(57)【要約】  本発明はピッチング(縦揺れ)する航空機を操縦するための方法と装置に関する。この発明の装置(１)は制御負荷因子ＮＺｃを受け取る手段(４)と、航空機に与えられた負荷因子ＮＺｃｇを予想する手段(１１)と、航空機の制御面(７)を偏向するための手段(５)に対する制御指令を、少なくとも以下の主式を考慮することにより計算する手段(１２)と、Ｋ１・ＮＺｃ＋Ｋ２・ＮＺｃｇ、この式中Ｋ１およびＫ２は２つの所定ゲイン値である、マッハ数を決定する手段(１３)と、迎角を決定する手段(１４)と、上記の迎角と基準値とを比較する手段(１５)と、修正ゲイン値ΔＫ２を上記のマッハ数と迎角とにより決定する手段(１６)とからなり、上記の迎角が上記の基準値より大きければ、この修正ゲイン値ΔＫ２が上記の計算手段(１２）により行なわれる計算式のゲイン値Ｋ２と置き換えられる。【選択図】    図１
2008528380.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のピッチを制御する方法であって、以下の一連の連続工程
ａ) 制御負荷因子ＮＺｃが考慮され、
ｂ) 航空機に与えられた負荷因子ＮＺｃｇが予想され、
ｃ) 制御コマンドが少なくとも以下の主式を考慮することにより計算され、
Ｋ１・ＮＺｃ＋Ｋ２・ＮＺｃｇ
この式中Ｋ１およびＫ２は２つの所定ゲイン値である
ｄ) この制御コマンドが航空機の少なくとも１つの方向舵(７)を偏向させる手段(５)に伝達され、この偏向手段(５)が上記の制御コマンドを示す偏向コマンドを生じ、これを上記の方向舵(７)の少なくとも１つの作動器(９)に伝達する、
が自動的に繰り返し行なわれるものであって、
加えて、工程ｃ)の前に、以下の一連の工程
航空機の実際のマッハ数が決定され、
航空機の実際の迎角が決定され、
上記の実際の迎角が迎角の基準値と比較され、
上記の実際の迎角が上記の基準値より大きければ、修正ゲイン値ΔＫ２が上記の実際のマッハ数と実際の迎角とにより決定され、この修正ゲイン値ΔＫ２が上記の工程ｃ)における制御コマンドの計算式のゲイン値Ｋ２と置き換えられる
が自動的に繰り返し実行されることを特徴とするもの。
【請求項２】
請求項１に記載の方法であって、
上記の迎角の基準値が上記の実際のマッハ数により決定されることを特徴とするもの。
【請求項３】
請求項１あるいは請求項２に記載の方法であって、更に、
航空機に与えられたピッチ率ｑが予想され、
航空機に与えられた負荷因子の整数部ＩＮＺが予想され、
工程ｃ)において、上記の制御コマンドが、上記の主式において、以下の補助式を考慮することにより計算され、
Ｋ３・ｑ＋Ｋ４・ＩＮＺ
この式中Ｋ３とＫ４とは２つの所定のゲイン値であることを特徴とするもの。
【請求項４】
請求項３に記載の方法であって、上記の修正ゲイン値ΔＫ２は以下の式、
ΔＫ２＝［ｍ・ｇ・Ｋ５・(α−α0)］／［Ｓ・Ｐdyn・Ｃｚα］
この式中
ｍは航空機の質量、
ｇは重力加速度、
Ｋ５とＣｚαは、実際のマッハ数に依存する２つの可変パラメータ、
αは上記の実際の迎角、
α0は上記の迎角の基準値、
Ｓは航空機の基準翼面積、
Ｐdynは動圧
を満足することを特徴とするもの。
【請求項５】
航空機のピッチを制御する装置であって、この装置(１)は
制御負荷因子ＮＺｃを受け取る手段(４)と、
航空機に与えられた負荷因子ＮＺｃｇを予想する手段(１１)と、
制御コマンドを、少なくとも以下の主式を考慮することにより計算する手段(１２)と、
Ｋ１・ＮＺｃ＋Ｋ２・ＮＺｃｇ
この式中Ｋ１およびＫ２は２つの所定ゲイン値、
