JP2884072B2 - 航空機の経路角制御装置 - Google Patents
航空機の経路角制御装置Info
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- JP2884072B2 JP2884072B2 JP35181196A JP35181196A JP2884072B2 JP 2884072 B2 JP2884072 B2 JP 2884072B2 JP 35181196 A JP35181196 A JP 35181196A JP 35181196 A JP35181196 A JP 35181196A JP 2884072 B2 JP2884072 B2 JP 2884072B2
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- Japan
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- angle
- aircraft
- roll
- steering
- rudder
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- Mechanical Control Devices (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は航空機の飛行制御装置に
適用される経路角制御装置、詳しくは航空機の水平面内
の経路角変化時の上反角効果等によるロール角変化抑制
手段に関する。
適用される経路角制御装置、詳しくは航空機の水平面内
の経路角変化時の上反角効果等によるロール角変化抑制
手段に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の水平面内の経路角変化に方向舵の
みを用いる航空機の制御装置の場合、方向舵を操舵し、
機体の横滑りを発生させた場合、上反角効果等により機
体のロール角変化が生じ、それを制御しようとした場
合、パイロットによる追加操作が必要となる。
みを用いる航空機の制御装置の場合、方向舵を操舵し、
機体の横滑りを発生させた場合、上反角効果等により機
体のロール角変化が生じ、それを制御しようとした場
合、パイロットによる追加操作が必要となる。
【０００３】他には、水平面内の経路角をロール角変化
なしに発生させる方法としては、例えば新たに垂直カナ
ードを機体に追加し、方向舵とカナードを操作して、定
常時の方向モーメントが発生しないような状態を維持す
ることにより横滑りを発生させない方法がある。
なしに発生させる方法としては、例えば新たに垂直カナ
ードを機体に追加し、方向舵とカナードを操作して、定
常時の方向モーメントが発生しないような状態を維持す
ることにより横滑りを発生させない方法がある。
【０００４】これによると、航空機の飛行制御装置に、
カナードという操舵面を方向舵及び補助翼とは別途持た
ねばならず、重量の増加、機構の複雑化、空力抵抗の増
大等が生じる。また、方向舵とカナードを同時に作動さ
せて、横滑りの発生そのものを抑えているため、発生可
能な横力も制限され、可能となる水平面内の経路角変化
量が方向舵と補助翼のみを用いた場合と比較して減少す
る。また、操作コマンドを直接、方向舵コマンドと補助
翼コマンドにあるゲインを介して分配しロール角変化を
減少させるようフィードフォワード補償を用いて構成し
た装置の場合、若干の取り切れないロール角変化が定常
的に残る。これは飛行特性の変動、重量重心の移動、外
乱の影響等によりロール角が発生した場合にそれを減少
させる手段を有しないためである。
カナードという操舵面を方向舵及び補助翼とは別途持た
ねばならず、重量の増加、機構の複雑化、空力抵抗の増
大等が生じる。また、方向舵とカナードを同時に作動さ
せて、横滑りの発生そのものを抑えているため、発生可
能な横力も制限され、可能となる水平面内の経路角変化
量が方向舵と補助翼のみを用いた場合と比較して減少す
る。また、操作コマンドを直接、方向舵コマンドと補助
翼コマンドにあるゲインを介して分配しロール角変化を
減少させるようフィードフォワード補償を用いて構成し
た装置の場合、若干の取り切れないロール角変化が定常
的に残る。これは飛行特性の変動、重量重心の移動、外
乱の影響等によりロール角が発生した場合にそれを減少
させる手段を有しないためである。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記従来の航空機の制
御装置には解決すべき次の課題があった。
