JP3377532B2 - Automatic flight control system - Google Patents
Automatic flight control systemInfo
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- JP3377532B2 JP3377532B2 JP00705692A JP705692A JP3377532B2 JP 3377532 B2 JP3377532 B2 JP 3377532B2 JP 00705692 A JP00705692 A JP 00705692A JP 705692 A JP705692 A JP 705692A JP 3377532 B2 JP3377532 B2 JP 3377532B2
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Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機（ヘリコプタ）
におけるホバリング時の速度制御をＧＰＳ（GLOBAL POS
ITIONING SYSTEM ：汎地球測位システム）及びＩＮＳ
（INERTIAL NAVIGATION SYSTEM：慣性航法システム）か
らなるハイブリット慣性航法により行なうことで、海上
ホバリングでの海面の影響（潮流、表層流）を受けなく
し、慣性空間上での定点ホバリングを可能とする自動飛
行制御システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、ヘリコプターにおける自動飛行制
御システムは、図４に示すようにドップラ航法装置１よ
り入力されるドップラ縦速度及びドップラ横速度をフィ
ルタリングシステムであるＩＶＳ(INERTIAL VELOCITY S
YSTEM)２に入力し、加速度信号によりフィルタリングし
た後、その速度信号及びパイロットが制御器３を介して
設定した設定速度信号を速度保持制御則４に入力し、設
定速度からの速度偏差をフィードバック制御により制御
し、速度保持を行なうのが一般的である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来の自動飛行制御シ
ステムは、ドップラ航法装置１より入力されるドップラ
速度信号により速度保持を行なっているため、海上での
ドップラ速度信号を使用した速度保持モードであるドッ
プラホバーでは、慣性空間上での定点ホバリングが行な
えないという問題点があった。
【０００４】これはドップラ航法装置が対海面の速度を
検出し、ドップラ速度信号を生成しているため、海面の
影響（潮流、表層流）を含んだ速度信号となるという原
理的なところによるものである。
【０００５】本発明は、上記の問題を解決するものであ
って、その目的とするところは、ＧＰＳ／ＩＮＳハイブ
リット慣性航法部及びこのハイブリット慣性航法部内に
速度補正スムージング回路を具備し、上記ハイブリット
慣性航法部より出力される慣性速度を使用したホバリン
グ時の速度制御を行なうことにより、慣性空間上での定
点ホバリングを可能とする自動飛行制御システムを提供
することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、慣性航法装置
としてＧＰＳ及びＩＮＳを備え、上記ＧＰＳとＩＮＳに
よるハイブリット慣性航法を行なうＧＰＳ／ＩＮＳハイ
ブリット慣性航法部及びホバリング速度を設定する制御
器を有するヘリコプタの自動飛行制御システムにおい
て、上記ＧＰＳ／ＩＮＳハイブリット慣性航法部より出
力される３軸の慣性速度信号に基づいて、機体のホバリ
ング時の縦方向及び横方向の速度を制御させることを特
徴とする自動飛行制御システム。
【０００７】
【作用】ＩＮＳ及びＧＰＳより構成されるＧＰＳ／ＩＮ
Ｓハイブリット慣性航法部において、ＧＰＳ位置信号
