JPS5984696A - 作動操縦翼面により航空機翼面の震動を減衰させる方法及び装置 - Google Patents

作動操縦翼面により航空機翼面の震動を減衰させる方法及び装置

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JPS5984696A
JPS5984696A JP58146269A JP14626983A JPS5984696A JP S5984696 A JPS5984696 A JP S5984696A JP 58146269 A JP58146269 A JP 58146269A JP 14626983 A JP14626983 A JP 14626983A JP S5984696 A JPS5984696 A JP S5984696A
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control
signal
aircraft
amplitude
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JP58146269A
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ロジエ・モ−リス・デチユアンデル
ジヤツク・ブツト
フイリツプ・ポワソン−カントン
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Ofuisu National Dechiyuudo E D
OFUISU NATIONAL DECHIYUUDO E DO RUSHIERUSHIYU AEROSUPESHIARU
Original Assignee
Ofuisu National Dechiyuudo E D
OFUISU NATIONAL DECHIYUUDO E DO RUSHIERUSHIYU AEROSUPESHIARU
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Publication date
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

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  • Vibration Prevention Devices (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は特定の飛行条件下においてアングロサクソン用
語で「〕々フエテイング（ｂｕｆｆｅｔｉｎｇ）　Ｊ　
と称する震動現象を起こし得る翼面をもつ航空機に係る
。
周知の如く航空機のエアロフォイルは機体と周囲の空気
力学的循環との結合に関連した種々の現象、特にフラッ
タ（ｆｌｕｔｔｅｒ）及び震動即ちパフエテイング、が
生じる中枢部となシ得る。パフエテイングの主な原因は
、翼面上に生じて該翼面との結合効果によシ航空機の機
体を振動させる非定常的剥離（ｄｅｃｏｌｌｅｍｅｎｔ
　１ｎｓｔａｔｉｏｎｎａｉｒｅ　）にある。
この現象は航空機にとって危険な現象ではないが、パフ
エテイング最大レベルが規則によシ定められているため
民間航空機の飛行領域を制限する。パフエテイングの強
さを減少させると、例えばよシ高度での飛行が可能とな
シ且つ、飛行効率（ｒｅｎｄｅｍｅｎｔｄｅ　ｖｏｌ　
）が向上するという理由から、離陸時の質量（ｍａｓｓ
ｅ）を増大することも可能になる。パフエテイングは戦
闘用航空機に関しても飛行性能を低下させ、その良好な
操縦性と砲撃の可能性とを制限する。
このパフエテイングを発生させる剥離は如何なる飛行速
