(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機の極限飛行条件の間に対気速度を推定するための天候バッファモデルを含むシステムを提供する。【解決手段】航空機の複数の対気速度パラメータを推定するためのシステムと方法が開示される。このシステムは、一又は複数のプロセッサと、プロセッサに連結されたメモリとを備えている。データを記憶するメモリは、データベースと、一又は複数のプロセッサによって実行されると、システムに、各々が航空機の一運行条件を表す複数の運行パラメータを受け取らせるプログラムコードとを備える。システムは更に、運行パラメータに基づいて、モデルベースの動圧を決定する。モデルベースの動圧は、航空機の安定な飛行条件に基づいて推定される。システムは更に、少なくとも温度偏差と慣性速度ベクトルとに基づいて、ブリッジベースの動圧を決定する。ブリッジベースの動圧は、航空機の極限飛行条件について推定される。【選択図】図３
2019038519.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定するためのシステム（１０）であって、
一又は複数のプロセッサ（３２）、及び
前記一又は複数のプロセッサ（３２）に連結されたメモリ（３４）であって、データベース（４４）と、前記一又は複数のプロセッサ（３２）によって実行されると前記システム（１０）に：
各々が前記航空機（１８）の一運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取らせ、
前記運行パラメータ（２０）に基づいて、前記航空機（１８）の安定な飛行条件に基づくモデルベースの動圧（
2019038519.tif 000250
）を決定させ、
少なくとも温度偏差ΔＴ及び慣性速度ベクトルに基づいて、前記航空機（１８）の極限飛行条件に基づくブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000251
）を決定させ、
迎え角、横滑り角、及びバンク角のうちの少なくとも一つに基づいて、前記航空機（１８）の前記極限飛行条件を示す運行中の前記航空機（１８）の安定性を評価させ、
前記安定性に基づいて、前記航空機（１８）が前記極限飛行条件で運行していると決定させ、
前記航空機（１８）が前記極限飛行条件で運行しているとの決定に応じて、前記ブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000252
）に基づいて前記複数の対気速度パラメータを推定させる
プログラムコードとを含むデータを記憶する前記メモリ（３４）
を備えるシステム（１０）。
【請求項２】
前記安定性に基づいて、前記航空機（１８）が前記安定な飛行条件で運行していると決定する、請求項１に記載のシステム（１０）。
【請求項３】
前記航空機（１８）が前記安定な飛行条件で運行しているとの決定に応じて、前記モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000253
）に基づいて前記複数の対気速度パラメータを推定する、請求項２に記載のシステム（１０）。
【請求項４】
前記温度偏差が周囲温度（ＴＡＭＢ）と基準日温度（ＴＳＴＤ）との差に基づいており、前記ブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000254
）が地軸風速ベクトルに基づいて決定され、前記地軸風速ベクトルが前記慣性速度ベクトルと地軸対気速度ベクトルとの差に基づいて決定される、請求項１から３のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
【請求項５】
前記地軸対気速度ベクトルが：
2019038519.tif 000255
（式中、
2019038519.tif 000256
は地軸対気速度ベクトルであり、
2019038519.tif 000257
は北方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000258
は東方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000259
は垂直方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000260
は前記航空機（１８）のそれぞれ地軸ＸＥ、ＹＥ、ＺＥに沿った単位ベクトルである）に基づいて決定される、請求項４に記載のシステム（１０）。
【請求項６】
前記航空機（１８）の前記安定性を評価することが、迎え角及び前記迎え角の微分の絶対値に基づいている、請求項１から５のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
【請求項７】
更に、迎え角が最小迎え角より大きく、最大迎え角より小さく、迎え角の微分の絶対値が最大微分値より小さいとの決定に応じて、航空機（１８）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す、請求項６のシステム（１０）。
【請求項８】
前記航空機（１８）の前記安定性を評価することが、横滑り角の絶対値及び前記横滑り角の微分の絶対値に基づいており、
更に、横滑り角の絶対値が最大横滑り角より小さく、横滑り角の前記微分の絶対値が最大微分値より小さいとの決定に応じて、航空機（１８）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す、請求項１から７は、のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
【請求項９】
前記航空機（１８）の前記安定性を評価することが、バンク角の絶対値及び前記バンク角の微分の絶対値に基づいている、請求項１から８のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
【請求項１０】
更に、前記バンク角の前記絶対値が最大バンク角より小さく、前記バンク角の前記微分の前記絶対値が最大微分値より小さいとの決定に応じて、前記航空機（１８）が前記安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す、請求項９に記載のシステム（１０）。
【請求項１１】
前記モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000261
）が安定軸抗力係数（ＣＤ）に基づいて決定され、前記安定軸抗力係数（ＣＤ）が、高速条件の間に生成される前記航空機（１８）の安定軸抗力を定量化する、請求項１から１０のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
【請求項１２】
前記モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000262
）が機体軸揚力係数（ＣＬ）に基づいて決定され、前記機体軸揚力係数（ＣＬ）が、低速条件の間に垂直な機体軸に沿って生成される前記航空機（１８）の揚力に対応する、請求項１から１１のいずれか一項に記載のシステム（１０）。
【請求項１３】
航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定する方法であって、
コンピュータ（３０）により、各々が前記航空機（１８）の一運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取ること、
前記コンピュータ（３０）により、前記運行パラメータ（２０）に基づいて、前記航空機（１８）の安定な飛行条件に基づくモデルベースの動圧（
2019038519.tif 000263
）を決定すること、
前記コンピュータ（３０）により、少なくとも温度偏差、風速ベクトル及び慣性速度ベクトルに基づいて、前記航空機（１８）の極限飛行条件に基づくブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000264
）を決定すること、
迎え角、横滑り角、及びバンク角のうちの少なくとも一つに基づいて、前記航空機（１８）の前記極限飛行条件を示す運行中の前記航空機（１８）の安定性を評価すること、
前記コンピュータ（３０）により、前記安定性に基づいて、前記航空機（１８）が前記極限飛行条件で運行していると決定すること、並びに
前記航空機（１８）が前記極限飛行条件で運行しているとの決定に応じて、前記コンピュータ（３０）により、前記ブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000265
）に基づいて前記複数の対気速度パラメータを推定すること
を含む方法。
【請求項１４】
前記安定性に基づいて前記航空機（１８）が前記安定な飛行条件で運行していると決定することを含む、請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
前記航空機（１８）が前記安定な飛行条件で運行しているとの決定に応じて、前記モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000266
