JPH01502256A - 調節可能な水平方向スタビライザを備えた航空機の長手方向における重心位置を決定する方法および装置、ならびに、該航空機の中心近傍の前記重心をモニタするための適用 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ａ　ｆ　ｇス　ビーイ　ｔ−害　の におＩ　１１１　”　る　゛お　び　ｔびに　−　の　心゛　の’ＢＵＥｊＬ！ ＼　モニ　るｔ・Δへ１１ この発明は、調節可能な水平方向スタビライザを備えた航空機の長手方向におけ る重心位置を決定する方法および装置に関するものであり、また、該航空機の中 心近傍の前記重心をモニタするための適用に関するものである。

例えば、エアバス＾３１０−３００のような、既に知られているワイド・ボディ 型航空機には調節可能な水平方向スタビライザが備えられており、その行動半径 を増大させるために、追加の（補助）燃料タンクが配備されている。

−ａ的に、このような航空機においては、その重心は揚力適用点（中心）にされ ていて、スタビライザの揚力は、実際には、下向きにされた負の揚力である。そ の結果として、ウィング・ユニットでの揚力は、付加的な空気抵抗を含むものと して、できるだけ増大されねばならない。

この空気抵抗を減少させることによる航空機の性能を改善するためには、その重 心をできるだけ後方に移動させることが必要である。実際には、その重心を後方 に移動させる程、その重心が大きいことに関するスタビライザの負の揚力によっ て及ぼされるモーメントは小さくなり、従って、付加的な揚力は小さくなり、空 気抵抗は大きくなる。

これらの航空機においては、調節可能な水平方向スタビライザの追加の燃料タン クは、ウィング・ユニットに配備された主要な燃料タンクに連結されており、ま た、前記追加のタンクと主要なタンクとの間には、レギュレータを含む燃料転送 用装置が設けられている。そのために、追加のタンクに含まれている燃料の量が 調節されて、航空機の重心がその長手方向でできるだけ後方になるようにされる 。また、ある範囲内での残余のものは、航空機を手動で操縦することが可能なよ うにされる。何等かの理由で調節を確実にする装置が逸脱動作をしたとすると、 航空機のセンタリング動作は危険な状態になることがある。即ち、後方になり過 ぎれば、航空機は不安定な状態になり、前方になり過ぎれば、航空機は操縦をす ることが困難になって、過大な努力をすることがパイロ・ントに要求されること になる。

かくして、前記レギュレータによって、主要な前方タンクから追加の後方タンク への燃料の転送制御が、または、これとは逆の転送制御がなされて、航空機の重 心をできるだけ後方に配置してこれを維持することにより、また、航空機がもは や操縦不能である点に相対してマージンを維持することにより、静的なマージン を減少するようにされる。実際には、重心をその中心の近傍に維持することが望 ましいものであり、ときには、中心と操縦席との間に配置することが望ましい、 この操縦席は前記中心の後方に配置されており、また、航空機のロード・ファク タについて、エレベータが無限の効率を有する点として定められる。

この発明の目的は、中心近傍の航空機の長手方向での重心位置を決定するための 、信頼性のある正確な方法に関するものであり、より詳細には、燃料調節装置と は完全に独立のモニタ装置に関するものであって、前記調節装置によるモニタ動 作では発見できない故障の検知が許容されるとともに、当該故障検知の確度が増 大して、全。

体的な安全性が確実にされる。

この目的のために、この発明における、調節可能な水平方向スタビライザを備え た航空機の長手方向における重心位置を決定する方法で注目されるべきことは、 前記調節可能な水平方向スタビライザが空気力学的な伸長をしており、前記重心 が航空機の中心近傍にあるときに、前記航空機がそのエレベータと平衡している 飛行点において、前記重心位置を次の事項から算出することである。

−前記航空機の中心位置； −前記調節可能な水平方向スタビライザの偏向の計測； −航空機エンジンの速度とマツハ数との第１の関数―されているときの、前記調 節可能な水平方向スタビライザの偏向の値を表わすものである）；および−前記 マツハ数の第２の関数（この第２の関数は、重心位置から１％のずれがあるとき の、前記水平方向スタビライザの偏向のずれを表わすものである）。

より詳細に後述されるように、この発明による利点は、航空機がトリムをとられ たとき、即ち、ピッチ・モーメントにおける平衡が有効にされて、エレベータが 前記スタビライザに関して０度の入射角を表しているときに、調節可能な水平方 向スタビライザの偏向が、航空機の飛行状態およびその重心位置の関数であると いうことである。この発明においては、その特別な態様で飛行メカニズムの法則 が利用されており、また、航空機の重心の周囲における当該航空機のピッチ・モ ーメントの式が利用されている。

このようなやり方で、この発明の方法においては、中心近傍における航空機の長 手方向での重心位置だけが、次の各事項から決定される。即ち、航空機の構造上 のデータ（中心位置）、飛行中に計測され、更に、他の目的のために既に利用可 能な航空機の装置によって既に精密に処理されたデータ（マツハ数およびエンジ ン速度）、および、調節可能な水平方向スタビライザの偏向の計測から決定され る。

