JP5690127B2 - 飛行制御装置およびこれを備える飛行体 - Google Patents

Description

本発明は、ピトー管を用いて対気速度を検出することなく、慣性航法装置から取得されるデータを用いて飛行体の対気速度を推定演算することが可能な飛行制御装置と、この飛行制御装置を備える飛行体とに関する。

航空機等の飛行体には、一般に、航法機器とエアデータセンサ（ＡＤＳ）とが搭載されている。このうち航法機器は、航法を支援するものであり、当該飛行体の運動量から対地速度、飛行距離等を計測したり、目的地の到達予想時刻を算出したりすることにより、当該飛行体の位置あるいは目的地までの距離を把握するよう構成されている。一方、エアデータセンサは、ピトー管および温度計等で構成され、静圧、動圧、外気温度等を検出することにより、前記飛行体の飛行制御に用いられる対気速度（指示対気速度）を計測する。

前記航法機器の代表的なものとしては、慣性航法装置（ＩＮＳ）とＧＰＳ航法装置とが挙げられる。これら航法機器には、それぞれ一長一短があるため、航法の精度を向上する上では、双方を飛行体に搭載することが好ましいが、飛行体の種類によってはコストの面から一方しか搭載できない場合もある。そこで、例えば、特許文献１には、小型の飛行体において、ＧＰＳ航法装置のみを搭載することで、慣性航法装置を用いなくても飛行体の位置および姿勢を推測できる技術が開示されている。

また、エアデータセンサの分野においても、前記技術と同様に、飛行体に搭載されるセンサを減らす技術が知られている。例えば、特許文献２には、飛行制御用センサからの検出信号に基づいて生成した対地速度目標信号および前記検出信号に基づき、飛行制御用アクチュエータへ制御信号を出力して無人飛行機を自動飛行する構成の自動飛行制御装置が開示されている。この構成によれば、対気速度センサが搭載されていない場合でも対気速度を推定しながら対地速度目標信号を発生できるため、無人飛行機に搭載されるセンサを最小限にすることが可能になるとされている。

ところで、特に旅客航空機等の有人飛行体の分野では、推進系統、操作系統等を冗長化することで、安全性の向上を図っていることが知られており、前記航法機器の分野においても、例えば、特許文献３に開示される航法システムの冗長化技術が提案されている。この技術では、航法システムとして、プライマリ系統では高精度のジャイロを用い、バックアップ系統では低精度のジャイロを用い、プライマリ系統のジャイロが故障したときに、バックアップ系統のジャイロを稼働させるという待機冗長構成が用いられており、各ジャイロから得られるデータの差分を用いてバックアップ系統のジャイロのデータを補正して、プライマリ系統のジャイロの精度を維持することで、航行の安全性を向上させている。

特開２００４−１１７０７９号公報 特開２００６−３０６３５４号公報 特開２００２−９０１７４号公報

前記のとおり航法機器の冗長化技術は知られている。しかしながら、エアデータセンサ、特にその要部であるピトー管の冗長化技術については知られていない。

ピトー管は、ある程度以上の高速で飛行する航空機において一般的に採用されているが、このピトー管が閉塞すると、対気速度を適切に計測することができなくなり、当該航空機の飛行制御に大きな影響を及ぼすことになる。具体的には、ピトー管は、その名称通り管状体であり、さらに空気流の全圧を検出するための孔（静圧孔）が形成されている。飛行体が飛行する高度の温度が氷点下に達していれば、蒸気またはミスト等の結露に由来する水分が凍結してピトー管または静圧孔を閉塞してしまい、対気速度の適切な計測が妨げられる。それゆえ、通常、ピトー管には、電熱線等を用いて前記閉塞の回避を図る防氷システムが備えられている。

ここで、エアデータセンサの冗長化を図るために、飛行体にピトー管を複数設けることが想定される。しかしながら、水分の凍結による閉塞は、複数のピトー管のいずれにおいても同程度の比率で生じ得る可能性も考えられるため、十分な冗長化とは断定し難い。それゆえ、ピトー管の冗長化を図るためには、当該ピトー管とは異なる構成で、対気速度の計測を可能とする手段を設けなければならない。

また、前述した特許文献２に開示の自動飛行制御装置は、対気速度センサが搭載されていない場合でも対気速度を推定できるとされているが、この自動飛行制御装置が備える対気速度推定器は、種々の信号から対気速度を考慮した対地速度目標信号を生成する構成となっている。言い換えれば、特許文献２には、対気速度を考慮し得る対地速度目標値生成器が開示されているに過ぎず、エアデータセンサの冗長化に対応し得るように対気速度を推定する構成については何ら開示されていない。なお、特許文献２には、前記自動飛行制御装置が翼長１ｍ以下で動力源がモータである小型軽量無人飛行機の自動飛行に適した技術であることが記載されているので、この技術は、動力源としてエンジンを搭載する飛行体に適用することは困難である。

本発明はこのような課題を解決するためになされたものであって、航空機等の飛行体において、ピトー管を用いることなく、飛行制御に必要な対気速度のデータを推定できる技術を提供することを目的とする。

