Система и процесс для автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла

Система и процесс для автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к системе и процессу автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла, в частности для оптимизации генерирования электроэнергии посредством полета аэродинамических поверхностей силового крыла, подключенных к системе "карусельного" типа.

Как известно, имеется обширная литература и значительное число технических решений, связанных с автоматическим управлением в полете автономных воздушных судов (UAV). Как известно, возможность того, что человек управляет полетом аэродинамической поверхности крыла, такого как, к примеру, воздушный змей, главным образом появляется из оценки за счет видения положения и ориентации аэродинамической поверхности крыла в пространстве, что предоставляет набор данных восприятия, которые обеспечивают возможность корректирования маневра тросов тяги. Автоматизация маневра аэродинамических поверхностей крыла неизбежно проходит посредством точного воспроизведения этой человеческой чувствительности.

Тем не менее, справочные материалы и литература, относящаяся к данному уровню техники, не показывают решений или исследований, которые обращены на автоматическое управление полетом аэродинамических поверхностей силового крыла, в частности, реализованных как "силовой воздушный змей". Фактически предполагается, что проблемы этого надлежащего управления являются множественными и сложными, так, что требуют наиболее подходящего применения самых передовых методологий и алгоритмов управления. Полет аэродинамической поверхности силового крыла и его моделирование, фактически, обращено на использование нелинейных систем со многими переменными, при этом спецификации функций управления должны анализироваться с использованием надлежащих требований по надежности относительно параметрических изменений и динамики, которая не может моделироваться с достаточной точностью. В зависимости от таких характеристик система управления также может обеспечивать функциональность точного определения управления, спроектированную на виртуальном прототипе с использованием экспериментальных измерений реальной системы при ее реализации. Проблемы, сформулированные для управления реальными системами посредством аппроксимации математических моделей системы, используемых для проектирования системы управления, всегда принимались во внимание исследователями в данной области техники исходя из главных трудов Найквиста и Боде. Тем не менее, только начиная с 70-80-х годов появилось соответствующее развитие результатов, позволяющее систематически и количественно обращаться к эффекту неопределенности моделей, используемых для анализа и синтеза систем управления, что привело к обширному развитию области робастного управления. Поскольку эти методологии могут быть использованы для разрешения значительной части действительных проблем, необходимо, чтобы такие характеристики получались посредством надлежащих способов идентификации, которые оперируют измерениями, выполняемыми в реальной системе, которая должна управляться, называемых в ссылочной литературе робастной идентификацией, ориентированной на управление идентификацией или идентификацией по принадлежности множеству. Эти аспекты были преимущественно рассмотрены в следующих работах:

Horowitz, "Synthesis of Feedback Control Systems", Academic Press, 1963;

Menga G., Milanese M., Negro A., "Min-max quadratic cost control of systems described by approximate models", IEEE Trans. Aut. Contr, 1976;

J.C. Doyle, "Guaranteed margins for LQG regulators", IEEE Trans. Aut. Contr, 1978;

V.L. Kharitonov, "Asymptotic stability of an equilibrium position of a family of systems of linear differential equations", Differential Equations, 1979;

G. Zames, "Feedback and optimal sensitivity", IEEE Trans. Aut. Contr, 1981-1982;

H. Kimura, "Robust stabilizability for a class of transfer functions", IEEE Trans. Aut. Contr, 1984;

J.C. Doyle, K. Glover, P.P. Khargonekar, B.A. Francis, "State space solution to standard H-2 and H-inf control problems", IEEE Trans. Aut. Contr, 1989;

S.P. Bhattacharyya, H. Chapellat, L.H. Keel, "Robust Control: The Parametric Approach", Prentice Hall, 1995;

K. Zhou, J. C. Doyle, K. Glover, "Robust and Optimal Control", Prentice Hall, 1996;

M. Milanese, R. Tempo, A. Vicino (Eds), "Robustness in Identification and Control", Plenum, London, 1989;

IEEE Trans, on Aut. Contr., "Special Issue on System Identification for Robust Control Design", 1992;

A.B. Kurzhanski, V.M. Veliov (Eds), "Modeling Techniques for Uncertain Systems", Birkhauser, 1994;

B. Ninness and G. C. Goodwin, "Estimation of model quality", Automatica, 1995;

M. Milanese, J. Norton, H. Piet-Lahanier, E. Walter (Eds), "Bounding Approaches to System Identification", Plenum Press, 1996;

J. R. Partington, "Interpolation, Identification, and Sampling", Clarendon Press, 1997;

H. Kimura, M. Milanese (Org.), Invited Session "Model Set Theory in Identification and Control", 38th IEEE CDC, Phoenix, 1999;

J. Chen, G. Gu, "Control-oriented system identification: an H-infinity approach", John Wiley, 2000;

Int. J. of Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data", M. Milanese, M. Taragna Eds., 2004.

