JPH0862091A - 三次元気流発生装置、及び該装置を使用した航空機の飛行制御系検証方法並びに飛行モーションシミュレータ - Google Patents

三次元気流発生装置、及び該装置を使用した航空機の飛行制御系検証方法並びに飛行モーションシミュレータ

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JPH0862091A
JPH0862091A JP6219581A JP21958194A JPH0862091A JP H0862091 A JPH0862091 A JP H0862091A JP 6219581 A JP6219581 A JP 6219581A JP 21958194 A JP21958194 A JP 21958194A JP H0862091 A JPH0862091 A JP H0862091A
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Teruomi Nakatani
輝臣 中谷
Osamu Okamoto
修 岡本
Naoaki Kuwano
尚明 桑野
Seizo Suzuki
誠三 鈴木
Shuichi Sasa
修一 佐々
Hidehiko Nakayasu
英彦 中安
Masakazu Kosaka
雅一 匂坂
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Abstract

(57)【要約】 【目的】 風洞と同様な三次元気流を発生させる小型の
三次元気流発生装置を得、それを使用して地上で航空機
の対気変化に対する飛行制御系の検証・評価ができ、且
つ対気変化による飛行運動の模擬ができる飛行モーショ
ンシミュレータを得る。 【構成】 任意風速の三次元気流を作り出す小型風洞部
２と、該風洞部にノズル吹口を頂点とする円錐状運動を
させて気流角を任意に変更させる２軸変角機構部３とか
ら三次元気流発生装置１を構成し、それを対気能動制御
航空機４９に設けられた多角錐台型ピトー管型プローブ
５０先端に位置させ、三次元気流を発生させて対気能動
制御航空機の対気変化に対する飛行制御系の検証を行
う。また、飛行モーションシミュレータに三次元気流発
生装置及び気流センサプローブを設け、対気変化に基づ
く飛行モーションシミュレーションを行う。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、風洞機能を有する小型
の三次元気流発生装置、及び該三次元気流発生装置を使
用した航空機、特に対気能動制御航空機の飛行制御系検
証方法並びに飛行モーションシミュレータに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、種々航空機開発における各種空力
特性の把握及び対気計器や部材強度等を試験・検証する
装置として、風洞があるが、従来の風洞は大型の固定設
備であり、風洞の測定部内に被試験対象物を設置して対
気試験を行っているので、試験対象物が例えば航空機等
の大型の場合は縮小モデルでしか行うことができない。
従って、例えば、ピトー管等を航空機の実機に装着した
状態でその対気特性を試験検証することができないばか
りでなく、該ピトー管が対気変化に対してどのようなセ
ンサ信号を発し、且つ該センサ信号が航空機内部の制御
系にどのように伝達されるか等を、実機において実飛行
を伴わないで検証することはできなかった。
【０００３】一方、航空機のパイロットの操縦訓練ある
いはフライトエンジニアのシステム操作訓練用として、
飛行モーションシミュレータがあるが、従来の飛行モー
ションシミュレータは、予め、例えば気圧・風向・風速
等の大気諸元や、高度・速度・位置・姿勢等の飛行諸元
等の訓練状況を設定し、あるいは教官操作パネルから任
意に設定することによって、操縦操作による操作状況か
らプログラムに従ってモーション模擬装置及びコントロ
ールローディング模擬装置を作用させると共に視界模擬
装置を作動させて、模擬体感により、訓練を行なうよう
になっている。したがって、従来のフライトシミュレー
タは、すべて設定された情報に基づくシミュレーション
であり、例えば刻々と変化する実際の対気変化によって
もたらされる航空機の運動を模擬することはできなかっ
た。
【０００４】しかも、従来の飛行モーションシミュレー
タにおいて大気諸元の設定は、大気諸元を数値モデル化
して設定しているが、実際の大気を完全に数値モデル化
することは困難なため実際の大気条件とは差があり、例
えば突風やウインドシア等の実際の大気外乱と同一な条
件を再現することはできないという問題がある。従っ
て、このような大気外乱に遭遇した場合に安定飛行を保
つためのパイロットの回避行動を訓練するに不十分であ
った。
【０００５】他方、近時、コンピューターと制御技術の
発達により、航空機における安全性と乗り心地を高める
ために、対気変化に対してコンピューター制御により飛
行性を積極的に制御する能動制御航空機の研究開発が各
国で進められている。対気能動制御航空機の実飛行にお
ける動きは、横風やウインドシア及び突風等の大気変化
によって機体に加わる空気力が変化して慣性を伴って機
体が運動するのを制御しようとするものである。これら
の動きの検証は、実際に機体を動かしてセンサ信号を発
生させて検証することが望ましいが、超小型の機体なら
ば従来の風洞試験でも可能であるが、一般の機体では不
可能であり、また実飛行での検証も研究開発段階におい
ては不可能である。
【０００６】そこで、一般に実センサ信号にかえて制御
系に模擬電気信号を送って制御系の検証を行なう方式が
採用されている。この方式は、任意に信号が作り得る反
面、実センサ信号と異なる性質の信号、タイムーラグ等
の微妙な問題については対応が難しいという問題があ
り、検証システムとして満足のいくものではない。この
ように従来、対気情報を中心に制御を行なう対気能動制
御航空機の制御系の機能、動作等をチェックする飛行制
御系検証システムが不十分であり、対気能動制御機の研
究開発を遅延させている要因ともなっている。
【０００７】また、従来の能動制御航空機は、対気変化
等によって起こった航空機の運動状態を検出して、安定
飛行状態を保つために各舵面やエンジン推力をコンピュ
ーターにより最適制御するものであり、対気変化によっ
て機体に加わる空気力の変化と機体運動の制御との間
に、時間遅れがある。従って、横風や突風又はウインド
シアなどの急激な外乱の発生による空気力の変化に対し
て、それを検知して機体がそれによる影響を受ける前に
飛行安定制御を行なうことは不可能である。
【０００８】対気変化に応じて実時間で航空機の飛行制
御することができない理由に、実機に搭載して飛行中の
対気変化を測定できる航空計器が未開発であることに一
因がある。従来、対気変化を検知する航空計器として、
僅かにピトー管と矢羽根型α／β角ベーンを組み合わせ
た複合型飛行速度ベクトル検出器が実験機に用いられて
いるが、該複合型飛行速度ベクトル検出器は、２軸の可
動部があるため広速度域における強度及び氷結の問題、
慣性に伴う低応答性、機体運動及び突風外乱による共振
時の信頼性等の問題があり、実用機への適用に到ってい
ない。
【０００９】そのため、従来離着陸操縦には管制塔から
対気情報を受けて航空機を制御しているが、突然の横風
や突風又はウインドシアに対しての僅かな時間送れの制
御が事故につながることがあり、対気変化に対する対気
飛行ベクトルをリアルタイムで得て、それを制御系に取
り込み、対気変化によって引き起こされる飛行運動を予
測して、制御則を発生させ、素早く対気飛行安定制御を
行えるようにすることが、航空機に求められている。
【００１０】本発明者等は、先に図１０及び図１１に示
