JPS63501788A - 相補形フィルタを使用した飛行制御方式 - 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】 発明の名称　相補形フィルタを使用した飛行制御方式発＝湖＝寺−−奔す←ン・ でシ沖や−＋−フフ傅了−＝明の分野 本発明は飛行制御方式に係り、特に可動売足３！（ｅａｎａｒｄ）を持つ航空機 に使用される方式のものに関する。

明の　景 近代の航空機設計技術により可動光尾翼を備えたＸ−２９航空磯のような複数制 御表面（ｍｕｌｔｉ−ｃｏｎｔｒｏｌ　５ｕｒｆａｃｅ）航空機が登場した。こ のような航空機においてはその重心位置の為、計算機援用操縦飛行制御方式によ り注意深く見張られなければならない固有の不安定がある。従来方式では飛行制 御方式における帰還はジャイロ及び加速度計により、通常の加速度およびピッチ レート（ｐｉｔｃｈ　ｒａｔｅ）のパラメータにより行なわれている。この帰還 データは航空機を安定させる為のサーボ系に送られる。

先尾翼を使用したＸ−２９のような複数制御表面高性能航空機では固有の不安定 があり、従来の飛行制御方式技術に依存している為、安定余裕度および制御作動 器の高ノイズによる問題が起きている。高速飛行において、これらの要因により この種の航空機の有効性が減ることになる。

Ｒａｕ　ｎ　ｍ　ｓ　を脱１一 本発明は従来技術の飛行制御方式の改良である。航空機のストレーク（ｓｔｒａ ｋｅ）、フラップ及び先尾翼の制御表面は操縦枠の指令信号と帰還成分よりなる 誤差信号により動かされる。その帰還成分は航空機の垂直方向加速度及びピッチ レートを測定したもの及び相補形フィルターから得られる第３の帰還成分からな る。このフィルターには売足翼位置データに働く高域フィルター部とピッチレー トに働ら（低域フィルター部がある０両フィルターを通過した信号は加算され、 さらに垂直方向加速度とピッチレートの帰還信号に加えられ合成帰還信号となる 。その結果、固有の不安定性を持った先尾翼航空機の安定余裕度が向上し、制御 作動器のノイズの減少の為、航空機の振動が非常に抑えられた。

区頁ｐ１目口己１」 上記の目的及び本発明の長所は添付した図面と共に考慮すればはっきりと理解で きる。

第１図は先尾翼航空機の模式的説明図で、ブロック図の形で示してあり、基本的 飛行制御方式を含む。

第２図は相補形フィルターの模式的説明図で、飛行制御用デジタル計算機に組み 入れられている。

第３図は飛行制御方式のブロック図で、本発明を含む。

３１！リリＬ螢脱１− ＃＋１図は模式的説明図で航空Ｗｉｌは制御表面２を持ち、これ＋１Ｘ−２９ノ 工ツト航空機に使用されている先尾翼のようなものである６作動器３は従来手段 により制御表面２の位置が可変であるように位置決めする。飛行制御デジタル計 算機４は既知設計のもので、操縦者の指令入力、加速度計とジャイロよりの入力 を含む多数の入力があり、これら全体を参照番号５で表している。これまでに説 明した方式は制御表面の飛行制御用に従来の部品及び従来のサブシステムを使用 している。しかし、本発明は制御表面自体の位置データを組み入れている。そし てこの位置データはデジタル計算に４の追加入力６となり、このデジタル計算機 ４は、本発明によれば、後で説明するように相補形フィルターの働きをすること となる。

第２図はデジタル計３［４の基本的模式説明図で、このデジタル計算機は相補形 フィルター７の機能を得る為に必要なメモリー及び制御機能を持っている。ピッ チデータと共に先尾翼の位置データを用いることにより、相補形フィルター７は ピッチ加速度を評価し、同時に飛行制御ノイズを減じ、航空機の安定性余裕度を 向上する。

