JPH09226693A - 航空機用自動操縦装置 - Google Patents
航空機用自動操縦装置Info
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- JPH09226693A JPH09226693A JP3812796A JP3812796A JPH09226693A JP H09226693 A JPH09226693 A JP H09226693A JP 3812796 A JP3812796 A JP 3812796A JP 3812796 A JP3812796 A JP 3812796A JP H09226693 A JPH09226693 A JP H09226693A
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
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- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
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- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 description 1
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】機体の基準姿勢を更新する際機体姿勢のトラン
ジェントを軽減でき、かつ制御アクチュエータのセンタ
リングが可能な航空機用自動操縦装置を提供すること。 【解決手段】トリムリリース操作時に取り込んだ機体の
角速度を徐々に減少させる手段（８）と、この手段
（８）からの出力値と前記角速度との偏差を求める第１
の演算手段（９）と、前記機体の姿勢と所定の基準姿勢
との偏差を求める第２の演算手段（２）と、前記第１の
演算手段（９）で求められた偏差と前記第２の演算手段
（２）で求められた偏差を基に所定のアクチュエータ
（６）の目標位置を求める第３の演算手段（３）とを備
え、前記第３の演算手段（３）で求められた目標位置に
基づき前記アクチュエータ（６）を駆動し操縦舵面を制
御する。
ジェントを軽減でき、かつ制御アクチュエータのセンタ
リングが可能な航空機用自動操縦装置を提供すること。 【解決手段】トリムリリース操作時に取り込んだ機体の
角速度を徐々に減少させる手段（８）と、この手段
（８）からの出力値と前記角速度との偏差を求める第１
の演算手段（９）と、前記機体の姿勢と所定の基準姿勢
との偏差を求める第２の演算手段（２）と、前記第１の
演算手段（９）で求められた偏差と前記第２の演算手段
（２）で求められた偏差を基に所定のアクチュエータ
（６）の目標位置を求める第３の演算手段（３）とを備
え、前記第３の演算手段（３）で求められた目標位置に
基づき前記アクチュエータ（６）を駆動し操縦舵面を制
御する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、トランジェント軽
減機能を備えた航空機用自動操縦装置に関する。
減機能を備えた航空機用自動操縦装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】図２は、従来の航空機用自動操縦装置の
構成を示すブロック図である。図２に示す自動操縦装置
では、機体の姿勢が所定のセンサにより検出され、その
姿勢を示す姿勢信号Ｓ１が記憶器１に入力されるととも
に、減算器２に入力される。記憶器１は、パイロットの
トリムリリース操作に基づくトリムリリース信号Ｓ２が
供給されたときに、上記姿勢信号Ｓ１を基準姿勢Ｓ３と
して記憶する。そして、前記基準姿勢Ｓ３が減算器２に
入力される。減算器２は、前述したように入力した現在
の姿勢信号Ｓ１から記憶器１に記憶されている前記基準
姿勢Ｓ３を減算し、その姿勢偏差Ｓ４を制御演算器３へ
出力する。
構成を示すブロック図である。図２に示す自動操縦装置
では、機体の姿勢が所定のセンサにより検出され、その
姿勢を示す姿勢信号Ｓ１が記憶器１に入力されるととも
