特許 6981738 性能向上のためのズーム上昇防止システム

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6981738

(24)【登録日】2021年11月22日

(45)【発行日】2021年12月17日

(54)【発明の名称】性能向上のためのズーム上昇防止システム

(51)【国際特許分類】

   B64C 13/00 20060101AFI20211206BHJP

【ＦＩ】

   B64C13/00 A

【請求項の数】8

【外国語出願】

【全頁数】15

(21)【出願番号】特願2016-151062(P2016-151062)

(22)【出願日】2016年8月1日

(65)【公開番号】特開2017-81527(P2017-81527A)

(43)【公開日】2017年5月18日

【審査請求日】2019年7月31日

(31)【優先権主張番号】14/921,841

(32)【優先日】2015年10月23日

(33)【優先権主張国】US

【前置審査】

(73)【特許権者】

【識別番号】500520743

【氏名又は名称】ザ・ボーイング・カンパニー

【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ

(74)【代理人】

【識別番号】100108453

【弁理士】

【氏名又は名称】村山 靖彦

(74)【代理人】

【識別番号】100133400

【弁理士】

【氏名又は名称】阿部 達彦

(74)【代理人】

【識別番号】100163522

【弁理士】

【氏名又は名称】黒田 晋平

(74)【代理人】

【識別番号】100154922

【弁理士】

【氏名又は名称】崔 允辰

(72)【発明者】

【氏名】ヘンリー・エル・ボーフレール

【審査官】 金田 直之

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許第０３９６３１９７（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特表昭６３−５００７４０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２００５／０２７８０８５（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特表２０１１−５３０４４２（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｃ １３／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ビークルの操作態様を向上させる方法であって、前記方法は、
操縦面を偏向させるために使用される制御変数の限界を設定するステップであって、前記限界が、不利なフライト条件（ＵＦＣ）迎角（α）またはターゲット迎角（α）および迎角の変化率（α'）の関数として設定される、ステップと、
パイロットから受信される制御変数コマンドが前記制御変数の前記限界を超えるのを防止するステップと
を含み、
前記操縦面を偏向させるために使用される前記制御変数は制御ループの一部であり、前記方法は、
前記パイロットから受信される前記制御変数コマンドがしきい値限界を超えると判定するステップと、
第１のフィードバックベースから第２のフィードバックベースに前記制御ループを変更するステップと
をさらに含み、
前記第１のフィードバックベースは、センサデータを使用して計算されたビークル速度誤差値を使用し、前記第２のフィードバックベースは、前記ビークル速度誤差値を０に設定する、方法。

【請求項2】

前記制御変数の前記限界を設定するステップは、前記ＵＦＣ α またはターゲットα からα' の利得調整された値を減算するステップを含む、請求項１に記載の方法。

【請求項3】

前記第１のフィードバックベースは固定制御変数限界を含み、前記第２のフィードバックベースは、前記ＵＦＣ α またはターゲットα およびα' の前記関数として設定された前記限界を含む、請求項１に記載の方法。

【請求項4】

前記α' に基づいて前記操縦面を偏向させるために使用される前記制御変数に前記限界を設定するステップとともに、減速率を制御するステップをさらに含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。

【請求項5】

前記減速率が３ノット／秒に限定される、請求項４に記載の方法。

【請求項6】

ビークルの操作態様を向上させるシステムであって、前記システムは、
機体と、
前記ビークルの姿勢に関係する制御変数を生成するためにパイロットによって使用されるフライトコントロールと、
フライト中の前記ビークルの前記姿勢に影響を及ぼす操縦面と、
前記機体に結合された迎角センサと、
前記フライトコントロール、前記迎角センサ、および前記操縦面に結合されたフライトクリティカルデジタルコンピュータであって、前記フライトクリティカルデジタルコンピュータがプロセッサとメモリとを含み、前記メモリは、コンピュータ実行可能命令を有し、当該コンピュータ実行可能命令は、前記プロセッサによって実行された場合に、
前記フライトコントロールから前記制御変数を受信することと、
前記フライトコントロールから受信された前記制御変数に応答して前記操縦面を偏向させることと、
前記制御変数の時間積分がしきい値を超えると判定することと、
前記制御変数の時間積分が前記しきい値を超える場合に、計算された迎角を前記ビークルが超えるのを防止する前記操縦面の移動を制限するために、ＵＦＣ迎角（α）またはターゲット迎角（α）および迎角の変化率（α'）の関数として前記制御変数に限界を設定することと、
を前記フライトクリティカルデジタルコンピュータに行わせ、
前記フライトクリティカルデジタルコンピュータは、前記制御変数が前記しきい値よりも小さい場合に第１のフィードバックループを使用し、前記制御変数の前記時間積分が前記しきい値よりも大きい場合に第２のフィードバックループを使用し、
前記第１のフィードバックループは、センサデータを使用して計算されたビークル速度誤差値を使用し、前記第２のフィードバックループは、前記ビークル速度誤差値を０に設定する、フライトクリティカルデジタルコンピュータと
を備える、システム。

