CN102753435B - 空气动力系数推定装置及使用其的操纵面故障及损伤检测装置 - Google Patents
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Abstract
一种空气动力系数推定装置及使用其的操纵面故障及损伤检测装置，可运算高可靠性的空气动力系数推定值，并且，通过运算该空气动力系数推定值，减轻对乘客的负担，且可精确地检测操纵面的故障及损伤。具备：舵角指令信号生成单元（5），其生成用于推定表示机身的空气动力特性的空气动力系数的舵角指令信号；运动状态量取得单元（6），其取得基于舵角指令信号驱动设于机身的操纵面而引起的机身运动状态量；候补值算出单元（7），其根据运动状态量，使用两种以上不同的推定方法，分别算出用于推定上述空气动力系数的候补值；空气动力系数推定值确定单元（8），其基于各候补值，对空气动力系数推定值进行确定。
Description
技术领域
本发明涉及空气动力系数推定装置及使用其的操纵面故障及损伤检测装置，特别是涉及推定表示飞机的空气动力特性的空气动力系数的空气动力系数推定装置及使用推定的空气动力系数检测飞机的操纵面的故障及损伤的操纵面故障及损伤检测装置。
背景技术
在推定表示飞机的空气动力特性的空气动力系数时，已知有如下的方法，即，从设于飞机的各种传感器取得迎角、侧滑角、空速、角速度、姿态角、舵角等信息，基于这些信息，进行逐次最小二乘法及神经网络法的运算。还已知有如下的方法，即，通过比较这样推定的空气动力系数和飞机正常时的空气动力系数，检测操纵面的故障及损伤。
例如，专利文献1（日本特开2003－175896号公报）中公开有如下的操纵面的故障及损伤检测装置，即，通过神经网络法对使用逐次最小二乘法推定的空气动力系数，进行进一步运算，由此，最终算出空气动力系数，并基于该空气动力系数，软件性地检测操纵面的故障等。
除此之外，还考虑在机身铺设光纤及电线，硬件性地直接检测操纵面的损伤的方法。
专利文献1：（日本）特开2003－175896号公报
但是，在使用上述的逐次最小二乘法推定空气动力系数的情况下，存在如下的问题，即，为了运算空气动力系数，需要角加速度，因此，需要在飞机上搭载用于检测角加速度的传感器，当重新设置传感器时，会有使机身的重量增加的问题。另外，只依靠逐次最小二乘法或神经网络法等一种方法推定空气动力系数，存在可能不能得到精确的空气动力系数推定值的问题。因此，在将通过逐次最小二乘法或神经网络法得到的空气动力系数应用于操纵面的故障及损伤检测的情况下，存在可能引起误检测，不准备就不能将检测结果反映给飞行控制规则的问题。另外，在机身上铺设光纤等的方法存在在故障及损伤时不能进行故障检测的问题。
发明内容
本发明是鉴于上述问题而提出的，因此，其目的在于，提供一种空气动力系数推定装置，能够运算高可靠性的空气动力系数推定值，并提供一种操纵面故障及损伤检测装置，通过减轻对乘客的负担并运算高可靠性的空气动力系数推定值，可以精确地检测操纵面的故障及损伤。
为了解决所述课题，本发明采用下面的方法。
本发明提供一种空气动力系数推定装置，其具备：舵角指令信号生成单元，其生成用于推定表示机身的空气动力特性的空气动力系数的舵角指令信号；运动状态量取得单元，其取得基于所述舵角指令信号驱动设于所述机身的操纵面而引起的所述机身的运动状态量；候补值算出单元，其根据所述运动状态量，使用两种以上不同的推定方法分别算出用于推定所述空气动力系数的候补值；空气动力系数推定值确定单元，其基于各所述候补值，确定空气动力系数推定值。
根据本发明的空气动力系数推定装置，为了利用舵角指令信号生成单元推定空气动力系数，以在机身产生某程度的运动的方式生成驱动操纵面的舵角指令信号，根据该舵角指令信号驱动操纵面。接着，利用运动状态量取得单元，从在机身预先设置的传感器等取得通过驱动操纵面而产生运动的机身的迎角、侧滑角、空速、角速度、姿态角、舵角等运动状态量。在候补值算出单元中，通过两种以上不同的推定方法、例如，从扩展卡尔曼滤波算法、无迹卡尔曼滤波算法、傅立叶变换回归法、神经网络法及粒子滤波算法等任意两种以上不同的方法，基于运动状态量分别算出成为用于算出空气动力系数推定值的候补的候补值。在空气动力系数推定值确定单元中，从这些候补值选择或运算最适当的空气动力系数推定值，最终确定为空气动力系数推定值。这样，通过两种以上不同的方法，算出空气动力系数推定值的候补值，并且从这些候补值中最终确定空气动力系数推定值，因此，能够实现运算空气动力系数推定值时的冗余化，能够运算高可靠性的空气动力系数。
本发明第一方式的空气动力系数推定装置的所述空气动力系数推定值确定单元确定将各所述候补值的平均值或中间值作为空气动力系数推定值。
根据本发明第一方式的空气动力系数推定装置，从通过不同的方法运算的各候补值中，确定将它们的平均值或中间值作为空气动力系数推定值，因此，能够实现运算空气动力系数推定值时的冗余化，能够运算高可靠性的空气动力系数。
本发明第二方式的空气动力系数推定装置的所述空气动力系数推定值确定单元，确定将基于各所述候补值分别运算的运动状态量的再现值中的与所述运动状态量最一致的所述再现值对应的所述候补值作为空气动力系数推定值。
根据本发明第二方式的空气动力系数推定装置，能够使用各候补值，运算运动状态量的再现值。因此，将由各候补值求得的运动状态量的再现值与利用运动状态量取得单元取得的实际的运动状态量进行比较，确定将与实际的运动状态量最一致的再现值对应的候补值作为空气动力系数推定值，因此，能够实现运算空气动力系数推定值时的冗余化，能够运算高可靠性的空气动力系数。
另外，本发明的操纵面故障及损伤检测装置具备：故障及损伤可能性判定单元，其判定操纵面的故障及损伤的可能性；操纵面故障及损伤检测单元，其在利用所述故障及损伤可能性判定单元判定为在操纵面有产生故障及损伤的可能性的情况下，基于由所述空气动力系数推定装置推定的空气动力系数推定值，检测任一操纵面是否产生故障及损伤。
根据本发明的操纵面故障及损伤检测装置，在判定为在操纵面有故障及损伤的可能性的情况下，算出空气动力系数推定值，并基于该值检测任一操纵面是否故障及损伤，因此，能够最小限度地抑制机身不需要的晃动等不需要的运动，而减轻对乘客的负担，且总是观察操纵面的故障及损伤，并精确地检测操纵面的故障及损伤。