に、減算器２に入力される。記憶器１は、パイロットの
トリムリリース操作に基づくトリムリリース信号Ｓ２が
供給されたときに、上記姿勢信号Ｓ１を基準姿勢Ｓ３と
して記憶する。そして、前記基準姿勢Ｓ３が減算器２に
入力される。減算器２は、前述したように入力した現在
の姿勢信号Ｓ１から記憶器１に記憶されている前記基準
姿勢Ｓ３を減算し、その姿勢偏差Ｓ４を制御演算器３へ
出力する。
【０００３】一方、機体の角速度（機体レート）が所定
のセンサにより検出され、その角速度を示すレート信号
Ｓ５が制御演算器３に入力される。制御演算器３は、上
記姿勢偏差Ｓ４および前記レート信号Ｓ５に基づいて制
御アクチュエータ６の目標位置を求める。そのアクチュ
エータ目標位置Ｓ６が減算器４の「＋端子」側を介して
アクチュエータ制御器５に入力される。このアクチュエ
ータ制御器５は、前記アクチュエータ目標位置Ｓ６に基
づき所定のコマンドＳ７を出力し、制御アクチュエータ
６を駆動して図示しない操縦舵面をコントロールする。
また、制御アクチュエータ６の位置変化量は、減算器４
の「−端子」側にフィードバックされる。
のセンサにより検出され、その角速度を示すレート信号
Ｓ５が制御演算器３に入力される。制御演算器３は、上
記姿勢偏差Ｓ４および前記レート信号Ｓ５に基づいて制
御アクチュエータ６の目標位置を求める。そのアクチュ
エータ目標位置Ｓ６が減算器４の「＋端子」側を介して
アクチュエータ制御器５に入力される。このアクチュエ
ータ制御器５は、前記アクチュエータ目標位置Ｓ６に基
づき所定のコマンドＳ７を出力し、制御アクチュエータ
６を駆動して図示しない操縦舵面をコントロールする。
また、制御アクチュエータ６の位置変化量は、減算器４
の「−端子」側にフィードバックされる。
【０００４】このように構成された従来の自動操縦装置
において、新たに基準姿勢Ｓ３を更新する場合は、パイ
ロットのトリムリリース操作に基づき、機体の現在の姿
勢信号Ｓ１を記憶器１に記憶させ、基準姿勢として減算
器２に入力する。このトリムリリース操作が行なわれて
いる間は、減算器２により求められた現在の姿勢信号Ｓ
１と前記基準姿勢Ｓ３との偏差が「０」になり、制御演
算器３に入力される。したがって、このとき制御演算器
３からの出力、すなわち上記アクチュエータ目標位置Ｓ
６のうち姿勢偏差Ｓ４に対応する分は「０」になり、レ
ート信号Ｓ５に対応する分のみがアクチュエータ目標位
置Ｓ６として出力される。
において、新たに基準姿勢Ｓ３を更新する場合は、パイ
ロットのトリムリリース操作に基づき、機体の現在の姿
勢信号Ｓ１を記憶器１に記憶させ、基準姿勢として減算
器２に入力する。このトリムリリース操作が行なわれて
いる間は、減算器２により求められた現在の姿勢信号Ｓ
１と前記基準姿勢Ｓ３との偏差が「０」になり、制御演
算器３に入力される。したがって、このとき制御演算器
３からの出力、すなわち上記アクチュエータ目標位置Ｓ
６のうち姿勢偏差Ｓ４に対応する分は「０」になり、レ
ート信号Ｓ５に対応する分のみがアクチュエータ目標位
置Ｓ６として出力される。
【０００５】なお、トリムリリース操作が行なわれたと
きに、機体の角速度が「０」である場合、制御演算器３
からの出力も「０」になり、アクチュエータ制御器５に
より制御アクチュエータ６がセンタリングされる。上記
トリムリリース操作後は、記憶器１に新たな基準姿勢が
記憶され、上記のように操縦舵面を制御して機体の姿勢
を前記基準姿勢に一致させる。
きに、機体の角速度が「０」である場合、制御演算器３
からの出力も「０」になり、アクチュエータ制御器５に
より制御アクチュエータ６がセンタリングされる。上記
トリムリリース操作後は、記憶器１に新たな基準姿勢が
記憶され、上記のように操縦舵面を制御して機体の姿勢
を前記基準姿勢に一致させる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】上述したような従来の
自動操縦装置では、機体の角速度が発生しているときに
パイロットがトリムリリース操作を行なうと、制御アク
チュエータ６がステップ的にセンタリング位置を通り越
し、トリムリリース操作前と反対側の位置まで変化する
ことがある。そのため、操縦舵面が動いて機体の姿勢に
トランジェントが発生する。
自動操縦装置では、機体の角速度が発生しているときに
パイロットがトリムリリース操作を行なうと、制御アク
チュエータ６がステップ的にセンタリング位置を通り越
し、トリムリリース操作前と反対側の位置まで変化する
ことがある。そのため、操縦舵面が動いて機体の姿勢に
トランジェントが発生する。
【０００７】また、このトランジェントを防止するため
に制御アクチュエータ６のセンタリングを止めた場合、
アクチュエータのストロークが有限であることから制御
アクチュエータ６の出力の飽和が生じ、自動パイロット
機能が不良になるという問題がある。
に制御アクチュエータ６のセンタリングを止めた場合、
アクチュエータのストロークが有限であることから制御
アクチュエータ６の出力の飽和が生じ、自動パイロット
機能が不良になるという問題がある。
【０００８】本発明の目的は、機体の基準姿勢を更新す
る際機体姿勢のトランジェントを軽減でき、かつ制御ア
クチュエータのセンタリングが可能な航空機用自動操縦
装置を提供することにある。
る際機体姿勢のトランジェントを軽減でき、かつ制御ア
クチュエータのセンタリングが可能な航空機用自動操縦
装置を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決し目的を
達成するために、本発明の航空機用自動操縦装置は以下
の如く構成されている。本発明の航空機用自動操縦装置
は、トリムリリース操作時に取り込んだ機体の角速度を
徐々に減少させる手段と、この手段からの出力値と前記
角速度との偏差を求める第１の演算手段と、前記機体の
姿勢と所定の基準姿勢との偏差を求める第２の演算手段
と、前記第１の演算手段で求められた偏差と前記第２の
演算手段で求められた偏差を基に所定のアクチュエータ
の目標位置を求める第３の演算手段と、を備え、前記第
３の演算手段で求められた目標位置に基づき前記アクチ
ュエータを駆動し所定の操縦舵面を制御する。
達成するために、本発明の航空機用自動操縦装置は以下
の如く構成されている。本発明の航空機用自動操縦装置
は、トリムリリース操作時に取り込んだ機体の角速度を
徐々に減少させる手段と、この手段からの出力値と前記
角速度との偏差を求める第１の演算手段と、前記機体の
姿勢と所定の基準姿勢との偏差を求める第２の演算手段
と、前記第１の演算手段で求められた偏差と前記第２の
演算手段で求められた偏差を基に所定のアクチュエータ
の目標位置を求める第３の演算手段と、を備え、前記第
３の演算手段で求められた目標位置に基づき前記アクチ
ュエータを駆動し所定の操縦舵面を制御する。
【００１０】上記手段を講じた結果、次のような作用が
生じる。本発明の航空機用自動操縦装置によれば、トリ
ムリリース操作時に取り込んだ機体の角速度を徐々に減
少させ、その出力値と前記角速度との偏差を求めるとと
もに、前記機体の姿勢と所定の基準姿勢との偏差を求
め、これら二つの偏差を基に求めた目標位置に基づき前
記アクチュエータを駆動し、操縦舵面を制御するので、
トリムリリース操作時に前記アクチュエータの目標位置
のトランジェントを軽減することで前記機体の姿勢のト
ランジェントを軽減でき、前記機体のふらつきが軽減さ
れる。さらに、ストロークが有限である前記アクチュエ
ータの作動範囲を確保できるため、前記アクチュエータ
を確実にセンタリングさせることができる。
生じる。本発明の航空機用自動操縦装置によれば、トリ
ムリリース操作時に取り込んだ機体の角速度を徐々に減
少させ、その出力値と前記角速度との偏差を求めるとと
もに、前記機体の姿勢と所定の基準姿勢との偏差を求
め、これら二つの偏差を基に求めた目標位置に基づき前
記アクチュエータを駆動し、操縦舵面を制御するので、
トリムリリース操作時に前記アクチュエータの目標位置
のトランジェントを軽減することで前記機体の姿勢のト
ランジェントを軽減でき、前記機体のふらつきが軽減さ
れる。さらに、ストロークが有限である前記アクチュエ
ータの作動範囲を確保できるため、前記アクチュエータ
を確実にセンタリングさせることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の形態に係
る航空機用自動操縦装置の基本構成を示すブロック図で
ある。なお、図１において図２と同一な部分には同一符
号を付してある。
る航空機用自動操縦装置の基本構成を示すブロック図で
ある。なお、図１において図２と同一な部分には同一符
号を付してある。
【００１２】図１に示す自動操縦装置では、機体の姿勢
が所定のセンサにより検出され、その姿勢を示す姿勢信
号Ｓ１が記憶器１に入力されるとともに、減算器２に入
力される。記憶器１は、パイロットのトリムリリース操
作に基づくトリムリリース信号Ｓ２が供給されたとき
に、上記姿勢信号Ｓ１を基準姿勢Ｓ３として記憶する。
そして、前記基準姿勢信号Ｓ３が減算器２に入力され
る。減算器２は、前述したように入力した現在の姿勢信
号Ｓ１から記憶器１に記憶されている前記基準姿勢Ｓ３
を減算し、その姿勢偏差Ｓ４を制御演算器３へ出力す
る。
が所定のセンサにより検出され、その姿勢を示す姿勢信
号Ｓ１が記憶器１に入力されるとともに、減算器２に入
力される。記憶器１は、パイロットのトリムリリース操
作に基づくトリムリリース信号Ｓ２が供給されたとき
に、上記姿勢信号Ｓ１を基準姿勢Ｓ３として記憶する。
そして、前記基準姿勢信号Ｓ３が減算器２に入力され
る。減算器２は、前述したように入力した現在の姿勢信
号Ｓ１から記憶器１に記憶されている前記基準姿勢Ｓ３
を減算し、その姿勢偏差Ｓ４を制御演算器３へ出力す
る。
【００１３】一方、機体の角速度が所定のセンサにより
検出され、その角速度を示すレート信号Ｓ５が減算器９
の「＋端子」側に入力されるとともに、トリムリリース
操作時にＯＮになるスイッチ７を介してフェードアウト
回路８に入力される。このフェードアウト回路８は、ス
イッチ７がＯＮになり前記レート信号Ｓ５が入力される
と、自身からの出力を順次減少させるものであり、その
出力は減算器９の「−端子」側に入力される。
検出され、その角速度を示すレート信号Ｓ５が減算器９
の「＋端子」側に入力されるとともに、トリムリリース
操作時にＯＮになるスイッチ７を介してフェードアウト
回路８に入力される。このフェードアウト回路８は、ス
イッチ７がＯＮになり前記レート信号Ｓ５が入力される
と、自身からの出力を順次減少させるものであり、その
出力は減算器９の「−端子」側に入力される。
【００１４】減算器９は、現在のレート信号Ｓ５からフ
ェードアウト回路８からの入力を減算し、そのレート偏
差Ｓ８を制御演算器３へ出力する。制御演算器３は、上
記姿勢偏差Ｓ４および前記レート偏差Ｓ８に基づいて制
御アクチュエータ６の目標位置を求める。そのアクチュ
エータ目標位置Ｓ６が減算器４の「＋端子」側を介して
アクチュエータ制御器５に入力される。このアクチュエ
ータ制御器５は、減算器４から入力されるアクチュエー
タ目標位置Ｓ６に応じて所定のコマンドＳ７を出力し、
制御アクチュエータ６を駆動して図示しない操縦舵面を
コントロールする。また、制御アクチュエータ６の作動
量（位置変化量）は、減算器４の「−端子」側にフィー
ドバックされる。
ェードアウト回路８からの入力を減算し、そのレート偏
差Ｓ８を制御演算器３へ出力する。制御演算器３は、上
記姿勢偏差Ｓ４および前記レート偏差Ｓ８に基づいて制
御アクチュエータ６の目標位置を求める。そのアクチュ
エータ目標位置Ｓ６が減算器４の「＋端子」側を介して
アクチュエータ制御器５に入力される。このアクチュエ
ータ制御器５は、減算器４から入力されるアクチュエー
タ目標位置Ｓ６に応じて所定のコマンドＳ７を出力し、
制御アクチュエータ６を駆動して図示しない操縦舵面を
コントロールする。また、制御アクチュエータ６の作動
量（位置変化量）は、減算器４の「−端子」側にフィー
ドバックされる。
【００１５】このように構成された自動操縦装置におい
て、通常の状態ではスイッチ７がＯＦＦになっているた
め、フェードアウト回路８への入力は「０」であり、フ
ェードアウト回路８から減算器９への出力も「０」であ
る。そのため、減算器９からの出力であるレート偏差Ｓ
８は機体の角速度と同じになっており、そのレート偏差
Ｓ８が制御演算器３に入力される。そして制御演算器３
は、前記レート偏差Ｓ８および減算器２から出力される
姿勢偏差Ｓ４に基づいてアクチュエータ目標位置Ｓ６を
出力する。
て、通常の状態ではスイッチ７がＯＦＦになっているた
め、フェードアウト回路８への入力は「０」であり、フ
ェードアウト回路８から減算器９への出力も「０」であ
る。そのため、減算器９からの出力であるレート偏差Ｓ
８は機体の角速度と同じになっており、そのレート偏差
Ｓ８が制御演算器３に入力される。そして制御演算器３
は、前記レート偏差Ｓ８および減算器２から出力される
姿勢偏差Ｓ４に基づいてアクチュエータ目標位置Ｓ６を
出力する。
【００１６】この状態で、新たに基準姿勢Ｓ３を更新す
る場合は、パイロットがトリムリリース操作を行なう。
このトリムリリース操作が行なわれている間は、減算器
２により求められた現在の姿勢信号Ｓ１と基準姿勢Ｓ３
との偏差が「０」になり、制御演算器３に入力される。
したがって、このとき制御演算器３から出力されるアク
チュエータ目標位置Ｓ６のうち姿勢偏差Ｓ４に対応する
分は「０」になり、レート信号Ｓ５に対応する分のみが
アクチュエータ目標位置Ｓ６として出力される。
る場合は、パイロットがトリムリリース操作を行なう。
このトリムリリース操作が行なわれている間は、減算器
２により求められた現在の姿勢信号Ｓ１と基準姿勢Ｓ３
との偏差が「０」になり、制御演算器３に入力される。
したがって、このとき制御演算器３から出力されるアク
チュエータ目標位置Ｓ６のうち姿勢偏差Ｓ４に対応する
分は「０」になり、レート信号Ｓ５に対応する分のみが
アクチュエータ目標位置Ｓ６として出力される。
【００１７】また、上記トリムリリース操作を姿勢保持
機能エンゲージ中に行なうと、トリムリリース信号Ｓ２
が“１”になり、かつスイッチ７がＯＮになり、フェー
ドアウト回路８へ現在のレート信号Ｓ５が入力される。
そしてフェードアウト回路８から減算器９の「−端子」
側へレート信号Ｓ５が出力されるため、減算器９から出
力されるレート偏差Ｓ８は一時的に「０」になる。ま
た、制御演算器３から出力されるアクチュエータ目標位
置Ｓ６も一時的に「０」になる。
機能エンゲージ中に行なうと、トリムリリース信号Ｓ２
が“１”になり、かつスイッチ７がＯＮになり、フェー
ドアウト回路８へ現在のレート信号Ｓ５が入力される。
そしてフェードアウト回路８から減算器９の「−端子」
側へレート信号Ｓ５が出力されるため、減算器９から出
力されるレート偏差Ｓ８は一時的に「０」になる。ま
た、制御演算器３から出力されるアクチュエータ目標位
置Ｓ６も一時的に「０」になる。
【００１８】その後、フェードアウト回路８からの出力
が現在のレート信号Ｓ５から時間と共に徐々に減少する
ため、減算器９から出力されるレート偏差Ｓ８は、徐々
に現在の機体角速度に近づく。すなわち、減算器９の出
力は「０」から徐々に現在のレート信号Ｓ５へ近づくよ
う増加する。その結果、制御演算器３から出力されるア
クチュエータ目標位置Ｓ６のうちレート偏差Ｓ８に対応
する分が徐々に出力される。
が現在のレート信号Ｓ５から時間と共に徐々に減少する
ため、減算器９から出力されるレート偏差Ｓ８は、徐々
に現在の機体角速度に近づく。すなわち、減算器９の出
力は「０」から徐々に現在のレート信号Ｓ５へ近づくよ
う増加する。その結果、制御演算器３から出力されるア
クチュエータ目標位置Ｓ６のうちレート偏差Ｓ８に対応
する分が徐々に出力される。
【００１９】このように、トリムリリース操作時に減算
器９から出力されるレート偏差Ｓ８が一時的に「０」に
なり、その後徐々に現在の機体角速度に近づく。そのた
め、制御アクチュエータ６がどの位置にある場合でも、
機体に角速度が発生しているときにパイロットがトリム
リリース操作を行なうと、その直後に制御アクチュエー
タ６は一度必ずセンタリングされる。
器９から出力されるレート偏差Ｓ８が一時的に「０」に
なり、その後徐々に現在の機体角速度に近づく。そのた
め、制御アクチュエータ６がどの位置にある場合でも、
機体に角速度が発生しているときにパイロットがトリム
リリース操作を行なうと、その直後に制御アクチュエー
タ６は一度必ずセンタリングされる。
【００２０】その後、機体の角速度に対応して制御演算
