JPH09506962A - 発射前、発射後動作制御装置を有するへリコプタ一体型発射及び飛行制御 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 一体型発射及び飛行制御（IFFC）システムは、ヘリコプタと目標との相対的位置及び発射する兵器の型に応じて、飛翔兵器の発射を決定する。上記飛翔兵器の発射を行うためヘリコプタに要求される姿勢変化に応じて上昇コマンドが決定され、このコマンドは、照準し、かつ、兵器の発射を実行するために必要な時間を見積もるのに使用されるとともに、予測される逆方向の加速と、減速とを予測するために用いられる。所望により、前進加速を行わせるようにノーズダウン加速を行わせることもでき、かつ、飛翔兵器発射動作の際のピッチアップ動作の間に生じる逆方向の加速と、減速とで相殺されるように、前進加速と速度プロファイルとを与えるようになったシーケンスを有している。この前進加速と、速度プロファイルとは、必要な前進加速、と速度と、が得られるまでパイロットがノーズダウン姿勢で飛行させるようにしなくとも、パイロットに対して必要な前進加速を与えるようになっている。これとは別に、上記加速プロファイルは、飛行制御装置に組み込まれており、発射前動作フィードフォワードコマンド信号は、サイドアームコントロールコマンド信号とともにロータミキシング機能のプライマリ入力とされ、また、発射前コマンド化速度信号は、サイドアームコントロールコマンド速度信号とともに、上記自動飛行制御システムの入力とされている。この様にすることによって、上記航空機が、自動的に所望の前進加速と速度プロファイルとを得るような姿勢へと制御されることになる。最後のフェーズ動作は、上記航空機を上記発射前動作を実行させる前の、元の姿勢を維持し、速度維持、ホバリング維持、又は位置保持状態へと復帰させるように計算する動作である。

Description

【発明の詳細な説明】 発射前、発射後動作制御装置を有するヘリコプタ一体型発射及び飛行制御 技術分野 本発明は、回転翼を有する航空機の飛行制御システムに関するものであり、よ り詳細には、自動的に発射前動作を行わせたり、パイロットが発射前動作を選択 して、ピッチアップ動作による効果を打ち消し、発射が可能な照準姿勢をとらせ るようにする飛行制御システムに関するものである。この様な制御システムを使 用することによって、上記ピッチアップ動作中に生じる減速を防止して、上記航 空機の発射前動作以前の速度を保持し、ホバリングを維持し、又は位置を保持さ せるような条件とするように上記航空機を正確な姿勢へと復帰させることができ る。 背景技術 ヘリコプタにおける戦闘は、近年劇的に変化しており、敵軍と接触し、偵察し 、戦闘し、前線において航空機を援護することが要求されるようになっている。 上記した任務は、ヘリコプタにとって、種々の問題を生じるため、機関銃やロケ ットランチャーといった攻撃用兵器を搭載できるように新たな設計とする必要が ある。 初期には、ヘリコプタ用兵器の主要な制御は、発射前にパイロットが上記ヘリ コプタの姿勢を調節することによって行われていた。 誤射した場合の姿勢の修正は、別の兵器を発射する前に、そのパイロットが行っ ていた。技術が進歩して、追尾及び検知システムが目標や目標領域を決定し、上 記兵器が、風速、航空機速度等、上記兵器に外力として加えられる力を考慮しつ つ、兵器を照準するために必要な上記ヘリコプタの姿勢を決定するべく使用され るようになっている。上記システムは、典型的には、実際のヘリコプタの姿勢を 表示した“クロスヘア”、すなわち十字線と、上記兵器で上記目標を攻撃するた めの最高確率を与えるべく、航空機に対して要求される姿勢を指示した幾何学的 形状と、を表示するようになっている。上記パイロットは、上記ヘリコプタを操 縦して、上記兵器を発射する前に、上記形状で規定される上記発射位置に十字線 をあわせる必要がある。十字線と幾何学的形状といった照準指示は、典型的には 、コントロールパネルや、ヘッドアップディスプレイ、ターゲット位置、航空機 姿勢、方位、速度、高度といった可視情報を表示するようなヘルメットマウント 型ディスプレイに表示されるようになっている。 さらに兵器を精度よく発射するためのシステムでは、ヘリコプタの片ゆれ姿勢 、ピッチ姿勢を連続的に制御するとともに、ヘリコプタに搭載された兵器の発射 を制御して、選択した目標領域内の特定目標軸に沿って兵器を正確に到達させる ような改善がなされている。上記システムは、本願と共通の譲受人に係わる継続 中の米国特許出願番号第０７／９６７，３０８号、名称“目標領域爆撃制御を有 するヘリコプター体型発射及び飛行制御装置”に開示、請求されている。上記シ ステムは、方位角エラー信号と、上昇エラー信号と、を 与えるようになっており、これらの信号は、それぞれ上記ヘリコプタの片ゆれ姿 勢フィードバックエラーとピッチ姿勢フィードバックエラーへと変換されて、発 射位置として好適な姿勢に上記ヘリコプタを制御するようになっている。上記ヘ リコプタが適切な発射姿勢になると、発射信号が与えられて兵器が発射される。 上記ヘリコプタは、その後、次の目標位置に対応した発射位置とされる。 上記パイロットが、飛翔兵器を発射させるために上記ヘリコプタの姿勢を制御 する場合、又は、飛翔兵器を発射させるために一体型発射及び飛行制御装置が、 上記航空機の姿勢を自動的に制御する場合には、ピッチ角が上に向くことになる ため、上記ヘリコプタは、後方に加速を加えられることになる。固定ポッド内に 備えられた７０ｍｍ（２．７５インチ）といったある種の兵器については、上記 ヘリコプタは、兵器を発射する前に２１°のノーズアップ姿勢をとっておく必要 がある。上記したような大きなノーズアップ姿勢をとることによって大きな後方 加速が生じるため、上記パイロットは典型的には発射前前方加速動作を実行する 必要がある。上記パイロットは、この動作をさせる場合には、最善の判断をし、 かつ、地上及び障害物の有無といった点について十分な注意を払う必要がある。 視界が制限された状態では、この動作は、極めて危険であるとともに、この結果 パイロットは高度を上昇させてしまうことが多い。高度が上昇すると、ヘリコプ タ位置の地上に対する隠蔽性が低下し、生存率が低下してしまうことになる。 発明の開示 本発明の目的は、ロータリ翼を有する航空機のための飛行制御システムを改善 することにあり、この飛行制御システムは、航空機のピッチ姿勢を制御するため の航空機用発射制御システムと一体とされていて、兵器を発射させるため、発射 姿勢である発射前ピッチアップ動作の間に生じる航空機の後方加速を補償するた めに必要な航空機の前進速度を与えるようにされている。 さらに本発明の目的は、ピッチアップ動作を補償するために必要な前進速度を 、パイロットが選択することができる、一体型発射及び飛行制御システムを提供 することにある。 さらに本発明の目的は、自動的にピッチアップ動作を補償するために必要な前 進速度を発生させ、かつ、航空機にピッチ姿勢を与えている発射制御機構を抑制 して、パイロットのコマンドを優先させることができる一体型発射及び飛行制御 システムを提供することを目的とする。 本発明はさらに、ピッチアップ動作によって生じたヘリコプタの位置変化を自 動的に補償し、かつ、その後に上記ヘリコプタを上記発射動作以前のトリム条件 に戻すようにする一体型発射及び飛行制御システムを提供することを目的とする 。 本発明によれば、飛翔兵器の発射は、ヘリコプタに対する目標の相対的位置と 、発射する兵器のタイプとに応じて決定される。上昇コマンドは、要求されるヘ リコプタトリム姿勢に応じて決定され、上記飛翔兵器を発射する際の問題点、す なわち、照準と兵器発射に要求される時間に関連しており、これを基にして発射 の際に発生する逆方向の加速と、速度減少と、を予測するようになっている。前 進加速と速度プロファイルとは、上記した加速と、速度と、を得るためのノーズ ダウン加速や、飛翔兵器を発射させる際に行うピッチアップ動作の間に生じる逆 方向の加速と速度減少とを回復させるような所望の系統的シーケンス動作を行わ せるように決定される。上記した前進加速と速度プロファイルとは、パイロット に前進加速コマンドを提供し、この前進加速コマンドは、上記パイロットに対し て、必要な前進加速と速度プロファイルとを達成するまでノーズダウン姿勢をと って飛行する。 さらに本発明に従えば、上記前進加速と、速度プロファイルとは、飛行制御装 置に組み込まれており、発射前動作フィードフォワードコマンド(feedforward) 信号は、サイドアームコントロールコマンドとともにロータミキシング(mixing) 機能のプライマリインプットとされる。発射前コマンド速度信号は、サイドアー ムコントロールコマンド速度信号とともに、自動飛行制御システムのプライマリ インプットとされ、上記航空機が、所望の前進加速と速度プロファイルとを達成 するために必要な姿勢となるように自動制御が行われることになる。 さらにまた、本発明に従えば、最終動作を計算して、上記航空機を上記発射前 動作を実行させる前の姿勢、速度、ホバリング、又は位置などを保持した条件に 復帰させるようになっている。 本発明は、兵器発射の際のパイロットの労力を軽減するとともに、兵器の最終 的な有効性を改善させるものである。これは、上記発射制御システムが、照準の ためのピッチアップ動作と、兵器発射の間に連続して起きる後方加速を補償する ように、発射前動作を決定す るためである。本発明は、固定エレベーショナルポッド(elevatuional pod)から ロケットを発射させるために必要な上記発射前動作を行う上記パイロットの思考 作業にかわるものである。ある場合には、複数の連節ポッド(articulated pod) であっても、所定の上昇角度及びクリアランスを得るためにピッチアップするこ とが必要とされる。本発明は、遮蔽されない領域に達してしまうような後方加速 を、上記発射前動作によって制限することで、飛翔兵器を発射する際の安全性を 高めるものである。従って、本発明は、上記した発射の際に要求される空間を低 減することができ、上記発射動作を行なうための時間を低減し、かつ、カップル 照準機能が用いられている場合にも、発射精度を増大させるようになっている。 