JPH08310492A - エーロフォイルの気流剥離を示す振動性現象またはセンサ共通モード振動性故障を検知して始動コマンドを生成する方法 - Google Patents
エーロフォイルの気流剥離を示す振動性現象またはセンサ共通モード振動性故障を検知して始動コマンドを生成する方法Info
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- JPH08310492A JPH08310492A JP8117390A JP11739096A JPH08310492A JP H08310492 A JPH08310492 A JP H08310492A JP 8117390 A JP8117390 A JP 8117390A JP 11739096 A JP11739096 A JP 11739096A JP H08310492 A JPH08310492 A JP H08310492A
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- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
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- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
-
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- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 気流の剥離を表わす振動性現象またはセンサ
共通モード振動故障を検知するための方法および装置を
提供する。 【解決手段】 エーロフォイル両面の圧力差を検出する
トランスデューサの振動を帯域フィルタ処理し帯域外の
振動を取除く。帯域内でプラスマイナスのしきい値を超
える振動のピークでパルスを生成しカウントする。カウ
ンタ値は、交互のピークが最小周波数の２分の１サイク
ル内に検出されないとデクリメントされる。カウントが
しきい値を超えると、ラッチをセットする。これにより
トランスデューサからのデータに依存する動作を禁止す
るために使用できるコマンドを生成する。代替的な経路
で制御部品の位置（方向舵のペダルの位置等）を検出
し、トランスデューサの振動状態を作り出す可能性があ
る極限値に達する場合ラッチをセットする。所定の時間
振動状態が収まればラッチをリセットする。
共通モード振動故障を検知するための方法および装置を
提供する。 【解決手段】 エーロフォイル両面の圧力差を検出する
トランスデューサの振動を帯域フィルタ処理し帯域外の
振動を取除く。帯域内でプラスマイナスのしきい値を超
える振動のピークでパルスを生成しカウントする。カウ
ンタ値は、交互のピークが最小周波数の２分の１サイク
ル内に検出されないとデクリメントされる。カウントが
しきい値を超えると、ラッチをセットする。これにより
トランスデューサからのデータに依存する動作を禁止す
るために使用できるコマンドを生成する。代替的な経路
で制御部品の位置（方向舵のペダルの位置等）を検出
し、トランスデューサの振動状態を作り出す可能性があ
る極限値に達する場合ラッチをセットする。所定の時間
振動状態が収まればラッチをリセットする。
Description
【０００１】
【技術の分野】この発明は操縦システムに関し、かつよ
り詳細には航空機の操縦システムに関する。
り詳細には航空機の操縦システムに関する。
【０００２】
【発明の背景】今日まで、航空機の方向を制御する装置
（たとえば補助翼、昇降舵、および方向舵）を制御する
ためのさまざまなシステムが開発されてきた。近年、フ
ライ・バイ・ワイヤ操縦システムが開発され、民間をは
じめ他のジェット航空輸送機を含むさまざまな航空機に
おいて、ケーブルと液圧による操縦システムに取って代
わるようになった。飛行機にどのような操縦システムを
組込むかに関係なく、特に民間ジェット機の場合問題に
なるのは突風や乱気流がある際の後部客席の乗り心地で
ある。
（たとえば補助翼、昇降舵、および方向舵）を制御する
ためのさまざまなシステムが開発されてきた。近年、フ
ライ・バイ・ワイヤ操縦システムが開発され、民間をは
じめ他のジェット航空輸送機を含むさまざまな航空機に
おいて、ケーブルと液圧による操縦システムに取って代
わるようになった。飛行機にどのような操縦システムを
組込むかに関係なく、特に民間ジェット機の場合問題に
なるのは突風や乱気流がある際の後部客席の乗り心地で
ある。
【０００３】はっきりした突風や乱気流の中で飛行して
いる場合、民間および他の輸送航空機のキャビンの後部
では、前方および中央に比べて横方向の加速が高いレベ
ルになる。横方向の加速のレベルが増大するということ
は乗客にとって乗り心地という点から不快であるのみな
らず、民間ジェット航空機は、多くの場合調理室が後部
に位置しているため、乗務員にとっても作業がしにくい
環境になる。民間ジェット航空機の場合はっきりした突
風や乱気流によって後部客席により高い横方向の加速が
発生するのは、航空機の胴体の剛体風見安定および可撓
体曲げ性によるものである。この後部客席の横方向の加
速が高くなる主な原因は航空機の垂直安定板に衝突する
突風および乱気流の横方向の成分により生じる横方向の
力である。当業者には周知のとおり、機体後部の横方向
の加速は突風および乱気流の際に航空機の垂直安定板の
効果を低減するかまたは打消すことによってかなり低減
できる。
いる場合、民間および他の輸送航空機のキャビンの後部
では、前方および中央に比べて横方向の加速が高いレベ
ルになる。横方向の加速のレベルが増大するということ
は乗客にとって乗り心地という点から不快であるのみな
らず、民間ジェット航空機は、多くの場合調理室が後部
に位置しているため、乗務員にとっても作業がしにくい
環境になる。民間ジェット航空機の場合はっきりした突
風や乱気流によって後部客席により高い横方向の加速が
発生するのは、航空機の胴体の剛体風見安定および可撓
体曲げ性によるものである。この後部客席の横方向の加
速が高くなる主な原因は航空機の垂直安定板に衝突する
突風および乱気流の横方向の成分により生じる横方向の
力である。当業者には周知のとおり、機体後部の横方向
の加速は突風および乱気流の際に航空機の垂直安定板の
効果を低減するかまたは打消すことによってかなり低減
できる。
【０００４】これまで、従来のモード抑制システムが、
民間ジェット航空機の後部客席における乱気流および突
風の効果を低減するために開発されてきた。モード抑制
システムは側面の横負荷を検知するために横方向の加速
度計を採用している。こうして検知した情報を使用して
乱気流および突風に対する可撓体の反応を低減するよう
に設計された方向舵のコマンドを発生するのである。モ
ード抑制システムによって生成された信号は、フィルタ
処理されて飛行機の機体（胴体）の可撓性曲げモード周
波数、つまり２から４Ｈｚの範囲にある第１の機体曲げ
モード周波数を外れる信号の成分を取除かれる。モード
抑制システムは、はっきりした突風および乱気流が原因
で機体が振動し始めると、機体の振動に減衰を加えるの
で、モード抑制システムは可撓性結合による動きを防止
するというよりはこういった動きを低減することにな
る。
民間ジェット航空機の後部客席における乱気流および突
風の効果を低減するために開発されてきた。モード抑制
システムは側面の横負荷を検知するために横方向の加速
度計を採用している。こうして検知した情報を使用して
乱気流および突風に対する可撓体の反応を低減するよう
に設計された方向舵のコマンドを発生するのである。モ
ード抑制システムによって生成された信号は、フィルタ
処理されて飛行機の機体（胴体）の可撓性曲げモード周
波数、つまり２から４Ｈｚの範囲にある第１の機体曲げ
モード周波数を外れる信号の成分を取除かれる。モード
抑制システムは、はっきりした突風および乱気流が原因
で機体が振動し始めると、機体の振動に減衰を加えるの
で、モード抑制システムは可撓性結合による動きを防止
するというよりはこういった動きを低減することにな
る。
【０００５】最近、乱気流や突風が原因で起こる航空機
の後部客席の横方向への望ましくない動きを低減するた
めの方法および装置が開発されているが、この装置は垂
直安定板圧力差センサで信号を生成して、この信号を使
用して垂直安定板の負荷を軽減する方向に垂直安定板上
