JPS621880B2 - - Google Patents
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- JPS621880B2 JPS621880B2 JP53026080A JP2608078A JPS621880B2 JP S621880 B2 JPS621880 B2 JP S621880B2 JP 53026080 A JP53026080 A JP 53026080A JP 2608078 A JP2608078 A JP 2608078A JP S621880 B2 JPS621880 B2 JP S621880B2
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- pitch
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Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C9/00—Measuring inclination, e.g. by clinometers, by levels
- G01C9/005—Measuring inclination, e.g. by clinometers, by levels specially adapted for use in aircraft
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
- G01C19/02—Rotary gyroscopes
- G01C19/44—Rotary gyroscopes for indicating the vertical
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06G—ANALOGUE COMPUTERS
- G06G7/00—Devices in which the computing operation is performed by varying electric or magnetic quantities
- G06G7/48—Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators
- G06G7/78—Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators for direction-finding, locating, distance or velocity measuring, or navigation systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Navigation (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
発明の分野
この発明は航空機のヘツド・アツプ表示に用い
られるピツチ信号を発生するための装置、特にジ
ヤイロ・スコープにおける長時間誤差および局部
的気団（local air mass）の予期しない移動に対
して計算されたピツチ信号を補償するための装置
に関する。
られるピツチ信号を発生するための装置、特にジ
ヤイロ・スコープにおける長時間誤差および局部
的気団（local air mass）の予期しない移動に対
して計算されたピツチ信号を補償するための装置
に関する。
従来の技術
従来のピツチ（航空機の横軸回りの回転）計算
回路は本出願人に譲渡されているアステンゴ
（Astengo）の米国特許第3744309号明細書および
ミユラー（Muller）の米国特許第3851303号明細
書に開示されている。米国特許第3654806号明細
書に開示されているように、航空機のヘツド・ア
ツプ表示装置で使用するためのには正確なピツチ
信号が要求されるので計算ピツチ信号はできるだ
け正確なものにすることが重要である。この点に
ついては米国特許第3686626号と第3816005号明細
書にも開示されている。このような従来の文献を
検討すれば明らかであるように、特に航空機の着
陸運転時に用いられる場合にヘツド・アツプ表示
装置の適性な動作のためには正確なピツチ信号が
非常に望ましい。
回路は本出願人に譲渡されているアステンゴ
（Astengo）の米国特許第3744309号明細書および
ミユラー（Muller）の米国特許第3851303号明細
書に開示されている。米国特許第3654806号明細
書に開示されているように、航空機のヘツド・ア
ツプ表示装置で使用するためのには正確なピツチ
信号が要求されるので計算ピツチ信号はできるだ
け正確なものにすることが重要である。この点に
ついては米国特許第3686626号と第3816005号明細
書にも開示されている。このような従来の文献を
検討すれば明らかであるように、特に航空機の着
陸運転時に用いられる場合にヘツド・アツプ表示
装置の適性な動作のためには正確なピツチ信号が
非常に望ましい。
米国特許第3851303号明細書に開示されている
ような計算ピツチ信号発生回路においては、航空
機の前後軸方向の加速度を表わす前後方向加速度
計からの信号が、航空機の微分された対気速度を
表わす信号によつて補償され、それにより前後方
向加速度計は航空機のピツチ姿勢について一応正
確な表示を与えるようになつている。しかしなが
ら局部的気団自体が速度を変えているときには
（これはウインド・シア状態や突風状態中に起こ
り得る）、装置に対する対気速度入力がピツチの
計算過程に誤差を導入し得る。
ような計算ピツチ信号発生回路においては、航空
機の前後軸方向の加速度を表わす前後方向加速度
計からの信号が、航空機の微分された対気速度を
表わす信号によつて補償され、それにより前後方
向加速度計は航空機のピツチ姿勢について一応正
確な表示を与えるようになつている。しかしなが
ら局部的気団自体が速度を変えているときには
（これはウインド・シア状態や突風状態中に起こ
り得る）、装置に対する対気速度入力がピツチの
計算過程に誤差を導入し得る。
発明の目的
よつてこの発明の目的は、前後軸方向加速度計
からの前後方向加速度信号、垂直ジヤイロ・スコ
ープからのピツチ姿勢を表わすジヤイロ・ピツチ
信号、および対気速度源からの対気速度信号を利
用して、局部的気団の速度変化に起因する計算ピ
