JPS59213600A - 航空機用風のシヤ−検出警報装置 - 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】 （１）発明の技術分野 本発明は、一般に航空機の飛行性能計算機システムに関
するものであり、更に詳細に述べれば、さし迫った危険
な風のシャー状態を検出および／あるいは警報し、かつ
ピッチディレクタ４ト ーおよびスロットル装置を介して回避命令を発して運航
乗員が適時に、かつ安全な方法でそのような状態を回避
できるようにする航空機用風のシャー検出麿報装置直に
関するものである。

（２）先行技術についての説３明 風のシャーとは、急速に変化する風速ならびに風向きを
生じる天疾状態のことであり、もちろん、航空機のｊＮ
行性能の点から、離着陸進入中殻も危険なものである。

航空機の運航乗員に１虱のシャー状態のさし迫っている
ことを８４する多くの試みや提案がなされてきた。現在
利用されている方法の一つは、空港付近の点在箇所にお
ける風の状態を地上観測することに基づくものである。

これらの風の判定では不十分なことが大事故を招いたい
くつかの例で判った。他の方法は、対地速度を検出し、
前記対地速度を航空機の対気速度の測定値と比較する搭
載装置を利用するものでおり、何らかの垂直慣性加速感
知手段を含んでもよい。そのような装置の典型的なもの
は、米国特許第４，０　１　２，７　１　３号および一
第４，０７９，９０５号に記載されている。本１幀の発
明者と同一の発明者によって先に開示された先行技術，
、による装置は、航空機が飛行経路に沿って進む際いか
なる瞬間にも航空機に存在しているエネルギーに基づく
ものである。先行技術による搭載装置の欠陥は、水平な
風の変化を判定するのには有効であるかもしれないが、
下向き、および上向きのような垂直の風の変化を適切に
判定するめには不適当である。地上伺近の激しい風の変
化によって引き起こされた事故を分析してみると、風の
上記両成分の激しく変化する組み合わせによって前記の
事故が引き起こされたことを示している。これらの結果
、垂直面での航空機の飛行経路を決定する全加速ベクト
ルの大ききおよび方向が名、速に変化することになる。

’ｉ４’、’　１図では典型的な風のシャー状況が図示
されている。滑走路３に侵入する航空機は、Ｐｌおよび
２２間の直線で定められたグライドスロープ４．に沿っ
て飛行しようとしている。第１図に図示の如く、グライ
ドスロープに沿って下方への突風があった場合、航空機
への初期効果は、グライドスロープ上め点Ｏ１で発生し
、航空機はそこで増大する向かい風に遭遇する。このこ
とによって、地面に対する揚力の増大および減速が起る
。ＡＶＨと表示された加速ベクトルは、慣性垂面加速成
分ａｙ：ｌ−よび慣性水平加速成分ａＨの合成である。

点Ｑ１において、ベクトルＡＶＨに地面に対する航空様
の飛行経路に関して上方および下方に向いている。従っ
て、いがなる顕著な加速ベクトルもないＰｌと今やかな
シ大きな加速ベクトルが存在するＯｌとの間を航空機が
進むにつれ、合成加速ベクトルの大きさが非常に変化す
る。

点Ｏ１における揚力増加によって、航空機の飛行経路５
がグライドスロープ４上を行くようになる。また、航空
機が持っている慣性力を、向から風に突入させることに
よって、航空機が地上に対して減速されつつあるという
事実にも拘わらず、Ｏｌにおける対気速度が増大する。

このような状態での操縦士の正規の対応は、スラストを
減少させ、航空機をピツチダクンして対気連間を減少さ
せ、航空機をその意図するグライド経路４に再び一致さ
せることである。

航空機が突風束の中心を通過する場合、向かい風は追い
風に変化する。追い風によって、対気速度が減少され、
再び航空機の慣性により、前記３Ｆ＝い風および地面に
対する順方向加速とで航空機を進めさせる。対気速度の
減少によって　　　′□今度は点０２で揚力の損失が生
ずる。Ｏｌにおけるスラストの減少、５におけるピッチ
ダウン操縦、０２における順方向加速、および０２にお
ける揚力損失の連合作用によって、前方および下方に向
かうより大きな合成加速ベクトルが０２で生ずる。

操縦士が直ちにスラストを増大させ、航空機の機首をピ
ッチアップしその迎え角を増大させて修正しなかった場
合、航空機は点６で激しく地上に衝突してしまう。上記
に述べた風のシャーの例では、点Ｏ１から０２へ遷移す
る間に総加速ベクトルＡＶＩ（の方向は１８０°程度の
大角度を回転させられることに注目されたい。

（３）　　発明の概要 通常の飛行状態、すなわち、無風状態または風がほぼ安
定状態にある場合、航空機の慣性および気団加速はほぼ
等しいが、風が急速に変化している場合は必ずしも等し
くはならない。よって、航空機の慣性加速の垂直および
水平成分は、支持気団に対する航空機加速の垂直および
水平成分と比較され、所可の値以上の相違はいずれも、
風のシャー状態が存在するという縫綴を発生するのに利
用される。いずれの相違の変化率も、航空機の合成加速
ベクトルの回転速度と共に、向きおよび大きさ双方が監
視され、風のシャー状態の激しさを示す測定性を与える
ようにしている。そのようなパラメータのうちのいずれ
か一つのパラメータの大きさおよび方向が所定の限界を
超えると、優報が変化し、回避行動をとる必要のあるこ
とを操縦士に示す。本発明の装置によって、フライトデ
ィレクターおよび自動スロットル装置を介して飛行命令
がなされ、最犬安全迎え角へピッチアップされ、かつ最
″犬安全パワー設定へとスロットルが増大される。

（４）　　良好な実施例についての説明再び第１図に関
して述べると、第１図に図示した下方への突風１は、通
常激しい宙によって発生され、地面２に向けて下方に移
動する空気の垂直束から構成されるが、前記地面２にお
いて、前記突風は、突風束の中心からあらゆる方向に外
側へと地面によって偏向される。この突風束は滑走路へ
のグライドスロープ進入経路上に中心づけられて図示さ
れているが、その影、冴は、隋ル路の離陸経路における
場合も、′または航”ｊｌ　磯の１１に行方向に犬なる
風の成分がある飛行７１イ路から突風束が横力向に変位
された場合にも同様である。

