JPS5934559B2 - ウインドシヤ指示装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は航空機用計器、特にウィンドシャ条件を表す
出力を発生するための計器に関するものである。

ウィンドシャ（ｗｉｎｄ ５ｈｅａｒ ）とは風の速
度又は方向が大きく変化した時の飛行条件のことである
。

ウィンドシャがある時において、気団中を降下し、空港
に着陸進入しようとする航空機はきわめて危険である。

パイロットが瞬間のウィンドシャ条件に関する情報を得
られるならば、彼は航空機の対気速度における初期変化
及び機体の下降に注意し、直ちに修正操作を行うことが
できる。

さらに、どの情報は着陸体勢に入ろうとする他の航空機
の警告に用いるべく管制塔に送信することができる。

本発明の出願人であるセーフ フライト インスツルメ
ント コーポレーションに譲渡された米国特許第４０１
２７１３号には、このようなウィンドシャ条件を指示す
る出力信号を発生するためのシステムが開示されている
。

この発明のシステムは上記米国特許技術の改良に係るも
のであり、所望の飛行経路にある航空機の下降気流偏流
角（ｄｏｗｎｄｒａｆｔ ｄｒｉｆｔ ａｎｇｌｅ）に
従った入力を利用するという新たな技術思想を含むもの
である。

この入力は瞬間対気速度に対応する信号及び水平加速度
信号に代数的に加えられるもので、この水平加速度信号
とは逆極性の信号である。

このような信号の加算は航空機に危険を持たらすような
風の条件を、より完全に判定する助けとなるものである
。

したがって、たとえば負の下降気流偏流角信号、すなわ
ち上昇気流偏流を表す信号は、上昇気流偏流が負の対気
速度変化に関連する危険を軽減するという見地から、瞬
間対気速度信号における負の変化を相殺するのに用いら
れる。

他方、負の対気速度変化と下降気流偏流とが同時に存在
する場合は、航空機にとって最も危険であり、本発明に
おいてはウィンドシャ信号の発生に関してこれら三信号
の組合せを抽出するものである。

したがって、この発明の基本的な目的は航空機の安全性
を改善することである。

この発明の別の目的は、航空機のパイロットに対し特に
着陸操作時においてウィンドシャの発生を指示しかつ警
告するための信号発生手段を提供することである。

この発明のさらに別の目的は、他の航空機を誘導すべく
地上ステーションに送信されるために、航空機の下降気
流偏流角により変調されたウィンドシャ信号を発生する
手段を提供することである。

この発明の他の目的は図面を参照して行なう以下の説明
によって明確になるであろう。

略述すれば、この発明は、航空機の瞬間対気速度トラン
スデユーサ（検出器）の電気出力を微分して対気速度変
化を表す信号を発生するものである。

航空機には、その胴体基準線（ｆｕｓｅｌａｇｅｒｅｆ
ｅｒｅｎｃｅ ｌ ｉｎｅ ）に沿った加速度を検出す
るための第１の加速度計と、航空機の垂直加速度を検出
するための第２の加速度計とが取付けられる。

第１の加速度計の出力は加算器に供給される。

この加算器はまた、重力の加速度を表す定数を掛けたバ
ーチカルジャイロの出力（ｇ ｓｉｎθ）を受は入れる
。

ｇ ＳｉＨ６を表す加速度信号の成分は加算器内におい
て、加速度計出力から減じられ、航空機の水平（慣性）
加速度を表す出力信号が生成される。

この水平加速度信号と、下降気流偏流角を表す信号は互
いに反対極性として第２の加算器に供給され、ここで両
者及び前記の微分対気速度信号の代数和が形成される。

この加算器出力は下降気流偏流角によって変調されたウ
ィンドシャ条件を表すものである。

対気速度信号を微分することにより、対気速度の初期変
化が杷握されることに留意すべきである。

第２加算器の信号出力は、適当な信号処理手段に供給さ
れる。

この処理手段は直接表示手段と、スレッシホールド検出
器と、前記スレッシホールド検出器と関連作動して前記
変調されたウィンドシャ信号が設定値を上まわった時に
警告信号を発生する警報装置と、ピーク検出器、及び所
定の時間を越えて存在するピーク信号の大きさに従った
読みを与えるためのストレージ装置、さらには地上ステ
ーションで用いられるための信号を送信するテレメータ
送信機を含むことができる。

