JP2004025966A

JP2004025966A - Maneuver selection system for aircraft

Info

Publication number: JP2004025966A
Application number: JP2002183317A
Authority: JP
Inventors: Naohiko Yoshizumi; 吉住　直彦
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-06-24
Filing date: 2002-06-24
Publication date: 2004-01-29

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a maneuver selection system for an aircraft, wherein a substantially optimizable technique is established by making maneuver selection more appropriate. <P>SOLUTION: This maneuver selection system for the aircraft consists of: a first computer 2 for computing a maneuver solution 6-j which enables an own aircraft future motion individually on the basis of a plurality of maneuver selection conditions 7 and equations of motion; and a second computer 3 for computing a plurality of evaluated values E7-j corresponding to a plurality of maneuver solutions 6-j individually on the basis of a common simple mathematical expression and comparing the magnitudes of a plurality of evaluated values E7-j with each other. An optimum solution is selected at high-speed on the basis of a simple performance function, based on a minimum conflict distance between the own aircraft and a hostile aircraft, and acceleration received by the aircraft body, of especially a first polynomial. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の機動選択システムに関し、特に、戦闘機のような航空機どうしの衝突を回避する航空機の機動選択システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
複数の航空機を含む航空機群、複数のミサイルを含む飛翔体群、航空機とミサイルを含む空中高速移動体群、複数のヘリコプタを含むヘリコプタ群のような群は、群制御されていない。空港周辺の離着陸旅客機群は、その群制御が困難である。敵機戦闘機と自機戦闘機の群は、積極的にその群構造が破壊される積極的破壊集団である。ニアミスを回避するために、相対する２機は互いに相対的位置関係と相対的速度関係とそれらの関係の履歴をダイナミックに有し、又は、共有することができる。そのような関係履歴に基づいて、両機は規則に従って、航行方向と航行加速度を変更することにより、ニアミスを回避することができる。そのような航空機衝突防止システムは、特開平９−２５１６００号で知られている。
【０００３】
このような公知の航空機衝突防止システムは、図４に戦闘機の戦闘システムとして例示されるように、ルールを規定するプログラムが既述されているコンピュータのハード部分１０１を有し、そのハード部分１０１に戦闘状況データ１０２が入力される。戦闘状況データ１０２として、自機・敵機位置関係、敵機ミサイル推定位置、自機ミサイル位置、僚機選択機動が例示される。ハード部分１０１は、ＩＦ−ＴＨＥＮ形式のプログラムである機動選択ルールベースに従って選択機動１０３を出力する。その選択機動は、単一である。あるプログラムでは、僚機と自機と敵機の三角関係位置と３機の相対的速度とに基づいて選択される自機の選択機動は、ＩＦ−ＴＨＥＮ形式により、原理的に単一である。瞬間的判断を要する戦闘状態の戦闘員に複数の選択機動のうちの１つを選択させることは、不適正であったから、ＩＦ−ＴＨＥＮ形式に基づく単一の機動選択の出力が適正であると考えられている。旅客機では、客室の加速度を加味した適正化が特に求められる。戦闘機では、過大な加速度が不適正である。機動選択の一様性又は一元性は、選択機動を適切化することができない。
【０００４】
機動選択をより適切化し実質的に最適切化することができる技術の確立が求められる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、機動選択をより適切化する技術を確立することができる航空機の機動選択システムを提供することにある。
本発明の他の課題は、機動選択をより適切化し実質的に最適切化する技術を確立することができる航空機の機動選択システムを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
その課題を解決するための手段が、下記のように表現される。その表現中に現れる技術的事項には、括弧（）つきで、番号、記号等が添記されている。その番号、記号等は、本発明の実施の複数の形態又は複数の実施例のうちの少なくとも１つの実施の形態又は複数の実施例を構成する技術的事項、特に、その実施の形態又は実施例に対応する図面に表現されている技術的事項に付せられている参照番号、参照記号等に一致している。このような参照番号、参照記号は、請求項記載の技術的事項と実施の形態又は実施例の技術的事項との対応・橋渡しを明確にしている。このような対応・橋渡しは、請求項記載の技術的事項が実施の形態又は実施例の技術的事項に限定されて解釈されることを意味しない。
【０００７】
本発明による航空機の機動選択システムは、それぞれに複数の機動選択初期ルール（４−ｊ）に基づいて、且つ、それぞれに運動方程式に基づいて自機の今後の運動が可能である機動解（６−ｊ）を計算する第１計算機（２）と、複数の機動解（６−ｊ）に対応する複数の評価値Ｅ（８−ｊ）を共通の簡素な数式に基づいてそれぞれに計算し、且つ、複数の評価値Ｅ（８−ｊ）の大小を比較する第２計算機（３）とから構成されている。ここで、運動方程式はニュートンの運動方程式であり、特に、軌道解を求める式であり、実質的にリアルタイムに求められることが望ましい。自機と他機との間の相対距離と相対的加速度の履歴は、自機のコンピュータにリアルタイムに入力されている。
【０００８】
従来は、加速度が規定値以上にならないというような制限条件付き（結果条件付き）で運動方程式が解かれるので、その解をリアルタイムに求めるための計算機はには顕著に高速性が求められるが、本発明では初期条件に基づいて高速に且つ単純に解が求められ、従って、リアルタイムに複数の解が求められる。そのような複数の解に対して評価値を単純に計算することにより、評価の判定が高速に行われ、結果的にリアルタイム計算が可能である。ここで、単純とは、人為的に設定された関数を計算することであり、高度に複雑である３次元微分方程式を制限条件付きで解くことではない。
【０００９】
評価値はＥで表され、その数式は１次多項式であり、評価値Ｅを大きくする第１評価項と評価値Ｅを小さくする第２評価項とにより、Ｅ＝｜α｜｜ｆ｜−｜β｜｜Ｄ｜で表され、ここで、αとβとは設定定数であり、ｆとＤはそれぞれにその運動方程式により求められる解である。１次多項式は、式の簡素化の極限である。希望する評価を前提にして運動方程式を解く計算のステップ数は膨大になるが、評価条件なしに高速に解いた結果を単純な評価関数で解く計算のステップの数は、極端に少なくなる。戦闘状態にある戦闘機どうしの衝突回避が単一の目的とされる場合には、加速度条件が大幅に緩められ、ますますその計算のステップ数が削減され得る。旅客機どうしの衝突回避では、相当な時間的余裕をもって計算を開始することができ、より確実に且つより安全に衝突を回避することができる。
【００１０】
ｆは機体の加速度の関数であり、Ｄは自機と他機との間の最小接近距離である。このような変数と既述の式とにより、より確実により安全に（最適に）衝突を回避し、又は、過密空港の滑走路に着陸することができる。自機と他機がともに戦闘機である場合に、このような簡素な計算式が特に効果的であり、受ける加速度は大きいが乗組員の生命の安全をより確実に保証することができる。その加速度が水平加速度と鉛直加速度とで表されることにより、人体の保護がより適正化される。ｆは、機体の加速度により表される人体影響指数であり、加速度が小さくなれば大きくなる指数であり、経験則的に規定される関数である。このような経験則は、地球上のシミュレータにより適正に且つ簡素に人間工学的に数式化され得る。
【００１１】
αとβとはともに可変であり、戦闘状況に基づいて、又は、戦闘機と旅客機のような機種に基づいて、パイロットの判断によるモード選択ボタンにより可変であることが有効である。機動選択条件は、自機の旋回方向と自機の高低方向の組合せのような運動モードが好適に例示される。
【００１２】
【発明の実施の形態】
図に対応して、本発明による航空機の機動選択システムは、アクチェータが計機とともに設けられている。その計算機１は、第１計算器２と第２計算器３とから構成されている。第１計算器２のハード部分には、複数の機動選択ルールから形成されている機動選択ルール・プログラム４が独立的に入力される。第１計算器２は、複数の機動選択ルール（ＩＦ−ＴＨＥＮ形式の初期条件）にそれぞれに基づいて、複数の機動解６−ｊを導出する。そのような機動解は、以下、選択可能機動６−ｊと言われる。選択可能機動６−ｊには、それぞれにその機動能力が存在している。実施の本形態では、その複数の機動能力として、複数の衝突回避軌道解が好適に例示される。
【００１３】
第１計算器２で求められた解である複数の選択可能機動は、第１計算器２から出力され第２計算器３に入力する。第２計算器３のハード部分には、評価関数を記載している評価関数プログラム５が入力されて記載されている。第２計算器３は、複数の選択可能機動６−ｊについて総合評価を行って総合評価指数８−ｊを計算して求める。第２計算器３は、複数の選択可能機動にそれぞれに対応する総合評価指数８−ｊうち最適評価指数８’−ｋを数量的に（定量的に）求めて、最適評価指数８’−ｋに対応する最適選択可能機動６’−ｊを出力する。
【００１４】
図２は、本発明による航空機の機動選択システムの実施のより具体的な形態を示している。機動選択ルール・プログラム４は、機動選択ルール４−ｊの集合である。機動選択ルール４−ｊは、定められている規則に反しない範囲で自由に選択することができる要素であり、複数の衝突回避ルール又は衝突回避方法の集合が好適に例示される。衝突回避ルールとして、左（右）旋回降下と左（右）旋回上昇とが例示され、更にそれらに速度増大と速度減少とが条件づけられる。
【００１５】
各機動選択ルール４−ｊには、共通のパラメータ（物理的初期条件）が存在している。そのパラメータの具体的数値群は、状況データ７である。第１計算器２に入力される状況データ７は、自機位置、自機速度、相手機位置、相手機速度であり、時系列上の値である。状況データ７の具体値は、機長の判断又は接近距離に自動的に対応する自動計算の開始時刻で固定される。
【００１６】
各選択可能機動（解）６−ｊは、それぞれに、共通の状況データ７に基づいて計算された解である。複数の航行軌道は、それぞれに旋回半径を含んでいる。評価関数プログラム５が記述する評価関数Ｅ（＝総合評価指数８−ｊ）として、図２は次式を例示している。
Ｅ＝αｆ（Ｇｖｍａｘ，Ｇｈｍａｘ）＋βＤｍｉｎ・・・（１）
α，β：無次元の重みづけ係数
ｆ：ＧｖｍａｘとＧｈｍａｘとを変数とする第１評価関数値
Ｄｍｉｎ：第２評価関数値（Ｄそのもの）
Ｇｖｍａｘ：回避航路中の最大荷重の垂直成分
Ｇｈｍａｘ：回避航路中の最大荷重の水平成分
Ｄ：最接近距離
【００１７】
第１評価関数値ｆは、回避航路中の最大荷重の１次元垂直成分と回避航路中の最大荷重の２次元水平成分とに対応する荷重を受ける乗客（又は戦闘員であるパイロット）に対して与える悪影響を最小化する関数である。客室の床と座席とシートベルトから乗客が受ける３次元荷重が身体の各部位に与える悪影響を示す関数であり、その悪影響が小さいほどその関数値は大きくなるように人間工学的に関数化されている。
【００１８】
Ｄｍｉｎは、各選択可能機動について両機の最接近距離を示している。最接近距離がより短ければ、客室構造体から乗客が受ける悪影響は小さくなり、第１評価関数値ｆはより大きくなる。従って、βは負に設定されている。式（１）は次式でより分かりやすく表現される。
Ｅ＝αｆ（Ｇｖｍａｘ，Ｇｈｍａｘ）−｜β｜Ｄｍｉｎ・・・（１’）
第２計算器３は、選択可能機動１〜ｎについて総合評価指数Ｅ１〜Ｅｎ（＝８−ｊ：ｊ＝１〜ｎ）を計算する。第２計算器３は、総合評価指数Ｅ１〜Ｅｎをその値が大きい順番に並び替える。Ｅ２＞Ｅ１＞・・・＞Ｅｎであれば、第２計算器３は指数列を次のように並び替える：
Ｅ２，Ｅ１，・・・，Ｅｎ
【００１９】
ここで、Ｅ２に対応する選択可能機動６−２は、最適機動である。指数列Ｅ１，Ｅ２，・・・，Ｅｎは、そのいずれもが選択可能であるので、指数列Ｅ２，Ｅ１，Ｅ３，・・・，Ｅｎに対応する選択可能機動は、その順に、最適機動に代替され得る機動である。代替機動の第１順位は選択可能機動６−１であり、代替機動の第２順位は選択可能機動６−３である。乗客の種類（幼児が多い場合）、シートベルト装着中のようなコンピュータに入力することが困難である状況を把握している機長は、最善案Ｅ２に代えて代替案を人為的に選択することができる。
【００２０】
図３は、本発明による航空機の機動選択システムの実施の他の形態を示している。実施の本形態は、状況データ７として、戦闘機どうしで戦闘が行われている戦闘状況データが例示されている。データとして、自機／敵機・位置関係、敵機ミサイル推定位置、自機ミサイル推定位置、僚機選択機動が例示される。戦闘状況に基づく評価関数が第２計算器３に設定される。敵ミサイルに衝突しないような航路選択は、図２の評価関数がそのままに用いられる。この場合には、パイロットが機体から受ける荷重による影響に対する重み係数が小さく設定され、ミサイル接近距離が大きくなりその評価βＤｍｉｎの絶対値が大きくなるように重み係数βが小さく設定され、式（１）のβはβ’に設定される（戦闘機のパイロットは一般人より十分に身体的訓練を受けている。）。
Ｅ＝αｆ（Ｇｖｍａｘ，Ｇｈｍａｘ）＋β’Ｄｍｉｎ・・・（２）
又は
Ｅ＝αｆ（Ｇｖｍａｘ，Ｇｈｍａｘ）−｜β’｜Ｄｍｉｎ・・・（２’）
【００２１】
【発明の効果】
本発明による航空機の機動選択システムは、複数の選択可能な機動の中から簡素な数式に基づいて定量的に最良又は次善の機動を瞬時に選択的に決定することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による航空機の機動選択システムの実施の形態を示す回路ブロック図である。
【図２】図２は、本発明による航空機の機動選択システムの実施の形態を示す動作フロー図である。
【図３】図３は、本発明による航空機の機動選択システムの実施の他の形態を示す動作フロー図である。
【図４】図４は、公知方法を示す動作フロー図である。
【符号の説明】
２…第１計算機
３…第２計算機
４−ｊ…機動選択ルール
６−ｊ…機動解
８−ｊ…評価値
Ｅ…評価値[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to an aircraft mobility selection system, and more particularly to an aircraft mobility selection system that avoids collision between aircraft such as fighters.
[0002]
[Prior art]
Groups such as an aircraft group including a plurality of aircraft, a flying object group including a plurality of missiles, a high-speed airborne group including an aircraft and a missile, and a helicopter group including a plurality of helicopters are not group-controlled. It is difficult to control the take-off and landing passenger aircraft group around the airport. A group of enemy fighters and own fighters is an aggressively destroyed group whose group structure is actively destroyed. In order to avoid near misses, the two opposing aircraft can dynamically have or share a relative positional relationship, a relative speed relationship, and a history of those relationships. Based on such a relationship history, the two aircraft can avoid a near miss by changing the navigation direction and the navigation acceleration according to the rules. Such an aircraft collision prevention system is known from JP-A-9-251600.
[0003]
Such a known aircraft anti-collision system has a computer hardware part 101 in which a program defining rules is described, as exemplified in FIG. 4 as a fighter fighter system. Is input with the battle situation data 102. Examples of the battle situation data 102 include the own aircraft / enemy aircraft positional relationship, the enemy aircraft missile estimated position, the own aircraft missile position, and the consort aircraft selection maneuver. The hardware unit 101 outputs a selected movement 103 according to a movement selection rule base which is a program in the IF-THEN format. The selection maneuver is single. In one program, the selection of the own aircraft, which is selected based on the triangular relationship between the consort aircraft, the own aircraft, and the enemy aircraft, and the relative speeds of the three aircraft, is basically single in the IF-THEN format. Having a combatant in combat requiring an instantaneous decision to select one of a plurality of selected maneuvers was improper, so that the output of a single maneuver selection based on the IF-THEN format is appropriate. It is considered. Passenger aircraft are particularly required to be optimized in consideration of the acceleration of the cabin. In fighters, excessive acceleration is inappropriate. The uniformity or unity of the maneuver selection does not allow the selection maneuver to be appropriate.
[0004]
There is a need to establish a technology that can make the mobility selection more appropriate and substantially optimal.
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
It is an object of the present invention to provide an aircraft mobility selection system that can establish a technology for making mobility selection more appropriate.
It is another object of the present invention to provide an aircraft mobility selection system that can establish a technique for more appropriately and substantially optimizing the mobility selection.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
Means for solving the problem are expressed as follows. The technical items appearing in the expression are appended with numbers, symbols, etc. in parentheses (). The numbers, symbols, and the like are technical items that constitute at least one embodiment or a plurality of embodiments of the embodiments or the embodiments of the present invention, in particular, the embodiments or the embodiments. Corresponds to the reference numbers, reference symbols, and the like assigned to the technical matters expressed in the drawings corresponding to. Such reference numbers and reference symbols clarify the correspondence and bridging between the technical matters described in the claims and the technical matters of the embodiments or examples. Such correspondence / bridge does not mean that the technical matters described in the claims are interpreted as being limited to the technical matters of the embodiments or the examples.
[0007]
The aircraft maneuver selection system according to the present invention provides a maneuver solution (6) based on a plurality of maneuver selection initial rules (4-j), each of which is capable of future movement of the own aircraft based on a motion equation. -J) and a plurality of evaluation values E (8-j) corresponding to the plurality of maneuver solutions (6-j) based on a common simple mathematical formula, respectively. The second computer (3) that compares the magnitudes of the plurality of evaluation values E (8-j). Here, the equation of motion is Newton's equation of motion, in particular, an equation for obtaining a trajectory solution, and is desirably obtained substantially in real time. The history of the relative distance and the relative acceleration between the own device and the other device is input to the own computer in real time.
[0008]
Conventionally, since the equation of motion is solved with a limiting condition that the acceleration does not exceed a specified value (with a result condition), a computer for obtaining the solution in real time requires a remarkably high speed. In the present invention, a solution is quickly and simply obtained based on the initial condition, and thus a plurality of solutions are obtained in real time. By simply calculating the evaluation value for such a plurality of solutions, the evaluation is determined at high speed, and as a result, real-time calculation is possible. Here, “simple” means calculating an artificially set function, and does not mean solving a highly complicated three-dimensional differential equation with a limiting condition.
[0009]
The evaluation value is represented by E, and its mathematical expression is a first-order polynomial. The first evaluation item that increases the evaluation value E and the second evaluation item that decreases the evaluation value E are E = | α || f | − | Β || D |, where α and β are set constants, and f and D are solutions determined by the equations of motion, respectively. First-order polynomials are the limit of equation simplification. The number of calculation steps for solving the equation of motion on the premise of desired evaluation is enormous, but the number of calculation steps for solving a result solved at high speed without evaluation conditions with a simple evaluation function is extremely small. If collision avoidance between fighters in combat is the sole purpose, acceleration conditions can be greatly relaxed and the number of steps in the calculation can be further reduced. In the collision avoidance between passenger aircraft, the calculation can be started with a considerable time margin, and the collision can be avoided more reliably and more safely.
[0010]
f is a function of the acceleration of the aircraft, and D is the minimum approach distance between the own aircraft and the other aircraft. With such variables and the formulas described above, it is possible to more reliably and safely (optimally) avoid a collision or land on a runway of an overcrowded airport. When both the own aircraft and the other aircraft are fighters, such a simple calculation formula is particularly effective, and the acceleration received is large, but the safety of the life of the crew can be more reliably guaranteed. Since the acceleration is represented by the horizontal acceleration and the vertical acceleration, the protection of the human body is further optimized. f is a human body influence index represented by the acceleration of the airframe, and is an index that increases as the acceleration decreases, and is a function defined empirically. Such a rule of thumb can be ergonomically formulated appropriately and simply by a simulator on earth.
[0011]
Both α and β are variable, and it is effective that they can be changed by the mode selection button determined by the pilot based on the battle situation or based on a model such as a fighter and a passenger aircraft. The motion selection condition preferably exemplifies a motion mode such as a combination of a turning direction of the own machine and a height direction of the own machine.
[0012]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Corresponding to the figure, an aircraft mobility selection system according to the present invention is provided with an actuator together with a meter. The calculator 1 includes a first calculator 2 and a second calculator 3. To the hardware portion of the first calculator 2, a mobile selection rule program 4 formed from a plurality of mobile selection rules is input independently. The first calculator 2 derives a plurality of maneuvering solutions 6-j based on a plurality of maneuvering selection rules (initial conditions in IF-THEN format). Such a maneuver solution is hereafter referred to as selectable maneuver 6-j. Each of the selectable mobility 6-j has its mobility. In the present embodiment, a plurality of collision avoidance trajectory solutions are preferably exemplified as the plurality of mobility capabilities.
[0013]
The plurality of selectable maneuvers, which are solutions determined by the first calculator 2, are output from the first calculator 2 and input to the second calculator 3. An evaluation function program 5 describing an evaluation function is input and described in a hardware portion of the second calculator 3. The second calculator 3 performs comprehensive evaluation on a plurality of selectable maneuvers 6-j, and calculates and obtains an overall evaluation index 8-j. The second calculator 3 quantitatively (quantitatively) calculates the optimum evaluation index 8′-k among the comprehensive evaluation indexes 8-j corresponding to the plurality of selectable maneuvers, respectively, and obtains the optimum evaluation index 8′-k. Is output.
[0014]
FIG. 2 shows a more specific embodiment of the aircraft mobility selection system according to the present invention. The mobile selection rule program 4 is a set of mobile selection rules 4-j. The maneuver selection rule 4-j is an element that can be freely selected within a range that does not violate a set rule, and a set of a plurality of collision avoidance rules or collision avoidance methods is preferably exemplified. As the collision avoidance rules, a left (right) turning descent and a left (right) turning up are exemplified, and further, speed increase and speed decrease are conditioned on them.
[0015]
Common parameters (physical initial conditions) exist in each of the mobility selection rules 4-j. A specific numerical group of the parameters is the situation data 7. The situation data 7 input to the first calculator 2 is the position of the own device, the speed of the own device, the position of the other device, and the speed of the other device, and is a time-series value. The specific value of the situation data 7 is fixed at the start time of the automatic calculation corresponding to the judgment of the captain or the approach distance automatically.
[0016]
Each selectable maneuver (solution) 6-j is a solution calculated based on the common situation data 7. Each of the plurality of navigation trajectories includes a turning radius. FIG. 2 illustrates the following equation as an evaluation function E (= overall evaluation index 8-j) described by the evaluation function program 5.
E = αf (Gvmax, Ghmax) + βDmin (1)
α, β: Dimensionless weighting coefficient f: First evaluation function value Dmin using Gvmax and Ghmax as variables: Second evaluation function value (D itself)
Gvmax: vertical component of the maximum load on the avoidance route Ghmax: horizontal component of the maximum load on the avoidance route D: closest approach distance
The first evaluation function value f is for a passenger (or a pilot who is a combatant) who receives loads corresponding to the one-dimensional vertical component of the maximum load in the avoidance route and the two-dimensional horizontal component of the maximum load in the avoidance route. It is a function that minimizes the adverse effects. This function is a function that indicates the adverse effect of the three-dimensional load received by the passenger from the floor, seats and seat belt of the cabin on various parts of the body. The smaller the adverse effect is, the larger the ergonomic function is. I have.
[0018]
Dmin indicates the closest approach distance between the two aircraft for each selectable maneuver. If the closest approach distance is shorter, the adverse effect on the passenger from the cabin structure becomes smaller, and the first evaluation function value f becomes larger. Therefore, β is set to be negative. Equation (1) is more easily expressed by the following equation.
E = αf (Gvmax, Ghmax) − | β | Dmin (1 ′)
The second calculator 3 calculates comprehensive evaluation indices E1 to En (= 8-j: j = 1 to n) for the selectable movements 1 to n. The second calculator 3 sorts the comprehensive evaluation indices E1 to En in descending order of their values. If E2> E1 >>...> En, the second calculator 3 rearranges the sequence of exponents as follows:
E2, E1, ..., En
[0019]
Here, the selectable maneuver 6-2 corresponding to E2 is the optimum maneuver. Since any of the exponent sequences E1, E2,..., En can be selected, the selectable maneuvers corresponding to the exponent sequences E2, E1, E3,. A maneuver that can be substituted. The first order of the alternative maneuvers is selectable maneuver 6-1 and the second order of the substitute maneuvers is selectable maneuver 6-3. The captain who knows the type of passenger (when there are many infants) and the situation where it is difficult to input to the computer, such as wearing a seat belt, should artificially select an alternative in place of the best alternative E2. Can be.
[0020]
FIG. 3 shows another embodiment of the aircraft mobility selection system according to the present invention. In the present embodiment, the situation data 7 is exemplified by battle situation data in which a fighter is fighting between fighters. As the data, the own aircraft / enemy aircraft / positional relationship, the enemy aircraft missile estimated position, the own aircraft missile estimated position, and the consort aircraft selection maneuver are exemplified. An evaluation function based on the battle situation is set in the second calculator 3. For the route selection so as not to collide with the enemy missile, the evaluation function in FIG. 2 is used as it is. In this case, the weighting factor for the influence of the load received by the pilot from the aircraft is set small, and the weighting factor β is set small so that the missile approach distance increases and the absolute value of the evaluation βDmin increases. Is set to β '(fighter pilots are more physically trained than ordinary people).
E = αf (Gvmax, Ghmax) + β′Dmin (2)
Or E = αf (Gvmax, Ghmax) − | β ′ | Dmin (2 ′)
[0021]
【The invention's effect】
The aircraft mobility selection system according to the present invention can quantitatively determine the best or suboptimal mobility instantaneously from a plurality of selectable mobility based on a simple mathematical formula.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a circuit block diagram showing an embodiment of an aircraft mobility selection system according to the present invention.
FIG. 2 is an operation flowchart showing an embodiment of an aircraft mobility selection system according to the present invention.
FIG. 3 is an operation flowchart showing another embodiment of the aircraft mobility selection system according to the present invention.
FIG. 4 is an operation flowchart showing a known method.
[Explanation of symbols]
2 First computer 3 Second computer 4-j Mobile selection rule 6-J Mobile solution 8-j Evaluation value E Evaluation value

