JPS59171795A - 設定された高度を自動的に予測し、かつ捕捉する航空機の飛行制御方法および装置 - 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】 （１）　　発明の技術分野 本発明は、航空機用自動飛行制御装置に関するものであ
り、より詳細に述べれば、所定の値以下で飛行経路と直
角の加速度を保持するように実際の高度捕捉中に高度捕
捉開始を予測し、かつ航空機の飛行経路を一制御する装
置に関するものである。

（２）先行技術についての説明 最も近代的な画業用輸送航空機においで、一般用航空機
および軍事用航空機は自動飛行制御装置を備えている。

これらの自動Ｈｑ行制御装儀゛によって、一般に、マツ
ノ・数、対気速度、垂直速度、グライドスロープ等の所
望の飛行基準値を達成し、かつ保持するよう航空機の飛
行経路を変更する能力が操縦士に与えられる。

更に、殆んどの自動飛行制御装置は高置捕捉副装置を備
えておシ、それによって、航空機が全く異なる高度にあ
っても、所望の高度が操縦士によって設定され、かつ所
定の条件が達成されると自動的にその高度を捕捉できる
ようにしている。設定された高度に対して上昇（もしく
は、下降）中、航空機の対気データ計算機によって、高
度捕捉サブモードパラメータ、高度エラー、設定高度と
実際の高度との差（以下ｈ８と称する）である、ならび
に実際の垂直速度（以下ｈａ　）すなわち高度レートと
が連続的に。

与えられる。ｈｅおよびｈａとが所定通り組合わされる
と設定された高度の捕捉が開始される。

そのよ゛うな先行技術による高度捕捉サブモードの一般
に代表的なものとして、やはり本出願人による「航空機
用予選択高度制御装置」と称する米国特許第３，２４０
，４４６号がある。該米国特許による装置では、項（ｈ
ｅ　　Ｋｈａ）が零値に達すると高度捕捉が開始され、
（ｈｅ−Ｋｈａ）を零附近に保持すること、ｙよって設
定された高度への漸近的飛行経路が結果とし、て生ずる
。定数にの値によって、捕捉操縦の時定数、すなわち期
間が定められ、適時に高度捕捉が行なわれると共に、航
空機の加速が容認しうる値で飛行経路に垂直（ｇ効果）
に保持されるよう一般に選択されている。Ｋの小さな値
に対してば、航空機が捕捉開始時において比較的高い高
度レートにある場合、容認しえない加速レベルを受ける
ことがある。逆に、Ｋの大きな値に対しては、捕捉しく
１始時、容認しえない高度対時間の長い捕捉周期が低い
高度レートで発生する。

別の先行技術による高度捕捉ザブモードが、本出願人に
よる「航空機自動飛行制御装置用高度捕捉モード」と称
する米国特許出願第１９７．７３５号で明らかにされて
いるが、そこでは、Ｋの値は捕捉開始時において航空機
の実際の縮度レートに比例し、それによって高度捕捉操
縦のための円弧飛行経路が指令される。この技術によっ
て飛行経路に垂直な所定の定加速の指令を可能にするが
、一方では高い初期高度レートに対し非常に犬なる高度
エラーで高度捕捉が開始され−ることになり、高度レー
トとして所望の高度のオーバーシュートを受けることに
なり、したがってＫの値が零に向かって低減される。更
に、高位の初期高度レートに比例したＫの大きな値によ
って、本発明による装置の乱気流に対する感度が良好と
なるようにし向けられるが、対気データ計算機による高
度レートの測定値についての前記効果は周知のものであ
る。

上記高度捕捉技術の双方において大気に対する空中の固
定経路が指令される。指令された経路の変化の率は飛行
経路に対する航空機の加速度を表わしている。上記特許
第３，２４０，４４６　号による技術において、指令さ
れた経路によって、設定された高度への漸近的進入を生
じ、これにより、様々々垂直加速度を生じる。上記特許
出願第１１７，７３５号による技術では指令された経路
は円形であり、故に、高度捕捉を通しての一定の加速度
を表わす。

