JP2733270B2 - プロペラの位相制御装置 - Google Patents
プロペラの位相制御装置Info
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- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 11
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
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- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
- B64C11/50—Phase synchronisation between multiple propellers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
- B64D31/12—Initiating means actuated automatically for equalising or synchronising power plants
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ この発明は、プロペラ式航空機のエンジン制御装置に
関するもので、特に複数のプロペラ式エンジンのプロペ
ラの回転位相を同期させるための装置に関するものであ
る。
関するもので、特に複数のプロペラ式エンジンのプロペ
ラの回転位相を同期させるための装置に関するものであ
る。
［従来の技術及び問題点］ 周知のように、複数のプロペラ式エンジを持つ航空機
の各エンジンのプロペラ間の相対位相を同期させるため
に本出願人の登録商標「シンクロフェイサー（SYNCHROP
HASER）」が用いられている。各プロペラ間の相対位相
は各航空機に関して設定されるもので、航空機の航行中
は、プロペラの非同期回転によって発生される気流の乱
れによる不規則な機体の振動に起因する機内の騒音を抑
制するために、ほぼ一定に維持されている。
の各エンジンのプロペラ間の相対位相を同期させるため
に本出願人の登録商標「シンクロフェイサー（SYNCHROP
HASER）」が用いられている。各プロペラ間の相対位相
は各航空機に関して設定されるもので、航空機の航行中
は、プロペラの非同期回転によって発生される気流の乱
れによる不規則な機体の振動に起因する機内の騒音を抑
制するために、ほぼ一定に維持されている。
従来使用されているシンクロフェイサーでは所定のマ
スターエンジンのプロペラ羽根の角度位置に応じてスレ
ーブエンジンのプロペラ羽根の角度位置を同期させる位
相制御が行われている。このため各スレーブエンジンの
プロペラについて検出されるプロペラ羽根の角度位置が
マスターエンジンのプロペラ羽根の角度位置と比較さ
れ、この比較の結果位相差が求められる。スレーブエン
ジンのプロペラ羽根のピッチ角は、位相差が所定値とな
るように調整される。
スターエンジンのプロペラ羽根の角度位置に応じてスレ
ーブエンジンのプロペラ羽根の角度位置を同期させる位
相制御が行われている。このため各スレーブエンジンの
プロペラについて検出されるプロペラ羽根の角度位置が
マスターエンジンのプロペラ羽根の角度位置と比較さ
れ、この比較の結果位相差が求められる。スレーブエン
ジンのプロペラ羽根のピッチ角は、位相差が所定値とな
るように調整される。
また、エンジンのプロペラ間の位相同期は、瞬間的に
又は一定時間スレーブエンジンの回転速度を調整するこ
とでも達成される。周知のようにエンジンの出力レベル
を一定に維持した状態においてはプロペラ軸の回転速度
はプロペラ羽根のピッチ角に応じて変化する。即ち、プ
ロペラ羽根のピッチ角が増加すると、プロペラの回転速
度は低下する。一方、プロペラ羽根のピッチ角が減少す
ると、プロペラの回転速度は増加する。位相制御におい
ては、定常的にスレーブエンジンのプロペラ羽根のピッ
チ角を調整して、プロペラ軸の回転速度を一定に維持し
てマスターエンジンのプロペラとスレーブエンジンのプ
ロペラの位相同期を計っている。
又は一定時間スレーブエンジンの回転速度を調整するこ
とでも達成される。周知のようにエンジンの出力レベル
を一定に維持した状態においてはプロペラ軸の回転速度
はプロペラ羽根のピッチ角に応じて変化する。即ち、プ
ロペラ羽根のピッチ角が増加すると、プロペラの回転速
度は低下する。一方、プロペラ羽根のピッチ角が減少す
ると、プロペラの回転速度は増加する。位相制御におい
ては、定常的にスレーブエンジンのプロペラ羽根のピッ
チ角を調整して、プロペラ軸の回転速度を一定に維持し
てマスターエンジンのプロペラとスレーブエンジンのプ
ロペラの位相同期を計っている。
マスター／スレーブ制御を用いたエンジン回転速度制
御は、接続便、ビジネス飛行便等に用いられる小型航空
機の製造者には、使用可能なものとなっているが、旅客
輸送用の大型航空機を製造する製造者では、このマスタ
ー／スレーブ制御の使用は困難なものとなっている。即
ち、シンクロフェイサーによるマスター／スレーブ制御
においてはプロペラ間の位相を同期させるためにマスタ
ーエンジンのプロペラ羽根の回転速度に応じてスレーブ
エンジンのプロペラ羽根のピッチ角が必然的に変化され
るといったように、各エンジンの相互の連関が大きく、