（緯度、経度）とＩＮＳ位置信号（緯度、経度）との差
分及びＧＰＳ速度信号（南北方向、東西方向）とＩＮＳ
速度信号（南北方向、東西方向）との差分を用いて、航
法フィルタにより速度誤差推定値を生成する。この速度
誤差推定値は速度補正スムージング回路により処理し、
ＩＮＳ速度信号を補正して慣性速度信号を出力する。
【０００８】上記ハイブリット慣性航法部より出力され
る慣性速度信号と制御器よりパイロットが任意に設定し
た設定速度（縦、横）の各信号を速度保持制御則に入力
し、各軸（縦、横）で慣性速度信号と設定速度信号より
速度偏差信号を生成し、上記速度偏差信号がゼロとなる
ように各アクチュエータへのコマンドを出力し、フィー
ドバック制御を行なう。
【０００９】
【実施例】以下、図面を参照して本発明の一実施例を説
明する。図１は本発明の一実施例に係る自動飛行制御シ
ステムを示すブロック図である。
【００１０】図１中１０は、ＧＰＳ／ＩＮＳハイブリッ
ト慣性航法部を示している。このＧＰＳ／ＩＮＳハイブ
リット慣性航法部１０は、ＩＮＳ(INERTIAL NAVIGATION
SYSTEM) １１、ＧＰＳ(GLOBAL POSITIONING SYSTEM)
１２、カルマンフィルタを用いた航法フィルタ１３、速
度補正スムージング回路１４、減算器１５とから構成さ
れる。
【００１１】ＩＮＳ１１から出力されるＩＮＳ位置及び
速度信号Ｓ1 と、ＧＰＳ１２から出力されるＧＰＳ位置
及び速度信号Ｓ2 を航法フィルタ１３に入力し、カルマ
ンフィルタにより速度誤差推定値Ｓ3 を生成して速度補
正スムージング回路１４に出力する。この速度補正スム
ージング回路１４は、速度誤差推定値Ｓ3 に基づいて速
度誤差補正値Ｓ4 を作成し、減算器１５に出力する。こ
の減算器１５は、ＩＮＳ１１から出力されるＩＮＳ速度
信号Ｓ5 より、上記速度誤差補正値Ｓ4 を差し引いて慣
性速度信号Ｓ6 を生成し、制御器１６により設定される
設定速度信号Ｓ7 と共に速度保持制御則１７に出力す
る。上記制御器１６は、パイロットがホバリング速度を
任意に設定できるものである。
【００１２】図２は、上記速度補正スムージング回路１
４の詳細を示すブロック図である。同図において、航法
フィルタ１３から送られてくる速度誤差推定値Ｓ3 は、
速度誤差推定値信号判定回路２１で設定値Ｂv1(kt)に対
して大小が判定される。速度誤差推定値Ｓ3 がＢv1(kt)
より大の場合は、更に信号レート判定部２２において、
速度誤差推定値Ｓ3 をサンプリングＴで除した値とＢv2
(kt/sec)と大小比較を行ない、Ｂv2(kt/sec)より大の場
合は速度誤差補正値計算部２３で速度誤差補正値Ｓ4 が
計算される。上記＾ｘ／Ｔの値がＢv2(kt/sec)以下の場
合は、速度誤差補正値計算部２４において速度誤差補正
値Ｓ4 が計算される。上記設定値Ｂv1(kt)は、速度誤差
推定値Ｓ3 が大きかった場合、飛行制御に使用する慣性
速度信号Ｓ6 がステップ的に変化する事を防ぐための一
種の速度リミッタを意味している。従って、サンプリン
グＴ毎に推定される速度誤差推定値Ｓ3 が設定値Ｂv1(k
t)で制限されることにより、最終的な慣性速度信号Ｓ6
は極端なステップ変化を避けることができる。また、上
記Ｂv2(kt/sec)は、前段の設定値Ｂv1(kt)で速度誤差推
定値Ｓ3 と比較した際にＢv1(kt)より速度誤差推定値Ｓ
3 が大きかった場合の処置であり、速度の変化率で制限
を行なうもので一種の速度変化率リミッタである。従っ
て、速度誤差推定値Ｓ3 の速度の絶対値も大きくかつそ
の速度の変化率も大きい場合はＢv2(kt/sec)で速度の変
化率を制限し、やはり最終的な慣性速度信号Ｓ6 は極端
なステップ変化を避けることができる。
【００１３】上記速度誤差推定値信号判定回路２１で、
速度誤差推定値Ｓ3 が設定値Ｂv1(kt)以下であると判定
された場合は、速度誤差補正値計算部２５において速度
