JPH11139396A - 編隊飛行制御装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 パイロットに過大なワークロードを強いるこ
となく、複数の航空機が自動的に編隊飛行をすることが
できる編隊飛行制御装置を提供すること。 【解決手段】 本発明の編隊飛行制御装置は、編隊を組
む相手である他機Ａと自機Ｂとの相対位置を計測して相
対位置データを生成する相対位置測定手段１〜４と、こ
の相対位置データに基づき自機Ｂを自動操縦し相対位置
を所定範囲に制御して編隊飛行を維持する誘導制御装置
５とからなる。相対位置測定手段１〜４は、ＧＰＳ測位
装置１、送信機２、受信機３およびＤ−ＧＰＳ測位装置
４とからなり、他機Ａと自機Ｂとの間でディファレンシ
ャルＧＰＳシステムを形成して相対位置の精密測定を行
う。他機Ａと自機Ｂとの精密な相対位置データが得られ
れば、誘導制御装置５により自動的に編隊を組んで飛行
できるので、パイロットに過大なワークロードをかけず
に自動的に編隊飛行をすることが可能になる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明の編隊飛行制御装置
は、旅客機を含む航空機用の飛行制御装置の技術分野に
属する。

【０００２】

【従来の技術】航空機を自動的に編隊飛行させるための
飛行制御装置は、少なくとも発明者の知るかぎり公知公
用ではなく、航空機の編隊飛行はパイロットの技量に頼
って行われている。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】エアラインと呼ばれる
民間航空機（旅客機とか貨物機とか）の世界において、
安全性を保ちながら運航コストを削減することは、航空
会社の存続に係わる大きな課題であり、各航空会社は運
航コストの削減に多大な努力を払っている。燃料費は運
航コストに占める割合が大きく、燃料費の削減はそのま
ま運航コストの削減につながるので、航空機メーカおよ
び航空会社は燃料費の削減を大きな課題としている。

【０００４】ところで、主翼に作用する揚力を利用して
飛行する飛行機は、主翼の左右の翼端から一対の翼端渦
を引いて飛行しており、一対の翼端渦の外側では翼端渦
が生じる誘導速度により強い吹き上げ流が存在する領域
があることが、古くから知られている。この事情は鳥に
おいても同様であり、翼端渦によって生じる吹き上げ流
を最も良く利用しているのは渡り鳥である。渡り鳥は、
エシェロン（階段状の編隊）やカギ形編隊（への字形編
隊で左右にエシェロンを組み合わせたもの）を組んで後
続の鳥は先行する鳥の吹き上げ流を利用し、飛行に費や
すエネルギーを節約しつつ長距離を渡っている。

【０００５】飛行機においても、先行機の翼端渦によっ
て生じる吹き上げ流を利用して後続機が飛行すれば、後
続機は飛行に費やすエネルギーを節約して飛行すること
が可能である。東の文献（東昭「航空の革新技術」酣燈
社／１９９６年 pp.47-48 ）によれば、航空宇宙技術研
究所等の研究で、ボーイング７４７「ジャンボジェッ
ト」が適正な編隊を組んで飛行すれば、後続機は十数％
の推力節減となり燃費を大幅に節減しうることが報告さ
れている。それゆえ、複数の飛行機で編隊飛行を行え
ば、先頭の一機を除いて他の全ての飛行機は省エネルギ
ー飛行を行うことができ、顕著な燃料節約となる。

【０００６】ただし、上記文献によれば、先行機の吹き
上げ流を利用できるできる後続機の相対位置の範囲は、
前後方向には数百ｍあるが、上下方向および横方向では
ごく狭い範囲に限られている。それゆえ、後続機は先行
機に対して精密に上下左右の相対位置を保って編隊飛行
を続ける必要がある。一方、軍用機の世界では、同様の
燃費節減効果のほかに、精密に密集編隊を維持できるの
であれば、レーダに対して編隊の機数および機種を欺瞞
することが可能になり、戦術上の価値があるものと考え
られる。

【０００７】しかしながら、航空機を操縦して互いの位
置を精密に保ち、編隊飛行を維持することはパイロット
にたいへんなワークロードを強いる。たとえばアクロバ
ットチームでは、空中集合して精密に編隊を組み、密集
編隊を保ったまま各種の空中機動を行うが、ほんの二三
十分の飛行でパイロットは緊張のあまり大量の汗をかく
と聞き及んでいる。

【０００８】それゆえ、編隊飛行をすることにより多大
な利益がある場合にも、パイロットに過大なワークロー
ドを強いて危険であることから、民間機では編隊飛行を
行うことは通常はない。そこで本発明は、航空機を自動
的に編隊飛行させるための飛行制御装置である編隊飛行
制御装置を提供することを解決すべき課題とする。

【０００９】

【課題を解決するための手段およびその作用・効果】上
記課題を解決するために、発明者らは以下の手段を発明
した。 （第１手段）本発明の第１手段は、請求項１記載の編隊
飛行制御装置である。すなわち本手段は、航空機を自動
的に編隊飛行させるために航空機に搭載される飛行制御
装置であって、相対位置測定手段と誘導制御装置とを有
する。本手段では、相対位置測定手段が、他機（編隊を
組む相手である他の航空機）と自機との相対位置を計測
して相対位置データを生成し、その相対位置データに基
づいて誘導制御装置が、自機を誘導して自動操縦し、上
記相対位置を所定の範囲に制御する。それゆえ、自機は
他機に対して所定の相対位置を保って自動操縦により飛
行するので、他機と自機とで自動的に編隊飛行を維持す
ることが可能になる。

【００１０】同様に、本手段の編隊飛行制御装置を備え
た多数の航空機が、それぞれの他機と自機との間で編隊
飛行をすることにより、全体として大きな編隊を形成し
て自動的に編隊飛行を維持することも可能である。した
がって本手段によれば、複数の航空機を自動的に編隊飛
行させるための誘導制御装置である編隊飛行制御装置を
提供し、複数の航空機による編隊飛行の自動化を実現す
ることができるという効果がある。その結果、後続機の
燃料消費を節減したり、パイロットに過大なワークロー
ドを課すことなく密集編隊を維持したり、空中給油を容
易にしたりすることができるという効果も生じる。

