JPH01503697A - 航空機の横揺れおよび偏揺れを制御するための装置 - 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】 航空機の槽揺れおよび偏揺れを制御するための装置この発明は電気飛行制御を使 用する航空機の横揺れおよび偏揺れを制御するための装置に関するものである。

航空機の横揺れの制御は、操縦桿の助けで補助翼と多分スポイラフラップの付勢 の結果として生じ、一方、偏揺れの制御は方向舵ペダルの助けで方向舵を偏向さ せることによって得られることは公知である。

（ａ）横揺れ操縦翼面（補助翼およびスポイラフラップ）の偏向は航空機を横に 傾ける（横揺れ制御）ばかりではなく、その性能を下げるこの航空機の横滑りを 引き起こす。

このような横滑りを避けるために、適当な方法で同時に方向舵を偏向させること が必要である。（ｂ）方向舵の偏向は航空機の偏揺れを制御するのみでなく、さ らに一方では前記航空機の横滑りを引き起こし、他方では、その横揺れ位置（横 揺れ）の増加を引き起こす、横揺れ姿勢のこのような増加は、横揺れ姿勢を妥当 な値に維持し、方向舵を偏向することによって生じる横揺れを阻止するために１ Ｍ当な方法で横揺れ操縦真面分偏向する必要があるという結果で航空機を迅速に 旋回する。（ｃ）航空機が横に傾き、その横揺れ操縦翼面もその方向舵も偏向さ れないと、それは横揺れで自然ではない、すなわち、一定の横揺れ姿勢を維持し ないが、それどころがその横揺れ姿勢は旋回の内側（横揺れに対して航空機の発 散）の方へまたは旋回の外側〈横揺れに対して航空機の収束）の方かのいずれか に漂流する。（ｄ）横の擾乱または推進の不釣り合いくエンジンの故障〉が生じ ると、航空機は、横揺れ操縦翼面および方向舵を付勢することによって補正され なればならない考慮にいれるべき横揺れ位置を取る。こういういうこともまた、 公知である。

前述のことは、一方では横揺れおよび偏揺れの制御は密接に互いに依存し、他方 ではパイロットは１機械的飛行制御と共に横揺れおよび偏揺れ制御にしばしば介 在しなければならないということを示している。

さらに１電気的飛行制御は、せいぜい１以上の飛行コンピュータ分使用すること が可能で機械的飛１キ制御に対して質量で相当な利得を提示することが公知であ る。

この発明の目的は、航空機の横揺れおよび偏揺れ分制御するための装置、特に電 気的飛行制御のために設計され、この領域でパイロットの作業総量を相当軽くさ せるようにされた装置を有することである。

そのため、この発明によれば、第１の任意の付勢部材（操縦桿）から付勢される 横揺れ操縦翼面および機械的伝動装置を介して第２の任意のけ勢部材（方向舵） から付勢される方向舵を含み、前記第１および第２の任意の付勢部材は前記部材 の位置に依存する電気信号をそれぞれ供給するトランスジューサに関連し、航空 機は前記航空機の横揺れ速度、姿勢、偏揺れ速度および横滑りをそれぞれ表す電 気信号を供給することができる装置をさらに含む航空機の横揺れおよび偏揺れを 制御するための装置は。

前記第１の任意の付勢部材の位置、横揺れ速度、姿勢。

偏揺れ速度、横滑りおよび前記第２の任意の付勢部材の位置をそれぞれ表す前記 電気信号から前記電気信号の線形結合によって形成される横揺れ制御に対して単 一の電気的オーダを形成することができる装置と、前記単一の電気的横揺れ制御 オーダから付勢部材を介して前記横揺れ操縦翼面の各々を制御する分配装置と、 前記第１の任意の付勢部材の位置、姿勢、偏揺れ速度、横滑りおよび前記第２の 任意の付勢部材の位置をそれぞれ表す前記電気信号から前記電気信号の線形結合 によって形成される偏揺れ制御に対して電気的オーダを形成することができる装 置と、付勢手段を介して前記方向舵を制御する偏揺れ制御の単一の結合されたオ ーダを供給するために前記電気的偏揺れ制御オーダと前記第２の任意の付勢部材 から直接入ってくる機械的オーダとを結合するための装置とｆ！：備えたことを 特徴とする。

したがって、この発明による航空機の横揺れおよび偏揺れを制御するための装置 において、偏揺れ制御パラメータは単一の横揺れ制御オーダを作成するために考 慮され、逆に横揺れ制御のパラメータは電気的偏揺れ制御オーダで積分されるこ とが分かる。その結果として、航空機が横揺れ操縦翼面の付勢によって横揺れで 圧力が加えられると、それから生じる横滑りは、パイロットがもはや方向舵ペダ ルを付勢するように介在しなくてもよいような適当な方法で方向舵を偏向するこ の発明の装置によって直接に阻止される。航空機が方向舵の付勢によって偏揺れ に圧力が加えられると、引き起こされる横滑りおよびそこから生じる姿勢は、バ イロンドがもはや操縦桿を付勢するように介在しなくてもよいような適当な方ま で横揺れ操縦翼面を偏向するこの発明の装置によって直接阻止される。横の擾乱 またはエンジン故障が発生すると。

操縮桿でパイロットによって与えられたオーダに関して横揺れ姿勢の対応する変 動は、横揺れ制御に対して単一の電気的オーダを作成するための前記装置および 偏揺れ制御に対して電気的オーダを作成するための前記装置のそれぞれによって 、できる限り小さいこれらの変動に対して横揺れ操縦翼面および方向舵に作動す る制御オーダの発生をもたらす。

操縦桿を離すとき、航空機は擾乱が発生するときでさえ常に健全な飛行形態のま まであり、所定の操縦に対してパイロットはこの操縦のため副次的努力をもはや 阻止しなくてもよいので、このように、この発明のためパイロットの作業総量は 相当制限される。

この装置に故障が発生し、ｉ揺れ制御および横揺れ制御に対して電気的オーダの 発生を不可能にする場合、前記＠械的伝動装置および偏揺れ制御に対して単一の 結合オ・−ダを供給する前記装置を介して方向舵に作動する方向舵ペダルを付勢 することによって最後の手段として横揺れおよび偏揺れで航空機は常に操縦可能 のままにあるだろうということがさらに注目される。

有利な実施例では、横揺れ制御に対して単一の電気的オーダを作成ための装置は 、その入力は前記第１の任意の付勢部材の位置、横揺れ速度、姿勢、偏揺れ速度 、横滑りおよび前記第２の任意の付勢部材の位置を表す前記電気信号をそれぞれ 受信し、その出力は横揺れに対して前記単一の電気的オーダを供給する加算装置 と共通に接続される複数の増幅器を備えている。同様に、偏揺れに対して電気的 オーダを作成するための装置は、その入力は前記第１の任意の付勢部材の位置、 横揺れ速度、姿勢。

