JPH01156198A - Optimum flight guide for aircraft in shear of wind - Google Patents

Abstract

PURPOSE: To ensure safe flight by conducting guiding control for a pilot or an automatic pilot device so as to optimize composite flight path and maximize the flight time and flight distance of an airplane when it meets wind shear. CONSTITUTION: When wind shear is detected by a detection device 20, an integrator 22 is operated through an inverter 35, and the vertical change rate 21 of the wind is taken as the magnitude of the vertical wind, the incremental flight path angle 31 is obtained by the vertical wind shear together with airspeed VT through a limiter 26, and is added to a desired flight path angle 40. An actual flight path angle 44 is calculated from the signals of a vertical gyro 69 and an angle of incidence sensing device 70, a gain meeting a difference 53 between the angle of incidence of a stick shaker and an actual angle of incidence is multiplied with a variation 54 at a variable gain part 55, so as to control an automatic pilot device and an elevator servo 62, and a pitch pointer 67 is indicated at a flight director device 66. It is thus possible to ensure safe flight by optimizing the composite flight path and maximizing the flight time and flight distance.

Description

【発明の詳細な説明】 （リ　発明の分野 本発明は航空機の操縦装置、更に詳細に述べれば、本発
明は航空機の飛行距離および飛行時間を最大化するよう
な態様で風のシャー状態から脱出する、風のシャーにお
ける＃を空機の最適飛行誘導装置に関するものである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Field of the Invention The present invention relates to aircraft control systems and, more particularly, to aircraft control systems for escaping wind shear conditions in a manner that maximizes aircraft range and flight time. # in the wind shear relates to the optimal flight guidance system of the aircraft.

（２）　　従来の技術 航空機の離着陸時に遭遇する風のシャーは、航空機の安
全に対する重大な脅威であ夛、１９８５年８月２日テキ
サス州ダラスで発生したＬ−１０１１型航空機による最
近の墜落事故を含み、いくつかの航空愼坐故の原因とな
っている。風のシャーに急速に変化する水平方向、また
は定常の垂直方向の風であシ、その航空機へ及ぼす影響
によって該航空機の速度または高度が正規の飛行から大
幅に逸脱する。直接的には風のシャーにより、対気速度
および高度が失われた結果、あるいはまた操縦士が航空
機をその正規の飛行経路に復帰させようと操縦した結果
、風の７ヤーが航空機を失速、または墜落させることも
ある。(2) Conventional technology Wind shear encountered during takeoff and landing of aircraft poses a serious threat to aircraft safety, as evidenced by the recent crash of an L-1011 aircraft in Dallas, Texas on August 2, 1985. , which has been the cause of several aircraft crashes. The effect of rapidly changing horizontal or steady vertical winds on the aircraft is to cause the aircraft's speed or altitude to deviate significantly from normal flight. Seven yards of wind can cause an aircraft to stall, either directly as a result of loss of airspeed and altitude due to wind shear, or as a result of the pilot maneuvering the aircraft to return to its normal flight path. Or it may crash.

先行技術による装置には、風のシャーの大きさを検出し
、測定すると共に、操縦士または自励操縦装置を誘導し
、航空機をある一定の速度（通常失速速度より僅かに速
い速度）で飛行させる手段が備えられている。前記命令
された速度は通常スティックシェーカー速度として周知
のものであるが、失速速度より約５％速い速度であシ、
この速度になると人工的手段が操縦枠に接続され、振動
が発生されて、さし迫った失速の危険が操縦士に警告さ
れる。一般にスティックシェーカー速度は航空機の安全
な飛行に必要な最小の速度とされている。スティックシ
ェーカー迎Ｋｌこ対応して、スティックシェーカー迎え
角があるが、該迎え角は一般に航空機の安全な飛行に必
要な最大許容迎え角とされている。Prior art devices include detecting and measuring the magnitude of wind shear and guiding the pilot or self-excited flight control system to fly the aircraft at a constant speed (usually slightly above stall speed). There is a means to do so. The commanded speed is typically what is known as the stick shaker speed, but may be approximately 5% faster than the stall speed;
At this speed, artificial means are connected to the control frame and generate vibrations to warn the pilot of the impending stall. Stick shaker speed is generally considered the minimum speed required for safe flight of an aircraft. Stick Shaker Attack Kl Correspondingly, there is a stick shaker angle of attack, which is generally considered to be the maximum permissible angle of attack necessary for safe flight of the aircraft.

早業用輸送機、一般用航空機、および軍用機などの多く
は、操縦士ｌこ対してピッチ制御信号を表示するフライ
トディレクター装置を備えているので、風のシャーに遭
遇した場合の誘導制御は通常ピッチ指針の変位で行なわ
れる。操縦士は前記変位を零値にするようにして航空機
を操縦すると、前記誘導制御を満足させる所要のピッチ
角で航空機を飛行させることができた。Many early transport aircraft, general aviation aircraft, and military aircraft are equipped with flight director devices that display pitch control signals to the pilot, so guidance and control when wind shear is encountered is typically This is done by changing the pitch pointer. When the pilot operated the aircraft so as to make the displacement zero, he was able to fly the aircraft at the required pitch angle that satisfied the guidance control.

更に、航空機の多くは自７７操縦装置も備えている。該
自励操縦装置は、例えば風のシャーに遭遇して、最適の
飛行経路ｌこ；れ空機を制御する場合に利用される所定
の訪導ｙ制法に応答するため、航空機の昇降舵操縦面を
操作するように接続することができる。Furthermore, many aircraft are also equipped with a self-77 control system. The self-excited pilot system is configured to control the aircraft's elevator in order to respond to a predetermined navigation strategy, which is utilized, for example, when encountering wind shear and determining an optimal flight path. Can be connected to operate control surfaces.

先行技術の欠点は、前記風のシャーの大きさおよび持続
時間によって実際には航空機を最小の安全速度で操縦す
る必要のないものでろっても、前記命令された一定の速
度または迎え角によってそのように航空機を飛行させう
ろことである。更に、最大の迎え角で飛行するよう制御
されることによって７ゴイド振動モードを生ずる仁とが
ある。吠フゴイド振動モードは、大型機の場合二分を超
える期間中に速度および高度の変化を伴い航空機を振動
させる、長く、かつ制動の不十分な振動である。７ゴイ
ドモードの発生によって操縦不能を生じさせ、風のシャ
ー状態から脱出した後でも、航空機を墜落させる危険が
ある。結局、先行技術による装置は、比較的小さな風の
シャーに遭遇しても航空ｆ！Ａ′を墜落させるはど危険
な状態を生じさせる恐れがある。A drawback of the prior art is that the commanded constant speed or angle of attack does not require that the aircraft be operated at a minimum safe speed, even though the magnitude and duration of the wind shear may not actually require the aircraft to be operated at a minimum safe speed. It's like flying an aircraft. Furthermore, there is a jet that produces a seven-goid vibration mode by being controlled to fly at the maximum angle of attack. The fulgoid vibration mode is a long, poorly damped vibration that causes the aircraft to vibrate with changes in speed and altitude over a period of more than two minutes for large aircraft. The occurrence of the 7-goid mode may result in loss of control, and there is a risk that the aircraft may crash even after it has escaped from the wind shear state. After all, prior art devices do not allow airborne f... There is a risk that causing A' to fall could create a dangerous situation.

本願と同一出願人による「風のシャーに対する航空機の
飛行誘導装置」と題する米国特許出願第８５４，７２９
号には、別の先行技術による方法が開示されている。前
記発明によれば、一定の対気速度ではなく、遭遇した風
のシャーの大きさに比例した割合で航空機の真の対気速
度を低減するように命令が発生される。この制御法は、
風のシャーに遭遇した時の飛行経路角の変化を最小化し
、誘導制御を改醤する場合には効果的であるが、航空機
の長周期ツボイド振動モードを十分に考慮していない。U.S. Patent Application No. 854,729 entitled ``Aircraft Flight Guidance System for Wind Shear,'' co-assigned with this application.
Another prior art method is disclosed in US Pat. According to the invention, instead of a constant airspeed, a command is generated to reduce the true airspeed of the aircraft at a rate proportional to the magnitude of the wind shear encountered. This control method is
Although this method is effective in minimizing changes in the flight path angle when encountering wind shear and modifying guidance and control, it does not sufficiently take into account the long-period tubeoid vibration mode of the aircraft.