すような、単体プローブで飛行中の飛行速度ベクトルを
検出できる多角錐台型ピトー管型プローブと該プローブ
を用いた対気飛行速度ベクトル計測装置を提供した（特
開平５−２８８７６１号公報）。そして、該対気飛行速
度ベクトル計測装置を既存の能動制御航空機に搭載する
ことによって、対気変化によって引き起こされる飛行運
動予測して素速く対気飛行安定制御を行なうことができ
る対気能動制御航空機を得るに到った。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】飛行中の対気変化に実
時間で反応して航空機を能動制御することは、航空機の
安全性と乗り心地を向上させるためには欠くことのでき
ない要求である。特に、従来離着陸時に危険を及ぼす可
能性のある横風や突風あるいはウインドシアに対して、
それに対する飛行運動を予測して事前に航空機を制御す
ることは、航空機事故を防止するのに切実な要求であ
る。しかしながら、従来の風洞を用いた方法では、実機
について対気変化に対する操舵面の動作・機能検証、制
御則等の検証・評価を行なう為の試験はできず、また、
従来の飛行モーションシミュレータでは突風等の実際の
対気変化に基づく飛行運動のモーションシミュレーショ
ンができない問題があり、従来能動制御航空機の開発に
必要な対気変化に対する操舵面の動作・機能検証、制御
則等の検証・評価が的確にできるシステム及び飛行モー
ションシミュレータシステムが提供されていない。
【００１２】そこで、本発明は、実機について風洞試験
と同様に実際の三次元気流を発生させて対気能動試験を
行なうことができるような三次元気流発生装置を提供す
ることを第１の目的とし、該三次元気流発生装置を使用
して地上に停止状態で航空機、特に対気能動制御航空機
について対気変化に対する操舵面の動作・機能検証、制
御則等の検証・評価が的確にできる対気能動制御系の検
証方法を提供するのを第２の目的とし、且つ突風等の実
際の対気変化に基づく飛行運動の模擬ができる飛行モー
ションシミュレータを提供することを第３の目的とする
ものである。
【００１３】
【課題を解決するための手段】上記第１の目的を達成す
る本発明の三次元気流発生装置は、任意の風速の三次元
気流を作り出す小型風洞部と、該風洞部にノズル吹口を
頂点とする円錐状運動をさせて気流角を任意に変更させ
る２軸変角機構部とから構成されていることを特徴とす
る。前記小型風洞部は、気流発生筒部、整流筒部、ノズ
ルから構成され、気流発生筒部には動翼を構成する軸流
ファン、静翼、軸流ファン駆動用の電動モータが設けら
れている。また、前記ノズルの吹口部に、必要に応じて
乱れ発生用多孔板を着脱可能に取り付けられるようにし
た。
【００１４】前記２軸変角機構部は、α角変角機構部と
β角変角機構部とからなり、該β角変角機構部は基台上
に鉛直方向に軸受されたβ角軸を中心に水平に揺動駆動
可能に支持されたβ角変角基盤を有し、前記α角変角機
構部は前記β角変角基盤上に設けられたブラケットに水
平方向に軸受されたα軸を中心に垂直方向に揺動可能に
支持されたα角変角基盤を有し、該α角変角機構部に前
記小型風洞部が設置されてなり、前記α角変角基盤の回
転軸線と前記β角変角基盤の回転軸線及び前記小型風洞
部の中心軸線が１点で交差するように配置した。また、
２軸変角機構部の他の構成として、前記構成とは逆にα
変角基盤上にβ変角基盤を設け、該β変角基盤上に小型
風洞部を載置するようにすることも可能である。
【００１５】前記２軸変角機構部は、前記α角変角基盤
及び前記β角変角基盤がそれぞれ駆動装置により制御駆
動される能動型２軸変角機構部であることが望ましい
が、α角変角基盤及びβ角変角基盤がそれぞれ手動によ
り角度を設定でき、かつ少なくともα角変角基盤が自由
振動バネと調整部からなる自由振動機構を有する受動型
２軸変角機構部としても構成できる。
【００１６】また、第２の目的を達成する本発明の航空
機の飛行制御系検証方法は、エアデータセンサプローブ
を有する対気飛行速度ベクトル計測装置を搭載した航空
機の飛行制御系検証を地上で検証する飛行制御系検証方
法であって、航空機に設けられた前記エアデータセンサ
プローブ先端に、任意風速の三次元気流を作り出す小型
風洞部と、該風洞部にノズル吹口を頂点とする円錐状運
動をさせて気流角を任意に変更させる２軸変角機構部と
からなる三次元気流発生装置の前記ノズル吹口を位置さ
せ、かつ該三次元気流発生装置と前記航空機の機上制御
計算機とを機外制御計算機に連結し、操舵面の動作・機
能検証を行うことを特徴とするものである。前記機上制
御計算機が前記三次元気流発生装置に対気外乱信号を発
することにより、前記三次元気流発生装置が前記対気外
乱信号に基づく対気外乱を発生させて、該対気外乱を前
記エアデータセンサプローブで検出することにより対気
飛行速度ベクトル計測装置の信号変化を引き起こし、該
信号変化によって前記機上制御計算機に格納されている
各種データベースと飛行制御則から各操舵量を発生さ
せ、得られた各操舵角が、前記三次元気流発生装置によ
って与えられる対気変化による機体運動を適切に補正す
るものであるかを判断することにより、操舵面の動作・
機能検証を行うようにする。
【００１７】前記対気飛行速度ベクトル計測装置が計測
した飛行ベクトルをコックピットのモニタによって操縦
者に提示し、操縦者が行う手動操作によって発生する操
縦信号によって操舵面を運動させ、操縦性の評価検証及
び操縦者の癖を含む操縦特性の評価検証を行うようにす
ることもできる。且つ前記機上制御計算機が対気外乱信
号を発生させると共に、操縦外乱信号を発生させること
によって、操縦性の評価検証及び操縦者の癖を含む操縦
特性の評価検証を行うようにすることも可能である。
【００１８】前記飛行制御系検証方法は、エンジン付能
動制御航空機である場合はもちろん、エンジンを持たな
いで舵面制御のみで対気飛行安定制御を行う能動制御航
空機の場合も適用できる。
【００１９】前記第３の目的を達成する本発明の飛行モ
ーションシミュレータは、模擬操縦席装置と視界模擬装
置とを備えた模擬コックピット、該模擬コックピットを
三次元運動させるモーション模擬装置、任意風速の三次
元気流を作り出す小型風洞部と該風洞部にノズル吹口を
頂点とする円錐状運動をさせて気流角を任意に変更させ
る２軸変角機構部とから構成されている三次元気流発生
装置、該三次元気流発生装置によって発生する三次元気
流を対気情報として検知するエアデータセンサプローブ
及び該エアデータセンサプローブによって検知された対
気情報から速度ベクトルを演算する対気飛行速度ベクト
ル演算処理器からなる飛行速度ベクトル計測装置、及び
飛行モーションシミュレータ計算機を有する制御指令部
からなり、前記三次元気流発生装置及びエアデータセン
サプローブは、ノズル吹き出し口先端中央部にエアデー
タセンサプローブ先端が位置するような関係で配置さ
れ、前記三次元気流発生装置は気流発生装置制御計算機
によって風速・風向が制御され、かつ該飛行速度ベクト
ル計測装置の出力が前記飛行モーションシミュレータ計
算機に入力され、該飛行速度ベクトルに基づく制御信号
が前記模擬コックピット及びモーション模擬装置に与え
られることを特徴とするものである。
【００２０】前記エアデータセンサプローブとして、多
角錐台型ピトー管型プローブを採用することが望まし
い。前記気流発生装置制御計算機が実空港の実気流情報
を受け、該実気流情報を基に前記三次元気流発生装置を
制御して、前記気流発生装置が実空港と同じ気流を実時
間で発生させてシミュレーションができるようにするこ
とができるように構成することができる。また、前記制
御指令部に管制気流情報ＲＡＭを設け、該管制気流情報
ＲＡＭに実空港の気流情報を入力して記憶しておくこと
