JPS62204115A - 航空機用風の鉛直シヤ−検出装置 - 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）発明の分野 本発明は、航空計器に関するものであり、更に詳細に述
べれば、可変検出閾値を利用して離陸および進入の飛行
サイクル中遭遇する風の鉛直シャーを検出し、その風の
シャー状態を警報する航空機用風の鉛直シャー検出装置
に関するものである。

（２）従来の技術 風のシャーとの遭遇は、それが直接の原因となって発生
する事故が多いため、航空業界にとって最も重視すべき
問題である。風のシャーとは、風の大きさ、またはその
方向の急激な変化であるが、この変化は、航空機のすぐ
前の気団の基準値と、および慣性、または地上に基づく
基準値との差であシ、更に明確に述べるならば、本発明
の装置によって検出されるような風の鉛直シャーにおけ
る変化である。

離陸サイクル、または着陸進入サイクル中に差し迫った
風のシャー状態を航空機の操縦士に知らせるための試み
や提案は、既に数多く成されているが、殆んどの場合、
距離測定装置（ＤＭＥ）のような地上に基づく基準値を
利用するか、または対気速度変換器を利用するかして、
対地速度の変化を検出するとともに、地上に対する慣性
成分を与えるために縦方向の加速度によって増大された
、前記出力の変化率を測定する何らかの手段が利用され
る。その他の提案としては、風のシャーの影響によシ生
じた航空機の鉛直連動を測定する鉛直加速度計を付加し
たり、または所望の飛行経路からの航空機の下方偏流角
に従う入力を利用したりする方法もある。

指示対気速度（ＩＡ８）または較正対気速度（ＣＡＳ）
を利用した、先行技術による風のシャー検出器の重大な
欠点は、温度および高度による気団の密度の変化を補正
できず、風のレート測定値に著しい誤差音生ずることで
ある。

出来るだけ迅速、かつ確実に風のシャーを検出すると共
に、誤警報を除去することが重要であるが、先行技術に
よる風のシャー検出装置は・風のシャー状態ヲ知らせる
のに必要な、予め定められた一定の風の変化閾値を利用
するものであり、この方法の欠点は、危険な風の鉛直シ
ャーを検出できない場合や、危険な状態に遭遇していな
いのに風のシャーを警報する場合があることである。そ
れに対し、本発明は、風のシャーの大きさによって制御
される可変閾値を利用している。また、先行技術による
装置よシも本発明による装置の方が迅速に風のシャーを
検出するが、これは、前者の場合、誤警報を防ぐため必
然的に高い閾値レベル全必要とするためである。

（３）発明の概要 本発明は、離陸および進入飛行サイクル中風の鉛直シャ
ー金迅速、かつ確実に検出するものである。殆んどの航
空機に利用できる標準的計測器は、ダウンドラフト加速
と、および航空機の残りの性能への前記加速の影響とを
感知し、それらを計算するのに利用される。本発明では
、鉛直加速度、真対気速度、ピッチ角および迎え角を感
知する感知器が利用される。動力／重量比を性能の規轄
値として航空機の現性能とスティックシェーカー速度（
Ｒ不安全速度）における性能との差を判定するのに垂直
方向の風の変化率（ダウンドラフト速度）を利用するも
ので、前記ダウンドラフト加速度が所定のレベル以上に
なるとタイマーが増分され、これが風の現加速度に基づ
く最小限度の性能に達するまでにかかる予想時間と比較
されることにより、風のシャーの実時間を検出するもの
である。

本発明は、航空機用風の鉛直シャー検出装置をその最も
一般的な形式で提供する。前記装置は、風のシャーの大
きさに対応する信号を発生する手段と、前記風のシャー
の信号に応答して風のシャーの持続時間を表示する信号
を発生する手段と、および前記風のシャーの大きさを表
わす信号と前記持続時間を表わす信号とを合成し、前記
大きさおよび持続時間が所定の限界を超えたことを示す
手段とによって構成されている。

