JP6786294B2 - 航空機失速保護システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機失速保護システム、より具体的には、２つの異なる最大迎角を計算し、異なる時点で航空機迎角を少なくとも２つの異なる最大迎角に制限する航空機失速保護システムに関する。

一般に、航空機は、付着流飛行領域すなわち非失速飛行領域及び剥離流飛行領域すなわち失速飛行領域を有する。

付着流飛行領域において、飛行操縦翼面を流れる流体（空気）は、予測可能な期待される仕方で挙動し、これにより、操縦翼面は、航空機が空中を飛行するときに航空機の飛行経路及び方向を制御するために操作され得る。固定翼機において、付着流飛行領域は、失速迎角を下回る、翼と水平安定板との迎角（翼型の翼弦線と相対風との間に形成される取付角である）を含む。失速迎角は、航空機の翼にわたって流体（空気）の著しい剥離が発生する迎角である。失速迎角において、翼は、水平飛行を維持するのに十分な揚力をもはや発生させず、操縦翼面（補助翼、昇降舵など）を流れる流体は、操縦翼面が航空機を制御するのに十分な力を発生させることを可能にするのにもはや十分ではなくなる。結果として、操縦翼面は、航空機の方向及び飛行経路の制御にもはや有効ではなくなる。失速迎角を超える迎角は、一般に失速領域と呼ばれている。

一般に、失速飛行領域で航空機を動作させることは望ましくない。この領域での動作を防ぐために、多くの規制機関（米国の連邦航空局（ＦＡＡ：Federal Aviation Administration）など）は、対象航空機が十分な失速警報のマージン及び有効性を示すことを要求している。失速警報の規制要件を満たすために、多くの航空機製造業者は、失速警報システムを採用している。失速警報システムは、航空機が失速迎角に接近しつつあることの視覚的、可聴的、及び／又は触知的な表示をパイロットに提供する。失速警報システムは、パイロットによる航空機の制御に影響を及ぼさず、したがって、パイロットは、失速警報システムを無視することを選択して、失速（又は非制御）飛行領域に入るように航空機に指示し得る。

一方、失速保護システムは、航空機が、失速迎角を下回る領域に航空機を維持するためにパイロットによる飛行操縦翼面の少なくともいくつかの制御を行い、飛行操縦翼面を駆動することによって失速飛行領域に入ることを防止する。一般に、失速保護システムは、航空機迎角が失速迎角を超えることを防止し、これにより、翼が、予測可能な揚力特性を保持するようにし、パイロットによる操縦翼面の操作が、飛行機に失速迎角を超えさせる、操縦翼面の操作が防止される点を除いて有効であり続けるようにする。

失速保護システムを採用している航空機は、従来の失速要件について審査することができないため、一般的には（米国の）特別用件適合性見解書手続(Special Condition Issue Paper process)を通して認証される。いくつかの規制機関（ＦＡＡなど）は、失速保護システムを組み込むための性能免除認証(performance relief credit)を航空機製造業者に与える場合がある。これにより、航空機の認証手続の間に優位性のある利点がもたらされ得る。例えば、着氷条件における失速速度に基づく従来の動作速度マージンは必要とされず、これにより、離陸及び着陸性能が改善される。しかしながら、既存の失速保護システムは、非制御飛行領域への航空機の逸脱を防止するものの、航空機の性能を必ずしも最大にせず、パイロットの入力が、実際には、要求されるよりも急速な航空機エネルギーの減少につながる場合がある。失速保護システムを実装した航空機は、一般に、従来の失速警報システムを取り除いており、失速警報の実証を失速ロバスト性の実証に置き換えている。

一態様において、高い迎角において航空機を制御する方法は、航空機の実際の迎角を測定するステップと、短期間最大迎角を計算するステップと、長期間最大迎角を計算するステップと、作動迎角を計算するステップと、実際の迎角が作動迎角を上回っているか否かを判定するステップと、実際の迎角を短期間迎角に制限するステップと、所定の基準が満たされているか否かを判断するステップと、所定の基準が満たされている場合に実際の迎角を長期間迎角に制限するステップとを含む。

さらに上述の第１の態様を踏まえて、失速飛行領域への接近時に航空機を制御する方法は、以下の好ましい形態の１つ以上をさらに含んでもよい。

好ましい一形態において、長期間最大迎角は、短期間最大迎角未満であり、別の好ましい形態において、短期間最大迎角は、失速迎角以下である。

さらに別の好ましい形態において、長期間最大迎角は、航空機動作エンベロープの最高値又は最適な空気力学的性能に関連する所定の迎角に一致する。

さらに別の好ましい形態において、作動迎角は、短期間最大迎角未満であり、作動迎角は、長期間最大迎角以下である。

さらに別の好ましい形態において、所定の基準は、航空機構成、航空機状態、飛行環境条件、制御入力、及び時間の１つ以上に依存し、航空機構成は、フラップ位置センサ、スラット位置センサ、着陸装置位置センサ、スピードブレーキ位置センサ、総重量センサ又は総重量計算、重心センサ又は重心計算、及び環境条件に依存する、システム（防氷システム又は除氷システムなど）の設定の１つ以上からの入力から求められてもよい。