の方向舵を動かす。ロバート・ジェイ・ブリーグによる
「乱気流および突風により生じる航空機の負荷を低減す
る装置および方法」という名称の米国特許第５，３７
５，７９４号（これ以降′７９４号特許と称す）を参
照。なおその主題についてここに引用により援用す
る。′７９４号特許に記載の方法および装置では航空機
のダッチロール周波数域以上の突風および乱気流に対応
するフィルタ処理された方向舵コマンドを生成する。こ
のフィルタは１ｒａｄ／ｓｅｃに等しい角周波数ｆc を
有する。この角周波数は突風および乱気流の際の垂直安
定板負荷軽減と航空機の良好な操作性との間で最良の均
衡をとるために選択されたものである。
の後部客席の横方向への望ましくない動きを低減するた
めの方法および装置が開発されているが、この装置は垂
直安定板圧力差センサで信号を生成して、この信号を使
用して垂直安定板の負荷を軽減する方向に垂直安定板上
の方向舵を動かす。ロバート・ジェイ・ブリーグによる
「乱気流および突風により生じる航空機の負荷を低減す
る装置および方法」という名称の米国特許第５，３７
５，７９４号（これ以降′７９４号特許と称す）を参
照。なおその主題についてここに引用により援用す
る。′７９４号特許に記載の方法および装置では航空機
のダッチロール周波数域以上の突風および乱気流に対応
するフィルタ処理された方向舵コマンドを生成する。こ
のフィルタは１ｒａｄ／ｓｅｃに等しい角周波数ｆc を
有する。この角周波数は突風および乱気流の際の垂直安
定板負荷軽減と航空機の良好な操作性との間で最良の均
衡をとるために選択されたものである。
【０００６】′７９４号特許に記載の方法および装置
は、モード抑制システムを実質的に改善するものである
が、特にフライ・バイ・ワイヤ航空機操縦システムにお
いて使用する場合には改善の余地がある。′７９４号特
許に記載の一般型を改善した方法および装置が、本件と
同時に出願の、ウィリアム・エフ・ブライアント他によ
る、「乱気流および突風による後部座席の望ましくない
横方向の動きおよび航空機のロール・ヨー転覆を軽減す
るための方法および装置」という名称の米国特許出願
（開示ＢＯＣＯ１８４１７）に記載されている。なおそ
の主題についてここに引用により援用する。
は、モード抑制システムを実質的に改善するものである
が、特にフライ・バイ・ワイヤ航空機操縦システムにお
いて使用する場合には改善の余地がある。′７９４号特
許に記載の一般型を改善した方法および装置が、本件と
同時に出願の、ウィリアム・エフ・ブライアント他によ
る、「乱気流および突風による後部座席の望ましくない
横方向の動きおよび航空機のロール・ヨー転覆を軽減す
るための方法および装置」という名称の米国特許出願
（開示ＢＯＣＯ１８４１７）に記載されている。なおそ
の主題についてここに引用により援用する。
【０００７】′７９４号特許および上に述べた特許出願
に記載の装置および方法に関する潜在的な問題の１つ
は、これらの装置および方法によって行なわれる方向舵
の修正制御によって、垂直安定板圧力差が検知された場
所で気流の剥離が発生したりすると方向舵の動きが許容
可能な構造上の限界を超えてしまう可能性がある点であ
る。本発明は、エーロフォイル気流剥離および／または
エーロフォイル気流剥離を生じさせる可能性がある他の
航空機の状態を検知するための方法および装置を提供
し、かつ′７９４号特許または先に述べた特許出願に記
載のタイプの操縦システムによって生成される方向舵の
修正コマンドのような選択された操縦機能を不活性化す
るのに適した制御信号を提供することを目的とする。
に記載の装置および方法に関する潜在的な問題の１つ
は、これらの装置および方法によって行なわれる方向舵
の修正制御によって、垂直安定板圧力差が検知された場
所で気流の剥離が発生したりすると方向舵の動きが許容
可能な構造上の限界を超えてしまう可能性がある点であ
る。本発明は、エーロフォイル気流剥離および／または
エーロフォイル気流剥離を生じさせる可能性がある他の
航空機の状態を検知するための方法および装置を提供
し、かつ′７９４号特許または先に述べた特許出願に記
載のタイプの操縦システムによって生成される方向舵の
修正コマンドのような選択された操縦機能を不活性化す
るのに適した制御信号を提供することを目的とする。
【０００８】
【発明の要約】この発明によれば、気流剥離を表わす振
動信号を検知しかつ禁止コマンドを生成するための方法
および装置が提供される。エーロフォイル（たとえば航
空機の垂直安定板）の対向する両側に生じる圧力差を検
知する圧力差トランスデューサによって生成される信号
をモニタする。プラスとマイナスとのしきい値を交互に
超える予め定められた周波数帯域にある圧力差信号の振
動がカウントされるパルスを生成する。カウント値は最
小帯域周波数の１／２サイクルに必要な間隔の間に交互
のピークが検知されない場合ごとにデクリメントされ
る。特定の回数のサイクルにわたり許容可能なカウント
しきい値を超えた場合には、ラッチがセットされる。ラ
ッチをセットすることで、圧力差トランスデューサによ
って生成されるデータに依存するシステムの動作を禁止
するために使用することができるコマンドが生成され
る。
動信号を検知しかつ禁止コマンドを生成するための方法
および装置が提供される。エーロフォイル（たとえば航
空機の垂直安定板）の対向する両側に生じる圧力差を検
知する圧力差トランスデューサによって生成される信号
をモニタする。プラスとマイナスとのしきい値を交互に
超える予め定められた周波数帯域にある圧力差信号の振
動がカウントされるパルスを生成する。カウント値は最
小帯域周波数の１／２サイクルに必要な間隔の間に交互
のピークが検知されない場合ごとにデクリメントされ
る。特定の回数のサイクルにわたり許容可能なカウント
しきい値を超えた場合には、ラッチがセットされる。ラ
ッチをセットすることで、圧力差トランスデューサによ
って生成されるデータに依存するシステムの動作を禁止
するために使用することができるコマンドが生成され
る。
【０００９】本発明のさらなる局面によれば、交流トラ
ンスデューサが操縦装置（航空機の方向舵ペダルなど）
の位置を検知して、その操縦装置の位置が圧力差トラン
スデューサ信号の振動が起こるような極限値に達した場
合にはラッチをセットする。
ンスデューサが操縦装置（航空機の方向舵ペダルなど）
の位置を検知して、その操縦装置の位置が圧力差トラン
スデューサ信号の振動が起こるような極限値に達した場
合にはラッチをセットする。
【００１０】本発明の他の局面によれば、振動が収まる
と、予め定められた遅延時間の後ラッチをリセットし、
禁止された操縦機能を再許可することができる。
と、予め定められた遅延時間の後ラッチをリセットし、
禁止された操縦機能を再許可することができる。
【００１１】上に述べた要約から容易にわかるように、
本発明は、検知した信号の振動を検出しかつ検知した情
報を利用して、検知信号に依存するシステムの動作を禁
止するために使用することができるコマンドを生成する
周波数／振幅モニタを提供するものである。圧力差セン
サ信号の振動は気流の剥離を表わすものであるから、本
発明を、航空機の翼または水平および垂直安定板等の揚
力面上に気流の剥離が発生する際に航空機操縦システム
禁止コマンドを生成するために使用することができる。
より詳細には、垂直安定板等の揚力発生装置が最大揚力
に近づくと、揚力発生装置を横切る気流が交互に剥離し
たり再付着したりして、装置を横切る振動圧力差信号を
生成する可能性が生じる。この発明によれば、このよう
な情報を使用して揚力発生装置、つまり垂直安定板のた
めの操縦システムが許容構造限度を超えるような補償の
ための方向舵の動きを発生させないようにする。つま
り、振動性の動きを検知して航空機の構造的完全性に対
しマイナスの衝撃を与える可能性がある操縦機能の動作
を禁止するコマンドを生成する。さらに、この振動性の
状態が収まると、予め定められた遅延期間を経てモニタ
をリセットし、操縦機能を再び許可する。気流の剥離は
一時的な現象であり、極限の操縦状態にのみ起きるの
で、飛行のバランスに関する操縦機能を不能化すること
なしに、モニタリセット論理によって一時的禁止を可能
にする。周波数／振幅モニタはすべての揚力面上の気流
の剥離または関連のある周波数域におけるセンサ共通モ
ード振動性故障を検知する。
本発明は、検知した信号の振動を検出しかつ検知した情
報を利用して、検知信号に依存するシステムの動作を禁
止するために使用することができるコマンドを生成する
周波数／振幅モニタを提供するものである。圧力差セン
