JPH0567478B2 - - Google Patents

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JPH0567478B2
JPH0567478B2 JP57185925A JP18592582A JPH0567478B2 JP H0567478 B2 JPH0567478 B2 JP H0567478B2 JP 57185925 A JP57185925 A JP 57185925A JP 18592582 A JP18592582 A JP 18592582A JP H0567478 B2 JPH0567478 B2 JP H0567478B2
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aircraft
signal
speed
thrust
generating
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Miraa Harii
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Unisys Corp
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Publication of JPH0567478B2 publication Critical patent/JPH0567478B2/ja
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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
    • G05D1/04—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
    • G05D1/0615—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to counteract a perturbation, e.g. gust of wind
    • G05D1/0638—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft to counteract a perturbation, e.g. gust of wind by combined action on the pitch and on the motors
    • 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

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Control Of Velocity Or Acceleration (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 〔従来の技術〕 本発明は一般に航空機の速度制御装置に関し、
より詳細にはエンジンスロツトルとピツチ姿勢の
同調作用により航空機の垂直飛行状態を制御し、
これにより航空機の運用を最も経済的に行うこと
ができる航空機性能菅制装置に関する。
最近の事業用輸送機、すなわち多くの一般航空
機とある種の軍用機は、航空機のスラストを制御
する自動スロツトル制御装置はもちろんのこと、
航空機の姿勢や飛行経路を制御する自動飛行制御
装置か、フライト・デイレクター装置のいずれか
あるいはその両方を共に備えている。長年の間、
これら２つの装置は多少独立して作動していた。
別の言い方をすると、例えば離着陸のような飛行
の移り変わり時には航空機の操縦性や安全性を第
一に考え経済性を無視して同調させていた。しか
しながら、最近の傾向として燃費がかなりかさむ
ので航空機操縦者は出来る限り経済的な運行がで
きるように垂直飛行を含めた飛行計画全体を通し
て燃費向上を図ることを望んでいる。そして、そ
のような成果を得るため、自動スロツトル制御と
自動ピツチ姿勢飛行制御との間の関係が入念に分
析されてきた。その結果最近開発されたもので、
飛行菅制または性能菅制装置と呼ぶものがある。
これは航空機のスラストと姿勢を自動的に同調し