本发明第一方式的操纵面故障及损伤检测装置的所述故障及损伤可能性判定单元具备：其它的舵角指令生成单元，其以在机身不产生运动的方式生成用于驱动操纵面的舵角指令信号；其它的运动状态量取得单元，其取得基于所述舵角指令信号驱动设于所述机身的操纵面而引起的所述机身的运动状态量，基于所述运动状态量判定操纵面的故障及损伤的可能性。
根据本发明第一方式的操纵面故障及损伤检测装置，在其它的舵角指令生成单元中，为了判定操纵面的故障及损伤的可能性，用在机身不产生运动那样的舵角进行组合，生成用于驱动各操纵面的舵角指令信号。在其它的运动状态量取得单元中，为了判定操纵面的故障及损伤的可能性，取得根据生成的舵角指令信号驱动操纵面而引起的机身的运动状态量。此时，本来机身本来不会运动，但由得到的运动状态量可判断为在机身产生运动的情况下，故障及损伤可能性判定单元基于运动状态量判定操纵面的故障及损伤的可能性。由此，如果在操纵面没有故障及损伤的可能性，则不会产生机身的运动，因此，能够最小限度地抑制机身不需要的晃动等不需要的运动，而减轻对乘客的负担，且总是观察操纵面的故障及损伤，并精确地检测操纵面的故障及损伤。
本发明第二方式的操纵面故障及损伤检测装置的所述故障及损伤可能性判定单元具备：又一其它的舵角指令信号生成单元，其生成用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号；又一其它的运动状态量取得单元，其基于所述舵角指令信号取得飞行中的机身的运动状态量；运动状态量预测单元，其对预测假定所述机身为正常时的运动状态量的运动状态量预测值进行运算，基于所述运动状态量和所述运动状态量预测值判定操纵面的故障及损伤的可能性。
根据本发明第二方式的操纵面故障及损伤检测装置，通过基于飞行中的实际的运动状态量和假定机身为正常时的运动状态量预测值，判定操纵面的故障及损伤的可能性，能够最小限度地抑制机身不需要的晃动等不需要的运动，而减轻对乘客的负担，且总是观察操纵面的故障及损伤，并精确地检测操纵面的故障及损伤。
本发明第三方式的操纵面故障及损伤检测装置具备：光纤或电线，其铺设于机身；检测单元，其检测所述光纤或电线的异常，并且，所述故障及损伤可能性判定单元具备：又一其它的舵角指令信号生成单元，其生成用于将所述机身变更或维持为希望的姿势的舵角指令信号；舵角取得单元，其取得基于所述舵角指令信号驱动设于所述机身的操纵面而引起的舵角；舵角预测单元，其对预测基于假定所述机身为正常时的所述舵角指令信号的舵角的舵角预测值进行运算，基于所述检测单元的检测结果判定操纵面的损伤的可能性，并且，基于所述舵角和所述舵角预测值，判定操纵面的故障的可能性。
根据本发明第三方式的操纵面故障及损伤检测装置，基于从光纤或电线得到异常检测结果，判定操纵面的损伤的可能性，并且，基于飞行中的实际的舵角和假定机身为正常时的舵角预测值，判定操纵面的故障的可能性，由此，能够最小限度地抑制机身不需要的晃动等不需要的运动，而减轻对乘客的负担，且总是观察操纵面的故障及损伤，并精确地检测操纵面的故障及损伤。
本发明第四方式的操纵面故障及损伤检测装置的所述操纵面故障及损伤检测单元通过比较所述空气动力系数推定值和机身正常时的空气动力系数推定值或进行上次故障及损伤检测时的空气动力系数推定值，检测操纵面的故障及损伤。
根据本发明第四方式的操纵面故障及损伤检测装置，在依次存储机身正常时的空气动力系数推定值和以前算出的空气动力系数值并进行操纵面的故障及损伤检测时，通过比较它们，即使在操纵面的故障及损伤进展的情况下，也能够精确地检测操纵面的故障及损伤。
由此，能够减轻对乘客的负担的同时，运算高可靠性的空气动力系数推定值，通过使用该空气动力系数推定值，能够精确地检测操纵面的故障及损伤。
附图说明
图1是表示本发明第一实施方式的空气动力系数推定装置的概略构成的框图；
图2是表示利用本发明第一实施方式的空气动力系数推定装置推定空气动力系数的过程的流程图；
图3是表示本发明第二实施方式的操纵面故障及损伤检测装置的概略构成的框图；
图4是表示利用本发明第二实施方式的操纵面故障及损伤检测装置判定操纵面的故障及损伤的过程的流程图；
图5是表示本发明第二实施方式的变形例的操纵面故障及损伤检测装置的概略构成的框图；
图6是表示本发明的参考例的操纵面故障及损伤检测装置的概略构成图的框图。
符号说明
1空气动力系数推定装置
2飞行控制***
3操纵面
4传感器
5舵角指令信号生成部（舵角指令信号生成单元）
6传感器信息取得部（运动状态量取得部）
7候补值算出部（候补值算出单元）
8空气动力系数推定值确定部（空气动力系数推定值确定单元）
10空气动力系数推定装置
11操纵面故障及损伤检测装置
12故障及损伤可能性判定部（故障及损伤可能性判定单元）
13切换开关
14切换开关
15操纵面故障及损伤检测部（操纵面故障及损伤检测装置）
16显示装置
17故障及损伤可能性判定逻辑部
17A、17B、17C运算器
具体实施方式
（第一实施方式）
下面，参照附图对本发明第一实施方式的空气动力系数推定装置进行说明。
图1是表示第一实施方式的空气动力系数推定装置的概略构成的框图。空气动力系数推定装置1推定表示飞机的空气动力特性的空气动力系数，如图1所示，空气动力系数推定装置1与适用于飞机并控制飞机的机身的飞行控制***2、产生用于控制机身的姿势的空气动力的操纵面3及检测机身的运动状态量的传感器4连接。
飞行控制***2是控制飞机整体的***，根据机身及飞行的状态构成飞行控制规则，并且，基于由空气动力系数推定装置1推定的空气动力系数推定值，再次构成飞行控制规则。而且，飞行控制***2根据飞行控制规则，向设于飞机的各种设备（未图示）输出控制信号。
操纵面3包含：提高或降低机头的升降舵（升降机）、向左右改变机头方向的方向舵（舵）、向左右倾斜机身的辅助翼（副翼）、修正主翼的翼型增大升力的高升力装置（折翼）等，操纵面3根据后述的舵角指令信号，经由飞行控制***通过未图示的促动***驱动。通过驱动操纵面3，机身的姿势由空气动力的力控制。
传感器4包含：空气数据传感器、惯性传感器、舵角传感器等各种传感器，取得机身的迎角、侧滑角、空速、角速度、姿态角、舵角等与机身的运动状态有关的各种各样的运动状态量的传感器信息，并向传感器信息取得部6输出取得的传感器信息。