マスターエンジンが故障して出力が低下した場合に、ス
レーブエンジンの出力もこれにつれて低下してしまい、
航行に支障をきたす恐れが有るためである。通常、マス
ター／スレーブ制御における各エンジン間における連関
制御の範囲は、通常±４％の範囲の限られた範囲に制限
されているが、この制限された範囲の出力低下も、アプ
ローチ時、着陸時等の飛行状態では、非常に危険なもの
となる。
御は、接続便、ビジネス飛行便等に用いられる小型航空
機の製造者には、使用可能なものとなっているが、旅客
輸送用の大型航空機を製造する製造者では、このマスタ
ー／スレーブ制御の使用は困難なものとなっている。即
ち、シンクロフェイサーによるマスター／スレーブ制御
においてはプロペラ間の位相を同期させるためにマスタ
ーエンジンのプロペラ羽根の回転速度に応じてスレーブ
エンジンのプロペラ羽根のピッチ角が必然的に変化され
るといったように、各エンジンの相互の連関が大きく、
マスターエンジンが故障して出力が低下した場合に、ス
レーブエンジンの出力もこれにつれて低下してしまい、
航行に支障をきたす恐れが有るためである。通常、マス
ター／スレーブ制御における各エンジン間における連関
制御の範囲は、通常±４％の範囲の限られた範囲に制限
されているが、この制限された範囲の出力低下も、アプ
ローチ時、着陸時等の飛行状態では、非常に危険なもの
となる。
従って、この種のエンジンのプロペラ位相制御におい
ては、エンジン間の位相同期制御を行いつつ、マスター
エンジンとスレーブエンジンとの間の相互依存性を希釈
することが望ましいと考えられている。
ては、エンジン間の位相同期制御を行いつつ、マスター
エンジンとスレーブエンジンとの間の相互依存性を希釈
することが望ましいと考えられている。
そこで、本発明の目的は、マスターエンジン及びスレ
ーブエンジンの各プロペラ間の位相制御とは独立して設
定される位相制御用の同期基準信号を用いることによっ
てマスターエンジンとスレーブエンジンの相互依存の必
要性をなくするようにしたプロぺラ式エンジの位相制御
装置を提供しようとするものである。
ーブエンジンの各プロペラ間の位相制御とは独立して設
定される位相制御用の同期基準信号を用いることによっ
てマスターエンジンとスレーブエンジンの相互依存の必
要性をなくするようにしたプロぺラ式エンジの位相制御
装置を提供しようとするものである。
［課題を解決するための手段］ 上記及び上記以外の目的を達成するために、本発明の
構成によれば、各エンジンのエンジン回転速度及び位相
制御信号を発生するエンジン制御装置と、前記エンジン
回転速度及び位相制御信号と、検出される実プロペラ軸
回転速度及び実プロペラ位相との差に応じてプロペラ軸
回転速度とプロペラ位相を調整するためにプロペラのピ
ッチ角を調整する速度及び位相制御部と、を設けた複数
のプロペラ式エンジン間のプロペラの相対位相制御装置
において、 エンジン回転速度及び位相制御アルゴリズムを実行する
とともに、各エンジンの出力性能を示すエンジン制御用
航行データに応じて各エンジンに共通の速度及び位相の
同期基準信号を発生する位相同期基準信号発生ユニット
と、 各速度及び位相制御部に前記回転速度及び位相制御信号
と前記同期基準信号を選択的に入力するスイッチ手段
と、を備えたことを特徴とする、複数のプロペラ式エン
ジンを有する航空機のプロペラの相対位相制御装置が提
供される。
構成によれば、各エンジンのエンジン回転速度及び位相
制御信号を発生するエンジン制御装置と、前記エンジン
回転速度及び位相制御信号と、検出される実プロペラ軸
回転速度及び実プロペラ位相との差に応じてプロペラ軸
回転速度とプロペラ位相を調整するためにプロペラのピ
ッチ角を調整する速度及び位相制御部と、を設けた複数
のプロペラ式エンジン間のプロペラの相対位相制御装置
において、 エンジン回転速度及び位相制御アルゴリズムを実行する
とともに、各エンジンの出力性能を示すエンジン制御用
航行データに応じて各エンジンに共通の速度及び位相の
同期基準信号を発生する位相同期基準信号発生ユニット
と、 各速度及び位相制御部に前記回転速度及び位相制御信号
と前記同期基準信号を選択的に入力するスイッチ手段
と、を備えたことを特徴とする、複数のプロペラ式エン
ジンを有する航空機のプロペラの相対位相制御装置が提
供される。
［作用］ 上記の構成において、位相同期基準信号発生ユニット
は、各エンジンのプロペラの回転速度及び位相制御アル
ゴリズムと同一のアルゴリズムを用い、さらにエンジン
制御に用いる制御パラメータを用いて同期基準信号を演
算する。この同期基準信号を用いて航空機の複数のエン
ジンのプロペラの位相及び回転速度を制御することによ
って、各エンジンの他のエンジンのプロペラの回転速度
及び位相に対する依存性を減少又は無くすることが出来
る。
は、各エンジンのプロペラの回転速度及び位相制御アル
ゴリズムと同一のアルゴリズムを用い、さらにエンジン
制御に用いる制御パラメータを用いて同期基準信号を演
算する。この同期基準信号を用いて航空機の複数のエン
ジンのプロペラの位相及び回転速度を制御することによ
って、各エンジンの他のエンジンのプロペラの回転速度
及び位相に対する依存性を減少又は無くすることが出来
る。
［実 施 例］ 以下に、本発明の好適実施例によるエンジン制御装置
を添付する図面を参照しながら説明する。
を添付する図面を参照しながら説明する。
