JPH0789493A - ヘリコプタの位置保持制御システム、及びヘリコプタのピッチ及びロール命令決定方法 - Google Patents
ヘリコプタの位置保持制御システム、及びヘリコプタのピッチ及びロール命令決定方法Info
- Publication number
- JPH0789493A JPH0789493A JP3131857A JP13185791A JPH0789493A JP H0789493 A JPH0789493 A JP H0789493A JP 3131857 A JP3131857 A JP 3131857A JP 13185791 A JP13185791 A JP 13185791A JP H0789493 A JPH0789493 A JP H0789493A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- signal
- helicopter
- complementary
- providing
- line
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 17
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 claims description 40
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 6
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 claims description 4
- 101100043434 Oryza sativa subsp. japonica SERR gene Proteins 0.000 claims 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims 2
- 238000005562 fading Methods 0.000 claims 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 10
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 7
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 3
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 102100026827 Protein associated with UVRAG as autophagy enhancer Human genes 0.000 description 1
- 101710102978 Protein associated with UVRAG as autophagy enhancer Proteins 0.000 description 1
- 238000010420 art technique Methods 0.000 description 1
- 238000004416 surface enhanced Raman spectroscopy Methods 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
- B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
- B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
Landscapes
- 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)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明の目的は、飛行機の位置を正確に維持
する改善された自動的に飛行停止位置を保持する制御シ
ステムを提供することにある。 【構成】 補償フィルタが、それぞれ長手方向及び横方
向ドプラー測定速度と、長手方向及び横方向加速度計測
定加速度から、大地面基準長手方向及び横方向速度を計
算する。これらの速度は、飛行機の向きを用いて慣性軸
基準速度に変換される。他の組の補償をフィルタが、上
記慣性軸基準速度、及びＧＰＳ位置検知システムによっ
て導かれる位置を用いて、飛行機慣性軸基準長手方向及
び横方向位置を計算する。これらの慣性軸基準位置は、
大地面基準長手方向及び横方向位置信号に反対方向に変
換され、飛行機制御システムにピッチ及びロール命令信
号を与えるために、測定された風速を前述の大地面基準
速度と比較することによって導かれる計算された風速信
号と加算される。制御論理は、自動的に命令信号と係合
する。
する改善された自動的に飛行停止位置を保持する制御シ
ステムを提供することにある。 【構成】 補償フィルタが、それぞれ長手方向及び横方
向ドプラー測定速度と、長手方向及び横方向加速度計測
定加速度から、大地面基準長手方向及び横方向速度を計
算する。これらの速度は、飛行機の向きを用いて慣性軸
基準速度に変換される。他の組の補償をフィルタが、上
記慣性軸基準速度、及びＧＰＳ位置検知システムによっ
て導かれる位置を用いて、飛行機慣性軸基準長手方向及
び横方向位置を計算する。これらの慣性軸基準位置は、
大地面基準長手方向及び横方向位置信号に反対方向に変
換され、飛行機制御システムにピッチ及びロール命令信
号を与えるために、測定された風速を前述の大地面基準
速度と比較することによって導かれる計算された風速信
号と加算される。制御論理は、自動的に命令信号と係合
する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、自動飛行制御システム
に係り、さらに詳細には、回転翼飛行機用の自動飛行停
止保持飛行制御システムに関する。
に係り、さらに詳細には、回転翼飛行機用の自動飛行停
止保持飛行制御システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】ヘリコプタの使用に際しては、しばしば
飛行停止操作がなされ、ヘリコプタは、大地に対して固
定された位置に、及び低い高度に保持されてなる。飛行
停止中に飛行機を制御することは、特に、突風状態すな
わち厳しい運転状態において、パイロットに過度の要求
を与えることになる。この作業負荷要求は、かなりの疲
労をもたらし、パイロットが他の業務を実行することを
困難にさせている。飛行停止操作中のパイロットの作業
を減らし、疲労を低減させる試みとして、何年か前に、
自動飛行停止位置制御システムが導入された。その例
が、米国特許第４，２１３，５８４号（Ｔｅｆｆｔ他）
に開示されている。Ｔｅｆｆｔ氏等の従来システムは、
多数のセンサシステムを採用している。幾つかの従来技
術では、ドプラーレーダ速度システム、ＴＡＣＮＡＶす
なわち全体位置検知（ＧＰＳ）システム、加速度計及び
風測定システムを採用している。
飛行停止操作がなされ、ヘリコプタは、大地に対して固
定された位置に、及び低い高度に保持されてなる。飛行
停止中に飛行機を制御することは、特に、突風状態すな
わち厳しい運転状態において、パイロットに過度の要求
を与えることになる。この作業負荷要求は、かなりの疲
労をもたらし、パイロットが他の業務を実行することを
困難にさせている。飛行停止操作中のパイロットの作業
を減らし、疲労を低減させる試みとして、何年か前に、
自動飛行停止位置制御システムが導入された。その例
が、米国特許第４，２１３，５８４号（Ｔｅｆｆｔ他）
に開示されている。Ｔｅｆｆｔ氏等の従来システムは、
多数のセンサシステムを採用している。幾つかの従来技
術では、ドプラーレーダ速度システム、ＴＡＣＮＡＶす
なわち全体位置検知（ＧＰＳ）システム、加速度計及び
風測定システムを採用している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】不幸にも、従来の自動
飛行停止制御システムは、不適切なデータを与えるセン
サシステムの結合を有するか、またはそれらが持ってい
るセンサシステムを有効に利用していない。従って、そ
れらのシステムの能力を大きく制限する多くの欠点を有
する。
飛行停止制御システムは、不適切なデータを与えるセン
サシステムの結合を有するか、またはそれらが持ってい
るセンサシステムを有効に利用していない。従って、そ
れらのシステムの能力を大きく制限する多くの欠点を有
する。
【０００４】そのような欠点の１つは、従来技術は、飛
行機に対する風の効果を予測する目的を持って風を検知
していないため、従来のシステムは、定常の風あるいは
突風状態のいずれかにおいてうまく機能しないというこ
とである。その代わり、コントローラを存在させること
は、風に対する補償を行う前に、飛行機速度及び／又は
積分速度の誤差の発生を持たなければならない。その結
果としての応答時間の遅れが、大きな位置誤差を生じさ
せ、また、飛行停止位置保持能力を低下させることにな
る。
行機に対する風の効果を予測する目的を持って風を検知
していないため、従来のシステムは、定常の風あるいは
突風状態のいずれかにおいてうまく機能しないというこ
とである。その代わり、コントローラを存在させること
は、風に対する補償を行う前に、飛行機速度及び／又は
積分速度の誤差の発生を持たなければならない。その結
果としての応答時間の遅れが、大きな位置誤差を生じさ
せ、また、飛行停止位置保持能力を低下させることにな
る。
【０００５】また、前述したセンサシステムの非効率性
が、従来の自動飛行停止保持制御システムに、ドリフト
及び定常状態誤差を与えさせる。例えば、基礎速度を測
定するために完全にドプラーレーダシステムに依存して
いる従来システムでは、ドプラーシステムが低飛行速度
では非効率であるために、零シフト及び低周波数誤差を
受ける。これは、全体のシステム能力に影響を与える。
が、従来の自動飛行停止保持制御システムに、ドリフト
及び定常状態誤差を与えさせる。例えば、基礎速度を測
定するために完全にドプラーレーダシステムに依存して
いる従来システムでは、ドプラーシステムが低飛行速度
では非効率であるために、零シフト及び低周波数誤差を
受ける。これは、全体のシステム能力に影響を与える。
