JPS61163096A - 航空機用降下飛行経路制御装置 - 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）発明の分野 本発明は、航空機用自動飛行制御装置に関するもので６
１７、更に詳細に述べれば、前もって計算された降下飛
行経路の捕捉および制御を行なう航空機用降下飛行経路
制御装置に関するものである。

（２）従来の技術 殆んどの商用輸送機、一般用航空機、および運用機には
自動飛行制御装置が備え付けられている。該自動飛行制
御装置は、一般に、航空機の飛行経路を変更する能力を
操縦士に提供する。

これらの航空機の多くは、性能管理装置または飛行管理
装置のいずれかを備え付けているが、前記性能管理装置
または飛行管理装置は通常、航空機の飛行経路を制御で
きるような態様で自動飛行制御装置とインターフェイス
される。よって、この能力は、適当な値に対して航空機
の飛行経路全調節することにより所望の速度または高度
のいずれに対しても航空機を制御できるようにする。

上記性能および飛行管理装置によって所定地点への計算
された降下経路ならびに降下速度が決定されることが多
い。これらの降下経路の計算には、降下中に受ける風の
正確な作用が知られていないため、それを予測すること
がどうしても必要となる。従って、それらの予測と著し
く異なる風は航空機全最適経路から逸脱させると共に、
それによって所望地点に飛行が達しないか、または所望
地点を超えて飛行してしまうことになる。

従って、計算された降下経路を捕捉し、かつそれ全維持
する何らかの制御方法金考え出すことが望ましい。先行
技術で用いられた方法は、同じ点に２ける航空機の高度
と、降下経路の高度との差を判定し、それによって高度
すなわち経路エラーを判定し、次いで、帰還制御システ
ムによる周知の方法でこのエラーが零になるまで、該エ
ラーを用いて航空機の飛行経路角全調節するものでろる
。

要するに、この方法は、命令された高屈が連続的に低減
する高度保持制御方法である。航空機の速度が直接制御
されないため、補正により計算された経路へ戻る間に著
しく高い速度、または著しく低い速度のいずれかを生ず
ることがある。航空機がその性能限度金越えないよう、
航空機の速度全連続的に監視し、経路補正の特質全放棄
して、航空機の速度がその性能限界に近づいた場合、該
航空機の速度を許容限度内に制御することが必要である
。従って、そのような方法は、必然的に複雑であす、高
度エラー制御法ならびに速度エラー制御法と、および前
記二つの方法を切）換える適当な手段とを組み込むこと
が必要である。更に、経路捕捉は、通常、経路追跡より
はるかに大きな動的操作となるため、一般に、経路追跡
に利用されるのとは異なる制御方法が経路捕捉に必要と
される。

本発明の目的は、増分速度命令を利用して、計算された
降下経路へ収斂させると共に、該経路を追跡させること
によって先行技術の欠点全克服するものである。すでに
述べた如く、性能および飛行管理装置によって、一般に
、降下経路と降下用公称速度との双方が計算される。本
発明は、降下経路エラーの関数通りに命令速度を増分、
または低減すると共に、更に、前記公称降下速度に付加
される増分速度がいかなる不快なピッチ操作も最小化す
るような態様でレート制限されるものであるっ （３）発明の概要 本発明は、公称降下速度全増分または低減して、計算さ
れた経路に対し収斂させることにより航空機に対する計
算された降下飛行経路の捕捉および追跡を自動的に行な
う手段を提供するものである。増分速度命令は、計算さ
れた経路からの偏差の関数として計算され、公称降下速
度命令に加算される。該増分速度命令は、航空機の不快
なピッチ操作全最小化するようレート制限される。

（４）実施例 本発明は、航空機に対する降下経路全計算し、その巡航
高度から、更に低い高度のいずれの所望地点まで追従す
ると共に、自動飛行制御装置、すなわちフライトディレ
クターシステムに完全に連結された、いずれの性能もし
くは飛行管理装置、またはその他の装置にも有用である
。

第１図の計算された降下経路３は、航空機の所望降下速
度と予測した風とに基づいた線である。通常、前記予測
し恋風は、巡航高度で測定された風の線形的速度低減に
基づくものである。

これは、第１図の参照番号８によって表わされているが
、その矢印の長さは種々の高度における風の大きさを表
わしている。

計算された降下経路３の巡航高度との交点によって、降
下開始点２が定められている。この点で、航空機は、ス
ロットルをアイドルパワーにし、前記公称速度でその降
下を開始しなければならない。前記予測した風が、実際
に受けた風とほぼ同じだった場合、航空機は、所望の降
下終了点６に到達するまで、計算された降下経路６に沿
って降下する。しかしながら、実際の風がそれらの予測
風と著しく異なる場合、例えば大きな矢印９によって表
示された実際の風が予測風８上に重畳さ九ているような
場合、航空機の実際の飛行経路は曲線４に追従し、従っ
て、所望の降下終了点６に到達することができない。

降下中のいずれの所望の点（例えば点５）に：＆イ”Ｃ
モ経路ｘ　ラ−に計算することができる。

Δｈとして定められた前記経路エラーは、前記点におけ
る計算された降下経路の緯度から航空機の実際の高度全
減算することによって肖られる。

顕著な経路エラーは、風のない場合にも発生しうる。第
２図では、計算された飛行経路１３が航空機の巡航高度
１０と点１１で交差しており、上記の如く、計算された
降下開始点を定めている。降下開始が航空交通管制によ
り遅延されることは珍しいことではない。従って、航空
機は、計算され元降下点１１を超えるある距離に対して
もその巡航高度を維持し、最終的に点１２でその降下を
開始しなければならないこともある。所望の速度で飛行
している間、航空機の実際の飛行経路１４は、計算され
た降下経路１３と平行に進み、よって航空機は、所望の
降下終了点１６を超えてしまうことになる。

本発明は、上記原因、またはいかなる他の理由のいずれ
によっても生じうる経路エラーを自動的に補償する手段
を提供するものである。本発明は、降下中の航空機が、
速度の増大により更に急速に降下し、逆に速度の低減に
より更に低速に降下するという作用全利用したものであ
る。従って、航空機が計算された降下経路より上にある
場合、その速度全公称速度以上に増大することは、航空
機会よシ急速に降下させ、よって計算された飛行経路に
向けて収斂させようとすることである。

従って、経路エラーΔｈの大きさに比例する増分速度命
令を計算することができる。この増分速度エラーは、前
記公称降下速度命令に代数的に加算されて、航空機が前
記公称降下速度命令に関しその速度を増分または減分す
るようにし、その結果、該航空機は、計算された経路に
収斂し、よって所望の降下終了点に到達することができ
る。本発明は、増分速度命令をレート制限することによ
って更に改良することかで」る。

以下の説明からレート制限の利点を理解されたい。

航空機が計算された降下経路のはるか上方にあり、かつ
速度の比例増分が計算されていると仮定する。航空機が
、新規の速度、すなわち公称速度プラス増分速度へと加
速し始めると、その降下レートも必然的に増大する。こ
のことによって、経路エラーの低減と、よって比例増分
速度命令の低減とが生ずる。次いで、該航空機は、新規
の、更に低い計算された速度へと減速しなければならな
い。航空機が減速すると、その降下レートが低減し、従
って経路エラーが増分して、増分速度エラーもう一度増
分させる。

上記動作によって、航空機の実際の飛行経路に不快な振
動傾向を生じうるが、該傾向は増分速度命令をレート制
限することによって除去される。

更に、レート制限器の導関数が航空機の定常状態縦方向
運動式から下記の如く得られる。すなわち、 （Ｔ−Ｄ）　／Ｗ　＝　６　／　ｖ＋÷／ｇ但し、 Ｔは航空機の推力（ボンド、但し１ボンドは４５五６グ
ラム）、 Ｄは航空機の抗力（ボンド）、 Ｗは航空機の重量（ボンド）、 ｉは航空機の降下レート（フィート７秒、但し１フイー
トは５α４８センチメートル）■は航空機の真の対気速
度（フィート７秒）■は時間による対気速度の変化（す
なわち、加速度）（フィート／（秒）２）、およびｇは
比重定数（３２，１７フイート／（秒）２）、を夫々示
す。

