WO2011105536A1 - 航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機 - Google Patents

航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機 Download PDF

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光一 山崎
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三菱重工業株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft control system, an aircraft control method, and an aircraft, and in particular, enables stable flight even when part or all of a control surface is in a malfunctioning state such as an inoperative state or a missing state.
  • the aircraft control system, the aircraft control method, and the aircraft are arranged to provide stable flight even when part or all of a control surface.
  • attitude control of an aircraft is performed by appropriately driving each control surface such as an elevator (elevator), an auxiliary wing (aileron), and a rudder (ladder) by an actuator according to a predetermined control signal.
  • a control computer mounted on an aircraft detects information detected from various sensors such as an inertial sensor and an air data sensor provided on the aircraft and a control end such as a control wheel.
  • a steering angle command control signal for controlling the control surface is calculated based on the operation command signal.
  • the computer for control maintains an aircraft in a desired attitude
  • Patent Document 1 Japanese Patent Laid-Open No. Hei 8-183497
  • a control method is disclosed that switches from control by a rudder to control by a thrust deflector when it is determined that the rudder is not functioning.
  • the present invention has been made to solve the above-described problem. Even when a part or all of the control surface is in a malfunctioning state, a stable flight can be achieved without requiring a complicated throttle operation by the operator. It is an object of the present invention to provide an aircraft control system that enables the above.
  • the present invention calculates a thrust command control signal for controlling engine thrust and a rudder angle command control signal for controlling a control surface based on state information indicating the state of the fuselage and an operation command signal from the operation end.
  • an aircraft control system comprising: calculation means; engine drive means for driving an engine based on the thrust command control signal; and control surface drive means for driving each control surface based on the steering angle command control signal.
  • the state of the aircraft such as the angular velocity, attitude angle, acceleration, angle of attack, sideslip angle, atmospheric pressure altitude and airspeed of the aircraft from the inertial sensor or air data sensor provided on the aircraft.
  • the operation command signal is acquired when the operation end of the control wheel or the like is operated by the operator.
  • a thrust command control signal for controlling the engine thrust and a steering angle command control signal for controlling the control surface are calculated based on the state information and the operation command signal.
  • the engine is driven by the engine driving means based on the thrust command control signal, and each control surface is driven by the control surface driving means based on the steering angle command control signal.
  • the engine is driven based on the thrust command control signal to control the engine thrust, so that part or all of the control surface is inoperable or missing. Even if the control surface does not function, that is, even if it is difficult to control the attitude of the fuselage using the control surface, the aircraft can be changed to or maintained in a desired attitude by controlling the engine thrust. Stable flight can be continued without requiring complicated throttle operation.
  • the aircraft control system includes control surface operation state detection means for detecting that at least one of the control surfaces is malfunctioning, and the calculation means includes at least one of the control surfaces. When it is detected that one of them is malfunctioning, the thrust command control signal and the steering angle command control signal are calculated.
  • stable flight can always be continued by controlling the airframe by the engine thrust when the control surface becomes defective.
  • the response speed is inferior to that when the airframe is controlled by the control surface.
  • all the control surfaces are normal, it is not necessary to control the engine thrust to maintain the attitude of the aircraft. For this reason, the case where the aircraft is controlled by the engine thrust is a case where a part or all of the control surface becomes malfunctioning, so that the aircraft can be controlled more accurately and a stable flight can be continued at all times. .
  • the aircraft control system includes alarm means for detecting that at least one of the control surfaces is malfunctioning and notifying the operator of this fact. According to the second aspect of the present invention, by notifying the pilot that at least one of the control surfaces has malfunctioned, an appropriate response by the pilot can be expected, and the aircraft can be controlled more accurately and stably. Flight can continue.
  • An aircraft control system includes a response adjustment filter that adjusts a response speed of a fuselage between the engine and the control surface.
  • the speed of the airframe response by the engine thrust and the airframe response by the control surface can be adjusted by the response adjustment filter, which can contribute to stable continuation of flight.
  • the response speed of the airframe when controlling the airframe by engine thrust requires time compared to the response speed of the airframe when controlling the airframe by the steering angle.
  • the response speed varies depending on which part of the control surface is defective. Therefore, by filtering the steering angle command control signal with the response adjustment filter to achieve a response speed comparable to that of the engine even on the control surface, variation in the response speed is suppressed and stable flight is continued. Can contribute.
  • the present invention provides an aircraft equipped with the aircraft control system described above.
