JP6905221B2 - 垂直離着陸機の誘導制御装置、垂直離着陸機、垂直離着陸機の誘導制御方法及び垂直離着陸機の誘導制御プログラム - Google Patents
垂直離着陸機の誘導制御装置、垂直離着陸機、垂直離着陸機の誘導制御方法及び垂直離着陸機の誘導制御プログラム Download PDFInfo
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Description
本発明は、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ（Ｖｅｒｔｉｃａｌ Ｔａｋｅｏｆｆ Ｌａｎｄｉｎｇ）機などの垂直離着陸機の誘導制御装置、垂直離着陸機、垂直離着陸機の誘導制御方法及び垂直離着陸機の誘導制御プログラムに関する。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機は、ヘリコプタのような垂直離着陸能力と固定翼機並みの高速・長距離飛行性能を両立する新たな形態の航空機である。
前後に配置されたタンデム翼・プロペラを有し、これらをティルト機構により回転させることにより、ヘリコプタ・モードから飛行機モードへと遷移する。
滑走路のない狭小エリアから離着陸し遠方への進出を可能とする能力は、Ｄｏｏｒ−Ｔｏ−Ｄｏｏｒの移動時間を短縮したり、広範エリアの観測を効率化することから、旅客機のみでなく無人航空機の分野でも有望な技術と期待されている。
これまでの研究や技術開発で、
・主翼ティルト角を鉛直（Ｔｉｌｔ=９０ｄｅｇ）とした垂直離着陸（ヘリコプタ・モード）から、ティルト角を水平（Ｔｉｌｔ=０ｄｅｇ）とする巡航（飛行機モード）までの飛行（以降、これを「完全遷移」という）を実現するためのタンデム主翼設計法（形状設計）（非特許文献１、２参照）
・完全遷移のための飛行領域をカバーする基本空力特性の把握（非特許文献１、２参照）
・手動操縦による完全遷移飛行を可能にするための操縦系構成法（特許文献１参照）
・手動姿勢角コマンドによる完全遷移飛行を可能にするための姿勢制御則設計法（特許文献１参照）
に関する技術が開発され、小型無人実験機による飛行実証にてその有効性が確認されてきた。
・主翼ティルト角を鉛直（Ｔｉｌｔ=９０ｄｅｇ）とした垂直離着陸（ヘリコプタ・モード）から、ティルト角を水平（Ｔｉｌｔ=０ｄｅｇ）とする巡航（飛行機モード）までの飛行（以降、これを「完全遷移」という）を実現するためのタンデム主翼設計法（形状設計）（非特許文献１、２参照）
・完全遷移のための飛行領域をカバーする基本空力特性の把握（非特許文献１、２参照）
・手動操縦による完全遷移飛行を可能にするための操縦系構成法（特許文献１参照）
・手動姿勢角コマンドによる完全遷移飛行を可能にするための姿勢制御則設計法（特許文献１参照）
に関する技術が開発され、小型無人実験機による飛行実証にてその有効性が確認されてきた。
Ｋ． Ｍｕｒａｏｋａ、 Ｎ． Ｏｋａｄａ ａｎｄ Ｄ． Ｋｕｂｏ： Ｑｕａｄ Ｔｉｌｔ Ｗｉｎｇ Ｖｔｏｌ Ｕａｖ： Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ Ａｎｄ Ｐｒｏｔｏｔｙｐｅ Ｆｌｉｇｈｔ Ｔｅｓｔ、 Ａｉａａ ２００９−１８３４、 ２００９
Ｍｕｒａｏｋａ、 ｋ．、 ｏｋａｄａ、 ｎ． ｋｕｂｏ、 ｄ． Ａｎｄ ｓａｔｏ、 ｍ．、 "Ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎ Ｆｌｉｇｈｔ Ｏｆ Ｑｕａｄ Ｔｉｌｔ Ｗｉｎｇ Ｖｔｏｌ Ｕａｖ"、 Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ Ｏｆ Ｔｈｅ ２８Ｔｈ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｃｏｎｇｒｅｓｓ Ｏｆ Ｔｈe Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ ｓｃｉｅｎｃｅｓ、 ２０１２．
これまで開発された技術範囲において、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機を飛行させる場合、以下の課題がある。
無人航空機の場合：
・操縦・制御則の技術範囲が姿勢制御則にとどまるため、操縦は、遠隔操縦装置（プロポ）を用いた手動操縦または手動姿勢角コマンドによる操縦となる。そのため、飛行範囲が操縦者（パイロット）からの目視範囲内に限られてしまう。
・プログラム飛行経路に追従するような、いわゆる自動飛行ができない。
有人機として応用する場合：
・操縦・制御則の技術範囲が姿勢制御則にとどまるため、パイロットはサイド・スティックなどの操縦装置による入力を継続的に実施しなければならない。そのためコックピット内での操縦や機器操作、管制通信などを行うためのワークロードが、固定翼旅客機などに比較して大きくなってしまい安全性のリスクが上昇する。
無人航空機の場合：
・操縦・制御則の技術範囲が姿勢制御則にとどまるため、操縦は、遠隔操縦装置（プロポ）を用いた手動操縦または手動姿勢角コマンドによる操縦となる。そのため、飛行範囲が操縦者（パイロット）からの目視範囲内に限られてしまう。
・プログラム飛行経路に追従するような、いわゆる自動飛行ができない。
有人機として応用する場合：
・操縦・制御則の技術範囲が姿勢制御則にとどまるため、パイロットはサイド・スティックなどの操縦装置による入力を継続的に実施しなければならない。そのためコックピット内での操縦や機器操作、管制通信などを行うためのワークロードが、固定翼旅客機などに比較して大きくなってしまい安全性のリスクが上昇する。
これらを解決するためには、「誘導則」の構築が必要であり、更にその上層の「航法則」によるコマンド生成でプログラム飛行などのいわゆる自動飛行が可能になる。「誘導則」は従来の航空機でも広く一般に用いられている。
しかしながら、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機などの垂直離着陸機の場合、ティルト角や飛行速度などの変化する遷移飛行状態に応じてその特性が大きく変わることから、これに対応する「誘導則」の設計法が存在しない。
以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、速度コマンド、昇降率コマンド及び機首方位コマンドの入力に追従した自動誘導飛行を可能とし、しかもティルト角や飛行速度などの変化する遷移飛行の全領域にわたってそのような自動誘導飛行をカバーすることができる垂直離着陸機の誘導制御装置、垂直離着陸機、垂直離着陸機の誘導制御方法及び垂直離着陸機の誘導制御プログラムを提供することにある。
上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御装置は、機体の第１の状態パラメータ、入力された昇降率コマンド及び前進速度コマンドから、前記機体の形態の変化に係る形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ピッチ姿勢角コマンド及びスロットル・コマンドを生成する縦誘導則生成部と、前記機体の第２の状態パラメータ、入力された機首方位コマンド及び横進速度コマンドから、前記形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ロール姿勢角コマンド及びヨー・スティック・コマンドを生成する横・方向誘導則生成部とを具備する。
本発明では、速度コマンド、昇降率コマンド及び機首方位コマンドの入力に対し、機体の形態の変化に係る形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、操縦コマンドを生成しているので、昇降率コマンド及び機首方位コマンドの入力に追従した自動誘導飛行を可能とし、しかもティルト角や飛行速度などの変化する遷移飛行の全領域にわたってそのような自動誘導飛行をカバーすることができる。更に、この誘導則に対して「航法則」を付加することでプログラム飛行が可能となる。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御装置では、前記機体の形態の変化に係る形態パラメータは、前記垂直離着陸機の主翼のティルト角又は前記垂直離着陸機が搭載する高揚力デバイスにおける揚力を決定するパラメータである。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御装置では、前記フィードバック誘導制御は、ＰＩＤ制御またはＨ∞制御である。勿論他のフィードバック誘導制御であってもよい。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御装置では、前記第１の状態パラメータは、昇降率及び対気速度信号若しくは対地速度信号であり、前記第２の状態パラメータは、機首方位若しくはトラック角及び横進速度信号である。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御装置では、前記フィードバック誘導制御は、ＰＩＤ制御であって、前記縦誘導則生成部及び横・方向誘導則生成部のそれぞれは、前記ＰＩＤ制御の比例ゲイン、積分ゲイン及び微分ゲインの調整パラメータを、前記形態パラメータに基づき変化させる。Ｈ∞制御などにおいても、いわゆるその制御ゲインを前記形態パラメータに基づき変化させる。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御装置では、前記縦誘導則生成部は、前記入力された昇降率コマンドの最大値及び最小値を制限する第１の入力フィルタと、前記入力された前進速度コマンドの最大値及び最小値を制限する第２の入力フィルタと，前期出力されるピッチ姿勢角コマンドの最大値及び最小値を制限する第1の出力フィルタと，前期出力されるスロットル・コマンドの最大値及び最小値を制限する第２の出力フィルタとを有し、前記第１及び第２のフィルタそれぞれの前記最大値及び最小値を前記形態パラメータに基づき制御し、前記横・方向誘導則生成部は、前記入力された機首方位コマンド若しくはトラック角コマンドの最大値及び最小値を制限する第３の入力フィルタと、横進速度コマンドの最大値及び最小値を制限する第４の入力フィルタと、前記出力されるロール姿勢角コマンドの最大値及び最小値を制限する第３の出力フィルタと，ヨー・スティック・コマンドの最大値及び最小値を制限する第４の出力フィルタとを有し、前記第１，第２，第３及び第４の入力フィルタ及び第１、第２，第３，第４の出力フィルタそれぞれの前記最大値及び最小値を前記形態パラメータに基づき制御する。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機は、上記構成の誘導制御装置を備える。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御方法は、機体の第１の状態パラメータ、入力された昇降率コマンド及び前進速度コマンドから、前記機体の形態の変化に係る形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ピッチ姿勢角コマンド及びスロットル・コマンドを生成し、前記機体の第２の状態パラメータ、入力された機首方位コマンド及び横進速度コマンドから、前記形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ロール姿勢角コマンド及びヨー・スティック・コマンドを生成する。