アイドルパワーにおけるエンジンの推力はほぼ零であり
、航空機の比較的僅かな変化に対する該航空機の抗力は
殆んど一定であると共に、航空機の重量が降下中著しく
変化することはない。従って上式（１）の左側はほぼ定
数であり、通常の最新型商用ジェット機に対して上式（
１）の左側を、０７と置換することができる。

、０７の値を利用することによって、左側の会式に対す
る解も利用できることになり、よって上式を下記の如く
簡略化できることが判る。すなわち。

、０７＝ｈ／ｖ＋÷／ｇ 前記項ｖ／ｇは、ｈ／ｙと比べて比較的小さく、従って
この関数では無視することができる。結果として、上式
は、更に下記の如く簡略化することができる。すなわち
１ ．０７　＝　ｈ／ｖ 前記式は、航空機の降下レートと、および真の対気速度
との関係を説明している。添字符号１が公称降下速度と
、および計算された降下経路状態とを表わし、添字符号
２がいずれの他の状態を表わすものとして、ｈに対する
上式の解を求めると、下記の如く二つの一般式で書き表
わすことができる。すなわち、 ｈｊ　＝　、　０７　Ｙｌ ｈ２　＝　＋０７　Ｖ２ （５）式よシ（４）式全減算すると、 １ｉ２−　ｈｌ　＝　、０７　（ｖ２−　ｖｌ）となる
。

Δｉｘ　＝　ｈ２−　ｈｌとし、ΔＶ　ｍ　ｖ２−　Ｖ
ｌとして上式に代入すると、 Δｈ＝、ａ７ΔＶ となる。

但し、△ｉは真の対気速度の変化ΔＶによる計算された
降下経路に対する収斂レートである。

最新型の航空機ではマツノ・数が共通の速度測定値とな
っているため、以下の関係式を上式に利用することがで
きる。

Δｖ＝ａΔＭ 但し、 △Ｖは増分対気速度（フィート７秒）、ａは航空機の実
際の高度における音速 （フィート７秒）、および ΔＭは増分マツノ・数、全夫々示す。

上式（８）ヲ上式（７）に代入すると、Δｈ＝、０７ａ
ΔＭ となる。

従って、経路エラーΔｈに比例する増分マツノ・数は、
上式（９）に従い、計算された経路に対する収斂レート
Δ’ｈ２生ずることになる。

既に述べたように、増分マツノ・数は、経路エラーΔｈ
に比例する。すなわち、 ΔＭ冨ＫＭΔｈ 但し、 ΔＭは無次元の増分マツ・・数、 Ｋ、４は比例定数（１／フイート） Δｈは航空機の実際の高度と、および降下終了点からの
所与の距離における計算された降下経路の高度との差（
フィート）、？夫々示す。

時間に対して上式（１（ｅｔ−微分すると、ΔＭ＝ＫＭ
Δｈ となる。

但し、 Δ倉は増分マツ・・数の時間変化率（１／秒）、ＫＭは
比例定数（１／フイート） Δｉは降下経路収斂レート（フィート７秒）Δｉに対す
る上式αυの解？求め、上式（ｌｌに代入すると、 ΔＭ／に、　＝　、０７　ａΔＭ となる。

よって、ΔＭに対する解は、 ΔＭ　＝　、　０７　ａ　ＫＭΔＭ となる。

上式Ｑ罎は、増分マツノ・数へのレート制限全決定する
式である。−例として、「ａ」の値が１秒につき１０１
６フイートであシ、Ｋ、が、００００７５であって、航
空機は計算された降下経路より５００フイート上空にあ
ると仮定する。よって、Δｈは５００フイートとなり、
公称降下速度に加算される増分マンノ１数は、ＫＭΔｈ
１すなわちα０３７５である。上式（９）から、この値
は、１秒当り２．７フイート、すなわち１分につき１６
０フイートの前記計算された降下経路に対する定常状態
の収斂レートとなる。上式Ｑ３から、この値は１秒当り
、０００２マツハのΔＭ変化率に相当する。よって１．
０００２マツハ／秒のレートで増分マンノ１数を公称降
下速度に代数的に加算することによって、新規降下速度
へと加速中、および該速度達成中のいずれの場合におい
ても、計算された降下経路に対する一定の２．７フイ一
ト／秒の収斂度が生ずる。航空機が計算された降下経路
に接近すると、もちろん、経路エラーΔｈは低減する。

