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アイテム
高アスペクト比翼のフラッタ制御実験(第2報)-前縁・後縁2舵面による制御-
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/45329
https://jaxa.repo.nii.ac.jp/records/45329487db154-64a3-46e0-bdb8-6c6bb2f96422
| 名前 / ファイル | ライセンス | アクション |
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naltr01070.pdf (1.6 MB)
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| Item type | テクニカルレポート / Technical Report(1) | |||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 公開日 | 2015-03-26 | |||||||||
| タイトル | ||||||||||
| タイトル | 高アスペクト比翼のフラッタ制御実験(第2報)-前縁・後縁2舵面による制御- | |||||||||
| 言語 | ||||||||||
| 言語 | jpn | |||||||||
| 資源タイプ | ||||||||||
| 資源タイプ識別子 | http://purl.org/coar/resource_type/c_18gh | |||||||||
| 資源タイプ | technical report | |||||||||
| その他のタイトル（英） | ||||||||||
| その他のタイトル | Wind Tunnel Tests on Flutter Control of a High-Aspect-Ratio Cantilevered Wing, 2nd Reporto -Control with Leading-Edge and Trailing-Edge Control Surfaces- | |||||||||
| 著者 |
ACT研究会
× ACT研究会
× ACT Study Group
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| 著者所属 | ||||||||||
| 航空宇宙技術研究所 | ||||||||||
| 著者所属（英） | ||||||||||
| en | ||||||||||
| National Aerospace Laboratory(NAL) | ||||||||||
| 出版者 | ||||||||||
| 出版者 | 航空宇宙技術研究所 | |||||||||
| 出版者（英） | ||||||||||
| 出版者 | National Aerospace Laboratory(NAL) | |||||||||
| 書誌情報 |
航空宇宙技術研究所報告 en : Technical Report of National Aerospace Laboratory TR-1070 巻 1070, p. 22, 発行日 1990-06 |
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| 抄録 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Abstract | |||||||||
| 内容記述 | 高アスペクト比翼のフラッタ制御について前縁舵面および後縁舵面を同時に使用してのフィードバック制御則を設計し,風洞実験によってその効果を実証した。センサーは制御舵面とほぼ等しい翼幅位置の前・後縁寄りに取り付けた2個の加速度計,アクチュエータは減速ギア付きのDCサーボモータである。制御則設計に先立って,前報の前縁,後縁単独制御において組み立てた翼の数学モデルの振動特性を改良してフラッタ限界推定値を実験値に近づけるとともに2舵面入力に拡張した。改良した数学モデルに対して多入力多出力系の最適制御理論を適用して制御則を設計した。得られた出力フィードバック最適制御則から,周波数領域での制御系解析手法の助けを借りつつChained Aggregationモデルによる低次数化手法によって実用的な低次数制御則を得た。17次の出力フィードバック最適制御則はこの低次数化によって各入出力チャンネルについて2次まで低次数化された。得られた制御則を組込んだ風洞実験によってフラッタ速度13％の上昇が達成され,設計法の妥当性が実証された。 | |||||||||
| 抄録（英） | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | Control laws were synthesized for active flutter suppression of a transport-type high aspect-ratio wing using both the leading-edge and the trailing-edge control surfaces. Wind tunnel tests were conducted in the NAL 5.5m×6.5m low-speed wind tunnel in order to verify these control laws. The wing model has two accelerometers as sensors co-located at the control surfaces. The LQG optimal control law synthesis method was applied to this multi-input, multi-output system to yield full order control laws. The order reduction procedure based on chained aggregation, together with some engineering manipulation, reduced the original 17th order controller to the decoupled second order practical cotroller. This synthesis method was verified to be effective by wind tunnel tests. In spite of the violent nature of clean wing flutter, the control law attained 13％ increase in flutter speed in the test. This paper is a follow-up to a previous report on flutter control with a single-use control surface. | |||||||||
| ISSN | ||||||||||
| 収録物識別子タイプ | ISSN | |||||||||
| 収録物識別子 | 0389-4010 | |||||||||
| 資料番号 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | 資料番号: NALTR1070000 | |||||||||
| レポート番号 | ||||||||||
| 内容記述タイプ | Other | |||||||||
| 内容記述 | レポート番号: NAL TR-1070 | |||||||||