サ信号の振動は気流の剥離を表わすものであるから、本
発明を、航空機の翼または水平および垂直安定板等の揚
力面上に気流の剥離が発生する際に航空機操縦システム
禁止コマンドを生成するために使用することができる。
より詳細には、垂直安定板等の揚力発生装置が最大揚力
に近づくと、揚力発生装置を横切る気流が交互に剥離し
たり再付着したりして、装置を横切る振動圧力差信号を
生成する可能性が生じる。この発明によれば、このよう
な情報を使用して揚力発生装置、つまり垂直安定板のた
めの操縦システムが許容構造限度を超えるような補償の
ための方向舵の動きを発生させないようにする。つま
り、振動性の動きを検知して航空機の構造的完全性に対
しマイナスの衝撃を与える可能性がある操縦機能の動作
を禁止するコマンドを生成する。さらに、この振動性の
状態が収まると、予め定められた遅延期間を経てモニタ
をリセットし、操縦機能を再び許可する。気流の剥離は
一時的な現象であり、極限の操縦状態にのみ起きるの
で、飛行のバランスに関する操縦機能を不能化すること
なしに、モニタリセット論理によって一時的禁止を可能
にする。周波数／振幅モニタはすべての揚力面上の気流
の剥離または関連のある周波数域におけるセンサ共通モ
ード振動性故障を検知する。
【００１２】
【好ましい実施例の詳細な説明】以下の説明によりより
明らかになるが、本発明は「フライ・バイ・ワイヤ」航
空機操縦システムにおいて使用するために設計されてお
りかつこのシステムとの関連において説明しているが、
必要があれば他のタイプの航空機操縦システムに組込む
ことができる点を理解されたい。
明らかになるが、本発明は「フライ・バイ・ワイヤ」航
空機操縦システムにおいて使用するために設計されてお
りかつこのシステムとの関連において説明しているが、
必要があれば他のタイプの航空機操縦システムに組込む
ことができる点を理解されたい。
【００１３】さらに、従来技術と同様、本発明は特定の
機能を達成するために設計された別々のブロックを含む
制御法則の形で図示および説明されているが、さまざま
な形で実現できることを理解されたい。たとえば、ここ
に説明する制御法則のさまざまな機能は適当にプログラ
ムしたデジタルコンピュータシステムによって行なうこ
とができる。またこの機能はデジタルまたはアナログ回
路によっても実現され得る。
機能を達成するために設計された別々のブロックを含む
制御法則の形で図示および説明されているが、さまざま
な形で実現できることを理解されたい。たとえば、ここ
に説明する制御法則のさまざまな機能は適当にプログラ
ムしたデジタルコンピュータシステムによって行なうこ
とができる。またこの機能はデジタルまたはアナログ回
路によっても実現され得る。
【００１４】図面には、たとえばボーイング７７７等の
航空機の垂直安定板１１に結合された本発明によるモニ
タを示す。以下の説明により明らかになるが、このモニ
タは２つの異なる入力に対し反応する。１つの入力は、
圧力差センサの振動が、エーロフォイルを横切る気流の
剥離が生じようとしていることを示している場合にモニ
タを始動させるものである。もう１つの入力は、航空機
の方向舵ペダル等の制御部品が、圧力差センサ振動が起
きる可能性が高い極限の位置に移動する際にモニタを始
動させる。
航空機の垂直安定板１１に結合された本発明によるモニ
タを示す。以下の説明により明らかになるが、このモニ
タは２つの異なる入力に対し反応する。１つの入力は、
圧力差センサの振動が、エーロフォイルを横切る気流の
剥離が生じようとしていることを示している場合にモニ
タを始動させるものである。もう１つの入力は、航空機
の方向舵ペダル等の制御部品が、圧力差センサ振動が起
きる可能性が高い極限の位置に移動する際にモニタを始
動させる。
【００１５】従来技術と同様、垂直安定板１１は方向舵
１３を含む。モニタは、垂直安定板１１の１０％翼弦線
に沿って装着された圧力差トランスデューサ１５からの
信号を受ける。より詳細には、圧力差センサ１５は垂直
安定板１１の対向する両側の圧力を検知してΔＰで示す
圧力差信号を生成する。ここで、本件と同時出願の、ウ
ィリアム・エフ・ブライアント他による「乱気流および
突風による後部客席の望ましくない横方向の動きおよび
航空機のロール・ヨー転覆を低減するための方法および
装置」という名称の米国特許を参照されたい（ＢＯＣＯ
１８４１７）。なおその主題についてはここに引用によ
り援用しており、圧力差トランスデューサ１５の位置に
ついてより詳細な情報については同出願を参照。
１３を含む。モニタは、垂直安定板１１の１０％翼弦線
に沿って装着された圧力差トランスデューサ１５からの
信号を受ける。より詳細には、圧力差センサ１５は垂直
安定板１１の対向する両側の圧力を検知してΔＰで示す
圧力差信号を生成する。ここで、本件と同時出願の、ウ
ィリアム・エフ・ブライアント他による「乱気流および
突風による後部客席の望ましくない横方向の動きおよび
航空機のロール・ヨー転覆を低減するための方法および
装置」という名称の米国特許を参照されたい（ＢＯＣＯ
１８４１７）。なおその主題についてはここに引用によ
り援用しており、圧力差トランスデューサ１５の位置に
ついてより詳細な情報については同出願を参照。
【００１６】圧力差トランスデューサ信号ΔＰを航空機
の空気データコンピュータ１７が生成するｑc で示す衝
撃圧力信号で除算する。これについてはブロック１９を
参照。先に述べた特許出願にも記載のとおり、ΔＰをｑ
c で除算することによって対気速度利得補償が得られ
る。この除算の答がΔＣp で示す圧力差係数である。Δ
Ｃp はつまり現在の飛行状況についてスケーリングし
た、圧力差センサ１５により生成されたΔＰデータから
計算した圧力差係数である。航空機操縦システムの技術
分野の当業者には明らかだが、ΔＰをスケーリングする
ことが必要なのは、空気が垂直安定板に対し負荷を与え
るため、乱気流および突風を軽減するために使用する方
向舵の変位の量が衝撃圧力変数ｑc および圧力トランス
デューサ１５により生成される信号の実際の値の関数だ
からである。本発明を利用する他の状況では、圧力差ト
ランスデューサにより生成される信号の異なるスケーリ
ングが必要となるかもしれないことは明らかである。
の空気データコンピュータ１７が生成するｑc で示す衝
撃圧力信号で除算する。これについてはブロック１９を
参照。先に述べた特許出願にも記載のとおり、ΔＰをｑ
c で除算することによって対気速度利得補償が得られ
る。この除算の答がΔＣp で示す圧力差係数である。Δ
Ｃp はつまり現在の飛行状況についてスケーリングし
た、圧力差センサ１５により生成されたΔＰデータから
計算した圧力差係数である。航空機操縦システムの技術
分野の当業者には明らかだが、ΔＰをスケーリングする
ことが必要なのは、空気が垂直安定板に対し負荷を与え
るため、乱気流および突風を軽減するために使用する方
向舵の変位の量が衝撃圧力変数ｑc および圧力トランス
デューサ１５により生成される信号の実際の値の関数だ
からである。本発明を利用する他の状況では、圧力差ト
ランスデューサにより生成される信号の異なるスケーリ
ングが必要となるかもしれないことは明らかである。
【００１７】圧力差係数ΔＣp はブロック２１により示
されるとおり帯域フィルタ処理されて関連のある帯域を
外れる振動を排除する。この帯域フィルタによってω1
を下回りかつω2 を上回る振幅は減衰される。こうし
て、ω1 からω2 の周波数域がモニタの動作帯域となり
かつこの帯域は発明の特定の応用に応じて変更される。
されるとおり帯域フィルタ処理されて関連のある帯域を
外れる振動を排除する。この帯域フィルタによってω1
を下回りかつω2 を上回る振幅は減衰される。こうし
て、ω1 からω2 の周波数域がモニタの動作帯域となり
かつこの帯域は発明の特定の応用に応じて変更される。
【００１８】上の境界であるω2 は翼面操縦装置の帯域
幅に基づくものである。図に示した本発明の実施例の場
合には、ω2 は方向舵アクチュエータの帯域幅に等しく
設定されている。下の境界であるω1 は、操縦機能の通
常の動作周波数より上に選択されかつこの周波数を超え
る圧力差センサおよび／または制御装置の反応は望まし
くないまたは通常でないということを前提として選択さ
れている。図面に示す本発明の実施例については、ω1
はおよそ２．０Ｈｚに設定されており、この周波数は予
想される乱気流および突風の周波数範囲より高いが、航
空機の第１の機体曲げモードよりも低くなっている。
幅に基づくものである。図に示した本発明の実施例の場
