JP4101474B2

JP4101474B2 - Aircraft flight control equipment

Info

Publication number: JP4101474B2
Application number: JP2001146698A
Authority: JP
Inventors: 弘之山田
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2001-05-16
Filing date: 2001-05-16
Publication date: 2008-06-18
Anticipated expiration: 2021-05-16
Also published as: JP2002337793A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、航空機の飛行制御装置に関し、特に、対地速度を一定に保持する航空機の飛行制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ヘリコプターや飛行機などの航空機において、速度を直接的に制御できるのは、対気速度（空気中での速度）のみである。航空機は、風に流されていても、空気と共に流されているため、自機が風に流されているとは分からない。
【０００３】
航空機は、ピッチ方向の制御を行うことで、対気速度を直接的に制御している。すなわち、航空機は、ピッチ軸アクチュエータによって、その機首が下降すれば増速し、その機首が上昇すれば減速する。
【０００４】
一方、航空機は、対地速度（地面に対する速度）も制御している。
航空機が対地速度の保持を行う場合には、機軸方向の速度（Ｖｘ）を検出し、そのＶｘが一定となるように、ピッチ方向の制御を行っている。その制御ブロック図を図４に示す。
【０００５】
図４に示すように、機軸方向の対地速度（Ｖｘ）と目標速度（機軸方向の目標対地速度Ｖｘｓｅｔ）を比較し、その偏差４１にゲイン４２を掛けた値４３が、ピッチ軸アクチュエータに出力されることで、機軸方向の対地速度（Ｖｘ）が目標速度（Ｖｘｓｅｔ）になるように制御されていた。
【０００６】
従来は、横方向（機軸と直角方向）から風を受けても、航空機の対地速度に対する影響は少ないと考えられていたことから、上記のように、対地速度保持制御に、機軸と直角方向の速度は考慮されておらず、専ら、機軸方向の対地速度（Ｖｘ、Ｖｘｓｅｔ）のみが考慮されていた。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、航空機の実際の対地速度には、機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）もあり、機軸方向の速度（Ｖｘ）の速度が低い場合や、航空機が風に流される量が大きいときには、実際の対地速度（Ｖ）と機軸方向の速度（Ｖｘ）との誤差が相対的に大きくなっていた。
【０００８】
機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）の影響が含まれる実際の対地速度（Ｖ）を制御することが望まれている。
機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）を直接制御することなく実際の対地速度（Ｖ）を制御することが望まれている。
機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）を直接制御することなく、機軸方向の速度（Ｖｘ）を制御することで、実際の対地速度（Ｖ）を制御することが望まれている。
合成対地速度の目標値Ｖｓｅｔの変更を容易に行えることが望まれている。
【０００９】
本発明の目的は、機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）の影響が含まれる実際の対地速度（Ｖ）を制御することができる航空機の飛行制御装置を提供することである。
本発明の他の目的は、機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）を直接制御することなく実際の対地速度（Ｖ）を制御することができる航空機の飛行制御装置を提供することである。
本発明の更に他の目的は、機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）を直接制御することなく、機軸方向の速度（Ｖｘ）を制御することで、実際の対地速度（Ｖ）を制御することができる航空機の飛行制御装置を提供することである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
