JP2012533470A - 航空機のパイロットに対してパイロット警告信号を提供する方法、コンピュータプログラム製品、及び警告デバイス - Google Patents

航空機のパイロットに対してパイロット警告信号を提供する方法、コンピュータプログラム製品、及び警告デバイス Download PDF

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Abstract

【課題】 本発明は、航空機のパイロットに対するパイロット警告信号を提供するための方法及びデバイスを提供する。
【解決手段】 本方法は、パイロットにより作動され得るペダルのペダル角度を示す第１信号を提供し、ペダル角度に直接動的に依存する第２信号を提供し、それぞれの場合で、特定時間において第１信号及び第２信号から一対の値を形成し、それぞれの場合で、２つの連続時間における対の値の角度変化と対の値の増分の角度変化とを決定し、ペダルの作動及び航空機の刺激されたタンブリング運動が確認されたときに、対の値の決定された角度変化が第１閾値よりも大きい場合又は対の値の増分の決定された角度変化が第２閾値よりも大きい場合、パイロット警告信号を生成することを備える。また、コンピュータプログラム製品及び警告デバイスも提供される。
【選択図】 図１

Description

本発明は、航空機のパイロットに対してパイロット警告信号を提供するための方法に関する。本発明は、さらには、コンピュータプログラム製品及び警告デバイスに関する。
それは様々な領域に適用され得るが、本発明は、航空機又は旅客機に関してより詳述される。
本発明の技術分野は、航空機の制御要素、特に航空機のラダーを制御するためのペダルが、不適切に作動されたときに、パイロットに警告することに関する。
航空機のパイロットが、ペダル入力としてダブレット、特に繰り返されたダブレットを適用する場合、ヨー、ロール、及び横滑りの横自由度が刺激され、これは、ラダーを介する航空機のタンブリング運動の刺激につながり得る。
この刺激が、タンブリング運動（ダッチロールモード）の固有振動数において起こる場合、強い反応が、航空機構造内で共鳴により起こる。タンブリング運動の減衰は、従来、フライトコントロールシステム、特にヨーダンパの効果を通して改良（増加）されている。
加えて、フライトコントロールシステムのヨーダンパ権限が制限され得る場合、上述した反応はさらに増大される。残存低減衰の結果として、これは、航空力学の観点で横反応の増加につながる。それ故に、航空機要素、例えばラダーユニットへの高負荷が相応に起こり得る。
ヨーダンパが未だ権限を有するという条件で、増加された航空機の反応の問題は、従来、ラダーによって増加されたヨー減衰によって減衰される。しかしながら、ヨー減衰効果が制限される場合、この手段は効果的でない。
代替手段は、航空機の翼上のロール制御面によりヨー減衰を増加させることであろう。
しかしながら、ロール制御面のヨー減衰効果は小さいので、この手段は効果的でない。また、これらの代替手段は、実用的な制御の側面により厳格な制限を受ける。
ヨー減衰権限を増加するためのさらなる代替手段は、不都合なほどに、ペダルから航空機のラダーへの機械的な信号伝達のための追加的なハードウェアを含み、それ故にコスト及び追加重量を増加させる。
それ故に、本発明の目的は、上述した欠点を克服するパイロットに対する警告を提供することにある。
本発明によれば、この目的は、請求項１の特徴を有する方法と、請求項１０の特徴を有するコンピュータプログラム製品と、請求項１１の特徴を有する警告デバイスとによって達成される。
それに応じて、航空機のパイロットに対するパイロット警告信号を提供する方法が提案され、以下のステップを備える。
ａ）パイロットによって作動され得るペダルのペダル角度を示すための第１信号を提供すること。
ｂ）ペダル角度に直接動的に依存する第２信号を提供すること。
ｃ）それぞれの場合で、特定時間における、第１信号及び第２信号から一対の値を形成すること。
ｄ）それぞれの場合で、２つの連続時間における対の値の角度変化及び対の値の増分の角度変化を決定すること。
ｅ）ペダルの作動及び航空機の刺激されたタンブリング運動が確認されたときに、対の値の決定された角度変化が第１閾値よりも大きい場合又は対の値の増分の決定された角度変化が第２閾値よりも大きい場合に、パイロット警告信号を生成すること。
また、上述した方法を、プログラム制御装置上で実行させるコンピュータプログラム製品が提案される。
また、航空機のパイロットに向けてパイロット警告信号を提供するための、特に本発明に係る方法を利用する警告デバイスであって、パイロットにより作動され得るペダルのペダル角度に関する情報を含む第１信号を提供するために設けられる第１装置を備え、ペダル角度に直接動的に依存する第２信号を提供するために設けられる第２装置を備え、所定の時間における第１及び第２信号からそれぞれの一対の値を形成するために設けられる第３装置を備え、２つの連続時間における対の角度の角度変化と対の角度の増分の角度変化とをそれぞれの場合で決定するために設けられる第４装置を備え、ペダルの作動及び航空機の刺激されたタンブリング運動が確認されたときに、対の値の所定の角度変化が第１閾値よりも大きい場合又は対の値の増分の所定の角度変化が第２閾値よりも大きい場合に、パイロット警告信号を生成するために設けられる第５装置を備える。
コンピュータプログラム装置のようなコンピュータプログラム製品は、例えば、メモリカード、ＵＳＢスティック、フロッピーディスク、ＣＤ−ＲＯＭ、ＤＶＤ、ハードディスクのような記録媒体として、あるいはネットワーク内のサーバからダウンロード可能なデータファイルの形式として、提供又は供給され得る。これは、例えば、コンピュータプログラム製品又はコンピュータプログラム装置を利用する、対応するデータファイルを伝送することにより、ワイヤレス通信ネットワークで実行することができる。
それぞれの装置、すなわち、第１、第２、第３、第４、及び／又は第５装置は、好ましくは、ハードウェア技術を利用して実装され、また、そこでの機能が、ソフトウェア技術を利用して実装され得るであろう。ハードウェア技術を利用する実装において、それぞれの装置は、デバイス、例えば、コンピュータ、マイクロプロセッサ、プログラム制御装置として、あるいはシステムの一部、例えばコンピュータシステムとして形成され得る。ソフトウェア技術を利用する実装において、それぞれの装置は、コンピュータプログラム製品、関数、ルーチン、プログラムコードの一部、又は設計され得るオブジェクトとして形成され得る。
原則的に、航空機のパイロットは、長期にわたってタンブリング運動を減衰することを望んでいると仮定すると、問題は、パイロットが位相の不一致でペダルを作動する場合にのみ発生する。
本発明の有利な点は、航空機を動作させるためのペダルの位相関係に関し、パイロットの誤判断を示すためのパイロット警告信号が、パイロットに対して発令されるような場合にある。パイロット警告信号により警告されたパイロットは、彼の過ちを正し、適切なペダル操作を実施でき又はペダル制御を施せる。
概して、提案された解決方法は、意図しないにもかかわらず、パイロットによって引き起こされるタンブリング運動の刺激を防ぐため、及び結果としてもたらされる負荷の面で非常にコスト効果の高い選択肢である。
本発明の有利な実施形態及び改良点は、従属項内に見出され得る。
好ましい発展によれば、第２信号は、航空機の横滑り角度を示す横滑り角度信号、航空機の横負荷因子、又は航空機の垂直軸に関する航空機の回転速度として形成される。
さらなる好ましい発展によれば、第２信号は、航空機の再構成された横滑り角度信号として形成される。
さらなる好ましい発展によれば、それぞれの角度変化は、複素数演算によって、又は極座標曲線によって決定される。
さらなる好ましい発展によれば、第２信号は、垂直軸（負の機体ヨー速度）に関する負の回転速度として形成される。
第１及び第２信号は、好ましくは、平滑化のためにローパスフィルタされる。
さらなる好ましい発展によれば、ペダルの作動を確認するための以下のステップが誤警報を防止するために提供される。
ペダル速度を提供するために、提供された第１信号のペダル角度の第１時間導関数を決定すること。
第１論理作動信号を提供するために、提供された第１信号と決定された第１時間導関数との関数として、ペダルの関連する作動を推定すること。
さらなる好ましい発展によれば、ペダルの作動を確認するための以下のステップが誤警報を防止するために提供される。
パイロットにより作動され得るペダルのペダル角度のための非臨界範囲を提供すること。
非臨界範囲を上回る上方臨界範囲を決定すること。
非臨界範囲を下回る下方臨界範囲を決定すること。
反対の臨界範囲への後続の迅速な移行で（上方又は下方）臨界範囲への進入を検出すること。
移行が検出されるときに、第２論理作動信号を正論理信号レベルに設定すること。
さらなる好ましい発展によれば、第１及び第２論理作動信号が論理信号レベルに設定されるときに、第１の一対の値の決定された角度変化が第１閾値よりも大きい場合、又は一対の増分値の角度変化が第２閾値よりも大きい場合、パイロット警告信号が生成される。
さらなる好ましい発展によれば、第１信号は、ペダル角度の計測によって提供される。
さらなる好ましい発展によれば、第１信号は、計測されたラダー偏位とヨー減衰信号との関数として算出される。
さらなる可能な発展によれば、パイロットによるペダルの作動とヨー減衰信号との合計の航空機への効果が評価された結果として、ラダー角度は、第１信号として選択される。
さらなる好ましい発展によれば、第１信号及び第２信号は、特定時間においてサンプリングされる。対の値は、実数部とする第１信号及び虚数部とする第２信号で、複素数としてサンプリングされた第１信号及びサンプリングされた第２信号からマッピングされ、２つの連続時間における二対の値の第１及び第２信号における相対的な変化率が、複素数の位相角度における変化としてマッピングされる。
さらなる好ましい発展によれば、複素数（この場合の例としてフィルタされ正規化されたロール及びヨー速度から形成される）の値が閾値を超える場合、第１論理タンブリング運動信号は、航空機の大きく刺激されたタンブリング運動を示すために、正論理信号レベルに設定される。
さらなる好ましい発展によれば、第１論理タンブリング運動信号が正論理信号レベルに設定される場合、並びに第１及び第２論理作動信号が正論理信号レベルに設定される場合、パイロット警告信号が生成される。
さらなる好ましい発展によれば、第１論理タンブリング運動信号が第１所定期間の間に論理信号レベルに設定され、この信号レベルがさらに維持される場合、第２論理タンブリング運動信号は、航空機のタンブリング運動を示すために正論理信号レベルに設定される。第３論理タンブリング運動信号が第２所定期間の間に非正論理信号レベルに設定され、この信号レベルが維持される場合、それは非正論理信号レベルに設定される。
さらなる好ましい発展によれば、第２論理タンブリング運動信号が正論理信号レベルに設定される場合、及び第１及び第２論理作動信号が正論理信号レベルに設定される場合、パイロット警告信号が生成される。
さらなる好ましい発展によれば、第１装置は、パイロットによって作動され得るペダルの角度を検出及び利用可能にするために設けられる電位性、誘導性、容量性、及び／又は光学性角度センサを備える。また、第１装置に、リニア運動を検出及び利用可能にするために設けられる電位性、誘電性、容量性、及び／又は光学性リニア変換機を備え、パイロットにより作動されるペダルの位置を表示することも考えられる。
さらなる好ましい発展によれば、第２装置は、直接計測によりその垂直軸に関する航空機の負の回転速度を検出するとともに、前記負の回転速度から第２信号を得る計測装置を備える。
さらなる好ましい発展によれば、プログラム制御装置、特に、第１装置から第５装置の少なくとも１つ、好ましくは、第１から第５装置の全てを含むマイクロコントローラ及びマイクロプロセッサが提供される。
さらなる好ましい発展によれば、プログラム制御装置は、検出されたラダー角度及び／又は検出されたヨー減衰から第１信号（ｘ）を算出するために設けられる。また、プログラム制御装置に関して、複素数を利用する演算により、又は極座標曲線によって第２信号（ｙ）を決定するために形成されることも考えられるであろう。
さらなる好ましい発展によれば、プログラム制御装置は、一対の値（ｘ、ｙ）を形成するために設けられ、第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ、ｙ）の少なくとも１つと第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ、ｙ）の増分の少なくとも１つとを格納可能なメモリが提供され、プログラム制御装置は、第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ、ｙ）と第２時間（ｋ）における一対の値（ｘ、ｙ）とから角度変化（Ｖ）を決定するとともに、第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ、ｙ）の増分と第２時間（ｋ）における一対の値（ｘ、ｙ）の増分とから増分の角度変化（Ｉ）を決定するために設けられる。
さらなる好ましい発展によれば、第５装置は、信号光、又はモニタとして形成される光学警告装置、又はラウドスピーカとして形成される音響警告装置、又は振動を生成するためのデバイスとして形成される触覚警告装置を備える。
さらなる好ましい発展によれば、第５装置は、光学警告装置、音響警告装置、及び触覚警告装置の任意の好ましい組合せを備える。
パイロット警告信号を提供するための方法の実施形態のフロー図である。 航空機のタンブリング運動の減衰について、２つの連続時間における対の値の角度変化を示す概略図である。 航空機のタンブリング運動の刺激について、２つの連続時間における対の値の角度変化を示す概略図である。 パイロット警告信号を提供するためのデバイスの第１実施形態の概略ブロック図である。 パイロット警告信号を提供するためのデバイスの第２実施形態の概略ブロック図である。 パイロット警告信号を提供するためのデバイスの第３実施形態の概略ブロック図である。 パイロット警告信号を提供するためのデバイスの第４実施形態の概略ブロック図である。
以下、本発明は、添付図面を参照して、実施形態に基づいて詳述される。図において、他に示されない限り、同じ参照符号は、同等のもの、又は機能的に等価の要素を示す。
図１は、パイロット警告信号Ｐを提供する方法の実施形態の概略フロー図である。
以下、本発明に係る方法は、図２、３、及び４を参照して、図１におけるブロック図に基づいて詳述される。図１に係る方法の実施形態は、以下の方法ステップＳ１からＳ５を備える。
方法ステップＳ１
第１信号ｘは、パイロットによって作動され得るペダルのペダル角度を示すことに提供される。
第１信号ｘは、好ましくは、ペダル角度の計測によって提供される。代わりに、第１信号ｘは、計測されたラダー偏位及びヨー減衰信号の関数として算出され得る。また、直接、ラダー偏位を利用することも可能である。この場合、システムが提供する情報は、ヨーダンパの効果とパイロットによるペダルの作動との合計に基づく。
方法ステップＳ２
ペダル角度に直接動的に依存する第２信号ｙが提供される。直接動的依存は、ペダル角度における変化が、第２信号ｙの値に直接及び即時の効果を有することを意味する。
第２信号ｙは、例えば、航空機の横滑り角度を示す横滑り角度信号として、航空機の横負荷因子として、又は航空機の垂直軸に関する負の回転速度として、形成される。
また、第２信号ｙは、航空機の再構成された横滑り角度信号としても形成され得る。
計測された横滑り角度とは対照的に、再構成された横滑り角度は、航空機への突風の直接的効果を含まない。
方法ステップＳ３
特定時間ｋのそれぞれ、例えば、２つの信号ｘ及びｙのサンプリング時間ｋのそれぞれでの、それぞれの一対の値ｘ，ｙ、特にｘ（ｋ），ｙ（ｋ）は、第１信号ｘ及び第２信号ｙから形成される。
方法ステップＳ４
２つの連続時間ｋ−１，ｋにおいて、対の値ｘ，ｙの角度変化Ｖと、対の値ｘ，ｙの増分の角度変化Ｉとが、それぞれの場合において決定される。
これに関して、図２は、航空機のタンブリング運動の減衰について、２つの連続時間ｋ−１，ｋにおいて対の値ｘ，ｙの角度変化Ｖを示す概略図である。対照的に、図３は、航空機のタンブリング運動の刺激について、２つの連続時間ｋ−１，ｋにおいて対の値ｘ，ｙの角度変化Ｖを示す概略図である。
ｋの点ｚは、以下によって決定される。
ｚ（ｋ）＝ｚ（ｘ（ｋ），ｙ（ｋ））＝ｘ（ｋ）＋ｉｙ（ｋ）
図２によれば、Ｖ＜Ｔｈｒ（閾値）のときに、タンブリング運動の減衰が起こる。それ故に、Ｖ＞Ｔｈｒのときに、図３に係る航空機のタンブリング運動の刺激が起こる。すなわち、Ｖは、ｚ２における変化ｋ−１→ｋの角度である。
方法ステップＳ５
ペダルの作動Ｂと航空機の刺激されたタンブリング運動Ｔとが確認されたときに、対の値ｘ，ｙの決定された角度変化Ｖが第１閾値ＴＨ１よりも大きい場合又は対の値ｘ，ｙの増分の決定された角度変化Ｉが第２閾値ＴＨ２よりも大きい場合に、パイロット警告信号Ｐが生成される。
生成されたパイロット警告信号Ｐの結果として、音響性、光学性、及び／又はパイロットに対して機械的出力が提供され、前記パイロットに警告するために出力される。また、パイロット警告信号Ｐは、フライトコントロールシステムの再構成をもたらすために利用され得る。
図４は、パイロット警告信号Ｐを提供するためのデバイス１０の第１実施形態の概略ブロック図である。
デバイス１０は、第１装置１１、第２装置１２、第３装置１３、第４装置１４、第５装置１５、及び第６装置１６を備える。
第１装置１１は、パイロットによって作動され得るペダルのペダル角度を示すための第１信号ｘを提供するために設けられる。
さらには、第２装置１２は、ペダル角度に直接動的に依存する第２信号ｙを提供するために設けられる。
さらには、第３装置１３は、特定時間ｋにおいて、第１信号ｘ及び第２信号ｙから一対の値ｘ，ｙをいずれの場合にも形成するように構成される。
第４装置１４は、２つの連続時間ｋ−１，ｋにおいて、対の値ｘ，ｙの角度変化Ｖと、対の値ｘ，ｙの増分の角度変化Ｉとをいずれの場合にも決定するために設けられる。
さらには、ペダルの作動Ｂと航空機の刺激されたタンブリング運動Ｔとが確認されたときに、対の値ｘ，ｙの決定された角度変化Ｖが第１閾値ＴＨ１よりも大きい場合又は対の値ｘ，ｙの増分の決定された角度変化Ｉが第２閾値ＴＨ２よりも大きい場合、第５装置１５は、パイロット警告信号Ｐを生成するために設けられる。
さらには、図４の第６装置１６が信号Ｂ及びＴを提供するために設けられる。
特に、位相角度変化は、増分から算出され、一対の値ｘ，ｙの２つの連続時間ｋ−１，ｋにおいて形成される。
例えば、第１閾値ＴＨ１及び第２閾値ＴＨ２は、等しい。特に、第１閾値ＴＨ１及び第２閾値ＴＨ２は、０である。
図５は、パイロット警告信号Ｐを提供するためのデバイス１０の第２実施形態の概略ブロック図である。図５に係るデバイス１０の第２実施形態は、第５装置１５の構成において、図４に係るデバイス１０の第１実施形態とは異なっている。
この理由から、繰り返しを避けるために、第１から第４装置１１−１４及び第６装置１６は再度詳述されない。
この場合、第５装置１５は、入力側で、対の値ｘ，ｙの角度変化Ｖと対の値ｘ，ｙの増分の角度変化Ｉとを受信するとともに、その関数として、出力側で、第１論理タンブリング運動信号ＴＳ１を提供するために設けられる装置３２を有する。角度変化Ｖが第１閾値ＴＨ１よりも大きい場合、又は対の値ｘ，ｙの増分の角度変化Ｉが第２閾値ＴＨ２よりも大きいことが確認された場合、装置３２が、第１論理タンブリング運動信号ＴＳ１を正論理信号レベルに設定する。
第５装置１５は、さらに、第１論理作動信号ＢＳ１を提供するための装置３３を備える。
装置３３は、ペダル速度を与えるために提供された第１信号ｘのペダル角度の第１導関数を決定する。装置３３は、さらに、提供された第１信号ｘと決定された第１時間導関数との関数として、ペダルの関連する作動Ｂを推定し、その関数として、第１論理作動信号ＢＳ１を提供する。
第５装置１５は、さらに、第２論理作動信号ＢＳ２を提供するための装置３４を有する。装置３４において、パイロットによって作動され得るペダルのペダル角度に対する非臨界範囲と、非臨界範囲を上回る上方臨界範囲と非臨界範囲を下回る下方臨界範囲とが定義される。装置３４は、非臨界範囲が上方から下方臨界範囲又は下方から上方臨界範囲に超過されたときを検出するとともに、このタイプの超過が検出された場合に、その後、出力側の第２論理作動信号ＢＳ２を正論理信号レベルに設定する。
臨界→臨界への移行が繰り返されない場合、正信号レベルＢＳ２は、時間ＴＭの後に、非正信号レベルに初期化される。
第５装置１５は、さらに、第１タンブリング運動信号ＴＳ１、第１論理作動信号ＢＳ１、及び第２論理作動信号ＢＳ２において論理ＡＮＤ演算を実行するとともに、ＴＳ１、ＢＳ１、及びＢＳ２のそれぞれが正論理信号レベルを有する場合、パイロット警告信号Ｐを出力側において正論理信号レベルに設定するＡＮＤゲート２８を有する。
例えば２Ｖである正論理信号レベルは、１の論理値に対応する。同様に、例えば０Ｖである非正論理信号レベルは、ゼロの論理値に対応する。もちろん、異なる定義も考えられる。
図６は、パイロット警告信号Ｐを提供するためのデバイス２０の第３実施形態の概略ブロック図である。
図６に係るデバイス２０の第３実施形態は、図４及び図５に係るデバイス１０の２つの実施形態に基づく。
図６を参照すると、以下の変数又は参照番号は、以下の信号を示す。
ｘ１（ｋ） 時間ｋにおいてスケーリングされた第１信号
ｘ２（ｋ） ローパスフィルタされた、時間ｋにおいてスケーリングされた第１信号
ｙ１（ｋ） 時間ｋにおいてスケーリングされた第２信号
ｙ２（ｋ） ローパスフィルタされた、時間ｋにおいてスケーリングされた第２信号
ｉ 虚数
ｚ２（ｋ） 複素数ｚ２（ｋ）であり、ｚ２（ｋ）＝ｘ２（ｋ）＋ｉ・ｙ２（ｋ）
∠ｚ２（ｋ） 複素数ｚ２（ｋ）の位相角度
｜ｚ２（ｋ）｜ 複素数ｚ２（ｋ）の値
Ｖ 時間ステップｋ−１→ｋでのｚ２における∠（ｚ２（ｋ）／ｚ２（ｋ−１））角度変化
ローパスフィルタＴＰ１は、入力側でスケーリングされた第１信号ｘ１（ｋ）を受信するとともに、ローパスフィルタされた、出力側でスケーリングされた第１信号ｘ２（ｋ）を提供する。
同様に、ローパスフィルタＴＰ２は、ローパスフィルタされた、スケーリングされた第２信号ｙ２（ｋ）を提供するために、スケーリングされた第２信号ｙ１（ｋ）をローパスフィルタする。
ローパスフィルタされた、スケーリングされた第２信号ｙ２（ｋ）は、さらに、乗算手段２１の虚数ｉと掛け合わされる。
乗算手段２１は、ローパスフィルタされた、スケーリングされた第２信号ｙ２（ｋ）にｉを掛ける。
加算手段２２は、複素数ｚ２（ｋ）を形成するために、ｘ２（ｋ）とｉ・ｙ２（ｋ）とを加算する。
遅延手段２３は、ｋ及びｋ−１の間の時間ステップずつ、複素数ｚ２（ｋ）を遅延することができる。除算手段２４は、複素数ｚ２（ｋ）／ｚ２（ｋ−１）を除算することができる。
装置２５は、増分形成することができ、それ故に、Δｚ２（ｋ）を提供することができる。
装置２６も、位相角度を計算するために提供され、その手段は、出力側に、時間ステップｋ＋１→ｋで複素数ｚ２（ｋ）の位相角度変化Ｖ＝∠（ｚ２（ｋ）／ｚ２（ｋ−１））を提供する。
それぞれの装置２７は、値を形成することができる。また、装置２７ａも、値を形成することができ、その後、１ずつ値を減少させる。
入力信号がそれぞれの閾値ＴＨ１−ＴＨ３よりも大きい場合、装置ＴＨ１−ＴＨ３のそれぞれは、正論理信号レベルを有する出力信号を出力する。
全ての入力信号が正論理信号レベルを有する場合、それぞれの装置２８は、入力信号にＡＮＤ演算を実行することができ、出力側に正論理信号レベルを有する信号を提供する。
図６における右側の論理ＡＮＤゲート２８の出力信号は、航空機のタンブリング運動を示すための第１論理タンブリング運動信号ＴＳ１に対応する。複素数の位相角度∠ｚ２（ｋ）が第１閾値ＴＨ１よりも大きい場合、複素数の増分｜Δｚ２（ｋ）｜−１の値が第２閾値ＴＨ２よりも大きい場合、及び複素数の絶対値｜ｚ２（ｋ）｜が第３閾値よりも大きい場合、これは正論理信号レベルに設定される。
装置２９及び３０は、第１タンブリング運動信号ＴＳ１の非正又は正信号レベルを確認するために確認ブロックとして適している。
入力信号ＴＳ１が長さＴＬの最終期間における信号レベルのように仮定された場合、中間信号ＴＳ１は、非正信号レベルに設定される。中間信号ＴＳ１ａが長さＴＨの最終期間における信号レベルのように仮定された場合、第２論理タンブリング運動信号ＴＳ２は、正信号に設定される。
第２期間ＴＨを設定するために、調整された航空機速度Ｖtas(k)の関数として（又は、航空機の瞬時動作点を特徴付ける他のパラメータの関数として）第２期間ＴＨを算出する装置３１が提供される。
図７は、パイロット警告信号Ｐを提供するためのデバイス４０の第４実施形態の概略ブロック図である。
図７に係るデバイス４０の第４実施形態は、図４及び５に係るデバイス１０の２つの実施形態に基づく。
図７を参照すると、以下の変数又は参照番号は、以下の信号を示す。
ＤＲＭ ペダル角度
ＤＲＭref ペダル角度に対する非臨界参照値
ｘ１（ｋ） 時間ｋにおいてスケーリングされた第１信号であり、ｘ１は、
Figure 2012533470
 である。
ｘ２（ｋ） ローパスフィルタされた、時間ｋにおいてスケーリングされた第１信号
β 航空機の横滑り角度
βref 横滑り角度βの非臨界参照角度
ｙ１（ｋ） 時間ｋにおいてスケーリングされた第２信号であり、ｙ１は、
Figure 2012533470
 である。
ｙ２（ｋ） ローパスフィルタされた、時間ｋにおいてスケーリングされた第２信号
ｉ 虚数
ｚ２（ｋ） 複素数ｚ２（ｋ）であり、ｚ２（ｋ）＝ｘ２（ｋ）＋ｉ・ｙ２（ｋ）
∠ｚ２（ｋ） 複素数ｚ２（ｋ）の位相角度
｜ｚ２（ｋ）｜ 複素数ｚ２（ｋ）の値
Figure 2012533470
 ここで、ｒは機体ヨー速度であり、ｒrefはヨー速度ｒに対する非臨界参照値である。参照値ｒrefは、固定的に予め決められ得る、又は所定の航空機パラメータの関数として適応的に調整され得る。
ａ2（ｋ） ローパスフィルタされたａ1（ｋ）
Figure 2012533470
 ここで、ｐは、機体ロール速度であり、ｐrefは、ロール速度ｐに対する非臨界参照値である。参照値ｐrefは、固定的に予め決められ得る、又は所定の航空機パラメータの関数として適応的に調整され得る。
Ｖ＝ ∠（ｚ２（ｋ）／ｚ２（ｋ−１））
ペダルの作動Ｂが確認されたとき及び航空機の刺激されたタンブリング運動Ｔが確認されたときに、決定された角度変化Ｖが第１閾値ＴＨ１よりも大きい場合又は対の値の増分の角度変化Ｉが第２閾値ＴＨ２よりも大きい場合、デバイス４０のＡＮＤゲート２８は、パイロット警告信号Ｐを提供し、これは、確認手段３０によってさらに確認される。
本発明は、好ましい例示的な実施形態を参照して述べられたが、それに限定されず、様々な方法で改良され得る。
１０，２０，４０ デバイス
１１ 第１装置
１２ 第２装置
１３ 第３装置
１４ 第４装置
１５ 第５装置
１６ 第６装置
２１ 乗算手段
２２ 加算手段
２３ 遅延手段
２４ 除算手段
２５ 増分形成装置
２６ 位相角度算出装置
２７ 絶対値形成装置
２８ ＡＮＤゲート
２９−３４ 装置
３５ ＯＲゲート
ａ 機体ヨー速度
ｂ 機体ロール速度
ｘ 第１信号
ｙ 第２信号
ｋ 時間
Ｖ 速度
Ｉ 増分
Ｂ ペダルの確認された作動のための信号
ＢＳ１ 第１論理作動信号
ＢＳ２ 第２論理作動信号
Ｐ パイロット警告信号

Claims (17)

  1. 航空機のパイロットに対してパイロット警告信号（Ｐ）を提供する方法であって、
    ａ）パイロットによって作動され得るペダルのペダル角度を示すために第１信号（ｘ）を提供するステップ、
    ｂ）ペダル角度に直接動的に依存する第２信号（ｙ）を提供するステップ、
    ｃ）それぞれの場合で、特定時間（ｋ）における第１信号（ｘ）及び第２信号（ｙ）から一対の値（ｘ，ｙ）を形成するステップ、
    ｄ）それぞれの場合で、２つの連続時間（ｋ−１，ｋ）における、一対の値（ｘ，ｙ）の角度変化（Ｖ）と、一対の値（ｘ，ｙ）の増分の角度変化（Ｉ）とを決定するステップ、
    ｅ）ペダルの作動（Ｂ）及び航空機の刺激されたタンブリング運動（Ｔ）が確認されたときに、対の値（ｘ，ｙ）の決定された角度変化（Ｖ）が第１閾値（ＴＨ１）よりも大きい場合又は対の値（ｘ，ｙ）の増分の決定された角度変化（Ｉ）が第２閾値（ＴＨ２）よりも大きい場合に、パイロット警告信号（Ｐ）を生成するステップ、を備える方法。
  2. 第２信号（ｙ）は、航空機の横滑り角度を示すための横滑り角度信号、特に航空機の再構成された横滑り角度信号として、航空機の横負荷因子として、又は航空機の垂直軸に関する航空機の負の回転速度として形成されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  3. 誤警告を防止するため、ペダルの作動（Ｂ）を確認するために、以下のステップ、
    ペダル速度を提供するために、提供された第１信号（ｘ）のペダル角度の第１時間導関数を決定するステップ、
    第１論理作動信号（ＢＳ１）を提供するために、提供された第１信号（ｘ）と決定された第１時間導関数との関数として、ペダルの関連する作動（Ｂ）を推定するステップが提供されることを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
  4. 誤警告を防止するため、ペダルの作動（Ｂ）を確認するために、以下のステップ、
    パイロットにより作動され得るペダルのペダル角度のための非臨界範囲を提供するステップ、
    許容できる範囲を上回る上方臨界範囲を決定するステップ、
    非臨界範囲を下回る下方臨界範囲を決定するステップ、
    非臨界範囲が上方から下方臨界範囲へ、又は下方から上方臨界範囲へ超過されたときを検出するステップ、
    超過が検出されたときに、第２論理作動信号（ＢＳ２）を正論理信号レベルに設定するステップが提供されることを特徴とする請求項１乃至３のいずか一項に記載の方法。
  5. 第１（ＢＳ１）及び第２（ＢＳ２）論理作動信号が論理信号レベルに設定される場合に、決定された速度（Ｖ）が第１閾値（ＴＨ１）よりも大きい場合又は形成された増分（Ｉ）が第２閾値（ＴＨ２）よりも大きい場合に、パイロット警告信号（Ｐ）が生成されることを特徴とする請求項３又は４に記載の方法。
  6. 第１信号（ｘ）は、ペダル角度の計測によって提供され、又は
    第１信号（ｘ）は、計測されたラダー偏位の関数として、又は計測されたラダー偏位とヨー減衰信号との関数として算出されることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか一項に記載の方法。
  7. 第１信号（ｘ）及び第２信号（ｙ）は、特定時間（ｋ）においてサンプリングされ、スケーリングされ、かつフィルタリングされ、対の値（ｘ，ｙ）は、実数部分とする第１信号と虚数部分とする第２信号とを有する複素数（ｚ２（ｋ））として、サンプリングされた第１信号（ｘ（ｋ））とサンプリングされた第２信号（ｙ（ｋ））とからマッピングされ、２つの連続時間（ｋ−１，ｋ）において二対の値（ｚ２（ｋ−１）；ｚ２（ｋ））の第１及び第２信号で関連する変化の速度（ｖ）は、複素数（ｚ２（ｋ））の位相角度（∠（ｚ２（ｋ）／ｚ２（ｋ−１）））の変化としてマッピングされることを特徴とする請求項１乃至６のいずれか一項に記載の方法。
  8. 複素数の位相角度（∠ｚ２（ｋ））が第１閾値（ＴＨ１）よりも大きく、複素数の増分（｜Δｚ２（ｋ）｜）マイナス１の値が第２閾値（ＴＨ２）よりも大きく、かつ複素数で変化の絶対値（｜ｚ２（ｋ）｜）が第３閾値（ＴＨ３）よりも大きい場合に、第１論理タンブリング運動信号（ＴＳ１）は、航空機のタンブリング運動を示す正論理信号レベルに設定され、及び／又は
    第１論理タンブリング運動信号（ＴＳ１）が第１所定期間（ＴＬ）の間に、正論理信号レベルに設定される場合に、第２論理タンブリング信号（ＴＳ２）は、航空機のタンブリング運動を示す正論理信号レベルに設定され、第１論理タンブリング運動信号（ＴＳ１）が、第２所定期間（ＴＨ）の間に、正論理信号レベルに設定される場合に、第２論理タンブリング信号（ＴＳ２）は、負の論理信号レベルに初期化されることを特徴とする請求項７に記載の方法。
  9. 第１論理タンブリング運動信号（ＴＳ１）が正論理信号レベルに設定される場合、及び第１（ＢＳ１）及び第２（ＢＳ２）論理作動信号が論理信号レベルに設定される場合、パイロット警告信号（Ｐ）が生成され、及び／又は、
    第２論理タンブリング運動信号（ＴＳ２）が正論理信号レベルに設定される場合、及び第１（ＢＳ１）及び第２（ＢＳ２）論理作動信号が論理信号レベルに設定される場合に、パイロット警告信号（Ｐ）が生成されることを特徴とする請求項８に記載の方法。
  10. 請求項１乃至９のいずれか一項に係る方法を、プログラム制御装置上で実行させるコンピュータプログラム製品。
  11. 特に、請求項１乃至９のいずれか一項に係る方法を利用して、航空機のパイロットに向けてパイロット警告信号（Ｐ）を提供するための警告デバイス（１０，２０，４０）であって、
    パイロットによって作動され得るペダルのペダル角度に関する情報を含む第１信号（ｘ）を提供するために設けられる第１装置（１１）を備え、
    ペダル角度に直接動的に依存する第２信号（ｙ）を提供するために設けられる第２装置（１２）を備え、
    所定の時間（ｋ）における第１（ｘ）及び第２（ｙ）信号からそれぞれの一対の値（ｘ，ｙ）を形成するために設けられる第３装置（１３）を備え、
    ２つの連続時間（ｋ−１，ｋ）における対の値（ｘ，ｙ）の角度変化（Ｖ）と対の値（ｘ，ｙ）の増分の角度変化（Ｉ）とを、それぞれの場合で決定するために設けられる第４装置（１４）を備え、
    ペダルの作動（Ｂ）及び航空機の刺激されたタンブリング運動（Ｔ）が確認されたときに、対の値（ｘ，ｙ）の所定の角度変化（Ｖ）が第１閾値（ＴＨ１）よりも大きい場合又は対の値（ｘ，ｙ）の増分の所定の角度変化（Ｉ）が第２閾値（ＴＨ２）よりも大きい場合に、パイロット警告信号（Ｐ）を生成するために設けられる第５装置（１５）を備える警告デバイス。
  12. 第１装置（１１）は、計測されたペダルの差異角度又は差異進路から第１信号（ｘ）を生成する電位性、誘電性、容量性、及び／又は光学性角度センサ及び／又はリニア変換器を備えることを特徴とする請求項１１に記載の警告デバイス。
  13. 第２装置（１２）は、直接計測によりその垂直軸に関する航空機の負の回転速度を検出するとともに、前記負の回転速度から第２信号を得る計測装置を備えることを特徴とする請求項１１又は１２に記載の警告デバイス。
  14. 第５装置（１５）は、
    信号光及び／又はモニタを含む光学警告装置、及び／又は、
    音響スピーカを含む音響警告装置、及び／又は、
    振動を生成するためのデバイスを含む触覚警告装置を備えることを特徴とする請求項１１乃至１３のいずれか一項に記載の警告デバイス。
  15. 第１から第５装置の少なくとも１つ、好ましくは、第１から第５装置の全てを含むプログラム制御装置、特に、マイクロコントローラ又はマイクロプロセッサが提供されることを特徴とする請求項１１乃至１４のいずれか一項に記載の警告デバイス。
  16. プログラム制御装置は、検出されたラダー角度及び／又は検出されたヨー減衰から第１信号（ｘ）を算出する、及び／又は複素数を利用する演算により、又は極座標曲線により第２信号（ｙ）を決定するために設けられることを特徴とする請求項１５に記載の警告デバイス。
  17. プログラム制御装置は、一対の値（ｘ，ｙ）を形成するために設けられ、及び／又は、
    第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ，ｙ）の少なくとも１つと第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ，ｙ）の増分の少なくとも１つとを格納可能なメモリが提供され、プログラム制御装置は、第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ，ｙ）と第２時間（ｋ）における一対の値（ｘ，ｙ）とから角度変化（Ｖ）を決定するとともに、第１時間（ｋ−１）における一対の値（ｘ，ｙ）の増分と第２時間（ｋ）における一対の値（ｘ，ｙ）の増分とから増分の角度変化（Ｉ）を決定するために設けられることを特徴とする請求項１５又は１６に記載の警告デバイス。
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