專利名稱：用于重構(gòu)飛行器、尤其是客機(jī)上的陣風(fēng)和結(jié)構(gòu)載荷的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于重構(gòu)飛行器、尤其^J^上的陣風(fēng)和/或結(jié)構(gòu)載荷 的方法。
背景技術(shù)：
迄今為止，僅能夠以有限的程度來反算例如陣風(fēng)或者湍流的外部影響， 這些外部影響可能導(dǎo)致飛行器、尤其是^的任何位置上的結(jié)構(gòu)載荷的增 加。當(dāng)然能夠?qū)虞d荷進(jìn)行測量，但是不可能推測出攝動或者擾動。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種方法，從而能夠模擬飛行器上的結(jié)構(gòu)載荷并 能夠?qū)ζ鋽_動進(jìn)行重構(gòu)。特別地，提供一種不僅能在飛行后執(zhí)行、而且特 別能在飛行期間執(zhí)行的方法。
所述目的通過具有權(quán)利要求1的特征的方法來實(shí)現(xiàn)。在從屬權(quán)利要求 中詳細(xì)說明了本發(fā)明的所述方法的示例的進(jìn)一步改進(jìn)和實(shí)施方式。
本發(fā)明的方法的優(yōu)點(diǎn)是該方法能夠在陣風(fēng)和/或極限動作或者其它擾 動之后作出是否必要對結(jié)構(gòu)進(jìn)行特殊的檢測和/或修理的快速估計。這種可 能性確保了安全標(biāo)準(zhǔn)的提高，將著陸次數(shù)和操作成本降到最低，同時增加 了飛行器的利用率。


在下文中將參照附圖對本發(fā)明的所述方法的示例實(shí)施方式進(jìn)行解釋。 在圖中
圖l是依據(jù)本發(fā)明的方法的示意圖，該方法用于通過^i據(jù)本發(fā)明示例實(shí)施方式的觀測器來重構(gòu)飛行器上的陣風(fēng)和/或結(jié)構(gòu)載荷；
圖2是飛行器的非線性模型的結(jié)構(gòu)框圖，其例如構(gòu)成圖1中的本發(fā)明 的示例實(shí)施方式的觀測器的基礎(chǔ)；
圖3是與圖l相似的示意圖，其示出用于觀測器的各個參量如何分配 到飛行器距離(設(shè)備)；
圖4是用在本發(fā)明方法中的所謂的系統(tǒng)優(yōu)化工具(SO tool)的圖形用 戶界面的示意圖5是用于觀測器測試的simulink模型的屏幕截圖6， 7和8示出作為擾動輸入?yún)⒘?細(xì)線)的離散陣風(fēng)的橫向速度、 左側(cè)垂直速度或者右側(cè)垂直速度以;SJf見測器的計算值(粗線)；
圖9， 10和11各示出用于持續(xù)湍流的作為擾動輸入?yún)⒘?細(xì)線)的橫 向H左側(cè)垂直速度或者右側(cè)垂直速度的時間函數(shù)以及由觀測器得到的 計算值(粗線)；
圖12， 13和14是根據(jù)飛行器模型的規(guī)一化跨度或者長度繪制的機(jī)翼
剪力、水平尾翼或者垂直尾翼上的剪力(細(xì)線)以;s^見測器的計算值(粗 線)；
圖15示出來自于測試飛行的各控制面位置的時間函數(shù)；
圖16示出來自于測試飛行的各輸出參量的測量結(jié)果的時間函數(shù)(細(xì) 線)以及觀測器的計算值(粗線)；
圖17, 18和19示出參照圖15和16描述的測試飛行的橫向陣風(fēng)速度、 左側(cè)垂直陣風(fēng)速度或右側(cè)垂直陣風(fēng)iWL的計算值；
圖20, 21， 22和23給出了根據(jù)參照圖15和16描述的測試飛行的靠 近右機(jī)^ffl部的剪力、靠fc&機(jī)翼根部的彎矩、右側(cè)內(nèi)部發(fā)動機(jī)附近的剪 力或者右側(cè)內(nèi)部發(fā)動機(jī)附近的彎矩的時間函數(shù)(細(xì)線)以及由觀測器得到 計算值(粗線)；以及
圖24是飛行器運(yùn)動的動畫截屏、陣風(fēng)速度(淡色箭頭)以及結(jié)構(gòu)載荷 (深色箭頭)。
具體實(shí)施例方式
在操作現(xiàn)代商用飛行器時，了解在飛行期間作用在飛行器結(jié)構(gòu)上的內(nèi)部載荷(彎矩和剪力)是重要的。這些載荷是由飛行員或者電子飛行控制
系統(tǒng)(EFCS)指示的動作或者是由飛行器飛行穿越的湍流或者離散陣風(fēng) 引起的。但是，不能在飛行器的任意期望位置處通過測量來監(jiān)測這些栽荷。 根據(jù)本發(fā)明，通過可從商用飛行器獲得的飛行數(shù)據(jù)(例如歐拉角，"機(jī)身 角速率"，加速度，GPS數(shù)據(jù))、控制面的位置并利用飛行器的數(shù)學(xué)模型的 計算結(jié)果來重構(gòu)這些栽荷。此外，應(yīng)該通過適當(dāng)?shù)难b置對陣風(fēng)il^進(jìn)行估 計以計算由陣風(fēng)導(dǎo)致的載荷。
載荷的重構(gòu)對于飛行器的操作者具有4艮大的好處。 一個好處來自于對 中間情形一一例如當(dāng)飛行器穿過劇烈陣風(fēng)時一一的反應(yīng)。通過知道飛行器 結(jié)構(gòu)任意位置處的載荷，可以容易地確定載荷是否已經(jīng)超出了允許的極限 值，如果載荷超出了極限值，則有必要著陸并對結(jié)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)檢查。如果 在飛行期間就已經(jīng)可以得到與載荷相關(guān)的信息，并且這些信息顯示沒有出 現(xiàn)臨界載荷，則可以避免飛行器的非必要著陸時間。
在飛行期間運(yùn)行載荷重構(gòu)對于壽命監(jiān)測系統(tǒng)而言也是重要的，其使得 操作者可以如需地進(jìn)行檢查并優(yōu)化飛行器結(jié)構(gòu)維護(hù)的間隔?？梢约僭O(shè)僅當(dāng) 在飛行器操作期間出現(xiàn)了特定的載荷時才對結(jié)構(gòu)部件進(jìn)行特別檢查。由 此，可以增加檢查的間隔、并僅對結(jié)構(gòu)的特定部件進(jìn)行檢查，所以降低了 飛行器的操作成本并提高了飛行器的利用率。