ツチ信号の誤差を最小にするようにした航空機の
ピツチ信号発生装置を提供することにある。
からの前後方向加速度信号、垂直ジヤイロ・スコ
ープからのピツチ姿勢を表わすジヤイロ・ピツチ
信号、および対気速度源からの対気速度信号を利
用して、局部的気団の速度変化に起因する計算ピ
ツチ信号の誤差を最小にするようにした航空機の
ピツチ信号発生装置を提供することにある。
発明の概要
この目的を達成するために本発明によれば、対
気速度を表わす対気速度信号を出力する対気速度
源、前後方向加速度を表わす前後方向加速度信号
を出力する前後方向加速度計、およびピツチ姿勢
を表わすジヤイロ・スコープ・ピツチ信号を出力
する垂直ジヤイロ・スコープを有した航空機に用
いるための計算ピツチ信号を発生する装置におい
て、 前記ジヤイロ・スコープ・ピツチ信号に所定係
数を乗算して第１のピツチ変換信号を生ずる乗算
手段と、 前記前後方向加速度信号から前記第１のピツチ
変換信号を減算して水平方向加速度信号を発生す
るための第１の加算回路と、 前記水平方向加速度信号を加速度修正信号と加
算して計算加速度信号を発生するための第２の加
算回路と、 前記対気速度信号を微分するための微分器と、 前記計算加速度信号を前記微分された対気速度
信号から減算して加速度誤差信号を発生するため
の第３の加算回路と、 前記加速度誤差信号を積分して前記加速度修正
信号を発生するための第１の積分器と、 前記計算加速度信号を前記前後方向加速度信号
から減算して第２のピツチ変換信号を発生するた
めの第４の加算回路と、 第３のピツチ変換信号を前記第２のピツチ変換
信号から減算してピツチ誤差変換信号を発生する
ための第５の加算回路と、 前記ピツチ誤差変換信号を積分してピツチ修正
変換信号を発生するための第２の積分器と、 前記ピツチ修正変換信号を前記第１のピツチ変
換信号と加算して前記第３のピツチ変換信号を発
生するための第６の加算回路と、 を備え、前記計算ピツチ信号は前記第３のピツチ
変換信号を前記所定係数で割ることによつて得ら
れる航空機のピツチ信号発生装置が提供される。
気速度を表わす対気速度信号を出力する対気速度
源、前後方向加速度を表わす前後方向加速度信号
を出力する前後方向加速度計、およびピツチ姿勢
を表わすジヤイロ・スコープ・ピツチ信号を出力
する垂直ジヤイロ・スコープを有した航空機に用
いるための計算ピツチ信号を発生する装置におい
て、 前記ジヤイロ・スコープ・ピツチ信号に所定係
数を乗算して第１のピツチ変換信号を生ずる乗算
手段と、 前記前後方向加速度信号から前記第１のピツチ
変換信号を減算して水平方向加速度信号を発生す
るための第１の加算回路と、 前記水平方向加速度信号を加速度修正信号と加
算して計算加速度信号を発生するための第２の加
算回路と、 前記対気速度信号を微分するための微分器と、 前記計算加速度信号を前記微分された対気速度
信号から減算して加速度誤差信号を発生するため
の第３の加算回路と、 前記加速度誤差信号を積分して前記加速度修正
信号を発生するための第１の積分器と、 前記計算加速度信号を前記前後方向加速度信号
から減算して第２のピツチ変換信号を発生するた
めの第４の加算回路と、 第３のピツチ変換信号を前記第２のピツチ変換
信号から減算してピツチ誤差変換信号を発生する
ための第５の加算回路と、 前記ピツチ誤差変換信号を積分してピツチ修正
変換信号を発生するための第２の積分器と、 前記ピツチ修正変換信号を前記第１のピツチ変
換信号と加算して前記第３のピツチ変換信号を発
生するための第６の加算回路と、 を備え、前記計算ピツチ信号は前記第３のピツチ
変換信号を前記所定係数で割ることによつて得ら
れる航空機のピツチ信号発生装置が提供される。
本発明によるピツチ信号発生装置の動作を梗概
すれば、まず前後方向加速度計からの前後方向加
速度信号、垂直ジヤイロ・スコープからのジヤイ
ロ・スコープ・ピツチ信号、および航空機の対気
速度における変化を表わす微分された対気速度信
号が結合されて計算加速度信号を発生する。具体
的に述べれば、ジヤイロ・スコープ・ピツチ信号
θに所定係数Ｘを乗算することにより得られる第
１のピツチ変換信号θｇ（θｇ＝Ｘ・θ）が前後
方向加速度信号ＡLから減算されて、それにより
航空機の水平方向加速度信号ＡHが求められる
（ＡH＝ＡL−Ｘ・θこの場合、ピツチ信号の単位
をラジアンに取れば所定係数は重力加速度Ｇであ
る。）。対気速度信号の微分値をこの水平方向加速
度信号と比較し、この水平方向加速度と、航空機
が航行中の気団の速度変化が求められる航空機加
速度との差を表わす加速度誤差信号△V〓）を求
める。次いでこの誤差信号を或る時間にわたつて
積分して加速度修正信号V〓）Eを導出し、この加
速度修正信号V〓）Eを修正因子として水平方向加
速度信号ＡHに加える。加速度誤差信号△V〓）
を積分した加速度修正信号V〓）Eはその場合にジ
ヤイロ誤差の影響を除去して航空機の実際の水平
方向の加速度を表わす計算加速度信号V〓）*を
発生する。
すれば、まず前後方向加速度計からの前後方向加
速度信号、垂直ジヤイロ・スコープからのジヤイ
ロ・スコープ・ピツチ信号、および航空機の対気
速度における変化を表わす微分された対気速度信
号が結合されて計算加速度信号を発生する。具体
的に述べれば、ジヤイロ・スコープ・ピツチ信号
θに所定係数Ｘを乗算することにより得られる第
１のピツチ変換信号θｇ（θｇ＝Ｘ・θ）が前後
方向加速度信号ＡLから減算されて、それにより
航空機の水平方向加速度信号ＡHが求められる
（ＡH＝ＡL−Ｘ・θこの場合、ピツチ信号の単位
をラジアンに取れば所定係数は重力加速度Ｇであ
る。）。対気速度信号の微分値をこの水平方向加速
度信号と比較し、この水平方向加速度と、航空機
が航行中の気団の速度変化が求められる航空機加
速度との差を表わす加速度誤差信号△V〓）を求
める。次いでこの誤差信号を或る時間にわたつて
積分して加速度修正信号V〓）Eを導出し、この加
速度修正信号V〓）Eを修正因子として水平方向加
速度信号ＡHに加える。加速度誤差信号△V〓）
を積分した加速度修正信号V〓）Eはその場合にジ
ヤイロ誤差の影響を除去して航空機の実際の水平
方向の加速度を表わす計算加速度信号V〓）*を
発生する。
次に計算加速度信号V〓）*を前後方向加速度
信号ＡLから減算して、それにより前後方向加速
度信号ＡLから航空機の水平方向の加速度に起因
