JPH01309894A - 航空機の飛行経路角度制御装置 - 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、風のシャＯエンカウンタを出るように航空機
を案内するためにフライトディレクタまたは自動操縦装
置へ加えられる指令の発生に関するものであシ、更に詳
しくいえば、慣性プラットフォームを装備されている航
空機の飛行経路の制御に関するものである。

〔従来の技術〕

風のシャの現象は航空機の安全に重大脅威をもたらすこ
とがらり、実際にいくつかの航空機事故の直接原因と考
えられており、最近の例では、１９８６年８月２日にア
メリカ合衆国テキサス州ダラスにおけるＬ−１０１１型
機の事故である。風のシャというのは急激に変化する水
平方向の風または定常状態の垂直風と定義できる。風の
シャの航空機に及ぼす影響は正常な飛行から速力または
高度の大きな変化をひき起すことである。風の７ヤは、
それがそれ自体であるにせよ、操縦士が航空機を正常な
飛行経路へ戻させるための操縦の結果であるにせよ、航
空機の失速または墜落をひき起すことがある。

従来、風のシャに遭遇している間に行われる検出および
誘導により航空機はある固定された速さ、通常は失速速
度よシわずかに高さ速さで飛行させられる。指令された
速力は、通常、失速速度より約５％高いスティックシェ
ーカー速度として知られており、失速が切迫しているこ
とを操縦士に警報するために操縦桿すなわちスティック
を震動させるために人工的な手段が用いられるような速
さである。スティック・シェーカー速度は安全飛行のた
めの最低速度であると一般に考えられている。

スティック・シェーカー速度にはスティック・シェーカ
ー迎え角度がある。そのスティック・シェーカー迎え角
度は、航空機が安全に飛行するための最大許容角度であ
ると一般に考えられている。

多くの商用輸送航空機のように、一般的な民間航空機お
よび軍用航空機には、ピッチ指令信号を操縦士に表示で
きるようにするフライトディレクタ装置が搭載されてお
り、風のシャ・エンカウンタのための誘導指令がピッチ
指令パーの変位として通常供給される。その変位を零ま
で減少するようにして操縦士が航空機を操縦すると、誘
導指令を満すために求められているピッチ角度にあるこ
とを操縦士は保証される。また、風のシャ・エンカウン
タの場合に最適な飛行経路をとることを航空機に指令す
るために使用されることがあるような、所定の誘導制御
則に応答するために航空機の昇降舵操縦翼面を操作する
ために使用できる自動操縦装置も多くの航空機に搭載さ
れている。更に１地面に対する航空機の飛行経路角度を
正確に測定でき、飛行のために主として用いられる慣性
プラットホーム装置が搭載される。慣性航法は航空機の
加速度を測定し、その加速度情報をコンピュータで処理
すること釦より航空機の位置と速度を決定する方法であ
る。航空機の位置および速度の指示は航空機の動きとは
ほぼ独立しておυ、かつ航空機自体の内部で行われた測
定を基にしているから、必要な全てのものが完全に含ま
れている。

この従来技術の欠点は、指令された固定されている速度
または指令された迎え角度のために、風のシャの大きさ
と持続時間が実際に指令された固定されている速度また
は指令された迎え角度における飛行を求めない時に、航
空機が最低安全速度で飛行する結果となることがある。

また、最大迎え角度で飛行せよとの指令が与えられると
、縦の長周期運動として知られている、航空機の弱く減
衰させられた縦の長時間の振動を励振させることがある
。このモードの励振のために、風のシャ状態が無くなっ
た後でも航空機が堕落する結果となることがある。した
がって、従来技術の装置は、比較的小さい風のシャが存
在しても航空機が墜落するような危険な情況をひき起す
ことがある。

本願出願人へ譲渡された未決の米国特許出願第８３４．
７２９号に開示されている技術においては、風のシャの
縦方向成分および垂直成分と迎え角度が組合わされて遭
遇した風のシャの大きさに比例する速さで航空機の真の
対気速度を低下させるための指令を発生する。この技術
によシ風のシャ・エンカウンタにおける飛行経路角度の
変化が実効的に最小にされ、よシ良い誘導指令が与えら
れたが、航空機の縦の長周期運動振動は適切に考慮に入
れていなかった。

別の従来技術の誘導装置が、本願出願人へ譲渡された未
決の米国特許出願第９２０．４０２号に開示されている
。その技術においては、垂直ジャイロスコープから得た
実際の飛行経路角度が迎え角度に組合わされて所定の飛
行経路角度を発生する。

その技術は、地面に対する最適な飛行経路角度を発生す
るが、測定装置によシ測定される値は不正確であって、
とくに、ピッチ角度と迎え角度の入力パラメータが不正
確である。ピッチ角度は航空機に搭載されている垂直ジ
ャイロスコープ盤から得られるのが普通であって、加速
中の飛行においては周知の測定誤差を生ずる。とぐに、
地面に対する航空機の速度の加速または減速によシジャ
イロスコープが誤った垂直に設定させられることによっ
て、実際のピッチ角度が測定値よ９２度も異なることが
ある。この場合には、ジャイロスコープの設定回路が重
力ベクトルと加速度ベクトルのベクトル和を検出し、ジ
ャイロをベクトルの方向に沿って整列させない。

ピッチ角度誤差に加えて、迎え角度プローブにより誤差
が生ずることがある。航空機の迎え角度は、航空機の誘
導および操縦において極めて有用な基本的な飛行パラメ
ータである。迎え角度は、航空機の外面から突出してい
るグローブまたは翼により一般に測定される。迎え角度
グローブ誤差は、通常は±０．５度である整列許容誤差
によりひき起される。したがって、迎え角度測定には０
．５度の誤差が起り得る。最悪の場合には、ピッチ角度
測定値から計算された飛行ピッチ角度から迎え角度測定
値を差し引いた値が、希望の飛行経路角度中に±２．５
度の誤差を生ずることがある。それらの誤差は、風のシ
ャ・エンカラｙりにおいて性能を大幅に低下させる結果
をもたらすのに十分である。

〔課題を解決するための手段〕

本発明は、航空機の長周期運動の励振を実効的に最小に
するばかシでなく、前記測定誤差を生じない誘導指令を
供給することによシ、従来技術の制約を克服するもので
ある。本発明は、航空機が空中に留まる時間と、航空機
が飛行する距離を、風のシャの大きさとは無関係に、あ
るいは風が水平か、垂直か、両者の組合わせであるかと
は無関係に、長くするものである。航空機に搭載されて
いる慣性プラットホーム装置を利用することにより迎え
角度誤差が無くされ、ピッチ角度誤差が最小に保たれ、
それにより自動操縦装置または操縦士が最適飛行経路角
度に沿って航空機を一層正確かつ容易に飛行させること
ができるようにする。

慣性プラットホーム装置の技術状態は、±０．２５度の
確度で慣性飛行経路角度測定を行えるようにするような
ものである。

本発明は、結果としての航空機の飛行経路カＩ航空機の
空中に滞留する時間および飛行距離を最大にするように
１風のシャ・エンカウンタにおいて操縦士または自動操
縦装置へ誘導指令を供給するものである。これは、最適
飛行経路角度を指令し、慣性プラットホーム装置によシ
供給された慣性飛行経路角度を帰還項として用いること
により行われる。慣性飛行経路角度が零またはそれよシ
大きい時には、最大許容迎え角度は常にスティック・シ
ェーカー迎え角度マイナス所定の量である。慣性飛行経
路角度が負になって、航空機が地面へ向って降下してい
ることを特徴とする特許容迎え角度がスティック・シェ
ーカー迎え角度に々るまで、最大許容迎え角度は慣性飛
行経路角度の関数として増大させられる。このようにし
て、スティック拳シェーカー迎え角度における飛行は地
面に衝突することを避けるためにのみ許される。

本発明においては、慣性航法装置からの検出された慣性
飛行経路角度は、決定されている飛行経路角度信号に組
合わされて、風のシャの存在する状態において最適飛行
経路を供給して、希望の迎え角度を指令するための誤差
信号を取出す。負の飛行経路角度を示すように、航空機
が最大許容迎え角度またはそれより小さい迎え角度で飛
行している場合には、迎え角度がスティック・シェーカ
ー迎え角度を増大できるようにするために、実際ノ迎え
角１１ｆ、とスティック・シェーカー迎え角度に応答す
不リミッタにより誤差信号が処理される。

