JPS5957097A - 垂直平面内における重航空機の操縦方法および装置 - Google Patents
垂直平面内における重航空機の操縦方法および装置Info
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- JPS5957097A JPS5957097A JP58149277A JP14927783A JPS5957097A JP S5957097 A JPS5957097 A JP S5957097A JP 58149277 A JP58149277 A JP 58149277A JP 14927783 A JP14927783 A JP 14927783A JP S5957097 A JPS5957097 A JP S5957097A
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- 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
- G05D1/0661—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for take-off
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (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
【発明の詳細な説明】
技術分野
本発明は速度到達の過程で高度が単調画数（単一符号垂
直速度）となるようにしながら選択速度に到達し、これ
を維持することを可能にする垂直平面内における重航空
機の操縦方法及び操縦装置に関する。
直速度）となるようにしながら選択速度に到達し、これ
を維持することを可能にする垂直平面内における重航空
機の操縦方法及び操縦装置に関する。
上記単調性は、特に下記の２つの重要な操作において尊
重されねばならない； −よシ大きい上昇速度への到達に際して一時的な降下段
階を伴なってはならない。
重されねばならない； −よシ大きい上昇速度への到達に際して一時的な降下段
階を伴なってはならない。
−よシ小さい降下速度への到達に際して一時的な上昇段
階を伴なってはならない。
階を伴なってはならない。
本発明は他例も応用分野があるが特にいわゆる°ルベル
・チェンジ・モードによる高度及び速度ＩＡＳの変化に
対する制御に応用され、前記°゛レベルチェンジ・モー
ドは指令速度及び指令高度の表示後に ａ）選択速度への到達、及び ｂ）目標高度への到達 を行なうものである。
・チェンジ・モードによる高度及び速度ＩＡＳの変化に
対する制御に応用され、前記°゛レベルチェンジ・モー
ドは指令速度及び指令高度の表示後に ａ）選択速度への到達、及び ｂ）目標高度への到達 を行なうものである。
従来技術
従来、速度到達の過程における一時的上昇また＆−Ｊ降
丁全防止する態様の１つとしてポテンシャル・エネルギ
ー変動を制御することｄ、知られている。
丁全防止する態様の１つとしてポテンシャル・エネルギ
ー変動を制御することｄ、知られている。
航空機には時々刻々の綜合傾斜があり、この綜合傾斜ｔ
」、軌道上の加速度（チたは減速度）を表わす運動エネ
ルギー変動と傾斜変動を表わすポテンシャル・エネルギ
ーに正しく配分されていることが好ましい。
」、軌道上の加速度（チたは減速度）を表わす運動エネ
ルギー変動と傾斜変動を表わすポテンシャル・エネルギ
ーに正しく配分されていることが好ましい。
ポテンシャル・エネルギー変動と運動エネルギー変動の
配分子ｌ１ｌＩ御は本願と同じ出願人による。綜合エネ
ルギーを利用する操縦方法及び操縦装置に係わるフラン
ス特許第２３１６６４７号に記載されているような原理
によって達成できる。
配分子ｌ１ｌＩ御は本願と同じ出願人による。綜合エネ
ルギーを利用する操縦方法及び操縦装置に係わるフラン
ス特許第２３１６６４７号に記載されているような原理
によって達成できる。
この方法は指令速度Ｖ２に達する航空方学的速度■の誤
差によって変調された綜合傾斜ｒ、に相当する必要傾斜
γｄに従って重航空機の航空力学的傾斜γ８を制御し、
例えば水平飛行誘導装置のピッチング傾向パーを利用し
て航窒カ学的傾余（ｒａと必要傾斜γｄとの誤差信号δ
を表示するが、または自動システムを介して航空機を操
縦するというものである。
差によって変調された綜合傾斜ｒ、に相当する必要傾斜
γｄに従って重航空機の航空力学的傾斜γ８を制御し、
例えば水平飛行誘導装置のピッチング傾向パーを利用し
て航窒カ学的傾余（ｒａと必要傾斜γｄとの誤差信号δ
を表示するが、または自動システムを介して航空機を操
縦するというものである。
この原理を利用すれば速度差リミタによってあらかじめ