度でも起こり得゛るが、特に超音速では衝撃波の発振に
より増幅されるためより激しくなる。
また、大きな揚力係数を得るべく迎え角を太きくして飛
行する場合にも具の切り離し条件に近づくと剥離が生じ
る。
パフエテイングは更に、揚力損失を生起し且つ航空機を
急降下させるために広く用いられている空気抵抗増加用
ブレーキ即ちスポイラ（ｓｐｇｉｌｅｒ）に起因する剥
離によっても生じ得る。
翼面上での剥離現象を分析すると、この現象の効果が二
重であって、 −迎え角に応じた揚力とモーメントとの変化曲線の破断
となって表われる定常現象（ｐｈｅｎｏｍｅｎｅｓｔａ
ｔｉｏｎｎａｉｒｅ）と、 −極めて広い周波数スペクトルをカバーする非定常変動
圧カシ−ｙ　（ｚｏｎｅ　ｄｅ　ｐｒｅｓｓｉｏｎｓ　
ｆｌｕｃｔｕａｎｔｅｓ　　　　’１ｎｓｔａｔｉｏｎ
ｎａｉｒｅりで構成された非定常現象とを含んでいるこ
とが判明する。
前記のゾーンの表面は翼の上面上に延在し、剥離におけ
るパルスの強さは迎え角と共に増大する。
剥離が微弱である場合は前記定常現象しか知覚されない
。何故なら不特定の圧力によシ生じる非定常力は／」・
きすぎて機体を励振させないからである。
但し、剥離ゾーンが広がると非定常力のトルクによって
翼面が強制的に励振され、翼面はその振動モードが最小
限のエネルギしか必要としないだけによシ一層良く反応
する。
これら振動モード自体は固有の非定常圧力場を発展させ
るイこの場は翼面全体に延在するが、とれは翼の基本周
波数における交互性のたわみ（ｆｌｅｘｉｏｎ　ａｌｔ
ｅｒｎｅｅ　）の如き低周波モードを特に助長する。
／ζζフチイングの問題を解決すべくこれまでにも種々
の手段が使用されてきた。
これらの手段では翼面のゾｉフィル改良により、又は渦
発生器を用いた流れの制御によシ、定常剥離現象の回避
が試みられている。
しかし乍らこれら従来手段はパフエテイングの発生時を
遅らせるだけでその効果を制限することがなく、しかも
通常は特定の原因をもつ／ぐフエテイングにしか効果が
ない。
本発明の目的はパフエテイングの原因に拘りなく使用し
得る方法でパフエテイングを減少させ、それによって航
空機の性能と、場合によっては快適性とをも向上させる
ことにある。
本発明は従来の手段とは全く異なり、翼面の振動運動に
起因する非定常圧力の作用を制限し及び／又はこれに対
抗することにある自動制御システム（Ｃ，Ａ、Ｇ、）を
備えた航空機に完壁に適合したアプローチから出発する
。
従って本発明は、パフエテイングの振幅、周波数及び位
相を表わす少くとも１種類のパラメータを測定し、測定
信号を少くとも１種類の翼面振動モードのｔＩｆ！ｉ徴
を明らかにすべ（Ｐ波し、且つ少くともその振動モード
を減衰させるべく自動的に決定される振幅と位相とをも
つ空気力学的原因による交互性応力を翼面の一部に発生
させることを特徴とする航空機翼面のパフェティング減
衰法を提供する。
使用し得るパラメータは多様であるが、特にパフエテイ
ングによる曲げモーメント（例えば翼桁における応力）
又は運動（例えば加速）を表わすパラメータが挙けられ
る。前記の応力は通常は操縦翼面（ｇｏｕｖｅｒｎｅ　
）　（空気力学的作用面）により各翼面エレメント毎に
発生させる。尚この操縦翼面は別の機能も果たす。これ
に代えて、更に別の空気力学的表面をパフェティング減
衰に充当する方法をとってもよいが通常この方法は余シ
有利ではない。
本発明はまた航空機翼面エレメントのパフェテイングを
減衰させる装置にも係る。この装置紘該エレメントにお
けるパフェティングに関連した／ｌ！ｌタラタ（通常は
力学的応力）の瞬時値を表わす信号を供給する局部的測
定手段と、この信号をＦ波及び処理して前記翼面エレメ
ント上に配置された作動操縦翼面（ｇｏｕｖｅｒｎｅ　
