JPS632798A - 航空機の飛行制御方法 - Google Patents

航空機の飛行制御方法

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JPS632798A
JPS632798A JP62150057A JP15005787A JPS632798A JP S632798 A JPS632798 A JP S632798A JP 62150057 A JP62150057 A JP 62150057A JP 15005787 A JP15005787 A JP 15005787A JP S632798 A JPS632798 A JP S632798A
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JP
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angle
estimated value
combined
attack
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JP62150057A
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English (en)
Inventor
ジョン・ジェラルド・マックゴウ
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Honeywell International Inc
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AlliedSignal Inc
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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
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models

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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Navigation (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。

Description

【発明の詳細な説明】 ３、発明の詳細な説明〕 〈産業上の利用分野〉 本発明は航空機の飛行制御装置に係る。
〈従来の技術〉 現在および将来の高性能戦闘機のためのデジタル飛行制
御装置は著しく正確な飛行データ例えば迎角、横滑り角
を、飛行機の姿勢および飛行経路の閉じたループ制御の
ために必要とする。
〈発明が解決しようとする問題点〉 これらのデータを得るための従来の装置にはっぎの問題
点がある。
（ア）　圧力測定用プローブの氷結防止のため加熱装置
が必要である。
（イ）　空気圧配管が長大となる。
（つ）　エンジン動力の変化によって測定値が大きく影
響を受ける。
（１）　外部プローブは地上および飛行中に損傷を受け
やすく、空気力学的抗力を生ずる。
（オ）　圧力測定は飛行運動中および他の航空機の後流
中において高振動を受けて不正確となる。
本発明の目的は上述の問題点を解決し、所要の空気デー
タを得る方法を提供するにある。
〈問題点を解決するための手段〉 本発明によれば、迎角および横滑り角が始めに慣性空間
に相対的に展開され、次に空気力学的方程式により展開
