JPH02173572A - 航空機用の風のシヤ検出装置 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は全体として、危険な風のシャ現象の検出に関す
るものであり、更に詳しくいえば、風のシャ状態を検出
して、それを航空機の乗員に警報するととに関するもの
である。

風のシャというのは、風速と風向が急速に変化する結果
をもたらす気象状態のことである。航空機の飛行性能の
面では、風のシャは離陸中および着陸中が最も危険であ
ることはもちろんである。

風のシャの数多くの原因のうち、マイクロバーストが航
空機の飛行に最も危険であることが認められている。航
空機の事故の原因はマイクロバーストであった。

マイクロバーストは、急速に降下して、地面に当った時
にファンのように拡がる空気柱より成る。

空気が地面に轟った領域の中心から拡がるにつれて風の
大きな変化が起り、その変化のために航空機の帯空性能
に悪影響を及ぼすことがある。したがって、下降する空
気質量のために航空機は地面へ向って降下させられるこ
とがあシ、かつ流出による急速に変化する追い風にあっ
た時に対気速度が低下することもある。

〔従来の技術および発明が解決しようとする課題〕

従来、対地速度、垂直加速度、水平加速度、対気速度お
よびその他の測定量の組合わせを用いることによυ風の
シャの存在を検出するために風のシャ検出装置が製作さ
れていた。そのような風のシャ検出装置が米国特許第４
，５９３，２８５号明細書に開示されている。その風の
シャ検出装置の欠点は、航空機の乗員に警報が発せられ
る前に風のシャに遭遇せねばならないことである。すな
わち、その風のシャ検出装置は反応性の装置である。ま
た、それらの風のシャ検出装置は航空機の周囲の全体的
な大気状態を考慮しない。

最近の研究によれば、ある種の大気状態とマイクロバー
ストの発生の間に高い相関関係があることが判明してい
る。そのうちで最も注目すべきことは温度低減率とマイ
クロバーストの間の相関関係である。これについては次
の文献を参照されたい。エヌオーエーエーφテクニカル
会レポート（ＮＯＡＡ　Ｔｅｃｈｎｉｃａ！　　Ｒｅｐ
ｏｒｔ）　ＥＲＬ−４３０−ＥＳＧ　２．１９８６年１
２月、エフ働カラセナ（Ｆ。

ＣａｒａＳｅｎａ）他による［ザ・クラッシュ１オブｅ
デルタ・フライト・１９１　　アット・ダラス＝　７オ
ート拳ワースΦインターナシヨナル−エアポート　オン
・２　オーガス）　　１９８５：マルチスケール・アナ
リシス・オン・ワエザー争コンディションズ（ＴｈｅＣ
ｒａｓｈ　ｏｆ　　Ｄｅｌｔａ　Ｆｌｔｇｈｔ　　１９
１　　ａｔ　　ＤＪＩＩＩａｃｅ　−Ｆｏｒｔ　Ｗｏｒ
ｔｈ　　１ｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　　Ａｉｒｐｏｒ
ｔ　　ｏｎ　　２　Ａｕｇｕｓｔ　　１９８５　：　　
ＭｕｌｔｉｓｃａｌｅＡｎａｌｉｓ）’ｓ　　ｏｆ　Ｗ
ｅａｔｈｅｒ　　Ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ）Ｊ。

温度低減率高度による大気温度の変化の測定量である。

上記の文献にはマイクロバーストによる航空機事故が記
載されている。

望ましくないノイズを除去するために適当ｔｃＰ波しな
がら温度低減率を測定し、計算した温度低減率を不安定
力空気に相応する値（乾いた断熱温度低減率として知ら
れている）と比較することにより、マイクロバーストが
起る確率が高いことを、従来の装置よりも早く航空機の
乗員に警報することが可能であり、したがって、従来の
装置では必要であったマイクロバースト中に入りこむ必
要なしにマイクロバースト状態を避けることが可能であ
る。

〔課題を解決するための手段） 本発明は、従来の装置よυかなシ前に風のシャが起る確
率を指示する航空機搭載の風のシャ検出装置を提供する
ものである。高度による温度変化（温度低減率）の測定
が行われ、ノイズを無くすためにその測定量をｒ波して
から、その測定量を乾いた断熱温度低減率と比較する。

その断熱温度低減率は不安定々空気を示す。所定数の測
定量に対して、測定された温度低減率すなわち経験的温
度低減車が乾いた断熱温度低減率より低い時は注意メツ
セージが注意灯を介して航空機の乗員へ知らせられる。

他の航空機へ注意を促すのに使用するためにその同じ注
意メツセージを着陸空港へも送ることができ、かつ従来
の航空機搭載装置の検出性能を高くするために使用する
こともできる。