いずれの技術についても、重大な欠点としては、航空機
に関する合成垂直加速は必すしも捕捉操縦の初めに際し
、もしくは捕捉操縦中、指令されたものではないことで
ある。例えば、実際の速度より遅い指令された速度を捕
捉するよう自動操縦装置が指令したことによって捕捉捨
編開始直前に、航空機の高度レートが上昇している場合
、最初、航空機の実際の飛行経路は指令された飛行経路
と非常に異なる。指令された飛行経路への合成補正によ
って容認しえないレベルの垂直加速を生じさせることが
ある。

本発明によって上記の欠点は全て克服される。

本発明によって、初期高度捕捉の予測が行なわれ、航空
機の実際の飛行経路が、捕捉操縦を開始する際、指令さ
れた飛行経路と一致するようにしている。故に、航空機
の経路補正による容認し見ない垂直加速が避けられる。

更に、本発明によって、指令された捕捉が、現状によっ
て、漸近的捕捉、円形捕捉、もしく（ハそれら双方の組
合わせのいずれかと々るようにＫの値の決定は変更され
る。

（３）発明の概要 本発明は、設定された高度の自動捕捉の緊急な開始を予
測し、航空機の実際の経路と捕捉操縦による指令された
飛行経路との相関を保証する手、段を提供するものであ
る。更に、捕捉操縦の指令された飛行経路は、飛行経路
に垂直な最小加速度で適時高度捕捉を行なうために漸近
的飛行経路、円形飛行経路、もしくはその双方の絹合せ
のいずれかに対する航空機の高度レートの関数として適
合する。

（４）良好な実施例についての説明 本発明は、自動操縦装置に完全に結合され、かつ上昇も
しくは下降モードから高度捕捉モードへ自動的に、かつ
適合可能に航空機を遷移する装置を備えたいかなる自動
操縦システム、もシ、＜は、いかなる性能管理ンス′テ
ム（ＰＭＳ）にも有効である。例えば、ＰＭＳでは、所
定の、もしくはプログラムされた高度、あるいは手動に
よって設定された高度に対して、−上昇、または下降中
、所定のプログラムされた対気速１ｉ、も［７くはマツ
ハ数を維持し、かつ自動的にそのような高度を捕捉１−
１その後前記高度を保持するのが、よく望まれる。同時
に、自動操縦装置でも、設定された高度捕捉で終わる自
動上昇、もしくは下降モードを有することが、よく望ま
れる。いずれの装置においても、上昇もしくは下降は、
通常、ある所望の、あるいは指令された対気速度、マツ
ノ・数あるいは垂直速度で行なわれるが、これはこの指
令されたパラメータが航空機のピッチ姿勢を制御するこ
とによって制御されているためである。以下に示す実施
例では、指令された一定のマツノ・数で上昇もしくは下
降が行なわれるが、その速度は航空機のピンチ姿勢を制
御することによって維持される。本発明は、もちろん、
このモード以外にも適合可能である。

本発明を説明するため、航空機が、ある所定の、もしく
はプログラムされたマツノ・数で上昇するよう指令され
たとし、上昇後航空機は、プログラムされた、す彦わち
設定された高度を捕捉し、維持することになっていると
゛仮定する。

上昇の終わりに向けて指令された速度が何らかの理由で
減少した場合、マツノ・・オン・ピッチ速度制御はピッ
チ・アップを指令［２、速度を減少させ、より大きな上
昇率を生ずる。新規な速度が得られる前に高度捕捉モー
ドが開始された場合、自動操縦装置への指令によって速
度を減少させるピッチ・アップから高度を捕捉するピッ
チ・ダウンへと移行する際、ピッチ遷移が発生し、乗客
および乗員に不快感を与えたり、あるいは驚かせたりす
る、飛行経路に垂直な過度の加速度すなわち、過度の１
を生じる。本発明によれば、高度捕捉モードが開始され
る前にどの位の時間があるのかを予定し、かつ残り時間
が低減される際指令信号への制限を減少させることによ
りこの遷移は、はぼ、減少もしくは除去される。