本発明は、７ゴイドモードの発生を効果的に最小化する
と共に、空港周辺にある高い建物や丘陵地などの障害物
を全てクリアするのに十分な最小の高度で飛行経路角を
制御し、下方への突風を補償するような誘導制御を行な
うことによって、先行技術の限界を克服するものである
。The present invention effectively minimizes the occurrence of the 7-goid mode and controls the flight path angle at the minimum altitude sufficient to clear all obstacles such as tall buildings and hilly areas around the airport, and This overcomes the limitations of the prior art by providing guidance control that compensates for gusts of wind.

本発明は、風のシャーの大きさに拘わらず、またはその
風が水平方向である場合、垂直方向である場合、あるい
はまたその双方の合成である場合に拘わらず、航空機の
飛行時間および飛行距離を最大化するものである。The present invention provides flight time and distance for aircraft regardless of the magnitude of the wind shear, whether the wind is horizontal, vertical, or a combination of both. The goal is to maximize the

（３）発明の概要 本発明は、風のシャーと遭遇した場合に、航空機の合成
飛行経路を最適化し、かつ飛行時間および飛行距離を最
大化するように操縦士または自励操縦装置に対して誘導
制御を行なうものである。本発明によれば、追い風のシ
ャーを受けて操縦する場合、航空機の７ゴイド振動モー
ドの発生を最小化すると共に、空港周辺に存在するかも
しれない丘陵地や建物の十分なりリアランスを維持する
、風のシャーの大きさとは無関係の、一定の飛行経路角
が命令される。垂直方向の風の成分が存在する場合は、
前記航空機の飛行経路角への影響を計算し、前記一定の
飛行経路角命令に加算する。航空機が最大許容迎え角を
超えて飛行するような命令は予め除去しておくために誘
導制御信号の大きさを制限する。(3) Summary of the Invention The present invention provides a method for a pilot or self-excited pilot to optimize the composite flight path of an aircraft and maximize flight time and distance when wind shear is encountered. It performs guidance control. According to the present invention, when maneuvering under the shear of a tailwind, the occurrence of seven-goid vibration modes of the aircraft is minimized, and a sufficient clearance of hilly terrain and buildings that may exist around the airport is maintained. A constant flight path angle is commanded, independent of the magnitude of the wind shear. If there is a vertical wind component,
An effect on the aircraft flight path angle is calculated and added to the constant flight path angle command. The magnitude of the guidance control signal is limited in order to preliminarily eliminate commands that would cause the aircraft to fly beyond the maximum allowable angle of attack.

迎え角感知器によって発生さルた信号は、感知されたピ
ッチ角と加算され、実際の飛行経路角に対応する信号を
発生する。所定の高度での一定の飛行経路角に対応する
制御信号は、垂直方向の風のシャーの成分による飛行経
路角の実効変化に対応する信号と加算され、次いで実際
の飛行経路角と加算され、ピッチ制御信号を発生する。The signal produced by the angle of attack sensor is summed with the sensed pitch angle to produce a signal corresponding to the actual flight path angle. A control signal corresponding to a constant flight path angle at a predetermined altitude is summed with a signal corresponding to an effective change in flight path angle due to a shear component of the vertical wind, and then summed with the actual flight path angle; Generates a pitch control signal.

この発生されたピッチ制御信号は、自励操縦装置による
航空機の昇降舵の制御、または操縦士がフライトディレ
クター装置を使用して操縦する場合の該フライトディレ
クター装置に利用することができる。This generated pitch control signal can be used to control the elevator of the aircraft by a self-excited flight control system, or to a flight director device when the pilot uses the flight director device to control the flight.

（４）　　実施例 本発明による装置の好適な実施例を説明する前に、説明
を判シ易くするため、種々の数学的関係および飛行経路
計画について説明する。(4) Embodiment Before describing a preferred embodiment of the apparatus according to the present invention, various mathematical relationships and flight path planning will be explained for clarity of explanation.

最も危険な瓜のシャーは、追い風のシャーと下方への突
風、すなわちマイクロバーストである。前者は時間と共
に変化し、航空機の移動方向に吹く風であシ、後者は地
上に向けて吹く一定の風である。追い風のシャーは、航
空機の真の対気速度を低減する傾向があ夛、よって気団
に対する航空機からの運動エネルギーを奪う、航空機の
真の対気速度が低下すると、安定した航空機に位置エネ
ルギーを運動エネルギーに変えて失なわｎた速度を取シ
戻そうとする。位置エネルギーを失なった結果高度が失
なわれるが、操縦士または自励操縦装置によって前記変
換が制御されない場合は、航空機が十分な高度を失ない
、墜落することもある。固有の自然エネルギー変換に、
昇降舵の操縦面を利用して航空機の機首を引き上げ、そ
れによって迎え角および揚力を増大することによ）、低
下させることができる。しかしながら、増大した抗力に
よって速度は更に低下し、制御が行なわれない場合には
航空機が失速し、墜落することもある。航空機が失速す
る迎え角は、航空機の７ラツプ位置の関数である、周知
の値である。結果として操縦士は、自分の操縦能力によ
シ、失速角度よシ必ず小さい最大迎え角で飛行すること
を強いられる。The most dangerous melon shears are tailwind shears and downward gusts, or microbursts. The former is a wind that changes over time and blows in the direction of the aircraft's movement, while the latter is a constant wind that blows towards the ground. Tailwind shear tends to reduce the aircraft's true airspeed, thus robbing the aircraft of kinetic energy against the air mass, and as the aircraft's true airspeed decreases, it transfers potential energy into a stable aircraft. It attempts to regain the lost speed by converting it into energy. The loss of potential energy results in a loss of altitude, but if the conversion is not controlled by the pilot or self-excited flight control system, the aircraft may not lose sufficient altitude and may crash. For unique natural energy conversion,
(by using the elevator control surfaces to raise the nose of the aircraft, thereby increasing the angle of attack and lift). However, the increased drag will further reduce speed and, if uncontrolled, may cause the aircraft to stall and crash. The angle of attack at which an aircraft stalls is a well-known value that is a function of the aircraft's 7-lap position. As a result, the pilot is forced to fly at a maximum angle of attack that is necessarily smaller than the stall angle, depending on his own control ability.

前記航空機のツボイド振動モードは、はぼ−定の迎え角
での飛行によって特徴づけられる。The centrifugal vibration mode of the aircraft is characterized by flight at an approximately constant angle of attack.

ツボイド振動の間、航空機の運動エネルギーと位置エネ
ルギーが変換されることによって、高度の増減を伴った
対気速度の増減が発生する。During a tubeoid oscillation, the kinetic and potential energy of the aircraft are converted, resulting in an increase or decrease in airspeed that is accompanied by an increase or decrease in altitude.

振動が十分な大きさを有する場合、振動サイクル中に航
空機が墜落することもある。前記ツボイド振動の特徴は
、追い風のシャーに遭遇した操縦士がその間スティック
シェーカー迎え角を維持しようとした時に発生すること
である。第１図は、一定の大きさ、例えば毎秒５ノツト
の風速と無限の持続時間とを有する完全に追い風のシャ
ーを受けた場合の種々の誘導方法による飛行経路を示し
たものである。このような大きさと持続時間を有する風
のシャーを受けた場合、航空機が無事に脱出することは
不可能であるが、種々の飛行計画の有効性を示す基本綜
を与えるために設定したものである。線分１は、風のシ
ャーに遭遇する前の航空機の飛行経路であシ、これは全
訪導計画に共通する線分である６点Ａで追い風が発生し
ている。線分２は、風のシャーが発生するとすぐにステ
ィックシェーカー迎え角の達成ならびに維持を命令した
場合の飛行経路を示している。初め航空機はかな〕の高
度に達するが、すぐに７ゴイド振動が始ｔｂ、その結果
航空機は地上に向けて降下し始め、約２６秒経過後には
墜落するであろうことが判る。If the vibrations are of sufficient magnitude, the aircraft may crash during the vibration cycle. The characteristic of the tubeoid oscillation is that it occurs when a pilot encounters tailwind shear and attempts to maintain a stick shaker angle of attack during that time. FIG. 1 shows the flight path for various guidance methods in the presence of a completely tailwind shear having a constant magnitude, for example, a wind speed of 5 knots per second and an infinite duration. Although it is impossible for an aircraft to escape safely if it is hit by a wind shear of such magnitude and duration, it has been established to provide a basic helix that indicates the effectiveness of various flight plans. be. Line segment 1 is the flight path of the aircraft before encountering the wind shear, and a tailwind is occurring at point 6 A, which is a line segment common to all flight mission plans. Line segment 2 shows the flight path if the stick shaker angle of attack is commanded to be achieved and maintained as soon as wind shear occurs. At first, the aircraft reaches an altitude of 1,000 yen, but soon 7-goid oscillations begin, as a result of which the aircraft begins to descend toward the ground, and approximately 26 seconds later, it is clear that it will crash.