１つの好適な実施例によれば、本発明は、真対気速度を
表わす信号を発生する手段と、航空機のピッチ角を表わ
す信号を発生する手段と、航空機の迎え角を表わす信号
を発生する手段と、航空機の鉛直加速度を表わす信号を
発生する手段と、前記ピッチ角信号と前記迎え角信号と
を合成して飛行経路角を表わす合成信号を発生する手段
と、前記真対気速度信号を受信して対気速度の変化率を
表わす信号を発生する手段と、前記対気速度変化率信号
および前記飛行経路角信号に応答してそれらの第１の積
信号を発生する手段と、前記ピッチ角信号および迎え角
信号に応答して飛行経路角の変化率を表わす信号を発生
する手段と、前記真対気速度信号および前記飛行経路角
の変化率信号に応答して第２の積信号を発生する手段と
、前記第１および第２の積信号に応答して航空機のすぐ
前の気団に対する鉛直加速度を表わす別の合成信号を発
生する手段と、前記鉛直加速度レート信号と前記別の合
成信号とを代数的に合成し、前記風のシャーの鉛直成分
を表わす信号を発生する手段と、前記風のシャーの鉛直
成分を表わす信号に応答してその実際の持続時間を表わ
す第１のタイミング信号を発生する手段と、航空機のパ
ラメータの所定の値を表わす信号を発生する手段と、前
記航空機のパラメータ信号および前記風のシャーの鉛直
成分信号に応答してその計算された持続時間を表わす第
２のタイミング信号全発生する手段と、および前記第１
のタイミング信号と前記第２のタイミング信号と全代数
的に合成し、鉛直方向の風のシャー状態が検出されたこ
と全表示する制御信号を発生する手段とによって構成さ
れている。

（４ン実施例 最も危険な風のシャーのタイプは、「ダウンバースト」
と言われるもので、航空機の離陸および進入の飛行サイ
クル中−この時、航空機は最もその危機に見舞われやす
い−の低高度で発生する。第１図には、航空機の飛行経
路および滑走路に対する典型的なダウンバーストが示し
である。水平および垂直方向の風の成分ＡＶおよびＡＨ
が、数箇所に図示されている。前記ダウンバーストの中
心近くでは、殆んど完全に垂直方向の風になることに注
目されたい。搭載された計算機は、測定された感知器の
パラメータを監視して風のシャー状態を検出するのに利
用することができる。ひとたび風のシャー状態が検出さ
れると、このことが操縦士へ警報され、航空機を安全に
飛行させるための適切な手段が講じられる。

運航乗員に対する風のシャーの誤警報は、最小化、また
は除去されることが望ましい。風のシャーの場合、その
大きさと持続時間の双方が重要である。例えば、通常の
大気の乱れによって、航空機の真対気速度が大幅に変わ
るほど風の速度が変化することがあるが、該変化の持続
時間は、飛行の安全を脅かすほどの長いものではない。

それに対し、風のシャーは、対気速度の大変化を生ずる
ばかシでなく、航空機を危険に晒すほど長く続くことが
ある。よって、風のシャーの検出には、その大きさと時
間の長さのいずれをも考慮することが重要である。

前記風の鉛直シャーの変化率は、飛行経路角（γ）を定
義する、以下の既知関係式を用いて測定することができ
る。すなわち、 ｒ＝θ−α　　　　　　　（１） 但し、θは航空機のピッチ姿勢であシ、αは気団に対す
る迎え角である。第２図は、α、γおよび０間の関係を
示すものである。角度θは航空機のピッチ角を表わし、
角度αは航空機の迎え角を表わし、かつ角度ｒは航空機
の飛行経路角、すなわち上昇勾配を示す。そのほかに前
記飛行経路角を定義するものとして、以下の既知関係式
がある。すなわち、 −１” γ＝　ｓｖｒ　　（ｈ／ＶＴ　）　　　　　　　（２）
但し、ｉは、気団に対して測定された、航空機の垂直方
向の速度（上昇率）であり、ｖＴは真対気速度である。

正規の着陸状態における迎え角は１５０以下である。あ
る角度の正弦はラジアンで測定された該角度それ自体に
等しいという小角度に有効な、三角法による近似値を利
用して、上式（１）および（２）ヲ等式化すると、θ−
α＝　ｈ／ｖ、　　　　　　　（３）となる。ｉの解を
述めると共に、時間に対する導関数を取ると（但し、ｉ
はｄｈ７ａｔ　、　？Ｔはｄｖ／ｄｔ等と交換可能に用
いられる）、晧、＝ｖＴａ／ａｔ（θ−ａ）＋（θ−ａ
）ｄ／ｄｔ　ＶＴ（４１となる。但し、ｈＡ□８は気団
に対する航空機の垂直方向の加速度である。次いで、風
の鉛直シャーのレートを次式から判定することができる
。

