JPS601100A - 航空機用自動減速制御装置 - 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】 （１）発り」の技術分野 本発明は、一般に、航空機の自動飛行制御装置に閃する
ものであり、更に詳細には、巡航高度からの下降飛行中
の速度制御およびより低い速度への減速を行なう航空機
用自動減速制御装置に関するものである。本発明は、航
空機の自動操縦装置に完全に結合されている航空機性能
管理装置（ＰＭ８）に組み込むことができる〇（２）先
行技術についての説明 殆んどの商業用輸送航空機、一般用航空機および軍事用
航空機には自動飛行操縦装置が備えられておシ、多くの
場合、垂直飛行経路プロフィールを最も能率的かつ経済
的態様で制御するため別個のＦＭＳも備えられているが
、前記ＰＭＳは完全に航空機の自動操縦装置に結合きれ
ている。そのような装置によって、一般に、操縦士は航
空機の飛行径路変更を行ない、ノットまたはマツハ数の
いずれかで測定された所望の速度を達成し、かつ維持す
ることができる。

巡航高度から下降中、操縦士は、手動入力によ乞速度命
令を介、して航空機の速度を減速するよう選択したυ、
または航空交通の分離等を維持するため特定の速度に減
速し、かつ特定の高度に下げるよう航空交通管制（ＡＴ
Ｃ）の指令を受けたシすることができる。更に、米国で
は、米国連邦航空庁（ＦＡＡ）によって、航空機の速度
は１０，０００フイート（但し、１フイートは３ｏ、４
ｏｃｍ）以下の高度では２５０ノツトを示す対気速度以
上にならないよう要求されている。

従って、操縦士は、一般に、航空機が着陸しようとする
空港に向けて巡航高度から下降する際、何回もの連続的
段階によって航空機を減速させるよう要求される。

先行技術では、これらの減速は、概して、航空機の新規
速度命令および実際の速度間の差、すなわち速度エラー
に比例する態様で航空機のピッチ姿勢を増大することに
よって達成される。

この技術によって、航空機は所望のマツハ数、すなわち
対気速度に減速されるが、この減速が、適時に１または
最適の態様で行なわれるという保証も、おるいはまたＡ
ＴＣもしくはＦＡＡいずれかによって課された高度制限
のいずれにも適合するという保証もない。先行技術によ
る装置の別の装置が、１９７７年５月３日付「航空機の
航空航法装置用垂直経路制御」と称する本発明の同一出
願人による米国特許第４，０２１，００９号で説明され
ている。この装置では、飛行中の下降サイクルにおける
航空機の減速は、特定の中間地点到達に向けて航空機の
実際の垂直経路を操縦するのに使用される飛行経路角を
計算することによって達成される。そのような装置では
、新規に命令された速度が達成されることになっている
所望点Ｊ：ｐも比較的高い高度で開始する、比較的長い
減速時間が必要となってしまう。したがって、減速は最
適でもなく、またタイムリーでなくなるが、特に航空交
通管制によって課された制約のため、正確、かつ迅速な
速度制御が必要とされるような航空機のターミナル地域
において問題となる。別の先行技術による装置が１９７
５年１１月４日付［垂直動ＫＮ陸（ＶＴＯＬ　）航空機
減速制御装置」と題する本発明の同一出願人による米国
特許第５，１９６，６８８号で説明されている。１じ　
−Ｙ　°°　＝ この装置ｕは、発明の名称においても強調されているよ
うに、ｖＴＯＬ（垂直離着陸）航空機用に特に設計され
ておシ、航空機がその最終着地点に進入する際の航空機
の減速に特に関係している。したがって、高い高度での
航空機の滅連問題も生ぜず、また高度１０．ＯＤＤフィ
ートで要求される２５０ノツトの速度制限同順も起きな
い。

更に、航空機を減速させる方法は、新規に命令てれた速
度、すなわち、マツハ数つま９対気速度の時間変化率を
予め予定することによって行なわれる。そのような装置
では、必然的に、実際の航空機の対気速度が所定の速度
に正確に追従するということが前提となる。実際には、
乱気流、装置の公差およびエラー等の影響により、しは
しはそうでない場合がある。

