JPH01119500A - 飛行機の精密進入制御システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、航空母艦にかなり精密に着艦させるような着
艦中の飛行機を安定化させるための精密進入（ＰＡＣ）
制御システムに関し、特に、着艦中の飛行機の飛行経路
角及び飛行経路速度に亙ってパイロットに精密制御を提
供する精密進入制御システムに関する。勿論、この精密
進入制御システムは、着艦中に飛行機を所定の飛行経路
角に維持している。

〔従来技術〕

飛行機の飛行経路の精密制御は、パイロットにとって非
常に過度の仕事を強いられる航空母艦への着地進入を通
して維持されなければならない。

このような着艦中には、パイロットが理想の案内傾斜路
をかなり狭い着陸窓から確認している。この着艦は、航
空母艦の予測できない移動及び勿論天候及び船舶で誘導
される乱れによって更に複雑となる。

航空母艦へのかなり不安定な戦闘機の着艦進入は、パイ
ロットによる飛行経路の精密制御が要求される幾分過度
な仕事である。従来技術では、安定増加システム（Ｓ　
Ａ　Ｓ　）、進入パワー補償機（ＡＰＣ）、揚力直接制
御（ＤＬＣ）副システムを用いて、基本的な飛行機の飛
行特性及び制御システムを向上させていたが、種々の副
システム毎に別々の仕様基準を使用しなければならなか
った。

これら副システム（短期間応答、ツユボイド減衰動揺、
Ｇ制御）の主目的の達成によっては、パイロットが飛行
機に改良された制御を与えることができる。しかし、異
常な飛行経路制御が要求されるかなり不安定な戦闘機に
おいては、この設計手法が精密な飛行経路制御を保証し
ないので通常不十分である。

〔本発明が解決しようとする課題〕

しかし、どの従来技術の研究でも、航空母艦上のかなり
臨界的な着艦中にパイロットが飛行機の精密な飛行経路
制御を形成する問題を全く満足して解決できなかった。

〔課題を解決するための手段〕

高品質飛行経路の制御基準の応用と同様に、飛行経路の
制御問題に対する一体研究から得られた航空母艦への手
動及び自動着艦（ＡＣＬ）設計は、現存のハードウェア
を若干改造したゲラマンＦ−１４飛行機において、研究
及び模擬飛行試験で実行され、優れた飛行経路の応答を
達成した。

本発明は、複数の操作される制御面を持つ飛行機と、着
艦中に飛行機を所定の攻撃角に維持する自動システムと
、着艦中に飛行機の慣性飛行経路角を一定に維持する制
御システムと、飛行機の飛行経路速度を制御するために
、パイロットによって操作される制御器とを備えた着艦
中の飛行機の精密進入制御システムに関する。

本発明は、現存の供給制御システムよりも安定で、より
容易に着艦できる飛行機の精密進入制御システム或は操
作モードを提供している。

着艦中の飛行機の改良された制御は、飛行の安全性が重
大に向上し、勿論着艦試行回数が減少する原因となる釣
用ケーブルの掛は損ね及び進入ずれの減少も期待できる
ので、かなりの燃料節約となる。パイロットによる重大
に向上した飛行機制御と合同したより少ない着艦試行回
数が臨界的操縦環境の回数も減少させ、従って飛行の安
全性が重大に向上する。

勿論、本発明は、パイロットに、所定の攻撃角（ｏｃ）
で飛行機を維持し、従って飛行機進入速度を重みを持っ
て形成する自動スロットルシステムを用いる飛行経路角
速度（す）制御器を必須的に提供する飛行機用の精密進
入制御システムを形成している。Ｘ−２９飛行機の一実
施例においては、パワー進入着艦中に、正規ピッチ速度
命令操縦桿制御器であるコックピットにおける制御器が
飛行経路角速度（テ）制御器に変換される。本発明の精
密進入制御モードは、飛行機の速度ベクトル及び慣性飛
行経路の真性制御を形成し、従って着艦進入中に飛行機
に亙ってパイロットが迅速及び精密な制御を形成してい
る。勿論、着艦中に飛行機を所定の攻撃角（−）に維持
する自動スロットル制御副システムを使用している。こ
の攻撃角は、Ｘ−２９飛行機の特定の開示された実施例
において、重量によって飛行機の進入速度を決定する８
゜７５°に選択される。この所定の攻撃角（Ｃ＝）は、
通常種々の飛行機毎に異なり、変更できろようになって
おり、パイロットによって選択できる。

本発明の精密進入制御システム或はモード或は操作は、
航空母艦或はかなり短い滑走路での飛行機の着陸中のよ
うな、臨界的若艦状態で非常に重要な着艦のより容易な
モード及びより安定な飛行経路を形成するために着艦中
に飛行機の進入を制御するようになっている。

精密進入制御システムにおいては、飛行機が垂直或は水
平方向の風或は突風を受けた時に、システムが必須的に
精密進入制御モードの操作を形成する慣性飛行経路角度
定数を維持するように飛行機を制御する。

精密進入制御システムの一実施例は、現存の飛行機、ゲ
ラマンＸ−２９の操作用に設計され、これに移植された
特定のＰＡＣシステムが現存の制御器及び飛行機に内蔵
された制御副システムを使用している。

ゲラマンＸ−２９飛行機には、３個のパイロット操作用
制御器、スロットル、制御命令操縦環及び方向舵ペダル
制御器が設計されている。

ＰＡＣモードにおける操作の離合は、パワー進入モード
における通常操作に復帰させる。このＸ−２９飛行機に
おける精密進入制御モードは、パイロットが約８ボンド
のような所定のシュレショルド力より過剰な力でスロッ
トル制御器と係合することによって優先することができ
るようになっている。更に、ＰＡＣモードの動作は、甲
板接触を指示する飛行機の車輪組１スイッチの閉塞によ
って離合即ち終了するようになっている。従って、本発
明のＰＡＣモードの動作がより高度の優先操作システム
或は副システム或はパイロットによって一時中断される
ことが認識される。

Ｘ−２９飛行機における精密進入制御の実施例において
、ＰＡＣモードの動作は、まず動作の正規パワー進入モ
ードを選択し、次に自動スロットルシステムを係合し、
次にＰＡＣモードを係合して、これら全係合がコックピ
ットの通常電気スイッチによってなされる。係合を完全
にするためには、種々の他の条件が攻撃角プローブデー
タ、姿勢基準データ、正規加速度データ等のような予め
定義された制限値以内に存在しなければならない。

その後、トリムボタンか飛行機の上昇速度（下降）の安
定化のために操作され、上昇速度が二一ドルゲーノに示
され、追加のトリム制御が通常要求されない。このトリ
ム要求は、Ｘ−２９制御配列実施例のみに要求され、別
の実施例において必ずしも要求されない。通常（正規）
ピッチ命令操縦桿制御器である操縦桿制御器は、その後
パイロットがＰＡＣモードに操作して飛行機の下降速度
を制御している。

本発明は、ＰＡＣシステム用に、気象変化に起因する飛
行機の飛行経路偏差を最小にし、安定化トリムされた進
入空気速度を維持し、ピッチ命令操縦桿制御器（単一の
制御入力）を通してパイロットの命令に応答し、この応
答がパイロットによってより容易に認知し、予期できる
特性を持って最適な飛行経路を形成してパイロットの負
担を軽減するようになっている。改良された性能は、航
空力学的限界に対する制御面及び攻撃角、エンジンの推
力（スロットル）変動及び勿論短期間の姿勢偏位及び減
衰運動における許容できる過渡偏位毎に形成しながら達
成されている。

Ｘ−２９に導入された精密進入制御システムは、スロッ
トルによって推力を自動的に変調して、飛行機の攻撃角
を一定に従って空気速度を一定に保持している。これは
、パイロットがピッチ命令中央操縦桿制御器によって、
飛行機の飛行経路角度及び速度に亙る直接制御を形成し
ている。更に、改良されたツユボイド減衰は、推力変調
を経由して飛行経路の蛇行傾向を除去して得られる。直
接揚力制御は、操縦桿動作時の漸増的フラップ動作、及
びフラップカナード中継部によってフラップピッチ動作
を打ち消したカナードによって得られる。

Ｆ−１４のような他のシステムは、中央操縦環と一緒に
移動する直接揚力命令制御器としてスポイラを使用して
いる。

〔実施例〕

以下に、図面を参照して本発明の詳細な説明する。

図面を詳細に参照すると、第１図は、ゲラマンＸ−２９
飛行機のようなカナード翼を備えた飛行機が示され、Ｘ
−２９ジ工ツト飛行機に全部用いられるカナード翼制御
面２ａＳ翼フラツプ制御而２ｂ、ストレーキフラップ２
ｃを持つ飛行機が概略的に示されている。これら制御面
２ａ、２ｂ。