【請求項7】

前記ビークルの速度を報告する速度センサと、
前記ビークルの高度を報告する高度センサとをさらに備え、前記フライトクリティカルデジタルコンピュータは、前記ＵＦＣ α またはターゲットα を決定するために前記ビークルの前記速度および前記高度を使用する、請求項６に記載のシステム。

【請求項8】

前記第１のフィードバックループは、最大制御変数値に基づいて制御変数リミッタを設定し、前記第２のフィードバックループは、前記ＵＦＣ α またはターゲットαおよび前記α' の前記関数に基づいて前記制御変数リミッタを設定する、請求項６に記載のシステム。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、一般に航空機制御に関し、より詳細には、フライバイワイヤ航空機における高い迎角での、または望まれる迎角を超える不利なフライト条件の防止に関する。

【背景技術】

【0002】

フライバイワイヤ飛行機は、許容できる限界を越える揚力の低減、高速バフェット、ピッチアップ、横方向の不安定性またはこれらの組合せを含む、高い迎角において起こり得る不利なフライト条件（ＵＦＣ）を防止するために、迎角を限定することを試みる。これらの条件は、迎角を、これらの望ましくない特性が起こる迎角にあるか、またはそれをわずかに下回る何らかのものに限定することによって回避され得る。迎角は、速度（対気速度）に密接に関係し、速度に反比例して増加する。しかしながら、急速な減速により、本迎角は、望まれる迎角限界を迅速に超え、制御困難である条件または上記で指摘した他の望ましくない特性のいずれかに航空機をさらさせ得る。

【発明の概要】

【課題を解決するための手段】

【0003】

本開示の一態様では、ビークルの操作態様を向上させる方法は、操縦面を偏向させるために使用される制御変数の限界を設定するステップを含み、限界は、不利なフライト条件および／または望まれるターゲット迎角および迎角の変化率（α'）の関数として設定される。本方法はまた、パイロット制御変数コマンドが限界を超えるのを防止するステップを含む。

【0004】

本開示の別の態様では、ビークルの操作態様を向上させる方法は、制御ループを使用して操縦面を偏向させるステップと、ある条件が存在すると判定するステップとを含む。条件が存在する場合に、迎角の変化率に基づいて操縦面を偏向させるステップに限界を設定する。

【0005】

本開示のまた別の態様では、ビークルの操作態様を向上させるシステムは、機体と、ビークルの姿勢に関係する制御変数を設定するためにパイロットによって使用されるフライトコントロールと、フライト中のビークルの姿勢に影響を及ぼす操縦面とを含む。本システムはまた、機体に結合された迎角センサおよび迎角率センサと、フライトコントロール、迎角センサ、および操縦面に結合されたフライトクリティカルデジタルコンピュータとを含む。フライトクリティカルデジタルコンピュータはプロセッサとメモリとを含み、メモリは、プロセッサによって実行された場合に、フライトコントロールから制御変数を受信することと、フライトコントロールから受信された制御変数に応答して操縦面を偏向させることとをフライトクリティカルデジタルコンピュータに行わせるコンピュータ実行可能命令を有する。フライトクリティカルデジタルコンピュータはまた、制御変数がしきい値を超えると判定し、制御変数がしきい値を超える場合に、ビークルがＵＦＣに達するおよび／または望まれる迎角限界を超えるのを防ぐための操縦面の偏向を制限するために、不利なフライト条件および／または望まれるターゲット迎角および迎角の変化率の関数として制御変数に限界を設定する。

【0006】

本発明は、ビークルの操作態様を向上させる方法を伴うことができ、本方法は、操縦面を偏向させるために使用される制御変数の限界を設定するステップであって、限界が、不利なフライト条件（ＵＦＣ）／ターゲット迎角（α）および迎角の変化率（α'）の関数として設定される、ステップと、パイロットから受信される制御変数コマンドが制御変数の限界を超えるのを防止するステップとを含み得る。制御変数の限界を設定するステップは、精度を向上させるためにＵＦＣ／ターゲットα からα' の利得調整された値を減算するステップを含み得る。操縦面を偏向させるために使用される制御変数は、制御ループの一部であり得る。信頼性を改善するために、本方法はまた、パイロットから受信される制御変数コマンドがしきい値限界を超えると判定するステップと、第１のフィードバックベースから第２のフィードバックベースに制御ループを変更するステップとを含み得る。第１のフィードバックベースは固定制御変数限界を含み得、第２のフィードバックベースは、ＵＦＣ／ターゲットα およびα' の関数として設定された限界を含む。第１のフィードバックベースは、センサデータを使用して計算されたビークル速度誤差値を使用し得、第２のフィードバックベースは、ビークル速度誤差値を０に設定する。本方法はまた、α' に基づいて操縦面を偏向させるために使用される制御変数に限界を設定するステップとともに、減速率を含み得る。減速率は３ノット／秒に限定され得る。