によって、該気流情報を飛行モーションシミュレータ計
算機が呼び出して、前記三次元気流発生装置に実空港の
気流条件と同様な気流条件を発生させてシミュレーショ
ンができるようにした。
【００２１】三次元気流発生装置が発生する三次元気流
は、騒音問題や気流発生能力等から限定された風速域と
なるために、前記対気飛行速度ベクトル演算処理器から
の飛行速度ベクトル信号を所定量、連続的にシフトさせ
て、前記制御指令部に、実際の発生風速とは異なった模
擬風速を発生させ、前記シフト量に基づいて前記演算処
理器からの飛行速度ベクトル信号をスケーリング処理す
る速度ベクトルスケーリング機能処理器を設けることに
よって、広風速範囲でのシミュレーションを可能にし
た。
【００２２】前記三次元気流発生装置及び前記エアデー
タセンサプローブは、前記モーション模擬装置のモーシ
ョンテーブル上に搭載しても良く、モーションテーブル
外に設置することも可能である。
【００２３】
【作用】三次元気流発生装置の出力を制御することによ
り、任意の風速で整流又は乱流状態の気流を発生させる
ことができ、かつα角変角機構部及びβ角変角機構部を
制御することにより、ノズル吹口から吹き出される気流
の風向を任意に制御することができ、任意の風速及び風
向の一様且つ速度変動の少ない三次元気流を発生させる
ことができ、風洞としての機能を果たすことができる。
そして、二軸変角機構部をアクチュエータで駆動するよ
うに構成することにより、自動的に任意に風速風向の気
流発生させることができる。そして、本発明の三次元気
流発生装置は、小型可搬式に構成することができるか
ら、任意の場所に移動させることができるから、従来の
風洞では試験することのできなかった実機に取り付けた
状態での気流センサ等の試験を行なうことができる。
【００２４】また、２軸変角機構部を少なくとも前記α
角変角基盤が自由振動バネと調整部からなる自由振動機
構を有する受動型２軸変角機構部で構成することによっ
て、自由減衰する三次元気流を発生させることができ
る。
【００２５】前記三次元気流発生装置を使用した航空機
の飛行制御系検証方法は、前記三次元気流発生装置によ
って気流を変化させて対気飛行速度ベクトル計測装置の
信号変化を引き起こし、該信号変化によって機上計算機
のデータベースと飛行制御則から安定飛行に必要な各舵
面の操舵量を発生させる。その結果各操舵アクチュエー
タによって得られた操舵角が、前記三次元気流発生装置
によって変化させた気流による機体の運動を素速く且つ
適切に補正するものであるか操舵角の符号と舵角変化量
及び応答時間を検証する。それにより、該対気能動制御
航空機の制御則を評価することができ、且つ突風外乱等
に対して該飛行制御系が適切に動作しているか等を検証
することができる。なお、前記三次元気流発生装置から
発生させる三次元気流は、予め横風や突風、ウインドシ
ア、あるいは大型機の離陸時の後流渦の影響等種々の外
乱モデルを機外制御計算機に格納しておいて、任意外乱
モデルを選択して再現するか、あるいは直接飛行場の大
気情報を受けて飛行場で発生している実際の気流と同じ
状態に気流を発生させることができる。
【００２６】したがって、本発明によれば、対気能動制
御航空機を安全に飛行させるために必要な飛行前及び改
修後の実機について、種々の対気変化に対する操舵面の
動作・機能検証、制御則等の検証・評価試験を実飛行を
行なうことなく格納庫等で簡単に行なうことができる。
【００２７】本発明の飛行モーションシミュレータは、
三次元気流発生装置に任意の風速・風向の三次元気流を
発生させ、該三次元気流を対気情報として気流検出プロ
ーブが検出して、対気飛行速度ベクトルを発生させて、
該飛行速度ベクトルにより飛行モーションシミュレータ
計算機で当該航空機の制御則に基づくモーションシミュ
レータ制御信号をモーション制御部及び模擬コックピッ
トの視界模擬装置に送って、該対気飛行速度ベクトルに
対応する運動を発生させて、気流変化に対応する対気飛
行を模擬することができる。従って、実際の気流変化に
基づく運動を発生されることができ、数値化して入力さ
れた模擬気流信号によって気流変化に伴う運動を発生さ
せる従来の飛行モーションシミュレータに比べて、より
実際的な飛行運動を模擬できる。
【００２８】また、特定の実飛行場で発生している気流
情報（風速、方向、高度等）を受けて、実飛行場と同じ
気流を実時間で発生させて、それに基づき対気飛行速度
ベクトルをコックピット内の操縦者に呈示して飛行シミ
ュレーションを行なうことができ、実機でしか訓練でき
ない実飛行場での離着陸操縦訓練と同様な訓練を飛行モ
ーションシミュレータで出来る。さらに飛行場からの気
流情報を、例えば季節ごと・時間ごと等に分けて管制気
流情報ＲＡＭに多数記憶させておき、必要時に飛行モー
ションシミュレータ計算機で特定の気流情報を前記ＲＡ
Ｍから呼び出して気流発生装置制御計算機に与えること
によって、季節又は時間帯に応じて当該飛行場特有の気
流発生状況を三次元気流発生装置で再現して訓練ができ
る。
【００２９】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を基に詳細に説
明する。図１〜図５は、本発明の三次元気流発生装置の
実施例を示している。本実施例の三次元気流発生装置１
は、任意の風速・風向の一様且つ速度変動の少ない空気
の流れを作り出す為の小型風洞部２と、該風洞部にノズ
ル吹口１４を頂点とする円錐状運動をさせて気流角を任
意に変更させる能動型２軸変角機構部３とから構成され
ている。
【００３０】小型風洞部２は、図３に明示されているよ
うに、気流発生筒部５、整流筒部６、ノズル７から構成
され、気流発生筒部５には動翼を構成する軸流ファン
８、静翼９、軸流ファン駆動用の電動モータ１０を軸心
部に支持する軸受１１が設けられている。また、整流筒
部６には、整流ハニカム１２、網１３が設けられ、ノズ
ル７のノズル吹口１４には必要に応じて乱れ発生用多孔
板１５（図４）が取り付けられるようになっている。前
記気流発生筒部５の入口端部には、安全用の保護網１６
が必要に応じて設けられている。また、電動モータ１０
には適宜の回転計１７が設けられ、回転数を検出できる
ようになっている。なお、気流発生筒部、整流筒部、ノ
ズルは必ずしも別部材で構成する必要はなく、一体に形
成しても良く、あるいは図示のように複数に分割して連
結するようにしても良い。
【００３１】小型風洞部２は、図１及び図２に明示され
ているように、α角変角機構部とβ角変角機構部とから
構成されている能動型２軸変角機構部３を介して基台２
０上に設置されている。β角変角機構部は、基台２０上
に鉛直方向に軸受されたβ角軸２１に一端部中央が固定
され、且つ他端部が基台に設けられた円弧状のガイドレ
ール２２に沿って移動するように駆動するβ角変角アク
チュエータ２３が固定されたβ角変角基盤２４を有し、
該β角変角基盤２４は前記β角軸２１を回転軸として水
平内で揺動可能に設けられている。本実施例では、前記
β角ガイドレール２２とβ角変角アクチュエータ２３と
で、リニアモータを構成し、制御電源装置４２からの信
号により、任意の角度に揺動駆動できるようになってい
る。なお、２５はβ角変角基盤の端部に設けられ、前記
ガイドレール２２に沿って移動する案内ローラであり、
２６はガイドレール上の任意の角度にβ角変角基盤２４
を固定する為のβ角ストッパーであり、手動で調節する
ときに用いる。
【００３２】α角変角機構部はα角変角基盤３０を有
し、該α角変角基盤３０の一端部にα軸固定ブラケット
３１が立設され、該α軸固定ブラケットに水平に固定さ
れたα軸３２が、前記β角変角基盤２４の一端部に立設
されたα軸支持ブラケット２７に軸受されている。該α
角変角基盤３０上に前記小型風洞部２が載置して固定さ