本発明の実施例を第３図に示す。図中の飛行制御回路は航空機１のストレーク作 動器８及びフラップ作動器９と先尾翼作動器１０を動かす、この航空機は模式図 である第１図に示されたものであり、ブロック図の第３図に示されたように対応 する参照番号１で示されている。入力線３８の操縦者指令信号は操縦枠信号（Ｋ テ）で増幅器４０においである増幅度で増幅される。増幅された信号は減算点２ ８に送られ、そこで多数の帰還信号が増幅された操縦枠信号より差引かれる。こ れらの帰還信号には垂直加速度ｎ２を含み、これは従来航空機の加速度計（図示 せず）の出力線７０にて検出されるもので、さらに増幅器３０にて増幅度Ｋｎｚ で増幅される。この増幅された垂直加速度帰還信号は従来の航空機用ジャイロス コープ（図示せず）により計測され、増幅器３２で増幅度Ｋｑにて増幅されたピ ッチレート信号に加えられる０通常、この２つの帰還信号は減算点２８にて増幅 された操縦桿信号から累積的に差引かれる。しかし、本発明においては第３の帰 還信号が相補形フィルター７から得られ加ｇ　息４６に送られて、加算点４４で 加算された上記帰還信号に加えられる。加算点４６の入力となるこの第３帰還信 号は増幅器３４で増幅度に６にて増幅される。

減算点２８の出力５０に現れる誤差信号は従来設計のリード・ラグフィルター（ ｌｅａｄ／ｌａｇ　ｆｉｌｔｅｒ）に送られ、このリード・ラグフィルターが減 算点２８からの信号を微分し、第３図の回路によって応答時間の短いトリガーを 行うことのできるようなスパイク状に整形する。

リード・ラグフィルター４２の出力は積分器５４を通り積分される。又リード・ ラグフィルター４２の出力は増幅度Ｋｐで増幅器５２にて増幅され、加算点５６ にて積分器５４の出力に加えられる。

合成誤差信号は＃ｉ５７を通り増幅度Ｋｓの増幅器５８と増幅度Ｋｆの増幅器６ ０に並列に送られる。これらの増幅器はそれぞれ従来設計のストレーク作動器８ および７ラツプ、作動器９を動かす。

加算点５６の信号は線６２を通り先尾翼１０に直接接続されている。

従って、ある誤差信号が加算点５６にある時、航空ＰＩｉ１の安定性を維持する 為、各制御表面作動器に対し各々の増幅度がある。

実際の増幅度はよく知られた技術により、特定の航空機に対して実験的に得られ る。

ストレーク、フラップ及び先尾翼の作動器は並列の作動器制御線６４．６６．６ ８上で各々角度量δ５、δ２、δ。で示される。各制御表面すなわちストレーク 、フラップ、先尾翼は示された角度の変位を受け、それにより航空８！１の制御 表面特性を変化させる。航空機が航路を変える時、新しい垂直方向加速度ｎ２及 びビフチレー）　（ｑ）が発生し、帰還される。このと７チレー）ｑは増幅器３ ２に帰還されるのみならず、相補形フィルター７の入力になる。従って、線７２ からのピッチレート信号は２点評価器（ｔｗｏ−ｐｏｉｎｔ　ｅｓｔｉｍａｔｏ ｒ）８０の入力端子７４に接続されている。この２点評価器はよく知られたピッ チレートに関する飛行制御計算をするもので、換算値貧□を算出する。この値は 低域フィルター８２の入力に送られ、基本的には２点評価器回路８０の出力を積 分する。そして加算点８４の第１の入力となる。

制御線６８上の先尾翼データδ。は相補形フィルター７に並列に接続され第２の 入力となっている。この入力は接続線７６を経て、高域フィルター７８に接ａさ れる。この高域フィルターはよく知られた飛行制御瞬時パラメータに関する増幅 度８δを持つ。