高度捕捉制御に関する式は ｈｅ　　Ｋｈａ”０　　　　　　　　　　（１）である
。

但し、 ｈｅ　は選択（設定）された高度と実際の高度間のフィ
ート（但し、１フイートは３０．４８ｃＩＩＬ）による
高度エラー ｈ８　は１分間当りのフィートによる実際の高度レート
（上昇率） Ｋ　は捕捉飛行経路の形状および選択はれたＡ／＆を捕
捉するのに必要な時間とを決定する特性定数 を夫々表わす。

式（１）より、高度捕捉開始に先立つ時間は下記の通り
であることが判る。

但し、２本の垂直線゛罎通常、パラメータの絶対値を表
わす。

この時間は捕捉モードパラメータから得うれるので、自
動操縦に対するマツ・・指令信号の限界をある所定の残
）時間に寂けるある最大値から捕捉開始時における低い
値、もしくは零値にまで直線的に減少させ、従って上記
遷移が発生する可能性を除外するのに用いられる。

更に、本発明によって、定数にの値それ自体が変化して
、高度捕捉モード中過度の２が生じないことを保証し、
かつ捕捉開始時、もしくは捕捉操懐中の実際の高度レー
トに”＋１Ｂ　４足カ速行経路の形状を適合させること
もできる。

定数にの値は、上記制御式（１）より下記の如く決定さ
れる。

ｈａ この値は、次いで、捕捉操縦がどこで開始される（フィ
ートで）かを決定するけが）てなく、捕捉飛行経路の形
状、すなわち、Ｋが一足であシ続ける場合、指数的経路
を、甘たれに比例し続ける場合は、円形経路をも決定す
る。（３）の導函数をとって、選択されたＥＱ度が変更
は匙ないと仮定すると、 ｈａ＋Ｋｈａ”０　　　　　　　’（４’）となる。

捕捉中、生じた最大ｇは下記の如＜ｈａＫ関係している
のが判る。

故に、 ｈａ　”ｇ（３２，１７）　　　　　　（６）（６）を
（１）に代入すると、 −ｈａ＋に４ｇ　（５２１７）二〇 そして再びＫについて解くと下記のようになる。

従って、指令されるべき所望の最大ｇによって捕捉開始
時のいずれの高度レートに対しても、Ｋの値が定められ
る。以下述べるように、所望の最大ｇは、高度捕捉飛行
経路〃二漸近的、もしくは円形、あるいはその双方の組
合せかを決定するのに用すられる。

本発明は、従来のアナログ回路および計算技術を使用す
ることによシ、もしくは従来の全デジタル技術を使用す
ることにより、あるＶｌはまた従来のハイブリッドなデ
ジタル／アナログ技術を使用することによって実施婆れ
てもよい。

本発明の理解を平易にする／ζめ、第１図に（シ１示し
た如く、一般のアナログ型式を使用し２て説明するが、
前記アナログ型式は、ブロック図形式でプログラム可會
旨なデジタルＪ＋（至）機のプログラムを表わしても」
、＜前記のデジタル帽わ：機にお込では種々のアナログ
入力がデジタル処理を行なうためにデジタル信号に変換
され、杉々のデジタル出力は舵面サーボモータ等ｆ：駆
動するためにアナログ信号に変進されることが判る。