上記パイロットに課せられる発射前動作を決定するために必要な作業量を低減で きることから、上記パイロットは、戦略に集中できるとともに、安全に対しても 配慮できることとなる。 上記目的及び他の目的、及び特徴及び効果については、添付した図面の記載と 例示的な実施例とをもってより詳細に説明を加える。 図面の簡単な説明 図１は、本発明の一体型発射及び飛行制御システムのブロックダイアグラムで ある。 図２は、図１の一体型発射及び飛行制御システムの簡略化したブロックダイヤ グラムである。 図３は、航空機ピッチ角度と折り畳み式フィンを有する４．５ｋｇ（１０１ｂ ）弾頭を搭載したMark４０、７０ｍｍ（２．７５イン チ）空対空ロケットの飛行距離との間の関係を示した図である。 図４は、図２に示した一体型発射及び飛行制御システムの発射前動作と発射後 動作との制御部分のブロックダイヤグラムである。 図５は、図２に示した一体型発射及び飛行制御システムについてベクトル計算 を行う部分のブロックダイヤグラムの略図である。 図６は、図２の一体型発射及び飛行制御システムの所望の応答部分及びダイナ ミックシェーピング部分を示したブロックダイヤグラムの略図である。 図７は、図４〜図６の一体型発射及び飛行制御システムの制御動作のための論 理を示した論理フローダイアグラムである。 図８は、図２の一体型発射及び飛行制御システムの発射前速度計算部分の概略 的なブロックダイアグラムを示した図である。 発明の最良の実施態様 本発明の一体型発射及び飛行制御システム(IFFC)は、任務において、目標を捕 捉した段階でのヘリコプタパイロットを補助するために特に好適であるとともに 、兵器の攻撃精度を効果的に向上させて、兵器の有効性を改善する。加えて、上 記IFFCシステムは、発射前動作装置ともなっており、この装置によって、航空機 のピッチ姿勢が制御されて航空機が前進加速するようにされるとともに、飛翔兵 器を発射するための発射姿勢とする所定のピッチアップ動作をさせている間に生 じる、航空機に対する後方加速を補償するための速度を付与するようになってい る。上記兵器の発射が完了すると、発射後動作が実行され、上記航空機は、上記 IFFCシステムが起動される前 の姿勢、速度、ホバリング、位置を維持した状態にほぼ復帰されるようになって いる。 図１には、本発明のシステム２１を示す。このシステム２１は、プライマリ飛 行制御システム(PFCS)２２と、自動飛行制御システム(AFCS)２４と、一体型発射 及び飛行制御システム(IFFC)２５とを有している。上記PFCSは、ライン２７を通 じて変位したコレクティブスティック２６からの変位コマンド出力信号を受け取 るようになっている。上記AFCSはまた、ライン２７を通じてコレクティブスティ ックからの離散的な出力信号を受け取るようになっている。上記PFCSとAFCSとは 、ライン３０を通じてそれぞれが４方向サイドアームコントローラ２９に加わっ た力による出力信号を受け取るようになっている。上記AFCSとPFCSとは、また、 ライン３２を通じてセンサ３１で検出された複数のパラメータ信号を受け取るよ うになっている。ライン２７とライン３０からの上記パイロットコマンド信号と 、ライン３２の検出パラメータ信号とは、上記PFCSとAFCS内の樹型ライン３３と ３４内において、それぞれ一体とされているのが示されている。 上記PFCSとAFCSとは、それぞれが、航空機の片ゆれ軸と、ピッチ軸と、ローリ ング軸と、揚力軸とを制御するための制御モジュールを有している。上記複数の モジュールは、PFCSについてはブロック３５〜３８で、AFCSについてはブロック ３９〜４２で示してある。上記PFCSモジュールは、ロータコマンド信号を与え、 上記AFCSモジュールは、上記PFCSロータコマンド信号を整えたり、トリミングし たりするようになっている。上記PFCSとAFCSとは、バス４３を介して 互いに連結されている。 上記PFCSとAFCSとは、それぞれの操縦軸について、下記のモデルアルゴリズム を用いている。このアルゴリズムは、ロータコマンド信号を、出力ライン４４を 通じてロータミキシング機能４５へと送り、さらに、この機能４５は、サーボ４ ６と連結４７とを機械的に変位させるようなコマンドを送って、メインロータ５ ０の翼端通過面を制御するようになっている。加えて、上記ロータミキシング機 能４５は、テールロータサーボ４８も制御しており、このテールロータサーボ４ ８は、連結４９によりテールロータ５１の推力を制御するようになっている。セ ンサ３１によって検出されたパラメータ信号は、上記PFCSと上記AFCSとに対して ライン３２を通して、上記メインロータとテールロータコマンド信号に応じて、 上記航空機の角度方向速度と、姿勢と、を与えるようになっている。加えて、複 数の上記センサは、速度、高度、加速などの情報も与えるようになっており、こ れらは、上記飛行制御システムにおいて用いることもできるし、用いなくともよ い。 上記IFFC２５は、発射制御システム５５からライン５７を通じて発射制御信号 を受け取る。上記IFFCは、また、センサ３１によって検出されたパラメータ信号 を、ライン３２を通じて受け取るようになっている。目標位置データは、目標位 置／角度データインプット５６から上記発射制御システム５５に対して与えられ るようになっている。上記目標位置／角度データは、当業界で良く知られている 種々の供給源によって得ることができ、例えば視線角度センサ(line of site an gle sensors)、マップと位置によるデータ、赤外線 センサ、レーザセンサ、レーダセンサ等を挙げることができる。兵器制御データ 、上記発射制御システム５５の兵器制御部分５８から与えられるようになってい る。上記発射制御データは、ライン５７を通じて、検知されたパラメータ信号は ライン３２を通じて、それぞれ上記IFFC内の樹型ライン５９に集約されている。 上記IFFCは、片ゆれと、ピッチと、ローリングとを制御する複数の信号を上記 AFCSに送るための複数の制御チャネルモジュールを有している。上記複数のモジ ュールを、それぞれブロック６０と、６１と、６２と、で示す。複数の上記IFFC モジュールは、上記バス４３を通して上記PFCSモジュールと、AFCSモジュールと 、に互いに連結されている。より詳細には後述するが、自動発射前動作制御、兵 器発射、または目標領域の爆撃、その後の発射後動作制御の間、上記IFFCは、IF FCフィードフォワードコマンドと、IFFCコマンド化速度信号とを発生し、それぞ れPFCSコマンドとAFCSコマンドとを変更する。通常では、サイドアームコントロ ーラ２９からのパイロットコマンドに応じて、上記PFCSは、所定の姿勢変化速度 を得るために必要な制御コマンド信号を、上記ロータミキシング機能へと送る。 加えて、上記AFCSは、所望の片ゆれ姿勢と、ピッチ姿勢と、に対して基準を与え るようになっている。上記姿勢基準コマンドと、実際の航空機姿勢との差は、姿 勢フィードバックエラー信号とされ、上記AFCSは、これを連続的にゼロに一致さ せるようにする。上記AFCS姿勢基準コマンドは、パイロットのサイドアームコン トローラ２９によって与えられるコマンド化した姿勢速度信号に応答じて変化す るようになっている。上記姿勢速度信号は、所望の航空機姿勢の変 化速度を示した値である。所定の兵器、例えば、固定ポッドに装備されたロケッ トといった兵器が選択されると、IFFCが起動されて、IFFCフィードフォワードコ マンドが、上記制御コマンド信号に加えられ、かつ、IFFCコマンド化速度信号は 、上記コマンド化姿勢速度信号に加えられる。これは、“カップル照準”モード 又は“目標領域爆撃”モード動作と呼ぶことにする。IFFCは、上記パイロットが 押す上記サイドアームコントローラ２９のスイッチによって起動されるか、また はより詳細には、共通の譲受人に係わる米国特許出願番号０７＼９６７，３０８ 号、名称“目標領域爆撃制御を有するヘリコプタ用一体型発射及び飛行制御装置 ”に記載されるような別の方法を用いて起動されても良い。上記米国特許出願に 開示されている内容は本願において参照することができる。 図２は、上記IFFC２５と、上記PFCS２２と、上記AFCS２４との機能的な互いの 連結を示したものである。図２は、複数のピッチ軸モジュール３６，４０，６１ 、例えば、飛行制御ピッチ姿勢基準と発射制御上昇コマンド信号について例示し ている。しかしながら、当業者によれば、図２に示した上記の機能的連結は、片 ゆれ姿勢制御や発射制御方位角コマンド信号に対しても適用できることが理解さ れよう。 上記PFCSは、樹型ライン３３とライン３０とを通して、上記サイドアーム制御 装置２９（図１）から与えられるピッチ軸コマンド信号を、ライン７０を通して 受け取るようになっている。本実施例では、上記サイドアームコントローラは、 ４方向フォーススティックとなっており、片ゆれ軸コマンド信号は、パイロット が上記サイド アームコントローラを右、又は左に横方向へとツイストさせることで発生される ようになっている。また、ピッチ軸コマンド信号は、パイロットが上記サイドア ームコントローラを押すか、引くかして前後させることによって発生されるよう になっている。上記ピッチコマンド信号は、信号シェーピング回路７２にインプ ットされる。上記信号シェーピング回路は、所望の速度応答領域７２ａを有して おり、この領域７２ａは、ピッチ軸を中心として上記航空機の姿勢が所望の速度 で変化するようにライン７４を通してコマンド化されたピッチ速度信号を与える ようになっている。加えて、上記信号シェーピング回路７２は、ダイナミックシ ェーピング領域７２ｂを有しており、この領域７２ｂは、プラントピッチ軸レス ポンスのほぼ逆のモデルとなっており、ライン９０を通して制御信号を与えてい る。上記ライン９０からの上記制御コマンド信号は、パイロットがコマンドした それぞれの動作に対する上記航空機の所望のピッチ軸変化速度を得るのに必要な 、およそのロータコマンドを有しているとともに、上記ロータミキシング機能４ ５に対するプライマリ制御入力となっている。 