JP2018020759A - 航空機の空力角度のための適合フィルタリングシステム - Google Patents

Abstract

【課題】素早く且つ正確に、ノイズの少ない空力角度特定方法及び装置を提供する。【解決手段】慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２が、航空機の慣性測定システム２１６から受信したデータを使用して計算される。更に、外的に測定された空力角度２２０の第２の変化率２１８が計算される。また更に、フィルタリングされた空力角度２０６が、慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率を使用して、航空機の飛行中に生成される。また更に、慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率との間の差異に基づいて、フィルタリングされた空力角度を生成することにおいて使用される慣性空力角度の第１の変化率の寄与度が変更され、フィルタリングされた空力角度を使用して、航空機の飛行を制御することを可能にする。【選択図】図２

Description

本開示は、広くは、航空機に関し、特に、航空機を操縦するための方法及び装置に関する。更により具体的には、本開示は、航空機を操縦するために使用される空力角度をより正確に特定するための方法及び装置に関する。

航空機を操縦することにおいて、パイロットは航空機の状態についての情報を受信する。この情報は、航空機の飛行における変化を起こすために使用される。例えば、受信される１つの種類の情報は、迎え角である。迎え角は、翼が航空機に提供する揚力の量に影響を与える。例えば、迎え角が増加すると、揚力は最大揚力係数まで増加する。最大揚力係数を有する迎え角は、失速迎え角と呼ばれる。

迎え角が増加しすぎると、航空機は失速し得る。航空機が失速し得る迎え角は、失速迎え角よりも大きいときの迎え角である。迎え角は、飛行乗務員が性能の限界に対する航空機の状態をよく把握できるようにするための情報及び警告を操縦室へ提供するために使用される。

したがって、上記の問題点の少なくとも幾つかと、他の起こり得る問題点とを考慮に入れた方法及び装置を有することが望ましい。例えば、所望されるように素早く且つ正確に、低減された量のノイズを有する空力角度を特定することによって技術的問題を克服する、方法及び装置を有することが望ましいだろう。

本開示の一実施形態は、空力角度検出システムを備えた装置を提供する。空力角度検出システムは、航空機の慣性測定システムから受信したデータを使用して、航空機の慣性空力角度の第１の変化率を計算する。更に、空力角度検出システムは、航空機の外的に測定された空力角度の第２の変化率を計算する。また更に、空力角度検出システムは、慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率を使用して、航空機の飛行中にフィルタリングされた空力角度を生成する。また更に、空力角度検出システムは、慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率との間の差異に基づいて、フィルタリングされた空力角度を生成することに使用される慣性空力角度の第１の変化率の寄与度を変更し、フィルタリングされた空力角度を使用して、航空機の飛行を制御することを可能にする。

本開示の別の一実施形態は、空力角度検出システムを提供する。空力角度検出システムは、第１の変化率特定器、第２の変化率特定器、減衰特定器、調整器、及びフィルタを備える。第１の変化率特定器は、航空機の慣性測定システムから受信したデータとフィルタリングされた空力角度とを使用して、航空機の慣性空力角度の第１の変化率を計算する。第２の変化率特定器は、航空機の外的に測定された空力角度の第２の変化率を計算する。減衰特定器は、慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率との間の差異に基づいて減衰値を特定し、フィルタリングされた空力角度を使用して、航空機の飛行を制御することを可能にする。調整器は、慣性空力角度の第１の変化率の寄与度を調整して、調整された寄与度を生成する。フィルタは、調整器によって調整された寄与度と外的に測定された空力角度とを使用して、航空機の飛行中にフィルタリングされた空力角度を生成し、フィルタリングされた空力角度を使用して、航空機の飛行を制御することを可能にする。

本開示の更に別の一実施形態は、航空機の空力角度を処理するための方法を提供する。航空機の慣性測定システムから受信したデータとフィルタリングされた空力角度とを使用して、航空機の慣性空力角度の第１の変化率が計算される。更に、航空機の外的に測定された空力角度の第２の変化率が計算される。フィルタリングされた空力角度は、慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率を使用して、航空機の飛行中に生成される。慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率との間の差異に基づいて、フィルタリングされた空力角度を生成することにおいて使用される慣性空力角度の第１の変化率の寄与度が変更され、フィルタリングされた空力角度を使用して、航空機の飛行を制御することを可能にする。

特徴及び機能は、本開示の様々な実施形態において単独で実現することが可能であるか、又は以下の説明及び図面を参照して更なる詳細が理解され得る、更に別の実施形態において組み合わされることが可能である。

例示的な実施形態の特徴と考えられる新規の機能は、添付の特許請求の範囲に明記される。しかし、例示的な実施形態と、好ましい使用モードと、更にはその目的及び特徴とは、添付図面を参照して本開示の例示的な実施形態の後述の詳細な説明を読むことにより最もよく理解されるであろう。

例示的な一実施形態による、航空機の図である。 例示的な一実施形態による、空力角度検出環境のブロック図である。 例示的な一実施形態による、空力角度検出システムのブロック図である。 例示的な一実施形態による、迎え角フィルタシステムの図である。 例示的な一実施形態による、横滑り角フィルタシステムの図である。 例示的な一実施形態による、慣性迎え角変化率特定器の図である。 例示的な一実施形態による、慣性横滑り角変化率特定器の図である。 例示的な一実施形態による、迎え角の図である。 例示的な一実施形態による、横滑り角の図である。 例示的な一実施形態による、航空機の空力角度を処理するためのプロセスのフローチャートである。 例示的な一実施形態による、慣性空力角度の変化率の寄与度を調整するためのプロセスのフローチャートである。 例示的な一実施形態よる、航空機の製造及び保守方法のブロック図である。 例示的な一実施形態が実装され得る、航空機のブロック図である。

例示的な実施形態は、１以上の種々の検討事項を認識し考慮する。例えば、迎え角及び横滑り角などの空力角度の現在のフィルタが、航空機を操縦するために所望されるように素早く且つ正確に、一時的な乱流からのノイズをフィルタリングせず、同時に、持続的な突風に反応しないことを認識し考慮する。

例示的な実施形態は、迎え角及び横滑り角を特定するために航空機で使用される現在使用されている１次のラグフィルタ（ｌａｇ ｆｉｌｔｅｒ）が、一時的な乱流からのノイズを除去し得るが、持続的な突風に遭遇したときにこれらの角度の変化を示すことにおいて遅延反応を有することを認識し考慮する。遅延又はラグは、所望されるように素早く且つ正確に、自動操縦及び飛行制御システムが航空機の飛行に対して必要とされる変更を行うように、又は失速警告システムがトリガされるように、これらの角度についての情報を提供しない場合がある。

例示的な実施形態は、現在使用されているコンプリメンタリフィルタ（ｃｏｍｐｌｅｍｅｎｔａｒｙ ｆｉｌｔｅｒ）が、内的に感知された迎え角を使用することによって、一時的な乱流に対する望ましい反応を提供し得ることも認識し考慮する。しかし、これらの種類のフィルタは、持続的な突風からのものなどの、速い変化を捉えることができない。

したがって、例示的な実施形態は、一時的な乱流からのノイズを低減させ、持続的な突風に対する素早く且つ正確な十分な反応を有する、空力角度についてのデータを送信するための方法及び装置を提供する。例示的な一実施例では、航空機の慣性空力角度の第１の変化率が、航空機の慣性測定システムから受信したデータを使用して計算される。航空機の外的に測定された空力角度の第２の変化率が計算される。フィルタリングされた空力角度は、慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率を使用して、航空機の飛行中に生成される。慣性空力角度の第１の変化率と外的に測定された空力角度の第２の変化率との間の差異に基づいて、フィルタリングされた空力角度を生成することにおいて使用される慣性空力角度の第１の変化率の寄与度が変更され、フィルタリングされた空力角度を使用して、航空機の飛行を制御することを可能にする。

次に、図面、特に図１を参照すると、例示的な一実施形態による航空機の図が描かれている。この例示的な実施例では、航空機１００は、胴体１０６に取り付けられた翼１０２及び翼１０４を有する。航空機１００は、翼１０２に取り付けられたエンジン１０８と、翼１０４に取り付けられたエンジン１１０とを含む。

胴体１０６は、尾部１１２を有する。水平安定板１１４、水平安定板１１６、及び垂直安定板１１８が、胴体１０６の尾部１１２に取り付けられている。

航空機１００は、例示的な一実施形態に従って空力角度検出システムが実装され得る、航空機の一実施例である。空力角度検出システムは、空力角度を特定することにおいてノイズとラグを低減させるやり方で、航空機１００内の種々のデータ処理システムによって使用される空力角度についての情報を提供する。ノイズとラグは、航空機に対して風が変化する態様によってもたらされる。

ノイズは、一時的な乱流によってもたらされ得る。空力角度を特定することにおけるラグは、持続的な突風によってもたらされ得る。この例示的な実施例では、航空機が平均的な風の周りの突風に遭遇したときに、一時的な乱流が生じ得る。この突風は、連続的であるが、時間と空間でランダムに変化する。平均的な風は、数多くのサンプリングポイントによって分割された期間内のサンプリングポイントにおいて風の速度を合計することによって計算される。

説明されるように、持続的な突風は、経時的に変化する速度を有する平均的な風である。突風は、ウインドシア（ｗｉｎｄ ｓｈｅａｒ）と温度勾配に起因して、時間及び空間と共に突然又は徐々に変化し得る。

次に、図２を参照すると、例示的な一実施形態による、空力角度検出環境のブロック図が描かれている。この実施例では、空力角度環境システム２００が、航空機２０４に関連付けられた空力角度検出システム２０２を含む。

図１の航空機１００は、航空機２０４の物理的な一実施態様の一実施例である。航空機２０４は、飛行機、民間飛行機、垂直離着陸航空機、無人航空輸送体、回転翼航空機、又は何らかの他の適切な種類の航空機のうちの１つから選択される。

この例示的な実施例では、空力角度検出システム２０２が、航空機２０４の飛行中に航空機２０４のフィルタリングされた空力角度２０６を特定する。空力角度は、航空機２０４に対する気流の角度である。例えば、空力角度は、迎え角、横滑り角、又は航空機２０４に対する気流の角度である何らかの他の角度のうちの１つから選択され得る。

フィルタリングされた空力角度２０６は、航空機２０４内のセンサシステム２１０からのデータ２０８を使用して、空力角度検出システム２０２によって生成された出力である。説明されるように、センサシステム２１０は、航空機２０４に対して外的に測定を行い、航空機２０４の状態に関して内的に測定を行い、航空機２０４の周りの環境に関して測定を行い得る。

説明されるように、空力角度検出システム２０２は、航空機２０４のセンサシステム２１０内の慣性測定システムから受信したデータ２０８を使用して、航空機２０４の慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２を計算する。空力角度検出システム２０２は、センサシステム２１０内の空気データ測定システム２１７から受信したデータ２０８を使用して、航空機２０４の外的に測定された空力角度２２０の第２の変化率２１８を計算する。

空力角度検出システム２０２は、慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２と外的に測定された空力角度２２０の第２の変化率２１８を使用して、航空機２０４の飛行中にフィルタリングされた空力角度２０６を生成する。フィルタリングされた空力角度２０６を生成することにおいて使用された慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２の寄与度２２２が、慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２と外的に測定された空力角度２２０の第２の変化率２１８との間の差異に基づいて変更される。空力角度検出システム２０２によって実行されるこれらの動作は、フィルタリングされた空力角度２０６を使用して、航空機２０４の飛行を制御することを可能にする。

空力角度検出システム２０２は、航空機２０４の慣性測定システム２１６から受信したデータ２０８を使用して、航空機２０４の慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２を計算し、フィルタリングされた空力角度２０６に対する慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２の寄与度を変更する。

フィルタリングされた空力角度２０６は、慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２を動的に調整するためのフィードバックとして使用される。慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２の寄与度２２２は、持続的な突風、一時的な乱流、又は何らかの他の望ましくない効果のうちの少なくとも１つの効果を低減させるために変更され得る。

空力角度検出システム２０２は、ソフトウェア、ハードウェア、ファームウェア、又はこれらの組み合わせで実装され得る。ソフトウェアが使用されるときに、空力角度検出システム２０２によって実行される動作は、プロセッサユニットなどのハードウェアで実行されるように構成されたプログラムコード内に実装されてもよい。ファームウェアが使用されるときに、空力角度検出システム２０２によって実行される動作は、プロセッサユニットで実行されるように、プログラムコード及びデータ内に実装され且つ固定記憶域に記憶され得る。ハードウェアが採用されるときに、ハードウェアは、空力角度検出システム２０２内で動作を実行するために動作する回路を含むことができる。

例示的な実施例では、ハードウェアが、回路システム、集積回路、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、プログラマブル論理デバイス、又は幾つかの動作を実施するよう構成された何らかの他の適切な種類のハードウェアのうちの少なくとも１つから選択された形態を採り得る。プログラマブル論理装置を用いる場合、装置は、幾つかの動作を実行するように構成されてよい。装置は、幾つかの動作を実行するよう、後で再構成されてもよく、又は恒久的に構成されてもよい。例えば、プログラム可能論理装置は、プログラム可能論理アレイ、プログラム可能アレイ論理、フィールドプログラム可能論理アレイ、フィールドプログラム可能ゲートアレイ、及び他の適切なハードウェア装置を含む。加えて、これらのプロセスは、無機構成要素と統合された有機構成要素に実装され、且つ、全体が人間以外の有機構成要素で構成され得る。例えば、プロセスは、有機半導体の回路として実装され得る。

この例示的な実施例では、空力角度検出システム２０２が、航空機２０４内のコンピュータシステム２２４内に配置され得る。コンピュータシステム２２４は、物理的なハードウェアシステムであり、１以上のデータ処理システムを含む。２つ以上のデータ処理システムが存在するときに、それらのデータ処理システムは、通信媒体を使用して互いに通信する。通信媒体は、ネットワークであり得る。データ処理システムは、コンピュータ、サーバコンピュータ、タブレット、又は何らかの他の適切なデータ処理システムのうちの少なくとも１つから選択され得る。

説明されるように、コントローラ２２６は、フィルタリングされた空力角度２０６を使用して、航空機２０４の飛行を制御する。例示的な一実施例では、所望されるように素早く且つ正確に低減された量のノイズを有する空力角度を特定することによって技術的問題を克服する、１以上の技術的な解決法が存在する。結果として、１以上の技術的な解決法は、現在使用されているフィルタシステムと比較して、ノイズが低減され、空力角度の特定がより素早く且つ正確に検出される、という技術的な効果を提供し得る。１以上の技術的な解決法は、慣性空力角度と外的に測定された空力角度を使用し、慣性空力角度の寄与度が調整される。

次に、図３を参照すると、例示的な一実施形態による、空力角度検出システムのブロック図が描かれている。例示的な実施例では、複数の図中で同一の参照番号が使用され得る。こうして種々の図中で参照番号が繰り返して使用される場合には、種々の図中の同一の要素を表している。

例示的な実施例では、空力角度検出システム２０２が、幾つかの異なる機能構成要素を含む。この図で示されている機能構成要素は、空力角度検出システム２０２の機能構成要素が実装され得る１つのやり方の一実施例である。描かれているように、空力角度検出システム２０２は、第１の変化率特定器３００、第２の変化率特定器３０２、減衰特定器３０４、調整器３０６、及びフィルタ３０８を含む。

第１の変化率特定器３００は、図２の航空機２０４の慣性測定システム２１６から受信したデータ２０８とフィルタリングされた空力角度２０６とを使用して、航空機２０４の慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２を計算する。第２の変化率特定器３０２は、航空機２０４の外的に測定された空力角度２２０の第２の変化率２１８を計算する。

この例示的な実施例では、減衰特定器３０４が、図２の慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２と外的に測定された空力角度２２０の第２の変化率２１８との間の差異に基づいて、減衰値３１０を特定し、フィルタリングされた空力角度２０６を使用して、航空機２０４の飛行を制御することを可能にする。

調整器３０６は、慣性空力角度２１４の第１の変化率２１２の寄与度２２２を調整して、調整された寄与度３１４を生成する。フィルタ３０８は、調整器３０６によって調整された寄与度３１４と外的に測定された空力角度２２０を使用して、航空機２０４の飛行中にフィルタリングされた空力角度２０６を生成し、フィルタリングされた空力角度２０６を使用して、航空機２０４の飛行を制御することを可能にする。この実施例では、フィルタ３０８が、ラグフィルタ、特に、１次のラグフィルタを備える。

図４を参照すると、例示的な一実施形態による、迎え角フィルタシステムの図が描かれている。迎え角フィルタシステム４００は、図２の空力角度検出システム２０２内のフィルタシステムである。

迎え角フィルタシステム４００は、フィルタリングされた迎え角（α_ＡＦ）４０１を出力するために使用される幾つかの異なる構成要素を含む。描かれているように、空力角度検出システム２０２内の迎え角フィルタシステム４００は、慣性迎え角変化率特定器４０２、ウォッシュアウトフィルタ（ｗａｓｈｏｕｔ ｆｉｌｔｅｒ）４０４、減算器ユニット４０６、減衰特定器４０８、乗算器４１０、変換器４１２、合計ユニット４１４、及びラグフィルタ４１６を含む。

慣性迎え角変化率特定器４０２は、図２のセンサシステム２１０内の慣性測定システム２１６からデータ２０８を受信する。この実施例では、データ２０８が、ｎｚ、ｎｘ、ｑ、ｐ、ｒ、θ、及びΦを含む。この描かれている実施例では、ｎｚとｎｘが、それぞれ、体軸の定格負荷因子と縦負荷因子であり、ｑ、ｐ、及びｒが、それぞれ、体軸の秒当たりの度におけるピッチ、ロール、及びヨーの率であり、θが度におけるピッチ角であり、Φが度におけるバンク角である。

更に、慣性迎え角変化率特定器４０２は、β_ＡＦとＶ_ＴＡＳの形態における図２の航空機２０４の計算されたデータ４１８を受信する。この例示的な実施例では、β_ＡＦが、フィルタリングされた横滑り角であり、α_ＡＦが、空力角度検出システム２０２のこの実施態様によって出力されたフィルタリングされた迎え角（α_ＡＦ）４０１である。描かれているように、Ｖ_ＴＡＳは、実際の対気速度である。これらの幾つかのデータは、図２のセンサシステム２１０内のセンサによって生成されるよりはむしろ、データ２０８又は他のデータから計算される。

これらの入力を用いて、慣性迎え角変化率特定器４０２は、慣性迎え角変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０を計算する。それは、慣性迎え角の変化率である。慣性迎え角変化率特定器４０２によって出力された値は、図２の慣性空力角度２１４の第１変化率２１２の一例である。描かれているように、ウォッシュアウトフィルタ４０４は、外的に測定された迎え角の変化率を滑らかにしキャプチャする。この実施例では、ウォッシュアウトフィルタ４０４が、以下の数式を実施する。

ここで、ｓは、フィルタのラプラス変換の複素数周波数パラメータであり、その入力は、外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２であり、Ｔ_Ｗａは、時定数である。Ｔ_Ｗａは、止まっている又は動いている気塊に対する航空機の運動を反映しない高周波数のノイズを効果的に除去するように選択される。

この実施例では、ウォッシュアウトフィルタ４０４が、データ２０８内の外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２を受信する。外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２は、図２の航空機２０４の外側のセンサシステム２１０の空気データ測定システム２１７から測定された迎え角である。例えば、外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２は、図２のセンサシステム２１０の空気データ測定システム２１７内のアルファベイン（ａｌｐｈａ ｖａｎｅ）、迎え角ベイン、又はライダーシステム（Ｌｉｄａｒ ｓｙｓｔｅｍ）などのセンサを使用して測定され得る。これらの種類のセンサは、航空機の周りの気流に基づいて航空機に対して外的に測定を行い、迎え角を特定する。

