JP2013049408A - 航空機の飛行パラメータを決定する方法およびシステム - Google Patents
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Abstract
【解決手段】航空機の飛行中に航空機の飛行パラメータをリアルタイムで決定するためのシステムは、前記航空機の推定されるべき少なくとも2個の事前選択された飛行パラメータ間の相互依存関係を定める飛行力学方程式に基づき構成されて、前記航空機の飛行中に、選択された前記飛行パラメータの合同推定値を供するように形成された拡張カルマンフィルタ10を含む。
【選択図】図2
Description
− 上記航空機の推定されるべき少なくとも2個の飛行パラメータが選択されるステップと、
− 選択された上記飛行パラメータとそれぞれ関連していると共に、選択された上記飛行パラメータ間の相互依存関係が存在する当該飛行力学方程式が特定されるステップと、
− 選択された上記パラメータと関連した上記特定された飛行力学方程式に基づき、少なくとも選択された上記飛行パラメータを含んだ入力パラメータの値を受け取る拡張カルマンフィルタが構成されるステップと、
− 上記航空機の飛行中に、上記拡張カルマンフィルタが実行されて、該フィルタが、出力として、選択された上記飛行パラメータの合同推定値を供するステップと
が遂行されることを特徴としている。
− 測定ノイズに関係すると共に測定ノイズVの対角行列と関連した共分散行列Rと、
− 展開ノイズに関係すると共に展開ノイズWの対角行列と関連した共分散行列Qと
によって定義され、
以下の付加的ステップ、即ち、
− 上記入力パラメータの値が許容し得るものである旨が検証されるステップと、
− 入力パラメータの値に欠陥が検出された場合に、上記共分散行列RおよびQの少なくともいずれか一方の少なくともいずれか1つの要素の現在値がリアルタイムで適合化されるステップと
が遂行される。
− 予備的ステップにおいて、それぞれ測定ノイズと展開ノイズとに関係する上記共分散行列RおよびQの複数の設定値が定義され、こうして定義された上記設定値はそれぞれ上記入力パラメータのうちのいずれか1個のパラメータの欠陥がある値に関連し、かつ、
− 入力パラメータの値に欠陥が検出された場合、測定ノイズと展開ノイズとに関係する上記共分散行列QおよびRの現在値を適合化すべく、検出された欠陥がある値に対応する所定の設定値が測定ノイズと展開ノイズとに関係した上記共分散行列RおよびQに割り当てられる。
− 上記カルマンフィルタがそのために推定値を供する選択された上記飛行パラメータのうちの少なくともいずれか1個のパラメータが考慮されるステップと、
− 上記カルマンフィルタの入力パラメータの値のうち、上記航空機に搭載のセンサに由来する、上記当該飛行パラメータに対応するものが選択されるステップと、
− 選択された上記の値の少なくともいずれか1つと結びついた不整合が検出されるステップと、
− 選択された上記飛行パラメータの現在値が、残りの選択された1つまたは複数の値と選択された上記飛行パラメータの推定値とに基づき決定され、他方、検出された不整合な1つまたは複数の値は除外されるステップと
が遂行可能であるのが有利である。
−迎角αと、
−地球座標系における速度νと、
−対地速度Vと、
−縦揺れ割合qと、
−姿勢θと、
−高度hと、
−有効原動推力TBと、
−縦加速度nxに対応する方向に投射されたバイアスbnxと、
−横加速度nyに対応する方向に投射されたバイアスbnyと、
−地球座標系(x、y、z)のx軸に沿った風速Wxと、
−地球座標系(x、y、z)のy軸に沿った風速Wyと、
−地球座標系(x、y、z)のz軸に沿った風速Wzと
によって定義される。
− 上記拡張カルマンフィルタは、上記入力パラメータに属する上記航空機の推定されるべき少なくとも2個の事前選択された飛行パラメータ間の相互依存関係を定める飛行力学方程式に基づき構成され、かつ
− 上記拡張カルマンフィルタは、上記航空機の飛行中に、選択された上記飛行パラメータの合同推定値を供するように形成されている
ことを特徴とするシステムに関する。
− 測定ノイズに関係すると共に測定ノイズVの対角行列と関連した共分散行列Rと、
