JPH04254294A - 予め定められた飛行パラメータ限界の範囲内で航空機の指令された操作を制御するための装置および方法 - Google Patents
予め定められた飛行パラメータ限界の範囲内で航空機の指令された操作を制御するための装置および方法Info
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- JPH04254294A JPH04254294A JP3205779A JP20577991A JPH04254294A JP H04254294 A JPH04254294 A JP H04254294A JP 3205779 A JP3205779 A JP 3205779A JP 20577991 A JP20577991 A JP 20577991A JP H04254294 A JPH04254294 A JP H04254294A
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- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 16
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 19
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims description 22
- 241000269627 Amphiuma means Species 0.000 claims 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 abstract description 14
- 230000006870 function Effects 0.000 description 10
- 101100102624 Drosophila melanogaster Vinc gene Proteins 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000002457 bidirectional effect Effects 0.000 description 1
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-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【技術的分野】この発明はある飛行状態の間、バンク角
限界のような、予め定められた飛行パラメータ限界の範
囲内で航空機の指令された操作を自動的に制御するため
の装置および方法に関するものである。
限界のような、予め定められた飛行パラメータ限界の範
囲内で航空機の指令された操作を自動的に制御するため
の装置および方法に関するものである。
【０００２】
【発明の背景】飛行動作の間、多くの制限が航空機動作
に典型的に加えられる。たとえば、最小および最大の航
空機対気速度および航空機ｇ−ローディングに関する制
限が存在するかもしれない。さらに、エンジン停止離陸
の間、パイロットまたは自動パイロットによって指令さ
れた航空機バンク角を制限することが望まれるかもしれ
ない。これは航空機抗力を減少しかつ偶発的な失速を避
けるためである。典型的に、この情報は航空機の飛行マ
ニュアルから入手可能でありかつパイロットによって記
憶されている。
に典型的に加えられる。たとえば、最小および最大の航
空機対気速度および航空機ｇ−ローディングに関する制
限が存在するかもしれない。さらに、エンジン停止離陸
の間、パイロットまたは自動パイロットによって指令さ
れた航空機バンク角を制限することが望まれるかもしれ
ない。これは航空機抗力を減少しかつ偶発的な失速を避
けるためである。典型的に、この情報は航空機の飛行マ
ニュアルから入手可能でありかつパイロットによって記
憶されている。
【０００３】しかしながら、これらの飛行制限に従って
パイロットによって指令された航空機動作を自動的に制
限することが望まれるかもしれない。従来では、ある航
空機が、予め定められた対気速度が達成されるまで、エ
ンジン停止離陸の間、最大バンク角を制限するためコン
ピュータ制御されたシステムを使用してきた。このしき
い値対気速度に到達すると、最大許容可能なバンク角は
増加された。対気速度がこのしきい値よりも低い値に減
少した場合には、最大バンク角は上限のままであった。
パイロットによって指令された航空機動作を自動的に制
限することが望まれるかもしれない。従来では、ある航
空機が、予め定められた対気速度が達成されるまで、エ
ンジン停止離陸の間、最大バンク角を制限するためコン
ピュータ制御されたシステムを使用してきた。このしき
い値対気速度に到達すると、最大許容可能なバンク角は
増加された。対気速度がこのしきい値よりも低い値に減
少した場合には、最大バンク角は上限のままであった。
【０００４】従来のように、多くの航空機自動制御シス
テムが開示されてきた。たとえば、シュルツ他（Ｓｃｈ
ｕｌｔｚ ｅｔ ａｌ ）による米国特許第３，８３７
，６０３号は、外側寄りのエンジンが機能していないと
き、離陸、着陸および旋回の間、滑走路センターライン
整列を維持するように、航空機を制御するための自動の
飛行制御システムを開示する。さらに、ジャースチン他
（Ｇｅｒｓｔｉｎｅ ｅｔ ａｌ）による米国特許第４
，１２９，２７５号において、対気速度デルタが予め定
められた限界を超えるとき、バイアス信号を発生するた
めのヒステリシス関数を含む、航空機のための自動の飛
行制御装置が開示される。
テムが開示されてきた。たとえば、シュルツ他（Ｓｃｈ
ｕｌｔｚ ｅｔ ａｌ ）による米国特許第３，８３７
，６０３号は、外側寄りのエンジンが機能していないと
き、離陸、着陸および旋回の間、滑走路センターライン
整列を維持するように、航空機を制御するための自動の
飛行制御システムを開示する。さらに、ジャースチン他
（Ｇｅｒｓｔｉｎｅ ｅｔ ａｌ）による米国特許第４
，１２９，２７５号において、対気速度デルタが予め定
