JP3638685B2 - 望ましくない横向き運動を減少するための方向舵修正コマンドを生成する方法およびシステム - Google Patents
望ましくない横向き運動を減少するための方向舵修正コマンドを生成する方法およびシステム Download PDFInfo
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Description
【０００１】
【技術分野】
この発明は飛行機制御システムに関し、より特定的には飛行機方向舵制御システムに関する。
【０００２】
【発明の背景】
不連続な突風および乱気流の中を飛行すると、商業用および他用途の輸送機における機室の機尾部分は、機室の前部分および中央部分よりも高いレベルの横加速を経験する。横加速が程度を増すと、乗客の乗り心地の観点から不快になるだけでなく、多くのこのような飛行機のギャレーが機尾機室に位置するために商業用ジェット機の客室乗務員にとって作業環境が困難にもなり得る。不連続な突風および乱気流に応じて、商業用ジェット機における機尾機室横加速の程度が高いのは、このような飛行機の剛体風見安定と胴体の可撓体曲げとによるものである。機尾機室横加速の程度が高い主な原因は、飛行機の垂直安定板に衝突する突風および乱気流の横向きの成分によって生ずる横力である。当業者には周知であるように、突風および乱気流の中で飛行機の垂直安定板の効果を減少し、または無効にすることによって、機尾機体横加速は著しく減少できる。
【０００３】
過去において、従来のモード抑制システムは、商業用ジェット機の機尾機室において乱気流および突風の効果を減少するために開発されてきた。モード抑制システムは横加速度計を用いて横側の荷重を感知する。感知された情報は、乱気流および突風への可撓体応答を減ずるように意図される方向舵コマンドを発生するのに用いられる。モード抑制システムによって生成される信号はフィルタ処理されて、飛行機の機体（胴体）の可撓曲げモード周波数、すなわち２および４Ｈｚの間にある第１の機体曲げモード周波数外にある信号の成分を取除く。モード抑制システムは不連続な突風および乱気流が機体を励起してこのような振動を始めさせた後に機体の振動に減衰を加えるので、モード抑制システムは可撓結合による運動を防ぐように作用するよりむしろ、実際にこのような運動を減ずるものである。
【０００４】
最近、垂直安定板差圧センサを用いて、垂直安定板の荷重を軽減する方向へ垂直安定板の方向舵を移動するために用いられる信号を生成して、乱気流および突風から生じる、不所望な飛行機機尾機室横向き運動を減少するための方法および装置が開発された。主題が引用により本明細書へ援用される、ロバート・Ｊ・ブリーグ（Robert J. Bleeg ）による「乱気流および突風から生じる飛行機荷重を減少するための装置および方法」（“Apparatus and Method for Reducing Aircraft Loads Resulting From Atmospheric Turbulence and Gusts”）と題される米国特許第５，３７５，７９４号（以後、特許第７９４号）を参照されたい。特許第７９４号に説明される方法および装置は、飛行機のダッチロール周波数の範囲以上で突風および乱気流に応答するようにフィルタ処理された方向舵コマンドを生成する。フィルタは１ｒａｄ／ｓｅｃと等しい折点周波数ｆC を有する。折点周波数は、突風および乱気流による垂直安定板荷重の緩和と良好な飛行機操縦性の維持との間の絶妙なバランスを達成するように選択される。
【０００５】
特許第７９４号に説明される方法および装置はモード抑制システムに本質的な改良を加えるが、フライバイワイヤ飛行機制御システムに用いられるときは特に改善を必要とする。この発明はこのような改善を提供することを目的とする。
【０００６】
【発明の概要】
この発明に従うと、乱気流および突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定板への横方向荷重および狂いを軽減することによって、飛行機の機尾機室の望ましくない横向き運動を減少するための方法および装置が提供される。この発明に従うと、乱気流および突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定板への有効力を軽減するように、飛行機の方向舵コマンドを修正する方向舵修正コマンドが生成される。方向舵修正コマンドは、フライバイワイヤ制御システムによって用いられて方向舵コマンド信号を修正するのに理想的に適する。代替的に、方向舵修正コマンドは他の型の飛行機方向舵制御システムによって用いられることもでき、乱気流および突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定板への有効力を軽減するような態様で方向舵位置コマンドを修正する。
【０００７】
この発明の他の局面に従うと、好ましくは１０％翼弦で、垂直安定板の両側の差圧が測定される。差圧データは、ロールレート補償およびヨーレート補償される方向舵偏向値を生成するために用いられる。補償された方向舵偏向値は、飛行機のダッチロール周波数の２５％である折点周波数ｆC を有するフィルタによって高域フィルタ処理される。高域フィルタはダッチロール周波数以上で全利得を提供し、低周波数擾乱に対して利得を減少する。このことは、最適な突風抑制性能のためにダッチロール周波数範囲で突風および乱流への飛行機の剛体応答を減少するが、低周波数の風のシヤに対して全飛行機風見安定を回復する。高域フィルタ処理された結果は、第２の方向舵偏向値に減算的に合成された第１の方向舵偏向値である。第２の方向舵偏向値は、飛行機のヨーダンパによって生ずる慣性横滑り角度比率値を利得調節し、かつ低域フィルタ処理することによって引出される。低域フィルタ折点周波数は、飛行機のダッチロール周波数の２５％で高域フィルタ折点周波数と整合される。合成された方向舵偏向値の大きさは利得整形フィルタによってフィルタ処理される。利得整形フィルタは飛行機のダッチロール周波数の上の周波数に対して利得を増加し、ダッチロール周波数のおおよそ４倍で７０％の最大利得増加を達成する。利得整形フィルタの実質の効果は、ｆC およびω1 の間の周波数（ダッチロール周波数の０．２５ないし２．５倍）に対して垂直安定板荷重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2 （ダッチロール周波数の４倍）のうえで垂直安定板荷重のほとんどすべて（８５％）をキャンセルするはずである。結果は方向舵コマンド修正値であり、ヨーダンパ方向舵コマンドに減算的に合成されると、飛行機の機尾機室における望ましくない横向き運動を減少する方向舵コマンドを生成する。
【０００８】
この発明のさらなる局面に従うと、利得整形フィルタによってフィルタ処理される前に、合成された方向舵偏向値は定常横滑り静利得値によって利得調節される。
【０００９】
この発明のさらなる局面に従うと、好ましくは流れ分離モニタが含まれて、第１の方向舵偏向値をモニタし、ヨーダンパ方向舵コマンドと合成されると、許容可能な構造上の制限を超える方向舵コマンドを生成し得る方向舵コマンド修正値が発生されるのを防ぐ。
【００１０】
この発明のさらなる原則に従うと、好ましくは方向舵コマンド修正値が用いられて、方向舵コマンド修正値を利得調節し、かつ低域フィルタ処理することによって突風抑止横制御コマンドを発生する。横制御コマンドは方向舵修正コマンドと合成されて、不連続な突風および乱流に応じて望ましくないロールの狂いを減少し、これによって飛行機の操縦性および乗り心地を向上する。
【００１１】
上述の概要から容易に認識されるように、この発明は、従来のヨーダンパだけが方向舵の位置を制御するために用いられ、飛行機の垂直安定板に横荷重を引起こす不連続な突風または乱気流の中を飛行機が飛行するときに現れる、左右への機尾機室の急傾斜を実質的に減少する方向舵制御コマンドを生成するための方法および装置を提供する。突風および乱気流への剛体ヨーレート応答を最小にすると、飛行機性能も向上する。この発明を用いると、ほぼ等しい強さの横加速が飛行機の操縦席、重心、および機尾機体で生じる。機尾機室剛体変位を減少すると、飛行機において乗客の乗り心地と後方（ギャレー）区域の作業環境とが向上する。突風および乱気流へのロールおよびヨー軸応答を減少すると、飛行機の操縦性および飛行進路制御も向上し、これによって操縦士の作業負荷が減少される。この発明を組入れるシステムでは方向舵およびホイールコマンドの両方がより効果的である。なぜなら、コマンドされない運動または進路変更を減ずるために慣性センサを用いるこれまでのシステムと比較して、乱気流および突風から生じる狂いを防ぐよりもむしろ、垂直安定板差圧が運動を防ぐために用いられているからである。
【００１２】
添付の図面と関連して、この発明の好ましい実施例の次の詳細な説明を参照すると、この発明の上述の特徴および局面はより容易に認識される。
【００１３】
【好ましい実施例の詳細な説明】
次の説明からより良く理解されるように、この発明は「フライバイワイヤ」飛行機制御システムに用いられるように意図され、そのようなシステムと関連して説明されるが、所望であれば他の型の飛行機制御システムに組入れられ得ると理解されたい。さらに従来のとおり、この発明は特定の機能を達成するように意図される離散ブロックを含む制御法の形式で例示され、かつ説明されるが、この発明はさまざまな態様で実際に実現できると理解されたい。たとえば、例示された制御法のさまざまな機能は、適当にプログラムされたデジタルコンピュータシステムによって実行できる。代替的に、この機能はデジタルまたはアナログ回路によって実行できる。
【００１４】
図１は、垂直安定板１５を含む従来の商業用ジェット輸送機１１を例示する。垂直安定板は方向舵１７を含む。飛行中、飛行機１１は突風および乱気流を受けることがあり、これが横荷重（横）力を発生する。矢印１３によって示されるように、垂直安定板１５は突風および乱気流によって生ずる相当な量の横力を受ける。
【００１５】
より多く参照され、かつ引用により本明細書へ援用されている特許第７９４号で説明されるように、飛行機の垂直安定板１５へ強い衝撃を与える横力１３の相対的に高い周波数の成分が「取除かれる」ならば、飛行機の機尾隔壁への全横加速は８０％減少される。取除くのは、突風または乱気流に応じて軽減する方向へ方向舵１７を移動することによって達成できる。軽減する方向とは垂直安定板によって発生する揚力を減少する方向である。たとえば、横からの突風が右から左へと飛行機に加えられるならば（図１を参照）、適当な量だけ左へ、すなわち軽減する方向へ方向舵１７の後縁を移動することで横からの荷重が相殺され、垂直安定板に作用する有効力を減少する。
【００１６】
定義によれば、図１に示されるように、飛行機横滑り角度βは飛行機１４の長手軸と、矢印２１によって示される、飛行機の飛行方向との間の角度である。特許第７９４号に述べられるように、横滑り角度βの１°ごとに、従来の輸送ジェット機の方向舵を軽減する方向へおおよそ２°移動すると、垂直安定板１５に作用する横からの有効力がなくなる。
