JPH0641280B2 - 航空機の自動操縦装置 - Google Patents

航空機の自動操縦装置

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JPH0641280B2
JPH0641280B2 JP57053649A JP5364982A JPH0641280B2 JP H0641280 B2 JPH0641280 B2 JP H0641280B2 JP 57053649 A JP57053649 A JP 57053649A JP 5364982 A JP5364982 A JP 5364982A JP H0641280 B2 JPH0641280 B2 JP H0641280B2
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outer loop
pitch
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actuator
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ドン・ルイス・アダムス
ウイリアム・クリスチヤン・フイツシヤ−
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    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05DSYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G05D1/0833Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using limited authority control

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  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機自動操縦装置に係り、一層詳細には、飛
行の各瞬間に於ける飛行安定性を確保すべく或る比較的
限られた操縦範囲内での操縦をこまめに行いつつ継続し
て全操縦許容限界内の全域に及ぶ飛行経路制御を行うこ
とを可能にする航空機自動操縦装置の改良に係る。
通常の航空機自動操縦装置は航空機の各制御軸(即りロ
ールやヨーの如き各制御対象又はその制御回動の中心軸
線)に対して二つの主要なサブシステムを含んでいる。
これらのサブシステムの一つは、あたかも操縦者が操縦
装置を動かしているように実際に操縦装置を動かし、そ
の動きが操縦者にとって完全に可視的であることから、
しばしば外側ループと呼ばれているものである。外側ル
ープは全操縦許容限界内で限界一杯迄操縦装置を動かし
得るが、それを動かす速度が瞬間的に過大になるのを防
ぐため、あまり大きくない速度に制限されている。外側
ループの作動速度が制限されていることにより、その動
きから操縦者は何らかの異常が生じていることを知り、
操縦機構(例えば操縦桿又はペダル)を通じて取消入力
を与えるように間に合った対処をすることができる。自
動操縦装置の外側ループは対気速度保持、ピッチ及びロ
ール姿勢保持、機首方向保持及び高度保持のような典型
的な自動操縦機能を有するものと考えてよい。一例とし
て、ヘリコプタのサイクリック・ピッチ操縦桿は、左右
に動かされることにより、主ロータブレードの横サイク
リック・ピッチを制御してヘリコプタのロール姿勢を制
御し、また前後に動かされることにより、主ロータブレ
ードの縦サイクリック・ピッチを制御してヘリコプタの
ピッチ姿勢を制御する。この場合、サイクリック・ピッ
チ・外側ループ・チャネルは実際にサイクリック・ピッ
チ操縦桿を前後に駆動するので、サイクリック・ピッチ
操縦桿の前後方向の位置は、操縦者が弾性的な接続機構
を変形させながら外側ループに打勝つ力を加えない限
り、自動操縦装置のサイクリック・ピッチ・外側ループ
・アクチュエータにより指令された位置へ移動する。
もう一つのサブシステムである内側ループは、外側ルー
プにより与えられる基本的な指令に、実際の機体の姿勢
についての指令(実際姿勢指令)を加算又は減算するよ
うに作動する。典型的には、全操縦許容限界の±10%
程度である比較的狭い範囲の限定操縦許容限界内で高速
で作動するアクチュエータが外側ループ機構と直列に接
続されており、これにより、実際に航空機の制御部(例
えばヘリコプタのサイクリック・ピッチ・スウォッシュ
プレート制御ミキサ)へ与えられる空力面位置指令は、
外側ループ(外側ループ・アクチュエータそれ自身若し
くは操縦者)によって設定された指令から±10%の範
囲で異なることとなる。換言すれば、内側ループの作動
範囲の中心の位置が外側ループによって決められる。逆
に内側ループが外側ループの位置を変更するようには構
成されていないので、内側ループの作動は操縦桿(又は
ペダル)には反映されず、従って操縦者はこの内側ルー
プの作動を見ることができない。飛行の各時間に於ける
短時間的安定性を得るため、内側ループには、典型的に
は、各制御軸を制御するパラメータの変化速度(例えば
ロール・内側ループに於けるロールレート及びヨー・内
側ループに於けるヨーレート)に関する情報が慣性セン
サから与えられる。それに対して、外側ループには、典
型的には、関係のあるパラメータの値そのもの(例えは
ピッチ・外側ループに於ける鉛直ジャイロ・ピッチ軸出
力と対気速度、及びヨー・外側ループに於ける方向ジャ
イロの出力)に関する情報が慣性センサから与えられ
る。
この場合、従来の如く外側ループ及び内側ループがそれ
ぞれフィードバック構成を有していると自動操縦装置は
高度に複雑となる。実際、使用するセンサ信号の選択及
びそれらの与え方によって航空機の動特性が実質的に変
化する。又、飛行パラメータを示す信号は、それらの比
例、積分、微分、遅延、一次遅れなどの信号又はそれら
を種々に組合せた信号として用いられる。しかし、いず
れにしても、内側ループ及び外側ループをフィードバッ
ク制御するのに用いられる信号処理は、航空機の動特性
及び航空機の所望の応答に適合するように、個々に特別
に作り変えられなければならない。従って、これらの内
側ループ及び外側ループの信号処理を合わせると、膨大
なハードウェア或いは信号処理能力が必要となる。更
に、安全上の理由で、デュアル・システムが採用され、
二つの内側ループ・アクチュエータが用いられ、その各