ａｃｔｉｖｅ）の制御信号を該操縦翼面によシ少くとも
１種類の振動モードの振動が緩和するような方向に送出
する手段とを備えている。
前記測定手段としては極めて多様な種類の手段が使用で
き、これら手段は一点に配置するか又は分散して配置し
てよい。
特ニ、ストレインゲージブリッジ、加速度計、非定常圧
力検出器（ｃａｐｔｅｕｒ　ｄｅ　ｐｒｅｓａｉｏｎ　
１ｎｓｔａｔｉｏｎｎａｉｒｅ）がこれに当たる。
翼上で局部的に作用する操縦翼面としては通常回転運動
発振エレメント（例えばタブ（ｖｏｌｅｔ））又は並進
運動発振エレメント（翼面エレメントの可変高さの上に
現れるエレメント）を使用する。
前者は−・般に操縦上「静的（ｓｔａｔｉｑｕｅ）と形
容し得るよう作用する操縦翼面である。
該装置は閉ル′−ゾ式に機能するため、使用する手段は
轟然自動化の安定性に関する公知の規準に適合するよう
具備しなければならない。実際には、前記涙液及び処理
手段はアナログ式又はデジタル式であってよい。
この手段は通常検出された信号をｐ波し且つそこで少く
とも１種類の翼面振動モードを選択し、得られた信号を
積分して積分した信号から作動操縦翼面の制御信号を送
出すべく具備される。この制御信号は翼面の振動を緩和
する交互発振を与えるべく該作動操縦翼面を作動させる
駆動手段に送られる。
パフエティングを減衰させるよう作動する操縦翼面は飛
行速度とパフェティングの原因とに応じて変えてよい。
但し、具に後退角がついている（　ｅｎ　ｆｌｅｃｈｅ
）場合は翼面エレメントのつけ根近傍に位置する操縦翼
面を使用するのが好ましい。
何故なら翼幅に応じた揚力分布が翼面全体に係シ且つ、
発生した応力の効力がより良く配分され不からである。
既存の操に１翼面としては翼後縁タブ（ｖｏｌｅｔｓ　
ｄｅｂｏｒｄ　ｄｅ　ｆｕｉｔｅ）　（高速でのローリ
ングの制御に使用される内部補助翼、特にフラジロン（
ｆ　１ａｐｅｒｏｎｓ））、スポイラ及び翼前縁の小ｇ
　（ｂｅｅｓ　ｄｅ　ｂｏｒｄ　ｄ’ａｔｔａｑｕｅ）
が挙げられる。
通常スポイラは揚力を減少させるために出でれた時だけ
パフェティング減衰用操縦翼面として使用される。この
場合スポイラは次の２法則に従い全て同時に作動する。
−大きな片寄ｐ　（ｄｅｐｏｒｔａｎｃｅ）　（例えば
０゜乃至６０°の偏向）を起こす定常の法則、 振幅をもつ小さ力振動を起こし得る非定常動力学的法則
。
本発明によってもたらされる利点の１つは前記の非定常
動力学的法則による発振が常に小さい振幅を有し、且つ
端縁回路（ｃｉｒｃｕｉｔｓ　ｄｅ　ｂａｒｄ）か゛か
ら極めて少ないエネルギ抽出を必要とするに過ぎないこ
とにある。
また、空気力学的表面の発振が微弱であるため、操縦装
置にシステム故障時に該装置の移動を制限する機械的止
め装置を具備し得る。
尚、本発明が問題としている現象即ち誘発された振動は
、突風又は乱暴な操作成いは乱れた大気内での操作等の
如き外部からの妨害による短時間の現象とは全く異なる
ものであることに留意されたい。ここで扱う振動即ちパ
フエテイングは間断ない励振の源を生じる翼上での空気
の流れの剥離と機体自体のモードとの間の空力弾性学的
結合によシ肪発され、長い飛行時間（着陸進入又は離陸
など）の間存続し得る。この励振に対するレスポンスは
安定しておシ且つ再現性を有する。従ってマツハ、高度
及び迎え角に関する飛行条件が決まっていれば制御法則
のモジュールと位相とが完壁に規定され、その結果突風
制御の場合とは異なり妨害のレベルを所望の量だけ減衰
することができる。
本発明の適用具体例として、恒常速度Ｍ＝０．７８乃至
９０００メニトル（３００００フイート）、正常迎え角
α＝１．９乃至２°で飛行し、この迎え角を越えるとパ
