JP2019023067A - 抗力モデルに基づいて航空機の対気速度を推定するためのシステム - Google Patents

抗力モデルに基づいて航空機の対気速度を推定するためのシステム Download PDF

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Abstract

【課題】航空機の高速条件での対気速度を推定するためのモデルを含むシステムを作成する。【解決手段】システムは、一又は複数のプロセッサと、プロセッサに連結されたメモリとを備えている。データを記憶するメモリは、データベースと、一又は複数のプロセッサによって実行されると、システムに、各々が航空機の一運行条件を表す複数の運行パラメータを受け取らせるプログラムコードとを備える。システムは更に、複数の運行パラメータ（２０）に基づいて安定軸抗力係数を決定する。安定軸抗力係数は、高速条件の間に生成される航空機の安定軸抗力を定量化する。システムは、複数の運行パラメータに基づいて、垂直機体軸に沿って生成される航空機の揚力に対応する機体軸揚力係数を決定する。システムはまた、動圧を決定し、これは対気速度パラメータを決定するために使用される。【選択図】図１

Description

開示されるシステム及び方法は、航空機の対気速度を推定するためのシステムに関し、具体的には、特に航空機の高速条件での対気速度を推定するためのモデルを含むシステムに関する。
ピトー管又はプローブは、一般的にビークルに搭載されて、ビークルがその中を移動する流体に対する同ビークルの速度を測定する。一の用途において、ピトープローブは、航空機に搭載されて、飛行中の気団に対する航空機の速度を測定する。ピトープローブは通常、流体の流れ又はビークルの移動の方向に向かう開口端を画定する中空管を含む。ピトープローブの中空管は、流体、例えば航空機の場合は空気を含む。ピトープローブ内部の圧力は、全圧とも呼ばれるよどみ圧測定値を提供する。全圧は、衝撃圧を決定するために、一般に航空機の胴体上の又は組み合わされたピトー静圧プローブの場合はピトープローブの側面の異なる位置において測定される静圧と組み合わせられる。衝撃圧は、航空機の対気速度を決定するために使用される。
時として、ピトープローブベースの対気速度システムは、不正確な対気速度の読み取りを行うことがある。不正確な読み取りは、プローブの汚染、プローブの損傷、又は整備の問題といった問題により生じ得る。プローブ汚染の幾つかの例には、限定されないが、氷、火山灰、及び昆虫の侵入が含まれる。航空機のモデルに基づいて対気速度を推定するシステムは既存であるが、これらシステムは、幾つかの種類の運行条件の間に正確な対気速度を安定して計算することができないことがある。具体的には、これらシステムは、特に遷音速マッハ数での高速飛行体制の間に正確な対気速度を計算できないことがある。また、システムによって計算される対気速度は、感知された航空機の迎え角の変動の影響を受け易い。最後に、対気速度は、正確な対気速度を計算することが可能な体制においても、揚力モデルのあらゆる矛盾の影響も受け易い。
本発明は、特に高速運行条件の間の航空機の対気速度を推定するための改善されたシステムを目的とする。航空機は、航空機のフラップが引き込まれており、且つ航空機がマッハ約０．４以上で移動するとき、高速条件で運行している。
一実施例では、航空機の複数の対気速度パラメータを推定するためのシステムが開示される。このシステムは、一又は複数のプロセッサと、プロセッサに連結されたメモリとを備えている。データを記憶するメモリは、データベースと、一又は複数のプロセッサによって実行されると、システムに、各々が航空機の一運行条件を表す複数の運行パラメータを受け取らせるプログラムコードとを備える。システムは更に、運行パラメータに基づいて、モデルベースの動圧を決定する。モデルベースの動圧は、航空機の安定な飛行条件に基づいている。システムは更に、複数の運行パラメータに基づいて、安定軸抗力係数を決定する。安定軸抗力係数は、高速条件の間に生成される航空機の安定軸抗力を定量化する。システムは、複数の運行パラメータに基づいて、機体軸揚力係数を決定する。機体軸揚力係数は、低速条件の間に生成される垂直機体軸に沿った航空機の揚力に対応する。システムはまた、安定軸抗力係数及び機体軸揚力係数の一方に基づいて、動圧を決定する。システムはまた、動圧に基づいて、複数の対気速度パラメータを推定する。
別の実施例では、航空機の複数の対気速度パラメータを推定するための方法が開示される。この方法は、コンピュータによって、各々が航空機の一運行条件を表す複数の運行パラメータを受け取ることを含む。方法はまた、コンピュータによって、複数の運行パラメータに基づいて安定軸抗力係数を決定することを含む。安定軸抗力係数は、高速条件の間に生成される航空機の安定軸抗力を定量化する。方法はまた、複数の運行パラメータに基づいて機体軸揚力係数を決定することを含み、機体軸揚力係数は、低速条件の間に生成される垂直機体軸に沿った航空機の揚力に対応する。方法は、安定軸抗力係数及び機体軸揚力係数の一方に基づいて動圧を決定することを含む。最後に、方法は、動圧に基づいて複数の対気速度パラメータを推定することを含む。
開示の方法及びシステムの他の目的及び利点は、下記の説明、添付図面、及び特許請求の範囲から明らかとなろう。
開示される航空機の対気速度計算システムの例示的な模式ブロック図である。 高速条件で運行する航空機に基づく安定軸抗力を示す、図１に示される航空機の外部の斜視図である。 図１の対気速度計算システムによって使用されるコンピュータシステムの図である。 抗力サブモジュール及び揚力サブモジュールを含む、図１に示される対気速度計算システムの動圧モジュールの例示的ブロック図である。 抗力サブモジュールが抗力モデル、推力モデル、及び力計算ブロックを含む、図４に示される抗力サブモジュールの例示的ブロック図である。 図５に示示される抗力モデルの詳細図である。 図５に示される推力モデルの詳細図である。 低速条件で運行する航空機に基づく機体軸揚力を示す、図１に示される航空機の外部の斜視図である。 図４に示される揚力サブモジュールの例示的ブロック図である。 図４に示される論理サブモジュールの例示的ブロック図である。
図１は、開示される対気速度システム１０の例示的な模式ブロック図である。対気速度システム１０は、伝統的なピトープローブ測定に依存せずに航空機１８の対気速度パラメータを絶えず推定する。対気速度システム１０は、入力として運行パラメータ２０を受け取り、これらる。パラメータの各々については以下に更に詳細に記載する。運行パラメータ２０は、各々が航空機１８の特定の運行条件を表す。対気速度システム１０は、動圧モジュール２２及び対気速度パラメータ推定モジュール２４を含む。動圧モジュール２２は、入力として運行パラメータ２０を受け取り、入力に基づいて動圧Ｑｂａｒの値を推定する。対気速度パラメータ推定モジュール２４は、動圧モジュール２２からの入力として動圧Ｑｂａｒを受け取り、動圧Ｑｂａｒに基づいて少なくとも一つの対気速度パラメータを推定する。具体的には、以下で更に詳細に説明するように、対気速度パラメータは、航空機１８の、マッハ数
Figure 2019023067
、等価対気速度
Figure 2019023067
、衝撃圧
Figure 2019023067
、較正済み対気速度
Figure 2019023067
、及び真対気速度
Figure 2019023067