第１図に関してｉ、ｊｉべると、航空機が設定された高
度よシかなり下（、・こあシ、かつ自動飛行制御装置が
、選択された、ずなわらプログラムされたマツハ数を捕
捉するように航窮機の）１に新経路を制御していると仮
定する。スイッチブレード４４け８−７−４２に接続し
て図示の位置にあるが、これは高度エラーが実際の高度
レートよりも実質的に犬であり、故に線８および５８の
これらの信号に応答する零検知器５９によって図示の位
置にスイッチ装置４４が維持されるためである。航空機
の実際のマツノ・数Ｍを表わす信号は、例えば、従来の
対気データ計算機から発生され、線２８上に発生する。

選択されたマツハ数、例えば、適当寿制御盤を操縦士が
入力することによって発生する前記選択されたマツハ数
、もしくは、例えば燃料節約を効果的にするように性能
管理計算機によって発生される計算されたマツハ数に比
例する信号が線３５に発生し７、通常の加算装置ろ６に
与えられる。線３４を介して端子２９の信号である実際
の航空機のマツハ数も通、常の加算装置３乙に薦えられ
る。加算装置６６の出力が線６７に発生し、マンノ１エ
ラー、す々わち、選択されたマツハ数と航空機の実際の
マツハ数との差ΔＭとなる。

端子２９の信号は通常のレート発生器６０にも印加され
る。レート発生器３０の出力は線６１に現われ、実際の
マツハ数の変化速度に比例する信号、す々わちマツノ・
レートＭとなる。

マツハレートは利得係数０２と乗算器６２で乗算され、
通常の態様でマツノ・数捕捉サブモードのダンピングを
行なう。乗算器３２の出力は線６６に発生し、通常の加
算装置３８に印加され、そこで線３７のマツノ・エラー
信号に代数的に加えられる。従って線３９に発生ずる加
算装置３８の出力は本発明の可変リミッタ４０に与えら
れるが、前記リミッタ４０は図示の特性曲線４０、を有
している。可変リミッタ４０の出力は、線４１に発生す
るが、上記の如く捕捉開始に対する残り時間である、可
変Ｔの関数である。綜４１の信号は端子４２およびスイ
ッチブレード４４を介して加算装置４５へ与えられ、図
示の如く自動操縦装置用ピッチ命令を構成する。加算装
置４５の出力が線４７に発生するが、前記出力は、スイ
ッチ装置４４の信号に線４６上のピッチ角およびピッチ
レート、ならびに昇降舵位置帰環路５１が代数的に付加
された信号から周知の従来の態様で構成されている。前
記線４７の信号はピッチサーボ４８に与えられ、舵面５
０を移動させ、従って、再び周知の態様で、航空機を対
応する補正ピッチレートにもっていく。上記の如く、マ
ツノ・数制御は説明されており、かつ、前記制御は、対
気速度制御、垂直速度制御、飛行経路角度制御等にも同
様に適合しうろことが判る。本発明の一つの特徴によれ
ば、いずれのこれらの自動飛行制御装置のサブモードの
いずれの式の指令信号の・慨当範囲も制限するよう新規
な可変リミッタ４Ｇが使用されている。従って、可変制
限装置４０以外の今まで説明してきた装置は、一般的に
従来のマツハ・オン・ピッチ制御装置を構成するもので
あ’）　、１ｉｉＪ記マツハ・オン・ピッチ制御装置で
は、選択された高度へと上昇中選択されたマツノ・速度
を維持するためにマツハ−エラー関数として航空機のピ
ッチ姿勢が調整される。

上記のマツハ保持動作と同時に・、以下り、と称する選
択された高度値に比例する信号が高度選択ダイアル５４
を手動で設定することによって機械的連結装置５５を介
して高度選択器２に与えられるが、前記高度選択ダイア
ル５４は図示された通常の表示装置５２にｈ８の１面を
表示するのに使用されてもよい。例えば対気データ計算
機１から発生された航空機の実際の高度ｈ８に比例する
信号は、高度選択器２からの信号ｈ８と同様加算装置３
に連続的に与えられる。線４の加算装置３の出力は故に
値（ｈ、−ｈａ）を表わすが、前記値は、もちろん、高
度偏位、すなわち高度エラーｈｅである。高度エラー信
号ｈｅは端子５および線５ａを介して通常の絶対値検出
器５５に与えられる。絶対値検出器５５は従来の態様で
作動し、もちろん、実際には、アナログ、もしくはデジ
タルのいずれでもよい。高度エラー絶対値検出器５５の
出力は線９に発生し、従来の除算器１１０分子として与
えられる。

