СВЕДЕНИЕ К МИНИМУМУ ДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК НА КОНСТРУКЦИЮ САМОЛЕТА

1. Способ сведения к минимуму динамических нагрузок на конструкцию самолета, прикладываемых из-за внешнего возбуждения (1) к самолету (2), содержащий:
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: детектируют сигналы, обозначающие 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: детектируют сигналы, обозначающие 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: вычитают вклад 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 наблюдателю/фильтру Кальмана.
9. Способ по п.1, в котором упомянутая оптимизация правила предварительного управления включает в себя: разделяют частоты 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: активируют один 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: активируют один 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: генерируют передаточную функцию самолета (2).
14. Способ по п.13, в котором генерирование передаточной функции осуществляют с помощью постоянно работающей идентификации (9) системы, содержащей: фильтруют ограниченный по полосе случайный шум или сигнал с частотной модуляцией с помощью множества n адаптивных фильтров (22), в котором n соответствует количеству передаточных функций самолета, которые требуется идентифицировать, и вычитают отклик 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 генерирования сигнала, обозначающего возбуждение, из модели (16) гибкого тела самолета (2), или наблюдателя/фильтра Кальмана.
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 идентификации (9) системы, которая содержит фильтрацию ограниченного по полосе случайного шума или сигнала с частотной модуляцией с помощью множества n адаптивных фильтров, в котором 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.