２ｃがアクチュエータ３によって可変的に位置させられ
ろ。公知仕様の飛行制御デジタル計算器４には、パイロ
ット命令人力、加速度計及びジャイロ５からの入力デー
タを含む種々の入力か供給される。このＸ−２９制御シ
ステムには、公知の部品及び副システムが用いられて、
多重制御面によって固有的に不安定な飛行機の安定性を
達成している。

勿論、第１図は、飛行機の右側で、飛行機の中火線Ｇ１
水平、飛行機の速度ベクトルＶ１飛行機の飛行経路角γ
及び飛行機の攻撃角苫を示し、これらが全部公知である
。

ＰＡＣモードの操作は、第１図のカナード翼装備の飛行
機の外の種々の型の飛行機に適用できる。

更に、特定の型の飛行機毎の特定のＰＡＣシステムの仕
様は、飛行機に既に内蔵された現存の操作及び制御シス
テムの広範囲、及び仕様が現存の仕様或は元の仕様から
移植される範囲に依存している。

次の記述は、特にゲラマンＸ−２９飛行機に導入された
ＰＡＣシステムを参照している。ＰＡＣモードの係合時
には、コックビットのＰＡＣモード灯表示器が点灯され
る。もし正規の動力進入の部分である速度安定モードが
パイロットによって既に選択されていたならば、速度安
定性スイッチがオフされる。もし、飛行機の速度が１４
８ノツト以下になって速度安定性が自動的に係合したな
らば、ＰＡＣモードが選択された時に、速度安定性が離
合される。ＰＡＣモードの離合及び通常動力進入モード
に戻る復帰は、８ポンドが過剰したパイロットの力によ
って、スロットル動作を押さえ込んで達成できる。離合
時に、ＰＡＣソレノイド保持スイッチが離合させられる
。ＰＡＣモードの再係合は、ＰＡＣスイッチを経由した
ＰＡＣモードの再選択を通してパイロットの作用でのみ
達成できる。勿論、ＰＡＣモードが飛行機の車輪スイッ
チに重量が印加されて閉塞した時に離合できる。

ＰＡＣモードに係合する操作手順はまず通常／ＰＡモー
ド（ＭＣＣにおけるフラップ操作、親指回転スイッチ、
ＴＷ＝９）と係合することである。

次に、ブーストスイッチ及び自動スロットルが係合され
、次にＰＡＣスイッチが係合される。その後、トリムボ
タンか操作されて、上昇速度（ｈ）のどの動作も停止さ
れ、更にトリム制御が不必要である。その後、所望の降
下速度及び飛行経路角が操縦桿制御器の操作によって制
御される。

第２図は、長手制御面の制御システムを記載した精密進
入制御の外ループ制御システムの一実施例の機能的ブロ
ック図を示している。第２図の左側を参照すると、制御
器からの操縦桿命令信号δは、２０で、重力定数Ｇが乗
算され、更に、飛行機速度ＣＡＰＶによって割算されて
、信号ＧＡＭＤＬが求められる。この信号ＧＡＭＤＬは
、２２で、操縦桿ギア利得を示す定数が乗算されて、命
令信号すを求めている。この乗算は、操縦桿動程が元来
漸増負荷因子（ＤＮＺ）用に目盛りが付されているので
、用いられる。上部制御分岐は、２４で、命令信号テに
定数を乗算して、操縦桿命令信号δの負荷を形成してい
る。

ＤＮＺ信号（Ｄ　Ｎ　Ｚ　Ｂｏｔ、ｙ　ｃｏｓφ　ｃｏ
ｓθ）は、２６で、勿論２０で使用された同じ定数と乗
算した負帰還信号を示し、その後２８で命令信号テと加
算される実際信号テを形成している。勿論、このテ信号
は、飛行機への内蔵時に、慣性航行システムから直接得
られる。２８の出力は、３０で積分されて、３２で定数
と乗算される積分信号が求められる。この実際信号は、
勿論３４で定数と乗算されて、減衰及び安定性を形成し
ている。その後、２４．３２及び３４からの３個の信号
は、３６で加算されて、ＰＡＣ命令信号が求められる。