В дополнение к вышеупомянутым статьям и книгам, вклады на международном уровне в развитие инновационных методик и алгоритмов по робастной идентификации и тематики управления задокументированы в дополнительной международной литературе; в частности, способы идентификации аппроксимируемых моделей сложных линейных и нелинейных систем рассмотрены в:

M. Milanese, G. Belforte: "Estimation theory and uncertainty intervals evaluation in presence of unknown but bounded errors: linear families of model and estimators", IEEE Transactions on Automatic Control, vol. 27, n. 2, April 1982;

M. Milanese, R. Tempo: "Optimal Algorithms Theory for robust estimation and prediction", IEEE Trans. AC, August 1985;

B.Z. Kacewicz, M. Milanese, A. Vicino: "Conditionally optimal algorithms and estimation of reduced order models" Invited paper 2nd Int. Symposium on Optimal Algorithms, New York, 1987. Also Journal of Complexity ol. 4, pp. 73-85, 1988;

M. Milanese, A. Vicino, "Optimal estimation theory for dynamic systems with set membership uncertainty: an overview", Automatica, vol. 27, 997-1009, 1991;

L. Giarre, B. Z. Kacewicz, M. Milanese, "Model quality evaluation in set membership identification", Automatica, vol. 33, no. 6, pp. 1133-1139, 1997;

M. Milanese, M. Taragna, "Optimality, approximation, and complexity in Set Membership H-inf identification", IEEE Transactions on Automatic Control, vol. AC-47(10), pp. 1682-1690,2002;

M. Milanese, C. Novara, "Set Membership Identification of Nonlinear Systems", Automatica, Vol. 40/6, pp. 957-975, 2004;

K. Hsu, M. Claassen, C. Novara, P. Khargonekar, M. Milanese, K. Poolla, "Non-Parametric Identification of Static Nonlinearities in a General Interconnected System", International Federation Automatic Control World Conference, Prague, 2005.

Робастное управление, начинающееся с экспериментальных данных, рассмотрено в:

M. Milanese, G. Fiorio, S. Malan, "Robust performances control design for a high accuracy calibration device", Automatica, Special Issue on Robust Control, vol. 29, pp. 147-156, 1993;

S. Malan, M. Milanese, D. Regruto and M. Taragna, "Robust control from data via uncertainty model sets identification", International Journal of Robust and Nonlinear Control, Special Issue on "Robust control from data", 2004.

Робастное управление в случаях, когда присутствуют насыщения с методиками предотвращения скручивания рассмотрено в:

M. Canale, M. Milanese, "Robust design of predictive controllers in presence of unmodeled dynamics", European Journal of Control, vol. 9, no. 5, 2003;

M. Canale, M. Milanese, Z. Ahmad, E. Matta, "An Improved Semi-Active Suspension Control Strategy Using Predictive Techniques", Proc. IEEE International Conference on Information & Communication Technologies, Damasco, 2004; and their applications to different application sectors are dealt with by:

M. Milanese, C. Novara, P. Gabrielli, L. Tenneriello, "Experimental Modelling of vertical dynamics of vehicles with controlled suspensions", SAE World Congress, Detroit, Michigan, 2004;

M. Milanese, C. Novara, "Set Membership Prediction of River Flow", Systems and Control Letters, Vol. 53/1, pp. 31-39, 2004;

A. Chiesa, "Tecniche di controllo Fault Tolerant per velivoli senza pilota (UAV)" Graduating Paper, responsible M. Milanese, Politecnico di Torino, 2004;

M. Milanese, C. Novara, L. Pivano, "Structured SM identification of vehicles vertical dynamics", Mathematical and Computer Modelling of Dynamical Systems (Special Issue), 2005.

Тем не менее, из того, что заявлялось выше, неизвестны системы и/или процессы для автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла, которые работают прогнозируемо, а именно в зависимости от наблюдения и предвидения будущих условий полета самих аэродинамических поверхностей крыла, и которые позволяют учитывать критические ситуации и ошибки, обусловленные прогнозированием.

