特開 2023-132989 センシングシステム

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】P2023132989

(43)【公開日】2023-09-22

(54)【発明の名称】センシングシステム

(51)【国際特許分類】

   B64D 43/02 20060101AFI20230914BHJP

【ＦＩ】

B64D43/02

【審査請求】未請求

【請求項の数】4

【出願形態】ＯＬ

(21)【出願番号】P 2022038625

(22)【出願日】2022-03-11

(71)【出願人】

【識別番号】000125370

【氏名又は名称】学校法人東京理科大学

(71)【出願人】

【識別番号】518128883

【氏名又は名称】株式会社ＳＰＡＣＥ ＷＡＬＫＥＲ

(74)【代理人】

【識別番号】110001519

【氏名又は名称】弁理士法人太陽国際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】藤川 貴弘

(72)【発明者】

【氏名】米本 浩一

(72)【発明者】

【氏名】角田 智樹

(57)【要約】

【課題】飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定する。
【解決手段】センシングシステムは、飛行体前側の先端部表面に設けられた複数の基準圧測定用孔と、第１連通路を介して接続された空間である、前記飛行体内の第１基準圧室と、前記先端部表面に設けられた複数の圧力測定用孔と、第２連通路を介して接続された空間である、前記飛行体内の第２基準圧室と、前記第２連通路に設けられた、前記圧力測定用孔側の圧力と前記第２基準圧室側の圧力との差圧を検出する複数の差圧センサと、前記第２基準圧室に設けられた、絶対圧を検出する絶対圧センサと、前記差圧センサの出力及び前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する推定部と、を含む。
【選択図】図２

【特許請求の範囲】

【請求項1】

飛行体前側の先端部表面に設けられた複数の基準圧測定用孔と、第１連通路を介して接続された空間である、前記飛行体内の第１基準圧室と、
前記先端部表面に設けられた複数の圧力測定用孔と、第２連通路を介して接続された空間である、前記飛行体内の第２基準圧室と、
前記第２連通路に設けられた、前記圧力測定用孔側の圧力と前記第２基準圧室側の圧力との差圧を検出する複数の差圧センサと、
前記第２基準圧室に設けられた、絶対圧を検出する絶対圧センサと、
前記差圧センサの出力及び前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する推定部と、
を含むセンシングシステム。

【請求項2】

前記第１基準圧室と前記第２基準圧室との間を接続する第３連通路を、前記第１連通路が形成された面と対向する面の中央部に形成する請求項１記載のセンシングシステム。

【請求項3】

前記推定部は、前記差圧センサの出力及び前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記圧力測定用孔の圧力を算出し、前記圧力測定用孔の圧力に基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する請求項１又は２記載のセンシングシステム。

【請求項4】

前記絶対圧センサを複数備え、
前記複数の絶対圧センサは、前記第２基準圧室に形成された複数の絶対圧測定用孔内に設けられ、
前記推定部は、
前記複数の差圧センサ及び前記複数の絶対圧センサの各々の異常状態を判定し、
異常状態と判定されていない前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記第２基準圧室の圧力を算出し、
異常状態と判定されていない前記差圧センサの出力と、前記第２基準圧室の圧力とに基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する請求項１～請求項３の何れか１項記載のセンシングシステム。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、センシングシステムに関する。

【背景技術】

【0002】

航空機ではエアデータ（対気速度および空力姿勢など）の推定にピトー管や迎角ベーン等を用いたＡＤＳ（Ａｉｒ Ｄａｔａ Ｓｅｎｓｉｎｇ）システムが用いられている。しかしスペースプレーンのように極超音速飛行を伴う場合、鋭利な形状のＡＤＳシステムでは衝撃波の影響により先端が高温にさらされるため、使用が困難である。そこで、鈍頭形状のノーズ表面に多数の圧力孔を設けたＦＡＤＳ（Ｆｌｕｓｈ Ａｉｒ Ｄａｔａ Ｓｅｎｓｉｎｇ）システムによるエアデータ推定法が知られている（例えば、非特許文献１）。

【先行技術文献】

【非特許文献】

【0003】

【非特許文献1】Whitmore, S. A., Cobleigh, B. R. and Hearing, E. A., Design and Calibration of the X-33 Flush Airdata Sensing (FADS) System, NASA/TM-1998-206540, 1998.

