JPS5929480B2 - 航空機の飛行方向制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機の姿勢および飛行方向（機首向き）制御
装置に関する。

かかる制御および／または表示はいわゆるジャイロスコ
ープまたは慣性装置の正確な作動に依存している。

通常の条件下では、これら慣性装置は、一次または固定
基準装置と考えられる磁気コンパスの如きさらに他の装
置に従属し、従属した慣性装置も一般に且つ正当に“基
準装置いと考えられるが、これらの従属状態の故に、こ
れらはある意味では二次基準である。

航空機の旋回すなわち方向転換、特に、高い旋回速度に
おける旋回の間に、何らかの慣性装置の継続的な従属に
より、これらの作動において動誤差をひき起こす傾向が
ある。

本発明はかかる状況の下で従属を遮断するための装置を
提供せんとするものである。

さらに詳細には、本発明の装置は、高い旋回速度条件の
下で磁気コンパスへの飛行方向ジャイロ（ジャイロスコ
ープ）の従属、および重力感知装置への姿勢ジャイロの
従属を遮断するよう構成しである。

本明細書の導入部の次の諸部分に記載する装置の目的お
よび作動の理解を容易にするためには、前もって、次の
ような対応関係を持つ添付図面の第１図および第３図（
従来提案されたものと本発明の装置の両方に関して）を
参照するのが望ましいであろう。

可動航空機たとえば飛行機、宇宙飛行船等の飛行方向お
よび姿勢は一般にジャイロスコープ感知器の使用により
制御され、表示器で表示される。

二軸ジャイロはジャイロに広く使用され、他方、縦およ
び横軸に対する航空機の姿勢を指示するのに使用される
ジャイロスコープは一般に垂直ジャイロまたは水平ジャ
イロと呼ばれている。

飛行方向および垂直ジャイロの両型式のジャイロスコー
プは、自在式に装置した回転ジャイロ回転子が空間内に
定めたそのスピン軸線の配向を維持する傾向があるとい
う事実に依存している。

しかし、様様な原因のために、かかるジャイロスコープ
は時間、加速等に関する最初のセツティングから徐々に
ずれてしまう傾向があり、したがって、修正を行なうか
あるいはこのような態様で変動しない固定基準に従属さ
せなければならない。

そこで、１つの構成においては、方向ジャイロを、地球
の磁軸を感知する磁気コンパスに従属させることが一般
に行なわれている。

同様に、垂直ジャイ帽よ、ジャイロの垂直スピン軸線を
適正に整合させて維持するために重力感知用の懸垂装置
に従属させられる。

ジャイロがコンパスに従属させられる方向ジャイロ装置
は、ジャイロに歳差トルクを適用してジャイロを所定の
初期配向からのジャイロのスピン軸線の偏位に応じて該
初期配向に戻すこきにより。

方向ジャイロの制御を行なう。

すなわち、方向ジャイロの配向が磁気コンパスにより表
示される力位配向に対応しないならば、誤差または制御
信号が発生され、この信号はジャイロと組み合わせたト
ルク・モータ（第３図の装置５６）に適用される。

次いで、このトルク・モータがジャイロ回転子の支持装
置の短軸の回りに歳差トルクを適用し。

ジャイロのスピン軸線の位置が磁気コンパスにより検知
された正しい力位配向と再び整合するまで。

回転子を長軸の回りで運動させる。

同様に、垂直ジャイロのスピン軸線が真の垂直から偏位
したならば、この偏位は重力感知器、たとえば垂直ジャ
イロと組み合わせた懸垂装置により感知されて制御信号
（誤差信号）が発生され、この信号は歳差トルクを適用
してスピン軸線をその正しい配向に戻すために使用され
る。

定常状態の下では、コンパスおよび重力感知用懸垂装置
は、ジャイロスコープまたは慣性装置がそれらの正しい
セツティングからずれた場合に方向ジャイロスコープま
たは垂直ジャイロスコープを修正するための正確な固定
基準を提供する。

しかし、コンパスと懸垂装置の両刀がある特定の加速力
に感応し、その結果、これらは、装量を塔載した乗物が
ある特定の型の加速を受けるときには正確な基準を提供
しえないことは常識である。

したがって、かかる飛行方向および姿勢装置を塔載する
航空機の旋回の間に、各種のトルクが固定基準に適用さ
れ、このことにより、しばしば誤まつた修正トルクまた
は力が負性装置に適用されることは良く知られている。

たとえば、旋回中における向心加速により、磁気コンパ
スの感知要素がもはや水平ではなくなり、そのために、
地磁界の非水平成分が感知されてしまう。

この誤った方位情報により、方向ジャイ用よ、磁気検知
器と方向ジャイロとの間の従属チャンネルの作用によっ
て誤って配向されてしまう。

同様に、ロール振り子の如き重力感知装置は、旋回加速
の間、真の垂直とではなくて、重力および向心加速力の
結果としてベクトル力向と整合してしまうであろう。

かくして、ロール振り子はロール直立信号を垂直ジャイ
ロのピッチ軸線トルク・モータ（第３図の装置１３）に
適用しくこのことは垂直ジャイロのスピン軸線をロール
振り子と整合させようとするであろう）、その結果。

このことはスピン軸線を重力ベクトルとではなくて加速
の影響を受けた“見せかけの垂直いと整合させる傾向が
ある故に、垂直誤差を生じてしまう。

したがって、固定基準要素、たとえば磁気コンパスおよ
び懸垂式重力感知器が旋回加速により生じた誤差を受け
るので、方向ジャイロと姿勢感知用垂直ジャイロの両刀
は誤まった作動を行なう。

従来、これらの望ましくない誤差の発生を排除するため
にある特定の所定速度を超える旋回の間に方向ジャイロ
の従属〔磁気コンパスへの従属（以下時折単に“従属い
と称する）。

なお、重力感知器への姿勢ジャイロの“従属７は以下時
折単に“姿勢ジャイロの直立（またはロール直立）／／
と称する。

〕ならびに姿勢感知用垂直ジャイロの直立を中断するた
めの何らかの構成を提供することは良く知られている。

基本的に、過度の旋回速度による誤差を排除するための
構成は、感知および制御信号発生装置とジャイロスコー
プと組み合わせた力またはトルク適用装置との間の回路
を中断することにより、従属およびロール直立の中断ま
たは遮断を行なうことを含む。

従来の一時期においては、このことは、単にジャイロス
コープと組み合わせたトルク・モータへの入力を遮断す
る旋回制御ノブまたはスイッチを作動させることにより
従属および／またはロール直立チャンネルを無効にする
という手動的手段によって行なわれた。

パイロットは、旋回を開始するときに、単に旋回制御ノ
ブを作動させ、これにより、方向ジャイロの従属および
垂直ジャイロのロール直立の遮断を開始させていた。

このような方式の代表例は。１９６１年９月５田こ発行
された米国特許第２．９９８，７２７号に図示且つ開示
されている構成であり、この米国特許はかかる構成をそ
の第１図に示し且つその第５欄第７０−７５行および第
６欄第１〜５行にこの手動的手段を開示している。

明らかに、このような手動的遮断構成は極めて原子的な
ものであり、且つ様々な欠点を伴ない、かかる欠点の存
在により、さらに洗練された自動的遮断手段の必要性が
緊急となる。

従属およびロール直立を自動的に遮断するための１つの
従来手段は、そのスピン軸線に対して直角をなす角度に
おいて１回転自由度を持つように吊り下げられ、且つば
ねにより通常位置に向けて強制される別個の“速度ジャ
イロスコープ７を使用している。

別個の速度ジャイロを懸垂させた物体の旋回により、こ
の速度ジャイロの主ジンバルがばねの力に抗して傾斜し
、また旋回速度が所定の大きさを起えたならば、該速度
ジャイロのジンバルと組み合わせた電気接点が開き、方
向および垂直ジャイロのトルク・モータを脱勢し且つ修
正力の適用を停止し、これにより、旋回速度が所定の速
度を超えるにつれて従属またはロール直立を自動的に遮
断する。

別のやり刀では、別個の速度ジャイ用よ、直接的に作動
される機械的な電気接点を使用するのではなくて、リレ
ーまたは他の切換装置を作動させて従属またはロール直
立を中断または遮断するために使用できる。

しかし、いずれの場合にも、別個の速度ジャイ用よ、た
とえそれらの最も簡単な形態においても、飛行方向およ
び姿勢基準装置のコストおよび重量をかなり増加させて
しまう。

というのは、明らかに、別の１つの慣性装置が全体的装
置に付加されるからである。

そこで、かかる別個の速度ジャイ用ま装置の重量、複雑
さおよびコストを増加させる故に、このような別個の速
度ジャイロを使用しない旋回中における自動的遮断装置
の必要性が生じた。

本明細書の導入部の次の部分を理解するためには、以下
のような諸部品の対応関係を有する第３図をさらに前も
って参照するのが望ましいであろう。

装 置 第３図中 方向ジャイロ １磁気コン
パス ２方向ジヤイロの
ためのトルク・モータ ５６垂直ジャイロ
５重力感知器
６垂直ジヤイロのためのトルク・モータ
７３装置飛行力向出力軸 ３４
装置飛行力向出力軸のための駆動源で ４８あるサー
ボモータ サーボモータから装置飛行方向出力軸 ４９への減速
装置 別個の“速度ジャイロスコープ７の使用を排除した１つ
の改良された自動装置は、ハロルドＳ。