航空機の実際の高度レートｉａに比ｆ１する信号も対気
データ計算機１から線１５に連続的に与えられる。この
信号は端子１６に発生し、線１６ａを介して高度レート
絶対値検出器５６に与えられる。絶対値検出器５６は前
記の絶対値検出器５５と［司−のものである。絶対値検
出器５６の出力は線１０に発生し、除算器１１０分母と
して与えられる。線１２の除算器１１の出力は（ｈｅ／
ｈａ）、の絶対値の商を表わしている。

次いで（ｈｅ／ｈａ）の絶対値は、航空機の現上昇レー
ト、もしくは高度レートでｈｅを零に低減するのに必要
とされる時間の測定値であることが判る。すなわち、（
ｈ　ｅ　／　ｈ　ａ　）は航空機が上記の如く選択され
た高度を達成するのに要した時間を表わしている。

高度レー）　ｈａの絶対値に比例する信号は、また、線
１７上にも発生し、利得係数Ｇ１を発生する乗算器１８
に与えられる。Ｇ１の値は上記の如く制御装置によって
指令されつる最大垂直加速度に比例する。Ｇ１９の乗算
器１８の出力はＩＪ　ミッタ２０に与えられるが、前記
リミッタ２０の制限特性は図示されている。リミッタ２
０が機能することによって高度捕捉に対する指令された
飛行経路のどのセグメントが実際に漸近的になるのか、
および／あるいはどの部分が円形になるのかが決足され
る。この制御についての詳細を以下に説明する。

線２１のリミッタ２０の出力は上記式（３）で連された
高度の最終捕捉才でに要する時間に比例する。端子２２
に明、われる・Ｋの値は線２６を介して加算装置１６へ
、および線２４．を介して乗算器２６へと与えられる。

線１４の加算装置ｔ１３の出力は上記式（２）における
Ｔの値を表わすが、前記値Ｔｉ−１：高度捕捉操縦開始
前の残９時間の測定値である。

Ｔの値は線１４を介して可変ＩＪ　ミッタ４０に与えら
れる。可変１ノミツタ４０は、通常、Ｔの値がある所定
の値、例えば６０秒よυ犬となった時ピッチサーボ４８
に対して所定のせ大許容指令を可能にするよう構成され
ている。しかし　　　　゛ながら、捕捉開始に対する時
間が短かくなると、線３９のマツハ指令信号への制限も
同様に減少され、時間Ｔが零に近づくと制限も答近くに
なる。従って、捕捉開始時、もしくは捕捉開始近くにお
いて、自動操縦装置に対する人なるピッチ指令は−切あ
シ得ず、故に過度なｙを発生する遷移も一切起０り得な
“・　　　　　　設定航空機が、ある、例えば高い上昇
率で手呑拝された高度に進入する際、式（１）に従い、
乗算器２６を介し７て、高度レート掛けるリミッタ２０
の出力であるＫの最大値、に等しい高度が達成される。