される。これらのデータが混成されて慣性空間に相対的
に得られたデータは前述飛行運動中または他の航空機の
後流中におけるような高振動状態において、空気力学的
方程式により得られたデータは低振動状態において使用
される。
本発明による飛行制御装置に使用する所望の空気データ
を求める方法は、慣性空間に相対的な迎角および横滑り
角を決定する工程を含む。既知のトリム状態に対して、
トリム迎角およびトリム横滑り角は、動圧、マツハ数お
よび飛行機の正味重量の関数として予め貯蔵された数値
表から求められる。これらの値および対気速度の推定値
を使用し、対気速度が固定の航空機軸線に沿って分解さ
れて対気速度のトリム分力が得られる。トリム状態にお
いて重力のベクトルは特定の時間瞬間において推定され
る。このように重力ベクトルを求めるとオイラー角（φ
、０、φ）が得られる。慣性加速度の基本式が決定され
、これに基いて全迎角および横滑り角が求められる。
迎角および横滑り角は適当な空気力学方程式を直接解く
ことによって独立に求めることもできる。
トリム迎角およびトリム横滑り角を前述のようにして求
め、慣性加速度の基本式を与えると、これらから全迎角
および横滑り角が求められる。
上述のように迎角および横滑り角の推定のための２つの
独立の方法が与えられた。これらを補完的フィルタ手法
によって組合せて前述目的のために必要なデータが得ら
れる。
次の定義を使用する。
（ｘ＋　ｙ＋　ｚ）　　　　　機体に固定した座標（ａ
Ｘｌ　ａｙｌ　ａｚ）　　　　機体重心（ＣＧ）におけ
る慣性加速度の分力 （ａ、、、ａ、、、ａｚ−）　　　（ＣＧ）における慣
性加速度の推定値 （Ｐ、Ｑ、Ｒ）　　　　　機体に固定された軸線Ｘ。
ｙＨｚまわりの角速度 （ΔＸ　ａ　＋　Δｙａ、Δｚａ）　　加速度計から重
心までの距離 （Ｕ、Ｖ、Ｗ）　　　　　慣性速度の成分（Ｕ、、Ｖ。
、Ｗ、）　　　　トリム慣性速度の成分（Ｕ、、Ｖ、、
Ｗ、）　　　　対気速度の成分（Ｕ’、、Ｖ’、、Ｗ’
ａ）　　　）−リム対気速度の成分（ｕｌ　ｖ、ｗ）　
　　　　慣性速度の増分の成分（δａ、δｒ、δｅ）　
補助翼、方向舵、昇降舵の変位 （ｕ　ａｌ　Ｖ　ａｙ　ｗａ）　　　　対気速度の増分
の成分（ｕｇ＋　Ｖｇ＋　ｗｇ）　　　　突風の成分α
　　　　　　　　　迎角 β　　　　　　　　　横滑り角 Δα　　　　　　　　迎角の増分 Δβ　　　　　　　横滑り角の増分 αＴＲＩＭ　　　　　　　　トリム迎角βＴＲ＋１４ト
リム横滑り角 Ｍ　　　　　　　　マツハ数 Ｍｔｅ　　　　　　　空気力学的モーメントのδｅにつ
いての導関数 ｑ　　　　　　　　　動圧 ｍ　　　　　　　　航空機の質量 Ｗ　　　　　　　　航空機の総重量 ％ｙｙ　　　　　　　　航空機の慣性モーメントＣＬ　
　　　　　　　　空気力学的揚力係数ＣＤ　　　　　　
　　空気力学的抗力係数ＣｗＪｅ　　　　　　　　ピッ
チングモーメントのδｅについての変化 （φ、０．ψ）　　　　　　オイラー角Ｔ　　　　　　
　　全推力 （Ｔ、、Ｔ、、Ｔ２）　　　　推力の分力（ΔＴ　Ｘ　
ｌΔＴア、ΔＴ２）推力の増分の分力Ｇ　　　　　　　
　重力の定数 ＴＡＳ　　　　　　　対気速度 ”１’　Ｅ　Ｍ　Ｐ　　　　　　　自由大気温度（″Ｆ
絶対）Ｓ　　　　　　　　翼面積 Ｃ平均空気力学的翼弦 ＰＳ　　　　　　　　　静圧 慣性空間に相対的な迎角および横滑り角を決定するため
、主計器として３つの直角に配置された加速度計と３つ
の直角に配置されたレートジャイロと、２次的計器とし
て外気温センサと燃料流量計と静圧センサとを使用する
。
これらの計側値からつぎの変数が推定される。
