JPH0375399B2

JPH0375399B2 -

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Publication number: JPH0375399B2
Application number: JP56047127A
Authority: JP
Priority date: 1980-03-31
Filing date: 1981-03-30
Publication date: 1991-11-29
Also published as: JPS5718599A; US4326253A; EP0037159B1; DE3170251D1; EP0037159A2; EP0037159A3

Description

【発明の詳細な説明】本発明は航空機制御技術、特に航空機最適揚力
制御装置に関するものである。

幾つかの航空機事故は離陸及び着陸操作の間に
遭遇する強いウインドシヤー（windshear）状況
によつて発生していたことが調査の結果判明し
た。分析の結果、たとえすべてでは無くとも、航
空機はこれらの害になるウインドシヤー状況のほ
とんどを避ける十分な能力を有することが判つ
た。問題は、基本的には、塔乗員の一人がその問
題を避け得る方法で航空機の能力を利用しないこ
とにあつた。

上昇操作の間、特にウインドシヤーのような害
になる環境状況下で、航空機の能力を利用中の搭
乗員を援助する試みにおいて、従来の技術は多数
の上昇誘導装置を開発した。その１つの装置が第
１図に示されている。ここで、高度変化率感知器
１０は航空機の高度変化率を表わす出力信号h〓を
作る。この信号h〓は加算器１２において高度変化
率バイアス信号h〓_Bと比較される。高度変化率バイ
アス信号h〓_Bがブロツク１４によつて示された回路
によつて供給される。ブロツク１４は所望の航空
機上昇率を設定する高度変化率バイアス信号h〓_Bを
作るようにプログラムされている。従つて加算器
１２からの出力は航空機の実高度変化率と所望変
化率との差に等しい誤差信号h〓〓である。この信号
h〓〓は、本技術で良く知られているような、装置安
定度を高める成形濾波器１６を通る。それからこ
の信号は回路１８によつて提供される小ループ減
衰信号と加算器２０において加算される。航空機
技術において良く知られているように、小ループ
減衰信号は一般にピツチ変化率を安定にする信号
であつて、航空機の短周期振動が起こらないよう
にする。合成力は昇降舵指令信号δ_ecであつて、
航空機の制御系（dynamics）に与えられると、
航空機を指令された上昇率に制御する。

第２図は従来技術における第２の解決方法を示
していて、航空機の迎え角が予めプログラムされ
た関数に従う方法により、航空機の姿勢を制御す
るためのフラツプ（下げ翼）に比例する信号を使
用している。ここで、航空機の迎え角感知器３０
は航空機の実迎え角に相当する出力信号α_Vを作
る。この信号は第１図の濾波器１６に関して述べ
たのと類似のはたらきをする濾波器３２において
濾波され、それによつて出力信号α_Cが作られる。
この信号は加算器３４の入力の１つとして加えら
れる。

感知器３６は航空機のフラツプの移動量に相当
する出力信号δ_Fを作る。この信号δ_Fはフラツプ位
置の関数として予め定められた要求迎え角信号α_d
を出力するようにプログラムされている計算機３
８へ行く。加算器３４は航空機の実迎え角α_Cと要
求迎え角α_dとの差に等しい誤差信号出力α〓を作
る。この信号はブロツク４０によつて供給される
経路減衰信号と加算器４２において加算される。
当該技術において良く知られているこの経路減衰
信号は航空機をフユゴイド（phugoid）動揺に対
して安定させる。加算器４２の出力は信号の最大
値を制限するほか第１図の濾波器１６と同様のは
たらきをする濾波器４４で濾波され、加算器４６
の１つの入力として加えられる。加算器４６への
他の入力は第１図の１８と同一の方法で作動する
小ループ減衰ブロツク４８からの出力とピツチ姿
勢ブロツク５０からの出力である。ピツチ姿勢ブ
ロツク５０は航空機のピツチ姿勢に比例する出力
信号を作る。加算器４６からの合成出力は昇降舵
指令信号δ_ecであつて、それはそれから昇降舵サ
ーボ制御装置を経て航空機の制御系へ接続され
る。

