JP2020090276A - 揚力係数及び抗力係数に基づいて推定動圧を決定するための飛行制御システム - Google Patents

Abstract

【課題】航空機の飛行制御システムを提供する。【解決手段】飛行制御システムは、1つ以上のプロセッサと、プロセッサに接続されたメモリとを含む。メモリは、データベースを含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードは、1つ以上のプロセッサによって実行されると、飛行制御システムに、それぞれが航空機の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信させる。さらに、飛行制御システムは、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数及び揚力係数を決定するようにされる。また、飛行制御システムは、抗力係数と揚力係数の両方に基づいて推定動圧を決定するようにされる。【選択図】図１

Description

本開示は、飛行制御システムに関する。より具体的には、本開示は、揚力係数及び抗力係数に基づいて推定動圧を決定する飛行制御システムに関する。

一般に、ピトー管が氷でブロックされ得る場合の検出など、ピトー管の障害を検出するために、コモンモードモニタ（CMM）又は障害検出器が使用される。ピトー管は、航空機の速度及び高度を計算するために使用される情報を提供する。動作中、各ピトー管、又はチャネルは、CMMにデータを送信する。その理由は、ピトー管は圧力ベースのセンサであるため、ピトー管がブロックされると、出力が不正確になる場合があるからである。したがって、ピトー管の障害が疑われる場合、ピトー管信号の代わりに使用され得る信号を生成することが望ましい。

いくつかの態様によれば、航空機の飛行制御システムが開示されている。飛行制御システムは、1つ以上のプロセッサと、1つ以上のプロセッサに接続されたメモリとを含む。メモリは、データベースを含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードは、1つ以上のプロセッサによって実行されると、飛行制御システムに、それぞれが航空機の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信させる。飛行制御システムは、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数及び揚力係数を決定し、抗力係数と揚力係数の両方に基づいて推定動圧を決定する。

本開示の別の態様によれば、航空機の飛行制御システムが開示される。飛行制御システムは、全圧を測定するように構成された複数のピトー管と、複数のピトー管と電子通信する1つ以上のプロセッサと、1つ以上のプロセッサに接続されたメモリとを含み、メモリは、データベースを含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードは、1つ以上のプロセッサによって実行されると、システムに、それぞれが航空機の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信させる。飛行制御システムは、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数及び揚力係数を決定する。飛行制御システムは、抗力係数と揚力係数の両方に基づいて推定動圧を決定する。飛行制御システムは、複数のピトー管からの全空気圧及び静圧に基づいて、測定された動圧を決定する。飛行制御システムは、測定された動圧と推定動圧を互いに比較して、差を決定する。測定された動圧と推定動圧との差がしきい時間量のしきい値を超えているとの決定に応じて、飛行制御システムは、測定された動圧のコモンモード障害の存在を決定する。

本開示の追加の態様では、航空機の推定動圧を決定するための方法が開示される。方法は、コンピューターにより、それぞれが航空機の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信することを含む。方法は、コンピューターにより、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数及び揚力係数を決定することも含む。最後に、方法は、コンピューターにより、抗力係数と揚力係数の両方に基づいて推定動圧を決定することを含む。

説明された特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態で独立して達成されてもよく、又は以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が見られ得る他の実施形態で組み合わされてもよい。

本明細書で説明される図面は、例示のみを目的とするものであり、本開示の範囲を限定することを意図するものでは決してない。

例示的な実施形態による航空機の例示的な飛行制御システムの概略図である。 例示的な実施形態による様々な制御面及びセンサを示す航空機の立面斜視図である。 例示的な実施形態による通常の動作モード中の飛行制御システムを示すフローチャートである。 例示的な実施形態による、コモンモード空気圧イベントに応じる図3で示される飛行制御システムのフローチャートである。 例示的な実施形態による推定動圧を決定するための拡張されたカルマンフィルタのブロック図である。 例示的な実施形態による推定動圧を決定するための制御モジュールを示す図である。 例示的な実施形態による重心を示す航空機の立面斜視図である。 例示的な実施形態による、推定動圧に基づいて、コモンモード監視システムによって障害を検出するための例示的な方法を示すプロセスフロー図である。 例示的な実施形態による、測定された迎え角が使用される、通常の動作モード中の飛行制御システムを示すフローチャートである。 例示的な実施形態による、障害の検出に応じて測定された迎え角の代わりに推定迎え角を利用する図9で示された飛行制御システムのフローチャートである。 例示的な実施形態による推定迎え角を決定するための拡張されたカルマンフィルタのブロック図である。 例示的な実施形態による推定迎え角を決定するための制御モジュールを示す図である。 例示的な実施形態による推定迎え角を決定する例示的な方法を示すプロセスフロー図である。 例示的な実施形態による、システムが第1の検出器及び第2の検出器を含む、測定された動圧及び迎え角に基づいてコモンモード空気圧イベントを検出するためのシステムの図である。 例示的な実施形態による、複数のピトー管の同期障害を検出するための図14で示されるシステムの第1の検出器の図である。 例示的な実施形態による、複数のピトー管の非同期障害を検出するための図14で示されるシステムの第2の検出器の図である。 例示的な実施形態による、図15で示されるシステムに基づいて同期障害を決定するための例示的な方法を示すプロセスフロー図である。 例示的な実施形態による、図16で示されるシステムに基づいて非同期障害を決定するための例示的な方法を示すプロセスフロー図である。 例示的な実施形態による図1の飛行制御システムによって使用されるコンピューターシステムの図である。

本開示は、推定動圧を活用する飛行制御システムに関するものである。推定動圧は、航空機の揚力係数と抗力係数の両方に基づいて決定される。飛行制御システムは、拡張されたカルマンフィルタによって推定動圧を導出する。推定動圧の精度は、従来の方法に基づいて決定された動圧と比較すると改善される。さらに、開示された推定動圧は、航空機の全エンベロープ動作をサポートする。

測定された動圧の故障又は障害を検出するためのコモンモードモニタも開示される。測定された動圧は、複数のピトー管で測定された全圧によって決定される。ピトー管の大部分がブロックされると、測定された動圧のコモンモード故障が発生する。コモンモードモニタは、測定された動圧と推定動圧との差がしきい時間量に対してしきい値を超えたときに障害を決定する。障害が検出されると、飛行制御システムは通常の動作モードから拡張された通常の動作モードに切り替わる。開示されたコモンモード監視システムは、従来のシステムと比較した場合、発生するスプリアスアラームが少ない。

以下の説明は、本質的に単なる例示であり、本開示、出願、又は使用を限定することを意図するものではない。

図1を参照すると、飛行制御システム18を含む、航空機10の例示的な概略図が示されている。飛行制御システム18は、1つ以上の航空機システム20に送信される信頼できる対気速度信号を決定するように構成された飛行制御モジュール16を含む。信頼できる対気速度信号は、推定マッハ数M_MDL、較正された対気速度Vcas_MDL、及び航空機の真の対気速度Vt_MDLを含む。飛行制御モジュール16は、測定された動圧Q_bar（m）及び合成又は推定動圧Q_bar（e）を決定する。測定された動圧Q_bar（m）は、複数の空気データセンサ22から収集されたデータに基づいて、空気データ制御モジュール28によって決定される。具体的には、空気データセンサ22は、複数のピトー管40（図2）を含む。しかしながら、推定動圧Q_bar（e）は、推定器制御モジュール30によって決定された推定値である。推定動圧Q_bar（e）は、複数の制御面、慣性、及び迎え角センサ24から収集されたデータに基づいている。推定動圧Q_bar（e）は、空気データセンサ22（すなわち、複数のピトー管40）から収集されたデータに基づいて決定されないことを理解していただきたい。

飛行制御システム18は、CMPE制御モジュール36と呼ばれる、コモンモード空気圧イベント（CMPE）障害検出及び信号セレクタを含む。本開示では、複数のピトー管40（図2）の大部分がブロックされるか、さもなければ同時に又は比較的短い時間量内（例えば、一実施形態では約0．001から約10秒以内）に正しく動作しない場合、コモンモード空気圧イベントが発生する。例えば、複数のピトー管40は、着氷のために、又は火山灰などの異物によってブロックされる場合がある。複数のピトー管40はそれぞれ圧力を測定するように構成されており、各ピトー管40からの測定値は単一の測定値に組み合わされる。各ピトー管40からの測定値は、平均化又は中間値選択によって組み合わされ得、これにより、全圧P_TOTが生成される。しかしながら、複数のピトー管40がブロックされると、正確ではない全圧P_TOTが生じる。具体的には、全圧P_TOTの測定値が非常に低いため、非現実的に計算された対気速度になる。計算された対気速度は、航空機システム20に提供される。

図1を参照すると、測定された動圧Q_bar（m）は、通常の動作状態中の推定マッハ数M_MDL、較正された対気速度Vcas_MDL、及び航空機の真の対気速度Vt_MDL（すなわち、信頼された対気速度値）を決定するために使用される。本開示の目的のために、通常の動作状態又は通常の動作モードは、複数のピトー管40（図2）の大部分が機能しているときである。しかしながら、通常の動作モードは、例えば、慣性データセンサなどの、航空機10の他の動作パラメータにも基づいていることを理解していただきたい。

ピトー管40の大部分がブロックされているという通知の受信に応じて（すなわち、対気速度値が現在、非現実的に低い）、CMPE制御モジュール36は、測定された動圧Q_bar（m）から推定動圧Q_bar（e）に切り替えて推定マッハ数M_MDL、較正された対気速度Vcas_MDL、及び航空機の真の対気速度Vt_MDLを決定する。言い換えれば、複数のピトー管40の大部分がブロックされていない場合、飛行制御システム18は、複数のピトー管40からの測定値に基づいて信頼できる対気速度を決定する。しかしながら、飛行制御システム18がピトー管の大部分がブロックされていると決定すると、飛行制御システム18は推定動圧Q_bar（e）に基づいて信頼できる対気速度を決定する。

航空機システム20は、航空機の操縦制御を提供するためのハードウェアとソフトウェアの両方を含む。一実施形態では、航空機システム20は、統合飛行制御電子コンピューター、アビオニクスコンピューター、エンジン電子制御コンピューター、ディスプレイ及び乗務員警告コンピューターを含むが、これらに限定されない。統合飛行制御電子コンピューターは、主飛行制御、自動操縦、統合信号管理、航空データ参照機能などの機能を提供するソフトウェアパーティションを含むことができるが、これらに限定されない。アビオニクスコンピューターは、オートスロットル制御、飛行計画、及びウェイポイントガイダンスを提供する。エンジン電子制御コンピューターは、エンジンの推力の推進制御を提供することができる。ディスプレイ及び乗組員警告コンピューターは、高度、対気速度、ピッチとバンク角、気温、及びシステム警告メッセージなどのリアルタイムの航空機状態情報を提供できるが、これらに限定されない。

図2は、航空機10の外部42の立面斜視図である。複数のピトー管40は、レードーム44に隣接する航空機の機首46に配置される。具体的には、非限定的な一例では、複数のピトー管40の2つが航空機の左側50に配置され、別のピトー管40が航空機10の右側52に配置される（図2では見えない）。航空機10の左側50及び右側52のピトー管40は、パイロット、副操縦士、及びバックアップに対応する。3つのピトー管40が記述されているが、より多くのピトー管又はより少ないピトー管も同様に使用できることを理解していただきたい。本実施例では、3つのピトー管40のうち少なくとも2つがブロックされるか、又は動作不能になり、コモンモード空気圧イベントがトリガされる。

複数のピトー管40に加えて、図2で示される例示的な実施形態では、航空機10は、複数の迎え角センサ60（図2では1つのみが見える）及び2つの全気温（TAT）プローブ62（図2では1つのみが見える）も含む。複数の迎え角センサ60及びプローブ62は、航空機10の機首46の左側50及び右側52に配置されている。航空機10は、航空機10の左側50と右側52の両方に配置された静的ポート64も含む（図2では左側のみが見える）。静的ポート64は、複数のピトー管40の後方で、翼70に隣接した箇所の胴体66に配置されている。

ナセル74は、パイロン76によって各翼70に取り付けられている。各ナセル74は、対応する航空機エンジン78を収容している。エンジンの全気温（TAT）プローブ（図2では見えない）は、各ナセルの入口カウル82に配置されている。エンジン速度センサ（図2では見えない）は、対応する航空機エンジン78の1つの回転速度を測定する。一実施形態では、エンジン速度センサは、高圧ステータベーンリング（図2では見えない）の前のエンジンコア内に配置される。

次に、航空機10の制御面68（図3）について説明される。翼70は両方とも、前縁部84と尾縁部86を含む。両翼70は、各翼70の前縁部84に配置される対応する前縁部スラット88、及び各翼70の尾縁部86に配置される対応する尾縁部フラップ90を含む。翼70は、各翼70の上面94に沿って配置された1つ以上のスポイラー92と、各翼70の尾縁部86に配置される一対の補助翼98も含む。航空機10の尾部又は後端部100は、排気口102で終端する。排気口102は、航空機10の尾端部に配置される補助動力装置（APU）104用である。航空機10の後端部100は、垂直安定板106と2つの水平安定板108を含む。舵110は垂直安定板106の尾縁部112に配置され、エレベータ114は各水平安定板108の尾縁部116に配置される。舵110は、航空機10のヨーを制御するために移動可能であり、エレベータ114は、航空機10のピッチを制御するために移動可能である。

図3は、航空機10の通常の動作モードを示すブロック図である。通常の動作モードの間、複数のピトー管40（図2）の大部分はブロックされない。図3で示される実施形態では、コモンモードの空気圧イベントは発生していない。したがって、CMPE制御モジュール36によって生成された出力96は、FALSE値に設定される（すなわち、CMPE FAULT＝FALSE）。図2と図3の両方を参照すると、複数のピトー管40からの全圧P_TOT及び静的ポート64からの静圧Psが、空気データ参照機能ブロック120に送られる。空気データ参照機能ブロック120は、複数のピトー管40からの全空気圧P_TOT及び静圧Psに基づいて、測定された動圧Q_bar（m）を決定する。具体的には、測定された動圧Q_bar（m）は、全空気圧P_TOTと静圧Psとの差である。図3で示される実施形態では、複数のピトー管40がブロックされていないため、測定された動圧Q_bar（m）は正確である。したがって、空気データ参照機能ブロック120によって決定された測定された動圧Q_bar（m）は、主飛行制御モジュール140、自動操縦制御モジュール142、オートスロットル制御モジュール144、及び1つ以上のディスプレイ146によって入力として受信される。

図1及び図3を参照すると、飛行制御システム18は、航空機10が通常の動作モードである限り、信頼できる対気速度（推定マッハ数M_MDL、較正された対気速度Vcas_MDL、及び航空機の真の対気速度Vt_MDL）を決定する。飛行エンベロープ保護モード、自動操縦機能、及びオートスロットル機能は、通常の動作モード中に使用できる。

複数のディスプレイ146は、乗組員警告システム（CAS）ディスプレイを含むことができる。CASディスプレイに表示されるメッセージは、航空機10の通常のしきい値又は許容範囲外の測定値及びイベントによってトリガされ、パイロット130及び他の乗組員に見える。航空機10が通常の動作モードの場合、空気データ参照機能ブロック120によって決定された測定された動圧Q_bar（m）が、主飛行制御モジュール140、自動操縦制御モジュール142、オートスロットル制御モジュール144、及び複数のディスプレイ146によって入力として受信される。しかしながら、複数のピトー管40（図2）の大部分がブロックされると、航空機10は通常の動作モードから拡張された動作モードに切り替わり、これについては以下でより詳細に説明され、図4に示される。

図3を参照すると、航空機10が通常の動作モードにあり、自動操縦機能が作動されている場合、次に自動操縦制御モジュール142は自動操縦コマンドを主飛行制御モジュール140に送信する。主飛行制御モジュール140は、制御面68に送信される表面制御コマンドを決定し、オートスロットル制御モジュール144は、航空機エンジン78（図2）のエンジン推力145を決定する。航空機10が通常の動作モードにあるが、自動操縦機能が作動されていない場合、パイロット130によって生成されたホイール及びコラムコマンドは、例えば、ピッチ制御法則及び横方向制御法則などの航空機制御法則に従って主飛行制御モジュール140によって処理される。さらに、飛行エンベロープ制御保護機能が作動されている。

拡張されたカルマンフィルタ（EKF）制御モジュール122は、推定動圧Q_bar（e）を決定する。EKF制御モジュール122は、以下により詳細に説明され、図5及び図6に示される。コモンモードモニタ（CMM）126は、空気データ参照機能ブロック120からの測定された動圧Q_bar（m）、EKF制御モジュール122からの推定動圧Q_bar（e）、及びCMPE制御モジュール36からの出力96を入力として受信する。CMM126は、測定された動圧Q_bar（m）のコモンモード故障（障害とも呼ばれる）を決定する。測定された動圧Q_bar（m）のコモンモード故障は、複数のピトー管40（図2）の大部分の故障を表す。

測定された動圧Q_bar（m）のコモンモード故障は、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との差に基づいて決定される。具体的には、CMM126は、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との差が、しきい時間量のしきい値を超えたときに、測定された動圧Q_bar（m）のコモンモード故障が発生したと決定する。例示的な一実施形態では、しきい値は50パーセントを超え、しきい時間量は約5秒から約15秒の範囲である。しかしながら、他の値も同様に使用できることを理解していただきたい。図3に示す実施形態では、CMM126は、コモンモード障害が発生していないと決定する（例えば、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のしきい値及び出力96が、CMPE FAULT＝FALSEを示す）。したがって、CMM126は、出力99を主飛行制御モジュール140に送り、通常の動作モード（すなわち、通常モード＝TRUE）を示す。

次に図4を参照すると、拡張された通常の動作モードが示されている。拡張された通常の動作モードの間、複数のピトー管40（図2）の大部分がブロックされる。したがって、CMPE制御モジュール36は、コモンモードの空気圧イベントを検出する。しかしながら、拡張された動作モードの間、CMPE制御モジュール36は、時間遅延中にコモンモード空気圧イベントを抑制し、これは、コモンモード空気圧イベントが検出されないことを示す出力96を生成し続けることによって達成される（すなわち、CMPE FAULT＝FALSE）。言い換えれば、コモンモード空気圧イベントが検出されたとしても、CMPE制御モジュール36は、コモンモード空気圧イベントが発生していないことを示すメッセージをCMM126に送信する。しかしながら、CMM126は、コモンモード障害が発生したと決定する（すなわち、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との差が、しきい時間量のしきい値を超える）。CMPE制御モジュール36からFALSE値を受信し（これはコモンモード空気圧イベントを示さない）、同時にコモンモード障害の存在を決定することに応じて、CMM126は送信を続け、通常モード動作を示す出力99を生成する（すなわち、通常モード＝TRUE）。CMPE制御モジュール36は、時間遅延の間、コモンモード空気圧イベントを抑制し続ける。一実施形態では、時間遅延は約120秒である。この量は、断続的なコモンモード空気圧イベントが発生する可能性がある時間の長さに基づいて変化する可能性があるが、時間遅延の長さに制限があることを理解していただきたい。時間遅延は少なくとも60秒である必要がある。図4に表示されるように、航空機10が拡張された通常の動作モードにあるとき、EKF制御モジュール122によって決定された推定動圧Q_bar（e）が、主飛行制御モジュール140、自動操縦制御モジュール142、オートスロットル制御モジュール144、及び複数のディスプレイ146に送信される。

いくつかのタイプの航空機では、飛行制御システムが2次動作モードの場合、飛行エンベロープ保護システム、ピッチ制御、横方向制御、及び自動操縦機能が利用できない。代わりに、単純なピッチ及びロール制御のみが利用可能である。他のタイプの航空機では、ピトー空気データ信号とは独立した基本的な自動操縦操作制御を提供する2次自動操縦機能が利用できる場合がある。図4で示される実施形態では、拡張された動作モードにより、主飛行制御モジュール140、自動操縦制御モジュール142、及びオートスロットル制御モジュール144は、時間遅延中に障害が検出されなかったかのように動作することができる。しかしながら、時間遅延が完了すると、コモンモード空気圧イベントは抑制されなくなる。したがって、CMPE制御モジュール36がコモンモード空気圧イベントの検出を継続する場合、次に、出力96はTRUEに設定され（すなわち、CMPE FAULT＝TRUE）、航空機10は次に、2次動作モードに切り替わる。

図5は、EKF制御モジュール122の拡張されたカルマンフィルタのブロック図である。ブロック図は、複数の制御面、慣性、及び迎え角センサ24（図1）から収集されたデータに基づいて推定動圧Q_bar（e）を決定するためのシステム148を表す。言い換えると、推定動圧Q_bar（e）は、複数のピトー管40（図2）からの測定値に基づいて決定されない。EKF制御モジュール122は、測定モデル150、動的制御モジュール152、カルマンゲインブロック154、積分器ブロック156、エラーブロック158、乗算器160、及び加算器162を含む。測定モデル150は、式1の測定された加速度（縦加速度Ax、通常加速度Az）の期待値を次のように予測する。

ここで、mは航空機10の質量を表し、C_Dは航空機10の抗力係数を表し、C_Lは航空機10の揚力係数を表し、P_Sは静圧、Sは翼の平面形状の基準領域、αは迎え角、xは推定量（推定動圧Q_bar（e））、並びにR（α）は航空機10の体軸X_B及び体軸Z_Bに対する前方安定軸X_Sの回転行列（図7）である。迎え角αは、測定値（すなわち、複数の迎え角センサ60によって測定される）であると想定されることを理解していただきたい。

引き続き図5を参照すると、動的制御モジュール152は、推定動圧の変化率を決定し、これは、動圧の推定変化率

と呼ばれる。動圧の推定変化率

は、航空機10の推定縦加速度成分A＿D_（est）に基づいて決定され、前方安定軸X_S（図7で見られる）に沿った縦加速度を表す。具体的には、動圧の推定変化率

は、航空機10の気圧高度、迎え角α、ピッチ角θ、推定動圧Q_bar（e）、及び推定縦加速度成分A＿D_（est）の関数である。一実施形態では、動圧の推定変化率

は、式2に基づいて決定される。

αは迎え角、gは重力加速度、及びρは空気密度である。

カルマンゲインブロック154は、カルマンゲイン値Kを格納する。カルマンゲイン値Kは、航空機10の現在の状態（すなわち、動作状態）に与えられる重みを表す。カルマンゲイン値Kはスカラ値ではなく、2×2行列に基づいて表される。カルマンゲイン値Kは、航空機10の動作パラメータに基づいて変化する。具体的には、カルマンゲイン値Kは、データベース228に格納されたルックアップテーブル226（図6に見られる）のセットによって決定される動的な値である。ルックアップテーブル226は、航空機10の動作状態に基づいて生成され、ルックアップテーブルへの入力は、迎え角α及び航空機10の推定マッハ数M_MDLである。

エラーブロック158は、測定モデル150からの推定縦加速度Ax_（est）及び推定垂直加速度Az_（est）、並びに測定された縦加速度Ax_（mea）及び測定された垂直加速度Az_（mea）を入力として受信し、それは、加速度計によって測定され、以下でより詳細に説明される。エラーブロック158は、推定縦加速度Ax_（est）と推定垂直加速度Az_（est）との間の第1の差及び測定された縦加速度Ax_（mea）と測定された垂直加速度Az_（mea）との間の第2の差を決定することにより、加速度エラー値Eを決定する。乗算器160は、加速度エラー値E及びカルマンゲイン値Kを入力として受信し、加速度エラー値Eにカルマンゲイン値Kを乗算することにより推定状態更新を決定する。

加算器162は、乗算器160から残留カルマン値及び動的制御モジュール152から動圧の推定変化率

を入力として受信する。加算器162は、残留カルマン値と動圧の推定変化率

を一緒に組み合わせる。次いで、組み合わされた残留カルマン値と動圧の推定変化率

は、積分器ブロック156に送られる。次いで、積分器ブロック156は、残留カルマン値と動圧の推定変化率

との合計を積分して、推定動圧Q_bar（e）を決定する。

図6は、複数のサブモジュール200、202、204、206、208、210、212を含むEKF制御モジュール122の図である。サブモジュール200、202、204、206、208、210、212は、モジュール式プログラミング技術の使用を示し得る、別個のコンポーネントとして示されている。しかしながら、ソフトウェア設計は、複数のモジュールの少なくともいくつかのプログラム機能を単一のモジュールに結合することにより、サブモジュール200、202、204、206、208、210、212が区別される程度を減少させる場合がある。さらに、サブモジュール200、202、204、206、208、210、212に起因する機能は、他の方法で、又は図示されたもの以外の他のシステムで配布されてもよい。したがって、本開示の実施形態は、図6に示されるシステム又はモジュールの特定の配置に限定されない。

次に図5と図6の両方を参照すると、EKF制御モジュール122及びシステム148は互いに対応している。具体的には、EKF制御モジュール122の係数サブモジュール200及び推進サブモジュール202は両方ともシステム148の測定モデル150に対応する。EKF制御モジュール122の測定サブモジュール204は、システム148の加算器162に対応する。EKF制御モジュール122のエラーサブモジュール206は、システム148のエラーブロック158に対応する。EKF制御モジュール122のカルマンゲインサブモジュール208は、システム148のカルマンゲインブロック154に対応する。EKF制御モジュール122の動的サブモジュール210は、システム148の動的制御モジュール152に対応する。最後に、積分サブモジュール212は、システム148の積分器ブロック156に対応する。

EKF制御モジュール122は、航空機10（図1及び図2）の複数の動作パラメータを入力として受信する。動作パラメータは、測定された加速度係数Ax_（mea）及びAz_（mea）、迎え角α、気圧高度、ピッチ角θ、航空機10の制御面の偏向δ、全気温T_TOT、両方の航空機エンジン78（図2）のエンジン速度N1、及び静圧Psを含むが、これらに限定されない。制御面の偏向δは、図2に示す制御面の少なくともいくつかを含む。具体的には、図2に示す実施形態では、制御面の偏向δは、前縁部スラット88、尾縁部フラップ90、スポイラー92、補助翼98、垂直安定板106、水平安定板108、舵110、及びエレベータ114を含む。

図7は、航空機10の体軸を示している。パラメータX_B、Y_B、及びZ_Bは、それぞれ航空機10のx、y、及びz体軸を表し、CGは航空機10の重心を表す。迎え角αは、航空機10の体軸X_Bと、航空機10の前方安定軸を表す、ベクトルX_Sとの間で測定される。前方安定軸X_Sは、x軸及びz軸によって定義される平面への航空機10の対気速度方向X_Wの投影である。

次に図6及び図7を参照すると、測定された縦加速度Ax_（mea）は、航空機の体軸X_Bの方向での航空機10の測定された加速度であり、測定された垂直加速度Az_（mea）は、体軸Z_Bの方向での航空機10の加速度である。測定された縦加速度Ax_（mea）及び測定された垂直加速度Az_（mea）は、航空機10の重心CGに配置された1つ以上の加速度計によって決定される。しかしながら、多くのタイプの加速度計は実際には、負荷率を測定する。したがって、加速度計が実際に加速度を測定する場合には、対応する負荷率は、各軸に沿った重力による加速度を差し引くことで計算される。

係数サブモジュール200は、それぞれが航空機10の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信する。係数サブモジュール200は、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数C_D及び揚力係数C_Lを決定する。したがって、EKF制御モジュール122は、抗力係数C_D及び揚力係数C_Lの両方に基づいて推定動圧Q_bar（e）を決定することを理解していただきたい。第1の複数の係数は、迎え角α、航空機10の制御面の偏向δ、現在の反復の直前の反復で決定された以前の推定動圧Q_bar（p）、及び推定マッハ数M_MDLを含む。シミュレーションの最初に、以前の推定動圧Q_bar（p）が測定された動圧Q_bar（m）に設定されることを理解していただきたい。

係数サブモジュール200は、1つ以上の係数3次元ルックアップテーブル220に基づいて抗力係数C_D及び揚力係数C_Lを決定する。係数3次元ルックアップテーブル220は、複数の第1の動作パラメータの特定の値（迎え角α、航空機10の制御面の偏向δ、以前の推定動圧Q_bar（p）、及び推定マッハ数M_MDL）に基づいて、抗力係数C_D及び揚力係数C_L値を提供する。係数3次元ルックアップテーブル220は、試験中に収集されたデータ（例えば、風洞試験データ）及び飛行試験中に収集されたデータから導出される。係数3次元ルックアップテーブル220は、1つ以上の推進データベース222に格納される。データベース222は、EKF制御モジュール122の一部として示されているが、データベース222は、EKF制御モジュール122から離れた箇所に配置されてもよく、図6に示される実施形態は3次元のルックアップテーブルが格納され得る場所の例を示すだけであることが意図されていることを理解していただきたい。