すなわち、 但し、ｈＧＲＯＵＮＤは、航空機に搭載された加速度計
等の感知器からの読取シ値であって、ロールおよびピッ
チ姿勢が補正されるものであシ、ｈＡＩＲは、通常の感
知器からの入力を利用して上式（４）から計算されたも
のである。

航空機は、風の鉛直シャー内に入ると、上式（５）によ
って判定された垂直方向の風のレート（ダウンドラフト
加速度）　ｈＷＩＮＤ　′ｔ−受ける。前記垂直方向の
風のレートによる影響で、気団に対する航空機の可能動
力／重量比が低減されるが、このことは、利用できるエ
ネルギーの損失を表わす。前記動力／重量比（Ｐ／Ｗ）
とは、航空機の重量によって除算された、航空機の推力
および抗力間の差に航空機の真対気速度を乗じたもので
ある。すなわち、 ＶＴ（Ｔ−Ｄ）／Ｗ＝動力／ｆｆｉ量比＝Ｐ／Ｗ　　（
６）但し、Ｔは航空機の全推力、Ｄは航空機の全抗力、
Ｗは航空機の重量全表わす。航空機が最大の推力で安全
飛行を行なうための最小許容動力／重量比は、スティッ
クシェーカー速度で生ずる。よって、可能動力／重量比
、および最小可能動力／重量比間の高度レートの変化は
、下記の如く表わすことができる。すなわち、ｖＴ（Ｔ
−ｎ）／ｗ−ｖ８８（Ｔ−Ｄ）／ｗ＝ｈ−ｈ８８（７）
上式の左辺は、単に動力／重量比の差ΔＰ／Ｗ金表わし
、右辺は、縦方向の加速度が零の前記二つの状態間の上
昇率の差を表わす。よって、ΔＰ２〆Ｗ＝Δｈ（８） となる。前記二つの状態間の遷移に要する時間ｔＴは、 ｔＴ＝Δｈ／ｈ　　　　　　（９１ となる。従って、以下の式（ｌｌｋ用いて、航空機の動
力／重量比を最小許容比へ低減するのに要した時間の測
定値が定められる。すなわちｔＴ＝ΔＰ／ｗ／〜ＩＮＤ
　　　Ｑ” 前記ｔＴの値から、測定された垂直加速度りにおける最
小可能動力／重量比が達成される前に垂直方向の現速度
レートを保持することのできる時間の測定値が得られる
。従って、前記ｔＴ値は、垂直方向の風のレートを維持
できる時間量の予測測定値として利用できるとともに、
風の大きさ自体よシも迅速に垂直方向の風を検出するこ
とができる。

航空機の残存性能ΔＰ／Ｗは、従来の航空機性能式を利
用して下記の如く判定される。すなわち１ Ｖ（Ｔ−Ｄ）／Ｗ＝Ｖ幸／ｇ＋ｈ　　　　ＣＬυ但し、 ■＝真の対気速度（フィーＶ秒） Ｔ＝エンジンの全推力（ボンド） Ｄ＝＝空機の全抗力（ボンド） ｇ＝＝力定数（フィート７秒２） ｈ＝＝直速度（フィート７秒） Ｗ＝＝空機の重量（ボンド） ■＝真真気気速度変化率（フィート７秒２）風の鉛直シ
ャーのみの場合（水平方向の風のシャーが全くない場合
）、 Ｖ（Ｔ−Ｄ）／Ｗ＝ｈ　　　　　　（１７Ｊとなる。上
式α２において、全推力が利用された場合、左辺により
現可能動力／重景比が定められる。前記最小許容動力／
重量比は、スティックシェーカー（ＳＳ）速度で生ずる
。

