(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
旋回の間に航空機のヨーダンパの旋回調整ゲインを設定するための方法であって、前記旋回調整ゲインは、前記ヨーダンパによる方向舵の変位量の決定に用いられ、前記方法は、
複数のフラップ位置設定と各フラップ位置設定における旋回調整ゲインとの間の予め定められた対応関係を参照するステップと、
前記旋回の間に前記航空機のフラップ位置設定を決定するステップと、
前記フラップ位置設定に応じて、前記対応関係に規定された旋回調整ゲインの中から好ましい旋回調整ゲインを決定するステップと、
前記ヨーダンパの旋回調整ゲインの値を、前記好ましい旋回調整ゲインの値に設定するステップとを含む、方法。
【請求項２】
前記複数の旋回調整ゲインが、安定した状態の旋回角および前記複数のフラップ位置設定における前記航空機の閉ループシステムの、１組の状態方程式を解くことによって算出され、
前記１組の状態方程式は、下記のものであり、
【数１】
0004234797.tif 000009
ここで、βは横滑り角であり、Ｒはヨー速度であり、Φは前記航空機のロール角であり、Ｐは前記航空機のロール速度であり、Ｘは状態変数であり、δｒは方向舵の方向角であり、Ａxyおよびｂxyは前記航空機の航空力学的特性を示すマトリクスである、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記フラップ位置設定は前記航空機上のフラップスラット電子装置から受取られる、請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
旋回を行なう航空機に最適な旋回調整ゲインを決定するための装置であって、前記旋回調整ゲインは、前記航空機のヨーダンパによる方向舵の変位量の決定に用いられ、前記装置は、
複数のフラップ位置設定と各フラップ位置設定における旋回調整ゲインとの対応関係を格納する記憶部と、
前記旋回の間に前記航空機のフラップ位置設定を決定するためのフラップスラット電子装置と、
前記フラップ位置設定に応じて、前記対応関係に規定された旋回調整ゲインの中から最適な旋回調整ゲインを決定するための手段とを含む、装置。
【請求項５】
旋回調整ゲインボックスを含む航空機のヨーダンパであって、前記ヨーダンパは、旋回調整ゲインに応じて方向舵の変位量を決定し、前記旋回調整ゲインボックスは、複数のフラップ位置設定と各フラップ位置設定における旋回調整ゲインとの対応関係をストアしており、前記ヨーダンパは、
前記旋回の間に前記航空機のフラップ位置設定をフラップスラット電子装置から受取るための手段と、
前記フラップ位置設定に応じて、前記対応関係に規定された旋回調整ゲインの中から前記最適な旋回調整ゲインを決定するための手段とを含む、ヨーダンパ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の分野】
この発明は航空機の旋回制御システムに関し、特に、航空機のフラップ位置の関数として航空機のヨーダンパの旋回調整ゲインを変える新規なシステムに関する。
【０００２】
【発明の背景】
固定翼形態の航空機の操縦において、旋回は多数の操縦部品の操作によって調整される。たとえばパイロットは固定翼の航空機のコックピット操縦装置を用いて、航空機の補助翼、方向舵および昇降舵を操作して旋回を行なうであろう。
【０００３】
航空機のバンク飛行の間の旋回調整には、コンピュータによる方向舵の方向角制御が長く用いられてきた。たとえば航空機が左にバンクすると、補助翼によってヨー軸の周りに生ずるモーメントにより右に偏揺れしやすいため、旋回の調整は望ましいものとして知られている。左バンクの間に生ずるヨー軸のモーメントは、旋回を調整するよう方向舵を左にすることによって釣合わされる。現代の大規模な商業用旅客機においては、方向舵の方向角はヨーダンパとして知られているシステムによってコンピュータ制御されている。したがって、適切に旋回を行なうためにパイロットはハンドルを操作するだけでよい。
【０００４】
ヨーダンパは航空機上のさまざまなセンサと、ヨーダンパからの信号に応答して方向舵を動作するヨーダンパサーボとを含む。ヨーダンパは航空機のパイロットによって指令された所与の大きさのバンク角に対する、方向舵の方向角の大きさを決定しなければならない。たとえばトラン（Tran）の米国特許第５，４５２，８６５号およびチャクラバーティー他（Chakravarty et al.）の米国特許第５，０７２，８９３号には、先行技術の旋回調整システムの詳細な説明が記載されている。
【０００５】
ヨーダンパの１つの決定的に重要な部分はゲイン計画として公知であるものである。ゲイン計画は旋回飛行の間に方向舵のために旋回調整を提供するよう動作する。公知の旋回調整ゲイン計画は衝撃圧としても知られているパラメータＱC に基づく。特に、ボーイング７４７−４００のゲイン計画が図１に示される。示されるように、旋回調整ゲインは臨界大気圧までは一定であり、その点からは線形に低減する。図１に示されるゲイン計画は最適な旋回調整をもたらさず、発散型または収斂型の旋回特性をもたらし得ることがわかっている。
【０００６】
【発明の概要】
この発明は、旋回飛行の間の航空機のヨーダンパシステムにおける旋回調整ゲインの量を決定するための改善した方法および装置を提供する。ヨーダンパは航空機の慣性基準装置およびさらに航空機のフラップスラット電子装置（ＦＳＥＵ）からの入力を含む。慣性基準装置は航空機のロール速度、横加速、ロール角およびヨー速度に関する情報を提供する。ＦＳＥＵは、航空機のフラップ位置を示す信号をヨーダンパに与える。ヨーダンパは旋回調整ゲインボックスを含み、この旋回調整ゲインボックスはフラップ位置信号を受取り、フラップ位置に依存して旋回調整ゲイン値を出力する。その後、ヨーダンパが旋回調整ゲイン値を用いて方向舵の変位量を決定する。一般的には、旋回調整ゲイン値はフラップ位置が延びるほど高くなる。フラップ位置が伸ばされているのは翼が低速度で用いられるような、高揚力が得られる構成になっている状態であることを示す。各フラップ位置に対する正確な旋回調整ゲイン値は、変化する飛行状態における航空機の特定の航空力学的特性に依存する。
【０００７】
この発明の前述の局面およびそれに伴う利点の多くは、添付の図面と関連して読まれると、以下の詳細な説明を参照してよりよく理解され、したがってより容易に認識できるだろう。
【０００８】
【好ましい実施例の詳細な説明】
図２は、旋回の間に方向舵の方向角を制御するヨーダンパコマンドＹＤＣＭＤを発生するための、簡略化した先行技術のヨーダンパ２０１を示す。ＹＤＣＭＤ信号は典型的には、航空機の方向舵を駆動する１またはそれ以上のヨーダンパサーボに与えられる。この特定のヨーダンパ２０１はボーイング７４７−４００型機に用いられている。ヨーダンパ２０１は航空機上にある慣性基準装置からのデータ入力を用いて、そのときの飛行状態に対して適切な方向舵コマンド（ＹＤＣＭＤ）を算出する。その後ヨーダンパサーボはヨーダンパ２０１からの電気コマンドを解釈して、航空機の方向舵を動かすアクチュエータピストンへの作動油の流れを制御する。
【０００９】
ヨーダンパ２０１への入力は、航空機の横加速度を表わすＮy と、航空機のヨー速度を表わすＲと、航空機のロール角を表わすΦと、航空機のロール速度を表わすＰとを含む。これらのパラメータの各々は航空機上にある慣性基準装置を通して与えられる。
【００１０】
図２に見られるように、第１の乗算ボックス２０３において横加速度Ｎy が定数Ｋ11によって乗算される。第１の乗算ボックス２０３の出力は第１の和演算器２０５に与えられ、この第１の和演算器２０５は第１の乗算ボックス２０３からの信号出力と第２の乗算ボックス２０７からの出力とを合計する。第２の乗算ボックス２０７は入力としてヨー速度Ｒを受取り、ヨー速度Ｒを予め定められた定数Ｋ12で乗算する。ヨー速度Ｒはさらに第３の乗算ボックス２０９に与えられ、この第３の乗算ボックス２０９は予め定められた定数Ｎ12でヨー速度Ｒを乗算する。
【００１１】
第７の乗算ボックス２２７にロール角Φが与えられ、この第７の乗算ボックス２２７はロール角Φを定数Ｃで乗算する。第７の乗算ボックス２２７の出力は第４の乗算ボックス２１１に与えられ、この第４の乗算ボックス２１１は第７の乗算ボックス２２７の出力を定数Ｎ13で乗算する。第４の乗算ボックス２１１の出力は第２の和演算器２１３に与えられ、この第２の和演算器２１３は第５の乗算ボックス２１５の出力に第４の乗算ボックス２１１の出力を加算する。第５の乗算ボックス２１５は予め定められた定数Ｎ14でロール速度Ｐを乗算する。第２の和演算器２１３の出力は第３の和演算器２１７に与えられ、この第３の和演算器２１７はまた、入力として第３の乗算ボックス２０９の出力を受取る。第３の和演算器２１７の出力は第４の和演算器２１９に与えられる。
【００１２】
第１の和演算器２０５の出力は１次遅れボックス２２１に与えられる。１次遅れボックス２２１の出力は第６の乗算ボックス２２３に与えられ、この第６の乗算ボックス２２３は１次遅れ２２１の出力をゲインファクタＭで乗算する。第６の乗算ボックス２２３の出力は第４の和演算器２１９にさらに与えられる。第４の和演算器２１９の出力は第５の和演算器２２５に与えられる。
【００１３】
第７の乗算ボックス２２７の出力は旋回調整ゲインボックス２２９にさらに与えられる。旋回調整ゲインボックス２２９は航空機のエアデータコンピュータからの信号２３１を入力する際に、（ボーイング７６７の場合には）対気速度ＶTAS または（ボーイング７４７の場合には）外気圧ＱC といった信号をさらに受取る。先行技術においてはエアデータコンピュータからの入力は旋回調整ゲイン値を計算するために用いられ、この旋回調整ゲイン値は第７の乗算器２２７の出力で乗算するために用いられる。ボーイング７４７の旋回調整ゲインの計算は図１に従う。
【００１４】
この発明の好ましい実施例において、旋回調整ゲインボックス２２９に与えられる入力２３１は、フラップスラット電子装置（ＦＳＥＵ）からの航空機のフラップ位置を示す信号である。入力２３１がＶTAS またはＱC のいずれかである先行技術とは異なり、好ましい実施例の入力２３１はフラップ位置である。航空機の翼に取付けられたフラップは延ばされたり引込まれたりして、翼によって発生される揚力の量を調整する。フラップの位置は典型的には角度で示される。多くの航空機については、フラップはいくつかの離散的な角度位置のうちのいずれかに置かれ得る。たとえばボーイング７７７においてはフラップは引込み位置から１，５，１０，１５，２０，２５または３０°延びたところに置かれ得る。
【００１５】
図３を参照して、この発明のヨーダンパシステム３０１は、ヨーダンパ装置３０３と、ヨーダンパサーボ３０５と、方向舵３０７と、慣性基準装置３０９と、ＦＳＥＵ３１１とを含む。航空機の動きに関する情報は慣性基準装置３０９によってヨーダンパ装置３０３に与えられる。フラップ位置に関する情報はＦＳＥＵ３１１によってヨーダンパ３０３に与えられる。ヨーダンパ装置３０３はこの情報を受取り、その計算技術に従ってヨーダンパサーボ３０５へのＹＤＣＭＤ信号を生成する。これに応じてヨーダンパサーボは方向舵を所望の方向角に駆動する。したがって、航空機のＶTAS またはＱC に依存した先行技術とは異なり、この発明は航空機のフラップ位置に依存して旋回調整ゲインを決定する。
【００１６】
旋回調整ゲインボックス２２９はマイクロプロセッサ内に実装された乗算器とルックアップテーブルとを含む。第７の乗算器２２７からの入力はルックアップテーブルからの適切な旋回調整ゲイン値で乗算される。ルックアップテーブルはＲＯＭに実装されてもよい。ＦＳＥＵ３１１によって報告されたフラップ位置に基づいて、適切な旋回調整ゲイン値が乗数として用いられる。ルックアップテーブルの表形式表現が図４に示され、Ｇ1 からＧ8 は可能なゲイン値である。
【００１７】
図５から図９は旋回調整ゲインの計算方法と計算の理論的根拠とを図示する。技術分野においては公知であるように、最適な旋回調整ゲインはヨーダンパループを閉じた後に、中立的に安定したスパイラルモードを必要とする。したがってヨーダンパのゲインは閉ループシステムのスパイラルモードを出発点に移動させる必要がある。螺旋モードを出発点に移動させるゲインは、安定した状態の旋回角度における閉ループ航空機システムに関する状態方程式を解くことによって得られる。このプロセスは下記のように数学的に導くことができる。
【００１８】
【数２】
0004234797.tif 000002
【００１９】
が、航空機モデルの力学方程式であるとする。
【００２０】
【数３】
0004234797.tif 000003
【００２１】
上記の方程式をブロック図で表わしたものが図５に示される。
マトリクスａ1 、ｂ1 、ｃ1 、ｇ1 はモデル化される特定の航空機に関する航空力学的モデルを表わす。パラメータｕ1 は方向舵の方向角の大きさを表わす。これらのマトリクスが、航空機の物理的大きさおよび航空機の飛行パラメータに基づく公知の技術に従って計算できることが当業者には認められるだろう。さらに、マトリクスａ1 、ｂ1 、ｃ1 、ｄ1 は航空機のさまざまなフラップ位置に対して異なるだろう。これは、航空機のフラップ位置が変わると、航空機の航空力学的特性が変わり、それにより航空機の振舞いを規定するマトリクスが変わるからである。
【００２２】
次に、
【００２３】
【数４】
0004234797.tif 000004
【００２４】
が、（旋回調整経路のない）ヨーダンパの力学方程式であるとする。
【００２５】
【数５】
0004234797.tif 000005
【００２６】
これをブロック図で表わしたものが図６に示される。
ａ2 、ｂ2 、ｙ2 、ｃ2 およびｄ2 の値は特定の航空機のヨーダンパシステムから得ることができる。したがってｂ2 、ｃ2 およびｄ2 の値は図２に示される乗算器から得ることができる。航空機の出力（ｙ1 ）をヨーダンパの入力（ｕ2 ）に直列に接続した結果として得られるシステムを表わすブロック図が図７に示される。
【００２７】
【数６】
0004234797.tif 000006
【００２８】
ｎ11、ｄ21、ｄ31およびｄ41は常に０に等しいため、ｄ′＝ｄ2 ｄ1 ＝０である。ｙｄｃｍｄ（ｙ2 ）をΔｒ（ｕ1 ）に接続してループを閉じると、閉ループシステムを表わすブロック図が図８に示される。
【００２９】
この閉ループシステムは図９に示されるように簡略化することができる。
【００３０】
【数７】
0004234797.tif 000007
【００３１】
閉ループシステムの状態方程式は下記のように展開することができる。
【００３２】
【数８】
0004234797.tif 000008
【００３３】
その後式（２）によって、一定値のロール角におけるΔｒを解くことができる。Δｒは航空機が発散または収斂しないようにするためにロール角フィードバックを通して必要とされる方向舵の量である。Δｒの値が算出されると、その航空機の定数によってΔｒを単に除算したものとして、理想的な旋回調整ゲイン値を算出することができる。
【００３４】
マトリクスａ1 、ｂ1 、ｃ1 およびｄ1 の値は、フラップ位置を含む、航空機の稼動時の飛行状態に応じて変化する。たとえば航空機の、速度、重量、高度、フラップ位置および重心が変化すると、マトリクスに影響を及ぼす。好ましい実施例においては、これらの動作上のパラメータの極値を含むマトリクスが用いられる。その後、ルックアップテーブルに用いられる、結果として得られた旋回調整ゲインが、さまざまな極値マトリクスを用いて算出した旋回調整ゲインの平均として計算される。これにより、旋回調整ゲインボックス２２９が、すべての起こり得る飛行状態を確実に考慮に入れるようにする。
【００３５】
たとえば、次に図１０を参照して、さまざまなフラップ位置、すなわち１、５、１０および２０°のフラップ位置に対する実際の旋回調整ゲイン値がボーイング７４７−４００型機について計算された。各フラップ位置に対してはいくつかの旋回調整ゲイン値があることに留意されたい。これは航空機のさまざまな極端な動作状態に対応する。好ましい実施例において、ルックアップテーブルに用いられた旋回調整ゲインは極値の平均となるであろう。
【００３６】
発明の好ましい実施例が示され、かつ説明されたが、発明の精神および範囲から離れることなくさまざまな変更がなされ得ることが認識されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】先行技術の旋回調整ゲイン計画の図である。
【図２】旋回調整ゲイン部を含む先行技術のヨーダンパの概略図である。
【図３】この発明に従ったヨーダンパシステムの概略図である。
【図４】この発明の旋回調整ゲインボックスに用いられるルックアップテーブルの図である。
【図５】この発明に用いられるゲイン計画を作成するために用いられる数学的モデルの図である。
【図６】この発明に用いられるゲイン計画を作成するために用いられる数学的モデルの図である。
【図７】この発明に用いられるゲイン計画を作成するために用いられる数学的モデルの図である。
【図８】この発明に用いられるゲイン計画を作成するために用いられる数学的モデルの図である。
【図９】この発明に用いられるゲイン計画を作成するために用いられる数学的モデルの図である。
【図１０】この発明に従って算出された旋回調整ゲイン値のグラフ図である。
【符号の説明】
３０１  ヨーダンパシステム
３０３  ヨーダンパ
３０５  ヨーダンパサーボ
【図１】
0004234797.tif 000010
【図２】
0004234797.tif 000011
【図３】
0004234797.tif 000012
【図４】
0004234797.tif 000013
【図５】
0004234797.tif 000014
【図６】
0004234797.tif 000015
【図７】
0004234797.tif 000016
【図８】
0004234797.tif 000017
【図９】
0004234797.tif 000018
【図１０】
0004234797.tif 000019