JP2022032051A - 飛行中の迎え角に対する航空機表面上の着氷のリアルタイムの影響を決定するためのシステム及び方法 - Google Patents

Abstract

【課題】迎え角に対する航空機表面上の着氷の影響を決定するためのシステム及び方法を提供する。【解決手段】システムは、第１の時刻に第１の組の氷厚み値を測定し第２の時刻に第２の組の氷厚み値を測定するように作動可能な複数のセンサを翼の表面に沿って含む。システムは、第１の複数の揚力計算変数と第２の複数の揚力計算変数とを決定するように構成されたプロセッサを更に含む。プロセッサはまた、迎え角閾値を生成し、第１の組の氷厚み値と第２の組の氷厚み値との間及び第１の複数の揚力計算変数と第２の複数の揚力計算変数との間の１又は２以上の差に基づいて第２の時刻に迎え角閾値を更新する。プロセッサは、更新された迎え角閾値に基づき、翼の実際の迎え角を調節するための飛行データに対する１又は２以上の変更を、ディスプレイに送るように更に構成される。【選択図】図１Ａ

Description

この開示は、一般的に航空機飛行監視に関し、より具体的には、迎え角に対する航空機表面上の着氷の影響を決定するためのシステム及び方法に関する。

航空機のピッチがその飛行経路から大きく異なり、臨界迎え角を超えると、航空機は、飛行に必要な揚力を失って失速することになる。翼は、それが有効に機能する迎え角の限られた範囲を有する。翼の臨界迎え角及び従って翼の最大揚力は、翼面上の氷の蓄積のようないくつかの悪条件によって影響を受ける可能性がある。

翼が飛行中である間に翼が失速する迎え角に対するこれらの条件のリアルタイムの影響を考慮するための現在の技術及びツールは、限られている可能性がある。

一実施形態により、システムは、データテーブルを格納するように構成された１又は２以上のメモリユニットを含む。データテーブルは、第１のタイプの航空機に対応する少なくとも１又は２以上の氷厚み値と、第１のタイプの航空機に対応する１又は２以上の揚力計算変数とを含む。システムはまた、インタフェースを含む。インタフェースは、複数のセンサから第１の時刻に対応する第１の組の氷厚み値を受け入れるように作動可能である。第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値は、複数のセンサのそれぞれ１つの各々の翼の表面に沿った位置での氷の厚みに対応する。システムはまた、メモリとインタフェースとに通信的に結合された１又は２以上のプロセッサを含む。プロセッサは、第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値をデジタル信号処理でフィルタリングするように作動可能である。プロセッサはまた、第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値に対して信号平均化を適用し、測定された飛行データに基づいて第１の複数の揚力計算変数を決定するように作動可能である。第１の複数の揚力計算変数は、翼の対気速度に対応する少なくとも１又は２以上の値と翼の高度に対応する１又は２以上の値とを含む。プロセッサは、少なくとも第１の組の氷厚み値を第１の組の複数の揚力計算変数と共にデータテーブルに対して比較し、少なくとも第１の組の氷厚み値と第１の組の複数の揚力計算変数とに基づいて迎え角閾値を生成するように更に構成される。閾値は、翼が失速しない最大迎え角を含む。インタフェースは、複数のセンサから第２の時刻に対応する第２の組の氷厚み値を受け入れるように更に作動可能である。１又は２以上のプロセッサは、第２の組の氷厚み値内の各氷厚み値をデジタル信号処理でフィルタリングし、第２の組の氷厚み値内の各氷厚み値に対して信号平均化を適用するように更に作動可能である。プロセッサは、測定された飛行データに基づいて第２の複数の揚力計算変数を決定するように更に構成される。第２の複数の揚力計算変数は、翼の対気速度に対応する少なくとも１又は２以上の値と翼の高度に対応する１又は２以上の値とを含む。プロセッサはまた、少なくとも第２の組の氷厚み値を第２の複数の揚力計算変数と共にデータテーブルに対して比較し、第２の時刻に第１及び第２の組の氷厚み値及び第１及び第２の複数の揚力計算変数の間の１又は２以上の差に基づいて迎え角閾値を更新する。プロセッサはまた、更新された迎え角閾値に基づいて、翼の実際の迎え角を調節するための飛行データに対する１又は２以上の変更を、ディスプレイに送る。

別の実施形態により、コンピュータシステムによって実行される方法は、複数のセンサにより、翼の表面に沿った位置で複数のセンサの各々を使用して氷の厚みを測定することによって第１の時刻に対応する第１の組の氷厚み値を生成する段階を含む。本方法はまた、測定された飛行データに基づいて第１の複数の揚力計算変数を決定する段階と、少なくとも第１の組の氷厚み値及び第１の複数の揚力計算変数に基づいて迎え角閾値を生成する段階とを含む。閾値は、翼が失速しない最大迎え角を含む。本方法は、第２の時刻に対応する第２の組の氷厚み値と第２の複数の揚力計算変数とを生成する段階と、第２の時刻に第１の組の氷厚み値と第２の組の氷厚み値との間、及び、第１の複数の揚力計算変数と第２の複数の揚力計算変数との間の、１又は２以上の差に基づいて迎え角閾値を更新する段階とを更に含む。最後に、本方法は、更新された迎え角閾値に基づいて、翼の実際の迎え角を調節するための飛行データに対する１又は２以上の変更を、ディスプレイに送る段階を含む。

