JP2566235B2 - Flight control - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は航空機の運動制御システムに利用される飛行
制御装置に関する。The present invention relates to a flight control device used in an aircraft motion control system.

〔従来の技術〕 従来の技術を第２図〜第９図に示す。[Conventional Technology] Conventional technology is shown in FIGS.

（用語の説明） まず、従来の技術の説明に必要な用語を、第17図〜第
20図に基づいて説明する。(Explanation of Terms) First, the terms necessary for explaining the conventional technique are described in FIG. 17 to FIG.
This will be described with reference to FIG.

第17図は従来装置についての用語の説明図（１）、 第18図は従来装置についての用語の説明図（２）、 第19図は従来装置についての用語の説明図（３）、 第20図は従来装置についての用語の説明図（４）であ
る。FIG. 17 is an explanatory diagram (1) of terms for the conventional device, FIG. 18 is an explanatory diagram (2) of terms for the conventional device, and FIG. 19 is an explanatory diagram (3) of terms for the conventional device (20). The figure is an explanatory view (4) of terms for the conventional device.

（座標軸） （第17図） 釣合い飛行状態の飛行方向を基準とし、機体の重心
（C,C）に原点をおいた座標系（安定軸系）を使用す
る。第17図に示すように、 ｘ軸は、釣合い飛行時の飛行方向前向き、 ｙ軸は、機体対象面に垂直右翼向き、 ｚ軸は、ｘ軸、ｙ軸に垂直下向きにとる。(Coordinate axes) (Fig. 17) A coordinate system (stable axis system) with the origin at the center of gravity (C, C) of the aircraft is used with the flight direction in the balanced flight state as the reference. As shown in Fig. 17, the x-axis is directed forward in the flight direction during balanced flight, the y-axis is directed rightward to the plane perpendicular to the aircraft target surface, and the z-axis is directed vertically downward to the x-axis and y-axis.

（ａ）釣合い飛行状態と安定軸の記号 π_１は、機体対象面 Ｏは、重心 OHは、水平線 Oaは、零揚力線 Oxは、飛行方向 α_０は、迎角 γ_０は、経路角 θ_０は、縦ゆれ角 （ｂ）釣合からずれた状態と姿勢角の記号 π_０は、ｘ軸を含む鉛直面 π_１は、機体対象面 π_２は、重心の速度ベクトルを含みπ_１に垂直な面 Oaは、零揚力線 Obは、飛行方向 αは、迎角 βは、横滑り角 φは、横ゆれ角 （３舵の舵角） （第18図） 航空機の操縦を行うための３舵の舵角を第18図に示
す。(A) Balance flight state and symbol of stable axis π ₁ is the plane O of the aircraft, the center of gravity OH, the horizontal line Oa, the zero lift line Ox, the flight direction α ₀ , the angle of attack γ ₀ , the path angle θ ₀ is the vertical deflection angle (b) The symbol of the state and attitude angle deviated from the balance π ₀ is the vertical plane including the x-axis π ₁ is the target plane of the airframe π ₂ is the velocity vector of the center of gravity and is π ₁ . The vertical plane Oa is the zero lift line Ob, the flight direction α, the angle of attack β, the side slip angle φ, the side deflection angle (the rudder angle of three rudders) (Fig. 18) 3 for operating the aircraft. The rudder angle of the rudder is shown in FIG.

３舵とは、エルロン（補助翼）、エレベータ（昇降
舵）、ラダー（方向舵）をいう。3 rudder means aileron (auxiliary wing), elevator (elevator), and rudder (rudder).

第18図において、 Stは、操縦桿 Pedは、ペダル Paは、エルロン（補助翼）の操舵力 Peは、エレベータ（昇降舵）の操舵力 Prは、ラダー（方向舵）の操舵力 エルロン（補助翼）により、ｘ軸まわりの回転を行い、 エレベータ（昇降舵）により、ｙ軸まわりの回転を行
い、 ラダー（方向舵）により、ｚ軸まわりの回転を行なう。In Fig. 18, St is the control stick Ped, pedal Pa is the aileron (auxiliary wing) steering force Pe, elevator (elevator) steering force Pr is the rudder (rudder) steering force Aileron (auxiliary wing) ) Rotates around the x-axis, the elevator (elevator) rotates around the y-axis, and the rudder (rudder) rotates around the z-axis.

第18図の３舵に、フラップ（高揚力装置）が含まれて
いないのは、フラップは揚力の増大のために使用するも
のであるからである。The flap (high lift device) is not included in the three rudders in FIG. 18 because the flap is used for increasing lift.

（エルロン、フラップ、フラペロンの関係） エルロン（補助翼）は、主翼の翼端側に取り付けら
れ、航空機の操縦（ｘ軸まわりの回転）を行うために使
用される。(Relationship between Aileron, Flap, and Fraperon) The aileron (auxiliary wing) is attached to the wing tip side of the main wing, and is used to control the aircraft (rotate around the x-axis).

フラップ（高揚力装置）は、主翼の胴体側に取り付け
られ、揚力の増大のために使用される。The flap (high lift device) is attached to the fuselage side of the main wing and is used for increasing lift.

しかし、高速機では、フラップとエルロンを別々に設
けないで、フラップをエルロンとしても使用するものが
多い。高速時に生じ易いエルロンリバーサル（高速時に
エルロンを作動すると主翼が捩じれること）を避けるた
めである。However, in high-speed aircraft, flaps and ailerons are not provided separately, and many flaps are also used as ailerons. This is to avoid aileron reversal that tends to occur at high speed (the main wing is twisted when the aileron is operated at high speed).

フラップとして使うときは、左右が同じ角度だけ下が
り、 エルロンとして使うときは、左（右）が上がるとき、
右（左）が下がる。When used as a flap, left and right are lowered by the same angle, when used as aileron, when left (right) is raised,
Right (left) goes down.

そのようなフラップ兼エルロン、フラペロンともい
う。Also called flap and aileron or flaperon.

（マッパ数Ｍ） マッハ数Ｍとは、航空機の速度Ｕをその場所の普速ａ
で割ったものをいう。(Mapper number M) Mach number M is the speed U of the aircraft and the normal speed a of the place.
It is divided by.

すなわち（Ｍ＝U/a）で表される数をいう。That is, it means a number represented by (M = U / a).

（荷重倍数Ｇ、および垂直Ｇ） 荷重倍数Ｇとは、機体にかかる力Ｆを機体の重量Ｗで
割ったものをいう。(Load Multiple G and Vertical G) The load multiple G is the force F applied to the machine body divided by the weight W of the machine body.

すなわち（Ｇ＝F/W）で表される数をいう。That is, it means a number represented by (G = F / W).

定常水平飛行時においては、Ｆ＝Ｗであるから、Ｇ＝
１となり、 運動時においては、Ｆ＝Ｗ＋ΔＦであるから、Ｇ＝１
＋ΔＧとなる。In steady level flight, F = W, so G =
It becomes 1, and since F = W + ΔF at the time of exercise, G = 1
It becomes + ΔG.

ΔＧとは、運動時に発生するΔＦを機体の重量Ｗで割
ったものをいう。ΔG means ΔF generated during exercise divided by the weight W of the machine body.

すなわち（ΔＧ＝ΔF/W）で表される数をいう。That is, it means a number represented by (ΔG = ΔF / W).

垂直Ｇとは、Ｇの垂直方向成分をいい、 垂直ΔＧとは、ΔＧの垂直方向成分をいう。 Vertical G means a vertical component of G, and vertical ΔG means a vertical component of ΔG.

（翼の迎角α） （第20図） 翼への流れの方向と翼弦のなす角αを迎角という。(Wing angle of attack α) (Fig. 20) The angle α between the direction of the flow to the wing and the chord is called the angle of attack.

翼の揚力係数、揚力係数、モーメント係数は、この迎
角のαの関数として表わされる。The wing lift coefficient, lift coefficient, and moment coefficient are expressed as a function of the angle of attack α.

（翼弦、および翼弦長） （第20図） 翼弦（wing chord）とは翼断面の中心線の前縁と後縁
を結んだ直線で表される翼断面の基準となる線をいう
（第20図）。(Chord and chord length) (Fig. 20) The chord (wing chord) is the reference line of the blade cross section expressed by a straight line connecting the front and rear edges of the center line of the blade cross section. (Fig. 20).

翼弦長（chord length）とは翼の前縁から後縁までの
長さをいう。The chord length is the length from the leading edge to the trailing edge of the wing.

（平均空力翼弦、MAG） （第19図） 翼の風圧分布は翼幅方向に変化するので、翼の強度を
考える際には揚力の働く点を決定するのに極めて不便で
ある。そこで翼全体を通じて１つの代表的な翼弦を想定
する。そしてこの翼弦を翼断面とする矩形翼として取り
扱う。(Average aerodynamic chord, MAG) (Fig. 19) Since the wind pressure distribution of the blade changes in the width direction, it is extremely inconvenient to determine the point where lift acts when considering the strength of the blade. Therefore, one typical chord is assumed throughout the wing. And treat this chord as a rectangular wing with a wing cross section.

この翼弦を、平均空力翼弦長、またはMACという。 This chord is called the average aerodynamic chord length, or MAC.

MACとは（mean aerodynamic chord）の略である。 MAC stands for (mean aerodynamic chord).

（翼の取り付け角ｉ） 航空機の翼は機体の基準線に対してある一定の角度ｉ
をもって取り付けられている。その角度を翼の取り付け
角ｉという。(Wing attachment angle i) The wing of an aircraft has a certain angle i with respect to the reference line of the airframe.
It is attached with. The angle is called the wing attachment angle i.

（航空機の迎角） 航空機の主翼の迎角αのことをいう。(Aircraft angle of attack) Refers to the angle of attack α of the main wing of an aircraft.

航空機の迎角は、機体の頭を上げる場合を正としてい
る。The angle of attack of an aircraft is positive when the head of the aircraft is raised.

航空機の飛行方向が機体の基準線と一致する場合に
は、航空機の迎角αは翼の取り付け角ｉと等しくなる
が、一致しない場合には、航空機の迎角αは翼の取り付
け角ｉと異なる。When the flight direction of the aircraft coincides with the reference line of the airframe, the angle of attack α of the aircraft becomes equal to the mounting angle i of the wing, but when they do not coincide, the angle of attack α of the aircraft corresponds to the mounting angle i of the wing. different.

（圧力中心、風圧中心） （第19図） 翼型における空気合力の作用位置をいう。(Center of pressure and center of wind pressure) (Fig. 19) This is the position where the air force acts on the airfoil.

空気の流れの中に適当な迎角で置かれた翼を考える
と、これに揚力と抗力が作用する。この２力の合力を空
気合力という。この合力が翼弦を横切る点を、圧力中心
（a.c）または風圧中心という。Considering a wing placed at an appropriate angle of attack in a stream of air, lift and drag act on it. The resultant force of these two forces is called air resultant force. The point where this resultant force crosses the chord is called the center of pressure (ac) or the center of wind pressure.