々が信号処理チャネルを有する個有の慣性センサや他の
センサに応答するように構成されている場合には、この
信号処理は一層複雑なものとなる。
この形式の自動操縦装置の他の一つの問題点は、外側ル
ープには、操縦者が手動操作する操縦装置(即ち操縦
桿、ペダル)が含まれているので、外側ループは本質的
に操縦者の近くに配置されなければならないということ
である。従って、外側ループ・アクチュエータは必然的
に主たる空力面制御機構(例えばヘリコプタのスウォッ
シュ・プレート・ミキサ)からかなりの距離をおいて配
置されざるを得ない。その結果、外側ループの制御系に
はかなりのヒステリシスが生じ、空力面の応答とその応
答を生じさせる指令との間の遅れが不安定性を惹起する
ほど大きくなる。
上記の問題は、本願と同一の出願人により同一日付で出
願された“航空機の自動操縦装置”という名称の特願昭
57−53648号の明細書で説明し且特許請求されて
いるように、限定操縦許容限界内で航空機の空力面へそ
の位置を決定する指令を与える高速作動の内側ループ
と、全操縦許容限界内で内側ループの限定操縦許容限界
の中心の位置の変更をする低速作動の外側ループとを用
いる自動操縦装置により克服される。しかし、通常の航
空機外側ループ・アクチュエータは、かかる装置に於て
必要とされる以上にはるかに複雑で、重く且高価であ
る。また、入力信号の線形照準制御を必要としない種々
の場合には安価で高信頼性のアクチュエータを用いるこ
とが許容される。
本発明の目的は、航空機の自動操縦装置に用いるための
簡単で低コストで軽量のアクチュエータ装置を提供する
ことである。
本発明によれば、アクチュエータ装置は、入力指令が積
分され、その積分値が所定の閾値・レベルまで積分され
る度に発せられるパルスに応答して、実質的に一定の増
分(或いは減分)にて段階的に駆動される。更に、本発
明によれば、アクチュエータにパルスが与えられる場合
以外、アクチュエータの動作が禁止される。
更に、本発明によれば、航空機自動操縦装置の高速で比
較的狭く限定された限定操縦許容限界内で応答する内側
ループの操縦許容限界の中心の位置を変更するために用
いられる外側ループ・アクチュエータが、内側ループに
与えられる比例指令を積分し、積分された比例指令があ
る閾値レベルに達したことを検出し、電気式アクチュエ
ータにパルスを与えるよう構成されており、前記アクチ
ュエータは外側ループの位置を1段階づつ変化させる。
更に、本発明によれば、アクチュエータに与えられるパ
ルスの継続時間を検出し、それが所定の限度を超過する
場合には装置を自動的に遮断することにより、アクチュ
エータの連続駆動が回避される。更に、本発明によれ
ば、パルスの発生はパルスの不在中に於ける所定の指令
の積分値が閾値の超過すること若しくは被積分入力の前
回検出された閾値超過によるパルスの終了に応答して行
なわれることにより、一つのパルスの継続時間よりも短
い時間中に閾値まで積分が行なわれても、アクチュエー
タの1段階分の作動が失われることがない。
本発明は、作動が離散的であり(パルス作動であり)、
また比較的低コストで高い信頼性のあるアクチュエータ
の使用が可能であることにより、閉ループ・サーボ又は
複雑な故障検出装置を必要とせずに、簡単な形態で種々
の場合に容易に作動可能な機械的な位置決めをする装置
を提供する。本発明は、限定操縦許容限界内で高速で作
動して航空機の空力面を自動的に制御する入力を与える
内側ループの中心の位置を外側ループにより変更するの
に特に適しているが、それ以外の用途にも良好に用いら
れる。
本発明は、以下の開示から当業者にとって明らかな装置
及び技術を用いてアナログ、ディジタル又は計算機によ
る信号処理により実施され得る。
本発明の上記及び他の目的、特徴及び利点は以下にその
典型的な実施例を図面により詳細に説明する中で一層明
らかになろう。
さて第1図を参照すると、本発明を適切に実施すること
ができるヘリコプタのピッチ姿勢制御用の縦サイクリッ
ク・ピッチ制御装置は、一対の内側ループ・縦サイクリ
ック・ピッチ・アクチュエータ12、13を含んでお
り、これらのアクチュエータは適当なリンク機構14に
より互いに接続され、また適当なリンク機構15により
主ロータブレード・ピッチ角・スウォッシュプレート・
ミキサ(図示せず)に接続されている。アクチュエータ
の各々はそれぞれ簡単なサーボループを構成する増幅器
16、17により駆動される。これらの増幅器は、加算
器18、19からの誤差信号、即ち、各々対応する導線
20、21上のピッチ指令信号と、アクチュエータ位置
センサ24、25によって与えられる各々対応する導線
22、23上のアクチュエータの到達位置を示す信号と
の間の差を示す信号に応答する。アクチュエータ12、
13が導線20、21上の信号の指示する位置に到達す
ると、加算器18、19から増幅器16、17に与えら
れる誤差信号は零となり、アクチュエータは導線20、
21上の信号が変更されるまで(または導線22、23
にドリフトが生ずるまで)静止した状態になる。
またアクチュエータ12、13はリンク機構26によ
り、トリム位置ばね29の作用に抗して前方及び後方運
動可能にジンバル28に枢支されたサイクリック・ピッ
チ操縦桿27に接続されている。一対のスイッチ31、
32が設けられており、これらのスイッチばね29に抗
する操縦桿27の前後方向への運動を検出する。スイッ
チ31、32の何れかが閉じられると、二つの導線33
のうち対応する導線上に信号が与えられ、これによりオ
ア回路34は、出力導線35にピッチ力信号を与える。
オア回路34により得られるオア機能は、当業者に周知
の要領にてスイッチ31、32をオア機能を発揮するよ
うに関係づけることにより実現されてもよい。
サイクリック・ピッチ操縦桿27は、機構的リンク36
及びばね29によって、ピッチ・外側ループ・トリム・
アクチュエータ37に接続されている。このピッチ・外
側ループ・トリム・アクチュエータ37は、ピッチ・パ
ルサー回路39及びピッチ自動遮断回路38を介して、
ピッチ・外側ループ・積分回路41から与えられる導線
40上の信号に応答して駆動される。これらの回路は、
サイクリック・ピッチ操縦桿27を動かし、アクチュエ
ータ12、13を経てリンク機構15へ所要の指令を与
える位置へサイクリック・ピッチ操縦桿27を設定す
る。ピッチ自動遮断回路38は導線42上にピッチ・外
側ループ遮断信号を与える。サイクリック・ピッチ操縦
桿27は、導線45上にトリム・レリーズ(解除)信号
を与えるべく、親指又は他の指により閉じられるスイッ
