JPH06103190B2 - ウインド・シア検出装置 - Google Patents

ウインド・シア検出装置

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JPH06103190B2
JPH06103190B2 JP1501611A JP50161189A JPH06103190B2 JP H06103190 B2 JPH06103190 B2 JP H06103190B2 JP 1501611 A JP1501611 A JP 1501611A JP 50161189 A JP50161189 A JP 50161189A JP H06103190 B2 JPH06103190 B2 JP H06103190B2
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signal
aircraft
derived
shear
angle
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JP1501611A
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ミュラー、ハンス・アール
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サンドストランド・データ・コントロール・インコーポレーテッド
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0615—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to counteract a perturbation, e.g. gust of wind

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Navigation (AREA)
  • Indicating Or Recording The Presence, Absence, Or Direction Of Movement (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 関連出願の相互参照 本出願は、1987年２月13日に出願された係属中の米国特
許出願シリアル番号第06/829,731号に関連するものであ
り、ここに参照により組み込む。
発明の背景 発明の分野 本発明は、概してウインド・シア検出装置に関し、特
に、航空機に危険を与えるに充分な力のウインド・シア
状態を航空機が突き進む場合に、該ウインド・シアにつ
いてパイロットに警報するための機上搭載のウインド・
シア検出装置に関する。
従来技術の記載 種々のウインド・シア検出装置は、既知である。これら
の内、或るものは、空港の回りに置かれた複数個の風の
速度及び方向を測定するステーションを、該種々のステ
ーションにおける風の大きさ及び方向を分析するための
システムと一緒に用いて、ウインド・シア状態の指示を
与えるシステムのような、地上を基としたシステムを含
んでいる。他の地上を基にしたシステムは、空港に配置
されるドップラ・レーダーを用いている。機上搭載のシ
ステムも既知である。このようなシステムの内の或るも
のは、対気速度のような気団から導出されたパラメータ
を、レーダー・システムから導出された対地速度と比較
するシステムである。対地速度と相対的に対気速度が急
速に変化する場合は、ウインド・シア状態が示される。
他のシステムは、気団から導出される信号を慣性的に導
出される信号と比較し、慣性的に導出されたパラメータ
の変化率が、気団から導出されたパラメータから所定量
だけ変化したときにウインド・シアを表わす信号を発生
する。かかる２つのシステムは、米国特許第4,012,713
号及び第4,079,905号明細書に開示されている。これら
双方の特許には、重力の影響に対して修正された前後方
向加速度計信号を、対気速度変化率信号と比較し、加速
度計から導出された加速度信号及び気団から導出された
変化率信号間の差が所定量を超えたときにウインド・シ
ア信号を出力するシステムが開示されている。'905の特
許は、また、上下方向加速度並びに対気速度変化率の関
数である吹き込み偏流角（a downdraft drift angle）
を考慮している。さらに他のシステムは、滑空勾配ビー
ムもしくはILSビームからの偏差の変化率を監視し、ウ
インド・シアを表わす信号を提供する。上述した係属中
の出願シリアル番号第06/829,731号に開示されたシステ
ムは、対気速度信号の変化率を、慣性的に導出された、
及び気団から導出された信号から導出された合成信号と
比較し、'713及び'905特許により意図されたシステムで
用いられる慣性重力の修正を必要としない。
これらシステムのすべてはウインド・シアのいくつかの
指示を提供するけれども、地上を基にしたシステムは、
トランスジューサが置かれる近辺における状態にだけ応
答し、急速に形成して消失するマイクロバースト（micr
o-bursts）のようなウインド・シアの危険な型には応答
しない。
機上搭載されるウインド・シア保護装置は、地上を基に
したシステムが応答するよりも、一層、航空機の近辺に
おける状態に応答するが、それらの多くは、ドプラ・レ
ーダー、もしくは古い航空機では得ることのできない、
慣性航法信号、滑空勾配信号及び他の信号のような信号
を必要とする。また、機上搭載システムで用いられる対
気速度変化率信号は、それらが対気速度信号を微分する
ことにより得られるので、騒がしいという傾向がある。
微分過程の本質は、微分器に与えられる信号の急速な変
化を強調することである。それ故、ウインド・シアに関
連しない対気速度信号の短期間の成分が、対気速度変化
率信号に大きなピークを生成する。かかるピークは制限
されるか、ろ波されるか、さもなければ、うるさい妨害
的な警報を避けるように処理されなければならない。さ
らに、従来技術のシステムは、航空機の前後方向及び垂
直方向軸に沿って、もしくは地球の水平方向及び上下方
向座標に沿ってウインド・シアを計算する。このこと
は、高いバンク角旋回の間、及び他の動的操縦の間に誤
差をもたらし得る。
発明の概要 従って、本発明の目的は、従来システムの短所の多くを
克服するウインド・シア検出装置を提供することであ
る。
本発明のさらにもう１つの目的は、ほとんどの航空機に
存在する信号を用いたウインド・シア検出装置を提供す
ることである。
本発明のさらにもう１つの目的は、対気速度変化率信号
を用いる必要のないウインド・シア検出装置を提供する
ことである。
本発明のさらにもう１つの目的は、高いバンク角旋回及
び他の動的操縦のような極端な飛行状態下でもその正確
さを維持するウインド・シア検出装置を提供することで
ある。
本発明のさらにもう１つの目的は、航空機の速度ベクト
ルに沿ったウインド・シアを計算することである。
従って、本発明の好適な実施例によれば、航空機から
の、垂直方向及び前後方向加速度計信号、迎え角翼信
号、上下方向速度信号、及び対気速度信号だけを必要と
するウインド・シア検出装置が提供される。これらの信
号は、前後方向加速度、垂直方向加速度、迎え角、飛行
経路角及び対気速度を用いて前述した変数の関数である
数を発生し、ウインド・シアの指示を与えるシアの式で
用いられる。さらに、ウインド・シアは、ロール及び横
滑りの影響に対して補償され得る。また、他の座標系に
沿ってではなくむしろ航空機の速度ベクトルに沿ってウ
インド・シアの計算を行うことにより、極度の操縦に起
因する誤差は最小にされる。
図面の説明 本発明のこれら及び他の目的並びに長所は、以下の詳細
な説明及び添付図面を考慮すれば容易に明瞭となるであ
ろう。添付図面において、 第１図は、ウインド・シア状態を検出する際に用いられ
る種々のパラメータ間の関係を図示したベクトル図であ
る； 第２図は、本発明による装置の動作の基本原理を説明す
るブロック図である； 第３図は、航空機の速度ベクトルに沿ってウインド・シ
ア状態を検出する際に用いられる種々のパラメータ間の
関係を図示したベクトル図である； 第４図は、航空機の速度ベクトルに沿ってウインド・シ
ア状態に応答する論理回路を図示するブロック図であ
る。
詳細な説明 本発明の説明において、前後方向加速度、垂直方向加速
度のような種々の加速度、及びピッチ角、飛行経路角等
のような種々の角度が論議され、これらの角度及び加速
度が第１図に示されている。ここでの論議全体に渡っ
て、用語“慣性加速度信号”は、慣性的に導出された信
号のような純粋な慣性加速度信号以外の、慣性及び非慣
性トランスヂューサから導出された関連の信号に言及し
得るということを理解すべきである。
第１図を参照すると、それぞれ参照数字10及び12によっ
て示された一対の水平及び垂直座標が示されている。第
１図にはまた航空機14の描写も示されており、一対のベ
クトル16及び18は、航空機の胴体の前後方向及び垂直方
向軸を表し、ベクトル16は、航空機の前後方向の中心線
を通り、そしてベクトル18はベクトル16と垂直である。
点線20は、航空機の飛行経路を表し、第１図の図示にお
いては、下降している飛行経路を表わしている。
航空機の水平軸12及び前後方向軸16間の角度はピッチ角
として定義され、記号θで表わされている。飛行経路20
及び水平基準12間の角度は、飛行経路角度として定義さ
れ、記号γで表わされる。航空機16の前後方向軸及び飛
行経路20間の角度は、航空機の迎え角として知られてお
り、記号γで表わされる。飛行経路γは、降下に対して
は負であり、上昇に対しては正である。従って、迎え角
γは、飛行経路角γにピッチ角θを加算したものに等し
い。加えて、種々の加速度及び加速度計信号が論議され
る。かかる１つの信号は、航空機の前後方向軸16に対し
て平行に装着された加速度計から得られる信号である、
前後方向加速度計信号ALである。前後方向加速度計から
の信号は、航空機の前後方向加速度、並びに重力の影響
のための、ピッチ角θの関数である。かかるもう１つの
信号は、航空機の垂直方向軸18と平行に位置付けられた
加速度計から得られる信号である、垂直方向加速度計信
号ANである。垂直方向加速度計信号は、航空機の垂直方
向軸に沿った加速度、並びに重力、ピッチ角θ及びロー
ル角φの関数である。ロール角φは、航空機の前後方向
ロール軸の回りの水平位置からの角度微分である。水平
方向加速度AHは、水平方向軸12に沿った加速度を表わす
信号である。水平方向軸12と平行に装着された加速度計
が、水平方向加速度信号AHを提供するであろう。最後
に、上下方向加速度信号AVは、上下方向軸10に沿った加
速度を表わす信号である。上下方向軸Ｖと平行に装着さ
れた加速度計は、何等かの上下方向加速度、並びに重力
ｇの影響すなわち32.2フィート／秒の合計を表わす信号
を提供するであろう。上下方向ジャイロは、ピッチ角θ
及びロール角θを表わす信号を提供するであろう。
上述したことを要約すると、考慮されるべき種々の加速
度及び角度は、以下の通りである。
AN＝垂直方向加速度計信号； AL＝前後方向加速度計信号； AH＝水平方向加速度； AV＝上下方向加速度； g＝重力定数＝32.2フィート／秒 α＝迎え角（AOA）； θ＝ピッチ角； φ＝ロール角； γ＝飛行経路角． 上述のいくつかのパラメータを決定する際に、他のパラ
