JPH07104853A - 航空機の自動誘導飛行システム - Google Patents
航空機の自動誘導飛行システムInfo
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- JPH07104853A JPH07104853A JP5247725A JP24772593A JPH07104853A JP H07104853 A JPH07104853 A JP H07104853A JP 5247725 A JP5247725 A JP 5247725A JP 24772593 A JP24772593 A JP 24772593A JP H07104853 A JPH07104853 A JP H07104853A
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 外乱等によって、飛行速度が変動しても、所
定の旋回半径を保持し、旋回コースを精度よく追尾する
ことができる航空機の自動誘導飛行システムを提供す
る。 【構成】 航空機が旋回コースを旋回中、外乱等によっ
て飛行速度７が変動すると、速度比率演算部１、乗算部
２，３及び逆正接関数演算部４によって、このときの飛
行速度７に対して前記旋回コースの旋回半径を保持する
ためのバンク角が演算され、このバンク角がリミット値
８としてリミッタ６へ出力されるため、リミッタ６から
は、前記バンク角が目標誘導バンク角として機体バンク
角制御部へと出され、その結果前記航空機が前記旋回コ
ースの旋回半径を保持して、前記旋回コースを精度よく
追尾するものである。
定の旋回半径を保持し、旋回コースを精度よく追尾する
ことができる航空機の自動誘導飛行システムを提供す
る。 【構成】 航空機が旋回コースを旋回中、外乱等によっ
て飛行速度７が変動すると、速度比率演算部１、乗算部
２，３及び逆正接関数演算部４によって、このときの飛
行速度７に対して前記旋回コースの旋回半径を保持する
ためのバンク角が演算され、このバンク角がリミット値
８としてリミッタ６へ出力されるため、リミッタ６から
は、前記バンク角が目標誘導バンク角として機体バンク
角制御部へと出され、その結果前記航空機が前記旋回コ
ースの旋回半径を保持して、前記旋回コースを精度よく
追尾するものである。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機の自動誘導飛行
システムに関し、特にガイダンス飛行コースを精度よく
追尾するよう、航空機を誘導する場合に適用して有用な
ものである。
システムに関し、特にガイダンス飛行コースを精度よく
追尾するよう、航空機を誘導する場合に適用して有用な
ものである。
【０００２】
【従来の技術】航空機の自動誘導飛行システムでは、ガ
イダンス飛行コースを設定し、このガイダンス飛行コー
スを追尾せしめて、飛行目標点まで達するよう、航空機
を誘導する、いわゆるガイダンス飛行が行なわれる。
イダンス飛行コースを設定し、このガイダンス飛行コー
スを追尾せしめて、飛行目標点まで達するよう、航空機
を誘導する、いわゆるガイダンス飛行が行なわれる。
【０００３】図２は、ガイダンス飛行コースの一例を示
す説明図である。同図に示すようにガイダンス飛行コー
ス３３は、旋回コース２１と直線コース２２とから構成
されている。
す説明図である。同図に示すようにガイダンス飛行コー
ス３３は、旋回コース２１と直線コース２２とから構成
されている。
【０００４】これらのうち旋回コース２１は、ガイダン
ス飛行エンゲージ時点の飛行速度、すなわち航空機がガ
イダンス飛行を開始する態勢に入った時の飛行速度（以
下これを初期飛行速度という）のまま、所定の旋回率に
て旋回することを前提として設定された旋回円３４の円
弧である。なお図中の２５ａ及び２５ｂは、旋回コース
２１の始点及び終点である。
ス飛行エンゲージ時点の飛行速度、すなわち航空機がガ
イダンス飛行を開始する態勢に入った時の飛行速度（以
下これを初期飛行速度という）のまま、所定の旋回率に
て旋回することを前提として設定された旋回円３４の円
弧である。なお図中の２５ａ及び２５ｂは、旋回コース
２１の始点及び終点である。
【０００５】直線コース２２は、旋回コース２１の終点
２５ｂと飛行目標点２０とを結んだ直線であって、終点
２５における旋回円３４の接線と一致する。
２５ｂと飛行目標点２０とを結んだ直線であって、終点
２５における旋回円３４の接線と一致する。
【０００６】また同図中、直線コース方位角９は、直線
