JPH0355360B2

JPH0355360B2 -

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Publication number: JPH0355360B2
Application number: JP55154552A
Authority: JP
Priority date: 1979-11-02
Filing date: 1980-11-01
Publication date: 1991-08-23
Also published as: EP0028435B1; US4347572A; DE3069229D1; JPS5675299A; EP0028435A1

Description

【発明の詳細な説明】［産業上の利用分野］この発明は航空機の制御技術に関し、特に航空
機のクライムアウト（climb−out）ガイダンス
決定方法およびクライムアウトガイダンス指令信
号発生装置に関する。

ここで、クライムアウトとは、航空機の離陸か
ら、パイロツトの作動またはゴーアラウンド
（go−around：巡回）のような他のモードの開始
までの間を意味する。

［従来の技術］多くの航空機事故が、離陸中や着陸中に遭遇す
る強いウインド・シイーヤ（wind shear；風の
シイーヤ）の状態により起こつていることが、事
故調査でわかつた。分析の結果、航空機は全くと
は言えないがほとんどの逆方向のウインド・シイ
ーヤを回避できる十分な能力を有していることが
明らかになつた。問題は、基本的には、その問題
を回避できる方法で航空機の能力を活用しない搭
乗員にある。

ウインド・シイーヤの問題に対するこれまでの
１つの技術的アプローチは、ウインド・シイーヤ
警報装置を使用することであつた。航空機にセン
サが取付けられ、もしウインド・シイーヤ状態が
存在すれば搭乗員は警報を受ける。

［発明が解決しようとする課題］有用ではあるが、たとえ搭乗員がウインド・シ
イーヤ状態を知つていても、どのような操作をと
るべきかが必ずしも明確ではないという前述の事
実によるウインド・シイーヤ事故を、そのような
装置が完全に排除することは期待できない。

そのような警報装置のもう１つの問題は、その
装置がうるさくて外してしまいやすく、したがつ
てその確実性が減少することである。

多くのシステムが、対気速度および対地速度の
種々の複合表示装置を用いたシミユレータにおい
て試験され、それにより、対気速度の十分な余裕
をもつて着陸できる十分な情報をパイロツトに与
えている。このように、もし向い風が急速に弱く
なつても（逆方向のウインド・シイーヤ）、航空
機は通常の失速までの余裕は残し、事故を避ける
ことができる。しかしながら、これには対地速度
の情報が必要であり、大多数のジエツト輸送機は
対地速度センサを持つていない。そのようなセン
サは高価であり、また離陸時に遭遇するウイン
ド・シイーヤ状態に対してほとんど何の対応策も
持つてない。

したがつて、フライトデイレクタまたは自動パ
イロツト制御によつて激しいウインド・シイーヤ
状態と関係なく、航空機を安全に誘導するシステ
ムのためのこのような技術の必要性が、以前から
感じられている。

この発明の目的は、特にウインド・シイーヤ状
態における航空機のクライムアウトガイダンス決
定方法およびクライムアウトガイダンス指令信号
発生装置を提供することである。

［課題を解決するための手段］この発明にかかる航空機のクライムアウトガイ
ダンス決定方法は、(a)、(b)、(c)の優先順位にある
ステツプ(a)、(b)および(c)からなる。

迎え角が操縦桿加振開始値よりも低い所定の値
を越えないような環境下を除いて（ステツプ(a)、
ステツプ(b)および(c)を行なう。ステツプ(b)では、
対気速度の損失に関係なく、予め定めた最小高度
変化率を達成するために鉛直方向の速度を制御す
る。ステツプ(c)では、最小高度変化率よりも高い
所定の高度変化率の達成に応答して、対気速度を
ある特定の値に制御する。

好ましくは、ステツプ(b)における鉛直方向の速
度の制御がフエードアウトされながら、ステツプ
(c)における対気速度の制御がフエードインされる
ように、ステツプ(b)とステツプ(c)との間で移行す
るステツプをさらに含む。