【０００６】従来の飛行停止保持制御システムのさらに
他の欠点は、パイロットが積極的な旋回操作を行ったと
きに生ずる。飛行機が１８０度から３６０度間で偏揺れ
する場合には、（前述のＴＡＣＮＡＶ欠点のために偽の
位置信号に対して用いられる）大地面基準速度の積分
は、例え定常慣性位置誤差が積算されているとしても、
零になり得る。
他の欠点は、パイロットが積極的な旋回操作を行ったと
きに生ずる。飛行機が１８０度から３６０度間で偏揺れ
する場合には、（前述のＴＡＣＮＡＶ欠点のために偽の
位置信号に対して用いられる）大地面基準速度の積分
は、例え定常慣性位置誤差が積算されているとしても、
零になり得る。
【０００７】すべての前述の欠点は、パイロットの介在
を必要とし、パイロットを他の業務から引き離してしま
うと共に、パイロットに疲労を与える。そのため、これ
らの欠点を取り除いた改善されたシステムが強く望まれ
ている。
を必要とし、パイロットを他の業務から引き離してしま
うと共に、パイロットに疲労を与える。そのため、これ
らの欠点を取り除いた改善されたシステムが強く望まれ
ている。
【０００８】本発明の目的は、飛行機の位置を正確に維
持する改善された自動的に飛行停止位置を保持する制御
システムを提供することにある。
持する改善された自動的に飛行停止位置を保持する制御
システムを提供することにある。
【０００９】本発明の他の目的は、突風に対して直接補
償を与えるシステムを提供することにある。
償を与えるシステムを提供することにある。
【００１０】本発明のさらに他の目的は、位置を正確に
維持しながら、パイロットに偏揺れ及びコレクティブ軸
における積極的な操作を許可し得るシステムを提供する
ことにある。
維持しながら、パイロットに偏揺れ及びコレクティブ軸
における積極的な操作を許可し得るシステムを提供する
ことにある。
【００１１】本発明のさらに他の目的は、自動的に係合
及び脱離するシステムを提供することにある。
及び脱離するシステムを提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、補償フ
ィルタが、それぞれ長手方向及び横方向ドプラー測定速
度と、長手方向及び横方向加速度計測定加速度から、大
地面基準長手方向及び横方向速度を計算する。これらの
速度は、飛行機の向きを用いて慣性軸基準速度に変換さ
れる。他の組の補償をフィルタが、上記慣性軸基準速
度、及びＧＰＳ位置検知システムによって導かれる位置
を用いて、飛行機慣性軸基準長手方向及び横方向位置を
計算する。これらの慣性軸基準位置は、大地面基準長手
方向及び横方向位置信号に反対方向に変換され、飛行機
制御システムにピッチ及びロール命令信号を与えるため
に、測定された風速を前述の大地面基準速度と比較する
ことによって導かれる計算された風速信号と加算され
る。制御論理は、自動的に命令信号と係合する。
ィルタが、それぞれ長手方向及び横方向ドプラー測定速
度と、長手方向及び横方向加速度計測定加速度から、大
地面基準長手方向及び横方向速度を計算する。これらの
速度は、飛行機の向きを用いて慣性軸基準速度に変換さ
れる。他の組の補償をフィルタが、上記慣性軸基準速
度、及びＧＰＳ位置検知システムによって導かれる位置
を用いて、飛行機慣性軸基準長手方向及び横方向位置を
計算する。これらの慣性軸基準位置は、大地面基準長手
方向及び横方向位置信号に反対方向に変換され、飛行機
制御システムにピッチ及びロール命令信号を与えるため
に、測定された風速を前述の大地面基準速度と比較する
ことによって導かれる計算された風速信号と加算され
る。制御論理は、自動的に命令信号と係合する。
【００１３】本発明は、従来技術によって達成されるも
のよりも一層正確な位置保持機能を与える。新型のディ
ジタル飛行制御システムと一体化されると、位置を自動
的に維持しながら、パイロットに旋回及び急上昇を可能
にさせる。本発明は、現実のシステム中に組み込むこと
ができ、容易に修正することも可能である。
のよりも一層正確な位置保持機能を与える。新型のディ
ジタル飛行制御システムと一体化されると、位置を自動
的に維持しながら、パイロットに旋回及び急上昇を可能
にさせる。本発明は、現実のシステム中に組み込むこと
ができ、容易に修正することも可能である。
【００１４】
【実施例】以下、信号名の前に付けられたＸは、ヘリコ
プタの長手方向軸に対する信号を示す。また、接頭語Ｙ
は、横方向軸に対する信号を示す。
プタの長手方向軸に対する信号を示す。また、接頭語Ｙ
は、横方向軸に対する信号を示す。
【００１５】図１及び図２を参照する。飛行機ピッチ命
令回路１は、例えば加速度計などの加速度測定装置（図
示せず）によって線２に与えられる飛行機長手方向加速
度信号（ＸＡＣＣＥＬ）、及び長手方向の、相補的な、
速度信号（ＸＣＯＭＰＶＥＬ）を線８に与えるために、
相補フィルタ６によって結合される線４に与えられたフ
ィルタをかけられた、長手方向の、ドプラー速度信号
（ＸＦＩＬＴＲＰＯＳＴＲＶＥＬ）を含んでいる。
令回路１は、例えば加速度計などの加速度測定装置（図
示せず）によって線２に与えられる飛行機長手方向加速
度信号（ＸＡＣＣＥＬ）、及び長手方向の、相補的な、
速度信号（ＸＣＯＭＰＶＥＬ）を線８に与えるために、
相補フィルタ６によって結合される線４に与えられたフ
ィルタをかけられた、長手方向の、ドプラー速度信号
（ＸＦＩＬＴＲＰＯＳＴＲＶＥＬ）を含んでいる。
【００１６】相補フィルタは、２個の独立に発生された
信号を合体させ、一方の入力信号の高周波数部分と、他
方の低周波数部分を表す単一の出力信号を与えるもの
で、従来より知られた装置である。そのフィルタは、高
周波数部分を与えている入力信号が、出力の形態の変化
速度の形で与えられる特性を持っている。従って、相補
フィルタ６は、（その低周波数データ用の）速度信号入
力５６を（その高周波数データ用の）加速度信号入力２
と合体させることによって、速度信号８を与える。
信号を合体させ、一方の入力信号の高周波数部分と、他
方の低周波数部分を表す単一の出力信号を与えるもの
で、従来より知られた装置である。そのフィルタは、高
周波数部分を与えている入力信号が、出力の形態の変化
速度の形で与えられる特性を持っている。従って、相補
フィルタ６は、（その低周波数データ用の）速度信号入
力５６を（その高周波数データ用の）加速度信号入力２
と合体させることによって、速度信号８を与える。
【００１７】加算接続部１０は、線８上のＸＣＯＭＰＶ
ＥＬを線４上のＸＦＩＬＴＲＰＯＳＴＲＶＥＬから引算
し、線１２上のフィードバック信号を比例利得アンプ１
４及び積分器１８に与える。積分器１８の出力は、制限
器２０に与えられる。制限器２０は、線２２上に出力信
号を与え、その出力信号は、線１６に与えられるアンプ
１４の出力と共に加算接続部２４によって加算される。
その出力である線２６の信号は、加算接続部２８に与え
られる。加算接続部２８は、線２６上の信号を線２上の
ＸＡＣＣＥＬに加え、その結果である線３０上の信号を
積分器３２に与える。積分器３２の出力は、制限器３４
に与えられる。その制限器３４は、線８上にＸＣＯＭＰ
ＶＥＬ出力を与える。
ＥＬを線４上のＸＦＩＬＴＲＰＯＳＴＲＶＥＬから引算
し、線１２上のフィードバック信号を比例利得アンプ１
４及び積分器１８に与える。積分器１８の出力は、制限
器２０に与えられる。制限器２０は、線２２上に出力信
号を与え、その出力信号は、線１６に与えられるアンプ
１４の出力と共に加算接続部２４によって加算される。
その出力である線２６の信号は、加算接続部２８に与え
られる。加算接続部２８は、線２６上の信号を線２上の
ＸＡＣＣＥＬに加え、その結果である線３０上の信号を
積分器３２に与える。積分器３２の出力は、制限器３４
に与えられる。その制限器３４は、線８上にＸＣＯＭＰ
ＶＥＬ出力を与える。
【００１８】線４上のＸＦＩＬＴＲＰＯＳＴＲＶＥＬ
は、その入力が速度制限器４０によって線３８に与えら
れる進み−遅れフィルタ３６によって与えられる。速度
制限器４０は、線４４上の信号を、信号積分器４８に与
えるところの制限器４６に与える加算接続部４２から構
成されている。積分器４８の出力は、線３８によって加
算接続部４２にフィードバックされる。加算接続部４２
は、線３８のフィードバック信号を制限器５４によって
与えられる線５２の信号から引き算する。制限器回路５
４には、例えばドプラーレーダシステムなどの速度測定
システム（図示せず）によって、線５６上の飛行機長手
方向の速度信号（ドプラーＸＶＥＬ）が与えられる。
は、その入力が速度制限器４０によって線３８に与えら
れる進み−遅れフィルタ３６によって与えられる。速度
制限器４０は、線４４上の信号を、信号積分器４８に与
えるところの制限器４６に与える加算接続部４２から構
成されている。積分器４８の出力は、線３８によって加
算接続部４２にフィードバックされる。加算接続部４２
は、線３８のフィードバック信号を制限器５４によって
与えられる線５２の信号から引き算する。制限器回路５
４には、例えばドプラーレーダシステムなどの速度測定
システム（図示せず）によって、線５６上の飛行機長手
方向の速度信号（ドプラーＸＶＥＬ）が与えられる。
【００１９】速度変換回路６０は、大地面基準信号であ
る線８上の信号ＸＣＯＭＰＶＥＬを、次式に従って、飛
行機の向きを利用して、線６２上に与えられる慣性軸基
準、長手方向の、相補的な速度信号（ＸＩＮＥＲＴＶＥ
Ｌ）に変換する。
る線８上の信号ＸＣＯＭＰＶＥＬを、次式に従って、飛
行機の向きを利用して、線６２上に与えられる慣性軸基
準、長手方向の、相補的な速度信号（ＸＩＮＥＲＴＶＥ
Ｌ）に変換する。
【００２０】ＸＩＮＥＲＴＶＥＬ＝ＸＣＯＭＰＶＥＬ＊
ＣＯＳ（Ψ）−ＹＣＯＭＰＶＥＬ＊ＳＩＮ（Ψ）
ＣＯＳ（Ψ）−ＹＣＯＭＰＶＥＬ＊ＳＩＮ（Ψ）
【００２１】ここで、ＸＩＮＥＲＴＶＥＬ＝慣性軸基
準、長手方向の相補的な速度信号、ＸＣＯＭＰＶＥＬ＝
線８に与えられる大地面基準、長手方向の、相補的な速
度信号、Ψ＝例えばコンパスなどの向き測定装置によっ
て線６４に与えられる磁石Ｎに関する飛行機の向きを表
すＨＥＡＤＩＮＧ信号、ＹＣＯＭＰＶＥＬ＝フィルタ６
と同一であるが、横方向加速度及びフィルタをかけられ
た横方向ドプラー速度入力を用いている相補フィルタに
よって、線６６に与えられる大地面基準、横方向の、相
補的な速度信号である。
準、長手方向の相補的な速度信号、ＸＣＯＭＰＶＥＬ＝