上記の機能を組合わせることにより、システム誤差が最
小である最適飛行経路角度を生じ、しかも最大許容迎え
角度を制限することによシ航空機の失速を保護するよう
に機能する。

〔実施例〕

以下、図面を参照して本発明の詳細な説明する。

本発明の詳細な説明する前に、本発明の技術の基礎を成
す、航空機に及ぼす風のシャの影響の物理的な原理を説
明することは有用である。航空機が地面の近くを比較的
低速で飛行している時に、離陸および着陸中の航空機に
風のシャは最大の脅威を与える。最も危険々２種類の風
のシャはテール・風のシャとダウンバーストである。前
者は、時間の経過とともに変化し、航空機の動く向きに
吹く風である。後者は地面へ向って吹く一定の風である
。

テール・風のシャは航空機の真の対気速度を低下させ、
したがって空気質量に対して航空機から運動エネルギー
を取出すような傾向がある。航空機の真の対気速度が低
下し始めると、航空機の固有の速度安定性が、運動エネ
ルギーへ位置エネルギーを変換することにより、失われ
た速度を再び得ようとする。しかし、位置エネルギーを
失うことは高度が低下することを意味し、運動エネルギ
ーと位置エネルギーの変換が操縦士または自動操縦装置
により適切に行われないとすると、航空機は高度を保て
なく彦って墜落することになる。昇降舵操縦翼面を用い
て機首をひき起しくそれにより航空機の迎え角度と揚力
を増大させる）することＫより固有のそのエネルギー交
換を減少させることがある。しかし、そうすると速度を
一層低下させるようにし、その速度低下を点検しないと
航空機は失速して、墜落することになる。

第１図は適用可能な飛行パラメータの幾何学的な向きを
示すものである。航空機の縦軸の姿勢がピッチ角度θに
よシ表されている。γにより表されている飛行経路角度
は航空機の慣性速度ベクトルと局部的な水平面との間の
角度である。航空機の慣性速度ベクトルと航空機の縦軸
の間の角度は航空機の迎え角度αである。ピッチ角度と
飛行経路角度は、地面に垂直な垂直面において測定され
る。

航空機の迎え角度が、航空機のフラップ位置の関数であ
る既知の値をこえると航空機は失速する。

したがって、操縦士の操縦は、失速が起る迎え角度より
必然的に小さい最大迎え角度により制約される。この迎
え角度はスティック・シェーカー迎え角度として知られ
ているものであって、安全な飛行のために達成できる最
大揚力における迎え角度を表す。スティック・シェーカ
ー迎え角度においては、操縦摩を震動させて、航空機が
失速迎え角度に接近しつつあることを操縦士に餐告する
ために機械的な装置が用いられる。

縦の長周期運動として知られている航空の振動運動によ
り状況は更に複雑にされる。縦の長周期運動はほぼ一定
の迎え角度における飛行によシ特徴づけられる。縦の長
周期運動振動の間に航空機は運動エネルギーと位置エネ
ルギーの交換を行う。

それらのエネルギー交換により航空機の対気速度が上昇
または低下し、それに伴って航空機の高度が低下したり
、上昇したりする。撮動が十分に太きいと、振動のサイ
クル中に航空機が地面に衝突することがある。したがっ
て、テール風のシャ・エンカウンタ中に操縦士または自
動操縦装置がスティック・シェーカー迎え角度を達成し
て、それを維持したとすると、縦の長周期運動振動を励
振でき、航空機は上下の振動を藺始する。先に述べたよ
うに、その上下振動の振幅が十分に大きいとすると、航
空機は墜落する。

不幸なことに、遭遇した風のシャの大きさおよび持続時
間が十分でおると、航空機を空中に維持させるために操
縦士はスティック・シエーが−迎え角度にすることを余
儀なくされる。この固定された迎え角度が達成されると
、縦の長周期振動運動が開始され、航空機は降下を開始
する。この点において操縦士または自動操縦装置はほと
んど無力となる。航空機は失速しているから、揚力を生
じさせるために迎え角度を大きくすることはできない。