（圧力中心係数） 翼の前縁から圧力中心（a.c）までの距離ｄを翼弦長
ｃで割った値（d/c）を圧力中心係数という。普通パー
セントで表す。(Pressure center coefficient) A value (d / c) obtained by dividing the distance d from the leading edge of the blade to the pressure center (ac) by the chord length c is called the pressure center coefficient. Usually expressed as a percentage.

超音速機の翼型の圧力中心係数は、亜音速では25％付
近であるが、超音速になると50％付近まで後退する。The center pressure coefficient of the airfoil of a supersonic aircraft is around 25% at subsonic speed, but it retreats to around 50% at supersonic speed.

（フラップ） （第14図） フラップには、後縁フラップと前縁フラップがある。(Flap) (Fig. 14) The flap has a trailing edge flap and a leading edge flap.

主翼の後縁部を下方に折り曲げてカンバー（翼の反
り）を大きくし、最大揚力を増加させる高揚力装置を後
縁フラップといい、 主翼の前縁部を下方に折り曲げてカンバー（翼の反
り）を大きくするとともに、失速角を大きくして揚力の
増大をはかる高揚力装置を前縁フラップという。The trailing edge flap is a high lift device that bends the trailing edge of the main wing downwards to increase the camber (wing warp) and increases the maximum lift. ) Is increased and the stall angle is increased to increase the lift, which is called the leading edge flap.

フラップを作動することにより、圧力中心も変化す
る。従って圧力中心係数も変化する。そのため、縦ゆれ
モーメントM_Yも変化する。Actuating the flap also changes the center of pressure. Therefore, the pressure center coefficient also changes. Therefore, the vertical deflection moment M _Y also changes.

（エルロン） （第18図） エルロン（補助翼）とは、主翼の翼端後部に設けら
れ、操舵により、前後軸まわりの回転（ローリング）を
起こさせるものをいう。(Aileron) (Fig. 18) An aileron (auxiliary wing) is provided on the rear part of the wing tip of the main wing, and causes steering (rolling) around the front-rear axis.

操舵桿を右に倒すと、右翼のエルロン（補助翼）が上
がるとともに、左翼のエルロン（補助翼）が下がり、右
翼では揚力が減じ、左翼では揚力が増すので、前後軸ま
わりに右に回転すると共に、右に横滑りを起こす。When the steering rod is tilted to the right, the right-wing aileron (auxiliary wing) goes up, the left-wing aileron (auxiliary wing) goes down, the right wing reduces lift, and the left wing increases lift, so it rotates right around the front-rear axis. At the same time, skid to the right.

操縦桿を左に倒すと、同様に逆方向の回転と横滑りを
起こす。When the control stick is tilted to the left, the same reverse rotation and skidding occur.

（水平尾翼） （第14図） 縦の釣合い（ピッチングモーメントの釣合い）と安定
と操縦を受け持つ尾翼で、ほぼ水平に取り付けられるの
で水平尾翼と呼ばれている。(Horizontal stabilizer) (Fig. 14) A vertical stabilizer (balance of pitching moment) and stability and control of the stabilizer, which is called a horizontal stabilizer because it is mounted almost horizontally.

水平尾翼は安定を受け持つ水平安定板（固定部）と操
縦を受け持つエレベータ（可動部）からなっている。The horizontal stabilizer consists of a horizontal stabilizer (fixed part) responsible for stability and an elevator (movable part) responsible for control.

遷音速機や超音速機では、衝撃波が起こると急に前後
の釣合いが変わり、あるいは、エレベータの効きが低下
し、エレベータの操作だけでは操縦しきれないので、一
体に作られた水平尾翼全体を操舵するものが多い。この
ような形式の水平尾翼を全動尾翼（all moving tail）
という。In transonic and supersonic aircraft, when shock waves occur, the balance between the front and rear suddenly changes, or the effectiveness of the elevator deteriorates, and it is not possible to operate it only by operating the elevator, so the entire horizontal tailplane is made. There are many things to steer. A horizontal stabilizer of this type is called an all moving tail.
Say.

（エレベータ） （第14図、第18図） エレベータ（昇降舵）は水平安定板と共に１つの翼を
成し、縦の釣合い、安定、操縦に用いられる。(Elevator) (Figs. 14 and 18) The elevator (elevator), together with the horizontal stabilizer, forms one wing and is used for vertical balancing, stabilization, and steering.

主な役目は縦の操縦であるが、他の２つの役目も果た
している。The main role is vertical maneuvering, but it also plays two other roles.

操縦桿を引けば、エレベータが上がり、空気の流れを
上にむけるので下向きの反力が発生して、機首を上げ
る。その結果、主翼の揚力が増し上昇する。When you pull the control stick, the elevator goes up and the air flow is directed upwards, so a downward reaction force is generated and the nose is raised. As a result, the lift of the main wing increases and rises.

戦闘機の水平尾翼は全動ダイプのエレベータという意
味で、ここではエレベータの用語を用いることにする。The horizontal stabilizer of a fighter means an elevator with a full-motion dip, and the term elevator is used here.

（縦安定） （第19図） 航空機の運動は、縦、横、方向に関する６自由度の運
動であるが、飛行速度、迎え角、姿勢角で表さえる運動
は、横と方向に関する運動と独立に扱える。(Longitudinal stability) (Fig. 19) The motion of an aircraft is a motion with six degrees of freedom in the vertical, horizontal, and direction directions, but the motion represented by flight speed, angle of attack, and attitude angle is independent of the motion in the horizontal and direction directions. Can handle

この縦の、すなわち航空機の対象面内（xz面内）の運
動に関する安定性を縦安定という。This vertical, that is, the stability related to the motion within the plane of the aircraft (in the xz plane) is called vertical stability.

縦の静安定は、迎え角が元に戻るかどうかの傾向であ
り、水平尾翼から発生する揚力による復元モーメントに
より与えられる。The vertical static stability is the tendency of the angle of attack to return to its original value, and is given by the restoring moment due to the lift generated from the horizontal stabilizer.

（縦ゆれ、および縦ゆれモーメントM_Y） （第19図） 機体の左右軸（ｙ軸）まわりの回転運動を縦ゆれ（ピ
ッチング）といい、この運動を起こすモーメントを縦ゆ
れモーメント（ピッチング・モーメント）という。(Pitching and Pitching Moment M _Y ) (Fig. 19) Rotational motion about the horizontal axis (y-axis) of the machine is called pitching, and the moment that causes this motion is the pitching moment (pitching moment). ).

縦ゆれに影響する力は、xz面内に働く力で、大きく分
類して、揚力、抗力、推力の３つである。重力は機体の
重心（C,G）に働くため、それによるモーメントは零と
なり、縦ゆれには影響しない。The forces that affect the vertical vibration are the forces that act in the xz plane and are roughly classified into three types: lift, drag, and thrust. Since gravity acts on the center of gravity (C, G) of the airframe, the resulting moment is zero and does not affect vertical shake.

縦ゆれモーメントM_Yに変化を与えるものは、エレベー
タである。It is the elevator that gives a change to the vertical yaw moment M _Y.

エレベータを上げると、水平尾翼に下向きの揚力が発
生し、機首上げモーメントが生じ、逆にエレベータを下
げると、水平尾翼に下向きの揚力が発生し、機首下げモ
ーメントが生じるので、縦ゆれのモーメントM_Yのコント
ロールができる。When the elevator is raised, a downward lift is generated on the horizontal stabilizer, which causes a nose-raising moment.On the contrary, when the elevator is lowered, a downward lift is generated on the horizontal stabilizer, which causes a nose-lowering moment. The moment M _Y can be controlled.

（マニューバ・ロード・コントロール） マニューバ・ロード・コントロール（以下、MLCとい
う）とは運動時に航空機にかかる飛行荷重分布を、有利
な分布に変える方法をいう。(Maneuver load control) Maneuver load control (hereinafter referred to as MLC) is a method of changing the flight load distribution applied to an aircraft during exercise to an advantageous distribution.

従来のMLCには、次のものがある。 The conventional MLC includes the following.

（Ａ）通常の航空機の場合のMLC （主翼が長くて荷重の厳しい大型機の場合のMLC） 通常の航空機の場合のMLCとは、機体の主翼にかかる
飛行荷重分布を構造上有利な分布に変える方法で、飛行
中、主翼の両エルロン（補助翼）等を飛行速度に最適な
量だけ上方に操舵することによって主翼の揚力の分布の
中心を内側に移動させ、主翼の曲げをモーメントを減少
させようとする方法をいう。(A) MLC for ordinary aircraft (MLC for large aircraft with long wing and heavy load) MLC for ordinary aircraft means that the flight load distribution on the wing of the airframe is structurally advantageous. By changing the method, during flight, both ailerons (auxiliary wings) of the main wing are steered upward by the optimum amount for the flight speed to move the center of the lift distribution of the main wing inward and reduce the bending moment of the main wing. It is the method of trying to make it happen.

（Ｂ）戦闘機等の場合のMLC （主翼が短くて高い運動性能を重視する航空機の場合の
MLC） 戦闘機等の場合のMLCとは、遠藤時（機動時）にフラ
ップを作動させて、主翼上の空気力分布を、空気抵抗が
最も小さく成るように調節する方法をいう。(B) MLC in the case of fighter aircraft (in the case of aircraft with short wings and high maneuverability
MLC) MLC in the case of fighters, etc. is a method of adjusting the aerodynamic force distribution on the main wing so that the air resistance is minimized by operating the flaps at the time of Endo (during maneuvering).

本発明は、前記（Ｂ）、すなわち従来の戦闘機等の場
合のMLC、の欠点を解決することが出来る飛行制御装置
に関する。The present invention relates to a flight control device capable of solving the above-mentioned (B), that is, the drawback of the conventional MLC in the case of a fighter or the like.

（フィルタ、およびゲイン） （第２図） フィルタおよびゲインは、自動制御理論における伝達
関数に対応するもので、伝達関数を実現するための、具
体的な手段である。すなわち、フィルタおよびゲインに
より、自動制御理論における伝達関数を実現する。(Filter and Gain) (FIG. 2) The filter and gain correspond to the transfer function in the automatic control theory, and are specific means for realizing the transfer function. That is, the filter and the gain realize the transfer function in the automatic control theory.

そして、フィルタとは、制御系のプロック図あるいは
電気の回路図において通常一般的に用いられているもの
で、入力された信号を整形・加工して必要な情報に変形
して後段に送り出す一種の情報処理要素である。A filter is generally used in a block diagram of a control system or an electric circuit diagram, and is a kind of a signal which is shaped and processed to transform it into necessary information and send it to a subsequent stage. It is an information processing element.

