將飛行器的動態結構載荷最小化的製作方法
2023-11-05 08:14:22 2
專利名稱：將飛行器的動態結構載荷最小化的製作方法
技術領域：
本發明涉及將飛行器的動態結構載荷最小化，所述動態結構載 荷由外部激勵引入至所述飛行器。
背景技術：
動態結構栽荷通過諸如由於風、陣風、湍流等影響引起的外部 激勵以及通過由於飛行員/飛行控制系統要求引起的激勵而被引入 到飛行器結構中。由於飛行器結構的柔性特徵，這樣的激勵可能導 致超過給定幅度的振動或者顫動，因而它們對飛行器的結構有害， 尤其是頻率在柔性飛行器結構自然的或者特有的振動範圍內的振 動或者顫動。如果想要在較高的機翼和機身的展弦比的情況下減小 飛4亍器結構的質量，則有必要採取4普施以應對過大的動態結構載 荷。
從文獻DE 198 41 632 C2可知一種用於補償由外部激勵引入的 飛行器結構振動的方法，包括用傳感器裝置檢測飛行器的至少一個 體速率，將所述至少一個體速率提供給飛行控制器，並且引起飛行 器的操縱面的動作以將激勵的振動最小化。
從US 5 515 444中進一步可知，用來減小渦輪風扇發動機的飛 行器發動機管道噪聲的有源噪聲控制系統，其中的壓氣機生成一個 噪聲初級聲場。有源噪聲控制系統包括安裝在位於風扇旁邊的發動 機中的葉片通道傳感器，用於生成與發出的聲音相關的參考聲學信
號，以及淨皮配置以響應初級聲音域來產生誤差聲學信號的分布誤差 傳感器。由陣列或壓電驅動面板組成的聲學驅動器裝置安裝在發動 才幾的風扇入口處，用來補償所述P桑聲初級聲場。控制器響應參考聲 學信號和誤差聲學信號，用於驅動聲學驅動裝置，以產生具有與所 述初級聲場振幅近似相等而相位相反的次級聲場，乂人而有效地減小 發動機噪音。
發明內容
本發明的目的是提出對飛行器的動態結構栽荷進行有效地最 小化。
該目的通過根據權利要求1所述的將由外部激勵引入的飛行器 動態結構栽荷最小化的方法來達到。更進一步地，該目的通過^f艮據
權利要求15所述的將由外部激勵引入的飛行器的動態結構載荷最 小化的裝置來達到。
本發明的附加特徵包括在相應的從屬權利要求中。
本發明提供一種將由外部激勵f 1入到飛行器的動態結構載荷 最小化的方法，包括生成表示外部激勵的信號；才艮據預控規則 (pre-controlling rule)從所述激勵指示信號獲得預控信號來啟動飛 行器的控制元件，以便減少被引入到飛行器中的動態結構栽荷；生 成表示所述預控性能的誤差信號；通過所述誤差信號和/或所述激勵 指示信號優化預控規則，以便將動態結構載荷最小化。
生成作為誤差信號來表示所述預控性能的所述信號可以用來 指示飛行器結構的結構載荷。
生成所述激勵指示信號可以包4舌檢測指示湍流、風和陣風的強 度和方向、迎角、偏航角、以及歐拉角中的一個或多個的信號。飛
行員/FCS要求的信息可以被添加到激勵指示信號，以便將飛行員引 起的載荷/顫動最小化。
生成所述誤差信號可以包括檢測表示在飛行器結構中指定位 置處的力口速度，應力或應變(stresses or strains )中的一個或多個的 信號。
生成所述誤差信號可以包括減去飛行員或者飛行控制器命令 對飛行器操縱面的影響，該影響包括在結構載荷中。減去飛行員或 者飛行控制器命令的影響可以基於飛行器的剛性體模型來執行。
所述激勵指示信號可以從飛行器的柔性體模型或者觀測器 (observer) /卡爾曼濾波器(Kalman filter)中生成。
優化預控規則可以包括頻率分離以減去飛行員或者飛行控制 器命令的影響。優化預控規則可以包括迭代算法。