以下に、［発明の実施の形態］で使用する番号・符号を用いて、［課題を解決するための手段］を説明する。これらの番号・符号は、［特許請求の範囲］の記載と［発明の実施の形態］の記載との対応関係を明らかにするために付加されたものであるが、［特許請求の範囲］に記載されている発明の技術的範囲の解釈に用いてはならない。
【００１１】
本発明の航空機の飛行制御装置は、航空機（２１）の機軸方向の速度（Ｖｘ）と前記機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）とが合成されてなる合成対地速度（Ｖ）を制御する、航空機の飛行制御装置であって、前記合成対地速度（Ｖ）の目標値（Ｖｓｅｔ）が設定される目標値設定部（１１）と、前記機軸方向の速度（Ｖｘ）を検出する速度検出部と、前記合成対地速度（Ｖ）と前記機軸のなす角であるドリフト角θを検出するドリフト角検出部と、前記目標値（Ｖｓｅｔ）と、ｃｏｓθ（１３）との乗算値（１４）を求める乗算値算出部とを備え、前記合成対地速度（Ｖ）は、前記機軸方向の速度（Ｖｘ）と、前記乗算値（１４）との偏差に基づいて、前記目標値（Ｖｓｅｔ）となるように制御される。
【００１２】
本発明の航空機の飛行制御装置において、更に、前記目標値（Ｖｓｅｔ）を変更する旨の目標値変更コマンドに応答して、前記ドリフト角θを特定ドリフト角θ’として検出する特定ドリフト角検出部と、前記機軸方向の速度（Ｖｘ）と、１／ｃｏｓθ’とが乗算されてなる特定乗算値（１９）を求める特定乗算値算出部とを備え、前記目標値設定部（１１）では、前記目標値（Ｖｓｅｔ）が再設定されるときに、前記特定乗算値（１９）が用いられる。
【００１３】
本発明の航空機の飛行制御装置において、前記合成対地速度（Ｖ）は、前記機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）が直接制御されることなく、前記目標値（Ｖｓｅｔ）となるように制御される。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面を参照して、本発明の航空機の飛行制御装置の一実施の形態について説明する。
【００１５】
図１は、本実施形態の航空機の飛行制御装置の制御ブロック図である。
図２は、本実施形態の航空機の飛行制御装置における、合成対地速度Ｖとドリフト角θとを説明する模式図である。
【００１６】
図２に示すように、ヘリコプタ２１は、機軸方向に速度Ｖｘで進んでいるときに、横から風で、機軸方向と直角に速度Ｖｙで流されているとき、実際の対地速度は、ＶｘとＶｙとを合成してなる合成対地速度Ｖで飛行する。
【００１７】
この合成対地速度Ｖは、航空機のパイロット計器に表示され、パイロットは常時知ることができる。
また、合成対地速度Ｖと機軸の成す角であるドリフト角θは、航空機が飛行中に変化する。そのドリフト角θの値は、航空機のパイロット計器に表示され、パイロットは常時知ることができる。
【００１８】
図３は、ヘリコプタ２１が、風Ｗを横から受けながら飛行コースＬ上を飛行している状態を示している。このとき、ヘリコプタ２１は、機軸方向に速度Ｖｘで進んでいるが、横からの風Ｗを受けているため、機軸と直角方向に速度Ｖｙで流されており、その結果、ＶｘとＶｙとが合成されてなる合成対地速度Ｖで飛行コースＬ上を飛行している。
【００１９】
本実施形態では、図３のような状況下で、合成対地速度Ｖを一定にすることができ、予定された飛行コースＬを、合成対地速度の目標値Ｖｓｅｔで飛行することを可能にする。
【００２０】
図２に示すように、合成対地速度Ｖには、ＶｘとＶｙの２成分があるから、合成対地速度Ｖの制御に際しては、ＶｘとＶｙの両方を制御することが考えられる。しかしながら、ヘリコプタ２１や飛行機などの航空機は、水平に飛行するのが原則である。Ｖｙは、航空機の飛行中に付随的に生じる（その発生原因の大半が風である）ものに過ぎないので、そのＶｙを直接的にコントロールするのは困難ないし不適当である。
【００２１】
そこで、本実施形態では、Ｖｙを考慮しつつＶｘを制御する手法を採用している。以下に、具体的に説明する。
【００２２】
本実施形態では、機軸と直角方向の速度（Ｖｙ）を加味した合成対地速度Ｖを一定に保つため、機軸方向の速度Ｖｘに、ドリフト角（合成対地速度Ｖと機軸のなす角）θの補正を行い、ピッチ方向の制御を行う。
【００２３】
図２に示すように、機軸方向の速度Ｖｘは、Ｖｃｏｓθで表され、機軸と直角方向の速度Ｖｙは、Ｖｓｉｎθで表される。このことを用いて、図１の制御ブロック図に示す制御が可能である。
【００２４】