このことによって加算器７から零出力が発生され、零検
出器５９によって接点４５てスイッチ装置４４が切シ換
えられ、高度４１）ｊ捉操縦が開始される。Ｋの値に関
するりピック２０の作用によって高度レートの高い値で
、Ｋの初期値は、所定の高い値、例えば０．４５秒と１
．るよ的飛行経路を生ずる。航空機が指令されたＡｌｌ
近的飛行経路に沿って進む時、１１ａは、緑１９の利得
係数Ｇ１の出力を同様の仲様で減少きせて低減する。綻
１９の値が所定の最大値より少ない値に減少した場合、
リミッタ２０の出力（値Ｋ）は連続し７て高度レートｈ
ａに比例する。この作用によって、線２７の乗算器２６
の出力に発生するＫＭａの作用を通して円形飛行経路の
指令が発せられる。高度レートＬが減少し続けるにつれ
、線１９に発生するその値は同様の態様で減少する。線
１９に発生する値がある所定の最小値よシ小さな値とな
った場合、リミッタ２０によってＫの値はその低い定数
値に保持され、指令された経路が、設定された高度に対
して漸近的な飛行経路へと変換する。従って、リミッタ
２０は、捕捉開始時航空機がどんな高度レートで飛行し
て−ても、捕捉飛行経路を適合させ、利得Ｇ１によって
設定された最大ｇレベルを越えずにこれを達成すること
が判る。

今述べた作用は第２図に図示されているが、前記第２図
は高度偏位ｈｅ対高度レし）　ｈａのグラフである。直
線６１および線６２は上記式（１）に対する解を表わし
ている。但し、直紡６１はＫの最大定数値を表わし、直
線６２ばＫの最小定数値を表わす。これらの解によって
、設定された高度への漸近的飛行経路が生ずる。曲線６
０ば、Ｋがｈａに比例し、設定された高度に対して実質
的に円形の飛行経路を生ずる場合の上記式に対する解を
表わしている。

リミッタ２０の作用によって、ｈａの値がポイント６３
に対応する値以下になる寸で飛行経路６１（最大限界値
によって区定されている）が指令される。ポイント６３
でＫの値ばｌｘａと共に変化し、指令された経路は実質
的に円形になり、Ｍａがポイント６４に対応する値以下
になる成されるまで漸近的経路が指令される。

漸近的、もしくは円形の指令された飛行経路の形状は、
高度操縦が開始する際のｈａの値に左右される。高度レ
ー）　ｈａによって線１９に信号が先生され、リミッタ
２０によって許容された最大値を越えた場合、指令され
た飛行経路は最初漸近的であり、次いで円形となり、最
後にもう一度漸近的になる。線１９の初期信号がリミッ
タ２０によって許容された最大値以下になった場合、指
令された飛行経路は最初円形となり、次いで漸近的にな
る。線１９の信号が最初リミッタ２０によって許容され
た最小値以下の場合、指令された飛行経路は全く漸近的
である。これらの飛行経路は全て所定の最大垂直加速度
、す々わちｇレベルを越えること々く達成される。

第３図は、高度偏位ｈｅおよび高度捕捉操縦が開始され
てからの経過時間を描いたグラフである。線６５は、Ｋ
の定最小直に対する指令された飛行経路を図示［７たも
のである。前記詳路は円形部分の一切ない選択された高
度に漸近的に接近しているのが判、る。線６６は、Ｋの
値がリミッタ２０の最大制限値以下のままであり、かつ
円形捕捉操縦によって、漸近的経路が指令される際にの
値が最小値に達する廿で円形捕捉操縦が生じる際の指令
された飛行経路を図示している。線６７によってＫは、
最初、最大定数と々凱次いでｈａと共に変化し、ついに
最小定数と々るのが描かれている。従って、）１ヒ行経
路は漸近的から円形へ、最後に貴び漸近的へと変化する
。

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

１）いずれの自動操縦ピッチサブモードピッチサーボに
対する指令も高度捕捉操縦が１：」始される前の残り時
間の関数として連続的に制限される。

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

３）設定された高度を達成するため１の指令づれた飛行
経！ａ８は、捕捉開始時、もしくは捕捉操縦中のいずれ
かにおいて航空機の高度レートにより、漸近的、円形、
もしくはそれらの組合せのいずれかとなる。

