JPH04331698A - 航空機着陸制御方法 - Google Patents
航空機着陸制御方法Info
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- JPH04331698A JPH04331698A JP3026941A JP2694191A JPH04331698A JP H04331698 A JPH04331698 A JP H04331698A JP 3026941 A JP3026941 A JP 3026941A JP 2694191 A JP2694191 A JP 2694191A JP H04331698 A JPH04331698 A JP H04331698A
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Classifications
-
- 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
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
- G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
-
- 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
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
Landscapes
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、複数のエンジンを有す
る航空機のための自動着陸制御方法に関し、特に複数の
エンジンの１つの作動が停止した時に航空機を好適に着
陸させることのできる制御方法に関する。
る航空機のための自動着陸制御方法に関し、特に複数の
エンジンの１つの作動が停止した時に航空機を好適に着
陸させることのできる制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年多数の航空機自動着陸システムが実
用化され、その多くが航空機オートパイロット即ち飛行
制御システムに組込まれている。基本的には、これらの
自動着陸システムは、航空機がパイロットによる手動制
御を介することなく目的地の滑走路に進入し得るように
、航空機をグライドスロープ及びローカライザ信号に追
従させるような制御動作を実行するデジタル信号プロセ
ッサからなっている。航空機がその降下中にある点に到
達すると自動着陸システムがフレア運動を開始し、航空
機が適切な降下率を以て滑走路の適切な点にタッチダウ
ンするように、航空機の降下率を制御する動作を行う。 このシステムは、航空機の制御面を作動させることによ
り、航空機のロールアウト着陸動作中に亘って航空機を
適切な直線軌跡に沿って維持する働きを行う。
用化され、その多くが航空機オートパイロット即ち飛行
制御システムに組込まれている。基本的には、これらの
自動着陸システムは、航空機がパイロットによる手動制
御を介することなく目的地の滑走路に進入し得るように
、航空機をグライドスロープ及びローカライザ信号に追
従させるような制御動作を実行するデジタル信号プロセ
ッサからなっている。航空機がその降下中にある点に到
達すると自動着陸システムがフレア運動を開始し、航空
機が適切な降下率を以て滑走路の適切な点にタッチダウ
ンするように、航空機の降下率を制御する動作を行う。 このシステムは、航空機の制御面を作動させることによ
り、航空機のロールアウト着陸動作中に亘って航空機を
適切な直線軌跡に沿って維持する働きを行う。
【０００３】従来から、このような自動着陸システムに
ついての多くの進歩が遂げられてきたが、着陸に先立っ
て航空機の複数のエンジンいずれか１つが故障その他の
理由により作動を停止した場合でも、航空機の着陸動作
を好適に実行し得るようなシステムは提供されていなか
った。即ち、従来のシステムのあるものは、１つのエン
ジンの作動が停止した場合でも航空機を安全に着陸させ
ることが可能であるが、そのようなシステムの全体的な
エンジンアウト着陸動作の性能は、現行のカテゴリーＩ
ＩＩ最低気象条件等の航空機監督官庁の全ての現行規定
を満足するものではなかった。当該技術分野に於て知ら
れているように、このような基準は、着陸滑走距離、滑
走路の閾値距離を横切った後に航空機がタッチダウンし
なければならない点、タッチダウンの時点に於ける滑走
路の中心線に対する航空機の位置、ロールアウト中に於
ける直線に対して許容される偏差の量など性能に関する
ファクターに関する限界値を定めている。
ついての多くの進歩が遂げられてきたが、着陸に先立っ
て航空機の複数のエンジンいずれか１つが故障その他の
理由により作動を停止した場合でも、航空機の着陸動作
を好適に実行し得るようなシステムは提供されていなか
った。即ち、従来のシステムのあるものは、１つのエン
ジンの作動が停止した場合でも航空機を安全に着陸させ
ることが可能であるが、そのようなシステムの全体的な
エンジンアウト着陸動作の性能は、現行のカテゴリーＩ
ＩＩ最低気象条件等の航空機監督官庁の全ての現行規定
を満足するものではなかった。当該技術分野に於て知ら
れているように、このような基準は、着陸滑走距離、滑
走路の閾値距離を横切った後に航空機がタッチダウンし
なければならない点、タッチダウンの時点に於ける滑走
路の中心線に対する航空機の位置、ロールアウト中に於
ける直線に対して許容される偏差の量など性能に関する
ファクターに関する限界値を定めている。
【０００４】実用的であって、このような基準を満足す
るためには、自動着陸システムは、形式的な基準を満足
するのみならず、航空機を操作するパイロットの多くに
とって許容されるものでなければならない。特に、オー
トパイロット着陸システムが、パイロットの標準的な手
動飛行の状態に概ね対応するように航空機を運行するの
でない場合には、パイロットは自動着陸動作中に不安に
なる場合がある。このような不安を抱くと、視界状態が
悪く自動着陸動作がなされるべき状態に於ても、パイロ
ットが手動制御を行うことの原因となり得る。
るためには、自動着陸システムは、形式的な基準を満足
するのみならず、航空機を操作するパイロットの多くに
とって許容されるものでなければならない。特に、オー
トパイロット着陸システムが、パイロットの標準的な手
動飛行の状態に概ね対応するように航空機を運行するの
でない場合には、パイロットは自動着陸動作中に不安に
なる場合がある。このような不安を抱くと、視界状態が
悪く自動着陸動作がなされるべき状態に於ても、パイロ
ットが手動制御を行うことの原因となり得る。
【０００５】例えば、全てのエンジンが作動中である場
合に、通常の基準を満足する従来技術に基づくシステム
のあるものは、パイロットにより好まれないエンジンア
ウト特性を有するものがある。１つのエンジンの作動が
停止した場合に、このような着陸システムを使用した場
合に、システムは航空機を「故障エンジンを高くする」
（ｆａｉｌｅｄ ｅｎｇｉｎｅ ｈｉｇｈ）状態に
する。即ち、作動中のエンジンが取着されている側の翼
を作動停止中のエンジンが取着されている翼よりも低く
するように航空機が僅かにロール運動を行う。このよう
な航空機の姿勢は、動作停止中のエンジンの側からの横
風が存在する場合には、パイロットにより許容されない
のが通常である。特に、エンジンの１つが動作を停止し
た場合に於ける標準的な着陸動作は、横風の吹く方向の
翼を低くした状態で着陸及びそれに伴なう動作を行い、
タッチダウン及びロールダウンの間に、航空機の安定性
及び制御取扱い特性を最大限に維持する必要がある。
合に、通常の基準を満足する従来技術に基づくシステム
のあるものは、パイロットにより好まれないエンジンア
ウト特性を有するものがある。１つのエンジンの作動が
停止した場合に、このような着陸システムを使用した場
合に、システムは航空機を「故障エンジンを高くする」
（ｆａｉｌｅｄ ｅｎｇｉｎｅ ｈｉｇｈ）状態に
する。即ち、作動中のエンジンが取着されている側の翼
を作動停止中のエンジンが取着されている翼よりも低く
するように航空機が僅かにロール運動を行う。このよう
な航空機の姿勢は、動作停止中のエンジンの側からの横
風が存在する場合には、パイロットにより許容されない
のが通常である。特に、エンジンの１つが動作を停止し
た場合に於ける標準的な着陸動作は、横風の吹く方向の
翼を低くした状態で着陸及びそれに伴なう動作を行い、
タッチダウン及びロールダウンの間に、航空機の安定性
及び制御取扱い特性を最大限に維持する必要がある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、現行の
基準の限界を守りしかも標準的な手動着陸動作を模擬す
るように自動着陸動作を実施し得るような、自動着陸シ
ステムに於て飛行制御データを制御するための方法が提
供される。本発明の或る一面によれば、例えば横方向の
ウィンドシアーに遭遇して、着陸動作中に横風の方向が
変化したような場合でも、翼を水平状態に維持したまま
或いは風上の翼を低くするようにして自動的着陸アプロ
ーチ及びタッチダウンを行うように航空機が制御される
。
基準の限界を守りしかも標準的な手動着陸動作を模擬す
るように自動着陸動作を実施し得るような、自動着陸シ
ステムに於て飛行制御データを制御するための方法が提
供される。本発明の或る一面によれば、例えば横方向の
ウィンドシアーに遭遇して、着陸動作中に横風の方向が
変化したような場合でも、翼を水平状態に維持したまま
或いは風上の翼を低くするようにして自動的着陸アプロ
ーチ及びタッチダウンを行うように航空機が制御される
。
【０００７】本発明の第２の側面によれば、航空機の高
度が約翼幅以下となった時に、着陸に際して発生する横
方向地面効果が補償される。このような補償作用がない
場合には、横方向の地面効果に起因する航空機のサイド
スリップが、航空機に対してかなりのローリング及びヨ
ーイングモーメントを及ぼし、そのために風上側の翼が
持上げられ、航空機の先端を滑走路の中心線から離反さ
せることとなる。
度が約翼幅以下となった時に、着陸に際して発生する横
方向地面効果が補償される。このような補償作用がない
場合には、横方向の地面効果に起因する航空機のサイド
スリップが、航空機に対してかなりのローリング及びヨ
ーイングモーメントを及ぼし、そのために風上側の翼が
持上げられ、航空機の先端を滑走路の中心線から離反さ
せることとなる。
【０００８】本発明により提供されるこの補償作用は、
航空機のタッチダウンの点と滑走路の中心線との間の距
離に関する基準を満足させる上で有用である。本発明に
よる横方向地面効果に対する補償作用は、全ての横風条
件に於て航空機を滑走路に対して整合させる上で有用で
あることから、航空機の脚に加わる大きな横方向力を回
避することができる。これにより、タイヤの磨耗を低減
し、それに伴なう稼動コストを低減させ、乗客に対して
不安や不快感を抱かせるような強い横方向力を及ぼすの
を回避することができる。
航空機のタッチダウンの点と滑走路の中心線との間の距
離に関する基準を満足させる上で有用である。本発明に
よる横方向地面効果に対する補償作用は、全ての横風条
件に於て航空機を滑走路に対して整合させる上で有用で
あることから、航空機の脚に加わる大きな横方向力を回
避することができる。これにより、タイヤの磨耗を低減
し、それに伴なう稼動コストを低減させ、乗客に対して
不安や不快感を抱かせるような強い横方向力を及ぼすの
を回避することができる。
【０００９】本発明の更に別の側面によれば、エンジン
アウト着陸時に、標準的な着陸手順に従い、タッチダウ
ンの直前に作動中のエンジンを減速した場合に発生する
比較的大きなヨーイングモーメントが補償される。本発
明による補償作用がない場合には、航空機のタッチダウ
ンの地点と滑走路の中心線との間の偏差がかなり大きく
なり、航空機のロールアウト時に於て、航空機と滑走路
の中心線との間にかなりの偏差が生じ得る。
アウト着陸時に、標準的な着陸手順に従い、タッチダウ
ンの直前に作動中のエンジンを減速した場合に発生する
比較的大きなヨーイングモーメントが補償される。本発
明による補償作用がない場合には、航空機のタッチダウ
ンの地点と滑走路の中心線との間の偏差がかなり大きく
なり、航空機のロールアウト時に於て、航空機と滑走路
の中心線との間にかなりの偏差が生じ得る。
【００１０】更に、本発明の好適実施例によれば、横風
を受けつつ行われる進入動作に於て、航空機に対して２
段階の整合作用が行われる。従来から、デクラブ（ｄｅ
ｃｒａｂ）と呼ばれる、横風を受けつつ行われる進入動
作に際して、航空機を滑走路に対して整合させるために
サイドスリップを引起こすことが知られている。しかし
ながら、従来技術に基づく自動着陸システムに於ては、
クラブ角が所定値を越えるような、比較的強い横風が存
在する時にのみ、航空機をデクラブさせようとするもの
であった。本発明の好適実施例によれば、従来技術に基
づく比較的強い横風条件下に於ける補償作用を強化する
ように、従来技術の場合よりも小さなクラブ角を生じる
ような、軽度或いは中程度の横風を受けた場合に於ける
補償作用が提供される。このような追加の整合作用は、
本発明により、パイロットにより好まれない、風上側の