ライン７４のコマンド化されたピッチ速度信号は、上記PFCS内の加えあわせ接 合(summing junction)７８に送られるとともに、上記AFCS内で加えあわせ接合７ ５を通して機体軸からオイラー軸(Body to Euler)への変換７９が施される。上 記加えあわせ接合７８は、ライン７４の上記コマンド化されたピッチ速度信号を 上記航空機の実ピッチ速度に加える。この際、上記実際ピッチ速度は、ライン８ ４から検知されたピッチ速度信号として、ライン３２と樹型ライン ３３とを通してセンサ３１から得られるようになっている。上記加えあわせ接合 ７８の出力は、ライン８５のピッチ速度エラー信号とされる。上記速度エラー信 号は、速度ゲインステージ８７で増幅されて、ライン８９を通して第三のPFCS加 えあわせ接合８８の一つのインプットへと入力される。上記加えあわせ接合８８ は、また、ライン９０を通して上記信号シェーピング回路７２ｂから上記制御コ マンド信号と、速度及び大きさリミッタ９４からライン９２とを介してピッチコ マンド変更信号と、を受け取るようになっている。上記リミッタ９４は、ライン ９６において、上記AFCSからバス４３を介してリミットを受けていないピッチコ マンド変更信号を受け取って、ピッチ大きさとピッチ速度が限界を超えている場 合には信号を変更して、上記ピッチ信号を制限するようになっている。上記加え あわせ接合８８の出力は、ライン１００に送られて、上記PFCS出力樹型ライン４ ４を通して上記ミキシング機能４５に送られる。 上記AFCSからの上記ピッチコマンド変更信号の変化の大きさと速度とは、上記 航空機のピッチエラーに依存する。上記ピッチコマンド変更信号は、上記ロータ コマンド信号を含んで循環する航空機姿勢フィードバックループを形成する。上 記姿勢フィードバックループは、上記ロータコマンド信号を含んだ２つのフィー ドバックループのうちの２番目のものである。第一のループは、ピッチ速度フィ ードバックループであり、これは、ライン８９の上記ピッチ速度エラー信号によ って実行されるようになっている。 上記ピッチコマンド変更信号は、上記AFCS内部にある次に述べるモデルアルゴ リズムによって、上記ロータコマンド信号に応じて実 際の航空機の応答に基づき、計算により与えられる値である。上記ピッチコマン ド変更信号は、上記ロータコマンド信号を変更し、上記パイロットがコマンド入 力したピッチ姿勢をとるようにさせる。上記AFCSの、より詳細なアルゴリズム及 び上記AFCSアーキテクチャについての説明は、共通の譲受人に係わる米国特許第 ５，２３８，２０３号、名称“ロータリ翼つき航空機のための高速転回コーディ ネーション”になされており、本願中においてもこれを参照することができる。 ピッチ姿勢制御フィードバックエラー信号は、上記ピッチコマンド変更信号を 与えるために使用される。上記ピッチ姿勢制御エラー信号は、上記AFCS内で変換 を受ける。上記コマンド化されたピッチ速度信号は、ライン７４と加えあわせ接 合７５とを介してライン７６により、機体軸からオイラー軸への変換７９を受け る。上記変換７９は、上記ピッチ速度信号、すなわち、航空機の機体軸のピッチ 速度信号を内部参照軸へと変換する。この変換の出力は、ライン１０１を通じて 、AFCS姿勢コマンドモデル１０３へと送られる。この姿勢コマンドモデル１０３ は、上記コマンド化されたピッチ速度信号をライン１０５のコマンド化したピッ チ姿勢信号へと変換する積分機能である。上記コマンド化されたピッチ姿勢信号 は、加えあわせ接合１０８に送られ、ライン３２と樹型ライン３４とを通してセ ンサ３１で得られたピッチ姿勢信号が、ライン１０７により送られる（図１）。 上記加えあわせ接合１０８の出力は、ライン１０９のピッチ姿勢フィードバック エラー信号であり、この信号は、内部軸が基準とされているとともに、上記ライ ン１０５のコマンド化され たピッチ姿勢と、ライン１０７の実際の航空機ピッチ姿勢との差となっている。 上記ピッチ姿勢フィードバックエラー信号は、オイラー軸から機体軸への変換１ １０を受けて、内部軸基準の上記ピッチ姿勢フィードバック信号から、ライン１ １１の機体軸基準のピッチ姿勢フィードバックエラー信号とされる。上記各変換 機能７９、１１０は、上述した米国特許第５，２８３，２０３号に詳細に記載さ れており、本願においても参照することができる。 ライン１１１の上記ピッチ姿勢フィードバックエラー信号は、ゲイン機能１２ ５を有する比例回路を介して加えあわせ接合１３５に加えられる。上記ピッチ姿 勢フィードバック信号はまた、積分機能１３０を有する積分回路を介して、加え あわせ接合１３５に出力される。上記加えあわせ接合の出力は、ライン９６の上 記ピッチコマンド変更信号とされる。 IFFCフィードフォワード上昇コマンド信号と、上記IFFCコマンド化上昇信号と は、IFFC２５によって与えられ、これらは、上記発射制御システム５５によって 与えられた目標情報に応じたものとなっている。通常では、特定の対象／敵基地 が上記したカップル照準動作モードにおいて目標とされた場合に、目標の方位角 と上昇のための情報とは、目標自動追尾装置１５３、例えば、電子光学的追尾装 置やレーダーによってライン１５５を通じて与えられる。上記自動追尾装置１５ ３によって与えられる上記方位角と上昇情報は、上記目標と、視線を計算させる ために用いる航空機機体上の、例えば航空機参照軸などの任意の点の間の視線(l ine of sight)ベクトルである。上記視線ベクトルは、上昇成分と方位角成分と に分解される。 上記自動追尾機能１５３の出力は、ライン１５５によって加えあわせ接合１５６ に出力されるとともに、リード角(lead angle)計算機能１５７へと入力される。 上記リード角計算機能１５７に対する他の入力は、ライン１５９の兵器選択機能 １６０から送られる兵器タイプ信号である。上記リード角計算機能は、上記兵器 タイプの情報と上記自動追尾装置情報、例えばリード角とを使用して、兵器を発 射する数を計算し、上記自動追尾機能から与えられた目標追尾情報と目標情報と に対応した飛跡と速度とを有する目標を攻撃するようになっている。上記リード 角は、ライン１６１を通して上記加えあわせ接合１５６へと送られ、目標視線ベ クトルに加えられて、ライン１６５に補正された上昇コマンドを与えるようにな っている。 上記ライン１６５に補正された高度コマンドは、加えあわせ接合１６８に送ら れる。上記加えあわせ接合１６８への別の入力は、上記兵器選択機能１６０から ライン１７０を通じてくるボアサイト(bore sight)補正信号である。上記ボアサ イト補正信号は、上記選択した兵器と航空機参照軸との間のオフセットを表した ものである。上記加えあわせ接合１６８の出力は、上昇コマンドとされ、この上 昇コマンドは、照準視線ベクトルの上昇成分となっている。照準視線ベクトルは 、上記兵器の発射角度変化を表したものであり、この角度変化は、発射制御装置 によって決定された上記兵器の飛跡が、上記目標にうまく命中するようにするた めに必要とされるものである。上記上昇コマンドは、ライン１７２を通して、補 助フィルタ機能１７５に送られる。この補助フィルタは、当業界で知られている いかなる好適な型のものでもよく、航空機の機体速度周波数バンド 幅を広くするとともに、上記発射制御回路からのノイズに対して航空機機体速度 レスポンスを低下させるようになっているものであればいかなるものであっても 良い。上記補助フィルタの出力は、ライン１８０を通してIFFC上昇エラー信号と される。 上記IFFC高度エラー信号は、上記目標を破壊するために選択した兵器を、発射 前に必要な航空機ピッチ姿勢とするために必要なる変化を表している。図３には 、発射テーブルを示すが、このテーブルは、航空機ピッチ角度と４．５ｋｇ（１ ０１ｂ）の弾頭を搭載した折り畳み式フィンを有する空対空ロケットMark４０、 ７０ｍｍ（２．７５インチ）の兵器飛行距離との間の関係を示したものである。 例えば、上記パイロットは、４，０００メートルの距離を兵器を飛行させるには 、６．５°のピッチ角度とする必要がある。このグラフでは、上記航空機と目標 とは同一の高度であることを仮定している。上記目標が上記航空機と異なった高 度にあるときには、さらに調節することが必要である。また、上記兵器のポッド が異なっている場合には、さらに調節を加える必要がある。 図３に示すように、上記航空機は、約１５００メートル以上の長い距離で兵器 を飛行させるためには“ピッチアップ”姿勢をとることが要求されている。上記 したようなピッチアップ動作の間には、上記航空機は、そのピッチアップ動作の 前に前進速度を有している場合には逆方向の加速を受けることになるか、又は、 上記ピッチアップ動作以前にホバリング又はホバリングに近い条件にあった場合 には、後方に向かって加速を受けることになる。この様な減速又は後方への加速 の程度は、上記したピッチアップ動作の期間とピッチアッ プ動作の大きさとに依存している。例えば上記航空機が、離れた目標領域に向か って爆撃を行うような場合でかつ、特定の目標に対して多くの兵器を発射するよ うな場合には、上記航空機は、大きな後方加速を受けるとともに、ピッチアップ 動作の間に大きく減速してしまう。 再度図２を参照すると、発射前動作及び発射後動作計算機能１８２は、ライン １８０の上記IFFC上昇エラー信号と、上記ライン１０７のピッチ姿勢信号と、ラ イン１８４の航空機速度信号と、ライン１８７の兵器信号と、に応答して、照準 のためのピッチアップによる逆方向のの加速効果を補償するため必要な、前進加 速と速度プロファイルとを決定するようになっている。加えて、計算機能１８２ は、発射後復帰動作も決定するが、この復帰動作は、上記発射前動作及びピッチ アップ動作以前の上記航空機条件に依存したものとなっている。ライン１８７の 上記兵器信号は、上記兵器選択機能１６０によって与えられ、かつ、発射する兵 器の型と数を示しており、上記複数の兵器発射のための発射前動作を決定するべ く計算機能１８２が計算して、上記兵器を発射する時点が決定できる。上記計算 機能１８２は、図４に詳細に開示されているが、これについてはより詳細に後述 する。 