JP6706235B2 - 航空機の制御システム、航空機の制御方法及び航空機 - Google Patents

Description

本発明の実施形態は、航空機の制御システム、航空機の制御方法及び航空機に関する。

従来、航空機の主翼や尾翼等の翼周りの空気の流れは、補助翼等の動翼の操舵によって制御される（例えば特許文献１参照）。また、近年では、航空機の翼周りの空気の流れを制御する補助的なデバイスとして、プラズマ・アクチュエータ（ＰＡ：ｐｌａｓｍａ ａｃｔｕａｔｏｒ）を用いる研究がなされている（例えば特許文献２乃至５参照）。

航空機の翼に取付けられるプラズマ・アクチュエータとして実用的なのは、誘電体バリア放電（ＤＢＤ：Ｄｉｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｄｉｓｃｈａｒｇｅ）を用いて空気の流れを形成するＤＢＤ−ＰＡである。ＤＢＤ−ＰＡは誘電体を挟んで電極を配置し、電極間に高い交流電圧を印加することによって誘電体の片面のみにプラズマを発生させるようにしたＰＡである。ＤＢＤ−ＰＡを用いれば、プラズマの制御によって空気の剥離を抑制し、気流を変化させることができる。

特表２０１５−５２７２４７号公報 特表２００９−５１１３６０号公報 特表２０１３−５３０４８６号公報 特開２０１４−１０３０９４号公報 特開２０１６−０５６８１４号公報

本発明は、航空機の機体周りの空気の流れを、より適切に制御できるようにすることを目的とする。

本発明の実施形態に係る航空機の制御システムは、航空機の周囲における空気の流れを制御する流れ制御デバイスと、前記航空機を構成する構造体の表面に負荷される圧力分布が、前記航空機に備えられるセンサで検出される物理量であって前記空気に関連する前記物理量に基づいて計算される圧力分布の制御値となるように前記流れ制御デバイスを制御する制御回路と、前記構造体における損傷を検出する損傷検出システムとを備え、前記制御回路は、前記構造体において前記損傷が検出された場合には前記損傷を制約条件とする解析処理によって前記圧力分布の制御値を設定するように構成される一方、前記損傷検出システムは、前記構造体の検査エリアに向けて超音波を発振する超音波振動子と、前記検査エリアで反射した前記超音波の反射波又は前記検査エリアを透過した前記超音波の透過波を検出するセンサと、送信信号を生成して前記超音波振動子に印加する信号生成回路とを有し、前記流れ制御デバイスを動作させるための電源から前記信号生成回路に電力を供給するようにしたものである。
また、本発明の実施形態に係る航空機の制御システムは、航空機の周囲における空気の流れを制御する流れ制御デバイスとしてのプラズマ・アクチュエータと、前記航空機を構成する構造体の歪分布を検出する歪センサと、前記構造体の表面に負荷される圧力分布が、前記航空機に備えられるセンサで検出される物理量であって前記空気に関連する前記物理量に基づいて計算される圧力分布の制御値となるように前記プラズマ・アクチュエータを制御する制御回路とを有し、前記制御回路は、前記物理量に基づいて計算される、前記航空機と前記航空機の周囲における空気との関係を表すエア・データと、前記歪分布に基づいて前記圧力分布の制御値を設定するように構成されるものである。

また、本発明の実施形態に係る航空機は、上述した制御システムを搭載したものである。

また、本発明の実施形態に係る航空機の制御方法は、上述した制御システムを用いて前記流れ制御デバイスを制御するものである。

また、本発明の実施形態に係る航空機の制御方法は、航空機の周囲における空気の流れをプラズマ・アクチュエータで制御するステップと、前記航空機を構成する構造体の歪分布を歪センサで検出するステップと、前記構造体の表面に負荷される圧力分布が、前記航空機に備えられるセンサで検出される物理量であって前記空気に関連する前記物理量に基づいて計算される圧力分布の制御値となるように前記プラズマ・アクチュエータを制御するステップとを有し、前記物理量に基づいて計算される、前記航空機と前記航空機の周囲における空気との関係を表すエア・データと、前記歪分布に基づいて前記圧力分布の制御値を設定するものである。

本発明の第１の実施形態に係る航空機の制御システムの構成図。 図１に示すアクチュエータの一例として用いられるプラズマ・アクチュエータの原理を示す図。 図２に示すプラズマ・アクチュエータを翼構造体に取付けた例を示す図。 図１に示すアクチュエータの一例として用いられるシンセティック・ジェット・アクチュエータの原理を示す図。 図１に示すアクチュエータの一例として用いられるエア・ジェット・アクチュエータの原理を示す図。 図１に示すアクチュエータの一例として用いられるメンブレン・アクチュエータの原理を示す図。 図１に示す制御システムを用いて航空機の流れ制御デバイスを制御する流れを示すフローチャート。 本発明の第２の実施形態に係る航空機の制御システムの構成図。

本発明の実施形態に係る航空機の制御システム、航空機の制御方法及び航空機について添付図面を参照して説明する。

（第１の実施形態）
（航空機の制御システムの構成及び機能）
図１は本発明の第１の実施形態に係る航空機の制御システムの構成図である。

制御システム１は、航空機２の周囲における空気の流れを制御するためのシステムである。従って、制御システム１は、航空機２に搭載される。航空機２の制御システム１は、エア・データ取得システム３、構造変形データ取得システム４、制御情報生成システム５、流れ制御システム６及びコンソール７で構成することができる。

