JPH0641279B2 - 航空機の自動操縦装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機自動操縦装置に係り、一層詳細には、飛
行の各瞬間に於ける飛行安定性を確保すべく或る比較的
限られた操縦範囲内での操縦をこまめに行いつつ継続し
て全操縦許容限界内の全域に及ぶ飛行経路制御を行うこ
とを可能にする航空機自動操縦装置の改良に係る。

通常の航空機自動操縦装置は航空機の各制御軸（即ちロ
ールやヨーの如き各制御対象又はその制御回動の中心軸
線）に対して二つの主要なサブシステムを含んでいる。
これらのサブシステムの一つは、あたかも操縦者が操縦
装置を動かしているように実際に操縦装置を動かし、そ
の動きが操縦者にとって完全に可視的であることから、
しばしば外側ループと呼ばれているものである。外側ル
ープは全操縦許容限界内で限界一杯迄操縦装置を動かし
得るが、それを動かす速度が瞬間的に過大になるのを防
ぐため、あまり大きくない速度に制限されている。外側
ループの作動速度が制限されていることにより、その動
きから操縦者は何らかの異常が生じていることを知り、
操縦機構（例えば操縦桿又はペダル）を通じて取消入力
を与えるように間に合った対処をすることができる。自
動操縦装置の外側ループは対気速度保持、ピッチ及びロ
ール姿勢保持、機首方向保持及び高度保持のような典型
的な自動操縦機能を有するものと考えてよい。一例とし
て、ヘリコプタのサイクリック・ピッチ操縦桿は、左右
に動かされることにより、主ロータブレードの横サイク
リック・ピッチを制御してヘリコプタのロール姿勢を制
御し、また前後に動かされることにより、主ロータブレ
ードの縦サイクリック・ピッチを制御してヘリコプタの
ピッチ姿勢を制御する。この場合、サイクリック・ピッ
チ・外側ループ・チャネルは実際にサイクリック・ピッ
チ操縦桿を前後に駆動するので、サイクリック・ピッチ
操縦桿の前後方向の位置は、操縦者が弾性的な接続機構
を変形させながら外側ループに打勝つ力を加えない限
り、自動操縦装置のサイクリック・ピッチ・外側ループ
・アクチュエータにより指令された位置へ移動する。

もう一つのサブシステムである内側ループは、外側ルー
プにより与えられる基本的な指令に、実際の機体の姿勢
についての指令（実際姿勢指令）を加算又は減算するよ
うに作動する。典型的には、全操縦許容限界の±１０％
程度である比較的狭い範囲の限定操縦許容限界内で高速
で作動するアクチュエータが外側ループ機構と直列に接
続されており、これにより、実際に航空機の制御部（例
えばヘリコプタのサイクリック・ピッチ・スウォッシュ
プレート制御ミキサ）へ与えられる空力面位置指令は、
外側ループ（外側ループ・アクチュエータそれ自身若し
くは操縦者）によって設定された指令から±１０％の範
囲で異なることとなる。換言すれば、内側ループの作動
範囲の中心の位置が外側ループによって決められる。逆
に内側ループが外側ループの位置を変更するようには構
成されていないので、内側ループの作動は操縦桿（又は
ペダル）には反映されず、従って操縦者はこの内側ルー
プの作動を見ることができない。飛行の各時間に於ける
短時間的安定性を得るため、内側ループには、典型的に
は、各制御軸を制御するパラメータの変化速度（例えば
ロール・内側ループに於けるロールレート及びヨー・内
側ループに於けるヨーレート）に関する情報が慣性セン
サから与えられる。それに対して、外側ループには、典
型的には、関係のあるパラメータの値そのもの（例えは
ピッチ・外側ループに於ける鉛直ジャイロ・ピッチ軸出
力と対気速度、及びヨー・外側ループに於ける方向ジャ
イロの出力）に関する情報が慣性センサから与えられ
る。

この場合、従来の如く外側ループ及び内側ループがそれ
ぞれフィードバック構成を有していると自動操縦装置は
高度に複雑となる。実際、使用するセンサ信号の選択及
びそれらの与え方によって航空機の動特性が実質的に変
化する。又、飛行パラメータを示す信号は、それらの比
例、積分、微分、遅延、一次遅れなどの信号又はそれら
を種々に組合せた信号として用いられる。しかし、いず
れにしても、内側ループ及び外側ループをフィードバッ
ク制御するのに用いられる信号処理は、航空機の動特性
及び航空機の所望の応答に適合するように、個々に特別
に作り変えられなければならない。従って、これらの内
側ループ及び外側ループの信号処理を合わせると、膨大
なハードウェア或いは信号処理能力が必要となる。更
に、安全上の理由で、デュアル・システムが採用され、
二つの内側ループ・アクチュエータが用いられ、その各
々が信号処理チャネルを有する個有の慣性センサや他の
センサに応答するように構成されている場合には、この
信号処理は一層複雑なものとなる。

この形式の自動操縦装置の他の一つの問題点は、外側ル
ープには、操縦者が手動操作する操縦装置（即ち操縦
桿、ペダル）が含まれているので、外側ループは本質的
に操縦者の近くに配置されなければならないということ
である。従って、外側ループ・アクチュエータは必然的
に主たる空力面制御機構（例えばヘリコプタのスウォッ
シュ・プレート・ミキサ）からかなりの距離をおいて配
置されざるを得ない。その結果、外側ループの制御系に
はかなりのヒステリシスが生じ、空力面の応答とその応
答を生じさせる指令との間の遅れが不安定性を惹起する
ほど大きくなる。

本発明の目的は、上記の如く限定操縦許容限界内で短時
間的に機体の安定化と操縦入力の平滑化を行う高速作動
の内側ループと、全操縦許容限界内で長時間的に飛行経
路制御を行う低速行動の外側ループとを有する改良され
た自動操縦装置を提供することである。

本発明によれば、航空機自動操縦装置は、限定操縦許容
限界内に於て高速にて作動する内側ループを、航空機飛
行パラメータ・センサから導き出された信号により、短
時間的機体安定化と長時間的飛行経路制御の双方を行う
ように作動させ、内側ループの操縦許容限界の中心が長
時間的飛行経路制御の誤差を示す信号に応答する外側ル
ープの位置決め作用により調節される。本発明によれ
ば、内側ループの限定操縦許容限界の中心の位置を変更
する外側ループへの指令信号の或る関数値が内側ループ
へ与えられ、外側ループが所望の長時間的制御位置へ近
づくのに伴って、内側ループは、機体の姿勢を示すセン
サから内側ループへ入力される誤差信号が小さくなるよ
うに作動すると同時に、前記関数値に応じて外側ループ
により定められた限定操縦許容限界の中心へ戻るように
駆動される。本発明によれば、外側ループによる内側ル
ープの限定操縦許容限界の中心の位置決めは、外側ルー
プへ入力される指令の大きさ、外側ループへ入力される
と予想される指令の大きさ、及び予想される指令の可能
性を示す飛行条件に基づいて行われる。特に、本発明の
好ましい実施例によれば、外側ループは、外側ループ入
力と外側ループ入力に関係するパラメータの変化速度と
により示される高デマンド状態に応答して、速い応答速
度で作動し得るように構成されており、又、その応答速
度は、航空機が或る閾値巡航速度以上で飛行している
か、それ以下で飛行しているかによって変えられてよ
い。更に、限定操縦許容限界内で高速作動する内側ルー
プが全操縦許容限界内で低速作動する外側ループにより
その中心を位置決めされることにより作動する本発明の
航空機自動操縦装置は、通常、或る応答速度で作動する
が、種々の姿勢指令信号とそれらの遅れ率の和に基い
て、より速い応答速度で作動することができる。