上記計算機能１８２の出力は、それぞれ発射前又は発射後動作を行う航空機に 要求されるピッチ姿勢の変化を示した発射前及び発射後ピッチ姿勢エラー信号の 双方を与える。上記発射前及び発射後（併せて発射という）ピッチ姿勢エラー信 号は、ライン１８９を通して、ベクトル制御機能１９０に送られて、このベクト ル制御機能は、ピッ チ速度コマンド信号を与える。その大きさは、カップル照準モードでの発射前、 照準、又は発射後のいずれの動作の間においても発射ベクトルに対する上記発射 ピッチ姿勢エラー信号との比に等しくなっている。発射ベクトルは、上記発射ピ ッチ姿勢エラー信号と片ゆれ姿勢エラー信号とによって規定されるベクトルであ る。上記ベクトル制御機能を用いる目的は、発射ピッチ姿勢エラー信号と発射片 ゆれ姿勢エラー信号とを変更すれば、上記発射ピッチ姿勢エラー信号と上記発射 片ゆれ姿勢エラー信号と、に対応して同時に航空機姿勢変化を、同時に行うこと ができることにある。動作中の兵器発射フェーズでは、上記ピッチ速度コマンド 信号は、上記IFFC上昇エラー信号の上記IFFCエラー信号ベクトルに対する比に等 しい。上記IFFCエラー信号ベクトルは、上記IFFC上昇エラー信号及びIFFC方位角 エラー信号とによって規定されるベクトルである。上記ベクトル制御機能１９０ の操作については、後述する図５によって詳細に説明を加える。 上記ピッチ速度コマンド信号は、ライン１９２を通して、信号シェーピング回 路１９５に送られる。この信号シェーピング回路１９５は、所望の速度応答領域 １９５ａを有しており、この速度応答領域１９５ａは、上記IFFCコマンド化上昇 速度信号を、ライン１９７を通して上記加えあわせ接合７５に送る。上記IFFCコ マンド化上昇速度信号は、照準姿勢を得るための上記発射前動作、照準動作、発 射後動作を実行するための上記ピッチ軸を中心とした上記航空機姿勢の所望の変 化速度を示している。上記IFFCコマンド化上昇速度信号は、AFCSコマンド化ピッ チ速度信号に、加えあわせ接合７５によっ て加えられる。上記信号シェーピング回路１９５はまた、ダイナミックシェーピ ング領域１９５ｂを有していて、上記IFFCフィードフォワード上昇コマンド信号 を、ライン１９９を通して上記加えあわせ接合１３５（ライン１９４と加えあわ せ接合１９６とを通して）へと送っている。上記加えあわせ接合１９６に対する 別の入力としては、速度キャンセル信号を挙げることができ、この速度キャンセ ル信号は、上記IFFCコマンド化上昇速度信号を、ライン１９７を通してピッチ速 度フィードバックゲイン機能１９８に加えることによって決定されるようになっ ている。上記IFFCフィードフォワード上昇コマンド信号は、上記発射前動作、照 準動作、発射後動作といった航空機のピッチ軸の所望の変化速度を達成するに必 要なロータコマンドを有している。上記IFFCフィードフォワード上昇コマンド信 号は、上記加えあわせ接合１３５と、ライン９６と、ポートリミット９４とライ ン９２とを通して加えあわせ接合８８へと送られて、ライン９０の上記PFCSコマ ンド化制御信号と加えあわせが行われる。上記信号シェーピング回路１９５は、 上記ピッチベクトルエラー信号を、上記PFCSによって与えられる信号と交換可能 な信号へと変換するが、その動作については、後述する図６により詳細に説明を 行う。 本発明の上記発射前及び発射後動作制御は、特に飛翔兵器の発射に用いるのに 好適であるが、これは、飛翔兵器発射における問題点を満足させるような上記ピ ッチアップ動作を提供できるためである。飛翔兵器を目標へ向けて発射するため に、IFFCシステムを使用することは、米国特許出願番号第０７＼９６７，３０８ 号、名称、”目 標領域爆撃制御を有するヘリコプタ用一体型発射及び飛行制御装置”に開示され ており、本願においても参照することができる。IFFC動作での上記目標領域爆撃 モード（カップル照準モード）を開始するには、種々の要件が満足されていなけ ればならないが、これらの要件としては、上記パイロットによってIFFCモードが 選択されること、及びパイロットサイドアームコントローラ上のIFFCイネーブル スイッチを起動することを挙げることができる。目標領域を爆撃するシーケンス の一部である発射前及び発射後動作を行わせるためには、上記パイロットは、上 記IFFCを起動する前に上記のモード動作を選択する必要がある。 目標領域爆撃シーケンスは、発射前動作と、発射後動作とを有しており、この 間、このシーケンス的には、４つのフェーズを実行する。すなわち、発射前動作 フェーズと、ピッチアップ動作フェーズと、照準及び兵器発射動作フェーズと発 射後復帰動作フェーズである。各動作フェーズについては、別々に詳述する。 Ｉ．発射前動作フェーズ 上記発射前と上記発射後動作計算とは、図４に示すダイヤグラムによって実行 されるが、図４について、まず上記発射前動作計算から説明する。図４には、複 数のスイッチシンボルが記載されているが、これは、異なった二つの信号源がイ ンプット信号となって種々の信号経路へと与えられるようになっているのを示す ためである。スイッチのノーマル位置は、Ｆ、すなわち切断のシンボルで示され ており、スイッチが起動されている場合には、Ｔ、すなわち接続位置により示さ れている。種々のスイッチの位置を制御する論理は、 図７に示すが、より詳細には後述する。 発射前動作シーケンスを起動すると、まず、発射前スイッチ（Ｐｒｅｌ）４０ ０が起動され、加えあわせ接合４０５に加速信号が送られる。この加速信号は、 固定された加速、例えば１．５ｍ／ｓ（５フィート／ｓ）を行わせるが、これは 固定加速機能４０２によって行われる。上記加えあわせ接合４０５には別の入力 も行われており、この入力は、ライン４０７からの実加速信号である。 この実際の微分信号は、ライン１８４からの速度信号によって決定されるが、 これは、速度センサ３１から与えられているとともに、微分遅延フィルタ４１０ に送られている。これとは別に、前進加速センサが、実際の加速信号を得るため に用いられていても良い。双方の場合において、フィルタを介して加速信号を得 ることが好ましい。上記微分遅延フィルタ４１０は、実際の加速信号としてライ ン４０７に与えられている。加えあわせ接合４０５の出力は、ライン４１２の発 射前加速エラー信号であり、これは、実際の加速信号と、固定加速信号との差と なっている。上記発射前加速エラー信号は、第二の発射前スイッチ（Ｐｒｅ２） ４１５を介して加えあわせ接合４１７に加えらる。Ｐｒｅ２は、はじめに上記航 空機が上記発射前加速を行っている場合には、起動されておらず、その後、上記 航空機が所定の加速プロファイルに達した際に起動されるが、これについては、 図７の説明の際に、より詳細な説明を行う。 上記加えあわせ接合４１７からの出力は、スケーリングファクタ４２２と、積 分機能４２５とを介して第２の加えあわせ接合４２０に加えられるようになって いる。上記スケーリングファクタと積分 機能とは、ライン４２７を通して出力フィードバックするように配設されていて 、このラインは遅延を信号経路へと導入するものであり、かつ、上記スケーリン グファクタ、と積分機能とは、上記発射前加速エラー信号を、上記発射前加速プ ロファイルを達成するために必要な航空機姿勢を示す姿勢信号へと変換する。上 記加えあわせ接合４２０にはさらに別の入力が加えられており、この入力は、セ ンサ３１からライン１０７を通してくる上記ピッチ姿勢信号である。この加えあ わせ接合４２０の出力は、発射前ピッチ姿勢エラー信号とされ、上記加速プロフ ァイルを得るため、航空機ピッチ姿勢に必要な変化を与えるようになっている。 上記発射前ピッチ姿勢エラー信号は上記フィードバック経路４２７内における、 上記加えあわせ接合４１７に与えられる。上記発射前ピッチ姿勢エラー信号は、 また、ゲイン機能４３０と、第一の発射前スイッチ４３３とを介して、ライン１ ８９を通して上記ベクトル制御機能１９０へと送られる（図２と図５）。 図５には、上記発射前ピッチ姿勢エラー信号が、ライン１８９からスイッチ５ ０１を介してベクトル機能５００に入力されているのが示されている。上記ベク トル機能へは、別の入力も行われており、この入力は、スイッチ５０２を介して ライン１８９ａから入力されている発射前片ゆれ姿勢エラー信号である。上記ベ クトル機能５００は、下記式１を用いて上記発射前ピッチ姿勢エラー信号と、上 記発射前片ゆれ姿勢エラー信号とをベクトルの大きさへと変換する。 （上式中、Ａｚは、発射前ピッチ姿勢エラー信号であり、 Ｅｌは、発射前片ゆれ姿勢エラー信号である。） 上記ベクトル機能５００の出力は、姿勢エラー信号であり、この信号は、上記 発射前ピッチ姿勢エラー信号と、上記発射前片ゆれ姿勢エラー信号とによって与 えられるベクトルの大きさとなっている。上記姿勢エラー信号は、リミット機能 ５０３に入力される。上記リミット機能は、上記姿勢エラー信号の大きさの最小 値を制限して、除算機能５０５と５０６とにおいて、ゼロでの除算を防止するよ うになっている。上記リミット機能５０３の出力は、分母として除算機能５０５ と５０６とに入力されて、それぞれ発射前ピッチ姿勢エラー信号と上記発射前片 ゆれエラー信号とを数値化させる。上記除算機能５０５の出力は、上記ピッチ（ 上昇）方向における方向と、姿勢エラー信号の商(fraction)であり、この出力は 、乗算機能５１１へとライン５１０を通して与えられている。同様に、上記除算 機能５０６の出力は、上記片ゆれ（方位角）方向における方向、と上記姿勢エラ ー信号の商となっており、この出力は、乗算機能５１４へとライン５１３を通し て入力されている。上記複数の乗算機能５１１と５１４とに入力されるその他の 入力としては、ライン５１６からの負荷因子リミット信号を挙げることができ、 これは、負荷因子リミット機能５２０から入力される。この負荷因子リミット機 能５２０は、ゲイン機能５１８を介して入力される上記姿勢エラー信号に応答す るようになっている。上記ゲイン機能は、上記エラーの大きさを航空機機体速度 コマンドへと変換する。上記負荷因子リミット機能５２０は、また、ライン１８ ４の速度センサ３１からの速度 信号に応答しており、ライン５１６に上記負荷因子リミット信号を与えるように なっている。