空气动力系数推定装置1具备：舵角指令信号生成部（舵角指令信号生成单元）5、传感器信息取得部（运动状态量取得单元）6、候补值算出部（候补值算出单元）7及空气动力系数推定值确定部（空气动力系数推定值确定单元）8。
为了推定空气动力系数，舵角指令信号生成部5以在机身上产生某程度的运动的方式生成驱动操纵面3那样的舵角指令信号，为了根据该舵角指令信号驱动操纵面3，向飞行控制***2输出生成的舵角指令信号。另外，飞行控制***2在飞机飞行中生成用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号，对该舵角指令信号叠加舵角指令信号生成部5生成的舵角指令信号并输出到未图示的促动***。
传感器信息取得部6经由传感器4取得根据舵角指令信号驱动操纵面3而引起的机身的运动状态量，并输出到后述的候补值算出部7。
候补值算出部7具备：运算器7A，其存储扩展卡尔曼滤波算法的运算规则；运算器7B，其存储无迹卡尔曼滤波算法的运算规则；运算器7C，其存储傅立叶变换回归法的运算规则；运算器7D，其存储神经网络法的运算规则，运算器7A～7D基于各自存储的运算规则，分别算出用于根据传感器信息推定空气动力系数的候补值。在候补值算出部7中，将由运算器7A～7D算出的各候补值向空气动力系数推定值确定部8输出。在此，在候补值算出部7中，也可以设为使用全部运算器7A～7D分别运算候补值的构成，另外，也可以设为使用运算器7A～7D的任意两个或任意三个运算各候补值的构成。另外，各运算器7A～7D中的候补值的算出不限于基于上述的4个推定方法的运算规则的算出，例如，也可以应用粒子滤波算法等其它的推定方法的运算规则。
另外，基于用于由运算器7A～7C算出候补值的各方法的具体性的运算式等在例如社团法人日本航空宇宙学会的研讨会等中，由本发明的发明人已发表（参考文献编号：JSASS－2009－5057），是公知的，因此，在此省略说明。
空气动力系数推定值确定部8根据在候补值算出部7算出的多个候补值确定空气动力系数推定值。具体而言，可以运算各候补值的平均值或中间值，并将得到的平均值或中间值最终确定为空气动力系数推定值。除此之外，还可以使用各候补值，分别运算与各候补值对应的传感器信息的再现值，通过比较各再现值和传感器信息，将与传感器信息一致的或最接近的值即再现值对应的候补值确定为空气动力系数推定值。确定的空气动力系数推定值输出到飞行控制***2。
下面，参照图2的流程图对利用这样构成的空气动力系数推定装置1算出空气动力系数推定值的过程进行说明。
在图2的步骤S11中，为了推定空气动力系数，以在机身产生某程度的运动的方式，通过舵角指令信号生成部5生成驱动操纵面3那样的舵角指令信号，并输出到飞行控制***2，进入下面的步骤S12。在步骤S12中，在飞行控制***2生成用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号，对该舵角指令信号叠加舵角指令信号生成部5生成的舵角指令信号，并将叠加后的舵角指令信号输出到未图示的促动***，通过促动***并根据舵角指令信号驱动操纵面3。
在步骤S13中，通过利用之前的步骤S12驱动操纵面3，机身产生根据晃动等舵角指令信号的运动，因此，由传感器4总是或定期性地取得的机身的运动状态量产生变化。因此，将该运动状态量作为传感器信息利用传感器4进行检测，并向传感器信息取得部6输出传感器信息。
在步骤S14中，利用候补值算出部7的运算器7A～7D分别运算候补值，并向空气动力系数推定值确定部8输出运算结果。在下面的步骤S15中，空气动力系数推定值确定部8基于候补值算出部7输入的各候补值确定最终的空气动力系数推定值，并向飞行控制***2输出确定的空气动力系数推定值，结束本程序。另外，在飞行控制***2中，可以接受空气动力系数推定值输入，再次构成飞行控制规则。
这样，通过使用运算器7A～7D，基于两种以上不同的方法，算出用于推定空气动力系数推定值的候补值，并且利用这些候补值最终确定空气动力系数推定值，因此，能够实现运算空气动力系数推定值时的冗余化，能够运算高可靠性的空气动力系数。另外，适用于运算器7A～7D的扩展卡尔曼滤波算法、无迹卡尔曼滤波算法、傅立叶变换回归法及神经网络法不需要将机身的角加速度作为算出候补值时的传感器信息，因此，不需要在机身设置用于检测角加速度的传感器，能够避免机身的重量增加。
（第二实施方式）
下面，参照附图对本发明第二实施方式的操纵面故障及损伤检测装置进行说明。
图3是表示第二实施方式的操纵面故障及损伤检测装置的概略构成的框图。操纵面故障及损伤检测装置11是检测设于飞机的操纵面3的故障及损伤的装置，对操纵面不追随舵角指令值或不动作（固定）等故障及操纵面的一部分缺损或全部消失等损伤进行检测。因此，如图3所示，操纵面故障及损伤检测装置11除了具备空气动力系数推定装置10之外，还具备故障及损伤可能性判定部12及操纵面故障及损伤检测部15。另外，操纵面故障及损伤检测装置11与适用于飞机并控制飞机的机身的飞行控制***2、检测机身的运动状态量的传感器4及设于飞机操纵室等的显示装置16连接。
操纵面故障及损伤检测装置11所具备的空气动力系数推定装置10是与上述的第一实施方式的空气动力系数推定装置1相同的构成，但在具备用于适用于操纵面故障及损伤检测装置11的构成的点上不同。下面，对与空力推定装置1相同的构成省略其说明，对不同的构成进行说明。
具体而言，为了推定空气动力系数，以在机身产生某程度的运动的方式，舵角指令信号生成部5生成驱动操纵面3那样的空气动力系数推定用的舵角指令信号，除此之外，为了判定操纵面的故障及损伤的可能性，还基于预先存储的正常飞行时的空气动力系数及检测上次故障及损伤时的空气动力系数推定值，生成用于在机身不产生运动那样的舵角组合来驱动各操纵面的故障及损伤确认用的舵角指令信号（Tkern）。因此，舵角指令信号生成部5具备：空气动力系数推定用操舵器5A，其生成空气动力系数推定用的舵角指令信号；故障及损伤确认用操舵器5B，其生成故障及损伤确认用的舵角指令信号。另外，飞行控制***2在飞机飞行中生成用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号，并对该舵角指令信号叠加舵角指令信号生成部5生成的舵角指令信号，且将叠加后的舵角指令信号输出到促动***。
