JPH04262993A - 航空機の制御システムおよび制御装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【技術分野】この発明は大気の乱流および突風による航
空機の荷重を低減するための制御装置に関し、より特定
的に機内の突風および乱流による航空機の後機体の荷重
ならびに横向きの航空機の動きを低減するための制御装
置に関する。

【０００２】

【発明の背景】商業用ジェット輸送機の後客室における
乗客の横方向の乗り心地の質（急激かつ短い横向きの動
き）は、大気の乱流および突風の状況下で不愉快なもの
として広く認識されている。このことは、乱流および突
風の影響を実質的に緩和するかもしれない後に取付けら
れたエンジンのない航空機に特に当てはまる。機体の長
い航空機については、この問題はさらに悪い事態となる
、なぜなら構造振動の振幅がこれらの航空機に対しては
比較的高いからである。

【０００３】これらの横方向の突風荷重は航空機の胴体
の長さに沿って作用することは既知である。しかしなが
ら、航空機の垂直尾翼（尾翼）はその大きさのために横
方向の突風荷重が作用する航空機の主要部分てある。

【０００４】数多くの試みが航空機の乗り心地の質を改
良するために過去に行なわれた。これらの試みは後機体
の動き（中央機体の動きに関係することが多い）を測定
し、かつ調整的な方向舵の操縦翼面の変位を命令するた
めに速度ジャイロスコープおよび加速度計を使用するこ
とをときには特徴とした。その上、空気荷重を低減する
ための多数の従来の装置が開示された。たとえば、ウイ
ング（Ｗｉｎｇ）による米国特許第２，４９２，２５２
　号は航空機の方向舵トリムを自動的に調整するための
制御装置を開示し、それによってプロペラ後流と航空機
気流との間の測定された圧力差動の関数で航空機のエン
ジンの動力出力における変化を補償する。さらに、ジー
ル（Ｇｉｌｌｅ　）による米国特許第２，８３２，５５
１　号は、以下の態様で前方部分に対する飛行船の尾翼
部分の振動を低下させる飛行船飛行制御システムを開示
し、その態様は方向舵翼面が尾翼部分に振動を生じさせ
る突風に対抗するように動かされるというものである。

【０００５】これらの従来の技術の問題は、これらの技
術が望ましくない動きがすでに始まってしまうまで調整
的な作用を与えないことである。

【０００６】

【発明の概要】この発明は航空機に対する後機体の側面
荷重を低減するための制御システムに関する。制御シス
テムには、航空機の垂直安定板上に取付けられた圧力セ
ンサのような垂直安定板上の横力を検知するための手段
を含む。その上、横力の関数で方向舵指令信号を発生す
るための手段があり、横力を低減するように圧力を軽く
する方向に方向舵を動かす。方向舵指令信号に応答して
、航空機の方向舵を動かすための手段もまた設けられる
。

【０００７】この発明は添付の図面に関連して以下の詳
細な説明でより詳細に説明されるであろう。

【０００８】

【詳細な説明】

この発明は突風および乱流による望ましくない航空機の
動きを低減するための制御装置に関する。例証的な実施
例において、この発明は解除（ｃａｎｃｅｌｌｉｎｇ）
方向舵位置を命令することによって、航空機の横方向の
動きを低減する際の使用について説明されるであろう。 しかしながら、この発明の範囲は以下に説明される例証
的な実施例に制限されるものではないことを正しく認識
しなければならない。

【０００９】この実施例は、乱流および突風の影響に逆
らうために要求される調整的な方向舵変位の量を検知す
るための独特の方法を使用することによって、従来の制
御装置の不利な点を克服する。より特定的に、垂直安定
板によって発生された横向きの揚力が検知され、かつ圧
力を軽くする方向につりあった方向舵命令が、胴体構造
上に作用されている任意の正味の力を低減するために発
生される。この実施例において、垂直安定板揚力（横滑
りによる）が垂直安定板の両側に設置された面一取付け
圧力ポートに接続された差動圧力変換器によって検知さ
れる。しかしながら、横滑り角を検出する他の方法があ
り、（たとえば安定板の前方に設置されるプローブ上の
羽根）、かつこれらの手段もこの発明に等しく適用可能
であることを認識しなければならない。

