JPS6325198A - 航空機の垂直飛行経路および対気速度制御装置 - 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】 （イ）産業上の利用分野 本発明はオートパイロット（自動操縦装置）およびオー
トスロットルチャネルを含む航空機の自動操縦装置に関
し、特定的には、垂直速匿あるいは飛行経路角および対
気速度あるいはマツハを同時に制御する垂直飛行経路お
よび対気速度制御装置に関する。

（ロ）従来技術 今日の航空機の自動操縦装置は、垂直速度あるいは飛行
経路角を制御するオートパイロットのピッチチャネルお
よび対気速度あるいはマツハを制御するオートスロット
ルチャネルを利用して、垂直速度（あるいは飛行経路角
）および対気速度（あるいはマツハ）を同時に制御する
。

そのような従来技術による自動飛行操縦装置は、過度の
垂直上昇速度指令あるいは飛行経路角指令の結果、対気
速度を安全でない値にまで減少させることもあるという
問題をかかえている。

今日のオートスロットル装置は、通常、スロットルの制
御許容限度を制限する装置を備えていて、エンジンをオ
ーバブーストし、その結果損傷することがないようにし
ている。現代のオートパイロット装置には、航空機によ
って到達できるピッチ姿勢を制限して、機体に過度の応
力を与えそれによって乗客を不安にさせることがないよ
うＫする装置が含まれている。前述のタイプの従来技術
による自動操縦装置には、低い高度においては妥当で達
成できる垂直上昇速度あるいは飛行経路角が、航空機が
上昇するにつれて過度になるという油断できない特徴が
あるが、その理由はエンジンのスラスト性能は航空機の
高度が増加するにつれて減少し、そしてオートスロット
ルチャネルが対気速度指令を保持しようとする際に、遂
にはスロットルが本来の許容限度に達してしまうからで
ある。スロットルが上限値に達する場合、対気速度は保
持されず、そしてオートパイロットが航空機のピッチ姿
勢を増すことによって垂直姿勢あるいは飛行経路角を保
持しようとする場合、対気速度は減少し始めて、遂には
、オートパイロットが本来のピッチ限度に達してしまう
。そのような状　　−態でのそのような従来技術の自動
操縦装置において、垂直速度（あるいは飛行経路角）な
らびに対気速度（あるいはマツハ）のどちらも制御する
ことができず、両者の値は減少する。大きいピッチ姿勢
によって誘導される航空機の高い迎え角から生ずる抗力
の増加のために、これらの危険な状態は一層悪化する。

さらに、そのような従来技術の自動操縦装置は、スロッ
トルが飛行アイドル位置に接触している場合に、不当に
大きい下降垂直速度あるいは飛行経路角が指令されると
、安全でないそして制御されない下降対気速度を発生す
る傾向がある。

（→　発明の概要 従来技術についての上記欠点は、スロットルとピッチ制
御装置を同時に利用して、安全かつ有効な上昇と下降の
マツハスケジュールを確保する一方、選択された垂直速
度あるいは飛行経路角を保持する航空機自＊操縦装置に
よって克服される。この選択された垂直速度あるいは飛
行経路角指令はエンジン自動スロットル制御装置に与え
られ、そして選択された対気速度あるいはマツハ指令は
自動操縦装置のピッチ制御チャネルに同時に与えられ、
その結果、過度の垂直上昇速度あるいは垂直飛行経路角
が指令される場合でも、危険な対気速度の損失を生ずる
ことなく、スロットル運動およびピッチ姿勢を安全に制
限する。この発明はまた、スロットルが飛行アイドル位
置に接触している場合、不当に大きい下降垂直速度ある
いは飛行経路角が指令されても、制御されない下降対気
速度を生ずることなく、安全に制限された垂直下降速度
あるいは飛行経路角を与える。選択された垂直速度ある
いは飛行経路角は、現存の周囲情況に対して、エンジン
が最大定格スラストを達成するまで、保持されるが、次
いで垂直速度あるいは飛行経路角は航空機とエンジンの
スラスト性能に調和した値にまで自動的に減少する。自
動操縦装置のピッチチャネルを介する昇降舵の動作によ
って、所望の対気速度あるいはマツハのスケジュールは
安全値で保持される。

垂直速度ちるいは飛行経路角を保持するために要するス
ラストを我わすスラスト信号は、空気力学的関係から発
生されそして、閉ループフィードバックによシ調整され
て垂直速度あるいは飛行経路角を安定して、しかも正確
に制御する。

に）実施例 第１図では、垂直速度および対気速度を同時に制御する
従来技術による航空機操縦装置が示されるが、前述の機
能上の欠陥を含んでいる。

垂直速度セレクタ１０は線１１に、選択された基準垂直
速度に比例するディジタルまたはアナログの信号ｈＲｇ
Ｆを発生する。この垂直速度セレクタ１０にはホイール
すなわちノブ１２が含まれており、パイロットはこれを
操作して航空機がそのように制御されることが望ましい
基準垂直速度を選択することができる。対気データコン
ピュータ１３は航空機の実際の垂直速度に比例するｈと
称する信号を線１４に発生する。

線１１および１４の信号は代数的加算装置１１５に供給
されて、その間の差を線１６に発生する。

線１６の信号はΔｈと称する制御信号となっておシ、航
空機オートパイロットのピッチチャネル１７に供給され
る。

第１図の従来技術装置には対気速度セレクタ１８が含ま
れてお）、線１９に、選択された基準対気速度に比例す
るディジタルまたはアナログの信号を発生する。対気速
度セレクタ１８にはホイールすなわちノブ２０が含まれ
、パイロットはこれを操作して、航空機がそのように制
御されることが望ましい基準対気速度を選択することが
できる。最低速度コンピュータ２１は、例えば失速速度
以上の限界等のような、現存条件に基づいた最低許容対
気速度に比例する信号を＠２２に連続して発生するため
に設けられている。最高速度コンピュータ２３も同様に
設けられ、ＦＡＡ規則、エンジンおよび機体の限界等、
のような現存条件に基づい之最高許容対気速度に比例す
る信号を線２４に発生する。線１９．２２および２４の
信号は中間値セレクタ２５に与え　　−られ、該セレク
タは池の２つの信号の振幅の中間振幅を有する信号を線
１９．２２および２４がら選択する。中間値セレクタ２
５はこの選択された信号をその出力線２６に与え、該選
択信号は対気速度物標信号（Ａ／８　ＴＧＴ　）と称さ
れる。

