JP4198668B2

JP4198668B2 - 航空機の旋回経路生成方法および装置

Info

Publication number: JP4198668B2
Application number: JP2004327539A
Authority: JP
Inventors: 栄二吉桑; 泰章町野; 聖國頭
Original assignee: Kawasaki Jukogyo KK
Current assignee: Kawasaki Motors Ltd
Priority date: 2004-11-11
Filing date: 2004-11-11
Publication date: 2008-12-17
Anticipated expiration: 2024-11-11
Also published as: JP2006139460A

Description

本発明は、固定翼機および回転翼機を含む航空機の旋回経路生成方法および装置に関する。

典型的な従来の技術は、たとえば特許文献１に示されている。この従来の技術では、航空機が強い横風を受けた場合であっても、高精度で飛行経路を生成するために、航空機に現在位置から風下に向かう第１のサイクロン曲線と、目標点から風上に向かう第２サイクロン曲線と、第１サイクロン曲線と第２サイクロン曲線とに共通な接線とを設定し、現在位置から第１サイクロン曲線および前記接線を経て第２サイクロン曲線から目標点に至る飛行経路を生成している。

第１および第２サイクロン曲線は、航空機の旋回範囲を示す旋回角θ、第１サイクロン曲線側の一方の旋回円であるブレークサークルＡおよび第２サイクロン曲線側の他方の旋回円であるアプローチサークルＢが風によって流される距離Ｌ、ならびに航空機の旋回半径Ｒによって求められる。ここで、航空機の旋回率をΩ、時間をｔ、航空機の速度をＶ、風の速度をＶｗｉｎ、比例定数をｋとしたとき、前記旋回角θは、
θ＝Ω・ｔ …（１）
によって求められ、前記風によって流される距離Ｌは、
Ｌ＝Ｖｗｉｎ・ｔ …（２）
によって求められ、前記旋回半径Ｒは、
Ｒ＝ｋ・（Ｖ／Ω） …（３）
によって求められる。

また前記第１および第２サイクロン曲線に共通な接線は、各サイクロン曲線から各種の探索法によって、または近似解によって求めている。

特開２００２−３３７７９２号公報

前記従来の技術では、各種の探索法または近似解から求めたサイクロン曲線によって旋回経路を生成しているため、バンク角が連続的に変化する旋回となり、舵面を頻繁に制御しなければならず、パイロットの操縦負荷が増大するという問題がある。また、旋回経路がサイクロン曲線であることによって、現在位置から目標通過点までの経路長は必然的にサイクロン曲線に沿う弧の長さとなって、最短距離で目標通過点に到達することができないという問題がある。

本発明の目的は、操縦負荷を軽減し、最短距離で目標通過点を通る飛行経路を生成することができる航空機の旋回経路生成方法および装置を提供することである。

本発明の航空機の旋回経路生成方法は、航空機の現在位置における風情報に基づいて、楕円に近似した曲線によって表され、かつ一定のバンク角で旋回したときの航空機の旋回経路の生成方法であって、
該旋回経路は、航空機の現在位置から、航空機の対気速度から求められる旋回円が風によって流されて予め定める飛行経路に接するまでに要する旋回円移動時間と、航空機が前記飛行経路と旋回円とが接する旋回終了点に到達するまでに要する飛行時間とが等しくなるように、収束計算して生成されることを特徴とする航空機の旋回経路生成方法である。

さらに本発明の航空機の旋回経路生成装置は、前記航空機の旋回経路生成方法によって、旋回経路を算出することを特徴とする航空機の旋回経路生成装置である。

本発明によれば、バンク角を一定にして楕円に近似した曲線よって旋回経路を生成することによって、この旋回経路に基づくコマンドを、たとえば航空機に搭載されるフライトディレクタに表示させ、パイロットに対してバンク角を一定にして最短距離で目標通過点を通過することができる経路情報を提供し、操縦負荷を軽減および飛行距離の短縮を図ることができる。また、前述のようにして生成された旋回経路に基づくコマンドを航空機の舵面の制御コマンドとして用いることによって、風の向きおよび速度に拘らず最短距離で旋回することが可能となる。

また本発明によれば、前記旋回経路を、航空機の現在位置から、航空機の対気速度から求められる旋回円が風によって流されて予め定める飛行経路に接するまでに要する旋回円移動時間と、航空機が前記飛行経路と旋回円とが接する旋回終了点に到達するまでに要する飛行時間とが等しくなるように、収束計算して生成されるので、指定された位置または指定された経路に達する最短な経路を予め生成することができる。