する信号部分を除去する。それによつて得られる
信号は第２のピツチ変換信号θALを表わす。この
第２のピツチ変換信号θALを所定係数Ｘで割り算
することによつてピツチ信号が得られ、このピツ
チ信号はジヤイロ・スコープ・ピツチ信号θの持
つ長期間誤差に基づく誤差分を修正したものであ
る。
信号ＡLから減算して、それにより前後方向加速
度信号ＡLから航空機の水平方向の加速度に起因
する信号部分を除去する。それによつて得られる
信号は第２のピツチ変換信号θALを表わす。この
第２のピツチ変換信号θALを所定係数Ｘで割り算
することによつてピツチ信号が得られ、このピツ
チ信号はジヤイロ・スコープ・ピツチ信号θの持
つ長期間誤差に基づく誤差分を修正したものであ
る。
第２のピツチ変換信号θALから第３のピツチ変
換信号θ*を減算してピツチ誤差変換信号θEを
発生する。次いでこのピツチ誤差変換信号θEを
或る時間積分してピツチ修正変換信号△θを発生
し、これを第１のピツチ変換信号θｇと結合して
第３のピツチ変換信号θ*を発生する。米国特許
第3851303号明細書に述べられているように、ピ
ツチ修正変換信号△θの目的は、第３のピツチ変
換信号θ*からジヤイロ・スコープ・ピツチ信号
θに含まれる長期間誤差を除去するがジヤイロ・
スコープ・ピツチ信号θにおける短時間変動で第
３のピツチ変換信号θ*を変えることは許容する
ことにある。第３のピツチ変換信号θ*を所定係
数Ｘで割り算することにより。計算されたピツチ
を表わす計算ピツチ信号が得られる。この計算ピ
ツチ信号は本発明によるピツチ信号発生装置が最
終的に得ることを意図している本当のピツチ角に
非常に近いものである。
換信号θ*を減算してピツチ誤差変換信号θEを
発生する。次いでこのピツチ誤差変換信号θEを
或る時間積分してピツチ修正変換信号△θを発生
し、これを第１のピツチ変換信号θｇと結合して
第３のピツチ変換信号θ*を発生する。米国特許
第3851303号明細書に述べられているように、ピ
ツチ修正変換信号△θの目的は、第３のピツチ変
換信号θ*からジヤイロ・スコープ・ピツチ信号
θに含まれる長期間誤差を除去するがジヤイロ・
スコープ・ピツチ信号θにおける短時間変動で第
３のピツチ変換信号θ*を変えることは許容する
ことにある。第３のピツチ変換信号θ*を所定係
数Ｘで割り算することにより。計算されたピツチ
を表わす計算ピツチ信号が得られる。この計算ピ
ツチ信号は本発明によるピツチ信号発生装置が最
終的に得ることを意図している本当のピツチ角に
非常に近いものである。
実施例
第１図の機能ブロツク・ダイヤグラムに示され
ているように、ピツチ信号発生装置に対する入力
の１つは、航空機の前後軸に沿つて配位された加
速度計から得られる。この加速度計の好ましい配
位に関しては米国特許第3851303号明細書にある
程度詳細に記述されている。第２の信号源は、航
空機の傾角即ちピツチ角、言い換えるならば水平
線からの航空機の前後の偏差を表わすジヤイロ・
スコープ・ピツチ信号θを発生する垂直ジヤイ
ロ・スコープ１２である。ジヤイロ・スコープ・
ピツチ信号θは乗算手段１２′に与えられ、該乗
算手段１２′はジヤイロ・スコープ・ピツチ信号
θに所定係数Ｘを乗算して第１のジヤイロ・ピツ
チ変換信号θｇを出力する（この場合ピツチの角
度の単位としてラジアンを用いれば所定係数Ｘの
重力加速度Ｇである）。前後方向加速度計１０の
出力である前後方向速度信号ＡLは第１の加算回
路１４の正の端子に与えられ、そして垂直ジヤイ
ロ・スコープ１２から乗算手段１２′を経て出力
される第１のピツチ変換信号θｇは第１の加算回
路１４の負の端子に与えられる。この第１のピツ
チ変換信号θｇは第１の加算回路１４の出力で水
平方向加速度を得ることができるように航空機の
傾角即ちピツチ角を表わすジヤイロ・スコープ・
ピツチ信号θを所定係数Ｘで換算したものであ
り、従つて第１のピツチ変換信号θｇを前後方向
加速度信号ＡLから減算することにより、線路１
６の出力は実質的に航空機の水平方向加速度を表
わす水平方向加速度信号ＡHとなる。と言うのは
ピツチ、即ち傾きに起因することができるＡL信
号の部分は第１の加算回路１４において減算され
ているからである。この水平方向加速度信号ＡH
は次いで増幅器１８において一定の利得係数K1
を乗ぜられて第２の加算回路２０の正端子に与え
られる。第２の加算回路２０の出力は航空機の計
算された加速度、即ち計算加速度信号V〓）*と
定義される。計算加速度信号V〓）*は第３の加
算回路２２の負端子に与えられる。この第３の加
算回路２２はその正の端子に航空機の対気速度源
２４からの信号が与えられる。この信号は微分器
２６によつて微分された信号V〓）airであり、航
空機の水平方向加速度の尺度とみなすことができ
る空気中における航空機速度の変化率を表わすも
のである。第３の加算回路２２の出力は加速度誤
差信号△V〓）と定義され、そしてその名称のよ
うに対気速度における変化によつて測定された航
空機の加速度と、前後方向加速度計１０による測
定から得られた航空機の加速度との間の差を表わ
す。線路２８の加速度誤差信号△V〓）の値は振
幅制限回路３０によつて制限されて増幅器３２か
または３４を介して第１の積分器３６に与えられ
る。第１の積分器３６は時間の関数として加速度
誤差信号△V〓）を積分してそれにより加速度修
正信号V〓）Eを発生し、この加速度修正信号
V〓）Eは線路３８を介して第２の加算回路２０の
もう１つの正端子に与えられる。計算加速度信号
V〓）*に対する加速度修正信号V〓）Eの１つの作
用は、航空機の実際の加速度と航空機の空気を通
る加速度との間に差がない正常の動作中に垂直ジ
ヤイロ・スコープ１２から乗算手段１２′を経て
出力される第１のピツチ変換信号θｇにおける誤
差に対して計算加速度信号V〓）*を修正するこ
とである。不整合（ミスアラインメント）または
歳差誤差に起因するジヤイロ・スコープ・ピツチ
信号θにおける長期間誤差、従つて第１のピツチ
変換信号θｇにおける長期間誤差に対し計算加速
度信号V〓）*を補償することに加えて、計算加
速度信号V〓）*は、微分された対気速度信号
V〓）airに影響するであろう局部的気団の速度に
おける変動によつて直ちに影響されることはな
い。と言うのは第１の積分器３６が局部的気団の
速度の変動によつて生ぜしめられる加速度誤差信
号△V〓）に対しては比較的緩慢にしか応答せ