例えば時定数Ｔの一次遅れフィルタとは、入力信号に
対して時間Ｔだけ遅れた信号を作り出して後段に伝える
ものをいう。For example, the first-order lag filter of the time constant T is a filter that produces a signal delayed by the time T with respect to the input signal and transmits it to the subsequent stage.

一方、ゲインとは、上記フィルタと共に用いられ、フ
ィルタで整形された信号をそのゲイン倍に増幅して後段
に伝えるものである。On the other hand, the gain is used together with the above filter, and a signal shaped by the filter is amplified by the gain times and transmitted to the subsequent stage.

そして、ゲインは、フィルタで整形された信号をその
ゲイン倍に増幅した信号を、後段に伝えるものであるた
め、フィルタとゲインの順序はどちらが前でも良く、ゲ
インがフィルタの前でも後でも同じ特性が得られる。Since the gain is a signal obtained by amplifying the signal shaped by the filter to the gain times, and transmitting it to the subsequent stage, the order of the filter and the gain may be either before or after the gain has the same characteristic before or after the filter. Is obtained.

（従来の技術の説明） 次に、従来の技術を第２図〜第９図に基づいて説明す
る。(Description of Conventional Technology) Next, a conventional technology will be described with reference to FIGS. 2 to 9.

第２図は、従来の戦闘機等の場合の飛行制御装置の制
御システム（以下、従来の戦闘機等のMLCともいう）の
概念図である。FIG. 2 is a conceptual diagram of a control system of a flight control device in the case of a conventional fighter (hereinafter also referred to as MLC of the conventional fighter).

第２図において、 01はセンサ、 02は制御部（MLCコマンド演算部）、 02Aは制御部02の第１フィルタ及びゲイン（前縁フラッ
プへのコマンドを演算）、 02Bは制御部02の第２フィルタ及びゲイン（後縁フラッ
プへのコマンドを演算）、 04はアクチュエータ（次の04A、04B）、 04Aは主翼の前縁フラップアクチュエータ、 04Bは主翼の後縁フラップアクチュエータ、 06は舵面（次の06A、06B）、 06Aは主翼の前縁フラップ、 06Bは主翼の後縁フラップである。In FIG. 2, 01 is a sensor, 02 is a control unit (MLC command calculation unit), 02A is a first filter and gain of the control unit 02 (calculates a command to the leading edge flap), and 02B is a second unit of the control unit 02. Filter and gain (calculate command to trailing edge flap), 04 actuator (next 04A and 04B), 04A leading edge flap actuator, 04B trailing edge flap actuator, 06 rudder surface (next 06A, 06B), 06A is the leading edge flap of the wing, and 06B is the trailing edge flap of the wing.

第２図に示すように、従来の戦闘機等の場合の制御シ
ステムでは、 （Ａ）制御部02は、第１フィルタ及びゲイン02Aと、第
２フィルタ及びゲイン02Bとからなり、 （Ｂ）第１フィルタ及びゲイン02Aは、フィルタ及びゲ
イン021Aと、022Aと、加算器024Aとからなり、 フィルタ及びゲイン021Aは、センサ01から航空機のマ
ッパ数Ｍについての信号を入力して、前縁フラップ舵角
が、主翼上の空気力分布を、空気抵抗が最も小さく成る
ための所望の舵角になるような波形およびゲインの制御
信号（ε_021A）を演算し、加算器024Aに出力する。As shown in FIG. 2, in the conventional control system for a fighter or the like, (A) the control unit 02 includes a first filter and a gain 02A, a second filter and a gain 02B, and (B) 1 filter and gain 02A consists of filter and gain 021A, 022A, and adder 024A, and filter and gain 021A inputs the signal about the mapper number M of the aircraft from sensor 01, and the leading edge flap steering angle , A control signal (ε _021A ) having a waveform and a gain that gives a desired steering angle for _minimizing the air resistance, and outputs the aerodynamic force distribution on the main wing to the adder _024A .

フィルタ及びゲイン022Aは、センサ01から主翼の迎角
αについての信号（例えば、第５図の現像１に示すよう
なタイミヒストリにより、迎角αが時間ｔにより変化す
る信号）を入力し、前縁フラップ舵角が、主翼上の空気
分分布を、空気抵抗が最も小さく成るための所望の舵角
（例えば、第６図の現象２に示すようなタイムヒストリ
により、フラップ舵角δが時間ｔにより変化する舵角）
になるような波形およびゲインの制御信号（ε_022A）を
演算し、加算器024Aに出力する。The filter and the gain 022A receive a signal about the attack angle α of the main wing from the sensor 01 (for example, a signal that the attack angle α changes with time t due to the timing history as shown in development 1 in FIG. 5). The edge flap rudder angle changes the air distribution on the main wing to a desired rudder angle for minimizing the air resistance (for example, the flap rudder angle δ changes with time t according to the time history as shown in phenomenon 2 in FIG. 6). Rudder angle)
Then, a control signal (ε _022A ) having a waveform and a gain such that is calculated is output and output to the adder _024A .

加算器024Aは、フィルタ及びゲイン021Aから入力した
制御信号（電気信号）（ε_021A）に、フィルタ及びゲイ
ン022Aから入力した制御信号（電気信号）（ε_022A）を
加算した信号（ε_02A）を、コマンド（MLCコマンド信
号）として、前縁フラップアクチュエータ04Aに出力し
て、主翼の前縁フラップ06Aを作動する。The adder 024A adds a control signal (electrical signal) (ε _021A ) input from the filter and gain 022A to a control signal (electrical signal) (ε _021A ) input from the filter and gain 021A, and outputs a signal (ε _02A ). , As a command (MLC command signal) to the leading edge flap actuator 04A to operate the leading edge flap 06A of the main wing.

（Ｃ）第２フィルタ及びゲイン02Bは、フィルタ及びゲ
イン021Bと、022Bと、加算器024Bとからなり、 フィルタ及びゲイン021Bはセンサ01から航空機のマッ
パ数Ｍについての信号を入力して、後縁フラップ舵角
が、主翼上の空気力分布を、空気抵抗が最も小さく成る
ための所望の舵角になるような波形およびゲインの制御
信号（ε_021B）を演算し、加算器024Bに出力する。(C) The second filter and gain 02B is composed of a filter and gain 021B, 022B, and an adder 024B. The filter and gain 021B inputs a signal about the number M of mappers of the aircraft from the sensor 01, and the trailing edge. The flap steering angle calculates a control signal (ε _021B ) having a waveform and gain such that the aerodynamic force distribution on the main wing becomes a desired steering angle for _minimizing the air resistance, and outputs it to the adder 024B.

フィルタ及びゲイン022Bは、センサ01から主翼の迎角
αについての信号を入力し、後縁フラップ舵角が、主翼
上の空気力分布を、空気抵抗が最も小さく成るための所
望の舵角になるような波形およびゲインの制御信号（ε
_022B）を演算し、加算器024Bに出力する。The filter and gain 022B inputs a signal about the attack angle α of the main wing from the sensor 01 so that the trailing edge flap rudder angle becomes the desired rudder angle for the aerodynamic force distribution on the main wing to minimize the air resistance. Waveform and gain control signal (ε
_022B ) is calculated and output to the adder 024B.

加算器024Bは、フィルタ及びゲイン021Bから入力した
制御信号（電気信号）（ε_021B）に、フィルタ及びゲイ
ン022Bから入力した制御信号（電気信号）（ε_022B）を
加算した信号（ε_02B）を、コマンド（MLCコマンド信
号）として、後縁フラップアクチュエータ04Bに出力し
て、主翼の後縁フラップ06Bを作動する。The adder 024B adds a control signal (electrical signal) (ε _021B ) input from the filter and gain 021B to a control signal (electrical signal) (ε _022B ) input from the filter and gain 022B to _obtain a signal (ε _02B ). , As a command (MLC command signal) to the trailing edge flap actuator 04B to operate the trailing edge flap 06B of the main wing.

第３図は、第４図に示した従来装置による機体運動
（迎角α、垂直Ｇ）に対応した迎角αと垂直Ｇの時間変
化（タイムヒストリ）をを示す図であり、 第３図（Ａ）に、機体の（主翼の迎角）α〜時間の特
性を、 第３図（Ｂ）に、機体の垂直Ｇ〜時間の特性を示す。FIG. 3 is a diagram showing a time change (time history) of the angle of attack α and the vertical G corresponding to the aircraft motion (angle of attack α, vertical G) by the conventional apparatus shown in FIG. 4. FIG. 3A shows the characteristics of the aircraft (angle of attack of the main wing) from α to time, and FIG. 3B shows the characteristics of the aircraft from vertical G to time.

第３図（Ａ）および第３図（Ｂ）の所望の迎角αおよ
び垂直Ｇは、第４図の所望のフライトパスに対応する。The desired angle of attack α and vertical G in FIGS. 3A and 3B corresponds to the desired flight path in FIG.

第３図（Ａ）および第３図（Ｂ）の従来装置による迎
角αおよび垂直Ｇは、第４図の従来装置によるフライト
パスに対応する。The angle of attack α and the vertical G according to the conventional device shown in FIGS. 3A and 3B correspond to the flight path according to the conventional device shown in FIG.

この第３図（Ａ）および第３図（Ｂ）の所望の迎角α
および垂直Ｇは、MLCにより余分に発生した垂直Ｇを、
エレベータを作動させ、主翼の迎角αを減少することに
より、実現出来る。The desired angle of attack α in FIGS. 3 (A) and 3 (B)
And vertical G is the vertical G generated by MLC.
This can be achieved by operating the elevator and reducing the attack angle α of the main wing.

第４図は、従来装置により、機体の揚力と抵抗に比率
を最大するように、主翼の前縁フラップおよび後縁フラ
ップを作動するようにMLCを作動させている状態で、水
平飛行しながら減速した場合の例である。Fig. 4 shows a conventional system in which the MLC is operated to operate the leading and trailing edge flaps of the main wing so as to maximize the ratio of lift and resistance of the airframe. This is an example of the case.

機体が減速しても水平飛行を保つには、減速により減
少する揚力を補うために機体の迎角を必要量増加させて
フライトパスを変えないように飛行するのが所望の飛行
である。In order to maintain level flight even when the aircraft decelerates, it is desirable to increase the angle of attack of the aircraft by a necessary amount in order to compensate for the lift that is reduced by deceleration and to fly without changing the flight path.

ところが、第４図（Ｂ）に示す従来装置の場合には、
MLCを作動させていると自動的に作動した前縁フラップ
および後縁フラップによる揚力変化のために、さらに機
体運動を発生させ、機体のフライトパスが水平飛行から
ずれてしまうことを示している。However, in the case of the conventional device shown in FIG.
It is shown that when the MLC is activated, the aircraft's flight path deviates from the level flight due to the lift movement caused by the automatically operated leading-edge flaps and trailing-edge flaps, which causes further aircraft motion.