表示される値に従って加速度＝！／こは減速度を制御し
て選択速度ＩＡＳに到達し、この選択速度ＩＡＳを維持
することができ、前記速度差リミタは綜合傾斜γ、の値
によって変調される。
表示される値に従って加速度＝！／こは減速度を制御し
て選択速度ＩＡＳに到達し、この選択速度ＩＡＳを維持
することができ、前記速度差リミタは綜合傾斜γ、の値
によって変調される。
しか５し、加速度または減速度をあらかじめ表示する方
式では１重航空機の表示推力によっては高度の単調性が
保証されない。
式では１重航空機の表示推力によっては高度の単調性が
保証されない。
発明の目的および構成
本発明の目的は重航空機の実高度ｚａｃｔ、と目標高度
Ｚ６ｅｌの高度差Δ２を表わす信号に応じて必要傾斜γ
ｄを、目標高度が実高度よシ大きければ、γ。
Ｚ６ｅｌの高度差Δ２を表わす信号に応じて必要傾斜γ
ｄを、目標高度が実高度よシ大きければ、γ。
が正の値を取シ、逆の場合にはγ、が負の値を取るよう
に制限（Ｌｌｍ（ΔＺ））できるように改良することに
ある。
に制限（Ｌｌｍ（ΔＺ））できるように改良することに
ある。
従って本発明の操縦装置は下記手段を具備する、すなわ
ち、 綜合傾斜べと、該綜合傾斜γτに応じて限界が変動する
リミタによって制御される速度差ΔＩＡＳ信号との和を
表わす信号を形成する加算器と、前記加算器によって供
給され、場合匝よって重航空機の目標高度Ｚｓｒ＋１と
実高度Ｚａｃｔの差に応じて限界が変動するリミタによ
って制御される信号を受信する一方、重航空機の航空力
学的傾斜γ８を表わす信号をも受信する減算器と、マツ
ハで表わされる重航空機の速度に応じて限界が変動する
リミタ、これに続く増幅器及び縦トリム誤差−Δ○を表
わすフィルタで構成できる、前記減算器によって供給さ
れる信号を処理する回路である。
ち、 綜合傾斜べと、該綜合傾斜γτに応じて限界が変動する
リミタによって制御される速度差ΔＩＡＳ信号との和を
表わす信号を形成する加算器と、前記加算器によって供
給され、場合匝よって重航空機の目標高度Ｚｓｒ＋１と
実高度Ｚａｃｔの差に応じて限界が変動するリミタによ
って制御される信号を受信する一方、重航空機の航空力
学的傾斜γ８を表わす信号をも受信する減算器と、マツ
ハで表わされる重航空機の速度に応じて限界が変動する
リミタ、これに続く増幅器及び縦トリム誤差−Δ○を表
わすフィルタで構成できる、前記減算器によって供給さ
れる信号を処理する回路である。
重航空機の縦トリム差−Δ■０を表わす制御信号は重航
空機操縦機構の主制御ルーズまだは飛行誘導装置に転送
することができる。
空機操縦機構の主制御ルーズまだは飛行誘導装置に転送
することができる。
実施例
以下添付の図面を参照１．て本発明の１実施例を説明す
る。
る。
図面において操縦装置は先ず重航空機の綜合傾斜γ１と
、選択速度ＩＡＳと実速度ＩＡＳの差ΔＩＡＳとの和を
表わす信号を形成する回路を含み、前記差ΔＩＡＳは重
航空機を加速または減速させるだめのこの回路は綜合傾
斜信号べを受信する一方、差ΔＩＡＳの演算を行なう減
算器２／増幅器３のアセンブリ及び制御回路によって操
作されろリミタ４から成る回路からの限定差信号ΔＩＡ
Ｓをも受信し、前記制御回路はフィルタ５、増幅器６、
及びフィルタされかつ増幅された綜合傾斜値ｒｉの絶対
値演算回路７を直列に接続して成る。
、選択速度ＩＡＳと実速度ＩＡＳの差ΔＩＡＳとの和を
表わす信号を形成する回路を含み、前記差ΔＩＡＳは重
航空機を加速または減速させるだめのこの回路は綜合傾
斜信号べを受信する一方、差ΔＩＡＳの演算を行なう減
算器２／増幅器３のアセンブリ及び制御回路によって操
作されろリミタ４から成る回路からの限定差信号ΔＩＡ
Ｓをも受信し、前記制御回路はフィルタ５、増幅器６、
及びフィルタされかつ増幅された綜合傾斜値ｒｉの絶対
値演算回路７を直列に接続して成る。
なお、この回路で発生する信号べは直線飛行において一
定速度を維持するため重航空機が取るべき傾斜を表わし
１次の関係式で表わされる；＊−１ ７ｔ（ａＸｌ ＋ａｚｌ １ ＋、 ）ただし αは重航空機の入射角、 ＦＬＸｌはローリング軸上の加速度、 ＩＬＺｌはヨーウィング軸上の加速度、ｇは重力加速度
、 Ｓはラグラス演算子。
定速度を維持するため重航空機が取るべき傾斜を表わし
１次の関係式で表わされる；＊−１ ７ｔ（ａＸｌ ＋ａｚｌ １ ＋、 ）ただし αは重航空機の入射角、 ＦＬＸｌはローリング軸上の加速度、 ＩＬＺｌはヨーウィング軸上の加速度、ｇは重力加速度
、 Ｓはラグラス演算子。
総領斜γ２の測定は実入射角αと、ローリング軸（Ｒｘ
Ｉ＠知）及びヨーウィング軸（ａＺ１検知）とそれぞれ
平行な検知軸を有する少なくとも２つの加速度計を内蔵
する加速度計ホックスとに基づいてコンピュータ内で行
なわれる。