められた限界を超えるとき、バイアス信号を発生するた
めのヒステリシス関数を含む、航空機のための自動の飛
行制御装置が開示される。
【０００５】
【発明の概要】この発明は予め定められた飛行パラメー
タ限界の範囲内で航空機の指令された動作を制御するた
めの方法に関するものである。典型的な実施例において
、飛行パラメータ限界はバンク角限界である。この方法
は、航空機の飛行パラメータを制御するため、パイロッ
ト、自動パイロットまたは機上コンピュータによって典
型的に発生された、飛行制御指令を受けるステップを含
む。加えて、航空機対気速度がまた得られる。この方法
は、対気速度が増加しておりかつその後減少するとき、
または対気速度が減少しておりかつその後増加するとき
、航空機対気速度が予め定められた値を変化させるまで
、飛行パラメータ限界は一定のままであるように、航空
機対気速度の関数として制御指令への限界を計算するス
テップをさらに含む。さらに、この方法は、航空機が飛
行パラメータ限界を超えないようにするため、飛行制御
指令を制限するため計算された飛行パラメータ限界を使
用するステップを含む。
タ限界の範囲内で航空機の指令された動作を制御するた
めの方法に関するものである。典型的な実施例において
、飛行パラメータ限界はバンク角限界である。この方法
は、航空機の飛行パラメータを制御するため、パイロッ
ト、自動パイロットまたは機上コンピュータによって典
型的に発生された、飛行制御指令を受けるステップを含
む。加えて、航空機対気速度がまた得られる。この方法
は、対気速度が増加しておりかつその後減少するとき、
または対気速度が減少しておりかつその後増加するとき
、航空機対気速度が予め定められた値を変化させるまで
、飛行パラメータ限界は一定のままであるように、航空
機対気速度の関数として制御指令への限界を計算するス
テップをさらに含む。さらに、この方法は、航空機が飛
行パラメータ限界を超えないようにするため、飛行制御
指令を制限するため計算された飛行パラメータ限界を使
用するステップを含む。
【０００６】この発明は添付の図面を参照して以下の詳
細な説明においてより詳細に記述されるであろう。
細な説明においてより詳細に記述されるであろう。
【０００７】
この発明は航空機の最大の指令された飛行姿勢限界をセ
ットするための制御装置に関するものである。模範的な
実施例において、この発明は離陸時のエンジン停止状態
の間、パイロットまたは自動パイロットにより指令され
た最大航空機バンク角を設定するための制御装置に関す
るものである。しかしながら、この発明の検討を進める
前に、航空機の最大の指令されたバンク角限界を制御す
るための従来の制御装置について簡単な論議がなされる
であろう。
ットするための制御装置に関するものである。模範的な
実施例において、この発明は離陸時のエンジン停止状態
の間、パイロットまたは自動パイロットにより指令され
た最大航空機バンク角を設定するための制御装置に関す
るものである。しかしながら、この発明の検討を進める
前に、航空機の最大の指令されたバンク角限界を制御す
るための従来の制御装置について簡単な論議がなされる
であろう。
【０００８】まず図１を参照して、エンジン停止離陸の
間、最大の指令されたバンク角を制御するための従来の
制御装置の動作を示しているグラフがある。図１におい
て示されるように、Ｖ２（急上昇離陸対気速度）に１０
ノットを加えた速度までの対気速度に対するバンク角限
界は、１６により表わされる線で示されるように１５度
である。その後、Ｖ２＋１０に等しいまたはそれよりも
大きい速度に対して、バンク角限界は、線１８により示
されるように２５度まで増加される。２５度のバンク角
限界は、一旦Ｖ２＋１０が達成されると、たとえ対気速
度が線１７により示されるようなＶ２＋１０よりも低く
低下しても維持される。これはＶ２＋１０よりも大きく
かつそれよりも小さい対気速度における小さい変化に対
するバンク角限界の大きな変化を避けるためである。
間、最大の指令されたバンク角を制御するための従来の
制御装置の動作を示しているグラフがある。図１におい
て示されるように、Ｖ２（急上昇離陸対気速度）に１０
ノットを加えた速度までの対気速度に対するバンク角限
界は、１６により表わされる線で示されるように１５度
である。その後、Ｖ２＋１０に等しいまたはそれよりも
大きい速度に対して、バンク角限界は、線１８により示
されるように２５度まで増加される。２５度のバンク角
限界は、一旦Ｖ２＋１０が達成されると、たとえ対気速
度が線１７により示されるようなＶ２＋１０よりも低く
低下しても維持される。これはＶ２＋１０よりも大きく
かつそれよりも小さい対気速度における小さい変化に対
するバンク角限界の大きな変化を避けるためである。
【０００９】この発明において、グラフにより図２に記
述される態様で動作する、（後でより詳細に記述される
べきである）制御装置が提供される。さらに特定的には
、この発明は航空機対気速度の関数として最大の指令さ
れた航空機バンク角限界を調節するための独特のヒステ
リシス関数を使用する。図２において示されるように、
航空機がＶ＋１０までおよびそれを含む対気速度まで達
したとき、バンク角限界は番号２０により表わされる線
により規定されるように１５度である。しかしながら、
Ｖ２＋１０が超えられるとき、バンク角限界は線２２に
沿って増加する対気速度の関数として直線状の態様で増
加する。これは、２５度のバンク角限界がＶ２＋２０に
達せられるまで起こる。さらに航空機対気速度において
増加が生じる間、バンク角限界は図２において線２４に
より示されるように一定の２５度のままである。最初に
Ｖ２＋１０とＶ２＋２０（線２２）の間にある、航空機
対気速度が１０ノットよりも少ないマージンだけ減少す
る場合では、バンク角限界は線２６により例示されるよ
うに同値のままである。しかしながら、もし航空機対気
速度がＶ２＋１０とＶ２＋２０の間で増加しているとき
、１０ノットまたはそれ以上のマージンで航空機対気速
度が減少するなら、バンク角限界は、線２２に平行でか
つ１０ノットのマージンだけ線２２から間隔あけされて
いる、線２８に沿って減少する。
