(57)【要約】【課題】  航空機上の乗員が受ける不快な加速を最小にする航空機速度自動制御装置。【解決手段】  航空機用飛行制御装置は、航空機の対気速度又は慣性速度のいずれか一方である第１パラメータの選択値を受信する。第１のフィードバック・ループは、第１パラメータの計測値と前記選択値との間の差異に比例した第１誤差信号を発生する。第２フィードバック・ループは、対気速度と慣性速度の残された他方である第２飛行パラメータの計測値と第１パラメータの前記選択値との間の差異に比例した第２誤差信号を発生する。第１誤差信号と第２誤差信号は、速度誤差信号を形成すべく合算され、該速度誤差信号と前記第１誤差信号の積分値はアクチュエータ命令信号を形成すべく合算される。そして、アクチュエータ命令信号は、第１パラメータを制御して第１誤差信号を最小にするように航空機装置を動かすために使用される。【選択図】図４
2009507704.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用飛行制御装置であって、
航空機の対気速度及び慣性速度の一方である第１パラメータの選択値を表す入力信号を受信する手段と、
前記第１パラメータの選択値と計測値の間の差に比例する第１誤差信号を発生するための第１フィードバック・ループと、
前記第１パラメータの選択値と第２飛行パラメータの計測値の間の差に比例する第２誤差信号を発生するための第２フィードバック・ループであって、前記第２パラメータは、航空機の対気速度及び慣性速度の他方である、該第２フィードバック・ループとを含み、
前記第１誤差信号と前記第２誤差信号は速度誤差信号の生成のために合算され、
前記速度誤差信号と、前記第１誤差信号の積分値はアクチュエータ命令信号を生成するために合算され、
前記アクチュエータ命令信号は、前記第１誤差信号が最小となるように航空機の前記第１パラメータを制御するように航空機上の装置を作動せしめる使用に適していることを特徴とする飛行制御装置。
【請求項２】
前記入力信号を受信する手段が、航空機上にて発生した入力信号を受信するように構成されていることを特徴とする請求項１に記載の制御装置。
【請求項３】
前記入力信号を受信する手段が、航空機から遠方で発生した入力信号を受信するように構成されていることを特徴とする請求項１に記載の制御装置。
【請求項４】
前記第１パラメータが、航空機の対気速度であり、前記第２パラメータが、航空機の慣性速度であることを特徴とする請求項１に記載の制御装置。
【請求項５】
前記第１パラメータが、航空機の慣性速度であり、前記第２パラメータが、航空機の対気速度であることを特徴とする請求項１に記載の制御装置。
【請求項６】
前記アクチュエータ命令信号が、スロットル、ローター装置制御及びナセル位置制御より成るグループから選択された装置を作動せしめるように使用するに適していることを特徴とする請求項１に記載の制御装置。
【請求項７】
航空機であって、
航空機を前進させるための推進手段と、
前記推進手段の推力出力を制御するように構成された少なくとも１つの装置と、
飛行制御装置とを含み、
該飛行制御装置は、
航空機の対気速度及び慣性速度の一方である第１パラメータの選択値を表す入力信号を受信する手段と、
前記第１パラメータの選択値と計測値の間の差に比例する第１誤差信号を発生するための第１フィードバック・ループと、
前記第１パラメータの選択値と第２飛行パラメータの計測値の間の差に比例する第２誤差信号を発生するための第２フィードバック・ループであって、前記第２パラメータは、航空機の対気速度及び慣性速度の他方である、該第２フィードバック・ループとを含み、
前記第１誤差信号と前記第２誤差信号は速度誤差信号の生成のために合算され、
前記速度誤差信号と、前記第１誤差信号の積分値はアクチュエータ命令信号を生成するために合算され、
前記アクチュエータ命令信号は、前記第１誤差信号が最小となるように航空機の前記第１パラメータを制御するように前記少なくとも１つの装置を作動せしめるように使用されることを特徴とする航空機。
【請求項８】
前記少なくとも１つの装置が少なくとも１つのスロットルを含むことを特徴とする請求項７に記載の航空機。
【請求項９】
前記少なくとも１つの装置が推力方向を変更するための少なくとも１つのアクチュエータを含むことを特徴とする請求項７に記載の航空機。
【請求項１０】
前記入力信号を受信する手段が、航空機上にて発生する入力信号を受信するように構成されていることを特徴とする請求項７に記載の航空機。
【請求項１１】
前記入力信号を受信する手段が、航空機から遠方にて発生する入力信号を受信するように構成されていることを特徴とする請求項７に記載の航空機。
