(57)【要約】  本発明の装置(１)は、少なくとも１つの方向舵(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)と、これらの方向舵に偏向指令を与える制御ユニット(４)と、この方向舵偏向指令に応答しての航空機の動きの進展を示す回復特性を測定する手段(６)と、与えられた少なくとも１つの偏向指令と対応する回復特性とを記録する手段(７)と、回復特性が維持されるように航空機をトリガーするサーボ制御手段(１３)とからなり、上記の制御ユニット(４)に、少なくとも１つの空力学的効果を識別できる回復特性を得ることのできる回復指示を受け取る手段(１０)と、回復指示により誘導された方向舵偏向指令を生じさせる手段(１１)とが設けられている。【選択図】    図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機で、少なくとも１回の飛行試験を行なう方法であって、この方法は、
ａ) 航空機の少なくとも１つの翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に与えられる少なくとも１つの偏向指令を生じ、
ｂ） 航空機の飛行中、上記の偏向指令が、偏向されて航空機の少なくとも１つの操縦軸に作用し、少なくとも１つの偏向指令を関数として翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)を偏向させる少なくとも１つの作動器(３Ａ、３Ｂ、３ｎ)を備えた翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に与えられ、その偏向指令は時間を関数としての偏向の進展を示すものであり、
ｃ) 飛行中、翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に上記の偏向指令が与えられ、これに応答する航空機の動きの、時間を関数とする進展を示す少なくとも１つの出力カーブを測定し、
ｄ) 翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に与えられた偏向指令と、測定された対応する出力カーブを記録することからなり、
−  工程ａ)で、
・  航空機の少なくとも１つの空力学的効果を識別する少なくとも１つの出力カーブを得ることができる少なくとも１つの出力設定点を受け取り、
・  受け取った上記の出力設定点により誘導される少なくとも１つの翼偏向指令を生じ、
−  上記の出力設定点により誘導された偏向指令を与えている間、飛行中の航空機を従動させ、上記の識別用出力カーブを上記の航空機で得て、維持することを特徴とする方法。
【請求項２】
工程ａ)で、少なくとも１つの翼偏向指令を受け取り、これを上記の翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に与えることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
出力設定点により誘導された偏向指令を生じ、上記の従動を行うため、所謂モード制御理論に基づき形成されている手段が用いられることを特徴とする請求項１あるいは２の方法。
【請求項４】
試験を行なうため、上記の工程ａ)からｄ)と上記の従動が航空機の複数の翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に対し実施されることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の方法。
【請求項５】
航空機で少なくとも１回の試験を行なう装置で、この装置(１)は、
−  飛行中、偏向されて航空機の少なくとも１つの操縦軸に作用でき、受け取った少なくとも１つの偏向指令を関数として翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)を偏向させる少なくとも１つの作動器(３Ａ、３Ｂ、３ｎ)を備えた、航空機の少なくとも１つの翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)であって、上記の偏向指令は、時間を関数としての偏向の進展を示すものであり、