此外，應(yīng)當(dāng)對作為未知輸入?yún)⒘孔饔迷陲w行器上的陣風(fēng)速度進(jìn)行估計 以對內(nèi)部載荷進(jìn)行重構(gòu)。根據(jù)本發(fā)明，這應(yīng)該在以飛行器的非線性數(shù)學(xué)模 型為基礎(chǔ)的觀測器的輔助下來進(jìn)行。
為了上述目的，在圖1中概略地示出觀測器的原理。觀測器是飛行器 的并行模型，其由飛行員和EFCS指令控制并由測量結(jié)果一一該測量結(jié)果 反映所導(dǎo)致的飛行器運(yùn)動一一校正。通過適當(dāng)?shù)財U(kuò)展用于設(shè)計觀測器的飛 行器模型，可以將作為未知輸入?yún)⒘孔饔迷陲w行器上的陣風(fēng)速度和/或湍流 結(jié)合到觀測程序中。觀測器的輸出參量是陣風(fēng)速度(在下文中僅僅簡單地 使用"陣風(fēng)速度"，但是應(yīng)當(dāng)理解為陣風(fēng)速度、湍流和穩(wěn)態(tài)氣流中的其它 攝動)和由陣風(fēng)(及'湍流等)以及控制面指令引起的結(jié)構(gòu)載荷的估計值或 者計算值。估計的陣風(fēng)速度是在對飛行器任意期望位置處的結(jié)構(gòu)載荷進(jìn)行 重構(gòu)期間的有利的副產(chǎn)品。
觀測器設(shè)計的基礎(chǔ)是飛行器的非線性模型。在本文中，在模型中考慮 了飛行器結(jié)構(gòu)的柔性或者彈性特征，以允許對結(jié)構(gòu)任意期望位置處的內(nèi)部載荷進(jìn)行重構(gòu)。通過以所謂的擾動模型來擴(kuò)展飛行器模型，將未知的橫向 和非對稱豎直陣風(fēng)速度共同地考慮為觀測器的輸入?yún)⒘俊?br> 在這里描述的示例模型中，非線性觀測器設(shè)計成穩(wěn)態(tài)卡爾曼濾波器， 其具有對飛行器的輸入和輸出參量的噪聲過程。通過使觀測器估計誤差的 平方量函數(shù)最小化，非線性參數(shù)優(yōu)化地設(shè)計觀測器。
圖2示出了本示例實(shí)施方式的非線性飛行器模型的結(jié)構(gòu)。 一組子模型 反映了用于形成飛行器模型的各個原理。在該示例的實(shí)施方式中，在基于 MATLAB/Simulink的面向模塊的實(shí)時模擬環(huán)境VarLoads (可變載荷分才斤 環(huán)境)中編碼飛行器模型。在文獻(xiàn)[l中對所i^型和模擬環(huán)境進(jìn)行了詳細(xì) 的描述，文獻(xiàn)[l]是J. Hofstee， Th. Kier, Ch. Cerulli， (i Looye: A variable, full flexible dynamic response analysis tool for special investigations (VarLOADS)， IFASD 2003， Amsterdam, The Netherlands, June 2003。
圖2所示的子模型"機(jī)械結(jié)構(gòu)"表示飛行器柔性結(jié)構(gòu)的模型。其結(jié)合 了具有所有六個自由度(DoF)的剛體的非線性運(yùn)動方程(EQM)以模擬 多種飛行動作，以及結(jié)合了一組用于飛行器結(jié)構(gòu)的彈性運(yùn)動的線性運(yùn)動方 程(EQM)。該模型是從三維有P艮元模型得出的，在三維有P艮元模型中， 通過靜態(tài)縮合降低自由度，因此，網(wǎng)格點(diǎn)分配有相應(yīng)的點(diǎn)質(zhì)量。進(jìn)一步的 模態(tài)降階可以進(jìn)一步將彈性自由度降低到對被觀測的應(yīng)用而言是重要的 彈性模型的數(shù)目。對于隨后作為示例考慮的空中客車A340-300，具有最低 頻率的前四十個彈性模型包括于所#型中，從而以足夠的精度計算位于 柔性結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格點(diǎn)之間的觀測位置處的載荷。驅(qū)動運(yùn)動方程的外力￡，來 自氣流和推動力。
在子模型"空氣動力學(xué)"中模擬來自氣流的氣動力fr。這些力是由 位于飛行器結(jié)構(gòu)(機(jī)身、機(jī)翼、尾翼組件等)上的所謂^空氣動力學(xué)片條 來計算的。這些作用于力上的片條是實(shí)際空氣速度Vtas和空氣密度p、控 制面位置&、飛行器的剛體運(yùn)動和彈性運(yùn)動(迎角)、以及飛行器左側(cè)或 右側(cè)的陣風(fēng)i!JL Xg《,和Xgust，r的函數(shù)。對于慢的控制面的調(diào)節(jié)和飛行器運(yùn) 動而言，使用穩(wěn);5空氣動力學(xué)理論來進(jìn)行模擬。從風(fēng)洞測量得出相應(yīng)的氣 動影響系數(shù)。產(chǎn)生間斷的(滯后的)氣動力是由控制面位置的快速變化和 各個片條的迎角的快速變化引起的，控制面位置的快速變化和各個片條的 迎角的快速變化是由飛行器結(jié)構(gòu)的彈性運(yùn)動和陣風(fēng)、湍流的擾動造成的。 這些間斷的或者非穩(wěn)態(tài)力通過Wagner和Kiissner函數(shù)單獨(dú)地計算并疊 加。此外，在空氣動力學(xué)模型中包括了水平方向尾翼上的下降氣流以及垂直方向尾翼上的側(cè)滑流(由側(cè)滑角的變化引起)的影響。而且，對于陣風(fēng)、 "下降氣流"和"側(cè)滑流"，也考慮了每個單獨(dú)片條處的滯后。
在各個片條力作用點(diǎn)處的氣動力被分配到^結(jié)構(gòu)的鄰近網(wǎng)格點(diǎn)上。
推進(jìn)力￡/，是在"驅(qū)動"子模型中計算的。在此描述的示例模型中， 對于穩(wěn)態(tài)lg飛行的適用迎角及恒定前推力而言，發(fā)動機(jī)的力由作用在飛行 器上的阻力抵消。
圖2所示的另一個子模型是"信號選擇"子系統(tǒng)，該子系統(tǒng)傳送觀測 器設(shè)計所需的測量到的參量&。
在"結(jié)構(gòu)載荷"子系統(tǒng)中計算飛行器結(jié)構(gòu)在觀測位置處的內(nèi)部載荷EciDt (彎矩和剪力)。這些信號是用于載荷計算程序的目標(biāo)參量。載荷由例如
