(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の垂直安定板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、突風および乱気流に対応する前記垂直安定板の方向舵の修正制御を不活性化する禁止コマンドを生成する方法であって、
前記垂直安定板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前記禁止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禁止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】
航空機の垂直安定板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、突風および乱気流に対応する前記垂直安定板の方向舵の修正制御を不活性化する禁止コマンドを生成するための装置であって、
（ａ）  前記垂直安定板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前記禁止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前記禁止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に記載の装置。
【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。
【発明の詳細な説明】
【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。
【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。
【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。
【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。
【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５，３７５，７９４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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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（ＢＯＣＯ１８４１７）。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ｑc 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。ΔＣp 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。
【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。
【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ω2 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、ω1 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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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３７、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ＮＡＮＤ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。
【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４５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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【図面の簡単な説明】
【図１】発明に従い形成されたモニタを示す図である。
【符号の説明】
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
【図１】
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