【００１１】（第２手段）本発明の第２手段は、請求項
２記載の編隊飛行制御装置である。本手段では、相対位
置測定手段は、ＧＰＳ測位装置、送信機、受信機、およ
びディファレンシャルＧＰＳ測位装置（Ｄ−ＧＰＳ測位
装置と略記）を有する。ＧＰＳ測位装置は、複数のナブ
スターＧＰＳ衛星からの測位電波を受信して自機の位置
を計測し、緯度経度および高度にあたる自機の測位デー
タを生成する（高度は電波高度計など他の手段から補助
的に提供されてもよい）。そして送信機は、この測位デ
ータを含む通信データを送信する。一方、受信機は、他
機の送信機から送信された同様の通信データを受信す
る。受信機で受信された他機からの通信データには、他
機の緯度経度および高度にあたる測位データが含まれて
いる。それゆえ、Ｄ−ＧＰＳ測位装置は、この他機の測
位データと前述の自機の測位データとの差分を取って、
他機に対する自機の相対位置を算出し、相対位置データ
を生成する。この相対位置データは、第１手段の項で述
べたように誘導制御装置に提供され、誘導制御用の基本
データとされて自動操縦に供される。

【００１２】本手段では、将来の航空機にはＧＰＳ測位
装置が標準装備されているものとすれば、相対位置測定
手段に関しては、送信機および受信機とＤ−ＧＰＳ測位
装置とを追加装備するだけで済む。それゆえ、本手段の
編隊飛行制御装置を装備した航空機のコストおよび重量
の増大は最小限に抑制される。また、航空機の表面に追
加装備されるものは、送信機および受信機のアンテナだ
けであるので、空気抵抗の増大も最小限に抑制される。
さらに、ＧＰＳ測位装置でＧＰＳ衛星からの測位電波の
位相をも検知して測位情報として利用すれば、Ｄ−ＧＰ
Ｓ測位装置では１０ｃｍ以下の誤差で精密に相対位置を
測定することが可能になり、編隊飛行における相対位置
精度が向上する。

【００１３】したがって本手段によれば、前述の第１手
段の効果に加えて、コスト、重量および空気抵抗の増大
が最小限に抑制されるうえに、高精度な相対位置の測定
が可能になるという効果がある。さらに、各ＧＰＳ衛星
Ｓからの測位電波の位相まで測定すれば、ＧＰＳ測位装
置の三次元測位精度がいっそう向上し、Ｄ−ＧＰＳ測位
装置により極めて高精度な相対位置の測定が可能になる
という効果がある。その結果、編隊を組む上での他機と
自機との相対位置を、より高精度で制御することが可能
になるという効果がある。

【００１４】（第３手段）本発明の第３手段は、請求項
３記載の編隊飛行制御装置である。本手段では、送信機
は赤外線信号を送信する赤外線送信機であり、受信機は
他機からの同様の赤外線信号を受信する赤外線受信機で
あるから、通信データは電波ではなく赤外線信号を媒介
して電送される。赤外線は、一般に電波よりも大気中で
の減衰が速いうえに、指向性が高く電離層等で反射され
ることもないので、遠方には伝搬しにくい。また、比較
的近距離の通信に使用される赤外線信号は微弱であるの
で、近距離の通信は可能でも、遠方からは観測されにく
いという性質がある。それゆえ、赤外線送信機から発射
される赤外線信号は、遠方から探知されにくいので、電
波を使用する通信よりも本手段の赤外線信号で通信する
方が、遠方から探知されにくく、隠密性が高い。

【００１５】したがって本手段によれば、前述の第２手
段の効果に加えて、隠密性が高く軍用の用途に好適であ
るという効果をも生じる。 （第４手段）本発明の第４手段は、請求項４記載の編隊
飛行制御装置である。本手段では、相対位置測定手段
は、他機の画像データを生成するカメラ装置と、カメラ
装置からの画像データを解析して他機の方向と他機まで
の距離とを計測する画像解析装置とを有する。カメラ装
置のカメラはビデオカメラであって、機体に固定されて
いる構成も可能であるが、他機が占める可能性がある位
置をスキャンして他機を捜索することができるように、
旋回可能なターレットに搭載されている構成が望まし
い。カメラ装置の方向（例えば方位角および仰角俯角）
と、取得された画像データ中の所定点（例えば機影の面
積中心）の位置とから、他機の方向が割出される。ま
た、画像データを解析して、他機の機影から他機の機首
および尾端または垂直尾翼端、主翼の翼端等の画像デー
タ上の位置を特定することができれば、他機の機体寸法
のデータと照合することにより、他機の姿勢と他機まで
の距離を割り出すことが可能である。

【００１６】なお、夜間での使用については、カメラ装
置のカメラを可視光線ビデオカメラとして航法灯や編隊
灯を画像データ中の所定点として認識するようにしても
よいし、カメラ装置のカメラを赤外線ビデオカメラにし
てもよい。軍用機の場合、夜間の低空飛行用の装備（Ｌ
ＡＮＴＩＲＮ）等の赤外線カメラや、望遠照準用のカメ
ラを本手段のカメラ装置として使用することも可能であ
る。

【００１７】こうして、本手段によっても他機までの位
置と他機の方向とを割り出すことが可能であるから、編
隊飛行に最低限必要な他機までの距離および方向が本手
段の相対位置測定手段により与えられる。本手段は、相
対位置測定手段として完全にパッシブなセンサ（カメラ
装置）を使用しており、アクティヴに電波や赤外線を発
射することがないので、極めて隠密性が高い。

