JP5715324B2 - フライトシミュレ−タの運動の制御方法およびそのような方法を実装したフライトシミュレ−タ - Google Patents
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Description
技術分野
本発明は、フライトシミュレ−タおよびフライトシミュレ−タの制御方法に関する。
本発明は、フライトシミュレ−タおよびフライトシミュレ−タの制御方法に関する。
発明の背景
フライトシミュレ−タモ−ションシステムまたは簡単に言えばフライトシミュレ−タは、６自由度のモ−ションシステムによって提供される。フライトシミュレ−タは、角加速度および（線形）特定力（ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｆｏｒｃｅ）のフィルタリングによる操縦からモーションキューイングの忠実度を提供する。これらの信号は、パイロット認識にとって重要であり、したがって、フライトシミュレ−タの動きは、実際の航空機の動きと一致させる必要がある。以下のアルゴリズムは、フライトシミュレ−タを制御するための従来技術の方法において見られる。
フライトシミュレ−タモ−ションシステムまたは簡単に言えばフライトシミュレ−タは、６自由度のモ−ションシステムによって提供される。フライトシミュレ−タは、角加速度および（線形）特定力（ｓｐｅｃｉｆｉｃ ｆｏｒｃｅ）のフィルタリングによる操縦からモーションキューイングの忠実度を提供する。これらの信号は、パイロット認識にとって重要であり、したがって、フライトシミュレ−タの動きは、実際の航空機の動きと一致させる必要がある。以下のアルゴリズムは、フライトシミュレ−タを制御するための従来技術の方法において見られる。
重心変換
パイロットによって認識されるような動きをシミュレ−トする意図がある場合には、フライトシミュレ−タは、対応するパイロットの基準点Ｐ（図４）に関して、航空機において仮想的に位置付けられる。
パイロットによって認識されるような動きをシミュレ−トする意図がある場合には、フライトシミュレ−タは、対応するパイロットの基準点Ｐ（図４）に関して、航空機において仮想的に位置付けられる。
以下の論理（図８）は、文献（Ｒｕｓｓｅｌｌ Ｖ．Ｐａｒｒｉｓｈ，Ｊａｍｅｓ Ｅ．Ｄｉｅｕｄｏｎｎｅ ａｎｄ Ｄｅｎｎｉｓ Ｊ．Ｍａｒｔｉｎ Ｊｒ．，「Ｍｏｔｉｏｎ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｆｏｒ ａ ｓｙｎｅｒｇｉｓｔｉｃ ｓｉｘ−ｄｅｇｒｅｅｓ−ｏｆ−ｆｒｅｅｄｏｍ ｍｏｔｉｏｎ ｂａｓｅ」ｐ．９，ＮＡＳＡ ＴＮ Ｄ−７３５０，１９７３年１２月／Ｍ．Ｂａａｒｓｐｕｌ，Ｄｅｌｆｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ
ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，「Ｔｈｅ ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ ｏｆ ｍｏｔｉｏｎ
ｃｕｅｓ ｏｎ ａ ｓｉｘ−ｄｅｇｒｅｅｓ−ｏｆ−ｆｒｅｅｄｏｍ ｍｏｔｉｏｎ
ｓｙｓｔｅｍ」ｐ．５，Ｒｅｐｏｒｔ ＬＲ−２４８，１９７７年６月／Ｇ．Ａ．Ｊ，ｖａｎ ｄｅ Ｍｏｅｓｄｉｊｋ，Ｆ．Ｌ．Ｖａｎ Ｂｉｅｒｖｌｉｅｔ，Ｄｅｌｆｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，「Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｔｏ ｉｍｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｍｏｔｉｏｎ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｏｆ ｔｈｅ Ｆｏｋｋｅｒ Ｆ−２８ ｆｌｉｇｈｔ ｓｉｍｕｌａｔｏｒ」ｐ．４，Ｒｅｐｏｒｔ ＬＲ−３５８，１９８２年９月参照）および実際の用途において常に目にする。
ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，「Ｔｈｅ ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ ｏｆ ｍｏｔｉｏｎ
ｃｕｅｓ ｏｎ ａ ｓｉｘ−ｄｅｇｒｅｅｓ−ｏｆ−ｆｒｅｅｄｏｍ ｍｏｔｉｏｎ
ｓｙｓｔｅｍ」ｐ．５，Ｒｅｐｏｒｔ ＬＲ−２４８，１９７７年６月／Ｇ．Ａ．Ｊ，ｖａｎ ｄｅ Ｍｏｅｓｄｉｊｋ，Ｆ．Ｌ．Ｖａｎ Ｂｉｅｒｖｌｉｅｔ，Ｄｅｌｆｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，「Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｔｏ ｉｍｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｍｏｔｉｏｎ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｏｆ ｔｈｅ Ｆｏｋｋｅｒ Ｆ−２８ ｆｌｉｇｈｔ ｓｉｍｕｌａｔｏｒ」ｐ．４，Ｒｅｐｏｒｔ ＬＲ−３５８，１９８２年９月参照）および実際の用途において常に目にする。
特定力は、Ｏ．Ｈ．Ｇｅｒｌａｃｈ，Ｔｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｈｏｇｅｓｃｈｏｏｌ Ｄｅｌｆｔ，「Ｖｌｉｅｇｅｉｇｅｎｓｃｈａｐｐｅｎ １」ｐ．２２７，Ｄｉｃｔａａｔ Ｄ ２６，１９８１年１０〜１１月／Ｍ．Ｂａａｒｓｐｕｌ，Ｄｅｌｆｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，「Ｔｈｅ ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ ｏｆ ｍｏｔｉｏｎ ｃｕｅｓ ｏｎ ａ ｓｉｘ−ｄｅｇｒｅｅｓ−ｏｆ−ｆｒｅｅｄｏｍ ｍｏｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ」ｐ．６，Ｒｅｐｏｒｔ ＬＲ−２４８，１９７７年６月で与えられた公式によれば、仮想のプラットフォ−ムの重心位置にある航空機で計算される。
たとえば、ｙ方向において
モ−ションプログラムは、３つの補正された特定力成分、すなわちＡｘ−ｃｅｎｔｒｏｉｄ、Ａｙ−ｃｅｎｔｒｏｉｄ、Ａｚ−ｃｅｎｔｒｏｉｄと、３つの角速度（または加速度）、すなわちｐ、ｑ、ｒを入力として用いる。モ−ションプログラムの６つの出力信号は、モ−ションプラットホ−ムの重心位置（３座標）のほか、３つのオイラ−角を命令する。
ロ−ル角加速度シミュレ−ション（図９）
ダウンチュ−ニングゲインＫｄを乗じたロ−ル速度は、ロ−ル高域通過フィルタ（１次または２次）によってフィルタリングされる。調整経路は、「重力位置合わせ（ｇｒａｖｉｔｙ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ）」を維持するために、横揺動を用いる。シミュレ−タの境界の中で横位置を維持するために、横位置が、一般に２次のｙウォッシュアウトフィルタを介して、送信される。プログラムの出力は、シミュレ−タロ−ル角度φおよび重心位置ｙである。
ダウンチュ−ニングゲインＫｄを乗じたロ−ル速度は、ロ−ル高域通過フィルタ（１次または２次）によってフィルタリングされる。調整経路は、「重力位置合わせ（ｇｒａｖｉｔｙ ａｌｉｇｎｍｅｎｔ）」を維持するために、横揺動を用いる。シミュレ−タの境界の中で横位置を維持するために、横位置が、一般に２次のｙウォッシュアウトフィルタを介して、送信される。プログラムの出力は、シミュレ−タロ−ル角度φおよび重心位置ｙである。
これらのフィルタは、適応型であり、Ｋｄが所与のコスト判定基準に基づいて連続的に適応されうることを意味する。
横方向の特定力シミュレ−ション（図１０）：
仮想の重心位置で計算された横方向の特定力は、ダウンチュ−ニングゲインによって乗じられ、次に、２つの異なるフィルタ、すなわち高域通過位置フィルタおよび低域通過角度フィルタを介して送信される。これらのフィルタは、大部分の場合には２次であり、相補型ではない。これらはまた、適応型であってもよい。また、フィルタの出力は、「重心位置」であり、パイロットの位置ではない。
仮想の重心位置で計算された横方向の特定力は、ダウンチュ−ニングゲインによって乗じられ、次に、２つの異なるフィルタ、すなわち高域通過位置フィルタおよび低域通過角度フィルタを介して送信される。これらのフィルタは、大部分の場合には２次であり、相補型ではない。これらはまた、適応型であってもよい。また、フィルタの出力は、「重心位置」であり、パイロットの位置ではない。
少なくとも揺動およびロ−ルを自由度として備える従来技術のフライトシミュレ−タは、不変的に以下のように挙動する。操縦の最初に、補助翼入力だけによる飛行調和旋回を考慮すると、パイロットの認識が正しいように思われる。ロ−ルの始まりのほか、横方向の特定力の始まりが認識される。しかし、少数の動きの後、擬似的な対向する横方向の特定力を認識する。航空機が横滑りしたかのように感じるが、事実ではない。
また、地上滑走操縦中に、横方向の動きの認識と視覚情報との間の相関はほとんどない。滑走路における横滑りの印象を常に有する。
これらの問題は、以下にさらに詳細に記載される。
ロ−ル操縦
図６のステップの補助翼入力操縦に対する図１１における代表的なフライトシミュレ−タの動きの応答を考える。
ロ−ル操縦
