WO2018061280A1 - 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム - Google Patents

飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム Download PDF

Info

Publication number
WO2018061280A1
WO2018061280A1 PCT/JP2017/016840 JP2017016840W WO2018061280A1 WO 2018061280 A1 WO2018061280 A1 WO 2018061280A1 JP 2017016840 W JP2017016840 W JP 2017016840W WO 2018061280 A1 WO2018061280 A1 WO 2018061280A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
damage
flight
aircraft
detection unit
flight restriction
Prior art date
Application number
PCT/JP2017/016840
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
健佑 吉村
Original Assignee
株式会社Ｓｕｂａｒｕ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社Ｓｕｂａｒｕ filed Critical 株式会社Ｓｕｂａｒｕ
Priority to JP2017523546A priority Critical patent/JP6374609B1/ja
Priority to CN201780050068.2A priority patent/CN109641666B/zh
Priority to EP17855239.4A priority patent/EP3521176B1/en
Publication of WO2018061280A1 publication Critical patent/WO2018061280A1/ja
Priority to US16/246,045 priority patent/US10684628B2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/042—Control of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/046—Control of altitude or depth specially adapted for aircraft to counteract a perturbation, e.g. gust of wind
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0066—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements for limitation of acceleration or stress
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration

Definitions

  • Embodiments of the present invention relate to a flight restriction setting system, a flight restriction setting method, and a flight restriction setting program.
  • JP-A-6-336199 Japanese Patent Laid-Open No. 10-167194
  • An object of the present invention is to make it possible to provide appropriate flight restrictions when damage is caused to an aircraft structure.
  • the flight restriction setting system includes a damage detection unit and a flight restriction calculation unit.
  • the damage detection unit detects damage that has occurred in the structure constituting the aircraft.
  • the flight restriction calculation unit sets the flight restriction of the aircraft according to the degree of damage detected by the damage detection unit.
  • the flight restriction setting method includes a step of detecting damage caused in a structure constituting an aircraft by a damage detection unit, and the degree of damage detected by the damage detection unit. Setting flight restrictions for the aircraft.
  • the flight restriction setting program includes a step of acquiring the damage detected by the damage detection unit from the damage detection unit, which is damage that has occurred in the structure constituting the aircraft, and The step of setting the flight limit of the aircraft according to the acquired degree of damage is executed.
  • the block diagram of the flight restriction setting system which concerns on embodiment of this invention.
  • the graph which shows the example of the tolerance
  • the graph which shows the example of a movement surrounding line.
  • the flowchart which shows an example of operation
  • FIG. 1 is a configuration diagram of a flight restriction setting system according to an embodiment of the present invention.
  • the flight restriction setting system 1 is a system for monitoring whether or not damage has occurred in the structure 2 constituting the aircraft and, when the damage is detected, setting the flight restriction of the aircraft according to the degree of damage. is there.
  • the flight restriction setting system 1 includes a damage detection unit 3, a flight restriction calculation unit 4, an input device 5, and a display device 6.
  • the input device 5 and the display device 6 may be provided in an aircraft.
  • the damage detection unit 3 is a system that detects whether damage has occurred in the structure 2 by monitoring whether the structure 2 constituting the aircraft has been damaged. Further, the damage detection unit 3 is configured so as to be able to detect the occurrence area or position of the damage and the magnitude of the damage together with the detection of the presence or absence of the damage. For this reason, the damage detection unit 3 is configured by using at least a damage sensor 3A for detecting damage occurring in the structure 2 and a signal processing system 3B for processing a detection signal from the damage sensor 3A.
  • any method can be employed as a method for detecting damage.
  • the presence and position of damage can be specified as a singular point by threshold processing for the strain distribution.
  • the singular point may be detected for a relative value with respect to the distortion amount at another position using a threshold value determined empirically in advance, or may be detected for an absolute value of the distortion amount.
  • the ultrasonic waveform when there is no damage is compared with the ultrasonic waveform after the damage has occurred, and the amount of change in the ultrasonic waveform is greater than or equal to a threshold determined empirically in advance. If it exceeds, it can be determined that damage has occurred.
  • any method for detecting the position of damage using ultrasonic waves can be adopted.
  • a plurality of ultrasonic sensors are arranged as the damage sensor 3A in the structure 2, and damage is detected as a singular point with a large amount of waveform change based on the distribution of ultrasonic waveforms detected by the plurality of ultrasonic sensors.
  • the position of the damage may be specified by performing a detailed damage inspection using a reflected wave of an ultrasonic wave. That is, the distance from the ultrasonic oscillator to the damage or the distance from the damage to the ultrasonic sensor can be measured based on the reception timing of the reflected wave of the ultrasonic wave reflected by the damage.
  • an appropriate sensor is selected according to the physical quantity used for detecting damage. For example, if ultrasonic waves are used to detect damage, an ultrasonic transducer or an optical fiber sensor is provided in the damage detection unit 3 as the damage sensor 3A. If the amount of strain is detected, an optical fiber sensor or the like is provided in the damage detection unit 3 as a strain sensor.
  • the optical fiber sensor include a fiber Bragg grating (FBG) sensor and a phase shift FBG (PS-FBG: Phase-shifted FBG) sensor.
  • FBG fiber Bragg grating
  • PS-FBG Phase-shifted FBG
