JPS623665A - 空気の乱れの検出方法 - 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】 技術分野 本発明は、航空機の前方の突風及び風のシャーを検出す
るための方法に係る。

発明の背景 クリアな空気の乱れが自然に、もしくは渦列及び吹下ろ
しパターンを残す航空機の通過の結果として生じ得る。

応答性の高い航空機がこのような現象に遭遇すると、安
定性増大システム（ＳＡＳ）の存在にもかかわらず、望
ましくないパフニッティング、荷重係数問題などが惹起
され得る。このような予測不可能な航空機応答はパイロ
ット及び乗客の観点から悩みの種であるだけでなく、軍
用航空機の武器照準／供給能力にも影響を及ぼし得る。

発明の開示 従って、本発明の目的は、クリアな空気の乱れを検出し
、それにより航空機の安全性、平滑性及び安定性を向上
する方法を提供することである。

本発明によれば、航空機の前方に空気の乱れが存在する
ことが、航空機の対気速度及び迎え角を測定するべ（航
空機の近くで可変焦点距離のレーザー対気速度ユニット
のビームを走査し、また航空機から遠い距離で該ビーム
を走査しまた対気速度を測定することにより判定される
。近くでの測定と遠くでの測定との間の相違は空気の乱
れの定量的なｔ旨標である。

本発明の他の目的、特徴及び利点は以下の説明から明ら
かになろう。

発明を実施するだめの最良の形態 航空機の飛行経路内にレーザービームを投射し、また大
気中のエーロゾルからの後方散乱放射を検出することに
より、航空機の飛行経路内のクリアな空気の乱れ（ＣＡ
Ｔ）を監視することは知られている。例えば“クリアな
空気の乱れの検出”という名称の米国特許第４．３５９
，６４０号明細書（１９８２年）に、このようなシステ
ムが示されているが、上記の明細書に示されているシス
テムは、航空機の飛行経路の前方の一点に収斂するよう
に配置された一対のコヒーレントなビームを発生するた
めにパルスレーザ−を使用することに限定されている（
上記の明細書の特許請求の範囲第１項）。

本願の穣受入と同一の穣受入に譲渡された“円錐状に走
査されるレーザービームを用いる光学的ドツプラーレー
ダーシステム”という名称の米国特許第４．３４０，２
９９号明細書（（１９８２年）に記載されているシステ
ムでは、第一の周波数のレーザーが高められた位置から
表面上で円錐状に走査され、またビームが表面により散
乱される。戻りビームがこの散乱ビームから形成され、
また単一側帯波抑制搬送波レーザービームとオフセット
周波数で混合され、表面に対して相対的な速度に比例し
てオフセット周波数からシフトする周波数を有する電気
的信号を生ずる。そのシフトは走査位置及び運動の方向
の関数である。偏流速度及び機首方位速度を反映する信
号の速度成分はこの信号から、それを偏流位置及び機首
方位位置での走査位置に関係付けることにより分解され
る。垂直平面内の速度を反映する信号成分はこれらの走
査に関係する成分を除去することにより分解される。

上記の米国特許第４，３４０，２９９号明細書による走
査システム及び信号処理技術は本発明に特に良く適して
いる。

第１図には本発明の突風検出システム１０の基本構成が
示されている。

レーザー対気速度ユニット１１は発散レンズ１４を通じ
て走査鏡１６にレーザービームを投射する。走査鏡は、
垂直平面内の走査に対しては航空機縦揺れ軸線２２の回
りに矢印１８により示されている方向に、また方位走査
に対しては航空機片揺れ軸線２４の回りに矢印２０によ
り示されている方向に鏡を傾斜させる機構（図示せず）
により操作される。集束レンズ２６は、航空機の前方の
所望の距離、例えば１０ｍと１００ｍとの間の距離の点
Ｐにビームを収斂させるべく、適当な機構を介して光学
軸線２８に沿って運動可能である。

