JPS5820840B2 - コウクウキヨウジドウヒコウセイギヨソウチ ナラビニ セイギヨホウホウ - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機用自動飛行制御装置に関し、特に航空機
用自動操縦装置であって各種型式性能の航空機に広く使
用可能であり、ビジネス用航空機等、装備が簡単で調整
容易なことを必要とする航空機にも適応した自動操縦装
置に関する。

近年約２０年の発達によって航空機用自動操縦装置、特
に大型輸送機用の装置は各種航空機用に使用可能の機能
的には簡単で電気機械的には複雑な装置から、特定の航
空機用の機能的にも電気的機械的にも複雑な装置となっ
た。

この時代の初期には小型のビジネス機又は多用途桟用の
自動操縦装置は実用になるものがなく、後になってビジ
ネス機等に装備された簡単な自動操縦装置は主として操
縦士の補助用であり、姿勢安定装置と最小の操縦機能例
えば旋回と昇降を操縦席パネルに取付けた補助制御装置
によって行う型式である。

勿論小型のビジネス機等では自動操縦装置は安価である
ことが第１条件になる。

比較的精密なターボプロップ及びターボジェット型のビ
ジネス機多用途機が発展して高性能、高速度となり操縦
席内での業務が増加したことに伴って、操縦士補助用の
簡単最小限度の操縦機能を有する自動操縦装置だけでな
く、自動飛行経路制御及び操縦制御を自動化した自動操
縦装置が必要となった。

簡単に表現すれば、大型ジェット輸送機用の自動飛行制
御装置を著しく安価な装置とする要求である。

本発明による自動操縦装置は大型輸送機の有する機能的
作動的に精動な装置であり、製造取付価格の著しく安価
な装置である。

出願人の米国特許３３８６６８９号は特定の多ジェット
輸送機用自動操縦装置の横揺れ即ち左右への傾き制御系
統を示し、操舵輪ＣＷＳによる手動操縦、無線指定経路
に沿う飛行経路制御、操縦席の制御盤による手動数値設
定操縦が可能である。

新らしい機首方位に向うため等の旋回指令は変位量及び
変位速度について制限されたバック角を指令する装置は
、積分器として作用する電気機械的サーボ装置によって
行い、横揺れ加速度の制限は発動発電機ループの応答特
性を所要の制御を行うことによって得られる。

この種の電気機械的装置は複雑で重く、価格が高い。

過去において、ソリッドステート傾き姿勢指令回路網を
使用されたこともあるが電子的に複雑で著しく高価であ
る。

特に機首方位指令に応答する横揺れ加速度制限回路が複
雑である。

この例として、段階的な指令信号を速度制限を行い、横
揺れ加速度制限回路として速度ラミングに並列の遅延回
路を設けて速度ラミングの出力のプログラミングを行う
。

更に、速度リミッタは指令積分器回路内に設けたため、
遅延プログラム回路は更に複雑になる。

自動操縦装置用の操舵輪操縦モードは軍用及び商用航空
機用として多年の間実用されてきた。

初期の例として出願人の米国特許２４０８７７０号に述
べた装置は、操舵輪に設けた力変換器によって安定条件
に無関係に自動操縦装置サーボに制御信号を供給する。

即ち、サーボブースト型の装置である。

同様な装置として、力変換器を使用する池の装置は基準
値を追従回路に置き、自動操縦装置サーボに制御信号を
供給する。

池の装置として、上述の米国特許３３８６６８９号に述
べた装置は、制御輪の力変換器に信号限定回路を設け、
自動操縦装置に操作指令を供給して自動操縦装置が動翼
サーボを制御する。

上述の装置は何れも操舵輪用の力感知器を必要とし、こ
の器材は取付調整が著しく困難であるため自動操縦装置
用器材として一般的に使用されない。

航空機操縦用の各種鋼索又はロッドに力変換器を取付は
調整するのは極めて困難である。

操舵輪用の力変換器は全く新らしい高価な操舵輪に交換
する必要があり、自動操縦装置の価格は高くなる。

更に、各力変換器の限界値及び信号特性は各装置毎に修
正する必要があり、更に価格が増す。

更に、力変換器を介して自動操縦装置を制御する型式の
操舵輪操縦方式は、各種はね、非線形リンク装置、操縦
士の制御輪と動翼との間の直接機械的連結と、自動操縦
装置のサーボ連結との間の機械的解放連結をＣＷＳ力の
信号に応答して行う装置が複雑である。

この装置は人工の操舵力の感覚を操縦士に与える装置を
必要とし、装置は更に複雑となる。

本発明の操舵輪操縦ＣＷＳモードでは装置は簡単になる
。

既知の装置では自動操縦装置の電気的型具サーボモータ
装置制御ループは電気的及び機械的にトルク制限を行っ
ている。

電気的装置では、サーボモータに対する電力供給回路に
抵抗を置き、既知のサーボモータのインピーダンスと共
にサーボモータの消費する最大電流に制限を生じさせる
。

この型式のトルク制限には多くの欠点があり、供給電圧
の変化、温度変化、モーフ抵抗の変化によってトルク制
限に変化を生ずる。

機械的制限装置は滑りクラッチ、ボールと凹みの結合等
を使用する。

この装置の欠点は摩耗、材料の疲労、長期不使用の時の
解放不能等があり、何れもトルク制限値が不正確になり
、不正確の程度が予測できない。

上述の技術的経済的な既知の装置の欠点の少ない自動飛
行制御装置を本発明によって供給する。

本発明による指令横揺れ加速度制限は極めて簡単で経済
的、しかも有効な回路であり、横揺れ速度ラミングに追
従する簡単な遅延回路であり、速度制限値とは別個に速
度制限された出力信号を変形し、所要の横揺れ加速度制
限を生ずる。

この回路網は傾きの最初と最後を円滑に行い、乗心地が
良くなる。

本発明による自動操縦装置の操舵輪操縦モードは操縦士
に対して輸送機の精籾な自動操縦装置の操舵輪操縦の容
易さを具備し、輸送機用装置より著しく簡単安価である
。

既知の装置の信頼性の低い力感知器、電子限界検出器、
力信号増幅器等の複雑な装置を必要とせず、操舵輪と動
翼との連結リンクに介挿する力感知器を使用しないため
、困難な取付調整作業時間と制御リンク装置の改造費が
不要となる。

本発明による操舵輪操縦モードは著しく簡単に行い待る
。

操舵輪に取付けた押ボタンを操縦士が押すことによって
、補助翼及び昇降舵の自動操縦装置サーボモータ装置ク
ラッチを解放し、同時に論理回路装置を制御して姿勢変
位基準値を同期させる。