フエテイングが生じるような飛行機に使用される最新型
の翼の模型に施した風洞試験の結果が挙げられる。
翼の最大負荷点における翼面の第１モードの力学的曲げ
モーメントに起因する応力のレベルは９０％低下した。
第２モードは飛行機のＣｚ又はＣ■［に関する飛行特性
を変えないで６０％減衰した。
パフェティングの制御は選択した制御面の振幅。７４、
あい、よよ、ヶ、え。　　　　　゛振動レベルを９０％
減衰させるための力学的角度はＭ＝０．７８、迎え角α
＝４．５°の場合±３０’であった。
本発明がよシ良く理解されるよう、以下添付図面に基づ
き非限定的実施具体例を挙げて説明する。
今日の乗客輸送航空ｔ（！は通常多数の可動面をもつ後
退角のついた２個のＪａ　１１　ａ及びｌｌｂから成る
翼面を有している。
一般的には翼のっけ根から先端にかけて後縁に一組の後
縁タブ又はフラジロンと、高速飛行制御補助翼と、２組
目のタブと、低速でのローリングにおける安定性を制御
する補助翼とが順次具備されている。翼の上面には更に
揚力を破壊するスポイラも備えられている。
これらスポイラは多くの場合タブセット前方に配置され
る。第１Ａ’図には内部タブ１０のみを、特定の飛行局
面中に与えられるＸ１ｌａ、ｌｌｂの中間面（ｐｌａｎ
　ｍｏｙｅｎ　）に対する迎え角δをつけて示した。
これと同じ局面の間に脈動性の剥離ゾーン１２が出現し
て翼を発振させ得る。この発振を翼１１ａに関し二重矢
印１３で示した。この翼の運動は飛行機の胴体１４と垂
直安定板１５と尾興１６を第１Ａ図の点線の如く振動さ
せ、その結果生じる該アセンブリのモードに従う振動が
パフエティングを構成する。
（以下余白） 本発明の装置Ｎ、は翼面の変形に帰因する力学的応力を
茨わすパラメータを迎］定するだめの検出器１７を各翼
４ひに有している。この検但猫１７は例えば翼のつけ根
近傍で翼構造上、例えば翼桁上、に固層きれたストレイ
ンゲージなどから成り、該ゲージは電気的出力信号を送
出する測定ブリッジ内に配置される。この検出器は翼内
に存在する応力全体（静力学的又は動力学的）を表わす
信号を送出する。加速腹側又は非定常圧力検出器など直
流成分をもたない出力信号を送出する別タイプの検出器
を使用してもよい。
前記検出器の出力信号はこの信号を′処理し且つ計算す
るシステムで処理されるが、該システムはアナログ式、
デジタル式又はバイブリド式のいずれであってもよい。
このシステムは検出器１７によシ送出された信号の振幅
が翼の正常の振動閾値より大きいレベルを越えた場合に
のみ出力信号を発する可調整閾値回路１８を主として備
え得る。
該回路の１羨１値Ｒ１：を機体の買量等神々のノ♀ラメ
ータを考慮すべく、場合によっては自動的に、調整でき
る。
該閾値回路１８から送出される１１４号は計算手段１９
によｐ処理されるが、この手段は第２図の具体例では補
正すベキ翼の曲はモーメントに対応する通過周波帯をも
つ帯域フィルタ１９ａを備えている。このフィルタに係
るのは一般的には飛行機のローリング軸と平行な軸の周
９の曲げ発振（ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ　ｅｎ　ｆｌｅ
ｘｉｏｎ　）の基本周波＼数である。
該フィルタ１９ａには発振モードの速度を表わす信号を
作シ出すだめの擬似積分回路１９ｂが細；き、更に、位
相調整回ｉ酪１９ｃが経；いている。該回路１９ｃは、
６フエテイグの減衰に使用される空気力掌面自体の特徴
を考慮して振幅を５１ｔ″４整しながら前記発振運！Ｉ
Ｉｔｌを緩和−ｊ゛べく正ａ’ｌ＃な位相を衣わず信号
を発生する。
第１Ｂ図は第１Ａ図に示されている如く縦横比が大きく
て後退角のついた翼に関し、操縦翼面の発振によって生
じた非定冨揚力に起因する減衰力Ｃｚの分布を翼の全幅