  • the aircraft includes the above-described control system, so that the engine is driven by controlling the engine thrust based on the thrust command control signal in addition to the control of the rudder angle by driving the control surface.
  • the aircraft can be changed or maintained in a desired posture, and stable flight can be continued without requiring a complicated throttle operation by the operator.
  • the present invention provides a thrust command control signal for controlling engine thrust and a rudder angle command control signal for controlling a control surface based on state information indicating the state of the aircraft body and an operation command signal from the operation end.
  • a thrust command control signal for controlling engine thrust
  • a rudder angle command control signal for controlling a control surface based on state information indicating the state of the aircraft body and an operation command signal from the operation end.
  • an aircraft control method comprising a step of calculating, a step of driving an engine based on the thrust command control signal, and a step of driving each control surface based on the steering angle command control signal.
  • FIG. 1 is a block diagram showing a schematic configuration when an aircraft control system according to an embodiment of the present invention is applied to an aircraft.
  • FIG. 1 is a block diagram showing a schematic configuration of an aircraft 1 to which an aircraft control system according to the present embodiment is applied.
  • the aircraft 1 includes a sensor 2, a control surface 3, an engine 4, a cockpit 5, and a control system 6.
  • the sensor 2 includes various sensors such as an inertial sensor and an air data sensor, and acquires various state information relating to the state of the aircraft such as the angular velocity, attitude angle, acceleration, angle of attack, sideslip angle, atmospheric pressure altitude and airspeed of the aircraft. Then, the acquired state information is output to the control system 6.
  • the rudder surface 3 is an elevator that raises and lowers the nose, a rudder that changes the direction of the nose to the left and right, an auxiliary wing that tilts the fuselage left and right (aileron), and a wing shape of the main wing.
  • a high lift device flap or the like that increases the lift is included, and the control surface 3 is driven by an actuator, which will be described later, so that the attitude of the airframe is controlled by an aerodynamic force.
  • the engine 4 is, for example, a jet engine, and is driven by an engine control device to be described later.
  • the engine 4 is mixed with fuel in the sucked air and burned, and thrust is obtained by reaction when the generated gas is ejected at high speed.
  • instruments (not shown) indicating the flight state of the aircraft 1 are arranged, and as shown in FIG. 1, pilots such as a control end 10, a throttle 11, an alarm unit 12, and a switching unit 13.
  • pilots such as a control end 10, a throttle 11, an alarm unit 12, and a switching unit 13.
  • the control end 10 is for controlling the control surface 3 by being operated by the operator, and an operation command signal for controlling the control surface when the operator operates the control end 10 is the control system 6. Is output.
  • the throttle 11 is for controlling the engine thrust by being operated by the operator, and an operation command signal for controlling the engine thrust resulting from the operation of the throttle 11 by the operator is sent to the control system 6. Is output.
  • the alarm unit 12 notifies the operator of a predetermined alarm based on information from the control system 6 by displaying a buzzer sound or a display unit (not shown) provided in the cockpit 5. Therefore, in the present embodiment, particularly when the control surface 3 becomes defective such as when the control surface is damaged, the operator is informed of that fact.
  • the switching unit 13 outputs a switching command signal for switching the flight control law 20 and the control surface / thrust integrated flight control law 22 (details will be described later) of the control system 6, and switches based on an operation by the operator. A command signal is output to the control system 6.
  • the control system 6 includes a computer 15 for calculating a predetermined control signal, an actuator 16 for driving the control surface 3 based on the control signal output from the computer 15, and a control signal output from the computer 15.
  • An engine control device 17 that drives the engine 4 and a control surface operation state detection unit 18 that detects the operation state of the control surface are provided.
  • the computer 15 calculates a steering angle command control signal and a thrust command control signal, and includes a flight control law 20, a control surface / thrust integrated flight control law 22, and a switch 19 for switching between both control laws.
  • the flight control law 20 is a flight control law for realizing flight automatically or manually by a pilot in a state in which each device such as the control surface 3 provided in the aircraft 1 is normally flying without abnormality.
  • the computer 15 is based on the operation command signal from the operation end 10 by the operator and the state information from the sensor 2. Generates a steering angle command control signal. All of the generated steering angle command control signals are output to the actuator 16, and the actuator 16 drives the control surface 3 according to the steering angle command control signal, and the attitude of the aircraft 1 is changed by controlling the steering angle or Maintained.
