K7-66 宇宙往還機用フライトシミュレータの開発 -シャトルの操舵システムの構築と空力データの実装Development of flight simulator for a space transportation system Construction of control surface system and an algorithm of aerodynamic data ○八木進平 1, 小島一樹 1, 津川優太郎 2, 内田智規 2, 嶋田有三 3, 安部明雄 3 Sinpei Yagi1, Kazuki Kojima1, Yutaro Tsugawa2, Tomonori Uchida2, Yuzo Shimada3, Akio Abe3 ＊ Abstract: In this study, the authors have developed a special-purpose flight simulator which can simulate a space transportation mission. The simulator consists of a control system for calculating the motion equation of the vehicle, and 3D visual system to output the scenery image. However, it didn’t build the interface system for generating the control surface signals from the command signals which are transmitted from a cockpit. Additionally, an algorithm for calculating the aerodynamic forces and moments was not model of space shuttle was not constructed. Therefore, in this paper, the authors show the system configuration of the flight simulator for the space transportation system, and the outline of the interface for the control surface and the algorithm for the aerodynamic model 1．はじめに本研究室では，宇宙空間からの大気圏突入から着陸までをシミュレートする宇宙往還機用フライトシミュレータを開発してきた．これまでに，スペースシャトルのコックピットを模擬した操縦部，機体の運動計算，窓外映像および計器への信号を出力するソフトウェアの構築・実装してきた．しかし，操縦桿から出力される信号を舵面信号に適切に変換し，機体の運動計算部に受け渡すインターフェース，さらにはスペースシャトルの空力モデルの実装がなされていなかった．本稿では，宇宙往還機特有のエレボンの稼動範囲を考慮した舵角と操縦桿との関係を構築し，さらに空力モデルとしてスペースシャトルのモデルを適用した． 2．宇宙往還機用フライトシミュレータについて Figure.1 にシステムの構成図を示す．本システムはエレボン要素とエレベータ要素を持つ操縦桿からの角度情報を dSpace 社製 DS1104 ボードに入力し，出力される機体姿勢情報等を元に視界画面及び計器表示を行うものである． 3．シャトルの舵面と操縦桿との対応本研究でモデルとして取り扱うスペースシャトルは，エレベータとエルロンの機能を持つエレボンを有している．スペースシャトルのエレボンは，Figure2. に示すように稼動範囲に制限があること，稼動範囲が非対称であることが特徴である．ただし，Figure2.で示したのは δ a ≥ 0 場合のみであり，Figure2.は本来，横軸に対して対象な図形になる．本節では，エレベータ要素とエルロン要素を持つ操縦桿から百分率で出力された信号を，操舵信号へのスケール変換を行い，稼働域を考慮した信号に変換するシステムについて述べる． 15 20 −35 δ e [deg] −20 −40 0 15 20 Figure2. Operation range of elevon δ e ′ [%] δ = [δa′ δe′]T Flightsimulator MainPC Cockpit dSPBoard −100 100(20 deg ) r (θ ) θ 100 δ a ′ [%] Speaker CPU Projectors & Scree − 100(− 35 deg ) Instrument Figure3. Operation range of joystick and elevon Figure1. System configulation of Flight simulator 1：日大理工・学部・航宇 2：日大理工・院・航宇 3：日大理工・教員・航宇 952 Figure.3 に，操縦桿の稼働範囲と，エレボンの稼動範囲との対応関係を示す．図中 δ a′ , δ e′ は，それぞれ操縦桿から出力されるエルロン舵角，エレベータ舵角の指令信号である．エレボンの稼動域を操縦桿の稼動域に反映すると Figure3.の中の六角形になる．操縦桿の位置が Figure3.の斜線領域外にあるときは，図 2 のエレボンの稼動範囲外となる．そのため,次式を用いて操縦桿からの指令信号の出力値を制限する． r (θ ) × r (θ ) (1) saturate ここで， r (θ ) は Figure3.の原点から六角形の各辺への距離を表す関数，δ = [δ a δ e ]T は操縦桿からの指令信号を示す．次に，操縦桿の指令信号からエレボン舵角信号への変換について述べる．Table1 に示すように，操縦桿からの指令信号の範囲とエレボンの実際の稼働域は一致していないため，次式を用いて修正する． δ = δ ′(θ ) × (csmax )(1 + sign(δ )) − (csmin )(1 − sign(δ )) 200 (2) ここで，cs max は舵面の最大値，cs min は舵面の最小値， δ ′(θ ) は操縦桿からの指令信号に(1)式で制限を設けた信号である． Table1. Relation between joystick and control surface Control Joystick[％] Surface ' v=M Range of Control surface [deg] Elevator −100∼100 −35~20 Aileron −100∼100 −15~15 舵角と操縦桿の関係を示すブロック線図を Figure4. に示す．ここで， δ a,δ e は機体の運動計算部に出力されるエルロン舵角，エレベータ舵角の値である． C∞ Re ∞ (4) ここで，M はマッハ数，Re∞はレイノルズ数である，また C∞' は次式で定義される． 5 − ⎞ K⎛ T∞ ⎟ ⎜ ⎞ ⎛ ′ + × T T 122 . 1 10 (5) ' J ∞ C∞ = ⎜⎜ ⎟⎟ ⎜ 5 ⎟ ⎝ T∞ ⎠ ⎜ T ′ + 122.1 × 10− T ′ ⎟ ⎝ ⎠ ここで，K と J はそれぞれ実験定数であり，その値は K=0.5，J=1.0 である．また，T‘は参照温度，T∞は一様流温度，Tw は壁面温度である．C L BASIC , ΔC L は参考文献[1]を用いて，上記変数を用いた線形補間により計算する． 1 Lift coefficient CL [-] δ ′(θ ) = δ 空力係数は舵角に依存しない基本空力係数 CLBAISC と，舵角に依存して変化する空力係数の和として定義されている．空力係数の変化量は舵角，迎角，横滑り角，粘性パラメタ，動圧，マッハ数，高度，速度，角速度の関数である．ここで，粘性パラメタは次式で定義され，スペースシャトルの空気力を導出するのに必要とされる[2]． 0.8 0.6 0.4 0.2 0 -0.2 0 100 200 300 400 Time [s] 500 600 Figure5. Time history of lift coefficient Figure.5 は以上の計算をもとに算出した揚力係数の時間履歴である．これは本研究室で行ったスペースシャトルの自動着陸シミュレーション時の舵角を用いて計算したものである． Figure4. Relation between joystick and elevon 4．空力モデル本節では，揚力係数を例に，フライトシミュレータに実装する空力係数の計算方法について述べる．まず，シャトルの揚力係数は次式で得られる[1]． C L TOTAl = C L BASIC + [ΔC ELEVATOR + ΔC AILEROn ]ELEVON + ΔC BODY + ΔC RUDDER + ΔC SPEEED + ΔC Lα& FLAP + ΔC Lqˆ BRAKE α&c 2V (3) qc + ΔC L FLEX + ΔC LANDING + ΔC GROUND 2V GEAR EFFECT + ΔC SILTS POD 953 5．まとめ本稿では，操縦装置の出力値をエレボン舵角に対応させるプログラムの作成及びスペースシャトルの空力係数の計算方法を示した．今後は，今回求めた揚力係数の結果が妥当かどうかを検討する． 6．参考文献 [1] NASA Center for Aerospace Information (CASI)．：Aerodynamic design data book. Volume 1M：Orbiter Vehicle STS-1,1980. [2] NASA CR-171860 Preoperational aerodynamic design data book. Vol. 1. Orbiter vehicle Appendices [3] 戸ヶ崎由浩：「宇宙往還機の自動着陸問題への適応飛行制御系の応用と性能解析」日本大学修士論文 2005 年度 3 月