【００１７】
垂直安定板１５への横からの力の全体は翼弦方向圧力分布および翼幅方向圧力分布の関数である。従来の横滑り角度に対して、最大差圧は垂直安定板の１０％を多少超える翼弦位置で起こる。約７０％翼弦位置で方向舵ヒンジ線を中心とする方向舵偏向に応じる圧力変化は、１０％翼弦位置ではほとんど影響を及ぼさない。
【００１８】
図２に示されるように、この発明に従って、従来の差圧センサ３１は垂直安定板１５のおおよそ１０％の翼弦線３３に取付けられてこの位置で垂直安定板の差圧を感知する。差圧センサは胴体との交点から十分上に位置決めされて、胴体の干渉と翼端の渦効果とを最小にする。好ましくは２つの差圧センサ３１が垂直安定板におおよそ３フィート離れて取付けられる。２つのセンサの出力は互いに比較されてセンサの故障に備える。方向舵１７が軽減する方向へ移動されると、１０％翼弦位置ではほとんど差圧に変化がない。このことでこの発明が正確に実現でき、これは方向舵の正確な動きが、感知される差圧にほとんど影響を与えないからである。
【００１９】
次の説明からより良く理解されるように、この発明は差圧センサ３１によって生成されるデータを、方向舵コマンドへ組入れられると、差圧センサ３１によって感知される差圧を生ずる横からの荷重を相殺する方向へ飛行機の方向舵を移動する方向舵修正コマンドを生成するようなさまざまな仕方で修正する。
【００２０】
差圧センサ３１によって生成される差圧データ（ΔＰで示される）はブロック３５で示されるように対気速度に対して最初に利得補償される。より具体的には、突風または乱気流によって生ずる垂直安定板力を軽減するのに必要な方向舵移動量は飛行機対気速度の関数である。大気速度が一定の方向舵角度に対して増加するにつれ、ますます大きい力が方向舵によって飛行機のヨー軸を中心として加えられる。対気速度利得補償は、値が飛行機の静気圧を引いた全気圧の関数である淀み圧ｑC でΔＰを割算することによって達成される。従来の仕方では、機内に位置するエアデータコンピュータ３７が、飛行機の全圧力プローブおよび静圧ポートから受取られたデータに基づいてｑC に対する値を生成する。対気速度利得補償調節の最終結果は、対気速度に無関係な差圧係数（ΔＣｐ）である。淀み圧が用いられるのは、エアデータシステムの基本要素である全気圧プローブおよび静圧ポートデータを用いて容易に決定可能だからである。代替的に、差圧係数ΔＣｐはより伝統的な態様で、飛行機の空気密度と真の対気速度の２乗との関数である動圧ｑを用いて計算できる。当業者には周知であるように、淀み圧は動圧×０．２５（マッハ数）2 にほぼ等しい。
【００２１】
ΔＣｐはブロック３９で、飛行機のマッハ速度に基づく因子β／ΔＣｐで乗算される。値β／ΔＣｐは飛行機のマッハ速度に非線形的に関連し、好ましくはルックアップテーブルに記憶される。ブロック４０を参照されたい。β／ΔＣｐの値は飛行機横滑り角度βと測定された垂直安定板圧力係数との間の関係を示す。修正３９の結果はβ（ΔＰ）で示される値を生成し、これは次にロール／ヨーレート補償される。ヨーレート補償値は、飛行機の慣性基準単位によって生成されるヨーレート値を飛行機の真の対気速度（ＶT ）に基づいて利得調節で乗算する（ブロック４１）ことによって得られる。Ｌｘ（ΔＰ）が、飛行機（図１）の中央線１４に沿う、重心から差圧変換機械３１（図２）の位置への距離である場合、利得調節はＬｘ（ΔＰ）をＶT で割算することによって生成される。ブロック４３を参照されたい。ロールレート補償値は、飛行機の慣性基準単位によって決定されるロールレート値を飛行機の真の対気速度（ＶT ）に基づいて利得調節で乗算する（ブロック４５）ことによって得られる。Ｌｚ（ΔＰ）が飛行機の重心と差圧センサの位置との間の垂直距離である場合、利得調節はＬｚ（ΔＰ）をＶT で割算することによって生成される。ブロック４７を参照されたい。ヨーレート補償値およびロールレート補償値は減算的に合成される。ブロック４９を参照されたい。結果として生じる値はβ（ΔＰ）の値に減算的に合成されて気団横滑り角度（βairmass ）値を生成する。ブロック５１を参照されたい。
【００２２】
相対的に高い周波数の横からの荷重に応じて方向舵の動きをもたらし、低周波数入力を減ずるために、βairmass 値は高域フィルタによってフィルタ処理される。ブロック５３を参照されたい。高域フィルタの遮断周波数ｆC は１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％に等しく、すなわち、ｆC は０．２５＊ωDutch rollにほぼ等しい。フィルタ処理されたβairmass 値はフィルタ処理されたβinertial値に減算的に合成される。加算器５５を参照されたい。
【００２３】
フィルタ処理されたβinertial値は、現行のボーイング７５７、７６７および７４７−４００機に通常よく用いられるタイプのヨーダンパモジュールのようなヨーダンパモジュール５６によって生成されるベータダッシュ慣性β′inertial値から引出される。ヨーダンパモジュールによって生成されるデータと機能上同等であるデータを生成するヨーダンパ制御法は、ボーイング７７７機の主要フライトコンピュータに含まれる。従来の態様で、ヨーダンパコマンドはダッチロールとして知られる望ましくないヨー振動を相殺する。横滑り角度βの変化比率であるβ′inertialはヨーダンパ関数の共通出力である。β′inertial値は、慣性的に決定されたヨーレート、ロールレート、横加速、およびバンク角度値を用いて計算される。
【００２４】
図２に示されるように、ベータダッシュ慣性値、すなわちβ′inertial値は、上述のように１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数の２５％とほぼ等しいｆC でβ′inertialを割算することによって最初に利得補償される。ブロック５７を参照されたい。利得調節されたベータダッシュ慣性値はブロック５９に示されるように低域フィルタ処理される。低域フィルタは、ｆC に等しい上方遮断周波数を有する。これは、上述のようにダッチロール周波数の２５％と等しい。βinertial低域フィルタ折点周波数はβairmass 高域フィルタ折点周波数と整合されて、飛行機の操縦中に測定されるβairmass を適切にキャンセルする。
【００２５】
上述のように、フィルタ処理されたβinertial値はブロック５５に示されるように、フィルタ処理されたβairmass 値に減算的に合成される。結果はβGustで示される値である。ここでδRUD が方向舵偏向の程度である場合、βGust値はδRUD ／βと等しい定常横滑り静利得値によって利得調節される。ブロック６１を参照されたい。利得補償されたβGust値は利得整形フィルタによって修正される。ブロック６３を参照されたい。ω1 が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２．５倍と等しく、ω2 が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、利得整形フィルタはω1 までで１．０値を有し、ω2 で１．７値に増加する。利得整形フィルタの実質的な効果は、ｆC およびω1 の間の周波数で垂直安定板荷重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2 より上の周波数で垂直安定板効果のほとんど全部（８５％）をキャンセルするはずである。ω1 およびω2 の間で線形的に変化するように図２において図示されるが、示される図は従来のＳの形状を有するフィルタを実際には漸近的に表わす。現行のフィルタはリードラグフィルタであり、ω1 はフィルタの下方部分またはリード部分の３ｄｂポイントであり、ω2 はフィルタの上方部分またはラグ部分の３ｄｂポイントである。
【００２６】
以下に説明される流れ分離モニタ６５によってオフに切換えられなければ、利得整形されたフィルタ値は、β′inertial信号を利得調節することによって得られるヨーダンパ方向舵コマンドに減算的に合成されて方向舵コマンドを生成する。ブロック６７を参照されたい。Ｋ（β′）は対気速度の関数であり、飛行機の型によって変化する場合、β′inertial信号はＫ（β′）によって利得調節される。ボーイング７７７機では、Ｋ（β′）は低対気速度での２．９から高対気速度での０．８まで変化する。したがって、利得整形されたフィルタ値は方向舵修正コマンドを形成する。
【００２７】
流れ分離モニタ６５はΔＣｐ値をモニタし、流れ分離を示す、振動するΔＰ信号を検出する。振動するΔＰ信号が検出されると、利得整形されたフィルタ値は方向舵コマンドの一部になることを回避される。むしろ、方向舵修正コマンドは０に減少される。適した流れ分離モニタは、同時出願された、主題が引用により本願明細書に援用される、アルン Ａ．ナドゥカーニ（Arun A. Nadkarni）らによる米国特許「気流分離を示す振動現象を検出するための方法および装置」（“Method and Apparatus for Detecting Oscillatory Phenomena Indicative of Airflow Separation ”）に説明される。
【００２８】
方向舵修正コマンドがまた用いられて、突風および乱流に応じて飛行機のロール軸の狂いをキャンセルするために用いることが可能な横制御コマンドを生成する。より具体的には、図２に示されるように、δLAT が均等な車輪の動きの程度と等しく、δRUD が方向舵の動きの程度と等しい場合、横制御コマンドはδLAT ／δRUD で方向舵修正コマンドを最初に利得修正することによって生じる。ブロック７１を参照されたい。利得修正された方向舵修正コマンドは次に、遮断周波数ω3 が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほぼ等しい低域ホイール作動性フィルタ７３によってフィルタ処理される。横制御低域フィルタは十分なバンド幅を提供して飛行機のロールモードを制御するが、高い周波数を減じて制御面性能を減少し、主翼構造モードに結合することを回避する。
【００２９】
先行の説明から容易に認識されるように、この発明は特許第７９４号に説明されるように、乱気流および突風から生じる飛行機荷重を減少するための方法および装置に改良を加える。折点周波数ｆC を有するフィルタを用いて１秒あたり１０ラジアンとほぼ等しいβ′inertialおよびβairmass 値をフィルタするよりむしろ、フィルタの折点周波数ｆC はダッチロール周波数のおおよそ２５％に減少されてきた。ダッチロール周波数範囲を含むようにバンド幅を増加すると、突風および乱気流への剛体応答を減少することによって突風および乱気流抑制性能が向上する。事実上、飛行機はダッチロール領域の周波数で風にぶつかって偏揺することを回避される。ダッチロール周波数範囲で動作するには、以下に説明されるように気団および慣性横滑りのバランスが向上される必要がある。広いバンド幅はまた、突風または乱流による横滑りをより長く持続し、風見安定を効果的に減少する。風見安定が減少することで、飛行機の上反角効果のために突風および乱流でロールオフが増加する。この効果は以下により多く説明されるように、横制御コマンドによって処理される。