偏揺れ速度、横滑りおよび前記第２の任意の付勢部材の位置を表す前記電気的信 号をそれぞれ受信し、その出力は偏揺れに対して前記電気的オーダを供給する加 算装置と共通に接続される複数の増幅器を備えていることは有利である。

横揺れに対して羊−の電気的オーダを作成するための装置および偏揺れに対して 電気的オーダを作成するための装置の前記増幅器の各々は、利得が幾つかの異な る値から選ばれるタイプのものが好ましい。この方法で、飛行形態および航空機 の速度の関数として、前記増幅器の各々に（正または負の）最大の適当な利得な 与えることが可能である。したがって、増幅器が電気信号の線形結合で最適の大 きさに増幅する信号を与えることが可能である。異なるタイプの飛行形態は１例 えば着陸、離陸、クリーンな翼での飛行などにそれぞれ対応し、各々の飛行形態 に対して、幾つかの利得値が航空機の速度の関数として提供される。各々の飛行 形態はパイロットのオーダから生じ、飛行形態コンピュータによって確実にされ る。

その結果として、前記増幅器の利得は航空機の速度を測定するための手段と関連 して前記飛行形態コンピュータで制御される。

前記装置は、前記横揺れ操に１真面の各々の偏向値を前記単一の電気的オーダの 任意の値に一致させるようにするテーブルである。このように、このテーブルは メモリに複数に分配可能である。前記華−の電気的オーダおよび航空機の現在の 飛行形態の振幅の関数として、テーブルはそれがメモリに有している最適の分配 を供給する。勿論、所定の分配に対して、前記横揺れ操縦翼面の一定の偏向値は 多分零である。

さらに、（１Ｎ揺れ制御に対して単一の結合オーダを供給する前記装置は、一つ の関節が固定され、偏揺れに対して前記電気的オーダおよび機械的オーダが前記 固定された関節の周りの関節接合された平行四辺形の２辺にそれぞれ加えられた 変形可能である平行四辺形を形成するレバーの組立によって構成され、一方、偏 揺れ制御に対して単一の結合オーダは前記平行四辺形の他の辺の一つを取る。

横揺れ制御に対して単一の電気的オーダを作成するための装置および偏揺れ制御 に対して電気的オーダを作成するための装置は、また慣性基準装置と呼ばれる搭 載された慣性装置から横揺れ速度、姿勢および偏揺れ速度をそれぞれ表す信号を 受信する。一方、航空機の機上では。

横滑りは一般に測定されない。したがって、この発明の他の特別の特徴による横 揺れおよび偏揺れ分制御するための装置は、一方では横揺れ速度および偏揺れ速 度の電気信号および前記慣性装置によって与えられる横の加速度信号、他方では 方向舵および操縦翼面の偏向に関する情報からの横滑りと表す前記電気信号を発 生するための手段を備えている。方向舵および操縦翼面の偏向に関する後者の情 報はセンサから得られるかまたは偏揺れ制御に対して電気的オーダを作成するた めの前記装置および横揺れに対して単一の電気的オーダを分配するための前記装 置によって供給される電気信号によって構成される。

この発明による装置は、公知のタイプで従来現代の航空機で使用され、前記第１ の任意の付勢部材の傾斜を所要の横揺れ速度に変換するトランスジューサ並びに 前記所要の横揺れ速度を姿勢の基準値に変換する積分器装置を備えていることが 好ましい。さらに、もし前記積分器装置が積分器およびその入力が前記所要の横 揺れ速度を受信する共通点を有し、その出力が加算装置と接続される進相増幅器 を備えているならば有利である。このように、航空機は横揺れにおいては中立で ある。実際、前記第１の任意のけ勢部材の付勢によって航空機の姿勢に対する所 望値を得た役、パイロットが前記第１の任意の付勢部材を離すと、公知の方法で 後者は零の所要の横揺れ速度に対応するその中立位置に自然に戻る。その結果と して、外部の擾乱が無い場合、航空機は、パイロットが前記第１の任意の付勢部 材を離した瞬間に得られる基準位置を維持する。

横揺れ操縦翼面の飽和の場合、航空機によって取られる実際の姿勢はパイロット によって要求される姿勢に関して遅延されるということを避けるために、積分器 および増幅器に共通である前記点と前記積分器の入力間に前記積分器の入力と前 記共通点または実際の位置の変動速度から成る信号を発生する発生器のどちらか に接続することができる制御スイッチを配置し、操畷桿のオーダが零でない時、 前記スイッチが横揺れ操縦翼面の飽和によって制御されるならば、それは有利で ある。進相を導入するために、好ましくは、前記発生器は横揺れ位置の第１の導 関数および第２の導関数の線形結合である信号を発生する。勿論、実際の姿勢の 変動のこの速度および加速度は搭載の慣性装置によって与えられる。

前述の姿勢の任意の値に対して横揺れで中立である代わりに、もし航空機が、姿 勢が絶対値で一定のスレッショルドより大きい時、横揺れで安定し、一方姿勢の 絶対値が前記スレッショルドより小さい時横揺れで中立のままであるならば、そ れは有利である。このように、姿勢が前記スレッショルドより大きく、パイロッ トが操縦桿を離す時１位置は前記スレッショルドに等しい値を自動的に取る。さ らに、前記スレッショルド以上で横揺れ姿勢が操縦桿の姿勢の関数であるならば 、またそれは有利である。したがって、姿勢の制限が得られる。

そのため、この発明の重要な特徴によれば、一方では。

前記スレッショルド以上で前記第１の任意の付勢部材と関連するトランスジュー サは所要の姿勢値を供給し、前記スレッショルド以下の場合のようにもはや所望 の横揺れ速度値を供給しないし、他方では、このトランスジューサの出力と積分 器装置間に配置され、第１の手段は前記トランスジューサから出力する信号から 前記スレッショルド以下で零であるが前記スレッショルド以上では航空機で実際 得られる姿勢値の関数である補正信号を減算することができることが提供される 。このように、前記スレッショルド以上では積分器装置は前記トランスジューサ によって供給される所要の位置の値と航空機の実際の姿勢値の差９時間における 変数を積分し、その出力で所要の位置基準を供給する。もし位置φが正で、前記 スレッショルドの正の値＋φＳより大きいならば、好ましくは。

前記補正信号はφ−φＳに比例し、もし位置φが負で。

前記スレッショルドの負の値−φＳより小さいならば。

前記補正信号は−φ＋φＳに比例する。

同様に、この発明は高速度で揺れに対して航空機を保護することを可能にするこ とが重要である。有利な実施例では、したがって、航空機の速度スレッショルド （最大損縮速度）以上では前記第１の任意の付勢部材と関連するトランスジュー サは所要の位置の値を供給し、一方前記速度スレソショルド以下ではこのトラン スジューサは所要の横揺れ速度を供給し、前記トランスジューサの出力と積分器 装置間に配置され、第２のｒ段はトランスジューサから発する信号から航空機の 実際の姿勢に比例する補正信号を減算することができることが提供される。