翼を高くして着陸動作を行うのを避ける上で有益であり
、前記したような滑走路の中心線に対して所定の範囲内
に航空機をタッチダウンさせ、航空機がタッチダウンし
た時に脚に加わる横方向力を低減しようとする前記した
ような要請を満たす上で重要である。
を受けつつ行われる進入動作に於て、航空機に対して２
段階の整合作用が行われる。従来から、デクラブ（ｄｅ
ｃｒａｂ）と呼ばれる、横風を受けつつ行われる進入動
作に際して、航空機を滑走路に対して整合させるために
サイドスリップを引起こすことが知られている。しかし
ながら、従来技術に基づく自動着陸システムに於ては、
クラブ角が所定値を越えるような、比較的強い横風が存
在する時にのみ、航空機をデクラブさせようとするもの
であった。本発明の好適実施例によれば、従来技術に基
づく比較的強い横風条件下に於ける補償作用を強化する
ように、従来技術の場合よりも小さなクラブ角を生じる
ような、軽度或いは中程度の横風を受けた場合に於ける
補償作用が提供される。このような追加の整合作用は、
本発明により、パイロットにより好まれない、風上側の
翼を高くして着陸動作を行うのを避ける上で有益であり
、前記したような滑走路の中心線に対して所定の範囲内
に航空機をタッチダウンさせ、航空機がタッチダウンし
た時に脚に加わる横方向力を低減しようとする前記した
ような要請を満たす上で重要である。
【００１１】上記からも理解されるように、本発明は、
数多くの利点を有する。重要な利点の１つは、エンジン
の１つが故障した場合には於て、着陸空港の天候条件が
悪い場合でも予定外の着陸を行うことを可能にする。こ
れにより、エンジンの故障に遭遇した後に航空機を長時
間飛行させ続ける時間を大幅に短縮し、遠く離れた別の
空港に航空機を差向けることに伴うコストを軽減するこ
とができる。それに関連する利点としては、代替空港設
備がないような地域を通過する長距離のルートに於て航
空機を稼動させ得るという拡張されたフレキシビリティ
が得られる。エンジンアウト着陸に対処する設備を備え
ていない現在の自動着陸システムを用いた場合には、目
的地や、飛行ルートに沿って位置する代替空港設備の地
域に於ける天候が不良である場合には、航空機の出発を
遅らせなければならない。エンジンの動作が停止した場
合に対処し得るような自動着陸システムを備えていれば
、多くの場合、航空機を目的地に向けて遅滞なく出発さ
せることができる。これによれば、航空機の稼動に要す
るコストを低減し、しかも乗客に対する不便を解消する
ことができる。
数多くの利点を有する。重要な利点の１つは、エンジン
の１つが故障した場合には於て、着陸空港の天候条件が
悪い場合でも予定外の着陸を行うことを可能にする。こ
れにより、エンジンの故障に遭遇した後に航空機を長時
間飛行させ続ける時間を大幅に短縮し、遠く離れた別の
空港に航空機を差向けることに伴うコストを軽減するこ
とができる。それに関連する利点としては、代替空港設
備がないような地域を通過する長距離のルートに於て航
空機を稼動させ得るという拡張されたフレキシビリティ
が得られる。エンジンアウト着陸に対処する設備を備え
ていない現在の自動着陸システムを用いた場合には、目
的地や、飛行ルートに沿って位置する代替空港設備の地
域に於ける天候が不良である場合には、航空機の出発を
遅らせなければならない。エンジンの動作が停止した場
合に対処し得るような自動着陸システムを備えていれば
、多くの場合、航空機を目的地に向けて遅滞なく出発さ
せることができる。これによれば、航空機の稼動に要す
るコストを低減し、しかも乗客に対する不便を解消する
ことができる。
【００１２】
【実施例】図１は、本発明に基づく航空機飛行制御シス
テム１０のブロック図である。本技術分野に於て知られ
ているように、自動着陸システムや、自動着陸機能を備
えたオートパイロットは、基本的に所要の航行及び飛行
制御法則を実施するべく、プログラムされた近代的な飛
行制御システムからなる。図１に於ては図示省略されて
いるが、このような飛行制御システムは、プログラムの
命令及びデータを記憶するためのアドレス可能なメモリ
及び所要の演算及び論理操作を行うための演算ユニット
を備えている。主に種々の制御法則及び演算動作として
与えられる本発明の信号処理過程はこのようなシステム
により容易に実施することができる。或いは、所望に応
じて、本発明の少なくとも一部をロジックゲート及び他
の公知の回路要素を用いて実施することも可能である。
テム１０のブロック図である。本技術分野に於て知られ
ているように、自動着陸システムや、自動着陸機能を備
えたオートパイロットは、基本的に所要の航行及び飛行
制御法則を実施するべく、プログラムされた近代的な飛
行制御システムからなる。図１に於ては図示省略されて
いるが、このような飛行制御システムは、プログラムの
命令及びデータを記憶するためのアドレス可能なメモリ
及び所要の演算及び論理操作を行うための演算ユニット
を備えている。主に種々の制御法則及び演算動作として
与えられる本発明の信号処理過程はこのようなシステム
により容易に実施することができる。或いは、所望に応
じて、本発明の少なくとも一部をロジックゲート及び他
の公知の回路要素を用いて実施することも可能である。
【００１３】本発明の４つの特徴（ａ）〜（ｄ）が図１
に示されている。（ａ）エンジンアウトサイドスリップ
コマンド信号の形成（ブロック１２）、（ｂ）横方向地
面効果の補償（ブロック１４）、（ｃ）エンジン減速時
のヨー運動の補償（ブロック１６）、（ｄ）２段階式整
合動作ブロック１７。エンジンアウトサイドスリップコ
マンド信号を発生する際に本発明に基づき用いられる方
法は、エンジン故障インジケータ１８及びエンジンアウ
ト乗算器２０によりエンジンの１つの作動が停止し、航
空機が自動着陸動作を行い、図１に示された高度計２２
により、例えば１３００フィートといった所定の高度に
到達した時に、システムの作動を開始する。システムの
作動が開始すると、ブロック２４により表される航空機
機体の迎え角を表す信号が、要するに、迎え角信号を所
定の乗算定数と乗算し、迎え角と乗算係数との商を加算
定数に加えることにより処理する。所要のサイドスリッ
プコマンド信号がブロック２６により示される航空機の
フラップの設定状態の関数であることから、航空機が、
従来から２５度フラップ状態と呼ばれる設定状態を以て
着陸しようとする場合には第１の乗算定数及び第１の加
算定数が用いられ、従来から３０度フラップ状態と呼ば
れる状態を以て着陸を行う場合には、第２の乗算定数及
び第２の加算定数が用いられる。
に示されている。（ａ）エンジンアウトサイドスリップ
コマンド信号の形成（ブロック１２）、（ｂ）横方向地
面効果の補償（ブロック１４）、（ｃ）エンジン減速時
のヨー運動の補償（ブロック１６）、（ｄ）２段階式整
合動作ブロック１７。エンジンアウトサイドスリップコ
マンド信号を発生する際に本発明に基づき用いられる方
法は、エンジン故障インジケータ１８及びエンジンアウ
ト乗算器２０によりエンジンの１つの作動が停止し、航
空機が自動着陸動作を行い、図１に示された高度計２２
により、例えば１３００フィートといった所定の高度に
到達した時に、システムの作動を開始する。システムの
作動が開始すると、ブロック２４により表される航空機
機体の迎え角を表す信号が、要するに、迎え角信号を所
定の乗算定数と乗算し、迎え角と乗算係数との商を加算
定数に加えることにより処理する。所要のサイドスリッ
プコマンド信号がブロック２６により示される航空機の
フラップの設定状態の関数であることから、航空機が、
従来から２５度フラップ状態と呼ばれる設定状態を以て
着陸しようとする場合には第１の乗算定数及び第１の加
算定数が用いられ、従来から３０度フラップ状態と呼ば
れる状態を以て着陸を行う場合には、第２の乗算定数及
び第２の加算定数が用いられる。
【００１４】迎え角信号を処理することにより得られた
信号は、エンジンアウト乗算器２０により乗算され、エ
ンジンアウトサイドスリップコマンド信号により、作動
を停止したエンジンの位置に基づき適切に定められた方
向及び大きさを以てサイドスリップが引起こされる。横
風が、作動を停止したエンジンと同じ側から吹く場合に
は、上記した処理信号手順により得られた信号が、フィ
ルターされ、進入時に翼を水平に或いは風上側の翼を低
くするようなエンジンアウトサイドスリップコマンド信
号として供給される。乗客に対して不安を抱かせるよう
な力を発生し得るようなサイドスリップコマンド信号の
急激な変化を防止するために、フィルターを行う過程中
に変化率を制限する機能が組込まれている。更に、本発
明の好適実施例によれば、ある横風条件下に於ては、作
動を停止したエンジンとは相反する側から横風が吹く場
合に、エンジンアウトサイドスリップコマンド信号を発
生するようにしている。特に、このような横風条件下に
於ては、上記したようにして得られたエンジンアウトサ
イドスリップコマンド信号から、図１に於てブロック２
８として示された突風サイドスリップ推定値を減算する
。このようにして、本発明は、横方向のウィンドシアー
に遭遇した場合を含む、作動を停止したエンジンについ
ての横風の方向の変化に対して自らを適合させることが
できる。
信号は、エンジンアウト乗算器２０により乗算され、エ
ンジンアウトサイドスリップコマンド信号により、作動
を停止したエンジンの位置に基づき適切に定められた方
向及び大きさを以てサイドスリップが引起こされる。横
風が、作動を停止したエンジンと同じ側から吹く場合に
は、上記した処理信号手順により得られた信号が、フィ
ルターされ、進入時に翼を水平に或いは風上側の翼を低
くするようなエンジンアウトサイドスリップコマンド信
号として供給される。乗客に対して不安を抱かせるよう
な力を発生し得るようなサイドスリップコマンド信号の
急激な変化を防止するために、フィルターを行う過程中
に変化率を制限する機能が組込まれている。更に、本発
明の好適実施例によれば、ある横風条件下に於ては、作
動を停止したエンジンとは相反する側から横風が吹く場
合に、エンジンアウトサイドスリップコマンド信号を発
生するようにしている。特に、このような横風条件下に
於ては、上記したようにして得られたエンジンアウトサ
イドスリップコマンド信号から、図１に於てブロック２
８として示された突風サイドスリップ推定値を減算する
。このようにして、本発明は、横方向のウィンドシアー
に遭遇した場合を含む、作動を停止したエンジンについ
ての横風の方向の変化に対して自らを適合させることが
できる。
【００１５】図２及び図４について詳しく説明するよう
に、突風推定信号は、純粋に現存する横風に起因する航
空機のクラブ角のリアルタイム推定値である。即ち、突
風推定信号は、サイドスリップに起因するクラブ角の減
少を反映しない。本発明によれば、エンジンアウトサイ
ドスリップコマンド信号から突風推定信号を減算する前
に、突風推定信号が、信号処理の時点に存在するサイド
スリップコマンド信号の振幅を越えないようにその振幅
が制限される。従って、突風推定信号を減算した後のサ
イドスリップコマンド信号は、横風が比較的強い場合に
は０の値に保持され、横風が中程度或いは軽度となった
場合に増大する。このように、故障したエンジンとは相
反する側から横風が吹く場合にエンジンアウトサイドス
リップコマンド信号を発生することにより、航空機は、
中程度或いは軽度の横風条件下に於て、風上側の翼を低
くした状態で確実に滑走路にアプローチしタッチダウン
することができる。
に、突風推定信号は、純粋に現存する横風に起因する航
空機のクラブ角のリアルタイム推定値である。即ち、突
風推定信号は、サイドスリップに起因するクラブ角の減
少を反映しない。本発明によれば、エンジンアウトサイ
ドスリップコマンド信号から突風推定信号を減算する前
に、突風推定信号が、信号処理の時点に存在するサイド
スリップコマンド信号の振幅を越えないようにその振幅
が制限される。従って、突風推定信号を減算した後のサ
イドスリップコマンド信号は、横風が比較的強い場合に
は０の値に保持され、横風が中程度或いは軽度となった
場合に増大する。このように、故障したエンジンとは相
反する側から横風が吹く場合にエンジンアウトサイドス
リップコマンド信号を発生することにより、航空機は、
中程度或いは軽度の横風条件下に於て、風上側の翼を低
くした状態で確実に滑走路にアプローチしタッチダウン
することができる。
【００１６】図１に於てブロック１４により示されるよ
うに、横方向地面効果補償作用は、サイドスリップしつ
つ着陸しようとする航空機が滑走路にタッチダウンする
直前に、航空機の脚の高度が略翼幅以下となった時に、
ヨー運動及びロール運動に対して対抗するような方向舵
補償信号及び補助翼補償信号を発生する。図１に示され
、また図５について詳しく後記するように、本発明によ
り得られる方向舵及び補助翼補償量は、航空機のフラッ
プの状態、高度、機体の迎え角及び全サイドスリップ量
に依存する。この場合のサイドスリップとは、図１のブ
ロック２８について前記した突風推定信号により示され
る整合作用に伴なうもの及びサイドスリップコマンド信
号によるものの両者を含む。
うに、横方向地面効果補償作用は、サイドスリップしつ
つ着陸しようとする航空機が滑走路にタッチダウンする
直前に、航空機の脚の高度が略翼幅以下となった時に、
ヨー運動及びロール運動に対して対抗するような方向舵
