風荷重が、操縦負荷に重複的に発生する。これらの負荷もまた再現することができるように、航空機の外乱入力の未知の突風速度もまた必要である。突風速度の直接測定する航空機に取り付けられるセンサーは、使用不可または不適切かのいずれかであり、これには２つの理由がある。第一に、センサーは、突風のみならず運動を測定するために、航空機運動の影響を受ける。第二に、今日入手可能なセンサーは、普通、航空機の機首であるが、１箇所で突風を測定できるのみである。したがって、結果的に航空機の横揺れをもたらす孤立渦のような二次元の突風は、検知されない。
【００３７】
多次元の突風、乱気流などおよび操縦に起因する構造負荷を計算する非線形オブザーバは、以下に説明される。このアプローチは、方程式（４）の突風ｖｇｕｓｔおよびｗｇｕｓｔの横方向および垂直方向の速度成分にのみ焦点を合わせている。現在のところ、前後方向の突風は、考慮されていない。突風速度は、観測過程に含まれるように、外乱モデルによってモデル化される。
【００３８】
【数８】
2009518222.tif 000010
突風速度は、出力ベクトルｙｄによって、またベクトルｕｐｄでのモデルの適当な外乱入力量によって得られる。距離モデルでの外乱入力量を、方程式（１）での外乱モデル、すなわちｕｐｄ＝ｙｄの出力量に代えることによって、拡張距離モデルの非線形微分方程式が得られる。
【００３９】
【数９】
2009518222.tif 000011
状態ベクトルｘａは、航空機モデルの状態ｘｐおよび外乱モデルの状態ｘｄを含む。ベクトルは、制御装置でプロセス雑音によってｖｐｃおよびｖｄを処理し、「［３］Ｂ．Ｆｒｉｅｄｌａｎｄ：制御システム設計‐状態空間方法入門、ＭｃＧｒａｗ−Ｈｉｌｌ、１９８６年」で記載されるとおりのカルマンフィルター設計に類似したオブザーバの設計を可能にするために、外乱入力を拡張距離モデルに加えている。プロセス雑音は、ベクトルｖで組み合わされる。
【００４０】
方程式（５）から、拡張距離モデルの測定出力方程式は、
【００４１】
【数１０】
2009518222.tif 000012
であり、ベクトルのプロセスｗが、距離出力での測定雑音をカルマンフィルターに類似したオブザーバの設計に加える。カルマンフィルターの理論においてはよくあることだが、ベクトルｖおよびｗでの個々の雑音過程は、既知の一定強度のある無相関白色ガウス雑音であると推定される。
【００４２】
測定雑音の強度についての実質値は、使用されるセンサーの仕様書から推定することができる（「［４］  Ｈ．Ｈｅｎｒｉｃｈｆｒｅｉｓｅ：摩擦に対応した測位システムのためのＬＱＧ補正器のプロトタイピング」を参照）。「超メカトロニクス‐メカトロニクスの開発システムの開発および転送、ＨＮＩＶｅｒｌａｇｓｓｃｈｒｉｆｔｒｅｉｈｅ、２３巻、第１版、パーダーボルン１９９７年」は、ＣＬＭのウェブサイトｗｗｗ．ｃｌｍ−ｏｎｌｉｎｅ．ｄｅで入手可能である。他方では、過程雑音の強度は、次に示すとおり、設計パラメータとして用いられる。
【００４３】
最後に、対象出力方程式（６）での外乱入力を代えることは、拡張モデルおよび制御入力量の状態から、構造負荷および突風速度を計算するために、拡張距離モデルの対象出力方程式が得られる。
【００４４】
【数１１】
2009518222.tif 000013
【００４５】
方程式（８）から（１０）の非線形拡張距離モデルは、オブザーバの設計の基礎を形成する。
【００４６】
拡張距離モデルのベクトル関数を用いて、オブザーバの構造は、以下の方程式によって示される（「［５］Ｂ．Ｆｒｉｅｄｌａｎｄ：高度制御システム設計、プレンティスホール（出版社名）、１９９６年」を参照）。
【００４７】
【数１２】
2009518222.tif 000014
【００４８】
【数１３】
2009518222.tif 000015
【００４９】
状態（１１）の微分方程式の解から、拡張距離モデルの状態ベクトルの予測
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が得られる。方程式（１１）は、オブザーバへの入力量でもある制御入力ベクトルｕｐｃおよび距離モデルの測定出力ベクトルｙｐｍが得られる（図３を参照）。
【００５０】
測定入力は、オブザーバの測定誤差、すなわちベクトルｙｐｍでの実測値と方程式（１２）のベクトル＾ｙｐｍでの計算測定値の差を得るために用いられる。これらは、増幅マトリックスＬによってオブザーバの状態ベクトルの微分係数にフィードバックされる。オブザーバが正しく設計される場合、このフィードバックには、計算測定値が、実測値に従う、すなわちオブザーバの測定誤差が、ほとんどゼロになるという効果がある。このために、オブザーバ状態ベクトル