合には、ω2 は方向舵アクチュエータの帯域幅に等しく
設定されている。下の境界であるω1 は、操縦機能の通
常の動作周波数より上に選択されかつこの周波数を超え
る圧力差センサおよび／または制御装置の反応は望まし
くないまたは通常でないということを前提として選択さ
れている。図面に示す本発明の実施例については、ω1
はおよそ２．０Ｈｚに設定されており、この周波数は予
想される乱気流および突風の周波数範囲より高いが、航
空機の第１の機体曲げモードよりも低くなっている。
【００１９】帯域フィルタは本質的には２つの周波数帯
域、すなわちω1 より低い帯域とω 2 より高い帯域にあ
る振動を拒絶または除去する。ω1 を下回る周波数域で
の圧力振動は、概ねこの周波数域に周波数スペクトルを
有する乱気流および突風によるものである。′７９４号
特許および先に述べた特許出願に記載の方法および装置
は乱気流および突風による航空機の後部客席における望
ましくない横方向の動きを低減するように設計されてい
る。本発明は望ましくない横方向の動きを低減するため
に設計された方向舵修正コマンドの生成を禁止しないよ
うに設計されているので、乱気流および突風により生じ
るかもしれない振動は、このような振動によって禁止コ
マンドが生成されないように、拒絶する必要がある。こ
れは、ω 1 を乱気流や突風の周波数域より上に選ぶこと
によって行なわれる。
域、すなわちω1 より低い帯域とω 2 より高い帯域にあ
る振動を拒絶または除去する。ω1 を下回る周波数域で
の圧力振動は、概ねこの周波数域に周波数スペクトルを
有する乱気流および突風によるものである。′７９４号
特許および先に述べた特許出願に記載の方法および装置
は乱気流および突風による航空機の後部客席における望
ましくない横方向の動きを低減するように設計されてい
る。本発明は望ましくない横方向の動きを低減するため
に設計された方向舵修正コマンドの生成を禁止しないよ
うに設計されているので、乱気流および突風により生じ
るかもしれない振動は、このような振動によって禁止コ
マンドが生成されないように、拒絶する必要がある。こ
れは、ω 1 を乱気流や突風の周波数域より上に選ぶこと
によって行なわれる。
【００２０】ω2 の方向舵アクチュエータの帯域は当然
ω2 を超える周波数域での圧力振動を減衰することにな
る。結果として、方向舵はω2 を超える領域での周波数
コマンドに応答しないことになる。こうして、本発明で
はω2 を超える周波数域での振動を検出したりまたこの
ような振動に応答する必要がない。
ω2 を超える周波数域での圧力振動を減衰することにな
る。結果として、方向舵はω2 を超える領域での周波数
コマンドに応答しないことになる。こうして、本発明で
はω2 を超える周波数域での振動を検出したりまたこの
ような振動に応答する必要がない。
【００２１】要約すれば、振動圧力差信号が許容可能な
構造上の限界を超える方向舵の動きを生じさせ得る方向
舵コマンドを作り出す可能性があるのはω2 を下回る周
波数域のみである。ω1 を下回る振動は、気流の剥離で
はなく、乱気流や突風によって生じる可能性があるもの
なので、拒絶される。ω1 を下回る振動を拒絶すること
によって、帯域フィルタは、静電バイアスについての振
動が検出されるように安定状態のオフセットを取除くこ
とができる。
構造上の限界を超える方向舵の動きを生じさせ得る方向
舵コマンドを作り出す可能性があるのはω2 を下回る周
波数域のみである。ω1 を下回る振動は、気流の剥離で
はなく、乱気流や突風によって生じる可能性があるもの
なので、拒絶される。ω1 を下回る振動を拒絶すること
によって、帯域フィルタは、静電バイアスについての振
動が検出されるように安定状態のオフセットを取除くこ
とができる。
【００２２】ω1 とω2 の間の範囲の振動を分析するの
は、これらが潜在的な危険を表わすからである。詳細に
は、空気力学的バフェッティングおよび計算上の遅延等
によるω1 とω2 との間の範囲の振動の相対的位相関係
によって、方向舵を誤った方向に移動させ得るコマンド
が生成され、垂直安定板の負荷を低減するのではなく垂
直安定板の負荷を加える結果になる可能性があるからで
ある。モニタは、このようなコマンドを生成する可能性
がある周波数域における振動を検出し、次に述べるとお
り、航空機の後部座席に対する乱気流および突風の効果
を軽減するために設計された方向舵修正コマンドを生成
する′７９４号特許および先に述べた特許出願に記載さ
れるようなシステムの動作を不能化するように使用する
ことができる始動信号を生成する。
は、これらが潜在的な危険を表わすからである。詳細に
は、空気力学的バフェッティングおよび計算上の遅延等
によるω1 とω2 との間の範囲の振動の相対的位相関係
によって、方向舵を誤った方向に移動させ得るコマンド
が生成され、垂直安定板の負荷を低減するのではなく垂
直安定板の負荷を加える結果になる可能性があるからで
ある。モニタは、このようなコマンドを生成する可能性
がある周波数域における振動を検出し、次に述べるとお
り、航空機の後部座席に対する乱気流および突風の効果
を軽減するために設計された方向舵修正コマンドを生成
する′７９４号特許および先に述べた特許出願に記載さ
れるようなシステムの動作を不能化するように使用する
ことができる始動信号を生成する。
【００２３】ここで図面を参照して、帯域フィルタ処理
されたΔＣp 信号を分析して、関連の帯域幅の範囲にあ
りかつ予め定められたしきい値レベルを超えるΔＣp の
プラスおよびマイナスの偏位の回数をカウントする。帯
域フィルタ処理されたΔＣp信号の分析は振動しきい値
検出器２３によって行なわれる。振動しきい値検出器は
ΔＣp の偏位が、一方のしきい値を超えた後に反対の方
向の予め定められたしきい値を超えるたびごとにパルス
を生成する。振動しきい値検出器２３により生成される
パルスはカウンタ２５によりカウントされ、このカウン
タがしきい値を超える半サイクルの回数をカウントす
る。以下の説明によりよりよく理解されるとおり、この
カウンタは、構造的な危険が生じるのに十分なサイクル
が発生する前に始動するようにセットされた限界としき
い値を含む。以下の説明によりより明らかになるが、こ
のカウンタ２５は帯域フィルタ２１の最小カットオフ周
波数ω1 の２分の１サイクル内で交互のピークが検出さ
れない場合ごとに１デクリメントされる。
されたΔＣp 信号を分析して、関連の帯域幅の範囲にあ
りかつ予め定められたしきい値レベルを超えるΔＣp の
プラスおよびマイナスの偏位の回数をカウントする。帯
域フィルタ処理されたΔＣp信号の分析は振動しきい値
検出器２３によって行なわれる。振動しきい値検出器は
ΔＣp の偏位が、一方のしきい値を超えた後に反対の方
向の予め定められたしきい値を超えるたびごとにパルス
を生成する。振動しきい値検出器２３により生成される
パルスはカウンタ２５によりカウントされ、このカウン
タがしきい値を超える半サイクルの回数をカウントす
る。以下の説明によりよりよく理解されるとおり、この
カウンタは、構造的な危険が生じるのに十分なサイクル
が発生する前に始動するようにセットされた限界としき
い値を含む。以下の説明によりより明らかになるが、こ
のカウンタ２５は帯域フィルタ２１の最小カットオフ周
波数ω1 の２分の１サイクル内で交互のピークが検出さ
れない場合ごとに１デクリメントされる。
【００２４】好ましくはソフトウェアの形で実現される
が、説明をわかりやすくするため、振動しきい値検出器
２３はしきい値およびヒステリシス素子２７、先行値記
憶素子３１および排他的ＯＲゲート２９を含むものとし
て示す。しきい値およびヒステリシス素子２７はプラス
およびマイナスの検出しきい値を設定して、しきい値の
周辺でリンギングする信号が１つ以上のパルスを生成し
ないようにする。つまり、しきい値およびヒステリシス
素子は、信号が一方のしきい値を超えた後、もう一方の
しきい値を超えることが有効として受取られるまでに、
ゼロクロスがあることを必要とする。しきい値およびヒ
ステリシス素子２７の出力は排他的ＯＲゲート２９の１
入力と、先行値記憶素子３１の入力とに与えられる。先
行値記憶素子３１の出力は排他的ＯＲゲート２９の第２
の入力に与えられる。こうして、排他的ＯＲゲート２９
は、しきい値およびヒステリシス素子２７の現在の出力
をしきい値およびヒステリシス素子の直前のサイクルの
出力すなわち先行値記憶素子３１と比較する。反対方向
にしきい値を超えた場合には、排他的ＯＲゲート２９は
