JP2001010593A - Drag control device of flying object, and method for estimating drag of flying object - Google Patents
Drag control device of flying object, and method for estimating drag of flying objectInfo
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Landscapes
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、飛行機やその他の
飛行体の抗力を低減するための抗力制御装置および抗力
推定方法に関する。[0001] 1. Field of the Invention [0002] The present invention relates to a drag control device and a drag estimation method for reducing drag of an airplane or other flying objects.
【０００２】[0002]
【従来の技術】飛行体が空気中を飛行する際に空気抵抗
により多大のエネルギーが失われ、燃料消費量の増加を
招く原因となっている。特に流れのレイノルズ数が大き
いために飛行体の表面の境界層が乱流に遷移している領
域では、空気の摩擦抵抗によるエネルギー損失は無視で
きない大きさになるため、乱流境界層への遷移を遅らせ
て層流境界層の領域をできるだけ長く保つことにより、
摩擦抵抗の低減を図る工夫がなされている。このような
要請に基づいて開発された翼型として、層流翼が良く知
られている。2. Description of the Related Art When a flying object flies in the air, a great deal of energy is lost due to air resistance, which causes an increase in fuel consumption. In particular, in the region where the boundary layer on the surface of the vehicle transitions to turbulent flow due to the large Reynolds number of the flow, the energy loss due to frictional resistance of air becomes nonnegligible, so the transition to the turbulent boundary layer To keep the region of the laminar boundary layer as long as possible,
Some measures have been taken to reduce frictional resistance. A laminar airfoil is well known as an airfoil developed based on such a request.
【０００３】しかしながら、飛行機は速度、気温、高
度、姿勢等が様々に異なる条件で飛行するため、層流翼
では全ての飛行条件において摩擦抵抗を低減することは
困難である。そこで、飛行機の主翼のような物体表面の
空気流の状態をセンサで検知し、検知した空気流の状態
に応じて物体表面に振動を与えたり、物体表面にノズル
で空気を噴出したりして、境界層の遷移や剥離を防止し
て摩擦抵抗を低減するものが、特開平１０−２８１１１
５号公報により公知である。[0003] However, since an airplane flies under various conditions such as speed, temperature, altitude, attitude, and the like, it is difficult to reduce frictional resistance under all flight conditions with a laminar flow wing. Therefore, the state of the airflow on the surface of an object such as the wing of an airplane is detected by a sensor, and vibration is applied to the surface of the object according to the detected state of the airflow, or air is jetted out of the surface of the object with a nozzle. Japanese Patent Application Laid-Open No. H10-28111 discloses a technique for preventing transition and peeling of a boundary layer to reduce frictional resistance.
No. 5 is known.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら上記公報
に記載されたものは、物体表面に振動を与える手段や物
体表面に空気を噴出する手段が必要であり、そのために
重量やコストが増大するという問題がある。しかもセン
サは物体表面の空気流の状態を検知するだけであって空
気抵抗を直接検知していないため、その空気抵抗を有効
に低減するのが難しいという問題がある。However, the method described in the above publication requires a means for applying vibration to the surface of the object and a means for blowing air to the surface of the object, which increases the weight and cost. There is. Moreover, since the sensor only detects the state of the air flow on the surface of the object and does not directly detect the air resistance, there is a problem that it is difficult to effectively reduce the air resistance.
【０００５】本発明は前述の事情に鑑みてなされたもの
で、飛行体の種々の運動状態において抗力を効果的に低
減するための抗力制御装置および抗力推定方法を提供す
ることを目的とする。The present invention has been made in view of the above circumstances, and has as its object to provide a drag control device and a drag estimation method for effectively reducing drag in various motion states of a flying object.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】前記目的を達成するため
に、請求項１に記載された発明によれば、空気中を飛行
する飛行体の推力を推定する推力推定手段と、飛行体の
運動状態を検知する運動状態検知手段と、検知した運動
状態および推定した推力に基づいて飛行体の抗力を推定
する抗力推定手段と、飛行体の抗力を変化させる抗力可
変手段と、推定した抗力を最小化する抗力可変手段の操
作量を算出する操作量算出手段と、算出した操作量に基
づいて抗力可変手段を操作する操作手段とを備えたこと
を特徴とする飛行体の抗力制御装置が提案される。According to the first aspect of the present invention, there is provided a thrust estimating means for estimating a thrust of a flying object flying in the air, and a motion of the flying object. Motion state detecting means for detecting a state, drag estimating means for estimating a drag of an air vehicle based on the detected motion state and the estimated thrust, drag variable means for changing a drag of the air vehicle, and minimizing the estimated drag. A drag control apparatus for a flying object, comprising: an operation amount calculation unit that calculates an operation amount of a drag variable unit to be changed; and an operation unit that operates the drag variable unit based on the calculated operation amount. You.
【０００７】上記構成によれば、飛行体の推力および運
動状態から推定した抗力を最小化する抗力可変手段の操
作量を算出し、算出した操作量に基づいて抗力可変手段
を操作するので、飛行体の運動状態に関わらず該飛行体
の抗力を効果的に低減してエネルギー効率を高めること
ができる。According to the above configuration, the operation amount of the drag variable means for minimizing the drag estimated from the thrust and the motion state of the flying object is calculated, and the drag variable means is operated based on the calculated operation amount. Regardless of the motion state of the body, the drag of the flying body can be effectively reduced, and the energy efficiency can be increased.
【０００８】また請求項２に記載された発明によれば、
請求項１の構成に加えて、前記飛行体が飛行機であり、
前記抗力可変手段が主翼の後縁に設けられた可動翼面で
あることを特徴とする飛行体の抗力制御装置が提案され
る。According to the invention described in claim 2,
In addition to the configuration of claim 1, the flying object is an airplane,
A drag control device for a flying object is proposed, wherein the drag variable means is a movable wing surface provided on a trailing edge of a main wing.
【０００９】上記構成によれば、抗力可変手段が飛行機
の主翼の後縁に設けられた可動翼面から構成されるの
で、通常の飛行機の主翼に備えられているフラップやエ
ルロンを抗力可変手段として利用して重量およびコスト
を削減することができる。According to the above configuration, since the drag varying means is constituted by the movable wing surface provided on the trailing edge of the main wing of the aircraft, the flaps and ailerons provided on the main wing of the normal aircraft are used as the drag varying means. Utilization can reduce weight and cost.