このように、もし航空機の速度が速度スレッシュルドより大きくなり、パイロッ トが損纒桿を離すならば、航空機は自動的に零姿勢を取る。

前記第１および第２の減算手段は、好ましくは並列に取り付けられ、航空機の速 度と前記速度スレッシュルドと比較する手段によって交互に作動される。

この発明の他の重要な特徴によれば、横揺れおよび偏揺れを制御するための装置 はエンジンの破壊のためスラストの不均衡の自動的補正を可能にし、したがって 航空機の飛行路の制御を自動的補正を可能にする。

スラストの不均衡に対抗するために、航空機の横滑りきもたらす方向舵だけを渓 向するがまたは横滑りすることを可能にする方向舵および横揺れ操縦翼面を偏向 するかのどちらかをすることは公知である。

しかしながら、これらの方法は性能に関する限り等しくなく、横揺れ操縦翼面を 偏向しないで補正を得ることが、すなわちこれらの横揺れ操縦翼面を用いないで 航空機の飛行方向を一定に維持することが好ましいことが明らかになった。

この現象を藺草に説明するために、航空機の横揺れ操縦翼面および方向舵が、航 空機のエンジンの一つが破壊された瞬間、零偏向に提示されると仮定されるなら ば。

この装置に供給される全ての代表的信号はその瞬間零である。その結果として、 それらは航空機が横揺れのままにされることを阻止することができない、この不 均衡な横揺れが開始されるや否や、姿勢および横揺れ速度信号はこの横揺れを阻 止するために横揺れ操縦翼面に介入し。

航空機は、姿勢値、横揺れ速度、横滑り、この装置の増幅器の利得の値と関連す る横揺れ信号および偏揺れ信号で安定化される。

このように、一定の飛行方向、すなわち零偏揺れ速度を取るために操縦桿への動 作または方向舵ペダルへの動作には選択がある。

この発明によれば、一定の飛行方向を取ることを可能にし、横揺れ操縦翼面の零 振櫂と維持する装置が提供される。

そのために、横揺れ制御に対して草−の電気的オーダを作成するための装置およ び偏揺れ制御に対して電気的オーダと作成するため装置は各々付加増惜器を備え ている。その増幅器の出力は対応する加算装置と接続され。

前記付加増幅器はスラストの不均衡を補正するための装置と共通に接続される。

このスラスト不均衡補正装置は好ましくは積分器を備えている二項分器の出力は 前記付加増幅器に供給し、積分器の入力は、スイッチの第１の位置に対して零電 圧と接続され、前記スイッチの第２の位置に対して一定の基準電圧と接続される 。このスイッチは、航空機が一定の飛行方向で飛行し、パイロットが第１の任意 の付勢部材を離し、横揺れ操縦翼面があまりにも偏向されているので１代表的な トリガ条件に対して前記第２の位置をスイッチに取るようにさせる制御装置によ って制御される。前記第１の任意の付勢部材がパイロットによって圧力が加えら れるかまたは横揺れ操ｍＫ面の偏向が零に近くなるや否や、前記制御装置は前記 スイッチをその第１の位置に戻す。もし前記ｌ−リガ条件が。

航空機が横揺れに安定化され、第２の任意のけ勢部材に対して働かされる努力が 零であることをさらに含んでいるならば、有利である。

基準電圧の符号は横揺れ操縦翼面の偏向方向に依存する。

さらに１他の増幅器に関して、横揺れ制御および偏揺れ制御に対して電気的オー ダを作成するための前記装置の前記付加増幅器の利得は飛行形態および前記航空 機の速度の関数として制御可能である。

添付図面の図はいかに発明が実施されるかをはっきりと示している。

第１図は、この発明による横揺れおよび偏揺れ制御の装置を適用するジャンボジ ェット民間航空機を上から見た透視図である。

第２図、この発明による横揺れおよび偏揺れ制御の装置のブロック図である。

第３ａ図、第３ｂ図および第３Ｃ図は、偏揺れ制御に対して電気的オーダおよび ＦＭ的オーダを結合しようとする装置の構成および動作を示している。

第４図は、前記航空機の飛行形態および速度の関数として７横揺れおよび偏揺れ 制御に対して羊−の横揺れ信号を分配するための装置の調整および電気的信号を 作成するための装置の増幅器の利得を概略的に示している。

第５図〜第７図は、航空機の横揺れ姿勢に対する基準値の発生器の３つの変形実 施例を示している。

第８図は、第７図の発生器の動作を示す図である。

第９図は１航空機の横揺れ姿勢に対する基準値の発生器の第４の変形実施例を示 す。

第１０図は、スラストの不均衡の場合一定の飛行方向を維持することを可能にす る装置のブロック図を示す。

これらの図面において、同一符号は同様な素子を示している。

第１図の斜視図に示すジャンボジエ・ント民開航空機１は、胴体２．翼３．垂直 安定板４および水平安定板５を備えている。それは翼３の下に固定された２つの エンジン６および７によって推進される。Ｎ３の上部面には復縁補助翼Ｓ、また スポイラと呼ばれるスボイラフラ・ンプ９および空気ブレーキ１０が備えられて いる。垂直安定板４には方向舵１１が備えられている。一方、昇降舵１２は、水 平安定板５の後縁に関節てつなげられる。

公知の方法で、航空機１の横揺れ制御は補助翼８および／またはスポイラフラッ プ９を付勢するために得られる。一方、前記航空機の偏揺れ制御は方向舵１１に よって実施される。そのために、前記航空機１のパイロ・７トのキャビン１３に は、パイロットが勝手に使える少なくとも一つの操縦桿１４および少なくとも一 つの方向舵ペダル１５（第２図を参照）が備えられている。操縦桿１４は１回転 軸Ｘ−Ｘの周りに補助翼８およびスボイラフラ・ｌプ９を回転させることを制御 する。一方、方向舵１５は回転軸Ｙ−Ｙのまわりに方向舵１１を回転させること を制御する。藺草化するため、補助翼８またはスポイラフラップ９である唯一横 揺れ操縦翼面は第２図に示されている。

この発明は、空気ブレーキ１０．昇降舵１２および多分水平安定板５の制御が記 載されていないという結果を有する補助翼８．スポイラフラップ９および方向舵 １１の制御のみに関するものである。

第２図に示されるように、この発明による制御装置は装置１６の出力１７に生じ る横揺れ制御に対して単一の電気的オーダを作成するための装置１６および装置 １８の出力に生じる偏揺れ制御に対して電気的オーダを作成するための装置１８ と２備えている。