線８に与えられる大地面基準、長手方向の、相補的な速
度信号、Ψ＝例えばコンパスなどの向き測定装置によっ
て線６４に与えられる磁石Ｎに関する飛行機の向きを表
すＨＥＡＤＩＮＧ信号、ＹＣＯＭＰＶＥＬ＝フィルタ６
と同一であるが、横方向加速度及びフィルタをかけられ
た横方向ドプラー速度入力を用いている相補フィルタに
よって、線６６に与えられる大地面基準、横方向の、相
補的な速度信号である。
【００２２】フィルタ６に類似の相補フィルタ６８は、
線６２上のＸＩＮＥＲＴＶＥＬ及び線７２上のフィルタ
をかけられら長手方向のＧＰＳ位置信号（ＦＩＬＴＲＰ
ＯＳ）を利用し、線７０に慣性軸基準、長手方向の相補
的な位置信号（ＸＣＯＭＰＶＥＬ）を与える。
線６２上のＸＩＮＥＲＴＶＥＬ及び線７２上のフィルタ
をかけられら長手方向のＧＰＳ位置信号（ＦＩＬＴＲＰ
ＯＳ）を利用し、線７０に慣性軸基準、長手方向の相補
的な位置信号（ＸＣＯＭＰＶＥＬ）を与える。
【００２３】加算接続部７４は、線７２上のＸＦＩＬＴ
ＲＰＯＳＴＲＶＥＬから線７０のＸＣＯＭＰＶＥＬを引
き算し、線７６上のフィードバック信号を比例利得アン
プ７８及び積分器８２に与える。そのアンプ７８の出力
は、線８０に与えられ、積分器８２の出力は制限器８４
に与えられる。制限器８４は、加算接続部８８によって
線８０上の信号に加算される信号を線８６に与える。加
算接続部８８は、線９０上の信号を加算接続部９２に与
える。加算接続部９２は、線９０上の信号と線６２上の
ＸＩＮＥＲＴＶＥＬとを加算し、線９４上の信号を積分
器９６に与える。積分器９６の出力は、線７０上にＸＣ
ＯＭＰＶＥＬを与える制限器９８に与えられる。
ＲＰＯＳＴＲＶＥＬから線７０のＸＣＯＭＰＶＥＬを引
き算し、線７６上のフィードバック信号を比例利得アン
プ７８及び積分器８２に与える。そのアンプ７８の出力
は、線８０に与えられ、積分器８２の出力は制限器８４
に与えられる。制限器８４は、加算接続部８８によって
線８０上の信号に加算される信号を線８６に与える。加
算接続部８８は、線９０上の信号を加算接続部９２に与
える。加算接続部９２は、線９０上の信号と線６２上の
ＸＩＮＥＲＴＶＥＬとを加算し、線９４上の信号を積分
器９６に与える。積分器９６の出力は、線７０上にＸＣ
ＯＭＰＶＥＬを与える制限器９８に与えられる。
【００２４】積分器９６は、線１００に与えられる（図
３にさらに詳細に示されている）２値のＨＯＶＥＲＨＯ
ＬＤ信号によって制御される。論理高ＨＯＶＥＲＨＯＬ
Ｄ信号は、飛行機の飛行パラメータが、本発明の飛行停
止保持システムとの係合を受け入れ可能であることを示
す。積分器９６はＨＯＶＥＲＨＯＬＤが論理高であると
き線９４に与えられる信号を積分し、ＨＯＶＥＲＨＯＬ
Ｄが論理低であるとき零の大きさの出力を与える。
３にさらに詳細に示されている）２値のＨＯＶＥＲＨＯ
ＬＤ信号によって制御される。論理高ＨＯＶＥＲＨＯＬ
Ｄ信号は、飛行機の飛行パラメータが、本発明の飛行停
止保持システムとの係合を受け入れ可能であることを示
す。積分器９６はＨＯＶＥＲＨＯＬＤが論理高であると
き線９４に与えられる信号を積分し、ＨＯＶＥＲＨＯＬ
Ｄが論理低であるとき零の大きさの出力を与える。
【００２５】線７２上のＸＦＩＬＴＲＰＯＳＴＲＶＥＬ
は、同期回路１０８によって線１０４に位置誤差信号を
与えられる制限器１０２の出力によって与えられるフィ
ルタをかけられた長手方向のＧＰＳ位置信号である。同
期回路１０８は、例えばＧＰＳすなわちＴＡＣＮＡＶシ
ステムなどの位置検知システム（図示せず）によって線
１１６に与えられる長手方向位置信号（ＧＰＳ ＸＰＯ
ＳＥＲＲＳ）からノイズを取り除くところのローパスフ
ィルタの出力から線１１４上の信号を与えられる。同期
回路１０８は、所望位置と現在位置との諭して誤差信号
を与える。この回路１０８は、線１００に与えられるＨ
ＯＶＥＲＨＯＬＤ信号によって制御される。ＨＯＶＥＲ
ＨＯＬＤが論理低であるとき、同期回路１０８は、零出
力を与える。ＨＯＶＥＲＨＯＬＤが論理高であるとき、
その回路１０８は、ＨＯＶＥＲＨＯＬＤ低から高への転
移時の飛行機の長手方向位置と、現在の長手方向位置間
の差を表す位置誤差信号を与える。
は、同期回路１０８によって線１０４に位置誤差信号を
与えられる制限器１０２の出力によって与えられるフィ
ルタをかけられた長手方向のＧＰＳ位置信号である。同
期回路１０８は、例えばＧＰＳすなわちＴＡＣＮＡＶシ
ステムなどの位置検知システム（図示せず）によって線
１１６に与えられる長手方向位置信号（ＧＰＳ ＸＰＯ
ＳＥＲＲＳ）からノイズを取り除くところのローパスフ
ィルタの出力から線１１４上の信号を与えられる。同期
回路１０８は、所望位置と現在位置との諭して誤差信号
を与える。この回路１０８は、線１００に与えられるＨ
ＯＶＥＲＨＯＬＤ信号によって制御される。ＨＯＶＥＲ
ＨＯＬＤが論理低であるとき、同期回路１０８は、零出
力を与える。ＨＯＶＥＲＨＯＬＤが論理高であるとき、
その回路１０８は、ＨＯＶＥＲＨＯＬＤ低から高への転
移時の飛行機の長手方向位置と、現在の長手方向位置間
の差を表す位置誤差信号を与える。
【００２６】線７０上の慣性軸基準、長手方向の、相補
的な位置信号ＸＣＯＭＰＶＥＬは、同期回路１２２に与
えられる。同期回路１２２は、それが線１００に与えら
れるＨＯＶＥＲＨＯＬＤの転移を１秒半だけ遅らせる遅
延回路１２８によって線１２６に与えられる遅延ＨＯＶ
ＥＲＨＯＬＤ信号によって制御されているということを
除いて、回路１０８と同様に働く。従って、同期回路１
２２は、飛行機が飛行停止に入ったときの位置からの飛
行機長手方向位置のドリフトを表す線１３０上の慣性軸
基準、相補的な長手方向位置誤差信号（ＸＰＯＳＥＲ
Ｒ）を与える。
的な位置信号ＸＣＯＭＰＶＥＬは、同期回路１２２に与
えられる。同期回路１２２は、それが線１００に与えら
れるＨＯＶＥＲＨＯＬＤの転移を１秒半だけ遅らせる遅
延回路１２８によって線１２６に与えられる遅延ＨＯＶ
ＥＲＨＯＬＤ信号によって制御されているということを
除いて、回路１０８と同様に働く。従って、同期回路１
２２は、飛行機が飛行停止に入ったときの位置からの飛
行機長手方向位置のドリフトを表す線１３０上の慣性軸
基準、相補的な長手方向位置誤差信号（ＸＰＯＳＥＲ
Ｒ）を与える。
【００２７】線１３０上のＸＰＯＳＥＲＲ信号は、慣性
軸基準信号ＸＰＯＳＥＲＲを、次式に従って、飛行機の
向きを利用して線１３４に与えられる大地面基準信号
（ＸＧＰＥＲＲ）に変換するところの変換回路１３２に
与えられる。
軸基準信号ＸＰＯＳＥＲＲを、次式に従って、飛行機の
向きを利用して線１３４に与えられる大地面基準信号
（ＸＧＰＥＲＲ）に変換するところの変換回路１３２に
与えられる。
【００２８】ＸＧＰＥＲＲ＝ＸＰＯＳＥＲＲ＊ＣＯＳ
（Ψ）＋ＹＰＯＳＥＲＲ＊ＳＩＮ（Ψ）
（Ψ）＋ＹＰＯＳＥＲＲ＊ＳＩＮ（Ψ）
【００２９】ここで、ＸＧＰＥＲＲ＝線１３４に与えら
れる大地面基準、相補的な、長手方向位置誤差信号、Ｘ
ＰＯＳＥＲＲ＝線１３０に与えられる慣性軸基準、相補
的な、長手方向位置誤差信号、ＹＰＯＳＥＲＲ＝図１と
類似しているが、横方向加速度、速度、ＧＰＳ位置、及
びエア速度入力を用いている回路によって、線１３６に
与えられる慣性軸基準、相補的な、横方向位置誤差信
号、Ψ＝線６４に与えられる向き角、線１３４上のＸＧ
ＰＥＲＲは、比例利得アンプ１３８及び積分器１４０に
与えられる。
れる大地面基準、相補的な、長手方向位置誤差信号、Ｘ
ＰＯＳＥＲＲ＝線１３０に与えられる慣性軸基準、相補
的な、長手方向位置誤差信号、ＹＰＯＳＥＲＲ＝図１と
類似しているが、横方向加速度、速度、ＧＰＳ位置、及
びエア速度入力を用いている回路によって、線１３６に
与えられる慣性軸基準、相補的な、横方向位置誤差信
号、Ψ＝線６４に与えられる向き角、線１３４上のＸＧ
ＰＥＲＲは、比例利得アンプ１３８及び積分器１４０に
与えられる。
【００３０】積分器１４０の出力は、線１４４上の信号
をサンプルホールド回路１４６に与える制限器１４２に
与えられる。その回路１４６の出力は、線１４８を介し
て加算接続部１５０に与えられる。
をサンプルホールド回路１４６に与える制限器１４２に
与えられる。その回路１４６の出力は、線１４８を介し
て加算接続部１５０に与えられる。
【００３１】積分器回路１４０は、線１００に与えられ
るＨＯＶＥＲＨＯＬＤ転移を１秒だけ遅らせる遅延回路
１５６によって、線１５４に与えられる遅延ＨＯＶＥＲ
ＨＯＬＤ信号によって制御される。
るＨＯＶＥＲＨＯＬＤ転移を１秒だけ遅らせる遅延回路
１５６によって、線１５４に与えられる遅延ＨＯＶＥＲ
ＨＯＬＤ信号によって制御される。
【００３２】サンプルホールド回路１４６は、２個のイ
ンバータ１５８、１６０出力によって制御される。イン
バータ１５８は、線１５４上の遅延ＨＯＶＥＲＨＯＬＤ
信号を反転させ、リセット信号（Ｓ）を回路１４６に与
える。
ンバータ１５８、１６０出力によって制御される。イン
バータ１５８は、線１５４上の遅延ＨＯＶＥＲＨＯＬＤ
信号を反転させ、リセット信号（Ｓ）を回路１４６に与
える。
【００３３】ＨＯＶＥＲＨＯＬＤが論理低から論理高へ
転移するとき、インバータ１６０は、回路１４６を「追
従」モードにさせる。このモードでは、その回路は、単
一利得アンプとして機能する。１秒の遅れの後、積分器
１４０は、遅延回路１５６からの指令で、線１３４に与
えられる信号を積分し始める。遅延回路１５６は、積分
器１４０が、「ロッキング」動作を防止するために積分
を開始する前に、正しい大きさに達するための比例通路
信号時間を与える。
転移するとき、インバータ１６０は、回路１４６を「追
従」モードにさせる。このモードでは、その回路は、単
一利得アンプとして機能する。１秒の遅れの後、積分器
１４０は、遅延回路１５６からの指令で、線１３４に与
えられる信号を積分し始める。遅延回路１５６は、積分
器１４０が、「ロッキング」動作を防止するために積分
を開始する前に、正しい大きさに達するための比例通路
信号時間を与える。
【００３４】線１００上のＨＯＶＥＲＨＯＬＤが高から
低に転移するとき、インバータ１６０は回路１４６を
「サンプルホールド」モードにさせる。そこでは、線１
４４上の信号がサンプルされ、その値が線１４８に保持
される。１秒の遅れの後、インバータ１５８は回路１４
６を零にリセットし、遅延回路１５６は、積分器１４０
