JP7299720B2 - aircraft - Google Patents

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Description

本発明は、航空機に関する。 The present invention relates to aircraft.

従来、イオン放出により落雷を回避する技術が検討されている。例えば、特許文献１には、コロナ放電を起こして霧に付着させたイオンを地上から放出してイオン雲を形成し、地上への直接の落雷回避を図る落雷防止装置が記載されている。 Conventionally, techniques for avoiding lightning strikes by emitting ions have been studied. For example, Patent Literature 1 describes a lightning strike prevention device that emits ions adhered to fog by causing corona discharge from the ground to form an ion cloud to avoid direct lightning strikes to the ground.

特開平４－０７１１９７号公報JP-A-4-071197

ところで、航空機に対しても、落雷が生じる。航空機は導電体であり、雷雲下の空間の電界が航空機に集中することで、航空機をトリガとした落雷が生じることが多い。そのため、航空機への落雷を抑制する技術の開発が希求される。 By the way, lightning also strikes aircraft. An aircraft is a conductor, and lightning strikes triggered by the aircraft often occur when the electric field in the space under the thundercloud concentrates on the aircraft. Therefore, there is a demand for the development of technology for suppressing lightning strikes on aircraft.

本発明は、このような課題に鑑み、落雷を抑制することが可能な航空機を提供することを目的としている。 SUMMARY OF THE INVENTION In view of such problems, an object of the present invention is to provide an aircraft capable of suppressing lightning strikes.

上記課題を解決するために、本発明の航空機は、機体と、機体に位置を異にして３つ以上設けられた電界センサと、機体からイオンを放出させることで、機体の電荷を変える電荷放出機構と、飛行中、電界センサの出力に応じ、電荷放出機構を制御する制御部と、を備え、制御部は、３つ以上の電界センサの出力から、機体全体としての正極側の電界強度である正極代表値と、機体全体としての負極側の電界強度である負極代表値を推定し、負極代表値の絶対値が、正極代表値の絶対値よりも大きくなるように、電荷放出機構を制御し、機体が存在する空間の電場の大きさに対して機体の電荷により生じる電場の大きさを減算して得られる値と、機体が存在する空間の電場の大きさに対して機体の電荷により生じる電場の大きさを加算して得られる値のうち、正となった方が正極代表値で、負となった方が負極代表値である。
制御部は、電界センサの各々における機体が存在する空間の電場の大きさ、機体の電荷により生じる電場の大きさ、機体が存在する空間の電場の基準方向に対する角度、電界センサが検出する電界の方向の基準方向に対する角度、および、電界センサにより計測された電界強度の関係性に基づいて、機体が存在する空間の電場の大きさ、および、機体の電荷により生じる電場の大きさを特定してもよい。 In order to solve the above problems, the aircraft of the present invention includes a fuselage , three or more electric field sensors provided at different positions on the fuselage, and charge emission that changes the charge of the fuselage by emitting ions from the fuselage. a mechanism , and a controller that controls the charge discharge mechanism according to the outputs of the electric field sensors during flight. A positive electrode representative value and a negative electrode representative value, which is the electric field strength on the negative electrode side of the entire aircraft, are estimated, and the charge discharge mechanism is controlled so that the absolute value of the negative electrode representative value is greater than the absolute value of the positive electrode representative value. Then, the value obtained by subtracting the magnitude of the electric field generated by the electric charge of the aircraft from the magnitude of the electric field in the space in which the aircraft exists, and the electric field in the space in which the aircraft exists due to the electric charge of the aircraft Of the values obtained by adding the magnitudes of the generated electric fields, the positive value is the positive electrode representative value, and the negative value is the negative electrode representative value.
The control unit controls the magnitude of the electric field in the space where the airframe exists in each of the electric field sensors, the magnitude of the electric field generated by the charge of the airframe, the angle of the electric field in the space in which the airframe exists with respect to the reference direction, and the electric field detected by the electric field sensor. The magnitude of the electric field in the space where the airframe exists and the magnitude of the electric field generated by the electric charge on the airframe are specified based on the relationship between the direction angle with respect to the reference direction and the electric field intensity measured by the electric field sensor. good too.

