JP2008540218A - フライバイワイヤ静的縦安定補償システム - Google Patents

Abstract

静的縦安定（ＳＬＳ）システムは、パイロットがモード選択を明示することなしに、飛行制御システムへのパイロットの制御入力と、航空機の測定された状態と、に応答して、滑らかに設定および解除される、妨げにならない対気速度保持機能を提供する。航空機が、トリム状態で、非加速状態に近づくと、ＳＬＳは、対気速度保持を設定する。このロジックによって、パイロットは、所望の対気速度の近くで飛行することも、ＳＬＳを設定させることもでき、加速／減速操縦で航空機をトリム状態にして、縦の加速度が小さいときの速度を、ＳＬＳが捕らえるのを待つことなく、飛行制御システムの状態と、航空機がどのように操縦されているかと、に応答して設定および解除される。

Description

本発明は、フライバイヤ飛行制御システムに関し、詳しくは、対気速度保持システムに関する。

フライバイワイヤ（ｆｌｙ−ｂｙ−ｗｉｒｅ：ＦＢＷ）飛行制御システムは、回転翼航空機の制御において最先端の技術として現れている。ＦＢＷは、パイロットの作業負荷軽減に寄与する幅広い改善を可能にする。ＦＢＷシステムを用いて多大な利便性が実現されるが、システムハードウェアの進歩は、パイロットと航空機とのインタフェースを、民間認証の要件を満たさないように変えることがある。民間認証の要件を満たすように制御システムに特別な準備を施す必要があり、この準備がＦＢＷの性能利益を損なうことがある。

航空機のピッチ姿勢（ｐｉｔｃｈ ａｌｔｉｔｕｄｅ）を制御する縦サイクリック操縦装置（ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ ｃｙｃｌｉｃ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌｓ）の静的位置（ｓｔａｔｉｃ ｐｏｓｉｔｉｏｎ）は、航空機の飛行条件に応じて変化する。通常、パイロットは、飛行条件（前進速度、上昇／降下角）が変わるたびに、操縦桿で感じる力を再トリムする。このような再トリムによって、静的制御力を最小または無効にし、パイロットの快適性と飛行の正確性とを向上させる。しかし、サイクリックスティック（ｃｙｃｌｉｃ ｓｔｉｃｋ）に加わる力を絶えず再トリムする必要があるので、それ自体、パイロットの作業負荷を増加させ得る。この作業負荷を軽減するために、ＦＢＷシステムは、ヘリコプタが操縦されていないときにパイロットが操縦桿を中心位置にすることを可能にする高度な制御法則と、独自の制御装置と、を導入している。ＦＢＷによるこれらの変化は、対気速度と、 ロータディスクの位置と、サイクリックスティックの位置との関係を包括し、かつ、ＦＡＡ認証への独特の複雑性を設定する。

回転翼航空機において、前進縦サイクリックピッチは、通常、対気速度とともに増加する。すなわち、従来の制御システムのサイクリックスティックの平衡状態での縦位置は、通常、前進速度を表し、前方の位置は、高い方の定常前進速度に対応し、後方の位置は、低い方の定常前進速度に対応する。また、これにより、速度変化に対して短期のコマンドと長期のコマンドとの間の動作に一貫性（平衡）をもたせる。短期的には、増速の需要は、ピッチダウンコマンド（ロータディスクを前方に傾けること）と、サイクリックスティックの前方へのシフトと、を要求する。さらに、回転翼航空機には、一定の速度範囲で中立または負の縦の静的安定を有する回転翼航空機がある。この速度範囲では、通常、一定のコレクティブピッチに対して増速するにつれ、平衡状態にあるサイクリックスティックの位置が後ろに動くので、パイロットの作業負荷が増加することになる。コレクティブピッチレバーに触れることなしに１つの定常速度から別のより高い定常速度に変えるためには、パイロットは、最初に、操縦桿を前方に押し（ピッチダウンコマンド）、次に、速度を安定させるため、最初の位置より後ろの静止位置に操縦桿を戻す必要がある。また、外乱後、パイロットが修正行動を行わないと、少なくとも航空機が正の静的安定の範囲に（正の静的安定が存在すればであるが）戻るまでは、航空機は定常状態に戻ろうとすることなく定常速度からはずれてしまう（速度外乱となる）傾向がある。

