JPH01208295A - 航空機の飛行経路制御信号を発生す装置 - 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】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、全体としてヘリコプタの飛行制御装置に関す
るものでちゃ、更に詳しくいえば、計器着陸システム施
設およびマイクロ波着陸システム施設において、高価で
高性能の低対気速度センナ。

ドツプラレーダ、または精密位置センナを必要とするこ
となしに、ホパ状態へのヘリコプタの進入を制御する装
置に関するものである。

〔従来の技術〕

固定翼航空機の分野においては、低い最小進入全自動お
よび半自動制御装置が従来技術により達成されている。

しかし、この種の装置は、小型および中型のヘリコプタ
に対しては一般に高価すぎ、かつ広すぎるスペースを占
め、更に重すぎる。それらの装置はフェイルセーフの性
質であることを求められるから、構造および部品等に冗
長性を持九せなければならないために極めて高い性能を
必要とし、したがって高価になる。更に、それらの装置
はカテゴリー■および■のＩＩ、Ｓ空港施設において低
い最低高度動作に対してのみ保証されている。それらの
カテゴリーの施設は比較的少数の大型空港に設けられて
いるだけである。ヘリコプタは通常そのような大型空港
には飛行せず、より小さい一般的な航空型空港（ｇｅｎ
ｅｒａｌ　ａｖｉａｔｉｏｎｔｙｐ＠ａｌｒｐｏｒｔ）
を利用する。したがって、ヘリコプタ市場においである
装置を実用的なものにするためには、適度に簡単で、経
済的であるとともに、カテゴ１７−１のＩＬＳ施設で運
用できるものでなければならない。

低高度進入飛行を成功させるための鍵は、進入の終端点
において非常に低い対気速度まで操縦士が速度を低下で
きることである。極めて低い対気速度（５〜ｌＯノツト
）で飛行すると降下率が低下して、操縦士が自己の置か
れている状況を判断し、必要があれば修正操作、たとえ
ば、進入を続行するか、手動操縦するか、回り運動（ｇ
ｏ−ａｒｏ−ｕｎｄ　ｍａｎｅｕｖｅｒ）等、を行うた
めに十分な時間が供給される。

低速ヘリコプタ操縦の鍵は、ほぼ零まで低下する速度を
測定できることである。従来のピトー管速度測定器の確
度は約６０ノツト以下の速度では急激に低下する。その
理由の一部は、対気速度測定装置へ望ましくない入力を
導入する、ヘリコプタの回転翼ブレード吹下し効果にあ
る。低い対気速度を正確に測定できるセンサをマストに
取付けて用いた装置が製造されているが、それらの装置
は破損し易く、かつ商用ヘリコプタの市場に対しては高
価すぎる。ドツプラー凰レーダをベーストする装置も低
い速度を正確に測定できるが、それの価格および寸法の
ために、軍用ヘリコプタにおいてのみ実用されることが
判明している。

〔発明が解決しようとする課題〕

ある従来の装置は、縦の加速度のみを利用する開ループ
減速技術を用いている。それらの装置は、所定の地理学
的場所までの希望の降下経路と降下速度１に滑空経路に
入った時の初めの測定値を基にしてしばしば計算する。

それらの降下経路のそれらの計算は、降下中に遭遇する
風について仮定することを必然的に必要とする。その理
由は、そのような風の正確な性質が未知だからである。

したがって、仮定した値とは大幅に異なる風は航空機を
希望の経路からそらせるために、目標とする地理学的場
所に達しなかつ之９、その地理学的場所を通り過ぎてし
まう結果となる。更に、それらの装置は、逆風状態の下
で飛行している時には予測できない終端速度をも之らす
結果となることがある。