描かれているように、ウォッシュアウトフィルタ４０４は、外的に測定された迎え角の変化率（α^・ _ＡＥＲ）４２４を出力する。この実施例では、外的に測定された迎え角の変化率（α^・ _ＡＥＲ）４２４が、外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２の変化率である。

減算器ユニット４０６は、慣性迎え角変化率特定器４０２とウォッシュアウトフィルタ４０４からの出力に関連した、その入力を有する。描かれているように、減算器ユニット４０６は、慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０と外的に測定された迎え角の変化率（α^・ _ＡＥＲ）４２４を受信して、外的に測定された迎え角の変化率（α^・ _ＡＥＲ）４２４から慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０を減算する。減算器ユニット４０６は、差異（Δα^・ _ＣＯＲＲ）４２６を出力する。

減衰特定器４０８は、減算器ユニット４０６の出力に関連した、その入力を有する。減衰特定器４０８は、差異（Δα^・ _ＣＯＲＲ）４２６を使用して、減衰値（Ｋ_{Ｄｅｃａｙ}）４２８を出力する。この例示的な実施例では、減衰特定器４０８が、以下の数式を使用して実施される。

ここで、Ｆ_{Ｄｅｃａｙ}は、定数である。Ｆ_{Ｄｅｃａｙ}は、慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０と外的に測定された迎え角の変化率（α^・ _ＡＥＲ）４２４が、互いに値において実質的に反対であることをもたらすように、十分に長く続き得る突風を考慮するように選択される。この種類の突風は、持続的な突風である。例示的な実施例では、減衰値（Ｋ_{Ｄｅｃａｙ}）４２８が、迎え角フィルタシステム４００に対する慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０の寄与度を調整するために使用される。

寄与度における調整は、乗算器４１０で実行される。乗算器４１０は、慣性迎え角変化率特定器４０２と減衰特定器４０８の出力に関連した、その入力を有する。乗算器４１０は、慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０と減衰値（Ｋ_{Ｄｅｃａｙ}）４２８を掛け合わせる。乗算器４１０は、慣性迎え角の変化率の調整された寄与度（α^・ _ＡＤＪ）４３０を出力する。

描かれているように、変換器４１２は、乗算器４１０に関連する、その入力を有する。変換器４１２は、時定数（Ｔ_ｃα）を使用して、その率を調整された角度に変換し、調整された慣性迎え角（α_ＡＤＪ）４３２を出力する。時定数（Ｔ_ｃα）は、外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２内に存在し得る一時的な乱流のコンテンツを、ラグフィルタ４１６によって効果的に除去するように選択される。変換器４１２内の時定数（Ｔ_ｃα）の機能は、ラグフィルタ４１６が外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２に導入し得る任意のラグをオフセットするために、リード（ｌｅａｄ）を与えることである。

この例示的な実施例では、合計ユニット４１４が、変換器４１２の出力に関連した、その入力を有する。合計ユニット４１４の他の入力は、外的に測定された迎え角（α_ＳＥＬ）４２２を受信する。合計ユニット４１４は、合計された迎え角（α_ＳＵＭ）４３４を出力する。

ラグフィルタ４１６は、ローパスフィルタとも呼ばれ、合計された迎え角（α_ＳＵＭ）４３４を受信するために、合計ユニット４１４の出力と関連した、その入力を有する。ラグフィルタ４１６は、以下の数式を実施する。

ここで、ｓは、フィルタのラプラス変換の複素数周波数パラメータであり、その入力は、合計された迎え角（α_ＳＵＭ）４３４であり、Ｔ_ｃαは、変換器４１２でも使用される時定数である。

描かれているように、ラグフィルタ４１６は、フィルタリングされた迎え角（α_ＡＦ）４０１を出力する。この例示的な実施例では、フィルタリングされた迎え角（α_ＡＦ）４０１が、慣性迎え角変化率特定器４０２への入力として、フィードバックループ内で使用される。

図５を参照すると、例示的な実施形態による、横滑り角フィルタシステムの図が描かれている。横滑り角フィルタシステム５００は、図２の空力角度検出システム２０２内のフィルタシステムである。

横滑り角フィルタシステム５００は、フィルタリングされた横滑り角（β_ＡＦ）５０１を出力するために使用される幾つかの異なる構成要素を含む。描かれているように、空力角度検出システム２０２内の横滑り角フィルタシステム５００は、慣性横滑り角変化率特定器５０２、ウォッシュアウトフィルタ５０４、減算器ユニット５０６、減衰特定器５０８、乗算器５１０、変換器５１２、合計ユニット５１４、及びラグフィルタ５１６を含む。

慣性横滑り角変化率特定器５０２は、図２のセンサシステム２１０内の慣性測定システム２１６からデータ２０８を受信する。この実施例では、データ２０８が、ｎｙ、ｎｚ、ｎｘ、ｐ、ｒ、θ、及びΦを含む。この実施例では、ｎｙ、ｎｚ、及びｎｘが、それぞれ、体軸の横負荷因子、定格負荷因子、及び縦負荷因子であり、ｐとｒが、それぞれ、体軸の秒当たりの度におけるロールとヨーの率であり、θが度におけるピッチ角であり、Φが度におけるバンク角である。

更に、慣性横滑り角変化率特定器５０２は、α_ＡＦとＶ_ＴＡＳの形態における図２の航空機２０４の計算されたデータ５１８を受信する。この例示的な実施例では、α_ＡＦが、図４で示された空力角度検出システム２０２内のフィルタリングされた迎え角４０１である。Ｖ_ＴＡＳは、実際の対気速度である。

この実施例では、フィルタリングされた横滑り角（β_ＡＦ）５０１が、描かれている空力角度検出システム２０２の出力からのフィードバックである。更に、フィルタリングされた横滑り角（β_ＡＦ）５０１は、図４の計算されたデータ４１８の値のうちの１つであり、図４の慣性迎え角変化率特定器４０２への入力である。

これらの入力を用いて、慣性横滑り角変化率特定器の５０２は、慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０を計算する。それは、慣性横滑り角の変化率である。慣性横滑り角変化率特定器５０２によって出力された値は、図２の慣性空力角度２１４の第１変化率２１２の一例である。

描かれているように、ウォッシュアウトフィルタ５０４は、外的に測定された横滑り角の変化率を滑らかにしキャプチャする。この実施例では、ウォッシュアウトフィルタ５０４が、以下の数式を実施する。

ここで、ｓは、フィルタのラプラス変換の複素数周波数パラメータであり、その入力は、外的に測定された横滑り角であり、Ｔ_Ｗβは、時定数である。Ｔ_Ｗβは、止まっている又は動いている気塊に対する航空機の運動を反映しない高周波数のノイズを効果的に除去するように選択される。