を含む。対気速度パラメータは、航空機１８の対気速度を絶えず計算するために使用される。
対気速度システム１０に入力される運行パラメータ２０は、迎え角α、横滑り角β、複数の操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、静圧ｐｓ、エンジン回転速度Ｎ１、総空気温度ＴＴＯＴ、航空機重量Ｗ、及び加速又は負荷率を含む。一実施例では、気圧高度ｈｐが、静圧ｐｓの代わりに使用され、エンジン圧力比ＥＰＲがエンジン回転速度Ｎ１の代わりに使用される。航空機１８の操縦翼面には、限定されないが、補助翼、フラッペロン、方向舵、スポイラー、昇降舵、トリム装置、及びフラップが含まれる。操縦翼面位置は、航空機１８の可動な飛行操縦翼面の位置を表す。記載される実施例では、操縦翼面位置は、航空機１８の複数のスポイラー８（図２）及び一つの方向舵６（図２）の様々な位置を指す。
ここで図２を参照すると、安定板面位置は、側面に示すように、航空機１８の機体１２に対する水平安定板１４の取り付け角を示す尺度である。フラップ位置は、翼１６の複数の後縁フラップ２８（図２）の位置を示す。具体的には、フラップ位置は、後縁フラップ２８が引き込み位置にあるかどうかを示す。一実施例では、航空機１８は三位式着陸装置レバーを含み、ここで三つの位置は、ＤＯＷＮ、ＵＰ、及びＯＦＦである。着陸装置の位置は、ＤＯＷＮ、ＵＰ、又は装置が移動中である場合にはその間の何らかの値であろう。総空気温度ＴＴＯＴは、よどみ温度とも呼ばれ、航空機１８に搭載される総空気温度プローブ（図示しない）によって測定される。
負荷率は、航空機１８の総重量に対する、航空機１８によって生成される総空気推進力の比である。例えば、航空機１８の直線水平飛行の間には、総揚力は総重量に等しい。したがって、負荷率は１重力である。加速又は負荷率は、一又は複数の加速度計によって決定される。しかしながら、多くの種類の加速度計が実際に負荷率を測定する。加速度計が真に加速度を測定する場合、対応する負荷率は、各軸に沿った重力による加速度を減算することにより計算される。
図２は、航空機１８が高速条件で運行するときに生成される、安定軸抗力モデルを示している。高速条件については以下に更に詳細に記載する。図２に示すように、パラメータＸＢ、ＹＢ、及びＺＢは、それぞれ航空機１８のｘ、ｙ、及びｚ機体軸を表し、ＣＧは航空機１８の重心を表している。迎え角αは航空機１８の機体軸ＸＢとベクトルＸＳの間において測定され、航空機１８の前進安定軸を表す。前進安定軸ＸＳは、航空機１８の対気速度方向ＸＷを、ｘ軸とｚ軸によって規定される平面上に投射したものである。横滑り角βは、航空機１８の前進安定軸ＸＳと対気速度方向ＸＷとの間において測定される。
図１に戻ると、運行パラメータ２０のすべてがセンサからの入力として利用可能である。しかしながら、迎え角α、横滑り角β、及び静圧ｐｓは、感知された値ではなく計算値又は推定値でもよいことがある。具体的には、静圧ｐｓは、静圧管といった信頼性のある静圧源によって測定することができるか、又は別の実施例では静圧ｐｓは、航空機１８の幾何学的高度に基づいて計算される。非限定的な一実施例では、幾何学的高度は、全地球測位システム（ＧＰＳ）から得られる。一実施例では、迎え角αは、航空機１８の慣性計測から誘導される。しかしながら、別の手法では、迎え角αは迎え角センサによっても提供される。横滑り角βは、センサによって測定されるか、又は航空機１８の航空力学的横力モデルに基づいて測定され得る。別の実施例では、横滑り角βは慣性計測から得られる。
引き続き図１を参照すると、一実施例では、対気速度システム１０は、航空機１８の対気速度を決定するための一次供給源として使用され得る。別の手法では、対気速度システム１０は、対気速度の独立供給源として使用することができ、例えばピトー管といった対気速度の別の供給源を監視するために使用される。具体的には、対気速度システム１０は、ピトー管（図示しない）の精度を決定するために使用され得る。また別の実施例では、対気速度システム１０は、複数の対気速度供給源のうちの唯一の供給源として使用される。
ここで図３を参照すると、対気速度システム１０は、一又は複数のコンピュータデバイス又はシステム、例えば例示的コンピュータシステム３０に実装されている。コンピュータシステム３０は、プロセッサ３２、メモリ３４、大容量記憶メモリデバイス３６、入力／出力（Ｉ／Ｏ）インターフェース３８、及びヒューマンマシンインターフェース（ＨＭＩ）４０を含む。コンピュータシステム３０は、ネットワーク２６又はＩ／Ｏインターフェース３８を介して一又は複数の外部リソース４２に動作可能に連結している。外部リソースには、限定されないが、サーバ、データベース、大容量記憶デバイス、周辺機器、クラウドベースのネットワークサービス、又はコンピュータシステム３０によって使用され得る他の任意の適切なコンピュータリソースが含まれる。
プロセッサ３２は、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラ、デジタル信号プロセッサ、マイクロコンピュータ、中央処理装置、フィールドプログラマブルゲートアレイ、プログラマブルロジックデバイス、状態マシン、論理回路、アナログ回路、デジタル回路、又はメモリ３４に記憶された運行命令に基づいて信号（アナログ又はデジタル）を操作する他の任意の装置から選択される一又は複数の装置を含む。メモリ３４は単一又は複数のメモリデバイスを含み、これには、限定されないが、リードオンリーメモリ（ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、揮発性メモリ、非揮発性メモリ、スタティックランダムアクセスメモリ（ＳＲＡＭ）、ダイナミックランダムアクセスメモリ（ＤＲＡＭ）、フラッシュメモリ、キャッシュメモリ、又は情報を記憶することのできる他の任意の装置が含まれる。大容量記憶メモリデバイス３６は、データ記憶デバイス、例えばハードドライブ、光学ドライブ、テープ駆動装置、揮発性又は非揮発性の固体デバイス、又は情報を記憶できる他の任意のデバイスを含む。
プロセッサ３２は、メモリ３４に常駐するオペレーティングシステム４６の制御下で動作する。オペレーティングシステム４６は、メモリ３４に常駐するアプリケーション４８といった一又は複数のコンピュータソフトウエアアプリケーションとして具現化されたコンピュータプログラムコードがプロセッサ３２によって実行される命令を有し得るように、コンピュータリソースを管理する。代替的な一実施例では、プロセッサ３２は、アプリケーション４８を直接実行し、この場合オペレーティングシステム４６は省略できる。一又は複数のデータ構造４９もメモリ３４に常駐し、データを記憶又は操作するためにプロセッサ３２、オペレーティングシステム４６、又はアプリケーション４８によって使用され得る。
Ｉ／Ｏインターフェース３８は、プロセッサ３２を他の装置及びシステム、例えばネットワーク２６又は外部リソース４２に動作可能に連結するマシンインターフェースを提供する。それによりアプリケーション４８は、Ｉ／Ｏインターフェース３８を介して通信することによりネットワーク２６又は外部リソース４２と協働し、本発明の実施例を含む様々なフィーチャ、機能、アプリケーション、プロセス、又はモジュールを提供する。アプリケーション４８はまた、一又は複数の外部リソース４２によって実行されるプログラムコードを含むか、又はそうでなければコンピュータシステム３０外部の他のシステム又はネットワークコンポーネントによって提供される機能又は信号に依存する。実際、ほぼ無限のハードウエア及びソフトウエア構成が可能であり、当業者であれば、本発明の実施例が、コンピュータシステム３０の外部に位置するアプリケーション、複数のコンピュータ若しくは外部リソース４２に分散するアプリケーション、又はクラウドコンピューティングサービスといったネットワーク２６上のサービスとして提供されるコンピューティングリソース（ハードウエア及びソフトウエア）によって提供されるアプリケーションを含み得ることを理解するであろう。
ＨＭＩ４０は、ユーザがコンピュータシステム３０と直接相互作用することを可能にする既知の方式で、コンピュータシステム３０のプロセッサ３２に動作可能に連結される。ＨＭＩ４０は、データをユーザに提供することのできる、ビデオ又は英数字ディスプレイ、タッチスクリーン、スピーカ、及び他の任意の適切なオーディオ及びビジュアルインジケータを含み得る。ＨＭＩ４０は、入力装置及びコントロール、例えば、ユーザからのコマンド又は入力を受け取ることができ、入力された入力をプロセッサ３２に送ることのできる、英数字キーボード、ポインティングデバイス、キーパッド、プッシュボタン、コントロールノブ、マイクロフォン等も含む。
データベース４４は、大容量記憶メモリデバイス３６に常駐し、本明細書に記載される様々なシステム及びモジュールによって使用されるデータを収集及び整理することができる。データベース４４は、データと、データを記憶及び整理する支持データ構造を含み得る。特に、データベース４４は、リレーショナルデータベース、階層化データベース、ネットワークデータベース、又はこれらの組み合わせを含むがこれらに限定されないいずれかのデータベース構成又は構造で構成され得る。プロセッサ３２上の命令として実行するコンピュータソフトウエアアプリケーションの形態のデータベース管理システムは、クエリに応答してデータベース４４のレコードに記憶された情報又はデータにアクセスするために使用することができ、ここでクエリはオペレーティングシステム４６、他のアプリケーション４８、又は一又は複数のモジュールによって動的に決定及び実行され得る。
図４は、図１の動圧モジュール２２及び対気速度パラメータ推定モジュール２４を例示するブロック図である。動圧モジュール２２は、サブモジュール５０、５２、５４を含んでいる。サブモジュール５０、５２、５４は別個のコンポーネントとして示されており、これはモジュラープログラミング技術の使用を示し得る。しかしながら、ソフトウエア設計は、複数のモジュールの少なくとも幾つかのプログラム機能を単一のモジュールに組み合わせることによりサブモジュール５０、５２、５４が別個となる範囲を狭め得る。更に、サブモジュール５０、５２、５４に帰属する機能は、他の方法で分散させても、又は図示されるもの以外の他のシステムに分散させてもよい。したがって、本発明の実施例は、図４に示されるシステム又はモジュールの特定の構成に限定されない。
サブモジュール５０は、航空機１８（図１）の抗力モデルに基づく、抗力ベースの動圧
Figure 2019023067
を推定する抗力サブモジュール５０である。抗力ベースの動圧
Figure 2019023067
は、航空機１８が低速条件で運行するのでない限り、動圧
Figure 2019023067
を決定するために使用される。対気速度システム１０は、航空機１８のフラップ２８（図２）が引き込まれているとの決定に応じて、且つ対気速度パラメータ推定モジュール２４から約０．４を上回る値を有する推定マッハ数ＭＭＤＬを受け取ることに応じて、航空機１８が高速条件で運行していると決定する。対気速度システム１０は、航空機１８のフラップが引き込まれていないとの決定に応じて、又は代替的に、対気速度パラメータ推定モジュール２４から約０．４以下の値を有する推定マッハ数ＭＭＤＬを受け取ることに応じて、航空機１８が低速条件で運行していると決定する。
サブモジュール５２は、航空機１８が低速条件で運行すると仮定して低速動圧
Figure 2019023067
を決定する揚力サブモジュール５２である。論理サブモジュール５４は速度論理スイッチである。以下に説明し、図１０に示すように、論理サブモジュール５４は、入力として、抗力サブモジュール５０によって決定される高速動圧
Figure 2019023067
と、揚力サブモジュール５２によって決定される動圧
Figure 2019023067
とを受け取り、航空機１８（図１）の運行条件に基づいて推定動圧Ｑｂａｒを決定する。対気速度システム１０が高速条件と低速条件との間で移行するとき、対気速度システム１０の論理サブモジュール５４は、ヒステリシスロジック及び移行平滑化アルゴリズム９４を用いて推定動圧Ｑｂａｒを決定する。ヒステリシスロジック及び移行平滑化アルゴリズム９４については、以下に更に詳細に記載する。
対気速度パラメータ推定モジュール２４は、入力として動圧モジュール２２からの動圧Ｑｂａｒと、静圧ｐｓ又は気圧高度ｈｐとを受け取る。以下に説明するように、対気速度パラメータ推定モジュール２４は、入力に基づいて、推定マッハ数
Figure 2019023067
、等価対気速度
Figure 2019023067
、衝撃圧
Figure 2019023067
、較正済み対気速度
Figure 2019023067
、及び航空機の真対気速度
Figure 2019023067
を決定する。図４に示すように、推定マッハ数
Figure 2019023067
は、フィードバック入力として、動圧モジュール２２のサブモジュール５０、５２に戻される。
ここで、抗力サブモジュール５０によって決定される動圧
Figure 2019023067
の計算について説明する。図２は、高速運行条件の間に生成される、航空機１８の安定軸抗力Ｄを示している。図２に示すように、前進安定軸ＸＳは、航空機１８の飛行方向をＸＢＺＢ面上へ投射した方向に向かっている。換言すれば、前進安定軸ＸＳは、航空機１８の固定方向に関連付いていない。図２には、点線又は細線で安定軸抗力Ｄも示されており、これは前進安定軸ＸＳとは反対方向に向かっている。
図５は、抗力サブモジュール５０の更に詳細なブロック図である。ここで図２及び５を参照すると、抗力サブモジュール５０は、非線形安定軸抗力モデル６０、安定軸推力モデル６２、及び動圧
Figure 2019023067
を決定する力計算ブロック６４を含んでいる。図６は、抗力サブモジュール５０の抗力モデル６０の詳細なブロック図である。図５及び６の両方に示すように、抗力モデル６０は、入力として、各々が航空機１８の一運行条件を表す運行パラメータ２０を受け取り、運行パラメータ２０に基づいて、安定軸抗力係数ＣＤを決定する。具体的には、抗力モデル６０は、入力として、迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定マッハ数
Figure 2019023067
を（図４に示す対気速度パラメータ推定モジュール２４から）受け取る。以下で更に詳細に説明するように、抗力モデル６０は、入力に基づく安定軸抗力係数ＣＤと、複数の成分ＣＤ１〜ＣＤ６とを決定する。安定軸抗力係数ＣＤは、図２に示される航空機１８の安定軸抗力Ｄを定量化し、この安定軸抗力係数ＣＤが小さい程、抗力が小さいことが示される。
成分ＣＤ１〜ＣＤ６は、入力の表関数（即ち、迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定されたマッハ数
Figure 2019023067
）である。図６に示すように、安定軸抗力係数ＣＤは、方程式１：
Figure 2019023067
（式中、Ｆｌａｐは、航空機１８の翼１６の後縁フラップ２８（図２）の位置を示すフラップ位置を表し、Ｇｅａｒは、航空機１８の着陸装置位置を表し、Ｓｐｏｉｌｅｒは、航空機１８のスポイラー８（図２）の様々な位置を表し、ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒは、航空機１８の安定板面位置を表し、ｒｕｄｄｅｒは、航空機１８の方向舵６（図２）の位置を表す）によって決定される。成分ＣＤ１〜ＣＤ６の各々は、対気速度システム１０のメモリ３４（図３）に保存されたそれぞれのルックアップテーブルに基づいて決定される。例えば、成分ＣＤ１は、迎え角α及び推定されたマッハ数
Figure 2019023067
の特定の値を取ること、これら値をルックアップテーブルの一つに見つけること、次いで迎え角α及び推定されたマッハ数
Figure 2019023067
の特定の値に基づいて成分ＣＤ１を決定することにより決定される。更に、成分ＣＤ４〜ＣＤ６の各々は、三次元ルックアップテーブルに基づいて決定される。代替的な一実施例では、成分ＣＤ１〜ＣＤ６は、多項式などの数学関数に基づいて決定される。
引き続き図６を参照すると、安定軸抗力係数ＣＤの値は、航空機の１８マッハ数が遷音速領域（即ち、０．８から１の間）に入ると上昇することが分かる。したがって、方程式１は、遷音速マッハ数においても安定軸抗力係数ＣＤの比較的正確な推定値（即ち約５％以下）を提供する。更に、安定軸抗力係数ＣＤは、特に小さな値において、迎え角αの影響を比較的受けにくい。したがって、対気速度システム１０によって最終的に計算される、結果として得られる対気速度は、迎え角の測定又は決定における小さな誤差の影響を過度に受けることがない。具体的には、抗力及び推力の計算に使用されるパラメータの誤差を想定すると、対気速度は約５％正確であり得る。
安定軸抗力係数ＣＤの値は、０になることはないか、又は無視してよくなる。したがって、図６に示されるモデルは、常用負荷率がＧ力０に到達する条件の間も、対気速度を正確に推定することができる。最終的に、現在利用可能な多くの航空機の安定係数ＣＤが、空力弾性によって又は不安定な空力によって大きな影響を受けることがない。したがって、方程式１はこれら効果の係数を含まない。しかしながら、一実施例では、空力弾性又は不安定な空力を考慮するために、追加の項を方程式１に導入してもよく、これによって安定軸抗力係数ＣＤの精度が向上し得る。
図７は、図５に例示される推力モデル６２の詳細図である。図７に示すように、推力モデル６２は、エンジン総推力モデルブロック７０、エンジンラム抗力モデル７２、及び前進安定軸推力成分ＴＸＳを決定する安定軸推力ブロック７４を含む。推力モデル６２は、入力として、エンジン回転速度Ｎ１又はエンジン圧力比ＥＰＲ、静圧ｐｓ又は高度、総空気温度ＴＴＯＴ、マッハ推定値
Figure 2019023067
、迎え角α、及び横滑り角βを受け取る。加えて、推力モデル６２は、入力として、機体軸ＸＢ（図２）に対するエンジン取り付け角の係数ｘＦＣＴ、及び軸ＺＢ（図２）に対するエンジン取り付け角の係数ｚＦＣＴも受け取る。エンジン取り付け角の両係数ｘＦＣＴ、ｚＦＣＴは、幾何学的定数であり、航空機１８のターボジェットエンジン（図示しない）の特定の設置法に基づく固定値である。
航空機ターボジェットエンジン（図示しない）の総推力は、航空機ターボジェットエンジンの出口流により生成される推力である。エンジン総推力モデルブロック７０は、入力を受け取り、二つの総推力成分ＧＸＢ及びＧＺＢを決定する。総推力成分ＧＸＢは、機体軸ＸＢ（図２）に関する総推力であり、総推力成分ＧＺＢは、軸ＺＢ（図２）に関する総推力である。総推力成分ＧＸＢは、方程式２に基づいて決定され、総推力成分ＧＺＢは方程式３に基づいて決定される。方程式２及び３を以下に列挙する：
Figure 2019023067
（式中、Ｔ１は、エンジン回転速度Ｎ１、静圧ｐ、推定されたマッハ数
Figure 2019023067
、及び総空気温度ＴＴＯＴの表関数である）。
引き続き図７を参照すると、エンジンラム抗力モデル７２は、ラム抗力ＲＤを決定する。ラム抗力は、航空機１８のターボジェットエンジン（図示しない）の中に入ってくる空気の運動量によって生じる抗力を表す。ラム抗力ＲＤは、以下の方程式４：
Figure 2019023067
（式中、Ｔ２は、エンジン回転速度Ｎ１、静圧ｐｓ、推定されたマッハ数
Figure 2019023067
、及び総空気温度ＴＴＯＴの表関数である）によって決定される。
システム１０の安定軸推力ブロック７４は、エンジン総推力からラム抗力を減算することにより、前進安定軸推力成分ＴＸＳを決定する。ラム抗力は、航空機１８のターボジェットエンジンに入ってくる空気の運動量により生じる抗力であり、エンジン総推力は、航空機のターボジェットエンジンによって生成される合計推力である。具体的には、前進安定軸推力成分ＴＸＳは、以下の方程式５：
Figure 2019023067
によって決定される。
図５に戻ると、安定軸抗力係数ＣＤ及び前進安定軸推力成分ＴＸＳは共に、力計算ブロック６４によって入力として受け取られる。力計算ブロック６４は、入力として、航空機重量Ｗ、加速／負荷率Ｎｘ、Ｎｚ、迎え角α、及び基準面積Ｓｒｅｆも受け取る。基準面積Ｓｒｅｆは、翼プランフォーム面積を表す。次いで、力計算ブロック６４は、航空機１８が高速条件で運行するときに生成される動圧
Figure 2019023067
を決定する。動圧
Figure 2019023067
は、安定軸に沿った力ＮＸＳに基づいている。航空機１８の安定軸に沿った力に基づいている。方程式６は、安定軸に沿った力ＮＸＳを決定し、方程式７は、高速条件で生成される動圧
Figure 2019023067
を決定する。
Figure 2019023067
Figure 2019023067
ここで、揚力サブモジュール５２によって決定される動圧
Figure 2019023067
の計算について説明する。図８は、航空機１８が低速条件で運行するときの機体軸揚力モデルを示している。図８に示すように、航空機１８の機体軸揚力Ｌは、軸ＺＢとは実質的に反対方向に生成される。機体軸揚力Ｌは、水平飛行の間の航空機１８の重量に概ね対向する力を表す。軸ＺＢに沿った力は、航空機１８の機体１２に対して固定であることを理解されたい。従来、航空機の揚力ベクトルは、飛行の方向に直交する方向に沿って表現される。
図９は、揚力サブモジュール５２を示している。図８及び９の両方に示すように、揚力サブモジュール５２は、非線形機体軸空力的揚力モジュール８０、機体軸推力モデル８２、及び力計算ブロック８４を含む。以下に説明するように、空力的揚力モジュール８０は、航空機１８の低速運行中に生成される垂直機体軸ＺＢ（図２）に沿った揚力Ｌ（図８）に対応する機体軸揚力係数ＣＬを決定する。
図９に示すように、非線形機体軸空力的揚力モジュール８０は、（図４に示される対気速度パラメータ推定モジュール２４からの）迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定マッハ数
Figure 2019023067
に基づいて、機体軸揚力係数ＣＬを決定する。安定軸抗力係数ＣＤと同様に、機体軸揚力係数ＣＬは、複数の成分ＣＬ１〜ＣＬ６に基づいて決定される。成分ＣＬ１〜ＣＬ６は、入力（迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定されたマッハ数
Figure 2019023067
）の表関数であり、機体軸揚力係数ＣＬは、方程式８：
Figure 2019023067
に基づいて決定される。
機体軸推力モデル８２は、方程式９：
Figure 2019023067
に基づいて、ＴＺＢとも呼ばれる機体軸の推進揚力を決定する。
機体軸揚力係数ＣＬ及び機体軸推進揚力ＴＺＢは共に、力計算ブロック８４によって入力として受け取られる。力計算ブロック８４は、入力として、航空機重量Ｗ、加速／負荷率Ｎｚ、及び基準面積Ｓｒｅｆも受け取る。次いで、力計算ブロック８４は、航空機１８が低速条件で運行するときに生成される動圧
Figure 2019023067
を決定する。動圧
Figure 2019023067
は、機体軸ＺＢに沿った力に基づいている。方程式１０は動圧
Figure 2019023067
を：
Figure 2019023067
のように決定する。
図４に戻ると、抗力サブモジュール５０からの動圧
Figure 2019023067
及び揚力サブモジュール５２からの動圧
Figure 2019023067
は、共に論理サブモジュール５４によって受け取られる。以下に説明するように、論理サブモジュール５４は、動圧
Figure 2019023067
又は動圧
Figure 2019023067
に基づいて動圧
Figure 2019023067
を推定する。換言すれば、動圧
Figure 2019023067
は、安定軸抗力係数ＣＤ又は機体軸揚力係数ＣＬに基づいている。図１０は、論理サブモジュール５４を示している。図１０に示すように、論理サブモジュール５４は選択スイッチ９０を含み、このスイッチは、動圧
Figure 2019023067
又は動圧
Figure 2019023067
を選択するために使用される。図１０は論理サブモジュール５４の一実施例を示しているにすぎないことを理解されたい。実際、論理サブモジュール５４は、動圧
Figure 2019023067
の供給源を選択するための様々な手法によって実装されてよい。例えば、別の実施形態では、マッハ数
Figure 2019023067
及びフラップ位置の特定の移行範囲にわたる二つの供給源の値の加重平均に基づくブレンディング関数を使用してもよい。
引き続き図１０を参照すると、論理サブモジュール５４は、入力として、抗力サブモジュール５０からの動圧
Figure 2019023067
、推定マッハ数
Figure 2019023067
、翼１６の後縁フラップ２８（図２）の位置を示す信号、及び動圧
Figure 2019023067
を受け取る。入力は選択ブロック９２に送られる。選択ブロック９２は、推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．４より大きい値を有し、且つフラップ２８が引き込み位置にあることに応じて真を示す論理信号を生成する。真の信号は、航空機１８が高速条件で運行していることを示す。航空機１８（図１）が高速条件で運行していることを示す論理信号に応じて、スイッチ９０は、抗力サブモジュール５０からの動圧
Figure 2019023067
を推定動圧
Figure 2019023067
として選択する。
他のすべての条件においては、航空機１８は、低速条件で運行していると決定され、選択ブロック９２は論理信号を偽に設定する。具体的には、選択ブロック９２は、推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．４以下の値を有することに応じて、又はフラップ２８が引き込まれていない（即ち、伸長されている）ことに応じて、偽を示す論理信号を生成する。偽の信号は、航空機１８が低速条件で運行していることを示す。航空機１８が低速条件で運行していることを示す論理信号に応じて、スイッチ９０は、揚力力サブモジュール５２からの動圧
Figure 2019023067
を推定動圧
Figure 2019023067
として選択する。
選択ブロック９２は、ヒステリシスロジックも含む。ヒステリシスロジックは、マッハ数
Figure 2019023067
が０．４の閾値に近い場合に二つの供給源の間でトグリングが継続することを実質的に防止することができる。具体的には、推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．０２のマージンで約０．４未満の値から約０．４を上回る値へと上昇することに応じて、及びフラップ２８（図２）が引き込まれていることに応じて、ヒステリシスロジックは、選択ブロック９２によって生成される論理信号を偽から真へと変化させる。これに応じて、ヒステリシスロジックは、航空機１８が低速条件から高速条件へと切り替わっていると判断する。ヒステリシスロジックは、マッハ数の値が約０．４未満の値から実質的に０．４を上回る値へと変化することを決定するために使用され、これによりトグリングが継続することが実質的に防止される。同様に、推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．０２のマージンで約０．４以下の値へと実質的に低下することに応じて、ヒステリシスロジックは、選択ブロック９２によって生成される論理信号を真から偽へと変化させる。これに応じて、ヒステリシスロジックは、航空機１８が高速条件から低速条件へと切り替わっていると判断する。
引き続き図１０を参照すると、スイッチ９０は移行平滑化アルゴリズム９４も含んでいる。移行平滑化アルゴリズム９４は、推定動圧
Figure 2019023067
が一方の供給源から他方に切り替わる際にスムーズな移行を提供する。具体的には、推定動圧
Figure 2019023067
の値は、移行平滑化アルゴリズム９４に基づいて動圧
Figure 2019023067
と動圧
Figure 2019023067
との間で切り替わり、ここで移行平滑化アルゴリズム９４は、一定の時間をかけて推定動圧
Figure 2019023067
の値を徐々に変化させる。動圧の値
Figure 2019023067
、
Figure 2019023067
間の移行にかかる一定の時間は約七秒である。移行平滑化アルゴリズム９４は、トランジェントフリースイッチを含むがこれに限定されない任意の数の異なる手法に基づいていてよい。
図４に示すように、推定動圧
Figure 2019023067
は、次いで対気速度パラメータ推定モジュール２４に送られる。次いで、対気速度パラメータ推定モジュール２４は、航空機１８の推定マッハ数
Figure 2019023067
、等価対気速度
Figure 2019023067
、衝撃圧
Figure 2019023067
、較正済み対気速度
Figure 2019023067
、及び真対気速度
Figure 2019023067
を含む対気速度パラメータを決定する。対気速度パラメータは、航空機１８の対気速度を絶えず計算するために使用される。真対気速度
Figure 2019023067
は、自由気流に対する航空機１８の速度を表し、等価対気速度
Figure 2019023067
は、局所空気密度によって補正された真対気速度である。較正済み対気速度
Figure 2019023067
は、衝撃圧
Figure 2019023067
に基づいて算出される。推定マッハ数
Figure 2019023067
は方程式１１に、等価対気速度
Figure 2019023067
は方程式１２に、衝撃圧
Figure 2019023067
は方程式１３にそれぞれ基づいて決定され、較正済み対気速度
Figure 2019023067
は方程式１４に基づいており、真対気速度
Figure 2019023067
は方程式１５に基づいている。
Figure 2019023067
（上式中、等価対気速度
Figure 2019023067
、較正済み対気速度
Figure 2019023067
及び真対気速度
Figure 2019023067
はすべてノットで測定され、動圧
Figure 2019023067
及び衝撃圧
Figure 2019023067
は、共に１平方フット当たりポンドであり、ｐ０は海面高度における基準日気圧を表し、総空気温度ＴＴＯＴはケルビンで表現される）。
図面に概要を示したように、開示される対気速度システムは、伝統的なピトープローブ測定に依存せずに、対気速度を推定するための信頼性のある手法を提供する。上記に説明したように、対気速度システムは、航空機の高速体制の間に様々な対気速度パラメータを推定するために使用され得る抗力モデルを含む。したがって、本対気速度システムは、遷音速飛行包囲線全体にわたって対気速度パラメータの比較的正確な推定値を提供する。対照的に、揚力モデルのみに基づくシステムは、特に遷音速マッハ数において、高速飛行体制の間に正確な対気速度を計算することができない場合がある。加えて、揚力モデルのみに基づくシステムによって計算される対気速度は、高速において、又は航空機が比較的軽量であるとき、感知される航空機の迎え角の変動を受け易い。また、開示される対気速度システムは、現在利用可能な揚力に基づくシステムと比較したとき、迎え角の変動の影響を受けにくい。
更に、本開示は以下の条項による実施例を含む。
条項１．
航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定するためのシステム（１０）であって、
一又は複数のプロセッサ（３２）、及び
一又は複数のプロセッサ（３２）に連結されたメモリ（３４）であって、データベース（４４）と、一又は複数のプロセッサ（３２）によって実行されると、システム（１０）に：
各々が航空機（１８）の一運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取らせ、
複数の運行パラメータ（２０）に基づいて、高速条件の間に生成される航空機（１８）の安定軸抗力を定量化する安定軸抗力係数（ＣＤ）を決定させ、
複数の運行パラメータ（２０）に基づいて、低速条件の間に垂直機体軸に沿って生成される航空機（１８）の揚力に対応する機体軸揚力係数（ＣＬ）を決定させ、
安定軸抗力係数（ＣＤ）及び機体軸揚力係数（ＣＬ）の一方に基づいて動圧（Ｑｂａｒ）を推定させ、
動圧（Ｑｂａｒ）に基づいて複数の対気速度パラメータを推定させる
プログラムコードとを含むデータを記憶するメモリ（３４）
を備えるシステム（１０）。
条項２．
航空機（１８）の複数のフラップ（２８）が引き込まれているとの決定に基づいて、且つ約０．４を上回る値を有する推定マッハ数
Figure 2019023067
を受け取ることに応じて、航空機（１８）が高速条件で運行していると決定する、条項１のシステム（１０）。
条項３．
航空機（１８）の複数のフラップ（２８）が引き込まれていないとの決定に基づいて、又は約０．４以下の値を有する推定マッハ数
Figure 2019023067
を受け取ることに応じて、航空機（１８）が低速条件で運行していると決定する、条項１のシステム（１０）。
条項４．
更に、
推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．０２のマージンで約０．４未満の値から約０．４を上回る値へと上昇することに応じて、且つ複数のフラップ（２８）が引き込まれていることに応じて、ヒステリシスロジックが、航空機（１８）が低速条件から高速条件へと切り替わっていると決定し、
推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．０２のマージンで約０．４以下の値へと低下していることに応じて、ヒステリシスロジックが、航空機（１８）が高速条件から低速条件へと切り替わっていると決定する、
条項１のシステム（１０）。
条項５．
推定動圧
Figure 2019023067
の値を、移行平滑化アルゴリズム（９４）に基づいて動圧
Figure 2019023067
と動圧
Figure 2019023067
との間で切り替える、条項１のシステムであって、移行平滑化アルゴリズム（９４）が、一定の時間をかけて推定動圧
Figure 2019023067
の値を徐々に変化させる、システム（１０）。
条項６．
対気速度パラメータが、航空機（１８）の、推定マッハ数
Figure 2019023067
、等価対気速度
Figure 2019023067
、衝撃圧
Figure 2019023067
、較正済み対気速度
Figure 2019023067
、及び真対気速度
Figure 2019023067
を含む、条項１のシステム（１０）。
条項７．
複数の運行パラメータ（２０）が、迎え角（α）、横滑り角（β）、複数のスポイラー位置及び一つの方向舵位置を含む複数の操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、並びに推定マッハ数
Figure 2019023067
を含む、条項１のシステム（１０）。
条項８．
安定軸抗力係数（ＣＤ）が：
Figure 2019023067
（式中、Ｆｌａｐは、翼（１６）の後縁フラップ（２８）の位置を示すフラップ位置を表し、Ｇｅａｒは着陸装置位置を表し、Ｓｐｏｉｌｅｒは複数のスポイラー位置を表し、ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒは安定板面位置を表し、ｒｕｄｄｅｒは方向舵位置を表し、成分ＣＤ１〜ＣＤ６の各々は、メモリ（３４）に保存されたそれぞれのルックアップテーブルに基づいて決定される）のように決定される、条項７のシステム（１０）。
条項９．
航空機（１８）の抗力モデルに基づいて高速動圧
Figure 2019023067
を推定する条項１のシステム（１０）であって、航空機（１８）が低速条件で運行しているのでない限り、動圧
Figure 2019023067
を決定するために高速動圧
Figure 2019023067
が使用される、システム（１０）。
条項１０．
高速動圧
Figure 2019023067
が前進安定軸推力成分ＴＸＳに基づいて決定され、前進安定軸推力成分（ＴＸＳ）が、ターボジェットエンジンの総エンジン推力からターボジェットエンジンのラム抗力を減算することにより決定される、条項９のシステム（１０）。
条項１１．
航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定する方法であって、
コンピュータ（３０）により、各々が前記航空機（１８）の一運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取ること、
コンピュータ（３０）により、高速条件の間に生成される航空機（１８）の安定軸抗力を定量化する安定軸抗力係数（ＣＤ）を、複数の運行パラメータ（２０）に基づいて決定すること、
低速条件の間に垂直機体軸に沿って生成される航空機（１８）の揚力に対応する機体軸揚力係数（ＣＬ）を、複数の運行パラメータ（２０）に基づいて決定すること、
安定軸抗力係数（ＣＤ）及び機体軸揚力係数（ＣＬ）の一方に基づいて動圧
Figure 2019023067
を推定すること、並びに
動圧
Figure 2019023067
に基づいて複数の対気速度パラメータを推定すること
を含む方法。
条項１２．
航空機（１８）の複数のフラップ（２８）が引き込まれているとの決定に基づいて、且つ約０．４を上回る値を有する推定マッハ数
Figure 2019023067
を受け取ることに応じて、航空機（１８）が高速条件で運行していると決定することを含む、条項１１の方法。
条項１３．
航空機（１８）の複数のフラップ（１８）が引き込まれているとの決定に基づいて、又は約０．４以下の値を有する推定マッハ数
Figure 2019023067
を受け取ることに応じて、航空機（１８）が低速条件で運行していると決定することを含む、条項１１の方法。
条項１４．
推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．０２のマージンで約０．４未満の値から約０．４を上回る値へと上昇することに応じて、且つ複数のフラップ（２８）が引き込まれていることに応じて、ヒステリシスロジックにより、航空機（１８）が低速条件から高速条件へと切り替わっていると決定すること、及び
推定マッハ数
Figure 2019023067
が約０．０２のマージンで約０．４以下の値へと低下していることに応じて、ヒステリシスロジックにより、航空機（１８）が高速条件から低速条件へと切り替わっていると決定すること
を含む、条項１１の方法。
条項１５．
推定動圧
Figure 2019023067
の値を、移行平滑化アルゴリズム（９４）に基づいて動圧
Figure 2019023067
と動圧
Figure 2019023067
との間で切り替えることを含み、移行平滑化アルゴリズム（９４）が、一定の時間をかけて推定動圧
Figure 2019023067
の値を徐々に変化させる、条項１１の方法。
条項１６．
対気速度パラメータが、航空機（１８）の、推定マッハ数
Figure 2019023067
、等価対気速度
Figure 2019023067
、衝撃圧
Figure 2019023067
、較正済み対気速度
Figure 2019023067
、及び真対気速度
Figure 2019023067
を含む、条項１１の方法。
条項１７．
複数の運行パラメータ（２０）が、迎え角（α）、横滑り角（β）、スポイラー位置及び方向舵位置を含む複数の操縦翼面位置、安定板面位置、複数のフラップ位置、着陸装置位置、並びに推定マッハ数
Figure 2019023067
を含む、条項１１の方法。
条項１８．
安定軸抗力係数（ＣＤ）を、
Figure 2019023067
（式中、Ｆｌａｐは、翼（１６）の後縁フラップ（２８）の位置を示すフラップ位置を表し、Ｇｅａｒは着陸装置位置を表し、Ｓｐｏｉｌｅｒは複数のスポイラー位置を表し、ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒは安定板面位置を表し、ｒｕｄｄｅｒは方向舵位置を表し、成分ＣＤ１〜ＣＤ６の各々は、コンピュータ（３０）のメモリ（３４）に保存されたそれぞれのルックアップテーブルに基づいて決定される）により決定することを含む、条項１７の方法。
条項１９．
航空機（１８）の抗力モデルに基づいて高速動圧
Figure 2019023067
を推定することを含み、航空機（１８）が低速条件で運行しているのでない限り、動圧
Figure 2019023067
を決定するために高速動圧
Figure 2019023067
が使用される、条項１１の方法。
条項２０．
前進安定軸推力成分（ＴＸＳ）に基づいて高速動圧
Figure 2019023067
を決定することを含み、前進安定軸推力成分（ＴＸＳ）が、航空機（１８）のターボジェットエンジンの総エンジン推力からラム抗力を減算することにより決定される、条項１９の方法。
本明細書に記載される装置及び方法の形態は本発明の好ましい実施例を構成しており、本発明は、装置及び方法のこれら詳細な形態に限定されず、本発明の範囲から逸脱することなく変更を加えることができることを理解されたい。

Claims (15)

  1. 航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定するためのシステム（１０）であって、
    一又は複数のプロセッサ（３２）と、
    前記一又は複数のプロセッサ（３２）に連結されたメモリ（３４）であって、データベース（４４）と、前記一又は複数のプロセッサ（３２）によって実行されると、前記システム（１０）に：
    各々が前記航空機（１８）の一運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取らせ、
    高速条件の間に生成される前記航空機（１８）の安定軸抗力を定量化する安定軸抗力係数（ＣＤ）を、前記複数の運行パラメータ（２０）に基づいて決定させ、
    低速条件の間に垂直機体軸に沿って生成される前記航空機（１８）の揚力に対応する機体軸揚力係数（ＣＬ）を、前記複数の運行パラメータ（２０）に基づいて決定させ、
    前記安定軸抗力係数（ＣＤ）及び前記機体軸揚力係数（ＣＬ）の一方に基づいて動圧
    Figure 2019023067
    を推定させ、且つ
    前記動圧
    Figure 2019023067
    に基づいて前記複数の対気速度パラメータを推定させる、
    プログラムコードとを含むデータを記憶する前記メモリ（３４）
    を備えるシステム（１０）。
  2. 前記航空機（１８）の複数のフラップ（２８）が引き込まれているとの決定に基づいて、且つ
    約０．４を上回る値を有する推定マッハ数
    Figure 2019023067
    を受け取ることに応じて、
    前記航空機（１８）が前記高速条件で運行していると決定する、請求項１に記載のシステム（１０）。
  3. 前記航空機（１８）の複数のフラップ（２８）が引き込まれていないとの決定に基づいて、又は
    約０．４以下の値を有する推定マッハ数
    Figure 2019023067
    を受け取ることに応じて、
    前記航空機（１８）が前記低速条件で運行していると決定する、請求項１又は２に記載のシステム（１０）。
  4. 推定マッハ数
    Figure 2019023067
    が約０．０２のマージンで約０．４未満の値から約０．４を上回る値へと上昇することに応じて、且つ複数のフラップ（２８）が引き込まれていることに応じて、ヒステリシスロジックが、前記航空機（１８）が前記低速条件から前記高速条件へと切り替わっていると決定し、
    前記推定マッハ数
    Figure 2019023067
    が約０．０２のマージンで約０．４以下の値へと低下していることに応じて、前記ヒステリシスロジックが、前記航空機（１８）が前記高速条件から前記低速条件へと切り替わっていると決定する、
    請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
  5. 前記システム（１０）は、前記推定動圧
    Figure 2019023067
    の値を、移行平滑化アルゴリズム（９４）に基づいて動圧
    Figure 2019023067
    と動圧
    Figure 2019023067
    との間で切り替え、前記移行平滑化アルゴリズム（９４）が、一定の時間をかけて前記推定動圧
    Figure 2019023067
    の値を徐々に変化させる、請求項１から４のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
  6. 前記対気速度パラメータが、前記航空機（１８）の、推定マッハ数
    Figure 2019023067
    、等価対気速度
    Figure 2019023067
    、衝撃圧
    Figure 2019023067
    、較正済み対気速度
    Figure 2019023067
    、及び真対気速度
    Figure 2019023067
    を含む、請求項１から５のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
  7. 前記複数の運行パラメータ（２０）が、迎え角（α）、横滑り角（β）、複数のスポイラー位置及び一つの方向舵位置を含む複数の操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定マッハ数
    Figure 2019023067
    を含む、請求項１から６のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
  8. 前記安定軸抗力係数（ＣＤ）が、
    Figure 2019023067
    （式中、Ｆｌａｐは、翼（１６）の後縁フラップ（２８）の位置を示す前記フラップ位置を表し、Ｇｅａｒは前記着陸装置位置を表し、Ｓｐｏｉｌｅｒは前記複数のスポイラー位置を表し、Ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒは前記安定板面位置を表し、ｒｕｄｄｅｒは前記方向舵位置を表し、成分ＣＤ１〜ＣＤ６の各々は、前記メモリ（３４）に保存されたそれぞれのルックアップテーブルに基づいて決定される）のように決定される、請求項７に記載のシステム（１０）。
  9. 前記システム（１０）は、前記航空機（１８）の抗力モデルに基づいて高速動圧
    Figure 2019023067
    を推定し、前記航空機（１８）が低速条件で運行しているのでない限り、前記動圧
    Figure 2019023067
    を決定するために前記高速動圧
    Figure 2019023067
    が使用される、請求項１から８のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
  10. 前記高速動圧
    Figure 2019023067
    が前進安定軸推力成分ＴＸＳに基づいて決定され、前記前進安定軸推力成分（ＴＸＳ）が、ターボジェットエンジンの総エンジン推力から前記ターボジェットエンジンのラム抗力を減算することにより決定される、請求項９に記載のシステム（１０）。
  11. 航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定する方法であって、
    コンピュータ（３０）により、各々が前記航空機（１８）の一運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取ること、
    コンピュータ（３０）により、高速条件の間に生成される前記航空機（１８）の安定軸抗力を定量化する安定軸抗力係数（ＣＤ）を、前記複数の運行パラメータ（２０）に基づいて決定すること、
    低速条件の間に垂直機体軸に沿って生成される前記航空機（１８）の揚力に対応する機体軸揚力係数（ＣＬ）を、前記複数の運行パラメータ（２０）に基づいて決定すること、
    前記安定軸抗力係数（ＣＤ）及び前記機体軸揚力係数（ＣＬ）の一方に基づいて動圧
    Figure 2019023067
    を推定すること、並びに
    前記動圧
    Figure 2019023067
    に基づいて前記複数の対気速度パラメータを推定すること
    を含む方法。
  12. 前記航空機（１８）の複数のフラップ（２８）が引き込まれているとの決定に基づいて、且つ約０．４を上回る値を有する推定マッハ数
    Figure 2019023067
    を受け取ることに応じて、前記航空機（１８）が前記高速条件で運行していると決定すること、或いは
    前記航空機（１８）の複数のフラップ（１８）が引き込まれているとの決定に基づいて、又は約０．４以下の値を有する推定マッハ数
    Figure 2019023067
    を受け取ることに応じて、前記航空機（１８）が前記低速条件で運行していると決定すること
    を含む、請求項１１に記載の方法。
  13. 推定マッハ数
    Figure 2019023067
    が約０．０２のマージンで約０．４未満の値から約０．４を上回る値へと上昇することに応じて、且つ複数のフラップ（２８）が引き込まれていることに応じて、ヒステリシスロジックにより、前記航空機（１８）が前記低速条件から前記高速条件へと切り替わっていると決定すること、及び
    前記推定マッハ数
    Figure 2019023067
    が約０．０２のマージンで約０．４以下の値へと低下していることに応じて、前記ヒステリシスロジックにより、前記航空機（１８）が前記高速条件から前記低速条件へと切り替わっていると決定すること
    を含む、請求項１１又は１２に記載の方法。
  14. 前記推定動圧
    Figure 2019023067
    の値を、移行平滑化アルゴリズム（９４）に基づいて動圧
    Figure 2019023067
    と動圧
    Figure 2019023067
    との間で切り替えることを含み、前記移行平滑化アルゴリズム（９４）が、前記推定動圧
    Figure 2019023067
    の前記値を、一定の時間をかけて徐々に変化させる、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の方法。
  15. 前記複数の運行パラメータ（２０）が、迎え角（α）、横滑り角（β）、スポイラー位置及び方向舵位置を含む複数の操縦翼面位置、安定板面位置、複数のフラップ位置、着陸装置位置、並びに推定マッハ数
    Figure 2019023067
    を含み、
    前記方法は、前記安定軸抗力係数（ＣＤ）を、
    Figure 2019023067
    （式中、Ｆｌａｐは、翼（１６）の後縁フラップ（２８）の位置を示す前記フラップ位置を表し、Ｇｅａｒは前記着陸装置位置を表し、Ｓｐｏｉｌｅｒは前記複数のスポイラー位置を表し、Ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒは前記安定板面位置を表し、ｒｕｄｄｅｒは前記方向舵位置を表し、成分ＣＤ１〜ＣＤ６の各々は、コンピュータ（３０）のメモリ（３４）に保存されたそれぞれのルックアップテーブルに基づいて決定される）により決定することを含む、請求項１１から１４のいずれか一項に記載の方法。
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