中間値セレクタ２５は、線２６の対気速度物標信号が航
空機の許容速度エンベロープ内に留まるよう制限されて
いることを保証する。

対気データコンピュータ１３は、航空機の実際対気速度
に比例するＶ。と称する信号を線２７に発生する。線２
６の対気速度物標信号は代数的加算装置２８において、
線２７の実際の対気速度信号と比較され、線２９にΔｖ
０と称する制御信号を発生する。線２９の制御信号はオ
ーバブースト検出器３２のリレー３１を介して、航空機
のオートスロットル制御チャネル３０に与えられる。エ
ンジン圧力比（ＥＰＲ）センサ３３は、実際のエンジン
のＥＰＲに比例するＥＰＲＰ号を線３４に与える。ＥＰ
ＲＰ界コンピュータ３５は最大ＥＰＲに比例する信号を
線３６に与えるが、この最大ＥＰＲで、エンジンと航空
機の製造業者によって設定された現存の周囲温度、大気
圧等において、エンジンは安全に動作することができる
。このＥＰＲＰ界センサ３３およびＥＰＲＰ界コンピュ
ータ３５は、「航空機用重量重心コンピュータ装置」と
称する米国特許第４．１１０．６０５号（１９７８年８
月２９日発行）および「航空機用速度制御装置」と称す
る米国特許第４．４８８．２３５号０９８４年１２月１
１日発行、どちらも本発明者による）でより詳細に説明
されている通常の装置と々っている。

線３６のＥＰＲＰ界信号および線３４の実際のＥＰ几倍
信号代数的加算装置３７に与えられ、その間の差を線３
８に発生する。線３８のＥＰＲ差の信号はオーバブース
ト検出器３２ならびにリレー３１の接点に与えられる。

エンジンＥＰＲが限界以下である場合、線３８の信号は
正である。

エンジンのＥＰＲ，が線３６のＥ　Ｐ　Ｒ限界信号を超
える、エンジンのオーバブーストの場合、線３８の信号
は負となる。エンジンが限界以内である場合、オーバブ
ースト検出器３２は、第１図に　１示されるように、リ
レー３１を接点に位置ぎめする。しかし、エンジンＥＰ
ＲがＥＰＲＰ界を超える場合、線３８の信号の極性の変
化のためにオーバブースト検出器３２はリレー３１を線
２９から線３８に切換える。従って、オーバブースト検
出器３２はエンジンの許容できる限度を超過する時点を
判定する。

線５４のＥＰＲＰ号が線３６０ＥＰＲ限界信号より小さ
い場合、オートスロットルチャネル３０はエンジンを制
御して線２６の物標対気速度を保持する。しかし、線３
４のＥＰＲＰ号が線３６のＥＰＲＰ界を超える場合には
、オートスロットルチャネル３０は線２９の対気速度制
御信号から切断され、そしてエンジンを制御して線３６
の許容できるＥＰＲＰ界を保持する作用をする。

従って、エンジンＢＰＲ限界を超える場合、この装置は
対気速度を航空機の許容対気速度エンベロープ内にとど
めさせるためにそれ以上反応しない。オートパイロット
ピッチチャネル１７は、垂直速度セレクタ１０によって
与えられた垂直速度を、迎え角を増加させることによっ
て保持しようとしても上手く行かなくなる。この結果、
対気速度の損失を生じ、それによってオートスロットル
チャネル３０が対気速度を制御することができないため
に１航空機の速度エンベロープ外の値にまで減少し得る
。従って、指令対気速度あるいは指令垂直速度のいずれ
も保持されないという危険な状態が引起される。さらに
、垂直下降中、スロットルが飛行アイドル位置にある場
合、危険な、制御されない対気速度のために不当に大き
い下降垂直速度あるいは飛行経路角が指令されるという
事態を生ずることもあシ得る。

第２図、第２ａ図および第２ｂ図では、第１図と同じ成
分は同じ参照番号で示されておシ、垂直速度あるいは飛
行経路角のような垂直飛行経路パラメータとマツハ数あ
るいは対気速度を同時に制御するこの発明による航空機
操縦装置の概略ブロック図を示す。垂直飛行経路パラメ
ータセレクタ５０は、選択された基準垂直飛行経路パラ
メータに比例するディジタルあるいはアナログの信号を
線５１に与える。垂直飛行経路パラメータセレ！り５０
にはホイールすなわちノブ５２が含まれておシ、パイロ
ットはそれを操作して航空機がそのように制御されるこ
とが望ましい基準垂直飛行経路パラメータを選択するこ
とができる。この発明の実施態様によれば、基準垂直飛
行経路パラメータは垂直速度あるいは飛行経路角のいず
れかとなっている。

線５１の垂直飛行経路パラメータ基準信号は、第２ａ図
あるいは第２ｂ図で示されるブロック５３に与えられる
。第２図の装置が垂直速度に対して制御する場合には、
第２ａ図の装置がブロック５３で利用される。装置が飛
行経路角に対して制御する場合には、その場所では第２
ｂ図の装置が利用される。垂直速度あるいは飛行経路角
のどちらが利用されるかに関係なく、ブロック５３は線
５４に基準垂直速度信号り几ＥＦを、そして線５５に基
準飛行経路角信号γ几ＥＰを発生する。

第２ａ図と第２ｂ図では第２図と同じ成分を同じ参照番
号で表わしているが、第２図の装置が垂直速度に対して
制御する場合に、垂直飛行経路パラメータセレクタ５０
およびホイール５２が、第２ａ図に示される垂直速度セ
レクタ５６およびホイール５７によって実施される。垂
直速度セレクタ５６は、第１図の垂直速度セレクタ１０
に関してすでに述べたように、線５４の垂直速度基準信
号を発生する。線５５の５ｌｆｌ　ｒＲＥＦ信号は、通
常のディジタルあるいはアナログ除算器５９を使用して
、線５４の垂直速度基準信号を線５８の真対気速度信号
Ｖで除算することによって発生される。線５８の真対気
速度信号は、第２図に示される通常の対気データコンピ
ュータ６０によって与えられる。

第２図の装置が選択された飛行経路角に対して制御する
場合には、垂直飛行経路パラメータセレクタ５０および
ホイール５２は、第２ｂ図に示される飛行経路角セレク
タ６１およびホイール６２によって実施される。飛行経
路角セレクタ６１は線５５の５ｌｆｌ　ｊ　ＲＥＦ信号
を直接に発生し、そして通常のディジタルあるいはアナ
ログの乗算器６３を介して、線５４の垂直速度基準信号
を発生する。乗算器６３は、線５５の飛行経路角基準信
号に線５８の真対気速度信号を乗算して、線５４上の対
気速度基準信号を発生する。

第２ａ図と第２ｂ図の回路は下記の関係を利用して、 ”　ｒ　ＲＥＦ　＝　’　ＲＥＦ／Ｖ　　　　　　　（
１）垂直速度基準信号と飛行経路角基準信号との間で変
換を行なう。第２図の装置が所望の垂直速度に対して制
御する場合、所望の垂直速度基準信号は第２ａ図のホイ
ール５７によって選択されることが理解できる。第２図
の装置が飛行経路角に対して制御する場合には、所望の
飛行経路角は第２ｂ図のホイール６２によって選択され
る。

引続き第２図において、例示した本発明の実施態様には
前述のように線５８に真対気速度信号Ｖを与える通常の
対気データコンピュータ６０が含まれる。この対気デー
タコンピュータはまた、航空機の実際のマツハ数に比例
する信号Ｍ　。