７ゴイド振動が始まると、操縦士も自励操縦装置も何ら
それを制することができない。揚力を更をこ上げるため
迎え角を増大すると航空機が失速する丸め、迎え角を増
大することはできない。Once the 7-goid vibration begins, neither the pilot nor the self-excited control system can control it. It is not possible to increase the angle of attack in order to increase the lift even further, since increasing the angle of attack will stall the aircraft.

反対に航空機の機首を下げた場合は、降下率が増大する
にすぎない。更に、迎え角をスティックシェーカー迎え
角へと増大するのは、どうしても地面との衝突を避けな
ければならない場合に限るべきであることが判る。Conversely, lowering the nose of the aircraft only increases the rate of descent. Furthermore, it has been found that increasing the angle of attack to a stick shaker angle of attack should only be done when it is absolutely necessary to avoid collision with the ground.

上記のことから、操縦士または自励操縦装置に利用され
る最適誘導法は、航空機の利用可能なエネルギーをでき
うる限シ利用してできるだけ長く飛行を維持すると共に
、７ゴイド振動モードの発生を最小化するようなもので
なければならないことが判る。In view of the above, the optimal guidance method used by the pilot or self-excited pilot system is to utilize as much of the aircraft's available energy as possible to maintain flight for as long as possible, and to avoid the generation of seven-goid vibrational modes. It turns out that it has to be something that minimizes it.

第１図の線分３は、風のシャーと遭遇し、その間飛行経
路角の変化の最小化を試みた場合の飛行経路を示してい
る。この飛行計画は、前記米国特許出願第８３４７２９
号に開示されているものと本質的に類似している。前記
飛行計画は、スティックシェーカー迎え角の達成が必要
となるまでの時間を延長し、よって７ゴイドモードの発
生を遅らせ、その結果地面に衝突するまでの時間を延長
する傾向がある。第１図から、この飛行計画はその衝突
までの時間が２９秒であシ、明らかに先述のスティック
シェーカー迎え角による飛行計画よシ効果的であること
が判る。Line 3 in FIG. 1 shows the flight path when wind shear is encountered while attempting to minimize the change in flight path angle. This flight plan is based on the aforementioned U.S. Patent Application No. 834,729.
is essentially similar to that disclosed in No. Such a flight plan tends to extend the time before a stick shaker angle of attack is required to be achieved, thus delaying the onset of the 7-goid mode, and thus extending the time until ground impact. From FIG. 1, it can be seen that this flight plan has a time to impact of 29 seconds and is clearly more effective than the stick shaker angle of attack flight plan described above.

７ゴイドモードの発生を最小化する方法とじてに、その
振動によって生ずる高度の変化を最小化する方法、また
はその振動によって生ずる速度の変化を最小化する方法
のいずれかの方法が周知である。速度の変化を最小化す
ることによって地上に対して負の飛行経路角を生ずるこ
とがあるため、実際には高度の変化を最小化する方法の
みが実行される。この場合、航空機を零の飛行経路角で
飛行させて行なうのが理想的であるが、実際には離着陸
時のような非常に低い高度で風のシャーが発生した場合
、零の飛行経路角で飛行する（すなわち、一定の高度で
飛行する）と飛行場近辺の高い建物や丘陵地などｉこ航
空機が衝突する危険がある。よって、僅かに正方向の飛
行経路角を与え、地上の障害物を避けることが望ましい
。米国連邦航空庁の規定では、多エンジンの旅客榴送用
ジェット機に対する最小許容飛行経路角は１．５５度で
ある。この角度は、障害物をクリアする正方向の飛行経
路角であると共に、ツボイド制動を最大化する角度でも
ある。よって、本発明に水平方向の風のシャーに遭遇し
た場合にｔＳＳ度の飛行経路角を命令し、障害物のクリ
アランス能力を保証すると共に、出来るだけスティック
シェーカー迎え角の達成を遅らせることによって７ゴイ
ドモードの発生を防ぐものである。Methods for minimizing the occurrence of the 7-goid mode include either minimizing changes in altitude caused by the vibrations or minimizing changes in velocity caused by the vibrations. In practice, only methods that minimize changes in altitude are implemented, since minimizing changes in speed can result in negative flight path angles relative to the ground. In this case, it would be ideal to fly the aircraft at a zero flight path angle, but in reality, if wind shear occurs at a very low altitude, such as during takeoff and landing, the aircraft would fly at a zero flight path angle. When flying (that is, flying at a certain altitude), there is a risk that the aircraft will collide with tall buildings or hilly areas near the airport. Therefore, it is desirable to provide a slightly positive flight path angle to avoid obstacles on the ground. According to Federal Aviation Administration regulations, the minimum allowable flight path angle for multi-engine passenger jet aircraft is 1.55 degrees. This angle is the positive flight path angle that clears obstacles, as well as the angle that maximizes tube braking. Thus, the present invention employs a 7-goid mode by commanding a flight path angle of tSS degrees when encountering horizontal wind shear, ensuring obstacle clearance capability and delaying the attainment of a stick shaker angle of attack as much as possible. This prevents the occurrence of

線分４は、完全に縦方向、またに水平方向Ｑ風のシャー
に遭遇し、１５５度の一定の飛行経路角が命令された場
合の本発明による飛行経路を示している。この飛行計画
による衝突までの時間は、前記三つの飛行計画中最長の
３４秒である１文に、地上に衝突する直前の飛行経路角
の線の傾斜で表わされた衝突速度は、定数ｒに対する最
小値であシ、よって墜落した場合航空機および乗客／乗
員の生存の可能性が一層増大されることが判る。本発明
によれば、僅かに正方向の経路角を命令し、七九によっ
て航空機がスティックシェーカー迎え角に達せざるを得
なくなるまでの時間を最大化し、航空機を飛行し続けさ
せることによって、前記の事が達成される。Line 4 shows the flight path according to the present invention when full longitudinal and horizontal Q wind shear is encountered and a constant flight path angle of 155 degrees is commanded. The time until collision according to this flight plan is 34 seconds, which is the longest among the three flight plans mentioned above.The collision speed, which is expressed by the slope of the line of the flight path angle immediately before collision with the ground, is a constant r. It can be seen that there is a minimum value for , thus further increasing the chances of survival of the aircraft and its passengers/crew in the event of a crash. In accordance with the present invention, this is accomplished by commanding a slightly positive path angle, maximizing the time before the aircraft is forced to reach a stick shaker angle of attack, and keeping the aircraft in flight. things are accomplished.

次に第２図の説明をする。遭遇した風のシャーは、１秒
当シ５ノットの一定の大きさと２５秒の一定の、持続時
間とを有している。線分１０は、、公Ａで風のシャーと
遭遇する前の航空機の飛行経路を表わしている。風のシ
ャーは、点Ａで始まり、その後２５秒間続く。線分１１
は、スティックシェーカー迎え角に達し、それを維持し
ようとした場合の飛行経路を示し、線分１２は、飛行経
路角の損失を最小化する飛行計画を示している。線分１
３は、１．５５度の地面に対して正方向の飛行経路角を
維持しよ、うとする本発明ζこよる飛行経路角を人わし
ている。本発明は、墜突せずに風のシャーから脱出する
ことが可能と思われる唯一の飛行経路を生ずることが判
る。Next, FIG. 2 will be explained. The wind shear encountered has a constant magnitude of 5 knots per second and a constant duration of 25 seconds. Line segment 10 represents the aircraft's flight path before encountering the wind shear at public A. The wind shear begins at point A and continues for the next 25 seconds. line segment 11
shows the flight path if the stick shaker angle of attack is reached and attempted to be maintained, and line segment 12 shows the flight plan that minimizes the loss of flight path angle. line segment 1
3 represents a flight path angle due to the present invention ζ which attempts to maintain a positive flight path angle with respect to the ground of 1.55 degrees. It is found that the present invention yields the only flight path that appears possible to escape the wind shear without crashing.