  • the damage detection unit 3 is also provided with optical elements such as a light source and an optical filter, and a photoelectric conversion circuit. Further, an optical element for performing signal processing on an optical signal may be provided in the damage detection unit 3.
  • the signal processing system 3B constituting the damage detection unit 3 can be constituted by a circuit.
  • a physical quantity detection signal output as an analog electrical signal from a photoelectric conversion circuit connected to the output side of a damage sensor 3A such as an ultrasonic transducer or an optical fiber sensor is converted into a digital electrical signal.
  • the signal processing system 3B can be configured by an A / D (analog-to-digital) converter and a computer loaded with a program.
  • signal processing such as filtering processing or averaging processing for the purpose of noise removal is performed on an electric signal
  • signal processing is performed if the signal processing is performed on an analog signal.
  • the computer can be provided with a signal processing function by reading the signal processing program.
  • the flight restriction calculation unit 4 can also be configured by a circuit such as a computer loaded with a program. Therefore, the flight restriction calculation unit 4 and the signal processing system 3B of the damage detection unit 3 may be integrated. In addition, a flight restriction setting program for causing a computer to function as the flight restriction calculation unit 4 can be recorded on an information recording medium and distributed as a program product.
  • the flight limit calculation unit 4 has a function of automatically setting the flight limit of the aircraft according to the degree of damage detected by the damage detection unit 3.
  • the flight restriction calculation unit 4 includes an allowable internal load calculation unit 4A, an allowable external load calculation unit 4B, and a diagram creation unit 4C.
  • the allowable internal load calculation unit 4A is based on the position and magnitude of damage detected by the damage detection unit 3, and allows internal loads that can be applied to each member constituting the structure 2 after the occurrence of damage. It has a function to calculate the range.
  • the calculation of the allowable range of the internal load can be performed by a finite element method (FEM) analysis. More specifically, the mechanical strength tolerance of the damaged member is determined from the mechanical strength tolerance before damage that is set as the default. Updated to value. Then, the distribution of the allowable value of the mechanical strength of each member is input as input data of the FEM analysis, and the distribution of the allowable value of the internal load of each member is output as a result of the FEM analysis.
  • FEM finite element method
  • the allowable mechanical strength required for each member constituting the aircraft structure 2 can be applied to each member constituting the structure 2 when designing each member constituting the structure 2. Calculated based on internal load. Therefore, the calculation of the allowable range of the internal load that can be applied to each member constituting the structure 2 is an inverse calculation of the calculation of the allowable value of the mechanical strength at the time of design.
  • the allowable external load calculation unit 4B determines the external load that can be applied to the structure 2 after the occurrence of damage based on the allowable range of the internal load that can be applied to each member constituting the structure 2. It has a function to calculate an allowable range.
  • the allowable range of the external load includes at least one allowable range of shear force distribution, bending moment distribution, and torque distribution.
  • the allowable range of the internal load required for each member constituting the aircraft structure 2 is calculated based on the external load that can be applied to the entire structure 2 at the time of designing each member constituting the structure 2. Is done. Therefore, the calculation of the allowable range of the external load that can be applied to the structure 2 after the occurrence of damage is an inverse calculation of the calculation of the allowable range of the internal load required for each member at the time of design.
  • FIG. 2 is a graph showing an example of an allowable range of bending moment in the span direction of the main wing.
  • FIG. 2 (A) and 2 (B) the vertical axis indicates the bending moment of the main wing, and the horizontal axis indicates the span direction of the main wing.
  • FIG. 2 (A) shows the allowable range of the bending moment of the main wing before and after correction obtained by changing only the allowable internal load of the damaged member.
  • FIG. 2 (B) shows the allowable range of the bending moment of the main wing before and after correction when the allowable range of bending moment of the entire main wing is decreased at the same rate of decrease in strength as the damaged member.
  • the alternate long and short dash line indicates the allowable value of the bending moment when the sound is healthy before the damage occurs
  • the solid line indicates the allowable value of the bending moment after the damage is generated. .
  • the diagram creation unit 4C represents a relationship between the limit load multiple of the aircraft after the occurrence of damage and the allowable range of the air flight speed based on the allowable range of the external load calculated by the allowable external load calculation unit 4B. It has a function of calculating a movement envelope (Vn diagram) and setting a flight limit of the aircraft for at least the air flight speed based on the movement envelope.
  • Vn diagram can be calculated for each aircraft altitude. In that case, flight restrictions can be set for altitude.
  • the load multiple is a value obtained by dividing the aerodynamic force received by the aircraft during flight by the body weight, and is an index representing how many times the aerodynamic force received by the aircraft during flight is the weight of the aircraft.
  • the Vn diagram is a chart showing the relationship between the limit load multiple n, which is the upper limit of the load multiple, and the air flight speed V.