本発明に係る飛行制御装置は、前記の課題を解決するために、飛行体の対気速度をＵ、当該飛行体の自重をＷ、当該飛行体の飛行時の荷重倍数をｎ、当該飛行体の飛行時の揚力係数をＣ_Ｌ、当該飛行体の飛行時の空気密度をρ、当該飛行体の代表面積をＳとしたときに、次の式（Ｉ）

により、前記対気速度を推定演算する対気速度推定演算部を備えており、当該対気速度推定演算部は、前記飛行体の飛行マッハ数をＭとし、前記飛行体の迎角をαとし、当該迎角αの変化に応じた前記揚力傾斜をＣ_Ｌαとし、前記迎角α＝０のときの前記揚力係数をＣ_Ｌ０としたときに、前記揚力係数を、次の式（ＩＩ）

から算出するように構成され、前記迎角αは、前記飛行体が備える慣性航法装置で計測されるピッチ姿勢角θおよびピッチ経路角γの差分として推定され、さらに、前記待機速度推定演算部は、前記飛行体の飛行制御に用いられる対気速度指令値と前記対気速度とが実質的に同等である場合には、前記飛行体の飛行環境の音速をａとして、前記飛行マッハ数Ｍを、次の式（ＩＩＩ）

で示したときに、当該式（ＩＩＩ）の対気速度を前記対気速度指令値に置き換えた上で前記式（ＩＩ）の前記飛行マッハ数に代入した式から、前記揚力係数を算出し、当該揚力係数の算出値を前記式（Ｉ）に適用することにより、当該式（Ｉ）から対気速度を推定演算する構成である。

前記構成においては、前記対気速度推定演算部は、前記飛行体が水平飛行を行っている場合には、前記荷重倍数をｎ＝１に設定し、前記飛行体が水平定常旋回飛行を行っている場合には、前記荷重倍数を

（ただし、φは前記飛行体のロール姿勢角）に設定するよう構成されていればよい。

前記構成においては、前記対気速度推定演算部は、前記式（ＩＩ）の前記飛行マッハ数を飛行マッハ数指令値に置き換えた式から前記揚力係数を算出し、当該揚力係数の算出値を前記式（Ｉ）に適用することにより、前記対気速度を推定演算する構成であればよい。

前記構成においては、前記対気速度と前記飛行体の対気速度指令値とが実質的に同等でない場合には、前記対気速度推定演算部は、前記式（ＩＩ）により前記揚力係数を算出せずに、前記飛行体の飛行環境の音速をａとして、前記飛行マッハ数Ｍを、次の式（ＩＩＩ）

で示したときに、当該式（ＩＩＩ）および前記式（ＩＩ）を前記式（Ｉ）に代入して得られる前記飛行マッハ数Ｍの関数から、逐次法によって当該飛行マッハ数Ｍを算出し、その算出値に前記音速ａを乗算することで、前記対気速度を推定演算するよう構成されている構成であればよい。

前記構成においては、前記対気速度推定演算部は、前記飛行体が備えるエンジンの回転数をΩとし、前記飛行体の飛行高度をＨとしたときに、前記エンジンの燃料流量ｆを、次の式（ＩＶ）

により定式化した上で、当該燃料流量ｆから前記自重Ｗを算出するよう構成されていればよい。

本発明には、前記構成の飛行制御装置を備える飛行体も含まれる。当該飛行体の具体的な構成は特に限定されず、旅客機等の有人飛行機、無人飛行機、あるいは飛しょう体等が挙げられる。これら飛行体は、慣性航法装置をさらに備えていることが好ましい。

以上のように、本発明では、航空機等の飛行体において、ピトー管を用いることなく、飛行制御に必要な対気速度のデータを推定できる、という効果を奏する。

本発明の実施の形態１に係る飛行制御装置の構成例を示す模式的ブロック図である。 （ａ）は、図１に示す飛行制御装置による推進装置の制御の一例を示す模式的ブロック図であり、（ｂ）は、図１に示す飛行制御装置を備える飛行体の飛行状態を模式的に示す説明図である。 （ａ）〜（ｃ）は、それぞれ、図１に示す飛行制御装置を備える飛行体の一例を示す模式図である。 図１に示す飛行制御装置による対気速度の推定演算処理の一例を示す処理ブロック図である。 （ａ），（ｂ）は、本発明の実施の形態２に係る飛行制御装置を備える飛行体の一例を示す模式図である。 図５に示す飛行体が備える飛行制御装置による対気速度の推定演算処理の一例を示す処理ブロック図である。

以下、本発明の好ましい実施の形態を、図面を参照しながら説明する。なお、以下では全ての図を通じて同一又は相当する要素には同一の参照符号を付して、その重複する説明を省略する。

（実施の形態１）
［飛行制御装置および飛行体］
まず、本発明の実施の形態１に係る飛行制御装置２１の典型的な構成例について、図１を参照して具体的に説明する。図１に示すように、本実施の形態に係る飛行制御装置２１は、対気速度推定演算部２１１および飛行制御演算部２１２を備えており、航空機または飛しょう体等の飛行体に設けられている。飛行体は、飛行を行うための公知の推進装置３０を備えている。