所述啟動控制元件以^便將動態結構栽荷最小化，可以包^^啟動 飛行器的升P條舵，方向舵，副翼或者其它操縱面中的一個或多個。 啟動控制元件以將動態結構載荷最小化可以包括啟動機電、電磁、 液壓、氣動或者壓電(piezoelectric)的致動器中的一個或者多個， 以直4妻將載荷阻尼力(damping force )引入到飛4亍器結構中。
優化所述預控規則可以包括生成飛行器的傳遞函數或者任何 其它數學模型。
生成傳遞函悽t可以通過在線系統識別來執4亍，該在線系統識別 包括通過數量為n個自適應濾波器對限帶隨機噪聲或者chirp信號
或者任何其它的識別信號進行濾波(其中n對應於被識別的飛行器 傳遞函數的數量)，以及包括以向量形式從誤差信號中減去的濾波 響應。系統識別可以包4舌估計初級控制路徑。(為了飛4於器的結構 化顫動/載荷的減小，次級控制路徑可以根據初級控制路徑輕易地估 計出，而初級控制路徑比二級路徑更易識別。)
更進一步地，本發明提供一種將由外部激勵引入到飛行器結構 的動態結構載荷最小化的裝置，包括激勵信號發生裝置，用於生 成指示飛行器結構的外部激勵的信號；調節電路，用於根據預控規 則從激勵指示信號中獲得預控信號，來啟動飛行器的控制元件，以 便減小被引入到飛行器中的動態結構載荷；誤差信號發生裝置，用 於生成作為誤差信號來表示預控性能的信號；優化電路，用於通過 誤差信號和/或激勵指示信號來優化預控規則，以便將動態結構載荷 最小化。
可以配置誤差信號發生裝置以生成作為誤差信號表示預控性 能的信號來指示飛行器結構的結構載荷。
激勵信號發生裝置可以包括傳感器裝置，用於檢測指示湍流、 風和陣風的強度和方向、迎角、偏航角和歐拉角中的一個或多個的信號。
可以配置誤差信號發生裝置來檢測指示飛行器結構中指定位 置處的加速度、應力或應變中的一個或多個的信號。更進一步i也， 提供誤差信號發生裝置以減去飛行員或者飛行控制器命令對飛行 器的操縱面的影響，所述影響包括在結構載荷中。
還可以配置誤差信號發生裝置以基於飛行器的剛性體模型減 去飛行員或者飛行控制器命令的影響。
可以配置激勵信號發生裝置以從飛行器的柔性體;f莫型或者觀 測器/卡爾曼濾波器中生成激勵指示信號。
優化電路可以包括頻率分離器，用於通過頻率分離優化預控夫見 則，以^更可以4氐消控制器沒有4壬何影響的頻率範圍。可以配置優化 電路以通過迭代算法優化預控規則。
為了將動態結構載荷最小化而被啟動的控制元件可以包括一 個或者多個飛行器的升降舵，方向舵，副翼或者其它操縱面。更進 一步地，為了將動態結構載荷最小化而^皮啟動的控制元件可以包括， 一個或者多個才幾電、電》茲、液壓、氣動或者壓電的致動器，以直接「 將載荷阻尼力引入到飛行器結構中。
配置優化電路以生成飛行器的傳遞函悽t來優化預控身見則。也可 以配置優化電路來通過在線系統識別生成傳遞函^t,所述在線系統
識別包括通過數量為n個自適應濾波器來對限帶隨機噪聲或者 chirp信號進行濾波(其中n對應於被識別的飛行器傳遞函數的數 量)，以及包括用於以向量形式從誤差信號中減去過濾響應。
下面結合附圖4皮露了本發明的一個實施例，其中
圖1是根據本發明的實施例披露了將由外部或者飛行員/FCS 激勵引入到飛行器的動態結構載荷最小化的方法和裝置的框圖2是描述了本發明中所使用的誤差信號的生成的框圖3是根據本發明描述了將由外部激勵引入到飛行器的動態結 構載荷最小化的方法和裝置的又一 實施例的示意性框圖4是用於本發明實施例中的自適應預調整或預控電路的示意 性框圖5是描述自適應預控的另一個示意性框圖6是飛行器的示意性框圖，示出了可以才艮據本發明的一個實 施例來使用的傳感器裝置，以將飛行器的動態結構載荷最小化；以 及