  • the allowable range of the external load required for the aircraft structure 2 is calculated based on the Vn diagram when the structure 2 is designed. Therefore, the calculation of the Vn diagram after the occurrence of damage is an inverse calculation of the calculation of the allowable range of the external load required for the structure 2 at the time of design.
  • FIG. 3 is a graph showing an example of the movement envelope.
  • FIG. 3A shows a Vn diagram before and after correction obtained by changing only the allowable internal load of the damaged member.
  • FIG. 3B shows a Vn diagram before and after correction obtained based on the allowable external load of the entire main wing reduced at the same reduction rate as the strength reduction rate of the damaged member.
  • the alternate long and short dash line indicates a Vn diagram in a healthy state before damage occurs, and the solid line indicates a Vn diagram after damage has occurred. .
  • flight restriction of the aircraft can be performed based on the Vn diagram. That is, the flight limit set before the damage can be updated to the flight limit considering the damage.
  • the diagram creation unit 4C is provided with a function of automatically updating the flight restriction of the aircraft by controlling the flight control system 7 and a function of displaying the flight restriction information on the display device 6.
  • the flight limit when the flight limit is automatically updated when damage is detected, the flight limit can be automatically updated by the automatic control of the flight control system 7.
  • the flight conditions of the aircraft are controlled so that the flight conditions such as altitude, speed, and load multiple are within the flight limits defined by the Vn diagram.
  • the flight restriction when the flight restriction is updated manually by the operator when damage is detected, the operator can obtain the altitude obtained from the Vn diagram or Vn diagram displayed on the display device 6, The flight conditions of the aircraft can be determined with reference to flight conditions such as speed and load multiple.
  • FIG. 4 is a flowchart showing an example of the operation of the flight restriction setting system 1 shown in FIG.
  • step S1 when damage occurs in the structure 2 constituting the aircraft, the damage detection unit 3 detects the damage.
  • Damage detection information including an index indicating the degree of damage such as the position and magnitude of damage detected by the damage detection unit 3 is output from the damage detection unit 3 to the flight restriction calculation unit 4. That is, in the flight restriction calculation unit 4, the detection information of damage detected by the damage detection unit 3 is acquired.
  • step S2 the allowable internal load calculation unit 4A calculates the allowable internal load of the member affected by the damage among the members constituting the structure 2 based on the position and degree of damage. That is, the allowable internal load of each member after the structure 2 is changed due to damage is calculated.
  • the allowable external load calculation unit 4B calculates the allowable external load that can withstand the load of the entire structure 2 based on the allowable internal load that the structural members constituting the structural body 2 can withstand.
  • the allowable value of shear force distribution, the allowable value of bending moment distribution, and the allowable value of torque distribution in the span direction of the main wing are calculated.
  • step S4 the Vn diagram for each altitude is calculated by the diagram creation unit 4C based on the allowable external load that can withstand the load of the structure 2. That is, a Vn diagram representing a range in which the flight condition can be set in a state where the structure 2 is damaged is calculated.
  • step S5 the diagram creation unit 4C sets flight restrictions on the aircraft according to the degree of damage, and provides the set flight conditions.
  • the diagram creation unit 4C causes the display device 6 to display the flightable altitude, speed, and limit load multiple obtained based on the calculated Vn diagram for each altitude.
  • the aircraft operator can fly the aircraft under newly set flight restrictions in consideration of damage to the structure 2.
  • the diagram creation unit 4C can automatically control the flight control system 7 so that the aircraft flies under flight restrictions based on the calculated Vn diagram for each altitude.
  • the altitude, speed, and limit load multiple can be automatically locked so as not to exceed the allowable values. Thereby, even after the structure 2 is damaged, the aircraft can be safely operated.
  • the flight limit setting system 1 and the flight limit setting method as described above can set optimal flight conditions according to the degree of damage when the aircraft structure 2 is damaged and partially deteriorates in strength. It is a thing.
  • the operator has to adjust the external load applied to the entire structure 2 to 50%. Flying with flight restrictions. That is, conventionally, when the strength of a part of the structure 2 is reduced due to damage, the external load of the entire structure 2 is limited as an operational rule at the same ratio as the reduction rate of the part of strength. However, if the uniform flight restriction is set in accordance with the strength reduction of the damaged structural member, the excessive flight restriction is set although the structural member has a margin in strength.
  • the distribution of the allowable internal load is calculated in accordance with the strength reduction of the damaged structural member, and the allowable external load is calculated based on the obtained allowable internal load distribution. Distribution is calculated.
  • the allowable external load on the entire structure 2 is recalculated based on the strength of the structural member that has been locally reduced due to damage and the strength of most of the structural members that are not damaged. Then, a Vn diagram is calculated based on the recalculated allowable external load.
  • Flight restrictions such as appropriate altitude, speed and load factor can be set. For example, if the strength required for a damaged structural member is the strength required only in a specific flight state, the flight restriction is set so that the external load is reduced only for the specific flight state. be able to. And an aircraft can be safely returned without expanding damage.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