述される態様で動作する、（後でより詳細に記述される
べきである）制御装置が提供される。さらに特定的には
、この発明は航空機対気速度の関数として最大の指令さ
れた航空機バンク角限界を調節するための独特のヒステ
リシス関数を使用する。図２において示されるように、
航空機がＶ＋１０までおよびそれを含む対気速度まで達
したとき、バンク角限界は番号２０により表わされる線
により規定されるように１５度である。しかしながら、
Ｖ２＋１０が超えられるとき、バンク角限界は線２２に
沿って増加する対気速度の関数として直線状の態様で増
加する。これは、２５度のバンク角限界がＶ２＋２０に
達せられるまで起こる。さらに航空機対気速度において
増加が生じる間、バンク角限界は図２において線２４に
より示されるように一定の２５度のままである。最初に
Ｖ２＋１０とＶ２＋２０（線２２）の間にある、航空機
対気速度が１０ノットよりも少ないマージンだけ減少す
る場合では、バンク角限界は線２６により例示されるよ
うに同値のままである。しかしながら、もし航空機対気
速度がＶ２＋１０とＶ２＋２０の間で増加しているとき
、１０ノットまたはそれ以上のマージンで航空機対気速
度が減少するなら、バンク角限界は、線２２に平行でか
つ１０ノットのマージンだけ線２２から間隔あけされて
いる、線２８に沿って減少する。
【００１０】線２０、２４、および２６は両方向である
ことが注目されるべきである。すなわち、対気速度にお
ける増加または減少に対して、いずれかの方向にこれら
の線に沿った動きは一定のバンク角限界を指示する（ｍ
ａｎｄａｔｅ ）。しかしながら、線２２および２８は
単方向である。すなわち、線２２に沿った動きは上方向
においてのみである。それゆえ対気速度が増加している
限りは、バンク角限界における増加を指示する線２２に
沿った上方向の動きが存在する。その後航空機対気速度
における減少が存在する場合には、航空機対気速度が減
少し始めるとき、到達されるバンク角限界に対応する、
線２６に沿った左向きに横の動きが存在する。
ことが注目されるべきである。すなわち、対気速度にお
ける増加または減少に対して、いずれかの方向にこれら
の線に沿った動きは一定のバンク角限界を指示する（ｍ
ａｎｄａｔｅ ）。しかしながら、線２２および２８は
単方向である。すなわち、線２２に沿った動きは上方向
においてのみである。それゆえ対気速度が増加している
限りは、バンク角限界における増加を指示する線２２に
沿った上方向の動きが存在する。その後航空機対気速度
における減少が存在する場合には、航空機対気速度が減
少し始めるとき、到達されるバンク角限界に対応する、
線２６に沿った左向きに横の動きが存在する。
【００１１】前述のように、線２８（図２）はまた下方
向のみの単方向である。すなわち、（対気速度が最初Ｖ
２＋１０とＶ２＋２０との間にあったとき、）１０ノッ
トまたはそれ以上の対気速度における減少が存在すると
き、その後対気速度が減少し続ける限りは、バンク角限
界における減少を指示する、線２８に沿った下方向の動
きが存在する。しかしながら、航空機対気速度において
増加が存在する場合には、その後、対気速度が増加し始
めるとき、存在するバンク角限界に対応する、線２６に
沿った右向きに横の動きが存在する。
向のみの単方向である。すなわち、（対気速度が最初Ｖ
２＋１０とＶ２＋２０との間にあったとき、）１０ノッ
トまたはそれ以上の対気速度における減少が存在すると
き、その後対気速度が減少し続ける限りは、バンク角限
界における減少を指示する、線２８に沿った下方向の動
きが存在する。しかしながら、航空機対気速度において
増加が存在する場合には、その後、対気速度が増加し始
めるとき、存在するバンク角限界に対応する、線２６に
沿った右向きに横の動きが存在する。
【００１２】この態様で、いくつかの従来のバンク角限
界制御装置に関して生じたような、Ｖ２＋１０を超える
および未満の航空機対気速度における小さい変化に対す
るバンク角限界の大きな変化は存在しない。さらに、航
空機対気速度の関数としてバンク角限界の下向きおよび
上向きの直線状の調節が存在する。
界制御装置に関して生じたような、Ｖ２＋１０を超える
および未満の航空機対気速度における小さい変化に対す
るバンク角限界の大きな変化は存在しない。さらに、航
空機対気速度の関数としてバンク角限界の下向きおよび
上向きの直線状の調節が存在する。
【００１３】模範的な実施例において、この発明は、現
在ボーイング（Ｂｏｅｉｎｇ） ７４７−４００航空
機機上の飛行制御コンピュータのような、航空機飛行制
御コンピュータ内に記憶されるソフトウェアプログラム
により実現される。この発明のバンク角限界制御法則か
らのバンク角限界値は飛行制御コンピュータのリードオ
ンリメモリ内に記憶される。この値は、また飛行制御コ
ンピュータ内部に位置され、かつ図３においてより詳細
に示される、従来のヘッディングおよびトラック制御法
則から発生されたバンク角指令を制限するのに使用され
る。この発明において、独特のバンク角限界値は航空機
バンク角限界を制御するように従来のバンク角指令値を
制限するのに使用される。飛行制御コンピュータ２７か
らの出力は、従来の航空機補助翼３３を順に駆動する、
従来の補助翼アクチュエータ３１に与えられる、ホイー
ル指令である。
在ボーイング（Ｂｏｅｉｎｇ） ７４７−４００航空
機機上の飛行制御コンピュータのような、航空機飛行制
御コンピュータ内に記憶されるソフトウェアプログラム
により実現される。この発明のバンク角限界制御法則か
らのバンク角限界値は飛行制御コンピュータのリードオ
ンリメモリ内に記憶される。この値は、また飛行制御コ
ンピュータ内部に位置され、かつ図３においてより詳細
に示される、従来のヘッディングおよびトラック制御法
則から発生されたバンク角指令を制限するのに使用され
る。この発明において、独特のバンク角限界値は航空機
バンク角限界を制御するように従来のバンク角指令値を
制限するのに使用される。飛行制御コンピュータ２７か
らの出力は、従来の航空機補助翼３３を順に駆動する、
従来の補助翼アクチュエータ３１に与えられる、ホイー
ル指令である。