αＴＲ１ＭおよびβＴＲ１Ｍ 動圧　　　　　　　　　　ｑ 機体全重量　　　　　　　Ｗ マツハ数　　　　　　　　Ｍ 対気速度　　　　　　　　ＴＡＳ 航空機慣性モーメント　　エｙｙ 重心の位置 Ｍ　６　ｅおよび 推力の２方向の分力　　　Ｔ２ さらに、次の空気力学的データが必要である。
ＣＬＩ　ＣＤ　（αＴＲ１ＭおよびβＴ交１−推定のた
め）Ｃｗ＋Ｊｅ　　　（ＭＡｅ推定のため）上述補助的
変数および空気力学的データの関連性は第１図に示され
る。
空気力学的方程式を解くことによって迎角および横滑り
角を決定するため主計器として３つの直角に配置された
加速度計と３つの直角に配置されたレートジャイロ（所
望により）と、２次的計器として燃料流量計と静圧セン
サとを使用する。
これらの計甜値から次の変数が推定される。
αＴＲ１ＭおよびβＴＲ１Ｍ 動圧　　　　　　　　　ｑ 機体全重量　　　　　　Ｗ マツハ数　　　　　　　Ｍ 航空機慣性モーメント　エｙｙ 重心の位置 Ａａ 推力のＺ方向の分力　　Ｔ２ 推力の増分　　　　　　ΔＴ　Ｘ　ｌΔＴｙ、ΔＴ２さ
らに、次の空気力学的データが必要である。
ＣＬＩ　Ｃｏ　（αＴＲ１ＭおよびβＴＲ１Ｍ推定のた
め）揚力、横方向力、抗力に関連する空気力学的導関数
、および Ｃ１１Ｊ６　　　ＣＭ６ｅ推定のため）上述補助的変数
および空気力学的データの関連性は第２図に示される。
慣性空間に相対的な迎角および横滑り角を決定するため
、既知のトリム状急に対してｑ、Ｍ、Ｗの関数として数
表からαＴＲ１ＭおよびβＴＲ１Ｍが得られる。トリム
状態に対して重力ベクトルはつぎの通り推定される。
（ａＸｌｌ＋　　ａ）’＋１＋　　ａｚｍ）その時間瞬
時において、 ａ　”ｘｗａ＋　ａ　”ｙ＋ｗ＋　ａ　”ｘｗａ＝　Ｇ
”　　　　　　　　（１）または。
（ａｘ＋Ｇ５１ｎＯ０）”＋（ａ、−Ｇｓｉｎφ。’　
ｃｏｓθ。）２＋（ａ、　　Ｇｃｏｓφ、　”　ＣＯ５
θｏ）”＝Ｇ”　　　　　　　（２）（１）式は推定さ
れた重力ベクトルの大きさはＧに等しいことを示す、推
定の誤差は（ａｘ、　ａｙｔａｚ）であり、これらの成
分は（２）式を満足する。
（１）式の条件は推定重力ベクトルの誤差を著しく減少
すると考えられる。
重力ベクトルが得られるとオイラー角（φ。、θ。）は
つぎの式から求められる。
Ｇ　ｓｉｎθ。＝ａＸ、および −Ｇｃｏｓφ、　’　ｅｃ’！θａ　＝　８　＞’１１
慣性加速度はつぎの式から推定される。
ａｘ”　　ａ　Ｘｌｌ　　　ＯＳｉｎ　θａ、＝　　ａ
　、＋ｌ十〇ｓｉｎ　φ　＋　ｃｏｓ　θａｚ＝ａｚｌ
ｌ＋ＧＣＯ５φ“ｃｏｓ　Ｏここで、初期条件として（
φ＝φ。、θ＝Ｏｏ）トリム状態はつぎの条件で生ずる
と仮定する。
ａ、＝ａｙ＝ａｚ”　Ｏ（概略）およびＰ＝Ｑ＝Ｒ＝Ｏ
（概略） このようにして基本方程式が得られた。
ａ、＝＝凸＋ＱＷ−ＲＶ ａ、＝Ｖ＋ＲＵ　　　ＰＷ ａ　ｚ　＝Ｗ　＋Ｐ　Ｖ　　Ｑ　Ｕ さらに φ＝　Ｐ　十Ｑｓｉｎφｔａｎθ十Ｒｃｏｓφｔａｎθ
θ”Ｑｃｏ６φ−Ｒｓｉｎφ 示＝（Ｑｓｉｎφ＋Ｒｃｏｓφ）／ｃｏｓθ初期条件は Ｐ＝Ｑ＝Ｒ＝０ （Ｕ、　Ｖ、　Ｗ）＝（Ｕ’、、　Ｖ’、、　Ｗ’、）
φ＝φ０ ０＝θ。
ψ＝０ これらの式から速度の増分　ｕ、Ｖ、Ｗ　が得られる。
迎角および横滑り角は次式から得られる。
＝＝ｔａｎ−１（Ｗ’ａ＋　ｗ）／　（Ｕ’ａ＋　　ｕ
　）（Ｖ’ａ＋ｖ）２＋　（Ｗ’ａ＋ｗ）　２）迎角お
よび横滑り角を空気力学的方程式を解いて求めるとき、
これらの角は加速度計の読みを使用し、直接に空気力学
的方程式を解くことにより決定される。
トリム値αＴＲＩＭおよびβＴＲ１Ｍは前述のように既
知のトリム状態に対してｑ、Ｍ、Ｗの関数として数表か
ら求められる。基本的方程式は Ｑｘｍ　　ａｘｍ（０）”ａｘ＋Ｇ５１ｎＯＧｓｉｎＯ
。
＝Ｘｕｕａ＋Ｘｖｖａ＋Ｘｕｗａ＋ΔＴｘ／ｍ＋　（Ｘ
　ｐ　Ｐ　＋　ＸｏＱ　＋ＸＲＲ十Ｘｕ　ｗ　）ａ　ｙ
ｖａ　　ａ　ｙｍ（ｏ）　＝　ａ　ｙ　　Ｇ５１ｎφ＋
ｃｏｓθ−Ｇ　ｓｉｎφ０＋ｃｏｓθｏ　＝　Ｙ　ｕ　
ｕ　ａ　＋　Ｙ　ｖ　Ｖ　６　＋　Ｙ　ｕ　Ｗ　ａ　＋
　Ｙ　Ｊ　ａδ８＋　Ｙ　Ａ　ｒδ７＋ΔＴ　ｙ／　ｒ
ｎ　＋［Ｙ　ｐ　Ｐ　＋　Ｙ　ｏ　Ｑ＋Ｙ鍼Ｒ＋ＹΩ※
〕 ａ　ｚｖｘ　　ａ　ｚ＋ｗ（ｏ）　＝　ａ　ｚ　　Ｇｃ
ｏｓφ＋ｃｏｓ　Ｏ＋　Ｇｃｏｓφ０・ｃｏｓθａ＝Ｚ
ｕｕａ＋Ｚｖｖａ＋Ｚｕｗａ＋Ｚ　ａδ。
＋ΔＴ　ｚ／　ｍ　＋　（Ｚ　ｐ　Ｐ　＋　Ｚ　ｏ　Ｑ
　＋　Ｚ　ＲＲ＋Ｚδ口 括弧を付した項は任意的なレートジャイロを使用した場
合に適用される。レートジャイロを使用しない場合には
この項は誤差を示す。
オイラー角　φ、θ、φ。、θ。は加速度計の読みに含
まれており、前述の慣性空間に相対的に迎角および横滑
り角を決定する場合と同様に決定する必要はない。
全迎角および横滑り角は次式から決定される。
ａ　＝ｊａｎ−’　（ｗ’、＋　ｗａ）／　（Ｕ’ａ＋
　ｕ　ａ）＋（ＶＱａ＋Ｖ、）２＋（Ｗ０ａ＋Ｗａ）２
ここに、 ｕ’、ｖ’、ｗ’　はトリム時（７）ＴＡＳ１７）成分
テある。
基礎方程式を量ｕａ／ｕ’、ｖａ／Ｖ’、ｗａ／Ｗ’に
ついて書きかえてＴＡＳに無関係とすることができる。
この場合、迎角および横滑り角は次式から決定される。
Δａ　”　Ｗ　ａ　／　Ｕ　’　ａ　＋　　　α２αＴ
ＲＩＭ＋ΔαΔβ”　Ｖ　ａ／　Ｕ　’　ａＨβ＝βＴ
ＲＩＭ十Δβ第２図に示す補助変数の関連図においてＴ
ＡＳの影響は消去されている。すなわち１式は次の変数
について解かれている。
ｕ　ａ／Ｕ’ａ　　ｖ’Ｖａ／Ｕ’ａ　　ｒ　　ｗａ／
Ｕ’ａ空気力学的導関数はｑに比例するから、基本方程
式を使用するときには少なくともｑおよび望ましくはマ
ツハ数を連続的に最新のものとする必要がある。
前述によりαおよびβの本質的に独立の２つの推定値が
得られた。αおよびβのそれぞれの推定値は組み合わさ
れていづれか一方の推定値のみから得られるものよりも
正確な推定値が得られる。
これは第３図に示す補完的なフィルタ装置により達成さ
れる。
これに関して、迎角および横滑り角を慣性空間に対して
決定するとき主な誤差原因はトリム状態からの風の変化
である６合計の誤差をΔαとしたとき、 Δα＝ｗｇ／ＵＯａ ここで Ｗ８＝航空機軸線２に沿う風の速度の変化Ｕ’ａ＝航空
機軸線Ｘに沿う対気速度 例えば４０ｆｔ／ｓｅｃ　（１２ｍ／秒）程度の低速度
および風の変化の場合、合計誤差は許容できないものと
なる。大幅な風の変化は本質的に低い飛行周波数で生じ
、空気力学的方程式を解くことにより迎角および横滑り
角を求めることは風の影響を受けないから、前述補完的
なフィルタ装置は高周波数において慣性空間のαおよび
βの推定値を使用し、低周波数において空気力学的方程
式によるαおよびβの推定値を使用して所望の推定値を
得るようにする。
補完的なフィルタ装置はフィルタの時定数にの選択につ
いて外部的位相遅れを導入することがなく、これは選択
における自由度が高い。Ｋ＝１秒の範囲において各種の
時定数は満足な結果を与えることが判った。
第３図において慣性空間に相対的な迎角および横滑り角
の推定値はｘｌｌとして示され、空気力学的方程式によ
る推定値はＸＩ′□として示される。
ｘ　ＩＩ□は数字２として示す加算装置に適用され、こ
こでｘｗ□は加算装置４の出力に代数的に加算される。
加算装置２の出力は固定の利得Ｋを有する利得装置６に
適用され、利得装置６の出力は時定数１　／　ｓを有す
るフィルタ８に適用される。フィルタ８の出力は加算装
置４に適用されそこでｘ　１１□が加算される。加算装
置４はこのようにして出力ｘ１を与え、これが所望のα
またはβの推定値となる。
前述のように第１図および第２図は補助変数の関連性を
示す。これら変数の推定値は下記により得られる。
±−」ノ１１定 ｑの推定値を求めるためには観測により（ａ）　　　ｑ
＝（Ｍ、ｒｅｒｙｙ）／（ｓｃＣ＋ａｅ）（ｂ）　　高
周波数時に、振幅比　１６／（δｅ）１は、はぼ　１Ｍ
ｒｅｌ　　に等しい。
この推定手順は外部の変動するδｅ指令を導入し、合力
Ｑの振幅応答によって　１Ｍ、ｔ、ｌ　　を既定し、こ
れを上式（ａ）に代入してｑを得る。代表的な振幅周波
数応答を第４図に示す。高い周波数すなわち作動周波数
において振幅は次式で示す。
ｌ　Ｍｇｅ＋　ＺｒｅＭｌ：１１ 実際上は最後の項は無視できる。
実際的にはｑは航空機のトリム状態に関係無く連続的ま
たは間欠的に推定される。波動的な表面運動は有害であ
ると考えられているので、ｑを周期的に推定し、推定さ
れた対気速度と慣性高度との増分を使用して最新情報を
修正することが望ましい。
２　マツハ　の マツへ数は次式により推定される６ Ｍ＝ＳＱＲＴ（２／１．４）”（ｑ／ｐｓ）□鼾−方Ｊ
い１灸工込μｓＯＳ定 ＴＡＳは次式により推定される。
ＴＡＳ＝４９Ｍ’ＳＱＲＴ（ＴＥＭＰ）　　（ｆｔ／秒
）±−光公遺定 全重量を推定するための方法は初期重量は既知であると
して燃料および貯蔵物を追跡する。
５　　Ｉ、、の推定 Ｉ、アは全重量から予測可能であると仮定される、従っ
てＷが判ればＩＶＹは推定可能である。
６　　Ｐｓの推定 本発明において静圧は空気データの計測によって直接に
側室可能であると仮定される。このためのセンサーは比
較的簡単で空気流中に大きく突出する必要がないから、
この仮定は許容される。
７　　ＴＥＭＰの推　− 本発明において自由大気温度（ＴＥＭＰ）は直接に測定
可能であると仮定される。
８　　ＣＧの進よ。
ＣＧの位置は全重量から予測可能であると仮定される。
従って、Ｗが既知であればＣＧの位置も判る。
□旦−−」市内の推定 推力は空気力学的の式に存在するから重要である。特に
これはαＴＲ１Ｍの決定とΔαの決定とに対して前述の
ように影響する。
通常の航空機の場合、推力ベクトルはｗｚ平面にあり、
航空機の軸線又と固定の角εをなす。全推力Ｔが判れば
Ｘおよび２成分は次式により計算される。
Ｔ、＝　Ｔ　Ｃｏｓ　ｔ Ｔ　２：＝　Ｔｓｉｎ　ｔ αＴＲ１１４の決定のためにはＴは概略的に次式によっ
て求められる。
ＮｑｓＣＤ Ｔ　ｚＮｑＳ　ｃｏ　ｓｉｎε 非トリム状態の飛行時にｕ、の推定のためには大きい速
度変化が予想される場合には、抗力方程式が必要である
。従って非トリム状態の飛行時に推力を独立に測定する
ことがΔＴＸと八Ｔ２の計算のために必要である。
ＴＡＳが連続的に利用可能であれば速度成分の増分ｕ、
は次式から決定される。
これを適当な揚力および横方向力方程式に入れる。抗力
方程式は全推力（と分力Ｔ、）を計算するために使用さ
れる。
本発明は特許請求の範囲によって限定されるものであり
、上述した説明は本発明の理解を目的としている。
【図面の簡単な説明】
第１図は慣性空間に相対的な迎角と横滑り角との推定値
を決定するための種々の補助的変数と空気力学的データ
との関連を示すフローチャートである。第２図は空気力
学的方程式を解いて迎角と横滑り角との推定値を決定す
るための種々の補助的変数と空気力学的データとの関連
を示すフローチャートである。第３図は本発明による補
完的フィルタを示すブロック図である。第４図は動圧（
ｑ）を求めるときの振幅と周波数との関係を示すグラフ
である。 ・Ｏ１４