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

しかし、従来のＦＡＤＳシステムではリフトオフ直後や軌道頂点付近の低動圧領域において推定精度が低下するという問題がある。これは、高動圧飛行時の各孔圧力を測定可能な大きなレンジを有する圧力センサでは、低動圧時の孔間の差圧を捉えられるほどの測定精度を実現できないためである。複数の圧力レンジをもった圧力センサを切り替えて使用する必要があるが、コストが増大する。

【0005】

そこで、ノーズ表面の平均的な圧力を導くような基準圧室を設け、各孔と基準圧室の間での差圧測定を利用することで圧力センサに必要なレンジを狭め、推定精度を向上させることが考えられる。

【0006】

このとき、ノーズ表面の圧力は、各差圧計により計測される基準圧との差分を用いて算出されるため、複数の基準圧測定点の間で圧力の差異が生じないような基準圧室の設計が求められる。

【0007】

本発明は、上記の事情を鑑みてなされたものであり、飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができるセンシングシステムを提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0008】

本発明に係るセンシングシステムは、飛行体前側の先端部表面に設けられた複数の基準圧測定用孔と、第１連通路を介して接続された空間である、前記飛行体内の第１基準圧室と、前記先端部表面に設けられた複数の圧力測定用孔と、第２連通路を介して接続された空間である、前記飛行体内の第２基準圧室と、前記第２連通路に設けられた、前記圧力測定用孔側の圧力と前記第２基準圧室側の圧力との差圧を検出する複数の差圧センサと、前記第２基準圧室に設けられた、絶対圧を検出する絶対圧センサと、前記差圧センサの出力及び前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する推定部と、を含んで構成されている。

【0009】

本発明によれば、飛行体内の第１基準圧室が、飛行体前側の先端部表面に設けられた複数の基準圧測定用孔に接続され、飛行体内の第２基準圧室が、先端部表面に設けられた複数の圧力測定用孔に接続されている。また、差圧センサが、圧力測定用孔と第２基準圧室とを接続する第２連通路に設けられ、絶対圧センサが、第２基準圧室に設けられている。

【0010】

そして、推定部が、前記差圧センサの出力及び前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する。

【0011】

このように、第１基準圧室と第２基準圧室とを設け、第２基準圧室に設けられた絶対圧センサの出力と、第２連通路に設けられた差圧センサの出力とを用いることにより、飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができる。

【0012】

本発明に係る前記第１基準圧室と前記第２基準圧室との間を接続する第３連通路を、前記第１連通路が形成された面と対向する面の中央部に形成することができる。これにより、第１基準圧室内の気体の流れによる、第２基準圧室内への影響を抑制することができる。

【0013】

本発明に係る前記推定部は、前記差圧センサの出力及び前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記圧力測定用孔の圧力を算出し、前記圧力測定用孔の圧力に基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定することができる。これにより、前記圧力測定用孔の圧力を精度よく算出することができ、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができる。

【0014】

上記の発明に係るセンシングシステムは、前記絶対圧センサを複数備え、前記複数の絶対圧センサは、前記第２基準圧室に形成された複数の絶対圧測定用孔内に設けられ、前記複数の差圧センサ及び前記複数の絶対圧センサの各々の異常状態を判定する異常判定部を更に含み、前記推定部は、異常状態と判定されていない前記絶対圧センサの出力に基づいて、前記第２基準圧室の圧力を算出し、異常状態と判定されていない前記差圧センサの出力と、前記第２基準圧室の圧力とに基づいて、前記飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定することができる。これにより、圧力測定用孔又は絶対圧測定用孔に異常が生じても、飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができる。