チ44を備えている。また、操縦桿27は、ビープ信号
を与えるべく前方又は後方(又は右方又は左方)へ動か
すことのできる“クーリー・ハット”型の4軸ビーパー
・スイッチ46を備えている。ここに説明する形式の装
置では、ビープ信号は姿勢基準信号に小さな変化を与え
る信号である。
導線20、21上のピッチ指令信号はそれぞれ加算器5
0、51より与えられる。かかる加算器50、51は導
線52、53上のピッチレート信号、導線54、55上
のピッチ姿勢・対気速度制御信号並びに導線56、57
上の外側ループ補償信号を加算する。外側ループ補償信
号は、導線40上のピッチ・外側ループ・積分器41の
出力信号を一次遅れ増幅器58、59に通したものであ
る。
導線52〜55上の信号は、ピッチ姿勢が高デマンド状
態へ変化したことを検出するためにピッチ・外側ループ
・積分器41に与えられる。導線54及び55上のピッ
チ姿勢信号は加算器60に与えられ、その出力信号は導
線61を経てピッチ・外側ループ・積分器41に与えら
れる。
導線52、53上のピッチ・レート信号は、それぞれ鉛
直ジャイロ68、69から導線66、67上に与えられ
るジャイロ・ピッチ信号を微分器64、65に通したも
のである。また導線66、67上の信号はピッチ姿勢同
期化・ビープ回路70、71で姿勢基準信号と比較され
る。回路70、71が同期化されている時には、姿勢基
準信号がヘリコプタの実際のピッチ角を示す導線66、
67上の信号に追従する(それと等しくされる)。ビー
ピングが行なわれる時には、姿勢基準信号は多少のピッ
チ角の範囲で強制的に増減される。回路70、71が同
期化されていない時には、これらの回路はそれぞれ導線
73、74上にヘリコプタの実際ピッチ角とヘリコプタ
の所望のピッチ姿勢との間の差を示すピッチ姿勢誤差信
号を与える。論理回路72がピッチ姿勢同期化・ビープ
回路70、71に接続され、それらの作動を制御する。
ここに開示する形式の装置では、導線73、74上の信
号は、それぞれ加算器76、77に於て導線75上の信
号と加算され、その結果はそれぞれリミッタ回路78、
79に与えられ、導線54、55上に全操縦許容限界の
2.5%に制限されたピッチ姿勢・対気速度制御信号が
与えられる。こうして、アクチュエータ12、13によ
り与えられる短時間のピッチ制御内側ループの自動制御
は全操縦許容限界の±5%(全体で10%)に制限され
る。
適当な周知の形式のピトー静圧管による対気速度測定装
置80が、導線83を経て対気速度制御回路84へ実際
の対気速度を表す対気速度信号を与える。図面では、対
気速度をA/Sと略記してある。対気速度制御回路84
は、導線75を経て姿勢制御の利得を増大させるべく、
導線73、74上のピッチ姿勢誤差信号にも応答する。
導線83上の対気速度信号は、コンパレータ及びシング
ルショット回路等を含む信号移行検出回路86に於ても
用いられ、複数の導線87〜90上の各々に、対気速度
が60ノットよりも大きいこと、対気速度が45ノット
よりも大きいこと、対気速度が45ノット以下から45
ノット以上へ移行すること(アップ移行)、対気速度が
45ノット以上から45ノット以下へ移行すること(ダ
ウン移行)を示す信号を与える。この回路は1980年
8月8日に出願された米国特許出願第176,832号
に開示されている形式又は他の形式のハードウェア又は
ソフトウェアにより実施されてよい。
対気速度制御回路84は航空機の対気速度を自動操縦の
制御、特にその制御速度に反映させる制御回路であり、
その出力の一部は第2図の線87上に対気速度が60ノ
ット以上のとき現われる信号である。論理回路72はピ
ッチ姿勢同期化・ビープ回路70、71と対気速度制御
回路84とを作動させる作動論理を実行する回路であ
る。これら回路70、71及び84の詳細は本発明には
直接関係ないが、その詳細を望まれる方は本願と同一の
出願人により同一日付で出願された特願昭57−536
47号(特開昭57−178997号)の明細書及び図
面を参照されたい。
ピッチ・外側ループ・積分器41は第2図に詳細に示さ
れている。ピッチ・外側ループ・積分器41は、フィー
ドバック・コンデンサ91を有し、積分器を形成してい
る増幅器90を含んでおり、その実効時定数は入力抵抗
の値に関係する。通常は、第一の抵抗器92が、導電6
1上の加算器60(第1図)の出力端と積分器41の入
力端との間に、スイッチ93を介して接続される。スイ
ッチ93、対気速度が60ノットよりも大きい時に、導
線94上の信号により閉じられる。第二の抵抗器95
は、対気速度が60ノットよりも小さい時に、導線97
上の信号に応答してスイッチ96が閉じることにより接
続される。抵抗器95は抵抗器92よりも若干低抵抗で
あり、従って対気速度が60ノットよりも大きい時の実
効時定数は対気速度が60ノットよりも小さい時のそれ
よりも短い。それにより、外側ループの制御作動は対気
速度が大きい時には、対気速度が小さい時に比べて若干
速くなる。また、抵抗器92、95よりも1桁低い抵抗
値を有する抵抗器100が、高デマンド(ピッチ姿勢の
急速変化が要求された状態)を示す導線102上の信号
に応答するスイッチ101が閉じられることにより接続
されてよい。積分器41は、ピッチ・外側ループ・トリ
ム・アクチュエータ37が段階的に動作している間、航
空機が地上にある間、トリム・解除状態の間、及びピッ
チ・外側ループ・チャネルが遮断されている間に於て
は、通常リセットされている。このことは全て第3図に
より後に説明する。このリセットは、導線104上のピ
ッチ・外側ループ・積分器リセット信号に応答するスイ
ッチ105が閉じられることにより、コンデンサ91と
並列に接続された過度に低抵抗の抵抗器106がコンデ
ンサ91を約10msの間に完全に放電させることによっ
て行なわれる。
操縦者が操縦桿27に対してスイッチ31、32のいず
れかを閉じるのに十分な力を与え、それにより導線35
上にピッチ力信号が与えられた際には常に、ピッチ・外
側ループ・積分器41への入力回路は開かれ、積分器は
その時点での値を保持する。この積分器入力回路の開路
は、導線35上のピッチ力信号をオア回路110及びそ
の後に接続されたインバータ111の直列回路に与え、
それまで導線112上に存在し複数個のアンド回路11
3〜115の全てに印加されていた可能化信号を取り除
き、スイッチ93、96、101の全てを開くことによ
り行なわれる。またピッチ力信号が導線35から消滅す
る際には常に、インバータ118がリセット可能な3秒
シングル・ショット回路119のセット入力を起動し、
