JPH05170184A - 飛行制御方法 - Google Patents
飛行制御方法Info
- Publication number
- JPH05170184A JPH05170184A JP34092091A JP34092091A JPH05170184A JP H05170184 A JPH05170184 A JP H05170184A JP 34092091 A JP34092091 A JP 34092091A JP 34092091 A JP34092091 A JP 34092091A JP H05170184 A JPH05170184 A JP H05170184A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flight
- control
- command
- gain
- pilot
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- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 制御設計が容易で、且つ各飛行条件で安定し
た飛行を実現する。 【構成】 制御則１００はロバスト設計されており、動
圧がＰO の条件下において、縦系の飛行運動の制御系を
安定にし、且つ係数Ｋu ，ＫI ，Ｋq ，ＫnZ，Ｋαが固
定されている。パイロットコマンドＵ，ピッチレート
ｑ，垂直加速度ｎZ ，迎角αは制御則１００で演算さ
れ、演算結果はアンプ部１２０で増幅されて水平尾翼舵
角コマンドＣとなる。アンプ部１２０のゲインＫs は各
時点での動圧Ｐによりスケジューリングされる。
た飛行を実現する。 【構成】 制御則１００はロバスト設計されており、動
圧がＰO の条件下において、縦系の飛行運動の制御系を
安定にし、且つ係数Ｋu ，ＫI ，Ｋq ，ＫnZ，Ｋαが固
定されている。パイロットコマンドＵ，ピッチレート
ｑ，垂直加速度ｎZ ，迎角αは制御則１００で演算さ
れ、演算結果はアンプ部１２０で増幅されて水平尾翼舵
角コマンドＣとなる。アンプ部１２０のゲインＫs は各
時点での動圧Ｐによりスケジューリングされる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は飛行制御方法に関し、制
御則の設計が容易であり、しかも条件の異なる多くの飛
行条件下で安定した飛行を実現できるようにしたもので
ある。
御則の設計が容易であり、しかも条件の異なる多くの飛
行条件下で安定した飛行を実現できるようにしたもので
ある。
【０００２】
【従来の技術】航空機の飛行運動は縦系と横系に大別で
きる。縦系の飛行運動とは、図８に示すＺ軸方向の移動
とＹ軸回りの回転をいう。縦系の運動の制御は縦制御則
により実行する。この縦制御則では、縦系の飛行運動を
適正にするため、迎角α，ピッチレートｑ，垂直加速度
ｎZ をフィードバックし、フィードバックした信号に所
要のゲインを掛けたりフィルタ処理を行い加減処理して
水平尾翼舵角コマンドを得、水平尾翼舵角コマンドに応
じて水平尾翼を作動させる。
きる。縦系の飛行運動とは、図８に示すＺ軸方向の移動
とＹ軸回りの回転をいう。縦系の運動の制御は縦制御則
により実行する。この縦制御則では、縦系の飛行運動を
適正にするため、迎角α，ピッチレートｑ，垂直加速度
ｎZ をフィードバックし、フィードバックした信号に所
要のゲインを掛けたりフィルタ処理を行い加減処理して
水平尾翼舵角コマンドを得、水平尾翼舵角コマンドに応
じて水平尾翼を作動させる。
【０００３】上記縦制御則におけるゲインやフィルタ定
数（両者を代表して「ゲイン等」と称す）は一定値では
なく、動圧やマッハ数に応じて変化するものとしてい
る。これは、航空機の特性が飛行条件（高度，マッハ数
等）により変化するため、ゲイン等を一定値としておく
と良好な制御ができなくなるからであり、ゲイン等を飛
行条件に応じて変化させていくことにより各飛行条件で
良好な制御が行えるからである。このようにゲインやフ
ィルタ定数を飛行条件に応じて変えていくことを「スケ
ジューリング」といい、スケジューリングされるゲイン
のことを「スケジュールゲイン」と称し、スケジューリ
ングされるフィルタ定数を「スケジュールフィルタ定
数」と称している。なお両者を代表して「スケジュール
ゲイン等」と称す。
数（両者を代表して「ゲイン等」と称す）は一定値では
なく、動圧やマッハ数に応じて変化するものとしてい
る。これは、航空機の特性が飛行条件（高度，マッハ数