本発明によれば航空機の現下降率、すなわち高度レート
に基づいて高度を計算することによって先行技術の欠点
が克服されるが、前記計算は、所望の速度および実際の
航空機の速度間の差が所定の魚の範囲内になるまで、ア
イドルスラストでエンジンによシ、航空機を水平にする
ように用いられ、前記差が所定の鼠の範囲内になった時
速度エラーに比例する通常の速度制御が復帰される。

（３）本発明の概要 本発明によって、航空機の実際の下降高度レートに基づ
く計算された、すなわち合成の高度捕捉による下降飛行
中、実際の速度より遅い選択はれた、すなわち命令され
た速度に対する航空機の自動、最適減速手段が提供され
る。更に、操縦士の入力、またはＰＭＳに記憶されたデ
ータに基づき、よυ遅い速ＰＪ−全自動的に命令する手
段が備えられており、前記命令された速度が特定の高度
で達成されるようにしている。従って、特定の高度必要
条件がある場合、またはそのような必要条件がない場合
のいすねでも最適な減速を達成することができる。

（４）良好な実施例についての説明 本発明は、いずれの自動飛行制御装置、または自動飛行
制御装置にも完全に結合されたいずれのＰＭＳにも有効
であり、かつ下降飛行時により遅い命令された速度へと
航空機を自動的に遷移する装置を提供する。いずれの装
置においても、操縦士が航空機の速度を減速し交点とし
て知られた特定の地点で特定の速度および高度を達成す
るのが望ましいことが多い。実際に、ＡＴＣは、航空交
通の分離を維持するため航空機が上記条件に合うように
操縦士との無線連絡を介して管制することができる。更
に、操縦士は、航空機の速度を減速するよう選択して、
向かい風によ′つて航空機が所望の経路以下に下降させ
られた場合、修正下降プロフィールを維持したり、また
は着陸準備に際しフラップもしくは着陸ギアを設けるた
め航空機の速度を減速するよう選択することができる。

さて、第１図では、典型的な商業用輸送航空機のだめの
典型的な下降経路が図示されている。

点１で航空機はその巡航速度からの下降を既に開始して
おり、ＰＭＳすなわち自動操縦装置によって３００ノツ
トの命令された初期下降速度を維持しているが、前記速
度は、通常の速度エラーオンピッチ制御を用いて維持さ
れている。点２で、操縦士はＦＭＳキーボードを介して
、初期３００ノツトの速度よりわずかに低い２９０ノツ
トという新規な速度を選択する。この新規な速度は、Ｐ
ＭＳによって予めプログラムされた下降プロフィールに
よって自動的に命令することが可能であり、例えば、点
２は１０ノツトの減速を必要とする下降経路交点となシ
うることが判る。いずれの場合でも、本発明によって、
通常の速度エラーオンピッチ制御がその新規の減速制御
に切換えられ、命令された２９０ノツトに航空機が減速
される。命令された速度が達成された後、通常の速度制
御に戻すべく切換えられる。航空機が１０，０００フイ
ートに向けて下降する際、ＦＡＡ法令によシ、航空機は
この高度で２５０ノツトに減速されなければならない。

従って、点４で本発明によって、再び要求された速度に
航空機が減速され、点６における如く減速が達成される
と、通常の速度制御の下に下降が続けられる。点７およ
び点１０で別の減速が命令され、各点で、命令された速
度が最適な態様で達成されるよう本発明が用いられる。

従って、本発明は、操縦士による入力、または記憶され
たＰＭ８プログラムのいずれかによって高速から低速へ
と減速が命令される場合に常に有効である。また、本発
明は、交点、または他の航行方向点の如く、特定の高度
で達成されなければならない特定の速度に航空機を減速
するのに有効である。

さて、本発明の実行および動作を、第２図を参照しなが
ら説明する。第２図では比較的大なる大きさの命令され
た減速が図示されている。

また、本発明の下記説明では、エンジンスラストは一定
のままであるとし、例えばスロットルがアイドルスラス
トに設定づれ、保持されていると仮定する。航空機はｊ
ｏ、０００フィート以上の高度で下降しており、かつ何
らの減速も命令されなかったと仮定する。航空機はおる
現下降率、すなわち高度レー）Ｈで下降している。さて
、航空機の現速度よシはるかに低い、操縦士入力による
速度またはＰＭＳ命令による速度のいずれかによって航
空機が減速しようとしておシ、かつ、速度命令が点５０
で発せられたと仮定する。自動操縦、すなわちＰＭＳに
よって：用いられる計算された高度５１は下記関係式に
よって決定される。

