JPH1053198A - 旋回の間に航空機のヨーダンパの旋回調整ゲインを設定するための方法および旋回を行なう航空機に最適な旋回調整ゲインを決定するための装置 - Google Patents
旋回の間に航空機のヨーダンパの旋回調整ゲインを設定するための方法および旋回を行なう航空機に最適な旋回調整ゲインを決定するための装置Info
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Abstract
旋回調整ゲインの量を決定するための改善した方法およ
び装置を提供する。 【解決手段】 ヨーダンパ(303)は航空機の慣性基
準装置およびさらには航空機の飛行制御コンピュータか
らの入力を含む。飛行管理コンピュータは航空機のフラ
ップ位置を示す信号をヨーダンパ(303)に与える。
ヨーダンパ(303)は旋回調整ゲインボックスを含
み、この旋回調整ゲインボックスはフラップ位置信号を
受取り、かつフラップ位置に応じて旋回調整ゲイン値を
出力する。一般的には旋回調整ゲイン値はフラップ位置
が延びる程高くなる。各フラップ位置に対する正確な旋
回調整ゲイン値は航空機の特定的な航空力学的特性に依
存する。
Description
関し、特に、航空機のフラップ位置の関数として航空機
のヨーダンパの旋回調整ゲインを変える新規なシステム
に関する。
回は多数の操縦部品の操作によって調整される。たとえ
ばパイロットは固定翼の航空機のコックピット操縦装置
を用いて、航空機の補助翼、方向舵および昇降舵を操作
して旋回を行なうであろう。
コンピュータによる方向舵の方向角制御が長く用いられ
てきた。たとえば航空機が左にバンクすると、補助翼に
よってヨー軸の周りに生ずるモーメントにより右に偏揺
れしやすいため、旋回の調整は望ましいものとして知ら
れている。左バンクの間に生ずるヨー軸のモーメント
は、旋回を調整するよう方向舵を左にすることによって
釣合わされる。現代の大規模な商業用旅客機において
は、方向舵の方向角はヨーダンパとして知られているシ
ステムによってコンピュータ制御されている。したがっ
て、適切に旋回を行なうためにパイロットはハンドルを
操作するだけでよい。
と、ヨーダンパからの信号に応答して方向舵を動作する
ヨーダンパサーボとを含む。ヨーダンパは航空機のパイ
ロットによって指令された所与の大きさのバンク角に対
する、方向舵の方向角の大きさを決定しなければならな
い。たとえばトラン(Tran)の米国特許第5,452,
865号およびチャクラバーティー他(Chakravarty et
al.)の米国特許第5,072,893号には、先行技
術の旋回調整システムの詳細な説明が記載されている。
ゲイン計画として公知であるものである。ゲイン計画は
旋回飛行の間に方向舵のために旋回調整を提供するよう
動作する。公知の旋回調整ゲイン計画は衝撃圧としても
知られているパラメータQCに基づく。特に、ボーイン
グ747−400のゲイン計画が図1に示される。示さ
れるように、旋回調整ゲインは臨界大気圧までは一定で
あり、その点からは線形に低減する。図1に示されるゲ
イン計画は最適な旋回調整をもたらさず、発散型または
収斂型の旋回特性をもたらし得ることがわかっている。
ーダンパシステムにおける旋回調整ゲインの量を決定す
るための改善した方法および装置を提供する。ヨーダン
パは航空機の慣性基準装置およびさらに航空機のフラッ
プスラット電子装置(FSEU)からの入力を含む。慣
性基準装置は航空機のロール速度、横加速、ロール角お
よびヨー速度に関する情報を提供する。FSEUは、航
空機のフラップ位置を示す信号をヨーダンパに与える。
ヨーダンパは旋回調整ゲインボックスを含み、この旋回
調整ゲインボックスはフラップ位置信号を受取り、フラ
ップ位置に依存して旋回調整ゲイン値を出力する。その
後、ヨーダンパが旋回調整ゲイン値を用いて方向舵の変
位量を決定する。一般的には、旋回調整ゲイン値はフラ
ップ位置が延びるほど高くなる。フラップ位置が伸ばさ
れているのは翼が低速度で用いられるような、高揚力が
得られる構成になっている状態であることを示す。各フ
ラップ位置に対する正確な旋回調整ゲイン値は、変化す
る飛行状態における航空機の特定の航空力学的特性に依
存する。
点の多くは、添付の図面と関連して読まれると、以下の
詳細な説明を参照してよりよく理解され、したがってよ
り容易に認識できるだろう。
向舵の方向角を制御するヨーダンパコマンドYDCMD
を発生するための、簡略化した先行技術のヨーダンパ2
01を示す。YDCMD信号は典型的には、航空機の方
向舵を駆動する1またはそれ以上のヨーダンパサーボに
与えられる。この特定のヨーダンパ201はボーイング
747−400型機に用いられている。ヨーダンパ20
1は航空機上にある慣性基準装置からのデータ入力を用
いて、そのときの飛行状態に対して適切な方向舵コマン
ド(YDCMD)を算出する。その後ヨーダンパサーボ
はヨーダンパ201からの電気コマンドを解釈して、航
空機の方向舵を動かすアクチュエータピストンへの作動
油の流れを制御する。
加速度を表わすNy と、航空機のヨー速度を表わすR
と、航空機のロール角を表わすΦと、航空機のロール速
度を表わすPとを含む。これらのパラメータの各々は航
空機上にある慣性基準装置を通して与えられる。
ス203において横加速度Ny が定数K11によって乗算
される。第1の乗算ボックス203の出力は第1の和演
算器205に与えられ、この第1の和演算器205は第
1の乗算ボックス203からの信号出力と第2の乗算ボ
ックス207からの出力とを合計する。第2の乗算ボッ
クス207は入力としてヨー速度Rを受取り、ヨー速度
Rを予め定められた定数K12で乗算する。ヨー速度Rは
さらに第3の乗算ボックス209に与えられ、この第3
の乗算ボックス209は予め定められた定数N12でヨー
速度Rを乗算する。
与えられ、この第7の乗算ボックス227はロール角Φ
を定数Cで乗算する。第7の乗算ボックス227の出力
は第4の乗算ボックス211に与えられ、この第4の乗
算ボックス211は第7の乗算ボックス227の出力を
定数N13で乗算する。第4の乗算ボックス211の出力
は第2の和演算器213に与えられ、この第2の和演算
器213は第5の乗算ボックス215の出力に第4の乗
算ボックス211の出力を加算する。第5の乗算ボック
ス215は予め定められた定数N14でロール速度Pを乗
算する。第2の和演算器213の出力は第3の和演算器
217に与えられ、この第3の和演算器217はまた、
入力として第3の乗算ボックス209の出力を受取る。
第3の和演算器217の出力は第4の和演算器219に
与えられる。
ックス221に与えられる。1次遅れボックス221の
出力は第6の乗算ボックス223に与えられ、この第6
の乗算ボックス223は1次遅れ221の出力をゲイン
ファクタMで乗算する。第6の乗算ボックス223の出
力は第4の和演算器219にさらに与えられる。第4の
和演算器219の出力は第5の和演算器225に与えら
れる。
整ゲインボックス229にさらに与えられる。旋回調整
ゲインボックス229は航空機のエアデータコンピュー
タからの信号231を入力する際に、(ボーイング76
7の場合には)対気速度VTA S または(ボーイング74
7の場合には)外気圧QC といった信号をさらに受取
る。先行技術においてはエアデータコンピュータからの
入力は旋回調整ゲイン値を計算するために用いられ、こ
の旋回調整ゲイン値は第7の乗算器227の出力で乗算
するために用いられる。ボーイング747の旋回調整ゲ
インの計算は図1に従う。
調整ゲインボックス229に与えられる入力231は、
フラップスラット電子装置(FSEU)からの航空機の
フラップ位置を示す信号である。入力231がVTAS ま
たはQC のいずれかである先行技術とは異なり、好まし
い実施例の入力231はフラップ位置である。航空機の
