專利名稱：空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置及使用其的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置及使用其的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，特別是涉及推定表示飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性的空氣動(dòng)力系數(shù)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置及使用推定的空氣動(dòng)力系數(shù)檢測(cè)飛機(jī)的操縱面的故障及損傷的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置。
背景技術(shù)：
在推定表示飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性的空氣動(dòng)力系數(shù)時(shí)，已知有如下的方法，S卩，從設(shè)于飛機(jī)的各種傳感器取得迎角、側(cè)滑角、空速、角速度、姿態(tài)角、舵角等信息，基于這些信息，進(jìn)行逐次最小二乘法及神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法的運(yùn)算。還已知有如下的方法，即，通過比較這樣推定的空氣動(dòng)力系數(shù)和飛機(jī)正常時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)，檢測(cè)操縱面的故障及損傷。例如，專利文獻(xiàn)I (日本特開2003 - 175896號(hào)公報(bào))中公開有如下的操縱面的故 障及損傷檢測(cè)裝置，即，通過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法對(duì)使用逐次最小二乘法推定的空氣動(dòng)力系數(shù)，進(jìn)行進(jìn)一步運(yùn)算，由此，最終算出空氣動(dòng)力系數(shù)，并基于該空氣動(dòng)力系數(shù)，軟件性地檢測(cè)操縱面的故障等。除此之外，還考慮在機(jī)身鋪設(shè)光纖及電線，硬件性地直接檢測(cè)操縱面的損傷的方法。專利文獻(xiàn)I :(日本)特開2003 - 175896號(hào)公報(bào)但是，在使用上述的逐次最小二乘法推定空氣動(dòng)力系數(shù)的情況下，存在如下的問題，即，為了運(yùn)算空氣動(dòng)力系數(shù)，需要角加速度，因此，需要在飛機(jī)上搭載用于檢測(cè)角加速度的傳感器，當(dāng)重新設(shè)置傳感器時(shí)，會(huì)有使機(jī)身的重量增加的問題。另外，只依靠逐次最小二乘法或神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法等一種方法推定空氣動(dòng)力系數(shù)，存在可能不能得到精確的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的問題。因此，在將通過逐次最小二乘法或神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法得到的空氣動(dòng)力系數(shù)應(yīng)用于操縱面的故障及損傷檢測(cè)的情況下，存在可能引起誤檢測(cè)，不準(zhǔn)備就不能將檢測(cè)結(jié)果反映給飛行控制規(guī)則的問題。另外，在機(jī)身上鋪設(shè)光纖等的方法存在在故障及損傷時(shí)不能進(jìn)行故障檢測(cè)的問題。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是鑒于上述問題而提出的，因此，其目的在于，提供一種空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，能夠運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，并提供一種操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，通過減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)并運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，可以精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。為了解決所述課題，本發(fā)明采用下面的方法。本發(fā)明提供一種空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，其具備舵角指令信號(hào)生成單元，其生成用于推定表示機(jī)身的空氣動(dòng)力特性的空氣動(dòng)力系數(shù)的舵角指令信號(hào)；運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元，其取得基于所述舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于所述機(jī)身的操縱面而引起的所述機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量；候補(bǔ)值算出單元，其根據(jù)所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，使用兩種以上不同的推定方法分別算出用于推定所述空氣動(dòng)力系數(shù)的候補(bǔ)值；空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元，其基于各所述候補(bǔ)值，確定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。根據(jù)本發(fā)明的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，為了利用舵角指令信號(hào)生成單元推定空氣動(dòng)力系數(shù)，以在機(jī)身產(chǎn)生某程度的運(yùn)動(dòng)的方式生成驅(qū)動(dòng)操縱面的舵角指令信號(hào)，根據(jù)該舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面。接著，利用運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元，從在機(jī)身預(yù)先設(shè)置的傳感器等取得通過驅(qū)動(dòng)操縱面而產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)的機(jī)身的迎角、側(cè)滑角、空速、角速度、姿態(tài)角、舵角等運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量。在候補(bǔ)值算出單元中，通過兩種以上不同的推定方法、例如，從擴(kuò)展卡爾曼濾波算法、無跡卡爾曼濾波算法、傅立葉變換回歸法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法及粒子濾波算法等任意兩種以上不同的方法，基于運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量分別算出成為用于算出空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的候補(bǔ)的候補(bǔ)值。在空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元中，從這些候補(bǔ)值選擇或運(yùn)算最適當(dāng)?shù)目諝鈩?dòng)力系數(shù)推定值，最終確定為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。這樣，通過兩種以上不同的方法，算出空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的候補(bǔ)值，并且從這些候補(bǔ)值中最終確定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，因此，能夠?qū)崿F(xiàn)運(yùn)算空氣動(dòng)力系數(shù)推定值時(shí)的冗余化，能夠運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)。 本發(fā)明第一方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置的所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元確定將各所述候補(bǔ)值的平均值或中間值作為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。根據(jù)本發(fā)明第一方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，從通過不同的方法運(yùn)算的各候補(bǔ)值中，確定將它們的平均值或中間值作為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，因此，能夠?qū)崿F(xiàn)運(yùn)算空氣動(dòng)力系數(shù)推定值時(shí)的冗余化，能夠運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)。本發(fā)明第二方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置的所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元，確定將基于各所述候補(bǔ)值分別運(yùn)算的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的再現(xiàn)值中的與所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量最一致的所述再現(xiàn)值對(duì)應(yīng)的所述候補(bǔ)值作為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。