JPS59164296A - 苛酷なウインドシャ条件における離陸又は着陸復行のための航空機誘導装置 - Google Patents
苛酷なウインドシャ条件における離陸又は着陸復行のための航空機誘導装置Info
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- JPS59164296A JPS59164296A JP59029440A JP2944084A JPS59164296A JP S59164296 A JPS59164296 A JP S59164296A JP 59029440 A JP59029440 A JP 59029440A JP 2944084 A JP2944084 A JP 2944084A JP S59164296 A JPS59164296 A JP S59164296A
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- wind shear
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- 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
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
- G05D1/0661—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for take-off
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- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
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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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は航空機フライト制御システム、そして特に苛
酷なウィンドシャ条件に遭遇した航空機の離陸又は着陸
復行中に誘導信号を提供するようなシステムに関するも
のである。
酷なウィンドシャ条件に遭遇した航空機の離陸又は着陸
復行中に誘導信号を提供するようなシステムに関するも
のである。
航空機の離陸において、苛酷なウィンドシャ条件はきわ
めて危険である。そのような条件に出くわした時はまず
自然警告（ａｄｖａｎｃｅ ｗａｒｎ−ｉｎｇ ）を与
えるならば、航空機の縦揺れ又は傾き姿勢（ｐｉｔｃｈ
ａｔｔｉｔｕｄｅ ）を強め、コノ条件による危険度
を減殺することが可能となる。典型的には、ウィンドシ
ャは航空機が地上から約１５〜９２ ｍ （５ト３００
フイート）の高度まで上昇したとき最も危険が大きくな
る。すなわち、航空機はこの１侍点て最も大きい縦揺れ
角を要求されるからである。
めて危険である。そのような条件に出くわした時はまず
自然警告（ａｄｖａｎｃｅ ｗａｒｎ−ｉｎｇ ）を与
えるならば、航空機の縦揺れ又は傾き姿勢（ｐｉｔｃｈ
ａｔｔｉｔｕｄｅ ）を強め、コノ条件による危険度
を減殺することが可能となる。典型的には、ウィンドシ
ャは航空機が地上から約１５〜９２ ｍ （５ト３００
フイート）の高度まで上昇したとき最も危険が大きくな
る。すなわち、航空機はこの１侍点て最も大きい縦揺れ
角を要求されるからである。
本発明者の有する米国特許第４．０７９．９０５号は、
危険なウィンドシャ条件の指示を与えるためのシステム
を開示するものであり、このシステムはパイロットに警
告信号を与えるとともに、スロワにル制御機構を自動制
御して推力を増大させるための信号−を発生するもので
ある。本発明のシステムはこれと同じウィンドシャ警告
信号を用いて離陸又は着陸復行中の航空機の縦揺れ命令
システムを制御し、ウィンドシャ条件において安全な航
空機縦揺れ角を得ようとするものである。この機能は航
空機フライト制御システムの縦揺れ命令制御回路におい
て具体化される。
危険なウィンドシャ条件の指示を与えるためのシステム