エア・データ取得システム３は、航空機２と周囲の空気の関係を表す情報を取得するシステムであり、航空機２に標準装備される。航空機２と周囲の空気の関係を表す情報は、エア・データと呼ばれ、航空機２の周囲における空気の状態及び空気に対する対象部位の相対的な動きを表すパラメータで表現される。エア・データを表す代表的なパラメータとしては、気圧高度、大気速度、マッハ数、大気温度、迎え角、空気密度及び気圧が挙げられる。

エア・データ取得システム３は、迎え角センサ９、圧力センサ１０及び温度センサ１１等の物理量を検出する複数のセンサ８を、ＡＤＣ（Ａｉｒ Ｄａｔａ Ｃｏｍｐｕｔｅｒ）１２に接続して構成することができる。

迎え角センサ９は、航空機２の周囲における空気の流れの方向を示す迎え角を検出するセンサである。圧力センサ１０としては、航空機２の周囲における静圧を検出する静圧センサや航空機２の先端における空気のよどみ点における圧力である全圧を検出する全圧センサが挙げられる。尚、全圧は総圧とも呼ばれる。静圧センサや全圧センサ等の圧力センサ１０は、静圧管、ピトー静圧管或いは静圧孔等のセンサで構成することができる。温度センサ１１は、航空機２の周囲における大気温度に空気の圧縮熱や摩擦で生じる熱が加えられた温度である大気全温度を検出するセンサである。

ＡＤＣ１２は、センサ８から電気信号として出力される物理量の検出信号に基づいて、エア・データを計算する計算機である。従って、ＡＤＣ１２は、センサ８から出力される電気信号の信号処理を行うための電気回路で構成することができる。ＡＤＣ１２を構成する電気回路のうちＡ／Ｄ（ａｎａｌｏｇ−ｔｏ−ｄｉｇｉｔａｌ）変換器によってデジタル情報に変換された信号の情報処理を行う回路は、コンピュータプログラムをインストールしたコンピュータ等の電子回路で構成することができる。

迎え角センサ９、圧力センサ１０及び温度センサ１１を含む複数のセンサ８を用いて、迎え角、静圧、全圧及び大気全温度が検出されると、これら４つの検出データに基づく公知の計算によって気圧高度、大気速度、マッハ数、大気温度、迎え角、空気密度及び気圧を含むエア・データを計算することができる。

構造変形データ取得システム４は、周囲における空気の流れの制御対象となる航空機２の主翼や胴体等の構造体１３の変形情報を構造体１３の歪分布として取得するシステムである。構造変形データ取得システム４は、航空機２を構成する構造体１３の対象部位における３次元の歪分布を検出するために対象部位に張巡らされた複数の歪センサ１４を、歪データ処理装置１５に接続して構成することができる。

歪センサ１４としては、歪ゲージの他、光ファイバセンサを用いることができる。光ファイバセンサとしては、ファイバ・ブラッグ・グレーティング（ＦＢＧ：Ｆｉｂｅｒ Ｂｒａｇｇ Ｇｒａｔｉｎｇ）センサや位相シフトＦＢＧ（ＰＳ−ＦＢＧ： Ｐｈａｓｅ−ｓｈｉｆｔｅｄ ＦＢＧ）センサが挙げられる。歪センサ１４を光ファイバセンサで構成する場合には、光源や光フィルタ等の必要な光学素子が備えられる。

歪データ処理装置１５は、歪センサ１４において検出された検出信号に基づいて、構造体１３の歪分布を求める機能を有している。歪データ処理装置１５は、各歪センサ１４から出力される電気信号や光信号等の信号処理を行うための信号処理回路で構成することができる。歪データ処理装置１５を構成する回路のうちＡ／Ｄ変換器によってデジタル情報に変換された信号の情報処理を行う回路は、コンピュータプログラムをインストールしたコンピュータ等の電子回路で構成することができる。

制御情報生成システム５は、エア・データ取得システム３から取得した航空機２の周囲におけるエア・データと、構造変形データ取得システム４から取得した構造体１３の歪分布とに基づいて、流れ制御システム６を制御するための制御情報を生成する機能と、生成した制御情報を流れ制御システム６に与える機能とを有する。制御情報生成システム５についても、エア・データ取得システム３及び構造変形データ取得システム４から取得した情報を処理するコンピュータプログラムをインストールしたコンピュータ等の電子回路で構成することができる。

流れ制御システム６は、制御情報生成システム５から与えられる制御情報に従って、航空機２を構成する構造体１３の対象部位の周囲における空気の流れを制御する機能を有する。流れ制御システム６は、流れ制御デバイス１６と、流れ制御デバイス１６を制御するコントローラ１７とによって構成することができる。

流れ制御デバイス１６は、航空機２を構成する構造体１３の対象部位の周囲における空気の流れを制御するデバイスである。流れ制御デバイス１６の例としては、空気の流れの制御をアクティブに行うためのアクチュエータ１８及び動翼１９が挙げられる。

空気の流れの制御をアクティブに行うアクチュエータ１８の例としては、プラズマ・アクチュエータ、シンセティック・ジェット・アクチュエータ、エア・ジェット・アクチュエータ及びメンブレン・アクチュエータが挙げられる。一方、動翼１９の例としては、補助翼、方向舵、昇降舵、フラップ、スポイラ及びフラッペロンが挙げられる。

図２は、図１に示すアクチュエータ１８の一例として用いられるプラズマ・アクチュエータの原理を示す図である。

プラズマ・アクチュエータ２０は、第１の電極２１、第２の電極２２、誘電体２３及び交流電源２４で構成される。第１の電極２１と第２の電極２２は、放電エリアが形成されるように誘電体２３を挟んで互いにシフトして配置される。第１の電極２１は、空気の流れを誘起すべき空間に露出した状態で配置される。一方、第２の電極２２は、空気の流れを誘起すべき空間に露出しないように誘電体２３で覆われる。また、第２の電極２２は、航空機２の機体に接地される。第１の電極２１と第２の電極２２との間には、交流電源２４によって交流電圧が印加される。