図６のステップの補助翼入力操縦に対する図１１における代表的なフライトシミュレ−タの動きの応答を考える。
グラフの場合には、最もよく用いられていることから、２次フィルタが用いられた。フィルタへの唯一の入力は、ロ−ル速度によってもたらされる。重心のｚ位置（ｚｃ−ａｃ）は、大部分の場合には無視されるため、横方向の特定力用のフィルタへの入力はない。
ロ−ル角加速度（図１１．４）は、高域通過フィルタを経たロ−ル加速度に固有である符号の逆転を示している。
パイロットの基準点Ｐにおける横方向の特定力の時間応答（図１１．５）は、以下の特性を示す。
１° 初期のピ−ク値が、正しい。この加速度は、
に起因する。既に説明したように、重心変換は、航空機の重力の中心（ｃ．ｇ．）に対する重心の仮想の位置ｘｃ−ａｃを考慮しただけである。重心の垂直座標ｚｃ−ａｃに関して考慮するわけではなく、距離Δ、パイロットの基準点Ｐと重心ｃとの間の垂直距離、すなわち、シミュレ−タプラットフォ−ムの重力の幾何的中心も用いない。パイロットが初期のロ−ル加速度の地点の上にある航空機に位置して、シミュレ−タがその重心を中心にしてロ−ルするように駆動されているとき、初期の横方向の特定力は、航空機（ａ／ｃ）シミュレ−タ（ｓｉｍ）において略類似である。
２° この初期のピ−クは、重要な対向する擬似的な横力を受けて少数の動きの後に来る。この擬似知的な力は、フライトシミュレ−タの動きの忠実度にとって有害である。それは、「ｌｅａｎｉｎｇ，ｓｔｕｄｅｎｔ ｏｎ ｔｈｅ ｐｅｄａｌｓ，ｎｏｔ ｉｎ
ｐｈａｓｅ」などの文献において分かっている（Ｊ．Ｂ．Ｓｉｎａｃｏｒｉ，Ｎｏｒｔｈｒｏｐ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ，「Ａ ｐｒａｃｔｉｃａｌ ａｐｐｒｏａｃｈ ｔｏ ｍｏｔｉｏｎ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ」ｐ１３，ＡＩＡＡ ｐａｐｅｒ ７３−９３１ ，１９７３年９月／Ｓｕｓａｎ Ａ．Ｒｉｅｄｅｌ ａｎｄ Ｌ．Ｇ．Ｈｏｆｍａｎｎ，Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｃ．，「Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ
ｏｆ ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｍｏｔｉｏｎ ｓｉｍｕｌａｔｏｒ ｗａｓｈｏｕｔ ｓｃｈｅｍｅｓ」ｐ５２４，ｐ５３０，Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ １４ｔｈ
Ａｎｎｕａｌ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ｏｎ Ｍａｎｕａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌ，１９７８年１１月／Ｓｕｓａｎ Ａ．Ｒｉｅｄｅｌ ａｎｄ Ｌ．Ｇ．Ｈｏｆｍａｎｎ，ＳＴＩ，「Ｍａｎｎｅｄ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｆｌｉｇｈｔ ｓｉｍｕｌａｔｏｒ ｖａｌｉｄａｔｉｏｎ」ｐ．１７２，ＳＴＩ−ＴＲ−１１１０−１ ，ＡＦＦＤＬ−ＴＲ−７８−１９２−ＦＴ−１ ，１９７９年２月／Ｄａｖｉｄ Ｌ．Ｑｕａｍ，Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｄａｙｔｏｎ，Ｏｈｉｏ，「Ｈｕｍａｎ ｐｉｌｏｔ ｐｅｒｃｅｐｔｉｏｎ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ」ｐ．２６３，Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ １５ｔｈ Ａｎｎｕａｌ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ｏｎ Ｍａｎｕａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌ，１９７９年１１月／Ｉｒｖｉｎｇ Ｌ．Ａｓｈｋｅｎａｓ，ＳＴＩ，「Ｃｏｌｌｅｃｔｅｄ ｆｌｉｇｈｔ ａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ａｎｄ
ｃｏｎｓｉｄｅｒａｔｉｏｎｓ」ｐ．１６−２６，ＡＧＡＲＤ ＣＰ４０８ Ｆｌｉｇｈｔ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ，１９８５年１０月）。
ｐｈａｓｅ」などの文献において分かっている（Ｊ．Ｂ．Ｓｉｎａｃｏｒｉ，Ｎｏｒｔｈｒｏｐ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ，「Ａ ｐｒａｃｔｉｃａｌ ａｐｐｒｏａｃｈ ｔｏ ｍｏｔｉｏｎ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ」ｐ１３，ＡＩＡＡ ｐａｐｅｒ ７３−９３１ ，１９７３年９月／Ｓｕｓａｎ Ａ．Ｒｉｅｄｅｌ ａｎｄ Ｌ．Ｇ．Ｈｏｆｍａｎｎ，Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｃ．，「Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ
ｏｆ ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｍｏｔｉｏｎ ｓｉｍｕｌａｔｏｒ ｗａｓｈｏｕｔ ｓｃｈｅｍｅｓ」ｐ５２４，ｐ５３０，Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ １４ｔｈ
Ａｎｎｕａｌ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ｏｎ Ｍａｎｕａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌ，１９７８年１１月／Ｓｕｓａｎ Ａ．Ｒｉｅｄｅｌ ａｎｄ Ｌ．Ｇ．Ｈｏｆｍａｎｎ，ＳＴＩ，「Ｍａｎｎｅｄ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｆｌｉｇｈｔ ｓｉｍｕｌａｔｏｒ ｖａｌｉｄａｔｉｏｎ」ｐ．１７２，ＳＴＩ−ＴＲ−１１１０−１ ，ＡＦＦＤＬ−ＴＲ−７８−１９２−ＦＴ−１ ，１９７９年２月／Ｄａｖｉｄ Ｌ．Ｑｕａｍ，Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｄａｙｔｏｎ，Ｏｈｉｏ，「Ｈｕｍａｎ ｐｉｌｏｔ ｐｅｒｃｅｐｔｉｏｎ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ」ｐ．２６３，Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆ ｔｈｅ １５ｔｈ Ａｎｎｕａｌ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ｏｎ Ｍａｎｕａｌ Ｃｏｎｔｒｏｌ，１９７９年１１月／Ｉｒｖｉｎｇ Ｌ．Ａｓｈｋｅｎａｓ，ＳＴＩ，「Ｃｏｌｌｅｃｔｅｄ ｆｌｉｇｈｔ ａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ａｎｄ
ｃｏｎｓｉｄｅｒａｔｉｏｎｓ」ｐ．１６−２６，ＡＧＡＲＤ ＣＰ４０８ Ｆｌｉｇｈｔ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ，１９８５年１０月）。
この現象は、図９に示されているように、ｙウォッシュアウトフィルタの存在に完全に起因する。そのようなフィルタがない場合には、プラットフォ−ムの動きは、完全に調和
された状態のままであろう。しかし、シミュレ−タが迷うであろう。ｙウォッシュアウトフィルタは、シミュレ−タを「呼び返し」、したがって、「非」調和を導入するために必要である。
された状態のままであろう。しかし、シミュレ−タが迷うであろう。ｙウォッシュアウトフィルタは、シミュレ−タを「呼び返し」、したがって、「非」調和を導入するために必要である。
既存の方式においてこの現象を抑制するための唯一の方法は、ゲインＫｄをきわめて低い値まで低減することである。動きによる移動は全く認識されないが、これは、擬似的な動きほど悪くはないと考えられる。
地上滑走操縦
地上における滑走操縦中に、シミュレ−トされる航空機は、ロ−ルしていないため、横方向の特定力用のフィルタのみが主な役割を担っている。
地上における滑走操縦中に、シミュレ−トされる航空機は、ロ−ルしていないため、横方向の特定力用のフィルタのみが主な役割を担っている。
認識される動きには、常に歪みがある。方向舵または前輪操向装置を用いる場合には、（ｙ高域通過フィルタから）初期の応答が感じられる。これが次第に消え失せる場合に、持続性の横加速度がφ低域通過フィルタから浮上してくる。フィルタは相補型ではないため、いずれの動きもそれぞれ完全に融合されるわけではない。
発明の概要
本発明の目的は、フライトシミュレ−タにおけるすぐれた横方向のモーションキューイングの忠実度、そのようなすぐれた横方向のモーションキューイングの忠実度を備えたフライトシミュレ−タおよびそのようなフライトシミュレ−タにおける制御方法を提供することにある。本発明の目的は、上述した欠陥の少なくとも一部を克服することにある。
本発明の目的は、フライトシミュレ−タにおけるすぐれた横方向のモーションキューイングの忠実度、そのようなすぐれた横方向のモーションキューイングの忠実度を備えたフライトシミュレ−タおよびそのようなフライトシミュレ−タにおける制御方法を提供することにある。本発明の目的は、上述した欠陥の少なくとも一部を克服することにある。