メータが必要とされ得る。これらは： ＝上下方向速度（慣性航法システムまたは気圧高度変
化率信号からZ-速度信号として得られ得る）；及び ｖ＝対気速度（真対気速度信号VTであり得る）。を含ん
でいる。
本発明によるシステムにおいて、ウインド・シアすなわ
ち風の断層を表わす信号は、慣性的に導出された加速
度、迎え角、飛行経路角及び上下方向速度に基づいた合
成信号を計算し、そして該計算された信号を、真対気速
度のような気団から導出された速度信号と比較すること
によって得られる。合成信号及び気団から導出された速
度間の差は、ウインド・シアの測定値である。
本システムは、上下方向ジャイロを使用せず、垂直方向
及び前後方向加速度計信号AN及びALだけが使用されるの
で、水平方向加速度AHが計算されなければならない。計
算は次の通りである： （１）AL=AHcosθ＋（ｇ＋AV)sinθ （２）AN=(g+AV)cosθ−AHsinθ 式（２）の量(g+AV)を式（１）に代入すると、次の式が
得られる： （３）AL=AH/cosθ＋ANtanθ 上述の式（３）から、ピッチ角θが既知であるならば、
水平方向加速度AHが計算され得る。しかしながら、ピッ
チ角を直接得るためには、上下方向ジャイロスコープが
必要である。上下方向ジャイロスコープ信号の必要性を
避けるために、迎え角を飛行経路角に加算したものに等
しい無風状態でのピッチ角が次の通りに用いられる。
（４）θ＝α＋γ この状態を用いると、上下方向ジャイロスコープの必要
性は避けられるが、上下方向の風が存在する場合には、
迎え角及び飛行経路角は、合計してピッチとはならない
ので、装置は上下方向のウインドすなわち風及び上と下
のドラフト（up and down drafts）に対して敏感にな
る。
小さい角度に対してラジアンでcosθ＝１及びtanθ＝θ
という、小さい角度での近似を行うと、式（３）は、 （５）AL=AH+AN（θ） となり、水平方向加速度を解くよう項を理解すると、 （６）AH=AL-AN（θ） が得られる。無風状態でのθに対する近似を用いると、
式（６）は、 （７）AH=AL-AN（α＋γ） となる。
1987年２月13日に出願された先に参照した出願番号06/8
20,731号で行われているように、AH信号は、シア信号を
提供するよう、気団から導出された対気速度変化率信号
と比較される加速度信号である。しかしながら、対気速
度変化率信号を用いのを避けるために、AH信号は、真対
気速度であって良い気団から導出された速度信号ｖと結
合され、そして気団及び慣性的に導出されたパラメータ
の双方から得られた合成速度信号を提供するように積分
される（integrated）。合成速度信号は、次に、気団か
ら導出された対気速度信号（例えば、真対気速度）と比
較され、その差はウインド・シアを表わす。数学的に
は： であり、ここにｓは、ラプラス演算子であり、Ｔは積分
時定数である。
上述のシアの式（８）を解くための回路が第２図に示さ
れており、総括的に参照数字30で示される。回路は、明
瞭さの目的のために一連の機能ブロックで示されている
けれども、システムは正に図示のように実施される必要
はなく、種々のアナログ及びディジタルのインプリメン
テーションが可能である、ということを理解すべきであ
る。システム30は、航空機の前後方向に平行に装着され
た前後方向加速度計32、前後方向加速度計30に垂直に装
着された垂直方向加速度計34、及び例えば、航空機の側
面から横方向に延びる翼もしくは風向計（vane）であっ
て良い迎え角翼36であって、該翼を通過する局部空気流
に対しそれ自身が平行に配向する迎え角翼36、からの信
号のような種々の入力を用いる。迎え角翼信号は、フラ
ップ位置信号並びに特定の航空機に対して固有の定数の
ような他のパラメータと結合されて、迎え角信号を提供
する。さらに、上下方向速度信号源38は、航空機の上下
方向速度を表わす信号を提供する。かかる上下方向速
度信号は、気圧高度信号を微分することによって得られ
る得る。対気速度トランスヂューサのような対気速度信
号源40も設けられており、該対気速度信号源40の出力
は、環境変動に対して補償されて、真対気速度を表わす
信号VTを提供する。２つの別々の計器が示されている
が、気圧高度及び対気速度データは航空データ・コンピ
ュータから得られ得、そして上下方向速度は、慣性航法
システムのZ-速度出力から得られ得る。種々の対気速度
信号源もまた用いられ得るので、以下の式では一般化さ
れた用語Ｖを用いるが、VTがｖの替りに用いられても良
い。
飛行経路角γは、前述したどのトランスヂューサからも
直接には得ることができないので、飛行経路角γは、以
下のようにして計算されなければならない： （９）γ＝arcsin（/v） 小さい角度に対してこれは （10）γ＝/vとなり、ここに、γはラジアンでの値で
ある。
このように、例えば割り算器回路44（第２図）により、
対気速度信号ｖで気圧変化率信号を割り算することに
よって、飛行経路角γを表わす信号が得られる。この論
議の始めの部分中、点線によって示された要素は、基本
装置の任意選択の特徴に関連しているので考慮しない。
このようにして得られた飛行経路角信号は、加算器接合
46によって迎え角36から導出された胴体の迎え角信号に
加算され、迎え角及び飛行経路角信号の合計（α＋γ）
を表わす信号を提供する。飛行経路角（γ）の計算に対
して用いられる上下方向速度信号は、実質的には慣性上
下方向速度、すなわち航空機の実際の上下方向運動を示
す。従って、導出された迎え角（α）及び慣性的に導出