【００１４】この実施例において、ソフトウェアプログ
ラムは、図４において示される図において述べられ、そ
こでは航空機対気速度Ｖは、現在ボーイング ７４７
−４００航空機機上にあるような、航空機エアデータコ
ンピュータから取出される。この値は、出力Ｖｆ を発
生するため、乱気流によって引起こされる騒音を取除く
のに従来の２つの第２のラグ（ｌａｇ ）フィルタ３０
を通して与えられる。
ラムは、図４において示される図において述べられ、そ
こでは航空機対気速度Ｖは、現在ボーイング ７４７
−４００航空機機上にあるような、航空機エアデータコ
ンピュータから取出される。この値は、出力Ｖｆ を発
生するため、乱気流によって引起こされる騒音を取除く
のに従来の２つの第２のラグ（ｌａｇ ）フィルタ３０
を通して与えられる。
【００１５】図２（Ｖ２を基準にした航空機対気速度）
におけるグラフに対してＸ軸値を発生するため、Ｖ２に
対する値は、それが入力されていた、（ボーイング
７４７−４００航空機上の）航空機モード制御パネルか
ら取出され、かつ減算器３２（図４）でＶｆ から減算
される。この発明において、線２２、２８は方程式ｙ＝
ｍｘ＋ｂ（図２）を有する直線である。線２２を発生す
るため、ｘ軸値（Ｖｆ −Ｖ２）はブロック３４（図４
）で予め定められた傾き定数ｍを乗算され、かつｙ切片
値（５度の定数）は線２２に対する方程式（ｙｉ ＝ｍ
ｘ＋５）を発生するため、加算器３６でこの積に加算さ
れる。一方で、線２８を発生するように、１０度の定数
は方程式ｙｄ ＝ｍｘ＋１５を発生するため加算器３７
で方程式ｙ＝ｍｘ＋５に加算される。
におけるグラフに対してＸ軸値を発生するため、Ｖ２に
対する値は、それが入力されていた、（ボーイング
７４７−４００航空機上の）航空機モード制御パネルか
ら取出され、かつ減算器３２（図４）でＶｆ から減算
される。この発明において、線２２、２８は方程式ｙ＝
ｍｘ＋ｂ（図２）を有する直線である。線２２を発生す
るため、ｘ軸値（Ｖｆ −Ｖ２）はブロック３４（図４
）で予め定められた傾き定数ｍを乗算され、かつｙ切片
値（５度の定数）は線２２に対する方程式（ｙｉ ＝ｍ
ｘ＋５）を発生するため、加算器３６でこの積に加算さ
れる。一方で、線２８を発生するように、１０度の定数
は方程式ｙｄ ＝ｍｘ＋１５を発生するため加算器３７
で方程式ｙ＝ｍｘ＋５に加算される。
【００１６】航空機対気速度が増加しまたは減少してい
るかどうかを判断するため、フィルタ３０から出力され
た値Ｖｆ は接合部３８を経由して遅延回路４０を通し
て比較器４２の入力４１に与えられる。比較器４２への
他の入力４３は接合部３８を経由するフィルタ３０から
の非遅延出力Ｖｆ である。入力４１への遅延値の値が
入力４３への非遅延値よりも小さいかまたはそれに等し
い場合、出力信号Ｖｉｎｃ がハイになることによって
、航空機対気速度が増加していることを示す。
るかどうかを判断するため、フィルタ３０から出力され
た値Ｖｆ は接合部３８を経由して遅延回路４０を通し
て比較器４２の入力４１に与えられる。比較器４２への
他の入力４３は接合部３８を経由するフィルタ３０から
の非遅延出力Ｖｆ である。入力４１への遅延値の値が
入力４３への非遅延値よりも小さいかまたはそれに等し
い場合、出力信号Ｖｉｎｃ がハイになることによって
、航空機対気速度が増加していることを示す。
【００１７】バンク角限界値を発生するため、出力ｙｉ
およびｙｄ は、図５に示される、それぞれの値限界
装置（ｌｉｍｉｔｅｒｓ）４６、４８に与えられる。も
しｙｉ またはｙｄ の値が２５度より大きいなら、そ
の値は出力ｙｌｉｍ の形で２５度に制限される。一方
、もしｙｉ またはｙｄ の値が１５度よりも小さいな
ら、その値は１５度に制限される。下流へと続き、制限
された値ｙｉ ｌｉｍは（簡潔に記述されるべきである
）最大セレクトブロック５０へ出力されかつその後スイ
ッチ５２へ出力される。同様に、制限された値ｙｄ ｌ
ｉｍ は限界装置４８から出力され、そこでそれは下流
へ（また簡潔に記述されるべきである）最小セレクトブ
ロック５４を通じてスイッチ５２に与えられる。
およびｙｄ は、図５に示される、それぞれの値限界
装置（ｌｉｍｉｔｅｒｓ）４６、４８に与えられる。も
しｙｉ またはｙｄ の値が２５度より大きいなら、そ
の値は出力ｙｌｉｍ の形で２５度に制限される。一方
、もしｙｉ またはｙｄ の値が１５度よりも小さいな
ら、その値は１５度に制限される。下流へと続き、制限
された値ｙｉ ｌｉｍは（簡潔に記述されるべきである
）最大セレクトブロック５０へ出力されかつその後スイ
ッチ５２へ出力される。同様に、制限された値ｙｄ ｌ
ｉｍ は限界装置４８から出力され、そこでそれは下流
へ（また簡潔に記述されるべきである）最小セレクトブ
ロック５４を通じてスイッチ５２に与えられる。
【００１８】この発明において、スイッチ５２は比較器
４２からの出力Ｖｉｎｃ によって動作される。この態
様で、航空機対気速度が増加しているとき、スイッチ５
２は、最大セレクトブロック５０から発生される値がバ
ンク角限界としての出力されるように、図５において示
される点線位置に置かれる。この態様で線２２（図２）
に沿った動作が選択される。他方、もし比較器４２から
の出力が低いなら、スイッチ５２は図５において示され
る実線位置に置かれる。この態様で、線２８に沿った動
作はバンク角限界値を発生するように選択される。
４２からの出力Ｖｉｎｃ によって動作される。この態
様で、航空機対気速度が増加しているとき、スイッチ５
２は、最大セレクトブロック５０から発生される値がバ
ンク角限界としての出力されるように、図５において示
される点線位置に置かれる。この態様で線２２（図２）
に沿った動作が選択される。他方、もし比較器４２から
の出力が低いなら、スイッチ５２は図５において示され
る実線位置に置かれる。この態様で、線２８に沿った動
作はバンク角限界値を発生するように選択される。
【００１９】前述のように、線２２、２８に沿った動作
は単方向である。これは最大セレクトブロック５０（図
５）および最小セレクトブロック５４によって達成され
る。さらに特定的には、スイッチ５２からの出力（バン