第１図を参照すると、本発明システムの基本動作が図解
されている。

微分（ｄ／ａｔ）瞬間対気速度発生器１１は瞬間対気速
度の変化を表す出力品を発生する。

なお、対気速度Ｕは航空機の大気に対する速度であり、
大地に対する航空機の速度■とは自ら相違するものであ
る。

速度ＶはＵに所定の係数を掛けて得られる。

このような対気速度変化信号は、第２図に関して後述さ
れるところであるが、航空機に普通に装備される瞬間対
気速度トランデューサの電気出力を微分することにより
発生される。

航空機水平加速度発生器１２はその水平加速度に応じた
出力°−を発生する。

この信号は航空機の胴体基準線に沿って取り付けられた
加速度計によって得られるが、その出力は重力の加速度
成分を除去される。

この水平加速度出力は慣性安定化プラットフォームに取
付けられ、したがって航空機の縦揺れに関係なく水平面
内に保持される加速度計から直接取出してもよい。

航空機の下降気流偏流角発生器１３はその穏やかな飛行
経路からの航空機垂直偏流角に対応する出力δを発生す
る。

水平加速度信号°ｉは瞬間対気速度変化率信号晶から減
じられるが、下降気流偏流角信号δは加算器１４内にお
いて瞬間対気速度変化率信号品に加えられる。

すでに述べたとおり、下降気流偏流角信号の加算は航空
機にとってきわめて危険な風の条件を判定する重要な指
標となる。

すなわち、負の下降気流偏流と負の対気速度変化とが共
存する状態は正の下降気流偏流と負の対気速度変化とが
共存する場合と同様に危険なものである。

加算器１４の出力は下降気流偏流角信号によって変調さ
れたウィンドシャ（ｖｗｓ ’）を表し、風速変化に従
った値となる。

このウィンドシャ信号は正負いずれの値においても発生
し、信号処理手段１５に供給される。

この信号処理手段は内蔵する表示装置によって、測定さ
れたウィンドシャを連続的に指示し、ピーク信号装置に
よって所定の時間間隔にわたるウィンドシャピークの大
きさの指示を可能にし、スレッシホールド検出器によっ
てウィンドシャが所定の大きさを越えた時に、警報装置
を作動させ、さらに測定されたウィンドシャの大きさを
テレメータシステムにより地上ステーションに送信する
等の働きをする。

第２図を参照すると、第１図に示した基本動作を具体的
に実行するための本発明の好ましい実施例が図解されて
いる。

まず、瞬間対気速度発生器１１は瞬間対気速度トランス
デユーサ２１及び微分回路２２から構成されている。

瞬間対気速度トランスデユーサ２１は航空機のピトー管
の出力を受けて、その瞬間対気速度に応じた電気出力信
号Ｕを発生する。

この電気出力は微分回路２２において微分され、瞬間対
気速度の変化率に応じた出力信号偕こ変換される。

航空機水平加速度発生器１２は、バーチカルジャイロ３
０とその出力信号のための増幅器３２及び加算器３３、
並びに前後加速度計２４から構成される。

すなわち前後加速度計２４は航空機の前後軸（胴体基準
線）に沿って取付けられており、航空機の水平加速度マ
と、重力の加速度ｇに関する航空機傾角θの正弦成分と
の和”ｘ” ＋ ｇ ＳｉＨ６に比例した出力を発生す
る。

バーチカルジャイロ３０はθに応じた電気出力信号を発
生し、この信号は増幅器３２において重力因子を乗じら
れ、その正弦成分に変換される。

増幅器３２の出力は加算器３３において加速度計２４の
出力から減じられ、航空機の縦揺れによる影響を除去し
た水平加速度マが生成される。

加算器３３の出カマは第１図の加算器１４に対応する加
算器１４′において微分回路２２の出力から減じられる
。

さて、第２図に関するこれまでの説明は先に述べた米国
特許において採用されたものである。

したがって、本発明の要部である下降気流偏流角に従っ
た測定技術はこれ以後の説明において明確になるであろ
う。

すなわち、下降気流偏流角発生器１３は垂直加速度計５
１と、増幅器５２及び減衰回路５３からなる系列と、微
分回路５７及び掛算器６０からなる系列と、これら両系
列の出力を処理する加算器５４、積分器７２及び割算器
７１からなる系列とによって構成される。

垂直加速度計５１は航空機の垂直加速度°ｚ°に応じた
信号を発生する。

この加速度信号は増幅器５２において所定の定数を掛け
られてから、減衰回路５３に供給される。

増幅器５２及び減衰回路５２はシステムの出力信号にお
いて垂直加速度の重大さを判定する所望の基準を確立す
るように設計されている。

増幅器５２は加速度信号の振幅を判定し、減衰回路３３
はこの振幅を信号の時間幅の関数として変化させるもの
である。

減衰回路５３は垂直加速度計の出力におけるノイズを除
去するための低域フィルタによって構成することができ
る。

減衰回路５３の出力は加算器５４に供給される。

加算器５４にはまた、垂直気流に基づかない航空機の垂
直加速に応じた信号が掛算器６０から供給される。

この信号は減衰回路５３から加算器に供給された総垂直
加速度信号から減じられる。

掛算器６０からの信号が航空機の操縦を補完するもので
あることを理解するには第３図を参照すべきである。

第３図において、角度θは航空機の傾きを、角度αは航
空機の迎角を、γは航空機の上昇角を表すものである。

ここに、航空機の飛行経路に沿った速度をＶとすると、
その垂直速度成分Ｖｖは、 Ｖｖ ＝ｙ 、ｓｉｎ １ ・・・・・・・
・・・・・・・・（１）となる。

角度γはθ−αに等しいから、これを式（１）に代入し
て微分すると、 上昇角γは通常の着陸条件において約３°である。

したがって、ＣＯＳ （θ−α）γ１となる。

また、着陸進入時においてほぼ一定のαがプログラムさ
れておればｄα／ｄｔを無視することができる。

したがって、航空機の傾きにもとづく垂直加速度の近似
式は、式（２）を変形して となる。

上式（３）は第２図との関連において次のように演算さ
れる。

航空機の傾き（θ）に応じたバーチカルジャイロ３０の
出力は、微分回路５７に供給される。

航空機の瞬間対気速度に応じた信号は増幅器５９におい
て適当に増幅され、速度■を正確に表す信号として掛算
器６０に与えられる。

掛算器６０において、微分回路５７の出力θは前記Ｖを
掛けられ、式（３）が形成される。

掛算器６０の出力は、加算器５４に供給され、すでに述
べたとおり、航空機の総垂直加速度を表す信号から減じ
られ、これにより航空機の垂直気流に基づく垂直加速度
に比例した信号が発生する。

加算器５４からの出力は、積分器７２に供給され、ここ
で積分されてから割算器７１に供給される。

この積分信号は航空機の垂直加速の原因となる垂直気流
の大きさを表わす直接的な関数であることに留意すべき
である。

すなわち、掛算器６０からの出力は航空機傾角θの変化
に基づく垂直加速度（第（３）式のｄＶｖ／ｄｔ）に比
例し、この値を差引かれるべき減衰回路５３の出力は前
記θに基づく（従って機首が水平であっても生ずる）垂
直加速度との両成分を含んでいるため、加算器５４の出
力は垂直気流のみに基づく加速度成分に比例し、この積
分値Ｃは一定時間について行われるため結局垂直気流に
よる加速度の平均値に比例することとなる。

割算器７１にはまた、定数によって変形された航空機の
対気速度を表す信号Ｕが供給される。

このＵ信号の瞬間対気速度トランスデユーサ２１から取
出された出力を増幅器７０において所定の増幅率で増幅
したものである。

積分器７２はウォッシュアウト回路を有する。

このウォッシュアウト回路はシステムを先に平均化され
た条件からの変化分にのみ応答させるものである。

積分器７２の出力Ｃはウオツシュアウト回路の時間枠内
において経験された垂直速度を表す。

この大きさは、突発的な下降気流による局地的垂直気流
にもとづいた垂直速度の実際的変化である。

ここで、下降気流偏流角は積分器７２の出力を航空機対
気速度で割算することにより得られる。

これは、現実に航空機に危険を与える程度の下降気流偏
流角（δ）である。

このδの演算は航空機の対気速度を表すベクトルＵと、
垂直気流の大きさを表すベクトルＣとを描いた第４図を
参照するとよく理解できるであろう。

すなわち、下降気流偏流角δは次のように定義される。

ｔａｎδ＝ −・・・・・・・・・・・・・・・・・・
（４）割算器７１の出力は、加算器１４′に供給され
、微分回路２２の出力と加えられる。

この微分回路の出力は対気速度変化の予測値、したがっ
て初期ウィンドシャ条件の予測値を与えるものである。

本発明のシステムは推力有効利用システムとして見るこ
ともできる。

すなわち、重力単位の加速度で表された水平ウィンドシ
ャと、ラジアンで表された下降気流偏流角は直接加算さ
れる。

この加算合計は有効推力の損失を表している。

ここで、毎秒１ノツ）（１／２０ｇに等しい）の追風の
増加にもとすく水平ウィンドシャと、飛行経路に対して
約３°（１／２０ラジアンに等しい）の下降気流偏流角
が同時に存在する場合、これらの数値の和によって１／
１０ｇの補助推力を必要とすることが示される。

すなわち、航空機の重量の１０係に当る付加推力を要す
る。

この推力付加要求は垂直気流と水平ウィンドシャとを補
償して、これらのウィンドファクターが存在しない場合
に予定された航空機速度及び飛行経路を維持するに必要
なものである。

垂直気流信号を発生するにあたっては、垂直加速度計以
外の手段を用いることができる。

そのような信号源には次のようなものがある。

（１）垂直速度計（瞬間及びピトー静圧装置）（２）エ
アーデータ演算による垂直速度の算出、（３）電気高度
計による信号変化の把握、積分器６３及び増幅器６４は
加算器１４′への負帰還を提供するものであり、加算器
３６はこれによりシステムに現れる補償誤差を除去する
。

積分器６３の時定数はこの補償誤差を除去するには十分
であるが、システムの警告レベルに対する基本的応答に
影響を与えない程度の値にされる。

すでに述べた米国特許のシステムの場合と同様、加算器
１４′のウィンドシャ出力はいくつかの方法において利
用されうる。

すなわち、信号処理手段１５は表示装置４２及び警報装
置４７にこのウィンドシャ出力信号を供給するための回
路と、地上局へのテレメータ送信機５０を含むものであ
る。

まず、この信号はセレクタスイッチ４０を介して表示装
置４２に直接供される。

表示装置４２はノット７秒からなる等価ウィンドシャを
直接読みとるために較正された検流計、又は同様な読取
りを可能にするディジタル読出装置より構成されうる。

出力信号はまたピーク検出器４３に供給され、さらにこ
の検出器からストレージ装置４４に伝達される。

このストレージ装置は検出器４３から受信したピーク信
号を記憶する容量性記憶回路からなっている。

スイッチ４０は表示装置４２がストレージ装置４４に記
憶されたピーク信号か、加算器３６の出力に現れたウィ
ンドシャの瞬時値かを選択的に表示するようにさせるた
めのものである。

ストレージ装置４４は所定の監視周期が終了した後、ゼ
帽こリセットされる。

警報装置４７と関連作動するスレッシホールド検出器４
６はパイロットに対して危険なウィンドシャ条件が発生
したことを警告するのに用いられる。

スレッシホールド検出器４６は、加算器１４′より減衰
回路４５に供給された信号が所定の値を越えた時に作動
するようバイアスされたトリガー回路からなっている。

この所定値、すなわちスレッシホールド値はそれぞれウ
ィンドシャ及び垂直気流にもとづく水平加速及び垂直下
降気流の双方を考慮した所定のウィンドシャ条件を表わ
すものである。

スレッシホールド検出器４６が作動すると、これは警報
装置４Ｔを付勢して、ホーン、ブザー等の警音や警報灯
などの警報信号を発生させる。

テレメータ送信器５０は、ウィンドシャ情報を地上ステ
ーションに送信して、地上管制装置がこれを他の航空機
の着陸誘導に用いうるようにするものである。

かくして空港に進入して来る他の航空機のパイロットに
も危険なウィンドシャ条件に関する正確な情報が提供さ
れる。

加算器１４′からの出力信号はさらにスイッチ４９を介
して自動スロットル（絞り弁）制御装置４８に供給され
る。

この信号は制御装置４８においてウィンドシャ条件に応
答して航空機の推力を自動的に変調すべく用いられる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の基本構成を示すブロック略図、第２図
は好ましい実施例の機能的ブロック構成図、第３図は本
発明の構成原理に関するパラメータを示す線図、第４図
は本発明の装置における下降気流偏流角信号の生成を示
す略図である。 １４．１４’、３３，５４・・・・・・加算器、５２゜
５９．６４，７０・・・・・・増幅器、θ・・・・・・
航空機傾角、α・・・・・・航空機の迎角、γ・・・・
・・航空機上昇角、Ｃ・・・・・・垂直気流の大きさ、
Ｕ・・・・・・航空機対気速度、δ・・・・・・航空機
の下降気流偏流角。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 航空機の瞬間対気速度の変化率を示す信号を発生す
   る瞬間対気速度発生器１１と、 航空機の水平加速度を表す信号を発生する航空機水平加
   速度発生器１２と、 航空機の下降気流偏流角を表す信号を発生する航空機下
   降気流偏流角発生器１３と、 前記水平加速度信号を前記瞬間対気速度の変化率信号か
   ら減じると共に、前記下降気流偏流角信号を前記瞬間対
   気速度の変化率信号に加えることにより、航空機の下降
   気流偏流角に従って変化させたウィンドシャを表す出力
   信号を発生する加算器１４、及び 前記出力信号を処理してその大きさを可視又は可聴信号
   として指示するための信号処理手段１５を備えたことを
   特徴とする航空機の下降気流偏流角に従って変化させた
   航空機の直面するウィンドシャ条件を表す信号を発生す
   るための装置。 ２ 前記出力信号処理手段１５が出力信号の大きさを直
   接表示する表示装置を含む特許請求の範囲第１項記載の
   装置。 ３ 前記出力信号処理手段１５が警告信号を発生するた
   めの警報装置と、前記出力信号があらかじめ定められた
   値を上まわった時、前記警報装置を付勢するためにその
   出力信号に応答するスレッシホールド検出器とを含むこ
   とを特徴とする特許請求の範囲第１項又は第２項に記載
   の装置。 ４ 前記出力信号処理手段１５が前記出力信号のピーク
   値に従ったピーク出力を提供するためのピーク検出器４
   ３と、前記検出器４３のピーク出力信号を記憶するため
   のストレージ装置４４、及び前記ストレージ装置４４に
   記憶されたピーク信号に従って表示を行うための表示装
   置を含むことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の
   装置。 ５ 前記出力信号処理手段１５が地上ステーションに前
   記出力信号を送信するためのテレメータ送信機を含む特
   許請求の範囲第１〜４項のいずれかに記載の装置。 ６ 前記対気速度変化率を表す信号を発生するための瞬
   間対気速度発生器１１が、瞬間対気速度に応じた出力信
   号を発生するための瞬間対気速度トランスデユーサと、
   前記トランスデユーサの出力信号を微分するための微分
   回路とを含む特許請求の範囲第１〜５項のいずれかに記
   載の装置。 ７ 前記航空機の水平加速度に応じた信号を発生するた
   めの水平加速度発生器１２が、前記航空機の胴体基準線
   に沿って取付けられたその胴体基準線に沿った加速を表
   す出力を発生する加速度計２４と、前記航空機の傾角に
   応じた信号を発生するバーチカルジャイロ３０、及び前
   記傾角に応じた信号を前記基準線に沿った加速度を表す
   加速度計出力から減算するための加算器３３を含む特許
   請求の範囲第１〜６項のいずれかに記載の装置。 ８ 前記航空機の下降気流偏流角に応じた信号を発生す
   るための下降気流偏流角発生器１３が、垂石肌速度計５
   １と、その垂直加速度計５１が発生する下降気流偏流角
   に応じた信号を減衰させるための回路５３と、垂直気流
   には基づかない航空機の垂直加速度に応じた信号を発生
   するための手段と、その垂直加速度に応じた信号を前記
   下降気流偏流角に応じた信号から減じて差信号を発生す
   るための加算器５４、及び前記差信号を前記瞬間対気速
   度トランスデユーサの出力信号によって割算するための
   割算器７１とを含む特許請求の範囲第１〜６項のいずれ
   かに記載の装置。 ９ 航空機の瞬間対気速度の変化率を表す信号を発生す
   るための瞬間対気速度発生器１１と、航空機の水平加速
   度を表す信号を発生するための航空機水平加速度発生器
   １２と、 航空機の下降気流偏流角を表す信号を発生するための航
   空機下降気流偏流角発生器１３と、前記水平加速度信号
   を前記瞬間対気速度の変化率から減じると共に、前記下
   降気流偏流角信号を前記瞬間対気速度の変化率信号に加
   えることにより、航空機の下降気流偏流角に従って変化
   させたウィンドシャを表す出力信号を発生するための加
   算器１４と、 前記出力信号を処理してその大きさを指示するための手
   段１５と、 航空機の推力を制御するためのスロットル制御装置４８
   及び 前記出力信号を前記スロットル制御装置４８に選択的に
   供給することにより航空機の推力を前記出力信号に応答
   して自動的に調整するスイッチ４９を備えたウィンドシ
   ャ指示装置。