圖7是一個示圖，對應於頻率示出了平均誤差信號的大小，所 述平均誤差信號的大小指示由外部激勵引入到飛行器的結構栽荷。
具體實施例方式
圖1示出了將由外部激勵l引入的飛行器2的動態結構載荷最 小化的一個原理性實施例。外部激勵l可以是，例如風、陣風或者 湍流。激勵l引起了飛行器2結構中的動態結構載荷，尤其是由於 飛行器的柔性體特性而帶來的結構內固有或特徵振動所引起的動 態結構載荷。在圖1中，將激勵l引入飛行器2，該飛行器被視為 柔性體。
外部激勵l由激勵或者參考傳感器5檢測到，該傳感器產生指 示外部激勵1的信號x，在這種情況下參考傳感器5是一個或者多 個傳感器或是一個傳感器裝置。指示外部激勵1的信號x輸入到自 適應預控電路6、 17中，用於根據預控規則獲取控制信號y來啟動 飛行器2的控制元件，在自適應預控電路16、 17中執行所述預控 頭見則。用於啟動控制元件的控制信號y減少由外部激勵1引入到飛 行器2中的動態結構載荷。控制信號y被輸出給飛行器2以便啟動 配置在飛4亍器中的控制元件。
在飛行器2中生成指示結構載荷的信號，所述結構載荷由外部 激勵1引入到飛行器2中，該信號被用作誤差信號e、 e*，且描述 了電路6、 17的預控規則的控制性能。誤差信號e、 e"皮輸入到電 路8、 9中以通過所述誤差信號e、 6*來優化預控規則，以便將動態 結構載荷最小化，即，減小飛行器2結構中的振動幅度。在電路8、 9中執行優化在某種意義上來說是使振動和動態結構載荷的最小化 適應於飛行器2的實際載荷和飛行狀態。如果優化規律不是迭代的， 則信號x還要被用來對電路6、 17的可調整的預控規則進行優化。
參考傳感器5可以包括多個傳感器，所述傳感器檢測風、湍流 和陣風的強度和方向、迎角、偏航角等，例如歐拉角。飛行器2中 的誤差傳感器檢測到的誤差信號e、 6*可以包4舌，例如飛4於器結構 中不同指定位置處的加速度，以及飛行器結構中指定位置處的應力 和應變。為了將動態結構載荷最小化而啟動的飛行器2中的控制元 件可以包4舌升降4S、方向4它、副翼或者其他操糹從面，並且它們可以 包括「才幾電、電》茲、液壓、氣動或者壓電的致動器，以直4妄將載荷阻 尼力引入到飛行器結構中。
更進一步地，作為特定的選擇，飛行員或者飛行控制系統命令 3， 4也被添加到激勵指示信號x中，這些命令也有可能在飛行器2 中引起不必要的結構載荷和顫動。因此，由於飛行員或者飛行系統 命令而產生的飛行器的結構載荷和顫動也糹皮最小化。
預控規則的優化可以根據適當的方法來執行，即，最小均方根 誤差法或者最小均方# 誤差回歸法(LMS, RLS)或者將二次型函 數(quadratic cost function )最小化的方法。
圖2示出了濾波誤差信號e的生成。提供飛行器2的內部模型 16用來減去飛行員或者飛行控制器命令3、 4的影響，這些命令輸 出至飛行器的操縱面並由對應的飛行動作而引起結構載荷。然而，
這些命令不會導致預控電路6、 17的動作。當然，這意味著飛行員 或者飛行控制器命令一般不通過預控電路6、 17補償，但是飛行員 引起的顫動將被補償。為此，內部模型16為剛性體模型。
從內部飛行器模型16輸出的信號與初始誤差信號6*在合成電 路25中合成，以生成輸出給優化電路8、 9的濾波誤差信號e。可 選地，用於飛4於器的操縱面的控制命令y可以輸入到內部才莫型16 中，並且指示外部激勵的信號x可以從合成電路25中去除。