気団および慣性横滑りの間のバランスは、ヨーレートおよびロールレートに対して差圧信号ΔＰを訂正することによって向上する。訂正することで、気団横滑り角度がより厳密に測定される。ヨーレートおよびロールレートを訂正すると、操縦中に気団横滑り角度および慣性横滑り角度の間でより良いバランスがもたらされ、したがって、飛行機の操縦性を劣化し得る疑似地上指令を最小にする。上述のように、ヨーレートおよびロールレートを訂正することは、高域フィルタの折点周波数ｆC がダッチロール周波数より下である場合特に重要になる。
【００３０】
利得整形フィルタ６３を含むことで、方向舵利得は周波数の関数として変化する。整形フィルタは高周波数利得を７０％増加する。利得整形の実質の効果は、ｆC およびω1 の間の周波数で垂直安定板突風荷重および垂直安定板乱気流荷重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2 より上の周波数に対して垂直安定板突風荷重のほとんどすべて（８５％）をキャンセルするはずである。垂直安定板荷重のおおよそ半分が、胴体揚力による横からの荷重を釣り合わせるために低周波数で必要とされる。高い周波数では、胴体揚力増大時定数は十分に遅いので、本質的にすべての垂直安定板荷重がキャンセルされ得る。この目的は、実質の偏揺モーメントが０であるように、飛行機の主翼および機体による偏揺モーメントを垂直安定板による偏揺モーメントと釣り合わせるだけである。最適な性能は、突風および乱気流による０偏揺モーメントを提供することによってもたらされる。整形フィルタは、低周波数範囲で過剰コマンドすることなしに、高周波数範囲で利得を増加させる。事実上、飛行機はダッチロールおよび第１の機体曲げの間の周波数範囲で風にぶつかって偏揺することを回避される。気団横滑り角度を高域フィルタ処理すると、飛行機はｆC より下の周波数に対して風にぶつかる。上述のように、ω1 およびω2 に対する名目上の周波数はダッチロール周波数のそれぞれ２．５倍および４．０倍である。何らかの所与の飛行機に対する特定の周波数と利得の大きさとは、ある程度主翼／機体／ナセルおよび垂直安定板構成の関数として変化する。
【００３１】
上述のように、横制御突風抑制コマンドまたは横制御乱流抑制コマンドは方向舵修正コマンドを横滑りスケールすることによって獲得される。横制御コマンドのバンド幅は、ホイール作動性フィルタ７３の切捨て周波数であるω3 によって制限されて可撓モード結合を防ぐ。横制御コマンドは、フライバイワイヤ飛行制御システムの横制御区分への一連の入力、または、従来の飛行制御システムにおける補助翼サーポもしくは自動操縦横制御サーポへの一連の入力を形成できる。ダッチロール周波数の４．０倍にほぼ等しいバンド幅を有する横制御コマンドを用いると、飛行機の可撓体および主翼モードに結合することなしに剛体ロール応答が最小にされる。横制御コマンドは突風および乱気流へのロール応答を減少することによって飛行機の操縦性を向上する。横制御コマンドは剛体乱流応答および剛体突風応答を制御する際の重要な要素であり、これは、飛行機の風見安定が人工的に減少されると、コマンドが（上反角効果のために）ロールオフする傾向を無効にするからである。事実上、飛行機は折点周波数ｆC 以上で乱流および突風のために偏揺することを回避される。
【００３２】
先行の説明から容易に認識されるように、飛行機が不連続な突風を受け、または乱気流に遭遇すると、この発明によって、飛行機の機尾機室横向き運動が実質的に減少される。機尾機室剛体変位を減少すると、乗客の乗り心地と客室乗務員の作業環境とが向上する。突風および乱気流へのロール軸応答およびヨー軸応答を減少すると、操縦性および進路制御が向上し、これによって操縦士の作業負荷が減少される。垂直安定板差圧が望ましくない運動を防ぐために用いられるので、方向舵および横制御コマンドは従来のシステムよりも有効である。コマンドされない運動を減ずるというより、この発明は不連続な突風および乱気流が狂いを生じるのを防ぐ。
【００３３】
この発明の好ましい実施例が例示され、かつ説明されるが、前掲の特許請求の範囲内で本明細書にさまざまな変化がなされ得ることが認識される。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の商業用ジェット運輸機の平面図である。
【図２】この発明の目下好ましい実施例の制御法図である。
【符号の説明】
１３ 横力
１５ 垂直安定板
１７ 方向舵
３１ 差圧センサ
【技術分野】
この発明は飛行機制御システムに関し、より特定的には飛行機方向舵制御システムに関する。
【０００２】
【発明の背景】
不連続な突風および乱気流の中を飛行すると、商業用および他用途の輸送機における機室の機尾部分は、機室の前部分および中央部分よりも高いレベルの横加速を経験する。横加速が程度を増すと、乗客の乗り心地の観点から不快になるだけでなく、多くのこのような飛行機のギャレーが機尾機室に位置するために商業用ジェット機の客室乗務員にとって作業環境が困難にもなり得る。不連続な突風および乱気流に応じて、商業用ジェット機における機尾機室横加速の程度が高いのは、このような飛行機の剛体風見安定と胴体の可撓体曲げとによるものである。機尾機室横加速の程度が高い主な原因は、飛行機の垂直安定板に衝突する突風および乱気流の横向きの成分によって生ずる横力である。当業者には周知であるように、突風および乱気流の中で飛行機の垂直安定板の効果を減少し、または無効にすることによって、機尾機体横加速は著しく減少できる。
【０００３】
過去において、従来のモード抑制システムは、商業用ジェット機の機尾機室において乱気流および突風の効果を減少するために開発されてきた。モード抑制システムは横加速度計を用いて横側の荷重を感知する。感知された情報は、乱気流および突風への可撓体応答を減ずるように意図される方向舵コマンドを発生するのに用いられる。モード抑制システムによって生成される信号はフィルタ処理されて、飛行機の機体（胴体）の可撓曲げモード周波数、すなわち２および４Ｈｚの間にある第１の機体曲げモード周波数外にある信号の成分を取除く。モード抑制システムは不連続な突風および乱気流が機体を励起してこのような振動を始めさせた後に機体の振動に減衰を加えるので、モード抑制システムは可撓結合による運動を防ぐように作用するよりむしろ、実際にこのような運動を減ずるものである。
【０００４】
最近、垂直安定板差圧センサを用いて、垂直安定板の荷重を軽減する方向へ垂直安定板の方向舵を移動するために用いられる信号を生成して、乱気流および突風から生じる、不所望な飛行機機尾機室横向き運動を減少するための方法および装置が開発された。主題が引用により本明細書へ援用される、ロバート・Ｊ・ブリーグ（Robert J. Bleeg ）による「乱気流および突風から生じる飛行機荷重を減少するための装置および方法」（“Apparatus and Method for Reducing Aircraft Loads Resulting From Atmospheric Turbulence and Gusts”）と題される米国特許第５，３７５，７９４号（以後、特許第７９４号）を参照されたい。特許第７９４号に説明される方法および装置は、飛行機のダッチロール周波数の範囲以上で突風および乱気流に応答するようにフィルタ処理された方向舵コマンドを生成する。フィルタは１ｒａｄ／ｓｅｃと等しい折点周波数ｆC を有する。折点周波数は、突風および乱気流による垂直安定板荷重の緩和と良好な飛行機操縦性の維持との間の絶妙なバランスを達成するように選択される。
【０００５】
特許第７９４号に説明される方法および装置はモード抑制システムに本質的な改良を加えるが、フライバイワイヤ飛行機制御システムに用いられるときは特に改善を必要とする。この発明はこのような改善を提供することを目的とする。
【０００６】
【発明の概要】
この発明に従うと、乱気流および突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定板への横方向荷重および狂いを軽減することによって、飛行機の機尾機室の望ましくない横向き運動を減少するための方法および装置が提供される。この発明に従うと、乱気流および突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定板への有効力を軽減するように、飛行機の方向舵コマンドを修正する方向舵修正コマンドが生成される。方向舵修正コマンドは、フライバイワイヤ制御システムによって用いられて方向舵コマンド信号を修正するのに理想的に適する。代替的に、方向舵修正コマンドは他の型の飛行機方向舵制御システムによって用いられることもでき、乱気流および突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定板への有効力を軽減するような態様で方向舵位置コマンドを修正する。
【０００７】
この発明の他の局面に従うと、好ましくは１０％翼弦で、垂直安定板の両側の差圧が測定される。差圧データは、ロールレート補償およびヨーレート補償される方向舵偏向値を生成するために用いられる。補償された方向舵偏向値は、飛行機のダッチロール周波数の２５％である折点周波数ｆC を有するフィルタによって高域フィルタ処理される。高域フィルタはダッチロール周波数以上で全利得を提供し、低周波数擾乱に対して利得を減少する。このことは、最適な突風抑制性能のためにダッチロール周波数範囲で突風および乱流への飛行機の剛体応答を減少するが、低周波数の風のシヤに対して全飛行機風見安定を回復する。高域フィルタ処理された結果は、第２の方向舵偏向値に減算的に合成された第１の方向舵偏向値である。第２の方向舵偏向値は、飛行機のヨーダンパによって生ずる慣性横滑り角度比率値を利得調節し、かつ低域フィルタ処理することによって引出される。低域フィルタ折点周波数は、飛行機のダッチロール周波数の２５％で高域フィルタ折点周波数と整合される。合成された方向舵偏向値の大きさは利得整形フィルタによってフィルタ処理される。利得整形フィルタは飛行機のダッチロール周波数の上の周波数に対して利得を増加し、ダッチロール周波数のおおよそ４倍で７０％の最大利得増加を達成する。利得整形フィルタの実質の効果は、ｆC およびω1 の間の周波数（ダッチロール周波数の０．２５ないし２．５倍）に対して垂直安定板荷重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2 （ダッチロール周波数の４倍）のうえで垂直安定板荷重のほとんどすべて（８５％）をキャンセルするはずである。結果は方向舵コマンド修正値であり、ヨーダンパ方向舵コマンドに減算的に合成されると、飛行機の機尾機室における望ましくない横向き運動を減少する方向舵コマンドを生成する。
【０００８】