ホワイトヘッド（Ｈａｒｏｌｄ Ｓ、％１ｔｅｈｅａｄ
）の名義で１９５８年９月３０日こ発行された米国特
許第２．８６６，９３４号〔発明の名称： “旋回速度
に感応できる方向装置（Ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌ Ｓｙ
ｓｔｅｍ ５ｅｎ−ｓｔｔｉｖｅ ｔｏ Ｒａｔｅｓ
ｏｆ Ｔｕｒｎ ）“〕に開示されている。

この米国特許明細書においては、旋回速度と比例する信
号を発生するために速度計用発電機の如き“速度７信号
発生器が使用されている。

速度計用発電機はサーボモータにより駆動され、該サー
ボモータは直接的に且つ減速装置を介して、航空機の飛
行方向表示器を駆動する軸を駆動する。

この軸は以下において“装置飛行方向出力軸ヮあるいは
さらに簡単に“飛行方向軸いと称する。

この米国特許の装置においては、飛行方向軸は方向ジャ
イロスコープを塔載した航空機の即時的旋回速度と比例
する速度で回転する。

（本発明の装置においては、比例定数はｌである。

したがって。航空機の旋回速度が毎分３°であるならば
、飛行方向軸の速度も毎分３°である。

）したがって、速度計用発電機は航空機の旋回速度と比
例する出力信号を発生する。

この旋回速度信号は、′速度７信号発生器からの出力が
所定の大きさを超えて航空機の旋回速度が所定の速度を
超えたことが表示されたときに、遮断装置を作動させる
ために使用される。

しかし、多くの航空機装置においては、装置飛行方向出
力軸が比較的低い速度値、たとえば毎分３°から毎分６
°までの範囲内の値で回転するときに従属およびロール
直立を遮断することが要求される。

このような毎分３°の速度については、飛行方向軸は１
２０分毎に１完全回転だけすなわち２時間毎に１回だけ
回転する。

したがって、回転速度計から有用な出力信号を発生する
ためには、速度計用発電機から有効信号を得るように速
度計用発電機を高速サーボモータにより直接１駆動する
こと、ならびに飛行方向軸を実際の回転速度まで減速す
るように高い減速比を持つ歯車減速装置を使用すること
が必要である。

したがって、上記したホワイトヘッドの米国特許に開示
された型式の装置は、旋回速度の遮断が要求されるよう
な多くの状況においては有用且つ効果的であり、また速
度ジャイロ等を使用せずにこの機能を効率的に遂行でき
るけれども、速度信号発生器を駆動するモータと飛行方
向出力軸との間に高い歯車比を必要とすることは、幾つ
かの状況においては困難をもたらしうる。

極めて高性能の航空機の出現により、高回転速度旋回は
普通のものとなり、また飛行方向軸駆動用サーボ装置に
対して厳酷な要求が課されているというのは、かかるサ
ーボ装置は典型的には、毎分５０回の飛行方向軸回転と
同等な３００°／秒すなわち１８０００°／分と同じ高
さの航空機の旋回速度に従かわなければならないからで
ある。

したがって、従属は３°／分の旋回速度において遮断さ
れたであろうけれども、飛行方向軸は、要求されるとき
には、′従属させられずに７．３００’／秒の速度すな
わち毎分５０回転の速度で回転しなければならない。

飛行方向および姿勢基準装置に応用できる寸法と重量を
持つ市販のサーボモータの最高速度は大体毎分７５００
回転である。

毎分７５００回転のサーボモータ速度を毎分５０回転の
飛行方向出力軸速度に減速するためには、１５０： １
の歯車減速が必要であり、また１５０ ： １の減速比
は、かろうじて、３００°／秒と同じ高さの旋回速度に
従かわなければならない装置における毎分７５００回転
のサーボモータについて許容できる最大比である。

さらに高い歯車比を使用したならば、装置は３００°／
秒の最高旋回速度に従かうことが不可能であり、また装
置飛行方向出力軸に誤差が存在することになるであろう
。

歯車比が１５０に限定される場合、３°／分の旋回速度
におけるサーボモータ速度は単に４５０／分である。

したがって、速度信号発生器は毎分ｌ−１／４回転の速
度で直接駆動され、この速度においては、速度信号発生
器からの出力は遮断目的のための限界である。

したがって、旋回速度遮断信号をジャイロの飛行方向情
報から誘導し且つ速度信号発生器の如き電気機械装置を
包含しない装置への要求が存在する。

本発明によれば、旋回速度信号は、飛行方向（方向）ジ
ャイロの出力軸角度と比例する飛行方向信号を処理する
ことにより誘導される。

したがって、本発明の主目的は、速度ジャイロまたは速
度信号発生器を使用することなく、所定の速度を超える
旋回の間に従属および直立トルクを中断するための手段
を備えた慣性飛行方向制御装置を提供することにある。

なお本発明の他の目的および利点は下記説明からにらに
明らかとなるであろう。

簡単に説明すると、本発明の１つの態様によれば、方向
ジャイロの従属および垂直ジャイロのロール直立を中断
するための旋回速度遮断は、航空機の旋回速度と比例す
る信号を発生するために飛行方向軸角度位置θ情報を微
分することにより発生される旋回速度（ｄθ／ｄｔ）信
号に応答して行なわれる。

（１）方向ジャイロまたは（２）この方式の出力はまず
最初に旋回速度遮断信号発生チャンネル内で処理され、
またこのチャンネル内で、飛行方向軸角度信号すなわち
位置θ信号は軸角度（“軸角度ヮとは、以下において、
簡略化のために“方向ジャイロあるいは装置の出力の飛
行方向軸の角位置９を意味するものとして使用する）の
サインおよびコサインと比例する信号に変換される。

飛行方向軸角度のサインおよびコサインと比例するこれ
ら信号は、軸角度のサインおよびコサインの変化速度と
比例する信号を提供するために微分される。

２つの微分された信号は、飛行方向軸が回転する速度、
したがって乗物の旋回速度と比例する単一の出力速度信
号を得るためにベクトル的に合計される。

この速度信号は次いで、旋回速度が所定のレベルを超え
るときに制御または誤差信号を得るために基準信号と比
較される。

この誤差信号は、磁気コンパスへの方向ジャイロの従属
を遮断または中断し且つ垂直ジャイロのロール直立を中
断する回路を作動させる。

なお本発明は添付図面に即して行なう下記説明を参照す
ることによりさらに良く理解されるであろう。

第１図にブロック線図で示した飛行方向および姿勢装置
は、方向ジャイロスコープの形式の安定方向基準１、従
属チャンネル３と従属チャンネル遮断回路４により方向
ジャイロスコープに接続した磁気コンパスの如き磁気力
位検知器２を包含している。

以下にさらに詳細に説明するように、従属チャンネル３
はサーボ装置よりなり、このサーボ装置においては、安
定方向装置からの出力が、方向ジャイロを磁気コンパス
との対応的整合関係に駆動するために、磁気コンパスか
らの出力と連続的に比較される。

また、懸垂式重力感知器６を装着した垂直ジャイロであ
りうる安定垂直基準５も装置の一部を形成している。

重力感知器６はロール直立制御チャンネル１およびロー
ル直立遮断チャンネル８を介して安定垂直基準に接続し
である。

重力感知器８は典型的には、重力ベクトルと垂直ジャイ
ロのスピン軸線との間の変位（ロール軸線の回りにおけ
る）を表示するように、垂直ジャイロのロール軸線に沿
って取り付けられる。

これらベクトル方向間の偏位は制御信号を発生し、この
制御信号は垂直ジャイロの内側ジンバルに結合したトル
ク・モータに適用されて垂直ジャイロを歳差運動させ且
つこれを懸垂式重力感知器６との整合関係に持ち来たす
。

従属およびロール直立遮断チャンネル４と８は、旋回速
度遮断信号発生チャンネル９およびコンパレータおよび
制御回路網１０により制御される。

旋回速度遮断信号発生チャンネル９は方向ジャイロスコ
ープ１から飛行方向情報を軸角度θの形式で受は取り、
軸角度信号を処理するときに１乗物の旋回速度の表示で
ある角速度信号を発生する。

この角速度は、該角速度信号が所定のレベルを超えたと
きに所定の旋回速度を超えたことを表わす制御信号を発
生するために、コンパレータ１０内で基準信号と比較さ
れる。

制御信号は従属およびロール直立遮断を作動させ且つ、
この目的のために、チャンネル４と８へのリード線１１
と１２上に適用され、旋回速度が所定のレベルを超える
ときには従属およびロール直立を遮断し、容認できない
誤差を方向および垂直ジャイロ要素の中に導入するのを
阻止する。

旋回速度遮断信号発生チャンネル９は、飛行方向情報信
号を処理して該信号を速度信号に変換することにより、
回転速度計または速度ジャイロを必要とせずに、角速度
信号を発生する。

軸角度の形式の飛行方向情報を、回転速度計および／ま
たは速度ジャイロを使用せずに角速度と比例する信号に
変換する態様は以下の数学的考察から理解できる。

旋回の間、飛行方向および姿勢基準装置のための出力軸
ならびに方向ジャイロの出力軸は航空機と方向ジャイロ
スコープとの間における相対配向を反復する。

軸位置信号（すなわち、軸角度のサインおよびコサイン
と比例する信号）をポテンシオメータまたはリゾルバ等
により誘導できるならば、これら信号は、旋回中に軸が
回転するにつれて同時的に変動するであろう。