）に基づいて前記複数の対気速度パラメータを推定することを含む、請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
開示されるシステム及び方法は、航空機の対気速度を推定するためのシステムに関し、具体的には、極限飛行条件の間に対気速度を推定するための天候バッファモデルを含むシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ピトー管又はプローブは、一般的にビークルに搭載されて、ビークルがその中を移動する流体に対する同ビークルの速度を測定する。一の用途において、ピトープローブは、航空機に搭載されて、飛行中の気団に対する航空機の速度を測定する。ピトープローブは通常、流体の流れ又はビークルの移動の方向に向かう開口端を画定する中空管を含む。ピトープローブの中空管は、流体、例えば航空機の場合は空気を含む。ピトープローブ内部の圧力は、全圧とも呼ばれるよどみ圧測定値を提供する。全圧は、衝撃圧を決定するために、一般に航空機の胴体上の又は組み合わされたピトー静圧プローブの場合はピトープローブの側面の異なる位置において測定される静圧と組み合わせられる。衝撃圧は、航空機の対気速度を決定するために使用される。
【０００３】
時として、ピトープローブベースの対気速度システムは、不正確な対気速度の読み取りを行うことがある。不正確な読み取りは、プローブの汚染、プローブの損傷、又は整備の問題といった問題により生じ得る。プローブ汚染の幾つかの例には、限定されないが、氷、火山灰、及び昆虫の侵入が含まれる。航空機のモデルに基づいて対気速度を推定するシステムは既存であるが、これらシステムは、航空機が極限飛行条件で運行している場合、正確な対気速度を計算することができないことがある。極限飛行条件には、航空機が操作を実施するとき、又は航空機が周囲の風若しくは乱気流による大きな力を受けた場合に典型的に生成される、不安定な又は極めて動的な条件が含まれ得る。極限飛行条件は通常、迎え角、横滑り角、又はバンク角の変化率に基づいて決定される。伝統的な手法は、航空機が極限条件で運行する間に対気速度の推定値を凍結又は一定に維持することである。しかしながら、航空機が数秒を超えて極限条件の間に運行を継続する場合、これは対気速度読み取りの精度に影響し得る。
【発明の概要】
【０００４】
本発明は、特に極限飛行条件の間に航空機の対気速度を推定するための改善されたシステムを目的とする。一実施例では、航空機の複数の対気速度パラメータを推定するためのシステムが開示される。このシステムは、一又は複数のプロセッサと、プロセッサに連結されたメモリとを備えている。データを記憶するメモリは、データベースと、一又は複数のプロセッサによって実行されると、システムに、各々が航空機の一運行条件を表す複数の運行パラメータを受け取らせるプログラムコードとを備える。システムは更に、運行パラメータに基づいて、モデルベースの動圧を決定する。モデルベースの動圧は、航空機の安定な飛行条件に基づいている。システムは更に、少なくとも温度偏差と慣性速度ベクトルとに基づいて、ブリッジベースの動圧を決定する。ブリッジベースの動圧は、航空機の極限飛行条件に基づいている。システムは、迎え角、横滑り角、及びバンク角のうちの少なくとも一つに基づいて、航空機の極限飛行条件を示す運行中の航空機の安定性を評価する。システムはまた、安定性に基づいて、航空機が極限飛行条件で運行していることを決定する。最後に、航空機が極限飛行条件で運行しているとの決定に応じて、システムは、ブリッジベースの動圧に基づいて複数の対気速度パラメータを推定する。
【０００５】
別の実施例では、航空機の複数の対気速度パラメータを推定するための方法が開示される。この方法は、コンピュータによって、各々が航空機の一運行条件を表す複数の運行パラメータを受け取ることを含む。方法はまた、コンピュータによって、運行パラメータに基づいてモデルベースの動圧を決定することを含む。モデルベースの動圧は、航空機の安定な飛行条件に基づいている。方法はまた、コンピュータによって、少なくとも温度偏差と慣性速度ベクトルとに基づいてブリッジベースの動圧を決定することを含む。ブリッジベースの動圧は、航空機の極限飛行条件に基づいている。方法は、迎え角、横滑り角、及びバンク角のうちの少なくとも一つに基づいて、運行中の航空機の安定性を評価することを含む。安定性は、航空機の極限飛行条件を示す。方法は、コンピュータによって、安定性に基づいて、航空機が極限飛行条件で運行していることを決定することを含む。最後に、航空機が極限飛行条件で運行しているとの決定に応じて、方法は、コンピュータによって、ブリッジベースの動圧に基づいて複数の対気速度パラメータを推定することを含む。
【０００６】
開示の方法及びシステムの他の目的及び利点は、下記の説明、添付図面、及び特許請求の範囲から明らかとなろう。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】対気速度推定モジュール及び天候バッファモジュールを含む、開示される航空機の対気速度計算システムの例示的な模式ブロック図である。
【図２】航空機の機体軸及び地軸を示す、図１に示す航空機の図である。
【図３】図１の対気速度計算システムによって使用されるコンピュータシステムの図である。
【図４】抗力サブモジュール、揚力サブモジュール、及び論理サブモジュールを含む、図１に示す対気速度推定モジュールの例示的ブロック図である。
【図５】図１に示す風モジュール、温度モジュール、及び天候バッファモジュールの例示的ブロック図である。
【図６】図１に示すブリッジ論理モジュールの例示的ブロック図である。
【図７】図１に示す選択論理モジュールの例示的ブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
図１は、開示される対気速度システム１０の例示的な模式ブロック図である。対気速度システム１０は、伝統的なピトープローブ測定に依存せずに航空機１８の対気速度パラメータを絶えず推定する。対気速度システム１０は、入力として複数の運行パラメータ２０を受け取る。パラメータの各々については以下に更に詳細に記載する。パラメータ２０は、各々が航空機１８の特定の運行条件を表す。対気速度システム１０は、対気速度推定モジュール２２、風モジュール２４、温度モジュール２５、天候バッファモジュール２６、ブリッジ論理モジュール２７、選択論理モジュール２８、及び対気速度推定モジュール２９を含む。
【０００９】
対気速度システム１０は、航空機１８の対気速度を絶えず計算するために使用される対気速度パラメータを推定する。具体的には、対気速度システム１０は、正常又は安定な飛行条件並びに極限飛行条件の間の対気速度パラメータを推定する。極限飛行条件には、航空機１８が操作を実施するとき、又は航空機１８が周囲の風若しくは乱気流による大きな力を受けるときに生成される、不安定な又は極めて動的な条件が含まれる。極限飛行条件は、迎え角α、横滑り角β、バンク角Φ、及びそれらの変化率に基づいて決定される。これについては以下に更に詳細に記載する。
【００１０】
対気速度推定モジュール２２は、運行パラメータ２０に基づいて、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000003
を推定する。モデルベースの動圧
2019038519.tif 000004
は、航空機１８の安定な飛行条件に基づいている。即ち、換言すれば、対気速度推定モジュール２２は、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000005
を、航空機１８が極限飛行条件で運行しておらず、正常に運行していると仮定して推定する。モデルベースの
2019038519.tif 000006
は、任意の数の手法に基づいて決定される。図４に示す一実施例では、モデルベースの
2019038519.tif 000007
は、航空機１８の別個の抗力モデル及び揚力モデルに基づいて決定される。抗力モデル及び揚力モデルは、航空機１８の高速条件及び低速条件に基づいている。具体的には、対気速度システム１０は、航空機１８のフラップ３１（図２）が引き込まれているとの決定に応じて、及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000008
が０．４より大きい値を有することに応じて、航空機１８が高速条件で運行していると決定する。対気速度システム１０は、航空機１８のフラップが引き込まれていないとの決定に応じて、又は推定されたマッハ数
2019038519.tif 000009
が０．４以下の値を有することに応じて、航空機１８が低速条件で運行していると決定する。
【００１１】
図１に戻ると、天候バッファモジュール２６は、ブリッジベースの動圧
2019038519.tif 000010
を、極限飛行条件で運行している航空機１８に基づいて推定する。航空機１８の安定な運行条件に基づくモデルベースの動圧
2019038519.tif 000011
は、極限飛行条件の間にはもはや正確な対気速度パラメータを生成し得ない。図１及び２の両方に示すように、天候バッファモジュール２６は、航空機１８の地軸フレームＸＥ、ＹＥ、ＺＥに基づいており、ここでＸＥ軸は北の方向を、ＹＥ軸は東の方向を、ＺＥ軸は垂直に下の方向を指している。天候バッファモジュール２６は、国際標準大気（ＩＳＡ）に基づく風速ベクトル及び基準日の条件からの温度偏差も含む。これらについては以下に詳細に記載する。
