JP2022121796A - 航空機の出力制御システム - Google Patents

Abstract

【課題】航空機の安全性を向上させる出力制御システムを提供する。【解決手段】航空機１０は、操縦士により航空機１０のエンジン２０の出力調整操作を行なうための出力調整操作部材であるスラストレバー３３と、スラストレバー３３への操作量を検出する第４検出部４３と、エンジン２０の単位時間当たりの出力増加量の許容値である許容速度をエンジン２０の現在の出力に対応して設定し、指令値を実現するための出力増加速度である指令速度が許容速度を超える場合、エンジン２０の実際の出力増加速度を指令速度よりも減少させる出力制限を行う出力制限部５４とを備える。【選択図】図３

Description

本発明は、航空機の出力制御システムに関する。

従来、航空機の操縦は、複数の操縦士（一般には機長および副操縦士の２名）が航空機に搭乗し、交代で操縦業務を行っている。
例えば、下記特許文献１は、航空機におけるパイロット・ワークロードを軽減することを目的とした情報伝達システムであり、伝達情報決定部、出力装置及び振動装置を有する。伝達情報決定部は、航空機のパイロットへの伝達情報を決定する。出力装置は、伝達情報をメッセージ、音声、音又は光として前記パイロットに伝達する。振動装置は、伝達情報がパイロットに伝達される際、パイロットに振動を伝播させる。

特開２０１９－０３８３４９号公報

航空機には様々な操縦部材が設けられており、これらを操縦士が操縦することにより航空機の各部（エンジンや補助翼等）が動作し、離陸や着陸に代表される各種の飛行動作を実施する。操縦士は航空機周辺の状況を総合的に判断して操縦部材の操作を行っているが、飛行状況によっては操縦士の操作通りに動作すると機体の動作が不安定になる可能性があり、改善の余地がある。

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、航空機の安全性を向上させる出力制御システムを提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明は、操縦士により航空機のエンジンの出力調整操作を行なうための出力調整操作部材と、前記出力調整操作部材への操作量を検出する検出部と、前記検出部で検出された前記操作量を前記エンジンの出力増加量の指令値に変換する飛行制御部と、前記エンジンの単位時間当たりの出力増加量の許容値である許容速度を前記エンジンの現在の出力に対応して設定し、前記指令値を実現するための出力増加速度である指令速度が前記許容速度を超える場合、前記エンジンの実際の出力増加速度を前記指令速度よりも減少させる出力制限を行う出力制限部と、を備えたことを特徴とする。
また、本発明は、前記出力制限部は、前記出力制限時には前記実際の出力増加速度を前記許容速度以下にする、ことを特徴とする。
また、本発明は、前記出力制限部は、前記エンジンの現在の出力が小さいほど前記許容速度を小さく設定する、ことを特徴とする。
また、本発明は、前記出力制限部は、前記出力制限実施後、前記エンジンの出力が前記指令値となるまで出力増加を継続する、ことを特徴とする。
また、本発明は、前記出力調整操作部材は、操縦パネルから揺動可能に突出された揺動軸と、前記揺動軸の先端に設けられ手により把持される被把持部とを有し、前記検出部は、前記揺動軸の揺動角度を前記操作量として検出する、ことを特徴とする。
また、本発明は、前記エンジンは、燃料の熱エネルギーをピストンの往復運動に変換し、回転運動として出力するレシプロエンジンである、ことを特徴とする

本発明によれば、エンジンの出力増加速度の許容値である許容速度をエンジンの現在の出力に対応して設定し、出力調整操作部材への操作に対応する出力増加速度（指令速度）が上記許容速度以上の場合、エンジンの実際の出力増加速度を指令速度よりも減少させる出力制限を行う。これにより、出力の急変動によりエンジンに不具合が生じる可能性を低減することができる。特に、エンジンの出力が小さいエンジンスロー状態で急激に出力を大きくする（出力調整操作部材を急操作する）と、エンジンが停止する可能性がある。本発明によれば、エンジンの現在の出力に応じた出力増加速度の許容値（許容速度）を設定するので、エンジンスロー状態で出力調整操作部材を急操作しても出力制限が実施され、エンジンの停止を防止することができる。
また、本発明によれば、出力制限時には実際の出力増加速度を上記許容速度以下にするので、過剰な出力増加によるエンジンの不具合を確実に防止することができる。
また、本発明によれば、エンジンの現在の出力が小さいほど上記許容速度を小さく設定するので、低出力時におけるエンジンの不具合を確実に防止することができる。
また、本発明によれば、出力制限実施後、エンジンの出力が指令値となるまで出力増加を継続するので、エンジンの不具合を防止しつつ最終的には操縦士の意図する出力を得ることができる。
また、本発明によれば、低出力時における急操作によりエンジン停止の可能性があるレシプロエンジンを搭載した航空機において、操縦士の操縦熟練度に関わらず安定した飛行を実現する上で有利となる。

実施の形態に係る航空機外観を示す図である。 航空機のコックピット内の構成を示す図である。 航空機の全体構成を示すブロック図である。 出力制御システムによる出力制御の手順を示すフローチャートである。 操縦桿の構成を示す説明図である。 操縦桿の構成を示す説明図である。 ラダーペダルの構成を示す説明図である。 レバー類の構成を示す説明図である。 操縦部材の操作量と被操作部材の制御量との関係を模式的に示すグラフである。 エンジンの現在出力と許容速度との関係を模式的に示すグラフである。

（実施の形態）
以下、本発明の実施の形態を図面に基づいて詳細に説明する。
図１は、実施の形態に係る航空機の外観を示す図である。
図１に示すように、航空機１０は、機体１２と、主翼１４と、垂直尾翼１６と、水平尾翼１８と、エンジン２０と、コックピット３０とを備える。

機体１２は、操縦士を含む乗員および乗客（または貨物）を収容する。
主翼１４は、機体１２の略中央部から機体１２の左右方向に延び、機体１２を上昇させる揚力を発生させる。主翼１４は、機体１２に対して固定されている。
主翼１４の上面の中央部付近にはスポイラー１４０２が設けられている。スポイラー１４０２は、通常時は主翼１４の表面と平行に伏した状態であるが、後述するスピードブレーキレバー３４を操作すると、主翼１４の表面に対して垂直方向に立ち上がり、空気抵抗により航空機１０が減速する。スポイラー１４０２は、着陸時に急降下する際などに用いられる。

また、主翼１４の後縁のうち、主翼１４の延在方向中央部には、フラップ１４０４が設けられている。フラップ１４０４は、通常時は主翼１４の前後方向の延在方向に沿って伸びているが、後述するフラップレバー３５を操作すると、フラップ１４０４が主翼１４の前後方向の延在方向に対して下側（地表側）に傾き、機体１２の揚力が増す。フラップ１４０４は、離着陸時など低速時において高い揚力を得られるように設けられた高揚力装置である。

また、主翼１４の後縁のうち、主翼１４の延在方向先端部には、補助翼（エルロン）１４０６が設けられている。補助翼１４０６は、通常時は主翼１４の前後方向の延在方向に沿って伸びているが、後述する操縦桿３１を操作すると、左右の補助翼１４０６が主翼１４の前後方向の延在方向に対して下側（地表側）または上側（上空側）にそれぞれ傾き、機体１２がロール方向に変位する。

垂直尾翼１６は、機体１２の後端部付近から垂直に立設し、機体１２のヨー方向の姿勢を安定させる。垂直尾翼１６は機体１２に対して固定されている。
垂直尾翼１６の後縁部には左右方向に移動可能なラダー１６０２が設けられている。ラダー１６０２は、通常時は垂直尾翼１６の延在方向（≒機体１２の延在方向）に沿って伸びているが、後述するラダーペダル３２を操作すると、垂直尾翼１６の延在方向に対して左右に傾き、機体１２の進行方向が左右（ヨー方向）に変化する。

水平尾翼１８は、機体１２の後端部付近から左右方向に延び、機体１２のピッチ方向の姿勢を安定させる。水平尾翼１８は機体１２に対して固定されている。
水平尾翼１８の後縁部には上下方向に移動可能なエレベータ１８０２が設けられている。エレベータ１８０２は、通常時は水平尾翼１８の前後方向の延在方向に沿って伸びているが、後述する操縦桿３１を前後方向に操作すると、水平尾翼１８の延在方向に対して上下に傾き、機体１２の先頭部（機首）が上下（ピッチ方向）に変位する。

エンジン２０は、航空機１０の飛行に必要な推進力を発生させる。本実施の形態では、左右の主翼１４に各１つ、合計２つのエンジン２０が設けられている。
また、本実施の形態では、エンジン２０は、燃料の熱エネルギーをピストンの往復運動に変換し、回転運動として出力するレシプロエンジンであるものとする。エンジン２０の前方にはプロペラ２２が配置されており、プロペラ２２は、エンジン２０から出力された回転運動により回転し、航空機１０の飛行に必要な推進力を発生させる。

これら航空機１０の構成は、航空機制御部５０によってその挙動が制御される。航空機制御部５０は、航空機１０全体の挙動を司るコンピュータであり、後述する操縦部材３１、３２、３３、３４、３５に対する操作に基づいて、航空機１０の各構成部の挙動を制御する。

コックピット３０は、機体１２の内部前端部に設けられ、航空機１０の操縦部材が設けられている。
図２は、コックピット内の構成を示す図である。
また、図３は、航空機の全体構成を示すブロック図である。
コックピット３０には、操縦士が着席する操縦席３００と、モニタや各種計器類等が設けられたコントロールパネル３０２と、複数の操縦部材を構成する操縦桿３１、ラダーペダル３２（３２Ａ，３２Ｂ）、スラストレバー３３、スピードブレーキレバー３４、フラップレバー３５が設けられている。

複数の操縦部材３１、３２、３３、３４、３５は、航空機１０の被操縦部材の操縦を行なうために操縦士によって操縦される部材である。
なお、操縦席３００、操縦桿３１およびラダーペダル３２は、機長および副操縦士用に２つずつ設けられている。
また、コックピット３０には、図２に挙げた操縦部材の他にも、例えば車輪格納用レバーなど、様々な操縦部材が設けられているが、本実施の形態では代表的な操縦部材について説明する。

図３に示すように、航空機１０には、図１に示した被操縦部材である補助翼１４０６、エレベータ１８０２、ラダー１６０２、エンジン２０、スポイラー１４０２、フラップ１４０４、図２に示した操縦部材である操縦桿３１、ラダーペダル３２（３２Ａ，３２Ｂ）、スラストレバー３３、スピードブレーキレバー３４、フラップレバー３５の他、各操縦部材に対する操縦士による操作量の検出する第１～第６検出部４１～４６および航空機制御部５０を備える。

操縦桿３１は、航空機１０の姿勢を操縦するための機構である。
図５および図６は、操縦桿の構成を示す図であり、図５は操縦席に着席した操縦士から見た正面視図、図６は右側面視図である。
操縦桿３１は、床面Ｆから立設する揺動軸３１００と、揺動軸３１００の先端に取り付けられた被把持部３１０２と、揺動軸３１００と被把持部３１０２とを接続する接続部３１０４とを備える。
被把持部３１０２は、接続部３１０４内の第１回転軸３１０６から左右に延びる第１アーム３１０２Ａと、第１アーム３１０２Ａから上方に延びる第２アーム３１０２Ｂとを備える。第２アーム３１０２Ｂは、円弧状を呈しており、より詳細には左右の第１アーム３１０２Ａの合計長さを直径とする円の弧と一致する曲率を有する。操縦士が航空機１０の操縦を行う際には、第２アーム３１０２Ｂを把持して操縦を行う。

被把持部３１０２は、接続部３１０４内に設けられた第１回転軸３１０６を中心に回転可能である。すなわち、接続部３１０４は、被把持部３１０２を第１回転軸３１０６周りに回転可能とする回動部として機能し、被把持部３１０２を右方向（時計周り）または左方向（反時計周り）に回転可能である。被把持部３１０２の回転状態は、図３に示す第１検出部４１（回転センサ）によって検出され、航空機制御部５０に出力される。

被把持部３１０２を右方向に回転させると、航空機制御部５０は、航空機１０の右側の主翼１４の補助翼１４０６を上げるとともに、航空機１０の左側の主翼１４の補助翼１４０６を下げる。これにより、機体１２は重心を中心として右側に傾き、航空機１０は右旋回する。
また、被把持部３１０２を左方向させると、航空機制御部５０は、航空機１０の左側の主翼１４の補助翼１４０６を上げるとともに、航空機１０の右側の主翼１４の補助翼１４０６を下げる。これにより、機体１２は重心を中心として左側に傾き、航空機１０は左旋回する。
すなわち、操縦桿３１は、航空機１０のロール方向の姿勢を調整する操縦部材として機能する。

また、図６に示すように、操縦桿３１の揺動軸３１００は、床面Ｆから機体１２の前後方向に揺動可能である。揺動軸３１００の揺動状態は、図３に示す第２検出部４２（揺動センサ）によって検出され、航空機制御部５０に出力される。
被把持部３１０２を前方向に移動させて（押し出して）揺動軸３１００を前側に傾けると、航空機制御部５０は、エレベータ１８０２の後方側を下げる。これにより、航空機１０の機首が下がる。また、被把持部３１０２を後ろ方向に移動させて（引き寄せて）揺動軸３１００を後ろ側に傾けると、航空機制御部５０は、エレベータ１８０２の前方側を下げる。これにより、航空機１０の機首が上がる。
すなわち、操縦桿３１は、航空機１０のピッチ方向の姿勢を調整する操縦部材として機能する。

ラダーペダル３２は、航空機の進行方向を操縦するための機構である。
図７は、ラダーペダルの構成を示す図である。
ラダーペダル３２は、操縦席３００近傍の床面Ｆ近くに設けられる。ラダーペダル３２は、操縦士の足裏が当節するペダル踏面部３２００と、ペダル踏面部３２００の裏面（足裏が当接する面と反対側の面）に一端を固定されたペダルアーム３２０２と、床面Ｆに固定された基台３２０６と、基台３２０６とペダルアーム３２０２の他端とを接続する回転軸３２０４とを備える。ラダーペダル３２の踏み込み量は、回転軸３２０４の回転量として図３に示す第３検出部４３（回転センサ）によって検出され、航空機制御部５０に出力される。

図１に示すように、ラダーペダル３２は、操縦桿３１の左右に一つずつ設けられている。操縦士から見て右側に位置する右側ラダーペダル３２Ａを踏み込むと、航空機制御部５０は、垂直尾翼１６のラダー１６０２に右側に傾ける。これにより、機体１２が右側に旋回する。また、操縦士から見て左側に位置する右側ラダーペダル３２Ｂを踏み込むと、航空機制御部５０は、垂直尾翼１６のラダー１６０２を左側に傾ける。これにより、機体１２が左側に旋回する。
すなわち、ラダーペダル３２は、航空機１０のヨー方向の姿勢を調整する操縦部材として機能する。

上述のように、操縦桿３１を左右に傾けることによっても補助翼１４０６の作用により左右に旋回するが、操縦桿３１またはラダーペダル３２（ラダー１６０２）のいずれかのみを用いた旋回は、回転方向の加速度が大きくなり、搭乗者に不快を与えることになる。よって、旋回時には、操縦桿３１の左右回転操作およびラダーペダル３２の踏み込み操作をバランスよく組み合わせることが必要となる。

スラストレバー３３は、エンジン２０の出力を調整するための機構である。すなわち、スラストレバー３３は、操縦士により航空機１０のエンジン２０の出力調整操作を行なうための出力調整操作部材である。
一般に、スラストレバー３３はエンジン２０の数だけ設けられている。本実施の形態では、エンジン２０が２つ設けられているため、スラストレバー３３も２つ設けられている。操縦士から見て右側に位置するスラストレバー３３Ａは右側の主翼１４に取り付けられたエンジン２０用のスラストレバーであり、操縦士から見て左側に位置するスラストレバー３３Ｂは左側の主翼１４に取り付けられたエンジン２０用のスラストレバーである。

図８は、スラストレバーの構成を示す図である。
スラストレバー３３は、左右の操縦席の間に設けられたセンターコンソール３０４に設けられている。スラストレバー３３は、センターコンソール３０４に設けられた切り欠き３０４Ａから露出し、機体１２の前方向に揺動可能に設けられた揺動軸３３００と、揺動軸３３００の先端に設けられ手により把持される被把持部３３０２とを備えている。切り欠き３０４Ａは、揺動軸３３００の揺動方向に沿って設けられている。

スラストレバー３３は、中立位置から機体１２の前方の範囲に傾倒可能に設けられている。スラストレバー３３の揺動状態は、図３に示す第４検出部４４（揺動センサ）によって検出され、航空機制御部５０に出力される。すなわち、第４検出部４４は、出力調整操作部材への操作量（揺動角）を検出する検出部である。
航空機制御部５０は、スラストレバー３３の前傾が大きくなるほど（基準位置からの揺動角度が大きくなるほど）、エンジン２０の出力を大きくする。これにより、航空機１０の飛行速度が速くなる。また、航空機制御部５０は、スラストレバー３３の前傾が小さくなるほど（基準位置からの揺動角度が小さくなるほど）、エンジン２０の出力を小さくする。

スピードブレーキレバー３４は、スポイラー１４０２の姿勢を調整するための機構である。
スピードブレーキレバー３４の構成は、スラストレバー３３と略同一の機構であるため、図８を用いて説明する。
スピードブレーキレバー３４は、スラストレバー３３と同様にセンターコンソール３０４（操縦パネル）に設けられている。スピードブレーキレバー３４は、センターコンソール３０４に設けられた切り欠き３０４Ｂから露出し、機体１２の後方向に揺動可能に設けられた揺動軸３４００と、揺動軸３４００の先端に設けられ手により把持される被把持部３４０２とを備えている。切り欠き３０４Ｂは、揺動軸３４００の揺動方向に沿って設けられている。

スピードブレーキレバー３４は、中立位置から機体１２の後方の範囲に傾倒可能に設けられている。すなわち、スピードブレーキレバー３４の傾倒方向はスラストレバー３３と逆になる。スピードブレーキレバー３４の揺動状態は、図３に示す第５検出部４５（揺動センサ）によって検出され、航空機制御部５０に出力される。
航空機制御部５０は、スピードブレーキレバー３４が引かれると、その傾斜角度に比例して、主翼１４上に設けられたスポイラー１４０２を立ち上げる。これにより、航空機１０にかかる空気抵抗が増し、航空機１０の飛行速度が遅くなる。

フラップレバー３５は、フラップ１４０４の姿勢を調整するための機構である。
フラップレバー３５の構成は、スラストレバー３３と略同一の機構であるため、図８を用いて説明する。
フラップレバー３５は、スラストレバー３３と同様にセンターコンソール３０４に設けられている。フラップレバー３５は、センターコンソールに設けられた切り欠き３０４Ｃから露出し、機体１２の後方向に揺動可能に設けられた揺動軸３５００と、揺動軸３５００の先端に設けられ手により把持される被把持部３５０２とを備えている。切り欠き３０４Ｃは、揺動軸３５００の揺動方向に沿って設けられている。

フラップレバー３５は、中立位置から機体１２の後方の範囲に傾倒可能に設けられている。すなわち、フラップレバー３５の傾倒方向はスラストレバー３３と逆になる。フラップレバー３５の揺動状態は、図３に示す第６検出部４６（揺動センサ）によって検出され、航空機制御部５０に出力される。
航空機制御部５０は、フラップレバー３５が引かれると、その傾斜角度に比例して主翼１４の後端部に設けられたフラップ１４０４を地面方向に下げる。これにより、航空機１０の揚力が増し、例えば着陸のために航空機１０の飛行速度を落とした際にも揚力を維持することが可能となる。

航空機制御部５０は、ＣＰＵ、制御プログラムなどを格納・記憶するＲＯＭ、制御プログラムの作動領域としてのＲＡＭ、各種データを書き換え可能に保持するＥＥＰＲＯＭ、第１～第６検出部４１～４６および航空機各部とのインターフェースをとるインターフェース部などを含んで構成される。
航空機制御部５０は、上記ＣＰＵが上記制御プログラムを実行することにより、飛行制御部５２および出力制限部５４として機能する。

飛行制御部５２は、各検出部４１～４６で検出された各操縦部材の操作量に基づいて、被操縦部材を制御する。
すなわち、飛行制御部５２は、第１検出部４１で検出された操縦桿３１の被把持部３１０２の回転量に基づいて補助翼１４０６を上げ下げし、この結果、航空機１０のロール方向の姿勢が調整される。
また、飛行制御部５２は、第２検出部４２で検出された操縦桿３１の揺動軸３１００の揺動量に基づいてエレベータ１８０２を上げ下げし、この結果、航空機１０のピッチ方向の姿勢が調整される。
また、飛行制御部５２は、第３検出部４３で検出されたラダーペダル３２の踏み込み量に基づいてラダー１６０２を左右に傾け、この結果、航空機１０のヨー方向の姿勢が調整される。
また、飛行制御部５２は、第４検出部４４で検出されたスラストレバー３３の揺動量に基づいてエンジン２０の出力を増減させ、この結果、航空機１０の飛行速度が調整される。
また、飛行制御部５２は、第５検出部４５で検出されたスピードブレーキレバー３４の揺動量に基づいてスポイラー１４０２を上げ下げし、この結果、航空機１０の飛行速度が調整される。
また、飛行制御部５２は、第６検出部４６で検出されたフラップレバー３５の揺動量に基づいてフラップ１４０４を上げ下げし、この結果、航空機１０の揚力が調整される。

飛行制御部５２による被操縦部材の制御量は、基本的には各検出部４１～４６で検出された各操縦部材の操作量に比例している。
図９は、操縦部材の操作量と被操作部材の制御量との関係を模式的に示すグラフである。
図９では、操縦部材としてスラストレバー３３、被操縦部材としてエンジン２０を上げている。飛行制御部５２は、第４検出部４４で検出されたスラストレバー３３の操作量をエンジン２０の出力増加量の指令値に変換する。図９の縦軸は、スラストレバー３３の機体前方への操作量（揺動軸３３１０の揺動角）を示し、横軸はエンジン２０の出力増加量を示す。
図９では、スラストレバー３３の操作量とエンジン２０の出力とは比例関係にあり、スラストレバー３３が大きく操作されるほど、飛行制御部５２はエンジン２０の出力を大きくする。

図３の説明に戻り、出力制限部５４は、飛行制御部５２による被操縦部材の制御を制限する。本実施の形態では、出力制限部５４は、特にエンジン２０の出力を制限する。
上述のように、操縦部材の操作量と被操作部材の制御量とは、基本的には比例関係にある。しかしながら、エンジン２０が低出力の状態（エンジンスロー状態）でスラストレバー３３を急激に操作すると、エンジン２０の出力を急激に増大させることとなり、エンジン２０が停止する可能性がある。例えば航空機１０の着陸間際では、飛行速度を落とすためエンジン２０の出力を小さくするが、何らかの要因で急浮上しなければならない場合などにスラストレバー３３を急操作するとエンジン２０が停止して飛行状態が不安定になる可能性がある。

よって、出力制限部５４は、エンジン２０の単位時間当たりの出力増加量の許容値である許容速度を、エンジン２０の現在の出力に対応して設定し、エンジン２０の出力増加量の指令値（スラストレバー３３への操作量に基づく出力増加量）を実現するための出力増加速度である指令速度が許容速度を超える場合、エンジン２０の実際の出力増加速度を指令速度よりも減少させる出力制限を行う。
なお、スラストレバー３３の操作後、エンジン２０の出力は徐々に（上記許容速度以下の速度範囲で）増加していくため、上記許容速度も徐々に大きくなり、最終的には当初のスラストレバー３３の操作に対応する出力増加量を得ることができる。すなわち、操縦士から見ると、エンジン２０の出力が小さい時にはエンジン２０の出力が大きい時と比べてスラストレバー３３の操作応答性が落ちるが、最終的には所望の出力状態までエンジン２０の出力を増加させることができる。

図１０は、エンジンの現在出力と出力増加速度の許容速度との関係を模式的に示すグラフである。
図１０の縦軸は、出力増加速度の許容値（「許容速度」と表記）を示し、横軸はエンジン２０の現在の出力（「現在出力」と表記）を示す。
図１０に示すように、エンジン２０の現在出力が小さいほど許容速度は小さく設定され、エンジン２０の現在出力が大きいほど許容速度は大きく設定されている。
例えば、エンジン２０の現在出力がＰ１である場合、許容速度はＰｒ２である。この状態で、スラストレバー３３への操作に対応する出力増加量（指令値）を実現するための指令速度がＰｒ１（＞Ｐｒ２）の場合、すなわち点Ａの状態となった場合、出力制限部５４は、実際の出力増加速度をＰｒ１よりも小さい値（例えばＰｒ２）とし、実際の出力増加速度を指令速度よりも小さくする（点Ａ’、出力制限の実施）。
すなわち、出力制限部５４は、エンジン２０の出力増加速度の許容値をエンジン２０の現在の出力に対応して設定し、指令値を実現するための出力増加速度である指令速度が許容速度以上の場合、エンジン２０の実際の出力増加速度を指令速度よりも減少させる出力制限を行う。この時、出力制限部５４は、出力制限時にはエンジン２０の実際の出力増加速度を上記許容速度以下にする。

出力制限実施後、出力制限部５４は、スラストレバー３３への操作に基づく指令値までエンジン２０の出力の増加を継続させる。よって、出力制限が実施された場合にも最終的には操縦士の操作通りのエンジン出力を得ることができる。
また、エンジン２０の現在出力が増加すると許容速度も増加していくので、スラストレバー３３の操作から時間が経過するほど出力増加速度が大きくなる。例えばエンジン２０の現在出力がＰ２になると、許容出力増加速度がＰｒ２となり、当初の指令速度の出力増加速度となる。

一方で、同じくエンジン２０の現在出力がＰ１であり、許容速度がＰｒ２の状態で、スラストレバー３３への操作に対応する出力増加量（指令値）を実現するための指令速度がＰｒ３（＜Ｐｒ２）の場合、出力制限部５４は、実際の出力増加速度をＰｒ３（＝指令速度）とし、出力制限は実施しない（点Ｂ）。

図４は、出力制御システムによる出力制御の手順を示すフローチャートである。
スラストレバー３３に対する操作（特に出力を増加させる操作）が第４検出部４４により検出されると（ステップＳ４００）、飛行制御部５２は、スラストレバー３３の操作量をエンジン２０の出力増加量の指令値に変換するとともに、指令値を実現するための出力増加速度である指令速度を算出する（ステップＳ４０１）。また、出力制限部５４は、現在のエンジン２０の出力に対応する出力増加速度の許容値、すなわち許容速度を決定する（ステップＳ４０２）。
指令速度が許容速度を超えている場合（ステップＳ４０４：Ｙｅｓ）、出力制限部５４は、エンジン２０の出力増加速度を許容速度以下にして出力制限を実施する（ステップＳ４０６）。
一方、指令速度が許容速度以下の場合（ステップＳ４０４：Ｎｏ）、出力制限部５４は、エンジン２０の出力を指令速度通りに増加させる（ステップＳ４０８）。

以上説明したように、実施の形態にかかる航空機１０の出力制御システムによれば、エンジン２０の出力増加速度の許容値である許容速度をエンジン２０の現在の出力に対応して設定し、スラストレバー３３（出力調整操作部材）への操作に対応する出力増加速度（指令速度）が許容速度以上の場合、エンジン２０の実際の出力増加速度を指令速度よりも減少させる出力制限を行う。これにより、出力の急変動によりエンジン２０に不具合が生じる可能性を低減することができる。特にエンジン２０の出力が小さいエンジンスロー状態で急激に出力を大きくする（スラストレバー３３を急操作する）と、エンジン２０が停止する可能性があるが、本発明によれば、エンジン２０の現在の出力に応じた許容速度を設定するので、エンジンスロー状態でスラストレバー３３を急操作しても出力制限が実施され、エンジン２０の停止を防止することができる。
また、実施の形態にかかる航空機１０の出力制御システムにおいて、出力制限時には実際の出力増加速度を上記許容速度以下にするようにすれば、過剰な出力増加によるエンジン２０の不具合を確実に防止することができる。
また、実施の形態にかかる航空機１０の出力制御システムにおいて、エンジン２０の現在の出力が小さいほど上記許容速度を小さく設定するようにすれば、低出力時におけるエンジン２０の不具合を確実に防止することができる。
また、実施の形態にかかる航空機１０の出力制御システムにおいて、出力制限実施後、エンジン２０の出力が指令値となるまで出力増加を継続するようにすれば、エンジン２０の不具合を防止しつつ最終的には操縦士の意図する出力を得ることができる。
また、実施の形態にかかる航空機１０の出力制御システムは、低出力時における急操作によりエンジン停止の可能性があるレシプロエンジンを搭載した航空機１０において、操縦士の操縦熟練度に関わらず安定した飛行を実現する上で有利となる。

１０ 航空機
１２ 機体
１４ 主翼
１４０２ スポイラー
１４０４ フラップ
１４０６ 補助翼
１６ 垂直尾翼
１６０２ ラダー
１８ 水平尾翼
１８０２ エレベータ
２０ エンジン
２２ プロペラ
３０ コックピット
３１ 操縦桿
３２（３２Ａ，３２Ｂ） ラダーペダル
３３（３３Ａ，３３Ｂ） スラストレバー（出力調整操作部材）
３４ スピードブレーキレバー
３５ フラップレバー
４１～４６ 検出部
５０ 航空機制御部
５２ 飛行制御部
５４ 出力制限部

Claims (6)

1. 操縦士により航空機のエンジンの出力調整操作を行なうための出力調整操作部材と、
   前記出力調整操作部材への操作量を検出する検出部と、
   前記検出部で検出された前記操作量を前記エンジンの出力増加量の指令値に変換する飛行制御部と、
   前記エンジンの単位時間当たりの出力増加量の許容値である許容速度を前記エンジンの現在の出力に対応して設定し、前記指令値を実現するための出力増加速度である指令速度が前記許容速度を超える場合、前記エンジンの実際の出力増加速度を前記指令速度よりも減少させる出力制限を行う出力制限部と、
   を備えたことを特徴とする航空機の出力制御システム。
2. 前記出力制限部は、前記出力制限時には前記実際の出力増加速度を前記許容速度以下にする、
   ことを特徴とする請求項１記載の航空機の出力制御システム。
3. 前記出力制限部は、前記エンジンの現在の出力が小さいほど前記許容速度を小さく設定する、
   ことを特徴とする請求項１または２記載の航空機の出力制御システム。
4. 前記出力制限部は、前記出力制限実施後、前記エンジンの出力が前記指令値となるまで出力増加を継続する、
   ことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項記載の航空機の出力制御システム。
5. 前記出力調整操作部材は、操縦パネルから揺動可能に突出された揺動軸と、前記揺動軸の先端に設けられ手により把持される被把持部とを有し、
   前記検出部は、前記揺動軸の揺動角度を前記操作量として検出する、
   ことを特徴とする請求項１から４のいずれか１項記載の航空機の出力制御システム。
6. 前記エンジンは、燃料の熱エネルギーをピストンの往復運動に変換し、回転運動として出力するレシプロエンジンである、
   ことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項記載の航空機の出力制御システム。

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