飛行体は、慣性航法装置２２、燃料流量計２３等を備えており、対気速度推定演算部２１１は、慣性航法装置２２から後述するデータＤ０１〜Ｄ０４が、燃料流量計２３からデータＤ０５が入力されるように構成されている。また、これらとは別に、飛行体の諸元として、離陸前の機体の搭載燃料、機体のペイロードおよび機体の代表面積が、それぞれデータＤ０６、データＤ０７およびデータＤ０８として入力される。

対気速度推定演算部２１１は、データＤ０１〜Ｄ０８から飛行体の対気速度を推定演算し、飛行制御演算部２１２に出力する。飛行制御演算部２１２は、入力された対気速度と、図示しない種々のアビオニクス機器または制御機器等から得られる諸データとに基づいて、飛行体の飛行を制御するための演算を行い、推進装置３０を制御する。

飛行制御装置２１による推進装置３０の制御について、図２（ａ）を参照して具体的に説明する。図２（ａ）に示すように、飛行制御演算部２１２から推進装置３０に対して飛行体の対気速度指令値Ｕ_ｃが入力される。推進装置３０は、この対気速度指令値Ｕ_ｃに応じた推進力により飛行体を飛行させる。飛行体の対気速度の実現値Ｕ（以下、特に断りのない限り、単に対気速度Ｕと称する。）は、対気速度推定演算部２１１にフィードバックされる。また、対気速度推定演算部２１１は対気速度推定値Ｕ_ｅを推定演算し、推進装置３０は、対気速度指令値Ｕ_ｃと対気速度推定値Ｕ_ｅとの差分に応じて対気速度Ｕを調整する。

ここで、外乱要因によって対気速度Ｕが増減すると対気速度推定値Ｕ_ｅも増減するので、対気速度指令値Ｕ_ｃと対気速度推定値Ｕ_ｅとの差分も増減し、推進装置３０はそれに合わせて推進力を変化させて対気速度Ｕを調整する。例えば、対気速度指令値Ｕ_ｃと対気速度推定値Ｕ_ｅとが異なる（Ｕ_ｃ≠Ｕ_ｅ）のであれば、対気速度Ｕが増加すると対気速度推定値Ｕ_ｅが増加するので、対気速度指令値Ｕ_ｃと対気速度推定値Ｕ_ｅとの差分は減少する。その結果、推進装置３０は、対気速度Ｕを減少させるか、または対気速度Ｕの増加率を小さくするように推進力を変化させるので、対気速度Ｕは増加前の値に戻ることになる。対気速度Ｕが減少した場合も同様である。このように、本実施の形態では、通常、対気速度指令値Ｕ_ｃ、対気速度Ｕおよび対気速度推定値Ｕ_ｅが常に略同じ値に保持される。

このような飛行制御が行われている飛行体の飛行時の姿勢を、図２（ｂ）を参照して具体的に説明する。図２（ｂ）においては、飛行中の飛行体１０を長楕円で模式的に示しているが、この飛行体１０の機軸方向Ｄｉは水平面（図中点線）に対して角度θを成しているとする。この角度θは飛行体１０のピッチ姿勢角である。また、飛行体１０の進行方向Ｄｉｉは水平面に対して角度γを成しているとする。この角度γは飛行体１０のピッチ経路角である。なお、ピッチ姿勢角θはピッチ経路角γよりも大きい（θ＞γ）。

そして、ピッチ姿勢角θからピッチ経路角γを引いた角度、すなわち、図２（ｂ）において機軸方向Ｄｉと進行方向Ｄｉｉとの間の角度αは、飛行体１０のトリム迎角（以下、単に迎角と称する。）である。飛行体１０が一定高度で飛行しているときには、必ず迎角αを保持するが、対気速度推定演算部２１１は、この飛行特性を利用して、慣性航法装置２２で計測されるピッチ姿勢角θおよびピッチ経路角γから迎角αを推定し、この迎角αを利用して飛行体１０の揚力係数を算出し、対気速度推定値Ｕ_ｅを算出するよう構成されている。この点については後に詳述する。

飛行制御装置２１の具体的な構成は特に限定されず、公知のコンピュータまたは演算装置等が好適に用いられる。したがって、飛行制御装置２１を構成する対気速度推定演算部２１１および飛行制御演算部２１２は、飛行制御装置２１の機能構成であって、ＣＰＵ等の演算器が、図示しない記憶部に格納されるプログラムに従って動作することにより実現される構成であればよい。あるいは、飛行制御演算部２１２は、前記ＣＰＵ等の演算器により構成される一方、対気速度推定演算部２１１は、公知のスイッチング素子、加算器、減算器、比較器等による論理回路として構成されてもよい。

なお、慣性航法装置２２、燃料流量計２３、および推進装置３０の具体的な構成も特に限定されず、飛行体の種類に応じた公知の構成が好適に用いられる。また、飛行制御装置２１には、対気速度推定演算部２１１および飛行制御演算部２１２以外の公知の機能ブロックが含まれてもよいことはいうまでもない。

前述した飛行制御装置２１を備える飛行体は特に限定されない。飛行体の一例について図３（ａ）〜（ｃ）を参照して説明すると、例えば図３（ａ）に示すように、一般的な旅客航空機（旅客機）１０Ａが飛行制御装置２１を備えていてもよいし、図３（ｂ）に示すように、無人飛行機１０Ｂが飛行制御装置２１を備えていてもよいし、図３（ｃ）に示すように、ロケットまたはミサイル等の飛しょう体１０Ｃが飛行制御装置２１を備えていてもよい。

旅客機１０Ａにおいては、飛行制御装置２１以外に、図１に示す慣性航法装置２２（図中ＩＮＳと略記）および燃料流量計２３（図中ＦＦＭと略記）と、エアデータセンサ２４（図中ＡＤＳと略記）とを備えている。エアデータセンサ２４はピトー管を含んでいるが、飛行制御装置２１は、前記のとおり対気速度推定演算部２１１を含んでいるので、エアデータセンサ２４の冗長構成とすることができる。この点は、無人飛行機１０Ｂも同様である。これに対して、飛しょう体１０Ｃにおいては、当該飛しょう体１０Ｃの種類にもよるが、コスト上、高価なピトー管を含むエアデータセンサ２４を備えることができない場合であれば、飛行制御装置２１は、エアデータセンサ２４の代替構成とすることができる。

旅客機１０Ａまたは無人飛行機１０Ｂ等、通常の飛行体は、対気速度および対地速度を取得するために、慣性航法装置２２およびエアデータセンサ２４を搭載している。対地速度は飛行体の航法に必要な速度であり、対気速度は飛行制御において必要な速度である。ところが、飛行体の飛行条件によっては、対地速度と対気速度との間に大きな差が生じる。例えば、上空１万メートル付近に流れるジェット気流に航空機が乗っている場合であれば、ジェット気流の風速は秒速１００ｍを超えることもあるので、対気速度に大きな影響を与え、それゆえ対地速度との差を大きくしてしまう。それゆえ、飛行体には慣性航法装置２２およびエアデータセンサ２４が搭載される。

これに対して、本発明においては、飛行制御装置２１が対気速度推定演算部２１１を備えているので、後述するように、ピトー管等のエアデータセンサ２４を備えていなくても、対気速度を推定演算することができる。それゆえ、前述したとおり、飛行制御装置２１は、エアデータセンサ２４の冗長構成として用いることができ、また、エアデータセンサ２４の代替構成として用いることができる。

［対気速度推定演算部］
次に、対気速度推定演算部２１１の具体的な構成について、図１および図２に加えて、図４を参照して具体的に説明する。図４は、対気速度推定演算部２１１が実行する対気速度の推定演算処理の流れを示しており、プロセスＰ０１〜Ｐ０６が対気速度推定演算部２１１により実行される。なお、図４は推定演算処理を説明する図であり、機能ブロック構成を説明する図ではないため、図４に示す「慣性航法装置」および「燃料流量計」には、説明の便宜上、符号は付していない。

前述したように、対気速度推定演算部２１１に対しては、慣性航法装置２２からデータＤ０１〜Ｄ０４が入力される。データＤ０１は機体のロール姿勢角φであり、データＤ０２は機体のピッチ姿勢角θであり、データＤ０３は機体のピッチ経路角γであり、データＤ０４は、飛行体１０の飛行高度Ｈである。これらデータＤ０１〜Ｄ０４は慣性航法装置２２により計測される。

対気速度推定演算部２１１は、これらデータＤ０１〜Ｄ０４のうち、データＤ０２：ピッチ姿勢角θ（単位：°）およびデータＤ０３：ピッチ経路角γ（単位：°）を用いて、飛行体１０の迎角（トリム迎角）α（単位：°）を推定する（図２（ｂ）参照）プロセスＰ０１を実行する。プロセスＰ０１では、迎角αを次に示す式（ｉ）により算出することで推定する。
α＝θ−γ … （ｉ）
次に、対気速度推定演算部２１１は、プロセスＰ０１で推定（算出）された迎角αと、データＤ０４：飛行高度Ｈとから、飛行体１０の飛行時の揚力係数Ｃ_Ｌを算出するプロセスＰ０を実行する。プロセスＰ０２では、揚力係数Ｃ_Ｌを次に示す式（ｉｉ）により算出する。

また、対気速度推定演算部２１１は、データＤ０４：飛行高度Ｈから、飛行中の空気密度ρ（単位ｋｇ／ｍ³ ）を算出するプロセスＰ０３を実行する。飛行体１０の飛行高度Ｈは、一般に気圧高度で示されるので、プロセスＰ０３では、当該気圧高度を用いて空気密度ρを算出する。

また、対気速度推定演算部２１１は、全備状態の自重Ｗ_０（単位：Ｎ）を算出するプロセスＰ０４を実行する。このプロセスＰ０４では、離陸前の飛行体１０の諸元である、飛行体１０の搭載燃料と飛行体１０のペイロードとの和から全備状態の自重Ｗ_０を算出する。さらに、対気速度推定演算部２１１は、前記全備状態の自重Ｗ_０と燃料流量ｆとから、飛行中の自重Ｗ（単位：Ｎ）を算出するプロセスＰ０５を実行する。燃料流量ｆは燃料流量計２３から取得される。プロセスＰ０５では、飛行中の自重Ｗを次に示す式（ｉｉｉ）により算出する。なお、式（ｉｉｉ）におけるＧは重力加速度（単位：ｍ／ｓ² ）であり、Ｔは飛行体１０の飛行時間（単位：ｓ）である。