Ｉ＠知）及びヨーウィング軸（ａＺ１検知）とそれぞれ
平行な検知軸を有する少なくとも２つの加速度計を内蔵
する加速度計ホックスとに基づいてコンピュータ内で行
なわれる。
加算器１から供給される信号は重航空機の目標高度Ｚｓ
ｅｌと実高度ＺａｃｔＯ差に応じて限界が変動するリミ
タ９を介して減算器８に転送され、前記差は高度Ｚｓｅ
１及びＺａｃｔｉ表わす信号を受信する減算器１１に
よって得られる。
ｅｌと実高度ＺａｃｔＯ差に応じて限界が変動するリミ
タ９を介して減算器８に転送され、前記差は高度Ｚｓｅ
１及びＺａｃｔｉ表わす信号を受信する減算器１１に
よって得られる。
減算器８は縦トリム差信号■、及びフィルタ１３によっ
てフィルタされｆｃ重航空機の入射角を表わす信号を受
４ｒＭする減算器１２を含む回路によって得られる信号
γ：をも受信する。
てフィルタされｆｃ重航空機の入射角を表わす信号を受
４ｒＭする減算器１２を含む回路によって得られる信号
γ：をも受信する。
減算器によって供給される信号は次いで重航空機の（マ
ツハで表わされる）速度に応して限界が変？、？するリ
ミタ１４、縦トリム差を表わす制御信号−Δ■ｆ供給す
る後続の増幅器１５及びフィルタ１６によって処理され
る。
ツハで表わされる）速度に応して限界が変？、？するリ
ミタ１４、縦トリム差を表わす制御信号−Δ■ｆ供給す
る後続の増幅器１５及びフィルタ１６によって処理され
る。
従ってこの信号−Δ■０は下記の関係式で表わされる；
上下限可変リミタ４及び９の機能に１実速度（ＪＡＳ）
に対する選択速度ＩＡＳＯ値及び実高度Ｚａｃｔに対す
る目標高度Ｚｓｅ １の値に対応する下記６通υのコン
フィギユレーションを力・ぐ−できねはならない。
に対する選択速度ＩＡＳＯ値及び実高度Ｚａｃｔに対す
る目標高度Ｚｓｅ １の値に対応する下記６通υのコン
フィギユレーションを力・ぐ−できねはならない。
ａ、１）加速上昇
選択（ＩＡＳ）〉実（ＪＡＳ）
目標高度Ｚｓｅｌ）実高度Ｚａｃ を
目的；降下しないための限界加速度を得ること。
即ち、限界ピッチ・ダウンは
Ｌｌｍ Ｉｎｆ ＝ ０．５ Ｘ ｌ ｒ’：、 １
限界ピツチ・アップは選択速度に到達するのに充分でな
ければならない。即ち、 Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ＋４°、 Ｌｉｍ Ｚ （下）＝０°。
限界ピツチ・アップは選択速度に到達するのに充分でな
ければならない。即ち、 Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ＋４°、 Ｌｉｍ Ｚ （下）＝０°。
Ｌ ｉ ｍＺ （上）＝２０゜
ａ、２）定速上昇
選択（ＩＡＳ） ＝実（ＩＡＳ）
目標高度Ｚｓｅｌ ：＞実高度Ｚａｃｔ降下しないため
にはＬｆｍＺ（上）が正の値でなければならない。即ち
、 Ｌｉｍ Ｉｎｆ ＝ −０，５Ｘ １ｒＨ１Ｌｉｍ Ｓ
ｕｐ ＝＋４゜ ａ、３）減速上昇 選択（ＩＡＳ）＜実（ＩＡＳ） 目標高度Ｚｓｅｌ）実高度Ｚａｃｔ 通常のケース：速度差の量が一定。
にはＬｆｍＺ（上）が正の値でなければならない。即ち
、 Ｌｉｍ Ｉｎｆ ＝ −０，５Ｘ １ｒＨ１Ｌｉｍ Ｓ
ｕｐ ＝＋４゜ ａ、３）減速上昇 選択（ＩＡＳ）＜実（ＩＡＳ） 目標高度Ｚｓｅｌ）実高度Ｚａｃｔ 通常のケース：速度差の量が一定。
Ｌｉｍ Ｉｎｆ ＝ −４°。
Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝＋ ４°、
Ｌｉｍ Ｚ（上）＝２０°、
ＬｉｍＺ（下）＝０８
５．１）加速降下
選択（ＩＡＳ））実（ＩＡＳ）
目標高度Ｚｓｅｌ（実高度Ｚａｃｔ
ａ、３と相対関係にある通常のケース：Ｌｉｍ Ｉｎ
ｆ ＝ −４゜ Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ＋ ４°、 Ｌｉｍ Ｚ（上）＝０゜ Ｌｉｍ Ｚ（下）＝−２０゜ −ｂ・２）定速降下 選択（ＩＡＳ）＝実（ＩＡＳ） 目標高度Ｚｓｅｌ （実高度Ｚａｃ ｔａ、２と相対関
係にあるケース： Ｌｉｍ Ｉｎｆ ＝ −４゜ Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ０．５１ｒ； Ｉ、Ｌｉｍ Ｚ（
上）二〇。
ｆ ＝ −４゜ Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ＋ ４°、 Ｌｉｍ Ｚ（上）＝０゜ Ｌｉｍ Ｚ（下）＝−２０゜ −ｂ・２）定速降下 選択（ＩＡＳ）＝実（ＩＡＳ） 目標高度Ｚｓｅｌ （実高度Ｚａｃ ｔａ、２と相対関
係にあるケース： Ｌｉｍ Ｉｎｆ ＝ −４゜ Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ０．５１ｒ； Ｉ、Ｌｉｍ Ｚ（
上）二〇。