レーザー対気速度ユニットには、連続波レーザーを使用
するよりもパルスレーザ−を使用するほうが好ましい。

パルスレーザ−は軽量化及び小電力化を可能にし、また
反射エーロゾルまでの距離の測定を伝送されたパルスと
続いて反射されたパルスとの間の時間遅れの測定により
簡単に行うことを可能にする。いずれの形式のレーザー
によっても、反射されたビームのドツプラシフトは直接
にエーロゾル“ターゲット”に対して相対的な航空機速
度に対応する。レーザー対気速度ユニット１０は公知の
仕方で距離及び相対速度を分解するための必要な回路を
含んでいる。

航空機とエーロゾル・ターゲットとの間の合成速度ベク
トルを測定するためには、垂直平面内の角度及び方位角
の双方でビームを走査することが必要である。第２図に
は、いかにしてビームが二つの相続く垂直平面内の角度
、すなわち点Ｐ′に収斂する光学軸線２８の上側の角度
θ１及び点Ｐ“に収斂する光学軸線２８の下側の角度θ
２、に向けられ得るかが示されている。これにより速度
の二つの成分、すなわち上側ビームと平行に測定される
■１及び下側ビームと平行に測定される■２、が得られ
る。合成速度Ｒとその光学軸線２８に対する迎え角（ａ
）とは第３図のベクトル図及び下式により求められる。

Ｖ１＝Ｒ−ｃｏｓ　　（θ１＋ａ） Ｖ２＝Ｒ０ｃｏｓ　　（θ２−ａ） ビームの少なくとも二つの方位位置を必要とする類似の
過程が、横滑り角として表され得る速度の横方向成分を
求めるべく続けられる。実際には、ディスクリートな点
の走査を行うよりも円錐状掃引のような垂直平面内の角
度及び方位角の連続的な掃引を行うことが多い。

第３図のベクトル図は、真の全速度ベクトルが各点で同
一の大きさ及び方向を有するように速度ベクトル■１及
び■２が互いに十分に近い二つの点で測定されることを
前提としている。このことは静止空気（乱れなし）では
一般に真であるが、突風内では一般に真ではない。もし
空気が航空機の非常に近＜（１０ｍ）で走査されれば、
二つの点又は走査範囲に於ける全速度が同一であるとい
う前提は大抵の実際的な目的に対して成り立つ。

従って、航空機の真の対気速度（速度、迎え角及び横滑
り角）を測定するべく航空機の近くで走査を行うことが
推奨される。次いで突風情報が、航空機から遠い追加的
な距離で走査を行うことにより得られる。

多くの走査パターンが可能であり、いくつかの可能なパ
ターンが第４図〜第７図に示されている。

第４図には、固定された円錐状掃引角度を有する突風検
出システムに可変焦点距離の集束レンズを適応させる結
果として得られる走査パターンが示されている。円錐状
掃引の頂角（ｂ）が固定されている場合には、焦点距離
（ｆｌ、［２、ｆａ）が大きくされるにつれて円３０〜
３２が大きくなり、このことは、航空機からかなりの距
離で空気の乱れの細かい構造を検出することが望まれる
場合には不利である。

第５図には、可変の頂角を有する他の円錐状走査パター
ンが示されている。この特徴は、掃引口３４〜３６の直
径を距離と無関係に一定に保つために用いられ得るし、
又は代替的に航空機からの所与の焦点距離（ｆ、、ｆ２
、ｆａ）に於いて可変直径の多重掃引を行い得る。

第６図には、十字形走査パターンが示されており、この
場合には垂直及び水平面内の独立した掃引が関心のある
各焦点比％１ｌｉ（ｆｌ、ｆ２、ｆａ）に於いて行われ
る。

第７図には、垂直平面内のみでの走査が示されている。

関心のある大抵の突風状況に対しては、航空機と主に幡
揺れ軸線又は対称平面内で応答する。横方向の突風入力
への応答は一般にはるかに少なく、従ってまたあまり重
要でない。