【請求項１２】
前記第１パラメータが航空機の対気速度であり、前記第２パラメータが航空機の慣性速度であることを特徴とする請求項７に記載の航空機。
【請求項１３】
前記第１パラメータが航空機の慣性速度であり、前記第２パラメータが航空機の対気速度であることを特徴とする請求項７に記載の航空機。
【請求項１４】
航空機の飛行を自動的に制御する方法であって、
ａ）航空機の対気速度及び慣性速度の一方である第１パラメータの選択値を表す信号を入力する過程と、
ｂ）第１パラメータの選択値と第１パラメータの計測値の間の差を計算することによって第１誤差信号を発生する過程と、
ｃ）第１パラメータの選択値と、航空機の対気速度及び慣性速度の他方である第２パラメータの計測値の間の差を計算することによって第２誤差信号を発生する過程と、
ｄ）第１誤差信号と第２誤差信号を合算することによって速度誤差信号を発生する過程と、
ｅ）速度誤差信号と第１誤差信号の積分値とを合算することによってアクチュエータ命令信号を発生する過程と、
ｆ）第１誤差信号が最小となるように航空機の第１パラメータを制御するように航空機上の装置を操作する過程を含むことを特徴とする方法。
【請求項１５】
前記第１パラメータが航空機の対気速度であり、前記第２パラメータが航空機の慣性速度であることを特徴とする請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記第１パラメータが航空機の慣性速度であり、前記第２パラメータが航空機の対気速度であることを特徴とする請求項１４に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、一般的には、航空機用飛行制御装置の分野に関し、特定的には、航空機の速度を自動的に制御する装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
現代の多くの航空機は、選択された飛行パラメーターを選択された数値又はその付近に維持するための飛行制御装置を有している。これらのパラメーターには、高度、飛行方向、飛行姿勢、及び／又は対気速度が含まれ、制御装置は、航空機の飛行制御装置の作動によって各パラメーターを維持する。例えば、高度は、昇降舵のような飛行制御翼面の使用によって、又は、航空機の対気速度を制御するスロットルの使用によって制御可能である。これらの制御装置は、通常、制御パラメーターの変化に応答して制御装置からの入力を可能とする閉鎖ループ・フィードバック制御装置である。
【０００３】
典型的な閉鎖ループ装置は、対気速度又は慣性速度のいずれかを利用して航空機の速度を制御する。対気速度は、航空機がその中を飛行する気団に対する航空機の前進速度と定義され、これに対し、慣性速度は、航空機がその上を飛行する地表面に対する航空機の前進速度と定義される。飛行制御装置は、命令速度（対気速度又は慣性速度）を計測速度と比較し、この命令速度と計測速度の間の差異が速度誤差である。速度誤差がゼロでない場合には、固定翼機のスロットル又はヘリコプター回転翼のピッチのような１以上の航空機装置に補正命令を入力して、速度誤差ゼロを達成するべく計測速度を上昇又は降下させる。典型的には、補正命令は、速度誤差に比例する。
【０００４】
典型的な従来技術対気速度制御装置の模式的図解が、図１に示されている。装置１１は、航空機アクチュエータ１５へ命令を送るための命令入力装置１３を含み、航空機の対気速度は、フィードバック・ループ１９内のセンサ１７によって計測される。装置１３からの対気速度命令とセンサ１７からの計測された対気速度出力の負数は、ノード２１で合算され、アクチュエータ１５に送られる対気速度誤差信号を生成する。装置１１は、対気速度誤差信号がゼロに低下するようにアクチュエータ１５を操作する。
【０００５】
無風状態では、典型的な閉鎖ループ・フィードバック装置は、対気速度を適切に制御するように動作する。しかしながら、乱気流大気環境内を飛行する航空機は、一方向へ流れる気団から他方向へ流れる気団へと通過することとなる。この乱気流の結果、航空機上に正および負の長さ方向加速力が発生する。これらの加速が、航空機の大気速度及び慣性速度に変化せしめて、これが、制御装置がその除去を目標とする速度誤差を生ずる。固定翼機では、制御装置はスロットル位置の変更を命令し、これがエンジン出力を変化させ且つ追加の加速を生ずる。ヘリコプター、又はティルトローターのような回転翼航空機では、制御装置は、航空機のピッチ姿勢の変化を同様に生起することが可能な、スロットル位置、エンジン・ナセル位置、及び／又は回転翼ピッチ入力での変化を命令することが可能である。エンジン出力及びピッチ姿勢の変化は航空機のキャビン内に伝わり、乗員に不快な加速及び動き効果を生ずる。