御装置には解決すべき次の課題があった。
【０００６】即ち、上記の通り、水平面内の経路角変化
時にロール角変化を抑制しようとした場合、従来手段で
は、カナードのような新たな操舵面を必要とするという
問題があった。
時にロール角変化を抑制しようとした場合、従来手段で
は、カナードのような新たな操舵面を必要とするという
問題があった。
【０００７】また、フィードフォワード補償のみで実施
した場合、補償規模は単純であるが、若干のロール角変
化が定常的に生じるため、これを防止するための手段を
必要とするという問題があった。また、制御装置の入力
端が通常の経路角変更の際の操作端であるペダルと異な
る装置の場合、パイロットがピッチ角及びロール角の変
更操作と同時に経路角の頻繁かつ連続的な変更操作を実
施することが困難になるという問題があった。
した場合、補償規模は単純であるが、若干のロール角変
化が定常的に生じるため、これを防止するための手段を
必要とするという問題があった。また、制御装置の入力
端が通常の経路角変更の際の操作端であるペダルと異な
る装置の場合、パイロットがピッチ角及びロール角の変
更操作と同時に経路角の頻繁かつ連続的な変更操作を実
施することが困難になるという問題があった。
【０００８】本発明は上記課題解決のためパイロットの
ペダル入力信号を用いたカナードを必要とせず、かつロ
ール角変化も生じない航空機の経路角制御装置を提供す
ることを目的とする。
ペダル入力信号を用いたカナードを必要とせず、かつロ
ール角変化も生じない航空機の経路角制御装置を提供す
ることを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、方向舵と補助翼を操舵翼として有する航空
機の飛行制御装置において、パイロットのペダル入力信
号により方向舵と補助翼のみを同時に操舵してロール角
の変化を伴わずに水平面内の経路角の変化を行う手段を
具備してなることを特徴とする航空機の経路角制御装置
を提供しようとするものである。
手段として、方向舵と補助翼を操舵翼として有する航空
機の飛行制御装置において、パイロットのペダル入力信
号により方向舵と補助翼のみを同時に操舵してロール角
の変化を伴わずに水平面内の経路角の変化を行う手段を
具備してなることを特徴とする航空機の経路角制御装置
を提供しようとするものである。
【００１０】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１１】即ち、パイロットのペダル入力信号により
方向舵と補助翼のみを同時に操舵してロール角の変化を
伴わずに水平面内の経路角の変化を行う手段を備えるた
め、水平面内の経路角を変化させる際に、パイロットの
ペダルからの入力信号により、方向舵のみを操舵して、
機体の横滑りを発生させた場合、これにより経路角が変
化するが、その際に横滑りの発生に伴い、上反効果等に
より機体のロールが発生する。
方向舵と補助翼のみを同時に操舵してロール角の変化を
伴わずに水平面内の経路角の変化を行う手段を備えるた
め、水平面内の経路角を変化させる際に、パイロットの
ペダルからの入力信号により、方向舵のみを操舵して、
機体の横滑りを発生させた場合、これにより経路角が変
化するが、その際に横滑りの発生に伴い、上反効果等に
より機体のロールが発生する。
【００１２】ある飛行条件において、ロールが零となる
時の横滑り角、方向舵舵角及び補助翼舵角の関係は機体
の形状等に依存する動特性モデルから、ある関係が求め
られる。従って、方向舵を操舵するためのコマンドを出
力する際にこれらの関係に基づき、発生するロールモー
メントを打ち消すように補助翼を操舵すればロールは発
生しない。そこで、機体動特性モデルより方向舵舵角、
横滑り角及び補助翼舵角の関係を求め、パイロットがペ
ダルからの方向舵操舵信号を入力した際には、飛行条件
（マッハ数、迎数等）の関数である所定の伝達関数を介
して自動的に補助翼操舵信号が生成され、上反角効果等
によるロールモーメントを打ち消すよう制御装置を構成
する。
時の横滑り角、方向舵舵角及び補助翼舵角の関係は機体
の形状等に依存する動特性モデルから、ある関係が求め
られる。従って、方向舵を操舵するためのコマンドを出
力する際にこれらの関係に基づき、発生するロールモー
メントを打ち消すように補助翼を操舵すればロールは発
生しない。そこで、機体動特性モデルより方向舵舵角、
横滑り角及び補助翼舵角の関係を求め、パイロットがペ
ダルからの方向舵操舵信号を入力した際には、飛行条件
（マッハ数、迎数等）の関数である所定の伝達関数を介
して自動的に補助翼操舵信号が生成され、上反角効果等
によるロールモーメントを打ち消すよう制御装置を構成
する。
【００１３】しかし、実際にはモデル化の誤差等の種々
の理由によりフィードフォワード補償のみでは、ロール
の発生は除去しきれない。そこで、ロールレートフィー
ドバック信号を用いて、比例＋積分補償機能を制御装置
に組み込むことにより、定常的なロールレートの発生を
抑制する。パイロットが入力する際の操作端としては、
通常の航空機において、用いられるペダルをそのまま用
い、新たな専用操作端を設けないことにより、パイロッ
トによる操舵時の違和感をなくし、操作性の劣化を防止
する。ペダルを用いた装置を構成することにより、パイ
ロットが手を用いてピッチ角及びロール角の変更を実施
しながらでも、足からの入力により頻繁で連続的な経路
角の変更を可能とする。
の理由によりフィードフォワード補償のみでは、ロール
の発生は除去しきれない。そこで、ロールレートフィー
ドバック信号を用いて、比例＋積分補償機能を制御装置
に組み込むことにより、定常的なロールレートの発生を
抑制する。パイロットが入力する際の操作端としては、
通常の航空機において、用いられるペダルをそのまま用
い、新たな専用操作端を設けないことにより、パイロッ
トによる操舵時の違和感をなくし、操作性の劣化を防止
する。ペダルを用いた装置を構成することにより、パイ
ロットが手を用いてピッチ角及びロール角の変更を実施
しながらでも、足からの入力により頻繁で連続的な経路
角の変更を可能とする。
【００１４】
【実施例】本発明の一実施例を図１〜図５により説明す
る。
る。
【００１５】図１は本実施例に係る経路角制御装置を装
備した航空機の図（以下、本実施例に係る航空機とい
う）で、（ａ）は右側図面、（ｂ）は平面図、図２は本
実施例に係る航空機と従来の航空機とが水平面内の経路
角を変更する際の操舵例の比較説明図（平面図）で、
（ａ）は本実施例に係る航空機、（ｂ）は従来例（カナ
ードなし）、（ｃ）は従来例（カナード付）の各操舵例
の図、図３は本実施例に係る航空機と従来の航空機とが
水平面内の経路角を変更する際の飛行例の比較説明図
（平面図）で、（ａ）は本実施例に係る航空機、（ｂ）
は従来例（カナードなし）、（ｃ）は従来例（カナード
付）の各飛行例の図、図４は本実施例に係る航空機と従
来の航空機とが水平面内の経路角を変更する際の飛行例
の比較時歴説明図で、（ａ）は本実施例に係る航空機、
（ｂ）は従来例（カナードなし）、（ｃ）は従来例（カ
ナード付）の各飛行例の図、図５は本実施例に係る横・
方向系の運動制御装置のブロック図である。
備した航空機の図（以下、本実施例に係る航空機とい
う）で、（ａ）は右側図面、（ｂ）は平面図、図２は本
実施例に係る航空機と従来の航空機とが水平面内の経路
角を変更する際の操舵例の比較説明図（平面図）で、
（ａ）は本実施例に係る航空機、（ｂ）は従来例（カナ
ードなし）、（ｃ）は従来例（カナード付）の各操舵例
の図、図３は本実施例に係る航空機と従来の航空機とが
水平面内の経路角を変更する際の飛行例の比較説明図
（平面図）で、（ａ）は本実施例に係る航空機、（ｂ）
は従来例（カナードなし）、（ｃ）は従来例（カナード
付）の各飛行例の図、図４は本実施例に係る航空機と従
来の航空機とが水平面内の経路角を変更する際の飛行例
の比較時歴説明図で、（ａ）は本実施例に係る航空機、
（ｂ）は従来例（カナードなし）、（ｃ）は従来例（カ
ナード付）の各飛行例の図、図５は本実施例に係る横・
方向系の運動制御装置のブロック図である。
【００１６】図１において０１は本実施例の経路角制御
装置を搭載した機体、１は機体０１の垂直面内での姿勢
を変えるための昇降舵、２は機体０１の方向を変えるた
めの方向舵、３は機体０１のロール角を変えるための補
助翼である。５は縦系及び横系の所用のパイロット入力
ができるようコックピット内に存在するスティックであ
り、６は同様に方向系のパイロット入力を伝えるための
ペダルである。スティック５及びペダル６からの、入力
は電気的手段により直接的に、又は伝達関数の値に応じ
てモジュレートされ間接的にアクチュエータを介してそ
れぞれの操舵面を作動させるが、信号モジュレート用の
電気的手段及びアクチュエータは図中には示さない。
装置を搭載した機体、１は機体０１の垂直面内での姿勢
を変えるための昇降舵、２は機体０１の方向を変えるた
めの方向舵、３は機体０１のロール角を変えるための補
助翼である。５は縦系及び横系の所用のパイロット入力
ができるようコックピット内に存在するスティックであ
り、６は同様に方向系のパイロット入力を伝えるための
ペダルである。スティック５及びペダル６からの、入力