の半分ｂ／２におけるつけ根捷での距離ｙに応じて表わ
している。
この図〃・ら明ら〃・なように効果はつけ根に近い操縦
Ｒ面に関して最も良く配布されている。この特徴は、第
１Ａ図の場合では、非定常の法則と定常の法則とを並べ
ることによってパフエテイングを減衰すべく正常操縦時
に定常の法則に従い迎え角が制御されるフラプロン１０
を使用することで利用されている。現在のｐｕｓ業用航
窒槻に関する笑際の飛行条件（△＝１ラジアン、　Ｍ＝
ｏ、７ｓ、ωＲ−０，１８）を衣わす一状態に対応する
第１Ｂ図から、内部フラプロン１０は最大効率ゾーン内
に位１にすることがわかる。
各内部フラプロン１０には、例えば回路１９の出カイａ
号を受容する電気弁（二１ｅｃｔｒｏｖａｎｎｅｓ　）
によυ制御される弁に対応する油圧ジヤツキなどで構成
された普通の制御機構２１が具備されている。
電気的手段も使用し得るが現在この方法は余り一般的で
はない。
通常、パフエテイングの減衰に必硯な発振の振幅は極め
て小さく±１°のオーダーである。これらの発振は定常
的制御に使用される５駆動手段２１を用いるか、又は補
助駆動手段を第１駆動手段にカスケード接続することに
より発生し得る。
独立した回路１８及び１９を各県毎に具備してもよいが
、逆に、心数な命令信号（ｏｒｄｒｅｓ　）を作り出し
、且つ場合によってはこれら命令信号を定常の法則に従
って制御命令信号（ｏｒｄｒｅｓ　ｄｅｃｏｍｍ−ａｎ
ｄｅ　）と結合させるシステム１個を両翼に共通に具備
してもよい。この中央一括システムは特に飛行条件を考
慮すべく複数の異なる空気力学面を同時に又は飛行条件
に応じて作動させるよう具備することもできる。本発明
が特に一般的自動制御システムに系且込捷れ待ることは
自［！７Ｊであろう。
本発明の方法の有効性を確認すべ〈実施した風洞試験の
結果第３図のグラフが得られた。このグラフは周波数ｆ
に応じた曲はモーメントのスペクトル密度ｄの変化を示
している。
曲線２２は従来の後退角付翼にＩＮＬ、て行なった試験
の結果を表わす。曲線２３はこれと同一の翼に関し、フ
ラプロンによって生じ且つ興の曲けに関する第１振動モ
ードに限定された振動モードのみを扱う回路により制御
される応力によりパフエテイングに対抗しながら実施し
た試験の結果を表わしている。
このグラフから、該スペクトル密度曲線は平らであシ特
に翼面の曲げの第１振動モードの周波数ｆ。
に対応する点では殆んど全面的に抑圧されていることが
確認される。
よシ一般的には、これら試験の結果本発明がパフエテイ
ングに帰因する翼の振動の力学的振幅を７０乃至８０％
減衰せしめ、その結果機体の力学的疲れを緩和し、快適
性を垢“加させ且つ飛行領域全拡大させることが判明し
ている。この結果は剥削現象を変えずに翼面の力学的レ
スポンスを減少をせることによジ得られる。
第４図の具体例では）ぐフエテイングをスポイラの制御
によって減衰する。この図には各翼毎にスポイラ３０．
、３０□、３０３を開放位置で、即ち翼面の中間平面に
対し一般に３０乃至６０°の角度を成す状態で示した。
このような開放状態にあるとスポイラはしばしばバ７エ
テイング現象を誘発し、この現象が翼面と機体全体とに
作用する。第１Ｂ図の如き効率分布を配慮するには、通
常は内部スｄ？イラの中２個３０３のみを使用してパフ
エテイングに対抗すると有利であろう。
制御用閉ループ回路は第１ＡＩａの場合と同様の構造を
有し得、やはり検出器１７と閾値回路１８と該回路の信
号を処理する回路１９とを備えていてよい。内部スポイ
ラ３０３を制御するザーポモーク２１は線２０を介して
回路１９よシ送出てれる電気的制御信号を受答する。こ
の場合も平均迎え角δの周りで翼面に与えるべき振幅△
δは小さく、前述の値にほぼ等しい。