文獻(xiàn)[2中說明的力求和方法進(jìn)行計算，文獻(xiàn)[2是H. Henrichfreise, J. Hofstee, L. Bensch, D. Pohl， L. Merz: Gust load alleviation of a commercial transport aircraft, IFASD 2003, Amsterdam, The Netherlands, June 2003。
上述的飛行器模型用作設(shè)計觀測器的距離模型。在下文中，在第一公 式中通過一階非線性微分方程在狀態(tài)矢量空間中進(jìn)行分析，且初始的狀態(tài) 矢量^(1=0)=^，該一階非線性微分方程是
<formula>formula see original document page 15</formula>
所^巨離模型一一即飛行器一—的狀態(tài)矢量(標(biāo)號p)
(2)
可以分成用于剛體運(yùn)動的子狀態(tài)矢量Sp,rigid和用于描述飛行器彈性運(yùn)動狀 態(tài)的矢量2p，^tic。在控制面處的指令結(jié)合到距離模型的控制輸入矢量(標(biāo) 號<formula>formula see original document page 15</formula>中，其中Uy， Ux，2…Ux，n(此處n-20)是方向舵、升降舵、副翼、擾流器、
穩(wěn)定器等的設(shè)置和調(diào)—值。
陣風(fēng)速度一一即在飛行器的左側(cè)和右側(cè)的陣風(fēng)、湍流以及類似氣流的 速度一_是系統(tǒng)的未知的擾動參量。這些參量結(jié)合到用于距離模型的擾動
輸入矢量(標(biāo)號d)
<formula>formula see original document page 16</formula>中，其中 Ugust Vgust ， WgUSt 表示設(shè)定在飛行器上的坐標(biāo)系內(nèi)的相應(yīng)的縱向、
橫向和垂直方向上的速度分量。
結(jié)合到擾動輸入矢量&d (標(biāo)號d)中的左側(cè)和右側(cè)陣風(fēng)速度可包括其 它作為未知擾動參量的速i分量
其中 Vgust，front, Vgust，fin ， Wgust，wing，l ， Wgust，wing，r
表示在飛行器坐標(biāo)系內(nèi)的相應(yīng)的
正面或者側(cè)面速度分量。
例如可在商用飛行器中得到的標(biāo)準(zhǔn)測量值的測量信號是飛行器坐標(biāo)系
中的歐拉角(①，0， Y )以及"機(jī)身角速率"(Pb， qB， rB)。此外，觀 測器可以得知重心在環(huán)境參考系中的橫向和垂直速度(yE， zE)以及飛行 器機(jī)體靠近重心處在飛行器坐標(biāo)系中的橫向和垂直加速度(yB， ZB)。使用測量結(jié)果輸出方程(標(biāo)號m)來對所有的這些信號進(jìn)行模擬，該方程是:
<formula>formula see original document page 17</formula>^每鉀化p，gpc，fipd》
(5)
觀測器設(shè)計的目標(biāo)是對內(nèi)部載荷進(jìn)行重構(gòu)。為了達(dá)到此目標(biāo)，要對未 知的陣風(fēng)速度進(jìn)行估計或計算，如隨后所述。這些變量通過目標(biāo)輸出方程 (標(biāo)號o)提供，目標(biāo)輸出方程是
<formula>formula see original document page 17</formula>在上面給出的飛行器模型的方程中，陣風(fēng)速度顯示為輸入?yún)⒘亢洼敵?參量。如下文中要描述的，這些陣風(fēng)速度能夠通過適當(dāng)?shù)財U(kuò)彭巨離模型而 包括到觀測器設(shè)計中。
目標(biāo)是要重構(gòu)由飛行動作及通過陣風(fēng)、湍流等造成的擾動所引起的在 飛行器結(jié)構(gòu)的任意期望位置處的飛行器結(jié)構(gòu)內(nèi)部載荷。對于沒有陣風(fēng)的正 常飛行，飛行器結(jié)構(gòu)上的載荷僅由飛行員或EFCS的指令引起?？梢允褂?圖2中描述的飛行器模型和作為輸入?yún)⒘康臏y得的控制面設(shè)置來對這些所 謂的動作栽荷進(jìn)行重構(gòu)。但是，如果飛行器飛行穿過陣風(fēng)或者湍流，則附 加的陣風(fēng)載荷與動作載荷疊加。為了也能夠?qū)@些載荷進(jìn)行重構(gòu)，還需要 飛行器擾動輸入處的未知陣風(fēng)速度。通過安裝在飛行器上的傳感器直接測 量陣風(fēng)i^L是不可行的或者是不足夠的，這有兩個原因。首先，傳感器受 飛行器運(yùn)動的影響，因此，這些傳感器不僅對陣風(fēng)進(jìn)行測量，而且還對所 述運(yùn)動進(jìn)行測量。其次，當(dāng)前可用的傳感器僅能夠測量通常位于飛行器前 端的一個位置處的陣風(fēng)。因此，不能夠檢測到二維的陣風(fēng)一一例如導(dǎo)致飛行器擺動的孤立旋渦。
下文將描述用于計算多維陣風(fēng)、湍流等以及由所述多維陣風(fēng)、湍流和
動作引起的結(jié)構(gòu)載荷的非線性觀測器.該方法僅關(guān)注公式u)中的橫向和
垂直陣風(fēng)速度分量Vg收和Wgust。目前沒有將縱向陣風(fēng)考慮在內(nèi)。這些陣風(fēng) 速度通過擾動模型
模擬，以便于將它們包括在觀測程序中。它們由輸出矢量Xd以及矢量叢pd 模型的適當(dāng)?shù)臄_動輸入?yún)⒘慨a(chǎn)生。將擾動模型的輸出參量代入距離模型的 擾動輸入?yún)⒘?，即在方?l)中apddd,得到擴(kuò)展的距離模型的非線性微 分方程
<formula>formula see original document page 18</formula>
(8)
CpCEp， M,.》簋j 》 狀態(tài)矢量&包括飛行器模型的狀態(tài)^和擾動模型的狀態(tài)&。帶有控制和
擾動輸入^的過程噪聲的矢量過程Xpc和yd已經(jīng)被加到擴(kuò)i的距離模型中
以使觀測器設(shè)計與文獻(xiàn)[3中描述"卡爾i濾波器設(shè)計相類似，文獻(xiàn)[3