航空機の合成加速ベクトル、すなわち点Ｏ１および０２
間の緩加速ベクトルＡＶＨに関する非常にＪ１１要な特
性は、航空へか乱気流に入る、および乱気流から出る１
県に、ベクトルの方向が回転することである。よって、
本発明の目的＆−ｊ１、合成加速ベクトルｈｖｒｒの大
ききの変化を検出するばかりでなく、その方向の変化速
度を恢出し、これらの！Ｉ￥１生を用いて、１′４日７
ｃ束貞にＳ警報することである。本発明の別の目的（・
よ、スラストおよびピッチ誘々ｆを行ない、第１図の点
０２におけるような風のシャー仄悪において存在する危
険法、Ｉπを運（ｄ１７、米（鷹が逝け１するよりにす
ることである。

第２図では、第１図で述べたＡ＃Ｈ加速ベクトルの動性
が図示さｈでいる。ＡＹＨベクトル７は、点０−Ｃｒ（
ｉ−マス（質量）と見なされる航空戦の垂直…ｉにおけ
る加速耽である。前記鍛直面を点Ｏから地球の中心部へ
と延びる祿９′ｆｒ：含む而とし、０からＸへの祿で表
わされたものを航空機の縦軸１０とする。水平向１１は
垂直面に直交しており、０で航空機の点マスを有してい
る。

交差部８および１１によって地ｉＭ基準が形成されるが
、前記地面基準から互いに直交する線１２．１５，１４
が構成される。線１２は点０と点■（とを接続シフ、線
１３は、一点Ｏと点Ｖを接続し、かつ線１４は点０と点
りとを接続している。角度θは、基準線１２および航伊
機の縦軸１０間の角度である。角度θを航空機のピッチ
角と定める。

合成ベクトル、すなわち緩加速ベクトル７は、互いに直
交するベクトル成分１５および１６から構成されている
。ａＨで表わされる成分１５ｉｄ基準斥１２に沿う旧作
加速であり、ａＶで表わされる成分１６は基準線１５に
沿う慣性加速であ　　　　　□（る。先に第１図の状態
で生じたような加速ベクトル７の回転速度は角度ρの時
間変化率であるか、前１己角ＩＬ′〔ρ（ｄニベクトル
７および慣性基準、暖１２間の川明である。ふで表わさ
れた７の回転速１浪：は、バク１〜ル１７の大きさとし
て表わされているが、１ＭｆＪ　ｔ’ｉ己ベクトル１７
は、垂直面８に直交し、航空機の点マスＯを通過してい
る。ベクトル７と１７の積を考えることは有用である。

これはＡ、ＶｌＩ　Ｘ　ｐで表わされるベクトル１８で
あるが、前記ベクトル１８は、そのようなベクトル成分
分 ベクトルノ＼Ｖｌ−１七ふの外積は、森直カＵ速の大き
さおよび緩加速ベクトルの回転速度の測定値として１動
くことに注目されたい。このベクトル、清を用いること
によって、［１崗己１（１１定値は、衾の値に１力係ｆ
＋：　＜　、（Ｉｖ直の突風がない場合）　ＡＶＨの小
さな値に対して見かけ」三者近くになり、同様に、ＡＶ
Ｈの値に関係なく、ｌ；加速ベクトルの回転速度がほぼ
苓になると）′ｌ）の小さな埴に対しで〉８．近くにな
ることが１”Ａ　ｓ＋Ｆ−される。このように、ＡＶＩ
（Ｘ釦の顕著に値は加速ベクトルの顕著な大きさと緩加
速ベクトルのｌａ著な回転速ｌ政との双方を必要とし、
その双方が共に危険な風のシャー状態を辰わしている。

従って、ＡｖＩ（もｈもそれ自体では危険な風のシャー
を表わすことができないが、それら双方が同時に元生す
ると危険な風のシャーが存在することを示す。

航空機の縦軸１０は気団に対して運動する。

この運動は、線１２および１６に沿って夫々存在する二
つの直交する速度成分から構成されていると考えること
ができる。真対気速度は、一般Ｋ　ＶＴで表わされ、通
常の対気データ計算機により航空機の飛行経路に沿って
測定される。航空機の飛行経路および基準線１２間の角
度ｄ輸送航空機のような大型航空様に対しては通常小さ
いのでＶＴはベクトル１９と一致すると見なすことは十
分正確であり、本発明の目的に合致する。１）で表わさ
れた垂直速ｒｙも通常の対気デルタ計算機によって計算
され、航空機の周囲に存在する大気静圧の変化速度から
得られる。

航空機が風のシャー状態を受けてない場合、ＶＴで表わ
される真対気速度１９０時ＩＢ】変化率は水平・ト１１
件加、φに成分１５にｅｌは等しい。同様に１゛ｈ°で
表わでれる垂直遠吠２０の時間変化率は、垂直悄性加岨
成分１６にｅｌは等しい。しかしながら、これり二つの
関係、すなわち、”Ｔ””４丸・よび“ｈ°＝ａｖは第
１図で説明したように、風のシャー状態にある聞乱芒れ
、乱れの大きさによって風のシャーの強さが示される。

先に述べたように、風のシャー杭周（は、また、加速ベ
クトル７の回転ρも生ずるが、そのような回転速１丸も
風のシャーの赦しさの強さを示している。本発明の装ｊ
６１゛によって、航空手慢を取り巻くいずれの風の７ヤ
ーの太きへよ、・よび方向も検出する規阜として前記関
係のｙｌれが測５≧坏凡、〃１つ利用さ）１．る。これ
ｂ１７′）乱れは、下記の如く、式Ａから式１りに一要
約で、れて光わされ２）。

Ａ、　＝　ｈ　−ａｙ　　　　　　　　　　　　（１）
Ｊ３　　＝　　Ｖ＝Ｊ・−ａＨ（ニジ）］）　＝　心（
Ｖｑ・−ａｎ　）　　　　　　　　（４）Ｅ　＝　ＡＶ
Ｈｌ’　　　　　　　　　　　　　（５）利用可能な搭
載感知器を利用するため、下記の式（２）のように式（
５）をａｙおよびＡＨ項で表わすと便利である。第２図
に関し、その導出は下記の通シである。

２ ＡＶＨ＝ａｖ＋ａＨ（６） 式（９）を解き、式（８）をそこに代入すると、次に式
（６）を弐αυに代入して単純化すると、乏 上記式（６）の導出によって、航空機に作用し、かつ機
体にストラップされた水平および垂直加速度計から得ら
れる、線形加速度の直接測定呟から、ｉ’ｉＬれパラメ
ータＡＶＨρの測定値が得られるが、前記水平および垂
直加速度計は式（１）から式（４）に用いられたのと同
様のものである。