ず、従つて加速度修正信号V〓）Eに直ちに影響を
受けることはなく、それにより計算加速度信号
V〓）*に対してはほとんど即時的な影響はな
い。局部的気団の速度における実質的な変動は比
較的短い時間しか通常は続かないので計算加速度
信号V〓）*に対する全体的な影響は多くの場合
無視できるものである。
ているように、ピツチ信号発生装置に対する入力
の１つは、航空機の前後軸に沿つて配位された加
速度計から得られる。この加速度計の好ましい配
位に関しては米国特許第3851303号明細書にある
程度詳細に記述されている。第２の信号源は、航
空機の傾角即ちピツチ角、言い換えるならば水平
線からの航空機の前後の偏差を表わすジヤイロ・
スコープ・ピツチ信号θを発生する垂直ジヤイ
ロ・スコープ１２である。ジヤイロ・スコープ・
ピツチ信号θは乗算手段１２′に与えられ、該乗
算手段１２′はジヤイロ・スコープ・ピツチ信号
θに所定係数Ｘを乗算して第１のジヤイロ・ピツ
チ変換信号θｇを出力する（この場合ピツチの角
度の単位としてラジアンを用いれば所定係数Ｘの
重力加速度Ｇである）。前後方向加速度計１０の
出力である前後方向速度信号ＡLは第１の加算回
路１４の正の端子に与えられ、そして垂直ジヤイ
ロ・スコープ１２から乗算手段１２′を経て出力
される第１のピツチ変換信号θｇは第１の加算回
路１４の負の端子に与えられる。この第１のピツ
チ変換信号θｇは第１の加算回路１４の出力で水
平方向加速度を得ることができるように航空機の
傾角即ちピツチ角を表わすジヤイロ・スコープ・
ピツチ信号θを所定係数Ｘで換算したものであ
り、従つて第１のピツチ変換信号θｇを前後方向
加速度信号ＡLから減算することにより、線路１
６の出力は実質的に航空機の水平方向加速度を表
わす水平方向加速度信号ＡHとなる。と言うのは
ピツチ、即ち傾きに起因することができるＡL信
号の部分は第１の加算回路１４において減算され
ているからである。この水平方向加速度信号ＡH
は次いで増幅器１８において一定の利得係数K1
を乗ぜられて第２の加算回路２０の正端子に与え
られる。第２の加算回路２０の出力は航空機の計
算された加速度、即ち計算加速度信号V〓）*と
定義される。計算加速度信号V〓）*は第３の加
算回路２２の負端子に与えられる。この第３の加
算回路２２はその正の端子に航空機の対気速度源
２４からの信号が与えられる。この信号は微分器
２６によつて微分された信号V〓）airであり、航
空機の水平方向加速度の尺度とみなすことができ
る空気中における航空機速度の変化率を表わすも
のである。第３の加算回路２２の出力は加速度誤
差信号△V〓）と定義され、そしてその名称のよ
うに対気速度における変化によつて測定された航
空機の加速度と、前後方向加速度計１０による測
定から得られた航空機の加速度との間の差を表わ
す。線路２８の加速度誤差信号△V〓）の値は振
幅制限回路３０によつて制限されて増幅器３２か
または３４を介して第１の積分器３６に与えられ
る。第１の積分器３６は時間の関数として加速度
誤差信号△V〓）を積分してそれにより加速度修
正信号V〓）Eを発生し、この加速度修正信号
V〓）Eは線路３８を介して第２の加算回路２０の
もう１つの正端子に与えられる。計算加速度信号
V〓）*に対する加速度修正信号V〓）Eの１つの作
用は、航空機の実際の加速度と航空機の空気を通
る加速度との間に差がない正常の動作中に垂直ジ
ヤイロ・スコープ１２から乗算手段１２′を経て
出力される第１のピツチ変換信号θｇにおける誤
差に対して計算加速度信号V〓）*を修正するこ
とである。不整合（ミスアラインメント）または
歳差誤差に起因するジヤイロ・スコープ・ピツチ
信号θにおける長期間誤差、従つて第１のピツチ
変換信号θｇにおける長期間誤差に対し計算加速
度信号V〓）*を補償することに加えて、計算加
速度信号V〓）*は、微分された対気速度信号
V〓）airに影響するであろう局部的気団の速度に
おける変動によつて直ちに影響されることはな
い。と言うのは第１の積分器３６が局部的気団の
速度の変動によつて生ぜしめられる加速度誤差信
号△V〓）に対しては比較的緩慢にしか応答せ
ず、従つて加速度修正信号V〓）Eに直ちに影響を
受けることはなく、それにより計算加速度信号
V〓）*に対してはほとんど即時的な影響はな
い。局部的気団の速度における実質的な変動は比
較的短い時間しか通常は続かないので計算加速度
信号V〓）*に対する全体的な影響は多くの場合
無視できるものである。
計算加速度、即ち凝似の慣性加速度信号V〓）
*は第４の加算回路４０において前後方向加速度
信号ＡLから減算される。前後方向加速度信号ＡL
の、航空機の水平方向の加速度に起因し得る部分
を減算することによつて線路４２には第２のピツ
チ変換信号θALが発生される。
*は第４の加算回路４０において前後方向加速度
信号ＡLから減算される。前後方向加速度信号ＡL
の、航空機の水平方向の加速度に起因し得る部分
を減算することによつて線路４２には第２のピツ
チ変換信号θALが発生される。
第２のピツチ変換信号θALは、線路４４第３の
ピツチ変換信号θ*と、第５の加算回路４６にお
いて合成される。第３のピツチ変換信号θ*が第
５の加算回路４６において第２のピツチ変換信号
θALから減算されると、結果としてその出力にピ
ツチ誤差変換信号θEを生じる。ピツチ誤差変換
信号θEは信号制限器４８および利得K2を有する
増幅器５０を介して第２の積分器５２に送られ
る。第２の積分器５２は時間の関数としてピツチ
誤差変換信号θEを積分してピツチ修正変換信号
△θを発生する。このピツチ修正変換信号△θは
0.25の利得係数を有するもう１つの増幅器５４を
介して第６の加算回路５６に送られ、そこで第１
のピツチ変換信号θｇに加算されて、第３のピツ
チ変換信号θ*が発生される。ピツチ修正変換信
号は歳差および不整合因子による第１のピツチ変
換信号θｇにおける長期間誤差に対して、第３の
ピツチ変換信号θ*を修正する作用を為す。しか
しながら第２の積分器５２が比較的ゆつくりと充
電するという事実に起因して、第３のピツチ変換
信号θ*は、第１のピツチ変換信号θｇにおける
変化に応答して非常に迅速に変動するので、その
結果航空機ピツチの実際の変化に対する第３のピ
ツチ変換信号θ*の短時間応答は第１のピツチ変
換信号θｇに対応することになる。第３のピツチ
変換信号θ*を所定係数Ｘで割ることにより、本