本発明の一形態に係る垂直離着陸機の誘導制御プログラムは、機体の第１の状態パラメータ、入力された昇降率コマンド及び前進速度コマンドから、前記機体の形態の変化に係る形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ピッチ姿勢角コマンド及びスロットル・コマンドを生成し、前記機体の第２の状態パラメータ、入力された機首方位コマンド及び横進速度コマンドから、前記形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ロール姿勢角コマンド及びヨー・スティック・コマンドを生成するステップをコンピュータに実行させる。
本発明により、速度コマンド、昇降率コマンド及び機首方位コマンドの入力に追従した自動誘導飛行が可能となり、しかもティルト角や飛行速度などの変化する遷移飛行の全領域にわたってそのような自動誘導飛行をカバーすることができる。
以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
［４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機の概略］
図１は、本発明の一実施形態に係る４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機の概念を示す図である。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、ティルトが可能な左右前後４枚の翼１１を有する。翼１１には、それぞれの前方にプロペラ１２が取り付けられ、それぞれの後方にフラッペロン（フラップ，エレベータ，エルロンおよびヨー制御として使う空力舵面／高揚力デバイス）１３が設けられている。また、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、尾翼１４を有し、尾翼１４には、ラダー１５が設けられている。
図１は、本発明の一実施形態に係る４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機の概念を示す図である。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、ティルトが可能な左右前後４枚の翼１１を有する。翼１１には、それぞれの前方にプロペラ１２が取り付けられ、それぞれの後方にフラッペロン（フラップ，エレベータ，エルロンおよびヨー制御として使う空力舵面／高揚力デバイス）１３が設けられている。また、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、尾翼１４を有し、尾翼１４には、ラダー１５が設けられている。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、垂直離着陸モード、遷移モード及び飛行機モードの３つのモードを有する。垂直離着陸モードでは、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、各プロペラ１２が上方を向くように翼１１をティルトさせる。この場合に、翼１１は垂直である。飛行機モードでは、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、各プロペラ１２が前方を向くように翼１１をティルトさせる。この場合に、翼１１は水平である。遷移モードでは、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、プロペラ１２が所定角度斜め上方を向くように翼１１をティルトさせる。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、離陸時には、典型的には通常のヘリコプタと同様の形態で離陸する垂直離着陸モード、その後遷移モード、飛行機モードの順番でモードを切り替えていき、所望の高度に達したときに通常の飛行機と同様の形態で飛行する。また、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、着陸時には、典型的には飛行モード、遷移モード、垂直離着陸モードの順番でモードを切り替えていき、着陸直前では通常のヘリコプタと同様の形態で着陸する
［４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機のシステム構成］
図２は、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１のシステム構成を示す図である。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、各プロペラ１２を駆動する４つのモータ１６と、各翼１１に設けられたフラッペロン１３などを含む４つの空力舵面／高揚力デバイス１７と、前一対の翼１１及び後一対の翼１１をそれぞれティルト駆動する２つのティルト駆動部１８と、尾翼１４に設けられたラダー１５を駆動する１つのラダー駆動部１９とを有する。
図２は、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１のシステム構成を示す図である。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、各プロペラ１２を駆動する４つのモータ１６と、各翼１１に設けられたフラッペロン１３などを含む４つの空力舵面／高揚力デバイス１７と、前一対の翼１１及び後一対の翼１１をそれぞれティルト駆動する２つのティルト駆動部１８と、尾翼１４に設けられたラダー１５を駆動する１つのラダー駆動部１９とを有する。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、各モータ１６のスピードをコントロールする４つのモータ・スピード・コントローラ２０と、各空力舵面／高揚力デバイス１７をコントロールするフラッペロン・サーボ２１ａと、各ティルト駆動部１８をコントロールする２つのティルト・サーボ２１ｂと、ラダー駆動部１９をコントロールするラダー・サーボ２２とを有する。
４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１は、更に、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３と、エアー・データセンサ２４と、システム状態センサ２５と、動力電源２６と、システム電源２７と、ＲＣ受信機２８と、特小モデム２９と、制御計算機３０とを有する。
ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３は、緯度経度、ＧＰＳ高度、対地速度、昇降率、姿勢、加速度などを検出する。エアー・データセンサ２４は、対気速度、気圧高度などを検出する。システム状態センサ２５は、モータ１６の回転数、電流、電圧、温度などを検出する。これらのＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４及びシステム状態センサ２５の検出結果とは、典型的には機体の姿勢角（ピッチ、ロール、ヨー）、速度（Ｘ方向、Ｙ方向、Ｚ方向，対気速度）、位置（Ｘ、 Ｙ、Ｚ)、角加速度などであり、制御計算機３０に入力される。
動力電源２６は、モータ・スピード・コントローラ２０を介してモータ１６に電力を供給する。システム電源２７は、フラッペロン・サーボ２１、ティルト・サーボ２１、ラダー・サーボ２２、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４、システム状態センサ２５、ＲＣ受信機２８、特小モデム２９、制御計算機３０に電力を供給する。
ＲＣ受信機２８は、遠隔操縦装置（プロポ）１３１からの手動による操縦指令を受信する。特小モデム２９は、特小モデム１３３を介して地上局１３２との間でコマンドや機器状態データ等を送受信する。ＲＣ受信機２８及び特小モデム２９によって受信された信号は、制御計算機３０に入力される。制御計算機３０からの送信信号は、特小モデム２９を介して送信される
［制御計算機の構成］
図３は、制御計算機３０の概略構成を示すブロック図である。
図３は、制御計算機３０の概略構成を示すブロック図である。
制御計算機３０は、所定のプログラム（ソフトウェア）を実行するものである。
制御計算機３０は、操縦・制御則系（ＳＣＡＳ：Ｓｔａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ）３１と、誘導則系３２と、航法則系３３とを有する。これらは、それぞれ、後述するように縦のループと横・方向のループとに別れている。
