JP2009143268A - 航空機の飛行制御システム及び飛行制御システムを搭載した航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】ＱＴＷ−ＵＡＶなどの航空機の操縦者が異なった操縦デバイスを同時に操作することや、機体の速度に応じてティルト角の操作を行うことがなく、操縦者による複雑な操作が必要としない航空機の飛行制御システムを提供する。
【解決手段】航空機の飛行制御システムであって、前記航空機は、少なくとも２以上のプロペラを航空機本体に対して左右対称に有するとともに、少なくとも２以上の動翼を航空機本体に対して左右対称に有し、前記飛行制御システムは、前記航空機を操作するための信号を入力する入力部と、前記信号に基づいて、前記プロペラの制御量と動翼の制御量とを計算する演算部と、前記プロペラの制御量及び動翼の制御量を、それぞれプロペラの制御装置及び動翼の制御装置に信号として出力する出力部と、を備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機の飛行制御システム及び飛行制御システムを搭載した航空機に関する。特に、ＱＴＷ−ＵＡＶのような飛行形態が変化する航空機において各操縦デバイスを最適制御する航空機の飛行制御システムに関する。

従来、農薬散布や空中写真の撮影、災害地域の空中からの調査、火山活動などの危険状況下での調査、さらには、無人偵察機や無人攻撃機などの用途として、無人航空機（ＵＡＶ：Unmanned Aerial Vehicle）の開発が進められている。

ＵＡＶには従来、固定翼型とヘリコプタ型の２つの形態が存在したが、固定翼型の場合には、離陸の際には十分な離陸スペース、もしくは、カタパルトのような専用射出装置が必要で、着陸の際は十分な着陸スペース、もしくは、回収ネット等の装置が必要である。また、運航に際して、空中でのホバリング等の運用が不可能であった。

一方、ヘリコプタ型の場合には、垂直離発着や空中でのホバリング等の運用は可能となるが、飛行速度、航続時間が固定翼機に比べ劣る。
このため、ヘリコプタ型のように垂直離発着や空中でのホバリング等の運用が可能であり、かつ、固定翼型並みの飛行速度、航続時間を有するＵＡＶとして、４発垂直離発着無人航空機（ＱＴＷ−ＵＡＶ：Quad Tilt Wing-Unmanned Aerial Vehicle）の開発を行なっている。

ＱＴＷ−ＵＡＶ２００は、図４に示したような、タンデムに配置された主翼２０３ａ〜２０３ｄと、４発のプロペラ２０６ａ〜２０６ｄを有する垂直離発着可能な形態の航空機であり、離陸時は、主翼２０３ａ〜２０３ｄとプロペラ２０６ａ〜２０６ｄを立てた状態で、プロペラ２０６ａ〜２０６ｄの推力によって離陸し、水平飛行へは、主翼２０３ａ〜２０３ｄとプロペラ２０６ａ〜２０６ｄを徐々に倒し前進速度を得ながら遷移し、最終的には主翼２０３ａ〜２０３ｄの揚力によって飛行することができるように構成されている。

このように構成することによって、主翼２０３ａ〜２０３ｄとプロペラ２０６ａ〜２０６ｄを立てた状態（ヘリコプタモード）では、ヘリコプタ型のような運用を行うことができるとともに、主翼２０３ａ〜２０３ｄとプロペラ２０６ａ〜２０６ｄを倒すこと（エアプレンモード）によって固定翼型のような運用も行うことが可能となる。

しかしながら、ＱＴＷ−ＵＡＶの操縦は、図６に示したように、ヘリコプタモードでのピッチとロールは前後・左右のプロペラ２０６ａ〜２０６ｄの推力を操作することで推力差によって行い、ヨーは左右の動翼２０３ａ〜２０３ｄを操作することでプロペラ後流にある主翼の揚力差によって行う。また、エアプレンモードでは、ピッチとロールは前後・左右の動翼２０３ａ〜２０３ｄを操作することで揚力差によって行い、ヨーはラダーもしくは左右のプロペラ２０６ａ〜２０６ｄの推力を操作することで推力差によって行う。このため、姿勢の操縦はプロペラ２０６ａ〜２０６ｄの推力操作と、動翼２０３ａ〜２０３ｄの操作とを組み合わせて行う必要がある。

さらには、ヘリコプタモードからエアプレンモードへの遷移時（遷移モード）には、こ
れらの異なった操縦デバイスの操作が混ざった状態で操縦を行うこととなり、機体の操縦が困難となる。