ｖ、８（Ｔ−Ｄ　）／Ｗ　＝　’ｓｓ　　　　αり上式
（ｌｉ上式（ｌりから減算すると、航空機の現在の状態
とスティックシェーカー速度におけるレートとの間の高
度レートの変化が得られる。すなわち、 Ｖ（Ｔ−Ｄ）／Ｗ−Ｖ８８（Ｔ−Ｄ）／Ｗ＝Ａ−Ａ３８
（１４１上弐αａの左辺は、動力／重量比の差ΔＰ／Ｗ
　ｉ表わし、右辺は、上昇能力差Δらを表わす。よって
、 ｊＰ／Ｗ　＝Δ；ｈ　　　　　　（（５１となる。現動
力／重量比による上昇能力および最小動力／重量比によ
る上昇能力間の遷移時間は、風のシャーの生ずる垂直加
速度に左右される。従って、 ｔＴ＝Δｈ／ｈＷＩＮＤ　　　　　　””但し、〜ＩＮ
Ｄは、風のシャーによる垂直加速度である。上式α９を
上式αｅに代入すると、ｔＴ＝（ΔＰ／Ｗ）／ｈｗＩＮ
Ｄｔ１ηが得られる。離陸および着陸は殆んど一定の速
度で行なわれるので、前記比率ΔＰ／Ｗは一定であると
仮定することができる。最小のΔＰ／Ｗ比を選択するこ
とによって、最も安全な構成が得られる。例えば、ボー
イング７３７型の航空機に適した最小のΔＰｌＷ比０．
２３７ｇ／秒を利用して、ｉＴ＝　１０．２３７７ｈｗ
□ＮＤＩ　　　　α印が得られる。前記１Ｔの値から、
最小許容動力／重量比が達成される前に垂直方向の風の
現し−トヲ保持することのできる時間の測定値が得られ
、よって前記ｔＴ値は、風のシャーの激しさを測定した
値となる。

本発明は、従来のアナログ回路および計算技術を利用し
たり、従来の全デジタル技術全利用したシすることによ
り、あるいはまた従来のハイブリッド（デジタル／アナ
ログ技術を組み合わせること）によシ、実現することが
できる。

例えば、加算器、乗算器、除算器、および増幅器は、適
切に構成された演算増幅器で実現することができると共
に、論理機能および数学機能は、デジタル計算器、また
は該ハードウェアに相当するもので実現することができ
る。種々のブロックで表示された前記機能装置は、先行
技術で周知の、多数の各機能装置のうちのいずれか一つ
であってもよく、よって前記回路の詳細な説明は省略す
る。本発明全判り易くするために、一般的アナログ形式
を用いて本発明による装置を説明してゆくが、該アナロ
グ型式は、種々のアナログ入力をデジタル信号に変えて
デジタル処理を行なうとともに、種々のデジタル出力を
アナログ信号に変える、プログラム可能なデジタル計算
機のプログラミングも表わすことが判る。

第３図は、本発明による検出技術の実現をブロック図型
式で示したものである。従来の対気データ計算機１４に
より、航空機に通常利用されている対気速度変換器から
の真対気速度ＶＴを表わす出力が発生され、レート検出
器２０に印加される。該レート検出器（レート発生器）
２０は、前記計算機１４から出力された信号を微分して
、航空機の瞬時対気速度の変化率を表わす出力■Ｔヲ発
生し１、リード線２３に印加する。

ピッチ角の測定値（θ）が垂直ジャイロ１０等の適当な
感知器から発生され、リード線１を介してフィルタ２に
印加されるが、該フィルタ２は、濾過され、高周波雑音
の取シ除かれたピッチ角（のを発生し、リード線３に印
加する。通常のベーン感知器１１からは、迎え角信号α
が発生され、リード線４を介してフィルタ５に送られる
。

該フィルタ５は、高周波雑音の濾過された迎え角信号を
発生し、リード線６に印加する。該リード線６の信号は
、通常の加算装置７によってリード線３の信号から代数
的に減じられ、飛行経路角信号γ−望ましくはラジアン
で表わされる−としてリード線８に印加される。リード
線１２にはピッチ変化率を表わす信号（θ）が印加され
るが、該信号は、リード線３の濾過されたピッチ角信号
がレート検出器９によって微分されたものである。前記
リード線６の濾過された迎え角信号は、レート検出器１
３にも印加され、該レート検出器１３により真迎え角レ
ートに比例するレート信号＠）としてリード線１６に印
加される。前記リード線１６の迎え角レート信号（ミ）
は、通常の加算装置１７を利用してリード線１２のピッ
チレート信号（のから減算され、飛行経路角レート信号
ｒ（２９７７７秒）としてリード線１日に印加される。

