WO2024048101A1 - 航空機の自動制御システム、その有効性評価方法およびその自動制御システム用の計測装置 - Google Patents

航空機の自動制御システム、その有効性評価方法およびその自動制御システム用の計測装置 Download PDF

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WO2024048101A1
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aircraft
automatic control
wind speed
value
control system
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PCT/JP2023/026239
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浜木 井之口
吉郎 濱田
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国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D47/00—Equipment not otherwise provided for

Definitions

  • the present invention relates to technology related to automatic control systems for aircraft, and more specifically to a gust response mitigation system and method used to reduce sway of an aircraft when it flies in turbulence, or a load applied to an aircraft.
  • the present invention relates to a gust load reduction system and method used to reduce wind gusts.
  • Turbulence is particularly important as a major factor in passenger aircraft accidents, and technology related to Doppler lidar that uses laser light is being researched and developed as a device installed on aircraft to detect turbulence in advance (for example, see Non-Patent Document 1). reference.). Subsequently, as research and development progressed, the performance limits of Doppler lidar became clearer, and the present inventors proposed a method of use that seemed to be highly effective (see, for example, Non-Patent Document 2).
  • Patent Document 2 the present inventors proposed a technique for geometrically converting observed values by two sets of Doppler lidar (remote airflow measurement devices) to obtain a vertical airflow vector.
  • Patent Document 3 the present inventors have disclosed a remote airflow measurement device, a remote airflow measurement method, and a remote airflow measurement device that can improve the estimation accuracy of secondary airflow vectors including vertical airflow vectors and widen the airflow estimation range. advocated the program.
  • Patent Document 5 the present inventors proposed a technique for easily reducing the vertical motion of an airplane.
  • the effect is considered to be limited, and the reduction target is only the vertical motion of the airplane.
  • the steering angle is usually controlled based on the output of an acceleration sensor attached to the aircraft.
  • an acceleration sensor attached to the aircraft.
  • the motion of the aircraft is measured with an acceleration sensor, an appropriate rudder angle is calculated, and a rudder angle command is sent to the rudder actuator, but there is a delay even before the rudder's aerodynamic force is changed. Therefore, there was a possibility that it would not be possible to respond to the initial motion of shaking, or that it would cause vibration.
  • Estimating the vertical and longitudinal airflow of gusts using Doppler lidar requires an optical axis with two or more lines of sight.
  • the measurement accuracy of the line-of-sight direction of the optical axis is 0.2 to 0.3 m/s, based on the results of Monte Carlo simulations and flight tests. Converting this to a vertical airflow vector results in an estimation accuracy of 0.6 to 0.9 m/s when the optical axis scissor angle is 20 degrees.
  • automatic control surface control requires a high sampling rate, but when measuring the optical axis direction of two or more lines of sight, each local flow must be measured, and if the measurement time is short, the influence of minute turbulence , it becomes difficult to estimate the overall flow.
  • an object of the present invention is to reduce the sway of the aircraft when it enters turbulence, or reduce the load applied to the aircraft, even if there is a slight measurement error in the forecast information.
  • Our goal is to provide automatic control technology that can
  • An automatic control system for an aircraft includes: A measurement unit that measures the difference between the wind speed that the aircraft is currently experiencing and the wind speed that it will encounter in the future as predictive information, and adds information that determines the estimated error of the measured value or validity/invalidity to the measurement information and outputs it. and, A rudder that controls lift, drag, or attitude of an aircraft, or a device that controls thrust; and a control calculation unit that calculates the angle or thrust of the rudder that reduces the effect of the wind speed on the aircraft based on the wind speed value in the planned flight direction of the aircraft measured by the measurement unit.
  • the above automatic control system can reduce the negative effects caused by measurement errors in forecast information by selectively using only high-quality forecast information to automatically control the aircraft.
  • the measurement unit emits electromagnetic waves in the direction of the planned flight of the aircraft, receives the scattered waves in the atmosphere, and measures the electromagnetic waves based on the amount of Doppler shift of the scattered electromagnetic waves with respect to the emitted electromagnetic waves. It may be configured to measure remote wind speed in a radial axis direction.
  • the measurement unit may obtain a two-dimensional or three-dimensional vector of wind speed by providing two or more lines of sight or by scanning the radiation axis of the electromagnetic wave. Thereby, the difference between the respective measurement values obtained from the radiation axis of the electromagnetic waves of two or more lines of sight can be added to the measurement information as information for determining validity/invalidity.
  • the control calculation unit may be configured to calculate the wind speed value based on a moving average value of a spectral integral of the received signal from which the received signal to which invalid information has been added is removed. By moving the time range over which the spectrum is integrated over time, high data rate measurements can be used as input for automatic control.
  • the control calculation unit controls the rudder based on the output of an acceleration sensor that detects acceleration acting on the aircraft. may be configured to perform automatic control of.
  • the control calculation unit may be configured to divide the estimation error by a set value, define the value subtracted from 1 as the authority, and multiply the control command by the larger value of 0 or the authority.
  • the control calculation unit may be configured to generate the control signal by regarding the larger value of either a value obtained by subtracting the estimation error from the measurement value or 0 as the wind speed value.
  • the control calculation unit calculates the rudder by using the measurement values of the range bins before and after the measurement error. It may be configured to calculate an angle.
  • the control calculation unit may be configured to use a control gain that cancels out the influence of a bias-like measurement error that is a constant value added to the measurement value of each range bin.
  • the method for evaluating the effectiveness of the automatic control system includes: Conduct flight tests or flight simulations of aircraft under predetermined wind speed and flow conditions, including vertical wind speed; The results of the flight test or flight simulation are plotted with the horizontal axis representing the amount of change in acceleration of the aircraft when automatic control based on the control command is not performed, and the vertical axis representing the amount of change in acceleration of the aircraft when automatic control is performed. death, The deviation of the plot downward from the preset polygonal line is regarded as the gust response reduction effect due to the automatic control.
  • a measuring device is a measuring device for an automatic control system of an aircraft that measures the difference between the wind speed that the aircraft is currently experiencing and the wind speed that the aircraft will encounter in the future as predictive information
  • a signal processing unit is provided that adds the difference between the measurement values obtained from the radiation axes of the electromagnetic waves from two or more lines of sight to the measurement information as information for determining validity/invalidity and outputs the same.
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of an automatic control system for an aircraft according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a conceptual diagram showing a method of measuring the forward airflow encountered by the aircraft in the automatic control system. It is a flowchart which shows the operation
  • FIG. 3 is an explanatory diagram showing a moving average value calculation method executed by the control calculation section.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram showing how to use estimated measurement errors in the automatic control system.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram showing a method of estimating the measurement value of the range bin from the front and rear measurement points and calculating the rudder angle in the automatic control system.
  • FIG. 2 is an explanatory diagram showing the configuration of control inputs in the automatic control system.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram showing a method of observing four lines of sight in the automatic control system to reduce fluctuations in roll angle.
  • FIG. 3 is a diagram showing a distribution of vertical wind speeds used in a flight simulation to evaluate the effectiveness of the automatic control system.
  • FIG. 6 is a diagram showing measured values and true values of the wind speed in front of the aircraft at a certain time in an example of a flight simulation for evaluating the effectiveness of the automatic control system.
  • FIG. 6 is a diagram showing temporal changes in elevator steering angle and vertical acceleration in a flight simulation example for evaluating the effectiveness of the automatic control system.
  • FIG. 3 is a diagram of an example of a flight simulation to illustrate a method for evaluating the effectiveness of the automatic control system.
  • FIG. 3 is a diagram for explaining a method of simply calculating reliability information of wind speed measurement.
  • FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of an automatic aircraft control system 1 according to an embodiment of the present invention.
  • the automatic control system 1 is configured as a Doppler lidar optical gust response or gust load reduction system mounted on an aircraft.
  • the automatic control system 1 of this embodiment includes a measurement section 10, a control calculation section 20, and a rudder 30.
  • the measurement unit 10 measures the difference between the wind speed that the aircraft body 200 is currently experiencing and the wind speed that it will encounter in the future as predictive information, and uses the estimated error of the measured value or information for determining validity/invalidity as measurement information. This is a device that adds and outputs the data.
  • the measurement unit 10 emits laser light in pulses in two directions in the atmosphere, receives these reflected lights, and calculates the Doppler shift of the frequency between each emitted laser light and the reflected light.
