JP3208466B2 - Aircraft automatic guided flight system - Google Patents
Aircraft automatic guided flight systemInfo
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Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、航空機の自動誘導飛行
システムに関し、特にガイダンス飛行コースを精度よく
追尾するよう、航空機を誘導する場合に適用して有用な
ものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an automatic guidance and flight system for an aircraft, and is particularly useful when applied to an aircraft for guiding a guidance flight course with high accuracy.
【０００２】[0002]
【従来の技術】航空機の自動誘導飛行システムでは、ガ
イダンス飛行コースを設定し、このガイダンス飛行コー
スを追尾せしめて、飛行目標点まで達するよう、航空機
を誘導する、いわゆるガイダンス飛行が行なわれる。2. Description of the Related Art In an automatic guided flight system for an aircraft, a so-called guidance flight is performed in which a guidance flight course is set, the guidance flight course is followed, and the aircraft is guided to reach a flight target point.
【０００３】図２は、ガイダンス飛行コースの一例を示
す説明図である。同図に示すようにガイダンス飛行コー
ス３３は、旋回コース２１と直線コース２２とから構成
されている。FIG. 2 is an explanatory diagram showing an example of a guidance flight course. As shown in the figure, the guidance flight course 33 includes a turning course 21 and a straight course 22.
【０００４】これらのうち旋回コース２１は、ガイダン
ス飛行エンゲージ時点の飛行速度、すなわち航空機がガ
イダンス飛行を開始する態勢に入った時の飛行速度（以
下これを初期飛行速度という）のまま、所定の旋回率に
て旋回することを前提として設定された旋回円３４の円
弧である。なお図中の２５ａ及び２５ｂは、旋回コース
２１の始点及び終点である。The turning course 21 has a predetermined turning speed at the flight speed at the time of guidance flight engagement, that is, the flight speed when the aircraft is ready to start guidance flight (hereinafter referred to as the initial flight speed). It is an arc of the turning circle 34 set on the assumption that the turning is performed at the rate. 25a and 25b in the figure are the starting point and the ending point of the turning course 21.
【０００５】直線コース２２は、旋回コース２１の終点
２５ｂと飛行目標点２０とを結んだ直線であって、終点
２５における旋回円３４の接線と一致する。The straight course 22 is a straight line connecting the end point 25b of the turning course 21 and the flight target point 20, and coincides with the tangent of the turning circle 34 at the end point 25.
【０００６】また同図中、直線コース方位角９は、直線
コース２２の方位と南北方向との成す角である。コース
偏位角１０は、航空機の占位する位置と飛行目標点２０
とを結んだ直線と直線コース２２との成す角であって、
ガイダンス飛行コース３３からの前記航空機のずれを表
わす。機首方位２３及び機体速度ベクトル２４は、航空
機が旋回コース２１の始点２５ａに占位するときの、こ
の航空機の機首の方位及び機体の速度ベクトルである。In FIG. 1, a straight course azimuth angle 9 is an angle between the azimuth of the straight course 22 and the north-south direction. The course deviation angle 10 is determined by the position occupied by the aircraft and the flight target point 20.
Angle between the straight line connecting the straight line and the straight course 22,
The deviation of the aircraft from the guidance flight course 33 is shown. The heading 23 and the aircraft speed vector 24 are the heading of the aircraft and the speed vector of the aircraft when the aircraft occupies the starting point 25a of the turning course 21.
【０００７】ガイダンス飛行では、かかるガイダンス飛
行コース３３を追尾して、飛行目標点２０に達するよ
う、航空機を誘導するため、目標誘導バンク角を設定
し、前記航空機のバンク角が前記目標誘導バンク角に一
致するよう制御される。このため航空機の自動誘導飛行
システムに備えられた目標誘導バンク角設定部におい
て、前記目標誘導バンク角が設定される。In the guidance flight, a target guidance bank angle is set to track the guidance flight course 33 and guide the aircraft to reach the flight target point 20, and the bank angle of the aircraft is set to the target guidance bank angle. Is controlled to match. Therefore, the target guidance bank angle is set in the target guidance bank angle setting unit provided in the automatic guidance flight system of the aircraft.
