JPH08301196A - 飛行機のための推力非対称方向舵補償指令を生成するための方法および装置 - Google Patents
飛行機のための推力非対称方向舵補償指令を生成するための方法および装置Info
- Publication number
- JPH08301196A JPH08301196A JP7296637A JP29663795A JPH08301196A JP H08301196 A JPH08301196 A JP H08301196A JP 7296637 A JP7296637 A JP 7296637A JP 29663795 A JP29663795 A JP 29663795A JP H08301196 A JPH08301196 A JP H08301196A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- thrust
- airplane
- aircraft
- indicates
- engine
- 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.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 claims description 6
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims 4
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims 2
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 claims 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 5
- 230000001133 acceleration 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 直接推力測定を用いずに動的推力非対称の飛
行機の方向舵補償指令を生成するための方法および装置
を提供する。 【解決手段】 過剰推力の推定値は、ローパスフィルタ
リングされ（１１）、慣性の派生データからのノイズを
減衰し、さらにねじり下げフィルタ（１５）によってフ
ィルタリングされ、過剰推力の推定値の変化にのみ敏感
であるデータを生成する。操縦装置のゴー・アラウンド
モードまたはフレアモードが作動しているか、主な飛行
コンピュータの推力非対称補償特徴が稼動しているなら
ば、ねじり下げフィルタへの入力は凍結され（１３）、
ねじり下げフィルタの出力は０に低減される。両方のエ
ンジンが動いていればねじり下げフィルタの出力はまた
０になり、または１方のエンジンが不調だと−１または
＋１のどちらかにより乗算される。その結果、過剰の方
向舵補償指令が生成されないように制限される、方向舵
補償指令となる。
行機の方向舵補償指令を生成するための方法および装置
を提供する。 【解決手段】 過剰推力の推定値は、ローパスフィルタ
リングされ（１１）、慣性の派生データからのノイズを
減衰し、さらにねじり下げフィルタ（１５）によってフ
ィルタリングされ、過剰推力の推定値の変化にのみ敏感
であるデータを生成する。操縦装置のゴー・アラウンド
モードまたはフレアモードが作動しているか、主な飛行
コンピュータの推力非対称補償特徴が稼動しているなら
ば、ねじり下げフィルタへの入力は凍結され（１３）、
ねじり下げフィルタの出力は０に低減される。両方のエ
ンジンが動いていればねじり下げフィルタの出力はまた
０になり、または１方のエンジンが不調だと−１または
＋１のどちらかにより乗算される。その結果、過剰の方
向舵補償指令が生成されないように制限される、方向舵
補償指令となる。
Description
【０００１】
【発明の分野】この発明は、飛行機の操縦装置に関す
る。より特定的にはこの発明は、飛行機の方向舵の操縦
装置に関する。
る。より特定的にはこの発明は、飛行機の方向舵の操縦
装置に関する。
【０００２】
【発明の背景】さまざまな理由で、時として現在の双発
型の商業用ジェット輸送機は、１つのエンジンにより生
み出される推力に完全に依存しなければならないことが
ある。殆どの場合、エンジンの不調は、飛行の間に生ず
る１つのエンジンに対するダメージからもたらされる。
現在の飛行機の自動操縦装置は、１つのエンジンが不調
でも飛行機を効果的に制御することができるが、速度制
御は、１つのエンジンが不調での特にカップルドアプロ
ーチの間、中程度から激しい乱流を補償するために、動
作している方のエンジンから大きな振幅応答をしばしば
必要とする。この結果、動作している単一のエンジンか
ら生じる推力が変動するので、かなりの偏揺モーメント
が生じ、これは方向舵の適切な偏位によってバランスを
とらなければならない。現在の自動操縦装置の方向舵指
令のアルゴリズムは、偏揺の割合および方向の変化に対
し応答するが、差動推力または差動スロットルの位置に
対しては応答しない。その結果、方向舵指令は、差動推
力の変化による受容できない横軌道の誤差を防ぐほど急
速に変化しない。この発明は、この問題を克服する方法
および装置を提供することにある。
型の商業用ジェット輸送機は、１つのエンジンにより生
み出される推力に完全に依存しなければならないことが
ある。殆どの場合、エンジンの不調は、飛行の間に生ず
る１つのエンジンに対するダメージからもたらされる。