本願出願人が所有する米国特許筒４，５５１，８０４号
明細書には、垂直ジャイロ基準縦加速度針を帰還センサ
として用いて一定の減速度が指令される技術が開示され
ている。最初の対気速度から第２０対気速度までの時間
の関数としての実際の減速度が測定される。それらの測
定値を基にして、ホパ状態に達するまでの全減速時間が
予測され、その後で、指令された減速度が除去される。

しかし、この装置も逆風状態の下では不正確である。

〔課題を解決するための手段〕

本発明は、精密な進入レーダまたは距離測定装置に頼る
必要なしに性能を向上し、グライドスロープからの逸脱
を補償するものである。従来の安価な機上搭載センナだ
けを用いる。本発明は、典型的なヘリコプタ自動飛行制
御装置において利用できる、垂直速度、グライドスロー
プ誤差、および縦加速度のようなパラメータを使用する
ことにより、進入の終端点中のヘリコプタの対気速度を
計算するものである。ヘリコプタの対地速度の測定値を
供給するようにしてそれらのパラメータが一緒に組合わ
され、ヘリコプタがある所定の最低高度に接近するにつ
れてヘリコプタの速度をホパ速度の近くまで減速するた
めに制御則計算においてそれらの組合わされたパラメー
タが用いられる。

そうすると、ヘリコプタは滑走路の上方のある固定され
た高度（典型的には約１５．２ｍ　（５０フィート）に
ほぼ零の対地速度で位置させられる結果となる。このよ
うな状況においては、操縦士は手動操縦して、着陸させ
ることができ、または着陸するには視界が悪すぎる場合
には旋回飛行（ｇｏ−ａｒｏｕｎｄ　ｍａｎｅａｕｖ＠
ｒ）を開始できる。この装置は加速度または対気速度で
はなくて対地速度を基にして動作するから、それの確度
は風の状態に依存しない。

本発明に従って、ピッチ姿勢を制御する回転翼サイクリ
ックピッチ指令手段と、それの垂直揚力を制御する回転
翼コレクティブピッチ指令手段とを有する航空機の飛行
経路制御信号を発生する装置において、航空機の垂直速
度全表す信号を供給する手段と、所定の飛行経路からの
航空機の飛行経路の垂直方向のずれを表す速度誤差信号
を供給する手段と、垂直速度信号と速度誤差信号の代数
差を供給する手段と、前記差信号に応答して、対地速度
に比例する信号を得る、対地速度と垂直速度の比に比例
する関数手段とを含む航空機の飛行経路制御信号を発生
する装置が得られる。

対地速度の計算を滑らかにするために対地速度は補充フ
ィルタによシろ波されて、気圧計式に測定された垂直速
度信号が、大気のしよう乱によりひき起されることがあ
る、意図しないのに乱されることが少なくなるようにす
る。ろ波された対地速度信号は、航空機のレーダ高度の
関数として変化する対地速度基準信号に組合わされて指
令された固定航空機減速率を供給するその結果として得
られた対地速度誤差信号が、ピッチ姿勢を制御するため
に航空機のピッチ姿勢制御装置へ加えられる。

〔実施例〕

以下、図面を参照して本発明の詳細な説明する。

本発明の装置について説明する前に、本発明の全体的な
動作特徴および諸要求を説明するために第１図と第２図
を参照する。典型的なヘリコプタ自動制御装置の線図が
第１図に示されている。飛行誘導コンピュータ１０が装
置の計算部として機能する。その飛行誘導コンピュータ
は、ピッチ軸１２と、ロール軸１４と、コレクティブ軸
１６と、ヨウ軸１８とを含めたいくつかの計算軸を含む
ことができる。そのコンピュータはアナログ型またはデ
ジタル型とすることができるが、現在のほとんどの装置
はアナログ技術とデジタル技術の両方を含む。ピッチ姿
勢とロール姿勢が主回転翼装置のサイクリックピッチ制
御器により制御される。

ヨウはトルク平衡地部回転翼により制御される。

高度は主回転翼装置のコレクティブピッチ制御器により
制御される。また、サイクリックピッチはヘリコプタの
前進運動および後退運動または対気速度および横方向運
動も制御する。