この動作は、経路収斂レートおよび増分マツノ・数の双
方を低減させる。航空機が更に低い新規の速度に減速さ
れると、上式（１３で説明された動作によって適当な経
路収斂レートが維持される。

前記のことから、増分マツノ・への総合レート制限動作
は、結果的に、経路エラーΔｈと一致する収斂レートを
維持することにより、計算された降下経路を指数的に達
成することが判る。このような方法は、新規の降下速度
に対し航空機を加速または減速させる比較的短期の動力
を除去し、よって上記振動傾向を最小化する。

本発明は、従来のアナログ回路および計算技術、もしく
は従来の全デジタル技術、または従来のハイブリッドデ
ジタル／アナログ技術を利用して実現することができる
。本発明を判り易くするため、第３図に図示の一般的ア
ナログ型式を用いて説明してゆくが、ブロック図形式で
表わされた前記アナログ型式は、種々のアナログ入力を
デジタル処理用のデジタル信号に変換し、かつ種々のデ
ジタル出力を舵面サーボモータ駆動用のアナログ信号等
に変換するプログラム可能なデジタル計算機のプログラ
ムも表示しうることが判る。

第３図では、操縦士、または自動的手段のいずれかによ
って航空機が降下飛行を開始したと仮定する。すると、
スイッチブレード４９は図示の位置から移動して、端子
５０と接続する。

同時に、通常の対気データ計算機２０によって、航空機
の実際の高度に比例する信号ｈＡが、線５０金介し通常
の加算装置３２に印加される。計算された降下経路の高
度に比例する信号り。が線５１上に現われ、よって加算
装置５２に印加される。

通常の加算装置３２は、航空機の実際の高度と計算され
た降下経路の高度との差△ｈ２線３３ｆｔ。

介し通常の利得部４１へ印加するような態様で作動する
。

通常の利得部４１は、線３３上の信号ｋ　Ｋｖの値、例
えば、００００７５と乗算する。Ｋ４は上式α１に図示
のそれと同じものであり、更に利得部４１の出力は、式
顛によＩ）Ｋｕ△ｈに相当する増分マツハ数であること
が判る。

前記利得部４１の出力は、例えば士、０５ΔＭのように
、正および負の値間に増分マツハ数の大きさを制限する
制限器４２に印加される。この制限によって、著しく高
い速度、または著しく低い速度が妨止される。制限器４
２の出力は、線４３に現われ、次いで＠４０および４４
に印加される。線４４によって、増分マツハ数に比例す
る信号がレート制限器４５に印加されるが、該制限器４
５の動作については抜根説明することにする。

線４０は、前記増分マツハ信号を通常の絶対値検出器５
３に印加する。該絶対値検出器５３は、入力の大きさに
等しい信号に正符号を付して出力する。該絶対値検出器
５３の出力は、印加される値ｔ−ＫＭの値と乗算する通
常の利得部５４゛に印加される。該利得部５４の出力は
、増分マツハ数の絶対値のに、倍に等しい信号であり、
通常の利得部５５に印加される。該利得部５５は、印加
された信号に、０７ヲ乗する。該利得部５５の出力は、
線５６に現われ、項、０７に、ΔＭに比例する信号とな
る。線５６上の信号は、通常の乗算器５８に印加される
が、該乗算器５８は、線５７全介し通常の対気データ計
算機２０から音速に比例する信号ａｆ受信する。該乗算
器によって、該信号ａと前記印加された信号との積が出
力される。乗算器５８の出力は、上式αＪの解であり、
それによって増分マツハ数を公称降下速度に加算するレ
ートが定められる。＠５９上の信号は、制限器６０に印
加される。該制限器６０は、二つの選択され九値、例え
ば、００００１および、ｏｏｏｓ間にその出力全制限す
る。これらの制限内で印加された値は、そのまま出力さ
れる。