【０００６】
一例は、選択された対気速度を維持するように命令された装置１１のような飛行制御装置の作動における乱気流の影響を図解する。図２Ａ乃至２Ｅは、図１の従来技術装置を使って持続性の（ｓｕｓｔａｉｎｅｄ）正面強風に関する入力及び応答の時間上グラフであり、図３Ａ乃至３Ｅは、一過性の（ｔｒａｎｓｉｅｎｔ）正面強風に関する入力及び応答を示す同様のグラフである。
【０００７】
速度の無い大気（無風大気）を通過して飛行する航空機では、制御装置の計測する速度誤差はわずかであるか又は存在せず、スロットル入力のごくわずかな変化によって生起される加速は、乗員により感知されない。しかしながら、航空機が、航空機とは反対の方向に流れる空気に遭遇した場合には、対気速度センサは上昇した対気速度を感知する。例えば、図２Ａは、時間座標５秒の時点で遭遇した持続性の３０ｆｔ／ｓｅｃ（フィート／秒）の正面強風の結果を示しており、これは約１秒でその最高値まで斜めに上昇する。この強風は、図２Ｂに示される計測対気速度の、約７．５秒の時点での２００ｋｔｓ（ノット）の命令対気速度から約２０７ｋｔｓへの上昇を生起する。これは、また図２Ｃに示されるように対地速度の降下を生起する。上昇対気速度に応答して、制御装置１１は、初期対気速度達成のためエンジン出力を削減すべくスロットル位置の変更を命令する。時間に対するスロットル位置は図２Ｄに示されるが、スロットル位置は、強風に遭遇する直前の約３６度からその後の８秒の時点での約１２度まで下がり、エンジン出力を削減する。このようにして、航空機は十分に低い対地速度まで減速させられ、約１４秒の時点で３０ｋｔｓの全体的な対地速度降下を達成する。
【０００８】
２０７ｋｔｓで最高となった後、対気速度はエンジン出力の低下に起因して下がり始め、約１１秒で２００ｋｔｓよりも下に降下する。同時に、スロットル位置は、斜めに上昇してエンジン出力を上げて命令対気速度に達してこれを維持するが、制御装置１１は、スロットル位置の上過ぎ設定（ｏｖｅｒｓｈｏｏｔ）を生起し、この上過ぎ設定は約３５秒の時点まで解除されない。長さ方向の速度に加えるに、航空機縦方向の速度が、図２Ｅに示されるように、最大が＋８ｆｔ／ｓｅｃで最小が−９ｆｔ／ｓｅｃで、影響を受ける。
【０００９】
航空機が無風気団（風速ゼロ状態）内に戻った場合には、計測対気速度は命令対気速度よりも小さい値となる。その場合、制御装置は、エンジンの出力を上昇すべくスロットル位置の変化を命令し、初期対気速度及び初期対地速度を取り戻すべく航空機の加速を生起する。
【００１０】
一過性の正面強風の場合にも、同様な現象が生ずる。図３Ｂ乃至３Ｅは、図３Ａに示される５秒の間遭遇する３０ｆｔ／ｓｅｃの正面強風の結果を示している。図３Ｂに示されるように、その強風は、図３Ｃに示されるような対地速度の低下に伴い約７秒の時点で計測対気速度の２１０ｋｔｓへの上昇を生起する。上昇した対気速度に応答して、制御装置１１は、初期対気速度達成を目的として、エンジン出力を下げるべくスロットル位置変更を命令する。時間に対するスロットル位置は図３Ｄに示されており、スロットル位置は、強風に遭遇する直前の約３６度からその後の約７秒の時点での約２２度まで下がり、エンジン出力を削減する。このようにして、航空機は十分に低い対地速度まで減速させられ、約１１秒の時点で２３ｋｔｓの全体的な対地速度降下を達成する。
【００１１】
２１０ｋｔｓで最高となった後、対気速度はエンジン出力の低下に起因して下がり始め、約９．５秒の時点で２００ｋｔｓよりも下に降下する。同時に、スロットル位置は、斜めに上昇してエンジン出力を上げて命令対気速度に達してこれを維持するが、制御装置１１は、スロットル位置の上過ぎ設定（ｏｖｅｒｓｈｏｏｔ）を生起し、この上過ぎ設定は、約３５秒の時点まで解除されない。長さ方向での加速度は、図３Ｅ内に、７ｆｔ／ｓｅｃ／ｓｅｃの最大加速度が後に続く、初期８ｆｔ／ｓｅｃ／ｓｅｃ最大加速度で図表されている。
装置１１の作動に起因する正及び負の加速の組合せが、航空機乗員への望ましくない影響を生起する。持続性強風又は一過性強風によって生起される初期減速は、過大なスロットル位置の下過ぎ設定（ｕｎｄｅｒｓｈｏｏｔ）及び上過ぎ設定（ｏｖｅｒｓｈｏｏｔ）に起因する加速によってより悪化される。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
航空機上の乗員によって遭遇される望ましくない加速を最小にする航空機の対気速度を制御するための自動制御装置に対する需要が存在している。
【００１３】