誤差補正値Ｓ4 が計算される。上記のようにして速度誤
差補正値計算部２３，２４，２５で計算された結果が、
速度補正スムージング回路１４より出力される速度誤差
補正値Ｓ4 となる。
【００１４】図３は、上記速度保持制御則１７の詳細を
示すブロック図である。図１中の制御器１６から送られ
てくる設定速度信号Ｓ7 がレートリミッタ３１において
設定値Ｂ１(kt/sec)で制限され、ＧＰＳ／ＩＮＳハイブ
リット慣性航法部１０からの慣性速度信号Ｓ6 と差分が
取られ、速度偏差信号としてリミッタ３２に入力され
る。このリミッタ３２により設定値Ｂ２(kt)で制限され
た信号にゲイン（Ｋ1 ）３３が乗じられ、インナループ
コマンドＳ8 が生成される。また、同時にリミッタ３２
の出力にゲイン（Ｋ2 ）３４が乗じられた信号とゲイン
（Ｋ3 ）３５が乗じられた後、積分器３６により積分さ
れた信号とが加算器３７に入力されて和が取られ、アウ
タループコマンドＳ9 が生成される。これらのコマンド
Ｓ8 ，Ｓ9は各対応するアクチュエータ（図示せず）へ
出力される。上記インナループコマンドＳ８の生成回路
にはゲイン（Ｋ1 ）３３のみが介在され、アウタループ
コマンドＳ９を生成する回路にはゲイン（Ｋ2 ）３４、
ゲイン（Ｋ3 ）３５と共に積分器３６が介在されてい
る。従って、上記インナループコマンドＳ８とアウタル
ープコマンドＳ９とは、応答速度が異なったものとなっ
ており、それぞれ対応するアクチュエータを駆動するこ
とにより、応答速度の異なる速度保持制御を行なう。
【００１５】次に上記実施例の動作を説明する。まず、
ＧＰＳ／ＩＮＳハイブリット慣性航法部１０において、
ＧＰＳ１２及びＩＮＳ１１からＧＰＳ位置信号（緯度、
経度）、ＩＮＳ位置信号（緯度、経度）、ＧＰＳ速度信
号（南北方向、東西方向）、ＩＮＳ速度信号（南北方
向、東西方向）を航法フィルタ１３に入力し、航法フィ
ルタ１３では、入力信号から観測値としての緯度誤差
（ＩＮＳ緯度−ＧＰＳ緯度）、経度誤差（ＩＮＳ経度−
ＧＰＳ経度）、南北方向速度誤差（ＩＮＳ南北方向速度
−ＧＰＳ南北方向速度）、東西方向速度誤差（ＩＮＳ東
西方向速度−ＧＰＳ東西方向速度）を選び、カルマンフ
ィルタにより速度誤差推定値Ｓ3 を生成する。この際、
航法フィルタ１３では、カルマンフィルタを用いた航法
フィルタ計算を次のようにして行なう。次式はフィルタ
モデルの状態方程式を表したものである。
ｘn ＝Ｆn ｘn ＋ｕ …（１）
ｚn ＝Ｈｘn ＋ｖn …（２）
但し、ｘn ：状態変数、Ｆn ：状態遷移行列、ｕ：入力
ノイズ、ｚn ：観測値、Ｈ：観測行列、ｖn ：観測ノイ
ズ、上記（１），（２）式のフィルタモデルに対し、カ
ルマンゲインＫn は次式により計算できる。
Ｋn ＝Ｐn(-)ＨT （ＨＰn(-)ＨT ＋Ｒn ）-1 …（３）
Ｐn(+)＝（１−Ｋn Ｈ）Ｐn(-)（１−Ｋn Ｈ）T
＋Ｋn Ｒn Ｋn T …（４）
Ｐn+1(-)＝Ｆn Ｐn Ｆn T ＋Ｑ …（５）
【００１６】但し、Ｋn ：カルマンゲイン、Ｑ：入力ノ
イズ共分散行列、Ｒn ：観測ノイズ共分散行列、Ｐn
(-)：推定誤差共分散行列（観測更新前）、Ｐn(+)：推
定誤差共分散行列（観測更新後）、誤差推定値＾ｘn(+)
は、（３）、（４）、（５）式より求めたカルマンゲイ
ンから次式により計算できる。
＾ｘn(+)＝＾ｘn(-)＋Ｋn （ｚn −Ｈ＾ｘn(-)）…（６）
＾ｘn+1(-)＝Ｆn ＾ｘn(+) …（７）
但し、＾ｘn(-)：誤差推定値（観測更新前）、＾ｘn
(+)：誤差推定値（観測更新後）、
【００１７】上記のようにして航法フィルタ１３により
生成した速度誤差推定値（δＶ）Ｓ3 を図２に詳細を示
す速度補正スムージング回路１４へ出力してスムージン
グ処理する。すなわち、誤差推定値δＶ（ステップ的に
変化する）に対して誤差推定のサンプリングＴで以下の
ようにスムージングを行なう。この時スムージングのレ
ートを設定値Ｂv で制限する。