由于在利用后述的故障及损伤可能性判定部12判定具有故障及损伤的可能性的情况下，空气动力系数推定装置10进行空气动力系数推定值的运算，因此，以在利用故障及损伤可能性判定部12判定故障及损伤的情况下只输入传感器信息的方式，在候补值算出部7中设有切换开关13。
故障及损伤可能性判定部12与传感器信息取得部6、舵角指令信号生成部5及飞行控制***2连接，在传感器信息取得部6、舵角指令信号生成部5及飞行控制***2之间可以传递各种信息。另外，故障及损伤可能性判定部12在与舵角指令信号生成部5之间具备切换开关14，在进行操纵面的故障及损伤的可能性判定时，以从故障及损伤确认用操舵器5B输入舵角指令信号的方式进行切换，并且，在判定为在操纵面有故障及损伤的可能性的情况下，以从空气动力系数推定用操舵器5A输入舵角指令信号方式进行切换。
在进行故障及损伤的可能性的判定时，故障及损伤可能性判定部12接受从故障及损伤确认用操舵器5B输出的故障及损伤确认用的舵角指令信号的输入，并将故障及损伤确认用的舵角指令信号输出到飞行控制***2。故障及损伤可能性判定部12从传感器信息取得部6取得根据该故障及损伤确认用的舵角指令信号驱动操纵面3时的传感器信息，将例如预先设定的界限值和传感器信息进行比较，由此，判定操纵面3的任一处是否具有产生故障及损伤的可能性。另一方面，在判定为在操纵面具有故障及损伤的可能性的情况下，接受从空气动力系数推定用操舵器5A输入的空气动力系数推定用的舵角指令信号，并将空气动力系数推定用的舵角指令信号输出到飞行控制***2。
另外，切换开关13和切换开关14的动作联动，在故障及损伤可能性判定部12通过切换开关14与故障及损伤确认用操舵器5B连接的情况下，切换开关13成为关闭（OFF），传感器信息不能输入到运算器7A～7D。另外，在故障及损伤可能性判定部12通过切换开关14与空气动力系数推定用操舵器5A连接的情况下，开关13成为接通（ON），传感器信息输入到运算器7A～7D。
在判定为在操纵面3具有故障及损伤的可能性的情况下，操纵面故障及损伤检测部15接受由空气动力系数推定装置10运算的空气动力系数推定值的输入，基于该值检测任一操纵面是否故障及损伤。在故障及损伤的检测中，例如，在操纵面故障及损伤检测部15预先存储飞机正常飞行时的空气动力系数，将该空气动力系数和由空气动力系数推定装置10输出的空气动力系数进行比较，基于比较结果，能够检测任一操纵面是否故障及损伤。另外，在操纵面的故障及损伤进展的情况下，与检测上次故障及损伤时的空气动力系数推定值比较，基于比较结果，能够检测操纵面的故障及损伤。操纵面故障及损伤检测结果输出到飞行控制***2、舵角指令信号生成部5及显示装置16。
在输入操纵面故障及损伤检测结果及空气动力系数推定值时，在舵角指令信号生成部5生成反映故障及损伤部位等信号并将其利用到下次以后的舵角指令信号生成，飞行控制***2基于操纵面故障及损伤检测结果及空气动力系数推定值，根据操纵面的故障及损伤的程度，确定是否使用故障及损伤的操纵面及进行飞行控制规则的再次构成。另外，在显示装置16输入操纵面故障及损伤检测结果，因此，向操作者等通知任一操纵面是否故障及损伤。
下面，参照图4的流程图对利用这样构成的操纵面故障及损伤检测装置11判定操纵面的故障及损伤的过程进行说明。
在飞机正常飞行的情况下，切换开关14将故障及损伤确认用操舵器5B和故障及损伤可能性判定部12连接，总是或定期性地判定故障及损伤的可能性。因此，在图4的步骤S21中，舵角指令信号生成部5总是或定期性地生成故障及损伤确认用的舵角指令信号（Tkern），并输出到故障及损伤可能性判定部12。故障及损伤确认用的舵角指令信号经由故障及损伤可能性判定部12输出到飞行控制***2，在下面的步骤S22中，叠加飞行控制***2生成的用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号，基于该舵角指令信号，利用未图示的促动***驱动操纵面3。
在步骤S23中，将机身的运动状态量作为传感器信息由传感器4总是或定期性地取得，传感器4将传感器信息输出到传感器信息取得部6。传感器信息从传感器信息取得部6输出到故障及损伤可能性判定部12，在步骤S24中，判定是否具有故障及损伤的可能性。即，故障及损伤可能性判定部12根据故障及损伤确认用的舵角指令信号驱动操纵面3，本来也不应在机身产生运动。在根据由传感器4得到的传感器信息判断为在机身产生晃动等运动的情况下，利用故障及损伤可能性判定部12判定为在操纵面具有故障及损伤的可能性，进入下面的步骤S25。另一方面，在根据传感器信息判断为在机身未产生晃动等运动的情况下，判定为没有故障及损伤的可能性。定期性地重复步骤S24的判定。
在步骤S25中，接受由故障及损伤可能性判定部12判定为在操纵面具有故障及损伤的可能性，为了利用空气动力系数推定装置10推定空气动力系数，切换切换开关13及切换开关14。由此，将故障及损伤可能性判定部12和空气动力系数推定用操舵器5A连接，运算器7A～7B分别与传感器信息取得部6连接。在下面的步骤S26中，利用空气动力系数推定用操舵器5A生成空气动力系数推定用的舵角指令信号并输出到飞行控制***2，进入下面的步骤S27。在步骤S27中，在飞行控制***2生成用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号，对该舵角指令信号叠加舵角指令信号生成部5生成的舵角指令信号，并将叠加后的舵角指令信号输出到未图示的促动***，利用促动***，根据空气动力系数推定用的舵角指令信号驱动操纵面3。
在步骤S28中，通过利用之前的步骤S27驱动操纵面3，在机身产生根据晃动等舵角指令信号的运动，因此，在由传感器4总是或定期性地取得的机身的运动状态量产生变化。因此，传感器4将该运动状态量作为传感器信息进行检测，并将传感器信息输出到传感器信息取得部6。