この相補形フィルター７は低域フィルター８２がピッチレートに働き、高域フィ ルター７８が先尾翼位置に働くということから名付けた。つまり、ピッチレート 及び先尾翼位置からの各々高周波成分及び低周波成分が互いに相補われている。

フィルター７８とフィルター８２の時定数τは安定余裕度を最大にするよう選よ 。

フィルター７８と８２の出力は加算点８４にて加えられ、フィルター出力信号ｉ Ｔとなり、線８６を通り増幅器３４に入力され、相補形フィルターの増幅後の信 号となり加算点４６にて、加算点４４よりの２つの帰還信号に加えられる１合成 後の帰還信号は８４８を経て減算点２８に接続される。ここで合計の誤差信号が 作られる。

本発明はここに示し又説明した構成の詳細に限定されるものではなく、当業者に とって容易に変化態様がつくられると理解国際調査報告

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. １．誤差信号が操縦桿信号と合成帰還信号を含む信号成分より成る複数制御表面 航空機の安定性向上を目的とする飛行制御方式において、 航空機の垂直方向加速度を検知し、対応する信号を発生する手段と、 航空機のビッチレートを検知し、対応する信号を発生する手段と、 相補形フィルターで （ａ）１つの制御表面に接続されている位置検知器からの信号の高域成分を通過 させる手段と （ｂ）ビッチレートの換算値の低域成分を通過させる手段と、 （ｃ）低域成分通過後および高域成分通過後の信号を加算する手段を備えてなる ものと、 該操縦桿信号と垂直方向加速度とビッチレートと通過後の加算された信号とを合 算して該誤差信号を作る手段と、該誤差信号を各複数制御表面用の作動器に接続 する手段と、を含む方式。
2. ２．位置検出器を備え、接続されている制御表面が先尾翼である請求の範囲第１ 項記載の構成。
3. ３．その他の制御表面がストレークとフラップである請求の範囲第２項記載の構 成。
4. ４．該高域通過手段が該先尾翼からの該検知信号を該航空機の安定余裕度を最大 にするよう選定された時定数で微分する手段を含む請求の範囲第３項記載の構成 。
5. ５．該低域通過手段が ２点評価器からのビッチレート値を評価する手段と、該航空機の該安定余裕度を 最大とするよう選定された時定数で、ビッチレートの該評価値を積分する為該２ 点評価手段に接続された手段を含む請求の範囲第３項記載の構成。
6. ６．該高域通過手段が該航空機の該安定余裕度を最大にするよう選定された時定 数で、該先尾翼からの該検知信号を微分する手段を含む請求の範囲第５項記載の 構成。
7. ７．航空機の垂直方向加速度を検知し、対応する信号を発生させることと、 航空機のピッチレートを検知し、対応する信号を発生することと、 航空機の１つの制御表面に接続された位置検知器から生じる信号の高域成分を通 過させることと、 ビッチレートの換算値の低域成分を通過させることと、該通過信号を加算するこ とと、 操縦桿と垂直加速度とピッチレートと該通過後の加算された信号を合算して該誤 差信号とすることと、各該複数制御表面の作動器に該誤差信号を接続すること、 の各ステップからなる複数制御面航空機の飛行制御方法。
8. ８．該高域通過手段が該航空機の安定余裕度を最大にするよう選定された時定数 で制御表面からの該検知信号を微分する方法をさらに含む請求の範囲第７項記載 の方法。
9. ９．該低域通過手段が２点評価器からのビッチレート値の評価をすることと、該 評価されたビッチレートを該航空機の該安定余裕度を最大にするよう選定された 時定数で積分する方法を含む請求の範囲第７項記載の方法。
10. １０．該低域通過手段が２点評価器よりのビッチレート値を評価する方法と、該 評価されたビッチレートを該航空機の該安定余裕度を最大にするよう選定された 時定数で積分する方法を含む請求の範囲第８項記載の方法。