発明が意図している計算ピツチ信号が導出される
こととなる。回路のこの部分の理論的および動作
説明はミユラー米国特許第3851303号明細書に詳
細に為されている。
ピツチ変換信号θ*と、第５の加算回路４６にお
いて合成される。第３のピツチ変換信号θ*が第
５の加算回路４６において第２のピツチ変換信号
θALから減算されると、結果としてその出力にピ
ツチ誤差変換信号θEを生じる。ピツチ誤差変換
信号θEは信号制限器４８および利得K2を有する
増幅器５０を介して第２の積分器５２に送られ
る。第２の積分器５２は時間の関数としてピツチ
誤差変換信号θEを積分してピツチ修正変換信号
△θを発生する。このピツチ修正変換信号△θは
0.25の利得係数を有するもう１つの増幅器５４を
介して第６の加算回路５６に送られ、そこで第１
のピツチ変換信号θｇに加算されて、第３のピツ
チ変換信号θ*が発生される。ピツチ修正変換信
号は歳差および不整合因子による第１のピツチ変
換信号θｇにおける長期間誤差に対して、第３の
ピツチ変換信号θ*を修正する作用を為す。しか
しながら第２の積分器５２が比較的ゆつくりと充
電するという事実に起因して、第３のピツチ変換
信号θ*は、第１のピツチ変換信号θｇにおける
変化に応答して非常に迅速に変動するので、その
結果航空機ピツチの実際の変化に対する第３のピ
ツチ変換信号θ*の短時間応答は第１のピツチ変
換信号θｇに対応することになる。第３のピツチ
変換信号θ*を所定係数Ｘで割ることにより、本
発明が意図している計算ピツチ信号が導出される
こととなる。回路のこの部分の理論的および動作
説明はミユラー米国特許第3851303号明細書に詳
細に為されている。
航空機が局部的気団速度における相当の変動に
遭遇した場合には、それによる計算ピツチ信号へ
の影響は次のような事実によつてかなり軽減され
る。即ち加速度誤差信号△V〓）がピツチ誤差変
換信号θEを処理する回路内の可変利得回路６０
を制御する絶対値発生器５８への入力として用い
られている理由からである。従つて局部的気団速
度の変化の結果として第３の加算回路２２にどち
らかの極性を有する加速度誤差信号△V〓）が生
ずると第２の積分器５２に与えられるピツチ誤差
変換信号θEの大きさは可変利得回路６０によつ
て減少され、その結果ピツチ修正変換信号△θの
値の増加は著しく緩慢となる。この結果、局部的
気団の速度の変化が前後方向加速度計１０からの
前後方向加速度信号ＡLに対して有している影響
は補償されることになる。例えば局部的気団の速
度が航空機に対して減少した場合、航空機はその
対気速度を一定に維持する傾向を有しており、こ
のことは前後方向加速度計１０によつて測定され
る航空機の前後方向加速度信号ＡLが増加するこ
ととなる。第２の積分器５２に与えられるピツチ
誤差変換信号θEを減少することによつて最終的
に得られる第３のピツチ変換信号θ*に対する局
部的気団速度の変化の影響はとみに減少せしめら
れる。
遭遇した場合には、それによる計算ピツチ信号へ
の影響は次のような事実によつてかなり軽減され
る。即ち加速度誤差信号△V〓）がピツチ誤差変
換信号θEを処理する回路内の可変利得回路６０
を制御する絶対値発生器５８への入力として用い
られている理由からである。従つて局部的気団速
度の変化の結果として第３の加算回路２２にどち
らかの極性を有する加速度誤差信号△V〓）が生
ずると第２の積分器５２に与えられるピツチ誤差
変換信号θEの大きさは可変利得回路６０によつ
て減少され、その結果ピツチ修正変換信号△θの
値の増加は著しく緩慢となる。この結果、局部的
気団の速度の変化が前後方向加速度計１０からの
前後方向加速度信号ＡLに対して有している影響
は補償されることになる。例えば局部的気団の速
度が航空機に対して減少した場合、航空機はその
対気速度を一定に維持する傾向を有しており、こ
のことは前後方向加速度計１０によつて測定され
る航空機の前後方向加速度信号ＡLが増加するこ
ととなる。第２の積分器５２に与えられるピツチ
誤差変換信号θEを減少することによつて最終的
に得られる第３のピツチ変換信号θ*に対する局
部的気団速度の変化の影響はとみに減少せしめら
れる。
また、増幅器１８の利得係数K1の値は例えば
1.25のように1.0よりも大きい値に設定するのが
望ましい。例えば航空機が加速すると、垂直ジヤ
イロ・スコープ１２はピツチ上げ方向に立ち上が
る傾向となり、また航空機が減速する場合には垂
直ジヤイロ・スコープ１２はピツチ下げ方向に立
ち下がる傾向となり、それによつて第３のピツチ
変換信号θ*に誤差が導入される。利得係数K1
の値を大きくすることにより、計算加速度信号
V〓）*の増大した値で第２の積分器５２はより
大きな速度で第１のピツチ変換信号θｇにおける
ジヤイロ誤差を相殺する方向にピツチ修正変換信
号△θを発生する。さらに利得係数K1の値が増
加すると、速度測定に用いられている静ピトー管
系における遅延に起因する別の誤差源も修正され
る。１よりも大きい値を有するK1による計算加
速度信号V〓）*における相対的増大は微分され
た対気速度信号V〓）airの測定における遅延に対
し補償する傾向を有する。
1.25のように1.0よりも大きい値に設定するのが
望ましい。例えば航空機が加速すると、垂直ジヤ
イロ・スコープ１２はピツチ上げ方向に立ち上が
る傾向となり、また航空機が減速する場合には垂
直ジヤイロ・スコープ１２はピツチ下げ方向に立
ち下がる傾向となり、それによつて第３のピツチ
変換信号θ*に誤差が導入される。利得係数K1
の値を大きくすることにより、計算加速度信号
V〓）*の増大した値で第２の積分器５２はより
大きな速度で第１のピツチ変換信号θｇにおける
ジヤイロ誤差を相殺する方向にピツチ修正変換信
号△θを発生する。さらに利得係数K1の値が増
加すると、速度測定に用いられている静ピトー管
系における遅延に起因する別の誤差源も修正され
る。１よりも大きい値を有するK1による計算加
速度信号V〓）*における相対的増大は微分され
た対気速度信号V〓）airの測定における遅延に対
し補償する傾向を有する。
航空機が横転姿勢にある場合の第３のピツチ変
換信号θ*における誤差を阻止するために、ジヤ
イロ・スコープを基にした横転比較器６２が航空
機が横転姿勢にあることを表示する論理信号を線
路６４に発生するのに用いられている。航空機の
横転姿勢が15゜を超えたときに線路６４に保持信
