JPH08310495A - 望ましくない横向き運動を減少するための方向舵修正コマンドを生成する方法およびシステム - Google Patents

望ましくない横向き運動を減少するための方向舵修正コマンドを生成する方法およびシステム

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JPH08310495A
JPH08310495A JP7296614A JP29661495A JPH08310495A JP H08310495 A JPH08310495 A JP H08310495A JP 7296614 A JP7296614 A JP 7296614A JP 29661495 A JP29661495 A JP 29661495A JP H08310495 A JPH08310495 A JP H08310495A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 乱気流および突風によって引起こされる横か
らの荷重および狂いを減少することによって飛行機の望
ましくない横向き運動を減少する。 【解決手段】 乱気流および突風によって引起こされ
る、飛行機の垂直安定板（１５）での有効力を軽減する
ように飛行機の方向舵コマンドを変化させる方向舵修正
コマンドが生成される。より特定的には、垂直安定板の
両側で差圧が測定され、ロールレートおよびヨーレート
補償される方向舵偏向値を生成するのに用いられる。補
償された偏向値は、飛行機のダッチロール周波数の２５
％である折点周波数で高域フィルタ処理される。結果
は、第２の方向舵偏向値に減算的に合成される第１の方
向舵偏向値である。第２の方向舵偏向値は、飛行機のヨ
ーダンパによって生成される慣性横滑り角度比率値を利
得調節し、かつ低域フィルタ処理することによって引出
される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】この発明は飛行機制御システムに関し、よ
り特定的には飛行機方向舵制御システムに関する。
【０００２】
【発明の背景】不連続な突風および乱気流の中を飛行す
ると、商業用および他用途の輸送機における機室の機尾
部分は、機室の前部分および中央部分よりも高いレベル
の横加速を経験する。横加速が程度を増すと、乗客の乗
り心地の観点から不快になるだけでなく、多くのこのよ
うな飛行機のギャレーが機尾機室に位置するために商業
用ジェット機の客室乗務員にとって作業環境が困難にも
なり得る。不連続な突風および乱気流に応じて、商業用
ジェット機における機尾機室横加速の程度が高いのは、
このような飛行機の剛体風見安定と胴体の可撓体曲げと
によるものである。機尾機室横加速の程度が高い主な原
因は、飛行機の垂直安定板に衝突する突風および乱気流
の横向きの成分によって生ずる横力である。当業者には
周知であるように、突風および乱気流の中で飛行機の垂
直安定板の効果を減少し、または無効にすることによっ
て、機尾機体横加速は著しく減少できる。
【０００３】過去において、従来のモード抑制システム
は、商業用ジェット機の機尾機室において乱気流および
突風の効果を減少するために開発されてきた。モード抑
制システムは横加速度計を用いて横側の荷重を感知す
る。感知された情報は、乱気流および突風への可撓体応
答を減ずるように意図される方向舵コマンドを発生する
のに用いられる。モード抑制システムによって生成され
る信号はフィルタ処理されて、飛行機の機体（胴体）の
可撓曲げモード周波数、すなわち２および４Ｈｚの間に
ある第１の機体曲げモード周波数外にある信号の成分を
取除く。モード抑制システムは不連続な突風および乱気
流が機体を励起してこのような振動を始めさせた後に機
体の振動に減衰を加えるので、モード抑制システムは可
撓結合による運動を防ぐように作用するよりむしろ、実
際にこのような運動を減ずるものである。
【０００４】最近、垂直安定板差圧センサを用いて、垂
直安定板の荷重を軽減する方向へ垂直安定板の方向舵を
移動するために用いられる信号を生成して、乱気流およ
び突風から生じる、不所望な飛行機機尾機室横向き運動
を減少するための方法および装置が開発された。主題が
引用により本明細書へ援用される、ロバート・Ｊ・ブリ
ーグ（Robert J. Bleeg ）による「乱気流および突風か
ら生じる飛行機荷重を減少するための装置および方法」
（“Apparatus and Method for Reducing Aircraft Loa
ds Resulting From Atmospheric Turbulence and Gust
s”）と題される米国特許第５，３７５，７９４号（以
後、特許第７９４号）を参照されたい。特許第７９４号
に説明される方法および装置は、飛行機のダッチロール
周波数の範囲以上で突風および乱気流に応答するように
フィルタ処理された方向舵コマンドを生成する。フィル
タは１ｒａｄ／ｓｅｃと等しい折点周波数ｆC を有す
る。折点周波数は、突風および乱気流による垂直安定板
荷重の緩和と良好な飛行機操縦性の維持との間の絶妙な
バランスを達成するように選択される。
【０００５】特許第７９４号に説明される方法および装
置はモード抑制システムに本質的な改良を加えるが、フ
ライバイワイヤ飛行機制御システムに用いられるときは
特に改善を必要とする。この発明はこのような改善を提
供することを目的とする。
【０００６】
【発明の概要】この発明に従うと、乱気流および突風に
よって引起こされる、飛行機の垂直安定板への横方向荷
重および狂いを軽減することによって、飛行機の機尾機
室の望ましくない横向き運動を減少するための方法およ
び装置が提供される。この発明に従うと、乱気流および
突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定板への有
効力を軽減するように、飛行機の方向舵コマンドを修正
する方向舵修正コマンドが生成される。方向舵修正コマ
ンドは、フライバイワイヤ制御システムによって用いら
れて方向舵コマンド信号を修正するのに理想的に適す
る。代替的に、方向舵修正コマンドは他の型の飛行機方
向舵制御システムによって用いられることもでき、乱気
流および突風によって引起こされる、飛行機の垂直安定
