JP2513454B2 - 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

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JP2513454B2 JP59055960A JP5596084A JP2513454B2 JP 2513454 B2 JP2513454 B2 JP 2513454B2 JP 59055960 A JP59055960 A JP 59055960A JP 5596084 A JP5596084 A JP 5596084A JP 2513454 B2 JP2513454 B2 JP 2513454B2
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    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0661—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for take-off
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Description

【発明の詳細な説明】 〔発明の分野〕 本発明は、航空機用自動飛行装置に係り、特に、エン
ジンにより安全に提供され得る以上のパワーを飛行制御
装置が要求するような条件で下でエンジントルクの制御
を行うヘリコプター用の装置に関する。
〔先行技術の説明〕
ヘリコプター飛行制御用に使用するのに特に適した自
動操縦装置は、例えば1958年７月29日発行のG.E.Idding
sによる米国特許第2,845,623号および1978年８月29日発
行のE.R.Tribken等による米国特許第4,109,886号に開示
されている。本発明の装置は、主としてヘリコプターの
対気速度および垂直経路の制御に関するもので、ヘリコ
プターのピッチ姿勢を指令するサイクリック（周期）ピ
ッチ制御装置および垂直運動を指令するコレクティブ
（同時）ピッチ制御装置を備えている。ロール軸のよう
な他の軸の制御についてはここでは言及しない。
多くの先行技術の自動操縦装置においては、ヘリコプ
ターの対気速度および垂直経路の双方を制御したいと
き、（サイクリック）ピッチ軸は対気速度モードを制御
するのに使用され、コレクティブ（同時）軸は垂直経路
モードを制御するのに使用される。ヘリコプターは、ピ
ッチ姿勢を変化させると加速または減速させられ、コレ
クティブ（同時）制御の設定を変化させるとローター装
置の垂直スラストが変化して揚力が直接増加・減少させ
られる。しかし、コレクティブ制御の設定の増大が要求
されるとヘリコプターのエンジンや伝動装置に要求され
るパワーも増大する。動作可能な上限は、パワー源の許
容出力についてメーカーから発生トルク限界として示さ
れるので、手動によるか自動操縦装置によるかを問わ
ず、そのような許容限界を上回る出力を命令しないこと
が望まれる。
最大許容限界付近のエンジンパワー設定で飛行してい
る場合、上飛行に移るため又は下降飛行から所定高度の
捕捉（所定高度の維持に移ること）のために、コレクテ
ィブ・トルクの設定を増大させると、パワー源に対する
要求が許容限界を越える得ることが分かっている。従っ
て、発生しているエンジントルクをモニターして最大ト
ルクを越えた場合には自動操縦装置によるコレクティブ
・サーボ駆動を遮断できるようにしたり、命令できるト
ルクの量をモニターして手動的に制限したりするのが通
例であった。不利なことに、この方法は、ヘリコプター
の垂直動作に悪影響を与える。例えば、ヘリコプター
を、予め選択した高度へと移る高度プリセレクト・モー
ドで、最大パワー領域をもって降下させようとすると、
上述の先行技術の何れかを使用した自動操縦装置では、
降下を阻止して所定高度の捕捉をすること（所望高度の
維持へと移ること）ができない。これは、コレクティブ
自動操縦装置が不動作状態にされてしまうこと、また
は、必要な付加的コレクティブトルクの発生ができない
こと、によるものである。別の方法は、高速では自動コ
レクティブ制御を不動作としてコレクティブ・トルク設
定を一定に保ち、（サイクリック）ピッチ制御で垂直経
路モードの飛行をする。しかしながら、システムは高度
制御を行い対気速度制御をしないので、降下が命令され
ると、ヘリコプターが最大許容対気速度を越える可能性
があるという望ましくない結果をもたらす。また、操縦
士がエンジントルク計器を監視し、特に姿勢の変化中に
過剰トルク状態である場合、過負荷や潜在的な危険状態
を生じることも明らかである。
〔発明の概要〕
本発明は、ヘリコプター自動操縦装置のコレクティブ
軸およびピッチ軸にトルク制限回路を設けることによっ
て、上述の動作上の難点を克服する。トルク制限回路
は、コレクティブ軸が命令できるエンジントルクの量を
安全な値に制限する。さらにコレクティブ軸が制限モー
ドにあるときは、自動的に自動操縦装置のピッチ軸の動
作を調整して垂直速度誤差を制御する。従って、トルク
限界に近づいても、垂直動作の劣化は最小限となる。
本発明によれば、ヘリコプターは、パワー源または対
気速度の最大値を越えることなく、最大連続パワー設定
で飛行することが可能となる。上昇能力および高度捕捉
性能はパワー源の制限によって悪影響を受けない。
上述の利点は、次のヘリコプター用飛行制御装置によ
って達成される。
すなわち、サイクリック・ピッチ命令信号に応じてヘ