現在の飛行機の自動操縦装置は、１つのエンジンが不調
でも飛行機を効果的に制御することができるが、速度制
御は、１つのエンジンが不調での特にカップルドアプロ
ーチの間、中程度から激しい乱流を補償するために、動
作している方のエンジンから大きな振幅応答をしばしば
必要とする。この結果、動作している単一のエンジンか
ら生じる推力が変動するので、かなりの偏揺モーメント
が生じ、これは方向舵の適切な偏位によってバランスを
とらなければならない。現在の自動操縦装置の方向舵指
令のアルゴリズムは、偏揺の割合および方向の変化に対
し応答するが、差動推力または差動スロットルの位置に
対しては応答しない。その結果、方向舵指令は、差動推
力の変化による受容できない横軌道の誤差を防ぐほど急
速に変化しない。この発明は、この問題を克服する方法
および装置を提供することにある。
【０００３】
【発明の概要】この発明によれば、直接推力測定を用い
ずに飛行機の動的推力非対称方向舵補償指令を生成する
ための方法および装置が開示される。飛行機の飛行経路
に沿って測定された加速度および飛行機の測定された垂
直速度に基づいた過剰推力推定値は、ローパスフィルタ
リングされて派生データからのノイズを減衰する。ロー
パスフィルタリングされたデータは、さらにねじり下げ
フィルタによってフィルタリングされて過剰推力の推定
値の変化によってのみ変化するデータを生成する。ねじ
り下げフィルタの出力は、利得係数によって乗算され、
これは過剰推力を、方向舵の動きの度数に変換する。そ
の結果、双発型の飛行機の１つのエンジンが動作してい
ないとき生み出される差動推力を補償する偏揺偏位を生
じるように、自動操縦装置または飛行機の他の操縦シス
テムの方向舵指令を修正するのに適した方向舵補償指令
となる。
ずに飛行機の動的推力非対称方向舵補償指令を生成する
ための方法および装置が開示される。飛行機の飛行経路
に沿って測定された加速度および飛行機の測定された垂
直速度に基づいた過剰推力推定値は、ローパスフィルタ
リングされて派生データからのノイズを減衰する。ロー
パスフィルタリングされたデータは、さらにねじり下げ
フィルタによってフィルタリングされて過剰推力の推定
値の変化によってのみ変化するデータを生成する。ねじ
り下げフィルタの出力は、利得係数によって乗算され、
これは過剰推力を、方向舵の動きの度数に変換する。そ
の結果、双発型の飛行機の１つのエンジンが動作してい
ないとき生み出される差動推力を補償する偏揺偏位を生
じるように、自動操縦装置または飛行機の他の操縦シス
テムの方向舵指令を修正するのに適した方向舵補償指令
となる。
【０００４】この発明のさらなる局面によれば、ねじり
下げフィルタへの入力は凍結され、もし飛行機の自動操
縦装置または他の飛行操縦システムのある動作モードが
作動していれば、ねじり下げフィルタの出力は０に低減
される。特定的には、もし飛行機の自動操縦装置の動作
のゴー・アラウンドまたはフレアモードが作動している
かまたは主な飛行コンピュータの推力非対称補償機能が
稼動しているならば、ねじり下げフィルタの入力は凍結
され、出力は０に低減される。
下げフィルタへの入力は凍結され、もし飛行機の自動操
縦装置または他の飛行操縦システムのある動作モードが
作動していれば、ねじり下げフィルタの出力は０に低減
される。特定的には、もし飛行機の自動操縦装置の動作
のゴー・アラウンドまたはフレアモードが作動している
かまたは主な飛行コンピュータの推力非対称補償機能が
稼動しているならば、ねじり下げフィルタの入力は凍結
され、出力は０に低減される。
【０００５】この発明の別の局面によれば、両方のエン
ジンが動いているときにはねじり下げフィルタの出力は
０にされ、一方のエンジンが不調のときには−１または
＋１で乗算される。この結果、この発明は一方のエンジ
ンが動いていないときだけ作動する。
ジンが動いているときにはねじり下げフィルタの出力は
０にされ、一方のエンジンが不調のときには−１または
＋１で乗算される。この結果、この発明は一方のエンジ
ンが動いていないときだけ作動する。
【０００６】この発明のさらなる局面によれば、好まし
くは、この発明によって生成される方向舵補償指令は、
過剰の方向舵補償指令が生成されないように制限され
る。
くは、この発明によって生成される方向舵補償指令は、
過剰の方向舵補償指令が生成されないように制限され
る。
【０００７】前述の記載から容易に理解されるように、
この発明は、直接推力測定を用いずに、動的推力非対称
補償方向舵指令を生成するための方法および装置を提供
する。この方法および装置は、双発型の航空機の１つの
エンジンが推力を生成できないことを補償するように、
自動操縦装置の方向舵指令を増分して修正するのに適し
た指令を生成する。
この発明は、直接推力測定を用いずに、動的推力非対称
補償方向舵指令を生成するための方法および装置を提供
する。この方法および装置は、双発型の航空機の１つの
エンジンが推力を生成できないことを補償するように、
自動操縦装置の方向舵指令を増分して修正するのに適し
た指令を生成する。
【０００８】この発明の前述の局面および多くの付随す
る利点は、この発明の好ましい実施例を示す添付の図面
と関連して以下の詳細な説明を参照することにより、容
易に認められるとともによく理解されるだろう。
る利点は、この発明の好ましい実施例を示す添付の図面
と関連して以下の詳細な説明を参照することにより、容
易に認められるとともによく理解されるだろう。
【０００９】
【好ましい実施例の詳細な説明】以下の説明からよく理