を線６４で与え、さらに航空機の実際の垂直速度に比例
する信号りを線６５で与える。対気データコンピュータ
６０はさらに、静圧比に比例する信号δを線６６で与え
るが、該静圧比は航空機をとシ囲む現存の静圧と、通常
、平均海面での国際標準静圧となっている基準圧との間
の比率である。

第２図の装置には現在の航空機重量を表わす信号Ｗを線
６８に与える重量コンピュータ６７が含まれる。この重
量コンピュータ６７は、例えば、「航空機用空路重量コ
ンピュータ」と題する米国特許第４．４９４．２１０号
（１９８５年１月１５日本発明者に付与）に開示されて
いるような通常のタイプのものでよい。あるいはまた、
重量コンピュータ６７は前記特許第４．１１０．６０５
号で説明されるように実施することもできる。

第２図の装置には構成要素３０〜３８が含まれるが、そ
れらは第１図についてすでに述べた同名の構成要素と構
造的、機能的に同一である。

第２図の装置に含まれるスラストコンピュータ６９は、
線５４のＥＰＲ信号、線６４のマツハ信号および線６６
の静圧比信号に応答して、航空機のジェットエンジンに
よって発生されたスラストに比例する信号Ｔを線７０に
与える。このスラストコンピュータ６９は第３図で示さ
れるスラスト特性の実施を表わしている前記特許第４、
１１０．６０５号で開示されたタイプのものであってよ
い。第３図では、代表的ジェットエンジンによって発生
されるスラストがマツノー数、ＥＰＲおよび静圧比δの
関数となっているような曲線が与えられる。第５図のグ
ラフで示されるデータは代表的な、狭い機体のジェット
旅客機の特徴であり、それは、例えばＲＯＭあるいはＦ
ＲＯＭの、スラストコンピュータ６９に格納される。ス
ラストコンピュータ６９は、都合のよいことに周知のデ
ィジタル曲線適合技術を利用して、第５図に示される特
徴を実現する。この特性データは、通常線６４のマツノ
ー数および線３４のＥＰＲ値によってアドレスされた不
揮発性メモリに格納することができて、対応する′正規
化スラスト信号Ｔ／δを発生する。スラストコンピュー
タ６９はそのように発生した正規化スラスト信号に線６
６のδの値を乗算し、さらにエンジンの数を乗算して、
線７０にスラスト出力を与える。第３図で示されたデー
タを格納するのに利用する通常の曲線適合技術は、例示
したスラスト特性の多項的適合を表わす。多項係数が誘
導され、そして通常の方法でスラストコンピュータ６９
に格納され、正規化スラスト信号Ｔ／δを発生する。デ
ィジタルコンピュータ界の当業者には明らかなように、
第３図の曲線によって定められた正確なエンジン多項係
数はＲＯＭあるいはＦ　ＲＯＭに格納することができて
、正規化スラスト信号を発生する。あるいはまた、第３
図の曲線に対応する表データはメモリに格納されて、線
３４と６４の信号によってアドレスされ、正規化スラス
ト信号を発生する。第３図に示される特徴はエンジンお
よび航空機製造業者によシ提供される。あるいはまた、
エンジンおよび航空機製造業者は表データあるいは多項
係数を提供することもできるが、それらはスラストコン
ピュータ６９に格納されて、第３図の曲線に従って正規
化スラスト信号を発生することができる。この正規化ス
ラスト信号はスラストコンピュータ６９においてδで乗
算されて、線７０にスラスト信号Ｔを与える。

あるいはまた、スラストコンピュータ６９はＥＰＲでは
なく、ジェットエンジンロータの１つ（Ｎ１）の速度の
関数としてスラスト信号Ｔを発生するように実施するこ
ともできるが、それはスラストをＮ１の関数として発生
させる方を好むエンジン製造業者もいるからである。従
って、線６４のマツノ・数人力、線６６の静圧比入力、
通常のＮ１センサ（図示されていない）からの入力およ
び通常の全温度プローブからのエンジン取入口における
全気温（Ｔ、ＡＴ）入力を利用することによって、スラ
ストコンピュータ６９はＮ１エンジンタイプの特徴を表
わすよう修正されることができる。スラストコンピュー
タ６９を実施するための適切なＮ１特徴は、前記特許第
４、１１０．６０５号の第４図に例示されている。

ブロック５３からの線５４のｈａＥｐ信号および対気デ
ータコンピュータ６０からの線６５の負信号は代数的加
算装置７１に与えられて、線７２にΔらと称する垂直速
度誤差信号を発生する。この線７２の垂直速度誤差信号
は、オートスロットルチャネル３０を介して利用されて
、次に述べるような方法で、垂直飛行経路パラメータセ
レクタ５０によって与えられる垂直飛行経路パラメータ
に対して制御する。第２図の装置にはなお、線６８の重
量信号を線６６の静圧比信号で除算する通常の除算器７
３が含まれており、通常のディジタル除算計算によって
線７４にＶδと称する信号を発生する。線７４のこの信
号は、次に述べる方法で装置のマツノ・制御部分におい
て利用される。

第２図の装置にはマツノ・基準コンピュータ７５および
、線７７にマツノ・基準信号ＭＲＥ　Ｆを与える中間値
セレクタ７６がある。線７７のマツハ基準信号は本発明
者による下記の米国特許および特許出願で説明されたと
同様にして発生される。（米国特許第４．４８８．２３
５号、「航空機用速度制御装置Ｊ１９８４年１２月１１
日発行；米国特許第４．４９０．７９５号、［凱空機性
能管理装置に対する巡航速度制御Ｊ１９８４年１２月２
５日：および米国特許出願Ｓ、Ｎ、　４６１．３５７．
　「航空機用巡航対気速度制御装置Ｊ　１９８３年１月
２７日出願）。中間値セレクタ７６は第１図の中間値セ
レクタ２５について上で述べたそれと同様に作用する。

マツハ基準コンピュータ７５は中間値セレクタ７６に対
して、線７８と７９のそれぞれで、マツハ上限信号とマ
ツハ下限信号を発生する。これらの信号はそれぞれＭＨ
ｌおよびＭＬｏと称される。マツハ基準コンピュータ７
５はまた、中間値セレクタ７６に対して線８０でＭＳＥ
Ｌと称するマツハ信号を発生する。速度プログラムセレ
クタ８１は所望のマツハ上昇スケジュールを実施するの
に利用されるが、その方法は、所望のプログラムマツハ
数をマツハ基準コンピュータ７５への入力として線８２
に与えるものである。線７４のＶδ倍信号マツハ基準コ
ンピュータ７５への入力としておよび速度プログラムセ
レクタ８１に与えられるが、それは下記の理由による。