【０００８】図３は、従来技術に係る航空機の自動誘導
飛行システムの目標誘導バンク設定部のブロック図であ
る。同図に示すように本目標誘導バンク設定部は、誘導
バンク角演算部５、乗算部３、逆正接関数演算部４及び
リミッタ部６を有する。FIG. 3 is a block diagram of a target guidance bank setting section of an automatic guidance / flight system for an aircraft according to the prior art. As shown in the figure, the target guide bank setting unit includes a guide bank angle calculation unit 5, a multiplication unit 3, an arctangent function calculation unit 4, and a limiter unit 6.
【０００９】これらのうち誘導バンク角演算部５は、航
空機の飛行状態を表わすデータ、すなわち直線コース方
位角９、コース偏位角１０、機首方位２３に基づく機首
方位角１１及び機体速度ベクトル２４に基づく機体進行
方向１２（図２参照）に基づいて誘導バンク角１３を演
算し、この誘導バンク角１３をリミッタ部６へ出力す
る。Of these, the guidance bank angle calculation unit 5 includes data representing the flight state of the aircraft, that is, a straight course azimuth angle 9, a course deviation angle 10, a nose azimuth angle 11 based on the nose azimuth angle 23, and an aircraft speed vector. The guide bank angle 13 is calculated based on the aircraft traveling direction 12 (see FIG. 2) based on the guide bank angle 24, and the guide bank angle 13 is output to the limiter unit 6.
【００１０】リミッタ部６は、誘導バンク角演算部１５
から出力された誘導バンク角１３を入力し、この誘導バ
ンク角１３をリミット値φL または−φL で制限した
後、目標誘導バンク角１４として航空機のバンク角を制
御する機体バンク角制御部（図示せず）へ出力する。こ
こでリミット値φL 、−φL は、乗算部３と逆正接関数
演算部４とによって演算されるリミット値８が適用され
る。なおリミット値φL、−φL は、一方が右旋回に対
するリミット値であり、他方が左旋回に対するリミット
値である。[0010] The limiter unit 6 includes a guidance bank angle calculation unit 15.
Enter the induced bank angle 13 outputted from, after restriction with the induction bank angle 13 with the limit value phi L or -.phi L, the aircraft bank angle control unit for controlling the bank angle of the aircraft as a target derived bank angle 14 ( (Not shown). Here, as the limit values φ L and −φ L , the limit value 8 calculated by the multiplier 3 and the arc tangent function calculator 4 is applied. One of the limit values φ L and −φ L is a limit value for a right turn, and the other is a limit value for a left turn.
【００１１】乗算部３及び逆正接関数演算部４は、航空
機が旋回コース２１に沿って旋回する際、その飛行速度
の変化に対して前記所定の旋回率を保持するためのバン
ク角を演算し、これを前述のリミット値８として出力す
る。この演算内容の詳細を図４に基づいて説明する。When the aircraft turns along the turning course 21, the multiplying unit 3 and the arc tangent function calculating unit 4 calculate a bank angle for maintaining the predetermined turning rate with respect to a change in the flight speed. Are output as the aforementioned limit value 8. The details of the calculation will be described with reference to FIG.
【００１２】図４は、旋回中の航空機の機体を後方から
見たときの状態であって、このときの機体に働く外力を
示す説明図である。いま、航空機が横すべりすることな
く釣合旋回しているとすると、この航空機の機体２６に
働く遠心力２９と重力１５の機体軸Ｙ方向２７の成分３
０，３２の和は、ゼロであるから、次の数１式が成立す
る。FIG. 4 is an explanatory view showing the external force acting on the aircraft at this time when the aircraft during turning is viewed from behind. Now, assuming that the aircraft makes a counter-rotation without skidding, the centrifugal force 29 acting on the fuselage 26 of this aircraft and the component 3 of the gravity 15 in the body axis Y direction 27
Since the sum of 0 and 32 is zero, the following equation 1 holds.