本発明によれば、落雷を抑制することが可能となる。 According to the present invention, it is possible to suppress lightning strikes.

航空機の概略図である。1 is a schematic diagram of an aircraft; FIG. 航空機に搭載された電荷放出機構の概略図である。1 is a schematic diagram of a charge discharge mechanism on board an aircraft; FIG. 航空機の制御系を示す機能ブロック図である。1 is a functional block diagram showing a control system of an aircraft; FIG. 制御部の制御を説明するための回路図である。4 is a circuit diagram for explaining control of a control unit; FIG. 制御部の処理を示すフローチャートである。4 is a flowchart showing processing of a control unit; 変形例を説明するための図である。It is a figure for demonstrating a modification.

以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値などは、発明の理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。 Preferred embodiments of the present invention will be described in detail below with reference to the accompanying drawings. The dimensions, materials, and other specific numerical values shown in these embodiments are merely examples for facilitating understanding of the invention, and do not limit the invention unless otherwise specified. In the present specification and drawings, elements having substantially the same function and configuration are given the same reference numerals to omit redundant description, and elements that are not directly related to the present invention are omitted from the drawings. do.

図１は、航空機１０の概略図である。図１では、航空機１０は、負極側に帯電した雲ＣＬと地面Ｅとの間を飛行している。雲ＣＬの影響により、航空機１０のうち、鉛直上側（以下、上側という）は、正極側に分極し、鉛直下側（以下、下側という）は、負極側に分極している。 FIG. 1 is a schematic diagram of an aircraft 10 . In FIG. 1, the aircraft 10 is flying between a negatively charged cloud CL and the ground E. In FIG. Due to the influence of the cloud CL, the vertically upper side (hereinafter referred to as the upper side) of the aircraft 10 is polarized to the positive side, and the vertically lower side (hereinafter referred to as the lower side) is polarized to the negative side.

雲ＣＬは、正極側に帯電する場合もある。また、航空機１０が、負極側に帯電した雲ＣＬと正極側に帯電した雲ＣＬに挟まれる場合もある。そのため、航空機１０の帯電は、必ずしも、図１に示す状態とは限らない。 The cloud CL may be positively charged. Further, the aircraft 10 may be sandwiched between the negatively charged cloud CL and the positively charged cloud CL. Therefore, the charging of the aircraft 10 is not necessarily the state shown in FIG.

航空機１０には、複数（３つ以上）の電界センサ１１が搭載される。電界センサ１１は、例えば、航空機１０の外表面に位置を異にして配される。電界センサ１１は、少なくとも、航空機１０の上側と下側にそれぞれ配される。図１中、電界センサ１１から延びる矢印は、それぞれの電界センサ１１が検出する電界の方向を示す。 The aircraft 10 is equipped with a plurality (three or more) of electric field sensors 11 . The electric field sensors 11 are arranged, for example, at different positions on the outer surface of the aircraft 10 . The electric field sensors 11 are arranged at least on the upper side and the lower side of the aircraft 10 respectively. In FIG. 1 , arrows extending from the electric field sensors 11 indicate directions of electric fields detected by the respective electric field sensors 11 .

図２は、航空機１０に搭載された電荷放出機構２０の概略図である。図２には、図１中、一点鎖線の丸で示す部位近傍の内部構造を示す。図２に示すように、航空機１０には、外気通路１２が形成される。外気通路１２は、上流端および下流端が航空機１０の外部に開口している。航空機１０の飛行中、外気は、外気通路１２の内部を通過する。 FIG. 2 is a schematic diagram of a charge discharge mechanism 20 onboard aircraft 10 . FIG. 2 shows the internal structure in the vicinity of the portion indicated by the dashed-dotted circle in FIG. As shown in FIG. 2, the aircraft 10 is formed with an outside air passage 12 . The outside air passage 12 opens to the exterior of the aircraft 10 at its upstream and downstream ends. During flight of the aircraft 10 , ambient air passes through the interior of the ambient air passageway 12 .