を開示するものであり、このシステムはパイロットに警
告信号を与えるとともに、スロワにル制御機構を自動制
御して推力を増大させるための信号−を発生するもので
ある。本発明のシステムはこれと同じウィンドシャ警告
信号を用いて離陸又は着陸復行中の航空機の縦揺れ命令
システムを制御し、ウィンドシャ条件において安全な航
空機縦揺れ角を得ようとするものである。この機能は航
空機フライト制御システムの縦揺れ命令制御回路におい
て具体化される。
したがって、この発明の目的は航空機の離陸及び着陸復
行中に遭遇するウィンドシャ条件による危険を減殺する
ことである。
行中に遭遇するウィンドシャ条件による危険を減殺する
ことである。
この発明の別の目的は航空機の離陸及び着陸復行中、苛
酷なウィンドシャ条件に）情遇した時に航空機自動フラ
イト制御システムを変調制御して安全な縦揺れ姿勢を提
供するための手段を得ることである。
酷なウィンドシャ条件に）情遇した時に航空機自動フラ
イト制御システムを変調制御して安全な縦揺れ姿勢を提
供するための手段を得ることである。
この発明のその他の目的は、添何の図面を参照して行う
以下の詳細な説明から明らかになるであろう。
以下の詳細な説明から明らかになるであろう。
略述すれば、本発明のシステムは航空機が苛酷なケイン
ドシャ条件に遭遇した時に、プログラム設定された航空
機速度信号を第１の値から第２の値に切換えるためのリ
レー型スイッチ装置を提供することである。同時に１航
空機の縦揺れ姿勢について定められた先の限界値は、前
記ウィンドシャを表す信号に応答して取り払われる。
ドシャ条件に遭遇した時に、プログラム設定された航空
機速度信号を第１の値から第２の値に切換えるためのリ
レー型スイッチ装置を提供することである。同時に１航
空機の縦揺れ姿勢について定められた先の限界値は、前
記ウィンドシャを表す信号に応答して取り払われる。
図を参照すると、危険なウィンドシャ条件を示す信号は
ウィンドシャコンピュータ（］］）からＯＲゲート０４
）に供給される。ウィンドシャコンビこ−−タ（１１）
は前記米国特許第４，０７９，９０５号に記載されたと
同様なシステムであり、ＯＲゲート０（１）に供給され
た信号は前記米国特許のシステムにおける警報装置に供
給された危険なウィンドシャ条件を表す信号と同じもの
である。ウィンドシャコンピュータ（１１）の出力はさ
らにリレー（１Ｇ）にも供給され、その接点アーム（＋
６ａ）を閉じるようにこれを駆動するものである。
ウィンドシャコンピュータ（］］）からＯＲゲート０４
）に供給される。ウィンドシャコンビこ−−タ（１１）
は前記米国特許第４，０７９，９０５号に記載されたと
同様なシステムであり、ＯＲゲート０（１）に供給され
た信号は前記米国特許のシステムにおける警報装置に供
給された危険なウィンドシャ条件を表す信号と同じもの
である。ウィンドシャコンピュータ（１１）の出力はさ
らにリレー（１Ｇ）にも供給され、その接点アーム（＋
６ａ）を閉じるようにこれを駆動するものである。
エンジンモニタ（２０）は航空機の−又は二以上のエン
ジンにパワー損失が生ずるような場合に、ＯＲゲート０
→に信号を供給するものである。ＯＲゲート（１４）の
出力はリレー（ロ）に供給さ引する。力）くして、危険
なウィンドシャ条件の場合に＋ｔウィンドシャコンピュ
ータ（］１）からの出力により、またエンジン誤動作の
場合にはエンジン−ｔ−＝ 夕（２０）からの出力によ
り、ＯＲゲート（１旬を介して信号イ」勢されたリレー
に）は、そのアーム（２Ｚａ）を端子（ｚｚｂ）に接触
させるものである。
ジンにパワー損失が生ずるような場合に、ＯＲゲート０
→に信号を供給するものである。ＯＲゲート（１４）の
出力はリレー（ロ）に供給さ引する。力）くして、危険
なウィンドシャ条件の場合に＋ｔウィンドシャコンピュ
ータ（］１）からの出力により、またエンジン誤動作の
場合にはエンジン−ｔ−＝ 夕（２０）からの出力によ
り、ＯＲゲート（１旬を介して信号イ」勢されたリレー
に）は、そのアーム（２Ｚａ）を端子（ｚｚｂ）に接触
させるものである。
第１プログラム設定速度発生器（９０）と、エンジ＞％
ニタ（２０）と、加算器（ト）、そしてこの加算器０椴
への迎え角＠）、加速度及び縦揺れ入力を発生するため