これら信号を以下に説明する態様で処理することにより
、軸角度の変化速度、したがって旋回速度と比例する出
力信号を誘導することができる。

したがって、ジャイロの軸角度のサインおよびコサイン
と比例する２つの信号を適当な態様で発生するものと仮
定すれば、 Ｅ１＝ＥＭＳ１ｎθ および （ｉ）Ｒ２−
ＥＭＣＯ３θ （２）であり１式中
、ＥＭは最大出力信号、θは軸角度である。

次いで、これら信号は軸角度（すなわち、飛行方向情報
）を次の通り微分することによって速度信号Ｒ１とＲ２
に変換することができる。

これら２つの速度信号Ｒ１とＲ２のベクトル和を求める
ならば。

その結果として総速度信号Ｒが得られる。

Ｃ０８２θ＋ｓｉｎ ２θ＝１ （
７）である、から、 総速度信号Ｒのための刀程力５）は次の通り単純化でき
る。

この式は、飛行方向情報である軸角度θから誘導された
総速度信号が軸回転速度、したがって方向ジャイロを塔
載した乗物の旋回速度と正比例することを明確に示して
いる。

また、上記から明らかなように速度信号は方向ジャイロ
から軸角度を表わす信号を受は取って該信号を微分とベ
クトル和により処理することによって得られるので、信
号処理は、電気機械装置たとえば速度信号発生器あるい
は慣性装置たとえば速度ジャイロを使用せずに、完全に
電子的に実施でき、これにより、装置を単純化してその
精度を増すことができる。

第２図は軸角度情報から軸回転速度信号を得るための方
程式を機械化する信号処理回路網を図式的に示す。

軸角度θは基準信号ＥＭと共に変換器２０に適用される
（直接的にあるいは多相同期信号として）。

変換器２０からの出力は、それぞれ軸角度θのサインお
よびコサインと比例する２つの信号である。

変換器はこの機能を遂行するための様々な装置のうちの
１つでありうる。

かかる装置のうちの１つは、各々が直角位相で接続した
２つの巻線を含む固定子と回転子の組立体を持つ電気機
械装置であるリゾルバである。

１つの回転子巻線は、２つの出力巻線が何らかの瞬間に
おける固定子と回転子との間の角度のサインとコサイン
をそれぞれ掛は算した入力信号と比例する出力信号を供
給するように、入力信号により付勢される。

別のやり力では、変換器は、三相同期入力信号を受は取
り該信号を所望のサインおよびコサイン関係を持つ二相
信号に変換するスコツト−ティー（Ｓｃｏｔｔ−Ｔｅａ
）変換器結線（これについては後程さらに説明する）よ
りなるものでもよい。

変換器のさらに他の１つの具体例は、軸角度のサインお
よびコサイン関数である出力を得るためにワイパを軸で
駆動する簡単なポテンシオメータであってもよい。

変換器２０からの２つの信号Ｅ１とＲ２は速度信号Ｒ１
とＲ２を得るために微分回路網２１と２２内で微分され
る。

微分回路網の出力はそれぞれ次の通りである。

微分回路網への入力信号がリゾルバ、多相同期またはス
コツト−ティー回路網からのものであるならば、入力信
号は増幅変調信号であり、かかる信号は、各微分回路網
への入力が軸角度のサインおよびコサインの関数として
変動する変動単向電圧であるように、微分に先立って搬
送波を取り除くために復調しなければならない。

他力、変換器が単に、直流電圧により延長され且つ軸に
より直接駆動されるサイン−コサイン・ポテンシオメー
タであるならば、信号を微分回路網に適用するのに先立
って復調を行なう必要はない。

速度信号Ｒ１とＲ２は、線速度信号Ｒと比例する出力信
号を得るためにベクトル和装置２３に適用される。

ベクトル和装置２３は、方程式（８）により示されるベ
クトル和装置２３からの出力が軸回転ｄθ 速度−と比例するように、すなわち、 １ となるように、２つの入力信号の二乗の和の平方根と等
しい信号をもたらす。

ベクトル和を遂行する装置は良く知られており、様々な
ものが市販されている。

あるものはリゾルド・チェーンを使用する電気機械装置
であり、他のものは二乗または三乗の和の平方根を計算
する論理回路である。

電気機械的リゾルバ・チェーン型の一例は、アメリカ合
衆国ニュージャージ州リトル・フォールズ（Ｌｉｔｔｌ
ｅ Ｆａｌｌｓ） に所在するＫｅａｒｆｏｔｔ Ｐｒ
ｏｄｖｃｔｓ Ｄｉｎｉｓｉｏｎ −Ｇｅｎｅｒａｌ
Ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｉｎｃ・ニより
出版された刊行物「技術者のための技術情報（Ｔｅｃｈ
ｎｉｃａｌ Ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｆｏｒ ｔｈｅ
Ｅｎｇｉｎｅｅｒ）Ｊ ％第１巻、−モータ、電動発電
機、シンクロ、リゾルバ、電子工学、サーボ、第１Ｏ版
（１９６７年５月改訂）の第１７２および１７６（第６
０−６３ページ）に示され且つ説明されている。

１ベクトル和機能を遂行するために全ソリッド・ステー
ト回路を使用するベクトル計算モジュールの一例は、ア
メリカ合衆国マサチューセッツ州ニュートン、チャペル
・ストリート５７ （５７Ｃｈａｐｅｌ Ｓｔ ＝
Ｎｅｗｔｏｎ）に所在のイントロエックス社（Ｉｎｔｒ
ｏｎｉｃ Ｉｎｃ、）により製造されそしてベクトル演
算器ＶＭ１０１型として販売されているモジュラ−、ユ
ニットである。

これによれば、２つまたは３つの変数のベクトル和を得
ることができるソリッド。

ステート、ベクトル和モジュールの特徴および機能を説
明したイントロエックス社の刊行物ｉ２／７０２Ｍが引
用されている。

イントロエックス社の刊行物に説明された型式のベクト
ル和モジュールは良く知られており、現在市販されてい
る電子ベクトル和装置の代表例としてここに引用する。

軸角回転速度の関数として変動し、したがって装置を塔
載した乗物の旋回速度と比例する速度信号Ｒは１つの入
力としてコンパレータ２４に適用され、該コンパレータ
２４においては、速度信号が所定のレベルを超えるとき
に該コンパレータから出力を発生するように速度信号の
大きさを基準信号２５と比較する。

したがって、たとえば、現在の多くの高性能の航空機に
おいては、旋回速度が毎分±３°の範囲を超えたときに
は方向ジャイロの従属および垂直ジャイロのロール直立
を遮断することが要求される。

すなわち、旋回速度が毎分３゜以下であるならば、航空
機の旋回により方向オヨび垂直ジャイロに導入された誤
差は容認でき、従属およびロール直立を遮断してはなら
ない。

しかし、旋回速度が毎分３°を超えたならば、この場合
、誤差は容認できないものとなり、従属およびロール直
立の遮断を開始すべきである。

したがって、基準は、ベクトル和装置２３からの速度信
号により表わされる乗物の旋回速度が３°を超えたとき
に従属および垂直ジャイロのロール直立を遮断するため
にコンパレータから誤差または制御信号を得るのに適当
なレベルに定められる。

′第３図は、それ自体の飛行方向軸すなわちその垂
直方位軸線１３５の回転速度、したがって航空機の旋回
速度と比例する信号を得るために、旋回速度遮断信号が
方向ジャイロスコープ１からの飛行方向情報（軸角度θ
の形式である）を処理することによって誘導される旋回
速度遮断装置を具体化する飛行方向−姿勢一基準装置を
示している。

飛行方向、姿勢および基準（ＨＡＲ）装置は磁気コンパ
ス２を包含し、該磁気コンパス２は典型的には、以下に
説明する従属チャンネルを介して方向ジャイロスコープ
１の力位配向を支配する磁束ゲート弁の形式である。

また、そのジンバルの１つに堅く取り付けた懸垂式重力
感知器６を持つ垂直ジャイロ５も設けである。

懸垂式重力感知器はこの目的のための様々な装置のうち
の任意の１つであってもよく、垂直ジャイロのロール直
立を制御する。

磁気コンパス２は、総体的に３で示す従属チャンネルな
らびに以下に説明するように多要素リレーの形式である
従属遮断回路網４によって、方向ジャイロに結合しであ
る。

懸垂式重力感知器６は、総体的に７で示すロール直立チ
ャンネルおよびロール直立遮断回路網８（これも多数点
リレーの形式である）によって、垂直ジャイロ５に結合
しである。

磁気コンパスへの方向ジャイロの従属および垂直ジャイ
ロのロール直立は、方向ジャイロ１に結合した旋回速度
遮断信号発生チャンネル９からの出力信号が所定の振幅
を超えたならば、遮断される。

チャンネル９は、方向ジャイロが旋回の間にその配向を
変えるにつれて変動する信号の微分およびベクトル和に
よってジャイロの飛行方向情報から旋回速度信号を発生
する。

装置飛行方向出力軸および方向ジャイロが旋回中に回転
するにつれて、軸角度θの三角関数を微分およびベクト
ル和によって変換して方向ジャイロの飛行方向軸１３５
の旋回速度を表わす速度信号を発生するために、軸角度
の変化を旋回速度遮断信号発生チャンネル９内で処理す
る。