これより導線120上に3秒間のパルスが生成され、オ
ア回路110及びインバータ111の直列回路に与えら
れるので、導線112上の信号が消滅している状態がピ
ッチ力信号の消滅時点から更に3秒間に亙り継続する。
しかし、もし高デマンド状態が生じ、信号が導線122
上に与えられると、シングル・ショット回路119が直
ちにリセットされるので、導線112上に可能化信号が
直ちに出現することとなる。導線122上の高デマンド
信号は直接にアンド回路115に、またインバータ12
3を通じてアンド回路113、114に与えられ、それ
により高デマンド状態の間はスイッチ101が閉路状態
に、またスイッチ93及び96が開路状態にあることと
なる。導線122上の高デマンド信号は全操縦許容限界
の±5%と等価な基準電圧を有するウインドウ・コンパ
レータ124により発せられる。かかるコンパレータ1
24には加算器125により導線54及び55上のピッ
チ姿勢信号と一次遅れ増幅器126の出力信号とを加算
した信号が与えられる。一次遅れ増幅器126は加算器
127により導線52、53上のピッチレート信号を加
算した信号を入力されている。コンパレー124に与え
られる信号が全操縦許容限界の5%を超過すると、高デ
マンド状態となったと認識され、ピッチ・外側ループ・
積分器41は時定数が短くなるので(第3図で説明する
作動の仕方で)、ピッチ・外側ループ・トリム・アクチ
ュエータ37が高速で段階的に動作させられることとな
る。例えば、操縦者が高度の変更を希望しコレクティブ
ピッチ操縦桿を調節すると、航空機のコレクティブピッ
チ制御とピッチ姿勢制御とが主として空気力学的に共働
して、かなりの大きさのピッチ姿勢の変化を生じさせる
こととなる。例えば、コレクティブピッチを増大する
と、ヘリコプタは急速な機首上げ(制御方向は負)をす
ることとなる。かかる状況に於て負の方向へ増大するピ
ッチレートは負の姿勢と同一位相であり、高デマンド・
モードへの到達過程を速める役割をする。導線122上
の高デマンド信号によって積分器の時定数が短くなる
と、導線61上の入力信号は速く積分されるようにな
る。即ち、これは導線61上に実際よりも大きい対気速
度及び姿勢指令信号が与えられることと等価である。ピ
ッチレート信号は主として旋回終了時の“尾部上げ”状
態を避けるために与えられる。旋回中に操縦者は高度を
維持するため操縦桿を機首上げ(後方、負)側に引く。
旋回を終了し“翼水平”状態を取戻すと、操縦者は操縦
桿を機首下げ(前方、正)側へ押し、その後に操縦桿を
手離す。ピッチ姿勢が、まだ正であれば、航空機が操縦
桿の位置に対応するピッチ・トリム姿勢に戻る間、ピッ
チ姿勢は高速で減少する。これは、空気力学的自己補正
状態、即ち、放置しても非常に短い時間で自動的に緩和
するという状態である。この運動状態に於てピッチ姿勢
信号が正であるのに対してピッチレート信号が負である
こと、及びピッチ姿勢信号が比較的小さな値であっても
ピッチレート信号は大きな値であることが多いことによ
り、ピッチレート信号がピッチ姿勢信号に凌駕してコン
パレータ124を作動させて高デマンド・モードを開始
するのに十分な大きさを有する可能性がある。それによ
り比較的小さなピッチ姿勢信号を急速に積分することと
なり、これは、導線61上の大きな前方向へのピッチ姿
勢指令信号を与えられていることと等価である。かくし
て、この急速な積分は更に、機首下げを進め、急降下を
行うこととなる可能性を生ずる。ある場合によっては、
この現象は、自己補正されない。そこで、一次遅れ増幅
器126が、ピッチレート信号を充分に遅らせ、ピッチ
レート信号がピッチ姿勢信号に凌駕して作用する可能性
のある初期のピッチレートの信号の作用が十分に減ぜら
れるが、ピッチ姿勢が落着き、ピッチレート信号が低下
したときにも、正のピッチ姿勢信号が直ちに高デマンド
を起させることを阻止するに十分な高さとなるよう構成
されている。
通常アンド回路113は、対気速度が60ノットよりも
大きいことを示す信号が導線87上に存在する時にはそ
の信号に応答して導線94上に信号を与え、また対気速
度が60ノットよりも大きいことを示す信号が導線87
上に存在しない時には、通常、インバータ129がアン
ド回路114を応答させて導線97上に信号を与える。
ピッチ・パルサー39、ピッチ・外側ループ・自動遮断
回路38及びピッチ・外側ループ・トリム・アクチュエ
ータ37は第3図に詳細に示されている。導線54、5
5(第1図)上の制限されたピッチ姿勢指令信号の和と
して加算器60により導線61上に与えられる信号が零
でない時には常に、ピッチ・外側ループ・積分器41が
これらの信号(第2図で説明した通り正しい制御信号が
存在するものとして)を積分する。もしこれらの信号が
終始一貫して同一方向(前方若しくは後方)であれば、
ピッチ・外側ループ・積分器から導線40上に与えられ
る出力信号は最終的に前方若しくは後方のいずれかの方
向について全操縦許容限界の2%と等価な大きさに到達
する。もし前方であれば、コンパレータ130(全操縦
許容限界の+2%と等価な基準電圧を有する)が導線1
31上に信号を与える。もし後方であれば、コンパレー
タ132(全操縦許容限界の−2%と等価な基準電圧を
有する)が導線133上に信号を与える。通常の場合で
は、導線134上にも信号が存在するので、一対のアン
ド回路135、136のうち対応するものが0.6秒シ
ングル・ショットマルチバイブレータ137又は138
を始動し、導線139又は140上にパルスを生じさせ
る。一対の常時開路接点141、142が閉じられてい
ると仮定すると、対応するリレー・コイル143、14
4が付勢される。それにより、対応する常時開路接点1
46、147が閉じて、電力を電源148(例えば±2
8V)から回転型アクチュエータ150の時計方向若し
くは反時計方向入力端へ供給する。それによりアクチュ
エータ150はばね29(第1図)を介していずれかの
方向にサイクリック・ピッチ操縦桿27を動かす。アク
チュエータ150はクラッチをも備えており、このクラ
ッチは、通常は閉じている接点152が開かれ、電源1
51から供給されているクラッチ係合入力が取除かれて
いる時には常に、リンク機構36(第1図)をアクチュ
エータの可動部分から解除する。この形式の回転型アク
チュエータの一例はニュージャージー州、ヒルサイド所
在のプレッセイ・ダイナミックス社から入手可能なモデ
ルNO.R4610M23−1である。勿論、他の回転及
び直線運動型アクチュエータ(電気式若しくは流体圧
