JPH05330496A - 飛行試験結果解析装置 - Google Patents
飛行試験結果解析装置Info
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- JPH05330496A JPH05330496A JP4137293A JP13729392A JPH05330496A JP H05330496 A JPH05330496 A JP H05330496A JP 4137293 A JP4137293 A JP 4137293A JP 13729392 A JP13729392 A JP 13729392A JP H05330496 A JPH05330496 A JP H05330496A
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- Japan
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- coefficient
- flight test
- motion
- equation
- result
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 シミュレーション結果が飛行試験結果と一致
しない場合、空力係数やシミュレーション・モデルの構
造に対して、“暗中模索的な修正”を施す必要がなく、
本来のアプローチを取り得るようにする。 【構成】 所定の係数解析に必要なスタビライザ操舵角
δs 、ピッチ・レートｑ及びピッチ角θは、オン・ライ
ンあるいはオフ・ラインで飛行試験データ入力部１に供
給され、ピッチ・レートｑよりｑ2 ，ｑ3 を準備の上、
それぞれ一次処理演算部２へ転送される。上記一時処理
された飛行試験データは、マトリックスＡ演算部３及び
ベクトルｂ→演算部４へ転送された上、要素ａij及びｂ
j が計算される。更に、ベクトルｘ→演算部５におい
て、マトリックスＡ，ベクトルｂ→より所要の未知ベク
トルが算出され、最終的な解析結果は、解析結果出力部
６で所定の出力仕様で表示あるいは記録のため出力され
る。
しない場合、空力係数やシミュレーション・モデルの構
造に対して、“暗中模索的な修正”を施す必要がなく、
本来のアプローチを取り得るようにする。 【構成】 所定の係数解析に必要なスタビライザ操舵角
δs 、ピッチ・レートｑ及びピッチ角θは、オン・ライ
ンあるいはオフ・ラインで飛行試験データ入力部１に供
給され、ピッチ・レートｑよりｑ2 ，ｑ3 を準備の上、
それぞれ一次処理演算部２へ転送される。上記一時処理
された飛行試験データは、マトリックスＡ演算部３及び
ベクトルｂ→演算部４へ転送された上、要素ａij及びｂ
j が計算される。更に、ベクトルｘ→演算部５におい
て、マトリックスＡ，ベクトルｂ→より所要の未知ベク
トルが算出され、最終的な解析結果は、解析結果出力部
６で所定の出力仕様で表示あるいは記録のため出力され
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、飛行試験によって得ら
れた航空機の運動計測結果から、その運動を表現する応
答モデルの係数を求める飛行試験結果解析装置に関す
る。
れた航空機の運動計測結果から、その運動を表現する応
答モデルの係数を求める飛行試験結果解析装置に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】飛行試験によって得られた運動計測結果
は、対象とする航空機の飛行状態における“挙動”であ
るため、基本機能が設計通りであるかどうかを判断する
材料になる等、それ自体が十分有意義でかつ貴重なもの
である。
は、対象とする航空機の飛行状態における“挙動”であ
るため、基本機能が設計通りであるかどうかを判断する
材料になる等、それ自体が十分有意義でかつ貴重なもの
である。
【０００３】一方、航空機の運動推定者の立場からは、
飛行試験計測結果自体の重要度は変りないものの、シミ
ュレーション結果と運動計測結果の一致度の方が推定シ
ステムの存在意義に係わる、より切実な問題である。実
際、飛行試験計測精度を考慮してもなお、シミュレーシ
ョン結果と計測結果の間に有意な差が認められることが
多い。
飛行試験計測結果自体の重要度は変りないものの、シミ
ュレーション結果と運動計測結果の一致度の方が推定シ
ステムの存在意義に係わる、より切実な問題である。実
際、飛行試験計測精度を考慮してもなお、シミュレーシ
ョン結果と計測結果の間に有意な差が認められることが
多い。
【０００４】さて、航空機の運動計算は、図７に示すよ
うに飛行運動を表すシミュレーション・モデルとその空