交流電源２４を動作させて第１の電極２１と第２の電極２２との間に交流電圧を印加すると、第１の電極２１が配置されている側の誘電体２３の表面に形成される放電エリアには電子と正イオンから成るプラズマが生じる。その結果、プラズマによって誘電体２３の表面に向かう空気の流れが誘起される。尚、第１の電極２１と第２の電極２２との間に誘電体２３を挟んで誘電体バリア放電を起こすプラズマ・アクチュエータ２０は、ＤＢＤ−ＰＡと呼ばれる。

プラズマ・アクチュエータ２０を構成する第１の電極２１及び第２の電極２２は、薄いフィルム状にすることができる。このため、静翼や動翼１９等の翼構造体の表面はもちろん、胴体等の構造体１３の表面に貼付けるか、或いは取付位置となる表面層に埋め込んで使用することができる。

図３は図２に示すプラズマ・アクチュエータ２０を翼構造体１３Ａに取付けた例を示す図である。

動翼１９を備えた主翼、水平尾翼及び垂直尾翼等の翼構造体１３Ａは、静翼２５に動翼１９を連結して構成される。プラズマ・アクチュエータ２０は、例えば、動翼１９の補助装置として用いることができる。より具体的には、動翼１９の翼面における空気の剥離流れの抑制や翼面と空気との間における摩擦の低減による空気抵抗の低減を目的としてプラズマ・アクチュエータ２０を用いることができる。

その場合には、補助対象となる動翼１９や補助対象となる動翼１９と連結される静翼２５にプラズマ・アクチュエータ２０を取付けることができる。また、図３に例示されるように、異なる向きで空気の流れを誘起できるように複数のプラズマ・アクチュエータ２０を配置すれば、航空機２の姿勢を制御するための流れ制御デバイス１６として複数のプラズマ・アクチュエータ２０を使用することもできる。

もちろん、図３に例示されるように、静翼２５の前縁付近等の任意の位置にプラズマ・アクチュエータ２０を配置することによって、所望の目的で空気の流れを制御できるようにすることもできる。

図４は、図１に示すアクチュエータ１８の一例として用いられるシンセティック・ジェット・アクチュエータの原理を示す図である。

シンセティック・ジェット・アクチュエータ３０は、オリフィス３１と、ダイヤフラム３２を設けたチャンバー３３で構成される。ダイヤフラム３２には、圧電素子（ＰＺＴ：ｐｉｅｚｏｅｌｅｃｔｒｉｃ ｔｒａｎｓｄｕｃｅｒ）パッチ３４が貼付けられる。ＰＺＴパッチ３４を駆動させてダイヤフラム３２を振動させると、オリフィス３１から周期的に空気を噴出させることができる。シンセティック・ジェット・アクチュエータ３０を設ければ、例えば、空気の境界層における形状係数の低減等によって剥離流れを低減することが可能である。

図５は、図１に示すアクチュエータ１８の一例として用いられるエア・ジェット・アクチュエータの原理を示す図である。

エア・ジェット・アクチュエータ４０は、加圧空気の出口を形成する孔４１を開閉するカンチレバー（片持ち梁）型のＰＺＴアクチュエータ４２で構成される。ＰＺＴアクチュエータ４２を駆動させると、孔４１から周期的に空気を噴出させることができる。エア・ジェット・アクチュエータ４０を設ければ、例えば、空気の境界層における形状係数の低減等によって剥離流れを低減することが可能である。

図６は、図１に示すアクチュエータ１８の一例として用いられるメンブレン・アクチュエータの原理を示す図である。

メンブレン・アクチュエータ５０は、円板等の板状の基板５１にリング状のスペーサ５２を設けて内側に圧電セラミック素子５３を収納し、切込みを設けたメンブレン（膜）５４で隙間を空けて圧電セラミック素子５３を覆うことによって構成される。圧電セラミック素子５３を伸縮させると、メンブレン５４の切込みから、波状の乱流を噴出させることができる。

メンブレン・アクチュエータ５０を設ければ、例えば、乱流の原因となるＴ−Ｓ（Ｔｏｌｌｍｉｅｎ−Ｓｃｈｌｉｃｈｔｉｎｇ）波を減衰させることによって、境界層が層流から乱流に変化する境界層遷移の制御が可能である。尚、境界層遷移は、層流乱流遷移とも呼ばれる。

上述のような様々なアクチュエータ１８及び動翼１９を含む流れ制御デバイス１６を制御する各コントローラ１７は、制御情報生成システム５から与えられる制御情報に従って、制御信号として電気信号又は光信号を生成し、生成した制御信号を対応する流れ制御デバイス１６に出力する回路で構成することができる。

より具体的には、各コントローラ１７には記憶装置が備えられ、対応する流れ制御デバイス１６によって対象エリアに目標となる圧力分布を有する空気の流れを形成するために必要な流れ制御デバイス１６の制御量が保存される。すなわち、流れ制御デバイス１６によって空気の流れの制御対象となる対象エリアにおける目標となる空気の圧力分布の制御値と、流れ制御デバイス１６の制御量との関係を表すテーブルや関数等の参照情報が各コントローラ１７の記憶装置に保存される。

従って、各コントローラ１７に、対象エリアにおける空気の圧力分布の制御値を制御情報として与えれば、空気の圧力分布の制御値を流れ制御デバイス１６の制御量に変換するデータベースとして機能する記憶装置を参照することによって、流れ制御デバイス１６の制御量を求めることができる。流れ制御デバイス１６の制御量は、例えば、流れ制御デバイス１６がプラズマ・アクチュエータ２０等のアクチュエータ１８であれば、アクチュエータ１８に投入される電圧の波形や振幅等となり、流れ制御デバイス１６が動翼１９であれば動翼１９の迎角を変化させるための電動式アクチュエータや油圧式アクチュエータの制御量となる。

逆に、制御情報生成システム５には、対応するコントローラ１７を通じて上述したようなアクチュエータ１８及び動翼１９の少なくとも一方を含む流れ制御デバイス１６を制御するための制御情報を生成する機能が備えられることになる。より具体的には、制御情報生成システム５には、航空機２を構成する構造体１３の対象エリア表面に負荷される圧力分布が、エア・データ取得システム３に備えられるセンサ８や構造変形データ取得システム４に備えられる歪センサ１４のような航空機２に備えられるセンサで検出される空気に関連する物理量に基づいて計算される圧力分布の制御値となるように流れ制御デバイス１６を制御する制御回路としての機能が備えられる。

すなわち、航空機２を構成する構造体１３の対象エリア表面に負荷される圧力分布の制御値を、エア・データ取得システム３において取得されたエア・データ及び構造変形データ取得システム４において取得された構造体１３の歪分布に基づいて計算することができる。そして、構造体１３の対象エリア表面に負荷されている圧力分布が制御値となるように流れ制御デバイス１６の制御情報を生成し、生成した制御情報を流れ制御デバイス１６のコントローラ１７に出力することができる。

エア・データ及び構造体１３の歪分布に対応する構造体１３の表面における圧力分布の制御値は、有限要素法（ＦＥＭ：Ｆｉｎｉｔｅ Ｅｌｅｍｅｎｔ Ｍｅｔｈｏｄ）による数値流体力学（ＣＦＤ：Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ）解析によって計算することができる。ＣＦＤ解析は、オイラー方程式やナビエ−ストークス方程式等の流体の運動に関する方程式をコンピュータで解くことによって流れ場を解析する数値解析である。

具体的には、構造体１３の歪分布に基づいて、ＣＦＤ解析用の構造体１３の解析モデルを、空力による構造体１３の変形を反映したモデルとして作成することができる。その結果、構造体１３が変形した場合に対応する構造体１３の表面における圧力分布の制御値を求めることが可能となる。このため、構造体１３の空力変形を考慮せずに構造体１３の解析モデルを作成してＣＦＤ解析を行う場合に比べて、より正確に解析結果を得ることができる。

構造体１３の解析モデルは、空気の流れの制御対象となるエリアに合わせて作成することができる。例えば、主翼周りの空気の流れが制御対象であれば、主翼全体を模擬した解析モデルを作成することができる。また、動翼１９周りの空気の流れのみが制御対象であれば、動翼１９のみを模擬した解析モデルを作成するようにしてもよい。或いは、プラズマ・アクチュエータ２０等のアクチュエータ１８が取付けられる翼や胴体の取付位置周辺における限定的なエリアが空気の流れの制御対象となるエリアであれば、空気の流れの制御対象となるエリアに隣接する構造体１３の部分を模擬した解析モデルを作成することもできる。

構造体１３の空力変形が反映された解析モデルが作成されると、作成された構造体１３の解析モデルを対象とし、エア・データを解析条件とするＣＦＤ解析を実行することができる。これにより、目的とする空気の流れを形成するために適切な翼面又は胴体の表面における圧力分布を計算することができる。

例えば、動翼１９の補助装置として動翼１９又は動翼１９と連結される静翼２５に取付けられたプラズマ・アクチュエータ２０が制御対象であれば、プラズマ・アクチュエータ２０が配置された部位における空気抵抗が最小となるようにＣＦＤ解析によって翼構造体１３Ａの翼面における圧力分布の制御値を設定することができる。

一方、動翼１９及び複数のプラズマ・アクチュエータ２０の少なくとも一方を制御することによって、航空機２の姿勢を目的とする姿勢にすることが目的であれば、航空機２の姿勢を目的とする姿勢にするために最適となるようにＣＦＤ解析によって翼構造体１３Ａの翼面における圧力分布の制御値を設定することができる。より具体的な例として、航空機２の巡航中であれば、揚抗比を最大とするため圧力分布の制御値を設定することができる。また、航空機２が着陸する場合であれば、着陸に適した空気の圧力分布の制御値を設定することができる。

尚、一旦ＣＦＤ解析によって求めた、構造体１３の歪分布及びエア・データに対応する構造体１３の表面における圧力分布の制御値は、テーブルとして制御情報生成システム５に備えられる記憶装置５５に保存しておくことができる。これにより、制御情報生成システム５は、記憶装置５５に保存されたテーブルを参照するのみで、エア・データ取得システム３において取得されたエア・データ及び構造変形データ取得システム４において取得された構造体１３の歪分布に基づいて、構造体１３の表面における圧力分布の制御値を設定することが可能となる。

従って、航空機２の飛行中には、解析モデルに対応する構造体１３の部分周囲におけるエア・データと解析モデルに対応する構造体１３の部分における歪分布がエア・データ取得システム３及び構造変形データ取得システム４によりそれぞれ取得できれば、記憶装置５５に保存されたテーブルの参照又は解析モデルを用いたＣＦＤ解析によって、構造体１３の表面における圧力分布の制御値を設定することができる。

コンソール７は、入力装置５６と、ディスプレイ５７を備えた操作用の入出力装置である。コンソール７の操作によって、パイロット等のユーザは必要な指示情報を制御情報生成システム５に与えることができる。例えば、コンソール７の操作によって、制御情報生成システム５による流れ制御デバイス１６の自動制御モードをＯＮとＯＦＦとの間で切換えることができる。すなわち、ユーザが制御情報生成システム５を手動で起動させるようにすることもできるし、航空機２の操縦システムを起動させた場合には、制御情報生成システム５も連動して起動するようにすることもできる。

尚、航空機２が無人機である場合には、ユーザとなる無人機の操縦者が操作できるようにコンソール７を地上に設けてもよい。

（航空機の制御方法）
次に制御システム１による航空機２の制御方法について説明する。

図７は、図１に示す制御システム１を用いて航空機２の流れ制御デバイス１６を制御する流れを示すフローチャートである。

まずステップＳ１において、エア・データ取得システム３及び構造変形データ取得システム４により、それぞれエア・データ及び構造体１３の空力変形情報が取得される。

すなわち、迎え角センサ９、圧力センサ１０及び温度センサ１１等のセンサ８によって検出された迎え角、静圧、全圧及び大気全温度等の検出データに基づいて、ＡＤＣ１２により、気圧高度、大気速度、マッハ数、大気温度、迎え角、空気密度及び気圧等のエア・データが求められる。求められたエア・データは、制御情報生成システム５に与えられる。

一方、空力を受けることによって変形した構造体１３の形状に対応する歪分布が複数の歪センサ１４及び歪データ処理装置１５において検出される。得られた構造体１３の歪分布は、制御情報生成システム５に与えられる。

次に、ステップＳ２において、制御情報生成システム５において流れ制御デバイス１６の制御情報が生成される。すなわち、制御情報生成システム５では、エア・データ及び構造体１３の歪分布に基づくＣＦＤ解析又は記憶装置５５に保存されたテーブルの参照によって、構造体１３の表面における圧力分布の制御値が求められる。

例えば、プラズマ・アクチュエータ２０が配置された翼構造体１３Ａの対象部位における空気抵抗が最小となるように翼構造体１３Ａの翼面における圧力分布の制御値を設定することができる。或いは、航空機２の姿勢を目的とする姿勢にするために最適となるように翼構造体１３Ａの翼面における圧力分布の制御値を設定することができる。

次に、ステップＳ３において、制御情報生成システム５において生成された制御情報に基づく流れ制御デバイス１６の制御が実行される。具体的には、構造体１３の表面における圧力分布の制御値が制御情報生成システム５から流れ制御デバイス１６のコントローラ１７に与えられる。そうすると、コントローラ１７は、構造体１３の表面における圧力分布を制御値とするための流れ制御デバイス１６の制御信号を生成し、生成した制御信号を流れ制御デバイス１６に出力する。これにより、流れ制御デバイス１６が動作し、構造体１３の表面における圧力分布を制御値に近づけることができる。

例えば、流れ制御デバイス１６が動翼１９であれば、動翼１９の翼面における圧力分布を制御値に近づけるための適切な動翼１９の迎角がコントローラ１７において求められる。そして、動翼１９の迎角を変化させるための電動式アクチュエータを駆動させるモータの回転数や油圧式アクチュエータを駆動させるための油圧ポンプの制御量がコントローラ１７において制御信号として生成され、電気信号や油圧信号として動翼１９のアクチュエータに出力される。これにより、アクチュエータの駆動によって動翼１９の迎角が変化し、動翼１９の翼面における圧力分布を制御値に近づけることができる。

一方、流れ制御デバイス１６がプラズマ・アクチュエータ２０であれば、プラズマ・アクチュエータ２０が取付けられた翼構造体１３Ａの翼面等における圧力分布を制御値に近づけるために交流電源２４から第１の電極２１と第２の電極２２との間に印加される電圧の適切な印加条件がコントローラ１７において求められる。そして、交流電源２４から出力される交流電圧波形の制御値がコントローラ１７において制御信号として生成され、電気信号として交流電源２４に出力される。これにより、交流電源２４からプラズマ・アクチュエータ２０の第１の電極２１と第２の電極２２との間に適切な電圧波形を有する交流電圧が印加され、誘電体バリア放電によって交流電圧の電圧波形に応じた空気の流れを誘起することができる。

尚、プラズマ・アクチュエータ２０の第１の電極２１と第２の電極２２との間には、間欠的に交流電圧を印加することが効果的であることが知られている。交流電圧を印加する期間と、交流電圧を印加しない期間とを、周期的に繰返す波形はバースト波形と呼ばれ、バースト波形の周期はバースト周期と呼ばれる。従って、プラズマ・アクチュエータ２０のコントローラ１７では、連続波又はバースト波として印加される交流電圧の条件が決定される。

他のアクチュエータ１８についても、対応するコントローラ１７において制御信号を生成し、アクチュエータ１８が取付けられた部位における圧力分布を制御値に近づけるための制御を行うことができる。

（効果）
以上のような航空機２の制御システム１及び制御方法は、動翼１９や動翼１９以外の空気の流れの制御をアクティブに行うアクチュエータ１８等の流れ制御デバイス１６を、航空機２に備えられるセンサで検出される空気に関連する物理量に基づいて自動制御できるようにしたものである。特に、航空機２の制御システム１及び制御方法によれば、エア・データのみならず、航空機２を構成する構造体１３の空力変形を模擬した解析モデルのＣＦＤ解析処理によって、流れ制御デバイス１６の最適制御を行うことができる。加えて、動翼１９はもちろん、動翼１９以外のプラズマ・アクチュエータ２０等のアクチュエータ１８についても空気の圧力分布を含むエア・データを最適化するフィードバック制御することができる。