装置１６の出力で利用可能である単一の横揺れオーダは、航空機１が所望の横揺 れ姿勢を取るように各補助翼８および／または各スポイラフラップ９の付勢部材 ２１（例えばジャック）を制御する分配装置２０に印加される。

出力１７に生じる横揺れ信号の関数および航空機の速度とそれがその入力２０ａ で受信する飛行中の飛行路位相（巡航飛行、離陸１着陸など）に関する情報の関 数として。

前記所望の横揺れ姿勢は、補助Ｘ８のみの制御またはスポイラフラップ９のみの 制御もしくは前記補助翼８および前記スポイラフラップ９の一結合制御のいずれ かによって得られるように１分配装置２０はプログラムされる。

装置１８の出力１９で利用可能である電気的偏揺れオーダは、偏揺れオーダの結 合に対して装置２３をそれ自身作動する方向舵１１の付勢手段２２（例えばジャ ック）に印加される。さらに、偏揺れオーダの結合のための装置２３は機械的伝 動装置２４を介して方向舵ペダル１５に接続される。このように、装置２３は付 勢手段２２による制御オーダおよび／または方向舵ペダル１５による直接の制御 オーダを受信することができる。後述するように、それは、その出力２５で機械 的リンク２６を介して方向舵１１を制御する偏揺れ制御に対して合成オーダを作 成する。

第３ａ図、第３ｂ図および第３ｃ図で概略的に分かるように、偏揺れオーダ結合 装置２３は、航空機１の構造としっかりと固定されているピン２８の周りのその 中央の部分に閏Ｎ接合され、方向舵ペダル１５と接続された機械的伝動装置２４ に３０でその端部の一つと関節接合されたレバー２７を備えている。その反対側 の端部で。

レバー２７は、アングル３２のアペックスに３１で関節接合され、そのアングル の一方の分枝は機械的リンク２６に関節接合された出力２５を構成する。アング ル３２の他方の分枝は、その端部の反対側の関節３１で、連接棒３４に３３で関 節接合されている。連接棒３４の他端は３５でレバー３６の一端と関節接合され 、レバー３６の他端は固定ピン２８の周りに関節接合されている。関′Ｂ３５は 付勢手段２２と接続される。関節およびピン２８．３１．３３は変形可能な平行 四辺形を決定する。

いかなる偏向オーダも装置１８またはペダル１５のいずれかによって方向舵１１ に供給されない時、第３ａ図は、静止、すなわち中立位置にある装置２３を示し ている。もしペダルがパイロットによって付勢されるならば。

いかなるオーダも装置１８（第３ｂ図参照）によって入力されないのに、レバー ２７はピン２８の周りに枢軸回転し、出力２５は位置２５′に変化する。その結 果として、方向舵１１はその軸Ｙ−Ｙの周りの回転で制御される。

逆に、もし付勢手段２２が装置１８がらオーダを受信し。

ペダル１５が中立位置（第３ｃ図参照）にあるのに、レバー２７は第３ａ図の位 置のままであるが、しかしアングル３２は関節３１の周りに枢軸回転する。それ から、装置２３の出力２５は位置２５″に変化する。装置２３がペダル１５から のオーダおよび装置１８がらのオーダを同時に受信するならば、それは方向舵１ １を制御するために２つのオーダを結合することが分かる。

操縦桿１４は、前記操纒桿１４の傾斜に依存し、所要の構揺れ速度φＣを表す電 気信号をその出力３８に供給するトランスジューサ３７に接続されている。この 信号φＣは積分器タイプの装置３９に入力される。したがって、装置３つは、そ の出力４０に制御された横揺れた姿勢値または基準値φＣを供給する。

さらに、方向舵ペダル１５は、その位置に依存し、制御方向ＤＣを表す電気信号 をその出力４２に供給するトランスジューサ４］に接続されている。

航空機１には、出力４４．４５および４６に横揺れ速度ｐ、実際の横揺れ姿勢φ および偏揺れ速度計をそれぞれ供給することができるＩＲ３と一般に呼ばれる慣 性基準装置４３が備えられている。慣性基準装置４３から出力される横揺れ速度 ｐおよび偏揺れ速度計の情報はコンピュータ４７に入力される。さらに、コンピ ュータ４７は、入力４８で９分配装置２０またはそれに取り付けられたセンサ（ 図示せず）のいずれから直接補助翼８およびスポイラフラップ９の偏向値ｄｐａ およびｄｐｓを受信し、入力４つで、ＩＲ３装置４３によって供給される前記航 空機１の横の加速度ｎｙを受信する。最後に、入力５０で、コンピュータ４７は 、方向舵１１に接続されるセンサ５１または装置１８の出力１つのいずれから方 向舵の偏向の値ｄｒを受信する。データｒ、ｐ、ｄｐａ。

ｄｐｓ、ｎｙおよびｄｒから、コンピュータ４７は、後述するように、それがそ の出力５２に供給する航空機１の横滑りに対する推定値βを計算する。

単一の横揺れ信号を作成するための装置１６は、符号ａ〜ｆをそれぞれ付した６ つの増幅器を備え、この増幅器のそれぞれの利得は、後にＫａ〜Ｋｆと指示され る。

増幅器ａ　−ｆの入力は、積分器装置３９の出力４０゜装置４３の入力４．４． ４５および４６．コンピュータ４７の出力５２およびトランスシュータ４１の出 力４２にそれぞれ接続される。これらの増幅器の出力は加算器５３に接続される 。この加算器５３の出力は装置１６の出力３形成する。その結果として、出力１ ７に、下記の式のような横揺れ（櫂揺れ制御）オーダｄｐが生じる。

（１）　ｄ　ｐ　＝　Ｋａ、φｃ＋Ｋｂ、ｐ＋Ｋｃ、φ＋Ｋｄ、ｒ＋　Ｋｅ、β 十Ｋｆ、Ｄｃ同様に、電気偏揺れ信号を作成するための装置１８は。

符号ｇ〜１をそれぞれ付した６つの増幅器を備え、この増幅器のそれぞれの利得 は、Ｋｇ〜Ｋｆと指示される。

増幅器ｇ〜ｌの入力は、積分器装置３９の出力４０゜装置４３の出力４４．４５ および４６．コンピュータ４７の出力５２およびトランスシュータ４１の出力４ ２にそれぞれ接続される。これらの増幅器の出力は加算器５４に接続される。こ の加算器５４の出力は装置１８を形成する。その結果として、出力１つで、下記 の式のように方向（または横揺れ）のオーダｄｒが生じる。

