JP2000264296A - ヘリコプタ用飛行制御装置 - Google Patents
ヘリコプタ用飛行制御装置Info
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-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 現用機の機械式操縦伝達機構への適用が容易
で、操縦伝達機構の特性や性能を格段に向上できるヘリ
コプタ用飛行制御装置を提供する。 【解決手段】 ヘリコプタ用飛行制御装置は、パイロッ
トが操縦するための操縦部10と、空力学的な操舵力を
発生するための操舵機構14と、操縦部10の操縦量M
aを操舵機構14へ機械的に伝達して、操舵機構14を
駆動するためのリンク機構12と、操縦部10の操縦量
Maを検出して操縦信号Saを出力する操縦量センサ3
0と、操縦信号Saに基づいてヘリコプタの飛行制御則
を演算して、操舵機構14の駆動信号Sbを出力する飛
行制御則演算部32と、駆動信号Sbから操縦信号Sa
を引算して、差分信号Scを出力する差分演算部33
と、リンク機構12で伝達される操縦量Maに、差分信
号Scに対応した差分量Mcを加算するための精密サー
ボアクチュエータ部20などで構成される。
で、操縦伝達機構の特性や性能を格段に向上できるヘリ
コプタ用飛行制御装置を提供する。 【解決手段】 ヘリコプタ用飛行制御装置は、パイロッ
トが操縦するための操縦部10と、空力学的な操舵力を
発生するための操舵機構14と、操縦部10の操縦量M
aを操舵機構14へ機械的に伝達して、操舵機構14を
駆動するためのリンク機構12と、操縦部10の操縦量
Maを検出して操縦信号Saを出力する操縦量センサ3
0と、操縦信号Saに基づいてヘリコプタの飛行制御則
を演算して、操舵機構14の駆動信号Sbを出力する飛
行制御則演算部32と、駆動信号Sbから操縦信号Sa
を引算して、差分信号Scを出力する差分演算部33
と、リンク機構12で伝達される操縦量Maに、差分信
号Scに対応した差分量Mcを加算するための精密サー
ボアクチュエータ部20などで構成される。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、パイロットの操縦
量に基づいて操舵機構を駆動するためのヘリコプタ用飛
行制御装置に関する。
量に基づいて操舵機構を駆動するためのヘリコプタ用飛
行制御装置に関する。
【0002】
【従来の技術】ヘリコプタが飛行する場合、メインロー
タの推力に相当するCP(コレクティブピッチ)軸、機
体軸縦方向の傾きに相当するピッチ軸、機体軸横方向の
傾きに相当するロール軸、および機首方位(テールロー
タの推力)に相当するヨー軸の計4軸の飛行制御が必要
になる。パイロットは左右両手の操縦レバーおよび操縦
ペダル(両足)を駆使して4軸のバランスを保ちなが
ら、ヘリコプタの飛行方向や姿勢を制御しており、極め
て高度な操縦技術が必要になる。
タの推力に相当するCP(コレクティブピッチ)軸、機
体軸縦方向の傾きに相当するピッチ軸、機体軸横方向の
傾きに相当するロール軸、および機首方位(テールロー
タの推力)に相当するヨー軸の計4軸の飛行制御が必要
になる。パイロットは左右両手の操縦レバーおよび操縦
ペダル(両足)を駆使して4軸のバランスを保ちなが
ら、ヘリコプタの飛行方向や姿勢を制御しており、極め
て高度な操縦技術が必要になる。
【0003】図8は、従来のヘリコプタの飛行制御装置
の一例を示す構成図である。これは現用機の大部分に採
用されている機械式操縦伝達機構であり、操縦レバーや
操縦ペダルなどの操縦部1とブレードピッチ角を制御す
る操舵機構4とを機械的なリンク機構2で連結してお
り、リンク機構2の途中には操縦力を増大させるための
アクチュエータ3が介在している。
の一例を示す構成図である。これは現用機の大部分に採
用されている機械式操縦伝達機構であり、操縦レバーや
操縦ペダルなどの操縦部1とブレードピッチ角を制御す
る操舵機構4とを機械的なリンク機構2で連結してお
り、リンク機構2の途中には操縦力を増大させるための
アクチュエータ3が介在している。
【0004】こうした機械式操縦伝達機構では、操縦部
1の操縦量がそのまま操舵機構4の駆動量に反映される
ため、僅かな操縦エラーであっても4軸バランスが大き
く崩れる場合があり、パイロットの負担がかなり重くな
る。こうした対策として、安定増大装置(SAS:Stab
ility Augmentation System)や自動操縦装置(AFC
S:Automatic Flight Control System)などをリンク
機構2に付加することによって、ヘリコプタの飛行安定
性や操縦応答性が改善されている。
1の操縦量がそのまま操舵機構4の駆動量に反映される
ため、僅かな操縦エラーであっても4軸バランスが大き
く崩れる場合があり、パイロットの負担がかなり重くな
る。こうした対策として、安定増大装置(SAS:Stab
ility Augmentation System)や自動操縦装置(AFC
S:Automatic Flight Control System)などをリンク
機構2に付加することによって、ヘリコプタの飛行安定
性や操縦応答性が改善されている。
【0005】図9は、従来のヘリコプタの飛行制御装置
の他の例を示す構成図である。これは現在開発段階にあ
る電気式操縦伝達機構であり、FBW(フライバイワイ
ヤ)方式と一般に称されており、操縦レバーや操縦ペダ
ルなどの操縦部1とブレードピッチ角を制御する操舵機
構4とを電気信号を伝送する電線で連結したものであ
り、途中には操縦量を検出する操縦量センサ5、各種セ
ンサ信号を演算して各軸毎に駆動信号を出力するコンピ
ュータ6、駆動信号に基づいて操舵機構4を駆動するア
クチュエータ3が介在している。
の他の例を示す構成図である。これは現在開発段階にあ
る電気式操縦伝達機構であり、FBW(フライバイワイ
ヤ)方式と一般に称されており、操縦レバーや操縦ペダ
ルなどの操縦部1とブレードピッチ角を制御する操舵機
構4とを電気信号を伝送する電線で連結したものであ
り、途中には操縦量を検出する操縦量センサ5、各種セ
ンサ信号を演算して各軸毎に駆動信号を出力するコンピ
ュータ6、駆動信号に基づいて操舵機構4を駆動するア
クチュエータ3が介在している。
【0006】こうした電気式操縦伝達機構では、コンピ
ュータ6がパイロットの操縦量を参照して自機ヘリコプ
タにとって最適な駆動信号を生成することができる、か
つ部品故障によって不安定な操縦信号が入力された場合
もコンピュータ6がこれを排除できる。
ュータ6がパイロットの操縦量を参照して自機ヘリコプ
タにとって最適な駆動信号を生成することができる、か
つ部品故障によって不安定な操縦信号が入力された場合
もコンピュータ6がこれを排除できる。
【0007】
【発明が解決しようとする課題】機械式操縦伝達機構
は、電気式と比べて比較的簡素な構造で済み、システム