このため制御システム１及び制御方法によれば、より最適な空気の流れ制御を行うことができる。すなわち、構造体１３の空力変形を模擬した解析モデルを対象としてＣＦＤ解析処理を行うことによって、より正確な流れ制御デバイス１６の制御値を設定することが可能となる。また、動翼１９のみならず、プラズマ・アクチュエータ２０等のアクチュエータ１８についても空気の圧力分布を含むエア・データを最適化するフィードバック制御を行うことによって、より最適な空気の流れ制御を行うことができる。

（第２の実施形態）
図８は本発明の第２の実施形態に係る航空機の制御システムの構成図である。

図８に示された第２の実施形態における航空機２の制御システム１Ａでは、損傷検出システム６０を設けた点と、制御情報生成システム５の詳細機能が第１の実施形態における制御システム１と相違する。第２の実施形態における制御システム１Ａの他の構成及び作用については第１の実施形態における制御システム１と実質的に異ならないため同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

損傷検出システム６０は、構造体１３における損傷を検出することによって構造体１３の健全性を診断するＳＨＭ（Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ Ｈｅａｌｔｈ Ｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇ）システムである。損傷を検出するための手法は任意であるが、損傷検出システム６０を超音波探傷検査によって損傷を検出するシステムとすることが損傷の検出感度や部品を共通化する観点から実用的である。超音波探傷検査によって損傷を検出する場合には、損傷検出システム６０は、超音波振動子６１、振動センサ６２、信号生成回路６３及び損傷検出回路６４で構成することができる。

超音波振動子６１は、構造体１３の検査対象エリアに向けて超音波を発振し、構造体１３に超音波を伝播させるアクチュエータ等の素子である。振動センサ６２は、構造体１３の検査対象エリアで反射した超音波の反射波又は検査対象エリアを透過した超音波の透過波を検出するためのセンサである。信号生成回路６３は、電気信号として送信信号を生成して超音波振動子６１に印加する電気回路である。損傷検出回路６４は、振動センサ６２で検出された超音波の波形信号に基づいて損傷を検出する信号処理回路である。

尚、振動センサ６２は、音響センサとしての超音波振動子の他、超音波振動等を高周波の歪量の変化として検出するＦＢＧセンサやＰＳ−ＦＢＧセンサ等の光ファイバセンサ６５で構成することができる。従って、構造変形データ取得システム４を構成する歪センサ１４として光ファイバセンサ６５を用いれば、歪センサ１４として用いられる光ファイバセンサ６５を振動センサ６２としても用いることができる。すなわち、図８に例示されるように、損傷検出システム６０を構成する振動センサ６２と、構造変形データ取得システム４を構成する歪センサ１４の全部又は一部を共通の光ファイバセンサ６５とすることができる。

振動センサ６２及び歪センサ１４の少なくとも一方を光ファイバセンサ６５とする場合には、光ファイバセンサ６５にレーザ光を出射する光源６６が各光ファイバセンサ６５と接続される。振動センサ６２は、歪センサ１４と同様に、構造体１３の検査対象エリアに適切な数だけ網羅することによって、位置の分解能を向上させることができる。すなわち、損傷の発生位置の検出精度を向上させることができる。

振動センサ６２の出力側には、損傷検出回路６４が接続される。光ファイバセンサ６５が振動センサ６２及び歪センサ１４を兼ねる場合には、損傷検出回路６４と歪データ処理装置１５についても共通の回路で構成し、同様な信号処理についても共通化することができる。尚、図８に示す例では、光ファイバセンサ６５の透過光が光信号として損傷検出回路６４及び歪データ処理装置１５に出力されるように光学系が構成されているが、光ファイバセンサ６５の反射光が光信号として損傷検出回路６４及び歪データ処理装置１５に出力されるように光サーキュレータ等の光学素子を設けて光学系を構成してもよい。

損傷検出回路６４及び歪データ処理装置１５に光ファイバセンサ６５から光信号が出力される場合には、光信号を処理するための光学素子、光電変換回路及び電気回路等によって損傷検出回路６４及び歪データ処理装置１５を構成することができる。

損傷検出回路６４には、損傷が無い検査対象エリアを透過した超音波の透過波の波形又は損傷が無い検査対象エリアで反射した超音波の反射波の波形が基準波形として保存される。このため、検査対象エリアを透過した超音波の透過波の波形又は検査対象エリアで反射した超音波の反射波の波形を基準波形と比較することによって損傷の有無を判定することができる。すなわち、検査対象エリアを透過した超音波の透過波の波形又は検査対象エリアで反射した超音波の反射波の波形が損傷の影響を受けて変化したどうかを判定することによって、超音波の伝搬経路上における損傷の有無を検出することができる。

より具体的には、損傷検出回路６４において検出された超音波信号の波形と、基準波形との間における乖離量を表す最小２乗誤差、相互相関係数、ピーク時刻の差、最大値の差等の指標が閾値以上又は閾値を超えた場合に損傷が検査対象エリアに存在すると判定することができる。

損傷が検出された場合には、損傷が存在する検査対象エリアの位置情報を制御情報生成システム５に通知することができる。そうすると、制御情報生成システム５では、構造体１３において損傷が検出された場合には、損傷を構造体１３を模擬した解析モデルの制約条件とするＣＦＤ解析処理によって構造体１３の表面における圧力分布の制御値を設定することが可能となる。つまり、損傷を反映させた構造体１３のＣＦＤ解析によって、構造体１３の表面における圧力分布の制御値を設定することができる。このため、損傷を考慮した流れ制御デバイス１６の制御が可能となる。