実施形態に係る飛行制限設定システムは、損傷検知ユニットと、飛行制限算出ユニットとを有する。損傷検知ユニットは、航空機を構成する構造体において生じた損傷を検知する。飛行制限算出ユニットは、前記損傷検知ユニットによって検出された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定する。また、実施形態に係る飛行制限設定方法は、航空機を構成する構造体において生じた損傷を損傷検知ユニットで検知するステップと、前記損傷検知ユニットによって検出された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定するステップとを有する。

Description

飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム
　本発明の実施形態は、飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラムに関する。
　航空機の運用に当たっては、航空機を構成する構造体の損傷を検知し、損傷が検知された場合には、高度、速度及び荷重倍数等の飛行条件を制限することが安全上重要である。そのために、航空機の構造体に生じた損傷を検知し、損傷が検知された場合には、航空機の制御特性を変化させるシステムが提案されている（例えば特許文献１参照）。また、関連する技術として、操縦舵面の損傷が発生した場合に、損傷の位置及び程度を判別する技術や（例えば特許文献２参照）、
特開平６－３３６１９９号公報 特開平１０－１６７１９４号公報
　本発明は、航空機の構造体に損傷が発生した場合に適切な飛行制限を設けることができるようにすることを目的とする。
　本発明の実施形態に係る飛行制限設定システムは、損傷検知ユニットと、飛行制限算出ユニットとを有する。損傷検知ユニットは、航空機を構成する構造体において生じた損傷を検知する。飛行制限算出ユニットは、前記損傷検知ユニットによって検出された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定する。
　また、本発明の実施形態に係る飛行制限設定方法は、航空機を構成する構造体において生じた損傷を損傷検知ユニットで検知するステップと、前記損傷検知ユニットによって検出された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定するステップとを有する。
　また、本発明の実施形態に係る飛行制限設定プログラムは、航空機を構成する構造体において生じた損傷であって、前記損傷検知ユニットで検知された前記損傷を前記損傷検知ユニットから取得するステップ、及び前記取得された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定するステップを実行させる。
本発明の実施形態に係る飛行制限設定システムの構成図。 主翼のスパン方向における曲げモーメントの許容範囲の例を示すグラフ。 運動包囲線の例を示すグラフ。 図１に示す飛行制限設定システムの動作の一例を示すフローチャート。
実施形態
　本発明の実施形態に係る飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラムについて添付図面を参照して説明する。
（第１の実施形態）
（構成及び機能）
　図１は本発明の実施形態に係る飛行制限設定システムの構成図である。
　飛行制限設定システム１は、航空機を構成する構造体２に損傷が発生したか否かをモニタリングし、損傷が検知された場合には、損傷の程度に応じた航空機の飛行制限を設定するシステムである。飛行制限設定システム１は、損傷検知ユニット３、飛行制限算出ユニット４、入力装置５及び表示装置６を有する。尚、入力装置５及び表示装置６は、航空機に備えられているものであってもよい。
　損傷検知ユニット３は、航空機を構成する構造体２に損傷が発生したか否かをモニタリングし、構造体２において生じた損傷を検知するシステムである。また、損傷検知ユニット３は、損傷の有無の検知と併せて、損傷の発生エリア又は位置と、損傷の大きさを検知できるように構成される。このため、損傷検知ユニット３は、少なくとも構造体２に生じた損傷を検出するための損傷センサ３Ａと、損傷センサ３Ａからの検出信号を処理するための信号処理系３Ｂを用いて構成される。
　損傷の検出方法としては、任意の方法を採用することができる。例えば、損傷センサ３Ａとして複数の歪センサを構造体２に配置し、構造体２に生じた歪分布を取得することによって損傷を検知することができる。この場合には、歪分布に対する閾値処理によって特異点といて損傷の存在及び位置を特定することができる。特異点は、予め経験的に決定した閾値を用いて、他の位置における歪量に対する相対値を対象として検出しても良いし、歪量の絶対値を対象として検出してもよい。
　或いは、超音波発振器を構造体２に取付け、構造体２に超音波を伝播させることによって損傷を検知することもできる。この場合には、損傷が無い場合における超音波の波形と、損傷が発生した後の超音波の波形とを比較し、超音波の波形の変化量が予め経験的に決定した閾値以上又は閾値を超えた場合に、損傷が発生したと判定することができる。
　また、超音波を利用した損傷の位置の検出方法についても任意の方法を採用することができる。具体例として、構造体２に損傷センサ３Ａとして複数の超音波センサを配置し、複数の超音波センサで検出される超音波の波形の分布に基づいて、波形の変化量が大きい特異点として損傷の位置を特定することができる。別の具体例として、損傷が検知された場合において、超音波の反射波を利用した詳細な損傷検査を行うことによって損傷の位置を特定するようにしてもよい。すなわち、損傷で反射した超音波の反射波の受信タイミングに基づいて、超音波発振器から損傷までの距離又は損傷から超音波センサまでの距離を測定することができる。
　損傷検知ユニット３を構成する損傷センサ３Ａには、損傷の検知に用いられる物理量に応じて適切なセンサが選択される。例えば、損傷の検知に超音波が利用される場合であれば、超音波振動子又は光ファイバセンサが損傷センサ３Ａとして損傷検知ユニット３に備えられる。また、歪量が検出される場合であれば、歪センサとして光ファイバセンサ等が損傷検知ユニット３に備えられる。