電荷放出機構２０は、外気通路１２の下流端側に配される。電荷放出機構２０は、針電極２１および高電圧発生器２２を有する。針電極２１は、外気通路１２の内部に位置する。針電極２１と外気通路１２の内壁は、絶縁体によって絶縁されている。 The charge discharge mechanism 20 is arranged on the downstream end side of the external air passage 12 . The charge emission mechanism 20 has a needle electrode 21 and a high voltage generator 22 . Needle electrode 21 is positioned inside outside air passage 12 . The needle electrode 21 and the inner wall of the external air passage 12 are insulated by an insulator.

高電圧発生器２２は、針電極２１に高電圧を印加すると、針電極２１周りにコロナ放電が発生する。針電極２１がコロナ放電中、外気通路１２に流入した外気が針電極２１を通過すると、帯電したイオンが押し出される。放出されたイオンは、外気通路１２から下流に向かってイオン化気流を形成して、航空機１０から排出される。その結果、航空機１０の電荷が変化する。 When high voltage generator 22 applies a high voltage to needle electrode 21 , corona discharge is generated around needle electrode 21 . When the needle electrode 21 is corona-discharged, charged ions are pushed out when the outside air flowing into the outside air passage 12 passes through the needle electrode 21 . The ejected ions form an ionized airflow downstream from the external air passageway 12 and are expelled from the aircraft 10 . As a result, the charge on aircraft 10 changes.

例えば、針電極２１が正極側に帯電している場合、正イオンが放出されて航空機１０の電荷が負極側に変化する。針電極２１が負極側に帯電している場合、負イオンが放出されて航空機１０の電荷が正極側に変化する。 For example, when the needle electrode 21 is positively charged, positive ions are emitted and the charge on the aircraft 10 changes to the negative side. When the needle electrode 21 is negatively charged, negative ions are emitted and the charge on the aircraft 10 changes to the positive side.

図３は、航空機１０の制御系を示す機能ブロック図である。図３では、電荷放出機構２０の制御に関するもののみを示す。図３に示すように、航空機１０は、上記の電界センサ１１、電荷放出機構２０の他に、制御部３０を有する。 FIG. 3 is a functional block diagram showing the control system of aircraft 10. As shown in FIG. In FIG. 3, only those relating to the control of the charge emission mechanism 20 are shown. As shown in FIG. 3, the aircraft 10 has a controller 30 in addition to the electric field sensor 11 and the charge discharge mechanism 20 described above.

制御部３０は、例えば、コンピュータ、航空機１０全体を制御する制御装置などで構成される。制御部３０は、航空機１０の飛行中、電界センサ１１の出力に応じ、電荷放出機構２０を制御する。 The control unit 30 is configured by, for example, a computer, a control device that controls the aircraft 10 as a whole, or the like. The control unit 30 controls the charge discharge mechanism 20 according to the output of the electric field sensor 11 during flight of the aircraft 10 .

まず、制御部３０は、電界センサ１１の出力から、下記の数式１を用いて正極代表値と負極代表値を推定する。正極代表値は、機体１０ａ全体としての正極側の電界強度である。負極代表値は、機体１０ａ全体としての負極側の電界強度である。
（Ｒ＋Ａ）ｃｏｓ（α－φｎ）＝Ｍｎ
ただし、α－φｎ<９０°のときＡ＝ｃ、α－φｎ>９０°のときＡ＝－ｃとする。
…（数式１） First, the control unit 30 estimates the positive electrode representative value and the negative electrode representative value from the output of the electric field sensor 11 using Equation 1 below. The positive electrode representative value is the electric field intensity on the positive electrode side of the entire body 10a. The negative electrode representative value is the electric field strength on the negative electrode side of the entire body 10a.
(R+A) cos(α−φ n )=M n
However, when α-φ n <90°, A=c, and when α-φ n >90°, A=-c.
... (Formula 1)

数式１において、添え字ｎは、電界センサ１１ごとに設定される（例えば、電界センサ１１が３つであれば、ｎ＝１～３）。変数Ｒは、機体１０ａのある空間の電場の大きさである。変数ｃは、機体１０ａの電荷による電場の大きさである。出力値Ｍｎは、電界センサ１１により計測された電界強度である。 In Equation 1, the subscript n is set for each electric field sensor 11 (for example, n=1 to 3 if there are three electric field sensors 11). The variable R is the magnitude of the electric field in the space in which the airframe 10a exists. The variable c is the magnitude of the electric field due to the charge on the airframe 10a. The output value Mn is the electric field strength measured by the electric field sensor 11 .