飛行機のピッチ速度を示ずＱ信号も、勿論、定常状態で
信号をゼロに安定化さＵｏる捩り下げフィルタ乗算器３
８に指向され、その出力が４０で定数と乗算されて追加
の減衰を形成している。この出力は、４４で、３６から
のＰＡＣ命令信号と加算されて、ＰＡＣ内部ループピッ
チ速度命令信号を形成している。この信号は、Ｘ−２９
飛行機の現存のＸ−２９内部制御ループに印加され、そ
の出力が加算回路５０に印加される。

勿論、２２からの命令信号すは、４４で定数と乗算され
、±２°の上下限値を形成する制限回路４６を通過して
、フラップ命令信号Δを形成する。

このフラップ命令信号Δは、その後４８で定数と乗算さ
れ、５０で４２からのＰＡＣモード信号と加算されるＤ
ＣＰＡＣ信号を形成して、カナード翼命令信号を形成し
ている。

パイロットからの一次フラップ命令信号は、５２で４６
からのΔフラップ命令信号と加算されて、ゲラマンＸ−
２９飛行機用の合計フラップ命令信号δを形成している
。

第３図は、ＰＡＣモード操作用に変形されたＸ−２９自
動スロツトルシステムの機能的ブロック図を示している
。８．７５°を示す■基準信号は、６０で飛行機の実際
の攻撃角を示す信号と加算される。結果のΔ囚信号が６
２で定数と乗算されて、６４で更なる定数と乗算され、
６６で積分され、６８で制限されて、推力信号ＴＤを求
めるにΔＸ信号が求められる。

勿論、ＤＮＺ信号が７０で定数と乗算され、その後、７
２でｃｏｓ（φ＋３０°）と乗算されて、出力が７４で
６２からのにΔＸ信号と加算される。

但し、φが飛行機のバンク角度である。その後。

７４の出力がラグ（１秒）フィルタ７６を経由して供給
されて、ＴＥ倍信号形成している。

勿論、操縦枠命令信号δは、７８で定数と乗算されて、
出力が１０秒捩り下げフィルタ８０を経由して供給され
て、８２でＴＤ及びＴＥ倍信号加算されて漸増推力信号
を形成するＴＦ倍信号形成している。この漸増推力信号
は、８４で乗算されて、漸増動力レベル信号を形成して
いる。

ＰＡＣ前にパイロット推力信号は、その後８６で漸増動
力レベル信号と加算され、出力が８８で制限されて、Ｘ
−２９飛行機用の９０でのＰＡＣパワーレベル命令信号
用の制限値を形成している。

要約すると、第２図は長手制御面を命令する制御規則の
機能的ブロック図を示し、第３図が自動スロットルを命
令する制御規則の機能的ブロック図を示している。

制御規則は、■を保持する自動スロットルを持つテ命令
、γ保持である。飛行機用の適当な失速マージンを維持
するためには、速度がバンク旋回で増加している。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の教示によるＰＡＣモード操作で操作で
きるゲラマンＸ−２９のようなカナード翼装備の飛行機
の実施例の概略図、第２図は本発明によるＰＡＣ外ルー
プ制御システムの機能的ブロック図、第３図は本発明に
よるＰＡＣ変形自動スロットルシステムの機能的ブロッ
ク図である。 ｉｌ［人　　　ゲラマン　エア口スペースコーポレーシ
ョン

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、（ａ）複数の操作される制御面を持つ飛行機と、（
   ｂ）着艦中に前記飛行機を所定の攻撃角に維持する自動
   システムと、 （ｃ）着艦中に前記飛行機の慣性飛行経路角を一定に維
   持する制御システムと、 （ｄ）前記飛行機の飛行経路速度を制御するために、パ
   イロットによって操作される制御器とを備えた着艦中の
   飛行機の精密進入制御システム。 ２、前記制御器は、パワー進入着艦中に、制御中の飛行
   経路角速度制御器に変換される正規ピッチ速度命令操縦
   桿制御器を備えた特許請求の範囲第１項記載の飛行機の
   精密進入制御システム。 ３、前記自動システムは、前記飛行機のパワーレベルを
   制御する自動スロットルシステムを備えた特許請求の範
   囲第１項記載の飛行機の精密進入制御システム。