解されるように、この発明は、「フライバイワイヤ」の
飛行機の操縦システムで用いるために設計され、そのよ
うなシステムと関連して述べられるが、もし所望されれ
ば、この発明は他のタイプの飛行機操縦システムに組み
込まれ得ることが理解されるだろう。さらに、慣用のと
おり、この発明は、特定の機能を達成するように設計さ
れた離散ブロックを含む制御法則の形で示され、説明さ
れるが、この発明がさまざまな方法で実際に実現可能で
あることが理解されるだろう。たとえば、示された制御
法則のさまざまな機能は、適切にプログラムされたデジ
タルコンピュータシステムによって実行可能である。代
替的には、その機能は、デジタルまたはアナログ回路に
より実行可能である。また、この発明は、双発型の飛行
機と関連して開発され、説明されるが、より多くのエン
ジンを備えた飛行機でも用いることが可能だろう。
解されるように、この発明は、「フライバイワイヤ」の
飛行機の操縦システムで用いるために設計され、そのよ
うなシステムと関連して述べられるが、もし所望されれ
ば、この発明は他のタイプの飛行機操縦システムに組み
込まれ得ることが理解されるだろう。さらに、慣用のと
おり、この発明は、特定の機能を達成するように設計さ
れた離散ブロックを含む制御法則の形で示され、説明さ
れるが、この発明がさまざまな方法で実際に実現可能で
あることが理解されるだろう。たとえば、示された制御
法則のさまざまな機能は、適切にプログラムされたデジ
タルコンピュータシステムによって実行可能である。代
替的には、その機能は、デジタルまたはアナログ回路に
より実行可能である。また、この発明は、双発型の飛行
機と関連して開発され、説明されるが、より多くのエン
ジンを備えた飛行機でも用いることが可能だろう。
【００１０】図には、ローパスフィルタ１１、保持要素
１３、ねじり下げフィルタ１５、利得要素１７、乗算器
１９、リミッタ２１および３入力ＯＲゲート２３を含む
好ましい実施例が示されている。
１３、ねじり下げフィルタ１５、利得要素１７、乗算器
１９、リミッタ２１および３入力ＯＲゲート２３を含む
好ましい実施例が示されている。
【００１１】ローパスフィルタ１１は、エンジンの推力
から飛行機の抗力を減じたものを、飛行機の重量で除し
たものに近似する、過剰推力の推定値を受取る。［（推
力−抗力）／重量］。この発明で用いるのに適した過剰
推力の推定値を出す方法が多くある。ボーイング（Boei
ng）７７７の飛行機の場合は、慣性およびエアデータの
測定が組合せて用いられる。より特定的には、ボーイン
グ７７７の飛行機においては、過剰推力の推定値は次の
式に基づいて得られる。
から飛行機の抗力を減じたものを、飛行機の重量で除し
たものに近似する、過剰推力の推定値を受取る。［（推
力−抗力）／重量］。この発明で用いるのに適した過剰
推力の推定値を出す方法が多くある。ボーイング（Boei
ng）７７７の飛行機の場合は、慣性およびエアデータの
測定が組合せて用いられる。より特定的には、ボーイン
グ７７７の飛行機においては、過剰推力の推定値は次の
式に基づいて得られる。
【００１２】
【数１】
【００１３】図に戻ると、ローパスフィルタのラプラス
変換は、１／（τ1 ｓ＋１）である。ここでは、τ1 は
秒であり、航空機によってさまざまに変化する。ボーイ
ング７７７の飛行機の場合は、τ1 ＝０．５秒である。
ローパスフィルタは、過剰推力の推定値からセンサノイ
ズを除去する。
変換は、１／（τ1 ｓ＋１）である。ここでは、τ1 は
秒であり、航空機によってさまざまに変化する。ボーイ
ング７７７の飛行機の場合は、τ1 ＝０．５秒である。
ローパスフィルタは、過剰推力の推定値からセンサノイ
ズを除去する。
【００１４】ローパスフィルタ１１の出力は、保持要素
１３の入力に与えられる。保持要素は、３入力ＯＲゲー
ト２３の出力に接続される保持入力を有する。３つの監
視された状況のいずれかが機能しているとき、３入力Ｏ
Ｒゲート２３の関連する入力がハイになる。第１の監視
された状況は、「ゴー・アラウンドモード作動」と題さ
れ、第２の状況は、「フレアモード設定」と題され、第
３の状況は、「ＰＦＣの推力非対称補償稼動中」と題さ
れる。このように、もし自動操縦装置のゴー・アラウン
ドモードが作動しているならば、３入力ＯＲゲート２３
の関連する入力はハイである。もし自動操縦装置のフレ
アモードが設定されているならば、３入力ＯＲゲートの
関連する入力はハイである。または、もし主な飛行コン
ピュータ（ＰＦＣ）の推力非対称補償機能が稼動してい
るならば、３入力ＯＲゲートの関連する入力はハイであ
る。
１３の入力に与えられる。保持要素は、３入力ＯＲゲー
ト２３の出力に接続される保持入力を有する。３つの監
視された状況のいずれかが機能しているとき、３入力Ｏ
Ｒゲート２３の関連する入力がハイになる。第１の監視
された状況は、「ゴー・アラウンドモード作動」と題さ
れ、第２の状況は、「フレアモード設定」と題され、第
３の状況は、「ＰＦＣの推力非対称補償稼動中」と題さ
れる。このように、もし自動操縦装置のゴー・アラウン
ドモードが作動しているならば、３入力ＯＲゲート２３
の関連する入力はハイである。もし自動操縦装置のフレ
アモードが設定されているならば、３入力ＯＲゲートの
関連する入力はハイである。または、もし主な飛行コン
ピュータ（ＰＦＣ）の推力非対称補償機能が稼動してい
るならば、３入力ＯＲゲートの関連する入力はハイであ
る。
【００１５】もし、３入力ＯＲゲートの入力のうち１つ
または２つ以上がハイであるならば、保持要素は保持状