また、変数αは、機体１０ａのある空間の電場の基準方向に対する角度である。定数φｎは、電界センサ１１が検出する電界の方向の基準方向に対する角度であり、機体姿勢によって変化する。基準方向は、任意に設定される。基準方向は、例えば、機体１０ａの機軸方向であってもよいし、鉛直方向であってもよい。例えば、図１に示す電界センサ１１の配置の場合、機体１０ａ側方から見たとき、機体１０ａの重心点から基準方向に延びる基準線に対して、反時計回りを正とする角度である。 Also, the variable α is the angle of the electric field in the space where the airframe 10a exists with respect to the reference direction. The constant φn is the angle of the direction of the electric field detected by the electric field sensor 11 with respect to the reference direction, and varies depending on the aircraft attitude. A reference direction is arbitrarily set. The reference direction may be, for example, the axial direction of the airframe 10a or the vertical direction. For example, in the case of the arrangement of the electric field sensors 11 shown in FIG. 1, when viewed from the side of the fuselage 10a, it is an angle in which the counterclockwise direction is positive with respect to the reference line extending in the reference direction from the center of gravity of the fuselage 10a.

数式１では、未知の変数が３つ（変数ｃ、変数Ｒ、変数α）である。そのため、少なくとも、３つの電界センサ１１に関し、数式１を立てれば、これらの変数を特定できる。なお、制御部３０は、４つ以上の電界センサ１１に関し、数式１を立てて用いることで、これらの変数の推定精度を向上させてもよい。制御部３０は、例えば、３つの電界センサ１１の組み合わせを入れ替えて、それぞれ導出された３つの変数ごとに平均値を導出してもよい。また、出力値Ｍｎが０のものは除外される。 In Equation 1, there are three unknown variables (variable c, variable R, and variable α). Therefore, these variables can be identified by formulating Equation 1 for at least three electric field sensors 11 . Note that the control unit 30 may improve the accuracy of estimating these variables by establishing and using Equation 1 for four or more electric field sensors 11 . The control unit 30 may, for example, replace the combination of the three electric field sensors 11 and derive an average value for each of the three derived variables. In addition, those whose output value Mn is 0 are excluded.

そして、制御部３０は、変数Ｒ－変数Ｃおよび変数Ｒ＋変数Ｃをそれぞれ導出する。これらのうち、正となった方が、正極代表値となり、負となった方が、負極代表値となる。 Then, the control unit 30 derives the variable R-variable C and the variable R+variable C, respectively. Of these, the positive one is the positive electrode representative value, and the negative one is the negative electrode representative value.

図４は、制御部３０の制御を説明するための回路図である。図４に示す回路図は、回路部品によってハードウェアで実現されてもよいし、制御部３０にインストールされたソフトウェアによって実現されてもよい。本回路例は、正極側に対して負極側が２倍の大きさとなるように制御する一例である。 FIG. 4 is a circuit diagram for explaining the control of the control section 30. As shown in FIG. The circuit diagram shown in FIG. 4 may be implemented by hardware using circuit components, or may be implemented by software installed in the control unit 30 . This circuit example is an example in which the negative electrode side is controlled to be twice as large as the positive electrode side.

図４において、第１入力、第２入力に、それぞれ、変数Ｒ－変数Ｃ、変数Ｒ＋変数Ｃが入力される。図４における「（１＋Ｓｉｇｎ（ａ））／２ ＋ １」、「（１＋Ｓｉｇｎ（ｂ））／２ ＋ １」のうち、Ｓｉｇｎは、符号関数であり、入力が正ならば１、負ならば－１、０ならば０を出力する。 In FIG. 4, variable R-variable C and variable R+variable C are input to the first input and the second input, respectively. Of "(1+Sign(a))/2+1" and "(1+Sign(b))/2+1" in FIG. 4, Sign is a sign function, and is 1 if the input is positive, and - if the input is negative. If it is 1 or 0, 0 is output.