係数3次元ルックアップテーブル220は、航空機10の個々の制御面の揚力及び抗力値（例えば、前縁部スラット88、尾縁部フラップ90、スポイラー92、補助翼98、垂直安定板106、水平安定板108、舵110、及びエレベータ114）に基づいていることを理解していただきたい。各制御面は、低速状態（すなわち、0．4未満の推定マッハ数を有する）及び高速状態（すなわち、0．4以上の推定マッハ数）のルックアップテーブルを含む。さらに、各制御面は、抗力係数及び揚力係数の個々のルックアップテーブルに関連付けられている。ルックアップテーブルのすべては、例えば、高度又は迎え角などの航空機10の様々な動作パラメータによって影響される場合がある。個々のルックアップテーブルのすべては組み合わされて、係数3次元ルックアップテーブル220にリストされている抗力係数及び揚力係数を決定する。

推進サブモジュール202は、航空機10の複数の第2の動作パラメータを入力として受信する。具体的には、航空機10の複数の第2の動作パラメータは、気圧高度、ピッチ角θ、全気温T_TOT、両方の航空機エンジン78（図2）のエンジン速度N1、及び静圧Psを含む。推進サブモジュール202は、複数の第2の動作パラメータに基づいて、航空機10の推定正味推力Tを決定する。より具体的には、推進サブモジュール202は、気圧高度、ピッチ角θ、全気温T_TOT、両方の航空機エンジン78（図2）のエンジン速度N1、及び静圧Psの特定の値に基づいて推定正味推力Tを提供する推進ベースの3次元ルックアップテーブル230に基づいて航空機10の推定正味推力Tを決定する。3次元ルックアップテーブル230は、航空機10の特定のタイプ又はモデルに対して実行されたシミュレーションに基づいて生成される。3次元ルックアップテーブル230は、1つ以上の推進データベース232に格納される。

測定サブモジュール204は、抗力係数C_D、揚力係数C_L、及び推定正味推力Tを入力として受信する。測定サブモジュール204は、抗力係数C_D、揚力係数C_L、及び推定正味推力Tに基づいて推定加速度Ax_（est）及び推定加速度Az_（est）を決定する。具体的には、測定サブモジュール204は、航空機10に作用する等価力を表す運動方程式に基づいて推定加速度Ax_（est）、Az_（est）について解く。運動方程式は、式3で次のように表される。

ここで、A_Dは抗力加速度、A_Lは揚力加速度、Sは翼の平面形状の基準領域、mは航空機10の質量、αは迎え角、P_Sは静圧、

は航空機10の体軸X_B及び体軸Z_Bに対する前方安定軸X_Sの回転行列（図7）、X_Tは航空機10の体軸X_Bに対する推力、Y_Tは航空機10の体軸Y_Bに対する推力、h_ftは気圧高度、N_1cはエンジン速度（温度に対して補正）、並びにxは状態ベクトルである。抗力加速度A_Dは、抗力から体軸X_Bの正味推力を減算し、その結果を航空機10の質量で除算することによって決定される。揚力加速度A_Lは、揚力から体軸Z_Bの正味推力を減算し、その結果を航空機10の質量で除算することによって決定される。

エラーサブモジュール206は、推定横加速度Ax_（est）、推定垂直加速度Az_（est）、測定された横加速度係数Ax_（mea）、及び測定された垂直加速度係数Az_（mea）を入力として受信する。エラーサブモジュール206は、推定縦加速度Ax_（est）と推定垂直加速度Az_（est）との間の第1の差及び測定された縦加速度Ax_（mea）と測定された垂直加速度Az_（mea）との間の第2の差を決定することにより、加速度エラー値Eを決定する。

カルマンゲインサブモジュール208は、エラーサブモジュール206から加速度エラー値Eを入力として受信する。カルマンゲインサブモジュール208は、第1の差及び第2の差の加速度エラー値Eにカルマンゲイン値Kを乗算することにより、残留カルマン値を決定する。

動的サブモジュール210は、気圧高度、迎え角α、ピッチ角θ、推定動圧Q_bar（e）、及び航空機10の推定縦加速度Ax_（est）を入力として受信する。動的サブモジュール210は、入力に基づいて、動圧の推定変化率

を決定する。具体的には、動圧の推定変化率

は、上記の式2に基づいて決定される。

積分サブモジュール212は、乗算器160から残留カルマン値及び動的制御モジュール152から動圧の推定変化率

を入力として受信する。積分サブモジュール212は、残留カルマン値を動圧の推定変化率

と一緒に組み合わせ、次いで、残留カルマン値と動圧の推定変化率

の合計を積分し、これにより、推定動圧Q_bar（e）が得られる。推定動圧Q_bar（e）は、従来のアプローチを使用して計算された動圧値と比較した場合、精度が改善されることを理解していただきたい。

図3と図6の両方を参照すると、CMM126は、測定された動圧Q_bar（m）及び推定動圧Q_bar（e）を入力として受信する。CMM126は、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）を互いに比較して、差を決定する。測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間の差がしきい時間量のしきい値を超えることを決定することに応じて、CMM126は、障害を決定する。開示されたCMM126は、既存のCMMシステムと比較した場合、改善された精度で障害を検出することを理解していただきたい。CMM126の改善された精度により、飛行制御システム18によって生成される誤警報又はスプリアスアラームが少なくなる。

図8は、推定動圧Q_bar（e）に基づいてCMM126により障害を決定するための方法300を示す例示的なプロセスフロー図である。図1、図2、図3、図6、及び図8を参照すると、方法300はブロック302で始まる。ブロック302において、空気データ参照機能ブロック120は、複数のピトー管40から全空気圧P_TOTを入力として受信する。次いで、方法300は、ブロック304に進むことができる。

ブロック304において、空気データ参照機能ブロック120は、複数のピトー管40からの全空気圧P_TOT及び静圧Psに基づいて、測定された動圧Q_bar（m）を決定する。次いで、方法300は、ブロック306に進むことができる。

ブロック306で、EKF制御モジュール122は、推定動圧Q_bar（e）を決定する。具体的には、方法300はサブルーチン又は方法310を含む。方法310は、再帰的に実行されて、決定する。

方法310は、ブロック312、314、316、318、320、322、及び324を含む。ブロック312において、EKF制御モジュール122は、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）を決定する。次に、方法310はブロック314に進み、ここで、EKF制御モジュール122は、航空機10の複数の第2の動作パラメータに基づいて航空機10の推定正味推力Tを決定する。次いで、方法310はブロック316に進み、ここで、EKF制御モジュール122は、抗力係数C_D、揚力係数C_L、及び推定正味推力Tに基づいて推定加速度Ax_（est）及び推定加速度Az_（est）を決定する。次いで、方法はブロック318に進み、ここで、EKF制御モジュール122は、推定縦加速度Ax_（est）と推定垂直加速度Az_（est）との間の第1の差及び測定された縦加速度Ax_（mea）と測定された垂直加速度Az_（mea）との間の第2の差の加速度エラー値Eを決定する。次いで、方法310はブロック320に進み、ここで、EKF制御モジュール122は、加速度エラー値Eにカルマンゲイン値Kを乗算することにより、残留カルマン値を決定する。次いで、方法310は、ブロック322に進み、ここでEKF制御モジュール122は、航空機10の推定縦加速度Ax_（est）に基づいた動圧の推定変化率

を決定する。次いで、方法310はブロック324に進むことができる。ブロック324では、残留カルマン値が動圧の推定変化率

と一緒に組み合わされ、残留カルマン値と動圧の推定変化率

の合計が積分され、推定動圧Q_bar（e）を決定する。次いで、方法310はブロック312に戻ることができる。

推定動圧Q_bar（e）が決定されると、方法300はブロック326に進むことができる。ブロック326で、CMM126は、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）を互いに比較して、差を決定する。次いで、方法300は、ブロック328に進むことができる。

ブロック328において、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間の差が、しきい時間量のしきい値を超えない場合には、CMM126は障害が発生していないと決定する。次いで、方法300はブロック302に戻ることができる。しかしながら、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間の差がしきい時間量のしきい値を超えることを決定することに応じて、方法300は、ブロック330に進む。

ブロック330において、CMM126は、測定された動圧Q_bar（m）のコモンモード障害の存在を決定する。次いで、飛行制御システム18は、図3に示されるような通常の動作モードから、図4に示される拡張された通常の動作モードに切り替わる。次いで、方法300は終了することができる。

図1〜図9を全体的に参照すると、開示された飛行制御システムは、揚力係数と抗力係数の両方に基づいて推定動圧を決定し、これにより精度が改善される。推定動圧の精度が向上するため、従来のシステムと比較した場合、コモンモードモニタによって生成されるスプリアスアラームが少なくなる。結果として、航空機での通常の動作モードから2次動作モードへの不必要な切り替わりの発生が減少する。その上、推定動圧は、航空機の全エンベロープ動作もサポートする。

次に図1及び図9を参照すると、別の実施形態では、飛行制御モジュール16は、迎え角値に使用される値に基づいて障害を検出するように構成される。障害の検出に応じて、飛行制御モジュール16は、複数の迎え角センサ60によって測定された値に基づかない迎え角の合成又は推定値を決定する。より具体的には、飛行制御モジュール16は、測定された迎え角α_mを入力として受信し、ここで、測定された迎え角α_mは、航空機10の複数の迎え角センサ60からの測定値に基づいている。飛行制御モジュール16は、推定迎え角α_estも入力として受信する。測定された迎え角α_mとは異なり、推定迎え角α_estは、複数の迎え角センサ60からの測定値を使用せずに決定される。代わりに、推定迎え角α_estは、複数のピトー管40（図2）によって測定された全圧P_TOTに基づいて決定される。

飛行制御モジュール16は、測定された迎え角α_mを推定迎え角α_estと比較して、誤差を決定する。測定された迎え角α_mと推定迎え角α_estとの間のエラーがしきい値を超えると決定することに応じて、飛行制御モジュール16は、迎え角値を含む障害の存在を決定する。いくつかの実施形態では、複数の迎え角センサ60が障害を生成する。複数の迎え角センサ60で障害を生成する可能性のあるイベントのいくつかの例は、例えば、複数の迎え角センサ60に影響を与える破片、あるいは着氷により迎え角レゾルバ（図示せず）が固着することを含む。

飛行制御モジュール16は、迎え角センサ60の大部分が正確なデータを提供していないと決定したことに応じて、航空機10の迎え角を表す合成値を提供する。具体的には、以下で説明されるように、推定動圧Q_bar（e）を使用して、航空機の真の対気速度Vt_MDL及び推定マッハ数M_MDLの新しい値を再計算する必要がある。これは、航空機の真の対気速度Vt_MDL及び推定マッハ数M_MDLの値が、コモンモード空気圧イベント中に誤って低いためである。

ここで図9を参照すると、迎え角補正モジュール420は、複数の迎え角センサ60によって導入されるバイアスを補正するように構成される。具体的には、複数の迎え角センサ60（図2）は、自動調心羽根を使用して生の迎え角α_rawを測定するように構成される。各迎え角センサ60は、固有の生の迎え角α_raw値を提供する。生の迎え角α_raw値の1つは、信号選択及び故障検出（SSFD）ロジックに基づいて選択される。SSFDロジックは、冗長センサのセットから単一の値を選択するように構成され、ここで、選択された値は、センサによって測定された動作パラメータの実際の値を表している可能性が最も高くなる。複数の迎え角センサ60によって直接測定される、生の迎え角α_rawは、補正係数によって調整される必要がある局所的なフローを表すことを理解していただきたい。一実施形態では、補正係数は約45度である。生の迎え角α_rawの補正値は、測定された迎え角α_mと呼ばれる。

迎え角補正モジュール420は、生の迎え角α_raw及び複数のピトー管40（図2）によって測定された全空気圧P_TOTを入力として受信する。迎え角補正モジュール420は、モーメントアーム補正項（すなわち、自動調心羽根に基づく補正項）、生の迎え角α_raw、航空機の真の対気速度Vt_MDL、及び推定マッハ数M_MDLに基づいて測定された迎え角α_mを決定する。航空機の真の対気速度Vt_MDL、及び推定マッハ数M_MDLは、全圧P_TOTに基づいて決定される。

上記のようなコモンモード空気圧イベントの間、航空機の真の対気速度Vt_MDL及び推定マッハ数M_MDLの値は、推定動圧Q_bar（e）を使用して再計算されることを理解していただきたい。具体的には、CMM126（図3及び図4）が測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間の差がしきい時間量のしきい値を超えると決定したことに応じて、CMM126は、測定された動圧Q_bar（m）のコモンモード障害の存在を決定する。コモンモード空気圧イベントが決定されると、次に、迎え角補正モジュール420は、推定動圧（Q_bar（e））に基づいて、測定された迎え角α_mを決定する。具体的には、迎え角補正モジュール420は、合成マッハ数M_EKF（式4）及び航空機の合成真の対気速度Vt_EKF（式5）に基づいて決定される。

引き続き図9を参照すると、拡張されたカルマンフィルタ（EKF）制御モジュール422は、推定迎え角α_estを決定するように構成され、それは以下でより詳細に説明され、図11及び図12に示される。しかしながら、測定された迎え角α_mとは異なり、推定迎え角α_estは、複数の迎え角センサ60によって得られた測定値に基づいていないことを理解していただきたい。CMM426と呼ばれる、迎え角コモンモードモニタCMM426は、測定された迎え角α_m、推定迎え角α_est、及びCMPE制御モジュール36からの出力96を入力として受信する。CMM426は、コモンモード故障を決定し、これは障害とも呼ばれる。具体的には、CMM426は、測定された迎え角α_mと推定迎え角α_estとの間のエラーがしきい時間量のしきい値を超えるときに障害が発生したと決定する。

しきい値は、複数の迎え角センサ60の精度に基づいて決定される（すなわち、比較的高い精度の割合は、比較的低いしきい値という結果になる）。例えば、比較的遅いエラー率は約15秒であり得るのに対し、比較的速いエラー率は約15秒よりはるかに長い持続時間を含む。しかしながら、他の値も同様に使用できることを理解していただきたい。