等）により変化するため、ゲイン等を一定値としておく
と良好な制御ができなくなるからであり、ゲイン等を飛
行条件に応じて変化させていくことにより各飛行条件で
良好な制御が行えるからである。このようにゲインやフ
ィルタ定数を飛行条件に応じて変えていくことを「スケ
ジューリング」といい、スケジューリングされるゲイン
のことを「スケジュールゲイン」と称し、スケジューリ
ングされるフィルタ定数を「スケジュールフィルタ定
数」と称している。なお両者を代表して「スケジュール
ゲイン等」と称す。
【０００４】ここで図９を参照して、従来の縦制御則の
一例を説明する。図９に示すように、垂直加速度ｎZ ，
ピッチレートｑ及び迎角αがフィードバックされ、垂直
加速度ｎZ にはフィルタ１にてフィルタ定数が掛けら
れ、ピッチレートｑにはフィルタ２にてフィルタ定数が
掛けられ、迎角αにはアンプ３にてゲインＫαが掛けら
れる。フィルタ１，２のフィルタ定数ｆ（Ｐ）は、図１
０に示すように動圧Ｐでスケジューリングされた関数に
より求められ、アンプ３のゲインＫαは、図１１に示す
ようにマッハ数でスケジューリングされた関数により求
められる。なお動圧Ｐは次式で与えられる。 Ｐ＝１／２・ρO ＶEAS 2 但し ρO ：海面上での空気密度（０．１２４９４kg ｓ2 ／
ｍ4 ） ＶEAS ：等価対気速度（ｍ／ｓ）
一例を説明する。図９に示すように、垂直加速度ｎZ ，
ピッチレートｑ及び迎角αがフィードバックされ、垂直
加速度ｎZ にはフィルタ１にてフィルタ定数が掛けら
れ、ピッチレートｑにはフィルタ２にてフィルタ定数が
掛けられ、迎角αにはアンプ３にてゲインＫαが掛けら
れる。フィルタ１，２のフィルタ定数ｆ（Ｐ）は、図１
０に示すように動圧Ｐでスケジューリングされた関数に
より求められ、アンプ３のゲインＫαは、図１１に示す
ようにマッハ数でスケジューリングされた関数により求
められる。なお動圧Ｐは次式で与えられる。 Ｐ＝１／２・ρO ＶEAS 2 但し ρO ：海面上での空気密度（０．１２４９４kg ｓ2 ／
ｍ4 ） ＶEAS ：等価対気速度（ｍ／ｓ）
【０００５】更に、フィルタリングされた垂直加速度ｎ
Z とピッチレートｑとの和と、パイロットにより出され
たパイロットコマンドＵと、の偏差ｅが求められる。偏
差ｅはアンプ４にてゲインＫe が掛けられる。このゲイ
ンＫe は動圧Ｐによりスケジューリングされて求められ
る。
Z とピッチレートｑとの和と、パイロットにより出され
たパイロットコマンドＵと、の偏差ｅが求められる。偏
差ｅはアンプ４にてゲインＫe が掛けられる。このゲイ
ンＫe は動圧Ｐによりスケジューリングされて求められ
る。
【０００６】そして偏差ｅにゲインＫe を掛けた値Ｋe
・ｅと、値Ｋe ・ｅを積分器５で積分した値Ｋe ・ｅ／
ｓ（但しｓはラプラス演算素子）と、迎角αにゲインＫ
αを掛けた値Ｋα・αとを加算して水平尾翼舵角コマン
ドＣが得られる。この水平尾翼舵角コマンドＣに応じて
水平尾翼アクチュエータが作動して水平尾翼の舵角が調
整される。
・ｅと、値Ｋe ・ｅを積分器５で積分した値Ｋe ・ｅ／
ｓ（但しｓはラプラス演算素子）と、迎角αにゲインＫ
αを掛けた値Ｋα・αとを加算して水平尾翼舵角コマン
ドＣが得られる。この水平尾翼舵角コマンドＣに応じて
水平尾翼アクチュエータが作動して水平尾翼の舵角が調
整される。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】図９に示すように従来
では、フィルタ１，２のフィルタ定数やアンプ３，４の
ゲインは、動圧Ｐやマッハ数Ｍの関数でスケジューリン
グして求めていた。これらスケジュールゲイン等を求め
るには、条件の異なる多くの飛行条件（１０ポイント以
上）でそれぞれのゲインやフィルタ定数を設定する必要
があり、設定のための作業量が多い。またソフトウェア
で制御則を実現する際には、多くの関数の計算を行うた
め、ＣＰＵ負荷を圧迫する要因となっていた。これらの
問題は、スケジューリングにより求めるパラメータが多
くなければより顕著な問題となる。
では、フィルタ１，２のフィルタ定数やアンプ３，４の
ゲインは、動圧Ｐやマッハ数Ｍの関数でスケジューリン
グして求めていた。これらスケジュールゲイン等を求め
るには、条件の異なる多くの飛行条件（１０ポイント以
上）でそれぞれのゲインやフィルタ定数を設定する必要
があり、設定のための作業量が多い。またソフトウェア
で制御則を実現する際には、多くの関数の計算を行うた
