航空器的控制系统、航空器、航空器的控制程序及航空器的控制方法

摘要

航空器(1)的控制系统(6)具备：计算机(15)，以通过控制舵面(3)的舵角来控制飞行的飞行控制律(20)、通过控制舵面(3)的舵角及发动机推力来控制飞行的舵面/推力综合飞行控制律(22)的任意一个来控制飞行；和舵面故障损伤检测装置(18)，检测舵面(3)的至少一个处于失灵状态，在检测到舵面(3)的失灵时，基于该检测结果，计算实现所希望的飞行特性所需的舵面(3)的舵角及舵角的变化率，并判断算出的舵角或舵角的变化率是否超过可变化范围，从而判断是否需要从飞行控制律(20)切换到舵面/推力综合飞行控制律(22)。

说明书

技术领域

本发明涉及航空器的控制系统、航空器、航空器的控制程序及航 空器的控制方法。

背景技术

一般情况下，航空器的姿态控制如下进行：按照预定的控制信号 由致动器适当驱动升降舵(elevator)，副翼(aileron)及方向舵(rudder)等各 舵面。更具体而言，在航空器的控制系统中，航空器所搭载的控制用 计算机基于由设置于航空器的惯性传感器、飞行数据传感器等各种传 感器检测到的信息以及来自操纵轮等操纵端的操作指令信号，计算用 于控制舵面的舵角指令控制信号，致动器按照该舵角指令控制信号驱 动各舵面，从而使航空器维持在所希望的姿态，实现稳定的飞行。

在此，专利文献1中记载了一种重构飞行控制系统，分为控制机 体的旋转运动的控制部、以及根据从该控制部输出的角加速度信号计 算控制驱动信号并分配到控制对象的控制舵面信号中的分配部，进一 步设置根据航空器的运动状况对控制部的输入/输出值进行校正的非线 形补偿部，在舵面等产生故障、损伤时，能够以不使用控制舵面的方 式或降低使用程度而进行重构。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：JP专利第3643870号公报

发明内容

发明要解决的课题

如专利文献1所述，可重构飞行控制系统接受舵面的故障、损伤 的结果，对通过控制舵面的舵角来控制飞行的飞行控制律进行重构， 从而实现继续飞行、安全着陆等。

另一方面，在仅通过飞行控制律的重构无法实现继续飞行、安全 着陆等的情况下，切换为通过控制舵面的舵角及发动机推力来控制飞 行的舵面/推力综合飞行控制律，实现继续飞行、安全着陆等。

然而，舵面/推力综合飞行控制律因发动机推力也用于飞行控制而 导致航空器的运动的响应迟缓，因而优选尽最大可能利用可重构的飞 行控制律继续控制航空器，从可重构飞行控制律向舵面/推力综合飞行 控制律的切换应适当地进行。

本发明鉴于此种情况，其目的在于提供一种航空器的控制系统、 航空器、航空器的控制程序及航空器的控制方法，能够适当地进行从 通过控制舵面的舵角来控制飞行的控制律向通过控制舵面的舵角及发 动机推力来控制飞行的控制律的切换。

用于解决课题的手段

为解决上述课题，本发明的航空器的控制系统、航空器、航空器 的控制程序及航空器的控制方法采用以下手段。

即，本发明的航空器的控制系统具备：控制单元，以第1控制律、 第2控制律的任意一个来控制飞行，其中所述第1控制律通过控制舵 面的舵角来控制飞行，所述第2控制律通过控制上述舵面的舵角及发 动机推力来控制飞行；舵面故障损伤检测单元，检测上述舵面的至少 一个处于失灵状态；计算单元，在由上述舵面故障损伤检测单元检测 到上述舵面的失灵时，基于上述舵面故障损伤检测单元的检测结果， 计算实现所希望的飞行特性所需的上述舵角及上述舵角的变化率；以 及判断单元，判断由上述计算单元算出的上述舵角或上述舵角的变化 率是否超过可变化范围，从而判断是否需要从上述第1控制律切换到 上述第2控制律。