に命令を出し、積分を停止（すなわち、出力は零にな
る）させる。サンプルホールド回路１４６は、飛行機が
飛行停止に入り及び動き出すとき、転移を最小にする。
低に転移するとき、インバータ１６０は回路１４６を
「サンプルホールド」モードにさせる。そこでは、線１
４４上の信号がサンプルされ、その値が線１４８に保持
される。１秒の遅れの後、インバータ１５８は回路１４
６を零にリセットし、遅延回路１５６は、積分器１４０
に命令を出し、積分を停止（すなわち、出力は零にな
る）させる。サンプルホールド回路１４６は、飛行機が
飛行停止に入り及び動き出すとき、転移を最小にする。
【００３５】加算接続部１５０は、線１４８に与えられ
るサンプルホールド回路の出力を線１５２に与えられる
比例利得アンプ１３８の出力と加算し、線１６２上の加
算信号を制限器１６４に与える。制限器１６４の出力
は、線１６８上の信号を加算接続部１７０に与えるＦＡ
ＤＥ回路１６６に与えられる。
るサンプルホールド回路の出力を線１５２に与えられる
比例利得アンプ１３８の出力と加算し、線１６２上の加
算信号を制限器１６４に与える。制限器１６４の出力
は、線１６８上の信号を加算接続部１７０に与えるＦＡ
ＤＥ回路１６６に与えられる。
【００３６】そのＦＡＤＥ回路１６６は、線１００上の
ＨＯＶＥＲＨＯＬＤによって制御される。ＨＯＶＥＲＨ
ＯＬＤが低から高に転移するとき、ＦＡＤＥ回路の利得
は、１秒以上の時間間隔をもって０から１に線形的に変
化する。ＨＯＶＥＲＨＯＬＤが高から低に転移すると
き、利得は、１から０に逆に変化する。したがって、回
路１６６は、飛行機が飛行停止に入り及び動き出すにし
たがって、制限器１６４によって与えられる信号をフェ
ーズイン及びフェーズアウトさせ、大きな変位が線１６
８に現れるのを防止する。
ＨＯＶＥＲＨＯＬＤによって制御される。ＨＯＶＥＲＨ
ＯＬＤが低から高に転移するとき、ＦＡＤＥ回路の利得
は、１秒以上の時間間隔をもって０から１に線形的に変
化する。ＨＯＶＥＲＨＯＬＤが高から低に転移すると
き、利得は、１から０に逆に変化する。したがって、回
路１６６は、飛行機が飛行停止に入り及び動き出すにし
たがって、制限器１６４によって与えられる信号をフェ
ーズイン及びフェーズアウトさせ、大きな変位が線１６
８に現れるのを防止する。
【００３７】加算接続部１７０は、線１６８に与えられ
る位置誤差信号をＦＡＤＥ回路１７４によって線１７２
に与えられる調整された風補償信号と加算する。回路１
７４は、回路１６６と同様に機能するが、線１７６に与
えられる（図３に詳述される）ディジタルＷＩＮＤＣＯ
ＭＰ ＦＡＤＥ信号によって制御される。ＦＡＤＥ回路
１７４に対する入力は、比例利得回路１８６によって線
１８４に与えられる信号を進みー遅れ回路１９０によっ
て与えられる線１８８の信号に加算するところの加算接
続部１８２から構成されている導関数回路１８２によっ
て線１８０に与えられる信号を調整する制限器１７８に
よって与えられる。導関数回路１８２は、線１９２に与
えられる信号が急速に変化するとき、それを「ブース
ト」し、突風に応答してより良い飛行停止状態を与え
る。従って、加算接続部１７０は、飛行機への風の効果
を予測するために飛行機位置誤差信号を変更する。
る位置誤差信号をＦＡＤＥ回路１７４によって線１７２
に与えられる調整された風補償信号と加算する。回路１
７４は、回路１６６と同様に機能するが、線１７６に与
えられる（図３に詳述される）ディジタルＷＩＮＤＣＯ
ＭＰ ＦＡＤＥ信号によって制御される。ＦＡＤＥ回路
１７４に対する入力は、比例利得回路１８６によって線
１８４に与えられる信号を進みー遅れ回路１９０によっ
て与えられる線１８８の信号に加算するところの加算接
続部１８２から構成されている導関数回路１８２によっ
て線１８０に与えられる信号を調整する制限器１７８に
よって与えられる。導関数回路１８２は、線１９２に与
えられる信号が急速に変化するとき、それを「ブース
ト」し、突風に応答してより良い飛行停止状態を与え
る。従って、加算接続部１７０は、飛行機への風の効果
を予測するために飛行機位置誤差信号を変更する。
【００３８】回路１８６及び１９０への入力は、ローパ
スフィルタ１９４によって線１９２に与えられる。フィ
ルタ１９４は、例えばＰＡＣＥＲ Ｓｙｓｔｅｍｓ株式
会社によって制作された全方向性エアデータシステムな
どのエア速度測定システム（図示せず）によって線２０
０に与えられる長手方向エア速度信号ＸＡＩＲＳＰＥＥ
Ｄから線８上のＸＣＯＭＰＶＥＬを引き算するところの
加算接続部１９８によって与えられる線１９６に与えら
れる計算された長手方向の風補償信号（ＸＷＩＮＤＣＯ
ＭＰ）をフィルタにかける。
スフィルタ１９４によって線１９２に与えられる。フィ
ルタ１９４は、例えばＰＡＣＥＲ Ｓｙｓｔｅｍｓ株式
会社によって制作された全方向性エアデータシステムな
どのエア速度測定システム（図示せず）によって線２０
０に与えられる長手方向エア速度信号ＸＡＩＲＳＰＥＥ
Ｄから線８上のＸＣＯＭＰＶＥＬを引き算するところの
加算接続部１９８によって与えられる線１９６に与えら
れる計算された長手方向の風補償信号（ＸＷＩＮＤＣＯ
ＭＰ）をフィルタにかける。
【００３９】加算接続部１７０は、飛行機長手方向位置
を制御するため飛行制御システム（図示せず）によって
利用される線２０２に与えられるピッチ命令信号（ＰＩ
ＴＣＨ ＣＭＤ）である。
を制御するため飛行制御システム（図示せず）によって
利用される線２０２に与えられるピッチ命令信号（ＰＩ
ＴＣＨ ＣＭＤ）である。
【００４０】飛行機横方向位置を制御するため、ロール
命令信号を飛行機の飛行制御システムに与えるために、
ピッチ命令回路１に類似の回路が使用されなければなら
ない。ロール命令回路とピッチ命令回路１との間の違い
は、ａ）加速度、速度、位置、及びエア速度入力（線
２，５６，１１６，及び２００上の信号のロール命令回
路カウンタパーツ）が飛行機の横方向軸のパラメータを
表すこと、ｂ）横方向速度変換回路（回路６０のロール
カウンタパーツ）が、次式に従って、慣性軸基準、横方
向の、相補的な速度信号ＹＩＮＥＲＴＶＥＬ（線８上の
信号のロールカウンタパーツ）を計算すること、ＹＩＮ
ＥＲＴＶＥＬ＝ＸＣＯＭＰＶＥＬ＊ＳＩＮ（Ψ）＋ＹＣ
ＯＭＰＶＥＬ＊ＣＯＳ（Ψ）、ｃ）位置変換回路（回路
１３２のロールカウンタパーツ）が、次式に従って、大
地面基準、横方向の、相補的な位置誤差信号ＹＧＰＥＲ
Ｒ（線１３４上の信号のロールカウンタパーツ）を計算
することである。
命令信号を飛行機の飛行制御システムに与えるために、
ピッチ命令回路１に類似の回路が使用されなければなら
ない。ロール命令回路とピッチ命令回路１との間の違い
は、ａ）加速度、速度、位置、及びエア速度入力（線
２，５６，１１６，及び２００上の信号のロール命令回
路カウンタパーツ）が飛行機の横方向軸のパラメータを
表すこと、ｂ）横方向速度変換回路（回路６０のロール
カウンタパーツ）が、次式に従って、慣性軸基準、横方
向の、相補的な速度信号ＹＩＮＥＲＴＶＥＬ（線８上の
信号のロールカウンタパーツ）を計算すること、ＹＩＮ
ＥＲＴＶＥＬ＝ＸＣＯＭＰＶＥＬ＊ＳＩＮ（Ψ）＋ＹＣ
ＯＭＰＶＥＬ＊ＣＯＳ（Ψ）、ｃ）位置変換回路（回路
１３２のロールカウンタパーツ）が、次式に従って、大
地面基準、横方向の、相補的な位置誤差信号ＹＧＰＥＲ
Ｒ（線１３４上の信号のロールカウンタパーツ）を計算
することである。
【００４１】ＹＧＰＥＲＲ＝−ＸＰＯＳＥＲＲ＊ＳＩＮ
（Ψ）＋ＹＰＯＳＥＲＲ＊ＣＯＳ（Ψ）
（Ψ）＋ＹＰＯＳＥＲＲ＊ＣＯＳ（Ψ）
【００４２】図３を参照する。ピッチ命令回路１（線１
００）及び前述のロール命令回路の双方で利用されるＨ
ＯＶＥＲＨＯＬＤ信号は、線２２２に与えられるパイロ
ット選択回路２２１の出力及び線２２６に与えられるラ
ッチ回路２２４の出力が論理高であるとき、線１００に
論理高を与えるアンド回路２２０によって与えられる。
００）及び前述のロール命令回路の双方で利用されるＨ
ＯＶＥＲＨＯＬＤ信号は、線２２２に与えられるパイロ
ット選択回路２２１の出力及び線２２６に与えられるラ
ッチ回路２２４の出力が論理高であるとき、線１００に
論理高を与えるアンド回路２２０によって与えられる。
【００４３】パイロット選択回路２２１（ここでは詳細
に図示せず）は、パイロットに本発明のシステムを作動
させる手段を与えるもので、従来からしられた多くのス
ィッチの１つである。
に図示せず）は、パイロットに本発明のシステムを作動
させる手段を与えるもので、従来からしられた多くのス
ィッチの１つである。
【００４４】ラッチ回路２２４は、セット（Ｓ）制御入
力及びリセット（Ｒ）制御入力を有する双安定装置であ
る。ラッチ回路２２４のＳ入力は、線２３０に与えられ
るアンド回路２２８の出力によって制御される。また、
Ｒ入力は、線２３４に与えられるオア回路２３２の出力
によって制御される。線２３０上のセット信号が論理低
から論理高に転移するとき、線２２６のラッチ出力信号
は、論理高に設定される。線２３４上のリセット信号の
論理低から論理高へ転移は、線２２６上のラッチ出力信
号を論理低にリセットする。
力及びリセット（Ｒ）制御入力を有する双安定装置であ
る。ラッチ回路２２４のＳ入力は、線２３０に与えられ
るアンド回路２２８の出力によって制御される。また、
Ｒ入力は、線２３４に与えられるオア回路２３２の出力
によって制御される。線２３０上のセット信号が論理低
から論理高に転移するとき、線２２６のラッチ出力信号
は、論理高に設定される。線２３４上のリセット信号の
論理低から論理高へ転移は、線２２６上のラッチ出力信
号を論理低にリセットする。
【００４５】アンド回路２２８は、比較器回路２５０〜
２５７によって線２４０〜２４７に与えられる８個の入
力を有する。アンド回路２２８は、線２４０〜２４７上
の信号が論理高であるとき、線２３０に論理高信号を与
える。比較器２５０，２５１は、長手方向及び横方向加
速度が、それぞれ５フィート／平方秒よりも小さいと
き、論理高出力を与える。比較器２５２，２５３は、長
手方向及び横方向速度が、それぞれ３フィート／秒より
も小さいとき、論理高出力を与える。比較器２５４，２
５５は、ピッチ及びロール速度が、それぞれ５度／秒よ
りも小さいとき論理高出力を与える。比較器２５６，２
５７は、ピッチ及びロール軸の飛行操縦桿に対してパイ
ロットにより加えられる力が、それぞれ１秒半以上の間