め、ＣＰＵ負荷を圧迫する要因となっていた。これらの
問題は、スケジューリングにより求めるパラメータが多
くなければより顕著な問題となる。
【０００８】本発明は、上記従来技術に鑑み、スケジュ
ーリングゲインの設定数が少なくても、各種の飛行条件
下で良好な飛行制御のできる飛行制御方法を提供するこ
とを目的とする。
ーリングゲインの設定数が少なくても、各種の飛行条件
下で良好な飛行制御のできる飛行制御方法を提供するこ
とを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決する本発
明は、航空機の飛行運動状態を検出し、検出した検出デ
ータ及びパイロットにより出されるパイロットコマンド
を基に、飛行運行状態を変化させるアクチュエータを作
動させるアクチュエータコマンドを得る飛行制御方法に
おいて、特定した一つの飛行条件下で飛行運動の制御系
を安定にする制御特性を有し且つ演算のための係数が固
定されている制御則により、前記検出データ及びパイロ
ットコマンドを演算し、更に、各飛行条件に応じてゲイ
ンが変化していくアンプ部により、前記制御則の演算結
果を増幅して、前記アクチュエータコマンドを得ること
を特徴とする。
明は、航空機の飛行運動状態を検出し、検出した検出デ
ータ及びパイロットにより出されるパイロットコマンド
を基に、飛行運行状態を変化させるアクチュエータを作
動させるアクチュエータコマンドを得る飛行制御方法に
おいて、特定した一つの飛行条件下で飛行運動の制御系
を安定にする制御特性を有し且つ演算のための係数が固
定されている制御則により、前記検出データ及びパイロ
ットコマンドを演算し、更に、各飛行条件に応じてゲイ
ンが変化していくアンプ部により、前記制御則の演算結
果を増幅して、前記アクチュエータコマンドを得ること
を特徴とする。
【００１０】ここで本発明の基本概念を説明する。本発
明では図１に示すように、ある特定した一つの飛行条件
で、外乱に対して強く、パラメータ（ゲイン等）を固定
したロバストな制御則１０を設計する。更にアクチュエ
ータへのコマンドラインに、スケジュールゲインＫを有
するアンプ１１を備える。スゲジュールゲインＫを規定
するスケジュール関数は、ロバストな制御則１０を設計
した飛行条件下での動圧ＰO と、各飛行条件での動圧Ｐ
との比である。すなわち Ｋ＝Ｐ0 ／Ｐ としている。そして制御則１０の出力に、アンプ１１の
ゲインＫを乗算して得た操作量により制御対象１２を制
御する。
明では図１に示すように、ある特定した一つの飛行条件
で、外乱に対して強く、パラメータ（ゲイン等）を固定
したロバストな制御則１０を設計する。更にアクチュエ
ータへのコマンドラインに、スケジュールゲインＫを有
するアンプ１１を備える。スゲジュールゲインＫを規定
するスケジュール関数は、ロバストな制御則１０を設計
した飛行条件下での動圧ＰO と、各飛行条件での動圧Ｐ
との比である。すなわち Ｋ＝Ｐ0 ／Ｐ としている。そして制御則１０の出力に、アンプ１１の
ゲインＫを乗算して得た操作量により制御対象１２を制
御する。
【００１１】ロバスト（robust）な制御系とは「外乱」
に対して強く、外乱があっても系を安定にでき、性能も
要求を満足できる制御系のことをいう。なお航空機の制
御において「外乱」としては以下のようなものがある。 （１）飛行条件による航空機の特性変動。 （２）航空機の特性（空力微系数等）の見積り誤差。 （３）突風。 （４）アクチュエータの非線型性。 （５）センサノイズ。 （６）制御則設計時に無視した航空機の動特性。
に対して強く、外乱があっても系を安定にでき、性能も
要求を満足できる制御系のことをいう。なお航空機の制
御において「外乱」としては以下のようなものがある。 （１）飛行条件による航空機の特性変動。 （２）航空機の特性（空力微系数等）の見積り誤差。 （３）突風。 （４）アクチュエータの非線型性。 （５）センサノイズ。 （６）制御則設計時に無視した航空機の動特性。
【００１２】図２に示す制御系において、ロバストな制
御則１０は、外乱ｄから制御量ｙまでの伝達関数Ｇ
dy（Ｓ）のゲインｇ、つまり ｇ＝２０log ｜Ｇdy（ｊω）｜ が制御帯域ωC 以下で十分小さくなるように（図３参
照）、Ｈ∞最適制御設計法等により設計する。
御則１０は、外乱ｄから制御量ｙまでの伝達関数Ｇ
dy（Ｓ）のゲインｇ、つまり ｇ＝２０log ｜Ｇdy（ｊω）｜ が制御帯域ωC 以下で十分小さくなるように（図３参
照）、Ｈ∞最適制御設計法等により設計する。