て制御するようにした装置である。一般にこのよ
うな装置は離陸滑走の開始から目的地に着陸する
までの予定飛行時間の制約内で燃料消費を最小に
するようなスラストとピツチパラメータを計算
し、制御している。このような装置の特定の目的
は、自動装置が航空機に加減速や垂直面内で飛行
経路を変更したりすることを命令する際に円滑、
安定かつ正確な制御を得ることにある。このよう
な装置には本発明者によつて開示された米国特許
出願「航空機用巡航速度制御装置（Cruise
Speed Control System for Aircraft）」がある。
通常自動的に命令される目標対気速度は自動スロ
ツトル制御装置と自動操縦装置及び／又はフライ
ト・デイレクタのピツチチヤンネルの両方に入力
される。この目標対気速度は通常マツハ数で表示
されるので以下目標マツハ（MTGT）と称する。
自動スロツトルに入力されるMTGT信号はそれに
相当するエンジン圧力比（EPR）またはエンジ
ンフアン速度（N1）を計算設定するのに用いら
れ、これに対し自動操縦装置に入力される同じ
MTGT信号は航空機をピツチングさせて目標ある
いは命令マツハ速度を確保するのに用いられる。
このような自動制御装置が開発される前には操
縦士が自ら行わなければならないことがあつた。
それは数段回にわたつて航空機の速度を変えるこ
とであり、この速度変更は航空機の特性、航空会
社の通常の運行手順、連邦法や地方自治体方の法
律に基づいて種々の飛行段階で要求されるもので
ある。このような速度変更は離陸後第２セグメン
トの上昇開始時点で、まずフラツプ引込み速度に
加速するとき、ついで3000フイート（約900m）
で250KIAS（ノツト指示対気速度）に加速すると
きに、更に10000フイート（約3000m）以下で要
求される250ノツトから飛行レベル100（FL100）
で最適上昇速度に移るときに起こる。他の要求に
は航空菅制により要求される特定の場合がある。
また巡航高度から降下するときにも同じような減
速要求や手順が要求される。
更に一例を挙げて詳しく説明すると、FL100で
250KIASから最適上昇KIASに移行する前に、エ
ンジンは通常最大上昇スラスト、すなわち航空機
やエンジン製造業者により推奨されるEPR限界
値にセツトされる。これらの限界値は変更可能
で、入口空気温度、気圧高度及びエンジンブリー
ドの状態等の現条件から計算することにより、そ
の条件に一致する最大スラストが求められる。一
般に、目標とする対気速度はピツチ姿勢を制御す
ることによつて獲得され維持される。250ノツト
の規定対気速度を維持するピツチ姿勢で航空機を
上昇させ、10000フイートを通過する時点で加速
してより経済的な速度に移行する場合は性能菅制
装置が対気速度を250ノツトから通常の300ノツト
に変える命令を出す（又は操縦士が選択する）。
この命令された変更はステツプ関数あるいは実質
的にステツプ関数としてピツチ制御装置に入力さ
れるので、航空機は過度に機種を突つ込み、実際
命令された対気速度を得るまで急降下する。この
ような過度の操縦は好ましくないので、適当な方
法で加速度と垂直速度を釣り合わせて合理的な上
昇率を取ることが望ましい。その理由の１つとし
ては現存のスラスト、抗力および重量の条件で低
い上昇率を取ると、抵高度運行の場合エンジンの
燃料消費が高くなり燃料が無駄になる。従来の性
能菅制装置は一律に小さい上昇率、例えば加速上
昇中上昇率を毎分500フイートに設定している。
上記のように任意に定めた上昇率は抗力よりスラ
ストが僅かに高く航空機重量が大きいときにのみ
効果があるが、その他の条件では燃料の経済性が
悪くなる。
〔発明の要約〕
本発明は、上昇中または最小スラストで降下す
るときに対気速度を変更する命令が出された場
合、通常のあらゆる飛行条件のもとで航空機の加
速度と垂直速度との間の比をバランスのとれた状
態で制御してその変更を実行する装置を提供する
ことにある。これはステツプ関数の速度変更命令
を制御量であるランプ関数の加速度命令に変える
ことにより達成される。そして、ランプ関数の勾
配は航空機の（スラスト）−（抗力）条件に比例、
（重量）に反比例される。
〔実施例の説明〕
図面に示した本発明の好適な実施例を説明する