このような不安定を修正するために、様々な従来型のトリム補償システムが利用されている。従来型のトリム制御システムの１つでは、サイクリックスティックの位置が機械的にオフセットされる。しかし、このアプローチは、航空機の速度外乱を取り除く能力を改善することなしに、見かけ上の静的安定をパイロットに提供するだけである。軍用型の回転翼航空機用の別の従来型トリム制御システムは、複雑なニューラルネットワークを利用しており、航空機の飛行体制を効果的に予測するが、レートコマンド／姿勢保持応答と対気速度保持機能との間の遷移がシームレスに行われない。このようなシステムは、過度に複雑で、一部の航空機に限られており、ＦＡＡの認証を得られるほど実用的ではない。

従って、航空機がトリム状態で非加速状態にあるとき、パイロットがモード選択を明示することなしに、パイロットの制御入力と航空機の測定された状態とに応答して滑らかに設定および解除される、妨げにならない対気速度保持機能を提供するＦＢＷ静的縦安定システムを提示することが望ましい。

本発明による飛行制御システムは、妨げにならない対気速度保持機能を提供するように設計された静的縦安定（Ｓｔａｔｉｃ Ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ Ｓｔａｂｉｌｉｔｙ：ＳＬＳ）制御を提供する。この対気速度保持機能は、パイロットがモード選択を明示することなしに、飛行制御システムへのパイロットの制御入力と、航空機の測定された状態と、に応答し、滑らかに設定および解除される。このシステムの意図は、航空機がトリム状態で、非加速状態のとき、対気速度を保持することである。このモードは、全一次飛行制御システム（Ｆｕｌｌ Ｐｒｉｍａｒｙ Ｆｌｉｇｈｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ：ＰＦＣＳ）モードが利用可能なときにのみ、すなわち、センサデータの損失がなく、かつパイロットが他の自動モードやフライトディレクタ安定化モードを設定していないときにのみ提供される。このモードをエネイブルにする他の基準は、高速旋回調整セットロジック（ｈｉｇｈ ｓｐｅｅｄ ｔｕｒｎ ｃｏｏｒｄｉｎａｔｉｏｎ ｓｅｔ ｌｏｇｉｃ）がＴＲＵＥ（真）（対気速度＞５０ノット）であること、バンク角の絶対値が標準旋回（ｓｔａｎｄａｒｄ ｒａｔｅ ｔｕｒｎｓ）（＋１０％マージン）を可能にする所定のエンベロープより小さいこと、およびピッチ姿勢（ｐｉｔｃｈ ａｔｔｉｔｕｄｅ）の絶対値が２５°より小さいこと、を含む。限られたエンベロープ内側で標準旋回のためにＳＬＳをエネイブルにすることを意図している。

ＳＬＳを設定（ｅｎｇａｇｅｍｅｎｔ）するには、航空機がトリム状態に近いことが必要である。ピッチレート、ロールレート、ヨーレートが小さく、縦直線加速度、横直線加速度も小さくなければ、このロジックは「セット」されない。このロジックによって、パイロットは、望ましい対気速度近くで飛行して、ＳＬＳを設定することができる。または、パイロットは、航空機を加速／減速操縦でトリム状態にして、縦の加速度が小さいときの速度を、ＳＬＳが捕捉するまで待っていてもよい。ヨーレートエンベロープは、エネイブルロジックにおけるバンク角の限界値と一致する旋回飛行を包含するほど十分に大きいことに留意されたい。一度設定されたシステムは、次のいずれかが起こると解除される。すなわち、ＳＬＳエネイブルロジックがＦＡＬＳＥ（偽）になること、パイロット／副パイロットによる縦操縦桿コマンドの絶対値が０．５秒より長い時間デテント（ｄｅｔｅｎｔ）の外にあるか横操縦桿コマンド（ｌａｔｅｒａｌ ｓｔｉｃｋ ｃｏｍｍａｎｄ）の絶対値を最大１０％の値まで超えていること、シェーピングされたヨーコマンドの絶対値が１０％より大きいいこと、縦ビーパ（ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ ｂｅｅｐｅｒ）が動作していること、縦サイクリックロータコマンド（ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ ｃｙｃｌｉｃ ｒｏｔｏｒ ｃｏｍｍａｎｄ）がその限界にあること、あるいはＰＦＣＳ＿ＣＬＡＷＳ＿ＩＣ＿ＬＯＧＩＣがＴＲＵＥであること、である。このロジックは、このモードをパイロットが明確に選択することに依存しておらず、飛行制御システムの状態と、航空機がどのように操縦されているかと、に応答して、設定および解除がなされることに留意されたい。

従って、本発明は、妨げにならない対気速度保持機能を提供するＦＢＷ静的縦安定システムを提示する。この対気速度保持機能は、航空機がトリム調整され非加速状態のとき、パイロットがモード選択を明示することなく、パイロットの制御入力と航空機の測定された状態とに応答して滑らかに設定され、パイロットが航空機のピッチまたはヨー操縦をコマンドすると滑らかに解除される。

