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    PROCEDE ET DISPOSITIF POUR REALISER AU MOINS UN ESSAI EN VOL SUR UN AERONEF ET APPLICATIONS
    52.
    发明申请
    PROCEDE ET DISPOSITIF POUR REALISER AU MOINS UN ESSAI EN VOL SUR UN AERONEF ET APPLICATIONS 审中-公开
    在飞机上进行最少一次飞行测试的方法和装置及其使用

    公开(公告)号：WO2007034079A1

    公开(公告)日：2007-03-29

    申请号：PCT/FR2006/002158

    申请日：2006-09-21

    申请人： AIRBUS FRANCE ,  SEREN, Cédric ,  BOMMIER, François ,  VERDIER, Laurent

    发明人： SEREN, Cédric ,  BOMMIER, François ,  VERDIER, Laurent

    IPC分类号： B64F5/00 ,  G05B23/02 ,  G01C23/00 ,  B64C13/00

    CPC分类号： G05B17/02 ,  B64F5/60 ,  G01C23/00

    摘要： Le dispositif (1) comporte au moins une gouverne (2A, 2B, 2n), une unité de commande (4) pour appliquer un ordre de braquage à la gouverne, des moyens (6) pour mesurer une courbe de sortie illustrant l'évolution d'un mouvement de l'aéronef en réponse à l'application d'un ordre de braquage à la gouverne, des moyens (7) pour enregistrer au moins un ordre de braquage appliqué et la courbe de sortie correspondante, et un moyen d'asservissement (13) pour asservir l'aéronef de manière à maintenir une courbe de sortie, l'unité de commande (4) comportant un moyen (10) recevant une consigne de sortie permettant d'obtenir une courbe de sortie qui est identifiante pour au moins un effet aérodynamique et un moyen (11) engendrant un ordre de braquage de gouverne induit par cette consigne de sortie.

    摘要翻译： 本发明的装置（1）包括至少一个舵（2A，2B，2n），用于向舵施加偏转指令的控制单元（4），用于测量恢复特性的装置（6），其显示飞行器运动的演变 对所述方向舵偏转指令的响应，用于记录至少一个应用偏转指令和对应的恢复特性的装置（7），用于以维持恢复特性的方式触发飞行器的伺服控制装置（13），其中 控制单元（4）设置有用于接收恢复指令的装置（10），其使得可以获得可识别至少一种空气动力学效应的恢复特性，以及产生由恢复引起的舵偏转指令的装置（11） 指令。

    APPARATUS FOR MONITORING AN AIRCRAFT FLAP AND APPLICATION OF A DYNAMOMETRIC ROD
    54.
    发明申请
    APPARATUS FOR MONITORING AN AIRCRAFT FLAP AND APPLICATION OF A DYNAMOMETRIC ROD 审中-公开
    用于监测飞机平面图和应用动态范围的装置

    公开(公告)号：WO2004008097A3

    公开(公告)日：2004-04-08

    申请号：PCT/FR0302231

    申请日：2003-07-15

    申请人： FGP INSTRUMENTATION ,  GIBERT FRANCIS

    发明人： GIBERT FRANCIS

    IPC分类号： B64C9/02 ,  B64D45/00 ,  G01L1/22 ,  G01L5/22 ,  B64C13/00

    CPC分类号： C04B38/103 ,  B64C9/02 ,  B64D45/0005 ,  B64D2045/001 ,  C04B2103/0028 ,  C09K8/473 ,  G01L1/2225 ,  G01L5/22 ,  C04B24/16 ,  C04B24/32 ,  C04B28/02 ,  C04B2103/40 ,  C04B2103/48

    摘要： The invention relates to aircraft flap monitoring. More specifically, the invention relates to a dynamometric rod which is intended to form a pivot for fixing a wing flap, said dynamometric rod comprising a cylindrical body (10) with a hexagonal head (12) and a threaded end-piece (14). The dimensions and other characteristics of the body (10), head (12) and end-piece (14) correspond to those of pivots normally used for fixing said wing flaps. The aforementioned body (10) is provided with a groove (16) which can be provided with a small depth of several tenths of a millimetre and which forms a simple gap which prevents contact between a branch of a clamp or an arm of the flap and the rod at the groove (16). In addition, a sensitive element (18) is positioned at the groove and is very tightly sealed closed. The invention is suitable for aircraft flaps.

    摘要翻译： 本发明涉及飞机翼片监测。 更具体地，本发明涉及一种旨在形成用于固定翼片的枢轴的测力杆，所述测力杆包括具有六角头（12）和螺纹端件（14）的圆柱体（10）。 主体（10），头部（12）和端部件（14）的尺寸和其他特征对应于通常用于固定翼片的枢轴的尺寸和其他特性。 上述主体（10）设置有可以设置有十分之几毫米的小深度的凹槽（16），并且形成一个简单的间隙，该间隙防止了夹子的一个分支或瓣片的一个臂的接触， 所述杆在所述凹槽（16）处。 此外，敏感元件（18）定位在凹槽处并且被非常紧密地密封封闭。 本发明适用于飞机襟翼。

    CONTROL SYSTEM FOR ACTUATORS IN AN AIRCRAFT
    55.
    发明申请
    CONTROL SYSTEM FOR ACTUATORS IN AN AIRCRAFT 审中-公开
    飞机执行机构控制系统