【００１０】まず図１を参照して、数字の２２によって
示された矢印で示される横方向の横荷重力を発生する突
風および乱流の影響を被りやすい２０で示された通常の
航空機が図示される。航空機２０は大部分の横方向の横
荷重力が作用する垂直安定板２４と方向舵２６とを含む
。比較的高い周波数の横荷重、つまり秒当り約１ラジア
ンより大きい横荷重については、垂直安定板は実質的に
「消える」ことがこの発明の目的である。分析が示すと
ころによれば、もし垂直安定板上の横力が「取除かれれ
ば」（秒当り１ラジアンより大きいまたはそれに等しい
周波数で）、航空機の後隔壁での総横方向加速は約８０
％低減される。このシステムは航空機にある従来のヨー
ダンパの機能にとって代わるものではないことに注目し
なければならない。

【００１１】航空機の方向安定性に結果として有害な影
響があるので、垂直安定板を比喩的に「取除く」ことは
実際的ではないことを認識しなければならない。より特
定的に、垂直安定板がなければ、真正面以外の方向から
の風の存在は航空機の横滑り角を着実に増加させ、つい
には航空機は文字どおり「両端を交換する」ことが可能
になり、その結果尾翼を先頭に飛行していることになり
得る。したがって、この発明の目的は静的な安定性と操
縦の質とを保持する一方で、高周波数の突風低気圧によ
る横力を低減することである。

【００１２】この発明において、垂直尾翼のこのいわゆ
る「取除き」は突風に応答して方向舵を圧力を軽くする
方向に動かすことによって達成され、その結果垂直尾翼
によって発生される揚力はほとんどない。たとえば、も
し横力が右から左の方向に航空機上で発生されれば（図
１を参照）、方向舵２６の後縁の適当な量による左つま
り圧力を軽くする方向への動きは、この横力を打消すの
で、その結果垂直安定板に作用する正味の力は低減され
る。

【００１３】定義については、図１で示される航空機の
横滑り角ベータは、数字の３０によって示される破線に
よって示される航空機の縦方向軸と数字の３２によって
示される矢印によって示される航空機の飛行方向との間
の角度である。従来の航空機の構成（非圧縮流れにおい
て３０％の翼弦方向舵を持つＮＡＣＡ０００９翼形）に
とって、方向舵が横滑り角の１度毎に圧力を軽くする方
向に約２度動かされるとき、垂直安定板に作用する正味
の横力はないことは既知である。

【００１４】垂直安定板の総横力は翼弦方向および翼幅
方向の圧力分配の関数である。一定の横滑り角に対して
は、最大圧力差動が１０％の翼弦位置の幾分前方で発生
する（非圧縮流れにおけるＮＡＣＡ０００９翼形の特定
の例について）。方向舵の撓みに応答する圧力変化は、
約７０％の翼弦場所での方向舵ヒンジ線のあたりに集中
し、１０％の翼弦場所ではほとんど影響がない。このこ
とは図２のグラフでよりはっきりと示され、このグラフ
では差動圧力係数デルタＣｐ　（動圧によって分割され
る実際の圧力に等しい）は、（ｉ）５度の航空機の横滑
り、（ｉｉ）１０度の方向舵入力および（ｉｉｉ）１０
度の解除方向舵での５度の航空機の横滑りに対する翼弦
場所の関数である。１０度の解除方向舵は、５度の航空
機の横滑りによって方向舵ヒンジ線で発生される差動圧
力を効果的に中和する（つまり領域Ａ＝領域Ｂ）ことが
理解できる。

