JP2010540305A - 航空機の高揚力制御装置 - Google Patents

航空機の高揚力制御装置 Download PDF

Info

Publication number
JP2010540305A
JP2010540305A JP2010525269A JP2010525269A JP2010540305A JP 2010540305 A JP2010540305 A JP 2010540305A JP 2010525269 A JP2010525269 A JP 2010525269A JP 2010525269 A JP2010525269 A JP 2010525269A JP 2010540305 A JP2010540305 A JP 2010540305A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
high lift
speed
setting
control device
landing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
JP2010525269A
Other languages
English (en)
Inventor
ベレンズ、マルティン
クヴェル、ユールゲン
クレーガー、アウグスト
Original Assignee
エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー filed Critical エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー
Publication of JP2010540305A publication Critical patent/JP2010540305A/ja
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • 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
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

航空機の高揚力部材（２１，２２）を自動制御する高揚力制御装置。高揚力部材は巡航、ホールディング飛行、離陸、および着陸用に、格納設定と展開設定を選択できる。制御接続部（２５）を介して高揚力部材（２１，２２）の駆動システム（２３，２４）に接続されるフラップ制御装置（２６）と、フラップ制御装置（２６）に接続され高揚力部材の設定を操る操作命令を入力する操作ユニット（７）とを備える。フラップ制御装置（２６）は、飛行状態データと飛行操作関連データによって、高揚力部材（２１，２２）の設定と、設定変更の指示と、高揚力部材を調整する自動システムの操作モードとに関連付けられるスイッチング速度を計算する。フラップ制御装置（２６）は、離陸または着陸用の操作モード切替を自動的に実行でき、飛行速度によって設定変更指示命令を自動的に生成する。