【００１３】Ｈ∞最適制御設計法では、最適化のための
評価関数が周波数領域における最大ノルムの形で与えら
れており、これを最小にする制御則を、試行錯誤によら
ずに直接設計する。この手法は１９８１年にカナダの制
御理論家ゼームス（Zames,G.）により提案されたもので
ある。最大ノルムを最小にするということの物理的意味
は、前述の外乱の中で最も悪い外乱に対する影響を最小
にすることである。
評価関数が周波数領域における最大ノルムの形で与えら
れており、これを最小にする制御則を、試行錯誤によら
ずに直接設計する。この手法は１９８１年にカナダの制
御理論家ゼームス（Zames,G.）により提案されたもので
ある。最大ノルムを最小にするということの物理的意味
は、前述の外乱の中で最も悪い外乱に対する影響を最小
にすることである。
【００１４】航空機の場合、飛行条件の違いによる制御
対象の変動は、制御帯域ωC よりも小さい周波数帯域で
の変動となるため、図２に示した外乱と等価に扱うこと
ができる。
対象の変動は、制御帯域ωC よりも小さい周波数帯域で
の変動となるため、図２に示した外乱と等価に扱うこと
ができる。
【００１５】すなわち、制御則１０を設計した飛行条件
での制御対象１２の伝達関数をＧny o （Ｓ）とすると、
それ以外の飛行条件での制御対象の伝達関数Ｇny（Ｓ）
は次のようになる。 Ｇny（Ｓ）＝Ｋ・Δ（Ｓ）・Ｇnyo （Ｓ）
での制御対象１２の伝達関数をＧny o （Ｓ）とすると、
それ以外の飛行条件での制御対象の伝達関数Ｇny（Ｓ）
は次のようになる。 Ｇny（Ｓ）＝Ｋ・Δ（Ｓ）・Ｇnyo （Ｓ）
【００１６】ここでΔ（Ｓ）が制御対象の動的な変動分
であり、このΔ（Ｓ）のゲイン線図は図４に示すとお
り、制御帯域ωC 以下の周波数帯域でのみ変動する。し
たがって外乱ｄと等価と考えてよい。
であり、このΔ（Ｓ）のゲイン線図は図４に示すとお
り、制御帯域ωC 以下の周波数帯域でのみ変動する。し
たがって外乱ｄと等価と考えてよい。
【００１７】この変動Δ（Ｓ）は前述したロバストな制
御則１０で補償可能であるので、上式の係数Ｋの変化を
ゲイン・スケジューリングにより補償する。この係数Ｋ
は航空機の場合、動圧Ｐによるものであるので、ゲイン
・スケジュールも動圧Ｐで行なえばよい。
御則１０で補償可能であるので、上式の係数Ｋの変化を
ゲイン・スケジューリングにより補償する。この係数Ｋ
は航空機の場合、動圧Ｐによるものであるので、ゲイン
・スケジュールも動圧Ｐで行なえばよい。
【００１８】
【作用】制御対象の変動のうち動的な部分はロバスト設
計された固定の制御則により補償し、静的な部分をアク
チュエータ・ラインに設けたスケジュールゲインにより
補償する。これにより少いスケジュールゲインで設計ポ
イント以外の飛行条件でも飛行可能となる。スケジュー
リングが少ないことにより制御則が簡素化されるため、
設計作業の削減、ＣＰＵ負荷の低減に寄与できる。
計された固定の制御則により補償し、静的な部分をアク
チュエータ・ラインに設けたスケジュールゲインにより
補償する。これにより少いスケジュールゲインで設計ポ
イント以外の飛行条件でも飛行可能となる。スケジュー
リングが少ないことにより制御則が簡素化されるため、
設計作業の削減、ＣＰＵ負荷の低減に寄与できる。
【００１９】
【実施例】図５は本発明の実施例を示しており、この実
施例では航空機の縦系の飛行運動を制御する。同図に示
すように本実施例は、制御則１００とアンプ部１２０と
でなる。制御則１００はロバスト設計されており、乗算
部１１１，１１３，１１４，１１５と積分部１１２と、
減算部１１６と、加算部１１７，１１８，１１９とを有
しており、各係数Ｋu ，ＫI ，Ｋq ，ＫnZ，Ｋαは固定
されている。つまり、外乱から制御量までの伝達関数が
制御帯域（この場合は２〜３HZ程度）以下でゲインが十
分下がる様に、ロバストな制御則１００を設計してい
る。一方、アンプ部１２０のゲインＫS は動圧によりス
ケジューリングして求められる。つまり、制御則１００
を設計した飛行条件下での動圧をＰO 、各飛行条件での
動圧をＰとすると、 ＫS ＝ＰO ／Ｐ で示されるスケジュール関数により求める。このゲイン
ＫS の特性を図６に示す。
施例では航空機の縦系の飛行運動を制御する。同図に示
すように本実施例は、制御則１００とアンプ部１２０と
でなる。制御則１００はロバスト設計されており、乗算
部１１１，１１３，１１４，１１５と積分部１１２と、
減算部１１６と、加算部１１７，１１８，１１９とを有