された飛行経路角（γ）は、上または下のドラフトが存
在する場合には合計してピッチ角（θ）とはならないの
で、結果のシアの式はまた上下方向シア（例えば上また
は下のドラフト）にも応答する。加算器接合46の出力
は、乗算回路48において、垂直方向加速度計信号と乗算
されてAN（α＋γ）の項を提供する。対気速度トランス
ヂューサ40からの対気速度信号は、加算器接合50によっ
て前後方向加速度計信号に加算され、該加算器接合50は
また対気速度及び前後方向加速度計信号の合計からA
N（α＋γ）の項を減算する。加算器接合50の出力は、
例えば１秒に等しい時定数Ｔを有する積分フィルタ52に
よってろ波される。積分フィルタ52の出力は、加算器接
合54によって真対気速度信号と比較され、“シア”信号
を提供する。“シア”信号は、航空機が遭遇したシアの
大きさをパイロットに指示するためにディスプレイに与
えられ得、そしてまた乱流フィルタ56を介して比較器57
及び58のような１つまたは２つ以上の比較器にも与えら
れて、変化する厳正さの危険なシア状態を表わす信号を
与える一対の基準回路59及び60からの警告及び警報スレ
ショールド基準と比較され得る。フィルタ54からのシア
信号が警報スレショールド基準回路59または60からの基
準信号の一方を超えた場合には、適切な比較器がウイン
ド・シアまたはより危険なシア状態の場合にはウインド
・シア警報を開始するための信号を与える。
警告または警報が開始される点は、低い電波高度におい
てはより速い警報を与えるよう航空機の対地高度の関数
として変更され得る。このことは可変利得増幅器62によ
って達成され、該可変利得増幅器62の利得は、低い電波
高度においてより早い警報を与えるように、電波高度計
64の制御の下で、低い電波高度において増大される。
上述したように、垂直方向加速度計信号は、上下方向加
速度だけではなく、ピッチ角の関数でもある。しかしな
がら、先に述べたように、垂直加速度計信号はまた、航
空機のロール角θによっても影響される。ロール角θの
影響に対する近似的な補償は、ロール角θのcosineすな
わち余弦で飛行経路角γを乗算することによって得られ
る。従って、シアの式は； となる。
ロール角の補償は、ロール角信号源70を含み、かつ上下
方向ジャイロと、乗算器72と、ロール角信号発生器70及
び乗算器72間に挟まれたコサイン関数発生器74とを含み
得る回路によって第２図で提供される。またロール角
は、比較的高いロール角における妨害警報を減じるよ
う、警報または警告が与えられる点を変更するために用
いられ得る。もし航空機が例えば180度旋回で、最初、
向い風の機首方位から追い風の機首方位に旋回するなら
ば、明瞭な風方向における変化が、ウインド・シアとし
て判断され得、そして妨害警報が発生され得る。しかし
ながら、航空機がかかる操縦を実行するとき、航空機は
一般的にロール姿勢を執る。ロール角を測定し、そして
航空機がロール姿勢にあるときには常に、ウインド・シ
ア警報装置の感度を減じることによって、かかる妨害は
最小にされ得る。感度を減じる作用は、高いロール角に
おける“シア”信号の振幅を減じるよう“シア”信号に
作用する。関数発生器及び乗算器78によって達成され
る。
図示の実施例において、関数発生器は、振幅がロール角
θの関数である信号を発生する。プラス・マイナス15度
間のロール角に対して関数発生器76からの信号の振幅
は、１単位である。従って、“シア”信号が関数発生器
76の出力で乗算されたとき、シア信号の値は変化しな
い。しかしながら、ロール角θがプラスまたはマイナス
15度を超えていずれかの方向に増加したとき、関数発生
器76からの信号の振幅は、出力信号の振幅がプラスまた
はマイナス60度のロール角θにおいて0.5単位に減じら
れるまで減少する。このように、“シア”信号は、乗算
器78によって0.5の係数で乗算され、そして装置の感度
は減じられる。
先に述べたように、ロール角θは上下方向ジャイロから
得られ得る。また航空機の機首方位の変化率からも得ら
れ得る。例えば、もし航空機がΨの機首方位にあるなら
ば、機首方位の変化率はとなる。上下方向ジャイロ信
号とは無関係な装置を作ることが望まれるので、第２の
方法が好ましい。整合された安定な旋回において、機首
方位の変化率は、以下の式によってロール角φと関連
している： （12）＝（g/v）tanφ （13）cosφ＝（1/1＋tan2φ） 代入して： 従って、コサインφ信号は、ジャイロを用いることなく
得られ得る。また機首方位の変化率Ψは、ロール角φを
計算することなく装置の感度を直接減じるよう、適切な
関数発生器と共に用いられ得る。
上述したウインド・シア装置において、簡単化するいく
つかの仮定が為されており、これにより、特に、高いバ
ンク角旋回及び動的な操縦における極端な飛行状態中、
或る不正確さが生じ得る。かかる飛行状態を補償するた
めに、上述した装置に或る修正が為され得る。
上述した装置及び極端な操縦を許容するために修正され
た装置間の主な相違は、修正された装置において、シア
の式の加速度が地球の水平方向軸に沿ったものより、む
しろ航空機の速度ベクトルに沿って計算されるという事
実にある。修正されたシステムもしくは装置は、第２図
の装置と共に上述した小さい角度近似で実施されても良
く、またそのような近似なしで実施されても良い。もし
小さい角度近似が行われないならば、大きい角度迎え
角、ピッチ、ロール及び／または飛行経路角は下げられ
た正確さに帰結しないであろう。
ウインド・シア・パラメータ及び式を限定するために用
いられる座標系が第３図に示されており、以下に提起さ