は電気的手段により直接的に、又は伝達関数の値に応じ
てモジュレートされ間接的にアクチュエータを介してそ
れぞれの操舵面を作動させるが、信号モジュレート用の
電気的手段及びアクチュエータは図中には示さない。
【００１７】次に上記実施例の作用例を説明する。図２
が示すように、パイロットが方向を変えたい場合、例え
ば右のペダル６を踏むと、方向舵２の後縁が右に倒れ、
機首も右を向く。この際、機体０１の横滑りが発生する
が、このため、たとえば従来の機体の場合、上反角効果
により機体がロールし、ある飛行条件において、ロール
が零となる時の横滑り角、方向舵角及び補助翼舵角の関
係は機体の形状等に依存する動特性モデルから、ある関
係が求められる。従って、本実施例のように方向舵を操
舵するためのコマンドを出力する際にこれらの関係に基
づき、発生するロールモーメントを打ち消すように補助
翼３を操舵すればロールは発生しない。同様に従来例の
カナードを方向系の操舵翼（図２（ｃ））として有する
機体の場合、右のペダルを踏むと、方向舵が左に倒れ、
それによって発生する横滑りを打ち消すようにカナード
の前縁が右に倒れる。横滑りが発生しないため、上反角
効果によるロールの発生はないが、横滑りの発生を抑制
しているため、横力発生も少なく、可能となる経路角変
化量が少ない。
が示すように、パイロットが方向を変えたい場合、例え
ば右のペダル６を踏むと、方向舵２の後縁が右に倒れ、
機首も右を向く。この際、機体０１の横滑りが発生する
が、このため、たとえば従来の機体の場合、上反角効果
により機体がロールし、ある飛行条件において、ロール
が零となる時の横滑り角、方向舵角及び補助翼舵角の関
係は機体の形状等に依存する動特性モデルから、ある関
係が求められる。従って、本実施例のように方向舵を操
舵するためのコマンドを出力する際にこれらの関係に基
づき、発生するロールモーメントを打ち消すように補助
翼３を操舵すればロールは発生しない。同様に従来例の
カナードを方向系の操舵翼（図２（ｃ））として有する
機体の場合、右のペダルを踏むと、方向舵が左に倒れ、
それによって発生する横滑りを打ち消すようにカナード
の前縁が右に倒れる。横滑りが発生しないため、上反角
効果によるロールの発生はないが、横滑りの発生を抑制
しているため、横力発生も少なく、可能となる経路角変
化量が少ない。
【００１８】図３に水平面内の経路角変化の飛行例を示
す図を示す。上述した通り、図３（ａ）は本実施例を備
えた航空機の飛行例、図３（ｂ）は従来例のうち、カナ
ードを有しない航空機の飛行例、図３（ｃ）は従来例の
うち、カナードを有する機体の飛行例をそれぞれ示す。
す図を示す。上述した通り、図３（ａ）は本実施例を備
えた航空機の飛行例、図３（ｂ）は従来例のうち、カナ
ードを有しない航空機の飛行例、図３（ｃ）は従来例の
うち、カナードを有する機体の飛行例をそれぞれ示す。
【００１９】図４に水平面内の経路角変化の飛行例の時
歴図を示す。上述した通り図４（ａ）は本実施例を備え
た航空機の飛行例、図４（ｂ）は従来例のうち、カナー
ドを有しない航空機の飛行例、図４（ｃ）は従来例のう
ち、カナードを有する機体の時歴図をそれぞれ示す。
歴図を示す。上述した通り図４（ａ）は本実施例を備え
た航空機の飛行例、図４（ｂ）は従来例のうち、カナー
ドを有しない航空機の飛行例、図４（ｃ）は従来例のう
ち、カナードを有する機体の時歴図をそれぞれ示す。
【００２０】上反角効果等によるロールモーメントと補
助翼３によるロールモーメントが釣り合い、定常横滑り
が実現されている関係は機体０１の６自由度動特性モデ
ルより以下の通り示すことができる。
助翼３によるロールモーメントが釣り合い、定常横滑り
が実現されている関係は機体０１の６自由度動特性モデ
ルより以下の通り示すことができる。
【００２１】 Ｃ１β・β＋Ｃ１δａ・δａ＋Ｃ１δｒ・δｒ＝０ （１） Ｃｎβ・β＋Ｃｎδａ・δａ＋Ｃｎδｒ・δｒ＝０ （２） 但し、β、δｒ、δａ：横滑り角、方向舵角、補助翼舵
角 Ｃ１、Ｃｎ ：ロールモーメント、ヨーモーメント
に関する無次元安定微係数 Ｃ１ξ、Ｃｎξ：δＣ１／δξ、δＣｎ／δξ、（ξ：
β、δｒ、δａ） 上式からβを除去すると、 δａ＝（Ｃ１δｒ・Ｃｎβ−Ｃｎδｒ・Ｃ１β）δｒ／
（−Ｃ１δａ・Ｃｎβ＋Ｃｎδａ・Ｃ１β） 上記の関係式を用いて、方向舵舵角コマンドに一定のゲ
インを用いて補助翼舵角コマンドを出力すれば、ロール
が発生しないようフィードフォワード補償できる。
角 Ｃ１、Ｃｎ ：ロールモーメント、ヨーモーメント
に関する無次元安定微係数 Ｃ１ξ、Ｃｎξ：δＣ１／δξ、δＣｎ／δξ、（ξ：
β、δｒ、δａ） 上式からβを除去すると、 δａ＝（Ｃ１δｒ・Ｃｎβ−Ｃｎδｒ・Ｃ１β）δｒ／
（−Ｃ１δａ・Ｃｎβ＋Ｃｎδａ・Ｃ１β） 上記の関係式を用いて、方向舵舵角コマンドに一定のゲ
インを用いて補助翼舵角コマンドを出力すれば、ロール
が発生しないようフィードフォワード補償できる。
【００２２】しかし、実際にはモデル化の誤差等の種々
の理由によりフィードフォワード補償のみでは、ロール
の発生は除去しきれない。そこで、ロールレートフィー
ドバック信号を用いて、比例＋積分補償を行うことによ
り、定常的なロールレートの発生を抑制する。
の理由によりフィードフォワード補償のみでは、ロール
の発生は除去しきれない。そこで、ロールレートフィー
ドバック信号を用いて、比例＋積分補償を行うことによ
り、定常的なロールレートの発生を抑制する。
【００２３】以上のようにして決定される本実施例の舵
角を操舵の実際について、図５により説明する。図に示
すようにパイロットによるペダル入力はフィルタ７を介
して方向舵舵角に変換され、方向舵２を作動されるが、
この入力はフィルタ７を経たあと、枝別れして前述の
（３）式によって求められるゲイン８を介して補助翼舵
角にも変換され、補助翼３を作動させる。これにより、
ロールレートは抑制されるが、一部取り切れずに発生し
たロールレートはロールレート信号がフィードバックさ
れ比例＋積分器補償９により、定常誤差が零化される。
角を操舵の実際について、図５により説明する。図に示
すようにパイロットによるペダル入力はフィルタ７を介
して方向舵舵角に変換され、方向舵２を作動されるが、
この入力はフィルタ７を経たあと、枝別れして前述の
（３）式によって求められるゲイン８を介して補助翼舵
角にも変換され、補助翼３を作動させる。これにより、
ロールレートは抑制されるが、一部取り切れずに発生し
たロールレートはロールレート信号がフィードバックさ
れ比例＋積分器補償９により、定常誤差が零化される。
【００２４】以上の通り、本実施例によれば方向舵２の
操舵によって生じるべきロール角の変化を補助翼３によ
って零となるよう最適制御することができる。
操舵によって生じるべきロール角の変化を補助翼３によ
って零となるよう最適制御することができる。
【００２５】
【発明の効果】本発明は上記にように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００２６】即ち、本発明によれば、パイロットが水平
面内の経路角を変更しようと入力した場合、ロールの変
化が発生せず姿勢角を維持したまま、経路角の変更が可
能となるため、例えば、急降下等のミッションにおいて
パイロットへの負荷が低減化され有利となる。また、操
作端としてペダルを用いてるため、ピッチ角及びロール
角を操作する際の複合操舵の際にも有効である。
面内の経路角を変更しようと入力した場合、ロールの変
化が発生せず姿勢角を維持したまま、経路角の変更が可
能となるため、例えば、急降下等のミッションにおいて
パイロットへの負荷が低減化され有利となる。また、操
作端としてペダルを用いてるため、ピッチ角及びロール
角を操作する際の複合操舵の際にも有効である。
【図１】本発明の一実施例に係る航空機の図で、（ａ）
は右側図面、（ｂ）は平面図、
は右側図面、（ｂ）は平面図、
【図２】上記実施例を備えた航空機と従来の航空機が水
平面内の経路角を変更する際の操舵例の比較説明図（平
面図）で、（ａ）は上記実施例を備えた航空機の操舵
例、（ｂ）は従来例（カナードなし）の操舵例、（ｃ）
は従来例（カナード付き）の操舵例、
平面内の経路角を変更する際の操舵例の比較説明図（平
面図）で、（ａ）は上記実施例を備えた航空機の操舵
例、（ｂ）は従来例（カナードなし）の操舵例、（ｃ）
は従来例（カナード付き）の操舵例、
【図３】上記実施例を備えた航空機と従来の航空機が水
平面内の経路角を変更する際の飛行例の比較説明図（平
面図）で、（ａ）は上記実施例を備えた航空機の飛行
例、（ｂ）は従来例（カナードなし）の飛行例、（ｃ）
は従来例（カナード付き）の飛行例、
平面内の経路角を変更する際の飛行例の比較説明図（平
面図）で、（ａ）は上記実施例を備えた航空機の飛行
例、（ｂ）は従来例（カナードなし）の飛行例、（ｃ）
は従来例（カナード付き）の飛行例、
【図４】上記実施例を備えた航空機と従来の航空機が水
平面内の経路角を変更する際の飛行例の時歴比較説明図
で、（ａ）は上記実施例を備えた航空機の飛行例、
（ｂ）は従来例（カナードなし）の飛行例、（ｃ）は従
来例（カナード付き）の飛行例、
平面内の経路角を変更する際の飛行例の時歴比較説明図