【００１３】[0013]
【数１】ｍｇ・ｓｉｎφ−ｍｖω・ｃｏｓφ＝０ ただし、ｍ：航空機の質量 ｇ：重力加速度 ｖ：飛行速度 ω：旋回率 φ：バンク角（機体軸Ｚ方向と鉛直方向との成す角）Mg · sinφ−mvω · cosφ = 0, where m: mass of aircraft g: gravitational acceleration v: flight speed ω: turning rate φ: bank angle (angle between the body axis Z direction and the vertical direction)
【００１４】これより、バンク角φは、次の数２式によ
って求めることができる。Thus, the bank angle φ can be obtained by the following equation (2).
【００１５】[0015]
【数２】φ＝ａｒｃｔａｎ（ｖ・ω／ｇ）## EQU2 ## φ = arctan (v · ω / g)
【００１６】従って旋回率ωが前記所定の旋回率である
一定値とすると、数２式で求められるバンク角φは、飛
行速度ｖの変化に対して前記所定の旋回率を保持するた
めのバンク角となる。そこで数２式のω／ｇをＫ（以下
これを所定旋回率換算係数と称す）と置くと、次の数３
式のようになる。なおこのときのωは、もちろん前記所
定の旋回率であって一定値である。Accordingly, assuming that the turning rate ω is a predetermined value which is the predetermined turning rate, the bank angle φ obtained by the equation 2 is a bank angle for maintaining the predetermined turning rate with respect to a change in the flight speed v. Corners. Therefore, when ω / g in the equation (2) is set to K (hereinafter referred to as a predetermined turning rate conversion coefficient), the following equation (3) is obtained.
It looks like an expression. Note that ω at this time is the predetermined turning rate and is a constant value.
【００１７】[0017]
【数３】φ＝ａｒｃｔａｎ（ｖ・Ｋ）Φ = arctan (v · K)
【００１８】つまり乗算部３及び逆正接関数演算部４で
は、上記数３式の演算を行っている。乗算部３では、飛
行速度ｖを入力し、これに所定旋回率換算係数Ｋを乗
じ、その結果を逆正接関数演算部４へ出力する。逆正接
関数演算部４では、乗算部３からの出力を入力し、これ
に基づいて逆正接関数の演算を行い、前記所定の旋回率
を保持するためのバンク角φを求め、このバンク角φを
リミット値８としてリミッタ６へ出力する。That is, the multiplication unit 3 and the arctangent function operation unit 4 perform the operation of the above equation (3). The multiplication unit 3 receives the flight speed v, multiplies it by a predetermined turning rate conversion coefficient K, and outputs the result to the arctangent function calculation unit 4. The arc tangent function calculation unit 4 receives the output from the multiplication unit 3, calculates the arc tangent function based on the input, calculates the bank angle φ for maintaining the predetermined turning rate, and calculates the bank angle φ. Is output to the limiter 6 as the limit value 8.
【００１９】[0019]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら上述の如
き従来技術に係る航空機の自動誘導飛行システムでは、
航空機が旋回コース２１を旋回中、外乱やロール運動等
によってその飛行速度が変動した場合、その旋回率は前
記所定の旋回率に保持されるものの、その旋回半径が旋
回コース１の旋回半径からずれてしまい、その結果前記
航空機がガイダンス飛行コース３３から外れることにな
る。However, in the above-described automatic guided flight system for an aircraft according to the prior art as described above,
When the aircraft fluctuates due to disturbance, roll motion, or the like while turning the turning course 21, the turning rate is maintained at the predetermined turning rate, but the turning radius deviates from the turning radius of the turning course 1. As a result, the aircraft deviates from the guidance flight course 33.
【００２０】本発明は、上記従来技術に鑑み、飛行速度
が変動しても、所定の旋回半径を保持し、旋回コースを
精度よく追尾することができる航空機の自動誘導飛行シ
ステムを提供することを目的とする。The present invention has been made in view of the above-mentioned prior art, and provides an automatic guided flight system for an aircraft that can maintain a predetermined turning radius and accurately track a turning course even if the flight speed fluctuates. Aim.