この制御コマンドが航空機の少なくとも１つの方向舵(７)を偏向させる手段(５)に伝達され、この偏向手段(５)が上記の制御コマンドを示す偏向コマンドを生じ、これを上記の方向舵(７)の少なくとも１つの作動器(９)に伝達するものであって、
加えて、
航空機の実際のマッハ数を決定する手段(１３)と、
航空機の実際の迎角を決定する手段(１４)と、
上記の実際の迎角と迎角の基準値とを比較する手段(１５)と、
上記の実際の迎角が上記の基準値より大きければ、修正ゲイン値ΔＫ２を上記の実際のマッハ数と実際の迎角とにより決定する手段(１６)であって、この修正ゲイン値ΔＫ２が上記の計算手段(１２)により行なわれる制御コマンドの計算式のゲイン値Ｋ２と置き換えられことを特徴とするもの。
【請求項６】
請求項５に記載の装置であって、この装置(１)が更に、
航空機に与えられたピッチ率ｑを予想する手段(２８)と、
航空機に与えられた負荷因子の整数部ＩＮＺを予想する手段(２９)とからなり、
上記の計算手段(１２)は、制御コマンドを上記の主式において、以下の補助式を考慮することにより計算するように形成されていることを特徴とするもの。
Ｋ３・ｑ＋Ｋ４・ＩＮＺ
この式中Ｋ３とＫ４とは２つの所定のゲイン値である。
【請求項７】
航空機を制御するシステムであって、
制御負荷因子を発生する手段(３)と、
上記の制御負荷因子により制御コマンドを決定する、請求項５あるいは６に記載の制御装置(１)と、
上記の制御コマンドにより航空機の少なくとも１つの方向舵(７)用の偏向コマンドを決定し、これを上記の方向舵(７)の少なくとも１つの作動器(９)に伝達する、偏向手段(５)とからなることを特徴とするもの。
【請求項８】
請求項７に記載のシステムであって、
上記の制御負荷因子発生手段(３)が自動操縦装置(１８)からなることを特徴とするもの。
【請求項９】
請求項７あるいは請求項８に記載のシステムであって、
上記の制御負荷因子発生手段(３)が操縦桿装置(１９)からなることを特徴とするもの。
【請求項１０】
請求項７から９のいずれか１項に記載のシステムであって、
上記の制御装置(１)が自動操縦装置内に集積されていることを特徴とするもの。
【請求項１１】
請求項１から４のいずれか１項に特定された方法を実施できる装置(１)を備えることを特徴とする航空機。
【請求項１２】
請求項５あるいは６に特定された装置(１)を備えることを特徴とする航空機。
【請求項１３】
請求項７から１０のいずれか１項に特定されたシステム(１)を備えることを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機、特に輸送航空機のピッチを制御する方法と装置に関する。
より詳しく言えば、本発明の目的は、航空機の自然な上方へのピッチ運動である、ピッチ・アップ現象を修正することである。
【背景技術】
【０００２】
航空機の縦揺れモーメントは航空機の重心(重力がかかる個所)と航空機の揚力(リフト)の中心(揚力がかかる個所)との間のレバー・アームに依存することは知られている。静的に安定した航空機では、揚力の中心は重心の背後に位置する。然し、航空機のマッハ数およびその迎角によれば、翼端を失速させることができる。すると航空機の揚力係数は僅かに減少する傾向を有するが、単に航空機の揚力中心をもっと前に移動させると、ピッチ・モーメントのモデュールは通常上記のレバー・アームの長さに直接関係しているので、これはかなり減少する。すると即座に、航空機を迎角に戻そうとするモーメントが減少する。すると航空機の制御ははるかに難しくなり、迎角揺動の緩衝がかなり減る。そこで上記のピッチ・アップ現象が現れる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