前記対気データ計算機１４からのリード線１９上の真対
気速度信号ｖＴは、レート検出器２０に印加され、該レ
ート検出器によって真対気速度レート信号■Ｔ（重力単
位（（ｇ＝３２フィート／秒／秒））で測定）としてリ
ード線２３に印加される。該リード線２３の真対気速度
レート信号と前記リード線８の飛行経路角信号とは、通
常の乗算器２４全利用して乗算され、積信号γｖ、ｒと
してリード線２５に印加される。前記リード線１８の飛
行経路角レート信号ｒは、通常の乗算器２６を用いて前
記リード線１９の真対気速度信号■１と乗算され、別の
積信号としてリード線２７に印加される。

次いで、利得（Ｋ１）装置２８が前記リード線２７の積
信号を受信し、その値をノット７秒から重力単位に正規
化し、その正規化された値″ｒｖＴｆ：リード線２９に
印加する。該リード線２９の信号は、通常の加算装置３
０を介してリード線２５の信号に加算される。その結果
、上式（１）および（５）から、気団に対する垂直加速
変可□、が生じ、リード線３１に印加される。図から判
るように、前記垂直加速度信号は、風のシャーの垂直成
分が所定の大きさを超えると常に適用される、可変風の
シャー検出閾値の発生に利用される。

上式（５）の説明から明らかな如く、リード線３２に印
加され、航空機のロールおよびピッチ姿勢を補正される
、慣性加速度、すなわち垂直加速度の測定値り。ＲＯＵ
ＮＤが、加速度計１５から発生される。このリード線３
２の加速度信号は、フィルタ３３に印加され、該フィル
タ３３によって濾過され、高周波雑音の除去された垂直
加速度信号としてリード線３４に印加される。ＩＪ−ド
線３１の前記加速度信号へ□□か、通常の代数加算装置
３５を用いて前記リード線３４の垂直加速度信号から減
算され、垂直方向の風のジャーレートｈｗ１ＮＤを表わ
す差信号としてリード線３６に印加される。該リード線
３６の信月は、進み／遅れフィルタから成る捩り下げ回
路３７を通過し、いずれの加速度計オフセットまたはバ
イアスも除去されて、帯域濾過された風の鉛直シャー加
速度としてリード３８に印加される。

この信号は、通常の除算器４０に印加されるが、該除算
器４０には、リード線３９を介して基準信号ΔＰ／Ｗも
印加される。前記動力／重量比の差ΔＰ／ｗ（例エバ、
ホーイングア３７−２００型航空機の場合は０．２３７
）は、適当なデジタル記憶装置からリード線３９に印加
されたものである０該リード線３９の信号は、除算器４
０により前記リード線３８の信号で除算され、その値０
．２５７／ｈＭＮＤが線４１に印加されるが、前記値は
、上式α力から、信号ｔＴであることが判る。時間ｔＴ
Ｏ値は常に正でなければなら々いので、絶対値検出器４
２により前記リードａ４１の信号の絶対値が取られ、そ
の信号ｔＴがリード線４３に印加される。前記リード線
３８の信号は、レベル検出器４４にも印加され、該レベ
ル検出器４４によって、リード線３８の、所与の加速度
レベル（例えば＋／−０，０２ｇ）以上、またはそれ以
下のレベルの信号が検出される。前記所与の加速度レベ
ルを超えた場合、論理１の信号がリード線４５に印加さ
れ、その他の場合は、論理０の信号がリード線４５に印
加される。該リード線４５の信号は、経過時間発生器４
６に印加されるが、該経過時間発生器４６は、作動され
ると風のシャー状態の実際の持続時間を示す信号ｔＡＣ
ＴＵＡＬ　を発生し、リード線４７に印加する。