この発明のさらなる局面に従うと、利得整形フィルタによってフィルタ処理される前に、合成された方向舵偏向値は定常横滑り静利得値によって利得調節される。
【０００９】
この発明のさらなる局面に従うと、好ましくは流れ分離モニタが含まれて、第１の方向舵偏向値をモニタし、ヨーダンパ方向舵コマンドと合成されると、許容可能な構造上の制限を超える方向舵コマンドを生成し得る方向舵コマンド修正値が発生されるのを防ぐ。
【００１０】
この発明のさらなる原則に従うと、好ましくは方向舵コマンド修正値が用いられて、方向舵コマンド修正値を利得調節し、かつ低域フィルタ処理することによって突風抑止横制御コマンドを発生する。横制御コマンドは方向舵修正コマンドと合成されて、不連続な突風および乱流に応じて望ましくないロールの狂いを減少し、これによって飛行機の操縦性および乗り心地を向上する。
【００１１】
上述の概要から容易に認識されるように、この発明は、従来のヨーダンパだけが方向舵の位置を制御するために用いられ、飛行機の垂直安定板に横荷重を引起こす不連続な突風または乱気流の中を飛行機が飛行するときに現れる、左右への機尾機室の急傾斜を実質的に減少する方向舵制御コマンドを生成するための方法および装置を提供する。突風および乱気流への剛体ヨーレート応答を最小にすると、飛行機性能も向上する。この発明を用いると、ほぼ等しい強さの横加速が飛行機の操縦席、重心、および機尾機体で生じる。機尾機室剛体変位を減少すると、飛行機において乗客の乗り心地と後方（ギャレー）区域の作業環境とが向上する。突風および乱気流へのロールおよびヨー軸応答を減少すると、飛行機の操縦性および飛行進路制御も向上し、これによって操縦士の作業負荷が減少される。この発明を組入れるシステムでは方向舵およびホイールコマンドの両方がより効果的である。なぜなら、コマンドされない運動または進路変更を減ずるために慣性センサを用いるこれまでのシステムと比較して、乱気流および突風から生じる狂いを防ぐよりもむしろ、垂直安定板差圧が運動を防ぐために用いられているからである。
【００１２】
添付の図面と関連して、この発明の好ましい実施例の次の詳細な説明を参照すると、この発明の上述の特徴および局面はより容易に認識される。
【００１３】
【好ましい実施例の詳細な説明】
次の説明からより良く理解されるように、この発明は「フライバイワイヤ」飛行機制御システムに用いられるように意図され、そのようなシステムと関連して説明されるが、所望であれば他の型の飛行機制御システムに組入れられ得ると理解されたい。さらに従来のとおり、この発明は特定の機能を達成するように意図される離散ブロックを含む制御法の形式で例示され、かつ説明されるが、この発明はさまざまな態様で実際に実現できると理解されたい。たとえば、例示された制御法のさまざまな機能は、適当にプログラムされたデジタルコンピュータシステムによって実行できる。代替的に、この機能はデジタルまたはアナログ回路によって実行できる。
【００１４】
図１は、垂直安定板１５を含む従来の商業用ジェット輸送機１１を例示する。垂直安定板は方向舵１７を含む。飛行中、飛行機１１は突風および乱気流を受けることがあり、これが横荷重（横）力を発生する。矢印１３によって示されるように、垂直安定板１５は突風および乱気流によって生ずる相当な量の横力を受ける。
【００１５】
より多く参照され、かつ引用により本明細書へ援用されている特許第７９４号で説明されるように、飛行機の垂直安定板１５へ強い衝撃を与える横力１３の相対的に高い周波数の成分が「取除かれる」ならば、飛行機の機尾隔壁への全横加速は８０％減少される。取除くのは、突風または乱気流に応じて軽減する方向へ方向舵１７を移動することによって達成できる。軽減する方向とは垂直安定板によって発生する揚力を減少する方向である。たとえば、横からの突風が右から左へと飛行機に加えられるならば（図１を参照）、適当な量だけ左へ、すなわち軽減する方向へ方向舵１７の後縁を移動することで横からの荷重が相殺され、垂直安定板に作用する有効力を減少する。
【００１６】
定義によれば、図１に示されるように、飛行機横滑り角度βは飛行機１４の長手軸と、矢印２１によって示される、飛行機の飛行方向との間の角度である。特許第７９４号に述べられるように、横滑り角度βの１°ごとに、従来の輸送ジェット機の方向舵を軽減する方向へおおよそ２°移動すると、垂直安定板１５に作用する横からの有効力がなくなる。
【００１７】
垂直安定板１５への横からの力の全体は翼弦方向圧力分布および翼幅方向圧力分布の関数である。従来の横滑り角度に対して、最大差圧は垂直安定板の１０％を多少超える翼弦位置で起こる。約７０％翼弦位置で方向舵ヒンジ線を中心とする方向舵偏向に応じる圧力変化は、１０％翼弦位置ではほとんど影響を及ぼさない。
【００１８】
図２に示されるように、この発明に従って、従来の差圧センサ３１は垂直安定板１５のおおよそ１０％の翼弦線３３に取付けられてこの位置で垂直安定板の差圧を感知する。差圧センサは胴体との交点から十分上に位置決めされて、胴体の干渉と翼端の渦効果とを最小にする。好ましくは２つの差圧センサ３１が垂直安定板におおよそ３フィート離れて取付けられる。２つのセンサの出力は互いに比較されてセンサの故障に備える。方向舵１７が軽減する方向へ移動されると、１０％翼弦位置ではほとんど差圧に変化がない。このことでこの発明が正確に実現でき、これは方向舵の正確な動きが、感知される差圧にほとんど影響を与えないからである。
【００１９】
次の説明からより良く理解されるように、この発明は差圧センサ３１によって生成されるデータを、方向舵コマンドへ組入れられると、差圧センサ３１によって感知される差圧を生ずる横からの荷重を相殺する方向へ飛行機の方向舵を移動する方向舵修正コマンドを生成するようなさまざまな仕方で修正する。
【００２０】
差圧センサ３１によって生成される差圧データ（ΔＰで示される）はブロック３５で示されるように対気速度に対して最初に利得補償される。より具体的には、突風または乱気流によって生ずる垂直安定板力を軽減するのに必要な方向舵移動量は飛行機対気速度の関数である。大気速度が一定の方向舵角度に対して増加するにつれ、ますます大きい力が方向舵によって飛行機のヨー軸を中心として加えられる。対気速度利得補償は、値が飛行機の静気圧を引いた全気圧の関数である淀み圧ｑC でΔＰを割算することによって達成される。従来の仕方では、機内に位置するエアデータコンピュータ３７が、飛行機の全圧力プローブおよび静圧ポートから受取られたデータに基づいてｑC に対する値を生成する。対気速度利得補償調節の最終結果は、対気速度に無関係な差圧係数（ΔＣｐ）である。淀み圧が用いられるのは、エアデータシステムの基本要素である全気圧プローブおよび静圧ポートデータを用いて容易に決定可能だからである。代替的に、差圧係数ΔＣｐはより伝統的な態様で、飛行機の空気密度と真の対気速度の２乗との関数である動圧ｑを用いて計算できる。当業者には周知であるように、淀み圧は動圧×０．２５（マッハ数）2 にほぼ等しい。
【００２１】
ΔＣｐはブロック３９で、飛行機のマッハ速度に基づく因子β／ΔＣｐで乗算される。値β／ΔＣｐは飛行機のマッハ速度に非線形的に関連し、好ましくはルックアップテーブルに記憶される。ブロック４０を参照されたい。β／ΔＣｐの値は飛行機横滑り角度βと測定された垂直安定板圧力係数との間の関係を示す。修正３９の結果はβ（ΔＰ）で示される値を生成し、これは次にロール／ヨーレート補償される。ヨーレート補償値は、飛行機の慣性基準単位によって生成されるヨーレート値を飛行機の真の対気速度（ＶT ）に基づいて利得調節で乗算する（ブロック４１）ことによって得られる。Ｌｘ（ΔＰ）が、飛行機（図１）の中央線１４に沿う、重心から差圧変換機械３１（図２）の位置への距離である場合、利得調節はＬｘ（ΔＰ）をＶT で割算することによって生成される。ブロック４３を参照されたい。ロールレート補償値は、飛行機の慣性基準単位によって決定されるロールレート値を飛行機の真の対気速度（ＶT ）に基づいて利得調節で乗算する（ブロック４５）ことによって得られる。Ｌｚ（ΔＰ）が飛行機の重心と差圧センサの位置との間の垂直距離である場合、利得調節はＬｚ（ΔＰ）をＶT で割算することによって生成される。ブロック４７を参照されたい。ヨーレート補償値およびロールレート補償値は減算的に合成される。ブロック４９を参照されたい。結果として生じる値はβ（ΔＰ）の値に減算的に合成されて気団横滑り角度（βairmass ）値を生成する。ブロック５１を参照されたい。
【００２２】
相対的に高い周波数の横からの荷重に応じて方向舵の動きをもたらし、低周波数入力を減ずるために、βairmass 値は高域フィルタによってフィルタ処理される。ブロック５３を参照されたい。高域フィルタの遮断周波数ｆC は１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％に等しく、すなわち、ｆC は０．２５＊ωDutch rollにほぼ等しい。フィルタ処理されたβairmass 値はフィルタ処理されたβinertial値に減算的に合成される。加算器５５を参照されたい。
【００２３】
フィルタ処理されたβinertial値は、現行のボーイング７５７、７６７および７４７−４００機に通常よく用いられるタイプのヨーダンパモジュールのようなヨーダンパモジュール５６によって生成されるベータダッシュ慣性β′inertial値から引出される。ヨーダンパモジュールによって生成されるデータと機能上同等であるデータを生成するヨーダンパ制御法は、ボーイング７７７機の主要フライトコンピュータに含まれる。従来の態様で、ヨーダンパコマンドはダッチロールとして知られる望ましくないヨー振動を相殺する。横滑り角度βの変化比率であるβ′inertialはヨーダンパ関数の共通出力である。β′inertial値は、慣性的に決定されたヨーレート、ロールレート、横加速、およびバンク角度値を用いて計算される。
【００２４】
図２に示されるように、ベータダッシュ慣性値、すなわちβ′inertial値は、上述のように１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数の２５％とほぼ等しいｆC でβ′inertialを割算することによって最初に利得補償される。ブロック５７を参照されたい。利得調節されたベータダッシュ慣性値はブロック５９に示されるように低域フィルタ処理される。低域フィルタは、ｆC に等しい上方遮断周波数を有する。これは、上述のようにダッチロール周波数の２５％と等しい。βinertial低域フィルタ折点周波数はβairmass 高域フィルタ折点周波数と整合されて、飛行機の操縦中に測定されるβairmass を適切にキャンセルする。
【００２５】
上述のように、フィルタ処理されたβinertial値はブロック５５に示されるように、フィルタ処理されたβairmass 値に減算的に合成される。結果はβGustで示される値である。ここでδRUD が方向舵偏向の程度である場合、βGust値はδRUD ／βと等しい定常横滑り静利得値によって利得調節される。ブロック６１を参照されたい。利得補償されたβGust値は利得整形フィルタによって修正される。ブロック６３を参照されたい。ω1 が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２．５倍と等しく、ω2 が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、利得整形フィルタはω1 までで１．０値を有し、ω2 で１．７値に増加する。利得整形フィルタの実質的な効果は、ｆC およびω1 の間の周波数で垂直安定板荷重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2 より上の周波数で垂直安定板効果のほとんど全部（８５％）をキャンセルするはずである。ω1 およびω2 の間で線形的に変化するように図２において図示されるが、示される図は従来のＳの形状を有するフィルタを実際には漸近的に表わす。現行のフィルタはリードラグフィルタであり、ω1 はフィルタの下方部分またはリード部分の３ｄｂポイントであり、ω2 はフィルタの上方部分またはラグ部分の３ｄｂポイントである。
【００２６】
以下に説明される流れ分離モニタ６５によってオフに切換えられなければ、利得整形されたフィルタ値は、β′inertial信号を利得調節することによって得られるヨーダンパ方向舵コマンドに減算的に合成されて方向舵コマンドを生成する。ブロック６７を参照されたい。Ｋ（β′）は対気速度の関数であり、飛行機の型によって変化する場合、β′inertial信号はＫ（β′）によって利得調節される。ボーイング７７７機では、Ｋ（β′）は低対気速度での２．９から高対気速度での０．８まで変化する。したがって、利得整形されたフィルタ値は方向舵修正コマンドを形成する。
【００２７】
流れ分離モニタ６５はΔＣｐ値をモニタし、流れ分離を示す、振動するΔＰ信号を検出する。振動するΔＰ信号が検出されると、利得整形されたフィルタ値は方向舵コマンドの一部になることを回避される。むしろ、方向舵修正コマンドは０に減少される。適した流れ分離モニタは、同時出願された、主題が引用により本願明細書に援用される、アルン Ａ．ナドゥカーニ（Arun A. Nadkarni）らによる米国特許「気流分離を示す振動現象を検出するための方法および装置」（“Method and Apparatus for Detecting Oscillatory Phenomena Indicative of Airflow Separation ”）に説明される。
【００２８】
方向舵修正コマンドがまた用いられて、突風および乱流に応じて飛行機のロール軸の狂いをキャンセルするために用いることが可能な横制御コマンドを生成する。より具体的には、図２に示されるように、δLAT が均等な車輪の動きの程度と等しく、δRUD が方向舵の動きの程度と等しい場合、横制御コマンドはδLAT ／δRUD で方向舵修正コマンドを最初に利得修正することによって生じる。ブロック７１を参照されたい。利得修正された方向舵修正コマンドは次に、遮断周波数ω3 が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほぼ等しい低域ホイール作動性フィルタ７３によってフィルタ処理される。横制御低域フィルタは十分なバンド幅を提供して飛行機のロールモードを制御するが、高い周波数を減じて制御面性能を減少し、主翼構造モードに結合することを回避する。
【００２９】
先行の説明から容易に認識されるように、この発明は特許第７９４号に説明されるように、乱気流および突風から生じる飛行機荷重を減少するための方法および装置に改良を加える。折点周波数ｆC を有するフィルタを用いて１秒あたり１０ラジアンとほぼ等しいβ′inertialおよびβairmass 値をフィルタするよりむしろ、フィルタの折点周波数ｆC はダッチロール周波数のおおよそ２５％に減少されてきた。ダッチロール周波数範囲を含むようにバンド幅を増加すると、突風および乱気流への剛体応答を減少することによって突風および乱気流抑制性能が向上する。事実上、飛行機はダッチロール領域の周波数で風にぶつかって偏揺することを回避される。ダッチロール周波数範囲で動作するには、以下に説明されるように気団および慣性横滑りのバランスが向上される必要がある。広いバンド幅はまた、突風または乱流による横滑りをより長く持続し、風見安定を効果的に減少する。風見安定が減少することで、飛行機の上反角効果のために突風および乱流でロールオフが増加する。この効果は以下により多く説明されるように、横制御コマンドによって処理される。
気団および慣性横滑りの間のバランスは、ヨーレートおよびロールレートに対して差圧信号ΔＰを訂正することによって向上する。訂正することで、気団横滑り角度がより厳密に測定される。ヨーレートおよびロールレートを訂正すると、操縦中に気団横滑り角度および慣性横滑り角度の間でより良いバランスがもたらされ、したがって、飛行機の操縦性を劣化し得る疑似地上指令を最小にする。上述のように、ヨーレートおよびロールレートを訂正することは、高域フィルタの折点周波数ｆC がダッチロール周波数より下である場合特に重要になる。
【００３０】
利得整形フィルタ６３を含むことで、方向舵利得は周波数の関数として変化する。整形フィルタは高周波数利得を７０％増加する。利得整形の実質の効果は、ｆC およびω1 の間の周波数で垂直安定板突風荷重および垂直安定板乱気流荷重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2 より上の周波数に対して垂直安定板突風荷重のほとんどすべて（８５％）をキャンセルするはずである。垂直安定板荷重のおおよそ半分が、胴体揚力による横からの荷重を釣り合わせるために低周波数で必要とされる。高い周波数では、胴体揚力増大時定数は十分に遅いので、本質的にすべての垂直安定板荷重がキャンセルされ得る。この目的は、実質の偏揺モーメントが０であるように、飛行機の主翼および機体による偏揺モーメントを垂直安定板による偏揺モーメントと釣り合わせるだけである。最適な性能は、突風および乱気流による０偏揺モーメントを提供することによってもたらされる。整形フィルタは、低周波数範囲で過剰コマンドすることなしに、高周波数範囲で利得を増加させる。事実上、飛行機はダッチロールおよび第１の機体曲げの間の周波数範囲で風にぶつかって偏揺することを回避される。気団横滑り角度を高域フィルタ処理すると、飛行機はｆC より下の周波数に対して風にぶつかる。上述のように、ω1 およびω2 に対する名目上の周波数はダッチロール周波数のそれぞれ２．５倍および４．０倍である。何らかの所与の飛行機に対する特定の周波数と利得の大きさとは、ある程度主翼／機体／ナセルおよび垂直安定板構成の関数として変化する。
【００３１】
上述のように、横制御突風抑制コマンドまたは横制御乱流抑制コマンドは方向舵修正コマンドを横滑りスケールすることによって獲得される。横制御コマンドのバンド幅は、ホイール作動性フィルタ７３の切捨て周波数であるω3 によって制限されて可撓モード結合を防ぐ。横制御コマンドは、フライバイワイヤ飛行制御システムの横制御区分への一連の入力、または、従来の飛行制御システムにおける補助翼サーポもしくは自動操縦横制御サーポへの一連の入力を形成できる。ダッチロール周波数の４．０倍にほぼ等しいバンド幅を有する横制御コマンドを用いると、飛行機の可撓体および主翼モードに結合することなしに剛体ロール応答が最小にされる。横制御コマンドは突風および乱気流へのロール応答を減少することによって飛行機の操縦性を向上する。横制御コマンドは剛体乱流応答および剛体突風応答を制御する際の重要な要素であり、これは、飛行機の風見安定が人工的に減少されると、コマンドが（上反角効果のために）ロールオフする傾向を無効にするからである。事実上、飛行機は折点周波数ｆC 以上で乱流および突風のために偏揺することを回避される。
【００３２】
先行の説明から容易に認識されるように、飛行機が不連続な突風を受け、または乱気流に遭遇すると、この発明によって、飛行機の機尾機室横向き運動が実質的に減少される。機尾機室剛体変位を減少すると、乗客の乗り心地と客室乗務員の作業環境とが向上する。突風および乱気流へのロール軸応答およびヨー軸応答を減少すると、操縦性および進路制御が向上し、これによって操縦士の作業負荷が減少される。垂直安定板差圧が望ましくない運動を防ぐために用いられるので、方向舵および横制御コマンドは従来のシステムよりも有効である。コマンドされない運動を減ずるというより、この発明は不連続な突風および乱気流が狂いを生じるのを防ぐ。
【００３３】
この発明の好ましい実施例が例示され、かつ説明されるが、前掲の特許請求の範囲内で本明細書にさまざまな変化がなされ得ることが認識される。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の商業用ジェット運輸機の平面図である。
【図２】この発明の目下好ましい実施例の制御法図である。
【符号の説明】
１３ 横力
１５ 垂直安定板
１７ 方向舵
３１ 差圧センサ
Claims (39)
- 飛行機の機尾機室における望ましくない横向き運動を減少するための方向舵修正コマンドを生成する方法であって、
飛行機の垂直安定板の両側で差圧を決定するステップと、
前記差圧に基づいて気団横滑り角度値を生成するステップと、
前記気団横滑り角度をロールおよびヨー補償して、補償された気団横滑り角度値を生成するステップと、
飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％である折点周波数を有するフィルタで、前記補償された気団横滑り角度値を高域フィルタ処理して、第１の方向舵偏向値を生成するステップと、
飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％である折点周波数を有するフィルタで、慣性的に引出された横滑り角速度値を利得調節し、かつ低域フィルタ処理することによって第２の方向舵偏向値を引出すステップと、
前記第１および第２の方向舵偏向値を減算的に合成するステップと、
前記合成された第１および第２の方向舵偏向値を利得整形フィルタ処理して方向舵修正コマンドを生成するステップとを含み、前記利得整形フィルタするステップは、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値を飛行機のダッチロール周波数の関数として利得修正する、方法。 - 前記方向舵偏向値は、値が飛行機の静気圧を引いた全気圧の関数である可変淀み圧ｑC で前記差圧を割算することによって生成される、請求項１に記載の方法。
- 前記方向舵偏向値はまた、値が飛行機のマッハ速度に基づく因子β／ΔＣｐによって補償される、請求項２に記載の方法。
- 前記方向舵偏向値の前記ロールおよびヨー補償は、
飛行機の真の対気速度に基づいてロールレート利得調節で飛行機のロールレートを乗算することによってロールレート補償値を獲得するステップと、
飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で飛行機のヨーレートを乗算することによってヨーレート補償値を獲得するステップと、