板への有効力を軽減するような態様で方向舵位置コマン
ドを修正する。
【０００７】この発明の他の局面に従うと、好ましくは
１０％翼弦で、垂直安定板の両側の差圧が測定される。
差圧データは、ロールレート補償およびヨーレート補償
される方向舵偏向値を生成するために用いられる。補償
された方向舵偏向値は、飛行機のダッチロール周波数の
２５％である折点周波数ｆC を有するフィルタによって
高域フィルタ処理される。高域フィルタはダッチロール
周波数以上で全利得を提供し、低周波数擾乱に対して利
得を減少する。このことは、最適な突風抑制性能のため
にダッチロール周波数範囲で突風および乱流への飛行機
の剛体応答を減少するが、低周波数の風のシヤに対して
全飛行機風見安定を回復する。高域フィルタ処理された
結果は、第２の方向舵偏向値に減算的に合成された第１
の方向舵偏向値である。第２の方向舵偏向値は、飛行機
のヨーダンパによって生ずる慣性横滑り角度比率値を利
得調節し、かつ低域フィルタ処理することによって引出
される。低域フィルタ折点周波数は、飛行機のダッチロ
ール周波数の２５％で高域フィルタ折点周波数と整合さ
れる。合成された方向舵偏向値の大きさは利得整形フィ
ルタによってフィルタ処理される。利得整形フィルタは
飛行機のダッチロール周波数の上の周波数に対して利得
を増加し、ダッチロール周波数のおおよそ４倍で７０％
の最大利得増加を達成する。利得整形フィルタの実質の
効果は、ｆCおよびω1 の間の周波数（ダッチロール周
波数の０．２５ないし２．５倍）に対して垂直安定板荷
重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2 （ダッチロー
ル周波数の４倍）のうえで垂直安定板荷重のほとんどす
べて（８５％）をキャンセルするはずである。結果は方
向舵コマンド修正値であり、ヨーダンパ方向舵コマンド
に減算的に合成されると、飛行機の機尾機室における望
ましくない横向き運動を減少する方向舵コマンドを生成
する。
【０００８】この発明のさらなる局面に従うと、利得整
形フィルタによってフィルタ処理される前に、合成され
た方向舵偏向値は定常横滑り静利得値によって利得調節
される。
【０００９】この発明のさらなる局面に従うと、好まし
くは流れ分離モニタが含まれて、第１の方向舵偏向値を
モニタし、ヨーダンパ方向舵コマンドと合成されると、
許容可能な構造上の制限を超える方向舵コマンドを生成
し得る方向舵コマンド修正値が発生されるのを防ぐ。
【００１０】この発明のさらなる原則に従うと、好まし
くは方向舵コマンド修正値が用いられて、方向舵コマン
ド修正値を利得調節し、かつ低域フィルタ処理すること
によって突風抑止横制御コマンドを発生する。横制御コ
マンドは方向舵修正コマンドと合成されて、不連続な突
風および乱流に応じて望ましくないロールの狂いを減少
し、これによって飛行機の操縦性および乗り心地を向上
する。
【００１１】上述の概要から容易に認識されるように、
この発明は、従来のヨーダンパだけが方向舵の位置を制
御するために用いられ、飛行機の垂直安定板に横荷重を
引起こす不連続な突風または乱気流の中を飛行機が飛行
するときに現れる、左右への機尾機室の急傾斜を実質的
に減少する方向舵制御コマンドを生成するための方法お
よび装置を提供する。突風および乱気流への剛体ヨーレ
ート応答を最小にすると、飛行機性能も向上する。この
発明を用いると、ほぼ等しい強さの横加速が飛行機の操
縦席、重心、および機尾機体で生じる。機尾機室剛体変
位を減少すると、飛行機において乗客の乗り心地と後方
（ギャレー）区域の作業環境とが向上する。突風および
乱気流へのロールおよびヨー軸応答を減少すると、飛行
機の操縦性および飛行進路制御も向上し、これによって
操縦士の作業負荷が減少される。この発明を組入れるシ
ステムでは方向舵およびホイールコマンドの両方がより
効果的である。なぜなら、コマンドされない運動または
進路変更を減ずるために慣性センサを用いるこれまでの
システムと比較して、乱気流および突風から生じる狂い
を防ぐよりもむしろ、垂直安定板差圧が運動を防ぐため
に用いられているからである。
【００１２】添付の図面と関連して、この発明の好まし
い実施例の次の詳細な説明を参照すると、この発明の上
述の特徴および局面はより容易に認識される。
【００１３】
【好ましい実施例の詳細な説明】次の説明からより良く
理解されるように、この発明は「フライバイワイヤ」飛
行機制御システムに用いられるように意図され、そのよ
うなシステムと関連して説明されるが、所望であれば他
の型の飛行機制御システムに組入れられ得ると理解され
たい。さらに従来のとおり、この発明は特定の機能を達
成するように意図される離散ブロックを含む制御法の形
式で例示され、かつ説明されるが、この発明はさまざま
な態様で実際に実現できると理解されたい。たとえば、
例示された制御法のさまざまな機能は、適当にプログラ
ムされたデジタルコンピュータシステムによって実行で
きる。代替的に、この機能はデジタルまたはアナログ回
路によって実行できる。
【００１４】図１は、垂直安定板１５を含む従来の商業
用ジェット輸送機１１を例示する。垂直安定板は方向舵
１７を含む。飛行中、飛行機１１は突風および乱気流を
受けることがあり、これが横荷重（横）力を発生する。
矢印１３によって示されるように、垂直安定板１５は突
風および乱気流によって生ずる相当な量の横力を受け
る。
【００１５】より多く参照され、かつ引用により本明細
書へ援用されている特許第７９４号で説明されるよう
に、飛行機の垂直安定板１５へ強い衝撃を与える横力１
３の相対的に高い周波数の成分が「取除かれる」なら
ば、飛行機の機尾隔壁への全横加速は８０％減少され
る。取除くのは、突風または乱気流に応じて軽減する方
向へ方向舵１７を移動することによって達成できる。軽
減する方向とは垂直安定板によって発生する揚力を減少
する方向である。たとえば、横からの突風が右から左へ
と飛行機に加えられるならば（図１を参照）、適当な量
だけ左へ、すなわち軽減する方向へ方向舵１７の後縁を
移動することで横からの荷重が相殺され、垂直安定板に
作用する有効力を減少する。
【００１６】定義によれば、図１に示されるように、飛
行機横滑り角度βは飛行機１４の長手軸と、矢印２１に
よって示される、飛行機の飛行方向との間の角度であ