この発明にかかる航空機のクライムアウトガイ
ダンス指令信号発生装置は、最小値手段、対気速
度指令手段、移行手段、および操縦桿加振器オー
バライド手段を備える。

最小値手段は、航空機の実際の高度変化率を所
定の基準高度変化率と比較し、それに応じた誤差
指令信号を発生する。対気速度指令手段は、基準
高度変化率よりも低い所定の最小高度変化率を越
える航空機に応答して、予め定めた特定の値を示
す対気速度指令信号を発生する。移行手段は、最
小高度変化率と基準高度変化率との間において、
誤差指令信号をフエードアウトするフエードアウ
ト信号を発生しながら、対気速度指令信号をフエ
ードインするフエードイン信号を発生する。操縦
桿加振器オーバライド手段は、失速値に近づいて
いる航空機の迎え角に応答して、航空機の迎え角
を操縦桿加振開始値よりも低い所定の値に制限す
る。

ここで、操縦桿加振開始値とは、航空機の迎え
角がその飛行条件下での失速状態に近づいたこと
を警告するために操縦桿に振動を加え始める迎え
角の値を示している。また、最小高度変化率と
は、飛行の状態等に応じてパイロツトにより決定
され得る航空機の上昇率をいう。さらに、基準高
度変化率とは、パイロツトの制御またはシステム
の設計により規定される望ましい高度変化率（上
昇率）をいう。この高度変化率はエンジンが停止
しているか否かにより変化するものである。

［実施例］第１図は、本発明によるクライムアウトガイダ
ンス決定方法を実施するためのクライムアウトガ
イダンス指令信号発生装置の好ましい実施例を示
す詳細ブロツク図である。

以後詳述するが、この装置は航空機の多くのパ
ラメータをモニタし、クライムアウトガイダンス
指令信号を発生させるために、優先順位が付けら
れたいくつかのモードのうちの１つに従つて作動
する。このクライムアウトガイダンス指令信号
は、適切な航空機ピツチ角を示すパイロツトフラ
イトデイレクタ表示装置として使用されてもよい
し、または自動パイロツト制御に直接接続され、
それにより航空機の自動誘導に使用されてもよ
い。

ステツプ(a)に対応する最も高い優先モードで
は、迎え角を操縦桿加振開始値よりもわずかに低
い適切な値に制限することにより、航空機の制御
が維持される。

操縦桿加振器は、すべてのエンジン輸送機に搭
載されている失速警報装置である。これは、迎え
角が失速速度の約10％高い対気速度に相当する
「禁止角度」にくると自動的に作動する。

本装置の一部にフラツプ位置検知器１０があ
る。フラツプ位置検知器１０は、フラツプ回転角
度に比例した出力信号δ_Fを発生する。この出力信
号は、迎え角プログラムブロツク１２に送られ
る。迎え角プログラムブロツク１２の変換特性を
第４図に示す。迎え角プログラムブロツク１２
は、本質的には、与えられたフラツプ位置δ_Fに対
し、予め定められた迎え角の最大値を調べるため
の記憶装置である。第４図はボーイング737−
200A型機の操縦桿加振開始値の１度前における
最大迎え角を示す。このように、迎え角プログラ
ムブロツク１２の出力は、最大許容迎え角を表わ
す最大許容信号である。

この最大許容信号は、加算器１３の正の入力に
送られる。迎え角羽根１６によつて検知された航
空機の実際の迎え角に比例した信号が、加算器１
３の負の入力に送られる。したがつて、加算器１
３の出力は、操縦桿加振開始値を考慮した最大許
容迎え角と航空機の実際の迎え角との差である誤
差信号となる。

この誤差信号はゲインおよび遅れ回路１８に送
られる。ゲインおよび遅れ回路１８は、フラツプ
位置に相当する入力１９とエンジン停止状態に相
当する入力２０とを有する。第６図ｃは種々の入
力状態に対するゲイン係数Kαを示す。

たとえば、もしエンジンが停止し、フラツプが
上向きならば、Kαは1.9である。Kαの値は、使
用される個々の航空機に応じて選ばれる。ゲイン
および遅れ回路１８により与えられる遅れフアク
タは、たとえば表示が気になるほど速く変化する
ようなことが起こらないように表示を遅らせるも
のである。