  • the wind speed in the axial direction of each optical axis is measured based on the amount.
  • the measurement unit 10 includes an optical transceiver 12 , a switch 13 , a first telescope 15 , a second telescope 14 , and a signal processing unit 11 .
  • the optical transceiver 12 generates emitted laser light and converts the received laser light into an electrical signal.
  • the switch 13 sequentially selects the first telescope 14 and the second telescope 15.
  • the first telescope 14 emits and receives laser light through a window 40 below the axis.
  • the second telescope 15 emits and receives laser light through the window 40 above the axis.
  • the angles formed by the optical axes of the upper and lower laser beams with respect to the machine axis are each set to ⁇ .
  • the first telescope 14 is a long-distance telescope and the second telescope 15 is a short-distance telescope; however, the first telescope 14 and the second telescope are not limited to this.
  • the same telescope for example, a short-distance telescope or a long-distance telescope may be employed for both.
  • the optical transmitter/receiver 12 generates and amplifies laser light with a single wavelength, for example, 1.55 ⁇ m, and receives the scattered light to measure the amount of frequency change (wavelength change) due to the Doppler effect, thereby measuring wind speed. It is something to be measured. Generally, this is called Doppler lidar, and lidar (LIDAR) is a remote observation method that uses light, and is an abbreviation for "light detection and ranging.”
  • the amount of frequency change due to the Doppler effect is determined by comparing the frequency (wavelength) of the received light (scattered light) received via the first telescope 15 or the second telescope 14 with the frequency (wavelength) of the transmitted light. . Based on this principle, the measurement unit 10 measures predictive information that is the difference between the wind speed that the aircraft is currently experiencing and the wind speed that it will encounter in the future.
  • the laser beam that is the transmission signal is a continuous pulse train emitted into the atmosphere
  • the reception signal is also a pulse train.
  • the amount of frequency change due to the Doppler effect that is, the signal train of the difference between the frequency of the received signal that has received the reflected signal of the transmitted signal and the frequency of the transmitted signal is also a pulse train.
  • the signal processing unit 11 calculates wind speed and reliability information of wind speed measurement.
  • Reliability information means information for determining the estimation error or validity/invalidity of a measurement value, which is predictive information.
  • the estimation error is the difference between the wind speed measured using the first telescope 14 (wind speed on optical axis L1) and the wind speed measured using second telescope 15 (wind speed on optical axis L2). This refers to the difference in wind speed between the top and bottom.
  • the estimation error is expressed in the same unit as the measured value, and the range that is estimated to include the true value is expressed as the absolute value of the deviation around the measured value.
  • the measured value is determined to be valid. However, if the difference exceeds the first set value, the measured value is determined to be invalid. Note that the reliability information of wind speed measurement may be calculated using the technique disclosed in Patent Document 4, for example.
  • the first set value is set as an absolute value based on the difference between the wind speed that the aircraft is currently experiencing and the wind speed that it will encounter in the future, taking into account the reliability of the entire system.
  • a variable such as a vertical wind measurement value multiplied by a coefficient of 1 or less can be used.
  • the measurement unit 10 emits laser light in each direction (optical axes L1, L2) that form angles ⁇ 1 and ⁇ 2 vertically with respect to the machine axis X of the aircraft body 200, and scatters the laser light.
  • the light is received as spectral data with respect to distance along the optical axis direction of the laser light.
  • 20 measurement values are obtained for each range bin whose distance width corresponds to the sampling interval (for example, 25 m) from a measurement range within 500 m. That is, this measurement unit 10 measures the wind speed at 20 positions for each range bin on each optical axis L1, L2 by emitting laser light in each direction (optical axes L1, L2). This measured value, wind speed data, is also called a lidar measured value.
  • the measurement unit 10 adds independent reliability information to the wind speed data of each range bin. That is, reliability information (estimation error, valid/invalid flag that is a result of valid/invalid determination) about the wind speed data is added to the wind speed data in each range bin. Since the wind speed data is a wind speed component in the optical axis direction, it can be calculated by determining vertical winds and wind speed vectors using the technique disclosed in Patent Document 3, for example.
  • the control calculation unit 20 calculates the angle or thrust of the rudder 30 that reduces the effect of the wind speed on the aircraft body 200 based on the wind speed value (wind speed data) in the planned flight direction of the aircraft measured by the measurement unit 10.
  • the calculated angle or thrust of the rudder 30 generates input information (control command) for automatically controlling the rudder 30 or a thrust generator (not shown).
  • control calculation unit 20 determines, based on the reliability information about the wind speed data in the scheduled flight direction of the aircraft measured by the measurement unit 10, if wind speed data to which an invalid flag is added is greater than or equal to a predetermined value (this embodiment (In the case where an invalid flag is added to the wind speed data in all range bins), automatic control of the steering angle is executed based on the output of the acceleration sensor 50 (see FIG. 1) attached to the aircraft body 200.
  • the acceleration sensor is configured to be able to detect acceleration in one or two axes perpendicular to the machine axis, for example.
  • the automatic control of the steering angle based on the output of the acceleration sensor 50 employs, for example, a steering angle feedback control technique so that the acceleration acting on the aircraft body 200 is below a predetermined value.
  • the rudder 30 as a controlled object controls lift, drag, or attitude of the aircraft, such as an elevator, a rudder, a flaperon, a throttle, a spoiler, a DLC (Direct Lift Control) flap, and an aileron.
  • the control target is not limited to the rudder 30, and may include a device such as a jet engine or a propeller propulsion device that generates the thrust of the aircraft body 200.
  • FIG. 3 is a flowchart showing the operation of the control calculation section 20.
  • the control calculation unit 20 acquires wind speed data from the measurement unit 10, and proceeds with processing according to reliability information included in the wind speed data (step 101). First, if an invalid flag is added to all the range bins as reliability information (No in step 102), the control according to the present invention is not performed while this state continues, and the acceleration sensor 5 This is handled using only feedback control based on the output of (step 103).
  • wind speed data may be used as is, it is better to use the average value over a certain period of time to obtain more reliable data that excludes minute fluctuations. At this time, if the wind speed data to be averaged contains invalid information, the error in the average value will increase, so as shown in Figure 4, the average value is calculated excluding data with an invalid flag added. is preferable.
  • control calculation unit 20 removes the received signal to which the invalid flag has been added, performs spectrum integration on the received signal, and calculates wind speed data from the moving average value of the integrated value. By moving the time range over which the spectrum is integrated over time, high data rate measurements can be used as input for automatic control.
  • the average value may be calculated by averaging the wind speed values, but in that case, no improvement in the S/N ratio can be expected. Therefore, the SN ratio can be improved at the same time by integrating the wind speed spectrum data. The improvement in reliability and measurement accuracy can be expected by improving the S/N ratio.
  • a moving average value is calculated by parallel calculation to prevent deterioration of the data rate. The delay due to averaging is compensated for by setting the range of the information to be used far away.
  • the control calculation unit 20 calculates the estimated measurement error as reliability information.
  • the authority is calculated by dividing the value by the set value of 2 and subtracting it from 1 for each range bin (step 104).
  • the second setting value uses a variable obtained by multiplying the vertical wind speed measurement value (wind speed data on the optical axes L1 and L2) by a coefficient of 1 or less (for example, 0.5 to 1).
  • the vertical wind speed measurement value is expressed as a relative value to the vertical wind that the aircraft 200 is currently encountering. If the coefficient is set to a value close to 1 when the reliability of the entire system is high, the control effect will be high. On the other hand, if the reliability of the entire system is low, setting a small value can reduce the risk of vibration caused by control.
  • the control calculation unit 20 calculates a steering angle that reduces the effect of wind speed on the aircraft body (step 105).
  • a rudder angle is calculated that reduces the vibration of the aircraft due to changes in wind speed.
  • the rudder angle command is transmitted to the actuator of the rudder 30 by multiplying the calculated rudder angle change amount by the larger value of 0 or the authority and then transmitting the rudder angle command (step 106).
  • control calculation unit 20 calculates the measured wind speed value for each range bin if an invalid flag is attached to some of the range bins as reliability information or if an invalid flag is not attached to all the range bins.
  • a value is calculated by subtracting the estimated measurement error from , and the larger value between that value and 0 is regarded as the correct wind speed measurement value and used for control input.
  • the function W 0 shown by the dashed line is used as the control input.
