(57)【要約】本発明は航空機の昇降舵用電気飛行制御システムに関する。本発明によれば、飛行制御システムは負荷因子あるいは傾き率で制御できる。本発明のシステムは負荷因子、入射および傾き姿勢であらわされる組み込み式保護手段を備える。【選択図】    図１
2008509496.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の昇降舵(3)の負荷因子での制御のための電気制御システムであって、上記の昇降舵(３)は、その偏向(屈撓)角度δmの制御値を示す電気信号δmcに依存する偏向(屈撓)位置を採らせる制御手段(４)により制御され、
上記の負荷因子の制御値を示す電気信号nzcに基づき、上記の航空機の空力スロープγの時間に関する導関数の制御値を示す第１電気信号
2008509496.tif 000066
を計算する第１計算手段と、
第１構成装置(13)であって、入力点(14)で上記の第１電気信号
2008509496.tif 000067
を受け取ることができ、
上記の第１電気信号
2008509496.tif 000068
を最小値と最大値との間に維持できる第１保護手段(30)を備え、
上記の第１電気信号
2008509496.tif 000069
に基づき、それに対応する入射αの制御値を示す少なくとも１つの第２電気信号αcと、同じく対応する長手方向の姿勢θの制御値を示す第３の電気信号θcとを決定し、
上記の第２電気信号αcを最小値と最大値との間に維持できる第２保護手段(33)を備え、
少なくとも第３の電気信号θcを出力点(15)に出すものと、
第２の構成装置(17)であって、
その入力点(18)で少なくとも上記の第３の電気信号θcあるいはこれに類似する第４電気信号θdを受け取ることができ、
上記の第３あるいは第４電気信号を最小値と最大値との間に維持できる第３の保護手段とを備え、
上記の昇降舵(３)の偏向(屈撓)角度δmの対応する制御値を示す上記の信号δmcを構成する第５電気信号を出力点(20)に出すことができるものとからなることを特徴とするもの。
【請求項２】
請求項１に記載したシステムであって、第１切換え手段(25、26)を備え、この手段は
第１位置であって、上記の第１構成装置の出力が第２構成装置の入力に連結されて、上記の第３の電気信号θcが上記の第２構成装置に伝達される位置と、
第２位置であって、上記の第２構成装置が、上記の第３電気信号θcに類似で、ゆれ率ｑに対する所望の値を示す第６電気信号ｑdに基づいて発生される上記の第４電気信号θdを受け取る位置とのいずれかを採ることができることを特徴とするもの。
【請求項３】
請求項１あるいは２に記載したシステムであって、
上記の第１構成装置(13)は、上記の第２電気信号αcと上記第３電気信号θcとに加えて、ゆれ率ｑの対応する制御値を示す第7電気信号ｑcを決定し、上記の第１切換え手段が上記の第7電気信号ｑcを上記の第２構成装置(17)に伝達できることを特徴とするもの。
【請求項４】
請求項３に記載したシステムであって、記の第１構成装置(13)が、第７電気信号ｑcとして、上記の第１電気信号
2008509496.tif 000070
のものにほぼ等しい値を出すことを特徴とするもの。
【請求項５】
請求項２から４のいずれか１項に記載したシステムであって、
制御負荷因子信号nzcを出すことのできる自動操縦機(１)と、
スイッチにより、制御負荷因子信号nzcあるいは、ゆれ率ｑの所望値を示す第６電気信号ｑdのいずれかを出すことのできる手動操縦部材(２)と、
上記の第１構成装置(13)に、上記の自動操縦機によって出される制御負荷因子信号あるいは上記の手動操縦部材によって出される制御負荷因子信号のいずれかを
伝達するか、
あるいは、その代わりに、上記の第６電気信号ｑdを、姿勢θに対する所望値を示す第４電気信号θdを形成することができる第１積分(統合)手段(６)に伝達するための第２切換え手段(21、23)とからなり、
上記の第１切換え手段（25、26）が上記の第２構成装置(17)に、上記の第１構成装置により発生される第3電気信号θcと第７の電気信号ｑcとに代え、第４電気信号θdと第６電気信号ｑdとを伝達することができることを特徴とするもの。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか１項に記載したシステムであって、第１信号
2008509496.tif 000071