B. Friedland: Control System Design — An introduction to state-space methods, McGraw-Hill, 1986。過程噪聲被結(jié)合在矢量;l中。
通過方程(5),擴(kuò)展的距離模型的測量結(jié)果輸出方程變?yōu)?br> <formula>formula see original document page 18</formula>
其中，矢量過程i將距離輸出處的測量噪聲加到與卡爾曼濾波器相類似的
觀測器設(shè)計中。與卡爾曼濾波器的理論一樣，假設(shè)在矢量l和5l中的各個 噪聲過程是具有已知恒定強(qiáng)度的不相關(guān)高斯白噪聲。
測量結(jié)果噪聲的強(qiáng)度的重要數(shù)值可以從所使用的傳感器的說明書中推 斷出，參見文獻(xiàn)[引H. Henrichfreise: Prototyping of a LQG Compensator for a Compliant Positioning System with Friction. TRANSMECHATRONICS — Development and Transfer of developmentsystems of mechatronics, HNI畫Verlagsschriftreihe， Vol. 23, Is Edition, Paderborn 1997。該論文可以從CLM網(wǎng)站www.clm-online.de得到。另 一方面，如隨后所述，過程噪聲的強(qiáng)度被用作設(shè)計M。
最后，將擾動輸入代入目標(biāo)輸出方程(6)，導(dǎo)出擴(kuò)彭巨離模型的目標(biāo) 輸出方程
以從擴(kuò)展模型的狀態(tài)和控制輸入?yún)⒘坑嬎憬Y(jié)構(gòu)載荷和陣風(fēng)^L
方程(8)到(10)的非線性擴(kuò)彭巨離模型構(gòu)成了觀測器設(shè)計的基礎(chǔ)。
通it^擴(kuò)^J巨離模型獲得的矢量函數(shù)，下面的方程給出了觀測器的結(jié) 構(gòu)，參見文獻(xiàn)5B. Friedland: Advanced control system design. Prentice Hall， 1996。<formula>formula see original document page 19</formula> (ii)
《12)
狀態(tài)微分方程(ii)的解提供了擴(kuò)彭巨離模型的狀態(tài)矢量的一個估計
￡a。方程(11)由距離模型的控制輸入矢量Upc和測量結(jié)果輸出矢量Xpm l驅(qū)動，其中距離模型的控制輸入矢量iipc和測得的輸出矢量Xpm也^L輸入 到觀測器的輸入?yún)⒘?見圖3)。
測量結(jié)果輸入用來構(gòu)成，見測器的測量誤差，即矢量Xpm的實(shí)際測量值 與從方程(12 )計算出的矢量^m的測量值之間的差。這些值由放大矩陣L ^^饋到，見測器狀態(tài)矢量的導(dǎo)l^如果正確地i殳計，則這種^Jt的作用4吏^ 計算出的測量值逼近實(shí)際的測量值，也就是觀測器測量誤差幾乎減小到 零。為此，在觀測器狀態(tài)矢量ia中，計算出的距離模型狀態(tài)矢量id應(yīng)當(dāng)緊
iiiE巨離狀態(tài)矢量2p。通過飛^f器擾動輸入處的未知擾動參量或^一量叢pd的
距離模型，擾動^型子狀態(tài)id應(yīng)當(dāng)從方程(7)產(chǎn)生接近實(shí)際擾動^入?yún)?量的Jd擾動模型輸出參量。S此，觀測器的擾動模型輸出參量提供了對未 知陣^UUL的估計值。這些估計值與測量位置處的內(nèi)部結(jié)構(gòu)栽荷一起可以作為從方程(13)計算出的矢量^ 的觀測器輸出參量。
對于由方程(11)到(13)給出的觀測器結(jié)構(gòu)，剩下的任^fSL是確定 觀測器放大矩陣^。這通過與卡爾曼濾波器相似的觀測器設(shè)計來完成，已 經(jīng)通過將噪聲過程加到擴(kuò)彭巨離模型中來準(zhǔn)備該觀測器設(shè)計。由于基礎(chǔ)距 離模型是非線性的，因此通過非線性M優(yōu)化法來確定觀測器放大矩陣， 該非線性參數(shù)優(yōu)化法以系統(tǒng)模擬為基礎(chǔ)一一該系統(tǒng)包括飛行器的擴(kuò)展距 離模型和觀測器(與圖3類似)。擴(kuò)彭巨離模型在這種情況下是由矢量X 和！的離散白噪聲過程來激勵的。模擬的時間響應(yīng)用于計算二次代價函^
該方程包括有用于被執(zhí)行的N個模擬步驟的觀測器估計誤差的自協(xié)方差之 和。通過這種與線性卡爾曼濾波器設(shè)計相同的設(shè)計環(huán)境，通it^目對于觀測 器放大矩陣L的元素來最小化代價函數(shù)J的數(shù)值得到觀測器放大矩陣L。 如在文獻(xiàn)[4中解釋的那樣，利用飛行器的控制輸入或者距離模型的子矢量 Xpc的過程噪聲的強(qiáng)度來計算觀測器放大矩陣，從而在距離模型的控制輸入 i徑中朝不確定的方向調(diào)整觀測器的速度和堅固性。因為輸入到擴(kuò)^巨離 模型中的擾動模型輸入lid是未知的，所以Xd中的相應(yīng)的噪聲過程的強(qiáng)度 設(shè)置的盡可能高，以便于使觀測器足夠穩(wěn)定，這樣有助于作為觀測器輸入 參量的信號不足的事實(shí)。
在以下的討論中，使用擴(kuò)^巨離模型的狀態(tài)矢量通過模擬對觀測器放 大矩陣if行劃分
<formula>formula see original document page 20</formula>
其中子矩陣^p和^d用于將觀測器測量誤差Jl饋到觀測器中的距離狀態(tài)或 者擾動模型^態(tài)的i數(shù)中。如同用于距離模型的狀態(tài)矢量的方程(2)中所 清楚表示的，子矩陣Lp能夠進(jìn)一步分成反饋放大矩陣frigid和LP，elastie。如 果現(xiàn)在計l^巨離狀態(tài)^數(shù)量，例如np，rigid-12， np，elastic=80，并假設(shè)四個擾動 模型狀態(tài)nd=4,則對于npm=10的測量參量，對于觀測器放大矩陣，從方程(5)得到總數(shù)為960的項數(shù)。