第１図は、本発明の好適実施例によるエンジン制御装
置10を適用した航空機の概略の構成を図式的に示したも
ので、この航空機11には後部にガスタービンエンジン等
のエンジン12、14が搭載されている。各エンジン12,14
はそれぞれ所定枚数（Ｎ枚）のプロペラ羽根を有するプ
ロペラ15、16を持っている。この種のプロペラとエンジ
ンの組み合わせはプロップファン（Prop−fan）、アン
ダクテッドファン（Unducted Fan:UDF）又はウルトラハ
イバスパス（Ultra High Bypass:UHB）型プロペラ機と
呼ばれている。通常、この種のプロペラ機には相互に逆
回転する二以上のプロペラエンジンが搭載されている。
置10を適用した航空機の概略の構成を図式的に示したも
ので、この航空機11には後部にガスタービンエンジン等
のエンジン12、14が搭載されている。各エンジン12,14
はそれぞれ所定枚数（Ｎ枚）のプロペラ羽根を有するプ
ロペラ15、16を持っている。この種のプロペラとエンジ
ンの組み合わせはプロップファン（Prop−fan）、アン
ダクテッドファン（Unducted Fan:UDF）又はウルトラハ
イバスパス（Ultra High Bypass:UHB）型プロペラ機と
呼ばれている。通常、この種のプロペラ機には相互に逆
回転する二以上のプロペラエンジンが搭載されている。
以下の説明においては、プロペラ又は「プロップファ
ン」における可変ピッチファンの回転速度ははエンジン
の軸のうちの一つの軸の回転速度と一定の関係を持って
いるものとする。また、このプロペラ又は可変ピッチフ
ァンの回転速度と一定の関係にあるエンジンの回転軸の
軸回転速度は以下においてエンジン軸回転速度と呼ぶ。
またさらに、以下の説明は、二つのエンジによるデュア
ルエンジンシステムの一対のプロペラの位相同期制御に
関するものとなっているが、本発明は好適実施例の構成
にのみ適用可能なものではなく、二組以上のエンジンの
プロペラの位相同期制御にも当然に適用可能であり、ま
た当然のことながら対のプロペラが相互に逆方向に回転
する形式のものにおける位相同期制御にも適用可能なも
のである。
ン」における可変ピッチファンの回転速度ははエンジン
の軸のうちの一つの軸の回転速度と一定の関係を持って
いるものとする。また、このプロペラ又は可変ピッチフ
ァンの回転速度と一定の関係にあるエンジンの回転軸の
軸回転速度は以下においてエンジン軸回転速度と呼ぶ。
またさらに、以下の説明は、二つのエンジによるデュア
ルエンジンシステムの一対のプロペラの位相同期制御に
関するものとなっているが、本発明は好適実施例の構成
にのみ適用可能なものではなく、二組以上のエンジンの
プロペラの位相同期制御にも当然に適用可能であり、ま
た当然のことながら対のプロペラが相互に逆方向に回転
する形式のものにおける位相同期制御にも適用可能なも
のである。
プロペラ位相同期制御装置10は、位相同期基準信号発
生装置（SRU）18を有している。この位相同期基準信号
発生装置18は、信号線18Aを介して電子スイッチ装置1
9、20に接続されている。第１図においては説明の便宜
上、それぞれのエンジン12、14に対応するスイッチ装
置、本実施例では電子スイッチ装置（スイッチ手段）1
9、20は、各エンジン内の位置に示されている。しかし
ながら、実際上は、これらの電子スイッチ装置19、20は
機体内の空間に適宜配設されるもので、図示の位置は単
に装置と対応するエンジンの関係を明確にするために図
示の配置としたものである。各エンジンにはエンジン制
御装置（EEC）21、22と回転速度及び位相制御装置（SG
L）23、24とを持つプロペラ位相同期制御装置が設けら
れている。これらのエンジン制御装置（EEC）21、22と
回転速度及び位相制御装置（SGL）23、24は、それぞれ
従来より「シンクロフェイサー」において公知の構成の
ものである。従って、このプロペラ位相同期制御装置の
構成の詳細な説明は、割愛し、本発明のプロペラの回転
速度及び位相の同期装置の構成及び動作の説明に関して
関連する構成要素のみを、以下において説明するものと
する。
生装置（SRU）18を有している。この位相同期基準信号
発生装置18は、信号線18Aを介して電子スイッチ装置1
9、20に接続されている。第１図においては説明の便宜
上、それぞれのエンジン12、14に対応するスイッチ装
置、本実施例では電子スイッチ装置（スイッチ手段）1
9、20は、各エンジン内の位置に示されている。しかし
ながら、実際上は、これらの電子スイッチ装置19、20は
機体内の空間に適宜配設されるもので、図示の位置は単
に装置と対応するエンジンの関係を明確にするために図
示の配置としたものである。各エンジンにはエンジン制
御装置（EEC）21、22と回転速度及び位相制御装置（SG
L）23、24とを持つプロペラ位相同期制御装置が設けら
れている。これらのエンジン制御装置（EEC）21、22と
回転速度及び位相制御装置（SGL）23、24は、それぞれ
従来より「シンクロフェイサー」において公知の構成の
ものである。従って、このプロペラ位相同期制御装置の
構成の詳細な説明は、割愛し、本発明のプロペラの回転
速度及び位相の同期装置の構成及び動作の説明に関して
関連する構成要素のみを、以下において説明するものと
する。
位相同期基準信号発生装置18とプロペラ位相同期制御
装置のエンジン制御装置（EEC）21、22には、航空機に