図9は、CMM426によって障害が検出されていない非障害状態を示している。したがって、測定された迎え角α_mは、主飛行制御モジュール140、自動操縦制御モジュール142、オートスロットル制御モジュール144、及び複数のディスプレイ146によって入力として受信される。航空機10が通常の動作モードで動作していることも理解していただきたい。図10は、CMM 426によって検出された障害状態を示している。CMM 426が迎え角値に関する障害を検出したことに応じて、推定迎え角α_estが主飛行制御モジュール140、自動操縦制御モジュール142、オートスロットル制御モジュール144、及び複数のディスプレイ146に提供される。図9及び図10で示される実施形態では、推定動圧Q_bar（e）のコモンモード故障は存在しない（すなわち、複数のピトー管40の大部分はブロックされない）。したがって、CMPE制御モジュール36によって生成された出力96は、FALSE値に設定される（すなわち、CMPE FAULT＝FALSE）。しかしながら、コモンモード故障の検出に応じて、航空機の真の対気速度Vt_MDL及び推定マッハ数M_MDLの値が正確でなくなる場合がある。代わりに、迎え角補正モジュール420は、合成マッハ数M_EKF（式4）及び航空機の合成真の対気速度Vt_EKF（式5）を使用して、主飛行制御モジュール140によって使用される推定迎え角α_est信号を保存する。

図11は、EKF制御モジュール422の拡張されたカルマンフィルタのブロック図である。ブロック図は、空気データセンサ22（図1）から収集されたデータに基づいて推定迎え角α_estを決定するためのシステム448を表す。EKF制御モジュール422は、測定モデル450、動的制御モジュール452、カルマンゲインブロック454、積分器ブロック456、エラーブロック458、乗算器460、及び加算器462を含む。図5に示す測定モデル150と同様に、測定モデル450は、式1（上に示される）に基づいて、測定された加速度の期待値（例えば、測定された縦加速度Ax_（mea）及び測定された垂直加速度Az_（mea））を予測する。

動的制御モジュール452は、推定迎え角の変化率を決定し、これは、迎え角の推定変化率

と呼ばれる。迎え角の推定変化率

は、航空機10の推定通常加速度成分A＿N_（est）に基づいて決定され、ここで、推定通常加速度成分A＿N_（est）は、航空機10の安定フレームの垂直加速度である。具体的には、迎え角の推定変化率

は、ピッチq_（dps）、航空機の真の対気速度Vt_MDL、ピッチ角θ、推定通常加速度成分A＿N_（est）及び推定迎え角α_estの関数である。一実施形態では、推定迎え角α_estの推定変化率は、式6に基づいて決定される。

ここで、gは重力定数を表す。

カルマンゲインブロック454は、カルマンゲイン値Kを格納する。図5で示される実施形態と同様に、カルマンゲイン値Kは、航空機10の現在の状態（すなわち、動作状態）に与えられる重みを表し、データベース528に格納されたルックアップテーブル526（図12に見られる）のセットにより決定される動的な値である。エラーブロック458は、測定モデル450からの推定縦加速度Ax_（est）及び推定垂直加速度Az_（est）、並びに測定された縦加速度Ax_（mea）及び測定された垂直加速度Az_（mea）を入力として受信し、推定縦加速度Ax_（est）と推定垂直加速度Az_（est）との間の第1の差及び測定された縦加速度Ax_（mea）と測定された垂直加速度Az_（mea）との間の第2の差を決定することによって、加速度エラー値Eを決定する。乗算器460は、加速度エラー値E及びカルマンゲイン値Kを入力として受信し、加速度エラー値Eにカルマンゲイン値Kを乗算することにより推定状態更新を決定する。

加算器462は、乗算器460からの残留カルマン値及び動的制御モジュール452からの迎え角の推定変化率

を入力として受信する。加算器462は、残留カルマン値と迎え角の推定変化率

とを一緒に組み合わせる。次いで、組み合わされた残留カルマン値と迎え角の推定変化率

は、積分器ブロック456に送信される。次いで、積分器ブロック456は、残留カルマン値と迎え角の推定変化率

との合計を積分して、推定迎え角α_estを決定する。

図12は、複数のサブモジュール480、482、484、486、488、490、492を含むEKF制御モジュール422の図である。サブモジュール480、482、484、486、488、490、492は、モジュール式プログラミング技術の使用を示し得る、別個のコンポーネントとして示されている。次に図11と図12の両方を参照すると、EKF制御モジュール422及びシステム448は互いに対応している。具体的には、EKF制御モジュール422の係数サブモジュール480及び推進サブモジュール482は両方ともシステム448の測定モデル450に対応する。EKF制御モジュール422の測定サブモジュール484は、システム448の加算器462に対応する。EKF制御モジュール422のエラーサブモジュール486は、システム448のエラーブロック458に対応する。EKF制御モジュール422のカルマンゲインサブモジュール488は、システム448のカルマンゲインブロック454に対応する。EKF制御モジュール422の動的サブモジュール490は、システム448の動的制御モジュール452に対応する。最後に、積分サブモジュール492は、システム448の積分器ブロック456に対応する。

EKF制御モジュール422は、航空機10（図1及び図2）の複数の動作パラメータを入力として受信する。動作パラメータは、測定された加速度係数Ax_（mea）及びAz_（mea）、ピッチq_（dps）、航空機の真の対気速度Vt_MDL、ピッチ角θ、推定通常加速度成分A＿N_（est）、推定迎え角α_est、以前の推定動圧Q_bar（p）、推定マッハ数M_MDL、気圧高度、航空機10の制御面の偏向δ、両方の航空機エンジン78（図2）のエンジン速度N1、並びに静圧Psを含むが、これらに限定されない。図6に示される係数サブモジュール200と同様に、係数サブモジュール480は、推定迎え角α_est、航空機10の制御面の偏向δ、測定された動圧Q_bar（m）、及び測定されたマッハ数Mを含む、それぞれが航空機10の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信する。係数サブモジュール480は、複数の第1の動作パラメータ及び1つ以上の係数3次元ルックアップテーブル520に基づいて抗力係数C_D及び揚力係数C_Lを決定する。係数3次元ルックアップテーブル520は、複数の第1の動作パラメータの特定の値に基づいて抗力係数C_D及び揚力係数C_L値を提供する。

図6に示される推進サブモジュール202と同様に、推進サブモジュール482は、気圧高度、ピッチ角θ、航空機の真の対気速度Vt_MDL、両方の航空機エンジン78（図2）のエンジン速度N1、全気温T_TOT、及び静圧Psを含む、航空機10の複数の第2の動作パラメータを入力として受信する。推進サブモジュール482は、複数の第2の動作パラメータ及び複数の第2の動作パラメータの特定の値に基づいて推定正味推力Tを提供する推進ベースの3次元ルックアップテーブル530に基づいて航空機10の推定正味推力Tを決定する。

測定サブモジュール484は、抗力係数C_D、揚力係数C_L、及び推定正味推力Tを入力として受信する。測定サブモジュール484は、抗力係数C_D、揚力係数C_Lに基づいて推定加速度Ax_（est）及び推定加速度Az_（est）を決定し、運動方程式に基づく推定正味推力Tは、上記の式3で表される。

エラーサブモジュール486は、推定横加速度Ax_（est）、推定垂直加速度Az_（est）、測定された横加速度係数Ax_（mea）、及び測定された垂直加速度係数Az_（mea）を入力として受信する。エラーサブモジュール486は、推定縦加速度Ax_（est）と推定垂直加速度Az_（est）との間の第1の差及び測定された縦加速度Ax_（mea）と測定された垂直加速度Az_（mea）との間の第2の差を決定することにより、加速度エラー値Eを決定する。

カルマンゲインサブモジュール488は、エラーサブモジュール486から加速度エラー値Eを入力として受信する。カルマンゲインサブモジュール488は、第1の差及び第2の差の加速度エラー値Eにカルマンゲイン値Kを乗算することにより、残留カルマン値を決定する。

動的サブモジュール490は、ピッチq_（dps）、航空機の真の対気速度Vt_MDL、ピッチ角θ、推定通常加速度成分A＿N_（est）及び推定迎え角α_estを入力として受信し、上記の式6に基づいて迎え角の推定変化率

を決定する。積分サブモジュール492は、乗算器460から残留カルマン値及び動的サブモジュール490から迎え角の推定変化率

を入力として受信する。積分サブモジュール492は、残留カルマン値を迎え角の推定変化率

と一緒に組み合わせ、次いで、残留カルマン値と迎え角の推定変化率

の合計を積分し、これにより、推定迎え角α_estが得られる。

図9を参照すると、CMM426は、測定された迎え角α_m及び推定迎え角α_estを入力として受信する。CMM426は、測定された迎え角α_mと推定迎え角α_estを互いに比較して、差を決定する。測定された迎え角α_mと推定迎え角α_estとの間の差がしきい時間量のしきい値を超えることを決定することに応じて、CMM426は、迎え角値に影響する障害があると決定する。

図13は、CMM426による迎え角値の障害を決定するための方法570を示す例示的なプロセスフロー図である。図1、図9、図10、図11、図12及び図13を参照すると、方法570はブロック572で始まる。ブロック302において、迎え角補正モジュール420は、生の迎え角α_raw及び複数のピトー管40（図2）によって測定された全空気圧P_TOTを入力として受信する。次いで、方法300は、ブロック574に進むことができる。

ブロック574で、迎え角補正モジュール420は、モーメントアーム補正項、生の迎え角α_raw、航空機の合成真の対気速度Vt_EKF、及び推定マッハ数M_MDLに基づいて測定された迎え角α_mを決定する。前述のように、コモンモード空気圧イベントの間、航空機の合成真の対気速度Vt_EKF及び合成マッハ数M_EKFの値は、推定動圧Q_bar（e）を使用して計算される（式4及び5を参照）。次いで、方法570はブロック576に進むことができる。

ブロック576で、EKF制御モジュール422は、推定迎え角α_estを決定する。具体的には、方法570はサブルーチン又は方法580を含む。方法580は再帰的に実行され、推定迎え角α_estを決定する。

方法580は、ブロック582、584、586、588、590、592、及び594を含む。ブロック592において、EKF制御モジュール422は、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）を決定する。次に、方法580はブロック584に進み、ここで、EKF制御モジュール422は、航空機10の複数の第2の動作パラメータに基づいて航空機10の推定正味推力Tを決定する。次いで、方法580はブロック586に進み、ここで、EKF制御モジュール422は、抗力係数C_D、揚力係数C_L、及び推定正味推力Tに基づいて推定加速度Ax_（est）及び推定加速度Az_（est）を決定する。次いで、方法580はブロック588に進み、ここで、EKF制御モジュール422は、推定縦加速度Ax_（est）と推定垂直加速度Az_（est）との間の第1の差及び測定された縦加速度Ax_（mea）と測定された垂直加速度Az_（mea）との間の第2の差の加速度エラー値Eを決定する。次いで、方法580はブロック590に進み、ここで、EKF制御モジュール422は、加速度エラー値Eにカルマンゲイン値Kを乗算することにより、残留カルマン値を決定する。次いで、方法580は、ブロック592に進み、ここでEKF制御モジュール422は、航空機10の推定通常加速度成分A＿N_（est）に基づいた迎え角の推定変化率

を決定する。次いで、方法580はブロック594に進むことができる。ブロック594では、残留カルマン値が迎え角の推定変化率

と一緒に組み合わされ、残留カルマン値と迎え角の推定変化率

の合計が積分され、推定迎え角α_estを決定する。次いで、方法580はブロック582に戻ることができる。

推定迎え角α_estが決定されると、方法570はブロック596に進むことができる。ブロック596で、CMM426は、測定された迎え角α_mと推定迎え角α_estを互いに比較して、エラーを決定する。次いで、方法580は、ブロック598に進むことができる。

ブロック598で、エラーがしきい時間量のしきい値を超えない場合、CMM426は、障害が発生していないと決定する。次いで、方法570はブロック572に戻ることができる。しかしながら、エラーがしきい時間量のしきい値を超えていると決定することに応じて、方法570はブロック599に進む。

ブロック599で、CMM426は、迎え角値のコモンモード障害の存在を決定する。次いで、飛行制御システム18は、測定された迎え角α_m（図9に示される）の活用から切り替わり、代わりに推定迎え角α_est（図10に示される）を使用する。次いで、方法570は終了することができる。

図9〜図13を全体的に参照すると、開示されたシステムは、迎え角センサによって収集された測定値から独立した推定迎え角を決定するためのアプローチを提供する。したがって、システムは、測定された迎え角がもはや使用できないと決定したことに応じて、推定迎え角で置き換える。さらに、コモンモード空気圧イベントが検出された場合（すなわち、航空機のピトー管の大部分がブロックされた場合）、開示されたシステムは、航空機の真の対気速度及び測定されたマッハ数を使用せずに測定された迎え角を決定するためのアプローチも提供する。コモンモード空気圧イベントの間、航空機の真の対気速度及び推定マッハ数の値は誤って低く、したがって、これらの値に基づいて決定されるすべての値は正確ではない場合があることを理解していただきたい。したがって、システムは、航空機の真の対気速度及び推定動圧に基づいた推定マッハ数の合成値を決定する。

次に、CMPE制御モジュール36によるコモンモード空気圧イベントの検出について説明される。次に図14を参照すると、CMPE制御モジュール36は、測定された動圧Q_bar（m）及び推定迎え角α_estを入力として受信し、入力に基づいてコモンモード空気圧イベントを決定する。より具体的には、CMPE制御モジュール36は、複数のピトー管40による同期障害又は非同期障害の検出に応じて、コモンモード空気圧イベント（例えば、CMPE FAULT＝TRUE）の存在を決定する。図14〜図18で説明された実施形態では、推定迎え角α_estは、図9〜図13を参照して説明された値である（すなわち、測定された迎え角は使用されない）ことを理解していただきたい。

CMPE制御モジュール36は、第1のCMPE検出器600及び第2のCMPE検出器602を含む。第1のCMPE検出器600は、測定された動圧Q_bar（m）及び推定迎え角α_estを入力として受信し、両方の入力に基づいて第1のコモンモード空気圧イベントを決定する。より具体的には、第1のCMPE検出器600は、第1のコモンモード空気圧イベントを検出するように構成される。第1のコモンモード空気圧イベントは、同時故障に遭遇する複数のピトー管40の大部分に基づく同期コモンモード空気圧イベントである。対照的に、第2のCMPE検出器602は、測定された動圧Q_bar（m）のみに基づいて、非同期障害である第2のコモンモード空気圧イベントを検出するように構成される。非同期障害は、特定の時間間隔中に互いに相殺される時間間隔で故障する複数のピトー管40に基づいている。例えば、複数のピトー管40の1つが最初に故障し、次に約2秒後に第2のピトー管40が故障し、次に第3のピトー管40が第2のピトー管40の約2秒後に故障すると、非同期障害が発生する。