後に示されるように、この発明の方法では下記の式が有利に使用される。

Ｘ　ｃ　＝　Ｘ　Ｆ　＝　（！　Ｈ−Ｋ　（Ｍ　、　Ｎ　１　）　ｌ　／　Ｈ（ Ｍ　）ここに、 −Ｘ、は、重心Ｇの実効位置の横座標であって、航空機の長手方向の軸に沿い基 準原点から計測されて、前記航空機の主要なウィング・ユニットの平均的な空気 力学的なコード（ｃｈｏｒｄ）（Ｎｋ的にはＭＡＣで指示される）と対比される ； −ＸＦは、重心Ｇの位置の横座標であって、航空機の揚力係数は調節可能な水平 方向スタビライザの平衡の偏向に対して影響を及ぼさないものである、即ち、前 記重心が配置される位置は完全な航空機の中心においてであり、この横座標は航 空機の長手方向の軸に沿って前記基準原点から計測され、また、前記平均的な空 気力学的なコードと対比される； −ｉＨは、トリム処理がなされた航空機のための、調節可能な水平方向スタビラ イザの真の偏向の計測であって、問題の飛行点におけるものである；−Ｋ（Ｍ、 Ｎｌ）は、問題の飛行点における、航空機の−Ｈ（Ｍ）は、前記飛行点における 、マツハ数Ｍの第２の関数である。

関数Ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）は、航空機の幾何学的形状およびそのエンジンのそれ と関連している。それはテーブル形式のものであって、パラメータＭの入力部お よびパラメータＮ１の入力部である２個の入力部と、前記入力パラメータの特定 の値の対に対する関数の値を付与する１個の出力部とからなるものである。前記 関数の決定は、飛行中および／：！たは風洞内においての、計算または試験のい ずれかでなされる。

この間数Ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）は、前述されたように、中心に配置される重心が 有利には３関数形式のものであって、単独の変数の各々について以下に例示され ていて、前記調節可能な水平方向スタビライザの偏向の値を表している。

Ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）＝　Ｆ　（Ｍ　）＋　ｃ　１（Ｎ　１）・Ｇ　２（Ｍ　＞ ここに、 −Ｆ（Ｍ）は、単独のマツハ数Ｍの関数であって、航空機の空気力学的なものを 表している；−０１（Ｎ　１）は、単独のエンジン速度Ｎ１の関数である；そし て −Ｇ２（Ｍ）は、単独のマツハ数Ｍの関数であって、エンジンの推力に基づくピ ッチ・モーメントを表している。

関数Ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）の合成において、航空機の幾何学的形状の影響は、か くして、そのエンジンの全体的な影響から断絶されることになる。

問題の飛行点における前記関数の値を知るために、マツハ数Ｍおよびエンジン速 度Ｎ１なる２個のパラメータの各々の対応する値を知ることが必要である。

マツハ数は、例えば、オン・ボード・コンピュータＡＤＣ（空気データ・コンピ ュータ）により与えられ、これに対して、エンジン速度は、それに関連している 装置をモニタすることにより直接的に伝達される。

従って、この発明の方法によれば、通常の角度計測装置を必要とする調節可能な 水平方向スタビライザの偏向の計測を除き、地上でなされた計測とは独立して、 また、既に説明されたパラメータだけから、飛行中の航空機の重心位置を算出す ることができる。

かくして、この方法が使用される装置においては、重心位置の指示がなされる。

この指示は、例えば、可視的な形式でＣＲＴ上で直接的に呈示されるか、または 、コンピュータ内で使用されて、センタリング動作で考慮することが必要な特定 の関数を高精度に仕上げたり、または、別異のやり方で高精度に仕上げた関数を チェックするようにされる。

このような装置が特別に使用されるのは、他の方法で得られた結果をチェックす るため、または、後述されるように、極端な制限をする位置を検知して、アラー ム装置を誘発するためである。

かくして、この発明によれば、前述のように規定された方法に基づく、調節可能 な水平方向スタビライザを備えた航空機の長手方向における重心位置を決定する 装置は、下記のような注目すべき事項を有するものである。

即ち、 −　これを構成するものは： ・　コンピュータ； ・　前記調節可能な水平方向スタビライザに関連する角度位置センサ： ・　航空機のエンジン速度を表わす情報を伝達することができる第１の装置； ・　マツハ数を表わす情報を伝達することができる第２の装置： ・　前記関数が蓄積されるメモリ手段であって、前記メモリ手段は前記第１およ び第２の装置によって伝達された情報を受け入れて、それらの出力部において前 記関数の対応する値を伝達するためのもの；であり一　また、前記コンピュータ が受け入れるものは、前記角度位置センサによって伝達されたものと同様に、前 記メモリ手段によって伝達された情報に加えて、航空機の中心位置上での情報で ある。