Ｈｓ　＝　ｎ　＋　ＫＨ（１） 但し、Ｉｓは計Ωされた高度（フィート）であり、 ■は航空機の実際の高度（フィート） であり、 Ｋ１−１：捕捉飛行経路の形状全決定する才も性パラメ
ータであり、 ■は航空機の現在の高度レート（フィ ート７秒）である。

計算された高度Ｈｓは、上記式（１）により、常に航空
機の実際の高度よりＫＨフィート以下であることに注意
されたい。

次いで、自動飛行制御装置、すなわちＰＭ８によって、
周知の高度捕捉制御法則に従い線分５２に沿って航空機
の飛行経路を変更するような態様で昇降舵、すなわち水
平安定板が命令される。すなわち、 Ｈｅ　−ＫＨ＝　０　（２） 但し、Ｈｅは計算された高度および実際の高度間の高度
エラー（フィート）であ シ、 Ｋは上に定められたような特性パラメ ータでめシ、 右は実際の高度レート（下降率）（フ ィート７秒）である。

式（２）によるピッチ命令は、もちろん、航空機を（ス
ロットルがアイドルスラストになっているので）命令さ
れた速度へと減速させるようになっている。速度エラー
は比較的大でるるので、航空機は、命令された速度が達
成される前に命令された高度、すなわち合成高度を、多
分、達成するが、その場合、新規の速度が新規に命令さ
れた速度の所定閾値内、例えばｏ、　ｏ　１Ｍに降下す
るまで航空機が減速し続ける間、合成高度が維持される
。この点は第２図の点５６に図示しであるが、本発明に
よれば、最適減速制御として使用された式（２）の高度
捕捉制御法則が切炭えられ、通常の対気速度エラーオン
ピッチ制御法則に戻されて、線分５４に沿って航空機が
下降し続ける際、新規に達成された速度が維持される。

巡航高度からの正規の下降中、何らかの速度変化が必ず
命令されるが、それは現速度よりわずかに低い速度であ
る。第６図では、そのような小さな速度変化に対して本
発明を用いた結果の飛行経路が図示されている。

、新規に命令された速度が航空機の現速度ｊ［はんのわ
ずか低いが、その差は、める所定の閾値Ｊ１ｉ、例えば
０．［１０５Ｍより大であると仮定する。

更に、新規な速度命令が点５５で発せられたと仮定する
。上記例における如く、本発明によって、航空機の実際
の高度よシＫｆ（低い合成高度５６が計算され、通常の
速度制御法から式（２）で表わされた高度捕捉制御法の
制御へと切換えられる。航空機によって、線分５７に沿
って計算された高度の捕捉が開始されると、スロットル
がアイドルスラストにあるので、新規の命令された速度
に向けて同右に減速が開始される。実際の速度が、点５
８によって表わされた上記０．００５の如き命令された
速度のある所定り閾値蛍白になると、計算された高度の
捕捉は放棄される、すなわち、制御外に切り換えられ、
線分５９に沿って航空機が下降し続けるにつれ通常の速
度制御に戻る。従って、合成、すなわち計算された高度
は、合成高度捕捉フレア操縦中、命令された速度達成に
よっても捕捉されないことに注意されたい。

よくある例だが、ＡＴＣによって航空機を航空機の現在
の速度以下の速度にし、かつ、特定の　−高度にするよ
う要求された場合、操縦士は、ＰＭ８における如く、ア
ナログセレクタつまみ、またはデジタル計算機キーボー
ドのいずれかを介して要求された速度および高度を人力
する。

入力は特定の高度を決定するのに用いられるが、前記高
度で要求された低い速度に対する操縦が下記式によって
開始されることになるＯＨｃ　＝　Ｈｒ　−ＫＨ（３） 但し、Ｈｃは要求された速度変化が開始されるべき高度
（フィート）であシ、 Ｈｒは航空機の速度が要求された速度になる要求された
高度（フィート） であり、 Ｋは先に説明された特性パラメータで あシ、 Ｈは航空機の実際の下降率（フィート ７秒）である。