更に別の実施形態では、システムは、第１の時刻に対応する第１の組の氷厚み値を測定するように作動可能な複数のセンサを含む。各センサは、翼の表面に沿った位置で氷の厚みを決定するように構成される。システムは、測定された飛行データに基づいて第１の複数の揚力計算変数を決定するように構成されたプロセッサを更に含む。プロセッサは、少なくとも第１の組の氷厚み値と第１の複数の揚力計算変数とに基づいて迎え角閾値を生成するように更に構成される。閾値は、翼が失速しない最大迎え角を含む。複数のセンサは、第２の時刻に対応する第２の組の氷厚み値を測定するように更に作動可能である。プロセッサはまた、第２の時刻に対応する第２の複数の揚力計算変数を決定し、第２の時刻に第１の組の氷厚み値と第２の組の氷厚み値との間、及び、第１の複数の揚力計算変数と第２の複数の揚力計算変数との間の、１又は２以上の差に基づいて迎え角閾値を更新するように作動可能である。プロセッサは、更新された迎え角閾値に基づいて、翼の実際の迎え角を調節するための飛行データに対する１又は２以上の変更を、ディスプレイに送るように更に作動可能である。

特定の実施形態の技術的利点は、航空機の性能、安定性、及び制御を改善すること、及び飛行中にリアルタイムの警告を与えることによって氷及び他の汚染物質に関連付けられた失速及び墜落を防止することを含むことができる。他の技術的利点は、以下の図、説明、及び特許請求の範囲から当業者には容易に明らかであろう。更に、特定の利点を上に列挙したが、様々な実施形態は、列挙した利点の全て又は一部を含む又はその一切を含まない場合がある。

本発明の開示及びその利点のより完全な理解のために、添付図面と共に以下の説明をここで参照する。

ある一定の実施形態による、航空機表面上のリアルタイムの着氷とリアルタイムの迎え角閾値とを決定するためのシステムを備えた航空機を示す図である。 ある一定の実施形態による、航空機表面上のリアルタイムの着氷とリアルタイムの迎え角閾値とを決定するためのシステムを備えた航空機を示す図である。 ある一定の実施形態による、図１の例示的システム１００を使用して航空機表面上のリアルタイムの着氷とリアルタイムの迎え角閾値とを決定する方法を示すフローチャートである。 本発明の開示のある一定の実施形態を実施することができる例示的コンピュータシステムを示す図である。

航空機のピッチが臨界迎え角を超える程に飛行経路から大きく異なると、航空機は飛行に必要な揚力を失い、失速する。言い換えれば、航空機は、飛行中に翼によって生成される揚力が減少する点まで翼の迎え角が増加した場合に、失速する可能性がある。ここでいう「揚力」とは、飛行中に空気が翼の上を流れる時に発生する力のことである。この力は、航空機の重量とは正反対であり、航空機を空中に保持する。

翼は、有効に機能する迎え角の範囲が限られている。翼の臨界迎え角、すなわち、それを超えると翼によって生成される揚力が減少する特定の迎え角は、翼に関連するか又は環境内のいくつかの悪条件によって影響を受ける可能性がある。例えば、翼面に氷が蓄積すると、最大揚力性能が低下し、それに伴い、それを超えると航空機が失速する可能性がある臨界迎え角が減少する。従来の氷感知システムは、航空機の操縦者に氷の存在について警告することにより、操縦者が習得した技能を使用して飛行中又は着陸時の失速を回避することができるようにする。その結果、航空機の操縦者に事前の警告を与えるような視覚的、触覚的、又は性能的な手掛かりがほとんど又は全くなしに、航空機の操縦者が通常危険と見なす角度よりも遥かに低い迎え角で航空機が空気力学的に失速する可能性がある。例えば、着陸時には高い迎え角が一般的に使用されるので、翼に着氷した着陸機が減少した臨界角を期せずして超えた場合、失速とそれに続く制御不能とが発生する可能性がある。従って、飛行中に航空機を臨界迎え角以下に維持するのに必要なリアルタイム情報を航空機の操縦者に提供するように構成されたシステムを使用して、氷結状態での予期せぬ失速を防止することは有利である。

本開示の教示は、飛行中の翼面上の着氷に関するリアルタイム測定値に基づいて、失速を回避するために１又は２以上のリアルタイム迎え角閾値基準を生成するデバイスの使用を認識するものである。そのようなデバイスを使用することにより、飛行中のリアルタイム着氷データに基づいて、１又は２以上のリアルタイムの臨界迎え角及び／又はリアルタイムの最適迎え角を提供することにより、航空機の性能、安定性、及び制御を改善することを含むがこれらに限定されない様々な利益がもたらされる可能性がある。更に、氷及び他の翼汚染物質に関連付けられた失速及び墜落は、悪影響が生じる前に、航空機の操縦者が１又は２以上のリアルタイムの迎え角閾値に基づいて航空機の迎え角を修正するために適宜行動することができるように警告を与えることによって防止することができる。更なる利点は、システムの基礎を成すコンピュータハードウエアの作動を改善するために特定の航空機に対して事前にモデル化された空力シナリオを有する１又は２以上のルックアップテーブルを使用することを含むことができる。このようにして、基礎を成すコンピュータハードウエアは、空中にある間、ルックアップテーブルについて特定の飛行モデルを計算するタスクを課せられないことになり、それにより、飛行中の計算効率を高め、飛行中にシステムが使用する計算リソースを節約する。以下では、これらのかつ他の望ましい特徴を提供するために、飛行中の迎え角に対する航空機表面上の着氷のリアルタイムの影響を決定するシステム及び方法を説明する。

図１Ａ及び図１Ｂは、ある一定の実施形態に従って航空機表面上のリアルタイム着氷と、飛行中に翼が失速しないリアルタイム迎え角閾値とを決定するためのシステム１００を含む航空機１０２を示している。図示のように、システム１００は、複数のセンサ１０４、第１の通信経路１１６、処理ユニット１１８、ルックアップテーブル１２０、第２の通信経路１２２、及び表示ユニット１２６を含む。