総加速ベクトルＡＶＨのａｙおよびａＨ酸成分決定する
のに使用される加速度計の構成についての良好な実施例
が第３図に図示しである。説明をより明確化するため、
第３図では、航空機のバンク角が零の場合、′すなわち
、低い高度での通常の進入および離陸姿勢である機翼レ
ベル飛行という特別の場合が図示されている。しかしな
がら、ａｖおよびａＨに対して得られた関係は、周知の
原理によってバンク角の効果を有している。航空機のバ
ンク角は、この説明では０で表わされる。

加速度計は、その感知軸を航空機のＺ、軸２１と一致さ
せて取沙付けられた従来のカバランス線形加速度計３６
、および航空機のＸ−２面に取シ付けられたトロイダル
状液面、すなわち、）１速感知器２２とから構成されて
いるが１、前記加速感知器２２は、液面２３が航空機の
縦のＸ軸１０と平行になると電気的零を有する。トロイ
ド加速度計は、本出願人による米国特許第４．０２８，
８１５号、第５．８２４４８６号、第５，６０４，２７
５号、および第３，１７１，２１３号で開示された型式
のものであってもよい。

第２図に図示した状態の下では、航空機のＸ軸１０は垂
直線９に垂直な水平面１１に関して姿勢θを有するが（
第２図も参照）、前記垂直線９は、トロイドの中心Ｏと
地球の中心とを接続している。角度Ｏは、やはり航空機
に搭載された垂直ジャイロによって通常の態様で測定さ
れる。

Ｚ基準線２１はＸ基準線１０に直交しており、双方の線
は機体の垂直軸および縦軸夫々に固定されている。垂直
加速度計５６にはその感知軸が航空器のＺ軸２１と平行
に取り付けられておシ、航空機のＸ−２面の２軸に沿う
見かけ上の加速＋７’＋４成分に応答する。図でａＺと
表わされた見かけＬの加速度成分２４は°ｉで表わされ
たＡ垂面加速成分２５と２２で表わされた航空イ饋轡の
縦の而Ｘ−Ｚに存在する地球重力ベクトルの成分２６と
の合計である。

地球重力ベクトル？１ｌ−１：、もちろん、垂直基準線
９と常に一致する。前記地球重力ベクトルは、航空機の
Ｘ、ＹおよびＺ軸に投影される直交成分に分解される。

判りやすくするため、第３図では横軸、すなわちＺ軸が
図示されていないが、トロイドの中心Ｏから直角ＶＣ第
３図の面に延びるｈがと考えられる。地球重力ベクトル
の成分は、周知のものであり、バンク角、または非しベ
、−ル飛行の効果を有する。下記の一般的関係式によっ
て表わすことができる。

？　ｘ　＝＝　ｌｉ’　ｓｉｎθ　　　　　　　　　　
　０４Ｓ’　ｙ−ｔ　ＣＯ３θｓｉｎφ　　　　　　　
　　（１４）？　７．　＝　ｆｆ　ＣＯ５θＣＯ３φ　
　　　　　　　　頭但し、０およびＯは夫々航空機のピ
ッチ角およびロール角であシ、通常の幅様で航空様の垂
直ジャイロによって測定される。

航空機の縦の面にある見かけ上の加速ベクトル２７はＡ
ＸＺと現わされている。バンク角Ｏが零の場合、前記の
見かけ上のベクトル２７は、ＡＶＨと表わされた合成加
速ベクトル７とＸ２面に存在する’ｘｚと表わされた重
力ベクトル２８とのベクトル合計となる。航空機のＺ軸
およびＺ軸におけるベクトル２７の成分は、ａ、ｔおよ
びａＸと夫々表わされた２４および２９のベクトルであ
る。関係式〇〇および０υを利用すると、これらのベク
トルの値は以下の如く表わされる。

ａＸ＝　？Ｘ−）−ｘ　＝　？　ｓｉｎθ十ｘ　　　　
　　　　　（＋４３ａｚ　＝　ｒｚ　＋　ｚ　＝　ｆ　
ｃｏｓθｃｏｓφ＋ｚ　　　　　　（＋７）但し、重力
成分２ｚおよび２Ｘハベクトル２６および３１であり、
父およびｉは航空機のＺ軸およびＺ軸夫々に沿う合成加
速ベクトル７の成分であるベクトル６０および２５であ
る。

′ｉ 図中の角度λは、航空機の加速ベクトル２７および２軸
２４間の角度である。トロイド加速度計２２の液面２３
は常に見かけ上の加速ベクトル２７に垂直なので、前記
角度λは、航空ｊ幾のＸ１１ｉ１１１０および前記液面
２３間の角ＵＫ寺しい。よって、１１■記液面２３が航
空機のＸ軸１０と平行となるとトロイド加速！Ｗ計２２
は電気的苓を有するよう航空機内で位置決めされるので
、前記トロイド加速度計２２０′峨気的出力は角度λに
比例する。角度λは見かけ上の加速ベクトル２７の成分
に下記の如く関係している。

帥λ：へ　　　　　　　　　　　　［相］ｚ ＜ｔｒｉから０８）の関係式を利用して、ａｙで表わさ
れた慣性垂直加速成分３２、およびａＨで表わされたｉ
ｌ′（性水平加速成分３５は、一般式（完全をきすため
バンク角の効果も含む）で下記の如く表わすことができ
る。

ａ　）ｒ　＝　Ｚ　ＣＯ３ＯＣＯ３φ十ＹｃｏｓθＳｉ
ｎφ十）（ｓｉｎｌｌＪ　　　　Ｑ呻”Ｉ（＝　Ｘｃａ
ｓθ−Ｚｓ１ｎθｃｏｓφ　　　　　　　　（イ）世し Ｚ＝ａ２−ｆｃｏｓθｃｏｓφ　　　　　　ｃ２ｒ＋Ｙ
　＝ａｙ　　ｆｆ　ＣＯＳθｓｉｎφ　　　　　　　　
（２）Ｘ−ａｘ　ｆｌ　ｓｉｎφ　　　　　　　　曽し
かしながら、釣合いのとれた旋回では、下記の如く仮定
することができる。