したがって、航空機上の乗員によって遭遇される望ましくない加速を最小にする航空機の対気速度を制御するための自動制御装置を提供することが、この発明の目的である。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
航空機用の飛行制御装置は、航空機の対気速度又は慣性速度のいずれかである第1のパラメータの選択された値を受信する。第1のフィードバック・ループは、前記選択された値と前記第１のパラメータの計測された値との間の差異に比例する第1の誤差信号を発生する。第２のフィードバック・ループは、前記第1のパラメータの前記選択された値と、前記対気速度及び慣性速度の他方である第２の飛行パラメータの計測された値との間の差異に比例する第２の誤差信号を発生する。第1の誤差信号と第２の誤差信号とは合算されて速度誤差信号を生成し、該速度誤差信号と前記第1の誤差信号の積分値は合算されてアクチュエータ命令信号を生成する。このアクチュエータ命令信号は、次に、前記第１のパラメータを制御して前記第1の誤差信号を最小にする航空機装置の作動のために使用される。
【発明の効果】
【００１５】
この発明は、（１）正面強風及び大気乱気流への自動的応答によって生起される望ましくない長さ方向での加速の削減、（２）大気乱気流への応答として生起される自動的エンジン出力変化の削減、（３）飛行制御装置のための安定性の向上、すなわち、乱気流及び命令変更によって生起される上過ぎ設定及び下過ぎ設定の削減、及び（４）大気乱気流によって生起される加速削減による航空機効率の改善、を含むいくつもの利点を提供する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
この発明は、航空機の対気速度を自動的に制御し且つ飛行中遭遇する大気乱気流に起因する長さ方向加速を削減するように構成された対気速度制御装置を目指している。長さ方向成分を有する強風が感知されたときに、この発明の装置は、対気速度信号と慣性速度（長さ方向の対地速度）信号の組合せを制御装置のための速度フィードバック信号として使用する。無風状態では、安定状態対気速度と慣性速度は同一の値である。
【００１７】
添付図面を参照するに、図４は、選択された対気速度が操縦者又はパイロットによって命令されるこの発明の制御装置の好実施例の模式的図解である。装置２３は、対気速度変化への適切なスロットル応動を決定するために対気速度と慣性速度（対地速度）の両方を使用する閉鎖ループ・フィードバック装置である。図示された装置において、選択された対気速度信号は、オートパイロット装置のような、パイロット又は制御装置によって使用される機上設置インターフェースであり得る命令装置２５からの出力である。代替的には、命令装置２５は、無人移動装置又は遠隔操縦移動装置と関係するような、航空機から遠く離れた位置から送信される命令を受信する受信機と接続することが可能である。対気速度命令信号は、ノード２７において、第１のフィードバック・ループである対気速度フィードバック・ループ２９からの信号出力と合算される。対気速度センサ３１は、航空機の計測対気速度を表す信号を提供するための対気速度フィードバック・ループ２９とデータ通信状態にあり、計測対気速度の負の数値は、ノード２７において対気速度誤差信号の計算のため命令対気速度と合算される。同様に、慣性速度又は対地速度に関し、フィードバック・ループ３３は、フィードバック・ループ３３とのデータ通信内で慣性速度センサ３５によって計測された慣性速度の値を表す信号を提供する。この実施例では、慣性速度フィードバック・ループ３３が第２のフィードバック・ループである。センサ３５によって計測された慣性速度の負の数値は、ノード３７において慣性速度誤差の計算のため命令対気速度と合算される。
【００１８】
ノード２７において計算された対気速度誤差は２つの後続の計算において使用される。（ノード３７において計算された）慣性速度誤差は、速度誤差の計算のため、ノード３９において対気速度誤差の正の数値と合算される。対気速度誤差の積分値は、積分器４１を使用して計算され、この積分値の正の数値は、ノード４３において速度誤差の正の数値と合算される。ノード４３からの出力信号は、ボックス４５によって表されるアクチュエータ又は他の装置であって対気速度を最小とするような航空機対気速度制御のための該アクチュエータ又は他の装置によって使用されるアクチュエータ命令信号を表す。
【００１９】