コース２２の方位と南北方向との成す角である。コース
偏位角１０は、航空機の占位する位置と飛行目標点２０
とを結んだ直線と直線コース２２との成す角であって、
ガイダンス飛行コース３３からの前記航空機のずれを表
わす。機首方位２３及び機体速度ベクトル２４は、航空
機が旋回コース２１の始点２５ａに占位するときの、こ
の航空機の機首の方位及び機体の速度ベクトルである。
コース２２の方位と南北方向との成す角である。コース
偏位角１０は、航空機の占位する位置と飛行目標点２０
とを結んだ直線と直線コース２２との成す角であって、
ガイダンス飛行コース３３からの前記航空機のずれを表
わす。機首方位２３及び機体速度ベクトル２４は、航空
機が旋回コース２１の始点２５ａに占位するときの、こ
の航空機の機首の方位及び機体の速度ベクトルである。
【０００７】ガイダンス飛行では、かかるガイダンス飛
行コース３３を追尾して、飛行目標点２０に達するよ
う、航空機を誘導するため、目標誘導バンク角を設定
し、前記航空機のバンク角が前記目標誘導バンク角に一
致するよう制御される。このため航空機の自動誘導飛行
システムに備えられた目標誘導バンク角設定部におい
て、前記目標誘導バンク角が設定される。
行コース３３を追尾して、飛行目標点２０に達するよ
う、航空機を誘導するため、目標誘導バンク角を設定
し、前記航空機のバンク角が前記目標誘導バンク角に一
致するよう制御される。このため航空機の自動誘導飛行
システムに備えられた目標誘導バンク角設定部におい
て、前記目標誘導バンク角が設定される。
【０００８】図３は、従来技術に係る航空機の自動誘導
飛行システムの目標誘導バンク設定部のブロック図であ
る。同図に示すように本目標誘導バンク設定部は、誘導
バンク角演算部５、乗算部３、逆正接関数演算部４及び
リミッタ部６を有する。
飛行システムの目標誘導バンク設定部のブロック図であ
る。同図に示すように本目標誘導バンク設定部は、誘導
バンク角演算部５、乗算部３、逆正接関数演算部４及び
リミッタ部６を有する。
【０００９】これらのうち誘導バンク角演算部５は、航
空機の飛行状態を表わすデータ、すなわち直線コース方
位角９、コース偏位角１０、機首方位２３に基づく機首
方位角１１及び機体速度ベクトル２４に基づく機体進行
方向１２（図２参照）に基づいて誘導バンク角１３を演
算し、この誘導バンク角１３をリミッタ部６へ出力す
る。
空機の飛行状態を表わすデータ、すなわち直線コース方
位角９、コース偏位角１０、機首方位２３に基づく機首
方位角１１及び機体速度ベクトル２４に基づく機体進行
方向１２（図２参照）に基づいて誘導バンク角１３を演
算し、この誘導バンク角１３をリミッタ部６へ出力す
る。
【００１０】リミッタ部６は、誘導バンク角演算部１５
から出力された誘導バンク角１３を入力し、この誘導バ
ンク角１３をリミット値φL または−φL で制限した
後、目標誘導バンク角１４として航空機のバンク角を制
御する機体バンク角制御部（図示せず）へ出力する。こ
こでリミット値φL 、−φL は、乗算部３と逆正接関数
演算部４とによって演算されるリミット値８が適用され
る。なおリミット値φL、−φL は、一方が右旋回に対
するリミット値であり、他方が左旋回に対するリミット
値である。
から出力された誘導バンク角１３を入力し、この誘導バ
ンク角１３をリミット値φL または−φL で制限した
後、目標誘導バンク角１４として航空機のバンク角を制
御する機体バンク角制御部（図示せず）へ出力する。こ
こでリミット値φL 、−φL は、乗算部３と逆正接関数
演算部４とによって演算されるリミット値８が適用され
る。なおリミット値φL、−φL は、一方が右旋回に対
するリミット値であり、他方が左旋回に対するリミット
値である。
【００１１】乗算部３及び逆正接関数演算部４は、航空
機が旋回コース２１に沿って旋回する際、その飛行速度
の変化に対して前記所定の旋回率を保持するためのバン
ク角を演算し、これを前述のリミット値８として出力す
る。この演算内容の詳細を図４に基づいて説明する。
機が旋回コース２１に沿って旋回する際、その飛行速度
の変化に対して前記所定の旋回率を保持するためのバン
ク角を演算し、これを前述のリミット値８として出力す
る。この演算内容の詳細を図４に基づいて説明する。
【００１２】図４は、旋回中の航空機の機体を後方から
見たときの状態であって、このときの機体に働く外力を
示す説明図である。いま、航空機が横すべりすることな
く釣合旋回しているとすると、この航空機の機体２６に
働く遠心力２９と重力１５の機体軸Ｙ方向２７の成分３