如果僅僅為了從初始誤差信號6*中減去飛行員或者飛行控制 器命令的影響而使用飛行器2的內部模型16，則內部模塊16可以 是剛性體模型。然而，如果內部模型16要生成指示信號x的外部 激勵，它就必須是飛行器2的完全柔性體模型。內部模型也可以用 來從激勵指示信號中減去寄生反饋。
圖3示出了將飛行器的動態結構載荷最小化的裝置的一個實施 例的示意性框圖。外部激勵l(可以是風、陣風或者湍流)被引入 到飛行器2的結構中。激勵l引起顫動或者振動，尤其是自然的或 者飛行器結構中特有的振動。通過飛行員命令3和飛行控制器4控 制飛行器2。風激勵1由參考傳感器5測得。這可以是雷射光學傳 感器或者其它風傳感器(如a傳感器，P傳感器)。
一般包括風的速度和方向的三維信息的激勵或參考信號，被送 入預控電路6中來啟動飛行器2的控制元件以便減小和最小化飛行 器2的結構振動和結構載荷。控制元件可以是如上所述的升降舵、 方向舵、副翼或者其他的空氣動力學有效操縱面，和/或它們可以是 才幾械控制元件以^更直4妻將結構載荷最小化，才幾電、電》茲、液壓、氣 動或者壓電的致動器，以直接將載荷阻尼力引入到飛行器結構中。 為了適應和優化，預控電路6已經輸入由誤差傳感器7產生的 一個或多個誤差信號(所述誤差傳感器在飛行器2中檢測誤差信號 並被最小化)，以及關於飛行器2的傳遞函數的進一步的信息(由 線上系統識別9提供)，以及關於飛行員和飛行控制器命令的信息 (不能通過結構載荷最小化系統被補償的)。
在線系統識別9與隨機噪聲發生器8相連，所述隨機噪聲發生 器為每個致動器生成限帶隨機噪聲。沒有一個隨機噪聲信號必須與 激勵信號或者參考信號相關。為提供良好的信噪比，不能在同一時 間測量不同致動器的傳遞函數。噪聲信號被遞送到致動器或者控制 元件以將結構載荷最小化，並^皮遞送到系統識別9。在系統識別9 中，識別噪聲信號通過n個自適應濾波器(例如，FIR， IIR,神經 網絡(Neuronal Networks )等)，其中n是淨皮識另'J的飛行器傳遞函數 的數量。
這些自適應濾波器整體提供了飛行器2的濾波器模型。該濾波 器才莫型對識別噪聲信號的響應10，通過減法裝置11以向量形式/人 由飛行器2的誤差傳感器7生成的誤差信號中被減去。誤差信號與 識別噪聲信號相關的那些部分是飛行器2對識別噪聲信號的響應。 該向量減法的結果表示飛行器傳遞函數和濾波器模型之間的誤差。
濾波器係數12是被變換並遞送到自適應預控電路6中的頻率 場。濾波器才莫型系悽t 12的自適應可以通過LMS或者RLS算法或者 其他算法來執行。這就可以保證通過發生器8生成的識別噪聲信號 的使用，在系統識別9中，只有與識別噪聲信號相關的從誤差傳感 器7輸出的信號中的那些部分被考慮。飛行器2的加速度，體速率 等也被輸入到飛行控制器4中。
圖4中示出了自適應預控電路6的一個實施例。由誤差傳感器 7生成的飛行器2的誤差信號和參考傳感器5 (圖3 )的參考信號都
包括在由飛行員和飛行控制器命令引起的普通信息中。為了避免無 意的由動態結構載荷最小化系統而對飛行員和飛行控制器命令進 行最小化或者補償，飛行員和飛行控制器命令的影響分別通過合成
電路14和15從參考和誤差信號中減除。通過飛4亍器2的內部剛性 體模型16計算飛行員和飛行控制器命令3, 4對參考傳感器5和誤 差傳感器7的信號的影響。本內部;f莫型16 ^f又包括剛性體飛行器的 飛行機械特性，且在設計飛行器時通常是眾所周知的。