（２）ｄ　ｒ　＝Ｋｇ、φｃ＋Ｋｈ、ｐ＋Ｋｉ、φ＋Ｋｊ、ｒ＋Ｋｋ、β＋Ｋ１ ．Ｄｃ各増幅器ａ〜１は可変利得形増幅器で、利得制御人力５５を備えている。

第４［２Ｉで分かるように、前記増幅器の入力５５並びに分配装置２０の入力２ ０ａは、飛行形態のコンピュータからそれ自身情報を受信する制御装置５６およ び航空機１の速度を測定するための手段５８がらオーダを受信する。このように 、増幅器ａ〜１の利得値Ｋａ〜Ｋｌおよび補助翼８およびスポイラフラップ９の 偏向値ｄｐａおよびｄｐｓは、航空機の飛行形態および速度の関数としてできる かぎり最良に調整される。

前述のように、各瞬時に、横滑りスリップ値βはコンピュータ４７で計算される 。そのために、後者は横加速度ｎｙ（また、横負荷係数と呼ばれる）および横空 気力を結合する後述の関係式（３）を使用する。実際、この式（３）は次のよう になる。

（３）ｎｙ＝　−Ｖ／ｇ・（Ｃｙｐ、ｐ＋　Ｃｙｒ、ｒ＋　Ｃｙｒ、β＋Ｃｙｄ ｒ、ｄｒ十Ｃｙｐａ。

ｄｐｉ＋ｃｙｐｓ、ｄｐｓ） ここで、ｎｙ、ｐ、ｒ、β、ｄｒ、ｄｐａおよびｄｐｓは前述の意味を有し、他 のパラメータはそれぞれ以下のようになる。

■、航空機の直線速度 ｇ：重力の加速度 ｃｙｐ　：Ｃｙｐ、ｐが航空機１に印加される横の力の総和に対する横揺れ速度 ｐの寄与を表すような空力係数 Ｃｙｒ：Ｃｙｒ、ｒが航空機１に印加される横の力の総和に対する偏揺れ速度ｒ の寄与を表すような空力係数 ｃｙβ・ｃｙβ、βが航空機１に印加される横の力の総和に対する横滑りβの寄 与を表すような空力係数 Ｃｙｄｒ：Ｃｙｄｒ、ｄｒが航空機１に印加される横の力の総和に対する方向舵 １１の偏向の寄与を表すような空力係数 Ｃｙｐａ：Ｃｙｐａ、ｄｐａが航空機１に印加される横の力の総和に対する補助 翼８の偏向の寄与を表すような空力係数 Ｃｙｐｓ　：Ｃｙｐｓ、ｄｐｓが航空機１に印加される横の力の総和に対するス ポイラフラップ９の偏向の寄与を表すような空力係数前記の異なる空力係数は、 航空機１の空気圧および質量に依存する。さらに、それらはその入射と共に変動 する。例えば、それらは、入力６０で入射および空気圧を受信するメモリ５つに テーブルの形で格納される。この入射およびこの空気圧は１例えはセンサ（図示 せず）から得られる。このように、その出力６１で、メモリ５９はコンピュータ ４７に伝送される前記空力係数の現在値を供給する。さらに、リンク６２を介し て、コンピュータ４７は測定手段５８によって供給される航空機の速度！下記の 式によって横滑りβの値を計算する。

（４）β＝　−１／ＣｙｒＩｇ／Ｌｎｙ＋　Ｃｙｐ、ｐ＋　Ｃｙｒ、ｒ＋　Ｃｙ ｄｒ、ｄｒ十Ｃｙｐａ、ｄｐａ＋ｃｙｐｓ、ｄｐｓ） は式〈３）から直接導かれる。

第２図の装置において、装置１６の増幅器りの利得Ｋｆ、すなわち、横揺れ制御 への方向舵ペダル１５の動作の大きさを、方向舵１１によって引き起こされる横 揺れを阻止するように７したがって操緬桿１４に対していかなる動（ｊもなしで 横滑りにある間低横揺れ姿勢を維持するように選ばれる。装置１８の増幅器１の 利得Ｋ１．すなわち、方向舵１１への方向舵ペダル１５の動作の大きさを、前記 方向舵の最大偏向が方向舵１５の全ストロークに対応するように選ばれる。装置 １８の増幅器ｇ、ｈ。

ｉおよびｊの利得Ｋｇ、Ｋｈ、ＫｉおよびＫＪ、すなわち、横揺れ制御基準φＣ および方向に対する反作用のパラメータｐ、φおよびｒの大きさを方向舵ペダル １５の助けで方向舵１１の制御によって引き起こされる横滑りを永久に相殺する ように選ばれる。装置１６の増幅器す。

ｃ、ｄおよびｅの利得Ｋｂ、Ｋｃ、Ｋｄ、Ｋｅおよび装置１８の増幅器り、ｉ、 ｊおよびｋの利得Ｋｈ、Ｋｉ。

Ｋｊ、Ｋｋ、すなわち、横揺れおよび偏揺れに対する反作用パラメータｐ、φ、 ｒおよび横滑りβの動作の大きさを、タッチロールをうまく制動し、うまく決定 された時定数が航空機１の可制御性と両立してそこから得られるように選ばれる 。

に対する基準φＣの大きさを決定するのみならず９反作用のパラメータφの静的 利得を調整することを可能にする。

第５図は制御された横揺れ姿勢値を供給する積分器装置３９の第１の実施例を示 す。この実施例において、操緬桿１４の付勢で要求される横揺れ速度値φＣを生 じる入力３８と制御された横揺れ姿勢値φＣを使用可能とする出力４０との間に は、積分器６３および加算装置６４が配置されている。さらに、前記積分器６３ に並列に増幅器６５が設けられる。増幅器６５の入力は前記積分器６３の入力と 共通の点６６を有し、したがって、そこから入力３８に接続されている。増幅器 ６５の出力は加算装置６４に接続されている。このように、出力４０には。

積分器６３および増幅器６５によって供給される信号の総和が生じ、後者は進相 利得をもたらす。前述のように。

第５図に示される積分器装置３８は、横揺れの場合航空機が中立を得ることを可 能にする。

しかしながら、もしある横揺れ操縦翼面８，９が故障するならば、このような実 施例は不十分であることが分かる。その場合、実際、操縮桿１４３介してパイロ ットに要求される基準φＣは、特に低速で航空機１の可能性を越える３その時、 飛行制御は、横揺れ操縦翼面と飽和するが、しかしφとφＣとは等しくならない 。したがって、基準φＣは実際の姿勢φよりより迅速に変動し、この状悪が数瞬 間延長されるならば、その差φ−φＣは非常に大きくなる。したがって、パイロ ットが満足な姿勢値を得て、その結果として操縦桿１４を離すと、この差φ−φ Ｃは、操縦桿１４が（前述のように）Ｈされる時得られる姿勢に近い姿勢に留ど まる代わりに航空機１が非常に異なる値φＣを得ることを続けがちであることを その結果に対して有する。この結果、操縦に対して相当な擾乱を生じる。