それとは逆に、機首を下に向けると地面へ向かう降下速
度が上昇する疋けの結果となる。したがって、スティッ
ク・シェーカー迎え角度゛まで航空機の迎え角度を増大
させることは、墜落することを避けるために絶対に必要
である場合だけ行うべきであることが明らかである。

以上の説明から、操縦士または自動操縦装置が使用する
最適な誘導前はできるだけ長い間航空機を飛行状態に維
持し、かつ航空機の縦の長周期運動の励振を最小にする
ために、航空機の利用でき　。

るエネルギーを可能な限り最も良く利用するようにしな
ければならない。

純粋に下向きの垂直風も航空機に悪影響を及ぼす。その
影響のために地面に対する航空機の飛行経路角度が小さ
くされる。飛行経路角度が負であると航空機は降下し、
その負の飛行経路角度が修正されないと最後には墜落す
ることになる。

次に、風のシャに遭遇した時に最適々飛行経路角度を発
生するだめの誘導指令を操縦士または自動操縦装置へ供
給するために、本発明が前記現象をどのように取扱うか
について詳しく説明する。

テール風のシャ・エンカウンタの場合には、前記した理
由から、負でない飛行経路角度を維持しつつ航空機の縦
の長周期運動の励振を最少にすることが望ましい。縦の
長周期運動の励振を最少にする方法は、振動の結果とし
て生ずる高度変化または速度変化を妙手にすることであ
ることが良く知られている。速度変化を最小にすると水
平に対する飛行経路角度が負となることがあるから、高
度変化を最小にすることによってのみ速度変化を実際に
最小にできる。それは、地面に対する飛行経路角度が零
である状態で、またはより正確にいえば、慣性飛行経路
角度が零である状態で飛行することにより行うことがで
きる。

第２図は飛行経路角度を得るためにピッチ角度および迎
え角度を用いる装置と比較して、慣性プラットホーム装
置から得た慣性飛行経路角度を用いることの利点を示す
ものである。このシミュレートされた風のシャ・エンカ
ウンタにおいては、１秒間に５ノツトのテール風のシャ
に虚、１０において遭遇する。風のシャの持続時間は無
限であるから航空機は風のシャから逃げることはできな
い。

実際には無限の風のシャは自然には存在し々いが、第２
図において考えているモデルは空気中における最長時間
を決定するための基準として機能する。

第２図の縦軸１２はメートルで測定した地面上の高さを
表し、横軸１４は秒で測定した時間を表す。

線分１６は、点１０における風のシャ・エンカウンタの
前の航空機の飛行経路を示す。

線分１８は、慣性プラットホーム装置から得た慣性飛行
経路角度を利用する本発明の飛行経路を示す。線分２０
は、ピッチ角度と迎え角度を利用し、真の慣性飛行経路
角度より大きい誤差２．５度を生ずるために測定誤差が
累積された装置の飛行経路を示す。線分２２は、ピッチ
角度と迎え角度を利用し、真の慣性飛行経路角度よシ小
さい誤差２．５度を生ずるために測定誤差が累積された
装置の飛行経路を示す。本発明によシ、この仮定した例
に対して航空機を最長時間だけ空中に維持できる結果と
なることが明らかＫわかる。

正確な慣性飛行経路角度で飛行することの重要性が第３
図に明らかに示されている。遭遇した風のシャは５ノッ
ト／秒の固定された大きさで、持続時間が２５秒間であ
る。この大きさと持続時間の組合わせは実際の風のシャ
・エンカウンタの典型的なものである。線分３０は点３
２におけるテール風のシャ・エンカウンタの前の航空機
の飛行経路を示す。点３２において風のシャが始まり、
その点から２５秒間持続する。線分３４は本発明の飛行
経路を示す。線分３６は、累積された測定誤差が真の慣
性飛行経路角度よシ大きい誤差２．５度を生じた最適な
誘導装置を示す。線分３８は、累積された測定誤差が真
の慣性飛行経路角度よシ小さい誤差２．５度を生じた同
じ装置を示す。本発明によシ、航空機が墜落することな
しに風のシャを出ることができる最適な飛行経路角度を
とることが明らかにわかるであろう。