根据本发明，航空器以通过控制舵面的舵角来控制飞行的第1控 制律、通过控制舵面的舵角及发动机推力来控制飞行的第2控制律的 任意一个来控制飞行。

当舵面故障损伤检测单元未检测到舵面的失灵时，航空器以第1 控制律被控制。

另外，由于第2控制律还将发动机推力用于飞行的控制，因而与 第1控制律相比航空器的运动的响应迟缓。

当舵面故障损伤检测单元检测到舵面的失灵时，由计算单元基于 舵面故障损伤检测单元的检测结果，计算实现所希望的飞行特性所需 的舵角及舵角的变化率。

另外，由判断单元判断由计算单元所算出的舵角或舵角的变化率 是否超过可变化范围，从而判断是否需要从第1控制律切换到第2控 制律。

如此，本发明根据舵面的舵角及舵角的变化率判断是否需要从第 1控制律切换到第2控制律，因此能够适当地进行控制律的切换。

另外，本发明的第1方式的航空器的控制系统中，上述控制单元 在由上述舵面故障损伤检测单元检测到上述舵面的失灵时，在由上述 计算单元算出的上述舵角或上述舵角的变化率未超过可变化范围的情 况下，以不使用由上述舵面故障损伤检测单元检测为失灵的上述舵面 或降低其使用程度的方式，对上述第1控制律进行重构，在由上述计 算单元算出的上述舵角或上述舵角的变化率超过可变化范围的情况 下，从上述第1控制律切换到上述第2控制律。

根据本发明的第1方式，在由计算单元算出的舵角或舵角的变化 率未超过可变化范围的情况下，以不使用检测为失灵的舵面或降低其 使用程度的方式，对第1控制律进行重构，因此能够抑制从第1控制 律向第2控制律的切换。另一方面，在由计算单元算出的舵角或舵角 的变化率超过可变化范围的情况下，将机体的控制律从第1控制律切 换为第2控制律，因此能够只在需要的情况下进行控制律的切换。

另外，本发明的第2方式的航空器的控制系统中，上述计算单元 根据基于表示航空器的运动特性的响应模型而算出的航空器的绕机体 轴的角速度及角加速度，计算航空器的需要力矩变化量，并计算满足 所算出的需要力矩变化量的上述舵角及上述舵角的变化率。

根据本发明的第2方式，根据基于表示航空器的运动特性的响应 模型而算出的航空器的绕机体轴的角速度及角加速度，计算航空器的 需要力矩变化量，并计算满足所算出的需要力矩变化量的舵角及舵角 的变化率，因而能够容易地计算实现横滚模态、荷兰滚模态及纵向短 周期模态等各种航空器的模态所需的舵角及舵角的变化率。

另外，本发明的第2方式的航空器的控制系统优选，上述计算单 元同时考虑发动机的陀螺力矩的效应而计算航空器的需要力矩变化 量。

根据此种结构，由于同时考虑发动机的陀螺力矩的效应而计算航 空器的需要力矩变化量，因此能够更高精度地计算实现航空器的模态 所需的舵角及舵角的变化率。

另一方面，本发明的航空器具备上述记载的航空器的控制系统。

根据本发明，航空器具备上述记载的控制系统，从而能够适当地 进行从通过控制舵面的舵角来控制飞行的控制律向通过控制舵面的舵 角及发动机推力来控制飞行的控制律的切换。

进一步，本发明的航空器的控制程序，该航空器具备：控制单元， 以第1控制律、第2控制律的任意一个来控制飞行，其中所述第1控 制律通过控制舵面的舵角来控制飞行，所述第2控制律通过控制上述 舵面的舵角及发动机推力来控制飞行；和舵面故障损伤检测单元，检 测上述舵面的至少一个处于失灵状态，其中，所述控制程序使计算机 作为如下单元而发挥功能：计算单元，在由上述舵面故障损伤检测单 元检测到上述舵面的失灵时，基于上述舵面故障损伤检测单元的检测 结果，计算实现所希望的飞行特性所需的上述舵角及上述舵角的变化 率；以及判断单元，判断由上述计算单元算出的上述舵角或上述舵角 的变化率是否超过可变化范围，从而判断是否需要从上述第1控制律 切换到上述第2控制律。

根据本发明，由于根据舵面的舵角及舵角的变化率判断是否需要 从第1控制律切换到第2控制律，因此能够适当地进行控制律的切换。

进一步，本发明的航空器的控制方法，该航空器具备：控制单元， 以第1控制律、第2控制律的任意一个来控制飞行，其中所述第1控 制律通过控制舵面的舵角来控制飞行，所述第2控制律通过控制上述 舵面的舵角及发动机推力来控制飞行；和舵面故障损伤检测单元，检 测上述舵面的至少一个处于失灵状态，其中，所述控制方法包括以下 工序：第1工序，在由上述舵面故障损伤检测单元检测到上述舵面的 失灵时，基于上述舵面故障损伤检测单元的检测结果，计算实现所希 望的飞行特性所需的上述舵角及上述舵角的变化率；以及第2工序， 判断由上述第1工序算出的上述舵角或上述舵角的变化率是否超过可 变化范围，从而判断是否需要从上述第1控制律切换到上述第2控制 律。

