JP6457923B2 - 下降アルゴリズムを実行する航空機電子機器を使用して航空機の下降段階を自動的に制御する方法 - Google Patents

Description

本発明は、下降アルゴリズムを実行する航空機電子機器を使用して航空機の下降段階を自動的に制御する方法に関する。

航空機の巡航段階から着陸段階への下降は、相反する目標を有する場合がある様々な理由で制御され得る。燃料節約が主要な目標であるとき、エンジンがアイドル、すなわち最小限の推進力に設定されているアイドル下降を実施し、操縦翼面を使用して下降の経路を制御することが一般的である。アイドル下降中、航空機は、過速度状態に陥る場合があり、これは現在、パイロットがスピードブレーキを展開することによって解決されているが、これによって多くの乗客が好まない大音量の雑音が生じる。スピードブレーキを有していない航空機の場合、一般的にはそれほど望ましくない他の解決策が使用される。

代替として、パイロットが航空機へのピッチ入力を与えることができるが、これは軌道を変更してさらなる燃料を消費し、アイドル下降の目的を無にする。別の代替的な解決策は、飛行管理システムおよび／または飛行誘導システム（ＦＭＳ＆ＦＧＳ）のような航空機電子機器の１つまたは複数を利用し、エンジンスロットルをアイドルを上回った約１０％のままにし、過速状態が発生したときスロットルを下げることであるが、これもまた、さらなる燃料を消費しアイドル下降の目的を無にする。

本発明は、下降アルゴリズムを実行する航空機電子機器を使用して航空機の下降段階を自動的に制御する方法に関する。航空機電子機器は、航空機対気速度入力を繰り返し受信し、上記対気速度を第１の基準対気速度と比較して、過速状態が発生しているか否かを判定する。過速状態が発生している場合、航空機はスリップ機動に入る。

地上システムとデータ通信しており、本発明の実施形態のための例示的な環境を提供する航空機の斜視図である。 航空機を制御するのに使用するための航空機電子機器システムおよびそれを取り巻く環境の基本図である。 飛行計画の例示的な高度プロファイルの図である。 フォワードスリップにおける航空機の絵画図である。 サイドスリップにおける航空機の絵画図である。 例示的な一実施形態による航空機の飛行を制御するための航空機システムの流れ図である。 例示的な一実施形態による航空機の飛行経路を制御するためのコントローラの概略ブロック図である。

図１は、飛行管理システムおよび飛行誘導システム（以降「ＦＭＳ＆ＦＧＳ」と称する）のような航空機電子機器１００を使用して本発明の実施形態を実行することができる航空機１０を示す。専用または特殊航空機電子機器１００が本発明の種々の実施形態を実行することは本発明の範囲内にあるが、実施形態の現在実際的な実施態様は、現在の航空機上に現在存在しているＦＭＳ＆ＦＧＳを使用することができる。ＦＭＳ＆ＦＧＳは、本発明の実施形態を実行するようにプログラムすることができる。本明細書では、航空機電子機器１００は、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００の文脈において説明する。しかしながら、この特定の航空電子機器システムが本発明を限定しているのではないことを理解されたい。

航空機１０は、胴体１２と、機首２６と、胴体１２に結合されている１つまたは複数の推進エンジン１６と、胴体１２内に位置付けられている操縦室１４と、胴体１２から外向きに延伸している翼３０とを含むことができる。航空機１０は、翼３０上の操縦翼面１８と、尾部３２とをさらに含むことができる。操縦翼面１８は、航空機１０をロールさせる補助翼２２と、航空機１０をヨー方向に旋回させる方向舵２０と、たとえば、差動推進力が非対称に加えられる場合に航空機１０をヨー方向に旋回させることができるエンジンスロットルと、航空機１０の対気速度４０を減速させるためのスピードブレーキ２４とをさらに備える。多くの異なるタイプの操縦翼面があり、それらの使用は、それらが使用されるべき航空機１０のサイズ、速度、および複雑度に応じて決まり得る。

地上システム４０４は、ワイヤレス通信リンク４０２を介して、航空機１０およびインターフェースデバイス４００を含む他のデバイスと通信することができ、ワイヤレス通信リンクは、衛星送信、無線波などのような任意の適切なタイプの通信であってもよい。地上システム４０４は、航空会社制御または航空管制部のような任意のタイプの通信地上システム４０４であってもよい。