設(shè)計具有如此多放大項數(shù)的觀測器明顯是不合理的，不僅對于計算支 出、而JLXt于上述的最優(yōu)化問題的收斂而言都是不合理的。因此，在設(shè)計 過程中，僅選擇一些項用于觀測器放大矩陣，選擇這些項的原因是例如穩(wěn) 定性和響應(yīng)速度。其它所有的項將會沒置成零。關(guān)于觀測器放大矩陣，結(jié) 合的本發(fā)明示例實(shí)施方式的研究已經(jīng)顯示出選擇12個項就已經(jīng)足以確保 良好的觀測器性能，從隨后的介紹中可以看出。此外，這種簡化也顯著地 減少了用于觀測器設(shè)計的計算支出和實(shí)時運(yùn)行。
正如上面已經(jīng)進(jìn)一步提到的，觀測器設(shè)計是通過基于由模擬得到的時 間響應(yīng)的非線性參數(shù)最優(yōu)化執(zhí)行的。這使用所謂的系統(tǒng)最優(yōu)化工具(SO Tool)來執(zhí)行的，參見文獻(xiàn)[6S. Klotzbach， S. Oedekoven, O. Grassmann: Optimisation in the mechatronic development process. VDI Mechatronics Conference 2003, Fulda， Germany, 2003，該文獻(xiàn)可以從DmecS網(wǎng)站 www.dmecs.de獲得，其是基于來自于MATLAB最優(yōu)化工具箱(MATLAB Optimization Toolbox)的算法開發(fā)的。這種待優(yōu)化的系統(tǒng)應(yīng)當(dāng)可以作為 Simulink模型提供。所述的SO工具包括圖形用戶界面，在該界面下，用 戶能夠方便地加載系統(tǒng)的模擬模型，定義目標(biāo)參量并交互地選擇用于最優(yōu) 化運(yùn)行的最優(yōu)化^。圖4示出SO工具的圖形用戶界面。
下文將介紹空中客車340-300的測試和模擬結(jié)果。
測試是使用圖5所示的Simulink模型進(jìn)行的，其執(zhí)行圖3中的框圖， 其中非線性觀測器鏈接到飛行器模型。包括有一附加的子系統(tǒng)以生成作為 擾動的用于余弦離散陣風(fēng)的陣風(fēng)速度和持續(xù)湍流。該子系統(tǒng)提供了作用在 飛行器模型的左側(cè)和右側(cè)上的速度。
通過將飛行器模型和觀測器的控制輸入?yún)瞤e - iix設(shè)置為零，在下文中沒 有考慮動作和動作載荷。這樣執(zhí)行是因為觀測器是基于飛行器的名義模型 設(shè)計的(用于觀測器設(shè)計的距離模型與飛行器模型一致)，從而通過觀測 器正確地重構(gòu)動作載荷。僅僅是由陣風(fēng)產(chǎn)生的系統(tǒng)擾動與觀測器的性能評 估相關(guān)。
圖6-8示出作用在飛行器上的橫向和垂直方向上的陣風(fēng)速度以及觀測 器的相應(yīng)估計值。陣風(fēng)速度與飛行器的實(shí)際空氣速度是成比例的。
盡管在飛行器兩側(cè)上的橫向陣風(fēng)速度是相同的，但是假設(shè)飛行器的左 側(cè)和右側(cè)的垂直方向上的陣風(fēng)速度是不同的。它們在不同的時間以不同的振幅來影響飛行器。
在這些圖中，擾動輸入?yún)⒘坑杉?xì)線再現(xiàn)，而由觀測器作出的估計由粗 線給出，這些圖示出橫向的以及不對稱的垂直方向上的陣風(fēng)速度被高度精 確地再現(xiàn)。
圖9-ll示出由與實(shí)際情況更接近的多維連續(xù)漓流產(chǎn)生的擾動，其中作 用在飛行器上的橫向和垂直方向上的陣風(fēng)速度以及由觀測器得到的估計 值分別用細(xì)線和粗線再現(xiàn)。時間分布圖表明湍流的重構(gòu)具有與離散陣風(fēng)速 度相同的高精度。利用陣風(fēng)速度的重構(gòu)，觀測器能夠?qū)τ善鋵?dǎo)致的載荷計 算出可靠的估計值。這可以用所謂的包絡(luò)曲線來表示，包絡(luò)曲線包括來自 于飛行器結(jié)構(gòu)相應(yīng)部件上的有效監(jiān)測位置的各個載荷的最大值和最小值。 這些包絡(luò)曲線能夠?qū)σ驗樘厥馐录?dǎo)致的、或者是在整個飛行期間的整個 飛行器結(jié)構(gòu)上的最大載荷進(jìn)行快速的掃視。這對于估計飛行器的一部分上 的載荷是否已經(jīng)超出了特定的預(yù)定值是非常有用的。
圖12-14示出由圖9-11所示的湍流的連續(xù)擾動在機(jī)翼和水平以及垂直 尾翼上造成的剪力的包絡(luò)曲線。由于飛行器兩側(cè)的載荷被同樣良好地重 構(gòu)，因此在圖中只考慮飛行器的左側(cè)。在圖中，力以最大正值為尺度地?fù)Q 算，并在規(guī)一化的機(jī)翼與尾翼的跨度上繪制。如果需要，也能夠繪制其它 飛行器元件一一例如機(jī)身一一的彎矩或者栽荷。
在圖12-14中，飛行器模型和觀測器的剪力的包絡(luò)曲線之間幾乎沒有 差別。觀測器對所有測量位置(這些位置由十字標(biāo)記)上的結(jié)構(gòu)栽荷進(jìn)行 了非常好的重構(gòu)。正如上面進(jìn)一步所述，通過將飛行器模擬成一個彈性的 系統(tǒng)，可以得到各個測量位置。這樣就可以計算飛行器結(jié)構(gòu)的任一期望的 位置處的載荷。
在圖12中，剪力沿飛行器機(jī)翼的臺階是由;i^ A340-3000飛行器模 型中的發(fā)動機(jī)重量引起的。
在此描述的結(jié)果是以名義飛行器模型(用于觀測器設(shè)計的距離模型與 飛行器模型一致)為基礎(chǔ)設(shè)計的觀測器獲得的結(jié)果。但是，對于實(shí)際的飛 行器，與飛行器模型在模型結(jié)構(gòu)和模型M (例如重量分配，馬赫數(shù)，高 度)上均有偏差。研究表明，對于不太大的偏差，對估計載荷的影響是可 以接受的。這些誤差部分地由在陣風(fēng)或者湍流中的更大的偏差補(bǔ)償。