号が発生されそして航空機の横転姿勢が６゜以下
に戻つたときには保持信号が遮断されるように横
転比較器６２はヒステリシス特性を有するのが好
ましい。線路６４にはスイツチ６６および６８が
接続されている。航空機が横転姿勢にあるときに
は線路６４の保持論理信号でスイツチ６６および
６８は保持モードに切換えられていて、それによ
り積分器３６および５２は航空機が例えば旋回航
行している場合に導入される誤差から生じ得るよ
うな加速度修正信号V〓）Eおよびピツチ修正変換
信号△θの発生を阻止される。
換信号θ*における誤差を阻止するために、ジヤ
イロ・スコープを基にした横転比較器６２が航空
機が横転姿勢にあることを表示する論理信号を線
路６４に発生するのに用いられている。航空機の
横転姿勢が15゜を超えたときに線路６４に保持信
号が発生されそして航空機の横転姿勢が６゜以下
に戻つたときには保持信号が遮断されるように横
転比較器６２はヒステリシス特性を有するのが好
ましい。線路６４にはスイツチ６６および６８が
接続されている。航空機が横転姿勢にあるときに
は線路６４の保持論理信号でスイツチ６６および
６８は保持モードに切換えられていて、それによ
り積分器３６および５２は航空機が例えば旋回航
行している場合に導入される誤差から生じ得るよ
うな加速度修正信号V〓）Eおよびピツチ修正変換
信号△θの発生を阻止される。
また航空機が旋回航行から脱出した後に第１の
積分器３６をして迅速に加速度修正信号V〓）Eを
発生せしめるために線路６４の保持論理信号はオ
ア・ゲート７０を介してタイマ回路７２に接続さ
れている。このタイマ回路７２はスイツチ７４に
よつて高い利得係数を有する増幅器３４を積分器
３６に接続する働きを為す。この結果、旋回航行
に起因して導入された誤差を修正するように加速
度修正信号V〓）Eはより迅速に発生せしめられ
る。タイマ回路７２は例えば７秒のような予め定
められた大きさの時間の間、増幅器３４の積分器
３６に対する接続を維持する働きを為す。この時
間の大きさは第３のピツチ変換信号θ*、従つて
計算ピツチ信号の正確な発生に装置を迅速に復帰
させるように計算される。
積分器３６をして迅速に加速度修正信号V〓）Eを
発生せしめるために線路６４の保持論理信号はオ
ア・ゲート７０を介してタイマ回路７２に接続さ
れている。このタイマ回路７２はスイツチ７４に
よつて高い利得係数を有する増幅器３４を積分器
３６に接続する働きを為す。この結果、旋回航行
に起因して導入された誤差を修正するように加速
度修正信号V〓）Eはより迅速に発生せしめられ
る。タイマ回路７２は例えば７秒のような予め定
められた大きさの時間の間、増幅器３４の積分器
３６に対する接続を維持する働きを為す。この時
間の大きさは第３のピツチ変換信号θ*、従つて
計算ピツチ信号の正確な発生に装置を迅速に復帰
させるように計算される。
同様にしてヘツド・アツプ表示装置７５が格納
位置にあるときに累積誤差信号が積分器３６およ
び５２を保護するために論理回路７６が設けられ
ておつて、この論理回路７６はヘツド・アツプ表
示装置７５が格納位置にあることを表示する論理
信号を線路７８に発生する。ヘツド・アツプ表示
装置７５が格納位置にあることを表わす線路７８
の論理信号は第２の積分器５２を零に初期設定す
る働きを為す。前後方向加速度計１０は多くの事
例において、例えばミユラーの米国特許第
3851303号明細書に開示されているように、ヘツ
ド・アツプ表示装置７５内に配置されているので
ヘツド・アツプ表示装置７５を格納すると、それ
によつて前後方向加速度計１０から誤差信号出力
が生じ得る。そこでヘツド・アツプ表示装置７５
を格納する際にスイツチ８０を作動することによ
つて第１の積分器３６における余剰信号の累積は
阻止される。ヘツド・アツプ表示装置７５を通常
の動作位置に出したときにはオア・ゲート７０を
介して伝送される線路７８の信号でタイマ回路７
２は第１の積分器３６を予め定められた短い時間
だけ増幅器３４に切換え、それによりヘツド・ア
ツプ表示装置７５の格納が原因でシステム内に存
在し得るオフセツト誤差を迅速に補償する。
位置にあるときに累積誤差信号が積分器３６およ
び５２を保護するために論理回路７６が設けられ
ておつて、この論理回路７６はヘツド・アツプ表
示装置７５が格納位置にあることを表示する論理
信号を線路７８に発生する。ヘツド・アツプ表示
装置７５が格納位置にあることを表わす線路７８
の論理信号は第２の積分器５２を零に初期設定す
る働きを為す。前後方向加速度計１０は多くの事
例において、例えばミユラーの米国特許第
3851303号明細書に開示されているように、ヘツ
ド・アツプ表示装置７５内に配置されているので
ヘツド・アツプ表示装置７５を格納すると、それ
によつて前後方向加速度計１０から誤差信号出力
が生じ得る。そこでヘツド・アツプ表示装置７５
を格納する際にスイツチ８０を作動することによ
つて第１の積分器３６における余剰信号の累積は
阻止される。ヘツド・アツプ表示装置７５を通常
の動作位置に出したときにはオア・ゲート７０を
介して伝送される線路７８の信号でタイマ回路７
２は第１の積分器３６を予め定められた短い時間
だけ増幅器３４に切換え、それによりヘツド・ア
ツプ表示装置７５の格納が原因でシステム内に存
在し得るオフセツト誤差を迅速に補償する。
図は、本発明による航空機の計算ピツチ信号発
生装置を示すブロツク・ダイヤグラムである。図
において、１０は前後方向加速度計、ＡLは前後
方向加速度信号、１２は垂直ジヤイロ・スコー
プ、θはジヤイロ・スコープ・ピツチ信号、１
２′は乗算手段、θｇは第１のピツチ変換信号、
１４は第１の加算回路、ＡHは水平方向加速度信
号、２０は第２の加算回路、V〓）*は計算加速
度信号、２２は第３の加算回路、２４は対気速度
源、２６は微分器、V〓）airは微分された対気速
度信号、△V〓）は加速度誤差信号、３６は第１
の積分器、V〓）Eは加速度修正信号、４０は第４
の加算回路、θALは第２のピツチ変換信号、４６
は第５の加算回路、θ*は第３のピツチ変換信
号、θEはピツチ誤差変換信号、５２は第２の積
分器、△θはピツチ修正変換信号、５４は増幅
器、５６は第６の加算回路、６０は可変利得回
路、６２は横転比較器、７５はヘツド・アツプ表
示装置である。
生装置を示すブロツク・ダイヤグラムである。図
において、１０は前後方向加速度計、ＡLは前後