れ、該風洞部の筒部に固定されたα角変角アクチュエー
タ３３と、前記β角変角基盤上に立設されたα角ガイド
レール３４とでリニアモータを構成して、制御電源装置
４２からの信号により、α角変角基盤３０をα軸３２回
りに垂直方向に任意の角度に揺動駆動できるようになっ
ている。なお、３５は手動のα角ストッパーである。
【００３３】前記α軸３２とβ軸２１は軸線が直交する
ように配置され、且つ小型風洞部２のノズル軸線がα軸
線とβ軸線との直交点ｐ（図３）を通り、且つノズル吹
口１４の中心点ｑが前記ｐ点より所定の距離Ｌだけ離れ
た位置になるように、小型風洞部２はα角変角基盤３０
上に固定されている。従って、α角変角基盤３０及びβ
角変角基盤２４をそれぞれα軸３２及びβ軸２１を支点
に回動させることによって、ノズル軸線をノズル吹口中
心点ｑを中心に円錐状内の任意角度に設定することがで
きる。
【００３４】そして、本実施例では、前記α軸３２の回
転角を、該α軸に設けられたエンコーダ３６で検出する
と共に、α軸端に設けられた指針３７でα軸支持ブラケ
ット２７に固定されたα角目盛盤３８に表示するように
してある。また、同様に、β軸２１の回転角をβ軸に設
けられたエンコーダ３９で検出すると共に、β角をβ角
変角基盤２４に取り付けた指針４０が基台２０に固定さ
れたβ角目盛盤４１に表示するようになっている。
【００３５】なお、変角機構として、リニアモータ機構
を採用しているが、必ずしも該実施例に限らず、例え
ば、ボールネジ機構又はシリンダ機構等任意の機構が採
用できる。また、２軸変角機構部の他の構成として、前
記構成とは逆にα変角基盤上にβ変角基盤を設け、該β
変角基盤上に小型風洞部を載置するようにすることも可
能である。さらに、必ずしも動力駆動装置を有してな
く、手動によりα角及びβ角を任意に設定するようにし
ても良い。
【００３６】手動により気流角度を設定する場合、α角
が受動的に自由振動と周期が変えられるように、本実施
例では図２に明示するように自由振動バネと調整部から
なる自由振動機構を設けてある。図２において、４５は
α角変角基盤３０に着脱可能に垂下して設けられた作動
板であり、該作動板を挟むようにしてβ角変角基盤２４
に調節平板４８を介して、調節可能に立設されたスプリ
ング取付板４６、４６’に、スプリング４７、４７’が
設けられている。該スプリング４７、４７’は、通常作
動板４５が垂直即ちα角変角基盤が水平状態を維持する
ようにバネの位置が調節されている。調節平板４８を前
後に調節することにより、α角変角基盤３０を水平状態
に維持することもできる。
【００３７】従って、図１の状態において、アクチュエ
ータ３３及びストッパー３５による拘束を完全に解除し
て、小型風洞部２がα角変角基盤３０と一体に揺動でき
るようにした状態で、小型風洞部２を下方に押圧して離
すと、小型風洞部２はα軸３２を支点にして自由に振動
し、次第に減衰して水平状態で停止するようになる。そ
して、スプリング取付板４６、４６’の間隔を調整する
ことによってバネ圧が調整され、減衰率を任意に調整す
ることができる。前記自由振動機構は、変角機構部をア
クチュエータにより制御する場合は取り外しておく。
【００３８】本発明の３次元気流発生装置は、以上のよ
うに構成され、軸流ファンの出力を制御することによ
り、任意の風速で乱流のない気流又は乱流状態の気流を
発生させることができ、かつα角変角機構部及びβ角変
角機構部を任意に制御することにより、ノズル吹口から
吹き出される気流の風向を任意に制御することができ、
任意の三次元気流、乱れの小さい気流から乱れの大きい
気流を発生させることができる。従って、制御・電源装
置４２に風速・風向の気流発生プログラムを設定するこ
とによって、予め設定されたプログラム通りの風速・風
向の三次元気流を発生させることができる。
【００３９】次に、上記三次元気流発生装置を利用し
た、対気飛行速度ベクトル計測装置を搭載した対気能動
制御航空機の飛行制御系検証方法の実施例について、図
６〜図９について説明する。
【００４０】まず、該実施例において被検証物である対
気能動制御航空機の実施例について説明する。本実施例
における対気能動制御航空機４９の能動制御機構は、エ
アデータセンサプローブである多角錐台型ピトー管型プ
ローブ５０、対気飛行速度ベクトル演算処理器５１、機
上制御計算機５２、及び従来の３軸ジャイロ、慣性基準
装置等の各種機体運動検出センサ群５３とからなる制御
信号発生系と、該制御信号発生系から制御信号を受けて
各種舵面を駆動する各種操舵アクチュエータ群５４と、
エンジン出力を制御する推力制御装置５５から主に構成
されている。
【００４１】多角錐台型ピトー管型プローブ５０は、位
置誤差を少なくするためと飛行方向の大気変化を素速く
検知するために、図６に示すように、航空機の先端から
突き出して設けられている。多角錐台型ピトー管型プロ
ーブ５０は、図１０に示すように、先に本発明者が提案
した（特開平５−２８８７６１号）ものと同様な構成か
らなり、先端部が多角錐台型をなしてその頂部に遮蔽孔
５７を設け、該遮蔽孔の先端から遮蔽孔の径との関係で
定まる一定長だけ入った位置に、前記遮蔽孔径より小径
の全圧管５６が配置固定され、遮蔽孔５７の底端には遮
蔽孔内の圧力を一部リークさせる分流孔５８が設けられ
ている。そして、前記多角錐台型（図の実施例では四角
錐台型）の各角錐面５９1〜５９4上には、それぞれ複数
個からなる圧力孔群６０1〜６０4が形成されている。該
多角錐台型ピトー管型プローブ５０を三次元的流れ場に
位置させることによって、全圧管５６の全圧Ｈ、及び多
角錐面上の圧力孔群６０1〜６０4の各圧力Ｐ1〜Ｐ4が測
定することができる。
【００４２】多角錐台型ピトー管型プローブ５０は、通
常は別体のプローブとして形成されているが、図１１に
示すように、超音速機１１０のノーズ部１１１に直接設
けることも可能である。該多角錐台型５孔ピトー管型プ
ローブ１１２の構成は、前記実施例のプローブと基本的
構造は同様であるので、詳細な説明は省略する。
【００４３】対気飛行速度ベクトル演算処理器５１は、
前記多角錐台型ピトー管型プローブ５０で検出した圧力
から速度ベクトルを演算処理するためのものであり、図
８のブロック図に示すように、該処理器には圧力を電気
信号に変換する圧力センサ６２、予め風洞実験等で求め
た前記プローブ５０の各圧力情報を補正する各圧力係数
が格納されているＲＯＭ６３を有していると共に、速度
ベクトル解析ソフトに基づき前記圧力情報から速度ベク
トルを演算処理するＣＰＵ６４から構成されている。
【００４４】本実施例の対気飛行速度ベクトル演算処理
器５１によれば、前記多角錐台型ピトー管型プローブ５
０で測定される全圧Ｈ、及び四角錐面上の各圧力Ｐ1〜
Ｐ4から、全圧Ｈと差圧(Ｈ−Ｐ1)、(Ｈ−Ｐ2)、(Ｈ−Ｐ
3)、(Ｈ−Ｐ4)を求めることができ、かつこれらの圧力
情報及び対気温度センサから前記速度ベクトル解析ソフ
トに基づき演算を実行することによって、真対気速度
Ｖ、迎角α、横滑り角βの飛行速度ベクトルを求めるこ
とができる。即ち、飛行状態での風向き等を実時間で把
握することができる。また、静圧から高度ｈが求まり、
それによって昇降度が判り、且つ動圧と静圧からマッハ
数が求まる。
【００４５】機上制御計算機５２には、風洞試験等で得
られた各種機体・空力データベース及びエンジン性能試
験で得られたエンジンデータベースがＲＯＭ化して格納
されていると共に、これらの情報から操縦ルール、飛行
ルールを基に対気変化に対して引き起こされる飛行状態
を予測して対気飛行安定制御を行なう飛行制御則を発生
させるプログラムが入力されている。例えば、機体・空
力データベースとして、迎角(α角)、横滑り角(β角)毎
のプローブ位置誤差テーブル、α／β角の変化による各