下文介紹在實(shí)際飛行器的測試飛行中獲得的結(jié)果。記錄了飛行期間所 有控制面位置(控制輸入?yún)⒘?以及測量到的參量的時間分布圖。飛行后，在模擬中僅使用圖5所示的Simulink模型的觀測器對所收集的數(shù)據(jù)進(jìn)fr^ 估。圖15和圖16示出在空中客車A340FT飛行器測試飛行期間記錄到的 控制面位置和測量到的參量。飛行器承受飛行員的動作以及湍流。觀測器 在觀測器測量誤差方面工作得非常好。圖16中由觀測器得到的估計值與從 測試飛行中測量到的參量之間僅有很小的誤差，因此在圖中幾乎分辨不出 差異。圖17-19示出飛行器左側(cè)和右側(cè)的估計值，其在觀測器測量誤差方面 類似地提供了很好的結(jié)果。雖然飛行器兩側(cè)上的橫向陣風(fēng)速度的估計值是 相同的，但是飛行器左側(cè)和右側(cè)上的垂直方向上的陣風(fēng)速度的估計值是不 同的。將控制面位置和陣風(fēng)速度的估計值輸入到觀測器中的空氣動力學(xué)子模 型。通過將所獲得的氣動力分配到機(jī)械飛行器結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格點(diǎn)來構(gòu)建在這些 測量位置處的內(nèi)部結(jié)構(gòu)載荷。測試飛行器在某些測量位置上裝有應(yīng)力傳感 器，從而可以檢測作用在飛行器結(jié)構(gòu)上的實(shí)際載荷。圖20-23將在右機(jī)翼 不同位置處的這些載荷與觀測器的相應(yīng)估計值進(jìn)行了比較。圖20和圖21 示出右機(jī)翼才艮部附近位置上的剪力和彎矩的結(jié)果。圖22和圖23給出在右 側(cè)內(nèi)部發(fā)動機(jī)附近的不同位置處的實(shí)際載荷和計算載荷的對比。圖20-23中的結(jié)a明，觀測器給出了實(shí)際飛行器載荷的非常好的估 計值。微小的偏差是由用于觀測器設(shè)計的飛行器模型與實(shí)際飛行器之間的 不同引起的。這些偏差產(chǎn)生在飛行器結(jié)構(gòu)(例如彈性模型的數(shù)量)和M (例如重量分配、馬赫數(shù)、高度)中，而且在現(xiàn)實(shí)中是不可能完全避免的。 但是，表明對于這些影響，觀測器^L夠穩(wěn)定的。由于觀測器測量誤差較小并且結(jié)構(gòu)栽荷得到了很好的重構(gòu)，所以可以 高度確定地認(rèn)為圖17-19中的陣風(fēng)速度的估計值是可靠的。用于理解與前面所示的時間分布圖相應(yīng)的飛行器運(yùn)動的重要工具是飛 行器的三維動畫。其能夠示出控制面調(diào)節(jié)、飛行器的完全三維運(yùn)動以及飛 行器結(jié)構(gòu)的彈性運(yùn)動。其它的參量可以用箭頭表示，這些箭頭長度根據(jù)各 個參量的大小而變化。圖24示出在以上描述的示例實(shí)施方式中考慮的空中 客車A340-300飛行器的圖片。動畫由觀測器輸入?yún)⒘?也就是控制面位 置和測量到的參量)和觀測器的估計值(也就是飛行器結(jié)構(gòu)的彈性變形、 陣風(fēng)速度和內(nèi)部結(jié)構(gòu)載荷)驅(qū)動。飛行器結(jié)構(gòu)不同位置處的陣風(fēng)速度和載荷用淺色箭頭或深色箭頭表示。本發(fā)明的方法能夠用于在飛行期間或者飛行后重構(gòu)由飛行動作和其它 的諸如陣風(fēng)和湍流的影響導(dǎo)致的產(chǎn)生于飛行器結(jié)構(gòu)任何位置處的栽荷。因 此，能夠快速的作出估計在特殊情況后是否要視情況對結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢測?？梢蕴岣甙踩珮?biāo)準(zhǔn)以及可以減少著陸次數(shù)和^Mt成本，同時，可以提高飛行 器的利用率。應(yīng)當(dāng)指出，術(shù)語"包括"并不排除其它的要素或步驟，"一"或"一個" 并不排除多個。還有，結(jié)合不同實(shí)施方式描述的要素可以結(jié)合。應(yīng)當(dāng)指出，權(quán)利要求中的附圖標(biāo)記不構(gòu)成對權(quán)利要求范圍的限制。
權(quán)利要求
1.一種用于重構(gòu)飛行器、尤其是客機(jī)上的陣風(fēng)和/或結(jié)構(gòu)載荷的方法，所述方法包括如下處理步驟a)基于飛行器的非線性模型形成觀測器，所述飛行器非線性模型描述飛行器在所有六個自由度(DoF)中的運(yùn)動以及飛行器結(jié)構(gòu)的彈性運(yùn)動；b)持續(xù)地給所述觀測器提供對于描述飛行器狀態(tài)而言是重要的所有數(shù)據(jù)和測量結(jié)果；c)從所述提供的數(shù)據(jù)和測量結(jié)果通過所述觀測器計算陣風(fēng)速度和結(jié)構(gòu)載荷(動作和陣風(fēng)載荷)。
2.根據(jù)權(quán)利要求l所述的方法，其中對飛行器結(jié)構(gòu)的任何位置計算由 飛行動作和/或陣風(fēng)和/或湍流產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)栽荷。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的方法，其中計算漓流和/或陣風(fēng)的速度。
4.根據(jù)權(quán)利要求l， 2或3所述的方法，其中所述對于描述飛行器狀 態(tài)而言是重要的數(shù)據(jù)和測量結(jié)果包括來自以下組中的數(shù)據(jù)飛行器itJL、 歐拉角、"機(jī)身角速率"、加速度、GPS數(shù)據(jù)。
5.根據(jù)權(quán)利要求l， 2， 3或4所述的方法，其中所述對于描述飛行器 狀態(tài)而言是重要的數(shù)據(jù)和測量結(jié)果包括控制面數(shù)據(jù)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1-5中任一項所述的方法，其中所述對于描述飛行器 狀態(tài)而言是重要的數(shù)據(jù)和測量結(jié)果包括發(fā)動機(jī)推力。
7.根據(jù)權(quán)利要求l-6中任一項所述的方法，其中所述對于描述飛行器 狀態(tài)而言是重要的數(shù)據(jù)包括空氣密度P 。
8.根據(jù)權(quán)利要求l-7中任一項所述的方法，其中在飛行期間計算陣風(fēng)和/或結(jié)構(gòu)載荷并且對結(jié)果進(jìn)行記錄。