また、ＱＴＷ−ＵＡＶのティルト角と飛行速度には密接な関係があり、図７に示すように、あるティルト角で定常飛行できる速度は唯一つしか存在しない。
ティルト角が適正値よりも立ち上っている場合には、水平飛行をさせようとすると推力軸が立ち上がっているために、推力軸の前進成分が足らずに減速してしまう。

また、ティルト角が適正値よりも寝ている場合には、水平飛行をさせようとすると推力軸の前進成分が多くなり加速してしまう。
このように、適正値からずれた状態で高度を維持しようとした場合には、機体の加速・減速が起き、速度を維持しようとすると、機体の上昇・下降が起こることとなり、ある程度以上ずれた場合には飛行自体ができなくなってしまう。

本発明はこのような現状に鑑み、ＱＴＷ−ＵＡＶなどの航空機の操縦者やそれに替わる自動操縦装置が異なった操縦デバイスを同時に操作することや、機体の速度に応じてティルト角の操作を行うことがなく、操縦者や自動操縦装置による複雑な操作が必要としない航空機の飛行制御システムを提供することを目的とする。

本発明は、前述したような従来技術における課題及び目的を達成するために発明なされてものであって、本発明の航空機の飛行制御システムは、航空機本体の左右にそれぞれ、前記航空機本体に対して回動可能に設けた翼と、
前記翼に設けた動翼と、
前記翼に設けたプロペラとを有する航空機の飛行制御システムであって、
前記飛行制御システムは、
前記航空機を操作するための信号を入力する入力部と、
前記信号に基づいて、前記プロペラの制御量と動翼の制御量とを計算する演算部と、
前記プロペラの制御量及び動翼の制御量を、それぞれプロペラの制御装置及び動翼の制御装置に信号として出力する出力部と、
を備えることを特徴とする。

また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記航空機は、該航空機の機速を計測するための機速センサと、
少なくとも前記航空機のスロットル、ピッチ、ロール、ヨーを操作するための姿勢操作装置と、
前記航空機の速度を調整するための加減速操作装置と、を備え、
前記入力部は、前記機速センサから送られる機速信号と、前記姿勢操作装置から送られる姿勢操作信号と、前記加減速操作装置から送られる加減速信号の少なくともいずれかが入力されるように構成されていることを特徴とする。

また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記航空機は、前記翼のティルト角を制御するためのティルト機構を備えていることを特徴とする。
また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記飛行制御システムは、前記機速信号と加減速信号の少なくともいずれかに基づき、前記ティルト角を判断する飛行モード判断部を備えていることを特徴とする。

また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記飛行モード判断部は、あらかじめ得ておいた前記航空機の機速と翼のティルト角との関係を示す関係データに基づき、前記ティルト角を判断することを特徴とする。

また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記演算部は、前記飛行モード判断部から送られる判断信号と、前記姿勢操作信号の少なくともいずれかに基づき、前記各プロペラの制御量及び各動翼の制御量を計算することを特徴とする。

また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記演算部は、前記ピッチ、ロール、ヨーの少なくともいずれかの運動に対応した信号成分からなる姿勢操作信号に基づいて、航空機に対してピッチ、ロール、ヨーの少なくともいずれかの制御を行うように、前記各プロペラの制御量及び各動翼の制御量を計算するとともに、
前記姿勢操作信号に含まれない信号成分に対応した運動がなされないように、前記各プロペラの制御量及び各動翼の制御量を計算することを特徴とする。

また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記演算部は、前記飛行モード判断部で判断されたティルト角に基づいて、前記ティルト機構の制御量を計算することを特徴とする。

また、本発明の航空機の飛行制御システムは、前記航空機が、該航空機に対してタンデムに配置された翼と４発のプロペラを備え、垂直離発着可能なＱＴＷ（Quad Tilt Wing）機であることを特徴とする。

また、本発明の航空機は、上述するいずれかに記載の航空機の飛行制御システムを搭載したことを特徴とする。

本発明によれば、機体の揚力と推力のバランスを自動的に最適となるように制御されるので、機体をピッチ、ロール、ヨーのコントロールを行う場合でも、操縦者や自動操縦装置はプロペラと動翼といった異なった操縦デバイスを同時に制御する必要がなく、機体を容易に操縦することが可能となる。