ウインドシヤー状態を上昇中、従来の第２の解
決方法は搭乗員の補助を行なうが、両方の従来装
置は甚大な欠点を現わす。たとえば、何れの従来
技術の装置によつて作られる制御法則も航空機の
重量及び有効推力の変化に関して本来融通性がな
い。更に、これらの装置はウインドシヤーや吹き
下ろしのような環境の騒乱を十分に考慮していな
い。更に第２図の従来技術の装置は、基本的制御
変数（すなわち迎え角）はフラツプ位置について
の独特な関数であるので、パイロツトの操作によ
る所が非常に大である。この装置は又、フラツプ
位置感知器の故障から来る誤差に敏感である。

このように、従来技術の装置の１つとして、最
適揚力制御装置を作ることにおいて考えられるべ
き種々の事項のすべてを考慮しているものは無
い。

従つて、改善された上昇誘導装置を提供するこ
とが本発明の目的である。

最適の上昇制御信号を作るため、航空機の重
量、推力及び環境条件を考慮した前述の航空機上
昇誘導装置を提供することが本発明の別の目的で
ある。

離陸及び着陸復行機動の両方に使用できる前述
の航空機上昇誘導装置を提供することが本発明の
更に別の目的である。

飛行指令装置及び自動操縦装置の両者と共に使
用できる前述の航空機上昇誘導装置を提供するこ
とが本発明の別の目的である。

本発明によれば、航空機の垂直経路誘導制御装
置は航空機の垂直速度に相当する信号h〓を作る装
置を含んでいる。揚力計算機は、予め定められた
最大及び最小の迎え角のそれぞれの値α_nax及び
α_nioの間で、信号h〓に関して連続的に変化する関
数である基準の揚力指令迎え角信号α_refを作る。
この関数は航空機の他のパラメーターと無関係で
ある。航空機の実迎え角に相当する信号αが作ら
れる。基準の揚力指令迎え角信号α_refと実迎え角
信号αとの差に相当する誤差信号α〓が作られる。
この誤差信号α〓は航空機の垂直揚力特性を制御す
る航空機の舵面制御系への制御信号として使用さ
れる。

航空機の揚力制御垂直経路誘導信号を作る方法
は第１に航空機の実垂直速度に相当する信号h〓を
作る。第２に、予め定められた最大及び最小の迎
え角のそれぞれの値α_nax及びα_nioの間で信号h〓に
関して連続的に変化する関数である基準の揚力指
令迎え角信号α_refが作られる。この関数は航空機
の他の変数と無関係である。第３に、航空機の実
迎え角に相当する信号αが作られる。第４に、基
準揚力指令迎え角信号α_refと実迎え角信号αとの
差に相当する誤差信号α〓が得られる。最後にこの
誤差信号α〓が航空機の垂直揚力特性を制御する航
空機の制御系への制御信号として使用される。

第１図及び第２図は従来技術による垂直経路誘
導装置を示し上述で十分説明された。第３図は航
空機の揚力指令制御信号を作る好適の装置を示す
ブロツク図である。ここでブロツク６０は航空機
の高度変化率に対応する出力信号を作る高度変化
率感知器を示す。このブロツクはたとえば中央大
気データ計算機の適当な出力を含んでも良い。こ
の信号は直角方向加速度感知ブロツク６４によつ
て供給される直角方向加速度信号と共に濾波器６
２において相補的に濾波される。直角方向加速度
信号は商業航空機において一般に作られているも
ので、機軸に対し直角方向の航空機の加速度に比
例した感知信号である。

高度変化率感知ブロツク６０からの高度変化率
信号が低い周波数基準として信頼できるのに対
し、直角方向加速度感知ブロツク６４からの直角
方向加速度信号は高い周波数において特に正確で
ある。従つて、ブロツク６０の低周波精度と直角
方向加速度感知ブロツク６４の高周波精度の利点
をとるため、相補濾波器６２が使用される。相補
濾波器（complementary filter）６２は標準設
計のもので、高度変化率感知ブロツク６０の低周
波出力と直角方向加速度感知ブロツク６４の高周
波出力を、その出力として通過する。この相補濾
波された信号は航空機の垂直速度相当信号h〓であ
る。

