JPH0438639B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0438639B2 JPH0438639B2 JP59029440A JP2944084A JPH0438639B2 JP H0438639 B2 JPH0438639 B2 JP H0438639B2 JP 59029440 A JP59029440 A JP 59029440A JP 2944084 A JP2944084 A JP 2944084A JP H0438639 B2 JPH0438639 B2 JP H0438639B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- minimum speed
- signal
- vertical
- condition
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 claims description 20
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 6
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 claims description 6
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims 4
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 claims 1
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 241001274197 Scatophagus argus Species 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
- G05D1/0661—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for take-off
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Alarm Systems (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明の航空機フライト制御システム、そし
て特に苛酷なウインドシヤ条件に遭遇した航空機
の離陸又は着陸復行中に誘導信号を提供するよう
なシステムに関するものである。
て特に苛酷なウインドシヤ条件に遭遇した航空機
の離陸又は着陸復行中に誘導信号を提供するよう
なシステムに関するものである。
航空機の離陸において、苛酷なウインドシヤ条
件はきわめて危険である。そのような条件に出く
わした時はまず自然警告（advance warn−ing）
を与えるならば、航空機の縦の傾き姿勢（pitch
attitude）を強め、この条件による危険度を減殺
することが可能となる。典型的には、ウインドシ
ヤは航空機が地上から約15〜92ｍ（50〜300フイ
ート）の高度まで上昇したとき最も危険が大きく
なる。すなわち、航空機はこの時点で最も大きい
縦揺れ角を要求されるからである。
件はきわめて危険である。そのような条件に出く
わした時はまず自然警告（advance warn−ing）
を与えるならば、航空機の縦の傾き姿勢（pitch
attitude）を強め、この条件による危険度を減殺
することが可能となる。典型的には、ウインドシ
ヤは航空機が地上から約15〜92ｍ（50〜300フイ
ート）の高度まで上昇したとき最も危険が大きく
なる。すなわち、航空機はこの時点で最も大きい
縦揺れ角を要求されるからである。
本発明者の有する米国特許第4079905号は、危
険なウインドシヤ条件の指示を与えるためのシス
テムを開示するものであり、このシステムはパイ
ロツトに警告信号を与えるとともに、スロツトル
制御機構を自動制御して推力を増大させるための
信号を発生するものである。本発明のシステムは
これと同じウインドシヤ警告信号を用いて離陸又
は着陸復行中の航空機の縦の傾き命令システムを
制御し、ウインドシヤ条件において安全な航空機
縦揺れ角を得ようとするものである。この機能は
航空機フライト制御システムの縦の傾き命令制御
回路において具体化される。
険なウインドシヤ条件の指示を与えるためのシス
テムを開示するものであり、このシステムはパイ
ロツトに警告信号を与えるとともに、スロツトル
制御機構を自動制御して推力を増大させるための
信号を発生するものである。本発明のシステムは
これと同じウインドシヤ警告信号を用いて離陸又
は着陸復行中の航空機の縦の傾き命令システムを
制御し、ウインドシヤ条件において安全な航空機
縦揺れ角を得ようとするものである。この機能は
航空機フライト制御システムの縦の傾き命令制御
回路において具体化される。
したがつて、この発明の目的は航空機の離陸及
び着陸復行中に遭遇するウインドシヤ条件による
危険を減殺することである。
び着陸復行中に遭遇するウインドシヤ条件による
危険を減殺することである。
この発明の別の目的は航空機の離陸及び着陸復
行中、苛酷なウインドシヤ条件に遭遇した時に航
空機自動フライト制御システムを変調制御して安