上記の目的は、本発明による方法およびデバイスによって達成される。
第１の態様において、本発明は、フライトシミュレ−タの移動を制御するための方法を提供し、フライトシミュレ−タを用いたパイロットのための改良した動きの認識を結果として生じる。
第１の態様において、本発明は、フライトシミュレ−タの移動を制御するための方法を提供し、フライトシミュレ−タを用いたパイロットのための改良した動きの認識を結果として生じる。
第１の態様の第１の実施形態において、本発明は、フライトシミュレ−タの移動を制御するための方法を提供し、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、それによって、ロ−ル速度およびヨ−速度のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置およびロ−ル角度に変形される。第１の実施形態において、この方法は、シミュレ−タの横位置の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数を用いて、ロ−ル角度のもともとの計算値を補正することによって、シミュレ−トされる航空機に起因するシミュレ−タのロ−ル角度を計算することを含む。
シミュレ−タのロ−ル角度の計算は、公式
上記の数学的変換において、０と１との間の横方向の調和係数Ｋｙが導入されてもよく、「非調和」（Ｋｙ＝０）と「完全調和」（Ｋｙ＝１）との間で調整することによって、一部の許容可能な擬似的な横方向の特定力を犠牲にして、横方向の運動を削減することを可能にする。ロ−ル角度は、３次または４次の高域通過フィルタによって得られてもよく、Ｋｙ＝１をもたらす。横方向の加速度は、各時間で、地球の加速度によって乗じられるこのロ−ル角度に等しくてもよい。
数学的変換は、伝達関数の公式
に基づいて、２次のロ−ル角度高域通過フィルタおよび１次のｙウォッシュアウトフィルタを伴ってもよい。
式中、ｐｌｔｄは、ダウンチュ−ニングゲイン係数Ｋｄおよび任意にロ−ル速度制限関数によって制限される入力ロ−ル速度であり、補助翼コマンドにおけるステップに関して、シミュレ−タの横方向の運動が有限値であるようにする。
式中、ｐｌｔｄは、ダウンチュ−ニングゲイン係数Ｋｄおよび任意にロ−ル速度制限関数によって制限される入力ロ−ル速度であり、補助翼コマンドにおけるステップに関して、シミュレ−タの横方向の運動が有限値であるようにする。
本発明の実施形態による方法において、横方向における特定力の第２の成分は、ロ−ル加速度に関する２つの相補型フィルタの第１の集合およびヨ−加速度に関する２つの相補型フィルタの第２の集合によって、得られてもよい。相補型フィルタの各集合において、一方は、シミュレ−タの横方向の偏倚運動を命令するためであり、他方は、シミュレ−タ
のロ−ル角度を命令するためである。相補型フィルタは、伝達関数の公式
のロ−ル角度を命令するためである。相補型フィルタは、伝達関数の公式
に基づいてもよい。
式中、ｐｌｔｄおよびｒｌｔｄはそれぞれ、入力ロ−ル速度およびヨ−速度であり、それぞれダウンチュ−ニングゲイン係数ＫｐおよびＫｒと、任意に速度制限関数によって制限される。
式中、ｐｌｔｄおよびｒｌｔｄはそれぞれ、入力ロ−ル速度およびヨ−速度であり、それぞれダウンチュ−ニングゲイン係数ＫｐおよびＫｒと、任意に速度制限関数によって制限される。
第１の態様の第２の実施形態において、本発明は、フライトシミュレ−タの移動を制御するための方法を提供し、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、それによって、ロ−ル速度およびヨ−速度のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置およびロ−ル角度に変形される。第２の実施形態において、この方法は、
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力を、第１の成分および第２の成分に分解し、公式
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力を、第１の成分および第２の成分に分解し、公式
−２つのフィルタ、すなわち高域通過フィルタおよび低域通過フィルタを介して、第１の成分Ａｙをフィルタリングし、
−第１および第２の相補型フィルタの集合によって、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングし、相補型フィルタは、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタおよび各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を用いて所望のシミュレ−タの横位置を計算し、低域通過フィルタおよび各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を用いて所望のシミュレ−タのロ−ル角度を計算する。
−第１および第２の相補型フィルタの集合によって、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングし、相補型フィルタは、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタおよび各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を用いて所望のシミュレ−タの横位置を計算し、低域通過フィルタおよび各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を用いて所望のシミュレ−タのロ−ル角度を計算する。
第１の態様の第３の実施形態において、本発明は、フライトシミュレ−タの移動を制御するための方法を提供し、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、それによって、ロ−ル速度およびヨ−速度のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置およびロ−ル角度に変形される。第３の実施形態において、この方法は、現在の技術水準の方法または第１の態様または第２の態様の方法のいずれかによって、またはその組み合わせによって、モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換することを含む。これは、シミュレ−タのヨ−（ψ）、ピッチ（θ）およびロ−ル（φ）の角度の３つのオイラ−角を考慮した調整変換によって行われてもよい。
第３の実施形態の方法は、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、上記の航空機の固定点において計算される特定力をパイロットの基準点で作用する特定力に変換し、次に、この変換された特定力をモ−ションプログラムへの入力として与え、パイロットの基準点からシミュレ−タの重心位置への位置変換によって、モ−ションプログラムの出力をシミュレ−タの重心位置を命令するための信号に変形することをさらに含んでもよい。第１の変換は、
に基づいて、航空機の固定点における特定力をパイロットの基準点Ｐに変形する数学的変換によって行われてもよい。
シミュレ−タのプラットフォ−ムの重心位置を命令するためのモ−ション信号は、公式
に基づいて、モ−ション出力されたパイロットの基準点Ｐから得られてもよい。
以下の簡略された式は、重心のｙ成分ｙｃに関して代入されてもよい。
以下の簡略された式は、重心のｙ成分ｙｃに関して代入されてもよい。
Δは、パイロットの基準点とシミュレ−タの重心との間の垂直距離であり、φは、ロ−ル角度である。
第１の態様の第１の実施形態、第２の実施形態および第３の実施形態とそれらの独立の特徴は、個別の実施形態であってもよく、または互いに組み合わせられてもよい。
本発明の実施形態において、シミュレ−トされる航空機の固定点は、上記のシミュレ−トされる航空機の重力の中心であってもよい。固定点に関して別の有用な点が、重力の中心に隣接する航空機上の他の固定点である。
第２の態様において、本発明は、航空機をシミュレ−トするフライトシミュレ−タに関連する計算デバイスで実行される場合に前述の請求項のいずれかに記載の方法のいずれかを実行するためのコンピュ−タプログラム製品を提供する。コンピュ−タプログラム製品は、フライトシミュレ−タに関連する計算デバイスで実行される場合に、本発明による上記の方法のいずれかの機能性を提供する。コンピュ−タプログラムは、コンピュ−タソフトウェア製品の一部（すなわち、キャリア媒体）であってもよく、それは処理システムのＣＰＵなどのプロセッサに、方法のステップを実行させる１つまたは複数のコ−ドセグメントを含む。プログラムは、オペレ−ティングシステムの下で動き、ユ−ザがプログラム
と対話することができるユ−ザインタ−フェイスを含んでもよい。フライトシミュレ−タのプログラムは、入力デ−タ、たとえば所定のフライト方式で動作し、フライトシミュレ−タのプラットフォ−ムの運動を制御するための制御デ−タを生成する。
と対話することができるユ−ザインタ−フェイスを含んでもよい。フライトシミュレ−タのプログラムは、入力デ−タ、たとえば所定のフライト方式で動作し、フライトシミュレ−タのプラットフォ−ムの運動を制御するための制御デ−タを生成する。