軸角度から発生したこの信号をコンパレータ１０内で基
準信号と比較し、旋回速度が所定の値を超えたときには
該コンパレータから制御信号を発生する。

制御信号は、所定の速度を超える旋回の間に従属および
ロール直立を遮断するようにロール直立遮断回路網８お
よび従属遮断回路網４を作動させる。

方向ジャイロの従属 従属チャンネル３およびこれと組み合わせたサーボ装置
は、所望の方位からの方向ジャイロ１のスピン軸線の偏
差を連続的に修正してこれを磁気コンパスと整合させる
ように、方向ジャイロ１の方位整合を支配する。

地磁界の水平成分の強さおよび方向に応答して第２の調
和的パターンの信号を発生する、良く知られた構成のコ
ンパス伝達装置（図示せず）が磁気コンパスと組み合わ
されている。

この信号は制御変成器シンクロ３２の多相固定子巻線３
１を横切って反復される。

装置飛行方向出力軸３４上に装着して機械的に位置決め
した回転子巻線３３は、該回転子巻線の角度配向が磁気
コンパス２の配向からずれたときに誘導される位相およ
び振幅変調制御信号を有している。

したがって、方向ジャイロ１のスピン軸線１３５の方位
角装置（水平面内において、方位軸１３７に関する）が
ジャイロのスピン軸線（方向ジャイロ１の傾斜軸線は１
３６で示す）のゆっくりした偏差によりゆっくりと変動
して装置飛行方向出力軸３４および回転子巻線３３を角
度的に移動させるべきであるならば、電圧が回転子巻線
３３中に誘導され、これはこれら２要素間の角変位のサ
インの関数である。

しかし、回転子巻線３３が方向転換中に回転しあるいは
その他の方法で移動磁界に対するその位置を維持する限
り、該巻線３３中には如何なる制御信号も誘導されない
。

回転子巻線３３は以下ζこ説明するサーボループにより
方向ジャイロ１の運動に従がい、磁気コンパス２からの
制御信号は従属チャンネル３に結合されて方向ジャイロ
スコープ１を磁気コンパスの方位に従属させる。

方向ジャイロスコープ１は外側ジンバル上に装着した位
置伝達シンクロ３５（時折、制御伝達装置上も称する）
を備えている。

伝達装置３５は固定子および回転子巻線（図示せず）を
包含し、回転子巻線は交流電源から励振され且つジャイ
ロの回転軸と方位的に調和してその出力軸線の回りに回
転するよう構成しである。

位置シンクロからの固定子巻線は三相飛行方向信号を制
御差動伝達装置３７へのリード線３６十に伝達する。

制御差動伝達装置３７は方向ジャイロの位置伝達装置３
５に結合した多相固定子３８および軸４０上に装着した
多相回転子３９を包含し、該軸４０は回転子を位置決め
するためにセツティング・ノブ４１により外部から制御
される。

回転子３９は方向ジャイロの飛行方向信号を所望の飛行
方向と迅速に整合させるために、図示のようにセツティ
ング軸４０により手動的にあるいはサーボループにより
まず最初に位置決めされる。

差動伝達装置３７の回転子３９からの出力は、２つの角
度すなわち固定子３８に対する回転子３９の角度および
方向ジャイロ１の回転子のスピン軸線の実際の配向角度
（この角度は多相固定子巻線３８の入力により電気的に
表わされる）の和である角度の電気的表示である。

回転子３９からの信号は、装置飛行方向出力軸３４およ
びコンパス制御変成器３２の回転子巻線３３を位置決め
するサーボループを制御するために使用される。

差動伝達装置３７の回転子巻線３９からの１つの出力は
、中継制御変成器４４の多相固定子巻線４３へのリード
線４２上に適用される。

中継制御変成器４４は装置飛行方向出力軸３４上ζこ装
着した回転子巻線４５を有し、該回転子巻線４５内に誘
導された信号は方向ジャイロの位置と装置飛行方向出力
軸３４の角位置との間の角度差を表わす。

回転子巻線４５内に誘導された信号は、方向ジャイロ１
の配向に従かうように装置飛行方向出力軸３４を駆動す
るサーボループを制御する。

サーボループはサーボ増幅器４７の入力に結合した加算
接続点４６を包含している。

したがって、所望の方位配向からの方向ジャイロの偏差
を表わす、回転子巻線４５内に誘導された信号はサーボ
増幅器４７内で増幅され且つ可逆サーボモータ４８を制
御し、該可逆サーボモータ４８は減速装置４９を介して
装置飛行方向出力軸３４および回転子巻線４５と３３を
ジャイロ吉の位置的対応関係に駆動する。

サーボモータ４８は、加算接続点４６へのリード線５１
上に適用される負の速度帰還信号を発生するように速度
計用発電機５０も駆動する。

偏差等による方向ジャイロの運動により装置飛行方向出
力軸３４がサーボループを介して元の位置に戻されると
、磁気コンパス制御変成器３２の回転子巻線３３の角位
置はもはや磁気コンパスの配向と対応しない。

回転子巻線３３中に信号が誘導され、この信号は回転子
巻線３３さ磁気コンパスとの間の角配向の差と比例する
。

回転子巻線３３からのこの信号は振幅変調された、単側
波帯の搬送波抑圧信号であり、該信号は復調器５３内で
復調される。

た吉えば同期復調器であり得る復調器５３は、角位置差
のサインと共に変動する直流信号である復調出力を得る
ために適用された搬送波再挿入基準信号を有している。

復調信号は増幅器３１内で増幅され、且つ従属遮断リレ
ー回路網４およびリード線５５を介して、方向ジャイロ
の内側ジンバル上に位置したトルク・モータ５６１と適
用される。

トルク・モータは内側ジンバルにトルクを適用し、該内
側シンバルは、差動伝達装置３７の回転子巻線３９の出
力が磁気コンパスの配向き一致するようにジャイロスコ
ープをその所定配向（こ戻すため（こ、ジャイロスコー
プを適正な方向に歳差運動させる。

一方、このこ吉により、装置飛行方向出力軸３４を回転
子巻線へのサーボループを介して零位置に駆動する。

従属遮断回路網４は、一対の常態では（リレー接点の゛
通常″はリレーが脱勢されたときにとる位置である）閉
じた接点５７、トルク・モータのリード線５５？こ接続
した一対の常態では開いた接点５８、および増幅器５４
の出力に接続した一対の可動リレー接部子５９と６０を
包含している。

リレー巻線６１は通常付勢され、接極子５９と６０に対
するその磁気効果は記号結線６２により表示される。

巻線６１は通常の従属作動中に増幅器５４をトルク・モ
ータ５６に接続し、且つ旋回速度（コンパレーク１０お
よび旋回速度遮断信号発生チャンネル９により決定され
る）が所定の値を超えたときには該増幅器を該トルク・
モータから断路するよう作用する。

リレー巻線６１を付勢するき、接極子５９と６０が常態
では開いた接点５８と接触して位置し、これ（こより、
増幅器５４の出力をリード線５５ならびに方向ジャイロ
の内側ジンバルき組み合わせたトルク・モータ５６に接
続する。

リレー巻線６１が旋回速度遮断中の場合のように”特別
に（異常（こ）″脱勢されたときには、接極子５９と６
０が常態では閉じた接点５７と接触して位置し、従属が
遮断される。

リレー巻線６１の脱勢については後で説明する。

リレー巻線６１は、該リレー巻線６１が通常の作動中に
付勢されるように、リレー切換要素８の一部を介してコ
ンパレータ１０により選択的に制御される。

旋回速度が所定の値を超えたときには、コンパレータ１
０からの出力がリレー切換回路８を作動させてリレー巻
線６１を脱勢する。

リレー巻線が脱勢すると、接触子５９と６０が常態では
閉じた接点５７吉接触するよう動作し、これにより、リ
ード線５５を増幅器５４の出力から断路し磁気コンパス
への方向ジャイロの従属を遮断する。

サーボ駆動式の装置飛行方向出力軸３４は、回転子巻線
３３と４５を位置決めすることに加えて、装置飛行方向
出力を提供し且つ方向表示機構の指針を作動させるため
に直接使用できる。

しかし、普通の場合には、軸は、方向を遠隔部所に伝達
するためにあるいは飛行方向と関連する何らかの所望の
機能たとえばレーダの安定化、ある種の表示装置または
、このことについては、自動パイロット操縦における方
向表示を遂行するために、１つまたはそれ以上の制御ま
たは同期伝達装置を装備していてもよい。

要約すると、普通の従属条件の下では、装置飛行方向出
力軸３４により表示される方向ジャイロの位置が磁気コ
ンパスの配向と一致するならば、巻線３３内には信号が
全く誘導されない。

方向ジャイロがコンパスさの整合関係から逸脱して運動
すると、サーボループを介して装置飛行方向出力軸３４
が駆動され、その結果、回転子巻線３３はもはやコンパ
スからの信号の電気的角度と整合せず、回転子巻線３３
内に信号が誘導される。

回転子巻線３３からの信号は復調され、増幅され、且つ
リード線５５を介して方向ジャイロの内側ジンバル上に
装着したトルク・モータ５６に適用されてトルクを該内
側ジンバルに適用し、該内側ジンバルは方向ジャイロの
回転子をそれ自体が磁気コンパスと方位的に整合するま
で歳差運動させる。