根據(jù)本發(fā)明第二方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，能夠使用各候補(bǔ)值，運(yùn)算運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的再現(xiàn)值。因此，將由各候補(bǔ)值求得的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的再現(xiàn)值與利用運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元取得的實(shí)際的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量進(jìn)行比較，確定將與實(shí)際的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量最一致的再現(xiàn)值對(duì)應(yīng)的候補(bǔ)值作為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，因此，能夠?qū)崿F(xiàn)運(yùn)算空氣動(dòng)力系數(shù)推定值時(shí)的冗余化，能夠運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)。另外，本發(fā)明的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置具備故障及損傷可能性判定單元，其判定操縱面的故障及損傷的可能性；操縱面故障及損傷檢測(cè)單元，其在利用所述故障及損傷可能性判定單元判定為在操縱面有產(chǎn)生故障及損傷的可能性的情況下，基于由所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置推定的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，檢測(cè)任一操縱面是否產(chǎn)生故障及損傷。根據(jù)本發(fā)明的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，在判定為在操縱面有故障及損傷的可能性的情況下，算出空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，并基于該值檢測(cè)任一操縱面是否故障及損傷，因此，能夠最小限度地抑制機(jī)身不需要的晃動(dòng)等不需要的運(yùn)動(dòng)，而減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，且總是觀察操縱面的故障及損傷，并精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。本發(fā)明第一方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的所述故障及損傷可能性判定單元具備其它的舵角指令生成信號(hào)，其以在機(jī)身不產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)的方式生成用于驅(qū)動(dòng)操縱面的舵角指令信號(hào)；其它的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元，其取得基于所述舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于所述機(jī)身的操縱面而引起的所述機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，基于所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量判定操縱面的故障及損傷的可能性。根據(jù)本發(fā)明第一方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，在其它的舵角指令生成信號(hào)中，為了判定操縱面的故障及損傷的可能性，用在機(jī)身不產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)那樣的舵角進(jìn)行組合，生成用于驅(qū)動(dòng)各操縱面的舵角指令信號(hào)。在其它的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元中，為了判定操縱面的故障及損傷的可能性，取得根據(jù)生成的舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面而引起的機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量。此時(shí)，本來機(jī)身本來不會(huì)運(yùn)動(dòng)，但由得到的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量可判斷為在機(jī)身產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)的情況下，故障及損傷可能性判定單元基于運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量判定操縱面的故障及損傷的可能性。由此，如果在操縱面沒有故障及損傷的可能性，則不會(huì)產(chǎn)生機(jī)身的運(yùn)動(dòng)，因此，能夠最小限度地抑制機(jī)身不需要的晃動(dòng)等不需要的運(yùn)動(dòng)，而減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，且總是觀察操縱面的故障及損傷，并精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。本發(fā)明第二方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的所述故障及損傷可能性判定單元具備又一其它的舵角指令信號(hào)生成單元，其生成用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)；又一其它的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元，其基于所述舵角指令信號(hào)取得飛行中的 機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量；運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)單元，其對(duì)預(yù)測(cè)假定所述機(jī)身為正常時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算，基于所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量和所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值判定操縱面的故障及損傷的可能性。根據(jù)本發(fā)明第二方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，通過基于飛行中的實(shí)際的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量和假定機(jī)身為正常時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值，判定操縱面的故障及損傷的可能性，能夠最小限度地抑制機(jī)身不需要的晃動(dòng)等不需要的運(yùn)動(dòng)，而減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，且總是觀察操縱面的故障及損傷，并精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。本發(fā)明第三方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置具備光纖或電線，其鋪設(shè)于機(jī)身；檢測(cè)單元，其檢測(cè)所述光纖或電線的異常，并且，所述故障及損傷可能性判定單元具備又一其它的舵角指令信號(hào)生成單元，其生成用于將所述機(jī)身變更或維持為希望的姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)；舵角取得單元，其取得基于所述舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于所述機(jī)身的操縱面而引起的舵角；舵角預(yù)測(cè)單元，其對(duì)預(yù)測(cè)基于假定所述機(jī)身為正常時(shí)的所述舵角指令信號(hào)的舵角的舵角預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算，基于所述檢測(cè)單元的檢測(cè)結(jié)果判定操縱面的損傷的可能性，并且，基于所述舵角和所述舵角預(yù)測(cè)值，判定操縱面的故障的可能性。根據(jù)本發(fā)明第三方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，基于從光纖或電線得到異常檢測(cè)結(jié)果，判定操縱面的損傷的可能性，并且，基于飛行中的實(shí)際的舵角和假定機(jī)身為正常時(shí)的舵角預(yù)測(cè)值，判定操縱面的故障的可能性，由此，能夠最小限度地抑制機(jī)身不需要的晃動(dòng)等不需要的運(yùn)動(dòng)，而減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，且總是觀察操縱面的故障及損傷，并精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。本發(fā)明第四方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的所述操縱面故障及損傷檢測(cè)單元通過比較所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定值和機(jī)身正常時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值或進(jìn)行上次故障及損傷檢測(cè)時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，檢測(cè)操縱面的故障及損傷。根據(jù)本發(fā)明第四方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，在依次存儲(chǔ)機(jī)身正常時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值和以前算出的空氣動(dòng)力系數(shù)值并進(jìn)行操縱面的故障及損傷檢測(cè)時(shí)，通過比較它們，即使在操縱面的故障及損傷進(jìn)展的情況下，也能夠精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。