Claims

それぞれに複数の機動選択ルールに基づいて、且つ、それぞれに運動方程式に基づいて自機の今後の運動が可能である複数の機動解を計算する第１計算機と、
複数の前記機動解に対応する複数の評価値を共通の簡素な数式に基づいてそれぞれに計算し、且つ、複数の前記評価値の大小を比較する第２計算機
とを具える航空機の機動選択システム。A first computer that calculates a plurality of mobility solutions each of which is capable of future movement of the own vehicle based on a plurality of mobility selection rules and based on a motion equation, respectively;
An aircraft mobility selection system comprising: a plurality of evaluation values corresponding to a plurality of the mobility solutions, each of which is calculated based on a common simple mathematical formula, and a second computer that compares a plurality of the evaluation values. .

前記評価値はＥで表され、前記数式は１次多項式であり、評価値Ｅを大きくする第１評価項と評価値Ｅを小さくする第２評価項とにより、
Ｅ＝｜α｜｜ｆ｜−｜β｜｜Ｄ｜
で表され、ここで、αとβとは設定定数であり、ｆとＤはそれぞれに前記運動方程式により求められる解である
請求項１の航空機の機動選択システム。The evaluation value is represented by E, and the mathematical expression is a first-order polynomial, and includes a first evaluation item for increasing the evaluation value E and a second evaluation item for decreasing the evaluation value E.
E = | α || f | − | β || D |
Wherein α and β are set constants, and f and D are solutions determined by the equation of motion, respectively.

前記ｆは機体の加速度の関数であり、Ｄは自機と他機との間の最小接近距離である
請求項２の航空機の機動選択システム。The aircraft movement selection system according to claim 2, wherein f is a function of the acceleration of the aircraft, and D is a minimum approach distance between the aircraft and another aircraft.

前記ｆは機体の水平加速度と鉛直加速度との関数であり、Ｄは自機と他機との間の最小接近距離である
請求項２の航空機の機動選択システム。3. The aircraft mobility selection system according to claim 2, wherein f is a function of the horizontal acceleration and the vertical acceleration of the aircraft, and D is a minimum approach distance between the aircraft and another aircraft.

前記ｆは、機体の加速度により表される人体影響指数であり、前記加速度が小さくなれば大きくなる指数であり、経験則的に規定される関数である
請求項２又は３の航空機の機動選択システム。4. The aircraft mobility selection system according to claim 2, wherein the f is a human body influence index represented by an acceleration of the aircraft, and is an index that increases as the acceleration decreases, and is a function defined empirically. 5. .

前記自機は戦闘機であり、前記他機は敵機である
請求項５の航空機の機動選択システム。The aircraft mobility selection system according to claim 5, wherein the own aircraft is a fighter, and the other aircraft is an enemy aircraft.

前記αと前記βとはともに可変である
請求項２〜６から選択される１請求項の航空機の機動選択システム。7. The aircraft mobility selection system according to claim 1, wherein the α and the β are both variable. 8.

前記機動選択ルールは、自機の旋回方向と前記自機の高低方向の組合せである
請求項２〜７から選択される１請求項の航空機の機動選択システム。The aircraft mobility selection system according to claim 2, wherein the mobility selection rule is a combination of a turning direction of the aircraft and a height direction of the aircraft.

前記自機は、旅客機又は戦闘機である
請求項２〜８から選択される１請求項の航空機の機動選択システム。9. The aircraft mobility selection system according to claim 1, wherein said own aircraft is a passenger aircraft or a fighter aircraft.