СПОСОБ РЕКОНСТРУИРОВАНИЯ НАГРУЗОК ОТ ПОРЫВОВ ВЕТРА И/ИЛИ НАГРУЗОК НА КОНСТРУКЦИЮ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, В ЧАСТНОСТИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

1. Способ реконструирования нагрузок от порывов ветра и/или нагрузок на конструкцию летательного аппарата, в частности, пассажирского самолета, который включает в себя следующие операции:
a) формирование блока наблюдения на базе нелинейной модели самолета, который описывает движение самолета во всех шести степенях свободы и упругое движение конструкции самолета;
b) непрерывная подача в блок наблюдения всех данных и результатов измерений, существенных для описания состояния самолета;
c) расчет скоростей порывов ветра и нагрузок на конструкцию за счет маневра и порывов ветра при помощи блока наблюдения, из введенных данных и результатов измерений.
2. Способ по п.1, в котором расчет нагрузок на конструкцию, генерируемых за счет маневра и/или за счет порывов ветра и/или турбулентности, производят для любой из точек конструкции самолета.
3. Способ по п.1 или 2, в котором производят расчет скоростей порывов ветра и/или турбулентности.
4. Способ по п.1, в котором данные и результаты измерений, существенные для описания состояния самолета, включают в себя данные, выбранные из группы, в которую входят скорости самолета, углы Эйлера, "скорости корпуса", ускорения и данные глобальной системы местоопределения GPS.
5. Способ по п.1, в котором данные и результаты измерений, существенные для описания состояния самолета, включают в себя данные относительно поверхности управления.
6. Способ по п.1, в котором данные и результаты измерений, существенные для описания состояния самолета, включают в себя данные относительно силы тяги двигателя.
7. Способ по п.1, в котором данные, существенные для описания состояния самолета, включают в себя плотность воздуха.
8. Способ по п.1, в котором расчет нагрузок от порывов ветра и/или нагрузок на конструкцию производят во время полета и результаты регистрируют.
9. Способ по п.1, в котором расчет нагрузок от порывов ветра и/или нагрузок на конструкцию производят после полета на основании зарегистрированных данных.
10. Способ по п.8 или 9, в котором график осмотра, технического обслуживания и ремонта составляют на основании данных, полученных в зависимости от появления оговоренных нагрузок.
11. Способ по п.10, в котором частоту проведения осмотров и/или технического обслуживания и/или ремонта составляют на основании полученных данных в зависимости от появления оговоренных нагрузок.
12. Способ по п.1, в котором блок наблюдения основан на наборах нелинейных уравнений движения (EQM), описывающих движение жесткого корпуса самолета, и на наборах линейных уравнений движения, описывающих упругое движение конструкции самолета.
13. Способ по п.1, в котором блок наблюдения основан на линейной модели.
14. Способ по п.1, в котором модель самолета в блоке наблюдения основана на модели конечного элемента.
15. Способ по п.14, в котором в модели конечного элемента число степеней свободы понижено за счет статической конденсации, причем соответствующие точки масс распределены в точках сетки.
16. Способ по п.14 или 15, в котором в модели конечного элемента число степеней свободы, касающихся движения упругого корпуса самолета, понижено до заданного числа мод, касающихся движения упругого корпуса самолета.
17. Способ по п.16, в котором несколько первых мод, имеющих самые низкие частоты, введены в модель для того, чтобы производить расчет нагрузок в точках измерения между точками сетки гибкой конструкции с заданной точностью.
18. Способ по п.1, в котором нелинейный блок наблюдения выполнен в виде имеющего устойчивое состояние фильтра Кальмана, причем процессы возмущения воздействуют на входные и выходные параметры модели самолета.
19. Способ по п.18, в котором минимизацию соответствующей квадратичной функции стоимости осуществляют при помощи нелинейной оптимизации параметров.
20. Способ по п.1, в котором нелинейная модель содержит аэродинамическую субмодель, которую используют для расчета аэродинамических сил .
21. Способ по п.20, в котором расчет аэродинамических сил в аэродинамической субмодели проводят с использованием аэродинамических полос.
t as
22. Способ по п.20 или 21, в котором входные параметры, которые вводят в аэродинамическую субмодель, выбирают из группы, в которую входят положения  поверхности управления, истинная воздушная скорость V, плотность воздуха ρ, а также скорости порывов ветра  и  на левой или правой сторонах самолета.
23. Способ по п.22, в котором скорости порывов ветра  и , которые подают на аэродинамическую субмодель, являются неизвестными внешними параметрами возмущения.
24. Способ по п.20, в котором на аэродинамическую субмодель подают амплитуды движения жесткого корпуса самолета и движения упругого корпуса самолета в качестве входных параметров.
25. Способ по п.20, в котором расчет аэродинамических сил  производят для медленных движений поверхностей управления и самолета, при помощи аэродинамики устойчивого состояния.
26. Способ по п.25, в котором соответствующие аэродинамически важные коэффициенты получают за счет измерений в аэродинамической трубе.
27. Способ по п.20, в котором для быстрых движений поверхности управления и самолета аэродинамические силы  накладывают и рассчитывают как силы неустановившегося состояния.
28. Способ по п.27, в котором силы неустановившегося состояния рассчитывают при помощи функций Вагнера и Кюсснера.