この航空機の垂直速度相当信号h〓は揚力計算機
６６に入力される。

第４図は揚力計算機６６によつて得られた関数
関係を示している。示されているものは種々の高
度変化率を示す垂直速度相当信号h〓に対する基準
揚力指令迎え角信号α_refを画いたものである。参
照数字７０で示されているこの曲線の能動部分は
予め定められた迎え角の最大値及び最小値のそれ
ぞれα_nax及びα_nioの間で信号h〓に関して連続的に
変化する関数に対するものである。設計によつ
て、この関係はエンジン故障状態のような航空機
の他の変数に無関係である。

変換曲線の能動部分７０の傾斜は個々の航空機
の設計によつて決定される。

この連続的に変化する関係は航空機の揚力能力
が航空機重量及びエンジン推力の変化並びに好ま
しくない環境条件に関係なく、安全性及び乗客乗
心地良さを最適にする。

従来の技術において、航空機は最大揚力対抵抗
比で飛行すべきであると考えられていた。しかし
ながら、本発明を発展させている過程において、
ある状況下では、航空機をその最大揚力能力で飛
行させることが望ましいことが判明した。

従来の装置と異なつて、連続的に変化る信号h〓
の関係を基礎としている本装置の性能はフラツプ
の位置には無関係である。そしてこの装置はフラ
ツプ位置に独特な関係を有しない迎え角を自動的
に探す。

従つて、この独特な連続的に変化する信号h〓の
関係が、航空機の十分な能力が揚力を最適にする
のに使用されることを保証する。

第４図に示されている伝達関数の能動部分７０
は最大値α_nax及び最小値α_nioにおいて折点を有す
る。一般に、最大値α_naxの折点は航空機の予め定
められた失速接近の余裕（margin）内の航空機
の迎え角として選定される。

最小値α_nioの折点は航空機の望ましい最大前進
速度に対応する航空機の迎え角として選定され
る。

しかし、信号α_refに関する制限点は本発明の真
の範囲と意図から離れることなく他の基準に基い
て選定することが出来る。

第５図は航空機の上昇誘導装置に関して好適な
装置を示した詳細なブロツク図である。

ここで、補完された航空機の垂直速度相当信号
h〓は相補高度変化率形成ブロツク１００で作られ
る。第３図に関して述べたように、ブロツク１０
０は高度変化率信号を通常商業航空機で見られる
感知器によつて得られる直角方向加速度信号と結
合させる相補濾波器を含んでいる。

垂直速度相当信号h〓は最適揚力計算機１０２へ
の１つの入力として与えられる。ここで、信号h〓は
揚力指令計算機１０４を経て処理される。揚力指
令計算機１０４は第３図の揚力計算機６６と同様
に、第４図の伝達関数を有する。従つて、揚力指
令計算機１０４の出力は基準揚力指令迎え角信号
α_refである。この信号は加算器１０６の正入力へ
加えられる。加算器１０６の負入力へ加えられる
信号は、航空機の補完された実迎え角に相当する
α_Cである。商業航空機は通常ブロツク１０８で示
されている迎え角感知器を備えている。この感知
器は羽根で感知したような迎え角に相当した信号
α_Vを作る。この羽根による迎え角信号α_Vは機体
上の羽根の位置及び感知器を通る非線型的空気の
流れによつて生ずる誤差を生じやすい。従つて、
信号調整装置１１０は羽根迎え角信号α_Vを処理
して航空機の実迎え角に相当する信号α_Bを作る。
信号調整装置１１０のような回路の設計と構造は
当該技術に精通した人達には良く知られているの
で、ここでは述べない。

実迎え角信号α_Bは濾波器１１２において補完的
に濾波される。濾波器１１２への第２の入力は航
空機のピツチ変化率信号θ〓である。この信号は商
業用航空機で見られる通常の装置によつて供給さ
れる。信号α_Bの確度は低周波においてθ〓の確度よ
り大であるが、高周波においては小である。従つ
て、相補濾波器１１２は低周波でα_Bを高周波で通
過している信号θ〓と共にその相補濾波器の出力へ
通過させるように設計される。これは航空機の実
迎え角に相当する迎え角相補信号α_Cになり加算器
１０６の負入力へ加えられる。

こうして加算器１０６の出力は揚力指令計算機
１０４からの信号α_refと相補濾波器１１２からの
信号α_Cとの差である。この差は誤差信号α〓を構成
する。

誤差信号α〓は利得ブロツク１１４によつて増幅
される。利得ブロツク１１４の利得K_aは航空機
の能力を高性能レベルに維持するように選択され
る。この選択は当該技術に精通した人達に良く知
られている。

利得ブロツク１１４の出力はイージーオンブロ
ツク（easy−on block）１１６へ与えられる。
ブロツク１１６の伝達特性は第６図を参照すると
良く理解される。第６図はイージーオンブロツク
１１６の利得を時間の関数として示している。そ
して、パイロツトが着陸復行を開始する時、ブロ
ツク１１６の利得はt_G／Ａでその出力は零であ
る。着陸復行開始に続いてイージーオンブロツク
１１６の利得はそれが1.0の値になるまで直線的
に増加する。利得の零から１までへのこの変化に
要する全時間はt_DELAYで示されている。イージー
オンブロツク１１６の目的は着陸復行の開始にお
いて航空機の制御系に対する非常に大きなステツ
プ状の変化を避けるためである。すなわち、航空
機の制御を維持するため、航空機の昇降舵を新し
い位置へ、急激に偏移させるべきではない。イー
ジーオンブロツク１１６は円滑な偏移を保証す
る。

イージーオンブロツク１１６の出力は加算器１
１８の１つの入力へ加えられる。加算器１１８の
他の入力は積分器１２０の出力である。積分器１
２０は着陸復行スイツチ１２２を経て迎え角誤差
信号α〓へ接続されている。スイツチ１２２は通常
は開いていて、パイロツトが着陸復行機動を開始
した時閉じる。スイツチ１２２が閉じることによ
り、当該技術において良く知られている大きさの
予め定められた利得特性K₁は、α〓の積分値に等
しい出力信号を作る。かくして、積分器１２０は
所望のレベルに関連する出力制御信号中の片寄り
を取除くためフイードフオワード（feed
forward）方法ではたらき、信号α〓を零にし、そ
して装置作動のための高精度を得るようにする。

加算器１１８への最後の入力は遅延除去濾波器
（lag washout filter）１２３の出力である。遅
延除去濾波器はスイツチ１２４を経て循環バイア
スブロツク１２６に接続されている。上記の論述
から認識され得るように、一坦パイロツトが着陸
復行を開始すると、イージーオンブロツク１１６
の出力も積分器１２０の出力も航空機の昇降舵の
ための制御に本質的変化を起させない。それで、
昇降舵への最初の衝動を与え、それによつて着陸
復行機動を増大させるため、循環バイアスブロツ
ク１２６及び遅延除去濾波器１２３が設けられて
いる。たとえば循環バイアスブロツク１２６は固
定直流電源でも良い。従つて、着陸復行スイツチ
１２４が閉じると、１２８で示されているステツ
プ関数が遅延除去濾波器１２３の入力に現われ
る。本質的に遅延除去濾波器１２３は１３０で示
されているような波形を通す帯域濾波器である。
この波形は鋭い前縁を有し、零に向かつて裾を引
いていることが判る。この鋭い前縁信号が加算器
１１８を経て航空機の制御系に向つて出て行つた
時、所望の昇降舵の初期衝動を保証する。

従つて、最適揚力計算機１０２の出力は、予め
定められた最大及び最小の迎え角の値の間でh〓に
関する連続的に変化する関数である、迎え角制御
信号である。

最適揚力計算機１０２の出力は加算器１３２へ
行く。加算器１３２の他の１つの入力に接続され
ているものは利得ブロツク１３６を通過する相補
的機軸方向加速度ブロツク１３４からの出力であ
る。航空機の設計で良く知られているように、機
体は普通フユゴイドモードとして知られているあ
る特有の低周波発振に敏感である。フユゴイド発
振を弱めるため、通常商業用航空機に備えられて
いる相補的機軸方向加速度に相当する信号は最適
揚力計算機１０２からの制御信号と加算すること
が出来る。利得係数K_Dの値は、当該技術で良く
知られているように、装置を不安定にすること無
しに、適当量のフユゴイドの減衰が得られるよう
に選択される。

