JP2952397B2 - 対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機 - Google Patents
対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機Info
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- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P5/00—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft
- G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
- G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter
- G01P5/165—Arrangements or constructions of Pitot tubes
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
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-
- G—PHYSICS
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- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、飛行時の対気飛行速度
ベクトルを検出して対気変化による飛行運動を予測して
航空機の対気飛行安定制御を行うようにした有人又は無
人の対気能動制御航空機に関する。
ベクトルを検出して対気変化による飛行運動を予測して
航空機の対気飛行安定制御を行うようにした有人又は無
人の対気能動制御航空機に関する。
【0002】
【従来の技術】近時、コンピューターと制御技術の発達
により、航空機における飛行性を積極的に制御する能動
制御航空機の研究が進められている。従来提案されてい
る能動制御航空機として、機上制御計算機、3軸ジャイ
ロや慣性基準装置等の各種機体運動検出センサ、風洞試
験等で得られた固有の機体・空力データーベース及びエ
ンジン性能試験で得られたエンジンデータベース、及び
各操舵アクチュエータで制御系を構成しているものが知
られている。該能動制御航空機は、対気変化によって引
き起こされた機体の運動を検出する各種機体運動検出セ
ンサの出力信号と前記データベース情報とを基に、機上
制御計算機で飛行制御則を発生させ、各舵面を駆動する
各操舵アクチュエータ及びエンジン推力調整を行うエン
ジン制御アクチュエータをフィードバック制御あるいは
フィードフォワード制御によって飛行安定制御を行って
いる。
により、航空機における飛行性を積極的に制御する能動
制御航空機の研究が進められている。従来提案されてい
る能動制御航空機として、機上制御計算機、3軸ジャイ
ロや慣性基準装置等の各種機体運動検出センサ、風洞試
験等で得られた固有の機体・空力データーベース及びエ
ンジン性能試験で得られたエンジンデータベース、及び
各操舵アクチュエータで制御系を構成しているものが知
られている。該能動制御航空機は、対気変化によって引
き起こされた機体の運動を検出する各種機体運動検出セ
ンサの出力信号と前記データベース情報とを基に、機上
制御計算機で飛行制御則を発生させ、各舵面を駆動する
各操舵アクチュエータ及びエンジン推力調整を行うエン
ジン制御アクチュエータをフィードバック制御あるいは
フィードフォワード制御によって飛行安定制御を行って
いる。
【0003】しかしながら、この方式では、対気変化に
よって生じた機体の運動を検出して飛行制御しているの
で、対気変化によって機体に加わる揚力分布等の現実の
空気力の変化と、機体運動の制御との間にに時間送れが
発生する。従って、横風や突風又はウインドシア等の急
激な外乱の発生に対して、外乱を検知して機体がそれに
よる影響を受ける前に飛行安定制御を行うことはでき
ず、外乱による影響を受けて機体が運動した結果を、高
度計により高度、及びジャイロ計器により迎角、横滑り
角、あるいは旋回率として検出して、その検出信号によ
ってしか適正な姿勢を保つための制御ができない。その
結果、急激な対気変化に対応できず航空機の安全性と乗
り心地を悪くする要因となっている。
よって生じた機体の運動を検出して飛行制御しているの
で、対気変化によって機体に加わる揚力分布等の現実の
空気力の変化と、機体運動の制御との間にに時間送れが
発生する。従って、横風や突風又はウインドシア等の急
激な外乱の発生に対して、外乱を検知して機体がそれに
よる影響を受ける前に飛行安定制御を行うことはでき
ず、外乱による影響を受けて機体が運動した結果を、高
度計により高度、及びジャイロ計器により迎角、横滑り
角、あるいは旋回率として検出して、その検出信号によ
ってしか適正な姿勢を保つための制御ができない。その
結果、急激な対気変化に対応できず航空機の安全性と乗
り心地を悪くする要因となっている。
【0004】従来、一般の航空機において、静圧ピトー
管による対気速度を検出する以外は風向等の対気情報を
直接計測する計器は実用化されておらず、僅かにピトー
管と矢羽根型α/β角ベーンを組み合わせた複合型飛行
速度ベクトル検出器が実験機に用いられているに過ぎな
い。該複合型飛行速度ベクトル検出器は、複合型で2軸
の可動部があるため広速度域における強度及び氷結の問
題、慣性に伴う低応答性、機体運動及び突風外乱による
共振時の信頼性等の問題があり、実用機への適用に到っ
ていない。従って、従来飛行機が横風や突風を受けても
又はウインドシアに進入してもそれを検知することはで
きず、加速度計や方向舵の角度、及び高度系等から飛行
速度の急変や高度の急変を計算して、パイロットがウイ
ンドシアや横風等の対気変化が発生したことを認識する