態に置かれる。保持状態では、保持要素１３の出力は保
持されるかまたは凍結されている。３入力ＯＲゲートの
入力すべてがローであると、３入力ＯＲゲート２３の出
力はローである。３入力ＯＲゲートの出力がローである
と、ローパスフィルタ１１の出力は、保持要素１３を通
過する。
または２つ以上がハイであるならば、保持要素は保持状
態に置かれる。保持状態では、保持要素１３の出力は保
持されるかまたは凍結されている。３入力ＯＲゲートの
入力すべてがローであると、３入力ＯＲゲート２３の出
力はローである。３入力ＯＲゲートの出力がローである
と、ローパスフィルタ１１の出力は、保持要素１３を通
過する。
【００１６】保持要素１３の出力は、ねじり下げフィル
タ１５の入力に与えられる。ねじり下げフィルタのラプ
ラス変換は、τ2 ｓ／（τ2 ｓ＋１）である。ここで
は、τ 2 は秒であり、飛行機によってさまざまに変化す
る。ボーイング７７７の飛行機の場合は、τ2 ＝５．０
秒である。
タ１５の入力に与えられる。ねじり下げフィルタのラプ
ラス変換は、τ2 ｓ／（τ2 ｓ＋１）である。ここで
は、τ 2 は秒であり、飛行機によってさまざまに変化す
る。ボーイング７７７の飛行機の場合は、τ2 ＝５．０
秒である。
【００１７】ねじり下げフィルタ１５は、過剰推力の推
定値の変化に対してのみ敏感な出力信号を生成する。ね
じり下げフィルタの出力は、本質的に方向舵指令を形成
するが、これは自動操縦装置の方向舵指令と組合される
と、２つのエンジンの間の推力の差、すなわちエンジン
の差動推力によって生ずる偏揺モーメントを動的にゼロ
にする。方向舵制御指令に加算される前に、ねじり下げ
フィルタの出力はまず過剰推力を方向舵の動きの度数に
変換するように利得補正され、その後制限される。
定値の変化に対してのみ敏感な出力信号を生成する。ね
じり下げフィルタの出力は、本質的に方向舵指令を形成
するが、これは自動操縦装置の方向舵指令と組合される
と、２つのエンジンの間の推力の差、すなわちエンジン
の差動推力によって生ずる偏揺モーメントを動的にゼロ
にする。方向舵制御指令に加算される前に、ねじり下げ
フィルタの出力はまず過剰推力を方向舵の動きの度数に
変換するように利得補正され、その後制限される。
【００１８】利得補正は、飛行機によってさまざまに変
化するが、図の利得要素１７で示されるように、ボーイ
ング７７７のための利得調整は８６．０である。利得要
素１７の出力は、乗算器１９の１つの入力に与えられ
る。
化するが、図の利得要素１７で示されるように、ボーイ
ング７７７のための利得調整は８６．０である。利得要
素１７の出力は、乗算器１９の１つの入力に与えられ
る。
【００１９】第２の入力、乗算器１９は、エンジン不調
の表示として規定される。両方のエンジンが動いている
とき、エンジン不調の表示は０であり、一方のエンジン
が不調のとき、＋１または−１のどちらかである。入力
が＋１であるか−１であるかは、２つのエンジンのうち
どちらが不調であるかによって決定される。両方のエン
ジンが動いていると、エンジン不調の表示は０であるの
で、図に示されるアルゴリズムまたは制御法則が作動す
るのは、１方のエンジンが動いていない、すなわち１方
のエンジンが不調であるときだけである。
の表示として規定される。両方のエンジンが動いている
とき、エンジン不調の表示は０であり、一方のエンジン
が不調のとき、＋１または−１のどちらかである。入力
が＋１であるか−１であるかは、２つのエンジンのうち
どちらが不調であるかによって決定される。両方のエン
ジンが動いていると、エンジン不調の表示は０であるの
で、図に示されるアルゴリズムまたは制御法則が作動す
るのは、１方のエンジンが動いていない、すなわち１方
のエンジンが不調であるときだけである。
【００２０】乗算器１９の出力は、リミッタ２１の入力
に与えられる。リミッタは、過剰の方向舵補償指令が生
成されないように、方向舵の補償指令を制限する。さま
ざまな限界値が利用されるが、好ましくは、方向舵の補
償指令は５．０°に制限される。
に与えられる。リミッタは、過剰の方向舵補償指令が生
成されないように、方向舵の補償指令を制限する。さま
ざまな限界値が利用されるが、好ましくは、方向舵の補
償指令は５．０°に制限される。
【００２１】前述の記載から容易に理解されるように、
この発明は、エンジンの１つが不調の場合に、２つのエ
ンジンの間の推力の差により生じた偏揺モーメントをダ
イナミックになくすように、自動操縦装置の制御システ
ムにより生成された方向舵指令を増分して調整するため
に用いることが可能である、方向舵補償指令を提供す
る。この発明は、エンジンの推力または差動推力の直接
測定を必要としない。むしろ、この発明は、エンジンが
動作不能であるという知識と過剰推力の推定値とを組合
せて用いる。つまり、この発明は、自動操縦装置により
得られる過剰推力の推定値を用いて、飛行機の２つのエ
ンジンの間の推力の差により生成された偏揺モーメント
をダイナミックになくすよう、自動操縦装置の方向舵指
令を増分して変化させるように用い得る指令を創る。
この発明は、エンジンの１つが不調の場合に、２つのエ
ンジンの間の推力の差により生じた偏揺モーメントをダ
イナミックになくすように、自動操縦装置の制御システ
ムにより生成された方向舵指令を増分して調整するため
に用いることが可能である、方向舵補償指令を提供す
る。この発明は、エンジンの推力または差動推力の直接
測定を必要としない。むしろ、この発明は、エンジンが
動作不能であるという知識と過剰推力の推定値とを組合