に基づいて上記の第２電気信号αcを決定するため、上記の第１構成装置は第２の計算手段(31)を備え、この計算手段は、以下の式を計算するものであって、
2008509496.tif 000072
式中FγとGγとは
2008509496.tif 000073
と
2008509496.tif 000074
である航空機の状態の関数であって、
その状態におけるｇは重力による加速、γは空力スロープ、Ｖは航空機の速度、ρは空気の密度、ｍは航空機の質量、Ｓは航空機の基準面積、Ｃzα=0は入射０での航空機の揚力係数、
2008509496.tif 000075
は入射での関数としての揚力の航空力学的係数の勾配で、Ｔは航空機の推力である。
【請求項７】
請求項３から６のいずれか１項に記載したシステムであって、上記の第３電気信号θcを形成するため、上記の第１構成装置は上記の第７電気信号ｑcを積分できる第２積分手段(38)と、この第２積分手段(38)により出される整数と、上記の第２電気信号αcとの総数を形成する第１加算器(39)とを備えることを特徴とするもの。
【請求項８】
請求項５から７のいずれか１項に記載したシステムであって、上記の第２構成装置(17)は、上記の第３の電気信号θcと、上記の第１構成装置(13)から生じる第７電気信号ｑcとゆれ率ｑと縦方向の姿勢θとの現在の値ｑrとθrとに基づくか、第４信号θdと上記の手動操縦部材から生じる第６信号ｑdと、ゆれ率ｑと縦方向の姿勢θとの現在の値ｑrとθrとに基づいてゆれ加速
2008509496.tif 000076
の対応する制御値を示す第８の電気信号
2008509496.tif 000077
を決定し、ついで、この第８の電気信号
2008509496.tif 000078
に基づいて上記の第２構成装置が上記の第５電気信号δmcを決定することを特徴とするもの。
【請求項９】
請求項８に記載したシステムであって、上記の第２構成装置が第８電気信号
2008509496.tif 000079
を以下の関係により計算し、
2008509496.tif 000080
式中θvは上記の第３あるいは第４の電気信号で、θrは、長手方向の姿勢θの現在の値、ｑvは、上記の第６あるいは第７の電気信号、ｑrはゆれ率ｑの現在の値、Ｋ１、Ｋ２、Ｋ３およびＫ４は一定係数であることを特徴とするもの。
【請求項１０】
請求項８あるいは９に記載のシステムであって、上記の第８電気信号
2008509496.tif 000081
に基づいて上記の第５電気信号δmcを決定するため、上記の第２構成装置は以下の式を計算する第３計算手段を備え、
2008509496.tif 000082
式中ＦqおよびＧqは
2008509496.tif 000083
と
2008509496.tif 000084
である航空機の状態の関数であって、
この状態において、Ｉyは、ゆれ慣性、ρは空気の密度、Ｖは航空機の速度、Ｓは航空機の基準面積、
2008509496.tif 000085
は航空機の基準長さ、Ｃmδm=0はゆれの係数、Ｔは推力、ｂはエンジンのレバー・アーム、τはエンジンの長手方向のトリム角で、
2008509496.tif 000086
は昇降舵の有効性。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の昇降舵の制御のための電気飛行制御システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
機械的制御の飛行機では、操縦杆で、昇降舵の、その幅が操縦杆の揺動に比例する偏向(屈撓)角度を制御することが知られている。よって、その操縦杆を作動することにより、パイロットは、飛行機をその重心の周りに瞬時に位置させたり、飛行機の姿勢を制御する操縦行為を行なう。そのような操縦行為はパイロットにとっては本能的なものである。
【０００３】
また、多くの近代飛行機が現在装備している電気飛行制御により、目的に応じて生じる全てのものを負荷因子で目盛り付けし、この負荷因子のようなパラメータを操縦杆で直接制御して、飛行機を制御できることが知られている。そのような制御は、操縦杆を負荷因子で目盛り付けし、制御可能な負荷因子の範囲を制限することによりどのように操縦しても飛行機本来の姿をそのまま守れるので、好ましい。
【０００４】