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での計算距離モデル状態ベクトル
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は、距離状態ベクトルｘｐに密接に従うことが望ましい。航空機の外乱入力の未知外乱量またはベクトルｕｐｄでの距離モデルを用いて、外乱モデル下位状態
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は、真外乱入力量にほぼ等しい方程式（７）の
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での外乱モデル出力量を得ることが望ましい。その結果として、オブザーバでの外乱モデル出力量は、未知の突風速度についての予測を提供する。測定位置での内部構造負荷に加えて、方程式（１３）から計算されるベクトル
2009518222.tif 000021
のオブザーバ出力量として利用可能である。
【００５１】
方程式（１１）から（１３）によって示すオブザーバの構造とともに、唯一の残っているタスクは、オブザーバの増幅マトリックスＬを決定することである。これは、雑音過程を拡張距離モデルに追加することによって準備が整っているされているカルマンフィルターに類似したオブザーバの設計を用いて成し遂げられる。基本距離モデルが線形でないので、オブザーバ増幅マトリックスは、航空機およびオブザーバの拡張距離モデルから成るシステムのシミュレーションに基づく非線形パラメータ最適化によって決定される（図３に類似）。拡張距離モデルは、この場合、ベクトルｖおよびｗでの離散白色雑音過程によって励起される。シミュレートされた時間応答は、実施されるＮシミュレーション・ステップについてのオブザーバ予測誤差の自己共分散の合計を含む二次費用関数を計算するために用いられる。
【００５２】
【数１４】
2009518222.tif 000022
線形カルマンフィルター設計と同様の設計環境を用いて、オブザーバ増幅Ｌは、オブザーバ増幅マトリックスＬの成分に関する費用関数Ｊの数の最小化によって得られる。［４］に説明されるとおり、航空機の制御入力の下位ベクトルｖｇｃでの過程雑音の強度または距離モデルは、速度および距離モデルの制御入力パスの不確定性に対するロバスト性に関してオブザーバを調整するように、オブザーバ増幅マトリックスを計算するため用いられる。拡張距離モデルへの外乱モデル入力ｕｄが未知であるので、ｖｄに対応する雑音過程は、オブザーバの入力量として信号が不足しているという事実に対してオブザーバにロバスト性を出すようにするために、できるのみ高く設定される。
【００５３】
以下の考察のために、オブザーバ増幅マトリックスは、拡張距離モデルの状態ベクトルの類推によって分割される。
【００５４】
【数１５】
2009518222.tif 000023
式中、下位マトリックスＬｐおよびＬｄは、オブザーバの測定誤差を距離状態の微分係数またはオブザーバの外乱モデル状態にフィードバックするために用いられる。距離モデルの状態ベクトルについての方程式（２）から明白であるとおり、下位マトリックスＬｐは、フィードバック増幅マトリックスＬｐ，ｒｉｇｉｄおよびＬｐ，ｅｌａｓｔｉｃにさらに分けることができる。ここで、距離状態の数が算出さる場合、例えばｎｐ，ｒｉｇｉｄ＝１２、ｎｐ，ｅｌａｓｔｉｃ＝８０、４つの外乱モデル状態ｎｄ＝４が方程式（５）の測定量ｎｐｍ＝１０につき推定される場合、９６０成分の合計は、オブザーバ増幅マトリックスに対して得られる。
【００５５】
コンピューター関係の費用に関してのみならず上記の最適化問題の集中性に関しても、増幅成分がきわめて多いオブザーバを設計することは、明らかに論理的ではない。その結果、ほんのわずかの選択成分は、設計過程でオブザーバ増幅マトリックスのために用いられることになり、安定性および応答速度などの理由で選択される。他のすべての成分は、ゼロに設定される。オブザーバ増幅マトリックスに関する本実施形態に関連して実施される試験は、１２の選択成分によって、以下に記載されるようにオブザーバの動作を保証するのに既に十分であることを明らかにしてきた。さらに、この平易化によって、オブザーバの設計およびリアルタイム実装のためのコンピューター関係の費用も劇的に削減される。
【００５６】