Патентная заявка (Италия) номер TO2003A000945 и Патентная заявка (Европа) EP 04028646.0, которая притязает на приоритет заявителя, раскрывают систему для преобразования кинетической энергии ветровых потоков в электрическую энергию посредством прогнозируемого и адаптивного управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла, подключенных к системе "карусельного" типа. В такой системе должно быть желательным использование системы и процесса для автоматического управления полетом используемых аэродинамических поверхностей силового крыла, которые предоставляют возможность приведения в движение в реальном времени самих аэродинамических поверхностей крыла согласно режимам, описанным в вышеупомянутых заявках. Тем не менее, в предшествующем уровне техники не известны системы, которые предоставляют возможность управления полетом аэродинамических поверхностей крыла, эффективно используемых в системе "карусельного" типа.

Следовательно, цель настоящего изобретения заключается в разрешении проблем предшествующего уровня техники посредством предоставления системы и процесса автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла в прогнозируемом режиме согласно "предпочтительной стратегии управления" на основе наблюдения и предвидения будущих условий полета аэродинамических поверхностей крыла с учетом критических ситуаций и ошибок, обусловленных прогнозированием, позволяющей избегать локальных максимумов, колебаний и нестабильностей управления.

Другая цель настоящего изобретения заключается в предоставлении системы и процесса автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла, используемых в системе "карусельного" типа, описанной в Патентной заявке (Италия) номер TO2003A000945 и Патентной заявке (Европа) номер EP 04028646.0.

Вышеуказанные и другие цели и преимущества настоящего изобретения, очевидные из последующего описания, достигаются с помощью системы автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла по п. 1 формулы изобретения.

Более того, вышеуказанные и другие цели и преимущества настоящего изобретения достигаются с помощью процесса автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла по п. 27 формулы изобретения.

Предпочтительные варианты осуществления и нетривиальные варианты настоящего изобретения являются предметом зависимых пунктов формулы изобретения.

Настоящее изобретение должно быть лучше описано посредством некоторых его предпочтительных вариантов осуществления, предоставляемых в качестве неограничивающего примера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - это блок-схема, иллюстрирующая основные компоненты системы автоматического управления полетом аэродинамических поверхностей силового крыла согласно настоящему изобретению;

фиг.2a - это схема, показывающая эталонную систему, связанную с аэродинамической поверхностью силового крыла, ограниченную известной системой "карусельного" типа;

фиг.2b - это график, показывающий векторное разложение вектора, показывающего ускорение силы тяжести;

фиг.3 - это схема, показывающая область аэронавигации аэродинамической поверхности силового крыла относительно направления и ориентации ветрового потока;

фиг.4a - это схема, показывающая трехмерную полетную цель аэродинамической поверхности силового крыла в соответствии с процессом согласно настоящему изобретению;

фиг.4b показывает вид сверху схемы по фиг.4a;

фиг.5 показывает схему по фиг.4, снабженную определенными параметрами процесса согласно настоящему изобретению; и

фиг.6 показывает вид сверху известной системы "карусельного" типа на некоторых этапах полета аэродинамической поверхности крыла, приводимой в движение посредством системы и/или процесса согласно настоящему изобретению.

В нижеследующем описании система и процесс согласно настоящему изобретению описывается как предпочтительно применяемая, просто в качестве примера, к автоматическому управлению полетом аэродинамических поверхностей силового крыла, используемых согласно тому, что описано в Патентной заявке (Италия) номер TO2003A000945 и в Патентной заявке (Европа) номер EP 04028646.0. Следовательно, вследствие очевидных вопросов краткости, для подробного описания компонентов, которые упоминаются выше и являются общими с известной системой "карусельного" типа, ссылка должна быть сделана на вышеуказанные заявки. Тем не менее, полностью очевидно, что система и процесс согласно настоящему изобретению также могут быть использованы также для других применений, отличных от системы "карусельного типа", посредством выполнения модификаций, которые в любом случае находятся в пределах понимания специалистов в данной области техники.

В таком контексте предполагается, что полет, по меньшей мере, одной аэродинамической поверхности силового крыла управляется посредством приводного блока, оснащенного попеременно приводимыми в движение мотором лебедками, с которыми соединена сама аэродинамическая поверхность посредством двух соответствующих приводных тросов, как описано в TO2003A000945 и EP 04028646.0.