【００１２】
対気速度推定モジュール２９は、航空機１８の、推定動圧
2019038519.tif 000012
、マッハ数
2019038519.tif 000013
、等価対気速度
2019038519.tif 000014
、衝撃圧
2019038519.tif 000015
、較正済み対気速度
2019038519.tif 000016
、及び真対気速度
2019038519.tif 000017
を含む、対気速度パラメータを決定する。対気速度推定モジュール２９は、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000018
又はブリッジベースの動圧
2019038519.tif 000019
に基づいて対気速度パラメータを決定する。
【００１３】
運行パラメータ２０は、迎え角α、横滑り角β、複数の操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、静圧ｐｓ、エンジン回転速度Ｎ１、総空気温度ＴＴＯＴ、航空機重量Ｗ、加速又は負荷率、飛行経路角γ、ピッチ角θ、バンク角Φ、方位角Ψ、及び知覚された地軸慣性速度ベクトル
2019038519.tif 000020
を含む。一実施例では、気圧高度ｈｐが、静圧ｐｓの代わりに使用され、エンジン圧力比ＥＰＲがエンジン回転速度Ｎ１の代わりに使用される。航空機１８の操縦翼面には、限定されないが、補助翼、フラッペロン、方向舵、スポイラー、昇降舵、トリム装置、及びフラップが含まれる。操縦翼面位置は、航空機１８の可動な飛行操縦翼面の位置を表す。記載される実施例では、操縦翼面位置は、航空機１８のスポイラー８（図２）及び方向舵６（図２）の位置を指す。
【００１４】
ここで図２を参照すると、安定板面位置は、側面に示すように、航空機１８の機体１２に対する水平安定板１４の取り付け角を示す尺度である。フラップ位置は、翼１６の複数の後縁フラップ３１（図２）の位置を示す。具体的には、フラップ位置は、後縁フラップ３１が引き込み位置にあるかどうかを示す。一実施例では、航空機１８は三位式着陸装置レバーを含み、ここで三つの位置は、ＤＯＷＮ、ＵＰ、及びＯＦＦである。着陸装置の位置は、ＤＯＷＮ、ＵＰ、又は装置が移動中である場合にはその間の何らかの値であろう。総空気温度ＴＴＯＴは、よどみ温度とも呼ばれ、航空機１８に搭載される総空気温度プローブ（図示しない）によって測定される。
【００１５】
負荷率は、航空機１８の総重量に対する、航空機１８によって生成される総空気推進力の比である。例えば、航空機１８の直線水平飛行の間には、総揚力は総重量に等しい。したがって、負荷率は１重力である。加速又は負荷率は、一又は複数の加速度計によって決定される。しかしながら、多くの種類の加速度計が実際に負荷率を測定する。加速度計が真に加速度を測定する場合、対応する負荷率は、各軸に沿った重力による加速度を減算することにより計算される。慣性速度ベクトル
2019038519.tif 000021
は、航空機の地上での速度ベクトルを表し、航空機１８の慣性航法装置（ＩＮＳ）によって感知される。ＩＮＳは、外部測定又は無線測定に依存しない航法装置であり、代わりに、加速度計によって測定される加速度及びジャイロスコープによって測定される回転率に基づいて、位置、速度、及び姿勢を決定する。
【００１６】
図２は、航空機１８の機体軸フレームＸＢ、ＹＢ、ＺＢ、地軸フレームＸＥ、ＹＥ、ＺＥ、及び重心ＣＧも示している。軸ＸＴは、機体軸ＸＢを水平面上に投射したものである。平面は、地軸ＸＥ及びＹＥ（即ち、地表）によって規定される。軸ＺＴ軸は、機体軸ＸＢに実質的に直交しており、機体軸ＸＢ軸と軸ＸＴとによって規定される平面内に位置している。ピッチ角θは、ＸＢ軸とＸＴ軸の間において測定されるものであり、バンク角Φは、ＺＢ軸とＺＴ軸の間において測定されるものであり、方位角Ψは、ＸＥ軸とＸＴ軸との間において測定されるものである。
【００１７】
図１に戻ると、パラメータ２０のすべてがセンサからの入力として利用可能である。しかしながら、迎え角α、横滑り角β、及び静圧ｐｓは、感知された値ではなく計算値又は推定値でもよいことがある。具体的には、静圧ｐｓは、静圧管といった信頼性のある静圧源によって測定することができるか、又は別の実施例では静圧ｐｓは、航空機１８の幾何学的高度に基づいて計算される。非限定的な一実施例では、幾何学的高度は、全地球測位システム（ＧＰＳ）から得られる。一実施例では、迎え角αは、航空機１８の慣性計測から誘導される。しかしながら、別の手法では、迎え角αは迎え角センサによっても提供される。横滑り角βは、センサによって測定されるか、又は航空機１８の航空力学的横力モデルに基づいて測定され得る。別の実施例では、横滑り角βは慣性計測から得られる。
【００１８】
引き続き図１を参照すると、一実施例では、対気速度システム１０は、航空機１８の対気速度を決定するための一次供給源として使用され得る。別の手法では、対気速度システム１０は、対気速度の独立供給源として使用することができ、例えばピトー管といった対気速度の別の供給源を監視するために使用される。具体的には、対気速度システム１０は、ピトー管（図示しない）の精度を決定するために使用され得る。また別の実施例では、対気速度システム１０は、不正確な対気速度供給源を識別するために、複数の対気速度供給源のうちの唯一の供給源として使用される。
【００１９】
ここで図３を参照すると、対気速度システム１０は、一又は複数のコンピュータデバイス又はシステム、例えば例示的コンピュータシステム３０に実装されている。コンピュータシステム３０は、プロセッサ３２、メモリ３４、大容量記憶メモリデバイス３６、入力／出力（Ｉ／Ｏ）インターフェース３８、及びヒューマンマシンインターフェース（ＨＭＩ）４０を含む。コンピュータシステム３０は、ネットワーク２３又はＩ／Ｏインターフェース３８を介して一又は複数の外部リソース４２に動作可能に連結している。外部リソースには、限定されないが、サーバ、データベース、大容量記憶デバイス、周辺機器、クラウドベースのネットワークサービス、又はコンピュータシステム３０によって使用され得る他の任意の適切なコンピュータリソースが含まれる。
【００２０】
プロセッサ３２は、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラ、デジタル信号プロセッサ、マイクロコンピュータ、中央処理装置、フィールドプログラマブルゲートアレイ、プログラマブルロジックデバイス、状態マシン、論理回路、アナログ回路、デジタル回路、又はメモリ３４に記憶された運行命令に基づいて信号（アナログ又はデジタル）を操作する他の任意の装置から選択される一又は複数の装置を含む。メモリ３４は単一又は複数のメモリデバイスを含み、これには、限定されないが、リードオンリーメモリ（ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、揮発性メモリ、非揮発性メモリ、スタティックランダムアクセスメモリ（ＳＲＡＭ）、ダイナミックランダムアクセスメモリ（ＤＲＡＭ）、フラッシュメモリ、キャッシュメモリ、又は情報を記憶することのできる他の任意の装置が含まれる。大容量記憶メモリデバイス３６は、データ記憶デバイス、例えばハードドライブ、光学ドライブ、テープ駆動装置、揮発性又は非揮発性の固体デバイス、又は情報を記憶できる他の任意のデバイスを含む。
【００２１】
プロセッサ３２は、メモリ３４に常駐するオペレーティングシステム４６の制御下で動作する。オペレーティングシステム４６は、メモリ３４に常駐するアプリケーション４８といった一又は複数のコンピュータソフトウエアアプリケーションとして具現化されたコンピュータプログラムコードがプロセッサ３２によって実行される命令を有し得るように、コンピュータリソースを管理する。代替的な一実施例では、プロセッサ３２は、アプリケーション４８を直接実行し、この場合オペレーティングシステム４６は省略できる。一又は複数のデータ構造４９もメモリ３４に常駐し、データを記憶又は操作するためにプロセッサ３２、オペレーティングシステム４６、又はアプリケーション４８によって使用され得る。
【００２２】
Ｉ／Ｏインターフェース３８は、プロセッサ３２を他の装置及びシステム、例えばネットワーク２３又は外部リソース４２に動作可能に連結するマシンインターフェースを提供する。それによりアプリケーション４８は、Ｉ／Ｏインターフェース３８を介して通信することによりネットワーク２３又は外部リソース４２と協働し、本発明の実施例を含む様々なフィーチャ、機能、アプリケーション、プロセス、又はモジュールを提供する。アプリケーション４８はまた、一又は複数の外部リソース４２によって実行されるプログラムコードを含むか、又はそうでなければコンピュータシステム３０外部の他のシステム又はネットワークコンポーネントによって提供される機能又は信号に依存する。実際、ほぼ無限のハードウエア及びソフトウエア構成が可能であり、当業者であれば、本発明の実施例が、コンピュータシステム３０の外部に位置するアプリケーション、複数のコンピュータ若しくは外部リソース４２に分散するアプリケーション、又はクラウドコンピューティングサービスといったネットワーク２３上のサービスとして提供されるコンピューティングリソース（ハードウエア及びソフトウエア）によって提供されるアプリケーションを含み得ることを理解するであろう。