本発明は、外側ループが高速の内側ループの限定操縦許
容限界の中心の位置を決める役割だけを行うよう構成さ
れた簡単な自動操縦装置を提供するものである。外側ル
ープに対する制御は、航空機の動特性を実際上無視して
行なわれ得るので、外側ループに対する信号処理を簡単
化することができる。航空機は、内側ループを通じての
み飛行状態を示すセンサから導き出されて処理された信
号に応答し、内側ループ・アクチュエータは空力面制御
機構の近くに取付けられ得るので、ヒステリシスが最小
化され、よりよい周波数応答性が得られ、また問題とな
るような位相遅れが回避される。従って、安定な自動操
縦装置が最小の制御信号処理により容易に実現される。
また、本発明は、飛行パラメータに関係して外側ループ
の閉ループ・サーボ制御を行なうことを必要とせず、セ
ンサに応答する航空機の状態についての閉ループ指令は
内側ループを通じて行なわれる。内側ループは高速で応
答するので、全ての飛行状態をその内側ループを通じて
調節することができる。内側ループは限定操縦許容限界
内で作動するので、機体に過酷な状態が生ずる危険はな
い。従って、もし外側ループの機能が喪失しても、操縦
者が手動で外側ループを時々再調節して内側ループの作
動中心を適当に保つことにより全操縦許容限界に亙って
完全な自動操縦状態を保つことができる。

本発明は、以下の開示によれば、当業者にとって明らか
な装置及び技術を用いて、アナログ、ディジタル又は計
算機による信号処理により実施され得るであろう。

本発明の上記の目的及びその他の目的、特徴及び利点
は、以下に行われる本発明の典型的な実施例についての
図面を参照した詳細な説明より一層明らかになるであろ
う。

さて第１図を参照すると、本発明を適切に実施すること
ができるヘリコプタのピッチ姿勢制御用の縦サイクリッ
ク・ピッチ制御装置は、一対の内側ループ・縦サイクリ
ック・ピッチ・アクチュエータ１２、１３を含んでお
り、これらのアクチュエータは適当なリンク機構１４に
より互いに接続され、また適当なリンク機構１５により
主ロータブレード・ピッチ角・スウォッシュプレート・
ミキサ（図示せず）に接続されている。アクチュエータ
の各々はそれぞれ簡単なサーボループを構成する増幅器
１６、１７により駆動される。これらの増幅器は、加算
器１８、１９からの誤差信号、即ち、各々対応する導線
２０、２１上のピッチ指令信号と、アクチュエータ位置
センサ２４、２５によって与えられる各々対応する導線
２２、２３上のアクチュエータの到達位置を示す信号と
の間の差を示す信号に応答する。アクチュエータ１２、
１３が導線２０、２１上の信号の指示する位置に到達す
ると、加算器１８、１９から増幅器１６、１７に与えら
れる誤差信号は零となり、アクチュエータは導線２０、
２１上の信号が変更されるまで（または導線２２、２３
にドリフトが生ずるまで）静止した状態になる。

またアクチュエータ１２、１３はリンク機構２６によ
り、トリム位置ばね２９の作用に抗して前方及び後方運
動可能にジンバル２８に枢支されたサイクリック・ピッ
チ操縦桿２７に接続されている。一対のスイッチ３１、
３２が設けられており、これらのスイッチはばね２９に
抗する操縦桿２７の前後方向への運動を検出する。スイ
ッチ３１、３２の何れが閉じられると、二つの導線３３
のうち対応する導線上に信号が与えられ、これによりオ
ア回路３４は、出力導線３５にピッチ力信号を与える。
オア回路３４により得られるオア機能は、当業者に周知
の要領にてスイッチ３１、３２をオア機能を発揮するよ
うに関係づけることにより実現されてもよい。

サイクリック・ピッチ操縦桿２７は、機構的リンク３６
及びばね２９によって、ピッチ・外側ループ・トリム・
アクチュエータ３７に接続されている。このピッチ・外
側ループ・トリム・アクチュエータ３７は、ピッチ・パ
ルサー回路３９及びピッチ自動遮断回路３８を介して、
ピッチ・外側ループ・積分回路４１から与えられる導線
４０上の信号に応答して駆動される。これらの回路は、
サイクリック・ピッチ操縦桿２７を動かし、アクチュエ
ータ１２、１３を経てリンク機構１５へ所要の指令を与
える位置へサイクリック・ピッチ操縦桿２７を設定す
る。ピッチ自動遮断回路３８は導線４２上にピッチ・外
側ループ遮断信号を与える。サイクリック・ピッチ操縦
桿２７は、導線４５上にトリム・レリーズ（解除）信号
を与えるべく、親指又は他の指により閉じられるスイッ
チ４４を備えている。また、操縦桿２７は、ビープ信号
を与えるべく前方又は後方（又は右方又は左方）へ動か
すことのできる“クーリー・ハット”型の４軸ビーパー
・スイッチ４６を備えている。ここに説明する形式の装
置では、ビープ信号は姿勢基準信号に小さな変化を与え
る信号である。

導線２０、２１上のピッチ指令信号はそれぞれ加算器５
０、５１より与えられる。かかる加算器５０、５１は導
線５２、５３上のピッチレート信号、導線５４、５５上
のピッチ姿勢・対気速度制御信号並びに導線５６、５７
上の外側ループ補償信号を加算する。外側ループ補償信
号は、導線４０上のピッチ・外側ループ・積分器４１の
出力信号を一次遅れ増幅器５８、５９に通したものであ
る。

導線５２〜５５上の信号は、ピッチ姿勢が高デマンド状
態へ変化したことを検出するためにピッチ・外側ループ
・積分器４１に与えられる。導線５４及び５５上のピッ
チ姿勢信号は加算器６０に与えられ、その出力信号は導
線６１を経てピッチ・外側ループ・積分回路４１に与え
られる。

導線５２、５３上のピッチ・レート信号は、それぞれ鉛
直ジャイロ６８、６９から導線６６、６７上に与えられ
るジャイロ・ピッチ信号を微分器６４、６５に通したも
のである。また導線６６、６７上の信号はピッチ姿勢同
期化・ビープ回路７０、７１で姿勢基準信号と比較され
る。回路７０、７１が同期化されている時には、姿勢基
準信号がヘリコプタの実際のピッチ角を示す導線６６、
６７上の信号に追従する（それと等しくされる）。ビー
ピングが行なわれる時には、姿勢基準信号は多少のピッ
チ角の範囲で強制的に増減される。回路７０、７１が同
期化されていない時には、これらの回路はそれぞれ導線
７３、７４上にヘリコプタの実際ピッチ角とヘリコプタ
の所望のピッチ姿勢との間の差を示すピッチ姿勢誤差信
号を与える。論理回路７２がピッチ姿勢同期化・ビープ
回路７０、７１に接続され、それらの作動を制御する。
ここに開示する形式の装置では、導線７３、７４上の信
号は、それぞれ加算器７６、７７に於て導線７５上の信
号と加算され、その結果はそれぞれリミッタ回路７８、
７９に与えられ、導線５４、５５上に全操縦許容限界の
２．５％に制限されたピッチ姿勢・対気速度制御信号が
与えられる。こうして、アクチュエータ１２、１３によ
り与えられる短時間のピッチ制御内側ループの自動制御
は全操縦許容限界の±５％（全体で１０％）に制限され
る。

適当な周知の形式のピトー静圧管による対気速度測定装
置８０が、導線８３を経て対気速度制御回路８４へ実際
の対気速度を表す対気速度信号を与える。図面では、対
気速度をＡ／Ｓと略記してある。対気速度制御回路８４
は、導線７５を経て姿勢制御の利得を増大させるべく、
導線７３、７４上のピッチ姿勢誤差信号にも応答する。
導線８３上の対気速度信号は、コンパレータ及びシング
ルショット回路等を含む信号移行検出回路８６に於ても
用いられ、複数の導線８７〜９０上の各々に、対気速度
が６０ノットよりも大きいこと、対気速度が４５ノット
よりも大きいこと、対気速度が４５ノット以下から４５
ノット以上へ移行すること（アップ移行）、対気速度が
４５ノット以上から４５ノット以下へ移行すること（ダ
ウン移行）を示す信号を与える。この回路は１９８０年
８月８日に出願された米国特許出願第１７６，８３２号
に開示されている形式又は他の形式のハードウェア又は
ソフトウェアにより実施されてよい。

対気速度制御回路８４は航空機の対気速度を自動操縦の
制御、特にその制御速度に反映させる制御回路であり、
その出力の一部は第２図の線８７上に対気速度が６０ノ
ット以上のとき現われる信号である。論理回路７２はピ
ッチ姿勢同期化・ビープ回路７０、７１と対気速度制御
回路８４とを作動させる作動論理を実行する回路であ
る。これら回路７０、７１及び８４の詳細は本発明には
直接関係ないが、その詳細を望まれる方は本願と同一の
出願人により同一日付で出願された特願昭５７−５３６
４７号（特開昭５７−１７８９９７号）の明細書及び図
面を参照されたい。

ピッチ・外側ループ・積分器４１は第２図に詳細に示さ
れている。ピッチ・外側ループ・積分器４１は、フィー
ドバック・コンデンサ９１を有し、積分器を形成してい
る増幅器９０を含んでおり、その実効時定数は入力抵抗
の値に関係する。通常は、第一の抵抗器９２が、導電６
１上の加算器６０（第１図）の出力端と積分器４１の入
力端との間に、スイッチ９３を介して接続される。スイ
ッチ９３は、対気速度が６０ノットよりも大きい時に、
導線９４上の信号により閉じられる。第二の抵抗器９５
は、対気速度が６０ノットよりも小さい時に、導線９７
上の信号に応答してスイッチ９６が閉じることにより接
続される。抵抗器９５は抵抗器９２よりも若干低抵抗で
あり、従って対気速度が６０ノットよりも大きい時の実
効時定数は対気速度が６０ノットよりも小さい時のそれ
よりも短い。それにより、外側ループの制御作動は対気
速度が大きい時には、対気速度が小さい時に比べて若干
速くなる。また、抵抗器９２、９５よりも１桁低い抵抗
値を有する抵抗器１００が、高デマンド（ピッチ姿勢の
急速変化が要求された状態）を示す導線１０２上の信号
に応答するスイッチ１０１が閉じられることにより接続
されてよい。積分器４１は、ピッチ・外側ループ・トリ
ム・アクチュエータ３７が段階的に動作している間、航
空機が地上にある間、トリム・解除状態の間、及びピッ
チ・外側ループ・チャネルが遮断されている間に於て
は、通常リセットされている。このことは全て第３図に
より後に説明する。このリセットは、導線１０４上のピ
ッチ・外側ループ・積分器リセット信号に応答するスイ
ッチ１０５が閉じられることにより、コンデンサ９１と
並列に接続された過度に低抵抗の抵抗器１０６がコンデ
ンサ９１を約１０msの間に完全に放電させることによっ
て行なわれる。

操縦者が操縦捍２７に対してスイッチ３１、３２のいず
れかを閉じるのに十分な力を与え、それにより導線３５
上にピッチ力信号が与えられた際には常に、ピッチ・外
側ループ・積分器４１への入力回路は開かれ、積分器は
その時点での値を保持する。この積分器入力回路の開路
は、導線３５上のピッチ力信号をオア回路１１０及びそ
の後に接続されたインバータ１１１の直列回路に与え、
それまで導線１１２上に存在し複数個のアンド回路１１
３〜１１５の全てに印加されていた可能化信号を取り除
き、スイッチ９３、９６、１０１の全てを開くことによ
り行なわれる。またピッチ力信号が導線３５から消滅す
る際には常に、インバータ１１８がリセット可能な３秒
シングル・ショット回路１１９のセット入力を起動し、
これより導線１２０上に３秒間のパルスが生成され、オ
ア回路１１０及びインバータ１１１の直列回路に与えら
れるので、導線１１２上の信号が消滅している状態がピ
ッチ力信号の消滅時点から更に３秒間に亙り継続する。
しかし、もし高デマンド状態が生じ、信号が導線１２２
上に与えられると、シングル・ショット回路１１９が直
ちにリセットされるので、導線１１２上に可能化信号が
直ちに出現することとなる。導線１２２上の高デマンド
信号は直接にアンド回路１１５に、またインバータ１２
３を通じてアンド回路１１３、１１４に与えられ、それ
により高デマンド状態の間はスイッチ１０１が閉路状態
に、またスイッチ９３及び９６が開路状態にあることと
なる。導線１２２上の高デマンド信号は全操縦許容限界
の±５％と等価な基準電圧を有するウインドウ・コンパ
レータ１２４により発せられる。かかるコンパレータ１
２４には加算器１２５により導線５４及び５５上のピッ
チ姿勢信号と一次遅れ増幅器１２６の出力信号とを加算
した信号が与えられる。一次遅れ増幅器１２６は加算器
１２７により導線５２、５３上のピッチレート信号を加
算した信号を入力されている。コンパレー１２４に与え
られる信号が全操縦許容限界の５％を超過すると、高デ
マンド状態となったと認識され、ピッチ・外側ループ・
積分器４１は時定数が短くなるので（第３図で説明する
作動の仕方で）、ピッチ・外側ループ・トリム・アクチ
ュエータ３７が高速で段階的に動作させられることとな
る。例えば、操縦者が高度の変更を希望しコレクティブ
ピッチ操縦桿を調節すると、航空機のコレクティブピッ
チ制御とピッチ姿勢制御とが主として空気力学的に共働
して、かなりの大きさのピッチ姿勢の変化を生じさせる
こととなる。例えば、コレクティブピッチを増大する
と、ヘリコプタは急速な機首上げ（制御方向は負）をす
ることとなる。かかる状況に於て負の方向へ増大するピ
ッチレートは負の姿勢と同一位相であり、高デマンド・
モードへの到達過程を速める役割をする。導線１２２上
の高デマンド信号によって積分器の時定数が短くなる
と、導線６１上の入力信号は速く積分されるようにな
る。即ち、これは導線６１上に実際よりも大きい対気速
度及び姿勢指令信号が与えられることと等価である。ピ
ッチレート信号は主として旋回終了時の“尾部上げ”状
態を避けるために与えられる。旋回中に操縦者は高度を
維持するため操縦桿を機首上げ（後方、負）側に引く。
旋回を終了し“翼水平”状態を取戻すと、操縦者は操縦
桿を機首下げ（前方、正）側へ押し、その後に操縦桿を
手離す。ピッチ姿勢が、まだ正であれば、航空機が操縦
桿の位置に対応するピッチ・トリム姿勢に戻る間、ピッ
チ姿勢は高速で減少する。これは、空気力学的自己補正
状態、即ち、放置しても非常に短い時間で自動的に緩和
するという状態である。この運動状態に於てピッチ姿勢
信号が正であるのに対してピッチレート信号が負である
こと、及びピッチ姿勢信号が比較的小さな値であっても
ピッチレート信号は大きな値であることが多いことによ
り、ピッチレート信号がピッチ姿勢信号に凌駕してコン
パレータ１２４を作動させて高デマンド・モードを開始
するのに十分な大きさを有する可能性がある。それによ
り比較的小さなピッチ姿勢信号を急速に積分することと
なり、これは、導線６１上の大きな前方向へのピッチ姿
勢指令信号を与えられていることと等価である。かくし
て、この急速な積分は更に、機首下げを進め、急降下を
行うこととなる可能性を生ずる。ある場合によっては、
この現象は、自己補正されない。そこで、一次遅れ増幅
器１２６が、ピッチレート信号を充分に遅らせ、ピッチ
レート信号がピッチ姿勢信号に凌駕して作用する可能性
のある初期のピッチレートの信号の作用が十分に減ぜら
れるが、ピッチ姿勢が落着き、ピッチレート信号が低下
したときにも、正のピッチ姿勢信号が直ちに高デマンド
を起させることを阻止するに十分な高さとなるよう構成
されている。

通常アンド回路１１３は、対気速度が６０ノットよりも
大きいことを示す信号が導線８７上に存在する時にはそ
の信号に応答して導線９４上に信号を与え、また対気速
度が６０ノットよりも大きいことを示す信号が導線８７
上に存在しない時には、通常、インバータ１２９がアン
ド回路１１４を応答させて導線９７上に信号を与える。

ピッチ・パルサー３９、ピッチ・外側ループ・自動遮断
回路３８及びピッチ・外側ループ・トリム・アクチュエ
ータ３７は第３図に詳細に示されている。導線５４、５
５（第１図）上の制限されたピッチ姿勢指令信号の和と
して加算器６０により導線６１上に与えられる信号が零
でない時には常に、ピッチ・外側ループ・積分器４１が
これらの信号（第２図で説明した通り正しい制御信号が
存在するものとして）を積分する。もしこれらの信号が
終始一貫して同一方向（前方若しくは後方）であれば、
ピッチ・外側ループ・積分器から導線４０上に与えられ
る出力信号は最終的に前方若しくは後方のいずれかの方
向について全操縦許容限界の２％と等価な大きさに到達
する。もし前方であれば、コンパレータ１３０（全操縦
許容限界の＋２％と等価な基準電圧を有する）が導線１
３１上に信号を与える。もし後方であれば、コンパレー
タ１３２（全操縦許容限界の−２％と等価な基準電圧を
有する）が導線１３３上に信号を与える。通常の場合で
は、導線１３４上にも信号が存在するので、一対のアン
ド回路１３５、１３６のうち対応するものが０．６秒シ
ングル・ショットマルチバイブレータ１３７又は１３８
を始動し、導線１３９又は１４０上にパルスを生じさせ
る。一対の常時開路接点１４１、１４２が閉じられてい
ると仮定すると、対応するリレー・コイル１４３、１４
４が付勢される。それにより、対応する常時開路接点１
４６、１４７が閉じて、電力を電源１４８（例えば±２
８Ｖ）から回転型アクチュエータ１５０の時計方向若し
くは反時計方向入力端へ供給する。それによりアクチュ
エータ１５０はばね２９（第１図）を介していずれかの
方向にサイクリック・ピッチ操縦捍２７を動かす。アク
チュエータ１５０はクラッチをも備えており、このクラ
ッチは、通常は閉じている接点１５２が開かれ、電源１
５１から供給されているクラッチ係合入力が取除かれて
いる時には常に、リンク機構３６（第１図）をアクチュ
エータの可動部分から解除する。この形式の回転型アク
チュエータの一例はニュージャージー州、ヒルサイド所
在のプレッセイ・ダイナミックス社から入手可能なモデ
ルNO.Ｒ４６１０Ｍ２３−１である。勿論、他の回転及
び直線運動型アクチュエータ（電気式若しくは流体圧
式）も本発明の実施上の必要性に応じて用いられてよ
い。

積分器出力が前方若しくは後方に全操縦許容限界の２％
に到達した結果として導線１３９、１４０のいずれかに
パルスが発せられることにより、オア回路１６０が、ア
クチュエータに１段階分のパルスが与えられたことを示
す信号を導線１６１上に生成する。この導線１６１上の
信号の第一の役割は、１３msシングル・ショット回路１
６２を始動させて導線１６３上にパルスを生じさせ、そ
れによりオア回路１６４を介して導線１０４上にピッチ
・外側ループ・積分器リセット信号を与えることであ
る。この信号は第２図中のスイッチ１０５を閉じて、ピ
ッチ・外側ループ・積分器４１をリセットする。こうし
て、ピッチ姿勢指令の合計が全操縦許容限界の２％まで
積分される度に、アクチュエータ１５０が１段階ずつ動
かされ、また積分器４１がリセットされる。

過酷な状態でもシングル・ショット回路１３７、１３８
のいずれもがオン状態に固定されないようにし、それに
よりアクチュエータ１５０を連続的に作動させてサイク
リックピッチをいずれかの方向へ押し進めることが出来
るように、１秒間のアラーム・タイマが設けられてい
る。このタイマは、実施例では、導線１６１上の各パル
スに応答してクロック回路１６６からのクロック信号を
リセット可能なカウンタ１６７へ通すアンド回路１６５
を含んでおり、クロック信号の周波数は１秒間でカウン
タ１６７を最終カウントに到達させるように選定されて
おり、カウンタ１６７は、その最終カウントへの到達以
前に導線１６９上の信号（導線１６１上の信号をインバ
ータ１７０により反転した信号であり、導線１３９、１
４０のいずれにも信号が存在しないことを示す）により
リセットされない限り、１秒の間に導線１６８上に信号
を与える。立上がりを検出するシングル・ショット回路
１３７、１３８が用いられているので、積分の速さはコ
ンパレータ１３０、１３２の一つが第１回のパルスを生
じてから０．６秒以内に第２回のパルスを生ずる程速い
ことがあり得る。従って、アンド回路１３５、１３６の
一つはそれに対応するシングル・ショット回路１３７、
１３８へ、そのシングル・ショット回路がまだタイムア
ウトしていない間に電圧レベル・シフトを与える虞れが
ある。このような場合、第２回のパルスによるシングル
・ショット回路の作動は起らず、対応する第二のパルス
が導線１３９、１４０の一つに生じず、そのためアクチ
ュエータ１５０の位置が所望の位置から遅れることにな
る。かかる現象は積分器のリセットをも妨げる。その結
果、ある時間に亙り（積分器出力が２％コンパレータの
レベル以下に減少するまで）パルスが生じなくなり、外
側ループは所望の態様に内側ループの位置の制御ができ
なくなる。この状態を避けるため、導線１６１上の信号
がインバータ１７２を介してアンド回路１３５、１３６
に与えられ、シングル・ショット回路１３７、１３８の
いずれかのタイムカウント中はアンド回路１３５、１３
６を阻止状態にする。その後、導線１３９、１４０のい
ずれかで０．６秒のパルスが終了すると、インバータ１
７２が再び信号を導線１３４に与えてアンド回路１３
５、１３６を導通状態とし、その一つからそれらに対応
するシングル・ショット回路１３７、１３８の入力端に
電圧レベル・シフトが与えられ、従って導線１３９、１
４０の一つに所望のパルスが与えられる。かくして、導
線１３９、１４０上のパルスは、パルスの作用の全てを
失うことなく、コンパレータ１３０、１３２の作動から
せいぜい０．６秒までの遅れで生ずるようになる。本発
明の典型的な実施例では、回路は、導線１２２（第２
図）上に高デマンド信号が与えられ、且ピッチ姿勢指令
が操縦許容限界の５％（第１図中の導線５４、５５上に
２．５％リミッタ回路から与えられるピッチ姿勢信号の
和）であるとき、積分器が約０．６７秒の間に操縦許容
限界の２％に到達し１つのパルスを生じさせるように、
構成されている。これは１秒当り約３．０％、１パルス
当り約２％に到達するのにあたる。

第１図に示されているように、ピッチ姿勢の自動制御
は、外側ループ（サイクリック・ピッチ操縦桿２７及び
ピッチ・外側ループ・アクチュエータ３７）に位置によ
り設定された正規位置に対してミキサ入力を加算及び減
算するピッチ・内側ループ・アクチュエータ１２、１３
により行なわれる。もしピッチ・内側ループ・アクチュ
エータ１２、１３（又はそれに指令を与える回路）の一
つに故障（問題となる大きさの利得変化が生ずる場合も
含む）が生ずれば、他方のアクチュエータが、システム
の限界内で、故障したアクチュエータにより与えられる
入力を大きくオフセットするのに十分な入力をミキサへ
与える。これは“オン／オン”形式のシステムと呼ば
れ、一つのアクチュエータが常時は入力の半分しか供給
しないようになっているものである。大抵のピッチ・内
側ループ・アクチュエータの故障は、いずれかのアクチ
ュエータが動作不能になったり、いずれか一方の作動終
端に至る迄過度に作動する形で生じたり、また閉ループ
・サーボ（第１図の右端に示されているもの）に故障が
生ずるごときものである。故障の発生場所又は性質を検
出するには複雑な診断装置を追加しなければならない
が、これに代えて両アクチュエータのいずれをも駆動し
ようとするピッチ姿勢信号が生じたときは、それはアク
チュエータの一つに作動不良が生じ、そのため航空機の
姿勢が指令に遅れ、外側ループに大きな入力を与えるこ
とになるという事実を示すものであると推定することが
できる。このように、もしアクチュエータの一つに故障
が生起すれば、外側ループはそれに与えられる信号によ
って故障アクチュエータに追従する傾向を生じ、事態を
さらに悪化させる。

外側ループが故障した内側ループ・アクチュエータに追
従するのを避けるため、導線２２、２３上のアクチュエ
ータ位置信号が加算器１８０で差引かれ、二つのアクチ
ュエータ位置の間の差を示す信号が導線１８１を経て、
全操縦許容限界の±４％と等価な基準電圧を有するウイ
ンドウ・コンパレータ１８２に与えられる。従って、ピ
ッチ・アクチュエータ位置が全操縦許容限界の４％以上
相違すれば、ウインドウ・コンパレータ１８２が導線１
８３に信号を与えて、オア回路１８４を通じて双安定回
路１８５をセットし、導線４２上にピッチ・外側ループ
・遮断信号を与える。双安定回路１８５は、オア回路１
８４を介して、０．６秒シングル・ショット回路１３
７、１３８の一つがオン状態で故障している事実を示す
導線１６８上の信号によってもセットされる。

導線４２上のピッチ・外側ループ・遮断信号はオア回路
１６４に与えられ、それが導線１０４上に生ずる信号に
より、先に第２図で説明したように、ピッチ・外側ルー
プ・積分器をリセットする。また、導線１８６上の信号
により示されるように航空機が地上にある時にも、また
導線４５上の信号により示されるようにトリム・レリー
ズ・スイッチが押されている時にも、オア回路１６４が
生ずる信号によりピッチ・外側ループ・積分器はリセッ
トされる。

導線４２上のピッチ・外側ループ・遮断信号は導線３５
上のピッチ力信号と同様オア回路１８８にも与えられ、
インバータ１８９を介してリレー・コイル１９０への電
流供給を中止し、接点１４１、１４２を開かせるので、
導線１３９、１４０上のパルスはもはやアクチュエータ
３７に与えられなくなる。勿論、導線４２上のピッチ・
外側ループ・遮断信号により導線１０４上に生ずる信号
がピッチ・外側ループ・積分器をリセットするので、ピ
ッチ・外側ループ・遮断中は導線１３９、１４０上にも
はやパルスが発せられなくなる。また、導線３５上のピ
ッチ力信号により接点１４１、１４２が開かれている時
には常に、ピッチ・外側ループ・積分器の入力回路が前
記のようにインバータ１１１（第２図）を介して開かれ
ている。セット出力端にピッチ・外側ループ・遮断信号
を生ずる双安定回路１８５は、サイクリック・ピッチ・
外側ループ（通常、縦サイクリック・ピッチ外側ループ
（前後揺れ、即ちローリングを制御）及び横サイクリッ
ク・ピッチ外側ループ（横揺れ、即ちローリングを制
御）の双方を含む）が作動（ターン・オン）される時に
は常にシングル・ショット回路１９２から導線１９１上
に発せられる０．５秒のパルスによりリセットされる。

第４図には、内側ループの制御の中心が外側ループによ
り自動的に位置決めされるロール制御装置の典型的な構
成が示されている。この装置は、対気速度制御装置８４
（第１図）が存在しない点を除けば、第１図で説明した
ピッチ制御装置と本質的に同一である。ロール・チャネ
ルはフライト・ダイレクタ（又は他の自動ロール・ステ
ィアリング・ダイレクタ）を有していてよい。第４図で
は、後で第５図によりロール・外側ループ・積分器２０
１を説明する際に特に参照される信号導線は、第１図の
対応する信号導線の参照数字と同一の参照数字に添字
“Ｒ”を付して示されている。

第５図でロール・外側ループ・積分器２０１はフィード
バック・コンデンサ２０３を有する増幅器２０２を含ん
でおり、抵抗器２０５を通ってコンデンサ２０３を放電
させるスイッチ２０４を閉じることによりリセットする
ことができる。スイッチ２０４は、前記の導線１０４上
のピッチ・外側ループ・積分器のリセット信号の発生と
同様にして発生される導線２０６上のロール・外側ルー
プ・積分器のリセット信号の存在により閉じられる。ロ
ール・外側ループ・積分器２０１の利得、従ってまた積
分のための等価時定数の調節は、それぞれアンド回路２
１６、２１７からの導線２１４、２１５上の信号により
駆動されるスイッチ２１２、２１３により所望の入力抵
抗器２１０、２１１を選択することによってなされる。
アンド回路２１６は、導線８７上の信号により示される
ように対気速度が６０ノットよりも大きい時に、またア
ンド回路２１７は、導線２１８上の信号（導線８７上の
信号をインバータ２１９により反転した信号）により示
されるように対気速度が６０ノットよりも小さい時に作
動することとなる。こうして、前記のピッチ・外側ルー
プ・積分器４１の場合と同様に、対気速度に関係して積
分の速度の若干の変更が行なわれる。アンド回路２１
６、２１７はいずれも、導線２２０上に信号が存在しな
い時には阻止状態にある。この信号は通常、操縦者によ
り操縦桿にロール方向の力が加えられていないことを示
す。操縦者がサイクリック・ピッチ操縦桿２７に横方向
の力を加える時には常に、導線３５Ｒ上に現われるロー
ル力信号がオア回路２２１及びその後に接続されている
インバータ２２２を介して導線２２０上の信号を消滅さ
せる。従って、ロール・外側ループ・積分器２０１への
入力回路が絶縁される。また、導線３５Ｒ上の信号が双
安定回路２２４をセットするので、サイクリック・ピッ
チ操縦桿への横方向の力が除かれた後にも、即ち導線３
５Ｒ上の信号が消滅した後にも、双安定回路２２４のセ
ット出力信号がオア回路２２１及びインバータ２２２を
介して導線２２０上の信号を消滅状態にとどめるので、
ロール・外側ループ・積分器２０１の入力回路が絶縁さ
れた状態が継続する。従って、たとえ力が除かれても、
双安定回路２２４がセットされている限り、積分器に変
化は生じない。インバータ２２５により双安定回路２２
４は、力が加えられている限り、リセットされ得ない。
しかし、一旦導線３５Ｒ上のロール力信号が消滅する
と、オア回路２２６がアンド回路２２７を通じて双安定
回路２２４をリセットし得るようになる。オア回路２２
６は、ビーパ４６（第４図）内の横方向スイッチのいず
れかが閉じられていることを検出して直ちに導線２２８
上に与えられるロール・ビープ信号に応答する。また、
オア回路２２６は、全操縦許容限界の±５％と等価な基
準電圧を有するウインドウ・コンパレータ２３０から導
線２２９上に与えられる信号に応答する。ウインドウ・
コンパレータ２３０は、導線５４Ｒ及び５５Ｒ上の信号
を加算器２３２で加算した合計のロール姿勢指令を表わ
す導線２３１上の信号に応答する。こうして、一旦操縦
者が横方向の力をサイクリック・ピッチ操縦桿に加える
と、操縦桿が離されまた航空機がほぼその基準ロール姿
勢位置に戻る（ロール姿勢指令が小さくなる）まで外側
ループはもはやミキサへのロール入力の中心の位置の変
更を行なわないので、内側ループはもはや飽和されず、
再び外側ループによりトリムされ得る。

再び第４図を参照すると、ロール・パルサー回路２３６
は、コンパレータ（１３０、１３２に相当）の限界値が
１．５％でありまたシングル・ショット回路（１３７、
１３８に相当）のパルス継続時間が０．４５秒であり、
従ってパルス当り１．５％のトリム補正が行われる点を
除けば、第３図で説明したピッチ・パルサー回路３９と
同一である。ロール・外側ループ・自動遮断回路２３７
は、ピッチに関係する信号の代りにロールに関係する信
号を扱う点を除けば、第３図で説明したピッチ・外側ル
ープ・自動遮断回路３８と本質的に同一であってよい。
また、残りのロール・外側ループ・トリム・アクチュエ
ータも第１図乃至第３図で説明したピッチ・チャネルに
用いられるものと実質的に同一であってよい。

本発明は第１図及び第４図に例示されている。第２図、
第３図及び第５図に示したような特定の回路の詳細は本
発明に不可欠の要件をなすものではない。ドリフトなし
に開ループ作動を可能にするクラッチ及びブレーキ付き
パルス駆動・回転型・電気式アクチュエータの構想は本
願と同一の出願人により同一日付で出願された“航空機
の空力面操縦装置”という名称の特願昭５７−５３６４
９号に一層詳細に説明され特許請求されている。本発明
は、長時間的ドリフトに対して適当な対策が講じられて
いるものであれば、簡単な流体圧式アクチュエータ、簡
単な交流又は直流駆動・回転又は直線運動型（ジャック
スクリュー）アクチュエータなどを用いても実施され得
る。一例として、ドリフトに対する対策として指令され
た所望の位置を保つ簡単な（内側ループ・アクチュエー
タ用として示したような）サーボ・ループを用いること
ができる。他方、本願と同一の出願人により同一日付で
出願された“航空機の空力面操縦装置”という名称の特
願昭５７−５３６４７号に開示され特許請求されている
ような内側ループと外側ループとの間の自動同期化によ
り、開ループ・システムを用いることができる。このよ
うな場合、内側ループ・アクチュエータがいずれかの方
向にその操縦許容限界のある百分率（例えば８０％）に
到達したことを検出することにより、その反対方向に修
正する信号がピッチ・外側ループ・積分器の入力信号に
加算され、この積分器が外側ループを、内側ループ・ア
クチュエータが全操縦許容限界へ到達しつつある方向へ
駆動し、また遅れて内側ループに与えられる導線５６、
５７上の外側ループの入力が前記のように内側ループ・
アクチュエータを操縦許容限界の中心に戻すように動か
す。

開示された実施例は外側ループへの指令（６１）の積分
利得（４１）を用いているが、本発明は積分利得及び比
例利得の組合せを用いても、また場合によっては単に比
例利得を用いても実行することができる。

本発明は、適切に内側ループの中心の位置を変更する外
側ループを提供する。巡航対気速度（６０ノット以上）
では、外側ループは対気速度が低い時（又はヘリコプタ
のホバリング中）に比べて速い応答をする。同様に、高
デマンド状態が導線５４、５５上の信号により示される
時又は導線５２、５３上の信号により予測される時に
は、外側ループは、より高速に応答をする。典型的な実
施例では、これらの適切な応答速度は、ピッチ・外側ル
ープ・積分器の実効時定数を調節することにより実現さ
れる（第２図、第５図）。

開示された実施例は、外側ループ指令の一次遅れを内側
ループに与える機能を含んでいる（第１図中の増幅器５
８、５９による。）。積分器出力が高くなると（ビルド
アップすると）、増幅器５８、５９が外側ループを所望
の応答の方向（導線５４、５５上の指令と同相）に駆動
する。積分器がリセットされると、積分器出力が低下す
ることにより、丁度外側ループがアクチュエータを操縦
許容限界の２％だけ進めようとする際に、増幅器５８、
５９を通過する成分が、内側ループ・アクチュエータを
操縦許容限界の２％だけ戻るように（所望の応答の指令
と反対方向に）指令する指令成分を生ずる。かくして、
外側ループが内側ループから操縦の権限を引受け、これ
と同時に内側ループ・アクチュエータ１２、１３はそれ
らの中心位置に向けて戻るように駆動される。即ち、外
側ループに与えられる指令の各増分について、対応する
指令の増分が内側ループから取除かれる。しかし、もし
外側ループ指令の一次遅れが内側ループに与えられなく
とも、同一の効果が航空機姿勢が調節をされることによ
り得られる。例えば、導線４０上の各パルスについて、
外側ループは内側ループが先に指令を与えた方向と同一
の方向でミキサへ指令を入力するであろう。このことに
より、鉛直ジャイロ（６８、６９）にて検出される航空
機姿勢は回路７０、７１内で姿勢基準信号により設定さ
れる所望の姿勢と異なることになる。従ってこの事によ
り、導線５２〜５５上に逆方向の指令入力、即ち、外側
ループ・リンク機構３６、２６の運動によりミキサ・リ
ンク機構１５に加えられた入力と同一の大きさの入力が
ミキサ・リンク機構１５から除かれるように、内側ルー
プをその中心位置に向けて戻るように駆動する入力が生
ずる。こうして、装置は航空機自体の姿勢応答を通じて
外側ループの変化に応答して内側ループの中心の位置の
決定を自動的に行なう。一次遅れ増幅器５８、５９を設
けることは、内側ループを中心位置へ戻す作用が航空機
の姿勢変化を通じて行われる必要をなくし、内側ループ
の中心の位置への位置決めと航空機の姿勢変化が突変的
に連動して生ずることのないようにし、航空機の姿勢を
実質的に一定に保ち、又は滑らかに移行させる効果を有
する。パルス作動ではない直線運動型のアクチュエータ
を用いて本発明を実施すれば、内側ループへの外側ルー
プから入力を行わなくても、航空機姿勢の変化を通じて
内側ループの中心位置への復帰は一層滑らかに行われる
であろうが、回路の動的安定性を得るための構成が複雑
となる。勿論、本発明は一重又は三重内側ループを有す
るもの、二重外側ループを有するものなどの形態で実施
され得るものである。

以上には、本発明による装置の回路構成を、信号経路の
開閉用にリレー接点若しくはスイッチ、信号の加算用の
加算器（適当な増幅器の反転又は非反転入力端に抵抗を
組合せたもの）、信号の継続時間決定用にシングル・シ
ョット回路（リセット機能有り又は無し）、信号の２値
記憶用に双安定回路等の回路要素を用いて個々の作動を
選択的に行う製の論理回路として説明したが、以上に説
明した機能の多くが、インバータを必要としないように
相補正出力をも生ずる論理素子を用いることにより、一
層簡単に実現され得ることは明らかであろう。多くの場
合、以上に説明した正の論理による論理回路は、利用し
得るハードウェア・アップに応じて、負の論理（個々の
作動を選択的に行わない論理）による論理回路に容易に
置換され得るものである。従って、説明した機能と同一
又は等価の機能が当業者により種々に変形された回路で
実現され得ることは理解されよう。更に、本発明による
装置の機能は、機械的機能及びそれと直接に連結される
機能を除いて、適当にプログラムを作成されたディジタ
ル計算機を利用して容易に実現され得るものである。以
上に説明した選択的又はアナログ的機能から計算機ソフ
トウェアによるディジタル機能への置換は、特に前記米
国特許出願第１７６，８３２号による開示を参照して、
当業者により容易に行なわれ得よう。

本発明は一重チャネル、二重チャネル又はそれ以上の多
重チャネルの内側ループ又は外側ループを有する自動操
縦装置で実施され得るものである。例示した条件、値の
大きさ、継続時間及び相互関係は勿論本発明の用途に適
合するように変更されてよい。本発明の特徴は、ここで
例として説明した機能に加えて、種々の機能の自動制御
にも有用である。

以上に於ては本発明をその典型的な実施例について図示
し説明してきたが、本発明の範囲内で上記及び他の種々
の変更、省略及び追加が行なわれ得ることは当業者にと
って明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明が実施され得る航空機自動操縦装置の縦
サイクリック・ピッチ・チャネルの概要を示すブロック
図である。 第２図は第１図の装置に用いられるピッチ・外側ループ
・積分器及びその制御回路の概要を示すブロック図であ
る。 第３図は第１図の装置に用いられるパルサー、自動遮断
及びトリム・アクチュエータ制御回路の概要を示すブロ
ック図である。 第４図は本発明が実施され得る航空機自動操縦装置の横
サイクリック・ピッチ・チャネルの概要を示すブロック
図である。 第５図は第４図の装置に用いられるロール・外側ループ
・積分器及びその制御回路の概要を示すブロック図であ
る。 １２、１３……内側ループ・縦サイクリック・ピッチ・
アクチュエータ，１４、１５……リンク機構，１６、１
７……サーボ増幅器，１８、１９……加算器，２４、２
５……アクチュエータ位置センサ，２６……リンク機
構，２７……サイクリック・ピッチ操縦桿，２８……ジ
ンバル，２９……トリム位置ばね，３１、３２……スイ
ッチ，３４……オア回路，３６……リンク機構，３７…
…ピッチ・外側ループ・トリム・アクチュエータ，３８
……ピッチ・外側ループ・自動遮断回路，３９……ピッ
チ・パルサー回路，４１……ピッチ・外側ループ・積分
回路，４４……トリム・レリーズ・スイッチ，４６……
４軸ビーパー・スイッチ，５１……加算器，５８、５９
……一次遅れ増幅器，６０……加算器，６４、６５……
微分器，６８、６９……鉛直ジャイロ，７０、７１……
ピッチ姿勢同期化及びビープ回路，７２……論理回路，
７６、７７……加算器，７８，７９……リミッタ回路，
８０……対気速度測定装置（ピトー静圧管），８４……
対気速度制御回路，８６……信号切換検出回路（コンパ
レータ及びシングル・ショット回路），９０……増幅
器，９１……コンデンサ，９２……抵抗器，９３……ス
イッチ，９５……抵抗器，９６……スイッチ，１００、
１０６……抵抗器，１１０……オア回路，１１１……イ
ンバータ，１１３〜１１５……アンド回路，１１８……
インバータ，１１９……シングル・ショット回路，１２
３……インバータ，１２４……ウインドウ・コンパレー
タ，１２５……加算器，１２６……一次遅れ増幅器，１
２７……加算器，１２９……インバータ，１３０、１３
２……コンパレータ，１３５、１３６……アンド回路，
１３７、１３８……シングル・ショット回路，１４１、
１４２……接点，１４３……コイル，１４６、１４７…
…接点，１５０……アクチュエータ，１５２……接点，
１６２……シングル・ショット回路，１６４……オア回
路，１６５……アンド回路，１６６……クロック，１６
７……タイマ，１８０……加算器，１８２……ウインド
ウ・コンパレータ，１８４……オア回路，１８５……双
安定回路，１８８……オア回路，１８９……インバー
タ，１９０……コイル，１９２……シングル・ショット
回路，２０１……ロール・外側ループ・積分器，２０２
……増幅器，２０３……コンデンサ，２０４……スイッ
チ，２０５、２１０、２１１……抵抗器，２１２、２１
３……スイッチ，２１６、２１７……アンド回路，２１
９……インバータ，２２１……オア回路，２２２……イ
ンバータ，２２４……双安定回路，２２５……インバー
タ，２２６……オア回路，２２７……アンド回路，２２
９……導線，２３０……ウインドウ・コンパレータ，２
３２……加算器，２３６……ロール・パルサー，２３７
……ロール・外側ループ・自動遮断回路

フロントページの続き (72)発明者 ウイリアム・クリスチヤン・フイツシヤ− アメリカ合衆国コネチカツト州モンロ−・ ウイリアム・ヘンリ−・ドライヴ23 (72)発明者 デヴイツド・ジヨン・ヴア−ゼラ アメリカ合衆国コネチカツト州ギルフオ− ド・ホワイト・バ−チ・ドライヴ348

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】航空機の空気力学制御面を一つの制御軸に
   関して短期的にもまた長期的にも安定するよう自動的に
   位置決めする航空機の自動操縦装置にして、 前記制御軸に関する航空機の飛行パラメータを示すパラ
   メータ信号（６６、６７）を発生するセンサ手段（６
   ８、６９）と、 前記パラメータ信号（６６、６７）に応答して姿勢変化
   率信号（５２、５３）を生成する手段（６４、６５）
   と、 前記制御軸に関する航空機の所望の姿勢を示す参照信号
   と対気速度信号（７５）とを生成し該参照信号と前記パ
   ラメータ信号（６６、６７）の差及び対気速度信号（７
   ５）に応答して制限された姿勢と対気速度に関する制御
   信号（５４、５５）とを発生する第一の信号処理手段
   （７０、７１、７６、７７、７８、７９、８０、８４）
   と、 前記姿勢変化率信号（５２、５３）及び前記の制限され
   た姿勢と対気速度に関する制御信号（５４、５５）に応
   答して出力信号（４０）と該出力信号より導き出された
   外側ループ補償信号（５６、５７）とを生成する第二の
   信号処理手段（６０、４１、５８、５９）と、 前記姿勢変化率信号（５２、５３）と前記の制限された
   姿勢と対気速度に関する制御信号（５４、５５）と前記
   外側ループ補償信号（５６、５７）とに応答して姿勢指
   令信号（２０、２１）を生成する手段（５０、５１）と 航空機を短期的に安定させるべく前記姿勢指令信号（２
   ０、２１）に応答して或る限られた制御量の範囲内にて
   制御中心の周りに作動して前記空気力学的制御面を位置
   決めすべく該空気力学的制御弁に接続された内側ループ
   アクチュエータ（１２、１３）を含む内側ループシステ
   ムと、 前記内側ループアクチュエータ（１２、１３）と直列に
   前記空気力学的制御面に接続れた外側ループアクチュエ
   ータ（２７）を含み該外側ループアクチュエータの位置
   に対応する操縦指定位置の周りに全制御領域に亘って作
   動する外側ループシステムとを有し、 前記外側ループシステムは航空機が長期的に飛行不安定
   になりつつあることを示す或る予め定められた制御限界
   値を生成し、出力信号（４０）が該制御限界値を越える
   ときには、航空機の飛行を長期的に安定させる新な操縦
   指定位置へ前記空気力学的制御面が前記内側ループ（１
   ２、１３）により駆動されるよう、前記外側ループアク
   チュエータ（２７）を前記の新な操縦指定位置に対応し
   た位置へ再位置決めするアウタループアクチュエータ位
   置決め手段（３７、３８、３９）を含んでおり、 前記アウタループアクチュエータ位置決め手段（３７、
   ３８、３９）は前記外側ループアクチュエータ（２７）
   が前記の新な操縦指定位置に対応する位置へ再位置決め
   されることに応答してリセット信号（１０４）を発生
   し、 前記第二の信号処理手段（６０、４１、５８、５９）は
   前記リセット信号（１０４）に応答して前記インナルー
   プアクチュエータ（１２、１３）を前記の新な操縦指定
   位置に対応した制御中心へ復帰させるよう作動すること
   を特徴とする航空機の自動操縦装置。
2. 【請求項２】特許請求の範囲第１項による航空機の自動
   操縦装置にして、前記第二の信号処理装置（６０、４
   １、５８、５９）は、前記の制限された姿勢及び対気速
   度に関する制御信号（５４、５５）を或る第一の時定数
   にして積分して、前記出力信号（４０）を或る第一の変
   化率にて生成することを特徴とする航空機の自動操縦装
   置。
3. 【請求項３】特許請求の範囲第２項による航空機の自動
   操縦装置にして、前記第一の信号処理手段（７０、７
   １、７６、７７、７８、７９、８０、８４）は航空機の
   対気速度が或る予め定められた値を越えるとき一つの信
   号（８７）を生成し、前記第二の信号処理手段（６０、
   ４１、５８、５９）は前記の一つの信号（８７）に応答
   して前記の制限された姿勢及び対気速度に関する制御信
   号（５４、５５）を或る第二の時定数にて積分して前記
   出力信号（４０）を或る第二の変化率にて生成し、前記
   第二の時定数は、前記第二の変化率が前記第一の変化率
   より大きくなるよう、前記第一の時定数よりその大きさ
   が小さいことを特徴とする航空機の自動操縦装置。
4. 【請求項４】特許請求の範囲第１項による航空機の自動
   操縦装置にして、前記第二の信号処理手段（６０、４
   １、５８、５９）は或る緊急時時定数を生成する手段
   （１２４、１２５、１２６、１２７）を有し、前記第二
   の信号処理手段（６０、４１、５８、５９）は前記の制
   限された姿勢及び対気速度に関する制御信号（５４、５
   ５）を前記緊急時時定数にて積分して前記出力信号（４
   ０）を或る緊急時変化率にて生成し、前記の緊急時時定
   数を生成する手段（１２４、１２５、１２６、１２７）
   は前記の姿勢変化率信号及び前記の制限された姿勢及び
   対気速度に関する制御信号（５４、５５）の両方が全制
   御範囲の或る予め定められたパーセントを越えることに
   応答して前記緊急時時定数を生成することを特徴とする
   航空機の自動操縦装置。
5. 【請求項５】特許請求の範囲第１項による航空機の自動
   操縦装置にして、 前記第二の信号処理手段（６０、４１、５８、５９）は
   前記の制限された姿勢及び対気速度に関する制御信号
   （５４、５５）を或る第一の時定数にて積分して前記出
   力信号（４０）を或る第一の変化率にて生成し、 前記第一の信号処理手段（７０、７１、７６、７７、７
   ８、７９、８０、８４）は航空機の対気速度が或る予め
   定められた値を越えるとき一つの信号（８７）を生成
   し、前記第二の信号処理手段（６０、４１、５８、５
   ９）は前記の一つの信号（８７）に応答して前記の制限
   された姿勢及び対気速度に関する制御信号（５４、５
   ５）を或る第二の時定数にて積分して前記出力信号（４
   ０）を或る第二の変化率にて生成し、前記第二の時定数
   は、前記第二の変化率が前記第一の変化率より大きくな
   るよう、前記第一の時定数よりその大きさが小さくされ
   ており、 前記第二の信号処理手段（６０、４１、５８、５９、）
   は緊急時時定数を生成する手段（１２４、１２５、１２
   ６、１２７）を含み、前記第二の信号処理手段（６０、
   ４１、５８、５９）は前記の制限された姿勢及び対気速
   度に関する制御信号（５４、５５）を前記緊急時時定数
   にて積分して前記出力信号（４０）を或る緊急時変化率
   にて生成し、前記の緊急時時定数を生成する手段（１２
   ４、１２５、１２６、１２７）は前記の姿勢変化率信号
   （５２、５３）と前記の制限された姿勢及び対気速度に
   関する制御信号（５４、５５）の両方が全制御範囲の或
   る予め定められたパーセントを越えるとき前記緊急時時
   定数を生成し、前記緊急時時定数は、前記緊急時変化率
   が前記第二の変化率より大きくなるよう、前記第二の時
   定数よりその大きさが小さくされていることを特徴とす
   る航空機の自動操縦装置。