第５図〜第９図は、第３図の従来装置による機体運動
についての説明図である。FIG. 5 to FIG. 9 are explanatory views of the body movement by the conventional device of FIG.

第５図の現象１は、パイロットの操舵等（単純にパイ
ロットが操縦桿を引いた場合だけでなく、第４図に示し
たようにパイロットが機体を水平飛行のまま減速させよ
うとした場合を含む）による主翼の迎角αを増加させた
場合を示している。Phenomenon 1 in Fig. 5 is not only the case where the pilot steers, etc. (not only when the pilot pulls the control stick, but also when the pilot tries to decelerate the aircraft while level flight as shown in Fig. 4). It includes the case of increasing the attack angle α of the main wing.

第６図は第３図の従来装置による機体運動についての
説明図（２）であり、 第６図の現象２は、第５図の現象１により、パイロッ
トの操舵等により主翼の迎角αを増加させた場合には、
制御システムが作動して、前縁フラップと後縁フラップ
が下がることを示している。FIG. 6 is an explanatory view (2) of the airframe motion by the conventional device of FIG. 3, and phenomenon 2 of FIG. 6 is phenomenon 1 of FIG. If increased,
The control system has been activated to indicate that the leading and trailing edge flaps are lowered.

第７図は第３図の従来装置による機体運動についての
説明図（３）であり、 第７図の現象３は、第６図の現象２の結果、主翼の揚
力Ｌが増加し、垂直Ｇが増大することを示している。FIG. 7 is an explanatory view (3) of the airframe motion by the conventional device of FIG. 3, and phenomenon 3 of FIG. 7 is the result of phenomenon 2 of FIG. Is increasing.

その場合、主翼の揚力増加に対する寄与の大きさは、
前縁フラップよりも後縁フラップの方が大きい。In that case, the magnitude of the contribution to the increase in lift of the main wing is
The trailing edge flap is larger than the leading edge flap.

第８図は第３図の従来装置による機体運動についての
説明図（４）であり、 第８図の現象４は、前縁フラップが下がることによっ
ても、後縁フラップが下がることによっても、機体に頭
下げモーメントを発生するため、両者のモーメントの和
も、頭下げモーメントになることを示す。FIG. 8 is an explanatory view (4) of the airframe movement by the conventional device of FIG. 3, and phenomenon 4 of FIG. 8 is caused by the lowering of the leading edge flap and the lowering of the trailing edge flap. Since a head-down moment is generated at, the sum of both moments is also the head-down moment.

第９図は第３図の従来装置による機体運動についての
説明図（５）であり、 第９図の現象５は、従来の制御システムにおいては、
前述のように垂直Ｇの増加と、頭下げモーメントの発生
により、パイロットが意図しなかった運動を生ずるとい
う欠点（問題点）を有することを示す。FIG. 9 is an explanatory view (5) of the body movement by the conventional device of FIG. 3, and phenomenon 5 of FIG.
As described above, it is shown that there is a drawback (problem) that the pilot causes an unintended movement due to the increase of the vertical G and the generation of the head-down moment.

この従来の制御システム（従来のMLCシステム）によ
る意図しない運動は、最初、現象３で生じるＧの増加に
より機体の高度が高くなるためで、その後、ある程度時
間が経つと、現象４で生じた頭下げモーメントにより雑
音が下がる結果、迎角が減少し、現象３で生じたＧの増
加分が減少してくるため、高度の増加も鈍ってくること
を示している。The unintentional movement by this conventional control system (conventional MLC system) is that the altitude of the aircraft becomes higher due to the increase of G that occurs in Phenomenon 3 at first, and after some time, the head that occurred in Phenomenon 4 occurs. As a result of the noise being lowered by the lowering moment, the angle of attack is reduced, and the increase in G generated in phenomenon 3 is reduced, so that the increase in altitude also slows down.

〔発明が解決しようとする問題点〕[Problems to be solved by the invention]

従来の戦闘機等の制御システムでは、主翼の迎角αが
増加したときには、主翼の前縁フラップと、主翼の後縁
フラップのみを下げるようになっているため、機体は次
のような空力的変化の影響を受ける。In conventional control systems such as fighter aircraft, when the attack angle α of the main wing increases, only the leading edge flap and the trailing edge flap of the main wing are lowered. Affected by change.

（ａ）フラップ（前縁フラップと後縁フラップ）が下側
に下がると、主翼全体の揚力Ｌが増加する為、第３図
（Ｂ）に示すように、垂直Ｇが増加する。(A) When the flaps (the leading edge flap and the trailing edge flap) are lowered downward, the lift L of the entire main wing is increased, so that the vertical G is increased as shown in FIG. 3 (B).

ここでＧとは、（機体にかかる力）を（機体の重量）
で割ったものを言い、垂直Ｇとは、Ｇの垂直方向成分を
いう。Here, G is (force applied to the aircraft) (weight of the aircraft)
The vertical G means the vertical component of G.

（ｂ）それとともに、フラップ（前縁フラップと後縁フ
ラップ）が下側に下がることにより、機体を頭下げ方向
に回転させるモーメントが発生する。(B) At the same time, the flaps (the leading edge flap and the trailing edge flap) are lowered to generate a moment for rotating the machine body in the head-down direction.

そのため、機体には、パイロットの意図しない運動が
発生する。Therefore, the undesired motion of the pilot occurs in the airframe.

機体にパイロットの意図しない運動が発生するのは、
次の理由による。The unintended movement of the pilot occurs in the aircraft,
For the following reasons.

（ａ）パイロットの操舵等により主翼の迎角αを増加さ
せた場合には（第５図の現象１）、制御システムが作動
して、前縁フラップと後縁フラップは下がる（第６図の
現象２） （ｂ）その結果、主翼の揚力Ｌが増加し垂直Ｇが増大す
る（第７図の現象３）。(A) When the angle of attack α of the main wing is increased by the pilot steering or the like (phenomenon 1 in FIG. 5), the control system is activated and the leading edge flap and the trailing edge flap are lowered (see FIG. 6). Phenomenon 2) (b) As a result, the lift L of the main wing increases and the vertical G increases (phenomenon 3 in FIG. 7).

（ｃ）前縁フラップが下がることによっても、後縁フラ
ップが下がることによっても、機体に頭下げモーメント
を発生する（第８図の現象４）。(C) A head-down moment is generated in the airframe due to both the lowering of the leading edge flap and the lowering of the trailing edge flap (phenomenon 4 in FIG. 8).

（ｄ）従って、従来のMLCシステムでは、前述のように
垂直Ｇの増加と、頭下げモーメントの発生により、パイ
ロットが意図しなかった運動を生じ（第９図の現象５）
短時間で補償出来ないという欠点を有する。(D) Therefore, in the conventional MLC system, as described above, the vertical G increases and the head-down moment occurs, which causes unintended movement of the pilot (phenomenon 5 in FIG. 9).
It has the drawback that it cannot be compensated in a short time.

この欠点は、相手からの攻撃を避けるために大きい運
動性（機動性）を要求される戦闘機においては、大きな
問題になる。This drawback becomes a big problem in a fighter plane that requires great maneuverability (mobility) to avoid an attack from the opponent.

本発明は上記従来の問題を解消するためになされたも
のであり、 （ａ）従来の制御システムに、さらに水平尾翼舵面（エ
レベータ）を用いて、直接揚力制御の一つである上下首
振りモード（垂直Ｇ変化なしに機首を上側または下側に
振るモード）を使用することにより、 （ｂ）フラップ操舵に伴なって発生するパイロットの意
図しない機体運動を除去できる飛行制御装置を提供する
ことを目的とする。The present invention has been made in order to solve the above-mentioned conventional problems. (A) Using a horizontal control surface (elevator) in addition to the conventional control system, the vertical swing, which is one of direct lift control, is used. By using a mode (a mode in which the nose is swung upward or downward without a vertical G change), (b) a flight control device capable of eliminating unintentional body motion of the pilot caused by flap steering is provided. The purpose is to

〔問題点を解決するための手段〕[Means for solving problems]

（第１の手段） 本発明による飛行制御装置は、 （Ａ）センサーと、 （Ｂ）第１制御部と、 （Ｃ）第２制御部と、 （Ｄ）主翼の前縁フラップアクチュエータと、主翼の後
縁フラップアクチュエータと、エレベータアクチュエー
タとからなるアクチュエータと、 （Ｅ）前縁フラップと、後縁フラップと、エレベータと
からなる舵面（６）を具備し、 （Ｆ）前記第１制御部は、航空機のマッハ数Ｍと、機体
の迎角αをセンサから入力し、主翼の前縁フラップおよ
び後縁フラップを作動させるための第１コマンド（ε
₁₀₀）を演算し、 （Ｇ）前記第２制御部は、第１制御部から第１コマンド
（ε₁₀₀）を入力し、第１コマンド（ε₁₀₀）に対して垂
直Ｇの変化を発生させないための第２コマンド
（ε₂₀₀）、すなわち、 前縁フラップアクチュエータへの舵面コマンド
（ε₂₃₁）と、 後縁フラップアクチュエータへの舵面コマンド
（ε₂₃₂）と、 エレベータアクチュエータへの舵面コマンド（ε₂₃₃）
とを、 演算することを特徴とする。(First Means) A flight control device according to the present invention includes: (A) sensor, (B) first control unit, (C) second control unit, (D) leading edge flap actuator of main wing, and main wing A trailing edge flap actuator, an actuator including an elevator actuator, (E) a leading edge flap, a trailing edge flap, and a control surface (6) including an elevator, and (F) the first control unit. , The first command (ε for inputting the Mach number M of the aircraft and the angle of attack α of the airframe from the sensor to operate the leading edge flap and the trailing edge flap of the wing.
₁₀₀ ) is calculated, and (G) the second control unit inputs the first command (ε ₁₀₀ ) from the first control unit and does not cause the vertical G change with respect to the first command (ε ₁₀₀ ). Second command (ε ₂₀₀ ), that is, a control surface command to the leading edge flap actuator (ε ₂₃₁ ), a control surface command to the trailing edge flap actuator (ε ₂₃₂ ), and a control surface command to the elevator actuator (ε ₂₃₂ ). ₂₃₃ )
Is characterized by computing and.