零であるとき、論理高出力を与える。
２５７によって線２４０〜２４７に与えられる８個の入
力を有する。アンド回路２２８は、線２４０〜２４７上
の信号が論理高であるとき、線２３０に論理高信号を与
える。比較器２５０，２５１は、長手方向及び横方向加
速度が、それぞれ５フィート／平方秒よりも小さいと
き、論理高出力を与える。比較器２５２，２５３は、長
手方向及び横方向速度が、それぞれ３フィート／秒より
も小さいとき、論理高出力を与える。比較器２５４，２
５５は、ピッチ及びロール速度が、それぞれ５度／秒よ
りも小さいとき論理高出力を与える。比較器２５６，２
５７は、ピッチ及びロール軸の飛行操縦桿に対してパイ
ロットにより加えられる力が、それぞれ１秒半以上の間
零であるとき、論理高出力を与える。
【００４６】オア回路２３２は、それぞれ比較器回路２
５８〜２６１によって線２６４〜２６７に４個の入力を
与えられる。オア回路２３２は、線２６４〜２６７のい
ずれか１つが論理高である場合にはいつでも線２３４に
論理高信号を与える。比較器２５８，２５９は、長手方
向及び横方向速度が、それぞれ、２０フィート／秒より
も大きいとき、論理高信号を与える。比較器２６０，２
６１は、パイロットが操縦桿をピッチ及びロール軸で、
それぞれ各軸の全走行の１％よりも大きく変位させる
と、それぞれ論理高信号を与える。
５８〜２６１によって線２６４〜２６７に４個の入力を
与えられる。オア回路２３２は、線２６４〜２６７のい
ずれか１つが論理高である場合にはいつでも線２３４に
論理高信号を与える。比較器２５８，２５９は、長手方
向及び横方向速度が、それぞれ、２０フィート／秒より
も大きいとき、論理高信号を与える。比較器２６０，２
６１は、パイロットが操縦桿をピッチ及びロール軸で、
それぞれ各軸の全走行の１％よりも大きく変位させる
と、それぞれ論理高信号を与える。
【００４７】ピッチ及びロール命令回路によって利用さ
れるＷＩＮＤＣＯＭフェード信号は、それぞれ比較器回
路２６２及びパイロット選択回路２２１によって線２７
４，２２２に与えられる２個の入力を有するアンド回路
２７２によって線１７６に与えられる。比較器回路２６
２の出力は、飛行機の前向きの速度が２０フィート／秒
よりも小さいとき、論理高である。
れるＷＩＮＤＣＯＭフェード信号は、それぞれ比較器回
路２６２及びパイロット選択回路２２１によって線２７
４，２２２に与えられる２個の入力を有するアンド回路
２７２によって線１７６に与えられる。比較器回路２６
２の出力は、飛行機の前向きの速度が２０フィート／秒
よりも小さいとき、論理高である。
【００４８】本発明の飛行停止システムは、パイロット
がパイロット選択回路に係わり、比較器回路２５０〜２
５７の条件が適合したならば、自動的に働く。パイロッ
ト選択が切り離されるか、比較器２５８〜２６１の条件
が適合しない場合には、システムは働かない。
がパイロット選択回路に係わり、比較器回路２５０〜２
５７の条件が適合したならば、自動的に働く。パイロッ
ト選択が切り離されるか、比較器２５８〜２６１の条件
が適合しない場合には、システムは働かない。
【００４９】比較器回路２５０〜２６２は、詳細には示
されていないが、入力パラメータ信号を所定のしきい値
制限と比較し、そのしきい値制限が超えられた場合に論
理高のディジタル出力信号を与えるものであり、従来か
ら良く知られた多くの回路のいずれかであり得る。
されていないが、入力パラメータ信号を所定のしきい値
制限と比較し、そのしきい値制限が超えられた場合に論
理高のディジタル出力信号を与えるものであり、従来か
ら良く知られた多くの回路のいずれかであり得る。
【００５０】本発明は、アナログ回路、専用ディジタル
回路網又は例えば従来良く知られた回路設計を用いてい
るソフトウェアプログラムを用いても実施され得る。ア
ナログ、専用ディジタル及びソフトウェア間の均等性
は、（異なる内容の）米国特許第４，２９４，１６２号
（Ｆｏｗｌｅｒ他）に説明されている。
回路網又は例えば従来良く知られた回路設計を用いてい
るソフトウェアプログラムを用いても実施され得る。ア
ナログ、専用ディジタル及びソフトウェア間の均等性
は、（異なる内容の）米国特許第４，２９４，１６２号
（Ｆｏｗｌｅｒ他）に説明されている。
【００５１】本発明は、様々な遅延時間、種々のタイプ
のフィルタ及び制限器、及び本発明のいかなる実施にも
適する他の公知の設計特性でもって実施可能である。
のフィルタ及び制限器、及び本発明のいかなる実施にも
適する他の公知の設計特性でもって実施可能である。
【００５２】
【発明の効果】本発明は、従来技術によって達成される
ものよりも一層正確な位置保持機能を与える。新型のデ
ィジタル飛行制御システムと一体化されると、位置を自
動的に維持しながら、パイロットに旋回及び急上昇を可
能にさせる。本発明は、現実のシステム中に組み込むこ
とができ、容易に修正することも可能である。
ものよりも一層正確な位置保持機能を与える。新型のデ
ィジタル飛行制御システムと一体化されると、位置を自
動的に維持しながら、パイロットに旋回及び急上昇を可
能にさせる。本発明は、現実のシステム中に組み込むこ
とができ、容易に修正することも可能である。
【図１】本発明に係るピッチ軸制御用の飛行停止保持制
御システムの概略構成図である。
御システムの概略構成図である。
【図２】本発明に係るピッチ軸制御用の飛行停止保持制
御システムの概略構成図である。
御システムの概略構成図である。
【図３】飛行停止保持制御システム用の制御論理の概略
構成図である。
構成図である。
６，６８ 相補フィルタ １０，２８，４２，８８，９２ 加算接続部 １４，７８ 比例利得アンプ １８，３２，４８，８２，９６，１４０ 積分器 ２０，３４，５４，９８，１０２ 制限器 ４０ 速度制限器 ６０ 速度変換回路 １０８ 同期回路 １４６ サンプルホールド回路 １５８，１６０ インバータ
Claims (7)
- 【請求項１】 ヘリコプタの長手方向及び横方向加速度
を表す大地面基準加速度信号を与えるための加速度検知
手段と、 ヘリコプタの長手方向及び横方向速度を表す大地面基準
速度信号を与えるための速度検知手段と、 飛行機の位置と所定位置との間の差を表す大地面基準長
手方向及び横方向位置誤差信号を与えるための位置検知
手段と、 ヘリコプタの長手方向及び横方向エア速度を表す長手方
向及び横方向エア速度信号を与えるための長手方向及び
横方向エア速度検知手段と、 信号の大きさ（Ψ）が或る点に関するヘリコプタの向き
を表わしている向き信号を与えるための向き検知手段
と、 上記加速信号と上記速度信号に応答し、信号の大きさ
（ＸＣＯＭＰＶＥＬ，ＹＣＯＭＰＶＥＬ）が、上記大地
面基準加速度信号の積分の高周波部分及び上記大地面基
準速度信号の低周波部分を表わしている大地面基準相補
長手方向及び横方向速度信号を与えるための速度相補フ
ィルタ手段と、 上記相補速度信号及び上記向き信号に応答し、上記相補
信号を次式に従って慣性軸基準相補速度信号（ＸＩＮＥ
ＲＴＶＥＬ，ＹＩＮＥＲＴＶＥＬ）に変換するための速
度変換手段と、 ＸＩＮＥＲＴＶＥＬ＝ＸＣＯＭＰＶＥＬ＊ＣＯＳ（Ψ）
−ＹＣＯＭＰＶＥＬ＊ＳＩＮ（Ψ）、 ＹＩＮＥＲＴＶＥＬ＝ＸＣＯＭＰＶＥＬ＊ＳＩＮ（Ψ）
−ＹＣＯＭＰＶＥＬ＊ＣＯＳ（Ψ）、 上記慣性軸基準速度信号及び上記位置誤差信号に応答
し、上記慣性軸基準速度信号の積分の高周波部分及び上
記位置誤差信号の低周波部分を表す慣性軸基準相補長手
方向及び横方向位置信号を与えるための位置相補フィル
タ手段と、 上記相補位置信号に応答し、信号の大きさ（ＸＰＯＳＥ
ＲＲ，ＹＰＯＳＥＲＲ）が実際の相補位置と所定の相補
位置との間の差を表わしている相補長手方向及び横方向
位置誤差信号を与えるための同期手段と、 上記相補位置誤差信号及び上記向き信号に応答し、上記
相補位置誤差信号を次式に従って、大地面基準相補長手
方向及び横方向位置誤差信号（ＸＧＰＥＲＲ，ＹＧＰＥ
ＲＲ）に変換するための位置変換手段と、 ＸＧＰＥＲＲ＝ＸＰＯＳＥＲＲ＊ＣＯＳ（Ψ）−ＹＰＯ
ＳＥＲＲ＊ＳＩＮ（Ψ）、 ＹＧＰＥＲＲ＝ＸＰＯＳＥＲＲ＊ＳＩＮ（Ψ）−ＹＰＯ
ＳＥＲＲ＊ＣＯＳ（Ψ）、 上記大地面基準相補位置誤差信号に応答し、ピッチ及び
ロール命令信号を与えるためのピッチ及びロール命令信
号手段、から成り、停止飛行中にピッチ及びロール命令
信号を与えるヘリコプタの位置保持制御システム。 - 【請求項２】 請求項１に記載のシステムにおいて、さ
らに、エア速度信号及び上記慣性軸基準速度信号に応答
し、ヘリコプタの長手方向及び横方向軸における風速を
表す長手方向及び横方向風速信号を与えるための風検知
手段を有し、上記ピッチ及びロール命令信号手段は、上
記大地面基準相補位置誤差信号及び上記風速信号に応答
し、ピッチ及びロール命令信号を与えることを特徴とす
るヘリコプタの位置保持制御システム。 - 【請求項３】 請求項１に記載のシステムにおいて、さ
らに、ヘリコプタのピッチ及びロール速度を表すピッチ
及びロール速度信号を与えるためのピッチ及びロール速
度検知手段と、 ヘリコプタの操縦桿に加えられる力を表す操縦桿力信号
を与えるための操縦桿力検知手段と、 上記加速度信号、上記速度信号、上記ピッチ及びロール
速度信号、及び上記操縦桿力信号に応答し、上記ピッチ
及びロール命令信号を自動的に接続及び脱離させるため
のゲート手段、を有することを特徴とするヘリコプタの
位置保持制御システム。 - 【請求項４】 請求項１に記載のシステムにおいて、 上記速度相補フィルタ手段は、ａ）上記速度信号及び上
記相補速度信号を表す第１加算信号を表す第１加算信号
を与えるための第１加算接続手段、ｂ）上記第１加算信
号に比例する第１利得信号を与えるための第１比例利得
手段、ｃ）上記第１加算信号の積分を表す第１積分信号
を与えるための第１積分器手段、ｄ）所定の関数曲線内
に制限された上記第１積分信号を表す第１制限信号を与
えるための第１制限器手段、ｅ）上記第１制限信号と上
記利得信号の合計を表す第２加算信号を与えるための第
２加算接続手段、ｆ）上記第２加算信号と上記加速度信
号を表す第３加算信号の積分を表す第３の加算信号を与
えるための第３加算接続手段、ｇ）上記第３加算信号の
積分を表す第２積分信号を与えるための第２積分噐手
段、ｈ）所定の関数曲線内に制限された上記積分信号を
表す上記相補速度信号を与えるための上記制限噐手段か
ら構成されており、さらに、 上記位置相補フィルタ手段は、ａ）上記相補位置信号と
上記位置信号の加算を表す第４の加算信号を与えるため
の第４加算接続手段、ｂ）上記第４加算信号に比例する
第２比例利得手段、ｃ）上記第４加算信号の積分を表す
第３の積分信号を与えるための第３積分噐手段、ｄ）所
定の関数曲線内に制限された上記第３制限噐手段、ｅ）
上記第３制限信号と上記第２利得信号の加算を表す第５
加算信号を与える第５加算接続手段、ｆ）上記第５加算
信号と上記慣性基準速度信号の加算を表す第６の加算信
号を与えるための第６加算接続手段、ｇ）上記第６加算
信号の積分を表す第４の積分信号を与えるための第４積
分噐手段、ｈ）所定の関数曲線内に制限された上記第４
積分信号を表す上記相補位置信号を与えるための第４制
限噐手段から構成されていることを特徴とするヘリコプ
タの位置保持制御システム。 - 【請求項５】 請求項２のシステムにおいて、さらに、
上記大地面基準位置誤差信号と上記風速信号を、時間の
関数としてフェードイン及びフェードアウトさせるため
の手段を有することを特徴とするヘリコプタの位置保持
制御システム。 - 【請求項６】 飛行停止中にヘリコプタのピッチ及びロ
ール命令を決定する方法であって、 ヘリコプタの長手方向及び横方向加速度の積分の高周波
部分を、それぞれの長手方向及び横方向速度の低周波部
分と合体させるステップと、 上記合体した長手方向及び横方向速度を、ヘリコプタの
向きを用いて慣性軸基準に変換するステップと、 現時点の長手方向及び横方向ヘリコプタの位置を、所定
のそれぞれの長手方向及び横方向位置と比較するステッ
プと、 上記慣性軸基準長手方向及び横方向比較位置と合体させ
るステップと、 上記合体比較された合体位置を、ヘリコプタの向きを用
いて、大地面基準ピッチ及びロール命令に変換するステ
ップ、から成ることを特徴とするヘリコプタのピッチ及
びロール命令決定方法。 - 【請求項７】 請求項６に記載の決定方法において、さ
らに、長手方向及び横方向風速をそれぞれの上記ピッチ
及びロール命令に加算するステップを有することを特徴
とするヘリコプタのピッチ及びロール命令決定方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/518,593 US5195039A (en) | 1990-05-03 | 1990-05-03 | Hover position hold system for rotary winged aircraft |
| US518593 | 1990-05-03 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0789493A true JPH0789493A (ja) | 1995-04-04 |
| JP2911638B2 JP2911638B2 (ja) | 1999-06-23 |
Family
ID=24064618
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3131857A Expired - Fee Related JP2911638B2 (ja) | 1990-05-03 | 1991-05-07 | ヘリコプタの位置保持制御システム、及びヘリコプタのピッチ及びロール命令決定方法 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US5195039A (ja) |
| EP (1) | EP0455580B1 (ja) |
| JP (1) | JP2911638B2 (ja) |
| CA (1) | CA2035407C (ja) |
| DE (2) | DE455580T1 (ja) |
Families Citing this family (40)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4142037A1 (de) * | 1991-12-19 | 1993-06-24 | Dornier Gmbh | Start- und landesystem |
| GB2262725B (en) * | 1991-12-27 | 1995-10-18 | Keith Trevor Lawes | Externally referenced rotary wing cyclic pitch control |
| US5299759A (en) * | 1992-06-01 | 1994-04-05 | United Technologies Corporation | Helicopter turn coordination and heading hold mode control |
| US5465211A (en) * | 1994-05-02 | 1995-11-07 | Beech Aircraft Corporation | Control system for propeller driven aircraft |
| US5446666A (en) * | 1994-05-17 | 1995-08-29 | The Boeing Company | Ground state-fly state transition control for unique-trim aircraft flight control system |
| US5451963A (en) * | 1994-05-26 | 1995-09-19 | Lempicke; Thomas A. | Method and apparatus for determining aircraft bank angle based on satellite navigational signals |
| US5915649A (en) * | 1996-08-23 | 1999-06-29 | Mcdonnell Douglas Helicopter Company | Roadable helicopter |
| US5841370A (en) * | 1996-09-20 | 1998-11-24 | Lempicke; Thomas A. | Method and apparatus for determining aircraft bank angle using satellite navigational signals |
| US6076024A (en) * | 1998-04-29 | 2000-06-13 | Sikorsky Aircraft Corporation | Earth-referenced wind adjustment for hovering aircraft |
| FR2787587B1 (fr) * | 1998-12-18 | 2001-10-05 | Sextant Avionique | Procede pour l'elaboration en temps reel de trajectoires pour un aeronef |
| US6236914B1 (en) | 1999-06-16 | 2001-05-22 | Lockheed Martin Corporation | Stall and recovery control system |
| US6246929B1 (en) | 1999-06-16 | 2001-06-12 | Lockheed Martin Corporation | Enhanced stall and recovery control system |
| US6648269B2 (en) | 2001-12-10 | 2003-11-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | Trim augmentation system for a rotary wing aircraft |
| JP4130598B2 (ja) * | 2003-03-07 | 2008-08-06 | ヤマハ発動機株式会社 | 無人ヘリコプタのｇｐｓ制御方法 |
| US6731234B1 (en) | 2003-06-11 | 2004-05-04 | Honeywell International Inc. | Radar anti-fade systems and methods |
| US7248208B2 (en) * | 2004-06-10 | 2007-07-24 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for maintaining a position during hovering operations |
| US7100866B2 (en) * | 2005-01-14 | 2006-09-05 | Rehco, Llc | Control system for a flying vehicle |
| FR2882163B1 (fr) * | 2005-02-15 | 2011-05-27 | Thales Sa | Equipement de pilotage automatique pour aeronef a voilure tournante |
| FR2897956B1 (fr) | 2006-02-28 | 2008-04-04 | Airbus France Sas | Procede et dispositif pour assister un pilote d'un aeronef suiveur lors d'un vol en patrouille. |
| WO2007124014A2 (en) * | 2006-04-19 | 2007-11-01 | Swope John M | System for position and velocity sense and control of an aircraft |
| FR2914074B1 (fr) * | 2007-03-23 | 2014-10-31 | Thales Sa | Methode de generation de valeurs de consignes servant a asservir un parametre de vol p d'un aeronef equipe d'un pilote automatique. |