補償誤差和參考信號與濾波器模型的頻率域係數一起被輸入 至自適應預控電路17。預控電路17的輸出通常以向量形式被傳送 到似真性檢查單元18中並且輸入到電路19中以優化的分配不同致 動器20的控制命令，以便將結構載荷/顫動最小化。
圖5a中示出了自適應預控的一個實施例。自適應濾波器24的 適應可以依靠迭代分布算法23實現，所述迭代分布算法通過Aw 改變濾波係數並檢查誤差信號是否較大或較小。如果誤差信號較 小，則濾波係數將再一次變化Aw,否則將變化-Aw,等等。對於 這樣的迭代算法，不需要關於飛行器傳遞函數的信息，並且不需要 在線系統識別。
圖5b示出了自適應預控的另一個實施例。包4舌關於外部、激勵 的信息的補償參考信號被輸入至n個自適應濾波器22中，其中，n 是結構載荷阻尼激勵的數量乘以誤差傳感器的數量。自適應濾波器 輸出控制命令給似真性檢查單元18和電路19來對給致動器20或 者控制元件的控制命令做優化分配以將結構載荷最小化。濾波係數 的適應可以通過濾波的X-LMS算法21來執行，這是本領域的現狀。 濾波的X操作可以在頻率域內利用在線系統識別的濾波器模型的 係數來執行。 圖6示出了在Z方向上檢測加速度(與飛行器的機翼表面垂直 的加速度)的三個傳感器的濾波裝置的實施例。加速度傳感器Nz^
和NZrf位於機翼的尖部，並且NZRF用來測量飛行器質量中心的Z
加速度。然而，在才幾身的前部/後部配置加速度傳感器來測量4幾身的 阻尼垂直和水平加速度的y方向和z方向上的加速度。
圖7中示出了將由風的外部激勵引入到飛行器的結構載荷最小 化的實例，其中平均誤差信號作為頻率函數被示出。虛線示出了不 具有結構載荷最小化的誤差信號，而實線示出了具有結構載荷最小 化的誤差信號。最大峰值示出了機翼的第一垂直彎曲顫動，即，固 有的或者由飛行器柔性特徵引起的特有的振動。由此可以看出，彎
曲顫動以及結構載荷都顯著減小了 。
參者符號列表
1 激勵
2 飛行器
3 飛行員命令
4 飛行控制器命令
5 參考傳感器
6 自適應預控電路
7 誤差傳感器
8 限帶隨枳/桑聲或chirp發生器
9 系統j只別
10 濾波器模型的響應
11 減法裝置
12 濾波器係數
14 結合電路
15 結合電路
16 內部飛行器模型
17 自適應預控
18 似真性檢查單元
19 操縱面驅動電路
20 致動器(操縱面)
21 LMS算法
22 自適應濾波器
23 迭代幹擾算法
24 自適應濾波器
25 結合電路
x 激勵指示信號
y 控制信號
e* 誤差信號
e 濾波的誤差信號
權利要求
1.將飛行器的動態結構載荷最小化的方法，所述動態結構載荷由外部激勵(1)引入至所述飛行器(2)，所述方法包括生成指示所述外部激勵(1)的信號(x)；根據預控規則從所述激勵指示信號(x)獲得用於啟動所述飛行器(2)的控制元件(20)的預控信號(y)，以便減小引入至所述飛行器(2)的所述動態結構載荷；生成表示所述預控的性能的誤差信號(e，e＊)；以及通過所述誤差信號(e，e＊)和/或通過所述激勵指示信號(x)來優化所述預控規則，以便將所述動態結構載荷最小化。
2. 根據權利要求1所述的方法，其中，作為誤差信號(e)表示 所述預控的性能的所述信號用於指示所述飛行器結構的結構 載荷。
3. 根據權利要求1或2所述的方法，其中，生成所述激勵指示信 號(x)包括檢測指示湍流、風和陣風的強度和方向、迎角、 偏航角中的一個或多個的信號。
4. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，關於飛行員 或者飛行控制系統命令的信息被添加到所述激勵指示信號(x ) 中，以便減小由所述飛行員或者飛行控制系統命令引起的動態 結構載荷。
5. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，生成所述誤 差信號(e, e*)包括檢測指示所述飛行器結構的指定位置處 的力p速度、應力或應變中的一個或多個的4言號。
6. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，所述生成所 述誤差信號(e， e*)包括減去飛行員或者飛行控制器命令(3， 4)對所述飛行器(2)的操縱面的影響，所述影響包含在所述 結構載荷中。
7. 根據權利要求6所述的方法，其中，所述減去飛行員或者飛行 控制器命令(3, 4)的影響是基於所述飛行器(2)的鋼性體 模型而執行的。
8. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，所述激勵指 示信號(x)從所述飛行器(2)的柔性體模型或者觀測器/卡 爾曼濾波器中生成。
9. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，所述優化所 述預控規則包括頻率分離以抵消不能被控制的一定頻率範圍， 特別是飛行員命令的頻率範圍。
10. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，優化所述預 控規則包括迭代算法(23 )。
11. 才艮據前述4又利要求中的4壬一項所述的方法，其中，所述啟動控 制元件(20)以便將動態結構栽荷最小化，包括啟動所述飛行 器(2)的升降航，方向舵，副翼或者其他才喿縱面中的一個或 多個。
12. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，所述啟動控 制元件以便使動態結構載荷最小化，包括啟動機電、電磁、液 壓、氣動或者壓電的致動器中的一個或多個，以直接將載荷阻 尼力引入到所述飛行器結構中。
13. 根據前述權利要求中的任一項所述的方法，其中，優化所述預 控頭見則包括生成所述飛^f於器(2)的傳遞函^:。
14. 根據權利要求13所述的方法，其中，通過在線系統識別(9) 執行生成所述傳遞函數，所述在線系統識別包括通過數量為n 個自適應濾波器(22)對限帶隨機噪聲或者chirp信號進行濾 波，其中n對應於將被識別的所述飛行器的傳遞函數的數量， 所述在線系統識別還包括以向量形式將所述濾波響應從所述 誤差信號中減去。
15. 將飛行器結構的動態結構載荷最小化的裝置，所述動態結構載 荷由外部激勵(1)引入至所述飛行器(2)，所述裝置包括激勵信號發生裝置(5),用於生成指示所述飛行器結構 的外部激勵(1 )的信號(x);調節電路(6, 17),根據預控規則從所述激勵指示信號 (x)中獲得用於啟動所述飛行器(2)的控制元件的控制信號 (y),以便減小引入至所述飛行器(2)的所述動態結構載荷；誤差信號發生裝置(7， 25)，用於生成作為誤差信號(e， e*)表示所述預控性能的信號；以及優化電路(8， 9),用於通過所述誤差信號(e， e*)和/ 或激勵指示信號(x)來優化所述預控規則，以便將所述動態 結構載荷最小化。
16. 根據權利要求15所述的裝置，其中，所述誤差信號發生裝置(7， 25)生成作為誤差信號(e, e*)來表示所述預控的性能 的所述信號，所述誤差信號指示所述飛行器結構的結構載荷。