ａ、＝０　　　　　　　　　　　　　　　　（至）Ｙ＝
−ｆｃｏｓθｓｉｎφ　　　　　　　　四よって、ａＯ
および（イ）の関係式は下記の如く表わすことができる
。

ａｙ＝ａｚ（ｃｏｓθｃｏｓφ十ｆａｎλｓｉｎθ）　
−４ｅＡａＨ＝　ａ　ｚ　（ｔａｎλｃｏｓθ−５ｉｎ
θＣＯ３φ）−（イ）りｓｉｎθ（二Ｏ８θｓｉｎφ （ホ）および勾の関係式は、通常の加速度計３６（ａｚ
）、トロイダル状液面２２（λ）、および垂直ジャイロ
３４（θ、０）からの直接測定値を含んでいる。

さて第４図では、風のシャーの検出、南・報および修正
装置についての良好な実施例のブロック図が示しである
。この装置は、航空様性能管理システム（ＰＭＳ）に欠
くことのできない部分であり、望ましくは前記Ｉ）ＭＳ
の分離テジタル計算機のサブルーチンを構成することも
できる。

信号出力５７．’５Ｂ、　３９．４０を夫々南する垂直
ジヤイロ３４、ｌ□ロイダル状〃ｌ速度剖６５、および
ｊＪｒ−直加速歴ｉ−ｉ　３６は、先に定められた式２
６および２７に従ってａｙおよびａＨ出カ悟号４２゜４
３を発生するよう加速度成分計算機４１によって処（１
］！される。式２６および２７を解く前記成分子ｉｌ・
ｒｔ機、すなわちテータ処理装置４１は、全〈従来通り
のものであり、周知のデジタル計算機成分変換サブルー
チンを使用するこの技術の当業者々ら容易に実行できる
ものである。前記成分Ｂ１算機４１の出力４２および４
３は、地表１！１６標に対する、すなわち、ｉｉｈ面に
対する航空機の垂直、および水平加速である。

ｘＹｊ気デー、タ計＆’４−槻４７のＶｌ・と表わされ
ノこ貢対気速度出力４５ならびに右と表わされた垂直速
度出力４６、およびフラップ位置感知器４９のフラップ
位置出力４　Ｂ　（ａ、Ｌと表わされている）と関連し
て出力４２および４６（は風のシャー計算機兼検出器４
４によって処理され、先に定められた乱れの関係式（１
）から（５）を得る。風のシャー計算機、検出器兼夕１
５トは号発生器４４の詳細については、以下第６図およ
び第７図で説明する。そこで説明するように、前記乱れ
の関係式は２レベル警報信号を発生する態様で結合され
ている。第１のレベルは、穏やかな風のシャー状態を表
わし、風のシャー報知器５２上の警報ライトを点燈する
定常警報信号５Ｇを発生する。

第２のレベルは、激しい風のシャー状態を表わし、警報
信号５１による警報ライトの点滅を行なう。望ましくは
、対応する可聴警報が備えられていてもよい。

操縦士は、自分の判断で警報を確認し、パームスイッチ
５４を作動するが、殆んどの大型航空機では、前記パー
ムスイッチ５４は、スロットル制御レバー上にあって、
通常、進入復行操縦を開始するのに使用される。パーム
スイッチ５４によって、接点５６および５７を有するリ
レー５５がラッチされる。接点５６の機能は、自動スロ
ットル装置５８を切り換えて第１図に　　　”示した正
規の進入スラスト命令６０の代わりに最大スラスト命令
５９で作動するこ゛とである。

接点５７の機能は、ピッチフライトディレクター６１を
切り換えて第１図に示した正規の進入ディレクター信号
６６の代わりに迎え角ディレクター信号６２で作動する
ことである。従って、本発明によ−れば、航空機が風の
シャー状態に入る際操縦士に好報が与えられるばかシで
なく、操縦士が危険な状態を避け、速やかにかつ安全に
航空機を操縦できるようにする誘導情報も提供される。

パームスイッチ５４を作動すると、後程更に詳しく説明
するアルファ関数計算機によって、操縦士にその最犬安
全迎え角へ航空機をピンチさせる命令信号が与えられる
。通常、この迎え角は、おおよそ、スティックシェーカ
ー迎え角の角度、すなわち、失速迎え角のすぐ下になる
。アルファ関数計算機によって高低速指示器６８に迎え
角変位信号も発生され、スティックシェーカー迎え角に
対して実際の航空機の状態を示すアナログ表示装置が提
供される。

航空機はその最大揚力構成へと命令され、第１図で説明
した風のシャー問題を避けるのが判る。重要なことは、
フライトディレクター命令および自動スロットル命令が
自動的に与えられると操縦士は、先に述べたように、正
規の感覚ではなく異常な行動に追従するよう誘導されて
しまうということに注意したい。

アルファ関数計算機６４は、局流アルファ羽根６６から
の信号６５およびフラップ位置感知器出力４８とを処理
し、真迎え色値を生ずるのに使用される。迎え角信号６
７は、第５Ａ図および第５Ｂ図に図−示した如く、高低
速指示器６８に送られる。アルファ関数発生器が第９図
にブロック図型式で図示されている。図示の如く、前記
アルファ関数発生器は、航空機の迎え角αＶに比例する
線６５上の信号に応答するが、前記迎え角αＶは、従来
の羽根感知器６６によって通常与えられる。また、フラ
ップδＦＬの位置に比例する線４８上の信号にも応答す
る。

迎え角１関数計算機６４の詳細が第７図に図示しである
。基本的には、前記計算機６４によって、航空機の実際
の迎え角と第５Ｂ図に図示の如く航空機の特定の動作モ
ードに対する中心基準迎え角との１１１４のエラーに比
例する信号がフライトディレクター用迎え角命令として
使用するピーク迎え角基準と共に梶生される。線６５上
の迎え角羽根信号は、適当な利得装置２０を通って坑壁
６”ｌ’、の真迎え角すなわちアルファに比例する信号
を線２０１上に力える。線４８上のフラッグ角信号は、
飛行モードにより基準迎え角袷号於に力えられる。これ
らの基準迎え角仏号ケよ、フラップ位置、それに航空機
がフルエンジン’１．’ＯＧＡ、　（ｉｊｌ陸／着陸後
行）モードにあるか、エンジン不足ＴＯＧＡモードにあ
るか、また（弓、進入モードにあるかとの関部（であり
、かつこれらの基準アルファ信号は高低速指示器６８の
中心づけられた位置に対応するということを上記第５Ｂ
図の説１す］で想起されたい。鑓、散信号、Ｔ　Ｏ（＋
Ａエンジン不足、ＴＯ（ｌＡフルエンジンおよび通人は
、通常、モード開始スイッチから与えられるが、前記モ
ード開始スイッチは、次いで、第５Ｂ図に図示された曲
線に従い線２１６上に基準■ル７ア電圧を供給する。こ
れらの基準電圧は、高低速指示器６８の中心位置を表わ
しているので、α。ｌうＮＴと同一とみなされる。緋２
１６のアルファ基準信号は、加算器２１７で線２０１上
の実際のアルファ信号と比較され、線２５０にアルファ
エラー信号Δαを与える。この係列は、線６７を介して
高低速指示器６８に力えられる信号である。