ヘリコプタの飛行経路は、航空機により運ばれる航空機
の姿勢基準および位置基準から得た複数の信号に従って
制御される。それらの信号は組合わされ、ヘリコプタの
動的飛打特性の関数として相関させられる。関連する軸
を安定させるために、各軸１２，１４．１６．１８はそ
れぞれのセンサ３Ｇ、３２，３４，３６　から信号を受
ける。すなわち、航空機のロール安定化は、垂直ジャイ
ロからロール変位制御信号を供給し、レート回路から変
化率信号を受けることによシ行うことができる。

その結果として得られた信号が適当な増幅器および整形
回路網とコンピュータ１４へ供給される。

そのコンピュータの出力はロール作動装置２４を起動さ
せる。予め選択された高度からのずれに対応する変位信
号を供給することにより、選択された高度が安定にされ
る。その変位信号は、適当なレート回路によシ供給され
る変化率信号とともに、コレクティブ軸作動装置へ加え
られる。ヨウ軸を中心として安定させるために、ジャイ
ロ磁気コンパスと針路選択器が、選択された針路からの
航空機の飛行方向のずれに対応する出力信号を供給する
。この信号は、航空機のヨウ率および横方向加速度に比
例する信号とともに、適当な増幅器を介してヨウ作動装
置および尾部回転翼制御器２６へ加えられる。コンピュ
ータのピッチ軸部１２（これは主として本発明によりア
ドレスされる）は、対気速度センサ、高度センサ、縦の
加速度センサのような各種の航空機センサから入力信号
を受け、ブロック４２において外側ループ制御則計算を
行う。その計算の結果としてピッチ高度基準３８が得ら
れる。外側ループというのは、姿勢入力と飛行方向入力
を自動操縦装置へ加えることにより、航空機の飛行経路
を制御する機能を指すものである。ピッチ姿勢基準信号
３８がピッチ姿勢制御則装置４０へ加えられる。そのピ
ッチ姿勢゛副御則装置４０は基準信号を増幅および整形
して、縦のサイクリック作動装置２０を位置させること
により、ヘリコプタを希望のピッチ姿勢に安定させる。

縦のサイクリック作動装置２０はヘリコプタ回転翼装置
スオツシュプレート２２へ機械的に結合される。

装置のロール軸部１４と、コレクティブ軸部１６と、ヨ
ウ軸部１８とが同様のやｐ方で動作を行う。

ロール、ヨウおよびコレクティブ作動装置２４ｔ−制御
することにより、希望に応じて飛行経路を制御するとい
うようにして各種の入力信号が組合わされる。ロール作
動機およびコレクティブ作動機は主回転翼スオツシュプ
レート２２へ機械的に結合され、ヨウ作動機は尾部回転
翼ピッチ制御器２６へ機械的に連結される。

陸上をベースとする民間機は計器着陸装置（ＩＬＳ）に
頼る。ＩＬＳは低高度進入装置であるが、着地まで常に
誘導信号を供給するわけではない。国際民間航空機構（
ＩＣＡＯ）は、ＩＬＳによシ支援される民間機の着陸の
ために３種類の装置を定めている。カテゴリイＩは約６
１ｍ（２００ｆｔ）の上昇限度と、約７３２ｍ（２４０
０ｆｔ）の滑走路視程とを有する。操縦士が着陸を試み
るためには視程は約７３２ｍ（２４００ｆｔ）をこえな
ければならない。カテゴリイ■では、進入限界高度が約
３０．５ｍ（１００ｆ１）、滑走路視程は約３６６ｍ（
１２００ｆｔ）である。