【００２１】[0021]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成する本発
明の構成は、航空機の飛行状態を表わすデータに基づい
て誘導バンク角を演算する第１の演算部と、前記航空機
の飛行速度を入力し、この飛行速度を、この飛行速度と
旋回コースを設定する際の初期飛行速度との比率によっ
て補正し、この補正後の飛行速度に、前記旋回コースを
設定する際の所定の旋回率を重力加速度で除算してなる
所定旋回率換算係数を乗算し、この乗算値に対して逆正
接関数演算をすることにより前記旋回コースの旋回半径
を保持するためのバンク角を求める第２の演算部と、前
記誘導バンク角と前記バンク角とを入力し、前記誘導バ
ンク角を、前記バンク角をリミット値として制限して、
前記航空機が前記旋回コースを追尾するための目標誘導
バンク角として出力するリミッタ部とを有する目標誘導
バンク角設定部を備えたことを特徴とする。According to a first aspect of the present invention, there is provided a first arithmetic unit for calculating a guidance bank angle based on data representing a flight condition of an aircraft, and a flight speed of the aircraft. And this flight speed is
Corrected by the ratio between the initial flight speed in setting the pivoting track, the flying speed of the corrected, the turning course
It is obtained by dividing the predetermined turning rate when setting by the gravitational acceleration.
Multiply by a predetermined turning rate conversion coefficient,
A second arithmetic unit for determining a bank angle for holding the turning radius of the orbiting course by the contact function operation, type and said bank angle and the induction bank angle, the induction bank angle, the bank Limit the angle as a limit value,
Characterized by comprising a target derived bank angle setting unit and a limiter unit for outputting as a target derived bank angle for the aircraft to track the pre Ki旋 times of course.
【００２２】[0022]
【作用】上記構成の本発明によれば、航空機が旋回コー
スを旋回中、外乱等によってその飛行速度が変動する
と、第１の演算部では、このときの飛行速度が、このと
きの飛行速度と前記旋回コースを設定する際の初期飛行
速度との比率によって補正され、この補正された飛行速
度に基づいて、前記旋回コースの旋回半径を保持するた
めのバンク角が演算されるとともに、これがリミッタ部
へと出力される。その結果リミッタ部からは、前記バン
ク角が前記航空機の目標誘導バンク角として出力され
る。かくして前記航空機は、前記旋回コースの旋回半径
を保持して、前記旋回コースを追尾する。According to the present invention having the above-described structure, when the flight speed fluctuates due to disturbance or the like while the aircraft is turning on the turning course, the first calculation unit calculates the flight speed at this time as the flight speed at this time. Initial flight when setting the turning course
Is corrected by the ratio of the speed, based on the corrected flight speed, with bank angle is computed for holding the turning radius of the turning track, which is output to the limiter unit. As a result, the limiter unit outputs the bank angle as a target guidance bank angle of the aircraft. Thus the aircraft is to hold the turning radius of the orbiting course, tracking the turning course.
【００２３】[0023]
【実施例】以下本発明の実施例を図面に基づき詳細に説
明する。なお従来技術と同様の部分には同一の符号を付
し重複する説明は省略する。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Embodiments of the present invention will be described below in detail with reference to the drawings. The same parts as those in the related art are denoted by the same reference numerals, and redundant description will be omitted.
【００２４】図１は、本発明の実施例に係る航空機の自
動誘導飛行システムの目標誘導バンク角設定部のブロッ
ク図である。同図に示すように本目標誘導バンク角設定
部は、速度比率演算部１、乗算部２，３、逆正接関数演
算部４、誘導バンク角演算部５及びリミッタ部６を有す
る。FIG. 1 is a block diagram of a target guidance bank angle setting unit of an automatic guidance flight system for an aircraft according to an embodiment of the present invention. As shown in the figure, the target guide bank angle setting unit includes a speed ratio calculator 1, multipliers 2 and 3, an arctangent function calculator 4, a guide bank angle calculator 5, and a limiter 6.
【００２５】これらのうち速度比率演算部１は、航空機
の飛行速度７を入力し、この飛行速度７と初期飛行速度
との比率、すなわち（飛行速度７）／（初期飛行速度）
を演算し、この演算結果を乗算部２に出力する。The speed ratio calculation unit 1 receives the flight speed 7 of the aircraft and receives the ratio of the flight speed 7 to the initial flight speed, ie, (flight speed 7) / (initial flight speed).