翼に取付けられたフラップは延ばされたり引込まれたり
して、翼によって発生される揚力の量を調整する。フラ
ップの位置は典型的には角度で示される。多くの航空機
については、フラップはいくつかの離散的な角度位置の
うちのいずれかに置かれ得る。たとえばボーイング77
7においてはフラップは引込み位置から1,5,10,
15,20,25または30°延びたところに置かれ得
る。
ステム301は、ヨーダンパ装置303と、ヨーダンパ
サーボ305と、方向舵307と、慣性基準装置309
と、FSEU311とを含む。航空機の動きに関する情
報は慣性基準装置309によってヨーダンパ装置303
に与えられる。フラップ位置に関する情報はFSEU3
11によってヨーダンパ303に与えられる。ヨーダン
パ装置303はこの情報を受取り、その計算技術に従っ
てヨーダンパサーボ305へのYDCMD信号を生成す
る。これに応じてヨーダンパサーボは方向舵を所望の方
向角に駆動する。したがって、航空機のVTAS またはQ
C に依存した先行技術とは異なり、この発明は航空機の
フラップ位置に依存して旋回調整ゲインを決定する。
プロセッサ内に実装された乗算器とルックアップテーブ
ルとを含む。第7の乗算器227からの入力はルックア
ップテーブルからの適切な旋回調整ゲイン値で乗算され
る。ルックアップテーブルはROMに実装されてもよ
い。FSEU311によって報告されたフラップ位置に
基づいて、適切な旋回調整ゲイン値が乗数として用いら
れる。ルックアップテーブルの表形式表現が図4に示さ
れ、G1 からG8 は可能なゲイン値である。
と計算の理論的根拠とを図示する。技術分野においては
公知であるように、最適な旋回調整ゲインはヨーダンパ
ループを閉じた後に、中立的に安定したスパイラルモー
ドを必要とする。したがってヨーダンパのゲインは閉ル
ープシステムのスパイラルモードを出発点に移動させる
必要がある。螺旋モードを出発点に移動させるゲイン
は、安定した状態の旋回角度における閉ループ航空機シ
ステムに関する状態方程式を解くことによって得られ
る。このプロセスは下記のように数学的に導くことがで
きる。
る。
が図5に示される。マトリクスa1 、b1 、c1 、g1
はモデル化される特定の航空機に関する航空力学的モデ
ルを表わす。パラメータu1 は方向舵の方向角の大きさ
を表わす。これらのマトリクスが、航空機の物理的大き
さおよび航空機の飛行パラメータに基づく公知の技術に
従って計算できることが当業者には認められるだろう。
さらに、マトリクスa1 、b1 、c1 、d1 は航空機の
さまざまなフラップ位置に対して異なるだろう。これ
は、航空機のフラップ位置が変わると、航空機の航空力
学的特性が変わり、それにより航空機の振舞いを規定す
るマトリクスが変わるからである。
力学方程式であるとする。
示される。a2 、b2 、y2 、c2 およびd2 の値は特
定の航空機のヨーダンパシステムから得ることができ
る。したがってb2 、c2 およびd2 の値は図2に示さ
れる乗算器から得ることができる。航空機の出力
(y1 )をヨーダンパの入力(u2)に直列に接続した
結果として得られるシステムを表わすブロック図が図7
に示される。
しいため、d′=d2 d1 =0である。ydcmd(y
2 )をΔr(u1 )に接続してループを閉じると、閉ル
ープシステムを表わすブロック図が図8に示される。
うに簡略化することができる。
うに展開することができる。
角におけるΔrを解くことができる。Δrは航空機が発
散または収斂しないようにするためにロール角フィード
バックを通して必要とされる方向舵の量である。Δrの
値が算出されると、その航空機の定数によってΔrを単
に除算したものとして、理想的な旋回調整ゲイン値を算
出することができる。
値は、フラップ位置を含む、航空機の稼動時の飛行状態
に応じて変化する。たとえば航空機の、速度、重量、高
度、フラップ位置および重心が変化すると、マトリクス