全な縦の傾き姿勢を提供するための手段を得るこ
とである。
行中、苛酷なウインドシヤ条件に遭遇した時に航
空機自動フライト制御システムを変調制御して安
全な縦の傾き姿勢を提供するための手段を得るこ
とである。
この発明のその他の目的は、添付の図面を参照
して行う以下の詳細な説明から明らかになるであ
ろう。
して行う以下の詳細な説明から明らかになるであ
ろう。
略述すれば、本発明のシステムは航空機が苛酷
なウインドシヤ条件に遭遇した時に、プログラム
設定された航空機速度信号を第１の値から第２の
値に切換えるためのリレー型スイツチ装置を提供
することである。同時に、航空機の縦の傾き姿勢
について定められた先の限界値は、前記ウインド
シヤを表す信号に応答して取り払われる。
なウインドシヤ条件に遭遇した時に、プログラム
設定された航空機速度信号を第１の値から第２の
値に切換えるためのリレー型スイツチ装置を提供
することである。同時に、航空機の縦の傾き姿勢
について定められた先の限界値は、前記ウインド
シヤを表す信号に応答して取り払われる。
図を参照すると、危険なウインドシヤ条件を示
す信号はウインドシヤコンピユータ１１からOR
ゲート１４に供給される。ウインドシヤコンピユ
ータ１１は前記米国特許第4079905号に記載され
たと同様なシステムであり、ORゲート１４に供
給された信号は前記米国特許のシステムにおける
警報装置に供給された危険なウインドシヤ条件を
表す信号と同じものである。ウインドシヤコンピ
ユータ１１の出力はさらにリレー１６にも供給さ
れ、その接点アーム１６ａを閉じるようにこれを
駆動するものである。
す信号はウインドシヤコンピユータ１１からOR
ゲート１４に供給される。ウインドシヤコンピユ
ータ１１は前記米国特許第4079905号に記載され
たと同様なシステムであり、ORゲート１４に供
給された信号は前記米国特許のシステムにおける
警報装置に供給された危険なウインドシヤ条件を
表す信号と同じものである。ウインドシヤコンピ
ユータ１１の出力はさらにリレー１６にも供給さ
れ、その接点アーム１６ａを閉じるようにこれを
駆動するものである。
エンジンモニタ２０は航空機の一又は二以上の
エンジンにパワー損失が生ずるような場合に、
ORゲート１４に信号を供給するものである。
ORゲート１４の出力はリレー２２に供給され
る。かくして、危険なウインドシヤ条件の場合に
はウインドシヤコンピユータ１１からの出力によ
り、またエンジン誤動作の場合にはエンジンモニ
タ２０からの出力により、ORゲート１４を介し
て信号付勢されたリレー２２は、そのアーム２２
ａを端子２２ｂに接触させるものである。
エンジンにパワー損失が生ずるような場合に、
ORゲート１４に信号を供給するものである。
ORゲート１４の出力はリレー２２に供給され
る。かくして、危険なウインドシヤ条件の場合に
はウインドシヤコンピユータ１１からの出力によ
り、またエンジン誤動作の場合にはエンジンモニ
タ２０からの出力により、ORゲート１４を介し
て信号付勢されたリレー２２は、そのアーム２２
ａを端子２２ｂに接触させるものである。
第１プログラム設定速度発生器３０と、エンジ
ンモニタ２０と、加算器３３、そしてこの加算器
３３への迎え角α、加速度及び縦の傾き入力を発
生するための手段、並びに縦の傾き制限器３５及
びフライトデイレクタピツチコマンダ３７は、た
とえばニユーヨーク、ホワイトプレインズのセー
フフライトインスツルメント コーポレイシヨン
から製造販売されているSCAT（speed cmand of
attitude and thrust：姿勢及び推力からなる速
度命令システムなどのような速度命令自動スロツ
トルシステム）の部分をなすものである。このシ
ステムは前記セーフフライト インスツルメント
コーポレイシヨンに譲渡された米国特許第
2945375号及び同第3486722号において開示されて
いる。
ンモニタ２０と、加算器３３、そしてこの加算器
３３への迎え角α、加速度及び縦の傾き入力を発
生するための手段、並びに縦の傾き制限器３５及
びフライトデイレクタピツチコマンダ３７は、た
とえばニユーヨーク、ホワイトプレインズのセー
フフライトインスツルメント コーポレイシヨン
から製造販売されているSCAT（speed cmand of
attitude and thrust：姿勢及び推力からなる速
度命令システムなどのような速度命令自動スロツ
トルシステム）の部分をなすものである。このシ
ステムは前記セーフフライト インスツルメント
コーポレイシヨンに譲渡された米国特許第
2945375号及び同第3486722号において開示されて
いる。
通常の離陸及び着陸復行条件、すなわちエンジ
ン誤動作や、危険なウインドシヤ条件が測定され
ない離陸等においては、スイツチ接点２２ａ及び
１６ａは図示のとおり“開”位置にある。加算装
置３３は、この状態では、加速度、縦の傾き角及
び迎え角αの入力だけでなく、第１プログラム設
定速度発生器３０からスイツチ２２ａを介して第
１の最低速度信号V2＋VXの供給を受ける。この
信号は最低安全速度V2に、10ノツト程度の付加
安全係数信号VXを加えたものである。
ン誤動作や、危険なウインドシヤ条件が測定され
ない離陸等においては、スイツチ接点２２ａ及び
１６ａは図示のとおり“開”位置にある。加算装
置３３は、この状態では、加速度、縦の傾き角及
び迎え角αの入力だけでなく、第１プログラム設
