(57)【要約】  本発明によれば、迎え角および速度条件に基づき、補助翼の操縦は、僅かなマイナス(ｂ0)あるいは、航空機の最大鋭敏さ(ｂ1)あるいは航空機の最適揚力(ｂ2)に対応する。【選択図】    図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
２つの対称翼(２Ｇ・２Ｄ)を備え、これらには、
−  上記の翼に滑らかな形態あるいは少なくとも１つの高揚力形態を与えることができる可動揚力増大用空気力学表面(４Ｇ・４Ｄ、５Ｇ・５Ｄ)と、
−  上記の翼が上記の滑らかな形態を示す場合はその中立位置がゼロ偏位に対応する横揺れ制御補助翼(６Ｇ・６Ｄ)とが設けられ、
−  上記翼の高揚力形態では、上記の補助翼(６Ｇ・６Ｄ)が同一方法で２つの翼に与えられ、起こり得る横揺れ制御指令(ｄb)を無視し、
−  航空機の迎え角および速度が、それぞれ、迎え角閾値(αs)未満で速度閾値(Ｖs)より大きく、例えば、上記の補助翼(６Ｇ、６Ｄ)はその横揺れ有効性を殆どそのまま保持するように、第１状態(ｂ0)は或る角度で上方に偏位した位置に対応し、
−  航空機の迎え角が上記の迎え角閾値(αs)より等しいか、あるいはこれより大きい、あるいは航空機の速度が上記の速度閾値(Ｖs)と等しいか、あるいはこれより大きい場合、第２状態が、
・  航空機が離陸あるいは再離陸段階にあれば、航空機の最大性能(Ｆmax)に少なくともほぼ対応する値の第１下方偏位、あるいは
・  航空機が着陸段階にあれば、航空機の最適揚力(Ｐ2)に少なくともほぼ対応する値の第２下方偏位
に対応することを特徴とする航空機(１)の操縦方法。
【請求項２】
上記の迎え角閾値(αs)に対する迎え角(α)の位置が、式、α＋Ｋl・ｑ、この式中Ｋ1は正の定係数で、ｑは上記航空機のピッチ率である、を上記の迎え角閾値(αs)と比較することにより決定されることを特徴とする請求項１に記載した航空機の操縦方法。
【請求項３】
上記の迎え角閾値(αs)が上記の揚力増大用空気力学表面の位置とマッハ数とに依存することを特徴とする請求項２に記載した航空機の操縦方法。
【請求項４】
上記の速度閾値(Ｖs)に対する航空機の速度(Ｖc)の位置が、式Ｖc＋Ｋ2・ｄＶc／ｄｔ、この式中Ｋ2は正の定係数で、ｄＶc／ｄｔは上記飛行機の加速である、を上記の速度閾値(Ｖs)と比較することにより決定されることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載した航空機の操縦方法。
【請求項５】
上記の速度閾値(Ｖs)が上記の揚力増大用空気力学表面の位置とマッハ数とに依存することを特徴とする請求項４に記載の航空機の操縦方法。
【請求項６】
上記の第１状態から第２状態に切換えられた後、上記の補助翼は、迎え角および速度条件が上記の第１状態に再度従っても上記の第２状態に留まることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載した航空機の操縦方法。
【請求項７】
上記の第１状態から第２状態に切換えられた後、上記の補助翼は、迎え角および速度条件が上記の第1状態に再度従うと上記の第１状態に切り戻されることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載した航空機の操縦方法。
【請求項８】
−  上記迎え角(α)を上記迎え角閾値(αs)と比較する第１比較手段(11)と、
−  上記速度(Ｖc)と上記速度閾値(Ｖs)とを比較する第２比較手段(12)と、
−  第１および第２比較手段(11・12)により行なわれた比較の結果を受け取るＯＲタイプの論理手段(13)と、
−  第１偏位と第２偏位との間で選択するための第１切換手段(14)と、
−  上記の補助翼(６Ｇ・６Ｄ)がその横揺れ有効性を殆どそのまま保持するように、上記の第１切換手段(14)の選択の結果と、或る角度で上方に偏位された位置との間で選択するため、上記論理手段(13)により作動される第２切換手段(16)
とからなることを特徴とする請求項１から７いずれか１項に記載されている方法を実施する装置。
【請求項９】