根据本发明，由于根据舵面的舵角及舵角的变化率判断是否需要 从第1控制律切换到第2控制律，因此能够适当地进行控制律的切换。

发明效果

根据本发明，具有如下良好的效果：能够适当地进行从通过控制 舵面的舵角来控制飞行的控制律向通过控制舵面的舵角及发动机推力 来控制飞行的控制律的切换。

附图说明

图1是表示本发明的实施方式的航空器的控制系统的概略结构的 框图。

图2是表示本发明的实施方式的切换要否判断程序的处理流程的 流程图。

图3是表示变形例的切换要否判断程序的处理流程的流程图。

具体实施方式

下面，参照附图说明本发明的航空器的控制系统的一种实施方式。

图1是表示适用本实施方式的航空器的控制系统的航空器1的概 略结构的框图。航空器1具备传感器2、舵面3、发动机4、操纵室5 及控制系统6。

传感器2包括惯性传感器、飞行数据传感器等各种传感器，获取 机体的角速度、姿态角、加速度、迎角、侧滑角、气压高度及空速等 与机体的状态相关的各种状态信息，并将获取的状态信息输出到控制 系统6。

舵面3包括使机首上扬或下俯的升降舵(elevator)、使机首的方向 左右改变的方向舵(rudder)、使机体左右倾斜的副翼(aileron)、修正主翼 的翼型而使升力增大的高升力装置(襟翼)等，利用下述致动器驱动舵面 3，从而通过空气动力控制机体的姿态。

发动机4例如为喷气发动机，由下述发动机控制装置驱动，使燃 料混入吸入的空气中而使其燃烧，通过以高速喷出所产生的气体时的 反作用而得到推力。

操纵室5配置有显示航空器1的飞行状态的仪表(未图示)，并且如 图1所示，配置有操纵端10、节流阀11、显示警告部12及切换部13 等用于实现操纵者对航空器1的操纵的各种设备。

操纵端10用于通过被操纵者操作来控制舵面3，将用于通过操纵 者操作操纵端10来控制舵面的操作指令信号输出到控制系统6。此外， 本实施方式的航空器1中，利用下述舵面/推力综合飞行控制律22进行 控制时，通过操纵端10不仅控制舵面3还控制发动机推力。

节流阀11用于通过被操纵者操作来控制发动机推力，将用于控制 因操纵者操作节流阀11而引起的发动机推力的操作指令信号输出到控 制系统6。

另外，显示警告部12通过点亮预先确定的警告灯、警告音(声音 及蜂鸣音等)、在设置于操纵室5内的显示部(未图示)显示，基于来自 控制系统6的信息对操纵者通知预定的警报，在本实施方式中，特别 是当在舵面产生损伤而使舵面3失灵，从而需要从飞行控制律20向舵 面/推力综合飞行控制律22切换时(详情将后述)，向操纵者通知该宗旨。

切换部13输出用于切换控制系统6的飞行控制律20及舵面/推力 综合飞行控制律22的切换指令信号，基于操纵者的操作将切换指令信 号输出到控制系统6。

控制系统6具备：用于运算预定的控制信号的计算机15；致动器 16，基于从计算机15输出的控制信号来驱动舵面3；发动机控制装置 17，同样基于从计算机15输出的控制信号来驱动发动机4；以及舵面 故障损伤检测装置18，检测舵面的动作状态。

计算机15运算舵角指令控制信号及推力指令控制信号，具备切换 处理部19和切换要否判断部24，所述切换处理部19用于切换飞行控 制律20和舵面/推力综合飞行控制律22这两个控制律，所述切换要否 判断部24判断是否需要切换。

飞行控制律20是通过控制舵面3的舵角来控制飞行的控制律，是 用于在航空器1所具备的舵面3等各设备无异常而正常飞行的状态下 自动或由操纵者手动实现飞行的控制律。

在基于飞行控制律20控制航空器1的状态下，特别是在控制其姿 态时，计算机15基于来自由操纵者操作的操纵端10的操作指令信号 和来自传感器2的状态信息，生成舵角指令控制信号。生成的舵角指 令控制信号均被输出到致动器16，致动器16按照该舵角指令控制信号 驱动舵面3，通过控制舵角来改变或维持航空器1的姿态。

此外，本实施方式的飞行控制律20基于舵面故障损伤检测装置 18的检测结果，能够以不使用故障的舵面3或降低使用程度的方式进 行向未故障的舵面3分配控制驱动信号的信号的重构。

舵面/推力综合飞行控制律22是通过控制舵面3的舵角及发动机 推力来控制飞行的控制律，是用于在航空器1的舵面3的任意一个陷 入失灵状态时自动或由操纵者手动实现飞行的控制律。

在基于舵面/推力综合飞行控制律22控制航空器1的状态下，控 制其姿态时，计算机15基于来自由操纵者操作的操纵端10的操作指 令信号和来自传感器2的状态信息，生成舵角指令控制信号及推力指 令控制信号。由于在舵面/推力综合飞行控制律22中，基于操作指令信 号和状态信息来运算推力指令控制信号，因而即使在操作了节流阀11 的情况下，计算机15也会限制该操作的效果，而自动优先进行基于操 作指令信号及状态信息的推力指令控制信号的运算。

将生成的舵角指令控制信号输出到致动器16，致动器16按照该 舵角指令控制信号驱动舵面3。另外，将生成的推力指令控制信号输出 到发动机控制装置17，发动机控制装置17按照该推力指令控制信号驱 动发动机4。并且，通过按照舵角指令控制信号及推力指令控制信号驱 动舵面3及发动机4，控制舵角及发动机推力，从而改变或维持航空器 1的姿态。

在此，在根据舵面/推力综合飞行控制律22将舵角指令控制信号 输出到致动器16时的路径中，设置有用于调节发动机4和舵面3的响 应速度的差的调节响应用滤波器23。例如，能够通过过滤舵角指令控 制信号来进行调节响应用滤波器23的响应速度的调节。

一般情况下，控制发动机推力时从输出推力指令控制信号开始至 发动机4输出基于该推力指令控制信号的发动机推力为止的响应速度， 比控制舵角时从输出舵角指令控制信号开始至舵面3达到基于该舵角 指令控制信号的舵角为止的响应速度需要时间。另外，由于根据失灵 的舵面3所在部位的不同也会使机体的响应速度产生波动，因而设置 调节响应用滤波器23并进行调节以便在舵面3实现与发动机4的响应 速度相同程度的响应速度，从而与失灵的舵面3所在部位无关而实现 均匀的机体的响应速度。

舵面故障损伤检测装置18基于从传感器2输出的航空器1的状态 信息，判断舵面3是否正常发挥功能，在舵面3的任意一个或全部处 于无法动作或缺损状态时，检测为失灵，并将表示该情形的失灵信号 及空气动力系数输出到切换要否判断部24。

在此，对舵面故障损伤检测装置18的空气动力系数的计算说明如 下。舵面故障损伤检测装置18具备候补值计算部和空气动力系数推断 值决定部。

舵面故障损伤检测装置18所具备的候补值计算部具备如下运算 器中的至少任意两个以上：存储有基于扩展卡尔曼滤波的运算法则的 运算器、存储有基于无损卡尔曼滤波的运算法则的运算器、存储有基 于傅里叶变换回归法的运算法则的运算器、及存储有基于神经网络法 的运算法则的运算器。各运算器基于各自存储的运算法则，根据下述 传感器信息分别计算用于推断空气动力系数的候补值。在此，各运算 器的候补值的计算并不限定于基于上述四种推断方法的运算法则，也 能够适用例如粒子滤波等其他推断方法的运算法则。

此外，基于利用上述各运算器计算候补值的各方法的具体运算式 等已被本发明的发明人在例如社团法人日本航空宇宙学会(社団法人日 本航空宇宙学会)的研讨会等中发表(参考文献编号：JSASS-2009- 5057)，为公知技术，因而在此省略其说明。

另外，空气动力系数推断值决定部从在候补值计算部算出的多个 候补值中决定空气动力系数推断值。具体而言，运算各候补值的平均 值或中间值，将得到的平均值或中间值最终决定为空气动力系数推断 值。此外，也可以利用各候补值，分别运算与各候补值对应的传感器 信息的再现值，通过将各再现值与传感器信息进行比较，将与传感器 信息一致或最接近的值的再现值所对应的候补值决定为空气动力系数 推断值。

更具体而言，在计算空气动力系数时，舵面故障损伤检测装置18 首先为了推断空气动力系数，而生成以使机体产生某种程度的运动的 方式驱动舵面3的舵角指令信号，并将其输出到计算机15。在计算机 15中，生成用于维持或改变为所希望的机体姿态的舵角指令信号，将 舵面故障损伤检测装置18所生成的舵角指令信号与之重叠后的舵角指 令信号输出到致动器16，由致动器16按照舵角指令信号驱动舵面3。

另外，通过驱动舵面3，使机体产生摇晃等基于舵角指令信号的 运动，因而由传感器2时常或定期地获取的机体的运动状态量产生变 化。因此，通过传感器2作为传感器信息检测到该运动状态量，并输 出到舵面故障损伤检测装置18。

接下来，候补值计算部基于由传感器2检测到的传感器信息，通 过各运算器分别运算候补值，并将运算结果输出到空气动力系数推断 值决定部。然后，空气动力系数推断值决定部基于从候补值计算部输 入的各候补值决定最终的空气动力系数推断值，并将决定的空气动力 系数输出到切换要否判断部24。

切换处理部19根据航空器1的状态，按照切换部13基于操纵者 的指示而发出的切换指令信号，适当地切换飞行控制律20及舵面/推力 综合飞行控制律22。

切换要否判断部24基于舵面故障损伤检测装置18的检测结果， 执行切换要否判断处理以判断是否需要从飞行控制律20切换到舵面/ 推力综合飞行控制律22。

此外，存储部25为半导体存储装置或磁存储装置，存储有切换要 否判断处理所需的各种数据(与航空器1相关的空气动力数据库、航空 器1的机体规格数据库等)。

下面，说明如此构成的航空器的控制系统的作用。

本实施方式的航空器1在航空器1所具备的舵面3等各设备无异 常时，基于飞行控制律20控制航空器1而飞行。另外，飞行时，若舵 面故障损伤检测装置18检测为舵面3的至少一个因损伤等任何理由而 失灵，则切换要否判断部24执行切换要否判断处理。

图2表示执行切换要否判断处理时由切换要否判断部24执行的切 换要否判断程序的处理流程的流程图，切换要否判断程序存储在存储 部25中。

此外，在下面的说明中，作为一例，针对航空器1的横滚模态说 明各步骤。另外，在表1中表示下述各式中的符号的说明。

[表1]

此外，通过传感器2或存储于存储部25的预先实施的配平计算结 果的数据库，获得配平迎角α_t、配平速度v及配平飞行条件的空气密 度ρ等。

另外，机体重量W、代表面积S、惯性矩I_XX、I_YY、I_ZZ及惯性积 I_ZX等作为航空器1的机体规格数据库存储于存储部25。进一步，各空 气动力系数作为空气动力数据库存储于存储部25。

在步骤100中，基于表示航空器1的运动特性(模态)的响应模型， 计算航空器1的绕机体轴的角速度及角加速度。

航空器1的绕稳定轴的理想横滚运动(横滚率p^*)与其附带的偏航 运动(偏航率r^*)分别通过(1)式所示的传递函数及(2)式所示的关系式来 表示。

[数1]

$p^{*}=\frac{1}{{\tau }_R·s+1}{P}_c···\left(1\right)$

[数2]

$r^{*}=\frac{N_y·g}{v}+g\frac{\cos {\theta }_w·\sin {\phi }_w}{v}$

$N_y=\frac{\rho ·v^2·S·C_y}{2W}···\left(2\right)$

此外，在(2)式中，也可使用cosθ_w=1、φ_w=p^*/S(S分之p^*)的近似。

因此，通过(3)式表示绕机体轴的角速度，通过(4)式表示绕机体轴 的角加速度。另外，通过例如将需要最低限度的飞行特性值(横滚模态 下为横滚模态时间常数τ_R)及(2)式代入到(3)式及(4)式中，计算绕机体 轴的角速度及角加速度。此外，需要最低限度的飞行特性值存储于存 储部25。

[数3]

$\left(\begin{array}{c}p=p^{*}·\cos {\alpha }_t-r^{*}·\sin {\alpha }_t=\frac{\cos {\alpha }_t}{{\tau }_R·s+1}{P}_c-r^{*}·\sin {\alpha }_t\\ r=p^{*}·\sin {\alpha }_t+r^{*}·\cos {\alpha }_t=\frac{\sin {\alpha }_t}{{\tau }_R·s+1}{P}_c+r^{*}·\cos {\alpha }_t\\ q=0\end{array}\right)···\left(3\right)$

[数4]

$\stackrel{·}{p}=p·s=\frac{{\cos \alpha }_t·s}{{\tau }_R·s+1}{P}_c-r^{*}·{\sin \alpha }_t·s$

$\stackrel{·}{s}=r·s=\frac{{\sin \alpha }_t·s}{{\tau }_R·s+1}{P}_c+r^{*}·{\cos \alpha }_t·s···\left(4\right)$

$\stackrel{·}{q}=0$

此外，由于理想横滚运动中不产生俯仰运动，因而

在接下来的步骤102中，基于航空器1的旋转的非线形运动方程 式，计算需要力矩变化量。

设外力为L、M、N，通过(5)式表示航空器1的旋转的非线形运动 方程式。

[数5]

$L=I_{\mathrm{XX}}·\stackrel{·}{p}-I_{\mathrm{ZX}}·(\stackrel{·}{r}+p·q)-(I_{\mathrm{YY}}-I_{\mathrm{ZZ}})·q·r$

$M=I_{\mathrm{YY}}·\stackrel{·}{q}-I_{\mathrm{ZX}}·(r^2-p^2)-(I_{\mathrm{ZZ}}-I_{\mathrm{XX}})·r·p···\left(5\right)$

$N=I_{\mathrm{ZZ}}·\stackrel{·}{r}-I_{\mathrm{ZX}}·(\stackrel{·}{p}+q·r)-(I_{\mathrm{XX}}-I_{\mathrm{YY}})·p·q$

此外，由于q=0，因而如(6)式那样表示(5)式。

[数6]

$L=I_{\mathrm{XX}}·\stackrel{·}{p}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{r}$

$M={-I}_{\mathrm{ZX}}·(r^2-p^2)-(I_{\mathrm{ZZ}}-I_{\mathrm{XX}})·r·p···\left(6\right)$

$N=I_{\mathrm{ZZ}}·\stackrel{·}{r}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{p}$

另外，利用有量纲空气动力系数，通过(7)式表示外力L、M、N。

[数7]

$L=L_{\beta }·\beta +L_p·p+L_r·r+\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{L}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i$

$M=M_u·u+M_{\alpha }·\alpha +M_q·q+\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{M}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i···\left(7\right)$

$N=N_{\beta }·\beta +N_p·p+N_r·r+\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{N}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i$

此外，由于理想横滚运动中u=α=q=β=0，因而如(8)式那样表示(7) 式。

[数8]

$L=L_p·p+L_r·r+\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{L}_{\mathrm{\delta i}·}{\delta }_i$

$M=\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{M}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i···\left(8\right)$

$N=N_p·p+N_r·r+\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{N}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i$

另外，从(6)式和(8)式可得到(9)式所示的需要力矩变化量。

[数9]

$\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{L}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i=I_{\mathrm{XX}}·\stackrel{·}{p}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{r}-L_p·p-L_r·r$

$\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{M}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i=-I_{\mathrm{ZX}}·(r^2-p^2)-(I_{\mathrm{ZZ}}-I_{\mathrm{XX}})·r·p···\left(9\right)$

$\underset{i=1}{\overset{n}{\Sigma }}{N}_{\mathrm{\delta i}}·{\delta }_i=I_{\mathrm{ZZ}}·\stackrel{·}{r}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{p}-N_p·p-N_r·r$

在接下来的步骤104中，计算舵角及舵角的变化率。

首先，若用矩阵表示(9)式，则得到(10)式。

[数10]

$\left(\begin{array}{cccc}{L}_{\delta 1}& L_{\delta 2}& ···& L_{\mathrm{\delta n}}\\ M_{\delta 1}& M_{\delta 2}& ···& M_{\mathrm{\delta n}}\\ N_{\delta 1}& N_{\delta 2}& ···& N_{\mathrm{\delta n}}\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}{\delta }_1\\ {\delta }_2\\ .\\ .\\ .\\ {\delta }_n\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}{I}_{\mathrm{XX}}·\stackrel{·}{p}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{r}-L_p·p-L_r·r\\ -I_{\mathrm{ZX}}·(r^2-p^2)-(I_{\mathrm{ZZ}}-I_{\mathrm{XX}})·r·p\\ I_{\mathrm{ZZ}}·\stackrel{·}{r}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{p}-N_p·p-N_r·r\end{array}\right)···\left(10\right)$

在此，如(11)式所示，设(10)式的左边包含的矩阵为舵效矩阵B、 (10)式的右边为F，得到用于计算各舵角的(12)式。

[数11]

$B=\left(\begin{array}{cccc}{L}_{\delta 1}& L_{\delta 2}& ···& L_{\mathrm{\delta n}}\\ M_{\delta 1}& M_{\delta 2}& ···& M_{\mathrm{\delta n}}\\ N_{\delta 1}& N_{\delta 2}& ···& N_{\mathrm{\delta n}}\end{array}\right)···\left(11\right)$

$F=\left(\begin{array}{c}{I}_{\mathrm{XX}}·\stackrel{·}{p}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{r}-L_p·p-L_r·r\\ -I_{\mathrm{ZX}}·(r^2-p^2)-(I_{\mathrm{ZZ}}-I_{\mathrm{XX}})·r·p\\ I_{\mathrm{ZZ}}·\stackrel{·}{r}-I_{\mathrm{ZX}}·\stackrel{·}{p}-N_p·p-N_r·r\end{array}\right)$

[数12]

$\left(\begin{array}{c}{\delta }_1\\ {\delta }_2\\ .\\ .\\ .\\ {\delta }_n\end{array}\right)=B^T{(B·B^T)}^{-1}·F···\left(12\right)$

此外，(12)式所示的左边的B^T(B·B^T)^-1为最佳舵角分配规则。

另外，在步骤104中，通过将利用(3)式算出的角速度及利用(4)式 算出的角加速度的时历代入到(12)式，计算各舵角的响应时历。

进一步，在步骤104中，通过对上述算出的各舵角的响应时历进 行数值微分，计算各舵角的变化率。

此外，从舵面故障损伤检测装置18的检测结果得到(12)式中所用 的舵效空气动力系数(横滚舵效L_δi、俯仰舵效M_δi及偏航舵效N_δi)，从 存储于存储部25的空气动力数据库得到动稳定性空气动力系数(横滚 阻尼L_p、偏航率的横滚效L_r、方向稳定N_ρ及偏航阻尼N_r)。

在接下来的步骤106中，判断在步骤104算出的舵角或舵角的变 化率是否超过可变化范围，在肯定判断的情况下，转移到步骤108，在 否定判断的情况下，转移到步骤110。即，步骤106在舵面3发生失灵 的情况下，根据舵面3的舵角的控制(飞行控制律20)，判断是否能够实 现基于需要最低限度的飞行特性值的飞行。

此外，上述可变化范围具体指舵角的工作范围及最大变化率，根 据用于驱动舵面3的致动器16的特性值来确定。致动器16的特性值 及上述可变化范围被预先存储于存储部25。

在步骤108中，使显示警告部12通知用于促使操纵者进行从飞行 控制律20向舵面/推力综合飞行控制律22的切换的警告，结束本程序。

若显示警告部12通知警告，则航空器1的操纵者认识到舵面3的 失灵。由此，操纵者为了进行从飞行控制律20向舵面/推力综合飞行控 制律22的切换，而进行切换部13的操作。切换部13被操作从而输出 切换指令信号。计算机15基于切换指令信号驱动切换处理部19，从而 将航空器1的控制律从飞行控制律20切换到舵面/推力综合飞行控制律 22，并基于舵面/推力综合飞行控制律22控制航空器1。

另一方面，在步骤110中，通过以不使用检测为失灵的舵面3或 降低使用程度的方式进行飞行控制律20的重构，应对舵面3的失灵， 结束本程序。

在进行了飞行控制律20的重构时，控制系统6根据重构的飞行控 制律20，进行航空器1的控制。

另外，本实施方式的航空器1的控制系统6也可以同时考虑发动 机4的陀螺力矩的效应而计算航空器1的需要力矩变化量。由此，能 够更高精度地计算实现航空器1的各模态所需的舵角及舵角的变化率。

具体而言，在上述(5)式的右边加上表示发动机4的陀螺力矩效应 的项A、B。

[数13]

$L=I_{\mathrm{XX}}·\stackrel{·}{p}-I_{\mathrm{ZX}}·(\stackrel{·}{r}+p·q)-(I_{\mathrm{YY}}-I_{\mathrm{ZZ}})·q·r$

$M=I_{\mathrm{YY}}·\stackrel{·}{q}-I_{\mathrm{ZX}}·(r^2-p^2)-(I_{\mathrm{ZZ}}-I_{\mathrm{XX}})·r·p+A···\left(13\right)$

$N=I_{\mathrm{ZZ}}·\stackrel{·}{r}-I_{\mathrm{ZX}}·(\stackrel{·}{p}+q·r)-(I_{\mathrm{XX}}-I_{\mathrm{YY}})·p·q+B$

[数14]

A=-/_p·Ω_p·r

             ...(14)

B=/_p·Ω_p·q

进一步，本实施方式的航空器1的控制系统6在因舵面3的故障 而导致舵角固定时、或在舵面3损伤时，由于航空器1的机体形状发 生变化，无法预先掌握其引起的空气动力系数的变化，因而可以利用 由舵面故障损伤检测装置18检测的动稳定空气动力系数(横滚阻尼L_p、 偏航率的横滚效L_r、万向稳定N_ρ及偏航阻尼N_r)，计算需要力矩变化 量。

如上述所说明的那样，本实施方式的航空器1的控制系统6具备: 计算机15，以飞行控制律20、舵面/推力综合飞行控制律22的任意一 个来控制飞行，其中飞行控制律20通过控制舵面3的舵角来控制飞行， 舵面/推力综合飞行控制律22通过控制舵面3的舵角及发动机推力来控 制飞行;和舵面故障损伤检测装置18，检测舵面3的至少一个处于失 灵状态。另外，控制系统6在由舵面故障损伤检测装置18检测到舵面 3的失灵时，基于舵面故障损伤检测装置18的检测结果，计算实现所 希望的飞行特性所需的舵面3的舵角及舵角的变化率，并判断算出的 舵角或舵角的变化率是否超过可变化范围，从而判断是否需要从飞行 控制律20切换到舵面/推力综合飞行控制律22。

因此，本实施方式的航空器1的控制系统6能够适当地进行从飞 行控制律20向舵面/推力综合飞行控制律22的切换。

另外，本实施方式的航空器1的控制系统6在由舵面故障损伤检 测装置18检测到舵面3的失灵时，在算出的舵角或舵角的变化率未超 过可变化范围的情况下，以不使用检测为失灵的舵面3或降低使用程 度的方式对飞行控制律20进行重构，因此能够抑制从飞行控制律20 向舵面/推力综合飞行控制律22的切换。另一方面，在算出的舵角或舵 角的变化率超过可变化范围的情况下，将机体的控制律从飞行控制律 20切换为舵面/推力综合飞行控制律22，因此能够只在需要的情况下进 行控制律的切换。

另外，本实施方式的航空器1的控制系统6根据基于表示航空器 的运动特性的响应模型算出的航空器1的绕机体轴的角速度及角加速 度，计算航空器1的需要力矩变化量，并计算满足所算出的需要力矩 变化量的舵角及舵角的变化率，因而能够容易地计算实现横滚模态、 荷兰滚(Dutch Roll)模态及纵向短周期模态等各种航空器的模态所需的 舵角及舵角的变化率。

〔变形例〕

在上述实施方式中，以切换要否判断处理作为一例说明了航空器 1的横滚模态，但本发明并不限定于此，也可以如本变形例那样，对于 例如航空器1的荷兰滚模态、纵向短周期模态等其他模态，也基于与 各模态对应的传递函数计算舵面3的舵角及舵角的变化率。

在本变形例中，例如在荷兰滚模态的情况下，基于表示荷兰滚模 态的侧滑角β的理想响应的传递函数，计算绕机体轴的角速度及角加 速度，从而计算舵角及舵角的变化率。另外，在纵向短周期模态的情 况下，基于表示垂直载荷系数及迎角的理想响应的传递函数，计算绕 机体轴的角速度及角加速度，从而计算舵角及舵角的变化率。

图3是表示本变形例的切换要否判断程序的处理流程的流程图。 此外，对于图3中与图2相同或类似的步骤，使用与图2相同的符号 或在相同符号的末尾附加“′”，部分省略其说明。

首先，在步骤100′中，基于表示航空器1的横滚模态、荷兰滚模 态及纵向短周期模态的响应模型，计算各模态下航空器1的绕机体轴 的角速度及角加速度。

在接下来的步骤102′中，计算各模态下的需要力矩变化量。

在接下来的步骤104′中，计算各模态下的舵角及舵角的变化率。

在接下来的步骤106′中，判断在步骤104′算出的舵角或舵角的变 化率是否超过在横滚模态、荷兰滚模态及纵向短周期模态中的至少任 意一个模态下的可变化范围，在肯定判断的情况下，转移到步骤108， 在否定判断的情况下，转移到步骤110。

在步骤108中，使显示警告部12通知用于促使操纵者进行从飞行 控制律20向舵面/推力综合飞行控制律22的切换的警告，结束本程序。

另一方面，在步骤110中，通过以不使用检测为失灵的舵面3或 降低使用程度的方式进行飞行控制律20的重构，应对舵面3的失灵， 结束本程序。

以上，利用上述实施方式说明本发明，但本发明的技术范围并不 限定于上述实施方式所记载的范围。在不脱离发明主旨的范围内，能 够对上述实施方式加以多种变更或改良，加以该变更或改良的方式也 包含于本发明的技术范围内。

例如，在上述实施方式中说明了如下方式：在算出的舵角或舵角 的变化率超过可变化范围时，通过显示警告部12发出警告，促使操纵 者进行从飞行控制律20向舵面/推力综合飞行控制律22的切换。但本 发明并不限定于此。例如，本发明也可以为如下方式：在算出的舵角 或舵角的变化率超过可变化范围时，操纵者无需操作切换部13，由控 制系统6自动从飞行控制律20切换到舵面/推力综合飞行控制律22。

另外，上述各实施方式中说明的切换要否判断程序的处理流程也 是一例，在不脱离本发明的主旨的范围内，能够删除不需要的步骤、 追加新的步骤或置换处理顺序。

符号说明

1   航空器

2   传感器

3   舵面

4   发动机

5   操纵室

6   控制系统

10  操纵端

12  显示警告部

13  切换部

15  计算机

16  致动器

17  发动机控制装置

18  舵面故障损伤检测装置

19  开关

20  飞行控制律

22  舵面/推力综合飞行控制律

23  调节响应用滤波器

24  切换要否判断部

25  存储部