在步骤S29中，利用候补值算出部7的运算器7A～7D分别运算候补值，将运算结果输出至空气动力系数推定值确定部8。在下面的步骤S30中，空气动力系数推定值确定部8基于从候补值算出部7输入的各候补值确定最终的空气动力系数推定值，并将确定的空气动力系数推定值输出至操纵面故障及损伤检测部15、舵角指令信号生成部5及飞行控制***2。另外，在步骤S31中，基于空气动力系数推定值，利用操纵面故障及损伤检测部15检测任一操纵面是否故障及损伤。操纵面故障及损伤检测结果输出到飞行控制***2、舵角指令信号生成部5及显示装置16，结束本程序。
这样，在操纵面的故障及损伤检测时，在预先判定故障及损伤的可能性并判定为在操纵面具有故障及损伤的可能性的情况下，算出空气动力系数推定值，基于该值检测任一操纵面是否故障及损伤，因此，能够最小限度地抑制机身不需要的晃动等不需要的运动，而减轻对乘客的负担，同时，总是观察操纵面的故障及损伤，并精确地检测操纵面的故障及损伤。为了检测故障及损伤，在推定空气动力系数时，通过使用运算器7A～7D并基于两种以上不同的方法，算出用于推定空气动力系数推定值的候补值，并且，根据这些候补值，最终确定空气动力系数推定值，因此，能够实现运算空气动力系数推定值时的冗余化，能够运算高可靠性的空气动力系数。
（第二实施方式的变形例）
下面，参照图5对上述的第二实施方式的变形例的操纵面故障及损伤检测装置进行说明。
图5是表示本变形例的操纵面故障及损伤检测装置的概略构成的框图。本变形例的操纵面故障及损伤检测装置不同于上述的第二实施方式的操纵面故障及损伤检测装置的方面是指对预测假定机身正常时的运动状态量的运动状态量预测值进行运算，并基于该运动状态量预测值和实际机身的运动状态量，进行故障及损伤的可能性判定这一点，而与故障及损伤确认用的舵角指令信号的输出的有无无关。因此，操纵面故障及损伤检测装置不一定需要具备故障及损伤确认用操舵器5B。其它的构成是与上述的操纵面故障及损伤检测装置相同的构成，因此，省略其的说明，下面，只对不同的点进行说明。
故障及损伤可能性判定部12连接传感器信息取得部6、舵角指令信号生成部5、空气动力系数推定值确定部8、飞行控制***2及操纵面故障及损伤检测部15，在它们之间可以传递各种信息。在故障及损伤可能性判定部12中预先存储有机身运动模型。在此，机身运动模型是表示在适用于操纵面故障及损伤检测装置的飞机设计时得到的飞机的运动的数学模型，在机身为正常的情况下，可以根据机身运动模型运算得到机身的运动状态量。因此，在故障及损伤可能性判定部12中，在飞机的飞行中总是或定期性地根据在该机身运动模型和飞行控制***2生成的飞机飞行时用于实现变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号或对该信号叠加了故障及损伤确认用的舵角指令信号的舵角指令信号，对预测假定机身正常时的运动状态量的运动状态量预测值进行运算。故障及损伤可能性判定部12将同时基于用于变更或维持为在飞行控制***2生成的飞机飞行中的机身姿势的舵角指令信号或对该信号叠加了故障及损伤确认用的舵角指令信号的舵角指令信号的飞行中的机身实际的运动状态量作为传感器信息，并从传感器信息取得部6取得。
在进行故障及损伤的可能性的判定时，故障及损伤可能性判定部12从传感器信息取得部6取得根据用于变更或维持为从飞行控制***2输出的机身姿势的舵角指令信号或对该信号叠加了故障及损伤确认用的舵角指令信号的舵角指令信号而驱动操纵面3时的传感器信息。而且，比较运算的运动状态量预测值和传感器信息，基于两者之差，判定操纵面3的任一处是否具有产生故障及损伤的可能性。
即，在两者之差超过预先设定的界限值的情况下，判定为在操纵面3的任一处具有产生故障及损伤的可能性，在未超过界限值的情况下，判定为在操纵面3的任一处没有产生故障及损伤的可能性。在判定为在操纵面具有故障及损伤的可能性的情况下，接受从空气动力系数推定用操舵器5A输入的空气动力系数推定用的舵角指令信号，并将空气动力系数推定用的舵角指令信号输出到飞行控制***2，利用空气动力系数推定装置10推定空气动力系数，再利用操纵面故障及损伤检测部15检测操纵面3的故障及损伤。
在检测为在操纵面3具有故障及损伤的情况下，检测结果输出到飞行控制***2、显示装置16、舵角指令信号生成部5及故障及损伤可能性判定部12。在操纵面3的故障及损伤进展的情况下，舵角指令信号生成部5及故障及损伤可能性判定部12累积故障及损伤的检测结果及空气动力系数推定值，并反映于下次的故障及损伤可能性判定。即，在运算基于机身运动模型的运动状态量预测值时，反映已经得到的故障及损伤检测结果及空气动力系数推定值，通过与实际的运动状态量比较，即使在操纵面3的故障及损伤进展的情况下，也能够检测故障及损伤的进展。
由此，通过基于飞行中的实际运动状态量和假定机身为正常时的运动状态量预测值，判定操纵面的故障及损伤的可能性，能够最小限度地抑制机身不需要的晃动等不需要的运动，而减轻对乘客的负担，且总是观察操纵面的故障及损伤，并精确地检测操纵面的故障及损伤。
（第二实施方式的其它的变形例）
下面，对上述的第二实施方式的其它的变形例的操纵面故障及损伤检测装置进行说明。另外，本变形例的操纵面故障及损伤检测装置的概略构成与表示上述的第二实施方式的变形例的操纵面故障及损伤检测装置的图5大致相同，因此，参照图5进行说明。
作为本变形例的操纵面故障及损伤检测装置与上述的第二实施方式的操纵面故障及损伤检测装置的不同点，第一，在机身设置光纤或电线，并通过它们检测操纵面的异常。另外，第二，与故障及损伤确认用的舵角指令信号的输出有无无关，生成用于将机身变更或维持为希望的姿势的舵角指令信号或对该信号叠加了故障及损伤确认用的舵角指令信号的舵角指令信号，取得基于该舵角指令信号驱动设于机身的操纵面而引起的实际的舵角，并且，对预测基于假定机身为正常时的舵角指令信号的舵角的舵角预测值进行运算。而且，基于这些不同点，在本变形例的操纵面故障及损伤检测装置中，基于光纤等异常检测结果，判定操纵面的损伤的可能性，并且，基于实际的舵角和舵角预测值，判定操纵面的故障的可能性。因此，操纵面故障及损伤检测装置并不一定需要具备故障及损伤用操舵器5B。其它的构成是与上述的操纵面故障及损伤检测装置相同的构成，因此，省略其的说明，下面，只对不同的点进行说明。
在适用本变形例的操纵面故障及损伤检测装置的飞机的机身上，在机身表层面或表层中铺设有用于检测机身的倾斜及损伤光纤或电线（未图示）。该光纤或电线连接有如下的检测传感器，即，当在机身产生倾斜时，透射光量或电阻值变化，当在机身产生损伤时，光或电不能导通，因此，检测传感器基于透射光量或电阻值检测异常。
故障及损伤可能性判定部12连接传感器信息取得部6、舵角指令信号生成部5、空气动力系数推定值确定部8、飞行控制***2及操纵面故障及损伤检测部15，在它们之间可以传递各种信息。在故障及损伤可能性判定部12预先存储有操纵面驱动模型。在此，操纵面驱动模型是包含在适用操纵面故障及损伤检测装置的飞机的设计时得到的促动***等的操纵面驱动***的数学模型，在操纵面为正常的情况下，可以从操纵面驱动模型运算得到基于舵角指令信号驱动操纵面而产生的舵角。因此，故障及损伤可能性判定部12在飞机飞行中总是根据该操纵面驱动模型和飞机飞行时用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号或对该信号叠加了故障及损伤确认用的舵角指令信号的舵角指令信号，对预测假定机身为正常时的舵角的舵角预测值进行运算。故障及损伤可能性判定部12同时基于用于变更或维持为飞机飞行中的机身姿势的舵角指令信号或对该信号叠加了故障及损伤确认用的舵角指令信号的舵角指令信号，将飞行中的机身实际的舵角作为传感器信息，并从传感器信息取得部6取得。
在进行故障及损伤的可能性的判定时，故障及损伤可能性判定部12接受来自检测传感器的检测结果，判定操纵面的损伤的可能性。即，在从检测传感器得到的检测结果异常的情况下，判定为在操纵面具有损伤的可能性，在检测结果正常的情况下，判定为在操纵面没有损伤的可能性。
另外，故障及损伤可能性判定部12接受从飞行控制***2输出的用于变更或维持机身姿势的舵角指令信号或对该信号叠加了故障及损伤确认用的舵角指令信号的舵角指令信号的输入，从传感器信息取得部6取得根据该舵角指令信号驱动操纵面3时的舵角。而且，比较运算的舵角预测值和舵角，基于两者之差，判定操纵面3的任一处是否具有产生故障的可能性。
即，在两者之差超过预先设定的界限值的情况下，判定为操纵面3的任一处具有产生故障的可能性，在两者之差未超过界限值的情况下，判定为操纵面3的任一处没有产生故障的可能性定。
在判定为在操纵面3具有故障及损伤的可能性的情况下，故障及损伤可能性判定部12接受从空气动力系数推定用操舵器5A输入的空气动力系数推定用的舵角指令信号，并将空气动力系数推定用的舵角指令信号输出到飞行控制***2，利用空气动力系数推定装置10推定空气动力系数，利用操纵面故障及损伤检测部15检测操纵面3的故障及损伤。
在检测在操纵面3具有故障及损伤的情况下，将检测结果输出到飞行控制***2、显示装置16、舵角指令信号生成部5及故障及损伤可能性判定部12。在操纵面3的故障及损伤进展的情况下，舵角指令信号生成部5及故障及损伤可能性判定部12累积故障及损伤的检测结果及空气动力系数推定值，并反映于下次的故障及损伤可能性判定。
这样，通过基于从光纤或电线得到的异常检测结果，判定操纵面的损伤的可能性，并且基于飞行中的实际舵角和假定机身为正常时的舵角预测值，判定操纵面的故障的可能性，能够最小限度地抑制机身不需要的晃动等不需要的运动，而减轻对乘客的负担，且总是观察操纵面的故障及损伤，并精确地检测操纵面的故障及损伤。
另外，在判定故障及损伤的可能性时，除了进行基于机身运动模型的运动状态量预测值和实际运动状态量的比较结果的可能性判定，或也可以进行基于从光纤或电线得到的异常检测结果及基于操纵面驱动模型的舵角预测值和实际舵角的比较结果的可能性判定之外，也可以进行基于根据从上述的故障及损伤确认用操舵器5B输出的故障及损伤确认用的舵角指令信号的运动状态量的可能性判定。
在该情况下，通过将操纵面故障及损伤检测装置设为例如图6所示的构成，也能够实现。具体而言，故障及损伤可能性判定逻辑部17具备：运算器17A，其存储基于机身运动模型的运动状态量预测值和实际运动状态量的比较结果的可能性判定的信息；运算器17B，其存储基于从光纤或电线得到的异常检测结果及操纵面驱动模型的舵角预测值和实际舵角的比较结果的可能性判定的信息；运算器17C，其存储基于根据故障及损伤确认用的舵角指令信号的运动状态量的可能性判定的信息。而且，以进行基于任一方法的可能性判定的方式切换故障及损伤可能性判定逻辑部17和切换开关14的连接，执行希望的可能性判定。然后，也可以以进行适当的其它的方法产生的可能性判定等方式依次切换，也可以以进行组合两种或三种的方法的可能性判定的方式依次切换。
Claims (8)
1.一种空气动力系数推定装置，具备：
舵角指令信号生成单元，其生成用于推定表示机身的空气动力特性的空气动力系数的舵角指令信号；
运动状态量取得单元，其取得基于所述舵角指令信号驱动设于所述机身的操纵面而引起的所述机身的运动状态量；
候补值算出单元，其根据所述运动状态量，使用两种以上不同的推定方法分别算出用于推定所述空气动力系数的候补值；
空气动力系数推定值确定单元，其基于各所述候补值，确定空气动力系数推定值。
2.如权利要求1所述的空气动力系数推定装置，其中，所述空气动力系数推定值确定单元确定将各所述候补值的平均值或中间值作为空气动力系数推定值。
3.如权利要求1所述的空气动力系数推定装置，其中，所述空气动力系数推定值确定单元确定将基于各所述候补值分别运算出的运动状态量的再现值中的与所述运动状态量最一致的所述再现值对应的所述候补值作为空气动力系数推定值。
4.一种操纵面故障及损伤检测装置，具备：
故障及损伤可能性判定单元，其判定操纵面的故障及损伤的可能性；
如权利要求1～3中任一项所述的空气动力系数推定装置；
操纵面故障及损伤检测单元，其在利用所述故障及损伤可能性判定单元判定为在操纵面有产生故障及损伤的可能性的情况下，基于由所述空气动力系数推定装置推定的空气动力系数推定值，检测任一操纵面是否发生故障及损伤。
5.如权利要求4所述的操纵面故障及损伤检测装置，其中，
所述故障及损伤可能性判定单元具备：
其它的舵角指令生成单元，其以在机身不产生运动的方式生成用于驱动操纵面的舵角指令信号；
其它的运动状态量取得单元，其取得基于所述舵角指令信号驱动设于所述机身的操纵面而引起的所述机身的运动状态量，
基于所述运动状态量判定操纵面的故障及损伤的可能性。
6.如权利要求4所述的操纵面故障及损伤检测装置，其中，
所述故障及损伤可能性判定单元具备：
又一其它的舵角指令信号生成单元，其生成用于变更或维持为希望的机身姿势的舵角指令信号；