例えば、第１入力>０、第２入力<０の場合、第１入力の２倍の値と第２入力の１倍の値が加算された後、所定のゲイン値が乗算されて出力される。例えば、第１入力の２倍>第２入力の場合、正の値が出力されることになる。 For example, when the first input > 0 and the second input < 0, the value twice the first input and the value one times the second input are added, then multiplied by a predetermined gain value and output. . For example, if twice the first input>second input, a positive value will be output.

制御部３０の出力は、電荷放出機構２０の高電圧発生器２２に入力される。高電圧発生器２２には、アンプが設けられており、制御部３０の出力は、アンプにより適切な電圧に変換されて、針電極２１に印加される。 The output of the control section 30 is input to the high voltage generator 22 of the charge discharge mechanism 20 . The high voltage generator 22 is provided with an amplifier, and the output of the control section 30 is converted into an appropriate voltage by the amplifier and applied to the needle electrode 21 .

例えば、機体１０ａの電荷量が０であった場合、観測される正負の電界はほぼ等しく、制御部３０から正の値が出力される。この場合、高電圧発生器２２によって正の電圧を印加された針電極２１から、正のイオンが放出される。こうして、機体１０ａが負極に帯電され、負極側が正極側の２倍の電界強度となるように調整される。 For example, when the charge amount of the airframe 10a is 0, the observed positive and negative electric fields are almost equal, and the control unit 30 outputs a positive value. In this case, positive ions are emitted from needle electrode 21 to which a positive voltage is applied by high voltage generator 22 . In this way, the airframe 10a is negatively charged, and the electric field strength on the negative electrode side is adjusted to be twice that on the positive electrode side.

その結果、第１入力、第２入力の値はマイナス側に偏り、回路の差分の計算結果が小さくなり、正負の電界がバランスされる。 As a result, the values of the first input and the second input are biased toward the negative side, the calculation result of the circuit difference becomes small, and the positive and negative electric fields are balanced.

このように、機体１０ａの電荷は、フィードバック制御され、負極代表値の絶対値／正極代表値の絶対値＝２となる値に近づく。ただし、負極代表値の絶対値／正極代表値の絶対値の比は、１よりも大きければ、２以外の値でもよい。こうして、制御部３０は、負極代表値の絶対値が、正極代表値の絶対値よりも大きくなるように、電荷放出機構２０を制御する。 In this way, the charge of the airframe 10a is feedback-controlled and approaches a value where the absolute value of the negative electrode representative value/the absolute value of the positive electrode representative value=2. However, the ratio of the absolute value of the negative electrode representative value/the absolute value of the positive electrode representative value may be a value other than 2 as long as it is greater than 1. Thus, the controller 30 controls the charge discharge mechanism 20 so that the absolute value of the negative electrode representative value is greater than the absolute value of the positive electrode representative value.

機体１０ａをトリガとした落雷が発生する前には、機体１０ａからストリーマが進展する。ストリーマの進展を抑制できれば、落雷の抑制が期待できる可能性がある。ストリーマは、機体１０ａに生じる局所的な強い電界によって発生する。ストリーマは、負極側よりも正極側から進展し易いことが知られている。上記のように、制御部３０は、負極代表値の絶対値が、正極代表値の絶対値よりも大きくなるように、電荷放出機構２０を制御する。そのため、ストリーマの進展が抑制される。 Before a lightning strike triggered by the airframe 10a occurs, a streamer advances from the airframe 10a. If the progress of streamers can be suppressed, there is a possibility that lightning strikes can be suppressed. A streamer is generated by a local strong electric field generated in the fuselage 10a. It is known that streamers propagate more easily from the positive side than from the negative side. As described above, the controller 30 controls the charge discharge mechanism 20 so that the absolute value of the negative electrode representative value is greater than the absolute value of the positive electrode representative value. Therefore, progress of the streamer is suppressed.

図５は、制御部３０の処理を示すフローチャートである。図５に示す制御処理は、航空機１０の飛行中、所定の周期で繰り返し実行される。 FIG. 5 is a flow chart showing the processing of the control unit 30. As shown in FIG. The control process shown in FIG. 5 is repeatedly executed at a predetermined cycle while the aircraft 10 is in flight.