パルスを生成する。
が、説明をわかりやすくするため、振動しきい値検出器
２３はしきい値およびヒステリシス素子２７、先行値記
憶素子３１および排他的ＯＲゲート２９を含むものとし
て示す。しきい値およびヒステリシス素子２７はプラス
およびマイナスの検出しきい値を設定して、しきい値の
周辺でリンギングする信号が１つ以上のパルスを生成し
ないようにする。つまり、しきい値およびヒステリシス
素子は、信号が一方のしきい値を超えた後、もう一方の
しきい値を超えることが有効として受取られるまでに、
ゼロクロスがあることを必要とする。しきい値およびヒ
ステリシス素子２７の出力は排他的ＯＲゲート２９の１
入力と、先行値記憶素子３１の入力とに与えられる。先
行値記憶素子３１の出力は排他的ＯＲゲート２９の第２
の入力に与えられる。こうして、排他的ＯＲゲート２９
は、しきい値およびヒステリシス素子２７の現在の出力
をしきい値およびヒステリシス素子の直前のサイクルの
出力すなわち先行値記憶素子３１と比較する。反対方向
にしきい値を超えた場合には、排他的ＯＲゲート２９は
パルスを生成する。
【００２５】カウンタ２５も好ましくはソフトウェア形
状で実現されるが、２つのブーリアン連続値（Ｂ／Ｃ）
変換器３３および３５、２入力否定ＮＡＮＤゲート３
７、ディレイ・オン３９、３入力加算器４１、２つの先
行値記憶素子４３および４５、およびリミッタ４７を含
む素子形状で示す。
状で実現されるが、２つのブーリアン連続値（Ｂ／Ｃ）
変換器３３および３５、２入力否定ＮＡＮＤゲート３
７、ディレイ・オン３９、３入力加算器４１、２つの先
行値記憶素子４３および４５、およびリミッタ４７を含
む素子形状で示す。
【００２６】排他的ＯＲゲート２９の出力は第１のＢ／
Ｃ変換器３３の入力と否定ＮＡＮＤゲート３７の１入力
に与えられる。第１のＢ／Ｃ変換器３３の出力は３入力
加算器４１の正の入力の１つに与えられる。否定ＮＡＮ
Ｄゲート３７の出力はディレイ・オン３９を介して第２
のＢ／Ｃ変換器３５の入力に与えられる。第２のＢ／Ｃ
変換器の出力は３入力加算器４１の負の入力に与えられ
る。ディレイ・オンの周期はω1 の周期の半分に等し
く、すなわち帯域フィルタ２１の最小カットオフ周波数
の半分の周期である。ディレイ・オン３９は偽の状態か
ら真の状態への遷移を遅延するが真から偽への遷移は即
座に起こる。
Ｃ変換器３３の入力と否定ＮＡＮＤゲート３７の１入力
に与えられる。第１のＢ／Ｃ変換器３３の出力は３入力
加算器４１の正の入力の１つに与えられる。否定ＮＡＮ
Ｄゲート３７の出力はディレイ・オン３９を介して第２
のＢ／Ｃ変換器３５の入力に与えられる。第２のＢ／Ｃ
変換器の出力は３入力加算器４１の負の入力に与えられ
る。ディレイ・オンの周期はω1 の周期の半分に等し
く、すなわち帯域フィルタ２１の最小カットオフ周波数
の半分の周期である。ディレイ・オン３９は偽の状態か
ら真の状態への遷移を遅延するが真から偽への遷移は即
座に起こる。
【００２７】ディレイ・オン３９の出力は第１の先行値
記憶素子４３の入力に与えられ、第１の先行値記憶素子
４３の出力は否定ＮＡＮＤゲート３７の第２の入力に与
えられる。３入力加算器の出力はリミッタ４７の入力に
与えられ、リミッタの出力は第２の先行値記憶素子４５
の入力に与えられる。第２の先行値記憶素子４５の出力
は３入力加算器４１の第２の正の入力に与えられる。
記憶素子４３の入力に与えられ、第１の先行値記憶素子
４３の出力は否定ＮＡＮＤゲート３７の第２の入力に与
えられる。３入力加算器の出力はリミッタ４７の入力に
与えられ、リミッタの出力は第２の先行値記憶素子４５
の入力に与えられる。第２の先行値記憶素子４５の出力
は３入力加算器４１の第２の正の入力に与えられる。
【００２８】動作において、排他的ＯＲゲート２９が生
成するパルスは第１のＢ／Ｃ変換器３３により、ディス
クリートな真または偽の状態から数の１（１）または０
（０）へ変換される。否定ＮＡＮＤゲート３７、ディレ
イ・オン３９、第１の先行値記憶素子４３、および第２
のＢ／Ｃ変換器３５によって、ω1 の最小周波数のサイ
クルの半分の間に交互のピークが検出されない場合ごと
にカウンタは１デクリメントされる。リミッタ４７はカ
ウント値の大きさを制限する。第２の先行値記憶素子４
５は第１および第２のＢ／Ｃ変換器３３および３５の出
力により増加または減少した値を記憶する。
成するパルスは第１のＢ／Ｃ変換器３３により、ディス
クリートな真または偽の状態から数の１（１）または０
（０）へ変換される。否定ＮＡＮＤゲート３７、ディレ
イ・オン３９、第１の先行値記憶素子４３、および第２
のＢ／Ｃ変換器３５によって、ω1 の最小周波数のサイ
クルの半分の間に交互のピークが検出されない場合ごと
にカウンタは１デクリメントされる。リミッタ４７はカ
ウント値の大きさを制限する。第２の先行値記憶素子４
５は第１および第２のＢ／Ｃ変換器３３および３５の出
力により増加または減少した値を記憶する。
【００２９】カウンタの出力、つまりＡで指すリミッタ
４７の出力は比較器４９においてカウンタしきい値素子
５１に記憶された値と比較される。カウンタしきい値素
子の出力はＢで示す。こうして、比較器４９はＡとＢと
を比較する。ＡがＢより大きい場合、比較器の出力がロ
ーの状態からハイの状態にスイッチする。好ましくは、
カウンタしきい値素子５１が１．５サイクルに発生する
カウント以上の値を記憶する。こうして、比較器４９の
出力は、許容可能なしきい値が特定の回数のサイクル、
すなわち１．５サイクル以上にわたって超えられた場合
にローの状態からハイの状態にスイッチする。カウンタ
しきい値の大きさは本件の特定の応用および余分な構造
上の負荷を生成するのに必要なサイクルの回数によって
変更される。しきい値はまたたとえばフラップが上であ
るかまたは下であるか等の飛行状態や航空機の形態の関
数として変化するよう特定されてもよい。
４７の出力は比較器４９においてカウンタしきい値素子
５１に記憶された値と比較される。カウンタしきい値素
子の出力はＢで示す。こうして、比較器４９はＡとＢと
を比較する。ＡがＢより大きい場合、比較器の出力がロ
ーの状態からハイの状態にスイッチする。好ましくは、
カウンタしきい値素子５１が１．５サイクルに発生する
カウント以上の値を記憶する。こうして、比較器４９の
出力は、許容可能なしきい値が特定の回数のサイクル、
すなわち１．５サイクル以上にわたって超えられた場合
にローの状態からハイの状態にスイッチする。カウンタ
しきい値の大きさは本件の特定の応用および余分な構造
上の負荷を生成するのに必要なサイクルの回数によって
変更される。しきい値はまたたとえばフラップが上であ
るかまたは下であるか等の飛行状態や航空機の形態の関
数として変化するよう特定されてもよい。
【００３０】比較器４９の出力はＯＲゲート５３の１入
力に与えられる。ＯＲゲート５３の出力はラッチ５５の
設定された入力に与えられる。ラッチ５５の出力はコマ
ンドで示される気流の剥離モニタ始動である。このコマ
ンドは′７９４号特許および上に述べかつ引用により援
用する特許出願に図示されかつ説明されるタイプの方向
舵操縦システム等の圧力差センサ１５からのデータに依
存する操縦システムの一部の動作を禁止するために使用
される。
力に与えられる。ＯＲゲート５３の出力はラッチ５５の
設定された入力に与えられる。ラッチ５５の出力はコマ
ンドで示される気流の剥離モニタ始動である。このコマ
ンドは′７９４号特許および上に述べかつ引用により援
用する特許出願に図示されかつ説明されるタイプの方向
舵操縦システム等の圧力差センサ１５からのデータに依
存する操縦システムの一部の動作を禁止するために使用
される。
【００３１】ＯＲゲート５３の出力はインバータ５７を
介してディレイ・オン５９にも与えられる。ディレイ・
オンの出力はラッチ５５のリセット入力に与えられる。
結果として、ラッチは、モニタがディレイ・オン５９に
より決定される回数のサイクル継続的にしきい値の限界
内でリターンする場合自動的にリセットされる。好まし
くは、この遅延を１０回以上のω1 サイクルに設定し
て、振動が収まりかつ禁止された操縦システムのオン／
オフサイクルのわずらわしさを確実に避けるようにす
る。遅延の長さは、モニタがリセットされる前に、禁止
された操縦システムのフィルタの最初の過渡が落ちつく
ことができるように設定する必要がある。モニタリセッ
トを行なうことで、一度モニタが始動すればモニタによ
り禁止されていた飛行のバランスについての操縦機能を
不能化することなくモニタが過渡的な操縦を防止するこ
とができる。