    公开(公告)号：WO01093039A1

    公开(公告)日：2001-12-06

    申请号：PCT/SE2001/001123

    申请日：2001-05-18

    IPC分类号： G06F11/16 ,  B64C13/00 ,  G05B9/03 ,  G05B23/02 ,  G05D3/00

    CPC分类号： G05B9/03

    摘要： A control system for calculating control commands for actuators in an aircraft, wherein the control commands are calculated by computers distributed in the craft in dependence on input signals containing parameters that serve as the basis for said commands, wherein a computer (C) is arranged at each respective local actuator (A) and, together with the actuator (A), forms a servo node (S) where the computer (C) receives input signals via data bus (B), whereby the computer (C) in each servo node (S) calculates control commands for the local actuator (A) based on one or more sets of control laws in dependence on received parameters, and wherein the computer (C) calculates, in a corresponding manner, control commands for at least one additional actuator (A) in another servo node (S), and wherein a choice of control commands is used as the control command (7) for the actuator (A) locally in each servo node (S) in dependence on a comparison between the control commands (4) calculated locally in the servo node (S) and a control command (3) calculated for the actuator (A) in at least one other servo node (S) for the actuator (A).

    摘要翻译： 一种用于计算飞行器中的致动器的控制命令的控制系统，其中所述控制命令由分配在所述飞行器中的计算机根据包含用作所述命令的基础的参数的输入信号计算，其中计算机（C）布置在 每个相应的本地致动器（A）并且与致动器（A）一起形成伺服节点（S），其中计算机（C）经由数据总线（B）接收输入信号，由此每个伺服节点中的计算机（C） （S）基于接收到的参数基于一组或多组控制规律来计算本地致动器（A）的控制命令，并且其中计算机（C）以相应的方式计算用于至少一个附加致动器 （A），并且其中根据所述控制命令（S）之间的比较，在每个伺服节点（S）中本地使用控制命令的选择作为所述致动器（A）的控制命令（7） （4）本地计算 在伺服节点（S）中的至少一个其他伺服节点（S）中针对致动器（A）计算的控制命令（3）。

    A METHOD AND A DEVICE FOR CARRYING STRUCTURE DEFORMATION CONTROL
    56.
    发明申请
    A METHOD AND A DEVICE FOR CARRYING STRUCTURE DEFORMATION CONTROL 审中-公开

    公开(公告)号：WO2022171215A1

    公开(公告)日：2022-08-18

    申请号：PCT/CZ2021/000051

    申请日：2021-11-08

    申请人： ČESKÉ VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V PRAZE ,  VALÁŠEK, Michael

    发明人： VALÁŠEK, Michael

    IPC分类号： B64C13/00 ,  F03D7/02

    摘要： A method for a carrying structure deformation control according to this invention lies in that an auxiliary structure connected to a frame is created in parallel with a basic carrying structure, both the structures are connected one to another through at least one actuator, a position of actuator connecting points to the basic carrying structure towards the frame is determined, a force effect needed for acting through the actuator upon the basic carrying structure for a change of its deformation is determined according to the basic carrying structure deformation found out on the basis of measurements of a change of the position of the actuator connecting points to the basic carrying structure towards a frame. A relative position of actuator connecting points to the basic carrying structure and to the auxiliary parallel structure is determined by measuring positions of connecting points to the basic carrying structure towards the frame and to the auxiliary parallel structure towards the frame, and/or by measuring relative positions of actuator connecting points to the basic carrying structure and to the auxiliary parallel structure. A device for a carrying structure deformation control according to this invention consists of auxiliary structure (2) parallel with basic carrying structure (1) and connected to basic carrying structure (1) through at least one actuator (3), whereas auxiliary parallel structure (2) and the basic carrying structure are connected to frame (10). Basic carrying structure (1) is equipped with position sensor (11) of basic carrying structure (1) and/or environment condition sensor (19). Auxiliary parallel structure (2) is equipped with position sensor (12) of auxiliary parallel structure (2).

    CONTROL SYSTEM
    58.
    发明申请
    CONTROL SYSTEM 审中-公开

    公开(公告)号：WO2021130061A1

    公开(公告)日：2021-07-01

    申请号：PCT/EP2020/086212

    申请日：2020-12-15

    申请人： AIRBUS OPERATIONS LIMITED

    发明人： HOWELL, George

    IPC分类号： B64C13/00 ,  B64C13/18 ,  B64D31/06 ,  B64C25/42 ,  B60T8/174 ,  B64C25/426 ,  G05B15/02 ,  G06N3/02 ,  G06N3/08 ,  G06N3/126 ,  G06N5/003 ,  G06N7/005

    摘要： Disclosed is an aircraft control system (100) comprising an input interface (102), an output interface (114) and a processing engine (108) comprising a classifier (110). The classifier (110) applies input data (104) generated by the input interface (102) to the classifier (110) to generate output control data (112). The classifier (110) has a plurality of parameters which represent a control policy for operating the aircraft (800). The output interface (114) generates control outputs to control the aircraft (800) based on the output control data (112). Also disclosed is machine learning system (900) for training the classifier (110). The machine learning system (900) comprises an environment (902), a pathway evaluation engine (904), storage (906), and a training engine (908). The machine learning system (900) generates training data (912) by selecting a pathway representing an operating procedure using the pathway evaluation engine (904). The training engine (908) trains the classifier (110) using the training data (912).