下方に向かって吹く垂直方向の風による影響も考慮する
必要がある。すなわち、それによって、地面に対する航
空機の飛行経路角が低下することである。負方向の飛行
経路角は、航空機の降下を生じ、補正が成されない場合
は地上との接触を生ずる。完全に垂直方向の風による飛
行経路角は、以下の周知の近似式に従って計算すること
ができる。すなわち、 但し、ｒＧは地面に対する飛行経路角（単位はラジアン
）であシ、 ｈＡＩ几は気団に対する航空機の上昇率（単位はフィー
ト７秒）であシ、 １１ＷＩＮＤは下方が負で表わされる垂直方向の風の速
度（単位はフィート７秒）でおシ、かつ ■は対気速度（単位はフィート７秒） である。The effect of vertical winds blowing downward must also be considered. That is, it reduces the flight path angle of the aircraft relative to the ground. A negative flight path angle will cause the aircraft to descend and, if no correction is made, will result in contact with the ground. The fully vertical wind flight path angle can be calculated according to the following well-known approximation formula: In other words, rG is the flight path angle with respect to the ground (in radians), hAI is the rate of climb of the aircraft relative to the air mass (in feet 7 seconds), and 11WIND is the vertical direction with negative downwards. is the wind speed (in feet 7 seconds), and ■ is the airspeed (in feet 7 seconds).

上式から、垂直方向の風の大きさが大きくなればなるほ
ど、航空機の地面に対する飛行経路角への影響が増大さ
れることが判る。よって最適な゛自励誘導法の別の機能
に、垂直方向の風のシャーによる地面に対する飛行経路
角の低減を考慮することである。飛行経路角の変化を補
正しようとする飛行計画の場合、航空機の昇降舵を制御
して迎え角を増大し、それによって航空機の揚力を増大
しなければならない。垂直方向の風が十分な大きさと持
続時間とを有する場合、迎え角は最大許容限度のスティ
ックシェーカー迎え角が得られるまで連続的に増大され
る。その結果、完全に水平方向の風のシャー、または完
全に縦方向の風のシャーの場合は、スティックシェーカ
ー迎え角に達するまでの時間を最大化することが望まし
い。本発明によれば、垂直方向の風による飛行経路角の
純変化を計算し、１．５５度の一定の飛行経路角命令を
しかるべく変更することによって前記のことが達成され
る。From the above equation, it can be seen that the greater the magnitude of the vertical wind, the greater its influence on the flight path angle of the aircraft with respect to the ground. Therefore, another feature of the optimal self-excited guidance method is to take into account the reduction of the flight path angle with respect to the ground due to vertical wind shear. For flight plans that attempt to compensate for changes in flight path angle, the elevators of the aircraft must be controlled to increase the angle of attack and thereby increase the lift of the aircraft. If the vertical wind is of sufficient magnitude and duration, the angle of attack is continuously increased until the maximum allowable stick shaker angle of attack is obtained. As a result, for fully horizontal wind shears, or fully longitudinal wind shears, it is desirable to maximize the time to reach the stick shaker angle of attack. In accordance with the present invention, this is accomplished by calculating the net change in flight path angle due to vertical wind and modifying the 1.55 degree constant flight path angle command accordingly.

例えば、航空機が１秒当シ２５フィートの下方の垂直風
を受けて毎秒１５０ノツトの速度と毎秒１０フイートの
上昇率で飛行していると仮定した場合、以下の周知の近
似式によって気団に対する飛行経路角を計算することが
できる。For example, if an aircraft is flying at a velocity of 150 knots per second and a rate of climb of 10 feet per second in a downward vertical wind of 25 feet per second, then the well-known approximation Path angles can be calculated.

すなわち、 ’Ａｉ）ｔ。That is, 'Ai)t.

ｒ　Ａ　−−（２） ■ 但し、ｒＡは気団に対する航空機の飛行経路角（単位に
ラジアン）であ夛、 ｈＡｘａは気団に対する航空機の垂直速度（単位はフィ
ート７秒）であシ、 ■は航空機の真の対気速度（単位はフ ィート７秒）である。rA --(2) ■ However, rA is the flight path angle of the aircraft with respect to the air mass (in radians), hAxa is the vertical velocity of the aircraft with respect to the air mass (in feet 7 seconds), and ■ is the aircraft's flight path angle (in radians). is the true airspeed in feet (7 seconds).

上記の所与の例では、１５０ノツトの速度は２５３３５
　フィート７秒に等しい、よってｒｈ−１０３９ラジア
ン、すなわち２．２６度である。上式（１）から、地上
に対する飛行経路角は−α０５９ラジアン、すなわち−
五５９度である。航空機は地上１００フイートの初期高
度から降下し、約６６秒後−五３９度の飛行経路角で地
面と衝突することになる。In the given example above, the speed of 150 knots is 25335
ft. is equal to 7 seconds, thus rh-1039 radians, or 2.26 degrees. From the above equation (1), the flight path angle with respect to the ground is -α059 radians, that is -
It is 559 degrees. The aircraft would descend from an initial altitude of 100 feet above the ground and impact the ground approximately 66 seconds later at a flight path angle of -539 degrees.

上式（１）と（２）の差を得ることによって、気団およ
び地面基準間における飛行経路角の純変化を下記の如く
得られることが判る。すなわち、但し、Δｒは気団に対
する飛行経路角と地面に対する飛行経路角との差（単位
はラ ジアン）でちシ、 ｈｗ工Ｎｎは垂直方向の風の大きさ（単位はフィート７
秒）であシ、 ■は航空機の速度（単位はフィート７ 秒）である。It can be seen that by obtaining the difference between equations (1) and (2) above, the net change in flight path angle between the air mass and ground reference can be obtained as follows: In other words, Δr is the difference between the flight path angle with respect to the air mass and the flight path angle with respect to the ground (in radians), and hwNn is the magnitude of the vertical wind (in feet 7
(seconds) and ■ is the speed of the aircraft (in feet 7 seconds).

上式（３）から、計算された差は−（ＬＯ９８７ラジア
ン、すなわち−５６５度となる。From equation (3) above, the calculated difference is -(LO987 radians, or -565 degrees.

従って、縦方向、すなわち水平方向の風のシャーと垂直
方向の風のシャーの成分を考えるには、１．５５度の定
数値に５６５度を加算し、新規に命令された飛行経路角
７．２）度を求める必要がある。この修正された気団に
対する飛行経路角で飛行することによシ、地面に対する
１、５５度の飛行が保証され、航空機がスティックシェ
ーカー迎え角に達する前に最大の利用可能な時間が得ら
れると共にそれによってツボイドモード振動の発生を最
小化することも保証される。Therefore, to consider the longitudinal, or horizontal, wind shear and vertical wind shear components, add 565 degrees to the constant value of 1.55 degrees and create a new commanded flight path angle of 7. 2) It is necessary to find the degree. Flying at this modified air mass flight path angle ensures flight at 1,55 degrees to the ground, maximizing available time before the aircraft reaches the stick shaker angle of attack, and It is also ensured that the occurrence of tubeoid mode vibrations is minimized.

次に第３図を説明する。ここてに、１秒当）５０フイー
トの速度と２５秒の持続時間とを有する垂直方向の風の
シャーを航空機が通過している場合の、種々の飛行経路
計画による飛行経路が比較されている。線分１４は、垂
直方向の風に遭遇する前の航空機の飛行経路を示す。前
記風のシャニ状態は点Ａで始ま勺、その後２５秒間持続
する。線分１５は、スティックシェーカー迎え角が維持
されている間の航空機の飛行経路を表わしている一線分
１６は、飛行経路角の損失が最小化されている間の飛行
経路を示し　　・ている。線分１７は気団に対して１．
５５度の一定の飛行経路を飛行することによって生じた
飛行経路を表わしている。Ｉｓ分１８は、本発明による
飛行経路を示すが、この場合１．５５度の命令された飛
行経路は、画１方向の風が生じた飛行経路角の変化によ
シ増大されている。第３図は、その他の考えられる飛行
経路計画に対する本発明の優位性を明確に示している。Next, FIG. 3 will be explained. Here, flight paths from various flight path plans are compared when the aircraft is passing through a vertical wind shear having a velocity of 50 feet per second and a duration of 25 seconds. . Line segment 14 shows the aircraft's flight path before encountering vertical winds. The wind condition starts at point A and continues for 25 seconds. Line segment 15 represents the flight path of the aircraft while the stick shaker angle of attack is maintained; line segment 16 represents the flight path while the loss of flight path angle is minimized. Line segment 17 is 1.
It represents the flight path produced by flying a constant flight path of 55 degrees. Is minute 18 shows a flight path according to the present invention, but in this case the commanded flight path of 1.55 degrees has been augmented by the change in flight path angle caused by the wind in one direction. FIG. 3 clearly shows the advantages of the present invention over other possible flight path plans.