注意メツセージが発生され、マイクロバーストの下降流
中に通常存在するような温度が急速に低下する領域に入
ったとすると、その状態から出るための動作を直ちにと
ることを航空機の乗員に警報する警報メツセージが発生
される。その警報メツセージは通常の無線通信ネットワ
ークを通じて着陸空港へも送って、近くを飛行している
他の航空機へ警報したシ、搭載されている従来の検出性
能を高めるために使用することもできる。

〔実施例〕

以下、図面を参照して本発明の詳細な説明する。

第１図は、温度低減率として知られている、暖かい乾い
た空気の小さいかたまυに対する高度による温度変化の
影響を示すものである。乾いた断熱空気の温度低減率よ
り低い温度低減率（すなわち、高度により温度が速く低
下する）領域にその空気のかたまりが入ったとすると、
その空気のかたまりの温度が周囲の空気の温度より高い
から、その空気のかたまシは初めは上昇する。上昇する
Ｋつれてその空気は断熱的に冷却される。すなわち、そ
の空気は周囲の空気との間で熱の授受を行わず、それの
体積を膨張することにより冷却される。したがって、与
えられた任意の高度においては、その空気のかたまりは
周囲の空気よυ暖かいために上昇を続ける。こと状態が
起ると大気は「不安定」であるといわれる。すなわち、
その環境中に入る空気は、高度とともにはるかに速く冷
却する周囲の空気より常に暖かいから、その空気は無限
に上昇を続ける。

第１図は上記の現象を示す温度対高度のグラフである。

線部分１は、温度低減率が、乾いている空気の断熱温度
低減本釣−〇。００９８℃／ｍ　（高度）（−０，００
３℃／ｆｔ（高度））より低い環境についての高度によ
る温度の変化を示すものである。線部分２は暖かい乾い
た空気の小さいかたまりの温度変化対高度のグラフを示
す。このグラフかられかるように、地上からの選択され
た任意の高度においては、空気のかたまりの温度はそれ
の周囲の空気の温度より高い。したがって、その空気の
かたｔυの密度が周囲の空気の密度より低いから、その
かたｔシは上昇を続ける。実際に、周囲の空気温度がそ
の空気のかたまシの温度に等しくなるまでその空気のか
たまりは上昇を続ける。もちろん、それには環境中の変
化の温度低減率を要する。

比較の六めに、線部分３は乾いている空気の断熱温度低
減率より高い温度低減率を示す。この場合には、選択さ
れた任意の高度において暖かい乾い大空気のかたｔｂの
温度がそれの周囲の空気の温度より高いから、その空気
のかたまりは上昇しない。温度低減率が乾いている空気
の断熱温度低減率より低い場合よりはるかに一般的であ
るこの状況は「安定」な大気状態と呼ばれる。

不安定な大気中を上昇している無数の空気のかたまりは
、それらのかたまシに含まれている水蒸気を凝縮させて
、おそらく雨滴および雷雲を形成させるのに十分低い温
度に低下するまで、それらの空気のかた゛まシは上昇を
続ける。空気のかたまυが上昇するにつれてそれらの空
気のかたまシはもちろん位置エネルギーを得る。まだ明
らかに理解されていない理由で、その位置のエネルギー
は、空気のかたまりが地面へ向って加速されるにつれて
、運動エネルギーへ急速に変えられる。時速約８０．５
ｋｍ　（５０マイル）をこえる速さになることがあるそ
の急加速のために、シカゴ大学のフジタ博士により最初
に述べられた、マイクロバーストとして知られている現
象を生ずることがある。

第２図は従来の理論によるマイクロバーストの形成を示
すものである。暖かい乾いた空気のかたまりが大気領域
２４の中に入る。その空気の隔の温度低減率は乾いてい
る空気の断熱温度低減率より低いから、その空気のかた
まりは線２Ｔで示されるように上昇を開始する。その空
気のかたまりに含まれている水蒸気が凝縮すると雲２１
が形成され、ある場合には空気のかたまりは線２Ｔに沿
って地面２２へ向って加速され、マイクロバースト２３
を生ずる。降下した空気が地面に衝突すると、その空気
のかたまシは扇状に拡がる。この状態は「流出」と呼ば
れる。そのような状態の大気中を飛行しようとする航空
機は降下する空気のかたまシの下向きの力と、空気が航
空機から離れる向きに急速に動いているために航空機が
流出領域内に入った時に対気速度の急速な低下とを経験
する。そのような状況の九めに、数多くの人命を奪った
航空機事故が発生している。

以上の説明から、温度低減率を潜在的なマイクロバース
ト状態が存在する時を示す良い指標とすることができる
ことがわかるであろう。この結論が第３図に示されてい
る。線３１は、温度低減率が、−０，００９８℃／ｍ（
高度）（−０，００３℃／ｆｔ（高度））である乾いて
いる空気の断熱温度低減率よυ高い、典型的な安定な大
気の状態を示す。