本発明に従って設計された静的縦安定（ＳＬＳ）補償システムは、エネイブルロジック（図１）、設定ロジック（図２Ａ，２Ｂ）、および補償シェーピング（ｃｏｍｐｅｎｓａｔｉｏｎ ｓｈａｐｉｎｇ）（図３Ａ，３Ｂ）の３つのセクションに分けられる。

対気速度保持に入るのに必要なトリム条件の判定には、航空機の状態の監視と、パイロットの入力の解釈と、が必要である。対気速度保持が適用可能な飛行体制は、高速の定常水平飛行（Ｖ＞５０ノット）と、適度にアグレッシブな調整された旋回と、緩やかな上昇および緩やかな下降と、を含む。直線加速度、角速度およびバンク角を用いて、航空機のトリムを判定する。所与の制御戦略に対してモード設定要件を調整するために、これら以外のパラメータを追加して監視してもよい。システムと相互作用するパイロットも、モード遷移を指示する。パイロットの特定の入力が、モードを解除する。操作の質という利益を犠牲にしないように、パイロットの操縦桿またはビーパとの相互作用が、自動的に制御システムを切り替え、所望のレートコマンド／姿勢保持の制御戦略にする。航空機の状態の解除閾値は、設定閾値と等しくないことが望ましい。著しい外乱に遭遇するとき、補償器が設定されたままであることが望ましい。しかし、激しい乱気流の間、パイロットがシステムと相互作用させられるように、ロジックを追加してもよい。

図１を参照すると、静的縦安定エネイブルロジックのブロック図が概略的に示されている。入力「ＦＤ＿ＥＮＡＢＬＥ＿ＬＯＧＩＣ＿ＭＬ」（フライトディレクタ・エネイブルロジック）と、入力「ＡＦＣＳ＿ＥＮＡＢＬＥ＿ＬＯＧＩＣ＿ＭＬ」（ＡＦＣＳエネイブルロジック）は、ＮＯＴ関数を通って進められるので、入力がＦＡＬＳＥである（すなわち、ＦＤおよびＡＦＣＳがエネイブルされない）とき、各ＮＯＴ関数の出力は、ＴＲＵＥである。各ＮＯＴ関数の出力は、ＡＮＤゲート「Ａ」に進められる。ＡＮＤゲート「Ａ」の出力は、ＡＮＤゲート「Ｂ」に進められる。これ以外のＡＮＤゲート「Ｂ」への入力は、入力「ＦＵＬＬ＿ＰＦＣＳ＿ＥＮＧＡＧＥＤ＿ＭＬ」（全ＰＦＣＳ設定ロジック）と、入力「ＨＳＴＣ＿ＳＥＴ＿ＬＯＧＩＣ＿ＴＣＳＬ」（高速旋回調整（ＨＳＴＣ）セットロジック）と、を含む。レート、姿勢および対気速度のデータを飛行制御システムに利用することができ、かつ航空機が空中にあるとき、全ＰＦＣＳ設定ロジックはＴＲＵＥである。対気速度が５０ノット以上であるとき、ＨＳＴＣセットロジックはＴＲＵＥである。

浅い旋回時にＳＬＳ機能をエネイブルにするためには、入力「ＰＨＩＢ＿ＩＳＭ」（航空機のバンク角ｐｈｉｂ）を、入力「ＡＩＲＳＰＥＥＤ＿ＡＦＰ」（対気速度）によって駆動されるルックアップテーブルの出力と比較する。テーブルの出力は、標準旋回のバンク角（３°／秒）に１０％のマージンをプラスしている。入力値の絶対値が比較値より小さいとき（｜ＩＶ｜＜ＣＶ）、絶対値比較関数の出力は、ＴＲＵＥである。この出力は、ＡＮＤゲート「Ｃ」に進められる。入力「ＴＨＥＴＡＢ＿ＩＳＭ」（航空機のピッチ姿勢）は、２５°の値と比較され、この絶対値比較の出力も、ＡＮＤゲート「Ｃ」に進められる。ＡＮＤゲート「Ｃ」の出力は、ＡＮＤゲート「Ｂ」に進められ、「Ｂ」の出力が、「ＳＬＳ＿ＥＮＢ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＥＬ」（ＳＬＳエネイブルロジック）となる。本明細書において基準とされる特定の数値は一実施形態に関するものであり、個々の航空機に固有な他の値も本開示と共に使用可能であることを理解されたい。

