JPH078679B2 - 航空機用自動飛行制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 （１）発明の技術分野 本発明は、航空機用自動飛行制御装置に関するものであ
り、より詳細に述べれば、所定の高度への飛行開始の予
測をおこない、飛行機がその高度に到達する間に飛行路
に対する垂直な加速度成分を予め定めた値又はこの値以
下に維持するように飛行機の進路を制御する装置に関す
るものである。

（２）先行技術について説明 最も近代的な商業用輸送航空機、一般用航空機および軍
事用航空機は自動飛行制御装置を備えている。これらの
自動飛行制御装置によって、たとえば、マッハ数、対気
速度、垂直速度、グライドスロープ等の所望の飛行基準
値を設定すると共にこれらを保持し、これによって操縦
士が航空機の飛行径路を変更することができる。

さらに、殆どの飛行制御装置は高度捕捉（又は到達）サ
ブシステムを備えており、航空機が所望の高度とは全く
異なった高度にいる時点で、操縦士によって所望の高度
が設定され、所定の条件を達成して自動的にその高度に
到達する。設定された高度に上昇（又は下降）中、航空
機の対気データ計算機は高度捕捉サブモード・パラメー
タすなわち高度差（設定された高度と実際の高度との
差、以下、heと示す）と垂直方向の速度すなわち高度変
化率（以下、ａと示す）を連続的に供給する。heと
ａの所定の組み合わせによって設定された高度への捕捉
が開始される。そのような先行技術としての高度捕捉サ
ブシステムの代表的なものとして、やはり本出願人によ
る「航空機用予選択高度制御装置」と称する米国特許第
3,240,446号がある。該米国特許による装置では、同特
許明細書に開示された数式中の項（he−Ｋａ）が零値
でない場合に高度捕捉が開始され、（he−Ｋａ）を零
付近に保持することによって設定された高度への漸近的
飛行径路が得られる。定数Ｋの値は時定数すなわち設定
された高度に到達するまでの時間を規定する係数であっ
て、一般に航空機の飛行径路に垂直な方向の加速度すな
わちｇ効果を容認し得る快適さに保ちつつ程良い高度捕
捉（到達）を行うように選択される。Ｋの値が小さい場
合、捕捉開始時において航空機が比較的高い高度差にあ
るとき、容認できなないほどの加速度のレベルになるで
あろう。逆にＫの値が大きい場合、捕捉開始時点での低
い高度変化率によって容認できないほどの長い到達時間
が必要となる。

別の先行技術による高度捕捉サブシステムが、本出願人
による「航空機自動飛行制御装置用高度捕捉モード」と
称する米国特許出願第197,735号で明らかにされている
が、そこでは、Ｋの値は捕捉開始時において航空機の実
際の高度差に比例し、それによって高度捕捉操縦のため
の円弧飛行径路が指令される。この技術では、Ｋの値は
捕捉開始時点で航空機の実際の高度変化率に比例し、こ
れによって高度捕捉操縦に対して円弧飛行を指令する。
この技術では飛行径路と垂直な方向に対する所定の一定
加速度を指令することができるけれども、高い初期高度
変化率に対しては非常に大きな高度差がある場合の高度
捕捉が行われ、高度変化率同様所望の高度をオーバーシ
ュートし易くなり、従ってＫの値はゼロへ低減される。

上記高度捕捉技術のいづれにおいても、空中での飛行機
の固定径路が指令される。指令された径路の変化の割合
は飛行径路に対する航空機の加速度を表わしている。上
記特許第3,240,446号による技術において、指令された
径路によって、設定された高度への漸近的進入を生じ、
これにより、様々な垂直加速度を生じる。上記特許出願
第197,735号による技術では、指令された径路は円形で
あり、故に、高度捕捉動作中の一定の加速度を表わす。

上記従来の技術の重大な欠点は、航空機に対する垂直加
速度が、必ずしも捕捉操縦の初め又は捕捉操縦中に指令
されたものではないということである。例えば、もし捕
捉操縦の直前に実際の速度よりも遅い指令速度をとるた
めの自動操縦指令によって、航空機の高度変化率が増加
しているとすれば、実際の飛行径路は指令した飛行径路
とは初めから大きく異なるであろう。この結果指令され
た飛行径路への修正が容認し得ないレベルの垂直加速度
が生じることになる。