〔作用〕[Action]

本発明においては、航空機の機体運動情報（マッハ数
Ｍ及び主翼の迎角α）に応じて、前縁フラップ舵角およ
び後縁フラップ舵角を設定する際に、 （１）機体全体としての垂直Ｇが変化しないようにする
ために（すなわち、垂直ΔＧ＝０となるようにするため
に）、および （２）機体全体にはたらくモーメントM_Yのバランスを保
つようにするために（すなわち、ΔM_Y＝０となるように
するために），第２制御部により、水平尾翼舵面も作動
させる。In the present invention, when the leading edge flap rudder angle and the trailing edge flap rudder angle are set according to the aircraft body motion information (Mach number M and angle of attack α of the main wing), (1) the vertical of the entire aircraft body In order to prevent G from changing (that is, to make vertical ΔG = 0), and (2) to keep the balance of moment M _Y that acts on the entire aircraft (that is, ΔM _Y). ), The second controller also activates the horizontal control surface.

そのため、前記従来の制御システムにおける問題点、
すなわち、従来の制御システムにおいて発生した、前述
のような垂直Ｇの増加（ΔＧ）と、頭下げモーメント
（ΔM_Y）により、パイロットが意図しなかった運動を生
ずる（第９図の現象５）という問題点を解消することが
できる。Therefore, the problems in the conventional control system,
That is, the above-mentioned increase in vertical G (ΔG) and the head-down moment (ΔM _Y ) that occur in the conventional control system cause unintended movement of the pilot (phenomenon 5 in FIG. 9). The problem can be solved.

〔実施例〕〔Example〕

本発明の第１実施例を第１図、第10図〜第16図に示
す。A first embodiment of the present invention is shown in FIGS. 1 and 10 to 16.

第１図は本発明の第１実施例の制御構成を示すブロッ
ク図、 第10図は第15図の本発明装置による機体運動について
の説明図（１）、 第11図は第15図の本発明装置による機体運動について
の説明図（２）、 第12図は第15図の本発明装置による機体運動について
の説明図（３）、 第13図は第15図の本発明装置による機体運動について
の説明図（４）、 第14図は本発明の第１実施例の機体の概要を示す図、 第15図は機体運動のタイムヒストリについての、本発
明装置と従来装置の比較をを示す図であり、 第15図（Ａ）は主翼の迎え角α〜時間の特性について
の、本発明装置と従来装置の比較を示し、 第15図（Ｂ）は機体の垂直Ｇ〜時間の特性について
の、本発明装置と従来装置の比較を示す。FIG. 1 is a block diagram showing a control configuration of the first embodiment of the present invention, FIG. 10 is an explanatory view (1) of a body movement by the device of the present invention of FIG. 15, and FIG. 11 is a book of FIG. FIG. 12 is an explanatory view (2) of the body movement by the invention device, FIG. 12 is an explanatory view (3) of the body movement by the invention device of FIG. 15, and FIG. 13 is a body movement by the invention device of FIG. (4), FIG. 14 is a diagram showing the outline of the airframe of the first embodiment of the present invention, and FIG. 15 is a diagram showing a comparison between the device of the present invention and the conventional device regarding the time history of the airframe movement. FIG. 15 (A) shows a comparison between the device of the present invention and the conventional device for the characteristics of the attack angle α to time of the main wing, and FIG. 15 (B) shows the characteristics of the vertical G to time of the airframe. A comparison between the device of the present invention and the conventional device is shown.

第16図は機体フライトパスの特性についての、本発明
装置と従来装置の比較を示す図であり、 第16図（Ａ）は本発明装置による機体のフライトパス
を示し、 第16図（Ｂ）は、従来装置による機体のフライトパス
を示す。FIG. 16 is a diagram showing a comparison between the device of the present invention and the conventional device in terms of the characteristics of the aircraft flight path. FIG. 16 (A) shows the flight path of the aircraft by the device of the present invention, and FIG. 16 (B). Shows the flight path of the airframe by the conventional device.

第10図および第12図の現象11は、パイロットが意図し
た運動を行うために、操舵により主翼の迎角α及び垂直
Ｇを増加させた場合を示し、 第10図の現象13は、垂直Ｇが増加し、また頭下げモー
メントにより、若干主翼の迎角αが減少してしまい、パ
イロットの意図しない運動も生ずることを示している。
この場合、現象11はパイロットの意図した運動である
が、現象13はパイロットの意図しない運動である。Phenomenon 11 in FIGS. 10 and 12 shows a case where the angle of attack α and vertical G of the main wing are increased by steering in order for the pilot to perform the intended motion, and phenomenon 13 in FIG. 10 is vertical G Shows that the angle of attack α of the main wing is slightly decreased due to the increase of the head-down moment, and the unintended movement of the pilot also occurs.
In this case, phenomenon 11 is the pilot's intended movement, while phenomenon 13 is the pilot's unintended movement.

第10図の現象14は、垂直Ｇがパイロットの意図した運
動と同じになるために要求される、主翼の迎角αと時間
の関係を示す。Phenomenon 14 in FIG. 10 shows the relationship between the attack angle α of the wing and time required for the vertical G to be the same as the intended motion of the pilot.

第11図は第15図の本発明装置による機体運動について
の説明図（２）であり、 第11図の現象12は、第10図で迎角αが増加するため
に、MLCシステムが自動的に作動する結果として、前縁
フラップと後縁フラップが下がることを示す。FIG. 11 is an explanatory view (2) of the airframe motion by the device of the present invention in FIG. 15, and phenomenon 12 in FIG. 11 is that the MLC system automatically increases because the angle of attack α increases in FIG. The result is that the leading and trailing edge flaps are lowered.

このフラック舵角は、第１図の第２制御部のフィルタ
ー及びゲインで演算される舵面コマンド（ε₂₃₁、
ε₂₃₂、）に対して、アクチュエータ（4A、4B）が作動
した結果として生じるものである。The flank steering angle is a control surface command (ε ₂₃₁ , calculated by the filter and gain of the second control unit in FIG. 1).
epsilon _232,) with respect to the actuator (4A, 4B) are those that result from the operation.

第12図は第15図の本発明装置による機体運動について
の説明図（３）であり、 第12図の現象13は、第11図の現象12により、MLCシス
テムが自動的に作動する結果として、前縁フラップと後
縁フラップが下がるため、垂直Ｇが増加し、また頭下げ
モーメントにより、若干主翼の迎角αが減少してしま
い、パイロットの意図しない運動も生ずることを示して
いる。FIG. 12 is an explanatory view (3) of the airframe motion by the device of the present invention in FIG. 15, and phenomenon 13 in FIG. 12 is a result of the MLC system being automatically operated by phenomenon 12 in FIG. , The leading edge flap and the trailing edge flap are lowered, the vertical G is increased, and the head lowering moment slightly decreases the attack angle α of the main wing, which also causes an unintended movement of the pilot.

第12図の現象11は、パイロットの意図した運動である
が、現象13はパイロットの意図しない運動である。Phenomenon 11 in FIG. 12 is the movement intended by the pilot, while phenomenon 13 is the movement not intended by the pilot.

第13図は第15図の本発明装置による機体運動について
の説明図（４）であり、 第13図の現象14は、パイロットの意図しない運動の発
生を抑えるためには、第12図における現象13と現象11の
垂直Ｇの避に相当する垂直Ｇを打消す必要があるので、
垂直ΔＧに対応する分だけ主翼の迎角αを減少させる目
的で、エレベータを作動させて、機体を頭下げ方向に回
転するモーメントを発生させ、主翼の揚力ＬをΔＬだけ
減少させることを示している。FIG. 13 is an explanatory view (4) of the body movement by the device of the present invention in FIG. 15, and phenomenon 14 in FIG. 13 is a phenomenon in FIG. 12 in order to suppress the occurrence of unintentional movement of the pilot. Since it is necessary to cancel the vertical G, which is equivalent to avoiding the vertical G in 13 and phenomenon 11,
For the purpose of reducing the attack angle α of the main wing by an amount corresponding to the vertical ΔG, it is shown that the elevator is operated to generate a moment to rotate the aircraft in the head-down direction, and the lift L of the main wing is reduced by ΔL. There is.

この現象14のエエベータ舵角は、第１図の第２制御部
のフィルター及びゲインで演算される舵角コマンド（ε
₂₃₃）に対して、アクチュエータ（4C）が作動した結果
として生じるものである。The elevator steering angle of this phenomenon 14 is calculated by the filter and gain of the second control unit shown in FIG.
₂₃₃ ), as a result of actuation of the actuator (4C).

このようにして、MLCシステムが自動的に作動して垂
直ΔＧを発生させても、エレベータを作動させることに
より、主翼の迎角αを減少させて、主翼の揚力ＬをΔＬ
だけ減少させて、前記垂直ΔＧを打消し、パイロットが
本来意図した運動（現象11）と同じ運動（現象14）を実
現することができる。In this way, even if the MLC system automatically operates to generate vertical ΔG, the elevation angle α of the main wing is reduced by operating the elevator, and the lift L of the main wing is reduced to ΔL.
It is possible to realize the same movement (phenomenon 14) as the movement originally intended by the pilot (phenomenon 11) by canceling the vertical ΔG by reducing the amount.

第14図は、本発明の第１実施例の機体の概要を示す図
である。FIG. 14 is a diagram showing an outline of the machine body of the first embodiment of the present invention.

第１図および第14図において、 １はセンサであり、センサ１により、航空機の機体運
動情報（マッハ数Ｍ、主翼の迎角α）を検出する。In FIGS. 1 and 14, 1 is a sensor, and the sensor 1 detects airframe motion information of the aircraft (Mach number M, angle of attack α of the main wing).

２は第１制御部（MLCコマンド演算部）であり、第１
制御部により、主翼の前縁フラップと後縁フラップを作
動させるためのコマンドを演算する。Reference numeral 2 is a first control unit (MLC command calculation unit)
The control unit calculates a command for operating the leading edge flap and the trailing edge flap of the main wing.

３は第２制御部（直接揚力制御部）であり、第１制御
部（MLCコマンド演算部）２から出力される第１コマン
ド（ε₁₀₀）に対して垂直Ｇの変化を発生させないため
の第２コマンド（ε₂₀₀）すなわち舵面コマンド
（ε₂₃₁、ε₂₃₂、ε₂₃₃）を演算する。Reference numeral 3 denotes a second control unit (direct lift control unit), which is a first control unit (MLC command calculation unit) 2 for preventing the vertical G from changing with respect to the first command (ε ₁₀₀ ). Two commands (ε ₂₀₀ ), that is, a control surface command (ε ₂₃₁ , ε ₂₃₂ , ε ₂₃₃ ) are calculated.

４はアクチュエータであり、次の4A、4B、4Cをいう。 Reference numeral 4 is an actuator, which means the following 4A, 4B, and 4C.

4A、前縁フラップアクチュエータ、 4B、後縁フラップアクチュエータ、 4C、エレベータアクチュエータ、 ６は舵面であり、次の6A、6B、6Cをいう。4A, leading edge flap actuator, 4B, trailing edge flap actuator, 4C, elevator actuator, 6 is the control surface, and is the next 6A, 6B, 6C.