れる数学的導出は、航空機が調整されて、すなわちほぼ
ゼロの横滑り角（ベータ）で飛行しているという仮定に
基づいている。
第３図に示されているように、以下の座標系が定義され
た： 地球座標： Ｘ軸＝水平方向 Ｚ軸＝上下方向 航空機胴体と相対的な座標系： XB＝航空機の前後方向軸またはロール軸 ZB＝航空機の垂直方向軸またはヨーイング軸 相対風座標（ゼロ横滑り角に対して安定軸）： XS＝速度ベクトル ZS＝速度ベクトルに対して垂直 ３つの座標系を用いる理由は、ウインド・シアの式を計
算するために必要とされる入力変数が以下のように３つ
の座標系で参照されるということにある： 上下方向速度（）及び重力加速度（ｇ）は地球上下方
向軸（Ｚ）に対して参照される； 垂直方向加速度計は航空機の垂直方向軸（ZB軸）と整列
され、これに対し、前後方向加速度計は、航空機のロー
ル軸（XB軸）と整列し； 迎え角は、航空機のロール軸（XB軸）及び速度ベクトル
（XS軸）間の角度として定義される。対気速度及び対気
速度変化率は、速度ベクトル（XS軸）に沿って測定され
る。ゼロ横滑り（ベータ＝０）の仮定のため、Ｙ軸はこ
こでは考慮されない。
上述の３つの座標系を用いてシアの式を決定するため
に、最初に胴体軸加速度AXB及びAZBがXS軸上に投影さ
れ、このようにして速度ベクトルAXSに沿って加速度を
計算する。速度ベクトルは、胴体軸によって形成されか
つ迎え角（胴体迎え角α）に等しい角度だけXB軸から変
位された平面にあるので、AXSは、以下の式（17）に示
されるように、次のような胴体軸加速度及び迎え角
（α）から計算され得る。
（15）AXS=AXB cosα−AZB sinα 胴体軸加速度は、垂直及び前後方向加速度計によって測
定される。しかしながら、加速度信号は、重力の影響を
含んでおり、それは、所望の胴体軸加速度をもたらすよ
う減じられなければならない。加速度計の重力の影響
は、ピッチ（θ）とロール（φ）及び重力加速度定数
“g"（32.2フィート／秒・秒）の関数であり、以下の式
（16）及び（17）で計算される。式（16）及び（17）
は、速度ベクトル及び垂直方向速度ベクトルに沿った加
速度並びにピッチ及びロール角により、胴体装着された
加速度の読みAL及びANを示す： （16）AL=AXB+g sinθ （17）AN=AZB+g sinθ sinφ 整理して： （18）AXB=AL-g sinθ （19）AZB=AN-g cosθ sinφ 式（18）及び（19）を式（15）に代入すると、式（20）
に示すように、加速度計信号AL及びAN、迎え角（α）及
び高度（θ及びφ）角の関数として速度ベクトルAXSに
沿った加速度がもたらされる。
（20）AXS=AL cosα−AN sinα−ｇ sinθ cosα＋
ｇ cosθ cosφ sinα 上下方向ジャイロに固有の高度誤差に影響されないよう
に、ピッチ及びロール信号に依存せずに速度ベクトルに
沿った加速度を表現することが望ましい。以下の式（2
1）は、上／下ドラフト状態の無い場合に対するピッチ
及びロール角、並びに他の飛行パラメータ間の関数関係
を表現している。
（21）/v＝［cosα cosβ sinθ−sinβ sinφ c
osθ sinα cosβ cosθ cosφ］ 式（21）に示される関係は、横すべり角βを採用した関
係の一般形態である。この関係は、ゼロの横すべり角が
仮定された（β＝０）場合に、単純化され得る。このよ
うに単純化された関係は、以下の式（22）に示される： （22）/v＝cosα sinθ−sinα cosθ cosφ 式（24）を再整理すると、式（23）がもたらされる： （23）cosα sinθ＝/v＋sinα cosθ cosφ 式（23）を式（20）に代入すると、式（24）がもたらさ
れる： （24）AXS=AL cosα−AN sinα−ｇ（/v） 式（24）は、垂直方向及び前後方向加速度、α、上下方
向速度及び対気速度の関数としての速度ベクトルに沿っ
た加速度を表現する。意図されたように、上下方向ジャ
イロを必要とする高度変数ピッチ及びロールは、除去さ
れた。
ウインド・シアは、速度ベクトルに沿った加速度計から
導出された加速度、及び対気速度の変化率間の差として
定義される。好ましくは、式（24）は、速度ベクトルA
XSに沿った加速度計から導出される加速度を定義するよ
う用いられて、上下方向ジャイロに対する必要性を避け
るが、例えば式（20）で表現された関係のような他の関
係がAXSを定義するために用いられる。対気速度変化率
は、航空機の空気もしくは航空データ・システムから得
られる真対気速度のような対気速度信号を微分すること
によって得られ得る。この定義は、以下の“シア”の式
（25）によって表現される： （25）シア＝AXS−＝AL cosα−AN sinα−ｇ（/
v）− 式（25）は、慣性及び気団から導出された変数の合成か
らなる。慣性の変数は、垂直方向及び前後方向加速度信
号、並びに上下方向速度信号である。気団から導出され
た変数は、対気速度変化率及び対気速度、並びに迎え角
である。式（25）における項（/v）は、偽慣性飛行経
路角であると見なされ得、何故ならば、上下方向速度
（）は、（慣性航法システムの代わりに気圧高度計も
しくは航空データ・コンピュータから導出され得る場合
でも）実質的には、航空機の実際の上下方向速度を表わ
す慣性信号であり、これに対し対気速度（ｖ）は気団か
ら導出されるからである。
慣性及び気団から導出された変数のこの合成により、シ
アの式は、風の速度変化、並びに上または下のドラフト
に応答する。シアの無い状態において、式（24）のAXS
の加速度の項は、対気速度変化率に等しく、式（25）に
おけるシアの項は、ゼロである。増加する向い風によっ
て生じる増加するパフォーマンス・シアにおいて、AXS
及び対気速度変化率は等しくなく、シアの式（25）の値
は負である。同様に、上ドラフトに起因して増加するパ
フォーマンス・シアにおいては、上ドラフトにより生じ
る迎え角の増加は、上下方向速度における対応の減少と
整合せず、その理由は、迎え角が気団に対応するのに対
し、上下方向速度が慣性信号であるからである。この不
整合は、負のAXS項を生じ、これは負のシアの式の出力
にも影響される。減少する向い風、増加する追い風及び
または下ドラフトのいずれにも、もしくはいずれかに起
因する減少するパフォーマンス・シアは、シアの式（2
5）に対して正の値を生じる。
小さい角度近似が式（25）に適合され得て、単純化され
たシアの式（26）をもたらす。
（26）シア＝AL-AN α−ｇ（/v）− 速度ベクトルに沿ったシアの式の導出の上述の説明にお
いて、加速度及び対気速度変化率を用いた概念が明瞭に
示され得るので、加速度及び対気速度変化率が用いられ
た。しかしながら、対気速度変化率よりも対気速度を用
いて速度ベクトルに沿ったウインド・シアを清算するシ
ステムも実施され得る。このような１つの実施が第４図
に示されている。
第４図に示された装置もしくはシステムにおいて、前後
方向加速度計32′、垂直方向加速度計34′、迎え角翼3
6′、上下方向速度信号源38′、及び真対気速度信号源4
0′が用いられる。源32′、34′、36′、38′及び40′
は、第２図に示されたそれぞれの源32、34、36、38、及
び40と類似であり、先に説明された。第４図に示された
装置もしくはシステムにおいて、前後方向加速度計信号
は、乗算器100により迎え角信号の余弦すなわちcosine
と乗算される。該乗算器100は、前後方向加速度計32′
から前後方向加速度信号及び迎え角の余弦を受け、迎え
角の余弦すなわちコサインは、迎え角翼36′からの信号
を受ける余弦関数発生器102から受信される。迎え角翼3
6′からの迎え角信号は、また正弦すなわちサイン（sin
e）関数発生器104にも与えられ、迎え角の正弦を表わす
信号を提供する。迎え角の正弦は、乗算器106によって
垂直方向加速度計信号で乗算される。小さい角度近似が
所望される場合には、余弦関数発生器102及び正弦関数
発生器104は除去され得、迎え角翼36′からの信号は、
乗算器100及び106に直接与えられ得る。
上下方向速度信号源38′からの上下方向速度信号及び真
対気速度信号源40′からの真対気速度は、割り算器108
に与えられる。割り算器108は、上下方向速度を真対気
速度で割り算し、その出力に飛行経路角γを発生する。
乗算器106からの信号は、加算器接合110により、乗算器
100からの信号から差し引かれ、ZS及びXS（安定）軸に
沿った、垂直方向及び前後方向加速度間の差を表わす差
信号を提供する。差信号は、次に、加算器接合112によ
り、飛行経路角信号から差し引かれる。正規化された関
数発生器114は、割り算器108の出力を32.2フィート／秒
２で乗算し、フィート／秒の項（term）における計算を
正規化する；しかしながら、この計算は、ｇ′ｓの項
（term）で行うこともできる。加算器接合112からの信
号は、次に、加算器接合116により、真対気速度信号源4
0′からの真対気速度信号に加算される。加算器接合116
の出力は、第２図のフィルタ52と類似のフィルタ52′に
より積分される。加算器接合54と同様の加算器接合54′
は、真対気速度信号源40によって与えられた真対気速度
信号を、フィルタ52′の出力から差し引く。加算器接合
54′の出力は、フィルタ56と同様のフィルタ56′により
ろ波されれる“シア信号”に帰結する。従って、第４図
に示されたシステムは、以下に示すシアの式（27）とな
り： ここにすべての加速度は、フィート／秒に正規化されて
いるが、式は例えばｇ′ｓまたはメートル単位のような
他の単位系に正規化されても良い。
上述の式は、ゼロの側面横方向加速度及びゼロのスリッ
プ角があるものと仮定している。もし横方向加速度及び
スリップ角に対して補償することが望まれるならば、前
後方向及び垂直方向加速度計と直角に航空機に横方向に
装着される横方向加速度計120が用いられ得る。さら
に、スリップ角検出器102が用いられ得、該スリップ角
検出器102は、航空機の機首方位をその対地トラックと
比較してスリップ角を発生するコンピュータであって良
い。正弦関数発生器124を用いてスリップ角検出器122か
らのスリップ角の正弦を取り、かつ乗算回路126により
スリップ角の正弦を横方向加速度で乗算することによ
り、スリップ角に起因する誤差が決定され得る。乗算器
126の出力は、次に、加算器接合116に加えられ、スリッ
プ角に対して補償されたウインド・シア計算値を発生す
る。スリップ角の補償が行われたウインド・シアの式
は、以下の通りである： （28）シア＝（AL cosα−AN sinα−（/v）ｇ＋ｖ
＋ALAT sinβ）（1/Ts＋１）−ｖ ここに、この式は、式（27）の場合におけるようにフィ
ート／秒により正規化された。第４図には示されていな
いけれども、式（27）及び（28）は、第２図で発生され
たシア信号と同様の態様でロール高度及び電波高度に対
し補償され得る。
明らかに、上述の教示に鑑み、本発明の多くの変更並び
に変形が可能である。従って、添付の請求範囲の範囲内
で、特定的に上述した以外の態様で本発明を行い得ると
いうことを理解すべきである。
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭63−502618（ＪＰ，Ａ) 特公 昭59−34559（ＪＰ，Ｂ２) 米国特許4281383（ＵＳ，Ａ) 米国特許4725811（ＵＳ，Ａ)

Claims (16)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】航空機のためのウインド・シア検出装置で
    あって： 前後方向加速度計信号を受ける手段と、 垂直方向加速度計信号を受ける手段と、 航空機の対気速度を表わす信号を受ける手段と、 航空機の飛行経路角を表わす信号を受ける手段と、 航空機の迎え角を表わす信号を受ける手段と、 垂直方向加速度計信号を、飛行経路角及び迎え角を表わ
    す信号の合計で乗算し、結果の積と、前後方向加速度計
    信号及び対気速度を表わす信号の合計との間の差を取
    り、そして該差を積分して、合成の信号を出力する手段
    と、 対気速度を表わす信号を、合成の信号と比較し、ウイン
    ド・シアを示す両者間の差を表わす信号を発生する手段
    と、 を備えたウインド・シア検出装置。
  2. 【請求項２】前記比較手段に応答し、前記対気速度及び
    合成の信号間の差が所定量を超えた場合に警報を出す手
    段をさらに備えた特許請求の範囲第１項記載のウインド
    ・シア検出装置。
  3. 【請求項３】前記航空機のロール角を表わす信号を受
    け、かつ該ロール角の関数として前記合成の信号を修正
    する手段をさらに備えた特許請求の範囲第１項記載のウ
    インド・シア検出装置。
  4. 【請求項４】前記航空機の飛行経路角を表わす信号を出
    力する手段をさらに備え、該飛行経路角を表わす信号を
    出力する手段は： 前記航空機の上下方向速度を表わす信号、及び対気速度
    を表わす信号を受け、かつ前記対気速度及び上下方向速
    度を表わす信号の相対的な値に従って、前記航空機の飛
    行経路角を表わす信号を発生する手段を含み、ここに、
    前記対気速度は、飛行経路角の水平方向成分を表わし、
    前記上下方向速度は、前記飛行経路角の上下方向成分を
    表わす特許請求の範囲第１項記載のウインド・シア検出
    装置。
  5. 【請求項５】前記飛行経路角を表わす信号は、上下方向
    速度を表わす信号を、前記航空機の対気速度を表わす信
    号により、除算することにより発生される特許請求の範
    囲第４項記載のウインド・シア検出装置。
  6. 【請求項６】航空機のためのウインド・シア検出装置で
    あって： 航空機の前後方向過速度ALを表わす信号を受ける第１の
    手段と、 前記航空機の垂直方向加速度ANを表わす信号を受ける第
    ２の手段と、 航空機の飛行経路角γを表わす信号を受ける第３の手段
    と、 航空機の迎え角αを表わす信号を受ける第４の手段と、 航空機の対気速度ｖを表わす信号を出力する第５の手段
    と、 前記第１、第２、第３、第４及び第５の手段に応答し、
    以下の関係 に従ってウインド・シアを表わす信号を出力する第６の
    手段であって、ここに、ｓはラプラス演算子であり、Ｔ
    は積分時定数である前記第６の手段と、 を備えたウインド・シア検出装置。
  7. 【請求項７】航空機が遭遇するウインド・シアを検出す
    るための方法であって： 前後方向加速度計信号を提供し、 垂直方向加速度計信号を提供し、 航空機の対気速度を表わす信号を提供し、 航空機の飛行経路角を表わす信号を提供し、 航空機の迎え角を表わす信号を提供し、 垂直方向加速度計信号と、飛行経路角及び迎え角を表わ
    す信号の合計とを乗算し、結果の積と、前記方向加速度
    計信号及び対気速度を表わす信号の合計との間の差を取
    り、その結果を積分して、合成の信号を提供し、 対気速度を表わす信号を合成の信号と比較し、ウインド
    ・シアを示す両者間の差を表わす信号を発生する、よう
    にしたウインド・シアを検出するための方法。
  8. 【請求項８】さらに、対気速度及び合成の信号間の差が
    所定量を超えた場合に警報を提供するようにした特許請
    求の範囲第７項記載の方法。
  9. 【請求項９】さらに、航空機のロール角を表わす信号を
    提供し、そして前記合成の信号をロール角の関数として
    修正するようにした特許請求の範囲第７項記載の方法。
  10. 【請求項１０】航空機のためのウインド・シア検出装置
    であって、 前記航空機の前後方向加速度ALを表わす信号を受信する
    ための第１の手段と、 前記航空機の垂直方向加速度を表わす信号を受信するた
    めの第２の手段と、 前記航空機の上下方向速度を表わす信号を受信するた
    めの第３の手段と、 前記航空機の迎え角αを表わす信号を受信するための第
    ４の手段と、 前記航空機の対気速度ｖを表わす信号を提供するための
    第５の手段と、 前記第１、第２、第３、第４及び第５の手段に応答し、
    それらの間の以下の関係 シア＝AL cosα−AN sinα−ｇ（/v）− ここに、ｇは重力定数、そしてはｖの変化率に従って
    ウインド・シアを表わす信号を提供する第６の手段と、 を備えたウインド・シア検出装置。
  11. 【請求項１１】航空機のためのウインド・シア検出装置
    であって、 前記航空機の前後方向加速度ALを表わす信号を受信する
    ための第１の手段と、 前記航空機の垂直方向加速度ANを表わす信号を受信する
    ための第２の手段と、 前記航空機の上下方向速度を表わす信号を受信するた
    めの第３の手段と、 前記航空機の迎え角αを表わす信号を受信するための第
    ４の手段と、 前記航空機の対気速度ｖを表わす信号を提供するための
    第５の手段と、 前記第１、第２、第３、第４、及び第５の手段に応答
    し、それらの間の以下の関係 ここに、ｇは重力定数、ｓはラプラス演算子、Ｔは積分
    時定数 に従ってウインド・シアを表わす信号を提供する第６の
    手段と、 を備えたウインド・シア検出装置。
  12. 【請求項１２】航空機のためのウインド・シア検出装置
    であって、 前記航空機の速度ベクトルAXSに沿った加速度計から導
    出された加速度信号、並びに前記速度ベクトルに沿った
    気団から導出された信号を提供するための手段と、 前記速度ベクトルに沿った前記加速度計から導出された
    加速度と前記速度ベクトルに沿った前記気団から導出さ
    れた信号とを比較してウインド・シアを示す両者間の差
    に応答してシア信号を提供する手段と、 を備え、ここに、前記速度ベクトルAXSに沿った前記加
    速度計から導出された加速度信号を提供するための前記
    手段は、前記速度ベクトルに沿った前記加速度計から導
    出される加速度信号を、前後方向加速度計信号AL、垂直
    方向加速度計信号AN、航空機の迎え角を表わす信号α、
    航空機野上下方向速度を表わす信号、及び対気速度を
    表わす信号ｖから導出し、かつ前記気団から導出される
    信号を、前記対気速度信号ｖから導出するための手段を
    含み、かつ前記速度ベクトルAXSに沿った前記加速度計
    から導出される加速度信号は、以下の関係 AXS＝AL cosα−AN sinα−ｇ（/v） に従って導出され、ｇは重力定数である、ウインド・シ
    ア検出装置。
  13. 【請求項１３】航空機のためのウインド・シア検出装置
    であって、 航空機の速度ベクトルAXSに沿った加速度計から導出さ
    れる加速度信号、及び前記速度ベクトルに沿った気団か
    ら導出される信号を提供するための手段、及び 前記速度ベクトルに沿った前記加速度計から導出される
    加速度と、前記速度ベクトルに沿った前記気団から導出
    される信号とを比較して、ウインド・シアを示す、両者
    間の差に応答したウインド・シアを提供する手段であっ
    て、前記速度ベクトルAXSに沿った前記加速度計から導
    出される加速度信号を提供するための前記手段は、前記
    加速度計から導出される加速度信号を、前後方向加速度
    計信号AL、垂直方向加速度計信号AN、航空機の迎え角を
    表わす信号α、航空機のピッチ角を表わす信号θ、航空
    機のロール角を表わす信号φ、から導出すると共に、前
    記気団から導出される信号を、対気速度を表わす信号ｖ
    から導出するための手段を含み、前記速度ベクトルAXS
    に沿った前記加速度計から導出される加速度信号は、以
    下の関係 AXS＝AL cosα−AV sinα−ｇ sinθcosα＋ｇ cos
    θcosφsinα に従って導出され、ここに、ｇは重量定数である、ウイ
    ンド・シア検出装置。
  14. 【請求項１４】前記速度ベクトルAXSに沿った前記加速
    度計から導出された加速度信号は、以下の関係 AXS＝AL cosα−AN sinα−ｇ sinθcosα＋ｇ cos
    θcosφsinα に従って導出され、ここに、ｇは重力定数である特許請
    求の範囲第16項記載のウインド・シア検出装置。
  15. 【請求項１５】航空機が遭遇するウインド・シアを検出
    するための方法であって、 航空機の速度ベクトルに沿って慣性的に導出された、か
    つ気団から導出された信号を提供し、そして 前記速度ベクトルに沿って前記慣性的に導出された、か
    つ気団から導出された信号を比較してウインド・シア信
    号を発生し、ここに、前記速度ベクトルAXSに沿った前
    記慣性的に導出される信号は、前後方向加速度計信号
    AL、垂直方向加速度計信号AN、及び航空機の迎え角を表
    わす信号αから導出され、かつ前記速度ベクトルに沿っ
    た前記気団から導出される信号は、対気速度を表わす信
    号ｖから導出され、そして前記速度ベクトルAXSに沿っ
    た前記慣性的に導出される信号は、さらに、上下方向速
    度を表わす信号から、かつ対気速度を表わす信号ｖか
    ら、以下の関係 AXS＝AL cosα−AN sinα−ｇ（/v） に従って導出されるようにしたウインド・シアを検出す
    るための方法。
  16. 【請求項１６】航空機が遭遇するウインド・シアを検出
    ための方法であって、 航空機の速度ベクトルに沿って慣性的に導出される、か
    つ気団から導出される信号を提供し、そして 前記速度ベクトルに沿った前記慣性的に導出される、及
    び気団から導出される信号を比較してウインド・シア信
    号を発生し、ここに、前記速度ベクトルAXSに沿った前
    記慣性的に導出される信号は、前後方向加速度計信号
    AL、垂直方向加速度計信号AN、航空機迎え角を表わす信
    号α、航空機のピッチ角を表わす信号θ、及び航空機の
    ロール角を表わす信号φから、以下の関係 AXS＝AL cosα−AN sinα−ｇ sinθcosα＋ｇ cos
    θcosφsinα に従って導出され、ここに、ｇは重力定数である、ウイ
    ンド・シアを検出するための方法。
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