図２Ａ，２Ｂは、ＳＬＳ設定ロジックのブロック図である。入力「ＬＯＮＧ＿ＡＣＣＥＬ＿ＡＳＬＦ」（フィルタリングされた縦の加速度）は、絶対値比較関数に進められ、２フィート／平方秒の値と比較される。入力値の絶対値が比較値より小さいとき、絶対値比較の出力はＴＲＵＥである。この出力は、ＡＮＤゲート「Ｄ」に進められる。入力「ＡＹＣＧ＿ＩＳＭ」（フィルタリングされた横加速度）は、絶対値比較関数に進められ、２フィート／平方秒の値と比較される。この出力は、ＡＮＤゲート「Ｄ」に進められる。入力「ＰＤＥＧ＿ＩＳＭ」（機体軸ロールレート）は、絶対値比較関数に進められ、２°／秒の値と比較される。この出力は、ＡＮＤゲート「Ｄ」に進められる。入力「ＱＤＥＧ＿ＩＳＭ」（機体軸ピッチレート）は、絶対値比較関数に進められ、２°／秒の値と比較される。この出力は、ＡＮＤゲート「Ｄ」に進められる。入力「ＲＤＥＧ＿ＩＳＭ」（機体軸ヨーレート）は、絶対値比較関数に進められ、４°／秒の値と比較される。この出力は、ＡＮＤゲート「Ｄ」に進められる。ＡＮＤゲート「Ｄ」の出力が、ラッチ機能「Ｅ」への「セット」入力となる。ラッチからの出力「ＳＬＳ＿ＥＮＧ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＳＬ」（ＳＬＳ設定ロジック）は、セット入力がＴＲＵＥのとき、ＴＲＵＥにセットされ、リセット入力がＴＲＵＥになるまで（セット入力がＴＲＵＥのままであろうとなかろうと）ＴＲＵＥのままである。リセットロジックは、セットロジックに優先する。出力「ＳＬＳ＿ＲＥＳＥＴ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＳＬ」（ＳＬＳリセットロジック）は、「ＳＬＳ＿ＥＮＧ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＳＬ」のＮＯＴ出力である。

リセットロジックは、次のように記述される。入力「ＬＡＴ＿ＳＴＡＴＩＣ＿ＳＨＡＰＩＮＧ＿ＯＵＴ＿ＦＬ」（シェーピングされた横操縦桿コマンド）は、絶対値関数に進められ、次にルックアップテーブルに進められる。テーブル出力は、最大１０．０までの値の入力に等しい。テーブル出力は、絶対値比較関数の「ＣＶ」入力に進められる。この比較関数への「ＩＶ」入力は、「ＬＯＮＧ＿ＳＴＡＴＩＣ＿ＳＨＡＰＩＮＧ＿ＯＵＴ＿ＦＬ」（シェーピングされた縦操縦桿コマンド）である。絶対値ＩＶがＣＶより大きいとき、出力はＴＲＵＥである。この出力は、ＯＲゲート「Ｆ」に進められる。入力「ＬＯＮＧ＿ＣＭＤ＿ＯＵＴ＿ＤＥＴＥＮＴ＿ＤＮＴＬ」（縦操縦桿デテント外ロジック）は、ＴＲＵＥ状態遅れに進められる。入力がＦＡＬＳＥの場合、または入力が０．５秒未満の時間だけＴＲＵＥである場合、この遅れの出力はＦＡＬＳＥとなる。例えば、操縦桿の短時間の衝突は、設定ロジックに影響を与えない。この遅れの出力は、ＯＲゲート「Ｆ」に進められる。入力「ＤＩＲ＿ＳＴＡＴＩＣ＿ＳＨＡＰＩＮＧ＿ＯＵＴ＿ＦＬ」（シェーピングされた指示コマンド）は、絶対値比較関数に進められ、１０％の値と比較される。この出力は、ＯＲゲート「Ｆ」に進められる。ＯＲゲート「Ｆ」の出力は、ＯＲゲート「Ｈ」に進められる。入力「ＬＯＮＧ＿ＢＥＥＰ＿ＣＭＤ＿ＢＰＰ」（縦ビープコマンド）は、絶対値比較関数に進められ、０．０の値と比較される。この出力は、ＯＲゲート「Ｈ」に進められる。入力「ＬＯＮＧ＿ＣＹＣ＿ＣＭＤ＿ＯＮ＿ＬＩＭＩＴ＿ＣＬ」（縦サイクリックコマンドオンリミットロジック）は、ＯＲゲート「Ｈ」に進められる。入力「ＳＬＳ＿ＥＮＧ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＥＬ」（図１）（ＳＬＳエネイブルロジック）は、ＮＯＴ関数に進められる。ＮＯＴ関数の出力は、ＯＲゲート「Ｇ」に進められる。入力「ＰＦＣＳ＿ＣＬＡＷＳ＿ＩＣ＿ＬＯＧＩＣ」（ＰＦＣＳ制御法則ＩＣロジック）は、ＯＲゲート「Ｇ」に進められる。ＯＲゲート「Ｇ」の出力は、ＯＲゲート「Ｈ」に進められる。ＯＲゲート「Ｈ」の出力が、ラッチ機能「Ｅ」への「リセット」入力となる（すなわち、ＯＲゲート「Ｈ」へのいずれかの入力がＴＲＵＥになる場合、ＳＬＳ設定ロジックはＦＡＬＳＥにセットされる）。