方向加速度信号、１２は垂直ジヤイロ・スコー
プ、θはジヤイロ・スコープ・ピツチ信号、１
２′は乗算手段、θｇは第１のピツチ変換信号、
１４は第１の加算回路、ＡHは水平方向加速度信
号、２０は第２の加算回路、V〓）*は計算加速
度信号、２２は第３の加算回路、２４は対気速度
源、２６は微分器、V〓）airは微分された対気速
度信号、△V〓）は加速度誤差信号、３６は第１
の積分器、V〓）Eは加速度修正信号、４０は第４
の加算回路、θALは第２のピツチ変換信号、４６
は第５の加算回路、θ*は第３のピツチ変換信
号、θEはピツチ誤差変換信号、５２は第２の積
分器、△θはピツチ修正変換信号、５４は増幅
器、５６は第６の加算回路、６０は可変利得回
路、６２は横転比較器、７５はヘツド・アツプ表
示装置である。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 対気速度を表わす対気速度信号を出力する対
気速度源、前後方向加速度を表わす前後方向加速
度信号を出力する前後方向加速度計、およびピツ
チ姿勢を表わすジヤイロ・スコープ・ピツチ信号
を出力する垂直ジヤイロ・スコープを有した航空
機に用いるための計算ピツチ信号を発生する装置
において、 前記ジヤイロ・スコープ・ピツチ信号に所定係
数を乗算して第１のピツチ変換信号を生ずる乗算
手段と、 前記前後方向加速度信号から前記第１のピツチ
変換信号を減算して水平方向加速度信号を発生す
るための第１の加算回路と、 前記水平方向加速度信号を加速度修正信号と加
算して計算加速度信号を発生するための第２の加
算回路と、 前記対気速度信号を微分するための微分器と、 前記計算加速度信号を前記微分された対気速度
信号から減算して加速度誤差信号を発生するため
の第３の加算回路と、 前記加速度誤差信号を積分して前記加速度修正
信号を発生するための第１の積分器と、 前記計算加速度信号を前記前後方向加速度信号
から減算して第２のピツチ変換信号を発生するた
めの第４の加算回路と、 第３のピツチ変換信号を前記第２のピツチ変換
信号から減算してピツチ誤差変換信号を発生する
ための第５の加算回路と、 前記ピツチ誤差変換信号を積分してピツチ修正
変換信号を発生するための第２の積分器と、 前記ピツチ修正変換信号を前記第１のピツチ変
換信号と加算して前記第３のピツチ変換信号を発
生するための第６の加算回路と、 を備え、前記計算ピツチ信号は前記第３のピツチ
変換信号を前記所定係数で割ることによつて得ら
れる航空機のピツチ信号発生装置。 ２ 前記所定係数は、ピツチ角の単位としてラジ
アンが用いられる場合には重力加速度である特許
請求の範囲第１項記載の航空機のピツチ信号発生
装置。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US05/789,153 US4095271A (en) | 1977-04-20 | 1977-04-20 | Aircraft pitch attitude signal generator |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS53131699A JPS53131699A (en) | 1978-11-16 |
| JPS621880B2 true JPS621880B2 (ja) | 1987-01-16 |
Family
ID=25146745
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2608078A Granted JPS53131699A (en) | 1977-04-20 | 1978-03-09 | Producing device for pitch signal of aeroplane |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4095271A (ja) |
| JP (1) | JPS53131699A (ja) |
| CA (1) | CA1101123A (ja) |
| DE (1) | DE2803029C2 (ja) |
| FR (1) | FR2388252A1 (ja) |
| GB (1) | GB1574270A (ja) |
| IT (1) | IT1102169B (ja) |
| SE (2) | SE435321B (ja) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SE425618B (sv) * | 1978-02-22 | 1982-10-18 | Bofors Ab | Anordning for bestemning av lodriktning |
| US5031102A (en) * | 1979-12-03 | 1991-07-09 | The Boeing Company | Method and apparatus for aircraft pitch and thrust axes control |
| US4382283A (en) * | 1980-08-08 | 1983-05-03 | United Technologies Corporation | Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system |
| US4390950A (en) * | 1980-11-28 | 1983-06-28 | Sundstrand Corporation | Angle of attack based pitch generator and head up display |
| US4405986A (en) * | 1981-04-17 | 1983-09-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | GSP/Doppler sensor velocity derived attitude reference system |
| FR2511146B1 (fr) * | 1981-08-07 | 1986-07-25 | British Aerospace | Instrument de navigation |
| US4481586A (en) * | 1982-03-09 | 1984-11-06 | Sperry Corporation | Adaptive washout circuit for use in a stability augmentation system |
| US4583030A (en) * | 1982-08-03 | 1986-04-15 | Century Flight Systems, Inc. | Pitch/trim control |
| US4646243A (en) * | 1983-01-13 | 1987-02-24 | The Boeing Company | Apparatus for determining the groundspeed rate of an aircraft |
| US4675822A (en) * | 1985-10-31 | 1987-06-23 | The Singer Company | Doppler-inertial data loop for navigation system |
| US4725811A (en) * | 1986-02-13 | 1988-02-16 | Sundstrand Data Control, Inc. | Wind shear detection and alerting system |
| FR2614694B1 (fr) * | 1987-04-28 | 1989-06-30 | Equip Navigation Aerienne | Centrale d'attitude integree pour aerodyne |
| US5396425A (en) * | 1993-08-27 | 1995-03-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Vertical velocity indicator |
| US5841018A (en) * | 1996-12-13 | 1998-11-24 | B. F. Goodrich Avionics Systems, Inc. | Method of compensating for installation orientation of an attitude determining device onboard a craft |
| FR3008499B1 (fr) * | 2013-07-12 | 2015-08-07 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif d'affichage en temps reel d'une consigne d'assiette sur un aeronef lors d'un pilotage manuel. |
| GB2534417B (en) * | 2015-01-26 | 2019-06-12 | Atlantic Inertial Systems Ltd | Multiple sensor integration |
| US10532741B2 (en) | 2017-10-02 | 2020-01-14 | Deere & Company | Method of using predicted vehicle accelerations to improve roll and pitch measurement accuracy in a tracked machine |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3215374A (en) * | 1962-01-10 | 1965-11-02 | North American Aviation Inc | Vehicle control system |
| US3467799A (en) * | 1965-12-08 | 1969-09-16 | Murray Mfg Corp | Elimination of arcing effects in circuit breakers |
| US3686626A (en) * | 1970-06-03 | 1972-08-22 | United Control Corp | Aircraft instrument |
| US3654806A (en) * | 1970-06-18 | 1972-04-11 | Sundstrand Data Controls Inc | Aircraft instrument |
| US3816005A (en) * | 1970-06-22 | 1974-06-11 | Sundstrand Data Control | Head-up display |
| US3744309A (en) * | 1970-07-20 | 1973-07-10 | United Control Corp | Pitch signal calculator for aircraft |
| US3691356A (en) * | 1970-12-10 | 1972-09-12 | Sperry Rand Corp | Speed command and throttle control system for aircraft |
| US3948096A (en) * | 1971-03-16 | 1976-04-06 | Sperry Rand Corporation | Apparatus for computing the acceleration of an aircraft along its flight path |
| US3851303A (en) * | 1972-11-17 | 1974-11-26 | Sundstrand Data Control | Head up display and pitch generator |
| US4012713A (en) * | 1975-11-05 | 1977-03-15 | Safe Flight Instrument Corporation | System for providing an indication of wind shear |
-
1977
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1984
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