そのような不安定性(ピッチ・アップ)を修正するため、縦揺れ制御法則に、おそらく加えられる、修正ピッチ・アップ防止法則を補完して、迎角を関数として縦揺れモーメントの変化を再線形化することを試みることにより(飛行の)この不安定状態を改善すことが既知の慣例である。上記の修正ピッチ・アップ防止法則は標準の制御法則の作用と、上記の線形化を取り戻そうとする追加の修正法則との間の妥協の結果であるので、一般には調整するのが非常に難しい。そのような修正では、航空機の行動は、ピッチ・アップ現象が生じる前のものとは一般に異なっており、例えばもっと緩衝されるが、作動における慣性が増加して大きく減速する。
【０００４】
上記のタイプの修正ピッチ・アップ防止法則は、よって、十分満足いくものではない。
【０００５】
本発明の目的はこれらの欠点を解消することであり、航空機、特に輸送航空機のピッチを制御する方法に関し、この方法は上記のタイプのピッチ・アップ現象を効果的に修正する。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
このため、本発明による上記の方法によれば、以下の一連の連続工程が自動的に繰り返し行なわれる。
ａ) 制御負荷因子ＮＺｃが考慮され、
ｂ) 航空機に与えられた負荷因子ＮＺｃｇが予想され、
ｃ) 制御コマンドが少なくとも以下の主式を考慮することにより計算され
Ｋ１・ＮＺｃ＋Ｋ２・ＮＺｃｇ
この式中Ｋ１およびＫ２は２つの所定ゲイン値であり、
ｄ) この制御コマンドが航空機の少なくとも１つの方向舵を偏向させる手段に伝達され、この偏向手段が上記の制御コマンドを示す偏向コマンドを生じ、これを上記の方向舵の少なくとも１つの作動器に伝達するものであって、
加えて、工程ｃ) の前に、以下の一連の工程が自動的に繰り返し実行される。
航空機の実際のマッハ数が決定され、
航空機の実際の迎角が決定され、
上記の実際の迎角が迎角の基準値と比較され、
上記の実際の迎角が上記の基準値より大きければ、修正ゲイン値ΔＫ２が上記の実際のマッハ数と実際の迎角とにより決定され、この修正ゲイン値ΔＫ２が上記の工程ｃ) における制御コマンドの計算式のゲイン値Ｋ２と置き換えられる。
【０００７】
よって、本発明によれば、修正法則は(上記の式に示されている)標準の制御法則に加えられず、この制御法則の負荷因子フィードバック・ゲインが航空機の迎角とマッハ数との関数として修正されて、ピッチ・アップ現象の影響に対抗する。これにより、特に、航空機が直線ドメイン内の閉鎖ループで有する動的範囲が上記のピッチ・アップ現象が生じるドメインでも維持でき、これによりこの非常に非直線的なドメインで制御法則の公称性能を取り戻すことができる。
【０００８】
上記の迎角基準値は航空機の実際のマッハ数により決定されるのが望ましい。
【０００９】
本発明は、負荷因子フィードバック(即ち、上記の負荷ＮＺｃｇ)として組み込むどのような標準制御法則にも当てはまる。
【００１０】
特定の実施例では、更に、以下の操作が行なわれる。
航空機に与えられたピッチ率ｑが予想され、
航空機に与えられた負荷因子の整数部INZが予想され、
工程ｃ) において、上記の制御コマンドは上記の主式において、以下の補助式を考慮することにより計算される。
Ｋ３・ｑ＋Ｋ４・ＩＮＺ
この式中Ｋ３とＫ４とは２つの所定のゲイン値である。
【００１１】