この実施例では、ウォッシュアウトフィルタ５０４が、データ２０８内の外的に測定された迎え角（β_ＳＥＬ）５２２を受信する。外的に測定された横滑り角（β_ＳＥＬ）５２２は、図２の航空機２０４の外側のセンサシステム２１０の空気データ測定システム２１７から測定された横滑り角である。例えば、外的に測定された横滑り角（β_ＳＥＬ）５２２は、図２のセンサシステム２１０の空気データ測定システム２１７内の一対の差圧ベータポート（ｂｅｔａ ｐｏｒｔ）、ベータベイン（ｂｅｔａ ｖａｎｅ）、又はライダーシステムなどのセンサを使用して測定され得る。これらの種類のセンサは、航空機の周りの気流に基づいて航空機２０４に対して外的に測定を行い、横滑り角を特定する。

描かれているように、ウォッシュアウトフィルタ５０４は、外的に測定された横滑り角の変化率（β^・ _ＡＥＲ）５２４を出力する。この実施例では、外的に測定された横滑り角の変化率（β^・ _ＡＥＲ）５２４が、外的に測定された横滑り角（β_ＳＥＬ）５２２の変化率である。

減算器ユニット５０６は、慣性横滑り角変化率特定器５０２とウォッシュアウトフィルタ５０４からの出力に関連した、その入力を有する。描かれているように、減算器ユニット５０６は、慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０と外的に測定された横滑り角の変化率（β^・ _ＡＥＲ）５２４を受信して、外的に測定された横滑り角の変化率（β^・ _ＡＥＲ）５２４から慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０を減算する。減算器ユニット５０６は、差異（Δβ^・ _ＣＯＲＲ）５２６を出力する。

減衰特定器５９８は、減算器ユニット５０６の出力に関連した、その入力を有する。減衰特定器５０８は、減衰値（Ｋ_{Ｄｅｃａｙ}）５２８を出力する。この実施例では、ウォッシュアウトフィルタ５０８が、以下の数式を実施する。

ここで、Ｆ_{Ｄｅｃａｙ}は、定数である。Ｆ_{Ｄｅｃａｙ}は、慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０と外的に測定された横滑り角の変化率（β^・ _ＡＥＲ）５２４が、互いに値において実質的に反対であることをもたらすように、十分に長く続き得る突風を考慮するように選択される。この種類の突風は、持続的な突風である。例示的な実施例では、減衰値（Ｋ_{Ｄｅｃａｙ}）５２８が、横滑り角フィルタシステム５００に対する慣性迎え角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０の寄与度を調整するために使用される。

寄与度における調整は、乗算器５１０で実行される。乗算器５１０は、慣性横滑り角変化率特定器５０２と減衰特定器５０８の出力に関連した、その入力を有する。乗算器５１０は、慣性横滑り角の変化率の調整された寄与度（β^・ _ＡＤＪ）５３０を出力する。

描かれているように、変換器５１２は、乗算器５１０に関連する、その入力を有する。変換器５１２は、時定数（Ｔ_ｃβ）を使用して、その率を調整された角度に変換し、調整された慣性横滑り角（β_ＡＤＪ）５３２を出力する。時定数（Ｔ_ｃβ）は、外的に測定された横滑り角（β_ＳＥＬ）５２２内に存在し得る一時的な乱流のコンテンツを、ラグフィルタ５１６によって効果的に除去するように選択される。変換器５１２内の時定数（Ｔ_ｃβ）の機能は、ラグフィルタ５１６が外的に測定された横滑り角（β_ＳＥＬ）５２２に導入し得る任意のラグをオフセットするために、リードを与えることである。

この例示的な実施例では、合計ユニット５１４が、変換器５１２の出力に関連した、その入力を有する。合計ユニット５１４の他の入力は、外的に測定された横滑り角（β_ＳＥＬ）５２２を受信する。合計ユニット５１４は、合計された横滑り角（β_ＳＵＭ）５３４を出力する。

ラグフィルタ５１６は、ローパスフィルタとも呼ばれる。ラグフィルタ５１６は、以下の数式を実施する。

ここで、ｓは、フィルタのラプラス変換の複素数周波数パラメータであり、その入力は、合計された横滑り角（β_ＳＵＭ）５３４であり、Ｔ_ｃβは、変換器５１２でも使用される時定数である。

描かれているように、ラグフィルタ５１６は、フィルタリングされた横滑り角（β_ＡＦ）５０１を出力する。この例示的な実施例では、フィルタリングされた横滑り角（β_ＡＦ）５０１が、慣性横滑り角変化率特定器５０２への入力として、フィードバックループ内で使用される。

図４の迎え角フィルタシステム４００と横滑り角フィルタシステム５００は、図２の空力角度検出システム２０２で使用され得るフィルタシステムの例である。これらの２つのフィルタシステムは、現在使用されているフィルタシステムと比較して、ノイズを低減させ、持続的な突風に反応して増加した速度を提供する、適合コンプリメンタリフィルタシステムの例である。

次に、図６を参照すると、例示的な一実施形態による、慣性迎え角変化率特定器の図が描かれている。この例示的な実施例では、図４の慣性迎え角変化率特定器４０２の一実施態様が示される。描かれているように、慣性迎え角特定器４０２の変化率は、角運動ユニット６００からの慣性迎え角の変化率、重力ユニット６０２による直線運動からの慣性迎え角の変化率、空力推進力ユニット６０４による直線運動からの慣性迎え角の変化率、及び合計ユニット６０６を含む。これらの異なる構成要素は、異なる寄与度を特定し、それらを組み合わせて、慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０を計算する。

この例示的な実施例では、角運動ユニット６００からの慣性迎え角の変化率が、図２の航空機２０４の角運動に基づく慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０の成分を特定する。これらの計算は、入力６０８を使用して実行される。この例示的な実施例では、入力６０８が、ｑ、ｐ、ｒ、α_ＡＦ、及びβ_ＡＦである。入力６０８は、以下の数式で使用される。

重力ユニット６０２による直線運動からの慣性迎え角の変化率が、重力に基づく慣性迎え角の変化率（α_ＩＮＲ）４２０に対する別の寄与度を特定する。この実施例では、この寄与度が入力６１０を使用して計算される。描かれているように、入力６１０は、θ、Φ、Ｖ_ＴＡＳ、α_ＡＦ、及びβ_ＡＦである。入力６１０は、重力ユニット６０２による直線運動からの慣性迎え角の変化率を計算するために、以下の式で使用される。

次に、空力推進力ユニット６０４による直線運動からの慣性迎え角の変化率が、図２の航空機２０４の空力推進力に基づく慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０に対する寄与度を計算する。このユニットの寄与度は、ｎＺ、ｎＸ、Ｖ_ＴＡＳ、α_ＡＦ、及びβ_ＡＦである、入力６１２を使用して計算される。入力６１２は、寄与度を計算するために、以下の数式で使用される。