リコプターのピッチ姿勢を制御するサイクリック・ピッ
チ手段、コレクティブ・ピッチ命令信号に応じてヘリコ
プターの揚力を制御するコレクティブ・ピッチ手段、ヘ
リコプターの垂直速度と垂直速度基準との差に対応する
垂直速度誤差信号を生じる手段、ヘリコプターの対気速
度と対気速度基準との差に対応する対気速度誤差信号を
生じる手段、エンジンから発生されているトルクを表す
エンジン・トルク信号を生じるエンジン・トルク検出手
段を備えたヘリコプター用飛行制御装置であって、 垂直速度誤差信号およびエンジン・トルク信号に応
じ、垂直速度誤差信号およびエンジン・トルク信号の和
がエンジン・トルクの所定の最大値以下である時には垂
直速度誤差信号に等しい値を有し、垂直速度誤差信号お
よびエンジン・トルク信号の和がエンジン・トルクの所
定の最大値を超過する時は、エンジン・トルクの所定の
最大値からエンジン・トルク信号を減じたものに等しい
値を有する出力を、コレクティブ・ピッチ命令信号とし
て生じる第１制限手段と、 対気速度誤差信号およびエンジン・トルク信号に応
じ、対気速度誤差信号およびエンジン・トルク信号の和
がエンジン・トルクの所定の最大値以下である時には対
気速度誤差信号に等しい値を有し、対気速度誤差信号お
よびエンジン・トルク信号の和がエンジン・トルクの所
定の最大値を超過する時は、エンジン・トルクの所定の
最大値から前記エンジン・トルク信号を減じたものに等
しい値を有する出力を生じる第２制限手段と、 垂直速度誤差信号と第１制限手段の出力との差を表す
垂直速度修正信号を生じる第１加算手段と、 第２制限手段の出力と垂直速度修正信号とを組合せ
て、サイクリック・ピッチ手段に与えるサイクリック・
ピッチ命令信号を得るにあたり、垂直速度修正信号の大
きさだけサイクリック・ピッチ命令信号が減じられるよ
う、第２制限手段の出力と垂直速度修正信号とを組合せ
る第２加算手段と を備えること、によって達成される。
本発明の実施例では、トルク制限状態とトルク非制限
状態との相互間の移行での過渡時において加速度の急激
な変化を最小にするため、対気速度同期装置を備えてい
る。
〔実施例〕
本発明の好適な実施例を、添付図面を参照して以下に
説明する。
ヘリコプターの安定化および航行は３つの主要な手動
制御素子によって制御される。すなわち、ピッチ姿勢お
よびロール姿勢は、ロータのサイクリック（周期）ピッ
チによって制御され、ヨーはアンチ・トルク・ロータに
よって制御され、垂直スラストはロータのコレクティブ
（同時）ピッチによって制御される。サイクリック（周
期）ピッチは、ヘリコプターの対気速度も制御する。本
発明は主としてヘリコプターの垂直経路の制御に関して
おり、従ってコレクティブ（同時）ピッチ制御およびサ
イクリック（周期）ピッチ制御だけを包含している。従
ってロールおよびヨー姿勢はここには含まれない。
第１図には、コレクティブ軸およびピッチ軸に対す
る、本発明を組み込んだ自動操縦装置が示され、ブロッ
ク1.1はコレクティブ軸制御装置を示し、ブロック1.2は
ピッチ軸制御装置を示し、ブロック1.3は本発明のトル
ク制限回路を示す。
ブロック1.1において、ヘリコプター速度および航法
信号から得られる複数の飛行基準信号11は、制御ブロッ
ク12に与えられ、そこで信号が組み合わされてヘリコプ
ターの動適飛行特性の関数として相互に関係づけられ
る。選択動作モードに対する制御の適用については本発
明の発明者およびC.Griffithによる1983年２月16日米国
特許出願第466,815号「ヘリコプター用の３キュー飛行
指令装置（Three−Cue Flight Director System For He
licopters）」に詳述されている。
自動操縦装置は、高度保持、垂直速度保持、グライド
スロープおよび対気速度保持を含む種々の動作モードで
ヘリコプターを制御するのに使用することができる。こ
れらのモードはモード選択器13を介して操縦士によって
設定される。所望の高度制御モードを設定するモード選
択器13は、ブロック12に接続されている。選択された入
力信号をブロック12で処理した結果の垂直速度基準
REFが得られる。高度情報および垂直加速度情報14はブ
ロック15に与えられて垂直速度信号を発生する。
垂直速度計算ブロック15は、通常、高度信号および加
速度信号を処理する、高域フィルタおよびこれに相補的
な低域フィルタを含む。垂直速度計算ブロック15では、
気圧高度信号を時間微分して高度速度（レート）信号と
してから低域通過フィルタを通して高周波変動成分を除
き（即ち低周波数成分を得）、また、加速度計からの信
号を時間積分して得た高度速度（レート）信号を高域通
過フィルタに通してその高周波数成分を得、このように
して得られた低周波数成分と、高周波数成分とを組合せ
ることによって、比較的ノイズの無い垂直速度信号を発
生する。従来、この垂直速度は、垂直加速度と、気圧高
度またはレーダ高度の何れかとを処理して得られる。加
算器16で垂直速度基準および垂直速度信号の差がとられ
て垂直速度誤差に相当する差信号Ｅを発生する。この
差信号はブロック17で利得調整されてコレクティブ位置
要求信号18となる。この信号はトルク制限回路1.3にて
処理される。トルク制限回路1.3の動作は後述する。ト
ルク制限回路1.3で処理された後の出力はコレクティブ
・ピッチ命令信号19であり、この信号19はレートリミッ
ト回路20に与えられる。レートリミット回路20は、コレ
クティブ・ピッチ・サーボ作動装置に対する与えられた
レートの変化を制限し、もって垂直スラストの急激な変