並進力係数（揚力、抗力、横力）テーブル、各モーメン
ト係数（ピッチング、ヨーイング、ローリング）テーブ
ル等必要なデータがＲＯＭ化して格納され、これらのデ
ータを推論、テーブルルックアップ、補間によって選択
し、離陸、巡航及び着陸の飛行形態ごとに飛行制御則を
発生させる。
【００４６】飛行制御則は、機種によってそれぞれ異な
り、また推論・演算手法によっても異なるが、基本的に
は、対気飛行速度ベクトル信号（迎角α、横滑り角β、
速度Ｖ、高度ｈ信号等）と各種機体運動検出センサ信号
を、舵面制御閉ループ系及びエンジン制御閉ループ系に
並列に取り込み、対気変化によって引き起こされる対気
飛行速度ベクトル信号を受けて飛行運動を予測して、エ
ンジン推力及び各種舵面のフィードバック制御あるいは
フィードフォワード制御を行なうようになっている。
【００４７】それにより、機上制御計算機５２から、例
えば図６に示す航空機においては、エンジン推力制御装
置６４、６５にエンジン推力制御コマンドを、また、昇
降舵、方向舵、補助翼等の主操縦翼面、及びスポイラ
ー、高揚力装置等の二次操縦翼面の各操舵アクチュエー
タ６６〜７６に舵面制御コンマンドが与えられ、対気変
化に対して航空機が安定飛行に必要な、速度、姿勢、高
度、機首方位、上昇(降下)率を得るためにエンジン及び
各舵面が制御される。また、同時に機上制御計算機から
の出力は、コックピットのモニタに表示され、必要に応
じて、対気能動制御系から対気飛行速度ベクトル信号を
切り離して、モニタ情報をもとにマニアル操縦を行なう
ことも可能である。
【００４８】以上のように構成された対気能動制御航空
機を安全に飛行させるために、前記三次元気流発生装置
を使用して、飛行前及び改修後の実機について、操舵面
の動作・機能検証、飛行制御則の評価、突風時等の飛行
シミュレーション及び操縦性能評価を次のようにして行
なう。
【００４９】図６はその為の飛行制御系検証システムの
概念図を示している。本実施例の飛行制御系検証システ
ムは、被検証対象機である対気能動制御航空機４９、機
外に設置される三次元気流発生装置１、機外制御計算機
８０及びモニタ８１、コックピットシミュレータ８２か
ら構成されている。なお、コックピットシミュレータ８
２は、対気変化に伴う各操舵面の作動によって生じる機
体の運動を体感して検証しようとするものであるが、本
検証システムにおいて必ずしも必要なものではない。
【００５０】機外計算機８０には、三次元気流発生装
置１を制御して種々の三次元気流を発生させるための、
例えば、離陸時や着陸時の対気モデルや突風、横風、ウ
インドシア等の対気外乱モデル等、種々の対気モデル、
操縦者による誤操作等の操縦外乱モデル、及びそれ
らのモデル情報を対気能動制御航空機４９に与えた結果
に基づく操舵面の運動により飛行制御系の検証を行なう
制御系検証ソフトウエアが格納されている。
【００５１】そして、機外計算機８０は、三次元気流発
生装置１に横風や突風等の対気外乱等任意の三次元気流
を発生させるための気流発生信号を送って三次元気流発
生装置を制御すると共に、対気能動制御航空機の機上制
御計算機５２と双方向信号結合し、各種外乱による飛行
制御系の検証と機上制御計算機の動作及び対気能動制御
航空機の運動をモニタするようになっている。
【００５２】対気能動制御航空機４９の多角錐台型ピト
ー管型プローブ５０の先端に前記三次元気流発生装置１
を設置して、三次元気流を発生させることによって、多
角錐台型ピトー管型プローブ５０は実際の飛行時の対気
情報と同様な模擬対気情報を得ることができる。その
際、三次元気流発生装置４のα軸とβ軸との交点である
ｐ点に多角錐台型ピトー管型プローブ５０の先端中央が
位置するように設置することによって、三次元気流発生
装置１が発生している三次元気流がそのまま対気能動制
御航空機が受ける対気変化となる。したがって、機外制
御計算機からの制御信号に基づき、三次元気流発生装置
１のファンの出力及びノズル角を制御することによっ
て、離着陸時や、上昇下降時あるいは巡航時に受ける定
常時の対気変化、あるいは横風、突風、ウインドシア等
発生時における対気外乱と同様な模擬対気変化を任意に
創出して対気能動制御航空機４９の多角錐台型ピトー管
型プローブ５０に与えることができる。
【００５３】なお、本実施例では、後述する飛行モーシ
ョンシミュレータの実施例で詳細に説明するように、三
次元気流発生装置１の発生風速能力を超える飛行域での
飛行制御系の検証することを可能にするために、検証時
に対気能動制御航空機４９の対気飛行速度ベクトル演算
処理器５１と機上制御計算機５２との間に速度ベクトル
スケーリング機能処理器８３を接続するようにしてあ
る。該速度ベクトルスケーリング機能処理器８３は、実
際の発生風速を任意の量だけ演算処理上でシフトさせる
為のシフト倍率を機外制御計算機で設定することによ
り、対気飛行速度演算処理器で得られた速度ベクトルを
前記シフト倍率に応じて補正することによって、連続性
を持たせてシフトされた風速での速度ベクトルを得るこ
とができるようになっている。
【００５４】多角錐台型ピトー管型プローブ５０から得
られる対気情報から、実際の飛行時と同様に、対気飛行
速度ベクトル演算処理器５１で対気飛行速度ベクトルを
算出して、それを機上制御計算機５２で各種機体運動検
出センサ信号と並列に閉ループ制御系に取り込み、対気
変化によって引き起こされる飛行運動を予測してフィー
ドバックあるいはフィードフォワード制御によって各種
操舵アクチュエータを作動させる。同時に操舵信号は機
外のコックピットシュミレータと機外制御計算機８０及
びモニタ８１に与えられる。なお、この場合、エンジン
を制御する推力制御装置５５は不作動状態にして、各操
舵アクチュエータのみ制御するようにするが、推力制御
装置に送る制御信号はそのまま機外制御計算機に取り出
してモニタできるようにすると良い。
【００５５】検証方法として、各操舵アクチュエータに
よって得られた操舵角が、三次元気流発生装置１によっ
て変化させられた気流による機体の運動を素早く且つ適
切に補正しているか否かを機外制御計算機で該計算機に
予め格納されている制御系検証ソフトウェアに基づき検
証する。
【００５６】検証事項として、例えば、操舵面の動作
・機能検証、操舵角の大きさと気流が変化してから操
舵角が変化するまでの応答時間における制御則の評価、
三次元気流発生装置によって与えられる突風等の対気
外乱に対して飛行制御則が適切に動作するか否かの検
証、対気能動制御航空機の運動および対気飛行速度ベ
クトル検出センサの信号をコックピットのモニタによっ
て操縦者に呈示し、操縦者が行なう手動操縦によって発
生する操縦信号によって操舵面を運動させ、また三次元
気流発生装置に対気変化を生じさせて操縦者を含んだ閉
ループ制御系によって対気能動制御航空機の操縦性の評
価検証及び操縦者の癖（例えば、旋回操縦等に伴う方向
舵と補助翼の操作手順等）を含む操縦特性の評価検証等
ができる。
【００５７】以上は、有人の対気能動制御航空機の検証
システムの実施例であるが、本実施例の検証システム
は、現在開発が進められている宇宙往還機としての無人
無エンジン対気能動制御航空機９０の検証も図９に示す
ように、同様に可能である。図９は、全地球測位システ
ム（ＧＰＳ）等のシステムと組み合わせて無人による遠
隔操縦を可能にした対気能動制御航空機９０の検証シス
テムの概念図である。そのブロック図は、図示してない
が、図７に示すブロック図において、揚力制御装置、エ
ンジンを省略したものに相当する。
【００５８】該対気能動制御航空機９０は、エンジン制
御閉ループを持たない点、及び機上制御計算機の出力の
各種飛行・航法データがデータ送信機により地上の制御
指令室に送信される点が相違しているのみで他の点は前