種々の可能な大気条件に対して連続的な垂直走査に対す
る測定された速度成分が第８図ないし第１２図に示され
ている。横方向速度成分が無視され得るほど小さいこと
が仮定されている。もし指示された速度Ｖｉが光学軸線
を基準にして測定されたレーザービーム角度θを横軸に
とって上方を正にしてプロットされるとき、曲線の一般
的形状は、もし空気が静穏であるならば、又は走査が航
空機の近くで行われるならば、第８図に示されているよ
うになる。■ｏはθ＝−ａ（ここでａは光学軸線を基準
とする航空機の迎え角）で生ずる曲線のピークの大きさ
である。■＋の値は式Ｖ（＝Ｖｏｃｏｓ　　（θ＋ａ）
に従って変化する。曲線のピークは、もし光学軸線の迎
え角が正であれば、すなわち飛行経路の上方に照準され
れば、左側に位置する。

もし第８図の曲線がｖ亀と（θ＋ａ）との関係として再
プロットされれば、曲線は第９図に示されているように
プロットの垂直軸線に対して対称になる。これはなおも
、空気が静穏な場合又は空気の乱れは存在するが走査が
航空機の近くで行われる場合を表す。

第１０図には、速度Ｖ９ｕｓｔを有する均等な上方突風
が存在する領域内で航空機の近く及び遠くで走査が行わ
れる場合の二つの垂直走査の結果が示されている。航空
機の近くでの走査１は式Ｖ１＝ＶＯｃｏｓ　　（θ＋ａ
）に従って第９図に示されているものと同一の特性の指
示される速度プロフィルを生じ、航空機の遠くでの走査
２は式％式％） Ｖ９ｕｓｔｓｉｎ（θ＋ａ） に従って、飛行経路の下方のビーム角度に対しては、す
なわち（θ＋ａ）が負の場合には指示される速度を増大
し、飛行経路の上方のビーム角度に対しては、すなわち
（θ＋ａ）が正の場合には指示される速度を減少する速
度プロフィルを生ずる。インクレメンタルな速度は突風
速度と角度（θ＋ａ）のサインとの積に負の符号を付け
た値である。

第１１図には、速度Ｖ９ｕｓｔを有する到来する正面突
風に対する比較結果が示されている。航空機の近くでの
走査１は式 ％式％（） に従って決定され、また航空機の遠くでの走査２は式 ％式％（） に従って決定される。この場合には、指示される速度プ
ロフィルの形状は変更されないが、大きさは一定の百分
率だけ増大される。

任意の均等な突風状況が垂直及び水平突風の組合わせと
して表され得るので、第１０図及び第１１図に関連する
式は二つの突風を導き出すために使用され得る。実際に
は、データは散乱を示し、精密に理想的なプロフィルに
従わない。標準的な曲線フィッティング手法が主突風速
度成分を確立するために使用され得る。そして散乱の大
きさは主突風に重畳される一般的な乱れに相当する。

均等な突風からの逸脱として特に関心のある一つの形式
の逸脱は、付近を通過して飛行した航空機により発生さ
れた後流渦の存在である。通常は対として見出される後
流渦は多数の因子に関係して比較的小さい寸法、核の回
りの高い速度及び数分までの寿命により特徴付けられる
。これらの後流渦は時によっては、強度が大きいので、
回避されるべき過酷な突風を惹起する。また、これらの
後流渦は他の航空機が先に通過した形跡を示し、従って
軍用機の交戦中に重要な情報を与え得る。

第１２図には、走査する航空機の飛行経路の下側と交わ
る渦を表す指示される速度プロフィルが示されている。

先の例のように、走査１は航空機の近くで行われた。走
査２は走査１のプロフィルからの指示される速度の特徴
的な非線形の逸脱により示される渦の存在を検出する。

ビーム焦点距離をさらに調節することにより、渦の核の
位置を知ることが可能である。これは、走査１のプロフ
ィルからの最大の指示される速度偏差を有する走査であ
る。第１２図の走査３は渦の中心を通り、また走査３に
対する指示される速度プロフィルは、速度プロフィルが
走査１のプロフィルと交わる垂直平面内の角度を中心と
する渦の核を中心として渦の核の回りに大きな局部的擾
乱が存在することを示す。