化によりヘリコプターの乗客が不快感を感じるようなレ
ートを越えないことを確実にする。
レートリミット回路20は、ヘリコプターの空力的不安
定または垂直速度基準の変更で生じ得るような過渡的な
垂直速度変化に対する応答を、鈍感にすることによっ
て、過度の加速または減速を排除する。レートリミット
値は選択した動作モードに従って変化する。従って例え
ば計器飛行モードの下では、より迅速な応答が行われ、
乗客の快適さを犠牲にして航行の精確さが追求される。
レートリミット回路20の出力信号は加算器21を介してサ
ーボ増幅器22に与えられ、サーボ増幅器22はコレクティ
ブ軸サーボ装置23に電流を与える。サーボ位置フィード
バック信号24は、ウオッシュアウト回路25および波形成
形回路26で処理されて加算回路21に与えられ、そこでレ
ートリミット回路20からの信号との差がとられる。ウオ
ッシュアウト回路25は、ステップ関数のような長期の関
数を徐々に減衰させて零とするもので、高周波成分を通
過させる点では高域通過フィルタに類似するものであ
る。従来の態様では、コレクティブ軸サーボ増幅器22
は、所望速度が達成される（その点で駆動が零とされ
る）まで、加算器21からのエラー信号によって駆動され
てしまう。しかし、ウオッシュアウト回路25により長期
残留の垂直エラーを零に減衰させるとともに、比較的高
い周波数変化を波形成形回路26に通過させ、もって積分
制御の効果を与える。サーボループの帯域幅は、所望動
作範囲にわたって安定を確実にするよう適合させる。サ
ーボループの設計は従来のもので当業者には周知であ
る。波形成形回路26は、従来の態様で、コレクティブ軸
サーボ装置23からの偏倚およびレートフィードバックを
ウオッシュアウト回路25を通して受け、加算回路21を介
してサーボ増幅器22に与える。
第１図のブロック1.2には、飛行制御装置の（サイク
リック）ピッチ軸が示される。対気速度感知装置30は加
算器31に対気速度信号を与える。対気速度基準信号32も
加算器31に与えられて、対気速度信号と対気速度基準信
号との差をとることによって対気速度誤差に相当する差
信号を生じる。対気速度基準信号は好ましくは後述の第
２図に示した同期装置から発生される。対気速度誤差に
相当する差信号は、さらに利得装置33の利得を付加する
ことによって修正されてサイクリック・ピッチ要求信号
34を形成する。サイクリック・ピッチ要求信号34は後述
のようにトルク制限装置1.3中の回路に与えられる。加
算器62および64を通過した後のトルク制限装置の出力35
は、ピッチ軸姿勢制御ループ36に与えられるサイクリッ
ク・ピッチ命令信号（姿勢命令信号）である。ピッチ軸
姿勢ループ36は、垂直ジャイロ（水平儀）によって与え
得るピッチ姿勢基準37に対してピッチを所定の航行に要
する姿勢に保持しようとする。このピッチ軸姿勢制御ル
ープ36は、従来同様に、姿勢命令信号とピッチ姿勢基準
とを用いて得た信号でもって、ピッチ・サーボループを
駆動する。ピッチ・サーボ増幅器39は、ピッチ軸サーボ
装置40を駆動することによってサイクリック・ピッチを
制御する。サーボ位置信号41は、コレクティブ・ピッチ
作動ループにおけるように、波形整形回路42によって処
理され加算器43に送られ、そこでピッチ姿勢制御ループ
36の出力との差をとられてサーボ増幅器39を駆動する信
号を発生する。当業者には自動操縦装置のピッチ軸は、
低速で長周期のピッチ制御運動を行ってサーボ装置40を
その基準に近づける自動トルク作動装置を使用しても良
いことがわかるだろう。
ブロック1.3のトルク制限回路の動作を次に説明す
る。第１図に示したようにトルク制限回路はコレクティ
ブ軸およびピッチ軸の双方について動作する。エンジン
・トルク感知装置50から発生される。現在のエンジン・
トルクを表す信号51は、利得制御装置52によって利得調
整されてトルク信号57として加算器53および54に与えら
れる。コレクティブ位置要求信号18は、加算器53でトル
ク信号57と加え合わされてトルク制限回路55に与えら
れ、そこで振幅制限される。加算器54は、振幅制限され
た信号から、利得制御装置52からの出力信号を減算し、
コレクティブ・ピッチ命令信号19を発生する。トルク制
限回路55は、所望の最大許容エン ジン・トルクに対応する値（所定の最大値）に設定され
た第３図のような制限閾値TMAXを有している。トルク信
号57は、トルク制限回路55の入力端で加算されその出力
端で減算されるので、トルク制限回路55への入力が制限
閾値TMAXより低いままである限り、コレクティブ位置要
求信号18はそのままコレクティブ・ピッチ命令信号19と
して現れることが分かるであろう。しかし、信号18およ
び57の和が所定の最大値（最大許容トルクないしその近
傍の値）に至ると、トルク制限回路55は飽和する。従っ
て、トルク制限回路55への入力が制限閾値TMAXに達する
に十分であるとき（これは最大許容エンジントルクに達
しコレクティブ軸が付加的なトルクを要求しているとき
に起こる）、加算器54の出力は、制限閾値TMAXからエン
ジン・トルク信号57を減じた値となる。その結果、トル
ク限界TMAXを越えるような場合には常に、要求エンジン
・トルクを低減させるような信号がコレクティブサーボ
に与えられることになる。この状況の下ではコレクティ
ブ位置要求信号18の正の値（増大分）はトルク制限回路
55を介して送られないことに注意されたい。
第１図のピッチ軸のブロック1.2を参照すると、同様
のトルク制限回路38がピッチ自動操縦装置チャンネルに