ＬｉｍＺ（下）＝−４０゜
−ｂ、３）減速降下
選択（ＩＡＳ）（実（ＩＡＳ）
目標高度ＺＢｅｌ（実高度ｚａＣｔ
ａ、Ｉと相対関係にあるケース：
目的：再上昇しないための限界減速度を得ること。即ち
、限界ピッチ・ア、）は Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ０．５ Ｘ ｌγ↑１限界ピ、チ
・ダウンは選択速度に到達するのに充分でなければなら
ない。
、限界ピッチ・ア、）は Ｌｉｍ Ｓｕｐ ＝ ０．５ Ｘ ｌγ↑１限界ピ、チ
・ダウンは選択速度に到達するのに充分でなければなら
ない。
Ｌｉｍ Ｉｎｆ ＝ −４゜
さらに、
Ｌｉｍ Ｚ（下）＝−２０’、
Ｌｉｍ Ｚ（１） ＝ Ｏ８
なお、リミタ１４の作用下に、安全性と両立可能なトリ
ム変化量−Δ■０が得られる。
ム変化量−Δ■０が得られる。
添付の図面は本発明による一実施例としての操縦装置の
ブロック線図である。 （符号の説明） １・・・加算器、２．８，１１．１２・・・減算器、３
６．１５・・・増幅器、４，９．１４・・・リミッタ、
５１３．１６・・・フィルタ、７・・・演算回路。 以下余白
ブロック線図である。 （符号の説明） １・・・加算器、２．８，１１．１２・・・減算器、３
６．１５・・・増幅器、４，９．１４・・・リミッタ、
５１３．１６・・・フィルタ、７・・・演算回路。 以下余白
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、速度到達の過程では高度が単調−数となるようにし
ながら、重航空機の操縦制御装置または飛行誘導装置に
入力することのできる縦トリム誤差を表わす指令信号−
Δ■０が得られるように航空力学的速度と選択された指
令速度の差ΔＩＡＳによって変調ぴれた綜合傾斜γ、に
相当する必要順斜γ６に従って重航空機の航空力学的傾
斜を制御することによシ、特に選択速度に到達し、これ
を維持し、次いで高度到達に移行する垂直平面内におけ
る重航空機の操縦方法において、該方法が、重航空機の
実高度Ｚａｃｔと目標高度Ｚｇｅ ｌとの高度差Δ２の
符号に従って必要傾斜γ６を、目標高度が実高度より大
きければγ６が正の値を取り、逆の場合にはγ。 が負の値を取るようＫ ｆ１７１Ｊ限（Ｌｉｍ（ＺΔ）
）することを’Ｎｔ徴とする垂直平面内における重航空
機の操縦方法。 ２、綜合傾斜べと、該綜合傾斜べに応じて限界が変動す
るリミタに、ｌニー）で制御される速度差ΔＩＡＳ信号
との和を表わす信号を形成する加算器（１）と、 前記加算器（１）Ｋよって供給され、場合によって重航
空機の目標高度Ｚｓｅｌと実高度Ｚａｃｔの差に応じて
限界が変動するリミタ（９）Ｋよって制限される信号を
受信する一方、重航空機の航空力学的傾斜べを表わす信
号をも受信する減算器（８）と、 マツハで表わされる重航空機の速度に応じて限界が変動
するリミタ（１４）、これに続く増幅器（１５）、及び
縦トリム誤差−Δ○を表わず指令ルタ（１６）で構成さ
れる前記減算器（８）によって供給される信号を処理す
る回路から成ることを特徴とする垂直平面内における重
航空機の操縦方法を実施するための操縦装置。 ３、傾斜γ：を表わす信号が重航空機の縦トリム、
１ ■を表わす信号及び伝達画数か１． ＋ ｓ のフィ
ルタ（１３）によってフィルタされた入射角αを表わす
信号を受信する減算器（１２）を含む回路によって得ら
れることを特徴とする特許請求の範囲第２ ｍに記載の
装置。 ４、差ΔＩＡＳを演算する手段が選択速度ＩＡＳｓｅｌ
と実速度ＩＡＳａｃｔを表わす信号を受信する減算器（
２）及びこれと直列の増幅器（３）から成ることを特徴
とする特許請求の範囲第２項及び第３項のいずれかに記
載の装置。 ５、前記リミタ（４）の制御が綜合傾斜信号、 １ γτを受信し、好ましくは伝達−数か−ｒ〒１のフィル
タ（５）、増幅器（６）、及び弓のフィルタされかつ増
幅された値を演算する演算回路（７）を直列に接続して
成る回路によって行なわれることを特徴とする特許請求
の範囲第２項〜第４項のいずれかに記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8214303A FR2532079A1 (fr) | 1982-08-18 | 1982-08-18 | Procede et dispositif de pilotage d'un aerodyne dans le plan vertical, permettant la capture et le maintien d'une vitesse selectee, puis la transition vers une capture d'altitude |