記実施例の対気能動制御航空機４９とほぼ同様である。
従って、図において前記実施例と同様な部分については
前記実施例と同じ符号を付し詳細な説明は省略する。な
お、本実施例の対気能動制御航空機９０では、機上制御
計算機５２からの出力信号により、方向舵９２、９３、
エレボン９４、９５、ボデーフラップ９６を駆動する各
操舵アクチュエータ９７〜１０１に舵面制御コマンドが
与えられ、対気変化によって引き起こされる飛行運動を
予測して安定した降下／進入、着陸ができるように姿
勢、機首方位、降下率を得るために各舵面が制御され
る。
【００５９】以上本発明の対気能動制御航空機の飛行制
御系検証法の一実施例について説明したが、本発明が適
用できる航空機とは、エアデータセンサプローブを備え
た航空機であれば良く、通常の民間航空機、ヘリコプタ
ー、極超音速器、ＶＴＯＬ、エンジン無しの滑空機等で
あり、航空機の機種が限定されるものではない。
【００６０】次に、前記実施例の三次元気流発生装置１
を利用した対気能動制御航空機の飛行モーションシミュ
レータの実施例を図１２〜図１４により詳細に説明す
る。図１２には本実施例の飛行モーションシミュレータ
１５０の外観が図示され、図１３にはそのシステム構成
がブロック線図によって示されている。
【００６１】本実施例の飛行モーションシミュレータ１
５０は、適宜のアクチュエータの組合せにより６自由度
の運動を与えることができるモーション模擬装置１５１
のモーションテーブル１５２上に、模擬操縦席装置と視
界模擬装置とを備えた模擬コックピット１５３、三次元
気流発生装置１、該三次元気流発生装置によって発生す
る三次元気流を対気情報として見地する多角錐台型ピト
ー管型プローブ１５５及び該対気情報から速度ベクトル
を演算する対気飛行速度ベクトル演算処理器１５６から
なる飛行速度ベクトル計測装置１５７を搭載してなるシ
ミュレータ装置本体と、飛行モーシヨンシミュレータ建
屋に設置される制御計算機等の制御指令部１５８とから
構成されている。
【００６２】三次元気流発生装置１及び多角錐台型ピト
ー管型プローブ１５５は、図６と同様にノズル吹口先端
中央部に多角錐台型ピトー管型プローブ先端が位置する
ような関係で配置されている。
【００６３】制御指令部１５８には、飛行モーションシ
ミュレータ計算機１６０と、前記対気飛行速度ベクトル
演算処理器１５６からの速度ベクトルを後述する気流発
生装置のスケーリング機能に基づいてスケーリング機能
処理を行なう速度ベクトルスケーリング機能処理器１６
１、飛行モーションシミュレータ計算機１６０の出力に
よりモーション模擬装置１５１を制御するモーション制
御部１６２、飛行モーションシミュレータ１６０から気
流発生指令に基づいて前記三次元気流発生装置１の駆動
を制御する気流発生装置制御計算機１６３、及び管制気
流情報ＲＡＭ１６４とから構成されている。
【００６４】また、本実施例の飛行モーションシミュレ
ータの三次元気流発生装置では、飛行モーションシミュ
レータ計算機に予め設定された気流情報に基づく気流を
発生させるばかりでなく、前記気流発生装置制御計算機
１６３を飛行場の管制情報システム１６５とテレメータ
や光通信等で結んで、実飛行場で発生している気流情報
（風速、方向、高度等）を受けて、実飛行場と同じ気流
を実時間で発生させて、それに基づく飛行シミュレーシ
ョンを行なうことができるようになっている。さらに飛
行場からの気流情報を、例えば季節ごと・時間ごと等に
分けて管制気流情報ＲＡＭ１６４に多数記憶させてお
き、必要時にモーションシミュレータ計算機で特定の気
流情報を前記ＲＡＭから呼び出して気流発生装置制御計
算機に与えることによって、季節又は時間帯に応じて当
該飛行場特有の気流発生状況を三次元気流発生装置で再
現して離着陸時の飛行シミュレーション訓練ができるよ
うになっている。
【００６５】さらに、本実施例のシミュレータは、三次
元気流発生装置が発生可能風速以外での模擬飛行実験を
可能にするために、実際の風速とは異なった模擬風速を
発生させることもできるスケーリング機能を備えてい
る。例えば、三次元気流発生装置１の発生可能風速域が
６０ｍ／ｓ以下の能力である場合、該風速域では通常の
飛行機における離陸／着陸・降下時の待機速度を実風速
で模擬飛行を実験することができるが、６０ｍ／ｓ以上
の対気速度を実風速で模擬飛行を行なうことはできな
い。
【００６６】そこで、本実施例では、三次元気流発生装
置が発生する気流に図１４に示すようにスケーリング機
能を持たせて、三次元気流発生装置が発生する風速に特
定の倍率の連続性を持たせてシフト量を加算して、速度
ベクトルの相似性が確保される速度域（低速〜亜音速）
まで多角錐台型ピトー管型プローブを使用した模擬対気
飛行を可能にした。
【００６７】本実施例では、図１４に示すようにシフト
量を２５ｍ／ｓにして、三次元気流発生装置が発生する
風速に前記シフト量を１〜５倍加算することができる５
段階の倍速に連続的に変換できるスケーリングモードを
設定し、１８０ｍ／ｓの模擬風速を発生させることが可
能であり、亜音速飛行の対気速度まで模擬することがで
きる。倍速モードを使用した場合は、飛行速度演算処理
器１５６で検出した飛行速度ベクトルを速度ベクトルス
ケーリング機能処理器１６１で倍速に応じて当該風速相
当の速度ベクトルに換算して、飛行モーションシミュレ
ータ計算機１６０に入力される。それにより、小型省エ
ネ化の三次元気流発生装置で、特に対気偏かが著しい離
着陸時のシミュレーションが超音速機であっても可能で
あり、また低騒音でシミュレーションが可能である。
【００６８】本実施例の飛行モーションシミュレータ
は、以上のように構成され、次の３方法で航空機、特に
対気能動制御航空機の運動性能を模擬訓練を行うことが
できる。
【００６９】まず、１の方法は、従来の飛行モーション
シミュレータと同様に単に飛行モーションシミュレータ
計算機１６０と模擬コクピット１５３のみを双方向通信
で連絡することによって、飛行モーションシミュレータ
計算機に記憶されている航空機のモーションシミュレー
トソフトウェアに基づいて、従来のモーションシミュレ
ータと同様な方法で飛行シミュレーションを行う方法で
ある。
【００７０】次いで、２の方法は、この飛行モーション
シミュレータの特徴的な方法であり、実際の気流変化に
基づき飛行制御則を発生させて、操縦者に対気変化によ
る航空機の運動をモニタさせて操縦訓練を行う方法であ
る。この方法では、飛行モーションシミュレータ計算機
１６０から気流発生装置制御計算機１６３に所定の気流
外乱発生を指示することにより、前記実施例で詳細に説
明したように気流発生装置制御計算機１６３が三次元気
流発生装置１を制御駆動して、所定風速及び風向の気流
を発生する。該気流を多角錐型ピトー管型プローブ１５
５が検知して、対気飛行速度ベクトル計測装置１５６
で、飛行速度ベクトルを発生させて、該飛行速度ベクト
ルにより飛行モーションシミュレータ計算機で当該航空
機の制御則に基づくモーションシミュレータ制御信号を
モーション制御部及びコックピットの視界模擬装置に送
って、該対気速度ベクトルに対応する運動を発生させ
て、気流変化に対応する対気飛行を模擬することができ
る。
【００７１】従って、本実施例の飛行モーションシミュ
レータによれば、実際の気流変化に基づく運動を発生さ
れることができ、数値化して入力された模擬気流信号に
よって気流変化に伴う運動を発生させる従来のモーショ
ンシミュレータに比べて、より実際的な飛行運動を模擬
することができる。また、三次元気流発生装置で例えば
突風等の対気外乱を発生させ、該対気外乱に基づく速度
ベクトルをコックピット内で操縦者に呈示して、操縦者
が行なう操縦によって発生する信号と対気変化信号を係
合させて制御則を発生させることにより、対気外乱に対