例として、ＡＴＣによシ操縦士が、１５，０００フイー
トで２５０ノツトを示す対気速度に航空機を減速するよ
う通知されたと仮定し、航空機は現在３００ノツトを示
す対気速度で下降しておシ、かつ初期高度２０，０００
フイートで毎秒５ｏフイート下降しているとする。よっ
て、操縦士は、既述の如く、要求された速度２５０ノツ
トと高度１５，０００フイートとを入力する。説明を簡
略化するため、航空機の下降速度は１秒当ｆｃシ一定の
５０フイートに維持されており、Ｋの値は１５に一定し
て保持されていると仮定すると、上記式（３）によって
、高度１５，７５０で自動的に要求された速度が命令さ
れる。このより遅い速度が自、動的に命令されることに
より、上記式（１）による捕捉高度計算が行なわれ、そ
の結果は（１５，７５０−７５０）すなわち１５．００
０フイートとなる。高度捕捉制御法則、式（２）は、そ
の後、１５，０００フイー）　ｆａ−捕捉するのに用い
られ、航空機は要求された２５０ノットヲ示す対気速度
に減速する。一度ｏ、　ｏ　１Ｍという上記閾値内の命
令された速度が達成されると、上述の高度捕捉制御法則
が航空機の速度制御から分断され、通常の比例速度制御
に引き継がれる。

高度１０，０００フイート以下では航空機の速度が２５
０ノツトを示す対気速度を超過してはならないというＦ
ＡＡ法規に合致させるためには、速度および高度の必要
条件が、要求された通シ、操縦士によって入力されるか
、または自動再読み取シ用ＰＭＳ記憶装置に記憶される
。航空機がｉｏ、ｏｏｏフィートへと下降する際、２５
０ノツトが命令されている高度および捕捉されるべき高
度（すなわち、１０，０００フイート）の計算が上記例
で示したのと同じ態様で行なわれる。

本発明は、従来のアナログ回路および計算技術、従来の
総デジタル技術、−１：たけ従来のハイブリッド／アナ
ログ技術を使用することによって実行することができる
が、前記技術は全て周知のものであり、先行技術の当業
＄１によって容易に実行されるものである。本発明の理
解を容易にするため、第４図には１示の如く、はぼアナ
ログ形式を用いて説明するが、前記アナログ形式はプロ
グラム可能なデジタル計ｎ機のプログラムをブロック図
形式で表わすことも可能であり、前記デジタル計＋Ａ機
において柚々のアナログ入力がデジタル信号に変換され
、デジタル処理が行なわれ、かつ、椋々のデジタル出力
がアナログ回路号に変換さ才ｔ１舵面サーボモータ等を
駆動するのが判る。

第４図では、はぼ１０，０００フィート以上の高度を航
空機が下降してお９、何らの減速も航空機は命令されて
いないと仮定する。スイッチブレード２０は図示の位置
にあり、以下に説明する第５図の論理図により接点１９
と接続している。

航空機の実際のマツハ数に比例する信号が通常の対気デ
ータ計ｎ機１によって発信され、線２１および接続点２
２に印加される。前記信号は、命令されたマツハＩＪ（
Ｍｃに比例する信号と比較されるが、前記信号は、線２
４に印加され、通常の加Ω装置２５に印加される。接続
点２２からの実際のマツハ数は線２３、および加算装置
２５にも印加される。命令されたマツハ数および実際の
マツハ数間の差、すなわちマツハエラーを表わす出力が
線２６に印加され、加算装置ろ１に印加される。同時に
、接続点２２からの実際のマツハ数が通常のレート発生
器、すなわちレート回路網２７に印加−されるが、その
出力は線２８に印加され、実際のマツハ数、すなわちマ
ツハ速度の時間変化率に比例する信号となる。マツハ速
度は適当な利得Ｇ２９によって乗算され、その結果が線
３０に印加さ九、通常の加算装置６１に印加される。線
６２に印加される加算装置３１の出力は周知のマツハ数
の比例プラス速度制御である。線３２はリミッタ６３に
接続するが、前記リミッタの特性はグラフで図示されて
いる。リミッタ３３は通常のリミッタでら９、その機能
は航空機の合成ピッチおよびピッチレートが特定の制限
内に維持されることを保証することである。リミッタ６
３の出力は線６４およびスイッチ接点１９に印加される
。この信号はスイッチブレード２ｏを介して通常の加算
装置５５に印加される。航空機のピッチ姿勢角およびピ
ッチレートに比例する信号が通常の態様で線６６を介し
て加算装置３５に印加される。加算装置６５の出力信号
はサーボモータ６９に印加されるが、前記サーボモータ
３９は機械的連結装置４０を介して航空機の昇降舵、す
なわち水平安定板４１を移動させる。