非定常の法則に従い制御する駆動手段とその制御モード
との種類は前述の如く極めて多様であり得る。検出及び
制御信号は、例えば欧州特許公開ＥＰ−Ａ第００４６８
７５号に開示されている光学的手段によっても伝送し得
るが、一般的には電気的手段によシ伝送する。
操縦翼面を制御する駆動手段も極めて多様な構造をもち
得る。第５図及び第６図に該手段の２変形例を示したが
、これら変形例はいずれもパフエテイングに対抗する発
振運動の振幅を制御するという利点を有しており、従っ
て万一システムが故障してもパフエテイングを減衰しな
い飛行状態に戻るだけで機体に危険な結果は生じない。
第５図の変形例の場合は振幅△δの発振運動を制御する
装置４０が操縦翼面４１の定常的制御ジヤツキ２１にカ
スケード接続された状態で挿入されている。この装置４
０は二ジヤツキ２１の可動機構に接続式れた操縦翼面４
１制向１用連接棒の一片４２、に固定されたシリンダと
該連接棒の別の一片４２２に接続されたピストンとを有
するジヤツキがら成っている。ごの二ｌ効呆ジヤツキ４
０のコン、Ｑ　　）メントに関する液体の導入及び排出
はサーボバルブＳＶＩ及びＳＶ２により制御される。
このシリンダの底部は移動を制限する止め部祠を構成し
得る。
８ｇ６図の場合も操縦翼面の定常的制御ジヤツキが配置
されているが、該ジヤツキの可動機構はこの場合は単一
部材で構成された連接棒４２を介して該操縦翼面に作用
する。該ジヤツキのコンパーメントに関する流体導入及
び排出は通′畠ザーボバルブによシ制御される少くとも
１個の弁に接続された導管４５を介して行なわれる。ジ
ヤツキ２１のボディは菖構造体に固定された補助ケース
のボア４４内に、僅かな横動遊間をもって滑動自在に装
着されている。非定常的動作はサーボパルプによシ制御
される管路４６を介した流体の導入及び排出によって得
られる。
本発明は翼面の単−又は複数の振動モードを減衰させる
機能を保持しながら更に種々の変形が碕能である。いず
れの場合も本発明の方法は実施が′簡単でコストが低く
且つ極めて効果的である。
本発明は構造を大幅に変えずとも、特に補助可動面を付
加しなくても、既存の航空機に使用し得る。
【図面の簡単な説明】
第１Ａ図は本発明の特定実施具体例に従い犠装された航
空機の簡略説明図（エンジンは図示せず）、第１Ｂ図は
発振操縦面にょシ生じる交互応力の翼幅に溢った分布、
即ち非定常揚力の変動を示す説明図、第２図は第１Ａ図
に示した本発明を実施するだめの装置における信号処理
回路の機能を示す説明図、第３図は本発明を用いた場合
（点線）と用いない場合（実線）とを比較すべ〈実施し
た突気力学的風洞試験の結果を表わし、周波数に応じた
翼上での曲はモーメントのスペクトル密度を示すグラフ
、第４図はパフエテイングを減衰させるために加える交
互応力が内部スポイラによＱ得られる本発明の別の具体
例を示す第１Ａ図と類似の簡略説明図、第５図及び第６
図は本発明を実施するための発振操縦翼面の油圧操縦装
置の２つの具体例を示す説明図である。 ｉｏ・・・タ　ブ、　　　ｌｌａ、ｉｌｂ・・・ｇ、１
２・・・剥離ゾーン、１４・・・胴　体、１５・・・垂
直安定板、１６・・・尾３メ、１７・・・検出器、　　
１８・・・閾値回路、１９・・・計算手段、１９ａ・・
・帯域フィルタ、１９ｂ・・・擬似積分回路、１９ｃ・
・・位相調整回路、２１・・・駆動手段、３０１．−３
０２，３０３・・・ス、Ｉ？イラ、４０・・・発振運動
制御装置、４１・・・操縦翼面、Ｓ”ｔｙ　ＳＶ２・・
・サーボバルブ。 ８、補正の内容 （１）出願人の代表者を記載した適正な願書を別紙の通
り補充づる。 （２）委任状及び同訳文を別紙の通り補充づる。

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）震動の振幅と周波数と位相とを表わす少くとも１