０，３２の和は、ゼロであるから、次の数１式が成立す
る。
見たときの状態であって、このときの機体に働く外力を
示す説明図である。いま、航空機が横すべりすることな
く釣合旋回しているとすると、この航空機の機体２６に
働く遠心力２９と重力１５の機体軸Ｙ方向２７の成分３
０，３２の和は、ゼロであるから、次の数１式が成立す
る。
【００１３】
【数１】ｍｇ・ｓｉｎφ−ｍｖω・ｃｏｓφ＝０ ただし、ｍ：航空機の質量 ｇ：重力加速度 ｖ：飛行速度 ω：旋回率 φ：バンク角（機体軸Ｚ方向と鉛直方向との成す角）
【００１４】これより、バンク角φは、次の数２式によ
って求めることができる。
って求めることができる。
【００１５】
【数２】φ＝ａｒｃｔａｎ（ｖ・ω／ｇ）
【００１６】従って旋回率ωが前記所定の旋回率である
一定値とすると、数２式で求められるバンク角φは、飛
行速度ｖの変化に対して前記所定の旋回率を保持するた
めのバンク角となる。そこで数２式のω／ｇをＫ（以下
これを所定旋回率換算係数と称す）と置くと、次の数３
式のようになる。なおこのときのωは、もちろん前記所
定の旋回率であって一定値である。
一定値とすると、数２式で求められるバンク角φは、飛
行速度ｖの変化に対して前記所定の旋回率を保持するた
めのバンク角となる。そこで数２式のω／ｇをＫ（以下
これを所定旋回率換算係数と称す）と置くと、次の数３
式のようになる。なおこのときのωは、もちろん前記所
定の旋回率であって一定値である。
【００１７】
【数３】φ＝ａｒｃｔａｎ（ｖ・Ｋ）
【００１８】つまり乗算部３及び逆正接関数演算部４で
は、上記数３式の演算を行っている。乗算部３では、飛
行速度ｖを入力し、これに所定旋回率換算係数Ｋを乗
じ、その結果を逆正接関数演算部４へ出力する。逆正接
関数演算部４では、乗算部３からの出力を入力し、これ
に基づいて逆正接関数の演算を行い、前記所定の旋回率
を保持するためのバンク角φを求め、このバンク角φを
リミット値８としてリミッタ６へ出力する。
は、上記数３式の演算を行っている。乗算部３では、飛
行速度ｖを入力し、これに所定旋回率換算係数Ｋを乗
じ、その結果を逆正接関数演算部４へ出力する。逆正接
関数演算部４では、乗算部３からの出力を入力し、これ
に基づいて逆正接関数の演算を行い、前記所定の旋回率
を保持するためのバンク角φを求め、このバンク角φを
リミット値８としてリミッタ６へ出力する。
【００１９】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら上述の如
き従来技術に係る航空機の自動誘導飛行システムでは、
航空機が旋回コース２１を旋回中、外乱やロール運動等
によってその飛行速度が変動した場合、その旋回率は前
記所定の旋回率に保持されるものの、その旋回半径が旋
回コース１の旋回半径からずれてしまい、その結果前記
航空機がガイダンス飛行コース３３から外れることにな
る。
き従来技術に係る航空機の自動誘導飛行システムでは、
航空機が旋回コース２１を旋回中、外乱やロール運動等
によってその飛行速度が変動した場合、その旋回率は前
記所定の旋回率に保持されるものの、その旋回半径が旋
回コース１の旋回半径からずれてしまい、その結果前記
航空機がガイダンス飛行コース３３から外れることにな
る。
【００２０】本発明は、上記従来技術に鑑み、飛行速度
が変動しても、所定の旋回半径を保持し、旋回コースを
精度よく追尾することができる航空機の自動誘導飛行シ
ステムを提供することを目的とする。
が変動しても、所定の旋回半径を保持し、旋回コースを
精度よく追尾することができる航空機の自動誘導飛行シ
ステムを提供することを目的とする。
【００２１】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成する本発
明の構成は、航空機の飛行状態を表わすデータに基づい
て誘導バンク角を演算する第１の演算部と、前記航空機
の飛行速度を入力し、この飛行速度を、この飛行速度と
所定の飛行速度との比率によって補正し、補正後の飛行
速度に基づいて、所定の旋回コースの旋回半径を保持す
るためのバンク角を演算する第２の演算部と、前記誘導
バンク角と前記バンク角とを入力し、前記誘導バンク角
を、前記バンク角をリミット値として制限して、前記航
空機が前記所定の旋回コースを追尾するための目標誘導
バンク角として出力するリミッタ部とを有する目標誘導
バンク角設定部を備えたことを特徴とする。
明の構成は、航空機の飛行状態を表わすデータに基づい
て誘導バンク角を演算する第１の演算部と、前記航空機
の飛行速度を入力し、この飛行速度を、この飛行速度と
所定の飛行速度との比率によって補正し、補正後の飛行
速度に基づいて、所定の旋回コースの旋回半径を保持す
るためのバンク角を演算する第２の演算部と、前記誘導
バンク角と前記バンク角とを入力し、前記誘導バンク角
を、前記バンク角をリミット値として制限して、前記航
空機が前記所定の旋回コースを追尾するための目標誘導
バンク角として出力するリミッタ部とを有する目標誘導
バンク角設定部を備えたことを特徴とする。
【００２２】
【作用】上記構成の本発明によれば、航空機が旋回コー
スを旋回中、外乱等によってその飛行速度が変動する
と、第１の演算部では、このときの飛行速度が、このと
きの飛行速度と所定の飛行速度との比率によって補正さ
れ、この補正された飛行速度に基づいて、所定の旋回半
径を保持するためのバンク角が演算されるとともに、こ
れがリミッタ部へと出力される。その結果リミッタ部か
らは、前記バンク角が前記航空機の目標誘導バンク角と
して出力される。かくして前記航空機は、前記所定の旋
回半径を保持して、前記旋回コースを追尾する。
スを旋回中、外乱等によってその飛行速度が変動する
と、第１の演算部では、このときの飛行速度が、このと
きの飛行速度と所定の飛行速度との比率によって補正さ
れ、この補正された飛行速度に基づいて、所定の旋回半
径を保持するためのバンク角が演算されるとともに、こ
れがリミッタ部へと出力される。その結果リミッタ部か
らは、前記バンク角が前記航空機の目標誘導バンク角と
して出力される。かくして前記航空機は、前記所定の旋
回半径を保持して、前記旋回コースを追尾する。
【００２３】
【実施例】以下本発明の実施例を図面に基づき詳細に説
明する。なお従来技術と同様の部分には同一の符号を付
し重複する説明は省略する。
明する。なお従来技術と同様の部分には同一の符号を付
し重複する説明は省略する。
【００２４】図１は、本発明の実施例に係る航空機の自
動誘導飛行システムの目標誘導バンク角設定部のブロッ
ク図である。同図に示すように本目標誘導バンク角設定
部は、速度比率演算部１、乗算部２，３、逆正接関数演
算部４、誘導バンク角演算部５及びリミッタ部６を有す
る。
動誘導飛行システムの目標誘導バンク角設定部のブロッ
ク図である。同図に示すように本目標誘導バンク角設定
部は、速度比率演算部１、乗算部２，３、逆正接関数演
算部４、誘導バンク角演算部５及びリミッタ部６を有す
る。
【００２５】これらのうち速度比率演算部１は、航空機
の飛行速度７を入力し、この飛行速度７と初期飛行速度
との比率、すなわち（飛行速度７）／（初期飛行速度）
を演算し、この演算結果を乗算部２に出力する。
の飛行速度７を入力し、この飛行速度７と初期飛行速度
との比率、すなわち（飛行速度７）／（初期飛行速度）
を演算し、この演算結果を乗算部２に出力する。
【００２６】乗算部２は、速度比率演算部１の出力と飛
行速度７とを入力し、飛行速度７に速度比率演算部１の
出力、すなわち（飛行速度７）／（初期飛行速度）を乗
じ、この結果を演算部３へ出力する。つまりここでは、
飛行速度７を、飛行速度７と初期飛行速度との比率（飛
行速度７）／（初期飛行速度）によって補正している。
行速度７とを入力し、飛行速度７に速度比率演算部１の
出力、すなわち（飛行速度７）／（初期飛行速度）を乗
じ、この結果を演算部３へ出力する。つまりここでは、
飛行速度７を、飛行速度７と初期飛行速度との比率（飛
行速度７）／（初期飛行速度）によって補正している。
【００２７】続いて乗算部３及び逆正接関数演算部４で
は、乗算部２からの出力である飛行速度７の補正値を入
力し、以後従来技術と同様に処理する。すなわち前記補
正値に所定旋回率換算係数Ｋを乗じ、この結果から逆正
接関数の演算を行ってバンク角を求め、このバンク角を
リミット値８として出力する。
は、乗算部２からの出力である飛行速度７の補正値を入
力し、以後従来技術と同様に処理する。すなわち前記補
正値に所定旋回率換算係数Ｋを乗じ、この結果から逆正
接関数の演算を行ってバンク角を求め、このバンク角を
リミット値８として出力する。
【００２８】しかしこのときのバンク角は、従来技術
（図３参照）において演算されるバンク角が飛行速度の
変化に対し、所定の旋回率を保持するためのバンク角で
あるのに対して、前記飛行速度の変化に対し、所定の旋
回半径を保持するためのバンク角となっている。この理
由を以下に説明する。
（図３参照）において演算されるバンク角が飛行速度の
変化に対し、所定の旋回率を保持するためのバンク角で
あるのに対して、前記飛行速度の変化に対し、所定の旋
回半径を保持するためのバンク角となっている。この理
由を以下に説明する。
【００２９】いま、航空機が飛行速度ｖ、旋回率ωで旋
回しているとすると、このときの旋回半径ｒは、次の数
４式で与えられる。
回しているとすると、このときの旋回半径ｒは、次の数
４式で与えられる。
【００３０】
【数４】ｒ＝ｖ／ω
【００３１】一方図２の旋回コース２１を設定する際の
初期飛行速をＶ、所定の旋回率をＷとすると、旋回コー
ス２１の旋回半径Ｒは、次の数５式で与えられる。
初期飛行速をＶ、所定の旋回率をＷとすると、旋回コー
ス２１の旋回半径Ｒは、次の数５式で与えられる。
【００３２】
【数５】Ｒ＝Ｖ／Ｗ
【００３３】従って航空機が旋回コース２１の旋回半径
Ｒを保持して、旋回コース２１を旋回する場合、数４式
の右辺と数５式の右辺とが等しくなるため、旋回中の旋
回率ωは、次の数６式で与えられる。
Ｒを保持して、旋回コース２１を旋回する場合、数４式
の右辺と数５式の右辺とが等しくなるため、旋回中の旋
回率ωは、次の数６式で与えられる。
【００３４】
【数６】ω＝Ｗ・ｖ／Ｖ
【００３５】この旋回率ωを上記従来技術の項に示す数
２式に代入すると、次の数７式が得られる。
２式に代入すると、次の数７式が得られる。
【００３６】
【数７】φ＝ａｒｃｔａｎ｛ｖ・（Ｗ・ｖ／Ｖ）／ｇ｝
【００３７】従ってこの数７式で求められるバンク角φ
は、航空機が、飛行速度ｖの変化に対し、所定の旋回半
径Ｒを保持するためのバンク角である。そこで数７式の
Ｗ／ｇを所定旋回率換算係数Ｋに置きかえると次の数８
式のようになる。
は、航空機が、飛行速度ｖの変化に対し、所定の旋回半
径Ｒを保持するためのバンク角である。そこで数７式の
Ｗ／ｇを所定旋回率換算係数Ｋに置きかえると次の数８
式のようになる。
【００３８】
【数８】φ＝ａｒｃｔａｎ（Ｋ・ｖ・ｖ／Ｖ）
【００３９】すなわち速度比率演算部１、乗算部２，３
及び逆正接関数演算部４では、上記数８式の演算を行っ
ている。数８式のうち、ｖ／Ｖが速度比率演算部１で演
算され、ｖ・ｖ／Ｖが乗算部２で演算され、Ｋ・ｖ・ｖ
／Ｖが乗算部３で演算されて、最後にａｒｃｔａｎ（Ｋ
・ｖ・ｖ／Ｖ）が逆正接関数演算部４で演算される。
及び逆正接関数演算部４では、上記数８式の演算を行っ
ている。数８式のうち、ｖ／Ｖが速度比率演算部１で演
算され、ｖ・ｖ／Ｖが乗算部２で演算され、Ｋ・ｖ・ｖ
／Ｖが乗算部３で演算されて、最後にａｒｃｔａｎ（Ｋ
・ｖ・ｖ／Ｖ）が逆正接関数演算部４で演算される。
【００４０】上記実施例によれば、航空機が旋回コース
２１を旋回中、外乱やロール運動等により飛行速度７が
変動すると、速度比率演算部１、乗算部２，３及び逆正
接関数演算部４によって、このときの飛行速度７に対し
て旋回コース２１の旋回半径Ｒを保持するためバンク角
φが演算され、このバンク角がリミット値８としてリミ
ッタ６に出力される。その結果リミッタ６からは、前記
バンク角φが目標誘導バンク角１４として機体バンク角
制御部へ出力される。かくして前記航空機は、旋回半径
Ｒを保持して、旋回コース２１を精度よく追尾する。
２１を旋回中、外乱やロール運動等により飛行速度７が
変動すると、速度比率演算部１、乗算部２，３及び逆正
接関数演算部４によって、このときの飛行速度７に対し
て旋回コース２１の旋回半径Ｒを保持するためバンク角
φが演算され、このバンク角がリミット値８としてリミ
ッタ６に出力される。その結果リミッタ６からは、前記
バンク角φが目標誘導バンク角１４として機体バンク角
制御部へ出力される。かくして前記航空機は、旋回半径
Ｒを保持して、旋回コース２１を精度よく追尾する。
【００４１】
【発明の効果】以上実施例とともに具体的に説明したよ
うに、本発明によれば、飛行速度が変動しても航空機
は、所定の旋回半径を保持することができる。従って旋
回コースの追尾精度が向上し、その分ガイダンス飛行コ
ース全体の追尾精度も向上する。
うに、本発明によれば、飛行速度が変動しても航空機
は、所定の旋回半径を保持することができる。従って旋
回コースの追尾精度が向上し、その分ガイダンス飛行コ
ース全体の追尾精度も向上する。
【図１】本発明の実施例に係る航空機の自動誘導飛行シ
ステムの目標誘導バンク角設定部のブロック図である。
ステムの目標誘導バンク角設定部のブロック図である。
【図２】ガイダンス飛行コースの一例を示す説明図であ
る。
る。
【図３】従来技術に係る航空機の自動誘導飛行システム
の目標誘導バンク角設定部のブロック図である。
の目標誘導バンク角設定部のブロック図である。
【図４】旋回中の航空機に働く外力を示す説明図であ
る。
る。
１ 速度比率演算部 ２，３ 乗算部 ４ 逆正接関数演算部 ５ 誘導バンク角演算部 ６ リミッタ ７ 飛行速度 ８ リミット値 ９ 直線コース方位角 １０ コース偏位角 １１ 機首方位角 １２ 機体進行方向 １３ 誘導バンク角 １４ 目標誘導バンク角 ２１ 旋回コース ２２ 直線コース ２３ ガイダンス飛行コース
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 山下 尚之 愛知県名古屋市港区大江町10番地 三菱重 工業株式会社名古屋航空宇宙システム製作 所内
Claims (1)
- 【請求項１】 航空機の飛行状態を表わすデータに基づ
いて誘導バンク角を演算する第１の演算部と、 前記航空機の飛行速度を入力し、この飛行速度を、この
飛行速度と所定の飛行速度との比率によって補正し、補
正後の飛行速度に基づいて、所定の旋回コースの旋回半
径を保持するためのバンク角を演算する第２の演算部
と、 前記誘導バンク角と前記バンク角とを入力し、前記誘導
バンク角を、前記バンク角をリミット値として制限し
て、前記航空機が前記所定の旋回コースを追尾するため
の目標誘導バンク角として出力するリミッタ部とを有す
る目標誘導バンク角設定部を備えたことを特徴とする航
空機の自動誘導飛行システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24772593A JP3208466B2 (ja) | 1993-10-04 | 1993-10-04 | 航空機の自動誘導飛行システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24772593A JP3208466B2 (ja) | 1993-10-04 | 1993-10-04 | 航空機の自動誘導飛行システム |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07104853A true JPH07104853A (ja) | 1995-04-21 |
| JP3208466B2 JP3208466B2 (ja) | 2001-09-10 |
Family
ID=17167748
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24772593A Expired - Lifetime JP3208466B2 (ja) | 1993-10-04 | 1993-10-04 | 航空機の自動誘導飛行システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3208466B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8700317B1 (en) | 2013-03-11 | 2014-04-15 | Epoch Flight Systems Llc | Aeronautical holding pattern calculation for solving high wind and protected airspace issues |
-
1993
- 1993-10-04 JP JP24772593A patent/JP3208466B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8700317B1 (en) | 2013-03-11 | 2014-04-15 | Epoch Flight Systems Llc | Aeronautical holding pattern calculation for solving high wind and protected airspace issues |
| US9002628B2 (en) | 2013-03-11 | 2015-04-07 | Epoch Flight Systems Llc | Aeronautical holding pattern calculation for solving high wind and protected airspace issues |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3208466B2 (ja) | 2001-09-10 |
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