また、本発明によれば、ティルト角と機体の飛行速度との関係に基づいて、機体のティルト機構を自動的に最適なティルト角となるように制御されるので、操縦者や自動操縦装置はティルト角を操作する必要がない。このため、操縦者はティルト角を気にすることなく、機体を容易に操縦することが可能となる。

以下、本発明の実施の形態（実施例）を図面に基づいてより詳細に説明する。
図１は、本発明の航空機の飛行制御システムの構成を説明するためのブロック図、図２は、本発明の航空機の飛行制御システムを搭載したＱＴＷ−ＵＡＶの構成を説明するための概略図、図３は、機体速度と飛行モードの関係を説明するための関係図である。

本発明の航空機の飛行制御システム１０では、図１に示したように、入力部に入力された情報に基づいて、飛行モード判断部及び演算部によって飛行モードやティルト角等の制御量を算出し、出力部において、モータやサーボといった操縦デバイスの制御を行うための信号を出力するように構成されている。

このような航空機の飛行制御システム１０が搭載されたＱＴＷ−ＵＡＶ２０は、例えば、図２に示したように航空機胴体２２と、プロペラ本体２５ａ〜２５ｄ及び翼２８ａ〜２８ｄを備えるティルトウィング２３ａ〜２３ｄと、ラダー３１を備える尾翼３０とを備えている。プロペラ本体２５ａ〜２５ｄは、プロペラ２６ａ〜２６ｄと、プロペラ２６ａ〜２６ｄをそれぞれ駆動するためのモータ（図示せず）及びプロペラ２６ａ〜２６ｄの回転量をそれぞれ制御するプロペラ制御装置（図示せず）を内部に有するプロペラ駆動体２７ａ〜２７ｄから構成されている。

航空機胴体２２は、外殻、ティルト機構保持部などで構成され、航空機胴体２２内には図示しないが、本発明の航空機の飛行制御システム１０を実現するためのコンピュータと、航空機２０の傾きなどを感知する姿勢センサと、ＵＡＶの目的に合わせて、例えば、カメラや科学観測用センサなどが搭載されている。

さらに、航空機胴体２２には、航空機２０の速度を測定するために、例えば、ピトー管、GPS（Global Positioning System）などの機速センサ３２が備えられている。
また、ティルトウィング２３ａ〜２３ｄは、図示しないティルト機構によってプロペラ本体２５ａ〜２５ｄと翼２８ａ〜２８ｄが一体となって回動可能に構成されており、翼２８ａ〜２８ｄにはフラッペロン、エルロンなどの動翼２９ａ〜２９ｄが備えられている。

なお、ここで回動可能とは、航空機の進行方向に対して垂直な方向を軸とする方向に回動できることに限らず、回動軸は揚力が得られる範囲で、例えば、鉛直方向や水平方向に傾斜していても構わない。

以下、操縦者の操作等に伴う航空機の制御手順を説明する。
まず、入力部１２に、操縦者の姿勢操作装置の操作に応じて航空機２０のスロットルやピッチ、ロール、ヨーを制御するための姿勢操作信号、航空機２０の傾きなどを感知する姿勢センサからの姿勢信号、操縦者の加減速操作装置の操作に応じて航空機の加速、減速、速度の維持などの速度を制御するための加減速信号、ピトー管などの航空機２０の速度を測定する機速センサ３２からの機速信号が入力される。

次いで、入力部１２に入力された加減速信号と機速信号が飛行モード判断部１４に送られ、機速に適した飛行モードが判断される。
ここで、飛行モードとは、ホバリング、遷移状態、水平飛行状態などの各飛行状態の総称のことを言う。

飛行モード判断部１４では、例えば、図３に示したような機速とティルト角との関係に基づいて現在の機速、または、操縦者が望む機速に適したティルト角を求めている。
すなわち、図３の場合には、機速が１０ｍ／ｓの場合には飛行モードはｍｏｄｅ５となりティルト角は４５度に設定される。また、操縦者が機速を１０ｍ／ｓから加速しようとした場合には、飛行モードをｍｏｄｅ５からｍｏｄｅ６に変更され、ティルト角は４０度に設定される。

また、操縦者が機速を１０ｍ／ｓから減速しようとした場合には、飛行モードはｍｏｄｅ５からｍｏｄｅ４に変更され、ティルト角は５０度に設定される。
つまり、操縦者が機体を加速しようとする場合には、飛行モード判断部１４では、飛行モードを１段階上げる（ティルト角を小さくする）ように判断される。逆に、機体を減速しようとする場合には、飛行モード判断部１４では、飛行モードを１段階下げる（ティルト角を大きくする）ように判断される。