備えられている。エンジン・トルク信号51は利得装置60
によって利得調整され次いで加算器61および62に与えら
れる。サイクリック・ピッチ要求信号（対気速度要求信
号）34も加算器61で加算される。加算器61の出力は、ト
ルク制限回路55に関して説明したのと同様に、トルク制
限回路38によって処理される。トルク制限回路38の出力
から、エンジン・トルク信号63が加算器62で減じられ
る。サイクリック・ピッチ要求信号34とエンジン・トル
ク信号63との和が制限閾値TMAXを越えなければ、コレク
ティブ軸に関して前述したのと同様に、サイクリック・
ピッチ要求信号34は、制限回路38を介してそのまま送ら
れて加算器64に向かう。信号34と63との和がTMAXに達す
ると、信号34の正の成分の少なくとも一部は、トルク制
限回路38によって除去される。トルク信号63がもしそれ
以上に増大しようとすると、その増大分は、加算器62の
減算入力に与えられるので、サイクリック・ピッチ命令
信号35の減少に寄与することになる。すなわち、トルク
限界を越えようとすると、前進速度を減少させてヘリコ
プターの機首のピッチアップをさせるような効果を有す
るサイクリック・ピッチ命令信号35をピッチ軸姿勢ルー
プ36に与える。ヘリコプターをピッチアップする１つの
効果は上昇飛行を生じることであり、よって所望の垂直
経路を保持するのに必要なエンジン・コレクティブ・ト
ルクの量を低減する。より重要なことはトルク限界に達
した際、対気速度誤差の関数として通常命令されるサイ
クリック・ピッチ要求信号34が除去されることである。
従って、ピッチ軸は、最大トルク限界に達している状態
では、対気速度を保持するのにもはや有効ではない。し
かし、コレクティブ軸1.1からのクロスフィールド信号6
5が加算器64に与えられることに注意されたい。
クロスフィールド信号65は、加算器66でコレクティブ
位置命令信号19とコレクティブ位置要求信号18との差を
とることによって得られる。この差信号67は、垂直速度
修正信号を表わすものであって、トルク限界TMAXに達し
ない限り（トルク信号57がトルク制限回路55の入力で加
算され出力で減算されるので）零である。しかし、TMAX
に達してコレクティブ軸のトルク制限回路55が飽和して
いる場合には、要求されたコレクティブ駆動との実際に
命令されたコレクティブ駆動の間の差を表す差信号67が
発生され、この差信号は、コレクティブ軸が高度修正信
号に応じられなかったことから生じる垂直経路エラーに
対応する。このエラーは利得装置68によって調整されて
から、加算器64において、加算器62の出力34bに加算さ
れ、サイクリック・ピッチ命令信号を減少させて機首の
ピッチアップによるヘリコプターの上昇を可能とする。
従って、トルク限界TMAXに達した際、コレクティブ軸に
よって制御できない垂直エラー信号は自動的にピッチ軸
に転送され、ピッチ軸によって制御されることが明らか
である。必要なパワーがトルク限界を下回るような状態
にヘリコプターが操縦されるとコレクティブ制御が回復
しピッチ軸は対気速度制御に再び戻る。
第１図に示したピッチ軸の加算器31に対気速度基準を
与える第２図の対気速度同期回路の動作を以下に説明す
る。同期回路の主要な機能は、ピッチ軸を駆動する対気
速度誤差信号が大きくなりすぎないような考慮を加え
た、（自動操縦装置に対する）対気速度基準を与えるこ
とである。同期回路により与えられる対気速度基準は、
設定対気速度にクランプされている状態、トルク制限回
路の動作下で許容される対気速度変更が行えるような対
気速度誤差信号を得るために使用できる。ピッチ軸は、
トルク限界に達した後では常に高度入力によって制御さ
れ対気速度を無視することになるので、結果的に非常に
大きな対気速度誤差が発生し得る。このような大きな対
気速度誤差がある状態で、トルク限界のエンジン・トル
クが要求されなくなって対気速度制御が再開されると、
垂直経路に関する命令により、不所望の急速な対気速度
の加速が生じ得る不都合がある。この不都合を回避する
ため対気速度基準信号は第２図に示したような新規の態
様で処理される。クランプされていない時（後述の同期
スイッチ73が閉の時）には、第２図の回路の出力は対気
速度と同期しており、従って、速度基準をクランプ即ち
設定するまでは、対気速度変化に追従する速度基準を与
え、よってピッチ軸自動操縦装置が不動作となる時点で
加算器31の出力であるエラー信号が零値であることを実
現する。
対気速度同期入力積分ループ70は、加算器71,利得装
置72,同期制御スイッチ73および積分装置74を備えてい
る。これらの要素は、加算器71のまわりでフィードバッ
クループとして使用される。対気速度感知装置または航
法補助装置から発生することができる対気速度信号30
は、加算器71に与えられる。加算器71の出力は利得装置
72に与えられ、これによって約0.5秒の遅延または円滑
ファクターも取り入れられる。利得装置72の出力は、手
動制御または論理作動装置にすることができる制御装置
73によって切換えられ、次いで積分装置74に向かう。積
分装置74の出力REF.1は、加算器71で対気速度30から減
算されてループ70にフィードバック信号を与える。最初
のパワーアップまたは対気速度の変化を生じる他の操縦
士動作の際、同期スイッチ73は閉になり、ループはクラ
ンプを解放される。積分装置74は対気速度30に等しい出
力REF.1を発生するのでループ70は対気速度入力に追従
する。
自動操縦装置がその後、速度保持モードになると、同