    種類の７リメータを測定し、測定信号を炉液して翼面の
    少くとも１種類の振動モードの特性を明らかにし、且つ
    少くともこの振動モードを緩和すべく自動的に決足され
    る振幅と位相とを有し空気力学によって生じる交互応力
    を該翼面上に局部的に出現させることを特徴とする航空
    機翼面の震動減衰法。
  2. （２）翼面の構造エレメントにおける機械的応力を測定
    することを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の方
    法。
  3. （３）加速度を測定することを特徴とする特許結え。□
    え□よＫｉｎ。ヵよ。　　″パ
  4. （４）翼面の表面における非定常空気力学的圧力を測定
    することを特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の方
    法。
  5. （５）別の機能をも果たす操縦翼面で構成された少くと
    も１つの空気力学的作動面上に作用して交互応力を出現
    させることを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第４
    項のいずれかに記載の方法。
  6. （６）航空機の翼面エレメントの震動を減衰させる装置
    であって、該エレメントにおける震動に関連したパラメ
    ータ、例えば力学的応力の振幅と周波数と位相とに係る
    瞬時値を表わす信号を送出する局所的測定手段と、該翼
    面の少くとも１種類の振動モードの特性を明らかにすべ
    く前記信号を涙液するための手段と、該信号を処理して
    核翼面エレメント上に配置された作動操縦翼面の制御信
    号を該操縦面の交互移動により少くともとの震動モード
    の振動が減衰するような方向に送出する手段とを備えて
    いることを特徴とする装置。
  7. （７）前記操縦翼面矛；翼面エレメントのつけ根近傍に
    配置されていることを特徴とする特許請求の範囲第６項
    に記載の装置。
  8. （８）前記操縦翼面が固有の機能を果たす操縦翼面であ
    シ、前記信号の涙液及び処理手段が静的制御用定常法則
    と並べられた非定常法則に従い制御信号を該操縦翼面に
    供給していることを特徴とする特許請求の範囲第６項又
    は第７項に記載の装置。
  9. （９）操縦翼面がスポイラ又は翼後縁のタブで構成され
    ておシ、前記信号のＦ波及び処理手段が該操縦面に度の
    オーダーの最大振幅変をもつ発振を与えるべく具備され
    ていることを特徴とする特許請求の範囲第８項に記載の
    装置。 ＱＯ）　　局所的測定手段がストレインゲージブリッジ
    で構成されていることを特徴とする％￥［ｎｎ求の範囲
    第６項乃至第９項のいずれかに記載の装置。 （１］）局所的測定手段が加速度計で構成されているこ
    とを特徴とする特許請求の範囲第６項乃至第９項のいず
    れかに記載の装置。 （１３局所的測定手段が非定常圧力検出器で構成されて
    いることを特徴とする特許請求の範囲第６項乃至第９項
    のいずれかに記載の装置。 （１，９前記信号の涙液及び処理手段が対抗すべき振動
    モードに対応する周波数帯と擬似積分器と位相調整手段
    とにおける信号を選別すべく具備されていることを特徴
    とする特許請求の範囲第６項乃至第１２項のいずれかに
    記載の装置。
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