対気速度信号と慣性速度信号の組合せを速度フィードバック信号として使用することによって、これら２つの信号のダイナミックな組合せが、大気速度センサ３１のみが使用された場合に、大気乱気流によって生起される装置２３の命令による変化の大きさを削減する。センサ３１、３５は、反対方向の速度誤差を指示するが、比例速度誤差はこれら２つの信号の組合せから計算されるので、これら２つの信号の相殺（ｃａｎｃｅｌｌａｔｉｏｎ）効果の故に望ましくない加速は格段に小さい。しかしながら、低周波数、又は安定状態、速度誤差の積分に使用される速度誤差は、対気速度センサ３１のみにより決定され、したがって安定対気速度は慣性速度信号による影響を受けない。改良された応答は、図５Ａから５Ｅ及び図６Ａから６Ｅに見ることができる。これらの図は、各々、図２Ａから２Ｅ及び図３Ａから３Ｅ内の従来技術制御装置１１用に図表化されたと同様な速度及び持続時間の正面強風に関する入力及び改良された応答を示す。
【００２０】
例えば、図５Ａの図表は、持続性の３０ｆｔ／ｓｅｃの正面強風に時間座標上の５秒の時点で遭遇しその強風が約１秒内にその最大値に斜めに上昇することを示す。その強風は、約７．５秒で、図５Ｂに示される計測対気速度の２００ｋｔｓの命令対気速度から約２０７ｋｔｓへの上昇を生起する。図５Ｃは、予想されるように対地速度が同様に降下することを示す。上昇した対気速度の応答において、制御装置２３は、対気速度に影響を及ぼすためアクチュエータ又は他の装置内の変更を命令する。この例では、エンジン出力制御のためスロットル位置が使用され、スロットル位置は、最初、初期対気速度達成のために下げられる。しかし、スロットル位置は、図５Ｄに示されるように、強風に遭遇する直前の約３６度からその後の約７秒の時点での約３０度に下げられる。次にスロットル位置は約６２度まで滑らかに斜めに上昇し、対気速度と対地速度は新しい速度値に滑らかに設定する。装置は、強風の開始から約１５秒内に安定する。図５Ｅ内の図表に示されるように、縦方向の加速及び動きのためにも、低下が実施される。
【００２１】
従来技術装置１１と比較した場合、図５Ｂ乃至５Ｄ内の図表は、従来技術装置の応答に見られた下過ぎ設定と上過ぎ設定が無いということに注目されたい。装置がこのような動揺無しに新しい速度値の設定を静かに行なう場合には、乗員の乗り心地良さは増大する。
【００２２】
図６Ａ乃至６Ｅに示されるように、一過性の強風に対する応答にも同様の改善が認められる。時間＝５秒の時点で３０ｆｔ／ｓｅｃの強風に遭遇し、そして、この強風が５秒間続く。図６Ｂは、約７秒の時点での２１０ｋｔｓの計測対気速度頂点と約１２秒の時点での約１９４ｋｔｓへの下過ぎ設定を示す。図６Ｃに示される対地速度は、約１０秒の時点で約１５ｋｔｓの最大降下を有するが、この対地速度は強風の後に上過ぎ設定なしに回復する。ここで、図６Ｄを参照するに、スロットル位置は、３６度の初期設定から強風に応じて約２６度まで変化し、次に、強風終了後に対気速度上昇のため６０度付近まで上る。スロットル位置は、次に、下過ぎ設定なしに約３６度に戻り設定する。装置の応答は、強風開始から約１５秒内に安定する。
【００２３】
この発明の装置の応答を従来技術に関する図３Ｂ乃至３Ｅに示される応答と比較するならば、この発明の装置は、従来技術装置の応答において見られた下過ぎ設定及び上過ぎ設定なしに強風前の状態からの最高偏差を削減することを注目されたい。また、その装置は、従来技術装置よりも早く安定し、図６Ｅに図表化した長さ方向の加速は比較的短時間である。これらの事の全てが、航空機上の乗員の乗り心地の改善に寄与する。
【００２４】
航空機上の対気速度の制御に使用される装置は、航空機の種類に依拠して各種の形式が可能である。例えば、図７は、この発明に従う対気速度制御装置を有するティルトローター航空機４７を示す。航空機４７は、多重回転翼５１を備えた２個のロータ４９を有し、各ロータ４９は、関連するナセル５３内に支持されたエンジンから伝えられるトルクによって回転する。各ナセル５３は、航空機４７の翼５５の外端に枢着されており、各ナセル５３が、図に示されるように、水平位置と垂直位置の間で回転することを可能とする。各エンジンは、エンジンの出力及び／又は速度を制御するための手段（図示しない）を有しており、これらの手段は、本明細書中「スロットル」と一括して言及する。
【００２５】
ティルトローター航空機として図示されているが、この発明の対気速度制御装置２３は固定翼航空機及びヘリコプターを含む全ての型式の航空機に適用可能であることを理解されたい。付け加えるに、航空機４７のエンジンはタービンエンジンであるが、この発明の装置２３は、往復機関を含む他の型式の航空機エンジンにも適用可能である。また、スロットルは基本的には航空機４７上のエンジン出力制御に使用されるものの、制御装置２３は、ローター４９によって生じる推力の量と方向を制御する他の装置制御に使用することが可能である。例えば、制御装置２３は、ナセル５３の回転位置又はブレード５１のピッチの制御のために使用可能である。他の型式の航空機では、制御装置２３は、タービン排気の方向制御に使用されるような推力方向変更装置の使用によって対気速度を制御するのに使用可能である。