以上の説明から、慣性プラットホーム装置から得た正確
な飛行経路角度を本発明において利用することにより、
大きな誤差を生ずる傾向がある、垂直ジャイロスコープ
ピッチ角度および迎え角度を用いる装置と比較して、優
れた性能が得られることが明らかであろう。

本発明は、従来のアナログ回路およびコンピュータ技術
を用いることにより、または従来の全デジタル技術を用
いることにより、あるいは従来のハイブリッド・デジタ
ル／アナログ技術を用いることＫより実施できる。本発
明の理解を容易にするため釦、第４図に示されている全
体としてアナログ様式を用いて本発明を説明することに
する。

その同じアナログ様式は、デジタル処理のために種々の
アナログ入力がデジタル信号へ変換され、フライトディ
レクタ指示器と自動操縦装置の少くとも一方を駆動する
ために、種々のデジタル出力がアナログ信号へ変換され
る、プラットホーム可能なデジタルコンピュータのプロ
グラムもブロック図の形で表すことができる。

本発明は、本願出願人が所有する米国特許第４．５９３
，２８５号または未決の米国特許出願第８３５゜４４６
号明細書に開示されているような風のシャ検出装置とと
もに実施することが好ましい。その米国特許＠４，５９
３，２８５号明細書に開示されている技術においては、
所定の厳しい大きさの風のシャが切迫していることを指
示するために１検出された水平および垂直の慣性加速度
成分および空気質量加速度成分から得た複数の信号を供
給する。前記未決の米国特許比Ｉｔｉ第８３５，４４６
号明細書に開示されている技術は、垂直風のシャの存在
を表す信号を供給するために対気速度と、飛行経路角度
と、垂直加速度との組合わせを用いる。それらの風のシ
ャ検出装置は、水平または垂直の風である、大きな風の
シャ状態が検出されたか否かを示す論理信号を供給でき
る。本発明は、本願出顔人の所有する米国特許用３，７
９１，２０８号明細口に記載されているような迎え角度
コンピュータも利用する。

その迎え角度コンピュータは、慣性データおよび空気デ
ータの冗長測定値から得た真の迎え角度および真の飛行
経路角度の測定値を供給して、慣性基準装置の代りをす
る。

第４図を参照して、大きな風のシャ状態が検出されると
、風のシャ検出装置４０が論理１信号を線４２を介して
従来の増幅器４４へ供給する。他の場合にはその信号Ｆ
ｉ論理Ｏ″Ｔ：ある。その増幅器４４の出力電圧が通常
のリレー４６を附勢できるように、増幅器４４はその論
理信号を増幅する。

そのリレー４６はスイッチアーム４８を周知のよう釦し
て制御する。したがって、線４２に供給された論理１信
号によってリレー４６は附勢され、したがってスイッチ
アーム４８はスイッチ端子５０に接触する。

それと同時に、慣性基準装置５０が慣性飛行経路角度γ
□、を線５２と回路点５４および線６２を介して通常の
レートテーカ−６０へ供給する。

そのレートテーカ−６０は、その慣性飛行経路角度を時
間微分し゛Ｃ１出力γを線６４を介して通常の利得ブロ
ック６８へ供給する。したがって、利得ブロック６Ｂへ
供給される信号は慣性飛行経路角度の変化率を表す。利
得ブロック６８は所定の利得たとえば３だけ増大した慣
性飛行経路角度の時間微分された信号出力を線６６を介
して加算器５８へ供給する。

零度の所定の慣性ガンマ指令を表す線７０へ供給された
信号も加算器５８へ供給される。その加算器５８へ供給
される。その加算器５８は、線７０を介して供給された
慣性ガンマ指令から、慣性基準装置５０から線５２と、
回路点５４と、線５６と、回路点２２Ｇとを介して加え
られる実際の慣性および利得ブロック６８の出力を差し
引いた出力Δｒを出力するように動作する。加算器５８
の出力Δγが線１２を介して低域フィルタ１４へ供給さ
れる。その低域フィルタの機能は高周波信号を減衰させ
、低周波（ｑ−！、をそのま°ま通すことである。

したがって、その低域フィルタはそれに供給された高周
波ノイズを除去するために用いられる。その低域フィル
タγ４の伝達関数は１　／（ＴＳ＋１）である。ここに
、Ｔは約３秒の時定数である。低域フィルタＴ４は出力
を８７８を介して通常の利得ブロック７６へ供給する。

利得ブロックＴ６は線１８を介して供給された信号を所
定の定数たとえば１．０だけ増大するように動作する。

利得ブロック７６の出力は線８０を介してスイッチ接点
８２へ供給される。したがって、その出力は慣性飛行経
路角度指令と航空機の慣性飛行経路角度の変化率を含む
実際の慣性飛行経路角度との差を表す。

したがって、その出力は、自動操縦装置と７ライトデイ
レクタ装置の少くとも一方により、後述するやり方で処
理する誤差指令信号を構成する。

迎え角度上ンサ８８は、度で測定した航空機の実際の迎
え角度を表す信号を線９ｏと、回路点９２と、線９４と
を介して通常の加算器９６へ供給する。それと同時に、
迎え角度信号が回路点９２と線１００を介して通常のレ
ートテーカ−９８へ供給される。そのレートテーカ−９
８はその迎え角度信号を時間微分して、時間微分された
信号を線１０２を介して通常の利得ブロック１０４へ供
給する。

したがって、利得ブロック１０４へ供給される信号は迎
え角度の時間的変化率αを表す。利得ブロック１０４は
所定の利得たとえば３だけ増大した迎え角度の時間微分
された信号出力を線１０６を介して加算器９６へ供給す
る。

フラップ位置センサ１０８が航空機の実際のフラップ位
置を表す信号を線１１０を介してスティック・シェーカ
ー迎え角度コンピュータ１１２へ供給する。そのスティ
ック・シェーカー迎え角度コンビユータ１１２は、実際
のフラップ位置に対応するスティック・シェーカー迎え
角度を表す信号を線１１４を介して加算器９６へ供給す
る。

所定の定数たとえば１．０を表す信号が線１１６を介し
て可変利得ブロック１１８へ供給される。それと同時に
、実際の慣性飛行経路角度を表す信号が回路点１２０か
ら線１２２を介して可変利得ブロック１１８へ供給され
る。この可変利得ブロックはブロック１１８に示されて
いるようにして動作する。Ｋの値が、次式に従って実際
の慣性飛行経路角度γ、８の関数として計算される。

Ｋ＝２−０．４　　γｔ’ｓ このＫの値は２と０の間に制限される。線１１６を介し
て可変利得ブロック１１８へ供給された信号に値Ｋが乗
ぜられ、その結果が線１２４を介して加算器９６へ供給
される。この動作により、線１２４に出力される信号は
、慣性飛行経路角度が、零より大きいか、零に等しい場
合には２にＫを乗じたものであシ、零より小さい場合に
は１にＫを乗じたものである。慣性飛行経路角度が一５
度またはそれよシ小さいとすると、ＩＷ１２４に出力さ
れる信号は零である。線１２４に出力された信号は、加
算器９６において、スティック・シェーカー迎え角度の
計算された値から最終的に差し引かれる。したがって、
最大許容迎え角度は慣性飛行経路角度γｆＲ１の関数で
ある。慣性飛行経路角度が零より大きいか、零に等しい
場合には、最大許容迎え角度はスティック・シェーカー
迎え角度マイナス２度に等しい。慣性飛行経路角度が一
５度またはそれより小さいとすると、最大許容迎え角度
はスティック・シェーカー迎え角度である。この動作に
よシ、慣性飛行経路角度が負でなければ、航空機はステ
ィック・シェーカー迎え角度で飛行することを阻止され
る。慣性飛行経路角度が負になると、墜落を避けるため
により大きな揚力を発生させるために許容迎え角度を増
大できることＫなる。

加算器９６は、計算されたスティック・シｚ　−カー迎
え角度から実際の迎え角度αと、実際の迎え角度の時間
的な変化率αとを差し引いた信号を線１２６を介して通
常の低域フィルタ１２８へ供給するように動作する。

低域フィルタ１２８の出力が線１３０を介して通常の利
得ブロック１３２へ供給される。その利得ブロックは線
１３０を介して供給された信号の値に所定の値たとえば
１．０を乗じ、その結果である信号Δαを回路点１３４
を、線１３６を介してスイッチ接点８６へ供給するとと
もに、線１３８を介して極性検出器１４０へ供給する。

その極性検出器は、線１３８を介して供給された信号の
値が零よシ小さい時は、論理１信号を線１４２を介して
通常の増幅器１４４へ供給し、他の場合には論理Ｏ信号
を増幅器１４４へ供給する。その増幅器１４４は、論理
１信号を受は九場合にはある電圧を通常のリレー１４６
へ供給し、他の場合には零電圧をそのリレーを供給する
。したがって、増幅器１４４が論理１信号を受けた時以
外はリレー１４６は附勢されない。リレー１４６はスイ
ッチアーム８４を制御することにより線１４８に存在す
る信号を制御する。

上記の動作により、線１４８に現われる信号は、回路点
１３４に存在する信号が零または正であれば、すなわち
、慣性飛行経路角度ｒ、□が零または正である場合に、
スイッチ接点ａ２ＫｇＬわれる信号であって、航空機が
最大許容迎え角度またはそれよシ小さい迎え角度で飛行
していることを示す。

線１３６に供給される信号は、回路点１３４に供給され
た信号が負であれば、すなわち、航空機が最大許容迎え
角度より大きい迎え角度で飛行しておれば、スイッチ接
点８６における信号である。

＠１４８はスイッチ接点１５０へ接続される。前記した
ように大きい風のシャが検出された場合に、スイッチア
ーム４８はスイッチ接点１５０へ接続される。スイッチ
アーム４８は線１５２へ接続される。

線１５２は回路点１５２と線１５４を介して通常の利得
ブロック１５６へ接続される。その利得ブロックは、線
１５４を介して供給された信号に、自動操縦装置の特性
によυ決定される適切な一定の利得を乗する。その利得
ブロック１５６の出力は線１６０を弁して通常の自動操
縦装置および昇降舵サーボ１６２へ供給される。従来と
同様にして昇降舵操縦翼面への制御信号が発生される。

帰還制御装置の周知の原理に従って、線１５２上の信号
が零になるまで、昇降舵操縦翼面は迎え角度およびピッ
チ角度を増大または減少させる。線１５２に零信号が供
給されると、誘導制御が満足に行われ、航空機は正しい
飛行経路上にある。

同様にして、信号が線１５２と、回路点１５８と、線１
６４と、通常の利得ブロック１６６を介してフライトデ
ィレクタ装置へ供給される。その利得ブロック１６６は
、線１６４を介して供給された信号に、フライトディレ
クタ装置の特性により決定される適切彦利得を乗する。

その、利得ブロック１６６の出力は線１６８を介してフ
ライトディレクタ装置１７０へ供給される。線１６８を
介してフライトディレクタ装置へ供給される利得ブロッ
ク１６６の出力は、通常の電子的な手段または機械釣力
手段を介して、通常のピッチ指令バー１７２を駆動する
。そのピッチ指令バーを見ている操縦士は航空機の迎え
角度およびピネチ角度を、帰還制御装置の周知の原理に
よシ、線１５２を介して供給される信号が零になるまで
、ピッチ指令バー１７２の動きにより指示される向きに
変化させる。線１５２へ供給される信号が零になると、
誘導制御は満されたことになり、航空機は正しい飛行経
路上にある。

以上の説明わら、風のシャ・エンカウタにおいては、固
定された所定の慣性飛行経路角度が、水平風のシャと垂
直風のシャの少くとも１つで構成される風のシャに対し
て指令される。実際の慣性飛行経路角度と、それの時間
微分に一定の利得を乗じたものとを、零度である指令さ
れた飛行経路角度から差し引くこと釦より、誤差指令が
発生される。航空機の実際の迎え角度が計算された最大
許容迎え角度を超えた場合には、最大許容迎え角度から
実際の迎え角度を差し引いたものと、その実際の迎え角
度の時間微分に定数を乗じたものとの差に等しい直接指
令が、実際の迎え角度が最大許容迎え角度に等しいか、
それより小さくなるまで、迎え角度を減少させることを
指令するために用いられる。航空機の飛行経路角度が正
または零である場合には、最大許容迎え角度はスティッ
ク・シェーカー迎え角度マイナス２度である。航空機の
飛行経路角度が負であると、慣性飛行経路角度が一５度
またはそれよシ小ざい時に最大許容迎え角度がスティッ
ク・シェーカー迎え角度になるまで、最大許容迎え角度
は増大する。上記の諸機能の組合わせにより、システム
誤差が最小の最適飛行経路角度をとらせるようにし、か
つ最大許容迎え角度を制限することにより航空機の失速
を防止する、誘導指令を発生するよう諸機能する。