上記負荷因子リミット信号の大きさは、航空機が例えば５ｇ（Ｇ； ジー）といった所定の負荷因子を超えないように決定される。上記乗算機能５１ １の出力は、ライン１９２のピッチ速度コマンド信号とされる。同様に、上記乗 算機能５１４の出力は、ライン１９２ａの片ゆれ速度コマンド信号とされる。 図６には、上記ピッチ速度コマンド信号が、ライン１９２を通して加えあわせ 接合６００に入力されるのが示されている。上記加えあわせ接合６００には別の 入力も行われており、この入力は、ライン６０３からの照準速度フィードフォワ ードベクトルの上昇成分である。この照準速度フィードフォワードベクトルは、 空間での照準視線の変化速度によって決定されるものであり、この照準視線は、 上記航空機の機体軸を基準として測定される。照準エラー速度フィードフォワー ドベクトルを決定するため、照準視線の変化速度をまず決定する必要がある。ラ イン８４のセンサ３１からの上記ピッチ速度信号と、ライン６０５のIFFC上昇速 度信号とは、それぞれ加えあわせ接合６１０へと入力される。これは、小角度で の照準視線の変化速度にほぼ対応している。上記上昇速度信号は、ライン１８０ の上記IFFC上昇エラー信号を除算機能６１２へと導入することによって決定され る。これとは別に、上記速度信号は、上記追尾システムから直接得ることもでき る。より大角度では、さらに複雑な軸変換を使用することもできる。上記加えあ わせ接合６１０の出力は、照準速度フィードフォワード信号の上昇成分となる。 ライン８４の上記ピッチ速度信号は、上記航空機の対地速度の変化を表しており 、 ライン６０５の上記IFFC上昇速度信号は、上記機体を基準とした照準速度を表し ている。従って、上記加えあわせ接合６１０の出力は、追尾角の変化速度を表し ており、これは、航空機姿勢の上記目標に一旦向かった航空機が、上記目標を追 尾する際の航空機姿勢の変化速度を表しているものである。 センサ３１から送られるライン６１３の片ゆれ速度と、ライン６１５のIFFC方 位角速度信号とは、加えあわせ接合６２０に送られる。上記IFFC方位角速度信号 は、ライン１８０ａの上記IFFC方位角エラー信号を微分機能６２２へと送ること によって決定される。この加えあわせ接合６２０の出力は、上記照準速度フィー ドフォワード信号の方位各成分となっている。当業者によれば、上記照準速度フ ィードフォワード信号の方位角及び上昇成分は、発射制御追尾システムによって 直接的に得ることも可能である。 上記IFFC上昇速度信号は、ライン６２５を通してベクトル大きさ機能６３０へ と送られる。上記ベクトル大きさ機能６３０には別の入力も加えられていて、そ の入力は、ライン６２７の上記IFFC方位角速度信号である。上記ベクトル大きさ 機能６３０は、上式１を使用して、IFFC速度信号の互いに結合した大きさを与え るようになっている。上記ベクトル機能６３０の出力は、照準速度フィードフォ ワード信号とされ、この信号は、リミット機能６３２へと送られる。このリミッ ト機能は、上記照準速度フィードフォワード信号の最小の大きさを制限して、除 算機能６３４と除算機能６３５とにおいてゼロによる除算が行われないようにし ている。上記リミット機能６３２の出力は、除算機能６３４と６３５とに分母と して送られて、 それぞれ、上記IFFC上昇速度信号とIFFC方位速度信号とを数値化する。除算機能 ６３４の出力は、上昇方向における方向と、上記上昇方向における照準速度フィ ードフォワード信号の商とを示した信号となっているとともに、ライン６３７に よって乗算機能６３８へと送られる。同様に、上記除算機能６３５の出力は、上 記方位角方向の方位と、上記方位角方向の上記照準速度フィードフォワード信号 の商とを示した信号となっているとともに、ライン６４０によって乗算機能６４ １へと送られる。上記除算機能６３８と乗算機能６４０とに入力される別の入力 は、リミット機能６４２によって与えられる可変の負荷因子リミット信号である 。上記負荷因子制限信号は、負荷因子リミット機能５２０の出力と、上記照準速 度フィードフォワード信号の大きさとに基づいたものである。上記乗算機能６３ ８と乗算機能６４０は、上記航空機が例えば５ｇの負荷因子リミットを超えない ようにしており、これは、上記発射前動作と上記発射後動作といったフェーズに おいて、上記航空機姿勢を変化させるコマンド化速度と、上記速度フィードフォ ワードコマンドとの組み合わせに応じて実行されるようになっている。 上記乗算機能６３８の出力は、遅延フィルタ６４５と、ゲイン機能６４８と、 スイッチ６５０とを介して送られていて、ライン６０３においてリミットされた 照準速度フィードフォワード信号の上昇成分を与えるようになっている。上記遅 延フィルタ６１５は、スムージングフィルタとして機能しており、上記追尾角の 速度信号に含まれる高周波部分が上記航空機の応答性を損なわないようにしてい る。 上記加えあわせ接合６００の出力は、ライン６５５の全IFFC速度コマンドとな っているとともに、所望の応答機能６５８へと送られている。上記所望の応答機 能６５８は、時定数が短いことを除き上記PFCSの所望の応答機能７２ａ（図２） と類似のものである。上記IFFCの所望の応答機能６５８の出力は、ライン６５９ の上記IFFCコマンド化上昇速度信号とされる。上記した所望の応答機能は、符号 を変化させるための定数６６０と、所望の応答機能内部フィードバック経路を与 える加えあわせ接合６６２と、所望の応答機能バンド幅を与えるゲイン機能６６ ５と、整数６６７とを有している。上記IFFCコマンド化上昇信号は、符号変化を 行うゲイン機能６６８と、スイッチ６７０と、を介してライン６５９を通じてラ イン１９７へと送られる。上記スイッチ６７０の動作は、より詳細には、後述す る図７についての説明において詳述する。上記IFFCコマンド化上昇速度信号はま た、ライン６５９からIFFCダイナミックシェーピング機能６７２へと送られる。 上記IFFCダイナミックシェーピング機能６７２は、ライン６７３を通じて上記 加えあわせ接合６７４へとフィードフォワード上昇コマンド信号を送るようにな っている。上記IFFCダイナミックシェーピング機能６７２の動作は、実質的には 、上記PFCSダイナミックシェーピング機能７２ｂ（図２参照）の動作と同一であ り、上記フィードフォワードコマンド信号が、ロータに所望の応答をさせるよう にスティックからの入力を反映したものとなっている。上記ダイナミックシェー ピング機能６７２は、ライン６５９の上記IFFCコマンド化上昇速度信号と、ライ ン６８０の上記ゲイン機能６６５の出力と、 センサ３１からのライン１８４の対空速度とに応じて、ライン６７３に上記フィ ードフォワード上昇コマンド信号を与えるようになっている。上記ダイナミック シェーピング機能は、対空速度の関数として対空速度の変化に応じて変更され、 スティックのインチでの運動が、上記PFCSフィードフォワードコマンド信号のよ うに信号の大きさとして得られるようになっている。 上記フィードフォワード上昇コマンド信号は、上記加えあわせ接合６７４へと 送られているとともに、ライン６８３からPFCSピッチ速度キャンセル信号である 別の入力も行われている。上記速度キャンセル信号は、ライン６８５の上記IFFC コマンド化上昇速度信号に、ピッチ速度フィードバックゲイン（ピッチ速度ゲイ ン機能１９６によって得られる）を乗算機能６８８によって乗算することによっ て決定される。上記ゲイン機能６９０は、符号変化を行い、その結果、フィード バックにより上記PFCSを減少させることになる。 上記加えあわせ接合６７４の出力は、加えあわせ接合６９２へと送られるとと もに、スティックキャンセル機構６９５によるスティックキャンセル信号が別の 入力として入力されている。上記スティックキャンセル機構６９５は、上記カッ プル照準モード中は、上記IFFCへの小さな入力に対する応答性を低下させるよう になっていて、意図しないわずかなスティック入力により、上記コマンド化した 発射前動作と、上記発射後動作による上記航空機方位とを変化させないようにな っている。上記スティックキャンセル機能は、パイロットによるスティック入力 の支配性を低下させるようにはされていない。上記スティックキャンセル機能は 、発射姿勢を変動させてしま うような微小な、かつ、意図せぬ信号だけをキャンセルするようになっているだ けである。上記スティックキャンセル機構の動作は、本願と共通の譲受人に係わ る継続中の米国特許出願第０７＼８８５，７０２号、名称“方位角及びピッチ制 御装置を有するヘリコプター体型発射及び飛行制御装置”に記載されており、本 願中においても、参照することができる。 上記加えあわせ接合６９２の出力は、上記IFFCフィードフォワード上昇コマン ド信号とされており、この信号は、スイッチ６９７を介してライン１９９に送ら れている。上記スイッチ６９７の動作については、図７の説明においてより詳細 に説明を加える。 ＩＩ． ピッチアップ動作フェーズ 再度図４を参照すると、上記航空機が上記照準及び発射動作に対向できるよう な所望の発射前速度に達すると、上記航空機は、もはや加速する必要はなくなる ので、上記照準のためのピッチ姿勢とになるようにピッチアップを開始する。従 って、上記スイッチ４１５が起動されて、ライン４４０の初期照準姿勢エラー信 号は、基準姿勢を与えるため固定加速エラー信号に置換される。上記初期照準姿 勢信号は、上記初期弾道計算が、上記カップル照準／プログラムされた領域爆撃 モードの起動によって計算された場合に決定されるようになっている。図２にお いて上述したように、上記カップル照準モードが起動されると、上記発射制御シ ステム５５は、IFFC上昇エラー信号の計算を行う。このIFFC上昇エラー信号は、 照準を満足させるために必要な航空機姿勢の変化を示したものとなっている。上 記IFFC上昇エラー信号は、ライン１８０を通して上記初期値が記録 されるデータ記録装置４４３へと送られるとともに、この初期値はライン４５５ を通して加えあわせ接合４４８へと送られている。