器３が出力するアクチュエータ目標位置Ｓ６に基づきア
クチュエータ制御器５が出力するコマンドに従って、制
御アクチュエータ６が徐々に作動する。そのため、制御
アクチュエータ６がステップ的に変化する作動量は、最
大で全作動可能範囲の半分になるので、機体姿勢のトラ
ンジェントの発生が軽減される。このように制御アクチ
ュエータ６を駆動することにより、図示しない操縦舵面
を制御する。
器３が出力するアクチュエータ目標位置Ｓ６に基づきア
クチュエータ制御器５が出力するコマンドに従って、制
御アクチュエータ６が徐々に作動する。そのため、制御
アクチュエータ６がステップ的に変化する作動量は、最
大で全作動可能範囲の半分になるので、機体姿勢のトラ
ンジェントの発生が軽減される。このように制御アクチ
ュエータ６を駆動することにより、図示しない操縦舵面
を制御する。
【００２１】そして上記トリムリリース操作が終了し、
トリムリリース信号Ｓ２が“０”になると、スイッチ７
がＯＦＦになり、フェードアウト回路８からの出力は
「０」になる。よって制御演算器３は、姿勢偏差Ｓ４お
よび現在の機体角速度に基づいてアクチュエータ目標位
置Ｓ６を出力することになる。
トリムリリース信号Ｓ２が“０”になると、スイッチ７
がＯＦＦになり、フェードアウト回路８からの出力は
「０」になる。よって制御演算器３は、姿勢偏差Ｓ４お
よび現在の機体角速度に基づいてアクチュエータ目標位
置Ｓ６を出力することになる。
【００２２】なお、本発明は上記実施の形態に限定され
ず、要旨を変更しない範囲で適宜変形して実施できる。 （実施の形態のまとめ）実施の形態に示された構成およ
び作用効果をまとめると次の通りである。実施の形態に
示された航空機用自動操縦装置は、トリムリリース操作
時に取り込んだ機体の角速度を徐々に減少させる手段
（８）と、この手段（８）からの出力値と前記角速度と
の偏差を求める第１の演算手段（９）と、前記機体の姿
勢と所定の基準姿勢との偏差を求める第２の演算手段
（２）と、前記第１の演算手段（９）で求められた偏差
と前記第２の演算手段（２）で求められた偏差を基に所
定のアクチュエータ（６）の目標位置を求める第３の演
算手段（３）と、を備え、前記第３の演算手段（３）で
求められた目標位置に基づき前記アクチュエータ（６）
を駆動し所定の操縦舵面を制御する。
ず、要旨を変更しない範囲で適宜変形して実施できる。 （実施の形態のまとめ）実施の形態に示された構成およ
び作用効果をまとめると次の通りである。実施の形態に
示された航空機用自動操縦装置は、トリムリリース操作
時に取り込んだ機体の角速度を徐々に減少させる手段
（８）と、この手段（８）からの出力値と前記角速度と
の偏差を求める第１の演算手段（９）と、前記機体の姿
勢と所定の基準姿勢との偏差を求める第２の演算手段
（２）と、前記第１の演算手段（９）で求められた偏差
と前記第２の演算手段（２）で求められた偏差を基に所
定のアクチュエータ（６）の目標位置を求める第３の演
算手段（３）と、を備え、前記第３の演算手段（３）で
求められた目標位置に基づき前記アクチュエータ（６）
を駆動し所定の操縦舵面を制御する。
【００２３】このように上記航空機用自動操縦装置にお
いては、トリムリリース操作時に取り込んだ機体の角速
度を徐々に減少させ、その出力値と前記角速度との偏差
を求めるとともに、前記機体の姿勢と所定の基準姿勢と
の偏差を求め、これら二つの偏差を基に求めた目標位置
に基づき前記アクチュエータ（６）を駆動し、操縦舵面
を制御するので、トリムリリース操作時に前記アクチュ
エータ（６）の目標位置のトランジェントを軽減するこ
とで前記機体の姿勢のトランジェントを軽減でき、前記
機体のふらつきが軽減される。さらに、ストロークが有
限である前記アクチュエータ（６）の作動範囲を確保で
きるため、前記アクチュエータ（６）を確実にセンタリ
ングさせることができる。
いては、トリムリリース操作時に取り込んだ機体の角速
度を徐々に減少させ、その出力値と前記角速度との偏差
を求めるとともに、前記機体の姿勢と所定の基準姿勢と
の偏差を求め、これら二つの偏差を基に求めた目標位置
に基づき前記アクチュエータ（６）を駆動し、操縦舵面
を制御するので、トリムリリース操作時に前記アクチュ
エータ（６）の目標位置のトランジェントを軽減するこ
とで前記機体の姿勢のトランジェントを軽減でき、前記
機体のふらつきが軽減される。さらに、ストロークが有
限である前記アクチュエータ（６）の作動範囲を確保で
きるため、前記アクチュエータ（６）を確実にセンタリ
ングさせることができる。
【００２４】
【発明の効果】本発明によれば、機体の基準姿勢を更新
する際機体姿勢のトランジェントを軽減でき、かつ制御
アクチュエータのセンタリングが可能な航空機用自動操
縦装置を提供できる。
する際機体姿勢のトランジェントを軽減でき、かつ制御
アクチュエータのセンタリングが可能な航空機用自動操
縦装置を提供できる。
【図１】本発明の実施の形態に係る、航空機用自動操縦
装置の基本構成を示すブロック図。
装置の基本構成を示すブロック図。
【図２】従来の航空機用自動操縦装置の構成を示すブロ
ック図。
ック図。
１…記憶器 ２…減算器 ３…制御演算器 ４…減算器 ５…アクチュエータ制御器 ６…制御アクチュエータ ７…スイッチ ８…フェードアウト回路 ９…減算器 Ｓ１…姿勢信号 Ｓ２…トリムリリース信号 Ｓ３…基準姿勢 Ｓ４…姿勢偏差 Ｓ５…レート信号 Ｓ６…アクチュエータ目標位置 Ｓ７…コマンド Ｓ８…レート偏差
Claims (1)
- 【請求項１】トリムリリース操作時に取り込んだ機体の
角速度を徐々に減少させる手段と、 この手段からの出力値と前記角速度との偏差を求める第
１の演算手段と、 前記機体の姿勢と所定の基準姿勢との偏差を求める第２
の演算手段と、 前記第１の演算手段で求められた偏差と前記第２の演算
手段で求められた偏差を基に所定のアクチュエータの目
標位置を求める第３の演算手段と、を具備し、 前記第３の演算手段で求められた目標位置に基づき前記
アクチュエータを駆動し所定の操縦舵面を制御すること
を特徴とする航空機用自動操縦装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3812796A JPH09226693A (ja) | 1996-02-26 | 1996-02-26 | 航空機用自動操縦装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3812796A JPH09226693A (ja) | 1996-02-26 | 1996-02-26 | 航空機用自動操縦装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09226693A true JPH09226693A (ja) | 1997-09-02 |
Family
ID=12516797
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3812796A Withdrawn JPH09226693A (ja) | 1996-02-26 | 1996-02-26 | 航空機用自動操縦装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09226693A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008540218A (ja) * | 2005-05-03 | 2008-11-20 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | フライバイワイヤ静的縦安定補償システム |
-
1996
- 1996-02-26 JP JP3812796A patent/JPH09226693A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008540218A (ja) * | 2005-05-03 | 2008-11-20 | シコルスキー エアクラフト コーポレイション | フライバイワイヤ静的縦安定補償システム |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20030506 |