補償信号及び補助翼補償信号を発生する。図１に示され
、また図５について詳しく後記するように、本発明によ
り得られる方向舵及び補助翼補償量は、航空機のフラッ
プの状態、高度、機体の迎え角及び全サイドスリップ量
に依存する。この場合のサイドスリップとは、図１のブ
ロック２８について前記した突風推定信号により示され
る整合作用に伴なうもの及びサイドスリップコマンド信
号によるものの両者を含む。
【００１７】図１に於てブロック１６により示されるよ
うに、動作中のエンジンが減速された場合に、本発明に
より得られるヨー運動補償信号は、機体の迎え角、サイ
ドスリップコマンド信号の形成について前記したエンジ
ンアウト乗算器信号及び着陸フラップの設定状態に依存
する方向舵ウォッシュアウト信号とからなる。本発明の
好適実施例によれば、エンジンのスロットル減速時にウ
ォッシュアウトされる方向舵制御信号の量は、エンジン
サイドスリップコマンド信号を発生する際に用いられる
信号処理過程と同様に定められる。このようにして得ら
れた方向舵ウォッシュアウトコマンド信号は、エンジン
の減速が行われる高度の不確定性及びスロットルコマン
ドに対するエンジンの応答特性などを考慮して、好適な
性能を得られるようにフィルターの時定数が定められる
ような一次ウォッシュアウトを実施するべく処理される
。
うに、動作中のエンジンが減速された場合に、本発明に
より得られるヨー運動補償信号は、機体の迎え角、サイ
ドスリップコマンド信号の形成について前記したエンジ
ンアウト乗算器信号及び着陸フラップの設定状態に依存
する方向舵ウォッシュアウト信号とからなる。本発明の
好適実施例によれば、エンジンのスロットル減速時にウ
ォッシュアウトされる方向舵制御信号の量は、エンジン
サイドスリップコマンド信号を発生する際に用いられる
信号処理過程と同様に定められる。このようにして得ら
れた方向舵ウォッシュアウトコマンド信号は、エンジン
の減速が行われる高度の不確定性及びスロットルコマン
ドに対するエンジンの応答特性などを考慮して、好適な
性能を得られるようにフィルターの時定数が定められる
ような一次ウォッシュアウトを実施するべく処理される
。
【００１８】エンジンアウトサイドスリップコマンド信
号を発生するべく本発明により実施される上記した信号
処理過程は、図２についての以下の説明により一層明瞭
に理解されよう。図２に示されるように、本発明に基づ
き得られるエンジンアウトサイドスリップコマンド信号
は、フラップ角２５度及びフラップ角３０度の２種類の
従来形式の着陸時のフラップの設定状態のそれぞれにつ
いての機体の迎え角に対して適合されている。即ち、図
２に示された信号処理過程に於ては、乗算器３０が、ス
イッチ３６の位置に応じて乗算定数Ａ１ （３２）また
は乗算乗数Ｂ１ （３４）を、迎え角信号（ＡＯＡ）に
乗算する。乗算定数Ａ１ またはＢ１ と迎え角信号と
の商は加算ネットワーク３７に送られ、スイッチ４２の
状態に応じて、加算定数Ａ２ （３８）またはＢ２ （
４０）に加算される。図２に於てブロック４４に示され
るように、スイッチ３６及び４２はフラップの角度に応
じて選択される。即ち、図２に於てフラップ角が２７．
５度以下であるような着陸フラップ角２５度については
、加算ネットワーク３７により得られる信号はＡ１ ・
ＡＯＡ＋Ａ２ となる。着陸時のフラップ角が３０度で
ある場合には、加算ネットワーク３７により得られる信
号はＢ１ ・ＡＯＡ＋Ｂ２ となる。
号を発生するべく本発明により実施される上記した信号
処理過程は、図２についての以下の説明により一層明瞭
に理解されよう。図２に示されるように、本発明に基づ
き得られるエンジンアウトサイドスリップコマンド信号
は、フラップ角２５度及びフラップ角３０度の２種類の
従来形式の着陸時のフラップの設定状態のそれぞれにつ
いての機体の迎え角に対して適合されている。即ち、図
２に示された信号処理過程に於ては、乗算器３０が、ス
イッチ３６の位置に応じて乗算定数Ａ１ （３２）また
は乗算乗数Ｂ１ （３４）を、迎え角信号（ＡＯＡ）に
乗算する。乗算定数Ａ１ またはＢ１ と迎え角信号と
の商は加算ネットワーク３７に送られ、スイッチ４２の
状態に応じて、加算定数Ａ２ （３８）またはＢ２ （
４０）に加算される。図２に於てブロック４４に示され
るように、スイッチ３６及び４２はフラップの角度に応
じて選択される。即ち、図２に於てフラップ角が２７．
５度以下であるような着陸フラップ角２５度については
、加算ネットワーク３７により得られる信号はＡ１ ・
ＡＯＡ＋Ａ２ となる。着陸時のフラップ角が３０度で
ある場合には、加算ネットワーク３７により得られる信
号はＢ１ ・ＡＯＡ＋Ｂ２ となる。
【００１９】本発明を実施する上で、Ａ１ 及びＡ２
は、それぞれ、１つのエンジンの作動が停止した場合に
、（名目上のグライドスロープ角としての）３度のグラ
イドスロープに沿って航空機が降下する際に、航空機の
翼を水平に保つのに必要なサイドスリップコマンド信号
の量に概ね近似する線形な関係を与えるような傾斜及び
切片値である。精度を最大限に高めるため、この線形近
似過程は、航空機の重量、航空機の重心の変化及び種々
の進入速度などからなる種々の着陸条件を考慮したもの
であるのが好ましい。同様に、Ｂ１ 及びＢ２ は、そ
れぞれ、１つのエンジンの作動が停止した場合であって
フラップ角が２７．５度以上である場合に、（同じく名
目上のグライドスロープ角としての）３度のグライドス
ロープに沿って航空機が降下する際に航空機の翼を水平
に保つのに必要なサイドスリップコマンド信号の量に概
ね近似する線形な関係を与えるような傾斜及び切片値で
ある。
は、それぞれ、１つのエンジンの作動が停止した場合に
、（名目上のグライドスロープ角としての）３度のグラ
イドスロープに沿って航空機が降下する際に、航空機の
翼を水平に保つのに必要なサイドスリップコマンド信号
の量に概ね近似する線形な関係を与えるような傾斜及び
切片値である。精度を最大限に高めるため、この線形近
似過程は、航空機の重量、航空機の重心の変化及び種々
の進入速度などからなる種々の着陸条件を考慮したもの
であるのが好ましい。同様に、Ｂ１ 及びＢ２ は、そ
れぞれ、１つのエンジンの作動が停止した場合であって
フラップ角が２７．５度以上である場合に、（同じく名
目上のグライドスロープ角としての）３度のグライドス
ロープに沿って航空機が降下する際に航空機の翼を水平
に保つのに必要なサイドスリップコマンド信号の量に概
ね近似する線形な関係を与えるような傾斜及び切片値で
ある。
【００２０】本発明が適用される特定の航空機の形式に
ついて、上記したような乗算及び加算定数を決定するた
めに、種々の解析的及び経験的方法を用い得ることは容
易に理解されよう。例えば、本発明を開発し、上記した
乗算及び加算定数を決定する過程に於て、本発明を実用
化する際に考慮された形式の航空機の着陸の態様の実質
的全てを考慮するような多数の着陸条件を考慮した。こ
れらの着陸条件は、従来から用いられている２つのフラ
ップの設定状態、最大及び最小着陸重量、重心の最大前
方及び後方位置及び、名目上のアプローチ速度並びにこ
の名目上のアプローチ速度を越える２つのアプローチ速
度を考慮した。次に、フライトシュミレータを用いて、
着陸条件のそれぞれについて、エンジンの１つの作動が
停止し、３度のグライドスロープに沿って降下する航空
機のバンク角を０に維持するために必要となるサイドス
リップコマンド信号を決定した。次に、２５度及び３０
度のフラップ設定状態を解析し、図２に示された乗算定
数が得られた。
ついて、上記したような乗算及び加算定数を決定するた
めに、種々の解析的及び経験的方法を用い得ることは容
易に理解されよう。例えば、本発明を開発し、上記した
乗算及び加算定数を決定する過程に於て、本発明を実用
化する際に考慮された形式の航空機の着陸の態様の実質
的全てを考慮するような多数の着陸条件を考慮した。こ
れらの着陸条件は、従来から用いられている２つのフラ
ップの設定状態、最大及び最小着陸重量、重心の最大前
方及び後方位置及び、名目上のアプローチ速度並びにこ
の名目上のアプローチ速度を越える２つのアプローチ速
度を考慮した。次に、フライトシュミレータを用いて、
着陸条件のそれぞれについて、エンジンの１つの作動が
停止し、３度のグライドスロープに沿って降下する航空
機のバンク角を０に維持するために必要となるサイドス
リップコマンド信号を決定した。次に、２５度及び３０
度のフラップ設定状態を解析し、図２に示された乗算定
数が得られた。
【００２１】図２に示された乗算定数を得る手順に関わ
らず、図２の加算ネットワーク３７により得られた信号
を、前記したエンジンアウト乗算器により乗算を行なう
。この信号処理のステップが、図２に於ける乗算器４６
として示されている。双発エンジン航空機についての本
発明の好適実施例によれば、図１のエンジンアウト乗算
器２０は、左側のエンジン（第１エンジン）の作動が停
止した場合に−１に等しいエンジンアウト乗算定数を用
い、右側のエンジン（第２エンジン）の作動が停止した
場合には、＋１に等しいエンジンアウト乗算定数を用い
る。本発明が４つのエンジンを備える航空機に適用され
た場合、本発明の或る実施例によれば、エンジンアウト
乗算器２０は、２つ以上のエンジンの作動が停止した場
合には、自動着陸システムがエンジンアウト着陸動作を
行わないようにし、どのエンジンの作動が停止したかを
判定し、その判定結果に応じて、適切なエンジンアウト
乗算定数を供給する。図３に示されるように、このよう
な４つのエンジンを備える航空機のためのエンジンアウ
ト乗算器に於ける信号処理は、３つの加算的加算ネット
ワーク４８、５０、５２と、比較器５４と、５つのスイ
ッチ５６、５８、６０、６２、６４とを用いて実現する
ことができる。図示された実施例に於ては、第１の加算
ネットワーク４８の出力は、第２の加算ネットワーク５
０の一方の入力に接続され、第２の加算ネットワーク５
０の出力は第３の加算ネットワーク５２の一方の入力に
接続されている。４つのエンジンのそれぞれについての
エンジン故障信号は、加算ネットワーク４８、５０、５
２の他方の入力に供給される。航空機自動スロットルシ
ステムその他の信号源から得られるこれらの信号は、対
応するエンジンのエンジン故障信号が作動停止を表す場
合には論理状態が真（即ち１）となる。比較器５４の一
方に接続された加算ネットワーク５２は、いずれか１つ
のエンジンの作動が停止した場合に限りのみ、１に等し
い信号を供給する。
らず、図２の加算ネットワーク３７により得られた信号
を、前記したエンジンアウト乗算器により乗算を行なう
。この信号処理のステップが、図２に於ける乗算器４６
として示されている。双発エンジン航空機についての本
発明の好適実施例によれば、図１のエンジンアウト乗算
器２０は、左側のエンジン（第１エンジン）の作動が停
止した場合に−１に等しいエンジンアウト乗算定数を用
い、右側のエンジン（第２エンジン）の作動が停止した
場合には、＋１に等しいエンジンアウト乗算定数を用い
る。本発明が４つのエンジンを備える航空機に適用され
た場合、本発明の或る実施例によれば、エンジンアウト
乗算器２０は、２つ以上のエンジンの作動が停止した場
合には、自動着陸システムがエンジンアウト着陸動作を
行わないようにし、どのエンジンの作動が停止したかを
判定し、その判定結果に応じて、適切なエンジンアウト
乗算定数を供給する。図３に示されるように、このよう
な４つのエンジンを備える航空機のためのエンジンアウ
ト乗算器に於ける信号処理は、３つの加算的加算ネット
ワーク４８、５０、５２と、比較器５４と、５つのスイ
ッチ５６、５８、６０、６２、６４とを用いて実現する
ことができる。図示された実施例に於ては、第１の加算
ネットワーク４８の出力は、第２の加算ネットワーク５
０の一方の入力に接続され、第２の加算ネットワーク５
０の出力は第３の加算ネットワーク５２の一方の入力に
接続されている。４つのエンジンのそれぞれについての
エンジン故障信号は、加算ネットワーク４８、５０、５
２の他方の入力に供給される。航空機自動スロットルシ
ステムその他の信号源から得られるこれらの信号は、対
応するエンジンのエンジン故障信号が作動停止を表す場
合には論理状態が真（即ち１）となる。比較器５４の一
方に接続された加算ネットワーク５２は、いずれか１つ
のエンジンの作動が停止した場合に限りのみ、１に等し
い信号を供給する。
【００２２】図３に示された構造に於ては、比較器５４
の第２の入力端子が、ブロック６６により示される１に
等しい信号を受けるべく接続されており、比較器５４の
出力はスイッチ５６を操作する。４つのエンジン全てが
動作中であったり、或いは２つ以上の故障した場合には
（スイッチ５６が比較器５４により操作されない場合）
、エンジンアウト乗算定数がブロック６８に於て示され
ているように０に等しくされる。これにより、図２に示
されたサイドスリップコマンド信号発生構造は、エンジ
ンの全てが作動中であったり、２つ以上のエンジンの作
動か停止した場合には、サイドスリップコマンド信号を
発生しない。しかしながら、スイッチ５６が比較器５４
により操作された場合（エンジンの１つのみが作動を停
止した場合）、図２のサイドスリップコマンド信号発生
構造に供給されるエンジンアウト乗算定数が、スイッチ
５８、６０、６２、６４の設定状態により決定される。
の第２の入力端子が、ブロック６６により示される１に