【００２６】
図８は、この発明の制御装置の代替的実施例の模式図である。制御装置５７は、上記図４の装置２３のような命令対気速度維持よりも、むしろ、命令慣性速度又は対地速度を維持するように構成されている。
【００２７】
装置５７は、慣性速度の変化に対する適切なスロットル応答の決定のため対気速度及び慣性速度（対地速度）の両方を使用する閉鎖ループ・フィードバック装置である。図示された装置において、選択された慣性速度信号は、命令装置５９からの出力であり、この命令装置は、パイロット又はオートパイロット装置のような制御装置によって使用される機上設置インターフェースとすることが可能である。代替的には、命令装置５９は、その航空機から遠く離れた位置から発信する命令を受信する受信機と接続することができる。慣性速度命令信号は、ノード６１において、この実施例での第１のフィードバック・ループである慣性速度フィードバック・ループ６３からの信号出力と合算される。慣性速度センサ６５は、その航空機の計測慣性速度を表す信号を提供するための慣性速度フィードバック・ループ６３とデータ通信状態にあり、計測慣性速度の負の数値は、慣性速度誤差信号を計算するためにノード６１において命令慣性速度と合算される。同様に、この実施例での第２のフィードバック・ループである対気速度フィードバック・ループ６７は、フィードバック・ループ６７とデータ通信状態にある対気速度センサ６９によって計測された対気速度値を表す信号を提供する。センサ６９によって計測された対気速度の負の数値は、対気速度誤差の計算のためにノード７１において命令慣性速度と合算される。
【００２８】
ノード６１において計算された慣性速度誤差は、後続の２つの計算において使用される。（ノード７１において計算された）対気速度誤差は、ノード７３において速度誤差の計算のために慣性速度誤差の正の数値と合算される。慣性速度誤差の積分値は、積分器７５を使って計算され、この積分値の正の数値は、ノード７７において速度誤差の正の数値と合算される。ノード７７からの出力信号は、慣性速度誤差を最小にするような航空機対気速度制御のための、アクチュエータ又はボックス７９によって表される他の装置に使用されるアクチュエータ命令信号を表す。
【００２９】
速度フィードバック信号としての対気速度信号と慣性速度信号の組合せが、大気乱気流によって生起される装置５７の命令による変化の大きさを削減する。強風に遭遇すると、センサ６５、６９は、反対方向の速度変化を検知する。これらの２つの信号を使用して比例速度誤差が計算され、したがって、相殺効果の故に望ましくない出力又は推力動揺は格段に小さい。しかし、低周波数、又は安定状態、速度誤差の積分に使用される慣性速度誤差は、慣性速度センサのみによって決定され、したがって安定速度は対気速度信号による影響を受けない。
【００３０】
例えば、慣性速度制御装置を使用する航空機は、その航空機の反対方向に流れる空気と遭遇する。このことが起こると、慣性速度センサは、増加した空気力学的抗力に起因する慣性速度の低下を感知する。慣性速度制御装置は、一定の慣性速度を維持するように命令され、装置は、初期慣性速度に達してこれを維持するように航空機上の装置を操作する。
【００３１】
この発明は、（１）正面強風及び大気乱気流への自動的応答によって生起される望ましくない長さ方向での加速の削減、（２）大気乱気流への応答として生起される自動的エンジン出力変化の削減、（３）飛行制御装置に対する安定性の向上、すなわち、乱気流及び命令された変化により生起さる上過ぎ設定及び下過ぎ設定の削減、及び（４）大気乱気流によって生起される加速の削減による航空機の効率の改善を含む、いくつかの利点を提供する。
【００３２】
例示的実施例に関連してこの発明を記載したが、この記載は、限定的意味で解釈されることを企図したものではない。例示的実施例の各種の改変及び組合せは、この発明の他の実施例と同様に、当業者には、明細書の記載の参照することにより、明白であろう。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】従来技術の飛行制御装置の構成要素の配線図である。