この発明による方法の興味のある適用は、調節可能な水平方向スタビライザを備 えた航空機の重心の長手方向での位置をモニタすることであって、前記モニタ動 作が有効にされるのは、前記航空機の中心の近傍で選択された、前記重心の少な くとも１個の制限的な位置に関してである。

この発明のこの適用によれば、前記調節可能な水平方向スタビライザの空気力学 的な伸長のときの、前記航空機がそのエレベータと平衡している飛行点において ニー　前記調節可能な水平方向スタビライザの偏向が計測される； −航空機のエンジン速度（Ｎ１）およびマツハ数（Ｍ＞の間数ｋ（Ｍ、Ｎ１）の 値が決定されるくこの関数が表しているものは、前記重心が前記中心に隣接した 前記制限的位置に配置されているときの、前記調節可能な水平方向スタビライザ の偏向の値である）； −前記計測された偏向と前記関数ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）の値とが比較される；そ して −重心が前記制限的位置の前方にあるか、または、その後方にあるかの推論が該 比較によってなされる。

関数Ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）について前記された関連と同様に、間数ｋ（Ｍ、Ｎｌ ）は航空機およびそのエンジンの最何学的形パラメータＭの入力部およびパラメ ータＮ１の入力部である２個の入力部と、前記入力パラメータの特定の値の対に 対する関数の値を付与する１個の出力部とからなるものである。前記関数の決定 は、飛行中および／または風洞内においての、計算または試験のいずれかでなさ れる。

この関数ｋ（Ｍ、Ｎｌ）も、有利には３関数の組み合わせ形式のものであって、 単独の変数の各々について以下に例示されている。

ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）＝　ｆ　（Ｍ　）十〇　ＨＮ　１）・Ｇ２（Ｍ）ここに、 −ｆ（Ｍ）は、単独のマツハ数Ｍの間数であって、航空機の空気力学的なものを 表している；−Ｇｌ（Ｎｌ）は、単独のエンジン速度Ｎ１の関数である；そして −Ｇ２（Ｍ）は、単独のマツハ数Ｍの関数であって、エンジンの推力に基づくピ ッチ・モーメントを表している。

このやり方で、関数ｋ　ＣＭ　、Ｎ　１＞の合成において、航空機の幾何学的形 状の影響は、かくして、そのエンジンの全体的な影響から断絶されることになる 。

関数Ｇｌ（Ｎｌ）およびＧ２（Ｍ）が、関数Ｋ（Ｍ、Ｎｌ）およびｋ（Ｍ、Ｎｌ ）について同一であることは、経験的に示されており、また、計算でｉｉ認され ている。

このやり方では、前述のものと同様に、問題の飛行点における前記関数ｋ　（Ｍ 　、Ｎ　１）の値を知るためには、マツハ数Ｍおよびエンジン速度Ｎ１である２ 個のパラメータの各々の対応する値を知るだけで充分である。

この発明によるモニタ動作をする方法の好適な実施例においては、少なくとも２ 個の関数ｋ＜Ｍ、Ｎｌ）およびに’（Ｍ、Ｎｌ）のそれぞれの値が決定される。

これらの関数がそれぞれに表しているものは、前記重心が配置されている制限的 位置は前記中心の近傍ではあるが、これと明確に区別されており、また、計測さ れた偏向が前記関数値の各々と比較され、前記制限的位置に関する前記重心の相 対的位置がこれらの比較から推論されるときの、前記調節可能な水平方向スタビ ライザの偏向の値である。

調節可能な水平方向スタビライザを備えた航空機の長手方向での重心の位置をモ ニタするための、この発明による方法を実施する装置を構成するものはニー　前 記［ｉ可能な水平方向スタビライザに関連されている角度位置センサ； −航空機のエンジン速度を表わす情報を伝達することができる第１の装置； −マツハ数を表わす情報を伝達することができる第２の装置； −少なくとも１個の関数ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）が蓄積されているメモリ手段であ って、前記第１、第２の装置によって伝達された情報を受け入れて、それらの出 力部に前記関数の対応する値を伝達するための前記メモリ手段；−前記位置セン サ（９）によって伝達された情報を前記メモリ手段によって伝達された情報と比 較することができる比較器；および −　前記比較器によって誘発されるアラーム装置；である。

前記メモリ手段が複数個の関数ｋ　（Ｍ　、Ｎ　ｌ）を伝達することができるも のであるときには、関数の個数だけの比較器が設けられる。

以下の説明を次の添付図面とともに参照することで、この発明の理解は、より容 易になされる。

第１図は、ワイド・ボディの航空機とピッチ・モーメントの平衡における客種の 力の介入装置とを示す概略図である。

第２０は、この発明による装置の実施例のブロック図である。

第３．４．５図は、前記関数ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）の構成部分の指示図である。

第６図は、関数Ｈ（Ｍ）の例示図である。

第７図は、間数Ｋ（Ｍ、Ｎｌ）およびｋ（Ｍ、Ｎｌ＞の構成部分の指示図である 。

第８図は、この発明による１重心位置をモニタする装置の実施例のブロック図で ある。

第９図は、前記モニタ装置の実施例の変形例示図である。

第１図に示されているワイド・ボディの航空機１には、長手方向の軸Ｌ−Ｌが呈 示されており、また、エンジン３を支持する主要なウィング・ユニット２、およ び、調節可能な水平方向スタビライザ４が備えられている。このスタビライザ４ はしばしば調節可能な水平羽根と呼ばれるものであって、ＰＨＲなる省略記号で 指示されている。この航空機がローリングおよび旋回のいずれの動きも受けない ときには、必然的に以下の力による動作を受けることになる。

−　その重量Ｐ、重心Ｇに加わるものであって、いうまでもなく、下向きのもの であるニ ー　完全な航空機の空気力学的な揚力Ｚｈ、中心Ｆに加わるものであって、上向 きのものである；−完全な航空機の空気力学的な空気抵抗Ｘｉ、中心Ｆに加わる ものであって、後向きのものである；−軸Ｌ−Ｌに平行なエンジン３の推力Ｔ、 下向きのものであり、また、前記軸Ｌ−Ｌに対する距離がΔ２に等しい点で加わ るものである；そして −空気力学的な負の揚力ｚｈ、下向きのものであり、調節可能な水平方向スタビ ライザ４のものであって、軸Ｌ−Ｌに関して角度ｉＨだけ偏向している。

重量Ｐは重心Ｇに加えられており、その後者に関するモーメントはゼロである。

更に、中心Ｆを軸Ｌ−Ｌから離す距離は一般的には極めて短いものであって（前 記中心Ｆが軸Ｌ−Ｌ上で配置される考慮中の点に対して）、重心Ｇに関する空気 力学的な空気抵抗Ｘａのモーメント・アームはゼロである。その結果として、重 心Ｇに間する前記空気力学的な空気抵抗Ｘａもゼロである。

従って、良好な近似をもって考えられることは、重心Ｇの周囲における結果とし てのピッチ・モーメントは、以下の構成部分からなるということである。

−モーメントＭ１、エンジン３の推力Ｔによって発生されるものであって、ｆｆ Ｔ・Δ２に等しい；−モーメントＭ２、空気力学的な揚力Ｚａによって発生され るもの；および −モーメントＭ３、空気力学的な負の揚力ｚｈによって発生されるもの。

これら３個の構成部分に対して加算されねばならない第４の構成部分Ｍ４は、ゼ ロの揚力に対する空気力学的なピッチに対応しており、また、スタビライザ４の 同様なゼロの偏向ｉＨに対応している。この目的のために、ゼロの揚力およびゼ ロの偏向ｉＨに対する空気力学的なピッチ・モーメントの係数が定められる。そ して、この係数はＣｍｏとして指示されている。

ウィング・ユニットの基準表面をＳ、該ウィング・ユニットの基準コード（また は平均的な空気力学的コード）をＬ、問題の飛行点における動的圧力をＰｄとし て指示したときには、モーメントＭ４は［５−Ｐｄ・１・Ｃｍｏに等しくなる。

ここで注意されるべきことは、通常のように、原点Ｏが軸Ｌ−Ｌ上で選択され、 点ＧおよびＦの横座標ＸｃおよびＸＦ（後者は軸Ｌ−Ｌ上にあるものとされる） が前記基準コードＬの％内で表されるときには、モーメン）Ｍ２は積Ｚ　ａ　（ Ｘ　ｃ　Ｘ　Ｆ）　・１に等しくなる。

更に、スタビライザ４の局部入射角に対応する当該水平方向スタビライザ４の負 の揚力の勾配がＺαｈと呼ばれるときには、モーメントＭ３は積２αｈ−ｉＨ・ １に等しくなる。

航空機１のトリムがとられたとき、即ち、ピッチ・モーメントの平衡が有効にさ れて、スタビライザ４の後縁で支持されているエレベータ５が、前記スタビライ ザの空気力学的な伸長（ゼロ偏向）をしているときには、ピッチ・モーメントの 平衡は次のように書かれる。

（１）　Ｍ１＋Ｍ２＋Ｍ３十Ｍ４＝１ この式（１）において、相異なるモーメントＭ１、Ｍ２、Ｍ３およびＭ４を上記 された値で置換することにより、次のような結果が得られる。

（２）Ｔ−Δｚ＋Ｚａ・（Ｘｃ−Ｘｒ）１＋Ｚａｈ−ｉＨ・１＋Ｓ−Ｐｄ５−Ｐ ｄ−１−Ｃここで注意されるべきことは、完全な航空機の揚力係数がＣｚと呼ば れ、スタビライザ４の負の揚力の勾配の係数がＣｚａｈと呼ばれるときには、次 のように書かれるということである。

（３）Ｚａ＝　−Ｓ４’ｄ−Ｃｚ　および（４）　Ｚαｈ＝Ｓ−Ｐｄ−Ｃｚａｈ その結果として、式（２）は次のようになる。

（５）Ｔ−Δｚ　＋　Ｓ　Ｐ　ｄ　・１　［Ｃｚ　（Ｘ、ＸＦ）＋Ｃｚαｈ−ｉ Ｈ＋Ｃｍｏ］＝０ 点ＧおよびＦが一緒にされた平衡に対応したときに、偏向ｉＨの特定値が１ＨＲ ｅｆと呼ばれるものとすると、次の式が得られる。