等しい信号を受けるべく接続されており、比較器５４の
出力はスイッチ５６を操作する。４つのエンジン全てが
動作中であったり、或いは２つ以上の故障した場合には
（スイッチ５６が比較器５４により操作されない場合）
、エンジンアウト乗算定数がブロック６８に於て示され
ているように０に等しくされる。これにより、図２に示
されたサイドスリップコマンド信号発生構造は、エンジ
ンの全てが作動中であったり、２つ以上のエンジンの作
動か停止した場合には、サイドスリップコマンド信号を
発生しない。しかしながら、スイッチ５６が比較器５４
により操作された場合（エンジンの１つのみが作動を停
止した場合）、図２のサイドスリップコマンド信号発生
構造に供給されるエンジンアウト乗算定数が、スイッチ
５８、６０、６２、６４の設定状態により決定される。
【００２３】図３に示されるように、これら４つのスイ
ッチのそれぞれは、対応したエンジンの作動が停止した
場合には作動する。第４エンジン（スターボードアウト
ボードエンジン）の作動が停止した場合にはブロック７
０により示されるように１に等しいエンジンアウト乗算
定数が供給され、第１エンジン（ポートアウトボードエ
ンジン）の作動が停止した場合にはブロック７０により
示されるように−１に等しいエンジンアウト乗算定数が
出力され、第２エンジン（ポートインボードエンジン）
の作動が停止した場合にはブロック７４により示される
ように−０．５６４に等しいエンジンアウト乗算定数が
供給され、第３エンジン（スターボードインボードエン
ジン）の作動が停止した場合にはブロック７２により示
されるように０．５６４に等しいエンジンアウト乗算定
数が出力されるように、これらスイッチが互いに接続さ
れている。２つのインボードエンジンについてのエンジ
ンアウト乗算定数の値は、アウトボードエンジンに対す
るインボードエンジンの位置など、エンジンの取付け位
置に関する幾何学的条件に応じて定められることに留意
されたい。従って、適用されるエンジンによっては、図
３に示されたものとは異なる値が用いられることもある
ことを了解されたい。
ッチのそれぞれは、対応したエンジンの作動が停止した
場合には作動する。第４エンジン（スターボードアウト
ボードエンジン）の作動が停止した場合にはブロック７
０により示されるように１に等しいエンジンアウト乗算
定数が供給され、第１エンジン（ポートアウトボードエ
ンジン）の作動が停止した場合にはブロック７０により
示されるように−１に等しいエンジンアウト乗算定数が
出力され、第２エンジン（ポートインボードエンジン）
の作動が停止した場合にはブロック７４により示される
ように−０．５６４に等しいエンジンアウト乗算定数が
供給され、第３エンジン（スターボードインボードエン
ジン）の作動が停止した場合にはブロック７２により示
されるように０．５６４に等しいエンジンアウト乗算定
数が出力されるように、これらスイッチが互いに接続さ
れている。２つのインボードエンジンについてのエンジ
ンアウト乗算定数の値は、アウトボードエンジンに対す
るインボードエンジンの位置など、エンジンの取付け位
置に関する幾何学的条件に応じて定められることに留意
されたい。従って、適用されるエンジンによっては、図
３に示されたものとは異なる値が用いられることもある
ことを了解されたい。
【００２４】再び図２に示されたエンジンアウトサイド
スリップコマンド信号発生構造に関連して、故障したエ
ンジンと同じ側から横風が吹く場合、図２に示された乗
算器４６により行われるエンジンアウト乗算動作により
得られた信号は、フィルターされ、エンジンアウトサイ
ドスリップコマンド信号として供給される。図２に於て
示された構造に於て、乗算器４６により供給された信号
は、加算ネットワーク７８の正の入力に接続され加算ネ
ットワーク７８の負入力には、スイッチ８０が接続され
ている。図２に示されるように、また詳しく後記するよ
うに、スイッチ８０は、故障したエンジンが取着された
側とは相反する航空機の側から横風が吹いていることを
示す信号により作動する。スイッチ８０が作動していな
い場合、即ち故障したエンジンと同じ側から横風が吹く
場合には、ブロック８２により示されるように、値０が
加算ネットワーク７８の負の入力に供給される。その場
合には、エンジンアウトサイドスリップコマンド信号は
加算ネットワーク７８により変更を受けることがなく、
従って、サイドスリップコマンド信号は、自動着陸シス
テムが作動状態にある時には常時作動状態にあるスイッ
チ８６を介して加算ネットワーク８４の正の入力に供給
される。
スリップコマンド信号発生構造に関連して、故障したエ
ンジンと同じ側から横風が吹く場合、図２に示された乗
算器４６により行われるエンジンアウト乗算動作により
得られた信号は、フィルターされ、エンジンアウトサイ
ドスリップコマンド信号として供給される。図２に於て
示された構造に於て、乗算器４６により供給された信号
は、加算ネットワーク７８の正の入力に接続され加算ネ
ットワーク７８の負入力には、スイッチ８０が接続され
ている。図２に示されるように、また詳しく後記するよ
うに、スイッチ８０は、故障したエンジンが取着された
側とは相反する航空機の側から横風が吹いていることを
示す信号により作動する。スイッチ８０が作動していな
い場合、即ち故障したエンジンと同じ側から横風が吹く
場合には、ブロック８２により示されるように、値０が
加算ネットワーク７８の負の入力に供給される。その場
合には、エンジンアウトサイドスリップコマンド信号は
加算ネットワーク７８により変更を受けることがなく、
従って、サイドスリップコマンド信号は、自動着陸シス
テムが作動状態にある時には常時作動状態にあるスイッ
チ８６を介して加算ネットワーク８４の正の入力に供給
される。
【００２５】図２に示されるように、スイッチ８６は、
自動着陸システムが非作動状態にある場合に、加算ネッ
トワーク８４の正の入力に対して、ブロック８８により
示される値０の信号を供給する。サイドスリップコマン
ド信号がフィルターされかつその変化率が制限される要
領から理解されるように、システムの故障やパイロット
の介入動作によりシステムが非作動状態になった時に、
０に等しい信号を加算ネットワーク８４に供給すること
により、サイドスリップコマンド信号を値０へと徐々に
変化させすることができる。このような円滑な変化によ
り、航空機のサイドスリップの急激な変化を回避し、乗
客に対して、不快感や不安な気持ちを抱かせるような強
い横方向力を及ぼすのを回避することができる。
自動着陸システムが非作動状態にある場合に、加算ネッ
トワーク８４の正の入力に対して、ブロック８８により
示される値０の信号を供給する。サイドスリップコマン
ド信号がフィルターされかつその変化率が制限される要
領から理解されるように、システムの故障やパイロット
の介入動作によりシステムが非作動状態になった時に、
０に等しい信号を加算ネットワーク８４に供給すること
により、サイドスリップコマンド信号を値０へと徐々に
変化させすることができる。このような円滑な変化によ
り、航空機のサイドスリップの急激な変化を回避し、乗
客に対して、不快感や不安な気持ちを抱かせるような強
い横方向力を及ぼすのを回避することができる。
【００２６】上記したようなサイドスリップコマンド信
号のフィルター及びその変化率の制限は、次のような要
素を含む反復的デジタルフィルター構造により達成され
る。即ち、このデジタルフィルター構造は、加算ネット
ワーク８４と、フィルターされたエンジンアウトサイド
スリップコマンド信号を供給する２の加算ネットワーク
９２と、加算ネットワーク８４の出力と加算ネットワー
ク９２の正の入力との間に接続された制限回路９０と、
加算ネットワーク９２の出力から入力信号を受け、加算
ネットワーク８４の負の入力及び加算ネットワーク９２
の正の入力に対して信号を供給するＺ変換ブロック９４
とを有する。Ｚ変換ブロック９４は、信号が加算ネット
ワーク８４の正の入力に供給される各イテレーションの
周期の間に、最近のイテレーション周期の間のフィルタ
ーの出力を表す信号を供給する。このように加算ネット
ワーク８４は、フィルター入力信号がフィルター出力信
号に対して変化する割合を表す信号を供給する。制限回
路９０は、ブロック図中に於てグラフにより示される伝
達関数を有し、所定値以下の全ての入力信号について、
加算ネットワーク８４により供給される変化率信号に等
しい出力信号を発生する。図２に示されるように、限界
値は、イテレーション周期ＤＴと、フィルター出力信号
の所望の最大変化率ＤＳとの積に等しい。加算ネットワ
ーク９２の入力が、制限回路９０の出力と、最近のイテ
レーション周期に於けるフィルターされたエンジンアウ
トサイドスリップコマンド信号を表す信号とにより与え
られることから、加算ネットワーク９２は事実上積分器
として機能し、最近のイテレーション周期中に於けるフ
ィルター出力値に対して、制限回路９０により供給され
る変化率信号を加算する。
号のフィルター及びその変化率の制限は、次のような要
素を含む反復的デジタルフィルター構造により達成され
る。即ち、このデジタルフィルター構造は、加算ネット
ワーク８４と、フィルターされたエンジンアウトサイド
スリップコマンド信号を供給する２の加算ネットワーク
９２と、加算ネットワーク８４の出力と加算ネットワー
ク９２の正の入力との間に接続された制限回路９０と、
加算ネットワーク９２の出力から入力信号を受け、加算
ネットワーク８４の負の入力及び加算ネットワーク９２
の正の入力に対して信号を供給するＺ変換ブロック９４
とを有する。Ｚ変換ブロック９４は、信号が加算ネット
ワーク８４の正の入力に供給される各イテレーションの
周期の間に、最近のイテレーション周期の間のフィルタ
ーの出力を表す信号を供給する。このように加算ネット
ワーク８４は、フィルター入力信号がフィルター出力信
号に対して変化する割合を表す信号を供給する。制限回
路９０は、ブロック図中に於てグラフにより示される伝
達関数を有し、所定値以下の全ての入力信号について、
加算ネットワーク８４により供給される変化率信号に等
しい出力信号を発生する。図２に示されるように、限界
値は、イテレーション周期ＤＴと、フィルター出力信号
の所望の最大変化率ＤＳとの積に等しい。加算ネットワ
ーク９２の入力が、制限回路９０の出力と、最近のイテ
レーション周期に於けるフィルターされたエンジンアウ
トサイドスリップコマンド信号を表す信号とにより与え
られることから、加算ネットワーク９２は事実上積分器
として機能し、最近のイテレーション周期中に於けるフ
ィルター出力値に対して、制限回路９０により供給され
る変化率信号を加算する。
【００２７】上記したように、図２に示された構造によ
り行われる信号処理の結果、自動着陸動作中にエンジン
の１つの作動が停止した場合に、航空機の翼を水平に或
いは風上側の翼を低くした姿勢を実現するような、変化
率が制限され、フィルターされたエンジンアウトサイド
スリップコマンド信号が得られる。本発明のこのような
特徴により、航空機が、常に、故障したエンジンの側を
高くした姿勢を保つような、従来技術に基づく自動着陸
システムに於ける上記したような欠点を解消することが
できる。
り行われる信号処理の結果、自動着陸動作中にエンジン
の１つの作動が停止した場合に、航空機の翼を水平に或
いは風上側の翼を低くした姿勢を実現するような、変化
率が制限され、フィルターされたエンジンアウトサイド
スリップコマンド信号が得られる。本発明のこのような
特徴により、航空機が、常に、故障したエンジンの側を
高くした姿勢を保つような、従来技術に基づく自動着陸
システムに於ける上記したような欠点を解消することが
できる。
【００２８】前記したように、本発明の好適実施例は、
故障したエンジンとは相反する側から軽度或いは中程度
の横風を受けつつ自動着陸を実行する時には、風上側の
翼を低くした状態で着陸を行うようなエンジンアウトサ
イドスリップコマンド信号を供給する構造をも有してい
る。図２に示された構造に於ては、故障したエンジンと
は相反する側から横風が吹く場合には、スイッチ８０が
作動し、加算ネットワーク７８の負の入力を制限回路９
６の出力に接続する。制限回路９６の一方の入力端子は
、加算ネットワーク３７により供給される信号、即ち航
空機のフラップの状態及び迎え角についての最大のエン
ジンアウトサイドスリップコマンド信号に対応する信号
を受けるようになっている。第２の入力端子は、前記し
たように横風により引起こされる航空機クラブ角を表す
突風推定信号を受けるようになっている。即ち、図４に
ついて後記するように、図１に於けるブロック２８によ
り示される突風推定信号は、見かけ上のクラブ角からサ
イドスリップにより引起こされたクラブ角を減算する（
航跡−機首方位）ように形成される。
故障したエンジンとは相反する側から軽度或いは中程度
の横風を受けつつ自動着陸を実行する時には、風上側の
翼を低くした状態で着陸を行うようなエンジンアウトサ
イドスリップコマンド信号を供給する構造をも有してい
る。図２に示された構造に於ては、故障したエンジンと
は相反する側から横風が吹く場合には、スイッチ８０が
作動し、加算ネットワーク７８の負の入力を制限回路９
６の出力に接続する。制限回路９６の一方の入力端子は
、加算ネットワーク３７により供給される信号、即ち航
空機のフラップの状態及び迎え角についての最大のエン
ジンアウトサイドスリップコマンド信号に対応する信号
を受けるようになっている。第２の入力端子は、前記し
たように横風により引起こされる航空機クラブ角を表す
突風推定信号を受けるようになっている。即ち、図４に
ついて後記するように、図１に於けるブロック２８によ
り示される突風推定信号は、見かけ上のクラブ角からサ
イドスリップにより引起こされたクラブ角を減算する（
航跡−機首方位）ように形成される。
【００２９】図２に示されるように、制限回路９６は、
加算ネットワーク３７により供給される信号以下の全て
の突風推定信号について、突風推定信号に等しい信号を
加算ネットワーク７８の負の入力に供給する。突風推定
信号が加算ネットワーク３７により供給される信号の値
を越えた場合、加算ネットワーク７８の負の入力に供給
された信号は、加算ネットワーク３７により定められる
信号レベルに保持される。クラブ角の増大に応じて突風
推定信号が増大することから、横風の方向が、故障した
エンジンとは相反する側である場合には、加算ネットワ
ーク７８は比較的軽度或いは中程度の横風の場合（横風
により引起こされるクラブ角が小さい場合）にのみサイ
ドスリップコマンド信号を発生する。このサイドスリッ
プコマンド信号は、風上側に翼を低くした姿勢を実現す
るような信号を供給するべくフィルターされかつその変
化率が制限される。
加算ネットワーク３７により供給される信号以下の全て
の突風推定信号について、突風推定信号に等しい信号を
加算ネットワーク７８の負の入力に供給する。突風推定
信号が加算ネットワーク３７により供給される信号の値
を越えた場合、加算ネットワーク７８の負の入力に供給
された信号は、加算ネットワーク３７により定められる
信号レベルに保持される。クラブ角の増大に応じて突風
推定信号が増大することから、横風の方向が、故障した
エンジンとは相反する側である場合には、加算ネットワ
ーク７８は比較的軽度或いは中程度の横風の場合（横風
により引起こされるクラブ角が小さい場合）にのみサイ
ドスリップコマンド信号を発生する。このサイドスリッ
プコマンド信号は、風上側に翼を低くした姿勢を実現す
るような信号を供給するべくフィルターされかつその変
化率が制限される。
【００３０】図４は、本発明を実施する上で好適な突風
サイドスリップ推定器をの実施例を示したもので、本件
出願人により大型の輸送機を自動着陸するために適用さ
れた。図４に示された構造に於て、ブロック９８により
示される機首方位を表す信号が、ブロック１００により
表される航跡に対応する信号から減算され、この減算動
作が図４に於て加算ネットワーク１０２より表されてい
る。航空機の見かけ上のクラブ角即ち横風により引起こ
されたクラブ角とサイドスリップにより引起こされたク
ラブ角との和を示す信号が、加算ネットワーク１０４の
正の入力端子に供給される。加算ネットワーク１０４の
第２の正の入力端子及び加算ネットワーク１０４の負の
入力端子には、それぞれサイドスリップにより引起こさ
れたクラブ角を考慮する信号が供給される。
サイドスリップ推定器をの実施例を示したもので、本件
出願人により大型の輸送機を自動着陸するために適用さ
れた。図４に示された構造に於て、ブロック９８により
示される機首方位を表す信号が、ブロック１００により
表される航跡に対応する信号から減算され、この減算動
作が図４に於て加算ネットワーク１０２より表されてい
る。航空機の見かけ上のクラブ角即ち横風により引起こ
されたクラブ角とサイドスリップにより引起こされたク
ラブ角との和を示す信号が、加算ネットワーク１０４の
正の入力端子に供給される。加算ネットワーク１０４の
第２の正の入力端子及び加算ネットワーク１０４の負の
入力端子には、それぞれサイドスリップにより引起こさ
れたクラブ角を考慮する信号が供給される。
【００３１】加算ネットワーク１０４の第２の正の入力
端子に供給された信号は、ブロック１０６に示されるよ
うに航空機の慣性航法システムにより供給されるもので
あってよい航空機の横加速度を表す信号から得られる。 特に、この横加速度信号は、機体の横加速度をサイドス
リップにより引起こされたクラブ角に関連付ける、図４
に於てブロック１０８として示されるスケジュールＡに
従って処理される。スケジュールＡは、航空機の空気力
学特性に依存するもので、例えば航空機の飛行特性の６
自由度解析を行う従来の手段により決定することができ
る。
端子に供給された信号は、ブロック１０６に示されるよ
うに航空機の慣性航法システムにより供給されるもので
あってよい航空機の横加速度を表す信号から得られる。 特に、この横加速度信号は、機体の横加速度をサイドス
リップにより引起こされたクラブ角に関連付ける、図４
に於てブロック１０８として示されるスケジュールＡに
従って処理される。スケジュールＡは、航空機の空気力
学特性に依存するもので、例えば航空機の飛行特性の６
自由度解析を行う従来の手段により決定することができ
る。
【００３２】加算ネットワーク１０４の負の入力端子に
供給された信号は、ブロック１１０により示されるよう
な航空機の方向舵の位置を表す信号及び、ブロック１１
２により示されるような方向舵補償比チェンジャー修正
量を表す信号から得られる。本技術分野に於てよく知ら
れているように、方向舵補償比チェンジャー修正量を用
いることは、航空機の速度範囲の低い領域に於て発生す
る方向舵補償の効果の減少について補償され方向舵制御
信号を提供する補償を行う従来から知られた手法である
。図４に示されるように、突風サイドスリップの推定の
ために用いられる信号を発生するために、方向舵位置を
表す信号に対して、図４に於て乗算器１１４に示される
ように方向舵比チェンジャー修正量を乗算し、これら両
信号の商を、図４に於てブロック１１６により示される
、サイドスリップにより引起こされるクラブ角に対して
方向舵の位置を関連付けるスケジュールＢに従って処理
される。補償された方向舵位置信号をサイドスリップに
より引起こされたクラブ角に関連付けるスケジュールＢ
は、航空機の形式に依存するもので、スケジュールＡと
同様の要領をもって決定することができる。
供給された信号は、ブロック１１０により示されるよう
な航空機の方向舵の位置を表す信号及び、ブロック１１
２により示されるような方向舵補償比チェンジャー修正
量を表す信号から得られる。本技術分野に於てよく知ら
れているように、方向舵補償比チェンジャー修正量を用
いることは、航空機の速度範囲の低い領域に於て発生す
る方向舵補償の効果の減少について補償され方向舵制御
信号を提供する補償を行う従来から知られた手法である
。図４に示されるように、突風サイドスリップの推定の
ために用いられる信号を発生するために、方向舵位置を
表す信号に対して、図４に於て乗算器１１４に示される
ように方向舵比チェンジャー修正量を乗算し、これら両
信号の商を、図４に於てブロック１１６により示される
、サイドスリップにより引起こされるクラブ角に対して
方向舵の位置を関連付けるスケジュールＢに従って処理
される。補償された方向舵位置信号をサイドスリップに
より引起こされたクラブ角に関連付けるスケジュールＢ
は、航空機の形式に依存するもので、スケジュールＡと
同様の要領をもって決定することができる。
【００３３】図４に示された突風サイドスリップ推定器
は、航空機の左側からの横風により引起こされるクラブ
角について正の出力信号を発生し、航空機の右側から横
風が吹く場合に負の突風サイドスリップ推定信号を発生
する。本発明の好適実施例に於ては、作動を停止したエ
ンジンに対応する方向から風が吹くことを示す信号即ち
図２に於けるスイッチ８０を作動させる信号を発生する
べく、図３について前記したエンジンアウト乗算器の符
号に関連するように突風サイドスリップ推定器の符号が
用いられる。
は、航空機の左側からの横風により引起こされるクラブ
角について正の出力信号を発生し、航空機の右側から横
風が吹く場合に負の突風サイドスリップ推定信号を発生
する。本発明の好適実施例に於ては、作動を停止したエ
ンジンに対応する方向から風が吹くことを示す信号即ち
図２に於けるスイッチ８０を作動させる信号を発生する
べく、図３について前記したエンジンアウト乗算器の符
号に関連するように突風サイドスリップ推定器の符号が
用いられる。
【００３４】特に、ポートサイドのエンジンの故障に対
応する負のエンジンアウト乗算定数は論理０として取扱
われ、スターボードエンジンの故障に対応する正のエン
ジンアウト乗算定数が論理１であるとして取扱われ、同
時に、突風サイドスリップ推定値が負である場合には論
理０とし、突風サイドスリップ推定値が正である場合に
は論理１であるとすれば、故障したエンジンに対して相
反する側或いは同じ側から横風が吹いたことを表す信号
を容易に得ることができる。例えば、ポートサイドから
の横風を受けた場合に突風サイドスリップ推定信号が正
（論理１）となるような本発明の好適実施例に於ては、
故障したエンジンとは相反する側から横風が吹くことを
示す信号を、次のような標準的な論理形式を用いて得る
ことができる。
応する負のエンジンアウト乗算定数は論理０として取扱
われ、スターボードエンジンの故障に対応する正のエン
ジンアウト乗算定数が論理１であるとして取扱われ、同
時に、突風サイドスリップ推定値が負である場合には論
理０とし、突風サイドスリップ推定値が正である場合に
は論理１であるとすれば、故障したエンジンに対して相
反する側或いは同じ側から横風が吹いたことを表す信号
を容易に得ることができる。例えば、ポートサイドから
の横風を受けた場合に突風サイドスリップ推定信号が正
（論理１）となるような本発明の好適実施例に於ては、
故障したエンジンとは相反する側から横風が吹くことを
示す信号を、次のような標準的な論理形式を用いて得る
ことができる。
【００３５】
【式１】
【００３６】図５は、図１のブロック１４について簡単
に前記した横方方向地面効果に対する補償を実施する本
発明の好適実施例を示す。図５に於て、車輪（補助翼）
補償動作を行う構造は、加算ネットワーク１２０の出力
に接続された入力を有する乗算器１１８を有する。図５
加算ネットワーク１２０により供給される信号は、制御
対象である航空機の命令された総サイドスリップ量を表
す。即ち、加算ネットワーク１２０は、フィルターされ
たサイドスリップコマンド信号即ち図２の構造により得
られた信号と、整合動作を行う際に自動着陸システムに
より引起こされるサイドスリップに対応する信号との和
を与える。
に前記した横方方向地面効果に対する補償を実施する本
発明の好適実施例を示す。図５に於て、車輪（補助翼）
補償動作を行う構造は、加算ネットワーク１２０の出力
に接続された入力を有する乗算器１１８を有する。図５
加算ネットワーク１２０により供給される信号は、制御
対象である航空機の命令された総サイドスリップ量を表
す。即ち、加算ネットワーク１２０は、フィルターされ
たサイドスリップコマンド信号即ち図２の構造により得
られた信号と、整合動作を行う際に自動着陸システムに
より引起こされるサイドスリップに対応する信号との和
を与える。
【００３７】乗算器１１８の第２の入力には乗算器１２
２の出力が接続されている。乗算器１２２は、航空機の
迎え角、着陸フラップ設定状態及び高度に依存する、サ
イドスリップ角の単位角当たりに必要な地面効果補助翼
補償量を表す信号を発生する。図５に示されるように、
フラップの設定状態が２５度である場合とフラップの設
定状態が３０度である場合に於ける補助翼の位置の変化
と迎え角との間の関係を、用いられたフラップの設定状
態及び着陸時に於ける航空機の迎え角についての乗算器
１２２の入力を定めるようなスケジュールとして表すこ
とができる。本技術分野に於いて知られているように、
このようなスケジュールは、自動着陸システム内に於て
ルックアップテーブルとして記憶しておくことができる
。或いは、フラップの設定状態が２５度である場合とフ
ラップの設定状態が３０度である場合との関係が概ね線
形である場合には、フラップの設定状態が２５度である
場合及びフラップの設定状態が３０度である場合につい
て、図２について前記した要領を以て航空機の迎え角を
表す信号を処理することができる。
２の出力が接続されている。乗算器１２２は、航空機の
迎え角、着陸フラップ設定状態及び高度に依存する、サ
イドスリップ角の単位角当たりに必要な地面効果補助翼
補償量を表す信号を発生する。図５に示されるように、
フラップの設定状態が２５度である場合とフラップの設
定状態が３０度である場合に於ける補助翼の位置の変化
と迎え角との間の関係を、用いられたフラップの設定状
態及び着陸時に於ける航空機の迎え角についての乗算器
１２２の入力を定めるようなスケジュールとして表すこ
とができる。本技術分野に於いて知られているように、
このようなスケジュールは、自動着陸システム内に於て
ルックアップテーブルとして記憶しておくことができる
。或いは、フラップの設定状態が２５度である場合とフ
ラップの設定状態が３０度である場合との関係が概ね線
形である場合には、フラップの設定状態が２５度である
場合及びフラップの設定状態が３０度である場合につい
て、図２について前記した要領を以て航空機の迎え角を
表す信号を処理することができる。
【００３８】高度に対する依存性を考慮するために、図
５に示された乗算器１２２には、ブロック１２６に於て
グラフにより示される高度のスケールファクター信号も
供給される。ブロック１２６に於てグラフにより示され
るように、高度スケールファクターは、高度の関数とし
て概ね対数的に増大し、航空機の翼幅に概ね等しい高度
に於て０に到達する。ブロック１２４に於て示されたス
ケジュールと同様に、高度スケールファクターのスケジ
ュールを、自動着陸システム内にルックアップテーブル
として記憶したり、或いは他の適当な手段により適宜生
成することができる。
５に示された乗算器１２２には、ブロック１２６に於て
グラフにより示される高度のスケールファクター信号も
供給される。ブロック１２６に於てグラフにより示され
るように、高度スケールファクターは、高度の関数とし
て概ね対数的に増大し、航空機の翼幅に概ね等しい高度
に於て０に到達する。ブロック１２４に於て示されたス
ケジュールと同様に、高度スケールファクターのスケジ
ュールを、自動着陸システム内にルックアップテーブル
として記憶したり、或いは他の適当な手段により適宜生
成することができる。
【００３９】図５に示されるように、定数ＣＷを表す信
号が乗算器１２２の３の入力端子に供給される。定数Ｃ
Ｗは、最適な地面効果補助翼補償量を得るために選択さ
れ、経験的に決定されたものであってよい。本発明のあ
る実施例においては、処理された迎え角信号がファクタ
ー２により乗算された場合に、５度のサイドスリップ角
に対して最適な性能が得られた。従って、５度に対して
基準化した場合に、０．４に等しいＣＷの値が用いられ
たこととなる。
号が乗算器１２２の３の入力端子に供給される。定数Ｃ
Ｗは、最適な地面効果補助翼補償量を得るために選択さ
れ、経験的に決定されたものであってよい。本発明のあ
る実施例においては、処理された迎え角信号がファクタ
ー２により乗算された場合に、５度のサイドスリップ角
に対して最適な性能が得られた。従って、５度に対して
基準化した場合に、０．４に等しいＣＷの値が用いられ
たこととなる。
【００４０】図５に於て、地面効果方向舵補償信号を発
生するために用いられた信号処理過程は、地面効果補助
翼補償信号のための信号処理過程と概ね同一である。即
ち、図５に示された地面効果方向舵補償構造は、エンジ
ンアウトサイドスリップコマンド信号及び整合作用の両
者により引起こされたサイドスリップの和として与えら
れる航空機の命令された全サイドスリップ量を表す信号
の供給を加算ネットワーク１３２から受ける乗算器１３
０を有する。乗算器１３４（ａ）は、ブロック１３６に
より示されるようにフラップの設定状態が２５度及び３
０度である場合に方向舵の位置の変化を航空機の迎え角
に関連付けるスケジュールと、（ｂ）ブロック１３８に
より示される高度スケールファクターと、（ｃ）ブロッ
ク１４０により示される定数ＣＲとにより定められる信
号を乗算器１３０の第２の入力端子に供給する。車輪補
償定数ＣＷと同様に、定数ＣＲも、システムの性能を最
適化するように決定される。
生するために用いられた信号処理過程は、地面効果補助
翼補償信号のための信号処理過程と概ね同一である。即
ち、図５に示された地面効果方向舵補償構造は、エンジ
ンアウトサイドスリップコマンド信号及び整合作用の両
者により引起こされたサイドスリップの和として与えら
れる航空機の命令された全サイドスリップ量を表す信号
の供給を加算ネットワーク１３２から受ける乗算器１３
０を有する。乗算器１３４（ａ）は、ブロック１３６に
より示されるようにフラップの設定状態が２５度及び３
０度である場合に方向舵の位置の変化を航空機の迎え角
に関連付けるスケジュールと、（ｂ）ブロック１３８に
より示される高度スケールファクターと、（ｃ）ブロッ
ク１４０により示される定数ＣＲとにより定められる信
号を乗算器１３０の第２の入力端子に供給する。車輪補
償定数ＣＷと同様に、定数ＣＲも、システムの性能を最
適化するように決定される。
【００４１】本発明の前記した実施例に於ては、ＣＷの
値と同じ０．４の値がＣＲとして用いられる。
値と同じ０．４の値がＣＲとして用いられる。
【００４２】上記したブロック１２４、１３６により示
されたスケジュール及び上記した高度スケールファクタ
ー（ブロック１２６、１３８）は、着陸飛行エンベロー
プを構成するような種々の飛行条件についての最大限の
補助翼位置及び方向舵位置の変化を考慮して定められる
。本発明の開発の過程及びそれに伴う上記したスケジュ
ール及び高度ファクターを決定する過程に於て、本発明
が適用されるべき航空機の形式についての飛行エンベロ
ープを定める種々の着陸条件が考慮された。これらの着
陸条件は、従来から用いられている２種類のフラップの
設定状態、最大及び最小航空機着陸重量、重心の最大前
方及び後方位置、名目上の進入速度及び名目上の進入速
度を越える２種類の進入速度を考慮している。これらの
着陸条件下に於て、飛行テスト及び飛行シミュレーショ
ンが行われ、１００〜２フィートの脚高度範囲に於ける
いくつもの高度に於てサイドスリップをトリムした。 各飛行条件についての最大補助翼変化及び最大方向舵変
化を記録し、ブロック１２４により示される補助翼補償
スケジュールと、ブロック１３６により示される方向舵
補償スケジュールと、ブロック１２６、１３８により示
される２つの高度スケールファクターを開発するために
用いた。
されたスケジュール及び上記した高度スケールファクタ
ー（ブロック１２６、１３８）は、着陸飛行エンベロー
プを構成するような種々の飛行条件についての最大限の
補助翼位置及び方向舵位置の変化を考慮して定められる
。本発明の開発の過程及びそれに伴う上記したスケジュ
ール及び高度ファクターを決定する過程に於て、本発明
が適用されるべき航空機の形式についての飛行エンベロ
ープを定める種々の着陸条件が考慮された。これらの着
陸条件は、従来から用いられている２種類のフラップの
設定状態、最大及び最小航空機着陸重量、重心の最大前
方及び後方位置、名目上の進入速度及び名目上の進入速
度を越える２種類の進入速度を考慮している。これらの
着陸条件下に於て、飛行テスト及び飛行シミュレーショ
ンが行われ、１００〜２フィートの脚高度範囲に於ける
いくつもの高度に於てサイドスリップをトリムした。 各飛行条件についての最大補助翼変化及び最大方向舵変
化を記録し、ブロック１２４により示される補助翼補償
スケジュールと、ブロック１３６により示される方向舵
補償スケジュールと、ブロック１２６、１３８により示
される２つの高度スケールファクターを開発するために
用いた。
【００４３】本発明の好適実施例に於て用いられる、図
１のブロック１６により示されるオープンループ方向舵
ウォッシュアウトコマンドが、図６の構造により示され
ている。図６に於て、図２のエンジンアウトサイドスリ
ップコマンド信号の発生について前記した要領を以て、
着陸フラップ位置に応じて、航空機の迎え角を表す信号
を処理、即ちスケジュール化した。即ち、図６に示され
た信号処理構造に於て、乗算器１４２は、迎え角ＡＯＡ
と、スイッチ１４４の位置によって定められる乗算定数
Ａ１または乗算定数Ｂ１とを乗算する。これらの乗算定
数Ａ１またはＢ１と迎え角との商は加算ネットワーク１
４６に供給され、スイッチ１４８の設定状態に応じて、
加算定数Ａ２または加算定数Ｂ２に加算される。
１のブロック１６により示されるオープンループ方向舵
ウォッシュアウトコマンドが、図６の構造により示され
ている。図６に於て、図２のエンジンアウトサイドスリ
ップコマンド信号の発生について前記した要領を以て、
着陸フラップ位置に応じて、航空機の迎え角を表す信号
を処理、即ちスケジュール化した。即ち、図６に示され
た信号処理構造に於て、乗算器１４２は、迎え角ＡＯＡ
と、スイッチ１４４の位置によって定められる乗算定数
Ａ１または乗算定数Ｂ１とを乗算する。これらの乗算定
数Ａ１またはＢ１と迎え角との商は加算ネットワーク１
４６に供給され、スイッチ１４８の設定状態に応じて、
加算定数Ａ２または加算定数Ｂ２に加算される。
【００４４】図６に示されたブロック図に於て、乗算定
数Ａ１、Ｂ１がそれぞれブロック１５０、１５２により
示され、加算定数Ａ２、Ｂ２がそれぞれブロック１５４
、１５６により示されている。本発明をデジタル飛行制
御システムに適用する場合、これらの乗算及び加算定数
はシステムのメモリ内に記憶し、方向舵ウォッシュアウ
トコマンド信号が決定される処理期間にアクセスし得る
ようにしておくことができる。或いは、これらの乗算定
数及び加算定数を、航空機のフラップの設定状態のいず
れかまたは両者について線形でない迎え角を定める必要
があるような場合には、追加のデータポイントと共に、
ルックアップテーブルメモリに記憶しておくこともでき
る。
数Ａ１、Ｂ１がそれぞれブロック１５０、１５２により
示され、加算定数Ａ２、Ｂ２がそれぞれブロック１５４
、１５６により示されている。本発明をデジタル飛行制
御システムに適用する場合、これらの乗算及び加算定数
はシステムのメモリ内に記憶し、方向舵ウォッシュアウ
トコマンド信号が決定される処理期間にアクセスし得る
ようにしておくことができる。或いは、これらの乗算定
数及び加算定数を、航空機のフラップの設定状態のいず
れかまたは両者について線形でない迎え角を定める必要
があるような場合には、追加のデータポイントと共に、
ルックアップテーブルメモリに記憶しておくこともでき
る。
【００４５】図６のブロック１５８により示されるよう
に、適切な乗算定数及び加算定数は航空機のフラップ設
定状態に応じてなされる。特に、ブロック１５８に於て
示されるように、フラップ角度が２７．５度以下である
ような２５度のフラップ設定状態に於て、加算ネットワ
ーク１４６により供給される信号はＡ１・ＡＯＡ＋Ａ２
に対応する。着陸フラップの設定状態が３０度である場
合には、加算ネットワーク１４６により供給される信号
はＢ１・ＡＯＡ＋Ｂ２に対応する。
に、適切な乗算定数及び加算定数は航空機のフラップ設
定状態に応じてなされる。特に、ブロック１５８に於て
示されるように、フラップ角度が２７．５度以下である
ような２５度のフラップ設定状態に於て、加算ネットワ
ーク１４６により供給される信号はＡ１・ＡＯＡ＋Ａ２
に対応する。着陸フラップの設定状態が３０度である場
合には、加算ネットワーク１４６により供給される信号
はＢ１・ＡＯＡ＋Ｂ２に対応する。
【００４６】図２に於ける前記したような構造から、図
６に於けるＡ１及びＡ２が、エンジンの１つの作動が停
止した場合に於て、残りのエンジンが推力を低減させ、
２５度のフラップの設定状態を用いて自動着陸を行う間
に、ヨーイングモーメントに対抗するのに必要な方向舵
ウォッシュアウトコマンド信号についての良い近似を与
える線形の関係を定めるための傾斜及び切片値を表すこ
とが理解されよう。同様に、Ｂ１、Ｂ２は、残りのエン
ジンがスロットル減速され、航空機のフラップの設定状
態が３０度である場合に於けるヨーイグモーメントに対
抗するのに必要な方向舵ウォッシュアウトコマンド信号
の良好な近似値を与える直線の傾斜及び切片値に対応す
る。
６に於けるＡ１及びＡ２が、エンジンの１つの作動が停
止した場合に於て、残りのエンジンが推力を低減させ、
２５度のフラップの設定状態を用いて自動着陸を行う間
に、ヨーイングモーメントに対抗するのに必要な方向舵
ウォッシュアウトコマンド信号についての良い近似を与
える線形の関係を定めるための傾斜及び切片値を表すこ
とが理解されよう。同様に、Ｂ１、Ｂ２は、残りのエン
ジンがスロットル減速され、航空機のフラップの設定状
態が３０度である場合に於けるヨーイグモーメントに対
抗するのに必要な方向舵ウォッシュアウトコマンド信号
の良好な近似値を与える直線の傾斜及び切片値に対応す
る。
【００４７】図６に示された構造に於て乗算及び加算定
数を定める好適な手順は、本発明を実施する際に用いら
れる信号の関係を定める他の乗算定数、加算定数及びス
ケジュールを定めるために前記した手順と同様のものか
らなる。図６についての乗算及び加算定数を定める手順
の場合に於て、スロットル減速した時の方向舵のウォッ
シュアウト量は、対象となる航空機の着陸飛行エンベロ
ープを構成する前記した飛行条件について、１つのエン
ジンが故障しかつ翼を水平状態に保ったまま航空機をト
リムすることにより定められる。
数を定める好適な手順は、本発明を実施する際に用いら
れる信号の関係を定める他の乗算定数、加算定数及びス
ケジュールを定めるために前記した手順と同様のものか
らなる。図６についての乗算及び加算定数を定める手順
の場合に於て、スロットル減速した時の方向舵のウォッ
シュアウト量は、対象となる航空機の着陸飛行エンベロ
ープを構成する前記した飛行条件について、１つのエン
ジンが故障しかつ翼を水平状態に保ったまま航空機をト
リムすることにより定められる。
【００４８】更に図６に於て、加算ネットワーク１４６
により供給された信号は、乗算器１４９に供給され、ブ
ロック１５１により示される定数Ｃ１と乗算される。定
数Ｃ１は、スロットル減速状態に於て方向舵のウォッシ
ュアウト動作を最適化するように経験的或いは他の手段
により定められる。４発及び双発の航空機に於て現在好
適であると考えられるＣ１の値は０．５である。乗算器
１４９により供給された信号は、図２及び図３について
前記したエンジンアウト乗算器１５３により乗算され、
エンジンアウト方向舵ウォッシュアウトコマンド信号に
変換される。この信号は更に、図６に示されたデジタル
フィルターフォーマットに従ってフィルターされ、対象
となる航空機のエンジン減速特性に事実上マッチする一
次のウォッシュアウト特性が得られる。
により供給された信号は、乗算器１４９に供給され、ブ
ロック１５１により示される定数Ｃ１と乗算される。定
数Ｃ１は、スロットル減速状態に於て方向舵のウォッシ
ュアウト動作を最適化するように経験的或いは他の手段
により定められる。４発及び双発の航空機に於て現在好
適であると考えられるＣ１の値は０．５である。乗算器
１４９により供給された信号は、図２及び図３について
前記したエンジンアウト乗算器１５３により乗算され、
エンジンアウト方向舵ウォッシュアウトコマンド信号に
変換される。この信号は更に、図６に示されたデジタル
フィルターフォーマットに従ってフィルターされ、対象
となる航空機のエンジン減速特性に事実上マッチする一
次のウォッシュアウト特性が得られる。
【００４９】図６に示された構造に於ては、図示された
フィルターの出力端に設けられたスイッチ１６０が、ブ
ロック１６２により示されるよう、ウォッシュイネーブ
ル信号により該スイッチが作動されるまで、出力信号を
０レベルに保持する。本発明の好適実施例に於ては、エ
ンジンの１つの作動が停止し、しかもウォッシュアウト
ラッチ信号が存在する時にのみウォッシュイネーブル信
号が供給される。図６に於て、ウォッシュアウトラッチ
信号は、ＯＲゲート１６４、ＡＮＤゲート１６６及び、
Ｚ変換ブロック１６８として示される信号遅延ユニット
を含む論理回路により供給される。この構造に於て、Ｏ
Ｒゲートの入力端子の１つがスロットル減速時に於て論
理１に等しいスロットル減速信号を受けるべく接続され
ている。ＡＮＤゲート１６６の一方の入力端子は、航空
機の方向舵がエンゲージされている限り論理１状態に保
持された方向舵エンゲージ信号を受けるべく接続されて
いる。ＡＮＤゲート１６６の第２の入力端子がＯＲゲー
ト１６４の出力端子に接続されていることから、スロッ
トル減速時に於ては、ＡＮＤゲート１６６の出力が論理
１状態に設定されることが理解されよう。ＡＮＤゲート
１６６の出力が、Ｚ変換ブロック１６８を介してＯＲゲ
ート１６４の第２の入力端子に接続されていることから
、方向舵エンゲージ信号が論理１状態とならない限り、
即ち方向舵がディスエンゲージされている限り、ウォッ
シュアウトラッチ信号が論理１状態に保持される。 特に、Ｚ変換ブロック１６８は、エンジンアウト方向舵
ウオッシュアウトコマンド信号を発生するために用いら
れる信号処理手順に於ける最近のイテレーションの間に
ＡＮＤゲート１６６により供給される出力信号に対応す
る信号を、ＯＲゲート１６４の第２の入力端子に供給す
る。このようにして、ＡＮＤゲート１６６の出力がスロ
ットル減速時に論理１状態にスイッチされた後、方向舵
がディスエンゲージされない限り、ウォッシュアウトラ
ッチ信号が供給されるこの状態に保持される。
フィルターの出力端に設けられたスイッチ１６０が、ブ
ロック１６２により示されるよう、ウォッシュイネーブ
ル信号により該スイッチが作動されるまで、出力信号を
０レベルに保持する。本発明の好適実施例に於ては、エ
ンジンの１つの作動が停止し、しかもウォッシュアウト
ラッチ信号が存在する時にのみウォッシュイネーブル信
号が供給される。図６に於て、ウォッシュアウトラッチ
信号は、ＯＲゲート１６４、ＡＮＤゲート１６６及び、
Ｚ変換ブロック１６８として示される信号遅延ユニット
を含む論理回路により供給される。この構造に於て、Ｏ
Ｒゲートの入力端子の１つがスロットル減速時に於て論
理１に等しいスロットル減速信号を受けるべく接続され
ている。ＡＮＤゲート１６６の一方の入力端子は、航空
機の方向舵がエンゲージされている限り論理１状態に保
持された方向舵エンゲージ信号を受けるべく接続されて
いる。ＡＮＤゲート１６６の第２の入力端子がＯＲゲー
ト１６４の出力端子に接続されていることから、スロッ
トル減速時に於ては、ＡＮＤゲート１６６の出力が論理
１状態に設定されることが理解されよう。ＡＮＤゲート
１６６の出力が、Ｚ変換ブロック１６８を介してＯＲゲ
ート１６４の第２の入力端子に接続されていることから
、方向舵エンゲージ信号が論理１状態とならない限り、
即ち方向舵がディスエンゲージされている限り、ウォッ
シュアウトラッチ信号が論理１状態に保持される。 特に、Ｚ変換ブロック１６８は、エンジンアウト方向舵
ウオッシュアウトコマンド信号を発生するために用いら
れる信号処理手順に於ける最近のイテレーションの間に
ＡＮＤゲート１６６により供給される出力信号に対応す
る信号を、ＯＲゲート１６４の第２の入力端子に供給す
る。このようにして、ＡＮＤゲート１６６の出力がスロ
ットル減速時に論理１状態にスイッチされた後、方向舵
がディスエンゲージされない限り、ウォッシュアウトラ
ッチ信号が供給されるこの状態に保持される。
【００５０】ウォッシュアウトラッチ信号は、スロット
ル減速時に回路の出力を０レベルに保持するようにスイ
ッチ１６０を制御することに加えて、第図６のスイッチ
１７０を作動させる。スロットル減速に先立って、スイ
ッチ１７０は、乗算器１５３により供給されるエンジン
アウト方向舵ウォッシュアウトコマンド信号を、スイッ
チ１７４を介して加算ネットワーク１７２の正の入力に
接続する。スイッチ１７４は、航空機がゴーアラウンド
動作を行わない限り閉じられたままに保持される。ゴー
アラウンドが開始されると、スイッチ１７４は、ブロッ
ク１７６により示されるように０に対応する信号を加算
ネットワーク１７２の正の入力に供給する。図６に示さ
れたフィルターの作動を理解すれば、フィルターされた
方向舵補償ウォッシュアウト信号が供給されている時に
は、加算ネットワーク１７２に０の値を供給することか
らなるゴーアラウンドスイッチ１７４の作動により、フ
ィルターされたエンジンアウト方向舵補償ウォッシュア
ウトコマンド信号、即ちフィルターの出力が０の値に向
けて円滑に漸減することが理解されよう。更にこのデジ
タルフィルターに関連して、加算ネットワーク１７２の
出力は、加算ネットワーク１７２の出力信号に対して定
数Ｃ２を乗算する乗算器１８０を介して、加算ネットワ
ーク１７８の正の入力に接続されている。定数Ｃ２は、
Ｃ２＝１−ｅｘｐ（−ＤＴ／ＴＥＯＵＴ）により与えら
れる。但し、ＤＴはエンジンアウト方向舵補償ウォッシ
ュアウトコマンド信号を発生する際に用いられる信号処
理イテレーションの周期を表し、ｅｘｐ（−ＤＴ／ＴＥ
ＯＵＴ）は、自然対数の、（）内に含まれる項のべき乗
を意味し、ＴＥＯＵＴはウォッシュアウトフィルターの
時定数を定める定数である。
ル減速時に回路の出力を０レベルに保持するようにスイ
ッチ１６０を制御することに加えて、第図６のスイッチ
１７０を作動させる。スロットル減速に先立って、スイ
ッチ１７０は、乗算器１５３により供給されるエンジン
アウト方向舵ウォッシュアウトコマンド信号を、スイッ
チ１７４を介して加算ネットワーク１７２の正の入力に
接続する。スイッチ１７４は、航空機がゴーアラウンド
動作を行わない限り閉じられたままに保持される。ゴー
アラウンドが開始されると、スイッチ１７４は、ブロッ
ク１７６により示されるように０に対応する信号を加算
ネットワーク１７２の正の入力に供給する。図６に示さ
れたフィルターの作動を理解すれば、フィルターされた
方向舵補償ウォッシュアウト信号が供給されている時に
は、加算ネットワーク１７２に０の値を供給することか
らなるゴーアラウンドスイッチ１７４の作動により、フ
ィルターされたエンジンアウト方向舵補償ウォッシュア
ウトコマンド信号、即ちフィルターの出力が０の値に向
けて円滑に漸減することが理解されよう。更にこのデジ
タルフィルターに関連して、加算ネットワーク１７２の
出力は、加算ネットワーク１７２の出力信号に対して定
数Ｃ２を乗算する乗算器１８０を介して、加算ネットワ
ーク１７８の正の入力に接続されている。定数Ｃ２は、
Ｃ２＝１−ｅｘｐ（−ＤＴ／ＴＥＯＵＴ）により与えら
れる。但し、ＤＴはエンジンアウト方向舵補償ウォッシ
ュアウトコマンド信号を発生する際に用いられる信号処
理イテレーションの周期を表し、ｅｘｐ（−ＤＴ／ＴＥ
ＯＵＴ）は、自然対数の、（）内に含まれる項のべき乗
を意味し、ＴＥＯＵＴはウォッシュアウトフィルターの
時定数を定める定数である。
【００５１】スロットル減速が開始するに先立って、加
算ネットワーク１７２、１７８に対しては何ら追加の信
号が供給されない。また、前記したように、スイッチ１
６０は回路の出力信号を０に保持する。スロットル減速
時に、ＡＮＤゲート１６６の出力にウォッシュアウトラ
ッチ信号が発生し、それによりスイッチ１６０、１７０
の状態が反転する。スイッチ１６０の作動により、それ
まで加算ネットワーク１７８に供給されていた信号が、
フィルターされたエンジンアウト方向舵補償ウォッシュ
アウトコマンド信号として供給されるようになり、更に
、加算ネットワーク１７２の負の入力及び加算ネットワ
ーク１７８の正の入力を、図６に於てＺ変換ブロック１
７５として示される信号遅延ユニットを介して、フィル
ターの出力端子に接続する。ウォッシュアウトラッチ信
号によりスイッチ１７０を作動させると、乗算器１５３
と加算ネットワーク１７２の正の入力との間の信号の流
れが遮断される。即ち、図６に於いて、Ｚ変換ブロック
１８２により示されるように、スロットル減速が開始す
ると、加算ネットワーク１７２の正の入力に、最近の信
号処理イテレーションの際に乗算器１５３により供給さ
れたエンジンアウト方向舵補償ウォッシュアウトコマン
ド信号に対応する信号の供給を受ける。このような構成
を有することから、デジタルフィルターは、以下後続の
イテレーション周期に、Ｃ２により定められる時定数を
有する一次遅れ関数としてのスロットル減速時に乗算器
１５３により供給されるエンジンアウト方向舵補償コマ
ンド信号に値を平滑にウォッシュアウトする。
算ネットワーク１７２、１７８に対しては何ら追加の信
号が供給されない。また、前記したように、スイッチ１
６０は回路の出力信号を０に保持する。スロットル減速
時に、ＡＮＤゲート１６６の出力にウォッシュアウトラ
ッチ信号が発生し、それによりスイッチ１６０、１７０
の状態が反転する。スイッチ１６０の作動により、それ
まで加算ネットワーク１７８に供給されていた信号が、
フィルターされたエンジンアウト方向舵補償ウォッシュ
アウトコマンド信号として供給されるようになり、更に
、加算ネットワーク１７２の負の入力及び加算ネットワ
ーク１７８の正の入力を、図６に於てＺ変換ブロック１
７５として示される信号遅延ユニットを介して、フィル
ターの出力端子に接続する。ウォッシュアウトラッチ信
号によりスイッチ１７０を作動させると、乗算器１５３
と加算ネットワーク１７２の正の入力との間の信号の流
れが遮断される。即ち、図６に於いて、Ｚ変換ブロック
１８２により示されるように、スロットル減速が開始す
ると、加算ネットワーク１７２の正の入力に、最近の信
号処理イテレーションの際に乗算器１５３により供給さ
れたエンジンアウト方向舵補償ウォッシュアウトコマン
ド信号に対応する信号の供給を受ける。このような構成
を有することから、デジタルフィルターは、以下後続の
イテレーション周期に、Ｃ２により定められる時定数を
有する一次遅れ関数としてのスロットル減速時に乗算器
１５３により供給されるエンジンアウト方向舵補償コマ
ンド信号に値を平滑にウォッシュアウトする。
【００５２】本発明の好適実施例によれば、フィルター
のウォッシュアウト特性を制御するＴＥＯＵＥの値は、
スロットルコマンドに対するエンジンの応答特性の変化
を許容しかつ航空機のスロットル減速高度を考慮して選
択される。本発明を種々の形式の双発及び４発航空機に
適用する場合に、Ｃ２ の値として１．５及び０．５が
適することが見出されている。
のウォッシュアウト特性を制御するＴＥＯＵＥの値は、
スロットルコマンドに対するエンジンの応答特性の変化
を許容しかつ航空機のスロットル減速高度を考慮して選
択される。本発明を種々の形式の双発及び４発航空機に
適用する場合に、Ｃ２ の値として１．５及び０．５が
適することが見出されている。
【００５３】前記したように、比較的強い横風の条件下
に於て所定の高度に於て単一の整合運動を開始すること
は本技術分野に於てよく知られている。例えば、本件出
願人により製造されている航空機に現在用いられている
或る自動着陸システムに於ては、強い横風条件下に於て
は、５度を越えるクラブ角度の場合に、５００フィート
の高度に於て最大５度程度のサイドスリップが発生する
ようになっている。このシステムに於ては、クラブ角が
５度以下である場合にはサイドスリップは引起こされず
、クラブ角が５度を越えるような強い横風条件下により
引き起こされたクラブ角は５度以下に低減されない。 また、前記したように、本発明の好適実施例は、第２段
の整合運動を開始する特徴を備えている。本発明に基づ
く２番目の整合動作は、従来技術に基づく１段の整合技
術と組合わされた場合に、軽度からやや高度の広い範囲
の横風条件下に於てデクラブ動作を可能にする。
に於て所定の高度に於て単一の整合運動を開始すること
は本技術分野に於てよく知られている。例えば、本件出
願人により製造されている航空機に現在用いられている
或る自動着陸システムに於ては、強い横風条件下に於て
は、５度を越えるクラブ角度の場合に、５００フィート
の高度に於て最大５度程度のサイドスリップが発生する
ようになっている。このシステムに於ては、クラブ角が
５度以下である場合にはサイドスリップは引起こされず
、クラブ角が５度を越えるような強い横風条件下により
引き起こされたクラブ角は５度以下に低減されない。 また、前記したように、本発明の好適実施例は、第２段
の整合運動を開始する特徴を備えている。本発明に基づ
く２番目の整合動作は、従来技術に基づく１段の整合技
術と組合わされた場合に、軽度からやや高度の広い範囲
の横風条件下に於てデクラブ動作を可能にする。
【００５４】本発明の好適実施例によれば、第２段の整
合動作は２００フィートの所定の高度に於て行われる。 従って、本発明を上記した従来技術に基づくシステムに
於て用いた場合、その結果得られるシステムは、２００
フィートの高度に於て約５度程度までのサイドスリップ
量を導入することができる。
合動作は２００フィートの所定の高度に於て行われる。 従って、本発明を上記した従来技術に基づくシステムに
於て用いた場合、その結果得られるシステムは、２００
フィートの高度に於て約５度程度までのサイドスリップ
量を導入することができる。
【００５５】本発明に基づく２段階の整合動作は、好ま
しくは、全てのエンジンが作動するような通常の自動着
陸時及びエンジンが故障した場合の自動着陸時のいずれ
の場合に於ても用いるのが好ましい。全てのエンジンが
作動している場合には、本発明の基づく２段目の整合動
作は、２つの効果を奏することができる。第１に、第１
段の整合動作が５度のサイドスリップ量を完全に導入し
なかったような強い横風条件下に於て、第２段の整合動
作を行うことにより、５度のサイドスリップ量の残り即
ち第１段の整合動作により導入されたサイドスリップ量
を５度のサイドスリップ量から減じた量のサイドスリッ
プ量を用いることにより、航空機を一層良好に滑走路に
対して整合させ、クラブ角を一層減少させることができ
る。クラブ角が５度以下であって第１の整合動作が行わ
れない軽度或いは中程度の横風条件下に於て、第２段の
整合動作を開始することにより、航空機を滑走路に対し
て完全に整合させるのに十分なサイドスリップ量を導入
することができる。
しくは、全てのエンジンが作動するような通常の自動着
陸時及びエンジンが故障した場合の自動着陸時のいずれ
の場合に於ても用いるのが好ましい。全てのエンジンが
作動している場合には、本発明の基づく２段目の整合動
作は、２つの効果を奏することができる。第１に、第１
段の整合動作が５度のサイドスリップ量を完全に導入し
なかったような強い横風条件下に於て、第２段の整合動
作を行うことにより、５度のサイドスリップ量の残り即
ち第１段の整合動作により導入されたサイドスリップ量
を５度のサイドスリップ量から減じた量のサイドスリッ
プ量を用いることにより、航空機を一層良好に滑走路に
対して整合させ、クラブ角を一層減少させることができ
る。クラブ角が５度以下であって第１の整合動作が行わ
れない軽度或いは中程度の横風条件下に於て、第２段の
整合動作を開始することにより、航空機を滑走路に対し
て完全に整合させるのに十分なサイドスリップ量を導入
することができる。
【００５６】エンジンが故障した状態で着陸を行う場合
、２段階の整合動作は概ね上記と同様に機能する。しか
しながら、故障したエンジンの側から横風が吹くような
特別の場合には、本発明に導入されたエンジンアウトサ
イドスリップ量が航空機をデクラブさせる傾向を有する
。従って、２００フィートの高度に於ては、航空機は既
に滑走路に整合している場合がある。航空機が滑走路と
整合しているか否かは上記した横風サイドスリップ推定
値（図４）をエンジンアウトサイドスリップコマンド（
図２）と比較することにより判定することができる。 横風サイドスリップ推定値が、エンジンアウトサイドス
リップコマンドよりも小さい場合には、航空機は整合し
ており、第２段の整合動作は実行されない。
、２段階の整合動作は概ね上記と同様に機能する。しか
しながら、故障したエンジンの側から横風が吹くような
特別の場合には、本発明に導入されたエンジンアウトサ
イドスリップ量が航空機をデクラブさせる傾向を有する
。従って、２００フィートの高度に於ては、航空機は既
に滑走路に整合している場合がある。航空機が滑走路と
整合しているか否かは上記した横風サイドスリップ推定
値（図４）をエンジンアウトサイドスリップコマンド（
図２）と比較することにより判定することができる。 横風サイドスリップ推定値が、エンジンアウトサイドス
リップコマンドよりも小さい場合には、航空機は整合し
ており、第２段の整合動作は実行されない。
【図１】自動着陸システムに組込まれた本発明の種々の
信号処理構造を示すブロック図である。
信号処理構造を示すブロック図である。
【図２】進入時及びタッチダウン時に、航空機を水平に
或いは風上側に翼を低くした姿勢を保つようにサイドス
リップコマンド信号を発生する要領を示すブロック図で
ある。
或いは風上側に翼を低くした姿勢を保つようにサイドス
リップコマンド信号を発生する要領を示すブロック図で
ある。
【図３】図２のサイドスリップコマンド構造に用いられ
るエンジンアウト乗算器信号を提供するためにエンジン
故障信号を処理する手順を示すブロック図である。
るエンジンアウト乗算器信号を提供するためにエンジン
故障信号を処理する手順を示すブロック図である。
【図４】図２及び図６に示されたサイドスリップコマン
ド信号発生構造に用いられる突風サイドスリップ推定信
号を発生するために用いられる信号処理過程を示すブロ
ック図である。
ド信号発生構造に用いられる突風サイドスリップ推定信
号を発生するために用いられる信号処理過程を示すブロ
ック図である。
【図５】自動着陸動作の最終段階に横方向の地面効果を
補償するために本発明により得られる補助翼補償及び方
向舵補償の要領を示すブロック図である。
補償するために本発明により得られる補助翼補償及び方
向舵補償の要領を示すブロック図である。
【図６】図６は、エンジンが故障した場合に於ける自動
着陸フレア動作の間に作動中の推力を減少させた時に発
生するヨーイングモーメントを補償する方向舵補償ウォ
ッシュアウト信号を発生するために本発明により用いら
れる信号処理過程を示すブロック図である。
着陸フレア動作の間に作動中の推力を減少させた時に発
生するヨーイングモーメントを補償する方向舵補償ウォ
ッシュアウト信号を発生するために本発明により用いら
れる信号処理過程を示すブロック図である。
１０ 航空機飛行システム
１２、１４、１６、１７ ブロック
１８ エンジン故障インジケータ
２０ エンジンアウト乗算器
２２ 高度計
４８、５０、５２ 加算ネットワーク５４ 比較器
Claims (10)
- 【請求項１】 複数のエンジンを有する航空機の自動
着陸動作を実行するための航空機飛行制御システムに於
て、前記エンジンの１つの作動が停止した場合に用いら
れる方法であって、前記航空機の迎え角、前記航空機の
高度、及び前記航空機の着陸フラップの設定状態に対応
する信号を処理することにより、エンジンアウトサイド
スリップコマンド信号を発生する過程と、前記した作動
停止中のエンジンの側からの横風状態が存在しているか
否かを検出する過程と、前記作動停止中のエンジンの取
着されている側の翼を下げるように、前記航空機飛行制
御システムに於て前記エンジンアウトサイドスリップコ
マンド信号を供給する過程とを有することを特徴とする
方法。 - 【請求項２】 前記航空機飛行制御システムに於て前
記エンジンアウトサイドスリップコマンド信号を供給す
る前記過程に先立って、前記エンジンアウトサイドスリ
ップコマンド信号をフィルターしかつその変化率の限界
値を設定することを特徴とする請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 前記エンジンアウトサイドスリップコ
マンド信号を発生する前記過程が、作動停止中の前記エ
ンジンの位置を示すような振幅及び極性を有するエンジ
ンアウト乗算信号を発生する過程と、前記航空機の翼を
水平にするのに必要なサイドスリップコマンド信号のお
およその値を表す信号を発生する過程と、前記航空機の
翼を水平にするのに必要なサイドスリップコマンド信号
のおおよその量を表す前記信号を前記エンジンアウト乗
算信号により乗算する過程とを有することを特徴とする
請求項１に記載の方法。 - 【請求項４】 前記した作動停止中のエンジンと相反
する側からの横風条件が存在しているか否かを検出する
過程と、横風により引起こされるクラブ角を表す突風推
定信号を発生する過程と、前記航空機の翼を水平にする
のに必要なサイドスリップコマンド信号のおおよその量
を表す前記信号を越えないように前記突風推定信号を或
る値に制限する過程と、前記した横風が前記航空機の故
障したエンジンとは相反する側からである場合に、前記
エンジンアウトサイドスリップコマンド信号から、制限
された前記突風推定信号を減算する過程とを有すること
を特徴とする請求項３に記載の方法。 - 【請求項５】 前記航空機飛行制御システムに於て前
記エンジンアウトサイドスリップコマンド信号を供給す
る前記過程に先立って、前記エンジンアウトサイドスリ
ップコマンド信号をフィルターしかつその変化率の限界
値を設定することを特徴とする請求項４に記載の方法。 - 【請求項６】 前記した着陸フラップの設定状態を表
す前記信号が、前記着陸フラップが第１及び第２の所定
の設定状態のいずれかを表すものであり、かつ前記航空
機の翼を水平にするのに必要なおおよそのサイドスリッ
プコマンド信号を表す前記信号を発生するための前記過
程が、前記着陸フラップの設定状態が、前記した第１及
び第２の所定の設定状態のいずれであるかを判定する過
程と、前記着陸フラップが前記第１の所定の状態にある
場合には、前記迎え角を表す前記信号を第１の乗算定数
により乗算し、かつ前記迎え角を表す前記信号と前記第
１の乗算定数との商に第１の加算定数を加算する過程と
、前記着陸フラップが前記第２の所定の状態にある場合
には、前記迎え角を表す前記信号を第２の乗算定数によ
り乗算し、かつ前記迎え角を表す前記信号と前記第２の
乗算定数との商に第２の加算定数を加算する過程とを有
することを特徴とする請求項３に記載の方法。 - 【請求項７】 前記した作動停止中のエンジンと相反
する側からの横風条件が存在するか否かを検出する過程
と、横風により引起こされるクラブ角に対応する突風推
定信号を発生する過程と、前記突風推定信号を、前記航
空機の翼を水平にするのに必要なおおよそのサイドスリ
ップコマンド信号を越えない或る値に制限する過程と、
前記した作動停止中のエンジンとは相反する側からの横
風が存在する場合に、前記エンジンアウトサイドスリッ
プコマンド信号から、制限された前記突風推定信号を減
算する過程とを有することを特徴とする請求項６に記載
の方法。 - 【請求項８】 前記航空機が、該航空機の翼幅に概ね
等しい高度以下にある場合に、前記航空機の迎え角、前
記航空機の高度及び着陸フラップの設定状態を表す前記
信号を処理することにより、横方向地面効果補助翼補償
信号及び横方向地面効果方向舵補償信号とを発生する過
程を有することを特徴とする請求項１に記載の方法。 - 【請求項９】 前記した横方向地面効果補助翼補償信
号及び横方向地面効果方向舵補償信号を発生する過程が
、航空機のサイドスリップ角の単位角度当りに必要な地
面効果補助翼補償量を表す信号を発生する過程と、航空
機のサイドスリップ角の単位角度当りに必要な地面効果
方向舵補償量を表す信号を発生する過程と、サイドスリ
ップ角の単位角度当りに必要な地面効果補助翼補償量を
表す前記信号を、前記エンジンアウトサイドスリップコ
マンド信号及び航空機の整合状態により引起こされるサ
イドスリップを表す信号に乗算することにより、前記し
た横方向地面効果補助翼補償信号を発生する過程と、サ
イドスリップ角の単位角度当りに必要な地面効果方向舵
補償量を表す前記信号を、前記エンジンアウトサイドス
リップコマンド信号及び航空機の整合動作より引起こさ
れるサイドスリップ角を表す信号に乗算することにより
、前記横方向地面効果方向舵補償信号を発生する過程と
を有することを特徴とする請求項８に記載の方法。 - 【請求項１０】 前記航空機の作動中のエンジンがス
ロットル減速される時点を検出する過程と、前記した作
動中のエンジンが減速された場合に発生する前記航空機
のヨーイングモーメントに対抗するために必要なおおよ
その量の方向舵制御信号を表す方向舵信号を発生する過
程と、前記方向舵制御信号を一次ウォッシュアウトフィ
ルターによりフィルターし、方向舵ウォッシュアウトコ
マンド信号を発生する過程と、前記航空機の作動中のエ
ンジンがスロットル減速された時点に、前記方向舵ウォ
ッシュアウトコマンド信号を供給する過程とを有するこ
とを特徴とする請求項１に記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/470647 | 1990-01-26 | ||
| US07/470,647 US5113346A (en) | 1990-01-26 | 1990-01-26 | Aircraft automatic landing system with engine out provisions |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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