操縦・制御則系３１は、所望とする操縦に対して機体３４のピッチ、ロール、ヨー３軸が不要の動きをした場合、この企図しない不要の動きを感知し、これを封じるよう操縦系を作動させて安定を図る。
誘導則系３２は、翼１１のティルト角や機体３４からのセンサ信号（機体３４の運動の検出結果）を取り込み処理し、当該誘導則系３２において利用可能とし、これらの利用可能な信号、速度コマンド、昇降率コマンド及び機首方位コマンドに応じて機体３４の操縦に必要なコマンドを生成する。
航法則系３３は、所望とする飛行経路及び速度に応じた速度コマンド、昇降率コマンド及び機首方位コマンドを生成する。
操縦・制御則系３１は、所望とする操縦に対して機体３４のピッチ、ロール、ヨー３軸が不要の動きをした場合、この企図しない不要の動きを感知し、これを封じるよう操縦系を作動させて安定を図る。
誘導則系３２は、翼１１のティルト角や機体３４からのセンサ信号（機体３４の運動の検出結果）を取り込み処理し、当該誘導則系３２において利用可能とし、これらの利用可能な信号、速度コマンド、昇降率コマンド及び機首方位コマンドに応じて機体３４の操縦に必要なコマンドを生成する。
航法則系３３は、所望とする飛行経路及び速度に応じた速度コマンド、昇降率コマンド及び機首方位コマンドを生成する。
図４は、図３に示した制御計算機３０の構成を詳細に示したブロック図である。
操縦・制御則系３１は、ピッチ姿勢保持(制御)系（Ｐｉｔｃｈ ＳＣＡＳ）３１ａと、スロットル駆動系（ＴｈｒＤｒｉｖｅ）３１ｂと、縦のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｃと、ロール姿勢保持(制御)系（ＲｏｌｌＳＣＡＳ）３１ｄと、横・方向のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｅとを有する。
誘導則系３２は、制御則の縦のループである縦誘導則生成部としての飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａと、制御則の横・方向のループである横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂとを有する。
航法則系３３は、高度保持航法／誘導系（ＡＬＴ）３３ａと、水平面内航法系（ｎａｖｔｒａｃｋ）３３ｂとを有する。
操縦・制御則系３１は、ピッチ姿勢保持(制御)系（Ｐｉｔｃｈ ＳＣＡＳ）３１ａと、スロットル駆動系（ＴｈｒＤｒｉｖｅ）３１ｂと、縦のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｃと、ロール姿勢保持(制御)系（ＲｏｌｌＳＣＡＳ）３１ｄと、横・方向のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｅとを有する。
誘導則系３２は、制御則の縦のループである縦誘導則生成部としての飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａと、制御則の横・方向のループである横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂとを有する。
航法則系３３は、高度保持航法／誘導系（ＡＬＴ）３３ａと、水平面内航法系（ｎａｖｔｒａｃｋ）３３ｂとを有する。
高度保持航法／誘導系（ＡＬＴ）３３ａは、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４及びシステム状態センサ２５の検出結果並びに入力した速度コマンド（SPDcmd）に応じた昇降率コマンド（roccmd）を生成する。
水平面内航法系（ｎａｖｔｒａｃｋ）３３ｂは、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４及びシステム状態センサ２５の検出結果並びに入力した目標ウェイポイント緯度（LATcmd）、目標ウェイポイント経度（LONcmd）、目標コース（CRScmd）及び速度コマンド（SPDcmd）に応じて、速度コマンド（SPDcmd）、機首方位コマンド（Ψcmd）及び横進速度コマンド（VYcmd）を生成する。
飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａは、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４及びシステム状態センサ２５の検出結果並びに高度保持航法／誘導系（ＡＬＴ）３３ａより入力した昇降率コマンド（roccmd）及び水平面内航法系（ｎａｖｔｒａｃｋ）３３ｂより入力した速度コマンド（SPDcmd）に応じて、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１の形態パラメータに基づいたＰＩＤ制御により、ピッチ姿勢角コマンド（θcmd）及びスロットル（コレクティブ）コマンド（thrcmd）を生成する。
横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂは、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４及びシステム状態センサ２５の検出結果並びに高度保持航法／誘導系（ＡＬＴ）３３ａより入力した機首方位コマンド（Ψcmd）及び横進速度コマンド（VYcmd）に応じて、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機１の形態パラメータに基づいたＰＩＤ制御により、ロール姿勢角コマンド（Φcmd）及びヨー・スティック・コマンド（δΨstickcmd）を生成する。
ピッチ姿勢保持(制御)系（Ｐｉｔｃｈ ＳＣＡＳ）３１ａは、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４及びシステム状態センサ２５の検出結果並びに飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａより入力したピッチ姿勢角コマンド（θcmd）に応じて、ピッチスティック（δθstick）を生成する。
スロットル駆動系（ＴｈｒＤｒｉｖｅ）３１ｂは、飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａより入力したスロットル・コマンド（thrcmd）に応じて、スロットル・コマンド（δthrcmd）を生成する。
縦のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｃは、ピッチ姿勢保持(制御)系（Ｐｉｔｃｈ ＳＣＡＳ）３１ａより入力したピッチスティック（δθstick）及びスロットル駆動系（ＴｈｒＤｒｉｖｅ）３１ｂより入力したスロットル・コマンド（δthrcmd）に応じて、機体３４の機体縦特性（A/C Longi）３４ａのフラッペロン(エレベータ動作）（δflp＿elv）、スロットル（エレベータ動作）δthr_elv及びスロットル（コレクティブ動作）（δthr）を制御する。
ロール姿勢保持(制御)系（ＲｏｌｌＳＣＡＳ）３１ｄは、ＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３、エアー・データセンサ２４及びシステム状態センサ２５の検出結果並びに横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂより入力したロール姿勢角コマンド（Φcmd）に応じて、ロールスティック（δΦstick）を生成する。
横・方向のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｅは、ロール姿勢保持(制御)系（ＲｏｌｌＳＣＡＳ）３１ｄより入力したロールスティック（δΦstick）及び横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂより入力したヨー・スティック・コマンド（δΨstickcmd）に応じて、機体３４の機体横・方向特性（A/C Lateral）３４ｂのフラッペロン（エルロン動作）（δflp_ail）、スロットル（エルロン動作）（δthr_ail）、フラッペロン（ラダー動作）（δflp_rud）及びラダー（δrud）を制御する。
表１に図４に示したコマンド類を整理して示す。
［制御則の縦のループ］
図５〜図７は、誘導則系３２のうち、制御則の縦のループである縦誘導則生成部としての飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａの構成を示す図である。図５は昇降率制限フィルタ３２１、図６はスピード制限フィルタ３２２及び図７はＰＩＤ制御部３３０の構成を示している。
図５〜図７は、誘導則系３２のうち、制御則の縦のループである縦誘導則生成部としての飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａの構成を示す図である。図５は昇降率制限フィルタ３２１、図６はスピード制限フィルタ３２２及び図７はＰＩＤ制御部３３０の構成を示している。
図５に示す昇降率制限フィルタ３２１は、昇降率コマンド制限部３２１ａと、昇降率誤差制限部３２１ｂと、昇降率誤差積分制限部３２１ｃと、昇降率微分制限部３２１ｄとを有する。
昇降率コマンド制限部３２１ａは、昇降率コマンドの最大値及び最小値を制限する。最大値及び最小値の制限とは、入力された値が設定された最大値より大きいときにはその設定された最大値を出力し、入力された値が設定された最小値より小さいときにはその設定された最小値を出力することである（以下、同様である。）。昇降率コマンド制限部３２１ａの最大値及び最小値は、機体３４の形態の変化に係る形態パラメータの一態様である翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
昇降率コマンド制限部３２１ａの出力にＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３で検出された昇降率（roc）が減算され、加算値が昇降率誤差制限部３２１ｂ、昇降率誤差積分制限部３２１ｃ及び昇降率微分制限部３２１ｄに入力される。
昇降率誤差制限部３２１ｂは、昇降率誤差の最大値及び最小値を制限する。昇降率誤差積分制限部３２１ｃは、昇降率誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。昇降率微分制限部３２１ｄは、昇降率の微分値の最大値及び最小値を制限する。
昇降率コマンド制限部３２１ａは、昇降率コマンドの最大値及び最小値を制限する。最大値及び最小値の制限とは、入力された値が設定された最大値より大きいときにはその設定された最大値を出力し、入力された値が設定された最小値より小さいときにはその設定された最小値を出力することである（以下、同様である。）。昇降率コマンド制限部３２１ａの最大値及び最小値は、機体３４の形態の変化に係る形態パラメータの一態様である翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
昇降率コマンド制限部３２１ａの出力にＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３で検出された昇降率（roc）が減算され、加算値が昇降率誤差制限部３２１ｂ、昇降率誤差積分制限部３２１ｃ及び昇降率微分制限部３２１ｄに入力される。
昇降率誤差制限部３２１ｂは、昇降率誤差の最大値及び最小値を制限する。昇降率誤差積分制限部３２１ｃは、昇降率誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。昇降率微分制限部３２１ｄは、昇降率の微分値の最大値及び最小値を制限する。
図６に示すスピード制限フィルタ３２２は、速度コマンド制限部３２２ａと、速度誤差制限部３２２ｂと、速度誤差積分制限部３２２ｃと、速度微分制限部３２２ｄとを有する。
速度コマンド制限部３２２ａは、速度コマンドの最大値及び最小値を制限する。速度コマンド制限部３２２ａの最大値及び最小値は、翼１１のティルト角に応じて制御される。
速度コマンド制限部３２２ａの出力にエアー・データセンサ２４またはＧＰＳ／ＩＮＳ２３で検出された対気速度（apspd）が加算され、加算値が速度誤差制限部３２２ｂ、速度誤差積分制限部３２２ｃ及び速度微分制限部３２２ｄに入力される。
速度誤差制限部３２２ｂは、速度誤差の最大値及び最小値を制限する。速度誤差積分制限部３２２ｃは、速度誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。速度微分制限部３２２ｄは、速度の微分値の最大値及び最小値を制限する。
速度コマンド制限部３２２ａは、速度コマンドの最大値及び最小値を制限する。速度コマンド制限部３２２ａの最大値及び最小値は、翼１１のティルト角に応じて制御される。
速度コマンド制限部３２２ａの出力にエアー・データセンサ２４またはＧＰＳ／ＩＮＳ２３で検出された対気速度（apspd）が加算され、加算値が速度誤差制限部３２２ｂ、速度誤差積分制限部３２２ｃ及び速度微分制限部３２２ｄに入力される。
速度誤差制限部３２２ｂは、速度誤差の最大値及び最小値を制限する。速度誤差積分制限部３２２ｃは、速度誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。速度微分制限部３２２ｄは、速度の微分値の最大値及び最小値を制限する。
図７に示すＰＩＤ制御部３３０は、姿勢系ＰＩＤ制御部３３１と、スロットル系ＰＩＤ制御部３３２と、加算器３３３、３３４、３３５、３３６と、ピッチコマンド制限部３３７と、スロットル・コマンド制限部３３８とを有する。
姿勢系ＰＩＤ制御部３３１及びスロットル系ＰＩＤ制御部３３２のそれぞれは、昇降率に関するＰＩＤ制御系３３１ａ、３３２ａと、スピードに関するＰＩＤ制御系３３１ｂ、３３２ｂとを有する。
姿勢系ＰＩＤ制御部３３１及びスロットル系ＰＩＤ制御部３３２のそれぞれは、昇降率に関するＰＩＤ制御系３３１ａ、３３２ａと、スピードに関するＰＩＤ制御系３３１ｂ、３３２ｂとを有する。
図５に示した昇降率制限フィルタ３２１の各出力は、それぞれ、ＰＩＤ制御系３３１ａ及びＰＩＤ制御系３３２ａに入力され、図６に示したスピード制限フィルタ３２２の出力は、それぞれ、ＰＩＤ制御系３３１ｂ、３３２ｂに入力される。
ＰＩＤ制御系３３１ａは、比例ゲイン部３３１ａ＿Ｐと、積分ゲイン部３３１ａ＿Ｉと、微分ゲイン部３３１ａ＿Ｄと、加算器３３１ａ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３３１ｂは、比例ゲイン部３３１ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３３１ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３３１ｂ＿Ｄと、加算器３３１ｂ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３３２ａは、比例ゲイン部３３２ａ＿Ｐと、積分ゲイン部３３２ａ＿Ｉと、微分ゲイン部３３２ａ＿Ｄと、加算器３３２ａ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３３２ｂは、比例ゲイン部３３２ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３３２ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３３２ｂ＿Ｄと、加算器３３２ｂ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３３１ｂは、比例ゲイン部３３１ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３３１ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３３１ｂ＿Ｄと、加算器３３１ｂ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３３２ａは、比例ゲイン部３３２ａ＿Ｐと、積分ゲイン部３３２ａ＿Ｉと、微分ゲイン部３３２ａ＿Ｄと、加算器３３２ａ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３３２ｂは、比例ゲイン部３３２ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３３２ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３３２ｂ＿Ｄと、加算器３３２ｂ−ａｄｄとを有する。
昇降率制限フィルタ３２１の昇降率誤差制限部３２１ｂの出力は、比例ゲイン部３３１ａ＿Ｐ及び比例ゲイン部３３２ａ＿Ｐに入力される。
昇降率制限フィルタ３２１の昇降率誤差積分制限部３２１ｃの出力は、積分ゲイン部３３１ａ＿Ｉ及び積分ゲイン部３３２ａ＿Ｉに入力される。
昇降率制限フィルタ３２１の昇降率微分制限部３２１ｄの出力は、微分ゲイン部３３１ａ＿Ｄ及び微分ゲイン部３３２ａ＿Ｄに入力される。
昇降率制限フィルタ３２１の昇降率誤差積分制限部３２１ｃの出力は、積分ゲイン部３３１ａ＿Ｉ及び積分ゲイン部３３２ａ＿Ｉに入力される。
昇降率制限フィルタ３２１の昇降率微分制限部３２１ｄの出力は、微分ゲイン部３３１ａ＿Ｄ及び微分ゲイン部３３２ａ＿Ｄに入力される。
スピード制限フィルタ３２２の速度誤差制限部３２２ｂの出力は、比例ゲイン部３３１ｂ＿Ｐ及び比例ゲイン部３３２ｂ＿Ｐに入力される。
スピード制限フィルタ３２２の速度誤差積分制限部３２２ｃの出力は、積分ゲイン部３３１ｂ＿Ｉ及び積分ゲイン部３３２ｂ＿Ｉ及び入力される。
スピード制限フィルタ３２２の速度微分制限部３２２ｄの出力は、微分ゲイン部３３１ｂ＿Ｄ及び微分ゲイン部３３２ｂ＿Ｄ及び入力される。
スピード制限フィルタ３２２の速度誤差積分制限部３２２ｃの出力は、積分ゲイン部３３１ｂ＿Ｉ及び積分ゲイン部３３２ｂ＿Ｉ及び入力される。
スピード制限フィルタ３２２の速度微分制限部３２２ｄの出力は、微分ゲイン部３３１ｂ＿Ｄ及び微分ゲイン部３３２ｂ＿Ｄ及び入力される。
各比例ゲイン部３３１ａ＿Ｐ、３３１ｂ＿Ｐ、３３２ａ＿Ｐ、３３２ｂ＿Ｐは、ＰＩＤ制御のうち、比例ゲインを入力信号に付与する。比例ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
各積分ゲイン部３３１ａ＿Ｉ、３３１ｂ＿Ｉ、３３２ａ＿Ｉ、３３２ｂ＿Ｉは、ＰＩＤ制御のうち、積分ゲインを入力信号に付与する。積分ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
各微分ゲイン部３３１ａ＿Ｄ、３３１ｂ＿Ｄ、３３２ａ＿Ｄ、３３２ｂ＿Ｄは、ＰＩＤ制御のうち、微分ゲインを入力信号に付与する。微分ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
比例ゲイン部３３１ａ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３３１ａ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３３１ａ＿Ｄの出力は、加算器３３１ａ−ａｄｄで加算される。
比例ゲイン部３３１ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３３１ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３３１ｂ＿Ｄの出力は、加算器３３１ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３３１ａ−ａｄｄの出力及び加算器３３１ｂ−ａｄｄの出力は、加算器３３３で加算される。
各積分ゲイン部３３１ａ＿Ｉ、３３１ｂ＿Ｉ、３３２ａ＿Ｉ、３３２ｂ＿Ｉは、ＰＩＤ制御のうち、積分ゲインを入力信号に付与する。積分ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
各微分ゲイン部３３１ａ＿Ｄ、３３１ｂ＿Ｄ、３３２ａ＿Ｄ、３３２ｂ＿Ｄは、ＰＩＤ制御のうち、微分ゲインを入力信号に付与する。微分ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
比例ゲイン部３３１ａ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３３１ａ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３３１ａ＿Ｄの出力は、加算器３３１ａ−ａｄｄで加算される。
比例ゲイン部３３１ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３３１ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３３１ｂ＿Ｄの出力は、加算器３３１ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３３１ａ−ａｄｄの出力及び加算器３３１ｂ−ａｄｄの出力は、加算器３３３で加算される。
比例ゲイン部３３２ａ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３３２ａ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３３２ａ＿Ｄの出力は、加算器３３２ａ−ａｄｄで加算される。
比例ゲイン部３３２ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３３２ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３３２ｂ＿Ｄの出力は、加算器３３２ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３３３の出力は、加算器３３４で初期ピッチ姿勢角コマンド値（thecom0）と加算され、ピッチコマンド制限部３３７に入力される。
加算器３３５の出力は、加算器３３６で初期スロットル・コマンド値（thrcom0）と加算され、スロットル・コマンド制限部３３８に入力される。
比例ゲイン部３３２ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３３２ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３３２ｂ＿Ｄの出力は、加算器３３２ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３３３の出力は、加算器３３４で初期ピッチ姿勢角コマンド値（thecom0）と加算され、ピッチコマンド制限部３３７に入力される。
加算器３３５の出力は、加算器３３６で初期スロットル・コマンド値（thrcom0）と加算され、スロットル・コマンド制限部３３８に入力される。
ピッチコマンド制限部３３７は、ピッチ姿勢角コマンドの最大値及び最小値を制限する。
ピッチコマンド制限部３３７の出力（θcmd）は、ピッチ姿勢保持(制御)系（Ｐｉｔｃｈ ＳＣＡＳ）３１ａに入力される（図４参照）。
スロットル・コマンド制限部３３８は、スロットル・コマンドの最大値及び最小値を制限する。
スロットル・コマンド制限部３３８の出力（thrcom）は、スロットル駆動系（ＴｈｒＤｒｉｖｅ）３１ｂに入力される（図４参照）。
ピッチコマンド制限部３３７の出力（θcmd）は、ピッチ姿勢保持(制御)系（Ｐｉｔｃｈ ＳＣＡＳ）３１ａに入力される（図４参照）。
スロットル・コマンド制限部３３８は、スロットル・コマンドの最大値及び最小値を制限する。
スロットル・コマンド制限部３３８の出力（thrcom）は、スロットル駆動系（ＴｈｒＤｒｉｖｅ）３１ｂに入力される（図４参照）。
コマンド入力は、昇降率コマンド(roccmd)及び前進速度コマンド(SPDcmd)の2コマンドによる。
以上のとおり構成された制御則の縦のループである縦誘導則生成部としての飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａでは、昇降率コマンド(roccmd)及び前進速度コマンド(SPDcmd)の２つのコマンドが入力されると、ピッチ姿勢角コマンド(θcmd)及びスロットル・コマンド(thrcmd)の２つ操縦コマンド出力が同時に生成される。上記の操縦コマンド出力を生成するための機体状態パラメータ（センサ信号）として、昇降率及び対気（または対地）速度信号が用いられる。
本実施形態に係る飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）３２ａでは、コマンド生成のためのゲインを、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて変更する。典型的には、翼１１のティルト角に応じてコマンド生成のためのゲインをあらかじめ設定した値に変化させる。つまり、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角によるスケジューリングを行っている。
この方法により、誘導操縦に用いるコマンド軸、すなわちピッチ姿勢コマンド及びスロットル・コマンドの使用配分を適切に変化させる。
例えば、翼１１のティルト角90degの垂直離着陸モードでは、前進速度は主としてピッチ姿勢コマンドを使用して変化させ、昇降率はスロットル・コマンドを変化させることによって誘導操縦する。
これに対して、翼１１のティルト角0degの飛行機モードでは、前進速度を主としてスロットル・コマンドを使用して変化させ、昇降率をピッチ姿勢コマンドで変化させることによって誘導操縦する。
遷移モードでは，翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じてこれらの使用配分が徐々に変化する。
例えば、翼１１のティルト角90degの垂直離着陸モードでは、前進速度は主としてピッチ姿勢コマンドを使用して変化させ、昇降率はスロットル・コマンドを変化させることによって誘導操縦する。
これに対して、翼１１のティルト角0degの飛行機モードでは、前進速度を主としてスロットル・コマンドを使用して変化させ、昇降率をピッチ姿勢コマンドで変化させることによって誘導操縦する。
遷移モードでは，翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じてこれらの使用配分が徐々に変化する。
これによって、遷移飛行による速度や翼１１のティルト角の変化に対応した適切な誘導操縦が可能となり、前進速度及び昇降率を保持・追従することが可能となる。
操縦コマンド出力（ピッチ姿勢角コマンド（θｃｍｄ）及びスロットル・コマンド(thrcmd)）は、姿勢制御則である操縦・制御則系（ＳＣＡＳ：Ｓｔａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ）３１へ送られ自動誘導飛行が可能となる
［制御則の横・方向のループ］
図８〜図１０は、誘導則系３２のうち、制御則の横・方向のループである横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂの構成を示す図である。図８は機首方位コマンド制限フィルタ３４１、図９は横進速度誤差制限フィルタ３４２及び図１０はＰＩＤ制御部３５０の構成を示している。
図８〜図１０は、誘導則系３２のうち、制御則の横・方向のループである横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂの構成を示す図である。図８は機首方位コマンド制限フィルタ３４１、図９は横進速度誤差制限フィルタ３４２及び図１０はＰＩＤ制御部３５０の構成を示している。
図８に示す機首方位コマンド制限フィルタ３４１は、機首方位コマンド制限部３４１ａと、機首方位誤差制限部３４１ｂと、機首方位誤差積分制限部３４１ｃと、機首方位微分制限部３４１ｄとを有する。
機首方位コマンド制限部３４１ａは、機首方位コマンドの最大値及び最小値を制限する。機首方位コマンド制限部３４１ａの最大値及び最小値は、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
機首方位コマンド制限部３４１ａの出力にＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３で検出された機首方位（Ψ）が加算され、加算値が機首方位誤差制限部３４１ｂ、機首方位誤差積分制限部３４１ｃ及び機首方位微分制限部３４１ｄに入力される。
機首方位誤差制限部３４１ｂは、機首方位誤差の最大値及び最小値を制限する。機首方位誤差積分制限部３４１ｃは、機首方位誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。機首方位微分制限部３４１ｄは、機首方位の微分値の最大値及び最小値を制限する。
機首方位コマンド制限部３４１ａは、機首方位コマンドの最大値及び最小値を制限する。機首方位コマンド制限部３４１ａの最大値及び最小値は、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
機首方位コマンド制限部３４１ａの出力にＧＰＳ／ＩＮＳセンサ２３で検出された機首方位（Ψ）が加算され、加算値が機首方位誤差制限部３４１ｂ、機首方位誤差積分制限部３４１ｃ及び機首方位微分制限部３４１ｄに入力される。
機首方位誤差制限部３４１ｂは、機首方位誤差の最大値及び最小値を制限する。機首方位誤差積分制限部３４１ｃは、機首方位誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。機首方位微分制限部３４１ｄは、機首方位の微分値の最大値及び最小値を制限する。
図９に示す横進速度誤差制限フィルタ３４２は、横進速度コマンド制限部３４２ａと、横進速度誤差制限部３４２ｂと、横進速度誤差積分制限部３４２ｃと、横進速度微分制限部３４２ｄとを有する。
横進速度コマンド制限部３４２ａは、横進速度コマンドの最大値及び最小値を制限する。横進速度誤差制限部３４２ｂは、横進速度誤差の最大値及び最小値を制限する。横進速度誤差積分制限部３４２ｃは、横進速度誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。横進速度微分制限部３４２ｄは、横進速度の微分値の最大値及び最小値を制限する。
横進速度コマンド制限部３４２ａは、横進速度コマンドの最大値及び最小値を制限する。横進速度誤差制限部３４２ｂは、横進速度誤差の最大値及び最小値を制限する。横進速度誤差積分制限部３４２ｃは、横進速度誤差の積分値の最大値及び最小値を制限する。横進速度微分制限部３４２ｄは、横進速度の微分値の最大値及び最小値を制限する。
図１０に示すＰＩＤ制御部３５０は、機首方位系ＰＩＤ制御部３５１と、横進速度系ＰＩＤ制御部３５２と、加算器３５３、３５４と、機首方位コマンド制限部３５５と、横進速度誤差コマンド制限部３５６とを有する。
機首方位系ＰＩＤ制御部３５１及び横進速度系ＰＩＤ制御部３５２のそれぞれは、機首方位に関するＰＩＤ制御系３５１ａ、３５２ａと、横進速度に関するＰＩＤ制御系３５１ｂ、３５２ｂとを有する。
図８に示した機首方位コマンド制限フィルタ３４１の各出力は、それぞれ、ＰＩＤ制御系３５１ａ及びＰＩＤ制御系３５２ａに入力され、図９に示した横進速度誤差制限フィルタ３４２の出力は、それぞれ、ＰＩＤ制御系３５１ｂ、３５２ｂに入力される。
ＰＩＤ制御系３５１ａは、比例ゲイン部３５１ａ＿Ｐと、積分ゲイン部３５１ａ＿Ｉと、微分ゲイン部３５１ａ＿Ｄと、加算器３５１ａ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３５１ｂは、比例ゲイン部３５１ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３５１ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３５１ｂ＿Ｄと、加算器３５１ｂ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３５２ａは、比例ゲイン部３５２ａ＿Ｐと、積分ゲイン部３５２ａ＿Ｉと、微分ゲイン部３５２ａ＿Ｄと、加算器３５２ａ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３５２ｂは、比例ゲイン部３５２ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３５２ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３５２ｂ＿Ｄと、加算器３５２ｂ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３５１ｂは、比例ゲイン部３５１ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３５１ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３５１ｂ＿Ｄと、加算器３５１ｂ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３５２ａは、比例ゲイン部３５２ａ＿Ｐと、積分ゲイン部３５２ａ＿Ｉと、微分ゲイン部３５２ａ＿Ｄと、加算器３５２ａ−ａｄｄとを有する。
ＰＩＤ制御系３５２ｂは、比例ゲイン部３５２ｂ＿Ｐと、積分ゲイン部３５２ｂ＿Ｉと、微分ゲイン部３５２ｂ＿Ｄと、加算器３５２ｂ−ａｄｄとを有する。
機首方位コマンド制限フィルタ３４１の機首方位誤差制限部３４１ｂの出力は、比例ゲイン部３５１ａ＿Ｐ及び比例ゲイン部３５２ａ＿Ｐに入力される。
機首方位コマンド制限フィルタ３４１の機首方位誤差積分制限部３４１ｃの出力は、積分ゲイン部３５１ａ＿Ｉ及び積分ゲイン部３５２ａ＿Ｉに入力される。
機首方位コマンド制限フィルタ３４１の機首方位微分制限部３４１ｄの出力は、微分ゲイン部３５１ａ＿Ｄ及び微分ゲイン部３５２ａ＿Ｄに入力される。
機首方位コマンド制限フィルタ３４１の機首方位誤差積分制限部３４１ｃの出力は、積分ゲイン部３５１ａ＿Ｉ及び積分ゲイン部３５２ａ＿Ｉに入力される。
機首方位コマンド制限フィルタ３４１の機首方位微分制限部３４１ｄの出力は、微分ゲイン部３５１ａ＿Ｄ及び微分ゲイン部３５２ａ＿Ｄに入力される。
横進速度誤差制限フィルタ３４２の横進速度誤差制限部３４２ｂの出力は、比例ゲイン部３５１ｂ＿Ｐ及び比例ゲイン部３５２ｂ＿Ｐに入力される。
横進速度誤差制限フィルタ３４２の横進速度誤差積分制限部３４２ｃの出力は、積分ゲイン部３５１ｂ＿Ｉ及び積分ゲイン部３５２ｂ＿Ｉ及び入力される。
横進速度誤差制限フィルタ３４２の横進速度微分制限部３４２ｄの出力は、微分ゲイン部３５１ｂ＿Ｄ及び微分ゲイン部３５２ｂ＿Ｄ及び入力される。
横進速度誤差制限フィルタ３４２の横進速度誤差積分制限部３４２ｃの出力は、積分ゲイン部３５１ｂ＿Ｉ及び積分ゲイン部３５２ｂ＿Ｉ及び入力される。
横進速度誤差制限フィルタ３４２の横進速度微分制限部３４２ｄの出力は、微分ゲイン部３５１ｂ＿Ｄ及び微分ゲイン部３５２ｂ＿Ｄ及び入力される。
各比例ゲイン部３５１ａ＿Ｐ、３５１ｂ＿Ｐ、３５２ａ＿Ｐ、３５２ｂ＿Ｐは、ＰＩＤ制御のうち、比例ゲインを入力信号に付与する。比例ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
各積分ゲイン部３５１ａ＿Ｉ、３５１ｂ＿Ｉ、３５２ａ＿Ｉ、３５２ｂ＿Ｉは、ＰＩＤ制御のうち、積分ゲインを入力信号に付与する。積分ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
各積分ゲイン部３５１ａ＿Ｉ、３５１ｂ＿Ｉ、３５２ａ＿Ｉ、３５２ｂ＿Ｉは、ＰＩＤ制御のうち、積分ゲインを入力信号に付与する。積分ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
各微分ゲイン部３５１ａ＿Ｄ、３５１ｂ＿Ｄ、３５２ａ＿Ｄ、３５２ｂ＿Ｄは、ＰＩＤ制御のうち、微分ゲインを入力信号に付与する。微分ゲインは、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
比例ゲイン部３５１ａ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５１ａ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５１ａ＿Ｄの出力は、加算器３５１ａ−ａｄｄで加算される。
比例ゲイン部３５１ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５１ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５１ｂ＿Ｄの出力は、加算器３５１ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３５１ａ−ａｄｄの出力及び加算器３５１ｂ−ａｄｄの出力は、加算器３５３で加算される。
比例ゲイン部３５２ａ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５２ａ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５２ａ＿Ｄの出力は、加算器３５２ａ−ａｄｄで加算される。
比例ゲイン部３５２ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５２ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５２ｂ＿Ｄの出力は、加算器３５２ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３５２ａ−ａｄｄの出力及び加算器３５２ｂ−ａｄｄの出力は、加算器３５４で加算される。
比例ゲイン部３５１ａ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５１ａ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５１ａ＿Ｄの出力は、加算器３５１ａ−ａｄｄで加算される。
比例ゲイン部３５１ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５１ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５１ｂ＿Ｄの出力は、加算器３５１ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３５１ａ−ａｄｄの出力及び加算器３５１ｂ−ａｄｄの出力は、加算器３５３で加算される。
比例ゲイン部３５２ａ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５２ａ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５２ａ＿Ｄの出力は、加算器３５２ａ−ａｄｄで加算される。
比例ゲイン部３５２ｂ＿Ｐの出力、積分ゲイン部３５２ｂ＿Ｉの出力及び微分ゲイン部３５２ｂ＿Ｄの出力は、加算器３５２ｂ−ａｄｄで加算される。
加算器３５２ａ−ａｄｄの出力及び加算器３５２ｂ−ａｄｄの出力は、加算器３５４で加算される。
加算器３５３の出力は、ロール姿勢コマンド制限部３５５に入力される。
加算器３５４の出力は、ヨー・スティック・コマンド制限部３５６に入力される。
加算器３５４の出力は、ヨー・スティック・コマンド制限部３５６に入力される。
ヨー・スティック・コマンド制限部３５５は、ヨー・スティック・コマンドの最大値及び最小値を制限する。ヨー・スティックの最大値及び最小値は、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御される。
横進速度誤差コマンド制限部３５６の出力（Φcmd）は、ロール姿勢保持(制御)系（ＲｏｌｌＳＣＡＳ）３１ｄに入力される（図４参照）。
横進速度誤差コマンド制限部３５６は、横進速度誤差コマンドの最大値及び最小値を制限する。
横進速度誤差コマンド制限部３５６の出力（δystickcom）は、横・方向のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｅに入力される（図４参照）。
横進速度誤差コマンド制限部３５６の出力（Φcmd）は、ロール姿勢保持(制御)系（ＲｏｌｌＳＣＡＳ）３１ｄに入力される（図４参照）。
横進速度誤差コマンド制限部３５６は、横進速度誤差コマンドの最大値及び最小値を制限する。
横進速度誤差コマンド制限部３５６の出力（δystickcom）は、横・方向のループの主幹操縦系（ＰＦＣＳ）３１ｅに入力される（図４参照）。
以上のとおり構成された制御則の横・方向のループである横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂでは、機首方位コマンド(Ψcmd)及び横進速度コマンド(VYcmd)の２つのコマンドが入力されると、ロール姿勢角コマンド(Φcmd)及びヨー・スティック・コマンド(δΨstickcmd)の２つの操縦コマンド出力が同時に生成される。操縦コマンド出力を生成するための機体状態パラメータ（センサ信号）としては、機首方位若しくはトラック角及び横進速度信号が用いられる。
本実施形態に係る制御則の横・方向のループである横・方向誘導則生成部としての機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）３２ｂでは、縦のループと同様に、コマンド生成のためのゲインを、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じて制御する。典型的には、翼１１のティルト角に応じてコマンド生成のためのゲインをあらかじめ設定した値に変化させる。つまり、翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角によるスケジューリングを行っている。
この方法により、誘導操縦に用いるコマンド軸、すなわちロール姿勢コマンド及びヨー・スティック・コマンドの使用配分を適切に変化させる。
例えば、翼１１のティルト角90degの垂直離着陸モードでは、機首方位は主としてヨー・スティック・コマンドを使用して変化させ、横進速度はロール・コマンドを使用して変化させることによって誘導操縦する。
これに対して、翼１１のティルト角0degの飛行機モードでは、機首方位を主としてロール姿勢角で変化させ（すなわち旋回）、横進速度をヨー・スティック・コマンドで変化させる方法で誘導操縦する。
遷移モードでは，翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じてこれらの使用配分が徐々に変化する。
例えば、翼１１のティルト角90degの垂直離着陸モードでは、機首方位は主としてヨー・スティック・コマンドを使用して変化させ、横進速度はロール・コマンドを使用して変化させることによって誘導操縦する。
これに対して、翼１１のティルト角0degの飛行機モードでは、機首方位を主としてロール姿勢角で変化させ（すなわち旋回）、横進速度をヨー・スティック・コマンドで変化させる方法で誘導操縦する。
遷移モードでは，翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角に応じてこれらの使用配分が徐々に変化する。
これによって、遷移飛行による速度や翼１１のティルト角及び／またはフラッペロン１３のフラップ角の変化に対応した適切な誘導操縦が可能となり、機首方位及び横進速度を保持・追従することが可能となる。
操縦コマンド出力は、姿勢制御則である操縦・制御則系（ＳＣＡＳ：Ｓｔａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ａｕｇｍｅｎｔａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ）３１へ送られ自動誘導飛行が可能となる
［実施例１ 飛行シミュレーション］
機体の飛行運動特性を模擬したシミュレーション用ソフト(村岡浩治，佐藤昌之，山本亮二，QTW飛行シミュレーション・プログラム SimQTW(QTW Flight Simulation Program) Ver.1, JAXA PJ0113 (2016/10/12))に対し、本発明に係る「誘導則」を組み込んで、飛行シミュレーションを実施した。
機体の飛行運動特性を模擬したシミュレーション用ソフト(村岡浩治，佐藤昌之，山本亮二，QTW飛行シミュレーション・プログラム SimQTW(QTW Flight Simulation Program) Ver.1, JAXA PJ0113 (2016/10/12))に対し、本発明に係る「誘導則」を組み込んで、飛行シミュレーションを実施した。
模擬した４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機（ＭｃＡｒｔ−３）の諸元を表２に示す。この機体は後述の飛行実証で使用した機体（図１１Ａ及び図１１Ｂ参照）をモデル化したものである。
センサ信号に相当するパラメータはシミュレーション・モデル内で算出され、それらを誘導則部分で（ソフトウェア上で）取り込んだ。
「航法則」は別途開発されたプログラム飛行機能をSimQTWに組み込んだ。この機能により、あらかじめユーザによって指定されたウェイポイント列からなる飛行計画を追従するための、昇降率コマンド、対気速度（前進速度）コマンド及び機首方位コマンドが生成される。横進コマンドは常にゼロとした。これらを入力コマンドとして「誘導則」へ（ソフトウェア上で）取り込んだ。
「誘導則」からの出力である、ピッチ姿勢角コマンド、ロール姿勢角コマンドを既存の「姿勢制御則」へ入力し、スロットル・コマンド及びヨー・スティック・コマンドを既存の主幹操縦系（ＰＦＣＳ： Ｐｒｉｍａｒｙ Ｆｌｉｇｈｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ）へ入力した。すなわち，誘導則の出力を「操縦・制御則系」へ入力した。
表３に「誘導則」に用いた設定パラメータ（ゲイン及びリミット値）の一覧を示す。フィードバックのゲインは比例項（Ｐ）、積分項（Ｉ）及び微分項（Ｄ）を付加した。
飛行シミュレーション用の飛行計画として図１２Ａ及び図１２Ｂを用いた。飛行場上空に設定した周回状のウェイポイントを、ティルト角を変更しながら自動飛行することを意図した計画である。なお、ウェイポイントは図１２Ａ、図１２Ｂのような周回状の飛行計画の定義のみではなく、目視外も含むより広範な飛行パターンとして定義することもできる。
図１３Ａ〜図１３Ｓに飛行シミュレーション結果時歴を示す。なお、図１３Ｃ〜図１３ＳのＸ軸の値は全て一致しており、図１３Ｓに示したとおりである。
飛行シミュレーションは、手動姿勢角コマンドによる操縦から自動（プログラム飛行）モードへTilt=50degでエンゲージすることと想定した。そのため、シミュレーションはTilt50degより開始、開始直後に自動（プログラム飛行）モードに切り替えた。
飛行開始後のティルト角変更は手動にて行う方法とし、シミュレーション用ソフト(SimQTW)上でオペレータが変更した。
また、速度コマンドの変更は、地上管制ソフトよりオペレータが入力した。
飛行シミュレーションは、手動姿勢角コマンドによる操縦から自動（プログラム飛行）モードへTilt=50degでエンゲージすることと想定した。そのため、シミュレーションはTilt50degより開始、開始直後に自動（プログラム飛行）モードに切り替えた。
飛行開始後のティルト角変更は手動にて行う方法とし、シミュレーション用ソフト(SimQTW)上でオペレータが変更した。
また、速度コマンドの変更は、地上管制ソフトよりオペレータが入力した。
図１３Ａ〜図１３Ｓからは以下のことがわかる。
「誘導則」は、「航法則」から生成された、昇降率コマンド、速度コマンド及び機首方位コマンドをすべてのティルト角（速度範囲）で良好に自動追従している。
「航法則」によるウェイポイントの切り替えによりレグ（直線経路）の変更を適切に自動実施している。
「誘導則」による自動旋回、機首方位変更により、水平面内のプログラム経路を良好に追従している。
これらにより、「誘導則」のアルゴリズム及び自動飛行機能により、「航法則」によるプログラム飛行実施を可能としていると結論する。
「誘導則」は、「航法則」から生成された、昇降率コマンド、速度コマンド及び機首方位コマンドをすべてのティルト角（速度範囲）で良好に自動追従している。
「航法則」によるウェイポイントの切り替えによりレグ（直線経路）の変更を適切に自動実施している。
「誘導則」による自動旋回、機首方位変更により、水平面内のプログラム経路を良好に追従している。
これらにより、「誘導則」のアルゴリズム及び自動飛行機能により、「航法則」によるプログラム飛行実施を可能としていると結論する。
〔実施例２ 飛行実証〕
図１１Ａ及び図１１Ｂに示した４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機（ＭｃＡｒｔ−３）を用い飛行実証を実施した。
「誘導則」機能は、上記の飛行シミュレーションの実施例と同様に機体に搭載された制御計算機に組み込んだ（ソフトウェアの追加）。
機体の手動操縦（手動姿勢角コマンドによる）は、遠隔操縦装置（プロポ）を用いて行われる。
飛行経路は、地上管制ソフトにて作成されプログラム飛行経路として搭載制御計算機にモデム経由で送信される。
図１４に飛行実証用の飛行計画を示した。飛行場上空に設定した１２０×７０ｍ四方周回状のウェイポイントを設定した。飛行空域の制約によりティルト角=50degでの自動飛行とした。プログラム飛行経路は地上管制ソフトで生成し、飛行前に機体へ送信（アップリンク）した。
図１１Ａ及び図１１Ｂに示した４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機（ＭｃＡｒｔ−３）を用い飛行実証を実施した。
「誘導則」機能は、上記の飛行シミュレーションの実施例と同様に機体に搭載された制御計算機に組み込んだ（ソフトウェアの追加）。
機体の手動操縦（手動姿勢角コマンドによる）は、遠隔操縦装置（プロポ）を用いて行われる。
飛行経路は、地上管制ソフトにて作成されプログラム飛行経路として搭載制御計算機にモデム経由で送信される。
図１４に飛行実証用の飛行計画を示した。飛行場上空に設定した１２０×７０ｍ四方周回状のウェイポイントを設定した。飛行空域の制約によりティルト角=50degでの自動飛行とした。プログラム飛行経路は地上管制ソフトで生成し、飛行前に機体へ送信（アップリンク）した。