操縦士は通常の手動操縦によって所要の姿勢とし、スイ
ッチを放すことによって論理回路装置は反対の作動を行
い、手動操縦間の経路及び姿勢制御の結果を継続して自
動制御を行う。

更に、操舵輪操縦モードは自動操縦装置の姿勢又は操縦
の制限に優先し、ＣＷＳスイッチを解放した時は自動操
縦装置の自動的に行う制御はＣＷＳモードの時に行った
制限値に等しい姿勢又は経路誤差信号を生ずる。

自動操縦装置動翼サーボモータのトルクの本発明による
制御は電子的に行う。

動翼を駆動するサーボモータの消費する電流は電流リミ
ッタを介してサーボモータ入力にフィードバックされ、
サーボモータに供給される最大電流を制限する。

この電流制限フィードバックは電源の変動、温度又はモ
ータの抵抗の変化に影響されず、電子回路装置であり、
上述の欠点は生ぜず、トルク制御の精度は高く、性能を
悪影響を生ずることなく自動操縦制御を行い得る。

安全性を増すために各軸線の電流制限値を監視する。

このために各サーボの電流フィードバック信号を監視し
、何れかの電流リミッタの故障に際して自動操縦装置を
解放する。

本発明の主目的は、精巧な輸送機用自動操縦装置の作動
特性の大部分を実施でき、一般の航空機に使用し得る安
価な自動操縦装置を提供するにある。

本発明の池の目的はバンク角指令に応答して横揺れ加速
度制限を行う簡単経済的な装置を提供するにある。

本発明の別の目的は、自動操縦装置の作動に簡単に介挿
する、経済的で、信頼性が高く、操舵輪操縦モードを有
する装置を提供するにある。

本発明の池の目的は動翼サーボ作動装置の確実で信頼性
の高いトルク制限装置を提供するにある。

本発明を例示とした実施例並びに図面について説明する
。

第１，２図は線図として全体の自動飛行制御装置を示し
、航空機の偏揺れ、縦揺れ、横揺れ軸線を中心とする自
動安定装置、縦揺れ横揺れ軸線を中心とする操舵制御装
置、航空機を無線ビーム等の飛行経路又は高度計及び対
気速度計によって定めた飛行経路に進入及び医持する自
動制御装置への結合装置を含む。

自動縦揺れトリム装置をも有する。

自動操縦計算機は信頼性及び価格の点から直流信号回路
を主として使用する。

偏揺れチャネル１０を第１図の左上に示す。

簡単に説明すれば、偏揺れチャネル１０は基本的に。

は偏揺れ減衰装置であり、通常の定針儀１１からの偏揺
れ変位信号を微分及びフィルター回路１２を経て短期偏
揺れ車信号を得る。

回路１２のフィルタ一部分はダッチロール（方向不安定
周期運動）減衰信号は通し、安定旋回間の安定状態偏揺
れ率成。

分は通さないように同調する。

偏揺れ減衰信号は開閉スイッチ１４を経て方向舵サーボ
モータ１３に供給され、クラッチ１５を経て航空機の方
向舵を動かす。

偏揺れ減衰信号に横揺れ回路からの横揺れ車信号１９が
供給され、旋回間の協同を行う。

・偏揺れ減衰回路を作動させるためには第２図の自動操
縦装置制御パネル１７の偏揺れ減衰回路閉成ボタン１６
を押すことによって任意に、横揺れ縦揺れチャネルとは
別個に作動させることができる。

更に、第２図の論理フリップフロップ回路１８によって
、自動操縦モードＡ／Ｐが選択された時は偏揺れ減衰回
路Ｙ／Ｄも同時に自動的に選択される。

これによって自動操縦モードＡ／Ｐにおいては偏揺れ減
衰は旋回と協同して行われる。

図に示す符号について一般的説明を行う。

各スイッチは図ではリレースイッチとしたが実際はトラ
ンジスタスイッチ等のソリッドステート装置とするのが
好適である。

各スイッチに記した機能表示はこの機能を生じさせる時
にはスイッチは図示の位置から変化することを示す。

第２図の導線には標準論理名称を使用する。

標準の略号の意味は次の通りである。

ＡＰ：自動操縦装置係合選択 Ｙ／Ｄ ：偏揺れ減衰装置係合選択 ＣＰＬ：結合（自動操縦装置を結合） ＨＤＧ：機首方位選択 ＡＬＴ：高速選択 Ａ／Ｓ ：対気速度選択 Ｖ／Ｌ：ＶＯＲローカライザ Ｇ／Ｓニゲライドスロープ ＲＥＶ ：逆ローカライザ針路 ＳＢＹ：スタンドバイ（予備） ＰＷＭ：縦揺れ操舵輪 Ｇ／Ａ：飛行場旋回 ＴＫＯＤニップを回せ 横揺れ縦揺れチャネル、即ち自動操縦装置チャネルの説
明を行う前に、図示の例では自動操縦装置チャネルは飛
行指令計算機装置２０で計算された飛行経路情報を受け
る。

この計算機２０は例えば米国特許２，６１３，３５２号
に示された既知の装置がある。

飛行経路制御信号は池の結合装置によ′て生じさせるこ
ともできる。

次に自動操縦装置の補助翼及び昇降舵回路について、各
種作動の場合の機能と共に説明する。

補助翼サーボ、昇降舵サーボはほぼ同形であり、一方の
みについて説明する。

他方は１゛１“１を附して区別する。

補助翼サーボモータ装置２５は例えば米国特許２，５３
５，０４６号又は２，７５１，０５６号に述べた形式と
し、キャプスタン２６に連結したケーブルは、操縦士の
操舵輪２８と補助翼とを結合する航空機の制御索具２７
に接続する。

キャプスタン２６を選択的にサーボモータ２９と結合す
る電磁クラッチ３０の制御巻線３１は第２図に示す結合
論理回路装置によって閉成する。

サーボモータ２９は速度計発電機３２、シンクロ３３を
駆動して安定速度及び変位フィードバック信号をサーボ
増幅器３４に供給する。

サーボ増幅器３４には補助翼制御チャネルからの操舵指
令信号を受ける。

昇降舵チャネルには自動トリム制御サーボモータ３５を
有し、航空機の昇降トリム制御面をクラッチ３６を経て
駆動する。

クラッチ３６はクラッチ巻線３７の閉成によって係合す
る。

トリム制御装置は昇降舵サーボ増幅器３４からの連続的
電流信号に応答して作動し、トリムサーボ３５を動かし
て航空機の昇降トリムを調整し、連続電流を雰にする。

本発明の実施例によって、各操舵面サーボモータのトル
クを第３図に示す装置によって制限する。

図示の例は補助翼サーボモータループ２５であるが、池
の動翼のループ１３ 、２５’も同様である。

サーボトルクモータ２９は直流モータであって電磁クラ
ッチ３０を経て制御ケーブルキャプスタン２６を駆動し
、更に速度フィードバック回転計発電機３２、位置フィ
ードバックシンクロ３３を駆動する。