一般的に、システム１００は、複数のセンサ１０４で航空機１０２の翼１０８の表面に沿った特定の位置における着氷１０６と関連する氷厚み値の１又は２以上の組を測定するように構成される。氷厚みデータは、第１の通信経路１１６を通して処理ユニット１１８に送られ、処理ユニット１１８は、測定された氷厚み値及び複数の揚力計算変数をルックアップテーブル１２０と比較し、航空機が失速することのない迎え角閾値を表す値をリアルタイムで生成する。ある一定の実施形態により、迎え角閾値データは、航空機１０２の角度１２８に対する調節を示唆するのに使用することができ、第２の通信経路１２２を通してコックピット１２４の表示ユニット１２６に送ることができる。従って、一部の実施形態では、システム１００は、翼の表面状態に関するリアルタイムデータを使用してその状態下での翼境界層の挙動に関する情報を提供することができるので、航空機の操縦者は、氷結状態を考慮して航空機１０２の角度１２８を修正し、失速を回避することができる。

図１Ａは、航空機１００の一例を描いている。航空機１００は、例示的実施形態に従ってシステム１００を実施することができる航空機の一例である。本発明の開示では、その航空機１００が飛行機であることを説明して描いているが、本発明の開示はまた、航空機１００が無人航空機のような飛行可能な翼を有する何らかの機械であり得ることを考えている。図示のように、航空機１００は、左翼（描写せず）、右翼１０８、及びコックピット１２４を含む。翼１０８は、特定の実施形態により、前縁１１０及び後縁１１２を有する航空機の翼とすることができる。翼１０８は、その翼に固定されたいずれかのフラップ１１４、スラット、及び／又は他の制御面を含むことができる。

角度１２８は、一部の実施形態では、航空機１００の迎え角を表すことができる。例えば、角度１２８は、図示のように、翼１０８の翼弦線１３０と相対風１３２の間の角度とすることができる。図１に示すように、翼弦線１３０は、翼１０８の後縁１１２と翼１０８の断面に関する前縁１１０の曲率中心との間の仮想直線である。図示のように、相対風１３２は、航空機１００と空気の相対的な動きを表すベクトルである。

図示のように、着氷１０６は、翼１０８の表面に形成される場合がある。本発明の開示は着氷を説明して描いているが、本発明の開示はまた、翼１０８が霜及び／又は液体水膜の形成、戦闘による損傷、又は１又は２以上のセンサで感知可能な翼１０８のいずれかの他の境界層の変化により影響を受ける可能性があることも考えている。着氷１０６は、空気力学的に有意ないずれかの厚みとすることができる。

図示のように、複数のセンサ１０４は、翼１０８の表面に定められた配列で配置されたセンサから構成される。必要な数のセンサを幾つでも設けることができる。複数のセンサ１０４内のセンサは、翼１０８の前縁１１０、翼１０８の後縁１１２、又は翼又は航空機１０２の他の部分のいずれかの他の位置に設置することができる。氷は、全ての状況において翼１０８の表面に沿って均等に分布するとは限らないので、特定の実施形態により、複数のセンサ１０４内の各センサは、翼１０８の表面に沿ったその特定の位置における氷の厚みを決定するように構成することができる。複数のセンサ１０４内の各センサは、氷厚みを独立して決定することができるので、一部の実施形態では、感知結果も独立して処理ユニット１１８に送ることができる。複数のセンサ１０４内の各センサは、特定の実施形態による超音波測定デバイス、又は翼面１０８上の氷又はいずれかの他の表面障害の厚みをリアルタイムで測定することができるいずれか他タイプのデバイスとすることができる。複数のセンサ１０４は、例えば、限定することなく、以下のうちの少なくとも１つを更に含むことができる：迎え角表示器、位置センサ、温度センサ、モーションセンサ、及び他の対応するタイプのセンサ。複数のセンサ１０４は、氷厚み値の１又は２以上の組を生成することができ、図示のように、第１の通信経路１１６を通して氷厚みデータを処理ユニット１１８に送ることができる。氷厚みデータは、特定の実施形態では、連続的に実質的にリアルタイムで生成される場合がある。氷厚みデータの一部は、特定の実施形態では、設定された時間間隔で生成される場合がある。

第１の通信経路１１６は、図示のように、複数のセンサ１０４と処理ユニット１１８の間の通信を容易にする。本発明の開示は、第１の通信経路１１６が複数のセンサ１０４と処理ユニット１１８の間の通信を容易にするいずれかの適切な手段であるように考えている。例えば、第１の通信経路１１６は、有線、無線、又はＢｌｕｅｔｏｏｔｈ（登録商標）リンクを使用して通信を提供することができる。

処理ユニット１１８は、図示のように、第１の通信経路１１６を通して複数のセンサ１０４からデータを受け入れるように構成される。図１に示す例では、処理ユニット１１８は、ルックアップテーブル１２０を使用して、複数のセンサ１０４から受け入れた氷厚み値と、測定された飛行データから受け入れた複数の揚力計算変数とに基づいて、１又は２以上のリアルタイム迎え角閾値を生成する。処理ユニット１１８が生成することができる１又は２以上の迎え角閾値は、特定の実施形態により、臨界迎え角及び／又は最適化された迎え角、及び／又は航空機１０２の失速を引き起こすことのないいずれかの他の迎え角を含むことができる。処理ユニット１１８は、図示のように、第２の通信経路１２２を通して表示ユニット１２６にデータを送る。処理ユニット１１８が表示ユニット１２６に送るデータは、特定の実施形態では、リアルタイム迎え角閾値及び／又は迎え角閾値に基づく角度１２８の推奨修正値を含むことができる。処理ユニット１１８は、図３に関連して以下で更に説明する。