磁気コンパスへの方向ジャイロのかかる従属は、従属遮
断回路網が作動されない限り継続する。

航空機が旋回すなわち方向転換を始め且つ旋回速度が予
め定めた値を超えるとき、旋回速度遮断信号発生チャン
ネル９からの制御信号が従属遮断回路４を作動させ、磁
気コンパスからトルク・モータ５６への出力制御信号を
遮断することにより方向ジャイロの従属を終了させ、そ
の結果、方向ジャイロは自由なジャイロ・モードで作動
し且つもはヤ磁気コンパスに従属しない。

垂直ジャイロの直立 垂直ジャイロ５は、ピッチ軸線１γ１の回りに一自由度
を持つ内側ジンバル１１およびロール軸線１７２の回り
ｌこ一自由度を持つ外イ則ジンバル７２の中に装着した
回転する回転子要素７０（これはスピン軸線１７０の回
りに回転する）よりなる。

トルク・モータ７３は、ジャイロ回転子を歳差運動させ
てこれを適正に整合させて維持する歳差運動トルクを適
用するために、内側ジンバル上に装着しである。

外側ジンバル上には、総体的に６で示す懸垂式重力感知
器を装着してあり、該重力感知器６は地垂直線と整合し
且つジャイロと地垂直線七の間のロール軸線不整合を修
正するために使用される。

ジャイロのスピン軸線と地垂直線との間の不整合はジャ
イロの偏差、ジンバルの回りに加えられるランダムなト
ルク、ならびに地球の自転によるものである。

したがって、地垂直線と一直線をなす懸垂式重力感知器
６は、ジャイロのスピン軸線が地垂直線から偏位したと
きに電気信号を発生する。

懸垂式重力感知器６はロール軸線上に取り付けてあり、
したがって、地垂直線からのスピン軸線の偏位ζこ応答
して電気出力信号を発生するように、ロール軸線の回り
における運動を感知する。

この信号はトルク・モータ７３を制御するために使用さ
れ、該トルク・モータ７３はトルクを適正な方向に適用
してジャイロを歳差運動させ且つスピン軸線を適正な垂
直整合状態に戻す。

懸垂式重力感知器６は多数の利用可能な重力感知装置の
うちの任意の１つであってもよい。

しかしながら、この重力感知器は、それが外側ジンバル
に対してトルクを適用しないように、極めて軽量な型式
のものであるのが好ましい。

典型的ｌとは、使用しつる懸垂式重力感知器の１つは、
流体の電気抵抗に依存する良く知られた電解式懸垂基準
要素である。

電流を許容する低抵抗流体は、零位置において電解液が
ケーシング内の一対の接触子の同等な面積を覆うように
、該ケーシングの内部に位置する。

したがって、これら接触子を介して反対のケーシング面
に対する抵抗は等しい。

しかし、真の垂直からのスピン軸線の偏位によりケーシ
ングが傾斜するにつれて、流体の位置が移動し、その結
果、−力の接触面積が増大し、これにより、接触子を介
してケーシングへの抵抗が減少し、一方、他方の接触面
積が減少し、これにより抵抗が増大する。

したがって、この偏位ｔこ応答し且ツ真の垂直からのジ
ャイロのスピン軸線の角偏位量に比例する電気信号が発
生される。

この出力信号は増幅器７４に適用され且つトルク・モー
タ７３の一刀の入力へのリード線７５上に結合され、ま
たリード線７６およびロール直立遮断回路網８によって
トルク・モータ７３の他方の入力に適用される。

ロール直立遮断回路８は、常態では閉じた接点７７、常
態では開いた接点７８、リード線γ６に接続したリレー
接極子γ９、およびリレー巻線８０よりなる。

リレー巻線８０はコンパレータ１０の出力により制御さ
れ、そして該コンパレータ１０からの出力が、旋回速度
が所定のレベルを超えたこさおよびロール直立と従属の
両方を遮断すべきことを表示するさきにのみ付勢される
。

したがって、リレー巻線８０は゛通常”′且っ“常態で
は″脱勢され、リード線７６および増幅器７４の出力に
接続される接極子７９は、リード線８１を介してトルク
・モータに接続される常態では閉じた接点７７と接触し
て位置する。

かくして、通常の条件の下では、懸垂式重力感知器６か
らの出力は増幅されてトルク・モータ７３に適用され、
トルクを内側ジンバルに適用し且つジャイロを適正な方
向に歳差運動させてジャイロのスピン軸線を地垂直線と
整合させる。

航空機が旋回を開始し且つ旋回速度が所定の値を超える
とき、コンパレーク１０からの出力がリレー巻線８０を
付勢し、接極子γ９が接点７７から常態では閉じた接点
７８に移動し、トルク・モータ７３への制御信号の適用
を遮断し且つロール直立を終止させる。

また、従属遮断リレー巻線６１を制御するもう１組のリ
レー接点もロール直立遮断リレーと組み合わされている
。

したがって、リレー巻線８０は接極子８４も制御し、該
接極子８４は、リレー巻線８０が脱勢しているときには
常態では閉じた接点８２と接触し且つリレー巻線が付勢
されているときには常態では開いた接点８３と接触して
位置している。

接点８２は、従属モードが方向ジャイロのために選択さ
れるときには付勢電圧を従属遮断リレー巻線６１に印加
する手動式モード選択スイッチ８５（こ接続しである。

モード選択スイッチ８５は、付勢電圧＋■のソースに接
続した手動式接極子８６を包含している。

接極子８６は、装置が自由なジャイロ・モードにあると
きは第１の接点８７あるいは装置が従属モードにあるさ
きには接点８８と接触して選択的に位置しうる。

接点８８はリレー接点８２に接続され、一刀、該リレー
接点８２はリレー接極子８４を介して従属遮断リレー巻
線６１に接続しである。

したがって、装置が従属モードにある場合、モード選択
スイッチ８５は接極子８４を接点８８と接触させて位置
させ、該接点８８は接点８２と弛緩接極子８４を介して
正の直流電圧を従属遮断リレー巻線６１に印加する。

かくして、従属遮断リレー巻線゛６１が付勢され、従属
チャンネルが従属遮断回路網を介して方向ジャイロのト
ルク・モータ５６に接続される。

装置が自由モードにあるときには、モード選択スイッチ
８５が接極子８６を接点８７と接触させて位置させ、正
電圧を除去し且つ従属遮断リレー巻線６１を脱勢させる
。

従属遮断回路網４が作動し、従属チャンネルをジャイロ
のトルク・モータ５６から断路する。

通常の作動においては、従属モードが選択される場合、
従属遮断リレー巻線６１は、ロール直立遮断リレー巻線
８０が脱勢される限り、接点８２および接極子８４を介
して付勢される。

リレー巻線８０がコンパレータ１０からの制御信号によ
り付勢されるときには、接極子８４が接点８２から離れ
、これにより、従属チャンネル、リレー巻線６１への正
電圧の印加を終止する。

リレー巻線６１が脱勢されると、従属チャンネル遮断回
路網中の接極子５９と６０が常態では開いた接点５７と
接触するよう動作し、方向ジャイロのトルク・モータ５
６への従属信号の適用を終止し、且つ方向ジャイロを自
由ジャイロ・モードで作動させうる。

旋回速度遮断信号チャンネル 旋回速度遮断信号発生チャンネル９は制御差動変成器３
γを介して方向ジャイロ１の制御伝達装置３５に接続し
である。

チャンネル９は、飛行方向および姿整基準装置を塔載し
た航空機の旋回速度が所定の値たとえば毎分３°を超え
たときに従属およびロール直立チャンネルを無効にする
制御信号を発生する。

チャンネル９は、方向ジャイロの出力軸の角位置と比例
する信号の形式の飛行方向情報を処理し、且つこの角位
置信号を出力軸の軸角度の適当な三角関数に変換する。

これら信号を次いで微分およびベクトル和計算し、装置
飛行方向出力軸の回転速度、したがって旋回速度と比例
する信号を発生する。

上記したように、伝達装置３５により測定した方向ジャ
イロ１の軸角度の位置は、航空機の方向が変化するにつ
れて起こる航空機と方向ジャイロとの間の相対配向に従
かう。

きいうのは、ジャイロのケーシングはジャイロを塔載し
た航空機の旋回すなわち方向転換と共に回転するからで
ある。

方向ジャイロの軸に関するケーシングの角位置の変動は
、ケーシングが転回（旋回）する速度、したがって乗物
の旋回速度と比例する速度信号を誘導するために使用で
きる。

したがって、制御差動変成器３７の回転子巻線３９から
の出力は、方向ジャイロの軸角度θプラス回転子軸４０
により挿入される固定差角度と比例する三相変位信号よ
りなり、実際上、軸角度θと比例する。

この角度信号はサイン／コサイン変換器９０内で、それ
ぞれ飛行方向角度のサインおよびコサインと比例する２
つの信号に変換される。

変換器９０は制御差動変成器３７の出力巻線３９に接続
したスコツト−ティー（Ｓｃｏ ｔ ｔ−Ｔｅｅ ）変
成器であってもよい。

スコツト−ティー変成器は二相入力から三相出力に、あ
るいは逆に、図示のように、三相入力から二相出力に変
成するための良く知られた装置である。

変換が三相から二相であるさきには、二相出力はそれぞ
れ入力信号のサインおよびコサインと比例する信号であ
る。

スコツト−ティー変成器はかかる変成を行なうための良
く知られた装置であり、ここでは、アメリカ合衆国ニュ
ーヨークのＬＶビューレイ、マクミラン社（ＬＶ Ｂｅ
ｗｌｅｙ。