る。特許第７９４号に述べられるように、横滑り角度β
の１°ごとに、従来の輸送ジェット機の方向舵を軽減す
る方向へおおよそ２°移動すると、垂直安定板１５に作
用する横からの有効力がなくなる。
【００１７】垂直安定板１５への横からの力の全体は翼
弦方向圧力分布および翼幅方向圧力分布の関数である。
従来の横滑り角度に対して、最大差圧は垂直安定板の１
０％を多少超える翼弦位置で起こる。約７０％翼弦位置
で方向舵ヒンジ線を中心とする方向舵偏向に応じる圧力
変化は、１０％翼弦位置ではほとんど影響を及ぼさな
い。
【００１８】図２に示されるように、この発明に従っ
て、従来の差圧センサ３１は垂直安定板１５のおおよそ
１０％の翼弦線３３に取付けられてこの位置で垂直安定
板の差圧を感知する。差圧センサは胴体との交点から十
分上に位置決めされて、胴体の干渉と翼端の渦効果とを
最小にする。好ましくは２つの差圧センサ３１が垂直安
定板におおよそ３フィート離れて取付けられる。２つの
センサの出力は互いに比較されてセンサの故障に備え
る。方向舵１７が軽減する方向へ移動されると、１０％
翼弦位置ではほとんど差圧に変化がない。このことでこ
の発明が正確に実現でき、これは方向舵の正確な動き
が、感知される差圧にほとんど影響を与えないからであ
る。
【００１９】次の説明からより良く理解されるように、
この発明は差圧センサ３１によって生成されるデータ
を、方向舵コマンドへ組入れられると、差圧センサ３１
によって感知される差圧を生ずる横からの荷重を相殺す
る方向へ飛行機の方向舵を移動する方向舵修正コマンド
を生成するようなさまざまな仕方で修正する。
【００２０】差圧センサ３１によって生成される差圧デ
ータ（ΔＰで示される）はブロック３５で示されるよう
に対気速度に対して最初に利得補償される。より具体的
には、突風または乱気流によって生ずる垂直安定板力を
軽減するのに必要な方向舵移動量は飛行機対気速度の関
数である。大気速度が一定の方向舵角度に対して増加す
るにつれ、ますます大きい力が方向舵によって飛行機の
ヨー軸を中心として加えられる。対気速度利得補償は、
値が飛行機の静気圧を引いた全気圧の関数である淀み圧
ｑC でΔＰを割算することによって達成される。従来の
仕方では、機内に位置するエアデータコンピュータ３７
が、飛行機の全圧力プローブおよび静圧ポートから受取
られたデータに基づいてｑC に対する値を生成する。対
気速度利得補償調節の最終結果は、対気速度に無関係な
差圧係数（ΔＣｐ）である。淀み圧が用いられるのは、
エアデータシステムの基本要素である全気圧プローブお
よび静圧ポートデータを用いて容易に決定可能だからで
ある。代替的に、差圧係数ΔＣｐはより伝統的な態様
で、飛行機の空気密度と真の対気速度の２乗との関数で
ある動圧ｑを用いて計算できる。当業者には周知である
ように、淀み圧は動圧×０．２５（マッハ数）2 にほぼ
等しい。
【００２１】ΔＣｐはブロック３９で、飛行機のマッハ
速度に基づく因子β／ΔＣｐで乗算される。値β／ΔＣ
ｐは飛行機のマッハ速度に非線形的に関連し、好ましく
はルックアップテーブルに記憶される。ブロック４０を
参照されたい。β／ΔＣｐの値は飛行機横滑り角度βと
測定された垂直安定板圧力係数との間の関係を示す。修
正３９の結果はβ（ΔＰ）で示される値を生成し、これ
は次にロール／ヨーレート補償される。ヨーレート補償
値は、飛行機の慣性基準単位によって生成されるヨーレ
ート値を飛行機の真の対気速度（ＶT ）に基づいて利得
調節で乗算する（ブロック４１）ことによって得られ
る。Ｌｘ（ΔＰ）が、飛行機（図１）の中央線１４に沿
う、重心から差圧変換機械３１（図２）の位置への距離
である場合、利得調節はＬｘ（ΔＰ）をＶT で割算する
ことによって生成される。ブロック４３を参照された
い。ロールレート補償値は、飛行機の慣性基準単位によ
って決定されるロールレート値を飛行機の真の対気速度
（ＶT ）に基づいて利得調節で乗算する（ブロック４
５）ことによって得られる。Ｌｚ（ΔＰ）が飛行機の重
心と差圧センサの位置との間の垂直距離である場合、利
得調節はＬｚ（ΔＰ）をＶ T で割算することによって生
成される。ブロック４７を参照されたい。ヨーレート補
償値およびロールレート補償値は減算的に合成される。
ブロック４９を参照されたい。結果として生じる値はβ
（ΔＰ）の値に減算的に合成されて気団横滑り角度（β
airmass ）値を生成する。ブロック５１を参照された
い。
【００２２】相対的に高い周波数の横からの荷重に応じ
て方向舵の動きをもたらし、低周波数入力を減ずるため
に、βairmass 値は高域フィルタによってフィルタ処理
される。ブロック５３を参照されたい。高域フィルタの
遮断周波数ｆC は１秒あたりラジアンで飛行機のダッチ
ロール周波数のおおよそ２５％に等しく、すなわち、ｆ
C は０．２５＊ωDutch rollにほぼ等しい。フィルタ処
理されたβairmass 値はフィルタ処理されたβinertial
値に減算的に合成される。加算器５５を参照されたい。
【００２３】フィルタ処理されたβinertial値は、現行
のボーイング７５７、７６７および７４７−４００機に
通常よく用いられるタイプのヨーダンパモジュールのよ
うなヨーダンパモジュール５６によって生成されるベー
タダッシュ慣性β′inertial値から引出される。ヨーダ
ンパモジュールによって生成されるデータと機能上同等
であるデータを生成するヨーダンパ制御法は、ボーイン
グ７７７機の主要フライトコンピュータに含まれる。従
来の態様で、ヨーダンパコマンドはダッチロールとして
知られる望ましくないヨー振動を相殺する。横滑り角度
βの変化比率であるβ′inertialはヨーダンパ関数の共
通出力である。β′inertial値は、慣性的に決定された
ヨーレート、ロールレート、横加速、およびバンク角度
値を用いて計算される。
【００２４】図２に示されるように、ベータダッシュ慣
性値、すなわちβ′inertial値は、上述のように１秒あ
たりラジアンで飛行機のダッチロール周波数の２５％と
ほぼ等しいｆC でβ′inertialを割算することによって
最初に利得補償される。ブロック５７を参照されたい。
利得調節されたベータダッシュ慣性値はブロック５９に
示されるように低域フィルタ処理される。低域フィルタ