さらに別の好ましい形態において、航空機状態は、航空機迎角、航空機ピッチ角、航空機バンク角、航空機の対気速度又はマッハ数、航空機負荷率、航空機ピッチ変化速度、及び航空機迎角変化速度の１つ以上に依存してもよい。

さらに別の好ましい形態において、飛行環境条件は、温度及び高度の１つ以上に依存してもよい。

さらに別の好ましい形態において、制御入力は、推力設定、制御インターセプタ(interceptor)位置、及び制御インターセプタ力の１つ以上に依存してもよい。

さらに別の好ましい形態において、航空機の最大迎角は、縦方向及び横方向の操縦翼面の移動の組み合わせによって制限されてもよい。

第２の態様及び第３の態様において、システム及び航空機は、メモリに動作可能に接続された失速保護プロセッサであって、第１の態様の方法を達成するソフトウェアを実行する失速保護プロセッサと、失速保護プロセッサに動作可能に接続された少なくとも１つの航空機構成センサであって、失速保護プロセッサに航空機構成データを提供する航空機構成センサと、失速保護プロセッサに動作可能に接続された少なくとも１つの高度センサであって、失速保護プロセッサに高度データを提供する少なくとも１つの高度センサと、失速保護プロセッサに動作可能に接続された少なくとも１つの温度センサであって、失速保護プロセッサに温度データを提供する少なくとも１つの温度センサとを備える。

これまで述べてきた特徴、機能、及び利点は、様々な実施形態において個別に達成されてもよいし、さらに他の実施形態において組み合わされてもよい。なお、これらのさらなる詳細は、以下の説明及び図面を参照することによって理解され得る。

本開示に従って構築された航空機失速保護システムの概略図である。 図１のシステムによって使用され得る作動論理の概略図である。 図１のシステムによって使用され得る迎角選択論理の概略図である。

以下の本文では、多くの異なる実施形態の詳細な説明が記載されているが、本発明の法的範囲は、本特許の最後に記載されている特許請求の範囲の文言によって規定されることが理解されるべきである。詳細な説明は、単なる例示であると解釈されるべきであり、あらゆる可能な実施形態について説明していない。というのも、あらゆる可能な実施形態について説明することは、不可能ではないにしても非現実的であるからである。多くの代替的な実施形態は、現在の技術又は本特許の出願日後に開発された技術を用いて実施され得るものであり、依然として特許請求の範囲内に含まれる。

ある用語が、本特許において、「本明細書で使用される場合、用語『＿＿＿＿＿＿＿』は、ここでは、…を意味すると定義される」という文又は同様の文を用いて明示的に定義されていなければ、明示的にせよ、暗示的にせよ、その平明な又は普通の意味を超えてその用語の意味を限定する意図は存在しない。また、このような用語は、本特許のいずれかのセクションでなされた言明に基づいてその範囲に関して限定されると解釈されるべきではない（特許請求の範囲の文言は除く）。本特許の最後の特許請求の範囲に記載されている用語が、本特許において、単一の意味に一致する仕方で言及されていることに関して、このことは、読者を混乱させるためではなく明瞭にするためにのみなされており、このような特許請求の範囲の用語は、暗示的にせよ、他の仕方にせよ、その単一の意味に限定されることが意図されているわけではない。

本明細書で使用される場合、用語「迎角」は、ここでは、翼の平均翼弦線又は飛行機の他の選択された基準線と相対風との間に形成される角度を意味すると定義される。

本明細書で使用される場合、用語「着氷条件」は、ここでは、航空機氷検出機器が、氷が空気力学的表面上に蓄積する可能性又は空気力学的表面上の氷の実際の検出を示す大気条件を意味すると定義される。

本明細書で使用される場合、用語「アルファＣＬｍａｘ」は、ここでは、航空機が特定の航空機構成及び対気速度に関して最大揚力を発生させる迎角を意味すると定義される。また、用語「アルファＣＬｍａｘ」は、迎角対揚力係数のグラフの最高値と等しい最大揚力係数をもたらす迎角を意味する。

本明細書で使用される場合、用語「アルファ失速」は、ここでは、航空機が飛行の失速領域に入る迎角を意味すると定義される。用語「アルファ失速」は、航空機が空気力学的失速に入る迎角を上回るあらゆる迎角を含むものとする。

本明細書で使用される場合、用語「失速領域への接近」は、ここでは、アルファＣＬｍａｘの前ではあるが通常動作の迎角を上回る迎角を意味すると定義される。

本明細書で使用される場合、用語「主飛行操縦翼面」は、ここでは、航空機の操縦室のヨーク、操縦桿、又はペダルによって作動される飛行操縦翼面を意味すると定義される。用語「主飛行操縦翼面」は、補助翼、昇降舵、方向舵、及びスポイラを含むものとする。