| FR8214303 | 1982-08-18 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5957097A true JPS5957097A (ja) | 1984-04-02 |
| JP2557816B2 JP2557816B2 (ja) | 1996-11-27 |
Family
ID=9276936
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58149277A Expired - Lifetime JP2557816B2 (ja) | 1982-08-18 | 1983-08-17 | 垂直平面内における重航空機の操縦方法および装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0109315B1 (ja) |
| JP (1) | JP2557816B2 (ja) |
| DE (1) | DE3373846D1 (ja) |
| FR (1) | FR2532079A1 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61163096A (ja) * | 1985-01-09 | 1986-07-23 | スペリー コーポレイシヨン | 航空機用降下飛行経路制御装置 |
| GB2575692A (en) * | 2018-07-20 | 2020-01-22 | Univ Warwick | Ultrasonic transducer |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4767085A (en) * | 1986-10-27 | 1988-08-30 | Grumman Aerospace Corporation | Synthetic speed stability flight control system |
| GB2237899B (en) * | 1989-11-10 | 1994-05-11 | Fokker Aircraft Bv | Automated approach speed control for an airplane |
| US5826834A (en) * | 1994-10-19 | 1998-10-27 | Honeywell Inc. | Self adaptive limiter for automatic control of approach and landing |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2316647A1 (fr) * | 1975-07-04 | 1977-01-28 | Sfena | Procede et systeme de pilotage utilisant l'energie totale |
-
1982
- 1982-08-18 FR FR8214303A patent/FR2532079A1/fr active Granted
-
1983
- 1983-08-17 JP JP58149277A patent/JP2557816B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1983-08-18 EP EP83401678A patent/EP0109315B1/fr not_active Expired
- 1983-08-18 DE DE8383401678T patent/DE3373846D1/de not_active Expired
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61163096A (ja) * | 1985-01-09 | 1986-07-23 | スペリー コーポレイシヨン | 航空機用降下飛行経路制御装置 |
| GB2575692A (en) * | 2018-07-20 | 2020-01-22 | Univ Warwick | Ultrasonic transducer |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0109315A1 (fr) | 1984-05-23 |
| DE3373846D1 (en) | 1987-10-29 |
| JP2557816B2 (ja) | 1996-11-27 |
| FR2532079A1 (fr) | 1984-02-24 |
| EP0109315B1 (fr) | 1987-09-23 |
| FR2532079B1 (ja) | 1985-01-11 |
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