そして、対気速度推定演算部２１１は、慣性航法装置２２で計測されたデータＤ０１：ロール姿勢角φ、プロセスＰ０２でデータＤ０２：ピッチ姿勢角θおよびデータＤ０３：ピッチ経路角γから算出された揚力係数Ｃ_Ｌ、プロセスＰ０３でデータＤ０４：飛行高度Ｈから算出された空気密度ρ、プロセスＰ０４およびＰ０５でデータＤ０５：燃料流量ｆ、データＤ０６：搭載燃料、およびデータＤ０７：ペイロードから算出された飛行中の自重Ｗ、並びに、飛行体１０の機体の諸元であるデータＤ０８：代表面積Ｓ（単位：ｍ² ）から、プロセスＰ０７にて対気速度Ｕ（単位：ｍ／ｓ）を推定演算する。プロセスＰ０７では、対気速度Ｕを次に示す式（Ｉ）により算出する。なお、ｎは、飛行体１０の飛行時の荷重倍数である。

なお、飛行体１０が水平飛行を行っているときには、慣性航法装置２２で計測されるロール姿勢角φ＝０°であるので、荷重倍数ｎ＝１となるが、飛行体１０が水平定常旋回飛行を行っている場合には、ロール姿勢角φ＞０°となる。そこで、対気速度推定演算部２１１は、プロセスＰ０６で荷重倍数ｎを次に示す式（ｉｖ）により算出する。

荷重倍数ｎ＝１の場合には、前記式（Ｉ）は次に示す式（Ｉ−１）となり、荷重倍数ｎが前記式（ｉｖ）により算出される場合には、前記式（Ｉ）は次に示す式（Ｉ−２）となる。

このように、対気速度推定演算部２１１は、前記式（Ｉ）により飛行体の対気速度を推定演算処理するが、当該式（Ｉ）における揚力係数Ｃ_Ｌは、飛行体の飛行マッハ数をＭとし、迎角αの変化に応じた揚力傾斜をＣ_Ｌαとし、迎角α＝０のときの前記揚力係数をＣ_Ｌ０としたときに、次に示す式（ＩＩ）から算出する。なお、この式（ＩＩ）は、迎角αの関数である前記式（ｉｉ）を、次に示す飛行マッハ数Ｍの関数として記述したものである。

本発明においては、対気速度推定演算部２１１は、対気速度指令値Ｕ_ｃと対気速度Ｕとが実質的に同等であるか否かに応じて、前記式（ＩＩ）により揚力係数Ｃ_Ｌを算出するか、前記（Ｉ）および前記（ＩＩ）を用いて飛行マッハ数Ｍを算出してから、対気速度推定値Ｕ_ｅを演算する構成となっている。

前記式（Ｉ）は、飛行体の飛行高度Ｈが一定であるときに、当該飛行体の空力特性から導き出される対気速度Ｕと飛行体の迎角αとの関係に基づくものである。また、前記式（ＩＩ）は、揚力係数Ｃ_Ｌを迎角αと飛行マッハ数Ｍとから算出するものである。いずれの式も複雑な計算式ではなく、飛行制御上で基本的に用いられる式となっている。本発明では、これら基本的で簡潔な式を用いるとともに、対気速度指令値Ｕ_ｃと対気速度Ｕとが実質的に同等であるか否かに基づいて、揚力係数Ｃ_Ｌを直接算出するか、揚力係数を算出しない代わりに飛行マッハ数Ｍを算出することによって、対気速度推定値Ｕ_ｅを算出している。

それゆえ、飛行制御装置２１においては、複雑な演算処理を行うことなく、また、ピトー管を用いることなく対気速度を推定演算することができる。その結果、一般的な航空機（例えば旅客機１０Ａ）または無人飛行機１０Ｂ等においては、飛行制御装置２１をエアデータセンサ２４の冗長構成に利用することができ、あるいは、飛しょう体１０Ｃ等においては、飛行制御装置２１を高価なピトー管の代替構成として用いることができる。

［推定演算処理］
次に、前述した対気速度の推定演算処理について、より詳細に説明する。まず、飛行体が水平飛行しているときには、飛行体においては水平姿勢で力が釣り合った状態となっているので、当該飛行体の自重を支持する大きさの揚力が発生していることになる。この揚力は、一般的に、次に示す式（ｖ）で示される。

飛行体が水平飛行の状態にあれば、当該飛行体の迎角αは、ピッチ姿勢角θに等しく、このピッチ姿勢角θは、慣性航法装置２２から取得することができる。また、飛行体が受ける風の方向等によってピッチ経路角γが発生しても、慣性航法装置２２によりピッチ経路角γを取得することができる。それゆえ、前記式（ｉ）から迎角αを算出することができる。具体的には、飛行体がトリム（釣り合い）状態にあれば極端に大きな加速度が発生しないため、例えば飛行体の上下方向に風が吹いたとすれば、それによって飛行体は上下に移動することになる。この場合、ピッチ経路角γはゼロでない（γ≠０）が、ピッチ経路角γは慣性航法装置２２によりγを取得できるので、迎角αは前記式（ｉ）から算出することができる。

そして、揚力係数Ｃ_Ｌは、前記式（ｉｉ）に示すように迎角αの関数であるので、当該式（ｉｉ）に対して、前記のように取得または算出された迎角αを代入すれば算出することができる。また、空気密度ρは、前述したように慣性航法装置２２の飛行高度Ｈから算出することができる。

また、自重Ｗは、前記式（ｉｉｉ）により、飛行開始前（離陸前）の全備状態の自重Ｗ_０から燃料消費量に対応する重量を減算することにより算出することができる。燃料消費量は、燃料流量計２３から取得される燃料流量ｆから算出することができる。つまり、燃料流量計２３は、エンジンへ供給される燃料の単位時間当たりの量（燃料流量ｆ）を計測するものであり、それゆえ、この燃料流量ｆから燃料の消費量に対応する重量を算出することができる。

また、代表面積Ｓは、飛行体それぞれに固有の定数であるため飛行中も変化することがない。それゆえ、対気速度Ｕを基準として前記式（ｖ）を変形すると、前記式（Ｉ）が得られる。なお、水平飛行においては荷重倍数ｎ＝１であるので、このときの前記式（Ｉ）は前述した式（Ｉ−１）として記述される。

ここで、揚力係数Ｃ_Ｌを示す前記式（ｉｉ）は、次に示すように、前述した式（ＩＩ）として記述することができる。式（ＩＩ）におけるＣ_Ｌα（Ｍ）・αは、迎角αによる揚力係数の変化量を示し、Ｃ_Ｌ０（Ｍ）は、迎角α＝０のときの揚力係数の既定値を示しているので、飛行時の揚力係数Ｃ_Ｌは、これらの値を加算したものとなる。

さらに、飛行マッハ数Ｍは、飛行体の飛行環境の音速をａとしたときに、次の式（ＩＩＩ）で示される。なお、飛行環境の音速ａは飛行高度Ｈに依存するため、慣性航法装置２２により取得される飛行高度Ｈから算出することができる。

前記式（ＩＩ）において、Ｃ_ＬαおよびＣ_Ｌ０は、風洞試験によって取得できる値であり、飛行マッハ数Ｍに依存する。したがって、これら係数は、飛行マッハ数Ｍの関数として記述することができる。

ところで、前記式（ＩＩＩ）においては、対気速度Ｕは、推定演算の対象であるため不明である。これに対して、図２に示す推進装置３０のフィードバック制御が維持されていれば、対気速度指令値Ｕ_ｃ、対気速度Ｕおよび対気速度推定値Ｕ_ｅは実質的に同じ値に保持される。つまり、対気速度指令値Ｕ_ｃと対気速度Ｕとは実質的に同等と見なすことができるので、前記式（ＩＩ）および式（ＩＩＩ）から、揚力係数Ｃ_Ｌは、次の式（ＩＩ−１）で示すことができる。

ここで、図２に示すフィードバック制御では、飛行制御演算部２１２は、対気速度指令値Ｕ_ｃを用いて推進装置３０を制御しているが、前記式（ＩＩＩ）から明らかなように、飛行体の飛行マッハ指令値Ｍ_ｃを用いて推進装置３０を制御することもできる。つまり、飛行マッハ数指令値Ｍ_ｃは、前記式（ＩＩＩ）から対気速度指令値Ｕ_ｃを飛行環境の音速ａで除算したものになるので、前記式（ＩＩ−１）は、次の式（ＩＩ−２）として記述することができる。

このように、飛行体の対気速度Ｕと対気速度指令値Ｕ_ｃとが実質的に同等と見なせる場合には、対気速度推定演算部２１１は、実際の対気速度Ｕが不明であっても、前記式（ＩＩ−１）または式（ＩＩ−２）から揚力係数Ｃ_Ｌを算出することができ（図２におけるプロセスＰ０１およびプロセスＰ０２）、また、その他の変数または定数も前述したように容易に取得することができる（図２におけるデータＤ０１、データＤ０８、プロセスＰ０３〜Ｐ０５）ので、対気速度指令値Ｕ_ｃまたは飛行マッハ数指令値Ｍ_ｃが明らかであれば、前記式（Ｉ−１）および式（ＩＩ）から対気速度推定値Ｕ_ｅを算出することができる。

ここで、対気速度Ｕと対気速度指令値Ｕ_ｃとが実質的に同等と見なせない場合であっても、対気速度推定演算部２１１は対気速度Ｕを推定演算することができる。具体的には、図２に示す推進装置３０のフィードバック制御が成立しないとき、例えば、推進装置３０の故障時等には、対気速度Ｕと対気速度指令値Ｕ_ｃとが大きく異なるため、対気速度Ｕと対気速度指令値Ｕ_ｃとを同等と見なすことができなくなる。この場合、前記式（ＩＩ）と式（ＩＩ−１）とが等価であると見なせない状態にある。