他方、負荷因子での制御は、瞬時の操縦よりむしろ長距離飛行機を案内することができるので、負荷因子での制御はパイロットにとっては非常に直感的なものではない。特に、無負荷因子を指令することは一定の空力スロープを画くことになり、よって、操縦杆により飛行機の軌跡を制御して案内することができる。よって、人による操縦の場合でも自動操縦の場合でも上記の電気飛行制御を簡単に使用することができる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
然し、制御作業が非常に短い、非常に動的な飛行段階、例えば、地上に近接する場合は、上記の負荷因子制御をゆれ率の制御に代えなければならないことが上記より生じる。
【０００６】
加えて、既知の負荷因子電気制御には長手方向の姿勢での飛行機の保護を統合できないので、尾翼の接地(あるいは尾翼の打撃)のような地上に近接して生じる問題を回避するため、姿勢ベースの追加の保護法を付けこれを負荷因子電気飛行制御と正確に調和させる必要がある。
【０００７】
又、負荷因子電気制御だけでは、事故から飛行機を守ることができない。よって、標準の操縦中飛行機の失速を回避するため事故ベースの保護法を加え、手際よく調和させることが必要である。
【０００８】
本発明の目的は、これらの欠点を解消することであって、ある飛行条件では負荷因子で、その他の条件ではゆれ率で航空機を制御でき、負荷因子、入射および長手方向姿勢で表される保護を統合する電気飛行制御に関するものである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
このため、本発明によれば、航空機の昇降舵の負荷因子での制御のための電気制御システムでは、上記の昇降舵は、その偏向(屈撓)角度δmの制御値を示す電気信号δmcに依存する偏向(屈撓)位置を採らせる制御手段により制御され、
そのシステムは、上記の負荷因子の制御値を示す電気信号nzcに基づき、上記の航空機の空力スロープγの時間に関する導関数の制御値を示す第１電気信号
2008509496.tif 000003
を計算する第１計算手段と、
第１構成装置であって、入力時に上記の第１電気信号
2008509496.tif 000004
を受け取ることができ、
上記の第１電気信号
2008509496.tif 000005
を最小値と最大値と間に維持できる第１保護手段を備え、
上記の第1電気信号
2008509496.tif 000006
に基づき、それに対応する入射αの制御値を示す少なくとも１つの第２電気信号αcと、同じく対応する長手方向の姿勢θの制御値を示す第３の電気信号θcとを決定し、
上記の第２電気信号αcを最小値と最大値との間に維持できる第２保護手段を備え、
少なくとも第３の電気信号θcを出力点に出すものと、
第２の構成装置であって、
その入力点で少なくとも上記の第３の電気信号θc、あるいはこれに類似する第４電気信号θdを受け取ることができ、
上記の第３あるいは第４電気信号を最小値と最大値との間に維持できる第３の保護手段とを備え、
上記の昇降舵の偏向(屈撓)角度δmの対応制御値を示す信号δmcを構成する第５電気信号を出力点に出すことができるものとからなる。
【００１０】
本発明によるシステムは第１切換え手段を備えるのが好ましく、この手段は
第１位置であって、上記の第１構成装置の出力が第２構成装置の入力に連結されて、上記の第３の電気信号θcが上記の第２構成装置に伝達される位置と、
第２位置であって、上記の第２構成装置の入力が、上記の第３電気信号θcに類似で、ゆれ率ｑに対する所望の値を示す第６電気信号ｑdに基づいて発生される上記の第４電気信号θdを受け取る位置とのいずれかを採ることができる。
【００１１】
既知の方法では、負荷因子nzは、
2008509496.tif 000007
に等しく、この式中Ｖは航空機の速度で、ｇは重力による加速度、
2008509496.tif 000008
は空力スロープの導関数である。よって、その際、
2008509496.tif 000009
は、
2008509496.tif 000010
に等しいので制御された負荷因子信号nzcを第１電気信号
2008509496.tif 000011
に変換するのは簡単である。
【００１２】
上記の第１構成装置は、上記の第２電気信号αcと上記第３電気信号θcとに加えて、対応するゆれ率ｑの制御値を示す第7電気信号ｑcを決定し、上記の第１切換え手段がこの第７電気信号ｑcを上記の第２構成装置に伝達できることが好ましい。
【００１３】
簡略化により、上記の第１構成装置は、第７電気信号ｑcとして、上記の第１電気信号
2008509496.tif 000012
のものにほぼ等しい値を出す。
【００１４】
本発明による電気飛行制御システムの好ましい実施例では、上記のシステムは、
制御負荷因子信号nzcを出すことのできる自動操縦機と、
スイッチにより、制御負荷因子信号nzcあるいは、ゆれ率ｑ用の所望値を示す第６電気信号ｑdのいずれかを出すことのできる手動操縦部材と、
上記の第１構成装置に、上記の自動操縦機によって出される制御負荷因子信号あるいは上記の手動操縦部材によって出される制御負荷因子信号のいずれかを
伝達するか、
あるいは、その代わりに、上記の第６電気信号ｑdを、姿勢θに対する所望値を示す第４電気信号θdを形成することができる第１統合手段に伝達するための第２切換え手段とからなり、
上記の第１切換え手段が上記の第２構成装置に、上記の第１構成装置により発生される第３電気信号θcと第７の電気信号ｑcとに代え、第４電気信号θdと第６電気信号ｑdとを伝達することができる。
【００１５】
第１信号
2008509496.tif 000013
に基づいて上記の第２電気信号αcを決定するため、上記の第１構成装置は第２の計算手段を備え、この計算手段は、以下の式を計算するものであって、
2008509496.tif 000014
式中ＦγとＧγとは
2008509496.tif 000015
と
2008509496.tif 000016
である航空機の状態の関数であって、
その状態におけるｇは重力による加速度、γは空力スロープ、Ｖは航空機の速度、ρは空気の密度、ｍは航空機の質量、Ｓは航空機の基準面積、Ｃzα=0は入射０での航空機の揚力係数、
2008509496.tif 000017
は入射の関数としての揚力の空力的係数の勾配で、Ｔは航空機の推力である。
【００１６】
上記の第３電気信号θcを形成するため、上記の第１構成装置は上記の第７電気信号ｑcを積分できる第２積分手段と、この第２積分手段により出される整数と、上記の第２電気信号αcとの総数を形成する第１加算器とを備える。
【００１７】
上記の第２構成装置は、上記の第３の電気信号θcと、上記の第１構成装置から生じる第７電気信号ｑcとゆれ率ｑと縦方向の姿勢θとの現在の値ｑrとθrとに基づくか、第４信号θdと上記の手動操縦部材から生じる第７信号ｑdとゆれ率ｑと縦方向の姿勢θとの現在の値ｑrとθrとに基づいて、ゆれ加速
2008509496.tif 000018
の対応する制御値を示す第８の電気信号
2008509496.tif 000019
を決定し、ついで、この第８電気信号
2008509496.tif 000020
に基づいて上記の第２構成装置は上記の第５電気信号δmcを決定することが好ましい。
【００１８】
上記の第２構成装置は第８電気信号
2008509496.tif 000021
を以下の関係により計算するのが好ましく、
2008509496.tif 000022
式中θvは第３あるいは第４の電気信号で、θrは長手方向の姿勢θの現在の値、ｑvは、第６あるいは第７の電気信号、ｑrはゆれ率ｑの現在の値、Ｋ１、Ｋ２、Ｋ３およびＫ４は一定係数である。更に、上記の第８電気信号
2008509496.tif 000023
に基づいて上記の第５電気信号δmcを決定するため、上記の第２構成装置は以下の式を計算する第３計算手段を備えることが好ましく、
2008509496.tif 000024
式中ＦqおよびＧqは航空機の状態の関数であって、
2008509496.tif 000025
と
2008509496.tif 000026
この状態において、Ｉyはゆれ慣性、ρは空気の密度、Ｖは航空機の速度、Ｓは航空機の基準面積、
2008509496.tif 000027
は航空機の基準長さ、Ｃｍδm=0はゆれの係数、Ｔは推力、ｂはエンジンのレバー・アーム、τはエンジンの長手方向のトリム角で、
2008509496.tif 000028
は昇降舵の有効性。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
添付図面の図により、本発明が実施され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。
本発明による、図１に示されている航空機用電気飛行制御システムの実施例の線図では、自動操縦機１と、操縦杆システム２と、方向制御面３とこの制御面の偏向(屈撓)を制御する為の装置４がある。
【００２０】
この例では、自動操縦機１はその出力端子７に、負荷因子の制御値に対応する電気制御信号nzcを出すことができ、操縦杆２はその出力端子24に、ゆれ率の所望の値ｑdあるいは負荷因子の制御値nzcに対応する電気信号をスイッチにより発生させることができる。更に、一方では、制御値nzcに基づいて、空力スロープγの時間に対する導関数の制御値を示す電気信号
2008509496.tif 000029
を計算することのできる計算手段５と、他方では、上記の所望の値ｑdに基づいて、長手方向の姿勢θの所望の値を示す電気信号θd発生する統合(積分)手段６とがある。
【００２１】
上記の計算手段５は負荷因子nzと空力スロープγの導関数
2008509496.tif 000030
とを連結する以下の関係を利用する。
2008509496.tif 000031
式中Ｖは航空機の速度で、ｇは重力による加速度。よって、速度Ｖと重力による加速度ｇとが当てられ、制御値nzcを受け取る計算手段５が以下の式により量
2008509496.tif 000032
を決定する。
2008509496.tif 000033
【００２２】
積分手段６は、１つの入力端子８と２つの出力端子９と１０とを備える。端子８と９との間には積分器11が介在され、リンク12が端子８と10とを連結する(図２参照)。ゆれ率の所望値ｑdが入力端子８に与えられると、積分器11の積分により出力端子９には長手方向の姿勢θdの所望値が、端子10にはゆれ率ｑdの所望値が得られる。
【００２３】
前記のように図１には本発明による電気飛行制御システムの実施例が示されており、そのシステムは
入力端子14と、その上流に配置される計算手段５と、２つの出力端子15と16とを備える第１構成装置13と、
２つの入力端子18と19と、装置４を制御する出力端子20とを備える第２構成装置17と、
計算手段５の入力端子27を自動操縦機１の出力端子７あるいは端子22に接続することのできるスイッチ21と、
操縦システム２の出力端子24を、上記の端子22あるいは積分手段６の入力端子８に接続することができ、ゆれ率信号ｑdと、上記の出力端子24の信号nzcと間の切換えを制御できるスイッチ23であって、このスイッチ23が端子24と８とを接続する際は、操縦システム２の出力信号は信号ｑdであって、このスイッチ23が端子24と22とを接続する際は、操縦システム２の出力信号は信号nzcであるものと、
第２装置17の入力端子18を、第１装置13の出力端子15あるいは積分手段６の出力端子９に接続できるスイッチ25と、
第２装置17の入力端子19を、第1装置13の出力端子16あるいは積分手段６の出力端子10に接続できるスイッチ26とからなる。
【００２４】
以上より、以下のことが分かる。
スイッチ21、25および26が、端子27と７、18と15、および19と16とをそれぞれ接続すると、第１および第２装置13と17とにより、自動操縦機１に基づいて昇降舵3が制御され、制御パラメータは負荷因子の制御値nzcであり、
スイッチ21、23、25および26が、端子24と22、22と27、18と15および19と16とをそれぞれ接続する際は、昇降舵３は、第１および第２装置13および17により操縦杆２に基づいて制御され、制御パラメータは上記の負荷因子の制御値nzcであって、
スイッチ23、25および26は、端子24と8、18と9および19と10とをそれぞれ接続する際、昇降舵３は、第２装置17のみによって操縦杆２に基づいて制御され、制御パラメータは所望のゆれ率ｑdである。
【００２５】
図３に示されているのは、第１構成装置13の実施例であり、この実施例において、第１装置13は
例えば、ｖｏｔｅｒタイプの保護装置30であって、計算手段５の信号
2008509496.tif 000034
を端子14で受け、この信号を最大値
2008509496.tif 000035
と最小値
2008509496.tif 000036
との間で保護できないものと、
保護装置30の信号
2008509496.tif 000037
ならびに複数個の合図32を受け、(後述する方法で)制御入射信号αcを計算する計算機31と、
例えば、ｖｏｔｅｒタイプの保護装置33であって、制御入射信号αcを受け、この信号を最大値αmaxと最小値αminとの間で保護できるものと、
保護装置30の出力と出力端子16との間のリンク34であって、入射αの関数として変化するゲインＫ(α)装置35を備えるものとからなり、保護装置30の出力時には制御ゆれ率ｑcと制御入射信号
2008509496.tif 000038
の導関数との差に等しい信号
2008509496.tif 000039
が現れ(事実θ＝α+γ)、制御入射
2008509496.tif 000040
の導関数は一般的には非常にノイズが多いので、それを無視することが好ましく、よって、制御スロープ
2008509496.tif 000041
の導関数は制御されたゆれ率ｑcの概算値を見積もるのに使用され、図４に示されているように、ゲインＫ(α)は、０に減少するαminとαmaxとの近辺を除いて、常に１に等しく、よって、入射で表現される保護が得られるものと、
現在の空力スロープ・キューγrを受け取るゲイン１−Ｋ(α)の装置36と、
装置35と36の出力信号を加え、生じる信号を端子16に宛てる加算器37であって、この生じる信号はαがαminとαmaxとから遠い時
2008509496.tif 000042
で、αがαminあるいはαmaxに等しい時はγrであるものと、
リンク34の信号を積分し、よって制御スロープγcを形成する積分器38と、
加算器39であって、積分器38によって与えられる制御スロープγcと、保護装置33から生じる制御入射信号αcとを加えて制御姿勢θcを得、追加の入射ベースの保護装置40によって、現在の入射値αrと現在の姿勢値θrとを含むこの制御姿勢θcを端子15に宛てるものからなる。
【００２６】
計算機31の操作方法は以下の揚力用式に基づく。
2008509496.tif 000043
式中ＦrとＧrとは
2008509496.tif 000044
と、
2008509496.tif 000045
である航空機の状態の関数であり、
その状態では、ｇは重力による加速度で、γは空力スロープで、Ｖは航空機の速度で、ρは空気の密度で、ｍは航空機の質量で、Ｓは航空機の基準面積で、Ｃzα=0は、入射０に対する航空機の揚力係数、
2008509496.tif 000046
は入射の関数としての航空力学的揚力係数の勾配で、Ｔは航空機の推力である。
【００２７】
計算機31が受け取るキュー32は、よって、航空機上で得られるパラメータｇ、γ、Ｖ、ρ、ｍ、Ｓ、Ｃzα=0、
2008509496.tif 000047
とＴとからなり、ＦγおよびＧγとを計算でき、その後計算機31は以下の式によってαcを計算する。
2008509496.tif 000048
【００２８】
よって、第１構成装置13の端子15と16とに制御姿勢θcと制御ゆれ値ｑcとがそれぞれ現れる。
【００２９】
上記のように、第２構成装置17の入力端子18に現れる制御姿勢信号θvは、第１構成装置13の出力端子15から生じる信号θcあるいは積分手段６から生じる信号θdによって形成される。
【００３０】
同様に、上記の第２構成装置17の入力端子19に現れる制御ゆれ率信号ｑvは第１構成装置13の出力端子16から生じる信号ｑcあるいは積分手段６から生じる信号ｑdにより形成される。
【００３１】
第２構成装置17において、長手方向の制御姿勢信号θvは最小値θminと最大値θmaxとの間でこの信号を維持できる例えばｖｏｔｅｒタイプの保護装置41に宛てられる。制御ゆれ率信号ｑvはそれ自体ゲイン装置42に宛てられ、そのゲインＫ(θ)は、θが、その値Ｋ(θ)が０に等しいθminあるいはθmaxの近辺にある場合を除いて、常に１に等しい(θの関数としてのゲインＫ(θ)のカーブはαの関数としてのＫ(α)の変化に関する図４に示されているものに類似する。)。
【００３２】
(このようにして保護された)値θvと(装置42に通された)ｑvに基づき、構成装置17は、ゆれの加速の制御値
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を示すｑvの時間に対する導関数を計算する手段からなる。この計算手段は、
保護装置41の信号θvを受け取るゲインＫ１のゲイン装置43と、
長手方向の姿勢の現在の値θrを受け取るゲインＫ２のゲイン装置44と、
装置42の信号ｑvを受け取るゲインＫ３のゲイン装置45と、
ゆれ率ｑの現在の値ｑrを受け取るゲインＫ４のゲイン装置46と、
差