機械的連結装置３７によって昇降舵、すなわち水平安定
板位置に比例する信号が加算装置３５に印加され、線６
８の信号が定常態で琴に低減される。

上述の作用と同時に、対気データ計算機１によって、線
２の航空機の高度レー）Ｈに比例する信号がフィルタ乙
に印加される。フィルタ３は通常のフィルタであるが、
その目的は、高度レート信号に存在しうる大気または電
子の雑音を除去、もしくは最小化することである。フィ
ルタ乙の出力信号は、利得ブロック４に印加されるが、
前記利得ブロック４で値Ｋ（これは定数、マたは可変数
のいずれであってもよい）が乗算される。利得ブロック
４の出力信号は接続点５に印加され、上記式の項ＫＨを
表わす。接続点５からの一つの出力は線６に印加され、
次いで通常の加算装置８に印加される。

対気データ計算機１によって、通常、航空機の現高度、
すなわち実際の高度、に比例する信号ＨもｆｆＭ１６お
よび接続点１４に印加される。

接続点１４からの一つの線１５によって高度信号が加算
装置８に印加されるが、前記加算装置において、前記の
信号は上記式のＫＨ項に代数的に加算される。加算装置
８の出力は線９に印加され、上記式の項Ｈ＋ＫＨを表わ
す。線９はラッチ１０に接続されているが、前記ラッチ
１０は本例では同期化され、線１１の出力は線９上のそ
の入力信号と一致するようにしている。ラッチ１０は、
実際上は、クランプされないとその入力信号に追従し、
クランプされると入力信号の先の値に対応する出力を発
生子るクランプｉｊＪ能同期化装置であることが判る。

接続点５からのＫ　Ｈ項は１，１ｉｌｉ１７を介して通
常の加算装置１２に印加される。接続点１４からの実際
の高度信号も線１６を介して加算装置１２に印加される
。従って、綜１７上の加算装を表わすが、前記項は、上
記仮定条件の下では零値となる。

さて操縦士は、アナログセレククダイアル、またはｌ）
Ｍ　Ｓにおける３１．ｒＪ　＜　？−ｉｔ°算機表示装
置パネルのいずれかを介して速度を入力することによっ
て航空機を新規の命令畑れた速度に減速すると。

とを選択したと仮定する０新規に命令された速度、およ
び現命令８れた速度間の差が所定の値、例えば、０．０
０５マツハを起える場合、スイッチブレード２０は以下
説明する切換え論理を介して接点１８とＪｍ続するよう
に移動され、ラッチ１０が作動される、すなわちラッチ
される。先に説明したように、項Ｈ＋ＫＨを表わす線９
に印加された値は、スイッチブレードが接点１８に移動
した瞬間記憶され、巌９に印加される値の後の変化に拘
わ針なく線１１に保持される。よって、線１１の信号の
値は式（１）によって捕捉される計３■された高度Ｈｓ
を表わす。線７および線１６に印加される信号値は時間
と共に変化し、夫々Ｋ　ＨおよびＨ−ｉ表わす。従って
、線１７　手−の出力は下記式に対する解のいずれのエ
ラーも表わす。

（Ｈｓ　−Ｈ）　−ＫＨ＝　０　（Ｊ この信号は接続点１８およびスイッチブレード２０を介
して加算装置４６５に印加され、次いで、自動操縦装置
によって、線１７に印加されるエラーを零値に低減させ
るような態様で航空機の昇降舵、すなわち水平安定板の
位置を調整するのに用いられる。この作用によって、Ｋ
の値が一定であるか、または航空機の実際の高度レート
によって変化するかにより、漸近的または円形いずれか
の飛行経路を計算された高度１−１　ｓに向けさせる。

航空機のピッチ角が捕捉、また（はフレア操縦中増大さ
れると、航空軸の速度は新規に剤択沁７′Ｌ／ζ値へと
本来減少する。航空機の実際の速度および命令された速
度間の差が、ある所定の値、例えば０．０１マツハ以下
であると、論理制御下のスイッチブレード２０は接点１
９と接続し、自動ピッチ制御を上記速度の比例プラス速
度制御に戻す０史に、ランチ１０はその同１４１Ｊ化モ
ードに戻り、線１７の出力は零値となる。