そこで、前記式（ＩＩ）および式（ＩＩＩ）を前記式（Ｉ−１）に直接代入する。これにより、次に示す式（ＩＩ−３）が得られる。この式（ＩＩ−３）は飛行マッハ数Ｍの関数であり、揚力係数Ｃ_Ｌを含まない式となっている。

この式（ＩＩ−３）から逐次法によって数値的に解析することで飛行マッハ数Ｍを算出することができる。得られた飛行マッハ数Ｍに、飛行環境の音速ａを乗算する（前記式（ＩＩＩ）参照）することにより、対気速度推定値Ｕ_ｅが算出される。

次に、飛行体が水平定常旋回飛行しているときには、図４のプロセスＰ０６に示すように、前記式（Ｉ）における荷重倍数ｎが前記式（ｉｖ）で示される。そこで、前記式（Ｉ）は前記式（Ｉ−２）として記述することができる。そして、水平定常旋回飛行時において、飛行体の対気速度Ｕと対気速度指令値Ｕ_ｃとが実質的に同等と見なせる場合には、対気速度推定演算部２１１は、前記式（ＩＩ−１）または式（ＩＩ−２）により揚力係数Ｃ_Ｌを算出し、前記式（Ｉ−２）により対気速度推定値Ｕ_ｅを算出する。

一方、対気速度Ｕと対気速度指令値Ｕ_ｃとが大きく異なる場合には、前記式（ＩＩ−３）は、次に示す式（ＩＩ−４）となる。それゆえ、対気速度推定演算部２１１は、この式（ＩＩ−４）から逐次法により飛行マッハ数Ｍを算出し、前記式（ＩＩＩ）により対気速度推定値Ｕ_ｅを算出する。

なお、前記式（Ｉ−２）または前記式（ＩＩ−４）のいずれにおいても、φ＝０°であれば、前記式（Ｉ−１）または前記式（ＩＩ−３）になるので、飛行体が水平飛行状態であっても水平定常旋回飛行状態であっても、一定の高度で飛行を継続している限り、対気速度推定演算部２１１は対気速度推定値Ｕ_ｅを算出することができる。したがって、前記式（Ｉ）および前記式（ＩＩ）は、飛行状態に関係なく一定の高度で飛行している限り対気速度の推定演算に利用することができる。

また、飛行体が受ける風の方向等によって厳密な水平飛行が実現できない場合であっても、当該飛行体がトリム状態にあって略水平飛行していると見なすことができれば、本実施の形態で説明した対気速度の推定演算は可能である。例えば前述したように、飛行体が風により上下運動しても、前記式（Ｉ）が成立すると見なせる程度の移動であれば、釣り合い状態が壊れずに飛行体に大きな加速度が発生しないので、本実施の形態に係る飛行制御装置２１は前述した推定演算を行うことができる。

（実施の形態２）
前記実施の形態１では、飛行体１０は燃料流量計２３を備えており、対気速度推定演算部２１１は、燃料流量計２３から取得される燃料流量ｆを用いて飛行体１０の自重Ｗを算出して対気速度を推定演算していたが、本実施の形態では、燃料流量計２３を備えていなくても対気速度を推定演算することができる。

本発明の実施の形態２に係る飛行制御装置２１は、基本的に前記実施の形態１と同様の構成であるため、その詳細な説明は省略するが、図５（ａ）または（ｂ）に示すように、本実施の形態に係る飛行制御装置２１を搭載する無人飛行機１０Ｄまたは飛しょう体１０Ｅは、燃料流量計２３を備えていない。

ここで、飛行体１０の飛行時の自重Ｗは、前記式（ｉｉｉ）で表される。この式（ｉｉｉ）は、飛行体１０の全備状態の自重Ｗ_０から燃料の消費量に対応する重量を減算していく式である。全備状態の自重Ｗ_０は、空虚状態の自重に燃料およびペイロード等の搭載物の重量を加えた値であって、飛行開始前（離陸前）の既知の値となる。一方、燃料流量計２３が飛行体１０に搭載されていなければ、燃料流量ｆが取得できないので、燃料の消費量に対応する重量を算出することができない。

これに対して、本実施の形態では、対気速度推定演算部２１１は、図６に示すように、推進装置３０からエンジンの回転数Ω（データＤ０９）を取得し、プロセスＰ０８において、取得した回転数Ωから次に示す式（ＩＶ）により燃料流量ｆを算出することができる。

この式（ＩＶ）は、データＤ０９：回転数ΩとデータＤ０４：飛行高度Ｈによって燃料流量ｆを定式化したものである。通常の推進装置３０は、エンジンの制御のために回転数計を搭載しているため、対気速度推定演算部２１１は、推進装置３０からデータＤ０９：回転数Ωを直接取得することができる。また、飛行高度Ｈは慣性航法装置２２から取得することができる。この式（ＩＶ）は、テーブルとして図示しない記憶部に記憶させておき、対気速度推定演算部２１１は、このテーブルを参照することによって、式（ｉｉｉ）から自重Ｗを算出することが可能になる。