で、（ａ）は上記実施例を備えた航空機の飛行例、
（ｂ）は従来例（カナードなし）の飛行例、（ｃ）は従
来例（カナード付き）の飛行例、
【図５】上記実施例の横・方向系の運動制御装置のブロ
ック図である。
ック図である。
１ 昇降舵 ２ 方向舵 ３ 補助翼 ５ スティック ６ ペダル ７ フィルタ ８ ゲイン ９ 積分器補償
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 橋元 和典 名古屋市港区大江町10番地 三菱重工業 株式会社 名古屋航空宇宙システム製作 所内 (72)発明者 村上 弘晃 東京都新宿区西新宿１丁目７番２号 富 士重工業株式会社内 審査官 石井 孝明 (56)参考文献 特開 平４−189696（ＪＰ，Ａ) 特開 昭58−156495（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−127297（ＪＰ，Ａ) 特開 昭53−124898（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B64C 13/00
Claims (1)
- 【請求項１】 方向舵と補助翼を操舵翼として有する航
空機の飛行制御装置において、パイロットのペダル入力
信号により方向舵と補助翼のみを同時に操舵してロール
角の変化を伴わずに水平面内の経路角の変化を行う手段
を具備していることを特徴とする航空機の経路角制御装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP35181196A JP2884072B2 (ja) | 1996-12-12 | 1996-12-12 | 航空機の経路角制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP35181196A JP2884072B2 (ja) | 1996-12-12 | 1996-12-12 | 航空機の経路角制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10167191A JPH10167191A (ja) | 1998-06-23 |
| JP2884072B2 true JP2884072B2 (ja) | 1999-04-19 |
Family
ID=18419770
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP35181196A Expired - Lifetime JP2884072B2 (ja) | 1996-12-12 | 1996-12-12 | 航空機の経路角制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2884072B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103587681A (zh) * | 2013-10-16 | 2014-02-19 | 中国运载火箭技术研究院 | 抑制侧滑角信号常值偏差影响的高超声速飞行器控制方法 |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100388430B1 (ko) * | 2000-04-04 | 2003-06-25 | 국방과학연구소 | 항공기용 연결분리형 조향제어장치 |
| DE102009027979B4 (de) | 2009-07-23 | 2013-11-07 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren und Vorrichtung zum Bereitstellen eines Pilotwarn-Signals für einen Piloten eines Flugzeuges |
-
1996
- 1996-12-12 JP JP35181196A patent/JP2884072B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103587681A (zh) * | 2013-10-16 | 2014-02-19 | 中国运载火箭技术研究院 | 抑制侧滑角信号常值偏差影响的高超声速飞行器控制方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH10167191A (ja) | 1998-06-23 |
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