合計ユニット６０６は、異なる寄与度を合計する。合計ユニット６０６の出力は、慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０である。

次に、図７を参照すると、例示的な一実施形態による、慣性横滑り角変化率特定器の図が描かれている。この例示的な実施例では、図５の慣性横滑り角変化率識別器５０２の一実施態様が示される。描かれているように、慣性横滑り角特定器５０２の変化率は、角運動ユニット７００からの慣性横滑り角の変化率、重力ユニット７０２による直線運動からの慣性横滑り角の変化率、空力推進力ユニット７０４による直線運動からの慣性横滑り角の変化率、及び合計ユニット７０６を含む。これらの異なる構成要素は、異なる寄与度を特定し、それらを組み合わせて、慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０を計算する。

この例示的な実施例では、角運動ユニット７００からの慣性横滑り角の変化率が、図２の航空機２０４の角運動に基づく慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０への寄与度を特定する。これらの計算は、入力７０８を使用して実行される。入力７０８は、ｒ、ｐ、及びα_ＡＦである。入力７０８は、以下の数式で使用される。

重力ユニット７０２による直線運動からの慣性横滑り角の変化率が、重力による直線運動に基づく慣性横滑り角の変化率（β^・ＩＮＲ）５２０の別の成分を特定する。この実施例では、この寄与度が入力７１０を使用して計算される。描かれているように、入力７１０は、θ、Φ、Ｖ_ＴＡＳ、α_ＡＦ、及びβ_ＡＦである。入力７１０は、以下の数式で使用される。

次に、空力推進力ユニット７０４による直線運動からの慣性横滑り角の変化率が、図２の航空機２０４の空力推進力による直線運動に基づく慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０の成分を計算する。このユニットの寄与度は、ｎＹ、ｎＺ、ｎＸ、Ｖ_ＴＡＳ、α_ＡＦ、及びβ_ＡＦである、入力７１２を使用して計算される。入力７１２は、寄与度を計算するために、以下の数式で使用される。

合計ユニット７０６は、異なる寄与度を合計する。合計ユニット７０６の出力は、慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０である。

空力角度検出環境２００並びに図２〜図７の種々の構成要素の図は、例示的な一実施形態が実装され得るやり方に対する、物理的又は構造的な限定を企図するものではない。図示した構成要素に加えて又は代えて、他の構成要素が使用されてもよい。幾つかの構成要素は不要になることがある。また、幾つかの機能構成要素を図解するためにブロックが提示されている。例示的な一実施形態で実装されるときに、これらのブロックのうちの１以上が、結合、分割、又は異なるブロックに結合且つ分割されてよい。

例えば、図３のフィルタ３０８は、図２、図３のフィルタリングされた空力角度２０６を生成することにおいて使用される率角度（ｒａｔｅ ａｎｇｌｅ）から、図３の調整器３０６によって出力された図３の調整された寄与度３１４へ変換するための変換器などの、他の構成要素を含んでもよい。別の例示的な実施例では、図６の慣性迎え角の変化率（α^・ _ＩＮＲ）４２０及び図７の慣性横滑り角の変化率（β^・ _ＩＮＲ）５２０を計算するために使用される種々の寄与度は、異なる例示的な実施例において変動し得る。例えば、角運動、重力による直線運動、又は空力推進力による直線運動のうちの少なくとも１つが、これらの変化率を計算することにおいて使用され得る。

次に、図８を参照すると、例示的な一実施形態による、迎え角の図が描かれている。この例示的な実施例では、航空機８００は、Ｘ体軸８０２、Ｙ体軸８０４、及びＺ体軸８０８を有する。これらの体軸は、航空機８００の機体に対して設定される。例えば、Ｘ体軸８０２は、航空機８００の胴体の中心線を通って延伸し、Ｚ体軸８０８は、航空機８００に対して対称な航空機の平面内で下向きに延伸し、Ｙ体軸８０４は、Ｘ体軸８０２とＺ体軸８０８に垂直である。

航空機８００は、Ｘ安定軸８１０、Ｙ安定軸８１２、及びＺ安定軸８１３も有する。描かれているように、Ｙ安定軸８１２は、Ｙ体軸８０４と一致する。迎え角（α）８１４は、Ｘ体軸８０２とＸ安定軸８１０との間の角度である。Ｘ安定軸８１０は、Ｘ体軸８０２から迎え角（α）８１４だけ回転している。

迎え角（α）８１６は、Ｚ体軸８０８とＺ安定軸８１３との間の角度である。Ｚ安定軸８１３は、Ｚ体軸８０８から迎え角（α）８１６だけ回転している。描かれているように、迎え角（α）８１６は、迎え角（α）８１４と実質的に同じである。

図４の迎え角フィルタシステム４００と図５の横滑り角フィルタシステム５００の実施態様の説明において、ｎＸ、ｎＹ、及びｎＺは、それぞれ、Ｘ体軸８０２、Ｙ体軸８０４、及びＺ体軸８０８に沿った体軸の負荷因子である。ｐ、ｑ、及びｒも、それぞれ、Ｘ体軸８０２、Ｙ体軸８０４、及びＺ体軸８０８の周りの体軸の角速度成分である。

次に、図９を参照すると、例示的な一実施形態による、横滑り角の図が描かれている。この図面で、Ｘ安定軸８１０、Ｙ安定軸８１２、及びＺ安定軸８１３が、航空機８００に対して示されている。更に、航空機８００は、Ｘ風軸９００、Ｙ風軸９０２、及びＺ風軸９０４を有する。

横滑り角（β）９０６と横滑り角（β）９０８が示されている。横滑り角（β）９０６は、Ｘ安定軸８１０とＸ風軸９００との間の角度である。横滑り角（β）９０８は、Ｙ安定軸８１２とＹ風軸９０２との間の角度である。横滑り角（β）９０６は、横滑り角（β）９０８と実質的に同じである。

描かれているように、Ｘ風軸９００は、航空機８００に対する風の流れに基づいて選択される。他の２つの軸は、この例示的な実施例で、Ｘ風軸９００の選択に基づいて設定される。この実施例では、Ｚ風軸９０４は、Ｚ安定軸８１３と一致する。

次に、図１０を参照すると、例示的な一実施形態による、航空機の空力角度を処理するためのプロセスのフローチャートが描かれている。図１０で示されるプロセスは、図２のブロック図の形態で示された空力角度検出システム２０２内に実装される。このプロセスは、ハードウェア、ソフトウェア、又は何らかのそれらの組み合わせとして実装され得る。