次に図15を参照して、第1のCMPE検出器600について説明される。第1のCMPE検出器600は、測定された動圧ウォッシュアウトフィルタ610、迎え角ウォッシュアウトフィルタ612、動圧しきい値614、迎え角しきい値616、動圧比較器618、迎え角比較器620、ANDブロック622、及びラッチ624を含む。第1のCMPE検出器600は、第1のコモンモード空気圧イベントが検出されるとTRUEに設定され、コモンモード空気圧イベントが検出されないとFALSEに設定される出力信号642を生成する。

複数のピトー管40はそれぞれ、圧力値Pを測定するように構成される。例えば、示されている非限定的な実施形態では、3つの圧力値Pが示される（すなわち、左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_R）。各ピトー管40からの圧力値P_L、P_C、P_Rは、信号選択及び故障検出（SSFD）ブロック630に送られる。SSFDロジックは、冗長センサのセットから単一の値を選択するように構成される。選択された値は、センサによって測定された動作パラメータの実際の値を表す可能性が最も高い。したがって、SSFDブロック630は、圧力値P_L、P_C、P_Rの1つを選択するように構成される。圧力値P_L、P_C、P_Rの選択された1つは、複数のピトー管40によって測定された残りの圧力値P_L、P_C、P_Rと比較した場合の測定された動圧Q_bar（m）の最も代表的な値である。次いで、測定された動圧Q_bar（m）は、第1のCMPE検出器600によって入力として受信される。

測定された動圧ウォッシュアウトフィルタ610は、測定された動圧Q_bar（m）を入力として受信し、測定された動圧Q_bar（m）の変化率を決定し、これは

と呼ばれる。具体的には、測定された動圧ウォッシュアウトフィルタ610は、定常値を拒否し、測定された動圧Q_bar（m）の過渡値を通して、測定された動圧の変化率

を決定するハイパスフィルタとして動作する。測定された動圧の変化率

は動圧比較器618に送られる。動圧比較器618は、動圧しきい値614及び測定された動圧の変化率

を入力として受信し、値を互いに比較する。測定された動圧の変化率

が動圧しきい値614未満であるとの決定に応じて、動圧比較器618は、測定された動圧の変化率

が制限内であることを示す出力信号636を生成する（例えば、TRUE信号）。しかしながら、測定された動圧の変化率

が動圧しきい値614以上であると決定したことに応じて、動圧比較器618は出力信号636としてFALSE信号を生成する。

動圧しきい値614は、複数のピトー管40の大部分が故障（例えば、ブロックされる）に遭遇するときに測定された動圧Q_bar（m）によって遭遇される変化率を表す。例えば、一実施形態では、測定された動圧Q_bar（m）の変化又は低下率は、毎秒約マイナス100メガバール（mBar／秒）である。動圧しきい値614は、現場使用から収集された定量的評価データに基づいて決定される。より具体的には、動圧しきい値614は、他の航空機の動作中に発生した以前の同期コモンモード空気圧イベントから収集されたデータを分析することにより決定される。しかしながら、推定迎え角しきい値616は、シミュレートされた同期コモンモード空気圧イベント中に収集されたデータに基づいて決定される。シミュレートされた同期コモンモード空気圧イベントは、コンピューターシミュレーション及びテストベンチデータから取得されたテストデータのいずれかを指す場合がある。推定迎え角しきい値616は、複数のピトー管40の大部分が故障したときの推定迎え角α_estの変化率を表す。例えば、一実施形態では、推定迎え角α_estの変化率又はステップ増加は約＋10度／秒である。

推定迎え角ウォッシュアウトフィルタ612は、推定迎え角α_estを入力として受信し、推定迎え角の変化率

を決定する。推定迎え角ウォッシュアウトフィルタ612は、定常値を拒否し、推定迎え角の過渡値を通して、推定迎え角の変化率

を決定するハイパスフィルタとして動作する。推定迎え角比較器620は、推定迎え角の変化率

及び推定迎え角しきい値616を入力として受信し、値を互いに比較する。推定迎え角の変化率

の変化率が推定迎え角しきい値616より大きいと決定したことに応じて、推定迎え角比較器620は、出力信号638を、推定迎え角の変化率

が制限外であることを示すANDブロック622に生成する（例えば、TRUE信号）。推定迎え角の変化率

の変化率が推定迎え角しきい値616より大きいと決定したことに応じて、推定迎え角比較器620は出力信号638としてFALSE信号を生成する。

ANDブロック622は、動圧比較器618からの出力信号636及び推定迎え角比較器620からの出力信号638を入力として受信する。両方の出力信号636、638がTRUEであることに応じて、ANDブロック622は、ラッチ624に送られる出力信号640を生成する。出力信号640は、第1のコモンモード空気圧イベントが検出されたことを示す。より具体的には、測定された動圧の変化率

が動圧しきい値614未満であり、推定迎え角の変化率

の変化率が推定迎え角しきい値616より大きいことの決定に応じて、ANDブロック622は、第1のコモンモード空気圧イベントが発生したと決定する。第1のコモンモード空気圧イベントは、同時故障に遭遇する複数のピトー管40の大部分に基づいて決定された、同期コモンモード空気圧イベントである。

コモンモード空気圧イベントを示す出力信号640（例えば、TRUE）に応じて、時間遅延中にラッチ624が設定される。時間遅延の間、測定された動圧Q_bar（m）が正確であることに応じて、いつでもラッチ624がリセットされ得ることを理解していただきたい。例えば、測定された動圧Q_bar（m）が時間遅延状態にあり26秒で正確であると決定された場合、ラッチ624はリセットされ、時間遅延は終了する。しかしながら、リセット信号が受信されない場合、ラッチ624は設定されたままである。言い換えれば、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーがしきい値未満であることに応じて、ラッチ624はリセット信号を受信する。しかしながら、時間遅延の終わりに、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーがまだしきい値を超えている場合には、永続的なコモンモード空気圧イベントが検出される。したがって、第1のCMPE検出器600の出力信号642は、第1のコモンモード空気圧イベントの存在を示す。

次に図16を参照して、第2のCMPE検出器602について説明される。第2のCMPE検出器602は、クランプ650、中間値セレクタ652、及び出力信号656を生成するラッチ654を含む。第2のCMPE検出器602は、複数のピトー管40の非同期故障に基づいて第2のコモンモード空気圧イベントを検出するように構成される。より具体的には、時々、複数のピトー管40が同時に非動作にならない場合がある。その代わりに、時々、単一のピトー管40のみがブロックされる場合があり、その後数秒後に別のピトー管40がブロックされることがある。

第1のCMPE検出器600と同様に、複数のピトー管40のそれぞれからの圧力値（すなわち、左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_R）は、SSFDブロック648に送られる。SSFDブロック648は、複数のピトー管40のそれぞれから左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_Rを入力として受信する。SSFDブロック648は、左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_Rを互いに比較することにより、1つ以上のブロックされたピトー管40の存在を決定する。圧力値P_L、P_C、P_Rの1つ以上がしきい値エラー値だけ、残りの圧力値P_L、P_C、P_Rとは異なることを決定したことに応じて、SSFDブロック648は特定の圧力値を不一致としてマークし、これも障害と呼ばれる。しきい値エラー値は、ピトー管40がブロックされているか、そうでなければ動作していない場合のピトー管の各測定値の差を表す。示されている実施形態では、3つの圧力測定値（左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_R）が示されているが、3つよりも多い又は少ない圧力測定値も同じように使用され得ることを理解していただきたい。

クランプ650は、SSFDブロック648から複数の圧力値（例えば、左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_R）を入力として受信し、複数の圧力値のそれぞれが、複数のピトー管40の1つに対応する。クランプ650は、SSFDブロック648からの個々の圧力値ごとの障害インジケータも入力として受信する。言い換えれば、左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_Rは、それぞれインジケータに関連付けられている。障害が検出されると、インジケータはTRUEに設定され、それ以外の場合、インジケータはFALSEに設定される。障害インジケータが存在しないとの決定に応じて、クランプ650は圧力値を中間値セレクタ652に送信する。次に、中間値セレクタ652は、圧力値P_L、P_C、P_Rの1つを選択する。選択された圧力値は、中間値選択アルゴリズムに基づいて、全圧P_TOTとして設定される。

圧力値P_L、P_C、P_Rの1つ以上が障害を示すと決定したことに応じて、クランプ650は、時間間隔中に障害を延伸する時間遅延機能を実行する。言い換えれば、クランプ650は、複数の圧力値を互いに比較することにより、1つ以上のブロックされたピトー管40の存在を決定し、各ブロックされたピトー管40が障害状態であり、障害状態の決定に応じて、クランプ650は、時間間隔の障害状態を延伸する時間遅延機能を実行する。時間間隔は、第2の（すなわち、非同期の）コモンモード空気圧イベントの間に複数のピトー管40で発生する2つ以上の障害を捕捉するように設定される。非限定的な一実施形態では、時間間隔は約2秒から5秒である。特定のピトー管40の障害状態は、比較的短時間しか存在しない可能性があることを理解していただきたい。一例では、障害状態は数10分の1秒だけ続く場合がある。複数のピトー管40の1つに障害状態が発生すると、それからその後すぐに第2のピトー管40に障害状態が発生する可能性がある。しかしながら、第2のピトー管40の障害は、他のピトー管の欠陥と同時には生じない。言い換えれば、複数のピトー管40の間の障害は非同期である。

中間値セレクタ652は、クランプ650が時間間隔にわたって障害を延伸するため、非同期コモンモード空気圧イベントを検出する。言い換えれば、中間値セレクタ652は、障害が延伸されない限り、非同期障害を生成する複数のピトー管40の大部分（例えば、3つのピトー管40のうちの2つ）を検出することができない。クランプ650は、時間間隔の間、ピトー管40の1つで発生する障害を延伸するように構成される。したがって、別のピトー管40で障害状態が発生する場合、中間値セレクタ652は第2のコモンモード空気圧イベントを検出する。例えば、左圧力P_Lの測定値は、0．5秒間のみ障害状態を示す場合がある（例えば、障害状態は0．5秒間TRUEに設定され、それからFALSEに戻る）。しかしながら、クランプ650は、この例では4秒である時間間隔の間、障害を延伸する。したがって、中心圧力P_Cの測定値が左圧力P_Lの約1秒後に障害状態を示す場合、中間値セレクタ652は引き続きクランプ650から2つの障害状態を受信する。

中間値セレクタ652は、2つ以上の圧力値及び障害インジケータを入力として受信する。各圧力値及び障害インジケータは、複数のピトー管40の1つに対応する。障害状態の決定に応じて、中間値セレクタ652は出力信号660を生成する。出力信号660は、第2のコモンモード空気圧イベントが発生したことを示す。すなわち、言い換えると、出力信号660は、複数のピトー管40の非同期障害を検出する。出力信号660はラッチ654に送られる。第2のコモンモード空気圧イベントの存在を示す出力信号660の受信に応じて、ラッチ654は時間遅延に対して設定される。ラッチ654は、測定された動圧Q_bar（m）が正確であると決定されることに応じてリセットされる（すなわち、複数のピトー管40の大部分はもはや障害を表示しない）。より具体的には、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーがしきい値未満であることに応じて、ラッチ654はリセット信号を受信する。しかしながら、時間遅延の終わりに、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーがまだしきい値を超えている場合には、永続的なコモンモード空気圧イベントが検出される。したがって、第2のCMPE検出器602の出力信号656は、第2のコモンモード空気圧イベントの存在を示す。

図14を参照すると、第1のCMPE検出器600の出力信号642が第1のコモンモード空気圧イベントの存在を示すか、第2のCMPE検出器602の出力信号656が第2のコモンモード空気圧イベントの存在を示すかのいずれかの場合、CMPE制御モジュール36の出力96はTRUEに設定され、そうではない場合には出力96はFALSEに設定される。第1のコモンモード空気圧イベント（第1のCMPE検出器600によって決定される）と第2のモード空気圧イベント（第2のCMPE検出器602によって決定される）の両方が高速レートのコモンモード空気圧イベントを表すことを理解していただきたい。高速レートのコモンモード空気圧イベントは、複数のピトー管40の大部分が何らかの異物（例えば、氷、火山灰など）によってブロックされることを指し、複数のピトー管40の圧力は特定のレートで比較的急速に低下する。例えば、一実施形態では、特定のレートは約−100 mBar／秒であるが、レートは用途に基づいて変化する可能性があることを理解していただきたい。高速レートのコモンモード空気圧イベントとは対照的に、複数のピトー管40も同様に低速レートのコモンモード空気圧イベントに基づいてブロックされる場合がある。複数のピトー管40で発生する可能性のあるより遅い閉塞に基づいて、低速レートのコモンモードの空気圧イベントが発生する。代わりに、すでに存在する従来の技術に基づいて、低速レートのコモンモード空気圧イベントが検出されて対処され得る。低速レートのコモンモード空気圧イベントは、第1及び第2のCMPE検出器600、602によって検出されないことを理解していただきたい。

次に、図1、図4、図6、及び図14を参照すると、CMPE制御モジュール36がコモンモード空気圧イベントを決定すると、推定迎え角α_estを計算するときに、測定された動圧Q_bar（m）が推定動圧Q_bar（e）に置き換えられる。より具体的には、第1の同期コモンモード空気圧イベントが第1のCMPE検出器600によって検出されるか、第2の非同期空気圧イベントが第2のCMPE検出器602によって検出されるかのいずれかの場合、動圧Q_bar（m）は推定動圧Q_bar（e）に置き換えられ、開示された飛行制御システム18は拡張された通常の動作モードにある。

図17は、複数のピトー管40の同期障害を決定するための方法700を示す例示的なプロセスフロー図である。図14及び図17を全体的に参照すると、方法700はブロック702で開始することができる。ブロック702で、CMPE制御モジュール36は、測定された動圧Q_bar（m）及び推定迎え角α_estを入力として受信する。次いで、方法700はブロック704に進むことができる。

ブロック704において、第1のCMPE検出器600は、測定された動圧の変化率

及び推定迎え角の変化率

を決定する。具体的には図15及び図17を参照すると、測定された動圧ウォッシュアウトフィルタ610は、測定された動圧Q_bar（m）を入力として受信し、測定された動圧の変化率