該リード線４７の信号は、次いで通常の代数加算装置４
８に印加される。前記時間発生器４６は、前記リード線
４５に論理１の信号が印加されると増分され、論理０の
信号が印加されるとリセットされる。前記リード線４３
の時間ｔＴは、前記加算装置４已によって前記リード線
４７の実際の時間から減算され、リード線４９に印加さ
れる。該リード線４９の出力は、所定の値を超える風の
シャーの垂直成分の存在とその持続時間とを表わす。前
記リード線４９の信号は、極性検出器５０に印加される
が、前記極性検出器５０は、前記リード線４７の実時間
信号が前記リード線４５の計算された時間信号と同じか
、または該信号を超えた場合、論理１の信号全リード線
５１に印加するように作動する。論理１の信号がリード
線５１に印加されると、風のシャー警報信号が発生され
、論理０の信号が印加されると、前記警報信号は零にリ
セットされる。

この信号は、可視および／あるいは可聴警報装置の作動
、または米国特許出願第　　　号に開示されているよう
な風のシャー誘導装置の作動に利用することができる。

第４図は、第６図の検出装置の動作を示すものである。

風のレートの大きさが重力（単位１ｇうで縦座標２００
に、持続時間が秒単位で横座標２０２に沿って表示され
ている。線２０８は、スティックシェーカー速度に対す
る計算された時間ｔＴの放物式（１８を表わしている。

漂移線２０４は、第１図に図示したような風のシャーの
ダウンバースト航空機が進入した場合の、典型的な一例
を示すものである。垂直線２０６は、検出器４４の風の
レート最小閾値（例えば０．０２ｇ）を超えた風のシャ
ー状態を示すものである。風のレート２０４が閾値検出
設定を超える値を示し続けると、加算装置４８に印加さ
れる経過時間が増分され石。除算器４０から発生された
、風のレートの大きさと風のシャーに巻き込まれた航空
機に適したΔＰ／Ｗ比との関数である連続的に計算され
た時間２０８は、加算装置４８の実際の経過時間と比較
され、該経過時間が前記計算された時間を超えた場合（
点Ｂ）、極性検出器５０により風のシャーによる擾乱の
存在が示される。

第４図は、本発明による検出装置の下記の特性を明示す
ることが判る。

１）風の擾乱は、風のレートの大きさとその持続時間の
双方によって警報される。

２）大きい風のレートに対する警報前の許容時間はかな
り短かいが、反対に、閾値レベル以上ではあるが小さな
風のレートに対する許容時間は、かなシ長い。

６）閾値レベル以上の風のレートであっても、経過時間
が計算された許容時間以下の場合は警報を発生しない。

４）大気の乱れによって非常に大きな風のレートが生じ
た場合でも、それが長時間存在せず、計算された許容時
間を超えない場合は、誤警報を生じない。

従って、風のレートの大きさの最小閾値を、風のシャー
の警報を所望する値に設定し・よって一過性の風の状態
による誤警報を最小化することができる。前記閾値を超
えるとタイマーを増分し、風のレートの大きさが閾値以
下になるとタイマーを零にすることによって、測定され
た時間値を上式ａ像の値で計算された許容時間値と比較
することができる。風のシャーの警報信号は、前記測定
された時間が前記計算された許容時間と等しいか、また
はそれを超過する場合にトリガーされ、風のシャーの大
きさと持続時間の双方に応答する、よって実時間で応答
する検出信号を発生する。

本発明は、好適な実施例を挙げて説明されてきたが、使
用した用語は説明のための用語であって制限するもので
はなく、その広い観点にお、いて、本発明の真の範囲お
よび精神から逸脱せずに添付の特許請求の範囲内で変更
が成されうろことが判る。