カテゴリイ■では、滑走路視程は零視程から約２１３ｍ
（７００ｆｔ）までの３つの範囲に分けられる。

市販されているほとんどのヘリコプタ装置は、カテゴリ
イＩ空港施設においては、約６１ｍ（２００ｆｔ）　　
のレーダ高度以上では、計器飛行方式（ＩＦＲ）運用に
限られる。部分的には、これは、装置の故障、悪い視程
、予測しなかった風のシャ等により、安全な進入を継続
できなくなった場合に、操縦士が修正操作を加えるため
に要する反応時のためである。進入の終端点の近くでヘ
リコプタを非常に低い値まで減速することにより、ヘリ
コプタは低い降下率で地面に接近し、それによって操縦
が置かれている状況を把握するために要する時間を長く
する。このように反応時間を長くすることにより、保証
できる最短視程を短縮できる。

第２図に示すように、滑走路の上方的４５７ｍ（約１５
００ｆｔ）から約３１ｍ（約１００ｆｔ）の間は、進入
は、グライドスロープ路を定める電波ビーム５０によシ
誘導される。グライドスロープ路の仰角は典型的には２
．７５度である。この公称値からの数十分の１度よシ大
きなずれは異常である。グライドスロープビームを受信
する前は、航空機の垂直（コレクティブピッチ）軸を高
度保持モードで典型的に動作させて、一定の高度５２で
飛行させることができ、その間に航空機の縦軸（サイク
リックピッチ）は、操縦士により選択された速度に従っ
て一定速度モードで動作させられる。典凰的には、ヘリ
コプタは、正常な空港交通に合致し、地上の制御器によ
り指令される角度および対空気速度（典型的には９０〜
１５０ノツト）で送信されているグライドスロープビー
ムに接近する。点５４において、ゆつくプした降下が開
始される。そうすると、航空Ａはグライドスロープビー
ム５０を晰近的に捕えさせる。グライドスロープビーム
を捕えると、高度保持モードは垂直チャネルにおいて不
能状態にされる。その後で、垂直チャネルはグライドス
ロープ変位信号により制御される。航空機が終端点から
所定距離の点５６に達するまで、縦軸の一定速度制御が
維持される。点５６においては減速プログラムが開始さ
れる。その減速プログラムは航空機を非常に低い速度（
５〜１０　ｋｔｓ）まで減速する。減速プログラム中は
、縦軸は、計算された対地速度と変化する対地速度基準
の間の差を示す誤差信号により制御される。点５Ｂにお
いては、滑走路の上方の所定の高度（典型的には約１５
．２ｍ（５０ｆｔ）において航空機を水平にするために
、引起し操作が行われる。航空機の加速度を零近くの値
に維持するように、縦軸基準信号が供給される。それに
より、引起し操作が開始された時の終端速度状態を保持
する。

本発明は、進入の減速が行われる部分に主として向けら
れるものである。先に述べたように、典型的なグライド
スロープ送信のビーム角度αは典型的には２．７５度で
ある。したがって、簡単な幾何学的関係により、垂直速
度を対地速度の関数として合理的に予測できるようにさ
れる。

ｈ＝Ｖｇｔａｎα　　　　　　　　　　　　　（１）こ
こに、ｈ＝垂直速度 ｖｇ＝対地速度 α＝ニブライドスロープ度 である。

航空機が所定のグライド経路からずれると、垂直速度が
少し変化することが予測できる。それらのずれが補償さ
れないとすると、計算された対地速度に大きな誤差が生
ずる結果となる。しかし、変化を予測でき、それらの変
化はグライドスロープ誤差αＣと、グライドスロープ制
御則利得（Ｋｓ）と、コレクティブ軸垂直速度閉包（ｃ
ｔｏｓｕｒｅ　）との関数である。それの応答は時定数
がτｌである遅れ回路網により表わされる。