本発明によって上記の欠点は全て克服される。本発明に
よれば、初期高度捕捉の予測が行われ、航空機の実際の
飛行径路が、捕捉操縦を開始する際、指令された飛行径
路と一致するようにしている。それゆえ、航空機の径路
補正による容認しえない垂直加速が避けられる。また、
本発明によれば、指令された捕捉の形態が、その時々の
状況に応じて、漸近的捕捉、円形捕捉、もしくはそれら
双方の組合わせのいづれかとなるようにＫの値が決定さ
れる。

（３）発明の概要 本発明は、設定された高度の自動捕捉の緊急な開始を予
測し、航空機の実際の進路と捕捉操縦による指令された
飛行径路との相関を保証する手段を提供するものであ
る。更に、捕捉操縦の指令された飛行径路は、飛行径路
に垂直な最小加速度で適時高度捕捉を行なうために漸近
的飛行径路、円形飛行径路、もしくはその双方の組合せ
のいづれの場合にも、航空機の高度変化率の関数として
使用される。

（４）良好な実施例についての説明 本発明は、如何なる自動操縦システム或いは自動操縦シ
ステムに結合した性能管理システム（PMS）にも有効で
あり、航空機を上昇又は下降モードから高度捕捉モード
へ自動的にかつ順応性を持って移行させるための装置を
提供する。

たとえば、PMSにおいて、しばしば、所定の又はプログ
ラムされた高度或いは手動で設定された高度に上昇又は
下降中、所定の又はプログラムされた対気速度すなわち
マッハ数を維持して自動的にその高度に到達し、その後
その高度を維持することが望ましい場合がある。同様
に、自動操縦システムにおいて、予定した高度が得られ
た時に上昇又は降下飛行を自動的に終了させることが望
ましい。いづれのシステムにおいても、上昇もしくは下
降は、通常、ある所望の、あるいは指令された対気速
度、マッハ数あるいは垂直速度で行われる。なお、この
指令されたパラメータは航空機のピッチ姿勢を制御する
ことによって変化するものである。以下に示す実施例で
は、指令された一定のマッハ数で上昇もしくは下降する
場合の実施例であるが、この場合の航空機の速度は航空
機のピッチ姿勢を制御することによって維持される。本
発明は、もちろん、このモード以外にも適合可能であ
る。

本発明を説明するため、航空機が、ある所定の、もしく
はプログラムされたマッハ数で上昇するよう指令された
とし、上昇後航空機は、プログラムされた、すなわち設
定された高度を捕捉し、維持すると仮定する。上昇の終
わりに向けて指令された速度が何らかの理由で減少する
と、ピッチ・アップとなり速度が減少し、この結果より
大きな上昇率を生ずる。新たな速度が得られる前に高度
捕捉モードが開始すると、自動操縦装置への指令として
速度を減少させるピッチ・アップ状態から高度を捕捉す
るピッチ・ダウン状態へと移行するようなピッチ遷移が
発生する。このピッチ遷移が生じると、乗客や乗員に不
快感を与えたり、あるいは驚かせたりする、飛行径路に
垂直な過度の加速度（過度のｇ）が発生する。本発明に
よれば、上記のピッチ遷移は、高度捕捉モードが開始さ
れる前にどの位の時間があるのかを予め決定し、かつこ
の残り時間が少なくなるにつれて指令信号への制限を減
少させることにより、実質的に減少しあるいは除去され
る。

高度捕捉制御に関する式は he−Ｋａ＝０ （１） である。

但し、 heは選択（設定）された高度と実際の高度間のフイート
（但し、１フイートは30.48cm）による高度差 ａは１分間当りのフィートによる実際の高度変化率
（上昇率） Ｋは捕捉飛行径路の形状と選択された高度を捕捉するの
に必要な時間とを決定する特性定数 を夫々表わす。

式（１）より、高度捕捉開始に先立つ時間は下記の通り
であることが判る。

但し、２本の垂直線は、通常、パラメータの絶対値を表
わす。

この時間は捕捉モードパラメータから得られるのである
から、自動操縦に対するマッハ指令信号の限界をある所
定の残り時間におけるある最大値から捕捉開始時におけ
る低い値、もしくは零値にまで直線的に減少させ、これ
によって上記マッハ遷移発生の可能性を除去するのに用
いられる。