線２３０上のアルファエラー信号は、フライトディレク
ター動作に対して条件づけられた後フライトディレクタ
ーピッチ命令キューにも力えられる。この条件とは、単
に、速度検出器２１０からの減衰項の付加、およびリミ
ッタ２２２による通常の制限とを意味する。最終フライ
トディレクターアルファ命令悄号が線６２に印加される
が、前記線６２によって通常のフライトディレクター虹
視キューが付勢される。

第５Ａ図に図示した高低速指示器６８はキュー６９を備
えているが、前記キュー６９は）゛と印された一ヒ部目
盛７０、中央目盛７１およびＳと印された下部目盛７２
とを有する固定目盛板に対して垂直に＄動する３、第４
図の迎え角信号６７の特性によって、移動キュー６９は
、航空様の九機体迎え角が零度の場合、Ｆの目盛７０に
対して位置決めされるようになっている。前記キューは
、真（表体迎え角がスティックシェーカー閾イ直に対応
する１直になると、Ｓの目盛７２に位置決めされる２、
上記の如く、前記スティック・シェーカー（１、航空機
が遼遠状態に近づいているという警報を渾航乗眞に与え
るよう設計されている。

移動キュー６９が中央の目盛７１に接している」場合、
第５Ｂ図のグラフ図の７４．７５．７６で表わされた三
つの別個の状態に対する迎え角を示しているが、前記グ
ラフ図は、フラップ位置関数としての基準機体迎え色値
な表わしている。

それら（は、スティックシェーカー基準７２、零迎え角
基準７０、および、三つの中心状態、すなわちフルエン
ジン離陸／着陸復行（ＴＯ（）Ａ）７５、エンジン不足
ＴＯＧＡ　ｙ　４ならびに正規の進入状態７６とである
。運航乗員は、迎え角表示装置が正規の状態の下に中心
づけられている時存在する対気速度を比較できるので、
中心値７４、７５．７６は、信号の有効性についての重
要なりロスチェックの働きをする。

舘６図ｒ」、第４図の風のシャーの計算様兼検出器４４
についての良好な実施例である。風のシャー計力機への
感知入力信号は、第４図、および第６図に重複して図示
されている４２，４３゜４５．４６である。フィルタ６
９．７０．７１．−７２は感知信号４２．４３．４５．
４．６をフィルタし、加速度計および対気データ信号の
一般的特性である擬似清音を減少する。フィルタ６９・
７０゜７１．７２の時定数は、信号間に適当な動的間係
を維持するため全て一致しているのがｍ１しい。

フィルタされたａｙおよびａＨｌｌｆｆｌ号４２および
４６は、加速度信号の特性でもあるいずれの定常スタン
ドオフ信号も除去するため捩り下げ装装置７３および７
４に送られる。捩シ下げ装置７３および７４の時定数は
、ａｙおよびａＨ信号間に適当な動的関係を維持するた
めにやはシ一致する方がよい。捩り下げられ、フィルタ
されたａｙおよびａ）１１６号はデータ処理装置７５に
よって処理され、上記の数学的関係＠に対する解答を表
わす出力信号７６を発生するが、上記数学的関係とは、
第２図のベクトル１８であり、ＡＶＨおよびρのベクト
ル積である。データ処理装置７５のブロック図が８す８
図に図示しである。

データ処理装置によって従来通り式（６）の計算プロセ
スが実現されるが、その詳細な説明は不用であることを
理解されたい。

航空機フラップの正規の上げ下げによってかなり大きな
加速ベクトルが生じるので、警報信号の不必要な変化を
避けるため前記加速ベクトルを修正しなければならない
。これは耐４８上の信号に応答する可変利得ブロック７
７によって達成されるが、前記ｗ４８上の信号は第４図
のフラップ位ｉｉ￥感知器４９の動きに比例する。

これは速度検出器７８および絶対値検出器７９を介して
処理テれ、グラフ８０に図示された可変利得特性を生ず
る。グラフ８０では、フラップの動きによって信号７６
の利倚減少が生じるが、前記減少は時間と共に次第に回
復するのが示されている。フラッグ移動とほぼ完全な信
号回復との間の典型的な周期は６０秒程度である。

可変利得ブロック７７の出力は、レベル検知器Ｅに入る
前により円滑なフィルタ８１によってフィルタされるが
、前記フィルタ８１の出力が所定の負の値を越えると高
論理出力が前記レベル検出器Ｅの端子８３で発生される
。端子８３゜８４の論理信号は、上記乱れの関係式（５
）によって表わされる。

フィルタされた垂直速度信号４６ｔｄ、捩シ下げ装置８
９および速度検出器８５によって処理さ３ｈと表わされ
九対気データから得られる加速度信号８６を発生ずるが
、前記対気データから得られる加速度信号は気団に対す
る航空機の・垂直〃日速度である。これはフィルタされ
た慣性　　　１加４（ａｖ）信号８７と加算装Ｔｉ１８
８で比較され、次いで９０でフィルタされる。フィルタ
９０からの出力は、９１のレベル検出器Ａに入力される
が、前記フィルタ９０の出力が所定の正または負の値を
越えると、前記レベル検出器Ａの端子９２で高論理出力
が発生させる。前記端子９２の論理信号は、上記乱れの
関係式（２）によって表わされる。

フィルタされた真対気連関信号は、捩り下げ装置７ｊ：
９７および速度検出器９３によって処理され、’ｖ、１
．と表わされた対気データから得られる加速度信号９４
を発生ずるが、前記対気データから得られた加速度信号
は気団に対する航空機の順方向加速度である。これは加
算装置９６でフィルタされた慣性加速（ａＩ（＞信号９
５と比較され、次いで９８でフィルタされる。前記フィ
ルタ９８からの出力は、９９０レベル検出器Ｂに入力さ
れるが、フィルタ９８の出力が所定の正または負の値を
越えると前記レベル検出器Ｂの端子１００に高論理出力
が与えられる。端子１００の論理信号は、上記乱れ関係
式（２）で表わされている。