ルックアップテーブル１２０は、図示のように、処理ユニット１１８に格納されている。ルックアップテーブル１２０は、特定の実施形態により、システム１００が装備される航空機１０２のタイプに独特の用途に関して較正される。ルックアップテーブル１２０は、一部の実施形態では、航空機１０２のタイプに対応する少なくとも１つの氷厚み測定値と、航空機１０２のタイプに対応する少なくとも１つの揚力計算変数とを含むことができる。揚力計算変数は、限定することなく、高度、航空機重量又は同等値のような航空機の物理特性、速度、対気速度、及び温度のような環境条件を含むことができる。揚力計算変数については、図２に関連して以下で更に説明する。ルックアップテーブル１２０の空力シナリオは、一部の実施形態では事前にモデル化することができる。ルックアップテーブルは、単一ルックアップテーブルとして示されているが、本発明の開示は、システム１００が複数のルックアップテーブル１２０を含むことができることも考慮している。

第２の通信経路１２２は、処理ユニット１１８と表示ユニット１２６の間の通信を容易にする。本発明の開示は、第２の通信経路１２２が処理ユニット１１８と表示ユニット１２６の間の通信を容易にするいずれかの適切な手段であるように考えている。例えば、第２の通信経路１２２は、有線、無線、又はＢｌｕｅｔｏｏｔｈリンクを使用して通信を提供することができる。

図１Ｂは、コックピット１２４に設けられた表示ユニット１２６の一例を描いている。表示ユニット１２６は、第２の通信経路１２２を通して処理ユニット１１８からデータを受け入れ、航空機の操縦者に当該データを表示するように構成することができる。表示ユニット１２６は、一部の実施形態では、画面、数字付き指針盤、ホログラフィックディスプレイ、警告灯、又は必要な情報を航空機の操縦者に与えるいずれかの他の手段とすることができる。表示ユニット１２６は、一部の実施形態では、１又は２以上の数値を表示することができる。表示ユニット１２６は、特定の実施形態により、航空機１０２の角度１２８が閾値を超えた場合に音、視覚的な手掛かり、又は航空機操縦者の注意を引くいずれかの他の手段のような警告を発することができる。

作動において、システム１００は、複数のセンサ１０４により、翼１０８の表面上の着氷１０６について氷厚み値の組を測定するように構成することができる。システム１００は、処理ユニット１１８で複数の揚力計算変数を受け入れるように更に構成することができ、一部の実施形態では、デジタル信号処理で各氷厚み値をフィルタリングし、及び／又は氷厚み値の組内の各氷厚み値に対して信号平均化を適用することができる。飛行中に、システム１００は、特定の実施形態により、リアルタイムに処理ユニット１１８でルックアップテーブル１２０を使用して、氷厚み値の組と複数の揚力計算変数とに基づいて翼１０８が失速することのない迎え角閾値を示す値を生成することができる。特定の実施形態により、１又は２以上の迎え角閾値及び／又は航空機１０２の角度１２８に対する１又は２以上の推奨調節値を表示ユニット１２６に送ることができる。角度１２８が迎え角閾値よりも上である場合に、警告信号を生成することができる。一部の実施形態では、角度１２８に対する推奨調節値をオートパイロットに送ることができる。実際の迎え角１２８に対する推奨調節値を受け入れることに応答して、オートパイロットは、航空機１０２が失速することを防ぐために、航空機操縦者指令を入力しなくても複数の飛行制御デバイスを制御するアクションを自動的に取るように構成することができる。オートパイロットは、一部の実施形態では、航空機１０２の失速を防止するために複数の制御面の中でラダー及びスラットのうちの少なくとも１つを制御することができる。より具体的には、オートパイロットは、航空機１０２の迎え角を小さくするためにラダーの偏向度を大きくすることができる。更に、オートパイロットは、航空機１０２の翼１０８の前縁１１０にあるスラットを伸ばす指令を発することができる。システム１００の作動については、図２に関連して以下でより詳細に説明する。

本発明の範囲から逸脱することなく本明細書に説明したシステムに修正、追加、又は省略を行うことができる。例えば、システム１００は、複数のセンサ１０４の中に幾つものセンサを含むことができる。更に、この実施形態では、複数のセンサ１０４内の全てのセンサがセンサの場所に起因して同じ着氷事象によって影響を受けるとは限らないことを認識している。例えば、着氷は、センサの場所に起因して、複数のセンサ１０４内の１又は２以上のセンサに影響を及ぼさない場合があり、一部の実施形態では、これらの影響されなかったセンサは、処理ユニット１１８にデータを送らない可能性がある。構成要素は、統合されていても、分離されていてもよい。更に、作動は、より多い、より少ない、又は他の構成要素によって実行することができる。

図２は、ある一定の実施形態に従って図１の例示的システム１００を使用して航空機表面上のリアルタイム着氷とリアルタイム迎え角閾値とを決定する方法を示すフローチャートである。

方法２００は段階２０２で始まり、一部の実施形態では、翼１０８の表面に沿う複数のセンサ１０４が、第１の時刻に対応する着氷値の第１の組を生成する。各センサは、特定の実施形態により、翼１０８の表面に沿った位置での着氷１０６の厚みを決定するように構成される。