の手段、並びに縦揺れ制限器００及びフライトディレク
タピッチコマシダ０７）は、たとえばニューヨーク、ホ
ワイトブレインズのセーフフライトインスツルメント
コーボレイシ、ヨンから製造販売されティる８ＣＡＴ
（ｓｐｅｅｄ ｃｏｍａｎｄ ｏｆａｔｔｉｔｕｄｅ
ａｎｄ ｔｈｒｕｓｔ ＝姿勢及び推力からなる速度命
令７システムなどのような速度命令自動スロットルシス
テム）の部分をなすものである。
ニタ（２０）と、加算器（ト）、そしてこの加算器０椴
への迎え角＠）、加速度及び縦揺れ入力を発生するため
の手段、並びに縦揺れ制限器００及びフライトディレク
タピッチコマシダ０７）は、たとえばニューヨーク、ホ
ワイトブレインズのセーフフライトインスツルメント
コーボレイシ、ヨンから製造販売されティる８ＣＡＴ
（ｓｐｅｅｄ ｃｏｍａｎｄ ｏｆａｔｔｉｔｕｄｅ
ａｎｄ ｔｈｒｕｓｔ ＝姿勢及び推力からなる速度命
令７システムなどのような速度命令自動スロットルシス
テム）の部分をなすものである。
このシステムは前記セーフフライト インスツルメント
コーポレイションに譲渡された米国特許第２．９４５
．３７５号及び同第３．４８６．７２２号において開示
されている。
コーポレイションに譲渡された米国特許第２．９４５
．３７５号及び同第３．４８６．７２２号において開示
されている。
通常の離陸及び着陸復行条゛件、すなわぢエンジン誤動
作や、危険なウィンドシャ条件が測定されない離陸等に
おいては、スイッチ共点（ＺＺａ）及び（１６ａ）は図
示のとおり“開”位置にある。
作や、危険なウィンドシャ条件が測定されない離陸等に
おいては、スイッチ共点（ＺＺａ）及び（１６ａ）は図
示のとおり“開”位置にある。
加算装置（３■は、この状態では、加速度、縦揺れ角及
び迎え角（α）の入力だけでなく、第１プログラム設定
速度発生器（３０）からスイッチ（ｚｚａ）を介して信
号（Ｖ２ ＋ Ｖｘ ）の供給を受ける。この信号は最
低安全速度（ｖ２）に、１０ノツト 程度の付加安全係
数信号（Ｖｘ）を加えたものである。
び迎え角（α）の入力だけでなく、第１プログラム設定
速度発生器（３０）からスイッチ（ｚｚａ）を介して信
号（Ｖ２ ＋ Ｖｘ ）の供給を受ける。この信号は最
低安全速度（ｖ２）に、１０ノツト 程度の付加安全係
数信号（Ｖｘ）を加えたものである。
典型的なシステムにおいて、信号（Ｖ２＋Ｖｘ）は加算
器（ａ３）により迎え角＠）と、加速度及び縦揺れ信号
を加えられ、航空機の安全な離陸及び着陸緩行のための
縦揺れ角指令を表す出力として縦揺れ制限器０５）に供
給される。このピッチ信号は縦揺れ制限器（３５）によ
り、概ね１５ 程度に制限される。縦揺れ制限器０５
）の出力は加算器０６）に供給され、この加算器は縦揺
れ信号に応じた負極性の（すなわち、縦揺れ制限器の出
力から引くための）信号をも受けいれる。したがって、
所定の縦揺れ限度を越えない限り、正及び負の縦揺れ信
号は互いに相殺される。加算器（ハ）の出力は、航空機
の縦揺れ角を制御するフライトディレクタピッチコマン
ダ０→に供給され、このコマンダ（３７）は航空機の縦
揺れを直接制御するものである。
器（ａ３）により迎え角＠）と、加速度及び縦揺れ信号
を加えられ、航空機の安全な離陸及び着陸緩行のための
縦揺れ角指令を表す出力として縦揺れ制限器０５）に供
給される。このピッチ信号は縦揺れ制限器（３５）によ
り、概ね１５ 程度に制限される。縦揺れ制限器０５
）の出力は加算器０６）に供給され、この加算器は縦揺
れ信号に応じた負極性の（すなわち、縦揺れ制限器の出
力から引くための）信号をも受けいれる。したがって、
所定の縦揺れ限度を越えない限り、正及び負の縦揺れ信
号は互いに相殺される。加算器（ハ）の出力は、航空機
の縦揺れ角を制御するフライトディレクタピッチコマン
ダ０→に供給され、このコマンダ（３７）は航空機の縦
揺れを直接制御するものである。
航空機が危険なウィンドシャ条件に遭遇し、又は一つの
エンジンに故障が生じた場合、リレーＨにはＯＲゲート
（１→を介して信号が供給され、リレー接点アーム（２
ｚ’ａ）を端子（２２ｂ）に接触さそのリレー接点（Ｔ
６ａ）を閉接させる。この時、第２のプログラム設定速
度発生器■の出力（ｖ２）が加算器０秒に供給される。
エンジンに故障が生じた場合、リレーＨにはＯＲゲート