は、ｆC に等しい上方遮断周波数を有する。これは、上
述のようにダッチロール周波数の２５％と等しい。β
inertial低域フィルタ折点周波数はβairmass 高域フィ
ルタ折点周波数と整合されて、飛行機の操縦中に測定さ
れるβairmass を適切にキャンセルする。
【００２５】上述のように、フィルタ処理されたβ
inertial値はブロック５５に示されるように、フィルタ
処理されたβairmass 値に減算的に合成される。結果は
βGustで示される値である。ここでδRUD が方向舵偏向
の程度である場合、βGust値はδ RUD ／βと等しい定常
横滑り静利得値によって利得調節される。ブロック６１
を参照されたい。利得補償されたβGust値は利得整形フ
ィルタによって修正される。ブロック６３を参照された
い。ω1 が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール
周波数のおおよそ２．５倍と等しく、ω2 が１秒あたり
ラジアンで飛行機のダッチロール周波数のおおよそ４．
０倍と等しい場合、利得整形フィルタはω1までで１．
０値を有し、ω2 で１．７値に増加する。利得整形フィ
ルタの実質的な効果は、ｆC およびω1 の間の周波数で
垂直安定板荷重のおおよそ５０％をキャンセルし、ω2
より上の周波数で垂直安定板効果のほとんど全部（８５
％）をキャンセルするはずである。ω1 およびω2 の間
で線形的に変化するように図２において図示されるが、
示される図は従来のＳの形状を有するフィルタを実際に
は漸近的に表わす。現行のフィルタはリードラグフィル
タであり、ω1 はフィルタの下方部分またはリード部分
の３ｄｂポイントであり、ω2 はフィルタの上方部分ま
たはラグ部分の３ｄｂポイントである。
【００２６】以下に説明される流れ分離モニタ６５によ
ってオフに切換えられなければ、利得整形されたフィル
タ値は、β′inertial信号を利得調節することによって
得られるヨーダンパ方向舵コマンドに減算的に合成され
て方向舵コマンドを生成する。ブロック６７を参照され
たい。Ｋ（β′）は対気速度の関数であり、飛行機の型
によって変化する場合、β′inertial信号はＫ（β′）
によって利得調節される。ボーイング７７７機では、Ｋ
（β′）は低対気速度での２．９から高対気速度での
０．８まで変化する。したがって、利得整形されたフィ
ルタ値は方向舵修正コマンドを形成する。
【００２７】流れ分離モニタ６５はΔＣｐ値をモニタ
し、流れ分離を示す、振動するΔＰ信号を検出する。振
動するΔＰ信号が検出されると、利得整形されたフィル
タ値は方向舵コマンドの一部になることを回避される。
むしろ、方向舵修正コマンドは０に減少される。適した
流れ分離モニタは、同時出願された、主題が引用により
本願明細書に援用される、アルン Ａ．ナドゥカーニ
（Arun A. Nadkarni）らによる米国特許「気流分離を示
す振動現象を検出するための方法および装置」（“Meth
od and Apparatus for Detecting Oscillatory Phenome
na Indicative of Airflow Separation ”）に説明され
る。
【００２８】方向舵修正コマンドがまた用いられて、突
風および乱流に応じて飛行機のロール軸の狂いをキャン
セルするために用いることが可能な横制御コマンドを生
成する。より具体的には、図２に示されるように、δ
LAT が均等な車輪の動きの程度と等しく、δRUD が方向
舵の動きの程度と等しい場合、横制御コマンドはδLAT
／δRUD で方向舵修正コマンドを最初に利得修正するこ
とによって生じる。ブロック７１を参照されたい。利得
修正された方向舵修正コマンドは次に、遮断周波数ω3
が１秒あたりラジアンで飛行機のダッチロール周波数の
４．０倍とほぼ等しい低域ホイール作動性フィルタ７３
によってフィルタ処理される。横制御低域フィルタは十
分なバンド幅を提供して飛行機のロールモードを制御す
るが、高い周波数を減じて制御面性能を減少し、主翼構
造モードに結合することを回避する。
【００２９】先行の説明から容易に認識されるように、
この発明は特許第７９４号に説明されるように、乱気流
および突風から生じる飛行機荷重を減少するための方法
および装置に改良を加える。折点周波数ｆC を有するフ
ィルタを用いて１秒あたり１０ラジアンとほぼ等しい
β′inertialおよびβairmass 値をフィルタするよりむ
しろ、フィルタの折点周波数ｆC はダッチロール周波数
のおおよそ２５％に減少されてきた。ダッチロール周波
数範囲を含むようにバンド幅を増加すると、突風および
乱気流への剛体応答を減少することによって突風および
乱気流抑制性能が向上する。事実上、飛行機はダッチロ
ール領域の周波数で風にぶつかって偏揺することを回避
される。ダッチロール周波数範囲で動作するには、以下
に説明されるように気団および慣性横滑りのバランスが
向上される必要がある。広いバンド幅はまた、突風また
は乱流による横滑りをより長く持続し、風見安定を効果
的に減少する。風見安定が減少することで、飛行機の上
反角効果のために突風および乱流でロールオフが増加す
る。この効果は以下により多く説明されるように、横制
御コマンドによって処理される。気団および慣性横滑り
の間のバランスは、ヨーレートおよびロールレートに対
して差圧信号ΔＰを訂正することによって向上する。訂
正することで、気団横滑り角度がより厳密に測定され
る。ヨーレートおよびロールレートを訂正すると、操縦
中に気団横滑り角度および慣性横滑り角度の間でより良
いバランスがもたらされ、したがって、飛行機の操縦性
を劣化し得る疑似地上指令を最小にする。上述のよう
に、ヨーレートおよびロールレートを訂正することは、
高域フィルタの折点周波数ｆC がダッチロール周波数よ
り下である場合特に重要になる。
【００３０】利得整形フィルタ６３を含むことで、方向
舵利得は周波数の関数として変化する。整形フィルタは
高周波数利得を７０％増加する。利得整形の実質の効果
は、ｆC およびω1 の間の周波数で垂直安定板突風荷重
および垂直安定板乱気流荷重のおおよそ５０％をキャン
セルし、ω2 より上の周波数に対して垂直安定板突風荷
重のほとんどすべて（８５％）をキャンセルするはずで
