JP5550398B2 - 舵面故障・損傷検出装置 - Google Patents
舵面故障・損傷検出装置 Download PDFInfo
- Publication number
- JP5550398B2 JP5550398B2 JP2010062708A JP2010062708A JP5550398B2 JP 5550398 B2 JP5550398 B2 JP 5550398B2 JP 2010062708 A JP2010062708 A JP 2010062708A JP 2010062708 A JP2010062708 A JP 2010062708A JP 5550398 B2 JP5550398 B2 JP 5550398B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- failure
- damage
- control surface
- command signal
- aerodynamic coefficient
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000001514 detection method Methods 0.000 title claims description 89
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 98
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 42
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 37
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 17
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 claims description 13
- 230000005856 abnormality Effects 0.000 claims description 9
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 description 27
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 description 22
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 238000013528 artificial neural network Methods 0.000 description 7
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 5
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 5
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/08—Aerodynamic models
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
- G01C23/005—Flight directors
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/0004—Transmission of traffic-related information to or from an aircraft
- G08G5/0013—Transmission of traffic-related information to or from an aircraft with a ground station
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
- G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
- G08G5/0017—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information
- G08G5/0021—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information located in the aircraft
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
Description
本発明は、舵面故障・損傷検出装置に係り、特に、推定された空力係数を用いて航空機の舵面の故障や損傷を検出する舵面故障・損傷検出装置に関するものである。
航空機の空力特性を示す空力係数を推定する際には、航空機に設けられた各種センサから、迎角、横滑り角、対気速度、角速度、姿勢角、舵角等の情報を取得し、これらの情報に基づいて逐次最小二乗法やニューラルネットワーク法による演算を行う方法が知られている。また、このように推定された空力係数と、航空機の正常時における空力係数とを比較することにより、舵面の故障や損傷を検出する方法が知られている。
例えば、特許文献１（特開２００３−１７５８９６号公報）には、逐次最小二乗法を用いて推定した空力係数に対して、ニューラルネットワーク法により更に演算を行うことで最終的に空力係数を算出し、この空力係数に基づいて舵面の故障等をソフトウェア的に検出する舵面の故障・損傷検出装置が開示されている。
この他、機体に光ファイバや電線を敷設してハードウェア的に直接、舵面の損傷を検出する方法も考えられる。
例えば、特許文献１（特開２００３−１７５８９６号公報）には、逐次最小二乗法を用いて推定した空力係数に対して、ニューラルネットワーク法により更に演算を行うことで最終的に空力係数を算出し、この空力係数に基づいて舵面の故障等をソフトウェア的に検出する舵面の故障・損傷検出装置が開示されている。
この他、機体に光ファイバや電線を敷設してハードウェア的に直接、舵面の損傷を検出する方法も考えられる。
しかしながら、上記した逐次最小二乗法を用いて空力係数を推定する場合は、空力係数を演算するために角加速度を必要とするため、航空機に角加速度を検出するためのセンサを搭載する必要があり、新たにセンサを設けると機体の重量を増加させるという問題がある。また、逐次最小二乗法やニューラルネットワーク法などの一手法のみに依存して空力係数を推定することは、正確な空力係数推定値を得ることができない虞があるという問題がある。このため、逐次最小二乗法やニューラルネットワーク法によって得られた空力係数を舵面の故障・損傷検出に適用した場合には、誤検出を招く虞があり、検出結果の飛行制御則への反映を不用意に行えないという問題がある。さらに、機体に光ファイバ等を敷設する方法は、故障・損傷の内、故障の検出が行えないという問題がある。
本発明は、上記問題を解決するためになされたもので、搭乗者への負担を軽減しつつ信頼性の高い空力係数推定値を演算することにより正確に舵面の故障・損傷を検出可能な舵面故障・損傷検出装置を提供することを目的とする。
上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
本発明は、機体の空力特性を示す空力係数を推定するための舵角指令信号を生成する舵角指令信号生成手段と、前記舵角指令信号に基づいて前記機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する前記機体の運動状態量を取得する運動状態量取得手段と、前記運動状態量から、異なる２以上の推定手法を用いて夫々前記空力係数を推定するための候補値を算出する候補値算出手段と、各前記候補値に基づいて、空力係数推定値を決定する空力係数推定値決定手段とを備えた空力係数推定装置を提供する。
本発明は、機体の空力特性を示す空力係数を推定するための舵角指令信号を生成する舵角指令信号生成手段と、前記舵角指令信号に基づいて前記機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する前記機体の運動状態量を取得する運動状態量取得手段と、前記運動状態量から、異なる２以上の推定手法を用いて夫々前記空力係数を推定するための候補値を算出する候補値算出手段と、各前記候補値に基づいて、空力係数推定値を決定する空力係数推定値決定手段とを備えた空力係数推定装置を提供する。
本発明によれば、舵角指令信号生成手段により、空力係数を推定するために、機体にある程度の運動が生じるように舵面を駆動させるような舵角指令信号を生成し、舵面をこの舵角指令信号に従って駆動させる。続いて、運動状態量取得手段により、舵面が駆動されたことにより運動が生じた機体の迎角、横滑り角、対気速度、角速度、姿勢角、舵角などの運動状態量を、機体に予め設けられたセンサ等から取得する。候補値算出手段では、異なる２以上の推定手法、例えば、拡張カルマンフィルタ、アンセンテッドカルマンフィルタ、フーリエ変換回帰法、ニューラルネットワーク法及びパーティクルフィルタなどから何れか異なる２つ以上の手法により、運動状態量に基づいて空力係数推定値を算出するための候補となる候補値を夫々算出する。空力係数推定値決定手段では、これらの候補値から最も妥当な空力係数推定値を選択又は演算して、最終的に空力係数推定値を決定する。このように、異なる２つ以上の手法により空力係数推定値の候補値を算出した上で、これらから最終的に空力係数推定値を決定するので、空力係数推定値を演算する際の冗長化を図ることができ、信頼性の高い空力係数を演算することができる。
上記した本発明において、前記空力係数推定値決定手段が、各前記候補値の平均値又は中間値を空力係数推定値として決定することが好ましい。
本発明によれば、異なる手法により演算された各候補値から、それらの平均値又は中間値を空力係数推定値として決定するので、空力係数推定値を演算する際の冗長化を図ることができ、信頼性の高い空力係数を演算することができる。
本発明によれば、異なる手法により演算された各候補値から、それらの平均値又は中間値を空力係数推定値として決定するので、空力係数推定値を演算する際の冗長化を図ることができ、信頼性の高い空力係数を演算することができる。
上記した本発明において、前記空力係数推定値決定手段が、各前記候補値に基づいて夫々演算された運動状態量の再現値のうち、前記運動状態量に最も一致する前記再現値に対応した前記候補値を空力係数推定値として決定することが好ましい。
本発明によれば、各候補値を用いて、運動状態量の再現値を演算することができる。このため、各候補値から求められた運動状態量の再現値を運動状態量取得手段により取得された実際の運動状態量と比較して、実際の運動状態量に最も一致する再現値に対応する候補値を空力係数推定値として決定するので、空力係数推定値を演算する際の冗長化を図ることができ、信頼性の高い空力係数を演算することができる。
本発明は、舵面の故障・損傷の可能性を判定する故障・損傷可能性判定手段と、上記記載の何れかに記載の空力係数推定装置と、前記故障・損傷可能性判定手段により舵面に故障・損傷が生じている可能性があると判定された場合に、前記空力係数推定装置により推定された空力係数推定値に基づいて、何れの舵面が故障・損傷しているかを検出する舵面故障・損傷検出手段とを備えた舵面故障・損傷検出装置を提供する。
本発明によれば、舵面に故障・損傷の可能性があると判定された場合に、空力係数推定値を算出して、これに基づいて何れの舵面が故障・損傷しているかを検出するので、機体の不要な揺れ等の不要な運動を最小限に抑制して搭乗者への負担を軽減しつつ、常時舵面の故障・損傷を監視して正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
上記した本発明において、前記故障・損傷可能性判定手段が、機体に運動が生じないように舵面を駆動するための舵角指令信号を生成する他の舵角指令生成信号と、前記舵角指令信号に基づいて前記機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する前記機体の運動状態量を取得する他の運動状態量取得手段とを備え、前記運動状態量に基づいて舵面の故障・損傷の可能性を判定することが好ましい。
本発明によれば、他の舵角指令生成信号では、舵面の故障・損傷の可能性を判定するために、機体に運動が生じないような舵角の組み合わせにて各舵面を駆動するための舵角指令信号を生成する。他の運動状態量取得手段では、舵面の故障・損傷の可能性を判定するために生成された舵角指令信号に従って舵面が駆動されたことによる機体の運動状態量を取得する。このとき、本来機体は運動しないが、得られた運動状態量から、機体に運動が生じたと判断できる場合に、故障・損傷可能性判定手段が、運動状態量に基づいて舵面の故障・損傷の可能性を判定する。このように、舵面に故障・損傷の可能性がなければ、機体の運動が生じないことから、機体の不要な揺れ等の不要な運動を最小限に抑制して搭乗者への負担を軽減しつつ、常時又は定期的に舵面の故障・損傷を監視して正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
上記した本発明において、前記故障・損傷可能性判定手段が、所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成する更に他の舵角指令信号生成手段と、前記舵角指令信号に基づいて飛行中の機体の運動状態量を取得する更に他の運動状態量取得手段と、前記機体が正常であると仮定した場合の運動状態量を予測した運動状態量予測値を演算する運動状態量予測手段とを備え、前記運動状態量と前記運動状態量予測値とに基づいて舵面の故障・損傷の可能性を判定することが好ましい。
本発明によれば、飛行中の実際の運動状態量と、機体が正常であると仮定した場合の運動状態量予測値とに基づいて舵面の故障・損傷の可能性を判定することにより、機体の不要な揺れ等の不要な運動を最小限に抑制して搭乗者への負担を軽減しつつ、常時舵面の故障・損傷を監視して正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
上記した本発明において、機体に敷設された光ファイバ又は電線と、前記光ファイバ又は電線の異常を検知する検知手段とを備えると共に、前記故障・損傷可能性判定手段が、前記機体を所望の姿勢に変更・維持するための舵角指令信号を生成する更に他の舵角指令信号生成手段と、前記舵角指令信号に基づいて前記機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する舵角を取得する舵角取得手段と、前記機体が正常であると仮定した場合の前記舵角指令信号に基づく舵角を予測した舵角予測値を演算する舵角予測手段とを備え、前記検知手段の検知結果に基づいて舵面の損傷の可能性を判定すると共に、前記舵角と前記舵角予測値とに基づいて舵面の故障の可能性を判定することが好ましい。
本発明によれば、光ファイバ又は電線から得られる異常検知結果に基づいて舵面の損傷の可能性を判定すると共に、飛行中の実際の舵角と機体が正常であると仮定した場合の舵角予測値とに基づいて舵面の故障の可能性を判定することにより、機体の不要な揺れ等の不要な運動を最小限に抑制して搭乗者への負担を軽減しつつ、常時舵面の故障・損傷を監視して正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
上記した本発明において、前記舵面故障・損傷検出手段が、前記空力係数推定値と、機体の正常時における空力係数推定値又は前回故障・損傷検出を行った際の空力係数推定値とを比較することにより舵面の故障・損傷を検出することが好ましい。
本発明によれば、機体の正常時における空力係数推定値と以前に算出された空力係数値を順次記憶しておき、舵面の故障・損傷検出を行う際に、これらと比較することで舵面の故障・損傷が進展するような場合にも正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
本発明によれば、機体の正常時における空力係数推定値と以前に算出された空力係数値を順次記憶しておき、舵面の故障・損傷検出を行う際に、これらと比較することで舵面の故障・損傷が進展するような場合にも正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
このように、搭乗者への負担を軽減しつつ信頼性の高い空力係数推定値を演算することができ、この空力係数推定値を用いることにより正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
〔第１の実施形態〕
以下に、本発明の第１の実施形態に係る空力係数推定装置について、図面を参照して説明する。
図１は、本実施形態に係る空力係数推定装置の概略構成を示したブロック図である。空力係数推定装置１は、航空機の空力特性を示す空力係数を推定するものであり、図１に示すように航空機に適用され、航空機の機体を制御するフライトコントロールシステム２、機体の姿勢を制御するための空気力を発生させる舵面３及び機体の運動状態量を検知するセンサ４と接続される。
以下に、本発明の第１の実施形態に係る空力係数推定装置について、図面を参照して説明する。
図１は、本実施形態に係る空力係数推定装置の概略構成を示したブロック図である。空力係数推定装置１は、航空機の空力特性を示す空力係数を推定するものであり、図１に示すように航空機に適用され、航空機の機体を制御するフライトコントロールシステム２、機体の姿勢を制御するための空気力を発生させる舵面３及び機体の運動状態量を検知するセンサ４と接続される。
フライトコントロールシステム２は、航空機全体を制御するシステムであり、機体や飛行の状態に応じて飛行制御則を構成すると共に、空力係数推定装置１によって推定された空力係数推定値に基づいて、飛行制御則を再構成する。そして、フライトコントロールシステム２は、飛行制御則に従って、航空機に設けられた各種機器（図示せず）に制御信号を出力する。
舵面３は、機首を上げたり下げたりする昇降舵（エレベータ）、機首の向きを左右に変える方向舵（ラダー)、機体を左右に傾ける補助翼（エルロン）、主翼の翼型を修正して揚力を増大させる高揚力装置（フラップ）等を含み、舵面３は、後述する舵角指令信号に従ってフライトコントロールシステムを介して図示しないアクチュエータシステムにより駆動される。舵面３が駆動することで、機体の姿勢が空力的な力によって制御される。
センサ４は、エアデータセンサ、慣性センサ、舵角センサ等の各種センサを含み、機体の迎角、横滑り角、対気速度、角速度、姿勢角、舵角等の機体の運動状態に関する様々な運動状態量に係るセンサ情報を取得して、取得したセンサ情報をセンサ情報取得部６に出力する。
舵面３は、機首を上げたり下げたりする昇降舵（エレベータ）、機首の向きを左右に変える方向舵（ラダー)、機体を左右に傾ける補助翼（エルロン）、主翼の翼型を修正して揚力を増大させる高揚力装置（フラップ）等を含み、舵面３は、後述する舵角指令信号に従ってフライトコントロールシステムを介して図示しないアクチュエータシステムにより駆動される。舵面３が駆動することで、機体の姿勢が空力的な力によって制御される。
センサ４は、エアデータセンサ、慣性センサ、舵角センサ等の各種センサを含み、機体の迎角、横滑り角、対気速度、角速度、姿勢角、舵角等の機体の運動状態に関する様々な運動状態量に係るセンサ情報を取得して、取得したセンサ情報をセンサ情報取得部６に出力する。
空力係数推定装置１は、舵角指令信号生成部（舵角指令信号生成手段）５、センサ情報取得部（運動状態量取得手段）６、候補値算出部（候補値算出手段）７及び空力係数推定値決定部（空力係数推定値決定手段）８を備えている。
舵角指令信号生成部５は、空力係数を推定するために機体にある程度の運動が生じるように舵面３を駆動するような舵角指令信号を生成するものであり、舵面３をこの舵角指令信号に従って駆動させるために、生成した舵角指令信号をフライトコントロールシステム２に出力する。また、フライトコントロールシステム２は、航空機の飛行中において、所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成し、これに対し舵角指令信号生成部５が生成した舵角指令信号を重畳して図示しないアクチュエータシステムに出力する。
センサ情報取得部６は、舵角指令信号に従って舵面３が駆動したことによる機体の運動状態量をセンサ４を介して取得し、後述する候補値算出部７に出力する。
センサ情報取得部６は、舵角指令信号に従って舵面３が駆動したことによる機体の運動状態量をセンサ４を介して取得し、後述する候補値算出部７に出力する。
候補値算出部７は、拡張カルマンフィルタによる演算則を記憶した演算器７Ａ、アンセンテッドカルマンフィルタによる演算則を記憶した演算器７Ｂ、フーリエ変換回帰法による演算則を記憶した演算器７Ｃ及びニューラルネットワーク法による演算則を記憶した演算器７Ｄを備え、演算器７Ａ〜７Ｄは、夫々が記憶する演算則に基づいてセンサ情報から空力係数を推定するための候補値を夫々算出するようになっている。候補値算出部７では、演算器７Ａ〜７Ｄによって算出された各候補値を空力係数推定値決定部８に出力する。ここで、候補値算出部７では、演算器７Ａ〜７Ｄの全てを用いて夫々候補値を演算する構成としてもよく、また演算器７Ａ〜７Ｄの何れか２つ若しくは何れか３つを用いて各々の候補値を演算する構成としてもよい。さらに、各演算器７Ａ〜７Ｄにおける候補値の算出は、上記した４つの推定手法にかかる演算則に基づくものに限られず、例えば、パーティクルフィルタなど他の推定手法にかかる演算則を適用することもできる。
なお、演算器７Ａ〜７Ｃにより候補値を算出するための各手法に基づく具体的な演算式等は、例えば、社団法人日本航空宇宙学会のシンポジウム等において、本発明の発明者によって既に発表されており（参考文献番号：ＪＳＡＳＳ−２００９−５０５７）、公知であるのでここでの説明は省略する。
空力係数推定値決定部８は、候補値算出部７において算出された複数の候補値から空力係数推定値を決定する。具体的には、各候補値の平均値又は中間値を演算し、得られた平均値または中間値を最終的に空力係数推定値と決定することができる。この他、各候補値を用いて、各候補値に対応するセンサ情報の再現値をそれぞれ演算し、各再現値をセンサ情報と比較することにより、センサ情報と一致する若しくは最も近い値である再現値に対応する候補値を空力係数推定値と決定することができる。決定された空力係数推定値はフライトコントロールシステム２に出力される。
以下、このように構成された空力係数推定装置１によって空力係数推定値を算出する過程について、図２のフローチャートを参照して説明する。
図２のステップＳ１１では、舵角指令信号生成部５により、空力係数を推定するために機体にある程度の運動が生じるように舵面３が駆動するような舵角指令信号を生成し、フライトコントロールシステム２に出力し、次のステップＳ１２に進む。ステップＳ１２において、フライトコントロールシステム２では、所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成し、これに対し舵角指令信号生成部５が生成した舵角指令信号を重畳した舵角指令信号を図示しないアクチュエータシステムに出力し、アクチュエータシステムにより舵面３を舵角指令信号に従って駆動する。
図２のステップＳ１１では、舵角指令信号生成部５により、空力係数を推定するために機体にある程度の運動が生じるように舵面３が駆動するような舵角指令信号を生成し、フライトコントロールシステム２に出力し、次のステップＳ１２に進む。ステップＳ１２において、フライトコントロールシステム２では、所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成し、これに対し舵角指令信号生成部５が生成した舵角指令信号を重畳した舵角指令信号を図示しないアクチュエータシステムに出力し、アクチュエータシステムにより舵面３を舵角指令信号に従って駆動する。
ステップＳ１３では、先のステップＳ１２により舵面３が駆動されたことにより、機体に揺れ等の舵角指令信号に従った運動が生じるため、センサ４で常時又は定期的に取得している機体の運動状態量に変化が生じる。そこで、センサ４によりこの運動状態量をセンサ情報として検知し、センサ情報をセンサ情報取得部６に出力する。
ステップＳ１４では、候補値算出部７の演算器７Ａ〜７Ｄにより夫々候補値を演算し、演算結果を空力係数推定値決定部８へ出力する。次のステップＳ１５において、空力係数推定値決定部８は、候補値算出部７から入力された各候補値に基づいて最終的な空力係数推定値を決定し、決定された空力係数推定値をフライトコントロールシステム２へ出力し、本ルーチンを終了する。なお、フライトコントロールシステム２では、空力係数推定値入力を受けて、飛行制御則を再構成することができる。
このように、演算器７Ａ〜７Ｄを用いることにより異なる２つ以上の手法に基づいて空力係数推定値を推定するための候補値を算出した上で、これらから最終的に空力係数推定値を決定するので、空力係数推定値を演算する際の冗長化を図ることができ、信頼性の高い空力係数を演算することができる。また、演算器７Ａ〜７Ｄに適用されている拡張カルマンフィルタ、アンセンテッドカルマンフィルタ、フーリエ変換回帰法及びニューラルネットワーク法は、候補値を算出するに際してのセンサ情報として機体の角加速度を必要としないため、機体に角加速度を検出するためのセンサを設ける必要がなく、機体の重量増加を避けることができる。
〔第２の実施形態〕
以下に、本発明の第２の実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置について、図面を参照して説明する。
図３は、本実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置の概略構成を示したブロック図である。舵面故障・損傷検出装置１１は、航空機に設けられた舵面３の故障・損傷を検知するものであり、舵面が舵角指令値に追従しなくなる又は動かなくなる（固着する）などの故障や、舵面の一部が欠損又は全てがなくなる等の損傷を検知する。このため、舵面故障・損傷検出装置１１は、図３に示すように空力係数推定装置１０の他、故障・損傷可能性判定部１２及び舵面故障・損傷検出部１５を備えている。また舵面故障・損傷検出装置１１は、航空機に適用され、航空機の機体を制御するフライトコントロールシステム２、機体の運動状態量を検知するセンサ４及び航空機の操縦室等に設けられた表示装置１６と接続されている。
以下に、本発明の第２の実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置について、図面を参照して説明する。
図３は、本実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置の概略構成を示したブロック図である。舵面故障・損傷検出装置１１は、航空機に設けられた舵面３の故障・損傷を検知するものであり、舵面が舵角指令値に追従しなくなる又は動かなくなる（固着する）などの故障や、舵面の一部が欠損又は全てがなくなる等の損傷を検知する。このため、舵面故障・損傷検出装置１１は、図３に示すように空力係数推定装置１０の他、故障・損傷可能性判定部１２及び舵面故障・損傷検出部１５を備えている。また舵面故障・損傷検出装置１１は、航空機に適用され、航空機の機体を制御するフライトコントロールシステム２、機体の運動状態量を検知するセンサ４及び航空機の操縦室等に設けられた表示装置１６と接続されている。
舵面故障・損傷検出装置１１に備えられた空力係数推定装置１０は、上述した第１の実施形態における空力係数推定装置１と同様の構成であるが、舵面故障・損傷検出装置１１に適用されるための構成を備えている点で相違する。以下、空力推定装置１と同一の構成についてはその説明を省略し、相違する構成について説明する。
具体的には、舵角指令信号生成部５が、空力係数を推定するために、機体にある程度の運動が生じるように舵面３が駆動するような空力係数推定用の舵角指令信号を生成する他に、舵面の故障・損傷の可能性を判定するために、機体に運動が生じないような舵角の組み合わせにて各舵面を駆動するための故障・損傷確認用の舵角指令信号（Ｔｋｅｒｎ）を予め記憶させている正常に飛行している場合の空力係数や、前回故障・損傷を検出した際の空力係数推定値に基づいて生成する。このため、舵角指令信号生成部５は、空力係数推定用の舵角指令信号を生成する空力係数推定用操舵器５Ａ及び故障・損傷確認用の舵角指令信号を生成する故障・損傷確認用操舵器５Ｂを備えている。また、フライトコントロールシステム２は、航空機の飛行中において、所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成し、これに対し舵角指令信号生成部５が生成した舵角指令信号を重畳した舵角指令信号をアクチュエータシステムに出力する。
空力係数推定装置１０は、後述する故障・損傷可能性判定部１２により故障・損傷の可能性が判定された場合に空力係数推定値の演算を行うため、候補値算出部７に、故障・損傷可能性判定部１２により故障・損傷が判定された場合にのみセンサ情報が入力されるように切替スイッチ１３が設けられている。
故障・損傷可能性判定部１２は、センサ情報取得部６、舵角指令信号生成部５及びフライトコントロールシステム２と接続され、センサ情報取得部６、舵角指令信号生成部５及びフライトコントロールシステム２との間で各種情報の授受が可能となっている。また故障・損傷可能性判定部１２は、舵角指令信号生成部５との間に切替スイッチ１４を備えており、舵面の故障・損傷の可能性判定を行う際には、故障・損傷確認用操舵器５Ｂから舵角指令信号が入力されるように切り替えられると共に、舵面に故障・損傷の可能性があると判定された場合には、空力係数推定用操舵器５Ａから舵角指令信号が入力されるように切り替えられるようになっている。
故障・損傷の可能性の判定を行う際には、故障・損傷可能性判定部１２は、故障・損傷確認用操舵器５Ｂから出力された故障・損傷確認用の舵角指令信号の入力を受付け、故障・損傷確認用の舵角指令信号をフライトコントロールシステム２に出力する。故障・損傷可能性判定部１２は、この故障・損傷確認用の舵角指令信号に従って舵面３が駆動した際のセンサ情報をセンサ情報取得部６から取得して、例えば、予め設定された閾値とセンサ情報とを比較することにより、舵面３の何れかに故障・損傷が生じている可能性があるか否かを判定する。一方、舵面に故障・損傷の可能性があると判定された場合には、空力係数推定用操舵器５Ａから空力係数推定用の舵角指令信号の入力を受付け、空力係数推定用の舵角指令信号をフライトコントロールシステム２に出力する。
なお、切替スイッチ１３と切替スイッチ１４の動作は連動しており、切替スイッチ１４により故障・損傷可能性判定部１２が故障・損傷確認用操舵器５Ｂと接続されている場合には、切替スイッチ１３がＯＦＦとなっており、センサ情報は演算器７Ａ〜７Ｄに入力されないようになっている。また、切替スイッチ１４により故障・損傷可能性判定部１２が空力係数推定用操舵器５Ａと接続されている場合には、スイッチ１３がＯＮとなりセンサ情報が演算器７Ａ〜７Ｄに入力されるようになっている。
舵面故障・損傷検出部１５は、舵面３に故障・損傷の可能性があると判定された場合に、空力係数推定装置１０により演算された空力係数推定値の入力を受けて、これに基づいて何れの舵面が故障・損傷しているかを検出する。故障・損傷の検出には、例えば、舵面故障・損傷検出部１５に航空機が正常に飛行している場合の空力係数を予め記憶させておき、この空力係数と空力係数推定装置１０から出力された空力係数とを比較し、比較結果に基づいて何れの舵面が故障・損傷しているかを検出することができる。また、舵面の故障・損傷が進展する場合などには、前回故障・損傷を検出した際の空力係数推定値と比較し、比較結果に基づいて舵面の故障・損傷を検出することができる。舵面故障・損傷検出結果は、フライトコントロールシステム２、舵角指令信号生成部５、及び表示装置１６に出力される。
舵面故障・損傷検出結果及び空力係数推定値が入力された場合、舵角指令信号生成部５では、故障・損傷箇所等を反映させた上で次回以降の舵角指令信号生成に利用し、フライトコントロールシステム２では、舵面故障・損傷検出結果及び空力係数推定値に基づいて、舵面の故障・損傷の程度に応じて、故障・損傷した舵面を用いるか否かの決定や飛行制御則の再構成を行う。また表示装置１６では、舵面故障・損傷検出結果が入力されるので操縦者等に何れの舵面が故障・損傷したかを報知する。
以下、このように構成された舵面故障・損傷検出装置１１によって舵面の故障・損傷を判定する過程について、図４のフローチャートを参照して説明する。
航空機が正常に飛行している場合において、切替スイッチ１４は故障・損傷確認用操舵器５Ｂと故障・損傷可能性判定部１２とを接続しており、常時又は定期的に故障・損傷の可能性を判定するようになっている。従って、図４のステップＳ２１において、舵角指令信号生成部５は、常時又は定期的に、故障・損傷確認用の舵角指令信号（Ｔｋｅｒｎ）を生成し、故障・損傷可能性判定部１２に出力する。故障・損傷確認用の舵角指令信号は、故障・損傷可能性判定部１２を介してフライトコントロールシステム２に出力され、次のステップＳ２２において、フライトコントロールステム２が生成する所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号へ重畳され、この舵角指令信号に基づいて図示しないアクチュエータシステムによって舵面３が駆動される。
航空機が正常に飛行している場合において、切替スイッチ１４は故障・損傷確認用操舵器５Ｂと故障・損傷可能性判定部１２とを接続しており、常時又は定期的に故障・損傷の可能性を判定するようになっている。従って、図４のステップＳ２１において、舵角指令信号生成部５は、常時又は定期的に、故障・損傷確認用の舵角指令信号（Ｔｋｅｒｎ）を生成し、故障・損傷可能性判定部１２に出力する。故障・損傷確認用の舵角指令信号は、故障・損傷可能性判定部１２を介してフライトコントロールシステム２に出力され、次のステップＳ２２において、フライトコントロールステム２が生成する所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号へ重畳され、この舵角指令信号に基づいて図示しないアクチュエータシステムによって舵面３が駆動される。
ステップＳ２３において、センサ４で常時又は定期的に機体の運動状態量をセンサ情報として取得し、センサ４がセンサ情報をセンサ情報取得部６に出力する。センサ情報は、センサ情報取得部６から故障・損傷可能性判定部１２に出力され、ステップＳ２４において故障・損傷の可能性があるか否かを判定する。即ち、故障・損傷可能性判定部１２では、故障・損傷確認用の舵角指令信号に従って舵面３が駆動されても、本来は機体に運動が生じないはずである。センサ４から得られたセンサ情報から、機体に揺れ等の運動が生じたと判断できる場合に、故障・損傷可能性判定部１２により舵面に故障・損傷の可能性があると判定し次のステップＳ２５に進む。一方、センサ情報から機体にゆれ等の運動が生じていないと判断できる場合には、故障・損傷の可能性がないと判定する。ステップＳ２４の判定は定期的に繰り返される。
ステップＳ２５では、故障・損傷可能性判定部１２により、舵面に故障・損傷の可能性があると判定されたことを受けて、空力係数推定装置１０により空力係数を推定するために、切替スイッチ１３及び切替スイッチ１４を切り替える。これにより、故障・損傷可能性判定部１２と空力係数推定用操舵器５Ａとが接続され、センサ情報取得部６と演算器７Ａ〜７Ｂが夫々接続される。次のステップＳ２６では、空力係数推定用操舵器５Ａにより、空力係数推定用の舵角指令信号を生成し、フライトコントロールシステム２に出力し、次のステップＳ２７に進む。ステップＳ２７において、フライトコントロールシステム２では、所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成し、これに対し舵角指令信号生成部５が生成した舵角指令信号を重畳した舵角指令信号を図示しないアクチュエータシステムに出力し、アクチュエータシステムにより舵面３を空力係数推定用の舵角指令信号に従って駆動する。
ステップＳ２８では、先のステップＳ２７により舵面３が駆動されたことにより、機体に揺れ等の舵角指令信号に従った運動が生じるため、センサ４で常時又は定期的に取得している機体の運動状態量に変化が生じる。そこで、センサ４によりこの運動状態量をセンサ情報として検知し、センサ情報をセンサ情報取得部６に出力する。
ステップＳ２９では、候補値算出部７の演算器７Ａ〜７Ｄにより夫々候補値を演算し、演算結果を空力係数推定値決定部８へ出力する。次のステップＳ３０において、空力係数推定値決定部８は、候補値算出部７から入力された各候補値に基づいて最終的な空力係数推定値を決定し、決定された空力係数推定値を舵面故障・損傷検出部１５、舵角指令信号生成部５及びフライトコントロールシステム２へ出力する。さらにステップＳ３１では、舵面故障・損傷検出部１５により空力係数推定値に基づいて何れの舵面が故障・損傷しているかを検出する。舵面故障・損傷検出結果は、フライトコントロールシステム２、舵角指令信号生成部５及び表示装置１６に出力され、本ルーチンを終了する。
このように、舵面の故障・損傷検出に際して、予め故障・損傷の可能性を判定し、舵面に故障・損傷の可能性があると判定された場合に、空力係数推定値を算出して、これに基づいて何れの舵面が故障・損傷しているかを検出するので、機体の不要な揺れ等の不要な運動を最小限に抑制して搭乗者への負担を軽減しつつ、常時舵面の故障・損傷を監視して正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。故障・損傷検出のために空力係数を推定する際には、演算器７Ａ〜７Ｄを用いることにより異なる２つ以上の手法に基づいて空力係数推定値を推定するための候補値を算出した上で、これらから最終的に空力係数推定値を決定するので、空力係数推定値を演算する際の冗長化を図ることができ、信頼性の高い空力係数を演算することができる。
〔第２の実施形態の変形例〕
以下に、上記した第２の実施形態の変形例に係る舵面故障・損傷検出装置について、図５を参照して説明する。
図５は、本実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置の概略構成を示したブロック図である。本実施形態の舵面故障・損傷検出装置が上述した第２の実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置と異なる点は、故障・損傷確認用の舵角指令信号の出力の有無に関わらず、機体が正常であると仮定した場合の運動状態量を予測した運動状態量予測値を演算し、この運動状態量予測値と実際の機体の運動状態量とに基づいて故障・損傷の可能性判定を行う点である。従って、舵面故障・損傷検出装置は必ずしも故障・損傷用操舵器５Ｂを備える必要はない。その他の構成については、上述した舵面故障・損傷検出装置と同様の構成であるので、その説明を省略し、以下、異なる点についてのみ説明する。
以下に、上記した第２の実施形態の変形例に係る舵面故障・損傷検出装置について、図５を参照して説明する。
図５は、本実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置の概略構成を示したブロック図である。本実施形態の舵面故障・損傷検出装置が上述した第２の実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置と異なる点は、故障・損傷確認用の舵角指令信号の出力の有無に関わらず、機体が正常であると仮定した場合の運動状態量を予測した運動状態量予測値を演算し、この運動状態量予測値と実際の機体の運動状態量とに基づいて故障・損傷の可能性判定を行う点である。従って、舵面故障・損傷検出装置は必ずしも故障・損傷用操舵器５Ｂを備える必要はない。その他の構成については、上述した舵面故障・損傷検出装置と同様の構成であるので、その説明を省略し、以下、異なる点についてのみ説明する。
故障・損傷可能性判定部１２は、センサ情報取得部６、舵角指令信号生成部５、空力係数推定値決定部８、フライトコントロールシステム２及び舵面故障・損傷検出部１５と接続され、これらとの間で各種情報の授受が可能となっている。故障・損傷可能性判定部１２には、予め機体運動モデルが記憶されている。ここで、機体運動モデルとは、舵面故障・損傷検出装置が適用される航空機の設計時において得られる航空機の運動を表現する数式モデルであり、機体が正常である場合には、機体の運動状態量を機体運動モデルから演算して得ることが可能である。このため、故障・損傷可能性判定部１２では、航空機の飛行中に常時又は定期的に、この機体運動モデルとフライトコントロールシステム２にて生成される航空機の飛行時に所望の機体姿勢への変更或いは維持を実現するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号とから、機体が正常であると仮定した場合の運動状態量を予測した運動状態量予測値を演算する。故障・損傷可能性判定部１２は、併せて、フライトコントロールシステム２にて生成される航空機の飛行中における機体姿勢の変更或いは維持するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号に基づいた飛行中の機体の実際の運動状態量をセンサ情報としてセンサ情報取得部６から取得する。
故障・損傷の可能性の判定を行う際には、故障・損傷可能性判定部１２は、フライトコントロールシステム２から出力された機体姿勢を変更・維持するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号に従って舵面３が駆動した際のセンサ情報をセンサ情報取得部６から取得する。そして、演算した運動状態量予測値とセンサ情報とを比較し、両者の差に基づいて、舵面３の何れかに故障・損傷が生じている可能性があるか否かを判定する。
即ち、両者の差が、予め定めた閾値を超えている場合には、舵面３の何れかに故障・損傷が生じている可能性があると判定し、閾値を超えない場合には、舵面３の何れかに故障・損傷が生じている可能性がないと判定する。舵面に故障・損傷の可能性があると判定された場合には、空力係数推定用操舵器５Ａから空力係数推定用の舵角指令信号の入力を受付け、空力係数推定用の舵角指令信号をフライトコントロールシステム２に出力し、空力係数推定装置１０により空力係数が推定され、舵面故障・損傷検出部１５により舵面３の故障・損傷が検出される。
舵面３に故障・損傷があると検出された場合には、検出結果が、フライトコントロールシステム２、表示装置１６、舵角指令信号生成部５及び故障・損傷可能性判定部１２に出力される。舵角指令信号生成部５及び故障・損傷可能性判定部１２では、舵面３の故障・損傷が進展する場合に備えて、故障・損傷の検出結果及び空力係数推定値を蓄積し、次回の故障・損傷可能性判定に反映させる。即ち、機体運動モデルに基づく運動状態量予測値の演算の際に、既に得られた故障・損傷検出結果及び空力係数推定値を反映させて、実際の運動状態量と比較することにより、舵面３の故障・損傷が進展した場合にも、故障・損傷の進展を検出することができる。
このように、飛行中の実際の運動状態量と、機体が正常であると仮定した場合の運動状態量予測値とに基づいて舵面の故障・損傷の可能性を判定することにより、機体の不要な揺れ等の不要な運動を最小限に抑制して搭乗者への負担を軽減しつつ、常時舵面の故障・損傷を監視して正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
〔第２の実施形態の他の変形例〕
以下に、上記した第２の実施形態の他の変形例に係る舵面故障・損傷検出装置について説明する。なお、本実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置の概略構成は、上述した第２の実施形態の変形例に係る舵面故障・損傷検出装置を示す図５と略共通するため、図５を参照しつつ説明する。
本実施形態の舵面故障・損傷検出装置が上述した第２の実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置との相違点として、第１に、機体に光ファイバ又は電線が設けられ、これらにより舵面の異常を検知する。また、第２に、故障・損傷確認用の舵角指令信号の出力の有無に関わらず、機体を所望の姿勢に変更或いは維持するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号を生成し、この舵角指令信号に基づいて機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する実際の舵角を取得すると共に、機体が正常であると仮定した場合の舵角指令信号に基づく舵角を予測した舵角予測値を演算する。そして、これらの相違点に基づき、本実施形態における舵面故障・損傷検出装置では、光ファイバ等の異常検知結果に基づいて舵面の損傷の可能性を判定すると共に、実際の舵角と舵角予測値とに基づいて舵面の故障の可能性を判定する。従って、舵面故障・損傷検出装置は必ずしも故障・損傷用操舵器５Ｂを備える必要はない。その他の構成については、上述した舵面故障・損傷検出装置と同様の構成であるので、その説明を省略し、以下、異なる点についてのみ説明する。
以下に、上記した第２の実施形態の他の変形例に係る舵面故障・損傷検出装置について説明する。なお、本実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置の概略構成は、上述した第２の実施形態の変形例に係る舵面故障・損傷検出装置を示す図５と略共通するため、図５を参照しつつ説明する。
本実施形態の舵面故障・損傷検出装置が上述した第２の実施形態に係る舵面故障・損傷検出装置との相違点として、第１に、機体に光ファイバ又は電線が設けられ、これらにより舵面の異常を検知する。また、第２に、故障・損傷確認用の舵角指令信号の出力の有無に関わらず、機体を所望の姿勢に変更或いは維持するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号を生成し、この舵角指令信号に基づいて機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する実際の舵角を取得すると共に、機体が正常であると仮定した場合の舵角指令信号に基づく舵角を予測した舵角予測値を演算する。そして、これらの相違点に基づき、本実施形態における舵面故障・損傷検出装置では、光ファイバ等の異常検知結果に基づいて舵面の損傷の可能性を判定すると共に、実際の舵角と舵角予測値とに基づいて舵面の故障の可能性を判定する。従って、舵面故障・損傷検出装置は必ずしも故障・損傷用操舵器５Ｂを備える必要はない。その他の構成については、上述した舵面故障・損傷検出装置と同様の構成であるので、その説明を省略し、以下、異なる点についてのみ説明する。
本実施形態における舵面故障・損傷検出装置が適用される航空機の機体には、機体の歪や損傷を検出するための光ファイバ又は電線が機体表層面又は表層中に敷設されている（図示せず）。この光ファイバ又は電線は、機体に歪が生じると透過光量又は抵抗値が変化し、機体に損傷が生じると光又は電気の導通がなくなるため、透過光量又は抵抗値に基づいて異常を検知する検知センサと接続されている。
故障・損傷可能性判定部１２は、センサ情報取得部６、舵角指令信号生成部５、空力係数推定値決定部８、フライトコントロールシステム２及び舵面故障・損傷検出部１５と接続され、これらとの間で各種情報の授受が可能となっている。故障・損傷可能性判定部１２には、予め舵面駆動モデルが記憶されている。ここで、舵面駆動モデルとは、舵面故障・損傷検出装置が適用される航空機の設計時において得られるアクチュエータシステム等を含めた舵面駆動システムの数式モデルであり、舵面が正常である場合には、舵角指令信号に基づいて舵面が駆動したことによる舵角を舵面駆動モデルから演算して得ることが可能である。このため、故障・損傷可能性判定部１２では、航空機の飛行中に常時、この舵面駆動モデルと航空機の飛行時に所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号とから、機体が正常であると仮定した場合の舵角を予測した舵角予測値を演算する。故障・損傷可能性判定部１２は、併せて、航空機の飛行中における機体姿勢を変更・維持するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号に基づいて飛行中の機体の実際の舵角をセンサ情報としてセンサ情報取得部６から取得する。
故障・損傷の可能性の判定を行う際には、故障・損傷可能性判定部１２は、検知センサからの検出結果を受付け、舵面の損傷の可能性を判定する。即ち、検知センサから得られた検知結果が異常である場合は、舵面に損傷の可能性があると判定され、正常である場合には、舵面に損傷の可能性がないと判定される。
また、故障・損傷可能性判定部１２は、フライトコントロールシステム２から出力された機体姿勢を変更・維持するための舵角指令信号又はこれに故障・損傷確認用の舵角指令信号を重畳した舵角指令信号の入力を受付け、この舵角指令信号に従って舵面３が駆動した際の舵角をセンサ情報取得部６から取得する。そして、演算した舵角予測値と舵角とを比較し、両者の差に基づいて、舵面３の何れかに故障が生じている可能性があるか否かを判定する。
即ち、両者の差が、予め定めた閾値を超えている場合には、舵面３の何れかに故障が生じている可能性があると判定し、閾値を超えない場合には、舵面３の何れかに故障が生じている可能性がないと判定する。
即ち、両者の差が、予め定めた閾値を超えている場合には、舵面３の何れかに故障が生じている可能性があると判定し、閾値を超えない場合には、舵面３の何れかに故障が生じている可能性がないと判定する。
舵面３に故障・損傷の可能性があると判定された場合には、故障・損傷可能性判定部１２は、空力係数推定用操舵器５Ａから空力係数推定用の舵角指令信号の入力を受付け、空力係数推定用の舵角指令信号をフライトコントロールシステム２に出力し、空力係数推定装置１０により空力係数が推定され、舵面故障・損傷検出部１５により舵面３の故障・損傷が検出される。
舵面３に故障・損傷があると検出された場合には、検出結果が、フライトコントロールシステム２、表示装置１６、舵角指令信号生成部５及び故障・損傷可能性判定部１２に出力される。舵角指令信号生成部５及び故障・損傷可能性判定部１２では、舵面３の故障・損傷が進展する場合に備えて、故障・損傷の検出結果及び空力微係数推定値を蓄積し、次回の故障・損傷可能性判定に反映させる。
このように、光ファイバ又は電線から得られる異常検知結果に基づいて舵面の損傷の可能性を判定すると共に、飛行中の実際の舵角と機体が正常であると仮定した場合の舵角予測値とに基づいて舵面の故障の可能性を判定することにより、機体の不要な揺れ等の不要な運動を最小限に抑制して搭乗者への負担を軽減しつつ、常時舵面の故障・損傷を監視して正確に舵面の故障・損傷を検出することができる。
なお、故障・損傷の可能性判定に際しては、機体運動モデルに基づく運動状態量予測値と実際の運動状態量の比較結果に基づく可能性判定や、光ファイバ又は電線から得られる異常検出結果及び舵面駆動モデルに基づく舵角予測値と実際の舵角との比較結果に基づく可能性判定に加えて、上述した故障・損傷確認用操舵器５Ｂから出力される故障・損傷確認用の舵角指令信号に従った運動状態量に基づく可能性判定を行ってもよい。
この場合には、舵面故障・損傷検出装置を、例えば、図６に示すような構成とすることで、実現することもできる。具体的には、故障・損傷可能性判定ロジック部１７に機体運動モデルに基づく運動状態量予測値と実際の運動状態量の比較結果に基づく可能性判定に係る情報を格納した演算器１７Ａ、光ファイバ又は電線から得られる異常検出結果及び舵面駆動モデルに基づく舵角予測値と実際の舵角との比較結果に基づく可能性判定に係る情報を格納した演算器１７Ｂ、及び故障・損傷確認用の舵角指令信号に従った運動状態量に基づく可能性判定にかかる情報を格納した演算器１７Ｃを備えておく。そして、何れかの手法に基づく可能性判定を行うように故障・損傷可能性判定ロジック部１７と切替スイッチ１４との接続が切替えられて、所望の可能性判定が実行される。その後、適宜他の手法による可能性判定を行うなど、２つ又は３つの手法を組み合わせた可能性判定を行うように順次切替えることも可能である。
１ 空力係数推定装置
２ フライトコントロールシステム
３ 舵面
４ センサ
５ 舵角指令信号生成部（舵角指令信号生成手段）
６ センサ情報取得部（運動状態量取得部）
７ 候補値算出部（候補値算出手段）
８ 空力係数推定値決定部（空力係数推定値決定手段）
１０ 空力係数推定装置
１１ 舵面故障・損傷検出装置
１２ 故障・損傷可能性判定部（故障・損傷可能性判定手段）
１３ 切替スイッチ
１４ 切替スイッチ
１５ 舵面故障・損傷検出部（舵面故障・損傷検出手段）
１６ 表示装置
１７ 故障・損傷可能性判定ロジック部
１７Ａ，１７Ｂ，１７Ｃ 演算器
２ フライトコントロールシステム
３ 舵面
４ センサ
５ 舵角指令信号生成部（舵角指令信号生成手段）
６ センサ情報取得部（運動状態量取得部）
７ 候補値算出部（候補値算出手段）
８ 空力係数推定値決定部（空力係数推定値決定手段）
１０ 空力係数推定装置
１１ 舵面故障・損傷検出装置
１２ 故障・損傷可能性判定部（故障・損傷可能性判定手段）
１３ 切替スイッチ
１４ 切替スイッチ
１５ 舵面故障・損傷検出部（舵面故障・損傷検出手段）
１６ 表示装置
１７ 故障・損傷可能性判定ロジック部
１７Ａ，１７Ｂ，１７Ｃ 演算器
Claims (6)
- 機体の空力特性を示すと共に機体や飛行の状態に応じた飛行制御則を構成するための空力係数を推定するための舵角指令信号を生成する舵角指令信号生成手段と、
前記舵角指令信号に基づいて前記機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する前記機体の運動状態量を取得する運動状態量取得手段と、
前記運動状態量から、異なる２以上の推定手法を用いて夫々前記空力係数を推定するための候補値を算出する候補値算出手段と、
各前記候補値に基づいて、空力係数推定値を決定する空力係数推定値決定手段と
を備えた空力係数推定装置と、
舵面の故障・損傷の可能性を判定する故障・損傷可能性判定手段と、
前記故障・損傷可能性判定手段により舵面に故障・損傷が生じている可能性があると判定された場合に、前記空力係数推定装置により推定された空力係数推定値に基づいて、何れの舵面が故障・損傷しているかを検出する舵面故障・損傷検出手段と
を備えた舵面故障・損傷検出装置であって、
機体に敷設された光ファイバ又は電線と、
前記光ファイバ又は電線の異常を検知する検知手段とを備えると共に、
前記故障・損傷可能性判定手段が、
前記機体を所望の姿勢に変更・維持するための舵角指令信号を生成する更に他の舵角指令信号生成手段と、
前記舵角指令信号に基づいて前記機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する舵角を取得する舵角取得手段と、
前記機体が正常であると仮定した場合の前記舵角指令信号に基づく舵角を予測した舵角予測値を演算する舵角予測手段とを備え、
前記検知手段の検知結果に基づいて舵面の損傷の可能性を判定すると共に、前記舵角と前記舵角予測値とに基づいて舵面の故障の可能性を判定する舵面故障・損傷検出装置。 - 前記空力係数推定値決定手段が、各前記候補値の平均値又は中間値を空力係数推定値として決定する請求項１記載の舵面故障・損傷検出装置。
- 前記空力係数推定値決定手段が、各前記候補値に基づいて夫々演算された運動状態量の再現値のうち、前記運動状態量に最も一致する前記再現値に対応した前記候補値を空力係数推定値として決定する請求項１記載の舵面故障・損傷検出装置。
- 前記故障・損傷可能性判定手段が、
機体に運動が生じないように舵面を駆動するための舵角指令信号を生成する他の舵角指令生成信号と、
前記舵角指令信号に基づいて前記機体に設けられた舵面が駆動したことに起因する前記機体の運動状態量を取得する他の運動状態量取得手段と
を備え、
前記運動状態量に基づいて舵面の故障・損傷の可能性を判定する請求項１乃至請求項３の何れか１項記載の舵面故障・損傷検出装置。 - 前記故障・損傷可能性判定手段が、
所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成する更に他の舵角指令信号生成手段と、
前記舵角指令信号に基づいて飛行中の機体の運動状態量を取得する更に他の運動状態量取得手段と、
前記機体が正常であると仮定した場合の運動状態量を予測した運動状態量予測値を演算する運動状態量予測手段と
を備え、
前記運動状態量と前記運動状態量予測値とに基づいて舵面の故障・損傷の可能性を判定する請求項１乃至請求項４の何れか１項記載の舵面故障・損傷検出装置。 - 前記舵面故障・損傷検出手段が、
前記空力係数推定値と、機体の正常時における空力係数推定値又は前回故障・損傷検出を行った際の空力係数推定値とを比較することにより舵面の故障・損傷を検出する請求項１乃至請求項５の何れか１項記載の舵面故障・損傷検出装置。
Priority Applications (8)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2010062708A JP5550398B2 (ja) | 2010-03-18 | 2010-03-18 | 舵面故障・損傷検出装置 |
| CA2788536A CA2788536C (en) | 2010-03-18 | 2011-03-16 | Aerodynamic coefficient estimation device and control surface failure/damage detection device |
| BR112012020284A BR112012020284A2 (pt) | 2010-03-18 | 2011-03-16 | dispositivo de avaliação de coeficiente aerodinâmico e dispositivo de deteção de falha/danificação de superfície de controle |
| PCT/JP2011/056191 WO2011115164A1 (ja) | 2010-03-18 | 2011-03-16 | 空力係数推定装置及びこれを用いた舵面故障・損傷検出装置 |
| EP11756348.6A EP2548799B1 (en) | 2010-03-18 | 2011-03-16 | Aerodynamic coefficient estimation device and control surface failure/damage detection device |
| CN201180008999.9A CN102753435B (zh) | 2010-03-18 | 2011-03-16 | 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 |
| RU2012131672/11A RU2515947C1 (ru) | 2010-03-18 | 2011-03-16 | Устройство для оценки аэродинамического коэффициента и устройство для обнаружения отказа/повреждения управляющей поверхности |
| US13/575,365 US8954208B2 (en) | 2010-03-18 | 2011-03-16 | Aerodynamic coefficient estimation device and control surface failure/damage detection device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2010062708A JP5550398B2 (ja) | 2010-03-18 | 2010-03-18 | 舵面故障・損傷検出装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2011194974A JP2011194974A (ja) | 2011-10-06 |
| JP5550398B2 true JP5550398B2 (ja) | 2014-07-16 |
Family
ID=44649247
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2010062708A Active JP5550398B2 (ja) | 2010-03-18 | 2010-03-18 | 舵面故障・損傷検出装置 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8954208B2 (ja) |
| EP (1) | EP2548799B1 (ja) |
| JP (1) | JP5550398B2 (ja) |
| CN (1) | CN102753435B (ja) |
| BR (1) | BR112012020284A2 (ja) |
| CA (1) | CA2788536C (ja) |
| RU (1) | RU2515947C1 (ja) |
| WO (1) | WO2011115164A1 (ja) |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2966951A1 (fr) * | 2010-11-03 | 2012-05-04 | Airbus Operations Sas | Procede de simulation pour determiner des coefficients aerodynamiques d'un aeronef |
| FR2978858B1 (fr) * | 2011-08-01 | 2013-08-30 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme pour la determination de parametres de vol d'un aeronef |
| JP5811711B2 (ja) | 2011-09-07 | 2015-11-11 | 株式会社リコー | 機器連携システム、機能提供方法 |
| DK2700814T3 (en) * | 2012-08-23 | 2015-01-19 | Ampyx Power B V | Glider for airborne wind energy production |
| FR3010448B1 (fr) * | 2013-09-06 | 2015-08-21 | Snecma | Procede de surveillance d’une degradation d’un dispositif embarque d’un aeronef avec determination automatique d’un seuil de decision |
| US9656741B2 (en) * | 2013-09-24 | 2017-05-23 | The Boeing Company | Control interface for leading and trailing edge devices |
| US9254909B2 (en) | 2013-09-24 | 2016-02-09 | The Boeing Company | Optimized flap positioning for go-around operations |
| US9327827B2 (en) | 2013-09-24 | 2016-05-03 | The Boeing Company | Leading and trailing edge device deflections during descent of an aircraft |
| US9359065B2 (en) | 2013-09-24 | 2016-06-07 | The Boeing Company | System and method for optimizing performance of an aircraft |
| US9180962B2 (en) | 2013-09-24 | 2015-11-10 | The Boeing Company | Leading edge variable camber system and method |
| 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 |
| JP6374608B1 (ja) | 2016-09-26 | 2018-08-15 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 損傷検知システム及び損傷検知方法 |
| 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 |
Family Cites Families (12)
| 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 |
| 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 |
| JP5128766B2 (ja) * | 2005-11-08 | 2013-01-23 | 東洋電装株式会社 | 舵角センサ |
| 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 |
-
2010
- 2010-03-18 JP JP2010062708A patent/JP5550398B2/ja active Active
-
2011
- 2011-03-16 CA CA2788536A patent/CA2788536C/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-03-16 WO PCT/JP2011/056191 patent/WO2011115164A1/ja active Application Filing
- 2011-03-16 US US13/575,365 patent/US8954208B2/en active Active
- 2011-03-16 BR BR112012020284A patent/BR112012020284A2/pt not_active Application Discontinuation
- 2011-03-16 RU RU2012131672/11A patent/RU2515947C1/ru active
- 2011-03-16 CN CN201180008999.9A patent/CN102753435B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-03-16 EP EP11756348.6A patent/EP2548799B1/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2548799A1 (en) | 2013-01-23 |
| BR112012020284A2 (pt) | 2016-05-03 |
| EP2548799B1 (en) | 2019-08-14 |
| CN102753435B (zh) | 2016-05-04 |
| CA2788536A1 (en) | 2011-09-22 |
| US8954208B2 (en) | 2015-02-10 |
| CN102753435A (zh) | 2012-10-24 |
| US20120296500A1 (en) | 2012-11-22 |
| EP2548799A4 (en) | 2017-10-11 |
| WO2011115164A1 (ja) | 2011-09-22 |
| CA2788536C (en) | 2016-06-21 |
| JP2011194974A (ja) | 2011-10-06 |
| RU2012131672A (ru) | 2014-04-27 |
| RU2515947C1 (ru) | 2014-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5550398B2 (ja) | 舵面故障・損傷検出装置 | |
| CN104950740B (zh) | 具有冗余计算机的用于交通工具的*** | |
| JP7171708B2 (ja) | 複数の制御車線を用いた自律車両の耐障害制御 | |
| CN107914894B (zh) | 飞机监测*** | |
| EP2696185B1 (en) | Systems and methods to determine navigation states of a platform | |
| WO2019142563A1 (ja) | 電子制御装置 | |
| US8755956B2 (en) | Method and device for detecting the jamming of an aircraft control surface | |
| JP2009523658A (ja) | 分散型飛行制御システムのバックアップ制御のための装置及び方法 | |
| JP2009523657A (ja) | 統合バックアップ制御システム用のシステムおよび方法 | |
| CN102310858B (zh) | 车道保持控制方法和装置、以及用于车道脱离警告的装置 | |
| JP6600213B2 (ja) | 飛行制御装置、飛行制御方法、飛行体 | |
| KR20100071554A (ko) | 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법 | |
| JP5592394B2 (ja) | 燃料補給ブームに掛かる力の自動的軽減 | |
| KR101494780B1 (ko) | 무인항공기의 전기식 구동장치와 그것의 제어방법 | |
| WO2017199652A1 (ja) | 診断システム及び電子制御装置 | |
| CN115071735A (zh) | 用于检测有错误的自主运动请求的运动监测安全性诊断 | |
| CN106527393A (zh) | 一种基于参考模型的伺服***在轨故障诊断处理***及方法 | |
| EP3904017A1 (en) | Robot control device, robot system, and robot control method | |
| JP2021075126A (ja) | 制御システム及び構造体、並びに制御方法、並びに制御プログラム | |
| CN109407669A (zh) | 一种多层式容错型自航船模的控制方法 | |
| EP3998453A1 (en) | Method and assembly for monitoring the integrity of inertial position and velocity measurements of an aircraft | |
| Zhang et al. | Enhancing model accuracy using odometry for relative location | |
| TW202417324A (zh) | 用於觸覺提示設備的電子單元 | |
| KR20240095551A (ko) | 멀티콥터의 센서 고장 탐지 및 비행 회복 방법 및 장치 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20130130 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20131008 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20131209 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20140422 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20140520 |
|
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 5550398 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |