JPH02240B2

JPH02240B2 -

Info

Publication number: JPH02240B2
Application number: JP53152983A
Authority: JP
Inventors: Shiimoo Osudaa Suteiibun
Original assignee: Unisys Corp
Current assignee: Unisys Corp
Priority date: 1977-12-12
Filing date: 1978-12-11
Publication date: 1990-01-05
Also published as: IT1206557B; CA1111938A; FR2411440B1; JPS5488600A; IT7852269A0; DE2853612A1; GB2009970B; FR2411440A1; US4171115A; GB2009970A

Description

【発明の詳細な説明】この発明は、特に静安定性を減少させた航空機
の要件に関連する静安定増強装置に関する。

従来の近代的な航空機は、安全で望ましい飛行
性および操縦性を航空機に与えるため固有の空力
縦静安定性を具えるように周知のように構造的に
設計されている。通常このことは流線位置即ち空
気流とほぼ合致する位置から偏よらせて位置させ
た水平安定板からの大きさに等しく方向が反対の
ピツチモーメントによつて航空機の重心回りの揚
力中心のピツチモーメントを釣合わせることによ
り行なわれる。例として航空機のピツチ姿勢が突
風じよう乱によつて偏向すると、空力静安定性の
航空機はその元の姿勢に復元する傾向を有する。
操縦士が操縦桿を利用してそのような航空機を操
縦すると航空機はその指令に応答して操縦桿が偏
向されている間は（大部分の操縦について姿勢変
化にほぼ等しい）新しい迎え角を保持し、操縦桿
を離すと元の迎え角に復帰する。空力復元モーメ
ントは航空機のピツチ姿勢に関して復元性の弾性
特性を与える傾向を有する。

安定増強装置を利用して航空機の振動性動安定
を増大させることは当業界において公知である。
かかる装置は制御中のピツチレートを一般に使用
する。このパラメータを測定するために普通使用
するセンサは角加速度計あるいはレートジヤイロ
である。制御の目的に適した今日の角加速度計は
一般に高価であり、それにより供給される信号は
振動性高周波の減衰にしか適合していない。今日
のレートジヤイロは一般に高価であり、しかも高
速回転部材を用いているため長周期信頼度がそれ
ほどよくない。

振動減衰の目的に使用されるかかる安定増強装
置は従来は飛行にとつて不可欠な要素ではなかつ
た。その理由は、安定増強装置が完全に故障して
も航空機はその空力縦静安定を保つており、それ
によつて安全な飛行特性および適切な操縦特性が
航空機に付与されるので、飛行を安全に終了させ
ることができるからである。

航空機の縦静安定を与えるようにピツチ軸回り
の釣合いモーメントを比較的大きくすると、抗力
が増大し、航空機の燃料経済にとつて好ましくな
いことがわかつている。今日では燃料経済の見地
から空力縦静安定を減少させることが考慮されて
いる。これは空力学的な流線位置に航空機の水平
安定板を保持し、更におそらくは水平安定板の表
面積を減少させることによつて達成される。その
場合、揚力中心が重心に近接するように航空機を
設計することが必要となるであろう。その場合航
空機は従来から静安定を航空機に付与していた剛
性の空力弾性復元モーメントをもはや有していな
いので、限界的に安定即ち静的不安定になり、安
全を飛行特性および望ましい操縦特性を具えない
ようになる。このような航空機において突風など
の乱れがあると航空機のピツチ姿勢は連続的な偏
向を受ける。このような航空機の手動操作装置は
非常に敏感になり、操縦士が操縦桿にピツチ制御
運動を与えた場合、航空機は過大なピツチ応答を
するため操縦士の操作に基づく振動を生ずること
が多い。

縦静安定を減少させた航空機の飛行特性を安全
にし望ましい操縦特性を付与するには空力静安定
を安定増強装置でおき代えることが必要になる。
しかし静安定を減少させた航空機の場合には、安
定増強装置は飛行にとつて不可欠な要素になり、
その完全な故障は飛行機の損失を来たすことがあ
り得る。安定増強装置に所要の信頼度を付与する
には一般に３チヤンネルあるいは４チヤンネルの
冗長チヤンネルが必要になる。静安定を減少させ
た航空機について所要の静安定を付与するには、
ピツチ姿勢、ピツチレート、ピツチ角加速度およ
び垂直加速度の各項を含む制御法則が必要にな
る。垂直ジヤイロあるいは慣性プラツトホームの
ような姿勢センサは高価になり、重く、故障しや
すく、レートジヤイロおよび角加速度計は上述し
た欠点を有しているため、安定増強装置のための
４チヤンネルの冗長性をもつセンサ計装は過度に
高価になり、重くかさばつたものになると共に、
ジヤイロ装置に用いる高速回転部材のため信頼度
が不十分になる。

他方では直線加速度計は高速回転部材を有して
いないため比較的廉価であり信頼度も高い。重心
の前方と後方に取付けた１対の直線加速度計ある
いは単に適当な距離をおいて取付けた１対の直線
加速度計は、垂直方向の直線加速度を測定するだ
けでなく、ピツチ角加速度およびピツチレートの
測定値を与えるためにも使用される。直線加速度
計のこのような使用は米国特許第3007656号、同
第2808999号および同第2487793号に開示されてお
り、一例として米国特許第3007656号においては
２つの直線加速度計の出力を組合わせてピツチ角
加速度を生成させ、その信号を遅延回路に通過さ
せてピツチ角速度をシユミレートする信号を捩り
下げ（誤差除去）により生成させる。

従来は直線加速度計は高周波動安定の目的にし
か使用されていなかつた。その理由は直線加速度
計は個別に使用したときも米国特許第3007656号
に記載したように組合わせて使用した時も、その
使用に当つて必ず捩り下げされるところの勾配誤
差およびバイアス誤差を受けるためである。その
ため従来は定常誤差を有する直線加速度計は静安
定を減少させた航空機のための安定増強装置にお
いて静安定上必要な姿勢についての正確で信頼し
うる測定値を供給する目的には使用できなかつ
た。

本発明の目的は、直線加速度計を主な検出器と
して用いる静安定を減少させた航空機のための適
当な静安定増強装置を提供することにある。

この目的は本発明によれば機体軸線のピツチ角
加速度の測定値を与えるようにその出力が結合さ
れる１対の直線加速度計を有する安定増強装置に
よつて達成される。ピツチ角加速度は機体軸線の
ピツチレートを与えるように積分され、機体軸線
のピツチ姿勢を与えるように再度積分される。地
上基準センサ装置の出力は地上基準ピツチレート
および地上基準ピツチ姿勢の測定値を与える。機
体軸線信号と地上基準信号とはその間の差が除去
され定常状態において地上基準信号が支配的とな
るようにそれぞれ合成される。直線加速度計から
の垂直加速度および角加速度信号と混合されたピ
ツチレート信号と合成されたピツチ姿勢信号とは
昇降舵すなわち舵面を駆動するための制御法則を
形成するように組合わされる。安定増強装置は加
速度計によつて発生した信号を地上基準信号に整
合ないし合致させる手段を具えている。合成フイ
ルタにより提供されることの合致特性は姿勢の計
算に直線加速度計を使用することを阻害していた
バイアス誤差、整合誤差および勾配誤差について
較正的に補正する役目をする。本発明による静安
定増強装置は地上基準信号が機器の故障により消
失した場合に制御装置が定常分を打消して機体軸
線の姿勢項および姿勢レート項に都合よく移行す
るように構成されている。定常分を除去した姿勢
計算値は高品質であり、長い捩り下げ時定数を可
能にする。この高品質は合成フイルタにより供給
される自動的な整合および較正によつて可能にな
る。本発明による静安定増強装置はその他にも最
後に残留する垂直基準をモニタするための出力も
供給する。

次に図面に示した実施例について説明する。

第１図には本発明による静安定増強装置が概略
的なブロツク線図により図示されている。前方お
よび後方の直線加速度計１０，１１は垂直加速度
N_Zの測定値を与えるため好ましくは航空機の縦
軸線に沿つて取付けられている。加速度計１０，
１１は距離ｌをおいて取付けてあり、前方の加速
度計１０は航空機の重心から前方に距離ｃをおい
て、また後方の加速度計１１は重心よりも後方に
それぞれ取付けられている。加速度計１０，１１
は必ずしも航空機の重心の前方および後方にそれ
ぞれ取付けなくともよいが、相互から妥当な距離
をおいて取付けることは必要である。加速度計１
０，１１は航空機の機体軸線の角加速度q〓の測定
値も与える。理想的には前方の加速度計１０の出
力FORE ACCは FORE ACC＝N_Z＋cq〓であり、後方の加速度計１１の出力AFT ACCは AFT ACC＝N_Z＋（ｌ−ｃ）q〓である。

加速度計１０，１１の出力は加算器１２に供給
され、その差が取出され、機体軸線のピツチ角加
速度q〓が生成される。

直線加速度計は周知のように、通常は定常誤差
として現われるバイアス誤差および勾配誤差を含
む誤差を生ずる。一例として、加速度計１０，１
１の間の感度勾配の差のため、重力定数１ｇに応
答して加算器１２から誤出力が生ずる。更にバイ
アス誤差あるいはオフセツト誤差は機器内の各々
の構成部材の不整合および航空機内部においての
各々の機器の不整合によつて生ずる。この種の誤
差は機器に組合わされた電子回路によつても生ず
る。直線加速度計はこれらの誤差のため動的高周
波減衰用のセンサとしてのみ使用され、航空機の
姿勢センサとしては用いられなかつた。

従つて加算器１２の出力は、所望の信号q〓だけ
でなく誤差成分も含んでいることになる。これら
の誤差成分は本発明によつて以下に説明するよう
にして除去される。

加算器１２の出力は積分器１３を通過させてピ
ツチレート推定信号θ〓を生成する。積分器１３の
出力は第２の積分器１４に入力として供給し、ピ
ツチレート推定信号θ〓の積分によつてピツチ姿勢
推定信号θ^を生成させる。

上述した構成部材は４チヤンネルの冗長性を具
えた安定増強装置（SAS）の１つのチヤンネル
１の一部のみを構成している。安定増強装置は２
チヤンネルの冗長性を具えた垂直基準センサ１
５，１６も具えている。センサ１５，１６は垂直
ジヤイロ、安定プラツトホーム、慣性航法装置そ
の他を備えてもよい。センサ１５，１６の出力は
安定増強装置の残余のチヤンネル２，３，４（図
示せず）に垂直基準信号を供給する。各々のセン
サ１５，１６は航空機ピツチ姿勢θの地上基準オ
イラー角測定値を与える。

垂直基準ピツチ姿勢θは、レート計算部１７に
より微分され、地上基準ピツチレート信号θ〓を生
成する。センサ１５，１６が故障していない時は
センサ１５の出力は安定増強装置の４つのチヤン
ネル１〜４の垂直基準信号を生ずるために用いら
れる。センサ１５が故障すると図示しない普通の
回路はスイツチ１８の作動によつてセンサ１６を
作動させる。両方のセンサ１５，１６が故障する
とスイツチ１８の作動によつて垂直基準入力を接
地（アース）させる。

積分器１４からのピツチ角推定信号θ^とセンサ
１５からのピツチ角信号θとは加算器１９に入力
として供給され、加算器１９は両信号の差を可変
ゲインa₁により積分器１４に入力として供給す
る。ゲインa₁はスイツチ２０を介して、スイツチ
２０が「動作（OP）」位置OPにある時は比較的
低い値に、またスイツチ２０が「初期化（イニシ
アライズ）」位置INにある時は比較的高い値にな
るようにそれぞれ制御される。普通はOP位置で
はa₁＝0.25で時定数4.0秒と、IN位置ではほぼa₁
＝２で時定数は約0.5秒となる。第１図に円で囲
んで表わしたゲインa₁は大体において積分器１４
と加算器１９とを含むループの利得であり、利得
の制御は加算器１９または積分器１４の内部にお
いて行なわれる。

積分器１３からのピツチレート推定信号θ〓およ
びレート計算部１７からのピツチレート信号θ〓は
加算器２１に入力として供給され、両信号の差は
可変ゲインa₂により積分器１３に入力として供給
される。ゲインa₂はスイツチ２２によつて、スイ
ツチ２２がOP（動作）位置にある時は比較的低い
値に、またスイツチ２２がIN位置にある時は比
較的高い値になるようにそれぞれ制御される。ゲ
インa₂の値は通常はゲインa₁と同一にする。

加速度計１０、積分器１３および積分器１４の
出力は制御回路２３に入力として供給される。制
御回路２３の出力は式 δ_EC（SAS）＝k₁（N_Z＋cq〓）＋k₂θ〓＋k₃（θ^−θ_SYNC）による安定増強装置（SAS）の昇降舵すなわち
舵面の偏向信号δ_EC（SAS）を与える。

ゲイン常数k₁，k₂，k₃は制御回路２３によつて
通常のように設定される。安定増強装置を初期化
した時のθの値であるθ_SYNCは、初期化期間の間、
好ましくは飛行前に航空機が地上にある間、セン
サ１５，１６の出力を零状態に、即ちその出力の
定常値を零にするために用いられ、飛行中もその
ように使用される。信号（θ−θ_SYNC）はθ_SYNCに
関する姿勢の測定された変動を与える通常の姿勢
シンクロナイザから供給される。信号（θ−
θ_SYNC）はレート計算部１７および加算器１９に
供給されるが、本明細書では便宜上θと称されて
いる。

安定増強装置SASからの舵面偏向信号δ_EC
（SAS）は直列サーボ装置２４に供給され、サー
ボ装置２４の出力は機械的な加算器２５を経て昇
降舵すなわち舵面の主な動力作動装置２６に供給
される。操縦桿２７からのピツチ指令信号は機械
的な加算器２５において直列サーボ装置２４の出
力と組合わされる。

加算器１２からの信号は、上述したように、加
速度計１０，１１からの誤差成分を含んでおり、
それらの誤差成分は積分器１３，１４に蓄積され
る傾向があり、θ〓およびθ^の計算値に従つて昇降舵
（舵面）の変位を不正確なものにする。これらの
誤差は安定増強装置の初期化期間中に、加算器１
９の出力から積分器１３の入力に至る第２および
第３の閉ループにより積分器１３の入力において
打消される。

すなわち、スイツチ２８がオン位置にあるとき
は、加算器１９と積分器１３に関連する２つのフ
イードバツクループがあり、その１つのループは
積分器１４とで構成され、第２のループは積分器
１３、加算器１９、レート計算部１７、それに加
算器２１で構成されている。スイツチ２８と３２
が初期位置（オフ位置）にあると、第３のループ
がバランス回路部２９，３０，３１を介して加算
器１９の出力から積分器１３の入力までにより構
成されるようになつている。加算器１９によつて
供給される初期化過程についてのループ誤差信号
は、スイツチ２８から直接経路３０および積分経
路３１と加算器２９とスイツチ３２とを経て積分
器１３の入力に供給される。直接経路３０と積分
経路３１との利得はそれぞれa₃，a₄である。ゲイ
ンa₃，a₄はループの安定性を眼目として選択され
るもので、約10秒間で積分器１３の入力において
所要の平衡信号への収れんが行なわれるように十
分高くすることができる。

センサ１５の出力は、普通飛行前に航空機が地
上にある間に行なわれる安定増強装置の初期化の
間は、上述したθ_SYNC信号によつて打消される。
スイツチ２０，２２，２８，３２はIN（初期化）
接点に接触させるので、ゲインa₁，a₂は高値にな
り、加算器１９の出力は直接経路３０，３１に接
続され、加算器２９の出力は積分器１３の入力に
接続される。この操作形態では積分器１３は垂直
基準ピツチレート信号θ〓を出力に送出するように
強制され、積分器１４は垂直基準ピツチ角信号θ
を出力に送出するように強制される。そのため安
定増強装置の初期化期間中はゲインa₁，a₂は信号
θをレート計算部１７のピツチレート信号θ〓に急
速に収れんさせ、信号θ^をセンサ１５または１６
からのピツチ角信号θに急速に収れんさせるた
め、0.5秒の初期化時定数を与えるように増大さ
せる。更に加算器１９の出力から積分器１３の入
力に至る第２および第３の閉ループによつて、加
速度計１０，１１からの誤差成分が加算器２９の
出力によりバランス（平衡化）される。このこと
は加速度計１０，１１の誤差のため積分器１４か
らのピツチ角推定信号θ^とセンサ１５からのピツ
チ角信号θとの間に不一致を生じ、加算器１９か
ら零でない誤差信号が生成するという事実によつ
て認識されよう。その誤差信号は加算器１９の出
力が零に追込まれるまで平衡化ループ２９―３０
―３１に加えられる。シンクロナイザ（記憶手
段）３３は誤差をバランスさせるのに必要な加算
器２９の出力を記憶している。ゲインa₁，a₄はル
ープの安定性を眼目として選ばれるもので、約10
秒間で所要のバランスあるいは平衡状態に収れん
するように十分高くすることができる。

上述した装置の構成によつて、ピツチレート信
号およびピツチ角信号は、センサ１５により供給
される対応の基準信号と整合即ち合致した値にな
る。

別の方法として、初期化期間中センサ１５から
の信号θ，θ〓の初期化の値をそれぞれ積分器１４，
１３に直接挿入してゲインa₁，a₂を変更する必要
を除くことができる。

初期化期間後にスイツチ２０，２２，２８，３
２をOP接点に接触させる。それによりゲインa₁，
a₂は約0.1〜0.25に減少し、加算器１９の出力は平
衡化ループから切離され、シンクロナイザ３３の
出力は積分器１３の入力に接続される。スイツチ
２０，２２，２８，３２は飛行期間を通じてOP
位置に保たれるのでシンクロナイザ３３からの誤
差平衡信号が積分器１３の入力に保持される。安
定増強装置SASがOPモードに切換えられると、
θ_SYNC信号はクランプされ、クランプされた値に
関するピツチ姿勢の変動が飛行期間を通じて供給
される。

そのためOPモードの間は、積分器１３の出力
信号であるピツチレート推定信号θ〓は短周期の機
体軸線角加速度q〓計の積分であり、定常状態にお
いて地上基準オイラー角測定値としてのピツチレ
ート信号θ〓に収れんする。ピツチレート信号θ〓の収
れんはゲインa₂によつて制御され、有効収れん時
定数は１／a₂である。ゲインa₂は上述したように
0.1〜0.25であるから、機体軸線のピツチレート
であるピツチレート推定信号ｑとピツチレート信
号θ〓との不一致は実効的に10〜４秒間で打消され、
定常状態では信号θ〓が支配的となる。ゲインa₂の
値も通常は0.1〜0.25であり、時定数は最大10秒
となる。

積分器１３からのピツチレート推定信号θ〓は積
分器１４によつて更に積分されて短周期のわずか
な量の積分された機体軸線角加速度ｑを含むピツ
チ角推定信号θ^を生成する。ピツチ角推定信号θ^は
ゲインa₂による時定数と通常は同一の時定数１／
a₂で垂直基準ピツチ角信号θに収れんする。

上述した安定増強装置は、空力静安定性を減少
させた航空機のための人工的な機体軸線方向静安
定性を与えるものである。航空機がピツチ姿勢の
じよう乱を経験した場合には、積分器１４によつ
て供給される制御ピツチ姿勢項は、機体軸線方向
の静安定性をもたない航空機において起こるよう
なピツチ姿勢の静的な偏向を防止する。制御回路
２３はじよう乱の後に航空機をもとのピツチ姿勢
に復帰させる傾向をもつ安定化信号を供給する。
操縦士が操縦桿２７により航空機の操縦をすると
航空機は信号δ_EC（SAS）が操縦桿２７からのδ_EC
（PILOT）とバランスされるまでピツチ姿勢を連
続的に変更する。操縦士が操縦桿２７を離すと航
空機は元のピツチ姿勢に復帰する。このように本
発明による安定増強装置は安全な飛行特性および
望ましい操縦性を保つのに必要な縦静安定性を人
工的に提供する。

上述した安定増強形態は、機体軸線ピツチレー
トと垂直基準されたピツチレートとの合成信号お
よび機体軸線ピツチ角と垂直基準されたピツチ角
との合成信号を供給する。この合成によつて、直
線加速度計１０，１１の出力がセンサ１５の出力
に合致するようになると共に、直線加速度計１
０，１１の定常誤差が打消され、センサ１５，１
６が故障していない限り正確な垂直基準信号が使
用できるようになる。更に上記の合成によつて、
センサ１５，１６が故障した場合にも制御の継続
を可能にするバツクアツプ形態が作用状態にな
る。バツクアツプ形態への移行は本質的に簡単で
飛行機の操作上何の支障も生じない。センサ１
５，１６が共に故障したときはスイツチ１８は
「センサ不作動」接点に位置され、それによつて
アース電位が加算器１９，２１の「＋」入力に実
効的に供給される。このバツクアツプ形態におい
ては積分器１３とそれに合成された加算器２１お
よび積分器１４とそれに合成された加算器１９は
時定数１／a₂および１／a₁をそれぞれ有する捩り
下げ回路（差除去回路）になる。

センサ１５，１６が故障した場合の制御は δ_EC（SAS）＝k₁（N_Z＋cq〓）＋k_2q（１／a₂）Ｓ／（
１／a₂）Ｓ＋１＋k_3q（１／a₁）（１／a₂）Ｓ／〔（１／a₁）Ｓ＋
１〕〔１／a₂）Ｓ＋１〕となる。

従つてピツチレートは時定数１／a₂で捩り下げ
され、ピツチ姿勢は時定数１／a₁、１／a₂で捩り
下げされる。時定数１／a₁、１／a₂は最大10秒と
することができるので、バツクアツプ形態におい
て長時間の捩り下げが行なわれる。バツクアツプ
形態においては積分器１４と加算器１９およびゲ
インa₁によつて長時定数の捩り下げ回路が形成さ
れ、その捩り下げ回路によつて定常成分が除去さ
れ、高周波変動分のみがその回路を通過する。そ
のため積分器１４はピツチ姿勢の短周期即ち動的
変動分を通過させ、これらの短周期信号即ち動的
信号について安定化が行なわれる。上式のk₃項の
静安定剛性化効果は、バツクアツプ形態において
ゲインk₁を大きくすることにより増大させること
ができる。

従つて安定増強装置が垂直規準センサ１５，１
６の故障によりバツクアツプ形態に移行すると、
捩り下げされたピツチレートおよびピツチ姿勢
は、捩り下げ周波数帯域内のじよう乱に関して適
正な安定化を提供する。捩り下げ時定数は最大10
秒であるから安定増強装置は普通に起こる短期間
のピツチじよう乱に対し有効である。長時定数の
捩り下げのため、操縦桿２７を介して操縦士によ
り要求されるピツチ制御運動は漸増的であつてよ
く、バツクアツプ形態において航空機の適正な取
扱い性が保持される。

バツクアツプ形態において用いられる長時定数
の捩り下げは、直線加速度計１０，１１の出力が
正常に作動しているセンサ１５，１６の出力に初
期整合され、バランス信号がシンクロナイザ３３
から供給されることによつて可能となるものであ
る。バランス信号は直線加速度計１０，１１によ
り普通供給される定常状態の誤差の大部分を打消
す。これらの誤差が最初に打消されないと、誤つ
たハードオーバ信号を生じさせるおそれがある積
分器１３，１４内の誤差の生成を防止するための
短時定数の捩り下げ回路が必要になる。短時定数
の捩り下げは空力静安定を減少させた航空機にと
つて適切な安定性および操縦性を提供しない。長
時定数捩り下げは適切な安定性および操縦性を提
供すると共に、直線加速度計およびそれに関連し
た電子回路においての長周期誤差の成立を防止す
る。

安定増強装置がバツクアツプモードになつた場
合において、航空機の取扱い性は適正でも、故障
前ほど操縦性が良好ではなくなつていることに注
意する必要がある。一例として航空機をピツチ方
向に操縦するために操縦士が操縦桿２７に操縦力
を加えると航空機は制御回路２３の出力が加算器
２５への操縦士による操縦力をバランスさせるま
でピツチ姿勢を変えることによつて応答する。し
かしバツクアツプモードでは制御法則信号は約10
秒間で捩り下げされるので操縦士は航空機の望ま
しい姿勢を保つために操縦桿２７に対する操縦力
を徐々に解除しなければならない。更に長時定数
の捩り下げは操縦士に航空機のトリム機構を利用
するための適正な時間を与える。そのため安定増
強装置のバツクアツプモードにおいても非常にゆ
つくりした操縦運動が操縦士に対して要求され、
航空機は飛行を完成するために適正な安定性およ
び操縦性を保つようにする。

OPモードが設定されるとゲインa₁，a₂は0.1〜
0.2秒の間の値まで減少する。レート計算部１７
の時定数が十分に小さいと（τ₁＝約0.1秒以下）θ〓
およびθ^の値は θ〓＝ｑ（ｓ／ｓ＋a₂）＋θ〓（a₂／ｓ＋a₂）あるいは θ〓＝ｑ（T₂s／T₂s＋１）＋θ／T₂s＋１（ただしT₂＝１／a₂） θ^＝［T₂q／T₂s＋１＋θ／T₂s＋１］ T₁s／T₁s＋１＋θ／T₁s＋１（ただしT₁＝１／a₁）となる。

バンクのない飛行中のようにｑ＝θ〓になると θ〓＝θ〓、θ^＝θ となる。

長時間の飛行においてセンサ１５，１６が共に
故障すると、 θ〓＝ｑT₂s／T₂s＋１ θ^＝ｑT₁T₂s／（T₁s＋１）（T₂s＋１）零バンク角の場合はθ〓＝ｑであるから θ〓＝θ〓T₂s／T₂s＋１ θ^＝θT₁T₂s²／（T₁s＋１）（T₂s＋１）従つて第２図はセンサ１５，１６が正常に作動
していた状態からバツクアツプモードの状態への
制御への好都合な移行を表わしている。周波数
１／T₁，１／T₂が十分に低いと、十分に低い周
波数においてθおよびθ〓の推定信号が供給され、
空力静安定を低下させた航空機を安定させる適正
な能力が得られる。安定増強装置と姿勢基準との
整合により加速度計誤差をバランスさせるための
情報が得られるので10秒程度の長時定数が利用で
きる。

第１図に示した安定増強装置は加算器２１から
供給される信号の利用によつて残存しているただ
１つのセンサ１５または１６をモニタする能力も
具えている。センサ１５または１６だけ残存して
いるともはやθ₁，θ₂信号の選択はできないが、故
障限界においてバンク角φの適当な調整を行なつ
たレート計算部１７からのθ〓信号および積分器１
３からのｑ信号の比較によつてモニタ機能が提供
される。

加算器２１の出力はバンク角補償用加算器３４
に供給され、加算器３４の出力は普通の閾値回路
３５に供給される。加算器３４への第２の入力は
バンク角補償回路３６から供給される。閾値回路
３５の出力は故障が検出された時チヤンネルを閉
鎖して故障を通報するための必要な通常の機能を
行なう図示しない故障回路に供給される。

加算器２１の出力が垂直基準だけでなく加速度
計センサおよびそれに関連する信号処理回路もモ
ニタすることに注意すべきである。このモニタ
は、加速度計信号および姿勢基準信号が適正であ
れば、θ〓信号が機体軸線情報を含みθ〓信号が地上基
準された座標系から得られたオイラー角レート信
号であることによつて生ずる差異を除いてはθ〓信
号がレート計算部１７の出力信号即ちθ〓に等しく
なるべきであるという事実に基づいている。θ〓信
号とθ〓信号との差はバンク角操縦時に生ずる。機
体軸線ピツチレートは信号q〓の積分によつて得ら
れ、加算器１２からの加速度計差信号はｑ＝θ〓／cosφ＋rtanφ となる。ここにｒは機体軸線のヨーレート、φは
バンク角である。

釣合いのとれた旋回においては上式は近似的にｑ＝ｑ／Ｖtanφsinφ と表わされる。ここにＶは対気速度である。

モニタ装置においてｑとθ〓との間のバンク角に
よる差を勘案するために、ｑに生ずる差をqφと
定義するとｑ＝qφ＋q₁qφ＋θ〓 qφ＝θ〓（１−cosθ）／cosθ＋rtanθ θ〓＋qφ＝ｑまたはθ〓＋qφ−ｑ＝０加算器２１からの出力は（θ〓−ｑ）である。

従つて次のようにモニタの設定をすることがで
きる。

qφ＝｛（１−cosφ／cosφ）θ〓＋rtanφ｝（(G₁)）ここに（G₁）＝T₂s／T₂s＋１である。

ヨーレートｒが使用できないときは qφ＝（ｑ／Ｖ）tanφsinφ＋（１−cosφ／cosφ）θ
〓信号φは姿勢基準装置から得られ、信号Ｖはマ
ツハをＶに近似できる増強装置に用いられる補助
ゲイン制御センサから得られる。

Ｖデータが失なわれたら、Ｖの公称値を利用で
き、限界ｅはこの近似に不正確さを勘案するため
に増大できる。

従つて航空機のバンク操作の際にはバンク角に
よる積分器１３からの出力中の機体軸線信号はバ
ンク角補償回路３６において２倍にされるため、
機体軸線センサと地上基準されたセンサとの間
の、いずれかのセンサ１５または１６の故障によ
る差異のみが、閾値回路３５のレベルを超過して
故障動作をトリガすることがわかる。

以上の説明からわかるように、本発明による安
定増強装置は、静安定性増強制御のための機体軸
線信号と地上基準された信号との好ましい合成信
号であるθ〓およびθの推定信号を発生させる。本
発明の増強装置においては、必要な飛行安定性お
よび信頼性を得るために４チヤンネルの冗長性を
もたせた安価で高信頼性の直線加速度計が用いら
れている。２チヤンネルの冗長性をもたせた直線
加速度計より高価で信頼性が低い姿勢センサは直
線加速度計からのレート測定値および姿勢測定値
を整合させるために用いられる。本発明の安定増
強装置はそのバツクアツプモードへの移行能力に
よりセンサ１５，１６が故障したときに動的なθ〓
およびθ推定信号を供給すると共に、ただ１つの
残存するセンサ１５または１６をモニタする能力
を具え、更に高価で信頼性の低いレートジヤイロ
を必要とせずにピツチレートを供給する。従つて
真の慣性基準あるいは地上基準されたピツチ姿勢
項θは直線加速度計による姿勢測定値の整合に用
いられるが、増強装置が残存作動について慣性基
準測定値に依存することはない。センサ１５，１
６が正常に作動している限り、それらによつて供
給される姿勢測定値は増強装置を整合させ続け、
加速度計から残存誤差を除去する。しかし姿勢基
準装置であるセンサ１５，１６が故障した場合に
は増強装置はかなり高い作動レベルにおいて作動
を続ける。

垂直ジヤイロ、安定プラツトホーム、慣性基準
装置その他とすることができるセンサ１５，１６
を用いた場合について本発明の安定増強装置を説
明したが、直線加速度計に関連して上述した誤差
を受けないピツチ姿勢およびピツチレートの真の
測定値を与えるどんなセンサも計算値の整合のた
めに使用してもよい。更に以上に説明した安定増
強装置は空力静安定性を減少させた航空機につい
て人工的な静安定性を与えるのに特に適合してい
るが、非常に厳密な航空機の安定性を与えるとい
う利点のため、普通の航空機の安定性増強のため
にも使用できる。

直線加速度計１０，１１は弾性モード安定化ま
たは荷重軽減のための信号も供給し得ることに注
意すべきである。弾性モード信号が望ましくなけ
ればそれらの信号は図示した増強装置の限定され
た帯域幅により減衰する傾向がある。

本発明による増強装置は加速度計１０，１１お
よび垂直基準センサ１５，１６に応答して出力信
号δ_EC（SAS）を供給するようにプログラミングさ
れたデジタル計算機として構成することができ
る。その場合、素子１２〜１４、１７〜２３、お
よび２８〜３６はデジタル計算機中に組込まれ
る。θ_SYNCの機能もソフトウエアにより具体化で
きる。

本発明は上述した特定的な実施例にのみ限定さ
れるものではなく、当業者にとつて自明なその各
種の変形態様も本発明の範囲にもちろん包含され
る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による安定性増強装置を示す概
略的なブロツク線図、第２図は制御の好ましい移
行状態を示す線図である。図において１０，１１は直線加速度計、１２，
１９，２１，２９，３４は加算器、１３，１４，
３１は積分器、１５，１６は基準センサ、１７は
レート計算部、１８はスイツチ、２３は制御回路
（制御手段）、２４はサーボ装置、２５は加算器、
２６は作動装置、２７は操縦桿、３２は動作スイ
ツチ、３３はシンクロナイザ（記憶部）、３５は
閾値回路、３６はバンク角補償回路である。

Claims

【特許請求の範囲】１機体軸線回りで航空機を制御する舵面を有す
る航空機の縦の静安定増強装置において、 (イ) 機体の前後方向で所定距離をもつて前記航空
機に取付けられ第１および第２の直線加速度信
号を発生する第１および第２の直線加速度計１
０，１１と、 (ロ) 前記第１および第２の直線加速度計に結合し
前記第１および第２の直線加速度信号を加算し
て前記軸線まわりで前記航空機の角加速度を表
わす信号を発生する加算器１２と、 (ハ) 前記軸線に対して前記航空機の角変位を表わ
す規準信号を発生する規準センサ手段１５，１
６と、 (ニ) 前記規準センサ手段に結合し前記軸線に対し
て角変位のレートを発生するレート計算手段１
７と、 (ホ) １つの入力が前記加算器１２の出力に接続さ
れ前記角速度を表わす信号を積分し、前記軸線
まわりで前記航空機の角速度の推定を表わす第
１の推定信号θ〓を発生する第１の積分器１３お
よび、該第１の推定信号と前記レート計算手段
からの垂直基準ピツチ角レート信号θ〓とを加算
し該加算出力としての第１の除去信号を発生す
る第１の加算器２１と、および初期モードで高
利得、動作モードで低利得にされる第１の利得
手段a₂とを備え、前記第１の除去信号により前
記第１の積分器の入力側の誤差成分を打消すよ
うに第１の閉ループで構成されている第１の除
去回路手段と、 (ヘ) １つの入力が前記第１の積分器の出力に接続
され前記第１の推定信号を積分し、前記軸線ま
わりで前記航空機の角変位の推定を表わす第２
の推定信号θ^を発生する第２の積分器１４およ
び該第２の推定信号と前記基準センサ手段から
の垂直基準ピツチ角信号θとを加算して該加算
出力としての第２の除去信号を発生する第２の
加算器１９と、および初期モードで高利得、動
作モードで低利得にされる第２の利得手段a₁と
を備え、前記第２の除去信号により前記第２の
積分器の入力側の誤差成分を打消すように第２
の閉ループで構成されている第２の除去回路手
段と、 (ト) 前記第１および第２の除去回路手段１３，２
１，１４，１９および前記第１の直線加速度計
１０に結合し、前記第１および第２の推定信号
それに前記第１の直線加速度信号とを合成して
合成信号を得てから、前記軸線まわりに前記航
空機を安定させるため前記舵面に対して前記合
成信号を表わす制御信号を発生する制御手段２
３とを備えたことを特徴とする静安定増強装
置。２特許請求の範囲第１項記載の装置において、
更にモニタ手段を備え、該モニタ手段は； (チ) 前記第１の除去信号を受信するように前記第
１の除去回路手段に接続された第１の入力端
子、第２の入力端子、および出力端子を有する
第３の加算手段３４と、 (リ) 出力端子が前記第３の加算手段３４の第２の
入力端子に接続された出力端子を有し、航空機
のバンク角にしたがつて閾値信号を発生するバ
ンク角補償手段３６と、および (ヌ) 前記第３の加算手段の出力端子へ接続され、
前記第１の除去信号が前記閾値を超えた際、故
障信号を発生する閾値手段３５とを備えている
ことを特徴とする静安定増強装置。３特許請求の範囲第１項記載の装置において、
前記第１の直線加速度計が航空機にその重心より
も前方において取付けられ、第２の直線加速度計
は航空機にその重心よりも後方において取付けら
れていることを特徴とする静安定性増強装置。４特許請求の範囲第１項記載の装置において、
前記差を除去する前記第１の積分および加算組合
わせ手段からなる除去回路手段は航空機の低周波
レスポンスに関して比較的長い時定数をもつよう
にして、角速度信号が故障により消失された場合
に該第１の推定信号が定常成分を打消した短かい
周期の角速度信号にまで徐々に減衰するようにし
たことを特徴とする静安定増強装置。５特許請求の範囲第１項記載の装置において、
更に誤差消去手段を備え、該誤差消去手段は、一
方の入力が第３の高利得手段a₃に接続されると共
に他方の入力が第４の高利得手段a₄および第３の
積分器３１に直列に接続され、その出力が記憶手
段３３および第１のスイツチ手段３２に接続され
た第４の加算器２９を備え、前記第３の高利得手
段a₃の入力および前記第３の積分器３１の入力側
が第２のスイツチ手段２８を介して前記第２の積
分器の出力に接続された構成となつており、初期
モードにおいて第１および第２のスイツチ手段を
介して第２の加算器の出力から第１の積分器の入
力側に至る第３の閉ループが構成され、動作モー
ドにおいて前記第１および第２のスイツチ手段に
より第３の閉ループが開ループにされて、前記記
憶手段の出力側が前記第１の積分器の入力側に接
続されるように構成されたことを特徴とする静安
定増強装置。