上記航空機ピッチ姿勢信号は 、ライン１０７を通して初期ピッチ姿勢が記録されているデータ記録装置４５０ に送られているとともに、この初期値は上記加えあわせ接合４４８へとライン４ ５２と通して送られている。加えて、その時点での航空機ピッチ姿勢は、ライン １０７を通じて上記加えあわせ接合４４８へと送られている。従って、上記航空 機がピッチアップ動作と発射動作とに対向するために必要な速度に達すると、上 記スイッチ４１５が起動されて、上記初期照準姿勢エラー信号は、上記ライン４ ４０を通して積分器４２５を有する姿勢参照ループへと送られる。上記照準姿勢 エラー信号は、上記積分器４２５を記憶されている照準姿勢となるまで作動させ る。従って、上記加えあわせ接合４２０の出力は、姿勢エラーコマンドになる。 上記照準姿勢エラー信号は、上記航空機に対して、実際の発射制御データが無く ても必要な照準姿勢をとるようにピッチアップ動作を開始させる。このようにし て、上記航空機姿勢が発射可能な限度内となるまで発射制御装置が作動しないよ うにしておくような動作を行うことができる。 ＩＩＩ．照準と兵器発射動作フェーズ 共通の譲受人による米国特許第５，２３８，２０３号、名称“ロータリ翼を有 する航空機の高速転回コーディネーション”及び、同様に共通譲受人による継続 中の米国特許出願番号第０７＼９６７，３０８号、名称“目標領域爆撃制御を有 するヘリコプタ用一体型発射及び飛行制御装置”にも開示されているが、これら は、本願の参 照とすることができる。また、この航空機姿勢は、航空機姿勢を制御するIFFCシ ステムを発射可能の大きさ以内になるように制御される。本願では、上記ピッチ アップ動作は、上記航空機姿勢が十分に発射位置に近づくまで行われるようにな っている。 図５に示すように、上記航空機を発射限度内とするように上記航空機が適切な 照準姿勢を取り始めた後に、その時点で発射制御機能が兵器発射のための基準姿 勢を与えるようになっている。図７においてより詳細に説明するが、限界の大き さが満足されると、スイッチ５０１とスイッチ５０２（図５参照）とが起動され て、ライン１８０とライン１８０ａの上記IFFC上昇エラー信号と上記方位角エラ ー信号とが、上記発射姿勢を計算する上記ベクトル機能に上記姿勢基準を与える 。固定加速エラー信号から上記初期発射姿勢エラー信号へと変更が行われ、その 後、最終的にはその時点の発射姿勢を上記発射前動作であるピッチアップ動作さ せ、航空機姿勢の好ましからざる変動を最低限としつつ、正確、かつ、可能な限 り迅速に上記発射姿勢をとらせるようにできることを特徴としている。 上記航空機姿勢が上記発射姿勢を満足させると、上記パイロットは、兵器を発 射することができるようになるか、または上記航空機の兵器は自動的に発射され るようになっている。これらのことについては、共通の譲受人による継続中の米 国特許出願番号第０７＼９６７，３０８号、名称“目標領域爆撃制御を有するヘ リコプタ用一体型発射及び飛行制御装置”に記載されているが、本願においても これを参照することができる。 ＩＶ．発射後復帰動作フェーズ 兵器の発射が終了すると、上記システムは、発射後モードに入り、上記スイッ チ５０１と上記スイッチ５０２とを停止させて、システムは、発射後姿勢基準を 与えるようにされている。本発明によれば、上記航空機には４つの発射後動作フ ェーズが可能とされており、これらは上記航空機の姿勢復帰、速度復帰、ホバリ ングへの復帰及び位置復帰等に対応している。デフォルトの復帰モードは、上記 姿勢復帰モードであり、上記航空機は、上記プログラムされた領域爆撃モード以 前の姿勢に復帰するようにされている。しかしながら、上記航空機が速度維持モ ード、すなわち、上記IFFCプログラム化された領域爆撃モードが起動される以前 は例えば、速度一定条件である場合には、上記航空機には、速度復帰モードが用 いられることになる。上記速度維持モードの副次的ななセットとして、ホバリン グ維持モードを挙げることができ、この場合には、上記航空機は、上記動作を開 始する以前にホバリングモードとされており、その後ホバリングモードへと復帰 される。最後に、上記航空機が、上記IFFCプログラム化された領域爆撃モードが 起動される以前に基準位置に対してホバリングを維持しているモードである場合 には、上記航空機は、上記した位置復帰モードとされる。上記位置復帰モードで は、上記航空機は、上記基準位置においてホバリングしているものとする。 上記システムが姿勢復帰モードに入ると、スイッチ４３が起動され、姿勢復帰 エラー信号が、ライン４６０を通じてライン１８９へとスイッチ４３３を介して 送られる。上記姿勢復帰エラー信号は、ライン４５２の上記初期航空機姿勢、す なわち上記IFFCカップル照 準モードが開始された時の航空機姿勢と、ライン１０７の現時点での航空機姿勢 との差によって決定される。この際、上記差は、上記加えあわせ接合４６３によ って決定される。上記加えあわせ接合の出力は、上記ライン４６０へと送られる 。 上記速度復帰モードでは、速度復帰エラー信号はライン４７０を通してリミッ タ４７２とスイッチ４００とを介して上記加えあわせ接合４０５へと送られる。 上記速度復帰エラー信号は、カップル照準モードにあった航空機速度と上記航空 機のその時点での速度との差である。航空機速度は、ライン１８４を通して加え あわせ接合４７５へと送られる。加えて、航空機速度はライン１８４を通してデ ータ記憶装置４７７へと送られる。上記データ記憶装置４７７は、上記カップル 照準モードを起動したときの上記航空機の初期速度を記憶している。上記データ 記憶装置４７７の出力は、ライン４７９の初期速度となっており、この初期速度 は、スイッチ４８１を介して加えあわせ接合４７５へと送られる。上記スイッチ ４８１は、上記速度復帰モードにおいて起動されるようになっている。上記加え あわせ接合４７５の出力は、上記航空機のその時点での速度と、上記初期速度と の差となっているとともに、ゲイン機能４８５を介して、加えあわせ接合４８３ へと送られる。上記速度復帰モード動作の間には、上記加えあわせ接合４８３に はその他の入力は加えられない。 上記ホバリングを維持するモードでは、上記スイッチ４８１が、上記加えあわ せ接合４７５に対して初期速度としてゼロを基準値として与えるべく起動されて いないことを除き、上記した速度復帰モ ードと同一の信号経路を使用する。これとは別に、上記スイッチ４８１は、上記 ホバリング維持モードにおいても起動され、また、上記データ記憶装置４７７の 出力は、速度ゼロが基準値として設定される。 最後に、上記位置復帰モードの間には、位置復帰エラー信号は、ライン４７０ から上記加えあわせ接合４８３を介して送られる。ライン１８４の上記速度信号 は、積分機能、すなわち積分器４８７に送られ、その出力は、上記IFFCが動作を 開始してからの位置変化に対応した位置信号となっている。積分器４８７は、IF FCが起動されていない場合にはゼロとされている。IFFCが起動されると、上記積 分器４８７の出力は、上記位置変化信号（位置エラー）となり、この位置エラー は、ゲイン機能４９０とリミッタ４９２とスイッチ４９５とを介して、上記加え あわせ接合４８３へと送られる。上記位置エラーは、上記発射後動作フェーズが 位置復帰モード動作している間に上記位置復帰ループによってゼロとされる。上 記加えあわせ接合４８３の別の入力としては、上記加えあわせ接合４７５とゲイ ン機能４８５とを介して送られる速度信号である。上記速度基準は上記スイッチ ４８１が起動されないためにゼロとされている。上記ゼロの速度基準は、上記位 置制御ループをダンピング(damping)させるために与えられる。これと同一の機 能は、ローリングチャネルにも用いられており、この場合、上記位置復帰や速度 復帰のかわりに、軸変化が実行されている。 Ｖ．スイッチコントロール論理 図７は、図４と図５と図６とに示したスイッチを制御するために 必要な論理を示している。当業者によれば容易に想到できるように、種々の論理 を、図４と図５と図６とに示されているスイッチを制御するために使用すること ができる。また、図７に示した論理は、上記スイッチを制御するための代表例を 示しているにすぎない。 図７には、ＡＮＤゲート７００が３つの入力信号を受け取って、対となったラ ッチ７０２のターミナルへと信号を与えているのが示されている。このラッチ７ ０２は、これらの３つの信号がある場合にセットされるようになっている。すな わち、IFFCがオンで飛翔兵器、例えばミサイルの発射が選択されており、かつ、 発射前動作が要求されている場合である。共通の譲受人に係わる継続中の米国特 許出願番号第０７＼９６７，３０８号、名称“目標爆撃制御装置を有するヘリコ プタ用一体型発射及び制御装置”にも開示されているように、IFFCは、パイロッ トが、上記サイドアームコントローラ２９（図１参照）のスイッチ又はボタンを 押すことによって起動されるようになっているか、又はより特殊化した制御方法 が用いられていても良い。例えば、上記IFFCは、上記サイドアームコントローラ のボタンをパイロットが押して上記発射制御システムを起動して、正確な発射制 御信号を与えるようになっていてもよい。加えて、IFFCによる目標領域の爆撃は 飛翔兵器及び飛翔ミサイルなどの目標領域爆撃制御を有している所定の兵器が選 択された場合にのみ起動されるようになっている。飛翔兵器の要求、発射前動作 の要求は、パイロットが発射制御パネル上のIFFCモード選択スイッチを起動させ るか、又はその他の発射制御システムを起動する他の好適な方法によって選択で きるようになっている。上記ラッチ７０２がセットさ れた場合には、スイッチ６７０とスイッチ６７９（図６参照）とが起動されて、 複数のIFFC信号が、ライン１９７とライン１９９とを通して送られる。IFFCが起 動されていない場合には、上記ラッチは、リセットされて、上記スイッチ６７０ とスイッチ６７９とは、オフとされる。 上記ラッチ７０２は、上記IFFCが停止している場合にはリセットされる。これ が図７では、上記IFFC”ＯＮ“信号ラインと上記ラッチのリセットターミナルと の間にＮＯＴゲート７０５が配置されていることによって示されている。