Description

本発明は、請求項１の前提部分による、航空機の高揚力システムを自動制御する高揚力制御装置に関する。
離陸、着陸、および低速飛行中の航空機の翼の最大揚力を増加させるのに用いられる多くの高揚力システムが知られている。それらの高揚力システムは、民間航空機、輸送機、業務用航空機、およびモータースポーツ航空機に用いられている。民間航空機と輸送機の場合、翼前縁フラップと翼後縁フラップを備える高揚力システムは、航空力学的に有効な高揚力部材として普及している。翼前縁フラップは、フラップと主翼の間にギャップを設けて、またはギャップ無しでデザインされているが、後縁フラップは、通常、シングルギャップまたはマルチギャップの後縁フラップとしてデザインされている。
現在、一般に、このようなフラップまたは高揚力部材の作動は、コックピット内の操作レバーによって手動で行われ、フラップ制御装置内では、レバー位置に対応する電気信号が生成され、信号は、電気または油圧アクチュエータを介してフラップ位置を制御する。通常、フラップまたは高揚力部材は、離陸、ホールディング飛行、および着陸の場合には展開されるが、巡航時には、空力抗力または空力抵抗を低減するために格納される。飛行性能と雑音の発生に関しては、離陸、着陸、および該当する場合のホールディング飛行に対しては、互いに異なる迎角が最適であるため、様々な位置を選択できる。
更に、臨界迎角を超えた場合、または飛行速度が所定限界を下回った場合に、保護手段としての後縁高揚力装置を自動的に展開し、その結果、失速や関連する揚力のロスが防止されるというコンセプトがある。また飛行速度が所定上限を超えた場合に、格納によって、前縁フラップまたは後縁フラップの構造的オーバーロードを防ぐように設計されている高揚力システムがある。
また高揚力システムの制御を自動化しようとするコンセプトが知られている。これらのコンセプトにおいては、特に、離陸に関連する飛行性能を最適化することが意図されているコンセプトと、主に、航空機を何らかのダメージから、または制御不能の飛行状態から守ることが意図されているコンセプトとを区別できる。
特許文献１によって、後縁フラップの制御、展開、および格納が、モータによって電気的に行われる高揚力システムが公知である。フラップ制御は、航空機の翼の最大揚力が増加するように制御されなければならない。フラップレバーは、３つの互いに異なる迎角、すなわちゼロ迎角（以後、「格納状態」または「巡航位置」ともいう）と、離陸迎角と、着陸迎角とのうちから手動選択することを可能にする。この公知の高揚力システムは、一定の動圧を超えた離陸後に、フラップを自動的に格納するためにデザインされている。フラップレバーを介して飛行時に選択されるフラップレバー位置に従って、フラップは、動圧が、選択した設定とは無関係である閾値以下に低下した場合に、対応する離陸または着陸位置まで自動的に展開する。
高揚力システムは、動圧閾値以下の動圧の場合に、フラップレバーを介して３つのフラップ位置の何れかを選択することを可能にし、この場合、選択した設定は、直ちに採用される。閾値以上においては、フラップレバーの位置とは無関係に、常に、格納位置への移行が開始される。
不都合なことに、上記公知の高揚力システムは、単に、単一スイッチング動圧を提供する。現代の大型航空機の高揚力システムの航空力学的、構造的／機械的、および飛行性能関連の境界条件によって、フラップを離陸位置から巡航位置にリセットする適切な速度は、フラップを巡航位置から着陸進入位置に展開する速度に関連して大幅に変化する。航空機の一般的な手動操作型フラップシステムは、一連の重なった速度範囲を用いて、互いに隣接する個別のフラップ迎角、すなわちフラップ位置を考慮する。巡航位置から着陸位置へのフラップ設定の変更は、中間ステップでインクリメントに行われる。大型旅客機における適切な速度オーバーラップを得るためには、同時に、個々の設定における最大操作速度が制限されている場合に、高揚力フラップのための２つまたは３つ以上の互いに異なる位置が必要である。たとえばエアバスＡ３２０は、６つの互いに異なる位置（０，１，１＋Ｆ，２，３，ＦＵＬＬ）を備える。許容できない高い構造負荷が、高揚力フラップに作用する虞がある飛行状態の発生を防ぐために、最大操作速度の制限が利用される。操作速度を制限することによって、予想される負荷が低減され、その結果として、対応するディメンショニングによって、構造重量を、コンセプト全体との関連で最適である範囲に制限できる。
特許文献２は、概して自動化されたフラップ制御を備える、速度依存型自動フラップスイッチング装置について記載している。これは、航空機乗務員のフラップの設定ミスから生じるアクシデントの発生を防ぐことが目的である。前述した公知の装置とは対照的に、この構造においては、３つではなく、たった２つのフラップ位置が備えられている。これとは対照的に、速度ヒステリシスが継続して与えられ、これによって、この公知の自動フラップスイッチング装置に設けられた動圧スイッチが変更されない場合にのみ、飛行中に、フラップが飛行速度よりも速い速度で格納され、また飛行速度よりも比較的遅い速度で再び展開されることになる。動圧が、ゼロよりも著しく大きく、且つ離昇に要する動圧よりも小さい範囲にある場合、動圧スイッチの接点が閉じられ、接点は、電気フラップドライブに格納方向で電流を供給する。動圧が増加すると、この電気回路は遮断される。高い圧力範囲が、離昇に要する動圧以下で始まり、初期の急上昇に典型的である値で終了する、遮断範囲に追従する高い圧力範囲内では、別の接点が閉じられ、この結果として、フラップ駆動モータは、フラップの展開の方向に電流を供給する。この公知の自動スイッチング装置の別の実施例においては、フラップを展開する電流回路は、タキシング時に、走行装置の車輪の回転速度に結合されているスイッチを介して、既に閉じられている。巡航時に典型的である動圧まで更に増加すると、第３の接点の閉塞が、フラップを再び格納することになる。個々の動圧範囲の間には、どの電流回路も閉じられていないゾーンがある。動圧が再び連続的に低下するにつれて、上述した一連の作用が逆に起こる。従って、非常に低い速度と、非常に高い速度との場合、現状の動圧に応じて、フラップは格納状態に動き、一方、初期の急上昇、着陸進入、および着陸の場合に、航空機の離昇に典型的である中間的な動圧の場合には、フラップが展開されるか、または展開状態に維持される。この公知の解決策によれば、離陸前に、フラップを手動で展開することも可能である。その結果、開いた遮断器スイッチが、離陸タキシング進行中のフラップの格納を防ぐ。公知の自動フラップスイッチング装置には、単に、２つのフラップ位置（すなわち格納または展開位置）のうちの一方の選択が可能であるという欠点が付随する。更に、動圧スイッチングを、動圧スイッチのスライド接点の操作によって変更できるが、このことは、パイロットの介在を必要とするという欠点もある。それぞれの場合におけるその時点での航空機の質量によって、スイッチング速度は、適切な速度でフラップの格納または展開を生じさせるために、離陸の前と、着陸の前とに設定する必要がある。
特許文献３は、それぞれの飛行段階において著しく互いに異なる両飛行段階の制御の違いを伴う、航空機の離陸と着陸のための別の自動高揚力システムについて記載している。これは、離陸時と着陸時の地上における航空機の騒音放射を低減することが目的である。自動装置の結果として、離陸中に、離昇後のフラップの格納が、従来の手動操作と比べて
より早く行われ、その結果として空力抗力が低減されると共に、上昇速度が直ちに増加する。着陸進入中、自動装置は、航空機が、通常のパイロットによるフラップ位置の手動選択よりも遅く、着陸設定状態になることを可能にする。
上記公知の自動装置においては、フラップは、離陸前にフラップレバーを操作することによって、手動で展開される。その後、フラップレバーは、離陸後に自動装置が、フラップを自動的に格納すべき位置まで動かす。必要なスイッチング理論に関する説明は、これ以上しない。離陸後のフラップの自動格納は、走行装置の格納後の飛行速度によって行われる。フラップの格納が開始される速度は、離陸前に乗務員によって予め選択される。航空機の垂直加速度は、離陸タキシング動作の開始からの距離を判断するために、２倍に結合される。予め選択した距離に達すると、コックピットのディスプレイは、乗務員に対して、エンジン推力を低減するポイントを表示する。エンジン推力の低減とは別に、航空機のピッチ角は、著しく低下した上昇速度における航空機が、低下した推力にもかかわらず加速するような程度まで下げられ、その結果、フラップを格納するスイッチング速度に達することになる。
着陸進入段階における、この公知の自動高揚力システムにおいては、（所望）着陸地点までの距離または継続的に測定される高度によって展開されるフラップが設けられている。前者の場合、その距離情報は、慣性航法システムまたはＤＭＥ信号の評価の何れかによってもたらされる。後者の場合、レーダー高度よりも明確に好ましい気圧高度が用いられる。着陸設定が行われるべき操作モード、距離、および高度は、コックピットの乗務員によって操作ユニットを介して指示される。公知の高揚力システムは、継続的な減速を伴う着陸進入を実現でき、着陸進入中には、フラップも格納位置から着陸位置へ継続的に動かされる。エンジン推力と、水平尾翼のトリム可能な昇降舵の設定角度とは共に、事前制御機能によって、それぞれのフラップ位置に調整される。推進力調節装置に対する速度命令は、フラップ位置によって調整される。操作装置を介してパイロットによって下限値として入力された最終的な着陸進入速度において、着陸フラップ設定が最終的に実行される。
この公知の自動高揚力システムには、着陸進入前に、パイロットが手動で提示する必要があり、その信号は、高揚力フラップ用の自動装置を制御するのに用いられることになるという欠点が付随する。パイロットによる飛行誘導パラメータ（速度、距離、高度）の手動指示は、パイロットの作業負荷を増加させるだけではなく、間違った入力の危険性も伴う。着陸進入が、着陸復行のために中断される場合のために設けられる着陸復行論理回路はなく、その結果として、上述の自動装置と並列の手動操作装置が必要となる。
また着陸進入軌道における最適ポイントでの高揚力フラップの展開を表示する信号を備える、パイロットをサポートする機能とは別に、特許文献４は、別の方法として、高揚力フラップの自動展開のための前記サポート信号の利用を提案している。明細書には、自動機能は、好ましくは、飛行管理システム内に実装されると記載されている。この趣旨で、横方向と垂直方向の飛行経路プロファイルの事前計画に基づく航法システムが用いられる。一方の経路セクションから他方の経路セクションへの移行のためのスイッチング条件と、高揚力フラップを事前計画に対応する位置へもっていく信号を生成するスイッチング条件とは、高度、飛行速度、または航空機の横方向位置のかたちで、またはこれらのパラメータの組合せのかたちで、決定される。スイッチングに必要な状態パラメータが、スイッチング条件に達したり条件を超えたりした場合には、高揚力手段は、計画に従って、割当てられた位置にされる。
米国特許第２，３５０，７５１号明細書 独国特許第２，５３１，７９９号明細書 米国特許第４，０４２，１９７号明細書 欧州特許出願公開第１，６８４，１４４号明細書
この機能には、着陸進入段階にのみ適用できるという欠点が付随する。従って、高揚力フラップの自動操作は、飛行準備中、地上でのタキシング、離陸、上昇飛行、巡航、着陸進入中止後の着陸復行、着陸中、および着陸後の地上での操作中のためには実行されない。更に、事前計画された飛行経路に沿って航空機を誘導するために、対応するナビゲーション情報が必須である。この情報が利用できない場合、航法システムは機能せず、その結果、高揚力フラップを自動的に展開する機能は利用できない。
本発明の目的は、地上に近い飛行段階における航空機のパイロットの作業負荷を低減することを可能にする、航空機の高揚力システムを自動制御する装置を提示することである。具体的には、誤操作の虞を低減することによって、飛行の安全性が改善される。また主に離陸中と上昇飛行中の航空機の飛行性能が改善される。
この目的は、請求項１の特徴を備える装置によって達成される。
本発明は、航空機の高揚力システムを自動制御する高揚力制御装置を生み出す。高揚力制御装置は、巡航、ホールディング飛行、離陸、または着陸のための格納設定と、幾つかの展開設定に設定できる高揚力部材と、有効に機能するように制御接続によって高揚力部材の駆動システムに接続されているフラップ制御装置と、高揚力部材の設定を操る操作命令を入力するようにフラップ制御装置に接続された操作ユニットとを備える。本発明によれば、フラップ制御装置は、飛行状態データおよび／または飛行操作関連データによって、高揚力部材を調整するためのそれぞれの設定と設定変更の指示に関連付けられているスイッチング速度を計算するために設けられる。またフラップ制御装置は、飛行速度および／または飛行状態データによって、設定変更を指示する命令を自動的に生成するために設けられている。
航空機の高揚力システムを自動制御する、本発明による装置の特に有利な実施例によれば、フラップ制御装置は更に、離陸と着陸進入用の操作モードの自動切替のために設けられている。
本発明による装置の他の有利な実施例と改良は、残りの従属請求項に記載されている。
前縁フラップと後縁フラップの形態をとる高揚力部材が、翼に設けられた航空機の概略図。 本発明の例示実施例による航空機の高揚力システムを自動制御する装置と共に、高揚力システムの機能にとって重要な追加的な構成部材を示すブロック図。 以下で用いる速度の定義の理解を与える図。 本発明の例示実施例による、航空機の高揚力システムを自動制御する装置の操作ユニットの平面図。 本発明の例示実施例による、離陸中の状態パラメータと制御パラメータの経時的進行を示す図。 本発明の例示実施例による、離陸中に、航空機の高揚力システムを自動制御する速度制御装置に関連する上昇性能最適化標準曲線と、関連する速度によるフラップ設定とを示す図。 本発明の例示実施例による、着陸進入、着陸中、および着陸後のタキシング中の状態パラメータと制御パラメータの経時的進行を示す図。 本発明の例示実施例による、着陸進入中の航空機の高揚力システムを、自動制御する速度制御装置の標準曲線を示す図。 着陸復行操作における、着陸進入から上昇飛行への移行中の、状態パラメータと制御パラメータの経時的進行を示す図。 着陸復行の場合、着陸進入標準曲線から離陸標準曲線への移行を示す図。 離陸標準曲線から着陸進入標準曲線への移行を示す図。 本発明の例示実施例による、航空機の高揚力システムの自動制御の簡略化したプログラムフローチャート。 論理制御回路の要部を含む、サブプログラムのフローチャート。 自動システムが有効にならない状況を判断することを可能にする、論理回路のプログラムフローチャート。 操作モードをスイッチングする、論理回路のプログラムフローチャート。 地上での高揚力フラップの自動または手動の格納を制御する、パラメータを決定するサブプログラムのプログラムフローチャート。 設定変更速度を判断し、およびその時点で存在する設定命令、その時点での飛行速度、および該当する場合の飛行高度を参照して、高揚力フラップを格納または展開するための信号を生成する、論理回路のプログラムフローチャート。
以下、本発明の例示実施例を、図面を参照して説明する。
図１は、航空機の翼２０に設けられている高揚力システムの一部を示し、高揚力システムは、前縁フラップ２１と後縁フラップ２２の形態をとる高揚力部材を備える。どちらの場合も、高揚力部材は、一般に、少なくとも２つの駆動ユニット２３を備え、且つフラップ２１，２２に結合されている機械的駆動接続部２４を更に備える。図２に示す駆動システム２３，２４によって、既知の適切な方法でそれら自体が展開可能且つ格納可能である。高揚力フラップ２１，２２の制御は、前記適切な機械的接続部２４を介して受取った制御命令によって、図２では高揚力部材２１，２２を調整するために有効に機能するように制御接続部２５を介して駆動システム２３，２４に接続されている図２に示すフラップ制御装置２６によって行われる。
ソフトウェアベースの実施においては、フラップ制御装置２６は、追加的な機能２７´とは別に、航空機の操作に関連するデータを取得、処理、および伝送する機能も備えるオンボードコンピュータ２８の一部を構成できる。後者の機能は、参照符号２７によって示されている。
フラップ制御装置２６に接続されている操作ユニット７は、高揚力フラップ２１，２２の離陸設定、着陸設定の事前選択を設定し、および自動制御システムを操る追加的な協働命令を入力するのに用いられる。
図１は、前縁フラップ２１と後縁フラップ２２を備える航空機の高揚力システムを示す。しかし、これは、単に例示実施例である。高揚力システムは、他の方法でも設けることができ、たとえば曲率が連続的に変化するフレキシブルな翼領域を介して後縁フラップ２２のみを備えて、または他の適当な方法で設けることもできる。このことは、「高揚力部材」という表現によって表されている。本発明は、前縁フラップ２１と後縁フラップ２２が組み合わされている高揚力システムに限定されない。
フラップ制御装置２６と駆動システム２３，２４の間の制御接続部２５は、一方では、前縁フラップ２１と後縁フラップ２２を、それぞれ所望位置にセットするための共用命令
の伝送を含み、所望位置は、図１の表（テーブル）に従って簡単に言えば、「設定」を意味し、他方では、制御接続部は、高揚力フラップ２１，２２によって処理された設定を介した、フラップ制御装置２６へのフィードバックの伝送を含む。
ここで説明している例示実施例においては、高揚力システムは、Ｃ０、Ｃ１、Ｃ２、およびＣ３で示すｎ＝４個の設定である第０設定Ｃ０〜第３設定Ｃ３を備える。しかし、他の例示実施例においては、高揚力システムは、より大きいかまたは小さい互いに異なる数の設定を備えることも可能である。図面の１頁の表は、翼の前縁フラップ２１と後縁フラップ２２の実行可能な迎角δＳ、δＦの例示的な組合せを含み、この組合せを「設定」と呼ぶ。駆動システム２３は、表に従って、フラップ制御装置２６のそれぞれの設定詳細に関連付けられた指示位置を、前縁フラップと後縁フラップに割当てる。表は、この例示実施例の場合の個々の飛行段階への設定の割当を更に含む。
高揚力フラップ２１，２２の自動制御について説明するには、高揚力フラップ２１，２２によって処理されるそれぞれの設定に関連して重要である速度の定義が有用である。大気データ測定に基づく較正飛行速度は、高揚力フラップ２１，２２を備える航空機の高揚力システムの制御のための主比較量として用いられる。先に進む前に、飛行速度を表す信号は、たとえば乱気流によって生じるような、信号への短期間の干渉を補正するために、ローパスフィルタによって平滑化される。
高揚力システムのフラップ２１，２２が格納されている状態、およびフラップが展開されている状態では共に、航空機の通常の操作範囲は、限界速度を操作することによって制限される。図３は、高揚力フラップ２１，２２の２つの互いに隣接する設定に関連する個々の速度の位置を示す。
第０設定Ｃ０においては、翼の前縁フラップ２１と翼の後縁フラップ２２は共に、完全な格納位置にあり、これは巡航位置に対応する。第１設定Ｃ１においては、高揚力フラップ２１，２２は、展開状態にあり、この場合、上述したように、この配置において、前縁フラップ２１または後縁フラップ２２が展開されているか否か、あるいは両フラップのタイプまたは他の高揚力部材の組合せが稼働しているか否かは、原理的には重要ではない。
速度ＶＳ１ｇ１において、第１設定Ｃ１における翼２０上のフローは、航空機の上昇が航空機の重量に相当する場合（負荷多重ｎ＝１）、失速を引き起こす。この速度は、航空機の実際の質量に本質的に依存し、またマッハ数にも依存する。ＶＳ１ｇ１に安全マージンを付加すると、第１設定Ｃ１の場合（より高い）最小操作速度ＶＭＩＮＯＰ１に達する。
一般的に言うと、前記安全マージンは、通常、係数ｋｊを用いて定義され、その結果、
ＶＭＩＮＯＰｉ＝ｋｊ・ＶＳ１ｇ：
となり、ただし、ｉは、個々の設定に対する添え字を意味し、添え字ｊは、設定と飛行段階に依存して、互いに異なる値を想定できる様々な係数ｋを示す。
第１設定Ｃ１の通常の操作範囲は、最大速度ＶＭＡＸＯＰ１によって、上限が制限される。
巡航設定である第０設定Ｃ０における速度ＶＳ１ｇ０とＶＭＩＮＯＰ０の定義は、第１設定Ｃ１におけるＶＳ１ｇ１とＶＭＩＮＯＰ１の場合の定義と同様である。
ハッチング領域１は、速度バンドを示し、第０設定Ｃ０と第１設定Ｃ１は共に通常の操作範囲にあり、換言すれば、第０設定Ｃ０と第１設定Ｃ１においては、安全な飛行操作に対して適切な上昇がある。また第０設定Ｃ０においては、換言すれば、フラップ２１，２
２が完全に格納されている状態での巡航速度範囲の上限には、最大操作速度があるが、前記最大操作速度は、高揚力システムの自動制御システムにとって重要ではない。
以下の説明においては、次のシナリオを考察する。
・離陸準備、離陸、および上昇飛行；
・着陸進入、着陸、および着陸後の地上での航空機の操作；
・ホールディング飛行；
・着陸進入セグメントからの着陸復行、または接地後の着陸復行（タッチアンドゴー）；および
・上昇飛行の中止、および直後に着陸進入を控えている、離陸後の加速飛行であり、
全ての航空機システムは、完全に機能的であると仮定する。
図４は、記載されている自動高揚力システムの操作ユニット７の例示実施例を示す。操作ユニットは、離陸設定（Ｔ／Ｏ）を指示する離陸指示部８と、着陸設定（ＬＤＧ）を予め選択する着陸設定部９と、自動システムの離陸モードから着陸進入モードに切替えるモード切替部１８と、地上での追加的な制御機能のための地上制御部１０とを備える。個々の離陸設定は、離陸設定を選択するためのオペレータ制御パネルである離陸指示部８に設けられたブッシュポタン１１によって選択できる。それに対応して、プッシュボタン１２は、着陸設定の事前選択のためのオペレータ制御パネルである着陸設定部９において、着陸設定を事前に選択することを可能にする。数値表示部１５は、選択モードを確認するためのそれぞれの数値を表示するために設けられている。図４に示す実施例においては、第２設定Ｃ２が離陸のために選択されているが、着陸設定は事前選択されていない。
地上制御機能のためにオペレータ制御パネルである地上制御部１０に設けられたプッシュボタン１３は、地上で高揚力装置を格納することを可能にする。トグルスイッチ１４は、自動システムロックとして用いられ、前記トグルスイッチ１４が作動されると、着陸後の高揚力フラップ２１，２２の自動格納を防ぐことが可能になる。自動システムロック１４のスイッチング状態は、スイッチに組込まれたライトによって示される。着陸進入と着陸が、離陸直後に発生することになり、且つ飛行速度が、与えられた自動操作モードスイッチングを行うのにまだ十分ではない場合、切替え用のオペレータ制御パネルであるモード切替部１８内のプッシュボタンスイッチ１９が作動されると、飛行中に、自動システムの離陸操作モードから着陸進入モードへの明確でダイレクトな切替えを実行できる。スイッチ１９は、意図せぬ作動を防ぐために、蓋でカバーできる。
高揚力システムの現在の状態に関する追加的な情報、具体的には、自動的にまたは手動で指示された所望設定、および翼前縁フラップ２１と後縁フラップ２２の現在の位置に関する情報、更に何らかの高揚力システム異常に関する情報は、それ自体では本発明の一部を構成しない従来のコックピットの表示装置を介して乗務員に与えられる。
図５は、離陸のための準備中、離陸中、および航空機の上昇飛行中の状態パラメータと制御パラメータの経時的進行を示す。
航空機が、地上で停止またはタキシングしている場合、高揚力フラップ２１，２２の所要の離陸位置は、操作ユニット７の離陸指示部８のプッシュボタン１１を介して、パイロットによって手動で指示される（図４参照）。図示の実施例において、これは第２設定Ｃ２である（図５参照）。
必要であれば、操作ユニット７の地上制御部１０の地上制御機能のプッシュボタン１３を作動させることによって、地上での高揚力部材２１，２２の格納が可能であり、この場合、高揚力システムは、初期状態にリセットされる。
離陸進行中のフラップの早過ぎる格納を防ぐために、離陸設定選択によって、パラメータ「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」が、値１に設定される。
この例示実施例においては、自動フラップスイッチング装置のフラップ位置信号の実施は、信号「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」が値０に切替わるときまで防止される。この例示実施例においては、信号「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」からゼロへの切替は、滑走路のレベルの上空の或る高度に達した後に行われ、高度は、所定値Ｈｎｏｒｅｃｏｎｆに相当する。
他の例示実施例においては、自動システムロックのスイッチングポイントは、他の条件または条件の組合せに関連付けることもでき、たとえば滑走路上での滑走開始点から測定した距離が進んだ後に、または信号「ＯＮ ＴＨＥ ＧＲＯＵＮＤ」のスイッチがゼロにセットされた後に、走行装置を格納する。信号「ＯＮ ＴＨＥ ＧＲＯＵＮＤ」は、既知の方法、たとえば航空機の主脚支柱の内方へのばね作用に関連するセンサによって判断される。離昇中の負荷の解放の結果として、走行装置支柱が外方へのばね作用を受けると、この信号は、値ゼロに設定される。
更に、パラメータ「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」のスイッチングを、必要なスイッチング条件が発生した後に、一定の遅延時間が過ぎた後にのみ行うことが考えられる。
好ましくは、離陸前の時刻ｔ２に、操作ユニット７の着陸設定部９のプッシュボタン１２によって、適切であると思われる高揚力フラップ２１，２２の設定の（事前）選択が、意図する目的地での着陸進入と着陸のために行われる。図示の実施例において、これは第３設定Ｃ３である（図５参照）。必要な場合には、この選択は、飛行中に乗務員によって手動で、何らかの変更進入条件（風、経路）に調整できる。オペレータのミスの結果の重大性を少なくするために、後述する着陸進入モードにおいては、手動による事前選択が行われる場合を除いて、高揚力フラップ２１，２２は、速度依存性の方法で、通常、着陸に対して想定される設定に入る。
離陸推力を時刻ｔＢＲに設定することによって、対応する信号が生成され、パラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」の値ゼロから値１への自動切替が行われ、この切替は、着陸進入モードから離陸モードへの切替えに相当する。このスイッチング設定において、設定の変更速度は、離陸のために用いられる。
航空機は、時刻ｔＬＯで離昇するまで、滑走路上で加速する。図５に示す実施例においては、その後すぐに、時刻ｔＣＣ２１でフラップを格納するための第２設定Ｃ２から第１設定Ｃ１への第１スイッチング条件が実現される。しかし、自動システムロックは、高揚力フラップ２１，２２を格納するための信号が実施されるのを防ぐ。
高度Ｈｎｏｒｅｃｏｎｆに達すると、パラメータ「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ
ＬＯＣＫ」は、値０に設定される。そして、第２設定Ｃ２から第１設定Ｃ１にして、高揚力フラップ２１，２２を格納するための静止有効信号が、時刻ｔｎｏｒｅｃｏｎｆの時点で、自動的に実施する状態にされる。
制御仕様の切替え直後に、次のスイッチング条件の連続的な検査が行われ、これによって、速度がＶＣＣ１０以上に達した場合の設定ゼロのための制御命令が生成される。
このスイッチング条件は、時刻ｔＣＣ１０で実現され、高揚力フラップ２１，２２を、巡航のために完全に格納される第０設定Ｃ０にする信号が生成される。
この例示実施例においては、速度ＶＳＳｃを超えると、信号「ＴＡＫＥＯＦＦ」が値１
から値０に設定される。速度ＶＳＳｃは、２つの速度ＶＣＣ１０またはＶＣＣ０１、ＡＰＰＲよりも大きく、このうち後者の速度は、自動システムの着陸進入モードにおいて、高揚力フラップ２１，２２を、完全に格納された設定から第１展開された設定にして展開するために規定されている。
図６は、スイッチング速度ＶＣＣｉ＋１，ｉ（ｉ＝０，…，ｎ−１；ｎは、本実施例３において、最高の設定の指数）を判断でき、これによって、スイッチング速度が、離陸と上昇飛行中の可能性のある最高の揚抗比Ｌ／Ｄをもたらし、その結果、可能性のある最高の上昇速度（理想的なプロペラ推進の場合）または上昇勾配（理想的なターボジェット推進の場合）がもたらされる方法を概略的に示す。所定航空機質量の場合、揚抗比は、速度、高揚力設定、および走行装置設定に依存する。更に、図６に示す条件は、飛行マッハ数と共に、より少ない程度に変化する。推進特性と、最適化される性能の所望度合いとによって、揚抗比以外の品質測定の曲線を参照して、スイッチング速度を判断できる。
図６の経路２は、設定変更速度の有利な組合せ、すなわち個々の設定間の変更または切替が行われる、加速中の航空機の速度を示す。この組合せは、高揚力フラップ２１，２２の位置が調節される場合の、それらの速度の判断を説明するための実施例として用いられる。これらのスイッチング速度または設定変更速度は、次のより下位の設定への変更が、後の設定における揚抗比が現在の設定における揚抗比よりも大きい場合に行われるように判断される。自動システムの実際の実施の場合、好ましくは、適切な変更速度は、そのときの航空機質量によって、航空機に固有の値のテーブルから補間される。代替的に、航空機質量と飛行高度によって、または航空機質量と飛行マッハ数によって、データを蓄積することもできる。また別の実施例においては、そのときの走行装置の位置が考慮される。
この例示実施例においては、設定変更速度が、２つの互いに隣接する高揚力設定の場合の共用操作速度バンドによって形成されるオーバーラップ領域１’内に常にあり、また同時に、追加的な速度マージン３を考慮に入れるという条件が満たされなければならない。
自動制御のためのスイッチング速度テーブルを設定する場合、参照符号３で示されている速度マージンΔＶｉ＋１，ｉが考慮され、速度マージンは、設定変更速度に上限を与える。適切に決定された速度マージン３を考慮することによって、最大速度ＶＭＡＸＯＰを超える危険性が回避される。このような制限は、飛行性能基準に従って決定された設定変更速度が限界を超える場合に有効となる。
図６の上方の垂直方向の矢印１６は、自動システムの操作モード「ＴＡＫＥＯＦＦ」における設定変更速度を示す。測定され、ローパスフィルタで較正された飛行速度が、高揚力部材または高揚力フラップ２１，２２が格納方向へ動くときの設定変更速度を超えると、高揚力部材２１，２２が、次のより低い位置へ格納される信号が生成される。この例示実施例においては、離陸手順に対してのみ高揚力フラップ２１，２２の格納が実行され、展開は行われない。しかし、別の実施例は、速度が、展開のための設定変更速度を下回った場合に、高揚力フラップ２１，２２の自動更新展開を実行できる。操作モードスイッチングを用いない場合、これらの設定変更速度は、高揚力フラップ２１，２２を格納するための設定変更速度以下である必要がある。
多くの場合、航空機の高揚力フラップ２１，２２を展開できる最大高度ＨＳＦ，ｍａｘがある。このような最大操作高度が存在する場合、およびこの高度を超えたときに、高揚力フラップが展開状態にある場合、飛行速度を上げて、自動システムがフラップを格納させるように、このために備えられた、表示装置上での対応する勧告と共に、音と視覚的な警告が乗務員に対して発せられる。高揚力フラップ２１，２２を格納するための信号は常に実施されるが、展開信号は、最大操作高度ＨＳＦ，ｍａｘ以上では生成されない。
図５の場合と同様に、図７は、上述した自動高揚力システムに関連して重要なパラメータの進行を伴う図を示すが、図７においては、着陸進入、着陸、および着陸後の地上操作の操作段階が考慮されていることが異なっている。
設定変更速度ＶＣＣ０１，ＡＰＰＲよりも大きい速度での巡航速度からの低下後、航空機は減速され、このことは、一定の高度の着陸進入セグメントまたはわずかな降下時に行うことができる。時刻ｔＣＣ０１で速度がＶＣＣ０１，ＡＰＰＲよりも低下すると、巡航設定である第０設定Ｃ０から第１設定Ｃ１に展開にすることによって高揚力フラップ２１，２２を展開するための信号が発せられる。航空機の更なる減速は、設定変更速度ＶＣＣ１２，ＡＰＰＲとＶＣＣ２３，ＡＰＰＲを下回る低下に徐々につながり、その結果、事前に選択した着陸第３設定Ｃ３を経て高揚力フラップ２１，２２の展開がもたらされる。そして、水平飛行と時刻ｔＴＤでの接地まで、着陸進入は、一定の設定と着陸進入速度ＶＡＰＰＲで続けられ、この場合、上述した信号「ＯＮ ＴＨＥ ＧＲＯＵＮＤ」は、値０から値１に設定される。
航空機の速度がＶＣＣｆｒｅｔ以下に低下すると、フラップ２１，２２は、完全に格納される。この目的のために設けられている、コックピットの表示装置の音響信号とテキスト表示は、フラップが現在、自動的に完全に格納されていること、および再び離陸設定を入力しない限り、もはや規定の着陸復行操作を実行できないことを乗務員に知らせる。更なる実施例の変形例においては、この状況は、航空機の地球参照点に対する真の速度を用いて生じる可能性もある。時刻ｔｆｒｅｔで、高揚力フラップ２１，２２が完全に格納されると、対応する信号が生成され、着陸進入のための制御の事前選択用の値が削除される。
図８は、着陸進入モードに適用する標準曲線を示す。ＶＡＰＰＲに達するまでの着陸進入に関する、図７に示す経時的進行の一部を反映する図示の速度経路４に関して作用が説明されている。図示の例示実施例においては、設定変更速度１７は、領域５，５’の合計から生じる個々の互いに異なる微分速度ΔＶｉ，ｉ＋１，ＡＰＰＲ（ｉ＝０，…，ｎ−１）によって、上限ＶＭＡＸＯＰｉ＋１に関連して決定される。これらの微分速度は、航空機と設定に固有の方法で選択される。
それぞれの次のより高い指数を有する設定の上限までのマージンは、スイッチング速度１７’までの適切な距離が維持されることを確実にし、この場合、上限を超えると、後縁フラップ２２および／または前縁フラップ２１のインクリメントな格納が開始される。この格納機能は、フラップの迎角を戻すことによってフラップに生じる過負荷の危険性を低減する既知の保護機能と、操作上の必然性とを組合せ、その結果、着陸進入モード、すなわち「ＴＡＫＥＯＦＦ」＝０においては、設定を、最大操作速度ＶＭＡＸＯＰを超えることなく低下させることができる。図８において、最大操作速度に対するこれらのスイッチング速度も規定する速度マージン５’は、ΔＶｉ＋１，ｉ，ＡＰＰＲと呼ばれる。格納機能が用いられている多くのケースは小さいことを要求されるので、最大操作速度までのマージン５’は、好ましくは小さい。
また設定変更速度１７または値ΔＶｉ，ｉ＋１，ＡＰＰＲは、それぞれの設定と突風の影響にとって典型的である速度減速にさらされるＶＭＩＮＯＰ以下への低下が生じる虞は少なく、それでもなお、着陸進入モードの格納速度への適切なヒステレシス距離５が確保されるように決定されている。走行装置が引きずられる強い影響のため、これらの値を決定する際には、走行装置の位置を考慮に入れることが賢明である。
設定変更速度が、速度バンド１の上方領域に位置する傾向がある場合には、航空機の着
陸進入速度への減速をサポートするために、設定が比較的高速で増加するだけではなく、平均して、着陸進入中の抗力も高くなり、このことは、明確に好ましい。
更なる例示実施例においては、設定変更速度１７の決定は、自動システムの離陸操作モード用のスイッチング速度の決定の関連で既に説明したように、飛行性能状況に従って行うことも可能である。このようにして、低抗力進入とそれに伴って低燃費または低騒音進入を実施できる。
後に述べた２つの解決策のうちどちらが好適な解決策であるかに関する判断は、主に、着陸進入方法、すなわち飛行の高度プロファイルと速度プロファイルによって特徴付けられる、選択した着陸進入支援とガイドシステムに依存する。
また高揚力部材２１，２２を、着陸のために設けられている設定にする設定変更速度は、それに変更が行われる設定の最小操作速度プラス速度マージン５よりも高い必要がある。この速度マージンΔＶＡＰＰＲ，ｍａｘの範囲は、最終進入用の基準速度に対する風と乱気流のための航空機に明確に必要な補完に起因する。この規定は、着陸設定への変更を引き起こす設定変更速度が着陸進入速度ＶＡＰＰＲ以下である状況を防ぐ。
航空機質量とホールディング飛行における速度要件によって、ホールディング飛行時に、高揚力フラップ２１，２２を展開する必要がある可能性がある。この例示実施例においては、ホールディング飛行専用の操作モードは備えられていない。その代わりに、図８による高揚力フラップの速度依存性展開が、着陸進入モードで行われる。速度がＶＣＣ０１，ＡＰＰＲを下回ると、高揚力フラップ２１，２２は、格納状態０から直近の展開位置１に動く。操作モードの変更の要件を要することなく、高揚力フラップは、スイッチング速度がＶＣＣ１０，ＡＰＰＲを超えた場合に、第０設定Ｃ０に戻される。
以下、着陸進入から着陸復行段階への移行中の自動システムの機能を、図９に示す経時的進行に関連して説明する。推力が、着陸復行用に設けられた値まで増加すると、このことは、図９において、時刻ｔＧＡの時点で起きるが、着陸復行用の信号が設定される。他の例示実施例においては、この着陸復行信号の設定は、追加的な条件、たとえば正の上昇速度がなければならない、または高揚力フラップ２１，２２が、少なくとも第１展開設定に入っていなければならないという条件に依存する。図１０は、操作中の速度の経路６と共にスイッチング速度を示す。着陸復行信号が存在すると直ちに、自動フラップスイッチング装置の着陸進入から離陸への切替が行われ（図９における時刻ｔＳＳｃの時点）、この場合、パラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」が、０から１に設定される。この例示実施例においては、この時点での現在の速度Ｖは、ＶＣＣ３２とＶＣＣ２１を超えるため、高揚力フラップ２１，２２を第１設定Ｃ１にして格納させる信号が生成される。航空機が、時刻ｔＣＣ１０において、ＶＣＣ１０を超える速度に加速した場合には、フラップは、完全に格納される。時刻ｔＳＳｃ’の時点で、ＶＳＳｃを超えた場合には、最終的に、離陸モードから着陸進入モードへ戻す切替が行われる。
説明したシーケンスは、航空機は既に接地したが、速度がＶＣＣｆｒｅｔを下回っていない場合にも、相応に適用できる。
離陸直後の航空機が、着陸進入への移行を実行し、および航空機が、ＶＳＳｃ以上の速度にまだ加速されていない特殊なケースにおいては、パイロットは、手動によってプッシュボタン１９を作動させることによって、自動システムの離陸モードから着陸進入モードへの変更を実行しなければならない。高揚力システムの自動制御装置の追加的な実施例においては、速度制御された自動切替は別として、代替的な条件、たとえばローパスフィルタリングされた上昇速度が、所定閾値以下に低下するという条件が加えられた場合に、この手動入力を要することなく実行することが可能である。
図１１においては、切替は、飛行速度ＶＳＦＡＭＣで示す時点で行われる。このプロセスにおいては、航空機は、当初、第１設定Ｃ１になっている。しかし、現在の速度は、切替え直後では、設定変更速度ＶＣＣ１２，ＡＰＰＲ以下であるため、第２設定Ｃ２にして高揚力フラップを展開するための信号が発せられる。どの程度、インクリメントするかを乗務員が決定することを可能にするために、高揚力部材２１，２２は、切替え用のプッシュボタン１９の作動後に展開され、自動着陸進入モード時のその時点での速度で予想されたフラップ位置命令が、パイロットに対して表示装置に表示される。
着陸進入モードの通常の動作に従って、ＶＣＣ２３，ＡＰＰＲを下回る更なる減速と速度低下のケースでは、予め着陸設定として選択されていれば、第３設定Ｃ３への変更が行われる。着陸設定が事前に選択されておらず、且つ速度がＶＣＣ２３，ＡＰＰＲを下回っている場合には、高揚力部材２１，２２は、この例示実施例において想定されている基本設定として規定されていれば、第３設定Ｃ３に動かされる。
着陸に対する判断が逆の場合、着陸復行に関連して上述したプロセスに従って、着陸進入モードから離陸操作モードへ戻す変更を行うことができる。
上記高揚力システムの自動制御の実施は、アナログまたはディジタルのコンピュータアーキテクチャで行うことができるため、以後、「信号」と「パラメータ」という用語は、同義語として用いる。自動制御システムは、制御システム全体のソフトウェアモジュールまたはハードウェアモジュールとして備えることができる。しかし、例示実施例によれば、自動制御システムは、好ましくは、フラップ制御装置２６の想定されるディジタルコンピュータアーキテクチャにおけるソフトウェアプログラムのかたちで実施される。
そのようなプログラムの簡略化したフローチャートを図１２に示す。プログラムは、実時間環境で組込まれ、所定間隔、すなわち毎秒数回、呼出される。
まず、ステップＳ２９において、操作ユニット７の状態と、スイッチングロジックに必要な飛行状態パラメータとが、ユニット２７から問合せされる。制御ロジック３０において、自動フラップスイッチング装置の動作に影響を及ぼす制御パラメータの状態が判断される。続いて、分岐ステップＳ３１は、地上における、フラップの完全な格納のための信号が存在するか否か問合せされる。ＹＥＳの場合、ステップＳ３２において、制御命令「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」は、第０設定Ｃ０に設定される。ＮＯの場合、分岐ステップＳ３３は、信号「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」が値１を有しているか否か問合せされる。ＹＥＳの場合、プログラムステップ３４において、制御命令「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」は、離陸設定用の事前選択した値に手動でセットされる。ステップＳ３３の結果がＮＯの場合、速度スイッチングロジック３５が呼出され、呼出し中のこのパラメータの値によって、および航空機質量、現在の操作モード、較正された飛行速度Ｖ、および標準圧力エリアに対する高度によって、制御命令「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」用の新たな値が生成される。分岐ステップＳ３６においては、有効値「ＰＲＥＳＥＬＥＣＴ ＬＡＮＤＩＮＧ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」、すなわち操作ユニット７のスイッチ１２を介して手動選択した設定である手動選択設定が、使用可能か否かのチェックが行われる。手動選択設定が使用可能の場合、ステップＳ３８において、パラメータ「ＭＡＸＩＭＵＭ ＬＡＮＤＩＮＧ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」が、値「ＰＲＥＳＥＬＥＣＴ ＬＡＮＤＩＮＧ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」に設定される。手動選択設定の事前選択値が使用可能ではない場合には、「ＮＯ」で示されたプログラム実行経路が採用され、分岐ステップＳ３６でスタートし、ステップＳ３７において、パラメータ「ＭＡＸＩＭＵＭ ＬＡＮＤＩＮＧ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」が、着陸設定用の基本設定の値に設定される。
更なるプログラムシーケンスにおいて、分岐ステップＳ３９は、ステップＳ３５の結果
が、最大着陸設定の値を超えていないことを確認する。設定用の指定値が、着陸設定用の最大値よりも大きい場合、ステップＳ４０において、制御命令「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」が、着陸設定用の最大値に制限される。制御命令は、ステップＳ４１において、高揚力フラップ２１，２２の調整を実行するために伝送される。更に、制御システムの状態パラメータは、パラメータの表示のために出力され、操作ユニットへのフィードバックが生成される。
図１３は、その主プログラム（図１２）における呼出しがステップＳ３０で示されている、簡略化したプログラムフローチャートを示す。制御ロジックもまた追加的なサブプログラムまたはプロセスステップを連続的に呼出す。この図のシーケンスにおいて、ステップＳ５１の下で、主プログラムの分岐ステップＳ３３で必要な信号「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」（図１４）を生成するサブルーチンの呼出しが行われる。ステップＳ５５は、一方においては、離陸後に、選択した離陸設定値を削除するのに必要であり、他方においては、意図されたものでも、要求されたものでもない、その時点でのスイッチ１１の作動が、自動高揚力システムの好ましくない動作をもたらすことを確認するプロセスを備える。信号「ＴＡＫＥＯＦＦ」は、操作モードをスイッチングするサブルーチン（図１６）の結果であり、その呼出しは、ステップＳ５７の下で行われ、信号は、ステップＳ３５の下での主プログラム（図１２）から呼出されたサブルーチンにおいて、高揚力フラップ２１，２２のための制御仕様を生成するのに必要であり、サブルーチンは、速度ロジック（図１７）を備える。続くステップＳ５９は、着陸設定仕様を保持または削除するプロセスを備える。そして、ステップＳ６１の下で、サブルーチン（図１６）が呼出され、サブルーチンは、地上での高揚力部材２１，２２の格納を制御する信号を生成でき、また主プログラム（図１２）の分岐ステップＳ３１で用いられる。
図１４は、自動システムロックの評価のためのサブプログラム「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫＩＮＧ ＳＵＢＲＯＵＴＩＮＥ」のプログラムフローチャートを示す。分岐ステップＳ７１において、航空機はまだ、一定の高度Ｈｎｏｒｅｃｏｎｆ以下であるか否かのチェックが行われる。分岐ステップＳ７１の問合せに対する答えが「ＹＥＳ」の場合、分岐ステップＳ７５において、有効な離陸設定が選択されているか否かに関する追加的な問合せがある。選択されている場合、ステップＳ７７において、パラメータまたは信号「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」が、値ゼロまたは論理的に真に設定される。２つの問合せステップＳ７１または７５の一方に対する答えが「ＮＯ」である場合には、プロセスステップ７３において、信号「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」が、論理の偽に相当する値ゼロに設定される。
図１５は、サブルーチン「ＯＰＥＲＡＴＩＮＧ ＭＯＤＥ ＳＷＩＴＣＨＩＮＧ」を示す。モジュール９１は、着陸復行用の信号が既に設定されているか否かを判断する。設定されている場合には、ステップＳ９３において、パラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」が、値ゼロに設定される。モジュール９１の入力において、着陸復行用の信号が存在しない場合には、問合せステップＳ９５への分岐が行われ、パラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」が、既に値ゼロを有しているか否かが判断される。有している場合には、ステップＳ９７において、着陸進入モードへの切替のための、圧力スイッチからの信号が存在するか否かのチェックが行われる。どちらの場合でもないときは、ステップＳ９９において、現在の飛行速度が、自動操作モードスイッチングＶＳＳｃに達したか、または超えたかのチェックを行う。換言すれば、自動システムが、操作モード「ＴＡＫＥＯＦＦ」になっている場合、スイッチ１９からの信号がない場合、および速度ＶＳＳｃにまだ達していない場合、パラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」の値が変更されることなく、呼出しルーチンへの戻りが行われる。ステップＳ１０１において、値「ＴＡＫＥＯＦＦ」は、ゼロに設定でき、これは、高揚力システムの自動制御装置が、着陸進入用に設けられた操作モードになっているか、またはこの操作モードに変更されていることを意味する。このことは、ステップＳ９５における問
合せの後、プログラムシーケンスが、「ＮＯ」で示された分岐、または分岐ステップＳ９７または分岐ステップＳ９９の出力において、「ＹＥＳ」で示されている分岐に進む場合に生じる。
図１６は、地上での高揚力フラップ２１，２２の格納を制御するサブルーチンのフローチャートを示す。第１分岐は、信号「ＯＮ ＴＨＥ ＧＲＯＵＮＤ」によって、ステップＳ１１１で生じる。航空機が地上にない場合、ステップＳ１１５におけるパラメータ「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ ＲＥＴＲＡＣＴ」と、ステップＳ１２１における「ＭＡＮＵＡＬ ＲＥＴＲＡＣＴ」とが、ゼロに設定される。航空機が地上にある場合には、プログラムシーケンスは、地上での高揚力フラップの自動格納用の信号を設定する条件がチェックされる第１分岐と、地上でのフラップの手動格納のための条件をチェックし、且つ分岐ステップＳ１１９で始まる第２分岐とに進む。自動制御のための分岐は、ステップＳ１１２において、速度Ｖが、フラップ格納のために設けられた最大速度ＶＣＣｆｒｅｔ以下であるかに関する問合せで始まる。最大速度以下である場合、ステップＳ１１３において、パラメータ「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」の値が１であるかに関しての問合せがある。１である場合、および分岐ステップＳ１１７において、地上で自動システム機能を遮断するトグルスイッチ１４からの信号が存在しない場合、ステップＳ１１８において、パラメータ「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ ＲＥＴＲＡＣＴ」が、値１に設定される。トグルスイッチ１４が押し込まれ、且つ対応する信号が１である場合、地上での高揚力装置の自動格納は阻止され、またステップＳ１１５において、パラメータ「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ ＲＥＴＲＡＣＴ」が、ゼロに設定される。同じステップ１１５は、分岐ステップＳ１１１または分岐ステップＳ１１２におけるスイッチング条件のチェックが「ＮＯ」に戻った場合、換言すれば、航空機が空中にある場合、または地上での速度がまだ速い場合に実行される。どちらの場合でもないが、信号「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫ」がゼロに設定されている場合、このことは、ステップＳ１１３において、ポジティブな回答をもたらすが、ステップＳ１１５が実行される。後者の場合、航空機は、離陸準備の段階または離陸タキシング手順の段階に入る。
並行して、別の処理分岐が進められ、処理は、高揚力フラップ２１，２２が既に完全な格納位置にあるかに関しての問合せステップＳ１１９で始まる。そうである場合、ステップＳ１２１において、パラメータ「ＭＡＮＵＡＬ ＲＥＴＲＡＣＴ」がゼロに設定される。問合せステップＳ１１９に対するＮＯの結果によって、ステップＳ１２３に進み、地上での高揚力フラップの完全な格納のためのスイッチ値１３に関連する問合せが行われ、ポジティブな場合には、ステップＳ１２５に分岐する。そのときの航空機の速度Ｖが、ＶＣＣｆｒｅｔ以下である場合には、ステップＳ１２９において、パラメータ「ＭＡＮＵＡＬ
ＲＥＴＲＡＣＴ」が、値１に設定される。そうではない場合には、ステップＳ１２５において、速度が高い場合、ステップＳ１２１への分岐が行われ、パラメータ「ＭＡＮＵＡＬ ＲＥＴＲＡＣＴ」が、値０に設定される。スイッチ１３が押されず、その結果として、信号がゼロである場合には、ステップＳ１２３からステップＳ１２７への分岐が行われ、このことは、サブルーチンの開始時に存在した、パラメータ「ＭＡＮＵＡＬ ＲＥＴＲＡＣＴ」の値が維持されることを意味する。サブプログラムの更なる実行が、分岐ステップＳ１３１において、パラメータ「ＭＡＮＵＡＬ ＲＥＴＲＡＣＴ」をチェックすることによって行われる。フラップが格納される予定になっている場合、ステップＳ１３５において、信号「ＲＥＴＲＡＣＴ」が、値１に設定される。手動フラップ格納のための信号が存在しない場合、ステップＳ１３３において、高揚力フラップ２１，２２の自動格納のための信号が設定されているかに関するチェックが行われて、ブール値に対応してステップＳ１３５への分岐が行われ、または高揚力フラップ２１，２２が格納されないことになっている場合には、ステップＳ１３７への分岐が行われる。
この速度スイッチングロジックは、図１７に示すプログラムフローチャートとの関連で
、本発明の本質部分である。サブルーチンの開始後、まず、モジュール１４１において、実際の航空機質量によって、補間ルーティングを用いて、テーブル１４３から設定変更速度ＶＣＣが決定される。
高揚力システムの自動制御装置が、操作モード「ＴＡＫＥＯＦＦ」になっている場合には、分岐ステップＳ１４５におけるプログラムシーケンスは、「ＹＥＳ」で示された対応する分岐に導かれる。設定「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」に関連する制御命令が第３設定Ｃ３を有する場合、分岐ステップＳ１５７において、プログラムシーケンスは、速度スイッチング条件をチェックするために、分岐ステップＳ１５９へ進む。この例示実施例においては、第３設定Ｃ３が離陸用に設けられていないため、この分岐の続行は、着陸復行の場合にのみ関連がある。速度Ｖが設定変更速度ＶＣＣ３２を超えると、ステップＳ１６１において、値「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」が第２設定Ｃ２に設定され、換言すれば、高揚力フラップ２１，２２は、１つの設定インクリメントによって格納されることになる。そうではない場合には、制御命令「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」の現在値である第３設定Ｃ３が維持され、主プログラムへのリターンが行われる。ステップＳ１５７ａまたは１５７ｂの下での初期の設定仕様２に関連する問合せは、ステップＳ１５９ａまたは１５９ｂにおける速度スイッチング条件の完全にアナログ的なチェックで、およびステップＳ１６１ａまたは１６１ｂにおける、新たな、変更された仕様の設定が適用可能な場合に、同様に行われる。離陸操作モードにおいては、設定の増加が設けられていないため、第０設定Ｃ０用の分岐はない。
高揚力システムの自動制御装置が、離陸操作モードにはなっていないが、代わりに、着陸進入モード（「ＴＡＫＥＯＦＦ」＝０）になっている場合、分岐ステップＳ１４５において、プログラムシーケンスは、「ＮＯ」で示された分岐に導かれる。ステップＳ１５７における問合せと同様に、分岐ステップＳ１４７において、パラメータ「ＳＰＥＣＩＦＹ
ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」が、第３設定Ｃ３を有しているか否かのチェックが行われる。その結果がＹＥＳの場合、および速度が、最も展開された第３設定Ｃ３から第２設定Ｃ２への仕様によって、高揚力フラップ２１，２２を格納するための設定変更速度ＶＣＣ３２，ＡＰＰＲを超えた場合、このことは分岐ステップＳ１４９でチェックされるが、ステップＳ１５１において、パラメータ「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」は、第２設定Ｃ２に設定される。「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」がサブルーチンのスタート時に、既に第２設定Ｃ２を有している場合には、分岐ステップＳ１４７ａにおいて、プログラムシーケンスは、分岐ステップＳ１４９ａに導かれる。そしてそこで、ステップＳ１４９と同様のチェックが行われる。その時点での飛行速度Ｖが、ＶＣＣ２１，ＡＰＰＲを超えていない場合、このことは、ステップＳ１５１ａにおいて、パラメータ「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」を第１設定Ｃ１に設定することによって、高揚力フラップ２１，２２の格納を引き起こすが、ステップＳ１５３ａにおいて、ＶがＶＣＣ２３，ＡＰＰＲよりも小さいかに関してのチェック、および更に、その時点での高度が、高揚力フラップ２１，２２が展開されている状態での航空機の最大操作高度よりも小さいかに関してのチェックが行われる。どちらの条件も論理的に真の結果を返答した場合、ステップＳ１５５ａが呼出されて、「ＳＰＥＣＩＦＹ ＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮ」は、第３設定Ｃ３に設定される。
ステップＳ１４７以降の問合せの流れの更なるプログラムステップは、ステップＳ１４７および１４７ａと同様に行われ、すなわち分岐ステップＳ１４９ｂは、ステップＳ１４９および１４９ａと同様に作成され、問合せステップＳ１５３ｂおよび１５３ｃは、ステップＳ１５３ａと同様に作成され、プログラムステップ１５１ｂは、ステップＳ１５１および１５１ａと同様に作成され、ステップ１５５ｂおよび１５５ｃは、ステップＳ１５５ａと同様に作成されている。何れの場合も、最終的に、主プログラムへのリターンが行われる。
上述した、高揚力システムを自動制御する方法における所要のパイロット入力を低減することによって、操作漏れを含む間違った手動操作のリスクが低減される。高揚力装置のための適切な離陸設定または着陸設定は、滑走路に対する離陸性能計算によって、および目的地における計画された滑走路に対する着陸性能計算によって、通常の既知の方法で決定される。これら２つの設定は、離陸前に、操作ユニット７を介して手動で入力される。離陸設定用の制御信号は、迅速に実施されるが、着陸の事前選択は保存される。境界条件の変更、たとえば滑走路の変更または風の変化による境界条件の変更の結果として、着陸進入準備中に、着陸設定の事前選択を修正する必要があるケースがたまにある。民間航空機または輸送機の通常の操作の場合、上述したケースを除いて、乗務員は、飛行中に、航空機の高揚力システムの手動操作から解放されている。
本発明には、高揚力システムの制御に関連する特別なケースが、航空機の操作に考慮されているという利点も付随する。具体的には、着陸復行の場合を明確に考慮するということを、これまで、完全に自動的なプロセスが記載されていないことに対して言及すべきである。この場合、基本的に、コックピットの乗務員の作業負荷の増加を仮定できるため、本発明による自動システムは、作業付加の著しい緩和を実現し、このことは、航空機の安全性の向上にも寄与する。
発進と着陸進入の場合の様々な標準曲線の差別化は、共用標準曲線によって達成される飛行性能の最適化に関して、より著しい改良近似を可能にする。更に、操作モードの飛行段階依存の切替は、フラップを格納と展開するための個々のスイッチング条件の周辺での飛行速度の過渡的変動の場合に生じるような、フラップを格納と展開するための代替的な制御信号を大幅に回避できるため、操作の静寂性の向上の可能性をもたらす。操作モード自体の切替えに対する基準は、命令の急速な代替変更が排除されるように作成される。それにもかかわらず、通常の操作の場合、高揚力システムは、スイッチング条件が生じたときに、何らかの設定の変更を即座に実行するような何らかの遅延部を含んでいない。更に、操作モードの明確な切替は、一方では、離陸後の高揚力フラップの格納のためのスイッチング条件の、他方では、着陸前の着陸進入中の高揚力フラップの展開のためのスイッチング条件の独立した判断を可能にする。このことは、そのような動作を、飛行中に、パイロットによる手動調整でのみ実現できる、導入部で述べた特許文献２による速度依存性の自動フラップスイッチング装置と比較した場合に、著しい違いである。本発明においては、通常の操作中には、離陸設定と着陸設定のみが、操作ユニット７を介して指定される。上記のことを補完するために、離陸モードから着陸進入モードへの移行のための切替装置１９がある。しかし、切替装置１９は、特別な操作シーケンスにおいてのみ作動される必要がある。同じことは、地上でフラップを格納するフラップシステムの手動制御に、およびトグルスイッチ１４に当てはまり、このことは、地上でのフラップ２１，２２の自動格納を防ぐ。
上記自動高揚力システムの実際の機能は、限定された数の飛行状態パラメータに基づき、パラメータのうち、較正済み飛行速度と、航空機のモーメント質量の推定値とが最も重要であり、それによって、高揚力フラップ２１，２２の飛行速度依存の制御の単純なコンセプトを獲得する。しかし、特許文献１または特許文献２における公知の速度依存の自動フラップスイッチングシステムとは対照的に、航空機の設定変更速度の判断は、操作速度閾値に関連する速度マージンが維持されるように行われる。従って、本発明は、飛行安全性の向上に貢献する。様々な飛行段階の特定の要件に関連するスイッチングポイントの最適化のために、対応する操作モードを差別化することを可能にする、追加的なパラメータが必要である。操作モードの切替のために、上述した例示実施例は、航空機が、離陸段階にあるか否か、または着陸復行段階にあるか否かを示す信号を備えている。更に、一定の基準高度または圧力エリアに関連する高度信号が必要である。
上述した飛行状態パラメータは、地上信号、および高揚力フラップ２１，２２のその時点での設定に関連する信号によって補完される。上述した全ての信号は、現代の大型航空機の操作にとって基本的に重要なものであるため、それらの信号を生成する対応する構成部は、非常に高い操作信頼性を特徴として備えている。この点において、本願明細書において提案された自動制御システムは、一般に、これらの信号の可用性は、かなり低いため、機能が、特許文献３や特許文献４の場合のように、飛行計画データと航法データに基づいている高揚力システムとは異なっている。
１ 操作速度バンド
１’ オーバーラップ領域
２ 速度経路
３ 速度マージン
４ 速度経路
５ 微分速度
５’ 微分速度
６ 速度経路
７ 操作ユニット
８ オペレータ制御パネル離陸設定選択
９ オペレータ制御パネル着陸設定事前選択
１０ オペレータ制御パネル地上制御機能
１１ 離陸設定選択用プッシュボタン
１２ 着陸設定事前選択用プッシュボタン
１３ 地上での格納用プッシュボタン
１４ 自動システムロック
１５ 数値ディスプレイ
１６ 設定変更速度
１７ 設定変更速度
１７’ 設定変更速度
１８ オペレータ制御パネル切替
１９ 直接切替用プッシュボタン
２０ 翼
２１ 前縁フラップ
２２ 後縁フラップ
２３ 駆動ユニット
２４ 機械的接続部
２５ 制御接続
２６ フラップ制御装置
２７ データを取得し、処理して伝送する機能の概略
２７’ オンボードコンピュータに一体化された追加的な機能
２８ オンボードコンピュータ
２９ 操作ユニットへの飛行状態パラメータの問合せ
３０ 論理制御回路の呼出し
３１ 地上での高揚力フラップの完全格納のための信号が存在するか否かの問合せ
３２ 指定設定値を０に設定
３４ 指定設定値を、離陸用の値に設定する
３５ 速度スイッチングロジックの呼出し
３７ 最大着陸設定を現在値に設定する
３８ 最大着陸設定を事前選択値に設定する
４０ 最大着陸設定を指定値に設定する
４１ 位置命令と状態データを伝送する
５１ 「ＡＵＴＯＭＡＴＩＣ−ＳＹＳＴＥＭ ＬＯＣＫＩＮＧ ＳＵＢＲＯＵＴＩＮＥ」の呼出し
５５ 離陸設定選択を制御するプロセスブロックの呼出し
５７ 「ＯＰＥＲＡＴＩＮＧ ＭＯＤＥ ＳＷＩＴＣＨＩＮＧ」の呼出し
５９ 着陸設定事前選択を制御するプロセスブロックの呼出し
６１ 「ＲＥＴＲＡＣＴ ＴＨＥ ＨＩＧＨ−ＬＩＦＴ ＦＬＡＰＳ ＯＮ ＴＨＥ ＧＲＯＵＮＤ」の呼出し

Claims (19)

  1. 航空機の高揚力システムを自動制御する高揚力制御装置であって、前記高揚力制御装置は、
    巡航、離陸、または着陸のための格納設定と、幾つかの展開設定とに設定できる高揚力部材（２１，２２）と；
    有効に機能するように制御接続部（２５）によって、前記高揚力部材（２１，２２）の駆動システム（２３，２４）に接続されているフラップ制御装置（２６）と；
    前記高揚力部材（２１，２２）の設定を操る操作命令を入力するように前記フラップ制御装置（２６）に接続された操作ユニット（７）と
    を備え、
    前記フラップ制御装置（２６）は、飛行状態データと飛行操作関連データのうちの少なくとも１つによって、前記高揚力部材（２１，２２）のそれぞれの設定、および前記高揚力部材（２１，２２）を調整するための関連するスイッチング速度の設定変更の指示を計算するために設けられ、
    前記フラップ制御装置（２６）は、前記飛行速度によって、前記設定変更を指示する命令を自動的に生成するように設けられ、
    前記フラップ制御装置（２６）は、離陸と着陸進入用の操作モードの自動切替のために設けられている
    ことを特徴とする、高揚力制御装置。
  2. 前記操作ユニット（７）は、
    所望最大揚力増加に対応する予め選択した設定の、離陸と着陸進入のための別々の入力のために設けられることと；
    幾つかの互いに異なる設定の、離陸と着陸のための別々の入力のために設けられていることと
    のうちの少なくとも１つを満たす、
    請求項１記載の高揚力制御装置。
  3. 前記操作ユニット（７）は、離陸設定選択と着陸設定事前選択のための別々のオペレータ制御パネル（８，９）を備える、
    請求項２記載の高揚力制御装置。
  4. 前記オペレータ制御パネル（８，９）には、それぞれの設定に関連する個々のプッシュボタン（１１，１２）が設けられている、
    請求項３記載の高揚力制御装置。
  5. 前記操作ユニット（７）は、離陸設定選択と着陸設定事前選択のための別々のオペレータ制御パネル（８，９）に関連付けられて独立した画像ディスプレイ（１５）を備え、
    前記画像ディスプレイ（１５）は、それぞれ実行された設定事前選択を表示するために設けられている、
    請求項２または３記載の高揚力制御装置。
  6. 前記操作ユニット（７）は、前記自動制御システムの離陸操作モードと着陸進入モードの間のダイレクトな手動切替のための作動部（１９）を有するオペレータ制御パネル（１８）を備え、
    前記フラップ制御装置（２６）は、手動入力された操作モードに対応する設定の変更を命令する命令を生成する、
    請求項１〜５何れか一項記載の高揚力制御装置。
  7. 前記操作ユニット（７）は、地上での前記高揚力部材（２１，２２）のためのアクチュエータ命令を手動入力する操作部（１３，１４）を有する、地上制御機能用の追加的なオペレータ制御パネル（１０）を備える、
    請求項１〜６何れか一項記載の高揚力制御装置。
  8. 地上制御機能用のオペレータ制御パネル（１０）は、地上で、前記高揚力部材（２１，２２）を格納するためのオペレータ制御パネル（１３）を備え、
    前記フラップ制御装置（２６）は、対応する解放信号が存在する場合に入力されている命令を単に実行するように設けられていることと、
    地上制御機能用のオペレータ制御パネル（１０）は、地上への着陸後に、前記高揚力部材（２１，２２）の自動格納を防止する操作部（１４）を備えることと
    のうちの少なくとも１つを満たす、
    請求項７記載の高揚力制御装置。
  9. 地上での前記自動システムの機能を遮断するために設けられている操作部（１４）内に、スイッチング状態を示す画像表示高揚力制御装置が設けられている、
    請求項８記載の高揚力制御装置。
  10. 前記フラップ制御装置（２６）は、キャンセルされない限り前記高揚力部材（２１，２２）の自動格納が滑走路上空の所定高度に達するまで、離陸タキシング手順と最初の急上昇中には行われないというパラメータを設定するために設けられる、
    請求項１〜９何れか一項記載の高揚力制御装置。
  11. 前記フラップ制御装置（２６）は、離陸推力または着陸復行推力を生成するパラメータを生じさせるパラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」を設定するために設けられ、
    前記パラメータは、前記フラップ制御装置（２６）が離陸操作モードで作動し、または着陸進入モードから離陸操作モードへの変更後に作動開始することを示す、
    請求項１〜１０何れか一項記載の高揚力制御装置。
  12. 前記フラップ制御装置（２６）は、
    自動的に適用可能である着陸進入モード時に、前記高揚力部材（２１，２２）の即時の展開に繋がらない速度を超えている場合に、パラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」をリセットするために設けられていることと；
    上昇速度に関連する平滑化された信号が、所定閾値を下回った場合に、パラメータ「ＴＡＫＥＯＦＦ」をリセットするために設けられていることと
    のうちの少なくとも１つを満たす、
    請求項１１記載の高揚力制御装置。
  13. 航空機の高揚力システムを自動制御する高揚力制御装置であって、前記高揚力制御装置は、
    巡航、離陸、または着陸のための格納設定と、幾つかの展開設定とに設定できる高揚力部材（２１，２２）と；
    有効に機能するように制御接続部（２５）によって、前記高揚力部材（２１，２２）の駆動システム（２３，２４）に接続されているフラップ制御装置（２６）と；
    前記高揚力部材（２１，２２）の設定を操る操作命令を入力するように前記フラップ制御装置（２６）に接続された操作ユニット（７）と
    を備え、
    前記フラップ制御装置（２６）は、飛行状態データと飛行操作関連データのうちの少なくとも１つによって、前記高揚力部材（２１，２２）のそれぞれの設定、および前記高揚力部材（２１，２２）を調整するための関連するスイッチング速度の設定変更の指示を計
    算するために設けられ、
    前記フラップ制御装置（２６）は、前記飛行速度によって、前記設定変更を指示する命令を自動的に生成するように設けられ、
    前記フラップ制御装置（２６）は、前記操作ユニット（７）を介して行われた事前選択がない場合、対応する速度依存の設定変更またはスイッチング条件が合ったときに、着陸進入中に、一般的に着陸のために設けられている設定にして前記高揚力部材（２１，２２）を自動的に動かすために設けられている
    ことを特徴とする、高揚力制御装置。
  14. 前記高揚力部材（２１，２２）のそれぞれの設定に関連付けられているスイッチング変更速度または設定変更速度（１６，１７，１７’）と、
    それぞれの操作モードと、
    様々な航空機質量による設定変更指示とは、
    前記フラップ制御装置（２６）に表の形式で格納される、
    請求項１〜１３何れか一項記載の高揚力制御装置。
  15. 前記スイッチングまたは設定変更速度は、飛行高度または飛行マッハ数に従って、差別化された方法で追加的に格納される、
    請求項１４記載の高揚力制御装置。
  16. 前記スイッチング速度または前記設定変更速度は更に、互いに異なる走行装置位置によって格納される、
    請求項１４または１５記載の高揚力制御装置。
  17. 前記スイッチング速度または前記設定変更速度（１６）は、それぞれの高揚力設定における最大操作速度に関連する速度マージン（３）を考慮して判断されていることと；
    スイッチング速度または設定変更速度（１７，１７’）は、最大操作速度に関連する速度マージン（５，５’）を参照して、および速度マージン（５）によって定義される、前記高揚力部材（２１，２２）のそれぞれの設定における最大着陸進入速度として考慮すべき着陸進入速度に従って判断されていることと
    のうちの少なくとも１つを満たす、
    請求項１６記載の高揚力制御装置。
  18. 前記高揚力部材（２１，２２）のそれぞれの設定に関連付けられている設定変更速度（１６、１７、１７’）は、操作モードに固有の重付け係数によって、および設定変更の指示に従って差別化された重付け係数に従って、その時点での条件に従って存在する、ことと、他の高揚力設定に関連して予想される動作限界に関連する速度マージンまたは微分速度（３、５、５’）を考慮して計算されることとのうちの少なくとも１つと；
    前記高揚力部材（２１，２２）のそれぞれの設定に関連付けられているスイッチング速度または設定変更速度（１６、１７、１７’）は、その時点での飛行状態データと飛行操作関連データの下で個々の設定に関連して予想される動作限界に関連する固有の微分速度によって、速度マージンまたは微分速度（３、５、５’）を考慮して判断されていることと
    のうちの少なくとも１つを満たす、
    請求項１３〜１７何れか一項記載の高揚力制御装置。
  19. 請求項１８による重付け係数、
    請求項１８による動作限界に関連する微分速度、または
    請求項１４による離陸操作モード用の設定変更速度（１６）は、
    最適な上昇性能特性に従って判断されていることと；
    着陸進入中の最小燃費に従って判断されることと
    のうちの少なくとも１つを満たす、
    請求項１４または１８記載の高揚力制御装置。
JP2010525269A 2007-09-24 2008-09-24 航空機の高揚力制御装置 Withdrawn JP2010540305A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102007045547A DE102007045547A1 (de) 2007-09-24 2007-09-24 Automatische Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs
PCT/EP2008/008075 WO2009040102A1 (de) 2007-09-24 2008-09-24 Automatische steuerung eines hochauftriebssystems eines flugzeugs

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2010540305A true JP2010540305A (ja) 2010-12-24

Family

ID=40019495

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2010525269A Withdrawn JP2010540305A (ja) 2007-09-24 2008-09-24 航空機の高揚力制御装置

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8356776B2 (ja)
EP (1) EP2195235B1 (ja)
JP (1) JP2010540305A (ja)
CN (1) CN101808896B (ja)
BR (1) BRPI0817689A2 (ja)
CA (1) CA2700435A1 (ja)
DE (1) DE102007045547A1 (ja)
RU (1) RU2478520C2 (ja)
WO (1) WO2009040102A1 (ja)

Families Citing this family (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009017653A1 (de) * 2009-04-16 2010-10-21 Airbus Deutschland Gmbh Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, Flugzeugsystem und Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem
WO2012096668A1 (en) * 2011-01-14 2012-07-19 Bell Helicopter Textron Inc. Flight control laws for vertical flight path control
DE102012001268A1 (de) 2012-01-23 2013-07-25 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs, Computerprogrammprodukt, Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan sowie Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs
CN103455036B (zh) * 2012-06-05 2018-04-27 国家电网公司 一种场景空中巡视方法和飞行器
FR2993063B1 (fr) * 2012-07-05 2014-08-22 Thales Sa Procede d'aide a la navigation permettant de gerer une contrainte verticale de maniere anticipee
US20140343765A1 (en) 2012-12-28 2014-11-20 Sean Patrick Suiter Flight Assistant with Automatic Configuration and Landing Site Selection
US9310222B1 (en) * 2014-06-16 2016-04-12 Sean Patrick Suiter Flight assistant with automatic configuration and landing site selection method and apparatus
US10502584B1 (en) * 2012-12-28 2019-12-10 Sean Patrick Suiter Mission monitor and controller for autonomous unmanned vehicles
DE102013101351A1 (de) * 2013-02-12 2014-08-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren und Einrichtung zum Ermitteln der Geschwindigkeit eines Luftfahrzeugs
WO2014135945A1 (en) * 2013-03-06 2014-09-12 Bombardier Inc. High lift control method and system for aircraft
FR3005759B1 (fr) * 2013-05-17 2015-06-05 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de determination automatique d'un profil optimise d'approche pour un aeronef.
US11657721B1 (en) 2013-08-26 2023-05-23 Otto Aero Company Aircraft with flight assistant
US9771141B2 (en) 2013-09-24 2017-09-26 The Boeing Company Leading edge system and method for approach noise reduction
US9296475B2 (en) 2013-09-24 2016-03-29 The Boeing Company System and method for reducing the stopping distance of an aircraft
US9327827B2 (en) 2013-09-24 2016-05-03 The Boeing Company Leading and trailing edge device deflections during descent of an aircraft
US9193440B2 (en) * 2013-09-24 2015-11-24 The Boeing Company Variable camber flap system and method
US9359065B2 (en) * 2013-09-24 2016-06-07 The Boeing Company System and method for optimizing performance of an aircraft
US9254909B2 (en) * 2013-09-24 2016-02-09 The Boeing Company Optimized flap positioning for go-around operations
US9656741B2 (en) * 2013-09-24 2017-05-23 The Boeing Company Control interface for leading and trailing edge devices
US9180962B2 (en) * 2013-09-24 2015-11-10 The Boeing Company Leading edge variable camber system and method
FR3012598B1 (fr) * 2013-10-25 2016-02-26 Thales Sa Procede et systeme de gestion de vol
US20150122945A1 (en) * 2013-11-03 2015-05-07 Peter Apostolos Kavounas Passenger aircraft with automatically deployable and/or retractable landing gear
EP2913733A1 (en) 2014-02-27 2015-09-02 Airbus Operations GmbH Control system for aircraft high lift devices and method for controlling the configuration of aircraft high lift devices
CN104007766A (zh) * 2014-03-24 2014-08-27 深圳市大疆创新科技有限公司 无人飞行器飞行控制方法及装置
US9821903B2 (en) 2014-07-14 2017-11-21 The Boeing Company Closed loop control of aircraft control surfaces
US9703293B2 (en) * 2015-08-31 2017-07-11 The Boeing Company Aircraft stall protection system
US20170283085A1 (en) * 2016-04-04 2017-10-05 The Boeing Company On-board structural load assessment of an aircraft during flight events
US10803755B2 (en) * 2016-06-20 2020-10-13 The Boeing Company Vehicle operation instruction confirmation
CN106741863B (zh) * 2016-11-17 2019-04-02 中国商用飞机有限责任公司 飞机的高升力系统
US10671090B2 (en) * 2017-09-01 2020-06-02 Embraer S.A. Automatic command for lift control devices
US10816998B2 (en) * 2017-09-18 2020-10-27 The Boeing Company Airplane takeoff trims utilizing both stabilizers and elevators
WO2019104421A1 (en) * 2017-11-30 2019-06-06 Bombardier Inc. System and method for improving a stall margin of an aircraft
CN109625248B (zh) * 2018-11-23 2022-04-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 给定高度控制方法
US11193791B2 (en) * 2019-03-14 2021-12-07 The Boeing Company Operational flight envelope management system
GB2585065A (en) * 2019-06-27 2020-12-30 Airbus Operations Ltd Controlling movement of landing gear or landing gear bay doors
CN110667826B (zh) * 2019-09-03 2023-03-24 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种高升力分布式电传控制系统
CN110949659A (zh) * 2019-12-06 2020-04-03 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种后缘襟翼控制方法
EP3916698A1 (en) * 2020-05-29 2021-12-01 Volocopter GmbH System and method for managing aircraft operation
US11897596B2 (en) * 2020-07-21 2024-02-13 The Boeing Company Methods and apparatus for automatically extending aircraft wing flaps in response to detecting an excess energy steep descent condition
FR3113166B1 (fr) 2020-07-30 2022-09-09 Airbus Procédé et système de décollage automatique d’un aéronef
DE102020125095B4 (de) * 2020-09-25 2024-02-29 Volocopter Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Fluggeräts, Flugsteuerungsvorrichtung für ein Fluggerät und Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten
CN112357060B (zh) * 2020-10-29 2022-08-02 天津腾云智航科技有限公司 一种固定翼无人机襟翼高程收敛控制方法
GB2604182A (en) * 2021-02-26 2022-08-31 Airbus Operations Ltd Aircraft system

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2350751A (en) 1939-10-10 1944-06-06 Gliubich Carlo Control means for aircraft wing flaps
DE2531799C3 (de) 1975-07-14 1980-07-17 Werner Dipl.-Ing. Dr. 1000 Berlin Schuster Vorrichtung zur automatischen Betätigung der Auftriebsklappen von Flugzeugen
US4042197A (en) 1975-09-29 1977-08-16 The Boeing Company Automatic controls for airplane take-off and landing modes
US4106730A (en) * 1976-10-01 1978-08-15 The Boeing Company Engine out control system for STOL aircraft
RU2065377C1 (ru) * 1992-12-03 1996-08-20 Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина Система управления закрылками самолета
US5839697A (en) * 1996-05-14 1998-11-24 The Boeing Company Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position
RU2207968C2 (ru) * 1996-12-10 2003-07-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет, его агрегаты планера, оборудование и системы
RU2151714C1 (ru) * 1999-02-22 2000-06-27 АООТ "ОКБ Сухого" Система обеспечения безопасности полета пилотируемого летательного аппарата
FR2817535B1 (fr) * 2000-12-06 2003-03-21 Eads Airbus Sa Systeme pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aeronef durant le decollage
CN1218859C (zh) * 2002-07-11 2005-09-14 广州天象地效飞行器股份有限公司 一种动力增升型地效飞行器地效过渡区的操纵装置
FR2857760B1 (fr) * 2003-07-15 2005-09-23 Airbus France Systeme pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aeronef, en particulier des becs de bord d'attaque d'aile.
CA2568848C (en) * 2004-07-16 2013-06-25 Airbus France Method and device for improving maneuverability of an aircraft during approach phases before landing followed by flare-out
US7494094B2 (en) * 2004-09-08 2009-02-24 The Boeing Company Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices
EP1684145B1 (fr) 2005-01-19 2013-05-29 Airbus Operations Procédé de gestion de vol pour un aéronef
CN2913182Y (zh) * 2006-06-02 2007-06-20 江西洪都航空工业集团有限责任公司 飞机后缘襟翼操纵系统的软轴驱动装置

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009040102A1 (de) 2009-04-02
CA2700435A1 (en) 2009-04-02
EP2195235B1 (de) 2015-04-15
BRPI0817689A2 (pt) 2015-04-07
RU2478520C2 (ru) 2013-04-10
CN101808896A (zh) 2010-08-18
US8356776B2 (en) 2013-01-22
EP2195235A1 (de) 2010-06-16
CN101808896B (zh) 2013-01-30
DE102007045547A1 (de) 2009-04-16
RU2010115967A (ru) 2011-11-10
US20100200704A1 (en) 2010-08-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2010540305A (ja) 航空機の高揚力制御装置
EP3759018B1 (en) Landing gear system control
EP2930102B1 (en) Flight control augmentation system and method for high aspect ratio aircraft
EP2851286B1 (en) System and method for optimizing performance of an aircraft
US20100217460A1 (en) Flight control system
EP2615514B1 (en) Quiet landing attitude modifier for airplane
US9630705B2 (en) Drive system for ground spoiler, and aircraft
US9254909B2 (en) Optimized flap positioning for go-around operations
CN114035433B (zh) 用于增强性能的陡直爬升保护系统
US9457888B2 (en) Method for piloting an aircraft in approach phase
EP3450304B1 (en) Automatic command for lift control devices
US9415861B2 (en) Control system for aircraft high lift devices and method for controlling the configuration of aircraft high lift devices
CN112238934B (zh) 飞机、自动速度制动控制系统和用于控制飞机阻力的方法
US8561948B2 (en) Method for ensuring the safety of an aircraft flying horizontally at low speed
KR101807161B1 (ko) 천음속 비행 영역의 오버 지 현상 제어 방법
US12037106B2 (en) Landing gear system control
CN111846250A (zh) 用于控制飞机的航速和姿态模式的方法及系统

Legal Events

Date Code Title Description
A300 Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300

Effective date: 20111206