第１３図には、走査ビームの方位を変更し得ることが、
いかにして三次元内の渦の位置を知るのに使用され得る
かが示されている。この図は航空機を平面図で示し、最
初の走査は（紙面に対して垂直な）対称な平面内で垂直
に行われる。いったん渦が検出されると、種々の方位で
垂直な平面内の追加的な走査が三次元空間内の線として
渦の中心の位置を知るために用いられ得る。突風検出シ
ステムの作動の仕方は第１４図にフローダイアグラムの
形態で示されている。一般的な場合についてシステムの
作動の仕方を言葉で説明すれば下記のとおりである。

（ａ）航空機の近（でレーザー対気速度センサにより円
形又は十字形の走査を行う。航空機基準軸線に対して相
対的な速度ベクトルＶ。を、迎え角ａ及び横滑り角Ｂを
含めて計算する。

（ｂ）（オプションにより）標準慣性姿勢装置を参照し
て決定される水平平面に対して垂直な速度成分を計算す
ることにより上昇率を計算する。

（Ｃ）速度、迎え角及び横滑りの測定から、機体の直線
加速度及び角加速度の独立の測定とならんで、近似的な
飛行経路軌跡を計算する。

（ｄ）投射された飛行経路と一致するように走査の中心
を調節する。レーザー対気速度ユニットの焦点距離を大
きくし、また大きくされた距離で所望のパターンで走査
する。

（ｅ）新しい走査の結果を航空機の近くでの最初の走査
と比較し、また新しい距離での突風速度を計算する。

（ｆ）航空機が飛行して入る空気ボリュームに関する一
層完全な情報を得るべ（所望であれば上記の過程ｄ及び
ｅを繰り返す。

（ｇ）導き出された突風データをバイロフト警報ディス
プレイ及びディジタル自動飛行制御システムに伝達し、
そこで航空機動特性に関する記憶された情報が到来する
突風を中和するのに必要とされる航空機制御システムの
変位を決定するのに使用される。

（ｈ）航空機が突風に遭遇すると、擾乱を最小化するべ
（制御変位を入力する。

（ｉ）（オプションにより）もし任意の走査からの指示
される速度プロフィルが他の航空機からの渦の特性を示
せば、核の位置を知るべく異なる焦点距離で追加的な垂
直走査を行い、次いで三次元内で渦を郭定するべく飛行
経路から外れた他のビーム方位角で類似の垂直掃引を行
う。

走査周波数は以上にはまだ言及されていない。

適当な周波数は飛行の速度に関係する。高速の航空機は
、地球のナツプ内を低速で飛行するヘリコプタよりも速
く近くの突風内へ飛行する。通常、機上計算機による計
算時間を許すべく、また制御装置を能動化するべく、少
なくとも１秒の警報が得られることが望まれる。光の速
度でのレーザービームの進行と計算とは非常に速い。走
査機構及び焦点距離変更装置は比較的低い慣性を含んで
いる。最近のサーボアクチュエータでは走査は１／２０
秒又はそれ以内で可能でなければならず、また多重焦点
距離を有する完全なサイクルは１／２秒以内で可能でな
ければならず、また完全な更新は毎秒２回又はそれより
も速く可能でなければならない。

突風検出システム（第１４図参照）により与えられる制
御入力は、高いレート及び低いオーソリティを有する自
動安定性増大システムに都合よく与えられる。典型的に
、このようなシステムのレート又はゲインは固定されて
対気速度により変更され、もしくは適応制御装置により
変更される。

このことは本願の譲受人と同一の譲受人に譲渡された“
安定性増大システム用の自動ゲイン制御”という名称の
米国特許第４．０３２．０８３号明細書に詳細に説明さ
れており、航空機の総重量と重心の偏差とに従ってＳＡ
Ｓのゲインを自動的に変更するための方法が開示されて
いる。

