WO2012046327A1 - 飛行体設計方法、安全マップ生成装置および飛行体制御装置 - Google Patents

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WO2012046327A1
WO2012046327A1 PCT/JP2010/067670 JP2010067670W WO2012046327A1 WO 2012046327 A1 WO2012046327 A1 WO 2012046327A1 JP 2010067670 W JP2010067670 W JP 2010067670W WO 2012046327 A1 WO2012046327 A1 WO 2012046327A1
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WO
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flight
safety
aircraft
performance
flying object
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PCT/JP2010/067670
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English (en)
French (fr)
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英二 板倉
建 深川
石場　政次
康介 小松崎
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トヨタ自動車株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • 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
    • B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
    • 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
    • B64D2201/00—Airbags mounted in aircraft for any use

Definitions

  • the present invention relates to a flying object design method, a safety map generation device, and a flying object control device used for a flying object such as an aircraft.
  • the flying object when designing the flying object, the flying object is designed so as to enable the flight of the route set by the technique disclosed in Patent Document 1.
  • it is required to protect the occupant by reducing the impact on the occupant such as the operator when the flying object lands unexpectedly.
  • the flying object is designed to satisfy the flight performance, but the flying object design is not considered from the viewpoint of protecting the occupant. There was a problem.
  • an object of the present invention is to provide a flying object design method capable of designing a flying object based on both the viewpoints of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object, and the safety map used for the flying object design method.
  • the object is to provide a generator and also a designed flying object.
  • the aircraft design method includes a flight performance design step for designing the flight performance of the aircraft, and a flight return design that avoids a ground collision when the altitude of the aircraft is reduced.
  • the lower limit boundary calculation step for calculating the lower limit boundary based on the flight performance of the flying object, and the ground collision state value when the flying object collides with the ground, starting from an arbitrary point in the area below the lower limit boundary, respectively.
  • a safety map is generated by a process including a ground collision state value calculation step to calculate, and a collision safety performance calculation step to calculate the collision safety performance of the flying object based on the calculated ground collision state value, The aircraft is designed based on this.
  • the flying object can be designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object.
  • the aircraft design method includes a collision safety performance design step for designing the collision safety performance of the aircraft, and an upper limit boundary calculation step for calculating the upper limit boundary satisfying the collision safety performance based on the collision safety performance.
  • a flight performance calculation step that calculates a flight performance starting from an arbitrary point in a region above the upper limit boundary, and capable of returning to the flight by avoiding a ground collision when the altitude of the flying object decreases.
  • a safety map is generated by a process, and a flying object is designed based on the safety map.
  • the flying object can be designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object.
  • a practical flight range where the flying object practically flies can be set in advance, and any point can be set to an area within the practical flight range.
  • the design of the flying object can be simplified and can be easily performed.
  • a flight performance operating range in which a flying object can enter can be set in advance, and any point can be set to an area within the flight performance operating range.
  • the aircraft design method sets the flight practical range in which the aircraft practically flies and the flight performance operation range in which the aircraft can enter, and designs the flight performance of the aircraft. From the performance design step, the lowest boundary calculation step that calculates the lowest boundary that can return to the flight by avoiding a ground collision when the altitude of the aircraft is lowered, and the lowest boundary Based on the ground collision state value calculation step for calculating the ground collision state value when the flying object collides with the ground, starting from an arbitrary point in the lower area, and based on the calculated ground collision state value, A collision safety performance calculation step for calculating a required collision safety performance, or a collision safety performance design step for designing a collision safety performance of an aircraft, and a collision safety performance based on the collision safety performance.
  • a safety map is generated by the process of performing, and in designing the aircraft based on the safety map, any points are within the flight practical range and flight performance operation It is set to the area
  • the flying object after performing one of the flight performance design and the collision safety performance design, one of the flight performance design and the collision safety performance design is performed.
  • the flying object can be designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object.
  • Arbitrary points are set in an area within the practical flight range and an area within the flight performance operating range. For this reason, the design of the flying object can be simplified and can be easily performed.
  • a performance calculation step for calculating flight performance or collision safety performance at any point in the region where the flight practical range and the flight performance operation range overlap, and the calculated flight performance or collision safety performance
  • a safety map by a process further comprising: a comparison step for comparing the reference value with a preset reference value; and a safety device additional region specifying step for specifying a region where an additional safety device is required based on the comparison result in the comparison step. It can be set as the aspect which produces
  • the safety map generation device includes a flight performance design means for designing the flight performance of the flying object, and a lower limit boundary that can return to the flight while avoiding a ground collision when the altitude of the flying object is lowered.
  • the lowest boundary calculation means for calculating based on the flight performance of the flying object, and the ground for calculating the ground collision state value when the flying object collides with the ground, starting from any point in the area below the lower limit boundary.
  • a safety map is generated by the collision state value calculating means and the collision safety performance calculating means for calculating the collision safety performance of the flying object based on the calculated ground collision state value.
  • the collision safety performance design for ensuring the collision safety performance is performed by the collision safety performance design means.
  • the flying object can be designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object.
  • the safety map generation device includes a collision safety performance design means for designing the collision safety performance of the flying object, and a maximum upper limit boundary calculation means for calculating a maximum upper limit boundary that satisfies the collision safety performance based on the collision safety performance.
  • a flight performance calculation means that calculates a flight performance starting from an arbitrary point in a region above the upper limit boundary and calculating a flight performance that can return to the flight by avoiding a ground collision when the altitude of the flying object is reduced. It is characterized by generating a map.
  • the flight performance design is performed by the flight performance design means.
  • the flying object can be designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object.
  • a flying object according to the present invention is generated by a safety map storage unit that stores a safety map generated by a safety map generation device, a flight state detection unit that detects a flight state of the flying object, and a safety map generation device. And a display means for displaying the current flight state of the flying object detected by the flight state detection means on the safety map.
  • the flying object according to the present invention includes display means for displaying the current flight state of the flying object detected by the flight state detection means on the safety map. For this reason, since the operator of the flying object can easily confirm the current flight state, the flying object can be easily operated according to the flight state.
  • a flying object includes a safety map storage unit that stores a safety map generated by the safety map generation device, a flight state detection unit that detects a flight state of the flying object, and a flight state detection unit. And a flight support device that performs flight support of the flying object based on a result of referring to the detected safety state of the current flying object in the safety map stored in the safety map storage unit.
  • the flying object according to the present invention provides flight support for the flying object based on the result of referring to the flight state of the flying object in the safety map. For this reason, it is possible to perform suitable control of the flying object in consideration of the safety map.
  • the flight support of the flying object includes, for example, modes of steering support and route setting of the flying object.
  • a gust occurrence probability calculating means for calculating a probability of occurrence of a gust exceeding a predetermined wind speed at each altitude of the flying region of the flying object, and a gust exceeding a predetermined wind speed at each point of the safety map stored in the safety map storage means.
  • Flight state change calculation means for calculating the amount of change in the flight state of the aircraft when it occurred, and the lowest or upper limit boundary in the safety map based on the change amount of the flight state calculated by the flight state change calculation means
  • Boundary movement amount calculation means for calculating a boundary movement amount that is a movement amount of the vehicle, and the flight support device uses the boundary movement amount as the lower limit boundary or the upper limit boundary in the safety map stored in the safety map storage means. A result obtained by referring to the boundary movement safety map moved by the boundary movement amount calculated by the calculation means with reference to the current flight state of the flying object detected by the flight state detection means. Based on, it can be a manner of performing flight support of aircraft.
  • landing candidate location storage means for storing information on landing candidate locations at the time of emergency landing of the flying object, and the landing state of the flying object at the time of landing of the flying object at the landing candidate location is higher than a predetermined landing state
  • a reachable range calculating means for calculating a reachable range that is reachable in a state where the flight support device is calculated by the landing candidate location and reachable range calculating means stored in the landing candidate location storage means. Based on the reachable range, it is possible to provide a mode in which the flying support of the flying object is performed.
  • the landing of the flying object is performed based on the landing candidate location stored in the landing candidate location storage unit and the reachable range calculated by the reachable range calculation unit, thereby requiring an emergency landing. It is possible to easily reach a landing candidate location where the impact on the flying object is sometimes reduced.
  • the flying object design device the safety map generation device, and the flying object according to the present invention
  • the flying object is designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object. be able to.
  • FIG. 1 is a diagram showing a first safety map.
  • FIG. 2 is a perspective view showing an outline of the aircraft at the time of flight.
  • FIG. 3 is a side view showing an outline of the aircraft during emergency landing.
  • FIG. 4 is a graph showing the amount of energy absorbed by the aircraft.
  • FIG. 5 is a flowchart showing a first procedure for generating a safety map.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram for explaining the flow until the safety map generated by the first procedure is completed.
  • FIG. 7 is a flowchart showing another example of the first procedure for generating the safety map.
  • FIG. 8 is a flowchart showing a second procedure for generating a safety map.
  • FIG. 9 is an explanatory diagram illustrating a flow until the safety map generated by the second procedure is completed.
  • FIG. 10 is a diagram showing a second safety map.
  • FIG. 11 is a graph illustrating an example of a flight history change over time.
  • FIG. 12 is a diagram showing a third safety map.
  • FIG. 13 is a diagram showing a fourth safety map.
  • FIG. 14 is a diagram showing a fifth safety map.
  • FIG. 15A is a perspective view showing the additional yaw moment generator, and
  • FIG. 15B is a side view of the large aircraft airbag.
  • FIG. 16: is a block block diagram of a safety map production
  • FIG. 17 is a block diagram of an aircraft equipped with another example of the safety map generation device.
  • FIG. 18 is a diagram illustrating an example of a display state in the display unit.
  • FIG. 16 is a block block diagram of a safety map production
  • FIG. 17 is a block diagram of an aircraft equipped with another example of the safety map generation device.
  • FIG. 19 is a block diagram of a flying object according to the present embodiment.
  • FIG. 22 is a graph showing a gust model indicating the probability distribution of the probability of a gust.
  • FIG. 21 is a diagram showing a safety map that has been corrected in consideration of gusts.
  • FIG. 22 is a plan view schematically showing a candidate for a ground emergency landing location.
  • FIG. 23 is a side view showing the relationship between an aircraft and a candidate for a ground emergency landing location.
  • FIG. 24 is an explanatory diagram showing an outline of an aircraft design method.
  • FIG. 25 is an explanatory diagram showing an outline of a design method for a travelable aircraft.
  • FIG. 26 is a diagram illustrating an example of a safety map used for a travelable aircraft.
  • FIG. 1 is a diagram showing a safety map used in the aircraft design method according to the present invention.
  • the X-axis horizontal axis
  • the Y-axis vertical axis
  • the oblique axis Z-axis
  • the attitude or the like of the aircraft that is the flying object of the present invention is set to “0”, and a safety map is generated based on the relationship between the aircraft speed and the aircraft altitude.
  • the aircraft is designed using this safety map.
  • Aircraft design is performed from both aspects of flight performance design and collision safety performance design. In general, when the flight performance is increased, the collision safety performance is lowered, and when the flight safety performance is increased, the flight performance is lowered.
  • the boundary line BL is provided in the safety map.
  • the upper region with the boundary line BL as a boundary is a region (hereinafter referred to as “active region”) AS that exhibits predetermined flight performance, and flight performance design of an aircraft is performed in the active region AS.