【００１８】まず、誤差推定値δＶを速度誤差推定値信
号判定回路２１で設定値Ｂv1(kt)に対して大小を判定す
る。誤差推定値δＶがＢv1(kt)より大の場合は、更に信
号レート判定部２２において、速度誤差推定値Ｓ3 をサ
ンプリングＴで除した値とＢv2(kt/sec)と大小比較を行
ない、δＶ(Kt)／Ｔ(sec) ＞Ｂv2(kt/sec) の場合は、
速度誤差補正値計算部２３で、
δＶ′＝Ｂv2 ＊ｔ
但し、δＶ′：スムージング後の誤差推定値(Kt)、ｔ：時間(sec) 、
により誤差補正を行なう。
また、δＶ(Kt)／Ｔ(sec) ≦Ｂv2(kt/sec) の場合は、
速度誤差補正値計算部２４で、
δＶ′＝δＶ／Ｔ＊ｔ
により誤差補正を行なう。
【００１９】また、上記速度誤差推定値信号判定回路２
１で、速度誤差推定値Ｓ3 が設定値Ｂv1（kt）以下と判
定された場合は、上記速度誤差補正値計算部２５におい
て、 δＶ′＝Ｂv3 ＊ｔ により
誤差補正を行なう。上記速度誤差補正値計算部２
５は、速度誤差推定値信号判定回路２１で、速度誤差推
定値Ｓ3 が設定値Ｂv1（kt）以下と判定された場合、す
なわち速度誤差補正値計算部２３、２４よりも小さい速
度誤差推定値Ｓ3を処理する回路であり、設定値Ｂv3 を
使用して速度誤差補正値Ｓ4 を求め、最終的な慣性速度
信号Ｓ6 が急激なステップ変化とならないようにしてい
る。
【００２０】上記のようにして速度誤差補正値計算部２
３，２４，２５で計算された結果が、速度補正スムージ
ング回路１４より速度誤差補正値Ｓ4 として出力され、
減算器１５へ送られる。この減算器１５は、ＩＮＳ１１
から出力されるＩＮＳ速度信号Ｓ5 より、上記速度誤差
補正値Ｓ4 を差し引いて慣性速度信号（Ｖｘ，Ｖｙ）Ｓ
6 を生成し、制御器１６により設定される設定速度信号
Ｓ7 と共に図３に詳細を示す速度保持制御則１７に出力
する。
【００２１】速度保持制御則１７は、図１の制御器１６
から送られてくる設定速度信号Ｓ7をレートリミッタ３
１により設定値Ｂ１(kt/sec)で制限し、ハイブリット慣
性航法部１０からの慣性速度信号Ｓ6 と差分を取り、速
度偏差信号としてリミッタ３２に入力する。そして、こ
のリミッタ３２により設定値Ｂ２(kt)で制限された信号
にゲイン（Ｋ1 ）３３を乗じ、インナループコマンドＳ
8 生成する。また、同時にリミッタ３２の出力にゲイン
（Ｋ2 ）３４を乗じた信号とゲイン（Ｋ3 ）３５を乗じ
た後、積分器３６により積分した信号との和を取り、ア
ウタループコマンドＳ9 を生成する。この場合、上記速
度偏差信号がゼロとなるように各アクチュエータへのコ
マンドＳ8 ，Ｓ9 を出力し、フィードバック制御を行な
う。
【００２２】上記のようにハイブリット慣性航法部１０
より出力される慣性速度信号Ｓ6 を使用し、速度保持制
御則１７によりホバリング時の速度制御を行なうことに
より、慣性空間上での定点ホバリングを可能とすること
ができる。
【００２３】なお、上記説明において、縦（ピッチ）及
び横（ロール）の制御軸の区別は行なっていないが、ど
ちらもゲインを調整することで実現可能である。従っ
て、上記の説明は、ピッチ及びロールの双方に適用でき
る。
【００２４】
【発明の効果】以上詳記したように本発明の自動飛行制
御システムを適用することによって、海上ホバリングで
の海面の影響（潮流、表層流）を受けず、慣性空間上で
の定点ホバリングを可能が可能となる。従って、ヘリコ
プタによる救難活動等、海上での悪天候、遭難船付近の
ホバリング等に威力を発揮することができる。また、本
発明の自動飛行制御システムによれば、ＩＶＳ等のフィ
ルタリングが必要ないためコンパクトな制御器で速度保
持制御を実現できる。Description: BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an aircraft (helicopter).