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）迎角および横滑り角の所望の推定値を求めて航空
    機の飛行制御を行う方法において、慣性空間に相対的な
    迎角および横滑り角の第１の推定値を求め、 空気力学的力関係を満足する迎角および横滑り角の第２
    の推定値を求め、 第１の推定値と第２の推定値とを組合せて航空機の飛行
    制御を行うための所望の迎角および横滑り角を求める前
    記方法。
  2. （２）前記所望の推定値と第２の推定値とを組合せて第
    １の組合せ推定値を求め、 第１の組合せ推定値に固定の利得を適用し、固定の利得
    が適用された第１の組合せ推定値にフィルタ処理を行い
    、 固定の利得が適用されフィルタ処理が行われた第１の組
    合せ推定値と前記第１の推定値とを組合せて所望の推定
    値としての第２の組合せ推定値を求め、 該所望の推定値は比較的高い飛行周波数において第１の
    推定値に対応し、比較的低い飛行周波数において第２の
    推定値に対応する、特許請求の範囲第１項記載の方法。
  3. （３）前記所望の推定値と第２の推定値とを組合せて第
    １の組合せ推定値を求める工程が、所望の推定値と第２
    の推定値とを代数的に加算する特許請求の範囲第２項記
    載の方法。
  4. （４）前記固定の利得が適用されフィルタ処理が行われ
    た第１の組合せ推定値と前記第１の推定値とを組合せて
    第２の組合せ推定値を求める工程が固定の利得が適用さ
    れフィルタ処理が行われた第１の組合せ推定値と第１の
    推定値とを加算する特許請求の範囲第２項記載の方法。
  5. （５）迎角および横滑り角の所望の推定値を求めて航空
    機の飛行制御を行う方法において、慣性空間に相対的な
    迎角および横滑り角の第１の推定値を求め、 空気力学的力関係を満足する迎角および横滑り角の第２
    の推定値を求め、 第１の推定値と第２の推定値とを組合せて航空機の飛行
    制御を行うための所望の迎角および横滑り角を求め、該
    所望の推定値が比較的高い飛行周波数において第１の推
    定値に対応し、比較的低い飛行周波数において第２の推
    定値に対応する前記方法。
  6. （６）前記所望の推定値を第２の推定値と組合せて第１
    の組合せ推定値を求め、 第１の組合せ推定値に固定の利得を適用し、固定の利得
    が適用された第１の組合せ推定値にフィルタ処理を行い
    、 固定の利得が適用されフィルタ処理が行われた第１の組
    合せ推定値と前記第１の推定値とを組合せて所望の推定
    値としての第２の組合せ推定値を求める各工程を含む特
    許請求の範囲第５項記載の方法。
  7. （７）前記所望の推定値を第２の推定値と組合せて第１
    の組合せ推定値を求める工程が所望の推定値と第２の推
    定値とを代数的に加算する特許請求の範囲第６項記載の
    方法。
  8. （８）固定の利得が適用されフィルタ処理が行われた第
    １の組合せ推定値と前記第１の推定値とを組合せて第２
    の組合せ推定値を求める工程が固定の利得が適用されフ
    ィルタ処理が行われた第１の組合せ推定値と前記第１の
    推定値とを加算する特許請求の範囲第５項記載の方法。
  9. （９）迎角および横滑り角の所望の推定値を求めて航空
    機の飛行制御を行う方法において、慣性空間に相対的な
    迎角および横滑り角の第１の推定値を求め、 空気力学的力関係を満足する迎角および横滑り角の第２
    の推定値を求め、 第１の推定値と第２の推定値とを代数的に加算して加算
    された推定値を求め、 加算された推定値に固定の利得を適用し、 固定の利得が適用された加算された推定値にフィルタ処
    理を行い、 固定の利得が適用されフィルタ処理が行われた加算され
    た推定値に第１の推定値を加算して所望の推定値として
    の加算推定値を求め、 該所望の推定値が比較的高い飛行周波数において第１の
    推定値に対応し、比較的低い飛行周波数において第２の
    推定値に対応する如くする前記方法。
JP62150057A 1986-06-16 1987-06-16 航空機の飛行制御方法 Pending JPS632798A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/874,761 US4769759A (en) 1986-06-16 1986-06-16 Method for developing air data for use in flight control systems
US874761 1986-06-16

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Publication Number Publication Date
JPS632798A true JPS632798A (ja) 1988-01-07

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ID=25364526

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Application Number Title Priority Date Filing Date
JP62150057A Pending JPS632798A (ja) 1986-06-16 1987-06-16 航空機の飛行制御方法

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US (1) US4769759A (ja)
EP (1) EP0253088A1 (ja)
JP (1) JPS632798A (ja)
CA (1) CA1258531A (ja)

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