上記ラ ッチ７０２の出力は、IFFC発射前要求信号となっており、この信号は、ＡＮＤゲ ート７１０の一つの入力とされている。上記ＡＮＤゲート７１０の別の入力は、 論理信号であり、この論理信号は、上記発射前動作の間に要求される発射前速度 よりも航空機速度が大きくなったことを示すものである。必要な発射前速度を決 定するための上記理論の例としては、図８に記載するような場合を挙げることが できるが、これについては、図８の説明においてより詳細に説明を加える。従っ て、上記IFFC発射前要求信号があり、航空機速度が上記発射前速度よりも大きい 場合には、上記ＡＮＤゲート７１０は、上記対となったラッチ７１２へと出力信 号を与えるようになっている。上記ラッチ７１２の出力は、IFFC発射前速度信号 となっており、この信号は、上記航空機が必要な発射前速度に達したことを示す ためのものである。上記ラッチ７１２は、IFFCがオフとされた場合にリセットさ れる。ＮＯＴゲート７１５は、上記ラッチ７１２の出力に連結されており、上記 航空機が必要な発射前速度に達する前には、上記ラッチ７１２からの 出力が行われず、かつ、上記ＮＯＴゲート７１５の出力は、上記発射前動作の加 速フェーズのスイッチ４００（図４参照）を、オンとするようなロジックハイと なるようにしている。上記航空機が必要な発射前速度となると、上記発射前速度 信号は、上記ラッチ７１２の出力に送られて、上記ＮＯＴゲート７１５の出力は 、ロジックローとされ、スイッチ４００はオフとされる。 上記ピッチアップ動作フェーズで説明したように、上記加速フェーズが完了し た時点では、実際の航空機姿勢と、兵器を発射するために必要とされる上記航空 機姿勢には大きな開きがある。従って、初期ピッチアップ動作が行われることに なる。このピッチアップ動作は、上昇エラーが、制限限界、例えば限界の大きさ 未満となるまで行われる。上記上昇エラーが、上記制限限界より小さくなると、 ＡＮＤゲート７１８の一つの入力へと信号が入力される。上記ＡＮＤゲート７１ ８には別の入力として、上記IFFC発射前速度信号が入力されている。上記ＡＮＤ ゲート７１８の出力は、ラッチ７２０の対となったターミナルへと送られる。上 記ラッチ７２０は、上記IFFCがオフとされるとリセットされる。上記ラッチ７２ ０の出力は、照準信号となっていて、この照準信号は、上記発射前加速動作が完 了して、上記上昇エラーが、制限限界よりも小さくなったことを示す。ＮＯＴゲ ート７２３は、上記ラッチ７２０の出力に結合されていて、上記ＮＯＴゲート７ ２３の出力は、ＡＮＤゲート７２５に送られている。従って、上記ＮＯＴゲート ７２３の上記出力は、上記上昇エラーが、上記上昇エラー制限限界よりも大きな 場合にロジックハイとされる。上記ＡＮＤゲート７２５への別入力としては、上 記ラッチ７１２からの上記IFFC発射前速度信号である。上記ＡＮＤゲート７２５ の出力は、上記スイッチ４１５（図４参照）を制御するために送られる。従って 、上記スイッチ４１５は、上記航空機が必要な発射前速度に達して、上記上昇エ ラーが上記上昇エラー制限限界よりも大きい場合に、オンされるようになってい る。また、上記上昇エラーが上記制限限界よりも小さくなると、上記ＮＯＴゲー ト７２３の出力は、ロジックローとされ、上記スイッチ４１５は、オフとされる 。 上記スイッチ５０１とスイッチ５０２（図５参照）は、照準及び兵器発射動作 フェーズの間だけオンとされている。ラッチ７３０は、すべての兵器が発射され た場合にセットされ、IFFCがオフとされた場合にリセットされる。従って、上記 ラッチ７３０に出力があることは、上記発射フェーズの動作が完了したことを示 している。ＮＯＴゲート７３４は、上記ラッチ７３０の出力に備えられており、 このＮＯＴゲート７３４は、すべての上記兵器を発射する前にはロジックハイを 出力している。上記ＮＯＴゲート７３４の出力は、ＡＮＤゲート７３７に送られ ている。上記ＡＮＤゲート７３７へは、上記照準信号と上記IFFC発射前速度信号 とが別の入力として入力されている。上記ＡＮＤゲート７３７の出力は、上記ス イッチ５０１と上記スイッチ５０２とを制御するために送られている。従って、 上記スイッチ５０１と上記５０２とは、航空機速度が要求される発射前速度に達 したことを示した上記発射前速度信号が存在し、かつ、姿勢エラーが、上記制限 限界より小さく、兵器のすべてが発射されていない照準信号が存在する場合にだ けオンとされるようになってい る。 上記スイッチ６５０（図６参照）は、上記発射前及び発射後動作フェーズの間 に動作している。上記IFFC発射前速度信号と上記ＮＯＴゲート７３４の出力とは 、ＡＮＤゲート７４０の複数の入力として送られる。ＮＯＴゲート７４２を介し て、上記スイッチ６５０を制御するため上記ＡＮＤゲート７４０の出力が与えら れるようになっている。上記IFFC発射前速度信号が、上記発射前動作中にまだ存 在せず、上記ＡＮＤゲート７４０の出力がロジックローで、上記ＮＯＴゲート７ ４２の出力がロジックハイの場合には、上記スイッチ６５０はオンとされる。上 記発射前動作は完了していることが示されている場合には、上記IFFC発射前速度 信号があれば、上記ＮＯＴゲート７３４の出力は、まだ兵器のすべてが発射され ていないことを示すロジックハイとなっており、かつ、上記ＮＯＴゲートの出力 はロジックローであり、上記スイッチ６５０はオフとされている。すべての兵器 が発射されると、上記ＮＯＴゲート７３４の出力はロジックローとされ、上記ス イッチ６５０は再度オンとされる。 すべての兵器が発射されると、上記発射後復帰動作フェーズが実行される。上 述したように、上記発射後復帰フェーズモードは、上記IFFC目標領域爆撃モード シーケンスの前の上記航空機の飛行制御システムの条件に応じて決定される。上 記IFFCは、まずテスト７４５で上記航空機が速度維持モードとされていたかどう かを判断する。上記テスト７４５の結果が否定的である場合には、対となってい るラッチ７４８のターミナルへと信号が送られ、上記姿勢復帰モードが選択され たことが示される。上記ラッチ７４８は、上記IFFCがオ フの場合にはリセットされる。上記ラッチ７４８の出力は、ＡＮＤゲート７５０ へと送られる。ＡＮＤゲート７５０には別の入力が行われており、この入力は、 すべての兵器が発射されたことを示すラッチ７３０からの出力である。上記ＡＮ Ｄゲート７５０からの出力は、姿勢復帰モード信号であり、この信号は上記スイ ッチ４３３をオンとするために入力されている。上記姿勢復帰モード信号は、ま た、ＡＮＤゲート７５２に入力されている。上記ＡＮＤゲート７５２へは、複数 の別の入力がなされており、これらの入力は、上記ピッチ姿勢エラー信号と、上 記ピッチ速度エラー信号の双方であり、それぞれ限界の大きさよりも小さくなっ た場合に、上記航空機が所望の姿勢に達したことを示すようになっている。 上記テスト７４５の結果が肯定的である場合には、テスト７５５が実行されて 、上記IFFCは、ホバリング維持モードを選択すべきかか否かを判断する。上記テ スト７５５の結果が否定的であれば、ラッチ７５８の対となったターミナルに信 号が送られて、上記速度維持復帰モードが選択される。上記ラッチ７５８は、IF FCがオフとなるとリセットされる。上記ラッチ７５８の出力は、ＡＮＤゲート７ ６０に加えられる。これ以外の入力も上記ＡＮＤゲート７６０には行われており 、この入力は、すべての兵器が発射されたことを示した上記ラッチ７３０の出力 である。上記ＡＮＤゲート７６０の出力は、速度維持モードであり、スイッチ４ ８１を起動させるために送られている。上記速度維持モード信号は、又、ＡＮＤ ゲート７６２へと出力されている。上記ＡＮＤゲート７６２への別の入力として は、ピッチ姿勢エラー信号と、速度エラー信号と、加速エラー信号とが すべてそれぞれの限界値よりも小さくなった信号であり、これらは、上記航空機 が、所望の速度維持条件に達したことを示している。 上記試験７５５の結果が肯定的であれば、テスト７６５が実行され、上記IFFC は、基準位置が上記ホバリング維持モードにおいて設定されていたか否かを判断 する。上記テスト７６５の結果が否定的な場合には、信号は、ラット７６８の対 にになったターミナルへと送られ、上記ホバリングフックモードが選択される。 上記ラッチ７６８は、IFFCがオフとなると、リセットされる。上記ラッチ７６８ には、ＡＮＤゲート７７０が連結されている。上記ＡＮＤゲート７７０には、別 の入力も行われており、この入力は、ラッチ７３０の出力である。この出力は、 上記すべての兵器が発射されたことを示す。上記ＡＮＤゲート７７０の出力は、 ホバリング復帰モード信号であり、上記スイッチ４８１は、オフとされていて、 上記ホバリング維持復帰モードの間は、速度ゼロが基準値として与えられている 。上記ホバリング維持復帰モード信号は、また、上記ＡＮＤゲート７７２の入力 とされる。上記ＡＮＤゲート７７２の別の入力は、上記ピッチ姿勢エラー信号と 、上記速度エラー信号と、上記加速エラー信号とが入力されており、それらすべ てがそれぞれの限界値よりも小さくなると、上記航空機が所望のホバリング維持 条件に達したことを示す。 上記テスト７６５の結果が、肯定的であれば、ラッチ７７８の対となったター ミナルに信号が送られ、上記位置復帰モードが選択されたことが示される。上記 ラッチ７７８は、IFFCがオフとなるとリセットされる。上記ラッチ７７８の出力 は、ＡＮＤゲート７８０に 送られる。上記ＡＮＤゲート７８０には別の入力も行われており、この入力は、 ラッチ７３０の出力であり、これは、すべての兵器が発射されたことを示すため の出力である。上記ＡＮＤゲート７８０の出力は、上記スイッチ４９５を起動さ せるために与えられる位置復帰モードである。上記位置復帰モード信号は、また 、ＡＮＤゲート７８２の入力となっている。上記ＡＮＤゲート７８２には、別の 信号も入力されており、それらの信号は、上記速度エラー信号と、上記位置エラ ー信号であり、それぞれの限界値よりも小さくなることは、上記航空機が基準位 置に対して所望のホバリング維持姿勢となったことを示している。 上記した選択的した発射後復帰動作が完了すると、IFFCは、オフとされる。