GPS (Global POS)
ITIONING SYSTEM: Global Positioning System) and INS
(INERTIAL NAVIGATION SYSTEM: Inertial navigation system) Automatic flight control that enables fixed-point hovering in inertial space by eliminating the influence of the sea surface (tidal currents and surface currents) during hovering by using hybrid inertial navigation About the system. 2. Description of the Related Art Conventionally, an automatic flight control system for a helicopter has an IVS (INERTIAL VELOCITY S) which is a filtering system for Doppler longitudinal velocity and Doppler lateral velocity inputted from a Doppler navigation apparatus 1 as shown in FIG.
YSTEM) 2, and after filtering by the acceleration signal, the speed signal and the set speed signal set by the pilot via the controller 3 are input to the speed holding control law 4, and the speed deviation from the set speed is feedback-controlled. In general, the speed is controlled and the speed is maintained. [0003] In the conventional automatic flight control system, the speed is maintained by the Doppler speed signal input from the Doppler navigation device 1, so that the speed using the Doppler speed signal at sea is used. In the Doppler hover which is the holding mode, there is a problem that fixed point hovering in the inertial space cannot be performed. [0004] This is based on the principle that the Doppler navigation system detects the speed of the sea surface, and generates a Doppler speed signal, so that the speed signal includes the influence of the sea surface (tidal current, surface current). It is. SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above problems, and has as its object to provide a GPS / INS hybrid inertial navigation unit and a speed correction smoothing circuit in the hybrid inertial navigation unit, An object of the present invention is to provide an automatic flight control system that enables fixed-point hovering in inertial space by performing speed control during hovering using an inertial speed output from a navigation unit. SUMMARY OF THE INVENTION The present invention comprises a GPS / INS as an inertial navigation device, a GPS / INS hybrid inertial navigation unit for performing the hybrid inertial navigation by the GPS and INS, and a control for setting a hovering speed. In an automatic flight control system for a helicopter having a vehicle, the vertical and horizontal speeds at the time of hovering of the aircraft are controlled based on three-axis inertial speed signals output from the GPS / INS hybrid inertial navigation unit. Features an automatic flight control system. [0007] GPS / IN composed of INS and GPS
In the S-hybrid inertial navigation unit, the difference between the GPS position signal (latitude, longitude) and the INS position signal (latitude, longitude) and the GPS speed signal (north-south, east-west) and INS
Using the difference from the speed signal (north-south direction, east-west direction), a navigation error filter is used to generate a speed error estimated value. This speed error estimate is processed by a speed correction smoothing circuit,
The INS speed signal is corrected and an inertial speed signal is output. The inertial speed signal output from the hybrid inertial navigation unit and the signals of the set speeds (vertical and horizontal) arbitrarily set by the pilot from the controller are input to the speed holding control law, and the respective axes (vertical and horizontal) are input. ), A speed deviation signal is generated from the inertial speed signal and the set speed signal, and a command to each actuator is output so that the speed deviation signal becomes zero, thereby performing feedback control. An embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a block diagram showing an automatic flight control system according to one embodiment of the present invention. In FIG. 1, reference numeral 10 denotes a GPS / INS hybrid inertial navigation unit. This GPS / INS hybrid inertial navigation unit 10 is an INS (INERTIAL NAVIGATION
SYSTEM) 11, GPS (GLOBAL POSITIONING SYSTEM)
12, a navigation filter 13 using a Kalman filter, a speed correction smoothing circuit 14, and a subtractor 15. The INS position and speed signal S1 output from the INS 11 and the GPS position and speed signal S2 output from the GPS 12 are input to a navigation filter 13, and a speed error smoothing circuit S3 is generated by a Kalman filter to generate a speed correction smoothing circuit. 14 is output. The speed correction smoothing circuit 14 creates a speed error correction value S4 based on the estimated speed error value S3 and outputs it to the subtracter 15. The subtracter 15 generates an inertial speed signal S6 by subtracting the speed error correction value S4 from the INS speed signal S5 output from the INS 11, and generates the inertia speed signal S6 together with the set speed signal S7 set by the controller 16 and the speed holding control law. 17 is output. The controller 16 allows the pilot to arbitrarily set the hovering speed. FIG. 2 shows the speed correction smoothing circuit 1 described above.