9.根據(jù)權(quán)利要求1-7中任一項所述的方法，其中在飛行后基于記錄的 數(shù)據(jù)對陣風(fēng)和/或結(jié)構(gòu)載荷進(jìn)行計算。
10.根據(jù)權(quán)利要求8或9所述的方法，其中從通過所述方法獲得的數(shù) 據(jù)根據(jù)所確定載荷的出現(xiàn)來得出檢測、維護(hù)和修理時間表。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其中從通過所述方法獲得的數(shù)據(jù)根 據(jù)所確定載荷的出現(xiàn)來得出檢查和/或維修間隔和/或修理時間。
12.根據(jù)權(quán)利要求l-ll中任一項所述的方法，其中所述的觀測器以描 述剛性飛行器機(jī)#^動的非線性運(yùn)動方程組(EQM)和描述飛行器結(jié)構(gòu)的 彈性運(yùn)動的線性方程組為基礎(chǔ)。
13.根據(jù)權(quán)利要求l-ll中任一項所述的方法，其中所述的觀測器以線 性模型為^。
14.根據(jù)權(quán)利要求1-13中任一項所述的方法，其中所述觀測器中的飛 行器模型以有限元模型為基礎(chǔ)。
15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的方法，其中在所述有限元模型中通過靜態(tài) 縮合減少自由度(DoF),其中相應(yīng)的點(diǎn)質(zhì)量分配到網(wǎng)格點(diǎn)上。
16.根據(jù)權(quán)利要求14或15所述的方法，其中在所述的有P艮元方法中， 與彈性飛行器機(jī)體運(yùn)動相關(guān)的自由度減少到與彈性飛行器機(jī)體運(yùn)動相關(guān) 的模型的預(yù)定數(shù)目。
17.根據(jù)權(quán)利要求16所述的方法，在所ii^型中包括多個具有最低頻率的第一模型，從而以預(yù)定的精度計算位于柔性結(jié)構(gòu)網(wǎng)格點(diǎn)之間的測量位 置處的載荷。
18.根據(jù)權(quán)利要求1-17中任一項所述的方法，其中所述非線性觀測器 設(shè)計成穩(wěn)態(tài)卡爾曼濾波器的形式，其中擾動過程作用在飛行器模型的輸入 和輸出參量上。
19.根據(jù)權(quán)利要求18所述的方法，其中通過非線性參數(shù)最優(yōu)化來進(jìn)行 相應(yīng)的二次代價函數(shù)的最小化。
20.根據(jù)權(quán)利要求1-19中任一項所述的方法，其中所述非線性模型包括用于計算氣動力Laer°的空氣動力學(xué)子模型。
21. 根據(jù)權(quán)利要求20所述的方法，其中在所述的空氣動力學(xué)子模型中使用所謂的空氣動力學(xué)片條計算氣動力。
22. 根據(jù)權(quán)利要求20或21所述的方法，其中輸入?yún)⒘刻峁┑絹碜砸?下組中的空氣動力學(xué)子模型控制面位置&、實(shí)際空氣速度Vtas、空氣密 度p以及飛行器左側(cè)或右側(cè)的陣風(fēng)i^
23. 根據(jù)權(quán)利要求22所述的方法，其中陣風(fēng)速度Vgust,，和Vgust，r作為來自外部的未知擾動參量提供到空氣動力學(xué)子模型中。
24.根據(jù)權(quán)利要求20, 21， 22或23所述的方法，其中剛性飛行器機(jī) 體運(yùn)動的大小和彈性飛行器機(jī)體運(yùn)動的大小作為輸入?yún)⒘窟M(jìn)一步提供到 空氣動力學(xué)子模型中。
25.根據(jù)權(quán)利要求20-22中任一項所述的方法，其中對于慢速的控制 面和飛行器運(yùn)動通過穩(wěn)態(tài)空氣動力學(xué)計算氣動力L aero。
26.根據(jù)權(quán)利要求25所述的方法，其中從風(fēng)洞測量結(jié)果得出相應(yīng)的空 氣動力學(xué)影響系數(shù)。
27.根據(jù)權(quán)利要求20-26中任一項所述的方法，其中對于快速的控制 面和飛行器運(yùn)動，將氣動力￡/，作為非穩(wěn)態(tài)力進(jìn)行疊加和計算。
28.根據(jù)權(quán)利要求27所述的方法，其中通過Wagner和Kiissner函數(shù) 計算所述非穩(wěn)態(tài)力。
29.根據(jù)權(quán)利要求26， 27或28所述的方法，其中在所述空氣動力學(xué) 模型中還考慮了下降氣流和側(cè)滑流的影響。
30.根據(jù)權(quán)利要求20-29中任一項所述的方法，其中所述非線性模型 包括用于計算推進(jìn)力￡/r°p的推進(jìn)力子模型。
31.根據(jù)權(quán)利要求30所述的方法，其中對于在恒定推進(jìn)力下的穩(wěn)態(tài) lg飛行的適用迎角，所述推進(jìn)力2/，計算的邊界是發(fā)動機(jī)的力由作用在 飛行器上的阻力抵消。
32.根據(jù)權(quán)利要求20-31中任一項所述的方法，其中所述非線性模型 包括信號估計子系統(tǒng)，該信號估計子系統(tǒng)用于提供模型所需的飛行器測量
33.根據(jù)權(quán)利要求20-32中任一項所述的方法，其中所述非線性模型 包括飛行器結(jié)構(gòu)測量位置處的內(nèi)部載荷￡cint的結(jié)構(gòu)栽荷子系統(tǒng)。
34.根據(jù)權(quán)利要求33所述的方法，其中通過力求和方法計算所述內(nèi)部 載荷￡，。
35.根據(jù)權(quán)利要求14-34中任一項所述的方法，其中所述非線性模型 通過一階非線性微分方程應(yīng)用于狀態(tài)矢量空間中，并其中初始狀態(tài)矢量<formula>formula see original document page 6</formula>
36.根據(jù)權(quán)利要求35所述的方法，其中所述狀態(tài)矢量(標(biāo)號p)<formula>formula see original document page 6</formula>分成用于剛體運(yùn)動的子狀態(tài)矢量&,rigid和描述飛行器的彈性運(yùn)動狀態(tài)的矢量 2p，elastic o