もちろん、新規に命令されたマツノ・と先のマツハ命令
との差が小さい場合、航空機は計算された高度を実際に
捕捉できないこともある。航空機は、捕捉操縦のピッチ
角増大中、航空機を計算された高度で水平にする＋１ｉ
Ｊに所定の値内に入るよう減速することができる。その
ような場合、航空機が減速するにつれ下降率がわずかに
減少する。

第５図に図示した切換え論理では、航空機が下降してお
り、かつ何らの航空機減速も命令されていないとする。

スイッチブレード２０は接点１９と接続する図示の位置
にある。航空機の実際のマツハ数および命令されたマツ
ノ・散開のエラーに比例する信号が第４図で説明し斥よ
うに線ろ４に印加される。この信号は、スイッチブレー
ド２０を介して自動操縦装置に与えられる。下降モード
にあるという条件によって通常の論理ｔｔ　Ｉ　ＩＩ　
が端子１１１および線１１２に与えられるが、前記論理
″１″′は、通常の論理「アンド」ゲート１０８への一
つの入力となる。何らの減速も命令されていないので、
先に命令されたマツハ数ＭＣＭＤ（Ｎ−１）および現在
命令されたマツハ数ＭＣＭＤ（Ｎ）間の差は零または殆
んど零となυ、所定の閾値レベル、例えば、００５Ｍ以
下となる。この条件によって論理「アンド」ゲートへの
第２の入力として通常の論理Ｋｇ　Ｏ＄７が線１１０に
印加される。この状態における「アンド」ゲートの出力
は線１０６上の論理゛′０″′となる。線１０６は通常
のセット／リセットラッチ１０５のセットボート １０６の論理１１０ＩＩによってラッチ１　’０　５が
セットされるようにはならず、ラッチ１０５のＱ出力ポ
ートによって論理Ｉｔ　０　１１が線１０４に与えられ
る。線１０４の論理Ｉｔ　Ｏ　ＩＩによって、スイッチ
ブレード２０が接点１９と接続する位置にあるようにす
る。

さて、新規に命令されたマツノ・数が入力され、先に命
令されたマツノ・数および新規に命令されたマツノ・散
開の差が所定の閾値、例えば、０　０　５Ｍ以上となる
ようにしているとする。この条件によって、論理゛′１
″′が線１１０に印加され、結果として、論理「アンド
」ゲート１０Ｂの出力が論理″１″′を出力するように
し、従って、論理″１″′を線１０６に印加恣ぜる。線
１０６の論理ｉｔ　Ｉ　ＩＩはスイッチブレード２０を
接点１８と接続させ、次いで第３図で説明したように、
線１７の合成高度捕捉命令信号がスイッチブレード２０
を介して自動操縦装置に印加される。

実際のマツハ数Ｍと現在命令されたマンノ１数ＭＣＭＤ
間の差が所定の閾値、例えば、、０１０Ｍ以下の場合、
論理ＬＬ　Ｉ　ＩＩが通常の論理「アンド」ゲー１−　
１　１　５への一つの入力として線１１６に印加される
。前記差が前記閾値以上の場合、論理ａｇｏ　ｐｐが線
１１６に印加される。航空機のマツノ・速度が所定の値
、例えば零以下の場合、論理「アンド」ゲート１１５へ
の第２の入力として論理ｔｔ１ｎが線１１７に印加され
る。マツノ・速度が前記國値以上の場合、論理零が線１
１７に印加される。１１６および１１７の線双方が論理
ｇ（１１Ｉである場合、およびその場合にのみ、アンド
ゲート１１５によって、論理（（Ｃｌが線１１４に出力
される。線１１４は通常のオアゲート１０９への一つの
入力となる。前記オアゲート１０２への第２の入力は、
線１１３であるが、線１１６においてゲート１０９への
入力のバブルは逆の状態を表わす。この場合、下降モー
ド中でないならば、線１１３の論理１１　０７１によっ
て、オアゲート１０９および線１０７の出力が論理１（
１Ｊ）にされる。線１１４が論理（（１ｆｉｌにある場
合、または線１１゛３が論理、、０＃にある場合、オア
ゲ−）１０９の出力は赳（１０７に印加された論理″１
″′となる。線１０７はラッチ１０５のリセットボート
に接続し、線１０７の論理、、１７１によってラッチが
リセットされるようにし、Ｑ出力ボートによって１ｊ１
０４に論理、、Ｏｎが印加されるようにする。上記の如
＜　、ＫＭ　’　０４の論理、、Ｏｐｐは、スイッチブ
レード２０を接点１８と接続する位置に移動させる。線
１０６および線１０７の双方によって、論理パ１″′が
ラッチ１０５のそれらの各ボートに印加された場合、ラ
ッチはリセットされ、論理、、、Ｊ′が線１０４に印加
される。

