JPH01502846A - リアクティブ・ウインドシヤ警報装置 - 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】 １アクテイブ・ウィンドシャ　装置 １Ｌ４ この発明は、一般的には航空機の計器の主題、特にウィンドシャ警報装置の主題 に関するものである。

１１匹１Ｌ 当業者はウィンドシャの原理およびウィンドシャ警報装置の原理に精通している ０例えば、米国特許第３，８９２．３７４号、米国特許第４．０５３，８８３号 および米国特許第４．５９３，２８５号がある。これらの方式は航空機の航路の 前方の状態を検知することができないので、基本的には「リアクティブ」方式で ある。その意味で、これらの方式は危険なウィンドシャ状態の予報ではない、そ れらは危険な風のシャ状態の警報を発生するために、航空機に搭載したセンサを 大気の質量加速および慣性加速を計算するために用いる。それらは「リアクティ ブ」なので、航空機が危険な下降気流またはマイクロバースト状況に入った後で のみ警報を発生する。したがって、これらの従来の方式は、航空機を安全に操縦 するためにパイロットに対して短い時間を与える。

これまで、ウィンドシャ警報装置の警報スレショルドは航空機の上昇性能の関数 として設定されてきた１例えば、ボーイング７３７機の場合、警報スレショルド は約１５０ｍｇ５（すなわち、１０００ｍｇｓ＝１００Ｏ／ｓｅｅ’）に設定さ れる。また、ボーイング７４７ｍは約８０ｍｇ５　（垂直および水平の両方のウ ィンドシャまたはその成分）の設定値を有する。このようなスレショルドの設定 は、基本的には、公平でかつ適時の警戒警報を与えること、軽い突風または通常 の離着陸中に遭遇する地上乱流のようなわずかな乱流状態のためにうるさい警報 を避けることとの妥協である。好ましくは、ウィンドシャ警報装置は（マイクロ バーストのような）極端な上昇気流と寒冷前線が最近その一帯を通過した秋の風 の強い日とを区別する。さらに重要なことは、ウィンドシャ警報装置は簡単にそ れに応動するより、むしろ危険な状態を予測する。正確な警報を与えるだけでな く、関心のある飛行場の季節的および地理的状態を含んでいる特別の状態を考慮 するウィンドシャ警報装置は技術への著しい寄与であり飛行の安全性の重要な進 歩であることを証明している。

１１匹」１ この発明は、ウィンドシャまたはマイクロバーストの状態と関連する気象現象の より良き理解を取り入れる限り従来のウィンドシャ警報装置の改良である。それ によって、不所望の警報に対するマージンおよびパイロットが反応する時間を改 良する。

この発明によると、危険なウィンドシャ状態の航空機のパイロットに警報を与え るための方法および装置が開示されている。特に、空気の熱力学的特性（すなわ ち。

圧力、温度など）が検知され、その値が熱力学的特性の関数である信号が発生さ れ、その値が熱力学的特性の関数である可変スレショルド信号を発生するように 一定のスレショルド信号に加えられる。可変スレショルド信号はウィンドシャ信 号に対する比較の基準として使用され。

スレショルド値を越えた場合は、警報が発生される。

１つの実施例では、静止大気温度、すなわち航空機を取り囲む周辺温度はウィン ドシャ状態に設定するスレショルド警報を変更するために使用される。他の実施 例では。

温度と温度率の組み合わせは、スレショルド警報の状態を変更し、それによって 前方航路に関連したマイクロバーストまたはウィンドシャを検出するためＳ／Ｎ 比を改良し、それによって航空機にいかなる危険も引き起こさない強い突風を識 別するように使用される。さらに他の実施例では１局部の地理的および季節的状 態はスレショルド設定を変更するために使用される。

この発明の多くの他の特徴および利点は下記の説明から明らかになる。

区１！とＩ朋− 第１図は基本的なウィンドシャ警報装置図である。

第２図はこの発明の主題である回路のブロック図である。

第３図は静止大気温度信号対大気推移速度を補正するために使用される回路のブ ロック図である。

第４図はウィンドシャ警報信号を変更するために使用される気圧信号を発生する のに使用される回路のブロック図である。

第５Ａ図〜第５Ｄ図は危険なウィンドシャ状態に遭遇する航空機の垂直な風にお ける温度との関係を示すグラフである。

の＝細ｔ；日 この発明は多くの異なる形で受け入れやすい実施例であるから２図面が示されて 詳細にこの発明の幾つかの特定の実施例がここで説明される。しかしながら、こ の発明の開示はこの発明の原理の例と見なされ、かつ、記載された特定の実施例 に限定する意図でないことは理解すべきである。