Со ссылкой на фиг.1a можно отметить, что система 1 автоматического управления полетом, по меньшей мере, одной аэродинамической поверхности 2 силового крыла согласно настоящему изобретению содержит:

- первое средство 3 обнаружения на борту аэродинамической поверхности 2 силового крыла, выполненное с возможностью обнаруживать первые порции информации 3a, относящиеся, по меньшей мере, к одному положению и одной ориентации в пространстве самой аэродинамической поверхности и трехмерным ускорениям, которым она подвергается;

- второе средство 5 обнаружения на земле, выполненное с возможностью обнаруживать вторые порции информации 5a, относящиеся, по меньшей мере, к одной величине натяжения приводных тросов аэродинамической поверхности 2 крыла и к положению противовеса приводного блока 9;

- средство 7 обработки и управления первыми 3a и вторыми 5a порциями информации, выполненные с возможностью преобразовывать содержимое этих порций информации в механический привод, оперирующий лебедками приводного блока 9, чтобы приводить в движение аэродинамическую поверхности 2 крыла по траектории полета, которая максимизирует эффект "подъема", создаваемый на аэродинамическую поверхность 2 крыла посредством ветрового потока, в который он погружен, и максимизирует величину кинетической энергии, вычитаемой из ветрового потока; фактически, можно продемонстрировать, что если аэродинамическая поверхность силового крыла свободна от сканирования фронта ветра в ветровом потоке в режиме "подъема", не только тяга, которую он может прилагать на приводные тросы (и как следствие, возможно, на рычаги "карусельной" системы), намного превышает тягу, прилагаемую посредством удержания аэродинамической поверхности крыла неподвижным в точке максимального ветрового сопротивления за счет использования эффекта "увлечения", но и область, в которой аэродинамические поверхности крыла имеют тормозящий эффект на вращение возможной "карусельной" системы, полностью исключается; в частности, средство 7 обработки и управления содержит геометрический мотор 7a, выполненный с возможностью обрабатывать эти первые порции информации 3a, чтобы возвращать информацию 7c о положении, ускорении и ориентации аэродинамической поверхности 2 крыла в блок 7b числового управления, по сути, традиционного типа, выполненный с возможностью оперировать 9a лебедками приводного блока 9 для управления силой тяги на приводных тросах; и

- систему передачи первых порций информации 3a в средство 7 обработки и управления и, в частности, в геометрический мотор 7a.

Более того, система 1 согласно настоящему изобретению может содержать привод с нестабильным рассеянием реализованный согласно теории робастного управления.

Чтобы лучше понять режимы, в которых первые порции информации 3a непосредственно собираются посредством первого средства 3 обнаружения, то какие другие порции информации могут быть косвенно получены из первых порций информации 3a, и затем то, какие типы первого средства 3 обнаружения могут быть использованы в системе 1 согласно настоящему изобретению, должно быть полезным вкратце проанализировать геометрическую порцию информации, которая характеризует положение аэродинамической поверхности 2 крыла в пространстве. Следовательно, со ссылкой на фиг.2a можно отметить, что каждая аэродинамическая поверхность 2 крыла, которая выходит из-под рычага 20a системы 20 "карусельного" типа по заявкам TO2003A000945 и EP 04028646.0, описывает посредством двух приводных тросов 21, прижимающих его к земле, и воображаемой линии L, которая соединяет его концы, треугольник OAB, лежащий на плоскости в пространстве. Исследования в области аэродинамики вводят понятия крена, тангажа и отклонения от курса в общем положении в пространстве воздушного судна. В случае аэродинамической поверхности 2 крыла имеется ограничение, представленное посредством выпускной насадки приводных тросов 21, от рычага 20a, которое заставляет отказаться от классической терминологии (отклонение от курса, крен, тангаж). Рассмотрим далее идеальную базовую систему координат XYZ_ref, общую с рычагом 20a системы 20, так что ускорение силы тяжести имеет компонент вдоль только одной оси Z. Давайте дополнительно рассматривать воображаемую линию, которая соединяет конец рычага 20a со средней точкой аэродинамической поверхности 2 крыла. Этот сегмент, указанный выше, описывает угол α с горизонтальной плоскостью XY_ref, и угол γ, который может находиться, начиная с оси X_ref, посредством проецирования сегмента на горизонтальную плоскость XY_ref. Углы α и γ определяют положение аэродинамической поверхности 2 крыла в пространстве. Тем не менее, геометрическая порция информации является полной, только когда понятие ориентации также введено. Чтобы определить его, давайте снова рассматривать вышеописанный треугольник. Треугольник OAB лежит на плоскости, положение которой относительно наземной системы координат изменяется во времени в зависимости от полета аэродинамической поверхности 2 крыла. Термин ориентация аэродинамической поверхности 2 крыла, следовательно, определяет угол β, описываемый посредством плоскости, на которой лежат треугольник и горизонтальная плоскость Xy_ref, не считая углов α и γ. Хотя для того, чтобы логически определить положение и ориентацию аэродинамической поверхности 2 крыла в пространстве, может быть приспособлена искусственная наземная оптическая система видения, что может постоянно ухудшаться за счет возможного прохождения туч или отсутствия прозрачной атмосферы, причем эти проблемы ощущаются еще в большей степени, если система 1 используется совместно с системой 20 "карусельного" типа, отличающейся большими рабочими высотами полета аэродинамической поверхности 2 крыла.