特に、損傷検出回路６４において、超音波振動子６１から検査対象エリアに向けて超音波を発振したタイミングと、検査対象エリア内における損傷で反射した超音波の反射波が振動センサ６２で検出されたタイミングとの間における時間を測定すれば、超音波の伝搬距離と音速に基づいて損傷の位置及びサイズを検出することができる。また、異なる複数の方向から検査対象エリアを伝搬する超音波の透過波を検出することによっても、どの方向から伝搬する超音波の透過波の波形が損傷の影響を受けて変化したのかを判定することによって、損傷のおおよその位置及びサイズを検出することができる。

損傷検出システム６０による超音波探傷検査によって損傷の位置及びサイズが検出される場合には、検出された損傷の位置及びサイズについても制御情報生成システム５に通知することができる。そうすると、制御情報生成システム５では、構造体１３において損傷が検出された場合には損傷の位置及びサイズを構造体１３の解析モデルの制約条件とするＣＦＤ解析処理によって構造体１３の表面における圧力分布の制御値を設定することが可能となる。

尚、超音波振動子６１からの超音波の発振は、コンソール７の操作によって手動で行うことができるが、自動化することもできる。超音波の発振を手動で行う場合には、航空機２が雷撃を受けた場合や航空機２へのバードストライクが起きた場合のように、ＣＦＤ解析の解析モデルとして模擬される構造体１３に損傷が発生する可能性がある事象が発生した場合に、航空機２のパイロットや搭乗者或いは航空機２の遠隔操縦者等の制御システム１Ａのユーザがコンソール７の操作によって構造体１３の超音波探傷エリアに向けて超音波を発振させることができる。

一方、超音波の発振を自動的に行う場合には、具体例として、予め設定されたスケジュールで断続的に超音波を発振することができる。或いは、雷撃を検出するシステムを航空機２に搭載し、雷撃が検出された場合には自動的に超音波が発振されるように雷撃検出システムと損傷検出システム６０とを連動させるようにしてもよい。

別の例として、歪データ処理装置１５において取得された構造体１３の歪分布を損傷検出回路６４が取得し、構造体１３の歪分布に対する特異点検出等のデータ処理によって損傷の疑いを自動検出できるようにすることもできる。そして、損傷の疑いが検出された場合には、損傷が生じた疑いがある検査対象エリアを対象として自動的に超音波探傷検査を実行することができる。すなわち、損傷検出回路６４が信号生成回路６３を制御することによって、損傷が生じた疑いがある検査対象エリアを対象として超音波を発振することが可能な超音波振動子６１を自動的に駆動させることができる。

また、超音波探傷検査のための超音波の発振は一時的であるにも関わらず、高周波信号を生成するために高電圧電源が必要となる。一方、プラズマ・アクチュエータ２０を代表とする流れ制御デバイス１６にも電源６７として高電圧電源が備えられる場合がある。そこで、流れ制御デバイス１６を動作させるための電源６７から信号生成回路６３に電力が供給されるように構成することができる。すなわち、共通の電源６７から流れ制御デバイス１６及び超音波を発振するための信号生成回路６３の双方に電力を供給することができる。

そうすると、超音波探傷検査を行う損傷検出システム６０を航空機２に搭載する場合において、超音波の発振用の専用の高電圧電源を設ける場合に比べて航空機２の重量の増加を低減することができる。

尚、流れ制御デバイス１６を動作させるための電源６７の最大出力は、通常、電源６７に冗長性を付与する観点から必要な出力よりも大きくなるように決定される。このため、流れ制御デバイス１６を動作させるための電源６７を電力供給源として流れ制御デバイス１６を動作させつつ一時的に超音波探傷検査も行えるようにすることができる。

或いは、航空機２の構造体１３が損傷を受けた場合又は損傷を受けた可能性がある場合には、流れ制御デバイス１６の制御条件が変化した可能性がある。このため、航空機２の構造体１３が損傷を受けた場合又は損傷を受けた可能性がある場合には、流れ制御デバイス１６の動作を一旦停止させ、電源６７から信号生成回路６３への電力供給によって超音波を発振させるようにしてもよい。すなわち、電源６７からの電力供給先を流れ制御デバイス１６から損傷検出システム６０の信号生成回路６３に切換えることもできる。

以上のような第２の実施形態における航空機２の制御システム１Ａ及び制御方法は、航空機２を構成する構造体１３の損傷を検出できるようにし、構造体１３に損傷が検出された場合には、構造体１３を模擬したＣＦＤ解析用の解析モデルにおいて損傷についても模擬するようにしたものである。

このため、第２の実施形態における航空機２の制御システム１Ａ及び制御方法によれば、構造体１３が損傷した場合であっても、より適切な空気の流れが形成されるように、流れ制御デバイス１６の最適制御を行うことができる。

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

１、１Ａ…制御システム、２…航空機、３…エア・データ取得システム、４…構造変形データ取得システム、５…制御情報生成システム、６…流れ制御システム、７…コンソール、８…センサ、９…迎え角センサ、１０…圧力センサ、１１…温度センサ、１２…ＡＤＣ（Ａｉｒ Ｄａｔａ Ｃｏｍｐｕｔｅｒ）、１３…構造体、１３Ａ…翼構造体、１４…歪センサ、１５…歪データ処理装置、１６…流れ制御デバイス、１７…コントローラ、１８…アクチュエータ、１９…動翼、２０…プラズマ・アクチュエータ、２１…第１の電極、２２…第２の電極、２３…誘電体、２４…交流電源、２５…静翼、３０…シンセティック・ジェット・アクチュエータ、３１…オリフィス、３２…ダイヤフラム、３３…チャンバー、３４…圧電素子（ＰＺＴ：ｐｉｅｚｏｅｌｅｃｔｒｉｃ ｔｒａｎｓｄｕｃｅｒ）パッチ、４０…エア・ジェット・アクチュエータ、４１…孔、４２…ＰＺＴアクチュエータ、５０…メンブレン・アクチュエータ、５１…基板、５２…スペーサ、５３…圧電セラミック素子、５４…メンブレン（膜）、５５…記憶装置、５６…入力装置、５７…ディスプレイ、６０…損傷検出システム、６１…超音波振動子、６２…振動センサ、６３…信号生成回路、６４…損傷検出回路、６５…光ファイバセンサ、６６…光源、６７…電源