【００２３】
ＨＭＩ４０は、ユーザがコンピュータシステム３０と直接相互作用することを可能にする既知の方式で、コンピュータシステム３０のプロセッサ３２に動作可能に連結される。ＨＭＩ４０は、データをユーザに提供することのできる、ビデオ又は英数字ディスプレイ、タッチスクリーン、スピーカ、及び他の任意の適切なオーディオ及びビジュアルインジケータを含み得る。ＨＭＩ４０は、入力装置及びコントロール、例えば、ユーザからのコマンド又は入力を受け取ることができ、入力された入力をプロセッサ３２に送ることのできる、英数字キーボード、ポインティングデバイス、キーパッド、プッシュボタン、コントロールノブ、マイクロフォン等も含む。
【００２４】
データベース４４は、大容量記憶メモリデバイス３６に常駐し、本明細書に記載される様々なシステム及びモジュールによって使用されるデータを収集及び整理することができる。データベース４４は、データと、データを記憶及び整理する支持データ構造を含み得る。特に、データベース４４は、リレーショナルデータベース、階層化データベース、ネットワークデータベース、又はこれらの組み合わせを含むがこれらに限定されないいずれかのデータベース構成又は構造で構成され得る。プロセッサ３２上の命令として実行するコンピュータソフトウエアアプリケーションの形態のデータベース管理システムは、クエリに応答してデータベース４４のレコードに記憶された情報又はデータにアクセスするために使用することができ、ここでクエリはオペレーティングシステム４６、他のアプリケーション４８、又は一又は複数のモジュールによって動的に決定及び実行され得る。
【００２５】
図４は、図１に示される対気速度推定モジュール２２を例示するブロック図である。対気速度推定モジュール２２は、サブモジュール５０、５２、５４を含んでいる。サブモジュール５０、５２、５４は別個のコンポーネントとして示されており、これはモジュラープログラミング技術の使用を示し得る。しかしながら、ソフトウエア設計は、複数のモジュールの少なくとも幾つかのプログラム機能を単一のモジュールに組み合わせることによりサブモジュール５０、５２、５４が別個となる範囲を狭め得る。更に、サブモジュール５０、５２、５４に帰属する機能は、他の方法で分散させても、又は図示されるもの以外の他のシステムに分散させてもよい。したがって、本発明の実施例は、図４に示されるシステム又はモジュールの特定の構成に限定されない。
【００２６】
対気速度推定モジュール２２は、入力として、各々が航空機１８（図１）の一運行条件を表す運行パラメータ２０を受け取り、運行パラメータ２０に基づいてモデルベースの動圧
2019038519.tif 000022
を決定する。モデルベースの動圧
2019038519.tif 000023
は、航空機１８の安定な飛行条件に基づいている。サブモジュール５０は、航空機１８の抗力モデル（図１）に基づく、抗力ベースの動圧
2019038519.tif 000024
を推定するために使用される抗力サブモジュール５０である。抗力ベースの動圧
2019038519.tif 000025
は、航空機１８が低速条件で運行するのでない限り、動圧
2019038519.tif 000026
を決定するために使用される。サブモジュール５２は、航空機１８が低速条件で運行すると仮定して低速動圧
2019038519.tif 000027
を決定する揚力サブモジュール５２である。論理サブモジュール５４は速度論理スイッチである。サブモジュール５４は、入力として、抗力サブモジュール５０によって決定される動圧
2019038519.tif 000028
と、揚力サブモジュール５２によって決定される動圧
2019038519.tif 000029
とを受け取り、航空機１８の運行条件に基づいてモデルベースの動圧
2019038519.tif 000030
を決定する。
【００２７】
以下に説明するように、対気速度推定モジュール５５は、入力に基づいて、航空機のモデルベースの動圧
2019038519.tif 000031
、マッハ数
2019038519.tif 000032
、等価対気速度
2019038519.tif 000033
、衝撃圧
2019038519.tif 000034
、較正済み対気速度
2019038519.tif 000035
、及び真対気速度
2019038519.tif 000036
を決定する。図４に示すように、推定されたマッハ数
2019038519.tif 000037
は、フィードバック入力として、動圧モジュール２２のサブモジュール５０、５２に戻される。
【００２８】
ここで、抗力サブモジュール５０によって決定される動圧
2019038519.tif 000038
の計算について説明する。抗力サブモジュール５０は、入力としてオペレーティング条件２０（図１）を受け取る。具体的には、抗力サブモジュール５０は、入力として、迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000039
を（対気速度推定モジュール５５から）受け取る。抗力サブモジュール５０は、入力に基づく安定軸抗力係数ＣＤと、複数の成分ＣＤ１〜ＣＤ６とを決定する。安定軸抗力係数ＣＤは、高速条件の間に生成された航空機１８の安定軸抗力を定量化する。以下に説明するように、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000040
は、安定軸抗力係数ＣＤに基づいて決定される。
【００２９】
成分ＣＤ１〜ＣＤ６は、入力の表関数（即ち、迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000041
）である。一実施例では、安定軸抗力係数ＣＤは、方程式１：
2019038519.tif 000042
（式中、Ｆｌａｐは、航空機１８の翼１６の後縁フラップ３１（図２）の位置を示すフラップ位置を表し、Ｇｅａｒは、航空機１８の着陸装置位置を表し、Ｓｐｏｉｌｅｒは、航空機１８のスポイラー８（図２）の位置を表し、ｓｔａｂｉｌｉｚｅｒは、航空機１８の安定板面位置を表し、ｒｕｄｄｅｒは、航空機１８の方向舵６（図２）の位置を表す）によって決定される。
【００３０】
成分ＣＤ１〜ＣＤ６の各々は、対気速度システム１０のメモリ３４（図３）に保存されたそれぞれのルックアップテーブルに基づいて決定される。例えば、成分ＣＤ１は、迎え角α及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000043
の特定の値を取ること、これら値をルックアップテーブルの一つに見つけること、次いで迎え角α及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000044
の特定の値に基づいて成分ＣＤ１を決定することにより決定される。更に、成分ＣＤ４〜ＣＤ６の各々は、三次元ルックアップテーブルに基づいて決定される。代替的な一実施例では、成分ＣＤ１〜ＣＤ６は、多項式などの数学関数に基づいて決定される。
【００３１】
抗力サブモジュール５０は、エンジン回転速度Ｎ１又はエンジン圧力比ＥＰＲ、静圧ｐｓ又は高度、総空気温度ＴＴＯＴ、マッハ推定値
2019038519.tif 000045
、迎え角α、及び横滑り角βに基づいて、前進安定軸推力成分ＴＸＳを決定する。加えて、抗力サブモジュール５０は、入力として、機体軸ＸＢ（図２）に対するエンジン取り付け角の係数ｘＦＣＴ、及び機体軸ＺＢ（図２）に対するエンジン取り付け角の係数ｚＦＣＴも受け取る。エンジン取り付け角の両係数ｘＦＣＴ、ｚＦＣＴは、幾何学的定数であり、航空機１８のターボジェットエンジン（図示しない）の特定の設置法に基づく固定値である。
【００３２】
航空機ターボジェットエンジン（図示しない）の総推力は、航空機ターボジェットエンジンの出口流により生成される推力である。抗力サブモジュール５０は、二つの総推力成分ＧＸＢ及びＧＺＢを決定する。総推力成分ＧＸＢは、機体軸ＸＢ（図２）に関する総推力であり、総推力成分ＧＺＢは、機体軸ＺＢ（図２）に関する総推力である。総推力成分ＧＸＢは、方程式２に基づいて決定され、総推力成分ＧＺＢは方程式３に基づいて決定される。方程式２及び３を以下に列挙する：
2019038519.tif 000046
（式中、Ｔ１は、エンジン回転速度Ｎ１、静圧ｐ、推定されたマッハ数
2019038519.tif 000047
、及び総空気温度ＴＴＯＴの表関数である）。
【００３３】
抗力サブモジュール５０は、更にラム抗力ＲＤを決定する。ラム抗力ＲＤは、航空機１８のターボジェットエンジン（図示しない）の中に入ってくる空気の運動量によって生じる抗力を表す。ラム抗力ＲＤは、以下の方程式４：
2019038519.tif 000048
（式中、Ｔ２は、エンジン回転速度Ｎ１、静圧ｐｓ、推定されたマッハ数
2019038519.tif 000049
、及び総空気温度ＴＴＯＴの表関数である）によって決定される。
【００３４】
抗力サブモジュール５０は、エンジン総推力からラム抗力を減算することにより、前進安定軸推力成分ＴＸＳを決定する。ラム抗力は、航空機１８のターボジェットエンジンに入ってくる空気の運動量により生じる抗力であり、エンジン総推力は、静止状態の間の航空機のターボジェットエンジンによって生成される推力である。具体的には、前進安定軸推力成分ＴＸＳは、以下の方程式５：