  • a region below the boundary line BL is a region PS that exhibits collision safety performance (hereinafter referred to as “passive region”) PS, and collision safety performance design is performed in the passive region PS.
  • the collision safety performance design is designed for the purpose of protecting passengers when an aircraft falls and collides with the ground. The procedure for generating the boundary line BL will be described later.
  • FIG. 2 is a perspective view showing an outline of the aircraft at the time of flight.
  • the aircraft 1 includes a body body 10.
  • An engine is provided at the tip of the machine body 10, and a propeller 11 is attached to the engine.
  • a main wing 12 is attached to the side of the body 10, and an aileron 13 and a flap 14 are provided on the main wing 12.
  • a horizontal tail 15 is attached to the side of the rear end of the fuselage body 10, and an elevator 16 is provided at the rear of the horizontal tail 15.
  • a vertical tail 17 is attached above the rear end of the fuselage body 10, and a ladder 18 is provided at the rear of the vertical tail 17.
  • FIG. 3 is a side view showing an outline of the aircraft during an emergency landing.
  • the front lower position of the airframe body 10 is configured by the airframe impact energy structure 21.
  • the lower position in the substantially central portion of the machine body 10 is constituted by an impact energy absorbing sheet structure 22.
  • the aircraft body 10 is provided with a cabin 23, and a plurality of seats 24 are arranged inside the cabin 23. An operator and other passengers can sit on the seat 24 and can board the aircraft 1.
  • Each seat 24 is provided with a seat belt 25, and an airbag 26 is provided in front of the seat 24.
  • flight performance design mainly includes engine output, main wing specifications (area, aspect ratio, airfoil, airflow angle), tail wing specifications (area, airfoil, airflow angle). Is the target. In addition, the moments of the aileron 13, the elevator 16, and the ladder 18 and the stall prevention function by the flaps are targeted.
  • the impact safety performance design is targeted for the energy absorption capability by the airframe impact energy structure 21 and the impact energy absorption seat structure 22, the restraint protection force of the occupant by the seat belt 25 and the airbag 26, and the like.
  • the amount of energy absorbed by the body impact energy structure 21 and the impact energy absorbing sheet structure 22 is, for example, the numerical value shown in FIG.
  • the upper limit of the load applied to the occupant is a numerical value on the upper limit line UL shown in FIG.
  • FIG. 5 is a flowchart showing a first procedure for generating a safety map.
  • the flight performance of the aircraft 1 is designed under a predetermined condition (S1).
  • the predetermined condition for designing the flight performance of the aircraft 1 does not include the condition for the collision safety performance. For example, the conditions for the maximum speed of the aircraft 1 and the fuel saving are determined, and this condition is satisfied. To design the flight performance.
  • the motion of the aircraft 1 according to the flight performance is calculated (S2).
  • the motion of the aircraft 1 calculated here is based on all the steering conditions, with all parameters such as altitude, speed, attitude, etc. when the aircraft 1 flies at the beginning, and using the motion equation and its model. calculate.
  • the lowest boundary that is the boundary line BL shown in FIG. 1 is calculated (S3).
  • an active area AS that is an area having at least one initial value of the steering condition that does not fall on the ground is calculated. To do.
  • the other initial value ranges have no steering conditions that do not fall on the ground. In other words, the initial value ranges always fall on the ground.
  • the lowest boundary MLL obtained as the lower limit of the active region is set as the boundary line BL shown in FIG.
  • a safety map is generated.
  • the altitude, speed, attitude, etc. of the aircraft 1 in the active area outside area OAS in the active area outside area OAS which is an area below the lower limit boundary MLL.
  • all subsequent motions of the aircraft 1 are calculated using an equation of motion and its model from any point in the out-of-active region OAS based on all subsequent steering conditions (S4).
  • the aircraft 1 always falls to the ground.
  • the active area outside area OAS becomes the passive area PS shown in FIG.
  • the speed and attitude range that the aircraft 1 can take are calculated regarding the speed and attitude when the aircraft 1 falls to the ground under the motion that the aircraft 1 can perform (S5).
  • the range that the aircraft 1 can take is calculated with respect to the speed and posture when the aircraft 1 falls to the ground, the aircraft 1 comes into contact with the ground when the aircraft 1 falls at the speed and posture within these ranges, thereby causing the aircraft 1 to touch the ground.
  • Collision safety performance design that absorbs energy received from the ground is performed (S6).
  • the collision safety performance design is performed and the process is terminated.
  • the aircraft design method that generated the safety map according to this procedure after performing the flight performance design to satisfy the flight performance, the collision with the ground that is considered to occur when the designed flight performance is demonstrated. Has been designed to ensure the safety of crashes. For this reason, the aircraft 1 can be designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the passengers of the aircraft 1.
  • FIG. 7 is a flowchart showing another example of the first procedure for generating the safety map.
  • the flight performance of the aircraft 1 is first designed according to predetermined conditions (S11), and then the flight performance is determined as in the first procedure.
  • the motion of the corresponding aircraft 1 is calculated (S12).
  • the lowest boundary MLL is calculated (S13), and a safety map is generated.
  • all subsequent movements of the aircraft 1 in the out-of-active area OAS are calculated (S14). Up to this point, the procedure is the same as described above.
  • the basic posture is, for example, a posture that becomes zero in the pitch, roll, and yaw directions with respect to the ground.
  • the speed and attitude range that the aircraft 1 can take are calculated with respect to the speed and attitude at which the aircraft 1 falls to the ground under the motion with the lowest speed and the attitude closest to the basic attitude at the time of a ground collision ( S16).
  • the calculation here is performed in the same manner as step S5 of the flowchart shown in FIG.
  • a collision safety performance design is performed to absorb the energy received from the ground by the aircraft 1 coming into contact with the ground (S17), and the process is terminated. To do.
  • FIG. 8 is a flowchart showing a second procedure for generating a safety map.
  • the predetermined condition for designing the collision safety performance here does not include the condition for the flight performance.
  • the conditions such as the total weight and cost of the aircraft 1, the merchantability, and the availability of materials are determined.
  • the collision safety performance design for example, the energy absorption characteristics, layout, size, and the like of the airframe impact energy structure 21 and the impact energy absorption sheet structure 22 are determined.
  • the maximum upper limit boundary MUL is calculated based on the result of the collision safety performance design (S22).
  • a passive region PS that exhibits collision safety performance is set.
  • the passive region PS is set to a region in which the energy received by the aircraft 1 from the ground when the aircraft 1 falls can be reduced to an energy that is less than or equal to the extent that the occupant can survive.
  • the calculated upper limit boundary MUL is defined as a boundary line BL shown in FIG. Thus, a safety map is generated.
  • the aircraft 1 in the passive region outer region OPS When the maximum upper limit boundary MUL is calculated and the safety map is generated, as shown in FIG. 9B, in the passive outer region OPS that is the region above the upper limit boundary MUL, the aircraft 1 in the passive region outer region OPS. All the subsequent motions of the aircraft 1 are calculated using the equations of motion and models thereof based on all the subsequent steering conditions, with all parameters such as altitude, speed, and attitude as initial values (S23).
  • the passive area outside area OPS becomes an active area shown in FIG.
  • the flight performance of the aircraft 1 is set (S24).
  • the flight performance of the aircraft 1 is designed so that the aircraft 1 can move in the area outside the passive area OPS.
  • the flight performance of the aircraft 1 is designed based on engine output, main wing, and tail specifications. In this way, after setting the flight performance of the aircraft 1, the processing is terminated.
  • the aircraft 1 is requested to fly while satisfying the collision safety performance.
  • the flight performance design that can demonstrate the flight performance that is achieved is performed. For this reason, the aircraft 1 can be designed based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the passengers of the aircraft 1.
  • FIG. 10 is a diagram showing a second safety map.
  • a practical range limited area US is set in the second safety map.
  • the practical range limited region US is derived by using a flight operation manual, an equation of motion, or a model thereof, and is generated by narrowing a range that can be an initial state value. Further, a region other than the practical range restriction region US is the practical flight range of the present invention.
  • Aircraft 1 takes off and landing before and after normal flight. For this reason, as shown in FIG. 11, the low altitude region flies at a high speed during takeoff and landing.
  • the low altitude and high speed area where the practical range restriction area US is set is an area generated when the aircraft 1 takes off and landing. For this reason, in actual operation, the aircraft 1 in normal flight will not fly in this region.
  • the practical flight limit range limit is derived, and the practical range limit area US is set as an area that cannot be the initial state value.
  • the flight performance design and the collision safety performance design can be simplified and can be easily performed.
  • region PS it can be based on the procedure similar to the procedure which produces
  • FIG. 12 is a diagram showing a third safety map.
  • an operation restriction area MS is set in addition to the active area AS and the passive area PS.
  • the low altitude and high speed area below the boundary line BL where the operation restriction area MS is set is an area that is not operated in normal flight, for example, only when performing acrobatics. For this reason, it is a region that is not taken into consideration when designing the flight performance, and the aircraft 1 performing normal flight does not fly in this region. Further, an area other than the operation restriction area MS is the flight performance operation range of the present invention.
  • the flight operation range restriction is derived, and the operation restriction area MS is set as an area that cannot be the initial state value.
  • the operation restriction area MS By setting the operation restriction area MS, the flight performance design and the collision safety performance design can be simplified and can be easily performed.
  • region PS it can be based on the procedure similar to the procedure which produces
  • FIG. 13 is a diagram showing a fourth safety map. As shown in FIG. 13, in addition to the active area AS and the passive area PS, the practical area restriction area US in the second safety map and the operation restriction area MS in the third safety map are set in the fourth safety map. Has been.
  • FIG. 14 is a diagram showing a fifth safety map.
  • the fifth safety map in the same way as the fourth safety map shown in FIG. 13, in addition to the active area AS and the passive area PS, the practical range limited area US and the second safety map An operation restriction area MS in the third safety map is set. Further, a pre-crash region CS is set in the fifth safety map.
  • the structure becomes complicated and the cost increases. May be low. In particular, the tendency becomes remarkable in a region where the speed is low and the altitude is higher below the boundary line BL.
  • the pre-crash region CS is set in a region where the altitude is high at a lower speed and below the boundary line BL to ensure the collision safety performance.
  • An additional device is used to design the collision safety performance in the pre-crash region CS.
  • an instantaneous additional wing structure 30 serving as an instantaneous yaw moment generating device shown in FIG. 15A, a large aircraft airbag 31 shown in FIG. 15B, or the like can be used.
  • the instantaneous additional blade structure 30 generates momentum with explosives or compressed gas.
  • the flight performance design and the collision safety performance design can be simplified and can be easily performed.
  • region PS it can be based on the procedure similar to the procedure which produces
  • the additional device it is not necessary to ensure the collision safety performance only by the airframe impact energy structure 21 and the impact energy absorbing sheet structure 22. Accordingly, the degree of freedom in designing the collision safety performance can be increased accordingly.
  • FIGS. 16A and 16B are block configuration diagrams of the safety map generation device according to the present invention.
  • a safety map generation device 4 shown in FIG. 16A generates a safety map in the first procedure
  • a safety map generation device 5 shown in FIG. 16B generates a safety map in the second procedure. Is to be generated.
  • the required map performance input means 41 is connected to the safety map generation device 4.
  • the requested flight performance input means 41 is a device that allows a person who creates a safety map such as an operator or the like to input flight performance required for the aircraft 1.
  • the safety map generation device 4 includes a flight performance design unit 42, a boundary line calculation unit 43, and a required collision safety performance calculation unit 44.
  • the flight performance design unit 42 designs the flight performance of the aircraft 1 based on the requested flight performance input from the requested flight performance input means 41. Further, the boundary line calculation unit 43 calculates the lowest limit boundary MLL that becomes the boundary line BL shown in FIG. 1 based on the flight performance calculated by the flight performance design unit 42.
  • the required collision safety performance calculation unit 44 calculates the collision safety performance that ensures the collision safety when the aircraft 1 falls from a position below the lower limit boundary MLL.
  • the safety map generator 4 calculates the safety map shown in FIG.
  • the safety map generation device 5 is connected with required collision safety performance input means 51.
  • the required collision safety performance input means 51 is a device that allows a person who generates a safety map such as an operator or the like to input the flight performance required for the aircraft 1.
  • the safety map generation device 5 includes a collision safety performance design unit 52, a boundary line calculation unit 53, and a required flight performance calculation unit 55.
  • the collision safety performance design unit 52 designs the collision safety performance of the aircraft 1 based on the required collision safety performance input from the required collision safety performance input means 51. Further, the boundary line calculation unit 53 calculates the maximum upper limit boundary MUL that becomes the boundary line BL shown in FIG. 1 based on the collision safety performance calculated by the collision safety performance design unit 52. The required flight performance calculation unit 55 calculates the flight performance of the aircraft 1 so that the aircraft 1 can move at a position above the upper limit boundary MUL. The safety map generator 5 calculates the safety map shown in FIG.
  • the safety map generation device can be a device that generates a safety map in accordance with the actual flight of the aircraft without using such an operator input. Examples thereof will be described below. An example of an aircraft equipped with this safety map generation device will also be described.
  • FIG. 17 is a block diagram of an aircraft equipped with another example of the safety map generation device.
  • the safety map generation device 6 according to the present embodiment is mounted on the aircraft 1.
  • an altitude sensor 61, a speed sensor 62, a body posture sensor 63, and a disturbance acquisition means 64 are connected to the safety map generation device 6 according to the present embodiment.
  • the safety map generator 6 is connected to display means 65 for displaying the generated safety map.
  • the safety map generation device 6 includes a required flight performance calculation unit and a boundary line calculation unit similar to the safety map generation device 4 shown in FIG.
  • the altitude sensor 61 is attached to the body of the aircraft 1.
  • the altitude sensor 61 detects the aircraft altitude, which is the altitude of the aircraft, and transmits the detected aircraft altitude to the safety map generation device 6.
  • the speed sensor 62 is attached to the body of the aircraft 1.
  • the speed sensor 62 detects the aircraft speed, which is the speed of the aircraft, and transmits the detected aircraft speed to the safety map generation device 6.
  • the body posture sensor 63 includes a gyro sensor attached to the body of the aircraft 1.
  • the aircraft attitude sensor 63 detects the aircraft attitude, which is the attitude of the aircraft 1, and transmits the detected aircraft attitude to the safety map generation device 6.
  • the disturbance acquisition means 64 includes an ATIS (Automatic Terminal Information Service) receiver and the like, and acquires wind direction, wind speed, weather condition, cloud type, and other disturbance information by anti-air transmission from the control tower at the airport.
  • the disturbance acquisition unit 64 transmits the acquired disturbance information to the safety map generation device 6.
  • ATIS Automatic Terminal Information Service
  • the safety map generation device 6 generates a safety map based on the aircraft altitude transmitted from the altitude sensor 61, the aircraft velocity transmitted from the speed sensor 62, and the aircraft attitude transmitted from the aircraft attitude sensor 63.
  • the safety map generation procedure is performed in the same manner as the flowchart shown in FIG.
  • the safety map generation device 6 generates safety maps for a plurality of aircraft postures.
  • the safety map generation device 6 transmits the generated safety map to the display unit 65.
  • the display means 65 includes a monitor capable of displaying the safety map generated by the safety map generation device 6.
  • the display unit 65 displays the safety map transmitted from the safety map generation device 6.
  • the safety map generator 6 transmits a speed-altitude two-dimensional safety map corresponding to the body posture transmitted from the body posture sensor 63 to the display unit 65.
  • the safety map generating device 6 transmits the aircraft altitude transmitted from the altitude sensor 61 and the aircraft speed transmitted from the speed sensor 62 to the display means 65.
  • the display means 65 displays an altitude-position point P indicating the current altitude and speed position on the safety map.
  • the safety map generation device 6 As described above, in the safety map generation device 6 according to the present example, while the aircraft 1 is flying, information such as the aircraft altitude, the aircraft speed, and the aircraft attitude is acquired, and the safety map is generated using these information. is doing. For this reason, since a safety map can be generated without input by an operator or the like, the safety map can be easily generated.
  • FIG. 19 is a block diagram of a flying object according to the present embodiment.
  • the flying body in this embodiment includes an aircraft control device 7.
  • an altitude sensor 61, a speed sensor 62, a body posture sensor 63, and a disturbance acquisition unit 64 are connected to the aircraft control device 7.
  • the aircraft control device 7 is connected with a display means 65.
  • the aircraft control device 7 includes a flight state acquisition unit 71, a safety map storage unit 72, a flight control amount calculation unit 73, and a display control unit 74.
  • the flight state acquisition unit 71 calculates and acquires the flight state of the aircraft 1 based on each information transmitted from the altitude sensor 61, the speed sensor 62, the airframe attitude sensor 63, and the disturbance acquisition unit 64.
  • the flight state acquisition unit 71 outputs the acquired flight state to the flight control amount calculation unit 73.
  • the safety map storage unit 72 stores a safety map generated by any one of the above-described safety map generation devices.
  • the safety map storage unit 72 outputs the stored safety map to the flight control amount calculation unit 73 in response to reading from the flight control amount calculation unit 73.
  • the flight control amount calculation unit 73 calculates a flight control amount for flight control of the aircraft 1 based on the flight state output from the flight state acquisition unit 71 and the safety map read from the safety map storage unit 72.
  • the flight control amount calculation unit 73 controls each device of the airframe shown in FIGS. 2, 3, and 15 based on the calculated flight control amount. Further, the flight control amount calculation unit 73 outputs the calculated flight amount together with the flight state and the safety map to the display control unit 74.
  • the display control unit 74 determines the display content of the display means 65 based on the flight control amount, the flight state, and the safety map output from the flight control amount calculation unit 73. Here, as the display contents, a safety map, a state of the aircraft, a notification or a warning that flight control is performed, and the like are determined.
  • the display control unit 74 transmits a display signal to the display unit 65 based on the determined display content, and performs display control of the display unit 65.
  • the current current position and flight state of the aircraft 1 are acquired based on the information transmitted from the altitude sensor 61, the speed sensor 62, and the aircraft attitude sensor 63, and the aircraft control apparatus 7 is safe.
  • the position of the aircraft 1 on the safety map is grasped.
  • the flight control amount calculation unit 73 when the position of the aircraft 1 is in the active area AS on the safety map, the flight control amount calculation unit 73 performs control that is active operation to ensure a safe flight state.
  • the display control unit 74 causes the display unit 65 to display that effect.
  • the flight control amount calculation unit 73 determines that it corresponds to the pre-crash when the position of the aircraft 1 on the safety map is in the pre-crash region CS, and the impact is calculated. Control for pre-crash operation is performed so that the aircraft 1 is guided to a ground collision state with a small ground level. In addition, when an additional device is required, control for pre-crash operation such as preparation of the additional device is performed. Further, the display control unit 74 displays on the display means 65 that these are performed. In this way, operation control of the aircraft can also be performed.
  • a safety map generation device shown in FIGS. 16 and 17 can be installed instead of the safety map storage unit 72. In this case, control based on the safety map generated by the safety map generation device is performed. Further, the flight control amount calculation unit 73 sets and sets the route through which the aircraft 1 passes instead of or in parallel with the control of each device of the airframe shown in FIGS. 2, 3, and 15. The route may be output to the display control unit 74. In this case, the display control unit 74 performs control to display the output route on the display unit 65.
  • the aircraft control device 7 acquires the flight state, and controls the aircraft 1 with reference to the acquired flight state in the safety map. For this reason, since the aircraft 1 can be controlled according to the type of the safety map, the aircraft 1 can be suitably controlled.
  • the safety map M shown in FIG. 21 includes speed-altitude two-dimensional safety maps M1 to M5 generated for each body posture.
  • the two-dimensional map may be one or two or more.
  • the state value after the gust is used as a base safety map, and the state value before the gust is enveloped on the safety map.
  • This state value can be summarized by probability theory.
  • the boundary line BL, the active area AS, the passive area PS, and the pre-crash area CS after the gust are expressed.
  • the boundary line BL is moved upward so that the passive area PS becomes wider and the active area AS becomes narrower.
  • operation control in consideration of the gust probability can be performed by generating a safety map in consideration of such a gust.
  • the magnitude of the impact applied to the aircraft 1 when landing unexpectedly will be different.
  • FIG. 22 it is assumed that there are a rocky place G, a forest W, a residential area J, and a flat land H as the emergency landing candidates of the aircraft 1.
  • the impact on the aircraft 1 at the time of emergency landing is that the flat ground H is the smallest and the rocky place G is large.
  • the aircraft 1 grasps the position of the aircraft 1 by the disturbance acquisition means 54 and monitors the terrain information during the flight. At each point of the safety map, the aircraft 1 is in a state where it can be shock-absorbed by the airframe impact energy structure 21 and the impact energy absorbing sheet structure 22 when the aircraft 1 landed unexpectedly. Etc., and the reachable range information is stored. On the other hand, as shown in FIG. 23, the aircraft 1 sets a plurality of ground emergency landing candidates that are candidates for the ground emergency landing location as candidates for places where the aircraft 1 can make emergency landings. Store in the landing candidate database.
  • the initial state value that can reach the ground emergency landing candidate from the reachable range on the safety map is calculated backward in real time at the time of flight operation, and only the result is active. It is possible to generate a safety map in which margins are given to areas and pre-crash areas. Furthermore, by using this safety map, it is possible to easily reach the landing candidate location where the impact on the aircraft is reduced when the emergency landing is necessary.
  • FIG. 24 is an explanatory diagram showing an outline of an aircraft design method.
  • the aircraft design process includes a security ensuring process, a safety achievement means determining process, a flight specification design process, and a collision safety performance design process.
  • a safety map is generated using the safety map generation device. Once the safety map is generated, the flight performance and the aircraft collision safety performance are designed. Here, there are innumerable solutions between the flight performance and the collision safety performance.
  • an aircraft including the safety achievement means is designed using an evaluation function for a combination of the flight performance and the collision safety performance. As an evaluation function here, the weight of a fuselage, a manufacturing cost, and other merchantability can be illustrated.
  • flight performance and the collision safety performance are determined as a combination of the flight performance and the collision safety performance whichever has the highest evaluation result using the evaluation function or the higher evaluation result.
  • flight performance specifications are determined in the flight performance design process, and the safety performance of the aircraft is determined in the collision safety performance design process.
  • Flight performance specifications include engine output, main wing and tail wing sizes, and collision safety performance structures include airframe impact energy structure and impact energy absorbing sheet structure.
  • the aircraft can be designed so that the flight performance specifications and the collision safety performance structure that have conflicting relations can be easily compatible. be able to.
  • FIG. 25 is an explanatory diagram showing an outline of a design method for a travelable aircraft.
  • the design process of a travelable aircraft includes a safety ensuring process, a safety achievement means determination process, a flight specification design process, and a collision safety performance design process, as well as an automobile regulation ensuring process.
  • a safety map is generated using the safety map generation device.
  • a safety map it is conceivable that a travelable aircraft travels on the ground. Therefore, as shown in FIG. 26, a vehicle traveling pre-crash region XS is set as the safety map.
  • collision safety performance is ensured by an airbag or the like in the cockpit.
  • the conditions for securing automobile regulations are set in the automobile regulations securing process. Once the safety map is generated and the conditions for securing the automobile regulations are set, the flight performance and the aircraft crash safety performance are designed. At this time, an area that does not satisfy the conditions for securing automobile regulations is excluded from the safety map.
  • an aircraft including the safety achievement means is designed using an evaluation function for a combination of the flight performance and the collision safety performance.
  • an evaluation function here, the weight of a fuselage, a manufacturing cost, and other merchantability can be illustrated.
  • there is a solution for an evaluation function unique to a travelable aircraft For example, it is a solution that assumes a posture that makes a forward collision at the time of a ground collision.
  • flight performance and the collision safety performance are determined as a combination of the flight performance and the collision safety performance whichever has the highest evaluation result using the evaluation function or the higher evaluation result.
  • flight performance specifications are determined in the flight performance design process, and the safety performance of the aircraft is determined in the collision safety performance design process.
  • Flight performance specifications include engine output, main wing and tail wing sizes, and collision safety performance structures include airframe impact energy structure and impact energy absorbing sheet structure.
  • the aircraft can be designed so that the flight performance specifications and the collision safety performance structure that have conflicting relations can be easily compatible. be able to.
  • the present invention relates to a flying object design method capable of designing a flying object based on both the viewpoint of satisfying the flight performance and the viewpoint of protecting the occupant of the flying object, and a safety map generation device used therefor, Can be used for engineered aircraft.

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Abstract

　飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる飛行体設計方法およびこれに用いる安全マップ生成装置、さらには設計された飛行体を提供する。　飛行性能と衝突安全性能を両立させる飛行体の設計を行うにあたり、まず、飛行体の飛行性能を設計する。次に、飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる最下限境界となる境界線ＢＬ飛行体の飛行性能に基づいて算出する。続いて、境界線ＢＬより下方の領域における任意の点を始点とし、飛行体が地面に衝突する際の地面衝突状態値を各々算出する。算出された地面衝突状態値に基づいて、飛行体の衝突安全性能を算出する。

Description

飛行体設計方法、安全マップ生成装置および飛行体制御装置
　本発明は、航空機などの飛行体に用いる飛行体設計方法、安全マップ生成装置および飛行体制御装置に関する。
　航空機などの飛行体が空路を飛行する際、安全飛行を行う技術がある（たとえば特許文献１参照）。この技術は、天候等によって避けるべき領域（飛行に不適である領域）を判定し、不適と判定された領域をモデル化し、モデル化された領域を避けて飛行体の経路を設定するというものである。
特表２０００－５１５０８８号公報
　ところで、この種の飛行体においては、飛行体の設計を行うに当たり、上記特許文献１に開示された技術によって設定される経路の飛行を可能とするように飛行体の設計が行われる。その一方で、飛行体の設計の際には、飛行体が不時着陸した際などに、操縦者などの乗員に与える衝撃を小さくして乗員の保護を図ることが求められる。乗員の保護を図るためには、たとえば、機体に衝撃吸収材を配設したり、操縦席にエアバッグ装置を配置したりする手段がある。
　しかし、これらの手段を施す場合、飛行体の機体重量を増大させる要因となり、飛行性能の向上の観点からは設けないことが望まれる。この点、上記特許文献１に開示された技術では、飛行性能を満たすための飛行体の設計を行うこととなるが、乗員の保護を図るため観点からは飛行体の設計については考慮されていないという問題があった。
　そこで、本発明の課題は、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる飛行体設計方法およびこれに用いる安全マップ生成装置、さらには設計された飛行体を提供することにある。
　上記課題を解決した本発明に係る飛行体設計方法は、飛行体の飛行性能を設計する飛行性能設計ステップと、飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる最下限境界を飛行体の飛行性能に基づいて算出する最下限境界算出ステップと、最下限境界より下方の領域における任意の点を始点とし、飛行体が地面に衝突する際の地面衝突状態値を各々算出する地面衝突状態値算出ステップと、算出された地面衝突状態値に基づいて、飛行体の衝突安全性能を算出する衝突安全性能算出ステップと、を含む工程によって安全マップを生成し、安全マップに基づいて飛行体の設計を行うことを特徴とする。
　本発明に係る飛行体設計方法においては、飛行性能を満たすための飛行性能設計を行った後、設計された飛行性能を発揮した際に生じると考えられる地面との衝突に対する衝突安全性能を確保するための衝突安全性能設計を行っている。このため、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる。
　また、本発明に係る飛行体設計方法は、飛行体の衝突安全性能を設計する衝突安全性能設計ステップと、衝突安全性能に基づいて衝突安全性能を満たす最上限境界を算出する最上限境界算出ステップと、最上限境界より上方の領域における任意の点を始点とし、飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる飛行性能を算出する飛行性能算出ステップと、を含む工程によって安全マップを生成し、安全マップに基づいて飛行体の設計を行うことを特徴とする。
　本発明に係る飛行体設計方法においては、設計された飛行性能を発揮した際に生じると考えられる地面との衝突に対する衝突安全性能を確保するための衝突安全性能設計を行った後、飛行性能を満たすための飛行性能設計を行っている。このため、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる。
　ここで、飛行体が実用的に飛行する飛行実用範囲をあらかじめ設定し、任意の点は、飛行実用範囲内の領域に設定される態様とすることができる。
　このように、任意の点が、飛行実用範囲内の領域に設定されていることにより、飛行体の設計を簡略化することができ、容易に行うようにすることができる。
　さらに、飛行体の侵入が可能となる飛行性能運用範囲をあらかじめ設定し、任意の点は、飛行性能運用範囲内の領域に設定される態様とすることができる。
　このように、任意の点が、飛行性能運用範囲内の領域に設定されていることにより、飛行体の設計を簡略化することができ、容易に行うようにすることができる。
　また、本発明に係る飛行体設計方法は、飛行体が実用的に飛行する飛行実用範囲および飛行体の侵入が可能となる飛行性能運用範囲をあらかじめ設定し、飛行体の飛行性能を設計する飛行性能設計ステップと、飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる最下限境界を飛行体の飛行性能に基づいて算出する最下限境界算出ステップと、最下限境界より下方の領域における任意の点を始点とし、飛行体が地面に衝突する際の地面衝突状態値を各々算出する地面衝突状態値算出ステップと、算出された地面衝突状態値に基づいて、飛行体に要求される衝突安全性能を算出する衝突安全性能算出ステップと、を行い、または、飛行体の衝突安全性能を設計する衝突安全性能設計ステップと、衝突安全性能に基づいて衝突安全性能を満たす最上限境界を算出する最上限境界算出ステップと、最上限境界より上方の領域における任意の点を始点とし、飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる飛行性能を算出する飛行性能算出ステップと、を行う工程によって安全マップを生成し、安全マップに基づいて飛行体の設計を行うにあたり、任意の点は、飛行実用範囲内の領域および飛行性能運用範囲内の領域に設定されることを特徴とする。
　本発明に係る飛行体設計方法においては、飛行性能設計および衝突安全性能設計の一方を行った後、飛行性能設計および衝突安全性能設計の一方を行っている。このため、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる。また、任意の点は、飛行実用範囲内の領域および飛行性能運用範囲内の領域に設定されている。このため、飛行体の設計を簡略化することができ、容易に行うようにすることができる。
　さらに、飛行実用範囲内の領域と飛行性能運用範囲内の領域とが重なる領域内における任意の点について、飛行性能または衝突安全性能を算出する性能算出ステップと、算出された飛行性能または衝突安全性能をあらかじめ設定された基準値と比較する比較ステップと、比較ステップにおける比較結果に基づいて、追加安全デバイスが必要となる領域を特定する安全デバイス追加領域特定ステップと、をさらに含む工程によって安全マップを生成し、安全マップに基づいて飛行体の設計を行う態様とすることができる。
　このように、追加安全デバイスが必要となる領域を特定することにより、衝突安全性能をたとえば機体の衝突安全構造のみに頼る必要がなくなるので、その分設計の自由度を高くすることができる。
　また、本発明に係る安全マップ生成装置は、飛行体の飛行性能を設計する飛行性能設計手段と、飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる最下限境界を飛行体の飛行性能に基づいて算出する最下限境界算出手段と、最下限境界より下方の領域における任意の点を始点とし、飛行体が地面に衝突する際の地面衝突状態値を各々算出する地面衝突状態値算出手段と、算出された地面衝突状態値に基づいて、飛行体の衝突安全性能を算出する衝突安全性能算出手段と、によって安全マップを生成することを特徴とする。
　本発明に係る安全マップ生成装置においては、飛行性能設計手段によって飛行性能設計を行った後、衝突安全性能設計手段によって衝突安全性能を確保するための衝突安全性能設計を行っている。このため、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる。
　さらに、本発明に係る安全マップ生成装置は、飛行体の衝突安全性能を設計する衝突安全性能設計手段と、衝突安全性能に基づいて衝突安全性能を満たす最上限境界を算出する最上限境界算出手段と、最上限境界より上方の領域における任意の点を始点とし、飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる飛行性能を算出する飛行性能算出手段と、によって安全マップを生成することを特徴とする。
　本発明に係る安全マップ生成装置においては、衝突安全性能設計手段によって衝突安全性能を確保するための衝突安全性能設計を行った後、飛行性能設計手段によって飛行性能設計を行っている。このため、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる。
　他方、本発明に係る飛行体は、安全マップ生成装置によって生成された安全マップを記憶する安全マップ記憶手段と、飛行体の飛行状態を検出する飛行状態検出手段と、安全マップ生成装置で生成された安全マップを表示するとともに、飛行状態検出手段で検出された現在の飛行体の飛行状態を安全マップ上に表示する表示手段と、備えることを特徴とする。
　本発明に係る飛行体は、飛行状態検出手段で検出された現在の飛行体の飛行状態を安全マップ上に表示する表示手段を備えている。このため、飛行体の操縦者は、現在の飛行状態を容易に確認することができるので、飛行状態に応じた飛行体の操縦を容易に行うことができる。
　また、本発明に係る飛行体は、上記の安全マップ生成装置によって生成された安全マップを記憶する安全マップ記憶手段と、飛行体の飛行状態を検出する飛行状態検出手段と、飛行状態検出手段で検出された現在の飛行体の飛行状態を安全マップ記憶手段に記憶された安全マップに参照した結果に基づいて、飛行体の飛行支援を行う飛行支援装置と、を備えることを特徴とする。
　本発明に係る飛行体は、飛行体の飛行状態を安全マップに参照した結果に基づいて、飛行体の飛行支援を行っている。このため安全マップを考慮した好適な飛行体の制御を行うことができる。なお、飛行体の飛行支援には、たとえば飛行体の操舵支援や経路設定などの態様がある。
　さらに、飛行体の飛行領域の各高度における所定風速を超える突風が発生する確率を算出する突風発生確率算出手段と、安全マップ記憶手段に記憶された安全マップの各点における所定風速を超える突風が発生したときの飛行体の飛行状態の変化量を算出する飛行状態変化算出手段と、飛行状態変化算出手段で算出された飛行状態の変化量に基づいて、安全マップにおける最下限境界または最上限境界の移動量である境界移動量を算出する境界移動量算出手段と、をさらに備え、飛行支援装置は、安全マップ記憶手段に記憶された安全マップにおける最下限境界または最上限境界を、境界移動量算出手段によって算出された境界移動量で移動させた境界移動安全マップに飛行状態検出手段で検出された現在の飛行体の飛行状態を参照した結果に基づいて、飛行体の飛行支援を行う態様とすることができる。
　このように、全マップ記憶手段に記憶された安全マップの各点における所定風速を超える突風が発生したときの飛行体の飛行状態の変化量を算出する飛行状態変化を算出することにより、突風確率を考慮した運用制御を行うことができる。
　また、飛行体の不時着陸時における着陸候補場所の情報を記憶する着陸候補場所記憶手段と、着陸候補場所における飛行体が不時着陸した際の飛行体の着陸状態が所定の着陸状態より高くなる状態で到達可能となる到達可能範囲を算出する到達可能範囲算出手段と、をさらに備え、飛行支援装置は、着陸候補場所記憶手段に記憶された着陸候補場所および到達可能範囲算出手段で算出された到達可能範囲に基づいて、飛行体の飛行支援を行う態様とすることができる。
　このように、着陸候補場所記憶手段に記憶された着陸候補場所および到達可能範囲算出手段で算出された到達可能範囲に基づいて、飛行体の飛行支援を行うことにより、不時着陸が必要となるときに飛行体に与える衝撃が小さくなる着陸候補場所に到達させやすくすることができる。
　本発明に係る飛行体設計装置、安全マップ生成装置、および飛行体によれば、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる。
図１は、第１の安全マップを示す図である。 図２は、飛行時の航空機の概要を示す斜視図である。 図３は、不時着陸時の航空機の概要を示す側面図である。 図４は、航空機が吸収する吸収エネルギーの量を示すグラフである。 図５は、安全マップを生成する第１手順を示すフローチャートである。 図６は、第１手順によって生成される安全マップが完成するまでの流れを説明する説明図である。 図７は、安全マップを生成する第１手順の他の例を示すフローチャートである。 図８は、安全マップを生成する第２手順を示すフローチャートである。 図９は、第２手順によって生成される安全マップが完成するまでの流れを説明する説明図である。 図１０は、第２の安全マップを示す図である。 図１１は、飛行履歴の経時変化の例を示すグラフである。 図１２は、第３の安全マップを示す図である。 図１３は、第４の安全マップを示す図である。 図１４は、第５の安全マップを示す図である。 図１５は、（ａ）は、追加ヨーモーメント発生装置を示す斜視図、（ｂ）は、大型機体エアバッグの側面図である。 図１６は、（ａ），（ｂ）とも、安全マップ生成装置のブロック構成図である。 図１７は、他の例の安全マップ生成装置を搭載する航空機のブロック構成図である。 図１８は、表示手段における表示状態の例を示す図である。 図１９は、本実施形態に係る飛行体のブロック構成図である。 図２２は、突風が生じる確率の確率分布を示す突風モデルを示すグラフである。 図２１は、突風を考慮して修正された安全マップを示す図である。 図２２は、地面不時着陸場所の候補を模式的に示す平面図である。 図２３は、航空機と地面不時着陸場所の候補との関係を示す側面図である。 図２４は、航空機の設計方法の概要を示す説明図である。 図２５は、走行可能航空機の設計方法の概要を示す説明図である。 図２６は、走行可能航空機に用いる安全マップの例を示す図である。
　以下、添付図面を参照して本発明の実施形態について説明する。なお、図面の説明において同一の要素には同一の符号を付し、重複する説明を省略する。また、図示の便宜上、図面の寸法比率は説明のものと必ずしも一致しない。
　図１は、本発明に係る航空機設計方法に用いられる安全マップを示す図である。図１に示す安全マップは、Ｘ軸（横軸）が航空機の速度、Ｙ軸（縦軸）が航空機の高度、斜め軸（Ｚ軸）が航空機の姿勢等のパラメータを表している。
　図１に示す例では、本発明の飛行体である航空機の姿勢等について「０」とされており、航空機の速度－航空機の高度の関係で安全マップが生成されている。この安全マップを用いて、航空機の設計を行う。航空機の設計は、飛行性能設計および衝突安全性能設計の両面から行われる。ここで、一般に、飛行性能を高めると衝突安全性能が低下し、衝突安全性能を高めると飛行性能が低下する関係にある。
　安全マップには、境界線ＢＬが設けられている。この境界線ＢＬを境として、上側の領域は、所定の飛行性能を発揮する領域（以下「アクティブ領域」という）ＡＳであり、アクティブ領域ＡＳでは、航空機の飛行性能設計が行われる。また、境界線ＢＬよりも下側の領域は、衝突安全性能を発揮する領域（以下「パッシブ領域」と定義する）ＰＳであり、パッシブ領域ＰＳでは、衝突安全性能設計が行われる。衝突安全性能設計は、航空機が落下して地面に衝突する際の乗員の保護を目的として行われる設計である。境界線ＢＬの生成手順については、後に説明する。
　図２は、飛行時の航空機の概要を示す斜視図である。図２に示すように、航空機１は、機体本体１０を備えている。機体本体１０の先端にエンジンが設けられており、エンジンにはプロペラ１１が取り付けられている。また、機体本体１０の側方には、主翼１２が取り付けられ、主翼１２には、エルロン１３およびフラップ１４が設けられている。
　さらに、機体本体１０の後端部側方には、水平尾翼１５が取り付けられており、水平尾翼１５の後部にはエレベータ１６が設けられている。また、機体本体１０の後端部上方には、垂直尾翼１７が取り付けられており、垂直尾翼１７の後部には、ラダー１８が設けられている。
　また、図３は、不時着陸時の航空機の概要を示す側面図である。図３に示すように、機体本体１０の前方下方位置は、機体衝撃エネルギー構造２１によって構成されている。さらに、機体本体１０の略中央部分における下方位置は、衝撃エネルギー吸収シート構造２２によって構成されている。
　他方、機体本体１０には、キャビン２３が設けられており、キャビン２３の内部には、複数の座席２４が配設されている。座席２４に操縦者やその他の乗員がそれぞれ着席して航空機１に搭乗可能とされている。座席２４には、それぞれシートベルト２５が設けられているとともに、座席２４の前方にはエアバッグ２６が設けられている。
　航空機１を設計するにあたり、飛行性能設計については主にエンジンの出力、主翼の諸元（面積、アスペスト比、翼形、対気流角度）、尾翼の諸元（面積、翼形、対気流角度）が対象となる。そのほか、エルロン１３、エレベータ１６、ラダー１８の各モーメントやフラップによる失速防止機能などが対象となる。
　一方、衝突安全性能設計については、機体衝撃エネルギー構造２１や衝撃エネルギー吸収シート構造２２によるエネルギー吸収力、シートベルト２５およびエアバッグ２６による乗員の拘束保護力などが対象となる。機体衝撃エネルギー構造２１や衝撃エネルギー吸収シート構造２２によるエネルギー吸収量は、たとえば図４に示す数値となる。乗員にかけられる荷重上限は、図４に示す上限ラインＵＬ上の数値となる。
　次に、本実施形態に係る安全マップの生成手順について説明する。図５は、安全マップを生成する第１手順を示すフローチャートである。第１手順で安全マップを生成する際には、図５に示すように、まず、所定の条件によって航空機１の飛行性能を設計する（Ｓ１）。ここでの航空機１の飛行性能を設計するための所定の条件は、衝突安全性能についての条件を含まず、たとえば航空機１の最高速度や省燃費を目的とした条件を定めて、この条件を満たすように飛行性能を設計する。
　次に、飛行性能に応じた航空機１の運動を算出する（Ｓ２）。ここで算出する航空機１の運動は、航空機１が飛行する際の高度、速度、姿勢などのあらゆるパラメータを初期として、その後の運動をあらゆる操舵条件の基に定め、運動方程式やそのモデルを用いて算出する。続いて、図１に示す境界線ＢＬとなる最下限境界を算出する（Ｓ３）。最下限境界を算出するにあたっては、図６（ａ）に示すように、ステップＳ２で算出した操舵条件として、地上に落ちない操舵条件の初期値が１つでもある領域であるアクティブ領域ＡＳを算出する。その他の初期値域は、地上に落ちない操舵条件がまったくない、言い換えれば、必ず地上に落ちる初期値域となる。そして、アクティブ域の下限として求められた最下限境界ＭＬＬを図１に示す境界線ＢＬとする。こうして、安全マップを生成する。
　安全マップが生成されたら、図６（ｂ）に示すように、最下限境界ＭＬＬよりも下方の領域であるアクティブ領域外領域ＯＡＳにおいて、アクティブ領域外領域ＯＡＳにおける航空機１の高度、速度、姿勢などのあらゆるパラメータを初期値として、アクティブ領域外領域ＯＡＳにおける任意の点からその後のあらゆる操舵条件を基に、運動方程式やそのモデルを用いて、その後の航空機１のあらゆる運動を算出する（Ｓ４）。ここでは、航空機１はその後かならず地面に落ちることとなる。また、アクティブ領域外領域ＯＡＳは、図１に示すパッシブ領域ＰＳとなる。
　続いて、航空機１が行いうる運動のもと、航空機１が地面に落ちる際の速度および姿勢に関して、航空機１が取り得る速度および姿勢範囲を算出する（Ｓ５）。航空機１が地面に落ちる際の速度および姿勢に関して航空機１がとりうる範囲を算出したら、これらの範囲内の速度および姿勢で航空機１が落ちる際に、航空機１が地面に接触することによって航空機１が地面から受けるエネルギーを吸収する衝突安全性能設計を行う（Ｓ６）。
　衝突安全性能設計を行う際には、航空機１が落ちる際の速度および姿勢の範囲に基づいて、地面から受けるエネルギーを乗員が生存できる程度以下のエネルギーまで低下させるための乗員保護構造を設計する。たとえば、機体衝撃エネルギー構造２１や衝撃エネルギー吸収シート構造２２のエネルギー吸収特性や、レイアウト、サイズなどを決定する。
　こうして、衝突安全性能設計を行って、処理を終了する。このように、この手順による安全マップを生成した航空機の設計方法では、飛行性能を満たすための飛行性能設計を行った後、設計された飛行性能を発揮した際に生じると考えられる地面との衝突に対する衝突安全性能を確保するための衝突安全性能設計を行っている。このため、飛行性能を満たす観点と、航空機１の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて航空機１の設計を行うことができる。
　また、この第１手順を変形した他の手順によって航空機１の設計を行うこともできる。図７は、安全マップを生成する第１手順の他の例を示すフローチャートである。図７に示すように、安全マップを生成するここでの手順では、上記の第１手順と同様、まず、所定の条件によって航空機１の飛行性能を設計し（Ｓ１１）、次に、飛行性能に応じた航空機１の運動を算出する（Ｓ１２）。続いて、最下限境界ＭＬＬを算出し（Ｓ１３）、安全マップを生成する。その後、アクティブ領域外領域ＯＡＳにおけるその後の航空機１のあらゆる運動を算出する（Ｓ１４）。ここまでは、上記の手順と同様である。
　それから、アクティブ領域外領域ＯＡＳにおける航空機１の高度、速度、姿勢などのあらゆるパラメータを初期値として、あらゆる操舵条件で計算した結果から、地面衝突時における最も速度が低くかつ姿勢が基本姿勢に最も近くなる運動を算出する（Ｓ１５）。ここでの基本姿勢とは、たとえば地面に対してピッチ・ロール・ヨー方向にゼロとなる姿勢である。
　それから、地面衝突時における最も速度が低くかつ姿勢が基本姿勢に最も近くなる運動のもと、航空機１が地面に落ちる際の速度および姿勢に関して、航空機１が取り得る速度および姿勢範囲を算出する（Ｓ１６）。ここでの算出は、図５に示すフローチャートのステップＳ５と同様にして行われる。それから、これらの範囲内の速度および姿勢で航空機１が落ちる際に、航空機１が地面に接触することによって航空機１が地面から受けるエネルギーを吸収する衝突安全性能設計を行い（Ｓ１７）、処理を終了する。
　この手順では、上記の手順と同様、飛行性能を満たすための飛行性能設計を行った後、設計された飛行性能を発揮した際に生じると考えられる地面との衝突に対する衝突安全性能を確保するための衝突安全性能設計を行っている。このため、飛行性能を満たす観点と、航空機１の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて航空機１の設計を行うことができる。衝突安全性能設計を行う際に、地面衝突時における最も速度が低くかつ姿勢が基本姿勢に最も近くなる運動の算出結果を用いている。このため、衝突エネルギーをより好適に吸収する衝突安全性能設計を行うことができる。
　次に、安全マップを生成する第２手順について説明する。図８は、安全マップを生成する第２手順を示すフローチャートである。第１手順で安全マップを生成する際には、図８に示すように、まず、所定の条件によって航空機１の衝突安全性能設計を行う（Ｓ２１）。ここでの衝突安全性能を設計するための所定の条件は、飛行性能についての条件を含まず、たとえば航空機１の総重量やコスト、商品性や材料入手の容易性などの条件を定めて、この条件を満たすように衝突性能を設計する。衝突安全性能設計では、たとえば、機体衝撃エネルギー構造２１や衝撃エネルギー吸収シート構造２２のエネルギー吸収特性や、レイアウト、サイズなどを決定する。
　次に、衝突安全性能設計の結果に基づいて、最上限境界ＭＵＬを算出する（Ｓ２２）。最上限境界ＭＵＬを算出するにあたっては、図９（ａ）に示すように、衝突安全性能を発揮するパッシブ領域ＰＳを設定する。パッシブ領域ＰＳは、航空機１が落ちた際に航空機１が地面から受けるエネルギーを、乗員に乗員が生存できる程度以下のエネルギーまで低下させることができる領域に設定する。そして、算出した最上限境界ＭＵＬを図１に示す境界線ＢＬとする。こうして安全マップを生成する。
　最上限境界ＭＵＬを算出し、安全マップを生成したら、図９（ｂ）に示すように、最上限境界ＭＵＬよりも上方の領域であるパッシブ領域外領域ＯＰＳにおいて、パッシブ領域外領域ＯＰＳにおける航空機１の高度、速度、姿勢などのあらゆるパラメータを初期値として、その後のあらゆる操舵条件を基に、運動方程式やそのモデルを用いて、その後の航空機１のあらゆる運動を算出する（Ｓ２３）。パッシブ領域外領域ＯＰＳは、図１に示すアクティブ領域となる。
　その後、航空機１の飛行性能を設定する（Ｓ２４）ここでは、パッシブ領域外領域ＯＰＳにおける航空機１の運動を行うことができるように航空機１の飛行性能を設計する。航空機１の飛行性能は、エンジンの出力や主翼、尾翼の諸元によって設計される。こうして、航空機１の飛行性能を設定した後、処理を終了する。
　このように、この手順による安全マップを生成した航空機１の設計方法では、衝突安全性能を確保するための衝突安全性能設計を行った後、衝突安全性能を満たしながら、航空機１が飛行するにあたって求められる飛行性能を発揮しうる飛行性能設計を行う。このため、飛行性能を満たす観点と、航空機１の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて航空機１の設計を行うことができる。
　続いて、安全マップの第２の態様について説明する。図１０は、第２の安全マップを示す図である。図１０に示すように、第２の安全マップには、アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳのほかに、実用範囲制限領域ＵＳが設定されている。実用範囲制限領域ＵＳは、飛行運用マニュアル、運動方程式やそのモデルを用いて導出し、初期状態値としてありえる範囲を絞り込んで生成する。また、実用範囲制限領域ＵＳ以外の領域が本発明の飛行実用範囲となる。
　航空機１は、通常飛行を行う前後に離着陸を行う。このため、図１１に示すように、離陸時および着陸時に低高度の領域を高速度で飛行する。実用範囲制限領域ＵＳが設定されている低高度かつ高速度の領域は、航空機１が離着陸する際に生じる領域である。このため、実運用上、通常飛行中の航空機１がこの領域を飛行することはないことになる。
　したがって、実運用を考慮し、飛行実用制限範囲制限を導出し、初期状態値とはなりえない領域として、実用範囲制限領域ＵＳを設定している。実用範囲制限領域ＵＳを設定することにより、飛行性能設計および衝突安全性能設計を簡略化することができ、容易に行うようにすることができる。アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳの設定については、第１の安全マップを生成する手順と同様の手順によることができる。
　さらに、安全マップの第３の態様について説明する。図１２は、第３の安全マップを示す図である。図１２に示すように、第３の安全マップは、アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳのほかに、運用制限領域ＭＳが設定されている。運用制限領域ＭＳが設定されている境界線ＢＬよりも下方であり、低高度かつ高速度の領域は、通常飛行では運用されない、たとえばアクロバット飛行などを行う場合にしかない領域である。このため、飛行性能設計の際には考慮されない領域であり、通常飛行を行う航空機１がこの領域を飛行することはないことになる。また、運用制限領域ＭＳ以外の領域が本発明の飛行性能運用範囲となる。
　したがって、飛行運用範囲制限を導出し、初期状態値とはなりえない領域として、運用制限領域ＭＳを設定している。運用制限領域ＭＳを設定することにより、飛行性能設計および衝突安全性能設計を簡略化することができ、容易に行うようにすることができる。アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳの設定については、第１の安全マップを生成する手順と同様の手順によることができる。
　続いて、安全マップの第４の態様について説明する。図１３は、第４の安全マップを示す図である。図１３に示すように、第４の安全マップには、アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳのほかに、第２の安全マップにおける実用範囲制限領域ＵＳおよび第３の安全マップにおける運用制限領域ＭＳが設定されている。
　第２の安全マップおよび第３の安全マップを生成する際に説明したように、航空機１が飛行する際には、航空機１の飛行がない実用範囲制限領域ＵＳおよび運用制限領域ＭＳが生じる。したがって、実運用を考慮し、飛行実用制限範囲制限および飛行運用範囲制限を導出し、初期状態値とはなりえない領域として、実用範囲制限領域ＵＳおよび運用制限領域ＭＳを設定している。実用範囲制限領域ＵＳを設定することにより、飛行性能設計および衝突安全性能設計を簡略化することができ、容易に行うようにすることができる。アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳの設定については、第１の安全マップを生成する手順と同様の手順によることができる。
　さらに、安全マップの第５の態様について説明する。図１４は、第５の安全マップを示す図である。図１４に示すように、第５の安全マップには、図１３に示す第４の安全マップと同様、アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳのほかに、第２の安全マップにおける実用範囲制限領域ＵＳおよび第３の安全マップにおける運用制限領域ＭＳが設定されている。さらに、第５の安全マップには、プリクラッシュ領域ＣＳが設定されている。
　航空機１では、境界線ＢＬの下側であっても、機体衝撃エネルギー構造２１や衝撃エネルギー吸収シート構造２２によって衝突安全性能を確保しようとすると、構造の複雑化や高コスト化が大きくなり、実現性が低くなることがある。特に、低速度かつ境界線ＢＬよりも下側のうちの高度が高い領域でその傾向が顕著となる。
　この点を加味して、低速度かつ境界線ＢＬよりも下側のうちの高度が高い領域にプリクラッシュ領域ＣＳを設定し、衝突安全性能を確保する。プリクラッシュ領域ＣＳにおける衝突安全性能の設計には、追加デバイスを用いる。ここで用いられる追加デバイスとしては、図１５（ａ）に示す瞬間ヨーモーメント発生装置となる瞬間追加翼構造３０や図１５（ｂ）に示す機体用大型機体エアバッグ３１などを用いることができる。このうち、瞬間追加翼構造３０は、火薬や圧縮気体などで運動量を発生させるものである。
　このように、プリクラッシュ領域ＣＳを設定することにより、飛行性能設計および衝突安全性能設計を簡略化することができ、容易に行うようにすることができる。アクティブ領域ＡＳおよびパッシブ領域ＰＳの設定については、第１の安全マップを生成する手順と同様の手順によることができる。このように、追加デバイスを用いることにより、機体衝撃エネルギー構造２１や衝撃エネルギー吸収シート構造２２のみで衝突安全性能を確保する必要がなくなる。したがって、その分衝突安全性能設計の自由度を高くすることができる。
　次に、本発明に係る安全マップの作成装置について説明する。図１６（ａ）、（ｂ）は、本発明に係る安全マップの生成装置のブロック構成図である。図１６（ａ）に示す安全マップ生成装置４は、上記第１手順で安全マップを生成するものであり、図１６（ｂ）に示す安全マップ生成装置５は、上記第２手順で安全マップを生成するものである。
　図１６（ａ）に示すように、安全マップ生成装置４には、要求飛行性能入力手段４１が接続されている。要求飛行性能入力手段４１は、オペレータ等の安全マップの生成を行う者等が航空機１に要求される飛行性能を入力することができる装置である。また、安全マップ生成装置４は、飛行性能設計部４２、境界線算出部４３、および要求衝突安全性能算出部４４を備えている。
　飛行性能設計部４２は、要求飛行性能入力手段４１から入力された要求飛行性能に基づいて、航空機１の飛行性能を設計している。また、境界線算出部４３は、飛行性能設計部４２で算出された飛行性能に基づいて、図１に示す境界線ＢＬとなる最下限境界ＭＬＬを算出する。要求衝突安全性能算出部４４は、最下限境界ＭＬＬより下方の位置から航空機１が落ちた際の衝突安全を確保する衝突安全性能を算出する。この安全マップ生成装置４によって、図１に示す安全マップが算出される。
　また、図１６（ｂ）に示すように、安全マップ生成装置５には、要求衝突安全性能入力手段５１が接続されている。要求衝突安全性能入力手段５１は、オペレータ等の安全マップの生成を行う者等が航空機１に要求される飛行性能を入力することができる装置である。また、安全マップ生成装置５は、衝突安全性能設計部５２、境界線算出部５３、および要求飛行性能算出部５５を備えている。
　衝突安全性能設計部５２は、要求衝突安全性能入力手段５１から入力された要求衝突安全性能に基づいて、航空機１の衝突安全性能を設計している。また、境界線算出部５３は、衝突安全性能設計部５２で算出された衝突安全性能に基づいて、図１に示す境界線ＢＬとなる最上限境界ＭＵＬを算出する。要求飛行性能算出部５５は、最上限境界ＭＵＬより上方の位置において、航空機１が運動を行うことができるように航空機１の飛行性能を算出する。この安全マップ生成装置５によって、図１に示す安全マップが算出される。
　また、安全マップ生成装置としては、このようなオペレータの入力によることなく、航空機の実飛行に伴って安全マップを生成する装置とすることもできる。以下、その例について説明する。また、この安全マップ生成装置を搭載する航空機の例について合わせて説明する。図１７は、他の例の安全マップ生成装置を搭載する航空機のブロック構成図である。本実施形態に係る安全マップ生成装置６は、航空機１に搭載されている。
　図１７に示すように、本実施形態に係る安全マップ生成装置６には、高度センサ６１、速度センサ６２、機体姿勢センサ６３、および外乱取得手段６４が接続されている。また、安全マップ生成装置６には、生成した安全マップを表示する表示手段６５が接続されている。安全マップ生成装置６は、上記図１６（ａ）に示す安全マップ生成装置４と同様の要求飛行性能算出部および境界線算出部を備えている。
　高度センサ６１は、航空機１の機体に取り付けられている。高度センサ６１は、航空機の高度である機体高度を検出し、検出した機体高度を安全マップ生成装置６に送信している。速度センサ６２は、航空機１の機体に取り付けられている。速度センサ６２は、航空機の速度である機体速度を検出し、検出した機体速度を安全マップ生成装置６に送信している。機体姿勢センサ６３は、航空機１の機体に取り付けられたジャイロセンサなどを備えている。機体姿勢センサ６３は、航空機１の姿勢である機体姿勢を検出し、検出した機体姿勢を安全マップ生成装置６に送信している。
　外乱取得手段６４は、ＡＴＩＳ（Automatic Terminal Information Service）受信器などからなり、空港における管制塔からの対空送信等によって、風向き、風速、天候状態、雲の種類、その他の外乱情報を取得する。外乱取得手段６４は、取得した外乱情報を安全マップ生成装置６に送信している。
　安全マップ生成装置６においては、高度センサ６１から送信される機体高度、速度センサ６２から送信される機体速度、さらには機体姿勢センサ６３から送信される機体姿勢に基づいて、安全マップを生成する。安全マップの生成手順は、図６に示すフローチャートの手順と同様にして行われる。また、安全マップ生成装置６では、複数の機体姿勢における安全マップを生成している。安全マップ生成装置６は、生成した安全マップを表示手段６５に送信している。
　表示手段６５は、安全マップ生成装置６で生成された安全マップを表示可能なモニタを備えている。表示手段６５には、安全マップ生成装置６から送信された安全マップが表示される。ここで、安全マップ生成装置６は、図１８に示すように、表示手段６５に対して、機体姿勢センサ６３から送信される機体姿勢に応じた速度－高度の２次元の安全マップを送信する。
　さらに、安全マップ生成装置６は、安全マップのほか、高度センサ６１から送信された機体高度および速度センサ６２から送信された機体速度を表示手段６５に送信している。表示手段６５には、安全マップ上に、現在の高度および速度の位置を示す高度－位置ポイントＰが表示される。
　このように、本例に係る安全マップ生成装置６では、航空機１が飛行している間に、機体高度、機体速度、機体姿勢などの情報を取得してこれらの情報を用いて安全マップを生成している。このため、オペレータ等が入力を行うことなく安全マップを生成できるので、安全マップを容易に生成することができる。
　さらに、本例に係る航空機１では、安全マップを生成するとともに、生成した安全マップに基づく飛行制御を行うことができる。以下、その例について説明する。図１９は、本実施形態に係る飛行体のブロック構成図である。図１９に示すように、本実施形態に飛行体は、航空機制御装置７を備えている。航空機制御装置７には、図１７に示す安全マップ生成装置５と同様に、高度センサ６１、速度センサ６２、機体姿勢センサ６３、および外乱取得手段６４が接続されている。また、航空機制御装置７には、表示手段６５が接続されている。
　さらに、航空機制御装置７は、飛行状態取得部７１、安全マップ記憶部７２、飛行制御量算出部７３、および表示制御部７４を備えている。飛行状態取得部７１は、高度センサ６１、速度センサ６２、機体姿勢センサ６３、および外乱取得手段６４から送信される各情報に基づいて航空機１の飛行状態を算出して取得する。飛行状態取得部７１は、取得した飛行状態を飛行制御量算出部７３に出力する。
　安全マップ記憶部７２は、上記のいずれかの安全マップ生成装置で生成された安全マップを記憶している。安全マップ記憶部７２は、飛行制御量算出部７３からの読み出しに応じて、記憶している安全マップを飛行制御量算出部７３に出力する。
　飛行制御量算出部７３は、飛行状態取得部７１から出力された飛行状態および安全マップ記憶部７２から読み出した安全マップに基づいて、航空機１の飛行制御の際の飛行制御量を算出する。飛行制御量算出部７３は、算出した飛行制御量に基づいて、図２、図３、および図１５に示す機体の各装置の制御を行う。さらに、飛行制御量算出部７３は、算出した飛行量を飛行状態および安全マップとともに表示制御部７４に出力する。
　表示制御部７４は、飛行制御量算出部７３から出力される飛行制御量、飛行状態、および安全マップに基づいて、表示手段６５の表示内容を決定する。ここでは、表示内容としては、安全マップや機体の状態、さらには、飛行制御が行われる旨の報知や警告等が決定される。表示制御部７４は、決定した表示内容に基づいて表示手段６５に対して表示信号を送信し、表示手段６５の表示制御を行う。
　本実施形態に係る航空機制御装置７においては、高度センサ６１、速度センサ６２、および機体姿勢センサ６３から送信される各情報に基づいて、航空機１の現在の現在位置や飛行状態を取得して安全マップに参照し、安全マップ上における航空機１の位置を把握している。ここで、飛行制御量算出部７３では、安全マップ上で航空機１の位置がアクティブ領域ＡＳにある場合には、安全飛行状態を確保するアクティブ運用となる制御を行う。また、表示制御部７４は、その旨を表示手段６５に表示させる。
　一方、航空機の位置が境界線ＢＬより下方にある場合、飛行制御量算出部７３は、安全マップ上における航空機１の位置がプリクラッシュ領域ＣＳにある場合には、プリクラッシュ対応と判断し、衝撃の小さい地面衝突状態に航空機１を導くようにプリクラッシュ運用となる制御を行う。また、追加デバイスを必要とする際には、追加デバイスの準備を行うなどのプリクラッシュ運用となる制御を行う。さらに、表示制御部７４は、これらを行う旨を表示手段６５に表示させる。こうして、航空機の運用制御を行うこともできる。
　さらに、安全マップ記憶部７２に代えて、図１６、図１７に示す安全マップ生成装置を搭載する態様とすることができる。この場合には、安全マップ生成装置で生成された安全マップに基づく制御が行われる。また、飛行制御量算出部７３は、図２、図３、および図１５に示す機体の各装置の制御を行う代わりに、またはこれと並行して、航空機１の通る経路を設定し、設定した経路を表示制御部７４に出力する態様とすることもできる。この場合、表示制御部７４は、出力された経路を表示手段６５に表示させる制御を行う。
　このように、本実施形態に係る航空機１においては、航空機制御装置７が飛行状態を取得し、取得した飛行状態を安全マップに参照して航空機１の制御を行っている。このため、安全マップの種類に応じて航空機１を制御することができるので、航空機１を好適に制御することができる。
　他方、実際に航空機１が飛行状態にある場合には、突風などの外乱がある場合には、飛行性能も変化することとなり、安全マップを修正することが求められる。このような突風を考慮して安全マップを修正することもできる。突風を考慮する際には、たとえば、図２０に示す突風モデルを用いて、各高度における突風速度と確率を把握することもできる。かかる例では、上記の安全マップにおいて、突風を受けた時に前後の状態値変化を運動方程式やモデルを用いて算出する。図２１に示す安全マップＭは、機体姿勢ごとに生成された速度－高度の２次元安全マップＭ１～Ｍ５を備えている。２次元マップは１枚でもよし、２枚以上の複数枚でもよい。
　そして、図２１に示すように、突風後の状態値をベースとなる安全マップとし、安全マップ上で突風前状態値を包絡する。この状態値は、確率論でまとめることができる。そして、突風後の境界線ＢＬ、アクティブ領域ＡＳ、パッシブ領域ＰＳ、さらにはプリクラッシュ領域ＣＳを表現する。図２１に示す例では、σ＝３の場合の例を突風後の状態を破線によって示している。突風が生じる可能性が高い場合には、境界線ＢＬを上方に移動させ、パッシブ領域ＰＳが広くなり、アクティブ領域ＡＳが狭くなるようにする。それから、航空機１が飛行状態にある場合に、このような突風を考慮した安全マップを生成することにより、突風確率を考慮した運用制御を行うことができる。
　さらに、航空機１の飛行場所よっては、飛行特性の変化は小さいものの、不時着陸した際に航空機１に与える衝撃の大きさが異なることとなる。たとえば、図２２に示すように、航空機１の不時着陸候補として、岩場Ｇ、森Ｗ、住宅地Ｊ、平地Ｈがあるとする。この場合、不時着陸時における航空機１に対する衝撃は、平地Ｈが最も小さく、岩場Ｇは大きくなることとなる。また、住宅地Ｊには、不時着陸を避ける必要がある。
　航空機１では、外乱取得手段５４によって航空機１の位置を把握するとともに、飛行中の地形情報を監視している。そして、安全マップの各点において、航空機１が不時着陸したときに機体衝撃エネルギー構造２１や衝撃エネルギー吸収シート構造２２によって衝撃吸収できる範囲内の状態にあり、到達可能な範囲を運動方程式やモデル等を用いて算出し、到達可能範情報を記憶しておく。その一方で、航空機１は、図２３に示すように、航空機１が不時着陸を行うことができる場所の候補としての地面不時着陸場所の候補である地面不時着陸候補を複数地面不時着陸候補データベースに記憶しておく。
　そして、飛行運用時にリアルタイムで個々の飛行地点において、地面衝突場所候補データベースに基づいて、安全マップ上の到達可能範囲から地面不時着陸候補に到達できる初期状態値を逆算し、その結果分だけアクティブ領域やプリクラッシュ領域にマージンを持たせた安全マップ生成することができる。さらには、この安全マップを用いることにより、不時着陸が必要となるとき航空機に与える衝撃が小さくなる着陸候補場所に到達させやすくすることができる。
　さらに、上記の安全マップ生成装置によって生成した安全マップを用いて航空機を設計する手順について説明する。図２４は、航空機の設計方法の概要を示す説明図である。図２４に示すように、航空機の設計工程としては、安全保障確保工程、安全達成手段決定工程、飛行諸元設計工程、および衝突安全性能設計工程がある。
　航空機の設計にあたっては、まず、安全保障確保工程において、上記の安全マップ生成装置を用いて安全マップを生成する。安全マップを生成したら、飛行性能と機体衝突安全性能との設計を行うが、ここでは、飛行性能と衝突安全性能との解は無数にある。安全達成手段決定工程では、飛行性能と衝突安全性能との組み合わせについて、評価関数を用いて安全達成手段を備える航空機を設計する。ここでの評価関数としては、機体の重量、製造コスト、その他の商品性を例示することができる。
　そして、評価関数を用いた評価結果が最も高い、あるいは評価結果が高い方のうちのいずれかの飛行性能と衝突安全性能との組み合わせ等として、飛行性能と衝突安全性能とを決定する。こうして決定した飛行性能に基づいて、飛行性能設計工程において、飛行性能諸元を決定し、衝突安全性能設計工程において、機体の安全性能を決定する。飛行性能諸元としては、エンジン出力や主翼、尾翼の大きさなどがあり、衝突安全性能構造としては、機体衝撃エネルギー構造や衝撃エネルギー吸収シート構造の性状などがある。
　このように、安全マップを用いて飛行性能諸元や衝突安全性能構造を設計することにより、相反する関係にある飛行性能諸元や衝突安全性能構造を容易に両立させるようにして航空機を設計することができる。
　また、飛行体として、ホバークラフト等の走行性能を有する航空機（以下、「走行可能航空機」という）の設計を行うこともできる。図２５は、走行可能航空機の設計方法の概要を示す説明図である。図２５に示すように、走行可能航空機の設計工程としては、安全保障確保工程、安全達成手段決定工程、飛行諸元設計工程、および衝突安全性能設計工程のほか、自動車法規確保行程がある。
　走行可能航空機の設計にあたっては、まず、安全保障確保工程において、上記の安全マップ生成装置を用いて安全マップを生成する。ただし、安全マップとしては、走行可能航空機では、地上を走行することが考えられるので、図２６に示すように、安全マップとして、車両走行用プリクラッシュ領域ＸＳを設定する。この車両走行用プリクラッシュ領域ＸＳについては、操縦席におけるエアバッグ等によって衝突安全性能を確保する。
　さらに、自動車法規確保工程において、自動車法規を確保する条件を設定する。安全マップを生成し、自動車法規を確保する条件を設定したら、飛行性能と機体衝突安全性能との設計を行う。このとき、安全マップから、自動車法規を確保する条件を外れる領域を除外する。また、航空機の設計の場合と同様、飛行性能と衝突安全性能との解は無数にある。安全達成手段決定工程では、飛行性能と衝突安全性能との組み合わせについて、評価関数を用いて安全達成手段を備える航空機を設計する。ここでの評価関数としては、機体の重量、製造コスト、その他の商品性を例示することができる。ただし、走行可能航空機独自の評価関数の解が存在する。たとえば、地面衝突時に正突する姿勢となる解である。
　そして、評価関数を用いた評価結果が最も高い、あるいは評価結果が高い方のうちのいずれかの飛行性能と衝突安全性能との組み合わせ等として、飛行性能と衝突安全性能とを決定する。こうして決定した飛行性能に基づいて、飛行性能設計工程において、飛行性能諸元を決定し、衝突安全性能設計工程において、機体の安全性能を決定する。飛行性能諸元としては、エンジン出力や主翼、尾翼の大きさなどがあり、衝突安全性能構造としては、機体衝撃エネルギー構造や衝撃エネルギー吸収シート構造の性状などがある。
　このように、安全マップを用いて飛行性能諸元や衝突安全性能構造を設計することにより、相反する関係にある飛行性能諸元や衝突安全性能構造を容易に両立させるようにして航空機を設計することができる。
　以上、本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。たとえば、上記実施形態では、姿勢等を「０」とした安全マップを生成している例があるが、それらの例に対しても、姿勢等を複数設定した安全マップを設定する態様とすることもできる。
　本発明は、飛行性能を満たす観点と、飛行体の乗員の保護を図る観点の両方の観点に基づいて飛行体の設計を行うことができる飛行体設計方法およびこれに用いる安全マップ生成装置、さらには設計された飛行体に利用することができる。
　１…航空機、４～６…安全マップ生成装置、７…航空機制御装置、１０…機体本体、１１…プロペラ、１２…主翼、１３…エルロン、１４…フラップ、１５…水平尾翼、１６…エレベータ、１７…垂直尾翼、１８…ラダー、２１…機体衝撃エネルギー構造、２２…衝撃エネルギー吸収シート構造、３０…瞬間追加翼構造、３１…機体用大型機体エアバッグ、ＡＳ…アクティブ領域、ＢＬ…境界線、ＣＳ…プリクラッシュ領域、Ｍ…安全マップ、ＭＳ…運用制限領域、ＰＳ…パッシブ領域、ＵＳ…実用範囲制限領域、ＸＳ…車両走行用プリクラッシュ領域。

Claims (12)

  1. 　飛行体の飛行性能を設計する飛行性能設計ステップと、
    　前記飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる最下限境界を前記飛行体の飛行性能に基づいて算出する最下限境界算出ステップと、
    　前記最下限境界より下方の領域における任意の点を始点とし、前記飛行体が地面に衝突する際の地面衝突状態値を各々算出する地面衝突状態値算出ステップと、
    　算出された地面衝突状態値に基づいて、前記飛行体の衝突安全性能を算出する衝突安全性能算出ステップと、
    　を含む工程によって安全マップを生成し、
    　前記安全マップに基づいて前記飛行体の設計を行うことを特徴とする飛行体設計方法。
  2. 　飛行体の衝突安全性能を設計する衝突安全性能設計ステップと、
    　前記衝突安全性能に基づいて前記衝突安全性能を満たす最上限境界を算出する最上限境界算出ステップと、
    　前記最上限境界より上方の領域における任意の点を始点とし、前記飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる飛行性能を算出する飛行性能算出ステップと、
    　を含む工程によって安全マップを生成し、
    　前記安全マップに基づいて前記飛行体の設計を行うことを特徴とする飛行体設計方法。
  3. 　前記飛行体が実用的に飛行する飛行実用範囲をあらかじめ設定し、
    　前記任意の点は、前記飛行実用範囲内の領域に設定される請求項１または請求項２に記載の飛行体設計方法。
  4. 　前記飛行体の侵入が可能となる飛行性能運用範囲をあらかじめ設定し、
    　前記任意の点は、前記飛行性能運用範囲内の領域に設定される請求項１または請求項２に記載の飛行体設計方法。
  5. 　前記飛行体が実用的に飛行する飛行実用範囲および前記飛行体の侵入が可能となる飛行性能運用範囲をあらかじめ設定し、
    　飛行体の飛行性能を設計する飛行性能設計ステップと、
    　前記飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる最下限境界を前記飛行体の飛行性能に基づいて算出する最下限境界算出ステップと、
    　前記最下限境界より下方の領域における任意の点を始点とし、前記飛行体が地面に衝突する際の地面衝突状態値を各々算出する地面衝突状態値算出ステップと、
    　算出された地面衝突状態値に基づいて、前記飛行体に要求される衝突安全性能を算出する衝突安全性能算出ステップと、を行い、
    　または、
    　飛行体の衝突安全性能を設計する衝突安全性能設計ステップと、
    　前記衝突安全性能に基づいて前記衝突安全性能を満たす最上限境界を算出する最上限境界算出ステップと、
    　前記最上限境界より上方の領域における任意の点を始点とし、前記飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる飛行性能を算出する飛行性能算出ステップと、を行う工程によって安全マップを生成し、
    　前記安全マップに基づいて前記飛行体の設計を行うにあたり、
    　前記任意の点は、前記飛行実用範囲内の領域および前記飛行性能運用範囲内の領域に設定されることを特徴とする飛行体設計方法。
  6. 　前記飛行実用範囲内の領域と前記飛行性能運用範囲内の領域とが重なる領域内における任意の点について、飛行性能または衝突安全性能を算出する性能算出ステップと、
    　算出された飛行性能または衝突安全性能をあらかじめ設定された基準値と比較する比較ステップと、
    　前記比較ステップにおける比較結果に基づいて、追加安全デバイスが必要となる領域を特定する安全デバイス追加領域特定ステップと、
    　をさらに含む工程によって安全マップを生成し、
    　前記安全マップに基づいて前記飛行体の設計を行う請求項５に記載の飛行体設計方法。
  7. 　飛行体の飛行性能を設計する飛行性能設計手段と、
    　前記飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる最下限境界を前記飛行体の飛行性能に基づいて算出する最下限境界算出手段と、
    　前記最下限境界より下方の領域における任意の点を始点とし、前記飛行体が地面に衝突する際の地面衝突状態値を各々算出する地面衝突状態値算出手段と、
    　算出された地面衝突状態値に基づいて、前記飛行体の衝突安全性能を算出する衝突安全性能算出手段と、
    　によって安全マップを生成することを特徴とする安全マップ生成装置。
  8. 　飛行体の衝突安全性能を設計する衝突安全性能設計手段と、
    　前記衝突安全性能に基づいて前記衝突安全性能を満たす最上限境界を算出する最上限境界算出手段と、
    　前記最上限境界より上方の領域における任意の点を始点とし、前記飛行体の高度が低下した際に地面衝突を回避して飛行復帰可能となる飛行性能を算出する飛行性能算出手段と、
    　によって安全マップを生成することを特徴とする安全マップ生成装置。
  9. 　請求項７または請求項８に記載の安全マップ生成装置によって生成された安全マップを記憶する安全マップ記憶手段と、
    　飛行体の飛行状態を検出する飛行状態検出手段と、
    　前記安全マップ生成装置で生成された安全マップを表示するとともに、飛行状態検出手段で検出された現在の前記飛行体の飛行状態を前記安全マップ上に表示する表示手段と、
    を備えることを特徴とする飛行体。
  10. 　請求項７または請求項８に記載の安全マップ生成装置によって生成された安全マップを記憶する安全マップ記憶手段と、
    　飛行体の飛行状態を検出する飛行状態検出手段と、
    　前記飛行状態検出手段で検出された現在の前記飛行体の飛行状態を前記安全マップ記憶手段に記憶された安全マップに参照した結果に基づいて、前記飛行体の飛行支援を行う飛行支援装置と、
    　を備えることを特徴とする飛行体。
  11. 　前記飛行体の飛行領域の各高度における所定風速を超える突風が発生する確率を算出する突風発生確率算出手段と、
    　前記安全マップ記憶手段に記憶された安全マップの各点における前記所定風速を超える突風が発生したときの前記飛行体の飛行状態の変化量を算出する飛行状態変化算出手段と、
    　前記飛行状態変化算出手段で算出された飛行状態の変化量に基づいて、前記安全マップにおける最下限境界または最上限境界の移動量である境界移動量を算出する境界移動量算出手段と、をさらに備え、
    　前記飛行支援装置は、前記安全マップ記憶手段に記憶された安全マップにおける最下限境界または最上限境界を、前記境界移動量算出手段によって算出された境界移動量で移動させた境界移動安全マップに前記飛行状態検出手段で検出された現在の前記飛行体の飛行状態を参照した結果に基づいて、前記飛行体の飛行支援を行う請求項１０に記載の飛行体。
  12. 　前記飛行体の不時着陸時における着陸候補場所の情報を記憶する着陸候補場所記憶手段と、
    　前記着陸候補場所における前記飛行体が不時着陸した際の前記飛行体の着陸状態が所定の着陸状態より高くなる状態で到達可能となる到達可能範囲を算出する到達可能範囲算出手段と、をさらに備え、
    　前記飛行支援装置は、前記着陸候補場所記憶手段に記憶された着陸候補場所および前記到達可能範囲算出手段で算出された到達可能範囲に基づいて、前記飛行体の飛行支援を行う請求項１０または請求項１１に記載の飛行体。
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