加算器１３２の出力はスイツチ１３８の１つの
極へ行く。スイツチ１３８は通常、着陸接近誘導
ブロツク１４０を選択する。本技術で良く知られ
ているように、近代的商業用航空機は、予め定め
られたグライドスロープに関する航空機の位置に
相当する信号を作る航空電子装置を備えている。
従つて、通常の着陸操作において、着陸接近誘導
ブロツク１４０は航空機の制御系を制御する。し
かし、パイロツトが着陸復行機動を開始すると、
スイツチ１３８は航空機の制御系への適用のため
加算器１３２の出力を選択する。スイツチ１３８
によつて選択された信号はフライドデツキのフラ
イト指令スコープに直接送られ、それによつて若
し「着陸」モードが選択されるならば着陸接近誘
導、又「着陸復行」モードが選択されるならば最
適揚力誘導に望ましい指令をパイロツトに表示す
る。

スイツチ選択信号も加算器１４２へ行く。本技
術において良く知られているように、航空機は長
い周期の低周波フユゴイド発振のみならず、幾つ
かの短い周期の発振をし易い。本設計においてこ
れらの発振は、ピツチ変化率感知器１４４の出力
をピツチ変化率濾波器１４６を通し、これを加算
器１４２に与えられている制御信号と加算するこ
とによつて減衰される。ピツチ変化率感知器１４
４は通常近代的の商業用航空機に備えられてい
て、航空機のピツチ変化率に相当する出力信号を
単純に作る。この信号は高周波雑音を除去するた
め濾波器１４６で濾波され、短周期減衰項として
加算器１４２へ加えられる。

最後に、加算器１４２の出力は航空機の昇降舵
サーボへ与えるように修正され、それによつて航
空機の舵面制御系を制御する。

要約すると、航空機の垂直経路誘導制御装置が
航空機の重量、推力及び最適揚力制御信号を作る
ための環境条件を考慮した航空機上昇誘導を提供
することを述べて来た。

本発明の好適な実施例が詳細に述べられたが、
この多くの修正及び変形が可能であつて、これら
の全てが本発明の真の意図及び範囲内にあること
を理解すべきである。

【図面の簡単な説明】

第１図及び第２図は従来技術による航空機の垂
直経路誘導装置を示すブロツク図、第３図は基準
揚力指令制御信号を発生させる好適な装置を示す
ブロツク図、第４図は第３図に示した揚力計算機
の応答を図形で示したもの、第５図は飛行管制器
とオートパイロツト制御装置の両者に適応する航
空機上昇垂直経路誘導装置に関して好適な装置を
示す詳細なブロツク図、そして第６図は第５図に
示したイージーオンブロツクの伝達特性を示した
ものである。図において１２，２０及び３４は加算器、３８
は計算機、４２及び４６は加算器、１０２は最適
揚力計算機、１０６は加算器、１１４は増幅器、
１１８は加算器、１２０は積分器、１２２は着陸
復行スイツチ、１２４はスイツチ、１３２は加算
器、１３６は増幅器、１３８はスイツチ、そして
１４２は加算器である。

Claims

【特許請求の範囲】１航空機の垂直速度に相当する信号h〓を生成す
るための手段６０，６２，６４，１００、予め定められた最大迎え角α_naxおよび最小迎え
角α_nioの間で連続的に変化する基準揚力指令迎え
角信号α_refを生成するための手段６６，１０４を
備え、前記基準揚力指令迎え角信号α_refは、前記
垂直速度相当信号h〓にのみ依存し他の航空機の変
数とは無関係な連続関数により与えられ、さら
に、前記航空機の実迎え角α_Cに相当する信号を生成
するための手段１０８，１１０，１１２、前記基
準揚力指令迎え角信号α_refと前記実迎え角相当信
号α_Cとの差に相当する誤差信号α_Eを生成するため
の手段１０６、および前記誤差信号α_Eを、前記航空機の垂直揚力特性
を制御するための前記航空機の舵面制御系の制御
信号として利用する手段を備える、航空機垂直経
路誘導制御装置。２前記基準揚力指令迎え角信号α_refを生成する
ための手段はさらに、前記基準揚力指令迎え角信号α_refを前記最大迎
え角の範囲内に制限する手段を備え、前記最大迎
え角α_naxは前記航空機の失速しない範囲での迎え
角の予め定められた限界に相当し、および前記基準揚力指令迎え角信号α_refを前記最小迎
え角α_nioで制限する手段を備え、前記最小迎え角
α_nioは前記航空機の最大所望前進速度に対応す
る、特許請求の範囲第１項記載の航空機垂直経路
誘導制御装置。