29. Способ по пп.26, 27 или 28, в котором влияния скоса потока вниз и бокового скоса потока дополнительно учитывают в аэродинамической модели.
30. Способ по п.20, в котором нелинейная модель содержит субмодель сил тяги, которую используют для расчета сил тяги .
31. Способ по п.30, в котором расчет сил тяги  производят с граничным условием, в соответствии с которым силы двигателя скомпенсированы силами сопротивления, воздействующими на самолет, при угле атаки, соответствующем устойчивому состоянию полета 1g уровня при постоянной силе тяги.
32. Способ по п.20, в котором нелинейная модель содержит подсистему оценки сигнала, которую используют для подачи измеренных значений  параметров самолета, требующихся для модели.
33. Способ по п.20, в котором нелинейная модель содержит подсистему нагрузки на конструкцию, которую используют для подачи внутренних нагрузок , действующих в точках измерения на конструкции самолета.
34. Способ по п.33, в котором расчет внутренних нагрузок  производят путем суммирования сил.
35. Способ по п.14, в котором нелинейную модель реализуют в пространстве состояний с использованием нелинейного дифференциального уравнения первого порядка
(1) и начального вектора состояния .
36. Способ по п.35, в котором вектор  (индекс р) состояния
.
(2) делят на субвектор  состояния для движения жесткого тела и на вектор  для состояний, описывающих упругое движение самолета.
37. Способ по п.35 или 36, в котором команды, посылаемые на поверхности управления, вводят в вектор  (индекс с) ввода управления
x,1
x,2
x,n
(3) в котором u, u…u представляют собой регулировки руля, рулей высоты, элеронов, интерцепторов и стабилизаторов.
38. Способ по п.35, в котором скорости порывов ветра на левой и правой сторонах самолета комбинируют как неизвестные параметры ввода возмущения в векторе  (индекс d) ввода возмущения
gust
gust
gust
(4) в котором u, v, w описывают соответственно продольный, боковой и вертикальный компоненты скорости в системе координат самолета.
39. Способ по п.35, в котором скорости порывов ветра на левой и правой сторонах самолета, которые комбинируют как параметры ввода возмущения в векторе  (индекс d) ввода возмущения, содержат дополнительные компоненты скорости
gust,front
gust,fin
gust,wing.l
gust.wing.r
(4а) где v, v, w, w описывают соответственно передний или боковой компоненты скорости в системе координат самолета.
B
B
B
E
E
B
B
40. Способ по п.35, в котором стандартные сигналы измерения для пассажирского самолета, которыми являются углы Эйлера (Ф, Θ, Ψ) и "скорости корпуса" (p, q, r) в системе координат самолета, а также боковая и вертикальная скорости * (y, z) центра тяжести в системе отсчета среды и боковое и вертикальное ускорения *(y, z) корпуса самолета вблизи от центра тяжести в системе координат самолета, моделируют с использованием выходного уравнения измерения (5)
41. Способ по п.35, в котором реконструируемые внутренние нагрузки  и определяемые скорости порывов ветра добавляют в модель из выходных параметров при помощи заданного выходного уравнения  (индекс о) (6)
42. Способ по одному из п.34, в котором неизвестные скорости порывов ветра моделируют с использованием модели возмущения (7)
,
43. Способ по п.35, в котором путем замены выходного параметра модели возмущения  в нелинейном дифференциальном уравнении первого порядка получают в пространстве состояний нелинейную модель расстояния
(8) в которой вектор  состояния содержит состояния  самолета и состояния  модели возмущения.
44. Способ по п.35, в котором путем добавления шума измерения в вектор w и замены ввода возмущения, выходное уравнение измерения (5) нелинейной модели генерирует выходное уравнение измерения
(9) для обобщенной модели расстояния.
45. Способ по п.44, в котором путем замены ввода возмущения в заданном выходном уравнении  (6) получают заданное выходное уравнение обобщенной модели расстояния
(10) которое позволяет производить расчет нагрузок на конструкцию и скоростей порывов ветра из состояния обобщенной модели, и контролировать входные параметры.
46. Способ по п.35, в котором разности между реальными измеренными значениями выходного вектора  измерения и расчетными значениями * вектора, полученными при помощи обобщенной модели расстояния, подают назад на производную вектора состояния блока наблюдения при помощи матрицы  усиления блока наблюдения, причем элементы матрицы  усиления блока наблюдения получают за счет проектирования аналогично фильтру Кальмана, за счет добавки шумовых процессов в обобщенную модель расстояния.
47. Способ по п.46, в котором элементы матрицы  усиления блока наблюдения получают за счет цифровой минимизации функции J стоимости по отношению к элементам матрицы  усиления блока наблюдения.
48. Способ по п.46 или 47, в котором матрицу  усиления блока наблюдения разделяют на субматрицы  для состояний модели расстояния и  для состояний модели возмущения, причем субматрицу  для состояний модели расстояния дополнительно разделяют на матрицы  усиления обратной связи для состояний модели жесткого тела и  для состояний упругой конструкции самолета.
49. Способ по п.47, в котором используют только несколько выбранных элементов усиления блока наблюдения, связанных с устойчивостью и временем реакции, а остальные элементы устанавливают равными нулю.