期スイッチ73は開になる。積分装置74の出力は設定速度
に等しい固定値にクランプされたことになり、その出力
値はスイッチ75に与えられる。第２図に示した位置では
スイッチ75は、REF.1出力を加算器76に与える。しか
し、スイッチ75は、外部飛行経路コンピュータから与え
得る外部基準77からの信号を与えられるように切り換え
ることもできる。スイッチ75は、対気速度感知装置30の
側に結合されていると、同期装置がクランプされた時点
の対気速度に対応する信号を与える。スイッチ75の出力
は、加算器76,利得装置79,制限増幅器80,加算器81及び
積分装置82で構成されたループ78を備えているエラー緩
和回路に与えられる。エラー緩和回路の目的は、対気速
度基準の大きなあるいは急速な変化を減衰させるととも
に、許容トルク限界を越えた場合に対気速度基準から一
時的にはずれること可能とすることにある。利得装置お
よび制限増幅器は、積分装置82をゆっくり動作させ、従
って対気速度基準信号の変化による命令対気速度加速の
不連続性の影響を緩和する。利得装置79は通常約８秒の
値に設定した時定数を有している。制限増幅器80は、加
算器81への入力における駆動振幅又は最大変化率を制限
する。このレートリミットは通常約１ノット／秒に設定
する。制限増幅器80の出力は加算器81を介して積分装置
82に与えられる。積分装置82の出力は、加算器76の入力
にフィードバックされてループを閉じ、従来の態様で遅
れをもたらす。レートリミットおよび遅れ時定数は、モ
ード変更の際またはコレクティブ軸での制御による姿勢
変化の場合に遭遇し得る大きな一時的な対気速度基準の
変化によって、高度基準信号の動作に影響が及ぶのを防
止するように選択する。
第３積分ループ83は、加算器81,積分装置82,加算器8
4,デッドゾーン回路85および利得装置86を備えている。
積分装置82の出力（これは対気速度基準32となる）は加
算器84に与えられ、対気速度30が差し引かれて差信号を
発生する。従って対気速度基準32が対気速度30に等しい
場合フィードバックされる差信号は何ら発生されない。
しかし、トルク変化によってトルク限界付近の状態にな
り、コレクティブ軸がピッチ軸自動操縦装置に優先した
場合は、差信号がループ83に導入される。デッドゾーン
回路85はこの差信号を受ける。第４図に示したように±
５ノット程度の小さな対気速度の差に対してはデッドゾ
ーン回路85からの出力はなく従って積分装置82の出力は
影響を受けないままである。加算器８からの差信号がデ
ッドゾーン限界を越えると、差信号は利得装置86を通過
し次いで加算器81に向かう。加算器81からの差出力が積
分装置82に与えられ、積分装置82の出力が±５ノットの
範囲に入るようにする。デッドゾーン回路85は、速度誤
差がある小さな範囲内にあるかのような信号を積分装置
82に生じさせる。積分装置82の出力（接続点87）は、サ
イクリック・ピッチ軸に与えられる第１図に示すような
対気速度基準32となる。エンジン・トルク限界に達し、
コレクティブ軸による制御によってピッチ軸自動操縦装
置が不動作にされ、よって大きな対気速度誤差が生じた
場合でも、加算器31に与えられる対気速度基準は、実際
の対気速度からほぼ５ノットのずれの範囲内に入る。ト
ルク限界に至らないようにヘリコプターの飛行経路が調
整されると、ピッチ軸制御は自動操縦対気速度モードに
戻り、実際の対気速度から約５ノット以内で変化してい
く対気速度基準に向けて、漸増する加速を与える。而し
て対気速度基準の値は、選択スイッチ75の出力によって
設定された当初の値に至るまで、１ノット／秒のレート
で連続的に増加する。従って、当初設定の対気速度まで
平滑で快適な加速が生じる。
ここで述べた実施例は、理解容易のためアナログ装置
によって例示した。しかしながらデジタルプロセッサの
ソフトウエアプログラミングによっても同様の機能をも
たらすことができる。
本発明の利点は、第１図を参照して下記の例を考察す
ることによって理解できる。操縦士が、垂直速度保持モ
ードで且つ対気速度保持モードで飛行していると仮定す
る。1000フィート／分（１フィート＝30.48cm）の垂直
速度基準および170ノットの対気速度基準が設定され、
さらにエンジン・トルクは最大許容トルクの90％になっ
ていると仮定する。加算器16からのエラー信号Ｅは、
利得装置17に与えられ次いで加算器53に与えられる。エ
ンジン・トルク信号50は、利得装置52を介して処理され
加算期53に与えられる。エンジン・トルク信号57および
コレクティブ位置要求信号18の和は、所定の最大値より
小さいのでトルク制限回路55への信号はそのまま加算器
54に送られ、そこでエンジン・トルク信号57が減算され
てコレクティブ・ピッチ命令信号19を発生する。このコ
レクティブ・ピッチ命令信号19は、入力されたコレクテ
ィブ位置要求信号18に本質的に等しい。コレクティブ・
ピッチ命令信号19は、次いでレートリミット回路20に与
えられてコレクティブサーボ作動ループに与えられる。
コレクティブサーボ作動ループは従来の態様でコレクテ
ィブ・ピッチ命令信号19に応答する。
エンジントルクは90％になっているので、ピッチ軸命
令は同様の態様でピッチ軸制限回路を介して処理され
る。
操縦士は、モード選択器13は高度プリセレクト・モー
ドにして降下を開始する。所望高度に近づくとコレクテ
ィブサーボ装置はそれ以上の降下を阻止することにより
高度捕捉を行おうとして100％トルクを要求する。100％