ク角限界）は接合部５５を経由して、（ｉ）フィードバ
ックループ５６に沿った最大セレクトブロック５０の第
２の入力に、さらに（ｉｉ）フィードバックループ５８
に沿った最小セレクトブロック５４の第２の入力に、フ
ィードバックされる。ブロック５０が、ブロック５０へ
の２つの入力のより高い方（ｙｉ ｌｉｍ またはフィ
ードバック値）がスイッチ５２に出力されるように動作
する。他方、ブロック５４は、ブロック５４への２つの
入力のより低い方（ｙｉ ｌｉｍまたはフィードバック
値）がスイッチ５２へ出力されるように動作する。
は単方向である。これは最大セレクトブロック５０（図
５）および最小セレクトブロック５４によって達成され
る。さらに特定的には、スイッチ５２からの出力（バン
ク角限界）は接合部５５を経由して、（ｉ）フィードバ
ックループ５６に沿った最大セレクトブロック５０の第
２の入力に、さらに（ｉｉ）フィードバックループ５８
に沿った最小セレクトブロック５４の第２の入力に、フ
ィードバックされる。ブロック５０が、ブロック５０へ
の２つの入力のより高い方（ｙｉ ｌｉｍ またはフィ
ードバック値）がスイッチ５２に出力されるように動作
する。他方、ブロック５４は、ブロック５４への２つの
入力のより低い方（ｙｉ ｌｉｍまたはフィードバック
値）がスイッチ５２へ出力されるように動作する。
【００２０】動作において、たとえば航空機対気速度が
増加しているなら、比較器４２からの出力Ｖｉｎｃ が
ハイになることが理解され得る。Ｖｉｎｃ がハイなの
で、スイッチ５２は点線部分に置かれ、かつ最大セレク
トブロック５０からの出力は接合部５２に与えられる。 たとえば航空機対気速度が減少し始める場合には、Ｖｉ
ｎｃ はローになる。これによって最小セレクトブロッ
ク５４からの出力が接合部５２に与えられるように、ス
イッチ５２は実線部分まで動かされる。
増加しているなら、比較器４２からの出力Ｖｉｎｃ が
ハイになることが理解され得る。Ｖｉｎｃ がハイなの
で、スイッチ５２は点線部分に置かれ、かつ最大セレク
トブロック５０からの出力は接合部５２に与えられる。 たとえば航空機対気速度が減少し始める場合には、Ｖｉ
ｎｃ はローになる。これによって最小セレクトブロッ
ク５４からの出力が接合部５２に与えられるように、ス
イッチ５２は実線部分まで動かされる。
【００２１】この発明において、最小セレクト関数は、
対気速度が少なくとも１０ノットだけ減少するまで、バ
ンク角限界が一定のままであることを確実にする。すな
わち、（Ｖ２＋１０とＶ２＋２０との間の）対気速度が
増加モードから減少モードまで変化する場合では、算出
された値ｙｄ は最初に最大セレクトブロック５０への
フィードバック値よりもより大きくなるだろう。それゆ
え、対気速度が１０ノットまたはそれ以上だけ減少する
まで、ループ５８を経由するフィードバック値は常に算
出された値ｙｄ よりより低い値である。この態様で、
線２６が発生される。同様に、最大セレクト関数は、対
気速度が１０ノットよりも大きく増加するまで、バンク
角限界が一定のままであることを確実にする。すなわち
、対気速度が減少モードから増加モードへと変化する場
合では、算出された値ｙｉ は最初、最大セレクトブロ
ック５０へのフィードバック値よりも小さくなるだろう
。それゆえ、フィードバック値はバンク角限界として出
力される。しかしながら、対気速度が１０ノットまたは
それ以上増加してきたとき、ｙｉ はフィードバック値
よりもより大きくなり、かつｙｉ はバンク角限界とし
て出力される。
対気速度が少なくとも１０ノットだけ減少するまで、バ
ンク角限界が一定のままであることを確実にする。すな
わち、（Ｖ２＋１０とＶ２＋２０との間の）対気速度が
増加モードから減少モードまで変化する場合では、算出
された値ｙｄ は最初に最大セレクトブロック５０への
フィードバック値よりもより大きくなるだろう。それゆ
え、対気速度が１０ノットまたはそれ以上だけ減少する
まで、ループ５８を経由するフィードバック値は常に算
出された値ｙｄ よりより低い値である。この態様で、
線２６が発生される。同様に、最大セレクト関数は、対
気速度が１０ノットよりも大きく増加するまで、バンク
角限界が一定のままであることを確実にする。すなわち
、対気速度が減少モードから増加モードへと変化する場
合では、算出された値ｙｉ は最初、最大セレクトブロ
ック５０へのフィードバック値よりも小さくなるだろう
。それゆえ、フィードバック値はバンク角限界として出
力される。しかしながら、対気速度が１０ノットまたは
それ以上増加してきたとき、ｙｉ はフィードバック値
よりもより大きくなり、かつｙｉ はバンク角限界とし
て出力される。
【００２２】たとえば、図６を参照して、航空機対気速
度はＶ２＋１２まで増加しており、かつそれゆえバンク
角限界は約１７度である。航空機対気速度はその後減少
し始めるものと仮定する。最小セレクトブロック５４（
図５）へのｙｄ ｌｉｍ の算出された値は図６におけ
るグラフにより示されるように２５度である。１７度の
最終バンク角限界値はループ５８（図５）を経由して最
小セレクトブロック５４にフィードバックされる。しか
しながら、このフィードバック値は２５度のＹｄ 値よ
りも小さいので、最小セレクトブロック５４は、線２６
（図６）を発生するため、バンク角限界値として１７度
のより低い値を出力する。算出された値ｙｄ ｌｉｍ
が（少なくとも１０ノット分の対気速度の減少の後で）
１７度よりも小さいときのみ、この算出された値ｙｄ
ｌｉｍ は新しくより低いバンク角限界を確立するため
に使用される。
度はＶ２＋１２まで増加しており、かつそれゆえバンク
角限界は約１７度である。航空機対気速度はその後減少
し始めるものと仮定する。最小セレクトブロック５４（
図５）へのｙｄ ｌｉｍ の算出された値は図６におけ
るグラフにより示されるように２５度である。１７度の
最終バンク角限界値はループ５８（図５）を経由して最
小セレクトブロック５４にフィードバックされる。しか
しながら、このフィードバック値は２５度のＹｄ 値よ
りも小さいので、最小セレクトブロック５４は、線２６
（図６）を発生するため、バンク角限界値として１７度