ある。垂直安定板荷重のおおよそ半分が、胴体揚力によ
る横からの荷重を釣り合わせるために低周波数で必要と
される。高い周波数では、胴体揚力増大時定数は十分に
遅いので、本質的にすべての垂直安定板荷重がキャンセ
ルされ得る。この目的は、実質の偏揺モーメントが０で
あるように、飛行機の主翼および機体による偏揺モーメ
ントを垂直安定板による偏揺モーメントと釣り合わせる
だけである。最適な性能は、突風および乱気流による０
偏揺モーメントを提供することによってもたらされる。
整形フィルタは、低周波数範囲で過剰コマンドすること
なしに、高周波数範囲で利得を増加させる。事実上、飛
行機はダッチロールおよび第１の機体曲げの間の周波数
範囲で風にぶつかって偏揺することを回避される。気団
横滑り角度を高域フィルタ処理すると、飛行機はｆC よ
り下の周波数に対して風にぶつかる。上述のように、ω
1 およびω2 に対する名目上の周波数はダッチロール周
波数のそれぞれ２．５倍および４．０倍である。何らか
の所与の飛行機に対する特定の周波数と利得の大きさと
は、ある程度主翼／機体／ナセルおよび垂直安定板構成
の関数として変化する。
【００３１】上述のように、横制御突風抑制コマンドま
たは横制御乱流抑制コマンドは方向舵修正コマンドを横
滑りスケールすることによって獲得される。横制御コマ
ンドのバンド幅は、ホイール作動性フィルタ７３の切捨
て周波数であるω3 によって制限されて可撓モード結合
を防ぐ。横制御コマンドは、フライバイワイヤ飛行制御
システムの横制御区分への一連の入力、または、従来の
飛行制御システムにおける補助翼サーポもしくは自動操
縦横制御サーポへの一連の入力を形成できる。ダッチロ
ール周波数の４．０倍にほぼ等しいバンド幅を有する横
制御コマンドを用いると、飛行機の可撓体および主翼モ
ードに結合することなしに剛体ロール応答が最小にされ
る。横制御コマンドは突風および乱気流へのロール応答
を減少することによって飛行機の操縦性を向上する。横
制御コマンドは剛体乱流応答および剛体突風応答を制御
する際の重要な要素であり、これは、飛行機の風見安定
が人工的に減少されると、コマンドが（上反角効果のた
めに）ロールオフする傾向を無効にするからである。事
実上、飛行機は折点周波数ｆC 以上で乱流および突風の
ために偏揺することを回避される。
【００３２】先行の説明から容易に認識されるように、
飛行機が不連続な突風を受け、または乱気流に遭遇する
と、この発明によって、飛行機の機尾機室横向き運動が
実質的に減少される。機尾機室剛体変位を減少すると、
乗客の乗り心地と客室乗務員の作業環境とが向上する。
突風および乱気流へのロール軸応答およびヨー軸応答を
減少すると、操縦性および進路制御が向上し、これによ
って操縦士の作業負荷が減少される。垂直安定板差圧が
望ましくない運動を防ぐために用いられるので、方向舵
および横制御コマンドは従来のシステムよりも有効であ
る。コマンドされない運動を減ずるというより、この発
明は不連続な突風および乱気流が狂いを生じるのを防
ぐ。
【００３３】この発明の好ましい実施例が例示され、か
つ説明されるが、前掲の特許請求の範囲内で本明細書に
さまざまな変化がなされ得ることが認識される。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来の商業用ジェット運輸機の平面図である。
【図２】この発明の目下好ましい実施例の制御法図であ
る。
【符号の説明】
１３ 横力 １５ 垂直安定板 １７ 方向舵 ３１ 差圧センサ
フロントページの続き (72)発明者 アルン・エイ・ナドゥカーニ アメリカ合衆国、98034 ワシントン州、 カークランド、エヌ・イー・ワンハンドレ ッドアンドサーティフィフス・ストリー ト、12836 (72)発明者 ポール・サロ アメリカ合衆国、98168 ワシントン州、 シアトル、オクシデンタル・アベニュ・サ ウス、10247

Claims (39)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 飛行機の機尾機室における望ましくない
    横向き運動を減少するための方向舵修正コマンドを生成
    する方法であって、 飛行機の垂直安定板の両側で差圧を決定するステップ
    と、 前記差圧に基づいて気団横滑り角度値を生成するステッ
    プと、 前記気団横滑り角度をロールおよびヨー補償して、補償
    された気団横滑り角度値を生成するステップと、 飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％である折
    点周波数を有するフィルタで、前記補償された気団横滑
    り角度値を高域フィルタ処理して、第１の方向舵偏向値
    を生成するステップと、 飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５％である折
    点周波数を有するフィルタで、慣性的に引出された横滑
    り角速度値を利得調節し、かつ低域フィルタ処理するこ
    とによって第２の方向舵偏向値を引出すステップと、 前記第１および第２の方向舵偏向値を減算的に合成する
    ステップと、 前記合成された第１および第２の方向舵偏向値を利得整
    形フィルタ処理して方向舵修正コマンドを生成するステ
    ップとを含み、前記利得整形フィルタするステップは、
    前記合成された第１および第２の方向舵偏向値を飛行機
    のダッチロール周波数の関数として利得修正する、方
    法。
  2. 【請求項２】 前記方向舵偏向値は、値が飛行機の静気
    圧を引いた全気圧の関数である可変淀み圧ｑC で前記差
    圧を割算することによって生成される、請求項１に記載
    の方法。
  3. 【請求項３】 前記方向舵偏向値はまた、値が飛行機の
    マッハ速度に基づく因子β／ΔＣｐによって補償され
    る、請求項２に記載の方法。
  4. 【請求項４】 前記方向舵偏向値の前記ロールおよびヨ
    ー補償は、 飛行機の真の対気速度に基づいてロールレート利得調節
    で飛行機のロールレートを乗算することによってロール
    レート補償値を獲得するステップと、 飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で