典型的な風のシャ・エンカランクにおける本発明の飛行
経路角度制御装置の動作を考察することにより、本発明
の飛行経路角度制御装置の動作を一１明らかにできる。

まず、航空機が離陸したばかりで、風のシャに遭遇した
時の慣性飛行経路角度が６度であると仮定する。風のシ
ャ検出器によυ風のシャが検出されると、本発明の装置
により発生された指令信号が航空機の自動操縦装置およ
びフライトディレクタ装置へ供給される。航空機の実際
の迎え角度が、最初は、計算された最大許容スティック
・シェーカー迎え角度から２度を差し引いたものより十
分に小ざいから、自動操縦装置およびフライトディレク
タ装置へ供給された指令は、零度の慣性飛行経路角度に
するような飛行経路角度指令である。風のンヤ力Ｉ持続
すると、航空機の速度が低下するから、零慣性飛行経路
角度を維持するために十分な揚力を発生させるために航
空機の迎え角度を増大せねばならない。迎え角度が最大
許容迎え角度を超えると、本発明の飛行経路角度制御装
置は、最大許容迎え角度を維持するために指令が発生さ
れる迎え角度制御へ（スイッチアーム７２を介して）制
御を切換える。慣性飛行経路角度が減少すると（零慣性
飛行経路角度を維持するためにより大きい迎え角度によ
り一層大きな揚力を発生することができないから）、最
大許容迎え角度が増大して、航空機がそれの迎え角度を
増大することにより一層大きい揚力を発生できるように
する。最後に、航空機の慣性飛行経路角度が一５度に等
しいか、それより小さくなったとすると、最大迎え角度
はスティック・シェーカー迎え角度、すなわち、航空機
が安全に飛行できる最大迎え角度である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の装置の動作を説明するのに有用な航空
機の飛行において重要がパラメータを示すグラフ、第２
図は、持続時間が無限である風のシャに対して、航空機
の飛行経路の時間履歴を種々の飛行経路角度検出器の関
数として示すグラフ、第３図は別の誘導技術と比較した
、本発明によシ指令きれた飛行経路を示す、持続時間が
固定されている風のシャに対する別の時間履歴を示すグ
ラフ、第４図は本発明の飛行経路角度制御装置の詳しい
構成を示すブロック回路図である。 ４０・拳・・風のシャ検出器、４４，１４４・・・拳増
幅器、５０・・・φ慣性基準装置、６０゜９８・・・・
レートテーカ−１５８，９６・・・・加算器、６８，１
６　、１０４，１３２．１５６・拳・・利得ブロック、
７４，１２８　・・・・低域フィルタ、８８・・ｌｌ１
１迎え角度センサ、１０８・・・・フラップ位置センサ
、１１２・・・・スティック・シェーカー迎え角度コン
ピュータ、１４ｏ・・・−極性検出器。 魯１ ＦＩＧ、１゜ ＦＩＧ、３゜ ＸＣ１３ＩｖＬ ＦＩＧ、２゜ 手続補正書こオ欠） １．事件の表示 平成１年特　　許願第＋５ｇｇ号 ２、卒明の名称 事件との関係　　　　特　　　　許出願人名称（氏名）
ハネウェル・インコーホレーテッド６、補正の対象 明細書の浄書（内容に変更なし）

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 慣性基準装置を含む航空機の飛行経路角度制御装置にお
   いて、 前記慣性基準装置に応答して航空機の慣性飛行経路角度
   を検出し、それを表す信号を発生する手段と、 所定の飛行角度を表す信号を供給する手段と、慣性飛行
   経路角度を表す前記信号および所定の飛行経路角度を表
   す前記信号に応答してそれらの信号の代数差を生ずる手
   段と、 前記差に応答して誤差信号を得る手段と、 前記誤差信号を前記制御装置へ供給する手段と、を備え
   ることを特徴とする航空機の飛行経路角度制御装置。