前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を減算的に合成して、合成されたロールおよびヨーレート補償値を生成するステップと、
前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方向舵偏向値に減算的に合成するステップとを含む、請求項３に記載の方法。 - 前記ヨーレート利得調節はＶT によって割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（ΔＰ）は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、前記差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節はＶT によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｚ（ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出された位置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度である、請求項４に記載の方法。
- 前記合成された第１および第２の方向舵偏向値は、利得整形フィルタ処理される前に利得調節される、請求項５に記載の方法。
- δRUD が方向舵の動きの程度と等しく、かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調節はδRUD ／βと等しい量だけなされる、請求項６に記載の方法。
- ω1 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２．５倍と等しく、かつω2 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、前記利得整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω2 以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で変化する、請求項７に記載の方法。
- 前記方向舵修正コマンドに基づいて横制御コマンドを生成するステップを含む、請求項８に記載の方法。
- δLAT が均等なホイールの動きの程度と等しく、かつδRUD が方向舵の動きの程度と等しい場合、前記方向舵修正コマンドはδLAT ／δRUD の因子によって利得調節される、請求項９に記載の方法。
- 前記横制御コマンドは前記方向舵修正コマンドを低域フィルタ処理することによって獲得され、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の遮断周波数を有する、請求項１０に記載の方法。
- 前記方向舵偏向値はまた、値が飛行機のマッハ速度に基づく因子β／ΔＣｐによって補償される、請求項１に記載の方法。
- 前記方向舵偏向値の前記ロールおよびヨー補償は、
飛行機の真の対気速度に基づいてロールレート利得調節で飛行機のロールレートを乗算することによってロールレート補償値を獲得するステップと、
飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で飛行機のヨーレートを乗算することによってヨーレート補償値を獲得するステップと、
前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を減算的に合成して、合成されたロールおよびヨーレート補償値を生成するステップと、
前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方向舵偏向値に減算的に合成するステップとを含む、請求項１に記載の方法。 - 前記ヨーレート利得調節はＶT によって割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（ΔＰ）は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、前記差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節はＶT によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｚ（ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出された位置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度である、請求項１３に記載の方法。
- 前記合成された第１および第２の方向舵偏向値は、利得整形フィルタ処理される前に利得調節される、請求項１に記載の方法。
- δRUD が方向舵の動きの程度と等しく、かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調節はδRUD ／βと等しい量だけなされる、請求項１５に記載の方法。
- ω1 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２．５倍に等しく、かつω2 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ４．０倍に等しい場合、前記利得整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω2 以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で変化する、請求項１に記載の方法。
- 前記方向舵修正コマンドに基づいて横制御コマンドを生成するステップを含む、請求項１に記載の方法。
- δLAT が均等なホイールの動きの程度と等しく、かつδRUD が方向舵の動きの程度と等しい場合、前記方向舵修正コマンドはδLAT ／δRUD の因子によって利得調整される、請求項１８に記載の方法。
- 前記横制御コマンドは前記方向舵修正コマンドを低域フィルタ処理することによって獲得され、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の遮断周波数を有する、請求項１９に記載の方法。
- 飛行機の方向舵に適用されると、飛行機の機尾機室における望ましくない横向き運動を減少するために適した方向舵修正コマンドを生成するためのシステムであって、
（ａ） 飛行機の垂直安定板の両側で差圧を測定するための差圧センサと、
（ｂ） 前記差圧センサに接続される方向舵修正コマンドサブシステムとを含み、前記方向舵修正コマンドサブシステムは、
（１） 可変淀み圧ｑC で差圧測定を割算して圧力係数値を生成するための割算器と、
（２） 前記圧力係数値を気団横滑り角度値へ変換する因子によって前記圧力係数値をスケールするためのスケーラと、
（３） 前記気団横滑り角度値を補償して、補償された気団横滑り角度値を生成するためのロールおよびヨーレート補償器と、
（４） 前記補償された気団横滑り角度値をフィルタ処理し、第１の方向舵偏向値を生成するための高域フィルタとを含み、前記高域フィルタは飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％である折点周波数を有し、さらに、
（５） 慣性的に引出された横滑り角度比率値をフィルタ処理し、第２の方向舵偏向値を生成するための低域フィルタを有し、前記低域フィルタは飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％である折点周波数を有し、さらに、
（６） 前記第１および第２の方向舵偏向値を合成するための減算器と、
（７） 前記合成された第１および第２の方向舵偏向値をフィルタ処理して方向舵修正コマンドを生成するための利得整形フィルタとを含み、前記利得整形フィルタは前記合成された第１および第２の方向舵偏向値を飛行機のダッチロール周波数の関数として利得修正する、システム。 - 前記方向舵修正コマンドサブシステムはまた、値が飛行機のマッハ速度に基づく因子β／ΔＣｐによって前記方向舵偏向値を補償するための方向舵補償器を含む、請求項２１に記載のシステム。
- 前記ロールおよびヨーレート補償器は、
飛行機の真の対気速度に基づいてロールレート利得調節で飛行機のロールレートを乗算するためのロールレート乗算器と、
飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で飛行機のヨーレートを乗算するためのヨーレート乗算器と、
前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を合成して、合成されたロールおよびヨーレート補償値を生成するための第１の減算器と、
前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方向舵偏向値に合成するための第２の減算器とを含む、請求項２２に記載のシステム。 - 前記ヨーレート利得調節はＶT によって割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（ΔＰ）は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、前記差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節はＶT によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｚ（ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出された位置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度である、請求項２３に記載のシステム。
- 前記方向舵修正コマンドサブシステムは、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値が前記利得整形フィルタによってフィルタ処理される前に、合成された第１および第２の方向舵偏向値を利得調節するための利得調節器を含む、請求項２４に記載のシステム。
- δRUD が方向舵の動きの程度と等しく、かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調整はδRUD ／βと等しい量だけなされる、請求項２５に記載のシステム。
- ω1 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２．５倍と等しく、かつω2 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、前記利得整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω2 以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で変化する、請求項２６に記載のシステム。
- 前記方向舵修正コマンドに基づいて横制御コマンドを生成するための横制御コマンドサブシステムを含む、請求項２７に記載のシステム。
- 前記横制御コマンドサブシステムは前記方向舵修正コマンドをフィルタ処理するための低域フィルタを含み、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の遮断周波数を有する、請求項２８に記載のシステム。
- δLAT が均等なホイールの動きの程度と等しく、かつδRUD が方向舵の動きの程度と等しい場合、前記横制御コマンドサブシステムは、δLAT ／δRUD の因子によって前記方向舵修正コマンドを利得調節するための利得調節器を含む、請求項２９に記載のシステム。
- 前記方向舵修正コマンドサブシステムはまた、値が飛行機のマッハ速度に基づいて因子β／ΔＣｐによって前記方向舵偏向値を補償するための方向舵補償を含む、請求項２１に記載のシステム。
- 前記ロールおよびヨーレート補償器は、
飛行機の真の対気速度基づいてロールレート利得調節で飛行機のロールレートを乗算するためのロールレート乗算器と、
飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で飛行機のヨーレートを乗算するためのヨーレート乗算器と、
前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を合成して、合成されたロールおよびヨーレート補償値を生成するための第１の減算器と、
前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方向舵偏向値に合成するための第２の減算器とを含む、請求項２１に記載のシステム。 - 前記ヨーレート利得調節はＶT によって割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（ΔＰ）は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、前記差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節はＶT によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｚ（ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出された位置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速度である、請求項３２に記載のシステム。
- 前記方向舵修正コマンドサブシステムは、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値が前記利得整形フィルタによってフィルタ処理される前に、合成された第１および第２の方向舵偏向値を利得調節するための利得調節器を含む、請求項２１に記載のシステム。
- δRUD が方向舵の動きの程度と等しく、かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記結合された第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調節はδRUD ／βと等しい量だけなされる、請求項３４に記載のシステム。
- ω1 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２．５倍と等しく、かつω2 が飛行機のダッチロール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、前記利得整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω2 以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で変化する、請求項２１に記載のシステム。
- 前記方向舵修正コマンドに基づいて横制御コマンドを生成するための横制御コマンドサブシステムを含む、請求項２１に記載のシステム。
- 前記横制御コマンドサブシステムは前記方向舵修正コマンドをフィルタ処理するための低域フィルタを含み、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の遮断周波数を有する、請求項３７に記載のシステム。
- δLAT が均等なホイールの動きの程度と等しく、かつδRUD が方向舵の動きの程度と等しい場合、前記横制御コマンドサブシステムはδLAT ／δRUD の因子によって前記方向舵修正コマンドを利得調節するための利得調節器を含む、請求項３８に記載のシステム。
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Families Citing this family (40)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6260796B1 (en) * | 1997-03-04 | 2001-07-17 | Wallace Neil Klingensmith | Multi-thrustered hover craft |
| US6021977A (en) * | 1997-06-27 | 2000-02-08 | Mcdonnell Douglas Corporation | Vertical stabilizer fin assembly for an aircraft |
| US7455264B2 (en) * | 1997-08-26 | 2008-11-25 | Mcdonnell Douglas Corporation | Reconfiguration control system for an aircraft wing |
| KR100589983B1 (ko) * | 2000-04-14 | 2006-06-15 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기의 가로방향 제어 시스템 |
| FR2809373B1 (fr) * | 2000-05-29 | 2002-08-09 | Aerospatiale Matra Airbus | Systeme de commande electrique pour une gouverne de direction d'aeronef |
| US6586901B1 (en) | 2000-06-21 | 2003-07-01 | Honeywell International Inc. | Methods and apparatus suitable for facilitating control of an aircraft rudder |
| US6915989B2 (en) | 2002-05-01 | 2005-07-12 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| US6659397B1 (en) * | 2002-10-18 | 2003-12-09 | Richard Charron | Control system for ornithopter |
| US6913226B2 (en) * | 2003-10-30 | 2005-07-05 | The Boeing Company | Methods and systems for redundant control and/or failure detection |
| EP2146263B1 (en) | 2003-11-03 | 2019-05-08 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| FR2864026B1 (fr) * | 2003-12-23 | 2007-01-19 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire par une derive orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere |
| FR2864025B1 (fr) * | 2003-12-23 | 2007-01-12 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire par un empennage orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere |
| DE102004029194A1 (de) | 2004-06-16 | 2006-01-26 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Bekämpfung mindestens einer Starrkörpereigenform und/oder einer elastischen Eigenbewegungsform eines Luftfahrzeugs |
| US7272473B2 (en) * | 2004-09-17 | 2007-09-18 | The Boeing Company | Methods and systems for analyzing system operator coupling susceptibility |
| DE102005020660B4 (de) * | 2005-05-03 | 2007-10-11 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren zur Reduzierung der Turbulenz- und Böeneinflüsse auf das Flugverhalten von Luftfahrzeugen und Steuerungseinrichtung hierfür |
| FR2888210B1 (fr) * | 2005-07-08 | 2007-08-17 | Airbus France Sas | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis |
| US8809755B1 (en) * | 2005-12-02 | 2014-08-19 | Orbital Research Inc. | Aircraft, missile, projectile or underwater vehicle with improved control system and method of using |
| FR2912991B1 (fr) * | 2007-02-28 | 2009-12-04 | Airbus France | Procede et dispositif de reduction dynamique de charges engendrees sur un avion. |
| FR2927427B1 (fr) * | 2008-02-11 | 2014-12-12 | Airbus France | Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef des effets lateraux engendres par une turbulence. |
| KR101021801B1 (ko) * | 2008-12-19 | 2011-03-17 | 주식회사 대한항공 | 적응 미지입력 관측기를 이용한 무인항공기의 조종면 구동기 고장진단방법 |
| DE102009027979B4 (de) * | 2009-07-23 | 2013-11-07 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zum Bereitstellen eines Pilotwarn-Signals für einen Piloten eines Flugzeuges |
| FR2948781B1 (fr) * | 2009-08-03 | 2012-02-24 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif pour attenuer sur un aeronef des effets lateraux engendres par une turbulence |
| US9285387B2 (en) * | 2009-12-14 | 2016-03-15 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | In-flight pitot-static calibration |
| CZ201011A3 (cs) * | 2010-01-07 | 2011-03-16 | Ceské vysoké ucení technické - Fakulta elektrotechnická | Systém pro korekci nepresností systému inerciální navigace |
| CZ302731B6 (cs) * | 2010-07-29 | 2011-10-05 | Ceské vysoké ucení technické v Praze | Systém pro merení náklonu telesa v atmosfére, zejména letadel |
| DE102011100481A1 (de) * | 2011-05-04 | 2012-11-08 | Airbus Operations Gmbh | Flugzeug mit einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs, Computerprogrammprodukt sowie Verfahren zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs |
| US8874286B2 (en) | 2012-02-27 | 2014-10-28 | Textron Innovations, Inc. | Yaw damping system and method for aircraft |
| US8620492B2 (en) | 2012-02-27 | 2013-12-31 | Textron Innovations Inc. | Yaw damping system and method for aircraft |
| US8949090B2 (en) * | 2013-01-28 | 2015-02-03 | The Boeing Company | Formation flight control |
| CN103587681B (zh) * | 2013-10-16 | 2015-10-21 | 中国运载火箭技术研究院 | 抑制侧滑角信号常值偏差影响的高超声速飞行器控制方法 |
| US9821903B2 (en) | 2014-07-14 | 2017-11-21 | The Boeing Company | Closed loop control of aircraft control surfaces |
| US9878778B2 (en) * | 2014-08-14 | 2018-01-30 | Gulfstream Aerospace Corporation | System and method for controlling a pressure field around an aircraft in flight |
| US9639089B2 (en) | 2015-06-04 | 2017-05-02 | The Boeing Company | Gust compensation system and method for aircraft |
| US9910445B2 (en) * | 2016-05-18 | 2018-03-06 | The Boeing Company | Adaptive filtering system for aerodynamic angles of an aircraft |
| CA2972495A1 (en) | 2017-06-28 | 2018-12-28 | Bombardier Inc. | Sideslip guidance for one engine inoperative condition |
| CN108108523B (zh) * | 2017-11-29 | 2021-07-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机荷兰滚等效拟配初值选取方法 |
| CN110998474B (zh) * | 2018-09-29 | 2023-06-20 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人机的控制方法和无人机 |
| CN110147107A (zh) * | 2019-05-29 | 2019-08-20 | 南京拓兴智控科技有限公司 | 无人机滑跑纠偏控制方法、装置、无人机以及存储介质 |
| WO2023055320A1 (en) * | 2021-09-29 | 2023-04-06 | Tusas- Turk Havacilik Ve Uzay Sanayii Anonim Sirketi | A trim tab control |
| CN115649424B (zh) * | 2022-12-12 | 2023-04-07 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种涡桨飞机起飞方向舵手动预置偏度设计方法 |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3848172A (en) * | 1972-08-30 | 1974-11-12 | Sperry Rand Corp | Yaw damper synchro system for aircraft |
| US3857535A (en) * | 1972-09-22 | 1974-12-31 | Sperry Rand Corp | Monitor for the elastic mode stabilizing channels of an automatic flight control system |
| US4034936A (en) * | 1975-12-24 | 1977-07-12 | Ab Bofors | Device for damping the tipping and yawing oscillations of the guidance system of a flying vehicle |
| FR2531676A1 (fr) * | 1982-08-11 | 1984-02-17 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Procede et installation de reduction du tremblement de la voilure d'un aeronef au moyen de gouvernes actives |
| US5072893A (en) * | 1987-05-28 | 1991-12-17 | The Boeing Company | Aircraft modal suppression system |
| FR2656585B1 (fr) * | 1989-12-28 | 1995-01-13 | Aerospatiale | Systeme pour diminuer les efforts appliques a la voilure et notamment a l'emplanture des ailes d'un aeronef en vol. |
| JP2879946B2 (ja) * | 1990-06-04 | 1999-04-05 | 帝人製機株式会社 | 航空機翼のフラッタ抑制システム |
| EP0488428A3 (en) * | 1990-09-24 | 1992-10-14 | The Boeing Company | Apparatus and method for reducing aircraft loads resulting from atmospheric turbulence and gusts |
| FR2672028B1 (fr) * | 1991-01-29 | 1993-05-14 | Aerospatiale | Systeme permettant d'ameliorer le comportement en flottement d'un aeronef. |
| US5588620A (en) * | 1992-08-26 | 1996-12-31 | Gilbert; Raymond D. | Radial-force spoiler system |
| US5458304A (en) * | 1992-08-26 | 1995-10-17 | Gilbert; Raymond D. | Disk spoiler system |
| US5549260A (en) * | 1995-01-27 | 1996-08-27 | Dynamic Engineering, Inc. | Active control device for aircraft tail buffet alleviation |
-
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