この場合には、マイクロバーストの確率は非常に低い。

線３２は、前記Ｎ０ＡＡレポートに記載されているＬ−
１０１１マイクロバースト事故の最中に存在した温度低
減率を示すものである。これから明らかにわかるように
、約９１４〜４５７ｍ（約３０００〜ｘｓｏｏｆｔ　）
の高度における温度低減率は一般に乾いている空気の断
熱温度低減率より低い。更に、約４５７ｍ　（約１ｓｏ
ｏｒｔ　）以下では線３２は急速にますます正となシ、
その領域がマイクロバーストからの冷えている流出空気
を含んでいることを示す。

本発明の目的は、航空機に搭載されている従来の航空計
器を用いて実際の温度低減率を計算し、マイクロバース
トの可能性について注意し、警報を与えるために情報を
用いることである。従来のアナログ回路およびコンピュ
ータ技術を用いて、または従来のデジタル技術を用いて
、あるいは従来のハイブリッド・デジタル−アナログ技
術を用いて本発明を実施できる。たとえば、適切に構成
された演算増幅器により加算点と増幅器を実現でき、論
理機能および数学的機能はデジタルコンピュータまたは
それと等しいハードワエアで実現できる。各種のブロッ
クで表されている機能装置は、この分野において周知の
それぞれの各機能ごとに数多くの装置の任意の１つとす
ることができるから、それらについて回路の詳細を示す
必要はないと考えらる。本発明を明確にし、かつ本発明
を理解するために、本発明を全体としてアナログ形式を
用いて説明するが、各徨のアナログ入力がデジタル処理
のためのデジタル信号へ変換される、プログラム可能な
デジタルコンピュータのプログラミングをも同じアナロ
グ形式が表すことが理解されるであろう。

次に第４図を参照する。従来の空気データコンピュータ
３９が高度を表す信号をリード４０と回路点４１を介し
て従来のラッテ４２へ供給する。

それと同時に、高度を表す信号がリード４４に現われ、
それから従来の加算器４５へ供給される。

定数である最初の高度たとえば約３０４８ｍ　（１００
００ｆｔ）を表す信号がリード４３に現われ、その信号
は加算器４５へ加えられる。そうするとその加算器４５
はリード４３と４４を介して加えられた信号の代数和を
リード４６に生ずる。その代数和信号は従来の極性検出
器へ加えられる。極性検出器４７は、リード４６を介し
て加えられた信号の数学的符号を表す信号をリード４８
に生ずる。その極性を表す信号は従来のラッチ４２と８
０を制御する。このようにして、航空機の現在の高度が
おる選択された高度（たとえば約３０４８ｍ　（１００
００ｆｔ））　　より高いとすると、リード４６に出力
される信号の符号は正であるから、極性検出器４７は論
Ｊ！ｉ零をリード４８に出力するから、ラッチ４２と８
０は同期されたモードにある。すなわち、ラッチ４２と
８０のそれぞれの出力ラッチ５０．８１に出力された出
力の値は回路点４１と７８における入力の値と同一であ
る。

所定の増分高度、たとえば約＋３０．５ｍ（約＋１００
ｆｔ）を表す信号がリード５６を介して従来の加算器５
５へ供給される。それと同時に、高度を表す信号がリー
ド４９を介して従来の加算器５１へ供給される。格納さ
れている高度の値を表す信号が従来のラッチ５０へ供給
される。格納されている高度については後で説明する。

加算器５１はリード４９と５０を介して供給された信号
の代数和を回路点５２に生ずる。加算点５２はデルタ高
度、すなわち、現在の高度と格納されている高度の差、
を表す。加算点５２における信号はリード５４を介して
加算器５５へ供給される。加算器５５はリード５６を介
して供給された信号、と、所定の増分高度と、リード５
４上の信号と、デルタ高度との代数和をリード６０に出
力する。リード６０は従来の極性検出器６１へ接続され
る。その極性検出器６０は、リード６０上の信号の数学
的符号が負である、す々わち、デルタ高度信号が所定の
増分高度より小さい時は論理「０」を回路点６２に生ず
るように動作する。それとは逆に、リード６０上の信号
が正である、す力わち、デルタ高度信号が所定の増分高
度より小さい時は論理ｒｌＪを出力する。

上記のような同期モードにない時は、ラッチ４２は信号
を極性検出器６１から回路点８２とリード６３を介して
受ける。ラッチ４２は、リード６３上の信号の値が論理
「１」の時は、回路点４１からの値と、航空機の現在の
実際の高度とを直ちに格納するように常に動作する。そ
の他の場合には、リード６３上の信号の値が論Ｄ「１」
であった時からの最後に格納された値を保持する。ラッ
チ８０も同様に動作し、リード６４上の信号が論理「１
」である時はリード４９上の値が直ちに格納され、その
他の場合には最後に格納された値が用いられる。