由此，能夠減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)的同時(shí)，運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，通過使用該空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，能夠精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。
圖I是表示本發(fā)明第一實(shí)施方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置的概略構(gòu)成的框圖；圖2是表示利用本發(fā)明第一實(shí)施方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置推定空氣動(dòng)力系數(shù)的過程的流程圖；圖3是表示本發(fā)明第二實(shí)施方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的概略構(gòu)成的框圖；圖4是表示利用本發(fā)明第二實(shí)施方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置判定操縱面的故障及損傷的過程的流程圖；
圖5是表示本發(fā)明第二實(shí)施方式的變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的概略構(gòu)成的框圖；圖6是表示本發(fā)明的參考例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的概略構(gòu)成圖的框圖。符號(hào)說明I空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置2飛行控制系統(tǒng)3操縱面4傳感器5舵角指令信號(hào)生成部(舵角指令信號(hào)生成單元)6傳感器信息取得部(運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得部)7候補(bǔ)值算出部(候補(bǔ)值算出單元)8空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部(空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元)10空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置11操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置12故障及損傷可能性判定部(故障及損傷可能性判定單元)13切換開關(guān)14切換開關(guān)15操縱面故障及損傷檢測(cè)部(操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置)16顯示裝置17故障及損傷可能性判定邏輯部17A、17B、17C 運(yùn)算器
具體實(shí)施例方式(第一實(shí)施方式)下面，參照附圖對(duì)本發(fā)明第一實(shí)施方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置進(jìn)行說明。圖I是表示第一實(shí)施方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置的概略構(gòu)成的框圖?？諝鈩?dòng)力系數(shù)推定裝置I推定表示飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性的空氣動(dòng)力系數(shù)，如圖I所示，空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置I與適用于飛機(jī)并控制飛機(jī)的機(jī)身的飛行控制系統(tǒng)2、產(chǎn)生用于控制機(jī)身的姿勢(shì)的空氣動(dòng)力的操縱面3及檢測(cè)機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的傳感器4連接。飛行控制系統(tǒng)2是控制飛機(jī)整體的系統(tǒng)，根據(jù)機(jī)身及飛行的狀態(tài)構(gòu)成飛行控制規(guī)貝U，并且，基于由空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置I推定的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，再次構(gòu)成飛行控制規(guī)則。而且，飛行控制系統(tǒng)2根據(jù)飛行控制規(guī)則，向設(shè)于飛機(jī)的各種設(shè)備(未圖示)輸出控制信號(hào)。操縱面3包含提高或降低機(jī)頭的升降舵(升降機(jī))、向左右改變機(jī)頭方向的方向舵(舵)、向左右傾斜機(jī)身的輔助翼(副翼)、修正主翼的翼型增大升力的高升力裝置(折翼)等，操縱面3根據(jù)后述的舵角指令信號(hào)，經(jīng)由飛行控制系統(tǒng)通過未圖示的促動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)。通過驅(qū)動(dòng)操縱面3，機(jī)身的姿勢(shì)由空氣動(dòng)力的力控制。
傳感器4包含空氣數(shù)據(jù)傳感器、慣性傳感器、舵角傳感器等各種傳感器，取得機(jī)身的迎角、側(cè)滑角、空速、角速度、姿態(tài)角、舵角等與機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)有關(guān)的各種各樣的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的傳感器信息，并向傳感器信息取得部6輸出取得的傳感器信息?？諝鈩?dòng)力系數(shù)推定裝置I具備舵角指令信號(hào)生成部(舵角指令信號(hào)生成單元)5、傳感器信息取得部(運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元)6、候補(bǔ)值算出部(候補(bǔ)值算出單元)7及空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部(空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元)8。為了推定空氣動(dòng)力系數(shù)，舵角指令信號(hào)生成部5以在機(jī)身上產(chǎn)生某程度的運(yùn)動(dòng)的方式生成驅(qū)動(dòng)操縱面3那樣的舵角指令信號(hào)，為了根據(jù)該舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面3，向飛行控制系統(tǒng)2輸出生成的舵角指令信號(hào)。另外，飛行控制系統(tǒng)2在飛機(jī)飛行中生成用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)，對(duì)該舵角指令信號(hào)疊加舵角指令信號(hào)生成部5生成的舵角指令信號(hào)并輸出到未圖示的促動(dòng)系統(tǒng)。傳感器信息取得部6經(jīng)由傳感器4取得根據(jù)舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面3而引起的機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，并輸出到后述的候補(bǔ)值算出部7。候補(bǔ)值算出部7具備運(yùn)算器7A，其存儲(chǔ)擴(kuò)展卡爾曼濾波算法的運(yùn)算規(guī)則；運(yùn)算器7B，其存儲(chǔ)無跡卡爾曼濾波算法的運(yùn)算規(guī)則；運(yùn)算器7C，其存儲(chǔ)傅立葉變換回歸法的運(yùn)算規(guī)則；運(yùn)算器7D，其存儲(chǔ)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法的運(yùn)算規(guī)則，運(yùn)算器7A 7D基于各自存儲(chǔ)的運(yùn)算規(guī)貝U，分別算出用于根據(jù)傳感器信息推定空氣動(dòng)力系數(shù)的候補(bǔ)值。在候補(bǔ)值算出部7中，將由運(yùn)算器7A 7D算出的各候補(bǔ)值向空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部8輸出。在此，在候補(bǔ)值算出部7中，也可以設(shè)為使用全部運(yùn)算器7A 7D分別運(yùn)算候補(bǔ)值的構(gòu)成，另外，也可以設(shè)為使用運(yùn)算器7A 7D的任意兩個(gè)或任意三個(gè)運(yùn)算各候補(bǔ)值的構(gòu)成。