信号１０１は、処理された信号’ｈ−ａｙを表わしてい
る。この信号は、１０４のレベル検出器Ｃに入力される
のに先立ち、速度検出器１０２およびフィルタ１０６に
よって更に処理されるが、前記レベル検出器Ｃの端子１
０５および１０６で高論理出力を発生する。上記関係式
（３）によシ、端子１０５は負の乱れを表わし、端子１
０６は正の乱れを表わすが、双方とも所定の閾値よりも
犬である。

信号１０７は処理された信号ＶＴ　　ａＨを表わす。

この信号は、１１０のレベル検出器りに入力される前に
速度検出器１０８およびフィルタ１０９によって更に処
理されるが、前記レベル検出器りの端子１１１および１
１２で高論理出力を発生する上記関係式（４）により、
端子１１１は負の乱れを表わし、端子１１２は正の乱れ
を表わすが、双方共所定の閾値よシ犬である。

２レベルの警報が備えられておシ、一つの警報は穏やか
な風のシャー状態を表わし、もう一つの警報は、激しい
風のシャー状態を表わす。

第９図で１ｒｉ、既述の如く、風のシャーを表わす論理
レベルが第６図の端子８３．８４．１１１゜１１２、１
０５．１０６．１００および９２に印加ぜれる。

１０Ｑ（１）ｙＩ′Ｍ、−Ｊ′−Ｂおよび９２の端子Ａ
からの論理レベルは夫々祿１１９および１２０を介して
５ン常の論理「オ゛ア」ゲート１２３に与えられる。従
って、「オア」ゲート１２３の出力は、＝　１１９およ
び１２０のいずれか、またはいずれもが高論理信号を有
する場合、高論理信号となる。ゲート１２３の出力は、
カウンタ１２４に印加される。カウンタ１２４ば、ゲー
ト１２６の出力が所定の時間、例えば２秒間高論理レベ
ルの−ままであると高４．龍埋レベル信号を出力する。

それ以外では、カウンタ１２４の出力は低論理信号に維
持される。

カウンタ１２４の出力は接合点１２５に印加されるが、
前記接合点１２５からの一本の線はタイマー１２６に接
続している。タイマー１２６は、所定の時間量、例えば
２０秒間高論理信号を出力する。カウンタ１２４の出力
が例え−瞬でも高論理レベルになると、タイマー１２６
の出力が線１２８に印加され、通常の論理「アンド」ゲ
ート１３１゜１！１２．１１３および１３４に対して一
人力として印加される。

端子８３からの論理信号は蔵１１３に印加され、論理「
アンド」ゲート１６１への一人力として印加される。線
１３５に印加されたゲート１３１の出力は、線１１６お
よび１２８の論理レベルが高論理レベル信号である場合
、その場合に限り、高論理レベル信号になりうる。

端子１１１および１０５に印加された論理信号レベルは
、通常の論理「オア」ゲート１２１に印加される。従っ
て、線１６０のゲート１２１の出力は、練１１５および
１１７のいずれか、またはいずれもが高論理４１号を有
する場合、高論理信号となる。

線１３０の論理信号レベルは、通常の論理「アンド」ゲ
ート１３２に印加される。従って、線１５６に印加され
るゲート１３２の出力は、線１５０Ｊｙよび１２８の論
理レベルが高論理レベル信号である　　　　″場合、そ
の場合に限シ、高論理レベル信号となりうる。

上記の、線１３５および線１６６に印加された論理レベ
ルは、通常の論理「万ア」ゲート１３７に印加きれる。

ゲート１６７の出力は線１４１（Ｃ印加され、次いでタ
イマー１４３に印加される。タイマー１４６は、高論理
レベル１８号が例え−瞬でも線１４１に印加壊れると、
所定の時間、例えば１０秒間、高レベルの論理信号全出
力する。所５ぜの時間が経過する際、ｋｆ＋　ｒｆｔｔ
ｆｆ　′Ｊ４ＪＡレベル信号が線１４１に残りていると
、タイ−７−によって、所定１１を１１１１高ｉ：ｌ！
ｆｆ　＃ｌｉレベル情号がｐｆび出力される。その他の
場合、タイマー１４３の出力は低論理レベル１、百−号
となる。タイマー１４３の出力は、接合京１４４に印、
＋ｌ［」淑れ、１史に１，１゛虱のシャー報知器５２に
接続する線５１に印加これる。線５１の尚論理レベル信
号によって、点滅する風のシャー報知が行なわれる。

端子８４の論理レベル信号は線１１４に印加さノシ、次
いで、通′帛の論理「アンド」ゲヘト１６３へ一人力と
して印加される。ゲート１６３の出力は線１６８に印加
され、線１１４および１２８の論理レベル信号が高論理
レベル信号の場合、その場合に限シ、高論理レベル信号
となる。

端子１１２および１０６からの論理レベル信号は夫々ｆ
ｆ１ｊ１１６および１１８に印加され、次いで、通常の
論理「オア」ゲート１２２に入力として印加される。前
記ゲート１２２の出力は線１２９に印加される。線１２
９の論理レベル信号は、線１１６および１１８のいずれ
か、またはいずれもが高論理レベル信号の場合、高論理
レベル信号となる。

線１２９の論理レベル信号は通常の論理「アンドＪゲー
ト１６４へ一人力として印加される。線１３９に印加さ
れたゲート１６４の出力は、線１２９および１２８の論
理レベル信号が高論理レベル信号の場合、その場合に限
り、高論理レベル信号となる。

通常の論理「オア」ゲート１４０は、線１６８゜１３９
および１２７の信号を入力として受ける。ゲ−）１４０
の出力は、前記線の入力のいずれか一つ、またはいずれ
の組み合わせもが高論理レベル信号の場合、高論理レベ
ル信号となる。

ゲート１４０の出力はデρ１４８に印加ざノし、次ｌ／
）１”、タイマー１４９に印ＩＪＩきれる。タイマー１
４９は、七１１［２のタイマー１４３と翅似の態様で作
動す２）。祿５０のタイマー１４９からの高論理レベル
（ｉ？号出力によって定常風のシャー報知が行なわれる
。

接合点１４４および線１４５に印加された論理レベルは
、タイマー１４９に印加審れ、線１４８の、４１１ｉｌ
埋レベル情号値、またけタイマー１４９の経過１偵１川
扇”に拘わりなく、１會、６品」Ｊｒレベルイｄ号によ
って、線５０に瞬ＩＦｉＪ的低論理レベル信号が発（ｉ
−ｉされるようにしている。この作用によって、激しい
風のシャーおよび穏やかな風のシャー双方が同時に発生
しても、点滅する風のシャー報知が定常風の／ヤー報知
に優先するようになる。

風のシャー検知論理信号によって下記％徴がめげられる （Ａ）所定の時間量に対して、検出器Ａへの人力丑たは
検出器Ｂへの入力が正または負の所定の変化レベル以上
になると穏やかな風のシャー警報が発せられる。穏やか
な風のシャー警報は、検出器Ａへの入力および検出器Ｂ
への入力が双方共前記変化レベル以下に下降するまでオ
ンのま捷である。

（Ｂ）検出器Ｃ１１〕およびＥは、ある時間間隔の開作
動するように分路されているが、前記時間間隔とは、穏
やかな風のシャー警報が作動さ１１てから検出器Ａおよ
びＢへの入力が所定の変化レベル以下になった後、所定
の時間量を終えるまでを言う。

（Ｃ）分路されると、検出器Ｃ，ＤおよびＥの正極性変
化によって、穏やかな風のシャー警報報知器も作動され
る。

（Ｄ）分路されると、検出器Ｃ，ＤおよびＥの負の変化
によって、激しい風のシャー悴報報知器も作動される。

本発明はその良好な実施例において説明されてきたが、
使用された用語は説）のための用語であって何ら制限す
るものではなく、その広い観点において本発明の真の範
囲および精神から逸脱することなく添付の特許請求の範
囲内で変更がなされうろことと理解されたい。

４開年な図面についての説明 ・第１図は、滑走路へ進入中下方の風のシャー状態に遭
遇する航空機の基本的な問題（既に説明てれている）を
図示したものであり、第２図は、垂直面における加速ベ
クトルの特性および気団での航空機の運動とそれとの関
係を図示しだものであシ、第３図は、航空機の縦軸に取
り付け、ら１１．だ液面トロイダル状感知器の構成に関
する垂直および縦の加速効果を示す図であり、第４甲は
、風のシャー検出縫綴装置の良好な実施例を図示したブ
ロック図であり、第５Ａ図および第５Ｂ図は、第３図に
図示された風のシャーを検出ならびに警報する構成で使
用される迎え角表示の良好な実施例を図示したものであ
シ、第６図は、第４図の風のシャー計算機兼検出器の評
叩出力発生装置の良好な実施例を図示しだものであり、
第７図は、第４図のアルファ関数計譜４・礪のブロック
図であり、第８図は第６図のデータ処理装置のブロック
図であり、第９図は第４図の２レベル揄報報知２ま制御
に使用されるスイッチング論理回路図である。

図中、３４は垂直ジャイロ、３５はトロイダル伏加速度
計、３６は垂直加速度計、４１は加速度成分計算機、４
４は風のシャー割算機兼検出器、４７は対気データ計算
機、４９はフラップ位置感知器、５２げ風のシャー報知
器、５３は８縦士、５４けパームスイッチ、５５れＪ］
リレー、５８ｉｊ：自１Ｊｆｌ＞スロットルフライトデ
ィレクター、６４はアルファ関数計／ｆｆ．株、６６は
局流アルファ羽根、６８は高低速指示器、”６　９はキ
ュー、６９・７０・７１・７２・８１・？０・９８・１
０６および１０９はフィルタ、７３・７４゛・８９およ
び９７は捩り下げ装置、７５はデータ処理装置、７７は
可変利得装置、７８・８５・９３・１０２および１０８
は速度検出器、７９は絶対値検出器、８０は可変利得％
件を表わすグラフ、８２・９１・９９・１０４および１
１０はレベル検出器、８３は前記レベル検出器８２の端
子、８８は加算装置、１２１はオアゲート、１２４はカ
ウンタ、１２５は接合点、１２６・１４３・１４９はタ
イマー、１６１はアンドゲート、を夫々示す。