さらに上記のとおり、オブザーバは、シミュレーションによって得られる時間応答に基づく非線形パラメータ最適化によって設計され、いわゆるシステム最適化ツール（ＳＯツール）を用いて設計された（［６］．Ｓ．Ｋｌｏｔｚｂａｃｈ，Ｓ．Ｏｅｄｅｋｏｖｅｎ，Ｏ．Ｇｒａｓｓｍａｎｎ：メカトロニクス開発過程を参照）。「ＶＤＩメカトロニクス会議２００３、フルダ、ドイツ、２００３年」は、ＤＭｅｃＳウェブサイトｗｗｗ．ｄ，ｅｃｓ．ｄｅ」で入手可能であり、ＭＡＴＬＡＢ最適化ツールボックスのアルゴリズムに基づいて開発された。最適化されるシステムは、Ｓｉｍｕｌｉｎｋモデルとして入手可能である。ＳＯツールは、ユーザーがシステムのシミュレーションモデルををに搭載し、対象量を明確に定め、最適化実行するための最適化パラメータを対話形式で選択することができるグラフィカルユーザーインターフェースを含む。図４は、ＳＯツールのグラフィカルユーザーインターフェースを示す。
【００５７】
エアバス３４０‐３００についての試験およびシミュレーション結果は、以下に示す。
【００５８】
試験は、非線形オブザーバに関連する図３のブロック図を実施する航空機モデルに図５に示すＳｉｍｕｌｉｎｋモデルを用いて実施した。別のサブシステムは、コシヌソイド不連続突風および励起としての連続的乱気流についての突風速度を得るために含まれる。サブシステムによって、モデル化された航空機の左側および右側に作用する速度が得られる。
【００５９】
航空機モデルおよびオブザーバの制御入力ｕｐｃ＝ｕｘをゼロに設定することによって、操縦および操縦負荷は、以下では考慮されない。操縦負荷がオブザーバによって正しく再現されるように、オブザーバが航空機の名目上のモデル化（オブザーバの設計するための距離モデルは、航空機モデルと一致する）に基づき設計されたためである。突風によるシステムの外乱励起のみが、オブザーバの性能の予測に関して問題とされる。
【００６０】
図６から８は、航空機に作用する横方向および垂直方向の突風速度ならびに対応するオブザーバによる予測を示す。突風速度は、航空機での真対気速度に基準化した。
【００６１】
横方向の突風速度が航空機の両側で全く同じであるのに対して、垂直方向の突風速度は、航空機の左側および右側について異なると推定された。それらの速度は、異なる時間に、異なる振幅で、航空機に影響を及ぼす。
【００６２】
このような図中の太線が示す外乱入力量が細線によって再現され、オブザーバによって行われる予測が太線によって表されるこの図は、横方向および非対称垂直方向の突風速度がきわめて正確に再現されることを示す。
【００６３】
図９から１１は、現実により近づく多次元連続的乱気流による励起を示し、航空機に作用する横方向および垂直方向の突風速度ならびにオブザーバによる予測がそれぞれ細線または太線によって再現される。時間プロファイルは、乱気流が不連続突風速度と同程度の高精度で再現されることを示す。突風速度の再現を用いて、オブザーバは、引き起こされる負荷についての信頼性の高い予測を計算することができる。これは、航空機構造の利用可能な個々の監視位置の負荷の最大値および最小値を含む、いわゆる包絡線によって示される。これらの包絡線によって、特定のイベントにおいて、または全飛行中に発生する航空機全体の最大負荷を一見することができる。これは、航空機の一部への負荷が特定の所定値を超えたかどうかを予測するためにきわめて有用である。
【００６４】
図１２から１４は、図９から１１に示す乱気流の連続励起によって引き起こされる翼ならびに水平および垂直尾翼の剪断力に対する包絡線を示す。航空機の両側についての負荷が同じように上手く再現されるので、図には航空機の左側のみを示す。剪断力は、グラフの範囲内の最大正値に基準化され、統一のため正規化される翼および尾翼の長さにわたりプロットされる。必要な場合、他の航空機構成要素、例えば胴体での曲げモーメントまたは負荷もまたプロットすることができる。
【００６５】
航空機モデルおよびオブザーバの剪断力についての図１２から１４での包絡線の間にほとんど違いはない。構造負荷は、すべての測定位置についてオブザーバによってきわめて上手く再現される（これらの位置は、×印で印される）。さまざまの測定位置は、上記とおり、柔軟システムとして航空機をモデル化することによって利用可能である。これによって、航空機構造のあらゆる所望位置でも負荷を計算することができるようになる。
【００６６】
図１２において、航空機の翼に沿った剪断力の段階は、基本的Ａ３４０‐３０００航空機モデルでのエンジンの重量によって生じる。
【００６７】
図に示す結果は、名目上の航空機モデルに関して設計されたオブザーバについて得られた（オブザーバの設計のための距離モデルは、航空機モデルと一致する）。しかしながら、実際の航空機は、航空機モデルからモデル構造とモデルパラメータの両方について逸脱する（例えば、重量配分、マッハ数、高度）。試験によると、推定負荷への影響は、逸脱量が大きすぎなければ許容可能である。誤差は、突風または乱気流の予測での逸脱が大きいと部分的に相殺される。
【００６８】
実際の航空機での試験飛行で得られる結果を以下に示す。すべての制御面位置（制御入力量）および測定量の時間プロファイルは飛行中に記録される。上述のように収集されたデータは、図５に示すＳｉｍｕｌｉｎｋモデルのオブザーバのみを使用して、飛行後実行されるシミュレーションで予測された。
【００６９】
図１５および１６は、エアバスＡ３４０ＦＴ航空機の試験飛行中に記録した制御面位置および測定量を示す。航空機は、パイロットの操縦および乱気流も受ける状態にあった。オブザーバは、オブザーバの測定誤差に関してきわめて有効に機能した。図１６のオブザーバによる予測は、差異が係数にかろうじて認められるように、誤差がほとんどない試験飛行の測定量に従う。
【００７０】
図１７から１９は、オブザーバの測定誤差に関して良好な結果がさらに得られた航空機の左側および右側の予測を示す。横方向の突風速度についての予測が航空機の両側では同じであるのに対して、航空機の左側および右側では垂直方向の突風速度についての予測は異なる。
【００７１】
突風速度および制御面位置についての予測は、オブザーバに含まれる空気力学的サブモデルに入力された。得られた空気力を航空機の機械構造の格子点に割り当てることによって、測定位置で内部構造負荷を構成した。試験航空機には、航空機構造への実負荷の探知を可能にする応力センサーが、これらの測定位置のいくつかに取り付けられた。図２０から２３は、右翼の異なる位置でのこれらの負荷をオブザーバの対応する予測と比較する。図２０および図２１は、右翼の付け根付近の位置での剪断力および曲げモーメントについての結果を示す。内部右エンジン付近の異なる位置での実負荷と計算負荷の比較を示す図２２および図２３に示す。
【００７２】
図２０から２３における結果は、オブザーバが実際の航空機の負荷の予測がきわめて良好であることを示すことを実証している。わずかな逸脱は、オブザーバの設計のために用いられる航空機モデルと実際の航空機の差異による。かかる逸脱は、航空機構造（例えば、弾性モードの数）およびパラメータ（例えば、重量配分、マッハ数、高度）に発生し、実際には完全に避けることは決してできない。しかしながら、かかる影響に関してオブザーバには十分にロバスト性があることを示す。
【００７３】
オブザーバの測定誤差が小さく、構造負荷が十分再現されているので、図１７から１９の突風速度の予測が信頼できることは、高い確度で推定することができる。
【００７４】
前に示された時間プロファイルに対応する航空機運動を理解するための重要なツールは、航空機の三次元アニメーションである。これは、制御面調整、航空機の完全三次元運動および航空機構造の弾性運動を示すことができる。他の量は、それぞれの量の大小に応じてその長さが異なる矢印によって示すことができる。図２４は、上記の実施形態で考察されるエアバス３４０‐３００航空機のイメージを示す。アニメーションは、オブザーバの入力量（すなわち、制御面位置および測定量）およびオブザーバの推定値（すなわち、航空機構造の弾性変形、突風速度および内部構造負荷）を用いて動かされる。突風速度および航空機構造の異なる位置での負荷は、白または黒の矢印によって示される。
【００７５】
本発明による方法は、飛行操縦および飛行中または飛行後の突風および乱気流などの他の影響によって引き起こされる航空機構造のあらゆる位置でも発生する負荷を再現するために用いることができる。その結果、構造の点検が特別なイベントの後、随意に必要であるかどうかに関して、迅速な予測を行うことができる。安全基準は拡張することができ、地上時間および運転費は最小限に抑えることができ、航空機の可用性を向上させることができる。
【００７６】
用語「備える」は他の構成要素またはステップを排除するものではなく、構成要素は、複数であることを排除することに注目することが望ましい。さらに、異なる実施形態に関連して説明される構成要素は、組み合わせてもよい。
【００７７】
請求項で引用される符号は、請求項の範囲を限定すると解釈するべきではないことに留意する必要がある。
【図面の簡単な説明】
【００７８】
【図１】本発明の一実施形態によるオブザーバによって航空機の突風および／または構造負荷を再現するための本発明による方法の概略図である。
【図２】例えば図１に示す本発明の実施形態によるオブザーバの基準を形成する航空機の非線形モデル構造構成図である。
【図３】オブザーバで用いられるそれぞれの量がどのように航空機（設備）の距離に割り当てられるかについて示す図１に類似の図である。
【図４】本発明による方法で用いられるいわゆるシステムの最適化ツール（ＳＯツール）のグラフィカルユーザーインターフェースを示す図である。
【図５】オブザーバ試験のＳｉｍｕｌｉｎｋモデルの画面ショットである。
【図６】外乱入力量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）としての不連続突風の横速度、左側上の垂直速度または右側上の垂直速度を示す図である。
【図７】外乱入力量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）としての不連続突風の横速度、左側上の垂直速度または右側上の垂直速度を示す図である。
【図８】外乱入力量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）としての不連続突風の横速度、左側上の垂直速度または右側上の垂直速度を示す図である。
【図９】外乱入力量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）として連続乱気流の時間に応じてプロットされる左側の横速度、垂直速度または右側の垂直速度を示す図である。
【図１０】外乱入力量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）として連続乱気流の時間に応じてプロットされる左側の横速度、垂直速度または右側の垂直速度を示す図である。
【図１１】外乱入力量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）として連続乱気流の時間に応じてプロットされる左側の横速度、垂直速度または右側の垂直速度を示す図である。
【図１２】航空機モデルのための正規化される幅または長さに応じてプロットされる翼、水平尾翼または垂直尾翼の剪断力（細線）およびオブザーバ（太線）の計算値を示す図である。
【図１３】航空機モデルのための正規化される幅または長さに応じてプロットされる翼、水平尾翼または垂直尾翼の剪断力（細線）およびオブザーバ（太線）の計算値を示す図である。
【図１４】航空機モデルのための正規化される幅または長さに応じてプロットされる翼、水平尾翼または垂直尾翼の剪断力（細線）およびオブザーバ（太線）の計算値を示す図である。
【図１５】試験飛行から時間に応じてさまざまな制御面の位置を示す図である。
【図１６】試験飛行からの時間に応じたさまざまな出力量の測定値（細線）およびオブザーバ（太線）の計算値を示す図である。
【図１７】図１５および１６に示す試験飛行のための左側の横方向の突風速度、垂直方向の突風速度または右側の垂直方向の突風速度の計算値を示す図である。
【図１８】図１５および１６に示す試験飛行のための左側の横方向の突風速度、垂直方向の突風速度または右側の垂直方向の突風速度の計算値を示す図である。
【図１９】図１５および１６に示す試験飛行のための左側の横方向の突風速度、垂直方向の突風速度または右側の垂直方向の突風速度の計算値を示す図である。
【図２０】測定量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）として図１５および１６に示す試験飛行の時間に応じて、右翼付け根付近の剪断力、右翼付け根付近の曲げモーメント、内側右エンジン付近の剪断力または内側右エンジンの付近の曲げモーメントを示す図である。
【図２１】測定量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）として図１５および１６に示す試験飛行の時間に応じて、右翼付け根付近の剪断力、右翼付け根付近の曲げモーメント、内側右エンジン付近の剪断力または内側右エンジンの付近の曲げモーメントを示す図である。
【図２２】測定量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）として図１５および１６に示す試験飛行の時間に応じて、右翼付け根付近の剪断力、右翼付け根付近の曲げモーメント、内側右エンジン付近の剪断力または内側右エンジンの付近の曲げモーメントを示す図である。
【図２３】測定量（細線）およびオブザーバによる計算値（太線）として図１５および１６に示す試験飛行の時間に応じて、右翼付け根付近の剪断力、右翼付け根付近の曲げモーメント、内側右エンジン付近の剪断力または内側右エンジンの付近の曲げモーメントを示す図である。
【図２４】航空機運動、突風速度（薄い矢印）および構造負荷（濃い矢印）のアニメーションの画面ショットである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【国際調査報告】
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