トルクモータ制御増幅器３４はパルス幅増幅器であって
増幅器入力の振幅に比例した幅を有する一連のパルスを
モータ巻線に供給する。

第３図に示す通り、サーボ指令信号グ。

と、シンクロ３３からの復調器を通ったサーボ変位フィ
ードバック信号とが第１段演算増幅器１２０に供給され
て平滑となり、この出力は回転計発電機３２からのサー
ボ速度信号とモータ入力電圧フィードバック信号から増
幅器２４を通った信号とを組合せて第２段演算増幅器１
２１で増幅される。

交流電源１２２は三角波に変換されて正負比較器１２３
゜１２４に供給され、定常零基準値を増幅器１２１の正
負となる出力によって上下させて正又は負のパルスを発
生し、このパルス幅は方向及び値において増幅器１２１
の出力に比例する。

このパルスをトランジスタスイッチ付モータ電力ブリッ
ジ１２４′に供給してトルクモータ２９を駆動する。

電力ブリッジ１２４′は抵抗１２５を通る接地の共通電
流帰還経路を形成する。

抵抗１２５の端子間の電圧は帰還電流に比例し、加算接
合部１２７を経て電流制限増幅器１２６に供給される。

加算接合部１２７に供給する池の信号は負の電源であり
、サーボモータに供給すべき最大トルク制限値に応じて
調整可能とし、自動操縦装置を取付けるべき特定の航空
機の特性に応じて調整する。

サーボ増幅器は定常は電圧フィードバック信号によって
制御され、モータ入力巻線端子間電圧は利得制御増幅器
２４を経て増幅器１２１の入力にフィードバックされる
。

モータ２９は電圧増幅器の出力によって制御される電圧
制御モータとなり、出力インピーダンスは低く、所要の
バックエンファシス減衰特性を有する。

主制御信号電圧ダｃ１シンクロ３３からのサーボフィー
ドバック電圧又は増幅器２４からのフィードバック電圧
が所定の設計トルクを超えたことを示せば、この条件は
モータのトルクに比例した電流として示され、ブリッジ
抵抗１２５の端子間電圧は加算接合部１２７に供給され
る固定のバイアス電圧によって定めた制限値を超える。

この時は、増幅器１２６の生ずる出力電圧は過剰値に比
例し、この電圧を使用して比較器１２３ 、１２４の基
準値を変化させ電力ブリッジ１２４に対する入力のパル
ス幅を減少してモータに対するトルク入力を減じ、モー
タ出力トルクを所要の制限値以内とする。

上述の動翼サーボ増幅器の主要な特長は電流制限の前に
は増幅器は電圧増幅器であって低入力インピーダンスの
特性を有する。

低入力インピーダンスであるため、モータのバックエン
ファシス減衰作用は最大となる。

電流制限を行う時のみに増幅器は過渡的に電流制御増幅
器となり、自動操縦装置のサーボ作動のための２種の所
要の特性を行う。

電流制限装置の故障によって過大電流が供給され、モー
タトルク出力に制限を加えない時は飛行の安全上に問題
を生ずる。

このため、凡ての動翼サーボの電流制限装置を監視する
必要がある。

このために監視回路１２８を凡ての動翼サーボの電流出
力に応答させ、インターロック回路にサーボ有効信号を
供給する。

自動操縦装置試験ボタンを制御パネルに設け、モニター
回路からの信号を受けた時にボタンを押して自動操縦装
置を開放する。

自動操縦装置の横揺れ縦揺れチャネルを係合させるため
には、操縦士の操作する自動操縦装置係合選択ボタン（
ＡＰ ＥＮＧ）３９を押す。

ボタン３９からの論理信号回路Ａ／Ｐ ＥＮ’Ｇ
ＳＥＬはインターロック及びスイッチ論理回路装置４０
、導線ＡＰ ＳＥＬを経てフリップフロップ４１のセッ
ト端子に供給され、導線ＡＰ ＥＮＧを高信号として
、補助翼、昇降舵、トリムサーボクラッチ３１，３１．
３７を閉成したスイッチ４２を経て閉成する。

同時にスイッチＡＰ ＣＷＳ７５〜７９．１１３を閉
成する。

操縦士が自動操縦装置を係合させた時に、飛行指令装置
はＳＢＹモード即ち、予備の状態と仮定する。

インターランク回路装置４０は３軸線安定を行い、横揺
れ軸線は機首方向保持とし、縦揺れ軸線は自動昇降トリ
ムによって昇降角度保持とする。

この条件を第２図に示し、機首方向保持スイッチＨＤＧ
ＨＯＬＤ４３及び昇降角度保持スイッチＰ１．ＴＣ
Ｈ’ＨＯＬＤ４４は閉成する。

航空機はスイッチ閉成の時に水平直進飛行を行っている
と仮定する。

横揺れ縦揺れの短期安定を行うために横揺れ姿勢変化速
度及び縦揺れ姿勢変化速度信号を垂直ジャイロ５５の横
揺れ縦揺れピンクオフから速度演算回路５５．５６を経
て導出する。

これらの変化速度信号を加算接合部５８゜５９を経て直
接補助翼及び昇降舵サーボ装置２５゜２５′に供給して
航空機の短期姿勢変化を減衰する。

横揺れ縦揺れ姿勢変化基準信号は垂直ジャイロ５５から
導出して横揺れ縦揺れチャネルの加算接合部５２．６０
に直接供給する。

定針儀１１は横揺れチャネルにおいて機首方位保持基準
となる。

機首方位同期装置４５を機首方位保持スイッチ４３によ
ってクランプし、航空機の機首方位が基準方位に一致し
ない時は、機首方位誤差信号が発生して、加算接合部４
６、速度リミッタ４７、ＣＷＳスイッチ４８、加算接合
部４９、横揺れ保持スイッチ５０、遅延回路網５１を経
て加算接合部５２に供給される。