全体の故障発生率も(同じ冗長度(多重度)のシステム
で比較した場合)電気式のものより低く信頼性が高いと
いう特徴があるため、数多く実用化されている。しかし
ながら、パイロットの操縦量に対するヘリコプタの応答
形式が1種類(機体姿勢が変化する速度(レート)を制
御する形式)に固定されるため、安定増大装置や自動操
縦装置による安定化はレートにダンピングを付加した
り、単純に一定の姿勢を保持する機能を付加する手法に
限られている。
は、電気式と比べて比較的簡素な構造で済み、システム
全体の故障発生率も(同じ冗長度(多重度)のシステム
で比較した場合)電気式のものより低く信頼性が高いと
いう特徴があるため、数多く実用化されている。しかし
ながら、パイロットの操縦量に対するヘリコプタの応答
形式が1種類(機体姿勢が変化する速度(レート)を制
御する形式)に固定されるため、安定増大装置や自動操
縦装置による安定化はレートにダンピングを付加した
り、単純に一定の姿勢を保持する機能を付加する手法に
限られている。
【0008】一方、電気式操縦伝達機構は、コンピュー
タによって任意の入出力方式や演算モデルを実現できる
ため、パイロットの操縦量に対するヘリコプタの応答形
式も複数の飛行制御則の中から選択可能になり、操縦モ
ードの多様化が図られている。しかも、各操縦モードご
とに最適な制御を行なうことによって、ヘリコプタの飛
行安定性や操縦応答性を飛躍的に改善できる。しかしな
がら、電気式操縦伝達機構は機械式のものとは根本的に
相違するため、新規開発機への適用は可能であっても、
現用機の改造による実用化は困難である。
タによって任意の入出力方式や演算モデルを実現できる
ため、パイロットの操縦量に対するヘリコプタの応答形
式も複数の飛行制御則の中から選択可能になり、操縦モ
ードの多様化が図られている。しかも、各操縦モードご
とに最適な制御を行なうことによって、ヘリコプタの飛
行安定性や操縦応答性を飛躍的に改善できる。しかしな
がら、電気式操縦伝達機構は機械式のものとは根本的に
相違するため、新規開発機への適用は可能であっても、
現用機の改造による実用化は困難である。
【0009】本発明の目的は、多くの現用機に搭載され
ている機械式操縦伝達機構への適用が容易で、しかも電
気式操縦伝達機構が持つ上述の特性をそのまま活用する
ことができ、現用機の特性や性能を格段に向上できるヘ
リコプタ用飛行制御装置を提供することである。
ている機械式操縦伝達機構への適用が容易で、しかも電
気式操縦伝達機構が持つ上述の特性をそのまま活用する
ことができ、現用機の特性や性能を格段に向上できるヘ
リコプタ用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】本発明は、パイロットが
操縦するための操縦部と、空力学的な操舵力を発生する
ための操舵機構と、操縦部の操縦量Maを操舵機構へ機
械的に伝達して、操舵機構を駆動するための操縦伝達機
構と、操縦部の操縦量Maを検出して操縦信号Saを出
力する操縦量センサと、操縦信号Saに基づいてヘリコ
プタの飛行制御則を演算して、操舵機構の駆動信号Sb
を出力する飛行制御則演算部と、駆動信号Sbから操縦
信号Saを引算して、差分信号Scを出力する差分演算
部と、操縦伝達機構で伝達される操縦量Maに、差分信
号Scに対応した差分量Mcを加算するためのサーボア
クチュエータ部とを備えることによって機械的操縦機構
に重畳してフルオーソリティ飛行制御を可能としたこと
を特徴とするヘリコプタ用飛行制御装置である。
操縦するための操縦部と、空力学的な操舵力を発生する
ための操舵機構と、操縦部の操縦量Maを操舵機構へ機
械的に伝達して、操舵機構を駆動するための操縦伝達機
構と、操縦部の操縦量Maを検出して操縦信号Saを出
力する操縦量センサと、操縦信号Saに基づいてヘリコ
プタの飛行制御則を演算して、操舵機構の駆動信号Sb
を出力する飛行制御則演算部と、駆動信号Sbから操縦
信号Saを引算して、差分信号Scを出力する差分演算
部と、操縦伝達機構で伝達される操縦量Maに、差分信
号Scに対応した差分量Mcを加算するためのサーボア
クチュエータ部とを備えることによって機械的操縦機構
に重畳してフルオーソリティ飛行制御を可能としたこと
を特徴とするヘリコプタ用飛行制御装置である。
【0011】本発明に従えば、操縦部の操縦量Maは操
縦伝達機構を経由して操舵機構に伝達されるため、従来
の機械式操縦伝達機構と同等な動作を行なうことにな
る。さらに、操縦量センサは操縦部の操縦量Maを検出
して、操縦信号Saをヘリコプタの飛行制御則を演算す
る飛行制御則演算部に出力している。
縦伝達機構を経由して操舵機構に伝達されるため、従来
の機械式操縦伝達機構と同等な動作を行なうことにな
る。さらに、操縦量センサは操縦部の操縦量Maを検出
して、操縦信号Saをヘリコプタの飛行制御則を演算す
る飛行制御則演算部に出力している。
【0012】飛行制御則演算部は、従来の電気式操縦伝
達機構と同様に、操縦信号Saに基づいて操縦系統の全
作動範囲(フルオーソリティ)を使っての種々の飛行制
御則に対応したモデル演算を行なうことが可能であり、
演算結果は操舵機構の駆動信号Sbとして出力する。こ
の駆動信号Sbは自機ヘリコプタにとって最適な駆動信
号であるが、駆動信号Sbをそのままサーボアクチュエ
ータ部へ出力してしてしまうと、操舵機構には操縦伝達
機構を経由した操縦量Maが既に供給されているため、
操舵機構の駆動量Mbは操縦量Maが余分になる。そこ
で、差分演算部は駆動信号Sbから操縦信号Saを引算
して、差分信号Scをサーボアクチュエータ部へ出力す
ることによって、操舵機構の駆動量Mbは操縦量Maが
余分にならずに済む。
達機構と同様に、操縦信号Saに基づいて操縦系統の全
作動範囲(フルオーソリティ)を使っての種々の飛行制
御則に対応したモデル演算を行なうことが可能であり、
演算結果は操舵機構の駆動信号Sbとして出力する。こ
の駆動信号Sbは自機ヘリコプタにとって最適な駆動信
号であるが、駆動信号Sbをそのままサーボアクチュエ
ータ部へ出力してしてしまうと、操舵機構には操縦伝達
機構を経由した操縦量Maが既に供給されているため、
操舵機構の駆動量Mbは操縦量Maが余分になる。そこ
で、差分演算部は駆動信号Sbから操縦信号Saを引算
して、差分信号Scをサーボアクチュエータ部へ出力す
ることによって、操舵機構の駆動量Mbは操縦量Maが
余分にならずに済む。
【0013】したがって、操舵機構の駆動量Mbの一部
は操縦部の操縦量Maを反映したものとなり、駆動量M
bの残り部分は飛行制御則演算部の演算結果を反映した
ものとなる。本発明では従来の機械式操縦伝達機構の持
つ信頼性を常に維持しつつ、従来の電気式操縦伝達機構
による高度な飛行制御則を適用可能となり、操縦伝達機
構全体の特性・性能が格段に向上して、ヘリコプタの飛
行安定性や操縦応答性を飛躍的に改善できる。
は操縦部の操縦量Maを反映したものとなり、駆動量M
bの残り部分は飛行制御則演算部の演算結果を反映した