    飛行機のヨーレートを乗算することによってヨーレート
    補償値を獲得するステップと、 前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を
    減算的に合成して、合成されたロールおよびヨーレート
    補償値を生成するステップと、 前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方
    向舵偏向値に減算的に合成するステップとを含む、請求
    項３に記載の方法。
  5. 【請求項５】 前記ヨーレート利得調節はＶT によって
    割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（ΔＰ）
    は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、前記
    差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行機の
    真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節はＶT
    によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｚ
    （ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出された位
    置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対気速
    度である、請求項４に記載の方法。
  6. 【請求項６】 前記合成された第１および第２の方向舵
    偏向値は、利得整形フィルタ処理される前に利得調節さ
    れる、請求項５に記載の方法。
  7. 【請求項７】 δRUD が方向舵の動きの程度と等しく、
    かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記合成さ
    れた第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調節はδ
    RUD ／βと等しい量だけなされる、請求項６に記載の方
    法。
  8. 【請求項８】 ω1 が飛行機のダッチロール周波数のお
    およそ２．５倍と等しく、かつω2 が飛行機のダッチロ
    ール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、前記利得
    整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω2
    以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で変
    化する、請求項７に記載の方法。
  9. 【請求項９】 前記方向舵修正コマンドに基づいて横制
    御コマンドを生成するステップを含む、請求項８に記載
    の方法。
  10. 【請求項１０】 δLAT が均等なホイールの動きの程度
    と等しく、かつδRU D が方向舵の動きの程度と等しい場
    合、前記方向舵修正コマンドはδLAT ／δRU D の因子に
    よって利得調節される、請求項９に記載の方法。
  11. 【請求項１１】 前記横制御コマンドは前記方向舵修正
    コマンドを低域フィルタ処理することによって獲得さ
    れ、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほ
    ぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の遮断周波数を
    有する、請求項１０に記載の方法。
  12. 【請求項１２】 前記方向舵偏向値はまた、値が飛行機
    のマッハ速度に基づく因子β／ΔＣｐによって補償され
    る、請求項１に記載の方法。
  13. 【請求項１３】 前記方向舵偏向値の前記ロールおよび
    ヨー補償は、 飛行機の真の対気速度に基づいてロールレート利得調節
    で飛行機のロールレートを乗算することによってロール
    レート補償値を獲得するステップと、 飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で
    飛行機のヨーレートを乗算することによってヨーレート
    補償値を獲得するステップと、 前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を
    減算的に合成して、合成されたロールおよびヨーレート
    補償値を生成するステップと、 前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方
    向舵偏向値に減算的に合成するステップとを含む、請求
    項１に記載の方法。
  14. 【請求項１４】 前記ヨーレート利得調節はＶT によっ
    て割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（Δ
    Ｐ）は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、
    前記差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行
    機の真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節は
    ＶT によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここで
    Ｌｚ（ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出され
    た位置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対
    気速度である、請求項１３に記載の方法。
  15. 【請求項１５】 前記合成された第１および第２の方向