用語「二次飛行操縦翼面」は、ここでは、航空機の操縦室のヨーク、操縦桿、又はペダルによっては作動されない飛行操縦翼面を意味すると定義される。用語「二次飛行操縦翼面」は、安定板、後縁フラップ、前縁装置（前縁フラップ又は前縁スラットなど）、及びフライトスポイラ又はスピードブレーキを含むものとする。

用語「翼」は、ここでは、飛行に必要な揚力の大部分を発生させる、航空機に取り付けられる翼型を意味すると定義される。

用語「水平安定板」は、ここでは、飛行機ピッチングモーメントのバランスをとる、航空機に取り付けられる翼型を意味すると定義される。

図１を参照すると、第１の期間にわたって航空機を短期間最大迎角（又は第１の迎角（α１））に制限し、所定の基準が満たされた後に第２の期間にわたって航空機を長期間最大迎角（又は第２の迎角（α２））に制限する失速保護システム１００が示されている。失速保護システム１００は、好適には、航空機が失速領域への接近状態で動作されている間に航空機エネルギー（対気速度及び／又は高度）の損失を低減するために所定の基準に基づいて飛行の非制御領域への持続的な航空機の逸脱を防止し、次に、第２の組の所定の基準が満たされたときによりエネルギー効率の良い迎角（アルファＣＬｍａｘを下回る）に移行させる。

一般に、失速保護システム１００は、失速保護コンピュータ１１０を含み、失速保護コンピュータ１１０は、飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ：flight control computer）１１２の一部であるか、又はこれに関連付けられる。ＦＣＣ１１２は、航空機の主飛行操縦翼面及び二次飛行操縦翼面を操作する。一部の実施形態において、失速保護コンピュータ１１０は、オートパイロットシステムに組み込まれてもよい。他の実施形態において、失速保護コンピュータ１１０は、航空機の飛行管理システム（ＦＭＳ：flight management system）に組み込まれてもよく、飛行管理システムは、飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）１１２を含んでもよい。さらに他の実施形態において、失速保護コンピュータ１１０は、ＦＣＣ１１２と通信する別個の装置であってもよい。図１に示されている実施形態において、失速保護コンピュータ１１０は、ＦＣＣ１１２に包含されている。

失速保護システム１００は、航空機飛行状態１２０を求める。なお、航空機飛行状態１２０は、迎角１２２（迎角センサから受信され得るか、又はＦＣＣからの推定値であり得る）、二次飛行操縦翼面位置（フラップ位置１２４又はスピードブレーキ位置１２５など（フラップセンサ又はスピードブレーキセンサから受信され得る）、対気速度又はマッハ数１２６（対気速度インジケータ又はマッハインジケータから受信され得る）、着氷条件１２８（１つ以上の氷検出器から受信され得るものであり、温度センサから受信される静空気温度及び／又は全空気温度を含み得る）、推力１３０（スロットル位置センサから受信されるスロットル位置を含み得る）、着陸装置位置１３２（着陸装置センサから受信され得る）、負荷率１３４（慣性センサから受信され得る）、航空機総重量１３６（ＦＣＣから受信され得るか、又はこれによって推定され得る）、航空機重心１３８（同様にＦＣＣから受信され得るか、又はこれによって推定され得る）、航空機ピッチレート１４０（内部センサから受信され得る）、迎角変化速度１４２（迎角センサから受信され得る）、及び高度１４３（気圧高度計、電波高度計、又は全地球測位システム高度計から受信され得る）の１つ以上を含む。

飛行機状態１２０は、通信リンク１５０を介して失速保護コンピュータ１１０によって受信されてもよい。通信リンク１５０は、失速保護コンピュータ１１０と上に列挙した様々なセンサとの間の有線又は無線の通信リンク１５０ａ及びＦＣＣ１１２と上に列挙した様々なセンサとの間の有線又は無線の通信リンク１５０ｂを備えてもよい。

また、失速保護コンピュータ１１０は、操縦室の操縦棒(control column)又は操縦桿１５２からの入力を受信する。

失速保護コンピュータ１１０は、プロセッサ１５４及び該プロセッサ１５４に動作可能に接続されたメモリ１５６を備える。メモリ１５６は、作動論理１５８及び選択論理１６０を記憶している。作動論理１５８及び選択論理１６０は、プロセッサ１５４によってアクセス可能かつ実行可能である。作動論理１５８（図２に関してさらに説明される）は、航空機状態が所定の作動迎角（α３）を超えた時点を判定する。航空機状態１２０が、所定の作動迎角（α３）を超えると、失速保護コンピュータ１１０は、選択論理１６０（図３に関してさらに説明される）によって第１の最大迎角（α１）及び第２の最大迎角（α２）を計算することに進む。