定速度発生器３０からスイツチ２２ａを介して第
１の最低速度信号V2＋VXの供給を受ける。この
信号は最低安全速度V2に、10ノツト程度の付加
安全係数信号VXを加えたものである。
典型的なシステムにおいて、第１の最低速度信
号V2＋VXは加算器３３により迎え角αと、加速
度及び縦の傾き信号を加えられ、航空機の安全な
離陸及び着陸復行のための縦の傾き角指令を表す
出力として縦の傾き制限器３５に供給される。こ
のピツチ信号は縦の傾き制限器３５により、概ね
15゜程度に制限される。縦の傾き制限器３５の出
力は加算器３６に供給され、この加算器は縦の傾
き信号に応じた負極性の（すなわち、縦の傾き制
限器の出力から引くための）信号をも受けいれ
る。したがつて、所定の縦の傾き限度を越えない
限り、正及び負の縦の傾き信号は互いに相殺され
る。加算器３６の出力は、航空機の縦の傾き角を
制御するフライトデイレクタピツチコマンダ３７
に供給され、このコマンダ３７は航空機の縦の傾
きを直接制御するものである。
号V2＋VXは加算器３３により迎え角αと、加速
度及び縦の傾き信号を加えられ、航空機の安全な
離陸及び着陸復行のための縦の傾き角指令を表す
出力として縦の傾き制限器３５に供給される。こ
のピツチ信号は縦の傾き制限器３５により、概ね
15゜程度に制限される。縦の傾き制限器３５の出
力は加算器３６に供給され、この加算器は縦の傾
き信号に応じた負極性の（すなわち、縦の傾き制
限器の出力から引くための）信号をも受けいれ
る。したがつて、所定の縦の傾き限度を越えない
限り、正及び負の縦の傾き信号は互いに相殺され
る。加算器３６の出力は、航空機の縦の傾き角を
制御するフライトデイレクタピツチコマンダ３７
に供給され、このコマンダ３７は航空機の縦の傾
きを直接制御するものである。
航空機が危険なウインドシヤ条件に遭遇し、又
は一つのエンジンに故障が生じた場合、リレー２
２にはORゲート１４を介して信号が供給され、
リレー接点アーム２２ａを端子２２ｂに接触させ
る。危険なウインドシヤ条件の場合、ウインドシ
ヤコンピユータ１１の出力はリレー１６にも供給
され、そのリレー接点１６ａを閉接させる。この
時、第２のプログラム設定速度発生器４０の出力
V2が加算器３３に供給される。このV2は安全の
ためにプログラム設定された（通常採用される付
加安全係数速度VXを用いない）第２の最低速度
である。この信号には、第１のプログラム設定速
度（第１の最低速度）の場合と同様に、迎え角
α、加速度及び縦の傾き信号が加えられる。縦の
傾き制限器３５は接点１６ａを閉じることによ
り、回路から除去され、その結果典型的には18゜
程度の比較的大きい縦の傾き角が許容される。こ
の縦揺れ制御信号はフライトデイレクタピツチコ
マンダ３７に供給され、緊急事態を乗り切るに必
要な大きい縦の傾き姿勢を自動的に与えるもので
ある。
は一つのエンジンに故障が生じた場合、リレー２
２にはORゲート１４を介して信号が供給され、
リレー接点アーム２２ａを端子２２ｂに接触させ
る。危険なウインドシヤ条件の場合、ウインドシ
ヤコンピユータ１１の出力はリレー１６にも供給
され、そのリレー接点１６ａを閉接させる。この
時、第２のプログラム設定速度発生器４０の出力
V2が加算器３３に供給される。このV2は安全の
ためにプログラム設定された（通常採用される付
加安全係数速度VXを用いない）第２の最低速度
である。この信号には、第１のプログラム設定速
度（第１の最低速度）の場合と同様に、迎え角
α、加速度及び縦の傾き信号が加えられる。縦の
傾き制限器３５は接点１６ａを閉じることによ
り、回路から除去され、その結果典型的には18゜
程度の比較的大きい縦の傾き角が許容される。こ
の縦揺れ制御信号はフライトデイレクタピツチコ
マンダ３７に供給され、緊急事態を乗り切るに必
要な大きい縦の傾き姿勢を自動的に与えるもので
ある。
図は本考案の好ましい実施例を略示するブロツ
ク線図である。 １４……ORゲート、１６，２２……リレー、
３３，３６……加算器、V2＋VX……第１プログ
ラム設定速度、V2……第２プログラム設定速度。
ク線図である。 １４……ORゲート、１６，２２……リレー、
３３，３６……加算器、V2＋VX……第１プログ
ラム設定速度、V2……第２プログラム設定速度。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 離陸又は着陸復行中の航空機の縦の傾きを制
御するためのシステムにおいて、あらかじめプロ
グラム設定された第１の最低速度を表す第１の最
低速度信号に応答し、かつ航空機の迎え角α、加
速度及び縦の傾きの測定信号に従つてその航空機
の縦の傾きを制御するための手段、及びその航空
機の縦の傾きを所定の最大値に制限するための手
段を含むとともに、前記システムの改良的要素と
して危険なウインドシヤ条件の発生時、その航空
機の縦の傾き角を自動的に増大させるための手段
を備えており、この傾き角自動増大手段が、 危険なウインドシヤ条件の存在を表す信号を発
生するための手段と、 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して、前記あらかじめプログラム設定された第１
の最低速度信号を、あらかじめプログラム設定さ
れた前記第１の最低速度より低い第２の最低速度
を表す第２の最低速度信号により自動的に置換す
