JP6457246B2 - 能動型降着装置ダンパー - Google Patents

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Description

連邦政府による資金提供を受けた研究開発の記載
本発明は、米国国防省（the Department of Defense）により授与された契約番号W911W6-10-2-0003に基づき、政府による支援を受けて行われた。政府は、特定の権利を本発明において有する。
航空機が衝撃を受ける（例えば、着陸する、または衝突する）状況では、航空機の降着装置は、かなり大きな衝突エネルギーを吸収することができる。衝突を起こす状況では、降着装置が最初に地表面に衝突し、続いて機体が地表面に衝突する前に、降着装置が機体の速度を落とすことができる。詳細には、各降着装置は、降着装置に急激に作用する圧縮力に抵抗するダンパーを含むことができる。この抵抗力により、機体を衝突時に減速することができる。
現在の降着装置減衰システムは、受動型システムであり、特定の航空機総重量及び特定の衝突速度に対応する衝突衝撃を最適に減じるように設計される。しかしながら、2つの衝突が同一であることはない。飛行過程全体に亘って、航空機の重量は、航空機が燃料を燃焼し、かつ／または兵器／貨物を放出するにつれて軽くなる。また、異なる環境では、航空機は、地表面106に、異なる速度及び／または姿勢で衝突する。その結果、航空機の降着装置は、衝突時の航空機の運動エネルギーを吸収する最適なエネルギー吸収能力を提供することができない可能性がある。
ビークル専用サスペンションシステムのダンパーの実施形態は、連続的に調整可能なダンパーバルブを含むことができる。前記ダンパーバルブを調整することにより、前記ダンパーの減衰係数を変化させることができる。前記ダンパーは更に、前記ダンパーバルブを調整するモーターを含むことができる。前記ダンパーは更に、コントローラーを含むことができる。前記コントローラーは、前記ビークルが地形に衝突する場合の目標ダンパー減衰力及び初期ダンパー速度を受信することができる。前記目標ダンパー減衰力及び初期ダンパー速度を受信すると、前記コントローラーは、前記モーターを動作させて前記ダンパーバルブを、前記目標ダンパー減衰力が前記初期ダンパー速度で得られるような減衰係数に対応する位置に調整することができる。衝突が始まった後、前記コントローラーは、前記モーターを動作させて、前記ダンパーの前記目標ダンパー減衰力と実際の減衰力との間の差を必ず減少させることができる。
航空機の実施形態は、航空機状態データを導出するアビオニクス機器及び／またはコンピュータを含むことができる。前記航空機は更に、地形情報を含む地形データベース（例えば、デジタル地図）を含むことができる。前記航空機は、複数の降着装置を含むことができる。各降着装置は、前記航空機の機体に対する前記降着装置の一部の運動に対抗する減衰力を生じさせる調整可能ダンパーを含むことができる。各調整可能ダンパーは、連続的に調整可能なダンパーバルブを含むことができる。前記ダンパーバルブを調整することにより、前記ダンパーの減衰係数を変化させることができる。各ダンパーは更に、前記ダンパーバルブを調整するモーターを含むことができる。前記航空機は更に、コントローラーを含むことができる。前記コントローラーは、前記航空機状態データ及び地形情報に基づいて、前記航空機が地形に衝突する場合の各ダンパーの目標ダンパー減衰力及び初期ダンパー速度を計算することができる。次に、前記コントローラーは、前記ダンパーの前記モーターを動作させて、それぞれのダンパーバルブを、前記目標ダンパー減衰力が前記初期ダンパー速度で得られるような減衰係数に対応する位置に調整することができる。衝突が始まった後、前記コントローラーは、各モーターを動作させて、それぞれのダンパーの前記目標ダンパー減衰力と実際の減衰力との間の差を減少させることができる。
地形とのビークルの衝突を減衰させる方法の実施形態は、前記ビークルの衝突パラメータを予測するステップを含む。前記ビークルは、複数の接地支持体（例えば、降着装置、スキッド、フロート、スキー、及び車輪）を含み、各接地支持体は、サスペンション部品を介して前記ビークルに接続され、各サスペンション部品は調整可能ダンパーを含む。各調整可能ダンパーは、調整することにより、前記ダンパーの減衰係数を変化させることができる。前記予測衝突パラメータに基づいて、前記方法では、各ダンパーの目標ダンパー減衰力を決定し、予測初期衝突ダンパー速度を求めることができる。前記方法では、それぞれの前記目標ダンパー減衰力を実現するために、各調整可能ダンパーを、それぞれの前記初期衝突速度に基づいて調整することができる。衝突が始まった後、前記方法では、前記調整可能ダンパーを調整して、それぞれの実際の減衰力とそれぞれの前記目標減衰力との間の差を減少させることができる。
ヘリコプターが地形に衝突する例示的なシナリオを示している。 固定翼航空機が地形に衝突する例示的なシナリオを示している。 例示的なトレーリングリンク方式の降着装置を示している。 伸長位置にある例示的なダンパーの断面図を示している。 収縮位置に向かって移動する図3Aのダンパーの断面図である。 伸長位置にある能動型降着装置ダンパーの1つの実施形態の断面図である。 収縮位置にある図4Aの能動型降着装置ダンパーの断面図である。 流路内に配置されるバルブが全開位置にあるときの図4Aの能動型降着装置ダンパーの流路ハウジングの断面図である。 流路内に配置されるバルブが部分開位置にあるときの図4Cの流路ハウジングの断面図である。 流路内に配置されるバルブが全閉位置にあるときの図4Cの流路ハウジングの断面図である。 航空機重量が異なり、かつ衝突速度が異なる場合の例示的な降着装置荷重係数を示すグラフである。 航空機重量が異なり、かつ衝突速度が異なる場合の例示的な降着装置ダンパーの目標減衰力を示すグラフである。 能動型降着装置ダンパーを制御するシステムの構成要素、及びシステムによって使用されるデータを示すブロック図である。 例示的な環境における例示的なヘリコプターを示しており、図6Aのシステムによって使用される種々の航空機データが図示されている。 例示的なヘリコプターを示しており、図6Aのシステムによって使用される更に別の航空機データが図示されている。 図6Cの例示的なヘリコプターを示しており、図6Aのシステムによって使用される航空機ピッチ情報が図示されている。 図6Cの例示的なヘリコプターを示しており、図6Aのシステムによって使用される航空機ロール情報が図示されている。 図6Cの例示的なヘリコプターを示しており、図6Aのシステムによって使用される航空機ヨー情報が図示されている。 図6Cの例示的なヘリコプターが地形に、機首を上げた姿勢で衝突する様子を示している。 図6Cの例示的なヘリコプターが地形に、ロール姿勢で衝突する様子を示している。 図6Cの例示的なヘリコプターが勾配地形に衝突する様子を示している。 図6Cの例示的なヘリコプターが勾配地形に衝突する様子を示している。 調整可能ダンパーを衝突時に調整する方法を示している。
上に説明したように、着陸事象及び衝突事象のような航空機衝突事象では、航空機の降着装置は、衝突エネルギーのかなりの部分、または全てを吸収することができる。詳細には、図1Aを参照するに、衝突事象100では、航空機102の降着装置104は、航空機102が地表面106に衝突するときの航空機102のかなりの運動エネルギー108を吸収することができる。図1Aは、地表面106に衝突する前後のヘリコプター（すなわち、航空機102）を示している。衝突すると、降着装置104は、圧縮力及び／または破壊力を負担することにより、かなりの衝突エネルギーを吸収して、航空機システムの残りの部分が吸収する必要があるエネルギー量を最小限に抑えることができる。図1Bは、地表面106に衝突する前後の固定翼航空機112を示している。固定翼航空機112の降着装置114は、航空機112の残りの部分が地表面106に衝突する前に、航空機112のかなりの運動エネルギー118を吸収することができる。
受動型降着装置システムは、最適な減速を衝突時に、特定の航空機総重量及び特定の衝突速度に対応して行えるように設計される。しかしながら、2つの衝突が同一であることはない。飛行過程全体に亘って、航空機の重量は、航空機が燃料を燃焼し、かつ／または兵器／貨物を放出するにつれて軽くなる。また、異なる環境では、航空機は、地表面106に、異なる速度及び／または姿勢で衝突する。その結果、航空機の降着装置は、航空機の運動エネルギー108を吸収する最適なエネルギー吸収能力を提供することができない可能性がある。本明細書において記載される降着装置の実施形態は、調整可能ダンパーを搭載し、このダンパーは、降着装置の減衰量を変化させて、種々の要素の中でもとりわけ、航空機重量、姿勢、及び衝突速度の変動を吸収して、降着装置のエネルギー吸収を最大にすることができる。