另外，各運(yùn)算器7A 7D中的候補(bǔ)值的算出不限于基于上述的4個(gè)推定方法的運(yùn)算規(guī)則的算出，例如，也可以應(yīng)用粒子濾波算法等其它的推定方法的運(yùn)算規(guī)則。另外，基于用于由運(yùn)算器7A 7C算出候補(bǔ)值的各方法的具體性的運(yùn)算式等在例如社團(tuán)法人日本航空宇宙學(xué)會(huì)的研討會(huì)等中，由本發(fā)明的發(fā)明人已發(fā)表(參考文獻(xiàn)編號(hào)JSASS - 2009 - 5057)，是公知的，因此，在此省略說明?？諝鈩?dòng)力系數(shù)推定值確定部8根據(jù)在候補(bǔ)值算出部7算出的多個(gè)候補(bǔ)值確定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。具體而言，可以運(yùn)算各候補(bǔ)值的平均值或中間值，并將得到的平均值或中間值最終確定為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。除此之外，還可以使用各候補(bǔ)值，分別運(yùn)算與各候補(bǔ)值對(duì)應(yīng)的傳感器信息的再現(xiàn)值，通過比較各再現(xiàn)值和傳感器信息，將與傳感器信息一致的或最接近的值即再現(xiàn)值對(duì)應(yīng)的候補(bǔ)值確定為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。確定的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值輸出到飛行控制系統(tǒng)2。下面，參照?qǐng)D2的流程圖對(duì)利用這樣構(gòu)成的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置I算出空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的過程進(jìn)行說明。在圖2的步驟S 11中，為了推定空氣動(dòng)力系數(shù)，以在機(jī)身產(chǎn)生某程度的運(yùn)動(dòng)的方式，通過舵角指令信號(hào)生成部5生成驅(qū)動(dòng)操縱面3那樣的舵角指令信號(hào)，并輸出到飛行控制系統(tǒng)2，進(jìn)入下面的步驟S12。在步驟S12中，在飛行控制系統(tǒng)2生成用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)，對(duì)該舵角指令信號(hào)疊加舵角指令信號(hào)生成部5生成的舵角指令信號(hào)，并將疊加后的舵角指令信號(hào)輸出到未圖示的促動(dòng)系統(tǒng)，通過促動(dòng)系統(tǒng)并根據(jù)舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面3。在步驟S13中，通過利用之前的步驟S12驅(qū)動(dòng)操縱面3，機(jī)身產(chǎn)生根據(jù)晃動(dòng)等舵角 指令信號(hào)的運(yùn)動(dòng)，因此，由傳感器4總是或定期性地取得的機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量產(chǎn)生變化。因此，將該運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量作為傳感器信息利用傳感器4進(jìn)行檢測(cè)，并向傳感器信息取得部6輸出傳感器信息。在步驟S14中，利用候補(bǔ)值算出部7的運(yùn)算器7A 7D分別運(yùn)算候補(bǔ)值，并向空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部8輸出運(yùn)算結(jié)果。在下面的步驟S15中，空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部8基于候補(bǔ)值算出部7輸入的各候補(bǔ)值確定最終的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，并向飛行控制系統(tǒng)2輸出確定的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，結(jié)束本程序。另外，在飛行控制系統(tǒng)2中，可以接受空氣動(dòng)力系數(shù)推定值輸入，再次構(gòu)成飛行控制規(guī)則。這樣，通過使用運(yùn)算器7A 7D，基于兩種以上不同的方法，算出用于推定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的候補(bǔ)值，并且利用這些候補(bǔ)值最終確定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，因此，能夠?qū)崿F(xiàn)運(yùn)算空氣動(dòng)力系數(shù)推定值時(shí)的冗余化，能夠運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)。另外，適用于運(yùn)算器7A 7D的擴(kuò)展卡爾曼濾波算法、無跡卡爾曼濾波算法、傅立葉變換回歸法及神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法不需要將機(jī)身的角加速度作為算出候補(bǔ)值時(shí)的傳感器信息，因此，不需要在機(jī)身設(shè)置用于檢測(cè)角加速度的傳感器，能夠避免機(jī)身的重量增加。(第二實(shí)施方式)下面，參照附圖對(duì)本發(fā)明第二實(shí)施方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置進(jìn)行說明。圖3是表示第二實(shí)施方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的概略構(gòu)成的框圖。操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置11是檢測(cè)設(shè)于飛機(jī)的操縱面3的故障及損傷的裝置，對(duì)操縱面不追隨舵角指令值或不動(dòng)作(固定)等故障及操縱面的一部分缺損或全部消失等損傷進(jìn)行檢測(cè)。因此，如圖3所示，操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置11除了具備空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10之夕卜，還具備故障及損傷可能性判定部12及操縱面故障及損傷檢測(cè)部15。另外，操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置11與適用于飛機(jī)并控制飛機(jī)的機(jī)身的飛行控制系統(tǒng)2、檢測(cè)機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的傳感器4及設(shè)于飛機(jī)操縱室等的顯示裝置16連接。操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置11所具備的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10是與上述的第一實(shí)施方式的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置I相同的構(gòu)成，但在具備用于適用于操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置11的構(gòu)成的點(diǎn)上不同。下面，對(duì)與空力推定裝置I相同的構(gòu)成省略其說明，對(duì)不同的構(gòu)成進(jìn)行說明。具體而言，為了推定空氣動(dòng)力系數(shù)，以在機(jī)身產(chǎn)生某程度的運(yùn)動(dòng)的方式，舵角指令信號(hào)生成部5生成驅(qū)動(dòng)操縱面3那樣的空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)，除此之外，為了判定操縱面的故障及損傷的可能性，還基于預(yù)先存儲(chǔ)的正常飛行時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)及檢測(cè)上次故障及損傷時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，生成用于在機(jī)身不產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)那樣的舵角組合來驅(qū)動(dòng)各操縱面的故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)(Tkern)。因此，舵角指令信號(hào)生成部5具備空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A，其生成空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)；故障及損傷確認(rèn)用操舵器5B，其生成故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)。另外，飛行控制系統(tǒng)2在飛機(jī)飛行中生成用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)，并對(duì)該舵角指令信號(hào)疊加舵角指令信號(hào)生成部5生成的舵角指令信號(hào)，且將疊加后的舵角指令信號(hào)輸出到促動(dòng)系統(tǒng)。