第６図の実施例はこの欠点を克服しようとするものである。この実施例では、積 分器６３の入力と共通点６６間に制御形２位置スイッチ６７がある。これらの第 １の位置に対して、スイッチ６７は点６６を積分器６３の入力に接続する。第２ の位置に対して、積分器６３の入力は惰性基準装置４３がら実際の姿勢φの一次 導関数φおよび二次導関数φを受信し、形φ＋にφの信号を供給する装置６８に 接続されている。スイッチ６７は、操纒桿の偏向が零でない間、ｄｐ（出力１７ ）の飽和を検出する検出器６つによって制御される。検出器６つがａｐの飽和ま たは操縦桿の偏向を検出しない限り、スイッチ６７はその第１の位置のままであ り、第６１′２Ｉの装置３つの動作は第５［２１の装置３つの動作と同一である ６一方、検出器６つが横揺れ操縦翼面の飽和を検出するや否や、それは積分器６ ３が信号φ十にφを受信する結果でスイッチ６７をその第２の位置に切り替える ようにする。それか給する最大速度φで変動する。

さらに、もし前述の横揺れにおける航空機の中立性がスレショルドφＳ９例えば ３０°のオーダより小さい横揺れ姿勢に対してのみ有効であるならば、しかし他 方では、その場合、操縦桿１４が離されるならば、実際の姿勢φは値φＳに戻る ことを意味する前記スレショルド６５以上で前記航空機が横揺れに安定している ことは有利である。スレショルド６５以上で、実際の横揺れ姿勢φが操継桿１４ の位置の関数であるならば、それはまた有利である。実際、その場合は越えるこ とができない横揺れ姿勢は操纒桿１４の全運行で等しいので、その場合。

横揺れ姿勢φの制限が得られる。このような結果を得ることができる積分器３つ の実施例が第７図に示されている。

第７図のこの実施例では、第６図の構成要素６３〜６つが配置されている。さら に、トランスジューサ３７の出力と共通点６６間には、出力３８からの信号と増 幅器７１の出力信号を受信する減算器７０が配置されている。

増幅器７１の入力はＴＲ３装置４３から実際の横揺れ姿勢φの値を受信する比較 装置７２の出力に接続されている。

比較装置７２は、下記のようにその出力に信号Ｓを供給する。

ａ）もしφの絶対値がスレショルドφＳの絶対値より小さいならば、Ｓ−０であ る。

ｂ）もしφが＋φＳより大きいならば、Ｓ＝φ−φＳＣ）もしφが−φＳより小 さいならば、Ｓ−一φ十φＳφの関数としての信号Ｓの変動は、（ＬＭが、φが 取る最大値を示す第８１２１に示されている。

さらに、実際の横揺れ姿勢φが−φＳより小さいかまたは＋φＳより大きい時、 トランスジューサ３７がもはや横揺れ速度基準φＣを供給しないが、しかし所望 の姿勢φｄを供給することが提供される。そのために、トランスジューサ３７は 慣性基準装置４３の出力４５で生じる大きさφを受信する。

このように、実際の姿勢φが−φＳと＋φＳとの間に含まれる時、第７（２１の 装置の動作は第６図の動作と同一である。

他方、φが＋φＳより大きいかまたは一φＳより小さく、スイッチ６７が実線で 示された位置にある時、もしＫが増幅器７１の利得ならば、ｆ１分器６３は差φ ｄ−Ｋ。

Ｓを受信する。この差は時間の関数として変動する。その結果として、姿勢基準 φＣは積分器６３によるφｄ−に、Ｓの積分の結果である。

永久的状況で、積分器６３の入力における信号は、その瞬間にφｄ−に、Ｓ＝Ｏ である結果でもってＯである。

その結果として、もし−φが＋φＳより大きいならば。

φｄ−に、（φ−φ５）＝０またはφ・φＳ十φｄ／にである。もし−φＳより 小さいならば、φｄ−Ｋ（−φ＋φ５）＝Ｏｉたはφ＝φＳ−φｄ／にである。

その結果として、もしパイロットが操縦桿１４と離すならば、φｄは０に等しく なり、航空機はφＳに等しい姿勢φを自然に取る。

さらに、操縦桿１４の変位が最大である時、もし６６Ｍがトランスジューサ３７ によって供給される所望の姿勢φｄの最大値を示すならば、航空機１の姿勢φに よって取られる最大値φＭは、φの符号によってφｓ＋（φｄＭ／Ｋ）またはφ ｓ−（φｄＭ／Ｋ）のいずれかに等しいことが分かる。

第９図は第７図の装置と同様であるがしかし、航空機１がつオツブルを受けない ことが確証される速度以下の速度制限を自動的に考慮されることができるように 完成されている装置を示す。このような速度制限は、−最に「速度保護」と呼ば れる。

そのために、増幅器７１および信号発生器７２と並列に、増幅器７３および時定 数装Ｗ７４が設けられている。

増幅器７３の出力は減算器７００減算入力に接続されている。一方、制御装置７ ５は、ＴＲ３装置４３からの入力される姿勢６を１発生器７２の入力または時定 数装置７４の入力のいずれかに供給するように設けられている。

そのために、装置７５によって制御されるスイッチ７６が設けられている。この 後者は装置５８によって供給される航空機の実際の速度ＶＣを受信し、それを航 空機１の建造者によって決定される最大運転速度値ＶＭＯと比較する。もしＶＣ がＶ　Ｍ　Ｏより小さいならば、スイッチ７６は情報φを発生器７２（第９図に 示す位置）に供給する。その場合、この装置は第７図に関して前述した方法と同 一の方法で作動する。他方、Ｖ（がＶＭ○より大きいならば、装置７は、一方２ 時定数７４が姿勢φを受信する結果でもってスイッチ７６と切り替えるようにし 。

他方、　ｆ＆者が所要の姿勢値φｄを供給し、もはや横揺れ速度値φＣと供給し ないようにトランスジューサ３７を制御する。その結果として、もしＫｌが増幅 器の利得であるならば、積分器３つの入力における信号は時間変数である差φｄ −Ｋ　ｌ　、φに等しい。

永久状況では、φ−φｄ／Ｋｌの結果でφｄ−Ｋｌ。

φ＝０である。

その結果として、最大運転速度を越えた後、もし操縦桿１４が離されるならば（ すなわち、もしφｄ＝ｏならば）。

航空機１の姿勢はＯになる。すなわち、航空機は平坦な翼を有する飛行形態に自 動的に戻る。時定数装置７４は。

その目的に対してＯ器勢に戻るこの自動復帰を無怒悲に行わないようにしなけれ ばならない。

さらに前述のように、この発明による装置は、その目的に対して、特にエンジン 故障の場合、横揺れ操縦翼面の偏向なしで（ｄｐ＝０）一定の飛行方向（ｒ　＝ 　Ｏ）で航空機が飛行することを可能にするためにスラストの不均衡を補正しな ければならない。