【図２Ａ】図１の従来技術装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図２Ｂ】図１の従来技術装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図２Ｃ】図１の従来技術装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図２Ｄ】図１の従来技術装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図２Ｅ】図１の従来技術装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図３Ａ】図１の従来技術装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図３Ｂ】図１の従来技術装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図３Ｃ】図１の従来技術装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図３Ｄ】図１の従来技術装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図３Ｅ】図１の従来技術装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図４】この発明に従う飛行制御装置の好実施例の構成要素の配線図である。
【図５Ａ】図４の装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図５Ｂ】図４の装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図５Ｃ】図４の装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図５Ｄ】図４の装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図５Ｅ】図４の装置を利用した場合の持続性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図６Ａ】図４の装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図６Ｂ】図４の装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図６Ｃ】図４の装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図６Ｄ】図４の装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図６Ｅ】図４の装置を利用した場合の一過性正面強風に対する入力及び応答の経時図表である。
【図７】図４の飛行制御装置を含む航空機の斜視図である。
【図８】この発明の飛行制御装置の代替的実施例である。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図２Ｄ】
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【図２Ｅ】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図３Ｃ】
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【図３Ｄ】
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【図３Ｅ】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図５Ｄ】
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【図５Ｅ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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【図６Ｄ】
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【図６Ｅ】
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【図７】
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【図８】
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【国際調査報告】
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