　光ファイバセンサとしては、ファイバ・ブラッグ・グレーティング（ＦＢＧ：Ｆｉｂｅｒ　Ｂｒａｇｇ　Ｇｒａｔｉｎｇ）センサや位相シフトＦＢＧ（ＰＳ－ＦＢＧ：　Ｐｈａｓｅ－ｓｈｉｆｔｅｄ　ＦＢＧ）センサが代表的である。光ファイバセンサが損傷センサ３Ａとして用いられる場合には、光源、光フィルタ等の光学素子及び光電変換回路も損傷検知ユニット３に備えられる。また、光信号を対象として信号処理を行うための光学素子を損傷検知ユニット３に設けてもよい。
　一方、損傷検知ユニット３を構成する信号処理系３Ｂは、回路で構成することができる。実用的な例として、超音波振動子等の損傷センサ３Ａ或いは光ファイバセンサの出力側に接続された光電変換回路からアナログの電気信号として出力される物理量の検出信号をデジタルの電気信号に変換するＡ／Ｄ（ａｎａｌｏｇ－ｔｏ－ｄｉｇｉｔａｌ）変換器と、プログラムを読み込ませたコンピュータによって信号処理系３Ｂを構成することができる。
　また、電気信号に対してノイズ除去等を目的とするフィルタ処理やアベレージング処理等の信号処理を実行する場合には、信号処理がアナログの信号に対して実行される場合であれば、信号処理に必要な回路を接続する一方、信号処理がデジタルの信号に対して実行される場合であれば、コンピュータに信号処理プログラムを読み込ませることによってコンピュータに信号処理の機能を設けることができる。
　飛行制限算出ユニット４についてもプログラムを読み込ませたコンピュータ等の回路で構成することができる。従って、飛行制限算出ユニット４と損傷検知ユニット３の信号処理系３Ｂとを一体化してもよい。また、コンピュータを、飛行制限算出ユニット４として機能させるための飛行制限設定プログラムを、情報記録媒体に記録してプログラムプロダクトとして流通させることもできる。
　飛行制限算出ユニット４は、損傷検知ユニット３によって検出された損傷の程度に応じた航空機の飛行制限を自動的に設定する機能を有する。そのために、飛行制限算出ユニット４は、許容内部荷重算出部４Ａ、許容外部荷重算出部４Ｂ及び線図作成部４Ｃを有する。
　許容内部荷重算出部４Ａは、損傷検知ユニット３によって検出された損傷の位置及び大きさに基づいて、損傷の発生後において構造体２を構成する各部材に負荷することが可能な内部荷重の許容範囲を算出する機能を有する。
　内部荷重の許容範囲の算出は、有限要素法（ＦＥＭ：ｆｉｎｉｔｅ　ｅｌｅｍｅｎｔ　ｍｅｔｈｏｄ）解析によって行うことができる。より具体的には、損傷を受けた部材の機械的強度の許容値が、デフォルトとして設定された損傷を受ける前の機械的強度の許容値から、損傷の大きさに応じた機械的強度の許容値に更新される。そして、各部材の機械的強度の許容値の分布とがＦＥＭ解析の入力データとして入力され、ＦＥＭ解析の結果として、各部材の内部荷重の許容値の分布が出力される。
　尚、航空機の構造体２を構成する各部材に要求される機械的の強度の許容値は、構造体２を構成する各部材の設計時において、構造体２を構成する各部材に負荷され得る内部荷重に基づいて算出される。従って、構造体２を構成する各部材に負荷することが可能な内部荷重の許容範囲の算出は、設計時における機械的強度の許容値の計算の逆計算となる。
　許容外部荷重算出部４Ｂは、構造体２を構成する各部材に負荷することが可能な内部荷重の許容範囲に基づいて、損傷の発生後において構造体２に負荷することが可能な外部荷重の許容範囲を算出する機能を有する。外部荷重の許容範囲としては、せん断力の分布、曲げモーメントの分布及びトルクの分布の少なくとも１つの許容範囲が挙げられる。
　尚、航空機の構造体２を構成する各部材に要求される内部荷重の許容範囲は、構造体２を構成する各部材の設計時において、構造体２全体に負荷され得る外部荷重に基づいて算出される。従って、損傷の発生後において構造体２に負荷することが可能な外部荷重の許容範囲の算出は、設計時における各部材に要求される内部荷重の許容範囲の計算の逆計算となる。
　図２は、主翼のスパン方向における曲げモーメントの許容範囲の例を示すグラフである。
　図２（Ａ）、（Ｂ）において縦軸は主翼の曲げモーメントを示し、横軸は主翼のスパン方向を示す。図２（Ａ）は損傷が発生した部材の許容内部荷重のみを変更して得られた修正前後における主翼の曲げモーメントの許容範囲を示している。一方、図２（Ｂ）は、損傷が発生した部材の強度低下率と同じ低下率で主翼全体の曲げモーメントの許容範囲を低下させた場合における修正前後の主翼の曲げモーメントの許容範囲を示している。また、図２（Ａ）、（Ｂ）において、一点鎖線は、損傷が発生する前の健全時における曲げモーメントの許容値を示し、実線は、損傷が発生した後における曲げモーメントの許容値を示す。
　図２（Ｂ）に示すように損傷が発生した部材の強度低下率と同じ低下率で主翼全体の曲げモーメントの許容範囲を低下させると、健全な部材によって強度を担うことができるにも関わらず、曲げモーメントの許容範囲を過剰に低下させてしまうことになる。これに対して、損傷の影響を受けた構造部材の許容内部荷重のみを変更して主翼の曲げモーメントの許容範囲を更新すれば、図２（Ａ）に示すように健全時から損傷時への曲げモーメントの許容範囲の低下量を低減させることができる。
　線図作成部４Ｃは、許容外部荷重算出部４Ｂにおいて算出された外部荷重の許容範囲に基づいて、損傷の発生後における航空機の制限荷重倍数と、対気飛行速度の許容範囲との関係を表す運動包囲線（Ｖ－ｎ線図）を算出し、運動包囲線に基づいて、少なくとも対気飛行速度について航空機の飛行制限を設定する機能を有する。Ｖ－ｎ線図は航空機の高度ごとに算出することができる。その場合には、高度についても飛行制限を設定することができる。
　尚、荷重倍数は、航空機が飛行中に受ける空気力を機体重量で除算した値であり、航空機が飛行中に受ける空気力が航空機の重量の何倍であるかを表す指標である。また、Ｖ－ｎ線図は、荷重倍数の上限である制限荷重倍数ｎと対気飛行速度Ｖとの関係を示す図表である。
　航空機の構造体２に要求される外部荷重の許容範囲は、構造体２の設計時において、Ｖ－ｎ線図に基づいて算出される。従って、損傷の発生後におけるＶ－ｎ線図の算出は、設計時における構造体２に要求される外部荷重の許容範囲の計算の逆計算となる。
　図３は、運動包囲線の例を示すグラフである。
　図３（Ａ）、（Ｂ）において縦軸は航空機の制限荷重倍数ｎを示し、横軸は航空機の対気飛行速度Ｖを示す。図３（Ａ）は損傷が発生した部材の許容内部荷重のみを変更して得られた修正前後におけるＶ－ｎ線図を示している。一方、図３（Ｂ）は、損傷が発生した部材の強度低下率と同じ低下率で低下させた主翼全体の許容外部荷重に基づいて得られた修正前後のＶ－ｎ線図を示している。また、図３（Ａ）、（Ｂ）において、一点鎖線は、損傷が発生する前の健全時におけるＶ－ｎ線図を示し、実線は、損傷が発生した後におけるＶ－ｎ線図を示す。