次に、図2を参照するに、例示的な航空機降着装置構造200が図示されている。図示の降着装置構造200は、トレーリングリンク方式の降着装置構造である。トレーリングリンク方式の降着装置は、第1リンク204を含み、第1リンク204は、航空機の航空機機体202に接続することができる、かつ／または連結することができる。第2リンク206は、回動軸208を介して第1リンク204に接続することができる、かつ／または連結することができる。第2リンク206は、第1リンク204の後ろに引きずられながら進行することができる（航空機の前方向を指す矢印203で指示される）。航空機タイヤ210（隠れ線で図示される）は、アクスル212を介して第2リンク206の遠位端に接続することができる。航空機タイヤ210が地表面106に衝突すると、タイヤ210及びアクスル212は、第2リンク206が回動軸208の回りを回動するにつれて、航空機機体202の方に向かって移動してしまう。ダンパー214は、第2リンク206と航空機機体202との間に配置することができ、かつ第2リンク206及び航空機機体202に接続することができる。ダンパー214は、第2リンク206と航空機機体202との間の相対移動に抵抗する減衰力を作用させることができる。ダンパー214は、第1回動連結部220を介して航空機機体202に接続することができ、第2回動連結部222を介して第2リンク206に接続される。第1回動連結部220及び第2回動連結部222によってダンパー214は、航空機機体202及び第2リンク206に対して回動することができる。
トレーリングリンク方式の降着装置以外の降着装置構成は更に、以下に説明するダンパーの実施形態を搭載することができる。更に、以下に説明するダンパーを搭載した降着装置は、必ずしも車輪を必要としない。例えば、以下に説明するダンパーを搭載した降着装置は、スキッド、スキー、及び／またはフロートを車輪に代えて使用することができる。
次に、図3A及び図3Bを参照するに、ダンパー300は、第1流体室314から流出する流体の流れを抑制することにより運動に抵抗する。図3Aは、ダンパー300が最伸長位置にある様子を示しており、この最伸長位置では、上側マウント310及び下側マウント312は距離D1だけ離れている。図3Bは、ダンパー300が最収縮位置にある様子を示しており、この最収縮位置では、上側マウント310及び下側マウント312は、より短い距離D2だけ離れている。ダンパー300は、ピストン306がシリンダ内に配置される構成のシリンダ302を含むことができる。シャフト304は、ピストン306に取り付けることができる。一方のマウント310は、シャフト304に接続することができ、他方のマウント312は、シリンダ302に接続することができる。シリンダ302及びピストン306は、第1流体室314及び第2流体室を形成することができる。ピストン306は、少なくとも1つの開口部308を含むことができ、この開口部308を通って、第1流体室314内の流体が流れて、第2流体室316に達することができる。図3A及び図3Bは、開口部308を、シリンダ302の壁とピストン306の外径部との間の隙間として図示している。しかしながら、開口部308は、ピストン306内の開口部または開口部とすることもできる、または第1流体室314から導出される（例えば、外部リザーバに）流路とすることもできる。ピストン306が図3Aに示す位置から図3Bに示す位置に向かって下方に移動するにつれて、流体は、第1流体室314から開口部308を通って、第2流体室316に流れ込む（矢印318で指示される）ことができる。開口部308は、流体の流れに逆らう抵抗力を付与する。開口部308がより小さくなると、第1流体室314から流出する流体の流れに逆らうより大きな抵抗力が生じる。ピストン306を下方に移動させるために必要な力Fの大きさは、ピストン306が移動する速度の二乗に比例する。別の表現をすると、より大きな力Fが、ピストン306を低速で移動させるよりも高速vで移動させるために必要になる。理想的なピストンを移動させるために必要な力は、以下の式で与えられる：
(1)F=c・v2
式中、Fは、必要とされる力であり、vは、ピストンがシリンダに対して移動する速度であり、cは減衰係数である。減衰係数cは、流体の粘度、及び更には、開口部308のサイズに応じて変化する。減衰係数cは、流体の粘度が高くなるにつれて大きくなる。更に、減衰係数cは、開口部308のサイズが小さくなるにつれて大きくなる（すなわち、開口部を通過する流体の流れを更に抑制するようになる）。
図3A及び図3Bでは、下側マウント312は静止していて、上側マウント310のみが移動しているものとして図示されている。しかしながら、降着装置システムでは、上側マウント310及び下側マウント312を共に、移動させることができる。図2を再度参照するに、降着装置構造200が地表面106に接触すると、ダンパー214の下側回動連結部222は、第2リンク206が回動軸208の回りを回動するにつれて、地表面106に向かって下方に移動することができる。ダンパー214の下側回動連結部222は、航空機タイヤ210が、地表面に衝突して圧縮される場合、及び／またはタイヤ210が地表面106にめり込む場合（例えば、地表面106が砂地または湿地である場合）、下方に向かって更に移動してしまう。上側マウント310及び下側マウント312を共に、移動させることができるこのような例では、この場合も同じように、結果として得られる減衰力Fを決定するのは上側マウント310と下側マウント312との間の相対速度である。
次に、図4A〜図4Eを参照するに、調整可能ダンパー400の実施形態は、調整可能バルブ420を含むことができ、このバルブ420は、流体室411から逃げる流体を減衰させる抑制部のサイズを変化させる。図4A及び図4Bを主として参照するに、ダンパー402の実施形態は、シリンダ406及びシャフト404を含むことができる。シャフト404は、シャフトの上に配置される第1マウント410を含むことができ、シリンダ406は、シリンダの上に取り付けられる第2マウント412を含むことができる。シャフト404は、シリンダ406内に配置されるピストン408に接続することができる。ピストン408及びシリンダ406は、流体（例えば、減衰用流体）で満たされる流体室411を形成することができる。種々の実施形態では、シリンダはハウジング419の上に配置することができる。ハウジング419は、流入流路416及び流出流路418を形成することができる。流入流路416は、開口部414を介して流体室411と連通することができる。同様に、流出流路418は、リザーバと開口部425を介して連通することができる。バルブ420は、流入流路416と流出流路418との間に配置することができる。次に、図4C〜図4Eを参照するに、バルブ420は複数の壁423を含むことができ、これらの壁423が、流路421をこれらの壁423の間に形成する。バルブ420内の流路421は、流入流路416及び流出流路418と連通することができる。更に、バルブ420は、ハウジング419の内部で回転することができるので、バルブの流路421と流入流路416及び／または流出流路418との間の流通量を変化させることができる。図4Cは、バルブ420が、バルブの全開位置になっていて、減衰用流体（矢印434で指示される）が、流体室411から流入流路416を通って流出流路418に達することができる様子を示している。図4Dは、バルブ420が、減衰用流体がバルブ420を通って流れ続けることができ、かつ図4Cの場合よりも流れが更に抑制される状態の部分開位置まで回転する様子を示している。図4Eは、バルブ420が、流体がバルブ420を通って全く流れることがない全閉位置になっている様子を示している。
バルブ420が図4Cに示す全開位置から図4Eに示す全閉位置に移動するにつれて、調整可能ダンパーの減衰係数cは大きくなる。バルブ420が全閉位置に達すると、減衰係数cは無限大に近づくことができる。バルブが図4Cに示す全開位置になっている場合の最小減衰係数cは、流体室411に対するバルブ420の配置によって異ならせることができる。例えば、図4A及び図4Bを参照するに、流入流路416に通じる開口部414、流入流路416、流出流路418、及びバルブ420はそれぞれ、抑制力または抵抗力を流体室411からの減衰用流体の流れに加えることができることにより、減衰係数cは、バルブが図4Cに示す全開位置になっている場合に最小になる。異なるバルブ位置に対応する減衰係数cの値のルックアップテーブルは、調整可能ダンパー400を異なるバルブ420位置で作動させることにより、予め作成しておくことができる。
図4A及び図4Bを再度参照するに、バルブ420は、シャフト422の第1端部に接続することができる。シャフト422の第2端部は、ギアボックス424の出力軸に接続することができる。ギアボックス424は、モーター426（例えば、連続調整可能な電動モーター、油圧モーター、または空圧サーボモーター）で駆動することができる。モーター426は、連続調整可能であるので、モーターを任意の特定の回転位置（例えば、回転数の整数倍の位置、または回転数を整数分の一した位置）に駆動することができる。ギアボックス424は、モーター426から付与される回転力を増大させることができるので、より小型のモーターを使用することができる。更に、ギアボックス424は、モーター426がバルブ420により逆転して駆動される（すなわち、バルブ420を通って流れる流体から力がバルブ420に加わって、バルブ420が、より開位置に近い位置、またはより閉位置に近い位置に向かって回転するようになる）ことがないようにモーター426を保護することができる。ギアボックス424は、回転しているバルブ420に、流動する流体が打ち勝つことができない抵抗力を付与することができる。
モーター426は更に、エンコーダ428に接続することができ、このエンコーダ428は、モーター426の回転位置（例えば、回転開始位置からのモーターの回転数の整数倍の位置）を追跡し、そして報告することができる。モーター426及びエンコーダ428は、通信回線432を介してダンパーコントローラー430に接続することができる。特定の実施形態では、ダンパーコントローラー430は、エンコーダ428と一体に設けることができる。このような実施形態では、各ダンパー402がダンパーコントローラー430を含むことができる。種々の他の実施形態では、中央ダンパーコントローラー430が、航空機の該当する降着装置の各ダンパー402のエンコーダ428及びモーター426と通信することができ、エンコーダ428及びモーター426を制御することができる。ダンパーコントローラー430は、モーターの報告回転位置をバルブの回転位置に変換することができる。
次に、図5A及び図5Bを参照するに、特定の航空機は、降着装置の最適荷重係数g（すなわち、減速力または“g”フォース）を、航空機の降着装置が所定の衝突速度で衝突する場合に有することができる。図5Aは、衝突速度が大きくなるときの降着装置の最適荷重係数を、航空機が異なる重量W1、W2、及びW3（この場合、W2がW1よりも重く、かつW3がW2よりも重い）を持つ場合について示す例示的なグラフ500を図示している。降着装置の荷重係数gは、航空機が地面に特定の速度で衝突するときに、降着装置から航空機に作用する減速力（重力gの整数倍）の大きさである。荷重係数(g)は、次の式から導出される：
(2)F=m・g
式中、Fは、降着装置（例えば、降着装置のダンパー）から航空機に加わる力に等しく、mは、降着装置の上にある航空機の質量部分に等しく、gは、航空機の加速度（すなわち、航空機の減速量）である。式(2)は、次式の通りに書き直すことができる：
(3)g=F/m
例示的なグラフ500は、降着装置の最小荷重係数gが、相対的に低い衝突速度において最適となることを示している。例えば、低い衝突速度（例えば、正常な着陸中に生じる衝突速度）の場合、降着装置が全圧縮力を負担するのを防止するためには、重力の2倍（すなわち、2g’s）の降着装置荷重係数gで十分である。同様に、降着装置の最大降着装置荷重係数gを設定することができる。例えば、これらの降着装置マウント（降着装置が機体に取り付けられる箇所）は、6gを超える荷重を負担する場合に破壊する可能性がある。従って、荷重（特定の降着装置に加わる）は6gを超えてはならない。
図5Aは更に、特定の衝突速度において、降着装置荷重係数gは、航空機が重くなるにつれて小さくなることを示している。例えば、所定の衝突速度では、中程度の重量W2の航空機（曲線510で表される）は、軽い重量W1の航空機（曲線508で表される）よりも小さい降着装置荷重係数を有することになる。同様に、所定の衝突速度では、重い重量W3の航空機（曲線512で表される）は、中程度の重量W2の航空機、または軽い重量W1の航空機よりも小さい降着装置荷重係数gを有することになる。降着装置荷重係数gは、所定の衝突速度の場合に、重量が大きくなるにつれて小さくなるが、これは、所定の衝突速度におけるダンパー減衰力が同じであり、かつダンパー減衰力によって、より重い航空機を減速する必要があるからである。
次に、図5Bを参照するに、同じ荷重係数gを、所定の速度で衝突する任意の重量の航空機に与えるために、航空機に降着装置から加わる力Fを、航空機重量が重くなるにつれて大きくする必要がある。図5Bのグラフ520は、中程度の重量W2の航空機（曲線544で表される）は、軽い重量W1の航空機（曲線546で表される）よりも大きい目標ダンパー減衰力を有することを示している。同様に、重い重量W3の航空機（曲線542で表される）は、中程度の重量W2の航空機、または軽い重量W1の航空機よりも大きい目標ダンパー減衰力を有することを示している。再び式(1)を参照すると、所定の速度における目標ダンパー減衰力Fは、減衰係数cを変えることにより変化させることができる。図4A〜図4Eを再び参照するに、バルブ420の異なる位置から生じる調整可能ダンパー400の減衰係数cを測定することにより、バルブ420の異なる位置に対応する減衰係数cのモデルを構築することができる。例えば、ダンパーコントローラー430は、バルブ420の異なる位置に対応する減衰係数cを与えるルックアップテーブルを含むことができる。
次に、図6A〜図6Jを参照するに、減衰システムの実施形態では、種々の航空機データを分析して、航空機の各降着装置の衝突速度を予測することができ、そして航空機の重量のどのくらいの割合が、各降着装置によって支持されるかについて予測することができる。図6Aは、例示的な減衰システム600のブロック図であり、この減衰システム600は、種々の航空機状態データ602及び地形情報のうちの少なくとも1つを地形データベース604から受信することができる。航空機状態データ602（以下に更に詳細に説明される）は、減衰システム600と通信することができる航空機内の種々のアビオニクス機器及び／またはコンピュータから供給することができる。同様に、地形データベース604は、減衰システム600と通信することができる航空機内のアビオニクス機器及び／またはコンピュータに格納することができる。
減衰システム600の衝突予測モジュール606は、航空機状態データ602及び地形データを地形データベース604から受信することにより、差し迫った衝突の特徴を予測し、目標ダンパー減衰力614、及び予測初期ダンパー速度615のうちの少なくとも一方をダンパーコントローラー616に出力することができる。目標ダンパー減衰力614は、特定の降着装置に加わる機体重量の割合に基づいて、所望の降着装置荷重係数gが得られるように計算されるダンパー減衰力に対応する。ダンパーコントローラー616は、目標ダンパー減衰力614及び初期ダンパー速度615を使用して、バルブ420の初期バルブ位置を設定する。衝突が始まった後、ダンパーコントローラー616は、バルブ420の位置を連続的に調整して、所望のダンパー減衰力Fを実現することができる。衝突が徐々に進行し、航空機が減速すると、ダンパー速度が遅くなる。その結果、ダンパー減衰力F及び降着装置荷重係数gは、バルブ420を閉じ位置により近い位置に回転させない限り小さくなる（これにより、減衰係数cが大きくなる）。衝突事象の間、ダンパーコントローラー616（具体的には、フィードバックモジュール620）は、モーター426を作動させて、バルブを回転させることにより、減衰係数cを大きくして、減衰力Fを目標ダンパー減衰力614に維持することができる。目標ダンパー減衰力614は更に、フィードバックモジュール620内のダンパー減衰力差分比較モジュール622に転送することができる。ダンパー減衰力差分比較モジュール622は、ダンパーの受信目標ダンパー減衰力614をダンパーから発生する実際のダンパー減衰力と比較することができる。
再び、航空機状態データ602を参照すると、減衰システム600は、航空機の運航に関する種々の情報を、航空機センサ、アビオニクス機器、及び／またはコンピュータから受信することができる。図6B〜図6Fは、減衰システム600が受信することができる種々の航空機状態データを表している。例えば、図6Dを参照するに、航空機632（例えば、ヘリコプター）に搭載される種々のセンサ及び／またはアビオニクス機器は、航空機のピッチ、ピッチレート、及びピッチ加速度636のうちの少なくとも1つに関する情報を供給することができる。図6Eを参照するに、航空機の種々のセンサ及び／またはアビオニクス機器は、航空機のロール、ロールレート、及びロール加速度638のうちの少なくとも1つに関する情報を供給することができる。図6Fを参照するに、航空機の種々のセンサ及び／またはアビオニクス機器は、航空機のヨー、ヨーレート、及びヨー加速度640のうちの少なくとも1つに関する情報を供給することができる。ピッチ636、ロール638、及び／またはヨー640に関する情報を使用して、航空機の現在の姿勢を判断し、或る将来時点（例えば、予測される衝突に対応する将来時点）の航空機の姿勢を予測することができる。