第３の態様において、本発明は、機械読出し可能な形態で本発明のコンピュ−タプログラム製品を格納し、かつ、計算デバイスで実行される場合には本発明の方法の少なくとも１つを実行する、機械読出し可能なデ−タ記憶デバイスまたはキャリア媒体を提供する。現在、そのようなソフトウェアは、ダウンロ−ドのためにインタ−ネットまたは企業のイントラネット上で提供されることが多く、したがって、本発明は、ロ−カルエリアネットワ−クまたはワイドエリアネットワ−クにわたって、本発明によるプリントコンピュ−タ製品を伝送することを含む。計算デバイスは、マイクロプロセッサおよびＦＰＧＡのうちの１つを含んでもよい。
本願明細書で用いられる「キャリア媒体」および「コンピュ−タ読み出し可能媒体」なる語は、実行のために、プロセッサへの指示を提供することに関与する任意の媒体を指す。そのような媒体は、不揮発性媒体、揮発性媒体および伝送媒体をはじめとする多くの形態をとってもよいが、これらに限定されるわけではない。不揮発性媒体としては、大容量記憶装置の一部である記憶デバイスなどのたとえば、光学ディスクまたは磁気ディスクが挙げられる。揮発性媒体としては、ＲＡＭなどのダイナミックメモリが挙げられる。伝送媒体としては、コンピュ−タ内のバスを含む配線をはじめとする同軸ケ−ブル、銅線および光ファイバが挙げられる。伝送媒体はまた、無線波デ−タ通信および赤外線デ−タ通信の最中に生成される波などの音波または光波の形態をとることができる。
コンピュ−タ読み出し可能媒体の一般的な形態としては、たとえば、フロッピディスク、フレキシブルディスク、ハ−ドディスク、磁気テ−プまたは任意の他の磁気媒体、ＣＤ−ＲＯＭ、任意の他の光学媒体、パンチカ−ド、紙テ−プ、孔のパタ−ンを有する任意の他の物理媒体、ＲＡＭ、ＰＲＯＭ、ＥＰＲＯＭ、ＦＬＡＳＨ−ＥＰＲＯＭ、任意の他のメモリチップまたはカ−トリッジ、以下に記載したような搬送波またはコンピュ−タが読み出すことができる任意の他の媒体が、挙げられる。
コンピュ−タ読み出し可能媒体の種々の形態は、実行のために、プロセッサへの１つまたは複数の指示の１つまたは複数のシ−ケンスを行うことに関与してもよい。たとえば、指示は、リモ−トコンピュ−タの磁気ディスク上に最初に行われてもよい。リモ−トコンピュ−タは、指示をダイナミックメモリにロ−ドし、モデムを用いて電話線を通じて指示を送信することができる。シミュレ−タのプラットフォ−ムを制御するためのコンピュ−タシステムに対して局所的なモデムは、電話線でデ−タを受信し、赤外線送信器を用いてデ−タを赤外線信号に変換することができる。バスに連結された赤外線検出器は、赤外線信号で搬送されたデ−タを受信し、バス上にデ−タを配置することができる。バスは、デ−タをメインメモリに搬送し、プロセッサはメインメモリから指示を検索して実行する。メインメモリによって受信された指示は任意に、プロセッサによる実行前または実行後のいずれかにおいて、記憶デバイスに格納されてもよい。指示はまた、ＬＡＮ、ＷＡＮまたはインタ−ネットなどのネットワ−クにおける搬送波を介して伝送されることができる。伝送媒体は、無線波デ−タ通信および赤外線デ−タ通信の最中に生成される波などの音波または光波の形態をとることができる。伝送媒体としては、コンピュ−タ内のバスを形成する配線をはじめとする同軸ケ−ブル、銅線およびファイバ光学素子が挙げられる。
さらに別の態様において、本発明は、フライトシミュレ−タの運動を制御するための制御装置を提供し、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、それによって、ロ−ル速度およびヨ−速度のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算さ
れた横方向における特定力が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置およびロ−ル角度に変形され、
制御装置は、
−シミュレ−タの横位置の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数を用いて、ロ−ル角度のもともとの計算値を補正することによって、シミュレ−トされる航空機のロ−ル角度に起因するシミュレ−タのロ−ル角度を計算するように適合される第１の計算器および／または
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される第２の計算器であって、公式
れた横方向における特定力が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置およびロ−ル角度に変形され、
制御装置は、
−シミュレ−タの横位置の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数を用いて、ロ−ル角度のもともとの計算値を補正することによって、シミュレ−トされる航空機のロ−ル角度に起因するシミュレ−タのロ−ル角度を計算するように適合される第１の計算器および／または
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される第２の計算器であって、公式
−第１の成分Ａｙをフィルタリングするための高域通過フィルタおよび低域通過フィルタと、
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度を計算する結合器と、
および／または
−従来の技術水準の方法または第１の態様または第２の態様の方法のいずれかによって、またはその組み合わせによって、モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換するための変換器と、
のいずれかを備える。
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度を計算する結合器と、
および／または
−従来の技術水準の方法または第１の態様または第２の態様の方法のいずれかによって、またはその組み合わせによって、モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換するための変換器と、
のいずれかを備える。
さらに別の態様において、本発明は、制御された運動を行うように適合されたフライトシミュレ−タを提供し、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、それによって、ロ−ル速度およびヨ−速度のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置およびロ−ル角度に変形され、フライトシミュレ−タは、
−シミュレ−タの横位置の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数を用いて、ロ−ル角度のもともとの計算値を補正することによって、シミュレ−トされる航空機のロ
−ル角度に起因するシミュレ−タのロ−ル角度を計算するように適合される第１の計算器および／または
シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される第２の計算器であって、公式
−シミュレ−タの横位置の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数を用いて、ロ−ル角度のもともとの計算値を補正することによって、シミュレ−トされる航空機のロ
−ル角度に起因するシミュレ−タのロ−ル角度を計算するように適合される第１の計算器および／または
シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される第２の計算器であって、公式
−第１の成分Ａｙをフィルタリングするための高域通過フィルタおよび低域通過フィルタと、
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度を計算する結合器と、
および／または
−従来の技術水準の方法または第１の態様または第２の態様の方法のいずれかによって、またはその組み合わせによって、モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換するための変換器と、
のいずれかを備える。
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度を計算する結合器と、
および／または
−従来の技術水準の方法または第１の態様または第２の態様の方法のいずれかによって、またはその組み合わせによって、モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換するための変換器と、
のいずれかを備える。
本発明の具体的な態様および好ましい態様は、添付の独立請求項および従属請求項において記載される。従属請求項による特徴は、適切であり、請求項に明確に記載されていないものとして、独立請求項の特徴および他の従属請求項の特徴と組み合わせられてもよい。
本概念は、従来の実現からの逸脱を含め、実質的に新しくて新規な改良を表すためと考えられており、結果として、地上および空中における横方向の操縦中に改良されたモーションキューイングの忠実度をもたらす。
本発明の教示は、改良したフライトシミュレ−タの設計およびフライトシミュレ−タの制御方法を可能にする。
本発明の上記の特性および他の特性、特徴および利点は、本発明の原理を実施例によって示す添付図面と併せて考慮される以下の詳細な説明から明白となるであろう。これは、
本発明の範囲を限定することなく、単に実施例を示すために与えられる。以下で引用される参照図面は、添付図面を指す。
本発明の範囲を限定することなく、単に実施例を示すために与えられる。以下で引用される参照図面は、添付図面を指す。