  • the control surface / thrust integrated flight control law 22 is a flight control law for realizing flight automatically or manually by the operator when any one of the control surfaces 3 of the aircraft 1 falls into a malfunctioning state.
  • the attitude is controlled based on the operation command signal from the operation end 10 by the operator and the state information from the sensor 2.
  • the computer 15 generates a steering angle command control signal and a thrust command control signal.
  • the thrust command control signal is calculated based on the operation command signal and the state information. Therefore, even when the throttle 11 is operated, the computer 15 limits the effect of this operation.
  • the calculation of the thrust command control signal based on the operation command signal and the state information is automatically prioritized.
  • the generated rudder angle command control signal is output to the actuator 16, and the actuator 16 drives the rudder surface 3 according to the rudder angle command control signal.
  • the generated thrust command control signal is output to the engine control device 17, and the engine control device 17 drives the engine 4 in accordance with the thrust command control signal. Then, the control surface 3 and the engine 4 are driven according to the steering angle command control signal and the thrust command control signal, whereby the steering angle and the engine thrust are controlled, and the attitude of the aircraft 1 is changed or maintained.
  • a response adjustment for adjusting a difference in response speed between the engine 4 and the control surface 3 is provided in a path when the control angle command control signal is output from the control surface / thrust integrated flight control law 22 to the actuator 16.
  • a filter 23 is provided. Adjustment of the response speed by the response adjustment filter 23 can be performed, for example, by filtering the steering angle command control signal.
  • the response speed from when the thrust command control signal is output when the engine thrust is controlled to when the engine 4 outputs the engine thrust based on the thrust command control signal is the steering angle command control signal when the steering angle is controlled. Is longer than the response speed until the control surface 3 reaches the steering angle based on the steering angle command control signal.
  • a response adjustment filter 23 is provided to control the response speed to the same level as the response speed of the engine 4.
  • the control surface operation state detection unit 18 determines whether the control surface 3 is functioning normally based on the state information of the aircraft 1 output from the sensor 2, and any or all of the control surfaces 3 are inoperable or missing. When it is in a state, it is detected that the function is malfunctioning, and a malfunction signal indicating that is output to the alarm unit 12 and the computer 15. In addition, the control surface operation state detection unit 18 automatically switches between the flight control law 20 and the control surface / thrust integrated flight control law 22 of the computer 15 in a state where a malfunction of the control surface 3 is detected. A switching signal is output to the computer 15.
  • the switch 19 depends on the state of the aircraft 1, the switching command signal from the switching unit 13 based on an instruction from the operator, or the switching signal from the control surface operation state detection unit 18, and the flight control law 20 and the control surface / The thrust integrated flight control law 22 is appropriately switched.
  • the aircraft 1 When there is no abnormality in each device such as the control surface 3 provided in the aircraft 1 described above, the aircraft 1 is controlled and is flying based on the flight control law 20.
  • the control surface operation state detection unit 18 detects that at least one of the control surfaces 3 is malfunctioning for some reason such as damage during the flight, the control surface operation state detection unit 18 notifies the malfunction signal indicating that. Is output to the alarm unit 12 and a switching signal is output to the computer 15.
  • the switching unit When the operator of the aircraft 1 recognizes the malfunction of the control surface 3 due to the output of the malfunction signal to the alarm 12, the switching unit is used for switching to the control surface / thrust integrated flight control law 22 by the operator. 13 is performed, and a switching command signal is output from the switching unit 13.
  • the computer 15 drives the switch 19 based on the switching command signal, and switches the aircraft 1 to be controlled based on the control surface / thrust integrated flight control law 22, as shown in FIG.
  • the computer 15 Based on the state information, taking into account which control surface 3 is malfunctioning, the steering angle command to change or maintain the aircraft in a desired posture while compensating for the malfunctioning control surface 3 A control signal and a thrust command control signal are calculated. Then, the actuator 16 drives the control surface 3 based on the calculated steering angle command control signal, and the engine control device 17 drives the engine based on the thrust command control signal. maintain.
  • the port side aileron trailing edge is turned upward and the port side main wing lift is lowered and the starboard side aileron trailing edge is lowered. Raise the lift of starboard side wings as downwards to generate a difference in lift between the left and right sides of the aircraft.
  • the starboard-side aileron is malfunctioning, it is not possible to generate a sufficient lift difference as described above, and therefore it is not possible to roll (rotate) the left side at a desired speed.
  • the computer 15 generates a rudder angle command control signal with the port side aileron trailing edge facing upward based on the control surface / thrust integrated flight control law 22 and increases the engine thrust of the starboard side engine.
  • a thrust command control signal for reducing the engine thrust of the port side engine is calculated.
  • the control surface 3 and the engine 4 are driven in accordance with these control signals, thereby reducing the lift of the port side main wing and generating a yaw moment of the left yaw to generate a skid angle, thereby generating a rolling moment due to the dihedral effect.
  • the aircraft can be left-rolled at a desired speed.
  • the nose when it is desired to lower the nose, when the control surface 3 is all normal, the nose can be easily lowered by driving the elevator, but the elevator becomes defective. If so, the computer 15 generates a thrust command control signal for simultaneously reducing the engine thrusts of the left and right engines. As a result, the pitch direction can be controlled by the engine, and the nose can be lowered.
  • the engine thrust is also controlled. Therefore, when part or all of the rudder surface 3 malfunctions and the rudder surface 3 does not function, that is, the rudder surface Even when it is difficult to control the attitude of the aircraft by the surface, this is compensated by calculating the thrust command control signal for automatically controlling the engine thrust and controlling the engine thrust. As a result, even if part or all of the control surface 3 malfunctions and the control surface 3 does not function, the airframe is changed or maintained in a desired posture without requiring a complicated throttle operation by the operator. Can continue a stable flight.
  • the computer 15 can switch between the flight control law 20 and the control surface / thrust integrated flight control law 22 by software using the switch 19 as well as the steering angle command control signal and the thrust command control signal. It is also possible to employ a configuration in which separate independent computing units are provided, and both the flight control law 20 and the control surface / thrust integrated flight control law 22 are switched by the switch 19 in hardware.

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Abstract

舵面の一部又は全てが機能不良となった場合においても、操縦者による複雑なスロットル操作を必要とせずに、安定した飛行を可能とする。機体の状態情報及び操作端からの操作指令信号に基づいて、エンジン推力を制御するための推力指令制御信号及び舵面を制御するための舵角指令制御信号を算出する演算手段（１５）と、前記推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動するエンジン駆動手段（１７）と、前記舵角指令制御信号に基づいて各舵面を駆動する舵面駆動手段（１６）とを備える。

Description

航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機
　本発明は、航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機に係り、特に、舵面の一部又は全てが不作動状態或いは欠損状態といった機能不良状態となった場合においても安定した飛行を可能とする航空機の制御システム、航空機の制御方法、及び航空機に関するものである。
　一般に、航空機の姿勢制御は、所定の制御信号に従ってアクチュエータにより昇降舵（エレベータ)、補助翼（エルロン）及び方向舵（ラダー）等の各舵面を適宜駆動することにより行われる。より具体的には、航空機の制御システムでは、航空機に搭載された制御用コンピュータが、航空機に設けられた慣性センサやエアデータセンサ等の各種センサから検出した情報及び操縦輪等の操縦端からの操作指令信号に基づいて舵面を制御するための舵角指令制御信号を算出する。そして、制御用のコンピュータが、算出された舵角指令制御信号に従ってアクチュエータが各舵面を駆動することにより、航空機を所望の姿勢に維持し、安定した飛行を実現している。
　ところが、飛行中の故障又は損傷等により舵面の一部又は全てが機能不良状態となった場合には、舵面によっては姿勢変更又は保持が困難なため、これを補うように操縦者がスロットルを操作して所望の姿勢を保ち、飛行の継続又は着陸を試行することとなる。
　舵面が損傷した場合の航空機の制御に関し、例えば、特許文献１（特開平８－１８３４９７号公報）には、ジェット排気の方向を偏向させることによりヨー方向のモーメントを生成する推力偏向手段を設け、方向舵が機能していないと判定した場合に、方向舵による制御から推力偏向手段による制御に切り替える制御方法が開示されている。
特開平８－１８３４９７号公報
　しかしながら、上記した操縦者のスロットル操作による航空機の制御は、安定した飛行の継続や安全な着陸が困難であるという問題がある。また、特許文献１に開示された技術では、推力偏向手段を別途設ける必要があることから、航空機の部品点数の増加、重量化及びメンテナンス箇所の増加という問題がある。
　本発明は、上記問題を解決するためになされたもので、舵面の一部又は全てが機能不良状態となった場合においても、操縦者による複雑なスロットル操作を必要とせずに、安定した飛行を可能とする航空機の制御システムを提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
　本発明は、機体の状態を示す状態情報及び操作端からの操作指令信号に基づいて、エンジン推力を制御するための推力指令制御信号及び舵面を制御するための舵角指令制御信号を算出する演算手段と、前記推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動するエンジン駆動手段と、前記舵角指令制御信号に基づいて各舵面を駆動する舵面駆動手段とを備えた航空機の制御システムを提供する。
　本発明によれば、演算手段では、機体に設けられた慣性センサやエアデータセンサ等から、機体の角速度、姿勢角、加速度、迎角、横滑り角、気圧高度及び対気速度等の機体の状態に関する様々な状態情報を取得すると共に、操縦者によって操縦輪等の操作端が操作されたことによる操作指令信号を取得する。そして、機体を所望の姿勢に制御するために、これら状態情報及び操作指令信号に基づいてエンジン推力を制御するための推力指令制御信号及び舵面を制御するための舵角指令制御信号を算出する。さらに、エンジン駆動手段により推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動し、舵面駆動手段により舵角指令制御信号に基づいて各舵面を駆動する。このように、舵面を駆動することによる舵角の制御に加えて、推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動してエンジン推力を制御するので、舵面の一部又は全てが動作不能或いは欠損状態となり舵面が機能しない場合、即ち、舵面による機体の姿勢制御が困難な場合においても、エンジン推力を制御することによって機体を所望の姿勢に変化させる又は維持することができ、操縦者による複雑なスロットル操作を必要とせずに、安定した飛行を継続することができる。
　本発明の第１の態様に係る航空機の制御システムは、前記舵面の少なくとも１つが機能不良であることを検出する舵面動作状態検出手段を備え、前記演算手段が、前記舵面の少なくとも一つが機能不良であることを検出した場合に、前記推力指令制御信号及び前記舵角指令制御信号を算出する。
　本発明の第１の態様によれば、舵面が機能不良となった場合にエンジン推力により機体を制御することで、常に安定した飛行を継続することができる。一般に、エンジン推力により機体を制御する場合、舵面により機体を制御する場合よりも応答速度において劣る。また、全ての舵面が正常である場合には、機体の姿勢維持のためにエンジン推力を制御する必要がない。このため、エンジン推力により機体を制御する場合を、舵面の一部又は全てが機能不良となった場合とすることで、機体をより的確に制御し、常に安定した飛行を継続することができる。
　本発明の第２の態様に係る航空機の制御システムは、前記舵面の少なくとも１つが機能不良であることを検出し、その旨を操縦者に報知する警報手段を備える。
　本発明の第２の態様によれば、舵面の少なくとも１つが機能不良となったことを操縦者に報知することで、操縦者による適切な対応が期待でき、機体をより的確に制御し安定した飛行を継続することができる。
　本発明の第３の態様に係る航空機の制御システムは、前記エンジンと前記舵面による機体の応答速度を調整する応答調整用フィルタを備える。
　本発明の第３の態様によれば、応答調整用フィルタによりエンジン推力による機体応答と舵面による機体応答の速度を調整することができるので、安定した飛行の継続に寄与することができる。一般に、エンジン推力により機体を制御する際の機体の応答速度は、舵角により機体を制御する際の機体の応答速度に比して時間を要する。また、機能不良となった舵面が何れの箇所であるかによってもその応答速度にバラツキが生じる。このため、舵角指令制御信号を前記応答調整用フィルタにてフィルタリングしてエンジンと同程度の応答速度を舵面においても実現することで、前記応答速度のバラツキを抑制し、安定した飛行の継続に寄与することができる。
　本発明は、上記した航空機の制御システムを備えた航空機を提供する。
　本発明によれば、航空機が上記した制御システムを備えることで、舵面を駆動することによる舵角の制御に加えて、推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動してエンジン推力を制御することによって機体を所望の姿勢に変更又は維持することができ、操縦者による複雑なスロットル操作を必要とせずに、安定した飛行を継続することができる。
　本発明は、航空機の機体の状態を示す状態情報及び操作端からの操作指令信号に基づいて、エンジン推力を制御するための推力指令制御信号及び舵面を制御するための舵角指令制御信号を算出するステップと、前記推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動するステップと、前記舵角指令制御信号に基づいて各舵面を駆動するステップとを備えた航空機の制御方法を提供する。
　このように、本発明によれば、舵面の一部又は全てが機能不良となった場合においても、操縦者による複雑なスロットル操作を必要とせずに、安定した飛行を可能とする。
本発明の実施形態に係る航空機の制御システムを航空機に適用した場合の概略構成を示すブロック図である。
　以下に、本発明に係る航空機の制御システムの一実施形態について、図面を参照して説明する。
　図１は、本実施形態に係る航空機の制御システムを適用した航空機１の概略構成を示したブロック図である。航空機１は、センサ２、舵面３、エンジン４、操縦室５、制御システム６を備えている。
　センサ２は、慣性センサやエアデータセンサ等の各種センサを含み、機体の角速度、姿勢角、加速度、迎角、横滑り角、気圧高度及び対気速度等の機体の状態に関する様々な状態情報を取得して、取得した状態情報を制御システム６に出力する。
　舵面３は、機首を上げたり下げたりする昇降舵（エレベータ）、機首の向きを左右に変える方向舵（ラダー)、機体を左右に傾ける補助翼（エルロン）、主翼の翼型を修正して揚力を増大させる高揚力装置（フラップ）等を含み、舵面３を後述するアクチュエータにより駆動することで、機体の姿勢を空力的な力によって制御する。
　エンジン４は、例えばジェットエンジンであり、後述するエンジン制御装置により駆動され、吸入した空気に燃料を混ぜて燃焼させ、発生したガスを高速で噴出するときの反動で推力を得る。
　操縦室５は、航空機１の飛行状態を示す計器類（図示せず）が配置されると共に、図１に示すように、操縦端１０、スロットル１１、警報部１２及び切替部１３等の操縦者による航空機１の操縦を実現するための種々の機器が配置されている。操縦端１０は、操縦者によって操作されることにより舵面３を制御するためのものであり、操縦者が操縦端１０を操作したことによる舵面を制御するための操作指令信号は制御システム６に出力される。スロットル１１は、操縦者によって操作されることによりエンジン推力を制御するためのものであり、操縦者がスロットル１１を操作したことに起因するエンジン推力を制御するための操作指令信号は制御システム６に出力される。また、警報部１２は、ブザー音や操縦室５内に設けられた表示部（図示せず）に表示することにより制御システム６からの情報に基づいて操縦者に対して所定の警報を報知するものであり、本実施形態においては、特に、舵面に損傷が生じた場合等舵面３が機能不良となった場合に、その旨を操縦者に報知する。切替部１３は、制御システム６の飛行制御則２０及び舵面・推力統合飛行制御則２２（詳細は後述）を切り替えるための切替指令信号を出力するものであり、操縦者による操作に基づいて切替指令信号を制御システム６に出力する。
　制御システム６は、所定の制御信号を演算するためのコンピュータ１５、コンピュータ１５から出力された制御信号に基づいて舵面３を駆動するアクチュエータ１６、同様にコンピュータ１５から出力された制御信号に基づいてエンジン４を駆動するエンジン制御装置１７及び舵面の動作状態を検出する舵面動作状態検出部１８を備えている。
　コンピュータ１５は、舵角指令制御信号及び推力指令制御信号を演算するものであり、飛行制御則２０、舵面・推力統合飛行制御則２２及び両制御則を切り替えるためのスイッチ１９を備えている。
　飛行制御則２０は、航空機１が備える舵面３等の各機器に異常がなく正常に飛行している状態において自動又は操縦者による手動で飛行を実現するための飛行制御則である。
　飛行制御則２０に基づいて航空機１が制御されている状態において、特に、その姿勢を制御する際は、操縦者による操作端１０からの操作指令信号とセンサ２からの状態情報に基づいてコンピュータ１５が舵角指令制御信号を生成する。生成された舵角指令制御信号は何れもアクチュエータ１６に出力され、アクチュエータ１６がこの舵角指令制御信号に従って舵面３を駆動し、舵角が制御されることにより航空機１の姿勢が変更され又は維持される。
　舵面・推力統合飛行制御則２２は、航空機１の舵面３の何れかが機能不良状態に陥った場合に自動又は操縦者による手動で飛行を実現するための飛行制御則である。舵面・推力統合飛行制御則２２に基づいて航空機１が制御されている状態において、その姿勢を制御する際は、操縦者による操作端１０からの操作指令信号とセンサ２からの状態情報に基づいてコンピュータ１５が舵角指令制御信号及び推力指令制御信号を生成する。舵面・推力統合飛行制御則２２では、操作指令信号と状態情報に基づいて推力指令制御信号を演算するので、スロットル１１が操作された場合にも、コンピュータ１５がこの操作の効果を制限し、自動的に操作指令信号及び状態情報に基づく推力指令制御信号の演算を優先するようになっている。
　生成された舵角指令制御信号はアクチュエータ１６に出力され、アクチュエータ１６がこの舵角指令制御信号に従って舵面３を駆動する。また生成された推力指令制御信号はエンジン制御装置１７に出力され、エンジン制御装置１７がこの推力指令制御信号に従ってエンジン４を駆動する。そして、舵面３及びエンジン４が、舵角指令制御信号及び推力指令制御信号に従って駆動されることで、舵角及びエンジン推力が制御されて航空機１の姿勢が変更され又は維持される。
　なお、ここで舵面・推力統合飛行制御則２２から舵角指令制御信号をアクチュエータ１６に出力する際の経路には、エンジン４と舵面３との応答速度の差を調整するための応答調整用フィルタ２３が設けられている。応答調整用フィルタ２３による応答速度の調整は、例えば、舵角指令制御信号をフィルタリングすることにより行うことができる。
　一般に、エンジン推力を制御する場合に推力指令制御信号を出力してからエンジン４がその推力指令制御信号基づくエンジン推力を出力するまでの応答速度は、舵角を制御する場合に舵角指令制御信号を出力してから舵面３がその舵角指令制御信号に基づく舵角に到達するまでの応答速度よりも時間を要する。また、機能不良となった舵面３が何れの箇所であるかによっても機体の応答速度にバラツキが生じるため、応答調整用フィルタ２３を設けてエンジン４の応答速度と同程度の応答速度を舵面３において実現するよう調整することで、機能不良となった舵面３が何れの箇所であるかによらず均一な機体の応答速度を実現する。
　舵面動作状態検出部１８は、センサ２から出力された航空機１の状態情報に基づいて舵面３が正常に機能しているかを判定し、舵面３の何れか若しくは全てが動作不能或いは欠損状態となっている場合に、機能不良であることを検出し、その旨を示す機能不良信号を警報部１２及びコンピュータ１５に出力する。また、舵面動作状態検出部１８は、舵面３の機能不良が検出された状態において、コンピュータ１５の飛行制御則２０及び舵面・推力統合飛行制御則２２を自動的に切り替える場合には、コンピュータ１５に対して切替信号を出力する。
　スイッチ１９は、航空機１の状態により、操縦者からの指示に基づく切替部１３からの切替指令信号によって、又は、舵面動作状態検出部１８からの切替信号によって、飛行制御則２０及び舵面・推力統合飛行制御則２２を適宜切り替えるようになっている。
　以下、このように構成された航空機の制御システムの作用について説明する。
　上記した航空機１が備える舵面３等の各機器に異常がない場合、飛行制御則２０に基づいて、航空機１が制御され飛行している。飛行中、舵面動作状態検出部１８が舵面３の少なくとも１つが損傷等の何らかの理由により機能不良となっていることを検出すると、舵面動作状態検出部１８より、その旨の機能不良信号が警報部１２へ、切替信号がコンピュータ１５へ出力される。警報１２へ機能不良信号が出力されたことにより、航空機１の操縦者が舵面３の機能不良を認識すると、操縦者により舵面・推力統合飛行制御則２２への切替を行うために切替部１３の操作が行われ、切替部１３から切替指令信号が出力される。コンピュータ１５では、切替指令信号に基づいてスイッチ１９を駆動し、図１に示すように、航空機１が舵面・推力統合飛行制御則２２に基づいて制御されるよう切り替える。
　舵面・推力統合飛行制御則２２に基づいて航空機１が制御されている状態において、操作端１０から操作指令信号がコンピュータ１５に出力された場合、コンピュータ１５が、操作指令信号及びセンサ２からの状態情報に基づいて、何れの舵面３が機能不良であるかを加味した上で、機能不良となった舵面３を補いつつ、機体を所望の姿勢に変更又は維持するように舵角指令制御信号及び推力指令制御信号を演算する。そして、演算された舵角指令制御信号に基づいてアクチュエータ１６が舵面３を駆動し、推力指令制御信号に基づいてエンジン制御装置１７がエンジンを駆動することで、機体を所望の姿勢に変更又は維持する。
　例えば、機体を左ロールさせたい場合には、舵面３が全て正常である場合には、左舷側のエルロン後縁を上向として左舷側主翼の揚力を下げる共に、右舷側のエルロン後縁を下向きとして右舷側主翼の揚力を上げることで機体の左右に揚力差を生成させる。しかし、右舷側のエルロンが機能不良となっている場合には、上述したような十分な揚力差を生成することができないため、所望のスピードで左ロール（回転）することができない。
　このため、コンピュータ１５では、舵面・推力統合飛行制御則２２に基づいて、左舷側のエルロン後縁を上向きとする舵角指令制御信号を生成すると共に、右舷側のエンジンのエンジン推力を増大しつつ左舷側のエンジンのエンジン推力を減少させる推力指令制御信号を演算する。そして、これらの制御信号に従って舵面３及びエンジン４が駆動することで、左舷側主翼の揚力を下げると共に左ヨーのヨーイングモーメントを生成して横滑り角を発生させ、上反角効果によるローリングモーメントを生成させて機体を所望の速度で左ロールさせることができる。
　また、他の例として、機首を下げたい場合、舵面３が全て正常である場合には、エレベータを駆動させることによって容易に機首を下げることができるが、エレベータが機能不良となっている場合は、コンピュータ１５は、左右のエンジンのエンジン推力を同時に減少させる推力指令制御信号を生成する。これにより、エンジンによりピッチ方向のコントロールが可能となり、機首を下げることができる。
　このように、舵面３を駆動することによる舵角の制御に加えて、エンジン推力も制御するので、舵面３の一部又は全てが機能不良となり舵面３が機能しない場合、即ち、舵面による機体の姿勢制御が困難な場合においても、自動的にエンジン推力を制御するための推力指令制御信号を演算してエンジン推力を制御することでこれを補償する。これにより、舵面３の一部又は全てが機能不良となり舵面３が機能しない場合であっても、操縦者による複雑なスロットル操作を必要とせずに、機体を所望の姿勢に変化させる又は維持することができ、安定した飛行を継続することができる。
　なお、コンピュータ１５は、スイッチ１９によりソフトウェア的に飛行制御則２０及び舵面・推力統合飛行制御則２２の両制御則を切り替えることができるのはもちろん、舵角指令制御信号及び推力指令制御信号を演算する別個独立の演算器を夫々備え、スイッチ１９によりハードウェア的に飛行制御則２０及び舵面・推力統合飛行制御則２２の両制御則を切り替える構成とすることもできる。
１　航空機
２　センサ
３　舵面
４　エンジン
５　操縦室
６　制御システム
１０　操縦端
１１　スロットル
１２　警報部（警報手段）
１３　切替部
１５　コンピュータ（演算手段）
１６　アクチュエータ（舵面駆動手段）
１７　エンジン制御装置（エンジン駆動手段）
１８　舵面動作状態検出部（舵面動作状態検出手段）
１９　スイッチ
２０　飛行制御則
２２　舵面・推力統合飛行制御則
２３　応答調整用フィルタ
 

Claims (6)

  1. 　機体の状態を示す状態情報及び操作端からの操作指令信号に基づいて、エンジン推力を制御するための推力指令制御信号及び舵面を制御するための舵角指令制御信号を算出する演算手段と、
    　前記推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動するエンジン駆動手段と、
    　前記舵角指令制御信号に基づいて各舵面を駆動する舵面駆動手段と
    を備えた航空機の制御システム。
  2. 　前記舵面の少なくとも１つが機能不良であることを検出する舵面動作状態検出手段を備え、
    　前記演算手段が、前記舵面の少なくとも１つが機能不良であるとことを検出した場合に、前記推力指令制御信号及び前記舵角指令制御信号を算出する請求項１記載の航空機の制御システム。
  3. 　前記舵面の少なくとも１つが機能不良であることを検出し、その旨を操縦者に報知する警報手段を備えた請求項１又は請求項２記載の航空機の制御システム。
  4. 　前記エンジンと前記舵面の応答速度を調整する応答調整用フィルタを設けた請求項１乃至請求項３の何れか１項記載の航空機の制御システム。
  5. 　請求項１乃至請求項４の何れか１項に記載の航空機の制御システムを備えた航空機。
  6. 　機体の状態を示す状態情報及び操作端からの操作指令信号に基づいて、エンジン推力を制御するための推力指令制御信号及び舵面を制御するための舵角指令制御信号を算出するステップと、
    　前記推力指令制御信号に基づいてエンジンを駆動するステップと、
    　前記舵角指令制御信号に基づいて各舵面を駆動するステップと
    を備えた航空機の制御方法。
     
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