FIG. 4 is a block diagram showing the details of FIG. In the figure, the estimated speed error S3 sent from the navigation filter 13 is:
The speed error estimated value signal determination circuit 21 determines the magnitude of the set value Bv1 (kt). Speed error estimated value S3 is Bv1 (kt)
If it is larger, the signal rate determination unit 22 further determines
The value obtained by dividing the estimated speed error S3 by the sampling T and Bv2
(kt / sec), and if it is larger than Bv2 (kt / sec), the speed error correction value calculation unit 23 calculates the speed error correction value S4. If the value of Δx / T is equal to or less than Bv2 (kt / sec), the speed error correction value calculation section 24 calculates the speed error correction value S4. The above set value Bv1 (kt) is the speed error
If the estimated value S3 is large, the inertia used for flight control
One way to prevent the speed signal S6 from changing stepwise.
It means a kind of speed limiter. Therefore, sampling
The speed error estimated value S3 estimated for each time T is set to a set value Bv1 (k
t), the final inertial velocity signal S6
Can avoid extreme step changes. Also on
Note that Bv2 (kt / sec) is the speed error
When compared with the constant value S3, the speed error estimated value S is calculated from Bv1 (kt).
3 is a measure when it is large, limited by the rate of change of speed
Is a kind of speed change rate limiter. Follow
Therefore, the absolute value of the speed of the speed error estimated value S3 is large and
If the rate of change of the speed is also large, change the speed with Bv2 (kt / sec).
Rate, the final inertial velocity signal S6 is also extremely
Step changes can be avoided. In the speed error estimated value signal determination circuit 21,
If it is determined that the estimated speed error value S3 is equal to or less than the set value Bv1 (kt), the speed error correction value calculation unit 25 calculates the speed error correction value S4. The result calculated by the speed error correction value calculation units 23, 24, 25 as described above is
The speed error correction value S4 output from the speed correction smoothing circuit 14 is obtained. FIG. 3 is a block diagram showing details of the speed holding control law 17. The set speed signal S7 sent from the controller 16 in FIG. 1 is limited by the set value B1 (kt / sec) in the rate limiter 31, and the difference between the set speed signal S6 and the inertial speed signal S6 from the GPS / INS hybrid inertial navigation unit 10 is obtained. Is taken and input to the limiter 32 as a speed deviation signal. The signal limited by the set value B2 (kt) is multiplied by the gain (K1) 33 by the limiter 32 to generate an inner loop command S8. At the same time, limiter 32
Is multiplied by the gain (K2) 34 and the gain (K3) 35, and the signal integrated by the integrator 36 is input to the adder 37, where the sum is obtained and the outer loop command is output. S9 is generated. These commands S8 and S9 are output to corresponding actuators (not shown). Circuit for generating the inner loop command S8
Only the gain (K1) 33 is interposed in the outer loop.
The circuit for generating the command S9 has a gain (K2) of 34,
The gain (K3) 35 and the integrator 36 are interposed.
You. Accordingly, the inner loop command S8 and the outer
Response speed differs from the loop command S9.
Drive the corresponding actuator.