【００１０】また請求項３に記載された発明によれば、
請求項２の構成に加えて、前記可動翼面の操作により発
生する飛行機の揚力の変化あるいはピッチングモーメン
トの変化を補償する補償手段を備えたことを特徴とする
飛行体の抗力制御装置が提案される。According to the third aspect of the present invention,
In addition to the configuration of claim 2, a drag control apparatus for a flying object, comprising a compensating means for compensating a change in lift or a pitching moment of an airplane caused by operation of the movable wing surface, has been proposed. You.
【００１１】上記構成によれば、可動翼面の操作により
発生する飛行機の揚力の変化あるいはピッチングモーメ
ントの変化を補償するので、飛行機の抗力低減に伴う機
体姿勢の変化を最小限に抑えて乗り心地を向上させるこ
とができる。According to the above construction, a change in the lift or pitching moment of the airplane caused by the operation of the movable wing surface is compensated, so that a change in the attitude of the airplane due to a reduction in the drag of the airplane is minimized and the riding comfort is minimized. Can be improved.
【００１２】また請求項４に記載された発明によれば、
空気中を飛行する飛行体の抗力を推定する抗力推定方法
であって、飛行体の推力Ｔを推定する第１ステップと、
飛行体の下記運動状態を検知する第２ステップと、 ［運動状態］ φ；ロール姿勢角（Ｘ軸まわりのオイラー角） θ；ピッチ姿勢角（Ｙ軸まわりのオイラー角） Ｕ；Ｘ軸方向の速度 Ｖ；Ｙ軸方向の速度 Ｗ；Ｚ軸方向の速度 Ｐ；ロール角速度（Ｘ軸まわりの角速度） Ｑ；ピッチ角速度（Ｙ軸まわりの角速度） Ｒ；ヨー角速度（Ｚ軸まわりの角速度） α；飛行体の進行方向と飛行体の中心線との成すピッチ
角 前記第２ステップで検知した運動状態を下記第１方程式
に代入して飛行体に作用する空気力のＸ軸方向成分Ｘａ
およびＺ軸方向成分Ｚａを算出する第３ステップと、 ［第１方程式］ Ｘａ＝ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＋ｍ・ｇ・
sinθ Ｚａ＝ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）−ｍ・ｇ・
cosθ・ cosφ 但し、ｇ；重力加速度 ｍ；飛行体の質量 前記第１ステップで推定した推力Ｔと、前記第２ステッ
プで検知したピッチ角αと、前記第３ステップで算出し
た空気力のＸ軸方向成分Ｘａおよび空気力のＺ軸方向成
分Ｚａとを下記第２方程式に代入して飛行体の抗力Ｄを
算出する第４ステップと、 ［第２方程式］ Ｄ＝（Ｔ−Ｘａ）・ cosα−Ｚａ・ sinα を備えてなり、前記第１ステップおよび前記第２ステッ
プを順序を問わずに実行した後に、前記第３ステップお
よび前記第４ステップＳを順次実行することを特徴とす
る飛行体の抗力推定方法が提案される。According to the invention described in claim 4,
A method for estimating a drag of a flying object flying in the air, comprising: a first step of estimating a thrust T of the flying object;
A second step of detecting the following motion state of the flying object; [motion state] φ; roll attitude angle (Euler angle about X axis) θ; pitch attitude angle (Euler angle about Y axis) U; Speed V; speed in the Y-axis direction W; speed in the Z-axis direction P; roll angular speed (angular speed around the X-axis) Q; pitch angular speed (angular speed around the Y-axis) R; yaw angular speed (angular speed around the Z-axis) α; The pitch angle formed by the traveling direction of the flying object and the center line of the flying object The X-axis direction component Xa of the aerodynamic force acting on the flying object by substituting the motion state detected in the second step into the following first equation.
And a third step of calculating the Z-axis direction component Za; [First equation] Xa = m ・ (dU / dt + Q ・ WR−V) + m ・ g ・
sin θ Za = m · (dW / dt + P · V−Q · U) −m · g ·
cosθ · cosφ where g; gravitational acceleration m; mass of the flying object Thrust T estimated in the first step, pitch angle α detected in the second step, and X-axis of aerodynamic force calculated in the third step A fourth step of calculating the drag D of the flying object by substituting the directional component Xa and the Z-axis directional component Za of the aerodynamic force into the following second equation; [Second equation] D = (T−Xa) · cos α− Wherein the first step and the second step are executed in any order, and then the third step and the fourth step S are sequentially executed. An estimation method is proposed.
【００１３】上記構成によれば、第１ステップで飛行体
の推力Ｔを推定し、第２ステップで飛行体のピッチ角α
を含む運動状態を検知し、第３ステップで前記運動状態
から飛行体に作用する空気力のＸ軸方向成分およびＺ軸
方向成分を算出し、第４ステップで前記推力Ｔ、ピッチ
角α、空気力のＸ軸方向成分ＸａおよびＺ軸方向成分Ｚ
ａとから飛行体の抗力Ｄを算出するので、飛行体の運動
状態に関わらず該飛行体の抗力Ｄを正確に算出すること
ができる。According to the above configuration, the thrust T of the flying object is estimated in the first step, and the pitch angle α of the flying object is determined in the second step.
In a third step, the X-axis component and the Z-axis component of the aerodynamic force acting on the flying object are calculated from the motion state, and in a fourth step, the thrust T, the pitch angle α, the air X-axis component Xa and Z-axis component Z of force
Since the drag D of the flying object is calculated from the value a, the drag D of the flying object can be accurately calculated regardless of the motion state of the flying object.
【００１４】[0014]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を、添
付図面に示した本発明の実施例に基づいて説明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, embodiments of the present invention will be described based on embodiments of the present invention shown in the accompanying drawings.
【００１５】図１〜図１１は本発明の一実施例を示すも
ので、図１は飛行機の主翼のプロフィールを示す図、図
２は飛行機の抗力低減制御のブロック図、図３は飛行機
の縦の運動における揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角
αの関係を示す図、図４はＸＹＺ座標軸および飛行機の
運動状態を表す変数を示す図、図５はフラップの舵角を
種々に変化させたときの迎角に対する抗力係数の変化特
性を示すグラフ、図６は飛行制御のブロック図、図７は
抗力低減制御のフローチャート、図８はフラップの舵角
と抗力との関係を示す図、図９は抗力低減制御のシミュ
レーション結果を示すグラフ、図１０は水平尾翼のエレ
ベータによるピッチングモーメントおよび揚力の釣合い
を説明する図、図１１は水平尾翼のエレベータおよび先
尾翼のエレベータによるピッチングモーメントおよび揚
力の釣合いを説明する図である。1 to 11 show an embodiment of the present invention. FIG. 1 is a diagram showing a profile of a main wing of an aircraft, FIG. 2 is a block diagram of drag reduction control of the aircraft, and FIG. FIG. 4 is a diagram showing a relationship between a lift L, a drag D, a thrust T and an angle of attack α in the motion of FIG. 4, FIG. 4 is a diagram showing XYZ coordinate axes and variables representing the motion state of the airplane, and FIG. FIG. 6 is a block diagram of the flight control, FIG. 7 is a flowchart of the drag reduction control, and FIG. 8 is a diagram showing the relationship between the steering angle of the flap and the drag. 9 is a graph showing a simulation result of the drag reduction control, FIG. 10 is a diagram for explaining the balance between the pitching moment and the lift by the elevator of the horizontal tail, and FIG. 11 is an elevator of the horizontal tail and the elevator of the front tail. It is a diagram illustrating the balance of the pitching moment and lift with.
【００１６】図１は、空気中を飛行する飛行体としての
飛行機の主翼Ｗのプロフィールを示すもので、その後縁
には本発明の抗力可変手段を構成する可動翼面としての
フラップＦが、舵角δｆを下方および上方に可変にして
設けられる。主翼Ｗの表面に沿って形成される境界層は
上流側の層流境界層ＢＬL と下流側の乱流境界層ＢＬ T
とから構成される。層流境界層ＢＬL および乱流境界層
ＢＬT の遷移点ｔの位置は、フラップＦの舵角δｆを変
化させることにより前後に移動する。層流境界層ＢＬL
の摩擦抵抗は乱流境界層ＢＬT の摩擦抵抗に比べて大幅
に小さいため、フラップＦの舵角δｆを制御して層流境
界層ＢＬL および乱流境界層ＢＬT の遷移点ｔをできる
だけ後縁側に移動させれば、層流境界層ＢＬL の領域を
拡大して主翼Ｗの抗力を低減することができる。FIG. 1 shows a flying object flying in the air.
This shows the profile of the main wing W of the airplane.
The movable wing surface constituting the drag variable means of the present invention
Flap F makes the steering angle δf variable downward and upward
Provided. The boundary layer formed along the surface of the wing W is
Laminar boundary layer BL on the upstream sideLAnd downstream turbulent boundary layer BL T
It is composed of Laminar boundary layer BLLAnd turbulent boundary layer
BLTThe position of the transition point t changes the steering angle δf of the flap F.
To move back and forth. Laminar boundary layer BLL
Frictional resistance of the turbulent boundary layer BLTSignificantly higher than the frictional resistance of
The steering angle δf of the flap F to control the laminar flow boundary.
World layer BLLAnd turbulent boundary layer BLTThe transition point t of
Only to the trailing edge, the laminar boundary layer BLLThe area of
It is possible to reduce the drag of the main wing W by enlarging.
【００１７】図２に示すように、フラップＦの舵角δｆ
の制御系は、飛行機の推力Ｔを推定する推力推定手段Ｍ
１と、飛行機の運動状態（速度、角速度、姿勢角、迎
角）を検知する運動状態検知手段Ｍ２と、推力Ｔおよび
飛行機の前記運動状態に基づいて飛行機の抗力Ｄを推定
する抗力推定手段Ｍ３と、フラップＦの舵角δｆを変化
させたことにより発生する抗力Ｄの変化に基づいて、該
抗力Ｄを最小化するためのフラップＦの舵角δｆの操作
量を算出する操作量算出手段Ｍ４と、前記操作量に基づ
いてフラップＦの舵角δｆを操作する操作手段Ｍ５とを
備える。As shown in FIG. 2, the steering angle δf of the flap F
Is a thrust estimating means M for estimating the thrust T of the airplane.
1, a motion state detecting means M2 for detecting a motion state (speed, angular velocity, attitude angle, angle of attack) of the airplane, and a drag estimating means M3 for estimating a drag D of the airplane based on the thrust T and the motion state of the airplane. And an operation amount calculating means M4 for calculating an operation amount of the steering angle δf of the flap F for minimizing the drag D based on a change of the drag D generated by changing the steering angle δf of the flap F. And an operation means M5 for operating the steering angle δf of the flap F based on the operation amount.
【００１８】飛行機の推力Ｔはパイロットのスロットル
レバー操作により変化するもので、推力推定手段Ｍ１は
エンジン回転数等に基づいて推力Ｔの大きさを推定す
る。The thrust T of the airplane is changed by the pilot's operation of the throttle lever, and the thrust estimating means M1 estimates the magnitude of the thrust T based on the engine speed and the like.
【００１９】運動状態検知手段Ｍ２により検知される飛
行機の運動状態を表す変数は、 φ；ロール姿勢角（Ｘ軸まわりのオイラー角） θ；ピッチ姿勢角（Ｙ軸まわりのオイラー角） Ｕ；Ｘ軸方向の速度 Ｖ；Ｙ軸方向の速度 Ｗ；Ｚ軸方向の速度 Ｐ；ロール角速度（Ｘ軸まわりの角速度） Ｑ；ピッチ角速度（Ｙ軸まわりの角速度） Ｒ；ヨー角速度（Ｚ軸まわりの角速度） α；飛行体の進行方向と飛行体の中心線との成すピッチ
角（迎角α） である。ロール姿勢角φ、ピッチ姿勢角θおよび迎角α
は垂直ジャイロ等で検知可能であり、ロール角速度Ｐ、
ピッチ角速度Ｑおよびヨー角速度Ｒはレートジャイロ等
で検知可能であり、Ｘ軸方向の速度Ｕ、Ｙ軸方向の速度
ＶおよびＺ軸方向の速度Ｗはピトー管等で検知可能であ
る。The variables representing the motion state of the airplane detected by the motion state detection means M2 are: φ; roll attitude angle (Euler angle about X axis) θ; pitch attitude angle (Euler angle about Y axis) U; X Axial speed V; Y-axis speed W; Z-axis speed P; Roll angular speed (angular speed around X-axis) Q: Pitch angular speed (angular speed around Y-axis) R: Yaw angular speed (angular speed around Z-axis) Α: A pitch angle (angle of attack α) between the traveling direction of the flying object and the center line of the flying object. Roll attitude angle φ, pitch attitude angle θ and angle of attack α
Can be detected by a vertical gyro or the like, and the roll angular velocity P,
The pitch angular velocity Q and the yaw angular velocity R can be detected by a rate gyro or the like, and the velocity U in the X-axis direction, the velocity V in the Y-axis direction, and the velocity W in the Z-axis direction can be detected by a pitot tube or the like.
【００２０】尚、推力推定手段Ｍ１による推力Ｔの推定
と、運動状態検知手段Ｍ２による飛行機の運動状態の検
知との順序は任意であり、推力Ｔを推定した後に運動状
態を検知しても良いし、運動状態を検知した後に推力Ｔ
を推定してもも良いし、両者を同時に行っても良い。The order of the estimation of the thrust T by the thrust estimating means M1 and the detection of the motion state of the aircraft by the motion state detecting means M2 are arbitrary, and the motion state may be detected after estimating the thrust T. Thrust T after detecting the motion state
May be estimated, or both may be performed simultaneously.
【００２１】抗力推定手段Ｍ３は、推力推定手段Ｍ１で
推定した推力Ｔと、運動状態検知手段Ｍ２で検知した運
動状態φ，θ，Ｕ，Ｖ，Ｗ，Ｚ，Ｐ，Ｑ，Ｒ，αとに基
づいて、飛行機の抗力Ｄを推定する。以下、その手順を
説明する。The drag estimating means M3 calculates the thrust T estimated by the thrust estimating means M1 and the motion states φ, θ, U, V, W, Z, P, Q, R, α detected by the motion state detecting means M2. , The drag D of the airplane is estimated. Hereinafter, the procedure will be described.
【００２２】図３は、飛行機の機体に固定したＸＹＺ座
標軸（Ｘ軸を定常釣合い飛行時の機体速度ベクトルの方
向に一致させた安定軸）を用いて、機体が外乱を受けて
いる状態での揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αの関
係を示したものである。Ｘ軸方向およびＺ軸方向の力の
釣合いから、Ｘ軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空
気力Ｚａは、揚力Ｌ、抗力Ｄ、推力Ｔおよび迎角αを用
いて、 Ｘａ＝Ｔ＋Ｌ・ sinα−Ｄ・ cosα …（１） Ｚａ＝−Ｌ・ cosα−Ｄ・ sinα …（２） で与えられる。FIG. 3 shows an XYZ coordinate axis fixed to the body of an airplane (a stable axis in which the X axis matches the direction of the body velocity vector during steady balanced flight) when the body is subjected to disturbance. The relationship between the lift L, the drag D, the thrust T, and the angle of attack α is shown. From the balance between the forces in the X-axis direction and the Z-axis direction, the air force Xa in the X-axis direction and the air force Za in the Z-axis direction are calculated by using a lift L, a drag D, a thrust T and an angle of attack α, Xa = T + L · sinα−D · cosα (1) Za = −L · cosα−D · sinα (2)
【００２３】上記（１）式および（２）式から揚力Ｌを
消去すると、抗力Ｄは、 Ｄ＝（Ｔ−Ｘａ）・ cosα−Ｚａ・ sinα …（３） で与えられる。（３）式は、Ｘ軸方向の空気力Ｘａ、Ｚ
軸方向の空気力Ｚａ、推力Ｔおよび迎角αを知れば、抗
力Ｄが推定できることを示している。そして推力Ｔは前
記推力推定手段Ｍ１により推定可能であり、迎角αは前
記運動状態検知手段Ｍ２により検知可能である。残るＸ
軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空気力Ｚａは、前
記運動状態検知手段Ｍ２で検知した運動状態から以下の
ようにして算出可能である。When the lift L is eliminated from the above equations (1) and (2), the drag D is given by: D = (T−Xa) · cosα−Za · sinα (3) Equation (3) is based on the aerodynamic forces Xa, Z in the X-axis direction
This shows that the drag D can be estimated by knowing the axial air force Za, the thrust T and the angle of attack α. The thrust T can be estimated by the thrust estimating means M1, and the angle of attack α can be detected by the motion state detecting means M2. The remaining X
The aerodynamic force Xa in the axial direction and the aerodynamic force Za in the Z-axis direction can be calculated as follows from the motion state detected by the motion state detection means M2.
【００２４】良く知られているように、飛行機のＸ軸方
向およびＺ軸方向の運動方程式は、ｍを機体の質量と
し、ｇを重力加速度として、（４）式および（５）式で
表される（図４参照）。ここで、機体の質量ｍおよび重
力加速度ｇは既知であり、燃料の消費に伴う質量ｍの変
化も算出可能であり、更に飛行機の運動状態φ，θ，
Ｕ，Ｖ，Ｗ，Ｚ，Ｐ，Ｑ，Ｒ，αは運動状態検知手段Ｍ
２で検知可能である。As is well known, the equation of motion in the X-axis direction and the Z-axis direction of an airplane is represented by the following equations (4) and (5), where m is the mass of the body and g is the gravitational acceleration. (See FIG. 4). Here, the mass m of the airframe and the gravitational acceleration g are known, and the change in the mass m due to fuel consumption can be calculated.
U, V, W, Z, P, Q, R, α are motion state detecting means M
2 can be detected.
【００２５】 ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＝−ｍ・ｇ・ sinθ＋Ｘａ …（４） ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）＝ｍ・ｇ・ cosθ・ cosφ＋Ｚａ …（５） 従って、Ｘ軸方向の空気力ＸａおよびＺ軸方向の空気力
Ｚａは、（６）式および（７）式で与えられ、これを前
記（３）式に代入すれば飛行機の抗力Ｄを算出すること
ができる。M · (dU / dt + Q · WR · V) = − m · g · sin θ + Xa (4) m · (dW / dt + P · V−Q · U) = m · g · cos θ · cosφ + Za (( 5) Accordingly, the aerodynamic force Xa in the X-axis direction and the aerodynamic force Za in the Z-axis direction are given by the equations (6) and (7). By substituting these into the equation (3), the drag D of the airplane is obtained. Can be calculated.
【００２６】 Ｘａ＝ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＋ｍ・ｇ・ sinθ …（７） Ｚａ＝ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）−ｍ・ｇ・ cosθ・ cosφ …（８） 次に、操作量算出手段Ｍ４により、飛行機の抗力Ｄを最
小化するためのフラップＦの舵角δｆの操作量を算出す
る。以下、その手順を説明する。Xa = m · (dU / dt + Q · W · R · V) + m · g · sin θ (7) Za = m · (dW / dt + P · V−Q · U) −m · g · cos θ · cos φ (8) Next, the operation amount calculating means M4 calculates the operation amount of the steering angle δf of the flap F for minimizing the drag D of the airplane. Hereinafter, the procedure will be described.
【００２７】図５は、フラップＦの舵角δｆを種々に変
化させたときの迎角αに対する抗力係数ＣD の変化特性
を示すもので、迎角αが何れの大きさにあっても、フラ
ップＦの舵角δｆの変化に応じて抗力係数ＣD が変化す
ることを示している。換言すると、フラップＦの舵角δ
ｆを変化させれば抗力係数ＣD を変化させることができ
る。[0027] Figure 5 shows the change characteristics of the drag coefficient C D against attack angle α with respect to a change in the steering angle δf of the flap F on the various angle of attack α is be in any size, drag coefficient C D according to the change of the steering angle δf of the flap F has shown that changes. In other words, the steering angle δ of the flap F
By changing the f can change the drag coefficient C D.
【００２８】図６はフラップＦの舵角δｆを変化させる
ことで飛行機の抗力Ｄを低減するシステムを示すもので
ある。抗力低減制御によりフラップＦの舵角δｆを変化
させるとピッチングモーメント係数ＣM が変化し、この
ピッチングモーント係数ＣMに動圧ρ（Ｕ2 ＋Ｗ2 ）／
２および翼面積Ｓの積を乗算して算出したピッチングモ
ーメントＭは、エレベータ等の操舵翼の制御により更に
変化する。このピッチングモーメントＭを積分すること
により、飛行機のピッチ姿勢角θが算出される。FIG. 6 shows a system for reducing the drag D of the aircraft by changing the steering angle δf of the flap F. Pitching moment coefficient C M is changed when changing the steering angle δf of the flap F by drag reduction control, the pitching mode cement factor C M dynamic pressure ρ (U 2 + W 2) /
The pitching moment M calculated by multiplying the product of 2 and the wing area S further changes by controlling a steering wing such as an elevator. By integrating the pitching moment M, the pitch attitude angle θ of the airplane is calculated.
【００２９】抗力低減制御によるフラップＦの舵角δｆ
の変化および前記ピッチ姿勢角θの変化により揚力係数
ＣL が変化し、この揚力係数ＣL に動圧ρ（Ｕ2 ＋
Ｗ2 ）／２および翼面積Ｓの積を乗算して算出した揚力
Ｌは、操舵翼の制御により更に変化する。この揚力Ｌを
機体重量ｍｇで除算した値を積分することにより、Ｚ軸
方向の速度Ｗが算出される。The steering angle δf of the flap F by the drag reduction control
Coefficient of lift C L is changed by the change and the change of the pitch attitude angle theta, the lift coefficient C L in dynamic pressure ρ (U 2 +
The lift L calculated by multiplying the product of W 2 ) / 2 and the wing area S further changes by controlling the steering wing. By integrating a value obtained by dividing the lift L by the body weight mg, the velocity W in the Z-axis direction is calculated.
【００３０】抗力低減制御によるフラップＦの舵角δｆ
の変化および前記ピッチ姿勢角θの変化により抗力係数
ＣD が変化し、この抗力係数ＣD に動圧ρ（Ｕ2 ＋
Ｗ2 ）／２および翼面積Ｓの積を乗算して算出した抗力
Ｄは、エンジン制御により変化した推力Ｔと加算され、
その加算した値を積分することにより、Ｘ軸方向の速度
Ｕが算出される。The steering angle δf of the flap F by the drag reduction control
Drag coefficient by the change and the change of the pitch attitude angle θ of C D is changed, the dynamic pressure ρ in the drag coefficient C D (U 2 +
The resistance D calculated by multiplying the product of W 2 ) / 2 and the wing area S is added to the thrust T changed by the engine control,
By integrating the added value, the speed U in the X-axis direction is calculated.
【００３１】このようにして算出された抗力Ｄは推力Ｔ
と共に繰り返し抗力低減制御に用いられ、飛行機の抗力
Ｄを最小にすべくフラップＦの舵角δｆが更新される。The drag D thus calculated is a thrust T
At the same time, the steering angle δf of the flap F is updated to minimize the drag D of the airplane.
【００３２】次に、図７のフローチャートに基づいて抗
力低減制御の内容を説明する。Next, the contents of the drag reduction control will be described with reference to the flowchart of FIG.
【００３３】先ず、ステップＳ１でフラップＦの舵角δ
ｆを予め設定された初期値Δａだけ増加させた後、ステ
ップＳ２で前記（３）式に基づいて抗力Ｄを推定する。
続くステップＳ３で抗力Ｄの前回値および今回値の偏差
Δｄを算出する。ステップＳ１で舵角δｆを初期値Δａ
だけ増加させた結果、ステップＳ３で前記偏差Δｄが正
値であれば、つまり舵角δｆを増加させた結果として抗
力Ｄが増加していれば、ステップＳ４で舵角δｆを減少
させ、逆に前記ステップＳ３で前記偏差Δｄが負値であ
れば、つまり舵角δｆを増加させた結果として抗力Ｄが
減少していれば、ステップＳ４で舵角δｆを更に減少さ
せる。而して、前記ステップＳ２〜ステップＳ４を繰り
返すことにより、フラップＦの舵角δｆを抗力Ｄが最小
になる舵角に収束させることができる。First, in step S1, the steering angle δ of the flap F is set.
After increasing f by the preset initial value Δa, the drag D is estimated in step S2 based on the above equation (3).
In the following step S3, a deviation Δd between the previous value and the current value of the drag D is calculated. In step S1, the steering angle δf is set to an initial value Δa.
If the deviation Δd is a positive value in step S3, that is, if the drag D is increased as a result of increasing the steering angle δf, the steering angle δf is decreased in step S4, and conversely, If the deviation Δd is a negative value in step S3, that is, if the drag D decreases as a result of increasing the steering angle δf, the steering angle δf is further reduced in step S4. Thus, by repeating steps S2 to S4, the steering angle δf of the flap F can be made to converge to the steering angle at which the drag D is minimized.
【００３４】前記ステップＳ４で、フラップＦの舵角δ
ｆの操作量は、前記初期値Δａではなく、Ｋを定数とし
て−Δａ×（Δｄ／Ｋ）に設定される。その理由は、図
８にで示すように操舵角Δｆの変化量に対する抗力Ｄ
の変化量が大きい領域では舵角δｆの操作量を大きく
し、また図８にで示すように操舵角Δｆの変化量に対
する抗力Ｄの変化量が小さい領域では舵角δｆの操作量
を小さくするためであり、これにより舵角δｆを抗力Ｄ
が最小になる目標舵角に収束させる制御の応答性および
収束性を高めることができる。At step S4, the steering angle δ of the flap F
The operation amount of f is set to −Δa × (Δd / K) using K as a constant instead of the initial value Δa. The reason is that as shown in FIG. 8, the drag D against the amount of change in the steering angle Δf
In the region where the change amount of the steering angle δf is large, the operation amount of the steering angle δf is increased, and in the region where the change amount of the drag D with respect to the change amount of the steering angle Δf is small as shown in FIG. As a result, the steering angle δf
The responsiveness and convergence of the control for converging to the target steering angle at which is minimized can be improved.
【００３５】以上のように、フラップＦの舵角δｆを操
作手段Ｍ５で微小角度変化させ、その結果生じた抗力Ｄ
の増減を監視して前記舵角δｆを更に微小角度変化させ
る操作を繰り返すことにより、前記舵角δｆを飛行機の
抗力Ｄが最小になる目標舵角に収束させることができ
る。また、この抗力低減制御は実際の抗力Ｄを監視しな
がら行われるので極めて効果的であるだけでなく、飛行
体の運動状態に関わらずに効果を発揮することができ
る。しかも飛行機の主翼Ｗに元々備えられているフラッ
プＦを抗力可変手段として利用するので、特別の抗力可
変手段が不要になって重量およびコストが削減される。As described above, the steering angle δf of the flap F is slightly changed by the operating means M5, and the resultant drag D
By repeating the operation of monitoring the increase / decrease of the steering angle and further changing the steering angle δf by a small angle, the steering angle δf can be made to converge to the target steering angle at which the drag D of the aircraft is minimized. In addition, since the drag reduction control is performed while monitoring the actual drag D, the drag reduction control is not only very effective but also exerts an effect regardless of the motion state of the flying object. Moreover, since the flap F originally provided on the main wing W of the airplane is used as the drag variable means, no special drag variable means is required, and the weight and cost are reduced.
【００３６】図９には、前記抗力低減制御をシミュレー
トした計算結果が示されており、フラップＦの舵角δｆ
の変化によって抗力Ｄおよび抗力係数ＣD が減少してい
ることが確認される。FIG. 9 shows a calculation result obtained by simulating the drag reduction control, and shows the steering angle δf of the flap F.
It is confirmed that the drag D and the drag coefficient C D are reduced by the change of.
【００３７】ところで、図１０に示すように、抗力低減
制御によりフラップＦの舵角δｆを変化させて抗力Ｄを
低減するとき、それに伴ってピッチングモーメントＭお
よび揚力Ｌも変化してしまい、飛行機の姿勢や運動状態
が望ましくない方向に変化する可能性がある。例えば、
フラップＦを下げ方向に操作すると、機首上げ方向のピ
ッチングモーメントＭが発生するとともに主翼Ｗの揚力
Ｌｗも増加する。そこで、補償手段としての水平尾翼Ｈ
に設けたエレベータを下げ方向にトリムすることにより
揚力Ｌｈを発生させ、この揚力Ｌｈで機首下げ方向のピ
ッチングモーメントＭを発生させてピッチ軸まわりの釣
合いを保つことができる。しかも、エレベータの操作に
伴う抗力Ｄの増加は無視できる程度であるため、全機の
抗力Ｄは確実に減少する。但し、フラップＦの下げ操作
に伴って主翼Ｗの揚力Ｌｗが増加し、更にエレベータの
下げ操作に伴って水平尾翼Ｈの揚力Ｌｈも増加するた
め、全機の揚力Ｌは増加してしまう。As shown in FIG. 10, when the drag D is reduced by changing the steering angle δf of the flap F by the drag reduction control, the pitching moment M and the lift L also change with the change. Postures and movements can change in undesirable directions. For example,
When the flap F is operated in the lowering direction, a pitching moment M in the nose raising direction is generated, and the lift Lw of the main wing W is also increased. Therefore, the horizontal tail H as a compensation means
The lift Lh is generated by trimming the elevator provided in the lower direction, and a pitching moment M in the nose lowering direction is generated by the lift Lh to maintain the balance around the pitch axis. Moreover, since the increase in the drag D due to the operation of the elevator is negligible, the drag D of all the aircraft is surely reduced. However, the lift Lw of the main wing W increases with the lowering operation of the flap F, and the lift Lh of the horizontal tail H also increases with the lowering operation of the elevator. Therefore, the lift L of all the aircraft increases.
【００３８】図１１には先尾翼Ｃ（カナード）を備えた
飛行機の例が示される。例えば、フラップＦの下げ方向
に操作に伴って機首上げ方向のピッチングモーメントＭ
が発生し、かつ主翼Ｗの揚力Ｌｗが増加したとき、補償
手段としての水平尾翼Ｈに設けたエレベータを下げ方向
にトリムすることにより揚力Ｌｈを発生させるととも
に、補償手段としての先尾翼Ｃに設けたエレベータを上
げ方向にトリムすることにより負の揚力Ｌｃを発生させ
る。その結果、水平尾翼Ｈが発生する揚力Ｌｈおよび先
尾翼Ｃが発生する下向きの揚力Ｌｃで機首下げ方向のピ
ッチングモーメントＭを発生させてピッチ軸まわりの釣
合いを保つことができ、しかも水平尾翼Ｈが発生する揚
力Ｌｈおよび先尾翼Ｃが発生する下向きの揚力Ｌｃを相
殺させて全機の揚力Ｌの変化を最小限に抑えることがで
きる。この場合にも、水平尾翼Ｈのエレベータおよび先
尾翼Ｃのエレベータの操作に伴う抗力Ｄの増加は無視で
きる程度であるため、全機の抗力Ｄは確実に減少する。FIG. 11 shows an example of an airplane provided with a tail fin C (canard). For example, the pitching moment M in the nose-up direction accompanying the operation in the lowering direction of the flap F
Occurs, and the lift Lw of the main wing W increases, the lift provided on the horizontal tail H serving as compensation means is trimmed in the downward direction to generate a lift Lh, and the lift Lh is provided on the tail tail C serving as compensation means. A negative lift Lc is generated by trimming the lifted elevator in the upward direction. As a result, the pitching moment M in the nose-down direction is generated by the lift Lh generated by the horizontal tail H and the downward lift Lc generated by the tail tail C, thereby maintaining the balance around the pitch axis. And the downward lift Lc generated by the tail fin C can be offset to minimize the change in the lift L of all the aircraft. In this case as well, since the increase in the drag D caused by the operation of the elevator of the horizontal tail H and the elevator of the front tail C is negligible, the drag D of all the aircraft is reliably reduced.
【００３９】以上、本発明の実施例を詳述したが、本発
明は前記実施例に限定されるものでなく、種々の設計変
更を行うことが可能である。Although the embodiment of the present invention has been described in detail, the present invention is not limited to the above embodiment, and various design changes can be made.
【００４０】例えば、実施例では飛行体として飛行機を
例示したが、本発明は飛行機以外の固定翼航空機である
滑空機や、ヘリコプタ等の回転翼航空機や、ミサイル等
に対しても適用することができる。また可動翼面は実施
例のフラップＦに限定されず、エルロンやエレベータで
あっても良い。For example, in the embodiment, an airplane is illustrated as a flying object. However, the present invention can be applied to a fixed wing aircraft other than an airplane, a rotary wing aircraft such as a helicopter, a missile, and the like. it can. The movable wing surface is not limited to the flap F of the embodiment, and may be an aileron or an elevator.
【００４１】[0041]
【発明の効果】以上のように請求項１に記載された発明
によれば、飛行体の推力および運動状態から推定した抗
力を最小化する抗力可変手段の操作量を算出し、算出し
た操作量に基づいて抗力可変手段を操作するので、飛行
体の運動状態に関わらず該飛行体の抗力を効果的に低減
してエネルギー効率を高めることができる。As described above, according to the first aspect of the present invention, the operation amount of the drag variable means for minimizing the drag estimated from the thrust and the motion state of the flying object is calculated, and the calculated operation amount is calculated. , The drag of the flying object can be effectively reduced and the energy efficiency can be increased regardless of the motion state of the flying object.
【００４２】また請求項２に記載された発明によれば、
抗力可変手段が飛行機の主翼の後縁に設けられた可動翼
面から構成されるので、通常の飛行機の主翼に備えられ
ているフラップやエルロンを抗力可変手段として利用し
て重量およびコストを削減することができる。According to the second aspect of the present invention,
Since the drag variable means is composed of a movable wing surface provided on the trailing edge of the main wing of the airplane, the weight and cost are reduced by using flaps and ailerons provided on the main wing of a normal airplane as the drag variable means. be able to.
【００４３】また請求項３に記載された発明によれば、
可動翼面の操作により発生する飛行機の揚力の変化ある
いはピッチングモーメントの変化を補償するので、飛行
機の抗力低減に伴う機体姿勢の変化を最小限に抑えて乗
り心地を向上させることができる。According to the third aspect of the present invention,
Since the change in the lift or pitching moment of the airplane caused by the operation of the movable wing surface is compensated, the change in the aircraft attitude due to the reduction in the drag of the airplane can be minimized, and the riding comfort can be improved.
【００４４】また請求項４に記載された発明によれば、
第１ステップで飛行体の推力Ｔを推定し、第２ステップ
で飛行体のピッチ角αを含む運動状態を検知し、第３ス
テップで前記運動状態から飛行体に作用する空気力のＸ
軸方向成分およびＺ軸方向成分を算出し、第４ステップ
で前記推力Ｔ、ピッチ角α、空気力のＸ軸方向成分Ｘａ
およびＺ軸方向成分Ｚａとから飛行体の抗力Ｄを算出す
るので、飛行体の運動状態に関わらず該飛行体の抗力Ｄ
を正確に算出することができる。According to the invention described in claim 4,
In the first step, the thrust T of the flying object is estimated, in the second step, the motion state including the pitch angle α of the flying object is detected, and in the third step, X of the aerodynamic force acting on the flying body from the motion state is detected.
The axial component and the Z-axial component are calculated, and the thrust T, the pitch angle α, and the X-axial component Xa of the aerodynamic force are calculated in a fourth step.
And the Z-axis direction component Za, the drag D of the flying vehicle is calculated, so that the drag D of the flying vehicle regardless of the motion state of the flying vehicle
Can be calculated accurately.
【図１】飛行機の主翼のプロフィールを示す図FIG. 1 shows a profile of a wing of an airplane.
【図２】飛行機の抗力低減制御のブロック図FIG. 2 is a block diagram of drag reduction control of an airplane.
【図３】飛行機の縦の運動における揚力Ｌ、抗力Ｄ、推
力Ｔおよび迎角αの関係を示す図FIG. 3 is a diagram showing a relationship among lift L, drag D, thrust T and angle of attack α in a vertical motion of an airplane.
【図４】ＸＹＺ座標軸および飛行機の運動状態を表す変
数を示す図FIG. 4 is a diagram showing XYZ coordinate axes and variables representing the motion state of the airplane.
【図５】フラップの舵角を種々に変化させたときの迎角
に対する抗力係数の変化特性を示すグラフFIG. 5 is a graph showing a change characteristic of a drag coefficient with respect to an angle of attack when the rudder angle of the flap is variously changed.
【図６】飛行制御のブロック図FIG. 6 is a block diagram of flight control.
【図７】抗力低減制御のフローチャートFIG. 7 is a flowchart of a drag reduction control.
【図８】フラップの舵角と抗力との関係を示す図FIG. 8 is a diagram showing a relationship between a steering angle of a flap and a drag;
【図９】抗力低減制御のシミュレーション結果を示すグ
ラフFIG. 9 is a graph showing a simulation result of drag reduction control.
【図１０】水平尾翼のエレベータによるピッチングモー
メントおよび揚力の釣合いを説明する図FIG. 10 is a view for explaining a balance between a pitching moment and a lift by an elevator of a horizontal stabilizer.
【図１１】水平尾翼のエレベータおよび先尾翼のエレベ
ータによるピッチングモーメントおよび揚力の釣合いを
説明する図FIG. 11 is a diagram for explaining a balance between a pitching moment and a lift by a horizontal tail elevator and a front tail elevator.
Ｃ 先尾翼（補償手段） Ｄ 抗力 Ｆ フラップ（可動翼面、抗力可変手段） Ｈ 水平尾翼（補償手段） Ｌ 揚力 Ｍ ピッチングモーメント Ｍ１ 推力推定手段 Ｍ２ 運動状態検知手段 Ｍ３ 抗力推定手段 Ｍ４ 操作量算出手段 Ｍ５ 操作手段 Ｔ 推力 Ｗ 主翼 C Front tail (compensation means) D Drag F Flap (movable wing surface, resistance variable means) H Horizontal tail (compensation means) L Lift M Pitching moment M1 Thrust estimation means M2 Motion state detection means M3 Drag estimation means M4 Operation amount calculation means M5 Operating means T Thrust W Main wing
Claims (4)
推定する推力推定手段（Ｍ１）と、 飛行体の運動状態を検知する運動状態検知手段（Ｍ２）
と、 検知した運動状態および推定した推力（Ｔ）に基づいて
飛行体の抗力（Ｄ）を推定する抗力推定手段（Ｍ３）
と、 飛行体の抗力（Ｄ）を変化させる抗力可変手段（Ｆ）
と、 推定した抗力（Ｄ）を最小化する抗力可変手段（Ｆ）の
操作量を算出する操作量算出手段（Ｍ４）と、 算出した操作量に基づいて抗力可変手段（Ｆ）を操作す
る操作手段（Ｍ５）と、を備えたことを特徴とする飛行
体の抗力制御装置。1. A thrust estimating means (M1) for estimating a thrust (T) of a flying object flying in the air, and a motion state detecting means (M2) for detecting a motion state of the flying object.
And a drag estimating means (M3) for estimating a drag (D) of the flying object based on the detected motion state and the estimated thrust (T).
And a drag variable means (F) for changing the drag (D) of the flying object.
An operation amount calculating means (M4) for calculating an operation amount of the drag variable means (F) for minimizing the estimated drag (D); and an operation for operating the drag variable means (F) based on the calculated operation amount. Means (M5).
変手段（Ｆ）が主翼（Ｗ）の後縁に設けられた可動翼面
であることを特徴とする、請求項１に記載の飛行体の抗
力制御装置。2. The flight according to claim 1, wherein the flying object is an airplane, and the drag varying means (F) is a movable wing surface provided on a trailing edge of a main wing (W). Body drag control device.
機の揚力（Ｌ）の変化あるいはピッチングモーメント
（Ｍ）の変化を補償する補償手段（Ｈ，Ｃ）を備えたこ
とを特徴とする、請求項２に記載の飛行体の抗力制御装
置。3. Compensation means (H, C) for compensating a change in lift (L) or a change in pitching moment (M) of the airplane caused by the operation of the movable wing surface. Item 3. A drag control device for an aircraft according to Item 2.
る抗力推定方法であって、 飛行体の推力Ｔを推定する第１ステップと、 飛行体の下記運動状態を検知する第２ステップと、 ［運動状態］ φ；ロール姿勢角（Ｘ軸まわりのオイラー角） θ；ピッチ姿勢角（Ｙ軸まわりのオイラー角） Ｕ；Ｘ軸方向の速度 Ｖ；Ｙ軸方向の速度 Ｗ；Ｚ軸方向の速度 Ｐ；ロール角速度（Ｘ軸まわりの角速度） Ｑ；ピッチ角速度（Ｙ軸まわりの角速度） Ｒ；ヨー角速度（Ｚ軸まわりの角速度） α；飛行体の進行方向と飛行体の中心線との成すピッチ
角 前記第２ステップで検知した運動状態を下記第１方程式
に代入して飛行体に作用する空気力のＸ軸方向成分Ｘａ
およびＺ軸方向成分Ｚａを算出する第３ステップと、 ［第１方程式］ Ｘａ＝ｍ・（ｄＵ／ｄｔ＋Ｑ・Ｗ−Ｒ・Ｖ）＋ｍ・ｇ・
sinθ Ｚａ＝ｍ・（ｄＷ／ｄｔ＋Ｐ・Ｖ−Ｑ・Ｕ）−ｍ・ｇ・
cosθ・ cosφ 但し、ｇ；重力加速度 ｍ；飛行体の質量 前記第１ステップで推定した推力Ｔと、前記第２ステッ
プで検知したピッチ角αと、前記第３ステップで算出し
た空気力のＸ軸方向成分Ｘａおよび空気力のＺ軸方向成
分Ｚａとを下記第２方程式に代入して飛行体の抗力Ｄを
算出する第４ステップと、 ［第２方程式］ Ｄ＝（Ｔ−Ｘａ）・ cosα−Ｚａ・ sinα を備えてなり、 前記第１ステップおよび前記第２ステップを順序を問わ
ずに実行した後に、前記第３ステップおよび前記第４ス
テップＳを順次実行することを特徴とする飛行体の抗力
推定方法。4. A drag estimating method for estimating a drag of an air vehicle flying in the air, comprising: a first step of estimating a thrust T of the air vehicle; and a second step of detecting a following motion state of the air vehicle. [Motion state] φ: Roll attitude angle (Eulerian angle around X axis) θ: Pitch attitude angle (Eulerian angle around Y axis) U: Speed in X axis direction V: Speed in Y axis direction W; Z axis direction P: Roll angular velocity (angular velocity about X axis) Q: Pitch angular velocity (angular velocity about Y axis) R: Yaw angular velocity (angular velocity about Z axis) α: The distance between the advancing direction of the vehicle and the center line of the vehicle The pitch angle to be formed The motion state detected in the second step is substituted into the following first equation, and the X-axis direction component Xa of the aerodynamic force acting on the flying object is substituted.
And a third step of calculating the Z-axis direction component Za; [First equation] Xa = m ・ (dU / dt + Q ・ WR−V) + m ・ g ・
sin θ Za = m · (dW / dt + P · V−Q · U) −m · g ·
cosθ · cosφ where g; gravitational acceleration m; mass of the flying object Thrust T estimated in the first step, pitch angle α detected in the second step, and X-axis of aerodynamic force calculated in the third step A fourth step of calculating the drag D of the flying object by substituting the directional component Xa and the Z-axis directional component Za of the aerodynamic force into the following second equation; [Second equation] D = (T−Xa) · cos α− Wherein the first step and the second step are executed in any order, and then the third step and the fourth step S are sequentially executed. Estimation method.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11185909A JP2001010593A (en) | 1999-06-30 | 1999-06-30 | Drag control device of flying object, and method for estimating drag of flying object |
| US09/606,010 US6390417B1 (en) | 1999-06-30 | 2000-06-29 | Drag control system for flying machine, process for estimating drag of flying machine, boundary layer control system, and boundary layer control process |
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|---|---|---|---|
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|---|---|
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Cited By (3)
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- 1999-06-30 JP JP11185909A patent/JP2001010593A/en active Pending
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