由于在利用后述的故障及損傷可能性判定部12判定具有故障及損傷的可能性的情況下，空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10進(jìn)行空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的運(yùn)算，因此，以在利用故障及損傷可能性判定部12判定故障及損傷的情況下只輸入傳感器信息的方式，在候補(bǔ)值算出部7中設(shè)有切換開關(guān)13。故障及損傷可能性判定部12與傳感器信息取得部6、舵角指令信號(hào)生成部5及飛行控制系統(tǒng)2連接，在傳感器信息取得部6、舵角指令信號(hào)生成部5及飛行控制系統(tǒng)2之間 可以傳遞各種信息。另外，故障及損傷可能性判定部12在與舵角指令信號(hào)生成部5之間具備切換開關(guān)14，在進(jìn)行操縱面的故障及損傷的可能性判定時(shí)，以從故障及損傷確認(rèn)用操舵器5B輸入舵角指令信號(hào)的方式進(jìn)行切換，并且，在判定為在操縱面有故障及損傷的可能性的情況下，以從空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A輸入舵角指令信號(hào)方式進(jìn)行切換。在進(jìn)行故障及損傷的可能性的判定時(shí)，故障及損傷可能性判定部12接受從故障及損傷確認(rèn)用操舵器5B輸出的故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的輸入，并將故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)輸出到飛行控制系統(tǒng)2。故障及損傷可能性判定部12從傳感器信息取得部6取得根據(jù)該故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面3時(shí)的傳感器信息，將例如預(yù)先設(shè)定的界限值和傳感器信息進(jìn)行比較，由此，判定操縱面3的任一處是否具有產(chǎn)生故障及損傷的可能性。另一方面，在判定為在操縱面具有故障及損傷的可能性的情況下，接受從空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A輸入的空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)，并將空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)輸出到飛行控制系統(tǒng)2。另外，切換開關(guān)13和切換開關(guān)14的動(dòng)作聯(lián)動(dòng)，在故障及損傷可能性判定部12通過切換開關(guān)14與故障及損傷確認(rèn)用操舵器5B連接的情況下，切換開關(guān)13成為關(guān)閉(0FF)，傳感器信息不能輸入到運(yùn)算器7A 7D。另外，在故障及損傷可能性判定部12通過切換開關(guān)14與空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A連接的情況下，開關(guān)13成為接通(0N)，傳感器信息輸入到運(yùn)算器7A 7D。在判定為在操縱面3具有故障及損傷的可能性的情況下，操縱面故障及損傷檢測(cè)部15接受由空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10運(yùn)算的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的輸入，基于該值檢測(cè)任一操縱面是否故障及損傷。在故障及損傷的檢測(cè)中，例如，在操縱面故障及損傷檢測(cè)部15預(yù)先存儲(chǔ)飛機(jī)正常飛行時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)，將該空氣動(dòng)力系數(shù)和由空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10輸出的空氣動(dòng)力系數(shù)進(jìn)行比較，基于比較結(jié)果，能夠檢測(cè)任一操縱面是否故障及損傷。另夕卜，在操縱面的故障及損傷進(jìn)展的情況下，與檢測(cè)上次故障及損傷時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值比較，基于比較結(jié)果，能夠檢測(cè)操縱面的故障及損傷。操縱面故障及損傷檢測(cè)結(jié)果輸出到飛行控制系統(tǒng)2、舵角指令信號(hào)生成部5及顯示裝置16。
在輸入操縱面故障及損傷檢測(cè)結(jié)果及空氣動(dòng)力系數(shù)推定值時(shí)，在舵角指令信號(hào)生成部5生成反映故障及損傷部位等信號(hào)并將其利用到下次以后的舵角指令信號(hào)生成，飛行控制系統(tǒng)2基于操縱面故障及損傷檢測(cè)結(jié)果及空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，根據(jù)操縱面的故障及損傷的程度，確定是否使用故障及損傷的操縱面及進(jìn)行飛行控制規(guī)則的再次構(gòu)成。另外，在顯示裝置16輸入操縱面故障及損傷檢測(cè)結(jié)果，因此，向操作者等通知任一操縱面是否故障及損傷。下面，參照?qǐng)D4的流程圖對(duì)利用這樣構(gòu)成的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置11判定操縱面的故障及損傷的過程進(jìn)行說明。在飛機(jī)正常飛行的情況下，切換開關(guān)14將故障及損傷確認(rèn)用操舵器5B和故障及損傷可能性判定部12連接，總是或定期性地判定故障及損傷的可能性。因此，在圖4的步驟S21中，舵角指令信號(hào)生成部5總是或定期性地生成故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)(Tkern)，并輸出到故障及損傷可能性判定部12。故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)經(jīng)由故 障及損傷可能性判定部12輸出到飛行控制系統(tǒng)2，在下面的步驟S22中，疊加飛行控制系統(tǒng)2生成的用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)，基于該舵角指令信號(hào)，利用未圖示的促動(dòng)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)操縱面3。在步驟S23中，將機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量作為傳感器信息由傳感器4總是或定期性地取得，傳感器4將傳感器信息輸出到傳感器信息取得部6。傳感器信息從傳感器信息取得部6輸出到故障及損傷可能性判定部12，在步驟S24中，判定是否具有故障及損傷的可能性。即，故障及損傷可能性判定部12根據(jù)故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面3，本來也不應(yīng)在機(jī)身產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)。在根據(jù)由傳感器4得到的傳感器信息判斷為在機(jī)身產(chǎn)生晃動(dòng)等運(yùn)動(dòng)的情況下，利用故障及損傷可能性判定部12判定為在操縱面具有故障及損傷的可能性，進(jìn)入下面的步驟S25。另一方面，在根據(jù)傳感器信息判斷為在機(jī)身未產(chǎn)生晃動(dòng)等運(yùn)動(dòng)的情況下，判定為沒有故障及損傷的可能性。定期性地重復(fù)步驟S24的判定。在步驟S25中，接受由故障及損傷可能性判定部12判定為在操縱面具有故障及損傷的可能性，為了利用空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10推定空氣動(dòng)力系數(shù)，切換切換開關(guān)13及切換開關(guān)14。由此，將故障及損傷可能性判定部12和空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A連接，運(yùn)算器7A 7B分別與傳感器信息取得部6連接。在下面的步驟S26中，利用空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A生成空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)并輸出到飛行控制系統(tǒng)2，進(jìn)入下面的步驟S27。在步驟S27中，在飛行控制系統(tǒng)2生成用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)，對(duì)該舵角指令信號(hào)疊加舵角指令信號(hào)生成部5生成的舵角指令信號(hào)，并將疊加后的舵角指令信號(hào)輸出到未圖示的促動(dòng)系統(tǒng)，利用促動(dòng)系統(tǒng)，根據(jù)空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面3。在步驟S28中，通過利用之前的步驟S27驅(qū)動(dòng)操縱面3，在機(jī)身產(chǎn)生根據(jù)晃動(dòng)等舵角指令信號(hào)的運(yùn)動(dòng)，因此，在由傳感器4總是或定期性地取得的機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量產(chǎn)生變化。因此，傳感器4將該運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量作為傳感器信息進(jìn)行檢測(cè)，并將傳感器信息輸出到傳感器信息取得部6。在步驟S29中，利用候補(bǔ)值算出部7的運(yùn)算器7A 7D分別運(yùn)算候補(bǔ)值，將運(yùn)算結(jié)果輸出至空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部8。