に留まっている。
管による対気速度を検出する以外は風向等の対気情報を
直接計測する計器は実用化されておらず、僅かにピトー
管と矢羽根型α/β角ベーンを組み合わせた複合型飛行
速度ベクトル検出器が実験機に用いられているに過ぎな
い。該複合型飛行速度ベクトル検出器は、複合型で2軸
の可動部があるため広速度域における強度及び氷結の問
題、慣性に伴う低応答性、機体運動及び突風外乱による
共振時の信頼性等の問題があり、実用機への適用に到っ
ていない。従って、従来飛行機が横風や突風を受けても
又はウインドシアに進入してもそれを検知することはで
きず、加速度計や方向舵の角度、及び高度系等から飛行
速度の急変や高度の急変を計算して、パイロットがウイ
ンドシアや横風等の対気変化が発生したことを認識する
に留まっている。
【0005】そのため、離着陸操縦には管制塔からの対
気情報を受けて航空機を制御しているが、突然の横風や
突風又はウインドシアに対しての僅かな時間送れの制御
が事故につながることがあり、離着陸時はパイロットに
過大な作業負担を強いている。この欠点は、機上制御計
算機や各種機体運動検出センサ及び操舵アクチュエータ
が高性能・高速化しても、機体運動の検出結果に基づく
制御である以上、基本的に解消することはできないもの
である。
気情報を受けて航空機を制御しているが、突然の横風や
突風又はウインドシアに対しての僅かな時間送れの制御
が事故につながることがあり、離着陸時はパイロットに
過大な作業負担を強いている。この欠点は、機上制御計
算機や各種機体運動検出センサ及び操舵アクチュエータ
が高性能・高速化しても、機体運動の検出結果に基づく
制御である以上、基本的に解消することはできないもの
である。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】対気変化に実時間で反
応して航空機を能動制御することは、航空機の安全性と
乗り心地を向上させるためには欠くことのできない要求
である。特に離着陸時に危険な影響を及ぼす横風や突風
あるいはウインドシアに対して、それによる飛行運動を
予測して事前に航空機を制御することは、航空機事故を
防止するのに、切実な要求である。
応して航空機を能動制御することは、航空機の安全性と
乗り心地を向上させるためには欠くことのできない要求
である。特に離着陸時に危険な影響を及ぼす横風や突風
あるいはウインドシアに対して、それによる飛行運動を
予測して事前に航空機を制御することは、航空機事故を
防止するのに、切実な要求である。
【0007】本発明は、上記実情に鑑み創案されたもの
であって、対気変化に対する対気飛行ベクトルを実時間
で得て、それを制御系に取り込み、対気変化によって引
き起こされる飛行運動を予測して、素早く対気飛行安定
制御を行えるようにした対気能動制御航空機を提供する
ことを目的とするものである。
であって、対気変化に対する対気飛行ベクトルを実時間
で得て、それを制御系に取り込み、対気変化によって引
き起こされる飛行運動を予測して、素早く対気飛行安定
制御を行えるようにした対気能動制御航空機を提供する
ことを目的とするものである。
【0008】
【課題を解決するための手段】従来、飛行中の対気変化
に応じて実時間で飛行制御することができない理由に、
実機に搭載して飛行中の対気変化を測定できる航空計器
が開発されていないのに一因がある。本発明者等は、先
に図5及び図6に示すような、単体プローブで飛行中の
飛行速度ベクトルを検出できる多角錐台型ピトー管型プ
ローブと該プローブを用いた対気飛行速度ベクトル計測
装置を提供した(特開平5−288761号公報)。こ
の発明は、前記対気飛行速度ベクトル計測装置を既存の
能動制御機に搭載して、多角錐台型ピトー管型プローブ
で対気変化を検知して対気飛行速度ベクトル信号を各種
機体運動検出センサ信号と並列に閉ループ制御系に取り
込み、機上制御計算機で飛行運動を予測してフィードバ
ックあるいはフィードフォワード制御によって対気飛行
安定制御を行うことができることを知得して到達したも
のである。
に応じて実時間で飛行制御することができない理由に、
実機に搭載して飛行中の対気変化を測定できる航空計器
が開発されていないのに一因がある。本発明者等は、先
に図5及び図6に示すような、単体プローブで飛行中の
飛行速度ベクトルを検出できる多角錐台型ピトー管型プ
ローブと該プローブを用いた対気飛行速度ベクトル計測
装置を提供した(特開平5−288761号公報)。こ
の発明は、前記対気飛行速度ベクトル計測装置を既存の
能動制御機に搭載して、多角錐台型ピトー管型プローブ
で対気変化を検知して対気飛行速度ベクトル信号を各種
機体運動検出センサ信号と並列に閉ループ制御系に取り
込み、機上制御計算機で飛行運動を予測してフィードバ
ックあるいはフィードフォワード制御によって対気飛行
安定制御を行うことができることを知得して到達したも
のである。
【0009】即ち、前記目的を達成する本発明は、先端
部が多角錐台形をなしその頂部の遮蔽孔内に配置された
全圧管と各角錐面に形成された圧力孔により、三次元的
流れ場における全圧と各角錐面上の圧力を測定できる多
角錐台型ピトー管型プローブからなるエアデータセンサ
プローブと、該エアデータセンサプローブで検出された
対気圧力情報より少なくとも対気速度、迎角、横滑り角
の対気飛行速度ベクトルを算出する対気飛行速度ベクト
ル演算処理器とからなる対気飛行速度ベクトル計測装
置、機体運動を検出する各種機体運動検出センサ、及び
飛行制御則を発生する機上制御計算機を搭載してなり、
該機上制御計算機が前記対気飛行速度ベクトル計測装置
から得られる対気飛行速度ベクトル信号を各種機体運動
検出センサ信号と並列に舵面制御系に取り込み、対気飛
行安定制御を行なう飛行制御則を発生させるようにした
ことを特徴とする有人又は無人の対気能動制御航空機で
ある。
部が多角錐台形をなしその頂部の遮蔽孔内に配置された
全圧管と各角錐面に形成された圧力孔により、三次元的