（１→を介して信号が供給され、リレー接点アーム（２
ｚ’ａ）を端子（２２ｂ）に接触さそのリレー接点（Ｔ
６ａ）を閉接させる。この時、第２のプログラム設定速
度発生器■の出力（ｖ２）が加算器０秒に供給される。
この■２は安全のためにプログラム設定された（通常採
用される付加安全係数速度Ｖｘを用いない）最低速度で
ある。
用される付加安全係数速度Ｖｘを用いない）最低速度で
ある。
この信号には、第１のプログラム設定速度の場合と同様
に、迎え角＠）、加速度及び縦揺れ信号が加えられる。
に、迎え角＠）、加速度及び縦揺れ信号が加えられる。
縦揺れ制限器０５）は接点（＋ｓａ）を閉じることによ
り、回路から除去され、その結果典型的には１８°程度
の比較的大きい縦揺れ角が許容される。この縦揺れ制御
信号はフライトディレクタピッチコマンダ０′？）に供
給され、緊会事態を乗り切るに必要な大きい縦揺れ姿勢
を自動的に与えるものである。
り、回路から除去され、その結果典型的には１８°程度
の比較的大きい縦揺れ角が許容される。この縦揺れ制御
信号はフライトディレクタピッチコマンダ０′？）に供
給され、緊会事態を乗り切るに必要な大きい縦揺れ姿勢
を自動的に与えるものである。
・４、図面の簡単な説明
図は本考案の好ましい実施例を略示するブロック線図で
ある。
ある。
０→・・・・・・・・−・・・・・・・・・・・ＯＲゲ
−）（＋６）、 （２２）−””””・ リ
し −０３Ｌ （３６）・・・・・・・・−・−・・
加算器Ｖ２＋ＶＸ・・・・・・・・・・・・・・・第１
プログラム設定速度■２・・・・・・・・・・・・・・
・第２プログラム設定速度４’ｌｒ 許出Ｉｉ 人
セーフ フライト インスッルメントコーボレイ
シミン 代 理 人 新 実 健 部（外１名）
−）（＋６）、 （２２）−””””・ リ
し −０３Ｌ （３６）・・・・・・・・−・−・・
加算器Ｖ２＋ＶＸ・・・・・・・・・・・・・・・第１
プログラム設定速度■２・・・・・・・・・・・・・・
・第２プログラム設定速度４’ｌｒ 許出Ｉｉ 人
セーフ フライト インスッルメントコーボレイ
シミン 代 理 人 新 実 健 部（外１名）
Claims (6)
- （１）離陸又は着陸復行中の航空機の縦揺れ又は傾きを
制御するためのシステムにおいて、あらかじめプログラ
ム設定された第１の最低速度信号に応答しかつ航空機の
迎え角・α、加速度及び縦揺れの測定信号に従ってその
航空機の縦揺れを制御するための手段、及びその航空機
の縦揺れを所定の最大値に制御するための手段を含むと
ともに、前記システムの改良的要素として危険なウィン
ドシャ条件の発生時その航空機の縦揺れ角を自動的に増
大させるための手段を備えており、この傾き角自動増大
手段が、 危険なウィンドシャ条件の存在を表す信号を発生するた
めの手段と、 前記危険なウィンドシャ条件を表す信号に応答して、前
記あらかじめプログラム設定された第１の最低速度信号
をあらかじめブロク゛ラム設定された第２の速度信号に
より自動的に置換するための手段、及び 前記危険なウィンドシャ条件を表す信号に応答して航空
機の縦揺れ限度を除去するための手段からなり、 これによって航空機の縦揺れ姿勢を自動的に強め、航空
機が前記ウィンドシャ条件を安全に乗りこえることがで
きるようにしたことを特徴とする航空機誘導システム。 - （２）前記システムがさらにエンジンの誤動作時に出力
信号を発生するためのエンジンモニタ一手段を含み、前
記出力信号により前記エンジンの誤動作時において前記
第１のプログラム設定速度信号を、前記第２のプログラ
ム設定速度信号により置換するための手段を付勢するよ
うにしたことを特徴とする特許請求の範囲第（１）項記
載のシステム。 - （３）前記第１のプログラム設定速度信号を前記第２の
プログラム設定速度信号により１４換するための手段、
及び前記縦揺れ限度を除去するための手段が危険なウィ
ンドシャ条件の存在を示す前記出力信号によって付勢さ
れるリレーを含むものであることを特徴とする待合ζ１
請求の範囲第（１）項記載のシステム。 - （４）危険なウィンドシャ条件の存在を示す信号を発生
するための手段がウィンドシャコンピュータからなるこ
とを特徴とする特許請求の範囲第（１）項又は第（２）
項に記載のシステム。 - （５）第２のプログラム設定信号が、−基のエンジンの
誤動作発生時において航空機の安全な離陸を保障する最
低のプログラム設定速度■２を表す信号からなることを
特徴とする特許請求の範、門弟（］）項又は第（２）項
記載のシステム。 - （６）第１のプログラム設定速度信号が、１０ノット程
度の速度安全係＠ｖＸを航空機の安全離陸のための第２
のプログラム設定速度■２に加えた所定速度（Ｖ２ ＋
Ｖｘ ）を表す信号からなる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（７） 航空
機の縦揺れ角度が危険なウィンドシャ条件の存在時にお
いて約１８ まで自動的に増大するようにしたことを
特徴とする特許請求の範囲第（１）項記載のシステム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US473594 | 1983-03-09 | ||
| US06/473,594 US4609987A (en) | 1983-03-09 | 1983-03-09 | Aircraft guidance system for take off or go-around during severe wind shear |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59164296A true JPS59164296A (ja) | 1984-09-17 |
| JPH0438639B2 JPH0438639B2 (ja) | 1992-06-25 |
Family
ID=23880209
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59029440A Granted JPS59164296A (ja) | 1983-03-09 | 1984-02-17 | 苛酷なウインドシャ条件における離陸又は着陸復行のための航空機誘導装置 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4609987A (ja) |
| JP (1) | JPS59164296A (ja) |
| BR (1) | BR8400673A (ja) |
| CA (1) | CA1205159A (ja) |
| DE (1) | DE3407677A1 (ja) |
| FR (1) | FR2542276B1 (ja) |
| IL (1) | IL70723A (ja) |
Cited By (1)
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| US8077471B2 (en) | 2006-07-13 | 2011-12-13 | Harting Electronics Gmbh & Co. Kg | Pressure guide for PCB |
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-
1984
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- 1984-02-09 CA CA000447076A patent/CA1205159A/en not_active Expired
- 1984-02-13 FR FR8402142A patent/FR2542276B1/fr not_active Expired
- 1984-02-15 BR BR8400673A patent/BR8400673A/pt unknown
- 1984-02-17 JP JP59029440A patent/JPS59164296A/ja active Granted
- 1984-03-02 DE DE19843407677 patent/DE3407677A1/de not_active Ceased
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| JPH0438639B2 (ja) | 1992-06-25 |
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