ゲインおよび遅れ回路１８の出力は最大負値選
定回路２４の第１の入力２２に送られる。この最
大負値選定回路２４は、第１の入力２２および第
２の入力２３の信号のうち負の値が最も大きい信
号を選択し、それを出力に送る。以後の説明で十
分理解できるように、通常、第２の入力２３に現
われる信号は第１の入力２２に現われる信号より
も負の値が大であり、したがつてこの信号が出力
に送られ、一般にフライトデイレクタ表示装置を
制御するために使用される。しかしながら、操縦
桿加振開始値に接近している状態においては、第
１の入力２２における信号は負の値がより大とな
り、したがつてこの信号が最大負値選定回路２４
の出力に送られる。

操縦桿加振器オーバライド手段は、迎え角プロ
グラムブロツク１２、フラツプ位置検知器１０、
加算器１３、迎え角羽根１６、ゲインおよび遅れ
回路１８、入力１９，２０、および第１の入力２
２により構成される。

加算器１３から出力される誤差信号が、操縦桿
加振器オーバライド手段により発生されるオーバ
ライド指令信号に対応する。

最大負値選定回路２４からの出力は、加算回路
２５の正の入力に現われる。また、フイードバツ
クダンピング回路２６の出力が、加算回路２６の
正の入力に与えられる。従来の方法で作動する場
合、フイードバツクダンピング回路２６は装置内
部におけるパラメータを検知し、フイードバツク
モードにおいて、不安定性を排除するためにイン
ナーループ動作を鈍くさせる信号を作り出す。フ
イードバツクダンピング回路２６の構成および使
用は、当業者が理解できるものである。

加算回路２５の出力は最大負値選定回路２８の
１つの入力２７に送られる。この最大負値選定回
路２８は、最大負値選定回路２４のように第１の
入力２７および第２の入力２９に現われる信号の
うち最も負の値が大きい信号を選択し、その信号
を出力側に送る。後の説明で十分に理解できるよ
うに、通常は、最大負値選定回路２８の出力は第
１の入力２７に現われる信号となる。

最大負値選定回路２８の出力はこの装置の出力
となる。この信号は、指令された航空機ピツチ角
に比例しており、通常の方法でパイロツトの使用
に適したフライトデイレクタ指示表示をするかま
たは航空機の自動パイロツト装置を直接制御する
ようにしてもよい。

ステツプ(b)に対応する第２の優先モードでは、
この装置は、対気速度の損失と無関係に、最小高
度変化率（最小上昇率）を達成するために鉛直方
向の速度を制御する。

この機能を果たす装置の部分は、３０，３２で
示される信号源においてそれぞれ発生される第１
および第２の高度変化率指令信号を有する。本装
置では、高度変化率指令信号は4.5または6.0ｍ／
秒（15または20フイート／秒）である。２つの高
度変化率指令信号のうち適切な方がスイツチ３４
により選択される。スイツチ３４は、通常は6.0
ｍ／秒（20フイート／秒）を選択する。しかしな
がら、航空機のエンジンの１つが停止している状
態においては、スイツチ３４は4.5ｍ／秒（15フ
イート／秒）の方に切換わる。

信号源３０，３２において発生される第１およ
び第２の高度変化率指令信号が、基準高度変化率
に対応する。

スイツチ３４により選択された信号はスイツチ
３６に送られる。スイツチ３６は通常は０ｍ／秒
（０フイート／秒）を選択する位置にあり、スイ
ツチ３４により選択された信号とは無関係となつ
ている。しかし、もし航空機が離陸中またはゴー
アラウンド中にあつて地上から離れている状態で
は、スイツチ３６はスイツチ３４から送られた信
号を選択するように作動する。この状態は、着陸
装置の近くにあるスコオート（squat）スイツチ
により検知される。このスコオートスイツチはも
し着陸装置に荷重がかかると出力信号を発生す
る。このように離陸またはゴーアラウンド状態で
は、スイツチ３６は、非スコオートまたはゴーア
ラウンド状態のための第２の状態に作動される。

スイツチ３６により選択された信号は表示遅れ
回路３８を通過する。表示遅れ回路３８は、進入
からゴーアラウンドへの移行が適当な小さい高度
損失で行なわれるように、送られる信号に適当な
遅れを与えるようにゲインおよび遅れ回路１８と
同様に働く。

表示遅れ回路３８の出力は、加算回路４０の正
の入力に与えられる。コンプリメンテツド高度変
化率検知器４２の出力が、加算回路４０の負の入
力に与えられる。このコンプリメンテツド高度変
化率検知器４２は、航空機に一般に利用できるも
のであり、航空機の高度変化率（ｍ／秒）に比例
した出力信号hcFを供給する。

したがつて、加算回路４０の出力は、指令され
た高度変化率と航空機の実際の高度変化率との差
に等しい誤差信号である。

最小値手段は、信号源３０，３２、スイツチ３
４、スイツチ３６、表示遅れ回路３８、加算回路
４０、およびコンプリメンテツド高度変化率検知
器４２から構成される。

加算回路４０から出力される誤差信号が、最小
値手段により発生される誤差指令信号に対応す
る。

ステツプ(b)とステツプ(c)との間で移行するステ
ツプに対応する移行モードでは、ステツプ(b)にお
ける鉛直方向の速度の制御がフエードアウトされ
ながら、ステツプ(c)における対気速度の制御がフ
エードインされる。

上記の誤差信号は乗算器４４の入力４３に与え
られる。乗算器４４は、入力４３の信号にゲイン
コントロール入力４５に現われるゲインコントロ
ール信号により決定されるフアクタを掛け合わせ
る。乗算器４４のためのゲインコントロール信号
は、ゴーアラウンドプログラムブロツク４６の出
力により決定される。ゴーアラウンドプログラム
ブロツク４６の入力は、コンプリメンテツド高度
変化率検知器４２の出力である。航空機の１つの
エンジンが停止しているか否かに依存する２つの
状態のうちの１つをとる入力４７も、ゴーアラウ
ンドプログラムブロツク４６の１つの入力として
与えられる。

ゴーアラウンドプログラムブロツク４６の変換
特性が第３図に示される。ここで、縦軸にプロツ
トされている出力信号は、横軸にプロツトされて
いる高度変化率の関数として変化することがわか
る。このように、すべてのエンジンが作動してい
る通常の状態では、高度変化率が３ｍ／秒（10フ
イート／秒）に達するまで、ゴーアラウンドプロ
グラムブロツク４６の出力は一定レベルである。
３ｍ／秒（10フイート／秒）の点からはその出力
は直線的に降下し、６ｍ／秒（20フイート／秒）
では０となる。１つのエンジンが停止している状
態においては、ゴーアラウンドプログラムブロツ
ク４６の出力は高度変化率が1.5ｍ／秒（５フイ
ート／秒）に達するまで一定レベルを推持し、以
降その出力は降下して4.5ｍ／秒（15フイート／
秒）では０となる。

３ｍ／秒（10フイート／秒）および1.5ｍ／秒
（５フイート／秒）の高度変化率が、最小高度変
化率（最小上昇率）に対応する。また、６ｍ／秒
（20フイート／秒）および4.5ｍ／秒（15フイー
ト／秒）の高度変化率が、基準高度変化率に対応
する。

再び第１図を参照すると、乗算器４４のゲイン
は航空機の高度変化率の関数であるとみることが
できる。航空機の高度変化率が第３図に示す折れ
線値以下の状態においては、加算回路４０からの
誤差信号に１のフアクタが掛けられ、加算器４
６′の正の入力に送られる。加算器４６′の出力は
最大負値選定回路２４の第２の入力２３に与えら
れる。前述のように、操縦桿が加振される状態で
ないときには、最大負値選定回路２４の第２の入
力２３に現われる信号が、最大負値選定回路２４
の出力に送られ、加算器２５によりダンピング信
号を加えられて、通常は、指令された航空機ピツ
チ角として最大負値選定回路２８に送られる。