ものとなる。本発明では従来の機械式操縦伝達機構の持
つ信頼性を常に維持しつつ、従来の電気式操縦伝達機構
による高度な飛行制御則を適用可能となり、操縦伝達機
構全体の特性・性能が格段に向上して、ヘリコプタの飛
行安定性や操縦応答性を飛躍的に改善できる。
【0014】ここで、機械量Mと電気量Sとの対応関係
をM=f(S)という関数で表現すると、操縦部ではM
a=f(Sa)、サーボアクチュエータ部ではMc=f
(Sc)と表現でき、Sc=Sb−Saであることか
ら、操舵機構の駆動量Mbを求めると、下記の式のよう
になる。
をM=f(S)という関数で表現すると、操縦部ではM
a=f(Sa)、サーボアクチュエータ部ではMc=f
(Sc)と表現でき、Sc=Sb−Saであることか
ら、操舵機構の駆動量Mbを求めると、下記の式のよう
になる。
【0015】 Mb=Ma+Mc =Ma+f(Sc) =Ma+f(Sb−Sa) =Ma+f(Sb)−f(Sa) =f(Sb) このように操舵機構の駆動量Mbは、飛行制御則演算部
の駆動信号Sbに一致することが判る。
の駆動信号Sbに一致することが判る。
【0016】なお、ここでは1軸制御について説明した
が、本発明はピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
のうちの一部または全ての4軸に関する制御について適
用できる。
が、本発明はピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
のうちの一部または全ての4軸に関する制御について適
用できる。
【0017】また、多くの現用機に搭載されている機械
式操縦伝達機構において、本発明に係る操縦量センサ、
飛行制御則演算部、差分演算部およびサーボアクチュエ
ータ部を追加する改造を行なうだけで、FBW方式と同
等な飛行制御機能を容易に実現できる。
式操縦伝達機構において、本発明に係る操縦量センサ、
飛行制御則演算部、差分演算部およびサーボアクチュエ
ータ部を追加する改造を行なうだけで、FBW方式と同
等な飛行制御機能を容易に実現できる。
【0018】また本発明は、サーボアクチュエータ部
は、操縦伝達機構に対して機能的に直列に配置されるこ
とを特徴とする。
は、操縦伝達機構に対して機能的に直列に配置されるこ
とを特徴とする。
【0019】本発明に従えば、操縦伝達機構で伝達され
る操縦量Maとサーボアクチュエータ部が出力する差分
量Mcとの加算処理を容易に実現できる。
る操縦量Maとサーボアクチュエータ部が出力する差分
量Mcとの加算処理を容易に実現できる。
【0020】また本発明は、飛行制御則演算部が故障し
た場合、操縦量Maと操舵機構の駆動量MbとのずれM
cを固定したままで、サーボアクチュエータ部の作動部
を一旦ロックし、その状態でのパイロットによる故障対
応初動操縦を可能として安全性確保策を付与するととも
に、同修正操縦後のパイロット指令(スイッチング)に
よってロックを解除してずれMcを解消して再びサーボ
アクチュエータをロックすることを特徴とする。
た場合、操縦量Maと操舵機構の駆動量MbとのずれM
cを固定したままで、サーボアクチュエータ部の作動部
を一旦ロックし、その状態でのパイロットによる故障対
応初動操縦を可能として安全性確保策を付与するととも
に、同修正操縦後のパイロット指令(スイッチング)に
よってロックを解除してずれMcを解消して再びサーボ
アクチュエータをロックすることを特徴とする。
【0021】本発明に従えば、飛行制御則演算部が正常
である場合は、操舵機構には操縦部からの操縦量Maお
よびサーボアクチュエータ部からの差分量Mcの合計が
供給されて、駆動量Mbを適正に維持している。飛行制
御則演算部に故障が発生した場合は、故障直後の差分量
Mcの分だけ操縦量Maと駆動量Mbと間にずれが生ず
ることになり、パイロットは操縦部での操縦部(レバ
ー、ペダル)の位置感覚と自機ヘリコプタの操縦制御可
能範囲との間にずれを感じた状態で操縦を続行せざるを
得ず、大きな負担になる。そこで、飛行制御則演算部が
故障した場合、操縦量Maと操舵機構の駆動量Mbとの
ずれMcを固定したままでサーボアクチュエータの作動
部を一旦ロックし、その状態でのパイロットによる故障
対応初動操縦を可能として安全性確保策を付与するとと
もに、同修正操縦後のパイロットの指令(スイッチン
グ)によってロックを解除してずれMcを解消した後、
サーボアクチュエータ部の作動部を再びロックすること
によって、操縦部での操縦部位置感覚と自機ヘリコプタ
の制御可能範囲とが一致するようになり、パイロットは
従来の機械式操縦伝達機構を用いた場合と同等な操縦方
法で続行可能になり、パイロットの負担を大きく軽減で
きる。
である場合は、操舵機構には操縦部からの操縦量Maお
よびサーボアクチュエータ部からの差分量Mcの合計が
供給されて、駆動量Mbを適正に維持している。飛行制
御則演算部に故障が発生した場合は、故障直後の差分量
Mcの分だけ操縦量Maと駆動量Mbと間にずれが生ず
ることになり、パイロットは操縦部での操縦部(レバ
ー、ペダル)の位置感覚と自機ヘリコプタの操縦制御可
能範囲との間にずれを感じた状態で操縦を続行せざるを
得ず、大きな負担になる。そこで、飛行制御則演算部が
故障した場合、操縦量Maと操舵機構の駆動量Mbとの
ずれMcを固定したままでサーボアクチュエータの作動
部を一旦ロックし、その状態でのパイロットによる故障
対応初動操縦を可能として安全性確保策を付与するとと
もに、同修正操縦後のパイロットの指令(スイッチン
グ)によってロックを解除してずれMcを解消した後、
サーボアクチュエータ部の作動部を再びロックすること
によって、操縦部での操縦部位置感覚と自機ヘリコプタ
の制御可能範囲とが一致するようになり、パイロットは
従来の機械式操縦伝達機構を用いた場合と同等な操縦方
法で続行可能になり、パイロットの負担を大きく軽減で
きる。
【0022】また本発明は、サーボアクチュエータ部と
操舵機構との間に、飛行制御則演算部が故障したときに
のみ有効に作用するSAS機能を持つパワーブースト部
が設けられることを特徴とする。
操舵機構との間に、飛行制御則演算部が故障したときに
のみ有効に作用するSAS機能を持つパワーブースト部
が設けられることを特徴とする。
【0023】本発明に従えば、故障などによって飛行制
御則演算部の使用を停止した場合においても、その代替
機能としての操縦伝達機構SAS(Stability Augmenta
tionSystem)機能を組み込むことが可能となり、ヘリコ
プタの飛行安定性や操縦応答性を持続して確保できる。
御則演算部の使用を停止した場合においても、その代替
機能としての操縦伝達機構SAS(Stability Augmenta
tionSystem)機能を組み込むことが可能となり、ヘリコ
プタの飛行安定性や操縦応答性を持続して確保できる。
【0024】
【発明の実施の形態】図1は、本発明の実施の一形態を