このように飛行モードを変更することによって、それぞれの飛行モードにおける最適速度４０ａ〜４０ｊに近づくことになるため、機速の加減速を行うことができる。
なお、機速とティルト角との関係は、操縦する航空機２０の種類によって異なるため、航空機２０の種類毎に事前のテストやシミュレーションなどによって求めておき、飛行モード判断部に記憶させておく必要がある。

また、図３では、飛行モードをmode0からmode10までの１１段階に分けているが、これ
に限らず、飛行モードの数は適宜増減することができ、また、図７のように機速に応じてティルト角を連続的に設定してもよい。

そして、このように判断された飛行モードの情報である判断信号と、入力部１２に入力された姿勢操作信号及び姿勢信号とが演算部１６に送られ、これらの信号に基づいて、各プロペラ駆動体２７ａ〜２７ｄに搭載されるモータ、各動翼２９ａ〜２９ｄを制御するための動翼サーボ、ラダー３１を制御するためのラダーサーボ、ティルトウィング２３ａ、２３ｂのティルト角を制御する前ティルトサーボ、ティルトウィング２３ｃ、２３ｄのティルト角を制御する後ティルトサーボのそれぞれの制御量が計算される。

また、姿勢操作信号及び姿勢信号に応じて、機体の制御をするためにモータ、動翼サーボ、ラダーサーボの制御量が計算され、この制御量に基づいてプロペラ２６ａ〜２６ｄの回転数やフラッペロン２９ａ〜２９ｄ、ラダー３１の操縦量が制御される。

例えば、遷移モードで右ヨーの操作をした場合には、機体右翼の動翼２９ｂ、２９ｄを下げ、左翼の動翼２９ａ、２９ｃを上げるように動翼サーボが制御する。また同時に機体右翼のプロペラ推力を下げ、左翼のプロペラ推力を上げる。

このとき、動翼サーボの制御によって機体は左ロールと右ヨーが同時に発生し、プロペラ推力によって機体は右ロールと右ヨーが同時に発生する。動翼とプロペラ推力によって発生するロールは互いに反対方向のモーメントとなっている為、その量を相殺するような大きさにそれぞれを調整し、右ヨー成分のみを抽出する事で機体の操作と実際の運動を合わせる事ができる。
このように、操縦者が任意の操作をした場合には、不必要な運動成分を相殺し、必要な運動成分のみを取り出せるように、動翼サーボの制御量と、ラダーサーボの制御量と、モータの制御量とが演算部において計算される。

また、前後の動翼のティルト角を飛行モードの情報に応じて最適なティルト角に制御するとともに、飛行モードの変更に伴うピッチ軸まわりのトリム変化を無くすために、前ティルトサーボと後ティルトサーボの制御量を演算部において計算する。

そして、このように演算部において計算された各制御量を、出力部１８より各操縦デバイスに合わせた信号で出力され、モータ、動翼サーボ、ラダーサーボ、ティルトサーボがそれぞれ制御される。

このように航空機２０を制御するように構成することによって、操縦者は、機速とティルト角の関係などを考慮せずに、ピッチ、ロール、ヨーといった航空機２０の姿勢制御や、機体の加減速といった速度制御のみを操作すればよく、航空機２０を容易に操縦できるとともに、安定した飛行を実現することができる。

以上、本発明の好ましい実施例を説明したが、本発明はこれに限定されることはなく、例えば、上記の実施例では無人航空機についてのみ説明したが、有人航空機にも本発明の航空機の制御システムは採用することができる。また、上記の実施例では、４発のプロペラを有する垂直離発着航空機（ＱＴＷ）についてのみ説明したが、ティルトウイング機やティルトローター機などの飛行モードの変更を行う様々な航空機にも採用することができるなど、本発明の目的を逸脱しない範囲で種々の変更が可能である。

図１は、本発明の航空機の飛行制御システムの構成を説明するためのブロック図である。 図２は、本発明の航空機の飛行制御システムを搭載したＱＴＷ−ＵＡＶの構成を説明するための概略図である。 図３は、機体速度と飛行モードの関係を説明するための関係図である。 図４は、従来のＱＷＴ−ＵＡＶの一例を示す概略図である。 図５は、ＱＴＷ−ＵＡＶの飛行原理を説明するためのプロペラと動翼の簡易図である。 図６は、ＱＴＷ−ＵＡＶのヘリコプタモード及びエアプレンモードにおける、ピッチ、ロール、ヨーの制御方法を説明する概略図である。 図７は、機速とティルト角の関係を説明するための一例として示した関係図である。