（６）Ｔ・Δｚ＋５−Ｐｄ４［Ｃｚａｈ−ｉＨＲｅ４＋Ｃｍｏ］＝０ 式（５）および（６）から、次の式が導かれる。

（７）　Ｘ、−Ｘｙ＝（ｉＨ−ｉＨＲｅｆ）／（Ｃｚ／Ｃｚａｈ）ここで注意さ れるべきことは、比率Ｃｚ／Ｃｚαｈは、Ｘ、−Ｘ、＝１％に対する、偏向１Ｈ −ｉＨＲｅｆのずれの値に対応しているということである。

更に、重心Ｇが中心Ｆの近傍にあるときには、ｘ、−Ｘ、なる項目は微小であっ て、Ｃｚの効果はＣｚの平均値の関数として近似することになる。従って、ここ で許容されることは、関数Ｃｚ／ＣｚαｈはＣｚとは独立の値Ｈ（Ｍ）のもので あって、マツハ数Ｍとともに変動することができる。

次いで、下記の式が書かれる。

（８）Ｘ、−Ｘｒ＝（ｉＨ−ｉＨＲｅｆ）／Ｈ（Ｍ）この場合においては、中心 に関する重心位置のずれは、基準値１ＨＲｅｆに関するスタビライザ４の偏向角 のずれに比例する値によって表わすことができる。

更に、式（６）から認められることは、１ＨＲｅ４はＴ、即ち、エンジンの速度 Ｎ１に依存しており、また、ＣｚαｈおよびＣｍ０１即ちマツハ数Ｍに由来する ということである。従って、パラメータ１ＨＲｅｆは、パラメータＮ１およびＭ に依存する関数として考えることができる。

このような関数は、例えば、下記のような形式で書くことができる。

（９）　ｉＨＲｅｆ＝Ｆ（Ｍ）＋Ｇ１（Ｎｌ）・Ｇ２（Ｍ）ここに、Ｆ（Ｍ）は Ｃ−ｏ／Ｃｚａｈ’を表し、また、Ｇ　１（Ｎ　１）・Ｇ２（Ｍ　）はＴ・Δｚ ／Ｓ４’ｄ４・Ｃｚｃｈを表している。

この発明を実施するために、第２図においてブロック図として与えられているよ うな、航空機１に搭載されるべき装置が設けられる。この装置を精成するものは コンピュータ６であって、重心Ｇの瞬時位置、即ち、上記のように定められた演 算による大きさＸｃを、１個または複数個のインディケータ７、および／または 、例えばフライト・コントロール・コンピュータのような、１個または複数個の ユーザ８に対してアドレスすることができるものである。

このコンピュータ６は、航空機１の構造特性値である大きさＸｒのものを受け入 れ、または蓄積しておいて、上述されたように、中心Ｆの位置を定める。更に、 例えば同期送信機のタイプのセンサ９（第１図をも参照）により、調節可能なス タビライザ４の角度位置を検知して、その値ｉＨを前記コンピュータ６にアドレ スする。

前記コンピュータ６に関連したメモリ１０．１１．１２および２５に含まれてい るものは、大きさｘｃを計算するのに有用な相異なる関数である。メモリ１０． １２および２５は、マツハ・メータまたはＡＤＣコンピュータ１３から、マツハ 数の値Ｍを受け入れる。更に、メモリ１１は、エンジン３に関連したセンナまた はコンピュータ１４から、速度の値Ｎ１を受け入れる。

メモリ１０．１１および１２には、それぞれに、関数Ｆ（Ｍ＞、Ｇｌ（Ｎｌ）お よびＧ２（Ｍ）が含まれており、これらはコンピュータ６に伝送される。このよ うなやり方において、後者のコンピュータは式（９）により１ＨＲｅｆを計算す ることができる。メモリ２５には関数Ｈ（Ｍ）が含まれている。従って、コンピ ュータ６は、式（８）によりＸ、を計算することができる。

第３．４．５および６図には、それぞれに、＾３１０タイプのエアバス航空機に 関する、関数Ｆ（Ｍ）、Ｇ　１（Ｎ　１）、Ｇ２（Ｍ）およびＨ（Ｍ）が例示さ れている。関数Ｆ（Ｍ）およびＧ２（Ｍ）は角度で表されており、これに対して 、関数Ｇｌ（Ｎｌ）は無次元数で表されている。関数Ｈ（Ｍ）は百分率での角度 で表されている。ここで認められることは、マツハ数Ｍのいずれの現在値Ｍｊで も（または、少なくとも複数個のこのような現在値でも）、それぞれに、関数Ｆ （Ｍ）、Ｇ　２（Ｍ　＞およびＨ（Ｍ）の、ある特定の値Ｆｊ、ある特定の値Ｇ ２ｊ、および、ある特定の値Ｈｊに対応しており、また、エンジン速度Ｎ１のい ずれの現在値Ｎｌｊでも（または、少なくとも複数個のこのような現在値でも） 、関数Ｇ　１（Ｎ　１）のある特定の値Ｇｌｊに対応している。値Ｍｊ、Ｎｌｊ の複数個の対に対するこのやり方において、関数１ＨＲｅｆの対応する値が得ら れて、コンピュータ６に伝送される。

関数Ｆ（Ｍ）、Ｇｌ（Ｎｌ）およびＧ２（Ｍ）は、航空機１およびそのエンジン ３の幾何学的な特性のものである。それらの確立は、理論的な計算または計測に よってなされる。

例えば、アラームの観点から、重心Ｇをある制限的な位置に定めようとするとき には、上記された式（８）において、この制限的な位置についての横軸Ｘ、　ｌ ｉ−が下記によって与えられる。

（９）　Ｘ、ｌｉｅ　−Ｘｒ＝（！Ｈ１！ｍ−１ＨＲｅｆ）／Ｈ（Ｍ）ここに、 ｉＨｌｉ−はｉＨの値であって、χ、ｌｉ＋＊に対応するものである。

Ｘ、、従ってＸ、　ｌｉ−はＸｖに近接していることから、１Ｈ１ｉ−も１ＨＲ ｅｆに近接しているものと推測される。更に、先に示されたように、１ＨＲｅｆ は２個のパラメータＭおよびＮ１の関数Ｋ　（Ｍ　−Ｎ　１）であることから、 ｉＨｌｉ論もこれらの２個のパラメータの関数ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）であること が、相当な近似性をもって考えられる。ここに、２個の関数Ｋ（Ｍ、Ｎｌ）およ びｋ（Ｍ、Ｎ１）は等しい形式のものであって、互いに近似しているものである 。

例えば、上述されたように、Ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）がｉＨＲｅｆ＝Ｆ（Ｍ＞十Ｇ ｌ（Ｎｌ）・Ｇ２（Ｍ）に等しい場合には、ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）はｆ（Ｍ＞＋ ０１（Ｎｌ）・Ｇ　２（Ｍ　’）に等しくなる。この特別な例においては、Ｇ　 １（Ｎ　１）およびＧ２（Ｍ）は、Ｋ　（Ｍ　、Ｎ　１）およびｋ　（Ｍ　、Ｎ 　１）における等価の関数であり、これに対して、ｆ（Ｍ＞はＦ（Ｍ）に等しい 形式の関数ではあるが、これとは異なるものである。第７図に示されているこの ような関数ｆ（Ｍ）は、第３図に示されている関数Ｆ（Ｍ）と類似の図形のもの である。この図面において仮定されていることは、Ｍの全ての値に対して、関数 Ｆ（Ｍ）の方が関数ｆ（Ｍ）よりも大であること、即ち、関数１ＨＲｅｆの方が 関数ｉＨ１ｉｍよりも大であることであり、従って１重心Ｇが中心Ｆよりも僅か に後方になる。言うまでもなく、これと逆の仮定をすることも可能であり、重心 が後方に移動して前記中心Ｆに達する以前にアラームを与えることができる。同 様にして、重心Ｇに対する制限的位置を中心Ｆにおいて選択できることも言うま でもなく、この場合には、１Ｈ１ｉｓが１ＨＲｅｆと一緒にされ為。

式（８）から式（９）を辺毎に減算することで、下記の結果が得られる。

（１０）　Ｘ、−Ｘ、ｌｉｍ＝（ｉＨ−ｉＨｌｉｍ）／Ｈ（Ｍ）−この後者の式 の結果として得られることは、各瞬時において１重心Ｇの実際の位置と、中心に は近いが任意に選択された制限的位置との間のずれが、計測された瞬時値ｉＨと Ｘ−１１ｍに対応する値１Ｈｌｉ醜とを比較することで決定されるということで ある。

第８図にブロック図で示されているものは、このずれのモニタが許容されるよう な、この発明による装置である。

この装置を精成するものはニ ー　関数ｆ（Ｍ）が蓄積されているメモリ１５であって、マツハ・メータまたは ＡＣＤコンピュータ１３によって伝達されたマツハ数の値Ｍを、その入力部で受 け入れるようにされるもの； −関数Ｇｌ（Ｎｌ）が蓄積されているメモリ１６であって、デコーダ１４からの エンジン３の速度の値Ｎ１を、その入力部で受け入れるようにされるもの；−関 数Ｇ２（Ｍ）が蓄積されているメモリ１７であって、装置１３によって伝達され たマツハ数の値Ｍを、その入力部で受け入れるようにされるもの；−コンピュー タ１８であって、それぞれにメモリ１５．１６および１７からの３個の関数ｆ（ Ｍ＞、Ｇ　ＨＮ　１）およびＧ　２（Ｍ　＞を受け入れて、関数ｋ　（Ｍ　、Ｎ 　１）＝　ｉ）１１ｉ論＝　ｆ（Ｍ　）＋　０１（Ｎ　１）・Ｇ２（Ｍ＞を、そ の出力部で伝達するようにされるもの； −信号ｉＨを発生させるセンサ９； −　比較器１９であって、計測された信号ｉＨを値１Ｈ１ｉ＋＊と比較して、ｉ Ｈが！Ｈｌｉｍよりも大であるときに、その出力部で信号を伝達するようにされ るもの：および−該比較器１つによって発生された前記信号で誘発されるアラー ム装Ｎ２０； である。

１個だけの制限的値ｉＨｌｉ−に代えて、２個の制限的値１Ｈｌｉ＋ｓおよび１ Ｈ１ｉｅ＋’を用意することが有利なことがある。このことは、例えば１重心Ｇ の後方への移動の重要性の関数として、段階的なアラームを発生させることが所 望されるときに当て嵌まるものである６例えば、中心Ｆおよび操縦点がそれぞれ に横軸の４０％および４５％にあり、また、センタリング用のレギュレータが横 軸Ｘ、のほぼ３９％に維持されねばならないような航空機において、制限的な横 軸Ｘ、ｌｉ論＝４１％およびＸ、ｌｉｅ’＝４３％に対してそれぞれに対応する ２個のアラームを用意することが有利である。このやり方において、４１％の制 限は、飛行に先立って乗組員によってなされる重心の計算の間に許容される最大 のエラーに対応するものであり、後方から前方への燃料の部分的な転送だけが必 要とされる。他方、４３％の制限はセンタリング調節装置の検知されない損傷に 対応できるものであり、また、この制限を超えるということは、後方タンクから 前方タンクＩ＼の燃料の全体的な転送、または、前方タンクから後方タンクへ向 けての転送中断の制御をするための努力が必要となる。

第９図に例示されているものは、２個のスレッショルドを有するアラーム装置の 実施例のブロック図である。

第７図の装置における配列９および１３ないし２０がここでも見出される。この 装置が更に含むものはニー　ｆ（Ｍ）とは異なる関数ｆ’（Ｍ）が蓄積されてい るメモリ２１であって、前記メモリは装置１３によって伝達されたマツハ数の値 Ｍを受け入れるようにされるもの；−コンピュータ２２であって、それぞれにメ モリ２１．１６および１７からの開数ｆ’（Ｍ＞、Ｇｌ（Ｎｌ＞およびＧ２（Ｍ ）を受け入れて、ｉＨｌｉ−とは異なる制限的値ｉＨＩｉ−′を、その出力部で 伝達するようにされるもの；−センサ９によって伝達された計測値ｉＨを値ｉＨ ｌｉ論′と比較することができる比較器２３；および−ｉＨ６’ｉＨ１ｉｍ’よ りも大であるときに、比較器２３によって誘発されるアラーム装置２４；国際調 査報告 国際調査報告 ＦＲεａｏｏｏ０２ ＳＡ　２０２３３

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）調節可能な水平方向スタビライザ（４）を備えた航空機（１）の長手方向 における重心（Ｇ）位置を決定する方法であって、 前記調節可能な水平方向スタビライザ（４）が空気力学的な伸長をしており、前 記重心が前記航空機の中心の近傍にあるときに、そのエレベータ（５）と平衡し ている前記航空機（１）に対する飛行点において、前記重心位置の計算は： −前記航空機（１）の中心（Ｆ）の位置（ＸＦ）；−前記調節可能な水平方向ス タビライザ（４）の偏向（ｉＨ）の計測； −航空機エンジン（３）の速度（Ｎ１）およびマッハ数（Ｍ）の第１の関数Ｋ（ Ｍ，Ｎ１）であって、この第１の関数は、前記重心（Ｇ）が前記航空機の中心（ Ｆ）にあるときの、前記調節可能な水平方向スタビライザ（４）の偏向（ｉＨＲ ｅｆ）の値を表しているもの；および−前記マッハ数の第２の関数であって、こ の第２の関数は、重心位置からの１％のずれに対する、前記水平方向スタビライ ザの偏向のずれを表しているもの； からなされることを特徴とする方法。 （２）Ｘｃ＝ＸＦ＝｛ｉＨ−Ｋ（Ｍ，Ｎ１）｝／Ｈ（Ｍ）なる式が使用されるこ とを特徴とする請求項１の方法。 ここに、 −Ｘｃは重心Ｇの実効位置の横軸であって、基準原点（Ｏ）から航空機の長手方 向の軸（Ｌ−Ｌ）に沿って計測され、前記航空機の主要なウイング・ユニットの 平均的な空気力学的コードに対比されるもの；−ＸＦは重心Ｇの位置の横軸であ って、これに対して、調節可能な水平方向スタビライザの平衡についての偏向上 での、航空機の揚力係数の影響はなく、即ち、前記重心の位置は完全な航空機の 中心にされており、この横軸は、前記基準原点（Ｏ）から航空機の長手方向の軸 （Ｌ−Ｌ）に沿って計測され、前記平均的な空気力学的コードにも対比されるも の； −ｉＨは計測であって、問題の飛行点において、トリムが施された航空機に対す る調節可能な水平方向スタビライザ（４）の実際の偏向についてのもの；−Ｋ（ Ｍ，Ｎ１）は第１の関数であって、問題の飛行点において、航空機のエンジン（ ３）の速度Ｎ１およびマッハ数Ｍについてのもの；および −Ｈ（Ｍ）は第２の関数であって、飛行点において、マッハ数についてのもの； である。 （３）前記関数Ｋ（Ｍ，Ｎ１）は、それぞれに１個だけの変数による関数の組み 合わせであることを特徴とする請求項２の方法。 （４）前記関数の組み合わせにより、航空機およびエンジンに対するマッハ数の それぞれの影響を分離できるようにされたことを特徴とする請求項３の方法。 （５）請求項１または２の方法による、調節可能な水平方向スタビライザ（４） を備えた航空機（１）の長手方向における重心位置を決定する装置であって：・ コンピュータ（６）、 ・前記調節可能な水平方向スタビライザ（４）と関連された角度位置センサ（９ ）； ・航空機エンジンの速度を表わす情報を伝達することができる第１の装置（１４ ）；・マッハ数を表わす情報を伝達することができる第２の装置（１３）； ・前記関数が蓄積されているメモリ手段（１０、１１、１２、２５）であって、 前記第１および第２の装置（１４、１３）によって伝達された情報を受け入れ、 それぞれの出力部において前記関数に対応する値を伝達する前記メモリ手段； −から構成されていること、および −前記コンピュータ（６）は、前記角度位置センサ（９）によって伝達されたも のと同様に、前記メモリ手段（１０ないし１２）によって伝達された情報に加え て、航空機の中心位置に関する情報を受け入れるようにされること、を特徴とす る装置。 （６）調節可能な水平方向スタビライザ（４）を備えた航空機（１）の長手方向 における重心位置（Ｇ）をモニタするための、請求項１または２による方法の適 用であって、前記モニタ動作は、前記航空機の中心の近傍に選択された、前記重 心の少なくとも１個の制限的位置に関して有効にされるものであり、前記航空機 （１）が前記調節可能な水平方向スタビライザ（４）の空気力学的な伸長におけ るそのエレベータ（５）と平衡している飛行点において：−前記調節可能な水平 方向スタビライザ（４）の偏向（ｉＨ）が計測されること； −航空機エンジン（３）の速度（Ｎ１）およびマッハ数（Ｍ）の関数ｋ（Ｍ，Ｎ １）が決定されることであって、この関数は、前記重心（Ｇ）が前記中心に隣接 した前記制限的位置にあるときに、前記調節可能な水平方向スタビライザ（４） の偏向（ＩＨｌｉｍ）の値を表しているもの；−前記計測された偏向（ｉＨ）お よび前記関数ｋ（Ｍ，Ｎ１）の値が比較されること；および−重心が前記制限的 位置の前後のいずれにあるかが該比較から推測されること； を特徴とする適用。 （７）前記関数ｋ（Ｍ，Ｎ１）は、それぞれに１個だけの変数による関数の組み 合わせであることを特徴とする請求項６の方法。 （８）少なくとも２個の関数ｋ（Ｍ，Ｎ１）およびｋ′（Ｍ，Ｎ１）のそれぞれ の埴が決定されることであって、これらの関数は、それぞれに、前記重心が前記 中心とは区別されるが近傍の前記制限的位置にあるときに、前記調節可能な水平 方向スタビライザの偏向の値を表しており、該計測された偏向は前記関数の値の 各々と比較され、そして、前記制限的位置に関する前記重心の相対位置がこれら の比較から推測されることを特徴とする請求項６または７の方法。 （９）請求項６から８までのいずれかの方法を実施するための装置であって： −前記調節可能な水平方向スタビライザ（４）と関連された角度位置センサ（９ ）； −航空機エンジン（３）の速度を表わす情報を伝達することができる第１の装置 （１４）；−マッハ数を表わす情報を伝達することができる第２の装置（１３） ； −少なくとも１個の関数ｋ（Ｍ，Ｎ１）が蓄積されているメモリ手段（１５ない し１８）であって、前記第１および第２の装置によって伝達された情報を受け入 れ、それぞれの出力部において前記関数に対応する値を伝達する前記メモリ手段 ； −前記位置センサ（９）によって伝達された情報と前記メモリ手段（１５−１８ ）によって伝達された情報とを比較することのできる比較器（１９）；おまび− 前記比較器によって誘発されるアラーム装置（２０）； から構成されることを特徴とする装置。 （１０）請求項６から９までのいずれかの方法を実施するための装置であって： 前記メモリ手段は複数個の関数ｋ（Ｍ，Ｎ１）を伝達するものであり、また、関 数の個数だけの比較器（１９、２３）が設けられていることを特徴とする装置。