更に、本発明によって、定数Ｋの値それ自体が変化し
て、高度捕捉モード中の過度の垂直加速度ｇが生じない
ことを保証し、かつ捕捉開始時、もしくは捕捉操縦中の
実際の高度変化率に捕捉飛行径路の形状を適合させるこ
ともできる。

定数Ｋの値は、上記制御式（１）より下記の如く決定さ
れる。

この値は、次いで、捕獲操縦がどこで開始される（フイ
ートで）かを決定するばかりでなく、捕捉飛行径路の形
状、すなわち、Ｋや一定であり続ける場合、指数的径路
を、またａに比例し続ける場合は、円形径路をも決定
する。（３）の導函数をとって、選択された高度が変更
されないと仮定すると、 −ａ＋Ｋａ＝０ （４） となる。

捕捉中、生じた最大垂直加速度Δｇは下記の如くａに
関係しているのが判る。

故に、 ａ＝Δｇ（32.17） （６） （６）を（４）に代入すると、 −ａ＋ＫΔｇ（32.17）＝０ そして再びＫについて解くと下記のようになる。

従って、指令されるべき所望の最大垂直速度Δｇによっ
て捕捉開始時のいづれの高度変化率に対しても、Ｋの値
が定められる。以下述べるように、所望の最大垂直加速
度Δｇは、高度捕捉飛行径路が漸近的、もしくは円形、
あるいはその双方の組合せかを決定するのに用いられ
る。

本発明は、従来のアナログ回路および計算技術を使用す
ることにより、もしくは従来の全デジタル技術を使用す
ることにより、あるいはまた従来のハイブリッドなデジ
タル／アナログ技術を使用することによって実施されて
もよい。本発明の理解を平易にするため、第１図に図示
した如く、一般のアナログ型式を使用して説明するが、
前記アナログ型式は、ブロック図形式でプログラム可能
なデジタル計算機のプログラムを表わしてもよく前記の
デジタル計算機においては種々のアナログ入力がデジタ
ル処理を行なうためにデジタル信号に変換され、種々の
デジタル出力は舵面サーボモータ等を駆動するためにア
ナログ信号に変換されることが判る。

第１図に関して述べると、航空機が設定された高度より
かなり下にあり、かつ自動飛行制御装置が、選択され
た、すなわちプログラムされたマッハ数を捕捉するよう
に航空機の飛行径路を制御していると仮定する。スイッ
チブレード44は端子42に接続して図示の位置にあるが、
これは高度差（he）の値が実際の高度変化率（ａ）に
Ｋを乗じた値（Ｋａ）よりも実質的に大であり、故に
線８および58のこれらの信号に応答する零検知器59によ
って図示の位置にスイッチ装置44が維持されるためであ
る。航空機の実際のマッハ数Ｍを表わす信号は、例え
ば、従来の対気データ計算機から発生され、線28上に発
生する。選択されたマッハ数、例えば適当な制御盤を操
縦士が入力することによって発生する前記選択されたマ
ッハ数、もしくは、例えば燃料節約を効果的にするよう
に性能管理計算機によって発生される計算されたマッハ
数に比例する信号が線35に発生し、通常の加算装置36に
与えられる。線34を介して端子29の信号である実際の航
空機のマッハ数も通常の加算装置36に与えられる。加算
装置36の出力が線37に発生し、マッハ誤差、すなわち、
選択されたマッハ数と航空機の実際のマッハ数との差Δ
Ｍとなる。