ＭａｃＭｉｌｌａｎ Ｃｏ、）により１９４９年に発行
された教科書「交流機器（ＡｌｔｅｒｎａｔｉｎｇＣｕ
ｒｒｅｎｔ Ｍａｃｈｉｎｅｒｙ）Ｊ−特にいわゆるス
コツト−ティー結線の基本特性を説明している同書の第
８９−９１ページを引用しておく。

スコツト−ティー変成器９０からの出力は軸角度θのサ
インおよびコサインと比例する一対の信号である。

すなわち、 ＥＩ＝ＥＭ Ｓ＋ｎ ｗｔ Ｃｏｓ θＥ２＝ＥＭＳ
ｉｎ ｗｔ Ｓｉｎ θ上式中、 ＥＭニピーク電圧 θ二軸角度 ＥＭ Ｓｘｎ ｗｔ ＝ジャイロ位置伝達装置３５のた
めの励振電圧。

正弦波および余弦波信号は、搬送波を取り除き且つ軸角
度のサインおよびコサインさ共に変動する直流電流を発
生するように復調しなければならない。

したがって、スコツト−ティー変成器９０からの信号は
、それぞれ共通の基準信号ソース９５に結合した一対の
復調器９３と９４に適用される。

復調器は同期復調器であるのが好ましい。その理由は、
ジャイロ・ピックオフおよび制御差動変成器からの信号
は典型的には、搬送波を復調目的のために再挿入しなけ
ればならないので、単側波帯の、抑制搬送波信号である
からである。

軸角度のサインおよびコサインと比例する復調信号は、
それぞれ復調器９３と９４の出力に結合した微分回路網
９６と９７内で該信号に微分することにより、角速度信
号Ｒ４とＲ２に変換される。

微分回路網は入力信号の一次導関数である出力を発生す
るための良く知られた回路であり、回路網８６と９７は
簡単なＲ−Ｃ回路の形式を含む各種の形式を有すること
ができる。

微分信号は低域フィルター９８と９９に適用され、該低
域フィルターは、高周波成分を阻止し且つ低周波成分の
みを通過させるよう（こ遮断周波数を有している。

低域フィルターは、航空機の通常の偏揺角（ｙａｗ）振
動に応答して従属および直立遮断部が作動するのを排除
するために設けられる。

というのは、偏揺角軸線の回りでの振動により、旋回中
に起こる方向および垂直ジャイロ内での加速誘導誤差の
形成が行なわれることはないからである。

したがって、偏揺角振動の典型であるこれら高周波成分
が旋回速度遮断信号発生チャンネルに影響を及ぼすのを
阻止するために何らかの装置を設けなければならない。

低域フィルター９８と９９は偏揺角振動による高周波信
号成分を減衰させ、他方、航空機の旋回による軸回転を
表わす低周波信号を通過させる。

微分信号ならびにろ波信号はベクトル和回路網１００に
適用され、ここでは該信号は軸角度の変化速度と比例す
る出力信号を発生するようにベクトル結合される。

これら２つの信号のベクトル和ｄθ ？こより、線速度信号すなわちＲ−ＥＭａ ｔ と正
比例する出力信号が得られる。

この信号は軸の角位置の変化速度と比例するので、ベク
トル和回路網の出力における電圧は、旋回中における角
変化速度が所定の値を超えたときには旋回速度遮断を開
始するために使用できる。

この目的のため、ベクトル和回路網１００からの速度信
号は一方の人力としてコンパレータ１０に適用され、他
力の入力は所定の旋回速度たとえば毎分３°を表わす基
準信号である。

ベクトル和回路網からコンパレータへの入力電圧が基準
電圧を超え、旋回速度かたとえば毎分３°を超えたこさ
が表示されたならば、コンパレータ（任意の好適な構成
のものでよい）が制御信号を発し、この制御信号が回路
網８に適用されて従属およびロール直立の遮断を開始さ
せる。

ベクトル和回路網は電気機械的または純粋に電子的ない
ずれかの好適な構成のものでよい。

２つまたは３つのいずれかの変数のベクトル和のための
多くの装置を利用できる。

上記したように、リゾルバおよびリゾルバ・チェーンは
、ベクトル和のために使用できる電気機械装置の例であ
る。

別のやり方では、二乗または三乗の和の平方根を計算す
る論理回路も使用できる。

上記したように、第３図に示した装置は、角旋回速度が
所定の速度たとえば毎分３°よりも小さい限り、通常の
従属およびロール直立モードで作動する。

したがって、通常の作動においては、方向ジャイロ１（
こより表示される航空機の飛行方向と磁気コンパス２に
より表示されるそれとの間の偏差によって、制御変成器
３２から出力信号が発生され、この制御信号はジャイロ
のトルク・モータ５６に結合されてジャイロを歳差運動
させ且つこれを磁気コンパスさの整合状態に戻す。

同様に、垂直ジャイロ５のスピン軸線が地球の重力ベク
トルから偏位すると、懸垂式重力感知器６から出力信号
が発生される。

この信号は増幅されてトルク・モータ７３に適用され、
該トルク・モータはジャイロ５を歳差運動させてスピン
軸線と垂直方向に整合させる。

同時に、方向ジャイロ１からの出力がシンクロ３７を介
して旋回速度遮断信号発生チャンネル９に供給される。

チャンネル９は飛行方向軸３４の回転速度に従かうこと
のできる入力信号を受は取らないけれども、該チャンネ
ルは軸回転速度（もし存在すれば）、したがって航空機
の旋回速度上比例する出力信号を発生する。

旋回速度遮断信号発生チャンネル９からの出力が存在し
ないかあるいはかかる出力が所定の太きさよりも小さい
ならば、従属チャンネル遮断回路網４と組み合わせた従
属リレー巻線６１が付勢され、これと組み合わせた接極
子５９と６０は常態では開いた接点５８と接触して位置
し、これにより、増幅器５４からの出力をトルク・モー
タ５６に適用し且つ方向ジャイロ１を磁気コンパス２に
従属させる。

同様に、ロール直立遮断回路網８と組み合わせたリレー
巻線８０は脱勢状態にあり、その結果、接極子７９は常
態では閉じた接点７７と接触して位置し、ロール直立増
幅器７４からのリード線７６はトルク・モータに接触し
である。

したがって、垂直ジャイロ５は、外側ジンバル上に装着
した懸垂式重力感知器６からの出力（と応答して歳差運
動する。

方向ジャイロ伝達装置出力の角回転速度が所定の速度た
きえば毎分３°を超えて旋回速度も毎分３°を超えたこ
さが表示されるさ、コンパレータ１０から制御信号が発
生されてリレー巻線８０を付勢する。

リレー巻線８０が付勢されると、リレー接極子７９が常
態では閉じた接点７７から移動し、増幅器７４からトル
ク・モータ７３までの間の接続を遮断し、これにより、
垂直な重力感知器６からの出力信号に応答して垂直ジャ
イロ５のロール直立を終止させる。

リレー巻線８０の付勢と共に、その接極子８４も作動し
、そして常態では閉じた接点８２から常態では開いた接
点８３に向かって動作する。

モード制御（選択）スイッチ８５からの正電源電圧は従
属リレー巻線６１から断路して該巻線６１を脱勢させる
。

リレー巻線６１が脱勢されると、従属遮断回路網４中の
接極子５９と６０が常態では開いた接点５８から常態で
は閉じた接点５７まで動作し、これにより、増幅器５４
の出力をトルク・モータ５６から断路し、その結果、方
向ジャイロ１は自由ジャイロ・モードで作動し且つもは
や磁気コンパス２の出力に従属しない。

制御差動変成器３７および中継制御変成器４４により制
御されるサーボ回路網は、装置飛行方向出力軸３４が旋
回中に方向ジャイロ１に従動するように該出力軸を整合
させるよう作動し続ける。

したがって、従属およびロール直立は遮断されるけれど
も、飛行方向軸サーボ装置４８等は、たとえ旋回中に必
要な追従速度が毎秒３００°までの非常に高い角旋回速
度になっても、旋回中の方向ジャイロ１の位置に追従し
続ける。

高速旋回の終りにおいては、装置飛行方向出力軸３４は
、機首磁方位およびロールに加速誘導動詞差を起こすこ
となく、航空機の旋回に密接Ｏこ追従している。

第３図に示す装置ζこおいては、方向ジャイロ１の軸の
角位置は、旋回速度遮断信号発生チャンネル９内でさら
に処理するために、スコツト−ティー変成器９０により
サインおよびコサイン関数に変換され、該スコツト−テ
ィー変成器９０は差動変成器３７からの三相信号を所望
のサインおよびコサイン関数に変換する。

第４図においては、いわゆるトランゾルバ（ｔｒａｎｓ
ｏｌｖｅｒ）を包含する別の構成が、旋回速度遮断信号
発生チャンネル９内で処理するためのサインおよびコサ
イン関数を提供するために使用されている。

第４，５および６図において、（１）第３図の対応する
部品と同様な部品は第３図の場合と同じ参照数字を付し
てあり。

（２）第３図の部品と同様ではないがこれらと類似する
部品は、第３図の場合と同じ参照数字に接尾記号を付し
て示しである。

たとえば、第４図のトランゾルバ３γａは第３図のシン
クロ（差動変成器）３７七類似する。

したがって、第４図においては、第３図の方向ジャイロ
のピックオフ（伝達装置）３５からの方向ジャイロの軸
角度を表わす信号２６はトランゾルバ３７ａの入力端子
に印加される。