トルクが要求されるのでトルク制限回路55は飽和する。
そうすると、コレクティブ位置要求信号18に起因するコ
レクティブ・ピッチ命令信号19は、トルク制限回路55お
よび加算器54でのエンジン・トルク信号57の減算によっ
て低減される。従ってコレクティブ・ピッチ命令19は低
減されたトルクを要求しコレクティブ軸における導入操
縦装置の高度制御の喪失となる。しかし、トルク制限回
路38も飽和しており、その結果サイクリック・ピッチ要
求信号34は、トルク制限回路38および加算器62に介する
ことにより減衰され、トルク信号63に起因する減算成分
のみが出力34bに現れる。
コレクティブ位置要求信号18は、発生されたコレクテ
ィブ・ピッチ命令信号19との差が加算器66でとられる。
不足分を表す差信号67はコレクティブ・トルク制限によ
る垂直経路エラーを表す。利得装置68を通過したクロス
フィールド信号65は、加算器62の出力34bと加算器64で
加算される。サイクリック・ピッチ要求信号（速度要求
信号）34はトルク制限回路38によって除去されており、
ピッチ軸に向けられたクロスフィールド信号65によって
サイクリック・ピッチ命令信号が減少させられるので、
ヘリコプターが垂直経路エラーを修正するのに十分なだ
け機首をピッチアップすることが可能になり、所望高度
を捕捉する際上昇を生じたり降下を阻止したりし、よっ
て所望垂直経路を保持するのに必要なコレクティブ・エ
ンジントルクを低減する。
この操縦中対気速度は例えば130ノットに低減されト
ルクは100％に保たれる。次に、操縦士が再度降下する
ことを選択する。操縦士は再度垂直速度保持モードにし
1000フィート／分の降下基準を選択する。コレクティブ
軸に対する低減されたトルク要求のためコレクティブ自
動操縦装置はトルクを90％に低減し所望の垂直速度が達
成される。ピッチ軸自動操縦装置の制御は次いで対気速
度基準に戻され、これによって170ノットの所望対気速
度に達するまでヘリコプターの機首が下げられ１ノット
／秒の加速度が命令される。
本発明の好適な実施例を説明したが、本発明は、実施
例やその説明のための用語に限定されるものではなく、
特許請求の範囲の記載によって定められるものである。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明のヘリコプター用飛行制御装置の実施
例のブロック図、 第２図は、本発明の実施例による、対気速度基準を与え
るための対気速度同期回路を示す図、 第３図は、第１図に示されるトルク制御回路の伝達関数
を示す図、 第４図は、第２図のデッドゾーン回路の伝達関数を示す
図である。 11……飛行基準信号源、12……制御ブロック、13……モ
ード選択器、14……高度情報および垂直加速度情報源、
15……垂直速度ブロック、20……レートリミット回路、
22,39……サーボ増幅器、23……コレクティブ軸サーボ
装置、25……ウオッシュアウト回路、26,42……波形成
形回路、30……対気速度感知装置、32……対気速度基準
源（対気速度同期回路）、38,55……トルク制限回路、3
6……ピッチ軸姿勢ループ、37……ピッチ姿勢基準源、4
0……ピッチ軸サーボ装置。

Claims (1)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】サイクリック・ピッチ命令信号に応じてヘ
    リコプターのピッチ姿勢を制御するサイクリック・ピッ
    チ手段、コレクティブ・ピッチ命令信号に応じてヘリコ
    プターの揚力を制御するコレクティブ・ピッチ手段、ヘ
    リコプターの垂直速度と垂直速度基準との差に対応する
    垂直速度誤差信号を生じる手段、ヘリコプターの対気速
    度と対気速度基準との差に対応する対気速度誤差信号を
    生じる手段、エンジンから発生されているトルクを表す
    エンジン・トルク信号を生じるエンジン・トルク検出手
    段を備えたヘリコプター用飛行制御装置であって、 前記垂直速度誤差信号（18）および前記エンジン・トル
    ク信号（57）に応じ、前記垂直速度誤差信号および前記
    エンジン・トルク信号の和がエンジン・トルクの所定の
    最大値以下である時には前記垂直速度誤差信号に等しい
    値を有し、前記垂直速度誤差信号および前記エンジン・
    トルク信号の和がエンジン・トルクの前記所定の最大値
    を超過する時は、エンジン・トルクの前記所定の最大値
    から前記エンジン・トルク信号を減じたものに等しい値
    を有する出力（19）を、コレクティブ・ピッチ命令信号
    として生じる第１制限手段（53,55,54）と、 前記対気速度誤差信号（34）および前記エンジン・トル
    ク信号（63）に応じ、前記対気速度誤差信号および前記
    エンジン・トルク信号の和がエンジン・トルクの前記所
    定の最大値以下である時には前記対気速度誤差信号に等
    しい値を有し、前記対気速度誤差信号および前記エンジ
    ン・トルク信号の和がエンジン・トルクの前記所定の最
    大値を超過する時は、エンジン・トルクの前記所定の最
    大値から前記エンジン・トルク信号を減じたものに等し
    い値を有する出力を生じる第２制限手段（61,38,62）
    と、 前記垂直速度誤差信号（18）と前記第１制限手段の出力
    （19）との差を表す垂直速度修正信号（65）を生じる第
    １加算手段（66）と、 前記第２制限手段の出力（34b）と前記垂直速度修正信