又一其它的运动状态量取得单元，其基于所述舵角指令信号取得飞行中的机身的运动状态量；
运动状态量预测单元，其对预测假定所述机身为正常时的运动状态量的运动状态量预测值进行运算，
基于所述运动状态量和所述运动状态量预测值判定操纵面的故障及损伤的可能性。
7.如权利要求4所述的操纵面故障及损伤检测装置，其中，具备：
光纤或电线，其铺设于机身；
检测单元，其检测所述光纤或电线的异常，并且，
所述故障及损伤可能性判定单元具备：
又一其它的舵角指令信号生成单元，其生成用于将所述机身变更或维持为希望的姿势的舵角指令信号；
舵角取得单元，其取得基于所述舵角指令信号驱动设于所述机身的操纵面而引起的舵角；
舵角预测单元，其对预测基于假定所述机身为正常时的所述舵角指令信号的舵角的舵角预测值进行运算，
基于所述检测单元的检测结果判定操纵面的损伤的可能性，并且，基于所述舵角和所述舵角预测值，判定操纵面的故障的可能性。
8.如权利要求4所述的操纵面故障及损伤检测装置，其中，
所述操纵面故障及损伤检测单元通过比较所述空气动力系数推定值和机身正常时的空气动力系数推定值或进行上次故障及损伤检测时的空气动力系数推定值，检测操纵面的故障及损伤。
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|---|---|---|---|---|
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| PL2700814T3 (pl) * | 2012-08-23 | 2015-07-31 | Ampyx Power B V | Szybowiec do wytwarzania energii wiatrowej generowanej przez elektrownie latające |
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| US9359065B2 (en) | 2013-09-24 | 2016-06-07 | The Boeing Company | System and method for optimizing performance of an aircraft |
| US9327827B2 (en) | 2013-09-24 | 2016-05-03 | The Boeing Company | Leading and trailing edge device deflections during descent of an aircraft |
| US9180962B2 (en) | 2013-09-24 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Leading edge variable camber system and method |
| US9254909B2 (en) | 2013-09-24 | 2016-02-09 | The Boeing Company | Optimized flap positioning for go-around operations |
| US9656741B2 (en) * | 2013-09-24 | 2017-05-23 | The Boeing Company | Control interface for leading and trailing edge devices |
| US9284043B2 (en) * | 2013-11-21 | 2016-03-15 | Aai Corporation | Evaluating aileron deflection while an unmanned aerial vehicle is in flight |
| US10401875B2 (en) * | 2014-07-31 | 2019-09-03 | The Boeing Company | Electronic stopper in actuator control |
| US9418561B2 (en) * | 2014-12-02 | 2016-08-16 | Honeywell International Inc. | System and method for displaying predictive conformal configuration cues for executing a landing |
| US10043402B1 (en) * | 2015-09-04 | 2018-08-07 | Rockwell Collins, Inc. | Flight path cross check |
| US9701418B2 (en) | 2015-10-06 | 2017-07-11 | Honeywell International Inc. | Pilot fatigue detection system and method from aircraft control device movement |
| CN109562843B (zh) | 2016-09-26 | 2021-01-01 | 株式会社斯巴鲁 | 损伤检测***和损伤检测方法 |
| FR3057954B1 (fr) * | 2016-10-24 | 2021-04-02 | Safran Landing Systems | Procede d'estimation de l'endommagement subi par des parties de trains d'atterrissage d'aeronef |
| CN107483230B (zh) * | 2017-07-26 | 2020-11-03 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机轮载信号地面检测方法 |
| CA3002186A1 (en) * | 2018-04-19 | 2019-10-19 | Curran Crawford | Aerodynamic drag monitoring system and method |
| CN109387350B (zh) * | 2018-12-06 | 2023-08-25 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种内式同轴波纹管天平*** |
| GB2593196A (en) * | 2020-03-19 | 2021-09-22 | Airbus Operations Ltd | Aircraft fuel system monitoring |
| CN112478197A (zh) * | 2020-12-07 | 2021-03-12 | 中国民用航空上海航空器适航审定中心 | 飞机操纵面间隙动态测量方法 |
| US11905840B2 (en) * | 2021-02-01 | 2024-02-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for detecting failure of a propeller feedback device |
| CN114608794B (zh) * | 2022-05-11 | 2022-07-19 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3637326B2 (ja) * | 2002-04-03 | 2005-04-13 | 三菱重工業株式会社 | 制御システム、航空機・宇宙機の飛行制御システム、車両の運動制御システム |
| CN1962341A (zh) * | 2005-11-08 | 2007-05-16 | 东洋电装株式会社 | 舵角传感器 |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3691356A (en) * | 1970-12-10 | 1972-09-12 | Sperry Rand Corp | Speed command and throttle control system for aircraft |
| JPH06336199A (ja) * | 1993-05-28 | 1994-12-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 航空機用部材損傷検出装置 |
| FR2739683B1 (fr) * | 1995-10-05 | 1997-12-05 | France Etat | Projectile d'exercice sous-calibre a energie cinetique du type fleche |
| 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 |
| US6246929B1 (en) * | 1999-06-16 | 2001-06-12 | Lockheed Martin Corporation | Enhanced stall and recovery control system |
| JP2003175896A (ja) * | 2001-12-10 | 2003-06-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 舵面の故障・損傷検出装置 |
| DE102005058192A1 (de) * | 2005-12-06 | 2007-06-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zur Fehlererkennung von verstellbaren Klappen |
| FR2908107B1 (fr) * | 2006-11-06 | 2008-12-19 | Airbus France Sa | Procede et dispositif pour estimer les forces s'exercant sur une surface de controle d'un aeronef. |
| FR2916868B1 (fr) * | 2007-06-01 | 2009-07-24 | Airbus France Sas | Procede et dispositif de determination de la marge de stabilite dynamique d'un avion. |
| US8380473B2 (en) * | 2009-06-13 | 2013-02-19 | Eric T. Falangas | Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle |
-
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-
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Patent Citations (2)
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|---|---|---|---|---|
| JP3637326B2 (ja) * | 2002-04-03 | 2005-04-13 | 三菱重工業株式会社 | 制御システム、航空機・宇宙機の飛行制御システム、車両の運動制御システム |
| CN1962341A (zh) * | 2005-11-08 | 2007-05-16 | 东洋电装株式会社 | 舵角传感器 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 基于BP神经网络的翼型空气动力系数预测;黄继鸿等;《航空工程进展》;20100228;第1卷(第1期);第36-39页 * |
| 用卡尔曼滤波方法确定再入体空气动力系数;江权伟;《航空学报》;19820331(第03期);第15-24页 * |
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