| US8694182B2 (en) * | 2007-04-03 | 2014-04-08 | Sikorsky Aircraft Corporation | Altitude and acceleration command altitude hold algorithm for rotorcraft with large center of gravity range |
| US8442706B2 (en) * | 2008-12-30 | 2013-05-14 | Sikorsky Aircraft Corporation | Module for integrated approach to an offshore facility |
| EP2261116B1 (en) * | 2009-06-09 | 2019-05-22 | Sikorsky Aircraft Corporation | Automatic trim system for fly-by-wire aircraft with unique trim controllers |
| US8712607B2 (en) * | 2009-12-07 | 2014-04-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Systems and methods for velocity profile based approach to point control |
| US8648607B2 (en) * | 2010-01-05 | 2014-02-11 | Amperic, Inc. | Monitoring power usage |
| EP2635942B1 (en) | 2011-01-14 | 2015-06-17 | Bell Helicopter Textron Inc. | Flight control laws for vertical flight path control |
| FR2989795B1 (fr) * | 2012-04-24 | 2015-02-06 | Thales Sa | Systeme de pilotage automatique parametrale destine a un aeronef |
| US8639400B1 (en) | 2012-09-26 | 2014-01-28 | Silverlit Limited | Altitude control of an indoor flying toy |
| US9108612B2 (en) * | 2013-04-22 | 2015-08-18 | John Gregory | Hovercraft with multiple, independently-operable lift chambers |
| US9360869B1 (en) | 2013-12-03 | 2016-06-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Vehicle heading error compensation |
| FR3023017B1 (fr) | 2014-06-30 | 2016-06-10 | Airbus Helicopters | Systeme et procede de commande de vol d'un aeronef a voilure tournante en tenue de trajectoire ou tenue de cap selon sa vitesse d'avancement |
| FR3023018B1 (fr) | 2014-06-30 | 2016-06-10 | Airbus Helicopters | Procede et systeme de mise en vol stationnaire d'un aeronef a voilure tournante en tenue de trajectoire ou tenue de cap selon sa vitesse d'avancement |
| FR3023016B1 (fr) | 2014-06-30 | 2016-07-01 | Airbus Helicopters | Systeme et procede de commande de vol en tenue de trajectoire pour un aeronef a voilure tournante |
| US10351225B2 (en) * | 2015-05-05 | 2019-07-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Position hold override control |
| US10040542B1 (en) * | 2017-02-07 | 2018-08-07 | Bell Helicopter Textron Inc. | System and method for stabilizing longitudinal acceleration of a rotorcraft |
| US10386843B2 (en) * | 2017-04-03 | 2019-08-20 | Bell Helicopter Textron Inc. | System and method for determining a position of a rotorcraft |
| US10611463B2 (en) * | 2017-04-05 | 2020-04-07 | Textron Innovations Inc. | Rotorcraft fly-by-wire stabilization |
| US10816971B2 (en) * | 2018-02-12 | 2020-10-27 | Textron Innovations Inc. | Autopilot recoupling for rotorcraft |
| US10890668B2 (en) * | 2018-06-28 | 2021-01-12 | Textron Innovations Inc. | System and method for determining a velocity of a rotorcraft |
Family Cites Families (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2650046A (en) * | 1950-12-14 | 1953-08-25 | Piasecki Helicopter Corp | Automatic control for helicopters |
| US2873075A (en) * | 1954-05-24 | 1959-02-10 | Honeywell Regulator Co | Autoamtic hovering control system |
| US2998210A (en) * | 1958-10-03 | 1961-08-29 | United Aircraft Corp | Automatic hovering control |
| US3620488A (en) * | 1969-05-29 | 1971-11-16 | Rita A Miller | Aircraft command mixing device |
| US3916688A (en) * | 1972-02-28 | 1975-11-04 | Sperry Rand Corp | VTOL craft deceleration control system |
| US3815850A (en) * | 1972-11-24 | 1974-06-11 | Collins Radio Co | Crab angle reference signal development for limited forward slip landing maneuver |
| US4095759A (en) * | 1974-03-14 | 1978-06-20 | Dornier Gmbh | Device for stabilization of captive aircraft |
| FR2282644A1 (fr) * | 1974-08-22 | 1976-03-19 | France Etat | Dispositif pour mesurer la vitesse d'un helicoptere |
| US4029271A (en) * | 1976-04-07 | 1977-06-14 | United Technologies Corporation | Automatic approach to hover system |
| US4148452A (en) * | 1977-12-08 | 1979-04-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration | Filtering technique based on high-frequency plant modeling for high-gain control |
| US4213584A (en) * | 1978-10-04 | 1980-07-22 | United Technologies Corporation | Helicopter hover stability and cruise gust effect alleviation |
| US4330829A (en) * | 1979-01-24 | 1982-05-18 | United Technologies Corporation | Helicopter flight stability control induced oscillation suppression |
| US4377848A (en) * | 1980-10-16 | 1983-03-22 | Sperry Corporation | Altitude capture mode for aircraft automatic flight control system |