を決定する。推定迎え角ウォッシュアウトフィルタ612は、推定迎え角α_estを入力として受信し、推定迎え角の変化率

を決定する。次いで、方法700はブロック706に進むことができる。

ブロック706において、動圧比較器618は、動圧しきい値614及び測定された動圧の変化率

を入力として受信し、値を互いに比較する。加えて、推定迎え角比較器620は、推定迎え角の変化率

及び推定迎え角しきい値616を入力として受信し、値を互いに比較する。次いで、方法700は、決定ブロック708に進むことができる。

決定ブロック708では、動圧比較器618が、測定された動圧の変化率

が動圧しきい値614以上であると決定する場合、及び推定迎え角比較器620が、推定迎え角の変化率

が推定迎え角しきい値616より大きくないと決定する場合、次に方法700はブロック710に進む。

ブロック710では、ラッチ624が設定されず、方法700はブロック702に戻る。しかしながら、動圧比較器618が、測定された動圧の変化率

が動圧しきい値614よりも小さいと決定する場合、及び推定迎え角比較器620が、推定迎え角の変化率

が推定迎え角しきい値616より大きいと決定する場合、次に方法700はブロック712に進む。

ブロック712では、ラッチ624が設定される。方法700は、決定ブロック714に進むことができる。

決定ブロック714で、時間遅延中のいずれかの時点で測定された動圧Q_bar（m）が正確である場合、次に方法700はブロック716に進む。より具体的には、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーがしきい値未満であることに応じて、方法700はブロック716に進む。ブロック716では、ラッチ624はリセット信号を受信する。次いで、方法700はブロック702に戻ることができる。しかしながら、時間遅延が終了し、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーが引き続きしきい値を超えている場合、次に方法700はブロック718に進む。ブロック718では、ラッチ624及び第1のCMPE検出器600の出力信号642は、第1のコモンモード空気圧イベントの存在を示す。次いで、方法700は終了することができる。

図18は、複数のピトー管40の同期障害を決定するための方法800を示す例示的なプロセスフロー図である。図16及び図18を全体的に参照すると、方法800はブロック802で開始することができる。ブロック802において、第2のCMPE検出器602のクランプ650は、SSFDブロック648から圧力値（例えば、左圧力値P_L、中心圧力値P_C、及び右圧力値P_R）を入力として受信する。クランプ650は、SSFDブロック648からの個々の圧力値ごとの障害インジケータも入力として受信する。次いで、方法800は、決定ブロック804に進むことができる。

決定ブロック804で、インジケータがFALSEに設定されている（すなわち、障害が検出されていない）場合、次に方法はブロック806に進む。ブロック806では、クランプ650は圧力値を中間値セレクタ652に送る。次に、中間値セレクタ652は、圧力値の1つを選択する。選択された圧力値は、中間値選択アルゴリズムに基づいて、全圧P_TOTとして設定される。次いで、方法800は終了することができる。

インジケータがTRUEに設定されている（すなわち、障害が検出されている）場合、次に方法800はブロック808に進むことができる。ブロック808において、クランプ650は、時間間隔の障害を延伸する時間遅延機能を実行する。上述のように、時間間隔は、第2の（すなわち、非同期の）コモンモード空気圧イベントの間に複数のピトー管40で発生する2つ以上の障害を捕捉するように設定される。次いで、方法800はブロック810に進むことができる。

ブロック810において、中間値セレクタ652は、2つ以上の圧力値及び障害インジケータを入力として受信し、各圧力値及びインジケータは、複数のピトー管40の1つに対応する。次いで、方法は、決定ブロック812に進むことができる。

決定ブロック812では、中間値セレクタ652が、障害状態が存在しないと決定したことに応じて、次に方法800は終了することができる。中間値セレクタ652が、障害状態が存在すると決定したことに応じて、方法800はブロック814に進むことができる。ブロック814において、中間値セレクタ652は出力信号660を生成する。上述のように、出力信号660は、第2のコモンモード空気圧イベントが検出されたことを示す。次いで、方法800はブロック816に進むことができる。

ブロック816では、出力信号660がラッチ654に送られる。次いで、方法800はブロック818に進むことができる。

ブロック818では、出力信号660の受信に応じて、ラッチ654が設定される。方法800は、決定ブロック820に進むことができる。

決定ブロック820で、時間遅延中のいずれかの時点で測定された動圧Q_bar（m）が正確である場合、次に方法800はブロック822に進む。より具体的には、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーがしきい値未満であることに応じて、方法800はブロック822に進む。ブロック822では、ラッチ654がリセット信号を受信する。次いで、方法800はブロック802に戻ることができる。しかしながら、時間遅延が終了し、測定された動圧Q_bar（m）と推定動圧Q_bar（e）との間のエラーが引き続きしきい値を超えている場合、次に方法800はブロック824に進む。ブロック824では、ラッチ654及び第2のCMPE検出器602の出力信号656は、第2のコモンモード空気圧イベントの存在を示す。次いで、方法800は終了することができる。

図14〜図18を全体的に参照すると、現在利用可能な従来の飛行制御システムは、通常の動作モードから脱落し、障害のある動圧測定又は障害のある推定迎え角測定のいずれかの決定に応じて、2次動作モードにすぐに切り替え得ることを理解していただきたい。言い換えると、従来のシステムは、どちらの測定でも障害が検出された場合にエラーの供給源を隔離しようとしない。対照的に、開示されたシステムは、障害のある測定された動圧又は推定迎え角測定値の検出に応じて、測定された動圧を推定動圧に置き換える。したがって、開示された飛行制御システムは、従来のシステムのようにすぐに第2の動作モードに切り替えず、代わりに拡張された通常の動作モードで動作する。

次に図19を参照すると、飛行制御システム18は、例示的なコンピューターシステム1030などの1つ以上のコンピューターデバイス又はシステム上に実装される。コンピューターシステム1030は、プロセッサ1032、メモリ1034、大容量記憶デバイス1036、入出力（I／O）インタフェース1038、及びヒューマンマシンインタフェース（HMI）1040を含む。コンピューターシステム1030は、ネットワーク1026又はI／Oインタフェース1038を介して1つ以上の外部リソース1042に動作可能に接続されている。外部リソースには、サーバ、データベース、大容量記憶デバイス、周辺機器デバイス、クラウドベースのネットワークサービス、又はコンピューターシステム1030で使用され得る他の適切ないずれかのコンピューターリソースが含まれ得るが、これらに限定されない。

プロセッサ1032は、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラー、デジタル信号プロセッサ、マイクロコンピューター、中央処理ユニット、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、ステートマシン、ロジック回路、アナログ回路、デジタル回路、又はメモリ1034に格納される動作命令に基づいて信号（アナログ又はデジタル）を操作する他のデバイスから選択された1つ以上のデバイスを含む。メモリ1034は、単一のメモリデバイス、あるいは読み取り専用メモリ（ROM）、ランダムアクセスメモリ（RAM）、揮発性メモリ、不揮発性メモリ、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、又は情報を格納できる他のいずれかのデバイスを含むがこれらに限定されない複数のメモリデバイスを含む。大容量記憶デバイス1036は、ハードドライブ、光学ドライブ、テープドライブ、揮発性又は不揮発性ソリッドステートデバイス、又は情報を格納できる他のいずれかのデバイスなどのデータ記憶デバイスを含む。

プロセッサ1032は、メモリ1034に存在するオペレーティングシステム1046の制御下で動作する。オペレーティングシステム1046は、メモリ1034に常駐するアプリケーション1048などの1つ以上のコンピューターソフトウェアアプリケーションとして実施されるコンピュータープログラムコードがプロセッサ1032によって実行される命令を有することができるように、コンピューターリソースを管理する。代替の実施形態では、プロセッサ1032は、アプリケーション1048を直接実行してもよく、その場合、オペレーティングシステム1046は省略されてもよい。1つ以上のデータ構造1049もメモリ1034に常駐し、データを格納又は操作するために、プロセッサ1032、オペレーティングシステム1046、又はアプリケーション1048によって使用され得る。

I／Oインタフェース1038は、プロセッサ1032をネットワーク1026又は外部リソース1042などの他のデバイス及びシステムに動作可能に接続するマシンインタフェースを提供する。これにより、アプリケーション1048は、I／Oインタフェース1038を介して通信することによりネットワーク1026又は外部リソース1042と協働し、本発明の実施形態を含む様々な特徴、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1048は、1つ以上の外部リソース1042によって実行されるプログラムコードも含むか、そうではない場合、コンピューターシステム1030の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。実際は、ほとんど無限のハードウェア及びソフトウェア構成が可能である場合、当業者は、本発明の実施形態が、コンピューターシステム1030の外部に配置される、複数のコンピューター又は他の外部リソース1042に分散される、又はクラウドコンピューティングサービスなど、ネットワーク1026によって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（ハードウェア及びソフトウェア）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だろう。

HMI 1040は、既知の方法でコンピューターシステム1030のプロセッサ1032に動作可能に接続され、ユーザがコンピューターシステム1030と直接対話できるようにする。HMI 1040は、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、及びユーザにデータを提供できる他のいずれかの適切な音声及び視覚インジケータを含むことができる。HMI 1040は、ユーザからのコマンド又は入力を受け入れ、入力された入力をプロセッサ1032に送信できる入力デバイス、及び英数字キーボード、ポインティングデバイス、キーパッド、プッシュボタン、制御ノブ、マイクなどの制御も含まれる。

データベース1044は、大容量記憶デバイス1036上に常駐することができ、本明細書で説明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編成するために使用され得る。データベース1044は、データ、並びにデータを格納及び編成するサポートデータ構造を含み得る。特に、データベース1044は、リレーショナルデータベース、階層データベース、ネットワークデータベース、又はそれらの組み合わせを含むがこれらに限定されない任意のデータベース編成又は構造で配置されてもよい。プロセッサ1032上の命令として実行するコンピューターソフトウェ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、クエリに応じてデータベース1044のレコードに格納された情報又はデータにアクセスするために使用され得、クエリは、オペレーティングシステム1046、他のアプリケーション1048、又は1つ以上のモジュールによって動的に決定及び実行され得る。

さらに、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。

条項A1．航空機の飛行制御システムであって、
1つ以上のプロセッサと
1つ以上のプロセッサに接続されたメモリと
を備え、メモリが、データベースを含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードが、1つ以上のプロセッサによって実行されると、飛行制御システムに、
それぞれが航空機の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信することと、
複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数及び揚力係数を決定することと、
抗力係数と揚力係数の両方に基づいて推定動圧を決定することと
を行わせる、飛行制御システム。

条項A2．1つ以上のプロセッサが、
測定された縦加速度及び測定された垂直加速度を入力として受信することと、
抗力係数及び揚力係数に基づいて推定縦加速度及び推定垂直加速度を決定することと、
推定縦加速度と推定垂直加速度との間の第1の差、及び測定された縦加速度と測定された垂直加速度との間の第2の差の加速度エラー値を決定することと、
第1の差及び第2の差の加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定することと
を行う命令を実行する、条項A1の飛行制御システム。

条項A3．1つ以上のプロセッサが、
航空機の推定縦加速度に基づいて、動圧の推定変化率を決定することと、
残留カルマン値を動圧の推定変化率と一緒に組み合わせて合計することと、
残留カルマン値と動圧の推定変化率の合計を積分して、推定動圧を決定することと
を行う命令を実行する、条項A1又はA2の飛行制御システム。

条項A4．カルマンゲイン値が、迎え角及び航空機の推定マッハ数に基づいて変化する動的な値である、条項A1からA3のいずれかの飛行制御システム。

条項A5．複数の第1の動作パラメータが、迎え角、航空機の制御面の偏向、以前の推定動圧、及び推定マッハ数を含む、条項A1からA4のいずれかの飛行制御システム。

条項A6．1つ以上のプロセッサが、
航空機の複数の第2の動作パラメータを入力として受信することと、
航空機の複数の第2の動作パラメータに基づいて航空機の推定正味推力を決定することと、
抗力係数、揚力係数、及び推定正味推力に基づいて推定加速度及び推定加速度を決定することと
を行う命令を実行する、条項A1からA5のいずれかの飛行制御システム。

条項A7．複数の第2の動作パラメータが、気圧高度、ピッチ角、全気温、両方の航空機エンジンのエンジン速度、及び静圧を含む、条項A1からA6のいずれかの飛行制御システム。

条項A8．1つ以上のプロセッサと通信する複数のピトー管をさらに備え、複数のピトー管が全圧を測定する、条項A1からA7のいずれかの飛行制御システム。

条項A9．1つ以上のプロセッサが、システムに、
複数のピトー管からの全空気圧及び静圧に基づいて測定された動圧を決定することと、
測定された動圧と推定動圧を互いに比較して、差を決定することと、
測定された動圧と推定動圧との間の差がしきい時間量のしきい値を超えているとの決定に応じて、測定された動圧のコモンモード障害の存在を決定することと
を行わせる命令を実行する、条項A1からA8のいずれかの飛行制御システム。

条項A10．航空機の飛行制御システムであって、
全圧を測定するように構成された複数のピトー管と、
複数のピトー管と電子通信する1つ以上のプロセッサと、
1つ以上のプロセッサに接続されたメモリと
を備え、メモリが、データベースを含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードが、1つ以上のプロセッサによって実行されると、システムに、
それぞれが航空機の動作状態を表す複数の第1動作パラメータを入力として受信することと、
複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数及び揚力係数を決定することと、
抗力係数と揚力係数の両方に基づいて推定動圧を決定することと、
複数のピトー管からの全空気圧及び静圧に基づいて、測定された動圧を決定することと、
測定された動圧と推定動圧を互いに比較して、差を決定することと、
測定された動圧と推定動圧との間の差がしきい時間量のしきい値を超えているとの決定に応じて、測定された動圧のコモンモード障害の存在を決定することと
を行わせる、飛行制御システム。

条項A11．1つ以上のプロセッサが、
測定された縦加速度及び測定された垂直加速度を入力として受信することと、
抗力係数及び揚力係数に基づいて推定縦加速度及び推定垂直加速度を決定することと、
推定縦加速度と推定垂直加速度との間の第1の差、及び測定された縦加速度と測定された垂直加速度との間の第2の差の加速度エラー値を決定することと、
第1の差及び第2の差の加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定することと
を行う命令を実行する、条項A10の飛行制御システム。

条項A12．1つ以上のプロセッサが、
航空機の推定縦加速度に基づいて、動圧の推定変化率を決定することと、
残留カルマン値を動圧の推定変化率と一緒に組み合わせて合計することと、
残留カルマン値と動圧の推定変化率の合計を積分して、推定動圧を決定することと
を行う命令を実行する、条項A10又はA11の飛行制御システム。

条項A13．カルマンゲイン値が、迎え角及び航空機の推定マッハ数に基づいて変化する動的な値である、条項A10からA12のいずれかの飛行制御システム。

条項A14．複数の第1の動作パラメータが、迎え角、航空機の制御面の偏向、以前の推定動圧、及び推定マッハ数を含む、条項A10からA13のいずれかの飛行制御システム。

条項A15．1つ以上のプロセッサが、
航空機の複数の第2の動作パラメータを入力として受信することと、
航空機の複数の第2の動作パラメータに基づいて航空機の推定正味推力を決定することと、
抗力係数、揚力係数、及び推定正味推力に基づいて推定加速度及び推定加速度を決定することと
を行う命令を実行する、条項A10からA14のいずれかの飛行制御システム。

条項A16．複数の第2の動作パラメータが、気圧高度、ピッチ角、全気温、両方の航空機エンジンのエンジン速度、及び静圧を含む、条項A10からA15のいずれかの飛行制御システム。

条項A17．航空機の推定動圧を決定する方法であって、
コンピューターにより、それぞれが航空機の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信するステップと、
コンピューターにより、複数の第1の動作パラメータに基づいて抗力係数及び揚力係数を決定するステップと、
コンピューターにより、抗力係数と揚力係数の両方に基づいて推定動圧を決定するステップと
を含む方法。

条項A18．コンピューターにより、測定された縦加速度及び測定された垂直加速度を入力として受信するステップと、
抗力係数及び揚力係数に基づいて推定縦加速度及び推定垂直加速度を決定するステップと、
推定縦加速度と推定垂直加速度との間の第1の差、及び測定された縦加速度と測定された垂直加速度との間の第2の差に基づいて加速度エラー値を決定するステップと、
加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定するステップと
をさらに含む、条項A17の方法。

条項A19．航空機の推定縦加速度に基づいて、動圧の推定変化率を決定するステップと、
残留カルマン値を動圧の推定変化率と一緒に組み合わせて合計するステップと、
残留カルマン値と動圧の推定変化率の合計を積分して、推定動圧を決定するステップと
をさらに含む、条項A17又はA18の方法。

条項A20．複数のピトー管からの全空気圧を入力として受信するステップと、
複数のピトー管からの全空気圧及び静圧に基づいて測定された動圧を決定するステップと、
測定された動圧と推定動圧を互いに比較して、差を決定するステップと、
測定された動圧と推定動圧との間の差がしきい時間量のしきい値を超えているとの決定に応じて、測定された動圧のコモンモード障害の存在を決定するステップと
をさらに含む、条項A17からA19のいずれかの方法。

条項B1．航空機（10）の飛行制御システム（18）であって、
1つ以上のプロセッサ（1032）と、
1つ以上のプロセッサ（1032）に接続されたメモリ（1034）と
を備え、メモリ（1034）が、データベース（1044）を含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードが、1つ以上のプロセッサ（1032）によって実行されると、飛行制御システム（18）に、
生の迎え角（α_raw）に基づく測定された迎え角（α_m）を入力として受信することと、
全圧に基づく推定迎え角（α_est）を入力として受信し、測定された迎え角（α_m）と推定迎え角（α_est）を比較して、エラーを決定することと、
測定された迎え角（α_m）と推定迎え角（α_est）との間のエラーがしきい値を超えているとの決定に応じて、迎え角値で障害の存在を決定することと
を行わせる、飛行制御システム（18）。

条項B2．1つ以上のプロセッサ（1032）と通信する複数の迎え角センサ（60）をさらに備え、複数の迎え角センサ（60）が生の迎え角（α_raw）を測定するように構成される、条項B1の飛行制御システム（18）。

条項B3．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
モーメントアーム補正項、生の迎え角（α_raw）、航空機の真の対気速度（Vt_MDL）、及び推定マッハ数（M_MDL）に基づいて、測定された迎え角（α_m）を決定することを行う命令を実行する、条項B1又はB2の飛行制御システム（18）。

条項B4．1つ以上のプロセッサ（1032）と通信する複数のピトー管（40）をさらに備え、複数のピトー管（40）が全圧を測定する、条項B1からB3のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B5．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
複数のピトー管（40）からの全空気圧及び静圧（Ps）に基づいて測定された動圧（Q_bar（m））を決定することと、
抗力係数（C_D）と揚力係数（C_L）の両方に基づいて推定動圧（Q_bar（e））を決定することであって、抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）は航空機（10）の複数の第1の動作パラメータに基づく、ことと、
測定された動圧（Q_bar（m））と推定動圧（Q_bar（e））を互いに比較して、差を決定することと、
測定された動圧（Q_bar（m））と推定動圧（Q_bar（e））との差がしきい時間量の別のしきい値を超えているとの決定に応じて、測定された動圧（Q_bar（m））のコモンモード障害の存在を決定することと
を行う命令を実行する、条項B1からB4のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B6．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
モーメントアーム補正項、生の迎え角α_raw、及び推定動圧（Q_bar（e））に基づいて、測定された迎え角（α_m）を決定することを行う命令を実行する、条項B1からB5のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B7．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
測定された縦加速度（Ax_（mea））及び測定された垂直加速度（Az_（mea））を入力として受信することと、
抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）に基づいて推定縦加速度（Ax_（est））及び推定垂直加速度（Az_（est））を決定することであって、抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）は航空機（10）の複数の第1の動作パラメータに基づく、ことと、
推定縦加速度（Ax_（est））と推定垂直加速度（Az_（est））との間の第1の差、及び測定された縦加速度（Ax_（mea））と測定された垂直加速度（Az_（mea））との間の第2の差の加速度エラー値を決定することと、
第1の差及び第2の差の加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定することと
を行う命令を実行する、条項B1からB6のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B8．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
航空機（10）の推定通常加速度成分A＿N_（est）に基づいて、迎え角の推定変化率

を決定することと、
残留カルマン値を迎え角の推定変化率

と一緒に組み合わせて合計することと、
残留カルマン値と迎え角の推定変化率

の合計を積分して、推定迎え角（α_est）を決定することと
を行う命令を実行する、条項B1からB7のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B9．航空機（10）の飛行制御システム（18）であって、
1つ以上のプロセッサ（1032）と、
1つ以上のプロセッサ（1032）と通信する複数の迎え角センサ（60）であって、複数の迎え角センサ（60）が、生の迎え角（α_raw）を測定するように構成される、迎え角センサ（60）と、
1つ以上のプロセッサ（1032）と通信する複数のピトー管（40）であって、複数のピトー管（40）が全圧を測定する、複数のピトー管（40）と、
1つ以上のプロセッサ（1032）に接続されたメモリ（1034）と
を備え、メモリ（1034）が、データベース（1044）を含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードが、1つ以上のプロセッサ（1032）によって実行されると、飛行制御システム（18）に、
生の迎え角（α_raw）に基づく測定された迎え角（α_m）を入力として受信することと、
全圧に基づく推定迎え角（α_est）を入力として受信することと、
測定された迎え角（α_m）と推定迎え角（α_est）を比較して、エラーを決定することと、
測定された迎え角（α_m）と推定迎え角（α_est）との間のエラーがしきい値を超えているとの決定に応じて、複数の迎え角センサ（60）の大部分で障害の存在を決定することと
を行わせる、飛行制御システム（18）。

条項B10．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
モーメントアーム補正項、生の迎え角（α_raw）、航空機の真の対気速度（Vt_MDL）、及び推定マッハ数（M_MDL）に基づいて、測定された迎え角（α_m）を決定することを行う命令を実行する、条項B9の飛行制御システム（18）。

条項B11．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
複数のピトー管（40）からの全空気圧及び静圧（Ps）に基づいて測定された動圧（Q_bar（m））を決定することと、
抗力係数（C_D）と揚力係数（C_L）の両方に基づいて推定動圧（Q_bar（e）））を決定することであって、抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）は航空機（10）の複数の第1の動作パラメータである、ことと、
測定された動圧（Q_bar（m））と推定動圧（Q_bar（e））を互いに比較して、差を決定することと、
測定された動圧（Q_bar（m））と推定動圧（Q_bar（e））との差がしきい時間量の別のしきい値を超えているとの決定に応じて、測定された動圧（（Q_bar（m））のコモンモード障害の存在を決定することと
を行う命令を実行する、条項B9又はB10の飛行制御システム（18）。

条項B12．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
モーメントアーム補正項、生の迎え角α_raw、及び推定動圧（Q_bar（e））に基づいて、測定された迎え角（α_m）を決定することを行う命令を実行する、条項B9からB11のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B13．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
測定された縦加速度（Ax_（mea））及び測定された垂直加速度（Az_（mea））を入力として受信することと、
抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）に基づいて推定縦加速度（Ax_（est））及び推定垂直加速度（Az_（est））を決定することと、
推定縦加速度（Ax_（est））と推定垂直加速度（Az_（est））との間の第1の差、及び測定された縦加速度（Ax_（mea））と測定された垂直加速度（Az_（mea））との間の第2の差の加速度エラー値を決定することと、
第1の差及び第2の差の加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定することと
を行う命令を実行する、条項B9からB12のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B14．1つ以上のプロセッサ（1032）が、
航空機（10）の推定通常加速度成分（A＿N_（est））に基づいて、迎え角の推定変化率

を決定することと、
残留カルマン値を迎え角の推定変化率

と一緒に組み合わせて合計することと、
残留カルマン値と迎え角の推定変化率

の合計を積分して、推定迎え角（α_est）を決定することと
を行う命令を実行する、条項B9からB13のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項B15．航空機（10）の迎え角値で障害を決定する方法であって、
コンピューター（1030）により、生の迎え角α_rawに基づいて測定された迎え角（α_m）を入力として受信するステップと、
コンピューター（1030）により、全圧に基づいて決定される推定迎え角（α_est）を入力として受信するステップと、
コンピューター（1030）により、測定された迎え角（α_m）と推定迎え角（α_est）を比較して、エラーを決定するステップと、
測定された迎え角（α_m）と推定迎え角（α_est）との間のエラーがしきい値を超えているとの決定に応じて、迎え角の値で障害の存在を決定するステップと
を含む方法。

条項B16．モーメントアーム補正項、生の迎え角（α_raw）、航空機の真の対気速度（Vt_MDL）、及び推定マッハ数（M_MDL）に基づいて、測定された迎え角（α_m）を決定するステップをさらに含む、条項B15の方法。

条項B17．複数のピトー管（40）からの全空気圧及び静圧（Ps）に基づいて測定された動圧（Q_bar（m））を決定するステップと、
抗力係数（C_D）と揚力係数（C_L）の両方に基づいて推定動圧（Q_bar（e））を決定するステップであって、抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）は航空機（10）の複数の第1の動作パラメータに基づく、ステップと、
測定された動圧（Q_bar（m））と推定動圧（Q_bar（e））を互いに比較して、差を決定するステップと、
測定された動圧（Q_bar（m））と推定動圧（Q_bar（e））との差がしきい時間量の別のしきい値を超えているとの決定に応じて、測定された動圧（（Q_bar（m））のコモンモード障害の存在を決定するステップと
をさらに含む、条項B15又はB16の方法。

条項B18．モーメントアーム補正項、生の迎え角（α_raw）、及び推定動圧（Q_bar（e））に基づいて、測定された迎え角（α_m）を決定するステップをさらに含む、条項B15からB17のいずれかの方法。

条項B19．測定された縦加速度（Ax_（mea））及び測定された垂直加速度（Az_（mea））を入力として受信するステップと、
抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）に基づいて推定縦加速度（Ax_（est））及び推定垂直加速度（Az_（est））を決定するステップと、
推定縦加速度（Ax_（est））と推定垂直加速度（Az_（est））との間の第1の差、及び測定された縦加速度（Ax_（mea））と測定された垂直加速度（Az_（mea））との間の第2の差の加速度エラー値を決定するステップと、
第1の差及び第2の差の加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定するステップと
をさらに含む、条項B15からB18のいずれかの方法。

条項B20．航空機（10）の推定通常加速度成分（A＿N_（est））に基づいて、迎え角の推定変化率

を決定するステップと、
残留カルマン値を迎え角の推定変化率

と一緒に組み合わせて合計するステップと、
残留カルマン値と迎え角の推定変化率

の合計を積分して、推定迎え角（α_est）を決定するステップと
をさらに含む、条項B15からB19のいずれかの方法。

条項C1．航空機（10）の飛行制御システム（18）であって、
1つ以上のプロセッサ（1030）と、
1つ以上のプロセッサ（1030）に接続されたメモリ（1034）と
を備え、メモリ（1034）が、データベース（1044）を含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードが、1つ以上のプロセッサ（1030）によって実行されると、飛行制御システム（18）に、
測定された動圧（Q_bar（m））及び推定迎え角

を入力として受信することと、
測定された動圧の変化率

を決定することと、
測定された動圧Q_bar（m）の変化率を動圧しきい値（614）と比較することと、
推定迎え角の変化率

を決定することと、
推定迎え角の変化率

を推定迎え角しきい値（616）と比較することと、
測定された動圧の変化率

が動圧しきい値（614）より小さく、推定迎え角の変化率

が推定迎え角しきい値（616）よりも大きいと決定したことに応じて、第1のコモンモード空気圧イベントが発生したことを決定することと
を行わせる、飛行制御システム（18）。

条項C2．1つ以上のプロセッサ（1030）と通信する複数のピトー管（40）をさらに備え、複数のピトー管（40）が全圧を測定する、条項C1の飛行制御システム（18）。

条項C3．第1のコモンモード空気圧イベントが、同時故障に遭遇する複数のピトー管（40）の大部分に基づく同期コモンモード空気圧イベントである、条項C1又はC2の飛行制御システム（18）。

条項C4．1つ以上のプロセッサ（1030）が、
複数の圧力値を入力として受信することであって、複数のピトー管（40）のそれぞれは個々の圧力値に対応する、ことと、
複数の圧力値を互いに比較することによって、1つ以上のブロックされたピトー管の存在を決定することであって、ブロックされた各ピトー管は障害状態にある、ことと、
障害状態の決定に応じて、障害状態を一定の時間間隔の間延伸する時間遅延機能を実行することと、
複数のピトー管（40）の大部分が時間間隔中にブロックされていると決定したことに応じて、第2のコモンモードの空気圧イベントが発生したと決定することと
を行う命令を実行する、条項C1からC3のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C5．第2のコモンモード空気圧イベントが、複数のピトー管（40）が特定の時間間隔の間、互いに相殺される時間間隔で故障したときに発生する非同期障害である、条項C1からC4のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C6．時間間隔が、第2のコモンモード空気圧イベントの間に複数のピトー管（40）で発生する2つ以上の障害を捕捉するように設定される、条項C1からC5のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C7．第1のコモンモード空気圧イベントと第2のモード空気圧イベントの両方が、高速レートのコモンモード空気圧イベントを表す、条項C1からC6のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C8．複数のピトー管（40）の大部分が故障に遭遇する場合、動圧しきい値（614）が、測定された動圧の変化率