グライドスロープ誤差は、従来はグライドスロープーム
の中心からのずれの度で測定されていたが、レーダ高度
計から実際の高度が既知で、既知のグライドスロープ角
度から傾斜角ｄを計算できるから、グライドスロープ角
度を従来の三角法計算により直線的な測定値へ容易に変
換できる。グライドスロープのずれは典型的には０．５
度のオーダまたはそれより小さいから、小さい角度の三
角関数の周知の近似計算を用いて次の式が得られる。

Δｈ＝ｄｓｌｎαｅ（２） したがって、（１）式から、 ｈ＝Ｖｇｔａｎα＋に１Δｈ／（τＩＳ＋１）　　　　
　（３）が得られる。ここに、Δｈはグライドスロープ
誤差に比例する高度誤差である。（３）式を対地速度に
ついて解くと、 Ｖ＋ｒ−（六−に１Δｈ／（ｒ、ｓ＋ｔ　）　）／　ｔ
ａｎα　　（４）が得られる。この式で、τ１は０．７
５〜２秒であって、典型的には１秒、Ｋ１は典型的には
約０．０１９ｍ／　ｓｓｃ　７ｍ　（０，２ｆｅｅｔ　
／　ｓ＠ａ　／　ｆｔ）である。

本発明は、従来のアナログ回路と計算技術を用いて、ま
たは従来の全デジタル技術を用いて、あるいは従来のハ
イブリッドデジタル／アナログ技術を用いることにより
実現できる。本発明の理解全簡単にするために、第３図
に示すよう【全体としてアナログ形式を用いて説明する
が、同じアナログ形式がプログラム可能なデジタＡ・コ
ンピュータのプログラムをブロック図で表わすことがで
きることもわかるであろう。各種のアナログ入力がデジ
タル処理のためのデジタル信号に変換され、各種のデジ
タル出力が制御サーボモータを駆動するためのアナログ
信号へ変換される。

第３図は、対地速度に正確に比例する信号を発生する本
発明の実施例を示す。その信号を、飛行経路の種々の動
作モードにおいてピッチ姿勢制御装置を駆動するための
誤差信号を発生するデータソースとして使用できる。こ
の実現は対地速度環の冗長測定値を得ることを基にして
いる。ブロック１００における計算は空気データを基に
している。

ブロック１０２における計算は慣性要素を基にしている
。２つの設定値が、望ましくない周波数特性を無くシ、
シかも滑らかさ、確度および優れたダイナミック応答を
保持するようにして周波数応答回路網によυ処理される
。Ｐ波された対地速度Ｖｇの計算のための数学的展開は
下記の式で要約される。

（５）式において、Ｘは気圧高度計１０８から得られて
、ブロック１００により計算され、線１２０へ出力され
九対地速度を表わす。τ２は、伝達関数が１／（τ、Ｓ
＋１）である低域フィルタの時定数である。Ｓは時間微
分演算子ｄ／ｄｔである。時定数τ２は４秒台であって
、空気データスタチツクソースの異常を除去するのに十
分な長さである。項ｉは、後述するようにして重力誤差
を修正し次続空機の縦の加速度を表わす。項τ２／（τ
ｚｓ＋１）は電子的ウォッシュアウト回路の時定数を表
わすもので、この時定数は、ピッチレート、突風、風シ
ャ等に起因する航空機の気圧高度計の出力中の異常を除
去するために十分に長く選択されるが、ピッチ姿勢信号
を得るために用いられる垂直ジャイロスコープのエレク
ション特性の長時間効果の影響を受けないように十分に
短い。

ブロック１００は、（４）式に従って本発明の対地速度
計算を行う回路を示す。高度を表わす信号が気圧高度計
１０８によシレート発生器１１０へ供給され、航空機の
垂直速度りに対応する信号を得る。従来のグライドスロ
ープ受信器１１２が、グライドバスからの航空機の逸脱
を表わす誤差信号Δｈ’６供給する。コレクティブ軸垂
直速度クロージヤー（ａＬｏ−ｓｕｒｅ　）　　の動的
な応答に対応する時定数τ２を有する高域フィルタ１１
４へ誤差信号Δｈが加えられる。Ｐ波されたグライドス
ロープ誤差が線１１５を介して加算点１１６へ加えられ
、そこで垂直速度係数りからそのグライドスロープ誤差
が差引かれる。

加算点１１６の出力は関数ブロック１１８へ加えられ、
その関数ブロックにおいて、グライドスロープ角度αの
正接の逆数に対応する三角関数（１／ｌａｎα）が乗ぜ
られる。したがって、？ｌＡｌ２Ｏに供給されるブロッ
ク１００の出力は、計算され、かつグライドスロープ経
路からのずれについて補正された対地速度を表わす。

ブロック１０２の内部には、補充フィルタの部品が、得
られた慣性加速度信号とともに示されている。航空機の
縦軸Ｘに取付けられている縦加速度計１６８ヲ加速度の
測定に使用できる。Ｘ軸に取付けられているその加速度
計の出力は、その加速度計が地球の重力の影＃を受けて
いるために、スプリアス信号を含む。この加速度計は地
球の重力の加速度ｇと航空機の加速度成分＾を区別する
ことができない。しかし、ｇの値と向きは正確に知られ
ているから、ｇの影響を補償することができる。

加速度計の信号出力は次式で表わされることは当業者に
は周知のことである。

Ａｘ　＝　’ｘ　十ｇ　ｓｉｎθ　　　　　　　　　　
　　（６）ここに、Ａｘは縦加速度計の信号出力 °ｉは航空機の縦加速度 ｇは地球の重力の加速度 θは地面に対する航空機のＸ軸の角度 である。

したがって、地球の重力による成分（飛行経路に沿って
ｓ１ｎθである）を差引くことによシ希望の縦加速度成
分を得ることができる。縦加速度計１６８の信号出力１
２２が加算点１２４の１つの入力端子へ加えられる。ピ
ッチ軸ジャイロ１７０が、値５ｉｎｏを有するピッチ姿
勢信号１２６ｔ−供給する。

この信号は、ブロック１２Ｂへ加えられる。このプロッ
ク１２８は利得ｇｔ−有するから、そのブロックの出力
はｇ　ｓｉｎθである。　この出力は加算点１２４にお
いて縦加速度信号Ａｘから差引かれて航空機の加速度Ｘ
となる。この項Ｘは、小さな角度に対して水平加速度成
分の値が縦の加速度成分に非常に近いという仮定を基に
している。

気圧高度計から得た算出された対地速度信号１２０が加
算点１３０へ加えられる。その加算点の出力に値がｌ／
τ２である利得１３２が乗ぜられる。その利得を乗ぜら
れた加算点１３０の出力が別の加算点１３４へ加えられ
、その加算点において縦の加速度°ｉに組合わされる。

その加算点１３４の出力は積分器１３６へ加えられる。

その積分器の出力は閉ループの線１３８ヲ介して加算点
１３０へ戻され、その加算点において気圧高度計信号１
２０から差引かれる。このフィルタルーズの動作は次式
で表わすことができる。

（（ｘ−Ｖｇ）／ｓ＋’ｘ）／Ｓ　＝　Ｖｇ　　　　　
　　　（７）（５）式から得られるＰ波された対地速度
Ｖｇの値を（７）式に代入すると、ｐ波された対地速度
の大きさが、気圧高度計で得た対地速度の大きさに等し
いことがわかるであろう。

次に第３図のブロック１０４を参照して、グライドスロ
ープ制御シーケンスが、安全な高度および安全な対気速
度でグライドスロープビームを横切ること、ビームを検
出することと、グライドスロープビーム上で航空機の位
置に追従すること、および航空機を低い速度までプログ
ラムに従って減速すること、更に、航空機が所定の決定
高度（ｄｅ−ｅｉｓｌｏｎｈｅｉｇｈｔ）以下に降下し
た時にホＩ（速度まで減速することを含む。

自動的に順序を追って行われるグライドスロープモード
は、高度保持モードで動作している飛行誘導コンピュー
タによシ通常スタートする。この期間中に、ブロック１
５８において従来のやり方で発生される基準対気速度誤
差信号が、スイッチ１６０の接点１６０ａ　　と、スイ
ッチ１６２の接点１６２ａと、線１６６とを介してピッ
チ姿勢制御装置１０６へ加えられる。基準対気速度誤差
信号発生器１５８の出力は希望の対気速度に対する対気
速度誤差を表わす。対気速度は進入および着陸の段階中
に操縦士によシ選択され、または外部でプログラムでき
る。希望の対気速度が得られるまで、誤差信号はピッチ
姿勢制御サーボを通常の閉ループ構成で駆動する。グラ
イドスロープビームを捕えたら、対地速度基準発生器１
４８がグライドスロープ係合ロジック１５２により係合
させられ、所定の減速プログラムに従って対地速度誤差
信号１５４ヲ供給する。

一定の減速と、時間の関数として可変減速を行うのに適
当なプログラムの一例が、本願出願人の所有する米国特
許出願筒３，９１６，６８８号に示されている。対地速
度基準発生器はレーダ高度を表わす信号と、Ｐ波された
対地速度を表わす信号を受け、グライドスロープロジッ
ク１５２によシ可能状態にされると対地速度基準信号を
発生し、その信号金線１５４全介して加算点１４６へ加
える。その加算点１５４において、その信号は回路点１
４４からの信号Ｖｇに組合わされる。その加算点１５４
の出力は線１５６ヲ介してスイッチ１６０へ加えられる
。グライドスロープを捕えてから５〜ｌＯ秒以内に、航
空機の高度がグライドスロープ経路に関して航空機の高
度が所定の誤差以内の時は、グライドスロープ選択ロジ
ック１６３が飛行指示コンピュータにより可能状態にさ
れて、スイッチ１６０の接触子を接点１６０ｂ　へ移動
させる。そうすると、加算点１４６で得られた対地速度
誤差信号をスイッチ１６０と１６２を介してピッチ姿勢
制御装置１０６へ送ることができるようにされる。実際
の飛行経路角度は今はグライド経路角度にほぼ等しいか
ら、航空機は減速されて、レーダ高度計センサ１５０に
より従来のやυ方で決定される決定高度が得られるまで
、グライドスロープ傾斜に沿って降下する。引起し経路
の始まシは、レーダ高度計により決定される航空機の実
際の高度が引起し開始高度より低い時を決定することに
より検出される。これは引起し選択ブロック１６４によ
り行われる。その引起し選択ブロックは、上記検出が行
われると、スイッチ１６２の接触子を接点１６２ｂ　へ
切換えさせて、装置金グライドスロープ指令から引起し
指令へ切換えさせる。縦加速度制御則ブロック１７２が
加速度計１６８からの縦の加速度と、ジャイロ１７０か
らのピッチ姿勢を処理する。そのブロック１７２は、航
空機の加速度を零に近い値に保って、引起しモード開始
時の終端速度状態を保持するように構成される。引起し
動作により、航空機は滑走路の上方の安定にされる高度
（典型的には約１５．２ｍ（５０ｆ　ｔ））にされる。

以上の説明から、下記のように、改良された低速進入装
置を提供するものであることがわかるであろう。

（１）　　航空機の減速度が、地面をベースとする距離
測定装置とは独立の対地速度により制御される。

この制御は逆風の条件ドでも信頼できる。

（２）航空機がグライド経路から外れた場合に、対地速
度計算がグライドスロープ誤差に対して補正される。

（３）典型的なヘリコプタ自動飛行制御装置で利用でき
るセンサおよびパラメータだけを必要とする。

【図面の簡単な説明】

第１図はヘリコプタ自動飛行制御装置の概略ブロック図
、第２図はホパすなわち着陸終端点からの種々の距離に
おけるコレクティブピッチ機構およびサイクリックピッ
チ機構の動作モードを示す高度と距離の関係のグラフ上
におけるグライドスロープを示し、第３図は本発明の装
置の一実施例のブロック図である。 １０・・・・飛行誘導コンピュータ、２０・・・・縦の
サイクリック作動装置、２４１１・・・ロール、ヨウお
よびコレクティブ作動装置、２６・―・・尾部回転翼制
御装置、１１０・・・・レート発生器、１１２−・・φ
グライドスロープ受信器、１１４・・・・高域フィルタ
、１１６　、１２４　、１３０　。 １３４　、１４６・・・・加算点、１１８・・φ書間数
ブロック、１２８．１３２・・・・利得ブロック、１３
６・・・−積分器、１４８・・・・対地速度基準発生器
、１５０・・・・レーダ高度計、１５２・・・・グライ
ドスロープ係合ロジック、１５８−−・・対気速度基準
発生器、１６３・・・・グライドスロープ選択器、１６
４・・・・引起し選択ブロック、１６８拳・・・縦の加
速度計、１７０＠・・・ピッチ軸ジャイロ、１７２Ｏ・
・・縦の加速度制御則計算剤ブロック。

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）ピッチ姿勢を制御する回転翼サイクリツクピツチ
   指令手段と、それの垂直揚力を制御する回転翼コレクテ
   イブピツチ指令手段とを有する航空機の飛行経路制御信
   号を発生する装置において、所定の縦の飛行経路に対す
   る前記航空機の垂直速度を表す第１の信号を供給する手
   段と、 前記所定の飛行経路からの実際の飛行経路の差に対応す
   る垂直速度誤差を表す第２の信号を供給する手段と、 前記第１の信号と前記第２の信号を組合わせてそれの差
   を形成する手段と、 前記差信号に応答して、前記実際の飛行経路に対する前
   記航空機の垂直速度に対応する縦の速度信号を得る、垂
   直速度を縦の速度に関連づける、前記所定の飛行経路の
   角度測定値に比例する関数手段と、 を備えることを特徴とする航空機の飛行経路制御信号を
   発生する装置。
2. （２）着陸終端点からの所定の高度より高い高度におけ
   る降下の初めの点にある間の希望の対気速度を表す信号
   を供給する手段と、 高度率（ａｌｔｉｔｕｄｅｒａｔｅ）と、グライドスロ
   ープ誤差率と、縦の加速度と、ピッチ姿勢との関数に応
   答してヘリコプタの実際の対地速度を表す信号を供給す
   る手段と、 前記所定の高度より高い高度における希望の最高対気速
   度に少くとも等しい初めの値から所定のよい低い対地速
   度を表す最後の値までの高度に従つて変化できる対地速
   度基準信号を供給する手段と、 前記終端点からの前記所定の高度において始まる、降下
   経路に沿つてヘリコプタが進むにつれて、前記基準信号
   を前記初めの値から前記最後の値まで変化させる手段と
   、 前記実際の対地速度信号と前記変化できる基準信号に応
   答して、ほぼ前記終端点における前記所定の低い対地速
   度まで実際の対地速度を低下させるために要する航空機
   の姿勢を示す出力を選択的に供給する手段と、 加速度およびピッチ姿勢の所定の関数に応答して、実際
   の対地速度を別の所定の対地速度まで、ほぼ前記終端点
   における所定の降下フレア経路に従つて低下させるため
   に要する航空機の姿勢を示す別の出力を選択的に供給す
   る手段と、 希望の降下経路制御信号をとつたことを表す前記出力ま
   たは前記別の出力を選択する手段と、を備えることを特
   徴とする降下経路に沿うホパまたは着陸終端点までのヘ
   リコプタの飛行を制御する装置。