第４図および第５図では、代表的ジェット輸送機の場合
、マツハ基準コンピュータ７５および速度プログラムセ
レクタ８１に格納され、かつ利用される特性データが示
されている。第４図は、代表的ジェット輸送機の純粋の
航空力学状態における許容速度エンベロープを決定する
特性を示すが、それはパフエツトがマツハ数の関数とし
て発生する揚力係数を表わす。

第４図の特性データは、下記の関係を利用することによ
って第５図のデータに変換される。

Ｗ／δ＝　（Ｋ　ＣＬＢ　ＭＢ２）／ｈ　（ポンド、１
ボンドはｎ、４ｓ３ｋｇ）　　　（２） 但し、 Ｗ＝航空機重量（ポンド） δ＝静静圧＝＝Ｐ、／Ｐ。

ＣＬＢ”パフェ、ットの始めにおける揚力係数ＭＢ＝パ
フエツトの始めに対応するマツハ数ｈ＝荷重倍数 に＝航空機の翼部分に関する定数、代表的にはに＝２３
１０７（ボンド） Ｐ３＝靜圧（ボンド／平方フィート−ｐｓｆ　）（１フ
イートは３α４８０　ｏｎ　） Ｐｏ＝標準静圧＝２１１６ｐｓｆ 荷重倍数は揚力／重量比であって、それは−直線、水平
、乱れのない飛行においては１となっている。荷重倍数
は乱れにおいて、および航空機がピッチとロールで操縦
している場合には、１とは異なる。例えば、４４．４度
のロール角での定常バンク（傾斜）旋回中、荷重倍数は
１．４となっている。

第５図の実線による曲線は３つの選択された荷重倍数１
．０，１．２および１．４について、式２による第４図
の特性データの変換を表わす。第５図の実線特性は、Ｗ
／δおよびマツ・・数の関数としての選択された荷重倍
数に対するパフエツト開始境界を表わす。第５図はまた
、破線による曲線で、２つの代表的な所望マツノ・上昇
スケジュール、すなわち最小抗力上昇および経済上昇を
描いている。ここに図示されたマツハ上昇スケジュール
はまた、パフエツトの開始におけるＶδおよびマツハ数
の関数として与えられる。

第５図の特性は種々の荷重倍数に対する許容マツハエン
ベロープを判定するのに利用される。

再び第２図について見ると、第５図の実線での特性はマ
ツハ基準コンピュータ７５に、スラストコンピュータ６
９についてすでに述べたと同様にして、しかも都合のよ
いことにディジタル曲線適合技術によって格納される。

マツノ・基準コンピュータ７５は、第５図の特性に関す
るそのようなディジタル曲線適合技術によって、線７８
に高速パフエツトマツハ限界ＮｆＨ＋および線７９に低
速パフエツトマツハ限界ＭＬｏを発生し、特定荷重倍数
を表わす。線７４の信号はマツハ基準コンピュータ７５
にアドレスされ、選択された荷重倍数に従って、対応す
るＭＨ４およびＭＬｏ信号を発生する。例えば、第５図
に示されるように、Ｗ＝１６０，０００ボンドおよび高
度３１．０００フイートを表わす水平線と実線によるバ
フニット開始曲線との交点によって最低マツハ値ＭＬｏ
と最高マツノ・値ＭＨ１を与える。従って、１６（１，
０００ボンドの航空機の重量と３１，０００フイートの
高度において、荷重倍数１．０，１．２および１．４に
対する最低マツハ値は、それぞれ、点Ａ。

ＢおよびＣに対応するマツハ値によって与えられる。同
様に、最高マツノ・値は、それぞれ、点り、ＥおよびＦ
によって与えられる。適切と考えられるパフエツト開始
安全率を与える荷重倍数が選択される。代表的には１．
３の荷重倍数が選択される。荷重倍数は定数でなくてよ
＜、Ｗ／δの関数として変わシ得ることは理解できる。

第５図に示された最小抗力上昇および経済上昇スケジュ
ールは、荷重倍数がＷ／δの関数として変化するような
マツハ上昇スケジュールを例示している。

速度プログラムセレクタ８１は第５図の定マツハ、定収
正対気速度、および最小抗力上昇ならびに経済上昇のス
ケジュールのような、線８２の所望のマツ・・上昇スケ
ジュールを実施する。

最小抗力上昇および経済上昇スケジュールのだめの特性
データは、スラストコンピュータ６９について上で述べ
たのと同様に、速度プログラムセレクタに格納される。

制御信号として与えられるマツハ数は、線７４の信号に
よりＷ／δの関数としてアドレスされる。上で与えられ
た例によって、第５図の点ＧおよびＨは、それぞれ、最
小抗力上昇および経済上昇のための上述のＷ／δ値に対
するマツハ値を表わす。

線８２の速度プログラムセレクタ８１の出力は、マツ八
基準コンピュータ７５に与えられ、そこで線８０のマツ
ハ選択信号Ｍ　　を発生すＥＬ る際に利用される。定マツハ上昇のためには、速度プロ
グラムセレクタ８１を介してパイロットによって選択さ
れた所望のマツハ数が、直接、線８２から線８０へ伝送
される。一定収正対気速度上昇のためには、パイロット
によって選択され、線８２に現われる一定較正対気速度
値が、マツ八基準コンピュータ７５に与えられ、ソコで
この一定較正対気速度信号は、通常の手段により、対応
するマツハ数に変換され、それは線８０に与えられる。

最小抗力上昇モードあるいは経済上昇モードで動作する
場合、線７４のＷ／δ信号から生ずる線８２に現われる
マツノ・数は、マツハ選択信号として線８０に送信され
る。

中間値セレクタ７６は、線７７のＭＲＥＦ信号がＭＬｏ
トＭＨ１のエンベロープ外の大きさにならないよう保証
する。

線７７のマツハ基準信号はスラスト基準コンピュータ８
３への入力として与えられる。このスラスト基準コンピ
ュータ８３はまた、線５５の基準飛行経路角信号、線６
６の静圧比信号および線６８の重力信号を入力として受
信する。

スラスト基準コンピュータ８３は、垂直飛行経路パラメ
ータセレクタ５０によって選択された垂直速度あるいは
また飛行経路角を、線７７のプログラムされたマツハ数
Ｍｉ（、ｇＦに保持する必要のあるスラストを前以て概
算する。ＴＲ，ｎＦと称するこのスラスト減算は、スラ
スト基準コンピュータ８３によって線８４に与えられる
。このスラストａ算Ｔ　　は、次に述べるように閉几Ｅ
Ｆ ループフィードバック構成で、線７２のΔｈ倍信号利用
して正確にされる。さらに、スラスト基準コンピュータ
８３は線８５に、ＤＲＥＦと称する基準抗力信号を発生
し、次に説明するように、装置のマツハ制御部分におい
て利用される。