遅延回路網５１の出力からのフィードバックはＡＰ
ＣＷＳスイッチ７７を通り、遅延回路網５１の時定数を
例えば１秒に定める。

遅延回路網５１の機能については作動モードの説明の際
に詳述する。

機首方位誤差信号は加算接合部５２において横揺れ姿勢
信号と比較補助翼変位指令として補助翼サーボ装置２５
の入力における加算接合部５８（第１６回）に直接供給
されて航空機を基準機首方位に戻し、更に著しく低い例
えば１／１０秒の変位利得を有する積分回路６１を通っ
て長期補助翼トリムを生ずる。

制限回路網６２は自動的に供給される総計補助翼トリム
を制限する。

自動操縦解放間は積分回路６１はスイッチ７９及び定利
得回路６４を通る遅延回路に変換して補助翼変位回路の
場合よりも著しく低い利得とし、サーボ装置２５の確実
な追随を行う。

自動操縦装置係合の時に水平飛行姿勢を保つために、ス
イッチ４４を開として積分器５６の入力に対する凡ての
昇降指令を開放し、昇降舵サーボ装置２５′は垂直ジャ
イロからの縦揺れ姿勢信号及び□縦揺れ率減衰信号のみ
が伝達される。

自動昇降トリムは自動操縦装置係合の時にも作動する。

自動操縦装置係合の時に飛行指令計算機２０は予備モー
ドであり、航空機が操舵輪（ＣＷＳ）で飛行せず、横揺
れ保持スイッチ５０が閉であり、航空機が傾いた姿勢で
あったとすれば、自動操縦装置は横揺れ及び機首方位保
持スイッチ４３によって横揺れ軸線をクランプして現在
の機首方位を医つ。

上述の自動操縦装置係合条件は例示であり、飛行指令計
算機２０の選択し得る凡ての作動モードにおいて自動操
縦装置を係合させることができ、係合した時は自動操縦
装置はその時の作動モードによる指令された姿勢を医つ
。

自動操縦装置を開放するためには単に解放ボタン６９を
押すだけでよい。

縦揺れチャネルは通常は昇降角度保持モードであり、他
の作動としては、飛行指令計算機２０において組合せ作
動モードとし、又は昇降輪７０を回転させ、又は第２図
のＣＷＳスイッチ１１０を閉成した場合である。

昇降角度保持モードの時に角度を変化させる指令を行う
ためには自動操縦装置制御パネル１７の昇降輪７０を回
転させる。

これによって回転計発電機が回転して昇降輪７０の回転
角度に比例した電圧を発生する。

所定の限界値においてレベル検出器７２が昇降角度保持
スイッチ４４を閉として回転計発電機の発生した信号を
積分器６５に供給して昇降角度変位指令信号を得る。

この指令信号を実際の姿勢と比較して縦揺れサーボ２５
′は所要の姿勢変化を生ずる。

横揺れチャネルが予備モードである時に航空機の機首方
向を変化させる場合は、第１２，２図に示すノブ７２を
所要の方向に回転させ、止め７３を動かすと共にポテン
シオメータ７４を一方又は能力に動かしてノブ７２の動
きの量に比例した値と方向の信号を発生し、例えば最大
値を±３０°のバンク角とした横揺れ指令信号を生ずる
。

止め７３は機首方向保持スイッチ４３の制御する論理回
路を制御して機首方位保持モードを開放し、機首方位同
期装置４５は定針儀１１からの信号に同期し、ノブスイ
ッチ７５を閉とする。

自動操縦装置はこの場合は機首方位保持モードでもなく
、操舵輪操縦（ＣＷＳ）モードでもないため、スイッチ
４８゜５０は第１図の閉位置にある。

更に、自動操縦装置がＣＷＳ位置にないため、スイッチ
７６は開、スイッチ７７は閉、スイッチ７８は閉、スイ
ッチ７９は開である。

ポテンシオメータ７４からの信号は手動であるため、動
的特性は不定であり、操縦士がノブ７２を回転させる速
度に応じて変化する。

回転速度は遅いことも、早いことも、段階的なこともあ
る。

後述する機首方位選択ＶＯＲ／ＬＣＣモード、押ボタン
選択モード等の場合には傾き指令信号は通常は段階的に
供給される。

本発明による自動操縦装置においては、指令信号供給の
動的特性を補償するために最大横揺れ速度の所定の制限
を行い、これを簡単に経済的に行うために最大横揺れ加
速度の制限とし、これによって、予想し得る、円滑な、
乗心地を害しない旋回過程となる。

ポテンシオメータ７４による旋回指令信号はバンク角度
を生ずる指令であるため実際は旋回速度指令である。

この信号は第４図の特性ａとして示す急激な運動であり
、これをリミッタ４７によって第４図すに示すように制
御する。

これによって補助翼サーボの受ける指令信号は補助翼変
位量を所定角速度、例えば５ ｏ ／ｓｅｃ、以下とす
る。

このリミッタの遅れはほぼ零であり、装置の制御周波数
よりも遅れが少ない。

例えば加速度制限の遅れが１秒とすれば速度リミッタの
遅れは０．１秒程度である。

この制限値を自動操縦の各種モードに応じて変化させる
ことが望ましい。

例えば、操縦士及び乗客の乗心地を良くするためには、
航空機がＶＯＲのコースを飛行している間、即ち巡航飛
行間は横揺れ速度の制限値を小さくすることが希望され
る。

このために、第２図に示す飛行条件にある時はＶＯＲ飛
行論理回路８０の出力によってリミッタ４７の制限値を
変化させる。

横揺れ指令信号はリミッタ４７を通った後に閉となった
スイッチ４８．５０を経て電子積分回路５１に供給され
る。

自動操縦装置が係合し、ＣＷＳモードではないため、ス
イッチ７７は閉であり、積分器５１の入出力間のフィー
ドバックループに所定の利得８１が入り、積分器は時定
数約１秒の遅延回路となる。

リミッタ４７の出力側の利得８２によって遅延フィルタ
特性に適合した入力とする。

速度制限を受けた横揺れ指令信号に遅延回路を組合せる
ことによって第４図Ｃに示す通り傾斜線の入口出口は曲
線となり、変位速度信号の速度変化が制限され、加速度
制限された信号として補助翼サーボ装置２５に供給され
る。