該制限器６０の出力は、線６１に現われ、レート制限器
４５に入力として印加される。

レート制限器４５は、以下の態様で作動する。

線４４の信号値がある値から別の値へ、例えば０から、
０３ΔＭへと瞬間的に変化したと仮定する。

よって、線６１に現われる信号は、式α騰に対する解、
すなわち、０５の、ｏ７ＫＭａ倍となる。ＫＭ０値、０
００７５、ａの値１０１６に対してΔＭの値はＭ、００
０１６となる。１ｌＪ４６に現われるレート制限器の出
力は、毎秒、０００１６ΔＭのレートで０から。０６に
増大し、よって線４４の入力値、０３ｉ得るまでには１
８′１５秒かかることになる。線４４上の値の後続の変
化に対しても同様に作動する。

線４６に現われるレート制限器の出力は、スイッチ接点
４７、次いでスイッチブレード４９およびスイッチ接点
５０ｉ介して通常の加算装置６５に印加される。

公称降下速度命令Ｍ。が線６２に現われ、加算装置６３
に印加される。前記通常の加算装置６３の出力は、印加
された信号の代数和であり、よって公称降下速度命令と
増分マツハ命令との和である。加算装置６３の出力は、
制限器６４に印加さｎる。該制限器６４は、また、線６
６および６５の夫々を介し最大および最小許容マツハ数
の値も受信する。これらの値は、デジタル計算機内に前
もって記憶させておいた値でも、通常のアナログ回路に
記憶させておいた値でもよい。制限器６４は、線６７へ
の出力金線６６および６５の夫々を介し与えられる前記
最大および最小値間に制限するような態様で作動する。

これらの制限内で印加された値は、そのまま線６７に現
われる。従って、線６７に現われ−る値は、前記最大お
よび最小許容マツハ数間に制限された、公称降下速度と
経路エラーに比例する増分マツハ数とから成る新規の降
下速度命令であることが判る。

通常の対気データ計算機２０によって、航空機のマツハ
数に比例する信号が線２１に印加され、次いで線２７を
介し通常の加算装置２８に印加されると共に、線２３ｒ
ｔ介し通常のレートティカー（レート設定器・・・・・
・Ｒａｔｅ　ｔａｋｅｒ）　２４に印加される。該レー
トティカー２４の出力は、図中Ｍで示された、マツハ数
の時間変化率に比例する信号となる。該レートティカー
２４の出力は、通常の利得部２５に印加されるが、該利
得部２５は、印加された信号上値に、（通常！ＬＯ）と
乗算するよう作動する。

次いで、Ｋ１常に比例する信号が線２６を介し通常の加
算装置２８に印加される。該加算装置２８によって、項
Ｍ＋ＫＩＭの代数和か形成され、その信号は、線２９お
よび通常の加算装置６８へと印加される。

線６７は、制限器６４の出力を通常の加算装置６８に印
加する。該加算装置６Ｂによって、線６７および２９に
現われた信号間の差が得られ、その出力が線６９に現わ
れる。従って、線６９に現われる信号は、航空機の実際
のマノノ・数トソのマツハレートとの和と、新規に計算
された降下速度との差である。

線６９の信号は、印加された信号’ｅ　Ｋｖの値と乗算
するよう作動する通常の利得部７０に印加される。前記
のＫｖ値は、印加された信号全比例電圧に変換し、ピッ
チサーボモータ７６全駆動するようになっている。該利
得部７０の出力は、線７１に現われ、通常の加算装置７
４に与えられる。

航空機のピッチ角およびピッチレート８０に比例する信
号は、通常の態様で線７５を介し加算装置７４に印加さ
れる。該加算装置７−４の出力信号は、サーボモータ７
６に印加されるが、該サーボモータ７６は、機械的連結
装置７７を介して航空機の昇降舵、または水平安定板を
移動する。前記機械的連結装置７９によって、昇降舵ま
たは水平安定板の位置に比例する信号が加算装置７４に
与えられ、その結果、線７５の信号が定常状態で零に低
減される。