選択論理１６０に従って、第１の最大迎角（α１）及び第２の最大迎角（α２）が計算又は選択されたら、失速保護コンピュータ１１０は、ＦＣＣ１１２の迎角制御法則１６２に第１の最大迎角（α１）及び第２の最大迎角（α２）を送信し、この結果、ＦＣＣ１１２は、コマンド（昇降舵コマンド１７０、安定板コマンド１７２、推力コマンド１７６、及び／又はスポイラコマンド１７８など）を生成し、次に、第１の最大迎角（α１）若しくは第２の最大迎角（α２）のどちらかに又は第１の最大迎角（α１）若しくは第２の最大迎角（α２）のどちらか未満に航空機状態を維持するために飛行操縦翼面を作動させる。飛行操縦翼面を作動させると、航空機は、飛行操縦翼面の変化に反応し、この結果、航空機反応１６４がもたらされる。航空機反応１６４は、上で説明した様々なセンサによって更新された航空機状態１２０として記録される。随意に、地形衝突回避システム１６６が、第１の最大迎角（α１）に適した期間の選択に役立つ地形情報を失速保護コンピュータ１１０に提供するために失速保護コンピュータ１１０に動作可能に接続されてもよい。

次に図２を参照すると、失速保護コンピュータ１１０によって実行され得る作動論理２００の一実施形態が示されている。一般に、作動論理２００は、２１０において特定の規定閾値(engagement threshold)を超えることから開始される。規定閾値は、対気速度限界又は迎角限界を含んでもよい。規定閾値が、航空機によって超えられると、失速保護コンピュータ１１０は、作動論理２００を実行する。作動後、航空機迎角が、ステップ２１２において測定される。航空機迎角が、ステップ２１４において所定の作動迎角を下回っている場合、及び、迎角変化速度が低い（例えば、迎角の変化が、毎秒５°未満である）場合、作動論理２００は、それ以上進まず、ステップ２１６において終了する。これは、航空機が、失速領域への接近状態で動作されていないか、又は、パイロットが失速領域への接近に向かう航空機の逸脱を防止するために介入する十分な時間があるためである。

航空機迎角が、ステップ２１８において所定の作動迎角を上回っている場合、又は、迎角が作動迎角（α３）に近くて、変化速度が十分に高い（例えば、迎角の変化が、毎秒５°を上回る）場合、作動論理２００は、ステップ２２０において第１の最大迎角（α１）及び第２の最大迎角（α２）を求める選択論理（図３に関してさらに説明される）へ進むようにプロセッサに命令する。第１の最大迎角及び第２の最大迎角が、ステップ２２０において選択論理によって求められたら、作動論理２００は、失速保護コンピュータ１１０のプロセッサ１５４によって実行されている場合、ステップ２２２において、航空機迎角を第１の最大迎角（α１）に制限する（例えば、一実施形態では航空機迎角をアルファ失速に制限する）飛行制御を作動させるコマンドをＦＣＣ１１２（図１）に送信する。

ステップ２２２においてコマンドを送信した後、プロセッサ１５４は、ステップ２２４においてタイマをチェックし、プロセッサ１５４は、ステップ２２５において、所定の基準のいずれかが満たされているか否かを確かめるために所定の基準（対気速度及び／又は迎角及び／又は飛行経路角など）をチェックする。タイマが、ステップ２２６において所定の最大時間未満（例えば、１０秒未満、好ましくは８秒未満、より好ましくは５秒未満）の場合、及び、所定の基準が、ステップ２２５において満たされていない場合、プロセッサ１５４は、ステップ２１２に戻り、航空機の迎角を測定する。しかしながら、ステップ２２８において、タイマが、所定の最大時間を上回る場合、又は、所定の基準が満たされている場合、プロセッサ１５４は、ステップ２３０において、航空機迎角を第２の最大迎角（α２）（一実施形態では最大性能の迎角であってもよい）に制限させるコマンドをＦＣＣ１１２に送信する。また、プロセッサ１５４は、第２の最大迎角（α２）へのマージンを維持するために作動迎角（α３）を更新してもよい。ＦＣＣ１１２は、航空機が第２の最大迎角（α２）を超えることを防止するために所望の方法で移動するように飛行操縦翼面に指示するために飛行操縦翼面（主飛行制御及び二次飛行制御の両方）の１つ以上のアクチュエータ（図には示されていないが、あらゆる航空機に存在すると当業者によって理解される）に作動コマンドを送信してもよい。飛行操縦翼面のアクチュエータは、機械アクチュエータ、油圧アクチュエータ、電気アクチュエータ、空気圧アクチュエータ、又はこれらの任意の組み合わせを含んでもよい。次に、プロセッサ１５４は、ステップ２３２において、航空機迎角が作動迎角（α３）を下回るまで、又は、パイロットの介入（迎角の減少を指示する、操縦棒の入力によって示される）が検出されるまで航空機の迎角及びパイロットによる操縦棒の入力を測定し続け、その時点で、作動論理２００は終了する。

作動論理２００を実行するとき、プロセッサ１５４は、所定の最大期間にわたって航空機迎角を第１の最大迎角（α１）に制限させるコマンドをＦＣＣ１１２に出し、これにより、航空機が飛行の失速領域に入ることを防止する。このことは、好適には、航空機製造業者が規制機関によって認められる性能上の利点を実現することを可能にしながら、失速を防止することによって飛行の安全性を向上させる。その後、作動論理２００は、航空機が失速領域への接近状態でもはや動作しなくなるまで航空機迎角を第２の最大迎角（α２）に制限させるコマンドをＦＣＣ１１２に出す。これにより、好適には、航空機エネルギー状態が最大となり、この結果、航空機エネルギー状態は、可能な最大時間にわたって地形又は障害物を回避するために使用されるようになり得る。例えば、マイクロバースト中に、パイロットは、操縦棒又は操縦桿を後方一杯に引き、これにより、失速迎角を超える飛行条件を指示する場合がある。失速保護システム１００は、航空機迎角が第１の最大迎角（α１）を超えることを防止し、これにより、第１の（短い）期間にわたって飛行の失速領域での動作を防止する。この短い期間は、パイロットが状況を把握し、回避のために最良の手順を決定することを可能にする。第１の（短い）期間が経過した後、失速保護システム１００は、回避操作を実行して地形又は障害物を回避させる最大時間量をパイロットに与えるために航空機エネルギー状態を最大にする第２の最大迎角（α２）に移行する。言い換えれば、開示されている失速保護システム１００は、失速保護及び最大航空機性能の両方を単一のシステムとして組み合わせる。

次に図３を参照すると、選択論理３００の一実施形態が示されている。最初に、プロセッサ１５４上で実行されると、選択論理３００は、ステップ３１０において航空機構成を求める。例えば、選択論理３００は、着陸装置インジケータ（着陸装置位置を求めるために）、フラップインジケータ（前縁及び／又は後縁のフラップ若しくはスラットの位置を求めるために）、推力レバー（有効な推力を求めるために）、対気速度インジケータ又はマッハインジケータ（対気速度又はマッハ数を求めるために）、航空機着氷計器（氷の有無を求めるために）、スピードブレーキレバー又はスピードブレーキインジケータ（スピードブレーキ位置を求めるために）、ＦＭＳ又はＦＣＣ（重心及び／又は航空機重量を求めるために）、並びに迎角インジケータ（迎角又は迎角の変化速度を求めるために）から入力を受信してもよい。ステップ３２０において、選択論理３００は、航空機状態（構成及び飛行条件を含む）を求める。航空機状態は、第１の最大迎角（α１）から第２の最大迎角（α２）への移行を修正するために使用されてもよい。また、選択論理は、ステップ３３５において、パイロット又はオートパイロットの入力を評価するために操縦棒の力及び位置を測定する。選択論理３００は、ステップ３４０において第１の最大迎角（α１）を計算するために、またステップ３５０において第２の最大迎角（α２）を計算するためにステップ３１０〜３３５からの入力を使用する。作動迎角（α３）は、ステップ３６０において計算されるか、又は予め決定される。次に、第１の最大迎角（α１）、第２の最大迎角（α２）、及び作動迎角（α３）は、上で説明したように失速保護システム１００によって使用される。

あらゆる事例において、第２の最大迎角（α２）は、第１の最大迎角（α１）を下回る。これは、最大性能を発揮させる迎角が、ＣＬｍａｘの迎角を常に下回るためである。

上で説明した例において、所定の基準（第２の最大迎角（α２）への移行前の）は、高度に依存してもよい。これは、第２の最大迎角（α２）への移行が、より低い高度においてより重要だからである。というのも、より低い高度では、航空機エネルギー状態がより低く、したがって、より低い高度においてエネルギーを維持することがより重要だからである。

例示的な実施形態
一実施形態において、誤失速保護機能設定(stall abuse protection function setting)の一部は、以下の要因に基づいて決定されてもよい。α１は、空気力学的失速に関連するアルファに一致するように着陸構成に基づいてもよい。この実施形態の場合、α１は、１８°に決定される。α２は、失速警報システムの作動に一致する、飛行動作エンベロープの最高値に一致するように決定される。この実施形態の場合、α２は、１４°に決定される。この実施形態の場合、α３は、α２と一致するように決定される。他の実施形態において、α３は、α２を下回ってもよい。所定の論理が、α１とα２との間の移行を決定するために利用され、所定の論理は、α１と少なくとも同等の実際の迎角を測定し、次に、縦方向制御装置が少なくとも２秒の持続時間にわたって後方停止位置(aft stop)の近くに測定されることを監視することに基づいてもよい。他の実施形態において、移行は、単に失速警報の持続時間に基づいてもよい（例えば、失速警報が、少なくとも５秒間にわたって作動し続けたら、システムは、制限コマンドをα１からα２に移行させる）。

第１のシナリオには、パイロットが、最終進入において着陸構成をとっている状況に対して、所望のピッチ姿勢を得る試行又は滑走路に対して特定のグライドパスを維持する試行において後方への縦方向制御装置の入力(aft longitudinal control input)を使用することによって反応するときに遭遇し得る。このようなパイロットの入力は、風向又は風速の変化中（ウインドシアに遭遇している最中など）に行われる。この状況において、パイロットは、後方停止位置に達しない、一定の後方への縦方向制御装置の入力を使用する場合がある。この制御装置の入力の結果として、測定される迎角は、α３を超えて増大し、実際のピッチ姿勢は、意図した姿勢を越えて大きくなり、ピッチ及び迎角の両方の超過をもたらす。この超過は、実際の迎角をα１に制限する誤失速保護機能の作動をもたらす。誤失速保護機能は、パイロットが、縦方向制御装置の後方への圧力又は後方位置の手動緩和により実際の迎角をα３未満に減少させることによって作動中の失速警報に反応したと判断されたら、実際の迎角を制限することを中止する。

第２のシナリオには、パイロットが、最終進入において着陸構成をとっている状況に対して反応して、後方の限界に至るまでの、突然の及び持続的な後方への縦方向制御装置の入力を使用したときに遭遇し得る。このような制御装置の入力は、マイクロバースト又は他の下降気流の最中に経験され得る。この意図しない又は意図した制御装置の入力の結果として、測定される迎角は、α３を超えて増大し、これにより、最初に実際の迎角をα１に制限する誤失速保護機能の作動がもたらされる。次に、α２限界への所定の移行が作動され、これにより、実際の迎角は、α２に制限され、この結果、航空機の全エネルギーが、パイロットの訓練及び手順に一致するより効率的で安全な方法で管理される。誤失速保護機能は、測定される迎角が、縦方向制御装置の後方への圧力又は後方位置の手動緩和により作動アルファα３を下回ったら、実際の迎角を制限することを中止する。

上で説明した実施形態において、第１の最大迎角（α１）は、アルファＣＬｍａｘに概ね等しく、第２の最大迎角（α２）は、最大性能のアルファに概ね等しい。しかしながら、第１の最大迎角（α１）及び第２の最大迎角（α２）は、他の実施形態において異なってもよい。

一部の実施形態において、実際の迎角（α）は、航空機の縦方向制御装置及び横方向制御装置の組み合わせを用いて制限される。

他の実施形態において、航空機構成は、１つ以上の位置センサからの入力から求められてもよく、飛行環境条件に依存するシステム設定は、氷の有無又は着氷条件に基づいて求められてもよい。

さらに他の実施形態において、第１の最大迎角（α１）は、アルファＣＬｍａｘよりも多少大きくてもよく、実際の迎角（α）は、空気力学的失速の迎角を超える大きな逸脱を防止するために制限される。

上で説明したシステムは、好適には、航空機のオペレータ又はパイロットが、航空機を失速させるリスク又は長期間にわたって高抗力状態で動作させるリスクなしに特定の組の飛行条件に関して航空機から最大性能を引き出すことを可能にする。結果として、システムは、パイロットが、低高度飛行中に地形又は他の障害物を回避するために必要であり得る航空機エネルギーの最大量を最も長い期間にわたって維持することを可能にする。さらに、上で説明したシステムは、現在のパイロットの訓練方針に一致する仕方で航空機を制御し、失速保護を維持しながら、パイロットが現在の警報及び手順を使用することを可能にする。また、上で説明したシステムは、従来の失速警報システムによって提供される好適な特徴を保持する。

上記の説明は、一般に、パイロットによる航空機の手動制御に関するが、この説明は、オートパイロットによる航空機の自動制御にも同様に当てはまり得る。

本開示のさらなる例示的な実施形態が、以下の項に記載されている。

付記項１．高い迎角において航空機を制御する方法であって、航空機の実際の迎角（α）を測定するステップと、短期間アルファ（α１）を計算するステップと、長期間アルファ（α２）を計算するステップと、作動アルファ（α３）を計算するステップと、実際の迎角（α）がα３を上回っているか否かを判定するステップと、実際の迎角（α）を短期間アルファ（α１）に制限するステップと、所定の基準が満たされたか否かを判断するステップと、所定の基準が満たされた場合に実際の迎角（α）を長期間アルファ（α２）に制限するステップとを含む方法。

付記項２．短期間アルファ（α１）が、アルファ失速以下である、付記項１に記載の方法。

付記項３．長期間アルファ（α２）が、短期間アルファ（α１）未満である、付記項１又は２に記載の方法。

付記項４．長期間アルファ（α２）が、航空機動作エンベロープの最高値又は最適な空気力学的性能に関連する所定の迎角に一致し得る、付記項３に記載の方法。

付記項５．作動アルファ（α３）が、短期間アルファ（α１）未満である、付記項１から４のいずれか一項に記載の方法。

付記項６．作動アルファ（α３）が、長期間アルファ（α２）未満であるか、長期間アルファ（α２）と等しいか、又は長期間アルファ（α２）を上回り得る、付記項５に記載の方法。

付記項７．ａ）所定の基準が、航空機構成、航空機状態、飛行環境条件、制御入力、及び時間に依存すること、ｂ）航空機構成が、フラップ位置、着陸装置位置、スピードブレーキ位置、総重量、重心に依存し、システム設定が、飛行環境条件に依存すること、ｃ）航空機状態が、迎角、ピッチ角、バンク角、対気速度、マッハ、負荷率、ピッチレート、及び迎角レートに依存すること、ｄ）飛行環境条件が、温度及び高度に依存すること、ｅ）飛行環境条件が、温度及び高度に依存すること、又はｆ）制御入力が、推力、制御インセプタ(control inceptor)位置、及び制御インセプタ力に依存することの少なくとも１つである、付記項１から６のいずれか一項に記載の方法。

付記項８．制御入力が、作動アルファ（α３）で開始されること、又は、ｂ）制御入力が、昇降舵、安定板、推力レバー、及びスポイラの少なくとも１つを含む、航空機の１つ以上の縦方向制御装置及び横方向制御装置を移動させることの少なくとも１つである、付記項７に記載の方法。

付記項９．ａ）短期間アルファ（α１）が、航空機構成、航空機状態、及び飛行環境条件に基づいて求められること、ｂ）長期間アルファ（α２）が、航空機構成、航空機状態、及び環境条件に基づいて求められること、ｃ）作動アルファ（α３）が、短期間アルファ（α１）、長期間アルファ（α２）、又は航空機状態に基づく他の所定の計算の１つに基づいて求められることの少なくとも１つである、付記項１から８のいずれか一項に記載の方法。

付記項１０．高い迎角に接近しつつある航空機の迎角を制限するためのシステムであって、メモリに動作可能に接続された失速保護プロセッサであって、該失速保護プロセッサが、少なくとも１つの航空機構成センサに動作可能に接続され、航空機構成センサから航空機構成データを受信し、失速保護プロセッサが、少なくとも１つの高度センサに動作可能に接続され、少なくとも１つの高度センサから高度データを受信し、失速保護プロセッサが、少なくとも１つの温度センサに動作可能に接続され、少なくとも１つの温度センサから温度データを受信する失速保護プロセッサと、プロセッサ上で実行可能な、メモリに記憶されたソフトウェアプログラムであって、付記項１から９のいずれか一項に記載の方法であるソフトウェアプログラムとを備えるシステム。

付記項１１．失速保護プロセッサが、所定の最大期間にわたって実際の航空機迎角を短期間アルファ（α１）に制限するように飛行制御コンピュータに命令し、失速保護プロセッサが、所定の最大期間が経過した後又は別の所定の基準が満たされた後に実際の航空機迎角を長期間アルファ（α２）に制限するように飛行制御コンピュータに命令する、付記項１０に記載のシステム。

付記項１２．ａ）高度センサが、気圧高度センサ及び電波高度計センサの１つ以上を備えること、又は、ｂ）温度センサが、静空気温度センサ及び全空気温度センサの１つ以上を備えることの少なくとも１つである、付記項１０又は１１に記載のシステム。

付記項１３．失速保護プロセッサに動作可能に接続された地形衝突回避システムをさらに備え、地形衝突回避システムが、失速保護プロセッサに地形データを提供する、付記項１０から１２のいずれか一項に記載のシステム。

付記項１４．航空機であって、昇降舵アクチュエータ、安定板アクチュエータ、推力アクチュエータ、及びスポイラアクチュエータに接続された飛行制御コンピュータと、付記項１０から１３のいずれか一項に記載の、迎角を制限するシステムとを備え、失速保護プロセッサが、飛行制御コンピュータに動作可能に接続されている航空機。

様々な実施形態が上で説明されたが、本開示は、これらに限定されることを意図されていない。添付の特許請求の範囲内に依然としてある変形形態が、開示されている実施形態に対して作られ得る。

１００ 失速保護システム、１１０ 失速保護コンピュータ、１１２ 飛行制御コンピュータ、１２０ 航空機飛行状態、１２２ 迎角、１２４ フラップ位置、１２５ スピードブレーキ位置、１２６ 対気速度又はマッハ数、１２８ 着氷条件、１３０ 推力、１３２ 着陸装置位置、１３４ 負荷率、１３６ 航空機総重量、１３８ 航空機重心、１４０ 航空機ピッチレート、１４２ 迎角変化速度、１４３ 高度、１５０，１５０ａ，１５０ｂ 通信リンク、１５２ 操縦棒、１５４ プロセッサ、１５６ メモリ、１５８ 作動論理、１６０ 選択論理、１６２ 迎角制御法則、１６４ 航空機反応、１６６ 地形衝突回避システム、１７０ 昇降舵コマンド、１７２ 安定板コマンド、１７６ 推力コマンド、１７８ スポイラコマンド

Claims (11)

1. 高い迎角において航空機を制御する方法であって、前記方法は、
   前記航空機の実際の迎角（α）を測定するステップと、
   アルファ失速以下である短期間アルファ（α１）を計算するステップと、
   前記短期間アルファ（α１）未満でありかつ航空機動作エンベロープの最高値又は最適な空気力学的性能に関連する所定の迎角に一致する長期間アルファ（α２）を計算するステップと、
   作動アルファ（α３）を計算するステップと、
   前記実際の迎角（α）が前記α３を上回っているか否かを判定するステップと、
   前記実際の迎角（α）を前記短期間アルファ（α１）に制限するステップと、
   所定の基準が満たされたか否かを判断するステップと、
   前記所定の基準が満たされた場合に前記実際の迎角（α）を前記長期間アルファ（α２）に制限するステップと
   を含む方法。
2. 前記作動アルファ（α３）が、前記短期間アルファ（α１）未満である、請求項１に記載の方法。
3. 前記作動アルファ（α３）が、前記長期間アルファ（α２）未満であるか、前記長期間アルファ（α２）と等しいか、又は前記長期間アルファ（α２）を上回り得る、請求項２に記載の方法。
4. ａ）前記所定の基準が、航空機構成、航空機状態、飛行環境条件、制御入力、及び時間の少なくとも１つに依存し、
   ｂ）前記航空機構成が、フラップ位置、着陸装置位置、スピードブレーキ位置、総重量、重心に依存し、システム設定が、前記飛行環境条件に依存し、
   ｃ）前記航空機状態が、迎角、ピッチ角、バンク角、対気速度、マッハ、荷重倍数負荷率、ピッチレート、及び迎角レートに依存し、
   ｄ）前記飛行環境条件が、温度及び高度に依存し、
   ｅ）前記制御入力が、推力、制御インセプタ位置、及び制御インセプタ力に依存する、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記制御入力が、前記作動アルファ（α３）で開始されること、又は、ｂ）前記制御入力が、昇降舵、安定板、推力レバー、及びスポイラの少なくとも１つを含む、前記航空機の１つ以上の縦方向制御装置及び横方向制御装置を移動させることの少なくとも１つである、請求項４に記載の方法。
6. ａ）前記短期間アルファ（α１）が、航空機構成、航空機状態、及び飛行環境条件に基づいて求められること、ｂ）前記長期間アルファ（α２）が、航空機構成、航空機状態、及び飛行環境条件に基づいて求められること、ｃ）前記作動アルファ（α３）が、前記短期間アルファ（α１）、前記長期間アルファ（α２）、又は前記航空機状態に基づく他の所定の計算の１つに基づいて求められることの少なくとも１つである、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. 高い迎角に接近しつつある航空機の迎角を制限するためのシステムであって、
   メモリに動作可能に接続された失速保護プロセッサであって、
   前記失速保護プロセッサが、少なくとも１つの航空機構成センサに動作可能に接続され、前記航空機構成センサから航空機構成データを受信し、
   前記失速保護プロセッサが、少なくとも１つの高度センサに動作可能に接続され、前記少なくとも１つの高度センサから高度データを受信し、
   前記失速保護プロセッサが、少なくとも１つの温度センサに動作可能に接続され、前記少なくとも１つの温度センサから温度データを受信する
   失速保護プロセッサと、
   前記プロセッサ上で実行可能な、前記メモリに記憶されたソフトウェアプログラムであって、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法であるソフトウェアプログラムと
   を備えるシステム。
8. 前記失速保護プロセッサが、所定の最大期間にわたって実際の航空機迎角を前記短期間アルファ（α１）に制限するように飛行制御コンピュータに命令し、前記失速保護プロセッサが、前記所定の最大期間が経過した後又は別の所定の基準が満たされた後に前記実際の航空機迎角を前記長期間アルファ（α２）に制限するように前記飛行制御コンピュータに命令する、請求項７に記載のシステム。
9. ａ）前記高度センサが、気圧高度センサ及び電波高度計センサの１つ以上を備えること、又は、ｂ）前記温度センサが、静空気温度センサ及び全空気温度センサの１つ以上を備えることの少なくとも１つである、請求項７又は８に記載のシステム。
10. 前記失速保護プロセッサに動作可能に接続された地形衝突回避システムをさらに備え、前記地形衝突回避システムが、前記失速保護プロセッサに地形データを提供する、請求項７から９のいずれか一項に記載のシステム。
11. 航空機であって、
    昇降舵アクチュエータ、安定板アクチュエータ、推力アクチュエータ、及びスポイラアクチュエータに接続された飛行制御コンピュータと、
    請求項７から１０のいずれか一項に記載の、迎角を制限するシステムであって、前記失速保護プロセッサが、前記飛行制御コンピュータに動作可能に接続されているシステムと
    を備える航空機。

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