図１に示すように、実際の合成対地速度Ｖを、合成対地速度の目標値Ｖｓｅｔ（符号１１）に制御する（一定に保つ）には、上記のように、Ｖｙを直接制御することなく、実際のＶｘ（符号１２）を制御するに当たって、実際のＶｙを加味する手法が採用されている。
【００２５】
まず、合成対地速度の目標値Ｖｓｅｔ１１が与えられる。ここでは、例えば、目標値Ｖｓｅｔ１１は、１００［ｋｔ］として与えられたとする。
次に、ｃｏｓθ（このθは時々刻々と変わるドリフト角）と、Ｖｓｅｔ１１（ここでは１００［ｋｔ］）が乗算される（符号１３）。
【００２６】
その乗算値１４と、実際の時々刻々と変わる機軸方向の速度Ｖｘ１２とが比較され、その偏差１５にゲイン１６が掛け算されてなる値１７が、ピッチ軸アクチュエータに出力される。これにより、航空機は、実際の合成対地速度Ｖが１００［ｋｔ］で飛行するように制御される。
【００２７】
次に、合成対地速度Ｖを、現在の速度（１００［ｋｔ］）から１０［ｋｔ］増速して飛行したい場合について説明する。
【００２８】
パイロットは、合成対地速度Ｖを１０［ｋｔ］増速したいと判断した時に、スイッチまたはレバー（図示せず）を操作して、目標値変更コマンドを生成する。すると、その目標値変更コマンドが生成された時のドリフト角θの値（このθは、そのコマンド生成（入力）時のある一つの値（θ’））が、ブロック１８のθとして代入される。
【００２９】
次いで、実際の時々刻々と変わる機軸方向の速度Ｖｘ１２に、１／ｃｏｓθが乗算される（符号１８）。その乗算値１９は、１００［ｋｔ］であるはずである。その時点では、上記のように実際の合成対地速度Ｖは、１００［ｋｔ］に制御されて飛行しているためである。そこで、その乗算値１９に１０［ｋｔ］が加算されて、目標値Ｖｓｅｔ１１が１１０［ｋｔ］に変更される。
航空機の実際の合成対地速度Ｖが、その変更された目標値Ｖｓｅｔ１１の１１０［ｋｔ］で飛行するように制御する方法は、上記と同様である。
【００３０】
上記のように、合成対地速度Ｖを変更したいときには、機軸方向の速度Ｖｘ１２に、１／ｃｏｓθを掛けて（符号１８）、一旦、目標値Ｖｓｅｔ１１に戻した後に、その目標値Ｖｓｅｔ１１を変更する。
【００３１】
上記の方法によれば、Ｖｙを直接的に制御できない状況下でも、合成対地速度Ｖを一定に制御することができる。
なお、飛行機に比べて、ヘリコプタは、Ｖｘが低いため、風等によるＶｙが合成対地速度Ｖに与える影響が大きいため、本実施形態が特に有効である。
【００３２】
また、パイロットが手動操縦により任意の合成対地速度Ｖを設定した後、その時の合成対地速度Ｖを保持する場合も、上記と同様に行える。手動操縦の結果、乗算速度１９は、パイロットの望む合成対地速度Ｖと等しいはずである。スイッチ又はレバー操作をトリガとして、乗算速度１９を目標値Ｖｓｅｔ１１とすることで任意の合成対地速度Ｖで飛行が行える。
【００３３】
本実施形態によれば、合成対地速度を一定に保てるため、特に、コーストラッキングのため偏流角（ドリフト角）をとっている場合に誤差が少なくなる。また、風等によってドリフト角が変化しても一定速度を保持することができる。
【００３４】
【発明の効果】
本発明の航空機の飛行制御装置によれば、機軸と直角方向の速度成分（Ｖｙ）の影響が含まれる実際の対地速度（Ｖ）を制御することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明の航空機の飛行制御装置の一実施の形態の制御ブロック図である。
【図２】図２は、本実施形態の航空機の飛行制御装置における、合成対地速度（Ｖ）とドリフト角（θ）とを説明するための図である。
【図３】図３は、本実施形態の航空機の飛行制御装置を用いて、航空機が横からの風を受けつつ合成対地速度（Ｖ）で飛行コース上を飛行している状態を示す図である。
【図４】図４は、従来の航空機の飛行制御装置の制御ブロック図である。
【符号の説明】
１１合成対地速度の目標値（Ｖｓｅｔ）
１２機軸方向の対地速度（Ｖｘ）
１４乗算値
１５偏差
１６ゲイン
１９乗算値
２１ヘリコプタ
４１偏差
４２ゲイン
Ｌ飛行コース
Ｖ合成対地速度
Ｖｓｅｔ合成対地速度の目標値
Ｖｘ機軸方向の速度
Ｖｙ機軸と直角方向の速度
Ｗ風
θ ドリフト角[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to an aircraft flight control apparatus, and more particularly to an aircraft flight control apparatus that maintains a constant ground speed.
[0002]
[Prior art]
In an aircraft such as a helicopter or an airplane, only the airspeed (speed in the air) can directly control the speed. Even if the aircraft is being swept by the wind, it is not known that it is being swept by the wind because it is swept with the air.
[0003]
The aircraft directly controls the airspeed by controlling the pitch direction. That is, the aircraft speeds up when the nose is lowered by the pitch axis actuator, and decelerates when the nose is raised.
[0004]
On the other hand, the aircraft also controls the ground speed (speed relative to the ground).
When the aircraft maintains the ground speed, the speed (Vx) in the axis direction is detected, and the pitch direction is controlled so that the Vx is constant. The control block diagram is shown in FIG.
[0005]
As shown in FIG. 4, the ground speed (Vx) in the axial direction is compared with the target speed (target ground speed Vxset in the axial direction), and a value 43 obtained by multiplying the deviation 41 by the gain 42 is output to the pitch axis actuator. Thus, the ground speed (Vx) in the axis direction is controlled to be the target speed (Vxset).
[0006]
Conventionally, it was thought that even if the wind was received from the lateral direction (perpendicular to the axis), the aircraft's ground speed was considered to have little effect on the ground speed. The speed was not taken into account, and only the ground speed (Vx, Vxset) in the axis direction was considered.
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
However, the actual ground speed of the aircraft also includes a speed component (Vy) in the direction perpendicular to the axis of the aircraft. When the speed of the speed (Vx) in the direction of the axis is low, The error between the ground speed (V) and the speed in the axis direction (Vx) was relatively large.
[0008]
It is desired to control the actual ground speed (V) including the influence of the speed component (Vy) perpendicular to the nose axis.
It is desired to control the actual ground speed (V) without directly controlling the speed component (Vy) in the direction perpendicular to the aircraft axis.
It is desired to control the actual ground speed (V) by controlling the speed (Vx) in the direction of the axis without directly controlling the speed component (Vy) in the direction perpendicular to the axis.
It is desired that the target value Vset of the combined ground speed can be easily changed.
[0009]
An object of the present invention is to provide an aircraft flight control apparatus capable of controlling an actual ground speed (V) including an influence of a speed component (Vy) perpendicular to the axis.
Another object of the present invention is to provide an aircraft flight control device capable of controlling the actual ground speed (V) without directly controlling the speed component (Vy) in the direction perpendicular to the axis.
Still another object of the present invention is to control the actual ground speed (V) by controlling the speed (Vx) in the direction of the axis without directly controlling the speed component (Vy) in the direction perpendicular to the axis. It is to provide an aircraft flight control apparatus capable of
[0010]
[Means for Solving the Problems]
[Means for Solving the Problems] will be described below using the numbers and symbols used in [Embodiments of the Invention]. These numbers and symbols are added to clarify the correspondence between the description of [Claims] and the description of [Mode for carrying out the invention]. It should not be used to interpret the technical scope of the described invention.
[0011]
The aircraft flight control apparatus according to the present invention controls a combined ground speed (V) obtained by combining a speed (Vx) in an axis direction of an aircraft (21) and a speed component (Vy) in a direction perpendicular to the axis. A flight control apparatus for an aircraft, a target value setting unit (11) in which a target value (Vset) of the combined ground speed (V) is set, and a speed detection unit that detects a speed (Vx) in the axis direction , A drift angle detector for detecting a drift angle θ which is an angle formed by the synthetic ground speed (V) and the axle, and a multiplication for obtaining a multiplication value (14) of the target value (Vset) and cos θ (13). A value calculation unit, and the combined ground speed (V) is controlled to be the target value (Vset) based on a deviation between the speed (Vx) in the axis direction and the multiplication value (14). Is done.
[0012]
In the aircraft flight control apparatus according to the present invention, the specific drift angle detection unit further detects the drift angle θ as the specific drift angle θ ′ in response to a target value change command for changing the target value (Vset). And a specific multiplication value calculation unit for obtaining a specific multiplication value (19) obtained by multiplying the speed (Vx) in the axis direction by 1 / cos θ ′, and the target value setting unit (11) When the target value (Vset) is reset, the specific multiplication value (19) is used.
[0013]
In the aircraft flight control apparatus according to the present invention, the combined ground speed (V) is controlled so as to be the target value (Vset) without directly controlling the speed component (Vy) in the direction perpendicular to the axis. The
[0014]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of an aircraft flight control apparatus according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.
[0015]
FIG. 1 is a control block diagram of an aircraft flight control apparatus according to the present embodiment.
FIG. 2 is a schematic diagram for explaining the combined ground speed V and the drift angle θ in the aircraft flight control apparatus of the present embodiment.
[0016]
As shown in FIG. 2, when the helicopter 21 is traveling at a speed Vx in the direction of the aircraft axis, when the helicopter 21 is flowing from the side and at a speed Vy perpendicular to the axis direction, the actual ground speed is Vx It flies at a combined ground speed V obtained by combining Vy.
[0017]
This combined ground speed V is displayed on the pilot instrument of the aircraft, and the pilot can always know.
In addition, the drift angle θ, which is the angle formed by the combined ground speed V and the axle, changes during the flight of the aircraft. The value of the drift angle θ is displayed on the pilot instrument of the aircraft, and the pilot can always know.
[0018]
FIG. 3 shows a state in which the helicopter 21 is flying on the flight course L while receiving the wind W from the side. At this time, the helicopter 21 travels at a speed Vx in the direction of the axis, but receives the wind W from the side, and therefore flows at a speed Vy in a direction perpendicular to the axis, and as a result, Vx and Vy are The aircraft is flying on the flight course L at the synthesized ground speed V.
[0019]
In the present embodiment, the combined ground speed V can be made constant under the situation shown in FIG. 3, and the scheduled flight course L can be made to fly at the target value Vset of the combined ground speed.
[0020]
As shown in FIG. 2, the combined ground speed V has two components, Vx and Vy. Therefore, when controlling the combined ground speed V, it is conceivable to control both Vx and Vy. However, in principle, aircraft such as helicopter 21 and airplanes fly horizontally. Since Vy is only incidental during the flight of the aircraft (mostly due to wind), it is difficult or inappropriate to control the Vy directly.
[0021]
Therefore, in this embodiment, a method of controlling Vx while taking Vy into consideration is adopted. This will be specifically described below.
[0022]
In the present embodiment, in order to keep the combined ground speed V including the speed (Vy) perpendicular to the aircraft axis constant, the drift angle (angle formed by the combined ground speed V and the aircraft axis) θ is corrected to the speed Vx in the aircraft axis direction. To control the pitch direction.
[0023]
As shown in FIG. 2, the speed Vx in the machine axis direction is represented by V cos θ, and the speed V y in the direction perpendicular to the machine axis is represented by V sin θ. Using this fact, the control shown in the control block diagram of FIG. 1 is possible.
[0024]
As shown in FIG. 1, in order to control (keep constant) the actual combined ground speed V to the target value Vset (reference numeral 11) of the combined ground speed, as described above, without directly controlling Vy, In controlling the actual Vx (reference numeral 12), a method that takes into account the actual Vy is employed.
[0025]
First, the target value Vset11 of the combined ground speed is given. Here, for example, it is assumed that the target value Vset11 is given as 100 [kt].
Next, cos θ (where θ is a drift angle that changes from moment to moment) and Vset 11 (here, 100 [kt]) are multiplied (reference numeral 13).
[0026]
The multiplication value 14 is compared with the actual speed Vx12 in the axial direction that changes from moment to moment, and a value 17 obtained by multiplying the deviation 15 by the gain 16 is output to the pitch axis actuator. Thus, the aircraft is controlled so that the actual combined ground speed V flies at 100 [kt].
[0027]
Next, a case will be described in which the combined ground speed V is increased by 10 [kt] from the current speed (100 [kt]).
[0028]
When the pilot determines to increase the combined ground speed V by 10 [kt], the pilot operates a switch or lever (not shown) to generate a target value change command. Then, the value of the drift angle θ when the target value change command is generated (this θ is one value (θ ′) when the command is generated (input)) is substituted as θ of the block 18. .
[0029]
Next, the actual speed Vx12 in the axial direction that changes from moment to moment is multiplied by 1 / cos θ (reference numeral 18). The multiplication value 19 should be 100 [kt]. This is because, at that time, the actual combined ground speed V is controlled to 100 [kt] as described above. Therefore, 10 [kt] is added to the multiplication value 19, and the target value Vset11 is changed to 110 [kt].
The method for controlling the actual combined ground speed V of the aircraft to fly at 110 [kt] of the changed target value Vset11 is the same as described above.
[0030]
As described above, when it is desired to change the combined ground speed V, the speed Vx12 in the axial direction is multiplied by 1 / cos θ (reference numeral 18), and once returned to the target value Vset11, the target value Vset11 is changed.
[0031]
According to the above method, the combined ground speed V can be controlled to be constant even in a situation where Vy cannot be directly controlled.
Note that this embodiment is particularly effective because the helicopter has a lower Vx than the airplane, and thus the influence of Vy due to wind or the like on the combined ground speed V is large.
[0032]
In addition, after the pilot sets an arbitrary combined ground speed V by manual operation, the composite ground speed V at that time can be maintained in the same manner as described above. As a result of manual maneuvering, the multiplication speed 19 should be equal to the composite ground speed V desired by the pilot. Using the switch or lever operation as a trigger, the multiplication speed 19 is set to the target value Vset11, so that the flight can be performed at an arbitrary combined ground speed V.
[0033]
According to the present embodiment, since the combined ground speed can be kept constant, the error is reduced particularly when a drift angle (drift angle) is taken for course tracking. Further, a constant speed can be maintained even if the drift angle changes due to wind or the like.
[0034]
【The invention's effect】
According to the aircraft flight control apparatus of the present invention, it is possible to control the actual ground speed (V) including the influence of the velocity component (Vy) perpendicular to the axis.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a control block diagram of an embodiment of an aircraft flight control apparatus according to the present invention.
FIG. 2 is a diagram for explaining a combined ground speed (V) and a drift angle (θ) in the aircraft flight control apparatus of the present embodiment.
FIG. 3 is a diagram showing a state in which the aircraft is flying on the flight course at the combined ground speed (V) while receiving the wind from the side, using the aircraft flight control device of the present embodiment. is there.
FIG. 4 is a control block diagram of a conventional aircraft flight control apparatus.
[Explanation of symbols]
11 Target value of synthetic ground speed (Vset)
12 Ground speed in the axial direction (Vx)
14 Multiplication value 15 Deviation 16 Gain 19 Multiplication value 21 Helicopter 41 Deviation 42 Gain L Flight course V Composite ground speed Vset Target value of composite ground speed Vx Speed in the direction of the axis Vy Speed in the direction perpendicular to the axis W Wind θ Drift angle

Claims

A target value setting unit in which the target value of the ground speed of the aircraft is set;
A speed detection unit for detecting an axial component as a component of the aircraft axial direction of the ground speed ;
A drift angle detector that detects a drift angle θ that is an angle formed by the ground speed and the axle;
A multiplication value calculation unit for obtaining a multiplication value of the target value and cos θ,
The ground speed is controlled to be the target value based on the deviation between the axis direction component and the multiplication value without directly controlling the component of the ground speed in the direction perpendicular to the axis direction. Aircraft flight control device.

The aircraft flight control apparatus according to claim 1,
Furthermore,
In response to a target value change command for changing the target value, a specific drift angle detector that detects the drift angle θ as a specific drift angle θ ′;
A specific multiplication value calculation unit for obtaining a specific multiplication value obtained by multiplying the axis direction component by 1 / cos θ ′;
The target value setting unit uses the specific multiplication value when the target value is reset.

In the aircraft flight control apparatus according to claim 1 or 2,
An aircraft flight control apparatus in which the ground speed is controlled to be the target value by controlling the aircraft by a pitch axis actuator based on the deviation .