第４図の説明をする。該第４図は、風のシャーから脱出
するための最適な誘導信号を発生する、本発明による装
置のブロック図を示している０本発明を判り易くするた
め、ｔよぼアナログ形式を利用して説明してゆくが、該
アナログ形式は、種々のアナログ入力をデジタル信号に
変換してデジタル処理を行ない、種々のデジタル出力を
アナログ信号にに換してフライトディレクター装置の指
示器または自励操縦装置のいずれかを駆動すｎばよいの
であるから、上記のブロック図は結果としてプログラム
可能なデジタル計算機のプログラミングをも表わしてい
ることが判る。Figure 4 will be explained. FIG. 4 shows a block diagram of a device according to the invention for generating an optimal guidance signal for escaping the wind shear. As will be explained, the analog format converts various analog inputs into digital signals and performs digital processing, and converts various digital outputs into analog signals to be used as an indicator of a flight director device or a self-excited control device. It is understood that the above block diagram also represents the programming of a programmable digital computer.

次に、本発明による装置の動作ｉこついて説明する。風
のシャー検出装置２０から線２）に信号ｈＷが与えられ
るが、この信号μ風のシャーの大きさに比例すると共に
、重力定数ｇで、測定された垂直方向の風の時間変化率
と同じ符号を有している。前記風のシャー検出装置は、
１９８３年５月６日ｔこ出願され、１９８６年６月３日
に本出願人に付与された米国特許第４．５１，２８５号
に開示さｎｆＩ−ものでもよい、前記検出器は、垂直方
向の風の変化率に比例する信号と、および危欣な風のシ
ャー状態、または危険性の少ない風のシャー状態を示す
所定の閾値が検出されたことを表わす論理信号とを発生
することができる。Next, the operation of the apparatus according to the present invention will be explained. A signal hW is given to the line 2) from the wind shear detection device 20, and this signal μ is proportional to the magnitude of the wind shear and is equal to the time rate of change of the measured vertical wind with the gravitational constant g. It has a sign. The wind shear detection device includes:
No. 4,51,285, filed May 6, 1983 and granted to the present applicant on June 3, 1986, the detector may and a logical signal representing that a predetermined threshold indicative of a hazardous wind shear condition or a non-hazardous wind shear condition has been detected. .

線２）によって従来の積分器２２に信号ｈｗが印加され
るが、前記積分器２２は、線２）の入力信号の時間積分
に比例する出力ｈｗを線２３に印加するように作動する
。前記信号Ｊｙは単位２７秒で表わされた前記風の垂直
方向の速度を表わしている。風のシャー検出装置２０は
、線３３、接続点５４およびインバータ３５を介して論
理信号を発生するが、前記インバータは、風のシャーが
検出さｎない場合は常に論理１の信号を線７１に印加し
、風のシャーが検出され九場合は常に論理信号“０”を
線７１に印加する。前記線７１に印加された論理信号１
０”によって前記積分器２２が作動される。該積分５２
２に印加された論理信号１１″の信号によって、１０″
出力を生ずる。すなわち積分器がリセットされる。その
結果、線２５に印加される信号は垂直方向の風の大きさ
に比例すると共に、所定の検出閾値を超える風のシャー
が発生した場合に常に単位２７秒で表わされる。その他
の場合前記線２３の信号は零になる。A signal hw is applied by line 2) to a conventional integrator 22, which is operative to apply an output hw to line 23 that is proportional to the time integral of the input signal of line 2). The signal Jy represents the vertical velocity of the wind expressed in units of 27 seconds. Wind shear detection device 20 generates a logic signal via line 33, connection point 54 and inverter 35, which inverter provides a logic 1 signal on line 71 whenever no wind shear is detected. A logic signal "0" is applied to line 71 whenever wind shear is detected. Logic signal 1 applied to the line 71
0'' activates the integrator 22. The integrator 52
10" by the logic signal 11" applied to 2
produces an output. That is, the integrator is reset. As a result, the signal applied to line 25 is proportional to the vertical wind magnitude and is expressed in units of 27 seconds whenever a wind shear exceeding a predetermined detection threshold occurs. Otherwise the signal on line 23 will be zero.

線２３に通常の利得部２４と結合している。A conventional gain section 24 is coupled to line 23 .

該利得部２４は、線２３の信号に１９．０５の値を乗す
る。値１９．０５′を乗することによって、線２３の信
号の単位が２７秒からノットに変換される。利得部２４
の出力は、線２５に印加され、次いでリミッタ２６１こ
送られる。The gain section 24 multiplies the signal on line 23 by a value of 19.05. By multiplying by the value 19.05', the units of the signal on line 23 are converted from 27 seconds to knots. Gain section 24
The output of is applied to line 25 and then sent to limiter 261.

前記リミッタ２６は、風のシャーが存在している時ｌこ
積分器２２のドリフトおよび直流オフセットが飛行条件
に影響を与えないようにするのに利用される。ＩＪ　％
ツタ２６は、縁２５の信号の大きさを所定の値開（例え
ば＋１００ノツトと一１００ノット間）に制限するよう
に作動する。The limiter 26 is utilized to prevent drift and DC offset of the integrator 22 from affecting flight conditions when wind shear is present. IJ%
The vine 26 operates to limit the magnitude of the edge 25 signal to a predetermined range (eg, between +100 knots and -1100 knots).

従って１００ノツトを越える信号は、１００ノツトの値
に制限され、−１００ノツト以下の信号は−１００ノツ
トになるよう設定される。その結果の制限された信号は
線２７に出力される。前記所定の制限値間の値１ごなっ
た線２５の信号値は、そのまま線２７に現われる。Therefore, signals exceeding 100 knots are limited to a value of 100 knots, and signals below -100 knots are set to -100 knots. The resulting limited signal is output on line 27. The signal value on line 25 that is equal to 1 between the predetermined limit values appears on line 27 as is.

線２７は、通常の除算器２８４こ商の分子（へ）として
利用されるイ直を印加する０分母ρ）は線６９を介して
印加されるが、鎖線３９の信号は、風のシャーに初めて
遭遇した時の航空機の真の対気速度に比的する信号であ
る。The line 27 is applied to the normal divider 284, which is used as the numerator of the quotient. The denominator ρ) is applied via the line 69, but the signal on the dashed line 39 is applied to the shear of the wind. It is a signal relative to the aircraft's true airspeed when first encountered.

前記＠５９の信号゛■Ｔは、下記の如く発生される。す
なわち、通常の対気データ計算機６８によって、ノット
で測定された航空機の真の対気速度に比例する信号■Ｔ
が発生され、Ｈｓｙを介して通常のランチ５８Ｉこ印加
される。該ラッチ５８に、風のシャーの存在を示す高レ
ベルの論理信号′″１′ｌが線５６に現われると線３７
の値を記憶するように作動する。前記線３６の信号に、
風のシャー検出装置２０によって発生され、線５３およ
び接続点３４を介して送られた信号である。従って、水
平方向、または垂直方向のいずれかの成分を有する風の
シャーが検出されると常に、ランチ３８によシその時の
真の対気速度値が記憶されると共に連続的出力として前
記値が線３９に印加され、次いで除算器２８に印加され
る。＃配線５６の信号が風のシャーが存在していないこ
とを示す論理信号１ｏ”であった場合は、瞬時的対気速
度信号が＊　５９にそのまま現われる。稼５６は、対応
する論理信号を線７４を介して可変利得部５５に印加す
るが、該可変利得部５５の機能Ｅこついては後で説明す
る。The @59 signal ゛■T is generated as follows. That is, a signal T proportional to the aircraft's true airspeed, measured in knots, by a conventional air data calculator 68.
is generated and a normal launch 58I is applied via Hsy. In the latch 58, when a high level logic signal '''1'l appears on line 56 indicating the presence of wind shear, line 37
It operates to memorize the value of . To the signal on the line 36,
The signal generated by the wind shear detection device 20 and sent via line 53 and connection point 34. Therefore, whenever a wind shear having either a horizontal or vertical component is detected, the launch 38 stores the current true airspeed value and outputs said value as a continuous output. is applied to line 39 and then to divider 28. If the signal on line 56 was a logic signal 1o'' indicating that no wind shear was present, the instantaneous airspeed signal would appear unchanged on *59. 74 to the variable gain section 55, and the function E of the variable gain section 55 will be explained later.