前にその数学的基礎を説明すると理解が容易にな
るだろう。
前述したように本発明の基本原理は自動操縦装
置又はフライト・デイレクタのピツチチヤンネル
に入力されるステツプ関数状の対気速度又はマツ
ハ命令又は目標マツハをランプ関数命令に変換す
ることである。この変換されたランプ関数の勾配
は規定されたマツハ数の変化率、すなわち抑制さ
れた加速度に相当するもので、航空機のスラスト
（Ｔ）−抗力（Ｄ）条件に比例し航空機の重量
（Ｗ）に反比例する。スラストから抗力を引いて
重量で割つたものは当該技術においてポテンシヤ
ル飛行経路角（potential flight path angle）γp
として知られている。従つて sinγp＝Ｔ−Ｄ／Ｗ＝Ｖ／・／ｇ＋sinγ＝Ｖ／・／
ｇ＋Ｖ／・／Ｖ(1) 但しＴ＝スラスト Ｄ＝抗力 Ｗ＝重量 Ｖ・＝進行方向加速度 γ＝実際の飛行経路角 ｈ・＝垂直速度（上昇率） Ｖ＝進行方向速度 ｇ＝重力加速度 上述のようにランプ関数の目的はマツハ命令、
すなわち目標マツハMTGTをポテンシヤル飛行経
路角に比例した率で変化させることにある。すな
わち、 Ｍ・＝（ｇ／ａ）ｋ sinγp (2) ここで、ｋは１より小さく、前もつて決定した
上記γpの調整部である。マツハレートは進行方向
加速度にほぼ比例するのでｋの値は式(1)の最後の
２項の割合、すなわち進行方向速度と垂直速度と
の間の比を決定する。すなわちマツハレートは、 Ｍ・＝ａ／・−Ｍａ／・／ａ (3) ここで、ａは気温および気圧高度とともに変化
する音速に等しい。音速は気圧高度で示すと0.35
％／1000フイートの割で変化するので、本発明の
目的からして定数と考えることができる。
上述のようにｋの値は航空機が最大許容スラス
トで上昇し、速度変化、すなわち加速度が制御さ
れている間は進行方向加速度（Ｖ・／ｇ）と垂直速
度（ａ・）との間の割合を決める。従つて式(1)と(2)
から次の式が得られる。
Ｖ／・／ｇ＝ｋ（Ｔ−Ｄ／Ｗ）＝（ａ／ｇ）Ｍ・ (4) ａ・＝Ｖ（１−ｋ）（Ｔ−Ｄ／Ｗ） (5) Ｍ・＝（ｇ／ａ）ｋ（Ｔ−Ｄ／Ｗ） (6) 航空機が上昇しているとき、スラストは抗力よ
りも大きい。従つて式(5)から、航空機が正の垂直
速度を維持している場合、ｋの値は１より小さく
なければならないことが判る。また、式(6)から
（Ｔ−Ｄ）／Ｗが正のときＭ・は正になることも明
らかである。更にこれらの式は目標マツハを下げ
るとき、すなわち上昇のみならず降下するときに
も有効である。このような条件のもとでは抗力が
スラストを上回るから（Ｔ−Ｄ）／Ｗが負にな
り、ｋは１より小さいので、垂直速度とマツハ数
は降下に相応しい値に減少する。
従つて、本発明で状況に応じて入力された
MTGT命令は、結果として上昇加速ステツプ命令
の操縦と降下減速ステツプ命令の操縦の両方に対
し進行方向加速度と垂直速度の大きさを自動調整
する。
本発明の好適な実施例をブロツク図の構成で第
１図に示す。ブロツク図を実際に実施するにあた
つては容易に入手できる市販された標準装置を目
的に応じて用いることができる。加算点や機能ブ
ロツクは図示した計算、加算、論理や制限動作を
行うように構成された演算増幅器等の標準アナロ
グ装置や回路を使用して実現することができる。
同様の数値演算や論理演算は上述の動作を行うよ
うにプログラムした既存の汎用デジタル計算機を
用いても実現できる。さらに、ここで用いられて
いる基本素子や計算装置の多くは本発明の本発明
者および／または本譲受人によつて発行、特許お
よび特許出願において既に開示されており、これ
らは利用可能な場合に言及する。図は各エンジン
に個別にスロツトルチヤンネルを設けた３エンジ
ン構成を示したものである。なお、言うまでもな
く本発明は個別にサーボチヤンネルを持つ２エン
ジンや４エンジン航空機にも適用可能である。
通常のチヤンネルはクラツチ６を介してエンジ
ン１の燃料制御を行う既知のスロツトルサーボ装
置１を備えている。クラツチ６は本発明の発明者
による米国特許第3505912号に詳しく開示されて
いる。スロツトルサーボ装置１に入力される線９
上の信号は加算点１９において線１３上の信号か
ら線１６上の信号を引いたものである。線１３の
信号はEPR限界計算機２３で発生され、一方線
１６の信号はEPR感知装置２２により検出され