上記の明細書に開示されているようなＳＡＳに於いて本
発明を実施するためには、制御入力は、段階的にＳＡＳ
のゲインを変更するＳＡＳ内のスイッチ５０．５４．５
６を閉じるべく与えられ得る。

本願の譲受人と同一の譲受人に譲渡された“ヘリコプタ
ホバー安定性及び巡航への突風作用の緩和”という名称
の米国特許第４，２１３．５ｇ４号明細書（１９８０年
）には、対気速度に従ってＳＡＳを変更することが開示
されている。

このように、到来する突風の作用を予測し且つ緩和し得
るように、既存のＳＡＳシステムと関連して、ＳＡＳシ
ステムの制御入力を利用する多くの方法がある。

本発明の範囲内にて種々の変更が可能であることは理解
されよう。

【図面の簡単な説明】

第１図は走査ビーム１２を放射する本発明による突風検
出システムの基本要素の概要図である。 第２図は垂直平面内で走査するビームの概要図である。 第３図は垂直平面内で走査するビームのベクトル図であ
る。 第４図はシステムの前方の種々の距離に於いて固定頂角
で円錐状に走査するビームの概要図である。 第５図はシステムの前方の種々の距離に於いて可変頂角
で円錐状に走査するビームの概要図である。 第６図はシステムの前方の種々の距離に於いて十字形走
査パターンで走査するビームの概要図である。 第７図はシステムの前方の種々の距離に於いて垂直平面
内でのみ走査するビームの概要図である。 第８図は静穏な空気中での又はシステムの近くでの連続
的な垂直走査に対する測定された速度成分のグラフ及び
概要図である。 第９図は異なる基準を用いての、第８図の条件に対する
再プロットである。 第１０図は均等な上方突風が存在する領域内での二つの
走査（一方は近くでの走査、他方は遠くでの走査）のグ
ラフ及び概要図である。 第１１図は均等な正面突風が存在する領域内での二つの
走査（一方は近くでの走査、他方は遠くでの走査）のグ
ラフ及び概要図である。 第１２図は渦が存在する領域内での二つの走査（一方は
近くでの走査、他方は遠くでの走査）のグラフ及び概要
図ならびに渦速度プロフィルを示すグラフである。 第１３図は異なる方位で種々の垂直平面内で走査するビ
ームの概要平面図である。 第１４図は一般的な場合について本発明の突風検出シス
テムの作動の仕方を示すフローダイアグラムである。 １０・・・突風検出システム、１１・・・レーザー対気
速度ユニット、１２・・・レーザービーム、１４・・・
発散レンズ、１６・・・走査鏡、２２・・・航空機縦揺
れ軸線、２４・・・航空機片揺れ軸線、２６・・・集束
レンズ、２８・・・光学的軸線、ａ・・・迎え角、ｂ・
・・固定頂角、Ｂ・・・横滑り角、ｒ、−［３・・・焦
点距離、Ｒ・・・合成速度、■ｏ・・・速度ベクトル、
ｖｌ、ｖ２・・・速度の成分 特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 航空機の飛行経路内の空気の乱れを検出する方法に於い
   て、 種々の焦点距離で航空機の前方にビームを投射するべく
   航空機内に可変焦点距離のレーザー対気速度ユニットを
   用意する過程と、 静止空気に対して相対的な航空機の速度（Ｖ＿０）およ
   び迎え角（ａ）を測定するべく少なくとも二つの点で航
   空機の近くでの対気速度を測定する過程と、 航空機のさらに前方の距離で航空機の対気速度を測定す
   る過程と、 航空機の近くで測定された対気速度と航空機のさらに前
   方の距離で測定された対気速度との間の相違に基づいて
   、空気の乱れが航空機のさらに前方の距離に存在すると
   判定する過程とを含んでいることを特徴とする空気の乱
   れの検出方法。