ゴーアラウンドプログラムブロツク４６の出力
は加算器５０の正の入力に送られる。加算器５０
は、この入力の信号に−１の値を有する信号を加
え、その出力に乗算器５２により−１のゲインフ
アクタが掛けられる。したがつて、ゴーアラウン
ドプログラムブロツク４６の出力は、増加してい
る高度変化率に応じて１から０に移行するのに対
し、乗算器５２の出力は、相補的に０から１に移
行する。この移行値は、乗算器５５のコントロー
ル入力５３に与えられる。乗算器５５は、乗算器
４４と同様に動作し、入力５１に現われる信号に
そのコントロール入力５３に与えられる乗数を掛
け合わせる。乗算器５５の出力は加算器４６′の
正の入力に与えられる。このように、最大負値選
定回路２４の第２の入力２３に送られた信号は、
時には乗算器４４からの信号であり、時には乗算
器４４および５２からの信号の組合わせであり、
また、ゴーアラウンドプログラムブロツク４６の
出力が０に達する点を高度変化率が越える場合
は、その出力は乗算器５２により発生された信号
そのものである。このように、この作動モードで
は、航空機が、１度、第３図のゴーアラウンドプ
ログラムの変換関数により決定される最小高度変
化率に達すると、移行モードが起こる。移行モー
ドでは、後述のごとく乗算器５２の入力により決
定されるように、出力指令信号が、増加された鉛
直方向の速度および対気速度の両方を制御する。
ゴーアラウンドプログラムブロツク４６の出力が
０となるような高度変化率（上昇率）に装置が１
度でも達すると、指令された出力制御信号は、望
ましく制御された対気速度を指示する。

移行手段は、乗算器４４、加算器５０、乗算器
５２、および乗算器５５から構成される。

乗算器４４のゲインコントロール入力４５に与
えられる信号がフエードアウト信号に対応し、乗
算器５５のコントロール入力５３に与えられる信
号がフエードイン信号に対応する。

ステツプ(c)に対応する第３の優先モードでは、
この装置は、最小高度変化率よりも高い所定の高
度変化率の達成に応答して、対気速度をある特定
の値に制御する。

上記の対気速度制御は、乗算器５５の入力５１
によつて指示される。これは、スイツチ５４の位
置により選択される。示されたスイツチ５４の位
置では、本装置は離陸モードのみで動作してい
る。この離陸モードでは、対気速度制御信号とし
て、最大負値選定回路６０の入力６１，６２に現
われる信号のうち負の値の大きい方が選択され
る。

最大負値選定回路６０の第１の入力６１に現わ
れる信号は、パイロツト制御信号である。すなわ
ち、パイロツトは、フラツプおよびギア計算制限
プラカード６４により希望の対気速度V_selを選定
する。その選定は、上限最大動作速度V_npにより
規定される範囲に制限される。この選定値は比例
信号に変換され、この比例信号は加算器７０の負
の入力に送られる。校正対気速度計７２により発
生された航空機の校正対気速度V_CASに比例した信
号が、加算器７０の正の入力に与えられる。した
がつて、加算器７０の出力は、航空機の実際の対
気速度とパイロツトの選定により指示された対気
速度との差に等しい誤差信号となる。

加算器７０の出力は表示遅れ回路７４に送られ
る。表示遅れ回路７４は、ゲインおよび遅れ回路
１８と同様に、表示変化が影響を受けるように変
化率を制御する。

通常は、このパイロツト選定値が最大負値選定
回路６０への最大の負の値となり、装置の動作を
制御するために送られる。しかしながら、本装置
は、もしパイロツト選定値が現在の航空機の状態
にとつて低すぎると、必要な最低対気速度が指令
されることを確実にする装置を、安全処置とし
て、含む。

対気速度指令手段は、フラツプおよびギア計算
制限プラカード６４、校正対気速度計７２、表示
遅れ回路７４、入力６１、最大負値選定回路６
０、スイツチ５４、入力５１、乗算器５５、最大
負値選定回路２４、入力２３、および加算回路２
５から構成される。

乗算器５５の入力５１に与えられる信号が、対
気速度指令手段により発生される対気速度指令信
号に対応する。

迎え角羽根１６により発生される出力は、回路
８０に送られる。回路８０は、入力８１において
航空機の迎え角に定数Ｋを加える。定数Ｋは、フ
ラツプ位置の関数であり、第６図ａにより決定さ
れる。一方、迎え角α_V＋定数Ｋは、制御されて
いる個々の航空機の関数であるフアクタ1.49によ
り割られる。回路８０の出力は、航空機の実際の
迎え角を示す信号となる。これは、加算器８６の
正の入力および加算器８８の負の入力の両方に与
えられる。