And outputs the calculation result to the multiplication unit 2.
【００２６】乗算部２は、速度比率演算部１の出力と飛
行速度７とを入力し、飛行速度７に速度比率演算部１の
出力、すなわち（飛行速度７）／（初期飛行速度）を乗
じ、この結果を演算部３へ出力する。つまりここでは、
飛行速度７を、飛行速度７と初期飛行速度との比率（飛
行速度７）／（初期飛行速度）によって補正している。The multiplier 2 receives the output of the speed ratio calculator 1 and the flight speed 7 and multiplies the flight speed 7 by the output of the speed ratio calculator 1, ie, (flight speed 7) / (initial flight speed). , And outputs the result to the arithmetic unit 3. So here,
The flight speed 7 is corrected by the ratio of the flight speed 7 to the initial flight speed (flight speed 7) / (initial flight speed).
【００２７】続いて乗算部３及び逆正接関数演算部４で
は、乗算部２からの出力である飛行速度７の補正値を入
力し、以後従来技術と同様に処理する。すなわち前記補
正値に所定旋回率換算係数Ｋを乗じ、この結果から逆正
接関数の演算を行ってバンク角を求め、このバンク角を
リミット値８として出力する。Subsequently, the multiplying unit 3 and the arctangent function calculating unit 4 receive the correction value of the flight speed 7 output from the multiplying unit 2 and thereafter perform the same processing as in the prior art. That is, the correction value is multiplied by a predetermined turning rate conversion coefficient K, an arctangent function is calculated from the result, a bank angle is obtained, and this bank angle is output as a limit value 8.
【００２８】しかしこのときのバンク角は、従来技術
（図３参照）において演算されるバンク角が飛行速度の
変化に対し、所定の旋回率を保持するためのバンク角で
あるのに対して、前記飛行速度の変化に対し、所定の旋
回半径を保持するためのバンク角となっている。この理
由を以下に説明する。However, at this time, the bank angle calculated in the prior art (see FIG. 3) is a bank angle for maintaining a predetermined turning rate with respect to a change in the flying speed. The bank angle is used to maintain a predetermined turning radius with respect to the change in the flight speed. The reason will be described below.
【００２９】いま、航空機が飛行速度ｖ、旋回率ωで旋
回しているとすると、このときの旋回半径ｒは、次の数
４式で与えられる。Assuming that the aircraft is turning at a flight speed v and a turning rate ω, the turning radius r at this time is given by the following equation (4).
【００３０】[0030]
【数４】ｒ＝ｖ／ω## EQU4 ## r = v / ω
【００３１】一方図２の旋回コース２１を設定する際の
初期飛行速をＶ、所定の旋回率をＷとすると、旋回コー
ス２１の旋回半径Ｒは、次の数５式で与えられる。On the other hand, assuming that the initial flight speed when setting the turning course 21 in FIG. 2 is V and the predetermined turning rate is W, the turning radius R of the turning course 21 is given by the following equation (5).
【００３２】[0032]
【数５】Ｒ＝Ｖ／Ｗ## EQU5 ## R = V / W
【００３３】従って航空機が旋回コース２１の旋回半径
Ｒを保持して、旋回コース２１を旋回する場合、数４式
の右辺と数５式の右辺とが等しくなるため、旋回中の旋
回率ωは、次の数６式で与えられる。Therefore, when the aircraft turns the turning course 21 while maintaining the turning radius R of the turning course 21, the right side of the equation (4) is equal to the right side of the equation (5). , Given by the following equation (6).
【００３４】[0034]
【数６】ω＝Ｗ・ｖ／ＶΩ = W · v / V
【００３５】この旋回率ωを上記従来技術の項に示す数
２式に代入すると、次の数７式が得られる。By substituting the turning rate ω into the equation (2) shown in the section of the prior art, the following equation (7) is obtained.
【００３６】[0036]
【数７】φ＝ａｒｃｔａｎ｛ｖ・（Ｗ・ｖ／Ｖ）／ｇ｝[Mathematical formula-see original document] φ = arctan {v · (W · v / V) / g}
【００３７】従ってこの数７式で求められるバンク角φ
は、航空機が、飛行速度ｖの変化に対し、所定の旋回半
径Ｒを保持するためのバンク角である。そこで数７式の
Ｗ／ｇを所定旋回率換算係数Ｋに置きかえると次の数８
式のようになる。Therefore, the bank angle φ obtained by the equation (7)
Is a bank angle for the aircraft to maintain a predetermined turning radius R with respect to a change in the flight speed v. Therefore, when W / g in the equation (7) is replaced with the predetermined turning rate conversion coefficient K, the following equation (8) is obtained.
It looks like an expression.
【００３８】[0038]
【数８】φ＝ａｒｃｔａｎ（Ｋ・ｖ・ｖ／Ｖ）Φ = arctan (K · v · v / V)
【００３９】すなわち速度比率演算部１、乗算部２，３
及び逆正接関数演算部４では、上記数８式の演算を行っ
ている。数８式のうち、ｖ／Ｖが速度比率演算部１で演
算され、ｖ・ｖ／Ｖが乗算部２で演算され、Ｋ・ｖ・ｖ
／Ｖが乗算部３で演算されて、最後にａｒｃｔａｎ（Ｋ
・ｖ・ｖ／Ｖ）が逆正接関数演算部４で演算される。That is, the speed ratio calculator 1, the multipliers 2, 3
And the arc tangent function operation unit 4 performs the operation of the above equation (8). In equation (8), v / V is calculated by the speed ratio calculator 1, v · v / V is calculated by the multiplier 2, and K · v · v
/ V is calculated by the multiplication unit 3 and finally arctan (K
(V · v / V) is calculated by the arc tangent function calculator 4.
【００４０】上記実施例によれば、航空機が旋回コース
２１を旋回中、外乱やロール運動等により飛行速度７が
変動すると、速度比率演算部１、乗算部２，３及び逆正
接関数演算部４によって、このときの飛行速度７に対し
て旋回コース２１の旋回半径Ｒを保持するためバンク角
φが演算され、このバンク角がリミット値８としてリミ
ッタ６に出力される。その結果リミッタ６からは、前記
バンク角φが目標誘導バンク角１４として機体バンク角
制御部へ出力される。かくして前記航空機は、旋回半径
Ｒを保持して、旋回コース２１を精度よく追尾する。According to the above embodiment, when the flight speed 7 fluctuates due to disturbance, roll motion, or the like while the aircraft is turning on the turning course 21, the speed ratio calculation unit 1, the multiplication units 2 and 3, and the arctangent function calculation unit 4 The bank angle φ is calculated to maintain the turning radius R of the turning course 21 with respect to the flight speed 7 at this time, and the bank angle is output to the limiter 6 as the limit value 8. As a result, the limiter 6 outputs the bank angle φ as the target guidance bank angle 14 to the aircraft bank angle control unit. Thus, the aircraft follows the turning course 21 with high accuracy while maintaining the turning radius R.
【００４１】[0041]
【発明の効果】以上実施例とともに具体的に説明したよ
うに、本発明によれば、飛行速度が変動しても航空機
は、所定の旋回半径を保持することができる。従って旋
回コースの追尾精度が向上し、その分ガイダンス飛行コ
ース全体の追尾精度も向上する。As described above in detail with the embodiments, according to the present invention, an aircraft can maintain a predetermined turning radius even when the flight speed fluctuates. Therefore, the tracking accuracy of the turning course is improved, and accordingly, the tracking accuracy of the entire guidance flight course is also improved.
【図１】本発明の実施例に係る航空機の自動誘導飛行シ
ステムの目標誘導バンク角設定部のブロック図である。FIG. 1 is a block diagram of a target guidance bank angle setting unit of an automatic guidance flight system for an aircraft according to an embodiment of the present invention.
【図２】ガイダンス飛行コースの一例を示す説明図であ
る。FIG. 2 is an explanatory diagram showing an example of a guidance flight course.
【図３】従来技術に係る航空機の自動誘導飛行システム
の目標誘導バンク角設定部のブロック図である。FIG. 3 is a block diagram of a target guidance bank angle setting unit of the aircraft automatic guidance flight system according to the related art.