本発明の動作は、第４図を参照して理解することができ
る。第４図は、本発明が上記態様で航空機の降下飛行経
路を制御するのに利用されていること金除けば、第１図
と本質的に同じものである。航空機は、降下開始点であ
る点９１でその巡航高度９０からの降下全開始する。降
下するにつれ、該航空機は、降下経路計算で予測された
風とは異なる実際の風９８ｔ−受け、よって曲線９３に
沿って計算された経路９２から逸脱し、経路エラーを生
ずることになる。第３図で説明した動作によって、レー
ト制限された増分マツハ数が公称降下速度に加算され、
計算された高度へと航空機が戻され、経路エラーが零と
なる（点９４）まで、背記計算された降下経路９２に向
けて収斂される。よって、レート制限された増分マツハ
数の僅かな値が、公称降下速度に加算されるか、または
該速度から減算されるかして、所望の降下終了点９６に
達するまで計算された降下経路上に航空機を維持する。

第５図は、第２図と本質的には同じものであるが計算さ
れた降下開始点から著しく異なる距離で降下が開始され
た場合の、本発明の動作を図示したものである。航空機
は、巡航高度１００を維持しているが、計算された降下
開始点１０１を著しく超える点１０２で降下を開始する
。計算された降下経路は点１０２で航空機の実際の高度
よりはるかに下方にあるため、大経路エラーが発生する
。本発明は、公称降下速度に加電されるレート制限され
た増分マツハ数を計算し、その増分された降下速度によ
って更に高い降下レ−トを生じ、よって、航空機の実際
の飛行経路でろる曲＠１０４に沿うような計算された経
路に対して収斂レートを生ずるものである。航空機は、
曲線１０４に沿って飛行し続け、計算された飛行経路１
０３と点１０５で交わる。該経路エラーは、計算された
経路への収斂中連続的に低減したため、レート制限され
た増分マツハ数も、また、第３図で説明した動作に従い
減分し、その降下速波が公称降下速度と等しくなると、
前記航空機は計算された飛行経路１０３と交差する。よ
って、該航空機の飛行経路は、線分１０６中の計算され
た降下経路と一致し、その結果、所望の降下終了点１０
７が達せられる。

以上の説明から、本発明は、計算された降下経路の改良
された捕捉ならびに維持を以下の態様で行なうことが判
る。すなわち、 １）同一点における航空機の実際の高度と計算された降
下経路の高度との差の大きさならびに符号に比例する増
分速度全計算する。

２）前記増分速度は、前記経路エラーと一致する、計算
された経路に対する見かけ上一定の収斂レート全維持す
るような態様でレート制限される。

３）前記レート制限された増分速度は、与えられた公称
降下速度に代数的に加算され、前記計算された降下経路
に対し指数的に収斂が行なわれる。

４）公称降下速度命令に与えられる増分速度を利用する
ことによって、先行技術よりも単純化された制御が可能
になると共に、追加の監視を必要とせずに航空機の最大
および最／Ｊ’ｙ許容速度を直接制御することができる
。

本発明は、その好適な実施例で説明してきたが、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凹および精
神から逸脱せずに添付の特許請求の範囲内で種々の変更
が成されうるものと理解されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図は、通常の計算された降下飛行経路を示す高度対
距離のグラフと、および該計算に利用された予測した風
とを図示したものであって、該グラフには、航空機が実
際に受けた風に基づく該航空機の実際の降下飛行経路が
重畳されていると共に、前記実際の風は、図示の予測風
上に本重畳されている図であシ、第２図は、航空機が無
風状態で計算された降下開始点全署しく超えてその降下
を開始した場合を示す高度対距離のグラフであり、第３
図は、どのようにして増分対気速度を計算し、レート制
限し、かつ公称降下速度命令に加算して、航空機全計算
された降下飛行経路へと収斂させるかを示す本発明のブ
ロック図であり、第４図は、計算された降下飛行経路を
維持する際の本発明の動作を示す、本質的には第１図と
同じグラフであシ、かつ、第５図は、航空機が計算され
た降下開始点全署しく超えてその降下を開始した場合、
計算された降下飛行経路を捕捉し、かつ維持する際の本
発明の動作を示す、本質的には第２図と同じグラフであ
る。 図中、１は巡航高度、２は降下開始点、５は計算された
降下経路、４は実際の飛行経路、６は所望の降下終了点
、７は実際の降下終了点、８は予測風、９は実際の風、
１１は計算された降下開始点、１２は実際の降下開始点
、２０は対気データ計算機、２４はレートティカー、２
５は利得部、２８は加算装置、４２は制限器、４５はレ
ート制限器、４７はスイッチ接点、４９はスイッチブレ
ード、７６はピッチサーボ、７８は昇降舵、７９は機械
的連結装置、８０はピッチ角およびピッチレート、全夫
々示す。