    号（65）とを組合せて、前記サイクリック・ピッチ手段
    に与える前記サイクリック・ピッチ命令信号（35）を得
    るにあたり、前記垂直速度修正信号（65）の大きさだけ
    前記サイクリック・ピッチ命令信号（35）が減じられる
    よう、前記第２制限手段の出力（34b）と前記垂直速度
    修正信号（65）とを組合せる第２加算手段（64）と を備えることを特徴とするヘリコプター用飛行制御装
    置。
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Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2185951B (en) * 1986-02-04 1989-07-05 Rolls Royce Helicopter rotor and engine control
US4849900A (en) * 1986-05-02 1989-07-18 The Boeing Company Flight control system and method
FR2613078B1 (fr) * 1987-03-26 1990-12-28 Crouzet Sa Dispositif de mesure de la vitesse air d'un helicoptere
US4801110A (en) * 1987-12-21 1989-01-31 Honeywell Inc. Approach to hover control system for helicopters
JPH0370699A (ja) * 1989-08-09 1991-03-26 Hitachi Zosen Corp 垂直離着飛行体の飛行制御方法
US5188511A (en) * 1991-08-27 1993-02-23 United Technologies Corporation Helicopter anti-torque device direct pitch control
JP2863665B2 (ja) * 1992-03-09 1999-03-03 川崎重工業株式会社 回転翼航空機の自動飛行装置
US5522568A (en) * 1993-11-09 1996-06-04 Deka Products Limited Partnership Position stick with automatic trim control
US5465211A (en) * 1994-05-02 1995-11-07 Beech Aircraft Corporation Control system for propeller driven aircraft
US5593109A (en) * 1995-01-10 1997-01-14 Lucas Western, Inc. Actuator system and method
US5730394A (en) * 1995-12-20 1998-03-24 Sikorsky Aircraft Corporation Vertical performance limit compensator
US5971325A (en) * 1997-12-23 1999-10-26 Sikorsky Aircraft Corporation Compensation for rotorcraft pitch axis control saturation
FR2830630B1 (fr) * 2001-10-05 2004-07-30 Eurocopter France Dispositif de pilotage automatique d'un helicoptere et systeme de pilotage automatique comportant un tel dispositif
FR2830631B1 (fr) * 2001-10-05 2004-07-30 Eurocopter France Dispositif et systeme de pilotage automatique d'un helicoptere
FR2844607B1 (fr) * 2002-09-16 2004-12-10 Centre Nat Rech Scient Systeme d'assistance au pilotage de l'altitude et de la vitesse horizontale, perpendiculaire a l'aplomb, d'un aeronefs equipes de ce systeme
US7546975B2 (en) * 2004-09-14 2009-06-16 The Boeing Company Tandem rotor wing rotational position control system
FR2876468B1 (fr) * 2004-10-08 2007-08-17 Eurocopter France Systeme de pilotage automatique d'un helicoptere
US7433765B2 (en) * 2005-05-03 2008-10-07 Sikorsky Aircraft Corporation Fly by wire static longitudinal stability compensator system