このため、サーボ装置２５は急激な変位を行うことがな
く、横揺れ加速度、横揺れ速度の制限を受けて円滑な動
きとなる。

補助翼サーボ装置２５の行った変位による航空機の横揺
れを垂直ジャイロ５５によって検出して加算接合部５２
に供給して傾き指令の実行のフィードバックとする。

実際の姿勢が所要バンク角度に近い値となれば、第４図
Ｃの第２の曲線の範囲となり、遅延フィルタの作用によ
って横揺れ減速度の制限を行う。

積分器６１の機能については前述した通りである。

旋回の最初と最後とを方向舵と適切に連動させるために
、横揺れ指令信号を回路８３等によって微分し、閉位置
のスイッチ７８を経て方向舵サーボに供給する。

傾斜旋回間の高度損失を防ぐために揚力補正信号を揚力
補正回路８４を経て昇降舵サーボ装置２５′に供給する
。

この信号は垂直ジャイロ５５のバンク角度信号から導出
し、バンク角度の逆サインにほぼ比例する。

自動操縦装置が一定対気速度又はマツバ数保持モードで
飛行している間は、揚力補正信号によって生ずる機首上
げのため対気速度又はマツバ数を変化する傾向を生じ、
この信号は自動操縦装置のその時の制御とは反対となる
ため、この種の飛行モードの場合は論理回路装置によっ
てスイッチ８５を開とし、機首上げを生じさせない。

ノブ７２を第２図に示す中立位置に戻すことによって上
述とは反対の作動傾き速度リミッタ４７及び横揺れ加速
度リミッタの遅延フィルタ５１゜８１によって、旋回終
期を円滑に行わせる。

本発明による自動操縦装置は操縦士が飛行指令計算機の
モード選択器２０によって選択された各種モード及び自
動操縦装置制御器１７の昇降及び横揺れ押ボタン９０．
９１に従って作動することができる。

飛行指令計算機はほぼ米国特許２６１３３５２号に記さ
れた形式とし、自動制御装置用の凡ての経路の計算及び
作動モードの選択を行う。

これらのモードを選択モードと称し、機首方向選択（Ｈ
ＤＧ） ＶＯＲ及びローカライザー（ＶＯＲＬＣＣ又
はＶ／Ｌ ）、逆ローカライザーコース（ＲＥＶ）、高
度保持（ＡＬＴ）、対気速度保持（Ａ／Ｓ）、グライド
スロープ（ＧＳ ）の各種モードを選択し得る。

これらのモードについて操舵輪（ＣＷＳ）モードを関連
して説明する。

飛行指令計算機の上述の何れかのモードを選択した時は
自動操縦装置は自動的に選択されたモードに結合し、所
要の押ボタン９０又は９１が点灯する。

自動操縦装置が係合した時に飛行指令計算機のモードが
選択されない時は、次に何れかのモードを選択した時に
自動操縦装置は選択されたモードに直に結合して押ボタ
ンに点灯する。

上述の結合したモードを解放するためには、押ボタン９
０゜９１の一方又は双方を押す。

更に、前に説明した旋回用ノブ７２、昇降輪７０、及び
予備（ＳＢＹ）、待機空域旋回（Ｇ／Ａ）は上述の各種
作動モードに優先し、上述のボタン又は素子を動かした
時は前に結合されていた作動モードは解放される。

更に横揺れの時に操舵輪によって６°以上の傾きを生じ
させた時は選択された横揺れ関係のモードは解放される
。

上述の何れかによって解放された時は、操舵輪の大きな
横揺れの場合を除き、パネル２０の選択したモードを再
結合するには押ボタン９０．９１を押すことによって行
われる。

飛行指令計算機パネルがＳＢ′Ｙ又はＧ／Ａモードであ
る時は、所要のモードを選択した時に自動操縦装置はそ
のモードに結合する。

結合し得るモードを第２図に示す。機首方位選択（ＨＤ
Ｇ）モニドである時は、飛行指令計算機の機首方位選択
器によって新らしい機首方位を定めることによって容易
に選択し得る。

この信号選択の動的特性はノブ７２の場合と同様に手動
であるため、前述した横揺れ速度リミッタ、加速度制限
回路が作動して入力の段階的変化を補正して機首方位誤
差に比例したバンク角度を円滑に行う指令を発生する。

機首方位誤差は飛行指令計算機内で所定のバンク角度、
例えば±２′７°に相する値に制限する。

選択された方位に近接し、変位信号が制限値に近くなれ
ば、前述の横揺れ加速度制限回路によって円滑に旋回終
了を行う。

ＶＯＲロー力ライザーモードにおいては、第１゜２図に
ＶＯＲＬＣＣ又はＶ／Ｃとして示し、飛行指令計算機２
０は閉成したスイッチ９３を経て自動操縦装置に案内信
号を供給する。

この案内信号は所要バンク角度信号であり、横揺れ速度
加速度制限回路４７，５１，８１を経て直接及び積分回
路を経て補助翼サーボ装置２５に供給される。

このＶＯＲローカライザーモードにおいてはモード選択
の場合に段階入力となるため、速度加速度制限は重要で
ある。

自動操縦装置は案内信号に応答して航空機を制御して案
内ビームに近接させ、飛行指令計算機の検出する進路誤
差が所定の値、例えば１５°以下となった時、又はバン
ク角度が所定の値、例えば６°以下となった時はスイッ
チ８０によって進路合致（ＯＮ ＣＣＵＲ８Ｅ又はＣ
０Ｃ０）モードが開始される。

ＶＯＲの進路合致検出によってスイッチ８０を経て速度
リミッタ４１を減少させて円滑な乗心地の良い巡航飛行
となる。

ＶＯＲモードにおいてはＶＯＲ送信機を通過する時に無
線案内信号を弱めることが望ましい。

米国特許２８８１９９２号に述べたように、ＶＯＲ変位
信号の変化の割合をインターロック論理回路網４０によ
って感知して、この割合が著しく犬となった時論理スイ
ッチが作動してＯ８Ｓスイッチ９３を経て無線案内信号
が加算接合部４６に供給されるのを防ぎ、スイッチ９４
を閉として進路誤差信号のみを供給し、航空機は自動的
に最初のＯ８Ｓモード（航包材がＶＯＲステーション感
知器を通過の際）の時のコンパス進路に沿って飛行し、
偏流は所要の場合に修正する。

無線信号の変化が限界値以下となれば、無線案内信号を
再び附勢する。

限界値附近においてビーム変化の割合が瞬間的に増加又
は減少して案内信号の係合解放を繰り返すのを防ぐため
に、Ｏ８Ｓ感知器の係合解放に際してタイマーを始動し
、ＶＯＲ，案内モード又はＯ８Ｓモードを所定の時間だ
け、例えば１５秒間継続させる。