　図３（Ｂ）に示すように損傷が発生した部材の強度低下率と同じ低下率で主翼全体の許容外部荷重を低下させてＶ－ｎ線図を求めると、必要以上に限定された飛行制限が設定されてしまう。これに対して、損傷が発生した部材の許容内部荷重のみを変更して許容外部荷重を低下させてＶ－ｎ線図を求めると、図３（Ａ）に示すように、損傷に伴う部材の強度低下を補うことが可能な適切な飛行制限を設定することが可能となる。
　航空機の飛行制限を行うための情報としてＶ－ｎ線図が取得されると、Ｖ－ｎ線図に基づいて航空機の飛行制限を行うことができる。すなわち、損傷前に設定されていた飛行制限を、損傷を考慮した飛行制限に更新させることができる。
　飛行制限を更新させる方法としては、自動的に飛行制限を更新させる方法と、操縦者が手動で飛行制限を更新させる方法が挙げられる。そこで、線図作成部４Ｃには、飛行制御システム７を制御することによって、航空機の飛行制限を自動的に更新させる機能と、表示装置６に飛行制限情報を表示させる機能が備えられる。
　これにより、損傷が検知された場合において自動的に飛行制限を更新させる場合には、飛行制御システム７の自動制御によって、飛行制限を自動更新させることができる。すなわち、高度、速度及び荷重倍数等の飛行条件がＶ－ｎ線図で定められた飛行制限内となるように航空機の飛行条件が制御される。一方、損傷が検知された場合において操縦者の手動によって飛行制限を更新させる場合には、操縦者が、表示装置６に表示されたＶ－ｎ線図又はＶ－ｎ線図から得られる高度、速度及び荷重倍数等の飛行条件を参照して航空機の飛行条件を決定することができる。
（動作及び作用）
　次に飛行制限設定システム１による航空機の飛行制限設定方法について説明する。
　図４は、図１に示す飛行制限設定システム１の動作の一例を示すフローチャートである。
　まずステップＳ１において、航空機を構成する構造体２に損傷が発生すると、損傷検知ユニット３により損傷が検知される。損傷検知ユニット３により検知された損傷の位置及び損傷の大きさ等の損傷の程度を表す指標を含む損傷の検知情報は、損傷検知ユニット３から飛行制限算出ユニット４に出力される。すなわち、飛行制限算出ユニット４において、損傷検知ユニット３で検知された損傷の検知情報が取得される。
　次に、ステップＳ２において、許容内部荷重算出部４Ａにより、損傷の位置及び程度に基づいて、構造体２を構成する各部材のうち、損傷の影響を受ける部材の許容内部荷重が算出される。すなわち、構造体２が損傷を受けたことによって変化した後の各部材の許容内部荷重が算出される。
　次に、ステップＳ３において、許容外部荷重算出部４Ｂにより、構造体２を構成する各構造部材が耐荷可能な許容内部荷重に基づいて、構造体２全体での耐荷可能な許容外部荷重が算出される。具体例として、構造体２が主翼であれば、主翼のスパン方向におけるせん断力分布の許容値、曲げモーメント分布の許容値及びトルク分布の許容値が算出される。
　次に、ステップＳ４において、線図作成部４Ｃにより、構造体２の耐荷可能な許容外部荷重に基づいて、高度ごとのＶ－ｎ線図が算出される。すなわち、構造体２が損傷を受けた状態で飛行条件とすることが可能な範囲を表すＶ－ｎ線図が算出される。
　次に、ステップＳ５において、線図作成部４Ｃは、損傷の程度に応じた航空機の飛行制限を設定し、設定した飛行条件を提供する。例えば、線図作成部４Ｃは、算出された高度ごとのＶ－ｎ線図に基づいて得られる飛行可能な高度、速度及び制限荷重倍数を表示装置６に表示させる。これにより、航空機の操縦者は、構造体２の損傷を考慮して新たに設定された飛行制限下において航空機を飛行させることが可能となる。
　或いは、線図作成部４Ｃは、算出された高度ごとのＶ－ｎ線図に基づく飛行制限下で航空機が飛行するように、飛行制御システム７を自動制御することができる。すなわち、高度、速度及び制限荷重倍数がそれぞれ許容値を超えないように、自動的にロックすることができる。これにより、構造体２が損傷を受けた後であっても、安全に航空機を飛行させることができる。
（効果）
　以上のような飛行制限設定システム１及び飛行制限設定方法は、航空機の構造体２が損傷を受けて部分的に強度が低下した場合に、損傷の程度に応じて最適な飛行条件を設定できるようにしたものである。
　従来は、構造体２が損傷を受けて、特定の構造部材の強度が、例えば５０％低下した場合には、構造体２全体に負荷される外部荷重が５０％となるように、操縦者が飛行制限を課して飛行を行っていた。すなわち、従来は、損傷によって構造体２の一部の強度が低下すると、一部の強度の低下率と同じ比率で構造体２全体の外部荷重を運用上のルールとして制限していた。しかしながら、損傷を受けた構造部材の強度低下に合わせて一律の飛行制限を設定すると、構造部材に強度上の余裕があるにも関わらず、過剰な飛行制限が設定されることになる。
　これに対して飛行制限設定システム１及び飛行制限設定方法では、損傷を受けた構造部材の強度低下に合わせて許容内部荷重の分布を計算し、得られた許容内部荷重分布に基づいて許容外部荷重分布が計算される。すなわち、損傷を受けて局所的に低下した構造部材の強度と、損傷を受けていない大部分の構造部材の強度とに基づいて、構造体２全体への許容外部荷重が再計算される。そして、再計算された許容外部荷重に基づいてＶ－ｎ線図が算出される。
　このため、飛行制限設定システム１及び飛行制限設定方法によれば、航空機の飛行中に被弾、被雷或いは鳥の衝突等によって構造体２が損傷した場合であっても、損傷の程度に応じた適切な高度、速度及び荷重倍数等の飛行制限を設定することができる。例えば、損傷を受けた構造部材に要求される強度が、特定の飛行状態においてのみ要求される強度であれば、特定の飛行状態に対してのみ外部荷重が低減されるように飛行制限を設定することができる。そして、損傷を拡大させることなく、安全に航空機を帰還させることができる。
　また、構造体２が損傷を受けたことによって、構造部材の強度余裕が不十分となった場合であっても、速やかに構造部材の強度余裕を確保するために必要な飛行条件を把握して、飛行条件を変更することができる。
（他の実施形態）
　以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。
 