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rを計算する減算器47と、
差
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を計算するための減算器48と、
合計
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を計算する加算器49とからなる。
【００３３】
この合形は、ラプラス変換により、
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に書き直され、
この式中ｓはラプラス演算子で、よって、
Ｋ１＝Ｋ２＝ω2，  Ｋ３＝  τ／ω2    およびＫ４＝２・ｚ・ω  と考えて
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。
【００３４】
よって、要素43から49は自然角周波数ωで減衰ｚの第２次フィルタのように、行動し、第１次段階先行が時定数がτに等しい状態でおこる。
【００３５】
図６と図７には、時間ｔの関数としてのそのようなフィルタの表示応答および追跡応答が示されている。
【００３６】
第２構成装置17は、更に、要素43から49によって形成されるゆれ加速の制御値
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ならびに複数個のキュー51を受け取り、信号δmcを計算する計算器50を備える。
【００３７】
計算器50の操作方法は、既知の方法では、航空機のゆれ
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の加速が昇降舵３の偏向(屈撓)角δmの類似変換関数である事実に基づいている。
ゆれ
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は式
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で表され、
この式中
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そして
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であり、
ここで、Ｉyはゆれ慣性、ρは空気の密度、Ｖは航空機の速度、Ｓは航空機の基準面積で、
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は航空機の基準長さ、Ｃmδm=0はゆれ係数で、Ｔは推力、ｂはエンジンのレバー・アーム、τは長手方向のトリム角度および
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は昇降舵の有効数。
【００３８】
よって、キュー51はＩγ、ρ、Ｖ、Ｓ、
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、Ｃmδm=0、Ｔ、ｂ、τおよび
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そして計算器50は式
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を計算する。
【００３９】
よって、本発明により、負荷因子、入射および長手方向の姿勢の表現であらわされた統合保護を備えた長手方向の電気飛行制御のシステムを得、操縦パラメータは選択により負荷因子あるいはゆれ率であることができる。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】本発明による電気飛行制御システムの実施例の線図である。
【図２】図１のシステムで用いられる統合装置の線図を示す。
【図３】図１のシステムの第1構成装置の線図である。
【図４】図３の装置のゲイン・カーブを示す。
【図５】図１の第２構成装置の線図である。
【図６】第８電気信号を計算するための第２構成装置の計算手段の性質を示す線図である。
【図７】第８電気信号を計算するための第２構成装置の計算手段の性質を示す線図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【国際調査報告】
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