図３Ａ，３Ｂは、ＳＬＳ補償のブロック図である。入力「ＦＩＬＴＥＲＥＤ＿ＡＩＲＳＰＥＥＤ＿ＡＳＣＦ」（フィルタリングされた対気速度）は、１．６８９のゲインに進められ、速度がノットからフィート／秒にスケーリングされる。このスケーリングされた対気速度が、積分回路「Ｉ」への「ＩＣ Ｖａｒ」入力となる。入力「ＬＯＮＧ−ＡＣＣＥＬ＿ＡＳＣＦ」（フィルタリングされた縦の加速度）が、遅れ関数への「ＩＣ Ｖａｒ」入力となる。この遅れへの「入力値」がゼロであり、「リセット」ロジックが入力「ＳＬＳ＿ＲＥＳＥＴ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＳＬ」（図２Ａ，２Ｂ）である。リセット「ＳＬＳ＿ＲＥＳＥＴ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＳＬ」がＦＡＬＳＥになる（ＳＬＳが設定される）とき、遅れ出力（ｌａｇ ｏｕｔｐｕｔ）は、ＩＣ値で始まり、滑らかにゼロへ遷移する（図６）。この遅れ加速度信号が積分回路「Ｉ」への「入力」となり、「リセット」ロジックは、（図２Ａ，２Ｂからの）入力「ＳＬＳ＿ＲＥＳＥＴ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＳＬ」となる。積分回路「Ｉ」の出力がＳＬＳ補償の対気速度基準となる。

この制御法則を実施することによる実際の効果は、ＳＬＳアルゴリズムが設定されたとき、滑らかな遷移を示すことである。対気速度基準信号が加算回路「Ｊ」への「＋」入力となる。上述のスケーリングされた対気速度は制限され、次に、加算回路「Ｊ」の「−」入力に進められる。加算回路「Ｊ」の出力が、フィート／秒の単位で示される対気速度誤差となる。

対気速度誤差は、乗算回路ブロック「Ｋ」への入力となる。乗算回路への他の入力は、（現在のところ一定値１．０である）対気速度を使って表にしたルックアップテーブル１からの出力である。このゲインは、１／秒の単位を有し、対気速度誤差を加速度信号にスケーリングする。この加速度コマンド信号は、＋／−４フィート／平方秒に制限され、その後、加算回路「Ｎ」の「＋」入力に進められる。リミッタの出力も、乗算回路「Ｌ」に進められ、リミッタの出力にルックアップテーブルの出力が乗算される。この結果生じるトリムレート信号は、＋／−１インチ／秒に制限され、出力「ＳＬＳ＿ＩＮＴ＿ＣＭＤ＿ＳＬＳＣ」を介してＰＦＣＳモデルフォローイング制御法則（図４）積分経路に進められる。入力「ＬＯＮＧ＿ＡＣＣＥＬ＿ＡＳＣＦ」（フィルタリングされた縦の加速度）は、加算ジャンクション「Ｍ」への「＋」入力である。この加算回路への「−」入力が、前述の遅れ加速度信号である。加算回路「Ｍ」への第２の「＋」入力は、擬似の加速度信号を得るように、位相を遅らされ、かつスケーリングされた入力「ＰＩＴＣＨ＿ＲＡＴＥ＿ＣＭＤ＿ＣＭ」（コマンドされたピッチレート信号）である。

ピッチレートと縦の加速度とは、符号が反対なので（すなわち、正のピッチは負の加速度を生む）、ピッチスティック入力によって発生するピッチレート信号は、加速度のフィードバック信号を取り消す傾向がある。加算回路「Ｍ」の出力は、補正後の加速度フィードバック信号である。この補正後の信号が、ＳＬＳ設定時の過渡信号を最小にし、かつ、ピッチスティックが動かされるときの短期の加速度フィードバックを取り消す。加算回路「Ｍ」の出力が、加算回路「Ｎ」の「−」入力となる。

加算ジャンクション「Ｎ」の出力は、加速度誤差であり、２つの経路を通る。第１の経路において、出力は、短期のピッチレート信号を作り出すウォッシュアウト関数（ｗａｓｈｏｕｔ ｆｕｎｃｔｉｏｎ）に進められる。この信号は、＋／−５°／秒に制限され、次に、「ＳＬＳ＿ＥＮＢ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＥＬ」（図１）の入力によって制御される対称フェード関数（１秒の時定数）に通される（図１）。このピッチレート信号は、出力「ＳＬＳ＿ＰＩＴＣＨ＿ＲＡＴＥ＿ＣＭＤ＿ＳＬＳＣ」を介して一次飛行制御システムに進められる。「Ｎ」の出力の第２の経路において、加速度誤差に加速度フィードバックゲインが乗算され、遅れ関数によってフィルタリングされ（図１からの入力「ＳＬＳ＿ＥＮＢ＿ＬＯＧＩＣ＿ＳＬＥＬ」によって制御される）、フェード関数に通され、次に、基準の＋／−２インチに制限される。この出力は、出力「ＳＬＳ＿ＰＲＯＰ＿ＣＭＤ＿ＳＬＳＣ」を介してＰＦＣＳ比例経路に進められる。

ＳＬＳ補償制御法則は、ベースラインレートコマンド／姿勢保持制御シェーピングから対気速度保持モードへのシームレスな遷移を提供するように設計されている。ＳＬＳ ＣＬａｗの独自の特徴は、モード設定に対する航空機の望ましい応答を制御する適応同期機能である。この機能は、詳細なＣＬａｗの記述（図５で別に示される）で説明される、遅れ、積分回路および加算ジャンクションによって提供される。

図４を参照すると、ＳＬＳ補償は、概略的に示されるＰＦＣＳモデルフォローイング制御法則とインタフェースする３つの出力を生成する。「ＳＬＳ＿ＰＩＴＣＨ＿ＲＡＴＥ＿ＣＭＤ＿ＳＬＣＳ」は、パイロットのピッチレートコマンドと合計され、コマンドされた総ピッチレートが得られる。このレートコマンドと検知されたピッチレートとが比較され、誤差がフィードバックされてレートが増大される。コマンドされた総レートも積分され、コマンドされたピッチ姿勢が得られる。次に検知された姿勢が減算され、姿勢誤差が得られる。この信号がフィードバックされ、姿勢を安定化させる。「ＳＬＳ＿ＰＲＯＰ＿ＣＭＤ＿ＳＬＳＣ」信号は、姿勢比例フィードバック信号と合計される。姿勢を保持している間に、姿勢誤差も積分され、定常状態の姿勢誤差をゼロにする。ＳＬＳ補償が設定されるとき、「ＳＬＳ＿ＩＮＴ＿ＣＭＤ＿ＳＬＳＣ」が、積分経路内の姿勢信号に置き換えられる。

図５を参照すると、遅れ関数は、「入力値」としてゼロの値を有し、「ＩＣ ＶＡＲ」入力としてフィルタリングされた縦の加速度を有する。図６に、位相を遅らされ、所望の縦の加速度を有する出力を示す。ＳＬＳリセットロジックがＦＡＬＳＥになるとすぐに、遅れ出力はＩＣ値（縦の加速度）のトラッキングをやめ、滑らかにゼロへと遷移する。所望の加速度がどれだけ素早くゼロになるかは、この遅れの時定数によって制御される。所望の縦の加速度は、次に、積分回路に進められる。積分回路のＩＣ入力は、スケーリングされた対気速度である。ＳＬＳリセットロジックがＦＡＬＳＥになる（すなわちＡ／Ｓ保持が設定される）とすぐに、積分回路の出力は、ＩＣ値（スケーリングされた対気速度）のトラッキングを停止し、図６に示すように、（フィート／秒にスケーリングされた）新しい所望の対気速度基準を滑らかに繋げるように積分する。図６，７を対比すると、従来技術の同期装置では、遷移が滑らかではない。

所望の対気速度からスケーリングされた対気速度信号が減算され、対気速度誤差が得られる。適応同期装置の使用により、対気速度保持への遷移が滑らかになり、所望の対気速度と実際の対気速度との誤差が小さくなり、定常状態の対気速度基準をオーバーシュートしない。これは、従来技術の応答（図７）よりもはるかに望ましい。従来の同期装置を用いるシステムでは（図７）、システムは、設定時の基準として現在の対気速度を選択する。この選択は、理論上は、航空機の加速度を直ちにゼロにする。しかし、航空機の慣性により、基準値をオーバーシュートしてから所望の値に戻るように応答がなされる。