−  上記の翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に与えられるべき少なくとも１つの偏向指令を上記の作動器(３Ａ、３Ｂ、３ｎ)に伝達するための制御ユニット(４)と、
−  飛行中、翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に偏向指令が与えられ、これに応答する航空機の動きの、時間を関数とする進展を示す少なくとも１つの出力カーブを測定する手段(６)と、
−  翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に与えられる少なくとも１つの偏向指令と、測定された対応する出力カーブとを記録する手段(７)とからなり、
−上記の制御ユニット(４)は、
・  航空機の少なくとも１つの空力学的効果を識別する少なくとも１つの出力カーブを得ることができる少なくとも１つの出力設定点を受け取ることのできる少なくとも１つの第１手段(１０)と、
・  上記の第１手段(１０)から伝達された出力設定点により誘導される少なくとも１つの翼偏向指令を生じさせる少なくとも１つの手段(１１)とからなり、
−  上記の装置(１)が、更に、上記の手段(１１)により生じた、対応する偏向指令が航空機の翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)に与えられると、航空機を従動させ、上記の識別用出力カーブをこの航空機で得て、維持させる少なくとも１つの従動手段(１３)を備えていることを特徴とする装置。
【請求項６】
上記の制御ユニット(４)が、更に、翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)の作動器(３Ａ、３Ｂ、３ｎ)に対し伝達される少なくとも１つの翼偏向指令を受け取る第３の手段(１５)を備えることを特徴とする請求項５の装置。
【請求項７】
上記の翼(２Ａ、２Ｂ、２ｎ)が、航空機の以下の要素、
−  スポイラ、
−  補助翼、
−  水平尾翼、
−  昇降舵、
−  フィン
の１つに対応することを特徴とする請求項５あるいは６に記載の装置。
【請求項８】
ｎ回の飛行試験のプロトコルを行なうため方法で、ｎは１より大きい整数であり、
−  予備工程では、直接航空機に与えなければならないｍ回の翼偏向指令と、少なくとも１つの出力カーブにより示される航空機の暫定的応答における航空機の少なくとも１つの空力学的効果を分離できるｐ個の出力設定点が決定され、ｍとｐとは、ｍ＋ｐ＝ｎとなる整数であり、
−  上記のｍ回の偏向指令と上記のｐ個の出力設定点をそれぞれ与えることにより、少なくとも航空機のその後の飛行中ｎ回の試験が行なわれ、上記のｐ個の出力設定点は、代表的な偏向指令の形態で与えられ、上記のｎ回の試験が請求項１から４のいずれかのもとに記載された方法を実施することにより、あるいは請求項５から７のいずれかのもとに記載された装置により少なくとも部分的に行なわれ、
−  上記のｎ回の試験の各々に対し、与えられた偏向指令が記録され、ｑ個の対応する出力カーブが測定されて記録され、ｑは整数であることを特徴とする方法。
【請求項９】
飛行シミュレータにより航空機の空力学的現象を識別するための手順であって、この手順により、
Ａ／  少なくとも１つのｎ回の飛行試験のプロトコル、ｎは整数、を行い、実際航空機に与えられた偏向指令を示す複数のｎ個の実際の入力カーブと、これと組み合わせられた複数の実際の出力カーブとを得ることができ、
Ｂ／  上記のｎ個の実際の入力カーブを飛行シミュレータに適用し、
Ｃ／  上記のｎ個の実際の入力カーブを適用し、それに応答して得られた対応する出力カーブを飛行シミュレータ上で測定し、
Ｄ／  上記の実際の出力カーブと、飛行シミュレータにより発せられた対応する出力カーブとを、対で、比較し、
Ｅ／  この比較に基づき、上記の飛行シミュレータにより用いられたシミュレーション・モデルを改良するものにおいて、
工程Ａ／で、請求項８に記載の方法が実施されることを特徴とする手順。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機に少なくとも１回の飛行試験を実施する方法と装置、および複数の試験プロトコルならびにその方法を用いて航空機の空力学的現象を識別するための手順を実施する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明の適用範囲は航空機の飛行メカニックの確認、即ち、航空機の実際の動きと、そのモデリング、ならびに、適宜、このモデルの最適性能(忠実度)を得るために用いられるモデルのパラメータの調節との比較に関する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
よって、一般には、所定の目的のため飛行試験を行う方法を示す試験プロトコルが実施される。この目的で、翼偏向の一連の所定シーケンスが標準の方法で定められる。この場合、プロトコルは、標準の方法で、航空機上開きループで行なわれた飛行試験のみからなる。即ち、これらの試験中には如何なる航空機の姿勢制御システムも係わっていない。航空機が自然に不安定である特定の場合では、最小の安定板に限定される制御システムのみが考えられる。このプロトコルは試験キャンペーンの形態で行なわれる。これらの試験中、所定の制御シーケンスが航空機に適用される。適用された制御ならびにその結果の出力は航空機で測定され記録される。これらはあとから処理される。飛行試験中航空機で測定された実際の制御はシミュレーション・モデルでのリラン(再ラン)である。航空機で測定された実際の出力はその後シミュレーション・モデルからの出力と比較され、ついで、或る効果の登録がなされる。識別の質(正確性等)は上記の各工程の質(正確性等)に依存する。本発明は本質的には第１の工程、即ち試験プロトコルを改良することに関する。
【０００４】
前記のように、標準試験プロトコルの基本的特性は、それが完全に開きループで行なわれる飛行試験からなり、航空機の姿勢制御システムが非作動であるという事実にある。各試験中の入力指令は、航空機の動きとは別個に、自動的に翼に直接発せられる。これらの翼指令は全てゲート形態で形成され、航空機を励起できる。
【０００５】
試験プロトコルは、試験の間、飛行中呼び出される翼と、これらの翼が受ける偏向レベルと、偏向期間ならびに試験がなされる飛行点を明示する。
【０００６】
然し、そのような標準の試験プロトコルでは、適用された制御が各試験で異なるが、出力カーブは全て類似のエネルギー(活動力)を呈する。もっと完全な分析によると航空機の応答は優性モードに合致し、この優性モードはその他の現象を航空機の飛行メカと区別できるのを阻止する。この優性モードは全ての出力に生じ、よって、全ての空力学的効果は相互に関連し、全ての効果の識別可能性を妨害する。より正確に言えば、この優性モードは空力学的効果の組み合わせに対応し、色々の効果を正確に分離して、それらを個別に特徴付けることができる可能性を阻止する。従って、そのような標準の試験プロトコル中の航空機に対する入力の呼び出しは、航空機の全ての空力学的現象を識別するのには不十分である。
【０００７】
本発明の目的は、より良い質の上記の登録および／または飛行メカニックのモデルの識別のために用いられる飛行試験の期間の短縮をなすため、色々の飛行メカニックの現象の識別性を全面的に改良することである。
【０００８】
空力学的現象を識別するための標準手順を改良するため或る効果の識別性を増加する必要がある。更に、試験キャンペーンのサイクルを減少することにより、生じる費用を制限できる。この目的は飛行試験の期間を短縮することにより実験的プロトコルのレベルで対応できる。従って、本発明は、特に、少ない数の試験からなるプロトコルに基づきより正確な方法で、飛行メカ現象を識別することを捜しだすものである。
【０００９】
よって、本発明は、先ず、航空機、特に輸送機で、少なくとも１回の飛行試験を行なう方法に関する。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明によれば、上記の方法は、
ａ) 航空機の少なくとも１つの翼に与えられる少なくとも１つの偏向指令を生じ、
ｂ) 航空機の飛行中、上記の偏向指令は、偏向されて航空機の少なくとも１つの操縦軸に作用し、少なくとも１つの偏向指令を関数として翼を偏向させる少なくとも１つの作動器を備えた翼に与えられ、その偏向指令は時間を関数としての偏向の進展を示し、
ｃ) 飛行中、翼に偏向指令が与えられ、これに応答する航空機の動きの、時間を関数とする進展を示す少なくとも１つの出力カーブを測定し、
ｄ) 翼に与えられた偏向指令と、測定された対応する出力カーブを記録することからなり、
−  工程ａ)で、
・  航空機の少なくとも１つの空力学的効果を識別する少なくとも１つの出力カーブを得ることができる少なくとも１つの出力設定点を受け取り、
・  受け取った上記の出力設定点により誘導される少なくとも1つの翼偏向指令を生じ、
−  上記の出力設定点により誘導された偏向指令を与えている間、飛行中の航空機を従動させ、上記の識別用出力カーブを上記の航空機で得て、維持することを特徴とする。
【００１１】
よって、本発明により、(試験の)入力は、暫定的応答あるいは飛行試験からの出力として集められた応答中、少なくとも１つの特定の空力学的効果をその他のものに対して分離させることのできる少なくとも１つの翼偏向指令を得るように修正される。これは、少なくとも１つの空力学的効果をより識別し得るものにすることのできる、即ち、上記の空力学的効果を個別に分離してそこからその特徴を演繹することのできる出力カーブを示す出力設定点を考慮することにより得られる。こうして、上記の出力は最早上記の優性モードに従ってではなく、制御進展に従って進展する。
【００１２】
好ましい実施例では、工程ａ)では、少なくとも１つの翼偏向指令もまた受け取り、この偏向指令は上記の翼に対し与えられる。
【００１３】
よって、試験中、直接翼を制御する少なくとも１つの標準偏向指令および出力を制御する出力設定点により誘導された少なくとも１つの偏向指令が考慮される。
【００１４】
出力設定点を示す偏向指令を生じさせ、従動させるために、以下に記載する所謂モード制御理論に基づき形成されている手段が用いられるのが望ましい。
【００１５】
加えて、望ましい方法では、試験を行なうため、上記の工程ａ)からｄ)と上記の従動が航空機の複数の異なる翼に対し実施される。
【００１６】
本発明は、又、航空機、特に飛行機で、少なくとも１回の飛行試験を行なう装置にも関する。
【００１７】
本発明によれば、上記の装置は、
−  飛行中、偏向されて航空機の少なくとも１つの操縦軸に作用し、受け取った少なくとも１つの偏向指令を関数として翼を偏向させる、少なくとも１つの作動器を備えた少なくとも１つの翼であって、上記の偏向指令は時間を関数としての偏向の進展を示し、
−  上記の翼に与えられるべき少なくとも１つの偏向指令を上記の作動器に伝達する制御ユニットと、
−  飛行中、翼に偏向指令が与えられ、これに応答する航空機の動きの、時間を関数とする進展を示す少なくとも１つの出力カーブを測定する手段と、
−  翼に与えられた少なくとも１つの偏向指令と、測定された対応する出力カーブとを記録する手段とからなり、
−  上記の制御ユニットが、
・  航空機の少なくとも１つの空力学的効果を識別する少なくとも１つの出力カーブを得ることができる少なくとも１つの出力設定点を受け取ることのできる少なくとも１つの第１手段と、
・  上記の第１手段により伝達された上記の出力設定点により誘導される少なくとも１つの翼偏向指令を生じさせる少なくとも１つの第２手段からなり、
−  上記の装置が、更に、上記の第2手段により生じた対応する偏向指令を翼に与える際、航空機を従動させ、上記の識別用出力カーブを上記の航空機で得て、維持させる少なくとも１つの従動手段を備えることを特徴とする。
【００１８】
よって、上記の従動手段により、本発明による装置は閉鎖ループの試験を行なうことができる。
【００１９】
好ましい実施例では、上記の制御ユニットは、更に、上記の翼の作動器に対し伝達される少なくとも１つの翼偏向指令を受け取る第３の手段を備える。
【００２０】
更に、上記の翼は航空機の以下の要素、
−  スポイラ、
−  補助翼、
−  水平尾翼、
−  昇降舵、
−  フィン
の１つに対応する。
【００２１】
本発明は、又、航空機で、ｎ回の試験のプロトコルを行なう方法に関する。
【００２２】
本発明によれば、この方法は、
−  (試験飛行の前の)予備工程では、直接航空機に与えなければならないｍ回の翼偏向指令と、少なくとも１つの出力カーブにより示される航空機の暫定的応答における航空機の少なくとも１つの空力学的効果を分離できるｐ個の出力設定点が決定され、ｍとｐとは、ｍ＋ｐ＝ｎとなる、整数であり、
−  上記のｍ回の偏向指令と上記のｐ個の出力設定点を与えることにより、航空機のその後の(試験)飛行中ｎ回の試験が行なわれ、上記のｐ個の出力設定点は又代表的な偏向指令の形態で与えられ、上記のｎ回の試験が本発明による上記の方法を実施することにより、あるいは本発明による上記の装置を用いることにより少なくとも部分的に実施され、そして
−  上記のｎ回の試験の各々に対しては、与えられた偏向指令が記録され、ｑ個の対応する出力カーブが測定されて、記録され、ｑは整数である。
【００２３】
加えて、本発明は、又、飛行シミュレータにより航空機の空力学的現象を識別する手順に関し、この手順によれば、
Ａ／  実際、航空機に与えられる偏向指令を示すｎ個の複数の実際の入力カーブと、これに関連する複数の実際の出力カーブを得ることができるｎ回の飛行試験の少なくとも１つのプロトコルが行なわれ、ｎは整数であり、
Ｂ／  上記のｎ個の実際の入力カーブが上記の飛行シミュレータに与えられ、
Ｃ／  上記のｎ個の実際の入力カーブを与え、それに応答して得られた対応する出力カーブが上記の飛行シミュレータで測定され、
Ｄ／  上記の実際の出力カーブと、上記の飛行シミュレータにより発せらた対応する出力カーブが、対で、比較され、
Ｅ／  上記の飛行シミュレータにより用いられたシミュレーション・モデルがこの比較に基づき改良される。
【００２４】
本発明によれば、この識別手順は、工程Ａ／でｎ回の飛行試験のプロトコルを航空機で行なうのを意図する、本発明による上記の方法が実施されることを特徴とする。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２５】
添付図面の１つの図により本発明が実施される方法を明確にしている。
この図に略示されている本発明による装置１は航空機(図示略)、特に輸送機で少なくとも１回の飛行試験を行なうのを意図している。
【００２６】
よって、この装置１は、
−  飛行中、偏向されて航空機の少なくとも１つの操縦軸(偏ゆれ、縦ゆれ、横ゆれ)に作用する少なくとも１つの標準翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎであって、受け取った少なくとも１つの偏向指令を関数として翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎを偏向させる少なくとも１つの標準作動器３Ａ、３Ｂ、…、３ｎを備え、本発明の枠内においては、上記の偏向指令は、時間を関数としての偏向の振幅の進展を示すカーブによって形成され、
−  (一般のリンク５の一部を形成する)少なくとも１つのリンク５Ａ、５Ｂ、…、５ｎにより上記の作動器３Ａ、３Ｂ、…、３ｎに連結され、上記の翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎに与えられるべき少なくとも１つの偏向指令を上記の作動器３Ａ、３Ｂ、…、３ｎに伝達するように形成されている制御ユニット４と、
−  少なくとも１つの出力カーブを測定する標準手段６であって、この出力カーブは、本発明の枠では、飛行中、翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎに偏向指令が与えられ、これに応答する航空機の動き(サイドスリップ、ヨー、ロール、リスト、向き、負荷因子等)の、時間を関数とする進展を示し、
−  リンク８と９とにより、それぞれ、制御ユニット４と手段６とに連結されており、標準記録媒体(とくには図示していない)に、少なくとも、
・  翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎに(制御ユニット４と作動器３Ａ、３Ｂ、…、３ｎとにより)実際与えられる偏向指令と、
・  手段６により測定される対応する出力カーブとを
記録することを意図する手段７とからなる。
【００２７】
更に、本発明によれば、
−  上記の制御ユニット４は、
・  航空機の少なくとも1つの空力学的効果(サイドスリップ、ヨー、ロール、リスト、向き、負荷因子等)を識別する少なくとも１つの出力カーブを得ることができる少なくとも１つの出力設定点を受け取ることのできる少なくとも１つの第１手段１０であって、例えば、操作者、特にテスト・パイロットに上記の制御ユニット４に上記の出力設定点の前もって記録されたシーケンスを誘起させる例えばキーボードのような入力手段でよいものと、
・  上記の手段１０にリンク１２により連結されており、プリコントロール(予制御)Ｐの形態で実施されており、上記の手段１０から受け取った出力設定点を示す少なくとも１つの翼偏向指令を生じさせるように形成されている少なくとも１つの手段１１であって、上記の翼偏向指令は作動器３Ａ、３Ｂ、…、３ｎに伝達されるように意図されており、
−  上記の装置１が、更に、上記の制御ユニット４にリンク１４により連結されている少なくとも１つの従動手段１３を備え、この従動手段１３は修正器Ｋを備え、手段１１により生じる、識別用出力カーブに対応する偏向指令が航空機の翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎに与えられると、航空機を従動させ、上記の識別用出力カーブをこの航空機で得て、維持させるように形成されている。この従動手段１３は、少なくとも部分的に上記の制御ユニット４内に統合されている。
【００２８】
特定の実施例では、従動手段のセンサと測定手段６は同じでもよい。
【００２９】
よって、本発明によれば、(試験の)入力は、飛行試験からの出力として集められる暫定応答において、少なくとも１つの特定の空力学的効果をその他のものから分離できる少なくとも１つの翼偏向指令を得るように修正される。これは、少なくとも１つの空力学的効果をもっとよく識別できるものにすることができる出力カーブを示す出力設定点を考慮することにより得られる。こうして出力は最早優性モードではなく、制御進展に従って進展する。
【００３０】
本発明の枠内では、出力カーブは、この出力カーブを示す偏向指令を航空機に与えている間、手段７により測定され、記録された値により航空機の特定の空力学的効果を識別する(即ち定義あるい特徴化する)ことができるかどうかを見極めていると考えられる。更に、試験プロトコルの１つ以上の試験から生じる基準時間表に基づき、モデル内でこの空力学的効果と組み合わせられた係数を単に変えることにより、全てのシミュレーション・カーブをこの組の基準表に登録することができれば効果は完全に識別できると考えられる。この識別が可能という特性は幾つかの空力学的効果に概括できる。
【００３１】
上記の制御ユニット４は、更に、少なくとも１つの直接の翼偏向指令を受け取る手段１５を備え、上記の翼偏向指令はその後修正されずに、翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎの作動器３Ａ、３Ｂ、…、３ｎに対し伝達される。よって、この手段１５は上記の手段１０と類似あるいは同一の入力手段であり得る。
【００３２】
特定の実施例では、(閉鎖ループ試験を行なうことができる)上記の修正器Kと上記のプリコントロール(予制御)Ｐとは所謂標準モード制御理論に基づいて形成される。この理論は制御法則合成技術を示す。修正器ＫとプリコントロールＰとを数的に決定できる数学的計算は、航空機が修正器Ｋにより従動され、プリコントロールＰにより駆動される際の航空機の自然エネルギーの修正に依存する。上記の修正器ＫとプリコントロールＰが制御器を形成する。
【００３３】
本発明による装置１は１つの翼を制御あるいは試験中複数の翼を同時に制御するように形成されている。例として、制御すべき翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎは、航空機の以下の要素、
−  スポイラ、
−  補助翼、
−  水平尾翼、
−  昇降舵、
−  フィン
の１つに対応する。
【００３４】
本発明による装置１は１回の試験ではなく、航空機でのｎ回の試験のプロトコルを行なうことを意図するのが好ましい。
【００３５】
本発明によるｎ回の試験のプロトコルを行なうため、以下の工程を実施する。