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. （１）航空機のピツチ姿勢を制御する手段と、および所
   望の降下経路高度、実際の高度、航空機の順方向速度、
   音速、ならびに公称降下速度を表わす信号を発生する手
   段とを備えた航空機用降下飛行経路制御装置において、
   前記装置は、前記航空機の実際の高度と前記所望の降下
   経路高度との差を表わす第１の信号を発生する手段と、
   前記第１の信号を所定の値と乗算し、増分順方向速度を
   表わす第２の信号を発生する手段と、前記第２の信号と
   前記公称降下速度信号との代数和を表わす第３の信号を
   発生する手段と、前記第３の信号と前記航空機の順方向
   速度の関数を表わす第４の信号との差を表わす出力信号
   を発生する手段とによつて構成されていることを特徴と
   する上記航空機用降下飛行経路制御装置。
2. （２）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   装置は、前記第２の信号と前記公称降下速度信号とを合
   計する前にレート制限を行ない、前記所望の降下経路高
   度に対しほぼ一定の収斂レートを発生する手段によつて
   更に構成されていることを特徴とする上記航空機用降下
   飛行経路制御装置。
3. （３）特許請求の範囲第２項記載の装置において、レー
   ト制限を行なう前記手段は、前記第２の信号の絶対値を
   発生する手段と、前記第２の信号の前記絶対値を所定の
   定数ならびに前記音速を表わす信号ａと乗算して第５の
   信号を発生する手段と、前記第５の信号を予め選択され
   た値間に制限する手段と、および前記第５の信号ならび
   に前記第２の信号を入力して前記レート制限された第２
   の信号を出力するレート制限器とを備えていることを特
   徴とする上記航空機用降下飛行経路制御装置。
4. （４）特許請求の範囲第２項記載の装置において、前記
   レート制限された第２の信号は、Δ■＝．０７ａＫ＿Ｍ
   ΔＭ（但し、Δ■は前記増分マツハ数の時間変化率、Ｋ
   ＿Ｍは比例定数、ΔＭは増分マツハ数、およびａは音速
   を夫々示す）なる式で表わされることを特徴とする上記
   航空機用降下飛行経路制御装置。
5. （５）特許請求の範囲第２項記載の装置において、前記
   装置は前記航空機の順方向速度信号の第１の導関数を表
   わす信号を発生する手段を備えた前記第４の信号を発生
   する手段と、および航空機の順方向速度信号の前記第１
   の導関数と該航空機の順方向速度信号との代数和を生ず
   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
   用降下飛行経路制御装置。
6. （６）特許請求の範囲第３項記載の装置において、前記
   航空機の順方向速度とは航空機のマツハ数のことである
   ことを特徴とする上記航空機用降下飛行経路制御装置。
7. （７）特許請求の範囲第４項記載の装置において、前記
   第４の信号はΔＭ＝Ｋ＿ＭΔｈ（但し、ΔＭは増分マツ
   ハ数、Ｋ＿Ｍは比例定数、およびΔｈは前記実際の高度
   および所望の降下経路高度間の差を夫々示す）の式によ
   つて表わされることを特徴とする上記航空機用降下飛行
   経路制御装置。
8. （８）特許請求の範囲第２項記載の装置において、前記
   装置は最小および最大出力信号を受けて前記第３の信号
   を制限し、所定の範囲内にピツチ高度を維持する手段に
   よつて更に構成されていることを特徴とする上記航空機
   用降下飛行経路制御装置。
9. （９）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   装置は所定の範囲内に前記第２の信号を制限する手段に
   よつて更に構成されていることを特徴とする上記航空機
   用降下飛行経路制御装置。