のより低い値を出力する。算出された値ｙｄ ｌｉｍ
が（少なくとも１０ノット分の対気速度の減少の後で）
１７度よりも小さいときのみ、この算出された値ｙｄ
ｌｉｍ は新しくより低いバンク角限界を確立するため
に使用される。
【００２３】この実施例において、独特の制御装置が航
空機バンク角を制御するために記述されてきた。しかし
ながら、この制御装置は、航空機縦揺れ姿勢、対気速度
および類似のもののような、他の航空機飛行パラメータ
に対して制限エンベロープを与えるのに使用されてもよ
い。
空機バンク角を制御するために記述されてきた。しかし
ながら、この制御装置は、航空機縦揺れ姿勢、対気速度
および類似のもののような、他の航空機飛行パラメータ
に対して制限エンベロープを与えるのに使用されてもよ
い。
【図１】従来のバンク角制御装置に対するＶ２を基準に
した航空機対気速度の関数としてのバンク角限界のグラ
フである。
した航空機対気速度の関数としてのバンク角限界のグラ
フである。
【図２】この発明の制御装置に対するＶ２を基準にした
航空機対気速度の関数としてのバング角限界のグラフで
ある。
航空機対気速度の関数としてのバング角限界のグラフで
ある。
【図３】この発明のバンク角制御法則の出力によって制
限される、従来のバンク角制御アルゴリズムの図である
。
限される、従来のバンク角制御アルゴリズムの図である
。
【図４】この発明の制御装置の動作を例示する、簡略化
されたフロー図である。
されたフロー図である。
【図５】この発明の制御装置の動作を例示する、簡略化
されたフロー図である。
されたフロー図である。
【図６】図２と同一のグラフであり、かつ航空機対気速
度がＶ２＋１２まで増加しておりかつその後減少し始め
るような例を例示する図である。
度がＶ２＋１２まで増加しておりかつその後減少し始め
るような例を例示する図である。
４６ 限界装置
４８ 限界装置
５０ 最大セレクトブロック
５２ スウィッチ
５４ 最小セレクトブロック
５６ フィードバックループ
５８ フィードバックループ
Claims (10)
- 【請求項１】 予め定められた飛行パラメータ限界の
範囲内で航空機の指令された操作を制御するための方法
であって、この方法は、ａ．航空機の飛行パラメータを
制御するための指令を発生するステップと、ｂ．航空機
の対気速度を得るステップと、ｃ．対気速度が増加して
おりかつその後減少するとき、または対気速度が減少し
ておりかつその後増加するとき、飛行パラメータ限界が
航空機対気速度における変化が予め定められた量に達す
るまで一定のままであるように、航空機対気速度の関数
として指令の限界を計算するステップと、ｄ．航空機が
飛行パラメータ限界を超えないように、飛行制御指令を
制限するために、計算された飛行パラメータ限界を使用
するステップと、ｅ．制限された飛行制御指令に応答し
て航空機飛行制御を操作するステップとを含む方法。 - 【請求項２】 計算するステップは、ａ．航空機の対
気速度が増加かつ減少しているときを判断するステップ
と、ｂ．増加している航空機対気速度の関数として飛行
パラメータ限界の第１の計算を行なうステップと、ｃ．
減少している航空機対気速度の関数として飛行パラメー
タ限界の第２の計算を行なうステップと、ｄ．航空機対
気速度が増加しているとき、飛行パラメータ限界として
第１の計算を使用し、かつ航空機対気速度が減少してい
るとき、飛行パラメータ限界として第２の計算を使用す
るステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 計算するステップは、ａ．航空機対気
速度が増加しているとき、飛行パラメータ限界として第
１の計算を使用するステップと、ｂ．航空機対気速度が
減少しているとき、飛行パラメータ限界として第２の計
算を使用するステップと、ｃ．航空機対気速度が増加し
ている方向から減少する方向まで変化するとき、航空機
対気速度が予め定められた量だけ変化するまで、飛行パ
ラメータ限界として第１の計算を使用し、そこから第２
の計算がバンク角限界として使用されるステップをさら
に含む、請求項２に記載の方法。 - 【請求項４】 予め定められたバンク角を超えないよ
うに、航空機の指令された操作を制御するための方法で
あって、この方法は、ａ．航空機のバンク角を制御する
ための指令を受けるステップと、ｂ．航空機の対気速度
を得るステップと、ｃ．対気速度が増加しておりかつそ
の後減少するとき、または対気速度が減少しておりかつ
その後増加するとき、航空機気流速度における変化が予
め定められた量に達するまで、バンク角限界が一定のま
まであるように、航空機対気速度の関数としてバンク角
限界を計算するステップと、ｄ．航空機がバンク角限界
を超えないように、バンク角制御指令を制限するために
、計算されたバンク角限界を使用するステップと、ｅ．
制限された飛行制御指令に応答して航空機飛行制御を操
作するステップとを含む方法。 - 【請求項５】 計算するステップは、ａ．航空機の対
気速度が増加しかつ減少しているときを判断するステッ
プと、ｂ．増加している航空機対気速度の関数としてバ
ンク角限界の第１の計算を行なうステップと、ｃ．減少
している航空機対気速度の関数としてバンク角限界の第
２の計算を行なうステップと、ｄ．航空機対気速度が増
加しているとき、バンク角限界として第１の計算を使用
し、かつ航空機対気速度が減少しているとき、バンク角
限界として第２の計算を使用するステップをさらに含む
、請求項４に記載の方法。 - 【請求項６】計算するステップは、ａ．航空機対気速度
が増加しているとき、バンク角限界として第１の計算を
使用するステップと、ｂ．航空機対気速度が減少してい
るとき、バンク角限界として第２の計算を使用するステ
ップと、ｃ．航空機対気速度が増加している方向から減
少している方向まで変化するとき、航空機対気速度が予
め定められた量だけ変化するまで、バンク角限界として
第１の計算を使用し、そこから第２の計算がバンク角限
界として使用されるステップをさらに含む、請求項５に
記載の方法。 - 【請求項７】ａ．第１の計算は、第１の傾きおよび第１