するより実際的な操縦を模擬することができる。
【００７２】さらに、第３の方法は、第２の方法をさら
に現実的にしたもので、特定の飛行場の離着陸時の気流
変化を実時間であるいは任意時間で再現させて、それに
基づいて対気能動制御航空機の当該飛行場での離着陸時
の運動性能を模擬体感することができる。すなわち、飛
行場の管制情報システム１６５とテレメータや光通信等
で結んで、実飛行場で発生している気流情報（風速、方
向、高度等）を受けて、実飛行場と同じ気流を実時間で
発生させて、それに基づき対気飛行速度ベクトルをコッ
クピット内の操縦者に呈示して飛行シミュレーションを
行なうことができ、実機でしか訓練できない実飛行場で
の離着陸操縦訓練と同様な訓練を飛行モーションシミュ
レータションできるようにした。
【００７３】さらに飛行場からの気流情報を、例えば季
節ごと・時間ごと等に分けて管制気流情報ＲＡＭ１６４
に多数記憶させておき、必要時に飛行モーションシミュ
レータ計算機で特定の気流情報を前記ＲＡＭから呼び出
して気流発生装置制御計算機に与えることによって、季
節又は時間帯に応じて当該飛行場特有の気流発生状況を
三次元気流発生装置で再現してシミュレーション訓練が
できる。
【００７４】なお、上記実施例では、三次元気流発生装
置及び多角錐型ピトー管型プローブをモーションテーブ
ル上に設けてあるが、これらは必ずしもモーションテー
ブル上に設置する必要はなくシミュレータ本体と離れた
別位置に設置しても良い。
【００７５】
【発明の効果】本発明は、次のような格別の効果を奏す
る。本発明の三次元気流発生装置は、一様且つ速度変動
の少ない任意の風速・風向の三次元気流を発生させるこ
とができ、風速風向を自動的に制御できる。そして小型
可搬式に構成することができるから、任意の場所に移動
させることができるから、従来の風洞では試験すること
のできなかった実機に取り付けた状態での気流センサ等
の試験を簡単に且つ低コストで行なうことができる。
【００７６】また、２軸変角機構部を少なくとも前記α
角変角基板が自由振動バネと調整部からなる自由振動機
構を有する受動型２軸変角機構部で構成することによっ
て、自由減衰する三次元気流を発生させることができ
る。
【００７７】本発明の能動制御航空機の飛行制御系検証
方法によれば、対気能動制御航空機を安全に飛行させる
ために必要な飛行前及び改修後の実機について、種々の
対気変化に対する操舵面の動作・機能検証、制御則等の
検証・評価試験を実飛行を行なうことなく格納庫等で簡
単に行なうことができる。
【００７８】しかも、予め横風や突風あるいはウインド
シア等種々の外乱モデル機外制御計算機に格納しておい
てこれらの外乱モデルを任意に選択して再現するか、あ
るいは直接飛行場の気流情報を受けて飛行場で発生して
いる実際の気流と同じ状態で検証を行なうことができ、
正確な検証及び制御則の評価を行なうことができる。
【００７９】また、本発明の飛行モーションシミュレー
タによれば、実際の気流変化に基づく運動を発生される
ことができ、数値化して入力された模擬気流信号によっ
て運動を発生させる従来の飛行シミュレータに比べて、
より実際的な飛行運動を模擬することができる。
【００８０】しかも、特定の実飛行場で発生している気
流情報（風速、方向、高度等）を受けて、実飛行場と同
じ気流を実時間で発生させて、それに基づき対気飛行速
度ベクトルをコックピット内の操縦者に呈示して飛行シ
ミュレーションを行なうことができ、実機でしか訓練で
きない実飛行場での離着陸操縦訓練と同様な訓練を飛行
モーションシミュレータションできる。
【００８１】さらに飛行場からの気流情報を、例えば、
季節ごと・時間ごと等に分けて管制気流情報ＲＡＭに多
数記憶させておき、季節又は時間帯に応じて当該飛行場
特有の気流発生状況を三次元気流発生装置で再現してシ
ミュレーション訓練ができる。
【００８２】また、大型航空機の離陸時に発生する大後
流渦を三次元気流発生装置で再現することによって、後
続離陸機の飛行シミュレーションができ、大後流渦の影
響の訓練もできる。
【００８３】速度ベクトルスケーリング機能処理器を設
けることにより、小型の三次元気流発生装置で、対気変
化が著しい離着陸時のシミュレーションが超音速機であ
っても可能であり、また低騒音でシミュレーションが可
能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施例に係る三次元気流発生装置の斜
視図である。
【図２】その要部拡大図である。
【図３】その風洞部の一部断面側面図である。
【図４】乱流発生用多孔板を取り付けた状態でのノズル
吹口部一部断面側面図である。
【図５】乱流発生用多孔板を除去した状態でのノズル吹
口部一部断面側面図である。
【図６】本発明の実施例に係るエンジン付き大気能動制
御航空機の飛行制御系検証方法を示す模式図である。
【図７】図６の飛行制御系検証方法のブロック図であ
る。
【図８】図７における制御信号発生系の概略ブロック図
である。
【図９】本発明の他の実施例に係るエンジン無し大気能
動制御航空機の飛行制御系検証方法を示す模式図であ
る。
【図１０】多角錐型ピトー管型プローブの斜視図であ
る。
【図１１】（ａ）は他の実施例の対気能動制御航空機の
概略図であり、（ｂ）はそのノーズ部の拡大図である。
【図１２】本発明の実施例に係る飛行モーションシミュ
レータの側面概略図である。
【図１３】その制御ブロック線図である。
【図１４】スクーリング機能を表す三次元気流発生の設
定風速とスケーリング処理後の模擬風速との関係を表す
線図である。
【符号の説明】
１ 三次元気流発生装置 ２ 小型風洞部 ３ 能動型２軸変角機構部 ５ 気流発生筒部 ６ 整流筒部 ７ ノズル １５ 乱れ発生用多孔板 ２０ 基台 ２１ β軸 ２３ β軸変角ア
クチュエータ ２４ β角変角基盤 ３０ α角変角基
盤 ３２ α軸 ３３ α角変角ア
クチュエータ ３６、３９ エンコーダ ４５ 作動板 ４９、９０、１１０ 対気能動制御航空機 ５０、１５５ 多角錐台型ピトー管型プローブ（エアデ
ータセンサプローブ） ５１、１５６ 対気飛行速度ベクトル演算処理器 ５２ 機上制御計算機 ８０ 機外制御計
算機 １５０ 飛行モーションシミュレータ １５１ モーション模擬装置 １５２ モーション
テーブル １５７ 飛行速度ベクトル計測装置 １５８ 制御指令部 １６０ 飛行モーションシミュレータ計算機 １６１ 速度ベクトルスケーリング機能処理器 １６２ モーション制御部 １６３ 気流発生装置制御計算機 １６４ 管制気流情報ＲＡＭ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 桑野 尚明 東京都調布市深大寺東町７ー３ー３ー１ー １ (72)発明者 鈴木 誠三 東京都三鷹市新川３ー８ー４ (72)発明者 佐々 修一 東京都八王子市別所２ー11ー５ー101 (72)発明者 中安 英彦 千葉県柏市豊住５ー４ー12 (72)発明者 匂坂 雅一 東京都日野市日野本町３ー６ー12 ハイブ リッジ日野207号

Claims (19)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 任意の風速の三次元気流を作り出す小型
    風洞部と、該風洞部にノズル吹口を頂点とする円錐状運
    動をさせて気流角を任意に変更させる２軸変角機構部と
    から構成されていることを特徴とする三次元気流発生装
    置。
  2. 【請求項２】 前記小型風洞部が、気流発生筒部、整流
    筒部、ノズルから構成され、気流発生筒部には動翼を構
    成する軸流ファン、静翼、軸流ファン駆動用の電動モー
    タが設けられている請求項１記載の三次元気流発生装
    置。
  3. 【請求項３】 前記ノズルの吹口部に、乱れ発生用多孔
    板を着脱可能にもうけた請求項１又は２記載の三次元気
    流発生装置。
  4. 【請求項４】 前記２軸変角機構部は、α角変角機構部
    とβ角変角機構部とからなり、該β角変角機構部は基台
    上に鉛直方向に軸受されたβ角軸を中心に水平に揺動駆
    動可能に支持されたβ角変角基盤を有し、前記α角変角
    機構部は前記β角変角基盤上に設けられたブラケットに
    水平方向に軸受されたα軸を中心に垂直方向に揺動可能
    に支持されたα角変角基盤を有し、該α角変角機構部に
    前記小型風洞部が設置されてなり、前記α角変角基盤の
    回転軸線と前記β角変角基盤の回転軸線及び前記小型風
    洞部の中心軸線が１点で交差するように配置されてなる
    請求項１、２又は３記載の三次元気流発生装置。
  5. 【請求項５】 前記２軸変角機構部は、前記α角変角基
    盤及び前記β角変角基盤がそれぞれ駆動装置により制御
    駆動される能動型２軸変角機構部である請求項１〜４何
    れか記載の三次元気流発生装置。
  6. 【請求項６】 前記２軸変角機構部は、前記α角変角基
    盤及び前記β角変角基盤がそれぞれ手動により角度を設
    定でき、かつ少なくとも前記α角変角基盤が自由振動バ
    ネと調整部からなる自由振動機構を有する受動型２軸変
    角機構部である請求項１〜４何れか記載の三次元気流発
    生装置。
  7. 【請求項７】 エアデータセンサプローブを有する対気
    飛行速度ベクトル計測装置を搭載した航空機の飛行制御
    系検証を地上で検証する飛行制御系検証方法であって、
    航空機に設けられた前記エアデータセンサプローブ先端
    に、任意風速の三次元気流を作り出す小型風洞部と、該
    風洞部にノズル吹口を頂点とする円錐状運動をさせて気
    流角を任意に変更させる２軸変角機構部とからなる三次
    元気流発生装置の前記ノズル吹口を位置させ、かつ該三
    次元気流発生装置と前記航空機の機上制御計算機とを機
    外制御計算機に連結して、操舵面の動作・機能検証を行
    うことを特徴とする航空機の飛行制御系検証方法。
  8. 【請求項８】 前記機上制御計算機が前記三次元気流発
    生装置に対気外乱信号を発することにより、前記三次元
    気流発生装置が前記対気外乱信号に基づく対気外乱を発
    生させて、該対気外乱を前記エアデータセンサプローブ
    で検出することにより対気飛行速度ベクトル計測装置の
    信号変化を引き起こし、該信号変化によって前記機上制
    御計算機に格納されている各種データベースと飛行制御
    則から各操舵量を発生させ、得られた各操舵角が、前記
    三次元気流発生装置によって与えられる対気変化による
    機体運動を適切に補正するものであるかを判断すること
    により、操舵面の動作・機能検証を行うことを特徴とす
    る請求項７記載の航空機の飛行制御系検証方法。
  9. 【請求項９】 前記対気飛行速度ベクトル計測装置が計
    測した飛行速度ベクトルをコックピットのモニタによっ
    て操縦者に提示し、操縦者が行う手動操作によって発生
    する操縦信号によって操舵面を運動させ、操縦性の評価
    検証及び操縦者の癖を含む操縦特性の評価検証を行う請
    求項８記載の航空機の飛行制御系検証方法。
  10. 【請求項１０】 前記機上制御計算機が対気外乱信号を
    発生させると共に、操縦外乱信号を発生させることによ
    って、操縦性の評価検証及び操縦者の癖を含む操縦特性
    の評価検証を行う請求項９記載の航空機の飛行制御系検
    証方法。
  11. 【請求項１１】 前記航空機機がエンジン付対気能動制
    御航空機である請求項８、９又１０記載の航空機の飛行
    制御系検証方法。
  12. 【請求項１２】 前記航空機がエンジンを持たない対気
    能動制御航空機であり、舵面制御のみで対気飛行安定制
    御を行う能動制御航空機である請求項８、９又１０記載
    の航空機の飛行制御系検証方法。
  13. 【請求項１３】 模擬操縦席装置と視界模擬装置とを備
    えた模擬コックピット、該模擬コックピットを三次元運
    動させるモーション模擬装置、任意風速の三次元気流を
    作り出す小型風洞部と該風洞部にノズル吹口を頂点とす
    る円錐状運動をさせて気流角を任意に変更させる２軸変
    角機構部とから構成されている三次元気流発生装置、該
    三次元気流発生装置によって発生する三次元気流を対気
    情報として検知するエアデータセンサプローブ及び該エ
    アデータセンサプローブによって検知された対気情報か
    ら速度ベクトルを演算する対気飛行速度ベクトル演算処
    理器からなる飛行速度ベクトル計測装置、及び飛行モー
    ションシミュレータ計算機を有する制御指令部からな
    り、前記三次元気流発生装置及びエアデータセンサプロ
    ーブは、ノズル吹き出し口先端中央部にエアデータセン
    サプローブ先端が位置するような関係で配置され、前記
    三次元気流発生装置は気流発生装置制御計算機によって
    風速・風向が制御され、かつ該飛行速度ベクトル計測装
    置の出力が前記飛行モーションシミュレータ計算機に入
    力され、該飛行速度ベクトルに基づく制御信号が前記コ
    ックピット及びモーション模擬装置に与えられることを
    特徴とする飛行モーションシミュレータ。
  14. 【請求項１４】 前記エアデータセンサプローブが多角
    錐台型ピトー管型プローブである請求項１３記載の飛行
    モーションシミュレータ。
  15. 【請求項１５】 前記気流発生装置制御計算機が実空港
    の実気流情報を受け、該実気流情報を基に前記三次元気
    流発生装置を制御して、前記気流発生装置が実空港と同
    じ気流を実時間で発生させてシミュレーションができる
    ようにした請求項１３又は１４記載の飛行モーションシ
    ミュレータ。
  16. 【請求項１６】 前記制御指令部に管制気流情報ＲＡＭ
    を有し、該管制気流情報ＲＡＭに実空港の気流情報が入
    力されて記憶され、該気流情報を飛行モーションシミュ
    レータ計算機が呼び出して、前記三次元気流発生装置に
    実空港の気流条件と同様な気流条件を発生させてシミュ
    レーションができるようにした請求項１３、１４又は１
    ５記載の飛行モーションシミュレータ。
  17. 【請求項１７】 前記制御指令部に、三次元気流発生装
    置が発生する三次元気流の風速を所定量シフトさせて実
    際の発生風速とは異なった模擬風速を発生させ、前記シ
    フト量に基づいて前記演算処理器からの飛行ベクトル信
    号をスケーリング処理する速度ベクトルスケーリング機
    能処理器を有している請求項１３、１４、１５又は１６
    記載の飛行モーションシミュレータ。
  18. 【請求項１８】 前記三次元気流発生装置及び前記エア
    データセンサプローブが前記モーション模擬装置のモー
    ションテーブル上に搭載されている請求項１３〜１７何
    れか記載の飛行モーションシミュレータ。
  19. 【請求項１９】 前記三次元気流発生装置及び前記エア
    データセンサプローブが前記モーション模擬装置のモー
    ションテーブル外に設置されている請求項１３〜１７何
    れか記載の飛行モーションシミュレータ。
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