該プロセスは、航空機の慣性測定システムから受信したデータとフィルタリングされた空力角度とを使用して、航空機の慣性空力角度の第１の変化率を計算することによって開始する（動作１０００）。動作１０００は、角運動、重力からの直線運動、又は空力推進力からの直線運動のうちの少なくとも１つから、慣性空力角度の第１の変化率を計算することによって実行され得る。該プロセスは、航空機の空気データ測定システムから受信したデータを使用して、航空機の測定された空力角度の第２の変化率を計算する（動作１００２）。

該プロセスは、慣性空力角度の第１の変化率と測定された空力角度の第２の変化率を使用して、航空機の飛行中にフィルタリングされた空力角度を生成する（動作１００４）。フィルタリングされた空力角度は、動作１０００へフィードバックされる。

慣性空力角度の第１の変化率と測定された空力角度の第２の変化率との間の差異に基づいて、フィルタリングされた空力角度を生成するために使用される慣性空力角度の第１の変化率の寄与度が変更され（動作１００６）、その後、該プロセスは終了する。このプロセスの結果は、フィルタリングされた空力角度を使用して、航空機の飛行を制御するように動作が実行されることを可能にする。

次に、図１１を参照すると、例示的な一実施形態による、慣性空力角度の変化率の寄与度を変更するためのプロセスのフローチャートが描かれている。図１１で示されるプロセスは、図１０の動作１００６に対する例示的な一実施態様である。

該プロセスは、慣性空力角度の変化率と測定された空力角度の変化率との間の差異を特定することによって開始する（動作１１００）。該プロセスは、指数関数における差異を使用して減衰値を特定する（動作１１０２）。

該プロセスは、慣性空力角度の変化率に減衰値を掛け合わせ、慣性空力角度の変化率の寄与度を調整する（動作１１０４）。その後、該プロセスは終了する。

図示した種々の実施形態でのフローチャート及びブロック図は、例示的な一実施形態における装置及び方法の幾つかの可能な実施形態の構造、機能、及び動作を示している。これに関し、フロー図又はブロック図内の各ブロックは、モジュール、セグメント、機能、又は工程又はステップの一部分のうちの、少なくとも１つを表わし得る。例えば、１以上のブロックは、プログラムコードとしてハードウェア内で、又はプログラムコードとハードウェアの組み合わせとして実行可能である。ハードウェア内で実行された場合、ハードウェアは、例えば、フロー図又はブロック図の１以上の工程を実施するように製造又は構成された集積回路の形態を採り得る。プログラムコードとハードウェアの組み合わせとして実装されたときに、この実装はファームウェアの形態を採り得る。フローチャート又はブロック図内の各ブロックは、種々の動作を実行するための特別な目的のハードウェアシステム、又は特別な目的のハードウェアと特別な目的のハードウェアによって実行されるプログラムコードの組み合わせを使用して実装され得る。

例示的な実施形態の幾つかの代替的な実施態様では、ブロックに記載された１以上の機能が、図中に記載の順序を逸脱して実施されることがある。例えば、場合によっては、連続して示されている２つのブロックが実質的に同時に実行されること、又は時には含まれる機能によってはブロックが逆順に実施されることもあり得る。また、フローチャート又はブロック図内で示されるブロックに加えて、他のブロックが追加され得る。

本開示の例示的な実施形態は、図１２に示す航空機の製造及び保守方法１２００、及び図１３に示す航空機１３００に関連して説明され得る。先ず、図１２を参照すると、例示的な一実施形態による、航空機の製造及び保守方法のブロック図が示されている。製造前の段階において、航空機の製造及び保守方法１２００は、航空機１３００の仕様及び設計１２０２、及び材料の調達１２０４を含み得る。

製造段階では、航空機１３００の構成要素及びサブアセンブリの製造１２０６と、システムインテグレーション１２０８とが行われる。構成要素及びサブアセンブリの製造１２０６及びシステムインテグレーション１２０８は、図２の空力角度検出システム２０２も含み得る。その後、航空機１３００は認可及び納品１２１０を経て運航１２１２に供される。別の一実施例では、顧客による運航１２１２中、航空機１３００は、定期的な整備及び保守１２１４（改造、再構成、改修、及びその他の整備または保守を含み得る）がスケジューリングされる。

航空機の製造及び保守方法１２００の各プロセスは、システムインテグレータ、第三者、オペレータ、又はこれらの組み合わせによって、実施又は実行され得る。上記の例では、オペレータは顧客であり得る。本明細書の目的では、システムインテグレータは、限定されないが、任意の数の航空機製造業者、及び主要システムの下請業者を含み得、第三者は、限定されないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み得、作業員は、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。

ここで図１３を参照すると、例示的な一実施形態が実装され得る航空機のブロック図が示されている。この例では、航空機１３００は、図１２の航空機の製造及び保守方法１２００によって製造され、且つ、複数のシステム１３０４と内装１３０６とを有する機体１３０２を含み得る。システム１３０４の例には、推進システム１３０８、電気システム１３１０、油圧システム１３１２、及び環境システム１３１４のうちの１以上が含まれる。任意の数の他のシステムが含まれることもある。航空宇宙産業の例を示しているが、種々の例示的な実施形態は、自動車産業などの他の産業にも応用され得る。

本明細書で具現化されている装置及び方法は、図１２の航空機の製造及び保守方法１２００のうちの少なくとも１つの段階において採用され得る。例えば、図２の空力角度検出システム２０２は、航空機の構成要素及びサブアセンブリの製造１２０６並びにシステムインテグレーション１２０８の間に、航空機１３００の部品として製造及び設置され得る。

別の例示的な一実施例では、図１２の構成要素及びサブアセンブリの製造１２０６で製造される構成要素又はサブアセンブリは、図１２で航空機１３００の運航１２１２中に製造される構成要素又はサブアセンブリと同様の方法で、作製又は製造される。更にまた別の一実施例では、１以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、図１２の構成要素及びサブアセンブリの製造１２０６並びにシステムインテグレーション１２０８などの製造段階で、利用することができる。

１以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、航空機１３００が図１２における運航１２１２、整備及び保守１２１４の間、又はその両方の間に利用することができる。例えば、整備及び保守１２１４における修正、改修、及び他の整備及び保守は、図２の空力角度検出システム２０２を、航空機１３００に追加することを含み得る。更に、運航１２１２中に、空力角度検出システム２０２が使用されて、航空機１３００を操縦することにおいて使用される空力角度を特定し得る。