％　許出１ｉＸ　人　　スベリ−コーポレイション代理
人飯田伸行□ぐ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）航空機用風のシャー検出警報装置であって、前記
   装置は航空機の慣性垂直および水平加速度のベクトル値
   の大きさに比例する信号を発生する手段と、前記加速度
   信号に応答して前記航空機の合成慣性加速度のベクトル
   値の大きさと回転速度との積に比例する信号を発生する
   手段と、および所定の値を越える前記積信号の値に応答
   する風のシャーレ報手段とを備えていることを特徴とす
   る航空機用風のシャー検出警報装置。 （２、特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   風のシャー警報手段は穏やかな風のシャー状態を警報す
   る手段と、激しい風のシャー状態を警報する手段と、一
   方の向きの前記積（ｍ号の値を慣用して前記の穏やかな
   風のシャー状態警報手段を作動し、かつ反対のもう一方
   の向きの前記積信号の値を検出して前記の激しい風の７
   ヤ一状態警報手段を作動する風のシャー検出手段とを備
   えていることを特徴とする航空機用風のシャー検出警報
   装置。 （３）特許請求の範囲第１項記載の前記装置は、航空機
   支持気団に対する前記航空機の垂直および水平加速度に
   比例する信号を発生する対気データ計算手段と、前記慣
   性ならびに気団の垂直および水平加速度信号に夫々応答
   してそれらの各々の差が所定の値を越えた場合対応する
   風のシャー警報信号を発生する比較手段と、前記の穏や
   かな風のシャーおよび激しい風のシャーの警報手段を分
   路して前記風のシャー警報信号によって作動する手段と
   、および、前記警報信号に応答して前記分路手段を分路
   する手段とを更に備えていることを特徴とする航空機用
   風のシャー検出警報装置。 （４ン　　特許請求の範囲第３項記載の前記装置は、前
   記慣性ならびに気団の垂直および水平加速度信号夫々に
   応答して一方の向きおよび反対のもう一方の向きでそれ
   ら各々の差の変化率に比例して対応する風のシャー速報
   信号を発生する手段と、および前記分路手段に応答して
   前記の穂やかな風のシャー針様手段に前記の一方の向き
   の変化率イｉ号を発生し、かつ前記の激しい風のシャー
   ’Ｉ’ｌｆ％手段には前記もう一方の反対の向きの変化
   率１呂号を発生する手段とを更に備えていることを特徴
   とする航空機用風のシャー検出ｇ報装置。 （５）航空機用風のシャー慣出前報手段であって、前記
   装置直は、地…」に対する航空機の垂直および水平加速
   度により変化する複数の別間の信郵を発生する手段と、
   前記支持気団に対する航空機の垂直および水平加速度に
   より変化するａ数の別個の信号を発生する手段と、前記
   の各加速信号を別個に比較する手段と、および前記の比
   較された信号間のいずれの相違にも応答する風のシャー
   検出手段とを備えていることを％徴とする上記航空機用
   風のシャー検出警報手段。 （６）特許請求の範囲第５項記載の前記装置は、前記比
   較手段に応答して前記の比較された信号間のいずれの相
   違の変化率にも比例する別個の信号を発生する手段と、
   および前記風のシャー検出手段に前記の変化率信号を与
   える手段とを更に備えていることを特徴とする上記航空
   機用風のシャー検出警報手段。 （７）特許請求の範囲第６項記載の前記装置において、
   地面を基準にした前記垂直および水平加速成分信号は地
   面に対する航空様の総加速ベクトルの対応するベクトル
   成分を表わしており、前記装置は、更に、前記地面を基
   準にした加速成分信号に応答して前記航空機の総加速ベ
   クトルの大きさと回転速度との積に比例する信号を発生
   する手段と、および前記風のシャー検出手段に前記積信
   号を与える手段とを備えていることを特徴とする上記航
   空機用風のシャー検出警報手段。 （８）％許請求の範囲第７項記載の前記装置は、穏やか
   な風のシャーおよび激しい風のシャーの警報手段と、お
   よび一方の向きの前記積信号に応答して前記穏やかな風
   のシャー警報手段を作動し、かつもう一方の反対の向き
   の前記積信号に応答して前記の激しい風のシャー鰺報手
   段を作動する手段とを更に備えていることを特徴とする
   上記航空機用風のシャー検出警報手段。 （９）　　航空機用風のシャー検出警報装置であって、
   前記装置は地面および前記支持気団夫々に対する航空機
   の加速度の垂直ベクトル成分に比例する信号と水平ベク
   トル成分に比例する信０号とを比較する手段と、前記比
   １υ手段に応答して前記比較された信号間のいずれの相
   違にも比例する信号を発生し、かつそれらのいずれかが
   所定の値を越えると第１の風のシャー警報特性を生ずる
   手段と、前記比較された信号に応答してそれらの間のい
   ずれの相違の変化率にも比例する信号を発生する別の手
   段と、および前記第１の風のシャー肘報特性と前記変化
   率信号とに応答して前記変化率信号のいずれかが所定の
   値を越えると第２の風のシャー警報特性を発生する手段
   とを備えていることを％徴とする上記航空機用風のシト
   −検出警報手段。 （至）特許請求の範囲第９項記載の前記装置は、地面に
   対する航空機加速度の垂直および水平ベクトル成分に比
   例する前記信号に応答して前記成分加速ベクトルのベク
   トル合成の大きさおよび回転速度によって変化する信号
   を発生する手段と、および前記第１の風のシャー訂＠特
   性および前記ベクトル合成の大きさならびに回転速度の
   信号とに応答して前記大きさならびに回転速度の信号が
   所定の値を越えると前記第２の警報特性を生ずる手段と
   を更に備えていることを％徴とする上記航空機用風のシ
   ャー検出警報手段。 ０υ　特許請求の範囲第１０項記載の前記装置は、前記
   変化率および前記大きさならびに回転速度信号とに応答
   して前記第２の風のシャー警報特性発生手段が分路され
   ると作動する分路可能な手段と、および前記相違信号に
   応答して前記相違信号のめずれかが前記所定の値を越え
   るのに従い所定の時間間隔の間前記分路手段を分路する
   タイミング手段とを更に備えていることを特徴とする上
   記飢空イ幾用風のシャー検出＃”４４手段。 ｇ２５　　通′帛の都令１゛呂号に応答して所定の飛行
   経路に沿って航空域を嗜く飛行制御装置を南する航空１
   幾のだめの風のシャー検出証報装置であって、前記装置
   ＋！１３：は地面および前記支揚気団に対する航空機の
   加速度の垂直および水平成分によシ変化−ノーる信号に
   応答して前記地面ならびに気団加速イム号の前記垂直成
   分間および前記地面ならびに気団加速信号の水平成分間
   の所定の１直を越える変位に比例する風のシャー信報信
   号を発生する手段と、航空機の迎え角に応答して前記＠
   空機の最犬安全迎え角に対応する痛令信号を発生ずる手
   段と、前記制御製置からの前記の正規命令信号を除去し
   、かつそこに前記迎え角命令イ占刊を力えるスイッチン
   グ手段と、および前記ノ虱の／ヤー誓報色号に応答して
   前記スイッチング手段の動作を知らせる手段とを（ホ１
   えていることを４￥徴とする上記航空４４′、、川風の
   ンヤー検出輪報手段。 Ｑ３　４’＜＋許請求の範囲第１２項記載の前記装置ｕ
   において、前記航空機は正規の命令イｉ号に応答して航
   空域の速度を所定の値に維持する航空機エンジン用自動
   スロットル制ｉｌｌ装４−も暮しており、前記装置は、
   更に、前記エンジンに対して最大安全スラストに対応す
   る台金信号を与える手段手段と、および前、記スロット
   ル 記の正規命令信号を除去し、かつそこに前記最大スラス
   ト命令信号を与え、前記風のシャー警報報知手段にも応
   答して作ｍｒする別のスイッチング手段とを備えている
   ことを特徴とする上記航空機用風のシャー検出警報手段
   。 α４　特許請求の範囲第１２項記載の前記装置において
   、前記風のシャー警報［１号は前記地面ならびに気団加
   速信号の前記垂直および水平成分間の前記変位の変化率
   に比例する成分を更に含んでいることを特徴とする上記
   航空機用風のシャー検出警報信号。 ａ＠　特許請求の範囲第１２項記載の前記装置に　　　
   　　□（おいて、前記風のンヤー睦４信号は前記地面加
   速信号の垂直ならびに水平成分の合成加速ベクトルの大
   きさおよび回転速度に比例する成分を更に貨んでいるこ
   とを特徴とする上記航望ｊ表用風のシャー検出番報手段
   。