せて用いる。つまり、この発明は、自動操縦装置により
得られる過剰推力の推定値を用いて、飛行機の２つのエ
ンジンの間の推力の差により生成された偏揺モーメント
をダイナミックになくすよう、自動操縦装置の方向舵指
令を増分して変化させるように用い得る指令を創る。
【００２２】この発明は、１つのエンジンが不調である
ときのみ動作する。さらに、もしある機能が作動してい
るならば、方向舵補償指令は０に低減される。これらの
機能が作動しているとき、方向舵補償指令は０に低減さ
れる。なぜなら、保持要素がねじり下げフィルタの入力
を凍結させ、その結果、ねじり下げフィルタの出力が０
に低減されるからである。
ときのみ動作する。さらに、もしある機能が作動してい
るならば、方向舵補償指令は０に低減される。これらの
機能が作動しているとき、方向舵補償指令は０に低減さ
れる。なぜなら、保持要素がねじり下げフィルタの入力
を凍結させ、その結果、ねじり下げフィルタの出力が０
に低減されるからである。
【００２３】この発明の好ましい実施例が例示され説明
されたが、この発明は、ここで具体的に説明されたのと
は別の方法でも実践可能である。たとえば、図で示され
たシステムは基本的に線形であるので、さまざまな要素
（またはその機能）は示された例以外のシーケンスで行
なうことが可能である。
されたが、この発明は、ここで具体的に説明されたのと
は別の方法でも実践可能である。たとえば、図で示され
たシステムは基本的に線形であるので、さまざまな要素
（またはその機能）は示された例以外のシーケンスで行
なうことが可能である。
【図１】この発明の現在好ましい実施例を示す図であ
る。
る。
１１ ローパスフィルタ １３ 保持要素 １５ ねじり下げフィルタ １７ 利得要素 １９ 乗算器 ２１ リミッタ ２３ ３入力ＯＲゲート
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デイビッド・ダブリュ・ロクティー アメリカ合衆国、98004 ワシントン州、 ベルビュー・ワンハンドレッドアンドシッ クスス・エス・イー、3273
Claims (26)
- 【請求項１】 過剰推力の推定値をローパスフィルタリ
ングして不所望のノイズを除去するステップと、 前記過剰推力の推定値をねじり下げフィルタリングする
ステップと、 前記過剰推力の推定値を利得調整して過剰推力を方向舵
の動きの度数に変換するステップとを含む、飛行機のた
めの推力非対称方向舵補償指令を生成するための方法。 - 【請求項２】 もし予め定められた飛行機の制御機能が
能動化されれば、ねじり下げフィルタリングする前に、
ローパスフィルタリングされた過剰推力の推定値は保持
される、請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 前記飛行機が自動操縦装置を含み、前記
予め定められた飛行機の制御機能が、前記自動操縦装置
のゴー・アラウンドモードが作動していることを含む、
請求項２に記載の方法。 - 【請求項４】 前記予め定められた飛行機の制御機能
が、前記自動操縦装置のフレアモードが設定されている
ことをも含む、請求項３に記載の方法。 - 【請求項５】 前記飛行機が主な飛行コンピュータをも
含み、前記予め定められた飛行機の制御機能が、前記主
な飛行制御装置の推力非対称補償機能が稼動しているこ
とをも含む、請求項４に記載の方法。 - 【請求項６】 前記飛行機が自動操縦装置を含み、前記
予め定められた飛行機の制御機能が、前記自動操縦装置
のフレアモードが設定されていることを含む、請求項２
に記載の方法。 - 【請求項７】 前記飛行機が主な飛行コンピュータをも
含み、前記予め定められた飛行機の制御機能が、前記主
な飛行制御装置の推力非対称補償機能が稼動しているこ
とをも含む、請求項６に記載の方法。 - 【請求項８】 前記飛行機が主な飛行コンピュータを含
み、前記予め定められた飛行機の制御機能が、前記主な
飛行制御装置の推力非対称補償機能が稼動していること
を含む、請求項２に記載の方法。 - 【請求項９】 前記利得調整された、ねじり下げフィル
タリングされた過剰推力の推定値をエンジンの不調表示
と乗算するステップを含む、請求項２に記載の方法。 - 【請求項１０】 前記エンジンの不調表示は、３状態、
０、＋１および−１を有し、０は前記飛行機のエンジン
すべてが動いていることを示し、＋１は前記飛行機のエ
ンジンの１つが動いていないことを示し、−１は前記飛
行機の別のエンジンが動いていないことを示す、請求項
９に記載の方法。 - 【請求項１１】 前記利得調整された、ねじり下げフィ
ルタリングされた過剰推力の推定値を制限するステップ
を含む、請求項９に記載の方法。 - 【請求項１２】 前記利得調整された、ねじり下げフィ
ルタリングされた過剰推力の推定値をエンジンの不調表
示と乗算するステップを含む、請求項１に記載の方法。 - 【請求項１３】 前記エンジンの不調表示は、３状態、
０、＋１および−１を有し、０は前記飛行機のエンジン
すべてが動いていることを示し、＋１は前記飛行機のエ
ンジンの１つが動いていないことを示し、−１は前記飛
行機の別のエンジンが動いていないことを示す、請求項
１２に記載の方法。 - 【請求項１４】 前記利得調整された、ねじり下げフィ
ルタリングされた過剰推力の推定値を制限するステップ
を含む、請求項１に記載の方法。 - 【請求項１５】 不所望のノイズを除去するために過剰
推力の推定値を受取りかつフィルタリングするためのロ
ーパスフィルタと、 前記過剰推力の推定値を受取りかつフィルタリングする
ためのねじり下げフィルタと、 過剰推力を方向舵の動きの度数に変換するために前記過
剰推力の推定値を受取りかつ利得調整するための利得調
整器とを含む、飛行機の自動操縦装置のための推力非対
称方向舵補償指令を生成するための装置。 - 【請求項１６】 前記ローパスフィルタと前記ねじり下
げフィルタとの間に位置し、前記飛行機の自動操縦装置
が予め定められた動作モードであるとき、前記ローパス
フィルタの出力を保持するために保持要素を含む、請求
項１５に記載の装置。 - 【請求項１７】 前記予め定められた動作モードが、ゴ
ー・アラウンドモード作動を含む、請求項１６に記載の
装置。 - 【請求項１８】 前記動作モードがフレアモード設定を
含む、請求項１７に記載の装置。 - 【請求項１９】 もし主な飛行コンピュータの動作の推
力非対称補償モードが稼動しているならば、前記保持要
素も能動化される、請求項１８に記載の装置。 - 【請求項２０】 前記動作モードがフレアモード設定を
含む、請求項１６に記載の装置。 - 【請求項２１】 もし主な飛行コンピュータの動作の推
力非対称補償モードが稼動しているならば、前記保持要
素も能動化される、請求項２０に記載の装置。 - 【請求項２２】 もし主な飛行コンピュータの動作の推
力非対称補償モードが稼動しているならば、前記保持要
素も能動化される、請求項１６に記載の装置。 - 【請求項２３】 前記利得調整器の出力をエンジンの不
調表示の状態と乗算するための乗算器を含み、前記状態
は０状態、＋１状態および−１状態を含み、０は前記飛
行機のすべてのエンジンが動作していることを示し、＋
１は前記飛行機のエンジンの１つが動作していないこと
を示し、−１は前記飛行機の別のエンジンが動作してい
ないことを示す、請求項１６に記載の装置。 - 【請求項２４】 前記利得調整された、ねじり下げフィ
ルタリングされた過剰推力の推定値の大きさを制限する
ためのリミッタを含む、請求項２３に記載の装置。 - 【請求項２５】 前記利得調整器の出力をエンジンの不
調表示の状態と乗算するための乗算器を含み、前記状態
は０状態、＋１状態および−１状態を含み、０は前記飛
行機のエンジンすべてが動作していることを示し、＋１
は前記飛行機のエンジンの１つが動作していないことを
示し、−１は前記飛行機の別のエンジンが動作していな
いことを示す、請求項１５に記載の装置。 - 【請求項２６】 前記利得調整された、ねじり下げフィ
ルタリングされた過剰推力の推定値の大きさを制限する
ためのリミッタを含む、請求項１５に記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/438625 | 1995-05-10 | ||
| US08/438,625 US5657949A (en) | 1995-05-10 | 1995-05-10 | Method and apparatus for providing a dynamic thrust asymmetry rudder compensation command with no direct thrust measurement |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08301196A true JPH08301196A (ja) | 1996-11-19 |
Family
ID=23741368
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7296637A Pending JPH08301196A (ja) | 1995-05-10 | 1995-11-15 | 飛行機のための推力非対称方向舵補償指令を生成するための方法および装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5657949A (ja) |
| EP (1) | EP0742141B1 (ja) |
| JP (1) | JPH08301196A (ja) |
| DE (1) | DE69534781T2 (ja) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100298262B1 (ko) * | 1998-07-21 | 2002-11-22 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기의러더제어방법 |
| FR2789500B1 (fr) | 1999-02-04 | 2001-03-30 | Aerospatiale | Systeme pour la commande en lacet d'un aeronef |
| US6633259B1 (en) * | 1999-03-05 | 2003-10-14 | Rannuch Corporation | Method and apparatus for improving utility of automatic dependent surveillance |
| US6885340B2 (en) * | 2000-02-29 | 2005-04-26 | Rannoch Corporation | Correlation of flight track data with other data sources |
| US6915989B2 (en) * | 2002-05-01 | 2005-07-12 | The Boeing Company | Aircraft multi-axis modal suppression system |
| DE602004016490D1 (de) * | 2003-04-28 | 2008-10-23 | Bvr Systems 1998 Ltd | Empfänger für globales Positionsbestimmungssystem |
| US20070260424A1 (en) * | 2006-05-05 | 2007-11-08 | Harold Brown | Methods and apparatus for estimating engine thrust |
| EP1857902A1 (en) * | 2006-05-18 | 2007-11-21 | Saab Ab | Method and device for controlling backlash |
| FR2943620B1 (fr) | 2009-03-27 | 2012-08-17 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour optimiser le point de fonctionnement d'helices propulsives disposees de part et d'autre du fuselage d'un giravion |
| US8352099B1 (en) | 2009-07-09 | 2013-01-08 | The Boeing Company | Varying engine thrust for directional control of an aircraft experiencing engine thrust asymmetry |
| FR2980453B1 (fr) * | 2011-09-26 | 2014-06-27 | Airbus Operations Sas | Systeme electrique de commande de direction pour aeronef |
| CA3006770C (en) | 2015-12-03 | 2023-08-22 | Honda Patents & Technologies North America, Llc | Electronic rudder bias system |
| US10005561B2 (en) * | 2016-06-16 | 2018-06-26 | Ge Aviation Systems Llc | Controlling aircraft using thrust differential trim |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3777242A (en) * | 1972-12-21 | 1973-12-04 | Collins Radio Co | Turn coordination control with dead space and limited washout |
| US3921941A (en) * | 1973-08-23 | 1975-11-25 | King Radio Corp | Aircraft rate trim system |
| US4106730A (en) * | 1976-10-01 | 1978-08-15 | The Boeing Company | Engine out control system for STOL aircraft |
| 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 |
| US4648569A (en) * | 1985-10-23 | 1987-03-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airplane automatic control force trimming device for asymmetric engine failures |
| US4935682A (en) * | 1988-08-11 | 1990-06-19 | The Boeing Company | Full authority engine-out control augmentation subsystem |
| US5036469A (en) * | 1989-03-02 | 1991-07-30 | The Boeing Company | Pitch attitude command flight control system for landing flare |
| US5113346A (en) * | 1990-01-26 | 1992-05-12 | The Boeing Company | Aircraft automatic landing system with engine out provisions |
-
1995
- 1995-05-10 US US08/438,625 patent/US5657949A/en not_active Expired - Fee Related