示す構成図である。ヘリコプタ用飛行制御装置は、機械
式操縦伝達機構と電気式操縦伝達機構とのハイブリッド
構成となっている。
示す構成図である。ヘリコプタ用飛行制御装置は、機械
式操縦伝達機構と電気式操縦伝達機構とのハイブリッド
構成となっている。
【0025】まず機械式操縦伝達機構について説明す
る。パイロットが操縦する操縦レバーや操縦ペダルなど
の操縦部10は機械的なリンク機構12に連結され、最
終的には操舵機構14に連結されている。操舵機構14
は、メインロータやテールロータのブレードピッチ角を
制御し、空力学的な操舵力を制御することによって、ヘ
リコプタの飛行方向や姿勢を制御する。
る。パイロットが操縦する操縦レバーや操縦ペダルなど
の操縦部10は機械的なリンク機構12に連結され、最
終的には操舵機構14に連結されている。操舵機構14
は、メインロータやテールロータのブレードピッチ角を
制御し、空力学的な操舵力を制御することによって、ヘ
リコプタの飛行方向や姿勢を制御する。
【0026】リンク機構12の途中には、後述する電気
式操縦伝達機構からの信号を機械式操縦伝達機構に重畳
するための精密サーボアクチュエータ部20および操縦
力を増大させるためのパワーブースト部21が直列的に
配置される。パワーブースト部21には、機体姿勢の安
定性を増大させるためのSAS装置22が一体的に組み
込まれている。SAS装置22は、飛行制御計算機31
が正常である場合は機能を停止しており、飛行制御計算
機31が故障して機械式操縦伝達機構だけによる操縦を
行なう場合に始めて機能する。
式操縦伝達機構からの信号を機械式操縦伝達機構に重畳
するための精密サーボアクチュエータ部20および操縦
力を増大させるためのパワーブースト部21が直列的に
配置される。パワーブースト部21には、機体姿勢の安
定性を増大させるためのSAS装置22が一体的に組み
込まれている。SAS装置22は、飛行制御計算機31
が正常である場合は機能を停止しており、飛行制御計算
機31が故障して機械式操縦伝達機構だけによる操縦を
行なう場合に始めて機能する。
【0027】次に電気式操縦伝達機構について説明す
る。操縦量センサ30の検出部が操縦部10に連結さ
れ、パイロットの操縦量Maを検出して操縦信号Saを
出力する。飛行制御計算機(Flight Control Computer)
31は、操縦信号Saや各種センサからの信号に基づい
て予め組込まれた理想的なヘリコプタ飛行制御モデル
(飛行制御則)に従ってモデル演算を実行し駆動信号S
bを出力する飛行制御則演算部32と、駆動信号Sbか
ら操縦信号Saを引算して差分信号Scを出力する差分
演算部33などを備える。
る。操縦量センサ30の検出部が操縦部10に連結さ
れ、パイロットの操縦量Maを検出して操縦信号Saを
出力する。飛行制御計算機(Flight Control Computer)
31は、操縦信号Saや各種センサからの信号に基づい
て予め組込まれた理想的なヘリコプタ飛行制御モデル
(飛行制御則)に従ってモデル演算を実行し駆動信号S
bを出力する飛行制御則演算部32と、駆動信号Sbか
ら操縦信号Saを引算して差分信号Scを出力する差分
演算部33などを備える。
【0028】ヘリコプタの飛行制御則は、たとえば1)
ノーマルモードと、2)バックアップモードとに大別で
きる。さらに1)ノーマルモードは、1a)操縦入力に
対しそれぞれの姿勢変化が対応するとともに、操縦入力
がないときは姿勢を保持する姿勢モードと、1b)操縦
入力に対しそれぞれの姿勢変化速度が対応するととも
に、操縦入力がないときは姿勢を保持するレートモード
とに分類される。また、2)バックアップモードは、2
a)従来のメカニカル系統を単に電気信号方式に置換し
たダイレクトリンクモードと、2b)ダイレクトリンク
モードに角速度信号フィードバックを付加して安定増強
を図ったダンパモードとに分類される。パイロットは複
数の飛行制御モードの中から1つを選択して、ヘリコプ
タ操縦を行なうことができる。
ノーマルモードと、2)バックアップモードとに大別で
きる。さらに1)ノーマルモードは、1a)操縦入力に
対しそれぞれの姿勢変化が対応するとともに、操縦入力
がないときは姿勢を保持する姿勢モードと、1b)操縦
入力に対しそれぞれの姿勢変化速度が対応するととも
に、操縦入力がないときは姿勢を保持するレートモード
とに分類される。また、2)バックアップモードは、2
a)従来のメカニカル系統を単に電気信号方式に置換し
たダイレクトリンクモードと、2b)ダイレクトリンク
モードに角速度信号フィードバックを付加して安定増強
を図ったダンパモードとに分類される。パイロットは複
数の飛行制御モードの中から1つを選択して、ヘリコプ
タ操縦を行なうことができる。
【0029】精密サーボアクチュエータ部20は、前段
のリンク機構12に連結された入力部と後段のリンク機
構12に連結された出力部との間の距離を任意に制御す
る機能を有し、ここでは差分信号Scに対応した差分量
Mcをリンク機構12で伝達される操縦量Maに加算し
ている。
のリンク機構12に連結された入力部と後段のリンク機
構12に連結された出力部との間の距離を任意に制御す
る機能を有し、ここでは差分信号Scに対応した差分量
Mcをリンク機構12で伝達される操縦量Maに加算し
ている。
【0030】次に動作を説明する。パイロットが操縦部
10を操縦すると、操縦量Maはリンク機構12、精密
サーボアクチュエータ部20およびパワーブースト部2
1を経由して操舵機構14に伝達される。
10を操縦すると、操縦量Maはリンク機構12、精密
サーボアクチュエータ部20およびパワーブースト部2
1を経由して操舵機構14に伝達される。
【0031】一方、操縦量センサ30は操縦部10の操
縦量Maを検出して、操縦信号Saを飛行制御計算機3
1に出力する。飛行制御則演算部32は、所定の飛行制
御則に対応したモデル演算を行なって、操舵機構14の
駆動信号Sbを出力する。差分演算部33は、駆動信号
Sbから操縦信号Saを引算した差分信号Scを精密サ
ーボアクチュエータ部20に出力する。精密サーボアク
チュエータ部20は、差分信号Scを差分量Mcに変換
して、リンク機構12で伝達される操縦量Maに加算す
る。したがって、操舵機構14の駆動量Mbは、操縦量
Maと差分量Mcとの合計となる。差分量Mは、差分演
算部33において操縦量Maに相当する量が予め除去さ
れているため、結局、駆動量Mbは飛行制御則演算部3
2が出力する駆動信号Sbに一致することになる。
縦量Maを検出して、操縦信号Saを飛行制御計算機3
1に出力する。飛行制御則演算部32は、所定の飛行制
御則に対応したモデル演算を行なって、操舵機構14の
駆動信号Sbを出力する。差分演算部33は、駆動信号
Sbから操縦信号Saを引算した差分信号Scを精密サ
ーボアクチュエータ部20に出力する。精密サーボアク
チュエータ部20は、差分信号Scを差分量Mcに変換
して、リンク機構12で伝達される操縦量Maに加算す
る。したがって、操舵機構14の駆動量Mbは、操縦量
Maと差分量Mcとの合計となる。差分量Mは、差分演
算部33において操縦量Maに相当する量が予め除去さ
れているため、結局、駆動量Mbは飛行制御則演算部3
2が出力する駆動信号Sbに一致することになる。
【0032】こうして機械式操縦伝達機構を用いた操縦
方法を維持しつつ、電気式操縦伝達機構を用いた高度な
飛行制御則を重ねて適用することが可能となり、操縦伝
達機構全体の特性・性能が格段に向上して、ヘリコプタ
の飛行安定性や操縦応答性を飛躍的に改善できる。
方法を維持しつつ、電気式操縦伝達機構を用いた高度な
飛行制御則を重ねて適用することが可能となり、操縦伝
達機構全体の特性・性能が格段に向上して、ヘリコプタ
の飛行安定性や操縦応答性を飛躍的に改善できる。
【0033】以上の説明では1軸制御について例示した
が、本発明はピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
のうちの一部または全ての4軸に関する制御について適
用可能である。
が、本発明はピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
のうちの一部または全ての4軸に関する制御について適
用可能である。
【0034】図2は、動作の具体例を示すフローチャー
トである。まず操縦部10の操縦量Maは、リンク機構
12等の機械的リンクを介して精密サーボアクチュエー
タ部20の精密サーボコントロールモジュールに伝達さ
れる。一方、操縦量センサ30は操縦量Maを検出して
飛行制御計算機31に出力する。
トである。まず操縦部10の操縦量Maは、リンク機構
12等の機械的リンクを介して精密サーボアクチュエー
タ部20の精密サーボコントロールモジュールに伝達さ
れる。一方、操縦量センサ30は操縦量Maを検出して
飛行制御計算機31に出力する。
【0035】飛行制御計算機31は、二重系の冗長安全
システムを構成しており、飛行制御則演算や操縦量Ma
の引算処理を行なって、ピッチ軸、ロール軸、ヨー軸お
よびCP軸に関する駆動信号Scを出力する。
システムを構成しており、飛行制御則演算や操縦量Ma
の引算処理を行なって、ピッチ軸、ロール軸、ヨー軸お
よびCP軸に関する駆動信号Scを出力する。
【0036】次の精密サーボアクチュエータ部20に
は、入力信号処理モジュールと、精密サーボコントロー
ルモジュールと、サーボシステム故障管理モジュールと
が設けられる。まず入力信号処理モジュールにおいて、
二重系の飛行制御計算機31から出力される2つの駆動
信号Scを比較して、両者の差が許容範囲か否かを判定
し、許容差以内であれば各飛行制御計算機31が正常に
動作していると判定し、両者の駆動信号Scのいずれか
一方または両者の平均値を正常時制御入力値Cとして採
用し、精密サーボコントロールモジュールへ供給する。
は、入力信号処理モジュールと、精密サーボコントロー
ルモジュールと、サーボシステム故障管理モジュールと
が設けられる。まず入力信号処理モジュールにおいて、
二重系の飛行制御計算機31から出力される2つの駆動
信号Scを比較して、両者の差が許容範囲か否かを判定
し、許容差以内であれば各飛行制御計算機31が正常に
動作していると判定し、両者の駆動信号Scのいずれか
一方または両者の平均値を正常時制御入力値Cとして採
用し、精密サーボコントロールモジュールへ供給する。
【0037】精密サーボコントロールモジュールでは、
操縦量Maと駆動信号Scに相当する制御入力値Cを重
畳して、作動力を増幅するパワーブースト部21を経由
して、ロータピッチ角制御などの操舵機構14に伝達さ
れる。なお、サーボシステム故障管理モジュールは、精
密サーボコントロールモジュールを監視して、ハードオ
ーバー故障などを防止している。
操縦量Maと駆動信号Scに相当する制御入力値Cを重
畳して、作動力を増幅するパワーブースト部21を経由
して、ロータピッチ角制御などの操舵機構14に伝達さ
れる。なお、サーボシステム故障管理モジュールは、精
密サーボコントロールモジュールを監視して、ハードオ
ーバー故障などを防止している。
【0038】次に飛行制御計算機31が故障した場合を
説明する。二重系の飛行制御計算機31から出力される
2つの駆動信号Scの差が許容範囲を超えていれば、二
重系の飛行制御計算機31のうちいずれかが故障してい
ると判定し、故障直前の正常時制御入力値Cを採用し
て、固定値Cfix を設定するとともに、以後固定値Cfi
x に切換えて精密サーボコントロールモジュールへ供給
する。これにより、故障による機体姿勢変化(トランジ
ェット)が発生することを防止した上で、故障を分離で
きる。飛行制御計算機31の故障発生は、警報灯などに
よってパイロットに知らされ、パイロットは故障時に必
要な所定の操作を行なう。
説明する。二重系の飛行制御計算機31から出力される
2つの駆動信号Scの差が許容範囲を超えていれば、二
重系の飛行制御計算機31のうちいずれかが故障してい
ると判定し、故障直前の正常時制御入力値Cを採用し
て、固定値Cfix を設定するとともに、以後固定値Cfi
x に切換えて精密サーボコントロールモジュールへ供給
する。これにより、故障による機体姿勢変化(トランジ
ェット)が発生することを防止した上で、故障を分離で
きる。飛行制御計算機31の故障発生は、警報灯などに
よってパイロットに知らされ、パイロットは故障時に必
要な所定の操作を行なう。
【0039】図3(a)は操縦量Ma、駆動量Mbおよ
び差分量Mcの時間変化の一例を示すグラフであり、図
3(b)(c)は故障発生時の処理内容を示すグラフで
ある。まず図3(a)において、パイロットが入力する
操縦量Maに対して、飛行制御計算機31からの差分信
号Scに対応した差分量Mcが重畳されて、操舵機構1
4には駆動量Mbが入力されている。
び差分量Mcの時間変化の一例を示すグラフであり、図
3(b)(c)は故障発生時の処理内容を示すグラフで
ある。まず図3(a)において、パイロットが入力する
操縦量Maに対して、飛行制御計算機31からの差分信
号Scに対応した差分量Mcが重畳されて、操舵機構1
4には駆動量Mbが入力されている。
【0040】飛行制御計算機31の故障発生が検知され
ると、差分量Mcは故障直前の値に固定されるととも
に、操縦量Maと駆動量Mbとの間に故障直後の差分量
Mcの分だけ位相差が生ずる。こうした位相差は、パイ
ロットにとって操縦部の位置感覚と自機ヘリコプタの操
縦可能範囲との間のずれとして感じられ、大きな違和感
となって操縦を阻害する。
ると、差分量Mcは故障直前の値に固定されるととも
に、操縦量Maと駆動量Mbとの間に故障直後の差分量
Mcの分だけ位相差が生ずる。こうした位相差は、パイ
ロットにとって操縦部の位置感覚と自機ヘリコプタの操
縦可能範囲との間のずれとして感じられ、大きな違和感
となって操縦を阻害する。
【0041】その対策として、図3(b)に示すよう
に、故障発生時からパイロットの故障対応初動操縦の期
間経過後にパイロットからの指令(スイッチング)を起
点として操縦部10にバックドライブを付与して操縦量
Maを駆動量Mbに徐々に近づけて、最終的に操縦量M
aと駆動量Mbとを一致させた後、精密サーボコントロ
ールモジュールの作動部をロックする。これによってパ
イロットの違和感を解消でき、従来の機械式操縦伝達機
構を用いた場合と同等な操縦方法で操縦続行可能にな
り、パイロットの負担を大きく軽減できる。
に、故障発生時からパイロットの故障対応初動操縦の期
間経過後にパイロットからの指令(スイッチング)を起
点として操縦部10にバックドライブを付与して操縦量
Maを駆動量Mbに徐々に近づけて、最終的に操縦量M
aと駆動量Mbとを一致させた後、精密サーボコントロ
ールモジュールの作動部をロックする。これによってパ
イロットの違和感を解消でき、従来の機械式操縦伝達機
構を用いた場合と同等な操縦方法で操縦続行可能にな
り、パイロットの負担を大きく軽減できる。
【0042】別の対策として、図3(c)に示すよう
に、故障発生時からパイロットの故障対応初動操縦の期
間経過後に、精密サーボコントロールモジュールへのア
クチュエータコマンドを補正して、駆動量Mbを操縦量
Maに徐々に近づけて、最終的に操縦量Maと駆動量M
bとを一致させた後、精密サーボコントロールモジュー
ルの作動部をロックする。これによってパイロットの違
和感を解消でき、従来の機械式操縦伝達機構を用いた場
合と同等な操縦方法で操縦続行可能になり、パイロット
の負担を大きく軽減できる。
に、故障発生時からパイロットの故障対応初動操縦の期
間経過後に、精密サーボコントロールモジュールへのア
クチュエータコマンドを補正して、駆動量Mbを操縦量
Maに徐々に近づけて、最終的に操縦量Maと駆動量M
bとを一致させた後、精密サーボコントロールモジュー
ルの作動部をロックする。これによってパイロットの違
和感を解消でき、従来の機械式操縦伝達機構を用いた場
合と同等な操縦方法で操縦続行可能になり、パイロット
の負担を大きく軽減できる。
【0043】さらに、機械式操縦伝達機構だけによる操
縦を行なう場合、SAS装置22が動作を開始すること
によって、ヘリコプタの飛行安定性や操縦応答性を継続
して確保できる。
縦を行なう場合、SAS装置22が動作を開始すること
によって、ヘリコプタの飛行安定性や操縦応答性を継続
して確保できる。
【0044】図4は、本発明の実施の他の形態を示す構
成図である。操縦部10、リンク機構12、精密サーボ
アクチュエータ部20、パワーブースト部21および操
舵機構14がピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
の4軸の操縦系統毎に独立に配置され、飛行制御計算機
(FCC)31や精密サーボアクチュエータ部20のサ
ーボ制御系などの電気回路部は1つのケースに収納して
ユニット化を図っている。これによって電気式操縦伝達
機構の部品点数を最少化して、現用機に本発明を適用す
る際の改修規模を最小化し、かつ修理に伴う交換が容易
になり、メンテナンス性が向上する。
成図である。操縦部10、リンク機構12、精密サーボ
アクチュエータ部20、パワーブースト部21および操
舵機構14がピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
の4軸の操縦系統毎に独立に配置され、飛行制御計算機
(FCC)31や精密サーボアクチュエータ部20のサ
ーボ制御系などの電気回路部は1つのケースに収納して
ユニット化を図っている。これによって電気式操縦伝達
機構の部品点数を最少化して、現用機に本発明を適用す
る際の改修規模を最小化し、かつ修理に伴う交換が容易
になり、メンテナンス性が向上する。
【0045】図5は、本発明の実施の他の形態を示す構
成図である。操縦部10、リンク機構12、精密サーボ
アクチュエータ部20、パワーブースト部21および操
舵機構14がピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
の4軸の操縦系統毎に独立に配置され、精密サーボアク
チュエータ部20においてパワーブースト部と精密サー
ボ制御系を一体化してユニット化を図っている。これに
よって修理に伴う交換が容易になり、メンテナンス性が
向上する。
成図である。操縦部10、リンク機構12、精密サーボ
アクチュエータ部20、パワーブースト部21および操
舵機構14がピッチ軸、ロール軸、ヨー軸およびCP軸
の4軸の操縦系統毎に独立に配置され、精密サーボアク
チュエータ部20においてパワーブースト部と精密サー
ボ制御系を一体化してユニット化を図っている。これに
よって修理に伴う交換が容易になり、メンテナンス性が
向上する。
【0046】図6は、本発明の実施の他の形態を示す構
成図である。図1と同様に、操縦部10、リンク機構1
2、精密サーボアクチュエータ部20、パワーブースト
部21および操舵機構14から成る機械式操縦伝達機構
と、操縦量センサ30、飛行制御計算機31および精密
サーボアクチュエータ部20から成る電気式操縦伝達機
構とが設けられる。精密サーボアクチュエータ部20
は、リンク機構12に対して並列に配置され、リンク機
構12で伝達される操縦量Maと精密サーボアクチュエ
ータ部20が出力する差分量Mcとを合成するための合
成リンク機構15が設けられる。
成図である。図1と同様に、操縦部10、リンク機構1
2、精密サーボアクチュエータ部20、パワーブースト
部21および操舵機構14から成る機械式操縦伝達機構
と、操縦量センサ30、飛行制御計算機31および精密
サーボアクチュエータ部20から成る電気式操縦伝達機
構とが設けられる。精密サーボアクチュエータ部20
は、リンク機構12に対して並列に配置され、リンク機
構12で伝達される操縦量Maと精密サーボアクチュエ
ータ部20が出力する差分量Mcとを合成するための合
成リンク機構15が設けられる。
【0047】合成リンク機構15は、操縦部10に連結
された支軸15aと、後段のリンク機構16に連結され
た支軸15bと、精密サーボアクチュエータ部20に連
結された支軸15cとを有する。アーム長Laが支軸1
5aと支軸15bとの間の距離で定義され、アーム長L
cが支軸15cと支軸15bとの間の距離で定義され
る。操縦量MaはLc/(La+Lc)の比率に変換さ
れ、差分量McはLa/(La+Lc)の比率に変換さ
れ、両者が合成される。ここで、Mcには予め(La+
Lc)/La×Lc/(La+Lc)を乗じておく。
された支軸15aと、後段のリンク機構16に連結され
た支軸15bと、精密サーボアクチュエータ部20に連
結された支軸15cとを有する。アーム長Laが支軸1
5aと支軸15bとの間の距離で定義され、アーム長L
cが支軸15cと支軸15bとの間の距離で定義され
る。操縦量MaはLc/(La+Lc)の比率に変換さ
れ、差分量McはLa/(La+Lc)の比率に変換さ
れ、両者が合成される。ここで、Mcには予め(La+
Lc)/La×Lc/(La+Lc)を乗じておく。
【0048】一方、後段のリンク機構16は、合成リン
ク機構15の支軸15bに連結された支軸16aと、固
定された支軸16bと、パワーブースト部21に連結さ
れた支軸16cとを有する。アーム長Haが支軸16a
と支軸16bとの間の距離で定義され、アーム長Hcが
支軸16cと支軸16bとの間の距離で定義され、アー
ム長の比Hc/Haが(La+Lc)/Lcと一致する
ように設定される。
ク機構15の支軸15bに連結された支軸16aと、固
定された支軸16bと、パワーブースト部21に連結さ
れた支軸16cとを有する。アーム長Haが支軸16a
と支軸16bとの間の距離で定義され、アーム長Hcが
支軸16cと支軸16bとの間の距離で定義され、アー
ム長の比Hc/Haが(La+Lc)/Lcと一致する
ように設定される。
【0049】こうしたリンク機構16を設けることによ
って、合成リンク機構15によって減少した操縦量Ma
とMcが元の量に戻るため、操縦部10での操縦量Ma
を等倍で操舵機構14へ伝達できる。
って、合成リンク機構15によって減少した操縦量Ma
とMcが元の量に戻るため、操縦部10での操縦量Ma
を等倍で操舵機構14へ伝達できる。
【0050】このように精密サーボアクチュエータ部2
0をリンク機構12に対して機械的には並列に、機能的
には(MaとMcが合算されるように)直列に配置する
ことによって、多くの現用機に搭載されている機械式操
縦伝達機構への組み込みが容易になる。
0をリンク機構12に対して機械的には並列に、機能的
には(MaとMcが合算されるように)直列に配置する
ことによって、多くの現用機に搭載されている機械式操
縦伝達機構への組み込みが容易になる。
【0051】また、合成リンク機構15のアーム長L
a、Lcを調整することによって、機械式操縦伝達機構
が関与する割合と電気式操縦伝達機構が関与する割合と
を任意に設定可能となり、飛行制御内容の自由度が増加
する。
a、Lcを調整することによって、機械式操縦伝達機構
が関与する割合と電気式操縦伝達機構が関与する割合と
を任意に設定可能となり、飛行制御内容の自由度が増加
する。
【0052】図7は、本発明の実施の他の形態を示す構
成図である。図1と同様に、操縦部10、リンク機構1
2、精密サーボアクチュエータ部20、パワーブースト
部21および操舵機構14から成る機械式操縦伝達機構
と、操縦量センサ30、飛行制御計算機31および精密
サーボアクチュエータ部20から成る電気式操縦伝達機
構とが設けられる。精密サーボアクチュエータ部20
は、リンク機構12に対して並列に配置され、リンク機
構12で伝達される操縦量Maおよび精密サーボアクチ
ュエータ部20が出力する差分量Mcの両方またはいず
れか一方を選択的に操舵機構14へ伝達するための伝達
切換機構17が設けられる。
成図である。図1と同様に、操縦部10、リンク機構1
2、精密サーボアクチュエータ部20、パワーブースト
部21および操舵機構14から成る機械式操縦伝達機構
と、操縦量センサ30、飛行制御計算機31および精密
サーボアクチュエータ部20から成る電気式操縦伝達機
構とが設けられる。精密サーボアクチュエータ部20
は、リンク機構12に対して並列に配置され、リンク機
構12で伝達される操縦量Maおよび精密サーボアクチ
ュエータ部20が出力する差分量Mcの両方またはいず
れか一方を選択的に操舵機構14へ伝達するための伝達
切換機構17が設けられる。
【0053】伝達切換機構17は、後段のリンク機構1
6に連結された出力ロッド17bと、操縦部10と出力
ロッド17bとの接続または分離を行なうクラッチ17
aと、精密サーボアクチュエータ部20と出力ロッド1
7bとの接続または分離を行なうクラッチ17cとを有
する。リンク機構16は、伝達方向の変更を等倍で行な
う。
6に連結された出力ロッド17bと、操縦部10と出力
ロッド17bとの接続または分離を行なうクラッチ17
aと、精密サーボアクチュエータ部20と出力ロッド1
7bとの接続または分離を行なうクラッチ17cとを有
する。リンク機構16は、伝達方向の変更を等倍で行な
う。
【0054】次に伝達切換機構17の動作を説明する。
電気式操縦伝達機構を優先的に使用する正常時には、ク
ラッチ17aをオフ、クラッチ17cをオンにして、リ
ンク機構12で伝達される操縦量Maを無視して、精密
サーボアクチュエータ部20からの出力量Mbを操舵機
構14へ伝達する。一方、電気式操縦伝達機構が故障し
た場合は、機械式操縦伝達機構を使用することになり、
クラッチ17aをオン、クラッチ17cをオフにして、
精密サーボアクチュエータ部20からの出力量Mbを無
視して、リンク機構12で伝達される操縦量Maを操舵
機構14へ伝達する。
電気式操縦伝達機構を優先的に使用する正常時には、ク
ラッチ17aをオフ、クラッチ17cをオンにして、リ
ンク機構12で伝達される操縦量Maを無視して、精密
サーボアクチュエータ部20からの出力量Mbを操舵機
構14へ伝達する。一方、電気式操縦伝達機構が故障し
た場合は、機械式操縦伝達機構を使用することになり、
クラッチ17aをオン、クラッチ17cをオフにして、
精密サーボアクチュエータ部20からの出力量Mbを無
視して、リンク機構12で伝達される操縦量Maを操舵
機構14へ伝達する。
【0055】このように精密サーボアクチュエータ部2
0をリンク機構12に対して並列に配置することによっ
て、多くの現用機に搭載されている機械式操縦伝達機構
への組み込みが容易になる。
0をリンク機構12に対して並列に配置することによっ
て、多くの現用機に搭載されている機械式操縦伝達機構
への組み込みが容易になる。
【0056】なお、本構成の場合は請求項3の働きをす
るバックドライブユニット40を別途設ける。
るバックドライブユニット40を別途設ける。
【0057】また、伝達切換機構17を設けることによ
って、機械式操縦伝達機構と電気式操縦伝達機構とを任
意に選択可能となり、飛行制御内容の自由度が増加す
る。
って、機械式操縦伝達機構と電気式操縦伝達機構とを任
意に選択可能となり、飛行制御内容の自由度が増加す
る。
【0058】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、操
舵機構の駆動量Mbの一部は操縦部の操縦量Maを反映
したものとなり、駆動量Mbの残り部分は飛行制御則演
算部の演算結果を反映したものとなるため、従来の機械
式操縦伝達機構と同等な信頼性・特性・性能を維持しつ
つ、従来の電気式操縦伝達機構による高度な飛行制御則
をそのまま適用可能となり、操縦伝達機構全体の特性・
性能が格段に向上して、ヘリコプタの飛行安定性や操縦
応答性を飛躍的に改善できる。
舵機構の駆動量Mbの一部は操縦部の操縦量Maを反映
したものとなり、駆動量Mbの残り部分は飛行制御則演
算部の演算結果を反映したものとなるため、従来の機械
式操縦伝達機構と同等な信頼性・特性・性能を維持しつ
つ、従来の電気式操縦伝達機構による高度な飛行制御則
をそのまま適用可能となり、操縦伝達機構全体の特性・
性能が格段に向上して、ヘリコプタの飛行安定性や操縦
応答性を飛躍的に改善できる。
【0059】また、多くの現用機に搭載されている機械
式操縦伝達機構において、本発明に係る操縦量センサ、
飛行制御則演算部、差分演算部およびサーボアクチュエ
ータ部を追加する改造を行なうだけで、FBW方式と同
等な飛行制御機能を容易に実現できる。
式操縦伝達機構において、本発明に係る操縦量センサ、
飛行制御則演算部、差分演算部およびサーボアクチュエ
ータ部を追加する改造を行なうだけで、FBW方式と同
等な飛行制御機能を容易に実現できる。
【図1】本発明の実施の一形態を示す構成図である。
【図2】動作の具体例を示すフローチャートである。
【図3】図3(a)は操縦量Ma、駆動量Mbおよび差
分量Mcの時間変化の一例を示すグラフであり、図3
(b)(c)は故障発生時の処理内容を示すグラフであ
る。
分量Mcの時間変化の一例を示すグラフであり、図3
(b)(c)は故障発生時の処理内容を示すグラフであ
る。
【図4】本発明の実施の他の形態を示す構成図である。
【図5】本発明の実施の他の形態を示す構成図である。
【図6】本発明の実施の他の形態を示す構成図である。
【図7】本発明の実施の他の形態を示す構成図である。
【図8】従来のヘリコプタの飛行制御装置の一例を示す
構成図である。
構成図である。
【図9】従来のヘリコプタの飛行制御装置の他の例を示
す構成図である。
す構成図である。
10 操縦部 12 リンク機構 14 操舵機構 20 精密サーボアクチュエータ部 21 パワーブースト部 22 SAS装置 31 飛行制御計算機 32 飛行制御則演算部 33 差分演算部 40 バックドライブユニット
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成11年12月15日(1999.12.
15)
15)
【手続補正1】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
【手続補正2】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】0010
【補正方法】変更
【補正内容】
【0010】
【課題を解決するための手段】本発明は、パイロットが
操縦するための操縦部と、空力学的な操舵力を発生する
ための操舵機構と、操縦部の操縦量Maを操舵機構へ機
械的に伝達して、操舵機構を駆動するための操縦伝達機
構と、操縦部の操縦量Maを検出して操縦信号Saを出
力する操縦量センサと、操縦信号Saに基づいてヘリコ
プタの飛行制御則を演算して、操舵機構の駆動信号Sb
を出力する飛行制御則演算部と、駆動信号Sbから操縦
信号Saを引算して、差分信号Scを出力する差分演算
部と、操縦伝達機構で伝達される操縦量Maに、差分信
号Scに対応した差分量Mcを加算するためのサーボア
クチュエータ部とを備えることを特徴とするヘリコプタ
用飛行制御装置である。
操縦するための操縦部と、空力学的な操舵力を発生する
ための操舵機構と、操縦部の操縦量Maを操舵機構へ機
械的に伝達して、操舵機構を駆動するための操縦伝達機
構と、操縦部の操縦量Maを検出して操縦信号Saを出
力する操縦量センサと、操縦信号Saに基づいてヘリコ
プタの飛行制御則を演算して、操舵機構の駆動信号Sb
を出力する飛行制御則演算部と、駆動信号Sbから操縦
信号Saを引算して、差分信号Scを出力する差分演算
部と、操縦伝達機構で伝達される操縦量Maに、差分信
号Scに対応した差分量Mcを加算するためのサーボア
クチュエータ部とを備えることを特徴とするヘリコプタ
用飛行制御装置である。
【手続補正3】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】0020
【補正方法】変更
【補正内容】
【0020】また本発明は、飛行制御則演算部が故障し
た場合、操縦量Maと操舵機構の駆動量Mbとのずれを
解消した後、サーボアクチュエータ部の作動部をロック
することを特徴とする。
た場合、操縦量Maと操舵機構の駆動量Mbとのずれを
解消した後、サーボアクチュエータ部の作動部をロック
することを特徴とする。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 戸張 秀 岐阜県各務原市川崎町2番地 株式会社コ ミュータヘリコプタ先進技術研究所内 (72)発明者 須藤 郁夫 岐阜県各務原市川崎町2番地 株式会社コ ミュータヘリコプタ先進技術研究所内 (72)発明者 久芳 義治 岐阜県各務原市川崎町2番地 株式会社コ ミュータヘリコプタ先進技術研究所内
Claims (4)
- 【請求項1】 パイロットが操縦するための操縦部と、 空力学的な操舵力を発生するための操舵機構と、 操縦部の操縦量Maを操舵機構へ機械的に伝達して、操
舵機構を駆動するための操縦伝達機構と、 操縦部の操縦量Maを検出して操縦信号Saを出力する
操縦量センサと、 操縦信号Saに基づいてヘリコプタの飛行制御則を演算
して、操舵機構の駆動信号Sbを出力する飛行制御則演
算部と、 駆動信号Sbから操縦信号Saを引算して、差分信号S
cを出力する差分演算部と、 操縦伝達機構で伝達される操縦量Maに、差分信号Sc
に対応した差分量Mcを加算するためのサーボアクチュ
エータ部とを備えることによって機械的操縦機構に重畳
してフルオーソリティ飛行制御を可能としたことを特徴
とするヘリコプタ用飛行制御装置。 - 【請求項2】 サーボアクチュエータ部は、操縦伝達機
構に対して機能的に直列に配置されることを特徴とする
請求項1記載のヘリコプタ用飛行制御装置。 - 【請求項3】 飛行制御則演算部が故障した場合、操縦
量Maと操舵機構の駆動量MbとのずれMcを固定した
ままで、サーボアクチュエータ部の作動部を一旦ロック
し、その状態でのパイロットによる故障対応初動操縦を
可能として安全性確保策を付与するとともに、同修正操
縦後のパイロット指令(スイッチング)によってロック
を解除してずれMcを解消して再びサーボアクチュエー
タをロックすることを特徴とする請求項2記載のヘリコ
プタ用飛行制御装置。 - 【請求項4】 サーボアクチュエータ部と操舵機構との
間に、飛行制御則演算部が故障したときのみ有効となる
SAS機能を持つパワーブースト部が設けられることを
特徴とする請求項3記載のヘリコプタ用飛行制御装置。
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- 1999-12-21 US US09/468,095 patent/US6334592B1/en not_active Expired - Lifetime
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