【００１８】したがって本手段によれば、前述の第１手
段の効果に加えて、他機に送信機の装備が要らない上
に、極めて高い隠密性が得られるという効果がある。 （第５手段）本発明の第５手段は、請求項５記載の編隊
飛行制御装置である。本手段では、相対位置測定手段
は、他機の所定部位に自動的に照準し他機の方向を計測
する照準装置と、この照準装置に連動して他機の所定部
位までの距離を測定する測距装置とを有する。照準装置
と測距装置とは、例えば一つのターレットに搭載されて
おり、他機の所定部位に連動して指向される。照準装置
としては、例えばビデオカメラの使用も可能であって、
例えば他機の垂直尾翼上端の航法灯に自動的に照準する
ようになっていてもよい。この場合、他機の垂直尾翼上
端の航法灯の直下の所定距離にレフレクタ（反射器）が
固定されており、照準装置の直下の同一の所定距離に測
距装置が照準装置と連装されていれば、測距装置は照準
装置に連動して自然にレフレクタに指向される。測距装
置としては、測距精度はやや劣るが短時間で確実に測距
できる反射パルス式のレーザ測距装置でもよいし、測距
精度に優れた位相測定式のレーザ測距装置などでもよ
い。

【００１９】照準装置の照準作用により、自動的に他機
の所定点の方向が計測され、測距装置の測距作用によ
り、自動的に他機の所定点との距離が計測される。その
結果、極座標系で他機の所定点までの相対位置が計測さ
れるので、編隊飛行に最低限必要な相対位置データが得
られ、誘導制御装置による他機との自動的な編隊飛行が
可能となる。

【００２０】したがって本手段によれば、前述の第１手
段の効果に加えて、他機に送信機の装備がなくとも編隊
飛行が可能になるという効果がある。 （第６手段）本発明の第６手段は、請求項６記載の編隊
飛行制御装置である。本手段では、上下方向の位置制御
は、主にフラップを操舵して行う直接揚力制御（ダイレ
クト・リフトコントロール）によって行われ、エレベ−
タによりトリム調整が行われる。それゆえ、自機は上下
方向の位置制御にあたってピッチング運動をしないの
で、乗り心地が低下することはない。また、左右方向の
位置制御は、自機の機軸を一定の方向に保ったままわず
かにバンク角を取って横滑りさせるウィングロウ方式で
行なわれ、機軸を一定の方向に保つためにラダーにはわ
ずかの当て舵操舵が行われる。それゆえ、自機は左右方
向の位置制御にあたってヨーイング運動をしないので、
乗り心地が低下することはない。

【００２１】

〔実施例１〕

（実施例１の構成）本発明の実施例１としての編隊飛行
制御装置は、図１に示すように、航空機を自動的に編隊
飛行させるために、編隊を組む各航空機にそれぞれ搭載
される飛行制御装置である。本実施例の編隊飛行制御装
置は、編隊を組む相手である他の航空機である他機Ａと
自機Ｂとの相対位置を計測して相対位置データを生成す
る相対位置測定手段１〜４と、生成された相対位置デー
タに基づき自機Ｂを誘導して自動操縦し他機Ａに対する
自機Ｂの相対位置を所定の範囲に制御する誘導制御装置
５とから構成されている。

【００２２】相対位置測定手段１〜４は、ＧＰＳ測位装
置１と、送信機２および受信機３と、Ｄ（ディファレン
シャル）−ＧＰＳ測位装置４とから構成されている。Ｇ
ＰＳ測位装置１は、少なくとも四つのＧＰＳ衛星Ｓから
の測位電波を同時に受信して自機Ｂの三次元位置を計測
し、自機Ｂの占める緯度経度および高度からなる測位デ
ータを生成する。ＧＰＳ測位装置１は、６チャンネルの
測位電波受信回路を備えており、そのうち少なくとも４
チャンネルはそれぞれ異なるＧＰＳ衛星Ｓからの測位電
波を常時受信する。ここで、各測位電波受信回路には、
各測位電波の位相をも計測する機能がある。

【００２３】ＧＰＳ測位装置１が受信するＧＰＳ衛星Ｓ
を変更するときは、受信を止めるＧＰＳ衛星Ｓの識別符
号と新たに受信を始めるＧＰＳ衛星Ｓの識別符号とを予
め送信機２に伝送し、送信機２からの通信データＴに含
ませる。それゆえ、他機Ａおよび自機ＢのＧＰＳ測位装
置１では、常に同一のＧＰＳ衛星Ｓの組み合わせで三次
元測位が行われるので、Ｄ−ＧＰＳ測位装置４において
大きな相対位置のジャンプは生じることがない。

【００２４】送信機２は、微弱な電波を送信するＵＨＦ
送信機であって、前述の測位データとを含む通信データ
Ｔを送信する。前述のようにＧＰＳ測位装置１から測位
電波を受信するＧＰＳ衛星Ｓの組み合わせに変更がある
場合には、送信機２は、測位データの合間に新たなＧＰ
Ｓ衛星Ｓの組み合わせを報知する符号を入れて、通信デ
ータＴを送信する。なお、送信機２の送信周波数は切替
え可能になっており、編隊の先頭の飛行機が所定の周波
数ωで送信するものとすると、右後方に占位する一番目
の後続機はω＋α、二番目の後続機はω＋２αと、順々
に周波数を少しずつ上げていくものとする。逆に、編隊
の先頭機の左後方に占位する一番目の後続機はω−α、
二番目の後続機はω−２αと、順々に周波数を少しずつ
下げていくものとする。

【００２５】受信機３は、送信機２と通信規格が合致し
たＵＨＦ受信機であって、編隊のうち直前を先行する他
機Ａから送信された同様の通信データＴを、百ｋｍ程度
の距離から受信する感度を有している。受信機３の受信
周波数は、送信機２と同様に切替え可能であって、他機
Ａの送信機２の送信周波数に手動または自動で合わせら
れて使用される。

【００２６】Ｄ−ＧＰＳ測位装置４は、自機Ｂの受信機
３で受信された通信データＴに含まれる他機Ａの測位デ
ータと自機Ｂの測位データとの差分を取って、他機Ａに
対する自機Ｂの相対位置を算出し、精密な相対位置デー
タを生成する。他機Ａおよび自機ＢのＧＰＳ測位装置１
は、前述のようにＧＰＳ衛星Ｓからの測位電波の位相ま
で検知するので、Ｄ−ＧＰＳ測位装置４による相対位置
の測位精度は、誤差が１０ｃｍ以内と極めて高精度であ
る。