図１５Ａ〜図１５Ｗに飛行試験結果を示す。なお、図１５Ｃ〜図１５ＷのＸ軸の値は全て一致しており、図１５Ｗに示したとおりである。
飛行実験場所周辺のおよそ１２０×７０ｍ四方のプログラム飛行経路を、Tilt90degにて手動離陸後、手動コマンドに切り替え上昇、Tilt70deg->50degと切り替えて加速・上昇をし、場周経路を1周した。
その後、自動（プログラム飛行）モードに175sec付近で切り替えている。
エンゲージ後は、機体の対気速度コマンド及び高度目標コマンドをおおむね良好に自動追従している。
ウェイポイントの切り替えによりレグ（直線経路）の変更を適切に自動実施している。
自動旋回、機首方位変更により、オーバーシュート現象はあるもの、水平面内のプログラム経路をおおむね良好に追従していることがわかる。
これらにより、開発した「誘導則」のアルゴリズム及び自動飛行機能は飛行試験においても良好に動作し、プログラム飛行を可能にしていると結論する。
飛行実験場所周辺のおよそ１２０×７０ｍ四方のプログラム飛行経路を、Tilt90degにて手動離陸後、手動コマンドに切り替え上昇、Tilt70deg->50degと切り替えて加速・上昇をし、場周経路を1周した。
その後、自動（プログラム飛行）モードに175sec付近で切り替えている。
エンゲージ後は、機体の対気速度コマンド及び高度目標コマンドをおおむね良好に自動追従している。
ウェイポイントの切り替えによりレグ（直線経路）の変更を適切に自動実施している。
自動旋回、機首方位変更により、オーバーシュート現象はあるもの、水平面内のプログラム経路をおおむね良好に追従していることがわかる。
これらにより、開発した「誘導則」のアルゴリズム及び自動飛行機能は飛行試験においても良好に動作し、プログラム飛行を可能にしていると結論する。
［産業上の利用可能性］
（４発ティルト翼型）小型無人機用誘導制御システムとして
４発ティルト翼型小型無人機は、垂直離着陸能力と高速・長距離飛行能力を有することから、
・狭小地からの離着陸による災害発生時広域情報収集
・船舶甲板上などからの離着陸による魚群探知
・Point-To-Pointの貨物運搬
などといったミッションへの適用が期待される。これらのミッションを実施する際には、自動プログラム飛行が基本となるため、本発明機能の適用が極めて有望である。
（４発ティルト翼型）小型無人機用誘導制御システムとして
４発ティルト翼型小型無人機は、垂直離着陸能力と高速・長距離飛行能力を有することから、
・狭小地からの離着陸による災害発生時広域情報収集
・船舶甲板上などからの離着陸による魚群探知
・Point-To-Pointの貨物運搬
などといったミッションへの適用が期待される。これらのミッションを実施する際には、自動プログラム飛行が基本となるため、本発明機能の適用が極めて有望である。
（４発ティルト翼型）旅客機用の自動操縦システムとして
４発ティルト翼型旅客機は、６〜９人程度乗りビジネス機としてＤｏｏｒ−Ｔｏ−Ｄｏｏｒの運航等による旅行時間短縮など利便性向上する新技術として期待される。このような旅客機はパイロットにより運航が行われるものの、パイロットのワークロード低減による安全性向上の観点から自動操縦システムが利用される。このような自動操縦システムを導入する場合、本発明による誘導則による構成を用いることが極めて有望である。
４発ティルト翼型旅客機は、６〜９人程度乗りビジネス機としてＤｏｏｒ−Ｔｏ−Ｄｏｏｒの運航等による旅行時間短縮など利便性向上する新技術として期待される。このような旅客機はパイロットにより運航が行われるものの、パイロットのワークロード低減による安全性向上の観点から自動操縦システムが利用される。このような自動操縦システムを導入する場合、本発明による誘導則による構成を用いることが極めて有望である。
〔その他〕
本発明は、上記の実施形態などに限定されるものではなく、その技術思想の範囲内で様々な形態での実施が可能である。
例えば、上記の実施形態では、機体の形態の変化に係る形態パラメータとして、垂直離着陸機の主翼のティルト角を例にして説明したが、機体の形態の変化に係る形態パラメータとして、垂直離着陸機が搭載する高揚力デバイスにおける揚力を決定するパラメータなどを用いることも可能である。
本発明は、上記の実施形態などに限定されるものではなく、その技術思想の範囲内で様々な形態での実施が可能である。
例えば、上記の実施形態では、機体の形態の変化に係る形態パラメータとして、垂直離着陸機の主翼のティルト角を例にして説明したが、機体の形態の変化に係る形態パラメータとして、垂直離着陸機が搭載する高揚力デバイスにおける揚力を決定するパラメータなどを用いることも可能である。
また、上記の実施形態では、フィードバック誘導制御として、ＰＩＤ制御を例にして説明したが、フィードバック誘導制御として、Ｈ∞制御などを用いることが可能である。
更に、上記の実施形態では、垂直離着陸機として、４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機を例にして説明したが、垂直離着陸機として、短距離離着陸機（ＳＴＯＬ機）などを用いることが可能である。
１ ４発ティルト翼型ＶＴＯＬ機
１１ 翼
２５ システム状態センサ
３０ 制御計算機
３２ 誘導則系
３２ａ 飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）
３２ｂ 機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）
３４ 機体
１１ 翼
２５ システム状態センサ
３０ 制御計算機
３２ 誘導則系
３２ａ 飛行経路&速度保持系（Ｆｌｉｇｈｔ Ｐａｔｈ ＆ ＳＰＤ Ｃｎｔｒｌ）
３２ｂ 機首方位&横進速度保持系（Ｈｄｇ ＆ ＶＹ Ｃｎｔｒｌ）
３４ 機体
Claims (9)
- 機体の第１の状態パラメータ、入力された昇降率コマンド及び前進速度コマンドから、前記機体の形態の変化に係る形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ピッチ姿勢角コマンド及びスロットル・コマンドを生成する縦誘導則生成部と、
前記機体の第２の状態パラメータ、入力された機首方位コマンド及び横進速度コマンドから、前記形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ロール姿勢角コマンド及びヨー・スティック・コマンドを生成する横・方向誘導則生成部と
を具備する垂直離着陸機の誘導制御装置。 - 請求項１に記載の垂直離着陸機の誘導制御装置であって、
前記機体の形態の変化に係る形態パラメータは、前記垂直離着陸機の主翼のティルト角又は前記垂直離着陸機が搭載する高揚力デバイスにおける揚力を決定するパラメータである
垂直離着陸機の誘導制御装置。 - 請求項１又は２に記載の垂直離着陸機の誘導制御装置であって、
前記フィードバック誘導制御は、ＰＩＤ制御またはＨ∞制御である
垂直離着陸機の誘導制御装置。 - 請求項１から３のうちいずれか１項に記載の垂直離着陸機の誘導制御装置であって、
前記第１の状態パラメータは、昇降率及び対気速度信号若しくは対地速度信号であり、
前記第２の状態パラメータは、機首方位及び横進速度信号である
垂直離着陸機の誘導制御装置。 - 請求項１から４のうちいずれか１項に記載の垂直離着陸機の誘導制御装置であって、
前記フィードバック誘導制御は、ＰＩＤ制御であって、
前記縦誘導則生成部及び横・方向誘導則生成部のそれぞれは、前記ＰＩＤ制御の比例ゲイン、積分ゲイン及び微分ゲインの調整パラメータを、前記形態パラメータに基づき制御する
垂直離着陸機の誘導制御装置。 - 請求項１から５のうちいずれか１項に記載の垂直離着陸機の誘導制御装置であって、
前記縦誘導則生成部は、前記入力された昇降率コマンドの最大値及び最小値を制限する第１の入力フィルタと、前記入力された前進速度コマンドの最大値及び最小値を制限する第２の入力フィルタとを有し、前記第１及び第２のフィルタそれぞれの前記最大値及び最小値を前記形態パラメータに基づき制御し、
前記横・方向誘導則生成部は、前記入力された機首方位コマンドの最大値及び最小値を制限する第３の入力フィルタと、前記出力されるロール姿勢角コマンドの最大値及び最小値を制限する第１の出力フィルタとを有し、前記第３のフィルタ及び第１の入力フィルタそれぞれの前記最大値及び最小値を前記形態パラメータに基づき制御する
垂直離着陸機の誘導制御装置。 - 請求項１から６のうちいずれか１項に記載の誘導制御装置を備えた垂直離着陸機。
- 機体の第１の状態パラメータ、入力された昇降率コマンド及び前進速度コマンドから、前記機体の形態の変化に係る形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ピッチ姿勢角コマンド及びスロットル・コマンドを生成し、
前記機体の第２の状態パラメータ、入力された機首方位コマンド及び横進速度コマンドから、前記形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ロール姿勢角コマンド及びヨー・スティック・コマンドを生成する
垂直離着陸機の誘導制御方法。 - 機体の第１の状態パラメータ、入力された昇降率コマンド及び前進速度コマンドから、前記機体の形態の変化に係る形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ピッチ姿勢角コマンド及びスロットル・コマンドを生成し、
機体の第２の状態パラメータ、入力された機首方位コマンド及び横進速度コマンドから、前記形態パラメータを用いたフィードバック誘導制御により、ロール姿勢角コマンド及びヨー・スティック・コマンドを生成する
ステップをコンピュータに実行させる垂直離着陸機の誘導制御プログラム。
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- 2017-10-17 JP JP2017200930A patent/JP6905221B2/ja active Active
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