【0007】

本発明は、ビークルの操作態様を向上させる方法を伴うことができ、本方法は、制御ループを使用して操縦面を偏向させるステップと、ある条件が存在すると判定するステップと、条件が存在する場合、迎角の変化率に基づいて操縦面を偏向させるステップに限界を設定するステップとを含み得る。本方法はまた、条件が存在する場合、制御ループの速度誤差を０に設定するステップを含み得る。迎角の変化率に基づいて操縦面を偏向させるステップに限界を設定するステップは、限界を、本迎角の変化率と因子との積よりも小さいＵＦＣ／ターゲットα の変数値に等しく設定するステップを伴い得る。ＵＦＣ／ターゲットα の変数値は、翼構成と、ビークルの速度（マッハ）と、ビークルの高度との組合せに従って決定され得る。本方法はまた、迎角の変化率に基づいて操縦面を偏向させるステップの関数としてビークル減速を限定するステップを含み得る。０．７よりも大きい減衰応答を引き起こすために、制御ループにおけるα' フィードバック利得が選択され得る。α' フィードバック利得は、速度減速を毎秒３ノットのレートに限定するように選択され得る。条件は、c*-cmd の積分がc*-cmd の積分の所定のしきい値を超えることであり得る。c*-cmd がc*-cmd しきい値よりも小さい場合、条件は存在し得ず、その結果、c*-cmd の積分は０に設定され得、操縦面を調整するステップへの限界は、c*-cmd の値を最大化するように設定され得る。

【0008】

本発明は、ビークルの操作態様を向上させるシステムを伴うことができ、本システムは、機体と、ビークルの姿勢に関係する制御変数を生成するためにパイロットによって使用されるフライトコントロールと、フライト中のビークルの姿勢に影響を及ぼす操縦面と、機体に結合された迎角センサと、フライトコントロール、迎角センサ、および操縦面に結合されたフライトクリティカルデジタルコンピュータとを含み得、フライトクリティカルデジタルコンピュータはプロセッサとメモリとを含み、メモリは、プロセッサによって実行された場合、フライトコントロールから制御変数を受信することと、フライトコントロールから受信された制御変数に応答して操縦面を偏向させることと、制御変数の時間積分がしきい値を超えると判定することと、制御変数がしきい値を超える場合、計算された迎角をビークルが超えるのを防止する操縦面の移動を制限するために、ＵＦＣ／ターゲット迎角（α）および迎角の変化率（α'）の関数として制御変数に限界を設定することとをフライトクリティカルデジタルコンピュータに行わせるコンピュータ実行可能命令を有する。性能を向上させるために、本システムはまた、ビークルの速度を報告する速度センサと、ビークルの高度を報告する高度センサとを含み得、フライトクリティカルデジタルコンピュータは、ＵＦＣ／ターゲットα を決定するためにビークルの速度および高度を使用する。信頼性を改善するために、フライトクリティカルデジタルコンピュータは、制御変数がしきい値よりも小さい場合に第１のフィードバックループを使用し、制御変数の時間積分がしきい値よりも大きい場合に第２のフィードバックループを使用し得る。第１のフィードバックループは、最大制御変数値に基づいて制御変数リミッタを設定し得、第２のフィードバックループは、ＵＦＣ／ターゲットα およびα' の関数に基づいて制御変数リミッタを設定する。

【0009】

述べられた特徴、機能、および利点は、様々な実施形態において独立して達成され得るか、あるいはさらに他の実施形態において組み合わされ得、それらの実施形態のさらなる詳細については以下の説明および図面を参照するとわかるであろう。

【0010】

開示する方法および装置のより完全な理解のために、添付の図面においてより詳細に示された実施形態への参照が行われるべきである。

【図面の簡単な説明】

【0011】

【図1】本開示による代表的なビークルの斜視図である。

【図2】図１のビークルにおいて使用されるフライトクリティカルデジタルコンピュータのブロック図である。

【図3】迎角の図である。

【図4】迎角の別の図である。

【図5】本開示によるコマンドループの図である。

【図6】動作モード中のコマンドループのサブセットの図である。

【図7】ズーム上昇ＵＦＣ保護を示すビークルにおける制御カラム位置の時間履歴グラフである。

【図8】ビークルの迎角の比較チャートである。

【図9】ビークルの速度（対気速度）の比較チャートである。

【図10】ビークルのピッチ姿勢の比較チャートである。

【図11】ズーム上昇ＵＦＣ／迎角限界保護の出入りのフローチャートである。

【図12】図１１のフローチャートの要素におけるc*-cmd の積分の使用の一例である。

【発明を実施するための形態】

【0012】

図面は必ずしも一定の縮尺ではなく、開示する実施形態は、時々、概略的に部分図で示されることを理解されたい。いくつかの事例では、開示する方法および装置の理解のために不要であるか、または他の詳細を知覚するのを困難にさせる詳細については、省略していることがある。もちろん、本開示は、本明細書に示された特定の実施形態に限定されないことを理解されたい。

【0013】

図１はビークル１００を示す。図１では航空機であるビークル１００は、胴体１０３と翼１０４とを含む機体１０２を有する。推進ユニット１０６が翼１０４に結合され得る。翼１０４はまた、翼前縁キャンバを増加させ、それによってより多くの揚力が生じるように、着陸など、いくつかの状況において配備され得るフラップ１０８および前縁デバイス１１０を含み得る。尾部セクション１１２は、フライト中にビークルのピッチ姿勢に影響を及ぼす操縦面１１６の一例である昇降舵１１４を含む。

【0014】

図２は、ビークル１００の追加の要素のブロック図である。フライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２は、プロセッサ１２４と、メモリ１２６とを含む。データ入出力バス１２８は、プロセッサ１２４をメモリ１２６に結合する。バス１２８はまた、限定はしないが、ビークル構成１３０、迎角センサ１３１、フライトコントロール１３２、速度センサ１３３、高度センサ１３４、Ｇ力センサ１３５、ピッチセンサ１３６、およびピッチレートセンサ１３７を含む、様々な入力および出力にフライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２を接続する。ビークル構成１３０は、前縁デバイス１１０、フラップ１０８、昇降舵１１４の位置などを含む、ビークル１００の状態を判定するいくつかのセンサおよび／またはアクチュエータからの入力を表す。

【0015】

図３および図４を手短に参照すると、迎角（α）は、翼１７０の弦１７２と気流１７４との間の角度として定義される。図３は０のα を示すが、図４が正のα を示す。図２に戻ると、α センサ１３１はＬＩＤＡＲセンサであり得るか、あるいはα は、圧力センサのアレイ（図示せず）、ベーン、または別の機構を使用して決定され得る。フライトコントロール１３２は、ビークル１００のそれぞれピッチ／ロールおよびエンジン出力を指令するためのよく知られているカラム／ホイールおよびスロットルコントロールを含み得る。速度センサ１３３は、速度（対気速度）、対地速度、または両方を報告するために、ピトー管、ＧＰＳ、慣性センサ、ＬＩＤＡＲなどを使用し得る。高度センサ１３４は、ビークル１００の高度を決定するために、空気圧力、ＧＰＳ、レーダー応答器などを使用し得る。Ｇ力センサ１３５は、重力に対する力に関して加速度を測定する。ピッチセンサ１３６およびピッチレートセンサ１３７は、それぞれ、ビークル１００のピッチおよびピッチの変化率を測定し、ただし、ピッチは、地平線に対するビークル１００の前後方向の姿勢である。

【0016】

フライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２はまた、昇降舵１１４などの操縦面１１６を偏向させるために、油圧シリンダまたは電気サーボモーターなどの操縦面アクチュエータ１３８を動作させる出力など、１つまたは複数の出力を含み得る。方向舵、スポイラーおよび補助翼を含む、他の操縦面のための追加の出力もフライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２から指令され得るが、明快のために意図的に省略している。

【0017】

プロセッサ１２４は、メモリ１２６に記憶された命令を実行するように物理的に構成されたハードウェアデバイスである。メモリ１２６は、限定はしないが、ＲＡＭ、ＲＯＭ、ＰＲＯＭおよび他の固体構造を含む半導体メモリであり得、また、ＣＤ、ＤＶＤ、および／またはフラッシュメモリデバイスなどの大容量記憶デバイスおよび／またはリムーバブル記憶媒体を含み得るが、搬送波などの伝搬される媒体を含まない。メモリ１２６は、フライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２の動作を管理するために使用されるオペレーティングシステム１４０と、フライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２における条件を構成し診断するために使用されるユーティリティ１４２とを含み得る。メモリ１２６はまた、制御機能１４４のための命令、ならびに動作データおよび／またはルックアップテーブル１４６を含み得る。制御機能１４４は、プロセッサ１２４によって実行された場合、フライトコントロールから制御変数を受信することと、操縦面１１６のための望まれる設定を決定することと、制御変数に応答して操縦面１１６を移動することとをフライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２に行わせる命令を含み得る。

【0018】

制御機能１４４はまた、制御変数がしきい値を超えると判定するために使用される命令を含み得る。一実施形態では、しきい値は、動作データおよびルックアップテーブル１４６中に記憶され得る。制御変数は、負荷因子と呼ばれることがあるＧ力コマンド（g-cmd）、または迎角コマンド（α-cmd）であり得る。他の実施形態では、Ｃ＊コマンドシステム（ｇの単位を用いた法線力およびピッチレートコマンドの組合せに基づくｇコマンドシステム）または様々な飛行機製造業者によって使用されるＣ＊Ｕコマンドシステムにおいて知られているように、コマンド変数のために別の性能指数が使用され得る。この説明では、制御変数はc*-cmd を参照される。例えば、多くの現代のシステムは、ビークル１００が非ターミナル操作のために構成された場合に一定の速度を上回る場合、主にＧ力（g-cmd）信号を使用する。この事例における制御ループは、例えば、−０．５ｇから＋２．５ｇまでの、航空機法線加速度のフライトコントロール規制に基づき得る。他の事例では、例えば、ビークル１００が着陸している場合、制御ループは、法線加速度コマンドよりもピッチレートコマンドに応答することがある。

【0019】

以下でさらに説明するように、例えば、しきい値を上回るc*-cmd 値がビークル１００をあまりに迅速に減速させる場合、c*-cmd に対して限界が設定され得る。一実施形態では、コマンド変数は、不利なフライト条件を防止するために、または所望のターゲット迎角を超えることを防止するために、ターゲット迎角（ＵＦＣ迎角および／または別のターゲット迎角）ならびに迎角の変化率の関数として限定され得る。この様式で操作する場合、ＵＦＣ／ターゲット迎角は、速度センサ１３３によって報告されるビークル１００の速度２１８と、高度センサ１３４によって報告される高度２２７との組合せを使用して、フライトクリティカルデジタルコンピュータ１２２によって決定され得る。すなわち、固定のＵＦＣ／ターゲット迎角がないので、ＵＦＣ／ターゲット迎角値は、翼構成など、これらおよび他の条件に基づいてリアルタイムで決定され得る。

【0020】

ビークル１００がズーム上昇に関与する間、ＵＦＣを回避するために使用されるコマンドループ２００の図が図５に示されている。ズーム上昇は、航空機のエンジンのスラストから判定して、上昇率が、持続した上昇の最大値よりも大きい上昇である。コマンドループ２００は、ビークル１００の迎角を限定することなど、操作態様を向上させるために使用される。ズーム上昇ＵＦＣ／迎角保護が非アクティブである、通常フライト中である場合に、コマンドセレクタ２０２、速度フィードバックセレクタ２２６、および限界セレクタ２３４という、３つのセレクタはすべて、図５に示された選択解除された位置にある。この状態で、コマンドループ２００は従来の方法で動作する。フライトコントロール１３２のパイロットのポジショニングに基づく本制御変数コマンド（cv-cmd）は、入力変数として使用される。cv-cmd として受け渡される実際の制御変数は、上記で説明した本フライトプロファイルに基づき得る。

【0021】

cv-cmd が受信され、コマンドセレクタ２０２を通過した後に、演算子２０４において速度誤差フィードバック項がcv-cmd 中に加算される。得られた制御変数は、以下で説明する、制御変数限界２３６に基づいてリミッタ２０６においてクリッピングされる。フライト制御ループ２０７は、ビークル１００の実際の操縦面を管理するために使用される。比例プラス積分（ＰＰＩ）演算子２０８は、リミッタの出力を取り、以下で説明するフィードバック値を使用して、一実施形態では昇降舵１１４に接続された、油圧シリンダまたは電気モーター（図示せず）などのアクチュエータ２１０を制御するコマンド２０９を生成する。アクチュエータ／昇降舵の移動はビークル１００の姿勢を変化させ、それにより、センサ２１２は、コマンドループ２００中でフィードバックのために使用されるフライト特性を決定することが可能になる。

【0022】

速度（Ｖ）２１８（すなわち、対気速度）は加算器２２０に供給され、加算器２２０は、本速度Ｖ２１８を基準速度２２４と比較して、速度誤差信号Ve を生成する。速度誤差信号Ve は、ブロック２２８においてスケーリング因子k_ss で乗算され、得られた速度誤差フィードバック項は演算子２０４において加算される。制御変数フィードバック項２１６、例えば、Ｇ力、ピッチレート、迎角などは、制御方式に応じて、フィードバック利得ブロック２１４においてパラメータ的に変化させられ、ＰＰＩ演算子２０８に提供される。フィードバック利得ブロック２１４の１つまたは複数のフィードバック利得値は、望まれる応答特性を達成するためにフライト条件とともに変化させられ得る。

【0023】

制御変数限界（cv 限界）２３６は、cv-cmd タイプに基づいて設定される。例えば、cv-cmd がg-cmd である場合、cv 限界２３６は２．５ｇに設定され得、これは、パイロットがカラムを完全に後方に移動する場合でも、ビークル１００が２．５ｇのＧ力を超えることがないことを意味する。同様に、cv-cmd がα コマンドである場合、限界は１４度であり得る。

【0024】

cv-cmd のしきい値を超えた場合、コマンドループ２００はズーム上昇ＵＦＣ防止モードに切り替えられる。このモードからの出入りについては、図７に関して以下でより詳細に説明する。ズーム上昇ＵＦＣ防止モードに入ると、セレクタ２０２、２２６、および２３４の各々が切り替えられる。コマンドセレクタ２０２は、cv-cmd 制御コマンドを、現在の選択、例えば、c*-cmd からα コマンドに強制する。α コマンドシステムが本質的に安定した速度であり、この目的のために速度フィードバックを必要としない場合、速度フィードバックセレクタ２２６は、ループから速度２１８フィードバックを除去し、速度フィードバック誤差値を０に設定する。最後に、限界セレクタ２３４が、cv 限界２３６の現在値から、変数値、α 限界に設定される。α 限界は迎角の変化率α' ２３０の関数である。演算子２３２は、次式に従ってα 限界を設定する。
α 限界 = ［α_UFC | α-target］- kα'_limit * α'
ただし、ＵＦＣは、不利な条件の省略表現であり、
［α_UFC | α-target］＝観測された条件に基づく現在の不利な条件角度またはターゲット迎角のいずれか一方であり、
kα'_limit は、シミュレーション情報に基づいてc*-cmd とα-cmd との間の遷移ポイントを設定するために選択される。α_UFC のような、この値は経験的に生成され得、問題になっている条件、ビークル構成、ならびに高度および速度などのフライト条件とともに変化する。

【0025】

α_UFC/α-target とkα'_limit との値は、ブロック２２９においてルックアップテーブルまたは式から選択され得る。これら値は、速度２１８と、高度２２７と、翼構成（フラップおよび前縁デバイス）との関数であり、ビークルタイプごとに一意である。例えば、不利な条件迎角（α_UFC）は、より低い速度ではより高くなる。より高い速度では、マッハ／圧縮性効果が、より低い迎角において高速バフェットおよび不利な条件を引き起こし得る。翼構成は失速迎角にも影響を及ぼし、例えば前縁デバイス１１０が拡張された場合、翼エアフォイル上のフロー剥離が遅延され得、それにより、翼の不利な条件がそれにおいて起こる迎角が増加する。計算されたα 限界は、次いで、リミッタ２０６の最大値として設定され、対応して、ＰＰＩ演算子２０８に受け渡されるα-cmd の最大値として設定される。α 限界は、α_UFC および／または望まれるα ターゲットに応じてリアルタイムで計算され、２次項α' は、迎角（α）がそれのターゲット限界を超えるのを防止する。α 限界にリミッタ２０６上で限界を設定することは、したがって、本条件(α, α')と、限界セレクタ２３４が相応に設定されるようにα-cmd モードにあるコマンドループ２００の状態との関数である。限界を設定することにより、操縦面１１６は、ＵＦＣを引き起こすのに十分に偏向されるか、またはターゲット迎角を超えるのを防止される。

【0026】

本開示では、不利な条件迎角（α_UFC）または別のターゲットα の下方にビークルを限定する能力の両方について論じるが、現実には、α_UFC は、ターゲットα が不利な条件α に等しくなるような、一般的なターゲットα の特殊な事例にすぎない。

【0027】

図６を参照すると、α 限界演算中の図５のフライト制御ループ２０７の図が示されている。以下で説明する例示的な性能グラフに示されているように、許容できるコマンド応答短期間処理特性をもつ迎角を調節するためにフィードバック利得Kα ２９０およびKα' ２９２が設定される。一実施形態では、（kα’_limit と同じではない）Kα' は、α オーバーシュートを最小限に抑えるために、０．７よりも大きい短期間減衰応答を保証するように設定される。ズーム上昇保護システム（ＺＣＰＳ）が関与し、α のオーバーシュートと速度２１８のアンダーシュートとが回避された場合、α' と速度減少率の両方は効果的に限定される。限定されたα-cmd を生じるα コマンド限界は、上記で説明したように設定される。その効果は、持続する大きい後方カラムコマンドによって引き起こされる高速減速が既存の制御ループをオーバーシュートさせ、潜在的にビークルを不利なフライト条件のままにさせるようなフライトモードに、パイロットがビークル１００を意図的に、または不用意にすることが不可能になることである。

【0028】

図７から図１０は、既存のフライト制御方式と比較したズーム上昇保護α 限定の例示的な一実施形態を示す。図７は、曲線３２０によって示される、ビークル１００におけるパイロットによる完全な後方カラム移動を示す。この例示的な実施形態では、ビークル条件は、４０におけるフラップと、４０％重心と、１４度のα-target とを含む。すなわち、ビークル１００の最大α は１４度よりも大きくならない。図８は、３つの異なるフライト制御方式について得られたα を示す。曲線３０４は、α リミッタなしの、従来の被制御変数C*ライクなコマンドシステムを示す。不利であると考えられるフライト条件にビークル１００が達すると、最大α は９０度を超える。曲線３０６は、α 限界をもつ、従来技術のC*ライクなコマンドシステムについての結果を示す。曲線３０６では、α は、最高１５秒間、２０度超にオーバーシュートした後に、１４度のターゲットにおいて最終的に安定する。曲線３０８は、オーバーシュートなしで飛行全体にわたって１４度のターゲットにおいて制御される、ビークル１００のα とともに本開示のズーム上昇ＵＦＣ保護を使用するビークル応答を示す。

【0029】

図９および図１０は、速度（対気速度）およびピッチ姿勢の対応する結果を示す。それぞれα 限界曲線３０４および３０６をもつ、C*ライクなコマンドシステムと従来技術のC*ライクなコマンド制御の両方は、急激に降下する速度と、４０度に接近しているか、またはそれを超える対応するピッチ姿勢とを示している。曲線３０６によって示される従来技術のα 限定コマンド制御方式でさえ、ＵＦＣを生じ得る速度の迅速な減少と併せてα のオーバーシュートを受ける。現在展開されているシステムにおけるこのオーバーシュートの危険の理由で、パイロットがビークルＵＦＣに不注意に接近するのを防止するために、飛行機の動作速度に大きい速度安全マージンが組み込まれる。しかしながら、航空機がＵＦＣを常に回避することができるという保証はない。これらの大きい安全マージンの結果は、このマージンに適応するために着陸速度が増加されることである。ランディング速度が増加すると、航空機を着陸させるために必要とされる滑走路の長さが増加し、ならびに他の設計トレードオフが必要となる。

【0030】

対照的に、この例示的な実施形態の図９におけるズーム上昇ＵＦＣ保護曲線３０８は、減速率が、低減されたピッチ姿勢偏差とともに、連邦航空規制（ＦＡＲ）パート２５によって要求される毎秒３ノットのＵＦＣデモンストレーションレートを決して超えないことを示している。フィードバック利得ブロック２１４において適切なスケーリング因子を設定することによって、α を調節する場合に許容できる短期間処理品質が保証される。ズーム上昇UFC/α-target 保護を装備したビークル１００は、不利なフライト条件に入ることから本質的に保護され、従来技術システムの大きい安全マージンを必要とせず、したがって、着陸速度が低減され得、それに対応して、着陸滑走路の長さと、航空機への損傷とが低減する。

【0031】

ズーム上昇の不利なフライト条件防止出入りの時間履歴２５０が図１１に示されている。このストラテジーは、最初に、迎角の変化率を所定の限界と比較することと、次いで、追加の基準が満たされた場合に、コマンドループ２００をズーム上昇ＵＦＣ保護モードに入れることとを伴う。ブロック２５２において、ＺＣＰＳ／迎角限界のしきい値テストが実施される。一実施形態では、テストは、α_UFC - kα'_limit * α' の値が現在のα 値を超えるかどうかである。超えない場合、ブロック２６４への「いいえ」分岐が取られ、通常動作モードが設定または維持され、セレクタ２０２、２２６、および２３４は、図５に示されているように通常動作に設定される。

【0032】

ブロック２５２においてトリガ条件が満たされた場合、ブロック２５４において、ＺＣＰＳモードがすでにアクティブであるかどうかに関する判定が行われる。すなわち、cv-cmd はc*-cmd に設定されるか（はい）、またはcv-cmd はα-cmd に設定される（いいえ）。はいの場合、プロセスはブロック２６２において続行し、c*-cmd の時間積分が c*-cmdの時間積分の第１のしきい値よりも大きいか、またはそれに等しいかどうかの判定が行われる。一実施形態では、しきい値は、飛行機構成および／またはフライト条件に応じて、２、３、または４などの単純な値である。手短に図１２を参照すると、c*-cmd の特定の事例のための値の例示的なセットが曲線２８０によって示されている。c*-cmd の積分、すなわち、増分の1-g c*cmd 曲線２８０の下方の領域２８２が、しきい値＝2g - 秒と比較される。図示の例では、領域２８２は２のしきい値に等しく、したがって、ブロック２６２のトリガは満たされる。図１１に戻ると、ブロック２６２においてトリガ値が満たされない場合、実行は、ブロック２６４において、上記で説明したように通常動作におけるコマンドループ２００とともに続行し、実行はブロック２５２において続行する。代替について以下で説明する。

【0033】

ブロック２５４に戻ると、cv-cmd がc*-cmd に等しくない、すなわち、ＺＣＰＳモードがすでにアクティブである場合、c*-cmd がc*-cmd しきい値よりも小さいか、またはそれに等しいかどうか、すなわち、ＺＣＰＳを必要とするものを下回る位置にパイロットが制御カラムを緩めたかどうかを判定するためのテストが行われる。c*-cmd がc*-cmd しきい値を下回る場合、ブロック２６０への「はい」分岐が取られる。ブロック２６０において、c*-cmd の時間積分は０にリセットされ、ブロック２６４において、コマンドループ２００は通常動作に戻る。

【0034】

ブロック２５６において、c*-cmd がc*-cmd しきい値よりも大きい場合、ブロック２５８への「いいえ」分岐が取られる。同様に、ブロック２６２において、c*-cmd の積分がc*-cmd の積分のしきい値よりも大きいか、またはそれに等しい場合、実行はブロック２５８において続行する。ブロック２５８において、セレクタ２０２、２２６、および２３４はすべてＺＣＰＳモードに設定され、cv-cmd はα-cmd に設定され、リミッタ２０６はα 限界に設定され、速度誤差は０に設定される。ブロック２５８から、実行はブロック２５２において続行する。時間履歴２５０は、ＺＣＰＳモードからの出入りがどのように実施され得るかの一例にすぎず、同様の結果を伴う他のプロセスが企図され得る。