風のシャーに遭遇した時の最初の真の対気速度を記憶し
、利用する目的は、除算器２８に一定の基準を与えるこ
とｌこある。従って、追い風のシャーと垂直方向の風の
双方が存在する場合、追い風のシャーによる対気速度の
連続的減少は、飛行経路角を必要以上に補正すると共に
、所望の飛行経路補正に要する時間が経過しないうちに
航空＠をスティックシェーカー迎え角に駆動することに
もなるが、風のシャーを検出した時の対気速度をラッチ
し、利用することによって、この逸脱が克服されると共
ｌこ、最適な飛行経路角の増分が計算される。The purpose of storing and utilizing the initial true airspeed when wind shear is encountered is to provide a constant reference to divider 28. Therefore, when both a tailwind shear and a vertical wind are present, the continuous reduction in airspeed due to the tailwind shear will cause the flight path angle to be corrected more than necessary and the time required for the desired flight path correction will be By latching and using the airspeed at the time wind shear is detected, this excursion can be overcome and the air speed driven to a stick-shaker angle of attack before too long. , the optimal flight path angle increment is calculated.

線２９に印加される除算器２８の出力は、信号ｈｗ／Ｖ
Ｔであシ、前記垂直方向の風の大きさを前記ラッチされ
ていた対気速度で除算した場合の商を表わす、この信号
は、単位ラジアンで表わされた上式（３）の項Δｒであ
る。線２９の信号は、通常の利得部５０に印加される。The output of divider 28 applied to line 29 is the signal hw/V
T, which represents the quotient of the vertical wind magnitude divided by the latched airspeed, is the term Δr in equation (3) above expressed in radians. It is. The signal on line 29 is applied to a conventional gain section 50.

該利得部３０は、前記信号に５７．５のＩＩを乗じ、「
ラジアン」から「度」に単位を変換する。従って、線３
１に印加される利得部３０の出カニ、「度」で測定され
た恭直方向の風のシャーによる増分飛行経路角を表わす
。The gain unit 30 multiplies the signal by II of 57.5, and
Convert units from radians to degrees. Therefore, line 3
The output of the gain section 30 applied to 1 represents the incremental flight path angle due to the shear of the perpendicular wind measured in degrees.

１．５５度に対応する所定の値（その他のいずｎの適当
な定角度値でもよい）を有する信号が線４０に印加され
、通常の加算器３２に送らｎる。A signal having a predetermined value corresponding to 1.55 degrees (and any other suitable constant angle value of n) is applied to line 40 and sent to a conventional adder 32.

線３１の増分飛行経路角信号も前記加算器３２に印加さ
れ、そこで前記二つの信号が加算され、線４１に出力さ
れる。故に線４１の信号は、垂直方向の風の大きさから
計算された増分飛行経路角によって増大さｎ７’ｊ水平
方向、すなわち縦方向のシャー１こ対する１、５５度の
所望の飛行経路角を表わす。The incremental flight path angle signal on line 31 is also applied to the adder 32 where the two signals are summed and output on line 41. The signal on line 41 is therefore increased by the incremental flight path angle calculated from the vertical wind magnitude to give a desired flight path angle of 1,55 degrees relative to the horizontal, i.e. longitudinal, shear 1. represent.

風のシャーＪこ対する補正は実際の飛行経路角の変化を
制御して行なうことが望ましいので、まず実際の飛行経
路角を測定する必要がある。Since it is desirable to correct the wind shear by controlling changes in the actual flight path angle, it is first necessary to measure the actual flight path angle.

通常の垂直ジャイロスコープ６９は、「度」で測定され
た航空機のピッチ姿勢に比例する信号を線４２に印加す
る。感知器７０に、「度」で測足さ扛た航空械の実際の
迎え角ｌこ比例する信号を線４６に印加する。鎖線４６
の信号は接続点４９金介して線４８と線５０とに送られ
る。A conventional vertical gyroscope 69 applies a signal on line 42 that is proportional to the aircraft's pitch attitude, measured in degrees. A signal is applied to the sensor 70 on line 46 which is proportional to the actual angle of attack of the aircraft measured in degrees. chain line 46
is sent to line 48 and line 50 via connection point 49.

前記線４２ならびに縁４８の信号は、共ｌこ加算器４３
に印加される。該加算器４３は、飛行経路角を表わす、
前記二つの信号の代数差を発生し、線４４に印加するよ
うに作動する。線４４は、航空機の実際の飛行経路角を
加＄５４５に印加する。既に述べたように、加算器５２
によって風のシャーに遭遇した時の航空機に対する所望
の、すなわち命令された飛行経路角を表わす信号が発生
され、線４１を介して加算器４５に送られる。該加算器
４５はその出力を線５４に印加するが、該出力は、所望
の飛行経路角と実際の飛行経路角との代数差であシ、よ
って風のシャーによる垂直方向の飛行経路を補正するた
めの誤差制御を示す信号である。The signals on the line 42 as well as the edge 48 are sent to an adder 43.
is applied to The adder 43 represents the flight path angle;
It is operative to generate an algebraic difference between the two signals and apply it to line 44. Line 44 applies the aircraft's actual flight path angle to the sum of $545. As already mentioned, the adder 52
A signal representative of the desired or commanded flight path angle for the aircraft when wind shear is encountered is generated and sent via line 41 to adder 45. The adder 45 applies its output to line 54, which is the algebraic difference between the desired flight path angle and the actual flight path angle, thus correcting the vertical flight path due to wind shear. This is a signal indicating error control for

加算装置５１には、？ｆｉ４６、接続点４９および線５
０１に介して「反」で測定された航空機の実際の迎え角
を表わす信号が印加される。フラップ位置感知器７１は
、航空機のフラップの角位置に比例する信号を発生し、
巌７２に印加する。鎖線７２の信号は、スティックシェ
ーカー迎え角計算器７５に印加されるが、該計算器７３
は、各フラップ位置ζこ対応するスティックシェーカー
迎え角の所定の値を発生する。この信号は、線５２を介
して加８′ａｒ５１４こ送らルる。The addition device 51 includes ? fi46, connection point 49 and line 5
A signal representative of the aircraft's actual angle of attack, measured in "reverse", is applied via 01. The flap position sensor 71 generates a signal proportional to the angular position of the flaps of the aircraft;
Iwao 72 is applied. The signal of dashed line 72 is applied to a stick shaker angle of attack calculator 75, which
generates a predetermined value of the stick shaker angle of attack corresponding to each flap position ζ. This signal is routed via line 52 to addition 8'ar 514.

該加算器５１は、線５２のスティックシェーカー迎え角
と線５０の実際の迎え角の代数差を発生する。この差Δ
αは、線５３を介して可変利得部５５に送られる。従っ
て前記線５３の信号は、実際の迎え角をスティックシェ
ーカー迎え角と比較したものである。前記二つの信号が
等しい場合、線５３の信号は零になる。二つの信号が５
度だけ相違する場合、縁５３の信号はこの５度に対応す
る。The adder 51 generates the algebraic difference between the stick shaker angle of attack of line 52 and the actual angle of attack of line 50. This difference Δ
α is sent to variable gain section 55 via line 53. The signal on line 53 thus compares the actual angle of attack to the stick shaker angle of attack. If the two signals are equal, the signal on line 53 will be zero. two signals are 5
If they differ by 5 degrees, the signal at edge 53 corresponds to this 5 degrees.

前記線５３の値が負で、スティックシェーカー迎え角よ
シ実際の迎え角の方が犬であることを示す場合は、線５
６に印加さする出力と線５３の信号とが一致する。この
信号に負の符号を有するため、前記迎え角をスティック
シェーカー値に低減し戻すという最終命令が発生される
線５３の差の信号が所定の値（例えば３度）以下の場合
、線５６の出力は、線５４の信号に算出糸数を乗じた値
ｌこなる。前記算出係数の値は、スティックシェーカー
迎え角と実際の迎え角の差である線５５の信号の値によ
って異なる。If the value of line 53 is negative, indicating that the actual angle of attack is higher than the stick shaker angle of attack, line 5
The output applied to line 6 and the signal on line 53 match. Since this signal has a negative sign, a final command to reduce the angle of attack back to the stick shaker value is generated if the difference signal on line 53 is below a predetermined value (e.g. 3 degrees), then on line 56 The output is equal to the signal on line 54 multiplied by the calculated number of threads. The value of the calculation coefficient varies depending on the value of the signal on line 55, which is the difference between the stick shaker angle of attack and the actual angle of attack.