【発明の効果】

【0015】

以上説明したように、本発明のセンシングシステムによれば、第１基準圧室と第２基準圧室とを設け、第２基準圧室に設けられた絶対圧センサの出力と、第２連通路に設けられた差圧センサの出力とを用いることにより、飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができる。

【図面の簡単な説明】

【0016】

【図1】（Ａ）本発明の実施の形態に係る飛行体前側の先端部の正面図、及び（Ｂ）先端部の側面図である。

【図2】本発明の実施の形態に係るセンシングシステムの構成を示す模式図である。

【図3A】図１（Ａ）のＡ－Ａ線の断面図である。

【図3B】図１（Ａ）のＢ－Ｂ線の断面図である。

【図4】本発明の実施の形態に係るセンシングシステムの推定装置を示すブロック図である。

【図5】本発明の実施の形態に係るセンシングシステムの推定装置による推定処理の内容を示すフローチャートである。

【図6】実施例における有翼ロケット実験機の飛行プロファイルを示すグラフである。

【図7】絶対圧測定による推定誤差を示すグラフである。

【図8】差圧測定による推定誤差を示すグラフである。

【発明を実施するための形態】

【0017】

以下、図面を参照して本発明の実施の形態を詳細に説明する。

【0018】

＜本発明の実施の形態の概要＞
飛行体の前側の先端部表面の圧力は、各差圧計により計測される基準圧との差分を用いて算出されるため、複数の基準圧測定点の間で圧力の差異が生じないような基準圧室の設計が求められる。

【0019】

本発明の実施の形態では、この要求を満たすように、内部の気体の流れを抑制した、先端部内部の基準圧室の形状を設計し、圧力測定用孔の圧力を精度良く推定し、エアデータの推定精度を向上させる。

【0020】

＜本発明の実施の形態のセンシングシステムの構成＞
図１に示すように、本発明の実施の形態に係るセンシングシステムは、差圧式フラッシュ型エアデータセンシングシステムである。本発明の実施の形態に係るセンシングシステムでは、飛行体の前側の先端部１００Ｆの表面に、複数の基準圧測定用孔ｒ１～ｒ８と、複数の圧力測定用孔１～９とが形成されている。

【0021】

図１（Ａ）は、飛行体の前側の先端部１００Ｆの正面図であり、飛行体の筐体に形成されている、８個の基準圧測定用孔ｒ１～ｒ８と、９個の圧力測定用孔１～９とが放射状に配置されている例を示している。また、正面視で、内側の円上に４個の基準圧測定用孔ｒ１～ｒ４が、９０°間隔で配置され、外側の円上に４個の基準圧測定用孔ｒ５～ｒ８が、９０°間隔で配置される例を示している。また、正面視で、円の中心に圧力測定用孔１が配置され、内側の円上に４個の圧力測定用孔２～５が、９０°間隔で配置され、外側の円上に４個の圧力測定用孔６～９が、９０°間隔で配置される例を示している。

【0022】

また、図１（Ｂ）に示すように、側面視で、先端部１００Ｆの表面の曲線を近似した円の中心から１５°間隔で、５個の圧力測定用孔１、２、４、６、８が配置されている例を示している。

【0023】

また、図２に、飛行体の前側の先端部１００Ｆの内部のセンシングシステムの模式図を示す。センシングシステムは、第１基準圧室１０と、第２基準圧室２０と、複数の差圧センサ５１～５９と、複数の絶対圧センサ６１～６４とを備えている。

【0024】

第１基準圧室１０は、複数の基準圧測定用孔ｒ１～ｒ８と、第１連通路３１～３８を介して接続された、飛行体内の空間である。第２基準圧室２０は、複数の圧力測定用孔１～９と、第２連通路４１～４９を介して接続された、飛行体内の空間である。

【0025】

差圧センサ５１～５９は、第２連通路４１～４９に設けられており、圧力測定用孔１～９側の圧力と反対側の圧力である基準圧との差圧を検出する。

【0026】

複数の絶対圧センサ６１～６４は、第２基準圧室２０に設けられており、絶対圧を検出する。

【0027】

第１基準圧室１０と第２基準圧室２０との間を接続する第３連通路８１～８３を、第１連通路３１～３８が形成された面と対向する面の中央部に形成する。

【0028】

複数の絶対圧センサ６１～６４は、第２基準圧室２０に形成された複数の絶対圧測定用孔９１～９４内に設けられている。

【0029】

第１基準圧室１０には、複数の基準圧測定用孔ｒ１～ｒ８が接続されることで、先端部１００Ｆの表面の平均的な圧力が導かれる。

【0030】

本実施の形態では、幅広い動圧、マッハ数、空力姿勢において、第２基準圧室２０と圧力測定用孔１～９の間の差圧を小さくすることで、差圧センサ５１～５９に必要なレンジを狭め、圧力測定用孔１～９の圧力の推定精度を向上させる。なお、圧力測定用孔１～９の各孔圧力を算出する際に異なる基準圧を用いてしまうと、圧力の推定精度が悪化するため、差圧センサ５１～５９による基準圧測定点の間で圧力の差異が生じないような設計が求められる．

【0031】

そこで、本実施の形態のセンシングシステムは、第１基準圧室１０と第２基準圧室２０とを備えており、基準圧室が２段構造となっている。複数の基準圧測定用孔ｒ１～ｒ８の間で圧力差が存在すると、第１基準圧室１０の内部に気体の流れが生じるが、その影響が圧力測定に及ばないように、差圧センサ５１～５９と絶対圧センサ６１～６４とに繋がる第２基準圧室２０を設けている。第１基準圧室１０と第２基準圧室２０を接続する３つの第３連通路８１～８３の間の圧力差を小さくして、第２基準圧室２０内部の圧力の偏りの発生を抑えるため、３つの第３連通路８１～８３を、第１連通路３１～３８が形成された面と対向する面の中央部に形成する。

【0032】

図３Ａに、飛行体１００の前側の先端部１００Ｆについての上記図１（Ａ）のＡ－Ａ線断面図を示す。図３Ｂに、飛行体１００の前側の先端部１００Ｆについての上記図１（Ａ）のＢ－Ｂ線断面図を示す。図３Ａ、図３Ｂでは、筐体の内側に、第１基準圧室１０を設け、第１基準圧室１０より飛行体後側に、第２基準圧室２０を設ける例を示している。図３Ａ、図３Ｂでは、第１基準圧室１０が、第１連通路３２、３４、３６、３８を介して基準圧測定用孔ｒ２、ｒ４、ｒ６、ｒ８と接続されている様子が示され、第１基準圧室１０が、圧力測定用孔１、２、４、６、８と接続されていない様子が示されている。

【0033】

また、センシングシステムは、更に、差圧センサ５１～５９の出力及び絶対圧センサ６１～６４の出力に基づいて、飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する推定装置７０を備えている。

【0034】

推定装置７０は、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔ）と、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ Ａｃｃｅｓｓ Ｍｅｍｏｒｙ）と、後述する推定処理ルーチンを実行するためのプログラムや各種データを記憶したＲＯＭ（Ｒｅａｄ Ｏｎｌｙ Ｍｅｍｏｒｙ）と、を含むコンピュータで構成することが出来る。推定装置７０は、機能的には、図４に示すように、取得部７２及び推定部７６を備えている。

【0035】

ここで、推定装置７０による飛行体の姿勢状態及び運動状態の推定方法について説明する。

【0036】

本実施の形態では、絶対圧測定と差圧測定を併用して、圧力測定用孔１～９の圧力を推定する。予め、必要な較正係数を風洞試験などの実験データから取得しておく。

【0037】

飛行体の飛行中に、圧力測定用孔１～９の圧力を推定する際に、まず入力として差圧センサ５１～５９により測定された、第２基準圧室２０側と圧力測定用孔１～９側との差圧Δｐ_ｉと、絶対圧センサ６１～６４により測定される絶対圧ｐ_ｊ（ｒ）、圧力測定用孔１～９及び基準圧測定用孔ｒ１～ｒ８の各々の配置（正面視の角度φ_ｉ，側面視の角度λ_ｉ）を取得する。なお、圧力測定用孔１～９及び基準圧測定用孔ｒ１～ｒ８の各々の配置（正面視の角度φ_ｉ，側面視の角度λ_ｉ）は、事前に設計された値として既知のものである。

【0038】

次に、４つの絶対圧ｐ_ｊ（ｒ）から、第２基準圧室２０の基準圧ｐ（ｒ）を決定する。差圧Δｐ_ｉと基準圧ｐ（ｒ）の和から各圧力測定用孔１～９の圧力ｐ_ｉを求める。

【0039】

圧力測定用孔１～９の圧力ｐ_ｉが算出された後は、以下に説明するように、Ｔｒｉｐｌｅｓ ｍｅｔｈｏｄ（非特許文献１）を適用し飛行体の姿勢状態及び運動状態を推定する。

【0040】

まず、正面視で鉛直線上に位置する圧力測定用孔１，２，４，６，８から３孔を選択した複数個の組み合わせから局所迎角α_ｅを求める。

また、求められたｐ_ｉとα_ｅから局所横滑り角β_ｅを算出する。また、ｐ_ｉ、α_ｅ、β_ｅと予め取得しておいた較正係数εからマッハ数Ｍ、動圧ｑ_ｃ、静圧ｑ_∞を推定する。また、局所迎角α_ｅと局所横滑り角β_ｅから迎角補正値δαと横滑り角補正値δβを計算する。
最後に局所迎角α_ｅと局所横滑り角β_ｅと迎角補正値δαと横滑り角補正値δβから主流に対する迎角αと横滑り角β_ｅを推定する。

【0041】

なお、上記非特許文献１では、６つの圧力測定用孔を有するＦＡＤＳにＴｒｉｐｌｅｓ ｍｅｔｈｏｄを適用している。本実施の形態では、冗長な９つの圧力測定用孔１～９を設けることで、圧力計の１故障許容（圧力推定精度の悪化なしに使用可能であること）と２故障判別（複数故障による推定精度悪化を警告する故障フラグｆ_ｆａｉｌの出力）という耐故障性を実現する。さらに、差圧センサの併用により低動圧下での圧力推定精度は向上したものの、極度に低い動圧には対応できないため、動圧低下により推定精度が保証できないことを自己判別し精度低下フラグｆ_ｌｏｗで通知する機能を有する。

【0042】

以上説明したように、本実施の形態では、取得部７２は、差圧センサ５１～５９の出力及び絶対圧センサ６１～６４の出力を取得する。

【0043】

推定部７６は、差圧センサ５１～５９及び絶対圧センサ６１～６４の各々の異常状態を判定する。例えば、絶対圧センサ６１～６４の出力を比較することにより、他の絶対圧センサの出力との差の絶対値が閾値以上である場合には、当該絶対圧が異常状態であると判定する。そして、１つの差圧センサ出力以外を使用した迎角推定と横滑り角推定を複数回行い、複数の推定値の間に閾値以上の差異がある場合、外れ値の推定に共通して使用されている差圧センサを異常状態であると判定する。

【0044】

推定部７６は、異常状態の判定結果に応じた故障フラグｆ_ｆａｉｌを出力する。また、推定部７６は、動圧低下により推定精度が保証できないことを自己判別し精度低下フラグｆ_ｌｏｗを出力する。

【0045】

推定部７６は、差圧センサ５１～５９の出力及び絶対圧センサ６１～６４の出力に基づいて、圧力測定用孔１～９の圧力を算出し、圧力測定用孔１～９の圧力に基づいて、飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定する。

【0046】

具体的には、推定部７６は、複数の絶対圧測定用孔９１～９４のうち、異常状態と判定されていない絶対圧センサの出力に基づいて、第２基準圧室２０の圧力を算出する。

【0047】

また、推定部７６は、圧力測定用孔１～９のうち、異常状態と判定されていない差圧センサの出力と、第２基準圧室２０の圧力とに基づいて、飛行体の姿勢状態として、主流に対する迎角αと横滑り角βを推定し、運動状態としてマッハ数Ｍ、動圧ｑ_ｃ、静圧ｑ_∞を推定する。

【0048】

＜本発明の実施の形態のセンシングシステムの動作＞
まず、必要な較正係数εを、風洞試験などの実験データから取得しておく。

【0049】

そして、飛行体が飛行中に、複数の圧力測定用孔１～９に接続されている第２連通路４１～４９に設けられた差圧センサ５１～５９が、差圧を出力し、第２基準圧室２０に形成された複数の絶対圧測定用孔９１～９４内に設けられている絶対圧センサ６１～６４が、絶対圧を出力する。このとき、図５に示すような推定処理が、推定装置７０によって実行される。

【0050】

まず、ステップＳ１００において、取得部７２は、差圧センサ５１～５９の出力及び絶対圧センサ６１～６４の出力を取得する。

【0051】

ステップＳ１０１において、推定部７６は、差圧センサ５１～５９及び絶対圧センサ６１～６４の各々の異常状態を判定する。

【0052】

ステップＳ１０２において、推定部７６は、複数の絶対圧測定用孔９１～９４のうち、異常状態と判定されていない絶対圧センサの出力に基づいて、第２基準圧室２０の圧力を算出する。

【0053】

ステップＳ１０４において、推定部７６は、絶対圧測定用孔１～９のうち、異常状態と判定されていない差圧センサの出力と、第２基準圧室２０の圧力とに基づいて、異常状態と判定されていない圧力測定用孔の圧力ｐ_ｉを算出する。

【0054】

ステップＳ１０６において、推定部７６は、異常状態と判定されていない差圧センサに対応する圧力測定用孔の圧力に基づいて、局所迎角α_ｅを求める。

【0055】

ステップＳ１０８において、推定部７６は、異常状態と判定されていない差圧センサに対応する圧力測定用孔の圧力に基づいて、求められた圧力測定用孔の圧力ｐ_ｉと局所迎角α_ｅから局所横滑り角β_ｅを算出する。

【0056】

ステップＳ１１０において、推定部７６は、異常状態と判定されていない差圧センサに対応する圧力測定用孔の圧力ｐ_ｉ、局所迎角α_ｅ、局所横滑り角β_ｅと、予め取得しておいた較正係数εとから、マッハ数Ｍ、動圧ｑ_ｃ、静圧ｑ_∞を推定する。

【0057】

ステップＳ１１２において、推定部７６は、局所迎角α_ｅと局所横滑り角β_ｅと迎角補正値δαと横滑り角補正値δβから主流に対する迎角αと横滑り角β_ｅを推定する。

【0058】

ステップＳ１１４において、推定部７６は、異常状態の判定結果に応じた故障フラグｆ_ｆａｉｌを決定する。また、推定部７６は、動圧低下により推定精度が保証できないことを自己判別し精度低下フラグｆ_ｌｏｗを決定する。

【0059】

ステップＳ１１６において、推定装置７０は、主流に対する迎角αと横滑り角β、マッハ数Ｍ、動圧ｑ_ｃ、静圧ｑ_∞、故障フラグｆ_ｆａｉｌ、精度低下フラグｆ_ｌｏｗを出力する。

【0060】

＜実施例＞
上記の実施の形態で説明したセンシングシステムが、従来のＦＡＤＳに比べて推定精度が優れていることを示すために、有翼ロケット実験機ＷＩＲＥＳ＃０１５（非特許文献２）の飛行プロファイル（図６）を解析条件として使用し、絶対圧センサおよび差圧センサの３σ誤差（表１）を想定して、推定誤差の解析を行った。

【0061】

［非特許文献２］Fukushima, D., Yonemoto, K., Fujikawa, T., Matsukami, T., Otsuki, T., Kitazono, Y., Koshida, Y., Murakami, M., Watanabe, T., and Morito, T., Design and Development Status of Experiment Winged Rocket WIRES#015, 33rd International Symposium on Space Technology and Science, 2022.

【0062】

【表1】

【0063】

迎角、横滑り角、マッハ数、飛行動圧および大気静圧のエアデータについて誤差解析を行った結果を図７、図８に示す。図７は、従来のＦＡＤＳである絶対圧測定による推定誤差を示すグラフである。図８は、上記の実施の形態で説明した差圧測定による推定誤差を示すグラフである。その結果、上記の実施の形態で説明した差圧測定による推定は、従来のＦＡＤＳに比べて、エアデータの計測誤差が極めて小さく抑えられていることが分かる。

【0064】

以上説明したように、本発明の実施の形態に係るセンシングシステムによれば、第１基準圧室と第２基準圧室とを設け、第２基準圧室に設けられた絶対圧センサの出力と、第２連通路に設けられた差圧センサの出力とを用いることにより、飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができる。

【0065】

また、第１基準圧室と第２基準圧室との間を接続する第３連通路を、第１連通路が形成された面と対向する面の中央部に形成することにより、第１基準圧室内の気体の流れによる、第２基準圧室内への影響を抑制することができる。

【0066】

また、差圧センサの出力及び絶対圧センサの出力に基づいて、圧力測定用孔の圧力を算出することにより、低い動圧であっても、圧力測定用孔の圧力を精度よく算出することができ、飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができる。

【0067】

また、複数の圧力測定用孔及び前記複数の絶対圧測定用孔の各々の異常状態を判定し、異常状態と判定されていない絶対圧測定用孔の絶対圧センサの出力に基づいて、第２基準圧室の圧力を算出し、異常状態と判定されていない圧力測定用孔の差圧センサの出力と、第２基準圧室の圧力とに基づいて、飛行体の姿勢状態又は運動状態を推定することにより、圧力測定用孔又は絶対圧測定用孔に異常が生じても、飛行体の姿勢状態又は運動状態を精度よく推定することができる。

【0068】

また、幅広い動圧域で高精度なエアデータ推定を実現するために差圧測定を併用したＦＡＤＳに対して、基準圧室を２段構造にすることにより、基準圧を測定する２段目の基準圧室への気流の流入を抑えることができる。また、実験機の飛行プロファイルに沿った誤差解析の結果、差圧測定を併用したＦＡＤＳにより飛行体の姿勢状態又は運動状態の推定精度が向上することが確認できた。

【0069】

なお、上記の実施の形態において、飛行体の前側の先端部の表面に、８個の基準圧測定用孔と、９個の圧力測定用孔とが形成されている場合を例に説明したが、これに限定されるものではない。基準圧測定用孔の個数が８個以外でもよく、圧力測定用孔の個数が、９個以外であってもよい。基準圧測定用孔と圧力測定用孔の配置が、上記図１に示す配置以外のものであってもよい。

【符号の説明】

【0070】

１～９ 圧力測定用孔
１０ 第１基準圧室
２０ 第２基準圧室
３１～３８ 第１連通路
４１～４９ 第２連通路
５１～５９ 差圧センサ
６１～６４ 絶対圧センサ
７０ 推定装置
７２ 取得部
７６ 推定部
８１～８３ 第３連通路
９１～９４ 絶対圧測定用孔
１００ 飛行体
１００Ｆ 先端部
ｒ１～ｒ８ 基準圧測定用孔

【図1】

【図2】

【図3A】

【図3B】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】