Claims (8)

  1. 　航空機を構成する構造体において生じた損傷を検知する損傷検知ユニットと、
    　前記損傷検知ユニットによって検出された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定する飛行制限算出ユニットと、
    を有する飛行制限設定システム。
  2. 　前記飛行制限算出ユニットは、前記損傷検知ユニットによって検出された損傷の位置及び大きさに基づいて、前記損傷の発生後において前記構造体を構成する各部材に負荷することが可能な内部荷重の許容範囲を算出し、算出した前記内部荷重の許容範囲に基づいて、前記航空機の飛行制限を設定するように構成される請求項１記載の飛行制限設定システム。
  3. 　前記飛行制限算出ユニットは、前記構造体を構成する各部材に負荷することが可能な内部荷重の許容範囲に基づいて、前記損傷の発生後において前記構造体に負荷することが可能な外部荷重の許容範囲を算出し、算出した前記外部荷重の許容範囲に基づいて、前記航空機の飛行制限を設定するように構成される請求項２記載の飛行制限設定システム。
  4. 　前記飛行制限算出ユニットは、前記外部荷重の許容範囲として、せん断力の分布、曲げモーメントの分布及びトルクの分布の少なくとも１つの許容範囲を算出するように構成される請求項２記載の飛行制限設定システム。
  5. 　前記飛行制限算出ユニットは、前記外部荷重の許容範囲に基づいて、前記損傷の発生後における前記航空機の制限荷重倍数と、対気飛行速度の許容範囲との関係を表す運動包囲線を算出し、算出した前記運動包囲線に基づいて、少なくとも対気飛行速度について前記航空機の飛行制限を設定するように構成される請求項３又は４記載の飛行制限設定システム。
  6. 　前記飛行制限算出ユニットは、前記運動包囲線を、前記航空機の高度ごとに算出し、算出した前記高度ごとの運動包囲線に基づいて、更に高度を含む前記航空機の飛行制限を設定するように構成される請求項５記載の飛行制限設定システム。
  7. 　航空機を構成する構造体において生じた損傷を損傷検知ユニットで検知するステップと、
    　前記損傷検知ユニットによって検出された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定するステップと、
    を有する飛行制限設定方法。
  8. コンピュータに、
    　航空機を構成する構造体において生じた損傷であって、前記損傷検知ユニットで検知された前記損傷を前記損傷検知ユニットから取得するステップ、及び
    　前記取得された損傷の程度に応じた前記航空機の飛行制限を設定するステップ、
    を実行させる飛行制限設定プログラム。
PCT/JP2017/016840 2016-09-28 2017-04-27 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム WO2018061280A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2017523546A JP6374609B1 (ja) 2016-09-28 2017-04-27 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム
CN201780050068.2A CN109641666B (zh) 2016-09-28 2017-04-27 飞行限制设定***、飞行限制设定方法及飞行限制设定程序
EP17855239.4A EP3521176B1 (en) 2016-09-28 2017-04-27 Flight restriction setting system, flight restriction setting method, and flight restriction setting program
US16/246,045 US10684628B2 (en) 2016-09-28 2019-01-11 Flight restriction setup system, flight restriction setup method, and flight restriction setup program

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2016-190374 2016-09-28
JP2016190374 2016-09-28

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US16/246,045 Continuation US10684628B2 (en) 2016-09-28 2019-01-11 Flight restriction setup system, flight restriction setup method, and flight restriction setup program

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018061280A1 true WO2018061280A1 (ja) 2018-04-05

Family

ID=61759536

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2017/016840 WO2018061280A1 (ja) 2016-09-28 2017-04-27 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10684628B2 (ja)
EP (1) EP3521176B1 (ja)
JP (1) JP6374609B1 (ja)
CN (1) CN109641666B (ja)
WO (1) WO2018061280A1 (ja)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110717222A (zh) * 2019-10-24 2020-01-21 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机舵面铰链力矩的确定方法
EP3866046A1 (en) 2020-02-14 2021-08-18 Subaru Corporation Internal-load calculation apparatus and method of calculating internal load
CN114969989A (zh) * 2022-07-31 2022-08-30 中国飞机强度研究所 一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6803352B2 (ja) 2018-03-15 2020-12-23 株式会社Ｓｕｂａｒｕ 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム
JP7121650B2 (ja) * 2018-12-18 2022-08-18 株式会社Subaru 荷重計算装置および航空機

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10167194A (ja) * 1996-12-12 1998-06-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 操縦舵面損傷検出機能を有する飛行制御装置
WO2011155020A1 (ja) * 2010-06-07 2011-12-15 トヨタ自動車株式会社 操縦支援装置
JP2013014152A (ja) * 2011-06-30 2013-01-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機整備支援装置及び部品調達支援装置並びに航空機整備支援システム