    舵偏向値は、利得整形フィルタ処理される前に利得調節
    される、請求項１に記載の方法。
  16. 【請求項１６】 δRUD が方向舵の動きの程度と等し
    く、かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記合
    成された第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調節
    はδRUD ／βと等しい量だけなされる、請求項１５に記
    載の方法。
  17. 【請求項１７】 ω1 が飛行機のダッチロール周波数の
    おおよそ２．５倍に等しく、かつω2 が飛行機のダッチ
    ロール周波数のおおよそ４．０倍に等しい場合、前記利
    得整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω
    2 以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で
    変化する、請求項１に記載の方法。
  18. 【請求項１８】 前記方向舵修正コマンドに基づいて横
    制御コマンドを生成するステップを含む、請求項１に記
    載の方法。
  19. 【請求項１９】 δLAT が均等なホイールの動きの程度
    と等しく、かつδRU D が方向舵の動きの程度と等しい場
    合、前記方向舵修正コマンドはδLAT ／δRU D の因子に
    よって利得調整される、請求項１８に記載の方法。
  20. 【請求項２０】 前記横制御コマンドは前記方向舵修正
    コマンドを低域フィルタ処理することによって獲得さ
    れ、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の４．０倍とほ
    ぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の遮断周波数を
    有する、請求項１９に記載の方法。
  21. 【請求項２１】 飛行機の方向舵に適用されると、飛行
    機の機尾機室における望ましくない横向き運動を減少す
    るために適した方向舵修正コマンドを生成するためのシ
    ステムであって、 （ａ） 飛行機の垂直安定板の両側で差圧を測定するた
    めの差圧センサと、 （ｂ） 前記差圧センサに接続される方向舵修正コマン
    ドサブシステムとを含み、前記方向舵修正コマンドサブ
    システムは、 （１） 可変淀み圧ｑC で差圧測定を割算して圧力係数
    値を生成するための割算器と、 （２） 前記圧力係数値を気団横滑り角度値へ変換する
    因子によって前記圧力係数値をスケールするためのスケ
    ーラと、 （３） 前記気団横滑り角度値を補償して、補償された
    気団横滑り角度値を生成するためのロールおよびヨーレ
    ート補償器と、 （４） 前記補償された気団横滑り角度値をフィルタ処
    理し、第１の方向舵偏 向値を生成するための高域フィルタとを含み、前記高域
    フィルタは飛行機のダッチロール周波数のおおよそ２５
    ％である折点周波数を有し、さらに、 （５） 慣性的に引出された横滑り角度比率値をフィル
    タ処理し、第２の方向舵偏向値を生成するための低域フ
    ィルタを有し、前記低域フィルタは飛行機のダッチロー
    ル周波数のおおよそ２５％である折点周波数を有し、さ
    らに、 （６） 前記第１および第２の方向舵偏向値を合成する
    ための減算器と、 （７） 前記合成された第１および第２の方向舵偏向値
    をフィルタ処理して方向舵修正コマンドを生成するため
    の利得整形フィルタとを含み、前記利得整形フィルタは
    前記合成された第１および第２の方向舵偏向値を飛行機
    のダッチロール周波数の関数として利得修正する、シス
    テム。
  22. 【請求項２２】 前記方向舵修正コマンドサブシステム
    はまた、値が飛行機のマッハ速度に基づく因子β／ΔＣ
    ｐによって前記方向舵偏向値を補償するための方向舵補
    償器を含む、請求項２１に記載のシステム。
  23. 【請求項２３】 前記ロールおよびヨーレート補償器
    は、 飛行機の真の対気速度に基づいてロールレート利得調節
    で飛行機のロールレートを乗算するためのロールレート
    乗算器と、 飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で
    飛行機のヨーレートを乗算するためのヨーレート乗算器
    と、 前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を
    合成して、合成されたロールおよびヨーレート補償値を
    生成するための第１の減算器と、 前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方
    向舵偏向値に合成するための第２の減算器とを含む、請
    求項２２に記載のシステム。
  24. 【請求項２４】 前記ヨーレート利得調節はＶT によっ
    て割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（Δ
    Ｐ）は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、
    前記差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行
    機の真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節は
    ＶT によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここで
    Ｌｚ（ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出され
    た位置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対
    気速度である、請求項２３に記載のシステム。
  25. 【請求項２５】 前記方向舵修正コマンドサブシステム