図２は、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００を、それを取り巻く環境とともに概略的に示す。ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００は、航空機１０の飛行計画１２４（概略的に箱として示す）を制御するために、飛行計器１４０、航空電子機器１５０、およびインターフェースデバイス４００からの入力を取得する。飛行計器１４０は、限定ではないが、高度計、姿勢計、対気速度計、コンパス、機首方位計、垂直速度計、コース偏差指示器、および／またはラジオ磁気指示計を含む。航空電子機器１５０は、限定ではないが、通信、航法、ならびに複数のサブシステムの表示および管理を含む電子システムを含む。インターフェースデバイス４００は、技師４１０からの入力を収集し、技師４１０に出力を提示する任意の視覚ディスプレイを含んでもよく、小型スクリーンおよびキーボードまたはタッチスクリーンを組み込んでいる制御表示装置を含んでもよい。

ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００は、単一のまたは複数のエンジン１６を有する商業および軍用用途を含む任意の航空機１０に使用されてもよい。航空機１０は、限定ではないが、タービン、ターボプロップ、多発ピストン、単発ピストンおよびターボ送風機を含んでもよい。

ＦＭＳ＆ＦＧＳは、飛行計画１２４の飛行中管理の主要機能を有する。航空機１０の位置を求めるためにＧＰＳ（全地球測位システム）およびＩＮＳ（慣性航行システム）のような様々なセンサを使用して、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００は、飛行計画１２４に沿って航空機１０を誘導することができる。飛行計画１２４は一般的に、パイロットまたは専門通信指令部員のいずれかによって出発前に地上で決定される。飛行計画１２４は、これを打ち込むことによって、一般的な路線の保存されているライブラリから選択することによって、または、航空会社ディスパッチセンターとのリンクを介してのいずれかで、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００に入力される。飛行中になると、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００の主要なタスクは、航空機の位置、および、特に飛行計画に対するその位置の正確さを求めることである。単純なＦＭＳ＆ＦＧＳ１００は、位置を求めるために単一のセンサ、一般的にはＧＰＳを使用する。

図３は、離陸段階３３０、上昇段階３４０、現代の商用航空機については一般的に海抜３０，０００〜４０，０００フィートの巡航段階３００を含み、次いで下降段階３１０、その後着陸段階３２０に入る飛行計画１２４の例示的な高度対距離プロファイルを示す。下降段階３１０は、着陸段階３２０以外の、航空機１０が高度を下降する任意の時間であり得る。殆どの場合、下降段階３１０は、巡航段階３００から着陸段階３２０への遷移である。この説明では、下降段階３１０は着陸段階３２０を含まない。着陸段階３２０は、最終進入段階３２４と、ランディングフレア３２２と、接地３２６と、ロールアウト段階３２８とを含む。ランディングフレア３２２は、航空機１０の着陸段階３２０中の操作または段階であり、最終進入段階３２４に後続し、着陸３１０の接地３２６およびロールアウト段階３２８に先行する。フレア３２２において、航空機１０の機首２６が持ち上げられ、下降速度が減速され、接地３２６のための適切な姿勢が設定される。従来の着陸装置を装備する航空機１０の場合、３つすべての車輪において同時に、または、主着陸装置３４のみにおいて接地するための姿勢が設定される。三輪式着陸装置を装備する航空機１０の場合、主着陸装置３４において姿勢は接地３２６に設定される。

下降３１０は、通常下降、急速下降、段階的下降、連続的下降、駆動下降、非駆動下降、アイドル、もしくは通常の推進、または、前述したもしくは任意の他の知られている下降方法の任意の組み合わせを含んでもよい。アイドル下降は、エンジン１６がアイドル、すなわち、最小限の推進力に設定されている場合に利用することができ、このとき、航空機１０は、着陸領域または地上５４に向けて高度が下降していく。通常推進下降もまた、エンジン１６がアイドルを上回って約１０％の推進力に設定されている場合に、下降段階３１０中に実施することができる。アイドル下降または通常推進下降は、航空機１０の高度が一定の速度で変化する連続的な進入下降の一部であってもよい。

現在の市場において、コストアップ圧力が、航空機技師らを、燃料、環境および保守管理の節約を模索するように駆り立てている。したがって、アイドル下降が、雑音を低減し、エンジン１６の寿命を増大しながら燃料を最も効率的に利用することを可能にするため、アイドル下降が、下降段階３１０中の好ましい方法になっている。アイドル下降の不利益は、下降の速度を制御するためにパイロットがもはや推進力を使用することができないという点において、少なくとも１自由度の飛行制御が失われているということである。推進力を使用することによって燃料消費が増大し、これによってアイドル下降の燃料を節約することができるという利点が打ち消される。不都合なことに、アイドル下降中、航空機１０が対気速度過速状態１２０に陥ることが一般的である。現在の解決策は、航空機１０をピッチアップして、推進力を増大させて航空機１０の対気速度４０を減速することであり、これは、アイドル下降の燃料が節約できるという利点を打ち消す。本発明の実施形態は、推進力およびピッチを使用する代わりに、航空機１０をスリップ機動２００することによってこの過速状態１２０に対処し、これによって、航空機を減速するための空力抵抗が増大する。スリップ機動２００は、航空機１０の空力抵抗を増大させ、これによって対気速度４０が低減する。下降段階３１０中にスリップ機動２００を適用することは、ＦＭＳ＆ＦＧＳＦＧＳ１００が、航空機１０の対気速度４０に対応する対気速度入力１１６を繰り返し得ることによって達成することができる。航空機１０が重力に起因して過速状態１２０に陥ると、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００は、航空機１０の対気速度４０を減速するために航空機１０をスリップ機動２００に入れる。スリップ機動２００が完了し、所望のように対気速度１６が低減すると、下降段階３１０はスリップ機動２００に入る前の、以前のように継続する。スリップ機動２００は、上述した代替的な下降３１０において対気速度４０を制御するのに使用することができる。

図４および図５を参照すると、スリップ機動２００の特定の実施態様は、少なくとも１つのサイドスリップ２０２またはフォワードスリップ２０４操作であってもよい。最初にフォワードスリップ機動２０４を見ると、航空機１０は、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００が、航空機１０の１つまたは複数の操縦翼面１８を調整するための操縦翼面設定を出力することによって、フォワードスリップ機動２０４に入る。より詳細には、ＦＭＳ＆ＦＧＳは、航空機１０が、地上航跡５２に沿って直進したままにするために、バンクし、反対の方向舵またはスロットル２０および補助翼２２を取るように、航空機１０を制御する。航空機１０の機首２６は、スリップ角度２１２だけ変化されて、地上航跡５２の方向ではない代替的な方向に向くことになる。スリップ機動２０４の効果は、航空機１０の対気速度４０を低減するための空力抵抗を増大させるために、わずかな度合いであるスリップ角度２１２だけ航空機１０を回転させることである。一実施形態において、フォワードスリップ機動２０４のスリップ角度２１２は０．２〜０．３度であり、ただし、スリップ角度２１２は、代替的な実施形態においてはより大きくてもよく、またはより小さくてもよい。

スリップ角度２１２は機首方位５０と地上航跡５２との間の角度である。機首方位５０は、機首２６が向いている方向である。地上航跡５２は、航空機１０の直下の地表面上の経路である。フォワードスリップ機動２０４において、航空機の機首方位５０が変化している間、地上航跡５２は操作前と同じままである。

図５を参照すると、サイドスリップ機動２０２は、航空機１０の機首方位５０は同じままであるが、特に、方向舵またはスロットル２０および補助翼２２を反対方向に調整することによって、操縦翼面１８の動きに起因して地上航跡５２が変化する場合である。揚力の水平成分が航空機１０を低翼に向けて側方に動かし、角度のついた地上航跡５２がもたらされる。スリップ角度２１２はわずかな度合いであり、スリップ機動は通常、短時間であるため、それによって、航空機１０は実質的に所定のコースから外れない。航跡を外れた量は、スリップ機動２０２を出た後に容易に補正することができる。

図６は、下降アルゴリズム１１０を実行するＦＭＳ＆ＦＧＳ１００の特定の実施態様の例示的な動作の流れ図を示す。過速度状態１２０が発生しているか否かを判定するために、対気速度入力１１６が繰り返しＦＭＳ＆ＦＧＳ１００に送信される。過速度状態１２０は、航空機１０の対気速度４０が、所定の第１の基準対気速度１１２以上である場合に発生する。例示的な第１の基準対気速度１１２は、所与の条件、すなわち、最大動作速度限界（Ｖｍｏ）１２２に対する閾値対気速度１１８である。この実施形態において、第１の基準対気速度１１２は、最大動作速度限界（Ｖmo）１２２よりも５ノット低い速度に等しい。対気速度入力１１６が第１の基準対気速度１１２よりも小さい場合、下降段階３１０はスリップ機動２００なしに計画通り継続する。対気速度入力１１６が第１の基準対気速度１１２以上である場合、スリップ機動２００に入る。航空機１０がスリップ機動２００になると、対気速度入力１１６は繰り返しＦＭＳ＆ＦＧＳ１００に送信され、所定の第２の基準対気速度１１４と比較され続ける。対気速度入力１１６が第２の基準対気速度１１４よりも小さいと判定されると、航空機１０はスリップ機動２００を出る。第２の基準対気速度１１４は、この実施形態においては、Ｖmo１２２よりも１５ノット低い速度に等しい。このとき、下降３１０はスリップ機動２００の前のように継続する。

第１の基準対気速度１１２は第２の基準対気速度１１４よりも大きい。第１の基準対気速度１１２と第２の基準対気速度１１４との間の幅は、１０ノットである。代替的な実施形態において、航空機が下降段階３１０中に何度もスリップ機動２００に出入りするのを防止するために、幅はより大きくてもよい。幅は、特定の航空機１０およびその意図される動作に適切であるように選択することができる。本質的に、スリップ機動２００を出た後、航空機１０の対気速度４０は自然に再び増大し、航空機１０は複数回スリップ機動２００に入ることができることが企図されている。

図７は、ＦＭＳ＆ＦＧＳ１００のためのコントローラ１３０の例示的なブロック図を示す。対気速度入力１１６は繰り返しＦＭＳ＆ＦＧＳ１００に送信され、比較演算子を用いて第１の基準対気速度１１２と比較される。対気速度入力１１６が第１の基準対気速度１１２以上である場合、スリップ機動２００が起動される。対気速度入力１１６が第２の基準対気速度１１４よりも小さいと判定される場合、スリップ機動２００が機能停止される。スリップ入力２０６およびスリップ機動２００がＦＭＳ＆ＦＧＳ１００に入力され、その後、加算点からスリップ誤差２１０が計算される。スリップ誤差２１０によって、フォワード利得１３２が求められ、フォワード利得は、スリップ速度入力２０８からの減衰利得１３４と加算される。フォワード利得１３２と減衰利得１３４とを加算する結果として、スケーリング利得１３６がもたらされ、したがって、操縦翼面１８コマンドが決定される。図示されている例示的なコントローラ１３０は決して、開示されている本発明を限定するものではない。

前述した実施形態のいずれにおいても、過速度状態に達する前にスリップ機動に入ることができる。下降を制御するためにＦＭＳ＆ＦＧＳによって実行されている下降アルゴリズムは航空機の速度をモニタリングするようにプログラムすることができ、Ｖｍｏのような動作速度限界に達する前の所定の値（割合、閾値、差分、変化速度など）において、ＦＭＳ＆ＦＧＳは、スリップ機動を実施し、航空機をスリップ状態にするために、方向舵またはスロットルおよび補助翼のような、適切な操縦翼面への適切な制御信号の送信を開始する。ＦＭＳ＆ＦＧＳはまた、航空機の加速度および現在の対気速度に基づいて、航空機が過速状態に達する可能性が高い場合／ときを推定するようにプログラムすることもできる。この推定に応答して、ＦＭＳ＆ＦＧＳはスリップ機動を実行することができる。

本明細書は、最良の形態を含めて本発明を開示し、また任意のデバイスまたはシステムを作成し使用すること、および任意の組み込まれた方法を実施することを含めて当業者が本発明を実施することをも可能にするために例を使用している。本発明の特許性のある範囲は特許請求の範囲によって規定され、当業者が着想する他の実施例を含んでもよい。そのような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を有する場合に、またはそれらが特許請求の範囲の文言との十分な差違を有していない均等な構造要素を含む場合に、特許請求の範囲内に入ることが意図されている。

１０ 航空機
１２ 胴体
１４ 操縦室
１６ 推進エンジン
１８ 操縦翼面
２０ 方向舵
２２ 補助翼
２４ スピードブレーキ
２６ 機首
３０ 翼
３２ 尾部
３４ 主着陸装置
４０ 対気速度
５０ 機首方位
５２ 地上航跡
１００ 航空機電子機器
１１０ 下降アルゴリズム
１１２ 第１の基準対気速度
１１４ 第２の基準対気速度
１１６ 対気速度入力
１１８ 閾値対気速度
１２０ 過速状態
１２２ 最大速度限界
１２４ 飛行計画
１３０ コントローラ
１３２ フォワード利得
１３４ 減衰利得
１３６ スケーリング利得
１４０ 飛行計器
１５０ 航空電子機器
２００ スリップ機動
２０２ サイドスリップ
２０４ フォワードスリップ
２０６ スリップ入力
２０８ スリップ速度入力
２１２ スリップ角度
３００ 巡航段階
３１０ 下降段階
３２０ 着陸段階
３２２ ランディングフレア
３２４ 最終進入段階
３２６ 接地
３２８ ロールアウト段階
３３０ 離陸段階
３４０ 上昇段階
４００ インターフェースデバイス
４０４ 地上システム
４１０ 技師

Claims (18)

1. 下降アルゴリズム（１１０）を実行する航空機電子機器（１００）を使用して航空機（１０）の下降段階（３１０）を自動的に制御する方法であって、
   前記航空機電子機器（１００）に対する入力として、前記航空機（１０）の対気速度（４０）を示す対気速度入力（１１６）を繰り返し受信するステップと、
   前記航空機電子機器（１００）によって、前記対気速度入力（１１６）を第１の基準対気速度（１１２）と比較するステップと、
   前記航空機電子機器（１００）によって、前記比較に基づいて対気速度入力（１１６）が過速状態（１２０）をいつ示すか判定するステップと、
   前記航空機電子機器（１００）によって前記判定された過速状態（１２０）に応答して前記航空機（１０）をスリップ機動（２００）するステップであって、前記スリップ機動（２００）の間、所定の地上航跡（５２）を維持するように前記航空機（１０）の機首方位（５０）を前記所定の地上航跡（５２）の方向ではない方向に変化させることを含む、前記ステップと
   を含む、方法。
2. 前記過速状態（１２０）が終わったとき、前記航空機（１０）を前記スリップ機動（２００）を終わらせるステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
3. 前記スリップ機動（２００）中に、
   飛行管理に対する入力として、前記航空機（１０）の対気速度（４０）を示す対気速度入力（１１６）を繰り返し受信することと、
   前記航空機電子機器（１００）によって、前記対気速度入力（１１６）を第２の基準対気速度（１１４）と比較することと、
   前記航空機電子機器（１００）によって、前記比較に基づいて対気速度入力（１１６）が前記過速状態（１２０）がないことをいつ示すか判定することとによって、前記過速状態（１２０）の終わりを判定するステップをさらに含む、請求項２記載の方法。
4. 前記第１の基準対気速度（１１２）は前記第２の基準対気速度（１１４）よりも大きい、請求項３記載の方法。
5. 前記第１の基準対気速度（１１２）および前記第２の基準対気速度（１１４）は少なくとも１０ノットだけ異なる、請求項４記載の方法。
6. 前記基準対気速度は閾値速度（１１８）である、請求項１乃至５のいずれかに記載の方法。
7. 前記閾値速度（１１８）は最大動作速度限界（Ｖｍｏ）（１２２）である、請求項６記載の方法。
8. 前記過速状態（１２０）を判定するステップは、前記対気速度入力（１１６）が前記基準対気速度を超えることを含む、請求項１乃至７のいずれかに記載の方法。
9. 最小推進状態の間に前記過速状態（１２０）が発生したときに、前記航空機（１０）を前記スリップ機動（２００）するステップをさらに含む、請求項１乃至８のいずれかに記載の方法。
10. アイドル下降の間に前記過速状態（１２０）が発生したときに、前記航空機（１０）を前記スリップ機動（２００）するステップをさらに含む、請求項１乃至９のいずれかに記載の方法。
11. 前記航空機（１０）を前記スリップ機動（２００）するステップは、前記航空機電子機器（１００）が、前記航空機（１０）の１つまたは複数の操縦翼面（１８）を調整するための操縦翼面設定を出力することおよび／またはエンジンスロットル制御信号を出力することを含む、請求項１乃至１０のいずれかに記載の方法。
12. 前記スロットル制御信号は、前記航空機エンジン（１６）からの差動推進力を実施する、請求項１１記載の方法。
13. 前記操縦翼面（１８）は、方向舵（２０）および補助翼（２２）の少なくとも一方を含む、請求項１１記載の方法。
14. 前記出力された操縦翼面設定は、反対の方向舵（２０）および補助翼（２２）を可能にする、請求項１３記載の方法。
15. 前記航空機（１０）を前記スリップ機動（２００）するステップは、前記航空機（１０）が着陸段階（３２０）に入る前に行われる、請求項１乃至１４のいずれかに記載の方法。
16. 前記着陸段階（３２０）の前に前記スリップ機動（２００）を終わらせるステップをさらに含む、請求項１５記載の方法。
17. 前記着陸段階（３２０）は、前記航空機（１０）のフレア（３２２）の前に開始する、請求項１６記載の方法。
18. 前記スリップ機動（２００）は、前記航空機（１０）にスピードブレーキ（２４）を展開することなく行われる、請求項１乃至１７のいずれかに記載の方法。