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06336199A (ja) 1993-05-28 1994-12-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機用部材損傷検出装置
JPH07329893A (ja) * 1994-06-08 1995-12-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機モニタ装置
US6125333A (en) * 1997-11-06 2000-09-26 Northrop Grumman Corporation Building block approach for fatigue spectra generation
JP2981562B1 (ja) * 1998-11-11 1999-11-22 防衛庁技術研究本部長 損傷・破損箇所検出装置
US6567757B2 (en) * 2000-02-24 2003-05-20 Simmonds Precision Products, Inc. Reducing vibration using QR decomposition and unconstrained optimization
US7085655B2 (en) * 2002-03-18 2006-08-01 Eurocopter Method and device for detecting defects of at least one rotary wing aircraft rotor
FR2871438B1 (fr) * 2004-06-10 2006-08-04 Eurocopter France Procede pour regler au moins un rotor deficient d'un giravion
DE102005018123B4 (de) * 2005-04-20 2016-10-20 Hottinger Baldwin Messtechnik Gmbh Verfahren zur Bewertung von Messwerten zur Erkennung einer Materialermüdung
JP4364157B2 (ja) * 2005-04-22 2009-11-11 トレックス・セミコンダクター株式会社 落下検出装置
US7426447B2 (en) * 2005-08-09 2008-09-16 The Boeing Company Method and system for monitoring structural damage
DE102005058081B9 (de) * 2005-12-06 2009-01-29 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Rekonstruktion von Böen und Strukturlasten bei Flugzeugen, insbesondere Verkehrsflugzeugen
JP2007302061A (ja) * 2006-05-09 2007-11-22 Equos Research Co Ltd 車両
US7636618B2 (en) * 2006-09-14 2009-12-22 The Boeing Company Responding to aircraft excursions from flight envelopes
US20100161244A1 (en) * 2008-12-18 2010-06-24 Sikorsky Aircraft Corporation Method and apparatus for monitoring structural health
EP2226766A3 (en) * 2009-03-02 2014-06-11 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor system health monitoring using shaft load measurements and virtual monitoring of loads
US8355830B2 (en) * 2010-03-30 2013-01-15 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft health monitoring and design for condition
US20130046459A1 (en) * 2010-04-22 2013-02-21 Eiji Itakura Flight state control device of flying object
JP5812633B2 (ja) * 2011-03-14 2015-11-17 三菱重工業株式会社 航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法
KR101273422B1 (ko) * 2011-09-08 2013-06-11 국방과학연구소 항공기의 구조 건전성 감시 시스템
FR2986876B1 (fr) * 2012-02-15 2014-12-05 Airbus Detection d'anomalie de descente d'un aeronef
US20150204751A1 (en) * 2012-06-05 2015-07-23 Ata Engineering, Inc. Methods and apparatus for aircraft strain sensor calibration
CN103578299B (zh) * 2013-11-06 2015-10-07 华北计算技术研究所 一种模拟航空器飞行过程的方法
US10486803B2 (en) * 2014-04-15 2019-11-26 Lord Corporation Systems and methods for structural health monitoring and protection
US10093435B2 (en) * 2015-05-19 2018-10-09 Embraer S.A. Integrated system and methods for management and monitoring of vehicles
US20170331844A1 (en) * 2016-05-13 2017-11-16 Sikorsky Aircraft Corporation Systems and methods for assessing airframe health

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10167194A (ja) * 1996-12-12 1998-06-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 操縦舵面損傷検出機能を有する飛行制御装置
WO2011155020A1 (ja) * 2010-06-07 2011-12-15 トヨタ自動車株式会社 操縦支援装置
JP2013014152A (ja) * 2011-06-30 2013-01-24 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機整備支援装置及び部品調達支援装置並びに航空機整備支援システム

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3521176A4 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110717222A (zh) * 2019-10-24 2020-01-21 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机舵面铰链力矩的确定方法
CN110717222B (zh) * 2019-10-24 2023-03-14 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机舵面铰链力矩的确定方法
EP3866046A1 (en) 2020-02-14 2021-08-18 Subaru Corporation Internal-load calculation apparatus and method of calculating internal load
CN114969989A (zh) * 2022-07-31 2022-08-30 中国飞机强度研究所 一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法
CN114969989B (zh) * 2022-07-31 2022-09-30 中国飞机强度研究所 一种飞机开车状态下复合材料构件冲击损伤分析评估方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN109641666B (zh) 2020-12-11
US10684628B2 (en) 2020-06-16
US20190204854A1 (en) 2019-07-04
EP3521176A1 (en) 2019-08-07
EP3521176A4 (en) 2020-03-18
EP3521176B1 (en) 2022-04-13
CN109641666A (zh) 2019-04-16
JPWO2018061280A1 (ja) 2018-09-27
JP6374609B1 (ja) 2018-08-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6374609B1 (ja) 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム
JP6803352B2 (ja) 飛行制限設定システム、飛行制限設定方法及び飛行制限設定プログラム
CN109562843B (zh) 损伤检测***和损伤检测方法
JP6186203B2 (ja) 診断システムおよびエレベータ
KR20200050347A (ko) 캐스팅 평가 장치 및 캐스팅 평가 프로그램
JP2019084897A (ja) 航空機の制御システム、航空機の制御方法及び航空機
US11192643B2 (en) Method for predicting vibrations of an aircraft
KR101881053B1 (ko) 항공기의 운용하중 스펙트럼 생성방법
US8380365B2 (en) Method and a system for determining and indicating a sound nuisance level outside an aircraft
KR101396289B1 (ko) 비행 시험 분석 데이터를 이용하여 서보공탄성 수치 해석 모델을 수정하는 방법 및 장치
JP2011185846A (ja) 基準値作成装置及び基準値作成方法
KR20130122372A (ko) 내장형 밸런스의 과부하 방지장치, 이를 포함하는 풍동시험장치 및 방지장치의 대상시험장치 및 예비시험방법
EP3939893B1 (en) Aircraft buffet detection
US10571438B2 (en) Structural health monitoring and baseline deviation assessment
JP2016090555A (ja) 中性子測定装置および中性子測定方法
US9821821B2 (en) Measuring device
KR101501136B1 (ko) 헬리콥터의 카고훅 하중시현시스템 및 그 제어방법
KR101635597B1 (ko) 주파수 응답 특성을 이용하여 기어감속 서보 시스템의 백래시를 추정하기 위한 방법
EP3650339A3 (en) System and method for frequency domain rotor mode decomposition
CN110789731A (zh) 一种基于Lamb波的直升机尾桁结构健康监测***及方法
Arantes Filho et al. Management Process of a Frequency Response Flight Test for Rotorcraft Flying Qualities Evaluation
He et al. Experimental free vibration analysis of clinched beams
RU56364U1 (ru) Система защиты грузоподъемного крана стрелового типа с маневровой стрелой
US20200080915A1 (en) Health monitoring system

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2017523546

Country of ref document: JP

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17855239

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2017855239

Country of ref document: EP

Effective date: 20190429