    は、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値が前
    記利得整形フィルタによってフィルタ処理される前に、
    合成された第１および第２の方向舵偏向値を利得調節す
    るための利得調節器を含む、請求項２４に記載のシステ
    ム。
  26. 【請求項２６】 δRUD が方向舵の動きの程度と等し
    く、かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記合
    成された第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調整
    はδRUD ／βと等しい量だけなされる、請求項２５に記
    載のシステム。
  27. 【請求項２７】 ω1 が飛行機のダッチロール周波数の
    おおよそ２．５倍と等しく、かつω2 が飛行機のダッチ
    ロール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、前記利
    得整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω
    2 以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で
    変化する、請求項２６に記載のシステム。
  28. 【請求項２８】 前記方向舵修正コマンドに基づいて横
    制御コマンドを生成するための横制御コマンドサブシス
    テムを含む、請求項２７に記載のシステム。
  29. 【請求項２９】 前記横制御コマンドサブシステムは前
    記方向舵修正コマンドをフィルタ処理するための低域フ
    ィルタを含み、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の
    ４．０倍とほぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の
    遮断周波数を有する、請求項２８に記載のシステム。
  30. 【請求項３０】 δLAT が均等なホイールの動きの程度
    と等しく、かつδRU D が方向舵の動きの程度と等しい場
    合、前記横制御コマンドサブシステムは、δ LAT ／δ
    RUD の因子によって前記方向舵修正コマンドを利得調節
    するための利得調節器を含む、請求項２９に記載のシス
    テム。
  31. 【請求項３１】 前記方向舵修正コマンドサブシステム
    はまた、値が飛行機のマッハ速度に基づいて因子β／Δ
    Ｃｐによって前記方向舵偏向値を補償するための方向舵
    補償を含む、請求項２１に記載のシステム。
  32. 【請求項３２】 前記ロールおよびヨーレート補償器
    は、 飛行機の真の対気速度基づいてロールレート利得調節で
    飛行機のロールレートを乗算するためのロールレート乗
    算器と、 飛行機の真の対気速度に基づいてヨーレート利得調節で
    飛行機のヨーレートを乗算するためのヨーレート乗算器
    と、 前記ロールレート補償値および前記ヨーレート補償値を
    合成して、合成されたロールおよびヨーレート補償値を
    生成するための第１の減算器と、 前記合成されたロールおよびヨーレート補償値を前記方
    向舵偏向値に合成するための第２の減算器とを含む、請
    求項２１に記載のシステム。
  33. 【請求項３３】 前記ヨーレート利得調節はＶT によっ
    て割算されるＬｘ（ΔＰ）と等しく、ここでＬｘ（Δ
    Ｐ）は、飛行機の中心線に沿って、飛行機の重心から、
    前記差圧が検出された位置への距離であり、ＶT は飛行
    機の真の対気速度であり、前記ロールレート利得調節は
    ＶT によって割算されるＬｚ（ΔＰ）と等しく、ここで
    Ｌｚ（ΔＰ）は、飛行機の重心と、前記差圧が検出され
    た位置との間の垂直距離であり、ＶT は飛行機の真の対
    気速度である、請求項３２に記載のシステム。
  34. 【請求項３４】 前記方向舵修正コマンドサブシステム
    は、前記合成された第１および第２の方向舵偏向値が前
    記利得整形フィルタによってフィルタ処理される前に、
    合成された第１および第２の方向舵偏向値を利得調節す
    るための利得調節器を含む、請求項２１に記載のシステ
    ム。
  35. 【請求項３５】 δRUD が方向舵の動きの程度と等し
    く、かつβが飛行機の横滑り角度と等しい場合、前記結
    合された第１および第２の方向舵偏向値の前記利得調節
    はδRUD ／βと等しい量だけなされる、請求項３４に記
    載のシステム。
  36. 【請求項３６】 ω1 が飛行機のダッチロール周波数の
    おおよそ２．５倍と等しく、かつω2 が飛行機のダッチ
    ロール周波数のおおよそ４．０倍と等しい場合、前記利
    得整形フィルタはω1 以下で１．０の利得値を有し、ω
    2 以上で１．７の利得値を有し、ω1 およびω2 の間で
    変化する、請求項２１に記載のシステム。
  37. 【請求項３７】 前記方向舵修正コマンドに基づいて横
    制御コマンドを生成するための横制御コマンドサブシス
    テムを含む、請求項２１に記載のシステム。
  38. 【請求項３８】 前記横制御コマンドサブシステムは前
    記方向舵修正コマンドをフィルタ処理するための低域フ
    ィルタを含み、ω3 が飛行機のダッチロール周波数の
    ４．０倍とほぼ等しい場合、前記低域フィルタはω3 の
    遮断周波数を有する、請求項３７に記載のシステム。
  39. 【請求項３９】 δLAT が均等なホイールの動きの程度
    と等しく、かつδRU D が方向舵の動きの程度と等しい場
    合、前記横制御コマンドサブシステムはδLA T ／δRUD
    の因子によって前記方向舵修正コマンドを利得調節する
    ための利得調節器を含む、請求項３８に記載のシステ
    ム。
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