（Ｓ１００）
制御部３０は、数式１を用いて、３つの変数（変数ｃ、変数Ｒ、変数α）を導出し、正極代表値、負極代表値を導出する。 (S100)
Using Equation 1, the control unit 30 derives three variables (variable c, variable R, and variable α) to derive the positive representative value and the negative representative value.

（Ｓ１０２）
制御部３０は、Ｓ１００で導出された変数Ｒ、すなわち、機体１０ａのある空間の電場の大きさ（電界強度）が閾値より大きいか否かを判定する。電界強度が閾値より大きい場合、Ｓ１０４に処理を移す。電界強度が閾値以下の場合、当該制御処理を終了する。 (S102)
The control unit 30 determines whether or not the variable R derived in S100, that is, the magnitude of the electric field (electric field strength) in the space where the aircraft 10a is located is greater than the threshold. If the electric field intensity is greater than the threshold, the process proceeds to S104. If the electric field intensity is equal to or less than the threshold, the control process is terminated.

機体１０ａが雷雲に近づくと、機体１０ａのある空間の電場が大きくなる。そのため、変数ＲをＳ１０４の制御の契機とすることで、落雷の危険が生じ始めたときに、確実に制御を遂行することができる。また、変数Ｒを用いず、単に、電界センサ１１の出力値と閾値との比較により、落雷の危険性を判断してＳ１０４の制御の契機としてもよい。 When the aircraft 10a approaches a thundercloud, the electric field in the space where the aircraft 10a is located increases. Therefore, by using the variable R as a trigger for the control in S104, it is possible to reliably perform the control when the risk of a lightning strike begins to arise. Further, without using the variable R, simply comparing the output value of the electric field sensor 11 and the threshold value may be used to determine the risk of a lightning strike and trigger the control in S104.

（Ｓ１０４）
制御部３０は、負極代表値の絶対値が、正極代表値の絶対値よりも大きくなるように、電荷放出機構２０を制御する。 (S104)
The control unit 30 controls the charge discharge mechanism 20 such that the absolute value of the negative electrode representative value is greater than the absolute value of the positive electrode representative value.

図６は、変形例を説明するための図である。図６に示すように、変形例の電荷放出機構２０Ａは、機体１０ａのうち、排気流路１３に設けられる。排気流路１３の下流端は、機体１０ａの外部に開口する。排気流路１３には、排気ガスが流通する。電荷放出機構２０Ａは、排気流路１３の下流端側に配される。針電極２１は、排気流路１３内に配される。 FIG. 6 is a diagram for explaining a modification. As shown in FIG. 6, the charge discharge mechanism 20A of the modified example is provided in the exhaust passage 13 of the airframe 10a. A downstream end of the exhaust channel 13 opens to the outside of the airframe 10a. Exhaust gas flows through the exhaust passage 13 . The charge release mechanism 20A is arranged on the downstream end side of the exhaust channel 13 . Needle electrode 21 is arranged in exhaust channel 13 .

このように、電荷放出機構２０Ａは、排気流路１３に設けられてもよい。この場合、イオンが排気ガスの力で強制的に排出される。そのため、イオンが機体１０ａに再付着し難くなり、機体１０ａの電荷の制御が容易となる。 Thus, the charge discharge mechanism 20A may be provided in the exhaust flow path 13. FIG. In this case, the ions are forcibly ejected by the force of the exhaust gas. Therefore, the ions are less likely to reattach to the airframe 10a, and control of the charge on the airframe 10a is facilitated.

以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。 Although the preferred embodiments of the present invention have been described above with reference to the accompanying drawings, it goes without saying that the present invention is not limited to such embodiments. It is obvious that a person skilled in the art can conceive of various modifications or modifications within the scope of the claims, and it should be understood that these also belong to the technical scope of the present invention. be done.