6A、前縁フラップ、 6B、後縁フラップ、 6C、エレベータ、 ８は主翼、 ９は垂直尾翼（ラダー）、 10は水平カナード、 11は垂直カナード、 21は第１制御部（MLCコマンド演算部）２の第１フィ
ルタ及びゲイン （マッハ数Ｍを入力し第１コマンドを演算するフィルタ
及びゲイン） 22は第１制御部（MLCコマンド演算部）２の第２フィ
ルタ及びゲイン （主翼の迎角αを入力し第１コマンドを演算するフィル
タ及びゲイン） 24は加算器、 31は第２制御部（直接揚力制御部）３の第１フィルタ
及びゲイン （第１コマンドを入力し前縁フラップアクチュエータへ
のコマンドを演算）、 32は第２制御部（直接揚力制御部）３の第２フィルタ
及びゲイン （第１コマンドを入力し後縁フラップアクチュエータへ
のコマンドを演算）、 33は第２制御部（直接揚力制御部）３の第３フィルタ
及びゲイン （第１コマンドを入力しエレベータアクチュエータへの
コマンドを演算） 100は機体を示し、 ε₁₀₀は第１コマンド ε₂₀₀は第２コマンド（次のコマンドε₂₃₁、ε₂₃₂、ε
₂₃₃） ε₂₃₁は主翼の前縁フラップアクチュエータへの舵面コ
マンド ε₂₃₂は主翼の後縁フラップアクチュエータへの舵面コ
マンド ε₂₃₃はエレベータアクチュエータへの舵面コマンドを
示す。6A, leading edge flap, 6B, trailing edge flap, 6C, elevator, 8 main wing, 9 vertical tail (ladder), 10 horizontal canard, 11 vertical canard, 21 first control unit (MLC command operation unit) No. 2 first filter and gain (filter and gain for inputting Mach number M to calculate the first command) 22 is second filter and gain of first control unit (MLC command calculation unit) 2 (angle of attack α of the main wing Filter and gain for inputting and calculating the first command) 24 is an adder, 31 is the first filter and gain of the second control unit (direct lift control unit) 3 (command for inputting the first command to the leading edge flap actuator) , 32 is the second filter and gain of the second control section (direct lift control section) 3 (inputs the first command and calculates the command to the trailing edge flap actuator), 33 is the second control section (direct lift) control Part 3 third filter and gain (input first command to calculate command to elevator actuator) 100 indicates the aircraft, ε ₁₀₀ is first command ε ₂₀₀ is second command (next command ε ₂₃₁ , ε) ₂₃₂ , ε
₂₃₃ ) ε ₂₃₁ indicates a control surface command to the leading edge flap actuator of the main wing, ε ₂₃₂ indicates a control surface command to the trailing edge flap actuator of the main wing, and ε ₂₃₃ indicates a control surface command to the elevator actuator.

第１図の説明 （Ａ）第１制御部（MLCコマンド演算部）２の役割 第１制御部（MLCコマンド演算部）２は、フィルタ及
びゲイン21、22と加算器24からなる。Description of FIG. 1 (A) Role of the first control unit (MLC command operation unit) 2 The first control unit (MLC command operation unit) 2 includes filters and gains 21 and 22, and an adder 24.

フィルタ及びゲイン21は、センサ１から航空機のマッ
ハ数Ｍについての信号（電気信号）を入力し、フラップ
舵角が、主翼上の空気力分布を、空気抵抗が最も小さく
成るための所望の舵角になるような波形およびゲインの
制御信号（電気信号）を演算し、加算器24に出力する。The filter and the gain 21 receive the signal (electrical signal) about the Mach number M of the aircraft from the sensor 1, and the flap steering angle becomes a desired steering angle for minimizing the aerodynamic force distribution on the main wing. A control signal (electrical signal) having such a waveform and gain is calculated and output to the adder 24.

フィルタ及びゲイン22は、センサ１から主翼の迎角α
についての信号を入力し、フラップ舵角が、主翼上の空
気力分布を、空気抵抗が最も小さく成るための所望の舵
角になるような波形およびゲインの制御信号（電気信
号）を演算し、加算器24に出力する。The filter and gain 22 are from the sensor 1 to the attack angle α of the main wing.
Signal, the flap steering angle calculates the aerodynamic force distribution on the main wing, and the control signal (electrical signal) of the gain and waveform to obtain the desired steering angle for the minimum air resistance, and the adder Output to 24.

加算器24は、フィルタ及びゲイン21から入力した制御
信号（電気信号）に、フィルタ及びゲイン22から入力し
た制御信号（電気信号）を加算した信号を、第１コマン
ド（MLCコマンド信号）ε₁₀₀として、第２制御部（直接
揚力制御部）３に出力する。The adder 24 adds the control signal (electrical signal) input from the filter and gain 22 to the control signal (electrical signal) input from the filter and gain 21 as a first command (MLC command signal) ε _100. , To the second control unit (direct lift control unit) 3.

その場合、第１制御部（MLCコマンド演算部）２は、
主翼の迎角αに対して、予め設定された最適な揚力／抗
力比を与えるような前縁フラップ舵角コマンドと後縁フ
ラップ舵角コマンドを演算する。In that case, the first controller (MLC command calculator) 2
A leading edge flap rudder angle command and a trailing edge flap rudder angle command that give a preset optimum lift / drag force ratio are calculated with respect to the attack angle α of the main wing.

（Ｂ）第２制御部（直接揚力制御部）３の役割 第２制御部（直接揚力制御部）３は、フィルタ及びゲ
イン31、32、33からなる。(B) Role of the second control unit (direct lift control unit) 3 The second control unit (direct lift control unit) 3 includes filters and gains 31, 32, and 33.

フィルタ及びゲイン31は、第１制御部（MLCコマンド
演算部）２から第１コマンド（MLCコマンド）ε₁₀₀を入
力し、前縁フラップ6Aの舵角が、垂直ΔＧ＝０とするた
めの所望の舵角になるような波形およびゲインの制御信
号（電気信号）ε₂₃₁を演算し、前縁フラップアクチュ
エータ4Aに出力する。The filter and gain 31 inputs the first command (MLC command) ε ₁₀₀ from the first control unit (MLC command calculation unit) 2, and the steering angle of the leading edge flap 6A is desired to be vertical ΔG = 0. A control signal (electrical signal) ε ₂₃₁ having a waveform and a gain to obtain the steering angle is calculated and output to the leading edge flap actuator 4A.

フィルタ及びゲイン32は、第１制御部（MLCコマンド
演算部）２から第１コマンド（MLCコマンド）ε₁₀₀を入
力し、後縁フラップ6Bの舵角が、垂直ΔＧ＝０とするた
めの所望の舵角になるような波形およびゲインの制御信
号（電気信号）ε₂₃₂を演算し、後縁フラップアクチュ
エータ4Bに出力する。For the filter and gain 32, the first command (MLC command) ε ₁₀₀ is input from the first controller (MLC command calculator) 2 and the steering angle of the trailing edge flap 6B is set to a desired value for making vertical ΔG = 0. A control signal (electrical signal) ε ₂₃₂ having a waveform and a gain to obtain the steering angle is calculated and output to the trailing edge flap actuator 4B.

フィルタ及びゲイン33は、第１制御部（MLCコマンド
演算部）２から第１コマンド（MLCコマンド）ε₁₀₀を入
力し、エレベータ6Cの舵角が、垂直ΔＧ＝０とするため
の所望の舵角になるような波形およびゲインの制御信号
（電気信号）ε₂₃₃を演算し、エレベータアクチュエー
タ4Cに出力する。The filter and gain 33 inputs the first command (MLC command) ε ₁₀₀ from the first control unit (MLC command calculation unit) 2 and the steering angle of the elevator 6C is a desired steering angle for making the vertical ΔG = 0. Then, a control signal (electrical signal) ε ₂₃₃ having a waveform and a gain such that is calculated and output to the elevator actuator 4C.

第２制御部（直接揚力制御部）３は、第１制御部（ML
Cコマンド演算部）２により演算された第１コマンド（M
LCコマンド）に対して、パイロットの意図しない垂直Ｇ
の変化を生じないようにする為に（垂直ΔＧ＝０とする
ために），前縁フラップと後縁フラップを作動させ、か
つ、エレベータを第13図に示すように作動させる、第２
コマンドε₂₀₀（ε₂₃₁、ε₂₃₂、ε₂₃₃）を演算する。The second control unit (direct lift control unit) 3 includes a first control unit (ML
The first command (M
LC command), vertical G not intended by pilot
The leading edge flap and trailing edge flap are actuated and the elevator is actuated as shown in FIG.
The command ε ₂₀₀ (ε ₂₃₁ , ε ₂₃₂ , ε ₂₃₃ ) is calculated.

（Ｃ）この第２制御部（直接揚力制御部）３による第２
コマンドにより、 （ａ）前縁フラップアクチュエータ4Aと、 （ｂ）後縁フラップアクチュエータ4Bと、 （ｃ）エレベータアクチュエータ4C、を制御することに
より、 （ｄ）第15図（Ａ）に示す主翼の迎え角α〜時間ｔの特
性を、ケースＢに示す従来の特性から、ケースＡに示す
ような特性に改善することが出来る。(C) Second by this second controller (direct lift controller) 3
By controlling (a) the leading edge flap actuator 4A, (b) the trailing edge flap actuator 4B, and (c) the elevator actuator 4C by commands, (d) the main wing approach shown in FIG. The characteristic from the angle α to the time t can be improved from the conventional characteristic shown in the case B to the characteristic shown in the case A.

（ｅ）そのため、第15図（Ｂ）に示す機体の垂直Ｇ〜時
間ｔの特性を、ケースＢに示す従来の特性を、ケースＡ
に示すような特性に改善し、垂直Ｇの変化を発生させな
いように（すなわち、垂直ΔＧ＝０になるように）する
ことができる。(E) Therefore, the vertical G to time t characteristics of the airframe shown in FIG. 15 (B), the conventional characteristics shown in case B, and the case A are shown in FIG.
It is possible to improve the characteristics as shown in (3) and prevent vertical G from changing (that is, vertical ΔG = 0).

（ｆ）これにより本来のMLCの目的を、それに伴う運動
への悪影響なしに、実現することができる。(F) As a result, the original purpose of MLC can be realized without any adverse effect on the movement.