例示の実施形態の詳細
本発明は、具体的な実施形態に対して、一定の図面を参照して記載されるが、本発明は、それに限定されるではなく、請求項によってのみ限定される。記載された図面は、図式化されているだけであり、非限定的である。図面において、例示の目的のために、要素のいくつかのサイズは、誇張されており、等しい縮尺で描かれていない可能性がある。寸法および相対的な寸法は、本発明の実行に対する実際の換算に対応していない。
本発明は、具体的な実施形態に対して、一定の図面を参照して記載されるが、本発明は、それに限定されるではなく、請求項によってのみ限定される。記載された図面は、図式化されているだけであり、非限定的である。図面において、例示の目的のために、要素のいくつかのサイズは、誇張されており、等しい縮尺で描かれていない可能性がある。寸法および相対的な寸法は、本発明の実行に対する実際の換算に対応していない。
さらに、説明および請求項において、「第１」「第２」「第３」等の語は、類似の要素間の区別のために用いられており、順序または年代順に記載するために必ずしも用いられているわけではない。このように用いられた語は、適切な条件下で入れ替えることが可能であり、本願明細書に記載される本発明の実施形態は本願明細書で記載または例示された以外の他の順序で動作することができることを理解すべきである。
請求項において用いられる「含む（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」なる語は、以下に列挙される手段に限定するものと解釈すべきではなく、他の要素またはステップを排除しないことを認識すべきである。したがって、関連するものと同様に、提示された特徴、整数、ステップまたは構成要素の存在を明記するものと解釈すべきであり、１つまたは複数の他の特徴、整数、ステップまたは構成要素のまたはその群の存在または追加を除外するわけではない。したがって、「手段ＡおよびＢを含むデバイス」という表現の範囲は、構成要素のＡおよび構成要素のＢのみからなるデバイスに限定すべきではなく、本発明に関して、デバイスの関連構成要素がＡおよびＢであることを意味する。
定義および注釈
以下の語は、本発明の理解に役立てるためだけに提供される。これらの定義は、当業者によって理解される範囲より狭い範囲であると解釈すべきではない。
ａ／ｃ 航空機
Ａ 方向の余弦行列
Ａｘ 特定力のｘ成分
Ａｙ 特定力のｙ成分
Ａｚ 特定力のｚ成分
Ａｙ−ｃｅｎｔｒｏｉｄ ａ／ｃ基準系に対する仮想の重心位置におけるＡｙ
Ａｙ−ｃｇ ａ／ｃ ｃ．ｇ．におけるＡｙ
Ａｙ−ｐｉｌｏｔ ａ／ｃ基準系に対するパイロットのＡｙ
Ａｙ−ｐ シミュレ−タにおけるパイロットの基準点ＰにおけるＡｙ
ｃ 重心、移動プラットフォ−ムの重力の幾何的な中心
ｃ．ｇ．重力の中心
ｄ Ｐとロ−ル角加速度軸との間の距離
ｇ 地球の重力、９．８１ｍ／秒２
ｋ ゲイン
Ｋｄ ダウンチュ−ニングゲインロ−ルチャネル
Ｋｐ ダウンチュ−ニングゲインＡｙチャネル、ロ−ル入力
Ｋｒ ダウンチュ−ニングゲインＡｙチャネル、ヨ−入力
Ｋｈｐ ダウンチュ−ニングゲインの伝統的なｙ高域通過フィルタ
Ｋｌｐ ダウンチュ−ニングゲインの伝統的なφ低域通過フィルタ
Ｋｙ ゲインの横方向の調整
ｐ ロ−ル速度
Ｐ ラプラス演算子（意味：ｄ／ｄｔ）；パイロットの基準点
ｐ−ｌｉｍ ロ−ル速度制限
ｐ−ｌｔｄ 制限されたロ−ル速度
ｑ ピッチ速度
ｒ ヨ−速度
ｒ−ｌｉｍ ヨ−速度制限
ｒ−ｌｔｄ 制限されたヨ−速度
ｘｃ−ａｃ ａ／ｃ基準系における重心のｘ座標
ｚｃ−ａｃ ａ／ｃ基準系における重心のｚ座標
ｘｐ−ａｃ ａ／ｃ基準系におけるＰのｘ座標
ｚｐ−ａｃ ａ／ｃ基準系におけるＰのｚ座標
ｘｐ−ｃ 移動プラットフォ−ム系におけるＰのｘ座標
ｚｐ−ｃ 移動プラットフォ−ム系におけるＰのｚ座標
ｙ ｙ座標
ｙ−ｃ 固定プラットフォ−ム系における重心のｙ座標
ｙ−ｐ 固定プラットフォ−ム系におけるパイロットの基準点Ｐのｙ座標
δ 補助翼の制御輪偏向（°）
ψ ヨ−角度
θ ピッチ姿勢
φ ロ−ル角度
φ−ｈｐ ロ−ル角度高域通過フィルタ
φ−ｃｏｒ ロ−ル角度補正の新たな概念
Δ パイロットの基準点Ｐとプラットフォ−ム重心ｃとの間の垂直距離
τ 時間定数（秒）
ω 角周波数（ｒａｄ／秒）
ξ 減衰比
Ｃｎ ヨ−モ−メント係数
Ｃｌ ロ−ルモ−メント係数
以下の語は、本発明の理解に役立てるためだけに提供される。これらの定義は、当業者によって理解される範囲より狭い範囲であると解釈すべきではない。
ａ／ｃ 航空機
Ａ 方向の余弦行列
Ａｘ 特定力のｘ成分
Ａｙ 特定力のｙ成分
Ａｚ 特定力のｚ成分
Ａｙ−ｃｅｎｔｒｏｉｄ ａ／ｃ基準系に対する仮想の重心位置におけるＡｙ
Ａｙ−ｃｇ ａ／ｃ ｃ．ｇ．におけるＡｙ
Ａｙ−ｐｉｌｏｔ ａ／ｃ基準系に対するパイロットのＡｙ
Ａｙ−ｐ シミュレ−タにおけるパイロットの基準点ＰにおけるＡｙ
ｃ 重心、移動プラットフォ−ムの重力の幾何的な中心
ｃ．ｇ．重力の中心
ｄ Ｐとロ−ル角加速度軸との間の距離
ｇ 地球の重力、９．８１ｍ／秒２
ｋ ゲイン
Ｋｄ ダウンチュ−ニングゲインロ−ルチャネル
Ｋｐ ダウンチュ−ニングゲインＡｙチャネル、ロ−ル入力
Ｋｒ ダウンチュ−ニングゲインＡｙチャネル、ヨ−入力
Ｋｈｐ ダウンチュ−ニングゲインの伝統的なｙ高域通過フィルタ
Ｋｌｐ ダウンチュ−ニングゲインの伝統的なφ低域通過フィルタ
Ｋｙ ゲインの横方向の調整
ｐ ロ−ル速度
Ｐ ラプラス演算子（意味：ｄ／ｄｔ）；パイロットの基準点
ｐ−ｌｉｍ ロ−ル速度制限
ｐ−ｌｔｄ 制限されたロ−ル速度
ｑ ピッチ速度
ｒ ヨ−速度
ｒ−ｌｉｍ ヨ−速度制限
ｒ−ｌｔｄ 制限されたヨ−速度
ｘｃ−ａｃ ａ／ｃ基準系における重心のｘ座標
ｚｃ−ａｃ ａ／ｃ基準系における重心のｚ座標
ｘｐ−ａｃ ａ／ｃ基準系におけるＰのｘ座標
ｚｐ−ａｃ ａ／ｃ基準系におけるＰのｚ座標
ｘｐ−ｃ 移動プラットフォ−ム系におけるＰのｘ座標
ｚｐ−ｃ 移動プラットフォ−ム系におけるＰのｚ座標
ｙ ｙ座標
ｙ−ｃ 固定プラットフォ−ム系における重心のｙ座標
ｙ−ｐ 固定プラットフォ−ム系におけるパイロットの基準点Ｐのｙ座標
δ 補助翼の制御輪偏向（°）
ψ ヨ−角度
θ ピッチ姿勢
φ ロ−ル角度
φ−ｈｐ ロ−ル角度高域通過フィルタ
φ−ｃｏｒ ロ−ル角度補正の新たな概念
Δ パイロットの基準点Ｐとプラットフォ−ム重心ｃとの間の垂直距離
τ 時間定数（秒）
ω 角周波数（ｒａｄ／秒）
ξ 減衰比
Ｃｎ ヨ−モ−メント係数
Ｃｌ ロ−ルモ−メント係数
基準系
すべての基準系は、右手系であり、ｘは機首の方を指し、ｙは右向きに、ｚは下向きに指す。
すべての基準系は、右手系であり、ｘは機首の方を指し、ｙは右向きに、ｚは下向きに指す。
図１において、航空機基準系は、たとえば重力の中心である固定点にその原点があることを示している。図２において、固定プラットフォ−ム基準系は、重心の初期の位置にその原点があることを示している。図３は、重心のその原点がある移動プラットフォ−ム基準系を示している。
パイロットの基準点Ｐ（図４）
動きの認識が行われると仮定される点を考える。動きは、内耳の半規管を通じて認識される。しかし、触覚（「ズボンの尻（ｓｅａｔ ｏｆ ｔｈｅ ｐａｎｔｓ）」とも呼ばれる）による動きの認識もある。したがって、点Ｐは２人のパイロットの間で、彼らの頭と座席のクッションとの間の２分の１の高さに位置していると仮定される。代表的なフライトシミュレ−タにおいて、パイロットの基準点Ｐとシミュレ−タの重心ｃとの間の距離Δは１．００〜１．７５ｍである。
動きの認識が行われると仮定される点を考える。動きは、内耳の半規管を通じて認識される。しかし、触覚（「ズボンの尻（ｓｅａｔ ｏｆ ｔｈｅ ｐａｎｔｓ）」とも呼ばれる）による動きの認識もある。したがって、点Ｐは２人のパイロットの間で、彼らの頭と座席のクッションとの間の２分の１の高さに位置していると仮定される。代表的なフライトシミュレ−タにおいて、パイロットの基準点Ｐとシミュレ−タの重心ｃとの間の距離Δは１．００〜１．７５ｍである。
特定力（ｍ／秒２）
飛行における航空機モデル
１次近似が、Ｈ．Ｗｉｔｔｅｎｂｅｒｇ，Ｔｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｈｏｇｅｓｃｈｏｏｌ Ｄｅｌｆｔ，「Ｅｌｅｍｅｎｔａｉｒｅ ｂｅｓｃｈｏｕｗｉｎｇ ｏｖｅｒ ｄｅ
ｓａｍｅｎｈａｎｇ ｔｕｓｓｅｎ ｂｅｓｔｕｒｉｎｇ，ｓｔａｂｉｌｉｔｅｉｔ ｅｎ ｄｅｍｐｉｎｇ ｂｉｊ ｖｌｉｅｇｔｕｉｇｅｎ」，Ｍｅｍｏｒａｎｄｕｍ Ｍ−３１９，１９７９年１０月，ｐ．５−７）に基づいて、以下の伝達関数によって用いられる。
１次近似が、Ｈ．Ｗｉｔｔｅｎｂｅｒｇ，Ｔｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｈｏｇｅｓｃｈｏｏｌ Ｄｅｌｆｔ，「Ｅｌｅｍｅｎｔａｉｒｅ ｂｅｓｃｈｏｕｗｉｎｇ ｏｖｅｒ ｄｅ
ｓａｍｅｎｈａｎｇ ｔｕｓｓｅｎ ｂｅｓｔｕｒｉｎｇ，ｓｔａｂｉｌｉｔｅｉｔ ｅｎ ｄｅｍｐｉｎｇ ｂｉｊ ｖｌｉｅｇｔｕｉｇｅｎ」，Ｍｅｍｏｒａｎｄｕｍ Ｍ−３１９，１９７９年１０月，ｐ．５−７）に基づいて、以下の伝達関数によって用いられる。
これは、（航空機ｃ．ｇ．における特定のｙ力がない）調和旋回のシミュレ−ションの場合の良好な近似である。
図６は、進入体勢τａｃ＝０．６７秒でＢ７３７−３００型航空機に関する補助翼ステップに関する航空機の応答を示す。
なお、すべての時刻歴が１０秒周期で計算される。
ロ−ル速度（図６．２）は、その最終値に漸近的に近づくのに対し、ロ−ル加速度（図６．３）は初期のピ−ク値がゼロまで減衰していることを示している。
ロ−ル速度（図６．２）は、その最終値に漸近的に近づくのに対し、ロ−ル加速度（図６．３）は初期のピ−ク値がゼロまで減衰していることを示している。
なお、パイロットの基準点Ｐにおける横方向の特定力は、図６．３からロ−ル加速度と正確に同一の特性を呈する。ｘｐ−ａｃおよびｚｐ−ａｃが、ａ／ｃ基準系における点Ｐ（図４）の座標である場合には、Ｏ．Ｈ．Ｇｅｒｌａｃｈ，Ｔｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｈｏｇｅｓｃｈｏｏｌ Ｄｅｌｆｔ，「Ｖｌｉｅｇｅｉｇｅｎｓｃｈａｐｐｅｎ １」，Ｄｉｃｔａａｔ Ｄ ２６，１９８１年１０〜１１月、ｐ．２２７に基づいて示されることが
できる。
できる。
小さな角速度の場合には
ロ−ル角加速度の結果としての横方向の特定力は、
ＣｎδおよびＣｌδは、（たとえば、迎え角の関数として）周知である場合には、この値は、ｚｐ−ａｃの代わりに用いられることができる。
本発明は、ここで、本発明の複数の実施形態の詳細な説明によって記載される。本発明の他の実施形態は、本発明の真の精神または技術的教示を逸脱することなく、当業者の知識に基づいて構成されることができ、本発明は、添付請求項の項目によってのみ限定されることは明白である。
シミュレ−タのプラットフォ−ムは、公知の従来の設計であってもよい。そのようなシミュレ−タのプラットフォ−ムの実施形態は、図２０において例示されている。本発明はまた、少なくとも以下の２つの自由度、すなわち横変位（揺動）およびロ−ル角度を有する任意の設計にも適用可能である。その制御のみが、本発明の実施形態によって適合される。
本発明の実施形態による新たな動きの概念は、３つの基本的な改変のいずれかまたはその組み合わせに基づいている。
１°／図１２：補正重心変換
２°／図１３：ロ−ルチャネルにおけるφ−ｃｏｒの導入
３°／図１４：Ａｙの分解および相補型フィルタの追加
補正重心変換、図１２
（「発明の背景」において）既に説明した重心変換は、大きな誤差を含んでいる。プラットフォ−ムの動きは、重心ｃのフィルタリングされた動きであるため、パイロットの基準点Ｐが重心ｃに位置していないときには、擬似的な加速度が、プラットフォ−ムの角加速度と、重心ｃとパイロットの基準点Ｐとの間のｘ方向およびｚ方向における距離との組み合わせによって、パイロットの基準点Ｐで生成される。
２°／図１３：ロ−ルチャネルにおけるφ−ｃｏｒの導入
３°／図１４：Ａｙの分解および相補型フィルタの追加
補正重心変換、図１２
（「発明の背景」において）既に説明した重心変換は、大きな誤差を含んでいる。プラットフォ−ムの動きは、重心ｃのフィルタリングされた動きであるため、パイロットの基準点Ｐが重心ｃに位置していないときには、擬似的な加速度が、プラットフォ−ムの角加速度と、重心ｃとパイロットの基準点Ｐとの間のｘ方向およびｚ方向における距離との組み合わせによって、パイロットの基準点Ｐで生成される。
したがって、本発明の実施形態によれば、改良された変換は、以下の通りである。
１°／（図８の場合のような）仮想の重心位置ｃではなく、パイロットの基準点Ｐ（図１２）におけるａ／ｃの特定力を計算するべきである。
１°／（図８の場合のような）仮想の重心位置ｃではなく、パイロットの基準点Ｐ（図１２）におけるａ／ｃの特定力を計算するべきである。
２°／これらの信号は、シミュレ−タのモ−ションプログラムに関する入力として、角速度と共に用いられることになっている。
３°／モ−ションプログラムからの３つの位置出力信号、
は、パイロットの基準点Ｐの命令された位置として考慮されることになっている。これらの信号は、以下のように、重心の命令された位置に向かって変換されるべきである。
移動プラットフォ−ム基準系に対するパイロットの基準点Ｐの座標を
とする。
以下の関係は、Ｆｉｌｉｐ Ｖａｎ Ｂｉｅｒｖｌｉｅｔ，Ｔｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｈｏｇｅｓｃｈｏｏｌ Ｄｅｌｆｔ，「Ｏｎｔｗｅｒｐ ｅｎ ｅｖａｌｕａｔｉｅ ｖａｎ ｓｔｕｕｒｃｏｍｍａｎｄｏｓｙｓｔｅｅｍ− ｒｅｇｅｌｗｅｔｔｅｎ ｍｅｔ
ｄｅ ｑｕｉｃｋｅｎｅｄ ｄｉｓｐｌａｙ ｍｅｔｈｏｄｅ」，ｂｉｊｌａｇｅ ２ Ｉｎｇｅｎｉｅｕｒｓｖｅｒｓｌａｇ，１９８２年３月に基づいて、Ｐとｃの固定プラットフォ−ム基準系の座標の間で保持する。
以下の関係は、Ｆｉｌｉｐ Ｖａｎ Ｂｉｅｒｖｌｉｅｔ，Ｔｅｃｈｎｉｓｃｈｅ Ｈｏｇｅｓｃｈｏｏｌ Ｄｅｌｆｔ，「Ｏｎｔｗｅｒｐ ｅｎ ｅｖａｌｕａｔｉｅ ｖａｎ ｓｔｕｕｒｃｏｍｍａｎｄｏｓｙｓｔｅｅｍ− ｒｅｇｅｌｗｅｔｔｅｎ ｍｅｔ
ｄｅ ｑｕｉｃｋｅｎｅｄ ｄｉｓｐｌａｙ ｍｅｔｈｏｄｅ」，ｂｉｊｌａｇｅ ２ Ｉｎｇｅｎｉｅｕｒｓｖｅｒｓｌａｇ，１９８２年３月に基づいて、Ｐとｃの固定プラットフォ−ム基準系の座標の間で保持する。
Ａ＝方向余弦行列である間、
その結果として
ｙ方向において、
ｚｐ−ｃの影響のみを考慮し、ψ、θおよびφの小さな値を仮定すると、
ロ−ルチャネルにおけるφ−ｃｏｒの導入、図１３
図９と比較して図１３を考える。フィルタのこの配置は、本発明の実施形態による低減した擬似的な横方向の特定力または擬似的な横方向の特定力のないロ−ル角加速度をシミュレ−トするために設計される。
図９と比較して図１３を考える。フィルタのこの配置は、本発明の実施形態による低減した擬似的な横方向の特定力または擬似的な横方向の特定力のないロ−ル角加速度をシミュレ−トするために設計される。
この方式に関して革新的なことは、ロ−ルチャネルへのロ−ル角度補正φ−ｃｏｒのフィ−ドフォワ−ドである。ロ−ル角度補正φ−ｃｏｒは、ｙウォッシュアウトフィルタによって誘発される擬似的な横方向の特定力に比例している。それは、低周波数信号である。それは、物理的な観点から、プラットフォ−ムがその直線減速度に比例して後方に傾けられることを意味する。（突然に止められたときに、給仕が飲み物をぐらつかさないようにするために、給仕用トレイを後ろに傾けなればならないのと全く同じである。）
横方向の調和係数Ｋｙ（０と１の間）は、シミュレ−タの横方向の揺動を低減することを意図している。
横方向の調和係数Ｋｙ（０と１の間）は、シミュレ−タの横方向の揺動を低減することを意図している。
それは、以下の方式を得られる。
これは、ゲインの横方向の調整がＫｙ＝１である場合には、特定力のｙ成分Ａｙ＝０であることを意味し、このことは完全調和を意味する。
Ｋｙ＝１の場合の時間応答が、図１５に示されている。Ａｙ＝０であることを明らかに示している。しかし、ロ−ル角加速度におけるわずかにさらに多くの歪みがあることも分かっている。（図１１．４および図１５．４を比較）
Ｋｙ＝１である場合には、アステリスク＊で強調される図１３における２つの信号経路は互いに相殺されることは明白である。これは、総合的なφフィルタがｙウォッシュアウトフィルタと直列であるφ高域通過フィルタに変形されることができることを意味している。
Ｋｙ＝１である場合には、アステリスク＊で強調される図１３における２つの信号経路は互いに相殺されることは明白である。これは、総合的なφフィルタがｙウォッシュアウトフィルタと直列であるφ高域通過フィルタに変形されることができることを意味している。
これはまた、ｙウォッシュアウトフィルタが好ましくは１次であって、２次またはそれ以上でないように選択される理由でもある。このように、総合的なフィルタは、３次であり、４次ではない。４次またはそれ以上の総号的なφフィルタは、ロ−ル角加速度のさらに一層の歪みという結果に終わるであろう。
Ｋｙを０．７または０．８に低減することは、横方向の調整を軽減する。しかし、ロ−ル角加速度の歪みもまた小さくなる結果につながる。
ラプラスの「最終値」定理を用いて、ステップ応答に関して、
であることが分かる。
これは、一定のロ−ル速度（一定の補助翼入力から）がシミュレ−タの一定の変位をもたらすことを意味している。総合的なフィルタの次数、すなわちφ高域通過フィルタおよびｙウォッシュアウトフィルタの和が、４次またはそれ以上であった場合には、
これは、一定のロ−ル速度（一定の補助翼入力から）がシミュレ−タの一定の変位をもたらすことを意味している。総合的なフィルタの次数、すなわちφ高域通過フィルタおよびｙウォッシュアウトフィルタの和が、４次またはそれ以上であった場合には、
したがって、３次の総合的なフィルタ、すなわち、２次のφ高域通過フィルタおよび１次のｙウォッシュアウトフィルタまたは１次のφ高域通過フィルタおよび２次のｙウォッシュアウトフィルタを選択することの第２の利点は、操縦後に、シミュレ−タが次の操縦、すなわち補助翼をニュ−トラルまたは対向する方向に戻すことを許容する準備を整えていることである。
Ａｙの分解および相補型フィルタの追加、図１４
航空機中のパイロットの座席における横方向の特定力は、上記で与えられた公式に基づいて、たとえばその重力の中心などの航空機の固定点の横方向の特定力と、たとえば重力の中心などのこの固定点の前および上におけるパイロットの位置に起因する加速度と、の和である。
航空機中のパイロットの座席における横方向の特定力は、上記で与えられた公式に基づいて、たとえばその重力の中心などの航空機の固定点の横方向の特定力と、たとえば重力の中心などのこの固定点の前および上におけるパイロットの位置に起因する加速度と、の和である。
横方向の特定力に関する良好な近似は、定義の段落で既に与えられており、角加速度に起因する加速度のみが考慮される場合には、