適応同期装置の出力に対気速度誤差に１／秒の単位を有するゲインが乗算され、加速コマンドが得られる（すなわち、基準値が実際の対気速度より大きいとき、基準値に達するまで航空機を加速しなければならない；図６）。この信号にゲインが乗算され、次に、制御システムトリム積分回路によって積分されて、任意の定常状態における対気速度誤差がゼロにされる。

加速コマンドも補正後の加速度信号と比較され、この誤差がフィードバックされる（比例経路）。補正後の加速度信号は、実際の加速度から（適応同期装置から得られる）所望の加速度を減算し、さらにパイロットの縦コマンドによる加速度を減算じたものからなる。短期の所望の加速度を除外することにより、対気速度保持への遷移が滑らかになる。また、パイロットがピッチ入力を行った場合には、パイロットコマンドによる増速（ａｃｃｅｌ）を除外することにより、瞬時に増速フィードバックを取り消すとともに、対気速度保持を設定することによりシステムがパイロットに逆らうことを避ける。加速度フィードバックは、システムの帯域幅を広げるが、乗心地に対する負の影響を最小にするためには適切に調整／フィルタリングされていなければならない。

加速度誤差信号もゲインおよびウォッシュアウト（図３Ａ，３Ｂ；すなわち短期の導関数（ｓｈｏｒｔ−ｔｅｒｍ ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ））を介してシェーピングされ、対気速度保持性能を改善するピッチレートコマンドが得られる。ベースライン制御法則により、すべてのロジックおよび補償経路が協働し、対気速度保持のシームレスな統合を提供する。

本発明の適応同期装置の機能は、そのレート（またはレートの妥当な近似値）を得ることができる任意の信号に適用することができる。ＳＬＳ補償に対して、対気速度は同期された信号であり、縦の加速度が「レート」にあたる。適応同期装置の目的は、ゼロ出力から、測定された基準誤差出力に向かって滑らかに遷移させることである。この遷移の滑らかさは、遅れ関数の時間の制約によって制御されている。すなわち、時間の制約が大きいほど、遷移期間が長くなる。従来の同期装置（図７）は、対気速度の即時の値をトリム値として捕らえるので、航空機の応答は、設定時の航空機の前進加速度が働いて、このトリム値をオーバーシュートしてしまう（すなわち、設定時の加速度が、すぐにはゼロにならない）。この加速度は、（有限の時間を要して）停止される必要があり、航空機は、減速して望ましいトリム値に戻らなければならない（その後、この減速は停止されなければならない）。結果的に、モードが設定されたときの航空機の応答は不満足なものとなり得る。本発明の適応同期装置（図６）は、より満足のいく（調節可能な）応答を提供する。従来との主な相違は、対気速度基準が、単に「捕らえた」値ではなく、対気速度の変化率の関数として計算された値であることである。すなわち、この関数は、設定時の航空機の飛行状態に適合し、設定の滑らかさは、航空機が既存の加速を単に停止することによって滑らかに新しい対気速度基準に近づくことができるということによる。図６に示すように、所望の縦の加速度は、有限の時間をかけてゼロになる。この時間は、モード設定時の加速度（遅れ出力の最初の状態の値）からゼロ（入力値）になるための遅れからの出力にかかる時間である。この時間に対気速度がフィードバックされ、加速度を停止する。図６に示すように、航空機の応答は、所望の応答に厳密に一致する必要はない。航空機を初期設定の対気速度に戻すことを意図してはいないので、操縦の全般で安定性が高くなり、また設定誤差が小さくなる。

「前」「後ろ」「上方」「下方」「の上」「の下」等の相対的な位置を表す用語は、航空機の正常な動作姿勢に関するものであり、他の点での制限を意味するものではないことを理解されたい。

構成部品の特定の配置を図示した実施形態で開示されているが、他の配置も、本発明から恩恵を得ることを理解されたい。

特定のステップのシーケンスが示され、記述され、権利の請求がなされているが、特に示されない限り、ステップは、任意の順序で、分割して行われても、または組み合わせて行われてよく、その場合にも本発明から恩恵を受ける。

前述の記述は、制限により規定されるものではなく、例示的なものである。上述の教示を考慮することにより、本発明の多くの修正および変更が可能である。本発明の好ましい実施形態を開示したが、当業者であれば、本発明の特許請求の範囲を逸脱することなく、一部の変更が行われ得ることを理解されるであろう。従って、特に示されない限り、請求項の範囲内で本発明が実践され得ることを理解されたい。したがって、本発明の特許請求の範囲および内容を決定するために請求項を検討されたい。

回転翼航空機のフライバイヤ飛行制御のための静的縦安定エネイブルロジックのブロック図。 回転翼航空機のフライバイヤ飛行制御のための静的縦安定設定／解除ロジックのブロック図。 回転翼航空機のフライバイヤ飛行制御のための静的縦安定設定／解除ロジックのブロック図。 回転翼航空機のフライバイヤ飛行制御のための静的縦安定補償制御法則のブロック図。 回転翼航空機のフライバイヤ飛行制御のための静的縦安定補償制御法則のブロック図。 図３Ａ，３Ｂの静的縦安定補償制御法則との通信を概略的に示すＰＦＣＳモデルフォローイング制御法則のブロック図。 図３Ａ，３Ｂの静的縦安定補償制御法則の適応同期機能のブロック図。 適応同期機能が、本発明による静的縦安定補償制御法則によって用いられるときの航空機の応答を表すグラフ。 先行技術の同期機能が、対気速度保持システムで用いられるときの航空機の応答を表すグラフ。

Claims (19)

1. 回転翼航空機のフライバイワイヤシステムに対気速度保持機能を提供する方法であって、
   （１）ピッチレート、ロールレート、およびヨーレートの各絶対値が、所定の値より小さいときを判定するステップと、
   （２）前記ステップ（１）に応答して前記航空機の対気速度が対気速度基準に近づくように、前記航空機の既存の加速または減速を停止するステップと、
   （３）前記航空機の対気速度を前記対気速度基準に維持するステップと、
   を含む方法。
2. 前記ステップ（１）が、対気速度が所定の値より大きいか否かを判定するステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
3. 前記ステップ（１）が、バンク角の絶対値が所定のバンク値より小さいか否かを判定するステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
4. 前記ステップ（１）が、ピッチ姿勢が所定のピッチ姿勢より小さいか否かを判定するステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
5. 前記ステップ（１）が、全一次的飛行制御システムモードが利用可能であるか否かを判定するステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
6. 所定の量のセンサデータがフライバイワイヤシステムに利用可能であるとき、一次的飛行制御システムモードが利用可能であることを特徴とする請求項５に記載の方法。
7. 前記ステップ（１）が、前記対気速度基準以外の設定対気速度で行われることを特徴とする請求項１に記載の方法。
8. パイロットの縦サイクリックスティックコマンドの絶対値が、所定の値より長い時間デテントの外にあることに応答し、前記対気速度保持機能を非アクティブにするステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
9. パイロットの縦サイクリックスティックコマンドの絶対値が、横操縦桿の移動の関数である所定の値より大きいことに応答し、前記対気速度保持機能を非アクティブにするステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
10. 縦サイクリックロータコマンドが制限値に達することに応答して、前記対気速度保持機能を非アクティブにするステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
11. シェーピングされたヨーコマンドの絶対値が所定の値より大きいことに応答して、前記対気速度保持機能を非アクティブにするステップをさらに含む請求項１に記載の方法。
12. 前記ステップ（２）が、所定の時間、対気速度を望ましい対気速度に維持することに応答して、アクティブにされることを特徴とする請求項１に記載の方法。
13. 前記ステップ（２）が、所定の値より小さい縦の加速度を維持することに応答して、アクティブにされることを特徴とする請求項１に記載の方法。
14. 前記ステップ（２）が、前記航空機を加速／減速操縦でトリム状態にし、縦の加速度が所定の値より小さくなるまで待つことに応答して、アクティブにされることを特徴とする請求項１に記載の方法。
15. 回転翼航空機のフライバイワイヤシステムに対気速度保持機能を提供する方法であって、
    （１）航空機の対気速度の変化率の関数として対気速度基準を計算するステップと、
    （２）前記航空機の対気速度が前記対気速度基準に近づくように、前記航空機の既存の加速または減速を停止するステップと、
    を含む方法。
16. （３）前記航空機の対気速度を前記対気速度基準に維持するステップ
    をさらに含む請求項１１に記載の方法。
17. 前記ステップ（２）が、有限の時間に亘って行われることを特徴とする請求項１５に記載の方法。
18. 前記有限の時間は、遅れ出力が前記航空機の既存の加速度をゼロにするまでの時間によって規定されていることを特徴とする請求項１７に記載の方法。
19. 前記ステップ（２）が、有限の時間に亘って行われることを特徴とする請求項１５に記載の方法。

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