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

４、簡単な図面についての説明 第１図は説明のためのマツノ・数保持サブモードからの
高度捕捉を示す本発明の実施例のブロック図であり、第
２図はＫの値の効果を示す高度偏位ｈｅ対高高度レート
ａのグラフであり、第３図は捕捉操縦開始の除特定の高
度レートにおける鍾々の指令された高度捕捉経路を図示
したグラフである。

図中、１は対気データ計算機、２は高度選択器、３は加
算器、１１は除算器、１８および６２は乗算器（利得装
置）、２０はリミッタ装置、２６は乗算器、ｓｏｒｔ：
ｔｖ−ト発生器、４０は可変リミッタ装置、４４はスイ
ッチブレード、４Ｂ（ｄピッチサーボ、５Ｑは舵面、５
１は件降舵位置帰環路、５２は高度選択表示装置、５６
は機械的連結装置、５４は高度選択ダイアル、５５およ
び５６は絶対値検出器、５９は零検出器を夫々示す。

特許出願人代理人　飯　１）伸　行 高度レートｈ、、　　Ｃノ４１’／’抄）ＦＩＧ、２ 経過時間　（秒） ＦＩＧ、３

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）航空機の初期垂直、速度から設定されたρ３度へ
   捕捉するよう航空機を制御する方法であって、前記方法
   は、前記の設定された高度への漸近的飛行経路、もしく
   は前記の設定された高度への円形飛行経路、あるいはま
   た、前記経路双方の組合せとに追従するよう航空機を制
   御し、前６己漸近的および円形の飛行経路はいずれも前
   記垂直速度の初期値の大きさに左右されることを特徴と
   する上記航空機用自動飛行制御方法。 （２、特許請求の範囲第１項記載の方法において、前記
   方法は、高度レートが設定された最大値もしくはそれ以
   上の値にある場合、および所定の最小値もしくはそれ以
   下の値にある場合、前記漸近的飛行経路に追従するよう
   航空機を制御する段階と、前記高度レートが前記最大値
   および最小値間の値を有する場合、前記円形飛行経路に
   追従するよう航空機を制御する段階とから更に構成され
   ていることを特徴とする上記航空機用自動飛行制御方法
   。 （３）設定された高度に対する捕捉飛行経路に進入し、
   開始し、その後実行するよう航空機を制御する自動飛行
   制御装置であって、前記装置は（イ）航空機の現高度と
   ・前記の設定された高度との間のエラーに比例する信号
   を発生・する手段と、仲）航空機の実際の高度レートに
   比例する信号を発生する手段゛と、ヒｊ前記高度レート
   信号に応答して前記捕捉飛行経路の形状を特徴づける信
   号を発生する手段と、に）最大、および最小限界値間で
   前記特性信号の値を変化させる手段と、（ホ）前記高度
   エラー信号、前記高度レート信号、および前記特性信号
   に応答して前記捕捉飛行経路を実行する手段とを備えて
   いることを特徴とする上記航空機用自動飛行制御装置。 （４）特許請求の範囲第６項記載の装置におＡて、前記
   特性信号の値は前記最大値以上に一定に保持されること
   を特徴とする上記航空機用自動飛行制御装置。 （５）特許請求の範囲第３項記載の装置において、前記
   特性信号は前記最小値以下に一定に保持されることを特
   徴とする上記航空機用自動飛行制御装置。 （６）％許請求の範囲第６項記載の装置において、前記
   の最大および最小値間の前記特性信号の値は前記高度レ
   ート信号と共にほぼ直線的に変化することを特徴とする
   上記航空機用自動飛行制御装置。 （７）特許請求の範囲第６項記載の装置において、前記
   特性信号を備えた前記手段は、前６己捕捉飛行経路に垂
   直な加速度の所定の値により前記高度レート信号の利得
   を制御する手段を更に備えていることを特徴とする上記