（Ｄ）すなわち、この第２制御部（直接揚力制御部）３
による第２コマンドε₂₀₀により、 （ａ）フラップを操作して主翼の迎角αを変えると同時
に、 （ｂ）そのフラップ操作によって誘起される力（機体を
上下方向に動かす力）を打消すために、フラップ操作入
力の一部を、エレベータに送ってエレベータの作動を制
御することにより、 （ｃ）MLCモードで垂直Ｇ変化を生じていた従来の特性
を、 MLCモードでも垂直Ｇ変化を生じない特性に改善するこ
とができる。(D) That is, this second control unit (direct lift control unit) 3
To change the attack angle α of the main wing by operating the flap with the second command ε ₂₀₀ by (2), and (b) to cancel the force induced by the flap operation (force to move the aircraft up and down). In addition, by sending a part of the flap operation input to the elevator to control the operation of the elevator, (c) the conventional characteristic that the vertical G change occurs in the MLC mode does not cause the vertical G change in the MLC mode. The characteristics can be improved.

（ｄ）その結果、機体のフライトパスも、第16図（Ｂ）
に示す従来の特性を、第16図（Ａ）に示す特性に、改善
することができる。(D) As a result, the flight path of the aircraft is also shown in Fig. 16 (B).
The conventional characteristics shown in FIG. 16 can be improved to the characteristics shown in FIG.

（Ｅ）その理由を以下に述べる。(E) The reason will be described below.

（ａ）MCシステムによるフラップの作動に伴って、垂直
ＧがΔＧだけ増大する。(A) As the flap is operated by the MC system, the vertical G increases by ΔG.

（ｂ）しかし、エレベータを作動させることにより、機
体を頭下げ方向に回転するモーメントを発生させること
ができる。(B) However, by operating the elevator, it is possible to generate a moment that rotates the machine body in the head-down direction.

（ｃ）機体を頭下げ方向に回転するモーメントを発生さ
せると、主翼の迎角αがΔαだけ減少し、主翼の揚力Ｌ
もΔＬだけ減少する。(C) When a moment that rotates the aircraft in the head-down direction is generated, the attack angle α of the main wing decreases by Δα, and the lift L of the main wing increases.
Also decreases by ΔL.

（ｄ）第２制御部（直接揚力制御部）３による第２コマ
ンドにより、 機体を頭下げ方向に回転するモーメントによる主翼の揚
力の減少量ΔＬをフラップの作動に伴なう垂直Ｇの増大
量ΔＧと等しくすることにより、パイロットの意図しな
い垂直Ｇの変化を生じないようにすることができる。(D) By the second command from the second control unit (direct lift control unit) 3, the decrease amount ΔL of the lift force of the main wing due to the moment that rotates the aircraft in the head-down direction is increased by the vertical G that accompanies the operation of the flap. By making it equal to ΔG, it is possible to prevent an unintended change in vertical G from occurring in the pilot.

（Ｆ）しかし、その場合、航空機は機首を上側または下
側に振る“上下首振りモード”により飛行することにな
る。(F) However, in that case, the aircraft flies in the "up / down swing mode" in which the nose is swung upward or downward.

（Ｇ）ここで、“上下首振りモード”とは、フラップと
エレベータとを用いて垂直ΔＧが発生しないようにする
モードをいう。(G) Here, the “vertical swing mode” refers to a mode in which the vertical ΔG is not generated by using the flap and the elevator.

“上下首振りモード”でない場合には、機首を上下に
振ると、主翼の迎角αが変化することから揚力が増し、
垂直Ｇが増加する。If the nose is not in "up-and-down swing mode", swinging the nose up and down changes the angle of attack α of the wing, increasing lift.
Vertical G increases.

これに対して“上下首振りモード”の場合には、機首
を上下に振っても、主翼の迎角αが変化して揚力が増加
する分を、フラップ等の舵面を用いてキャンセルし、全
体として機体の揚力は変化しないように各舵面を、うま
く調和をとって作動させることができる。On the other hand, in the case of "up-down swing mode", even if the nose is swung up and down, the increase in lift due to the change in the attack angle α of the main wing is canceled by using the control surface such as flaps. , It is possible to operate each control surface in good harmony so that the lift of the airframe as a whole does not change.

ここで、各舵面とは、前縁フラップと、後縁フラップ
と、エレベータをいう。Here, each control surface refers to a leading edge flap, a trailing edge flap, and an elevator.

（Ｈ）航空機は機首を上下に振る“上下首振りモード”
により飛行することになるのは、次に述べる理由によ
る。(H) Aircraft swings the nose up and down "up and down swing mode"
The reason why the aircraft is to fly is as follows.

例えばパイロットが意図した運動を行うために、操舵
により主翼の迎角α及び垂直Ｇを増加させた場合（第10
図の現象11、第12図の現象11）、 （ａ）MLCシステムが自動的に作動する結果として、前
縁フラップと後縁フラップが下がる（第11図の現象1
2）。For example, when the pilot increases the attack angle α and vertical G of the main wing in order to perform the intended motion (10th
Phenomenon 11 in Figure and phenomenon 11 in Figure 12), (a) As a result of the automatic operation of the MLC system, the leading edge flap and trailing edge flap are lowered (Phenomenon 1 in Figure 11).
2).

（ｂ）このため、垂直Ｇが増加し、また頭板げモーメン
トにより、若干主翼の迎角αが減少してしまい（第10図
の現象13、第12図の現象13）、パイロットの意図しない
運動も生ずる。(B) Therefore, the vertical G increases, and the attack angle α of the main wing slightly decreases due to the headboard bending moment (phenomenon 13 in FIG. 10 and phenomenon 13 in FIG. 12), which is not intended by the pilot. Exercise also occurs.

この場合、現象11はパイロットの意図した運動である
が、現象13はパイ・ロットの意図しない運動である。In this case, Phenomenon 11 is the intended movement of the pilot, while Phenomenon 13 is the unintended movement of Pi Lot.

（ｃ）このパイロットの意図しない運動の発生を抑える
ためには、第12図における現象13と現象11の垂直Ｇの差
に相当する垂直Ｇ（以下垂直ΔＧという）を打消す必要
がある。(C) In order to suppress the unintentional movement of the pilot, it is necessary to cancel the vertical G (hereinafter referred to as vertical ΔG) corresponding to the difference between the vertical Gs of phenomenon 13 and phenomenon 11 in FIG.

（ｄ）そのため、垂直ΔＧに対応する分だけ主翼の迎角
αを減少させる目的で、エレベータを作動させて、機体
を頭下げ方向に回転するモーメントを発生させ、主翼の
揚力をΔＬだけ減少させる（第13図の現象14）。(D) Therefore, for the purpose of reducing the attack angle α of the main wing by an amount corresponding to the vertical ΔG, the elevator is operated to generate a moment for rotating the aircraft in the head-down direction, and the lift of the main wing is reduced by ΔL. (Phenomenon 14 in Figure 13).

（ｅ）このようにして、MLCシステムが自動的に作動し
て垂直ΔＧを発生させても、エレベータを作動させるこ
とにより、主翼の迎角αを現象させて、主翼の揚力をΔ
Ｌだけ減少させて、前記垂直ΔＧを打消し、パイロット
が本来意図した運動（現象11）と同じ運動（現象14）を
実現することができる。(E) In this way, even if the MLC system automatically operates to generate the vertical ΔG, the elevator is operated to cause the attack angle α of the main wing to be a phenomenon and the lift of the main wing to be Δ.
It is possible to reduce the vertical ΔG by reducing L, and to realize the same movement (phenomenon 14) as the movement originally intended by the pilot (phenomenon 14).

なお、主翼の揚力減少ΔＬによって相殺される垂直Δ
Ｇは、機体にとっては余分なものであるから、主翼の揚
力減少ΔＬにより垂直ΔＧを相殺しても、機体は堕落す
ることにはない。Note that the vertical Δ that is offset by the decrease in lift of the main wing ΔL
Since G is an extra amount for the airframe, even if the vertical ΔG is offset by the decrease in lift of the main wing ΔL, the airframe will not fall.

また、フラップの作動により発生するモーメントは、
機体全体に対する曲げモーメントではなく、機体全体を
頭下げ方向に回転させようとするモーメントである。Also, the moment generated by the operation of the flap is
It is not a bending moment for the entire body, but a moment for rotating the entire body in the head-down direction.

このフラップの作動により発生するモーメントは、機
体を不安定にする程のものではなく、本発明装置を持た
ない従来のMLC実施機体でも、そのモーメントを受けて
飛行している。The moment generated by the operation of the flap is not so large as to destabilize the airframe, and even a conventional MLC-implemented airframe that does not have the device of the present invention receives the moment and flies.

（ｆ）そして、前記垂直ΔＧを打消すためにエレベータ
を作動させることにより減少する主翼の迎角変化Δα_２
は、パイロットが意図する運動を実現するために必要な
主翼の迎角変化量Δα_１に比し、かなり小さい量となる
ので、すなわち、 Δα_２＜＜Δα_１ となるので、第15図（Ａ）の主翼の迎角αのタイムヒス
トリでは、ケースＡ（本願の場合）とケースＢ（従来の
場合）とは接近したものになる。(F) Then, a change in the attack angle of the main wing Δα _{2 which is} reduced by operating the elevator to cancel the vertical ΔG
Is considerably smaller than the angle of attack change Δα ₁ of the main wing required to realize the motion intended by the pilot, that is, Δα ₂ << Δα _1, and therefore FIG. In the time history of the attack angle α of the main wing, the case A (in the present case) and the case B (in the conventional case) are close to each other.

〔発明の効果〕〔The invention's effect〕

本発明は前述のように構成されているので、以下に記
載するようの効果を奏する。Since the present invention is configured as described above, it has the following effects.

（１）本発明によれば、従来の飛行制御装置ではMLCモ
ードで垂直Ｇの変化を生じていた、第15図（Ａ）の主翼
を迎え角α〜時間、のケースＢに示す従来の特性を、ケ
ースＡに示すように改善することが出来る。(1) According to the present invention, in the conventional flight control device, a change in vertical G occurs in the MLC mode, and the conventional characteristics shown in the case B of FIG. Can be improved as shown in Case A.

（２）そのため、第15図（Ｂ）の機体の垂直Ｇ〜時間、
のケースＢに示す従来の特性を、ケースＡに示すように
改善し、垂直Ｇの変化を発生させないように（すなわ
ち、垂直ΔＧ＝０になるように）することができる。(2) Therefore, the vertical G to time of the airframe of FIG. 15 (B),
The conventional characteristic shown in the case B can be improved as shown in the case A so that the vertical G is not changed (that is, vertical ΔG = 0).

（３）これにより本来のMLCの目的を、それに伴う運動
への悪影響なしに、実現することができるという優れた
効果が奏せられる。(3) As a result, there is an excellent effect that the original purpose of MLC can be realized without any adverse effect on the movement associated therewith.

（４）本発明装置は、いずれの飛行状況にも使用するこ
とが出来るが、大きなマニューバをするときに、大きい
効果を得ることができる。(4) The device of the present invention can be used in any flight situation, but when a large maneuver is performed, a great effect can be obtained.