請求項１から７のいずれか１項に記載されている方法を実施する航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高揚力形態における補助翼の制御を最適にすることができる航空機の操縦方法および装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
可動空気力学表面の中で、航空機の２つの対称翼は、展開されるとこれらの翼の揚力を増大させることのできる前縁スラットおよび／または後縁フラップと、また、横揺れ(ロール)の面で航空機を制御する補助翼とを備えることは既知である。このような高揚力形態では補助翼は、通常、下方向に偏向されて補正された中立位置を採り、航空機の全体的揚力向上に関与する。
【０００３】
然し、上記のような補正された中立位置からでは、上記の補助翼の横揺れに対する有効性は比較的低く、航空機の横揺れ性能は非常に悪化する。更に、この低い横揺れ有効性の結果、航空機は操縦士により引き起こされる揺動の現象に対し余地のない状況を呈する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明の目的はこれらの欠点を解消することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
このため、本発明によれば、２つの対称翼を備えた航空機の操縦方法であって、
−  ２つの対称翼に滑らかな形態あるいは少なくとも１つの高揚力形態を与えることができる可動揚力増大用空気力学表面と、
−  上記の翼が上記の滑らかな形態を示す場合はその中立位置がゼロ偏位に対応する横揺れ制御補助翼とを有し、
上記翼の高揚力形態では、上記の補助翼が同一方法で２つの翼に与えられ、起こり得るロール制御指令を無視し、
−  航空機の迎え角および速度が、それぞれ、迎え角閾値未満で速度閾値より大きく、第１状態は、例えば、最大で５度に等しい角度で上方に偏位した位置に対応し、上記の補助翼はその横揺れ有効性を殆どそのまま保持し、
−  航空機の迎え角が上記の迎え角閾値に等しいか、あるいはこれより大きい、あるいは航空機の速度が上記の速度閾値と等しいか、あるいはこれより大きい場合、第２状態が、
・  航空機が離陸あるいは再離陸段階にあれば、航空機の最大性能に少なくともほぼ対応する値の第１下方偏位、あるいは
・  航空機が着陸段階にあれば、航空機の最適揚力に少なくともほぼ対応する値の第２下方偏位
に対応することを特徴とする。
【発明の効果】
【０００６】
よって、本発明によれば、航空機が高揚力形態にある際、ただ１つよりむしろ３つの偏位位置が上記の補助翼に伝わり、
−  航空機が着陸進入中あるいは離陸の最後である時、上記の補助翼の上方偏位がこの補助翼が素晴らしい横揺れ有効性を呈するに足るほど小さく、更に、この位置では、補助翼は殆ど騒音を生じないだけでなく、航空機によって生じるその他の渦と組み合って、後流渦を徐々に消失させる局部渦を生じさせることによって上記の後流渦を失くし、
−  航空機が着陸する際は、補助翼の偏位が最大揚力、即ち、最小失速速度に、よって最低着陸速度に対応し、これにより最適着陸条件を構成する。更に、着陸段階では、補助翼の偏位は最大抗力を生じ、よって航空機の減速を良くし、
−  航空機が離陸し始めると、補助翼の偏位は航空機に良好な揚力とそれ程大きくはない抗力を与え(抗力に対する揚力の割合に対応する性能)、よって航空機の離陸を助ける。
【０００７】
好ましくは、１つの状態からもう１つの状態への活力を加えるため、一方では、式、α＋Ｋ１・ｑ、式中Ｋ１は正の定係数で、ｑは航空機のピッチ率(即ち、上記の迎え角αの時間に対する導関数)である、を上記の閾値αsと比較することにより入射閾値αsに対する迎え角αの位置を決定し、他方、式Ｖc＋Ｋ２・ｄＶc／ｄｔ、式中Ｋ２は正の定係数でｄＶc／ｄｔは飛行機の加速である、を上記の閾値Ｖsと比較することにより上記の速度閾値Ｖsに対する航空機の速度Ｖcの位置を決定することが望ましい。
【０００８】
上記の迎え角閾値と速度閾値との値は、上記の揚力を高揚させる空気力学表面の揚力増大位置とマッハ数とに依存する。
【０００９】