Следовательно, предпочтительно для того, чтобы логически определить положение и ориентацию аэродинамической поверхности 2 крыла в пространстве и ускорения, которым она подвергается, первое средство 3 обнаружения содержит трехмерные акселерометры MEMS-типа в комбинации, по меньшей мере, с одним электронным компасом. Последнее может быть реализовано с помощью магнитометра феррозондового типа или другого типа, позволяющего предоставлять надежное решение, гораздо более точное, чем могло бы быть получено посредством искусственного просмотра даже в условиях идеальной видимости. В частности, аэродинамическая поверхность 2 крыла оснащена, по меньшей мере, одним магнитометром и, по меньшей мере, двумя трехмерными акселерометрами, размещенными на концах аэродинамической поверхности крыла, предпочтительно рядом с тем местом, где приводные тросы соединяются со стенками аэродинамической поверхности крыла. Акселерометры на борту аэродинамической поверхности крыла, следовательно, решают функции:

- предоставления системы 1 с возможностью распознавания положения и ориентации аэродинамической поверхности крыла в пространстве;

- обеспечения многомерными и мгновенными данными ускорения, полезными для корректной обратной связи контура управления процесса согласно настоящему изобретению, описанному ниже, реализованному посредством системы 1;

- корректировки возможного ложного восприятия вектора силы тяжести, вызываемого посредством сильных аэродинамических ускорений.

Магнитометры выполняют обеспечение только одной из порций информации, которая не обязательно находится вблизи системы акселерометров, а именно вращения аэродинамической поверхности 2 крыла вокруг оси центра тяжести.

Акселерометры типа, используемого в системе 1, чувствительны к широкому спектру ускорений, которые имеют диапазон от статического ускорения, такого как ускорение силы тяжести, до явления с частотными характеристиками в несколько кГц.

Трехмерный акселерометр, очевидно, определяет собственную декартову систему координат XYZ_A, как показано на фиг.2b. Посредством отображения момента, в который эта система координат совпадает с идеальной декартовой системой координат XYZ_ref, чувствительность к ускорению силы тяжести (статическому) позволяет де-факто отличать изменение ускорения вследствие только наклона акселерометра (который подразумевает изменение направления Z_A относительно Z_ref) от изменения вследствие фактического смещения начала системы координат XYZ_A, определяемого как аэродинамическое ускорение, которое представляет полет аэродинамической поверхности крыла.

В общем, трехмерный акселерометр будет иметь случайное положение в пространстве. Вектор g, который описывает ускорение силы тяжести с постоянным модулем, направлением и знаком, следовательно, может быть разложен на три своих компонента вдоль версоров параллельно трем осям X_A, Y_A, Z_A. Очевидно, что положение вектора g силы тяжести в системе координат XYZ_A также может быть выражено в сферических координатах в зависимости от углов φ и θ и модуля g (9,8 м/с²) посредством следующего изменения координат:

X_gA = g * cos φ * sin θ

Y_gA = g * sin φ * cos θ

Z_gA = g * cos θ

из которого получается следующее:

φ = atan² (X_gA, Y_gA)

θ = asin (X_gA)

где atan² - это функция арктангенса (x) с разрешением неопределенности(+/-)π/2.

Каждый акселерометр подвержен двум составляющим ускорения. Ускорение силы тяжести, описанное выше, векторно суммируется с аэродинамическим ускорением вследствие фактического движения аэродинамической поверхности крыла относительно фиксированной системы координат XYZ_ref. Первое средство 3 обнаружения, следовательно, может быть выполнено с возможностью осуществления, со своей собственной интеллектуальностью на борту аэродинамической поверхности крыла, соответствующих алгоритмов, назначение которых состоит в различении ускорения силы тяжести от аэродинамического ускорения, передачи, с одной стороны, сферических координат, которые указывают разложение вектора силы тяжести относительно системы координат акселерометра (и, следовательно, наклон акселерометра относительно фиксированной системы координат), а с другой стороны, оценки аэродинамического ускорения в реальном времени. Измерение такого ускорения позволяет, во-первых, осуществлять методики управления в реальном времени, которые являются предпочтительными для быстрого управления полетом аэродинамических поверхностей крыла, как будет показано далее при описании процесса управления согласно настоящему изобретению. Это измерение дополнительно предоставляет возможность мгновенной корректировки требуемых углов φ и θ для оценки ориентации акселерометра, тогда как интеграция данных ускорения предоставляет возможность дополнительной оценки траектории полета аэродинамической поверхности крыла, де-факто завершая всю информацию, связанную с этим знанием.

Необходимость обеспечения аэродинамической поверхности крыла, по меньшей мере, двумя акселерометрами проистекает из того факта, что это необходимо для того, чтобы отличать эти перемещения аэродинамической поверхности крыла, которые могут рассматриваться как вращения вокруг одного из его концов. В этом случае только один акселерометр, собранный, например, в центре аэродинамической поверхности крыла, должен воспринимать тангенциальную скорость, которая может быть аппроксимирована с помощью υ_t=ω•r, где ω - это скорость вращения соответствующего кругового движения, тогда как r представляет собой расстояние акселерометра от центра вращения (в этом случае половину ширины аэродинамической поверхности крыла). Такая скорость не описывает корректно движение аэродинамической поверхности крыла, свободный конец которого описывает круговую траекторию с двойной тангенциальной скоростью υ_t= ω•r и центростремительным ускорением, равным a_c=υ_t ²/r. Два акселерометра, размещающихся на аэродинамической поверхности крыла, следовательно, реализуют инерциальную платформу с шестью осями с высокой производительностью и высокой частотой отсечки, которая позволяет распознавать перемещения на шести осях и описывать положение и ориентацию самой аэродинамической поверхности крыла.

Повороты вокруг оси, которые не подразумевают изменений в направлении оси, которая параллельна Z_ref, тем не менее, могут восприниматься посредством этой конфигурации акселерометров только во взаимодействии. Следовательно, необходимо обеспечить аэродинамическую поверхность крыла, по меньшей мере, одним магнитометром для компенсации дрейфа вследствие двойной интеграции. Два акселерометра совместно с точкой выхода тросов 21 из рычага 20a описывают полностью известный треугольник, длина каждой стороны которого известна. Единственными неизвестными данными является угол, включенный между рычагом и парой тросов 21 (рассмотрим биссектрису острого угла, включенного между двумя тросами 21), спроецированный на горизонтальную плоскость XY_ref. Этот угол более удобно может быть оценен с земли посредством прямого его измерения на точке выхода тросов из рычага.

Как упоминалось, второе средство 5 обнаружения выполнено с возможностью обнаруживать вторые порции информации 5a, относящиеся, по меньшей мере, к величине натяжения приводных тросов аэродинамической поверхности 2 крыла и положению, фактическому или имитированному посредством лебедок приводного блока 9, противовеса; в частности, функция противовеса потенциально или электрически поглощает и сохраняет избыточную энергию, которая может быть образована вследствие слишком сильного ветра, и возвращает ее на этапах, при которых аэродинамическая поверхность крыла находится в состоянии потери скорости относительно ветра. Второе средство 5 обнаружения, следовательно, может содержать "тензодатчики" для измерения отклонения приводных тросов и кодеры на лебедках приводного блока; эти кодеры, возможно, связанные с возвратно-поступательным мотором, также могут быть использованы для обнаружения длины приводного троса, отмотанной от лебедок, и затем расстояния от аэродинамической поверхности крыла до приводного блока и дифференциальной длины между двумя приводными тросами одной аэродинамической поверхности крыла. Более того, второе средство 5 обнаружения также может содержать бесконтактные датчики, выполненные с возможностью обнаруживать угол между приводными тросами на выходе насадки рычага "карусельной" системы.