ローカライザーモードはロー力ライザー周波数に同調さ
せることによって開始し、作動はＶＯＲモードとほぼ同
じであるがＯ８Ｓモードはない。

ローカライザーモードに組合せるアプローチモードは自
動操縦装置の縦揺れ（昇降）チャネルも作動させる。

アプローチモードにおいてはグライドスロープアーム（
Ｇ／Ｓ Ａ、ＲＭ）を飛行指令計算機２０のパネルで
選択する。

高度又は対気速度昧持モードが選択してあった場合には
グライドスロープを捕捉する迄有効に作動する。

Ｇ／ＳＡＲＭを選択すれば第１図のスイッチ９５を閉と
し、この回路のコンデンサ９６に３°機首下げを記憶し
ている。

グライドスロープにはビームの下方から、即ち高度保持
モードから入るのが通常である。

ビームの下縁においてグライドスロープ偏差信号に応答
する論理回路４０内のグライドスロープ検出器は作動を
開始して第２図に示す通り、スイッチ９７及び論理ゲー
トを経てグライドスロープ結合モードを作動させる。

グライドスロープ結合論理ゲートは第１図のスイッチ９
８．９９を閉とし、飛行指令計算機２０のパネルのスイ
ッチＧ／Ｓを照明する。

スイッチ９８はグライドスロープ指令信号を昇降サーボ
装置２５′にリミッタ１００、過渡的抑制遅延フィルタ
１０１を経て供給し、スイッチ９９はコンデンサ９６の
バイアスを積分器６５に供給して３°機首下げ基準バイ
アスを生じさせる。

積分器６５は長期グライドスロープ信号に応答する。

グライドスロープモード（Ｇ／Ｓ）においてはスイッチ
１０２を閉として積分器出力の最大値に所定の負の制限
を置き、上方からビームに近接した時に過大制御となる
のを防ぐ。

ロー力ライザーグライドスロープモード（Ｇ／Ｓ）の時
はグライドスロープ信号の利得プログラミングが行われ
、米国特許３３８１２９５号に述べである。

逆コースモード（ＲＥＶ）を飛行指令計算機２０のパネ
ルによって選択し得る。

このモードは操縦士がローカライザービームの反対のコ
ースを必要に応じて飛行し得る。

逆コースにおいてはグライドスロープビームは通常は利
用できないため、第２図に示すようにその機能は禁止さ
れる。

池の昇降飛行モードはエアデータ計算機１０５によって
得られる。

即ち、高度保持÷ド（ＡＬＴ）と対気速度又はマツバ数
保持モ〒ド（Ａ／Ｓ又はＭＡ、、ＣＨ）である。

これらのモードは飛行指令計算機２０のパネルにおいて
選択でき、第２図に示すエアデータインター田ンク論理
回路網（ＡＤＣＰＬ）８５及び第１図に示すスイッチを
経て結合する。

高度保持モードＡＬＴを選択した時は、現在の高度が保
持され、高度誤差信号はエアデータ計算機１０５が供給
する。

この誤差信号はリミッタ１００、フィルタ１０１、積分
回路６５を通つて処理され、昇降舵サーボ装置２５′に
対する指令信号を生ずる。

エアデータ計算機の高度感知器は例えは米国特許２４４
６５４６号に示されたクラッチ付ベロー型とすることも
できる。

対気速度保持モードは第２図の論理回路装置及び第１図
のスイッチによって高度保持モードと同様に作動し、モ
ード選択の時に得た対気速度は昇降角度の調整によって
維持される。

対気速度感知器は実際対気速度の連結した測定値を供給
し、パラメータ制御用として使用される。

対気速度誤差に比例する信号は機首方位誤差と同様に、
対気速度信号に応答する電子同期装置によって供給し、
対気速度誤差を必要とする時はクランプする。

本発明の実施例によって、自動操縦装置に操舵輪操縦モ
ードＣＷＳを設け、旅客機に使用されるＣＷＳ系統の利
点を有し、重量、価格、取付の面で著しく有利な装置と
する。

操舟宜輪２８に取付けたスイッチ１１０によって、操縦
士は手動で通常の操舵輪の動きと同様に操縦して航空機
の姿勢を制御する。

更にＣＷＳモードにおいては、制御パネル１７上のノブ
７２と昇降輪７０とは非作動とする。

ＣＷＳモードの説明を明らかにするために、標準的な操
縦について以下説明する。

第１に自動操縦装置が係合し、飛行指令計算機２０のパ
ネル上のモードは選択しないと仮定する。

操縦は操舵輪によって行い、制御パネル１７のノブ７２
、昇降輪７０は操作せず、操縦者は制御のため操作を計
器盤上で行う必要はない。

押ボタンスイッチ１１０を押せばＣＷＳ論理回路１１１
゜１１２を導通させる。

論理回路１１２の導通によってスイッチ４２は開となり
、補助翼、昇降舵、トリムサーボのクラッチ巻線３１，
３１’、３７を開放し、同時に第１，２図のスイッチ７
６．７７ 。

７８．７９，１１３の状態を変化させる。

航空機は通常の手動操舵装置２７ 、２７’によって操
縦される。

機首上げ姿勢を指令されたとする。スイッチ１１３は閉
となり、スイッチ４４は閉となり、池のスイッチは加算
接合部１１４に指令信号が供給されない位置とする。

加算接合部１１４に供給される信号は垂直ジャイロ５５
からのピッチ姿勢信号が積分器６５の両端子間のフィー
ドバック回路を通って利得Ｋを加算された信号であり、
積分器６５は現在のピッチ姿勢に速に同期する。

所要の昇降姿勢において操縦士がＣＷＳスイッチを開放
すれば、昇降サーボクラッチ３０′は再び係合しスイッ
チ１１３が開となってこの姿勢を保持する。

新らしい姿勢の安定性を良くするために縦揺れ速度演算
器５６の供給する信号がトリムサーボ装置３５に供給さ
れて新らしい姿勢に適合したトリムを自動的に行う。

操縦士がＣＷＳスイッチ１１０を押し、６°以上のバン
ク角に傾けたと仮定する。

第２図の論理回路装置はバンク角保持スイッチ５０を開
放位置とする。

この操縦間スイッチ４８は開、７６は閉、７７．７８は
開、７９は閉であり、加算接合部４９に指令信号は供給
されず、積分器５１はフィードバック利得変化７６′を
経て急速同期装置に変換し、遅延フィルタ利得８１は作
用せず、横揺れ指令と偏揺との間の交叉指令回路は開放
され、横揺れトリム積分器６１は利得６４を経て急速同
期装置となる。

ＣＷＳスイッチ１１０を開放すれば上述の凡てのスイッ
チは切換えられて当初位置に戻り、傾き保持スイッチは
作動して積分器３１゜６１に記憶された横揺れ姿勢が維
持され、傾きトリムと旋回との共働回路が閉成する。

作動モードは選択されないため、加算接合部に指令信号
は生ぜず、航空機はＣＷＳの定めたバンク角によって定
めた旋回を続ける。

操縦士がＣＷＳモードによって６°以下のバンク角とし
、スイッチ１１０を開放した時は、航空機は自動的に横
揺れレベル及び機首方位保持モードとなる。

この回路は第２図に（ｙ＜６°ＣＷＳ）＋（ＲＯＬＬ
ＣＰＬ）として示し、フリップ・フロップ６６はリセ
ット位置となり、第１図のスイッチ５０を閉とし、機首
方位保持スイッチ４３を閉成し、定針儀１１からの機首
方位誤差は横揺れ指令として機首方位同期装置４５に供
給される。

本発明による操舵輪操縦モードＣＷＳの特長を利用して
、飛行指令計算機２０のパネルにおいて選択したモード
に結合した飛行経路指令を修正するために使用し得る。

例えば対気速度保持モードＡ／Ｓを選択し、自動操縦装
置は所要の対気速度を医つ時に、新らしい速度、例えば
巡航速度から降下速度への変換を行う場合があるτ対気
速度保持モードは昇降角度に結合したモード（ＰＩＴＣ
ＨＣＰＬ ５ＥＬ）である。

制御パネル１７の昇降スイッチ（ＰＩＴＣＨＣＰＬ）９
０を押すことによって、フリップフロップ１１５はトグ
ル位置となり、昇降スイッチ（ＰＩＴＣＨＣＰＬ）１１
６を作動位置とする。

ＣＷＳスイッチ１１０を押せば、昇降スイッチ１１６は
開放され、エアデータスイッチ８５を切換え、Ａ／Ｓス
イッチ１１７を開放する。

図示しないスイッチによって対気速度誤差信号を同期す
る。

操縦士は操舵輪２８によって新らしい昇降姿勢とし、ス
ロットルを所要に応じて操作し、所要の降下速度を得た
時にＣＷＳスイッチ１１０を開放する。

第２図の論理回路に示す通り、これによってエアデータ
結合スイッチ（ＡＤ ＣＰＬ）８５は当初位置に戻り
、スイン１１７を閉とし、対気速度感知器同期装置を結
合し、自動操縦装置は自動的に操縦士の定めた対気速度
を保つ。

操縦士が高度変化等を操舵輪によって行う場合にも同様
である。

横揺れチャネルの場合にはＣＷＳモードは特に有利であ
る。

例えば、自動操縦装置が係合し、機首方位選択モードＨ
ＤＧによって飛行する間に操縦士が機首方向の大きな変
化を行う場合がある。

通常は飛行指令計算機の機首方位選択器を使用して新ら
しい方位を選択する。

これによって生じた大きな誤差信号は飛行指令計算機２
０内で値の制限を受け、リミッタ４７で変化速度を制限
され、遅延フィルタ５１，８１によって加速度制限され
て補助翼サーボ装置２５に傾き角を指令する。

しかし、飛行指令計算機の制限値は操縦士の希望する角
度よりも著しく太きいと仮定する。

例えば、操縦士は制御装置の限度値よりも緩やかに新ら
しい方位に向ける希望があると仮定する。

本発明のＣＷＳモードによれば、簡単実用的に行い得る
。

即ち、操縦士はＣＷＳスイッチ１１０を押し、自動操縦
装置の同期を開放し、所要の小さなバンク角度に操舵す
る。

機首方位選択器で所要の機首方位を選択し、ＣＷＳスイ
ッチを開放する。

第２図に示す通り、ＣＷＳスイッチ１１０の開放はフリ
ップフロップ６６をセット位置とし、自動操縦装置は傾
き角度保持モードとなる。

スイツス４８は開となり、ＣＷＳによって生じたバンク
角は積分器５１に記憶されてバンク角を昧つ。

新らしい機首方位に近接すれば機首方位誤差は減少して
自動操縦装置のバンク角制限値以下となり、この信号が
回路１３０に生ずる。

この信号がバンク角指令信号５ｄＤである。

バンク角指令信号の絶対値が操舵輪の定めた実際の傾き
角ダに近い値となり、両信号が同じ極性である時は第２
図のインターロック比較器１３１は導通してアンド回路
１３２に論理信号を供給する。

自動操縦装置は係合してバンク角保持モードであるため
、アンドゲート１３２は導通してワンショットマルチバ
イブレーク１３３をトリガし、このためフリップフロッ
プ１３４はセット位置となり、傾き角結合モード（ＲＯ
ＬＬＣＰＬ）となりバンク角保持モードは開放される。

バンク角指令信号は機首方向誤差信号に比例して減少し
て零に近接し、自動的に航空機のバンク角を零にして選
択された機首方向に直進させる。

上述の自動作動は飛行指令計算機の指令部材を利用して
半自動として行うこともできる。

所要の小さなバンク角を操舵輪即ちＣＷＳモードで与え
てスイッチ１１０を開放すれば、航空機のバンク角は保
持される。

操縦士は新らしい機首方向をダイアルで設定する。

新らしい機首方向に近い方向となれば、操縦士は飛行指
令計算機の指針に注目し、指針が中心位置となった時は
指令バンク角は実際の傾き角に一致し、操縦士はバンク
角結合スイッチ９１を押せば自動操縦装置は新らしい機
首方位となった時に自動的に水平に戻す。