２次の相補型フィルタは、総合的な信号またはｃ．ｇ．におけるＡｙに関して用いることができないことが分かる。しかし、（加速度の積分である）信号ｐおよびｒが利用可能であるため、本発明の実施形態によれば、これらの信号は、２次の相補型フィルタへの入力信号として用いられることができる。これは、図１４に例示されている。たとえば重力の中心などの固定点における横方向の特定力のみが、伝統的なフィルタを介して依然として送信される。
相補的とは、それらの伝達関数の和が１に等しいか、または言い換えれば、入力信号がその完全な周波数量にわたって関係付けられることを意味する。開始は、横方向の変位、ロ−ル角度によるより低い周波数で与えられる。たとえば、ロ−ル加速度に起因する特定力の場合には、
なお、伝統的な航空機の場合には、ｚｐａｃ＜０である。
ラプラスの「初期値」定理を用いて、
ラプラスの「初期値」定理を用いて、
であることが分かる。
これは、ａ．ｃ．角加速度（ロ−ルまたはヨ−）における正のステップが、シミュレ−タの負のステップのロ−ル角加速度応答をもたらすことを意味している。ロ−ルのみの操縦をシミュレ−トする場合には、特定力のシミュレ−ションによるロ−ル加速度は、図１３のロ−ル回路からのロ−ル加速度応答を低減する。したがって、この影響を可能な限り低減するために、ω１を可能な限り低く選択することが重要である。
これは、ａ．ｃ．角加速度（ロ−ルまたはヨ−）における正のステップが、シミュレ−タの負のステップのロ−ル角加速度応答をもたらすことを意味している。ロ−ルのみの操縦をシミュレ−トする場合には、特定力のシミュレ−ションによるロ−ル加速度は、図１３のロ−ル回路からのロ−ル加速度応答を低減する。したがって、この影響を可能な限り低減するために、ω１を可能な限り低く選択することが重要である。
再び、ラプラスの「最終値」定理を用いて、
これは、所与のロ−ル速度またはヨ−速度が有限の横方向のシミュレ−タ位置をもたらすことを意味する。信号を分解し、個別のフィルタを用いるこの方法の明確な利点は、それらのフィルタのチュ−ニングが代表的な操縦に適合させることができることである。ヨ−フィルタは、地上滑走およびエンジン故障のために適合されることができ、ロ−ルフィルタは、ロ−ル角度補正（φ−ｃｏｒ）概念と組み合わせた調和回転のために適合されることができる。
なお、統合的な位置および角度を得るために、「ロ−ルチャネル」（図１３）および「Ａｙ特定力フィルタ」（図１４）からの位置および角度は、互いに加算されなければならない。これが、パイロットの基準点Ｐの位置であるとき、本発明の実施形態によれば、好ましくは上記で与えられた式（図１２）に基づいて、重心位置に変形される。
考察
ロ−ル操縦
本発明の実施形態による完全な概念、すなわち、補正重心変化、ロ−ル角度補正の導入およびＡＹの分解および相補型フィルタの追加による少数の時刻歴が、図１６および図１７において与えられる。最大の横方向の運動は、１．２０ｍの代表値であるように選択された。以下の観察を行うことができる。
ロ−ル操縦
本発明の実施形態による完全な概念、すなわち、補正重心変化、ロ−ル角度補正の導入およびＡＹの分解および相補型フィルタの追加による少数の時刻歴が、図１６および図１７において与えられる。最大の横方向の運動は、１．２０ｍの代表値であるように選択された。以下の観察を行うことができる。
１°／Ｋｙ＝１（図１６）が選択される場合には、シミュレ−タにおいてパイロットの基準点Ｐにおける横方向の特定力の認識Ａｙは、航空機におけるその値に正確に比例する（ゲインＫｄ）（図１６．５）。
２°／Ｋｙの選択がある程度低く、たとえばＫｙ＝０．８（図１７）である場合には、Ａｙ信号のわずかな歪み（図１７．５）があり、同時に必要とされる横方向の運動が漸減し（図１７．１対図１６．１）、ロ−ル角加速度φの応答がわずかに改善する（図１７．４対図１６．４）。
シミュレ−タの最大許容移動を決して超えないようにするために、本発明の実施形態によれば、速度限定関数を加算することができる（図１８）。
この関数の時間に関する２次導関数は、連続的である。
地上滑走操縦
含まれている時刻歴はない。
地上滑走操縦
含まれている時刻歴はない。
特に減速した滑走速度で、ｃｇにおけるＡｙは、「低周波数性」、すなわち、主要なタイヤにおける横力の急激な変化はない。したがって、この方式の最大の利点は、そのような速度で明白となる。
本発明の上述の方法の実施形態は、図１９に示されているような処理システム１５００で実装されてもよい。図１９は、たとえば、ＲＡＭ、ＲＯＭなどのメモリの少なくとも１つの形態を含むメモリサブシステム１５０５に連結される少なくとも１つのプログラム可能なプロセッサ１５０３を含む処理システム１５００の１つの構成を示している。少なくとも１つのディスクドライブおよび／またはＣＤ−ＲＯＭドライブおよび／またはＤＶＤドライブを有する格納サブシステム１５０７が、含まれてもよい。一部の実装において、ディスプレイシステム、キ−ボ−ドおよびポインティングデバイスが、情報を手動で入力するために、ユ−ザに提供するためのユ−ザインタ−フェイスサブシステム１５０９の一部として含まれてもよい。デ−タの入力および出力を行うためのポ−トもまた、含まれてもよい。ネットワ−ク接続などのさらに多くの要素、種々のデバイスへのインタ−フェイ
スなどが含まれてもよいが、図１９には示されていない。処理システム１５００の種々の要素は、簡単にするため、単独のバスとして図１９に示されるバスサブシステム１５１３を介するものを含め、種々の方法で連結されてもよいが、少なくとも１つのバスのシステムを含むことを当業者は理解されよう。メモリサブシステム１５０５のメモリは、処理システム１５００で実行されるときに、本願明細書に記載される方法の実施形態のステップを実行する指示の集合の一部またはすべて（いずれの場合も１５１１として示される）をある時間保持してもよい。したがって、図１９に示されているような処理システム１５００が従来技術であるのに対し、本発明の態様を実行するための指示を含むシステムは、従来技術ではなく、したがって、図１９は、従来技術としてラベル付けされていない。
スなどが含まれてもよいが、図１９には示されていない。処理システム１５００の種々の要素は、簡単にするため、単独のバスとして図１９に示されるバスサブシステム１５１３を介するものを含め、種々の方法で連結されてもよいが、少なくとも１つのバスのシステムを含むことを当業者は理解されよう。メモリサブシステム１５０５のメモリは、処理システム１５００で実行されるときに、本願明細書に記載される方法の実施形態のステップを実行する指示の集合の一部またはすべて（いずれの場合も１５１１として示される）をある時間保持してもよい。したがって、図１９に示されているような処理システム１５００が従来技術であるのに対し、本発明の態様を実行するための指示を含むシステムは、従来技術ではなく、したがって、図１９は、従来技術としてラベル付けされていない。
なお、１つのプロセッサ１５０３または複数のプロセッサは、汎用であってもよく、または特殊目的のプロセッサであってもよく、たとえば、他の機能を実行する他の構成要素を有するチップをデバイスに包含するためのものであってもよい。したがって、本発明の１つまたは複数の態様は、ディジタル電子回路またはコンピュ−タハ−ドウェア、ファ−ムウェア、ソフトウェアまたはそれらの組み合わせで実装されることができる。さらに、本発明の態様は、プログラム可能なプロセッサによる実行のための機械読出し可能なコ−ドを搬送するキャリア媒体で明白に具体化されるコンピュ−タプログラム製品で実装されることができる。本発明の方法ステップは、たとえば、入力デ−タで動作し、出力デ−タを生成することによって、本発明のそれらの態様の機能を実行するための指示を実行するプログラム可能なプロセッサによって実現されてもよい。
上記の処理システムは、たとえば、図２０に示されるようなフライトシミュレ−タにおいて用いるためであってもよい。
好ましい実施形態が本発明による方法およびデバイスに関して本願明細書において説明されているが、形態および詳細における種々の変更または改変は、本発明の範囲および精神を逸脱することなく行われてもよいことを理解すべきである。
重心に対するパイロットの基準点の座標
航空機に対する重心の座標
Claims (14)
- フライトシミュレ−タの移動を制御するための方法であって、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を含み、それによって、ロ−ル速度（ｐ）およびヨ−速度（ｒ）のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力（Ａｙ）が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置（ｙ）およびロ−ル角度（φ）に変形され、方法は、
−シミュレ−タの横位置（ｙ）の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数（φｃｏｒ）を用いて、ロ−ル角度（φ）のもともとの計算値（φｈｐ）を補正することによって、シミュレ−トされる航空機のロ−ル角度に起因するシミュレ−タのロ−ル角度を計算するステップ
および／または、以下のステップを含み、
前記以下のステップは、
−シミュレ−トされる航空機のロ−ル角度におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力（Ａｙｐｉｌｏｔ）を、第１の成分および第２の成分に分解するステップであって、公式