ウィンドシャに起因する事故における航空機のフライトレコーダで使用可能なデ ータを研究してきた（第５Ａ図〜第５Ｄ図参照）、危険なマイクロバーストに起 因するすべての事故は２０℃〜４０℃の静止大気温度に関連すると結論を下した 。特に、大多数は蒸気流または冷却気流と関連するような下降温度と通常関連さ れる（すなわち、これはしかしながら、幾つかの観測が慣性によって明白に下降 する周囲の大気から暖気流を作られたような場合では必ずしもない）、シたがっ て、静止大気温度（第５Ｄ図）および下降温度率（第５Ａ図）はウィンドシャ警 報装置のスレショルド警報状態を変更するために使用される。

幾つかの状態で、気温が２０℃より低いならば、温度の負あるいは下降率の利点 または効果は減少されることも分かった。これはうるさい警報の可能性を減少す るように使用されることにおいて重要な観測である。航空機が一温度の逆転した 所（すなわち、夏季のロスアンジェルスあるいはサンフランシスコ、または冬季 のアラスカのフェアバンクス、またはスイスのチューリッヒのような山に取り囲 まれた谷にある空港）に下降しているとき、このような結果になる。したがって 、警報時間、すなわち危険な対流のウィンドシャに遭遇する前にパイロットに注 意を喚起する時間は、負の温度率および２０℃を超えた温度によるスレショルド の設定を減少することによって改良される８例えば１周知のダラスのフォートワ ース空港のＬ−１０１１機の事故のために役立てられる大気の情報を使用して、 その航空機が従来の警報装置およびこの発明の主題であるスレショルドの設定装 置を備えていたならば、少なくとも２．３秒の余分な警報が航空機のパイロット に与えることができたであろう。

次に１図面を説明す、ると、第１図は基本のウィンドシャ警報装置のブロック図 である。基本的には、信号７はウィンドシャの状態を表すウィンドシャ検出器に よって発生される。この信号７は信号比較器８で一定のスレショルド信号と比較 される。スレショルド設定値を越えた場合、警報９．好ましくは音声合成警報が 発生される。

第２図で、この発明を説明するブロック図が示されている。基本的には、スレシ ョルド回路１０はウィンドシャ信号７が比較され、大気の熱力学特性の関数であ る可変の信号を発生するために使用される。特に、第２図は静止した大気の温度 信号１１が可変スレショルド信号１２を発生するために使用される実施例を示し ている。静止大気温度信号“Ｔ”は非常に商業的な、より大きい単一エンジンの 航空機に容易に使用可能である信号である。

この信号は、パイロットがアイシング状態を監視し、対地速度を計算し、最大の エンジン圧力比（ＥＰＲ）等を計算できるようなたいていの航空機に対する指令 入力である。他の装置は航空機の航路の前方の大気温度を予報するか、または測 定するために存在する０例えば、航空機の航路前方にはっきりした乱流を検出す るために赤外線が使用されている米国特許第４，３４２，９１９号またはレーザ 光線が使用されている米国特許第３．８５６゜４０２号を参照せよ、温度信号Ｔ はこの信号を微分し。

温度信号の長期成分のみを選択するフィルタ１４に送られる。気温が２０℃より 低いと、ウィンドシャ警報装置のスレショルド設定の負温度率の影響に関する限 り、温度の下降率の影響は減少される。したがって、温度率信号はリミ・Ｙり、 すなわち可変利得回路１５に送られる。

リミッタ１５は温度変化率に依存する信号出力を有する。

唯一の特性が潰い線で示されている。その他は破線で示されている。この回路１ ５からの出力は可変スレショルド信号１２を発生するために一定のスレショルド 信号に加えられる。その結果は静止大気温度の変化率の関数として変化する信号 である。

他の結果の増大は関数発生器１６への入力として静止大気温度信号を使用するこ とによって生じる。この発生器は温度の単純１次関数またはより複雑なＴの関数 （すなわち、温度の２乗など）である出力信号を発生する。

測定され、かつ、一定のスレショルド信号および温度変化率の関数である信号に 加えられると、関数発生器１６の出力は静止大気温度のより複雑な関数である可 変のスレショルド信号である。この複雑な関数はうるさい警報を減少する際に有 用である。

空港を取り囲む天候が局部の地理および季節に因るので、ウィンドシャおよび強 い突風が他の空港でよりも可能性がある空港がある。したがって、うるさい警報 源になりそうもないスレショルド信号は地理的な位置９時間。

季節、および空港の他の特性の間数である。このことを関数発生器１６への入力 として示した０ｇ報スレショルドが使用されている部分的または特定の空港に依 存する対地近接警報装置が開示されている米国特許第４．５６７．４８３号を参 照せよ、このような装置はパイロットによって使用されている空港に警報を適合 するように調整し、従来のリアクティブなウィンドシャ警報装置よりより信頼で きることが分かった。

次に、第３図を説明すると、パイロット免許者を含む当業者は、標準的な大気温 度は高度の関数として変化し特に高度が増加するにつれ減少するという事実に熟 知している。これは「推移率Ｊ（１０００フイート当たり約２゜２℃）と一般的 に称される。第３図は、静止大気温度信号が高度の増加によるこれらの温度変化 に対して補正される第２図に示された装置の他の改良を提供している。特に、温 度信号Ｔｈは航空機の高度関数として回路２０から発生される。他の回路２２は 高度関数である温度信号Ｔ、を静止大気温度信号Ｔ、と比較する。出力Ｔは推移 率による温度変化に対して補正される信号である。　激しい雷雨は膨張し急激な 割合で垂直に伸びる積雲で始まる。

最初は、湿気のある大気が上空にたなびき、雪の小さな水滴が凍結レベルを超え るにつれ超冷雨滴になる。雨滴が大きくなりすぎて上昇気流によって支えられな くなるので、それらは大気を引っ張り強い下降気流を発生しながら落下する。よ り乾燥した外気は雨滴が蒸発するにつれ運ばれ、冷却される。そして、下降気流 を強化し強い風および重い表面の降水を発生する０強い低レベルのウィンドシャ は「突風前線」として知られているように大気の流入と流出間の分離帯でしばし ば発生する。突風前線は降水帯の前線で１８ｋｍ〜２８ｋｍ延びる。ウィンドシ ャ、マイクロバーストの最も危険な形は、地面に衝突するとすぐに全方向に放射 し円い渦巻きに広がる猛烈な下降気流である。その特異な形はくだけて［さかさ まのひなぎく」として説明されてきた。大気のフィンガーがこのようなマイクロ バーストの結果として地面から放射状に広がること、およびこれらのフィンガー が検知されそれによってマイクロバーストまたは危険なウィンドシャの状況の可 能性の事前の警報を与える。特に、温度と同様に気圧の変化率は、警報を発生す るために使用されるスレショルド信号を修正することによって事前の警報を与え る。気圧もまた高度関数（すなわち、１０００フイート当たり１インチＨｇ）と して減少するので、この熱力学的特性がスレショルド信号を変更するために使用 されるならば高度変化による気圧変化に対して補正されなければならない、第４ 図では、このような回路のブロック図が提示される。基本的に、気圧変化率の関 数である信号は、高度変化率の関数である信号と比較される。高度変化によらな いいかなる気圧変化も航空機を取り囲む大気の状態変化に因るものである。特に 、気圧率発生器３０は気圧変化率の関数である信号を発生する。率発生器３２は 地上の航空機の高度（または慣性垂直速度または平地あるいは水上の絶対高度） の変化率の関数である信号（すなわち、慣性航行装置または慣性基準システムあ るいはレーダ高度計から）を発生する。これらの２つの信号は航空機の高度の気 圧（ｈｐ）関数である信号ｐを発生する気圧信号発生器３４に供給される。この 信号はスレショルド警報信号を変更するよう第２図のスレショルド回路１０と同 様の回路で使用される。

ここで示された特定の装置に関するいかなる限定も意図されていない、もちろん 、請求の範囲内にあるすべてのこのような修正を添付の請求の範囲によってカバ ーすることを意図している。

国際調査報告

Claims (19)

【特許請求の範囲】
1. １．ウインドシヤ状態を表す信号を提供するための手段と，航空機が飛行してい る大気中の温度を表す温度信号を提供するための手段と，ウインドシヤ状態を表 す信号がスレショルド信号を越える場合，警報を提供するための手段とを有する 航空機において， スレショルド信号の値を温度信号の関数として変化させるためのスレショルド設 定手段を備えたことを特徴とする装置。
2. ２．ウインドシヤ状態を表す信号は航空機の対気速度の変化率と慣性加速度との 差であることを特徴とする請求項１記載の装置。
3. ３．前記スレショルド設定手段は， （ａ）温度信号を使用し，その値が大気の温度の関数である温度依存加速度信号 を発生するための関数発生器と， （ｂ）前記大気の関数である値を有するスレショルド信号を発生するために前記 温度依存加速度信号に一定のスレショルド加速度信号を加算するための手段と， を備えたことを特徴とする請求項１記載の装置。
4. ４．前記スレショルド設定手段は， （ａ）温度信号を使用し，その値が大気の温度の関数である第１の温度依存加速 度信号を発生するための関数発生器と， （ｂ）温度信号を使用し，大気の温度変化率の関数である第２の温度依存加速度 信号を発生するための手段と， （ｃ）前記第１の温度依存加速度信号および前記第２の温度依存加速度信号を一 定のスレショルド加速度信号に加算するための手段と， を備えたことを特徴とする請求項１記載の装置。
5. ５．大気の温度を表す温度信号源を有する航空機のための装置であって， （ａ）温度信号を使用し，大気の温度変化率を表す率信号を発生するための率手 段と， （ｂ）可変スレショルド信号を発生するために温度信号と前記率信号および一定 のスレショルド信号を結合するための結合手段と， （ｃ）ウインドシヤ状態を表すウインドシヤ信号を発生するための手段と， （ｄ）前記スレショルド信号と前記ウインドシヤ信号とを比較し，前記スレショ ルド信号を越える場合，警報を発生するための手段と， を備えたことを特徴とする装置。
6. ６．前記結合手段は， （ａ）その値が温度信号の関数である第１の出力信号を発生するための関数発生 器と， （ｂ）前記率手段の出力で，前記率信号の値を制限し，第２の出力信号を発生す るための制限手段と，（ｃ）前記スレショルド信号を発生するために前記一定の スレショルド信号，前記第１および前記第２の信号を加算するため加算部と， を備えたことを特徴とする請求項５記載の装置。
7. ７．前記制限手段は，その出力が温度信号および前記率信号の関数である増幅器 と直列のリミタを備えたことを特徴とする請求項６記載の装置。
8. ８．対気速度の変化率と航空機の慣性加速度との差がスレショルド信号を越える 場合；警報を鳴るタイプの航空機のウインドシヤ警報装置において，（ａ）大気 の熱力学的特性を検出するための手段と，（ｂ）前記スレショルド信号の値を前 記熱力学的特性の関数として変化させるための手段と，を備えたことを特徴とす る装置。
9. ９．前記熱力学的特性は，航空機が飛行している大気の温度であることを特徴と する請求項８記載の装置。
10. １０．前記温度は大気の推移率に対して補正されることを特徴とする請求項９記 載の装置。
11. １１．前記熱力学的特性は，航空機が飛行している温度変化率であることを特徴 とする請求項８記載の装置。
12. １２．前記熱力学的特性は，航空機が飛行している大気の気圧変化率であること を特徴とする請求項８記載の装置。
13. １３．前記航空機が飛行している大気の気圧変化率は，海面上の航空機の高度の 変更のために気圧の変化に対して補正されることを特徴とする請求項８記載の装 置。
14. １４．前記熱力学的特性は地理学的および季節的状態に対して補正されることを 特徴とする請求項８記載の装置。
15. １５．危険なウインドシヤ状態の警報を提供する方法であって， （ａ）ウインドシヤ状感を表す信号を発生し，（ｂ）その値が１組の標準の大気 的および地理学的状態の下で，危険なウインドシヤ状懸を表すスレショルド信号 を確立し， （ｃ）その値が航空機の飛行路の大気の熱力学的特性を表す信号を発生し， （ｄ）その値が前記熱力学的特性の変化率を表す率信号を発生し， （ｅ）その値が熱力学的特性を表す前記信号の関数である第１の信号を発生し， （ｆ）その値が前記率信号の関数である第２の信号を発生し， （ｇ）比較信号を発生するために前記第１の信号と前記第２の信号と前記スレシ ョルド信号とを加算し，（ｈ）前記ウインドシヤ状態信号が前記比較信号を越え る場合，警報を発生する ことを特徴とする方法。
16. １６．その値が大気の熱力学的特性を表す前記信号は，静止大気温度信号である ことを特徴とする請求項１５記載の方法。
17. １７．前記第１の信号を発生する前記ステップは大気の推移率に対して静止大気 温度を表す前記信号を調整するためのステップを含んでいることを特徴とする請 求項１６記載の方法。
18. １８．前記比較信号は局部の地理学的状態および大気状態に対して調整されるこ とを特徴とする請求項１５記載の方法。
19. １９．航空機の装置であって， （ａ）ウインドシヤ状態を表す信号を提供するための手段と， （ｂ）航空機が飛行している大気の温度を表す温度信号，地理学的位置信号およ び時間と日付を表す信号を提供するための手段と， （ｃ）ウインドシヤ状態を表す信号がスレショルド状態を越える場合，警報を提 供するための手段と，（ｄ）前記スレショルド状態の値を前記温度信号，前記地 理学的位置信号と前記時間信号および日付信号の関数として変化させるためのス レショルド設定手段と，を備えたことを特徴とする装置。