力特性を表す空力係数を用いて行なわれる。空力係数は
静安定空力係数と動安定空力係数に大別される。これら
の空力係数は、現在のところ一般的に風洞試験により求
められるが、従来の風洞試験法ではこのうち静安定係数
が求まるのみのままである。残る動安定空力係数は、こ
うして得られた静安定空力係数を用いて推定している。
ここで経験式とは飛行試験結果に一致させるための変換
式に相当する。
うに飛行運動を表すシミュレーション・モデルとその空
力特性を表す空力係数を用いて行なわれる。空力係数は
静安定空力係数と動安定空力係数に大別される。これら
の空力係数は、現在のところ一般的に風洞試験により求
められるが、従来の風洞試験法ではこのうち静安定係数
が求まるのみのままである。残る動安定空力係数は、こ
うして得られた静安定空力係数を用いて推定している。
ここで経験式とは飛行試験結果に一致させるための変換
式に相当する。
【０００５】現実問題としてシミュレーション結果が計
測結果と実用上十分な精度で一致しなかった場合は、主
として経験に基づき、例えば上記の動安定空力係数を修
正する、「空力遅れモデル等を追加し、シミュレーショ
ン・モデルの構造を修正する。」といった方法が取られ
る。しかし、このような“修正係数”は、高度、速度に
代表される飛行条件によって変化するため、できるだけ
数少ない“修正係数”で全飛行領域における飛行運動を
表現可能なシミュレーション・モデルとするまでの過程
は、多大な試行錯誤の努力を要し決して単純なものでは
ない。
測結果と実用上十分な精度で一致しなかった場合は、主
として経験に基づき、例えば上記の動安定空力係数を修
正する、「空力遅れモデル等を追加し、シミュレーショ
ン・モデルの構造を修正する。」といった方法が取られ
る。しかし、このような“修正係数”は、高度、速度に
代表される飛行条件によって変化するため、できるだけ
数少ない“修正係数”で全飛行領域における飛行運動を
表現可能なシミュレーション・モデルとするまでの過程
は、多大な試行錯誤の努力を要し決して単純なものでは
ない。
【０００６】なお、カルマン・フィルタを活用した手法
等、各種のシステム同定法によってシミュレーション・
モデルの係数を直接求めようとする試みもなされてい
る。しかし、対象とするモデルが線形に限定される点、
求めようとする係数に応じ飛行運動がパターン化された
り、長い計測時間を要する点、いくつかの制約があるた
め実用化には至っていないようである。
等、各種のシステム同定法によってシミュレーション・
モデルの係数を直接求めようとする試みもなされてい
る。しかし、対象とするモデルが線形に限定される点、
求めようとする係数に応じ飛行運動がパターン化された
り、長い計測時間を要する点、いくつかの制約があるた
め実用化には至っていないようである。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】上記のことから明らか
なように、飛行試験結果が得られると、計測された運動
結果とシミュレーション・モデルを用いて計算された運
動結果という、どちらも飛行運動という場の中で比較が
行なわれる。そして、シミュレーション結果が計測結果
と一致しない場合、空力係数やシミュレーション・モデ
ルの構造に対して、経験に基づくとは言え“暗中模索的
な修正”が施される。
なように、飛行試験結果が得られると、計測された運動
結果とシミュレーション・モデルを用いて計算された運
動結果という、どちらも飛行運動という場の中で比較が
行なわれる。そして、シミュレーション結果が計測結果
と一致しない場合、空力係数やシミュレーション・モデ
ルの構造に対して、経験に基づくとは言え“暗中模索的
な修正”が施される。
【０００８】飛行運動を全飛行領域において表現可能な
シミュレーション・モデルを得るまでには、図７に示す
ように数多くの“修正係数”を試行錯誤的に決定する必
要があり、かなりの努力を要する作業となる。また、得
られた“修正係数”の物理的な背景が必ずしも明確では
なく、ある機種で蓄積された“修正係数”が他の機種で
も有効であるかどうかは不明である。
シミュレーション・モデルを得るまでには、図７に示す
ように数多くの“修正係数”を試行錯誤的に決定する必
要があり、かなりの努力を要する作業となる。また、得
られた“修正係数”の物理的な背景が必ずしも明確では
なく、ある機種で蓄積された“修正係数”が他の機種で
も有効であるかどうかは不明である。
【０００９】本発明は上記実情に鑑みてなされたもの
で、シミュレーション結果が飛行試験結果と一致しない
場合、空力係数やシミュレーション・モデルの構造に対
して、“暗中模索的な修正”を施す必要がなく、不確定
要素を極力残さないように心掛けた本来のアプローチを