なお、図６におけるその他のデータおよびプロセスは、前記実施の形態１で参照した図４と同様であるので、その説明は省略する。また、図５（ａ），（ｂ）に示す無人飛行機１０Ｄおよび飛しょう体１０Ｅは、燃料流量計２３を搭載していない以外は、前記実施の形態１で参照した図３（ｂ），（ｃ）に示す無人飛行機１０Ｂおよび飛しょう体１０Ｃと同様であるので、その説明を省略する。

ここで、本実施の形態および前記実施の形態１においては、対気速度推定演算部２１１は、飛行制御装置２１に含まれる構成となっているが、本発明はこれに限定されず、対気速度推定演算部２１１が、飛行制御装置２１から独立した対気速度推定演算装置として構成されてもよい。

なお、本発明は前記実施の形態の記載に限定されるものではなく、特許請求の範囲に示した範囲内で種々の変更が可能であり、異なる実施の形態や複数の変形例にそれぞれ開示された技術的手段を適宜組み合わせて得られる実施の形態についても本発明の技術的範囲に含まれる。

本発明は、ピトー管を備えるにはコスト高となるような飛行体、あるいは、ピトー管を備えており、一定高度では水平飛行し得る構成の飛行体等に広く好適に用いることができる。

１０ 飛行体
１０Ａ 旅客機（飛行体）
１０Ｂ，１０Ｄ 無人飛行機（飛行体）
１０Ｃ，１０Ｅ 飛しょう体（飛行体）
２１ 飛行制御装置
２２ 慣性航法装置
２３ 燃料流量計
２４ エアデータセンサ
２１１ 対気速度推定演算部
２１２ 飛行制御演算部

Claims (7)

1. 飛行体の対気速度をＵ、当該飛行体の自重をＷ、当該飛行体の飛行時の荷重倍数をｎ、当該飛行体の飛行時の揚力係数をＣ_L、当該飛行体の飛行時の空気密度をρ、当該飛行体の代表面積をＳとしたときに、次の式（Ｉ）
   

   

   により、前記対気速度を推定演算する対気速度推定演算部を備えており、
   当該対気速度推定演算部は、前記飛行体の飛行マッハ数をＭとし、前記飛行体の迎角をαとし、当該迎角αの変化に応じた前記揚力傾斜をＣ_Lαとし、前記迎角α＝０のときの前記揚力係数をＣ_L0としたときに、前記揚力係数を、次の式（ＩＩ）
   

   

   から算出するように構成され、
   前記迎角αは、前記飛行体が備える慣性航法装置で計測されるピッチ姿勢角θおよびピッチ経路角γの差分として推定され、
   さらに、前記待機速度推定演算部は、前記飛行体の飛行制御に用いられる対気速度指令値と前記対気速度とが実質的に同等である場合には、前記飛行体の飛行環境の音速をａとして、前記飛行マッハ数Ｍを、次の式（ＩＩＩ）
   

   

   で示したときに、当該式（ＩＩＩ）の対気速度を前記対気速度指令値に置き換えた上で前記式（ＩＩ）の前記飛行マッハ数に代入した式から、前記揚力係数を算出し、当該揚力係数の算出値を前記式（Ｉ）に適用することにより、当該式（Ｉ）から対気速度を推定演算することを特徴とする、飛行制御装置。
2. 前記対気速度推定演算部は、前記飛行体が水平飛行を行っている場合には、前記荷重倍数をｎ＝１に設定し、前記飛行体が水平定常旋回飛行を行っている場合には、前記荷重倍数を
   

   

   （ただし、φは前記飛行体のロール姿勢角）に設定するよう構成されていることを特徴とする、請求項１に記載の飛行制御装置。
3. 前記対気速度推定演算部は、前記式（ＩＩ）の前記飛行マッハ数を飛行マッハ数指令値に置き換えた式から前記揚力係数を算出し、当該揚力係数の算出値を前記式（Ｉ）に適用することにより、前記対気速度を推定演算することを特徴とする、請求項１または２に記載の飛行制御装置。
4. 前記対気速度と前記飛行体の対気速度指令値とが実質的に同等でない場合には、
   前記対気速度推定演算部は、前記式（ＩＩ）により前記揚力係数を算出せずに、前記飛行体の飛行環境の音速をａとして、前記飛行マッハ数Ｍを、次の式（ＩＩＩ）
   

   

   で示したときに、当該式（ＩＩＩ）および前記式（ＩＩ）を前記式（Ｉ）に代入して得られる前記飛行マッハ数Ｍの関数から、逐次法によって当該飛行マッハ数Ｍを算出し、その算出値に前記音速ａを乗算することで、前記対気速度を推定演算するよう構成されていることを特徴とする、請求項１または２に記載の飛行制御装置。
5. 前記対気速度推定演算部は、
   前記飛行体が備えるエンジンの回転数をΩとし、前記飛行体の飛行高度をＨとしたときに、前記エンジンの燃料流量ｆを、次の式（ＩＶ）
   

   

   により定式化した上で、当該燃料流量ｆから前記自重Ｗを算出するよう構成されていることを特徴とする、請求項１に記載の飛行制御装置。
6. 請求項１ないし５のいずれか１項に記載の飛行制御装置を備えることを特徴とする、飛行体。
7. 慣性航法装置をさらに備えていることを特徴とする、請求項６に記載の飛行体。

Images