上述のＣＷＳモードによる制限値に優先する作動は各種
操作に適用でき、指令バンク角が実際の傾き角に一致し
た時にバンク角結合モードが自動的に再び係合する。

本発明は種々の変型が可能であり、実施例並びに図面は
例示であって発明を限定するものではない。

【図面の簡単な説明】

第ｉａ、ｉｂ図を連続して第１図は本発明による三軸線
自動飛行制御装置のブロック線図、第２図は第１図の各
スイッチを制御する切換論理回路装置のブロック線図、
第３図は第１図の動翼サーボモータ装置の詳細を示す線
図、第４図は第１図の速度加速度リミッタによる信号波
形線図である。 １０・・・・・・偏揺れチャネル、１１・・・・・・定
針儀、１３・・・・・・方向舵サーボモータ、１５，３
０，３０’、３６・・・・・・クラッチ、１７・・・・
・泪動操縦装置制御パネル、１８．４１，６６．１１５
，１３４・・・・・・論理フリップフロップ回路、２０
・・・・・・飛行指令計算機、２５・・・・・・補助翼
サーボモータ装置、２５′・・・・・・昇降舵サーボモ
ータ装置、２８・・・・・・操舵輪、３Ｌ３１’。 ３７・・・・・・クラッチ制御巻線、３４ 、３４’・
・・・・・動翼サーボ増幅器、４０・・・・・・インタ
ーロック及びスイッチ論理回路装置、４３・・・・・・
機首方向保持スイッチ、４５・・・・・・機首方位同期
装置、４７・・・・・・速度リミッタ、５１・・・・・
・遅延回路網（加速度リミッタ）、５５・・・・・・垂
直ジャイロ、７０・・・・・・昇降輪、７２・・・・・
・旋回ノブ、７４・・・・・・ポテンシオメータ、９０
・・・・・・昇降押ボタン、９１・・・・・・横揺れ押
ボタン、１１０・・・・・・操舵輪操縦ＣＷＳスイッチ
、１２８・・・・・・電流監視器。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 通常の手動操舵輪ならびにその間の制御機構および
   前記操舵輪の運動にしたがって航空機の姿勢を制御する
   機の操縦面を有する航空機用の自動飛行制御装置におい
   て、（イ）サーボモータ、前記制御機構と接続された出
   力部材および係合した際には前記サーボモータの運動に
   したがって前記制御機構および操縦面を動し、かつ離合
   した際には前記操縦枠によって前記制御機構と操縦面の
   自由な運動を行なわせるようにしたクラッチ手段を有す
   る自動操縦士サーボモータシステムと、（ロ）安定姿勢
   基準および飛行経路制御手段を備え、係合の際には前記
   サーボモータシステムを制御して自動的に前記操縦面を
   制御し前記航空機の姿勢および飛行経路を自動的に維持
   する自動飛行制御手段と、（ハ）前記手動操舵輪上に取
   付けられ直接にアクセス可能でありかつ操縦士によって
   作動可能なスイッチ手段を含み、前記スイッチ手段の作
   動中に前記サーボモータクラッチ手段を離合させること
   によって操縦士が前記手動制御機構を介して前記姿勢お
   よび飛行経路を変更することが可能な前記自動飛行制御
   手段用の操舵輪操縦手段と、前記スイッチ手段は押下可
   能なボタンスイッチを備え該ボタンスイッチは操縦士が
   押した際、操縦士が操舵輪から手を離さずにあるいは操
   縦士の注意が操縦室の業務からそらすことなく前記操舵
   輪を作動し、かつに）前記スイッチ手段の作動に応答し
   、前記自動飛行制御手段を前記手動制御機構を介して前
   記操縦士によって確立される姿勢および飛行経路に同期
   させ、かつ前記スイッチ手段が不動作になると前記サー
   ボモータクラッチ手段を再係合させることによって前記
   自動飛行制御手段は以後、前記手動により確立した姿勢
   および飛行経路かつ前記航空機を制御する論理手段と、
   からなることを特徴とする自動飛行制御装置。 ２、特許請求の範囲第１項に記載の自動飛行制御装置に
   おいて、更に航空機の横揺れ姿勢を制御する補助翼と結
   合した位置サーボモータ手段と、横揺れ姿勢要求信号を
   発生する装置と、前記サーボモータ手段へ前記要求信号
   を供給する装置とを備え、前記供給装置は（イ）前記姿
   勢要求信号に応答しその変化の最大速度を制限し、それ
   にしたがって前記補助翼の変位を制限し、よって航空機
   の横揺れ速度を制限する電子的信号制限装置と、および
   ′（０）所定の特定数を有しかつ前記速度制限要求信号
   に応答してその変化の速度を制限し前記補助翼の変位の
   変化の速度を制限し、よって前記姿勢要求信号に応答し
   て前記航空機の結果の横揺れ加速を制限する電子的遅れ
   フィルタ装置を備えている自動飛行制御装置。 ３ 特許請求の範囲第１項に記載の自動飛行制御装置に
   おいて、制御巻線を含み、かつ操縦面と結合し指令信号
   にしたがって操縦面を位置ぎめするサーボモータ手段と
   、前記指令信号に応答し制御翼ヘモータ制御信号を与え
   る電力増幅手段と、前記制御巻線にかかる信号に応答し
   第１のフィードバック信号を増幅手段へ与える手段を備
   え、前記増幅手段はその中にバック起電力を含み前記制
   御巻線にかかる平均電圧に応答し、かつ更に前記サーボ
   モータによって流される電流に応じて前記操縦面上に作
   用するトルクに比例した電圧を発生する手段と、および
   前記電流応答手段に応答し所定の値を超える前記電流の
   平均の大きさに比例して前記増幅手段へ第２のフィード
   バック信号を与える手段とを備え前記所定値以下の電流
   に対しては前記サーボモータは電圧制御バック起電力ダ
   ンプモータとなっていると共に前記所定値を超える電流
   に対しては前記サーボモータは電流制御トルク制限モー
   タとなっている自動飛行制御装置。 ４ 操縦面を有し複数の軸まわりで航空機の運動を制御
   する前記航空機用の特許請求の範囲第１項に記載の自動
   飛行制御装置において、更に各操縦面に対する操縦面サ
   ーボモータ装置を備え、各サーボモータ装置は制御巻線
   を有し定常は指令信号に応答して操縦面を駆動する結合
   とした解放可能のサーボモータと、前記指令信号に応答
   して制御巻線にサーボモータ制御信号を供給する電力増
   巾器と、サーボモータ制御巻線に生ずる逆起電力を含む
   平均電圧に応答して前記増巾器に第１のフィードバック
   信号を生ずるサーボモータ制御巻線信号応答装置と、サ
   ーボモータの消費する電流に応答して動翼に生ずるトル
   クに比例する電圧を発生する装置と、前記電流に応答す
   る装置に応答して前記電流の所定値を超えた部分の平均
   値に比例する第２のフィードバック信号を前記増巾器に
   供給する装置とを具え、前記電流が所定値以下である時
   は前記サーボモータは電圧制御された逆起電力減衰サー
   ボモータであり前記電流が所定値以上である時は前記サ
   ーボモータは電流制御されたトルク制限されたサーボモ
   ータであるようにし、各電流に応答する装置に応答して
   何れかの前記電流が所定値を超えた時に凡てのサーボモ
   ータと夫々の操縦面との結合を解放する装置を具えた自
   動飛行制御装置。