多くの航空機では、主翼は、胴体に関してある
角度を持つている。これを修正するために、翼取
付角オフセツト信号が信号源９０で発生され、加
算器８６の負の入力に与えられる。したがつて、
加算器８６の出力は、航空機の胴体角度の代表値
または機体の迎え角である信号α_Bである。この信
号は、加算器１００の負の入力に送られる。垂直
ジヤイロ１０２により発生される信号θ_Bは、加算
器１００の正の入力に与えられる。垂直ジヤイロ
１０２は、周知の方式で作動して、水平面に関す
る機体の角度を示す信号を発生する。

したがつて、加算器１００の出力は、垂直ジヤ
イロ信号θ_Bと機体の迎え角α_Bとの差である。これ
は、定義によつて、気団に対する飛行経路角であ
る。

飛行経路角信号γは、回路１０１を通される。
回路１０１は、飛行経路角信号γを上限および下
限値（ここでは−10゜および＋30゜）に制限する。

飛行経路角信号は、計算機１１０に送られる。
計算機１１０は、図示のように、ギア位置、フラ
ツプ位置およびエンジン停止状態である一連の入
力１１１〜１１３を有する。計算機１１０の変換
特性は第６図ｂから得られる。このように、入力
１１１〜１１３の種々の起こり得る状態に応じ
て、計算機１１０は、第６図ｂに示された式に従
つて基準迎え角α_REFを計算する。第６図ｂに示さ
れた式およびフアクタの値は、制御される航空機
の特性から引出される。

したがつて、加算器８８は、航空機の翼の実際
の迎え角を基準レベルと比較し、それにより、そ
の出力に誤差信号Δα_WINGを発生する。

誤差信号Δα_WINGは、ゲインおよび遅れ回路１
８と同じゲインフアクタおよび遅延特性を有する
回路１２０を通される。計算機１１０のための適
切なフアクタを選択することによつて、最大負値
選定回路６０の第２の入力６２に現われる信号
は、パイロツトにより選定された対気速度が望ま
しい最小値よりも低くなる状態において第１の入
力に現われる信号よりも、もつと負の値が大とな
るだろう。

スイツチ５４は、航空機がゴーアラウンド状態
にある場合、もう１つの位置に設定される。この
モードでは、指令された対気速度は、次にわかる
ように、フラツプ位置の関数である。フラツプ位
置検知器１０からの出力信号δ_Fは、速度コマンド
プログラムブロツク１４０に送られる。速度コマ
ンドプログラムブロツク１４０の変換特性は第２
図に示される。ここでは、指令された対気速度は
フラツプ位置の関数として図示されている。速度
コマンドプログラムブロツク１４０の変換特性は
制御されている特定の航空機の関数として決定さ
れる。

速度コマンドプログラムブロツク１４０の出力
は、加算器１４２の負の入力に送られる。校正対
気速度計７２からの実際の対気速度V_CASが、加算
器１４２の正の入力に与えられる。したがつて、
加算器１４２の出力は、実際の対気速度とフラツ
プ基準の対気速度との差に等しい誤差信号であ
る。

この誤差信号は、速度制限回路１４４により±
7.5ｍ／秒（±25フイート／秒）に制限され、そ
の後スイツチ５４の端子に送られる。したがつ
て、ゴーアラウンドモードでは、スイツチ５４は
ゴーアラウンド位置にあり、乗算器５５により選
択されて加算器４６′に与えられる対気速度はフ
ラツプ位置により指示される。

通常、最大負値選定回路２８は、第１の入力２
７に現われる信号を、指令された航空機ピツチ角
出力θ_CDとして通過させる。しかしながら、ある
周囲条件下において、特別なローテーシヨンバイ
アスブロツク１５０が、指令されたピツチ角を制
御する。パームスイツチ入力１５１がローテーシ
ヨンバイアスブロツク１５０の入力に与えられる
と、入力１５２におけるスコオートスイツチから
の出力および入力１５３におけるゴーアラウンド
指令信号１５３が、ゴーアラウンドまたは離陸操
作中にパイロツトにより制御される。ローテーシ
ヨンバイアスブロツク１５０の変換特性は第５図
に示される。点ａとｂ間の部分は、離陸中の航空
機を示し、航空機速度は112Km／時間（60ノツト）
以下である。この点では、−15゜のローテーシヨン
バイアスが発生される。航空機が１度112Km／時
間（60ノツト）に達すると、発生された出力は点
ｃの＋15゜に飛び上がる。これは、点ｄでリフト
オフが起こるまで連続する。以降、ピツチ角に１
秒間に3゜の割合で点ｅの30゜の最大値まで直線的
に増加する。もし航空機がリフトオフしてから再
び着地したならば、表示は6゜／秒で15゜まで降下
し、3゜／秒の割合で、点ｆにおいて、30゜の最大
値まで上昇する。ゴーアラウンド状態では、航空
機は、指令されたあるピツチ角（ここでは点ｇ）
でスタートし、１度ゴーアラウンド動作のための
パームスイツチが作動されると、表示は、点ｈで
直ちに点ｊの30゜レベルまで上昇する。

再び第１図を参照すると、ローテーシヨンバイ
アスブロツク１５０からの出力は、加算器１７０
の正の入力に与えられる。垂直ジヤイロ１０２の
出力θ_Bが、加算器１７０の負の入力に与えられ
る。したがつて、これらの２つの信号の差は、最
大負値選定回路２８の第２の入力２９に結合され
る誤差信号である。このような方法で、ローテー
シヨンバイアスブロツク１５０は、装置が離陸の
間およびゴーアラウンド操作指令の段階の間も作
動していることの明確な表示を、パイロツトに与
える。

上記のように、ステツプ(a)に対応する最も高い
優先モードでは、迎え角を操縦桿の加振開始値よ
りもわずかに低い適切な値に制限することにより
航空機の制御が維持される。このモードでは、操
縦桿加振器オーバライド手段により発生されるオ
ーバライド指令信号に対応する信号が、最大負値
選定回路２４の入力２２に与えられ、その信号が
クライムアウトガイダンス指令信号として最大負
値選定回路２８から出力される。

また、ステツプ(b)に対応する第２の優先モード
では、対気速度の損失と無関係に、最小高度変化
率を達成するために鉛直方向の速度が制御され
る。このモードでは、最小値手段により発生され
る誤差指令信号に対応する誤差信号が加算器４０
から乗算器４４を介して加算器４６′の１つの入
力に与えられ、その信号がクライムアウトガイダ
ンス指令信号として最大負値選定回路２８から出
力される。

ステツプ(b)とステツプ(c)との間における移行モ
ードでは、ステツプ(b)における鉛直方向の速度の
制御がフエードアウトされながら、ステツプ(c)に
おける対気速度の制御がフエードインされる。す
なわち、フエードアウト信号に対応するゲインコ
ントロール入力４５の信号が１から０に移行さ
れ、フエードイン信号に対応するコントロール入
力５３の信号が０から１に移行される。

ステツプ(c)に対応する第３の優先モードでは、
最小高度変化率よりも高い所定の高度変化率の達
成に応答して、対気速度がある特定の値に制御さ
れる。このモードでは、対気速度指令手段により
発生される対気速度指令信号に対応する信号が乗
算器５５を介して加算器４６′のもう１つの入力
に与えられ、その信号がクライムアウトガイダン
ス指令信号として最大負値選定回路２８から出力
される。

以上、改善されたクライムアウトガイダンス決
定方法およびクライムアウトガイダンス指令信号
発生装置について詳細に述べてきた。なおその上
に、本発明の考え方と範囲からそれないで多くの
変更と変形が可能である。

［発明の効果］以上のようにこの発明によれば、ウインド・シ
イーヤの状況下において、航空機の適切なクライ
ムアウトガイダンス制御を行なうことが可能とな
る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による航空機のクライムアウト
ガイダンス決定方法およびクライムアウトガイダ
ンス指令信号発生装置の実施例を示す詳細ブロツ
ク図である。第２図は速度コマンドプログラムブ
ロツクの変換特性を示す図である。第３図はゴー
アラウンドプログラムブロツクの変換特性を示す
図である。第４図は迎え角プログラムブロツクの
変換特性を示す図である。第５図はローテーシヨ
ンバイアスブロツクの変換特性を示す図である。
第６図ａ，ｂおよびｃは入力／ゲインフアクタ特
性を示す図である。図において、１０はフラツプ位置検知器、１２
は迎え角プログラムブロツク、１３は加算器、１
６は迎え角羽根、１８はゲインおよび遅れ回路、
２４は最大負値選定回路、２５は加算回路、３
０，３２は信号源、３４，３６はスイツチ、３８
は表示遅れ回路、４０は加算回路、４２はコンプ
リメンテツド高度変化率検知器、４４は乗算器、
５０は加算器、５２は乗算器、５４はスイツチ、
５５は乗算器、６４はフラツプおよびギア計算制
限プラカード、７２は校正対気速度計、７４は表
示遅れ回路を示す。

Claims

【特許請求の範囲】１航空機のクライムアウトガイダンス決定方法
であつて、 (a) 迎え角が操縦桿加振開始値よりも低い所定の
値を越えないような環境下を除いて、 (b) 対気速度の損失に関係なく、予め定めた最小
高度変化率を達成するために鉛直方向の速度を
制御し、 (c) 前記最小高度変化率よりも高い所定の高度変
化率の達成に応答して、対気速度を特定の値に
制御する、 (a)、(b)、(c)の優先順位にあるステツプ(a)、(b)お
よび(c)からなる航空機のクライムアウトガイダン
ス決定方法。２前記ステツプ(c)のために、パイロツト選定
値、フラツプ位置に関する所定の関数または外部
プログラム値に基づいて、対気速度を指定するス
テツプ、および前記ステツプ(b)における鉛直方向の速度の制御
がフエードアウトされながら、前記ステツプ(c)に
おける対気速度の制御がフエードインされるよう
に前記ステツプ(b)と前記ステツプ(c)との間で移行
するステツプを、さらに含む特許請求の範囲第１項記載の方法。３決定されたクライムアウトガイダンスを適当
な表示装置に表示するステツプをさらに含む、特
許請求の範囲第１項または第２項記載の方法。４決定されたクライムアウトガイダンスによ
り、備えられた航空機の自動パイロツト装置を制
御するステツプをさらに含む、特許請求の範囲第
１項または第２項記載の方法。５航空機の実際の高度変化率を所定の基準高度
変化率と比較し、それに応じた誤差指令信号を発
生する最小値手段、前記基準高度変化率よりも低い所定の最小高度
変化率を越える航空機に応答して、予め定めた特
定の値を示す対気速度指令信号を発生する対気速
度指令手段、前記最小高度変化率と前記基準高度変化率との
間において、前記誤差指令信号をフエードアウト
するフエードアウト信号を発生しながら、前記対
気速度指令信号をフエードインするフエードイン
信号を発生する移行手段、および失速値に近づいている航空機の迎え角に応答し
て、航空機の迎え角を操縦桿加振開始値よりも低
い所定の値に制限するオーバライド指令信号を発
生する操縦桿加振器オーバライド手段を備えた、
クライムアウトガイダンス指令信号発生装置。６前記最小値手段において前記基準高度変化率
が航空機の作動エンジンの関数である特許請求の
範囲第５項記載の装置。７前記移行手段が、前記フエードアウト信号および前記フエードイ
ン信号を予め定めた直線的な割合で発生させる手
段を含む、特許請求の範囲第５項記載の装置。８前記対気速度指令手段が、航空機のゴーアラウンド操作の間に作動可能と
なり、かつ航空機の実際の対気速度とフラツプ位
置に基づく希望速度とを比較し、前記比較値に応
じた誤差指令信号を発生する手段を含む、特許請
求の範囲第５項記載の装置。９前記対気速度指令手段が、航空機の離陸の間に作動可能となり、かつパイ
ロツト選定値に応じた対気速度指令信号を発生す
る手段を含む、特許請求の範囲第５項記載の装
置。１０前記対気速度指令手段が、予め定められた航空機に関するパラメータに基
づいて最小希望速度を計算し、もし前記対気速度
指令信号が前記最小希望速度よりも小さい場合に
は前記パイロツト選定値を無視する手段をさらに
含む、特許請求の範囲第９項記載の装置。１１姿勢デイレクタ指示器にある表示装置に適
合するように前記誤差指令信号、前記対気速度指
令信号および前記オーバライド指令信号を変換す
る手段をさらに含む、特許請求の範囲第５項記載
の装置。１２航空機の自動パイロツト装置の制御に適合
するように前記誤差指令信号、前記対気速度指令
信号および前記オーバライド指令信号を変換する
手段をさらに含む、特許請求の範囲第５項記載の
装置。