取り得る飛行試験結果解析装置を提供することを目的と
する。
で、シミュレーション結果が飛行試験結果と一致しない
場合、空力係数やシミュレーション・モデルの構造に対
して、“暗中模索的な修正”を施す必要がなく、不確定
要素を極力残さないように心掛けた本来のアプローチを
取り得る飛行試験結果解析装置を提供することを目的と
する。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明に係る飛行試験結
果解析装置は、航空機の飛行試験によって得られた運動
計測結果のうち、操舵量と角度、角速度により、航空機
の回転運動に関する非線形項を含む２次応答モデルの係
数を求めることを特徴とする。
果解析装置は、航空機の飛行試験によって得られた運動
計測結果のうち、操舵量と角度、角速度により、航空機
の回転運動に関する非線形項を含む２次応答モデルの係
数を求めることを特徴とする。
【００１１】
【作用】一般に、運動方程式は慣性項、減衰項、強制項
より成り立つ。シミュレーション・モデルの空力係数
も、加速度及び角加速度を含む項より成り立つ慣性項の
係数、速度及び角速度を含む項より成り立つ減衰項の係
数、及びエンジン、舵面の発生する強制力を表す強制項
の係数に分類することができる。
より成り立つ。シミュレーション・モデルの空力係数
も、加速度及び角加速度を含む項より成り立つ慣性項の
係数、速度及び角速度を含む項より成り立つ減衰項の係
数、及びエンジン、舵面の発生する強制力を表す強制項
の係数に分類することができる。
【００１２】このうち慣性項の係数は、加速度及び角加
速度に依存する空気力が、機体の質量及び慣性モーメン
トに比べ相対的に小さいと考えられているため、重量及
び慣性モーメントの積算さえ正しく行なわれていれば十
分な精度で決定される性質のものである。
速度に依存する空気力が、機体の質量及び慣性モーメン
トに比べ相対的に小さいと考えられているため、重量及
び慣性モーメントの積算さえ正しく行なわれていれば十
分な精度で決定される性質のものである。
【００１３】次に強制項の係数は、縮尺模型に比べ実機
の方が相対的に小さな直進抵抗を受けると言う前後方向
の並進運動に対する尺度（簡単には摩擦抵抗の差）を考
慮すれば、直進から操舵によって発達する初期の運動は
十分な精度で推定可能と考えられる。
の方が相対的に小さな直進抵抗を受けると言う前後方向
の並進運動に対する尺度（簡単には摩擦抵抗の差）を考
慮すれば、直進から操舵によって発達する初期の運動は
十分な精度で推定可能と考えられる。
【００１４】これらのことを勘案すると、飛行運動の推
定精度を左右する最も大きな要因は減衰項の係数の推定
精度と想定される。
定精度を左右する最も大きな要因は減衰項の係数の推定
精度と想定される。
【００１５】従って、飛行運動という場ではなく、図１
の概念図に示すように慣性項の係数、減衰項の係数、強
制項の係数という場でシミュレーション結果と計測結果
の比較を行なうことにより、格段に分析的な比較・検討
が可能となる。これを実現するため本発明は、例えば航
空機の回転運動を対象とする場合、飛行試験の計測結果
のうち、操舵量と角度及び角速度より、すなわち、角加
速度以上高次の運動を計測することなく、回転運動に関
する非線形項を含む２次応答モデルの係数を取得する解
析装置を得るものである。
の概念図に示すように慣性項の係数、減衰項の係数、強
制項の係数という場でシミュレーション結果と計測結果
の比較を行なうことにより、格段に分析的な比較・検討
が可能となる。これを実現するため本発明は、例えば航
空機の回転運動を対象とする場合、飛行試験の計測結果
のうち、操舵量と角度及び角速度より、すなわち、角加
速度以上高次の運動を計測することなく、回転運動に関
する非線形項を含む２次応答モデルの係数を取得する解
析装置を得るものである。
【００１６】このようなプロセスにより、「慣性項の係
数は従来通りの積算法で良く、強制項及び減衰項の係数
は摩擦抵抗の差の形で尺度影響を考慮の上決定し、それ
でもなおかつ残る推定結果と飛行試験結果の不一致を補
正するため、減衰項の係数に経験的修正式を導入す
る。」といった姿勢、すなわち不確定要素を極力残さな
いように心掛けたアプローチを取ることが可能となる。
数は従来通りの積算法で良く、強制項及び減衰項の係数
は摩擦抵抗の差の形で尺度影響を考慮の上決定し、それ
でもなおかつ残る推定結果と飛行試験結果の不一致を補
正するため、減衰項の係数に経験的修正式を導入す
る。」といった姿勢、すなわち不確定要素を極力残さな
いように心掛けたアプローチを取ることが可能となる。
【００１７】
【実施例】以下、図面を参照して本発明の実施例を説明
する。
する。
【００１８】まず、本発明の論理的背景について概説す
る。
る。
【００１９】［１．１］ 飛行試験結果を表す応答モデ
ルの決定 本発明では、上記したように飛行運動という場ではな
く、慣性項の係数、減衰項の係数、強制項の係数という
場でシミュレーション結果と計測結果の比較を行なう
が、この時計測結果である操舵量を入力とし、同じく計
測結果である飛行運動を出力と見做した場合の応答モデ
ルの形式が重要となる。ここではまず、飛行試験結果を
表す応答モデルの形式を決定することとする。
ルの決定 本発明では、上記したように飛行運動という場ではな
く、慣性項の係数、減衰項の係数、強制項の係数という
場でシミュレーション結果と計測結果の比較を行なう
が、この時計測結果である操舵量を入力とし、同じく計
測結果である飛行運動を出力と見做した場合の応答モデ
ルの形式が重要となる。ここではまず、飛行試験結果を
表す応答モデルの形式を決定することとする。
【００２０】航空機の運動計測は、飛行運動を表すシミ
ュレーション・モデルと、その空力特性を表す空力係数
を用いて行なわれる。飛行運動には、前後、左右、上下
方向の並進運動と前後方向軸、左右方向軸、上下方向軸
回りの回転運動の計６自由度の運動がある。この中、互
いに連成の強い、［１］前後、上下方向の並進運動と左
右方向軸回りの回転運動、［２］前後、左右方向の並進
運動と前後方向軸、上下方向軸回りの回転運動をそれぞ
れまとめて取り扱うことが一般的で、［１］が縦系の運
動、［２］が横・方向系の運動と呼ばれる。なお、本発
明の中では横・方向系の運動を簡単なため横系の運動と
呼ぶこととする。
ュレーション・モデルと、その空力特性を表す空力係数
を用いて行なわれる。飛行運動には、前後、左右、上下
方向の並進運動と前後方向軸、左右方向軸、上下方向軸
回りの回転運動の計６自由度の運動がある。この中、互
いに連成の強い、［１］前後、上下方向の並進運動と左
右方向軸回りの回転運動、［２］前後、左右方向の並進
運動と前後方向軸、上下方向軸回りの回転運動をそれぞ
れまとめて取り扱うことが一般的で、［１］が縦系の運
動、［２］が横・方向系の運動と呼ばれる。なお、本発
明の中では横・方向系の運動を簡単なため横系の運動と
呼ぶこととする。
【００２１】重心を原点とした機体固定座標系を図２の
ように定め、この座標系に基づいて縦系運動の運動方程
式は次式のように表される。
ように定め、この座標系に基づいて縦系運動の運動方程
式は次式のように表される。
【００２２】
【数１】
【数２】 なお、迎角αとｘ軸及びｚ軸方向の速度ｕ，ｗ及びピッ
チ・レートｑとピッチ角θにはそれぞれ次のような関係
がある。
チ・レートｑとピッチ角θにはそれぞれ次のような関係
がある。
【００２３】
【数３】 （１．３）式からｗを消去すると次式が得られる。
【００２４】
【数４】 飛行試験結果を表すｙ軸回りのピッチ運動の応答モデル
としては、ピッチ・レートｑに関する２，３次の非線形
減衰項を（１．５）式に加え、以下のように設定する。
としては、ピッチ・レートｑに関する２，３次の非線形
減衰項を（１．５）式に加え、以下のように設定する。
【００２５】
【数５】 スタビライザ操舵によって発生する強制モーメントが飛
行試験結果として計測されている場合は、（１．７）式
の係数を直接求めることが可能である。しかし一般的に
は、この強制モーメントを計測することが困難であるた
め、以下のように間接的に求めることを考える。すなわ
ち、まず（１．７）式の両辺をＲq で割り、スタビライ
ザ操舵角δs に対するピッチ・レートｑの応答を表す形
式のモデルとして次式を設定する。
行試験結果として計測されている場合は、（１．７）式
の係数を直接求めることが可能である。しかし一般的に
は、この強制モーメントを計測することが困難であるた
め、以下のように間接的に求めることを考える。すなわ
ち、まず（１．７）式の両辺をＲq で割り、スタビライ
ザ操舵角δs に対するピッチ・レートｑの応答を表す形
式のモデルとして次式を設定する。
【００２６】
【数６】
【数７】 スタビライザ操舵角δs 、ピッチ・レートｑ及びピッチ
角θは、飛行試験における一般的な計測項目であるた
め、応答モデル（１．８）式の係数を求めることが可能
となる。なお、解析された（１．８）式の係数から
（１．７）式の係数への変換要領については次項で詳述
する。
角θは、飛行試験における一般的な計測項目であるた
め、応答モデル（１．８）式の係数を求めることが可能
となる。なお、解析された（１．８）式の係数から
（１．７）式の係数への変換要領については次項で詳述
する。
【００２７】［１．２］ 応答モデルの係数の解析法 飛行試験により計測されたδs ，ｑ，θから応答モデル
（１．８）式の係数を求める解析法を考える。
（１．８）式の係数を求める解析法を考える。
【００２８】
【数８】 ここに
【数９】
【数１０】 ベクトルｘ→の詳細を以下に示す。
【００２９】
【数１１】 なお、ｔa ，ｔb は計測区間［ｔA ，ｔB ］内の任意の
解析区間である。計測値に乗るノイズの影響を避けるた
め、図３に示すような［ｔa ，ｔb ］について加算Σを
行なうことが考えられる。
解析区間である。計測値に乗るノイズの影響を避けるた
め、図３に示すような［ｔa ，ｔb ］について加算Σを
行なうことが考えられる。
【００３０】以上のように（１．８）式の係数、即ち
（１．９）式の左辺が決定される。
（１．９）式の左辺が決定される。
【００３１】
【数１２】 上記のように飛行試験において、スタビライザ操舵角δ
s 、ピッチ・レートｑ及びピッチ角θが計測されている
場合、［１．２］項で示した解析を施すことにより、応
答モデルの係数を求めることができる。
s 、ピッチ・レートｑ及びピッチ角θが計測されている
場合、［１．２］項で示した解析を施すことにより、応
答モデルの係数を求めることができる。
【００３２】次に本発明の具体的な実施例について説明
する。
する。
【００３３】（第１実施例）本発明による第１実施例を
図４に示す。本実施例に係る飛行試験結果解析装置は、
ピッチ運動に対する応答モデルの係数を求める場合を想
定したもので、飛行試験データ入力部１、一次処理演算
部２、マトリックスＡ演算部３、ベクトルｂ→演算部
４、ベクトルｘ→演算部５、係数演算部６、解析結果出
力部７により構成される。
図４に示す。本実施例に係る飛行試験結果解析装置は、
ピッチ運動に対する応答モデルの係数を求める場合を想
定したもので、飛行試験データ入力部１、一次処理演算
部２、マトリックスＡ演算部３、ベクトルｂ→演算部
４、ベクトルｘ→演算部５、係数演算部６、解析結果出
力部７により構成される。
【００３４】所定の係数解析に必要なスタビライザ操舵
角δs ，ピッチ・レートｑ，ピッチ角θは、ここでは図
示しないテレメトリ装置、データ・レコーダ等によって
オン・ラインあるいはオフ・ラインで飛行試験データ入
力部１に供給される。入力されたδs ，ｑ，θのうち、
ｑよりｑ2 ，ｑ3 を準備の上、それぞれ一次処理演算部
２へ転送される。このように一時処理された飛行試験デ
ータは、マトリックスＡ演算部３及びベクトルｂ→演算
部４へ転送された上、次表１に示す要領に従って要素ａ
ij及びｂj が計算される。
角δs ，ピッチ・レートｑ，ピッチ角θは、ここでは図
示しないテレメトリ装置、データ・レコーダ等によって
オン・ラインあるいはオフ・ラインで飛行試験データ入
力部１に供給される。入力されたδs ，ｑ，θのうち、
ｑよりｑ2 ，ｑ3 を準備の上、それぞれ一次処理演算部
２へ転送される。このように一時処理された飛行試験デ
ータは、マトリックスＡ演算部３及びベクトルｂ→演算
部４へ転送された上、次表１に示す要領に従って要素ａ
ij及びｂj が計算される。
【００３５】
【表１】 そして、マトリックスＡ，ベクトルｂ→よりベクトルｘ
→演算部５は、所要の未知ベクトルを算出する。最終的
な解析結果は、解析結果出力部６において所定のプリン
ト・アウト、プロット・アウト仕様で表示あるいは記録
のため出力される。
→演算部５は、所要の未知ベクトルを算出する。最終的
な解析結果は、解析結果出力部６において所定のプリン
ト・アウト、プロット・アウト仕様で表示あるいは記録
のため出力される。
【００３６】図４に示したこれらの機能は専用装置化
し、係数解析処理装置として実現することも可能であ
る。専用装置化の要がない場合は、図示しない汎用演算
処理装置内に解析処理プログラムの形で実現することも
勿論可能である。
し、係数解析処理装置として実現することも可能であ
る。専用装置化の要がない場合は、図示しない汎用演算
処理装置内に解析処理プログラムの形で実現することも
勿論可能である。
【００３７】以上に述べたような過程を経て、本実施例
の解析処理によりピッチ運動に対する応答モデルの係数
が求まる。これらの慣性項の係数、減衰項の係数、強制
項の係数という場でシミュレーション結果と計測結果の
比較を行なうことにより、分析的な比較・検討が可能と
なる。
の解析処理によりピッチ運動に対する応答モデルの係数
が求まる。これらの慣性項の係数、減衰項の係数、強制
項の係数という場でシミュレーション結果と計測結果の
比較を行なうことにより、分析的な比較・検討が可能と
なる。
【００３８】すなわち、シミュレーション結果が飛行試
験結果と一致しない場合、空力係数やシミュレーション
・モデルの構造に対して、経験に基づくとは言え“暗中
模索的な修正”を施さざるを得ないと言う問題点が解決
される。
験結果と一致しない場合、空力係数やシミュレーション
・モデルの構造に対して、経験に基づくとは言え“暗中
模索的な修正”を施さざるを得ないと言う問題点が解決
される。
【００３９】言うまでもなく、単に応答モデルの係数だ
けではなく広範囲な空力現象を内包する空力特性を、す
べて飛行試験だけで決定することが望ましいと言うわけ
ではなく、また、それは事実上不可能である。しかし、
不確定要素を極力残さないように心掛けた本来のアプロ
ーチ、すなわち「慣性項の係数は従来通りの積算法で良
く、強制項及び減衰項の係数は摩擦抵抗の差の形で尺度
影響を考慮の上決定し、それでも尚且つ残る推定結果と
飛行試験結果の不一致を補正するため、減衰項の係数に
経験的修正式を導入する」といった飛行運動推定システ
ムの構築姿勢を取り得ることなる。
けではなく広範囲な空力現象を内包する空力特性を、す
べて飛行試験だけで決定することが望ましいと言うわけ
ではなく、また、それは事実上不可能である。しかし、
不確定要素を極力残さないように心掛けた本来のアプロ
ーチ、すなわち「慣性項の係数は従来通りの積算法で良
く、強制項及び減衰項の係数は摩擦抵抗の差の形で尺度
影響を考慮の上決定し、それでも尚且つ残る推定結果と
飛行試験結果の不一致を補正するため、減衰項の係数に
経験的修正式を導入する」といった飛行運動推定システ
ムの構築姿勢を取り得ることなる。
【００４０】（第２実施例）次に本発明の第２実施例に
ついて説明する。
ついて説明する。
【００４１】まず、本実施例の論理的背景を概説する。
【００４２】［２．１］ 飛行試験結果を表す応答モデ
ルの決定 上記［１．１］項で述べた通り、［１］前後、上下方向
の並進運動と左右方向軸回りの回転運動、［２］前後、
左右方向の並進運動と前後方向軸、上下方向軸回りの回
転運動をそれぞれまとめて取り扱うことが一般的で、
［１］が縦系の運動、［２］が横・方向系の運動と呼ば
れる。
ルの決定 上記［１．１］項で述べた通り、［１］前後、上下方向
の並進運動と左右方向軸回りの回転運動、［２］前後、
左右方向の並進運動と前後方向軸、上下方向軸回りの回
転運動をそれぞれまとめて取り扱うことが一般的で、
［１］が縦系の運動、［２］が横・方向系の運動と呼ば
れる。
【００４３】この第２実施例においては、［２］の横系
の運動について考察する。ここでは前後方向軸回りの回
転運動は小さいと仮定し、水平面内の上下方向軸回りの
回転運動に注目するが、本発明の本質的主張点を制約す
るものではない。
の運動について考察する。ここでは前後方向軸回りの回
転運動は小さいと仮定し、水平面内の上下方向軸回りの
回転運動に注目するが、本発明の本質的主張点を制約す
るものではない。
【００４４】重心を原点とした機体固定座標系を図５の
ように定め、この座標系に基づいて縦系運動の運動方程
式は次式のように表される。
ように定め、この座標系に基づいて縦系運動の運動方程
式は次式のように表される。
【００４５】
【数１３】
【数１４】
【数１５】 なお、横滑り角βとｘ軸及びｙ軸方向の速度ｕ，ｖ及び
ヨー・レートｒと方位角ψの間には次式が成り立つ。
ヨー・レートｒと方位角ψの間には次式が成り立つ。
【００４６】
【数１６】 （２．３）式からｖを消去すると次式が得られる。
【００４７】
【数１７】 飛行試験結果を表すｚ軸回りのヨー運動の応答モデルと
しては、ヨー・レートｒに関する２，３次の非線形減衰
項を（２．５）式に加え、以下のように設定する。
しては、ヨー・レートｒに関する２，３次の非線形減衰
項を（２．５）式に加え、以下のように設定する。
【００４８】
【数１８】 ラダー操舵によって発生する強制モーメントが飛行試験
結果として計測されている場合は、（２．７）式の係数
を直接求めることが可能である。しかし一般的には、こ
の強制モーメントを計測することが困難であるため、以
下のように間接的に求めることを考える。すなわち、ま
ず（２．７）式の両辺をＲr で割り、ラダー操舵角δr
に対するヨー・レートｒの応答を表す形式のモデルとし
て次式を設定する。
結果として計測されている場合は、（２．７）式の係数
を直接求めることが可能である。しかし一般的には、こ
の強制モーメントを計測することが困難であるため、以
下のように間接的に求めることを考える。すなわち、ま
ず（２．７）式の両辺をＲr で割り、ラダー操舵角δr
に対するヨー・レートｒの応答を表す形式のモデルとし
て次式を設定する。
【００４９】
【数１９】 ラダー操舵角δr 、ヨー・レートｒは、飛行試験におけ
る一般的な計測項目であるため、応答モデル（２．８）
式の係数を求めることが可能となる。なお、解析された
（２．８）式の係数から（２．７）式の係数への変換要
領については次項で詳述する。
る一般的な計測項目であるため、応答モデル（２．８）
式の係数を求めることが可能となる。なお、解析された
（２．８）式の係数から（２．７）式の係数への変換要
領については次項で詳述する。
【００５０】［２．２］ 応答モデルの係数の解析法 飛行試験により計測されたδr ，ｒ，ψから応答モデル
（２．８）式の係数を求める解析法を考える。
（２．８）式の係数を求める解析法を考える。
【００５１】
【数２０】 ここに
【数２１】
【数２２】 ベクトルｘ→の詳細を以下に示す。
【００５２】
【数２３】 ａij及びｂj の詳細を次表２に示す。
【００５３】
【表２】 同表から明らかなように、本発明が提示する応答モデル
の係数の解析法においては、計測結果がδr ，ｒ，ψの
みであることを予め配慮してある。これはｒ″，ｒ′，
δ′r も原理的には計測し得るが、ノイズが大きく事実
上計測不可能であるためである。
の係数の解析法においては、計測結果がδr ，ｒ，ψの
みであることを予め配慮してある。これはｒ″，ｒ′，
δ′r も原理的には計測し得るが、ノイズが大きく事実
上計測不可能であるためである。
【００５４】なお、ｔa ，ｔb は計測区間［ｔA ，ｔB
］内の任意の解析区間である。計測値に乗るノイズの
影響を避けるため、図３に示すような［ｔa ，ｔb ］に
ついて加算Σを行なうことが考えられる。
］内の任意の解析区間である。計測値に乗るノイズの
影響を避けるため、図３に示すような［ｔa ，ｔb ］に
ついて加算Σを行なうことが考えられる。
【００５５】以上のように（２．８）式の係数、即ち
（２．９）式の左辺が決定される。
（２．９）式の左辺が決定される。
【００５６】
【数２４】 上記のように飛行試験において、ラダー操舵角δr 、ヨ
ー・レートｒ及び方位角ψが計測されている場合、
［２．２］項で示した解析を施すことにより応答モデル
の係数を求め得ることができる。
ー・レートｒ及び方位角ψが計測されている場合、
［２．２］項で示した解析を施すことにより応答モデル
の係数を求め得ることができる。
【００５７】図６は、第２実施例の具体的な構成を示す
ブロック図である。本実施例に係る飛行試験結果解析装
置は、ヨー運動に対する応答モデルの係数を求める場合
を想定したもので、飛行試験データ入力部１、一次処理
演算部２、マトリックスＡ演算部３、ベクトルｂ→演算
部４、ベクトルｘ→演算部５、係数演算部６、解析結果
出力部７により構成される。
ブロック図である。本実施例に係る飛行試験結果解析装
置は、ヨー運動に対する応答モデルの係数を求める場合
を想定したもので、飛行試験データ入力部１、一次処理
演算部２、マトリックスＡ演算部３、ベクトルｂ→演算
部４、ベクトルｘ→演算部５、係数演算部６、解析結果
出力部７により構成される。
【００５８】所定の係数解析に必要なラダー操舵角δr
、ヨー・レートｒ及び方位角ψは、ここでは図示しな
いテレメトリ装置、データ・レコーダ等によってオン・
ラインあるいはオフ・ラインで飛行試験データ入力部１
に供給される。入力されたδr，ｒ，ψのうち、ｒより
ｒ2 ，ｒ3 を準備の上、それぞれ一次処理演算部２へ転
送される。このように一時処理された飛行試験データ
は、マトリックスＡ演算部３及びベクトルｂ→演算部４
へ転送された上、上記表２の要領に従って要素ａij及び
ｂj が計算される。マトリックスＡ，ベクトルｂ→より
ベクトルｘ→演算部５は、所要の未知ベクトルを算出す
る。最終的な解析結果は、解析結果出力部６において所
定のプリント・アウト、プロット・アウト仕様で表示あ
るいは記録のため出力される。
、ヨー・レートｒ及び方位角ψは、ここでは図示しな
いテレメトリ装置、データ・レコーダ等によってオン・
ラインあるいはオフ・ラインで飛行試験データ入力部１
に供給される。入力されたδr，ｒ，ψのうち、ｒより
ｒ2 ，ｒ3 を準備の上、それぞれ一次処理演算部２へ転
送される。このように一時処理された飛行試験データ
は、マトリックスＡ演算部３及びベクトルｂ→演算部４
へ転送された上、上記表２の要領に従って要素ａij及び
ｂj が計算される。マトリックスＡ，ベクトルｂ→より
ベクトルｘ→演算部５は、所要の未知ベクトルを算出す
る。最終的な解析結果は、解析結果出力部６において所
定のプリント・アウト、プロット・アウト仕様で表示あ
るいは記録のため出力される。
【００５９】図６に示したこれらの機能は専用装置化
し、係数解析処理装置として実現することも可能であ
る。専用装置化の要がない場合は、図示しない汎用演算
処理装置内に解析処理プログラムの形で実現することも
勿論可能である。
し、係数解析処理装置として実現することも可能であ
る。専用装置化の要がない場合は、図示しない汎用演算
処理装置内に解析処理プログラムの形で実現することも
勿論可能である。
【００６０】この第２実施例においても、上記第１実施
例と同様の効果を得ることができる。
例と同様の効果を得ることができる。
【００６１】
【発明の効果】以上詳記したように本発明によれば、シ
ミュレーション結果が飛行試験結果と一致しない場合、
空力係数やシミュレーション・モデルの構造に対して、
“暗中模索的な修正”を施す必要がなく、不確定要素を
極力残さないように心掛けた本来のアプローチを取り得
る飛行試験結果解析装置を提供することができる。
ミュレーション結果が飛行試験結果と一致しない場合、
空力係数やシミュレーション・モデルの構造に対して、
“暗中模索的な修正”を施す必要がなく、不確定要素を
極力残さないように心掛けた本来のアプローチを取り得
る飛行試験結果解析装置を提供することができる。
【図１】本発明に係る飛行試験結果解析装置の概念図。
【図２】本発明におけるピッチ運動関連の座標系を示す
図。
図。
【図３】本発明における解析区間の設定状態を示す図。
【図４】本発明の第１実施例に係る飛行試験結果解析装
置の構成を示すブロック図。
置の構成を示すブロック図。
【図５】本発明の第２実施例におけるヨー関連の座標系
を示す図。
を示す図。
【図６】本発明の第２実施例に係る飛行試験結果解析装
置の構成を示すブロック図。ヨー運動関連の座標系。
置の構成を示すブロック図。ヨー運動関連の座標系。
【図７】従来のシミュレーションモデル作成方法を示す
概念図。
概念図。
１…飛行試験データ入力部、２…一次処理演算部、３…
マトリックスＡ演算部、４…ベクトルｂ→演算部、５…
ベクトルｘ→演算部、６…係数演算部、７…解析結果出
力部。
マトリックスＡ演算部、４…ベクトルｂ→演算部、５…
ベクトルｘ→演算部、６…係数演算部、７…解析結果出
力部。
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機の飛行試験によって得られた運動
計測結果のうち、操舵量と角度、角速度により、航空機
の回転運動に関する非線形項を含む２次応答モデルの係
数を求めるように構成したことを特徴とする飛行試験結
果解析装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4137293A JPH05330496A (ja) | 1992-05-28 | 1992-05-28 | 飛行試験結果解析装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4137293A JPH05330496A (ja) | 1992-05-28 | 1992-05-28 | 飛行試験結果解析装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05330496A true JPH05330496A (ja) | 1993-12-14 |
Family
ID=15195301
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4137293A Withdrawn JPH05330496A (ja) | 1992-05-28 | 1992-05-28 | 飛行試験結果解析装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05330496A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009508747A (ja) * | 2005-09-22 | 2009-03-05 | エアバス フランス | 航空機に少なくとも１回の飛行テストを実施する方法と装置およびその用途 |
| CN102310950A (zh) * | 2010-07-09 | 2012-01-11 | 北京锐峰协同科技股份有限公司 | 试验智判系统和方法 |
-
1992
- 1992-05-28 JP JP4137293A patent/JPH05330496A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009508747A (ja) * | 2005-09-22 | 2009-03-05 | エアバス フランス | 航空機に少なくとも１回の飛行テストを実施する方法と装置およびその用途 |
| CN102310950A (zh) * | 2010-07-09 | 2012-01-11 | 北京锐峰协同科技股份有限公司 | 试验智判系统和方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990803 |