しており、各係数Ｋu ，ＫI ，Ｋq ，ＫnZ，Ｋαは固定
されている。つまり、外乱から制御量までの伝達関数が
制御帯域（この場合は２〜３HZ程度）以下でゲインが十
分下がる様に、ロバストな制御則１００を設計してい
る。一方、アンプ部１２０のゲインＫS は動圧によりス
ケジューリングして求められる。つまり、制御則１００
を設計した飛行条件下での動圧をＰO 、各飛行条件での
動圧をＰとすると、 ＫS ＝ＰO ／Ｐ で示されるスケジュール関数により求める。このゲイン
ＫS の特性を図６に示す。
【００２０】本実施例ではパイロットにより出されるパ
イロットコマンドＵと、フィードバックされたピッチレ
ートｑ，垂直加速度ｎZ ，迎角αが制御則１００に入力
される。制御則１００では航空機の動的な変動分を補償
しつつ演算をする。制御則１００の演算結果は、アンプ
部１２０で増幅されるが、係数ＫS が動圧によりスケジ
ューリングされているので航空機の静的な変動分が補償
されて、水平尾翼舵角コマンドＣO が得られる。このよ
うに変動分が補償されているので、制御則を設計した飛
行条件（ポイント）以外のポイントであっても、良好な
飛行制御ができる。しかもスケジューリングする部分が
１箇所だけなので、設計が簡単になる。
イロットコマンドＵと、フィードバックされたピッチレ
ートｑ，垂直加速度ｎZ ，迎角αが制御則１００に入力
される。制御則１００では航空機の動的な変動分を補償
しつつ演算をする。制御則１００の演算結果は、アンプ
部１２０で増幅されるが、係数ＫS が動圧によりスケジ
ューリングされているので航空機の静的な変動分が補償
されて、水平尾翼舵角コマンドＣO が得られる。このよ
うに変動分が補償されているので、制御則を設計した飛
行条件（ポイント）以外のポイントであっても、良好な
飛行制御ができる。しかもスケジューリングする部分が
１箇所だけなので、設計が簡単になる。
【００２１】図７（ａ）は制御則１００を設計したポイ
ントでのステップ応答を示しており、図７（ｂ）は他の
ポイントでのステップ応答を示している。両者からわか
るように、設計ポイント以外のポイントであっても良好
な制御ができることが確認できた。
ントでのステップ応答を示しており、図７（ｂ）は他の
ポイントでのステップ応答を示している。両者からわか
るように、設計ポイント以外のポイントであっても良好
な制御ができることが確認できた。
【００２２】
【発明の効果】本発明によれば、少ないスケジュールゲ
インで、多くの飛行条件を飛行可能な制御則を設計でき
る。この制御則は設計ポイントが少いので作業量を削減
できるため、コスト低減につながる。また、ソフトウェ
ア規模も小さくできＣＰＵ負荷低減やメモリ負荷低減に
つながる。
インで、多くの飛行条件を飛行可能な制御則を設計でき
る。この制御則は設計ポイントが少いので作業量を削減
できるため、コスト低減につながる。また、ソフトウェ
ア規模も小さくできＣＰＵ負荷低減やメモリ負荷低減に
つながる。
【図１】本発明の基本概念を示すブロック図。
【図２】ロバストな制御則の設計概念を示すブロック
図。
図。
【図３】ロバストな制御則における外乱と制御量の伝達
関数のゲインを示すゲイン線図。
関数のゲインを示すゲイン線図。
【図４】航空機の制御対象の伝達関数の動圧変動分を示
すゲイン線図。
すゲイン線図。
【図５】本発明の実施例を示すブロック図。
【図６】スケジュールゲインの特性を示す特性図。
【図７】実施例のステップ応答を示す特性図。
【図８】航空機を示す斜視図。
【図９】従来技術を示すブロック図。
【図１０】従来のスケジュールゲインを示す特性図。
【図１１】従来のスケジュールゲインを示す特性図。
１００ 制御則 １１１，１１３，１１４，１１５ 乗算部 １１２ 積分部 １１６ 減算部 １１７，１１８，１１９ 加算部 １２０ アンプ部
Claims (2)
- 【請求項１】 航空機の飛行運動状態を検出し、検出し
た検出データ及びパイロットにより出されるパイロット
コマンドを基に、飛行運行状態を変化させるアクチュエ
ータを作動させるアクチュエータコマンドを得る飛行制
御方法において、 特定した一つの飛行条件下で飛行運動の制御系を安定に
する制御特性を有し且つ演算のための係数が固定されて
いる制御則により、前記検出データ及びパイロットコマ
ンドを演算し、 更に、各飛行条件に応じてゲインが変化していくアンプ
部により、前記制御則の演算結果を増幅して、前記アク
チュエータコマンドを得ることを特徴とする飛行制御方
法。 - 【請求項２】 航空機の縦方向系の飛行運動状態を検出
し、検出した迎角，ピッチレート及び垂直加速度のデー
タ並びにパイロットにより出されるパイロットコマンド
を基に、水平尾翼のアクチュエータを作動させる水平尾
翼舵角コマンドを得る飛行制御方法において、 特定した一つの飛行条件下で縦方向系の飛行運動の制御
系を安定にする制御特性を有し且つ演算のための係数が
固定されている制御則により、迎角，ピッチレート，垂
直加速度及びパイロットコマンドを演算し、 更に、飛行時の動圧に応じてゲインが変化していくアン
プ部により、前記制御則の演算結果を増幅して水平尾翼
舵角コマンドを得ることを特徴とする飛行制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34092091A JPH05170184A (ja) | 1991-12-24 | 1991-12-24 | 飛行制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34092091A JPH05170184A (ja) | 1991-12-24 | 1991-12-24 | 飛行制御方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05170184A true JPH05170184A (ja) | 1993-07-09 |
Family
ID=18341520
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34092091A Withdrawn JPH05170184A (ja) | 1991-12-24 | 1991-12-24 | 飛行制御方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05170184A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008528380A (ja) * | 2005-02-04 | 2008-07-31 | エアバス フランス | 航空機の縦揺れ（ピッチ）を制御する方法と装置 |
| JP2011105248A (ja) * | 2009-11-20 | 2011-06-02 | Japan Aerospace Exploration Agency | 乱気流抑制制御アルゴリズム |
| CN105947184A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-09-21 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种迎角控制器的稳定性计算方法 |
-
1991
- 1991-12-24 JP JP34092091A patent/JPH05170184A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008528380A (ja) * | 2005-02-04 | 2008-07-31 | エアバス フランス | 航空機の縦揺れ（ピッチ）を制御する方法と装置 |
| JP2011105248A (ja) * | 2009-11-20 | 2011-06-02 | Japan Aerospace Exploration Agency | 乱気流抑制制御アルゴリズム |
| CN105947184A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-09-21 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种迎角控制器的稳定性计算方法 |
| CN105947184B (zh) * | 2016-05-31 | 2018-07-10 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种迎角控制器的稳定性计算方法 |
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| Date | Code | Title | Description |
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| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990311 |