たエンジン１の実際のEPR信号である。EPR限
界計算機２２は従来のものと変わりなく、現周囲
温度、気圧等に基づいてエンジンが安全に作動す
る最大EPRを設定する。この最大EPRはエンジ
ンや航空機製造業者の仕様に基づいて定められて
いる。また、図示のEPR感知装置２３も従来の
ものである。周知のようにマツハ数と静圧を組み
合わせたEPRの値はエンジンに発生したスラス
トの測定値である。エンジンスラストの測定値で
あるEPR曲線を第３図に示す。詳しい内容は、
本発明の発明者による米国特許第4110605号に記
載されている。エンジン２および３のチヤンネル
も同様に構成され、説明を省略するために符号で
示すと、それぞれ２，７，１０，１４，１７，２
０，２２および２４と、３，８，１１，１５，１
８，２１，２２および２５により構成されてい
る。これとは別に連動クラツチを介して動作する
単一のスロツトルサーボ装置を持つ航空機のスロ
ツトル制御装置においては、加算点１９，２０お
よび２１より出力される３つのEPR誤差信号が
加算され、そして平均された後、その平均値が単
一のスロツトルサーボ装置を駆動するのに用いら
れる。本発明を実施するにあたつてはいずれのス
ロツトル制御装置でもよく、いずれの場合も速度
命令が自動操縦装置又はピツチ軸を示すフライ
ト・デイレクタに入力される。
線２６上の目標マツハ信号はマツハ基準計算機
２７内で発生せられる。このマツハ基準計算機２
７は目標対気速度命令を発生させる既知の装置で
あつてもよい。この計算機は性能菅制装置の一部
であつてもよく、この場合には運行条件に基づい
て計画した、予定点の対気速度又はマツハ命令値
がプログラムにしたがつて自動的に出力される。
例えば、性能菅制装置を用いた場合は既知のモー
ド切替論理回路を介してエアデータ計算機３３が
10000フイートを測定すると、対気速度命令が
250KIASから300KIASに変えられる。別の方法
としてはマツハ基準計算機２７を可視読み取り式
の対気速度又はマツハ数選択装置のような簡単な
ものにしてもよい。この場合には操縦者自ら目標
値である対気速度又はマツハ数を入力することに
なる。簡単な選択装置の例は本発明の発明者によ
る米国特許第3522729号に記載されている。いず
れの場合も３つの基準マツハ数、すなわち線２９
のマツハ基準命令と、それに対応する線２８の上
限値並びに線３０の下限値を出力することが望ま
しい。これらの信号は既知の中間値選択装置３１
に入力される。中間値選択装置３１はマツハ基準
または目標マツハ命令として中間値を選択して線
２６に出力する。マツハの上下限値は所定の制限
値であつて振動を抑止するためのものである。中
間値選択装置３１は速度命令装置がこれら制限値
内で動作することを保証するものである。
線３２（図示下の中央）に出力される航空機の
実際の速度信号、すなわち現マツハ数速度信号は
従来と同じく補完信号である。この信号に含まれ
る定常ないし低周波数の成分は従来のエアデータ
計算機３３から線３４に出力されるマツハ数信号
により導かれる。一方、高周波数成分は前後方向
の加速度計算機３５から導かれる。加速度計算機
３５は例えば前後方向加速度計から一次信号を得
る。これを行う補完フイルタ技術は本出願人によ
る米国特許第3691356号に詳しく記載されている。
エアデータ計算機３３のマツハ信号と加速度計算
機３５の信号は加算点３７で加算され、次いでウ
オツシユアウト・フイルタ３８によりウオツシユ
アウトされる。ウオツシユアウト・フイルタ３８
の出力は加算点３９でエアデータ計算機３３のマ
ツハ信号と再度加算され、その出力はフイルタ４
０を通して平滑にされる。その結果、線３２の実
際のマツハ数信号は航空機の実際のマツハ数速度
MCMPLの滑らかで遅れのない測定値として利用さ
れる。本発明によれば、この信号は自動操縦装置
のピツチ計算チヤンネルに入力される。この実施
例ではピツチ計算チヤンネルはブロツク４７で示
されている。そして、MCMPL信号は加算点４８と
変位利得調整装置４５を介してピツチ計算チヤン
ネル４７に入力される。マツハ制御装置の安定化
を図るため、マツハ数レート信号がレート検出素
子４１より発生され、次いで加算装置４３におい
て線４４の変位信号と組み合わされる。過度のピ