のｙ切片を有する直線の第１の方程式から得られ、さら
にｂ．第２の計算は、第２の傾きおよび第２のｙ切片を
有する直線の第２の方程式から得られる、請求項６に記
載の方法。 - 【請求項８】 ａ．第１の傾きは第２の傾きに等しく
、さらにｂ．第１のｙ切片は予め定められた量に等しい
量だけ第２のｙ切片から引離される、請求項７に記載の
方法。 - 【請求項９】 請求項６のｃの使用ステップは、ａ．
第１の計算を受けるステップと、ｂ．第２の計算を受け
るステップと、ｃ．第２の計算が第１の計算よりも少な
くなるまで、バンク角限界として第１の計算を選択する
ステップとを含む、請求項８に記載の方法。 - 【請求項１０】 予め定められたバンク角を超えない
ように、航空機の指令された操作を制御するための装置
であって、この装置は、ａ．航空機のバンク角を制御す
るための指令を受けるための手段と、ｂ．航空機の対気
速度を得るための手段と、ｃ．対気速度が増加しており
かつその後減少するとき、または対気速度が減少してお
りかつその後増加するとき、航空機対気速度における変
化が予め定められた量に達するまで、バンク角限界が一
定のままであるように、航空機対気速度の関数としてバ
ンク角限界を計算するための手段と、ｄ．航空機がバン
ク角限界を超えないように、バンク角制御指令を制限す
るために、計算されたバンク角限界を使用するための手
段と、ｅ．制限された飛行制御指令に応答して航空機飛
行制御を操作するための手段とを含む装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/570,108 US5096146A (en) | 1990-08-17 | 1990-08-17 | Apparatus and methods for controlling commanded operation of an aircraft within a predetermined flight parameter limit |
| US570108 | 1990-08-17 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04254294A true JPH04254294A (ja) | 1992-09-09 |
Family
ID=24278260
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3205779A Withdrawn JPH04254294A (ja) | 1990-08-17 | 1991-08-16 | 予め定められた飛行パラメータ限界の範囲内で航空機の指令された操作を制御するための装置および方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5096146A (ja) |
| EP (1) | EP0471395B1 (ja) |
| JP (1) | JPH04254294A (ja) |
| DE (1) | DE69119325T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009530151A (ja) * | 2006-03-15 | 2009-08-27 | エアバス フランス | 多発エンジン航空機の推力制御方法および装置 |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5310136A (en) * | 1992-05-19 | 1994-05-10 | United Technologies Corporation | Helicopter integrated fire and flight control having constraint limiting control |
| US5310135A (en) * | 1992-10-28 | 1994-05-10 | United Technologies Corporation | Helicopter integrated fire and flight control having coordinated area bombing control |
| US5746392A (en) * | 1995-05-15 | 1998-05-05 | The Boeing Company | Autopilot/flight director underspeed protection system |
| US5833177A (en) * | 1995-05-15 | 1998-11-10 | The Boeing Company | Autopilot/flight director overspeed protection system |
| US6282466B1 (en) | 1998-11-03 | 2001-08-28 | The Boeing Company | Method of automated thrust-based roll guidance limiting |
| US6169496B1 (en) * | 1998-12-09 | 2001-01-02 | Exigent International, Inc. | Banked flight stall warning device and method |
| CA2376519A1 (en) * | 1999-06-16 | 2000-12-21 | Lockheed Martin Corporation | Enhanced stall and recovery control system |
| EP2579118B1 (en) | 2011-10-04 | 2014-04-02 | The Boeing Company | Aircraft guidance method and system |
| US11193791B2 (en) | 2019-03-14 | 2021-12-07 | The Boeing Company | Operational flight envelope management system |
| US11194345B2 (en) | 2019-09-11 | 2021-12-07 | The Boeing Company | Systems and methods for pitch axis envelope limiting of an aircraft |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3362661A (en) * | 1965-06-14 | 1968-01-09 | Ltv Aerospace Corp | Autothrottle |
| DE1481551B2 (de) * | 1967-02-02 | 1975-03-27 | Fluggeraetewerk Bodensee Gmbh, 7770 Ueberlingen | Kurvenflugregler für Flugzeuge |
| US3627236A (en) * | 1970-06-30 | 1971-12-14 | Sperry Rand Corp | Automatic throttle control with airspeed anticipation |
| US3809867A (en) * | 1972-12-18 | 1974-05-07 | Collins Radio Co | Synthesis of bank and pitch signals utilizing rate and acceleration input parameters |
| US3837603A (en) * | 1973-01-04 | 1974-09-24 | Collins Radio Co | Lateral axis rollout, go-around, takeoff control for aircraft |
| US3807666A (en) * | 1973-06-11 | 1974-04-30 | Sperry Rand Corp | Control wheel steering system for aircraft automatic pilots |
| US4129275A (en) * | 1974-11-22 | 1978-12-12 | The Boeing Company | Automatic flight control apparatus for aircraft |
| US4003532A (en) * | 1976-03-15 | 1977-01-18 | United Technologies Corporation | Heading hold logic |
| US4488235A (en) * | 1981-11-03 | 1984-12-11 | Sperry Corporation | Speed control system for aircraft |
| US4590567A (en) * | 1982-01-04 | 1986-05-20 | General Electric Company | Large angle, gravity compensated, bank-to-turn pursuit controller |
| US4553210A (en) * | 1982-08-17 | 1985-11-12 | Rockwell International Corporation | Complemented roll attitude flight control system |
| US4797674A (en) * | 1986-02-28 | 1989-01-10 | Honeywill Inc. | Flight guidance system for aircraft in windshear |
| US4764872A (en) * | 1986-07-16 | 1988-08-16 | Honeywell Inc. | Vertical flight path and airspeed control system for aircraft |
| FR2617120B1 (fr) * | 1987-06-24 | 1989-12-08 | Aerospatiale | Systeme pour la commande d'un aeronef en roulis et en lacet |
-
1990
- 1990-08-17 US US07/570,108 patent/US5096146A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-07-11 DE DE69119325T patent/DE69119325T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1991-07-11 EP EP91201828A patent/EP0471395B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1991-08-16 JP JP3205779A patent/JPH04254294A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009530151A (ja) * | 2006-03-15 | 2009-08-27 | エアバス フランス | 多発エンジン航空機の推力制御方法および装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5096146A (en) | 1992-03-17 |
| EP0471395A3 (en) | 1993-08-25 |
| DE69119325D1 (de) | 1996-06-13 |
| EP0471395A2 (en) | 1992-02-19 |
| EP0471395B1 (en) | 1996-05-08 |
| DE69119325T2 (de) | 1996-09-12 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19981112 |