複 数の上記ＡＮＤゲート、７５２と、７６２と、７７２と７８２とは、ＯＲゲート ７８５の複数の入力とされる。上記ＯＲゲート７８５の出力は、ＯＲゲート７９ １を介してＡＮＤゲート７８８へと送られる。上記ＯＲゲート７８５の出力は、 上記ポストランチ復帰動作が完了するまではロジックローとされている。上記Ｏ Ｒゲート７９１には、別の入力も行われており、この入力は、上記パイロットが 限界値を超えたコマンド入力を行ったことを示す信号である。これは、上記パイ ロットが上記ポストランチ復帰動作から脱出する試みを行ったことを示している 。上記ＮＡＤゲート７８８には、遅延機能７９２を介して別の入力も行われてお り、これは、上記ラッチ７３０からの出力であり、すべての兵器が発射されたこ とを示している。上記兵器をすべて発射する前は、上記遅延機能７９２の出力は 、ロジックローであり、上記ＡＮＤゲート７８８の出 力もロジックローである。すべての兵器が発射され、上記遅延期間が終了すると 、上記遅延機能７９２の出力は、ロジックハイとなる。しかしながら、上記ＮＯ Ｔゲート７９０の出力は、上記発射後復帰動作が実行されるまでは、ロジックロ ーになっている。上記発射後復帰動作が完了すると、上記ＯＲゲート７８５の出 力はロジックハイとなり、従って、上記ＡＮＤゲート７８８の出力はロジックハ イとなり、IFFCをオフとする。 上述のように、IFFCは、また、上記サイドアーム制御装置のスイッチを解除し てもオフとすることができる。加えて、IFFCは、上記パイロットが限界値よりも 大きなスティックコマンド入力をすると、オフされるようになっており、上記パ イロットの意思により上記IFFC動作から離脱できるようにされている。当業者に よれば、この他の論理が上記発射後動作に入るために用いられていても良く、こ れらの論理としては、上記兵器が特定の時間内に行われなかったり、又は、上記 航空機が、上記動作の照準フェーズの間に所定の後方加速を行ったりするような 論理を挙げることができる。 Ｖ．発射前動作フェーズの速度決定 図８は、上記航空機が上記ピッチアップ動作、照準動作、兵器発射動作の各フ ェーズにある場合に、上記後方加速に対向させるために上記発射前動作中にに上 記航空機が達成しなければならない速度の決定に使用する計算方法を簡略化して 示したものである。上記簡略化された計算によって、上記航空機姿勢がピッチア ップ姿勢及び照準姿勢となるまでのおよその時間を計算し、これに、発射のため の上昇コマンドを用いて、航空機が受けるおよその後方加速を決定 する。上記時間と、加速の計算は、その後に所望の速度を計算するためにも使用 する。 図８には、発射するロケットの数と、各ロケットの発射時間とが乗算機能８０ １に入力されて、その出力が発射時間信号とされているとともに、上記ロケット を発射させるために要求される時間を示している。この発射時間信号は、加えあ わせ接合８０３に送られている。上記発射の際の上昇コマンド信号と、上昇変化 １°あたりに要する時間と、が乗算機能８０５に入力される。乗算機能８０５の 出力は、上記加えあわせ接合８０３に送られるとともに、その時点の姿勢から上 記発射姿勢にまで上記航空機を変化させるための時間を表している。上記加えあ わせ接合８０３には別の入力も行われており、これは、任意の最小値すなわち、 “基準”となる時間であり、この時間は、パイロットが応答し、かつ、エラーに 対する余裕を取るための照準時間である。上記加えあわせ接合８０３への最後の 入力は、上記発射を行うために上記航空機に必要と見積もられる時間である。 上記加えあわせ接合８０３の出力は、照準と兵器発射の間の減速又は逆方向の 加速を見積もるために用いられるおよその合計時間となっている。上記加えあえ あせ接合８０３の出力は、乗算機能８１０に送られ、上記航空機がピッチアップ するための時間と、照準のための時間と、兵器発射時間とを見積値となっている 。上記乗算機能８１０には、別の入力も行われていて、この入力は、発射上昇コ マンド信号であり、この信号は、加速機能８１５を介して入力されている。上記 加速機能８１５は、上記上昇信号に対応した後方加速 の見積値を計算する。上記乗算機能８１０の出力は、上記IFFC発射前速度信号と なっており、この信号は、上記発射前動作の間に到達しなければならない所望の 速度を示したものである。 本発明は、例示的な実施例をもって説明を行ってきたが、当業者によれば、従 来行われてきた種々の変更、除外、付加が本発明の趣旨及び範囲内で可能なこと が理解されよう。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁶ 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ // Ｇ０５Ｄ 1/08 0362−3Ｈ Ｇ０５Ｄ 1/08 Ｚ (72)発明者 ラッポス，ニコラス ディー. アメリカ合衆国，コネチカット 06460, ミルフォード，ポープス アイランド ロ ード 313 (72)発明者 エドワーズ，ジョーン エイ. アメリカ合衆国，コネチカット 06430, フェアフィールド，ミルスポア ドライブ 161 【要約の続き】 トロールコマンド信号とともにロータミキシング機能の プライマリ入力とされ、また、発射前コマンド化速度信 号は、サイドアームコントロールコマンド速度信号とと もに、上記自動飛行制御システムの入力とされている。 この様にすることによって、上記航空機が、自動的に所 望の前進加速と速度プロファイルとを得るような姿勢へ と制御されることになる。最後のフェーズ動作は、上記 航空機を上記発射前動作を実行させる前の、元の姿勢を 維持し、速度維持、ホバリング維持、又は位置保持状態 へと復帰させるように計算する動作である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 複数の操縦翼面制御信号を複数の航空機操縦翼面に与えることによって、 飛行中の航空機の片ゆれ軸と、ピッチ軸と、ローリング軸と、揚力軸とを制御す る航空機用飛行制御システムにおいて、該制御システムは、 前記航空機に対して目標相対位置を示す目標位置信号を与える手段と、 前記目標位置を破壊するべく上記航空機が弾頭を発射する際に要求される航空 機発射姿勢を取らせるべく、飛翔飛跡信号を与えるための手段と、 予め予測した前記発射姿勢に応じ、航空機位置への影響に対向させるために前 記発射姿勢を取らせる前に、航空機の姿勢に対して発射前動作をさせるようにな った発射前動作指示手段と、を有していることを特徴とする航空機用飛行制御シ ステム。 ２． 飛行制御システムのカップル照準モードの起動に対応してカップル照準信 号を与えるようにされたカップル照準モード表示手段と、 前記カップル照準信号に応答して、前記発射前動作信号を航空機操縦者に与え るようになっている表示手段と、 前記カップル照準信号の存在と、前記発射前動作の完了と、に応答して、航空 機姿勢を前記発射姿勢へと変化させるための操縦翼面制御信号与えるための信号 プロセッシング手段と、をさらに有することを特徴とする請求項１に記載の航空 機制御システム。 ３． 飛行制御システムのカップル照準モードの起動に対応して、カップル照準 モード信号を与えるようになったカップル照準モード表示手段と、 操縦翼面制御信号を与えるための前記カップル照準信号の存在に応じて前記発 射姿勢へと航空機姿勢を変化させるべく、前記発射前動作を実行させ、次いで前 記発射姿勢を取らせる信号プロセッシング手段とを、さらに有することを特徴と する請求項１に記載の航空機制御システム。 ４． 前記カップル照準モード起動前の航空機状態を示した発射前状態の信号を 記憶しておく記憶手段を有し、 前記発射姿勢から兵器を発射した後に、操縦翼面制御信号を与える前記信号プ ロセッシング手段により、前記航空機の状態が前記発射前状態へと復帰されるよ うになっていることを特徴とする、請求項３に記載の航空機用飛行制御システム 。 ５． 複数の操縦翼面制御信号を、複数のヘリコプタ操縦翼面に与えて、飛行中 のヘリコプタの片ゆれ軸と、ピッチ軸と、ローリング軸と、揚力軸と、を制御す るヘリコプタ用一体型発射及び飛行制御システムにおいて、該システムは、 前記ヘリコプタに対する目標相対位置を示す目標位置信号を与えるための発射 制御手段と、 前記ヘリコプタが発射した弾頭が、前記目標位置を破壊するために必要な前記 航空機発射姿勢を示した飛翔飛跡信号を与える手段と、 前記ヘリコプタに照準を行わせ、かつ前記弾頭を発射するために必要な時間を 示した発射動作信号を与えるための手段と、 前記飛翔飛跡信号と、前記発射動作信号と、に応答する発射前動作手段をと有 し、上記弾頭を発射するためのピッチアップ動作の間に生じる後方加速と、減速 と、に対向させるべく発射前動作である前進加速と速度プロファイルと、を与え るようになった発射前動作信号を発生させるようになっていることを特徴とする ヘリコプタ用一体型発射及び飛行制御システム。 ６． パイロットに対し前記前進加速と、速度プロファイルと、を表示する手段 を有していることを特徴とする請求項５に記載のヘリコプタ用一体型発射及び飛 行制御システム。 ７． 前記発射前動作信号に対応してヘリコプタ姿勢を変化させて、前記発射前 動作を実行させるための複数の操縦翼面制御信号を与える信号プロセッシング手 段をさらに有していることを特徴とする請求項５に記載のヘリコプタ用一体型発 射及び飛行制御システム。 ８． 前記発射前動作を行わせる前の前記ヘリコプタの発射前状態を示したヘリ コプタ状態信号を記憶しておくための発射後動作記録手段を有し、 前記信号プロセッシング手段は、前記弾頭の発射に応答して、前記ヘリコプタ を前記発射前状態へと復帰させるための操縦面制御信号を与えるようになってい ることを特徴とする請求項７に記載のヘ リコプタ用一体型発射及び飛行制御システム。 ９． 前記信号プロセッシング手段は、さらに前記飛翔飛跡信号に応じて、前記 発射前動作の後にヘリコプタ姿勢を前記発射姿勢へと変化させるような操縦翼面 制御信号を与えるようになっていることを特徴とする請求項８に記載のヘリコプ タ用一体型発射及び飛行制御システム。