本発明は、又、負荷因子フィードバックに加えて、ピッチ率フィードバックと負荷因子整数フィードバックとを有する制御法則にも応用される。
【００１２】
この場合、上記の修正ゲイン値ΔＫ２は以下の式を満足するのが望ましい。
ΔＫ２＝［ｍ・ｇ・Ｋ５・(α−α0)］／［Ｓ・Ｐdyn・Ｃｚα］
この式中
ｍは航空機の質量、
ｇは重力加速度、
Ｋ５とＣｚαは、実際のマッハ数に依存する２つの可変パラメータ、
αは上記の実際の迎角、
α0は上記の迎角の基準値、
Ｓは航空機の基準翼面積、
Ｐdynは動的圧力、
である。
【００１３】
よって、ゲイン値の修正は(ΔＫ２の計算に入る)空力学的係数に基づき、(速度の効果を考慮する)動的Ｐdynを用いる。
【００１４】
本発明は又航空機のピッチを制御する装置に関し、その目的は、適宜、上記のタイプのピッチ・アップ現象に対抗することである。
【００１５】
本発明によれば、上記のタイプの制御装置は、
制御負荷因子ＮＺｃを受け取る手段と、
航空機に与えられた負荷因子ＮＺｃｇを予想する手段と、
(標準の制御法則による)制御コマンドを、少なくとも以下の主式を考慮することにより計算する手段と、
Ｋ１・ＮＺｃ＋Ｋ２・ＮＺｃｇ
この式中Ｋ１およびＫ２は２つの所定ゲイン値であり、
この制御コマンドが航空機の少なくとも１つの方向舵を偏向させる手段に伝達され、この偏向手段が上記の制御コマンドを示す偏向コマンドを生じ、これを上記の方向舵の少なくとも１つの作動器に伝達するものであって、
加えて、
航空機の実際のマッハ数を決定する手段と、
航空機の実際の迎角を決定する手段と、
上記の実際の迎角と迎角の基準値とを比較する手段と、
上記の実際の迎角が上記の基準値より大きければ、修正ゲイン値ΔＫ２を上記の実際のマッハ数と実際の迎角とにより決定する手段であって、この修正ゲイン値ΔＫ２が上記の計算手段により行なわれる制御コマンドの計算式のゲイン値Ｋ２と置き換えられる。
【００１６】
本発明の目的は、よって、標準制御法則の(負荷ＮＺｃｇで表される)フィードバック・ゲインを非直線的ピッチ・アップ現象に適合させることである。
【００１７】
特定の実施例では、
本発明による制御装置は更に、
航空機に与えられたピッチ率ｑを予想する手段と、
航空機に与えられた負荷因子の整数部ＩＮＺを予想する手段とからなり、
上記の計算手段は、制御コマンドを上記の主式において、以下の補助式を考慮することにより計算するように形成されている。
Ｋ３・ｑ＋Ｋ４・ＩＮＺ
この式中Ｋ３とＫ４とは２つの所定のゲイン値である。
【００１８】
本発明は航空機を制御するシステムにも関し、このシステムは
制御負荷因子を発生する手段と、
上記の制御負荷因子により制御コマンドを発生させる、上記のような制御装置と、
上記の制御コマンドにより航空機の少なくとも１つの方向舵用の偏向コマンドを発生させ、これを上記の方向舵の少なくとも１つの作動器に伝達する、偏向手段とからなる。
【００１９】
上記の制御負荷因子を発生させる手段は、標準的には、自動操縦装置および／または操縦杆装置とからなる。
【００２０】
更に、特定の実施例では、上記の制御装置は航空機の自動操縦装置に組み込まれている。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
添付図面の図は本発明が実施されている方法を明確にする。これらの図中同一の符号は同一の要素を示す。
図１に線描されている本発明の装置１は航空機(図示略)、特に輸送航空機に出される縦揺れ制御コマンドを決定するためのもである。このため、この装置１は標準の制御システム２の一部を形成する。
【００２２】
上記の制御システム２は、特に、航空機のピッチを制御するようになされており、
制御負荷因子ＮＺｃを発生させる、以下に特記する手段３と、
上記の手段３にリンク４を介して連結されている上記の制御装置１であって、この制御装置１の目的は上記の手段３から受け取る制御負荷因子ＮＺｃにより、以下に特記する制御コマンドを発生することであり、
上記の制御装置１にリンク６を介して連結される偏向手段５であって、この偏向手段５は、上記の装置から受け取った上記の制御コマンドにより、航空機の少なくとも１つの方向舵７、特に、昇降舵に対する偏向コマンドを発生するものとからなる。この偏向手段５は、この偏向コマンドをリンク８を介して、標準の方式で上記の方向舵７の少なくとも１つの作動器９に伝達する。
【００２３】
更に、上記の制御装置１は
制御負荷因子ＮＺｃを受け取ることができる、特にリンク４である手段と、
特に、航空機に与えられた負荷因子ＮＺｃｇを予想するための手段１１からなる１組のフィードバック情報源１０と、
制御コマンドを、少なくとも以下の主式(１)を考慮することにより制御法則により計算するための計算手段１２とからなり、
Ｋ１・ＮＺｃ＋Ｋ２・ＮＺｃｇ
この式中Ｋ１およびＫ２は２つの所定ゲイン値である。
【００２４】
本発明によれば、上記の装置１は航空機のピッチ・アップを効果的に修正するようになされている。そのようなピッチ・アップ現象は、上記の迎角αを関数として、重心を中心に航空機のピッチ・モーメントが発生するのを示す図２のグラフに示されているように迎角基準値α0を航空機の実際の迎角が越えると生じる。基準値α0未満の迎角値に対応する領域Ｚ１では、航空機の通常の直線形行動が生じる。更に、非常に非直線形のドメインである、ピッチ・アップ・ドメインは、α0以上の迎角値に対応する領域Ｚ２によって示されている。
【００２５】
従って、本発明による上記の装置１は、更に、
航空機の実際のマッハ数を標準方式で決定する手段１３と、
航空機の実際の迎角αを、又、標準方式で決定する手段１４と、
上記の手段１４から受け取った実際の迎角αを、以下に特記するように、変化し得る迎角基準値α0と比較する手段と、
リンク１７を介して上記の手段１５に連結され、上記の実際の迎角αが上記基準値α0より大きいと上記手段１５が示すやいなや、即ち、航空機がピッチ・アップ・ドメインＺ２にあると直ぐに、修正ゲイン値ΔＫ２を決定する手段１６とからなる。上記の手段１６は、上記の手段１３から受け取った実際のマッハ数と上記の手段１４から受け取った実際の迎角αとにより上記の修正ゲイン値ΔＫ２を計算して、(リンク１７を介して)、こうして計算された修正ゲイン値ΔＫ２を上記の計算手段１２に伝達し、この計算手段１２は上記の数式(１)において、上記のゲイン値Ｋ２をこの修正ゲイン値ΔＫ２と置き換える。
【００２６】
更に、上記の手段１５は、上記の手段１３から受け取った実際のマッハ数により標準方式で迎角の基準値α0を決定する。
【００２７】
本発明は、負荷因子フィードバック(即ち上記の負荷因子ＮＺｃｇとして)組み込むどの標準的な制御法則にも応用される。よって、本発明によれば、修正法則は(数式(１)に示されている)標準制御法則には加えられないが、この制御法則の負荷因子ＮＺｃｇで表されるフィードバック・ゲインΔＫ２は、ピッチ・アップ現象の影響に対抗するために、航空機の実際の迎角αと実際のマッハ数との関数として修正される。これにより、特に、航空機が直線的ドメインＺ１において閉鎖ループ状に有する動的範囲が、上記のピッチ・アップ現象が生じるドメインＺ２で維持でき、よって、この非常に非直線的ドメインにおいて制御法則の公称性能を取り戻すことができる。
【００２８】
図３で示されている特定の実施例では、制御負荷因子ＮＺｃを発生させる手段３は、標準的には、第１制御負荷因子ＮＺｄを発生させる自動操縦装置１８と、パイロットが操作する操縦杆からなり、第２対応制御負荷因子ＮＺｃ２を発生させる標準操縦杆装置１９と、リンク２１とリンク２２とにより上記の自動操縦装置１８と上記の装置１９とに連結され、上記の２つの制御負荷因子ＮＺｄとＮＺｃ２とを合計して上記の制御負荷因子ＮＺｃを得、これをリンク４を介して装置１に伝達する、計算手段２０とからなる。
【００２９】
更に、特定の実施例では、
計算手段１２ならびに手段１５、１６とは中央処理ユニット２３に集積されており、
手段１３、１４は、上記の中央処理ユニット２３にリンク２５を介して連結されている１組の情報源２５内に集積されていて、
上記の１組の情報源１０はリンク２６を介して上記の中央処理ユニット２３に連結されている。
【００３０】
更に、特定の実施例では、上記の制御装置１は航空機の自動操縦装置内に集積されている。
【００３１】
本発明は、又、負荷因子ＮＺｃｇフィードバックに加えて、ピッチ率ｑフィードバックと、負荷因子の整数ＩＮＺで表されるフィードバックとを有する制御法則にも応用される。
【００３２】
このため、上記の組１０は、上記の手段１１に加えて、図４に示されているように、
航空機に与えられたピッチ率ｑを予想する手段２８と、
航空機に与えられた負荷因子の整数ＩＮＺを予想する手段２９とを備える。
【００３３】
この場合、上記の計算手段１２は、上記の数式(１)において、以下の補助式(２)を考慮することにより上記の制御コマンド(指令)を計算するように形成されている。
Ｋ３・ｑ＋Ｋ４・ＩＮＺ
この式中Ｋ３とＫ４とは２つの所定のゲイン値である。
【００３４】
更に、この場合、上記の手段１６は以下の数式(３)により直接修正ゲイン値ΔＫ２を決定する。
ΔＫ２＝［ｍ・ｇ・Ｋ５・(α−α0)］／［Ｓ・Ｐdyn・Ｃｚα］
この式中
ｍは航空機の質量、
ｇは重力加速度、
Ｋ５およびＣｚαは実際のマッハ数に依存する、２つの可変パラメータであり、α0については、上記と同じである。これらのパラメータα0、Ｋ５およびＣｚαは上記の実際のマッハ数の関数としてテーブルの形態で決定されるのが好ましい。
Ｓは航空機の基準翼面積、
Pdynは動圧
である。
【００３５】
さて、修正ゲイン値ΔＫ２のための式(３)が得られる方法を記載する。
このため以下の注釈が特に用いられる。
Ｋ１、Ｋ２、Ｋ３およびＫ４は、上記のゲイン値、即ちＮＺｃと、ＮＺｃｑ，  ｑおよびＩＮＺで表されるフィードバックに対するもの、
Ｎｚは平衡値に対する垂直負荷因子の変化、
ｑ：ピッチ率、
α：迎角、
δｑ：縦揺れ制御部材(水平尾翼)、
Ｘｆ、Ｘｇ：は航空機の長手方向軸に沿う揚力および重力の各位置をメータで表わしたもの、
Ｃｍ：重心を中心とする航空機のピッチ・モーメント、
Ｃｍαｉ：迎角αｉに対するピッチ・モーメント、
Ｃｚα：航空機の揚力係数で、揚力Ｃｚは式Ｃｚ＝Ｃｚα・α＋Ｃｚα0で得られ、Ｃｚα0は所定のパラメータ、
Ｃｚδｑ：水平尾翼の揚力係数、
Ｖａ：航空機の空力学的速度、
ｇ：重力加速度、
Ｂ：航空機の縦揺れ慣性、
Ｌｃｍａ：空力学的平均翼弦(chord)、
Ｓ：航空機の翼面積、
ρ：空力学的係数、  
Ｄ：航空機の揚力の中心と重心との間の距離、
Ｐdynは動圧。
【００３６】
航空機の動的範囲を支配する等式は開放ループ状等式であって、(この式では、値αは平衡位置に対しての入射変化である)