−  予備工程では、直接航空機に与えなければならないｍ回の翼偏向指令と、少なくとも１つの出力カーブにより示される航空機の暫定的応答における航空機の少なくとも１つの空力学的効果を分離できるｐ個の出力設定点が決定され、整数ｍとｐとは、ｍ＋ｐ＝ｎとなり、
−  (手段１５が受け取った)上記のｍ回の偏向指令と(手段１０が受け取った)上記のｐ個の出力設定点を与えることにより、本発明による装置１により、少なくとも航空機のその後の飛行中ｎ回の試験が行なわれ、上記のｐ個の出力設定点は、手段１１により決定される代表的な偏向指令の形態で与えられ、
−  上記のプロトコルのｎ回の飛行試験の各々に対し、
・  与えられた偏向指令が上記の装置1の手段7により記録され、
・  上記の手段7により又記録されている、ｑ個の組み合わされた出力カーブが、装置１の手段６により測定され、ｑは整数である。
【００３６】
よって、本発明に従う装置１によれば、最早、翼の作動器３Ａ、３Ｂ、…、３ｎに標準の翼指令を送るだけに制限されず、航空機の或る設定点は駆動され、(上記の予備工程中に決定される)出力設定点に従動される。これらの出力設定点は潜在的に識別するように形成されている。
【００３７】
実験により、本発明によれば、以下の利点が特に得られる。
−  出力として現われる或る状態の直接の指令が1回で同時に全ての翼上で実際の動きを生じさせ(多翼アプローチ)、
−  実際の出力カーブ(即ち出力で実際得られるもの)が出力設定点を示す出力カーブに非常に近く、
−  直接の最適化が少なくとも1つの出力カーブで得られ、これにより少なくとも１つの空力学的効果が良く識別できる。
【００３８】
よって、本発明による装置1は以下の操作を行なう。
−  １つ以上の出力を、識別子として現われる(設定点)指令に従動させる。この従動は修正器Ｋにより確実になされ、その役割は航空機を対応する出力カーブに維持することであり、
−  標準のプロトコルのような翼偏向指令では最早なく、出力設定点を示し、よって、直接出力に関する翼偏向指令により航空機を直接制御する。よって、本発明による試験のプロトコルの入力は２つのタイプがあり、航空機の翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎに関する標準翼偏向と出力設定点指令である。出力カーブによるこの直接の制御は、所望の出力設定点を翼２Ａ、２Ｂ、…、２ｎに対する偏向指令に変換するプリプロトコルＰにより確実になる。よって、一方では、標準の翼入力と、他方では、制御出力との間で区別が生じる。
【００３９】
本発明による装置1の好ましい応用は、航空機の空力学的現象の識別のための手順への用途に関する。この手順は特に以下の工程Ａ／からＥ／を呈す。
Ａ／  少なくとも１つのｎ回の飛行試験のプロトコル、ｎは整数、を上記の装置１により行い、実際航空機に与えられた偏向指令を示す複数のｎ個の実際の入力カーブと、これと組み合わせられた複数の実際の出力カーブとを得ることができ、
Ｂ／  上記のｎ個の実際の入力カーブを飛行シミュレータに適用し、
Ｃ／  上記のｎ個の実際の入力カーブを適用して、それに応答して得られた対応する出力カーブを飛行シミュレータ上で測定し、
Ｄ／  上記の実際の出力カーブと、飛行シミュレータにより発せられた対応する出力カーブとを、対に、比較し、
Ｅ／  この比較に基づき、上記の飛行シミュレータにより用いられたシミュレーション・モデルを改良する。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】本発明による装置の線図である。
【符号の説明】
【００４１】
１…試験装置、２Ａ・２Ｂ・２ｎ…翼、３Ａ・３Ｂ・３ｎ…作動器、４…制御ユニット、６…出力カーブ測定手段、７…出力カーブ記録手段、１０…第１手段、１１…翼偏向指令発生手段、１３…従動手段、１５…第３の手段。
【図１】
2009508747.tif 000003
【国際調査報告】
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2009508747.tif 000005
2009508747.tif 000006
2009508747.tif 000007
2009508747.tif 000008
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