WO2012124594A1 - 航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法 - Google Patents

航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法 Download PDF

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WO2012124594A1
WO2012124594A1 PCT/JP2012/055943 JP2012055943W WO2012124594A1 WO 2012124594 A1 WO2012124594 A1 WO 2012124594A1 JP 2012055943 W JP2012055943 W JP 2012055943W WO 2012124594 A1 WO2012124594 A1 WO 2012124594A1
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control
aircraft
control surface
rudder angle
flight
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PCT/JP2012/055943
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Inventor
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
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft control system, an aircraft, an aircraft control program, and an aircraft control method.
  • 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.
  • the steering angle command control signal for controlling the control surface is calculated based on the operation command signal, and the actuator drives each control surface according to the control angle command control signal, thereby maintaining the aircraft in a desired posture. Realizes stable flight.
  • Patent Document 1 a control unit that controls the rotational motion of the airframe, and a distribution unit that calculates a control drive signal from an angular acceleration signal output from the control unit and distributes the control drive signal to a control control surface signal to be controlled.
  • a non-linear compensator that corrects the input / output values of the control unit according to the aircraft's movement status is provided, so that if the control surface etc. fails or is damaged, the control control surface should not be used, Alternatively, a reconfiguration flight control system that can be reconfigured at a low degree of use is described.
  • a reconfigurable flight control system is a reconfiguration of a flight control law that controls flight by controlling the rudder angle of a control surface in response to a failure or damage of the control surface. By performing the configuration, it will be possible to continue continuation and make safe landings.
  • control plane / thrust integrated flight control that controls flight by controlling the rudder angle and engine thrust of the control surface when continuation of flight, safe landing, etc. are impossible only by reconfiguration of the flight control law By switching to the law, continuation of flight and safe landing are realized.
  • the control surface / thrust integrated flight control law slows down the aircraft's motion response because the engine thrust is also used for flight control, so continue to control the aircraft using a reconfigurable flight control law as much as possible. It is preferable to switch from a reconfigurable flight control law to a control surface / thrust integrated flight control law.
  • the present invention has been made in view of such circumstances, and the flight is performed by controlling the rudder angle of the control surface and the engine thrust from the control law for controlling the flight by controlling the rudder angle of the control surface. It is an object to provide an aircraft control system, an aircraft, an aircraft control program, and an aircraft control method capable of appropriately switching to a control law for controlling the aircraft.
  • the aircraft control system, the aircraft, the aircraft control program, and the aircraft control method of the present invention employ the following means.
  • the aircraft control system controls the flight by controlling the first control law for controlling the flight by controlling the steering angle of the control surface, the control angle of the control surface and the engine thrust.
  • Control means for controlling flight by one of two control laws, control surface failure damage detection means for detecting that at least one of the control surfaces is malfunctioning, and control surface failure damage detection means by means of the control surface failure damage detection means
  • a calculation means for calculating the rudder angle and the rate of change of the rudder angle required to realize desired flight characteristics based on the detection result by the control surface failure damage detection means when a malfunction is detected; It is necessary to switch from the first control law to the second control law by determining whether or not the rudder angle or the rate of change of the rudder angle calculated by the calculation means exceeds a changeable range. And a determination means for determining.
  • the aircraft has a first control law for controlling flight by controlling the steering angle of the control surface, and a second control law for controlling flight by controlling the steering angle and engine thrust of the control surface. Flight is controlled by either.
  • the aircraft is controlled by the first control law.
  • the second control law also uses engine thrust for flight control, the response of the aircraft motion is slower than the first control law.
  • the calculation means calculates the rudder angle and the rudder angle required to realize the desired flight characteristics based on the detection result of the control surface failure / damage detection means. The rate of change is calculated. Then, by determining whether the rudder angle calculated by the calculating unit or the change rate of the rudder angle exceeds a changeable range by the determining unit, switching from the first control law to the second control law is performed. Whether or not is necessary is determined.
  • the present invention determines whether or not it is necessary to switch from the first control law to the second control law from the rudder angle of the control surface and the rate of change of the rudder angle, so that the control law is appropriately switched. Can do.
  • the control means is a case where a malfunction of the control surface is detected by the control surface failure damage detection means, and is calculated by the calculation means.
  • the rudder angle or the rate of change of the rudder angle does not exceed a changeable range
  • the rudder surface in which a malfunction is detected by the rudder surface failure damage detection means is not used or the degree of use is reduced.
  • the second control law is changed from the first control law to the second. Switch to control law.
  • the control surface in which the malfunction is detected is not used or used. Since the first control law is reconfigured so as to reduce the degree of the above, switching from the first control law to the second control law can be suppressed.
  • the control law of the aircraft is switched from the first control law to the second control law. The control law is switched only at.
  • the required moment of the aircraft is calculated from the angular velocity and angular acceleration around the aircraft body axis calculated by the calculation means based on a response model indicating the motion characteristics of the aircraft.
  • the amount of change is calculated, and the rudder angle and the rate of change of the rudder angle that satisfy the calculated required moment change amount are calculated.
  • the required moment change amount of the aircraft is calculated from the angular velocity and angular acceleration around the aircraft body axis calculated based on the response model indicating the motion characteristics of the aircraft, and the calculated required moment is calculated. Since the rudder angle and the rudder angle change rate satisfying the amount of change are calculated, the rudder angle and rudder angle change rate necessary for realizing various aircraft modes such as roll mode, Dutch roll mode, and vertical short cycle mode are calculated. It can be easily calculated.
  • the aircraft control system may be configured such that the calculation means calculates the required moment change amount of the aircraft in consideration of the effect of the engine gyro moment.
  • the required moment change amount of the aircraft is calculated in consideration of the effect of the engine gyro moment, so the rudder angle and the rudder angle change rate necessary for realizing the aircraft mode can be calculated with higher accuracy. Can be calculated.
  • an aircraft according to the present invention includes the aircraft control system described above.
  • the aircraft is provided with the control system described above, so that the flight is performed by controlling the rudder angle of the control surface and the engine thrust from the control law for controlling the flight by controlling the rudder angle of the control surface. It is possible to appropriately switch to a control law that controls
  • the aircraft control program according to the present invention further includes a first control law for controlling the flight by controlling the rudder angle of the control surface, a first control law for controlling the flight by controlling the rudder angle of the control surface and the engine thrust.
  • An aircraft control program comprising: control means for controlling flight according to one of two control laws; and control surface failure damage detection means for detecting that at least one of the control surfaces is defective. The steering angle required to realize desired flight characteristics based on the detection result by the control surface failure damage detection means when the control surface malfunction detection means detects the control surface malfunction.
  • calculating means for calculating the change rate of the rudder angle, and determining whether the rudder angle calculated by the calculation means or the change rate of the rudder angle exceeds a changeable range.
  • determination means for determining necessity of switching to the second control law from the first control law, it is to function.
  • the control law since the necessity of switching from the first control law to the second control law is determined from the rudder angle of the control surface and the rate of change of the rudder angle, the control law can be appropriately switched. .
  • the aircraft control method includes a first control law for controlling flight by controlling a steering angle of a control surface, a first control law for controlling flight by controlling a steering angle and engine thrust of the control surface.
  • a control method for an aircraft comprising: control means for controlling flight by one of two control laws; and control surface failure damage detection means for detecting that at least one of the control surfaces is malfunctioning, When a malfunction of the control surface is detected by the control surface failure damage detection means, the rudder angle and the rudder required to realize desired flight characteristics based on the detection result by the control surface failure damage detection means
  • the control law since the necessity of switching from the first control law to the second control law is determined from the rudder angle of the control surface and the rate of change of the rudder angle, the control law can be appropriately switched. .
  • the control law for controlling the flight by controlling the rudder angle of the control surface is appropriately switched from the control law for controlling the flight by controlling the rudder angle of the control surface and the engine thrust. It has an excellent effect of being able to.
  • FIG. 1 is a block diagram showing a schematic configuration of an aircraft control system according to an embodiment of the present invention. It is a flowchart which shows the flow of a process of the switching necessity determination program which concerns on embodiment of this invention. It is a flowchart which shows the flow of a process of the switching necessity determination program which concerns on a modification.
  • 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 provides various state information regarding the state of the aircraft such as the angular velocity, attitude angle, acceleration, angle of attack, skid angle, pressure altitude, and airspeed of the aircraft.
  • 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 to the left and right, 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, which will be described later.
  • the fuel is mixed with 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, a control end 10, a throttle 11, a display warning unit 12, a switching unit 13, and the like.
  • Various devices for realizing the operation of the aircraft 1 by the operator are arranged.
  • 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. Note that, in the aircraft 1 according to the present embodiment, when control is performed according to the control surface / thrust integrated flight control law 22 described later, not only the control surface 3 but also the engine thrust is controlled by the control end 10.
  • 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 display warning unit 12 is controlled by turning on a predetermined warning light, or displaying a warning sound (sound, buzzer sound, etc.) or a display unit (not shown) provided in the cockpit 5. Based on the information from the system 6, a predetermined warning is notified to the pilot.
  • the control surface 3 is damaged due to damage to the control surface, and the flight control law 20
  • the necessity of switching the control surface / thrust integrated flight control law 22 occurs (details will be described later), the fact is notified to the pilot.
  • the switching unit 13 outputs a switching command signal for switching between the flight control law 20 and the control surface / thrust integrated flight control law 22 of the control system 6, and the switching command signal is controlled based on an operation by the operator. 6 is output.
  • 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 for driving the engine 4 and a control surface failure / damage detection device 18 for detecting 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, a switching processor 19 for switching both control laws, and a switching.
  • a switching necessity determining unit 24 for determining whether or not the switching is necessary.
  • the flight control law 20 is a control law for controlling flight by controlling the rudder angle of the control surface 3, and in a state where each device such as the control surface 3 provided in the aircraft 1 is normal and is flying normally. It is a control law for realizing flight automatically or manually by a pilot.
  • the computer 15 is based on the operation command signal from the control 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 flight control law 20 is based on the detection result by the control surface failure damage detection device 18 so that the failed control surface 3 is not used or the degree of use is low so that the control surface is not in failure. It is possible to reconstruct a signal for distributing the control drive signal to the surface 3.
  • the control surface / thrust integrated flight control law 22 is a control law for controlling flight by controlling the rudder angle of the control surface 3 and the engine thrust, and one of the control surfaces 3 of the aircraft 1 falls into a malfunctioning state. In this case, it is a control law for realizing flight automatically or manually by a pilot.
  • the attitude is controlled based on the operation command signal from the control 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 the output of the thrust command control signal when the engine thrust is controlled until the engine 4 outputs the engine thrust based on the thrust command control signal is the steering angle command control when the steering angle is controlled. It takes more time than the response speed until the control surface 3 reaches the steering angle based on the steering angle command control signal after outputting the 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 failure / damage detection device 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. If it is in a state, it is detected that there is a malfunction, and a malfunction signal and an aerodynamic coefficient indicating this are output to the switching necessity determination unit 24.
  • the control surface failure damage detection apparatus 18 includes a candidate value calculation unit and an aerodynamic coefficient estimated value determination unit.
  • the candidate value calculation unit included in the control surface failure damage detection apparatus 18 includes an arithmetic unit that stores an arithmetic rule based on an extended Kalman filter, an arithmetic unit that stores an arithmetic rule based on an unscented Kalman filter, and an arithmetic unit that stores an arithmetic rule based on a Fourier transform regression method. , And at least any two arithmetic units that store arithmetic rules based on the neural network method, and each arithmetic unit is a candidate for estimating an aerodynamic coefficient from sensor information to be described later based on the arithmetic rules stored therein. Each value is calculated.
  • the calculation of the candidate value in each calculator is not limited to the calculation rule based on the above four estimation methods, and for example, the calculation rule related to another estimation method such as a particle filter can be applied.
  • the calculation rule related to another estimation method such as a particle filter.
  • specific arithmetic expressions and the like based on the respective methods for calculating candidate values by the respective arithmetic units have already been announced by the inventor of the present invention at, for example, a symposium of the Japan Aerospace Society. (Reference document number: JSAS-2009-5057), which is well known, and will not be described here.
  • the aerodynamic coefficient estimated value determining unit determines an aerodynamic coefficient estimated value from the plurality of candidate values calculated by the candidate value calculating unit. Specifically, an average value or an intermediate value of each candidate value is calculated, and the obtained average value or intermediate value is finally determined as an aerodynamic coefficient estimated value. In addition, using each candidate value, the reproduction value of the sensor information corresponding to each candidate value is calculated, and each reproduction value is compared with the sensor information, thereby reproducing the value that matches or is closest to the sensor information. The candidate value corresponding to the value can also be determined as an aerodynamic coefficient estimated value.
  • the control surface failure / damage detection device 18 first determines the control angle such that the control surface 3 is driven so that a certain amount of motion is generated in the airframe in order to estimate the aerodynamic coefficient.
  • a command signal is generated and output to the computer 15.
  • the computer 15 generates a steering angle command signal for changing to or maintaining the desired body posture, and a steering angle command signal on which the steering angle command signal generated by the control surface failure damage detection device 18 is superimposed on the actuator 16 And the control surface 3 is driven by the actuator 16 in accordance with the steering angle command signal.
  • the control surface 3 since the control surface 3 is driven, the motion according to the rudder angle command signal such as shaking is generated in the airframe, so that the motion state amount of the airframe that is constantly or periodically acquired by the sensor 2 is changed. . Therefore, the sensor 2 detects the amount of motion state as sensor information and outputs it to the control surface failure damage detection device 18.
  • the candidate value calculation unit calculates the candidate value by each calculator based on the sensor information detected by the sensor 2, and outputs the calculation result to the aerodynamic coefficient estimated value determination unit. Then, the aerodynamic coefficient estimated value determination unit determines a final aerodynamic coefficient estimated value based on each candidate value input from the candidate value calculation unit, and outputs the determined aerodynamic coefficient to the switching necessity determination unit 24. .
  • the switching processing unit 19 appropriately switches between the flight control law 20 and the control surface / thrust integrated flight control law 22 according to a switching command signal from the switching unit 13 based on an instruction from the operator depending on the state of the aircraft 1.
  • the switching necessity determination unit 24 determines whether or not it is necessary to switch from the flight control law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22 based on the detection result of the control surface failure damage detection device 18. Execute.
  • the storage unit 25 is a semiconductor storage device or a magnetic storage device, and stores various data (such as an aerodynamic database related to the aircraft 1 and a body specification database of the aircraft 1) required for the switching necessity determination process.
  • the aircraft 1 when there is no abnormality in each device such as the control surface 3 provided in the aircraft 1, the aircraft 1 is controlled based on the flight control law 20 and is flying. Then, when the control surface failure / damage detection device 18 detects that at least one of the control surfaces 3 is malfunctioning for some reason such as damage during the flight, the switching necessity determination unit 24 performs the switching necessity determination processing. Execute.
  • FIG. 2 is a flowchart showing a flow of processing of a switching necessity determination program executed by the switching necessity determination unit 24 when the switching necessity determination process is executed.
  • the switching necessity determination program is stored in the storage unit 25. Is remembered.
  • trim angle of attack ⁇ t the trim speed v, the air density ⁇ in the trim flight condition, and the like are obtained from the sensor 2 or a database of trim calculation results performed in advance stored in the storage unit 25.
  • Aircraft weight W, representative area S, inertia performance factors I XX , I YY , I ZZ , inertial product I ZX, and the like are stored in the storage unit 25 as a body specification database of the aircraft 1. Further, each aerodynamic coefficient is stored in the storage unit 25 as an aerodynamic database.
  • step 100 based on the response model indicating the motion characteristics (mode) of the aircraft 1, the angular velocity and angular acceleration around the aircraft axis of the aircraft 1 are calculated.
  • the angular velocity around the body axis is expressed by equation (3)
  • the angular acceleration around the body axis is expressed by equation (4). Then, for example, by substituting the necessary minimum flight characteristic value (roll mode time constant ⁇ R in the roll mode) and equation (2) into the equations (3) and (4), the angular velocity around the aircraft axis is calculated. And the angular acceleration is calculated.
  • the minimum necessary flight characteristic value is stored in the storage unit 25.
  • the required moment change amount is calculated based on the nonlinear equation of motion related to the rotation of the aircraft 1.
  • the nonlinear motion equation relating to the rotation of the aircraft 1 is expressed by the equation (5) as external forces L, M, and N.
  • Equation (7) the external forces L, M, and N are expressed by Equation (7) using a dimensional aerodynamic coefficient.
  • equation (7) is expressed as equation (8).
  • the rudder angle and the rate of change of the rudder angle are calculated.
  • Equation (12) the matrix included in the left side of the equation (10) is the steering effect matrix B, and the right side of the equation (10) is F, so that each steering angle is calculated. Equation (12) is obtained. Note that B T (B ⁇ B T ) ⁇ 1 on the left side shown in the equation (12) is the optimum steering angle distribution rule.
  • step 104 the response time history of each steering angle is calculated by substituting the time history of the angular velocity calculated by equation (3) and the time history of angular acceleration calculated by equation (4) into equation (12). To do. Further, in step 104, the change rate of each rudder angle is calculated by numerically differentiating the calculated response time history of each rudder angle.
  • the rudder effectiveness aerodynamic coefficients (roll rudder effect L ⁇ i , pitch rudder effect M ⁇ i , yaw rudder effect N ⁇ i ) used in the equation (12) are obtained from the detection result of the control surface failure damage detection device 18, and
  • the stability aerodynamic coefficients (roll damping L p , yaw rate roll effectiveness L r , direction stability N ⁇ , yaw damping N r ) are obtained from the aerodynamic database stored in the storage unit 25.
  • step 106 it is determined whether or not the rudder angle or the change rate of the rudder angle calculated in step 104 exceeds a changeable range. If the determination is affirmative, the process proceeds to step 108, and the determination is negative. Shifts to step 110. That is, in step 106, in the case where a malfunction of the control surface 3 occurs, is it possible to realize a flight based on the minimum required flight characteristic value by controlling the control angle of the control surface 3 (flight control law 20)? Determine whether or not.
  • the changeable range is specifically the operating range and maximum change rate of the rudder angle, and is specified by the characteristic value of the actuator 16 for driving the control surface 3.
  • the characteristic value of the actuator 16 and the changeable range are stored in the storage unit 25 in advance.
  • step 108 the display warning unit 12 is notified of a warning for prompting the operator to switch from the flight control law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22, and the program ends.
  • the operator of the aircraft 1 recognizes the malfunction of the control surface 3.
  • the operator operates the switching unit 13 in order to switch from the flight control law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22.
  • the switching unit 13 outputs a switching command signal when operated.
  • the computer 15 drives the switching processing unit 19 based on the switching command signal to switch the control law of the aircraft 1 from the flight control law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22 and control surface / thrust integrated flight control.
  • the aircraft 1 is controlled based on the rule 22.
  • step 110 the flight control law 20 is reconfigured so as not to use the control surface 3 in which the malfunction is detected or to reduce the level of use, thereby addressing the malfunction of the control surface 3.
  • the control system 6 controls the aircraft 1 by the reconfigured flight control law 20.
  • control system 6 of the aircraft 1 may calculate the required moment change amount of the aircraft 1 in consideration of the effect of the gyro moment of the engine 4. Thereby, the rudder angle and the change rate of the rudder angle necessary for realizing each mode of the aircraft 1 can be calculated with higher accuracy.
  • the fuselage shape of the aircraft 1 is changed. Since the change of the aerodynamic coefficient to be performed cannot be grasped in advance, the dynamic stable aerodynamic coefficient (roll damping L p , yaw rate roll effectiveness L r , directional stability N ⁇ , yaw detected by the control surface failure damage detection device 18 is not possible.
  • the required moment change amount may be calculated using the damping N r ).
  • the control system 6 of the aircraft 1 controls the flight control law 20 for controlling flight by controlling the rudder angle of the control surface 3, the rudder angle of the control surface 3, and the engine thrust.
  • the control surface / thrust integrated flight control law 22 for controlling the flight by controlling the flight 15 and the control surface failure detection device 18 for detecting that at least one of the control surfaces 3 is malfunctioning. Is provided.
  • the control system 6 realizes desired flight characteristics based on the detection result by the control surface failure / damage detection device 18 when the control surface failure / damage detection device 18 detects a malfunction of the control surface 3.
  • control system 6 of the aircraft 1 can appropriately switch from the flight control law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22.
  • the control system 6 of the aircraft 1 is a case where a malfunction of the control surface 3 is detected by the control surface failure / damage detection device 18, and the calculated control angle or the change rate of the control angle changes.
  • the flight control law 20 is reconfigured so that the control surface 3 in which a malfunction is detected is not used or the degree of use is reduced if the possible range is not exceeded. Switching to the thrust integrated flight control law 22 can be suppressed.
  • the control law of the fuselage is switched from the flight control law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22. Only in some cases is the control law switched.
  • control system 6 of the aircraft 1 calculates the required moment change amount of the aircraft 1 from the angular velocity and angular acceleration around the body axis of the aircraft 1 calculated based on the response model indicating the motion characteristics of the aircraft. Since the rudder angle and the rate of change of the rudder angle satisfying the calculated required moment change amount are calculated, the rudder angle necessary for realizing various aircraft modes such as the roll mode, the Dutch roll mode, and the vertical short cycle mode, and The change rate of the steering angle can be easily calculated.
  • the roll mode of the aircraft 1 has been described by taking the switching necessity determination process as an example.
  • the present invention is not limited to this, and, for example, the Dutch roll of the aircraft 1 is not limited thereto.
  • the rudder angle of the control surface 3 and the rate of change of the rudder angle may be calculated based on the transfer function corresponding to each mode.
  • the steering angle is calculated by calculating the angular velocity and the angular acceleration around the body axis based on the transfer function indicating the ideal response of the side slip angle ⁇ in the Dutch roll mode.
  • the rate of change of the rudder angle is calculated.
  • the change in rudder angle and rudder angle is calculated by calculating the angular velocity and angular acceleration around the body axis based on the transfer function indicating the ideal response of the vertical load multiple and angle of attack. Calculate the rate.
  • FIG. 3 is a flowchart showing a processing flow of the switching necessity determination program in the present modification. 3 that are the same as or similar to those in FIG. 2 are denoted by the same reference numerals as those in FIG.
  • step 100 ′ the angular velocity and acceleration around the body axis of the aircraft 1 in each mode are calculated based on the response model indicating the roll mode, the Dutch roll mode, and the longitudinal short cycle mode of the aircraft 1.
  • step 104 ' the steering angle and the rate of change of the steering angle in each mode are calculated.
  • the rudder angle calculated in step 104 ′ or the change rate of the rudder angle is a range that can be changed in at least one of the roll mode, the Dutch roll mode, and the vertical short cycle mode. If it is determined positive, the process proceeds to step 108. If the determination is negative, the process proceeds to step 110.
  • step 108 the display warning unit 12 is notified of a warning for prompting the operator to switch from the flight control law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22, and the program ends.
  • step 110 the flight control law 20 is reconfigured so that the control surface 3 in which the malfunction is detected is not used or the degree of use is reduced, so that the program is executed in response to the malfunction of the control surface 3. finish.
  • the display warning unit 12 warns the driver and integrates the control surface and thrust from the flight control law 20.
  • the present invention is not limited to this.
  • the control system 6 automatically controls the flight without operating the switching unit 13 by the operator. It is good also as a form switched from the law 20 to the control surface / thrust integrated flight control law 22.

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Abstract

航空機（１）の制御システム（６）は、舵面（３）の舵角を制御することによって飛行を制御する飛行制御則（２０）、舵面（３）の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する舵面・推力統合飛行制御則（２２）の何れかで飛行を制御するコンピュータ（１５）と、舵面（３）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故障損傷検出装置（１８）を備え、舵面（３）の機能不良が検出された場合に、該検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する舵面（３）の舵角及び舵角の変化率を算出し、算出した舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、飛行制御則（２０）から舵面・推力統合飛行制御則（２２）への切り替えの要否を判定する。

Description

航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法
　本発明は、航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法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し、この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。
　ここで、特許文献１には、機体の回転運動を制御する制御部と、この制御部から出力される角加速度信号から制御駆動信号を算出し、制御対象の制御舵面信号に分配する分配部とに分け、更に航空機の運動状況に応じて制御部の入出力値を補正する非線形補償部を設け、舵面等が故障、損傷した場合には、制御舵面を使用しないようにするか、または使用程度を低くして再構成ができるような再構成飛行制御システムが記載されている。
特許第３６４３８７０号公報
　特許文献１に記載されているように、再構成可能な飛行制御システムは、舵面の故障や損傷の結果を受け、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する飛行制御則の再構成を行うことで、飛行の継続や安全な着陸等を実現させる。
　一方、飛行制御則の再構成のみでは、飛行の継続や安全な着陸等が不可能な場合は、舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する舵面・推力統合飛行制御則に切り替えることで、飛行の継続や安全な着陸等を実現させる。
　しかしながら、舵面・推力統合飛行制御則は、エンジン推力も飛行制御に用いることから航空機の運動の応答が遅くなるため、可能な限り再構成可能な飛行制御則を用いて航空機の制御を継続する方が望ましく、再構成可能な飛行制御則から舵面・推力統合飛行制御則への切り替えは、適切に行われるべきものである。
　本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する制御則から、舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する制御則への切り替えを適切に行うことができる航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法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、本発明の航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法は以下の手段を採用する。
　すなわち、本発明に係る航空機の制御システムは、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する第１制御則、前記舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する第２制御則の何れかで飛行を制御する制御手段と、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故障損傷検出手段と、前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合に、前記舵面故障損傷検出手段による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する算出手段と、前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、前記第１制御則から前記第２制御則への切り替えの要否を判定する判定手段と、を備える。
　本発明によれば、航空機は、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する第１制御則、舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する第２制御則の何れかで飛行が制御される。
　舵面故障損傷検出手段によって、舵面の機能不良が検出されていない場合、航空機は第１制御則によって制御されている。
　また、第２制御則は、飛行の制御にエンジン推力も用いるため、第１制御則に比べて航空機の運動の応答が遅くなる。
　舵面故障損傷検出手段が舵面の機能不良を検出した場合、算出手段によって、舵面故障損傷検出手段による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する舵角及び舵角の変化率が算出される。
　そして、判定手段によって、算出手段で算出された舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かが判定されることによって、第１制御則から第２制御則への切り替えの要否が判定される。
　このように、本発明は、舵面の舵角及び舵角の変化率から、第１制御則から第２制御則への切り替えの要否を判定するので、制御則の切り替えを適切に行うことができる。
　また、本発明の第１の態様の航空機の制御システムは、前記制御手段が、前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合であって、前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えていない場合に、前記舵面故障損傷検出手段によって機能不良が検出された前記舵面を使用しない又は使用の程度を低くするように、前記第１制御則を再構成し、前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えた場合に、前記第１制御則から前記第２制御則へ切り替える。
　本発明の第１の態様によれば、算出手段によって算出された舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えていない場合に、機能不良が検出された舵面を使用しない又は使用の程度を低くするように、第１制御則を再構成するので、第１制御則から第２制御則への切り替えを抑制することができる。一方、算出手段によって算出された舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えた場合に、機体の制御則が、第１制御則から第２制御則へ切り替えられるので、必要な場合においてのみ制御則の切り替えが行われる。
　また、本発明の第２の態様の航空機の制御システムは、前記算出手段が、航空機の運動特性を示す応答モデルに基づいて算出した航空機の機体軸周りの角速度及び角加速度から、航空機の必要モーメント変化量を算出し、算出した必要モーメント変化量を満たす前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する。
　本発明の第２の態様によれば、航空機の運動特性を示す応答モデルに基づいて算出した航空機の機体軸周りの角速度及び角加速度から、航空機の必要モーメント変化量を算出し、算出した必要モーメント変化量を満たす舵角及び舵角の変化率を算出するので、ロールモード、ダッチロールモード、及び縦短周期モード等の様々な航空機のモードの実現に必要な舵角及び舵角の変化率を容易に算出することができる。
　また、本発明の第２の態様の航空機の制御システムは、前記算出手段が、航空機の必要モーメント変化量を、エンジンのジャイロモーメントの効果を加味して算出する構成としてもよい。
　このような構成によれば、航空機の必要モーメント変化量を、エンジンのジャイロモーメントの効果を加味して算出するので、航空機のモードの実現に必要な舵角及び舵角の変化率をより高精度に算出することができる。
　一方、本発明に係る航空機は、上記記載の航空機の制御システムを備える。
　本発明によれば、航空機が上記記載の制御システムを備えることで、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する制御則から、舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する制御則への切り替えを適切に行うことができる。
　さらに、本発明に係る航空機の制御プログラムは、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する第１制御則、前記舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する第２制御則の何れかで飛行を制御する制御手段と、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故障損傷検出手段と、を備えた航空機の制御プログラムであって、コンピュータを、前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合に、前記舵面故障損傷検出手段による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する算出手段と、前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、前記第１制御則から前記第２制御則への切り替えの要否を判定する判定手段と、して機能させる。
　本発明によれば、舵面の舵角及び舵角の変化率から、第１制御則から第２制御則への切り替えの要否を判定するので、制御則の切り替えを適切に行うことができる。
　さらに、本発明に係る航空機の制御方法は、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する第１制御則、前記舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する第２制御則の何れかで飛行を制御する制御手段と、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故障損傷検出手段と、を備えた航空機の制御方法であって、前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合に、前記舵面故障損傷検出手段による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する第１工程及び、前記第１工程によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、前記第１制御則から前記第２制御則への切り替えの要否を判定する第２工程と、を含む。
　本発明によれば、舵面の舵角及び舵角の変化率から、第１制御則から第２制御則への切り替えの要否を判定するので、制御則の切り替えを適切に行うことができる。
　本発明によれば、舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する制御則から、舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する制御則への切り替えを適切に行うことができる、という優れた効果を有する。
本発明の実施形態に係る航空機の制御システムの概略構成を示すブロック図である。 本発明の実施形態に係る切替要否判定プログラムの処理の流れを示すフローチャートである。 変形例に係る切替要否判定プログラムの処理の流れを示すフローチャートである。
　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、表示警告部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。なお、本実施形態に係る航空機１では、後述する舵面・推力統合飛行制御則２２による制御が行われる場合、操縦端１０によって舵面３のみならず、エンジン推力も制御される。
　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、表示警告部１２は、予め定められた警告灯を点灯させたり、警告音（音声及びブザー音等）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、舵面に損傷が生じて舵面３が機能不良となり、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２の切り替えの必要性が生じた場合（詳細は後述）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故障損傷検出装置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、両制御則を切り替えるための切替処理部１９、及び切り替えの要否を判定する切替要否判定部２４を備えている。
　飛行制御則２０は、舵面３の舵角を制御することによって飛行を制御する制御則であって、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、操縦者による操縦端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。
　なお、本実施形態に係る飛行制御則２０は、舵面故障損傷検出装置１８による検出結果に基づいて、故障した舵面３を使用しない又は使用の程度を低くするように、故障していない舵面３に制御駆動信号を配分する信号の再構成が可能とされている。
　舵面・推力統合飛行制御則２２は、舵面３の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する制御則であって、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、操縦者による操縦端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に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。
　舵面故障損傷検出装置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及び空力係数を切替要否判定部２４へ出力する。
　ここで、舵面故障損傷検出装置１８による空力係数の算出について以下に説明する。舵面故障損傷検出装置１８は、候補値算出部及び空力係数推定値決定部を備える。
　舵面故障損傷検出装置１８が備える候補値算出部は、拡張カルマンフィルタによる演算則を記憶した演算器、アンセンテッドカルマンフィルタによる演算則を記憶した演算器、フーリエ変換回帰法による演算則を記憶した演算器、及びニューラルネットワーク法による演算則を記憶した演算器の少なくとも何れか２つ以上を備え、各演算器は、夫々が記憶する演算則に基づいて後述するセンサ情報から空力係数を推定するための候補値を夫々算出するようになっている。ここで、各演算器における候補値の算出は、上記した４つの推定手法にかかる演算則に基づくものに限られず、例えば、パーティクルフィルタなど他の推定手法にかかる演算則を適用することもできる。
　なお、上記各演算器により候補値を算出するための各手法に基づく具体的な演算式等は、例えば、社団法人日本航空宇宙学会のシンポジウム等において、本発明の発明者によって既に発表されており（参考文献番号：ＪＳＡＳＳ－２００９－５０５７）、公知であるのでここでの説明は省略する。
　そして、空力係数推定値決定部は、候補値算出部において算出された複数の候補値から空力係数推定値を決定する。具体的には、各候補値の平均値又は中間値を演算し、得られた平均値または中間値を最終的に空力係数推定値と決定する。この他、各候補値を用いて、各候補値に対応するセンサ情報の再現値をそれぞれ演算し、各再現値をセンサ情報と比較することにより、センサ情報と一致する若しくは最も近い値である再現値に対応する候補値を空力係数推定値と決定することもできる。
　より具体的には、空力係数を算出するにあたり、舵面故障損傷検出装置１８は、まず、空力係数を推定するために機体にある程度の運動が生じるように舵面３が駆動するような舵角指令信号を生成し、コンピュータ１５に出力する。コンピュータ１５では、所望の機体姿勢へ変更或いは維持するための舵角指令信号を生成し、これに対し舵面故障損傷検出装置１８が生成した舵角指令信号を重畳した舵角指令信号をアクチュエータ１６に出力し、アクチュエータ１６により舵面３を舵角指令信号に従って駆動する。
　そして、舵面３が駆動されたことにより、機体に揺れ等の舵角指令信号に従った運動が生じるため、センサ２で常時又は定期的に取得している機体の運動状態量に変化が生じる。そこで、センサ２によりこの運動状態量をセンサ情報として検知し、舵面故障損傷検出装置１８へ出力する。
　次に、候補値算出部は、センサ２で検知されたセンサ情報に基づいて、各演算器により夫々候補値を演算し、演算結果を空力係数推定値決定部へ出力する。そして、空力係数推定値決定部は、候補値算出部から入力された各候補値に基づいて最終的な空力係数推定値を決定し、決定された空力係数を切替要否判定部２４へ出力する。
　切替処理部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、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。
　切替要否判定部２４は、舵面故障損傷検出装置１８の検出結果に基づいて、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切り替えの要否を判定する切替要否判定処理を実行する。
　なお、記憶部２５は、半導体記憶装置又は磁気記憶装置であり、切替要否判定処理に要する各種データ（航空機１に関する空力データベースや航空機１の機体諸元データベース等）を記憶している。
　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。
　本実施形態に係る航空機１は、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。そして、飛行中、舵面故障損傷検出装置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、切替要否判定部２４は、切替要否判定処理を実行する。
　図２は、切替要否判定処理を実行する場合に、切替要否判定部２４によって実行される切替要否判定プログラムの処理の流れを示すフローチャートであり、切替要否判定プログラムは、記憶部２５に記憶されている。
　なお、以下の説明では、一例として、航空機１のロールモードについて各ステップを説明する。また、以下に示す各式における記号の説明を表１に示す。
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000001
　なお、トリム迎角αt、トリム速度v、及びトリム飛行条件における空気密度ρ等は、センサ２或いは、記憶部２５に記憶されている予め実施したトリム計算結果のデータベースより得られる。
　また、機体重量W、代表面積S、慣性能率IXX，IYY，IZZ、慣性乗積IZX等は、航空機１の機体諸元データベースとして記憶部２５に記憶されている。さらに、各空力係数は、空力データベースとして記憶部２５に記憶されている。
　ステップ１００では、航空機１の運動特性（モード）を示す応答モデルに基づいて、航空機１の機体軸周りの角速度及び角加速度を算出する。
　航空機１における安定軸周りの理想的なロール運動（ロールレートp＊）とこれに付随するヨー運動（ヨーレートr＊）は、各々（１）式で示される伝達関数、及び（２）式で示される関係式で表わされる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
 　なお、（２）式において、cosθw=1、φw＝p＊/ｓ（ｓ分のp＊）の近似を用いてもよい。
　従って、機体軸周りの角速度は、（３）式で表され、機体軸周りの角加速度は、（４）式で表される。そして、（３）式及び（４）式に、例えば、必要最低限の飛行特性値（ロールモードにおいてはロールモード時定数τR）及び（２）式を代入することによって、機体軸周りの角速度及び角加速度を算出する。なお、必要最低限の飛行特性値は、記憶部２５に記憶されている。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000005
　次のステップ１０２では、航空機１の回転に係る非線形運動方程式に基づいて、必要モーメント変化量を算出する。
　航空機１の回転に係る非線形運動方程式は、外力Ｌ，Ｍ，Ｎとして（５）式で表される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000006
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000007
　また、外力Ｌ，Ｍ，Ｎは、有次元空力係数を用いて（７）式で表される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000008
　なお、理想的なロール運動では、u=α=q=β=0であるため（７）式は、（８）式のように表される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000009
　そして、（６）式と（８）式から、（９）式で表わされる必要モーメント変化量が得られる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000010
　次のステップ１０４では、舵角及び舵角の変化率を算出する。
　まず、（９）式をマトリックス表記すると（１０）式が得られる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000011
　ここで、（１１）式に表わすように、（１０）式の左辺に含まれる行列を舵効き行列Ｂとし、（１０）式の右辺をＦとすることによって、各舵角を算出するための（１２）式が得られる。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000012
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000013
 　なお、（１２）式に示される左辺のBT(B・BT)-1は、最適舵角分配則である。
　そして、ステップ１０４では、（１２）式に、（３）式で算出された角速度及び（４）式で算出された角加速度の時歴を代入することで、各舵角の応答時歴を算出する。
　さらに、ステップ１０４では、上記算出した各舵角の応答時歴を数値微分することで、各舵角の変化率を算出する。
　なお、（１２）式で用いられる、舵効き空力係数（ロール舵効きLδi、ピッチ舵効きMδi、ヨー舵効きNδi）は、舵面故障損傷検出装置１８の検出結果から得られ、動安定性空力係数（ロールダンピングLp、ヨーレートのロール効きLr、方向安定Nρ、ヨーダンピングNr）は、記憶部２５に記憶されている空力データベースから得られる。
　次のステップ１０６では、ステップ１０４で算出した舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定し、肯定判定の場合は、ステップ１０８へ移行し、否定判定の場合は、ステップ１１０へ移行する。すなわち、ステップ１０６は、舵面３の機能不良が生じている場合において、舵面３の舵角の制御（飛行制御則２０）によって、必要最低限の飛行特性値に基づいた飛行が実現可能か否かを判定する。
　なお、上記変化可能な範囲とは、具体的には、舵角の作動範囲及び最大変化率であり、舵面３を駆動するためのアクチュエータ１６の特性値によって、特定されるものである。アクチュエータ１６の特性値及び上記変化可能な範囲は、記憶部２５に予め記憶されている。
　ステップ１０８では、表示警告部１２に、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切り替えを操縦者へ促すための警告を報知させ、本プログラムを終了する。
　表示警告部１２が警告を報知すると、航空機１の操縦者が舵面３の機能不良を認識する。これにより、操縦者は、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切替を行うために切替部１３の操作を行う。切替部１３は、操作されることにより切替指令信号を出力する。コンピュータ１５は、切替指令信号に基づいて切替処理部１９を駆動させることによって、航空機１の制御則を飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２へ切り替え、舵面・推力統合飛行制御則２２に基づいて航空機１が制御されるようにする。
　一方、ステップ１１０では、機能不良が検出された舵面３を使用しない又は使用の程度を低くするように飛行制御則２０の再構成を行うことで、舵面３の機能不良に対応し、本プログラムを終了する。
　飛行制御則２０の再構成が行われた場合、制御システム６は、再構成された飛行制御則２０によって、航空機１の制御を行う。
　また、本実施形態に係る航空機１の制御システム６は、航空機１の必要モーメント変化量を、エンジン４のジャイロモーメントの効果を加味して算出してもよい。これにより、航空機１の各モードの実現に必要な舵角及び舵角の変化率をより高精度に算出することができる。
　具体的には、上記（５）式の右辺に、エンジン４のジャイロモーメント効果を示す項Ａ，Ｂを付加する。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000014
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000015
　さらに、本実施形態に係る航空機１の制御システム６は、舵面３の故障により舵角が固着した場合、或いは舵面３が損傷した場合、航空機１の機体形状が変化しており、それに起因する空力係数の変化は予め把握しておくことはできないため、舵面故障損傷検出装置１８によって検出された動安定空力係数（ロールダンピングLp、ヨーレートのロール効きLr、方向安定Nρ、ヨーダンピングNr）を用いて、必要モーメント変化量を算出してもよい。
　以上説明したように、本実施形態に係る航空機１の制御システム６は、舵面３の舵角を制御することによって飛行を制御する飛行制御則２０、舵面３の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する舵面・推力統合飛行制御則２２の何れかで飛行を制御するコンピュータ１５と、舵面３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故障損傷検出装置１８を備える。　そして、制御システム６は、舵面故障損傷検出装置１８によって舵面３の機能不良が検出された場合に、舵面故障損傷検出装置１８による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する舵面３の舵角及び舵角の変化率を算出し、算出した舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切り替えの要否を判定する。
　従って、本実施形態に係る航空機１の制御システム６は、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切り替えを適切に行うことができる。
　また、本実施形態に係る航空機１の制御システム６は、舵面故障損傷検出装置１８によって舵面３の機能不良が検出された場合であって、算出した舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えていない場合に、機能不良が検出された舵面３を使用しない又は使用の程度を低くするように、飛行制御則２０を再構成するので、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切り替えを抑制することができる。一方、算出した舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えた場合に、機体の制御則が、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２へ切り替えられるので、必要な場合においてのみ制御則の切り替えが行われる。
　また、本実施形態に係る航空機１の制御システム６は、航空機の運動特性を示す応答モデルに基づいて算出した航空機１の機体軸周りの角速度及び角加速度から、航空機１の必要モーメント変化量を算出し、算出した必要モーメント変化量を満たす舵角及び舵角の変化率を算出するので、ロールモード、ダッチロールモード、及び縦短周期モード等の様々な航空機のモードの実現に必要な舵角及び舵角の変化率を容易に算出することができる。
〔変形例〕
　上記実施形態では、切替要否判定処理を一例として、航空機１のロールモードについて説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、本変形例のように、例えば航空機１のダッチロールモードや縦短周期モード等他のモードについても、各モードに応じた伝達関数に基づいて舵面３の舵角及び舵角の変化率を算出してもよい。
　本変形例において、例えば、ダッチロールモードの場合は、ダッチロールモードにおける横滑り角βの理想的な応答を示す伝達関数に基づいて、機体軸周りの角速度及び角加速度を算出することによって、舵角及び舵角の変化率を算出する。また、縦短周期モードの場合は、垂直荷重倍数及び迎角の理想的な応答を示す伝達関数に基づいて、機体軸周りの角速度及び角加速度を算出することによって、舵角及び舵角の変化率を算出する。
　図３は、本変形例における切替要否判定プログラムの処理の流れを示すフローチャートである。なお、図３における図２と同一又は類似するステップについては図２と同一の符号又は同一の符号の末尾に「’」を付して、その説明を一部省略する。
　まず、ステップ１００’では、航空機１のロールモード、ダッチロールモード、及び縦短周期モードを示す応答モデルに基づいて、各モードにおける航空機１の機体軸周りの角速度及び角加速度を算出する。
　次のステップ１０２’では、各モードにおける必要モーメント変化量を算出する。
　次のステップ１０４’では、各モードにおける舵角及び舵角の変化率を算出する。
　次のステップ１０６’では、ステップ１０４’で算出した舵角又は舵角の変化率が、ロールモード、ダッチロールモード、及び縦短周期モードのうち、少なくとも何れか１つのモードにおいて変化可能な範囲を超過しているか否かを判定し、肯定判定の場合は、ステップ１０８へ移行し、否定判定の場合は、ステップ１１０へ移行する。
　ステップ１０８では、表示警告部１２に、飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切り替えを操縦者へ促すための警告を報知させ、本プログラムを終了する。
　ステップ１１０では、機能不良が検出された舵面３を使用しない又は使用の程度を低くするように飛行制御則２０の再構成を行うことで、舵面３の機能不良に対応し、本プログラムを終了する。
　以上、本発明を、上記実施形態を用いて説明したが、本発明の技術的範囲は上記実施形態に記載の範囲には限定されない。発明の要旨を逸脱しない範囲で上記実施形態に多様な変更または改良を加えることができ、該変更または改良を加えた形態も本発明の技術的範囲に含まれる。
　例えば、上記実施形態では、算出した舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えている場合に、表示警告部１２で警告し、操縦者に飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２への切り替えを促す形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではない。例えば、本発明は、算出した舵角又は舵角の変化率が変化可能な範囲を超えている場合に、操縦者が切替部１３を操作することなく、制御システム６が、自動的に飛行制御則２０から舵面・推力統合飛行制御則２２へ切り替える形態としてもよい。
　また、上記各実施の形態で説明した切替要否判定プログラムの処理の流れも一例であり、本発明の主旨を逸脱しない範囲内において不要なステップを削除したり、新たなステップを追加したり、処理順序を入れ替えたりすることができることは言うまでもない。
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
１２　表示警告部
１３　切替部
１５　コンピュータ
１６　アクチュエータ
１７　エンジン制御装置
１８　舵面故障損傷検出装置
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
２４　切替要否判定部
２５　記憶部

Claims (7)

  1. 　舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する第１制御則、前記舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する第２制御則の何れかで飛行を制御する制御手段と、
    　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故障損傷検出手段と、
    　前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合に、前記舵面故障損傷検出手段による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する算出手段と、
    　前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、前記第１制御則から前記第２制御則への切り替えの要否を判定する判定手段と、
    を備えた航空機の制御システム。
  2. 　前記制御手段は、前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合であって、前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えていない場合に、前記舵面故障損傷検出手段によって機能不良が検出された前記舵面を使用しない又は使用の程度を低くするように、前記第１制御則を再構成し、前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えた場合に、前記第１制御則から前記第２制御則へ切り替える請求項１記載の航空機の制御システム。
  3. 　前記算出手段は、航空機の運動特性を示す応答モデルに基づいて算出した航空機の機体軸周りの角速度及び角加速度から、航空機の必要モーメント変化量を算出し、算出した必要モーメント変化量を満たす前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する請求項１又は請求項２記載の航空機の制御システム。
  4. 　前記算出手段は、航空機の必要モーメント変化量を、エンジンのジャイロモーメントの効果を加味して算出する請求項３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. 　舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する第１制御則、前記舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する第２制御則の何れかで飛行を制御する制御手段と、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故障損傷検出手段と、を備えた航空機の制御プログラムであって、
    　コンピュータを、
    　前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合に、前記舵面故障損傷検出手段による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する算出手段及び、
    　前記算出手段によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、前記第１制御則から前記第２制御則への切り替えの要否を判定する判定手段と、
    して機能させるための航空機の制御プログラム。
  7. 　舵面の舵角を制御することによって飛行を制御する第１制御則、前記舵面の舵角及びエンジン推力を制御することによって飛行を制御する第２制御則の何れかで飛行を制御する制御手段と、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故障損傷検出手段と、を備えた航空機の制御方法であって、
    　前記舵面故障損傷検出手段によって前記舵面の機能不良が検出された場合に、前記舵面故障損傷検出手段による検出結果に基づいて、所望の飛行特性を実現するために要する前記舵角及び前記舵角の変化率を算出する第１工程と、
    　前記第１工程によって算出された前記舵角又は前記舵角の変化率が変化可能な範囲を超えているか否かを判定することによって、前記第１制御則から前記第２制御則への切り替えの要否を判定する第２工程と、
    を含む航空機の制御方法。
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