ツチ姿勢命令が自動操縦装置のピツチ計算チヤン
ネル４７に入力されて安全性が損なうことがない
ように、マツハ信号はリミツタ４６により制限さ
れる。
線２６のマツハ数命令、すなわちMTGT信号は
後述するランプ発生装置５０を介して加算点４８
に入力される。加算点４８ではマツハ命令信号の
値と線３２の実際のマツハ信号の値を比較し、命
令値と実際のマツハ数速度との誤差に相当する、
差マツハ信号ΔMを発生する。この誤差は航空機
のピツチ姿勢を変える変位命令として自動操縦装
置に入力される。航空機のピツチ姿勢が変わる
と、それにつれて航空機のマツハ速度も変わる
（スラストが一定の場合は実際のマツハ速度が命
令値に一致して誤差が零になるまで）。
前述したように、実質的にステツプ関数である
マツハ命令を直接かつ変えることなく加算点４８
に入力すると、線４４の誤差信号も同じようなス
テツプ関数となる。従つて、このようなステツプ
状の命令を遂行すると、航空機は即座にピツチダ
ウンする。この場合、実際には、加速を行つて、
命令されたマツハ速度を獲得する前に、多分急降
下運動をするだろう。別の言い方をすると、ステ
ツプ状のマツハ誤差が入力されると、命令に従つ
て航空機を加速制御するどころか、むしろ好まし
くない運動を引き起こす。
このようなことにならないように、本発明にお
いては、ステツプ状の命令信号が制御量のランプ
信号に変えられる。その結果、ランプ信号に応じ
てピツチ変化が生じ、更にピツチ変化に応じて加
速度、すなわちマツハ数の変化レートが生じる。
ランプ信号の勾配は前記した式(6)により表され、
その発生方法については次に述べる。
前述したように、式(6)を求めるには定数ｇ，ａ
及びｋに相当する固定信号と変数Ｔ，Ｄ及びＷに
相当する可変信号が必要である。このうち重量項
Ｗは重量計算機５４から得られる。この重量計算
機５４は既知のタイプでよく、例えばその１つと
して前記米国特許第4110605号に記載されたもの
がある。別のタイプは本発明の発明者による米国
出願「航空機性能菅制装置用重量計算機」
（Weight Computer Apparatus for Aircraft
Performance Management Systems）に記載さ
れている。重量計算機５４の出力は線５５に現
れ、次いで割算素子５７に入力される。この割算
素子５７では現気圧高度、すなわち静高度δに相
当する信号で割り算し、その結果であるＷ／δ信
号を線５３に出力する。気圧高度信号δはエアデ
ータ計算機３３により与えられる。
次いで、第２図を参照してポテンシヤル飛行経
路角計算機５２を詳しく説明する。これには図に
も見られるように変数Ｔ及びＤを発生し、演算に
必要な掛け算や割り算を実行する計算機が含まれ
る。実際、３つの関数Ｔ，Ｄ及びＷは全てＴ／
δ、Ｄ／δ及びＷ／δの形式で導かれる。但し、
δは静圧と標準海面圧との比である。従つてこれ
らの形式は航空機製造業者がこれらの項について
定義したのと同じ形式になる。δ項はもちろん計
算中に消去される。
スラスト計算機６０は、線１６，１７及び１８
に出される３つのEPR信号と線３２に出される
マツハ信号のそれぞれの測定値を入力として、
Ｔ／δに比例した信号を線６１に出力する。そし
てＴ／δの信号は加算点６２に入力される。スラ
スト計算機６０は前記米国特許第4110605号に記
載されたタイプのものでもよい。このような計算
は第３図のグラフで示したデータに基づいて行わ
れる。第３図は一般の３エンジン狭胴型ジエツト
輸送機の特性を示したものである。スラスト計算
機６０を用いたデジタル処理では上記特性データ
を不揮発性メモリに記憶し、従来のように３つの
実際のEPR測定値の平均値と実際のマツハ数測
定値によりアドレスして、その条件一致するスラ
スト出力を得る。同様に抗力計算機６３も、線３
２に出されるマツハ測定値と線５３に出される重
量データを入力として、Ｄ／δに比例する信号を
線６４に出力する。このＤ／δ信号も第４図に示
す航空機の抗力特性にしたがつて求められる。線
６４の出力は加算点６２に入力される。ここで線
６１のスラスト測定値との引き算を行い、その結
果である（Ｔ／δ）−（Ｄ／δ）に比例した信号を
線６５に出力する。この差信号は割算装置６６に
入力される。ここでは線５３のＷ／δ信号により