【００２７】誘導制御装置５は、Ｄ−ＧＰＳ測位装置４
により生成された相対位置データに基づいて自機Ｂを自
動操縦し、自機Ｂを他機Ａの左右いずれかの後方の所定
位置に誘導して進入させる機能と、上記所定位置に占位
してからは他機Ａに対する自機Ｂの相対位置を所定の範
囲に制御する機能とを有する。相対位置を所定の範囲に
制御して編隊を保つにあたり、誘導制御装置５は、上下
方向の位置制御を行う際には、主にフラップを操舵して
行う直接揚力制御（ダイレクト・リフトコントロール）
を行い、左右方向の位置制御を行う際には、バンク角を
取って横滑りさせるウィングロウを行う。誘導制御装置
５が操作するアクチュエータは、各操縦翼面（エルロ
ン、ラダー、エレベータおよびフラップなど）と、エン
ジンの推力制御とである。

【００２８】（実施例１の作用効果）本実施例の編隊飛
行制御装置では、先行する他機Ａと追随する自機Ｂとの
間でＤ−ＧＰＳ測位システムが形成されているので、相
対位置測定手段１〜４による測位精度は１０ｃｍ以内で
ある。それゆえ、乱気流がほとんど無い成層圏における
水平定常直進飛行では、誘導制御装置５の位置制御精度
は相対位置誤差にして１ｍ以内に保たれるものと推定さ
れる。したがって、後述の燃料費節減を目的とする編隊
飛行を実行する上でも、自動的な編隊飛行が十分な相対
位置精度で実現され、精密な編隊が維持されうる。同様
にして、本実施例の編隊飛行制御装置を備えた多数の航
空機がそれぞれの他機Ａと自機Ｂとの間で編隊飛行をす
ることにより、全体として大きな編隊（梯形編隊または
への字型編隊）を形成して自動的に編隊飛行を維持する
ことも可能である。

【００２９】したがって本実施例によれば、複数の航空
機を自動的に編隊飛行させるための誘導制御装置である
編隊飛行制御装置を提供し、パイロットに過大なワーク
ロードを課すことなしに、複数の航空機による編隊飛行
の自動化を実現することができるという効果がある。さ
らに本実施例の編隊飛行制御装置では、将来の航空機に
はＧＰＳ測位装置が標準装備されているものとすれば、
相対位置測定手段１〜４に関しては、送信機２および受
信機３とＤ−ＧＰＳ測位装置４とを追加装備するだけで
済む。それゆえ、本実施例の編隊飛行制御装置を装備し
た航空機のコストおよび重量の増大は最小限に抑制され
る。また、航空機の表面への追加装備は送信機２および
受信機３のアンテナだけであるので、空気抵抗の増大も
最小限に抑制される。

【００３０】したがって本実施例の編隊飛行制御装置に
よれば、前述の効果に加えて、装備費用、重量および空
気抵抗の増大が最小限に抑制されるという効果もある。 （実施例１の燃料節減効果）飛行機が通過した後には、
図２（東昭博士の御厚意により前述の文献から転載）に
示すように、主翼の両翼端から一対の翼端渦が残るの
で、その両側には吹き上げ流を生じる領域（吹上げ域）
が存在する。そこで、先行機である他機Ａの翼端渦によ
って生じる吹き上げ流の領域を、後続機である自機Ｂ
（図１参照）が飛行すれば、先行機の翼端渦による吹き
上げ流を利用して、後続機は飛行に費やすエネルギーを
節約して飛行することが可能である。

【００３１】例えば、前述のようにボーイング７４７ク
ラスの大型機が適正な相対位置で編隊を組んで飛行すれ
ば、後続機は十数％の推力節減となり、燃費を大幅に節
減することができる。それゆえ、複数の飛行機で編隊飛
行を行えば、先頭の一機を除いて他の全ての飛行機（後
続機）は省エネルギー飛行を行うことができるので、顕
著な燃料節減効果が得られる。

【００３２】ただし、前述の東の文献によれば、先行機
Ａの吹き上げ流を利用できるできる後続機Ｂの相対位置
の範囲は、前後方向には数百ｍあるが、上下方向および
横方向ではごく狭い範囲に限られている。それゆえ、後
続機Ｂは、先行機Ａに対して精密に相対位置を保って編
隊飛行を続ける必要があるが、本実施例の編隊飛行制御
装置によれば、相対位置誤差を極めて精密に保って編隊
飛行を維持することができる。したがって、本実施例の
編隊飛行制御装置によれば、前述の燃料節減効果を十分
に享受することができるという効果がある。

【００３３】（実施例１の運用）本実施例の編隊飛行制
御装置を搭載した複数の大型の飛行機が編隊を組み、編
隊を維持し、編隊を解く運用法の一例として、以下の手
順での運用を例示する。本運用例では、例えば日本から
太平洋を越えて米国までの航路のように数千〜一万ｋｍ
程度の飛行距離を飛行する長距離飛行において、成層圏
での水平定常直進飛行における編隊飛行を想定してい
る。

【００３４】本運用例での飛行シーケンスは、通常飛行
フェーズ、進入フェーズ、接近フェーズ、占位フェー
ズ、編隊維持フェーズおよび離脱フェーズから構成され
ている。この飛行シーケンスでは、編隊の先頭を行く先
行機Ａは、成層圏で従来どおりの水平定常直線飛行（一
定の高度、速度および姿勢）を維持している。このよう
な先行機Ａに対して、後続機Ｂは、自機を誘導制御して
編隊を編成、維持、離脱する自動操縦を行う。

【００３５】第１の通常飛行フェーズは、地上の管制官
の指示によって先行機Ａの左右いずれかの斜め後方で、
先行機Ａと同高度で先行機Ａから所定の角度方向（例え
ば後方４５°）の位置に誘導されるフェーズである。こ
のフェーズでは、後続機Ｂは通常の自動操縦装置によっ
て先行機Ａとの距離を所定距離（例えば十ｋｍ程度）ま
で詰めてゆき、その間に受信機３で先行機Ａからの通信
データＴの受信を試みる。この受信が安定すれば、先行
機Ａの相対位置測定手段１〜４と後続機Ｂの相対位置測
定手段１〜４との間でＤ−ＧＰＳ測位システムが安定し
て形成されるので、先行機Ａに対する相対位置が後続機
ＢのＤ−ＧＰＳ測位装置４から得られるようになる。な
お、後続機Ｂが先行機Ａの後方の左右いずれに占位する
かは、先行機Ａと後続機Ｂとの初期の位置関係から自然
に定まるが、管制上の都合で適宜指定することができ
る。