式)も本発明の実施上の必要性に応じて用いられてよ
い。
積分器出力が前方若しくは後方に全操縦許容限界の2%
に到達した結果として導線139、140のいずれかに
パルスが発せられることにより、オア回路160が、ア
クチュエータに1段階分のパルスが与えられたことを示
す信号を導線161上に生成する。この導線161上の
信号の第一の役割は、13msシングル・ショット回路1
62を始動させて導線163上にパルスを生じさせ、そ
れによりオア回路164を介して導線104上にピッチ
・外側ループ・積分器リセット信号を与えることであ
る。この信号は第2図中のスイッチ105を閉じて、ピ
ッチ・外側ループ・積分器41をリセットする。こうし
て、ピッチ姿勢指令の合計が全操縦許容限界の2%まで
積分される度に、アクチュエータ150が1段階ずつ動
かされ、また積分器41がリセットされる。
過酷な状態でもシングル・ショット回路137、138
のいずれもがオン状態に固定されないようにし、それに
よりアクチュエータ150を連続的に作動させてサイク
リックピッチをいずれかの方向へ押し進めることが出来
るように、1秒間にアラーム・タイマが設けられてい
る。このタイマは、実施例では、導線161上の各パル
スに応答してクロック回路166からのクロック信号を
リセット可能なカウンタ167へ通すアンド回路165
を含んでおり、クロック信号の周波数は1秒間でカウン
タ167を最終カウントに到達させるように選定されて
おり、カウンタ167は、その最終カウントへの到達以
前に導線169上の信号(導線161上の信号をインバ
ータ170により反転した信号であり、導線139、1
40のいずれにも信号が存在しないことを示す)により
リセットされない限り、1秒の間に導線168上に信号
を与える。立上がりを検出するシングル・ショット回路
137、138が用いられているので、積分の速さはコ
ンパレータ130、132の一つが第1回のパルスを生
じてから0.6秒以内に第2回のパルスを生ずる程速い
ことがあり得る。従って、アンド回路135、136の
一つはそれに対応するシングル・ショット回路137、
138へ、そのシングル・ショット回路がまだタイムア
ウトしていない間に電圧レベル・シフトを与える虞れが
ある。このような場合、第2回のパルスによるシングル
・ショット回路の作動は起らず、対応する第二のパルス
が導線139、140の一つに生じず、そのためアクチ
ュエータ150の位置が所望の位置から遅れることにな
る。かかる現象は積分器のリセットをも妨げる。その結
果、ある時間に亙り(積分器出力が2%コンパレータの
レベル以下に減少するまで)パルスが生じなくなり、外
側ループは所望の態様に内側ループの位置の制御ができ
なくなる。この状態を避けるため、導線161上の信号
がインバータ172を介してアンド回路135、136
に与えられ、シングル・ショット回路137、138の
いずれかのタイムカウント中はアンド回路135、13
6を阻止状態にする。その後、導線139、140のい
ずれかで0.6秒のパルスが終了すると、インバータ1
72が再び信号を導線134に与えてアンド回路13
5、136を導通状態とし、その一つからそれらに対応
するシングル・ショット回路137、138の入力端に
電圧レベル・シフトが与えられ、従って導線139、1
40の一つに所望のパルスが与えられる。かくして、導
線139、140上のパルスは、パルスの作用の全てを
失うことなく、コンパレータ130、132の作動から
せいぜい0.6秒までの遅れで生ずるようになる。本発
明の典型的な実施例では、回路は、導線122(第2
図)上に高デマンド信号が与えられ、且ピッチ姿勢指令
が操縦許容限界の5%(第1図中の導線54、55上に
2.5%リミッタ回路から与えられるピッチ姿勢信号の
和)であるとき、積分器が約0.67秒の間に操縦許容
限界の2%に到達し1つのパルスを生じさせるように、
構成されている。これは1秒当り約3.0%、1パルス
当り約2%に到達するのにあたる。
第1図に示されているように、ピッチ姿勢の自動制御
は、外側ループ(サイクリック・ピッチ操縦桿27及び
ピッチ・外側ループ・アクチュエータ37)の位置によ
り設定された正規位置に対してミキサ入力を加算及び減
算するピッチ・内側ループ・アクチュエータ12、13
により行なわれる。もしピッチ・内側ループ・アクチュ
エータ12、13(又はそれに指令を与える回路)の一
つに故障(問題となる大きさの利得変化が生ずる場合も
含む)が生ずれば、他方のアクチュエータが、システム
の限界内で、故障したアクチュエータにより与えられる
入力を大きくオフセットするのに十分な入力をミキサへ
与える。これは“オン/オン”形式のシステムと呼ば
れ、一つのアクチュエータが常時は入力の半分しか供給
しないようになっているものである。大抵のピッチ・内
側ループ・アクチュエータの故障は、いずれかのアクチ
ュエータが動作不能になったり、いずれか一方の作動終
端に至る迄過度に作動する形で生じたり、また閉ループ
・サーボ(第1図の右端に示されているもの)に故障が
生ずるとごときものである。故障の発生場所又は性質を
検出するには複雑な診断装置を追加しなければならない
が、これに代えて両アクチュエータのいずれをも駆動し
ようとするピッチ姿勢信号が生じたときは、それはアク
チュエータの一つに作動不良が生じ、そのため航空機の
姿勢が指令に遅れ、外側ループに大きな入力を与えるこ
とになるという事実を示すものであると推定することが
できる。このように、もしアクチュエータの一つに故障
が生起すれば、外側ループはそれに与えられる信号によ
って故障アクチュエータに追従する傾向を生じ、事態を
さらに悪化させる。
外側ループが故障した内側ループ・アクチュエータに追
従するのを避けるため、導線22、23上のアクチュエ
ータ位置信号が加算器180で差引かれ、二つのアクチ
ュエータ位置の間の差を示す信号が導線181を経て、
全操縦許容限界の±4%と等価な基準電圧を有するウイ
ンドウ・コンパレータ182に与えられる。従って、ピ
ッチ・アクチュエータ位置が全操縦許容限界の4%以上
相違すれば、ウインドウ・コンパレータ182が導線1
83に信号を与えて、オア回路184を通じて双安定回
路185をセットし、導線42上にピッチ・外側ループ
・遮断信号を与える。双安定回路185は、オア回路1
84を介して、0.6秒シングル・ショット回路13
7、138の一つがオン状態で故障している事実を示す
導線168上の信号によってもセットされる。
導線42上のピッチ・外側ループ・遮断信号はオア回路
164に与えられ、それが導線104上に生ずる信号に