割り算されて前記式(6)の基本項が線６７に出力さ
れる。なおδ項は消去されるので割り算装置６６
の出力には現れない。
更に本発明においては装置定数ｋが線６８を介
してポテンシヤル飛行経路角計算機５２に入力さ
れる。このｋは進行方向速度と上昇率との間の
比、すなわち上昇の場合には過剰のスラスト量
（降下の場合には過剰の抗力量）を進行方向加速
度と上昇率との間でどのように分配するかを決定
するものである。したがつてｋは零よりも大きく
１よりも小さい。好ましい性能を発揮する代表的
な値はｋ＝0.5であるが、その他0.1と0.9の間の値
を用いることができる。この信号ｋは、掛算装置
６９内で、線７０により入力された重力定数ｇと
音速定数ａの比である定数と掛け算される。その
結果である、線７１に出力される積は別の掛算装
置７２に入力される。ここで式(6)に従つて積出力
信号（kg／ａ）・｛（Ｔ−Ｄ）／Ｗ｝が発生し、そ
の値が線５１に出力される。
第１図に戻つて説明すると、上記信号は自動操
縦装置のピツチチヤンネルに入力されるMTGTの
目標勾配を形成するものである。したがつて、こ
の信号は、線２６のMTGT信号を変えるために既
知のランプ発生装置５０に入力される。この目的
に適したアナログ形式のランプ発生装置には米国
特許第3418490号に開示されたパルス幅を可変と
した増幅器タイプのものを用いることができる。
これを用いると、MTGT信号のパルス幅は線５１
のランプ出力信号に基づいて零もしくは実質的に
零から全幅まで変化する。
次いで、ランプ発生装置５０は線５１の信号に
より形成された勾配を持つランプ信号を線４９に
出力する。このランプ信号は線２６のMTGT信号
と同じ値になるまで変化する。別の方法として
は、上記ランプ発生装置５０を、線５１の信号を
積分する積分器と、線４９の信号がMTGTの値に
達したときランプを終了させるようにしたリミツ
タとで構成してもよい。
本発明の好適な実施例を説明したが使用した言
葉は説明のためで限定するものではなく、広い見
地から本発明の真の範囲と精神から逸脱すること
なく特許請求の範囲内で変更が可能であることを
理解されたい。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の好適な実施例を示す完全な航
空機性能菅制装置の動作の最大スラスト上昇（ま
たはアイドルスラスト急降下）制御モードを構成
しており、第２図は第１図のポテンシヤル飛行経
路角計算機の好適な実施例、第３図および第４図
は第２図の計算機のスラストおよび抗力項を引き
出すのに使用する曲線である。 図中、１〜３……スロツトルサーボ装置１〜
３、６〜８……クラツチ１〜３、１９〜２１，３
７，３９，４３，４８，６２……加算点又は加算
装置、２２……EPR限界計算機、２３〜２５…
…EPR感知装置１〜３、２７……マツハ基準計
算機、３１……中間値選択装置、３３……エアデ
ータ計算機、３５……加速度計算機、３８……ウ
オツシユアウト・フイルタ、４０……フイルタ、
４１……速度検出素子、４５……変位利得調整装
置、４６……リミツタ、４７……ピツチ計算機チ
ヤンネル、５０……ランプ発生装置、ポテンシヤ
ル飛行経路角計算機、５４……重量計算機、５
７，６６，６９……割算装置、６０……スラスト
計算機、６３……抗力計算機、６９，７０……掛
算装置。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 航空機エンジンによつて航空機に与えられる
    スラストを制御する自動スロツトル制御装置およ
    び航空機ピツチ姿勢を制御する自動飛行制御装置
    を有している航空機用速度制御装置において、 (イ) 航空機の速度を現在値から命令値に変更する
    航空機速度命令信号を発生する基準値算出手段
    と、 (ロ) 上記命令信号に応答し、ランプ信号を発生す
    るランプ信号発生手段と、 (ハ) 前記ランプ信号を前記自動飛行制御装置に供
    給し、航空機のピツチ姿勢を変化させるランプ
    信号供給手段と、 (ニ) 前記航空機のポテンシヤル飛行経路角に従つ
    て前記ランプ信号の勾配を制御するポテンシヤ
    ル飛行経路算出手段とを備え、前記ポテンシヤ
    ル飛行経路算出手段は、 (a) 前記エンジンによつて前記航空機に与えら