を表す、条項C1からC7のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C9．複数のピトー管（40）の大部分が故障に遭遇する場合、推定迎え角しきい値（616）が、

を表す、条項C1からC8のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C10．航空機（10）の飛行制御システム（18）であって、
1つ以上のプロセッサ（1030）と、
1つ以上のプロセッサ（1030）と通信する複数のピトー管（40）であって、複数のピトー管（40）が全圧を測定する、複数のピトー管（40）と、
1つ以上のプロセッサ（1030）に接続されたメモリ（1034）と
を備え、メモリ（1034）が、データベース（1044）を含むデータと、プログラムコードとを格納し、プログラムコードが、1つ以上のプロセッサ（1030）によって実行されると、飛行制御システム（18）に、
測定された動圧（Q_bar（m））及び推定迎え角

を入力として受信することと、
測定された動圧の変化率

を決定することと、
測定された動圧の変化率

を動圧しきい値（614）と比較することと、
推定迎え角の変化率

を決定することと、
推定迎え角の変化率

を推定迎え角しきい値（616）と比較することと、
測定された動圧の変化率

が動圧しきい値（614）より小さく、推定迎え角の変化率

が推定迎え角しきい値（616）よりも大きいと決定したことに応じて、第1のコモンモード空気圧イベントが発生したことを決定することであって、第1コモンモード空気圧イベントは、同時故障に遭遇する複数のピトー管（40）の大部分に基づく同期コモンモード空気圧イベントである、ことと
を行わせる、飛行制御システム（18）。

条項C11．1つ以上のプロセッサ（1030）が、
複数の圧力値を入力として受信することであって、複数のピトー管（40）のそれぞれは個々の圧力値に対応する、ことと、
複数の圧力値を互いに比較することによって、1つ以上のブロックされたピトー管（40）の存在を決定することであって、ブロックされた各ピトー管は障害状態にある、ことと、
障害状態の決定に応じて、障害状態を一定の時間間隔の間延伸する時間遅延機能を実行することと、
複数のピトー管（40）の大部分が時間間隔中にブロックされていると決定したことに応じて、第2のコモンモードの空気圧イベントが発生したと決定することと
を行う命令を実行する、条項C10の飛行制御システム（18）。

条項C12．第2のコモンモード空気圧イベントが、複数のピトー管（40）が特定の時間間隔の間、互いに相殺される時間間隔で故障したときに発生する非同期障害である、条項C10又はC11の飛行制御システム（18）。

条項C13．時間間隔が、第2のコモンモード空気圧イベントの間に複数のピトー管（40）で発生する2つ以上の障害を捕捉するように設定される、条項C10からC12のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C14．第1のコモンモード空気圧イベントと第2のモード空気圧イベントの両方が、高速レートのコモンモード空気圧イベントを表す、条項C10からC13のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C15．複数のピトー管（40）の大部分が故障に遭遇する場合、動圧しきい値（614）が、測定された動圧（Q_bar（m））によって遭遇される変化率を表す、条項C10からC14のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C16．複数のピトー管（40）の大部分が故障に遭遇する場合、推定迎え角しきい値（616）が、推定迎え角の変化率

を表す、条項C10からC15のいずれかの飛行制御システム（18）。

条項C17．航空機（10）の飛行制御システム（18）を制御する方法であって、
コンピューター（1030）により、測定された動圧（Q_bar（m））及び推定迎え角

を受信するステップと、
コンピューター（1030）により、測定された動圧の変化率

を決定するステップと、
測定された動圧の変化率

を動圧しきい値（614）と比較するステップと、
コンピューター（1030）により、推定迎え角の変化率

を決定するステップと、
推定迎え角の変化率

を推定迎え角しきい値（616）と比較するステップと、
測定された動圧の変化率

が動圧しきい値（614）より小さく、推定迎え角の変化率

が推定迎え角しきい値（616）よりも大きいと決定したことに応じて、第1のコモンモード空気圧イベントが発生したことを決定するステップと
を含む方法。

条項C18．複数のピトー管（40）によって全圧を測定するステップをさらに含む、条項C17の方法。

条項C19．コンピューター（1030）により、複数の圧力値を受信するステップであって、複数のピトー管（40）のそれぞれが個々の圧力値に対応する、ステップと、
複数の圧力値を互いに比較することによって、1つ以上のブロックされたピトー管（40）の存在を決定するステップであって、ブロックされた各ピトー管は障害状態にある、ステップと、
障害状態の決定に応じて、障害状態を一定の時間間隔の間延伸する時間遅延機能を実行するステップと、
複数のピトー管（40）の大部分が時間間隔中にブロックされていると決定したことに応じて、第2のコモンモードの空気圧イベントが発生したと決定するステップと
をさらに含む、条項C17又はC18の方法。

条項C20．第1のコモンモード空気圧イベントが、同時故障に遭遇する複数のピトー管（40）の大部分に基づく同期コモンモード空気圧イベントである、条項C17からC19のいずれかの方法。

本開示の説明は、本質的に単なる例示であり、本開示の要旨から逸脱しない変形は、本開示の範囲内であることが意図されている。そのような変形は、本開示の趣旨及び範囲からの逸脱と見なされるべきではない。

10 航空機
16 飛行制御モジュール
18 飛行制御システム
20 航空機システム
22 空気データセンサ
24 慣性、及び迎え角センサ
28 空気データ制御モジュール
30 推定器制御モジュール
36 コモンモード空気圧イベント（CMPE）制御モジュール
40 ピトー管
42 外部
44 レードーム
46 機首
50 左側
52 右側
60 迎え角センサ
62 プローブ
64 静的ポート
66 胴体
68 制御面
70 翼
74 ナセル
76 パイロン
78 航空機エンジン
82 入口カウル
84 前縁部
86 尾縁部
88 前縁部スラット
90 尾縁部フラップ
92 スポイラー
94 上面
96 出力
98 補助翼
99 出力
100 尾部又は後端部
102 排気口
104 補助動力装置（APU）
106 垂直安定板
108 水平安定板
110 舵
112 尾縁部
114 エレベータ
116 尾縁部
120 空気データ参照機能ブロック
122 拡張されたカルマンフィルタ制御モジュール
126 コモンモードモニタ（CMM）
130 パイロット
136 大容量記憶デバイス
140 主飛行制御モジュール
142 自動操縦制御モジュール
144 オートスロットル制御モジュール
145 エンジン推力
146 ディスプレイ
148 システム
150 測定モデル
152 動的制御モジュール
154 カルマンゲインブロック
156 積分器ブロック
158 エラーブロック
160 乗算器
162 加算器
200 係数サブモジュール
202 推進サブモジュール
204 測定サブモジュール
206 エラーサブモジュール
208 カルマンゲインサブモジュール
210 動的サブモジュール
212 積分サブモジュール
220 係数3次元ルックアップテーブル
222 推進データベース
226 ルックアップテーブル
228 データベース
230 3次元ルックアップテーブル
232 推進データベース
300 方法
310 方法
420 迎え角補正モジュール
422 拡張されたカルマンフィルタ（EKF）制御モジュール
426 迎え角コモンモードモニタ
448 システム
450 測定モデル
452 動的制御モジュール
454 カルマンゲインブロック
456 積分器ブロック
458 エラーブロック
460 乗算器
462 加算器
480 係数サブモジュール
482 推進サブモジュール
484 測定サブモジュール
486 エラーサブモジュール
488 カルマンゲインサブモジュール
490 動的サブモジュール
492 積分サブモジュール
520 係数3次元ルックアップテーブル
526 ルックアップテーブル
528 データベース
530 ルックアップテーブル
570 方法
580 方法
600 第1のCMPE検出器
602 第2のCMPE検出器
610 測定された動圧ウォッシュアウトフィルタ
612 迎え角ウォッシュアウトフィルタ
614 動圧しきい値
616 迎え角しきい値
618 動圧比較器
620 迎え角比較器
622 ANDブロック
624 ラッチ
630 信号選択及び故障検出（SSFD）ブロック
636 出力信号
638 出力信号
640 出力信号
642 出力信号
648 SSFDブロック
650 クランプ
652 中間値セレクタ
654 ラッチ
656 出力信号
660 出力信号
700 方法
800 方法
1026 ネットワーク
1030 コンピューターシステム
1032 プロセッサ
1034 メモリ
1036 大容量記憶デバイス
1038 入出力（I／O）インタフェース
1040 ヒューマンマシンインタフェース（HMI）
1042 外部リソース
1044 データベース
1046 オペレーティングシステム
1048 アプリケーション
1049 データ構造

Claims (10)

1. 航空機（10）の飛行制御システム（18）であって、
   1つ以上のプロセッサ（1032）と、
   前記1つ以上のプロセッサ（1032）に接続されたメモリ（1034）と
   を備え、
   前記メモリ（1034）が、データベース（1044）を含むデータと、プログラムコードとを格納し、
   前記プログラムコードが、前記1つ以上のプロセッサ（1032）によって実行されると、前記飛行制御システム（18）に、
   それぞれが前記航空機（10）の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信することと、
   前記複数の第1の動作パラメータに基づいて、抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）を決定することと、
   前記抗力係数（C_D）と前記揚力係数（C_L）の両方に基づいて、推定動圧（Q_bar（e））を決定することと
   を行わせる、飛行制御システム（18）。
2. 前記1つ以上のプロセッサ（1032）が、
   測定された縦加速度（Ax_（mea））及び測定された垂直加速度（Az_（mea））を入力として受信することと、
   前記抗力係数（C_D）及び前記揚力係数（C_L）に基づいて、推定縦加速度（Ax_（est））及び推定垂直加速度（Az_（est））を決定することと、
   前記推定縦加速度（Ax_（est））と前記推定垂直加速度（Az_（est））との間の第1の差、及び前記測定された縦加速度（Ax_（mea））と前記測定された垂直加速度（Az_（mea））との間の第2の差の加速度エラー値を決定することと、
   前記第1の差及び前記第2の差の前記加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定することと
   を行う命令を実行する、請求項1に記載の飛行制御システム（18）。
3. 前記1つ以上のプロセッサ（1032）が、
   前記航空機（10）の前記推定縦加速度（Ax_（est））に基づいて、前記動圧の推定変化率
   

   

   を決定することと、
   前記残留カルマン値を前記動圧の前記推定変化率
   

   

   と一緒に組み合わせて合計することと、
   前記残留カルマン値と前記動圧の前記推定変化率
   

   

   の前記合計を積分して、前記推定動圧（Q_bar（e））を決定することと
   を行う命令を実行する、請求項1又は2に記載の飛行制御システム（18）。
4. 前記カルマンゲイン値が、迎え角（α）及び前記航空機（10）の推定マッハ数（M_MDL）に基づいて変化する動的な値である、請求項1から3のいずれか一項に記載の飛行制御システム（18）。
5. 前記複数の第1の動作パラメータが、迎え角（α）、前記航空機（10）の制御面の偏向（δ）、以前の推定動圧（Q_bar（p））、及び推定マッハ数（M_MDL）を含む、請求項1から4のいずれか一項に記載の飛行制御システム（18）。
6. 前記1つ以上のプロセッサ（1032）が、
   前記航空機（10）の複数の第2の動作パラメータを入力として受信することであって、前記複数の第2の動作パラメータが、気圧高度、ピッチ角（θ）、全気温（T_TOT）、両方の航空機エンジン（78）のエンジン速度（N1）、及び静圧を含む、ことと、
   前記航空機（10）の前記複数の第2の動作パラメータに基づいて、前記航空機（10）の推定正味推力（T）を決定することと、
   前記抗力係数（C_D）、前記揚力係数（C_L）、及び前記推定正味推力（T）に基づいて、推定加速度（Ax_（est））及び推定加速度（Az_（est））を決定することと
   を行う命令を実行する、請求項1から5のいずれか一項に記載の飛行制御システム（18）。
7. 前記1つ以上のプロセッサ（1032）が、前記飛行制御システム（18）に、
   複数のピトー管（40）からの全空気圧及び静圧（ps）に基づいて、測定された動圧（Q_bar（m））を決定することと、
   前記測定された動圧（Q_bar（m））と前記推定動圧（Q_bar（e））を互いに比較して、差を決定することと、
   前記測定された動圧（Q_bar（m））と前記推定動圧（Q_bar（e））との間の前記差がしきい時間量のしきい値を超えているとの決定に応じて、前記測定された動圧（Q_bar（m））のコモンモード障害の存在を決定することと
   を行わせる命令を実行する、請求項1から6のいずれか一項に記載の飛行制御システム（18）。
8. 航空機（10）の推定動圧（Q_bar（e））を決定する方法であって、
   コンピューター（1030）により、それぞれが前記航空機（10）の動作状態を表す複数の第1の動作パラメータを入力として受信するステップと、
   前記コンピューター（1030）により、前記複数の第1の動作パラメータに基づいて、抗力係数（C_D）及び揚力係数（C_L）を決定するステップと、
   前記コンピューター（1030）により、前記抗力係数（C_D）と前記揚力係数（C_L）の両方に基づいて、前記推定動圧（Q_bar（e））を決定するステップと
   を含む方法。
9. 前記コンピューター（1030）により、測定された縦加速度（Ax_（mea））及び測定された垂直加速度（Az_（mea））を入力として受信するステップと、
   前記コンピューター（1030）により、前記抗力係数（C_D）及び前記揚力係数（C_L）に基づいて、推定縦加速度（Ax_（est））及び推定垂直加速度（Az_（est））を決定するステップと、
   前記コンピューター（1030）により、前記推定縦加速度（Ax_（est））と前記推定垂直加速度（Az_（est））との間の第1の差、及び前記測定された縦加速度（Ax_（mea））と前記測定された垂直加速度（Az_（mea））との間の第2の差に基づいて、加速度エラー値を決定するステップと、
   前記コンピューター（1030）により、前記加速度エラー値にカルマンゲイン値を乗算することによって、残留カルマン値を決定するステップと
   をさらに含む、請求項8に記載の方法。
10. 前記コンピューター（1030）により、前記航空機（10）の前記推定縦加速度（Ax_（est））に基づいて、前記動圧の推定変化率
    

    

    を決定するステップと、
    前記コンピューター（1030）により、前記残留カルマン値を前記動圧の前記推定変化率
    

    

    と一緒に組み合わせて合計するステップと、
    前記コンピューター（1030）により、前記残留カルマン値と前記動圧の前記推定変化率
    

    

    の前記合計を積分して、前記推定動圧（Q_bar（e））を決定するステップと
    をさらに含む、請求項8又は9に記載の方法。

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