この点で、ラッチの動作を例により説明することは好都
合である。航９機の現在の高度が約３３５２．８ｍ　（
ｉｉ０００ｆｔ）　　であって、降下していると仮定す
る。現在の実際の高度が初期化高度である約３０４８ｍ
　（１００００ｆｔ）より高い時に極性検出器４Ｔが論
理「１」を常に出力するから、ラッチ４２と８０は同期
モードにある。したがって、リード５０上の値はリード
４９上の値に正確に等しく、回路点５２に現われる加算
器５１の出力は零である。約−３０４，８ｍ　（−１０
０ｆｔ）である値を有するリード６０が負の入力を極性
検出器６１へ供給する。その入力の極性は負であるから
、回路点６２とリード６３および６４に現われる信号は
論理「０」である。航空機が約３０４８ｍ（１００００
ｆｔ）　　以下に降下すると、極性検出器４７は論理「
１」を出力してラッチ４２．８０の同期モードを無くす
から、それらのラッチは、回路点４１とリードＴ８にそ
れぞれ現われる瞬時値を保持する。

この点では、リード５における値はリード５６における
値、約３０５ｍ　（１００ｆｔ）　、より小さいから、
極性検出器６１への入力は論理「０」である。

航空機が約３０１７ｍ　（９８９９ｆｔ）ｔで降下する
と、リード５４における信号は約３０４８ｍ　（１００
００ｆｔ）−約３０１７ｍ　（９８９９ｆｔ）すなわち
約３１ｍ（１０１ｆｔ）を表す。その約３１　ｍ　（１
０１ｆｔ）はリード５６に現われる約３０．５ｍ（１０
０ｆｔ）より高いから、リード６０に現われる信号の極
性は正でちゃ、シたがって極性検出器６１は論理「１」
を回路点６２とリード６３．６４．１０９，１２５に出
力する。上記のように、極性検出器６１からの論理「１
」出力のために各ラッチがそれの入力端子に加えられた
瞬時値を格納する。したがって、ラッチ４２は約３０１
７ｍ　（９８９９ｆｔ）の値を格納し、ラッチ８０はリ
ード７Ｂに現われる値を１、その値がどのようなもので
あっても、格納する。

極性検出器６１の出力は、降下速度的３１ｍ（ｌＯＯフ
ィート）の各増分変化ごとにパルスの状態を変化させる
ゲート信号として機能する。先に述べたように、そのゲ
ート信号は各ラッチ４２．８０をゲートするため、およ
び第５図に示すようにカクンタ１１０，１２６　への信
号入力として用いられる。同様に、それらのラッチは、
航空機が地面へ向って降下する間に約３０．５ｍ（約１
００ｆｔ）増分ごとに入力値を格納する。この作用によ
り、後の計算において使用すべき値は、航空機が降下す
る時の約３０．５ｒｎ　（１００ｆｔ）増分ごとに格納
される値を基にしていることがわかるであろう。

従来の空気データコ／ピユータ３９は、摂氏でで表示す
る全空気温度（ＴＡＴ）を表わす信号もリード６５を介
して供給する。それと同時に、空気データコンピュータ
３９は、航空機のマツハ数を表す信号をリード６Ｔを介
して回路点６８とり−ド６９へも供給する。静的空気温
度（ＳＡＴ）、または空気の周囲温度を下の式から計算
できることがこの分野において知られている。

ＴＡＴ ＳＡＴ　＝　（１＋。、２Ｍ２） ここに、ＳＡＴ　＝摂氏で表した静的空気温度ＴＡＴ　
＝摂氏で表した全空気温度 Ｍ　＝航空機のマツハ数 である。

航空機の前進運動による空気の圧縮に起因する温度上昇
のために、全空気温度は静的空気温度とは異なる。

上の式は次のようにして解かれる。リード６５に現われ
る全空気温度は従来の割算器６５０分子として供給され
る。マツハ数を表す信号がリード６７として、回路点６
８からり〜ドロ９を介して、および直接に、従来の掛算
器７０へ供給される。

したがって、その掛算器７０の出力は自乗され九マツハ
数を表す。その出力はり−ド７１を介して従来の利得プ
ａツｊγ２へ供給され、そのブロックにおいて定数ｒ２
Ｊが乗ぜられる。利得ブロックγ２の出力は従来の加算
器７４へ供給される。その加ｎ器γ４はそれに供給され
た２つの入力の和をリードＴ５に生ずる。その和は項（
１＋０．２Ｍ勺を表す。リードＴ５は分母値を割算器６
６へ供給する。そうすると、割算器６６は、項（１＋０
．２Ｍ２）で除した全空気温度に対応する。その値は、
先の式から静的空気温度（ＳＡＴ）であることがわかる
。ＳＡＴ　を表わす信号が回路点ＴＴと、リード７８．
７９に現われる。ラッチ８０がラッチ４２と同様に動作
して、航空機の降下中に約３０５ｍ（約１００ｆｔ）ご
とに計算されたＳＡＴの値を格納する。したがって、リ
ード８８に現われる信号はＳＡＴの格納されている値を
表わし、リードＴ９上の信号はＳＡＴの現在の値を表わ
す。それらの信号は従来の加算器８２へ供給される。加
算器８２は、リード８１とＴ９上の信号の代数和を供給
するようＫして動作する。したがって、リード８３に現
われる信号は、現在の測定値と格納されている値の差デ
ルタＳＡＴを表わす。リード８３は分子の値を従来の割
算器８４へ供給する。

航空機の現在の実際の高度と格納されている値（ゾルタ
イ）の差である値が、リード５３を介して割算器８４へ
供給される。し次がって、割算器８４は、デルタＳＡＴ
およびデルタ高度の商、すなわち、高度の変化により除
された温度の変化、を表わす信号を出力する。

したがって、リード８５はＵ生の」（すなわち、ｆ波さ
れていない）温度低減率を表す信号を基準端子Ａに供給
する。

次に第５図を参照する。基準端子Ａは測定された生の温
度低減率値を信号フィルタ１００へ供給する。そのフィ
ルタとしては、当業者に周知の任意の種類の汎用ノイズ
フィルタを用いることができるが、好適な実施例ではカ
ルマン型フィルタを用いる。それの動作の基本について
は後で説明する。

好適な実施例においては、カルマンフィルタへの入力は
生の温度低減率データである。この実施例においては、
この”フィルタのための関連する式％式％ ここに、ＬＨ＝フィルタの出力 （３，３℃／ｍ（Ｃ／ｆｔ　）　） ｔＮ−１＝現在の計算の前のフィルタの最後の出力（３
，３℃／ｍ　（Ｃ／ｆ　ｔ　）　）Ｌｍ＝生の入力温度
低減率データ （３，３℃／ｍ（℃／ｆｔ）） Ｂ　＝次式から計算される係数 である。

ｔ ことに、ＳＬは主温度低減率データの統計的分散、Ｓｍ
は測定誤差の統計的分散である。たとえば、好適な実施
例の一実現例においては、Ｓｍの値は０．００００６４
と経験的に決定された。

生の温度低減率データの統計的分散は次式により決定さ
れる。

ＳＬ＝　（Ｌｍ）２／Ｎ−（ＬｍＡＶＧ）２ここに、Ｌ
ｍは生の温度低減率データ、Ｎはとられる標本の数、（
ＬｍＡｖａ）　　は生の温度低減率データの算術平均の
自乗である。

カルマンフィルタ１００の出力はリード１０１を介して
従来の加算器１０２へ供給される。乾いている空気の断
熱温度低減本釣−０，００９８℃／ｍ（−０，００３℃
／ｆｔ）の値を表す定数がリード１０４を介して加算器
１０２へ供給される。その加算器はリード１０１　と　
１０４を介して加えられた値の代数和をリード１０６　
を介して従来の極性検出器１０７へ供給する。この極性
検出器は、リード１０６に出力された信号の符号が負で
ある時は、論理「１」出力をリード１０８に常に出力す
るように動作する。その他の場合には、その極性検出器
は論理「０」信号をリード１０８　に出力する。

その信号はリード１０８　をカウンタ１１０のリセット
入力端子へ供給され、後で説明するようにして完結する
。

カウンタ１１０　の別の入力端子へは極性検出器６１の
出力がリード１０９を介して供給される。

先に述べたように、極性検出器６１は、降下する高度の
約３０．５ｍ　（１００ｆｔ）の各増分変化に対してそ
れの出力を変化する。したがって、カウンタ１１０は、
約３０．５ｍ（１００ｆｔ）Ｋ対応する状態すなわちパ
ルスサイクルの各変化をカワントする。

カウンタ１１０は、極性検出器６１が論理「１」出力（
たとえば信号の前縁部）をリード１０９に出力した回数
を表わす値をリード１１１　に出力するように動作する
。したがって、リード１１１上の信号は、温度低減率が
乾いている空気の断熱温度低減率より低かった、約３０
．５ｍ（１００ｆｔ）増分の数を表わす。

しかし、カウンタ１１０　のリセット入力端子Ｒに論理
「０」がリード１０８を介して加えられると、カウンタ
１１０は常に零リセットされることに注目すべきである
。したがって、カウンタ１１０の出力は、測定された温
度低減率が乾いている空気の断熱温度低減率より低い、
降下高度の引続く約３０．５ｙｍ　（１００ｆｔ）　　
の増分のカクントを示す。

リード１１１　における値は従来の加算器１１３の１つ
の入力端子へ供給される。それと同時に、−定の値たと
えば「２」がリード１１２を介して加算器１１３へ供給
される。加算器１１２は、リード１１１　と１１２を介
して加えられる信号の代数和を出力するように動作する
。その代数和はリード１１４を介して従来の極性検出器
１１５へ供給される。

極性検出器１１５は、リード１１４上の信号の数学的符
号が正の時には、論理「１」とリード１１６に常に出力
するように動作する。その他の場合には、リード１１６
上に出力される信号は論理「０」である。リード１１６
はリード１３１と１１７へ接続される。リード１３１　
は信号を第５図へ供給して、後述するようにして注意メ
ツセージを航空機の乗員ヘアナワンスする。リード１１
７上の信号は従来の７リツプフロツプ１１ＢのＳＥＴ入
力端子へ供給される。したがって、論理「１」がリード
１１７　に現われると７リツプフロツブ１１８の出力端
子Ｑに論理「１コが現われる。それと同時に、航空機の
車輪にかかる重量セ／す（ＷＯＷ）からの信号がリード
１３３を介してフリップ７０ツブ１１８のＲＩＥＳＥＴ
入゛力端子へ加えられる。この作用により、航空機の車
輪にＩＩｔがかかった時、すなわち、航空機が着陸した
時には、フリップフロップ１１８の出力は常に零である
。

フリップ７０ツブ１１８の出力はり−ド１１９を介して
通常のアンドゲート１２０の１つの入力端子へ供給され
る。

上記動作と同時に、カルマンフィルタ１００の出力がリ
ード１０３を介して通常の加算器１３４へ供給される。

一定の値たとえば＋０．００９８℃／ｍ（＋０．００３
℃／ｆ　ｔ　）がリード１０５を介して加算器１３４へ
供給される。この加算器１３４は、リード１０３と１０
５を介して加えられた信号の代数和をリード１２１へ出
力するように動作する。

リード１２１　に出力された信号は通常の極性検出器１
２２へ供給される。この極性検出器は、リード１２１　
上の信号の数学的符号が正であれば、論理ｒｌＪをリー
ド１２３に出力するように動作する。その信号が負であ
れば、リード１２３に出力される信号は論理「０」であ
る。

リード１２３上の信号はアンドゲート１２０の１つの入
力端子へ供給される。そのアンドゲートの別の入力端子
へはリード１１９上の信号が供給されている。リード１
２３と　１１９に存在する信号が共に論理「１」である
時だけ、通常のアンドゲート１２０　は論理「１」信号
を出力し、他の場合にはリード１２４に出力される信号
は論理「１」である。したがって、リード１２４上の信
号を論理「１」とするために、（ｉ）リード１１７上に
注意状態が存在せねばがらず、（ｉｔ）航空機は飛行し
ていなければならず、（ｉｉｉ）約＋０．００９８℃／
ｍ（＋ｏ、ｏ　ｏ　ａ℃／ｆ　ｔ　）より高い温度低減
率を測定しなければカらない。

リード１２４上の信号はカワ／り１２６のリセット入力
端子へ加えられ、後で説明するようにして動作する。

カワンタ１２６へは極性検出器６１の出力がリード１２
５　を介して加えられる。先に述べたように、降下中の
約３０．５ｍ　（１００ｆｔ）の各増分変化ごとに、極
性検出器６１はそれの出力の状態を変化させる。したが
つ°て、カワンタ１２６は、約３０．５ｒｎ　（１００
ｆｔ）　の増分に対応する状態またはパルスサイクルの
各変化もカクントする。カワンタ１２６は、測定された
温度低減率が乾いた空気の断熱温度低減率より高く、か
つ注意条件が存在する時、すなわち、フリップフロップ
１１Ｂがセットされた時に、カワンタ１２６は、極性検
出器６１が論理「１」をリード１２５に円方した回数を
表す値をリード１２７に出力するように動作する。クリ
ップ７０ツブ１１８は、測定された温度低減率が、降下
中の引続く３回の約３０．５ｍ（１００ｆｔ）の増分変
化に対する乾いた空気の断熱温度低減率より低い時だけ
セットされる。したがって、リード１２７上の信号は、
温度低減率が乾燥空気の断熱温度低減率より高かった約
３０゜５ｍ　（１００ｆｔ）増分の数を宍わす。

しかし、カワンタ１２６のリセット入力端子Ｒヘリード
１２４を介して論理「０」信号が加えられた時は、その
カワンタ１２６は常に零リセットされる。したがって、
カワンタ１２６の出力は、測定された温度低減率が乾い
ている空気の断熱温度低減率より高いような、降下中の
引続く約３０．５ｍ（１００ｆｔ）の増分のカワントを
示す。

ヵヮンタ１２６の出力は通常の加算器１３５の１つの入
力端子へリード１２７を介して供給される。それと同時
に、一定の値たとえば２がリード１２８　を介して加算
器１９５へ供給される。この加算器は、リード１２９　
に出力されるそれの出力が、リード１２７と１２８にお
ける値の代数和であるように、動作する。

リード１２９上の信号は通常の極性検出器１３Ｇへ供給
される。この検出器は、リード１２９上の信号の数学的
符号が、正の時は論理「１」がＩＪ−ド１３２に出力さ
れ、負の時は論理「０」がリード１３２へ出力されるよ
うに動作する。リード１３２上におけるリード１３２は
マイクロバースト状況が起り得るという警報状態を示す
。

次に第６図を参照して、注意条件の状態が第５図からリ
ード２００に現われる。リード２００上の論理「１」は
マイクロバーストの可能性を示す。

というのは、乾いてｂる空気の断熱温度低減率より低い
温度低減率が３回起きたことが第５図のカワンタ１１０
によりカワントされたからである。

計算された温度低減率が乾いている空気の断熱温度低減
率より高いか、それに等しいとすると、リード２００上
の信号は論理ｒＯＪである。

リード２００上の信号は回路点２０２とリード２０５へ
供給される。リード２０５に供給された信号は、「風の
シャ注意」と記入されているコハク色の灯を有する風の
シャ灯組立体２０６へ供給される。したがって、リード
２００上の論理ｒｌＪ信号は風のシャメツセージを照明
して航空機の乗員へ表示する。それと同時に、リード２
００上の信号は回路点２０２を経てリード２０３，２０
４へ送られる。リード２０３へ送られた信号は、リード
２００上の信号を基にして、他の風のシャまた線論理に
より使用できる。この情報を利用できる装置の一例が、
前記米国特許第４，５９３，２８５号明細書に記載され
ている警報装置である。

リード２０１　は第５図から発生された警報論理信号を
伝える。以上の説明から明らかなように、警報メツセー
ジは、（１）約−０，００９８℃／ｍ（−０，００３’
Ｃ／ｆ　ｔ　’）より低い温度低減率が降下中に少くと
も３回連続して測定されたこと、（ｉｉ）航空機が飛行
していること、ｃｏａ）最近の３回の測定が、約十０．
００９８℃／ｍ　（＋０．００３℃／ｆ　ｔ　）　　よ
り高い温度低減率を示したこと、を指示する。それらの
条件は、航空機が、存在しているマイクロバーストの冷
たい流出空気中に流されたことを示す。

リード２０１上の信号は回路点２０９へ供給され、リー
ド２１０上の信号は風のシャ灯組立体２０６と赤色灯２
０８へ供給される。赤色灯２０８は、リード２０１上の
値が論理「１」の時は点灯されて、マイクロバーストの
冷い流出空気内に航空機が流されたことを航空機の乗員
へ指示する。それと同時に、リード２０１上の値が回路
２０９　と、リード２１１，２１２　を介して音声合成
器２１３へ供給される。その音声合成器２１３としては
、連続ループテープレコーダを含めて、人の声に似た音
響出力を発生する任意の手段で構成できるが、好適な実
施例においては、現在容易に入手できる市販の電子チッ
プで構成される。音声合成器２１３は、人の声に似た音
で「風のシャ　風のシャ　風のシャ」という言葉を発す
る大きさおよび周波数を有する電圧をリード２１４と通
常のスピーカ２１５　を介して発生する。そのような表
示は乗員の注意を容易にひいて、危険が起シそうである
ことを警報する。

リード２０１上の信号を回路点２０９を介して受けたり
一ド２１１は、空港のターミナルによ９機上の無線リン
クへその信号を周知のやシ方で供給できる。そのような
情報は、本発明の装置を搭載していない他の航空機へ、
マイクロバースト発生の危険があることを知らせるため
に使用できる。

リード２０１上の値を回路点２０９　とリード２１１を
介して受けたリード２１６は、注意メツセージについて
上で述べたようにして、機上の他の風のシャ検出装置で
使用できる。

以上の説明から、本発明により下記の利点が得られるこ
とがわかるでおろう。

（１）航空機が所定の初期化高度以下に航空機が降下す
る時に、約３０．５ｍ（約１００ｆｔ）ごとに温度低減
率が計算される。

（２）　　計算された温度低減率をＦ波して望ましくな
いノイズを除去する。

（３）Ｆ波された温度低減率が乾いている空気の断熱温
度低減率と比較し、Ｆ波された温度低減率が乾いている
空気の断熱温度低減率よυ低いことが連続して３回起き
た時に、注意メツセージが発生される。

（４）注意メツセージが発生され、その後でＦ波された
温度低減率が、連続３回発生に対する所定の値より高い
とすると、航空機がマイクロバースト内に流されたこと
を示す警報メツセージが発生される。