トランゾルバ３７ａは多相固定子巻線３８ａおよび一対
の直角回転子巻線３９ａ１と３９ａ２を包含する。

回転子巻線対３９ａ１，３９ａ２からの出力信号の２つ
の対１０９，１１０はそれぞれ第３図の場合と同じ２つ
の角度の和、すなわち方向ジャイロ１のスピン軸線角度
および３つの回転子巻線を装着した軸４０の角度の和の
サインおよびコサインと比例する。

したがって、第３図の場合と同様に、角度の和は所望の
装置飛行方向軸角度を表わす。

信号対１０９，１１０は、第３図の復調器９３と９４に
結合した出力端子１０８に印加される。

信号対１０９，１１０はまた、装置飛行方向軸３４を位
置決めするためのサーボループを制御するリゾルバ４４
ａにも印加される。

リゾルバ４４ａは、２つの入力信号１０９，１１０のベ
クトル和を表わす電圧を回転子巻線４５ａ中で発生する
ために、それぞれ直角固定子巻線４３ａ１と４３ａ２１
こ印加された信号１０９，１１０（サインおよびコサイ
ンと比例する）を有している。

トランフルバ４４ａＬ装置飛行方向軸３４の角出力間に
差がある場合にのみ、回転子巻線４５ａ中に電圧が誘導
される。

この信号は加算接続点４６を介してサーボ増幅器４７の
入力に印加される。

増幅器４７から後は、第４図の装置も第３図の装置と同
様である。

第４図の説明Ｑ）ら、第４図ζこ示した機械化すなわち
トランゾルバの使用により第３図に使用したスコツト−
ティー構成さ同じ機能を果たすことが明らかであろう。

適用例およびその環境に依り、一方または他方が好まし
い。

しかし、これらは、軸回転速度、したがって航空機の旋
回速度さ比例する信号を発生するために後で処理される
サインおよびコサイン関数を提供するための二者択一的
な方式に過ぎないことを理解すべきである。

第３または第４図に示した飛行方向、姿勢、基準装置に
おいては、軸角度θのサインおよびコサインと比例する
信号を提供するのはリゾルバ３７またはトランゾルバ３
７ａであり、これらＳｉｎθおよびｃｏｓθ信号は２つ
の目的、すなわち第１にサーボモータ４８、したがって
装置飛行方向出力軸３４を駆動する目的、第２に旋回速
度遮断信号発生チャンネル９への入力信号を提供する目
的のために使用される。

微分器９６と９７がその機能をより良く遂行するためζ
こは、チャンネル９はある特定の状況の下では、装置３
７または３７ａから入手できる信号よりも迅速に時間と
共に変化する入力信号を要求することがある。

たとえば、装置飛行方向出力軸３４が毎秒約３°のカッ
ト・アウト旋回速度で回転しているとき、位置伝達装置
３５からリゾルバ３７またはトランゾルバ３７ａへの信
号３６は比較的ゆっくり変化し、また装置３γと３γａ
は本質的に静止しているので、これら自体はチャンネル
９に供給すべき出力信号の変化速度には寄与しない。

第５図の装置は、リゾルバ３７から得られる信号よりも
迅速に時間と共に変化するチャンネル９のための入力信
号を提供する。

第５図を参照すると、リゾルバ３７がまだ使用されてい
るが、単にサーボモータ４８のための１駆動信号を提供
する（中継器４４、加算接続点４６および増幅器４７を
経由して）目的のためにのみ使用されていることが注目
される。

チャンネル９へのｓｉｎθおよびｃｏｓθ入力信号を提
供する目的のために、最終信号ソースは方向ジャイロ１
の方位軸線（第３図）およびその位置伝達装置（シンク
ロ）３５ではなくて、装置飛行方向出力軸３４であり、
該出力軸３４は減速歯車列４９およびリゾルバ１４６を
経由してこれらｓｉｎθおよびｃｏｓθ信号を発生する
。

〔リゾルバ１４６は実質的にトランゾルバ、すなわち第
４図の装置３７ａと同様なものである。

第４図の場合と同様に、トランゾルバ（リゾルバ）１４
６の出力信号はスコツト−ティー変換器（第３図の９０
）に供給する必要はないが、（第３図の）復調器９３゜
９４に直接印加してもよい。

〕注目すべきことは、リゾルバ１４６の回転子１４９が
、サーボモーフ４８内体の軸１４１の高速と装置飛行方
向出力軸３４の比較的低い速度との中間の速度で駆動さ
れるという事実である。

この目的のために、減速歯車列４９は幾つかの段をなし
て配置され、最初の段１４２は軸１４１（こより駆動さ
れ、最終の段１４４は軸３４を１駆動する。

中間の段１３９は中速軸１４３を駆動し、該中速軸１４
３がリゾルバ１４６の回転子１４９を駆動する。

中速軸１４３の使用により、チャンネル９へのｓｉｎθ
およびｃｏｓθ入力信号が（１）時間（こおいてより迅
速に変化し、（２）信号レベルを高め、しかも（３）航
空機の旋回速度を正確に反映し、且つ（４）方向ジャイ
ロ１の旋回速度および航空機の旋回速度との所望の関係
および比例を維持することが確保される。

第５図をより詳細に説明すると、リゾルバ１４６の回転
子巻線１４９は中速軸１４３上に装着され、且つ回転子
入力端子１４５に印加した適当な交流電圧源から励振さ
れる。

一対の直角固定子巻線１４７と１４８はその中に誘導さ
れた電圧を有し、これら電圧はそれぞれ回転子電圧の発
生物ならびに回転軸角度のコサインおよびサインと比例
する。

第５図には、第３図の対応するユニットと同じ参照数字
を付したさらに他のユニットを示してあり、これらはそ
れぞれ対応するユニットと構造的且つ機能的に同一であ
るので、これらζこついてはこれ以上説明しない。

さらに、第５図に示していないユニットも機能的且つ構
成的に第３図の場合と同様と考えてよい。

第３または４図に示した装置においては、ｓｉｎθおよ
びｃｏｓθ信号の最終ソースは方向ジャイロの方位軸線
き組み合わせた位置伝達装置であった。

この方位軸線信号はまずリゾルバ３７またはトランゾル
バ３７ａ内で処理し、さらにスコツト−ティー変成器９
０を使用してまたは使用せずにチャンネル９内で処理し
、次いで復調器９３と９４、微分器９６と９７内で処理
した。

第５図の装置においては、ｓｉｎθおよびｃｏｓθ信号
のソースは装置飛行方向出力軸３４であり、その軸位置
を他の１つのリゾルバすなわちリゾルバ１４６内で処理
し、次いで上記した態様でチャンネル９内においてさら
に処理した。

また、゛位置伝達装置３５からの方位軸信号は、第５図
の装置においても、サーボモータ４８のための駆動信号
を提供する目的のために使用した。

位置伝達装置３５（またはその中継器３７）を三相装置
（当業界では゛三線式シンクロ″として知られている）
として配置し、またベクトル和回路網１００が単に２つ
の入力信号（第３図の場合）だけではなくて３つの入力
信号をベクトル和計算するものさしたならば、ｓｉｎθ
およびｃｏｓθ信号をチャンネル９への印加のために、
中間のリゾルバ、トランゾルバ、スコツト−ティー変成
器を使用せずに、位置伝達装置３５あるいはその簡単な
中継器３７から直接得ることが可能である。

第６図はこのような構成を使用している。

（なお、第６図の説明に続いて、数学的分析を行なう。

）第６図においては、ベクトル和を３つの信号に基づい
て行なうにもかかわらず、第３図の場合吉同様に単に２
つの微分器を設けであるのみで、３つの微分器を設けて
ない。

本発明を想到する際、三線式シンクロ信号を直接的に（
リゾルバとスコツト−ティー変換器を経由せずに）処理
する場合には、３つの信号間の１２０°の位相関係番こ
より３つの信号のうちのいずれか１つが他の２つの和の
負となる故に、３つの信号のうちの２つのみ（３つの全
部ではなく）を微分すれば足りるということが判明した
。

さらに、極性がベクトル和二乗プロセスにおいて任意の
ものとなるので、極性修正は不要である。

したがって、伝達装置すなわちシンクロ３５（またはそ
の中継器３１）から誘導された３つの信号のうち２つを
微分したならば、２つの微分信号を代数的に合計して第
３の信号を作り出し、そしてこれら３つの信号、すなわ
ち２つの微分信号およびこれら２つの微分信号の代数和
信号をベクトル和計算し、出力信号は軸回転速度と比例
する。

添付図面に示し且つ上記した様々な構成ζこおいては、
軸角度のサインおよびコサインと比例する信号はシンク
ロおよびこれさ同等物からの信号であり、軸角度のサイ
ンおよびコサインを表わす直流信号を発生するよう復調
しなければならない。

尚業者（こは理解できるように、ジャイロ飛行方向軸ま
たは装置飛行方向出力軸を使用することにより直接的に
軸角度のサインおよびコサインを表わす直流信号を提供
し、これにより、信号の復調の必要性を排除することに
よって、本発明の完全な利益を得ることもできる。

図示し且つ説明した様様な構成の記述から明らかなよう
に、飛行方向および姿勢基準装置を塔載した航空機の旋
回速度が所定の速度を超えたときに磁気コンパスへの方
向ジャイロの従属および垂直ジャイロのロール直立を遮
断するための旋回速度遮断チャンネルを包含する上記装
置が明確に開示された。