上記の説明から、本発明によって下降飛行中の改良され
た航空機の自動減速が下記態様で提供されることが判る
。すなわち、 １）航空機は、命令された速度に苅して最適な減速を行
なう態様で高度の計算および捕捉を行なうことにより制
御される。

２）上記減速は、減速に課される高度制限に合致する。

本発明は、良好な実施例によって説明してきたが、使用
された用語は説明のための用語であって、何ら制限する
ものではなく１、その広い観点において、本発明の真の
範囲および精神を逸脱せずに種々の変更がなされうろこ
とと理解されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明を含む連続速度変化のいくつかを示す
巡航高度から進入および着陸への典型的な航空機の下降
プロフィールに関する高度対距離のグラフであシ、第２
図は第１図の点４および点６間のように航空機の実際の
速度よシはるかに低い命令された速度に減速すべく本発
明によって生じられた下降飛行経路を示す高度対距離の
グラフであり、第６図は第１図の点２および点４間のよ
うに、命令された速度が航空機の実際の速度よりほんの
わずかたけ低い場合本発明によって生じられた下降飛行
経路を示す高度対距離のグラフであり、８４図は、計算
された高度がどのように計算され、通常の比例速度エラ
ー制御および計算された高度の捕捉制御間でどのように
ピッチ制御が切換えられるかを示す本発明のブロック図
であり、Ｍ５図は通常の比例対気速度オンピッチから本
発明の高度捕捉減速制御へ、およびその逆へと速度制御
の変換を制御するのに用いられる種々のパラメータを示
す論理図である。 図中、１は対気データ計算機、６はフィルタ、４は利得
ブロック、５は接点、８は加算装置、１０はラッチ、２
０はスイッチブレード、２７はレート発生器、３３はリ
ミッタ、６９はサーボモータ、４０は機械的連結装置、
４１は昇降舵（水平安定板）、１０８はアンドゲート、
１０９はオアゲート、を夫々示す。 特Ｆｔ’　ｔＢ　ＦｊＡ　人　スヘリー　コーポレイシ
ョン手続補正書 昭和　５９年　７月り３日 船願昭５９−５６３９５号 ２、発明の名称 航空機用自動減速制御装置 ３、補正をする者 事件との関係　％許出願人 名称　スベリ−コーポレイション ４、代理　人 郵便番号　１００ ５、補正命令の日付　昭和５９年　６月　２６日（発送
日）６、補正の対象 図面第１図 ７、補正の内容 （別紙の通り）