（５）乗員に警報するために操縦席内の警報灯を点灯し
、告知の信頼度を高くするために、機上搭載の他の風の
シャ検出装置の感度および論理を変えるため、および空
域内の他の航空機にマイクロバーストが起る可卵性を警
告するために空港のターミナルとの機上搭°賦無線リン
クで使用するために使用できる。

以上本発明を好適な実施例について説明したが、第４図
、第５図および第６図に示すブロック図は、コンピュー
タに含まれているソフトワエアとハードワエアの組合わ
せで実現できることが当業者はわかるであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は少量の空気に対する温度低減率の影響を示すグ
ラフ、第２図はマイクロバースト風のシャの周囲の全体
的な大気現象を示すグラフ、第３図は安定な温度低減率
を、１９８５年８月２日のダラスーフオート・ワース国
際空港におけるＬ−１０１１航空機の事故中に測定され
た温度低減率を比較したグラフ、第４図乃至第６図は本
発明の装置のブロック図である。 ３９・）壽＠自コンピュータ、４５，５１，５５゜ノ ？　４　、８２　、１０２，１１３，１３４．ｊ３５・
・・・加算器、４２，８０・・・・ラッチ、４７，６１
゜ＩＯ２，１１５，１２２，１３０・・・・極性検出器
、６６．８４−・・・割算器、ＴＯ・・・・掛算器、１
００・・・・カルマンフィルタ、１ｉ０，１２６−＠−
・カワンタ、２０６・・・・　風のシャ灯組立体、２１
３・・・・音声合成器。 特許出願人　　ハネワエル・インコーボレーテツド復代
理人　山川政樹（ほか２名） 依拠 礎ざ ＼ ヤ１ Ｐ′ｉｇ。 Ｆｉｇ。

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. （１）航空機用の降下中の経験的温度低減率を決定する
   第１の手段と、 前記経験的温度低減率を選択された第１の温度低減率と
   比較し、前記経験的温度低減率が前記第１の温度低減率
   より低い時は常に第１の信号指示を供給する第２の手段
   と、 を備えることを特徴とする航空機用の風のシヤ検出装置
   。
2. （２）航空機の降下中の経験的温度低減率を決定する第
   １の手段と、 第１の選択された降下中に、前記経験的温度低減率を選
   択された第１の温度低減率と比較し、前記経験的温度低
   減率が前記第１の温度低減率より低い時は常に第１の信
   号指示を供給する第２の手段と、 前記第１の選択された降下よりも低い高度における第２
   の選択された降下中に、前記経験的温度低減率を選択さ
   れた第２の温度低減率と比較し、前記経験的温度低減率
   が前記第２の温度低減率より高い時は常に第２の信号指
   示を供給する第３の手段と、 前記第１の信号指示および前記第２の信号指示に応答し
   て、前記航空機の降下中に、（ｉ）前記経験的温度低減
   率が前記第１の選択された温度低減率より低く、それに
   続いて（ｉｉ）前記経験的温度低減率が前記第２の温度
   低減率より高い、という大気状態が存在する時に常にあ
   る信号指示を行う第４の手段と、 を備えることを特徴とする航空機用の風のシヤ検出装置
   。
3. （３）高度と、全空気温度と、航空機の対気速度とを示
   す出力信号を供給する航空機検出手段と、前記高度信号
   に応答して、前記航空機の高度の選択された降下高度増
   分の各発生ごとにゲート信号を供給する手段と、 前記ゲート信号と、前記全空気温度信号と、前記対気速
   度信号とに応答して各前記降下高度増分中の経験的温度
   低減率を表す出力信号を供給する手段と、 前記経験的温度低減率が第１の選択された温度低減率よ
   り低い時に前記降下高度増分に対応する引続くゲート信
   号をカウントし、第１の選択されたカウント値をこえた
   それのカウントを示す第１の信号を供給する手段と、 前記経験的温度低減率が第２の選択された温度低減率よ
   り高い時に前記降下高度増分に対応する引続くゲート信
   号をカウントし、第２の選択されたカウント値をとえた
   それのカウントを示す第２の信号を供給する手段と、 前記第１の信号および前記第２の信号に応答して前記航
   空機の降下中に、（ｉ）前記経験的温度低減率が前記第
   １の選択された温度低減率より低く、それに続いて（ｉ
   ｉ）前記経験的温度低減率が前記第２の温度低減率より
   高い、という状態を表す第３の出力信号を供給する手段
   と、 を備えることを特徴とする航空機用の風のシヤ検出装置
   。
4. （４）航空機用の上昇中の経験的温度低減車を決定する
   第１の手段と、 前記経験的温度低減率を選択された第１の温度低減率と
   比較し、前記経験的温度低減率が前記第１の温度低減率
   より低い時は常に第１の信号指示を供給する第２の手段
   と、 を備えることを特徴とする航空機用の風のシヤ検出装置
   。