段階２０４では、特定の実施形態により、第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値がデジタル信号処理でフィルタリングされる。一部の実施形態では、段階２０４は、処理ユニット１１８で行われる場合がある。複数のセンサ１０４は、一部の実施形態では、デジタル信号処理と併せて較正することができる。フィルタリングは、信号のフーリエ変換を計算することにより、及び周波数成分を抑制するフィルタ関数を適用することにより、周波数領域で実行される場合がある。それにより、不要な成分のない信号を得ることができる

段階２０６において、一部の実施形態では、信号平均化が、第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値に適用される。一部の実施形態では、段階２０６は、処理ユニット１１８で行われる場合がある。信号平均化は、信号の歪みを持ち込むことなく、反復信号をノイズから分離するためのデジタル技術とすることができる。信号平均化は、時間領域で適用することができ、特定の実施形態により、信号を不明瞭にしているノイズに対して信号の強度を増大させることができる。反復測定値の組を平均化することにより、ＳＮ比を増大することができる。一部の実施形態では、得られた測定値の数に比例して、ＳＮ比を増大することができる。

段階２０８において、プロセッサ１１８は、測定された飛行データに基づいて、一部の実施形態では第１の複数の揚力計算変数を決定する。揚力計算変数は、限定することなく、飛行機のタイプ、高度、対気速度、速度、環境温度、静圧、航空機の大きさ、航空機の形状、航空機の重量、航空機の翼形、又は揚力を計算するのに使用されるいずれかの適切な値を有することができる。航空機１００の高度は、一部の実施形態では、全地球測位システムによって収集される場合がある。対気速度は、ピトー管で検出することができ、外部高度情報は、一部の実施形態では全地球測位システムで検出することができる。説明したファクタは、航空機１０２が発生させる揚力に影響を与える可能性がある様々な揚力計算変数の中でただ単に特定タイプのファクタの例として使用されることを意図している。これらの例は、処理ユニット１１８が決定することができる揚力計算変数を限定又は決定することを意図していない。

段階２１０では、特定の実施形態により、第１の組の氷厚み値と第１の複数の揚力計算変数がルックアップテーブル１２０と比較される。

段階２１２において、一部の実施形態では、少なくとも第１の組の氷厚み値と第１の複数の揚力計算変数とに基づいて迎え角閾値が生成される。迎え角閾値は、特定の実施形態により、臨界角、すなわち、航空機の現在の状態を考慮して翼が失速しない最大迎え角値とすることができる。迎え角閾値の出力というよりむしろ又はこれに加えて、一部の実施形態では、翼上の特定の氷厚みを補償する最適な迎え角の正確な値とすることができる。この最適値は、限定することなく、特定の実施形態により、失速角及び揚力係数に基づく場合がある。更新された迎え角閾値は、航空機１０２が失速しないいずれかの値とすることができる。この閾値は、システム１００に含まれるデフォルトの設定値とすることができ、又は第三者（例えば、製造業者、ユーザ、又は保守群）によって入力及び／又は更新される場合がある。システム１００は、飛行中の航空機１００の状態変化を考慮して、一部の実施形態では、リアルタイムで蓄積した氷１０６の厚みに関連して迎え角閾値を更新することができる。

段階２１４において、複数のセンサ１０４は、特定の実施形態により、第２の時刻に対応する第２の組の氷厚み値を生成する。一部の実施形態では、段階２１４は、処理ユニット１１８で行われる場合がある。

段階２１６では、特定の実施形態により、第２の組の氷厚み値内の各氷厚み値が、デジタル信号処理でフィルタリングされる。

段階２１８において、一部の実施形態では、信号平均化が、第２の組の氷厚み値内の各氷厚み値に適用される。一部の実施形態では、段階２１８は、処理ユニット１１８で行われる場合がある。

段階２２０において、プロセッサ１１８は、測定された飛行データに基づいて、一部の実施形態では第２の複数の揚力計算変数を決定する。

段階２２２において、処理ユニット１１８は、一部の実施形態では、第１の組の氷厚み値及び第１の複数の揚力計算変数、及び第２の組の氷厚み値及び揚力計算変数の第２の組の間に差があるか否かを決定する。処理ユニット１１８が、第１の組の氷厚み値及び第１の複数の揚力計算変数、及び第２の組の氷厚み値及び揚力計算変数の第２の組の間に差がないと決定した場合に、本方法は段階２１４に戻る。処理ユニット１１８が、第１の組の氷厚み値及び第１の複数の揚力計算変数、及び第２の組の氷厚み値及び揚力計算変数の第２の組の間に差があると決定した場合に、本方法は段階２２４へ続く。

段階２２４では、特定の実施形態により、第２の組の氷厚み値と第２の複数の揚力計算変数が、ルックアップテーブル１２０と比較される。

段階２２６において、一部の実施形態では、第１及び第２の組の氷厚み値及び第１及び第２の複数の揚力計算変数の間の１又は２以上の差に基づいて迎え角閾値が更新される。更新された迎え角閾値は、特定の実施形態により、臨界角、すなわち、航空機の現在の状態を考慮して、翼が失速しない最大迎え角値を表すことができる。更新された迎え角閾値の出力は、一部の実施形態では、翼上の特定の氷厚みを補償する最適な迎え角の正確な値とすることができる。この最適値は、限定することなく、一部の実施形態では、失速角及び揚力係数に基づく場合がある。更新された迎え角閾値は、航空機１０２が失速しないいずれかの値とすることができる。