このようにして、旋回により導入された動誤差を排除で
き、他方これさ同時ｌこ、極めて迅速な応答性を有し且
つ極めて急速な旋回速度に追従できる装置が提供される
。

したがって、装置飛行方向出力軸のためのサーボ装置は
感度が高く、且つ毎秒３００°と同じ高さの高角速度で
回転（追跡または追従）できる。

さらに、旋回速度遮断信号を発生する目的のため、非常
に低い角旋回速度における感度に欠ける電気機械的差動
装置たとえば速度計用発電機の使用、および大型で嵩ぼ
り且つ高価な速度ジャイロの使用を避けることもできる
。

この極めて望ましい結果は、（方向ジャイロまたは装置
の出力部の）飛行方向軸角位置信号を得ることにより、
次いで電子微分およびベクトル和によって飛行方向軸の
回転速度、したがって航空機の旋回速度と比例する信号
を発生することにより遂行される。

さらに、旋回速度遮断信号発生回路の成分はこれら自体
が都合良くソリッド・ステート積分回路を使用するのに
役立ち、これにより、回転速度計、発電機等の如き電気
機械装置と比較して寸法の縮小およびコンパクトさにお
いてさらに別の利点をもたらす。

したがって、寸法が小さく、極めて正確であり且つ低い
旋回速度での遮断を可能（こするように良好な応答時間
を有し、組方これと同時に、非常に急速な旋回速度につ
いての装置飛行方向出力軸の迅速且つ正確な応答を可能
にする、飛行方向、姿勢および基準装置のための旋回速
度遮断装置が提供される。

本発明の実施の態様は以下に示される。

（１）空中で安定配向を有し且つ飛行方向軸を装備し、
該飛行方向軸の角位置が航空機の方位配向を表わす慣性
方向基準装置と、回転可能な装置飛行方向出口軸と、航
空機の旋回に応答して上記装置飛行方向出力軸を駆動す
るように航空機と上記方向基準装置との間の相対的な方
位配向に応答するサーボループと、上記方向基準装置が
所定の方位配向から偏位するときに該方向基準装置の配
向を修正するための従属制御装置と、上記飛行方向軸お
よび装置飛行方向出力軸の一方から、飛行方向軸角位置
情報と比例する位置型信号を受は取り角位置変化速度信
号を発生するための信号処理装置であって、飛行方向軸
角位置のサインおよびコサインに比例する信号を提供す
る装置と、上記飛行方向軸角位置のサインおよびコサイ
ンと比例する信号を微分するための微分装置き、これら
微分信号を二乗するための装置と、これら二乗した微分
信号の二乗の和の平方根を抽出するためのベクトル和装
置とを包含している信号処理装置き、航空機の旋回速度
が所定のレベルを超えるときに上記従属制御装置の作動
を遮断するように角変化速度信号に応答する装置とから
なることを特徴とする航空機の飛行方向制御装置。

（２）上記第」項に記載の方式？こおいて、位置型信号
を、飛行方向角度のサインとコサインを表わす信号に変
換するサイン／コサイン変換器を包含することを特徴と
する航空機の飛行方向制御装置。

（３）上記第２項に記載の装置において、角度のサイン
およびコサインと比例する信号を作り出すための変換器
がスコツト−ティー変換器またはトランゾルバであるこ
とを特徴とする航空機の飛行方向制御装置。

（４）上記第２または３項に記載の方式において、変換
器への入力位置型信号が慣性方向基準装置の方位角位置
と比例することを特徴とする航空機の飛行方向ＩＩＩ御
装置。

（５）上記第２または３項に記載の装置において、サイ
ン／コサイン変換器が、装置飛行方向出力軸に結合した
回転子、および飛行方向角度のサインおよびコサインと
比例する信号を作り出す固定子巻線を有する角度分解装
置を包含していることを特徴とする航空機の飛行方向制
御装置。

（６）上記第１項に記載の装置において、位置型信号を
慣性方向基準装置からの１組の三相信号として供給し、
微分装置が三相信号の組から誘導した２つの信号を微分
し、また２つの微分信号を代数的に合計して代数和信号
を作り出すための代数和装置を包含し、ベクトル和装置
が２つの微分信号および代数和信号を、互いに関して重
みつき関係で、ベクトル的に合計して上記第１項に記載
した角速度信号を作り出すことを特徴とする航空機の飛
行方向制御装置。

【図面の簡単な説明】

第１図は磁気コンパス、従属した方向ジャイロ、垂直ジ
ャイロ、および遮断信号発生チャンネルの間の関係を示
す本発明のブロック線図、第２図は軸角度θの形式の飛
行方向情報から航空機の旋回速度と比例する速度信号を
発生するための信号処理順序を示す遮断信号発生チャン
ネルのブロック線図、第３図は旋回速度遮断装置を使用
する本発明の好ましい具体例を一部図式的に且つ一部斜
視図で示す図、第４図は遮断信号発生チャンネル内で処
理するように軸角度のサインおよびコサインを表わす信
号を発生する装置の別の具体例の図式図、第５図は軸角
度のサインおよびコサインと比例する信号を発生するた
めの装置のさらに他の１つの具体例を示す図、第６図は
軸角度を表わす信号を発生するための装置のさらに他の
１つの具体例を示す図である。 １・・・・・・方向ジャイロスコープ、２・・・・・・
磁気コンパス、３・・・・・・従属チャンネル、４・・
・・・・従属遮断回路網、５・・・・・・垂直ジャイロ
スコープ、６・・・・・・重力感知器、７・・・・・・
ロール直立制御チャンネル、８・・・・・・ロール直立
遮断回路網、９・・・・・・旋回速度遮断信号発生チャ
ンネル、１０・・・・・・コンパレータ、２０・・・・
・・変換器、２Ｌ２２・・・・・・微分回路網、２３・
・・・・・ベクトル和装置、３２・・・・・・制御変成
器、３３・・・・・・回転子巻線、３４・・・・・・飛
行方向出力軸、３５・・・・・・位置伝達装置、３７・
・・・・・制御差動伝達装置（リゾルバ）、３７ａ・・
・・・・トランゾルバ、３８．３８ａ・・・・・・固定
子巻線、３９，３９ａ・・・・・・回転子巻線、４０・
・・・・・軸、４３・・・・・・固定子巻線、４４・・
・・・・中継制御変成器、４４ａ・・・・・・リゾルバ
（トランゾルバ）、４５．４５ａ・・・・・・回転子巻
線、４７・・・・・・サーボ増幅器、４８・・・・・・
サーボモータ、４９・・・・・・減速装置、５３・・・
・・・復調器、５４・・・・・・増幅器、５６・・・・
・・トルク・モータ、６１・・・・・・リレー巻線、７
１・・・・・・内側ジンバル、７２・・・・・・外側ジ
ンバル、７３・・・・・・トルク・モータ、８０・・・
・・・リレー巻線、８５・・・・・・モード選択スイッ
チ、９０・・・・・・サイン／コサイン変成器、９３．
９４・・・・・・復調器、９６．９７・・・・・・微分
回路網、９８，９９・・・・・・低域フィルター、１０
０・・・・・・ベクトル和回路網、１４３・・・・・・
中速軸、１４６・・・・・・リゾルバ、１４７，１４８
・・・・・・固定子巻線、１４９・・・・・・回転子巻
線、１６１・・・・・・代数和回路網。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ ａ）空中で安定配向を有し且つ飛行方向軸を装備
   し、該飛行方向軸の角位置が航空機の力位配向を表わす
   慣性方向基準装置と、 ｂ）回転可能な装置飛行方向出力軸と、 Ｃ）航空機の旋回に応答して上記装置飛行方向出力軸を
   駆動するように航空機と上記方向基準装置との間の相対
   的な力位配向に応答するサーボループと、 ｄ）上記方向基準装置が所定の力位配向から偏位すると
   きに該方向基準装置の配向を修正するための従属制御装
   置と、 ｅ）上記飛行方向軸および装置飛行方向出力軸の一刀か
   ら、飛行方向軸角位置情報に比例する位置型信号を受は
   取り角位置変化速度信・号を発生するための信号処理装
   置であって、飛行方向軸角位置のサインおよびコサイン
   に比例する信号を提供する装置と、上記飛行方向軸角位
   置のサインおよびコサインに比例する信号を微分するよ
   めの微分装置と、これら微分信号を二乗するための装置
   と、これら二乗した微分信号の二乗の和の平方根を抽出
   するためのベクトル和装置とを包含している信号処理装
   置と、 ｆ）航空機の旋回速度が所定のレベルを超えるときに上
   記従属制御装置の作動を遮断するように上記角位置変化
   速度信号に応答する装置とからなることを特徴とする航
   空機の飛行方向制御装置。 ２ 空中で安定配向を有する慣性垂直基準装置と、上記
   垂直基準装置が真の垂直配向から偏位するときに該垂直
   基準装置の配向を修正するための従属制御装置と、航空
   気の旋回速度と共に変動する角位置変化速度信号を発生
   するように飛行方向軸および装置飛行方向出力軸の一力
   からの飛行方向軸角位置信号に応答する信号処理装置と
   、航空機の旋回速度が所定レベルを超えるときに上記垂
   直基準装置のための上記従属制御装置の作動を遮断する
   ように上記角位置変化速度信号に応答する装置とを包含
   することを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空
   機飛行方向制御装置。