【0035】

特定の例で例示するために、ビークル１００は、１３０ノットの速度において３５フィートの高度で動作していることがある。c*-cmd しきい値は０．５ｇである。パイロットが制御カラムを完全にバックに引き、それにより、６．２５度の初期α から２．５ｇのＧ力をもつc*-cmd が生成され、それは、約０．５５秒間にわたって８．０度に上昇する。α' は、そのうえ、（８−６．２５）／０．５度／秒または３．５度／秒である。この例示的な実施形態では、kα'_limit の値は２秒であり、α_UFC は１４度である。図１１を参照すると、ブロック２５２において、α_UFC - kα'_limit * α' の値が（１４度−（２秒 ＊ ３．５度／秒））＝１４−７＝７であり、したがって、α の現在値（８．０度）が≧７度トリガ限界であるので、ＺＣＰＳトリガは満たされる。

【0036】

トリガが満たされると、実行はブロック２５４において続行し、cv-cmdはc*-cmdに設定され、したがって、実行はブロック２６２において続行する。前の例を続けると、∫g-cmd しきい値は２である。完全バック制御カラムのための等価g-cmd は２．５ｇであり、これは、g-cmd の積分が、図１２に示されているように、０．８秒において０．５５秒よりも少し後に、２に等しいことを意味する。

【0037】

ブロック２６２において∫g-cmd しきい値テストが満たされると、実行はブロック２５８において続行する。上記で説明したように、セレクタ２０２、２２６、および２３４は切り替えられる。cv-cmd はα-cmd に設定され、Ve は０に設定され、リミッタ２０６は、α 限界、ブロック２３２の出力に設定される。上記で計算されたように、α_UFC - kα'_limit * α' の値は≧α であり、したがって、ブロック２０６における限界は、初めに、８．４度、すなわち、∫g-cmd しきい値テストが満たされた場合の変数α_limitの値に設定される。より小さいｇコマンドにより、∫g-cmd しきい値テストが満たされるのに要することがより長くなるほど、α_limit の値はより高くなり、例えば、図１２を参照されたい。これは、パイロットからのあまり急激でない後方カラムコマンドがα(α') のより緩やかな変化率を生じ、したがって、α_UFC - kα'_limit * α' が増加することにより予想されるはずである。したがって、パイロットによって要求されるα (α-cmd) は２０を上回るが、リミッタ２０６の出力は最初に８．４において上限を定められることになる。α' が減少すると、リミッタ２０６は値が増加し、この例では約４秒で、α' が０に進むと、１４度に接近する。

【0038】

パイロットが、要求されるc*-cmd が０．５ｇのしきい値を下回るように制御カラムを緩めた場合に、ブロック２５６は真になり、ブロック２６０への「はい」分岐が取られ、それにより、∫g-cmd 値がクリアされ、セレクタ２０２、２２６、および２３４がそれらの元の通常動作状態にリセットされる。

【0039】

ＵＦＣ防止のための迎角の変化率(α') の使用は、ビークル制御器の特殊モードにおける減速率およびそれの使用を限定するための手段を提供し、フライバイワイヤビークル１００が、高速減速中の迎角のオーバーシュートにより、ＵＦＣに達するか、または望まれる迎角を超えることがなくなることを保証する。不利なフライト条件において動作することが事実上なくなり得るので、過大なＵＦＣマージンが低減され得、それにより、連邦航空局によって要求される、許容できる処理品質を伴う飛行性能および回転能力が依然として保証されながら、より低速な着陸が特に可能になる。

【0040】

いくつかの実施形態のみを記載したが、代替形態および変更形態は、上記の説明から当業者に明らかであろう。これらおよび他の代替形態は、等価物であると見なされ、本開示および添付の特許請求の範囲の趣旨および範囲内にある。

【符号の説明】

【0041】

１００ ビークル
１０２ 機体
１０３ 胴体
１０４ 翼
１０６ 推進ユニット
１０８ フラップ
１１０ 前縁デバイス
１１２ 尾部セクション
１１４ 昇降舵
１１６ 操縦面
１２２ フライトクリティカルデジタルコンピュータ
１２４ プロセッサ
１２６ メモリ
１２８ データ入出力バス
１３０ ビークル構成
１３１ 迎角センサ
１３２ フライトコントロール
１３３ 速度センサ
１３４ 高度センサ
１３５ Ｇ力センサ
１３６ ピッチセンサ
１３７ ピッチレートセンサ
１３８ 操縦面アクチュエータ
１４０ オペレーティングシステム
１４２ ユーティリティ
１４４ 制御機能
１４６ ルックアップテーブル
１７０ 翼
１７２ 弦
１７４ 気流
２００ コマンドループ
２０２ コマンドセレクタ
２０４ 演算子
２０６ リミッタ
２０７ フライト制御ループ
２０８ 比例プラス積分（ＰＰＩ）演算子
２０９ コマンド
２１０ アクチュエータ
２１２ センサ
２１４ フィードバック利得ブロック
２１６ 制御変数フィードバック項
２１８ 速度（Ｖ）
２２０ 加算器
２２４ 基準速度
２２６ 速度フィードバックセレクタ
２２７ 高度
２３０ 変化率
２３２ 演算子
２３４ 限界セレクタ
２３６ 制御変数限界（ｃｖ限界）

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】