より、先に第2図で説明したように、ピッチ・外側ルー
プ・積分器をリセットする。また、導線186上の信号
により示されるように航空機が地上にある時にも、また
導線45上の信号により示されるようにトリム・レリー
ズ・スイッチが押されている時にも、オア回路164が
生ずる信号によりピッチ・外側ループ・積分器はリセッ
トされる。
導線42上のピッチ・外側ループ・遮断信号は導線35
上のピッチ力信号と同様オア回路188にも与えられ、
インバータ189を介してリレー・コイル190への電
流供給を中止し、接点141、142を開かせるので、
導線139、140上のパルスはもはやアクチュエータ
37に与えられなくなる。勿論、導線42上のピッチ・
外側ループ・遮断信号により導線104上に生ずる信号
がピッチ・外側ループ・積分器をリセットするので、ピ
ッチ・外側ループ・遮断中は導線139、140上にも
はやパルスが発せられなくなる。また、導線35上のピ
ッチ力信号により接点141、142が開かれている時
には常に、ピッチ・外側ループ・積分器の入力回路が前
記のようにインバータ111(第2図)を介して開かれ
ている。セット出力端にピッチ・外側ループ・遮断信号
を生ずる双安定回路185は、サイクリック・ピッチ・
外側ループ(通常、縦サイクリック・ピッチ外側ループ
(前後揺れ、即ちローリングを制御)及び横サイクリッ
ク・ピッチ外側ループ(横揺れ、即ちローリングを制
御)の双方を含む)が作動(ターン・オン)される時に
は常にシングル・ショット回路192から導線191上
に発せられる0.5秒のパルスによりリセットされる。
第4図には、内側ループの制御の中心が外側ループによ
り自動的に位置決めされるロール制御装置の典型的な構
成が示されている。この装置は、対気速度制御装置84
(第1図)が存在しない点を除けば、第1図で説明した
ピッチ制御装置と本質的に同一である。ロール・チャネ
ルはフライト・ダイレクタ(又は他の自動ロール・ステ
ィアリング・ダイレクタ)を有していてよい。第4図で
は、後で第5図によりロール・外側ループ・積分器20
1を説明する際に特に参照される信号導線は、第1図の
対応する信号導線の参照数字と同一の参照数字に添字
“R”を付して示されている。
第5図でロール・外側ループ・積分器201はフィード
バック・コンデンサ203を有する増幅器202を含ん
でおり、抵抗器205を通ってコンデンサ203を放電
させるスイッチ204を閉じることによりリセットする
ことができる。スイッチ204は、前記の導線104上
のピッチ・外側ループ・積分器のリセット信号の発生と
同様にして発生される導線206上のロール・外側ルー
プ・積分器のリセット信号の存在により閉じられる。ロ
ール・外側ループ・積分器201の利得、従ってまた積
分のための等価時定数の調節は、それぞれアンド回路2
16、217からの導線214、215上の信号により
駆動されるスイッチ212、213により所望の入力抵
抗器210、211を選択することによってなされる。
アンド回路216は、導線87上の信号により示される
ように対気速度が60ノットよりも大きい時に、またア
ンド回路217は、導線218上の信号(導線87上の
信号をインバータ219により反転した信号)により示
されるように対気速度が60ノットよりも小さい時に作
動することとなる。こうして、前記のピッチ・外側ルー
プ・積分器41の場合と同様に、対気速度に関係して積
分の速度の若干の変更が行なわれる。アンド回路21
6、217はいずれも、導線220上に信号が存在しな
い時には阻止状態にある。この信号は通常、操縦者によ
り操縦桿にロール方向の力が加えられていないことを示
す。操縦者がサイクリック・ピッチ操縦桿27に横方向
の力を加える時には常に、導線35R上に現われるロー
ル力信号がオア回路221及びその後に接続されている
インバータ222を介して導線220上の信号を消滅さ
せる。従って、ロール・外側ループ・積分器201への
入力回路が絶縁される。また、導線35R上の信号が双
安定回路224をセットするので、サイクリック・ピッ
チ操縦桿への横方向の力が除かれた後にも、即ち導線3
5R上の信号が消滅した後にも、双安定回路224のセ
ット出力信号がオア回路221及びインバータ222を
介して導線220上の信号を消滅状態にとどめるので、
ロール・外側ループ・積分器201の入力回路が絶縁さ
れた状態が継続する。従って、たとえ力が除かれても、
双安定回路224がセットされている限り、積分器に変
化は生じない。インバータ225により双安定回路22
4は、力が加えられている限り、リセットされ得ない。
しかし、一旦導線35R上のロール力信号が消滅する
と、オア回路226がアンド回路227を通じて双安定
回路224をリセットし得るようになる。オア回路22
6は、ビーパ46(第4図)内の横方向スイッチのいず
れかが閉じられていることを検出して直ちに導線228
上に与えられるロール・ビープ信号に応答する。また、
オア回路226は、全操縦許容限界の±5%と等価な基
準電圧を有するウインドウ・コンパレータ230から導
線229上に与えられる信号に応答する。ウインドウ・
コンパレータ230は、導線54R及び55R上の信号
を加算器232で加算した合計のロール姿勢指令を表わ
す導線231上の信号に応答する。こうして、一旦操縦
者が横方向の力をサイクリック・ピッチ操縦桿に加える
と、操縦桿が離されまた航空機がほぼその基準ロール姿
勢位置に戻る(ロール姿勢指令が小さくなる)まで外側
ループはもはやミキサへのロール入力の中心の位置の変
更を行なわないので、内側ループはもはや飽和されず、
再び外側ループによりトリムされ得る。
再び第4図を参照すると、ロール・パルサー回路236
は、コンパレータ(130、132に相当)の限界値が
1.5%でありまたシングル・ショット回路(137、
138に相当)のパルス継続時間が0.45秒であり、
従ってパルス当り1.5%のトリム補正が行われる点を
除けば、第3図で説明したピッチ・パルサー回路39と
同一である。ロール・外側ループ・自動遮断回路237
は、ピッチに関係する信号の代りにロールに関係する信
号を扱う点を除けば、第3図で説明したピッチ・外側ル
ープ・自動遮断回路38と本質的に同一であってよい。
また、残りのロール・外側ループ・トリム・アクチュエ
ータも第1図乃至第3図で説明したピッチ・チャネルに
用いられるものと実質的に同一であってよい。
本発明は、航空機自動操縦装置の内側ループの中心の位
置を変更する外側ループを制御する比較的簡単な装置を
提供する。ここに挙げた例では、アクチュエータは、そ
の時計方向又は反時計方向の何れかの動作をするための
電力を入力端に与えられる時を除いて、自動的にブレー
キをかけられており、またトリム・レリーズをクラッチ
付勢電力の消勢により行なわれる形式のものである。し
かし、その離散的な段階的動作の機能は適当なクラッチ
付きステップモータによっても実現することができる。
積分器出力が高くなると、増幅器58、59が外側ルー
プを所望の応答の方向(導線54、55上の指令と同
相)に駆動する。積分器がリセットされると、積分器出
力が低下することにより、丁度外側ループがアクチュエ
ータを全操縦許容限界の2%だけ進めようとする際に、
増幅器58、59を通過する成分が、内側ループ・アク
チュエータを全操縦許容限界の2%だけ戻るように(所
望の応答の指令と反対方向に)指令する指令成分を生ず
る。こうして、外側ループが段階又はパルス作動であっ
ても、滑らかな移行が行なわれる。本発明によれば、パ
ルスを与えられる時以外はアクチュエータ37が運動し
得ないので、外側ループは開ループで作動し得る。ま
た、本発明によれば、遮断タイミング回路165〜16
7(第3図)により、パルス信号の通る線が定常状態に
於てオンにとどまらないことが保証される。パルスを与
えられる時以外はアクチュエータが動かないので、ドリ
フトは生ぜず、また通常のサーボループ・フィードバッ
クを必要としない。また、本発明によれば、高デマンド
条件で導線61上の信号が非常に大きく、一つのパルス
の継続時間(ピッチでは0.6秒、ロールでは0.45
秒)中にコンパレータの閾値(ピッチでは2%、ロール
では1.5%)まで積分が行なわれても、アクチュエー
タの1段階分の動作が失われる結果にならないように対
策が講じられている。これは、前回のコンパレータの作
動により始動されたパルスの継続時間中に2回目のコン
パレータの作動による始動を検出するインバータ172
(第3図)及びアンド回路135、136により達成さ
れる。こうして、アクチュエータ37の段階的な作動の
積分器の作動に対する位相のずれ(遅れ)は、デューテ
ィ・サイクルの長さまでとなる。ここに用いられている
アクチュエータ150(第3図)は電磁ブレーキ付き回
転型電気式アクチュエータとして示されている。本発明
によるパルス作動に適したこのようなアクチュエータは
通常の流体圧式アクチュエータ又は直線運動型電気式ア
クチュエータに比べてはるかに安価且軽量であり、しか
も非常に良好に作動することができる。
本発明の一つの特徴は、導線139、140の一つにパ
ルスが与えられる都度その立上がりの外側ループ・積分
器41がリセットされるので、一旦コンパレータ13
0、132の一つがパルスを生ずるのに必要な閾値超過
を検出すると、導線139、140上に於ける次回のパ
ルスの開始時点までアンド回路135、136の入力端
に積分値を存在し続けさせることである。このことによ
りインバータ172及びアンド回路135、136を用
いて、閾値まで積分された入力の存在を検出すること
が、たとえそれが前回のパルスの継続中に生じたもので
あっても、可能になる。また、積分は、各パルスの終了
時に積分器がリセットされるように構成された装置のよ
うにパルスとパルスとの間に行なわれるのではなく、各
パルスの継続時間(今の例では0.6秒)中にも行なわ
れる。従って、装置はその間も入力に応答する状態を保
っている。
以上には、本発明による装置の回路構成を、信号経路の
開閉用にリレー接点もしくはスイッチ、信号の加算用の
加算器(適当な増幅器の反転又は非反転入力端に抵抗を
組合せたもの)、信号の継続時間決定用にシングル・シ
ョット回路(リセット機能有り又は無し)、信号の2値
記憶用に双安定回路等の回路要素を用いて個々の作動を
選択的に行う製の論理回路として説明したが、以上に説
明した機能の多くが、インバータを必要としないように
相補性出力をも生ずる論理素子を用いることにより、一
層簡単に実現され得ることは明らかであろう。多くの場
合、以上に説明した正の論理による論理回路は、利用し
得るハードウェア・アップに応じて、負の論理(個々の
作動を選択的に行わない論理)による論理回路に容易に
置換され得るものである。従って、説明した機能と同一
又は等価の機能が当業者により種々に変形された回路で
実現され得ることは理解されよう。更に、本発明による
装置の機能は、機械的機能及びそれと直接に連結される
機能を除いて、適当にプログラムを作成されたディジタ
ル計算機を利用して容易に実現され得るものである。以
上に説明した選択的又はアナログ的機能から計算機ソフ
トウェアによるディジタル機能への置換は、特に前記米
国特許出願第176,832号による開示を参照して、
当業者により容易に行なわれ得よう。
本発明は一重チャネル、二重チャネル又はそれ以上の多
重チャネルの内側ループ又は外側ループを有する自動操
縦装置で実施され得るものである。例示した条件、値の
大きさ、継続時間及び相互関係は勿論本発明の用途に適
合するように変更されてよい。本発明の特徴は、ここで
例として説明した機能に加えて、種々の機能の自動制御
にも有用である。
以上に於ては本発明をその典型的な実施例について図示
し説明してきたが、本発明の範囲内で上記及び他の種々
の変更、省略及び追加が行なわれ得ることは当業者にと
って明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
第1図は本発明が実施され得る航空機自動操縦装置の縦
サイクリック・ピッチ・チャネルの概要を示すブロック
図である。 第2図は第1図の装置に用いられるピッチ・外側ループ
・積分器及びその制御回路の概要を示すブロック図であ
る。 第3図は第1図の装置に用いられるパルサー、自動遮断
及びトリム・アクチュエータ制御回路の概要を示すブロ
ック図である。 第4図は本発明が実施され得る航空機自動操縦装置の横
サイクリック・ピッチ・チャネルの概要を示すブロック
図である。 第5図は第4図の装置に用いられるロール・外側ループ
・積分器及びその制御回路の概要を示すブロック図であ
る。 12、13……内側ループ・縦サイクリック・ピッチ・
アクチュエータ,14、15……リンク機構,16、1
7……サーボ増幅器,18、19……加算器,24、2
5……アクチュエータ位置センサ,26……リンク機
構,27……サイクリック・ピッチ操縦桿,28……ジ
ンバル,29……トリム位置ばね,31、32……スイ
ッチ,34……オア回路,36……リンク機構,37…
…ピッチ・外側ループ・トリム・アクチュエータ,38
……ピッチ・外側ループ・自動遮断回路,39……ピッ
チ・パルサー回路,41……ピッチ・外側ループ・積分
回路,44……トリム・レリーズ・スイッチ,46……
4軸ビーパー・スイッチ,51……加算器,58、59
……一次遅れ増幅器,60……加算器,64、65……
微分器,68、69……鉛直ジャイロ,70、71……
ピッチ姿勢同期化及びビープ回路,72……論理回路,
76、77……加算器,78、79……リミッタ回路,
80……対気速度測定装置(ピトー静圧管),84……
対気速度制御回路,86……信号切換検出回路(コンパ
レータ及びシングル・ショット回路),90……増幅
器,91……コンデンサ,92……抵抗器,93……ス
イッチ,95……抵抗器,96……スイッチ,100、
106……抵抗器,110……オア回路,111……イ
ンバータ,113〜115……アンド回路,118……
インバータ,119……シングル・ショット回路,12
3……インバータ,124……ウインドウ・コンパレー
タ,125……加算器,126……一次遅れ増幅器,1
27……加算器,129……インバータ,130、13
2……コンパレータ,135、136……アンド回路,
137、138……シングル・ショット回路,141、
142……接点,143……コイル,146、147…
…接点,150……アクチュエータ,152……接点,
162……シングル・ショット回路,164……オア回
路,165……アンド回路,166……クロック,16
7……タイマ,180……加算器,182……ウインド
ウ・コンパレータ,184……オア回路,185……双
安定回路,188……オア回路,189……インバー
タ,190……コイル,192……シングル・ショット
回路,201……ロール・外側ループ・積分器,202
……増幅器,203……コンデンサ,204……スイッ
チ,205、210、211……抵抗器,212、21
3……スイッチ,216、217……アンド回路,21
9……インバータ,221……オア回路,222……イ
ンバータ,224……双安定回路,225……インバー
タ,226……オア回路,227……アンド回路,22
9……導線,230……ウインドウ・コンパレータ,2
32……加算器,236……ロール・パルサー,237
……ロール・外側ループ・自動遮断回路
フロントページの続き (72)発明者 ウイリアム・クリスチヤン・フイツシヤ− アメリカ合衆国コネチカツト州モンロ−・ ウイリアム・ヘンリ−・ドライヴ23 (72)発明者 デヴイツド・ジヨン・ヴア−ゼラ アメリカ合衆国コネチカツト州ギルフオ− ド・ホワイト・バ−チ・ドライヴ348

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】航空機の少くとも一つの空力面を一つの制
    御軸に関して航空機の短時間的及び長時間的安定性を得
    るように自動的に位置決めする航空機の自動操縦装置に
    して、 前記制御軸に関する航空機の飛行パラメータに応じて該
    パラメータに関するパラメータ信号を生ずるセンサ(6
    8、69)と、 限定操縦許容限界の中心の周りに作動し前記制御軸に関
    する航空機の短時間的及び長時間的飛行安定性を得るよ
    うに前記空力面を位置決めする内側ループ(12〜1
    9、50、51、64、65、70、71、72)と、 前記内側ループに接続され前記制御軸に関して航空機の
    長時間的飛行安定性を維持すべく全操縦許容限界内にて
    前記空力面を位置決めする外側ループ(26〜39、4
    1、60、70〜72)と、 前記制御軸に関する航空機の長時間的飛行安定性を得る
    ために望まれる前記パラメータ信号の値を示す参照信号
    を生成し、前記パラメータ信号に応じてその変化率を示
    す姿勢変化率信号(52、53)を生成し、前記パラメ
    ータ信号と前記参照信号とに応じてこれら両者間の差を
    示す比例信号(54、55)を生成し、前記姿勢変化率
    信号と前記比例信号に応じて外側ループ指令信号(4
    0)をその値が全操縦許容限界の予め定められた百分率
    を越える毎に生成し、前記姿勢変化率信号と前記比例信
    号と前記外側ループ指令信号とに応じて姿勢指令信号
    (20、21)を生成する信号処理手段(41、50、
    51、64、65、70、71、72、76、77、8
    4)とを有し、前記内側ループは前記制御軸に関し航空
    機の短時間的及び長時間的飛行安定性を得べく前記パラ
    メータ信号を前記参照信号に近付けまた前記姿勢変化率
    信号を零に近付けるように前記空力面を位置決めするよ
    う前記姿勢指令信号に応じて少なくとも一つの内側ルー
    プアクチュエータ(12、13)を限定操縦許容限界の
    中心の周りに偏倚させるよう作動させ、 前記外側ループは前記内側ループアクチュエータが前記
    姿勢指令信号に応じて前記空力面を位置決めしようとす
    る位置に対応する作動位置へ前記外側ループアクチュエ
    ータ(37)を前記外側ループ指令信号に応じて作動さ
    せ、 前記内側ループは更に前記外側ループ指令信号(40)
    にも応答してその指令位置に限定操縦許容限界の中心を
    合わせるように前記内側ループアクチュエータを作動さ
    せ、 前記信号処理手段は、 前記比例信号を積分しその積分値が全操縦許容限界の前
    記予め定められた百分率を越えたとき前記外側ループ指
    令信号を生ずる手段(90〜106、130、132)
    と、 前記外側ループ指令信号に応答し前記外側ループアクチ
    ュエータを或る一定の増分又は減分だけ作動させて新し
    い位置へ位置決めするパルス信号を発生する手段(13
    5〜138)と、 前記外側ループ指令信号に応答し上記の積分を行う手段
    を零にリセットするリセット信号を発生する手段(16
    0〜170)とを含んでいることを特徴とする航空機の
    自動操縦装置。
JP57053649A 1981-03-30 1982-03-30 航空機の自動操縦装置 Expired - Lifetime JPH0641280B2 (ja)

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GB2095870B (en) 1984-08-01
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