− 展開ノイズに関係すると共に展開ノイズWの対角行列と関連した共分散行列Qと
によって定義され、
かつ、上記システムは以下の手段、即ち、
− 上記拡張カルマンフィルタの上記入力パラメータの値が許容し得るものであるか否かを検証するための手段と、
− 上記検証手段によって入力パラメータの値に欠陥が検出された場合、共分散行列RおよびQの少なくともいずれか一方の現在値をリアルタイムで適合化するための手段と
を含む。
− 測定された航空機のパラメータ値(例えば、迎角、縦揺れ角、横揺れ角、対気速度、高度等)を標準的な方法で供することのできる、複数の測定センサおよびコンピュータによって形成される搭載情報ユニット4、
− 情報ユニット4によって測定された値を、リンクL0を経て、入力値として受け取る、飛行パラメータをリアルタイムで決定するためのシステム3。これについては以下に詳述する、
− 飛行制御系、即ち、深度、補助翼、方位、エンジンによって供されるパワー等を管理するための多数の航法を実行する航空機の自動操縦装置5。この自動操縦装置5の特定の自動操縦モードは、自動操縦モードの採用が対応する航法を起動するように、それぞれの航法と関連させられている。自動操縦装置5は、決定システム3によって決定されて、リンクL2を介して接続されたスイッチング手段Cを経て伝送される飛行パラメータ値を受け取ることかできる。自動操縦装置はさらに、出力として、操縦翼面2の制御システム7(アクチュエータを含む)向けの制御コマンドを供することができる、
− 飛行中に航空機を制御するための、特に操縦設備(例えば、操縦桿)を含んだ手動操縦手段6。これらの設備は、決定システム3によって決定されて、リンクL3を介して接続されたスイッチング手段Cを経て伝送される飛行パラメータ値を受け取ることができる。手動操縦手段6はさらに、出力として、操縦翼面2の制御システム7向けの制御コマンドを供することができる、
− 決定システム3、自動操縦装置5および手動操縦手段6にそれぞれリンクL1、L2およびL3を介して接続されたスイッチング手段C。このスイッチング手段Cによって、自動操縦モードと手動操縦モードとの切り換えが可能である。このスイッチング手段Cは、決定システム3によって決定された飛行パラメータ値を自動操縦装置5または手動操縦手段6に伝送することができる、および
− 操縦翼面2のポジション調節を行うための制御システム7。この制御システム7は、リンクL4を経て、自動操縦装置5または手動操縦手段6に由来する制御コマンドを受け取り、続いて、操縦翼面2の傾きを調節することができる。
− あらかじめ選択された飛行パラメータと、測定ベクトルZ(t)を定義するこれらの選択された飛行パラメータのセットとを推定するためのユニット8、および
− 測定ベクトルZ(t)の推定値
(記号“^”は推定を意味する)を受け取ることのできる、航空機の現在の飛行パラメータ値を決定するためのユニット9。
式中、
−Fは状態行列である、
−Hは測定ノイズと関連した行列である、
−W(t)は展開ノイズベクトルである、
−V(t)は測定ノイズベクトルである、そして
−記号“・”は時間に関する導関数を意味している。
− 迎角αと、
− 地球座標系(x、y、z)における航空機の速度νと、
− 航空機の対地速度Vと、
− 縦揺れ割合qと、
− 縦方向姿勢θと、
− 高度hと、
− 有効原動推力TBと、
− 縦加速度nxに対応する方向に投射されたバイアスbnxと、
− 横加速度nyに対応する方向に投射されたバイアスbnyと、
− 地球座標系(x、y、z)のx軸に沿った風速Wxと、
− 地球座標系(x、y、z)のy軸に沿った風速Wyと、
− 地球座標系(x、y、z)のz軸に沿った風速Wz。
− 空力迎角αaと、
− 空力横滑り角βaと、
− 空気の速度Vaと、
− 縦揺れ割合qと、
− 縦方向姿勢θと、
− 高度hと、
− 垂直速度Vzと、
− 標準荷重倍数Nzと、
− 航空機の対地速度V。
− 横揺れ割合pと、
− 縦揺れ割合qと、
− 偏揺れ割合rと、
− 横揺れ角φと、
− 姿勢θと、
− 縦加速度nxと、
− 横加速度nyと、
− 迎角αと、
− 横滑り角βと、
− 空気の速度Vaと、
− 航空機の質量Mと、
− 慣性Iyyと、
− 揚力FZaと、
− 横揺れモーメントMaと、
− 実有効静原動推力TBSと、
− 有効原動推力によるモーメントMTB。
− 推定値
および
が得られる予測相(ブロック12によってシンボリックな形で表示)、および
− 測定ベクトルZ(t)を形成する、リンクL9を経て受け取られ、測定されたパラメータ値を使用して、推定相(ブロック12)中に供された推定値
および
が補正される更新相(ブロック13によってシンボリックな形で表示)。
および
式中、
− インデックスmは対応するパラメータの測定値を表している、
− (u、v、w)はそれぞれ地球座標系(x、y、z)における速度、例えば
である、
− (ua、va、wa)はそれぞれ地球座標系(x、y、z)における対気速度、例えば
である。
− 測定ノイズに関係すると共に測定ノイズVの対角行列と関連した共分散行列Rと、
− 展開ノイズに関係すると共に展開ノイズWの対角行列と関連した共分散行列Qによって定義される。
[式中、Eは数学的期待値を示す]によって定義される。同様に、展開ノイズに関係した共分散行列Qは以下の関係式
によって定義される。行列RおよびQはそれぞれ、情報ユニット4に由来する測定値および拡張カルマンフィルタ10によって供された推定値に置かれた信頼度を担っている。
− 情報ユニット4(リンク6)から受け取った飛行パラメータの測定値のうち、そのために拡張カルマンフィルタ10によって対応する飛行パラメータが推定されるものを選択するための第2のモジュール17(従って、これは、測定ベクトルZ(t)を形成するパラメータを必要とする)と、
− 入力として、リンクL15を経て、第2の選択モジュール17によって選択された測定値を受け取る第2の検証モジュール18で、例えば、コンパレータとボーターで形成されるこの第2の検証モジュール18は、受け取った測定値が所定の許容基準の関数として許容し得るものであるか、あるいは逆に、(例えば、誤りがあるかまたは不整合であるために)欠陥があるものと見なされるか否かを検証することができる。選択された測定値の少なくともいずれか1つに欠陥が検出される場合には、第2の検出モジュール18は、出力として、欠陥がある1つまたは複数の測定値がログされる信号を供することができる。
Claims (11)
- 航空機の飛行中における航空機の飛行パラメータのリアルタイム決定を改善するための方法であって、
以下のステップ、即ち、
− 前記航空機の推定されるべき少なくとも2つの飛行パラメータが選択されるステップと、
− 選択された飛行パラメーターにそれぞれ関係しているとともに、選択された前記飛行パラメーター間に依存性関係が存在する飛行力学方程式は特定されるステップと、
− 選択された前記パラメータと関連した前記特定された飛行力学方程式に基づき、少なくとも選択された前記飛行パラメータを含んだ入力パラメータの値を受け取る拡張カルマンフィルタ(10)が構成されるステップと、
− 前記航空機の飛行中に、前記拡張カルマンフィルタ(10)が実行されて、該フィルタが、出力として、選択された前記飛行パラメータの合同推定値を供するステップと
が実行されることを特徴とする方法。 - − 前記カルマンフィルタは以下の行列、即ち、
・ 測定ノイズに関係すると共に測定ノイズVの対角行列と関連した共分散行列Rと、
・ 展開ノイズに関係すると共に発展ノイズWの対角行列と関連した共分散行列Qと
によって定義され、かつ
− 以下の付加的ステップ、即ち
・ 前記入力パラメータの値が許容し得るものである旨が検証されるステップと、
・ 入力パラメータの値に欠陥が検出された場合に、前記共分散行列RおよびQの少なくともいずれか一方の少なくともいずれか1つの要素の現在値がリアルタイムで適合化されるステップと
が実行されることを特徴とする、請求項1に記載の方法。 - − 予備的ステップにおいて、それぞれ測定ノイズと展開ノイズとに関係する共分散行列RおよびQの複数の設定値が定義され、こうして定義された前記設定値は前記入力パラメータのうちのいずれか1個のパラメータの欠陥がある値に関連し、かつ、
− 入力パラメータの値に欠陥が検出された場合、測定ノイズと展開ノイズとに関係する前記共分散行列QおよびRの現在値を適合化すべく、検出された欠陥がある値に対応する所定の設定値が測定ノイズと展開ノイズとに関係した共分散行列RおよびQに割り当てられる
ことを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 前記航空機に搭載の1つまたは複数のセンサによって測定された前記入力パラメータのうちのいずれか1個のパラメータの値に欠陥が検出された場合、前記欠陥がある測定値は前記拡張カルマンフィルタ(10)の出力として供された対応する推定値によって置換されることを特徴とする、請求項2または3に記載の方法。
- − 前記拡張カルマンフィルタ(10)がそのために推定値を供する選択された前記飛行パラメータのうちの少なくともいずれか1個のパラメータが考慮されるステップと、
− 前記拡張カルマンフィルタ(10)の入力パラメータの値のうち、前記航空機に搭載のセンサに由来する、前記当該飛行パラメータに対応するものが選択されるステップと、
− 選択された前記値のうち少なくともいずれか1つと結びついた不整合が検出されるステップと、
− 選択された前記飛行パラメータの現在値が、残りの選択された1つまたは複数の値と選択された前記飛行パラメータの推定値とに基づき決定され、他方、検出された不整合な1つまたは複数の値は除外されるステップと
が実行されることを特徴とする、請求項1〜4のいずれか1項に記載の方法。 - 前記拡張カルマンフィルタ(10)と関連した状態ベクトルは以下の12個の状態、即ち、
− 迎角αと、
− 地球座標系で速度νと、
− 対地速度Vと、
− 縦揺れ割合qと、
− 姿勢θと、
− 高度hと、
− 有効原動推力TBと、
− 縦加速度nxに対応する方角に投影されたバイアスbnxと、
− 横加速度nyに対応する方角に投影されたバイアスbnyと、
− 地球座標系(x、y、z)のx軸に沿った風速Wxと、
− 地球座標系(x、y、z)のy軸に沿った風速Wyと、
− 地球座標系(x、y、z)のz軸に沿った風速Wzと、
によって定義されることを特徴とする、請求項1〜5のいずれか1項に記載の方法。 - 前記拡張カルマンフィルター(10)の入力パラメータが、慣性パラメータ(q、p、r、φ、θ、h、Vz、V、nx、ny、Nz)と、風速のパラメータ(α、β、αa、βa、Va)と、前記航空機に固有のパラメータ(M、Iyy)と、搭載モデリングから発生する中間パラメータ(FZa、Ma、TBS、MTB)を含むものである請求項1〜6のいずれか1項に記載の航空機の飛行パラメータの決定方法。
- 航空機の飛行中における航空機の飛行パラメータをリアルタイムで決定するための、入力パラメータの値を受け取ることのできる拡張カルマンフィルタ(10)を含んだシステムであって、
− 前記拡張カルマンフィルター(10)は、前記入力パラメータに属する前記航空機の推定されるべき少なくとも2個の事前選択された飛行パラメータ間の相互依存関係を定める飛行力学方程式に基づき構成され、かつ、
− 前記拡張カルマンフィルタ(10)は、前記航空機の飛行中に、選択された前記飛行パラメータの合同推定値を供するように形成されている
ことを特徴とするシステム。 - − 前記カルマンフィルターが以下の行列、即ち、
・ 測定ノイズと関係するとともに、測定ノイズVの対角行列に関連した共分散行列Rと、
・ 展開ノイズと関係するとともに、展開ノイズWの対角行列に関連した共分散行列Qと、によって定義され、
− かつ、そのシステム(3)は以下の手段、即ち、
・ 前記拡張カルマンフィルター(10)の前記入力パラメーター値が許容しうるものであるか否かを検証するための手段(14)と、
・ 前記検証手段(14)によって入力パラメータの値に欠陥が検出された場合、共分散行列RおよびQの少なくともいずれか一方の現在値をリアルタイムで適合化するための手段(15)と
を含む
ことを特徴とする、請求項8に記載のシステム。 - さらに、欠陥がある1つまたは複数の値を、前記拡張カルマンフィルタ(10)によって推定されたそれらの値が得られる場合に、該推定値によって置換するための手段(15)を含むことを特徴とする、請求項9に記載のシステム。
- 請求項8〜10のいずれか1項に記載された飛行パラメータの決定システム(3)を少なくとも1つの具備する航空機。
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