介してディレイ・オン５９にも与えられる。ディレイ・
オンの出力はラッチ５５のリセット入力に与えられる。
結果として、ラッチは、モニタがディレイ・オン５９に
より決定される回数のサイクル継続的にしきい値の限界
内でリターンする場合自動的にリセットされる。好まし
くは、この遅延を１０回以上のω1 サイクルに設定し
て、振動が収まりかつ禁止された操縦システムのオン／
オフサイクルのわずらわしさを確実に避けるようにす
る。遅延の長さは、モニタがリセットされる前に、禁止
された操縦システムのフィルタの最初の過渡が落ちつく
ことができるように設定する必要がある。モニタリセッ
トを行なうことで、一度モニタが始動すればモニタによ
り禁止されていた飛行のバランスについての操縦機能を
不能化することなくモニタが過渡的な操縦を防止するこ
とができる。
【００３２】ディレイ・オン５９を備えたことで、比較
的複雑でない設計が可能になり、関連の操縦機能の禁止
を解く前に複雑なフィルタ再初期化計算をする必要がな
い。図に示す他の素子については、好ましくは、ＯＲゲ
ート５３、ラッチ５５、インバータ５７、およびディレ
イはソフトウェア形状で実現される。
的複雑でない設計が可能になり、関連の操縦機能の禁止
を解く前に複雑なフィルタ再初期化計算をする必要がな
い。図に示す他の素子については、好ましくは、ＯＲゲ
ート５３、ラッチ５５、インバータ５７、およびディレ
イはソフトウェア形状で実現される。
【００３３】図面に示したモニタは始動する圧力差振動
を作り出す可能性がある関連の制御素子の極度の動きを
検知する第２の制御経路を有している。たとえば、大き
な方向舵ペダルコマンドにより気流の剥離に繋がる大き
なスライドスリップアングルや急な方向舵ペダルの動き
に反応する異常な圧力差ステップなどを発生させる可能
性がある。異常な圧力差信号は、方向舵の制御ループを
通じての望ましくない過渡を生じさせる可能性がある。
いずれの場合も、圧力差振動を生じさせる可能性がある
最大揚力状態に至り、結果として許容可能な限界を超え
る方向舵の動きを生じさせる方向舵コマンドが生じると
いう状態が発生し得る。圧力差振動にのみ頼るのではな
く、モニタは制御素子の動きに対応するバックアップま
たは第２の制御経路を備える。このような追加の慎重な
手段が必要かそうでないかは発明を実際に実施する態様
による。
を作り出す可能性がある関連の制御素子の極度の動きを
検知する第２の制御経路を有している。たとえば、大き
な方向舵ペダルコマンドにより気流の剥離に繋がる大き
なスライドスリップアングルや急な方向舵ペダルの動き
に反応する異常な圧力差ステップなどを発生させる可能
性がある。異常な圧力差信号は、方向舵の制御ループを
通じての望ましくない過渡を生じさせる可能性がある。
いずれの場合も、圧力差振動を生じさせる可能性がある
最大揚力状態に至り、結果として許容可能な限界を超え
る方向舵の動きを生じさせる方向舵コマンドが生じると
いう状態が発生し得る。圧力差振動にのみ頼るのではな
く、モニタは制御素子の動きに対応するバックアップま
たは第２の制御経路を備える。このような追加の慎重な
手段が必要かそうでないかは発明を実際に実施する態様
による。
【００３４】図に示すとおり、第２の制御経路は制御素
子（たとえば方向舵ペダル）の絶対値をモニタすること
により始まる。ブロック６１を参照。方向舵ペダル位置
の絶対値を、方向舵アクチュエーション帯域と一致する
フィルタ６３を用いてフィルタ処理する。フィルタ処理
された値を最大ペダル値で除算して予め定められた値を
超えた際に、しきい値およびヒステリシス素子６７を始
動させるパーセント方向舵ペダル値を生成する。しきい
値およびヒステリシス素子は図では、７５％で始動しか
つ６５％でリセットするように示している。このヒステ
リシス帯域は操縦機能禁止の厄介なオン／オフサイクル
を避けるために特定されている。方向舵ペダルモニタ始
動しきい値は、通常のエンジンアウト方向舵トリムおよ
び横風接近要件より高く設定されている。したがって方
向舵ペダル制御経路が通常の動作に与える衝撃はほとん
どなくかつ極限状態の操縦時にも誤った方向舵入力を防
止する。
子（たとえば方向舵ペダル）の絶対値をモニタすること
により始まる。ブロック６１を参照。方向舵ペダル位置
の絶対値を、方向舵アクチュエーション帯域と一致する
フィルタ６３を用いてフィルタ処理する。フィルタ処理
された値を最大ペダル値で除算して予め定められた値を
超えた際に、しきい値およびヒステリシス素子６７を始
動させるパーセント方向舵ペダル値を生成する。しきい
値およびヒステリシス素子は図では、７５％で始動しか
つ６５％でリセットするように示している。このヒステ
リシス帯域は操縦機能禁止の厄介なオン／オフサイクル
を避けるために特定されている。方向舵ペダルモニタ始
動しきい値は、通常のエンジンアウト方向舵トリムおよ
び横風接近要件より高く設定されている。したがって方
向舵ペダル制御経路が通常の動作に与える衝撃はほとん
どなくかつ極限状態の操縦時にも誤った方向舵入力を防
止する。
【００３５】しきい値およびヒステリシス素子６７の出
力はＯＲゲート５３の第２の入力に与えられる。結果と
してモニタの第２の制御経路は最大ペダルの割合によっ
て測定されるパイロット方向舵コマンド（方向舵ペダル
の手動による動きによる）を利用してモニタ始動ラッチ
５５をセットする。図に示すモニタの他の素子と同様、
好ましくは絶対値６１、フィルタ６３、最大ペダル６５
ならびにしきい値およびヒステリシス素子６７はソフト
ウェアの形で実現される。
力はＯＲゲート５３の第２の入力に与えられる。結果と
してモニタの第２の制御経路は最大ペダルの割合によっ
て測定されるパイロット方向舵コマンド（方向舵ペダル
の手動による動きによる）を利用してモニタ始動ラッチ
５５をセットする。図に示すモニタの他の素子と同様、
好ましくは絶対値６１、フィルタ６３、最大ペダル６５
ならびにしきい値およびヒステリシス素子６７はソフト
ウェアの形で実現される。
【００３６】先に述べたとおり、第２の制御経路はさら
に慎重な手段として設けられるので、発明の特定の応用
については必要な場合も必要でない場合もあるかもしれ
ない。方向舵ペダル位置以外では、方向舵翼面位置、ま
たはより直接的にはΔＰの絶対値も第２の制御経路用の
入力データを得るために利用してもよい。第１の制御経
路、すなわち圧力差制御経路と同様、基本的な原則は、
最大揚力状態が接近しているとき（この場合方向舵ペダ
ルを利用して意図的にそういう状況を作り出しているの
だが）関連する操縦機能を不能化することにある。
に慎重な手段として設けられるので、発明の特定の応用
については必要な場合も必要でない場合もあるかもしれ
ない。方向舵ペダル位置以外では、方向舵翼面位置、ま
たはより直接的にはΔＰの絶対値も第２の制御経路用の
入力データを得るために利用してもよい。第１の制御経
路、すなわち圧力差制御経路と同様、基本的な原則は、
最大揚力状態が接近しているとき（この場合方向舵ペダ
ルを利用して意図的にそういう状況を作り出しているの
だが）関連する操縦機能を不能化することにある。
【００３７】以上の説明により容易に理解されるとお
り、この発明は、制御法則ループに振動データが入力し
ないようにして航空機の制御法則を保護する周波数／振
幅モニタを提供することである。特定的に記載した発明
の実施例では、垂直安定板が最大揚力に接近すると、気
流が交互に剥離したりもとに戻ったりを繰返し、許容可
能な構造上の限界を超える可能性がある方向舵の動きを
生じさせ得る振動圧力差信号が発生する。特定の振動制
御信号が構造上許容可能な限界を潜在的に超える可能性
のある方向舵の動きを生じさせるかどうかは垂直安定板
の空力によるバフェッティングにより引起こされる振動
圧力信号の相対的位相関係に依存する。この点は、当業
者には容易に理解されるところであるが、構造上の負荷
の限界は通常関連する航空機のたとえば第１の機体曲げ
および第１の垂直安定板曲げ周波数などのある周波数に
最も限定される。発明の実施例では、気流の剥離が問題
となったのは、結果として生じる振動がおよそ２Ｈｚか
ら１０Ｈｚ以上の一定のエネルギを有しているからであ
る。この発明に従い形成される周波数／振幅モニタは、
関連の振幅しきい値を超える関連の周波数帯域の振動信
号を検出して、検出した情報を利用して関連のある操縦
機能を０にする等により修正または不能化する。エーロ
フォイルによる気流の剥離を表わす振動性現象の検知に
加えて、当業者には容易に理解されるとおり、本発明は