前記二つの信号の差が所定の値を超えると、利得係数が
定数（例えば１．０）になる。その差が所定の値以下の
場合は、線５３の信号の大きさの直接関数が乗数になる
０例えば、線５３の信号が２度の場合、乗数値はα６７
であシ、線５３の信号が１度の場合、乗数値はα３３で
あシ、かつ線５３の信号が０値の場合乗数値に０である
。When the difference between the two signals exceeds a predetermined value, the gain coefficient becomes a constant (for example, 1.0). If the difference is less than or equal to a predetermined value, then the multiplier is a direct function of the magnitude of the signal on line 53.For example, if the signal on line 53 is 2 degrees, the multiplier value is α67
Yes, if the signal on the line 53 is 1 degree, the multiplier value is α33, and if the signal on the line 53 is 0 value, the multiplier value is 0.

上記動作を通じて前記可変利得部５５に、航空機のステ
ィックシェーカー迎え角を超えるような誘導命令を排除
する関数として働く。実際の迎え角がスティックシェー
カー迎え角（例えば５度以上）よル小さい場合には、命
令された飛行経路方向誤差信号を表わす線５４の信号が
そのまま線５６の出力になる。迎え角がスティックシェ
ーカー迎え角に近づくにつれ、乗算係数は低減し、よっ
て線５６の信号が線５４の信号よ）小さい値を示すこと
もある。実際の迎え角がスティックシェーカー迎え角と
等しくなると、線５６の信号は零になフ、零命◆を発生
する。よって、何らの迎え角の変更も命令されない。Through the above operations, the variable gain unit 55 acts as a function to exclude guidance commands that exceed the stick shaker angle of attack of the aircraft. If the actual angle of attack is less than the stick shaker angle of attack (eg, 5 degrees or more), the signal on line 54 representing the commanded flight path heading error signal is directly output on line 56. As the angle of attack approaches the stick shaker angle of attack, the multiplication factor decreases, so that the signal on line 56 may have a smaller value (than the signal on line 54). When the actual angle of attack becomes equal to the stick shaker angle of attack, the signal on line 56 goes to zero, producing a zero life ◆. Therefore, no change in the angle of attack is commanded.

前記線５６の信号は最終的Ｉこ接続点７４に印加され、
該接続点７４を介して自励操縦装置またはフライトディ
レクター装置に送られ、迎え角命令を発生する。線５６
は、接続点７４および線５７を介して利得部５８と接続
するが、該利得部５８は、自励操縦装置ｋｔ６２の時性
ｌこよって決定さする適当な一定の利得値ＫＡＰ　を線
５７の信号に乗する。線６１に印加された利得部５８の
出力は、通常の自励操縦装置および昇降舵サーボ６２に
印加される。該サーボの出力な、通常の態様で昇降舵７
５に印加される。昇降舵の操縦面に、線６１の信号が零
になるまで帰還ｆ！（制御装置によって感知さｎｆｃ：
Ｉ８！え角およびピッチ角を増大または低減する。線６
１の信号が零になると、誘導制御が満足さｎ１航空機は
正しい飛行経路上を飛行することになる。The signal on line 56 is applied to a final connection point 74;
It is sent via connection point 74 to a self-excited pilot or flight director device to generate an angle of attack command. line 56
is connected to a gain section 58 via a connection point 74 and a line 57, which gains an appropriate constant gain value KAP determined by the temporality l of the self-excited pilot system kt62 via a line 57. Get on the signal. The output of gain section 58 applied to line 61 is applied to a conventional self-excited pilot and elevator servo 62. The output of the servo is the elevator 7 in the normal manner.
5. Return f! until the signal on line 61 becomes zero on the elevator control surface. (NFC sensed by control device:
I8! Increase or decrease the tilt and pitch angles. line 6
When the n1 signal becomes zero, the guidance and control is satisfied and the n1 aircraft will fly on the correct flight path.

同様に、制御信号が前記フライトディレクター装置６６
に与えらｎる。可変利得部５５の出力線、線５６に印加
され、接続点７４を介して線５９にも送られる。鎖線５
９は通常の利得部６０と接続している。この通常の利得
ｓ６０は、線５９の信号にフライトディレクター装置６
６の付勢に適した係数ＫＦＤを乗する。前記利得部６０
の出力は、線６５に印加され、通常の電子装置または機
械的手段を介してピッチ指針６７に送られる。操縦士は
、前記ピッチ指針の位置を観察し、線６５の信号が零に
なるまで前記指針を移動して航空機の迎え角およびピッ
チ角を指示された方向に変更し、ピッチ指針６７をその
零位置に戻す、それによって誘導制御が満足され、航空
機は正しい飛行経路上を飛行することになる。Similarly, control signals are transmitted to the flight director device 66.
given to. It is applied to the output line of the variable gain section 55, line 56, and is also sent to line 59 via connection point 74. chain line 5
9 is connected to a normal gain section 60. This normal gain s60 is applied to the signal on line 59 by flight director device 6.
6 is multiplied by a coefficient KFD suitable for energization. The gain section 60
The output of is applied to line 65 and sent to pitch pointer 67 via conventional electronic or mechanical means. The pilot observes the position of the pitch pointer, changes the angle of attack and pitch angle of the aircraft in the indicated direction by moving the pointer until the signal on line 65 becomes zero, and then moves the pitch pointer 67 to that zero point. back into position, so that guidance and control are satisfied and the aircraft will fly on the correct flight path.

上記の説明から、風のシャー憂こ遭遇した時、それが縦
方向、または水平方向の風のシャーである場合はｔ５５
度の所定の定飛行経路角が命令されることが判る。前記
命令され九角度は、垂直方向の風のシャーの大きさの関
数で変更さｎ。From the above explanation, when encountering wind shear, if it is vertical or horizontal wind shear, t55
It can be seen that a predetermined constant flight path angle in degrees is commanded. The commanded angle n varies as a function of the magnitude of the vertical wind shear.

地面に対して１．５５度の合成飛行経路角を生ずる。Resulting in a resultant flight path angle of 1.55 degrees relative to the ground.

命令された飛行経路角から実際の飛行経路角を減算する
ことによって生じた誤差制御信号は、スティックシェー
カー迎え角と実際の迎え角の差の関数で修正される。ス
ティックシェーカー迎え角を超えると、迎え角の低減が
命令される。The error control signal produced by subtracting the actual flight path angle from the commanded flight path angle is modified as a function of the difference between the stick shaker angle of attack and the actual angle of attack. Exceeding the stick shaker angle of attack commands a reduction in the angle of attack.

上記関数の合成によっては、風のシャーに遭遇した場合
に最適飛行経路角を生ずる誘導制御信号の発生に有用で
ある。The composition of the above functions is useful in generating guidance control signals that produce optimal flight path angles when wind shear is encountered.

本発明を好適な実施例を挙げて説明してきたが使用され
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の成さｎ
うることが判る。Although the present invention has been described with reference to preferred embodiments, the terminology used is descriptive and not limiting, without departing from the true scope and spirit of the invention in its broader aspects. No changes may be made within the scope of the appended claims.
I know it's possible.

未図面の簡単な説明 第１図は迎え角をパラメータとした水平方向の風のシャ
ー状態に対する航空機の制度対時間の計算ｉｉｔ示し、
第２図は一定の大きさと持続時間を有する風のシャーに
対する迎え角の関数としての飛行経路に関して先行技術
による場合と本発明による場合とをグラフで示したもの
であル、第３図は垂直方向の風のシャーが存在する場合
に本発明による飛行経路と先行技術ｌこよるものとを比
較したグラフであシ、かつ第４図は本発明ｌこよる一装
置の構成を示す略ブロック図である。Brief explanation of undrawn parts Figure 1 shows the calculation of aircraft accuracy versus time for horizontal wind shear conditions using the angle of attack as a parameter.
FIG. 2 is a graphical representation of the flight path as a function of angle of attack relative to the shear of a wind of constant magnitude and duration; FIG. 4 is a graph comparing the flight path according to the present invention with that according to the prior art when there is wind shear in the same direction, and FIG. 4 is a schematic block diagram showing the configuration of a device according to the present invention. It is.