例えば、上述した実施形態では、電界センサ１１は、機体１０ａに３つ以上設けられ、制御部３０は、３つ以上の電界センサ１１の出力から、正極代表値と負極代表値を推定する場合について説明した。この場合、機体１０ａのある空間の電場の向きに拘わらず、機体１０ａの電界強度を推定できる。ただし、電界センサ１１は、機体１０ａの上側と下側に１つずつ設けられてもよい。この場合、制御部３０は、２つの電界センサ１１の出力を、第１入力、第２入力として用いる。２つの電界センサ１１の出力のうち、正となった方が、正極代表値となり、負となった方が、負極代表値となる。 For example, in the above-described embodiment, three or more electric field sensors 11 are provided on the fuselage 10a, and the control unit 30 estimates the positive representative value and the negative representative value from the outputs of the three or more electric field sensors 11. explained. In this case, the electric field intensity of the airframe 10a can be estimated regardless of the direction of the electric field in the space in which the airframe 10a exists. However, the electric field sensor 11 may be provided one each on the upper side and the lower side of the airframe 10a. In this case, the controller 30 uses the outputs of the two electric field sensors 11 as the first input and the second input. Among the outputs of the two electric field sensors 11, the positive one becomes the positive electrode representative value, and the negative one becomes the negative electrode representative value.

本発明は、航空機に利用することができる。 INDUSTRIAL APPLICABILITY The present invention can be used in aircraft.

１０ 航空機
１０ａ 機体
１１ 電界センサ
２０、２０Ａ 電荷放出機構
３０ 制御部 10 aircraft 10a fuselage 11 electric field sensor 20, 20A charge discharge mechanism 30 control unit

Claims (2)

機体と、
前記機体に位置を異にして３つ以上設けられた電界センサと、
前記機体からイオンを放出させることで、前記機体の電荷を変える電荷放出機構と、
飛行中、前記電界センサの出力に応じ、前記電荷放出機構を制御する制御部と、
を備え、
前記制御部は、３つ以上の前記電界センサの出力から、前記機体全体としての正極側の電界強度である正極代表値と、前記機体全体としての負極側の電界強度である負極代表値を推定し、前記負極代表値の絶対値が、前記正極代表値の絶対値よりも大きくなるように、前記電荷放出機構を制御し、
前記機体が存在する空間の電場の大きさに対して前記機体の電荷により生じる電場の大きさを減算して得られる値と、前記機体が存在する空間の電場の大きさに対して前記機体の電荷により生じる電場の大きさを加算して得られる値のうち、正となった方が前記正極代表値で、負となった方が前記負極代表値である航空機。 Airframe and
three or more electric field sensors provided at different positions on the airframe;
a charge emission mechanism that changes the charge of the airframe by emitting ions from the airframe;
a control unit that controls the charge emission mechanism according to the output of the electric field sensor during flight;
with
The control unit estimates a positive electrode representative value, which is the electric field intensity on the positive electrode side of the entire aircraft, and a negative electrode representative value, which is the electric field intensity on the negative electrode side of the entire aircraft, from the outputs of the three or more electric field sensors. and controlling the charge discharge mechanism such that the absolute value of the negative electrode representative value is greater than the absolute value of the positive electrode representative value,
A value obtained by subtracting the magnitude of the electric field generated by the charge of the aircraft from the magnitude of the electric field in the space in which the aircraft exists, and the magnitude of the electric field in the space in which the aircraft exists. Of the values obtained by adding the magnitudes of electric fields generated by electric charges, the positive one is the positive representative value, and the negative one is the negative representative value. 前記制御部は、前記電界センサの各々における前記機体が存在する空間の電場の大きさ、前記機体の電荷により生じる電場の大きさ、前記機体が存在する空間の電場の基準方向に対する角度、前記電界センサが検出する電界の方向の前記基準方向に対する角度、および、前記電界センサにより計測された電界強度の関係性に基づいて、前記機体が存在する空間の電場の大きさ、および、前記機体の電荷により生じる電場の大きさを特定する請求項１に記載の航空機。The control unit controls the magnitude of the electric field in the space where the aircraft exists, the magnitude of the electric field generated by the charge of the aircraft, the angle of the electric field in the space where the aircraft exists with respect to a reference direction, and the electric field in each of the electric field sensors. The magnitude of the electric field in the space where the airframe exists and the electric charge of the airframe based on the relationship between the angle of the direction of the electric field detected by the sensor with respect to the reference direction and the electric field intensity measured by the electric field sensor. 2. An aircraft according to claim 1, wherein the magnitude of the electric field produced by is specified.
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