−第１および第２の相補型フィルタの集合によって、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするステップと、相補型フィルタは、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタおよび各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を用いて所望のシミュレ−タの横位置（ｙ）を計算し、低域通過フィルタおよび各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を用いて所望のシミュレ−タのロ−ル角度（φ）を計算するステップ、を有し、
横方向における特定力の第２の成分が、４つのさらなるフィルタ、すなわち、ロ−ル加速度用の２つの相補型フィルタの第１の集合およびヨ−加速度用の２つの相補型フィルタの第２の集合によって得られ、相補型フィルタの各集合において、一方は、シミュレ−タの横方向の偏倚運動を命令するためであり、他方は、伝達関数の公式
式中、Ｐはラプラス演算子であり、ω1およびω2は角周波数であり、ｇは地球の重力定数であり、Ｐｌｔｄおよびｒｌｔｄはそれぞれ、入力ロ−ル速度およびヨ−速度であり、それぞれダウンチュ−ニングゲイン係数ＫｄおよびＫｒと、任意に速度制限関数によって制限される、方法。 - 前記モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点（Ｐ）の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換するステップを、さらに含む請求項１に記載の方法。
- シミュレ−タのロ−ル角度（φｒｏｌｌ）を計算することは、公式
- 前記数学的変換において、０と１との間の横方向の調和係数Ｋｙが導入され、「非調和」（Ｋｙ＝０）と「完全調和」（Ｋｙ＝１）との間で調整することによって、一部の許容可能な擬似的な横方向の特定力を犠牲にして、横方向の運動を削減することを可能にする、請求項３に記載の方法。
- Ｋｙ＝１であり、ロ−ル角度（φ−ｒｏｌｌ）は、３次または４次の高域通過フィルタによって得られ、横方向の加速度は、各時間で、地球の加速度（ｇ）によって乗じられるこのロ−ル角度（φ−ｒｏｌｌ）に等しい、請求項４に記載の方法。
- 数学的変換は、以下の伝達関数の公式
式中、Ｐはラプラス演算子であり、ω0は角周波数であり、τは時間定数であり、Ｐｌｔｄはダウンチュ−ニングゲイン係数Ｋｄおよび任意にロ−ル速度制限関数によって制限される入力ロ−ル速度であり、補助翼コマンドにおけるステップに関して、シミュレ−タの横方向の運動が有限値であるようにする、請求項３〜５のいずれか一項に記載の方法。 - シミュレ−トされる航空機の固定点は、前記シミュレ−トされる航空機の重力の中心である、請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
- フライトシミュレ−タに関連する計算デバイスで実行される場合に、航空機をシミュレ−トする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の方法を実行するためのコンピュ−タプログラム。
- 請求項８に記載のコンピュ−タプログラムを搬送する、機械読み出し可能なデータ記憶デバイス。
- 前記コンピュ−タプログラムは、ロ−カルエリアネットワ−クまたはワイドエリアネットワ−ク上で伝送される、請求項８に記載のコンピュ−タプログラム。
- フライトシミュレ−タの運動を制御するための制御装置であって、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、
それによって、ロ−ル速度（ｐ）およびヨ−速度（ｒ）のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力（Ａｙ）が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置（ｙ）およびロ−ル角度（φ）に変形され、
制御装置は、
−シミュレ−タの横位置（ｙ）の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数（φｃｏｒ）を用いて、ロ−ル角度（φ）のもともとの計算値（φｈｐ）を補正することによって、シミュレ−トされる航空機のロ−ル角度に起因するシミュレ−タのロ−ル角度（φ）を計算するように適合される第１の計算器
および
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力（Ａｙｐｉｌｏｔ）を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される第２の計算器であって、
公式
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置（ｙ）を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度（φ）を計算する結合器と、
および
−モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点（Ｐ）の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換するための変換器と、
を備える制御装置。 - フライトシミュレ−タの運動を制御するための制御装置であって、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、
それによって、ロ−ル速度（ｐ）およびヨ−速度（ｒ）のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力（Ａｙ）が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置（ｙ）およびロ−ル角度（φ）に変形され、
制御装置は、
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力（Ａｙｐｉｌｏｔ）を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される計算器であって、
公式
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置（ｙ）を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度（φ）を計算する結合器と、を備える制御装置。 - 制御された運動を行うように適合されたフライトシミュレ−タであって、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、
それによって、ロ−ル速度（ｐ）およびヨ−速度（ｒ）のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力（Ａｙ）が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置（ｙ）およびロ−ル角度（ｐ）に変形され、フライトシミュレ−タは、
−シミュレ−タの横位置（ｙ）の地球の重力の位置合わせを計算しているときに用いられるウォッシュアウトフィルタによって誘発される横方向の特定力に比例する補正係数（φｃｏｒ）を用いて、ロ−ル角度（φ）のもともとの計算値（φｈｐ）を補正することによって、シミュレ−トされる航空機のロ−ル角度に起因するシミュレ−タのロ−ル角度（φ）を計算するように適合される第１の計算器
および
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力（Ａｙｐｉｌｏｔ）を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される第２の計算器であって、
公式
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置（ｙ）を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度（φ）を計算する結合器と、
および
−モ−ションプログラムによって得られたシミュレ−タにおけるパイロットの基準点（Ｐ）の位置をシミュレ−タの重心の位置に変換するための変換器と、
を備える、フライトシミュレ−タ。 - 制御された運動を行うように適合されたフライトシミュレ−タであって、パイロットの座席に座ったパイロットによって認識される直線加速度および角加速度を必要とし、
それによって、ロ−ル速度（ｐ）およびヨ−速度（ｒ）のほか、シミュレ−トされる航空機のモデルに基づいて、シミュレ−トされる航空機の固定点において計算された横方向における特定力（Ａｙ）が、モ−ションプログラムによって、シミュレ−タの横位置（ｙ）およびロ−ル角度（ｐ）に変形され、フライトシミュレ−タは、
−シミュレ−トされる航空機におけるパイロットの基準点で作用する横方向における特定力（Ａｙｐｉｌｏｔ）を、第１の成分および第２の成分に分解するように適合される計算器であって、
公式
−第１および第２の相補型フィルタの２つの集合と、相補型フィルタは、第２の成分の項のそれぞれを並列にフィルタリングするために、伝達関数の和が１であるフィルタであり、
−高域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第１のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タの横位置（ｙ）を計算する結合器および低域通過フィルタの出力および各集合の相補型フィルタの第２のフィルタの出力の和を結合して所望のシミュレ−タのロ−ル角度（φ）を計算する結合器と、を備える、フライトシミュレ−タ。
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