2008528380.tif 000003
2008528380.tif 000004
【００３７】
閉鎖ループに対する等式は
2008528380.tif 000005
【００３８】
これら最後の２つの式の分母は、閉鎖ループの極点の位置を明確にすることにより書き換えられて、
2008528380.tif 000006
となる。
【００３９】
係数Ｃｍαは以下の式を介してｍαのみで表されるこのモデリングになる。
2008528380.tif 000007
【００４０】
この法則から想定される現実は、ピッチ・アップ・ドメインＺ２における期間Ｃｍαの非直線的発生のみが、レバー・アーム[Ｘｆ−Ｘｇ]の急速な変化のため航空機の行動の低下に影響を与えるということであるが、この期間Ｃｍαは無視できる。
【００４１】
このような条件下では、ピッチ・アップ現象にある航空機の所望の動的範囲を維持するため、係数ｍαをΔｍαによって変化させることを考えて、ゲインＫ２を以下の値ΔＫ２によって修正することが必要で十分である。
2008528380.tif 000008
【００４２】
以下の式が成立する。
2008528380.tif 000009
【００４３】
これらの式は以下の式を生じる。
2008528380.tif 000010
【００４４】
更に、以下の２つの物理的で非常に現実的な仮定を考慮する。
１．αがα0を越えると、これまで一定であったＣｍα(Ｃｍα0と言う)は、αが大きくなりすぎない限り、(α―α0)に比例変化し始める。
ｋを一定として、Ｃｍα(α＞α0)＝Ｃｍα0＋ｋ・(α―α0) 
２．Ｃｍδｑはマッハ数の簡単な関数である。
【００４５】
α＞α0(α0はマッハ数に依存する)では修正ゲイン値ΔＫ２として、
以下の最終式[上記の式(３)]が、次いで、得られる。
ΔＫ２＝[ｍ・ｇ・Ｋ５・(α―α0)]／[Ｓ・Ｐdyn・Ｃｚα]
式中ＣｚαおよびＫ５はマッハ数の関数として変化する。
【００４６】
更に、負荷因子ＮＺｃｇフィードバックのみを含む最も一般的な実施例に関しては、閉鎖ループ状移動関数は以下のように書かれる
2008528380.tif 000011
【００４７】
Ｋ２は、１期間のみこの閉鎖ループ状移動関数の分母に現れ、各毎には以下の形態で現れる。
2008528380.tif 000012
【００４８】
この式中文字ＲはｍαにもＫ２にも依存しない要素を示す一般的方法である。
(ＮＺｃｇで表されるフィードバックのみの一般的な場合)修正ゲイン値ΔＫ２は後者の式、即ちＩＮＺ、ｑおよびＮＺｃｇで表される同時のフィードバックに関して上記で提供された計算式と類似の方法で決定できる。
【図面の簡単な説明】
【００４９】
【図１】本発明による装置の線図である。
【図２】本発明による装置により為される修正が作用する領域を説明することができるグラフである。
【図３】本発明による装置の特性を有する特定の実施例の線図である。
【図４】本発明による装置の特性を有する特定の実施例の線図である。
【図１】
2008528380.tif 000013
【図２】
2008528380.tif 000014
【図３】
2008528380.tif 000015
【図４】
2008528380.tif 000016
【国際調査報告】
2008528380.tif 000017
2008528380.tif 000018
2008528380.tif 000019
2008528380.tif 000020
2008528380.tif 000021
2008528380.tif 000022