37.根據(jù)權(quán)利要求35或36所述的方法，其中控制面的指令結(jié)合到控 制輸入矢量(標(biāo)號c) uPCx<formula>formula see original document page 6</formula>中，其中Ux，" Ux,2…Ux，n是方向舵、升降舵、副翼、擾流器和穩(wěn)定器的調(diào)節(jié) 值。
38.根據(jù)權(quán)利要求35, 36或37所述的方法，其中所述左側(cè)和右側(cè)的 陣風(fēng)速度作為未知的擾動輸入?yún)⒘拷Y(jié)合到擾動輸入矢量aPd (標(biāo)號d)<formula>formula see original document page 7</formula>(4)中，其中 Ugust 、 Vgust 、 Wgust描述在飛行器坐標(biāo)系中的相應(yīng)的縱向、橫向或垂直速度分量。
39.根據(jù)權(quán)利要求35， 36， 37或38所述的方法，其中所述作為擾動輸 入?yún)⒘拷Y(jié)合到擾動輸入矢量叢pd (標(biāo)號d)中的左側(cè)和右側(cè)陣風(fēng)速度包括其 它的速度分量<formula>formula see original document page 7</formula> (4a)其中 Vgust，front ， Vgust，fin ， Wgust，wing，l ， Wgust，wing，r描述在飛行器坐標(biāo)系中的相應(yīng)的正面或者橫向的速度分量。
40.根據(jù)權(quán)利要求35-39中任一項所述方法，其中用于飛行器坐標(biāo)系 中的歐拉角(O， 0， T )和"機(jī)身角速率"(pB， qB， rB)與在環(huán)境坐 標(biāo)系中的重心的橫向和垂直速度(，E， 以及靠M飛行器坐標(biāo)系內(nèi)的 重心的飛行器機(jī)體的橫向和垂直加i!JL (yB， h)的、能夠在飛行器中獲 得的標(biāo)準(zhǔn)測量值模擬為測量結(jié)果輸出方程<formula>formula see original document page 8</formula>
41.根據(jù)權(quán)利要求35-40所述的方法，其中所述待重構(gòu)的內(nèi)部載荷￡cint 和待確定的陣風(fēng)it^從目標(biāo)輸出方程(標(biāo)號o)<formula>formula see original document page 8</formula>的輸出參量加到所^型中。
42.根據(jù)權(quán)利要求34-39中任一項所述的方法，其中使用擾動模型對未知的陣風(fēng)速度進(jìn)行模擬.
43.根據(jù)權(quán)利要求35-42中任一項所述的方法，其中將擾動模型npd=xd的輸出參量代入到狀態(tài)矢量空間中的一階非線性微分方程，得到擴(kuò)i:的非線性距離模型<formula>formula see original document page 9</formula>其中，狀態(tài)矢量&包括飛行器的狀態(tài)&和擾動模型的狀態(tài)2^
44.根據(jù)權(quán)利要求35-43中任一項所述的方法，其中，通過將測量噪 聲加到矢量2L中并且代入所述擾動輸入，所述非線性模型的測量結(jié)果輸出 方程Xpm (5)形成用于所述擴(kuò)彭巨離模型的測量結(jié)果輸出方程(9)
45.根據(jù)權(quán)利要求44所述的方法，其中通過將擾動輸入代入目標(biāo)輸出 方程Xp。(6)中，就會形成所述擴(kuò)彭巨離模型的目標(biāo)輸出方程<formula>formula see original document page 9</formula>以從所述擴(kuò)展模型的狀態(tài)和控制輸入?yún)⒘坑嬎憬Y(jié)構(gòu)載荷和陣風(fēng)速度。
46.根據(jù)權(quán)利要求35-45中任一項所述的方法，其中通過〗現(xiàn)測器放大矩陣LL將測量結(jié)果輸出矢量X，中的實(shí)際測量結(jié)果與由所述擴(kuò)^J巨離模型 計算出的測量值！pm之間的差^J績到觀測器的狀態(tài)矢量的導(dǎo)數(shù)上，且所述 觀測器放大矩陣L中的元素是通過與卡爾曼濾波器設(shè)計類似的設(shè)計、將噪 聲過程加到所述擴(kuò)彭巨離模型中形成的。
47.棉^據(jù)權(quán)利要求46所述的方法，其中所述觀測器放大矩陣L的元 素是通過將與所述觀測器放大矩陣L的元素相關(guān)的費(fèi)用函數(shù)J的值最小化 得到的。
48.根據(jù)權(quán)利要求46或47所述的方法，其中所述觀測器放大矩陣L分為用于距離狀態(tài)的子矩陣"和用于擾動模型狀態(tài)的子矩陣Li，且所述用于距離狀態(tài)的子矩陣Lp ii—步分為用于剛體模型狀態(tài)的反^放大矩陣Lp，rigid和用于彈性飛行器結(jié)構(gòu)狀態(tài)的>^饋放大矩陣LP，elastic。
49.根據(jù)權(quán)利要求47或48所述的方法，其中僅利用觀測器放大元素 中的一些與穩(wěn)定性和響應(yīng)i!JL相關(guān)的元素，且其它所有的元素i殳置為零。
全文摘要
一種用于重構(gòu)飛行器、尤其是客機(jī)上的陣風(fēng)和/或結(jié)構(gòu)載荷的方法，其特征在于如下處理步驟a)基于飛行器的非線性模型形成觀測器，所述飛行器非線性模型描述飛行器在所有六個自由度(DoF)中的運(yùn)動以及飛行器結(jié)構(gòu)的彈性運(yùn)動；b)持續(xù)地給所述觀測器提供對于描述飛行器狀態(tài)而言是重要的所有數(shù)據(jù)和測量結(jié)果；c)從所述提供的數(shù)據(jù)和測量結(jié)果通過所述觀測器計算陣風(fēng)速度和結(jié)構(gòu)載荷(動作和陣風(fēng)載荷)。
文檔編號B64D45/00GK101321667SQ200680045675
公開日2008年12月10日 申請日期2006年12月6日 優(yōu)先權(quán)日2005年12月6日
發(fā)明者于爾根·尤賽特, 盧德格爾·默茨, 拉爾斯·本施, 赫爾曼·亨里希弗賴澤 申請人:空中客車德國有限公司