センサ共通モードでの振動故障も検知する。
り、この発明は、制御法則ループに振動データが入力し
ないようにして航空機の制御法則を保護する周波数／振
幅モニタを提供することである。特定的に記載した発明
の実施例では、垂直安定板が最大揚力に接近すると、気
流が交互に剥離したりもとに戻ったりを繰返し、許容可
能な構造上の限界を超える可能性がある方向舵の動きを
生じさせ得る振動圧力差信号が発生する。特定の振動制
御信号が構造上許容可能な限界を潜在的に超える可能性
のある方向舵の動きを生じさせるかどうかは垂直安定板
の空力によるバフェッティングにより引起こされる振動
圧力信号の相対的位相関係に依存する。この点は、当業
者には容易に理解されるところであるが、構造上の負荷
の限界は通常関連する航空機のたとえば第１の機体曲げ
および第１の垂直安定板曲げ周波数などのある周波数に
最も限定される。発明の実施例では、気流の剥離が問題
となったのは、結果として生じる振動がおよそ２Ｈｚか
ら１０Ｈｚ以上の一定のエネルギを有しているからであ
る。この発明に従い形成される周波数／振幅モニタは、
関連の振幅しきい値を超える関連の周波数帯域の振動信
号を検出して、検出した情報を利用して関連のある操縦
機能を０にする等により修正または不能化する。エーロ
フォイルによる気流の剥離を表わす振動性現象の検知に
加えて、当業者には容易に理解されるとおり、本発明は
センサ共通モードでの振動故障も検知する。
【００３８】振動状態が収まった後、モニタをリセット
し、予め定められた遅延時間を経て操縦機能を回復す
る。そうすることによって飛行のバランスをとるための
機能を不能化することなしに過渡的な操縦を防止するこ
とができる。
し、予め定められた遅延時間を経て操縦機能を回復す
る。そうすることによって飛行のバランスをとるための
機能を不能化することなしに過渡的な操縦を防止するこ
とができる。
【００３９】発明の好ましい実施例について図示しかつ
説明したが、特許請求の範囲において、発明の精神およ
び範囲を逸脱することなくさまざまな変更を行なうこと
ができる点を理解されたい。
説明したが、特許請求の範囲において、発明の精神およ
び範囲を逸脱することなくさまざまな変更を行なうこと
ができる点を理解されたい。
【図１】発明に従い形成されたモニタを示す図である。
１１ 垂直安定板 １３ 方向舵 １５ トランスデューサ １７ エアデータコンピュータ ２３ 振動しきい値検出器 ２５ カウンタ ２７ しきい値およびヒステリシス素子 ２９ 排他的ＯＲゲート ３１ 先行値記憶素子 ３３，３５ ブーリアン連続値変換器 ３７ ２入力否定のＮＡＮＤゲート ３９ ディレイ・オン ４１ ３入力加算器 ４３，４５ 先行値記憶素子 ４７ リミッタ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ウィリアム・エフ・ブライアント アメリカ合衆国、98008 ワシントン州、 べルビュー、エヌ・イー、ワンハンドレッ ドアンドシックスティーフォース・アベニ ュ、2708
Claims (17)
- 【請求項１】 エーロフォイルの気流剥離を示す振動性
現象またはセンサ共通モード振動性故障を検知して始動
コマンドを生成する方法であって、 エーロフォイルの対向する両側の圧力差を検出して関連
の圧力差データを生成するステップと、 前記圧力差データを現在の飛行状態についてスケーリン
グしてスケーリングされた圧力差データを生成するステ
ップと、 前記スケーリングされた圧力差データを帯域フィルタ処
理して関連の周波数域を外れた摂動を除去し、帯域処理
された、スケーリングされた圧力差データを生成するス
テップと、 前記帯域処理され、スケーリングされた圧力差データを
分析して、プラスおよびマイナス両方の方向の予め定め
られたしきい値を超える前記帯域処理された、スケーリ
ングされた圧力差データの偏位を見つけて、一方方向に
しきい値を超えた後反対の方向にしきい値を超えるたび
ごとにパルスを生成するステップと、 前記パルスをカウントして前記パルスのカウントが予め
定められたしきい値を超えた場合に始動コマンドを生成
するステップとを含む、方法。 - 【請求項２】 前記パルスのカウントが予め定められた
しきい値を超えた場合ラッチをセットするステップを含
み、前記ラッチの出力が前記始動コマンドを形成する、
請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 前記帯域フィルタ処理の最小周波数の半
分のサイクル内でしきい値を超える状態が検知されない
たびごとに、前記パルスのカウントが１デクリメントさ
れる、請求項２に記載の方法。 - 【請求項４】 前記パルスのカウントが予め定められた
期間前記予め定められたしきい値よりも下がった場合、
前記ラッチをリセットするステップを含む、請求項２ま
たは３に記載の方法。 - 【請求項５】 前記予め定められた期間が前記帯域フィ
ルタ処理の周波数域の一方の端の予め定められた回数の
サイクルに等しい、請求項４に記載の方法。 - 【請求項６】 前記帯域フィルタ処理の周波数域の前記
端が低い方の端である、請求項５に記載の方法。 - 【請求項７】 制御素子の位置をモニタするステップ
と、 前記制御素子の動きが予め定められた制御素子の限界を
超える場合に前記ラッチをセットするステップとを含
む、請求項２または６に記載の方法。 - 【請求項８】 エーロフォイルの気流剥離を表わす振動
性現象またはセンサ共通モードの振動性故障を検知して
始動コマンドを生成するための装置であって、 （ａ） エーロフォイルの対向する両側の圧力差を検出
して関連の圧力差信号を生成するためのセンサと、 （ｂ） 前記センサの出力をモニタして始動コマンドを
生成するためのモニタとを含み、前記モニタが、（ｉ）
前記センサの出力を現在の飛行状況についてスケーリ
ングするためのスケーラと、（ｉｉ） 前記センサの前
記スケーリングされた出力を帯域処理するためのフィル
タと、（ｉｉｉ） 前記センサの前記帯域フィルタ処理
され、スケーリングされた出力を分析してプラスとマイ
ナスの方向の予め定められたしきい値を超える前記セン
サの前記帯域フィルタ処理され、スケーリングされた出
力の偏位を見つけて、ある方向にしきい値を超えた後に
反対の方向にしきい値を超えるたびごとにパルスを生成
するための振動しきい値検出器と、（ｉｖ） 前記パル
スをカウントするためのカウンタと、（ｖ） 前記カウ
ンタによりカウントされるパルスの数が予め定められた
しきい値を超えるとき始動コマンドを生成するためのラ
ッチとを含む、装置。 - 【請求項９】 前記スケーラが対気速度利得補償を与え
る係数で前記センサの出力を除算することにより前記セ
ンサの出力をスケーリングする、請求項８に記載の装
置。 - 【請求項１０】 前記帯域フィルタのより低い方のカッ
トオフ周波数が乱気流および突風により生成される可能
性がある範囲の周波数振動を取除く、請求項８または９
に記載の装置。 - 【請求項１１】 前記エーロフォイルが垂直安定板であ
り、かつ前記帯域フィルタの上のカットオフ周波数が前
記垂直安定板の方向舵が周波数コマンドに応答しない帯
域幅の下の端におよそ等しい、請求項８または１０に記
載の装置。 - 【請求項１２】 前記振動しきい値検出器が、ゼロクロ
ス遷移の前に１回以上１方向にしきい値を超えてパルス
が生成されるのを防ぐためのヒステリシス素子を含む、
請求項８または１０に記載の装置。 - 【請求項１３】 前記カウンタが、前記帯域フィルタの
下のカットオフ周波数の１．５サイクルのうちにしきい
値を超えない場合前記カウンタにより生成されるカウン
ト値をデクリメントするためのデクリメンタを含む、請
求項８または１２に記載の方法。 - 【請求項１４】 前記カウンタが前記振動しきい値検出
器のパルス出力を連続的な値に変換するための第１のブ
ーリアン連続値変換器と、 １入力で前記振動しきい値検出器のパルス出力を受ける
ための２入力負のＮＡＮＤゲートと、 前記２入力負のＮＡＮＤゲートの出力を受けるためのデ
ィレイと、 前記ディレイの出力を受けて前記２入力負のＮＡＮＤゲ
ートの第２の入力に出力を与えるための第１の先行値記
憶素子と、 前記ディレイの出力を受けるための第２のブーリアン連
続値変換器と、 ２つの正の入力と１つの負の入力とを有する３入力加算
器とを含み、前記正の入力の１つが前記第１のブーリア
ン連続値変換器の出力を受けかつ前記第２のブーリアン
連続値変換器の出力を受け、 前記３入力加算器の出力を受けるためのリミッタと、 前記リミッタの出力を受け前記出力を前記３入力加算器
の前記第２の正の入力に与えるための第２の先行値記憶
素子とを含む、請求項８または１３に記載の装置。 - 【請求項１５】 前記リミッタの出力を予め定められた
しきい値と比較するための比較器を含み、前記比較器の
出力が前記ラッチに与えられる、請求項８または１４に
記載の装置。 - 【請求項１６】 前記比較器の出力を受けるためのイン
バータと、前記インバータの出力を受けて出力を前記ラ
ッチのリセット入力に与えるためのディレイとを含む、
請求項１５に記載の装置。 - 【請求項１７】 制御素子の位置をモニタして、前記制
御素子の動きが予め定められた制御素子の限界を超える
場合に前記ラッチを作動させるための代替的な経路を含
む、請求項８または１６に記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/437405 | 1995-05-12 | ||
| US08/437,405 US5598991A (en) | 1995-05-12 | 1995-05-12 | Method and apparatus for detecting oscillatory phenomena indicative of airflow separation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08310492A true JPH08310492A (ja) | 1996-11-26 |
| JP3957785B2 JP3957785B2 (ja) | 2007-08-15 |
Family
ID=23736298
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11739096A Expired - Lifetime JP3957785B2 (ja) | 1995-05-12 | 1996-05-13 | エーロフォイルの気流剥離を示す振動性現象またはセンサ共通モード振動性故障を検知して始動コマンドを生成する方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5598991A (ja) |
| EP (1) | EP0742508B1 (ja) |
| JP (1) | JP3957785B2 (ja) |
| DE (1) | DE69600818T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009524547A (ja) * | 2006-01-25 | 2009-07-02 | エアバス・フランス | 航空機の動的構造負荷の最小化 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19643069C2 (de) * | 1996-10-18 | 1999-03-25 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Seitenleitwerksstrukur für ein Flugzeug |
| US6915989B2 (en) * | 2002-05-01 | 2005-07-12 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| DE60330869D1 (de) | 2003-11-03 | 2010-02-25 | Boeing Co | System zur Modenunterdrückung auf mehreren Achsen eines Flugzeugs |
| DE10353672A1 (de) * | 2003-11-12 | 2005-06-23 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Lastbegrenzung in Antriebssystemen |
| US7367530B2 (en) * | 2005-06-21 | 2008-05-06 | The Boeing Company | Aerospace vehicle yaw generating systems and associated methods |
| FR2897838B1 (fr) * | 2006-02-27 | 2009-01-09 | Airbus France Sas | Systeme de commande electrique pour une gouverne de direction d'un avion. |
| FR2916547B1 (fr) * | 2007-05-23 | 2009-10-16 | Airbus France Sa | Procede et dispositif de detection de pannes oscillatoires relatives a une chaine d'asservissement d'une gouverne d'aeronef. |
| FR2925182B1 (fr) * | 2007-12-18 | 2021-07-02 | Airbus France | Procede et dispositif de detection de pannes oscillatoires dans une chaine d'asservissement en position d'une gouverne d'aeronef. |
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| US8874286B2 (en) | 2012-02-27 | 2014-10-28 | Textron Innovations, Inc. | Yaw damping system and method for aircraft |
| US9205934B2 (en) | 2013-01-28 | 2015-12-08 | Gulfstream Aerospace Corporation | Adaptive oscillatory fault monitoring |
| US9213323B2 (en) * | 2013-02-12 | 2015-12-15 | The Boeing Company | Oscillatory failure common-mode monitor |
| US11630015B2 (en) * | 2020-08-17 | 2023-04-18 | Rosemount Aerospace Inc. | Verification of correct operation of a physical parameter sensor |
| CN113184166A (zh) * | 2021-03-31 | 2021-07-30 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种飞翼布局无人机增稳控制方法 |
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-
1995
- 1995-05-12 US US08/437,405 patent/US5598991A/en not_active Expired - Lifetime
-
1996
- 1996-05-09 DE DE69600818T patent/DE69600818T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1996-05-09 EP EP96201276A patent/EP0742508B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-05-13 JP JP11739096A patent/JP3957785B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69600818T2 (de) | 1999-03-11 |
| EP0742508A1 (en) | 1996-11-13 |
| JP3957785B2 (ja) | 2007-08-15 |
| US5598991A (en) | 1997-02-04 |
| EP0742508B1 (en) | 1998-10-21 |
| DE69600818D1 (de) | 1998-11-26 |
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