Thus, speed holding control with different response speeds is performed. Next, the operation of the above embodiment will be described. First,
In the GPS / INS hybrid inertial navigation unit 10,
GPS position signals (latitude,
Longitude), INS position signal (latitude, longitude), GPS speed signal (north-south direction, east-west direction), INS speed signal (south-north direction, east-west direction) are input to the navigation filter 13, and the navigation filter 13 observes the input signal. Latitude error (INS latitude-GPS latitude) and longitude error (INS longitude-
GPS longitude), north-south speed error (INS north-south speed-GPS north-south speed), and east-west speed error (INS east-west speed-GPS east-west speed) are selected, and a speed error estimated value S3 is generated by a Kalman filter. On this occasion,
The navigation filter 13 performs a navigation filter calculation using a Kalman filter as follows. The following equation represents the state equation of the filter model. xn = Fn xn + u (1) zn = Hxn + vn (2) where xn: state variable, Fn: state transition matrix, u: input noise, zn: observation value, H: observation matrix, vn: observation noise, For the filter models of the above equations (1) and (2), the Kalman gain Kn can be calculated by the following equation. Kn = Pn (-) H T (HPn (-) H T + Rn) -1 (3) Pn (+) = (1-KnH) Pn (-) (1-KnH) T + Kn Rn Kn T ... (4) Pn + 1 (-) = Fn Pn Fn T + Q (5) where Kn: Kalman gain, Q: input noise covariance matrix, Rn: observation noise covariance matrix, Pn
(-): Estimation error covariance matrix (before observation update), Pn (+): Estimation error covariance matrix (after observation update), error estimate ＾ xn (+)
Can be calculated from the Kalman gain obtained from the equations (3), (4) and (5) by the following equation. ＾ xn (+) = ＾ xn (-) + Kn (zn−H ＾ xn (-)) (6) ＾ xn + 1 (-) = Fn ＾ xn (+) (7) where ＾ xn (- ): Error estimate (before observation update), ＾ xn
(+): Estimated error value (after update of observation), The estimated speed error value (δV) S3 generated by the navigation filter 13 as described above is output to the speed correction smoothing circuit 14 shown in detail in FIG. To perform a smoothing process. That is, smoothing is performed on the error estimation value δV (which changes stepwise) by sampling T for error estimation as follows. At this time, the smoothing rate is limited by the set value Bv. First, the speed error estimated value signal determination circuit 21 determines the magnitude of the error estimated value δV with respect to the set value Bv1 (kt). When the error estimated value δV is larger than Bv1 (kt), the signal rate determining unit 22 further compares the value obtained by dividing the speed error estimated value S3 by the sampling T with Bv2 (kt / sec), and compares the value with δV (kt). Kt) / T (sec)> Bv2 (kt / sec)
In the speed error correction value calculation unit 23, error correction is performed using δV ′ = Bv2 * t, where δV ′: estimated error value (Kt) after smoothing, and t: time (sec). When δV (Kt) / T (sec) ≦ Bv2 (kt / sec),
The speed error correction value calculator 24 corrects the error according to δV ′ = δV / T * t. The above-mentioned speed error estimated value signal determination circuit 2
1, if the speed error estimation value S3 is determined to be below the set value Bv1 (kt), the velocity error correction value calculating unit 25 smell
Then, error correction is performed according to δV ′ = Bv3 * t . Speed error correction value calculator 2
Reference numeral 5 denotes a speed error estimation value signal determination circuit 21,
If it is determined that the fixed value S3 is equal to or less than the set value Bv1 (kt),
That is, a speed smaller than the speed error correction value calculation units 23 and 24.
Is a circuit for processing the estimated error value S3.
Use the speed error correction value S4 to determine the final inertial speed.
Signal S6 should not be a sudden step change
You. As described above, the speed error correction value calculator 2
The results calculated in 3, 24, and 25 are output from the speed correction smoothing circuit 14 as a speed error correction value S4,
It is sent to the subtractor 15. This subtracter 15 is provided by the INS 11
The inertial speed signal (Vx, Vy) S is obtained by subtracting the speed error correction value S4 from the INS speed signal S5 output from
6 is generated and output to the speed holding control law 17 shown in FIG. 3 together with the set speed signal S7 set by the controller 16. The speed holding control law 17 is based on the controller 16 shown in FIG.
The set speed signal S7 sent from the
The speed is limited by a set value B1 (kt / sec) by 1, and a difference from the inertial speed signal S6 from the hybrid inertial navigation unit 10 is obtained, and the difference is input to the limiter 32 as a speed deviation signal. The signal limited by the set value B2 (kt) by the limiter 32 is multiplied by a gain (K1) 33, and the inner loop command S
8 Generate. At the same time, after multiplying the output of the limiter 32 by the gain (K2) 34 and the gain (K3) 35, the sum of the signal integrated by the integrator 36 is obtained to generate an outer loop command S9. In this case, commands S8 and S9 to each actuator are output so that the speed deviation signal becomes zero, and feedback control is performed. As described above, the hybrid inertial navigation unit 10
By using the inertia velocity signal S6 output from the apparatus and performing velocity control during hovering according to the velocity keeping control law 17, fixed point hovering in the inertial space can be performed. In the above description, the vertical (pitch) and horizontal (roll) control axes are not distinguished, but both can be realized by adjusting the gain. Therefore, the above description is applicable to both pitch and roll. As described above in detail, by applying the automatic flight control system of the present invention, the fixed point in the inertial space is not affected by the sea surface (tidal current and surface current) during hovering at sea. Hovering is possible. Accordingly, it is possible to exert its power in bad weather at sea, hovering near a distressed ship, etc., such as a rescue operation by a helicopter. Further, according to the automatic flight control system of the present invention, since filtering such as IVS is not required, speed holding control can be realized with a compact controller.
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例に係る自動飛行制御システム
のブロック図。
【図２】同実施例における速度補正スムージング回路の
詳細を示すブロック図。
【図３】同実施例における速度保持制御則の詳細を示す
ブロック図。
【図４】従来の自動飛行制御システムを示すブロック
図。
【符号の説明】
１０…ＧＰＳ／ＩＮＳハイブリット慣性航法部、１１…
ＩＮＳ、１２…ＧＰＳ、１３…制御器、１４…速度補正
スムージング回路、１５…減算器、１６…制御器、１７
…速度保持制御則、２１…速度誤差推定値信号判定回
路、２２…信号レート判定部、２３〜２５…速度誤差補
正値計算部、３１…レートリミッタ、３２…リミッタ、
３３〜３５…ゲイン、３６…積分器。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a block diagram of an automatic flight control system according to one embodiment of the present invention. FIG. 2 is a block diagram showing details of a speed correction smoothing circuit in the embodiment. FIG. 3 is a block diagram showing details of a speed holding control rule in the embodiment. FIG. 4 is a block diagram showing a conventional automatic flight control system. [Description of Signs] 10 ... GPS / INS hybrid inertial navigation unit, 11 ...
INS, 12: GPS, 13: controller, 14: speed correction smoothing circuit, 15: subtractor, 16: controller, 17
... speed holding control law, 21 ... speed error estimated value signal judgment circuit, 22 ... signal rate judgment unit, 23-25 ... speed error correction value calculation unit, 31 ... rate limiter, 32 ... limiter,
33 to 35: gain, 36: integrator.
Claims (1)
備え、上記ＧＰＳとＩＮＳによるハイブリット慣性航法
を行なうＧＰＳ／ＩＮＳハイブリット慣性航法部及びホ
バリング速度を設定する制御器を有するヘリコプタの自
動飛行制御システムにおいて、上記ＧＰＳ／ＩＮＳハイ
ブリット慣性航法部より出力される３軸の慣性速度信号
に基づいて、機体のホバリング時の縦方向及び横方向の
速度を制御させることを特徴とする自動飛行制御システ
ム。(57) [Claim 1] A GPS / INS hybrid inertial navigation unit that includes a GPS and an INS as an inertial navigation device and performs a hybrid inertial navigation using the GPS and the INS, and a controller that sets a hovering speed. An automatic flight control system for a helicopter, comprising: controlling the vertical and horizontal speeds of the fuselage when hovering based on a three-axis inertial speed signal output from the GPS / INS hybrid inertial navigation unit. Automatic flight control system.
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
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Applications Claiming Priority (1)
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| JP00705692A JP3377532B2 (en) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | Automatic flight control system |
Publications (2)
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| JPH05193574A JPH05193574A (en) | 1993-08-03 |
| JP3377532B2 true JP3377532B2 (en) | 2003-02-17 |
Family
ID=11655413
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP00705692A Expired - Lifetime JP3377532B2 (en) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | Automatic flight control system |
Country Status (1)
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Families Citing this family (4)
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| JP4427229B2 (en) * | 2001-06-29 | 2010-03-03 | 三菱重工業株式会社 | High-precision guidance device for moving objects |
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