Claims (14)

1. 航空機の周囲における空気の流れを制御する流れ制御デバイスと、
   前記航空機を構成する構造体の表面に負荷される圧力分布が、前記航空機に備えられるセンサで検出される物理量であって前記空気に関連する前記物理量に基づいて計算される圧力分布の制御値となるように前記流れ制御デバイスを制御する制御回路と、
   前記構造体における損傷を検出する損傷検出システムと、
   を備え、
   前記制御回路は、前記構造体において前記損傷が検出された場合には前記損傷を制約条件とする解析処理によって前記圧力分布の制御値を設定するように構成される一方、
   前記損傷検出システムは、
   前記構造体の検査エリアに向けて超音波を発振する超音波振動子と、
   前記検査エリアで反射した前記超音波の反射波又は前記検査エリアを透過した前記超音波の透過波を検出するセンサと、
   送信信号を生成して前記超音波振動子に印加する信号生成回路と、
   を有し、
   前記流れ制御デバイスを動作させるための電源から前記信号生成回路に電力を供給するようにした航空機の制御システム。
2. 前記流れ制御デバイスは、動翼及び空気の流れの制御を行うためのアクチュエータの少なくとも一方である請求項１記載の航空機の制御システム。
3. 前記構造体の歪分布を検出する歪センサを有し、
   前記制御回路は、前記歪分布に基づいて前記圧力分布の制御値を設定するように構成される請求項１又は２記載の航空機の制御システム。
4. 前記制御回路は、前記航空機と前記航空機の周囲における空気との関係を表すエア・データに基づいて前記圧力分布の制御値を設定するように構成される請求項１乃至３のいずれか１項に記載の航空機の制御システム。
5. 航空機の周囲における空気の流れを制御する流れ制御デバイスとしてのプラズマ・アクチュエータと、
   前記航空機を構成する構造体の歪分布を検出する歪センサと、
   前記構造体の表面に負荷される圧力分布が、前記航空機に備えられるセンサで検出される物理量であって前記空気に関連する前記物理量に基づいて計算される圧力分布の制御値となるように前記プラズマ・アクチュエータを制御する制御回路と、
   を有し、
   前記制御回路は、前記物理量に基づいて計算される、前記航空機と前記航空機の周囲における空気との関係を表すエア・データと、前記歪分布に基づいて前記圧力分布の制御値を設定するように構成される航空機の制御システム。
6. 前記制御回路は、前記流れ制御デバイスとしてのプラズマ・アクチュエータが配置された部位における空気抵抗が最小となるように前記圧力分布の制御値を設定するように構成される請求項１乃至５のいずれか１項に記載の航空機の制御システム。
7. 前記制御回路は、前記航空機の姿勢を目的とする姿勢にするために最適となるように前記圧力分布の制御値を設定するように構成される請求項１乃至４のいずれか１項に記載の航空機の制御システム。
8. 前記歪センサとして光ファイバセンサを有する請求項３又は５記載の航空機の制御システム。
9. 前記構造体における損傷を検出する損傷検出システムを更に有し、
   前記制御回路は、前記構造体において前記損傷が検出された場合には前記損傷を制約条件とする解析処理によって前記圧力分布の制御値を設定するように構成される請求項５記載の航空機の制御システム。
10. 前記損傷検出システムは、超音波探傷検査によって前記損傷の位置及びサイズを検出するように構成され、
    前記制御回路は、前記構造体において前記損傷が検出された場合には前記損傷の位置及びサイズを前記制約条件とする前記解析処理によって前記圧力分布の制御値を設定するように構成される請求項９記載の航空機の制御システム。
11. 前記損傷検出システムは、
    前記構造体の検査エリアに向けて超音波を発振する超音波振動子と、
    前記検査エリアで反射した前記超音波の反射波又は前記検査エリアを透過した前記超音波の透過波を検出するセンサと、
    送信信号を生成して前記超音波振動子に印加する信号生成回路と、
    を有し、
    前記流れ制御デバイスを動作させるための電源から前記信号生成回路に電力を供給するようにした請求項９又は１０記載の航空機の制御システム。
12. 請求項１乃至１１のいずれか１項に記載の制御システムを搭載した航空機。
13. 請求項１乃至１１のいずれか１項に記載の制御システムを用いて前記流れ制御デバイスを制御する航空機の制御方法。
14. 航空機の周囲における空気の流れをプラズマ・アクチュエータで制御するステップと、
    前記航空機を構成する構造体の歪分布を歪センサで検出するステップと、
    前記構造体の表面に負荷される圧力分布が、前記航空機に備えられるセンサで検出される物理量であって前記空気に関連する前記物理量に基づいて計算される圧力分布の制御値となるように前記プラズマ・アクチュエータを制御するステップと、
    を有し、
    前記物理量に基づいて計算される、前記航空機と前記航空機の周囲における空気との関係を表すエア・データと、前記歪分布に基づいて前記圧力分布の制御値を設定する航空機の制御方法。

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