| US4371936A (en) * | 1981-03-30 | 1983-02-01 | United Technologies Corporation | Attitude trimmed airspeed/attitude controls |
| US4500967A (en) * | 1981-11-27 | 1985-02-19 | United Technologies Corporation | Aircraft short-term roll attitude retention system |
| US4740899A (en) * | 1982-07-01 | 1988-04-26 | Rockwell International Corporation | Use of headwind and airspeed to achieve a transition to a hover in a helicopter or vtol aircraft |
| US4551804A (en) * | 1983-02-08 | 1985-11-05 | Sperry Corporation | Approach to hover control system for helicopters |
| US4626998A (en) | 1983-05-02 | 1986-12-02 | United Technologies Corporation | Heading reference trim system |
| EP0141575B1 (en) * | 1983-10-17 | 1989-11-23 | Bristow Helicopters Limited | Helicopter navigation and location system |
| GB8404752D0 (en) * | 1984-02-23 | 1984-03-28 | Ici Plc | Vehicles |
| US4645141A (en) * | 1984-05-23 | 1987-02-24 | Rockwell International Corporation | Automatic flight control system |
| US4697768A (en) * | 1985-11-12 | 1987-10-06 | Grumman Aerospace Corporation | Flight control system employing complementary filter |
| US4801110A (en) * | 1987-12-21 | 1989-01-31 | Honeywell Inc. | Approach to hover control system for helicopters |
| US5001646A (en) * | 1988-12-19 | 1991-03-19 | Mcdonnell Douglas Corporation | Automated helicopter flight control system |
| US5178307A (en) | 1991-08-28 | 1993-01-12 | United Technologies Corporation | High speed yaw control system for rotary wing aircraft |
| US5169090A (en) | 1991-08-28 | 1992-12-08 | United Technologies Corporation | Attitude synchronization for model following control systems |
-
1990
- 1990-05-03 US US07/518,593 patent/US5195039A/en not_active Expired - Fee Related
-
1991
- 1991-01-31 CA CA002035407A patent/CA2035407C/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-05-02 DE DE199191630025T patent/DE455580T1/de active Pending
- 1991-05-02 EP EP91630025A patent/EP0455580B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1991-05-02 DE DE69107235T patent/DE69107235T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1991-05-07 JP JP3131857A patent/JP2911638B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1991-08-28 US US07/751,438 patent/US5301112A/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0455580B1 (en) | 1995-02-08 |
| CA2035407A1 (en) | 1991-11-04 |
| DE455580T1 (de) | 1992-02-27 |
| EP0455580A3 (en) | 1992-02-26 |
| EP0455580A2 (en) | 1991-11-06 |
| CA2035407C (en) | 1996-11-12 |
| DE69107235D1 (de) | 1995-03-23 |
| US5195039A (en) | 1993-03-16 |
| DE69107235T2 (de) | 1995-05-24 |
| JP2911638B2 (ja) | 1999-06-23 |
| US5301112A (en) | 1994-04-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2911638B2 (ja) | ヘリコプタの位置保持制御システム、及びヘリコプタのピッチ及びロール命令決定方法 | |
| CN106681344B (zh) | 一种用于飞行器的高度控制方法及控制系统 | |
| US5170969A (en) | Aircraft rudder command system | |
| US3077557A (en) | Flight path computer | |
| CA1311034C (en) | Approach to hover control system for helicopters | |
| GB2315138A (en) | Flight control system for an airplane | |
| US4392203A (en) | Aircraft coordinated turn with lagged roll rate | |
| SG192204A1 (en) | Dynamic limitation of monoblock flight control surfaces inclinations during stall susceptibility conditions | |
| CN109508027B (zh) | 基于鲁棒控制理论的火箭助推发射的控制方法 | |
| US5016177A (en) | Aircraft flight path angle display system | |
| US4769759A (en) | Method for developing air data for use in flight control systems | |
| US3801049A (en) | Automatic approach landing and go-around pitch axis control system for aircraft | |
| JP2002538033A (ja) | ジャイロメータと加速度計を具備する航空機の姿勢決定装置 | |
| US3594553A (en) | Aircraft instrument | |
| US4371939A (en) | Roll attitude inhibit of aircraft coordinated turn disengagement | |
| JP4289794B2 (ja) | ホバリングする航空機における地球基準の風調整 | |
| JP4617990B2 (ja) | 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム | |
| US4937571A (en) | System for elaborating an alarm signal on board an aircraft in the event of a mini-tornado | |
| JPH0848297A (ja) | 無人ヘリコプタの遠隔飛行制御システム | |
| JPS59145696A (ja) | ヘリコプタのホバリング進入制御方法および装置 | |
| US3788579A (en) | Aircraft control system using inertially sensed data | |
| Kelly et al. | Flight investigation of manual and automatic vtol decelerating instrument approaches and landings | |
| US3773281A (en) | Automatic flight control system using instrument landing system information and including inertial filtering means for reducing ils noise | |
| JP3028888B2 (ja) | オートパイロット装置 | |
| US3847328A (en) | Automatic go-around control system for aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |