JPS5881897A - 航空機用速度制御装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背景 本発明は一般に航空機の速度制御装置に関し、より詳細
にはエンジンスロットルおよびピッチ姿勢の協働を介し
て航空機の垂直飛行プロフィールを制御し、よってコス
ト的に最も有効な航空機の運用を行なう航空機゛性能管
制装置に関するものである。

最近の事業用輸送機、多くの一般航空機およびある種の
軍用機は、航空機の姿勢および飛行経路を制御する自動
飛行制御装置および（または）飛行指令装置および航空
機のスラストを制御する自動スロットル制御装置を備え
ている。

多年の間これらの２つの装置は多少独立して作動するか
あるいはある飛行位相中例えば離陸および着陸動作中の
み協働しており、考慮すべき主要な問題は運用コストよ
シも航空機の操縦性および安全性であった。しかしなが
ら、最近′の燃料費の相°当な増加にかんがみて航空機
操縦者は可能なコスト的に最も有効な運用を確実にする
ことによって飛行計画の垂直飛行プロフィール全体に渡
って燃料効率を増加させることを切望している。これら
の結果を達成しようとして自動スロットル制御装置と自
動ピッチ姿勢飛行制御装置の間の協働が入念に分析され
てきた。

この航空機用の協働した自動スラス′ト／姿勢制御装置
をもたらす最近開発された装置は飛行管制または性能管
制装置と称している。通常このような装置はスラストお
よびピッチパラメータを計算し制御して離陸滑走の開始
から目的地での着陸までの間の予定航行時間の制約内で
最小の燃料消費を達成する。このような装置の特定の目
的は自動装置が航空機に加速または減速したり垂直面で
その飛行経路を変更したりすることを命令する際に円滑
で安定した正確な制御を達成することである。本発明の
発明者による米国特許出願「航空機用巡航速度制御装置
（Ｃｒｕ−ｉｓｅ　５ｐｅｅｄ　（：ｏｈｔｒｏｌ　Ｓ
ｙｓｔｅｍ　ｆｏｒ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　）Ｊに開示さ
れているようなこのような装置の１つにおいては、通常
マツハ数で表わされ以下目標マツハ（ＭＴＧＴ）として
示す所望の通常自動的に命令される対気速度は自動操縦
装置および（または）飛行指令装置の自動スロットル制
御装置とピッチチャンネルの両方に与えられる。オート
スロットルに対するＭＴＧＴ信号は対応するエンジン圧
力比（ＥＰＲ’）またはエンジンファン゛速度（Ｎ、）
を計算して設定するのに使用され、自動操縦装置に対す
る同じＭＴＧＴ信号は航空機を縦揺れさせて目標とされ
たすなわち命令されたマツハ速度を獲得するのに使用ｊ
される。

このような自動制御装置以前に主として操縦士の手動制
御下にあった１つの特定の問題領竣は種々の飛行段階で
特定の航空機の特性によって、航空会社の通常の運航手
続によって、また連邦法および当該地域当局によって要
求されるいくつかの速度変化である。このような速度変
化は離陸後の第２セグメント上昇の開始で、フラップ速
度に加速する際、３０００フイート（約９００　ｍ　）
で２５０ＫＩＡＳ　（ノット指示対気速度）に加速する
際および１０，０００フイート（約３．ｏｏｏｍ）、飛
行レベル１００　（ＦＬｌｏｏ　）以下ノ２５０ノット
条件から最適上昇速度に加速する際に生じる。他の条件
には航空管制（ＡＴＣ）の特定の条件が含まれる。また
同様の減速抑制および手続を巡航高度から９降下中航空
機に与えることができる。

例えばｌ”１１０で２５０ＫＩＡＳから最適上昇ＫＩＡ
Ｓに移行するのに先立ってエンジンは通常最大上昇スラ
ストすなわち航空機およびエンジン製造業者によって示
唆されるＥＰＲ限界値にセットされる。これらの限界値
は変更可能で、入口空気温度、気圧高度および椎々のエ
ンジンブリードの状態等の現条件から計算されて対応す
る最。

大スラストを与える。−通常所望の対気速度はピッチ姿
勢を制御することによって獲得し維持することかで禽る
。航空機が２５０ノツトの所要対気速度を維持するピッ
チ姿勢で上昇しており航空機が１０，０００フイートを
通過する際により経済的な速度に加速することが必要で
ある場合性能管゛副装置は２５０ノツトから通常値３０
０ノツトに対気速度変化を命令する（ｔたは操縦士が選
択する）。この命令された変化がステップ機能または実
質的にステップ機能としてピッチ制御装・置に挿入され
ると航空機は過度にとんは返りをし命令された対気速度
を獲得しようとして実際に急降下する。このような過度
の運動が生じないようにし適合的に加速度および垂直速
度を比例させて妥当な上昇速度を達成することが望まし
い。これは、現スラスト、抗力および重量条件に対する
低上昇速度は低高度運用中エンジンの燃料消費が高くな
るため燃料を浪費するためである。既知の先行技術の性
能管制装置は加速上昇中例えば毎分５００フイー、ト（
約１５０ｍ）等のある所定の小さい上昇速度を設定する
。この任意の上昇速度は抗力について低過剰スラストで
高航空機重量に対してのみ最適であり従って燃料節約は
他の条件との兼ね合いである。

発明の要約 本発明は上昇中の対気速度の命令された変化（ｔたは最
小スラスト降下）が全部の通常の航空機運用条件下で制
御された航空機加速度対垂直速度の適合比を生じること
を確実にする装置を提供する。これはステップ機能速度
変化命令を制御されたランプ機能加速命令に変換するこ
とによって達成され、核加速命令の勾配は航空機のスラ
ストマイナス抗力条件に正比例しその重量に反比例する
。

図面に示したような本発明の好適な実施例を貌明する前
にその数学的基礎を脱明すると理解が容易になるだろう
。

上述のように本発明の基本原理は自動操縦装置または飛
行指令装置のピッチチャンネルに対するステップ機能対
気速度または命令すなわち目標マツハをランプ機能命令
に変換することであり、該ランプ様態命令の勾配は所定
のマツノ・数変化速度すなわち制御加速度を与え、該加
速度は航空機のスラスト（Ｔ）マイナス抗力（Ｄ）条件
に正比例し航空機の重量（Ｗ）に反比例する。

スラストから抗力を引いて重量で割ったものは当核技術
においてポテンシャル飛行経路角γ、としても知られて
いる。従って 但しＴ−スラスト Ｄ＝抗力 Ｗ＝重量 ※＝順方向加速度 γ＝実際の飛行経路角 ｉ＝垂直速度（上昇速度） ■−順芳向速度 ｇ−重力加速度 上述のようにランプ機能の目的はポテンシャル飛行経路
角に比例す、る速２専で命令すなわち目標マツハＭＴＧ
Ｔを変化させることである。

Ｍ＝　（−）　Ｋｓｔｎｒｐ　　　　　　　　　　（２
）但しＫは１よシ小さく前記のγ、のプリセット部を表
わす。マツハ速度は順方向加速度にほぼ比例するのでＫ
の値は式（１）の最仮の２項間の比、すなわち順方向加
速度および垂直速度の間の比を決定する。すなわち 倉＝※−Ｍ二 ａ（３） 但しａは気温および気圧高度とともに変化する音速に等
しい。音速は気圧高度の０．３５％／１０００フィート
（約３００ｍ）のみ変化するので本発明の目的からして
定数と考えることができる。

上述のようにＫの値は航空機が最大許容スラストで上昇
している量制御された速度変化また□ヵ。＊Ｃｔ［ヵ。

ヵ。□高およ。。、ｉ）。

間の比を決定する。従って式（１）および（３）から次
の式が得られる。

ｖ　　　Ｔ−Ｄ −−Ｋ（］「）−（７）Ｍ ｇ（４） 航空機は上昇しているのでスラストは抗力ヲ上回る。従
って式（５）を見ると航空機が正の垂直速度を維持しよ
うとする場合にの値は１より小さくなければならないこ
とがわかる。また式（６）である。さらにこれらの式は
低減した目標マツハすなわち降下および上昇に対するス
テップ機能命令に対しても有効であり、これはこのよう
な条件下では抗力はスラストを上回り従って速度および
マツハ数の両方は降下に対して望ましい減小する値であ
るためである。

従って本発明の適合ＭＴＧＴ命令によって、上昇加速ス
テップ命令運動および降下減速ステップ命令運動の両方
に対してｊ一方向加速度および垂直速度の大きさが自動
的に調整される。

本発明の好適な実施例をブロック図フォーマットで第１
図に示す。ブロック図の実際の実施例には指示した目的
に適した標準的な容易に入手可能な市販の装置を備える
ことができる。加算点および機能ブロックは上述の計算
、加算、論理および制限動作を行なうよう、に構成され
た演算増幅器等の標準アナログ装置および回路を使用し
て実現することができる。同様に数学的かつ論理的動作
は上述の動作を行なうように従来のようにプログラムさ
れた従来の汎用デジタル計算機で実現することができる
。さらに、基本素子および計算の多くは本発明の発明者
および（または）本譲受人によって発行、特許および特
許出願において既に開示されており、これらは適用可能
な場合に言及する。図は各エンジンに対して個別のスロ
ットルチャンネルを使用している３エンジン構成を含ん
でいる。なお、言うまでもなく本発明は対応するサーボ
チャンネルを有する２エンジンおよび４工ンジン航空機
にも適用可能である。

通常のチャンネルは本発明の発明者による米国特許第３
，５０５，９１２号に開示されているもののようなりラ
ッチ６を介してエンジン１に対する燃料制御を行なう従
来のスロットルサーボ装置１を備えている。線９上のサ
ーボ装置１に対する入力信号は加算４．１９を介した＃
１３上の信号と線１６上の信号の間の差であり、線１５
の信号はＥＰＲ限界計算機２２で発生され線１６の信号
はＥＰＲ感知装置２３によって検出されるエンジン１の
実際のＥＰＲである。ＥＰＲ限界計算機２２は全〈従来
通りでエンジンおよび航空機製造業者によって設定され
る現周囲温度、気圧等の下でエンジンが安全に作動する
ことのできる最大ＥＰＲを設定する。害際のＥＰＲ感知
装Ｗ２５も従来の通りである。周知のようにマツノ・数
および静圧と合成するＥＰＲの値はエンジンによって与
えられているスラストの測定値である。エンジンスラス
トの測定値としてのＥＰＨの特性を第３図に示し核特性
については本発明の発明者による米国特許第４，１１０
，６０５号においてよ゛り詳細に記載されている。エン
ジン２および３に対するチャンネルは同様であって各々
の素子２’、７゜１０．１４，１７，２０，２２．２４
および素子５，８，１１゜１５、．１８，２１．２２１
．２５を備えている。連動クラッチを介して作動する単
一のスロットルサーボ装置を使用しているこれらの航空
機スロットル制御装置においては加算装置１９．２０お
よび２１からの３つのＥＰＲｉＪ差信号は加算されその
平均値は１つのスロットルサーボ装置を駆動するのに使
用される。速度命令を自動操縦装置または飛行指令装置
ピッチ軸に結合するのに使用される本発明の実施例はい
ずれのスロットル制御構成に対しても同一である。

線２６上の目標マツハ信号はマツハ基準計算機２７で発
生することがで登る。この計算機は所望対気速度命令を
発生する任意の従来の装置にすることができる。性能管
制装置のこの部分は運用条件に基く予め設定された飛行
計画中の所定点で予めプログラムされた対気速度または
マツハ命令値を自動的に与える。例えは性能管制装置は
、航空機が従来のモード切替論理回路を介してエアデー
タ計算機３３によって測定された１０，０００フイート
に達した際２５０　ＫＩＡＳから５００　ＫＩＡＳに刈
気速度変化命令を与えることができる。別の方法として
はマツノ・基準計算機２７は単に可視読取り式の一対気
速度またはマツノ・数選択装置にしてもよく、該装置は
操縦士が対気速度またはマツハ数の所望値にセットする
のに使用することができる。簡単な選択装置の例は本発
明の発明者による米国特許第３，５２２，７２９号に記
載されている。いずれの場合も基準マツノ・数の５つの
値、すなわち＠２９上のマツノ・基準命令および線２８
上の対応する高限界値および線３０上の低限界値が与え
られるのが好ましく、これらの信号は従来の中間値選択
装置５１に与えられ＃ｉ置は線２６上のマツ・・基準ま
たは目標マツノ・命令としてその中間値を選択する。高
および低マツハ値は所定の制限値であって風による翻弄
からの保護を与える。中間値選択装置は速度命令装置が
これらの限界値間で作動する仁とを確実にする。

線３２上の航空機の実際のすなわち現在のマツハ数速度
信号は従来のように補完信号であってその定常状態およ
び低周波数成分は従来のエアデータ計算機３３からの線
３４上のマツハ速度信号から得られその高周波数成分は
機首−機尾加速度計算機３５から得られ、該計算機はそ
゛の１凍化号を例えば機首−機尾加速度計から得る。こ
のような補完フィルタ技術は本出願人による米国特許第
５．６９Ｌ５５６号にさらに記載されている。エアデー
タ計算機マツノ・信号および加速度計算機信号は３７で
加算されウォッシュアウト・フィルタ３Ｂによってウォ
ッシュアウトさ艶、骸フィルタの出力は３９でエアデー
タマツハ信号と再度加算されその出力はフィルタ　　′
４０を介して平滑化される。従って線５２上の実際のマ
ツハ数信号は航空機の実際のマツノ・数速度ＭＣＭＰＬ
の平滑な遅れ無しの測定値を発生する。

本発明によればこの信号は加算回路４８および変位利得
調整装置４５を介して本実施例ではブロック４７で表わ
す自動操縦装置のピッチ計算機チャンネルに与えられる
。全体的なマツハ制御装置の安定性をもたらすためマツ
ハ数速度信号は速度検出素子４１を介して発生され該信
号は加算装置４５を介して線４４上の変位信号と合成さ
れる。安全性のためおよび自動操縦装置４７に対する過
度のピッチ姿勢命令を防止するためマツハ信号はリミッ
タ４６で制限される。

！Ｉ２６上のマツハ数命令すなわちＭＴＧＴ信号は後述
のランプ発生装置５０を介して加算点４８、に印加され
る。こうして加算点４８はマツハ命令信号の値を線３２
上の実際のマツハ信号と比較して差マツハ信号を発生し
、該差マツハ信号の値は命令されたマツハ数速度および
実際のマツハ数速度の間の誤差ΔＭを表わす。次いでこ
の誤差は自動操縦装置に対する変位命令になりｍ命令は
航空機ピッチ姿勢を変化させ該ピッチ姿勢は航空機マツ
ハ速度を変化させる（スラストは実際のマツハ速度が命
令されたマツハ速度に整合しよって誤差を零に低減する
まで一定であるため）。

上述のように実質的にステップ機能であるマツハ命令が
直接かつ不変化で加算点４８に与えられる場合、線４４
上の誤差信播は同様に実質的にステップ機能である。従
ってこの命令を満足させる丸め航空機は即座にピッチダ
ウンしあ）得ることとしてはそれが加速度を得られる前
に実際に急降下運動を行なって命令マツハ速度を獲得す
る。言い換えればステップマツハ誤差によって命令に応
答して航空機の加速が制御されなくなシ非常に望ましく
ない運動が生じる。

従って本発明によればステップ命令信号は制御ランプ信
号に変換され該ランプ信号は対応して制御されたピッチ
変化を生じ次いでこの変化は対応して制御され次加速度
すなわちマツハ数変化速度を生じる。ランプ信号の勾配
は前記の式（６）で表わされその発生について以下説明
する。

上述のように式（６Ｊに対する解は固定量ｇ　＋　’お
よびＫに対応する固定信号および可変量Ｔ、ＤおよびＷ
に対応する可変信号を必゛要とする。重量環Ｗは重量計
算機５４力ｉら得られる。この計算機は従来のタイプの
もので６つそよくその１つは前記米国特許第４．ｊｌｏ
、６０５号に開示されている。別のタイプは本発明の発
明者による米国特許比ｌ［［航空機性能管制装置用重量
計算機（Ｗｅｉｇｈｔ　Ｃｏｍｐｕｔｅｒ　Ａｐｐａｒ
ａｔｕｓ　ｆｏｒ　ＡｉｒｃｒａｆｔＰｅｒｆｏｒｍａ
ｎｃｅ　Ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ　Ｓｙｓｔｅｍｓ　）Ｊ
に開示されているものでもよい。重量計算機５４の出力
信号は線５５上に現われ割算素子５７に与えられそこで
一現気圧高度す々わち靜高度δに対応する信号で割算さ
れて線５３上にＷ信号を発生すδ る。気圧高度信号δはエアデータ計算機３３によって発
生される。

第２図において、ポテンシャル飛行経路角計算機５２を
より詳細に示す。通常該計算機は変数ＴおよびＤを発生
して一所要の掛算および割算動作を行なうのに必要々計
算機を備えている。

実際は３つの関数Ｔ、ＤおよびＷは全てＴ、Ｄおａ　　
　δ よび７の形式で発生される（但しδは静圧対標準海面圧
の比）。これはこの形式がこれらの項を定める際航空機
製造業者によって使用されるフォーマットであるためで
ある。言うまでもなく６項は計算中に打消される。