Второе средство 5 обнаружения также может содержать оптическую или микроволновую наземную искусственную систему видения для положения аэродинамической поверхности крыла. Наземный оптический просмотр, по сравнению с микроволновым, имеет непренебрежимый недостаток зависимости от прохождения туч, которые скрывают аэродинамическую поверхность крыла из вида. Эффективная искусственная система видения, тем не менее, предоставляет важный вклад в отношении безопасности, снабжая необходимой информацией для того, чтобы избежать столкновений с вертолетами и небольшими воздушными судами в целом.

Из первой 3a и второй 5a порций информации, соответственно измеренных посредством первого 3 и второго 5 средства обнаружения, положение аэродинамической поверхности крыла в пространстве в любом случае может быть получено, по меньшей мере, тремя различными способами:

a) обработка данных, поступающих от акселерометров и магнитометров через геометрический мотор; в частности, длина вектора положения аэродинамической поверхности крыла может быть получена через двойную интеграцию сигнала ускорения;

b) комбинирование данных, которые могут быть получены из кодеров лебедки при измерении углов между тросами и рычагом, которые могут быть получены на конце рычага; следует отметить, что из конца рычага могут быть оценены только углы, которые, в целом, формирует с помощью самого рычага пара приводных тросов;

c) использование искусственной системы видения: в этом случае, тем менее, к задержке на извлечение информации должна быть добавлена задержка, обусловленная сбором и составлением изображений.

Аналогично, ориентация аэродинамической поверхности крыла в пространстве может быть получена посредством обработки данных акселерометра и посредством искусственной системы видения.

Ускорение, вместо этого, обязательно должно получаться на борту аэродинамической поверхности крыла вследствие того факта, что задержка, вводимая посредством вычисления второй производной от положения, несовместима с методиками управления в реальном времени, которые являются предпочтительными для управления полетом аэродинамических поверхностей крыла. Это подразумевает, что интеллектуальность на борту аэродинамической поверхности крыла становится неотъемлемой частью системы 1 управления.

В альтернативном варианте осуществления также можно предусмотреть использование реологических полимеров в структуре аэродинамической поверхности крыла с целью реализации движущихся систем непосредственно на борту; в таком случае можно обеспечить то, что первое средство обнаружения содержит другие датчики, которые могут обеспечивать сигналы, извлекаемые посредством обратной связи из композитных материалов, чтобы способствовать или обнаруживать положение аэродинамической поверхности крыла в пространстве.

Исходя из того, что описано выше, измерение положения и ориентации аэродинамической поверхности крыла, как результат, вероятно, будет излишним; в частности, оценка ускорения, исходя из информации непосредственного положения и ориентации, хотя не является эффективной в отношении избыточности в реальном времени, может способствовать формированию диагностической избыточности системы для оценки характеристик полета аэродинамической поверхности крыла.

В этом контексте особая значимость может быть отдана изобретаемым методологиям проектирования виртуальных датчиков, размещаемых совместно с первым и/или вторым средством обнаружения системы 1. Фактически, многие из количественных величин, измеряемых посредством датчиков первого и второго средства обнаружения, могут, в случае сбоя конкретного датчика, также быть оценены из измерений других датчиков посредством экспертов/фильтров Калмана, конструируемых согласно адекватной модели динамического поведения аэродинамических поверхностей крыла. Преимущества возможности осуществления требуемых уровней избыточности посредством использования виртуальных датчиков вместо некоторых реальных датчиков очевидно, в общем, в зависимости от стоимости физических датчиков и проблем в установке и обмене данными с системой управления. Эти преимущества особенно значимы для датчиков на борту аэродинамических поверхностей крыла, в которых преимущества добавляются в отношении веса и потребления энергии. В этом смысле могут быть интегрированы опыты, извлеченные из применения виртуальных датчиков в авиационной области, как описано в "Rilevazione, isolamento e recupero of the guasti of the sensori di assetto di aeromobili", Graduation Thesis, Responsibles: M. Milanese (Dip. Automatica e Informatica), S. Chiesa (Dip. Ingegneria Aerospaziale), M. Birindelli (Alenia), Politecnico di Torino, 2003 by E. Corigliano, и в автомобильной области, как описано в "Experimental results in vehicle sideslip angle estimation" SAE 2006, Detroit di M. Milanese, D. Regruto, e A. Fortina.