在下面的步驟S30中，空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部8基于從候補(bǔ)值算出部7輸入的各候補(bǔ)值確定最終的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，并將確定的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值輸出至操縱面故障及損傷檢測(cè)部15、舵角指令信號(hào)生成部5及飛行控制系統(tǒng)2。另外，在步驟S31中，基于空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，利用操縱面故障及損傷檢測(cè)部15檢測(cè)任一操縱面是否故障及損傷。操縱面故障及損傷檢測(cè)結(jié)果輸出到飛行控制系統(tǒng)2、舵角指令信號(hào)生成部5及顯示裝置16，結(jié)束本程序。這樣，在操縱面的故障及損傷檢測(cè)時(shí)，在預(yù)先判定故障及損傷的可能性并判定為在操縱面具有故障及損傷的可能性的情況下，算出空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，基于該值檢測(cè)任一操縱面是否故障及損傷，因此，能夠最小限度地抑制機(jī)身不需要的晃動(dòng)等不需要的運(yùn)動(dòng)，而減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，同時(shí)，總是觀察操縱面的故障及損傷，并精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。為了檢測(cè)故障及損傷，在推定空氣動(dòng)力系數(shù)時(shí)，通過使用運(yùn)算器7A 7D并基于兩種以上不同的方法，算出用于推定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值的候補(bǔ)值，并且，根據(jù)這些候補(bǔ)值，最終確定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，因此，能夠?qū)崿F(xiàn)運(yùn)算空氣動(dòng)力系數(shù)推定值時(shí)的冗余化，能夠運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)。(第二實(shí)施方式的變形例) 下面，參照?qǐng)D5對(duì)上述的第二實(shí)施方式的變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置進(jìn)行說明。圖5是表示本變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的概略構(gòu)成的框圖。本變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置不同于上述的第二實(shí)施方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的方面是指對(duì)預(yù)測(cè)假定機(jī)身正常時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算，并基于該運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值和實(shí)際機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，進(jìn)行故障及損傷的可能性判定這一點(diǎn)，而與故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的輸出的有無無關(guān)。因此，操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置不一定需要具備故障及損傷確認(rèn)用操舵器5B。其它的構(gòu)成是與上述的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置相同的構(gòu)成，因此，省略其的說明，下面，只對(duì)不同的點(diǎn)進(jìn)行說明。故障及損傷可能性判定部12連接傳感器信息取得部6、舵角指令信號(hào)生成部5、空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部8、飛行控制系統(tǒng)2及操縱面故障及損傷檢測(cè)部15，在它們之間可以傳遞各種信息。在故障及損傷可能性判定部12中預(yù)先存儲(chǔ)有機(jī)身運(yùn)動(dòng)模型。在此，機(jī)身運(yùn)動(dòng)模型是表示在適用于操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)得到的飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)的數(shù)學(xué)模型，在機(jī)身為正常的情況下，可以根據(jù)機(jī)身運(yùn)動(dòng)模型運(yùn)算得到機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量。因此，在故障及損傷可能性判定部12中，在飛機(jī)的飛行中總是或定期性地根據(jù)在該機(jī)身運(yùn)動(dòng)模型和飛行控制系統(tǒng)2生成的飛機(jī)飛行時(shí)用于實(shí)現(xiàn)變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)或?qū)υ撔盘?hào)疊加了故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的舵角指令信號(hào)，對(duì)預(yù)測(cè)假定機(jī)身正常時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算。故障及損傷可能性判定部12將同時(shí)基于用于變更或維持為在飛行控制系統(tǒng)2生成的飛機(jī)飛行中的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)或?qū)υ撔盘?hào)疊加了故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的舵角指令信號(hào)的飛行中的機(jī)身實(shí)際的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量作為傳感器信息，并從傳感器信息取得部6取得。在進(jìn)行故障及損傷的可能性的判定時(shí),故障及損傷可能性判定部12從傳感器信息取得部6取得根據(jù)用于變更或維持為從飛行控制系統(tǒng)2輸出的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)或?qū)υ撔盘?hào)疊加了故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的舵角指令信號(hào)而驅(qū)動(dòng)操縱面3時(shí)的傳感器信息。而且，比較運(yùn)算的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值和傳感器信息，基于兩者之差，判定操縱面3的任一處是否具有產(chǎn)生故障及損傷的可能性。
S卩，在兩者之差超過預(yù)先設(shè)定的界限值的情況下，判定為在操縱面3的任一處具有產(chǎn)生故障及損傷的可能性，在未超過界限值的情況下，判定為在操縱面3的任一處沒有產(chǎn)生故障及損傷的可能性。在判定為在操縱面具有故障及損傷的可能性的情況下，接受從空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A輸入的空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)，并將空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)輸出到飛行控制系統(tǒng)2，利用空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10推定空氣動(dòng)力系數(shù)，再利用操縱面故障及損傷檢測(cè)部15檢測(cè)操縱面3的故障及損傷。在檢測(cè)為在操縱面3具有故障及損傷的情況下，檢測(cè)結(jié)果輸出到飛行控制系統(tǒng)2、顯示裝置16、舵角指令信號(hào)生成部5及故障及損傷可能性判定部12。在操縱面3的故障及損傷進(jìn)展的情況下，舵角指令信號(hào)生成部5及故障及損傷可能性判定部12累積故障及損傷的檢測(cè)結(jié)果及空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，并反映于下次的故障及損傷可能性判定。即，在運(yùn)算基于機(jī)身運(yùn)動(dòng)模型的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值時(shí)，反映已經(jīng)得到的故障及損傷檢測(cè)結(jié)果及空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，通過與實(shí)際的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量比較，即使在操縱面3的故障及損傷進(jìn)展的情況下，也能夠檢測(cè)故障及損傷的進(jìn)展。由此，通過基于飛行中的實(shí)際運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量和假定機(jī)身為正常時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè) 值，判定操縱面的故障及損傷的可能性，能夠最小限度地抑制機(jī)身不需要的晃動(dòng)等不需要的運(yùn)動(dòng)，而減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，且總是觀察操縱面的故障及損傷，并精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。(第二實(shí)施方式的其它的變形例)下面，對(duì)上述的第二實(shí)施方式的其它的變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置進(jìn)行說明。另外，本變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的概略構(gòu)成與表示上述的第二實(shí)施方式的變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的圖5大致相同，因此，參照?qǐng)D5進(jìn)行說明。作為本變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置與上述的第二實(shí)施方式的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的不同點(diǎn)，第一，在機(jī)身設(shè)置光纖或電線，并通過它們檢測(cè)操縱面的異常。另外，第二，與故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的輸出有無無關(guān)，生成用于將機(jī)身變更或維持為希望的姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)或?qū)υ撔盘?hào)疊加了故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的舵角指令信號(hào)，取得基于該舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于機(jī)身的操縱面而引起的實(shí)際的舵角，并且，對(duì)預(yù)測(cè)基于假定機(jī)身為正常時(shí)的舵角指令信號(hào)的舵角的舵角預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算。而且，基于這些不同點(diǎn)，在本變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置中，基于光纖等異常檢測(cè)結(jié)果，判定操縱面的損傷的可能性，并且，基于實(shí)際的舵角和舵角預(yù)測(cè)值，判定操縱面的故障的可能性。因此，操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置并不一定需要具備故障及損傷用操舵器5B。其它的構(gòu)成是與上述的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置相同的構(gòu)成，因此，省略其的說明，下面，只對(duì)不同的點(diǎn)進(jìn)行說明。在適用本變形例的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的飛機(jī)的機(jī)身上，在機(jī)身表層面或表層中鋪設(shè)有用于檢測(cè)機(jī)身的傾斜及損傷光纖或電線(未圖示)。該光纖或電線連接有如下的檢測(cè)傳感器，即，當(dāng)在機(jī)身產(chǎn)生傾斜時(shí)，透射光量或電阻值變化，當(dāng)在機(jī)身產(chǎn)生損傷時(shí)，光或電不能導(dǎo)通，因此，檢測(cè)傳感器基于透射光量或電阻值檢測(cè)異常。故障及損傷可能性判定部12連接傳感器信息取得部6、舵角指令信號(hào)生成部5、空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定部8、飛行控制系統(tǒng)2及操縱面故障及損傷檢測(cè)部15，在它們之間可以傳遞各種信息。在故障及損傷可能性判定部12預(yù)先存儲(chǔ)有操縱面驅(qū)動(dòng)模型。在此，操縱面驅(qū)動(dòng)模型是包含在適用操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置的飛機(jī)的設(shè)計(jì)時(shí)得到的促動(dòng)系統(tǒng)等的操縱面驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，在操縱面為正常的情況下，可以從操縱面驅(qū)動(dòng)模型運(yùn)算得到基于舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面而產(chǎn)生的舵角。因此，故障及損傷可能性判定部12在飛機(jī)飛行中總是根據(jù)該操縱面驅(qū)動(dòng)模型和飛機(jī)飛行時(shí)用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)或?qū)υ撔盘?hào)疊加了故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的舵角指令信號(hào)，對(duì)預(yù)測(cè)假定機(jī)身為正常時(shí)的舵角的舵角預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算。故障及損傷可能性判定部12同時(shí)基于用于變更或維持為飛機(jī)飛行中的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)或?qū)υ撔盘?hào)疊加了故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的舵角指令信號(hào)，將飛行中的機(jī)身實(shí)際的舵角作為傳感器信息，并從傳感器信息取得部6取得。在進(jìn)行故障及損傷的可能性的判定時(shí)，故障及損傷可能性判定部12接受來自檢測(cè)傳感器的檢測(cè)結(jié)果，判定操縱面的損傷的可能性。即，在從檢測(cè)傳感器得到的檢測(cè)結(jié)果異常的情況下，判定為在操縱面具有損傷的可能性，在檢測(cè)結(jié)果正常的情況下，判定為在操縱面沒有損傷的可能性。 另外，故障及損傷可能性判定部12接受從飛行控制系統(tǒng)2輸出的用于變更或維持機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)或?qū)υ撔盘?hào)疊加了故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的舵角指令信號(hào)的輸入，從傳感器信息取得部6取得根據(jù)該舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)操縱面3時(shí)的舵角。而且，比較運(yùn)算的舵角預(yù)測(cè)值和舵角，基于兩者之差，判定操縱面3的任一處是否具有產(chǎn)生故障的可能性。S卩，在兩者之差超過預(yù)先設(shè)定的界限值的情況下，判定為操縱面3的任一處具有產(chǎn)生故障的可能性，在兩者之差未超過界限值的情況下，判定為操縱面3的任一處沒有產(chǎn)生故障的可能性定。在判定為在操縱面3具有故障及損傷的可能性的情況下，故障及損傷可能性判定部12接受從空氣動(dòng)力系數(shù)推定用操舵器5A輸入的空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)，并將空氣動(dòng)力系數(shù)推定用的舵角指令信號(hào)輸出到飛行控制系統(tǒng)2，利用空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置10推定空氣動(dòng)力系數(shù)，利用操縱面故障及損傷檢測(cè)部15檢測(cè)操縱面3的故障及損傷。在檢測(cè)在操縱面3具有故障及損傷的情況下，將檢測(cè)結(jié)果輸出到飛行控制系統(tǒng)2、顯示裝置16、舵角指令信號(hào)生成部5及故障及損傷可能性判定部12。在操縱面3的故障及損傷進(jìn)展的情況下，舵角指令信號(hào)生成部5及故障及損傷可能性判定部12累積故障及損傷的檢測(cè)結(jié)果及空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，并反映于下次的故障及損傷可能性判定。這樣，通過基于從光纖或電線得到的異常檢測(cè)結(jié)果，判定操縱面的損傷的可能性，并且基于飛行中的實(shí)際舵角和假定機(jī)身為正常時(shí)的舵角預(yù)測(cè)值，判定操縱面的故障的可能性，能夠最小限度地抑制機(jī)身不需要的晃動(dòng)等不需要的運(yùn)動(dòng)，而減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，且總是觀察操縱面的故障及損傷，并精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。另外，在判定故障及損傷的可能性時(shí)，除了進(jìn)行基于機(jī)身運(yùn)動(dòng)模型的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值和實(shí)際運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的比較結(jié)果的可能性判定，或也可以進(jìn)行基于從光纖或電線得到的異常檢測(cè)結(jié)果及基于操縱面驅(qū)動(dòng)模型的舵角預(yù)測(cè)值和實(shí)際舵角的比較結(jié)果的可能性判定之外，也可以進(jìn)行基于根據(jù)從上述的故障及損傷確認(rèn)用操舵器5B輸出的故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的可能性判定。在該情況下，通過將操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置設(shè)為例如圖6所示的構(gòu)成，也能夠?qū)崿F(xiàn)。具體而言，故障及損傷可能性判定邏輯部17具備運(yùn)算器17A，其存儲(chǔ)基于機(jī)身運(yùn)動(dòng)模型的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值和實(shí)際運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的比較結(jié)果的可能性判定的信息；運(yùn)算器17B，其存儲(chǔ)基于從光纖或電線得到的異常檢測(cè)結(jié)果及操縱面驅(qū)動(dòng)模型的舵角預(yù)測(cè)值和實(shí) 際舵角的比較結(jié)果的可能性判定的信息；運(yùn)算器17C，其存儲(chǔ)基于根據(jù)故障及損傷確認(rèn)用的舵角指令信號(hào)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的可能性判定的信息。而且，以進(jìn)行基于任一方法的可能性判定的方式切換故障及損傷可能性判定邏輯部17和切換開關(guān)14的連接，執(zhí)行希望的可能性判定。然后，也可以以進(jìn)行適當(dāng)?shù)钠渌姆椒óa(chǎn)生的可能性判定等方式依次切換，也可以以進(jìn)行組合兩種或三種的方法的可能性判定的方式依次切換。
權(quán)利要求
1.一種空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，具備 舵角指令信號(hào)生成單元，其生成用于推定表示機(jī)身的空氣動(dòng)力特性的空氣動(dòng)力系數(shù)的舵角指令信號(hào)； 運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元，其取得基于所述舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于所述機(jī)身的操縱面而引起的所述機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量； 候補(bǔ)值算出單元，其根據(jù)所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，使用兩種以上不同的推定方法分別算出用于推定所述空氣動(dòng)力系數(shù)的候補(bǔ)值； 空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元，其基于各所述候補(bǔ)值，確定空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。
2.如權(quán)利要求I所述的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，其中，所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元確定將各所述候補(bǔ)值的平均值或中間值作為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。
3.如權(quán)利要求I所述的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置，其中，所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元確定將基于各所述候補(bǔ)值分別運(yùn)算出的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的再現(xiàn)值中的與所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量最一致的所述再現(xiàn)值對(duì)應(yīng)的所述候補(bǔ)值作為空氣動(dòng)力系數(shù)推定值。
4.一種操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，具備 故障及損傷可能性判定單元，其判定操縱面的故障及損傷的可能性； 如權(quán)利要求I 3中任一項(xiàng)所述的空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置； 操縱面故障及損傷檢測(cè)單元，其在利用所述故障及損傷可能性判定單元判定為在操縱面有產(chǎn)生故障及損傷的可能性的情況下，基于由所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置推定的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，檢測(cè)任一操縱面是否發(fā)生故障及損傷。
5.如權(quán)利要求4所述的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，其中， 所述故障及損傷可能性判定單元具備 其它的舵角指令生成信號(hào)，其以在機(jī)身不產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)的方式生成用于驅(qū)動(dòng)操縱面的舵角指令信號(hào)； 其它的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元，其取得基于所述舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于所述機(jī)身的操縱面而引起的所述機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量， 基于所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量判定操縱面的故障及損傷的可能性。
6.如權(quán)利要求4所述的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，其中， 所述故障及損傷可能性判定單元具備 又一其它的舵角指令信號(hào)生成單元，其生成用于變更或維持為希望的機(jī)身姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)； 又一其它的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元，其基于所述舵角指令信號(hào)取得飛行中的機(jī)身的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量； 運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)單元，其對(duì)預(yù)測(cè)假定所述機(jī)身為正常時(shí)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算， 基于所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量和所述運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量預(yù)測(cè)值判定操縱面的故障及損傷的可能性。
7.如權(quán)利要求4所述的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，其中，具備 光纖或電線，其鋪設(shè)于機(jī)身； 檢測(cè)單元，其檢測(cè)所述光纖或電線的異常，并且， 所述故障及損傷可能性判定單元具備又一其它的舵角指令信號(hào)生成單元，其生成用于將所述機(jī)身變更或維持為希望的姿勢(shì)的舵角指令信號(hào)； 舵角取得單元，其取得基于所述舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于所述機(jī)身的操縱面而引起的舵角； 舵角預(yù)測(cè)單元，其對(duì)預(yù)測(cè)基于假定所述機(jī)身為正常時(shí)的所述舵角指令信號(hào)的舵角的舵角預(yù)測(cè)值進(jìn)行運(yùn)算， 基于所述檢測(cè)單元的檢測(cè)結(jié)果判定操縱面的損傷的可能性，并且，基于所述舵角和所述舵角預(yù)測(cè)值，判定操縱面的故障的可能性。
8.如權(quán)利要求4 7中任一項(xiàng)所述的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，其中， 所述操縱面故障及損傷檢測(cè)單元通過比較所述空氣動(dòng)力系數(shù)推定值和機(jī)身正常時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值或進(jìn)行上次故障及損傷檢測(cè)時(shí)的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，檢測(cè)操縱面的故障及損傷。
全文摘要
一種空氣動(dòng)力系數(shù)推定裝置及使用其的操縱面故障及損傷檢測(cè)裝置，可運(yùn)算高可靠性的空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，并且，通過運(yùn)算該空氣動(dòng)力系數(shù)推定值，減輕對(duì)乘客的負(fù)擔(dān)，且可精確地檢測(cè)操縱面的故障及損傷。具備舵角指令信號(hào)生成單元(5)，其生成用于推定表示機(jī)身的空氣動(dòng)力特性的空氣動(dòng)力系數(shù)的舵角指令信號(hào)；運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量取得單元(6)，其取得基于舵角指令信號(hào)驅(qū)動(dòng)設(shè)于機(jī)身的操縱面而引起的機(jī)身運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量；候補(bǔ)值算出單元(7)，其根據(jù)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，使用兩種以上不同的推定方法，分別算出用于推定上述空氣動(dòng)力系數(shù)的候補(bǔ)值；空氣動(dòng)力系數(shù)推定值確定單元(8)，其基于各候補(bǔ)值，對(duì)空氣動(dòng)力系數(shù)推定值進(jìn)行確定。
文檔編號(hào)B64C13/00GK102753435SQ201180008999
公開日2012年10月24日 申請(qǐng)日期2011年3月16日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月18日
發(fā)明者山崎光一 申請(qǐng)人:三菱重工業(yè)株式會(huì)社