補助翼の１つの状態からもう１つの状態への切換えは可逆でも非可逆でもよい。例えば、第１の状態から第２の状態へ切り換えた後、上記の補助翼は迎え角と速度条件が再度第１状態に従う場合でも第２状態のままでいる。他方、第１状態から第２状態に切り換えられた後は、迎え角および速度条件が上記の第１状態に従えば、上記の補助翼は、好ましくはヒステリシスを伴って、切り戻される。
【００１０】
本発明による方法を実施するため、
−  上記迎え角αを上記迎え角閾値αsと比較する第１比較手段と、
−  上記速度Ｖcと上記速度閾値Ｖｓとを比較する第２比較手段と、
−  第１および第２比較手段とにより行なわれた比較の結果を受け取るＯＲタイプの論理手段と、
−  第１偏位と第２偏位との間で選択するための第１切換手段と、
−  上記の補助翼がそのロール有効性を殆どそのまま保持するように、上記の第１切換手段の選択の結果と、或る角度で上方に偏位された位置との間で選択するため、上記論理手段により作動される第２切換手段
とからなり、上記の航空機に搭載される装置を用いることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
添付図面の図により本発明が実施される方法が明確になる。これらの図中、同一符号は同一要素を示す。
【００１２】
図１に斜視図が略示されている民間飛行機１は、全ての面で、胴体３に対し相互に対称である２つの翼２Ｇと２Ｄとを備える。
【００１３】
上記の翼２Ｇと２Ｄとはそれぞれ前縁スラット４Ｇ・４Ｄ、後縁フラップ５Ｇ・５Ｄ(これらのスラットとフラップは飛行機１に対する揚力増大用空気力学表面を構成する)と横揺れ(ロール)制御補助翼６Ｇ・６Ｄとを有する。
【００１４】
通常の方法では、スラット４Ｇ・４Ｄおよびフラップ５Ｇ・５Ｄとは展開および格納可能で、翼２Ｇ・２Ｄ、よって、飛行機１に対して、格納すると滑らかな形態を、展開すると少なくとも１つの高揚力形態を伝える。
【００１５】
同様に、補助翼６Ｇ・６Ｄは上記の翼２Ｇ・２Ｄ上で回動するように間接接合されていて、翼に対し各種の偏位位置を採ることができる。
【００１６】
図２に示されているのは、上記の補助翼の偏位角度(ｂ)を関数とする飛行機１上の補助翼６Ｇ・６Ｄのロール有効性を示す既知のチャートである。このチャートでは、正の角度(ｂ)は下方偏位に、負の角度(ｂ)は上方偏位に対応する。この既知のチャートから、上記の補助翼の横揺れ有効性(Ｒ)は、偏位角度(ｂ)がゼロに近い負の値を採る限り良いことが容易に分る。よって、ゼロに近い負の値(ｂ0)、例えば、最大で−５度に対しては、補助翼のロール有効性は、実際、偏位角度がゼロの時と同じ程良い。
【００１７】
更に、図３に示されているのは、補助翼６Ｇ・６Ｄの偏位角度(ｂ)を関数とする、飛行機１の性能Ｆ、即ち、抗力に対するその揚力の比率を示すもう１つの既知のチャートである。このチャートで上記の性能Ｆが上記の偏位角度(ｂ)の正の値(ｂ1)に対する最大(Ｆmax)を通過するのが分る。
【００１８】
最後に、図４に示されているのは、補助翼６Ｇ・６Ｄの偏位角度(ｂ)の負の値(ｂ0)と、正の値(ｂ1)と(ｂ2)(ここでｂ2＞ｂ1)とに対する、迎え角αを関数とする飛行機１の揚力(Ｐ)を示す第３の既知のチャートである。このチャートは、αの所定の値αdに対しては、揚力Ｐの対応する値Ｐ0、Ｐ1あるいはＰ2は、偏位角度値(ｂ)が大きければ、それだけ大きくなることを示す。
【００１９】
本発明を、図２、図３および図４により示されている特徴に支持されている、図５の線図に関し以下に記載する。
【００２０】
図５の線図により示されている、本発明による方法を実施するのを意図する装置は
−  その入力の一方で、飛行機１の現在の迎え角αと、正の定数Ｋ1と上記飛行機の現在のピッチ率ｑとの積からなる期間Ｋ1・ｑとの合計を、他方の入力では、その値がスラット４Ｇ・４Ｄとフラップ５Ｇ・５Ｄとの位置と、マッハ数とに依存する迎え角閾値αsとを受け取る第１コンパレータ(比較器)11であって、式α＋Ｋ1・ｑがαsに等しいか、あるいはこれより大きい時のみ信号を発するものと、
−  その入力の一方で、飛行機１の現在の速度Ｖcと、正の定数Ｋ2と上記飛行機の速度の導関数ｄＶc／ｄｔとの積からなる期間Ｋ2・ｄＶc／ｄｔとの合計を、他方の入力では、その値がスラット４Ｇ・４Ｄとフラップ５Ｇ・５Ｄとの位置と、マッハ数とに依存する速度閾値Ｖsとを受け取る第２コンパレータ(比較器)12であって、式Ｖc＋Ｋ2・ｄＶc／ｄｔがＶsに等しいかあるいはこれ未満の時のみ信号を発するものと、
−  その入力がそれぞれコンパレータ11および12の出力にリンク(連結)されているＯＲタイプの論理ゲート13と、
−  それぞれ航空機１に対する最大性能Ｆmaxと最適揚力Ｐ2に対応する偏位角度(ｂ)の２つの正の値(ｂ1)と(ｂ2)とをそれぞれその入力に受け取る第１スイッチ14であって、この第１スイッチ14は、飛行機１が離陸段階(あるいは再離陸段階)にあるか、あるいは着陸段階にあることに、それぞれ対応する指令15に応答してその出力に、値(ｂ1)あるいは(ｂ2)の一方あるいは他方を宛てるものと、
−  (第１スイッチ14の指令15を関数として)その２つの入力に、負の値(ｂ0)と正の値(ｂ1)あるいは(ｂ2)の一方あるいは他方を受け取る第２スイッチ16であって、この第２スイッチ16は、フィルタ17に負の値(b0)か、あるいは正の値(ｂ1)、(ｂ2)の一方あるいは他方を宛てるよう論理ゲート13の出力により指令されるものと、
−  補助翼６Ｇ・６Ｄに対する操縦指令(ｄb)に、値(ｂ0)、(b1)あるいは(ｂ2)の一方あるいは他方を加えさせることのできる加算器18とからなる。
【００２１】
図５の線図を考慮すると、翼２Ｇ・２Ｄの高揚力形態では、
−  式、α＋Ｋ1・ｑが迎え角閾値αs未満であり、式Ｖc＋Ｋ2・ｄＶc／ｄｔは速度閾値Ｖsより大きいと、論理ゲート13は信号を発せず、負の偏位(ｂ0)が、横揺れ制御指令ｄbの可能な追加の後フィルタ17により補助翼６Ｇ・６Ｄに共通に課され、図２のチャートに示され、これに伴うコメントから、低い負の偏位(ｂ0)が可能な有効横揺れ制御を許容することが理解され、
−  式α＋Ｋ1・ｑが迎え角閾値αsと等しいかあるいはこれより大きい、あるいは式Ｖc＋Ｋ2・ｄＶc／ｄｔが速度閾値Ｖsと等しいかこれ未満の場合、論理ゲート13が第２スイッチ16を留め、離陸に対応する正の偏位(ｂ1)あるいは着陸に対応する正の偏位(ｂ2)が(第１スイッチ15の状態を関数として)、横揺れ制御指令ｄbの可能な追加の後フィルタ17を介して補助翼６Ｇ・６Ｄに共通に課され、偏位(ｂ1)および(ｂ2)がそれぞれ約５度および約10度であることが
容易に理解される。
【００２２】
第４図に点線７と８とにより示されているのは、上記の第２スイッチが留められ、一方では、偏位(ｂ0)から、他方では偏位(ｂ1)あるいは(ｂ2)への切換えである。
【００２３】
フィルタ17の作用により、偏位(ｂ0)から偏位(ｂ1)あるいは(ｂ2)へ、ぎくしゃくすることなく穏やかに切換えられる。
【００２４】
第２スイッチ16は単安定であり、論理ゲート13が最早信号を発しなくなると、偏位(ｂ0)に対応するその当初の位置に戻る。変形例として、第２スイッチ16は双安定であり、論理ゲート13が最早信号を宛てなくなっても偏位(ｂ1)あるいは(ｂ2)に対応するトグル位置に留まる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】スラットおよび揚力高揚用フラップならびに補助翼を備えた胴体の広い民間飛行機の略斜視図である。
【図２】補助翼の偏位角度を関数とする図１に示す飛行機の横揺れ有効性を示すチャートである。
【図３】補助翼の偏位角度を関数とする図１に示す飛行機の性能チャートである。
【図４】補助翼の偏位角度を関数とする図１に示す飛行機の揚力を示すチャートである。
【図５】本発明による方法を実施するための装置の線図である。
【符号の説明】
【００２６】
１…航空機、２Ｇ・２Ｄ…航空機の翼、４Ｇ・４Ｄ、５Ｇ・５Ｄ…可動揚力増大用空気力学表面、６Ｇ・６Ｄ…横揺れ制御補助翼、11…第１比較手段、12…第２比較手段、13…論理手段、14…第１切換手段、16…第２切換手段、ｄb…横揺れ制御指令、α…迎え角、αs…迎え角閾値、Ｖc…速度、Ｖs…速度閾値、ｂ0…第１状態、Ｆmax…航空機の最大性能、Ｐ2…航空機の最適揚力。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【国際調査報告】
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