るための手段、及び 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して航空機の縦の傾きの制限を除去するための手
段からなり、 これによつて航空機の縦の傾き姿勢を自動的に
強め、航空機が前記ウインドシヤ条件を安全に乗
りこえることができるようにしたことを特徴とす
る航空機誘導装置。 ２ 危険なウインドシヤ条件の存在を示す信号を
発生するための手段がウインドシヤコンピユータ
からなることを特徴とする特許請求の範囲第１項
記載の装置。 ３ 前記第１の最低速度信号が航空機の安全離陸
のためのプログラム設定速度V2に、10ノツト程
度の速度安全係数VXを加えた所定速度（V2＋
VX）を表す信号であることを特徴とする特許請
求の範囲第１項記載の装置。 ４ 航空機の傾き角が危険なウインドシヤ条件の
存在時において約18゜まで自動的に増大するよう
にしたことを特徴とする特許請求の範囲第１項記
載の装置。 ５ 離陸又は着陸復行中の航空機の縦の傾きを制
御するためのシステムにおいて、あらかじめプロ
グラム設定された第１の最低速度を表す第１の最
低速度信号に応答し、かつ航空機の迎え角α、加
速度及び縦の傾きの測定信号に従つてその航空機
の縦の傾きを制御するための手段、及びその航空
機の縦の傾きを所定の最大値に制限するための手
段を含むとともに、前記システムの改良的要素と
して危険なウインドシヤ条件の発生時、その航空
機の縦の傾き角を自動的に増大させるための手段
を備えており、この傾き角自動増大手段が、 危険なウインドシヤ条件の存在を表す信号を発
生するための手段と、 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して、前記あらかじめプログラム設定された第１
の最低速度信号を、あらかじめプログラム設定さ
れた前記第１の最低速度より低い第２の最低速度
を表す第２の最低速度信号により自動的に置換す
るための手段と、 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して航空機の縦の傾きの制限を除去するための手
段、及び エンジンの誤動作時に出力信号を発生し、前記
出力信号により前記エンジンの誤動作時において
前記第１の最低速度信号を、前記第２の最低速度
信号により置換するための手段を付勢するための
エンジンモニタ手段を具備し、これによつて航空
機の縦の傾き姿勢を自動的に強め、航空機が前記
ウインドシヤ条件及びエンジン誤動作時を安全に
乗りこえることができるようにしたことを特徴と
する航空機誘導装置。 ６ 危険なウインドシヤ条件の存在を示す信号を
発生するための手段がウインドシヤコンピユータ
からなることを特徴とする特許請求の範囲第５項
記載の装置。 ７ 前記第１の最低速度信号が航空機の安全離陸
のためのプログラム設定速度V2に、10ノツト程
度の速度安全係数VXを加えた所定速度（V2＋
VX）を表す信号であることを特徴とする特許請
求の範囲第５項記載の装置。 ８ 離陸又は着陸復行中の航空機の縦の傾きを制
御するためのシステムにおいて、あらかじめプロ
グラム設定された第１の最低速度を表す第１の最
低速度信号に応答し、かつ航空機の迎え角α、加
速度及び縦の傾きの測定信号に従つてその航空機
の縦の傾きを制御するための手段、及びその航空
機の縦の傾きを所定の最大値に制限するための手
段を含むとともに、前記システムの改良的要素と
して危険なウインドシヤ条件の発生時、その航空
機の縦の傾き角を自動的に増大させるための手段
を備えており、この傾き角自動増大手段が、 危険なウインドシヤ条件の存在を表す信号を発
生するための手段と、 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して、前記あらかじめプログラム設定された第１
の最低速度信号を、あらかじめプログラム設定さ
れた前記第１の最低速度より低い第２の最低速度
を表す第２の最低速度信号により自動的に置換す
るための手段、及び 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して航空機の縦の傾きの制限を除去するための手
段からなり、 前記プログラム設定された第１の最低速度信号
を前記第２の最低速度信号により置換するための
手段、及び前記縦の傾きの制限を除去するための
手段が危険なウインドシヤ条件の存在を示す前記
出力信号によつて付勢されるリレーを含むもので
あり、 これによつて航空機の縦の傾き姿勢を自動的に
強め、航空機が前記ウインドシヤ条件を安全に乗
りこえることができるようにしたことを特徴とす
る航空機誘導装置。 ９ 離陸又は着陸復行中の航空機の縦の傾きを制
御するためのシステムにおいて、あらかじめプロ
グラム設定された第１の最低速度を表す第１の最
低速度信号に応答し、かつ航空機の迎え角α、加
速度及び縦の傾きの測定信号に従つてその航空機
の縦の傾きを制御するための手段、及びその航空
機の縦の傾きを所定の最大値に制限するための手
段を含むとともに、前記システムの改良的要素と
して危険なウインドシヤ条件の発生時、その航空
機の縦の傾き角を自動的に増大させるための手段
を備えており、この傾き角自動増大手段が、 危険なウインドシヤ条件の存在を表す信号を発
生するための手段と、 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して、前記あらかじめプログラム設定された第１
の最低速度信号を、あらかじめプログラム設定さ
れた前記第１の最低速度より低い第２の最低速度
を表す第２の最低速度信号により自動的に置換す
るための手段、及び 前記危険なウインドシヤ条件を表す信号に応答
して航空機の縦の傾きの制限を除去するための手
段からなり、 前記第２の最低速度信号が、一基のエンジンの
誤動作発生時において航空機の安全な離陸を保障
する最低のプログラム設定速度V2を表す信号で
あり、 これによつて航空機の縦の傾き姿勢を自動的に
強め、航空機が前記ウインドシヤ条件を安全に乗
りこえることができるようにしたことを特徴とす
る航空機誘導装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/473,594 US4609987A (en) | 1983-03-09 | 1983-03-09 | Aircraft guidance system for take off or go-around during severe wind shear |
| US473594 | 1983-03-09 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59164296A JPS59164296A (ja) | 1984-09-17 |
| JPH0438639B2 true JPH0438639B2 (ja) | 1992-06-25 |
Family
ID=23880209
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59029440A Granted JPS59164296A (ja) | 1983-03-09 | 1984-02-17 | 苛酷なウインドシャ条件における離陸又は着陸復行のための航空機誘導装置 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4609987A (ja) |
| JP (1) | JPS59164296A (ja) |
| BR (1) | BR8400673A (ja) |
| CA (1) | CA1205159A (ja) |
| DE (1) | DE3407677A1 (ja) |
| FR (1) | FR2542276B1 (ja) |
| IL (1) | IL70723A (ja) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4797674A (en) * | 1986-02-28 | 1989-01-10 | Honeywill Inc. | Flight guidance system for aircraft in windshear |
| US4841448A (en) * | 1987-09-01 | 1989-06-20 | Flight Dynamics, Inc. | Windshear flight recovery command system |
| US4853861A (en) * | 1987-09-01 | 1989-08-01 | Flight Dynamics, Inc. | Windshear measurement system |
| JPH02501562A (ja) * | 1988-04-11 | 1990-05-31 | サンドストランド・データ・コントロール・インコーポレーテッド | 失速保護を有するウインド・シア回復案内装置 |
| US5826834A (en) * | 1994-10-19 | 1998-10-27 | Honeywell Inc. | Self adaptive limiter for automatic control of approach and landing |
| US7043345B2 (en) * | 2003-10-10 | 2006-05-09 | Raytheon Company | System and method with adaptive angle-of-attack autopilot |
| DE202006010806U1 (de) | 2006-07-13 | 2006-10-05 | Harting Electronics Gmbh & Co. Kg | Andruckvorrichtung für eine Leiterplatte |
| US8508387B2 (en) | 2007-05-24 | 2013-08-13 | Aviation Communication & Surveillance Systems Llc | Systems and methods for aircraft windshear detection |
| BR112012017154B1 (pt) * | 2009-12-21 | 2021-09-28 | The Boeing Company | Método de controlar a atitude de inclinação de uma aeronave multimotor experimentando assimetria de impulso e sistema para uma aeronave de multimotor |
| EP2811359B1 (en) * | 2013-06-06 | 2018-08-08 | The Boeing Company | Method and system for aircraft speed control |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3143319A (en) * | 1960-02-26 | 1964-08-04 | Smiths America Corp | Apparatus for the control of an aircraft's speed |
| US3814912A (en) * | 1973-01-04 | 1974-06-04 | Collins Radio Co | Gust compensation for angle-of-attack reference aircraft speed control system |
| US3892374A (en) * | 1973-03-19 | 1975-07-01 | Boeing Co | Turbulence compensated throttle control system |
| US3955071A (en) * | 1973-11-16 | 1976-05-04 | The Boeing Company | Windshear detection system |
| GB1553407A (en) * | 1975-07-04 | 1979-09-26 | Sfena | Flying method and system using total energy for an aircraft |
| US3981442A (en) * | 1975-08-15 | 1976-09-21 | Sperry Rand Corporation | Aircraft engine automatic throttle control with automatic gain programming system |
| US4021010A (en) * | 1975-08-29 | 1977-05-03 | Bliss John H | Method and apparatus to overcome aircraft control problems due to wind shear |
| US4189118A (en) * | 1977-11-22 | 1980-02-19 | The Boeing Company | Shear detection and compensation circuit for aircraft throttle control system |
| US4189119A (en) * | 1977-11-22 | 1980-02-19 | The Boeing Company | Turbulence compensated throttle control system |
| US4212444A (en) * | 1977-11-22 | 1980-07-15 | The Boeing Company | Gust bias signal-generating circuit for aircraft throttle control system |
| GB2041571A (en) * | 1979-02-09 | 1980-09-10 | Boeing Co | Shear detection and compensation circuit for aircraft throttle control system |
| US4347572A (en) * | 1979-11-02 | 1982-08-31 | The Boeing Company | Method and apparatus for an aircraft climb-out guidance system |
| US4319219A (en) * | 1980-06-30 | 1982-03-09 | The Boeing Company | Automatic approach landing and go-around control system for aircraft |
| US4422147A (en) * | 1980-09-08 | 1983-12-20 | The Boeing Company | Wind shear responsive turbulence compensated aircraft throttle control system |
-
1983
- 1983-03-09 US US06/473,594 patent/US4609987A/en not_active Expired - Lifetime
-
1984
- 1984-01-17 IL IL70723A patent/IL70723A/xx not_active IP Right Cessation
- 1984-02-09 CA CA000447076A patent/CA1205159A/en not_active Expired
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