したがって、所望されるように素早く且つ正確に、低減された量のノイズを有する空力角度を特定することによって、技術的問題を克服する１以上の技術的な解決法が存在する。例えば、センサシステムからのデータ内のノイズが低減された、迎え角及び横滑り角が特定され得る。更に、これらの角度の検出は、現在使用されているフィルタシステムと比較して、より素早く且つ正確に行われ得る。結果として、１以上の技術的な解決法は、ノイズが低減され、空力角度の特定が現在のフィルタシステムと比較してより素早く且つ正確に検出される、という技術的な効果を提供し得る。１以上の技術的な解決法は、慣性空力角度と外的に測定された空力角度を使用し、慣性空力角度の寄与度が調整される。慣性空力角度の変化率の寄与度は、慣性空力角度の変化率と外的に測定された空力角度の変化率との間の差異に基づいて調整される。

例示的な実施例の空力角度検出システムを用いて、低減された遅延を有する持続的な突風を反映すると共に、一時的な乱流からのノイズが低減され得る。この処理の結果は、航空機の動作を制御するために使用されるフィルタリングされた空力角度である。例えば、フィルタリングされた空力角度が迎え角であるときに、フィルタリングされた空力角度は、失速の警告を生成するために使用され得る。他の実施例では、フィルタリングされた空力角度が、航空機内の自動操縦及び飛行制御システムなどの、データ処理システムによって使用され得る。

上述の様々な例示的実施形態の説明は、例示及び説明を目的として提示されており、網羅的な説明であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図しているのではない。動作及び工程を実施する構成要素が、種々の実施例によって説明される。例示的な一実施形態では、ある構成要素は、説明している動作又は工程を実施するよう構成され得る。例えば、この構成要素は、具体例において構成要素によって実施されると説明されている動作又は工程を実施する能力をこの構成要素に提供する構造物に適した、構成又は設計を有し得る。

当業者には、多くの修正例及び変形例が自明となろう。更に、種々の例示的な実施形態によって、他の好ましい実施形態に比較して異なる特徴が提供され得る。選択された１または複数の実施形態は、実施形態の原理と実際の用途を最もよく説明するため、及び、考慮される具体的な用途に適した様々な変更例を伴う様々な実施形態に関して、開示の理解を当業者に促すために、選択され記述されている。

Claims (15)

1. 航空機（２０４）の慣性測定システム（２１６）から受信したデータ（２０８）を使用して、前記航空機（２０４）の慣性空力角度（２１４）の第１の変化率（２１２）を計算し、前記航空機（２０４）の外的に測定された空力角度（２２０）の第２の変化率（２１８）を計算し、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）を使用して、前記航空機（２０４）の飛行中にフィルタリングされた空力角度（２０６）を生成し、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）との間の差異に基づいて、前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を生成することにおいて使用される前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の寄与度（２２２）を変更し、前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を使用して、前記航空機（２０４）の前記飛行を制御することを可能にする、空力角度検出システム（２０２）を備える、装置。
2. 前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を使用して、前記航空機（２０４）の前記飛行を制御する、コントローラ（２２６）を更に備える、請求項１に記載の装置。
3. 前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）が、持続的な突風又は一時的な乱流のうちの少なくとも一方の効果を低減させるように変更される、請求項１に記載の装置。
4. 前記航空機（２０４）の前記飛行中に一時的な乱流が存在するときに、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）が増加し、持続的な突風が存在するときに、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）が減少する、請求項１に記載の装置。
5. 前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）との間の前記差異に基づいて、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）を調整することにおいて、前記空力角度検出システム（２０２）が、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）との間の前記差異を特定し、指数関数における前記差異を使用して減衰値（３１０）を特定し、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）に前記減衰値（３１０）を掛け合わせて、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）を調整する、請求項１に記載の装置。
6. 前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）との間の前記差異に基づいて、前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を生成することにおいて使用される前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）を変更することにおいて、前記空力角度検出システム（２０２）が、前記航空機（２０４）の前記慣性測定システム（２１６）から受信した前記データ（２０８）を使用し、且つ、前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を前記航空機（２０４）の前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）を動的に調整するためのフィードバックとして使用して、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）を計算する、請求項１に記載の装置。
7. 前記航空機（２０４）の前記慣性測定システム（２１６）から受信した前記データ（２０８）を使用して、前記航空機（２０４）の前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）を計算することにおいて、前記空力角度検出システム（２０２）が、角運動、重力からの直線運動、空力推進力からの直線運動のうちの少なくとも１つから、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）を計算する、請求項１に記載の装置。
8. 前記慣性空力角度（２１４）が、慣性迎え角と慣性横滑り角のうちの一方から選択され、前記外的に測定された空力角度（２２０）が、外的に測定された迎え角と外的に測定された横滑り角のうちの一方から選択される、請求項１に記載の装置。
9. 前記航空機（２０４）が、飛行機、民間飛行機、垂直離着陸航空機（２０４）、及び無人航空輸送体のうちの１つから選択される、請求項１に記載の装置。
10. 航空機（２０４）の空力角度を処理するための方法であって、
    前記航空機（２０４）の慣性測定システム（２１６）から受信したデータ（２０８）とフィルタリングされた空力角度（２０６）とを使用して、前記航空機（２０４）の慣性空力角度（２１４）の第１の変化率（２１２）を計算すること、
    前記航空機（２０４）の外的に測定された空力角度（２２０）の第２の変化率（２１８）を計算すること、
    前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）を使用して、前記航空機（２０４）の飛行中に前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を生成すること、及び
    前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）との間の差異に基づいて、前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を生成することにおいて使用される前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の寄与度（２２２）を変更し、前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を使用して、前記航空機（２０４）の前記飛行を制御することを可能にすることを含む、方法。
11. 前記フィルタリングされた空力角度（２０６）を使用して、前記航空機（２０４）の前記飛行を制御することを更に含む、請求項１０に記載の方法。
12. 前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）が、持続的な突風又は一時的な乱流のうちの少なくとも一方の効果を低減させるように変更される、請求項１０に記載の方法。
13. 前記航空機（２０４）の前記飛行中に一時的な乱流が存在するときに、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）が増加し、持続的な突風が存在するときに、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）が減少する、請求項１０に記載の方法。
14. 前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）との間の前記差異に基づいて、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）を調整することが、
    前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）と前記外的に測定された空力角度（２２０）の前記第２の変化率（２１８）との間の前記差異を特定すること、
    指数関数における前記差異を使用して減衰値（３１０）を特定すること、及び
    前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）に前記減衰値（３１０）を掛け合わせて、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）の前記寄与度（２２２）を調整することを含む、請求項１０に記載の方法。
15. 前記航空機（２０４）の前記慣性測定システム（２１６）から受信したデータ（２０８）と前記フィルタリングされた空力角度（２０６）とを使用して、前記航空機（２０４）の前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）を計算することが、
    角運動、重力からの直線運動、又は空力推進力からの直線運動のうちの少なくとも１つから、前記慣性空力角度（２１４）の前記第１の変化率（２１２）を計算することを含む、請求項１０に記載の方法。
    

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