Блок 7b числового управления, который приводит в движение аэродинамические поверхности крыла, требует надежной и получаемой в реальном времени информации ускорения и положения. В частности, трехмерные ускорения, которые описывают поведение, в трехмерном пространстве, аэродинамической поверхности крыла, обязательно должны получаться на борту самой аэродинамической поверхности крыла, т.е. на высоте.

Отсюда следует необходимость того, чтобы система передачи первых порций информации 3a между аэродинамической поверхностью крыла и средством 7 обработки и управления удовлетворяла строгим спецификациям в отношении производительности и поглощения энергии. Чтобы соответствовать этим требованиям и, предпочтительно исключая наиболее очевидное гальваническое соединение между аэродинамической поверхности крыла и средством 7 обработки и управления для того, чтобы не предоставлять благоприятный путь для возможных атмосферных разрядов, система передачи может быть интегрирована в приводные тросы аэродинамической поверхности крыла посредством, по меньшей мере, одного оптоволокна передачи данных.

Вставка оптоволокон в тросы, тем не менее, должна учитывать то, что приводные тросы, как правило, имеют высокомодульное волокно, и что рабочее окружение является сложным как для кевлара, так и для полиэтилена UHMW. Как известно, кевлар может иметь утечки и имеет тенденцию к поглощению воды, что может привести к повышению электропроводности в случае кислотных дождей или локальных загрязнений, приводя к необходимости использования защитных кожухов или оплеток, например, изготовленных из THFT, которые также выполняют функцию предотвращения истиранию. В этом случае естественное размещение оптоволокна должно быть между кожухом и пучком волокон, обращая внимание на предоставление определенной свободы по длине, чтобы не подвергать оптический компонент тому же упругому искривлению троса.

В случае UHMW-полиэтилена соображения, данные для кевлара, остаются в силе, но должна быть добавлена проблема его применения: так называемая "ползучесть", т.е. необратимое удлинение со временем под действием сил, что приводит к частой замене тросов, снабженных оптоволокнами, тем самым сокращая фактическое рабочее время. Тем не менее, имеются материалы, связанные с полиэтиленом, которые уменьшают проблему, которая может быть рассмотрена в комбинации с возможным сплетением оптоволокна внутри самого UHMW-пучка. Тем не менее, необходимо подчеркнуть, что сечение повышается с квадратом диаметра, и поэтому рабочая нагрузка на тросы должна быть легко измерена в зависимости от максимального требуемого усилия, без подвергания ползучести и без увеличения силы аэродинамического сопротивления, т.е. сопротивления, которое тросы оказывают при проникании воздуха. Более того, геометрическое моделирование аэродинамической поверхности крыла по сечению троса может быть полезным решением для принятия формы с меньшим сопротивлением и большим подъемом.

Другие оптоволокна в тросах могут быть использованы для питания энергией первого средства обнаружения на борту аэродинамической поверхности крыла. При введении, в многорежимном волокне с малыми потерями, достаточной величины света на стороне земли свет может быть реконвертирован через микрофотоэлектрический модуль, например, изготовленный из GaAS, на стороне аэродинамической поверхности крыла.

Альтернативно, система передачи может предоставлять передачу первых порций информации по радиочастоте, причем это решение, разумеется, считается наиболее естественным способом обмена данными, который требует исключения электрических соединений, но может быть затратным с энергетической точки зрения.

Даже если оптоволокна разрешают передачу информации, в любом случае предпочтительно держать дополнительный ресурс, представленный посредством радиочастотной передачи, для целей резервирования. Если радиосвязь, таким образом, представляет запасное решение относительно обмена данными по оптоволокнам, схема безопасности может подать сигнал на ее активацию, будучи внимательной к возможным прерываниям подтверждения приема оптических потоков.

Очевидно, что радиочастотная система передачи может использовать огромное множество протоколов связи для того, чтобы отправлять первые порции информации в наземное средство обработки и управления. При использовании, например, протокола управления однонаправленным непрерывным потоком, нижним уровнем связи, физическим уровнем, должен быть радиочастотный переносчик, который может быть простым FSK-модулятором цифровой информации, предоставляемой посредством датчиков и всегда активным, тем не менее, подразумевая непрерывное