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）　航空機のピッチ姿勢ケ制御するサーボ手段を備
   えた航空様ノｊ句行制御装置用減速制御装置で心って、
   前記装置は（イフ前記サーボ手段を制御する対気速度保
   持副装置と、（ロ）前記サーボ手段を制御する高度捕捉
   保持副装置と、（ハ）前記対気速度保持副装置によって
   保持されている現下降幻気速度以下の下降対気速ＪＸ′
   ｆｆ：命令する手段と、に）前記の命令された下降ス」
   気速度およびＦｆｉＪ記現下降苅気速度１１」Ｊの差に
   応答して前記サーボ手段の制御から前記対気速度保持副
   装置を分断し、かつそこに前記高度捕捉保持副装置を代
   入するすＪ換え手段とを備えていることを髄徴とする上
   記航空機用自動減速制御装置。 （２、特許請求の範囲第１項記載の減速制御装置におい
   て、前記高度捕捉保持副装置は基準航空機高度信号およ
   び高度変化率に比例する信号との代数和４に比例する高
   度ｌｎ）捉信号を発生し、そこで前記切換え手段により
   前記捕捉信号が前記サーボ手段に印加され、それによっ
   て前記基準高度に向けて前記航空機をフレアする手段を
   備えていることを特徴とする上記航空機用自動減速制御
   装置。 （３）特許請求の範囲第２項記載の減速制御装置におい
   で、前記基準高度信号は現航空機高度に比例子る信号お
   よび高度の変化率に比例する信　号との和に比例する合
   成高度に対応することを９“ゲ徴とする上記航空機用自
   動減速制御装置。 （４）特許請求の範囲第５項記載の減速制御装置におい
   て、前記高度捕捉保持サブシステムは航空機の現高度お
   よび高度レートに正規に同期化された出力を有するラッ
   チ手段と、および前記切換え手段に応答して前記航空機
   のその時得ている高度および高度レートで前記ラッチ手
   段の出力をラッチして前記合成高度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
   減速制御装置。 （５）特許請求の範囲第４項記載の減速制御装置に２い
   て、前記切換え手段、は（イ）前記の命令された対気速
   度および前記の現対気速度間の差に対応する信号を発生
   する手段と、（ロ）下降モード選択信号を発生する手段
   と、（ハ）前記モード選択信号および所定の値を超える
   前記差信号の値に応答して前記切換え手段を作動する第
   １の論理手段とを更に備えていることを特徴とする上記
   航空機用自動減速制御装置。 （６）　特許請求の範囲第２項記載の減速制御装置にお
   いて、前記装置は（イ）航空機の実際の対気速度および
   命令された対気速度間の差に対応する１１１号を発生す
   る手段と、（ロ）前記差信号に応答して前記切換え手段
   を作動し、その値が所定の値以下になると前記サーボ手
   段の前記対気速度保持ザブシステム制御を復帰させる手
   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
   動減速制御装置。 （力　特許請求の範囲第６項記載の減速制御装置におい
   て、前記切換え手段は、（イ）前記の命令された対気速
   度および前記の現対気速度間の差に対応する信号を発生
   する手段と、（ロ）前記の現対％速度の変化率に対応す
   る信号を発生する手段と、（ハ）所定の値以下の前記差
   信号および零以下の前記対気速度レート信号に応答して
   前記切換え手段を作動し前記サーボ手段の前記対気速度
   保持サブシステムの動作を復帰させる第２の論理手段と
   を更に備えていることを特徴とする上記航空機用自動減
   速制御装置。 （８）　特許請求の範囲第７項記載の減速制御装置にお
   いて、前記切換え手段は、（イ）下降モード選゛択信号
   を発生する手段と、（ロ）前記第２の論理信号または前
   記下降モード選択信号に応答して前記切換え手段を作動
   し前記サーボ手段の前記対気速度保持サブシステムの動
   作を復帰させる第６の論理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減速制御装置。 （９）現命令された下降速度から新規に命令された下降
   速度への航空機の減速を制御する装置であって、前記装
   置は（イ）航空機のピッチ姿勢を制御する手段と、（ロ
   ）航空機の実際の対気速度および現命令された対気速度
   間のエラーに応答して前記エラーを零に減少するよう前
   記ピッチ姿勢制御手段を制御する手段と、（ハ）航空機
   の現高度および基準高度間のエラーおよび前記ピッチ姿
   勢制御手段を制御するのに適した航空機の現高度レート
   に応答する手段と、およびに）航空機の現命令された対
   気速度および所定の値よシ大きな新規に命令された対気
   速度間の差に応答して前記対気速度エラー制御から前記
   高度エラーおよび高度レート制御へと前記ピッチ姿勢制
   御手段を切換える切換え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減速制御装置。 θＯ）特許請求の範囲第９項記載の装置において、前記
   高度エラーおよび前記高度レート制御は前記航空ｍ′ｆ
   ：前記基準高度に漸近的にフレアさせるようになってい
   ることを特徴とする上記航空機用自動減速制御装置。 （６）特許請求の範囲第９項記載の装置において、前記
   基準高度とは前記航空機の前記現高度および前記現高度
   レートとの合計に比例する合成高度であることを特徴と
   する上記航空機用自動減速制御装置。 （ｌ渇　特許請求の範囲第９項記載の装置において、前
   記切換え手段は実際の対気速度および所定の値以下の前
   記新規に命令されたス］気速度間の差に応答して前記高
   度エラーおよび高度レート制御から前記対気速度エラー
   制御へと前記ピッチ姿勢制御手段を切換えて戻す別の手
   段を備えていることを特徴とする上記航空機用自動減速
   制御装置。