2019038519.tif 000050
によって決定される。
【００３５】
抗力サブモジュール５０は、航空機１８が、安定軸抗力係数ＣＤ、前進安定軸推力成分ＴＸ、航空機重量Ｗ、加速／負荷率Ｎｘ、Ｎｚ、迎え角α、及び基準面積Ｓｒｅｆに基づく高速条件として運行するとき生成される動圧
2019038519.tif 000051
を推定する。基準面積Ｓｒｅｆは、翼プランフォーム面積を表す。動圧
2019038519.tif 000052
は、航空機１８の安定軸に沿った力に基づいている。方程式６は、安定軸に沿った負荷率ＮＸＳを決定し、方程式７は、高速条件で生成される動圧
2019038519.tif 000053
を決定する。
2019038519.tif 000054
【００３６】
ここで、揚力サブモジュール５２によって決定される動圧
2019038519.tif 000055
の計算について説明する。揚力サブモジュール５２は、航空機１８の低速運行中に垂直な機体軸ＺＢ（図２）に沿って生成される揚力に対応する機体軸揚力係数ＣＬを決定する。以下に説明するように、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000056
は、機体軸揚力係数ＣＬに基づいて決定される。
【００３７】
機体軸揚力係数ＣＬは、迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000057
に基づいて決定される。安定軸抗力係数ＣＤと同様に、機体軸揚力係数ＣＬは、複数の成分ＣＬ１〜ＣＬ６に基づいて決定される。成分ＣＬ１〜ＣＬ６は、入力（迎え角α、横滑り角β、操縦翼面位置、安定板面位置、フラップ位置、着陸装置位置、及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000058
）の表関数であり、機体軸揚力係数ＣＬは、方程式８：
2019038519.tif 000059
に基づいて決定される。
【００３８】
機体軸推力モデル８２は、方程式９：
2019038519.tif 000060
に基づいて、ＴＺＢとも呼ばれる機体軸の推進揚力を決定する。
【００３９】
動圧
2019038519.tif 000061
は、垂直機体軸ＺＢ（図２）に沿った力に基づいている。方程式１０は動圧
2019038519.tif 000062
を：
2019038519.tif 000063
のように決定する。
【００４０】
抗力サブモジュール５０からの動圧
2019038519.tif 000064
及び揚力サブモジュール５２からの動圧
2019038519.tif 000065
は、共に論理サブモジュール５４によって受け取られる。論理サブモジュール５４は、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000066
を、抗力サブモジュール５０からの動圧
2019038519.tif 000067
及び動圧
2019038519.tif 000068
のうちの少なくとも一方に基づいて推定する。具体的には、論理サブモジュール５４は、入力として、推定されたマッハ数
2019038519.tif 000069
並びにフラップ位置を受け取る。フラップ位置は、後縁フラップ３１（図２）が引き込まれているかどうかの指標である。推定されたマッハ数
2019038519.tif 000070
が約０．４を超える値を有し、且つフラップ３１が引き込み位置にあることに応じて、論理サブモジュール５４は、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000071
として抗力サブモジュール５０からの動圧
2019038519.tif 000072
を選択する。推定されたマッハ数
2019038519.tif 000073
が約０．４未満であるか、又はフラップ３１が伸長位置にあることに応じて、論理サブモジュール５４は、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000074
として揚力サブモジュール５２からの動圧を選択する。
【００４１】
論理サブモジュール５４は、ヒステリシスロジックも含む。推定されたマッハ数
2019038519.tif 000075
が、約０．０２のマージンで約０．４を超える値を有することに応じて、ヒステリシスロジックは、航空機１８が低速条件から高速条件へ切り替わっていると決定する。同様に、推定されたマッハ数
2019038519.tif 000076
が、約０．０２のマージンで約０．４以下の値を有することに応じて、ヒステリシスロジックは、航空機１８が高速条件から低速条件へ切り替わっていると決定する。ヒステリシスロジックは、マッハ数
2019038519.tif 000077
が０．４の閾値に近い場合に二つの供給源の間でトグリングが継続することを実質的に防止することができる。
【００４２】
論理サブモジュール５４は、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000078
が一方の供給源の値から他方へ切り替わる際にスムーズな移行を提供するブレンディングアルゴリズムも含む。具体的には、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000079
の値は、ブレンディングアルゴリズムに基づいて動圧
2019038519.tif 000080
と動圧
2019038519.tif 000081
との間で切り替わり、ここでブレンディングアルゴリズムは、一定の時間をかけてモデルベースの動圧
2019038519.tif 000082
の値を徐々に変化させる。動圧の値
2019038519.tif 000083
と
2019038519.tif 000084
との間の移行にかかる一定の時間は約数秒である。ブレンディングアルゴリズムは、トランジェントフリースイッチを含むがこれに限定されない任意の数の異なる手法に基づいていてよい。
【００４３】
図５は、図１に示す風モジュール２４、温度モジュール２５、及び天候バッファモジュール２６のブロック図である。以下に説明するように、ブリッジベースの動圧
2019038519.tif 000085
は、航空機１８（図１）が極限飛行条件で運行するときの温度偏差ΔＴ、感知された地軸慣性速度ベクトル
2019038519.tif 000086
、及び地軸風速ベクトル
2019038519.tif 000087
に基づいて決定される。温度モジュール２５は、入力として、総空気温度ＴＴＯＴ、静圧ｐｓ（又は気圧高度ｈｐ）、及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000088
を受け取る。温度モジュール２５は、入力に基づいて温度偏差ΔＴを決定する。温度偏差ΔＴは、周囲温度ＴＡＭＢと基準日温度ＴＳＴＤとの差である。温度モジュール２５は、静圧ｐｓ又は気圧高度ｈｐに基づいて基準日温度ＴＳＴＤをブロック５６で決定する。周囲温度ＴＡＭＢは、ブロック５８において決定され、総空気温度ＴＴＯＴ及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000089
により方程式１１：
2019038519.tif 000090
に基づいて決定される。
【００４４】
風モジュール２４は、対気速度ブロック６０、機体軸対気速度ベクトルブロック６２、地軸対気速度ベクトルブロック６４、及び慣性速度ベクトルブロック６６を含む。対気速度ブロック６０は、総空気温度ＴＴＯＴ及び推定されたマッハ数
2019038519.tif 000091
に基づいて真対気速度Ｖｔを決定する。真対気速度Ｖｔは、航空機１８がその中を飛行している気団に対する航空機１８の速度を示し、以下の方程式１２に基づいて決定される。
2019038519.tif 000092
【００４５】
機体軸対気速度ベクトルブロック６２は、入力として、真対気速度Ｖｔ、迎え角α、及び横滑り角βを受け取り、機体軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000093
を決定する。具体的には、機体軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000094
は、方程式１３：
2019038519.tif 000095
(式中、
2019038519.tif 000096
は、機体軸フレームＸＢ、ＹＢ、ＺＢ（図２参照）それぞれに沿った単位ベクトルであり、
2019038519.tif 000097
の三つの機体軸成分は：
ｕａ＝Ｖｔ  ｃｏｓαｃｏｓβ
ｖａ＝Ｖｔ  ｓｉｎβ
ｗａ＝Ｖｔ  ｓｉｎα  ｃｏｓβ
である）に基づいて推定される。
【００４６】
地軸対気速度ベクトルブロック６４は、入力として、機体軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000098
、ピッチ角θ、バンク角Φ、及び方位角Ψを受け取り、地軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000099
を決定する。具体的には、地軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000100
は、機体軸から地軸へのオイラー変換に基づいて決定され、この変換は以下の方程式１４：
2019038519.tif 000101
（式中、
2019038519.tif 000102
は、北方向への対気速度成分（即ち、図２の軸ＸＥ）であり、
2019038519.tif 000103
は、東方向への対気速度成分であり、
2019038519.tif 000104
は、垂直方向への対気速度成分（即ち、図２の軸ＺＥ）である）で表現される。地軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000105
は、方程式１５：
2019038519.tif 000106
（式中、
2019038519.tif 000107
は、それぞれ地軸ＸＥ、ＹＥ、ＺＥに沿った単位ベクトルである）に基づいて決定される。
【００４７】
最後に、地軸風速ベクトル
2019038519.tif 000108
は、地軸慣性速度ベクトル
2019038519.tif 000109
と地軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000110
との差に基づいて決定される。感知された地軸慣性速度ベクトル
2019038519.tif 000111
は、方程式１６：
2019038519.tif 000112
によって決定される。
【００４８】
図５に示すように、地軸風速ベクトル
2019038519.tif 000113
及び温度偏差ΔＴは、共に入力として天候バッファモジュール２６によって受け取られる。天候バッファモジュール２６は、地軸風速ベクトル
2019038519.tif 000114
及び温度偏差ΔＴをブリッジ論理モジュール２７（図１）に送る。ここで、ブリッジ論理モジュール２７を示す図６を参照する。ブリッジ論理モジュール２７は、地軸対気速度ベクトルブロック７０、機体軸対気速度ベクトルブロック７２、周囲温度ブロック７４、及び対気速度パラメータブロック７６を含んでいる。
【００４９】
地軸対気速度ベクトルブロック７０は、入力として、感知された地軸慣性速度ベクトル
2019038519.tif 000115
及び地軸風速ベクトル
2019038519.tif 000116
を受け取り、入力に基づいてブリッジベースの地軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000117
を決定する。地軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000118
は、方程式１７：
2019038519.tif 000119
に基づいて決定される。
【００５０】
地軸対気速度ベクトルは、北（即ち、図２の軸ＸＥ）、東（即ち、図２の軸ＹＥ）、及び垂直（即ち、図２の軸ＺＥ）対気速度に基づいている。
【００５１】
ブリッジベースの機体軸対気速度ベクトルブロック７２は、入力として、地軸対気速度ベクトルブロック７０からの地軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000120
、ピッチ角θ、バンク角Φ、及び方位角Ψを受け取り、入力に基づいてブリッジベースの機体軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000121
を決定する。具体的には、機体軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000122
は、地軸から機体軸へのオイラー変換に基づいて決定され、この変換は、方程式１８：
2019038519.tif 000123
（式中、
2019038519.tif 000124
、及び
2019038519.tif 000125
は、機体軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000126
の機体成分を、
2019038519.tif 000127
のように表し、
ここで、方程式１９中、
2019038519.tif 000128
は、北方向への地軸対気速度成分（即ち、図２の軸ＸＥ）であり、
2019038519.tif 000129
は、東方向への地軸対気速度成分（即ち、図２の軸ＹＥ）であり、
2019038519.tif 000130
は、垂直方向への地軸対気速度成分（即ち、図２の軸ＺＥ）である）で表現される。周囲温度ブロック７４は、入力として、基準日温度
2019038519.tif 000131
及び温度偏差ΔＴを受け取り、入力に基づいてブリッジベースの周囲温度
2019038519.tif 000132
を決定する。周囲温度
2019038519.tif 000133
は、方程式２０：
2019038519.tif 000134
に基づいて決定される。
【００５２】
続いて、図６に示すように、対気速度パラメータブロック７６は、入力として、ブリッジベースの周囲温度
2019038519.tif 000135
、静圧ｐｓ又は気圧高度ｈｐ、及び機体軸対気速度ベクトル
2019038519.tif 000136
を受け取る。次いで、対気速度パラメータブロック７６は、ブリッジベースの真対気速度
2019038519.tif 000137
、マッハ数
2019038519.tif 000138
、動圧
2019038519.tif 000139
、等価対気速度
2019038519.tif 000140
、衝撃圧
2019038519.tif 000141
、較正済み対気速度
2019038519.tif 000142
、迎え角
2019038519.tif 000143
、及び横滑り角
2019038519.tif 000144
を、方程式２１〜２８：
2019038519.tif 000145
に基づいて決定する。
【００５３】
方程式２１−２８に表現される対気速度パラメータブロック７６によって決定された複数のパラメータは、航空機が不安定な又は極めて動的な条件で運行していることに基づいて利用される。これは、対気速度推定モジュール２２によって推定されるモデルベースの動圧
2019038519.tif 000146
が、もはや正確でない可能性があるためである。
【００５４】
図１に戻ると、選択論理モジュール２８は、入力として、迎え角α、横滑り角β、バンク角f、ブリッジベースの動圧
2019038519.tif 000147
、及びモデルベースの動圧
2019038519.tif 000148
を受け取る。図７は、選択論理モジュール２８を示している。図７に示すように、選択モジュール２８は、迎え角αのウォッシュアウトフィルタ８０、横滑り角βのウォッシュアウトフィルタ８２、及びバンク角Φのウォッシュアウトフィルタ８４を含む。選択モジュール２８は、迎え角安定性ブロック８６、横滑り角安定性ブロック８８、及びバンク角安定性ブロック９０も含み、これらは運行中の航空機１８（図１）の安定性を評価するために使用される。これについては以下で更に詳細に説明する。選択モジュール２８は、論理ブロック９２及び選択スイッチ、並びに移行平滑化ブロック９４も含む。
【００５５】
ウォッシュアウトフィルタ８０、８２、８４は、入力の低周波コンテンツの微分を捕獲する高域フィルタである。ウォッシュアウトフィルタ８０は、入力として迎え角αを受け取り、迎え角の微分
2019038519.tif 000149
を決定する。ウォッシュアウトフィルタ８２は、入力として横滑り角βを受け取り、横滑り角の微分
2019038519.tif 000150
を決定する。ウォッシュアウトフィルタ８４は、入力としてバンク角Φを受け取り、バンク角Φの微分を決定する。
【００５６】
選択モジュール２８は、迎え角α、横滑り角β、及びバンク角Φのうちの少なくとも一つに基づいて、航空機１８の極限飛行条件を示す航空機１８の安定性を評価する。具体的には、迎え角安定性ブロック８６は、入力として、迎え角α及び迎え角の微分
2019038519.tif 000151
を受け取り、迎え角αが最小迎え角
2019038519.tif 000152
より大きく、最大迎え角
2019038519.tif 000153
より小さい（即ち、
2019038519.tif 000154
）かどうかを判定する。非限定的な一実施例では、最小迎え角
2019038519.tif 000155
は約０度であり、最大迎え角
2019038519.tif 000156
は約１０度である。迎え角安定性ブロック８６は、迎え角の微分の絶対値
2019038519.tif 000157
が最大微分値
2019038519.tif 000158
より小さいかどうかも判定する。一実施例では、最大値
2019038519.tif 000159
は約２°／秒である。
【００５７】
迎え角安定性ブロック８６の出力は、真又は偽のステートメントとして表現される。迎え角αが最小迎え角
2019038519.tif 000160
より大きく、最大迎え角
2019038519.tif 000161
より小さく、且つ迎え角の微分の絶対値
2019038519.tif 000162
が最大微分値
2019038519.tif 000163
より小さいとの決定に応じて、迎え角安定性ブロック８６は、航空機１８（図１）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す。しかしながら、迎え角α、迎え角の微分の絶対値
2019038519.tif 000164
、又はその両方が範囲外であると、迎え角安定性ブロック８６は、極限飛行条件を示す偽の値を返す。この出力は、迎え角α及び迎え角の微分
2019038519.tif 000165
がどの程度範囲から逸脱しているかも示すことができる。
【００５８】
同様に、横滑り角安定性ブロック８８は、入力として、横滑り角β及び横滑り角の微分
2019038519.tif 000166
を受け取り、横滑り角の絶対値
2019038519.tif 000167
が最大横滑り角
2019038519.tif 000168
より小さい（即ち、
2019038519.tif 000169
）かどうかを判定する。非限定的な一実施例では、最大横滑り角
2019038519.tif 000170
は約４度である。横滑り角安定性ブロック８８は、横滑り角の微分の絶対値
2019038519.tif 000171
が最大微分値
2019038519.tif 000172
より小さいかどうかも判定する。一実施例では、最大値
2019038519.tif 000173
は約２°／秒である。
【００５９】
横滑り角安定性ブロック８８の出力は、真又は偽ステートメントとして表現される。横滑り角の絶対値
2019038519.tif 000174
が最大横滑り角より小さく、横滑り角の微分の絶対値
2019038519.tif 000175
が最大微分値
2019038519.tif 000176
より小さいとの決定に応じて、横滑り角安定性ブロック８８は、航空機１８（図１）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す。しかしながら、横滑り角の絶対値β、横滑り角の微分の絶対値
2019038519.tif 000177
、又はその両方が範囲外であると、横滑り角ブロック８８は、極限飛行条件を示す偽の値を返す。
【００６０】
最後に、バンク角安定性ブロック９０は、入力として、バンク角Φ及びバンク角の微分
2019038519.tif 000178
を受け取り、バンク角の絶対値
2019038519.tif 000179
が最大バンク角
2019038519.tif 000180
より小さいかどうかを判定する。一実施例では、最大バンク角
2019038519.tif 000181
は約５度である。バンク角安定性ブロック９０は、バンク角の微分の絶対値
2019038519.tif 000182
が最大値
2019038519.tif 000183
より小さいかどうかも判定する。非限定的な一実施例では、最大値
2019038519.tif 000184
は約２°／秒である。
【００６１】
バンク角安定性ブロック９０の出力は、真又は偽ステートメントとして表現される。バンク角の絶対値
2019038519.tif 000185
が最大バンク角の絶対値
2019038519.tif 000186
より小さく、バンク角の微分の絶対値
2019038519.tif 000187
が最大値
2019038519.tif 000188
より小さいとの決定に応じて、バンク角安定性ブロック９０は、航空機１８（図１）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す。しかしながら、バンク角の絶対値
2019038519.tif 000189
、バンク角の微分の絶対値
2019038519.tif 000190
、又はその両方が範囲外であると、バンク角安定性ブロック９０は、極限飛行条件を示す偽の値を返す。
【００６２】
次いで、迎え角安定性ブロック８６、横滑り角安定性ブロック８８、及びバンク角安定性ブロック９０の出力は、選択スイッチ及び移行平滑化ブロック９４に送られる。迎え角安定性ブロック８６、横滑り角安定性ブロック８８、及びバンク角安定性ブロック９０における条件の各々が真であるとの決定に応じて、ブロック９４は、航空機１８が空気力学的に安定な条件で運行していることを決定する。したがって、ブロック９４は、対気速度推定モジュール２２（図１）によって推定されたモデルベースの動圧
2019038519.tif 000191
を選択する。迎え角安定性ブロック８６、横滑り角安定性ブロック８８、及びバンク角安定性ブロック９０における条件のうちの少なくとも一つが偽であるとの決定に応じて、ブロック９４は、航空機１８（図１）が不安定な又は極めて動的な条件で運行していることを決定する。したがって、ブロック９４は、ブリッジベースの動圧
2019038519.tif 000192
を選択する。
【００６３】
選択スイッチ及び移行平滑化ブロック９４は、推定動圧
2019038519.tif 000193
が一方の供給源から他方に切り替わる際にスムーズな移行を提供する。具体的には、推定動圧
2019038519.tif 000194
の値が、論理ブロック９２に基づいてモデルベースの動圧
2019038519.tif 000195
とブリッジベースの動圧
2019038519.tif 000196
との間で切り替わる。ブロック９４は、推定動圧
2019038519.tif 000197
の値を一定の時間をかけて徐々に変化させる。モデルベースの動圧の値
2019038519.tif 000198
と
2019038519.tif 000199
との間の移行にかかる一定の時間は約数秒である。
【００６４】
図１に戻ると、モデルベースの動圧
2019038519.tif 000200
又はブリッジベースの動圧
2019038519.tif 000201
は、推定動圧
2019038519.tif 000202
として設定される。次いで、推定動圧
2019038519.tif 000203
は、対気速度パラメータ推定モジュール２９に送られる。次いで、対気速度パラメータ推定モジュール２９が、航空機１８の推定されたマッハ数
2019038519.tif 000204
、等価対気速度
2019038519.tif 000205
、衝撃圧
2019038519.tif 000206
、較正済み対気速度
2019038519.tif 000207
、及び真対気速度
2019038519.tif 000208
を含む対気速度パラメータを決定する。対気速度パラメータは、航空機１８の対気速度を絶えず計算するために使用される。真対気速度
2019038519.tif 000209
は、自由気流に対する航空機１８の速度を表し、等価対気速度
2019038519.tif 000210
は、局所空気密度によって補正された真対気速度である。較正済み対気速度
2019038519.tif 000211
は、衝撃圧
2019038519.tif 000212
に基づいて算出される。
【００６５】
推定されたマッハ数
2019038519.tif 000213
は方程式２９に、等価対気速度
2019038519.tif 000214
は方程式３０に、衝撃圧
2019038519.tif 000215
は方程式３１にそれぞれ基づいて決定され、較正済み対気速度
2019038519.tif 000216
は方程式３２に基づいており、真対気速度
2019038519.tif 000217
は方程式３３に基づいている。
2019038519.tif 000218
（上式中、等価対気速度
2019038519.tif 000219
、較正済み対気速度
2019038519.tif 000220
及び真対気速度
2019038519.tif 000221
は、すべてノットで測定され、動圧
2019038519.tif 000222
及び衝撃圧
2019038519.tif 000223
は、共に１平方フット当たりポンドであり、ｐ０は海面高度における基準日気圧を表し、総空気温度ＴＴＯＴはケルビンで表現される。）したがって、航空機１８が極限飛行条件で運行しているとの決定に応じて、対気速度システム１０は、ブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000224
）に基づいて複数の対気速度パラメータを推定する。同様に、航空機１８が安定な飛行条件で運行しているとの決定に応じて、対気速度システム１０は、モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000225
）に基づいて複数の対気速度パラメータを推定する。
【００６６】
図面に概要を示したように、開示される対気速度システムは、伝統的なピトープローブ測定に依存せずに対気速度を推定するための信頼性のある手法を提供する。更に、開示される対気速度システムは、天候バッファモジュールを含み、この天候バッファモジュールは、航空機が極限飛行条件で運行していることに応じて、合成対気速度パラメータ及び迎え角と横滑り角の合成角を推定する。したがって、対気速度システムは、航空機が、伝統的な対気速度モデルが対気速度パラメータを正確に決定することができないであろう条件で運行しているときであっても、比較的正確な対気速度パラメータの推定値を提供する。実際、伝統的システムは、航空機が動的状態にある間に、対気速度の推定値を凍結するか又は一定に維持する場合がある。しかしながら、航空機が数秒を超えて動的状態において運行を継続する場合、これは読み取りの精度に影響し得る。開示されるシステムは、航空機が動的状態において運行しているとき、基準日温度に基づく慣性速度ベクトル、風速ベクトル、温度偏差を用いて、迎え角及び横滑り角を推定するための安定した手法を提供する。
【００６７】
更に、本開示は以下の条項による実施例を含む。
条項１．
航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定するためのシステム（１０）であって、
一又は複数のプロセッサ（３２）、及び
一又は複数のプロセッサ（３２）に連結されたメモリ（３４）であって、データベース（４４）と、一又は複数のプロセッサ（３２）によって実行されるとシステム（１０）に：
各々が航空機（１８）の運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取らせ、
運行パラメータ（２０）に基づいて、航空機（１８）の安定な飛行条件に基づくモデルベースの動圧（
2019038519.tif 000226
）を決定させ、
少なくとも温度偏差ΔＴ及び慣性速度ベクトルに基づいて、航空機（１８）の極限飛行条件に基づくブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000227
）を決定させ、
迎え角、横滑り角、及びバンク角のうちの少なくとも一つに基づいて、航空機（１８）の極限飛行条件を示す運行中の航空機（１８）の安定性を評価させ、
安定性に基づいて、航空機（１８）が極限飛行条件で運行していることを決定させ、
航空機（１８）が極限飛行条件で運行しているとの決定に応じて、ブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000228
）に基づいて複数の対気速度パラメータを推定させる
プログラムコードとを含むデータを記憶するメモリ（３４）
を備えるシステム（１０）。
条項２．
安定性に基づいて、航空機（１８）が安定な飛行条件で運行していると決定する、条項１のシステム（１０）。
条項３．
航空機（１８）が安定な飛行条件で運行しているとの決定に応じて、モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000229
）に基づいて複数の対気速度パラメータを推定する、条項２のシステム（１０）。
条項４．
温度偏差が周囲温度（ＴＡＭＢ）と基準日温度（ＴＳＴＤ）との差に基づいている、条項１のシステム（１０）。
条項５．
ブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000230
）が地軸風速ベクトルに基づいて決定され、地軸風速ベクトルが慣性速度ベクトルと地軸対気速度ベクトルとの差に基づいて決定される、条項１のシステム（１０）。
条項６．
地軸対気速度ベクトルが：
2019038519.tif 000231
（式中、
2019038519.tif 000232
は地軸対気速度ベクトルであり、
2019038519.tif 000233
は北方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000234
は東方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000235
は垂直方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000236
は航空機（１８）のそれぞれ地軸ＸＥ、ＹＥ、ＺＥに沿った単位ベクトルである）に基づいて決定される、条項５のシステム（１０）。
条項７．
航空機（１８）の安定性を評価することが、迎え角及び迎え角の微分の絶対値に基づいている、条項１のシステム（１０）。
条項８．
更に、迎え角が最小迎え角より大きく、最大迎え角より小さく、迎え角の微分の絶対値が最大微分値より小さいとの決定に応じて、航空機（１８）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す、条項７のシステム（１０）。
条項９．
航空機（１８）の安定性が横滑り角の絶対値及び横滑り角の微分の絶対値に基づいている、条項１のシステム（１０）。
条項１０．
更に、横滑り角の絶対値が最大横滑り角より小さく、横滑り角の微分の絶対値が最大微分値より小さいとの決定に応じて、航空機（１８）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す、条項９のシステム（１０）。
条項１１．
航空機（１８）の安定性を評価することが、バンク角の絶対値及びバンク角の微分の絶対値に基づいている、条項１のシステム（１０）。
条項１２．
更に、バンク角の絶対値が最大バンク角より小さく、バンク角の微分の絶対値が最大微分値より小さいとの決定に応じて、航空機（１８）が安定な飛行条件で運行していることを示す真の値を返す、条項１１のシステム（１０）。
条項１３．
モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000237
）が安定軸抗力係数（ＣＤ）に基づいて決定され、安定軸抗力係数（ＣＤ）が、高速条件の間に生成される航空機（１８）の安定軸抗力を定量化する、条項１のシステム（１０）。
条項１４．
モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000238
）が機体軸揚力係数（ＣＬ）に基づいて決定され、機体軸揚力係数（ＣＬ）が、低速条件の間に垂直な機体軸に沿って生成される航空機（１８）の揚力に対応する、条項１のシステム（１０）。
条項１５．
航空機（１８）の対気速度を絶えず計算するための複数の対気速度パラメータを推定する方法であって、
コンピュータ（３０）により、各々が航空機（１８）の一運行条件を表す複数の運行パラメータ（２０）を受け取ること、
コンピュータ（３０）により、運行パラメータ（２０）に基づいて、航空機（１８）安定な飛行条件に基づくモデルベースの動圧（
2019038519.tif 000239
）を決定すること、
コンピュータ（３０）により、少なくとも温度偏差、風速ベクトル及び慣性速度ベクトルに基づいて、航空機（１８）の極限飛行条件に基づくブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000240
）を決定すること、
迎え角、横滑り角、及びバンク角のうちの少なくとも一つに基づいて、航空機（１８）の極限飛行条件を示す運行中の航空機（１８）の安定性を評価すること、
コンピュータ（３０）により、安定性に基づいて、航空機（１８）が極限飛行条件で運行していると決定すること、
航空機（１８）が極限飛行条件で運行しているとの決定に応じて、コンピュータ（３０）により、ブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000241
）に基づいて複数の対気速度パラメータを推定すること
を含む方法。
条項１６．
安定性に基づいて航空機（１８）が安定な飛行条件で運行していると決定することを含む、条項１５の方法。
条項１７．
航空機（１８）が安定な飛行条件で運行しているとの決定に応じて、モデルベースの動圧（
2019038519.tif 000242
）に基づいて複数の対気速度パラメータを推定することを含む、条項１６の方法。
条項１８．
周囲温度（ＴＡＭＢ）と基準日温度（ＴＳＴＤ）との差に基づいて温度偏差を決定することを含む、条項１５の方法。
条項１９．
慣性速度ベクトルと地軸対気速度ベクトルとの差に基づいて決定される地軸風速ベクトルに基づいてブリッジベースの動圧（
2019038519.tif 000243
）を決定することを含む、条項１５の方法。
条項２０．
2019038519.tif 000244
（式中、
2019038519.tif 000245
は地軸対気速度ベクトルであり、
2019038519.tif 000246
は北方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000247
は東方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000248
は垂直方向への地軸対気速度成分であり、
2019038519.tif 000249
は航空機（１８）のそれぞれ地軸ＸＥ、ＹＥ、ＺＥに沿った単位ベクトルである）に基づいて地軸対気速度ベクトルを決定することを含む、条項１９の方法。
【００６８】
本明細書に記載の装置及び方法の形態は本発明の好ましい実施例を構成しており、本発明は、装置及び方法のこれらの詳細な形態に限定されず、本発明の範囲から逸脱することなく変更を加えることができることを理解されたい。
【図１】
2019038519.tif 000267
【図２】
2019038519.tif 000268
【図３】
2019038519.tif 000269
【図４】
2019038519.tif 000270
【図５】
2019038519.tif 000271
【図６】
2019038519.tif 000272
【図７】
2019038519.tif 000273
【外国語明細書】
2019038519000001.pdf
2019038519000002.pdf
2019038519000003.pdf
2019038519000004.pdf