スラスト計算機６０は線１６，１７および１８上の３つ
のＥＰＲ信号および線５２上のマツハ信号の測定値を受
けて工に比例する出力を１ｓ６１δ 上に与え、該出力は加算点６２に与えられる。

スラスト計算機６０は前記米国特許第４，１１０，６０
５号に記載されているタイプのものでもよくこのような
計算は通常の３工ンジン狭胴型ジエツト輸送機の特性で
ある第３図にグラフで示したデータに基いている。スラ
スト計算機６′０のデジタル実施例においてこめ・特性
データは持久記憶装置に記憶されており３つの実際のＥ
ＰＲ測定値の平均値と実際のマツハ数測定値によって従
来のようにアドレスされて対応するスラスト出方を発生
する。同様に抗力計算機、６５は線３２上のマツハ測定
値および線５５上の重量データを受けて第４図に示した
ような航空機の抗力特性する。線６４上の出力は加算点
６２に与えられそこで線６１上のスラスト測定値から減
算されこの差信号社割算装置６６において線５３上の上
に発生する。なおδ項は打消され割算装置６６の出力に
は現れない。

本発明によ１れば、順方向加速度対上昇速度の比、すな
わち上昇の場合の過剰スラスト量（または降下の場合の
過剰抗力量）が順方向加速度と上昇速度の間でどのよう
に分配されるかを決定する装置定数には入力６８で計算
機５２に４見られる。上述のようにＫの値は零より大き
く１よシ小さい。良好な性能をもたらした典型的な値は
に一α５であるが０１〜０．９の他の値を使用すること
も可能である。掛算装置６９においてこの信号に重力定
数ｇと音速定数ａの間の比で表わされ線７ｏ上に与えら
れる定数を掛ける。

纏７１上の結果の積シ掛算装置７２に与えられ該装置に
おいて積出力信号に！！−ＣＴ　ｏ　＞が発生さＷ れ出力線５１に与えられる。これは全て式（６）に従っ
て行なわれる。

再び第１図において、上述のように自動操縦装置のピッ
チチャンネルに対するＭＴＧＴ命令の所望の勾配を表わ
すこの信号は従来のランプ発生装置５０に与えられ従っ
て線２６上のＭＴＧＴ信号を変化させる。この目的に適
したアナログランプ発生装置は米国特許第４４１ａ４９
ｏ号に開示されているような周知の可変パルス幅増幅器
タイプのものにしてもよく、ＭＴＧＴ信号のパルス幅ハ
線５１上のランプ信号出力に従って零またはほぼ零から
全幅まで変化する。

従ってランプ発生装置５０は線５１上の信号に従って勾
配を有しランプ信号が線２６上のＭＴＧＴに達した際に
終了するランプ信号を線４９上に発生する。別の方法と
してはランプ発生装置５０は線５１上の信号を積分する
積分装置および線４９上の信号がＭＴＧＴ値に達した際
ランプを終了するりミツター備えてもよい。