【図面の簡単な説明】

第１図は、航空機の滑走路および飛行経路に対する代表
的なダウンバースト／風のシャーエンベロープ（数ケ所
に風の水平および垂直成分を示す）を図示したものであ
シ、第２図はピッチ角（の、飛行経路角（γ）および迎
え角（ハ））全定義したものであシ、第３図は本発明の
風のシャー検出技術の実現を示すブロック図であり、か
つ第４図は本発明の動作を示すタイミング図である。 図中、２，５および３３はフィルタ、７は加算装置、９
，１３および２０はレート検出、器、１０は垂直ジャイ
ロ、１１はアルファベーン感知器、１４は対気データ計
算機、１５は垂直加速度測定装置、２４および２６は乗
算器、２８は利得装置、３７は捩り下げ回路、４０は除
算器、４２は絶対値検出器、４４はレベル検出器、４６
はタイマー、５０は極性検出器、を夫々示す。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）航空機用風の鉛直シャー検出装置において、前記
   装置は （イ）真対気速度を表わす信号を発生する手段と、（ロ
   ）航空機のピッチ角を表わす信号を発生する手段と、（
   ハ）航空機の迎え角を表わす信号を発生する手段と、（
   ニ）航空機の鉛直加速度を表わす信号を発生する手段と
   、（ホ）前記ピッチ角信号および前記迎え角信号を合成
   して飛行経路角を表わす合成信号を発生する手段と、（
   ヘ）前記真対気速度信号を受信して対気速度の変化率を
   表わす信号を発生する手段と、（ト）前記対気速度変化
   率信号および前記飛行経路角信号に応答してそれらの第
   １の積信号を発生する手段と、（チ）前記ピッチ角信号
   および前記迎え角信号に応答して飛行経路角の変化率を
   表わす信号を発生する手段と、（リ）前記真対気速度信
   号および前記飛行経路角の変化率信号に応答して第２の
   積信号を発生する手段と、（ヌ）前記第１および第２の
   積信号に応答して前記航空機のすぐ前の気団に対する鉛
   直加速度を表わす別の合成信号を発生する手段と、（ル
   ）前記別の合成信号と前記鉛直加速度信号とを代数的に
   合成し、前記風のシャーの鉛直成分を表わす信号を発生
   する手段と、（ヲ）前記風のシャーの鉛直成分を表わす
   信号に応答してその実際の持続時間を表わす第１のタイ
   ミング信号を発生する手段と、（ワ）航空機のパラメー
   タの所定の値を表わす信号を発生する手段と、（カ）前
   記航空機のパラメータ信号および前記風のシャーの鉛直
   成分信号に応答してその計算された持続時間を表わす第
   ２のタイミング信号を発生する手段と、および（ヨ）前
   記第１のタイミング信号と前記第２のタイミング信号と
   を代数的に合成し、鉛直方向の風のシャー状態が検出さ
   れたことを示す制御信号を発生する手段 とによつて構成されていることを特徴とする上記航空機
   用風の鉛直シャー検出装置。 （２）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   装置は前記制御信号の大きさおよび向きに応答して前記
   第１のタイミング信号が少なくとも前記第２のタイミン
   グ信号と同じ値を有すると風のシャー警報信号を発生す
   る検出手段を更に備えていることを特徴とする上記航空
   機用風の鉛直シャー検出装置。 （３）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   対気速度の変化率を表わす信号を発生する手段は真対気
   速度に従つて信号を発生する対気データ計算機と、およ
   び該計算機からの出力信号を微分する手段とによつて構
   成されていることを特徴とする上記航空機用風の鉛直シ
   ャー検出装置。 （４）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   迎え角を表わす信号を発生する手段は航空機の迎え角に
   従つて信号を発生する感知手段と、および前記迎え角を
   微分する手段とによつて構成されていることを特徴とす
   る上記航空機用風の鉛直シャー検出装置。 （５）特許請求の範囲第４項記載の装置において、前記
   飛行経路角の変化率を表わす信号を発生する手段は、 （イ）前記ピッチ角に従う信号を発生する垂直ジャイロ
   手段と、（ロ）前記ピッチ角信号を微分する手段と、お
   よび（ハ）前記微分されたピッチ角信号と迎え角信号と
   を合成する手段 とによつて構成されていることを特徴とする上記航空機
   用風の鉛直シャー検出装置。 （６）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   航空機の鉛直加速度に従つて信号を発生する手段は鉛直
   加速度計によつて構成されていることを特徴とする上記