流れ場における全圧と各角錐面上の圧力を測定できる多
角錐台型ピトー管型プローブからなるエアデータセンサ
プローブと、該エアデータセンサプローブで検出された
対気圧力情報より少なくとも対気速度、迎角、横滑り角
の対気飛行速度ベクトルを算出する対気飛行速度ベクト
ル演算処理器とからなる対気飛行速度ベクトル計測装
置、機体運動を検出する各種機体運動検出センサ、及び
飛行制御則を発生する機上制御計算機を搭載してなり、
該機上制御計算機が前記対気飛行速度ベクトル計測装置
から得られる対気飛行速度ベクトル信号を各種機体運動
検出センサ信号と並列に舵面制御系に取り込み、対気飛
行安定制御を行なう飛行制御則を発生させるようにした
ことを特徴とする有人又は無人の対気能動制御航空機で
ある。
【0010】本発明は、エンジン付能動制御航空機又は
エンジンを持たない能動制御航空機、及びそれらの有人
機又は無人機の何れにも適用でき、エンジン付能動制御
航空機である場合は、前記対気飛行速度ベクトル信号を
各種機体運動検出センサ信号と並列にエンジン推力調整
を行なうエンジン制御系にも取り込むようにする。また
エンジンを持たない能動制御航空機の場合は、舵面制御
のみで対気飛行安定制御を行なうようにする。
エンジンを持たない能動制御航空機、及びそれらの有人
機又は無人機の何れにも適用でき、エンジン付能動制御
航空機である場合は、前記対気飛行速度ベクトル信号を
各種機体運動検出センサ信号と並列にエンジン推力調整
を行なうエンジン制御系にも取り込むようにする。また
エンジンを持たない能動制御航空機の場合は、舵面制御
のみで対気飛行安定制御を行なうようにする。
【0011】そして、前記多角錐台型ピトー管型プロー
ブは、位置誤差が少なく且つ早く対気変化を検出するた
めに、機体先端より突き出して設けることが望ましい。
また、超音速機等の場合は、多角錐台型ピトー管型プロ
ーブ自体がノーズ部を構成することによって強度を保ち
安定して対気飛行速度ベクトルを検出することができ
る。
ブは、位置誤差が少なく且つ早く対気変化を検出するた
めに、機体先端より突き出して設けることが望ましい。
また、超音速機等の場合は、多角錐台型ピトー管型プロ
ーブ自体がノーズ部を構成することによって強度を保ち
安定して対気飛行速度ベクトルを検出することができ
る。
【0012】前記機上制御計算機に、機体データ、空力
データ、及びエンジンデータからなる各データベースが
格納されていると共に、前記対気飛行速度ベクトル信号
と前記各種機体運動検出センサ信号とから、前記データ
ベースの各データを推論、テーブルルックアップ、補間
によって選択して、飛行制御則を発生させる飛行形態ご
との制御プログラムを格納することによって、離陸、巡
航、及び着陸の飛行形態ごとの対気能動制御を容易にす
ることができる。
データ、及びエンジンデータからなる各データベースが
格納されていると共に、前記対気飛行速度ベクトル信号
と前記各種機体運動検出センサ信号とから、前記データ
ベースの各データを推論、テーブルルックアップ、補間
によって選択して、飛行制御則を発生させる飛行形態ご
との制御プログラムを格納することによって、離陸、巡
航、及び着陸の飛行形態ごとの対気能動制御を容易にす
ることができる。
【0013】前記対気飛行速度ベクトル信号を前記各種
機体運動検出センサ信号と並列に閉ループ系に取り込
み、フィードバック制御方式とフィードフォワード制御
方式とを制御則の発生に係合させ(即ち、係り合い又は
関係させ)、且つ飛行形態に応じて該制御則の発生に対
する各制御方式の係合割合(即ち係り合う割合)を変化
させて制御できるようにすることが望ましい。さらに、
対気飛行速度ベクトル信号を各種機体運動検出センサ信
号と並列に閉ループ系に取組み、前記対気飛行速度ベク
トル信号と各種機体運動検出センサ信号とを制御則の発
生に係合させ、且つ飛行形態に応じて該制御則の発生に
対する対気飛行速度ベクトル信号と各種機体運動検出セ
ンサ信号の係合割合を変化させて制御則を発生させるこ
とが望ましい。
機体運動検出センサ信号と並列に閉ループ系に取り込
み、フィードバック制御方式とフィードフォワード制御
方式とを制御則の発生に係合させ(即ち、係り合い又は
関係させ)、且つ飛行形態に応じて該制御則の発生に対
する各制御方式の係合割合(即ち係り合う割合)を変化
させて制御できるようにすることが望ましい。さらに、
対気飛行速度ベクトル信号を各種機体運動検出センサ信
号と並列に閉ループ系に取組み、前記対気飛行速度ベク
トル信号と各種機体運動検出センサ信号とを制御則の発
生に係合させ、且つ飛行形態に応じて該制御則の発生に
対する対気飛行速度ベクトル信号と各種機体運動検出セ
ンサ信号の係合割合を変化させて制御則を発生させるこ
とが望ましい。
【0014】
【作用】対気能動制御航空機に搭載する対気飛行速度ベ
クトル計測装置の多角錐台型ピトー管型プローブの対気
検出特性は、予め風洞試験や飛行試験によって対気飛行
速度、方向、高度及び昇降度等の算出値特性と処理速度
の性能確認をして、速度ベクトル演算処理器にプローブ
補正データとして格納する。また、機体によって及ぼさ
れる多角錐台型ピトー管型プローブ先端のローカルフロ
ーを位置誤差として、あらかじめ全機模型で風洞試験の
実施と数値計算で求めておき、そのデータベースを機上
制御計算機にROM化しておく。
クトル計測装置の多角錐台型ピトー管型プローブの対気
検出特性は、予め風洞試験や飛行試験によって対気飛行
速度、方向、高度及び昇降度等の算出値特性と処理速度
の性能確認をして、速度ベクトル演算処理器にプローブ
補正データとして格納する。また、機体によって及ぼさ
れる多角錐台型ピトー管型プローブ先端のローカルフロ
ーを位置誤差として、あらかじめ全機模型で風洞試験の
実施と数値計算で求めておき、そのデータベースを機上
制御計算機にROM化しておく。
【0015】同様に、対気能動制御航空機の機体形状に
よる各種機体・空力・エンジンデータベースは、風洞試
験設備やエンジン試験設備及び数値計算において静的・
動的試験を実施して試験データ及び数値計算結果をもと
にデータベースとして機上制御計算機にROM化してお
く。
よる各種機体・空力・エンジンデータベースは、風洞試
験設備やエンジン試験設備及び数値計算において静的・
動的試験を実施して試験データ及び数値計算結果をもと
にデータベースとして機上制御計算機にROM化してお
く。
【0016】また、緊急時における操作として、各種運
動検出センサ信号による能動制御系及び対気飛行速度ベ
クトルセンサ信号による対気能動制御系を切り離してマ
ニアル操縦システムで飛行の安全性が確保できるように
する。
動検出センサ信号による能動制御系及び対気飛行速度ベ
クトルセンサ信号による対気能動制御系を切り離してマ
ニアル操縦システムで飛行の安全性が確保できるように
する。
【0017】前記データベースを有する機上制御計算機
に、速度ベクトル演算処理器から、迎角α、横滑り角
β、速度V、高度h等の対気飛行速度ベクトル信号が、
各種機体運動検出センサ信号と並列に実時間で取り込ま
れ、これらの情報から操縦ルール、飛行ルールを基に対
気変化に対して引き起こされる飛行状態を素早く予測し
て対気飛行安定制御を行なう制御則を発生させ、エンジ
ン及び各種舵面のフィードバック制御あるいはフィード
フォワード制御を行なう。
に、速度ベクトル演算処理器から、迎角α、横滑り角
β、速度V、高度h等の対気飛行速度ベクトル信号が、
各種機体運動検出センサ信号と並列に実時間で取り込ま
れ、これらの情報から操縦ルール、飛行ルールを基に対
気変化に対して引き起こされる飛行状態を素早く予測し
て対気飛行安定制御を行なう制御則を発生させ、エンジ
ン及び各種舵面のフィードバック制御あるいはフィード
フォワード制御を行なう。
【0018】前記飛行安定制御則において、フィードバ
ック制御方式とフィードフォワード制御方式とを係合、
及び対気速度ベクトル信号と各種機体運動検出センサ信
号とを係合させているが、たとえば、突風や横風、ウイ
ンドシア等の影響を受けやすい離陸、上昇、降下/進
入、着陸時には、フィードフォワード制御を優先又は割
合を多くし、飛行運動が安定する巡航時はフィードバッ
ク制御方式のみにし、同様に、対気変化信号と機体運動
信号の係合割合も変化させて制御則を発生させるように
することによって、制御則がより簡単になる。
ック制御方式とフィードフォワード制御方式とを係合、
及び対気速度ベクトル信号と各種機体運動検出センサ信
号とを係合させているが、たとえば、突風や横風、ウイ
ンドシア等の影響を受けやすい離陸、上昇、降下/進
入、着陸時には、フィードフォワード制御を優先又は割
合を多くし、飛行運動が安定する巡航時はフィードバッ
ク制御方式のみにし、同様に、対気変化信号と機体運動
信号の係合割合も変化させて制御則を発生させるように
することによって、制御則がより簡単になる。
【0019】本発明によれば、対気変化を実時間で検知
してそれを航空機の能動制御に利用しているので、現実
の対気変化によって機体に加わる揚力分布等の空気力の
変化と、機体運動の制御の時間送れを解消することがで
き、例えば横風や突風又はウインドシア等の外乱の発生
に対して、機体がそれによる影響を受ける前に飛行安定
制御を行うことができ、航空機の安全と乗りごこちを向
上させることができる。
してそれを航空機の能動制御に利用しているので、現実
の対気変化によって機体に加わる揚力分布等の空気力の
変化と、機体運動の制御の時間送れを解消することがで
き、例えば横風や突風又はウインドシア等の外乱の発生
に対して、機体がそれによる影響を受ける前に飛行安定
制御を行うことができ、航空機の安全と乗りごこちを向
上させることができる。
【0020】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を基に詳細に説
明する。図1は一般の対気能動制御航空機に対気飛行速
度ベクトル計測装置を搭載した対気能動制御航空機の制
御ブロック概略図であり、図2はそれに対応する対気能
動制御航空機の模式図である。
明する。図1は一般の対気能動制御航空機に対気飛行速
度ベクトル計測装置を搭載した対気能動制御航空機の制
御ブロック概略図であり、図2はそれに対応する対気能
動制御航空機の模式図である。
【0021】本実施例における対気能動制御航空機の能
動制御機構は、エアデータセンサプローブ1、対気飛行
速度ベクトル演算処理器2、機上制御計算機3、及び従
来の各種機体運動検出センサ群4、及び従来のピトー管
4’とからなる制御信号発生系と、該制御信号発生系か
ら制御信号を受けて各種舵面を駆動する各種舵面アクチ
ュエータ群5と、エンジン出力を制御する推力制御装置
6から主に構成されている。
動制御機構は、エアデータセンサプローブ1、対気飛行
速度ベクトル演算処理器2、機上制御計算機3、及び従
来の各種機体運動検出センサ群4、及び従来のピトー管
4’とからなる制御信号発生系と、該制御信号発生系か
ら制御信号を受けて各種舵面を駆動する各種舵面アクチ
ュエータ群5と、エンジン出力を制御する推力制御装置
6から主に構成されている。
【0022】エアデータセンサプローブ1は、図7に示
す多角錐台型ピトー管型プローブ10から構成され、位
置誤差を少なくするためと飛行方向の対気変化を早く検
知するために、図2に示すように、航空機の先端から突
き出して設けられている。このように、航空機の先端か
ら突き出して設けることが望ましいが、例えば航空機の
前部胴体頂部等、航空機による影響が少ない位置に設け
ることも可能である。
す多角錐台型ピトー管型プローブ10から構成され、位
置誤差を少なくするためと飛行方向の対気変化を早く検
知するために、図2に示すように、航空機の先端から突
き出して設けられている。このように、航空機の先端か
ら突き出して設けることが望ましいが、例えば航空機の
前部胴体頂部等、航空機による影響が少ない位置に設け
ることも可能である。
【0023】多角錐台型ピトー管型プローブ10は、先
に本発明者が提案したものと同様な構成からなり、先端
部が多角錐台型をなしてその頂部に遮蔽孔11を設け、
該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で定まる一定長
だけ入った位置に、前記遮蔽孔径より小径の全圧管12
が配置固定され、遮蔽孔11の底端には遮蔽孔内の圧力
を一部リークさせる分流孔15が設けられている。そし
て、前記多角錐台型(図の実施例では4角錐台型)の各
角錐面131〜134上には、それぞれ複数個からなる圧
力孔群141〜144が形成されている。該多角錐台型ピ
トー管型プローブ10を三次元的流れ場に位置させるこ
とによって、全圧管12の全圧H、及び四角錐面上の圧
力孔郡141〜144の各圧力P1〜P4を測定することが
できる。
に本発明者が提案したものと同様な構成からなり、先端
部が多角錐台型をなしてその頂部に遮蔽孔11を設け、
該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で定まる一定長
だけ入った位置に、前記遮蔽孔径より小径の全圧管12
が配置固定され、遮蔽孔11の底端には遮蔽孔内の圧力
を一部リークさせる分流孔15が設けられている。そし
て、前記多角錐台型(図の実施例では4角錐台型)の各
角錐面131〜134上には、それぞれ複数個からなる圧
力孔群141〜144が形成されている。該多角錐台型ピ
トー管型プローブ10を三次元的流れ場に位置させるこ
とによって、全圧管12の全圧H、及び四角錐面上の圧
力孔郡141〜144の各圧力P1〜P4を測定することが
できる。
【0024】対気飛行速度ベクトル演算処理器2は、前
記多角錐台型ピトー管型プローブ10よりの圧力情報か
ら速度ベクトルを演算処理するためのものであり、該処
理器には圧力情報を電気信号に変換する圧力センサ2
1、予め風洞実験等で求めた前記プローブ10の各圧力
情報を補正する各圧力係数が格納されているROM22
を有していると共に、速度ベクトル解析ソフトウェアに
基づき前記圧力情報から速度ベクトルを演算処理するC
PU23から構成されている。
記多角錐台型ピトー管型プローブ10よりの圧力情報か
ら速度ベクトルを演算処理するためのものであり、該処
理器には圧力情報を電気信号に変換する圧力センサ2
1、予め風洞実験等で求めた前記プローブ10の各圧力
情報を補正する各圧力係数が格納されているROM22
を有していると共に、速度ベクトル解析ソフトウェアに
基づき前記圧力情報から速度ベクトルを演算処理するC
PU23から構成されている。
【0025】本実施例の対気飛行速度演算処理器によれ
ば、前記角錐台型ピトー管型プローブ10で測定される
全圧H、及び四角錐面上の各圧力P1〜P4から、全圧H
と差圧(H−P1)、(H−P2)、(H−P3)、(H−P4)を
求めることができ、かつこれらの圧力情報から前記速度
ベクトル解析ソフトウェアに基づき演算を実行すること
によって、真対気速度、迎角、横滑り角の飛行速度ベク
トルを求めることができる。即ち、飛行状態での風向き
等を実時間で把握することができる。また、静圧から高
度hが求まり、それによって昇降度が判り、且つ動圧と
静圧からマッハ数が求まる。
ば、前記角錐台型ピトー管型プローブ10で測定される
全圧H、及び四角錐面上の各圧力P1〜P4から、全圧H
と差圧(H−P1)、(H−P2)、(H−P3)、(H−P4)を
求めることができ、かつこれらの圧力情報から前記速度
ベクトル解析ソフトウェアに基づき演算を実行すること
によって、真対気速度、迎角、横滑り角の飛行速度ベク
トルを求めることができる。即ち、飛行状態での風向き
等を実時間で把握することができる。また、静圧から高
度hが求まり、それによって昇降度が判り、且つ動圧と
静圧からマッハ数が求まる。
【0026】機上制御計算機3には、風洞試験等で得ら
れた各種機体・空力データベース及びエンジン性能試験
で得られたエンジンデータベースがROM化して格納さ
れていると共に、これらの情報から操縦ルール、飛行ル
ールを基に対気変化に対して引き起こされる飛行状態を
予測して対気飛行安定制御を行なう制御則を発生させる
プログラムを有している。飛行安定制御則は、機種によ
ってそれぞれ異なり、また推論・演算手法によっても異
なるが、基本的には、対気飛行速度ベクトル信号(迎角
α、横滑り角β、速度V、高度h信号等)と各種機体運
動検出センサ信号を、舵面制御閉ループ系及びエンジン
制御閉ループ系に並列に取り込み、対気変化によって引
き起こされる対気飛行速度ベクトル信号を受けて飛行運
動を予測して、エンジン推力及び各種舵面のフィードバ
ック制御あるいはフィードフォワード制御を行なうよう
にする。
れた各種機体・空力データベース及びエンジン性能試験
で得られたエンジンデータベースがROM化して格納さ
れていると共に、これらの情報から操縦ルール、飛行ル
ールを基に対気変化に対して引き起こされる飛行状態を
予測して対気飛行安定制御を行なう制御則を発生させる
プログラムを有している。飛行安定制御則は、機種によ
ってそれぞれ異なり、また推論・演算手法によっても異
なるが、基本的には、対気飛行速度ベクトル信号(迎角
α、横滑り角β、速度V、高度h信号等)と各種機体運
動検出センサ信号を、舵面制御閉ループ系及びエンジン
制御閉ループ系に並列に取り込み、対気変化によって引
き起こされる対気飛行速度ベクトル信号を受けて飛行運
動を予測して、エンジン推力及び各種舵面のフィードバ
ック制御あるいはフィードフォワード制御を行なうよう
にする。
【0027】前記飛行安定制御則において、フィードバ
ック制御方式とフィードフォワード制御方式とを係合さ
せているが、各制御方式の係合割合は常に一定にしても
良く、また飛行形態等に応じて係合割合を変化させるこ
ともできる。たとえば、特に、突風や横風、ウインドシ
ア等の影響を受けやすい離陸、上昇、降下/進入、着陸
時には、フィードフォワード制御を優先又は割合を多く
し、飛行運動が安定する巡航時はフィードバック制御方
式のみにしても良い。同様に、対気変化信号と機体運動
信号の係合割合も飛行形態に応じて変化させて制御則を
発生させるようにする。
ック制御方式とフィードフォワード制御方式とを係合さ
せているが、各制御方式の係合割合は常に一定にしても
良く、また飛行形態等に応じて係合割合を変化させるこ
ともできる。たとえば、特に、突風や横風、ウインドシ
ア等の影響を受けやすい離陸、上昇、降下/進入、着陸
時には、フィードフォワード制御を優先又は割合を多く
し、飛行運動が安定する巡航時はフィードバック制御方
式のみにしても良い。同様に、対気変化信号と機体運動
信号の係合割合も飛行形態に応じて変化させて制御則を
発生させるようにする。
【0028】図4には、制御則発生手法の一例を示して
いる。機上制御計算機には、機体・空力データベースと
して、例えば迎角(α角)、横滑り角(β角)毎のプローブ
位置誤差テーブル31,32、α角の変化による揚力係
数テーブル33、β角の変化によるモーメント係数テー
ブル34等必要なデータがROM化して格納され、これ
らのデータを推論、テーブルルックアップ、補間によっ
て選択し、離陸、巡航及び着陸の飛行形態ごとに飛行制
御則を発生させる。
いる。機上制御計算機には、機体・空力データベースと
して、例えば迎角(α角)、横滑り角(β角)毎のプローブ
位置誤差テーブル31,32、α角の変化による揚力係
数テーブル33、β角の変化によるモーメント係数テー
ブル34等必要なデータがROM化して格納され、これ
らのデータを推論、テーブルルックアップ、補間によっ
て選択し、離陸、巡航及び着陸の飛行形態ごとに飛行制
御則を発生させる。
【0029】それにより、機上制御計算機3から、例え
ば図2に示す航空機においては、エンジン推力制御装置
35、36にエンジン推力制御コマンドを、また、エレ
ベーター、ラダー、エルロン等の主操縦翼面、及びスポ
イラー、フラップ等の二次操縦翼面の各操舵アクチュエ
ータ41〜51に舵面制御コンマンドが与えられ、対気
変化に対して飛行機が安定飛行に必要な、速度、姿勢、
高度、機首方位、上昇(降下)率を得るためにエンジン及
び各舵面が制御される。また、同時に機上制御計算機か
らの出力は、コックピットのモニタ7に表示され、必要
に応じて、対気能動制御系から対気飛行速度ベクトル信
号を切り離して、モニタ情報をもとにマニアル操縦を行
なうことも可能である。
ば図2に示す航空機においては、エンジン推力制御装置
35、36にエンジン推力制御コマンドを、また、エレ
ベーター、ラダー、エルロン等の主操縦翼面、及びスポ
イラー、フラップ等の二次操縦翼面の各操舵アクチュエ
ータ41〜51に舵面制御コンマンドが与えられ、対気
変化に対して飛行機が安定飛行に必要な、速度、姿勢、
高度、機首方位、上昇(降下)率を得るためにエンジン及
び各舵面が制御される。また、同時に機上制御計算機か
らの出力は、コックピットのモニタ7に表示され、必要
に応じて、対気能動制御系から対気飛行速度ベクトル信
号を切り離して、モニタ情報をもとにマニアル操縦を行
なうことも可能である。
【0030】以上は、有人機の場合の実施例であるが、
本発明は無人有翼機、例えば現在開発中の無人無エンジ
ン有翼宇宙往還機への適用も可能である。図5は、全地
球測位システム(GPS)等のシステムと組み合わせて
無人による遠隔操縦を可能にした対気能動制御航空機の
制御ブロック概略図であり、図6はそれに対応する対気
能動制御航空機の概念模式図である。
本発明は無人有翼機、例えば現在開発中の無人無エンジ
ン有翼宇宙往還機への適用も可能である。図5は、全地
球測位システム(GPS)等のシステムと組み合わせて
無人による遠隔操縦を可能にした対気能動制御航空機の
制御ブロック概略図であり、図6はそれに対応する対気
能動制御航空機の概念模式図である。
【0031】本実施例は、エンジン制御閉ループを持た
ない点、及び機上制御計算機の出力の各種飛行・航法デ
ータがデータ送信機により地上の制御指令室に送信され
る点が相違しているのみで他の点は前記実施例とほぼ同
様であるので、図5において前記実施例の図1と概念が
同じ部分については同様な参照符号を付し詳細な説明は
省略する。
ない点、及び機上制御計算機の出力の各種飛行・航法デ
ータがデータ送信機により地上の制御指令室に送信され
る点が相違しているのみで他の点は前記実施例とほぼ同
様であるので、図5において前記実施例の図1と概念が
同じ部分については同様な参照符号を付し詳細な説明は
省略する。
【0032】本実施例では、大気圏に突入して地表に近
づいた時点でエアデータセンサプローブ1を機首の前方
に突き出し、空気データの変化を検知する。なお、図6
において、59は3軸ジャイロ等の各種機体運動検出セ
ンサー、60は対気飛行速度ベクトル計測装置の演算処
理器、61は機上制御計算機、59は3軸ジャイロ等の
各種機体運動検出センサーであり、前記実施例と同様に
制御信号発生系を構成する。本実施例では、機上制御計
算機からの出力信号により、方向舵62、63、エレボ
ン64、65、ボデーフラップ66を駆動する各操舵ア
クチュエータ67〜71に舵面制御コンマンドが与えら
れ、対気変化によって引き起こされる飛行運動を予測し
て安定した降下/進入、着陸ができるように姿勢、機首
方位、降下率を得るために各舵面が制御される。
づいた時点でエアデータセンサプローブ1を機首の前方
に突き出し、空気データの変化を検知する。なお、図6
において、59は3軸ジャイロ等の各種機体運動検出セ
ンサー、60は対気飛行速度ベクトル計測装置の演算処
理器、61は機上制御計算機、59は3軸ジャイロ等の
各種機体運動検出センサーであり、前記実施例と同様に
制御信号発生系を構成する。本実施例では、機上制御計
算機からの出力信号により、方向舵62、63、エレボ
ン64、65、ボデーフラップ66を駆動する各操舵ア
クチュエータ67〜71に舵面制御コンマンドが与えら
れ、対気変化によって引き起こされる飛行運動を予測し
て安定した降下/進入、着陸ができるように姿勢、機首
方位、降下率を得るために各舵面が制御される。
【0033】図8(a)(b)は、対気能動制御航空機機の
他の実施例であり、該実施例では超音速機80のノーズ
部81を同図(b)に拡大して示すように多角錐台型ピ
トー管型プローブ82として構成してある。該プローブ
82の構成は、前記実施例のプローブと基本的構造は同
様であるので、詳細な説明は省略する。
他の実施例であり、該実施例では超音速機80のノーズ
部81を同図(b)に拡大して示すように多角錐台型ピ
トー管型プローブ82として構成してある。該プローブ
82の構成は、前記実施例のプローブと基本的構造は同
様であるので、詳細な説明は省略する。
【0034】
【発明の効果】本発明は、以上の説明から明らかなよう
に次のような格別な効果を奏する。本発明の対気能動制
御航空機によれば、対気変化に対する対気飛行ベクトル
を実時間で得て、それを制御系に取り込み、対気変化に
よって引き起こされる飛行運動を予測して、素早く対気
飛行安定制御を行うことができる。
に次のような格別な効果を奏する。本発明の対気能動制
御航空機によれば、対気変化に対する対気飛行ベクトル
を実時間で得て、それを制御系に取り込み、対気変化に
よって引き起こされる飛行運動を予測して、素早く対気
飛行安定制御を行うことができる。
【0035】特に、離着陸時には、管制塔からの対気情
報を受けると共に、航空機に作用する対気変化を実時間
で把握できるので、離着陸時のパイロットの複雑な作業
負担が大幅に改善され、安全性に寄与できる。
報を受けると共に、航空機に作用する対気変化を実時間
で把握できるので、離着陸時のパイロットの複雑な作業
負担が大幅に改善され、安全性に寄与できる。
【0036】また、エアデータセンサプローブは、可動
部がなく且つコンパクトであり、且つ実環境下で広速度
域及び広角度範囲で精度良く対気圧力を検出することが
できるので、広範囲で精度良く対気飛行安定制御を行う
ことができる。
部がなく且つコンパクトであり、且つ実環境下で広速度
域及び広角度範囲で精度良く対気圧力を検出することが
できるので、広範囲で精度良く対気飛行安定制御を行う
ことができる。
【0037】そして、本発明は、従来の有人機である航
空機、極超音速機、ヘリコプターに簡単に適用すること
ができるばかりでなく、無人有翼往還機にも適用するこ
とができる。
空機、極超音速機、ヘリコプターに簡単に適用すること
ができるばかりでなく、無人有翼往還機にも適用するこ
とができる。
【図1】本発明の実施例に係る対気能動制御航空機の概
略ブロック図である。
略ブロック図である。
【図2】図1に対応する対気能動制御航空機の模式図で
ある。
ある。
【図3】図1における制御信号発生系の概略ブロック図
である。
である。
【図4】機上制御計算機による制御則発生の模式図であ
る。
る。
【図5】本発明の実施例に係る対気能動制御航空機の概
略ブロック図である。
略ブロック図である。
【図6】図6に対応する対気能動制御航空機の模式図で
ある。
ある。
【図7】多角錐台型ピトー管型プローブの斜視図であ
る。
る。
【図8】(a)は本発明の他の実施例である対気能動制
御航空機の概略図であり、(b)はそのノーズ部の拡大
図である。
御航空機の概略図であり、(b)はそのノーズ部の拡大
図である。
1 エアデータセンサプローブ 2、60 対気飛行速度ベクトル演算処理器 3、61 機上制御計算機 4、59 各種機械運動検出センサ群 5 各種舵面アクチュエータ群 7 モニ
タ 10 多角錐台型ピトー管型プローブ
タ 10 多角錐台型ピトー管型プローブ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 桑野 尚明 東京都調布市深大寺東町7ー3ー3ー1 ー1 (72)発明者 鈴木 誠三 東京都三鷹市新川3ー8ー4 (72)発明者 佐々 修一 東京都八王子市別所2ー11ー5ー101 (72)発明者 中安 英彦 千葉県柏市豊住5ー4ー12 (72)発明者 匂坂 雅一 東京都日野市日野本町3ー6ー12 ハイ ブリッジ日野207号 (56)参考文献 特開 平1−311998(JP,A) 特開 平5−99943(JP,A) 特公 平6−41278(JP,B2) (58)調査した分野(Int.Cl.6,DB名) B64C 13/18
Claims (7)
- 【請求項1】 先端部が多角錐台形をなしその頂部の遮
蔽孔内に配置された全圧管と各角錐面に形成された圧力
孔により、三次元的流れ場における全圧と各角錐面上の
圧力を測定できる多角錐台型ピトー管型プローブからな
るエアデータセンサプローブと、該エアデータセンサプ
ローブで検出された対気圧力情報より少なくとも対気速
度、迎角、横滑り角の対気飛行速度ベクトルを算出する
対気飛行速度ベクトル演算処理器とからなる対気飛行速
度ベクトル計測装置、機体運動を検出する各種機体運動
検出センサ、及び飛行制御則を発生する機上制御計算機
を搭載してなり、該機上制御計算機が前記対気飛行速度
ベクトル装置から得られる対気飛行速度ベクトル信号を
各種機体運動検出センサ信号と並列に舵面制御系に取り
込み、前記対気飛行ベクトル信号と前記各種機体運動検
出センサ信号とを係合させ、且つ制御則発生に対する前
記対気飛行ベクトル信号と前記各種機体運動検出センサ
信号との係合割合を変化させて対気飛行安定制御を行な
う飛行制御則を発生させるようにしたことを特徴とする
有人又は無人の対気能動制御航空機。 - 【請求項2】 前記対気能動制御航空機は、エンジン付
能動制御航空機であり、前記対気飛行速度ベクトル信号
を各種機体運動検出センサ信号と並列にエンジン推力調
整を行なうエンジン制御系にも取り込むようにした請求
項1記載の対気能動制御航空機。 - 【請求項3】 前記対気能動制御航空機は、エンジンを
持たない能動制御航空機であり、舵面制御のみで対気飛
行安定制御を行なう請求項1記載の対気能動制御航空
機。 - 【請求項4】 前記多角錐台型ピトー管型プローブが機
体先端より突き出して設けられている請求項1、2又は
3記載の対気能動制御航空機。 - 【請求項5】 前記多角錐台型ピトー管型プローブが超
音速機のノーズ部を構成している請求項1、2又は3記
載の対気能動制御航空機。 - 【請求項6】 前記機上制御計算機は、風洞試験等で得
られた機体データ、空力データ、及びエンジンデータを
格納してデータベースを構成し、前記対気速度ベクトル
信号と前記各種機体運動検出センサ信号とから、離陸、
巡航、及び着陸の飛行形態ごとに前記データベースのデ
ータを推論、テーブルルックアップ、補間等によって選
択して、飛行制御則を発生させるようにした請求項1〜
5何れか記載の対気能動制御航空機。 - 【請求項7】 前記対気飛行速度ベクトル信号を前記各
種機体運動検出センサ信号と並列に閉ループ系に取り込
み、フィードバック制御方式とフィードフォワード制御
方式とを制御則の発生に係合させ、且つ飛行形態に応じ
て該制御則の発生に対する各制御方式の係合割合を変化
させて制御することができるようにしたことを特徴とす
る請求項1〜6何れか記載の対気能動制御航空機。
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP6219582A JP2952397B2 (ja) | 1994-08-23 | 1994-08-23 | 対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機 |
US08/975,110 US5797105A (en) | 1994-08-23 | 1997-11-20 | Air active control aircraft using three dimensional true airspeed detection system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP6219582A JP2952397B2 (ja) | 1994-08-23 | 1994-08-23 | 対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0858697A JPH0858697A (ja) | 1996-03-05 |
JP2952397B2 true JP2952397B2 (ja) | 1999-09-27 |
Family
ID=16737794
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP6219582A Expired - Lifetime JP2952397B2 (ja) | 1994-08-23 | 1994-08-23 | 対気飛行速度ベクトル計測装置を用いた対気能動制御航空機 |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5797105A (ja) |
JP (1) | JP2952397B2 (ja) |
Families Citing this family (66)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
AU2306599A (en) * | 1997-12-22 | 1999-07-12 | Accurate Automation Corporation | Air data sensor apparatus and method |
US6101429A (en) * | 1998-04-07 | 2000-08-08 | Tao Of Systems Integration, Inc. | Broad-range, multi-directional aircraft airspeed measuring system |
US6253166B1 (en) * | 1998-10-05 | 2001-06-26 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Stable algorithm for estimating airdata from flush surface pressure measurements |
FR2802636B1 (fr) * | 1999-12-17 | 2002-03-22 | Thomson Csf Sextant | Sonde multifonctions pour aeronef |
FR2817044B1 (fr) * | 2000-11-17 | 2003-02-14 | Thomson Csf | Procede de determination de parametres aerodynamiques et procede de detection de panne d'une sonde utilisee pour determiner les parametres aerodynamiques |
US6834249B2 (en) * | 2001-03-29 | 2004-12-21 | Arraycomm, Inc. | Method and apparatus for controlling a computing system |
US6604029B2 (en) * | 2001-05-08 | 2003-08-05 | Rosemount Aerospace Inc. | Multi-function air data probes using neural network for sideslip compensation |
US6751529B1 (en) * | 2002-06-03 | 2004-06-15 | Neural Robotics, Inc. | System and method for controlling model aircraft |
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