に影響を及ぼす。好ましい実施例においては、これらの
動作上のパラメータの極値を含むマトリクスが用いられ
る。その後、ルックアップテーブルに用いられる、結果
として得られた旋回調整ゲインが、さまざまな極値マト
リクスを用いて算出した旋回調整ゲインの平均として計
算される。これにより、旋回調整ゲインボックス229
が、すべての起こり得る飛行状態を確実に考慮に入れる
ようにする。
まなフラップ位置、すなわち1、5、10および20°
のフラップ位置に対する実際の旋回調整ゲイン値がボー
イング747−400型機について計算された。各フラ
ップ位置に対してはいくつかの旋回調整ゲイン値がある
ことに留意されたい。これは航空機のさまざまな極端な
動作状態に対応する。好ましい実施例において、ルック
アップテーブルに用いられた旋回調整ゲインは極値の平
均となるであろう。
されたが、発明の精神および範囲から離れることなくさ
まざまな変更がなされ得ることが認識されるであろう。
の概略図である。
である。
るルックアップテーブルの図である。
めに用いられる数学的モデルの図である。
めに用いられる数学的モデルの図である。
めに用いられる数学的モデルの図である。
めに用いられる数学的モデルの図である。
めに用いられる数学的モデルの図である。
値のグラフ図である。
Claims (8)
- 【請求項1】 旋回の間に航空機のヨーダンパの旋回調
整ゲインを設定するための方法であって、 旋回調整ゲイン計画を参照するステップを含み、前記旋
回調整ゲイン計画は複数の旋回調整ゲインを複数のフラ
ップ位置設定と相関させ、さらに前記方法は、 前記旋回の間に前記航空機のフラップ位置設定を決定す
るステップと、 前記フラップ位置設定に相関する前記旋回調整ゲインと
して、好ましい旋回調整ゲインを決定するステップと、 前記ヨーダンパの旋回調整ゲインを前記好ましい旋回調
整ゲインに設定するステップとを含む、方法。 - 【請求項2】 前記複数の旋回調整ゲインが、安定した
状態の旋回角および前記複数のフラップ位置設定におけ
る前記航空機の閉ループシステムの、1組の状態方程式
を解くことによって算出される、請求項1に記載の方
法。 - 【請求項3】 前記1組の状態方程式が下記のものであ
り、 【数1】 ここでAxyおよびbxyは前記航空機の航空力学的特性か
ら決定されたマトリクスである、請求項2に記載の方
法。 - 【請求項4】 前記フラップ位置設定は前記航空機上の
フラップスラット電子装置から受取られる、請求項1に
記載の方法。 - 【請求項5】 前記フラップ位置設定は前記航空機上の
フラップスラット電子装置から受取られる、請求項2に
記載の方法。 - 【請求項6】 旋回を行なう航空機に最適な旋回調整ゲ
インを決定するための装置であって、 旋回調整ゲイン計画を含み、前記旋回調整ゲイン計画は
複数の旋回調整ゲインを複数のフラップ位置設定と相関
させ、さらに前記装置は、 前記旋回の間に前記航空機のフラップ位置設定を決定す
るためのフラップスラット電子装置と、 前記フラップ位置設定に相関する前記旋回調整ゲインと
して、前記最適な旋回調整ゲインを決定するための手段
とを含む、装置。 - 【請求項7】 旋回調整ゲインボックスを含むヨーダン
パにおいて、改良点は、 前記旋回調整ゲインボックスにストアされた旋回調整ゲ
イン計画を含み、前記旋回調整ゲイン計画は複数の旋回
調整ゲインを複数のフラップ位置設定に相関させ、さら
に前記旋回の間に前記航空機のフラップ位置設定をフラ
ップスラット電子装置から受取るための手段と、 前記フラップ位置設定に相関する前記旋回調整ゲインと
して、前記最適な旋回調整ゲインを決定するための手段
とを含む、ヨーダンパ。 - 【請求項8】 航空機の翼のフラップ位置の関数とし
て、航空機の方向舵の位置を自動的に調節するステップ
を含む、航空機を旋回させるための方法。
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