図１は、本発明の実施の一形態の経路生成部３１を備えるバンク角生成装置２０を示すブロック図であり、図２は図１に示されるバンク角生成装置２０を含む飛行制御装置２１を示すブロック図である。なお、本実施の形態において、飛行経路のバンク角生成装置２０によって旋回経路生成方法を実現する。飛行制御装置２１は、パイロットによって入力された出発点および到着点ならびにその間の複数の通過点に基づいて旋回飛行経路を含む飛行経路を生成し、飛行制御装置２１の記憶部に飛行データとして設定され、記憶される。また、航空機（後述の図３参照）２２は固定翼航空機を想定して説明する。

航空機２２に搭載される飛行制御装置２１は、慣性基準装置２３、衛星航法装置２４、対気諸元計測装置２５、バンク角生成装置２０、表示装置２６、飛行制御計算機２７、舵面制御装置２８および舵面駆動装置２９を含む。

前記バンク角生成装置２０は、経路生成部３１、基準バンク角コマンド生成部３２、クロス・トラック偏差算出部３３、コース偏差算出部３４、クロス・トラック偏差ゲイン乗算器３５、コース偏差ゲイン乗算器３６、第１減算器３７、第２減算器３８、バンク角リミッタ３９およびレートリミッタ４０を含む。

慣性基準装置（Inertial Reference System;略称ＩＲＳ）２３は、航空機にジャイロによって常に水平を保つ安定板を搭載し、安定板に高精度の加速度計を直交３軸方向に設けて機体の動きによって生じる加速度を検出し、内臓のコンピュータによって前記加速度の積分計算を繰り返すことによって、速度、飛行距離、飛行方向を求めることができるように構成される。

衛星航法装置（Satellite Navigation System）２４は、ＧＰＳ（Global Positioning
System）とも称される衛星による全世界測位システムを用いて、航空機の３次元位置、速度および時間を探知することができる。

対気諸元計測装置（Air Data System;略称ＡＤＳ）２５は、ピトー静圧管によって対気飛行速度の大きさ、方向、高度を同時に計測することができる対気速度計であり、機体から突き出して設けられるプローブによって対気変化を圧力として検出し、検出した圧力を演算処理装置によって電気信号に変換する。

表示装置２６は、フライトディレクタなどが備えられる液晶ディスプレイ装置によって実現される。

飛行制御計算機（Flight Control Computer;略称ＦＣＣ）２７は、バンク角生成手段２０から出力されたバンク角φに基づいて、舵角コマンドを算出して出力する。

舵面制御装置２８は、飛行制御計算機２７から出力された舵角コマンドに基づいて、舵面制御信号を算出して出力する。舵面制御装置２８からの舵面制御信号は、航空機２２の姿勢をヨー方向に変位させるラダー、航空機２２の姿勢をロール方向に変位させるエルロン、ならびに航空機２２の姿勢をピッチ方向に変位させるエレベータおよびスタビレータなどの各種の舵面を駆動するアクチュエータに動作指令として入力され、各舵面を制御する。

図３は、経路生成部３１によって生成される旋回経路ｍ１、ｍ２を説明するための平面図である。前記バンク角生成装置２０の経路生成部３１は、経由点データおよび風データから所定の楕円経路ロジックを構成する伝達関数によって経路データを算出して出力する。この経路データとしては、各経路毎の始点位置、終点位置、楕円半径などを含む。

前記所定の楕円経路ロジックは、一定のバンク角で楕円に近似した風下側旋回経路ｍ１および風上側旋回経路ｍ２を生成するために、インターフェイスとして風下側旋回経路ｍ１に関しては、楕円の長軸ａ１および短軸ｂ１を、
ａ１＝Ｒ＋｛（π／２）＋ψ_ＤＡ｝／ω×Ｖ_ｗｉｎｄ …（４）
ｂ１＝Ｒ（１＋ｓｉｎψ_ＢＡ） …（５）
によって求め、風上側旋回経路ｍ２に関しては、楕円の長軸ａ２および短軸ｂ２を、
ａ２＝Ｒ＋｛（π／２）−ψ_ＤＡ｝／ω×Ｖ_ｗｉｎｄ …（６）
ｂ２＝Ｒ（１−ｓｉｎψ_ＢＡ） …（７）
によって求める。

ここに、航空機２２の旋回半径をＲとし、航空機の機首方位と進行方向とが成す角度である偏流角をψ_ＤＡとする。この偏流角ψ_ＤＡは、航空機の飛行速度をＶ_Ｔａｓとすると、
ψ_ＤＡ＝ｓｉｎ^−１（Ｖ_ｗｉｎｄ／Ｖ_Ｔａｓ） …（８）
によって求められる。

上記一定のバンク角によって経路生成部３１において経路が生成され、この経路に基づいて基準バンク角コマンド生成部３２でコマンドが生成されるため、一定バンク角での飛行を実現することができる。

基準バンク角コマンド生成部３２は、経路生成部３１からの前記旋回経路ｍ１、ｍ２上の通過予想点Ｐ１と、慣性航法装置２３からの経路上の現在位置Ｐ２とに基づいて、予め設定された基準バンク角コマンド生成ロジックによって演算処理し、基準バンク角φ０をコマンドとして出力する。クロス・トラック偏差ＸＴＥは、航空機２２の現在位置と、飛行経路上の自機位置との偏差である。また前記コース偏差ＣＥは、航空機２２の現在位置と飛行経路とが成す角度である。通過予想点は、所定の線形によって想定した前記飛行経路とは異なる予想経路上で、現在位置での飛行速度から求めた、現在位置から所定時間後に到達する計算上の位置である。

この基準バンク角φは、経路旋回偏差をΔＣＲＳ＿ＦＰとし、航空機２２のロールレートなどの旋回性能を考慮して設定される時間をΔｔとし、これらから求められる予想旋回率をΔＣＲＳ＿ＦＴ／Δｔとし、航空機２２の対地速度をＶＧＳとしたとき、基準バンク角φ０は、
φ０＝ｔａｎ^−１｛（ΔＣＲＳ＿ＦＰ／Δｔ）・（ＶＧＳ／ｇ）｝ …（９）
によって求められる。

ここに、ｇは重力加速度である。また、前記時間Δｔは、機体の旋回性能に合わせ設定する時間である。

クロス・トラック偏差算出部３３は、前記経路生成部３１からの経路上の飛行位置と、慣性基準装置２３からの現在位置とに基づいて、それらの差分を算出してクロス・トラック偏差ＸＴＥを出力する。

コース偏差算出部３４は、前記経路生成部３１からの経路のコースと、慣性基準装置などからのクロス・トラック角とに基づいて、それらの差分を算出してコース偏差ＣＥを出力する。

クロス・トラック偏差ゲイン乗算器３５は、クロス・トラック偏差算出部３３からのクロス・トラック偏差ＸＴＥに予め定める第１ゲインＧ１を乗じた値を演算して求め、出力する。

コース偏差ゲイン乗算器３６は、コース偏差算出部３４からのコース偏差θ２に予め定める第２ゲインＧ２を乗じた値を演算して求め、出力する。

第１減算器３７は、クロス・トラック偏差ゲイン乗算器３５からのクロス・トラック偏差ＸＴＥと、コース偏差ゲイン乗算器３６からのコース偏差ＸＴＥとの差分を算出して第１バンク角φ１を求め、出力する。

第２減算器３８は、第１減算器３７からの第１バンク角φ１と、基準バンク角コマンド生成部３２からの基準バンク角φ０との差分を算出して第２バンク角φ２を求め、出力する。

バンク角リミッタ３９は、第２減算器３８からの第２バンク角φ２の上限および下限を制限する上下限リミッタであって、第２バンク角φ２が航空機２２の旋回性能を超えないように制限された第３バンク角φ３を出力する。

レートリミッタ４０は、前記バンク角リミッタ３９から出力された、上限および下限が制限された第３バンク角φ３に対して、ロールの速さから決まる上限値および下限値を制限し、この範囲内の値が次の飛行制御計算機２７に与えるバンク角φとして出力される。

前記レートリミッタ３９からのバンク角φは、前記飛行制御計算機２７に与えられ、飛行制御計算機２７は舵角コマンドを算出する。舵面制御装置２８は、飛行制御計算機２７によって算出された舵角コマンドに基づいて、舵面制御信号を舵面制御装置２８に出力し、この舵面制御信号は舵面駆動装置２９に与えられて、航空機２２の舵面が制御される。

以上のような構成によれば、経路生成部３１はバンク角を一定にして楕円に近似した曲線よって旋回経路を生成するように構成されるので、旋回経路に基づくコマンドを、たとえば航空機に搭載されるフライトディレクタに表示させ、パイロットに対してバンク角を一定にして最短距離で目標通過点を通過することができる経路情報を提供し、操縦負荷を軽減および飛行距離の短縮を図ることができる。また、前述のようにして生成された旋回経路に基づくコマンドを航空機の舵面の制御コマンドとして用いることによって、風の向きおよび速度に拘らず最短距離で旋回することが可能となる。

図４は、本発明の実施の他の形態の経路生成部３１の旋回経路ｍ１、ｍ２を楕円に近似して生成する手順を説明するための平面図である。前述の実施の形態では、経路生成部３１は、風下および風上について旋回経路ｍ１、ｍ２を楕円の長軸および短軸から求めるように構成されたが、本実施の形態では、真の対気速度（True Airspeed；略称TAS）を用いて旋回円Ｃ１が風向きに応じて風速と同じ速度で流されていくことを想定し、旋回開始点Ｐ０から旋回経路ｍ３を経て辿りつく旋回終了点Ｐ３を求める。

本実施の形態の経路生成部３１は、旋回開始点Ｐ０および旋回終了点Ｐ３間の飛行時間をｔ１とし、旋回円Ｃ１の中心Ｏ１が時間ｔ１後の旋回円Ｃ２の中心Ｏ２の移動量Ｌを、
Ｌ＝Ｖ_ｗｉｎｄ×ｔ１ …（10）
によって求め、旋回開始点Ｐ０から時間ｔ１後の旋回円Ｃ２上の旋回終了点Ｐ３までの飛行時間ｔ２を算出し、各時間ｔ１，ｔ２が等しくなるように収束計算を行うことによって、旋回終了点Ｐ３を求めるように構成される。

このように前記旋回経路を、航空機２２の現在位置、具体的には旋回開始点Ｐ０から、航空機２２の対気速度から求められる旋回円が風によって流されて予め定める飛行経路に接するまでに要する旋回円移動時間ｔ１と、航空機が前記飛行経路と旋回円とが接する旋回終了点に到達するまでに要する飛行時間ｔ２とが等しくなるように、収束計算して生成されるので、風により流される量を加味旋回終了点Ｐ３を算出することができる。

本発明の実施のさらに他の形態では、オートパイロットモードを用いないマニュアル操作によって操縦する場合には、たとえば電子式姿勢指示器（Electronic Attitude
Indicator;略称ＥＡＩ）によって前記飛行経路に基づくフライトディレクタを表示し、パイロットに誘導情報を提示するようにしてもよい。

本発明の実施の一形態の経路生成部３１を備えるバンク角生成装置２０を示すブロック図である。図１に示されるバンク角生成装置２０を含む飛行制御装置２１を簡略化して示すブロック図である。経路生成部３１によって生成される旋回経路ｍ１、ｍ２を説明するための平面図である。本発明の実施の他の形態の経路生成部３１の旋回経路ｍ１、ｍ２を楕円に近似して生成する手順を説明するための平面図である。

符号の説明

２０バンク角生成装置
２１飛行制御装置
２２航空機
２３慣性基準装置
２４衛星航法装置
２５対気諸元計測装置
２６表示装置
２７飛行制御計算機
２８舵面制御装置
２９舵面駆動装置
３１経路生成部
３２基準バンク角コマンド生成部
３３クロス・トラック偏差算出部
３４コース偏差算出部
３５クロス・トラック偏差ゲイン乗算器
３６コース偏差ゲイン乗算器
３７第１減算器
３８第２減算器
３９バンク角リミッタ
４０レートリミッタ

Claims

航空機の現在位置における風情報に基づいて、楕円に近似した曲線によって表され、かつ一定のバンク角で旋回したときの航空機の旋回経路の生成方法であって、
該旋回経路は、航空機の現在位置から、航空機の対気速度から求められる旋回円が風によって流されて予め定める飛行経路に接するまでに要する旋回円移動時間と、航空機が前記飛行経路と旋回円とが接する旋回終了点に到達するまでに要する飛行時間とが等しくなるように、収束計算して生成されることを特徴とする航空機の旋回経路生成方法。
請求項１に記載の航空機の旋回経路生成方法によって、旋回経路を算出することを特徴とする航空機の旋回経路生成装置。