FR2900385B1 (fr) * 2006-04-28 2008-12-26 Eurocopter France Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un giravion au decollage.
JP4961166B2 (ja) * 2006-06-12 2012-06-27 ヒロボー株式会社 自律飛行制御装置及び自律飛行制御装置を搭載した小型無人ヘリコプタ
US9150308B2 (en) 2012-02-10 2015-10-06 Merlin Technology, Inc. Rotorcraft autopilot system, components and methods
RU2619675C2 (ru) * 2012-02-10 2017-05-17 Мерлин Технолоджи, Инк. Автопилот
US9856017B2 (en) * 2013-06-11 2018-01-02 Bell Helicopter Textron Inc. Torque based method of limiting vertical axis augmentation
EP2957788A1 (en) 2014-06-20 2015-12-23 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Aircraft capable of hovering with torque limiter
US10343770B2 (en) * 2016-03-01 2019-07-09 Joe H. Mullins Torque and pitch managed quad-rotor aircraft
US10747235B2 (en) 2018-04-25 2020-08-18 The Boeing Company Pitch trim prediction for aircraft
EP3561631B1 (en) * 2018-04-25 2022-11-23 The Boeing Company Pitch and thrust control for compound aircraft
CN109625248B (zh) * 2018-11-23 2022-04-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 给定高度控制方法

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2845623A (en) * 1956-01-03 1958-07-29 Sperry Rand Corp Aircraft navigation system
US4129275A (en) * 1974-11-22 1978-12-12 The Boeing Company Automatic flight control apparatus for aircraft
JPS5160397A (en) * 1974-11-22 1976-05-26 Kawasaki Heavy Ind Ltd Kaitenyokukokuki niokeru jidohikoseigyosochi
CA1050633A (en) * 1974-12-19 1979-03-13 Ronald J. Miller Semi-automatic flight control system utilizing limited authority stabilization system
US4168045A (en) * 1978-02-28 1979-09-18 United Technologies Corporation Speed and collective pitch bias of helicopter longitudinal cyclic pitch
US4382283A (en) * 1980-08-08 1983-05-03 United Technologies Corporation Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system
US4385356A (en) * 1981-03-30 1983-05-24 United Technologies Corporation Non-saturating airspeed/attitude controls
US4371938A (en) * 1981-03-30 1983-02-01 United Technologies Corporation Automatic airspeed engage/disengage
US4564908A (en) * 1983-02-28 1986-01-14 United Technologies Corporation Automatic limiting of helicopter engine torque

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Publication number Publication date
JPS59209998A (ja) 1984-11-28
US4628455A (en) 1986-12-09
DE3480879D1 (de) 1990-02-01
EP0125088A2 (en) 1984-11-14
EP0125088B1 (en) 1989-12-27
EP0125088A3 (en) 1986-02-19

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