17. 根據權利要求15或16所述的裝置，其中，所述激勵信號發生 裝置(5)包括用於檢測指示湍流、風和陣風的強度和方向、 迎角、偏航角中的一個或多個的信號的傳感器裝置。
18. 根據權利要求15到17中的任一項所述的裝置，其中，所述誤 差信號發生裝置(7, 25)配置有用於檢測指示所述飛行器結 構的指定位置處的加速度、應力或應變中的一個或多個的信號 的裝置(7)。
19. 根據權利要求15到18中的任一項所述的裝置，其中，所述誤 差信號發生裝置(7, 25)配置有用於減去飛行員或者飛行控 制器命令(3, 4)對所述飛行器(2)的操縱面的影響的裝置(25),所述影響包含在結構載荷中。
20. 根據權利要求15到19中的任一項所述的裝置，其中，所述誤 差信號發生裝置(7, 25)配置用來基於所述飛行器(2)的鋼 性體模型(16)減去飛行員或者飛行控制器命令(3, 4)的影 響。
21. 根據權利要求15到20中的任一項所述的裝置，其中，所述激 勵信號發生裝置(5 )配置用來從所述飛行器(2 )的柔性體模 型(16)或者觀測器/卡爾曼濾波器中生成所述激勵指示信號。
22. 根據權利要求15到21中的任一項所述的裝置，其中，所述優 化電路包括頻率分離器，用來通過頻率分離優化所述預控關見 貝'J，以減去飛行員或者飛行控制器命令(3, 4)的影響。
23. 根據權利要求15到22中的任一項所述的裝置，其中，配置所 述優化電路(8, 9)，用於通過迭代算法優化所述預控規則。
24. 根據權利要求15到23中的任一項所述的裝置，其中，啟動控 制元件(20)以將動態結構載荷最小化，所述控制元件包括所 述飛行器(2)的升降舵、方向舵、副翼或者其他操縱面中的 一個或多個。
25. 根據權利要求15到24中的任一項所述的裝置，其中，啟動控 制元件(20)以將動態結構栽荷最小化，所述控制元件包括機 電、電》茲、液壓、氣動或者壓電的致動器中的一個或多個，以 直接將載荷阻尼力引入到所述飛行器結構中。
26. 根據權利要求15到25中的任一項所述的裝置，其中，所述優 化電路(8, 9),配置用於生成所述飛4於器的傳遞函悽丈以優化 所述預控^L則。
27. 根據權利要求26所述的裝置，其中，所述優化電路(8, 9) i文置用於通過在線系統識別(9)生成所述傳遞函悽t,所述在 線系統識別包括通過數量為n個的自適應濾波器對限帶隨機 噪聲或者chirp信號進4亍濾波，其中n對應於將淨皮識別的所述 飛行器的傳遞函數的數量，所述在線系統識別還包括以向量形 式將所述濾波響應從所述誤差信號中減去。
28. 根據權利要求15到27中的任一項所述的裝置，其中，關於飛 行員或者飛行控制系統命令(3， 4 )的信息被添加到所述激勵 指示信號(x)中，以便減小由所述飛行員或者飛行控制系統 命令引起的動態結構載荷。
全文摘要
將由外部激勵(1)引入的飛行器(2)的動態結構載荷最小化，其中，包括生成表示外部激勵(1)的信號(x)；根據預控規則從所述激勵指示信號(x)中獲得用於啟動飛行器(2)的控制元件的預控信號(y)，以便減小被引入到飛行器(2)中的動態結構載荷；生成表示預控性能的誤差信號(e，e*)；通過誤差信號(e，e*)和/或激勵指示信號(x)優化預控規則以便將所述動態結構載荷最小化。
文檔編號G05D1/00GK101375225SQ200780003552
公開日2009年2月25日 申請日期2007年1月19日 優先權日2006年1月25日
發明者安德列亞斯·懷爾茲切克, 尼基·阿韋爾薩, 法爾克·霍夫曼, 馬蒂厄·讓諾, 魯道夫·邁爾 申請人:法國空中巴士公司