そのために、装置１６および装置１８にそれぞれ設けられている２つの増幅器１ および見に同一出力信号を供給するスラスト不均衡補正装置８０が設けられてい る（第２図および第１０図と比較せよ）。増幅器邊−〜Ｌに関して。

増幅器ｍ−の出力は加算装置５３に接続され、前記増幅器ｍの利得Ｋｍは、航空 機１の飛行形態および速度の関数として入力５５によって制御可能である。同様 に、増幅器−ｇ−およびＬに関して、増幅器、Ｄ−の出力は加算装置５４に接続 され、前記増幅器具の利得Ｋｎは航空機１の飛行形態および速度の関数として入 力５５によって制御可能である。

第１０図で分かるように、装置８０は一定の基準電圧の発生器８１を備えている 。基準電圧の符号、すなわち。

正または獅は装置１６の出力１７に生じる信号ｄｐの符号によって制御される。

すなわち、この基準電圧の符号は横揺れ操縦翼面（８，９）の偏向方向に依存す る。この基準電圧、すなわち、０電圧はスイッチ８３を介して積分器８２の入力 に印加される。積分器８２の出力は増幅器ｍ−および二に接続され、スイッチ８ ３は、横揺れ速度の位置および方向舵ペタル１５の位置を表す信号を受信する制 御装置８４によって制御される。

スイッチ８３が積分器８２に０電圧を接続する第１の位置にある時、装Ｗ８０は なにも効果を有しない。第２図の装置は前述のように動作する。

制御装置８４は、下記の条件に同時に従う時６スイツチ８３を第１の位置から発 生器８１が積分器８２に接続される第２の位置に切り替えるようにする。

＜ａ＞航空機１は一定の飛行方向で飛行する。この条件が満たされているかどう かを検証するために、装置８４はその混乱を除くために多分Ｐ波される偏揺れ速 度信号ｒを調べ、もしこの信号ｒが所定の時間（数秒）中所定のスレショルドよ り小さいままであるならば、航空機１の飛行方向は一定であるということが得ら れる。（ｂ）操縮桿１５は押されていない（φＣ＝Ｏ）、すなわち、航空機１は 横揺れが制御されていない。装置８４はφＣ＝Ｏであることを検証する。（ｃ） 横揺れ操縦翼面（８，９）の偏向が所定のスレショルドを越える。そのために、 装置８４は出力１７における信号ｃｉｐを調べ、それをＰ波し、所定の期間（数 秒）中、この信号ａｐが所定のスレショルドより大きいかまたは大きくないかど うかを検証する。

これらの３つの同時に起きる条件に対して、装置８４は制御を改良にするために は次の２つ条件を加えることが有利である。

（１）航空機１は横揺れに対して安定している。装置８４は、信号ｐが所定の時 間（数秒）所定のスレショルドよりうかを調べる。

装置８４は、それが論理の形またはソフトウェアの形で作成される結果で比較動 作のみ実行することが分かる。

両方の場合、詳細な記載を必要としない公知の構成を提示する。

装置８３が第２の位置にある時、さらに前述の条件の結合に対して、積分器８２ は、ランプ信号が増幅器ｍ−および二の入力に生じる結果でもって、一定の基準 電圧を１５３および５４にそれぞれ供給される信号は、したがって変動し、よっ て一定の飛行方向での飛行の全ての可能な結合をカバーする。ａｐ＝ｏが出力１ ７で得られるや否や、装置８４はスイッチ８３をその第１の位置に切り替えるよ うにする。操縦桿１４に圧力が加えられるや否や、すなわち、φＣがもはやＯで なくなるや否や同一のことが適用される。

国際調査報告 国際調査報告

Claims (20)

【特許請求の範囲】
1. １．第１の任意の付勢部材（１４）から付勢される横揺れ操縦翼面（８，９）お よび第２の任意の付勢部材（１５）から機械的伝動装置（２４）を介して付勢さ れる方向舵（１１）とを有し，トランスジューサ（３７，３９−４１）と関連す る前記第１および第２の任意の付勢部材（１４，１５）は前記部材の位置に依存 する電気信号をそれぞれ供給し，航空機（１）は，この航空機の横揺れ速度，姿 勢，偏揺れ速度および横滑りをそれぞれ表す電気信号を供給することができる手 段（４３，４７）をさらに有する航空機の横揺れおよび偏揺れを制御するための 装置において，前記第１の任意の付勢部材の位置，横揺れ速度，姿勢，偏揺れ速 度，横滑りおよび前記第２の任意の付勢部材の位置をそれぞれ表す前記電気信号 から前記電気信号の線形結合によって形成される横揺れ制御に対して単一の電気 的オーダを形成することができる装置（１６）と，前記単一の電気的横揺れ制御 オーダから付勢部材（２１）を介して前記横揺れ操縦翼面の各々を制御する分配 装置（２０）と， 前記第１の任意の付勢部材の位置，姿勢，偏揺れ速度，横滑りおよび前記第２の 任意の付勢部材の位置をそれぞれ表す前記電気信号から前記電気信号の線形結合 によって形成される偏揺れ制御に対して電気的オーダを形成することができる装 置（１８）と，付勢手段（２６）を介して前記方向舵（１１）を制御する偏揺れ 制御の単一の結合されたオーダを供給するために前記電気的偏揺れ制御オーダと 前記第２の任意の付勢部材（１５）から直接入ってくる機械的オーダとを結合す るための装置（２３）と， を備えたことを特徴とする航空機の横揺れおよび偏揺れを制御するための装置。
2. ２．横揺れ制御に対して単一の電気的オーダを作成するための装置（１６）は， 複数の増幅器（ａ〜ｆ）を備え，この増幅器の入力は，前記第１の任意の付勢部 材（１４）の位置，横揺れ速度，姿勢，偏揺れ速度，横滑りおよび前記第２の任 意の付勢部材（１５）の位置を表す前記電気、 信号をそれぞれ受信し，前記増幅器の出力は，横揺れ制御に対して前記単一の電 気的オーダを供給する加算装置（５３）に共通に接続されていることを特徴とす る請求項１記載の装置。
3. ３．偏揺れ制御に対して電気的オーダを作成するための装置（１８）は，複数の 増幅器（ｇ〜ｌ）を備え，この増幅器の入力は，前記第１の任意の付勢部材（１ ４）の位置，横揺れ速度，姿勢，偏揺れ速度，横滑りおよび前記第２の任意の付 勢部材（１５）の位置を表す前記電気信号をそれぞれ受信し，前記増幅器の出力 は，偏揺れ制御に対して前記電気的オーダを供給する加算装置（５４）に共通に 接続されていることを特徴とする請求項１記載の装置。
4. ４．横揺れに対して単一の電気的オーダを作成するための前記装置および偏揺れ 制御に対して電気的オーダを作成するための装置の前記増幅器（ａ〜ｆまたはｇ 〜ｌ）の各々は，利得を調整できるタイプのものであり，前記増幅器の利得は， 航空機の飛行形態および速度の関数として制御されることを特徴とする請求項２ または３記載の装置。
5. ５．横揺れに対して単一の電気的オーダを分配するための前記装置（２０）は， 前記横揺れ操縦翼面（８，９）の各々の偏向値を前記単一の電気的オーダの任意 の値に一致させるようにするテーブルであることを特徴とする請求項１記載の装 置。
6. ６．偏揺れ制御に対して単一の結合されたオーダを供給する前記装置（２３）は ，変形可能である平行四辺形を形成するレバーのアセンブリによって構成され， 前記平行四辺形の一つの関節は固定され，偏揺れ制御に対する前記電気的オーダ および機械的オーダは前記固定された関節の周りに関節接合された平行四辺形の ２つの辺（２７，３６）にそれぞれ印加され，一方，偏揺れ制御に対する単一の 結合オーダは前記平行四辺形の他の辺の一つの辺（３２）で取られることを特徴 とする請求項１記載の装置。
7. ７．それは，一方，前記航空機の横揺れ速度および偏揺れ速度並びに横の加速度 の電気信号，他方，方向舵および横揺れ操縦翼面の偏向の情報から横滑りを表す 前記電気信号を発生するための手段（４７）を備えていることを特徴とする請求 項１記載の装置。
8. ８．それは，前記第１の任意の付勢部材（１４）の傾斜を所要の横揺れ速度へ変 換するトランスジューサ（３７）並びに前記所要の横揺れ速度を姿勢の基準値へ 変換する積分器装置（３９）を備えていることを特徴とする請求項１記載の装置 。
9. ９．前記積分器装置（３９）は，積分器（６３）および進相増幅器（６５）を備 え，この増幅器の入力は，前記所要の横揺れ速度を受信する共通点（６６）を有 し，前記増幅器の出力は，加算装置（６４）と接続されていることを特徴とする 請求項８記載の装置。
10. １０．前記共通点（６６）と前記積分器（６３）の入力間には，前記積分器（６ ３）の入力を前記共通点（６６）または実際の姿勢の変動速度からなる信号を出 力する発生器（６８）のいずれかに接続することができる制御形スイッチ（５７ ）が配置され，前記スイッチ（５７）は，操縦桿のオーダが０でない時，横揺れ 操縦翼面の飽和によって制御されることを特徴とする請求項９記載の装置。
11. １１．前記発生器（６８）は，横揺れ姿勢の一次導関数と二次導関数の線形結合 である信号を出力することを特徴とする請求項１０記載の装置。
12. １２．姿勢スレショルド（φｓ）以上で，前記第１の任意の付勢部材（１４）と 関連するトランスジューサ（３７）は，所要の横揺れ姿勢値（φｄ）を供給し， 一方，前記スレショルド以下で，このトランスジューサ（３７）は所要の横揺れ 速度を供給し，前記トランスジューサ（３７）の出力と前記積分器装置（３９） 間には，前記スレショルド（φｓ）以下で０であるが，しかし前記スレショルド 以上で航空機（１）によって実際達成される姿勢値の関数である補正信号（Ｓ） を前記トランスジューサ（３７）から発生する信号から減算することができる第 １の手段（７０，７１，７２）が設けられていることを特徴とする請求項８〜１ １のいずれかに記載の装置。
13. １３．もし姿勢φが正で，前記スレショルドの正値＋φｓより大きいならば，前 記補正信号（Ｓ）はφ−φｓに比例し，もし姿勢φが負で，前記スレショルドの 負値−φｓより小さいならば，前記補正信号（Ｓ）は−φ＋φｓに比例すること を特徴とする請求項１２記載の装置。
14. １４．航空機（１）の速度スレショルド（ＶＭＯ）以上で，前記第１の任意の付 勢部材（１４）と関連するトランスジューサ（３７）は所要の姿勢値（φｄ）を 供給し，一方，前記速度スレショルド以下で，このトランスジューサ（３７）は 所要の横揺れ速度を供給し，前記トランスジューサ（３７）の出力と前記積分器 装置（３９）間には，航空機の実際の姿勢に比例する補正信号を前記トランスジ ューサ（３７）から発生する信号から減算することができる第２の手段（７０， ７３，７４）が設けられていることを特徴とする請求項８〜１１のいずれかに記 載の装置。
15. １５．前記第１および第２の減算手段は，並列に設けられ，航空機の速度と前記 速度スレショルドとを比較する手段（７５，７６）によって交互に作動されるこ とを特徴とする請求項１２および１４記載の装置。
16. １６．横揺れ制御に対して単一の電気的オーダを作成するための装置（１６）お よび偏揺れ制御に対して電気的オーダを作成するための装置（１８）の各々は， 付加増幅器（ｍまたはｎ）を備え，この増幅器の出力は対応する加算装置（５３ または５４）に接続され，前記付加増幅器（ｍおよびｎ）はスラスト不均衡を補 正するための装置（８０）と共通に接続されていることを特徴とする請求項１〜 １５のいずれかに記載の装置。
17. １７．スラスト不均衡補正装置（８０）は，積分器（８２）を備え，この積分器 の出力は，前記付加増幅器（ｍおよびｎ）に供給し，前記積分器の入力は，スイ ッチ（８３）の第１の位置に対して，０電圧に接続され，前記スイッチの第２の 位置に対して，一定の基準電圧に接続され，このスイッチは，航空機が一定の飛 行方向で飛行し，パイロットが第１の任意の付勢部材を離し，横揺れ操縦翼面が あまりに偏向されるので代表的トリガ条件にそれを前記第２の位置を取るように する制御装置（８４）によって制御され，前記第１の任意の付勢部材がパイロッ トによって圧力が加えられ，横揺れ操縦翼面の偏向が０に近くなるや否や，前記 制御装置（８４）は，前記スイッチ（８３）をその第２の位置からその第１の位 置に戻すことを特徴とする請求項１６記載の装置。
18. １８．前記トリガ条件はさらに，航空機が横揺れに安定し，第２の任意の付勢部 材に及ぼされる努力が０であることを含んでいることを特徴とする請求項１７記 載の装置。
19. １９．基準電圧の符号は横揺れ操縦翼面の偏向方向に依存することを特徴とする 請求項１７または１８のいずれかに記載の装置。
20. ２０．横揺れ制御および偏揺れ制御に対して電気的オーダを作成するための前記 装置（１６および１８）の前記付加増幅器（ｍおよびｎ）の利得は前記航空機の 飛行形態および速度の関数として制御することができることを特徴とする請求項 １６〜１９のいずれかに記載の装置。