本発明の好適な実施例を説明したが使用した言葉は説明
のためで限定するものではなく、広い見地から本発明の
真の範囲と精神から逸脱することなく特許請求の範冊内
で変更が可能であることを理解された３い。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の好適な実施例を示し完全な航空機性能
管制装置の動作の最大スラスト上昇（を九はアイドルス
ラスト急降下）制御モードを構成しておシ、第２図は第
１図のポテンシャル飛行経路角計算機の好適な実施例、
第３図および第４図は第２図の計算機のスラストおよび
抗力項を引出すのに使用する曲線である。 図中、１〜３・・・スロットルサーボ装置１〜３．６〜
８・・・クラッチ１〜３．１９〜２１．５７．５９゜４
３．４８・・・加算装置、２２・・・ＥＰＲ限界計算機
、２５〜２５・・・ＥＰＲＪＩｌ知装置１〜３．２７・
・・マツハ基準計算機、３１・・・中間値選択装置、３
３・・・エアデータ計算機、３５・・・加速度計算機、
３８・・・ウォッシュアウト・フィルタ、４０・・・フ
ィルタ、４１・・・速度検出素子、４５・・・変位利得
調整装置、４６・・・リミッタ、４７・・・自動操、縦
装置ピッチ計算機、５０・・・ランプ発生装置、５２・
・・ポテンシャル飛行経路角計算機、５４・・・重量計
算機、５７・・・割算装置。 −ｊ Ｈ−、、−−−Ｌｌ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、航空機エンジンによって航空機に与えられるスラス
   トを制御する自動スロットル制御装置および航空機ピッ
   チ姿勢を制御する自動飛行制御装置を、有している航空
   機用速度制御装置において、（イ）現速度値から命令値
   への航空機の速度変化に対応する命令信号を発生するｉ
   段と、（ロ）上記命令信号に応答するランプ信号手段と
   、←→上記ランプ信号手段に応答してその出力を上記自
   動飛行制御装置に与えてそれに従って航空機ピッチ姿勢
   を変化させる手段と、に）上記航空機のポテンシャル飛
   行経路角に従って上記ランプ信号の勾配を制御する手段
   とを備えていることを特徴とする上記装置。 ２、特許請求の範囲第１項に記載の装置において、上記
   命令信号は実質的にステップ機能命令であることを特徴
   とする上記装置。 五　特許請求の範囲第１項に記載の装置において、さら
   に、航空機ニゲジンの限界スラスト状ｎＫ対応する信号
   に従って上記自動スロットル制御装置を制御する手段を
   備えていることを特徴とする上記装置。 ４、　％許請求の範囲第３項に記載の装置において、上
   記限界スラスト信号は上記エンジンに対する最大スラス
   ト限界に対応し、上記速度命令信号は速度の増加を要求
   することを％徴とする上記装置。 ５、　特許請求の範囲第３項に記載の装置において、上
   記限界スラスト信号は上記エンジンに対する最小スラス
   ト限界に対応し、上記速度命令信号は速度の低減を要求
   することを特徴とする上記装置。 ６　特許請求の範囲第１項〜第５項のいずれかに記載の
   装置において、さらに、（イ）航空機の実際の速度に対
   応する信号を発生する手段と、（ロ）゛上記実際の速度
   信号および上記ランプ信号に応答して合成速度誤差信号
   を発生する手段と、←→上記速度誤差信号を上記自動飛
   行制御装置に与える手段とを備えていることを特徴とす
   る上記装置。 ７、　　’ｆ！ｊｔ／ｆ＠求の範囲第６項に記載の装置
   において、さらに、（イ）上記実際の速度信号に応答し
   てその変化速度に対応する信号を与える手段と、（ロ）
   実際の速度信号の上記速度誤差および上記変化速度を上
   記自動飛行制御装置に与える手段とを備えていることを
   特徴とする上記装置。 ８、　特許請求の範囲第１項に記載の装置において、上
   記ランプ勾配制御手段は（イ）上記エンジンによって上
   記航空機に与えられるスラストに対応する信号を発生す
   る手段と、（ロ）航空機の抗力に対応する信号を発生す
   る手段と、ｒ→航空機の重量に対応する信号を発生する
   手段と、に）上記スラストおよび抗力信号間の差を上記
   重量信号で割ったものに対応するランプ勾配制御信号を
   発生する手段とを備えていることを特徴とする上記装置
   。 ９、　航空機エンジンによって航空機に与えられるスラ
   ストを制御する自動スロットル制御装置および航空機ピ
   ッチ姿勢を制御する自動飛行制御装置を有している航空
   機用速度制御装置において、（イ）現速度値から命令値
   への航空機の速度変化に対応する実質的にステップ機能
   の速度命令信号を発生する手段と、（ロ）上記命令信号
   を上記自動飛行制御装置に与えてそれに従って航空機ピ
   ッチ姿勢を変化させ、よって航空機速度を変化させる手
   段とを＊ｉでおり、上記命令信号供給手段は、上記の実
   質的にステップ機能の速度命令信号を上記航空機のポテ
   ンシャル飛行経路角に比例する勾配を有するランプ機能
   に変換しよ・つて上記命令速度値を獲得する際上記航空
   機の加速度を制御する手段を備えていることを特徴とす
   る上記装置。 １α　特許請求の範囲第９項に記載の装置において、上
   記変換手段は（イ）上記エンジンによって上記航空機に
   与えられるスラストに対応する信号を発生する手段と、
   （ロ）航空機の抗力に対応する信号を発生する手段と、
   ←→航空機の重量に対応する信号を発生する手段と、に
   ）上記スラストおよび抗力信号間の差を上記重量信号で
   割ったものに対応するランプ勾配制御信号を発生する手
   段とを備えていることを特徴とする上記装置。