JP5209614B2 - 高揚力形態において補助翼の制御を最適化する航空機の操縦方法および装置 - Google Patents
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Description
− 2つの対称翼に滑らかな形態あるいは少なくとも1つの高揚力形態を与えることができる可動揚力増大用空気力学表面と、
− 上記の翼が上記の滑らかな形態を示す場合はその中立位置がゼロ偏位に対応する横揺れ制御補助翼とを有し、
上記翼の高揚力形態では、上記の補助翼が、その中立位置がゼロ偏位に対応するように、上記の2つの翼に与えられ、
− 航空機の迎え角および速度が、それぞれ、迎え角閾値未満で速度閾値より大きい場合、補助翼は、例えば、最大で5度に等しい角度で上方に偏位した第1状態の位置に対応し、上記の補助翼はその横揺れ有効性を殆どそのまま保持し、
− 航空機の迎え角が上記の迎え角閾値に等しいか、あるいはこれより大きい、あるいは航空機の速度が上記の速度閾値と等しいか、あるいはこれより小さい場合、補助翼の第2状態の位置が、
・ 航空機が離陸あるいは再離陸段階にあれば、航空機の最大性能に少なくともほぼ対応する値の第1下方偏位、あるいは
・ 航空機が着陸段階にあれば、航空機の最適揚力に少なくともほぼ対応する値の第2
下方偏位
に対応することを特徴とする。
− 航空機が着陸進入中あるいは離陸の終盤である時、上記の補助翼の上方偏位がこの補助翼が素晴らしい横揺れ有効性を呈するに足るほど小さく、更に、この位置では、補助翼は殆ど騒音を生じないだけでなく、航空機によって生じるその他の渦と組み合って、後流渦を徐々に消失させる局部渦を生じさせることによって上記の後流渦を失くし、
− 航空機が着陸する際は、補助翼の偏位が最大揚力、即ち、最小失速速度に、よって最低着陸速度に対応し、これにより最適着陸条件を構成する。更に、着陸段階では、補助翼の偏位は最大抗力を生じ、よって航空機の減速を良くし、
− 航空機が離陸し始めると、補助翼の偏位は航空機に良好な揚力とそれ程大きくはない抗力を与え(抗力に対する揚力の割合に対応する性能)、よって航空機の離陸を助ける。
− 上記迎え角αを上記迎え角閾値αsと比較する第1比較手段と、
− 上記速度Vcと上記速度閾値Vsとを比較する第2比較手段と、
− 第1および第2比較手段とにより行なわれた比較の結果を受け取るORタイプの論理手段と、
− 第1偏位と第2偏位との間で選択するための第1切換手段と、
− 上記の補助翼がそのロール有効性を殆どそのまま保持するように、上記の第1切換手段の選択の結果と、或る角度で上方に偏位された位置との間で選択するため、上記論理手段により作動される第2切換手段
とからなり、上記の航空機に搭載される装置を用いることができる。
− その入力の一方で、飛行機1の現在の迎え角αと、正の定数K1と上記飛行機の現在のピッチ率qとの積からなる期間K1・qとの合計を、他方の入力では、その値がスラット4G・4Dとフラップ5G・5Dとの位置と、マッハ数とに依存する迎え角閾値αsとを受け取る第1コンパレータ(比較器)11であって、式α+K1・qがαsに等しいか、あるいはこれより大きい時のみ信号を発するものと、
− その入力の一方で、飛行機1の現在の速度Vcと、正の定数K2と上記飛行機の速度の導関数dVc/dtとの積からなる期間K2・dVc/dtとの合計を、他方の入力では、その値がスラット4G・4Dとフラップ5G・5Dとの位置と、マッハ数とに依存する速度閾値Vsとを受け取る第2コンパレータ(比較器)12であって、式Vc+K2・dVc/dtがVsに等しいかあるいはこれ未満の時のみ信号を発するものと、
− その入力がそれぞれコンパレータ11および12の出力にリンク(連結)されているORタイプの論理ゲート13と、
− それぞれ航空機1に対する最大性能Fmaxと最適揚力P2に対応する偏位角度(b)の2つの正の値(b1)と(b2)とをそれぞれその入力に受け取る第1スイッチ14であって、この第1スイッチ14は、飛行機1が離陸段階(あるいは再離陸段階)にあるか、あるいは着陸段階にあることに、それぞれ対応する指令15に応答してその出力に、値(b1)あるいは(b2)の一方あるいは他方を宛てるものと、
− (第1スイッチ14の指令15を関数として)その2つの入力に、負の値(b0)と正の値(b1)あるいは(b2)の一方あるいは他方を受け取る第2スイッチ16であって、この第2スイッチ16は、フィルタ17に負の値(b0)か、あるいは正の値(b1)、(b2)の一方あるいは他方を宛てるよう論理ゲート13の出力により指令されるものと、
− 補助翼6G・6Dに対する操縦指令(db)に、値(b0)、(b1)あるいは(b2)の一方あるいは他方を加えさせることのできる加算器18とからなる。
− 式、α+K1・qが迎え角閾値αs未満であり、式Vc+K2・dVc/dtは速度閾値Vsより大きいと、論理ゲート13は信号を発せず、負の偏位(b0)が、フィルタ17を通過後横揺れ制御指令dbに加えられて補助翼6G・6Dに共通に課され、図2のチャートに示され、これに伴うコメントから、低い負の偏位(b0)が可能な有効横揺れ制御を許容することが理解され、
− 式α+K1・qが迎え角閾値αsと等しいかあるいはこれより大きい、あるいは式Vc+K2・dVc/dtが速度閾値Vsと等しいかこれ未満の場合、論理ゲート13が第2スイッチ16を留め、離陸に対応する正の偏位(b1)あるいは着陸に対応する正の偏位(b2)が(第1スイッチ15の状態を関数として)、フィルタ17を通過した後、横揺れ制御指令dbに加えられて補助翼6G・6Dに共通に課される。偏位(b1)および(b2)がそれぞれ約5度および約10度であることが容易に理解される。
Claims (9)
- 2つの対称翼(2G・2D)を備え、これらには、
− 上記の翼に滑らかな形態あるいは少なくとも1つの高揚力形態を与えることができる可動揚力増大用空気力学表面(4G・4D、5G・5D)と、
− 上記の翼が上記の滑らかな形態を示す場合はその中立位置がゼロ偏位に対応する横揺れ制御補助翼(6G・6D)とが設けられ、
− 上記翼の高揚力形態では、上記の補助翼(6G・6D)が、その中立位置がゼロ偏位に対応するように、上記の2つの翼に与えられ、
− 航空機の迎え角および速度が、それぞれ、迎え角閾値(αs)未満で速度閾値(Vs)より大きい場合、上記の補助翼(6G、6D)はその横揺れ有効性を殆どそのまま保持するように、補助翼は或る角度(b0)で上方に偏位した第1状態の位置に対応し、
− 航空機の迎え角が上記の迎え角閾値(αs)より等しいか、あるいはこれより大きい、あるいは航空機の速度が上記の速度閾値(Vs)と等しいか、あるいはこれより小さい場合、補助翼の第2状態の位置が、
・ 航空機が離陸あるいは再離陸段階にあれば、航空機の最大性能(Fmax)に少なくともほぼ対応する値の第1下方偏位、あるいは
・ 航空機が着陸段階にあれば、航空機の最適揚力(P2)に少なくともほぼ対応する値の第2下方偏位
に対応することを特徴とする航空機(1)の操縦方法。 - 上記の迎え角閾値(αs)に対する迎え角(α)の位置が、式、α+Kl・q、この式中K1は正の定係数で、qは上記航空機のピッチ率である、を上記の迎え角閾値(αs)と比較することにより決定されることを特徴とする請求項1に記載した航空機の操縦方法。
- 上記の迎え角閾値(αs)が上記の揚力増大用空気力学表面の位置とマッハ数とに依存することを特徴とする請求項2に記載した航空機の操縦方法。
- 上記の速度閾値(Vs)に対する航空機の速度(Vc)の位置が、式Vc+K2・dVc/dt、この式中K2は正の定係数で、dVc/dtは上記飛行機の加速である、を上記の速度閾値(Vs)と比較することにより決定されることを特徴とする請求項1から3のいずれか1項に記載した航空機の操縦方法。
- 上記の速度閾値(Vs)が上記の揚力増大用空気力学表面の位置とマッハ数とに依存することを特徴とする請求項4に記載の航空機の操縦方法。
- 上記の補助翼は、上記の第1状態位置から第2状態位置に切換えられた後、迎え角および速度条件が上記の第1状態位置に再度戻っても上記の第2状態位置に留まることを特徴とする請求項1から5のいずれか1項に記載した航空機の操縦方法。
- 上記の補助翼は、上記の第1状態位置から第2状態位置に切換えられた後、迎え角および速度条件が上記の第1状態に再度戻ると上記の第1状態に切り戻されることを特徴とする請求項1から5のいずれか1項に記載した航空機の操縦方法。
- − 上記迎え角(α)を上記迎え角閾値(αs)と比較する第1比較手段(11)と、
− 上記速度(Vc)と上記速度閾値(Vs)とを比較する第2比較手段(12)と、
− 第1および第2比較手段(11・12)により行なわれた比較の結果を受け取るORタイプの論理手段(13)と、
− 第1偏位と第2偏位との間で選択するための第1切換手段(14)と、
− 上記の補助翼(6G・6D)がその横揺れ有効性を殆どそのまま保持するように、上記の第1切換手段(14)の選択の結果と、或る角度で上方に偏位された位置との間で選択するため、上記論理手段(13)により作動される第2切換手段(16)
とからなることを特徴とする請求項1から7いずれか1項に記載されている方法を実施する装置。 - 請求項1から7のいずれか1項に記載されている方法を実施する航空機。
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