   航空機用自動飛行制御装置。 （８）特許請求の範囲第３項記載の装置におりて、前記
   捕捉飛行経路への前記航空機の進入を制御する装置は（
   イ）実際の飛行制御パラメータと前記パラメータの所定
   の値との間のエラーに比例するエラー信号を発生する手
   段と、（ロ）前記制御信号に応答して前記パラメータエ
   ラー信号を零に減少さぜる方向に航空機の飛行経路を制
   御する手段と、←→前記高度エラー信号、前記高度レー
   ト信号、および前記特性信号とに応答して前記パラメー
   タエラー信号の値を制限する手段とを備えていることを
   特徴とする上記航空機用自動飛行制御装置。 （９）特許請求の範囲第８項記載の装置において、前記
   制限手段は可変ＩＪ　ミッタ手段を備えていることを特
   徴とする上記航空機用自動飛行制御装置。 αＯ設定された高度への捕捉飛行経路に進入し、開始し
   、その後実行するよう航空機を制御する自動飛行制御装
   置において、前記飛行経路は式ｈｅ　　ＫｈｌＬ＝０、
   但しり、は前記設定された高度および航空機の現高度間
   のエラー、鶴は航空機の実際の高度レートならびにＫは
   飛行経路を特徴づける定数、によって定められておシ、
   前記装置は（イ）Ｍａに比例する信号を発生する手段と
   、（ロ）前記ｈ８信号に応答して所定の最大値よりも大
   きな前記ｈａ信号値に対して、および所定の最小値に等
   しい、もしくは前記所定の最小値よりも小さな前記ｈａ
   信号値に対して前記設定さ、れた高度への漸近的進入経
   路を決定する１（の第１および第２の定数値を発生し、
   かつ前記＋１゜信号値に連続的に比例し７、前記設定さ
   汎た高度に対する円形進入経路を決定するＫの中間値を
   発生するリミッタ手段とを備えていることを特徴とする
   上記航空機用自動飛行制御装置。 αυ　特許請求の範囲第１０項記載の装置において、前
   記り、発生手段は前記ｈａ倍信号応答してその絶対値に
   比例する信号を発生する手段を備えていることを特徴と
   する上記航空機用自動飛行制御装置。 ■　特許請求の範囲第１１項記載の装置において、前記
   ｈａ発生手段は前記ｈ８信号に応答し２てその値を制御
   し、合成ｈａ倍信号所定の最大値に等しい、あるいは前
   記所定の最大値より小さい前記航空機の垂直加速度に対
   応するようにする利得制御手段を備えていることを特徴
   とする上記航空機用自動飛行制御装置。 （２）特許請求の範囲第１２項記載の装置において、前
   記装置は（イｌ’ｈｅに比例する信号を発生する手段と
   、（ロ）前記ｈｎ信号および前記にの匝に応答してＫｈ
   ａに比例する（＝号を発生する乗算装置と、←場前記ｈ
   ｅおよびｋｈ、信号の代数的値に比例する飛行経路制御
   信号を発生する手段とを更に備えていることを特徴とす
   る上記航空機用自動飛行制御装置。 （１４）特許請求の範囲第゛１３項記載の装置において
   、前記装置は（イ））１ｅの絶対値に比例する信号を発
   生する手段と、（口＋ｈ、によって除算された前記ｈｅ
   の絶対値の商に比例する信号を発生する手段と、ヒ→前
   記商の信号からＫに比例する前記信号の値を差引いて前
   記抽堝飛行経路開始に先立つ時間間隔に比例する信号を
   発生する手段とを更に備えていることを特徴とする上記
   航空機用自動飛行制御装置。 （イ）特許請求の範囲第１４項記載の装置において、前
   記装置は（イ）事前捕捉飛行制御エラー信号を発生する
   手段と、（ロ）前記周期信号に応答して前記捕捉飛行経
   路実行の開始に先立ち前記飛行制御エラー信号の値に課
   された限界を低減させる可変リミッタ手段とを更に備え
   ていることを特徴とする上記航空機用自動飛行制御装置
   。