段階２２８において、更新された迎え角に基づく飛行データの１又は２以上の変更は、実際の迎え角１２８を調節するために表示ユニット１２６に送られる。角度１２８は、一部の実施形態では、インジケータベーンセンサの角度を使用して測定することができる。飛行データのリアルタイム推奨修正は、一部の実施形態により、全体的な飛行の安全性を改善するために飛行中に航空機の操縦者によって又はオートパイロットシステムによって利用される場合がある。実際の迎え角１２８に対する推奨調節値を受け入れることに応答して、オートパイロットは、一部の実施形態では、航空機１０２が失速することを防ぐために航空機操縦者指令を入力しなくても複数の飛行制御デバイスを制御するアクションを自動的に取るように構成することができる。オートパイロットは、一部の実施形態では、航空機１０２の失速を防止するために複数の制御面の中でラダー及びスラットのうちの少なくとも１つを制御することができる。より具体的には、オートパイロットは、航空機１０２の迎え角を小さくするためにラダーの偏向度を大きくすることができる。更に、オートパイロットは、航空機１０２の翼１０８の前縁１１０にあるスラットを伸ばす指令を発することができる。

段階２３０において、処理ユニット１１８は、一部の実施形態では、角度１２８が更新された迎え角閾値よりも上であるか否かを決定する。段階２３０で、角度１２８が更新された迎え角閾値よりも上であると処理ユニット１１８が決定した場合に、本方法は段階２３２へ続く。段階２３０で、角度１２８が更新された迎え角閾値を超えていないと処理ユニット１１８が決定した場合に、本方法は繰り返され、段階２０２から始まる。

段階２３２で、特定の実施形態により、警告信号が生成される。警告信号は、ルックアップテーブル１２０に従って実際の迎え角１２８に対するリアルタイム着氷１０６の影響に基づく場合があり、一部の実施形態では、潜在的な失速条件を示すことができる。例えば、警告信号は、少なくとも航空機１０２の角度１２８が迎え角閾値よりも大きい場合に生成される場合がある。表示ユニット１２６は、特定の実施形態では、飛行中の氷厚みに基づいて航空機１０２が迎え角閾値に近づいたことをコックピット１２４内の航空機操縦者に通知することができる。ディスプレイ１２６からの警告信号は、航空機１００の操縦者によって検出されるような方法で生成される場合がある。例えば、警告信号は、表示ユニット１２６から発出される可聴警報、コックピット１２４内の表示ユニット１２６上の視覚インジケータ、及び／又は触覚警報のうちの少なくとも１つとすることができる。視覚インジケータは、例えば、色の点滅、太字、フォントの修正、アニメーション、数字の点滅、ライトの点滅、又は何らかの他の適切なタイプのインジケータのうちの少なくとも１つを含むことができる。可聴警報は、例えば、限定することなく、音色、言葉によるメッセージ、又は何らかの他の適切なタイプの可聴警報を含むことができる。触覚警報は、例えば、限定することなく、コックピット１２４内の制御ハンドルに取り付けられたデバイスに送る指令とすることができ、警告信号を生成するための信号を受け入れることに応答して制御ハンドルを揺らす又は振動させるように構成される。

本発明の範囲から逸脱することなく本明細書に説明した方法２００に修正、追加、又は省略を行うことができる。例えば、適切な場合は段階を組み合わせる、修正する、又は削除することができ、追加の段階を加えることができる。更に、段階は、本発明の開示の範囲から逸脱することなくいずれかの適切な順序で実行することができる。システム１００の様々な構成要素が段階を実行するものとして説明したが、システム１００のいずれかの適切な構成要素又は構成要素の組合せが、本方法の１又は２以上の段階を実行することもできる。

図３は、本発明の開示のある一定の実施形態を実施することができるコンピュータシステムの例を示している。図１の処理ユニット１１８は、本発明の開示のある一定の実施形態により、コンピュータシステム３００であるか又はそれを含むことができる。コンピュータシステム３００は、１又は２以上のインタフェース３０４、メモリ３０２、及び１又は２以上のプロセッサ３０６を含むことができる。本発明の開示は、特定の配置で特定数の特定の構成要素を含む特定のコンピュータシステム３００を説明して図示するが、本発明の開示は、いずれかの適切な配置でいずれかの適切な数のいずれかの適切な構成要素を含むコンピュータシステム３００を考えている。

インタフェース３０４は、ハードウエア及び／又はソフトウエアを含むことができる。インタフェース３０４は、入力（例えば、センサデータ又はシステムデータ）を受け入れ、出力（例えば、命令）を送り、入力及び／又は出力を処理し、及び／又は他の適切な作動を実行する。一例として、インタフェース３０４は、図１の複数のセンサ１０４から翼１０８の表面に関連付けられた氷厚み値の１組のような情報を受け入れる。インタフェース３０４は、一部の実施形態では、１又は２以上の生成された迎え角閾値及び／又は航空機１０２の角度１２８に対する１又は２以上の推奨調節値をプロセッサ３０６から受け入れ、そのデータをディスプレイ１２６に送る。インタフェース３０４は、適切な場合に１又は２以上のインタフェース３０４を含むことができる。本発明の開示では、特定のインタフェースを説明して図示するが、本発明の開示は、いずれかの適切なインタフェースを考えている。

メモリ（又はメモリユニット）３０２は、情報を格納することができる。一例として、メモリは、図１のルックアップテーブル１２０を格納することができる。メモリ３０２は、１又は２以上の非一時的有形コンピュータ可読及び／又はコンピュータ実行可能ストレージ媒体を含むことができる。メモリ３０２の例は、コンピュータメモリ（例えば、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）又は読取専用メモリ（ＲＯＭ））、大容量ストレージ媒体（例えば、ハードディスク）、リムーバブルストレージ媒体（例えば、コンパクトディスク（ＣＤ）又はデジタルビデオディスク（ＤＶＤ））、データベース及び／又はネットワークストレージ（例えば、サーバ）及び／又はいずれかの他の適切なコンピュータ可読ストレージ媒体又はこれらのデバイスの組合せを含む。

プロセッサ３０６は、一部の実施形態では、メモリ３０２及びインタフェース３０４を含むコンピュータシステム３００の１又は２以上の構成要素に通信的に結合される場合がある。プロセッサ３０６は、命令を実行し、データを操作して処理ユニット１１８の説明した機能の一部又は全てを実行するために、１又は２以上のモジュールに実施されたハードウエア及びソフトウエアのいずれかの適切な組合せを含むことができる。プロセッサ３０６は、例えば、一部の実施形態では、１又は２以上のコンピュータ、１又は２以上の中央演算処理装置（ＣＰＵ）、１又は２以上のマイクロプロセッサ、１又は２以上のアプリケーション、１又は２以上の特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、１又は２以上のフィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、及び／又は他の論理部を含むことができる。プロセッサ３０６は、特定の実施形態により、少なくとも処理装置１１８で受け入れた氷厚み値の組及び複数の揚力計算変数に基づいて、測定された氷厚み値及び複数の揚力計算変数をメモリ３０２に格納することができるルックアップテーブル１２０と比較することにより、翼の飛行中にリアルタイムで図１の翼１０８が失速しない迎え角閾値を生成することができる。

本発明の範囲から逸脱することなく本明細書に説明したシステムに修正、追加、又は省略を行うことができる。例えば、システム３００は、いずれの数のプロセッサ３０６、メモリユニット３０２、及び／又はインタフェース３０４も含むことができる。構成要素は、統合されていても、分離されていてもよい。更に、作動は、より多い、より少ない、又は他の構成要素で実行することができる。

本明細書では、「又は」は、明示的に別段の指示がない限り又は関連上その他を意味しない限り、包括的であって限定的ではない。従って、本明細書では、「Ａ又はＢ」は、明示的に別段の指示がない限り又は関連上その他を意味しない限り、「Ａ、Ｂ、又は両方」を意味する。更に、「及び」は、明示的に別段の指示がない限り又は関連上その他を意味しない限り、「共同的」と「個別的」の両方である。従って、本明細書では、「Ａ及びＢ」は、明示的に別段の指示がない限り又は関連上その他を意味しない限り、「共同的又は個別的にＡとＢ」を意味する。

本発明の開示の範囲は、当業者が理解するであろう本明細書に説明し又は図示した例示的実施形態に対する全ての変更、置換、変形、代替、及び修正を包含する。本発明の開示の範囲は、本明細書で説明又は図示の例示的実施形態に限定されない。更に、本発明の開示は、本明細書でそれぞれの実施形態を特定の構成要素、要素、機能、作動、又は段階を含むものとして説明して図示したが、これらの実施形態は、いずれも本明細書の任意的な場所で説明又は図示した構成要素、要素、機能、作動、又は段階のいずれかに関して当業者が理解することになるいずれの組合せ又は並べ替えも含むことができる。更に、特許請求の範囲において、装置又はシステム又は装置又はシステムの構成要素が特定の機能を実行するようになっている、配置される、機能を含む、構成される、有効にされる、作動可能であるか又は作動するという言及は、その装置、システム、構成要素がそのようになっている、配置される、機能を含む、構成される、有効にされる、作動可能であるか又は作動する限り、その装置、システム、構成要素、又はその特定の機能が起動している、オンになっている、又はアンロックされているか否かに関わらずその装置、システム、構成要素を包含する。

Claims (20)

1. 第１のタイプの航空機に対応する少なくとも１又は２以上の氷厚み値と該第１のタイプの航空機に対応する１又は２以上の揚力計算変数とを含むデータテーブルを格納するように構成された１又は２以上のメモリユニットと、
   複数のセンサから第１の時刻に対応する第１の組の氷厚み値を受け入れるように作動可能なインタフェースであって、該第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値が、該複数のセンサのそれぞれ１つの各々の翼の表面に沿った位置での氷の厚みに対応する、前記インタフェースと、
   前記メモリと前記インタフェースとに通信可能に結合された１又は２以上のプロセッサであって、
   前記第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値をデジタル信号処理でフィルタリングし、
   前記第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値に対して信号平均化を適用し、
   測定された飛行データに基づいて、前記翼の対気速度に対応する少なくとも１又は２以上の値と該翼の高度に対応する１又は２以上の値とを含む第１の複数の揚力計算変数を決定し、
   少なくとも前記第１の組の氷厚み値を第１の組の複数の揚力計算変数と共に前記データテーブルに対して比較し、
   少なくとも前記第１の組の氷厚み値と、前記第１の複数の揚力計算変数とに基づいて、前記翼が失速しないことになる最大迎え角を含む迎え角閾値を生成する、
   ように作動可能な前記１又は２以上のプロセッサと、
   を備え、
   前記インタフェースは、前記複数のセンサから第２の時刻に対応する第２の組の氷厚み値を受け入れるように更に作動可能であり、
   前記１又は２以上のプロセッサは、
   前記第２の組の氷厚み値内の各氷厚み値をデジタル信号処理でフィルタリングし、
   前記第２の組の氷厚み値内の各氷厚み値に対して信号平均化を適用し、
   測定された飛行データに基づいて、前記翼の対気速度に対応する少なくとも１又は２以上の値と該翼の高度に対応する１又は２以上の値とを含む第２の複数の揚力計算変数を決定し、
   少なくとも前記第２の組の氷厚み値を前記第２の複数の揚力計算変数と共に前記データテーブルに対して比較し、
   前記第１の組の氷厚み値と前記第２の組の氷厚み値との間、及び、前記第１の複数の揚力計算変数と前記第２の複数の揚力計算変数との間の、１又は２以上の差に基づいて、前記迎え角閾値を前記第２の時刻に更新し、
   前記更新された迎え角閾値に基づいて、前記翼の実際の迎え角を調節するための前記飛行データに対する１又は２以上の変更をディスプレイに送る、
   ように更に作動可能である、
   システム。
2. コンピュータシステムにより、
   複数のセンサにより、翼の表面に沿った位置で該複数のセンサの各々を用いて氷の厚みを測定することによって第１の時刻に対応する第１の組の氷厚み値を生成する段階と、
   測定された飛行データに基づいて第１の複数の揚力計算変数を決定する段階と、
   少なくとも前記第１の組の氷厚み値と、前記第１の複数の揚力計算変数とに基づいて、前記翼が失速しない最大迎え角を含む迎え角閾値を生成する段階と、
   第２の時刻に対応する第２の組の氷厚み値及び第２の複数の揚力計算変数を生成する段階と、
   前記第１の組の氷厚み値と前記第２の組の氷厚み値との間、及び、前記第１の複数の揚力計算変数と前記第２の複数の揚力計算変数との間の、１又は２以上の差に基づいて、前記迎え角閾値を前記第２の時刻に更新する段階と、
   前記更新された迎え角閾値に基づいて、前記翼の実際の迎え角を調節するための前記飛行データに対する１又は２以上の変更をディスプレイに送る段階と、
   を含む方法。
3. 前記第１の複数の揚力計算変数は、前記翼の対気速度に対応する少なくとも１又は２以上の値を含む、請求項２に記載の方法。
4. 前記迎え角閾値を生成する段階は、前記第１の組の氷厚み値及び前記第１の複数の揚力計算変数を、格納されたデータテーブルに対して比較し、該格納されたテーブルは、第１のタイプの航空機に対応する少なくとも１又は２以上の氷厚み値と該第１のタイプの航空機に対応する１又は２以上の揚力計算変数とを含む、請求項２に記載の方法。
5. 前記閾値は、臨界迎え角である、請求項２に記載の方法。
6. デジタル信号処理を用いて、前記第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値をフィルタリングする段階を更に含む、請求項２に記載の方法。
7. 前記第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値に対して信号平均化を適用する段階を更に含む、請求項２に記載の方法。
8. 前記複数のセンサ内の各センサが、無線通信を使用して前記第１の組の氷厚み値を提供する、請求項２に記載の方法。
9. 前記複数のセンサは、超音波センサで構成される、請求項２に記載の方法。
10. 前記翼の前記実際の迎え角が前記迎え角閾値よりも上であると決定する段階と、
    前記実際の迎え角が前記迎え角閾値よりも上であると決定することに応答して、警告信号を生成する段階と、
    を更に含む請求項２に記載の方法。
11. 第１の時刻に対応する第１の組の氷厚み値を測定するように作動可能な複数のセンサであって、各センサが翼の表面に沿った位置における氷の厚みを決定するように構成される前記複数のセンサと、
    測定された飛行データに基づいて第１の複数の揚力計算変数を決定し、
    少なくとも前記第１の組の氷厚み値と、前記第１の複数の揚力計算変数とに基づいて、前記翼が失速しない最大迎え角を含む迎え角閾値を生成する、
    ように構成されたプロセッサと、
    を備え、
    前記複数のセンサは、第２の時刻に対応する第２の組の氷厚み値を測定するように更に作動可能であり、
    前記プロセッサは、
    第２の時刻に対応する第２の複数の揚力計算変数を決定し、
    前記第１の組の氷厚み値と前記第２の組の氷厚み値との間、及び、前記第１の複数の揚力計算変数と前記第２の複数の揚力計算変数との間の、１又は２以上の差に基づいて、前記迎え角閾値を前記第２の時刻に更新し、
    前記更新された迎え角閾値に基づいて、前記翼の実際の迎え角を調節するための前記飛行データに対する１又は２以上の変更をディスプレイに送る、
    ように更に作動可能である、
    システム。
12. 前記第１の複数の揚力計算変数は、前記翼の対気速度に対応する少なくとも１又は２以上の値を含む、請求項１１に記載のシステム。
13. 前記プロセッサは、前記第１の組の氷厚み値及び前記第１の複数の揚力計算変数を、格納されたデータテーブルに対して比較するように更に構成され、該格納されたテーブルは、第１のタイプの航空機に対応する少なくとも１又は２以上の氷厚み値と、該第１のタイプの航空機に対応する１又は２以上の揚力計算変数とを含む、請求項１１に記載のシステム。
14. 前記閾値は、臨界迎え角である、請求項１１に記載のシステム。
15. 前記第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値が、デジタル信号処理でフィルタリングされる、請求項１１に記載のシステム。
16. 信号平均化が、前記第１の組の氷厚み値内の各氷厚み値に対して適用される、請求項１１に記載のシステム。
17. 前記複数のセンサ内の各センサが、無線通信を使用して前記第１の組の氷厚み値を提供する、請求項１１に記載のシステム。
18. 前記複数のセンサは、超音波センサで構成される、請求項１１に記載のシステム。
19. 前記プロセッサは、
    前記翼の前記実際の迎え角が前記迎え角閾値を超えていると決定し、
    前記実際の迎え角が前記迎え角閾値を超えていると決定することに応答して警告信号を生成する、
    ように更に作動可能である、
    請求項１１に記載のシステム。
20. 前記警告信号は、航空機コックピット内の視覚インジケータを含む、請求項１９に記載のシステム。

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