端子29の信号は通常の変化率発生器30にも印加される。
変化率発生器30の出力は線31に現われ、実際のマッハ数
の速度変化に比例する信号、すなわちマッハ変化率と
なる。マッハ変化率は利得係数G₂と乗算器32で乗算さ
れ、通常の態様でマッハ数捕捉サブモードのダンピング
を行う。乗算器32の出力は線33に発生し、通常の加算装
置38に印加され、そこで線37のマッハ誤差信号に代数的
に加えられる。従って線39に発生する加算装置38の出力
は本発明の可変リミッタ40に与えられるが、前記リミッ
タ40は図示の特性曲線40aを有している。。可変リミッ
タ40の出力は、線41に発生するが、上記の如く捕捉開始
に対する残り時間である、可変Ｔの関数である。線41の
信号は端子42およびスイッチブレード44を介して加算装
置45へ与えられ、図示の如く自動操縦装置用ピッチ命令
を構成する。加算装置45の出力が線47に発生するが、前
記出力は、スイッチ装置44の信号に線46上のピッチ角お
よびピッチ変化率、ならびに昇降舵位置帰還路51が代数
的に付加された信号から周知の従来の態様で構成されて
いる。前記線47の信号はピッチサーボ48に与えられ、舵
面50を移動させ、従って、再び周知の態様で、航空機を
対応する補正ピッチ変化率にもっていく。上記の如く、
マッハ数制御は説明されており、かつ、前記制御は、対
気速度制御、垂直速度制御、飛行径路角度制御等にも同
様に適合しうることが判る。本発明の一つの特徴によれ
ば、いづれのこれらの自動飛行制御装置のサブモードの
いづれの式の指令信号の概当範囲も制限するよう新規な
可変リミッタ40が使用されている。従って、可変リミッ
タ40以外の今まで説明したきた装置は、一般的に従来の
マッハ・オン・ピッチ制御装置を構成するものであり、
前記マッハ・オン・ピッチ制御装置では、選択された高
度へと上昇中選択されたマッハ速度を維持するためにマ
ッハ誤差関数として航空機のピッチ姿勢が調整される。

上記のマッハ保持動作と同時に、以下hsと称する選択さ
れた高度値に比例する信号が高度選択ダイアル54を手動
で設定することによって機械的連結装置53を介して高度
選択器２に与えられるが、前記高度選択ダイアル54は図
示された通常の表示装置52にhsの値を表示するのに使用
されてもよい。例えば対気データ計算機１から発生され
た航空機の実際の高度haに比例する信号は、高度選択器
２からの信号hsと同様加算装置３に連続的に与えられ
る。線４の加算装置３の出力は故に値（hs−ha）を表わ
すが、前記値は、もちろん、高度偏位、すなわち高度差
heである。高度差信号heは端子５および線5aを介して通
常の絶対値検出器55に与えられる。。絶対検出器55は従
来の態様で作動し、もちろん、実際には、アナログ、も
しくはデジタルのいずれでもよい。高度差絶対値検出器
55の出力は線９に発生し、従来の除算器11の分子として
与えられる。

航空機の実際の高度変化率ａに比例する信号も対気デ
ータ計算機１から線15に連続的に与えられる。この信号
は端子16に発生し、線16aを介して高度変化率絶対値検
出器56に与えられる。絶対値検出器56は前記の絶対値検
出器55と同一のものである。絶対値検出器56の出力は線
10に発生し、除算器11の分母として与えられる。線12の
除算器11の出力は（he/ａ）の絶対値の商を表わして
いる。次いで（he/ａ）の絶対値は、航空機の現上昇
変化率、もしくは高度変化率でheを零に低減するのに必
要とされる時間で測定値であることが判る。すなわち、
（he/ａ）は航空機が上記の如く選択された高度を達
成するのに要した時間を表わしている。

高度変化率ａの絶対値に比例する信号は、また、線17
上にも発生し、利得係数G1を発生する乗算器18に与えら
れる。G1の値は上記の如く制御装置によって指令されう
る最大垂直速度に比例する。線19の乗算器18の出力はリ
ミッタ20に与えられるが、前記リミッタ20の制限特性は
図示されている。リミッタ20が機能することによって高
度捕捉に対する指令された飛行径路のどのセグメントが
実際に漸近的になるのか、および／あるいはどの部分が
円形になるのかが決定される。この制御についての詳細
を以下に説明する。

線21のリミッタ20の出力は上記式（３）で連続的に計算
されたＫの値を表わす。既に述べた如く、Ｋは値は、高
度捕捉操縦開始から設定された高度の最終捕捉までに要
する時間に比例する。端子22に現われるＫの値は線23を
介して加算装置13へ、および線24を介して乗算器26へと
与えられる。

線14の加算装置13の出力は上記式（２）におけるＴの値
を表わすが、前記値Ｔは高度捕捉操縦開始前の残り時間
の測定値である。

Ｔの値は線14を介して可変リミッタ40に与えられる。可
変リミッタ40は、通常、Ｔの値がある所定の値、例えば
60秒より大となった時ピッチサーボ48に対して所定の最
大許容指令を可能にするよう構成されている。しかしな
がら、捕捉開始に対する時間が短くなると、線39のマッ
ハ指令信号への制限も同様に減少され、時間Ｔが零に近
づくと制限も零近くになる。従って、捕捉開始時、もし
くは捕捉開始近くにおいて、自動操縦装置に対する大な
るピッチ指令は一切あり得ず、故に過度な垂直加速度ｇ
を発生する遷移も一切起こり得ない。

航空機が、例えば予め設定された高度に高い上昇率で進
入する際のその時の高度は式（１）に従い、乗算器26の
出力、すなわちリミッタ20の出力であるＫの最大値と高
度変化率の掛算値で表わされる。このことによっって加
算器７から零出力が発生され、零検出器59によって接点
43でスイッチ装置44が切り換えられ、高度捕捉操縦が開
始される。Ｋの値に関するリミッタ20の作用によって高
度変化率の高い値で、Ｋの初期値は、所定の高い値、例
えば0.45秒となるようになっている。先に述べたよう
に、Ｋの定数値は設定された高度に向けて指令された漸
近的飛行経路を生ずる。航空機が指令された漸近的飛行
径路に沿って進む時、ａは、線19の利得G1の出力を同
様の態様で減少させて低減する。線19の値が所定の最大
値より少ない値に減少した場合、リミッタ20の出力（値
Ｋ）は連続して高度変化率ａに比例する。この作用に
よって、線27の乗算器26の出力に発生するＫａの作用
を通して円形飛行径路の指令が発せられる。高度変化率
ａが減少し続けるにつれ、線19に発生するその値は同
様の態様で減少する。線19に発生する値がある所定の最
小値より小さな値となった場合、リミッタ20によってＫ
の値はその低い定数値に保持され、指令された径路が、
設定された高度に対して漸近的な飛行径路へと変換す
る。従って、リミッタ20は、捕捉開始時、航空機がどん
な高度変化率で飛行していても、捕捉飛行径路をこれに
適合させ、利得G1によって設定された最大垂直加速度ｇ
のレベルを越えずにこの捕捉飛行径路を達成することが
判る。

今述べた作用は第２図に図示されているが、前記第２図
は高度差he対高度変化率ａのグラフである。直線61お
よび線62は上記式（１）に対する解を表わしている。但
し、直線61はＫの最大定数値を表わし、直線62はＫの最
小定数値を表わす。これらの解によって、設定された高
度への漸近的飛行径路が生ずる。曲線60は、Ｋがａに
比例し、設定された高度に対して実質的に円形の飛行径
路を生ずる場合の上記式に対する解を表わしている。

リミッタ20の作用によって、ａの値がポイント63に対
応する値以下になるまで飛行径路61（最大限界値によっ
て区定されている）が指令される。ポイント63でＫの値
はａと共に変化し、指令された径路は実質的に円形に
なり、ａがポイント64に対応する値以下になるまでそ
のままである。ポイント64でＫの値は最小定数値に制限
され、設定された高度が達成されるまで漸近的径路が指
令される。

漸近的、もしくは円形の指令された飛行径路の形状は、
高度操縦が開始する際のａの値に左右される。高度変
化率ａによって線19に信号が発生され、リミッタ20に
よって許容された最大値を越えた場合、指令された飛行
径路は最初漸近的であり、次いで円形となり、最後にも
う一度漸近的になる。線19の初期信号がリミッタ20によ
って許容された最大値以下になった場合、指令された飛
行径路は最初円形となり、次いで漸近的になる。線19の
信号が最初リミッタ20によって許容された最小値以下の
場合、指令された飛行径路は全く漸近的である。これら
の飛行径路は全て所定の最大垂直加速度、すなわちｇレ
ベルを越えることなく達成される。

第３図は、高度差heおよび高度捕捉操縦が開始されてか
らの経過時間を描いたグラフである。線65は、Ｋの最小
定数値に対する指令された飛行径路を図示したものであ
る。前記径路は円形部分の一切ない選択された高度に漸
近的に接近しているのが判る。線66は、Ｋの値がリミッ
タ20の最大制限値以下のままであり、かつ円形捕捉操縦
によって、漸近的径路が指令される際Ｋの値が最小値に
達するまで円形捕捉操縦が生じる際の指令された飛行径
路を図示している。線67によってＫは、最初、最大定数
となり、次いでａと共に変化し、ついに最小定数とな
るのが描かれている。従って、飛行径路は漸近的から円
形へ、最後に再び漸近的へと変化する。

上記のことから、本発明によって下記の改良された高度
捕捉特性が提供されることが判る。

１）いずれの自動操縦ピッチサブモードからのピッチサ
ーボに対する指令も高度捕捉操縦が開始される前の残り
時間の関数として連続的に制限される。

２）いずれの自動操縦サブモードからのピッチサーボに
対する指令も高度捕捉操縦の開始直前に零に減少され、
それによって高度捕捉モード遷移に対するいづれの先行
モードも減少、もしくは除去される。

３）設定された高度を達成するための指令された飛行径
路は、捕捉開始時、もしくは捕捉操縦中のいづれかにお
いて航空機の高度変化率により、漸近的、円形、もしく
はそれらの組合せのいづれかとなる。

本発明はその良好な実施例で説明されてきたが、使用さ
れた用語は説明のための用語であって何ら制限するもの
ではなく、その広い観点において、本発明の真の範囲お
よび精神から逸脱することなく多くの変更がなされうる
ことと理解されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図は説明のためのマッハ数保持サブモードからの高
度捕捉を示す本発明の実施例のブロック図であり、第２
図はＫの値の効果を示す高度差he対高度変化率ａのグ
ラフであり、第３図は捕捉操縦開始の際特定の高度変化
率における種々の指令された高度捕捉径路を図示したグ
ラフである。 １……対気データ計算機、２……高度選択器、３……加
算器、11……除算器、18および32……乗算器（利得装
置）、20……リミッタ装置、26……乗算器、30……変化
率発生器、40……可変リミッタ装置、44……スイッチブ
レード、48……ピッチサーボ、50……舵面、51……昇降
舵位置帰還路、52……高度選択表示装置、53……機械的
連結装置、54……高度選択ダイアル、55および56……絶
対値検出器、59……零検出器を夫々示す。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特公 昭48−29359（ＪＰ，Ｂ１) 米国特許3524612（ＵＳ，Ａ) 米国特許4114842（ＵＳ，Ａ) 米国特許3240446（ＵＳ，Ａ) 米国特許4377848（ＵＳ，Ａ)

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】設定された高度（hs）への捕捉飛行径路に
   沿って飛行するように航空機を制御するための装置であ
   って、 （ａ）航空機の現在の高度（ha）と上記設定された高度
   （hs）との差に比例する高度差信号（he）を提供する第
   １の加算手段（３）と、 （ｂ）航空機の実際の高度変化率（ａ）に比例する信
   号を提供する対気データ計算手段（１）と、 （ｃ）上記高度変化率信号（ａ）と垂直方向の加速度
   の所定値に応答して、この高度変化率信号の大きさに関
   係して径路形態が定まる上記設定された高度に至るまで
   の漸近飛行径路、円形飛行径路あるいはこれら２つの径
   路の組合せ飛行径路のいづれかの捕捉飛行径路に追随す
   るよう、捕捉開始時点において、航空機の上記捕捉飛行
   径路の形態の特性を表す信号（Ｋ）を供給する単極リミ
   ッタ手段（20）と、 （ｄ）上記高度変化率信号（ａ）と上記飛行径路の形
   態の特性を表わす信号（Ｋ）との合成信号（Ｋａ）を
   供給する垂算手段（26）と、 （ｅ）上記飛行径路の形態の特性を表す信号（Ｋ）、上
   記高度変化率信号（ａ）および上記高度差信号（he）
   とに応答して、上記捕捉飛行を開始するまでの時間
   （Ｔ）を表す信号を供給する第２の加算手段（13）と、 （ｆ）上記高度差信号（he）と上記合成信号（Ｋａ）
   とに応答して、上記捕捉飛行を遂行するための第１ピッ
   チ指令信号（he−Ｋａ）を供給する第３の加算手段
   （７）と、 （ｇ）マッハ指令信号と前記第２の加算手段（13）から
   の時間（Ｔ）信号とを受信し、該時間（Ｔ）信号の関数
   である第２ピッチ指令信号を出力する可変リミッタ（4
   0）と、 （ｈ）前記第３の加算手段（７）からの第１ピッチ指令
   信号（he−Ｋａ）の値を検出し、その値が零でない時
   には、前記可変リミッタ（40）からの第２ピッチ指令信
   号を、また上記値が零となった時には、前記第３の加算
   手段（７）からの第１ピッチ指令信号（he−Ｋａ）
   を、自動操縦装置に供給する零検出器（59）と、 を備えた航空機用自動飛行制御装置。