図6Bを参照するに、航空機の現在位置は、全地球測位衛星（GPS）受信機644及び／または慣性ナビゲーションシステム（INS）に基づいて確認することができる。航空機の現在位置は、Long Range Navigation（LORAN：長距離ナビゲーション）システム、VHF Omni Directional Radio Range（VOR：超短波全方向式無線標識）ナビゲーション及び／またはnon-directional bearing（NDB：無指向性無線標識）ナビゲーションのような他のナビゲーションシステムに基づいて確認することもできる。航空機の対地高度（例えば、地表面の上空の高度（AGL））は、複数のソースに基づいて確認することができる。例えば、GPS受信機644が受信する位置は、海面の上空の高度を含むことができる。海面の上空の高度は、航空機に搭載される高度計で確認することもできる。航空機位置（上で確認された）を使用して、航空機の下方の地形に関する地形の起伏情報を地形データベース604から取り出すことができる。取り出した地形起伏情報を、海面の上空の航空機高度から減算して、地表面の上空の航空機高度を求めることができる。航空機のAGLは、航空機に搭載されるレーダ高度計642を使用して確認することもできる。
図6Bを続けて参照するに、種々の航空機アビオニクス機器及び／またはセンサは、航空機の速度及び加速度のうちの少なくとも一方を3次元（例えば、VX、VY、VZ、AX、AY、及びAZ）634で測定することができる。例えば、アビオニクス機器及び／またはセンサは、航空機の速度及び加速度を測定する姿勢及び機首方位基準システム（AHRS）及び／またはジャイロスコープ飛行計測システムを含むことができる。
図6Cを参照するに、航空機状態データ602は更に、航空機632の重量648及び航空機632の重心（CG）のうちの少なくとも一方に関する情報を含むことができる。図6Cは、例示的な後方CG650及び例示的な前方CG650’を表している。航空機の重量648は、飛行全体を通じて、航空機コンピュータにより計算することができる。コンピュータは、航空機の既知の空の重量、航空機の既知の燃料積載量及び／または兵器積載量、及び航空機の推定乗員重量を用いて計算を開始することができる。一例として、航空機の飛行計画では、航空機に搭乗する各人間の体重が、2百ポンド（90.718kg）であると仮定する。5人の人間が航空機に搭乗する場合、航空機の推定乗員重量は、1、000ポンド（453.592kg）となる。飛行が進行し、そして燃料が燃焼する、かつ／または兵器が放出されるにつれて、航空機の重量が軽くなる。航空機コンピュータは、使用される燃料及び／または兵器の量を追跡することができ、計算重量を、飛行が進行するにつれて減らすことができる。
航空機の重心は、航空機632（例えば、ヘリコプター）に搭載されるコンピュータで追跡することもできる。航空機は、既知の空の重量の重心を有することができる。燃料、兵器、貨物、及び／または乗客を追加すると、重心が、航空機内のこれらの物体の収容位置によって異なるが、前方または後方に移動する。燃料及び兵器のような物体は多くの場合、燃料が、航空機の明確な固定タンクに保管され、かつ兵器が多くの場合、航空機の明確な固定取り付け位置に配置されるので、既知の影響を重心に対して有している。従って、燃料重量及び／または兵器重量についての重心の調整は、これらの重量にのみ基づいて自動的に行うことができる。同様に、燃料及び／または兵器が使用されるにつれて、コンピュータは重心を、消費された燃料及び／または兵器の重量を取り除くことにより、自動的に計算し直すことができる。これとは異なり、貨物及び／または乗客は、航空機に種々の構成で積載される可能性がある。その結果、コンピュータは、重心を計算するために、乗客及び／または貨物の重量及び収容箇所を必要とする。
種々の実施形態では、航空機は重心を、航空機の直線水平飛行時の性能に基づいて計算することができる。例えば、航空機は、前方CG650’を有する航空機よりも後方CG650を有する航空機の場合に、より大きな「機首下げ」操作を行う必要がある。航空機は重心を、定常飛行中に操作を行い、行ったこれらの操作を特定の重心に関連付けることにより計算することができる。
種々の実施形態では、航空機状態データ602は更に、航空機に生じている揚力に関する情報を含むことができる。図6Cに示す例では、ヘリコプターは揚力646を、ヘリコプターの回転翼を回転させることにより発生させる。発生している揚力646の大きさは、例えばエンジン出力、回転翼シャフト負荷、及び／または回転翼の回転力をモニタすることにより計算する、かつ／または推定することができる。固定翼航空機（例えば、図1Bに示す航空機112）の場合、発生している揚力646の大きさは、例えば対気速度及び迎え角をモニタすることにより計算する、かつ／または推定することができる。
減衰システム600は更に、地形情報を地形データベース604から受信することができる。種々の実施形態では、地形データベース604は、例えば航空機に搭載されるコンピュータ記憶媒体に格納することができる。種々の他の実施形態では、地形データベース604は、地上観測箇所に格納することができ、地形データベース604の一部は、航空機632に送信する、かつ／またはアップロードすることができる。例えば、航空機632の位置に対応する地形データベース604の構成部分は、航空機632のコンピュータシステムに送信することができ、局所的に格納することができる。別の例として、航空機632の特定の飛行に関連する地形データベース604の構成部分は、航空機632のコンピュータシステムにアップロードすることができ、局所的に格納することができる。地形データベース604は、地形起伏、地形傾斜、及び地表面性状のうちの少なくとも1つに関する情報を含むことができる。情報を箇所（例えば、緯度及び経度）と連動させて、減衰システム600が、航空機の現在位置に最も近い地形情報にアクセスすることができるようにする。
減衰システム600の衝突予測モジュール606は、航空機航跡及び姿勢モジュール608を含むことができる。航空機航跡及び姿勢モジュール608は、航空機状態データ602だけでなく情報を地形データベース604から受信することができる。航空機航跡及び姿勢モジュールは、航空機状態データ602及び地形データベース604情報を使用して、衝突事象が差し迫っているかどうかを予測することができる。例えば、種々の実施形態では、航空機航跡及び姿勢モジュールは、速度VX、VY、及びVZを使用して、航空機の現在の速度ベクトル（すなわち、現在の航空機の進行方向）を計算することができ、加速度AX、AY、及びAZを使用して、現在の速度ベクトルの変化を予測することができる。速度ベクトル及び加速度から、減衰システム600の航空機航跡及び姿勢モジュール608は、航空機632の航跡652を予測し、航空機が地形に衝突するかどうかを判断することができる。
種々の実施形態では、減衰システム600は、異なる航空機状態データ602、及び／または地形情報を比較して、衝突が差し迫っているかどうかを判断することができる。例えば、図6B〜図6Jに示すヘリコプターは、ヘリコプターが超高層ビルの屋上の上を非常に接近して飛行するときに、非常に平坦な地形の上を直線水平飛行することができる。このような例では、レーダ高度計642は、地表面（例えば、超高層ビルの屋上）の上空の高度の急激な低下を指示することができる。しかしながら、他の高度データ（例えば、航空機高度計及び／またはGPS受信機644から受信する）、及び地形データベース604の地形情報を使用して、レーダ高度計642の指示値を無視することができる。
航空機航跡及び姿勢モジュール608が、地形との差し迫った衝突を予測する場合、モジュール608は、予測衝突パラメータ610を出力することができる。これらの予測衝突パラメータは、航空機衝突速度（すなわち、航空機が地形654に衝突するときの垂直方向速度）、航空機が地形654に衝突するときの航空機姿勢、衝突時の航空機の総重量、衝突時の航空機の重心、及び地表面性状のうちの少なくとも1つを含むことができる。種々の実施形態では、これらの予測衝突パラメータは更に、航空機632に生じる揚力646を含むことができる。
第1パラメータである衝突時の航空機速度は、降着装置のダンパーから発生する減衰力に影響を及ぼしてしまう。特定の実施形態では、航空機速度は、航空機速度のうち、地形に直角な速度成分とすることができる。車輪で移動している航空機が地形に水平方向に衝突する場合、航空機の速度の下方速度成分が、ダンパーの衝突エネルギー及び初期速度の大きさを決定する。航空機が上り勾配地形または下り勾配地形に衝突する場合、航空機の前進速度成分がそれぞれ、ダンパーの衝突エネルギー及び初期速度の大きさを大きくしてしまうか、または小さくしてしまう。
図6G〜図6Jを主として参照するに、地形654に対する衝突時の航空機姿勢は、航空機の各降着装置に加わる荷重の大きさに影響を与えてしまう。例えば、図6Gは、航空機632が地形654に、機首を上げた姿勢で衝突する様子を示している。従って、降着装置660は地形に、降着装置662が地形654に衝突する前に衝突することになる。その結果、降着装置660は、降着装置662に加わる荷重よりも大きな荷重を負担する可能性がある。別の例として、図6Hは、航空機632が地形654にロール姿勢で衝突する様子を示している。従って、降着装置664は地形654に、降着装置666が地形654に衝突する前に衝突する。その結果、降着装置664は、降着装置666に加わる荷重よりも大きな荷重を負担する可能性がある。衝突箇所の地形654は、勾配を有している可能性があり、地形654の勾配は、航空機の異なる降着装置に、不均等な荷重を加えるように作用してしまう。例えば、図6Iは、航空機632が地形654’に水平姿勢で衝突するが、地形654’に角度αの勾配が付いている様子を示している。従って、降着装置660は地形654’に、降着装置662が地形654’に衝突する前に衝突する。その結果、降着装置660は、降着装置662に加わる荷重よりも大きな荷重を負担する可能性がある。別の例として、図6Jは、航空機632が地形654’’に水平姿勢で衝突するが、地形654’’に角度βの勾配が付いている様子を示している。従って、降着装置664は地形654’’に、降着装置666が地形654’’に衝突する前に衝突してしまう。その結果、降着装置664は、降着装置666に加わる荷重よりも大きな荷重を負担する可能性がある。
航空機の計算重量、及び航空機の重心（上に説明した）も、衝突時の航空機の降着装置の各々に加わる荷重の大きさに影響を与えてしまう。上に説明したように、これらの降着装置ダンパーは、軽い航空機に付与されるよりも大きなダンパー減衰力を重い航空機に付与して、同じ降着装置荷重係数gを実現する必要がある。航空機の重心は、地形654との衝突時の降着装置に対する航空機の重量分布に影響を与えてしまう。例えば、図6Cを主として参照するに、航空機632が後方重心650を有する場合、降着装置660は、降着装置662よりも、降着装置に加わる航空機632の全重量のうちの大きな割合の重量を負担する可能性がある。逆に、ヘリコプターが前方重心650’を有する場合、降着装置662は、降着装置660よりも降着装置に加わる航空機632の全重量のうちの大きな割合の重量を負担する可能性がある。
地形654の地表面性状も、衝突時に航空機に加わるダンパー減衰力に影響を与えてしまう。上に説明したように、降着装置は、砂地、泥地、または湿地のような柔らかい地面に少なくとも部分的にめり込む可能性がある。これとは異なり、降着装置は、硬い土壌、岩、またはアスファルト（例えば、高速道路）には、全くめり込むことがない。上に説明したように、降着装置が衝突時に地面にめり込む場合、衝突時のダンパーの初期速度は、降着装置が地面にめり込まない場合よりも遅くなる可能性がある。地表面性状から、降着装置が地面にめり込むときの降着装置の速度を推定するために使用することができる係数を同定することができる。例えば、係数は、ゼロと1との間で変化することができ、ゼロの係数は、表面が硬く（例えば、アスファルト）、かつ降着装置が表面にめり込まないことを意味することができる。これとは異なり、水は1の係数を有することができ、降着装置が、航空機の残りの部分と同じ速度で水面下に沈むことを意味する。砂地は、例えば0.5の係数を有することができ、衝突時に、降着装置が砂地に、航空機の残りの部分の速度の半分の速度でめり込むことを意味する。上に説明した値は例示に過ぎない。係数の値は、数ある理由の中でもとりわけ、降着装置の種類、及び更には、衝突速度によって異なる。例えば、降着装置類のタイヤは雪面に、スキーを装着した降着装置とは異なる量だけめり込む可能性がある。また、表面から、表面にめり込む降着装置に加わる抵抗力の大きさは、衝突速度とともに変化する。例えば、低速では、水からは、水面下に沈む降着装置に殆ど抵抗力が加わらない。しかしながら、より高速では、水から降着装置に加わる抵抗力の大きさは、大きくなってしまう。
上に説明したように、衝突パラメータ610は任意であるが、地形654との衝突時に航空機に生じている揚力646を含むことができる。揚力646は、衝突時に降着装置（例えば、降着装置660及び662）に加わる荷重に影響を与えてしまう。例えば、図6B〜図6Jに示す航空機632には、衝突時に、ヘリコプターの重量の2倍に等しい揚力646が生じている可能性がある。この例では、揚力646は、航空機が地形654に衝突するのを防止するためには十分ではない。しかしながら、衝突が起こると、揚力646は、揚力がない場合に降着装置（例えば、降着装置660及び662）が支持することになる荷重のかなりの部分を軽減することができる。
再び図6Aを参照するに、予測衝突パラメータ610は、降着装置モデル化モジュール612に転送することができる。降着装置モデル化モジュール612は、これらの予測衝突パラメータ610を使用して、航空機の各降着装置に対応する降着装置荷重係数gを導出することができる。再び図5Aを参照するに、降着装置荷重係数gは、降着装置により予測衝突速度に応じて付与される最適減速度とすることができる。次に、降着装置モデル化モジュール612は、航空機の各降着装置の目標ダンパー減衰力614を、それぞれの降着装置の導出降着装置荷重係数gに基づいて、かつ各降着装置が衝突時に支持する必要があると予測される機体重量の割合に基づいて計算することができる。
降着装置モデル化モジュール612は更に、各降着装置の予測初期ダンパー速度615を出力することができる。予測初期ダンパー速度615は、降着装置ダンパーの2つの端部が、互いの方に向かって衝突時に移動する予測速度（例えば、図3Bの速度Vを参照）である。多くの理由から、予測初期ダンパー速度615は、航空機の衝突速度とは異なってしまう。第1に、上に説明したように、降着装置は、地形654に少なくとも部分的にめり込む可能性があり、これによって、初期ダンパー速度615が遅くなる。降着装置モデル化モジュール612は、柔らかい地面が予測初期ダンパー速度615に与える影響の全てを、予測衝突パラメータ610として受信される地表面性状情報に基づいて予測することができる。第2に、降着装置の形状は、航空機速度を基準としたときの予測初期ダンパー速度615に影響を与える可能性がある。例えば、図2を参照するに、降着装置構造200が地表面106に接触すると、航空機機体202は、アクスル212の方に向かって下方に移動する（第2リンク206及びアクスル212が回動軸208の回りに回転する）。第1回動連結部220を介して航空機機体202に取り付けられ、かつ第2回動連結部222を介して第2リンク206に取り付けられるダンパー214は、航空機機体202がアクスル212の方に向かって移動するにつれて、圧縮力を発揮することができる。しかしながら、ダンパー214は、航空機機体202がアクスル212の方に向かって移動するよりも遅い速度で圧縮力を加えることになるが、その理由は、ダンパー214が、回動軸208に対してアクスル212の機内側に位置しているからである。従って、図2に示す例では、初期ダンパー速度は、航空機衝突速度よりも遅い可能性がある。予測航空機衝突速度と予測初期ダンパー速度615との間に、形状の違いに起因して差が生じると必ず、降着装置設計が特殊になり、この差は、降着装置モデル化モジュールに予めプログラムしておくことができる。
再び図6Aを参照するに、目標ダンパー減衰力614及び予測初期ダンパー速度615のうちの少なくとも一方は、ダンパーコントローラー616に送信することができる。上に説明したように、種々の実施形態では、各降着装置ダンパーは、別体のダンパーコントローラー616を含むことができる。このような実施形態では、衝突予測モジュール606は、目標ダンパー減衰力614を別々に、各ダンパーコントローラー616に送信することができる。種々の他の実施形態では、中央ダンパーコントローラー616が、各降着装置のダンパーを制御することができる。このような実施形態では、衝突予測モジュール606は、各降着装置ダンパーの目標ダンパー減衰力614を含む目標ダンパー減衰力信号を送信することができる。
ダンパーコントローラー616では、目標ダンパー減衰力614及び予測初期ダンパー速度615のうちの少なくとも一方を使用して、初期バルブ位置618を計算することができる。各ダンパーについての上記式（1）を参照すると、減衰係数cは、予測初期ダンパー速度615に基づいて導出することができ、この予測初期ダンパー速度615から目標ダンパー減衰力614が得られることになる。次に、ダンパーコントローラー616は、ルックアップテーブルなどを使用して、所望の減衰係数cに対応するバルブ（例えば、バルブ420）の位置を求めることができる。次に、ダンパーコントローラー616は、バルブ（例えば、バルブ420）が適切に位置したことをエンコーダ428が報告するまで、各ダンパーのモーター426を駆動することができる。
衝突予測モジュール606は更に、目標ダンパー減衰力614を、ダンパーコントローラー616の内部のフィードバックモジュール620に出力することができる。降着装置が地形654に衝突した後、ダンパーコントローラー616のフィードバックモジュールは、モーター426を制御してバルブ位置を変えることにより、降着装置が圧縮力を負担するときの目標ダンパー減衰力614を維持することができる。フィードバックモジュール620は、ダンパー減衰力センサ624を含むことができる。ダンパー減衰力センサ624は、歪み計及び／または力を直接測定するロードセルとすることができる。別の構成として、ダンパー減衰力センサ624は、ダンパー減衰力を発生させることができる。例えば、ダンパー減衰力センサ624は、シリンダに対するダンパーピストンの位置を測定するリニアエンコーダとすることができる。ダンパーピストンの位置を規則的な時間間隔で測定することにより、ピストン速度を計算することができる。次に、バルブ420位置及び計算ピストン速度が判明すると、ダンパー減衰力を計算することができる。フィードバックモジュール620は、実際のダンパー減衰力（ダンパー減衰力センサ624で測定される）を目標ダンパー減衰力614と比較し（ダンパー減衰力差分比較モジュール622で）、新規バルブ位置（ブロック626参照）を算出して、目標ダンパー減衰力614と実際のダンパー減衰力（ダンパー減衰力センサ624で測定される）との誤差を減少させる。種々の実施形態では、フィードバックモジュール620は、比例積分微分（PID）コントローラーとすることができる。
目標ダンパー減衰力614と実際のダンパー減衰力（ダンパー減衰力センサ624で測定される）との誤差を必ず最小限に抑える他に、フィードバックモジュール620は更に、ダンパーバルブ（例えば、バルブ420）位置を調整して（モーター426を動作させることにより）、ダンパー速度が遅くなるときの目標ダンパー減衰力614を維持することができる。再び図5A及び図5Bを参照すると、ダンパーの両端部が互いの方に向かう相対速度が小さくなると、ダンパーからの減衰力も小さくなる。フィードバックモジュール620は、バルブを更に狭い開き位置に調整することができる。その結果、減衰係数cを大きくして、実際のダンパー減衰力（ダンパー減衰力センサ624で測定される）をほぼ同じに保つことができる。
次に、図7を参照するに、地形との航空機の衝突を減衰させる方法700が図示されている。ブロック702では、システムは、地形との衝突箇所を予測することができ、更に、衝突時の衝突速度及び航空機姿勢のうちの少なくとも一方を測定することができる。システムは更に、衝突時の航空機の重量、及び航空機の重心のうちの少なくとも一方を予測することができる。また、地形データベースを使用して、システムは、航空機が衝突する地表面の性状（例えば、整地された地面、泥地、及び水面）を確認することができる。地表面の性状は、更に別の性状（例えば、アスファルト、泥地、砂地、及び湿地など）を含むことができる。
ブロック704では、システムは、航空機の各降着装置の目標ダンパー減衰力を、各降着装置の最適着陸装置荷重係数Gが得られるような上記パラメータに基づいて設定することができる。目標ダンパー減衰力及び予測初期ダンパー速度のうちの少なくとも一方は、ダンパーコントローラーに送信することができる。
ブロック706では、ダンパーコントローラーは、目標ダンパー減衰力及び予測初期ダンパー速度のうちの少なくとも一方を受信することができ、目標ダンパー減衰力を実現するために必要な減衰係数cを、初期ダンパー速度に基づいて計算することができる。ダンパーコントローラーは、ルックアップテーブルなどを使用して、計算減衰係数cに対応する初期バルブ位置を決定することができる。
次に、ブロック708を参照すると、衝突後、ダンパーコントローラーは、実際のダンパー減衰力を連続的に測定することができ（例えば、ロードセル、歪み計などにより）、実際のダンパー減衰力を目標ダンパー減衰力と比較することができる。種々の実施形態では、ダンパーコントローラーは、実際のダンパー減衰力を連続的に測定することができる。コントローラーは、バルブ位置を調整して、実際のダンパー減衰力と目標ダンパー減衰力との誤差を最小限に抑えることができる。種々の実施形態では、コントローラーは、バルブ位置を連続的に調整することができる。コントローラーは更に、バルブ位置を調整して、航空機及びダンパーが衝突時に減速するときの減衰係数cを大きくすることができる。種々の実施形態では、コントローラーは、衝突事象が始まった後に、出来る限り長期間に亘って動作し続ける。例えば、衝突事象は、コントローラーと航空機システムの残りの構成要素との間の通信を分断することにより、コントローラーが、衝突事象が終了したことを判断することができない虞がある。
種々の他の実施形態では、ブロック710において、システムは、衝突事象が終了したかどうかを確認するためにチェックを行う。衝突事象が終了していない場合、方法700は、ブロック708に戻り、バルブ位置を調整し続けて目標減衰力を維持する。コントローラーは、衝突事象が終了したかどうかを、多数の方法で判断することができる。例えば、上に説明したように、衝突事象が進行し、ダンパーが減速すると、ダンパーのバルブを閉じ位置に移動させて、目標減衰力を維持することになる。種々の実施形態では、コントローラーは、一旦、バルブが完全に閉じると、衝突事象が終了したと判断することができる。種々の他の実施形態では、コントローラーは、検出される減衰力（例えば、フォースセンサで検出される減衰力）が、閾値時間長（例えば、5秒）が経過して変化しなかった後に、衝突事象が終了したと判断することができる。コントローラーが、衝突事象が終了したと判断する場合、方法700はブロック712に進み、そして終了する。
本明細書において開示されるこれらのシステム及び方法は、航空機に限定されない。例えば、これらのシステム及び方法の種々の実施形態は、自動車、オートバイ、戦車、及びトラックのような任意の輸送手段のサスペンションに適用することができる。例えば、戦車は、均されていない地面を迅速に進むことができ、時々、地形のコブを「ジャンプする」ことができる。上記システムの種々の実施形態を使用して、戦車が「ジャンプ」してから着地するときの戦車のサスペンションの減衰特性を調整することができる。
システムの実施形態は、衝突時以外の状況において使用することもできる。例えば、ヘリコプターは、回転翼の振動が、地面に接触する機体の固有共振周波数に一致してしまう地上共振として知られる危険の影響を受け易い。地上共振は、ヘリコプターをあっという間に破壊してしまう。システムの調整可能ダンパーを調整することにより、機体の固有共振周波数を変えることができ、そして地上共振の兆候を、振動がヘリコプターに増幅して伝達され、ヘリコプターを損壊する前に停止することができる。
種々の実施形態についての説明を例示のために行ってきたが、説明を網羅しようとしているのではない、または開示される実施形態に限定しようとしているのではない。多くの変形及び変更は、この技術分野の当業者であれば、記載の実施形態の範囲及び思想から逸脱しない限り明らかに想到することができる。
本発明による実施形態の態様は、システム、方法、またはコンピュータプログラム製品として具体化することができる。従って、本開示の態様は、全体がハードウェアである実施形態、全体がソフトウェアである実施形態（ファームウェア、常駐ソフトウェア、マイクロコードなどを含む）、または本明細書において全て一括して「回路」、「モジュール」、または「システム」と表記することができるソフトウェア形態及びハードウェア形態を組み合わせた実施形態の形態を採ることができる。更に、本開示の態様は、媒体上で具体化されるコンピュータ可読プログラムコードを有する1つ以上のコンピュータ可読媒体で具体化されるコンピュータプログラム製品の形態を採ることができる。
1つ以上のコンピュータ可読媒体のいずれの組み合わせを利用してもよい。コンピュータ可読媒体は、コンピュータ可読信号媒体またはコンピュータ可読記憶媒体とすることができる。コンピュータ可読記憶媒体は、例えばこれらには限定されないが、電子、磁気、光、電磁気、赤外線、または半導体を利用するシステム、装置、またはデバイス、或いは列挙したこれらの要素のいずれかの適切な組み合わせとすることができる。コンピュータ可読記憶媒体の更に特殊な例（非網羅的なリスト）として、1つ以上のワイヤを有する電気的接続、ポータブルコンピュータディスケット、ハードディスク、ランダムアクセスメモリ（RAM）、リードオンリメモリ（ROM）、消去可能リードオンリメモリ（EPROMまたはフラッシュメモリ）、光ファイバ、ポータブルコンパクトディスクリードオンリメモリ（CD-ROM）、光ストレージデバイス、磁気ストレージデバイス、または列挙したこれらの要素のいずれかの適切な組み合わせを挙げることができる。本文書では、コンピュータ可読記憶媒体は、命令実行システム、装置、またはデバイスにより使用される、または関連して使用されるプログラムを収容する、または格納することができるいずれかの有形媒体とすることができる。
コンピュータ可読信号媒体は、コンピュータ可読プログラムコードが媒体で具体化されて、例えばベースバンドで伝送される、または搬送波の一部として伝送される構成の伝送データ信号を含むことができる。このような伝送データ信号は、これらには限定されないが、電子−磁気方式、光方式、またはこれらの方式を適切に組み合わせたいずれかの方式を含む多種多様な方式のうちのいずれかの方式を採ることができる。コンピュータ可読信号媒体は、コンピュータ可読記憶媒体ではなく、かつ命令実行システム、装置、またはデバイスにより使用される、または関連して使用されるプログラムを送信する、伝送する、または転送することができるいずれかのコンピュータ可読媒体とすることができる。
本開示の態様の操作を実行するコンピュータプログラムコードは、Java（ジャバ）（登録商標）、Smalltalk（スモールトーク）、C++などのようなオブジェクト指向プログラミング言語、「C」プログラミング言語、または同様のプログラミング言語のような従来のプロシージャプログラミング言語を含む1つ以上のプログラミング言語のいずれかの組み合わせとして記述することができる。プログラムコードは、ユーザのコンピュータで全て実行する、ユーザのコンピュータで一部実行する、スタンドアローンソフトウェアパッケージとして実行する、ユーザのコンピュータで一部実行することができ、そしてリモートコンピュータで一部実行する、またはリモートコンピュータまたはサーバで全て実行することができる。後者のシナリオでは、ローカルエリアネットワーク（LAN）、またはワイドエリアネットワーク（WAN）を含むいずれかの種類のネットワークを介して、リモートコンピュータをユーザのコンピュータに接続することができる、または接続は、外部コンピュータとの間で行ってもよい（例えば、インターネットサービスプロバイダを利用するインターネットを介して）。
本開示の種々の態様について、本開示の実施形態による方法、装置（システム）、及びコンピュータプログラム製品のフローチャート図及び／またはブロック図を参照しながら上に説明している。フローチャート図及び／またはブロック図の各ブロック、及びフローチャート図及び／またはブロック図におけるブロックの組み合わせは、コンピュータプログラム命令によって実行することができる。これらのコンピュータプログラム命令を汎用コンピュータ、特殊用途コンピュータ、または他のプログラマブルデータ処理装置のプロセッサに供給してマシンを生成することにより、コンピュータのプロセッサ、または他のプログラマブルデータ処理装置のプロセッサを介して実行される命令で、フローチャート及び／またはブロック図のブロックまたはブロックに指定される機能／動作を実行する手段を生成することができる。
コンピュータ、他のプログラマブルデータ処理装置、または他のデバイスに指示して、特定の態様で機能させることができるこれらのコンピュータプログラム命令は、例えば非一時的なコンピュータ可読媒体（上に説明した媒体種類のうちのいずれかの媒体種類を含む）に格納することもできるので、コンピュータ可読媒体に格納されるこれらの命令で、フローチャート及び／またはブロック図のブロックまたブロックに指定される機能／動作を実行させる命令を含む製造の物品を作り出すようにすることができる。
これらのコンピュータプログラム命令は、コンピュータ、他のプログラマブルデータ処理装置、または他のデバイスに読み込んで、一連の操作工程をコンピュータ、他のプログラマブル装置、または他のデバイスで実行させることによりコンピュータ実行プロセスを生成して、コンピュータまたは他のプログラマブル装置で実行される命令によってプロセスを生成することにより、フローチャート及び／またはブロック図のブロックまたはブロックに指定される機能／動作を実行することができる。
これらの図におけるフローチャート及びブロック図は、本開示の種々の実施形態によるシステム、方法、及びコンピュータプログラム製品の可能な実施形態のアーキテクチャ、機能、及び操作を示している。この点に関して、フローチャートまたはブロック図における各ブロックは、指定された論理機能を実行する1つ以上の実行可能命令を含むコードのモジュール、セグメント、または一部を表すことができる。また、幾つかの別の実施形態では、ブロックに記載される機能は、これらの図に記載される順序とは異なる順序で行うことができることに留意されたい。例えば、連続して図示される2つのブロックは、実際には、略同時に実行することができる、またはこれらのブロックは、取り込まれる機能によって異なるが、逆の順序で実行することができる。また、ブロック図及び／またはフローチャート図の各ブロック、及びブロック図及び／またはフローチャート図におけるブロックの組み合わせは、指定された機能または動作を実行する特殊用途ハードウェアベースシステムによって、或いは特殊用途ハードウェア及びコンピュータ命令の組み合わせによって実行することができることに留意されたい。
本開示の1つの態様によれば、航空機が提供され、航空機は、航空機状態データを導出するように構成されるアビオニクス機器と、地形情報を含む地形データベースと、複数の降着装置であって、各降着装置が、前記航空機の機体に対する前記降着装置の一部の運動に対抗する減衰力を生じさせるように構成される調整可能ダンパーを備え、各調整可能ダンパーが、調整可能ダンパーバルブを備え、調整可能ダンパーバルブを調整すると、前記ダンパーの減衰係数が変化する、前記複数の降着装置と、モーターであって、モーターを動作させると、前記ダンパーバルブを調整することができる、前記モーターと、コントローラーと、を備え、コントローラーは、前記導出航空機状態データ、及び前記地形データベースの情報のうちの少なくとも一方に基づいて予測衝突パラメータを計算し、前記予測衝突パラメータに基づいて、各ダンパーの目標ダンパー減衰力及び予測衝突速度を計算し、各ダンパーの前記モーターを動作させて、それぞれの前記ダンパーバルブを、それぞれの前記目標ダンパー減衰力がそれぞれの初期ダンパー速度で得られるような減衰係数に対応する位置に調整し、その後、各ダンパーの前記モーターを動作させて、それぞれのダンパーの実際のダンパー減衰力と目標減衰力との差を必ず減少させるように構成される。
有利な点として、前記航空機は、前記導出航空機状態データ、及び前記地形データベースの情報のうちの少なくとも一方に基づいて予測される前記衝突パラメータが、地表面性状、航空機衝突速度、衝突時の地形に対する衝突姿勢、衝突時の航空機総重量、及び衝突時の航空機重心のうちの少なくとも1つを含み、前記コントローラーが、前記目標ダンパー減衰力を、目標降着装置荷重係数、及び前記予測衝突パラメータに基づいて計算し、前記衝突予測モジュールが、前記初期ダンパー速度を前記予測衝突パラメータに基づいて計算する構成の航空機である。
有利な点として、前記航空機は、前記航空機状態データが、ピッチ、ピッチレート、及びピッチ加速度データ、ロール、ロールレート、及びロール加速度データ、ヨー、ヨーレート、及びヨー加速度データ、3次元速度ベクトル、3次元加速度ベクトル、位置、地表面の上空の高度、航空機重量、及び航空機重心のうちの少なくとも1つを含む構成の航空機である。
有利な点として、前記航空機は、前記地形情報が、地形起伏、地形勾配、及び地表面性状のうちの少なくとも1つを含む構成の航空機である。
有利な点として、前記航空機は、前記複数の降着装置の各降着装置の前記モーターが、連続的に調整可能なサーボモーターを備える構成の航空機である。
有利な点として、前記航空機は、前記航空機が更に、各降着装置の前記モーターと各降着装置の前記ダンパーの前記調整可能バルブとの間に配置されるギアボックスを備え、ギアボックスが、前記モーターの回転力を増幅させ、前記増幅回転力を前記調整可能バルブに加えるように構成される航空機である。
これまでの記述は、本開示の種々の実施形態に関するものであるが、本開示の他の別の実施形態は、本開示の基本的範囲から逸脱しない限り想到することができ、本開示の範囲は、以下の請求項により規定される。
100 衝突事象
102、112、632 航空機
104、114、660、662、664、666 降着装置
106 地表面
108、118 運動エネルギー
112 固定翼航空機、航空機
114 降着装置
200 降着装置構造、航空機降着装置構造
202 航空機機体
203、318、434 矢印
204 第1リンク
206 第2リンク
208 回動軸
210 航空機タイヤ、タイヤ
212 アクスル
214、300、402 ダンパー
220 第1回動連結部
222 第2回動連結部、下側回動連結部
302、406 シリンダ
304、404、422 シャフト
306、408 ピストン
308、414、425 開口部
310 上側マウント、マウント
312 下側マウント、マウント
314 第1流体室
316 第2流体室
400 調整可能ダンパー
410 第1マウント
411 流体室
412 第2マウント
416 流入流路
418 流出流路
419 ハウジング
420 調整可能バルブ、バルブ
421 流路
423 壁
424 ギアボックス
426 モーター
428 エンコーダ
430、616 ダンパーコントローラー
432 通信回線
500、520 グラフ
542、544、546 曲線
600 減衰システム
602 航空機状態データ
604 地形データベース
606 衝突予測モジュール
608 航空機航跡及び姿勢モジュール、モジュール
610 予測衝突パラメータ、衝突パラメータ
612 降着装置モデル化モジュール
614 目標ダンパー減衰力
615 予測初期ダンパー速度、初期ダンパー速度
618 初期バルブ位置
620 フィードバックモジュール
622 ダンパー減衰力差分比較モジュール
624 ダンパー減衰力センサ
626、702、704、706、708、710、712 ブロック
636 ピッチ、ピッチレート、及びピッチ加速度
638 ロール、ロールレート、及びロール加速度
640 ヨー、ヨーレート、及びヨー加速度
642 レーダ高度計
644 全地球測位衛星（GPS）受信機
646 揚力
648 航空機重量
650 後方CG、後方重心
650’ 前方CG、前方重心
652 航跡
654、654’ 地形
700 方法
AX、AY、AZ 加速度
c 減衰係数
D1、D2 距離
F 力、減衰力
g 荷重係数、重力、航空機の加速度
m 降着装置上方の航空機の質量部分
v 高速、速度
VX、VY、VZ 速度
W1、W2、W3 重量
α、β 角度

Claims (12)

  1. ビークル専用サスペンションシステムのダンパー（214、300、400）であって、前記ダンパー（214、300、400）は、
    調整可能ダンパーバルブ（420）であって、前記ダンパーバルブ（420）を調整すると、前記ダンパー（214、300、400）の減衰係数を変化させることができる、前記調整可能ダンパーバルブ（420）と、
    モーター（426）であって、前記モーター（426）を動作させると、前記ダンパーバルブ（420）を調整することができる、前記モーター（426）と、
    衝突予測モジュール（606）であって、ビークル状態データ及び地形情報を受信すると共に前記ビークル状態データ及び地形情報を受信すると目標ダンパー減衰力及び初期ダンパー速度を出力するように構成され、前記ビークル状態データは衝突時に前記ビークルによって生じる揚力を含むものである、衝突予測モジュール（606）と、
    コントローラー（430）と、を備え、前記コントローラー（430）は、
    前記目標ダンパー減衰力及び初期ダンパー速度を受信し、
    前記目標ダンパー減衰力及び初期ダンパー速度を受信すると、前記モーター（426）を動作させて前記ダンパーバルブ（420）を、前記目標ダンパー減衰力が前記初期ダンパー速度で得られるような減衰係数に対応する位置に調整し、
    その後、前記モーター（426）を動作させて、前記ダンパー（214、300、400）の実際の減衰力と前記目標ダンパー減衰力との間の差を必ず減少させるように構成される、ダンパー（214、300、400）。
  2. 前記ビークル状態データ及び地形情報のうちの少なくとも一方を受信すると、前記衝突予測モジュールは衝突パラメータを予測し、前記衝突パラメータは、
    地表面性状、
    航空機衝突速度、
    衝突時の前記地形に対する衝突姿勢、
    衝突時の航空機総重量、及び
    衝突時の航空機重心のうちの少なくとも1つを含み、
    前記衝突予測モジュール（606）は、前記目標ダンパー減衰力を、目標降着装置荷重係数及び前記予測衝突パラメータに基づいて計算し、前記衝突予測モジュールは、前記初期ダンパー速度を前記予測衝突パラメータに基づいて計算する、
    請求項1に記載のダンパー（214、300、400）。
  3. 前記ビークルは航空機であり、前記ビークル状態データは、
    ピッチ、ピッチレート、及びピッチ加速度データ、
    ロール、ロールレート、及びロール加速度データ、
    ヨー、ヨーレート、及びヨー加速度データ、
    3次元速度ベクトル、
    3次元加速度ベクトル、
    位置、
    地表面の上空の高度、
    航空機重量、及び
    航空機重心、
    のうちの少なくとも1つを含む、請求項2に記載のダンパー（214、300、400）。
  4. 前記地形情報は、
    地形起伏、
    地形勾配、及び
    地表面性状、
    のうちの少なくとも1つを含む、請求項2及び請求項3のいずれかに記載のダンパー（214、300、400）。
  5. 前記モーター（426）は、連続的に調整可能なサーボモーターを含む、請求項1乃至4のいずれか1項に記載のダンパー（214、300、400）。
  6. 更に、前記モーター（426）と前記調整可能バルブ（420）との間に配置されるギアボックス（424）を備え、前記ギアボックス（424）は、前記モーター（426）の回転力を増幅させ、前記増幅回転力を前記調整可能バルブ（420）に加えるように構成される、請求項1乃至5のいずれか1項に記載のダンパー（214、300、400）。
  7. 前記ダンパー（214、300、400）はダンパー室（411）を形成し、前記ダンパー（214、300、400）は更に、前記ダンパー室（411）と連通する流路（416）を備え、前記ダンパーバルブ（420）は前記流路（416）内に配置され、前記ダンパーバルブ（420）はバルブ流路（421）を形成し、前記バルブ流路（421）は、前記流路（416）に対して回転することができることにより、前記流路（416）と前記バルブ流路（421）との種々の位置合わせ度合いを実現することができ、前記減衰係数は、前記位置合わせ度合いが変化するにつれて変化する、請求項1乃至6のいずれか1項に記載のダンパー（214、300、400）。
  8. ビークルの衝突を減衰させる方法であって、
    ビークル状態データ及び地形情報を受信するステップであって、前記ビークル状態データは衝突時に前記ビークルによって生じる揚力を含むものであるステップと、
    前記ビークル状態データ及び前記地形情報を受信すると、前記ビークルの衝突パラメータを予測するステップであって、前記ビークルが、複数の接地支持体を含み、各接地支持体が、サスペンションシステムを介して前記ビークルに接続され、各サスペンションシステムが調整可能ダンパー（214、300、400）を備え、各調整可能ダンパー（214、300、400）が調整可能減衰係数を有する、前記予測するステップと、
    各ダンパー（214、300、400）の目標ダンパー減衰力を決定するステップと、
    各ダンパー（214、300、400）の予測初期衝突ダンパー速度を求めるステップと、
    前記目標ダンパー減衰力を実現するために、各サスペンション部品の前記調整可能ダンパー（214、300、400）を、それぞれの前記初期衝突ダンパー速度に基づいて調整するステップと、
    その後、各サスペンション部品の前記調整可能ダンパー（214、300、400）を調整して、それぞれのダンパー（214、300、400）の実際の減衰力と前記目標ダンパー減衰力との間の差を減少させるステップと、
    を含む、方法。
  9. 前記ビークルは航空機であり、前記ビークルの前記衝突パラメータを予測するステップは、
    地表面性状、
    航空機衝突速度、
    衝突時の地形に対する航空機姿勢、
    衝突時の航空機総重量、及び
    衝突時の航空機重心のうちの少なくとも1つを予測すること、
    を含む、請求項8に記載の方法。
  10. 前記航空機衝突速度を予測するステップは、
    ピッチ、ピッチレート、及びピッチ加速度データ、
    ロール、ロールレート、及びロール加速度データ、
    ヨー、ヨーレート、及びヨー加速度データ、
    3次元速度ベクトル、
    3次元加速度ベクトル、
    位置、及び
    地表面の上空の高度、
    のうちの少なくとも1つを含む、航空機状態データを受信することと、
    前記受信した航空機状態データに基づいて、地形にめり込む前記航空機の予測航跡を計算することと、
    を含み、前記予測航空機衝突速度は、前記航跡が地形と交差する前記予測航跡に沿った1つの点における前記航空機の速度を含む、
    請求項9に記載の方法。
  11. 前記衝突時の前記地形に対する前記航空機姿勢を予測するステップは、
    前記衝突時の航空機ピッチを前記ピッチ、ピッチレート、及びピッチ加速度に基づいて計算することと、
    前記衝突時の航空機ロールを前記ロール、ロールレート、及びロール加速度に基づいて計算することと、
    前記衝突時の航空機ヨーを前記ヨー、ヨーレート、及びヨー加速度に基づいて計算することと、
    を含む、請求項10に記載の方法。
  12. 地形性状を予測することは、地形起伏、地形勾配、及び地表面性状のうちの少なくとも1つを予測することを含む、請求項9乃至11のいずれか1項に記載の方法。
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