図中、２０は風のシャー検出装置、２２は積分器、２４
および３０は利得部、２６はリミッタ、２８は除算器、
３２は加算器、３４は接合点、５５はインバータ、５８
はラッチ、５５は可変利得部、５８および６０は利得部
、６２は自励操縦装置および昇降舵サーボ、６６は７ラ
イトデイレクター装置、６７はピッチ指骨、６８は対気
データ計算機、６９は垂直ジャイロスコープ、７０に迎
え角感知器、７１はフラップ位置感知器、７３はスティ
ックシェーカー迎え角計算機、を夫々示す。In the figure, 20 is a wind shear detection device, 22 is an integrator, and 24
and 30 is a gain section, 26 is a limiter, 28 is a divider,
32 is an adder, 34 is a junction, 55 is an inverter, 58
is a latch, 55 is a variable gain section, 58 and 60 are gain sections, 62 is a self-excited steering device and elevator servo, 66 is a 7 light director device, 67 is a pitch phalanx, 68 is an air data calculator, 69 is a vertical A gyroscope, 70 an angle of attack sensor, 71 a flap position sensor, and 73 a stick shaker angle of attack calculator are shown.

特許出願人　　　ハネウェル　インコーホレイテッド高
度（１，ｏｏｏフィート）Patent Applicant Honeywell Incoholated Altitude (1,00 feet)

Claims (8)

【特許請求の範囲】[Claims] （１）風のシャー状態に遭遇した航空機の垂直飛行経路
を制御する装置において、前記装置は実際の飛行経路角
を表わす信号を発生する手段と、所定の飛行経路角を表
わす信号を発生する手段と、風のシャーの速度成分によ
る垂直飛行経路角の変化を表わす信号を発生する手段と
、前記所定の飛行経路角信号と前記飛行経路角信号の変
化とを加算してその代数和を発生する手段と、および前
記加算された信号から前記実際の飛行経路角信号を減算
し、誤差制御信号を表わす信号を発生して前記垂直飛行
経路を補正する手段とを備えていることを特徴とする上
記風のシャーにおける航空機の最適過飛行誘導装置。(1) An apparatus for controlling the vertical flight path of an aircraft encountering wind shear conditions, the apparatus comprising: means for generating a signal representing an actual flight path angle; and means for generating a signal representing a predetermined flight path angle. and means for generating a signal representing a change in vertical flight path angle due to the velocity component of the wind shear; and adding the predetermined flight path angle signal and the change in the flight path angle signal to generate an algebraic sum thereof. and means for subtracting the actual flight path angle signal from the summed signal to generate a signal representative of an error control signal to correct the vertical flight path. Optimal overflight guidance system for aircraft in wind shears. （２）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
装置は前記誤差制御信号に応答し、それに従つて前記航
空機のピッチを制御する手段を備えていることを特徴と
する上記風のシャーにおける航空機の最適飛行誘導装置
。(2) The apparatus of claim 1, wherein the apparatus comprises means responsive to the error control signal and controlling the pitch of the aircraft accordingly. Optimal flight guidance system for aircraft. （３）特許請求の範囲第２項記載の装置において、気団
に対する航空機の対気速度を表わす信号を発生する手段
と、風のシャーによる垂直方向の風の速度に対応する信
号を発生する手段と、および前記垂直方向の風の速度信
号と前記対気速度信号とに応答してその商に対応する信
号を発生する手段とから成ることを特徴とする上記風の
シャーにおける航空機の最適飛行誘導装置。(3) The apparatus according to claim 2, comprising means for generating a signal representing the airspeed of the aircraft relative to the air mass, and means for generating a signal corresponding to the vertical wind speed due to the wind shear. , and means for generating a signal corresponding to the quotient in response to the vertical wind speed signal and the airspeed signal. . （４）特許請求の範囲第３項記載の装置において、前記
装置は前記所定の閾値を超える風のシャー状態の存在を
検出し、それに対応する信号を発生する手段と、および
前記対気速度信号と前記風のシャー検出信号とに応答し
、該検出信号がオンになると真の対気速度に対応する所
定の対気速度信号を発生する手段とを更に備えているこ
とを特徴とする上記風のシャーにおける航空機の最適飛
行誘導装置。(4) The apparatus of claim 3, wherein the apparatus comprises means for detecting the presence of a wind shear condition exceeding the predetermined threshold and generating a signal corresponding thereto; and the airspeed signal and means for generating a predetermined airspeed signal responsive to the wind shear detection signal and corresponding to the true airspeed when the detection signal is turned on. Optimal flight guidance system for aircraft in the Shah. （５）特許請求の範囲第４項記載の装置において、前記
装置はスティックシェーカー迎え角を表わす信号を発生
する手段と、実際の迎え角を表わす信号を発生する手段
と、前記スティックシェーカー迎え角を表わす信号と前
記実際の迎え角を表わす信号とを加算し、両者の間のい
ずれの差にも対応して加算信号を発生する手段と、およ
び前記誤差制御信号と前記差の信号とに応答し、所定の
制限値によつて制限されたピッチ制御信号を発生し、そ
の結果前記制限されたピッチ制御信号は、少なくとも実
際の迎え角が前記スティックシェーカー迎え角と等しく
なると値０となり、実際の迎え角がスティックシェーカ
ー迎え角を超えるとピッチダウン制御信号を生じ、かつ
前記ステイツクシエーカー迎え角が前記実際の迎え角を
超えると前記誤差制御信号に対応するピッチアップ制御
信号を生ずるリミッタ手段であつて、前記ピッチアップ
制御信号は前記差の信号が所定の値を超えると前記所定
の制限値によつて制限される前記リミッタ手段とを更に
備えていることを特徴とする上記風のシャーにおける航
空機の最適飛行誘導装置。(5) The device according to claim 4, wherein the device includes means for generating a signal representing the stick shaker angle of attack, means for generating a signal representing the actual angle of attack, and means for generating a signal representing the stick shaker angle of attack. means for adding a signal representing the actual angle of attack and a signal representing the actual angle of attack and generating a summation signal in response to any difference therebetween; and responsive to the error control signal and the difference signal. , generates a pitch control signal limited by a predetermined limit value, such that said limited pitch control signal has a value of 0 at least when the actual angle of attack is equal to said stick shaker angle of attack; limiter means for producing a pitch down control signal when the stick shaker angle of attack exceeds the stick shaker angle of attack; and producing a pitch up control signal corresponding to the error control signal when the stick shaker angle of attack exceeds the actual angle of attack; , wherein the pitch-up control signal further comprises the limiter means for limiting the pitch-up control signal by the predetermined limit value when the difference signal exceeds a predetermined value. Optimal flight guidance system. （６）特許請求の範囲第５項記載の装置において、前記
航空機のピッチを制御する前記手段は前記制限された制
御信号を利用し、該信号の大きさおよび方向に比例した
フライトディレクターシステムの計器のピッチ指針を変
位する手段を備えていることを特徴とする上記風のシャ
ーにおける航空機の最適飛行誘導装置。(6) The apparatus of claim 5, wherein the means for controlling the pitch of the aircraft utilizes the limited control signal and the instrumentation of the flight director system is proportional to the magnitude and direction of the signal. The optimal flight guidance system for an aircraft in a wind shear as described above, characterized in that it is provided with means for displacing a pitch pointer of the aircraft. （７）特許請求の範囲第５項記載の装置において、前記
航空機のピッチを制御する前記手段は前記航空機の昇降
舵と結合すると共に前記制限された制御信号に応答し、
それによつて前記信号の大きさおよび向きに比例した前
記昇降舵を移動する自励飛行制御装置を備えていること
を特徴とする上記風のシャーにおける航空機の最適飛行
誘導装置。7. The apparatus of claim 5, wherein the means for controlling pitch of the aircraft is coupled to an elevator of the aircraft and responsive to the limited control signal;
Optimum flight guidance system for an aircraft in the wind shear, characterized in that it comprises a self-excited flight control device thereby moving the elevator in proportion to the magnitude and direction of the signal. （８）特許請求の範囲第７項記載の装置において、前記
所定の飛行経路角は１．５５度であることを特徴とする
上記風のシャーにおける航空機の最適飛行誘導装置。(8) The apparatus according to claim 7, wherein the predetermined flight path angle is 1.55 degrees.