符号の説明

１２ 入力部
１４ 飛行モード判断部
１６ 演算部
１８ 出力部
２０ 航空機
２２ 航空機胴体
２２ａ 航空機胴体先端部
２３ａ〜２３ｄ ティルトウィング
２５ａ〜２５ｄ プロペラ本体
２６ａ〜２６ｄ プロペラ
２７ａ〜２７ｄ プロペラ駆動体
２８ａ〜２８ｄ 翼
２９ａ〜２９ｄ 動翼
３０ 尾翼
３１ ラダー
３２ 機速センサ
４０ａ〜４０ｊ 最適速度
２０２ 機体胴体
２０３ａ〜２０３ｄ 主翼
２０３ａ〜２０３ｄ 翼
２０３ａ〜２０３ｄ 動翼
２０６ａ〜２０６ｄ プロペラ
３００ 尾翼
３０３ 主翼
３０６ プロペラ

Claims (10)

1. 航空機本体の左右にそれぞれ、前記航空機本体に対して回動可能に設けた翼と、
   前記翼に設けた動翼と、
   前記翼に設けたプロペラとを有する航空機の飛行制御システムであって、
   前記飛行制御システムは、
   前記航空機を操作するための信号を入力する入力部と、
   前記信号に基づいて、前記プロペラの制御量と動翼の制御量とを計算する演算部と、
   前記プロペラの制御量及び動翼の制御量を、それぞれプロペラの制御装置及び動翼の制御装置に信号として出力する出力部と、
   を備えることを特徴とする航空機の飛行制御システム。
2. 前記航空機は、該航空機の機速を計測するための機速センサと、
   少なくとも前記航空機のスロットル、ピッチ、ロール、ヨーを操作するための姿勢操作装置と、
   前記航空機の速度を調整するための加減速操作装置と、を備え、
   前記入力部は、前記機速センサから送られる機速信号と、前記姿勢操作装置から送られる姿勢操作信号と、前記加減速操作装置から送られる加減速信号の少なくともいずれかが入力されるように構成されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機の飛行制御システム。
3. 前記航空機は、前記翼のティルト角を制御するためのティルト機構を備えていることを特徴とする請求項１または２に記載の航空機の飛行制御システム。
4. 前記飛行制御システムは、前記機速信号と加減速信号の少なくともいずれかに基づき、前記ティルト角を判断する飛行モード判断部を備えていることを特徴とする請求項２または３に記載の航空機の飛行制御システム。
5. 前記飛行モード判断部は、あらかじめ得ておいた前記航空機の機速と翼のティルト角との関係を示す関係データに基づき、前記ティルト角を判断することを特徴とする請求項４に記載の航空機の飛行制御システム。
6. 前記演算部は、前記飛行モード判断部から送られる判断信号と、前記姿勢操作信号の少なくともいずれかに基づき、前記各プロペラの制御量及び各動翼の制御量を計算することを特徴とする請求項２から５のいずれかに記載の航空機の飛行制御システム。
7. 前記演算部は、前記ピッチ、ロール、ヨーの少なくともいずれかの運動に対応した信号成分からなる姿勢操作信号に基づいて、航空機に対してピッチ、ロール、ヨーの少なくともいずれかの制御を行うように、前記各プロペラの制御量及び各動翼の制御量を計算するとともに、
   前記姿勢操作信号に含まれない信号成分に対応した運動がなされないように、前記各プロペラの制御量及び各動翼の制御量を計算することを特徴とする請求項６に記載の航空機の飛行制御システム。
8. 前記演算部は、前記飛行モード判断部で判断されたティルト角に基づいて、前記ティルト機構の制御量を計算することを特徴とする請求項４から７のいずれかに記載の航空機の飛行制御システム。
9. 前記航空機が、該航空機に対してタンデムに配置された翼と４発のプロペラを備え、垂直離発着可能なＱＴＷ（Quad Tilt Wing）機であることを特徴とする請求項１から８のい
   ずれかに記載の航空機の飛行制御システム。
10. 請求項１から９のいずれかに記載の航空機の飛行制御システムを搭載したことを特徴とする航空機。

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