    れるスラストに相当する信号に応答するスラ
    スト算出手段と、 (b) 前記航空機の抗力に相当する信号に応答す
    る抗力算出手段と、 (c) 前記航空機の重量に相当する信号に応答
    し、前記スラスト算出手段および前記抗力算
    出手段に応答する分割手段と、 (d) 前記分割手段に応答し、前記スラスト信号
    と抗力信号との差を上記重量信号で割つたも
    のに相当する前記制御されたランプ信号を供
    給する乗算手段と、 を備えていることを特徴とする航空機用速度制御
    装置。 ２ 特許請求の範囲第１項記載の装置において、
    前記命令信号は実質的にステツプ関数命令である
    ことを特徴とする航空機用速度制御装置。 ３ 特許請求の範囲第１項記載の装置において、
    更に前記航空機エンジンの限界スラスト条件に相
    当する信号に従つて前記自動スロツトル制御装置
    を制御する手段を備えていることを特徴とする航
    空機用速度制御装置。 ４ 特許請求の範囲第３項記載の装置において、
    前記限界スラスト信号は前記エンジンの最大スラ
    スト限界に相当する信号であり、前記速度に関す
    る命令信号は速度増加を要求する信号であること
    を特徴とする航空機用速度制御装置。 ５ 特許請求の範囲第３項記載の装置において、
    前記限界スラスト信号は前記エンジンの最小スラ
    スト限界に相当する信号であり、前記速度に関す
    る命令信号は速度低下を要求する信号であること
    を特徴とする航空機用速度制御装置。 ６ 特許請求の範囲第１項〜第５項のいずれか記
    載の装置において、更に (イ) 前記航空機の実際の速度に相当する信号を発
    生する手段と、 (ロ) 上記実際の速度信号と前記ランプ信号に基づ
    いて速度誤差信号を発生する手段と、 (ハ) 上記速度誤差信号を前記自動飛行制御装置に
    入力する手段と、 を備えていることを特徴とする航空機用速度制御
    装置。 ７ 特許請求の範囲第６項記載の装置において、
    更に (イ) 前記実際の速度信号に応答して速度変化率に
    相当する信号を発生する手段と、 (ロ) 前記速度誤差と上記実際の速度変化率を前記
    自動飛行制御装置に入力する手段と、 を備えていることを特徴とする航空機用速度制御
    装置。 ８ 航空機エンジンによつて航空機に与えられる
    スラストを制御する自動スロツトル制御装置およ
    び航空機ピツチ姿勢を制御する自動飛行制御装置
    を有している航空機用速度制御装置において、 (イ) 航空機の速度を現在値から命令値に変更する
    実質的にステツプ関数である速度命令信号を発
    生する手段と、 (ロ) 入力信号に基づいて航空機ピツチ姿勢を変化
    させ、それによつて航空機の速度を変える自動
    飛行制御装置に、上記命令信号を入力する手段
    と、 から成り、 上記(ロ)の命令信号入力手段は、上記実質的にス
    テツプ関数である命令信号を、前記航空機のポテ
    ンシヤル飛行経路角に比例した勾配を持つランプ
    関数に変換する手段を備え、このランプ関数に従
    つて命令された速度値を確保するように前記航空
    機を加速することを特徴とする航空機用速度制御
    装置。 ９ 特許請求の範囲第８項記載の装置において、
    前記変換手段は、 (イ) 前記エンジンによつて航空機に与えられるス
    ラストに相当する信号に発生する手段と、 (ロ) 前記航空機の抗力に相当する信号を信号を発
    生する手段と、 (ハ) 前記航空機の重量に相当する信号を発生する
    手段と、 (ニ) 前記スラスト信号と抗力信号との差を上記重
    量信号で割つたものに相当する、ランプ勾配を
    制御する信号を発生する手段と、 を備えていることを特徴とする航空機用速度制御
    装置。
JP57185925A 1981-11-03 1982-10-22 航空機用速度制御装置 Granted JPS5881897A (ja)

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