【図面の簡単な説明】[Brief description of drawings]

第１図は本発明の第１実施例の制御構成を示すブロック
図。 第２図は従来装置の制御構成を示すブロック図。 第３図は従来装置による機体運動（迎角α、垂直Ｇ）の
タイムヒストリ図。 第４図は従来装置による機体のフライトパス特性図。 第５図は第３図の従来装置による機体運動についての説
明図（１）。 第６図は第３図の従来装置による機体運動についての説
明図（２）。 第７図は第３図の従来装置による機体運動についての説
明図（３）。 第８図は第３図の従来装置による機体運動についての説
明図（４）。 第９図は第３図の従来装置による機体運動についての説
明図（５）。 第10図は第15図の本発明装置による機体運動についての
説明図（１）。 第11図は第15図の本発明装置による機体運動についての
説明図（２）。 第12図は第15図の本発明装置による機体運動についての
説明図（３）。 第13図は第15図の本発明装置による機体運動についての
説明図（４）。 第14図は本発明の第１実施例の機体の概要を示す図。 第15図は本発明装置による機体運動（迎角α、垂直Ｇ）
のタイムヒストリ図。 第16図は本発明装置による機体のフライトパスの特性
図。 第17図は従来装置についての用語の説明図（１）。 第18図は従来装置についての用語の説明図（２）。 第19図は従来装置についての用語の説明図（３）。 第20図は従来装置についての用語の説明図（４）。 （符号の説明） 01……センサ 02……制御部（MLCコマンド演算部） 02A……制御部02の第１フィルタ及びゲイン （前縁フラップへのコマンドを演算） 02B……制御部02の第２フィルタ及びゲイン （後縁フラップへのコマンドを演算） 04……アクチュエータ（次の04A、04B、） 04A……主翼の前縁フラップアクチュエータ 04B……主翼の後縁フラップアクチュエータ 06……舵面（次の06A、06B、） 06A……主翼の前縁フラップ 06B……主翼の後縁フラップ 024A……加算器 024B……加算器 １……センサ ２……第１制御部（MLCコマンド演算部） ３……第２制御部（直接揚力制御部） ４……アクチュエータ（次の4A、4B、4C） 4A……主翼の前縁フラップアクチュエータ 4B……主翼の後縁フラップアクチュエータ 4C……エレベータアクチュエータ ６……舵面（次の6A、6B、6C） 6A……前縁フラップ 6B……後縁フラップ 6C……エレベータ ８……主翼 ９……垂直尾翼（ラダー） 10……水平カナード 11……垂直カナード 21……第１制御部２の第１フィルタ及びゲイン （マッハ数Ｍを入力し第１コマンドを演算するフィルタ
及びゲイン） 22……第１制御部２の第２フィルタ及びゲイン （主翼部の迎角αを入力し第１コマンドを演算するフィ
ルタ及びゲイン） 24……加算器、 31……第２制御部３の第１フィルタ及びゲイン （第１コマンドを入力し前縁フラップアクチュエータへ
のコマンドを演算）、 32……第２制御部３の第２フィルタ及びゲイン （第１コマンドを入力し後縁フラップアクチュエータへ
のコマンドを演算）、 33……第２制御部３の第３フィルタ及びゲイン （第１コマンドを入力しエレベータアクチュエータへの
コマンドを演算） 100……機体 ε₀₂……従来のコマンド（次の舵面コマンド、ε_02A、
ε_02B） ε_02A……主翼の前縁フラップアクチュエータへの舵面
コマンド ε_02B……主翼の後縁フラップアクチュエータへの舵面
コマンド ε₁₀₀……本発明の第１コマンド ε₂₀₀……本発明の第２コマンド（次のコマンドε₂₃₁、
ε₂₃₂、ε₂₃₃） ε₂₃₁……主翼の前縁フラップアクチュエータへの舵面
コマンド ε₂₃₂……主翼の後縁フラップアクチュエータへの舵面
コマンド ε₂₃₃……エレベータアクチュエータへの舵面コマンドFIG. 1 is a block diagram showing the control configuration of the first embodiment of the present invention. FIG. 2 is a block diagram showing a control configuration of a conventional device. FIG. 3 is a time history diagram of the body motion (angle of attack α, vertical G) by the conventional device. FIG. 4 is a flight path characteristic diagram of a conventional aircraft. FIG. 5 is an explanatory view (1) of the body movement by the conventional device of FIG. FIG. 6 is an explanatory view (2) of the body movement by the conventional device of FIG. FIG. 7 is an explanatory view (3) of the body movement by the conventional device of FIG. FIG. 8 is an explanatory view (4) of the body movement by the conventional device of FIG. FIG. 9 is an explanatory view (5) of the body movement by the conventional device shown in FIG. FIG. 10 is an explanatory view (1) of the body movement by the device of the present invention shown in FIG. FIG. 11 is an explanatory view (2) of the body movement by the device of the present invention shown in FIG. FIG. 12 is an explanatory view (3) of the body movement by the device of the present invention shown in FIG. FIG. 13 is an explanatory view (4) of the body movement by the device of the present invention shown in FIG. FIG. 14 is a diagram showing an outline of the machine body of the first embodiment of the present invention. FIG. 15 shows the motion of the airframe by the device of the present invention (angle of attack α, vertical G).
Time history chart. FIG. 16 is a characteristic diagram of a flight path of an aircraft by the device of the present invention. FIG. 17 is an explanatory diagram (1) of terms regarding the conventional device. FIG. 18 is an explanatory diagram (2) of terms regarding the conventional device. FIG. 19 is an explanatory diagram (3) of terms regarding the conventional device. FIG. 20 is an explanatory diagram (4) of terms used in the conventional device. (Explanation of symbols) 01 …… Sensor 02 …… Control unit (MLC command calculation unit) 02A …… First filter and gain of control unit 02 (Calculate command to leading edge flap) 02B …… Control unit 02 2 Filter and gain (calculate command to trailing edge flap) 04 …… Actuator (Next 04A, 04B,) 04A …… Main wing leading edge flap actuator 04B …… Main wing trailing edge flap actuator 06 …… Control surface ( Next 06A, 06B,) 06A …… Main wing leading edge flap 06B …… Main wing trailing edge flap 024A …… Adder 024B …… Adder 1 …… Sensor 2 …… First control unit (MLC command operation unit) 3 ... 2nd control part (direct lift control part) 4 ... Actuator (Next 4A, 4B, 4C) 4A ... Main wing leading edge flap actuator 4B ... Main wing trailing edge flap actuator 4C ... Elevator actuator 6 ...... Control surface (Next 6A, 6B , 6C) 6A …… leading edge flap 6B …… trailing edge flap 6C …… elevator 8 …… main wing 9 …… vertical tail (ladder) 10 …… horizontal canard 11 …… vertical canard 21 …… of the first control unit 2 First filter and gain (filter and gain that inputs Mach number M to calculate first command) 22 ... second filter and gain of first control unit 2 (input angle of attack α of main wing unit and first command Filter and gain to be calculated) 24 ... Adder, 31 ... First filter and gain of second control unit 3 (input first command to calculate command to leading edge flap actuator), 32 ... Second control Second filter and gain of section 3 (first command is input to calculate command to trailing edge flap actuator), 33 ... Third filter and gain of second control section 3 (first command is input to elevator actuator Command the operation) 100 ...... aircraft ε ₀₂ ...... traditional command to the data (the next control surface command, ε _02A,
ε _02B ) ε _02A ...... control surface command to leading edge flap actuator of main wing ε _02B ...... control surface command to trailing edge flap actuator of main wing ε ₁₀₀ …… first command of the present invention ε ₂₀₀ …… of the present invention Second command (next command ε ₂₃₁ ,
ε ₂₃₂ , ε ₂₃₃ ) ε ₂₃₁ …… Turning surface command to the leading edge flap actuator of the main wing ε ₂₃₂ …… Turning surface command to the trailing edge flap actuator of the main wing ε ₂₃₃ …… Rudder surface command to the elevator actuator

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 片柳 亮二 名古屋市港区大江町10番地 三菱重工業 株式会社名古屋航空機製作所内 (56)参考文献 特開 昭62−31600（ＪＰ，Ａ) ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of front page (72) Inventor Ryoji Katayanagi 10 Oe-cho, Minato-ku, Nagoya City Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Nagoya Aircraft Manufacturing Co., Ltd. (56) Reference JP 62-31600 (JP, A)

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】(57) [Claims] 【請求項１】（Ａ）センサー（１）と、 （Ｂ）第１制御部（２）と、 （Ｃ）第２制御部（３）と、 （Ｄ）主翼の前縁フラップアクチュエータ（4A）と、主
翼の後縁フラップアクチュエータ（4B）と、エレベータ
アクチュエータ（4C）とからなるアクチュエータ（４）
と、 （Ｅ）前縁フラップ（6A）と、後縁フラップ（6B）と、
エレベータ（6C）とからなる舵面（６）を具備し、 （Ｆ）前記第１制御部（２）は、航空機のマッハ数Ｍ
と、機体の迎角αをセンサ（１）から入力し、主翼の前
縁フラップ（6A）および後縁フラップ（6B）を作動させ
るための第１コマンド（ε₁₀₀）を演算し、 （Ｇ）前記第２制御部（３）は、第１制御部（２）から
第１コマンド（ε₁₀₀）を入力し、第１コマンド
（ε₁₀₀）に対して垂直Ｇの変化を発生させないための
第２コマンド（ε₂₀₀）、すなわち、 前縁フラップアクチュエータ（4A）への舵面コマンド
（ε₂₃₁）と、 後縁フラップアクチュエータ（4B）への舵面コマンド
（ε₂₃₂）と、 エレベータアクチュエータ（4C）への舵面コマンド（ε
₂₃₃）とを、 演算することを特徴とする飛行制御装置。1. (A) sensor (1), (B) first control section (2), (C) second control section (3), (D) main wing leading edge flap actuator (4A) And an actuator (4) consisting of the trailing edge flap actuator (4B) of the main wing and the elevator actuator (4C)
And (E) leading edge flap (6A), trailing edge flap (6B),
The control surface (6) including an elevator (6C) is provided, and (F) the first control unit (2) is a Mach number M of an aircraft.
And the angle of attack α of the airframe is input from the sensor (1), and the first command (ε ₁₀₀ ) for operating the leading edge flap (6A) and the trailing edge flap (6B) of the main wing is calculated, and (G) The second control unit (3) receives the first command (ε ₁₀₀ ) from the first control unit (2) and outputs the second G for preventing the vertical G from changing with respect to the first command (ε ₁₀₀ ). Command (ε ₂₀₀ ), ie, control surface command (ε ₂₃₁ ) to the leading edge flap actuator (4A), control surface command (ε ₂₃₂ ) to the trailing edge flap actuator (4B), and elevator actuator (4C) Control surface command (ε
₂₃₃ ) and a flight control device characterized by: