JP2656052B2 - 総合速度復原操縦装置 - Google Patents

総合速度復原操縦装置

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JP2656052B2
JP2656052B2 JP62507021A JP50702187A JP2656052B2 JP 2656052 B2 JP2656052 B2 JP 2656052B2 JP 62507021 A JP62507021 A JP 62507021A JP 50702187 A JP50702187 A JP 50702187A JP 2656052 B2 JP2656052 B2 JP 2656052B2
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    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0615—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to counteract a perturbation, e.g. gust of wind
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Description

【発明の詳細な説明】 発明の分野 本発明は、摂動があるとはいえ、本来不安定な航空機
の速度安定性を維持するために、主操縦装置が別個の速
度安定飛行制御サブシステム備えている航空機の操縦装
置に関する。
発明の背景 慣用の航空機は、本来の物理的特性によって、速度安
定性を示す。空気力学的に安定な機体は、操縦翼面が静
止しているときには、一定の迎え角を保つ傾向を有す
る。パイロットは、空気流に対する操縦翼面の角度を調
節することによって、ピッチ軸のまわりに航空機を制御
する。このことは、航空機を異なる迎え先で飛行させる
ことになり、結果として航空機の速度が変化する。
操縦翼面を固定したときに航空機が一定の迎え角で飛
行するという性能は、迎え角安定性と呼ばれている。さ
て、ここで、エンジン推力、重力、揚力および抗力がバ
ランスしていて、航空機が一定の速度および一定の迎え
角で水平飛行している場合を検討してみる。通常、この
ような航空機は、操縦桿を前方または後方へ変位させる
ことにより、それぞれスピードアップまたはスローダウ
ンし、操縦桿が元の位置に戻されると元の速度に戻る。
また推力を少し増大すると航空機は加速され、それに伴
って揚力と抗力が増大する。これによって上昇が起る。
やがて、初期速度にほゞ等しい前進速度と安定した上昇
損度よりなる平衡状態に到達する。航空機が外乱に遭遇
しても初期速度に戻るというこれらの傾向は速度安定性
（または速度復元性）と呼ばれる。この速度安定性は、
通常、ヒュゴイドモードと呼ばれる位置エネルギーと運
動エネルギーとの相互的交代として明らかにされてい
る。ヒュゴイドモードの制動が起っているならば速度安
定性が存在する。
近代の航空機設計は、本来的に安定でない航空機を含
んでいる。このような航空機に安定性を与え、空気力学
的に元来安定である航空機と同様の安定性を与えるため
には、航空機の運動に対するフィードバッククループと
信頼性の高い全権型フライ・バイ・ワイヤ式操縦装置
（FBW）が必要である。しかしこのようなFBW操縦装置は
必ずしも迎え角安定性を示さない。それゆえ、典型的な
FBW操縦装置は、レイトジャイロと加速度計を利用し
て、人工的に安定性を増大させている。しかし、このよ
うな装置は航空機に一定の迎え角を与えるというより
は、むしろ、一定のピッチ角速度と一定の加速度とを与
える。換言すれば、このような装置は、飛行操縦を行う
のに優れた操縦性を与えることができるが、慣用の航空
機に対して、長期間の速度安定性を与えない。この速度
安定性の欠如は、ある種の状況、例えば着陸アプローチ
時、では好ましくない。着陸アプローチ時には、速度が
低くなければならないので、航空機は失速速度の近くで
操縦され、さらに速度が低下すれば失速する可能性があ
る。速度安定性は、航空機の速度が低くなった場合、ま
っすぐなそして一定の経路を維持するために、ピッチ操
縦桿の背圧の増大を要求するので好ましい。なぜなら、
このことによってパイロットが安全な状況ではないとい
うことを認識するからである。
多くの先行技術が、航空機の操縦制御用に対気速度フ
ィードバックループを利用することを教示している。し
かし、全権型のFBW操縦装置のための、または不安定な
機体の制御のための、速度安定性の増強に関して言及し
ている先行技術は全くない。適切な例として、ドマシュ
の米国特許第３、624、364号がある。そこには、機械式
のクラッチを通じて作動する、対気速度フィードバック
の使用が開示されている。しかしドマシュの発明は、パ
イロットの入力がない場合の航空機の安定性に向けられ
ているものであり、パイロットが航空機の運動を制御し
ようとする場合は、クラッチをきる必要がある。さらに
ドマシュの装置は、他の機体運動センサフィードバック
（複数）とともに機能させることを意図するものではな
い。
発明の要約 本発明は、前記の問題点を克服するものであって、基
準対気速度信号を主操縦装置に供給するための速度安定
飛行制御サブシステムを備えている。主操縦装置に入力
された該基準対気速度信号によって、航空機の一つまた
は複数のピッチ制御翼面が命令を受ける。このピッチ命
令によって、航空機は、速度が低く過ぎる場合に、ピッ
チダウンされる。また本発明の好ましい実施態様の一つ
として、基準対気速度を調節するためのトリムネットワ
ークが含まれている。
それ故、本発明の目的は、FBWで制御される本来的に
不安定な航空機の、迎え角安定性（または速度安定性）
を維持するための速度安定サブシステムを提供すること
である。本発明の他の目的は、航空機が当初設定された
速度を維持するための、速度安定サブシステムを提供す
ることである。
本発明のさらに他の目的は、航空機が当初設定された
飛行速度を維持するための速度安定サブシステムを提供
することである。
本発明のさらに他の目的は、航空機のパイロットが、
実際の基準速度を、ある一定のきめられた範囲内で、変
えることができるようなトリム機能を提供することであ
る。
前記の目的ならびに本発明の種々の利点については、
以下の記述ならびに図面によって、さらに明らかにされ
るであろう。
図面の簡単な説明 第１図は、本発明の速度安定サブシステムを備えた、
元来不安定な航空機の図式的な説明図である。
第２図は、本発明の速度安定サブシステムの出力を入
力の一つとして有する主操縦装置のブロック図である。
第３図は、本発明の速度安定サブシステムのブロック
図である。
発明の詳細な説明 第１図は主操縦装置６に接続された速度安定飛行制御
サブシステム４を備えた航空機２の図式的説明図であ
る。このサブシステム４には、航空機のピッチ角とロー
ル角とを感知し、これらの角を対応する信号に変換し、
これらの信号を速度安定サブシステム12に送る姿勢基準
装置８が備えられている。主操縦装置６と速度安定サブ
システム12は、説明のために別の構成要素として示され
ているが、実際は、単一の飛行制御コンピュータシステ
ムの一部分でありうる。速度安定サブシステム12には、
エア・データ・ソース14から得られる等価対気速度とパ
イロット命令18も送られる。トリム入力16は、等価対気
速度が速度安定サブシステム12に送られる前に、等価対
気速度にバイアスをかける信号を供給する。速度安定サ
ブシステム12からの出力は主操縦装置６に送られる。以
下第２図を参照して主操縦装置（回路）６についての述
べる。
第２図は、「補償フィルタを用いる操縦装置」なる名
称の同時係属出願第797、089号の第３図に示された操縦
装置である。操縦制御回路６は、航空機２のストレーキ
・アクチュエータ22、フラップ・アクチュエータ24およ
びカナード（先尾翼）・アクチュエータ26を駆動するた
めのものである。これらのアクチュエータの作動入力
は、ピッチ・レート信号qm、垂直加速度信号nz、補償フ
ィルタの出力信号ｔ、及び操縦桿入力28よりなる。ピ
ッチ・レート信号qmはジャイロ（図示せず）から得ら
れ、ゲインKqの増幅器36によって増幅され；垂直加速度
信号nzはゲインKnzの増幅器34によって増幅され；補償
フィルタの出力信号ｔは増幅器38によってゲインＫ
で増幅され；そして操縦桿入力28は増幅器30においてゲ
インＫで増幅される。増幅器34,36および38からの出
力信号は合算されてリード／ラグ・フィルタ40に供給さ
れる。リード／ラグ・フィルタ40からの出力信号は、32
において、増幅器30からの出力信号と合算される。合算
点32からの出力信号は積分器42で積分され、同時にゲイ
ンKpを有する増幅器44で増幅される。46に出てきた信号
は、次いで並列して増幅器48と50に送られ、それぞれゲ
インKSとKFで増幅される。増幅器48と50からの出力信号
は、それぞれストレーキ・アクチュエータ22およびフラ
ップアクチュエータ24を駆動するのに用いられる。残り
のカナード・アクチュエータ26はライン46の信号によっ
て直接駆動される。カナード・アクチュエータ26からの
カナード角位置を示す出力δｃは、ピッチ信号qmを追加
の入力として有する補償フィルタ52に送られる。補償フ
ィルタ52については、前記の同時係属特許出願の中で詳
細に述べられている。
これまでにまだ述べていないが、本願発明が含まれる
第２図の追加の特徴について説明する。その特徴とは、
合算点55に入る入力信号54についてである。信号54は、
第３図に示す速度安定飛行制御サブシステム４の出力に
よって供給される。このサブシステム４によって、元来
不安定な航空機が、巡航飛行中、ヒュゴイド安定性を維
持することが可能となる。
以下、第３図を参照して、本発明の特徴が含まれる飛
行安定制御サブシステム４について記述する。
実質的に水平飛行中の航空機の迎え角安定性を維持す
るために、等価対気速度信号、EAS、が必要である。EAS
信号は、航空機の圧力と高度の差異を除去しそして多く
の手段によって得ることができる。本発明では、EAS信
号をエア・データ・ソースから得て、これをデジタル・
コンピュータのメモリに格納する。例えば、マッハ１で
海面を飛行する航空機に関するEAS信号は、エア・デー
タ・ソースから得ることができる。得られたEAS信号は
リミタ60に送られる。リミタ60は等価対気速度の係合点
の周りに作動限界を設定する。設定された作動限界によ
って、リミタ60はパイロットに所定の範囲内でシステム
を無視することを許す。これによって、パイロットは該
所定の範囲内では最終決定権を持つことができる。限定
されたEAS信号はスイッチ62に送られる。図示されてい
るスイッチ62は、速度安定回路が係合している状態にな
っている。速度安定回路が係合していない状態では、ス
イッチはポイント62Bに接続される。スイッチ62がポイ
ント62Bに接続されるとEAS信号は連続的にライン64に送
られる。スイッチ62が、ポイント62Bからはずされ、ポ
イント62Aに接続されると、もはやEAS信号はライン64に
は送られない。かくして、ライン64は自らの持っている
最後のEAS信号を保持する。このEAS信号が基準相当速度
信号VREFとなる。このVREF信号は、コンピュータの反復
サイクルの４回に１回フィードバックループ66を循環す
る。というのは、これらの計算は４回の反復が行われる
間に１回宛行われるからである。VREF信号は加算器68に
送られ、ライン70を通じて同じ加算器に入るEAS信号か
ら減算される。加算器68の出力信号は航空機の等価対気
速度と基準等価対気速度間の誤差を表す。誤差信号は速
度安定サブシステムを作動させるのに用いられる。この
誤差信号はループのゲインKG（KGはルック・アップ・テ
ーブル58によって供給される）で増倍される。この誤差
信号は、航空機の設計に依存するマッハ数と高度の関数
である。
いろいろ異なった姿勢に対して、航空機を安定状態に
保持するのに必要な、もう二つの信号は、ピッチ角θと
ロール角φの信号である。この二つの角度信号は、第１
図に示された姿勢基準ユニット８から得られる。このユ
ニットは慣用の設計によるものである。ピッチ角θのア
ナログ信号はA/D変換器72によってデジタル信号に変換
される。このデジタルθ信号は74においてゲインＫθに
よって増倍された後、マルチプライヤ76を通じて余弦関
数と結合され、次いでライン78を通ってマルチプライヤ
56に送られる。同様に、ロール角φはA/D変換器80によ
ってアナログ信号からデジタル信号に変換され、82にお
いてゲインＫφで増倍され、マルチプライヤ84を通じて
余弦関数により変調され、次いでライン86を通ってマル
チプライヤ56に供給される。角度信号を余弦関数によっ
て変調する目的の一つは、航空機の最も急激な運動角、
例えば90゜、を経験する場合に、速度安定の効果を徐々
に減衰させることにある。角度信号の中に余弦関数を合
体させる第２の理由は、航空機が大きく変位した姿勢に
ある場合、例えば転倒した姿勢にある場合、には速度安
定オプションが作動しないようにするためである。それ
ゆえ、マルチプライヤ76と84の余弦関数は、ピッチ角お
よびロール角の必要かつ適切な情報を供給することが理
解されるであろう。
これらの三つの信号は、マルチプライヤ56で掛け合わ
され、ライン88に供給される。上記の検討から明らかな
ように、マルチプライヤ56から出てくる信号は、航空機
の等価対気速度と基準対気速度間の誤差信号ならびにロ
ール角とピッチ角の補償値の信号を表す。この信号はリ
ミタ90で予めきめられた範囲内に限定される。リミタ90
の目的は、自動的なこの速度安定システムが、パイロッ
トの意志に完全に打ち勝ってしまうことがないようにす
ることである。もしリミタ90の範囲が操縦桿の物理的変
位の範囲より大きければ、パイロットが操縦桿をたとえ
十分に変位させたとしても、彼は航空機を制御できない
であろう。リミタ90からの信号54は、さきに検討した第
２図のポイント55に送られる。信号54を飛行制御回路
（主操縦装置）６へ導入することによって、該回路６が
航空機のピッチ角を変化させて、航空機の速度を修正す
ることができる。
フェーダ92とスイッチ94からなるフィードバックルー
プがライン88に導入されていることに注目され度い。図
示されているスイッチ94は、ポイント94Aに接続されて
いて、速度安定サブシステムが係合されている状態を示
している。パイロットが速度安定サブシステムの係合を
もはや望まないならば、パイロットは単にスイッチ94を
ポイント94Bに接続するだけでよい。この接続によっ
て、速度安定サブシステムは主操縦装置（または飛行制
御回路）から切り離される。フェーダ92は一次フィルタ
からなり、フィードバックをゆっくりと零まで下げるの
に用いられる。これによって、パイロットが速度安定モ
ードをオフに切替え（スイッチ92を94Bに接続する）た
とき、航空機は過渡状態を経験しない。
VREF信号を微調節するために、トリム信号TRM（VREF
信号にバイアスを掛ける信号）が速度安定サブシステム
に導入される。TRM信号によって、パイロットは、全シ
ステムを係合から切り離しそして再度係合するという操
作を行なうことなしに、実際に設定されている基準速度
信号VREFを新たな異なったVREFに変更することができ
る。トリム信号は、コックピットにあるトリムボタンに
よって、サブシステムに送られる。トリムボタンを押す
ことによってパイロットは、基準等価対気速度を変化さ
せることができる。第３図に示すように、トリム信号は
ゲインKTを有する増幅器96によってモディファイされ
る。信号は次いで加算器98に送られ、こゝで、コンピュ
ータの反復サイクルの４回毎にフィードバックループ10
2を経てフィードバックされる以前に入力されたトリム
信号に、結合される。このフィードバックループは一つ
のデジタル積分器として機能する。このループによっ
て、トリムボタンが押されない場合には、トリム信号が
保持される。パイロットがコックピットでトリムボタン
を押し続けると、基準等価対気速度を調節するトリム信
号は、トリムボタンを押す方向にしたがって、ゲインKT
に比例して連続的に増大したり減少したりする。リミタ
100はトリム信号の範囲を限定するのに用いられる。ト
リム信号をサブシステムから切り離すには、スイッチ10
4をポイント104Aから104Bに切換えればよい。スイッチ1
04,94および62は連動されており、それゆえ、スイッチ1
04を活性化するとスイッチ94もまた活性化する。これら
のスイッチは、パイロットによって手動制御されるだけ
でなく、デジタルコンピュータ12によってもまた自動的
に制御される。すなわち、航空機が著しい低速で飛行す
る際に、コンピュータ12が働いて、速度安定回路が自動
的に係合される。
本発明の説明のために、好ましい実施例について述べ
てきたが、全体的、または部分的な変更、修飾、改変、
および置換が、本発明の技術分野の当業者にとって、今
や、明らかである。従って、本発明は、請求の範囲によ
ってのみ、限定されるものである。
フロントページの続き (72)発明者 チン，ジミー アメリカ合衆国、ニューヨーク州 11366、フラッシング、第184ストリー ト、73―44番 (72)発明者 マルトレーリャ，ロミオ ピー アメリカ合衆国、ニューヨーク州 11746、ディックス ヒルズ、コルビー ドライブ、33番 (56)参考文献 特開 昭52−15100（ＪＰ，Ａ) 米国特許4536843（ＵＳ，Ａ)

Claims (11)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】少なくとも１つの操縦翼面を有する航空機
    の迎え角安定を制御するための、エア・データ・ソース
    含む航空機の操縦装置であって、 （１） エア・データ・ソースから等価対気速度信号を
    取得し、それに相当する基準等価対気速度信号を発生す
    るための手段と； （２） 総合速度安定信号を発生するために該等価対気
    速度信号と該基準信号とを処理する手段と； （３） 該総合速度安定信号を、実質的に水平飛行をし
    ている航空機の迎え角安定を維持するために、該少なく
    とも１つの操縦翼面のアクチュエータへ入力するための
    手段と； （４） 航空機のピッチ角を感知し、それに相当する信
    号を発生するための手段と；および、 （５） 航空機のロール角を感知し、それに相当する信
    号を発生するための手段と； よりなり、該処理手段（２）は前記ピッチ角とロール角
    の信号ならびに基準等価対気速度信号と等価対気速度信
    号との間の誤差を掛け合わせて、複合された総合速度安
    定信号を発生し、当該信号を入力手段を通じて、すべて
    の姿勢に対して航空機の迎え角の安定を維持するため
    に、アクチュエータに入力することを特徴とする航空機
    の操縦装置。
  2. 【請求項２】さらに次の手段よりなる請求の範囲１に記
    載した航空機の操縦装置： 高度およびマッハ数に従って該処理手段のゲインを変化
    する手段。
  3. 【請求項３】さらに次の手段よりなる請求の範囲１に記
    載した航空機の操縦装置： 新たな基準信号を設定するために、基準等価対気速度信
    号にバイアス信号を入力するための手段。
  4. 【請求項４】該バイアス信号がトリム信号である請求の
    範囲３に記載した航空機の操縦装置。
  5. 【請求項５】さらに次の手段よりなる請求の範囲１に記
    載した航空機の操縦装置： 等価対気速度を最大限度と最小限度の間に設定し、それ
    によって、基準等価対気速度信号のバイアス限度をその
    範囲内に収めるための手段。
  6. 【請求項６】該少なくとも１つの操縦翼面が空気力学的
    ピッチ制御翼面である請求の範囲１に記載した構造。
  7. 【請求項７】操縦翼面が少なくともストレーキ、フラッ
    プ、エレベータ、およびカナードの１つよりなる請求の
    範囲１に記載した構造。
  8. 【請求項８】少なくとも１つの操縦翼面を有する航空機
    の迎え角安定を制御するための、エア・データ・ソース
    を含む航空機の操縦装置であって、 （１） 航空機のピッチ角を感知し、それに相当する信
    号を発生するための手段と； （２） 航空機のロール角を感知し、それに相当する信
    号を発生するための手段と； （３） エア・データ・ソースから等価対気速度を取得
    し、それに相当する基準等価対気速度信号を発生するた
    めの手段と； （４） 更新された基準信号を設定するために、該基準
    等価対気速度信号にバイアス信号を入力するための手段
    と； （５） 等価対気速度を最大限度と最小限度の間に設定
    し、パイロットが該基準等価対気速度信号をその範囲内
    にトリムすることができるようにするための手段と；お
    よび、 （６） ピッチ角とロール角の信号ならびに基準等価対
    気速度信号と航空機の等価対気速度信号との間の誤差を
    掛け合わせて、航空機の少なくとも１つの操縦翼面のア
    クチュエータを制御する総合速度安定信号を発生する手
    段と； よりなることを特徴とする航空機の操縦装置。
  9. 【請求項９】該少なくとも１つの操縦翼面が空気力学的
    なピッチ制御翼面である請求の範囲８に記載した構造。
  10. 【請求項１０】操縦翼面がストレーキ、フラップ、エレ
    ベータ、およびカナードの１つよりなる請求の範囲８に
    記載した構造。
  11. 【請求項１１】少なくとも１つの操縦翼面を有する航空
    機の迎え角の安定を制御する方法であって、 （１） エア・データ・ソースから航空機の等価対気速
    度を取得し、それに相当する基準信号を発生する工程
    と； （２） 航空機の等価対気速度信号と基準等価対気速度
    信号との間の誤差を用いて第１の総合速度安定信号を発
    生する工程と； （３） 実質的に水平飛行していいる航空機の迎え角の
    安定を維持するために、該第１の総合速度安定信号を操
    縦翼面の角アクチュエータに入力する工程と； （４） 航空機のピッチ角を感知し、それに相当する信
    号を発生する工程と； （５） 航空機のロール角を感知し、それに相当する信
    号を発生する工程と；および、 （６） すべての姿勢に対して航空機の迎え角安定を維
    持するために、第１の総合速度信号をピッチ角およびロ
    ール角信号と掛け合わせて複合された総合速度安定信号
    をはっせいして、これをアクチュエータに入力する工程
    と； よりなることを特徴とする航空機の迎え角安定を制御す
    る方法。
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