  • a function W 1 obtained by subtracting the estimated measurement error from the wind speed data is used as a control input, as shown by the solid line.
  • control calculation unit 20 calculates, instead of the value of the range bin, A value obtained by interpolating the most recent two values may be used for control input.
  • the control calculation unit 20 calculates a control input that is robust against the measurement error by using a control gain that cancels out the influence of the error. You may. In this case, it is assumed that the control input is first calculated based on the following formula.
  • u(k) represents the current value of the control input (elevator command).
  • x(k) is a vector representing the state quantity of the aircraft 200 (specifically, speed, angular velocity, attitude angle, etc.).
  • w a (k) represents the vertical wind speed currently encountered by the aircraft 200.
  • w a (k+1) represents the vertical wind speed that the aircraft 200 encounters after one discrete time step from the current time.
  • w a (k+n) represents the vertical wind speed encountered by the aircraft 200 after n steps of discrete time.
  • a measured value V ⁇ T ⁇ n (m) ahead from the position of the aircraft 200 is used as w a (k+n). If this position does not match the range bin, a value obtained by interpolating the measured value in a nearby range bin is used instead.
  • K B is a constant gain matrix by which the state quantity is multiplied, and may be designed using any method. Further, k 0 , k 1 , . . . , k n are gains that multiply the wind speed, and can be obtained using the technique of Non-Patent Document 4. The structure of this control input is shown in FIG.
  • the control gain that offsets the bias error can be obtained by placing the following constraints on k 0 , k 1 , . . . , k n and solving the design method in Non-Patent Document 4.
  • k n -k 0 -k 1 -...-k n-1
  • Non-Patent Document 4 solves an optimization problem that has linear constraints regarding these gains, it is possible to apply this design method even when the above-mentioned constraints are placed.
  • the rudder 30 to be controlled is assumed to be, for example, a flaperon that changes the left and right ailerons in the same phase, but is not limited to this, and a spoiler or a DLC flap may also be used. Alternatively, a plurality of these may be used in combination. Alternatively, the lift may be indirectly changed by changing the attitude in the elevator.
  • a throttle and a spoiler are assumed to be used as the rudder to control, but the control is not limited to this, and either of the two may be used. or both may be used together.
  • the pitch angle can also be used.
  • the measurement range can be set to 8 km. use.
  • a direction rudder is assumed as the rudder to be controlled.
  • Aileron may also be used to apply a steady lateral G. In this case, unlike the above example, it is necessary to emit a laser beam forward and left and right to measure the crosswind.
  • an aileron is assumed as the rudder to be controlled.
  • four lines of sight A to D are measured as shown in FIG.
  • the ailerons may be controlled so as to reduce fluctuations in the roll angle based on the difference between W ZR and W ZL .
  • preview control based on remote airflow automatic control of the steering angle based on the preview information.
  • conventional feedback control feedback control of the rudder 30 based on the output of the acceleration sensor 500
  • the rudder can be controlled in advance in anticipation of delays, so the influence of average delay does not occur and the remote airflow Only slight effects such as observation errors and steering angle errors remain.
  • the accuracy and reliability of control can be improved by appropriately utilizing the estimation error of measurement or information for determining validity/invalidity in control. Further, according to the present embodiment, even if there is a slight measurement error in the forecast information, it is possible to reduce the sway of the aircraft when it enters turbulence, or to reduce the load applied to the aircraft.
  • a control law for generating a control input for reducing gust response is designed for a mathematical model representing motion using the technique described in Non-Patent Document 4.
  • An elevator is used as a control surface.
  • the control law is expressed by the following formula.
  • u(k) represents the current value of the control input (elevator command).
  • x(k) is a vector representing the state quantity of the aircraft (specifically, speed, angular velocity, attitude angle, etc.).
  • w a (k) represents the vertical wind speed currently encountered by the aircraft.
  • w a (k+1) represents the vertical wind speed that the aircraft will encounter one discrete time step from now.
  • w a (k+n) represents the vertical wind speed encountered after n steps of discrete time.
  • K B is a constant gain matrix by which the state quantity is multiplied, and may be designed using any method. Moreover, k 0 , k 1 , .
  • FIG. 10 shows an example of measured values and true values.
  • FIG. 10 The circles in FIG. 10 represent the measured values in each range bin at 20.2 seconds after the start of the simulation, and the measured values near 4800 m have large spike noises and outliers.
  • FIG. 11 shows the results of a simulation in which control was performed using this measured value.
  • the broken line represents the elevator steering angle and vertical acceleration when directly affected by spike noise
  • the solid line represents the elevator steering angle and vertical acceleration when spike noise nullification is performed using an invalidation flag.
  • an excessive elevator steering angle command is generated due to the influence of spike noise, resulting in a large vertical acceleration.
  • spike noise is nullified by the present invention, and the behavior shown by the broken line does not occur.
  • this simulation shows the effect of the present invention as a gust response reduction system
  • the present invention is also applicable to a gust load reduction system.
  • This simulation used the technology in Non-Patent Document 4 to calculate K B and K F that minimize the vertical acceleration, but the same technology can also calculate the gain that minimizes the load, and such
  • the present invention can also be applied to a gust load reduction system configured using a gain.
  • FIG. 12 An example of a flight simulation is shown in FIG. 12, in which the horizontal axis shows vertical acceleration fluctuations without control, and the vertical axis shows vertical acceleration fluctuations when the present invention is applied.
  • the automatic control system of this embodiment a certain reduction effect on the oscillation of the aircraft due to wind speed was confirmed, as the resulting plot is displayed below the broken line in part A.
  • the dashed line shows that the control reduces the perturbation by almost half, but some plots are above the dashed line.
  • the broken line in part B although it includes a part where the oscillation increases due to control, it is sufficient to set an acceleration variation amount that has little adverse effect even if it increases.
  • flight simulation results based on wind data actually encountered by the aircraft, but flight test results may also be displayed. Further, although this explanation relates to changes in acceleration, the effectiveness of control can be evaluated using a similar method regarding changes in load.
  • ⁇ 1 and ⁇ 2 are assumed to be 5 to 10 degrees, and in this case, it can be considered that observations are made in approximately the same direction. Therefore, the difference between the wind speeds V1 and V2 of the range bins located at the same distance is defined as a measurement error. However, if there is turbulence, it may be superimposed on the measurement error, so the measurement error may be multiplied by a coefficient less than 1.
  • the airflow vector is estimated assuming that the measurement error is included in the measurement value, and at the same time, the estimation error is calculated.
  • the measurement error or estimation error is extremely large compared to normal turbulence that can occur in nature, for example, if the difference in wind speed between each observation axis exceeds 10 m/s, the reliability of airflow vector estimation will decrease. Therefore, the measured value is determined to be invalid, and an invalid flag is applied to the output data string.
  • the threshold value for this determination may be a different value depending on the range.
  • the gust response mitigation system of the present invention can be suitably applied as a means for reducing aircraft sway when the aircraft encounters turbulence.
  • the measurement unit 10 is described on the assumption that a Doppler lidar that uses light waves, which is a type of electromagnetic wave, is used, but it can also be applied to a Doppler radar that uses radio waves.
  • the measurement unit emits radio waves toward the planned flight direction of the aircraft, receives the scattered waves in the atmosphere, and calculates the amount of Doppler shift of the scattered radio waves with respect to the emitted radio waves. Measures remote wind speed in the direction of the radio wave radiation axis.
  • the optical axis of the laser beam is directed forward in two directions, up and down, has been described, but when it is directed in two directions forward, left and right, or in three or more directions (four directions in the example of FIG. 8).
  • the present invention can be applied even if
  • the present invention can also be applied to the case where, for example, the motion of a ship is reduced by observing waves and water currents in the direction in which the ship is traveling. can. Even for vehicles, it can be expected to be effective in preventing accidents caused by gusts of wind at the exit of a tunnel, for example.

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Abstract

本発明の一形態に係る航空機の自動制御システムは、航空機が現に受けている風速に対して、将来遭遇する風速との差を予見情報として計測し、その計測値の推定誤差または有効・無効を判別する情報を計測情報に付加して出力する計測部と、航空機の揚力、抗力または姿勢を制御する舵、もしくは推力を制御する装置と、前記計測部で計測した航空機の飛行予定方向の風速値に基づき、前記風速が機体に及ぼす作用を減少させるような前記舵の角度または推力を算出する制御演算部とを具備する。

Description

航空機の自動制御システム、その有効性評価方法およびその自動制御システム用の計測装置
　本発明は、航空機の自動制御システムに関する技術に関し、さらに詳しくは、例えば航空機が乱気流中を飛行したときに、機体の動揺を低減することに用いられる突風応答軽減システム及び方法、または機体に加わる荷重を低減することに用いられる突風荷重軽減システム及び方法に関する。
　旅客機事故の主要因として乱気流は特に重要であり、航空機に搭載して乱気流を事前に検知する装置として、レーザ光を利用したドップラーライダーに関する技術が研究開発されている(例えば、非特許文献１を参照。)。その後、研究開発の進展に伴いドップラーライダーの性能限界が明らかになりつつあるため、本発明者らは有効性が高いと思われる利用法を提案した(例えば、非特許文献２を参照。)。
　ドップラーライダーを航空機の乱気流事故防止用として使用するには、飛行方向前方の乱気流情報をパイロットに伝達し、パイロットが回避飛行やシートベルトサイン点灯などにより対処する方法の他、気流情報を搭載コンピューターに伝達して、自動的に舵を制御することにより乱気流突入時の機体の動揺を低減する方法等がある(例えば、特許文献１を参照。)。
　上記の舵を制御するためには、一般的に鉛直気流ベクトルを求める必要がある。本発明者らは、特許文献２において２組のドップラーライダー（遠隔気流計測装置）による観測値を幾何学的に変換して鉛直気流ベクトルを求める技術を提唱した。
　さらに本発明者らは、特許文献３において、鉛直気流ベクトルを含む二次元気流ベクトルの推定精度を向上させ、しかも気流推定範囲をより広範囲とすることができる遠隔気流計測装置、遠隔気流計測方法及びプログラムを提唱した。
　ただし、動揺低減制御の予見情報として気流ベクトルを利用して舵を自動制御する場合、予見情報に極めて高い信頼性が要求され、誤った情報に基づき自動制御した場合には逆に動揺が増大する可能性があることから、本発明者らは、特許文献４において、観測信号に信頼性情報を付加する技術を提唱した。そして、該観測情報を如何に効果的に活用するかが課題となっていた。
　一方、本発明者らは、特許文献５において、簡便に飛行機の上下動揺を低減させる技術を提唱した。ただし、該技術の場合、効果は限定的であると考えられ、低減の対象は飛行機の上下動揺のみである。
特許第５７７１８９３号 特許第５３９８００１号 特許第６５８３６７７号 特願２０１７－２３４１６５ 特願２０１８－７２７０５
H.Inokuchi, H.Tanaka, and T.Ando, "Development of an Onboard Doppler LIDAR for Flight Safety," Journal of Aircraft,Vo1.46, No.4, PP.1411-1415, AIAA, July-August, 2009. H.Inokuchi, T.Akiyama,"Performance Evaluation of an Airborne Coherent Doppler Lidar and Investigation of its Practical Application" Transactions of JSASS, Vol.65, No.2, PP.47-55, March 2022. 濱田, "離散時間予見フィードフォワード補償と突風応答軽減制御への適用"，第57 回自動制御連合講演会, 2014. Y.Hamada, "New lmi-based conditions for preview feedforward synthesis," Control Engineering Practice, Vol.90, PP.19-26, 2019.
　機体の動揺を低減する従来のフィードバック制御の場合、通常機体に取り付けられた加速度センサの出力に基づき舵角を制御する。この場合、まず突風に遭遇してから機体が運動するまでは機体の慣性力で遅れる。さらに機体の運動を加速度センサで計測して、適切な舵角を計算してから、舵のアクチュエータに舵角コマンドを送信するが、舵の空気力が変更されるまででも遅れが生ずる。したがって、揺れの初動に対しては対応できないか、あるいは逆に加振してしまう可能性があった。
　例えば、上記のように舵面自動制御用として気流情報を用いる場合、誤信号や観測誤差による舵面の不適切な制御は、航空機の運航安全上許容できない。にもかかわらず、これまでの技術では、まれに発生する誤信号の影響で、不適切な制御となる可能性があった。すなわち、これまでの技術では、制御入力信号の信頼性情報を利用することができなかったため、条件によっては制御しない場合よりも安全性が低下する可能性があった。誤信号は常時存在するノイズによって生じるものであるから、皆無とすることはできない。また観測誤差が大きいデータが混在した場合には、制御の精度が低下する欠点があった。
　ドップラーライダーを用いた突風の鉛直および前後の気流推定には、２視線以上の光軸が必要である。これまでに試作したドップラーライダーの場合、光軸の視線方向の計測精度は、モンテカルロシミュレーションや飛行試験の結果から、0.2～0.3m/sである。これを鉛直方向の気流ベクトルに変換すると、光軸のはさみ角が20度の場合で、0.6～0.9m/sの推定精度となる。
　上記の精度が常時保証される限り、飛行シミュレーションの結果、適切に機体の動揺が半減されることが判明しているが、実際の計測ではノイズの影響で一時的に計測誤差が増大したり、適切に計測できずに信号が特異値となったりすることがある。これらの低品質の計測情報をそのまま使用して制御を行うと、制御を行わない場合よりも機体の動揺が大きくなることがある。
　また、舵面自動制御では高いサンプリングレートが必要であるが、２視線以上の光軸方向を計測する場合、それぞれのローカルフローを計測することになり、計測時間が短いと微細な乱気流の影響によって、全体の流れの推定が困難となる。
　以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、予見情報に若干の計測誤差があったとしても、航空機が乱気流に突入した際の機体の動揺を低減させ、あるいは機体に加わる荷重を低減させることができる自動制御技術を提供することにある。
　本発明の一形態に係る航空機の自動制御システムは、
　航空機が現に受けている風速に対して、将来遭遇する風速との差を予見情報として計測し、その計測値の推定誤差または有効・無効を判別する情報を計測情報に付加して出力する計測部と、
　航空機の揚力、抗力または姿勢を制御する舵、もしくは推力を制御する装置と、
　前記計測部で計測した航空機の飛行予定方向の風速値に基づき、前記風速が機体に及ぼす作用を減少させるような前記舵の角度または推力を算出する制御演算部と
　を具備する。
　上記自動制御システムは、高品質の予見情報のみを選択利用して航空機の自動制御を行うことで、予見情報の計測誤差による悪影響を低減できる。
　前記計測部は、航空機の飛行予定方向に向けて電磁波を放射し、その大気中での散乱波を受信し、前記放射した電磁波に対して、散乱した電磁波のドップラーシフト量に基づき、前記電磁波の放射軸方向の遠隔風速を計測するように構成されてもよい。
　前記計測部は、前記電磁波の放射軸を２視線以上設けるまたは走査することにより、風速の２次元または３次元ベクトルを求めてもよい。これにより、２視線以上の電磁波の放射軸から得られたそれぞれの計測値の差を、有効・無効を判別する情報として計測情報に付加することができる。
　前記制御演算部は、無効の情報が付加された受信信号が除去された受信信号のスペクトル積分の移動平均値に基づいて、前記風速値を算出するように構成されてもよい。スペクトル積分する時間範囲を時間とともに移動させることによって、高いデータレートの計測値を自動制御の入力として利用することができる。
　前記制御演算部は、前記推定誤差が設定値以上の場合、または無効の情報が付加された予見情報を受信した場合には、前記航空機に作用する加速度を検出する加速度センサの出力に基づく前記舵の自動制御を実行するように構成されてもよい。
　前記制御演算部は、前記推定誤差を設定値で除し、１から減じた数値をオーソリティと定義して、０またはオーソリティのいずれか大きい値を前記制御指令に乗ずるように構成されてもよい。
　前記制御演算部は、前記計測値から前記推定誤差を差し引いた値と０とのいずれか大きい値を前記風速値とみなして前記制御信号を生成するように構成されてもよい。
　前記制御演算部は、あるレンジビンの計測誤差があらかじめ想定した絶対値よりも大きい場合または前記計測値に無効の情報が付加されている場合に、その前後のレンジビンにおける計測値を用いて前記舵の角度を算出するように構成されてもよい。
　前記制御演算部は、各レンジビンの計測値に対し一定値であるバイアス状の計測誤差が加わるときは、その影響を相殺する制御ゲインを用いるように構成されてもよい。
　本発明の一形態に係る前記自動制御システムの有効性評価方法は、
　鉛直風速を含む所定の風速流条件下において航空機の飛行試験または飛行シミュレーションを実施し、
　前記制御指令に基づく自動制御を実施しない場合の機体の加速度変化量を横軸とし、前記自動制御を実施した場合の機体の加速度変化量を縦軸として、前記飛行試験または飛行シミュレーションの結果をプロットし、
　あらかじめ設定した折れ線から下方への前記プロットの乖離を前記自動制御による突風応答軽減効果とみなす。
　本発明の一形態に係る計測装置は、航空機が現に受けている風速に対して、将来遭遇する風速との差を予見情報として計測する航空機の自動制御システム用の計測装置であって、
　２視線以上の電磁波の放射軸から得られたそれぞれの計測値の差を、有効・無効を判別する情報として計測情報に付加して出力する信号処理部を具備する。
　本発明によれば、航空機が乱気流に突入した際の機体の動揺や荷重を低減する自動制御において、予見情報の計測誤差による悪影響を低減させることができる。
本発明の一実施形態に係る航空機の自動制御システムの構成を示すブロック図である。 上記自動制御システムにおいて機体が遭遇する前方の気流を計測する方法を示す概念図である。 上記自動制御システムにおける制御演算部の動作を示すフローチャートである。 上記制御演算部により実行される移動平均値の算出手法を示す説明図である。 上記自動制御システムにおける推定計測誤差の利用法を示す説明図である。 上記自動制御システムにおいて前後の計測点から当該レンジビンの計測値を推定し舵の角度を算出する手法を示す説明図である。 上記自動制御システムにおける制御入力の構成を示す説明図である。 上記自動制御システムにおいて４視線を観測してロール角の変動を低減する手法を示す説明図である。 上記自動制御システムの有効性を評価するための飛行シミュレーションで用いる鉛直風速の分布を示す図である。 上記自動制御システムの有効性を評価するための飛行シミュレーション例における、ある時刻での機体前方風速の計測値と真値を示す図である。 上記自動制御システムの有効性を評価するための飛行シミュレーション例における、エレベータ舵角と垂直加速度の時間変化を示す図である。 上記自動制御システムの有効性を評価する手法を示すための飛行シミュレーション例の図である。 風速計測の信頼性情報を簡易的に算出する手法を説明するための図である。
　以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
［突風応答または突風荷重軽減システムの構成］
　図１は、本発明の一実施形態に係る航空機の自動制御システム１の構成を示すブロック図である。本実施形態において自動制御システム１は、航空機に搭載されるドップラーライダー方式の光学式の突風応答または突風荷重軽減システムとして構成される。
　図１に示すように、本実施形態の自動制御システム１は、計測部１０と、制御演算部２０と、舵３０を備える。
（計測部）
　計測部１０は、航空機の機体２００が現に受けている風速に対して、将来遭遇する風速との差を予見情報として計測し、その計測値の推定誤差または有効・無効を判別する情報を計測情報に付加して出力する装置である。
　本実施形態において計測部１０は、大気中の２方向に向けてレーザ光をパルス状に放射し、これらの反射光を受信し、各放射したレーザ光と反射光との間の周波数のドップラーシフト量に基づき各光軸の軸方向の風速を計測する。計測部１０は、光送受信機１２と、切替器１３と、第１の望遠鏡１５と、第２の望遠鏡１４と、信号処理部１１とを有する。
　光送受信機１２は、放射するレーザ光の生成および受信したレーザ光を電気信号に変換する。切替器１３は、第１の望遠鏡１４と第２の望遠鏡１５とを順次選択する。第１の望遠鏡１４は、機軸より下部へ窓４０を透してレーザ光を放射および受信する。第２の望遠鏡１５は、機軸より上部へ窓４０を透してレーザ光を放射および受信する。ここでは、機軸に対する上下各レーザ光の光軸のなす角度はそれぞれθに設定されている。
　ここでは第１の望遠鏡１４が遠距離用の望遠鏡であり、第２の望遠鏡１５が近距離用の望遠鏡である例について説明するが、これに限られず、第１の望遠鏡１４および第２の望遠鏡には同一の望遠鏡（例えば近距離用の望遠鏡あるいは遠距離用の望遠鏡）が採用されてもよい。
　光送受信機１２は、単一波長、例えば１.５５μｍのレーザ光を生成し、増幅するとともに、その散乱光を受信してドップラー効果による周波数変化量（波長変化量）を測定することによって風速を計測するものである。一般にこれはドップラーライダーと呼ばれており、ライダー（ＬＩＤＡＲ）とは、光を利用した遠隔観測手法で「Ｌｉｇｈｔ　Ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ　Ａｎｄ　Ｒａｎｇｉｎｇ」を略したものである。
　ドップラー効果による周波数変化量は、第１の望遠鏡１５または第２の望遠鏡１４を介して受信した受信光（散乱光）の周波数（波長）を送信光の周波数（波長）と比較することで求められる。このような原理によって、計測部１０は、航空機が現に受けている風速と将来遭遇する風速との差である予見情報を計測する。
　本実施形態では、送信信号であるレーザ光は大気中に向けて放射された連続するパルス列であるので、受信信号もパルス列である。また、ドップラー効果による周波数変化量、つまり送信信号の反射信号を受信した受信信号の周波数と送信信号の周波数との差分の信号列も同様にパルス列である。
　信号処理部１１は、風速および風速計測の信頼性情報を算出する。信頼性情報とは、予見情報である計測値の推定誤差または有効・無効を判別する情報を意味するものである。
　推定誤差は、第１の望遠鏡１４を用いて計測された風速（光軸Ｌ１での風速）と第２の望遠鏡１５を用いて計測された風速（光軸Ｌ２での風速）との差である上下風速差をいう。推定誤差は、計測値と同じ単位であって、真値が含まれると推定される範囲を、計測値を中心とした偏差の絶対値で表すものとする。
　計測値の有効・無効の判別は、上下風速差（光軸Ｌ１での計測値と光軸Ｌ２での計測値との差）が第１の設定値未満の場合には計測値が有効と判別し、上記差が上記第１の設定値を超える場合は計測値が無効と判別する。なお、風速計測の信頼性情報は、例えば特許文献４の技術を用いて算出してもよい。
　上記第１の設定値は、航空機が現に受けている風速に対して、将来遭遇する風速との差を基本に、システム全体の信頼性を加味したうえで、絶対値として設定する。第１の設定値は、例えば１ｍ/ｓのような固定値ではなく、上下風計測値に１以下の係数を乗じたような変数を用いることができる。
　計測部１０は、例えば図２に示すように、機体２００の機軸Ｘに対して上下に角度θ1及びθ2をなした各方向（光軸Ｌ１、Ｌ２）に対してレーザ光を放射し、その散乱光を、レーザ光の光軸方向に沿った距離に対するスペクトルデータとして受信する。例えば５００ｍ以内の計測レンジから標本化間隔に対応した距離幅（例えば２５ｍ）であるレンジビンごとに、例えば２０個の計測値を得る。つまり、この計測部１０は、各方向（光軸Ｌ１、Ｌ２）に対するレーザ光の放射で、各光軸Ｌ１、Ｌ２のレンジビンごとの２０か所の位置での風速を計測する。この計測値である風速データはライダー計測値とも呼ばれる。
　なお、風速データには、エラー計測値が含まれる可能性があるので、計測部１０は、各レンジビンの風速データに独立した信頼性情報を付加する。つまり、各レンジビンでの風速データに、当該風速データについての信頼性情報（推定誤差、有効・無効の判別結果である有効・無効フラッグ）が付加される。風速データは光軸方向の風速成分であるため、例えば特許文献３の技術を用いて上下風や風速ベクトルを求めることで算出できる。
（制御演算部）
　制御演算部２０は、計測部１０で計測した航空機の飛行予定方向の風速値（風速データ）に基づき、風速が機体２００に及ぼす作用を減少させるような舵３０の角度または推力を算出する。算出された舵３０の角度または推力は、舵３０または推力発生器（図示略）を自動制御するための入力情報（制御指令）を生成する。
　また、制御演算部２０は、計測部１０で計測した航空機の飛行予定方向の風速データについての信頼性情報に基づき、無効フラッグが付加された風速データが所定以上含まれている場合（本実施形態ではすべてのレンジビンでの風速データに無効フラッグが付加された場合）には、機体２００に取り付けられた加速度センサ５０（図１参照）の出力に基づく舵角の自動制御を実行する。
　加速度センサは、例えば機軸に対して垂直な１軸または２軸方向の加速度を検出可能に構成される。加速度センサ５０の出力に基づく舵角の自動制御には、例えば、機体２００に作用する加速度が所定以下となるように舵角のフィードバック制御技術が採用される。
　制御対象としての舵３０は、具体的には、昇降舵（エレベータ）、方向舵（ラダー）、フラッペロン、スロットル、スポイラー、ＤＬＣ（Direct Lift Control）フラップ、エルロンなど、航空機の揚力、抗力または姿勢を制御するための動翼あるいは補助翼が該当する。機体２００がプロペラ機の場合は、プロペラのピッチ角も制御対象とされてもよい。なお、舵３０に限られず、機体２００の推力を発生させるジェットエンジンあるいはプロペラ推進器などの装置が制御対象に含まれてもよい。
　図３は制御演算部２０の動作を示すフローチャートである。
　制御演算部２０は、計測部１０より風速データを取得し、風速データに含まれている信頼性情報に応じて、処理を進める（ステップ１０１）。まず、信頼性情報としてすべてのレンジビンに無効フラッグが付加されている場合には（ステップ１０２においてＮｏ）、その状態が連続している間は本発明による制御を実施せず、上述した加速度センサ５０の出力に基づいたフィードバック制御のみで対応する（ステップ１０３）。
　風速データはそのまま利用してもよいが、一定時間の平均値を用いた方が微細な変動を除いた信頼性の高いデータを得ることができる。このとき、平均化する風速データに無効な情報が含まれていると、平均値の誤差が大きくなるため、図４に示すように無効フラッグが付加されているデータを除いて平均値を算出するのが好ましい。
　本実施形態において制御演算部２０は、無効フラッグが付加された受信信号を除去してから受信信号をスペクトル積分し、その積分値の移動平均値から風速データを算出する。スペクトル積分する時間範囲を時間とともに移動させることによって、高いデータレートの計測値を自動制御の入力として利用することができる。
　平均値を算出する方法は、風速値を平均するのでもよいが、その場合はＳＮ比の向上は期待できない。したがって、風速のスペクトルデータを積分してＳＮ比の向上も同時に実現する。ＳＮ比の向上により信頼性および計測精度が向上する効果が期待できる。ただし、一定時間の平均値が得られるごとに自動制御の入力として利用すると、データレートが低くなり制御の不連続性が大きくなる。このため、並列計算により移動平均値を算出して、データレートの劣化を防止する。平均化による遅れに対しては、利用する情報のレンジを遠方に設定することにより補償する。
　制御演算部２０は、信頼性情報として一部のレンジビンに無効フラッグが付加されている場合や、すべてのレンジビンに無効フラッグが付加されていない場合には、信頼性情報としての推定計測誤差を第２の設定値で除し、１から減じた数値をオーソリティとしてレンジビンごとに算出する（ステップ１０４）。
　上記第２の設定値は、例えば上下風速計測値（光軸Ｌ１，Ｌ２上での風速データ）に１以下（例えば０．５～１）の係数を乗じた変数を用いる。該上下風速計測値は、現に機体２００が遭遇している上下風との相対値で表される。該係数は、系全体の信頼性が高い場合には１に近い数値を設定すれば、制御の効果が高くなる。一方、系全体の信頼性が低い場合には小さい数値を設定すれば、制御による加振のリスクを低減することができる。
　続いて制御演算部２０は、風速が機体に及ぼす作用を減少させるような舵角を算出する（ステップ１０５）。舵角計算では、風速の変化による機体の動揺を低減するような舵角を算出する。このとき、０またはオーソリティのいずれか大きい値を算出した舵角の変化量に乗じたうえで舵角コマンドを送出することで、舵３０のアクチュエータに舵角コマンドを送信する（ステップ１０６）。
　この際、制御演算部２０は、信頼性情報として一部のレンジビンに無効フラッグが付加されている場合や、すべてのレンジビンに無効フラッグが付加されていない場合には、レンジビンごとに風速の計測値から推定計測誤差を差し引いた値を算出し、その値と０とのいずれか大きい値を正しい風速の計測値とみなして制御入力に利用する。
　図５で説明すると、風速の計測値をそのまま制御入力として利用する場合は、例えば一点鎖線で示す関数Ｗ0を制御入力として利用する。それに対して、本発明の一実施形態では、実線で示すように風速データから推定計測誤差を差し引いた関数Ｗ1を制御入力として利用する。その結果、風速の計測値が誤差によって増大して、実際には風速が小さいにもかかわらず過剰な制御によって加振されるというリスクが低減する。
　制御演算部２０は、あるレンジビンの計測誤差があらかじめ想定した絶対値よりも大きい場合または信頼性情報として一部のレンジビンにのみ無効フラッグが付加されている場合に、当該レンジビンの値の代わりに，その直近の2値を内挿した値を用いて制御入力に利用してもよい。
　図６で説明すると、レンジＢには無効フラッグが付加されているため、このレンジビンの風速値としてＷBは使用せず、両隣のレンジビンであるＡとＢにおける風速値ＷAおよびＷCを内挿した値ＷB'を用いる。レンジＥとＦのように無効フラッグが付加されたレンジビンが連続して並んでいる場合は、最近傍であるレンジＤとＧにおける風速値ＷDおよびＷGを内挿した値ＷE'およびＷF'を用いる。これらの風速値と、例えば特許文献１、非特許文献３または非特許文献４の技術を用いて、制御入力を求める。この結果、風速の計測値が誤差によって増大して、実際には風速が小さいにもかかわらず過剰な制御によって加振されるというリスクが低減する。
　制御演算部２０は、各レンジビンの計測値に対し一定値であるバイアス状の計測誤差が加わる場合に、誤差の影響を相殺する制御ゲインを用いることで、計測誤差に対しロバストな制御入力を算出してもよい。この場合、まず制御入力を以下の数式に基づいて算出するものとする。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　制御則は離散時間システムとして与えられており，ｕ（ｋ）は制御入力（エレベータコマンド）の現在値を表す。ｘ（ｋ）は機体２００の状態量（具体的には速度、角速度、姿勢角など）を表すベクトルである。ｗa（ｋ）は機体２００が現在遭遇している鉛直風速を表す。ｗa（ｋ＋１）は現在から離散時間1ステップ後に機体２００が遭遇する鉛直風速を表す。ｗa（ｋ＋ｎ）は離散時間ｎステップ後に機体２００が遭遇する鉛直風速を表す。これらの風速はライダー計測値で代替する。例えばサンプリング周期をＴ秒，機体２００の速度をＶとした場合、ｗa（ｋ＋ｎ）として機体２００の位置からＶ×Ｔ×ｎ（ｍ）前方の計測値を用いる。この位置とレンジビンが合わない場合は、近傍のレンジビンにおける計測値を内挿した値で代用する。ＫBは状態量に乗ずる定数のゲイン行列であり、任意の手法で設計して良い。また、ｋ0、ｋ1、…、ｋnは風速に乗ずるゲインであり、非特許文献４の技術を用いて求めることができる。この制御入力の構造を図７に示す。
　バイアス誤差を相殺する制御ゲインは，非特許文献４の設計手法において，ｋ0、ｋ1、…、ｋnに以下の制約を置いて解くことで得ることができる。
　ｋn＝－ｋ0－ｋ1－…－ｋn-1
　非特許文献４の設計手法は、これらのゲインに関する線形な制約を持つ最適化問題を解くものであるため、上記の制約を置いた場合もこの設計手法を適用することが可能である。それぞれの鉛直風速値にバイアス誤差δが加わる場合に、この制約のもとで得られたゲインを用いて制御入力を算出すると、ｋ0＋ｋ1＋…ｋn＝０であることから、
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
 となり、バイアス誤差δの影響が相殺される。この結果、風速の計測値がバイアス誤差によって増大して、実際には風速が小さいにもかかわらず過剰な制御によって加振されるというリスクが低減する。
　ここで、機体２００の上下動揺を低減することが目的の場合は、制御する舵３０として、例えば左右のエルロンを同相で変化させるフラッペロンが想定されるが、これに限られず、スポイラーやＤＬＣフラップでもよいし、これらの複数を併用してもよい。あるいはエレベータで姿勢を変化させて、間接的に揚力を変化させてもよい。
　また、ウインドシアによる機体２００の対気速度変化を低減することが目的の場合は、制御する舵等として、スロットルおよびスポイラーが想定されるが、これに限られず、両者のどちらかを用いてもよいし、両者を併用してもよい。あるいは、プロペラ機の場合はピッチ角も利用できる。
　一般的にジェット機の場合は、スロットルで対気速度を調節するのが妥当であるが、時定数が大きいため１０数秒の遅れが発生する。スポイラーの展開は抗力が増加するため、燃費効率が低下する。このため、減速する際にはスロットルとスポイラーの展開を同時に行い、対気速度の低下にしたがってスポイラーを徐々に格納する制御が適切である。増速の場合はスロットルのみを使用する。ただし、巡航中に増速制御が必要となる状況は想定しがたく、離着陸時の失速防止が想定されるが、低高度の場合はドップラーライダーの観測距離が長いため、スロットル制御のみでも効果があると考えられる。この場合、光軸を２視線にする必要はなく、例えば、１視線を飛行方向に向け、なおかつレンジビンの数を８０個、レンジビンの距離幅を例えば１００ｍにすることにより、計測範囲を８ｋｍにして使用する。
　さらに、機体２００の横方向の動揺を低減することが目的の場合は、制御する舵として、方向舵が想定される。エルロンを併用して、定常的な横Ｇを印加してもよい。この場合、前記の例とは異なりレーザ光を前方左右に放射して横風を計測する必要がある。
　そして、機体２００のロール角の変動を低減することが目的の場合は、制御する舵として、エルロンが想定される。この場合は例えば、図８に示すように４つの視線Ａ～Ｄを計測する。視線Ａと視線Ｃの計測値をベクトル変換して、右翼が遭遇する鉛直風ＷZRを算出し、視線Ｂと視線Ｄの計測値をベクトル変換して、左翼が遭遇する鉛直風ＷZLを算出し、ＷZRとＷZLとの差に基づきロール角の変動が少なくなるようにエルロンを制御すればよい。４視線を計測すれば、上下動揺を低減することも、ウインドシアによる対気速度変化を低減することも、横方向の動揺を低減することも可能となる。
　以上の処理を繰り返し実行することによって、予見情報に基づく舵角の自動制御（以下、遠隔気流に基づく予見制御ともいう）が行われる。
　ここで、機体の動揺を低減する従来のフィードバック制御（加速度センサ５００の出力に基づく舵３０のフィードバック制御）の場合、制御の遅れの影響で揺れの初動に対しては対応できないか、あるいは逆に加振してしまう可能性があった。
　これに対して、本実施形態のような遠隔気流に基づく予見制御の場合は、遅れを見込んで事前に舵を制御することができるので、平均的な遅れの影響は発生せず、遠隔気流の観測誤差や舵角誤差などわずかな影響が残るだけである。
　以上のように本実施形態によれば、計測の推定誤差または有効・無効を判別する情報を制御で適切に利用することにより、制御の精度および信頼性を向上させることができる。また本実施形態によれば、予見情報に若干の計測誤差があったとしても、航空機が乱気流に突入した際の機体の動揺を低減させ、あるいは機体に加わる荷重を低減させることができる。
　乱気流による事故は多数発生しているが、例えば２０１４年１２月１６日のアメリカン航空２８０便の事故があげられる。同機はレーダーで検知できない晴天乱気流に予期せずに遭遇したために機体が激しく動揺し、乗客及び乗員が重傷を負った。本発明の適用により、揚力を適切に自動制御して乱気流遭遇時の機体動揺を低減すれば、このような事故が防止できると考えられる。
　また、２００２年１０月２１日に発生した日本航空３５６便の事故の場合、ウインドシアにより対気速度が増加したことに対し、不適切な操縦が行われて機体が動揺し、乗客及び乗員が重傷を負った。本発明の適用により、推力を適切に自動制御してウインドシアによる対気速度増加を相殺すれば、このような事故が防止できると考えられる。
　さらに、２００２年９月２７日に発生した全日本空輸５６９便の事故の場合、横風の激しい変化により機体が横に揺れて乗客が重傷を負った。本発明の適用により、方向舵を適切に自動制御して着陸直前の横風変化による機体動揺を低減すれば、このような事故が防止できると考えられる。
［突風応答軽減システムの適用例］
　突風応答軽減システムとしての本発明の適用例を以下に示す．非特許文献３と同様に、ジェットエンジンを４基搭載する大型旅客機の、水平定常飛行状態から線形近似により得られる微小縦運動を考える。水平定常飛行状態における高度や速度などの条件を以下の表１に示す。
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000003
　運動を表す数学モデルに対し、非特許文献４の技術を用いて、突風応答軽減のための制御入力を生成する制御則を設計する。制御舵面としてエレベータを用いる。このとき制御則は以下の数式で表される。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000004
　制御則は離散時間システムとして与えられており、ｕ（ｋ）は制御入力（エレベータコマンド）の現在値を表す。ｘ（ｋ）は機体の状態量（具体的には速度、角速度、姿勢角など）を表すベクトルである。ｗa（ｋ）は機体が現在遭遇している鉛直風速を表す。ｗa（ｋ＋１）は現在から離散時間1ステップ後に機体が遭遇する鉛直風速を表す。ｗa（ｋ＋ｎ）は離散時間ｎステップ後に遭遇する鉛直風速を表す。これらの風速はライダーによる計測値で代替する。例えばサンプリング周期をＴ秒、機体の速度をＶとした場合、ｗa（ｋ＋ｎ）として機体の位置からＶ×Ｔ×ｎ（ｍ）前方の計測値を用いる。この位置とレンジビンが合わない場合は、近傍のレンジビンにおける計測値を内挿した値で代用する。ＫBは状態量に乗ずる定数のゲイン行列であり、任意の手法で設計して良い。また、ｋ0、ｋ1、…、ｋnは風速に乗ずるゲインであり、非特許文献４の技術を用いて求めることができる。
　機体が鉛直方向の突風を受ける場合のシミュレーションを行った。機体はＸ＝０からＸ軸に沿って進行し、その速度は約２２０ｍ／ｓである。計測部からはＸ軸前方６００ｍ先までの鉛直風速の計測値が、レンジビンの距離幅を２５ｍとして０．１秒ごとに得られている。機体が遭遇する鉛直風速は図９にある分布を持つ一様流（高度にかかわらず同じ分布を持つ風速流）とする。Ｘ軸位置４６７６ｍにピーク値１０ｍ／ｓを持つ鉛直流である。各レンジビンの計測に対し１％の確率でスパイクノイズが発生するものとする。図１０に計測値と真値の例を示す。
　図１０の○印はシミュレーション開始後２０．２秒における各レンジビンでの計測値を表しており、４８００ｍ付近の計測値に大きなスパイクノイズが乗り、外れ値が発生している。この計測値を用いた制御を実施したシミュレーション結果を図１１に示す。破線はスパイクノイズの影響を直接受ける場合、実線は無効フラッグを用いてスパイクノイズ無効化処置を施した場合のエレベータ舵角と垂直加速度を表している。破線の場合はスパイクノイズの影響により過度なエレベータ舵角コマンドが生成され、結果的に大きな垂直加速度が発生している。これに対し実線の場合は本発明によりスパイクノイズが無効化され、破線のような挙動は発生していない。
　なお本シミュレーションは突風応答軽減システムとしての本発明の効果を示すものであるが、本発明は突風荷重軽減システムに対しても適用可能である。本シミュレーションは非特許文献４の技術を用いて、垂直加速度を最小化するＫBおよびＫFを算出したが、同技術は荷重を最小化するゲインを算出することも可能であり、そのようなゲインを用いて構成した突風荷重軽減システムに対しても、本発明を適用することができる。
　なお、離着陸時の低高度では大気中のエアロゾル粒子の濃度が高くドップラーライダーの観測距離が長い、乗員乗客がシートベルトを着用している、パイロット単独の判断で飛行経路の変更ができる、本発明に係る制御に不具合が生じた場合に高度低下による墜落のリスクがある、ことから、例えば５００ｍ以下の飛行高度では、本発明に係る縦の制御を行うよりも、単にパイロットに乱気流の事前情報を提供するだけの運用の方が望ましい。
　本発明の適用にかかわらず、自動制御システムの適用のためには有効性を評価する必要がある。図１２に飛行シミュレーション例を示すが、横軸は無制御時の垂直方向加速度変動、縦軸は本発明を適用した場合の垂直方向加速度変動を示す。本実施形態の自動制御システムによれば、結果のプロットがＡの部分の破線より下に表示されるように、風速による機体の動揺に関して一定の低減効果が確認された。この例では、ほとんどのプロットが破線の下にあり、制御により動揺がほぼ半分に低減していることがわかるが、一部のプロットは破線の上にある。実用化を進めるにあたっては、その確率および乖離量が許容できるかどうかを判断すればよい。Ｂの部分の破線に関しては、制御によって動揺が増大する部分を含んでいるが、仮に増大しても悪影響が少ない加速度変動量を設定すればよい。
　以上の例は実際に航空機が遭遇した風データに基づく飛行シミュレーション結果であるが、飛行試験の結果を表示してもよい。また、本説明は、加速度変化に関するものであるが、荷重変化に関しても同様の手法により、制御の有効性を評価することができる。
　航空機の自動制御システム１の計測部１０から出力する風速計測の信頼性情報は、例えば特許文献４の技術のようにハードウェア処理で算出する方法が優れているが、コストやサイズが増加する欠点がある。このためソフトウェアで簡易的に算出する方法を図１３を用いて説明する。
　図１３において、機軸方向に対する光軸Ｌ１及びＬ２のなす角をそれぞれθ１及びθ２としたとき、θ１及びθ２は５～１０度が想定され、この場合はほぼ同方向の観測であるとみなせる。したがって、同じ距離にあるレンジビンの風速Ｖ１と風速Ｖ２との差を計測誤差とする。ただし乱気流がある場合には、該計測誤差に重畳される可能性があるため、該計測誤差には１未満の係数を掛けてもよい。各観測軸から得られたそれぞれの計測値から気流ベクトルを推定する際には、該計測誤差が計測値に含まれるものとして気流ベクトルを推定し、同時にその推定誤差を算出する。このとき、計測誤差や推定誤差が自然界で起こり得る通常の乱気流と比較して極めて大きいとき、例えば各観測軸の風速差が１０ｍ／ｓを超えるような場合は、気流ベクトル推定の信頼性が低下するため、計測値が無効であると判定して、出力データ列に無効フラッグを印加する。この判定の閾値はレンジに応じて異なる値としてもよい。
［その他］
　旅客機の事故原因の半数以上は乱気流が関係しており、乱気流事故を減らすことは喫緊の課題である。このため、旅客機の場合、気象レーダーの装備が義務付けられており、乱気流を発生させる積乱雲の発見は可能だが、晴天状態で発生する乱気流は検知できない。
　これに対して、ドップラーライダーは晴天時に遠隔気流が観測できるという特長があるものの、有効観測レンジの短さが運航会社のパイロットから指摘されており、実用化の足かせとなっていた。しかし、５００ｍ程度の短い観測レンジであっても、本発明の突風応答軽減システムは、航空機が乱気流に遭遇した場合の機体動揺を低減させる手段として好適に適用することが出来る。
　本発明は、上記の実施形態に限定されるものではなく、様々に変形して実施することが可能であり、その実施の範囲も本発明の技術的思想の範囲に属するものである。
　例えば以上の実施形態では、計測部１０として、電磁波の一種である光波を用いるドップラーライダーの利用を前提に説明したが、電波を用いるドップラーレーダーにも適用できる。この場合、計測部は、航空機の飛行予定方向に向けて電波を放射し、その大気中での散乱波を受信し、前記放射した電波に対して、散乱した電波のドップラーシフト量に基づき、前記電波の放射軸方向の遠隔風速を計測する。
　上記の実施形態では、レーザ光の光軸を前方上下二方向に向けた場合について説明したが、前方左右二方向に向けた場合や三方向以上（図８の例では四方向）に向けた場合であっても本発明を適用することができる。
　さらに以上の実施形態では、機体２００として航空機に適用することを前提としたものであるが、例えば船舶の進行方向の波浪や水流を観測することにより、該船舶の動揺を低減する場合にも適用できる。車両であっても、例えばトンネル出口等の突風による事故の防止効果が期待できる。
　１…突風応答または突風荷重軽減システム
　１０…計測部
　１１…信号処理部
　１２…光送受信機
　１３…切替器
　１４…第２の望遠鏡
　１５…第１の望遠鏡
　２０…制御演算部
　３０…舵
　４０…窓
　２００…機体

Claims (11)

  1. 　航空機が現に受けている風速に対して、将来遭遇する風速との差を予見情報として計測し、その計測値の推定誤差または有効・無効を判別する情報を計測情報に付加して出力する計測部と、
    　航空機の揚力、抗力または姿勢を制御する舵、もしくは推力を制御する装置と、
    　前記計測部で計測した航空機の飛行予定方向の風速値に基づき、前記風速が機体に及ぼす作用を減少させるような前記舵の角度または推力を算出し、その算出値に基づいて前記舵または装置へ出力される制御指令を生成する制御演算部と
    　を具備する航空機の自動制御システム。
  2. 　請求項１に記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記計測部は、航空機の飛行予定方向に向けて電磁波を放射し、その大気中での散乱波を受信し、前記放射した電磁波に対して、散乱した電磁波のドップラーシフト量に基づき、前記電磁波の放射軸方向の遠隔風速を計測する
    　航空機の自動制御システム。
  3. 　請求項２に記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記計測部は、前記電磁波の放射軸を２視線以上設けるまたは走査することにより、風速の２次元または３次元ベクトルを求める
    　航空機の自動制御システム。
  4. 　請求項１～３のいずれか１つに記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記制御演算部は、無効の情報が付加された受信信号が除去された受信信号のスペクトル積分の移動平均値に基づいて、前記風速値を算出する
    　航空機の自動制御システム。
  5. 　請求項１～３のいずれか１つに記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記航空機に作用する加速度を検出する加速度センサをさらに具備し、
    　前記制御演算部は、前記推定誤差が設定値以上の場合、または無効の情報が付加された予見情報を受信した場合には、前記加速度センサの出力に基づく前記舵の自動制御を実行する
    　航空機の自動制御システム。
  6. 　請求項１～３のいずれか１つに記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記制御演算部は、前記推定誤差を設定値で除し、１から減じた数値をオーソリティと定義して、０またはオーソリティのいずれか大きい値を前記制御指令に乗ずる
    　航空機の自動制御システム。
  7. 　請求項１～３のいずれか１つに記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記制御演算部は、前記計測値から前記推定誤差を差し引いた値と０とのいずれか大きい値を前記風速値とみなして前記制御信号を生成する
    　航空機の自動制御システム。
  8. 　請求項１～３のいずれか１つに記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記制御演算部は、あるレンジビンの計測誤差があらかじめ想定した絶対値よりも大きい場合または前記計測値に無効の情報が付加されている場合に、その前後のレンジビンにおける計測値を用いて前記舵の角度を算出する
    　航空機の自動制御システム。
  9. 　請求項１～３のいずれか１つに記載の航空機の自動制御システムであって、
    　前記制御演算部は、各レンジビンの計測値に対し一定値であるバイアス状の計測誤差が加わるときは、その影響を相殺する制御ゲインを用いる
    　航空機の自動制御システム。
  10. 　請求項１に記載の航空機の自動制御システムの有効性評価方法であって、
    　鉛直風速を含む所定の風速流条件下において航空機の飛行試験または飛行シミュレーションを実施し、
    　前記制御指令に基づく自動制御を実施しない場合の機体の加速度変化量を横軸とし、前記自動制御を実施した場合の機体の加速度変化量を縦軸として、前記飛行試験または飛行シミュレーションの結果をプロットし、
    　あらかじめ設定した折れ線から下方への前記プロットの乖離を前記自動制御による突風応答軽減効果とみなす
    　航空機の自動制御システムの有効性評価方法。
  11. 　航空機が現に受けている風速に対して、将来遭遇する風速との差を予見情報として計測する航空機の自動制御システム用の計測装置であって、
    　２視線以上の電磁波の放射軸から得られたそれぞれの計測値の差を、有効・無効を判別する情報として計測情報に付加して出力する信号処理部
    　を具備する計測装置。
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