【００１５】この発明において、従来の差動圧力検知器
３４は約１０％の翼弦線のところで垂直安定板の両面を
横断して設置される。胴体交点から安定板の翼幅距離の
約２分の１である翼幅方向の場所は、胴体干渉および翼
端渦巻き影響を最小限にするように選択される。方向舵
が圧力を軽くする方向に動かされるとき、１０％の翼弦
場所では圧力差動における変化はほとんどない。これは
この発明の正確な実現化例を提供する、なぜなら方向舵
の調整的な動きは検知されている圧力差動に圧倒的に影
響を及ぼさないからである。

【００１６】従来、加速度計が横方向の側面荷重を検知
するために使用されてきた。加速度計を使用する際の不
利な点は、横荷重が検知される前に航空機の実際の横方
向の動き／加速がなければならないということである。 結果的に、無限に高い利得（それは多くの見地から実際
的に不可能である）が完全な解除を達成するために使用
されなければならないであろう。この発明において、垂
直安定板での圧力が検知される。このことは制御装置が
航空機のいずれかの偏揺れ運動が始まる前に調整的な作
用（比較的低い利得を持つ）をすることを許容する。

【００１７】圧力を軽くする方向舵の動きの量はまた、
航空機の対気速度の関数でもある。たとえば、対気速度
が一定の方向舵角度に対して上昇するにつれて、より大
きな力が方向舵によって偏揺れ軸について行使される。 この発明において、圧力差動信号（デルタＰ）はセンサ
３４（図３）によって発生され、利得は変数ｑが上昇す
るにつれて減少する対気速度利得補償増幅器４０を介し
て送られる。この発明において、ｑは空気密度および航
空機の速度の２乗の関数である。空気密度および航空機
の速度は通常の航空機空気データコンピュータ３９から
得られる。この態様において、対気速度から独立した圧
力差動係数（デルタＣｐ）が得られる。

【００１８】１より僅かに大きい利得を含む方向舵補償
要因が増幅器４１（図３）によってデルタＣｐ　に与え
られ、それによって圧力を軽くする方向舵変位のために
検知された圧力の僅かな低減の原因となる。したがって
、増幅器４１の出力は気団横滑り角（ベータ気団）のご
く近い近似値である。続いてこのベータ気団信号は、増
分ベータ気団を低減するために、方向舵の動きｄｒ　の
量を（度で）表わす比率で増幅器４２によって増幅され
る。 したがって、比較的高い周波数、たとえば秒あたり１ま
たは２ラジアンより大きい周波数の側面荷重に応答する
圧力を軽くする方向舵の動きを生じるために、結果とし
て起こる信号（ｄｒ　ｌ　）はハイパスフィルタ４４を
介して送られ、次に加算器４６に送られる。

【００１９】この発明は現存のベータ−ドットヨーダン
パ制御装置を利用して、現在のボーイング（Ｂｏｅｉｎ
ｇ）７５７，７６７　および７４７−４００　航空機上
の従来のヨーダンパモジュール４８（図３）から出力さ
れるベータ−ドット信号を発生する。現存のヨーダンパ
はダッチロールとして知られる望ましくない偏揺れ振動
を打ち消すために通常動作する。より特定的に、横滑り
角度の変化率として規定されるベータ−ドットは従来の
態様でモジュール４８から従来のヨーダンパサーボ４９
へ出力され、次にヨーダンパサーボは方向舵２６を動か
すために従来の電力制御装置５０を動作する。ベータ−
ドット信号は偏揺れ速度、横方向の加速およびバンク角
の慣性センサ信号を使って従来は計算される。したがっ
て、それは「慣性ベータ−ドット」と一般に呼ばれる。

【００２０】この発明の目的は、航空機に対する突風荷
重を低減することであり、かつ航空機の通常の操縦の質
を保持することである。非安定化信号ｄｒ　ｌ　を相殺
するための再安定化信号を与えるために、ヨーダンパモ
ジュール４８からの従来のベータ−ドット信号は経路５
３に沿って接合点５２で分割される。利得増幅器５４で
、ベータ−ドット信号は方向舵横滑りスケール利得によ
って逓倍され、これは増幅器４２によって使用された利
得と名目上同じ値である。その上、利得値は信号ｄｒ　
１　およびｄｒ　２　の間の適当なバランスを得るため
にフィルタ４４、５８の破壊周波数に逆比例する。した
がって、増幅器５４での利得は後で論じられる態様の非
乱流状況下で、すべての周波数においてｄｒ　１　信号
を低減するように選択される。例証的な実施例において
、利得は動作増幅器を使用して従来の態様で達成される
。

【００２１】増幅器５４から結果として生じる信号は、
それらの秒あたり約１ラジアンを越える周波数を減衰す
るためにローパスフィルタ５８を介して送られる。フィ
ルタ５８から結果として生じる方向舵撓み信号ｄｒ　２
　は、垂直安定板を「再現」させることによって航空機
の安定を提供する。フィルタされた方向舵撓み信号ｄｒ
　２　は加算器４６で方向舵撓み信号ｄｒ　１　から減
じられる。つまり、安定化信号ｄｒ　２　（ベータ−ド
ットとして始められた）は非安定化信号ｄｒ　１　（デ
ルタＰとして始められた）と結合されるので、その結果
すべての周波数で航空機の安定が維持される。結果とし
て生じる信号ｄｒ　ｔ　（ｄｒ　１　−ｄｒ　２　と等
しい）は加算器５５でベータ−ドット信号に加えられ、
それから従来の態様でヨーダンパサーボ４９に送られる
。

【００２２】より特定的に、この発明は航空機の何らか
の偏揺れ運動がある前に垂直安定板上のいずれの横力を
も低減するように動作する。これは信号ｄｒ１　を発生
することによって前に説明された態様で達成される。航
空機は横向きの方向に大きく動かないので、信号ｄｒ　
２　の値は信号ベータ−ドットの値と同様小さいままで
ある。 したがって、信号ｄｒ　１　のみが方向舵の動きを圧力
を軽くする方向に生じさせる。しかしながら、パイロッ
ト（またはオートパイロット）が航空機を偏揺れ軸につ
いて動かすために制御信号を発生する場合は、信号ｄｒ
　２　（ベータ−ドット慣性からの）は信号ｄｒ　１　
に等しい値で、かつその値と反対の値をもって発生され
る。これらの信号はお互いを消去するように加算器４６
で結合され、経路６０に沿って従来のベータ−ドット慣
性信号のみが航空機を制御する。

【００２３】この発明をよりよく理解するために、以下
の例が与えられる。第１の例において、航空機は静止し
た空気の中を「直線状にかつ水平に」（安定したゼロに
近い横滑り状態で）飛行している。航空機は、０．５秒
後に最高点に達し、それが始まった後まる１秒でゼロに
戻って消える単一の短い突風に遭遇する。この状態で、
ｄｒ　１　およびｄｒ　２　の値（図３）は航空機が突
風に遭遇し始める瞬間までゼロである。この場合に差動
圧力変換器は直ちに突風の瞬間値に比例した信号を出力
する。ｄｒ　１　方向舵命令信号は直ちに続く（突風周
波数容量がハイパスフィルタのバンドパスの範囲内に十
分収まるとき）。最後に方向舵は変位され（圧力を軽く
する方向に）、その結果垂直安定板揚力の効果的な「低
減」となる。方向舵変位時間歴は突風自体の時間歴を追
跡する（たとえば突風の開始後０．５秒でピーク値に達
し、それが始まった後１秒でゼロにもどる）。もしこれ
らすべてが完全に達成されれば、そして垂直尾翼が航空
機上の横力の唯一の源であれば、航空機には結果として
生じる動きはなにもなく、かつ信号ｄｒ　２　は突風と
の遭遇の間ずっとゼロのままであろう。しかしながら、
実際には突風の横力のいくらかは胴体と作用し、結果と
して比較的小さい側面の動きが展開し、ベータ−ドット
慣性は僅かな一時の値を有する。結果的にｄｒ　２　も
また僅かな一時の値を有する。

【００２４】第２の例において、航空機はまた静止した
空気の中を飛行している。パイロット（またはオートパ
イロット）は偏揺れ軸のゼロに近い横滑りから一時的に
離れる結果になると意図される横揺れ軸操縦に入る。こ
れは横滑りが第１の例と同じ時間歴に従うことを引起こ
す。しかしながら、ベータ−ドット慣性はベータ時間歴
の導関数（変化率）を「見る」。当業者によって一般に
知られるように、ローパスでフィルタされたベータ−ド
ット信号は、ハイパスでフィルタされたベータ気団信号
と同じ結果を生み出す。したがって、前述の増幅器利得
調整のために、ｄｒ　１　およびｄｒ　２　は等しくさ
れる。それらは反対の符号をもって下流で総計され、正
味の結果はゼロである。この態様において、航空機の意
図的な操縦はこの発明の動作によって影響されることは
ない。

【００２５】この発明において、フィルタ４４、５８に
対するコーナ周波数（ｆｃ　）は秒あたり約１ラジアン
になるように選択され、これはたとえば演算増幅器を使
用することによって従来の態様で達成可能である。選択
されたｆｃ　の値は、よい航空機の操縦の質を保持する
ことと横方向の突風荷重軽減を最大限にすることとの間
のバランスであることを認識しなければならない。つま
り、航空機の操縦の質を最大限にすることは、垂直安定
板の最大利用を与えるためにｆｃ　を上げることを命令
する。 しかしながら、より低いｆｃ　はより低い周波数で突風
荷重軽減を許容する。

【００２６】分析の示すところによれば、圧力センサ３
４から方向舵２６への制御経路（要素４０、４１、４２
、４４、４６、５４、４９および５０を介する）のため
に、高い周波数で（第１の後機体曲モードを通るまで）
位相角損失を最小限にすることは重要である。高い帯域
幅圧力検知、計算および操作は、空気の乱流が後機体の
構造モードの振動を誘発することを妨げるためにすべて
要求される。

【００２７】この発明において、特定の応用の飛行テス
トは増幅器４１、４２および５４（図３）のための利得
値を確立するために典型的に要求され、それによって垂
直安定板、方向舵の構造上の終結などの空力的特性が説
明できる。垂直安定板の（胴体へ）連結点に取付けられ
た歪みゲージは、全システムを確立し／較正する際に助
けになるかもしれない。

【００２８】検知された横滑り（ベータ）の非安定化フ
ィードバックを方向舵の中へ補償することは、ローパス
でフィルタされたベータ−ドット信号の使用以外の手段
によって得られるかもしれない。横揺れおよび偏揺れ速
度の組合せもまた使用できる。再安定化信号（ベータ−
ドット）の非安定化信号（ベータ気団）への正確な整合
は要求されないことにも注目しなければならない。

【００２９】この発明は従来のヨーダンパの機能にとっ
て代わる／代わりをするわけではないことを理解しなけ
ればならない（従来のヨーダンパは商業用ジェット輸送
機に見られる剛体の機体の動きのダッチロールモードの
減衰を改良する）。同様に、構造モードダンパ（加速度
計または速度ジャイロスコープを使用する）はこの発明
の「不完全な」動作から発生する振動を素早く減衰させ
るためにこの発明とともに使用可能である。この発明は
横方向の力の介入（主に垂直安定板での）を妨げ、かつ
特定的にではなく機体に入って来る任意の力の結果を減
衰させることを意図する。

【００３０】この発明は垂直安定板に作用する側面荷重
を低減することに制限されないことを認識しなければな
らない。むしろこの発明は、関連した制御翼面の圧力を
軽くする方向への動きによって、任意の揚力翼面に作用
する望ましくない荷重を低減するために使用することが
可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】従来の航空機の平面図である。

【図２】（ｉ）１０度の方向舵が適用され、（ｉｉ）５
度の横滑り角がありかつ（ｉｉｉ）１０度の解除方向舵
が５度の横滑り角の存在下で与えられるときの翼弦場所
の関数での翼（非圧縮流れにおけるＮＡＣＡ０００９）
差動圧力係数のグラフである。

【図３】この発明の制御システムの単純化されたブロッ
ク図である。

【符号の説明】

２４　　垂直安定板 ２６　　方向舵 ４０　　増幅器 ４１　　増幅器 ４２　　増幅器 ４４　　フィルタ ４８　　ヨーダンパモジュール ５３　　経路 ５８　　フィルタ

Claims (8)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】　　方向舵と垂直安定板とを有する航空機
   のための制御システムであって、ａ．航空機の偏揺れ運
   動より前に、航空機の垂直安定板上の横力を検知するた
   めの手段と、ｂ．横力を低減するように圧力を軽くする
   方向に動くことを方向舵に命令するように検知された横
   力の関数で信号を発生するための手段と、さらにｃ．命
   令信号に応答して航空機の方向舵を動かすための手段と
   を含む、制御システム。
2. 【請求項２】　　命令信号発生手段は、ａ．検知手段に
   よって測定される横滑り角の関数で第１の信号を発生す
   るための手段と、ｂ．航空機の偏揺れを修正するために
   第２の信号を発生するための手段と、ｃ．第１の信号と
   第２の信号とを組合せて命令信号を発生するための手段
   とを含む、請求項１に記載の制御システム。
3. 【請求項３】　　命令信号発生手段は、ａ．第１の信号
   のより高い周波数値のみを通過させるための手段と、ｂ
   ．第２の信号のより低い周波数値のみを通過させるため
   の手段と、ｃ．航空機がより高い周波数側面荷重に支配
   されるとき、方向舵は垂直安定板上の横力を軽くする方
   向に動かされ、かつ航空機の方向安定性が維持されるよ
   うに、第１の信号のより高い周波数値と第２の信号のよ
   り低い周波数値とを組合せるための手段とを含む、請求
   項２に記載の制御システム。
4. 【請求項４】　　第２の信号発生手段は航空機の横滑り
   角度の変化率の関数である信号を発生するための手段を
   含む、請求項３に記載の制御システム。
5. 【請求項５】　　第２の信号発生手段は、ａ．方向舵の
   動作を制御するためのヨーダンピング信号を発生するた
   めの手段と、ｂ．第１の信号と第２の信号とを組合せ、
   かつ組合された信号をヨーダンピング信号に加算して方
   向舵撓み信号を発生するための手段とを含む、請求項２
   に記載の制御システム。
6. 【請求項６】　　方向舵と垂直安定板とを有する航空機
   のための制御装置であって、ａ．航空機の垂直安定板上
   の横力を表わす信号を受信するための手段と、さらにｂ
   ．航空機の偏揺れ運動より前に、横力の関数で信号を発
   生して、横力を低減するように圧力を軽くする方向に動
   くことを方向舵に命令する手段とを含む、制御装置。
7. 【請求項７】　　信号発生手段は、ａ．第１の信号のよ
   り高い周波数値のみを通過させるための手段と、ｂ．第
   ２の信号のより低い周波数値のみを通過させるための手
   段と、さらにｃ．航空機がより高い周波数側面荷重に支
   配されるとき、方向舵は垂直安定板上の横力を軽くする
   方向に動かされ、かつ航空機の方向安定性が維持される
   ように、第１の信号のより高い周波数値と第２の信号の
   より低い周波数値とを組合わせるための手段とを含む、
   請求項６に記載の制御装置。
8. 【請求項８】　　揚力面と揚力面に付着された操縦翼面
   とを有する航空機のための制御システムであって、ａ．
   揚力面上の力を検知するための手段と、ｂ．力の方向の
   航空機のいずれの運動より前に、力の関数で信号を発生
   して、揚力面上の力を低減するように圧力を軽くする方
   向に動くことを操縦翼面に命令する手段と、さらにｃ．
   命令信号に応答して操縦翼面を動かすための手段とを含
   む、制御システム。