以下の分析はスラスト基準コンピュータ８３の実施を展
開する際に利用される。

ニュートンの運動の第２法則によって、その飛行経路に
沿っている航空機に作用する正味の力は、航空機質量と
飛行経路沿いの航空機加速度との積に等しいとされる。

従って、 Ｔｃｏｓ　ａ　−Ｄ　−Ｗｓｉｏ　ｒ　＝　（Ｗ／ｆ　
）Ｖ　　　（３）但し、 Ｔ＝ニスラス ト＝迎え角 Ｄ＝抗力 Ｗ＝型重 量＝飛行経路角 ■＝飛行経路沿いの加速度 ？＝重力加速度 式（３）でＴを求めると Ｔ＝（Ｄ＋Ｗ［（Ｖ／ｆ）＋５ｉｎｒ））／ＣＯ５α（
４）既知の高度と重量の場合、基準マツハ数における基
準飛行経路角ｒＲＥＦを保持するために必要なスラスト
の近似計算は、αと■は両者とも０であると想定するこ
とによって導出され、下記の関係になる。

ＴＲＢＦ　＝　ＤＲＥＦ　＋　ＷＳＩＯｒＢＥｐ　　　
　　　（５）但し、 ＤＲＥＦ　”既知の重量と高変において基準マツハ数で
動作する場合の航空機の予測 抗力 第６図では、マツハ数とＷ／δの関数としての代表的ジ
ェット輸送機の抗力特性が示される。

スラスト基準コンピュータ８３Ｈ、スラストコンピュー
タ６９について上で述べたように、第６図の特性データ
を記憶し、そして式５も記憶して線８４にスラスト基準
信号を、線８５に抗力基準信号を与える。特に、スラス
ト基準コンピュータ８３には、線６８の重量信号を線６
６の静圧比信号で除算してＶδアドレス信号を得る従来
の構成要素が含まれている。このＶδアドレス信号は線
７７のマツハ基準信号と結合して、そこに記憶された特
性抗力データをアドレスして正規化抗力値Ｄ／δを発生
する。スラスト基準コンピュータ８３はこの正規化抗力
値に線６６の静圧比信号δを乗算して、線８５にＤＲＥ
Ｆ信号を発生する。スラスト基準コンピュータ８３はこ
のＤＲＥＦ信号を、線６８のＷ信号および線５５のｓｉ
ｎγＲＦ３Ｆ信号と共にそこに記憶された式（５）に与
え、線８４にＴＲＥＦ信号を発生する。

第２図の装置には、線７７の基準マツハ数信号、対気デ
ータコンピュータ６０からの線６４のマツハ信号、重量
コンピュータ６７からの線６８の重量信号、スラストコ
ンピュータ６９からの線７０のスラスト信号、およびス
ラスト基準コンピュータ８３からの線８５の基準抗力信
号に応答するマツハ制御装置８６が含まれている。マツ
ハ制御装置８６は航空機のピッチ姿勢を制御するオート
ピッチチャネル１７に線８７を介して信号を与え、線７
７のマツハ基準信号を保持する。マツハ制御装置８６を
実施するのに適したマツハ制御装置は、前記特許＠４，
４８ａ２３５号に開示されており、昇降舵によるマツハ
制御が記述されている。マツハ制御装置８６の詳細は、
第７図に関してさらに述べることにする。

第２図の装置にはＥＰＲセンサ３５からの線３４のＥＰ
Ｒ信号、対気データコンピュータ６０からの線６６の静
圧比信号、＠７２のΔｈ倍信号線７７のマツハ基準信号
およびスラスト基準コンピュータ８３からの線８４のス
ラスト基準信号に応答するＥＰＲ制御装置８８が含まれ
ている。

これらの入力信号に応答して、ＢＰＲ制御装置８８は線
８９に信号ΔＥＰＩＩ、を発生し、該信号はオーバブー
スト検出器リレー３１を介してオートスロットルチャネ
ル５０に与えられて、垂直飛行経路パラメータセレクタ
５０によって指令された垂直飛行経路パラメータを保持
するに十分なエンジンスラストを与える。第２図の装置
が垂直速度に対して制御している場合、線８９の信号は
オートスロットル装置３０を制御して、垂直速度セレク
タ５６（第２ａ図）によって指令された選択垂直速度を
保持するに十分なエンジンスラストを与える。第２図の
装置が飛行経路角に対して制御している場合には、線８
９の信号はオートスロットル゛装置３０を制御して、飛
行経路角セレクタ６１（ｉ２ｂ図）によって指令された
選択飛行経路角を保持するに十分なエンジンスラストを
与える。絣８４のＴ　　概算ＥＦ 信号は、次に説明されるようにＥＰＲ制御装［樅８８へ
の閉ループフィードバックとして線７２のΔら信号を利
用するＥＰＲ制御装置８８において正確にされる。

オートスロットルチャネル５０への信号は、オーバブー
スト検出器リレー５１を介して線３８の制御信号に切換
わり、第１図について上で述べたように、エンジンの出
力を限定する。リレー３１が線３８に切換わる場合、従
って線８９の信号をスロットルの制御から切断する場合
に、航空機は、そのスラスト性能、高度および重量に一
致する垂直速度あるいは飛行経路角を求めることができ
、一方ではマツハ制御装置８６への入力での線７７のマ
ツハ数基準を保持する。

ＥＰＲ制御装置８８は前記特許第４．４９０．７９５号
および前記特許出願Ｓ、Ｎ、　４６１．５５７の理論を
利用している。ＨＰ几制御装置８８の詳細は第８図に関
して以下で説明する。

第７図では、第２図と同じ構成要素は同じ参照番号で示
されておシ、第２図のｉツバ制御装置８６を実施する回
路が示される。上述のように、第７図のマツハ制御装置
８６の構成と動作は前記特許第４．４８８．２３５号に
開示され、詳細に記述されている。簡潔に云えば、マツ
ハ制御装置８６は航空機のピッチ制御装置１７を利用し
て、マツハ基準における突然の階段状変化が行なわれた
場合の航空機加速度と上昇率との間での適切な配分を確
保するようにして、線７７の基準マツハ数を達成する。

この性能は階段状変化を傾斜指令に変換することによっ
て得られるが、該指令の傾斜は現在の航空機のスラスト
の負抗力に正比例し、そして現在の航空機重量に反比例
するが、これは前記特許第４．４８８．２３５号に記述
されている。

特定的に、線７０のスラスト信号および線８５の基準抗
力信号は代数的加算装置１００に与えられて、その間の
差を除算器１０１に発生する。除算器１０１はまた、線
６８の重量信号に応答して、重量で除算したスラスト負
抗力に比例する信号を、傾斜発生器１０２に与える。傾
斜発生器１０２は線７７のマツハ基準信号に応答して、
マツハ物標信号ＭＴＧＴを線１０３に発生するが、その
理由は前記特許第４．４８８．２３５号で詳細に記述さ
れている。線１０３のマツハ物標信号は代数的加算装置
１０４に与えられるが、該装置はまた、平滑フィルタ１
０５を介して、線６４のマツハ信号を受信する。この平
滑化マツハ信号は、代数的加算装置１０４および変位利
得調整ブロック１０６を介して、オートパイロットピッ
チチャネル１７に与えられる。全マツハ制御装置安定性
を与えるために、マツハ数レート信号はレート検出ブロ
ック１０７を介して発生され、該ブロックの出力は代数
的加算装置１０８においてブロック１０６からの変位信
号と結合する。安全のためそして過度のピッチ姿勢指令
がオートパイロットピッチチャネル１７へ行かないよう
にするために、マツハ信号はリミタ１０９によって限定
される。

次に第８図において、第２図と同じ構成要素は同じ参照
番号で示されておシ、第２図のＥＰＲ制御装置８８の実
施の詳細が示されている。線７２のΔｈ倍信号、低域隔
絶フィルタ１２１および積分器１２２を介して、代数的
加算装置１２０に与えられる。代数的加算装置１２０の
出力は、リレースイッチ１２４および線１２５を介して
、代数的加算装置１２３へ入力として与えられる。線７
２のΔｈ倍信号また、信号レベル検出器１２６へ入力と
して、およびリレースイッチ１２８、非線形バイパス回
路１２９さらに線１３０を介して、代数的加算装置１２
７へ入力として与えられる。回路１２９の非線形利得特
性はブロック１２９内で示されている。信号レベル検出
器１２６は、非線形バイパス回路１２９のそれに整合す
るよう設計された特性を有している。線７２のΔｈ倍信
号大きさが回路１２９の非線形利得特性の平坦範囲内で
ある場合に、信号レベル検出器１２６はリレー１３１を
介してリレー接点１２４と１２８を制御して、図示され
たように接続を行なう。すなわち、リレー接点１２４は
閉じ、リレー接点１２８は開いている。しかし、線７２
のΔｈ倍信号大きさが回路１２９の非線形利得特性の平
坦範囲を超過する場合には、信号レベル検出器１２６は
リレー接点１２４および１２８に作動して、接点１２８
を閉じそして接点１２４を開かせる。

線８４のＴ　　信号は代数的加算装置ｊｔ１２３へ　　
−几ＥＦ 入力として与えられるが、それは線１２５の信号と結合
して、必要なスラスト信号Ｔ　　を線ＱＤ １３２に与える。線１３２の必要スラスト信号、線７７
のマツハ基準信号および線６６の静圧比信号は、ＥＰＲ
目標コンピュータ１３３へ入力として与えられる。ＥＰ
Ｒ目標コンピュータ１３３は、第３図に示された特性デ
ータに従って、線１３２のＴＲＱＤ信号を線１３４の同
等ＥＰＲ目標信号ＥＰＪ禅。１に変換する。スラストコ
ンピュータ６９について上述したと同様に、第３図のグ
ラフデータはＥＰＲ目標コンピュータ１３３に格納され
て、線７７のマツハ基準信号および線１３２の必要スラ
スト信号によってアドレスされ、線１３４に対応するＥ
ＰＲＴＧＴ信号を発生する。ＢＰＲ目標コンピュータ１
３３は線１３２のＴ　　信号を、線６６の静圧ＱＤ 比信号で除算し、そしてこのＴＲ，ＱＤ／δ信号を線７
７のＭＲＥＦ信号と共に利用してコンピュータメモリに
アドレスし、第３図の特性データに従って、対応するＥ
ＰＲを発生する。ＢＰＲ目標コンピュータ１３３は前記
特許第４．４９０．７９５号、で述べたと同様に実施さ
れる。

代数的加算装置１２７は入力として、線１３０のバイパ
ス信号、線１３４のＥ　Ｐ　ＲＴ　ＧＴ倍信号よび線６
４のＥＰＲ信号を受信して、線８９にΔＥＰＲ信号を発
生するが、それはオーバブースト検出器リレー３１を介
してオートスロットルチャネル３０に与えられる。

引続き第８図について述べる。スラスト基準コンピュー
タ８３（第２図）の線８４による出力Ｔ　　は、前述の
通シ、垂直速度セレクタ５６ＥＦ （第２ａ図）によって与えられた選択垂直速度おるいは
、飛行経路角セレクタ６１（第２ｂ図）によって与えら
れた選択飛行経路角を保持するのに必要なスラストの近
似値である。これが生ずるのは、線８４のスラスト基準
信号が同じタイプおよびモデルの航空機に関して変化す
る公称航空機特性について予測されているからであり、
さらに迎え角および順方向加速度が両方ともゼロになる
上述の式４に関して仮定されているからである。従って
、線８４のＴ　　信号はＲ，ＢＦ 代数的加算装置１２３によってこれらの因子を補正する
よう調整され、該加算装置は線１３２に調整された基準
スラスト信号Ｔ　ＲＱＤを発生する。

線１２５により代数的加算装置１２５に与えられる調整
信号は、線７２のΔｈ倍信号積分器１２２による積分と
隔絶フィルタ１２１の出力との和を表わす。隔絶フィル
タ１２１は低域フィルタであって、前記特許出願４６１
．５５７で説明されたように、マツハ制御装置８６とＥ
ＰＲ制御装置８８との間の動的干渉を最小化する。隔絶
フィルタ１２１は線１２５における調整信号の変位成分
から高周波数雑音をフィルタすることによって、マツノ
・制御装置８６とＥＰＲ制御装置８８間で周波数隔絶を
行ない、スロットルの望ましくない高周波数運動を阻止
する。

信号レベル検出器１２６は非線形バイパス回路１２９と
共に、線７２上の過度のΔｈ倍信号積分チャネル１２２
と隔絶チャネル１２１を迂回できるようにして、それに
よって選択された垂直速度あるいは選択された飛行経路
角における突然の変化に対して素早い応答を行なう。信
号レベル検出器１２６がリレー接点１２４を開き、そし
てリレー接点１２８を閉じる場合、非線形バイパス回路
１２９からの線１３０での出力は、線７２のΔｈ倍信号
大きさにおいて、回路１２９の非線形利得特性の平坦範
囲内に減少するまで、線８９のΔＥＰＲ信号を直接に補
足する。線８９のΔＥＰＲ信号は、線１３４のＥＰＲ目
標信号、線３４の実際のＢＰＲおよび線１３０のバイパ
ス信号の複合を表わす。

本発明は、オートスロットルチャネル３０が航空機のエ
ンジンの各々に対する個別のサーボチャネルから成る構
成に利用できることが理解される。そのような構成は前
記特許第４，４８８，２５５号、第４．４９０．７９５
号および前記特許出願４６１．３５７に記述されている
。あるいはまた、本発明は連動クラッチによって動作す
る単一スロットルサーボを利用して、航空機の多重エン
ジンを同時に制御するオートスロットルチャネルに利用
することもできる。

独立したエンジン制御用に構成される場合、第２図のＥ
ＰＲ限界コンピュータ３５は各エンジンに対して別々の
ＥＰＲ限界信号を与える。この実施態様はまた、各エン
ジンに対して、分離ＥＰＲセンサ３３、分離代数的加算
装置３７、分離オーバブースト検出器３２および分離オ
ーバブースト検出器リレー３１を有している。ＥＰＲ限
界コンピュータ３５からのＥＰＲ限界信号の６各および
ＥＰＲセンサ３３からの対応する出力は対応する代数的
加算装置３７へ入力として与えられ、該加算装置は次い
で対応するオーバブースト検出器５２およびオーバブー
スト検出器リレー３１に入力を与える。オーバブースト
検出器リレー３１の各々の出力は対応する独立エンジン
スロットルサーボに与えられる。独立エンジン制御構成
において、第８図のＥＰＲ制御装置８日は、航空機エン
ジンの各々に対して、分離ＥＰＲ目標コンピュータ１３
３および対応する分離代数的加算装置１２７を有してい
る。代数的加算装置１２７の各々へのＥＰＲ入力は対応
するＥＰＲセンナによって与えられる。代数的加算装置
１２７の各々の出力は対応するオーバブースト検出器リ
レー５１に与えられる。非線形バイパス回路１２９から
のバイパス信号は、回路１２９から出力した信号が先ず
エンジンの数で除算される以外は、代数的加算装置１２
７の各々に、入力として与えられる。同様に、線７７の
ＭＲＢ　Ｆ信号および線６６の静圧比信号は、ＥＰＲ目
標コンピュータ１３３の各々に入力として与えられる。

ＴＲＱＤ信号は、先ずエンジンの数で除算される以外は
ＥＰＲ目標コンピュータ１３５の各々に入力として与え
られ、その結果、コンピュータ１３３の各々へのＴ　Ｒ
ＱＤ入力は、垂直飛行経路パラメータセレクタによって
選択された基準飛行経路パラメータ（垂直速度あるいは
飛行経路角）を保持するために、航空機に与えられる必
要のある総スラストへの各エンジンの寄与を表わす。

独立エンジン制御用に構成された実施態様において、第
２図の複数のＥＰＲセンサ５３は複数のＥＰＲ信号をス
ラストコンピュータ６９に与、ｔ、該コンピュータはそ
の平均値を線７０にスラスト信号を発生することに利用
する。

この発明の実施態様が連動クラッチを介して動作する単
一スロットルサーボと共に利用するよう構成される場合
、第２図のＥＰＲセンサ３３は多重エンジンの平均ＢＰ
Ｒ値を発生し、ＥＰＲ限界コンピヱータはＥＰＲ限界を
発生し、それによってどのエンジンもオーバブーストす
ることはない。この実施態様では、平均ＥＰＲ信号はス
ラストコンピュータ６９に与えられて、線７０にスラス
ト信号を発生する。この平均ＥＰＥｔＰＥ上また、第８
図のＥＰＲ制御装置８８にも与えられ、代数的加算装［
１２７で利用されて単一スロットルサーボを駆動する信
号を線８９に与える。

前述のことから理解されるように、本発明では、オート
パイロットピッチチャネルを利用して対気速度を調整し
、かつオートスロットルチャネルを利用して垂直速度あ
るいは飛行経路角を調整することによって、上昇と下降
に対する垂直速度あるいは飛行経路角および対気速度を
同時に制御することができる。本発明は過度の上昇速度
あるいは飛行経路角が指令される場合に、失速条件に入
るすなわち航空機の対気速度を減じさせるという危険を
取除く。従って、第１図の従来技術の実施態様を第２図
の本発明の実施態様と比較する場合に、本発明において
はΔｈ倍信号、従来技術におけるようにオートパイロッ
トピッチチャネル１７を制御するのではなく、オートス
ロットルチャネル３０を制御するのに利用されることが
理解できる。さらに、本発明の実施態様においては、対
気速度すなわちマツハ指令は、従来技術におけるように
オートスロットルチャネル３０ではなく、オートパイロ
ットピッチチャネル１７を制御するのに利用される。第
２図で理解できるように、スラスト基準コンピュータ８
３は線８４に公称スラスト信号を発生し、選択された垂
直速度あるいは飛行経路角を制御する。線７２のΔｈ倍
信号選択された垂直速度あるいは飛行経路角を達成する
ために、エンジンＥＰＲのバーニヤ制御を行なう。マツ
ハ数と対気速度は航空機の順方向速度についての別々の
測定値であることは理解されているが、これらの用語は
添付の特許請求の範囲のためには１．同等と考えられる
。

本発明の良好な実施態様について述べてきたが、利用さ
れた用語は説明のためのものであって限定するものでな
く、その広い観点において本発明の真の範囲および発明
の精神から逸脱せずに、特許請求の範囲内で種々の変更
がなされ得る点を理解されたい。

【図面の簡単な説明】

第１図は垂直速度と対気速度を同時に制御する従来技術
装置のブロック図、第２図は垂直速度あるいは飛行経路
角と対気速度あるいはマツハを同時に制御する本発明に
よる装置のブロック図、第２ａ図および第２ｂ図は垂直
速度おるいは飛行経路角をそれぞれ制御する第２図の詳
細のブロック図、第３図は、代表的ジェット輸送機で利
用される種類のエンジン用の所望マツハ数で物標スラス
トを発生するために必要なエンジン圧力比（ＥＰＲ）を
示すグラフ、第４図は、代表的ジェット輸送機のための
マツハ数の関数としてバフエツトの開始における揚力係
数を示すグラフ、第５図は、重量と周辺の静圧の関数と
して、代表的ジェット輸送機の１遵の臨界マツハ特性を
示すグラフ、第６図は、代表的ジェット輸送機のための
所望マツハ数で航空機抗力を克服するのに必要なスラス
トを示すグラフ、第７図は第２図のマツハ制御装置の詳
細を示すブロック図、第８図は第２図のＥＰＲ制御装置
の詳細を示すブロック図を示す。 図中、１０は垂直速度セレクタ、１２と２０は取手、１
３は対気データコンピュータ、１５゜２８および３７は
加算装置、１７はオートパイロットピッチチャネル、１
８は対気速度セレクタ、２１は最低速度コンピュータ、
２３は最高速度コンピュータ、２５は中間値セレクタ、
５０はオートスロットル制御チャネル、３２はオーバブ
ースト検出器、３３はＥＰＲ限界センサ、３５はＥＰＲ
限界コンピュータをそれぞれ示す。 特許出願人　ハネウェル　インコーホレイテッドＦＩＧ
、２Ａ、　　　　　　　　ＦＩＧ、２Ｂ。 ニー３ Ｔ 正規化スラスト　ＨＴ（ボンド） 正規化抗力−！？−（ボンド）

Claims (14)

【特許請求の範囲】
1. （１）航空機のエンジンによつて前記航空機に与えられ
   たスラストを制御する自動スロットル制御装置および航
   空機のピッチ姿勢を制御する自動操縦装置を有する航空
   機用垂直飛行経路および対気速度制御装置であつて、 基準垂直飛行経路パラメータを表わす第１基準信号を発
   生する第１基準手段と、 基準対気速度を表わす第２基準信号を発生する第２基準
   手段と、 前記第１基準信号に応答して、前記第１ 基準信号に従つて前記航空機に与えられたスラストを制
   御する前記航空機スロットル制御装置に第１指令信号を
   発生する第１指令手段と、および 前記第２基準信号に応答して、前記第２基準信号に従つ
   て航空機ピッチ姿勢を制御する前記自動操縦装置に第２
   指令信号を与える第２指令手段、とを備えていることを
   特徴とする前記垂直飛行経路および対気速度制御装置。
2. （２）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   第１指令手段は、 前記第１と第２の基準信号に応答して、前記基準対気速
   度において前記基準飛行経路パラメータを保持するため
   に前記航空機によつて必要とされる近似スラストを表わ
   すスラスト基準信号を発生するスラスト基準コンピュー
   タ手段と、前記垂直飛行経路パラメータの実際値を表わ
   す第１の実際値信号を発生する手段と、 前記第１基準信号と前記第１実際値信号に応答してその
   間の差に比例する垂直飛行経路パラメータ誤差信号を発
   生する手段と、および 前記スラスト基準信号および前記垂直飛行経路パラメー
   タ誤差信号に応答して、前記垂直飛行経路パラメータを
   保持するために前記航空機によつて必要とされるスラス
   トに比例する必要スラスト信号を発生し、従つて前記第
   １指令信号を発生する結合手段、 とを備えていることを特徴とする前記垂直飛行経路およ
   び対気速度制御装置。
3. （３）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   第２指令手段は、 前記航空機の実際の対気速度を表わす第２の実際値信号
   を発生する手段と、 前記第２基準信号と前記第２実際値信号に応答してその
   間の差に従つて前記第２指令信号を発生する手段、 とを備えていることを特徴とする前記垂直飛行経路およ
   び対気速度制御装置。
4. （４）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   基準垂直飛行経路パラメータは航空機の垂直速度を含ん
   でいることを特徴とする前記垂直飛行経路および対気速
   度制御装置。
5. （５）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   基準垂直飛行経路パラメータは航空機飛行経路角を含ん
   でいることを特徴とする前記垂直飛行経路および対気速
   度制御装置。
6. （６）特許請求の範囲第１項記載の装置において、オー
   バブースト検出器手段を更に有し、該オーバブースト検
   出器手段は 前記エンジンパラメータを表わす信号を発生する手段と
   、 前記エンジンパラメータの最大限界値を表わすエンジン
   限界信号を発生する手段と、 前記エンジンパラメータ信号および前記エンジン限界信
   号に応答して、許容エンジン限度が超過する場合にオー
   バブースト信号を発生するオーバブースト検出器と、 前記オーバブースト検出器が許容エンジン限度を超過し
   ていることを検出する場合に、前記第１指令信号を前記
   自動スロットル制御装置から減結合し、そして前記エン
   ジン限界を表わす信号を前記自動スロットル制御装置に
   結合する減結合手段、 とを備えていることを特徴とする前記垂直飛行経路およ
   び対気速度制御装置。
7. （７）特許請求の範囲第１項記載の装置において、前記
   第１基準手段は垂直速度基準信号および垂直飛行経路角
   基準信号発生する手段を備えていることを特徴とする前
   記垂直飛行経路および対気速度制御装置。
8. （８）特許請求の範囲第７項記載の装置において、前記
   第１指令手段は、 前記飛行経路角基準信号および前記第２基準信号に応答
   して前記基準対気速度において前記基準飛行経路角を保
   持するために、前記航空機によつて必要とされる近似ス
   ラストを表わすスラスト基準信号を発生するスラスト基
   準コンピュータと、 実際の航空機垂直速度を表わす第１の実際値信号を発生
   する手段と、 前記垂直速度基準信号と前記第１の実際値信号に応答し
   てその間の差に比例する垂直速度誤差信号を発生する手
   段と、および 前記スラスト基準信号と前記垂直速度誤差信号に応答し
   て、前記基準垂直速度を保持するために前記航空機によ
   つて必要とされるスラストに比例する必要スラスト信号
   を発生し、従つて前記第１指令信号を発生する結合手段
   、 とを備えていることを特徴とする前記垂直飛行経路およ
   び対気速度制御装置。
9. （９）特許請求の範囲第８項記載の装置において、前記
   第１指令手段は、更に 前記垂直速度誤差信号に応答する積分器と、前記垂直速
   度誤差信号に応答する低域隔絶フィルタと、および 前記隔絶フィルタと前記積分器に結合してスラスト調整
   信号を発生する第１の代数的加算手段、 とを有していることを特徴とする前記垂直飛行経路およ
   び対気速度制御装置。
10. （１０）特許請求の範囲第９項記載の装置において前記
    結合手段は前記スラスト基準信号および前記スラスト調
    整信号に応答してその代数的和を発生し、従つて前記必
    要スラスト信号を発生する第２の代数的加算手段を備え
    ていることを特徴とする前記垂直飛行経路および対気速
    度制御装置。
11. （１１）特許請求の範囲第１０項記載の装置において前
    記第１指令手段は前記必要スラスト信号に応答して対応
    するエンジン圧力比信号を発生し、従つて前記第１指令
    信号を発生するエンジン圧力比コンピュータを有してい
    ることを特徴とする前記垂直飛行経路および対気速度制
    御装置。
12. （１２）特許請求の範囲第１１項記載の装置において、
    前記第１指令手段はなお、前記垂直速度誤差信号が所定
    の大きさを超える時はいつでも、前記スラスト調整信号
    を前記第２加算手段から減結合し、そして前記垂直速度
    誤差信号を前記エンジン圧力比コンピュータの出力と結
    合する非線形回路手段を有していることを特徴とする前
    記垂直飛行経路および対気速度制御装置。
13. （１３）特許請求の範囲第１項記載の装置において前記
    第２基準手段は、 所望の対気速度に従つてマツハ選択信号を、最大対気速
    度限界に従つて高マツハ限界信号を、および最小対気速
    度限界に従つて低マツハ限界信号を発生するマツハコン
    ピユータと、および前記マツハ選択信号、前記高マツハ
    限界信号および前記低マツハ限界信号に応答して、高マ
    ツハ限界信号、マツハ選択信号および他の２信号の中間
    の振幅を有する低マツハ限界信号のうちの１信号に従つ
    て前記第２基準信号を発生する中間値セレクタ回路、 とを備えていることを特徴とする前記垂直飛行経路およ
    び対気速度制御装置、
14. （１４）特許請求の範囲第１５項記載の装置において前
    記第２基準手段はなお、所望の上昇スケジュールに従つ
    て対気速度信号を前記マツハ基準コンピュータに与える
    速度プログラムセレクタを有していることを特徴とする
    前記飛行経路および対気速度制御装置。