   航空機用風の鉛直シャー検出装置。 （７）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   鉛直加速度を表わす別の合成された出力信号を発生する
   手段は、 （イ）前記航空機の迎え角を表わす信号と前記航空機の
   ピッチ角を表わす信号とを代数的に合成し、その差信号
   を発生する手段と、（ロ）前記差信号と前記対気速度の
   変化率信号とに応答して前記第１の積信号を発生する第
   １の乗算手段と、（ハ）前記飛行経路角の変化率を表わ
   す信号に応答して前記第２の積信号を発生する第２の乗
   算手段と、および（ニ）前記第１の積信号と前記第２の
   積信号とに応答し、気団に対する鉛直加速度を表わす前
   記信号に対応して前記第１および第２の積信号の代数和
   を発生する手段 とによつて更に構成されていることを特徴とする上記航
   空機用風の鉛直シャー検出装置。（８）特許請求の範囲
   第２項記載の装置において、前記風のシャー警報信号を
   発生する手段は、（イ）前記風のシャーの鉛直成分の大
   きさに応答し、前記大きさの所定の値を超えると第１の
   論理条件を有する信号を発生し、前記大きさの所定の値
   を超えないと第２の論理条件を有する信号を発生する手
   段と、（ロ）前記第１および第２の論理条件間の状態の
   変化に対応する持続時間を示す、前記論理信号に応答す
   る手段と、および（ハ）前記所定の航空機のパラメータ
   信号と前記風のシャーの鉛直成分とを受信し、別の航空
   機性能パラメータを示す、前記パラメータ信号と前記風
   のシャー鉛直成分との比に対応して前記第２のタイミン
   グ信号を発生するよう接続された手段 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
   鉛直シャー検出装置。 （９）特許請求の範囲第８項記載の装置において、前記
   所定の航空機のパラメータ信号は航空機の動力対重量比
   に比例する信号によつて構成されていることを特徴とす
   る上記航空機用風の鉛直シャー検出装置。 （１０）航空機用風の鉛直シャー検出装置において、前
   記装置は （イ）風のシャーの大きさを表わす信号を発生する手段
   と、（ロ）前記風のシャーの大きさを表わす信号に応答
   してその持続時間を表わす第１のタイミング信号を発生
   する手段と、および（ハ）前記風のシャーの大きさを表
   わす信号とその持続時間を表わす信号とに応答して、前
   記大きさおよび前記持続時間が所定の限界を超えたこと
   を示す信号を発生する手段 とによつて構成されていることを特徴とする上記航空機
   用風の鉛直シャー検出装置。 （１１）特許請求の範囲第１０項記載の装置において、
   前記装置は （イ）航空機のパラメータの所定の値を表わす信号を発
   生する手段と、（ロ）前記航空機のパラメータ信号と前
   記風のシャーの大きさを表わす信号とに応答してその持
   続時間を表わす第２のタイミング信号を発生する手段と
   、および（ハ）前記第１のタイミング信号と前記第２の
   タイミング信号とを代数的に合成して風のシャー状態が
   検出されたことを示す制御信号を発生する手段 とによつて構成されていることを特徴とする上記航空機
   用風の鉛直シャー検出装置。 （１２）特許請求の範囲第１１項記載の装置において、
   前記風のシャーの大きさを表わす信号は風のシャーによ
   る擾乱の垂直レート成分によつて構成されていることを
   特徴とする上記航空機用風の鉛直シャー検出装置。 （１３）航空機用風の鉛直シャー検出装置において、（
   イ）風のシャーによる擾乱のレート成分に対応する信号
   を発生する手段と、（ロ）前記レート信号に応答して前
   記レート信号が所定の閾値を超えると出力信号を発生す
   るレベル検出手段と、（ハ）前記出力信号に応答してそ
   の持続時間を示す信号を発生する手段と、（ニ）前記航
   空機の動力対重量比に比例する航空機の性能パラメータ
   の変化を表わす信号を発生する手段と、（ホ）前記レー
   ト成分と前記パラメータ信号とに応答してその商を表わ
   す信号を発生する除算手段と、（ヘ）前記商を表わす信
   号に応答してその絶対値を表わす信号を発生する手段と
   、（ト）前記持続時間を表わす信号と前記商の絶対的大
   きさを示す信号とを合成してその代数差を生ずる手段と
   、および（チ）前記代数差に応答してその極性を示す信
   号を発生する手段 とによつて構成されていることを特徴とする上記航空機
   用風の鉛直シャー検出装置。 （１４）特許請求の範囲第１３項記載の装置において、
   前記装置は前記極性信号に応答して前記信号が所定の極
   性を有すると指示器を付勢する手段によつて更に構成さ
   れていることを特徴とする上記航空機用風の鉛直シャー
   検出装置。