- 1995-11-13 DE DE69534781T patent/DE69534781T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-11-13 EP EP95203096A patent/EP0742141B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1995-11-15 JP JP7296637A patent/JPH08301196A/ja active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0742141B1 (en) | 2006-02-15 |
| US5657949A (en) | 1997-08-19 |
| DE69534781D1 (de) | 2006-04-20 |
| EP0742141A1 (en) | 1996-11-13 |
| DE69534781T2 (de) | 2006-10-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5979835A (en) | Aircraft pitch-axis stability and command augmentation system | |
| US5819188A (en) | Fault tolerant automatic control system utilizing analytic redundancy | |
| EP0031619B1 (en) | Vertical flight path steering system for aircraft | |
| US6085127A (en) | Fault tolerant automatic control system utilizing analytic redundancy | |
| EP0253614B1 (en) | Vertical flight path and airspeed control system for aircraft | |
| US6961643B1 (en) | System and method for gyro enhanced vertical flight information | |
| US7931238B2 (en) | Automatic velocity control system for aircraft | |
| US4035705A (en) | Fail-safe dual channel automatic pilot with maneuver limiting | |
| US20090062973A1 (en) | Stall, buffeting, low speed and high attitude protection system | |
| CA2827790C (en) | Modified thrust limit schedule for control of thrust asymmetry | |
| JPH08301196A (ja) | 飛行機のための推力非対称方向舵補償指令を生成するための方法および装置 | |
| US5901927A (en) | Ground strike protection function for aircraft autopilot | |
| US5833177A (en) | Autopilot/flight director overspeed protection system | |
| JPS59209998A (ja) | ヘリコプタ−用飛行制御装置 | |
| JPH0375399B2 (ja) | ||
| US4277041A (en) | Aircraft cruise speed control system | |
| US4422147A (en) | Wind shear responsive turbulence compensated aircraft throttle control system | |
| JPH039033A (ja) | 航空機エンジンのプロペラ速度制御装置および方法 | |
| EP0743584B1 (en) | Aircraft vertical position control system | |
| JPH08310492A (ja) | エーロフォイルの気流剥離を示す振動性現象またはセンサ共通モード振動性故障を検知して始動コマンドを生成する方法 | |
| JPH02223640A (ja) | ガスタービンエンジンの制御装置におけるセンサ信号の補償装置 | |
| JPH04254294A (ja) | 予め定められた飛行パラメータ限界の範囲内で航空機の指令された操作を制御するための装置および方法 | |
| JPH03934A (ja) | プロペラ速度ガバナ制御装置 | |
| JP3028888B2 (ja) | オートパイロット装置 | |
| JPS6231600A (ja) | 航空機の突風荷重軽減制御方式 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20041201 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20041214 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050309 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20050712 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20051206 |