【００３６】第２の進入フェーズは、前述の先行機Ａか
ら所定の角度方向に後続機Ｂを誘導して、先行機Ａに近
づけつつ上記所定の角度方向の進入コースに後続機Ｂを
乗せるフェーズである。このフェーズからは、後続機Ｂ
は本実施例の編隊飛行制御装置により、自動的に誘導制
御される。第３の接近フェーズは、前述の先行機Ａから
所定の角度方向に伸びる進入コースに沿って、先行機Ａ
から所定距離（例えば斜め後方４５０ｍ）まで後続機Ｂ
を接近させるフェーズである。このフェーズの初期から
中期にかけては相対速度が数十ｍ／ｓ程度で比較的速く
後続機Ｂは先行機Ａに接近するが、このフェーズの後期
では徐々に減速し、先行機Ａとの相対距離（直距離）が
上記所定距離にまで詰まったら先行機Ａとの相対速度を
ゼロにする。

【００３７】第４の占位フェーズは、後続機Ｂが先行機
Ａに対して静止している状態から極めてゆるやかなＳ字
旋回を行い、先行機Ａの後方へ所定距離（例えば３００
ｍ）だけ離れ先行機Ａによる吹き上げ流を最も有効に利
用できる位置を占位するフェーズである。ここまでの各
フェーズでは、飛行状態は定常飛行または釣り合い旋回
に保たれるので、客室での乗り心地は低下することがな
い。

【００３８】第５の編隊維持フェーズは、先行機Ａに対
する後続機Ｂの相対位置を、先行機Ａの後方へ上記所定
距離だけ離れ先行機Ａによる吹き上げ流を最も有効に利
用できる所定範囲（例えば前後に±１０ｍ，上下左右に
±１ｍ）に制御するフェーズである。このフェーズで
は、誘導制御装置５によって前後方向、上下方向および
左右方向の位置制御が行われて、上記所定範囲の中心部
へと後続機Ｂは自機を誘導制御する。

【００３９】この編隊維持フェーズにおいて、前後方向
の位置制御は、主にエンジンの推力の調整によって行わ
れ、併せてエレベ−タによるトリム調整が行われる。上
下方向の位置制御は、主にフラップを操舵して行う直接
揚力制御（ダイレクト・リフトコントロール）によって
行われ、併せてエレベ−タによるトリム調整が行われ
る。それゆえ、後続機Ｂは上下方向の位置制御にあたっ
てピッチング運動をしないので、乗り心地が低下するこ
とはない。左右方向の位置制御は、後続機Ｂの機軸を一
定の方向に保ったままわずかにバンク角を取って横滑り
させるウィングロウ方式で行なわれ、機軸を一定の方向
に保つためにラダーにはわずかの当て舵操舵が行われ
る。それゆえ、後続機Ｂは左右方向の位置制御にあたっ
てヨーイング運動をしないので、乗り心地が低下するこ
とはない。

【００４０】逆に、もし鋭いピッチング運動や鋭いヨー
イング運動があると、特に後部客席における乗り心地の
低下が顕著になるので、旅客機の場合には特に好ましく
ない。それゆえ、前述のように直接揚力制御およびウイ
ングロウを行って、誘導制御装置５が発揮する上下左右
方向の位置制御機能は、良好な乗り心地を保つ上で重要
である。

【００４１】なお、この編隊維持フェーズにおいては、
先行機Ａの翼端渦に近い側の主翼での吹き上げ流が強
く、先行機Ａの翼端渦から遠い側での主翼の吹き上げ流
が弱いので、左右の主翼の揚力の釣り合いをとる（ロー
リングモーメントを相殺する）ためには、エルロンの操
舵が必要である。しかし、エルロンの舵角が大きいと空
気抵抗の増大につながるので、エルロンの舵角をとって
ローリングモーメントの相殺を図るのは好ましいことで
はない。そこで、先行機Ａの翼端渦から遠い側の主翼翼
内タンクからポンプで燃料を移送し、先行機Ａの翼端渦
に近い側の主翼の翼内タンクを燃料で満たして重力によ
るローリングモーメントを発生させる手段も実行可能で
ある。こうして、左右不均等な吹き上げ流中の主翼の揚
力の偏りによるローリングモーメントを一部であっても
相殺することができると、エルロンの操舵を低減もしく
は不要にすることができ、空気抵抗が減少するのでさら
なる燃料節減効果が得られる。

【００４２】第６の離脱フェーズは、先行機Ａとの編隊
を解き、先行機Ａから外側へ釣り合い旋回を行い、先行
機Ａとの衝突の危険がなくなるまで相対距離を大きく取
って先行機Ａとは異なる飛行経路に入るフェーズであ
る。このフェーズでは、編隊のうち左右の最も後方の後
続機Ｂから所定の時間間隔を空けて順に編隊を離脱し、
最後には編隊の先頭機である先行機Ａは単独飛行を行う
ようになる。

【００４３】以上は、常時四つ以上のＧＰＳ衛星Ｓから
の測位電波がＧＰＳ測位装置１で受信でき、本実施例の
編隊飛行制御装置の機能に全く不具合が無かった場合の
シーケンスであるが、実運用に備えては不具合が出た場
合にも備えがなくてはならない。そこで、例えば三つ以
下のＧＰＳ衛星Ｓからしか測位電波が受信できず、ＧＰ
Ｓ測位装置１による正常な三次元測位が一時的にできな
くなった場合には、編隊が崩れない範囲での所定時間は
慣性航法装置によって定常飛行を継続する。そして、上
記所定時間以内に再びＧＰＳ測位装置１による三次元測
位が回復した場合には、本実施例の編隊飛行制御装置を
編隊維持フェーズで作動させ、精密な編隊飛行を再開す
る。しかし、上記所定時間以内にＧＰＳ測位装置１によ
る三次元測位が回復しなかった場合には、自動的に前述
の離脱フェーズに入って最後尾の飛行機から順に編隊を
離脱して安全距離を確保する。しかるのち、各機の間隔
が大きい編隊を保って三次元測位の回復を待つか、ある
いは編隊を解いてしまって各個で飛行を継続する。かよ
うな運用を可能にする目的で、本実施例の編隊飛行制御
装置を搭載する航空機には、慣性航法装置と複合して航
法装置が構成されているＩＮＳ／ＧＰＳ複合航法装置が
装備されていることが望ましい。

【００４４】なお、以上の編隊飛行を実施するに当たっ
ては、後方から後続機Ｂに衝突されるのを防ぐために、
後方監視カメラを各機が備え、後続機Ｂの機影が大きく
なった場合には、追突警報がパイロットに提供されるこ
とが望ましい。また、先行機Ａとの追突については、パ
イロットの目視により十分に衝突を防止することが可能
であるが、後方監視カメラと同様の前方監視カメラと警
報手段とを備えて、パイロットをバックアップすること
が望ましい。さらに、安全を確保する目的で、編隊中で
の相互の通話を可能にする編隊用無線通信機を各機が装
備していることが望ましい。

【００４５】（実施例１の変形態様１）本実施例の変形
態様１として、先行機ＡのＩＭＵ（慣性計測ユニット）
により計測される三軸方向の加速度および三軸回りの角
加速度も、先行機Ａからの通信データＴに含まれる構成
も実施可能である。本変形態様によれば、拡張カルマン
フィルタ等によって先行機Ａの運動を予測することがあ
る程度可能になるので、定常直線飛行以外の緩旋回等を
含む飛行状態でも、編隊飛行を維持することが可能にな
る。それゆえ、対流圏内での上昇飛行および下降飛行で
も適正な相対位置を保って編隊を組むことが可能にな
り、燃料節減効果をさらに向上させることが可能にな
る。

【００４６】（実施例１の変形態様２）本実施例の変形
態様２として、軍用機への装備を想定し、送信機２は、
赤外線信号を送信する赤外線送信機であり、受信機３
は、他機Ａからの同様の赤外線信号を受信する赤外線受
信機である構成の編隊飛行制御装置の実施が可能であ
る。例えば、送信機２は垂直尾翼の両側面とテールコー
ンの後端面とに取り付けられ、受信機３は機首のレド−
ム直後の直上と機首の両側面とに取り付けられていても
よい。あるいは、受信機３は、ＬＡＮＴＩＲＮ（夜間で
の低空飛行および照準のための赤外線カメラを備えた軍
用装備）に兼用させてもよい。

【００４７】本変形態様では、送信機２は赤外線信号を
送信する赤外線送信機であり、受信機３は他機Ａからの
同様の赤外線信号を受信する赤外線受信機であるから、
通信データＴは電波ではなく赤外線信号を媒介して伝達
される（図１参照）。赤外線は、一般に電波よりも大気
中での減衰が速いうえに、指向性が高く電離層等で反射
されることもないので、遠方には伝搬しにくい。また、
比較的近距離の通信に使用される赤外線信号は微弱であ
るので、近距離の通信は可能でも、遠方からは観測され
にくいという性質がある。手動操縦により１０ｍ程度の
距離にまで接近して編隊を組むことは小型の軍用機では
普通の空中操作であるから、送信機２の赤外線信号の出
力は数十ｍ程度から初めて赤外線通信が可能になる程度
でよい。それゆえ、赤外線送信機から発射される赤外線
信号は遠方から探知されにくいので、実施例１のように
電波を使用する通信よりも、本変形態様のように赤外線
信号で通信する方が遠方から探知されにくく、隠密性が
高い。

【００４８】したがって本変形態様によれば、パイロッ
トのワークロードを軽減して編隊を組むことができるの
で、隠密性が高く、軍用機に好適であるという効果をも
生じる。また、後続機の燃料消費を節減したり、パイロ
ットに過大なワークロードを課すことなく密集編隊を維
持したり、空中給油を容易にしたりすることができると
いう効果も生じる。なお、実施例１と同様の燃費節減効
果のほかに、精密に密集編隊を維持できるのであれば、
レーダに対して軍用機の編隊の機数および機種を欺瞞す
ることが可能になり、戦術上の価値があるものと考えら
れる。

【００４９】〔実施例２〕 （実施例２の構成および作用効果）本発明の実施例２と
しての編隊飛行制御装置は、図３に示すように、相対位
置測定手段６１〜６３と誘導制御装置５とからなり、さ
らに相対位置測定手段６１〜６３は、カメラ装置６１と
画像解析装置６２とデータベース６３とから構成されて
いる。

【００５０】カメラ装置６１は、先行する他機Ａを撮像
してその画像データを生成するＣＣＤカメラと、ＣＣＤ
カメラを旋回可能に支持しＣＣＤカメラの方向（アジマ
スψおよびエレベーションθ）を計測する直交二軸のタ
ーレットから構成されている。ターレットは、他機Ａの
存在が予想される方向をスキャンし、他機Ａの画像がＣ
ＣＤカメラに捕らえられると、ＣＣＤカメラの視線ＬＯ
Ｓを他機Ａの尾灯に照準する。ＣＣＤカメラは他機Ａの
画像を捕らえると、他機Ａが視野ＦＯＶの中で適当な大
きさになる程度にズーミングを自動的に行う。なおカメ
ラ装置６１は、捜索範囲が左右にも上下にも広くとれて
先行する他機Ａを捜索するのが容易なように、レド−ム
直後の機首上面に設置されていることが望ましい。

【００５１】画像解析装置６２は、画像解析用のソフト
ウェアを持つ演算処理装置であって、カメラ装置６１か
らの画像データを解析して他機Ａの方向と他機Ａまでの
距離とを計測する。一方、データベース６３は、機種別
に航法灯（航空灯または飛行機灯ともいう）の位置を記
憶したランダムアクセス可能な記憶装置であって、画像
解析装置６２に他機Ａの機種が手動または自動で入力さ
れると、画像解析装置６２に他機Ａの航法灯の位置を伝
達する。画像解析装置６２は、他機Ａの各航法灯（衝突
防止灯、両舷の翼端灯、尾灯など）の視野ＦＯＶ中の位
置と整合する他機Ａの相対姿勢（アジマスψA,エレベー
ションθA,ロール角φA ) を推定して、各航法灯間の角
度から他機Ａまでの距離ｒを測定する。

【００５２】他機Ａの相対姿勢の推定には、拡張カルマ
ンフィルタなどを使用する演算方法がすでに確立されて
いる。また、他機Ａの相対姿勢を精密に推定するために
は、同一平面上にない四点を捕らえることが必要である
ので、必要に応じて飛行機に不動光方式の航法灯を付加
することが望ましい。なお、本実施例の編隊飛行制御装
置を使用する際には、日中でも航法灯を点灯して飛行す
るようにする。

【００５３】誘導制御装置５の構成および作用は、前述
の実施例１と同様であり、本実施例の編隊飛行制御装置
の運用方法も実施例１のそれとほぼ同様である。したが
って、本実施例の編隊飛行制御装置によれば、実施例１
と同様に、パイロットに過大なワークロードを課すこと
なく、自動的に編隊を組み、相対位置を適正な範囲に保
って編隊を維持し、編隊から別れることが可能になると
いう効果がある。その結果、長距離を運航する民間の大
型航空機の場合であれば、先行機Ａの翼端渦の吹き上げ
流（図２参照）を利用することにより、先頭の一機を除
いて編隊の全ての飛行機が燃料消費を節減することがで
きるという効果がある。

【００５４】（実施例２の各種変形態様）本実施例の変
形態様として、画像解析装置６２が航法灯に頼らないで
他機Ａの相対姿勢および他機Ａとの距離ｒを推定する編
隊飛行制御装置の実施も可能である。本変形態様では、
画像解析装置６２が、拡張カルマンフィルタ等の演算手
段によって画像データを解析し、他機Ａの機影から他機
Ａの機首および尾端または垂直尾翼端、主翼の翼端等の
画像データ上の位置を特定する。そして画像解析装置６
２は、データベース６３に記録されている他機Ａの機体
寸法のデータと照合することにより、他機Ａの相対姿勢
と他機Ａまでの距離ｒとを割り出す。

【００５５】本変形態様によっても、前述の実施例２と
同様の効果が得られる。なお、運用方法については、日
中は上記変形態様に示すように画像解析装置６２を作動
させ、夜間には前述の実施例２に示したように画像解析
装置６２を作動させてもよい。あるいは、日中でも夜間
でも使用できるように、実施例２の可視光ＣＣＤカメラ
を赤外線カメラで置換する変形態様も可能である。軍用
機の場合、夜間の低空飛行用の装備（ＬＡＮＴＩＲＮ）
等の赤外線カメラや、望遠照準用のカメラをカメラ装置
６１として使用することも可能である。

【００５６】また、本変形態様の編隊飛行制御装置は、
軍用機への適用により特段の効果を挙げることができ
る。すなわち、本変形態様の編隊飛行制御装置は、実施
例１と異なって送信機２を持たないうえに、相対位置測
定手段として完全にパッシブなセンサ（カメラ装置６
１）を使用しており、航法灯を点灯しなければアクティ
ヴに電波や赤外線を発射することがない。したがって、
本変形態様の編隊飛行制御装置によれば、極めて高い隠
密性が得られるという効果がある。

【００５７】〔実施例３〕 （実施例３の構成および作用効果）本発明の実施例３と
しての編隊飛行制御装置は、図４に示すように、相対位
置測定手段７１〜７４と誘導制御装置５とから構成され
ている。相対位置測定手段７１〜７４は、直交二軸のタ
ーレット７３と、ターレット７３に所定の間隔を空けて
平行に連装されているＣＣＤカメラ７１および測距装置
７２と、これら７１〜７３を制御する照準測距制御装置
７４とからなる。すなわち、相対位置測定手段７１〜７
４は、他機Ａの所定部位に自動的に照準し他機Ａの所定
部位の方向を計測する照準装置７１＋７３と、照準装置
７１＋７３に連動して他機Ａの所定部位までの距離を測
定する測距装置７２とを有する。

【００５８】照準装置７１＋７３は、直交二軸のターレ
ット７３とターレット７３に支持されているＣＣＤカメ
ラ７１とからなり、照準測距制御装置７４によって制御
されている。ＣＣＤカメラ７１は、ターレット７３によ
って視野を移しながら、照準測距制御装置７４の画像認
識機能によって、他機Ａの所定部位にある航法灯Ｎを捜
索する。目的とする航法灯ＮがＣＣＤカメラ７１の視野
に入ると、照準測距制御装置７４によってターレット７
３が操作され、ＣＣＤカメラ７１の視線ＬＯＳは航法灯
Ｎに向けられる（航法灯ＮがＣＣＤカメラ７１の視野の
中央に捕らえる）。この状態で、ターレット７３の各軸
の角度ψ，θが照準測距制御装置７４によって計測され
ることにより、他機Ａの航法灯Ｎの方向が計測される。

【００５９】測距装置７２は、アイセーフ・パルスレー
ザ測距装置であって、ＣＣＤカメラ７１と所定距離を空
けて平行にターレット７３に支持されている。測距装置
７２は、照準装置７１＋７３によって他機Ａの航法灯Ｎ
に照準が定まってからレーザパルスの照射を始め、他機
Ａの航法灯Ｎの直下に設置されている反射板Ｒまでの距
離を測定する。反射板Ｒは、入射した光線を入射方向に
反射するレトロリフレクタであって所定の面積の薄い板
状をしており、その中心部がＣＣＤカメラ７１と測距装
置７２との間隔に相当する間隔を空けて航法灯Ｎの直下
に設置されている。測距装置７２から発射されたアイセ
ーフ・レーザのパルス光は、反射板Ｒに反射されて測距
装置７２に戻るので、測距装置７２は成層圏であれば１
０ｋｍ以上の遠方から反射板Ｒまでの直距離ｒを測定す
ることができる。

【００６０】照準測距制御装置７４は、他機Ａの所定部
位（反射板Ｒ）までの直距離ｒと、同部位（航法灯Ｎ）
への方向を示すアジマスψおよびエレベーションθと
を、誘導制御装置５に伝達する。誘導制御装置５は、実
施例１のそれとほぼ同一であって、極座標系での距離ｒ
および二つの角度ψ，θが与えられ、ＩＮＳ（慣性航法
装置）から自機Ｂの姿勢が与えられれば、他機Ａと自機
Ｂとの相対位置を算出することができる。相対位置が算
出されたならば、誘導制御装置５は実施例１と同様の作
用をして自動的に編隊飛行を行うことができる。

【００６１】したがって、本実施例の編隊飛行制御装置
によれば、前述の実施例１と同様に、パイロットに過大
なワークロードをかけることなしに、自動的に編隊飛行
を行うことが可能になるという効果がある。 （実施例３の付記）ここで、図４では航法灯Ｎを他機Ａ
の垂直尾翼Ｖの上端に設置された衝突防止灯としたが、
燃料節減を目的として編隊飛行を行う場合には、他機Ａ
の尾端部に設置されている尾灯を照準装置７１＋７３で
捕らえるようにする方がよい。もちろん、尾灯の直下に
は反射板Ｒが備えられていることが、遠距離からの測距
を可能にするうえで望ましい。また、反射板Ｒの代わり
に、精密なレトロリフレクタであるコーナーキューブを
採用してもよい。

【００６２】一方、同一機種の軍用機同士で編隊を組む
場合には、作戦行動中は航法灯Ｎを点灯できないことが
多いので、照準測距制御装置７４に画像解析機能を付与
し、夜間であれば編隊灯に照準できるようにしておくこ
とが望ましい。逆に日中であれば、他機Ａの胴体の所定
部位（例えば国籍マークの中心）に照準するようにして
もよい。また、レーザレーダに捕捉されにくいように、
反射板Ｒは装備せずにいることが望ましい場合もありう
る。

【００６３】軍用機同士であっても、空中給油を目的と
して編隊飛行を行う場合には、給油機である他機Ａに
は、航法灯である尾灯またはそれに類する目標灯火を装
備しておくことが望ましい。

【図面の簡単な説明】

【図１】 実施例１としての編隊飛行制御装置の構成を
示すブロック図

【図２】 翼端渦による吹き上げ域を示す模式図

【図３】 実施例２としての編隊飛行制御装置の構成を
示すブロック図

【図４】 実施例３としての編隊飛行制御装置の構成を
示すブロック図

【符号の説明】

１＋２＋３＋４：実施例１の相対位置測定手段 １：ＧＰＳ測位装置 ２：送信機 ３：受信機 ４：ディファレンシャルＧＰＳ測位装置（Ｄ−ＧＰＳ測
位装置） ５：誘導制御装置 ６１＋６２＋６３：実施例２の相対位置測定手段 ６１：カメラ装置 ６２：画像解析装置 ６３：機
種別データベース ７１＋７２＋７３＋７４：実施例３の相対位置測定手段 ７１＋７３：照準装置 ７１：ＣＣＤカメラ ７３：ターレット ７２：レーザパルス測距装置 ７４：照準測距制御装置 Ａ：他機（先行機） Ｂ：自機（後続機） Ｓ：ＧＰＳ衛星 Ｔ：通信データ ＬＯＳ：視線 ＦＯＶ：視野 ＤＢ：データベース Ｌ：レーザ光線 Ｎ：航法灯 Ｒ：反射板 Ｖ：
垂直尾翼 ｒ：他機Ａまでの直距離 ψ：他機Ａへの相対方位角（アジマス） θ：他機Ａへの相対仰角（エレベ−ション） ψA ，θA ，φA ：他機Ａの相対姿勢角

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】航空機を自動的に編隊飛行させるために該
   航空機に搭載される飛行制御装置であって、 他機（編隊を組む相手である他の航空機）と自機との相
   対位置を計測し、相対位置データを生成する相対位置測
   定手段と、 該相対位置データに基づき該自機を誘導して自動操縦
   し、該相対位置を所定の範囲に制御する誘導制御装置
   と、を有することを特徴とする、編隊飛行制御装置。
2. 【請求項２】前記相対位置測定手段は、 複数のＧＰＳ衛星からの測位電波を受信して自機の位置
   を計測し、該自機の測位データを生成するＧＰＳ測位装
   置と、 該測位データを含む通信データを送信する送信機と、 前記他機から送信された同様の通信データを受信する受
   信機と、 該受信機で受信された該通信データに含まれる該他機の
   測位データと該自機の測位データとの差分を取って該他
   機に対する該自機の相対位置を算出し、前記相対位置デ
   ータを生成するディファレンシャルＧＰＳ測位装置とを
   有する、 請求項１記載の編隊飛行制御装置。
3. 【請求項３】前記送信機は、赤外線信号を送信する赤外
   線送信機であり、 前記受信機は、前記他機からの同様の赤外線信号を受信
   する赤外線受信機である、 請求項２記載の編隊飛行制御装置。
4. 【請求項４】前記相対位置測定手段は、 前記他機の画像データを生成するカメラ装置と、 該画像データを解析して該他機の方向と該他機までの距
   離とを計測する画像解析装置とを有する、 請求項１記載の編隊飛行制御装置。
5. 【請求項５】前記相対位置測定手段は、 前記他機の所定部位に自動的に照準し該他機の方向を計
   測する照準装置と、 該照準装置に連動して該他機の所定部位までの距離を測
   定する測距装置とを有する、 請求項１記載の編隊飛行制御装置。
6. 【請求項６】前記誘導制御装置は、上下方向の位置制御
   を行う際には、主にフラップを操舵して行う直接揚力制
   御（ダイレクト・リフトコントロール）を行い、左右方
   向の位置制御を行う際には、バンク角を取って横滑りさ
   せるウィングロウを行う、 請求項１記載の編隊飛行制御装置