【図４】旋回中の航空機に働く外力を示す説明図であ
る。FIG. 4 is an explanatory diagram showing an external force acting on the aircraft during turning.
１ 速度比率演算部 ２，３ 乗算部 ４ 逆正接関数演算部 ５ 誘導バンク角演算部 ６ リミッタ ７ 飛行速度 ８ リミット値 ９ 直線コース方位角 １０ コース偏位角 １１ 機首方位角 １２ 機体進行方向 １３ 誘導バンク角 １４ 目標誘導バンク角 ２１ 旋回コース ２２ 直線コース ２３ ガイダンス飛行コース Reference Signs List 1 speed ratio calculation unit 2, 3 multiplication unit 4 arctangent function calculation unit 5 guidance bank angle calculation unit 6 limiter 7 flight speed 8 limit value 9 straight course azimuth angle 10 course deviation angle 11 nose azimuth angle 12 fuselage advancing direction 13 Guidance bank angle 14 Target guidance bank angle 21 Turning course 22 Straight course 23 Guidance flight course
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 山下 尚之 愛知県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 (56)参考文献 特開 昭60−25896（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−69896（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−254294（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−221996（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−19675（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) G05D 1/10 B64C 13/18 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuation of front page (72) Inventor Naoyuki Yamashita Nagoya Aerospace System Works, Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. 10 Oecho, Minato-ku, Nagoya-shi, Aichi (56) References JP-A-60-25896 (JP, A JP-A-5-69896 (JP, A) JP-A-4-254294 (JP, A) JP-A-62-221996 (JP, A) JP-A-55-19675 (JP, A) (58) Field (Int.Cl. 7 , DB name) G05D 1/10 B64C 13/18
Claims (1)
いて誘導バンク角を演算する第１の演算部と、 前記航空機の飛行速度を入力し、この飛行速度を、この
飛行速度と旋回コースを設定する際の初期飛行速度との
比率によって補正し、この補正後の飛行速度に、前記旋
回コースを設定する際の所定の旋回率を重力加速度で除
算してなる所定旋回率換算係数を乗算し、この乗算値に
対して逆正接関数演算をすることにより前記旋回コース
の旋回半径を保持するためのバンク角を求める第２の演
算部と、 前記誘導バンク角と前記バンク角とを入力し、前記誘導
バンク角を、前記バンク角をリミット値として制限し
て、前記航空機が前記旋回コースを追尾するための目標
誘導バンク角として出力するリミッタ部とを有する目標
誘導バンク角設定部を備えたことを特徴とする航空機の
自動誘導飛行システム。1. A first calculation unit for calculating a guidance bank angle based on data representing a flight state of an aircraft, a flight speed of the aircraft is input, the flight speed is set, and the flight speed and a turning course are set. corrected by the ratio between the initial flight speed in, the flight speed after the correction, the handed
Divide the predetermined turn rate when setting the round course by the acceleration of gravity.
Multiplied by the predetermined turning rate conversion coefficient
A second arithmetic unit for determining a bank angle for holding the turning radius of the orbiting course by the arctangent function operation for inputs and said bank angle and the induction bank angle, the induction bank angle , and wherein to limit the bank angle as a limit value, with a target induced bank angle setting unit and a limiter unit for outputting as a target derived bank angle for the aircraft to track the pre Ki旋 times course Guided aircraft flight system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24772593A JP3208466B2 (en) | 1993-10-04 | 1993-10-04 | Aircraft automatic guided flight system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24772593A JP3208466B2 (en) | 1993-10-04 | 1993-10-04 | Aircraft automatic guided flight system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07104853A JPH07104853A (en) | 1995-04-21 |
| JP3208466B2 true JP3208466B2 (en) | 2001-09-10 |
Family
ID=17167748
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24772593A Expired - Lifetime JP3208466B2 (en) | 1993-10-04 | 1993-10-04 | Aircraft automatic guided flight system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3208466B2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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1993
- 1993-10-04 JP JP24772593A patent/JP3208466B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07104853A (en) | 1995-04-21 |
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