付設された各種のデータセンサ30の航行状態を示すデー
タ信号が入力されるデータ入力装置（DAU）28の入力デ
ータの内の選択されたデータが、データバス26を介して
入力される。また、位相同期基準信号発生装置18とプロ
ペラ位相同期制御装置のエンジン制御装置（EEC）21、2
2には、スロットルレバー位置（TLA）データが、操縦室
の制御コンソール34より信号線26を介して入力される。
第３図に関して後述するプロペラ位相同期制御装置の回
転速度及び位相同期制御装置23、24は、各エンジン12、
14のプロペラ羽根のピッチ角の制御信号を発生して各エ
ンジのピッチ角制御ユニット（PCU）を制御する。
装置のエンジン制御装置（EEC）21、22には、航空機に
付設された各種のデータセンサ30の航行状態を示すデー
タ信号が入力されるデータ入力装置（DAU）28の入力デ
ータの内の選択されたデータが、データバス26を介して
入力される。また、位相同期基準信号発生装置18とプロ
ペラ位相同期制御装置のエンジン制御装置（EEC）21、2
2には、スロットルレバー位置（TLA）データが、操縦室
の制御コンソール34より信号線26を介して入力される。
第３図に関して後述するプロペラ位相同期制御装置の回
転速度及び位相同期制御装置23、24は、各エンジン12、
14のプロペラ羽根のピッチ角の制御信号を発生して各エ
ンジのピッチ角制御ユニット（PCU）を制御する。
周知のように、ピッチ角制御ユニット（PCU）はプロ
ペラ羽根のピッチ角を制御してプロペラ軸の回転速度を
エンジン制御装置21、22の発生する回転速度及び同期制
御信号の信号値で示された回転速度に制御する。この制
御を行うために、プロペラ羽根の位相及び回転速度は、
プロペラ羽根の回転軌跡内の基準点に対するプロペラの
回転数及び位置を検出することで検出される。
ペラ羽根のピッチ角を制御してプロペラ軸の回転速度を
エンジン制御装置21、22の発生する回転速度及び同期制
御信号の信号値で示された回転速度に制御する。この制
御を行うために、プロペラ羽根の位相及び回転速度は、
プロペラ羽根の回転軌跡内の基準点に対するプロペラの
回転数及び位置を検出することで検出される。
第２図は、第１図のエンジン12、14として用いるのに
適したプロペラ式エンジンの背面図であり、プロペラの
構成の詳細が示されている。図示の構成において、プロ
ペラは六枚のプロペラ羽根を持っている。各エンジンに
は近接センサ36、37が設けられている。これらの近接セ
ンサ36、37は、エンジンケーシングのプロペラ羽根の回
転軌跡内に配設されている。近接センサ36、37は、検出
領域内のプロペラ羽根を検出してパルス信号を発生す
る。近接センサ36、37が出力するパルス信号のパルス周
波数（PRF）はタービンブレードの回転速度と直接比例
関係となっており、 センサの基準位置は固定位置となっているので、リア
ルタイムで発生するパルスはプロペラ羽根の瞬間位置を
示している。また、センサの出力はプロペラの回転速度
データを示しているとともに、他方のエンジンのセンサ
の出力と比較することによって、各センサ出力の間の時
間ズレによって両エンジンのプロペラ間の相対位相を検
出することが可能となる。
適したプロペラ式エンジンの背面図であり、プロペラの
構成の詳細が示されている。図示の構成において、プロ
ペラは六枚のプロペラ羽根を持っている。各エンジンに
は近接センサ36、37が設けられている。これらの近接セ
ンサ36、37は、エンジンケーシングのプロペラ羽根の回
転軌跡内に配設されている。近接センサ36、37は、検出
領域内のプロペラ羽根を検出してパルス信号を発生す
る。近接センサ36、37が出力するパルス信号のパルス周
波数（PRF）はタービンブレードの回転速度と直接比例
関係となっており、 センサの基準位置は固定位置となっているので、リア
ルタイムで発生するパルスはプロペラ羽根の瞬間位置を
示している。また、センサの出力はプロペラの回転速度
データを示しているとともに、他方のエンジンのセンサ
の出力と比較することによって、各センサ出力の間の時
間ズレによって両エンジンのプロペラ間の相対位相を検
出することが可能となる。
第2A図の（ａ）、（ｂ）にはプロペラ16、15のプロペ
ラ羽根位置を示す近接センサ36、37の出力パルス信号の
出力波形38、39を示している。第２図に示すように、プ
ロペラ16はプロペラ15に対してΘ度のリード角をもって
おり、言い換えればプロペラ15のプロペラ羽根がプロペ
ラ16のプロペラ羽根に対して（360/N−Θ）度のラグ角
を持っているので、第2A図に示すプロペラ16の位置を示
すパルス波形38のパルス40−42はプロペラ15に関して発
生されるパルス波形39のパルス43−45の発生タイミング
とは異なるタイミングで発生されている。即ち、パルス
40は、Θ度分パルス43より進んだ（早い）タイミングで
発生している。一方、逆にいえば、パルス43はパルス40
よりも（60−Θ）度分遅れたタイミングで発生してい
る。これらのパルス信号38、39のパルス周期46、47は、
直接プロペラ軸の回転速度を示している。
ラ羽根位置を示す近接センサ36、37の出力パルス信号の
出力波形38、39を示している。第２図に示すように、プ
ロペラ16はプロペラ15に対してΘ度のリード角をもって
おり、言い換えればプロペラ15のプロペラ羽根がプロペ
ラ16のプロペラ羽根に対して（360/N−Θ）度のラグ角
を持っているので、第2A図に示すプロペラ16の位置を示
すパルス波形38のパルス40−42はプロペラ15に関して発
生されるパルス波形39のパルス43−45の発生タイミング
とは異なるタイミングで発生されている。即ち、パルス
40は、Θ度分パルス43より進んだ（早い）タイミングで
発生している。一方、逆にいえば、パルス43はパルス40
よりも（60−Θ）度分遅れたタイミングで発生してい
る。これらのパルス信号38、39のパルス周期46、47は、
直接プロペラ軸の回転速度を示している。
第３図は、上記第１図のプロペラ位相同期制御装置10
の各要素を示すブロック図である。以下の説明におい
て、第１図のエンジン12、14は説明の便宜上第一のエン
ジン（12）と第二のエンジン（14）と呼ぶこととする。
の各要素を示すブロック図である。以下の説明におい
て、第１図のエンジン12、14は説明の便宜上第一のエン
ジン（12）と第二のエンジン（14）と呼ぶこととする。
位相同期基準信号発生装置18は、第一のエンジン12に
対応する第一の位相同期基準信号発生ユニット46と、第
二のエンジン14に対応する第二の位相同期基準信号発生
ユニット47を有している。第一及び第二の位相同期基準
信号発生ユニット46、47は、それぞれ対応する第一及び
第二のエンジン12、14の第一及び第二の目標回転速度及
び位相を演算する。この第一及び第二の目標回転速度及
び位相は、第一及び第二のエンジンのそれぞれに航空機
の検出される航行状態及びスロットルレバー位置（TL
A）に応じて決定される。なお、上記の第一及び第二の
目標回転速度及び位相の演算に用いられる航空機の航行
状態を示す検出データと、演算プログラムで用いるアル
ゴリズムは、プロペラ位相同期制御装置のエンジン制御
装置（EEC）21、22でエンジン回転速度及び位相制御信
号の演算に用いるものと同一のものである。第一及び第
二の位相同期基準信号発生ユニット46、47は、第一及び
第二の目標回転速度及び位相に応じた第一及び第二の回
転速度／位相基準信号を発生する。
対応する第一の位相同期基準信号発生ユニット46と、第
二のエンジン14に対応する第二の位相同期基準信号発生
ユニット47を有している。第一及び第二の位相同期基準
信号発生ユニット46、47は、それぞれ対応する第一及び
第二のエンジン12、14の第一及び第二の目標回転速度及
び位相を演算する。この第一及び第二の目標回転速度及
び位相は、第一及び第二のエンジンのそれぞれに航空機
の検出される航行状態及びスロットルレバー位置（TL
A）に応じて決定される。なお、上記の第一及び第二の
目標回転速度及び位相の演算に用いられる航空機の航行
状態を示す検出データと、演算プログラムで用いるアル
ゴリズムは、プロペラ位相同期制御装置のエンジン制御
装置（EEC）21、22でエンジン回転速度及び位相制御信
号の演算に用いるものと同一のものである。第一及び第
二の位相同期基準信号発生ユニット46、47は、第一及び
第二の目標回転速度及び位相に応じた第一及び第二の回
転速度／位相基準信号を発生する。
プロペラ位相同期制御装置のエンジン制御装置21、22
及び第一及び第二の位相同期基準信号発生ユニット46、
47で実際に制御パラメータとして用いられる航空機の航
行状態データはエンジンの形式等に応じて異なるもので
ある。この航行状態データには、スラットルレバー位置
（TLA）データ、要求エンジン回転送度データ、エンジ
ン運転状態データ、離陸モード、上昇モード、巡航モー
ド等の航行モードデータ等のデータが含まれ、さらに、
航空機の航行速度（Ｍ＃）、外気圧力（P0）、気温
（T0）等が含まれる。なお、第３図においては、第一及
び第二の位相同期基準信号発生ユニット46、47にはそれ
ぞれ信号線32A、32Bを通じてスロットルレバー位置（TL
A）信号TLA1、TLA2が入力される。
及び第一及び第二の位相同期基準信号発生ユニット46、
47で実際に制御パラメータとして用いられる航空機の航
行状態データはエンジンの形式等に応じて異なるもので
ある。この航行状態データには、スラットルレバー位置
（TLA）データ、要求エンジン回転送度データ、エンジ
ン運転状態データ、離陸モード、上昇モード、巡航モー
ド等の航行モードデータ等のデータが含まれ、さらに、
航空機の航行速度（Ｍ＃）、外気圧力（P0）、気温
（T0）等が含まれる。なお、第３図においては、第一及
び第二の位相同期基準信号発生ユニット46、47にはそれ
ぞれ信号線32A、32Bを通じてスロットルレバー位置（TL
A）信号TLA1、TLA2が入力される。
各個の位相同期基準信号発生ユニット46、47の発生す
る第一及び第二の回転速度／位相基準信号は主に信号間
の公差とスロットルレバー位置（TLA）に応じて異なる
値となる。そこで両エンジンに共通の同期基準回転送度
及び位相を算出するために、第一及び第二の回転速度／
位相基準信号が組み合わせられる。好適実施例において
は、共通の同期基準回転速度及び位相としては、第一及
び第二の回転速度／位相基準信号の信号値の平均値が用
いられる。しかしながら、同期基準回転速度及び位相を
得るための第一及び第二回転速度／位相基準信号の組み
合わせ方法は、上記した平均値を用いるものに限定され
るものではなく、例えば、必要に応じて最大値又は最小
値を用いる等の方法を用いることが出来るものである。
る第一及び第二の回転速度／位相基準信号は主に信号間
の公差とスロットルレバー位置（TLA）に応じて異なる
値となる。そこで両エンジンに共通の同期基準回転送度
及び位相を算出するために、第一及び第二の回転速度／
位相基準信号が組み合わせられる。好適実施例において
は、共通の同期基準回転速度及び位相としては、第一及
び第二の回転速度／位相基準信号の信号値の平均値が用
いられる。しかしながら、同期基準回転速度及び位相を
得るための第一及び第二回転速度／位相基準信号の組み
合わせ方法は、上記した平均値を用いるものに限定され
るものではなく、例えば、必要に応じて最大値又は最小
値を用いる等の方法を用いることが出来るものである。
第３図において、第一及び第二の位相同期基準信号発
生ユニット46、47によって演算された第一及び第二の回
転速度／位相基準信号は、平均値回路48に入力される。
平均値回路48は、第一及び第二の回転速度／位相基準信
号の平均値を演算する。この平均値回路48の出力信号値
は、同期基準回転速度及び位相を示すもので、これが第
一及び第二のエンジンに与えられた場合に、両エンジン
によって発生される合計の推力が各エンジンについて演
算された基準回転速度及び位相を対応するエンジンに与
えた場合に得られる推力の合計と略一致する値となる。
生ユニット46、47によって演算された第一及び第二の回
転速度／位相基準信号は、平均値回路48に入力される。
平均値回路48は、第一及び第二の回転速度／位相基準信
号の平均値を演算する。この平均値回路48の出力信号値
は、同期基準回転速度及び位相を示すもので、これが第
一及び第二のエンジンに与えられた場合に、両エンジン
によって発生される合計の推力が各エンジンについて演
算された基準回転速度及び位相を対応するエンジンに与
えた場合に得られる推力の合計と略一致する値となる。
平均値回路48の出力は、デイジタル／周波数変換回路
50に入力される。デイジタル／周波数変換回路50は、平
均値回路48の出力によって示される平均基準回転速度に
応じた一回転毎に発生されるパルス数に対応する所定個
数（Ｎ個：本実施例に於いては６個）のパルスを持ち、
エンジン回転速度及び位相制御信号に応じたＮ番目のプ
ロペラ羽根の回転周期に対応するパルス周期を持つパル
ス信号を出力する。従って、デイジタル／周波数変換回
路50の出力は、位相基準信号となるとともに、一定時間
内における回転速度基準信号となる。デイジタル／周波
数変換回路50の出力パルス列信号は、波形成形回路52で
波形成形され、同期基準信号として、信号線18Aを介し
て電子スイッチ装置19、20に転送される。
50に入力される。デイジタル／周波数変換回路50は、平
均値回路48の出力によって示される平均基準回転速度に
応じた一回転毎に発生されるパルス数に対応する所定個
数（Ｎ個：本実施例に於いては６個）のパルスを持ち、
エンジン回転速度及び位相制御信号に応じたＮ番目のプ
ロペラ羽根の回転周期に対応するパルス周期を持つパル
ス信号を出力する。従って、デイジタル／周波数変換回
路50の出力は、位相基準信号となるとともに、一定時間
内における回転速度基準信号となる。デイジタル／周波
数変換回路50の出力パルス列信号は、波形成形回路52で
波形成形され、同期基準信号として、信号線18Aを介し
て電子スイッチ装置19、20に転送される。
各電子スイッチ装置19、20は、第一の入力端子に前記
した回転速度／位相基準信号を入力される。各電子スイ
ッチ装置19、20は第二の入力端子を有しており、プロペ
ラ位相同期制御装置52、53のエンジン制御装置１、22で
発生されるエンジン回転速度及び位相制御信号が入力さ
れる。許容公差の範囲において、各エンジン制御装置2
1、22によって出力されるエンジン回転速度及び位相制
御信号の信号値と、それぞれ対応する第一及び第二の位
相同期基準信号発生ユニット46及び47によって出力され
る第一及び第二の回転速度／位相基準信号の信号値は、
双方が同一の入力データを使用し、同一のアルゴリズム
で演算を行っているので、一致した値となる。エンジン
回転速度及び位相制御信号のフォーマットは、それぞれ
対応する第一及び第二の回転速度／位相基準信号と同じ
に設定されており、両エンジン回転速度及び位相制御信
号の組み合わせ（本実施例では平均値）は、回転速度／
位相基準信号の信号値と、許容公差の範囲で一致する。
した回転速度／位相基準信号を入力される。各電子スイ
ッチ装置19、20は第二の入力端子を有しており、プロペ
ラ位相同期制御装置52、53のエンジン制御装置１、22で
発生されるエンジン回転速度及び位相制御信号が入力さ
れる。許容公差の範囲において、各エンジン制御装置2
1、22によって出力されるエンジン回転速度及び位相制
御信号の信号値と、それぞれ対応する第一及び第二の位
相同期基準信号発生ユニット46及び47によって出力され
る第一及び第二の回転速度／位相基準信号の信号値は、
双方が同一の入力データを使用し、同一のアルゴリズム
で演算を行っているので、一致した値となる。エンジン
回転速度及び位相制御信号のフォーマットは、それぞれ
対応する第一及び第二の回転速度／位相基準信号と同じ
に設定されており、両エンジン回転速度及び位相制御信
号の組み合わせ（本実施例では平均値）は、回転速度／
位相基準信号の信号値と、許容公差の範囲で一致する。
電子スイッチ19、20は、周知の双投電子スイッチで構
成されている。双投電子スイッチとは、一組の可動接触
子と２組の固定接触子をもつスイッチで、可動接触子の
切換により、いずれか一方の回路へ接続できるスイッチ
のことである。各電子スイッチ19、20にはゲート58、60
が設けられている。このゲート（Ｅ）58、60には、信号
線62を介してパイロットによって手動操作される選択ス
イッチより同期コマンド（SRU ENABLE）が入力され
る。ゲート58、60は、同期コマンドによって解放（導
通）状態となり位相同期基準信号発生装置18より信号線
20を通って入力される同期回転速度信号を信号線66、68
を介して対応するプロペラ位相同期制御装置52,53の回
転速度制御ループ部23、24に出力する。一方、同期コマ
ンドがゲートに入力されていない状態では、ゲート58、
60が閉（非導通）となり、エンジン制御装置21、22より
信号線54、56を介して電子スイッチ装置19、20に入力さ
れるエンジン回転速度及び位相制御信号が、回転速度及
び位相制御装置23、24に出力される。通常、同期コマン
ドは継続的にゲート58、60に供給されて、ゲートを解放
状態に維持するが、航空機システムの異常が検出され
て、自己診断システムが起動した場合には自動的に同期
運転を解除する。
成されている。双投電子スイッチとは、一組の可動接触
子と２組の固定接触子をもつスイッチで、可動接触子の
切換により、いずれか一方の回路へ接続できるスイッチ
のことである。各電子スイッチ19、20にはゲート58、60
が設けられている。このゲート（Ｅ）58、60には、信号
線62を介してパイロットによって手動操作される選択ス
イッチより同期コマンド（SRU ENABLE）が入力され
る。ゲート58、60は、同期コマンドによって解放（導
通）状態となり位相同期基準信号発生装置18より信号線
20を通って入力される同期回転速度信号を信号線66、68
を介して対応するプロペラ位相同期制御装置52,53の回
転速度制御ループ部23、24に出力する。一方、同期コマ
ンドがゲートに入力されていない状態では、ゲート58、
60が閉（非導通）となり、エンジン制御装置21、22より
信号線54、56を介して電子スイッチ装置19、20に入力さ
れるエンジン回転速度及び位相制御信号が、回転速度及
び位相制御装置23、24に出力される。通常、同期コマン
ドは継続的にゲート58、60に供給されて、ゲートを解放
状態に維持するが、航空機システムの異常が検出され
て、自己診断システムが起動した場合には自動的に同期
運転を解除する。
さらに、回転速度及び位相制御装置（SPC）23、24に
は、電子スイッチ装置19、20で選択された回転速度／位
相基準信号又はエンジン回転速度及び位相制御信号とと
もに、エンジン12、14に設けられた近接センサ36、37か
らの実プロペラ羽根位置データ及びプロペラ軸回転速度
データが入力される。各回転速度及び位相制御装置23、
24では、電子スイッチ装置19、20より入力された回転速
度／位相基準信号又はエンジン回転速度及び位相制御信
号の制御信号と、実プロペラ位置データ及び実プロペラ
軸回転速度データを比較して、位相及び速度差信号を発
生する。
は、電子スイッチ装置19、20で選択された回転速度／位
相基準信号又はエンジン回転速度及び位相制御信号とと
もに、エンジン12、14に設けられた近接センサ36、37か
らの実プロペラ羽根位置データ及びプロペラ軸回転速度
データが入力される。各回転速度及び位相制御装置23、
24では、電子スイッチ装置19、20より入力された回転速
度／位相基準信号又はエンジン回転速度及び位相制御信
号の制御信号と、実プロペラ位置データ及び実プロペラ
軸回転速度データを比較して、位相及び速度差信号を発
生する。
第４図は、回転速度及び位相制御装置23の構成をしめ
すブロック図である。なお、回転速度及び位相制御装置
24の構成は、第４図に示す回転速度及び位相制御装置23
の構成と同一であるので、回転速度及び位相制御装置24
の各構成要素は、回転速度及び位相制御装置23の対応す
る構成要素の参照符号に（ ）内の参照符号を併記して
示すものとする。この回転速度及び位相制御装置23（2
4）には、近接センサ36（37）によって検出され信号線7
0（72）を介して入力されるプロペラ羽根の位置及び位
相を示す検出信号が入力されるとともに、信号線66（6
8）を介して電子スイッチ装置19（20）で選択された回
転速度／位相基準信号又は回転速度及び位相制御信号が
入力される。図示の例において、検出信号はフリップフ
ロップ74のセット入力端子に入力されるとともに周波数
／デイジタル変換回路76に入力されている。一方、電子
スイッチ装置19（20）で選択させた回転速度／位相基準
信号又は回転速度及び位相制御信号は、フリップフロッ
プ74のリセット入力端子に入力されるとともに周波数／
デイジタル変換回路78に入力されている。フリップフロ
ップ74は、近接センサ36（37）からの検出信号でセット
されてハイレベル（HIGH）の出力を発生し、電子スイッ
チ装置19（20）で選択させた回転速度／位相基準信号又
は回転速度及び位相制御信号でリセットされて出力をロ
ーレベル（LOW）に低下させる。従って、フリッププロ
ップのハイレベル出力のパルス幅が位相差を示すことに
なる。プリップフロップ74の出力は、パルス幅／デイジ
タル変換回路82に入力される。このパルス幅／デイジタ
ル変換回路82は、フリップフロップ74のハイレベルパル
スのパルス幅に応じたデジタル信号を発生する。
すブロック図である。なお、回転速度及び位相制御装置
24の構成は、第４図に示す回転速度及び位相制御装置23
の構成と同一であるので、回転速度及び位相制御装置24
の各構成要素は、回転速度及び位相制御装置23の対応す
る構成要素の参照符号に（ ）内の参照符号を併記して
示すものとする。この回転速度及び位相制御装置23（2
4）には、近接センサ36（37）によって検出され信号線7
0（72）を介して入力されるプロペラ羽根の位置及び位
相を示す検出信号が入力されるとともに、信号線66（6
8）を介して電子スイッチ装置19（20）で選択された回
転速度／位相基準信号又は回転速度及び位相制御信号が
入力される。図示の例において、検出信号はフリップフ
ロップ74のセット入力端子に入力されるとともに周波数
／デイジタル変換回路76に入力されている。一方、電子
スイッチ装置19（20）で選択させた回転速度／位相基準
信号又は回転速度及び位相制御信号は、フリップフロッ
プ74のリセット入力端子に入力されるとともに周波数／
デイジタル変換回路78に入力されている。フリップフロ
ップ74は、近接センサ36（37）からの検出信号でセット
されてハイレベル（HIGH）の出力を発生し、電子スイッ
チ装置19（20）で選択させた回転速度／位相基準信号又
は回転速度及び位相制御信号でリセットされて出力をロ
ーレベル（LOW）に低下させる。従って、フリッププロ
ップのハイレベル出力のパルス幅が位相差を示すことに
なる。プリップフロップ74の出力は、パルス幅／デイジ
タル変換回路82に入力される。このパルス幅／デイジタ
ル変換回路82は、フリップフロップ74のハイレベルパル
スのパルス幅に応じたデジタル信号を発生する。
一方、周波数／デイジタル変換回路76、78は、それぞ
れパルス信号として入力される検出信号と電子スイッチ
装置19（20）で選択させた回転速度／位相基準信号又は
回転速度及び位相制御信号をデイジタル信号に変換し
て、このデイジタル信号を、信号線86、88介して減算器
90に入力する。減算器90のプラス側入力端子には、周波
数／デイジタル変換回路76から出力された検出信号に応
じた信号値を持つデイジタル信号が入力され、マイナス
端子には、周波数／デイジタル変換回路78から出力され
る回転速度／位相基準信号又は回転速度及び位相制御信
号に応じた信号値を持つデイジタル信号が入力されてお
り、両デイジタル信号の差に応じた差信号が出力され
る。
れパルス信号として入力される検出信号と電子スイッチ
装置19（20）で選択させた回転速度／位相基準信号又は
回転速度及び位相制御信号をデイジタル信号に変換し
て、このデイジタル信号を、信号線86、88介して減算器
90に入力する。減算器90のプラス側入力端子には、周波
数／デイジタル変換回路76から出力された検出信号に応
じた信号値を持つデイジタル信号が入力され、マイナス
端子には、周波数／デイジタル変換回路78から出力され
る回転速度／位相基準信号又は回転速度及び位相制御信
号に応じた信号値を持つデイジタル信号が入力されてお
り、両デイジタル信号の差に応じた差信号が出力され
る。
第５図の（ａ），（ｂ）は回転速度／位相基準信号又
は回転速度及び位相制御信号と検出信号の信号波形94、
96の一例を示しており、各信号はパルス98−101及び102
−104を持っている。第５図（ａ），（ｂ）の例におい
ては、回転速度／位相基準信号又は回転速度及び位相制
御信号94のパルス周期（PRT−Ｃ）は、検出信号96のパ
ルス周期（PRT−Ｓ）よりも短くなっている。従って図
示の例においては、制御信号に示された回転速度の方が
検出された実プロペラ回転速度よりも高いことを示して
いる。第５図（ｃ）は各パルス98−101と対応するパル
ス102−104の間の発生タイミングの差をしめす波形106
を示している。
は回転速度及び位相制御信号と検出信号の信号波形94、
96の一例を示しており、各信号はパルス98−101及び102
−104を持っている。第５図（ａ），（ｂ）の例におい
ては、回転速度／位相基準信号又は回転速度及び位相制
御信号94のパルス周期（PRT−Ｃ）は、検出信号96のパ
ルス周期（PRT−Ｓ）よりも短くなっている。従って図
示の例においては、制御信号に示された回転速度の方が
検出された実プロペラ回転速度よりも高いことを示して
いる。第５図（ｃ）は各パルス98−101と対応するパル
ス102−104の間の発生タイミングの差をしめす波形106
を示している。
第４図において、パルス幅／デイジタル変換回路82の
制御信号と検出信号の位相差を示す位相差出力と減算器
90の制御信号と検出信号の回転速度差を示す回転速度差
出力は信号線84、92を介して回転速度／位相補正ループ
回路108に入力される。この回転速度／位相補正ループ
回路108は、両入力信号の示す回転速度差及び位相差信
号を所定のゲインで増幅するとともに波形成形してエン
ジン12、14のピッチ角制御ユニット（PCU）114、116に
出力する。
制御信号と検出信号の位相差を示す位相差出力と減算器
90の制御信号と検出信号の回転速度差を示す回転速度差
出力は信号線84、92を介して回転速度／位相補正ループ
回路108に入力される。この回転速度／位相補正ループ
回路108は、両入力信号の示す回転速度差及び位相差信
号を所定のゲインで増幅するとともに波形成形してエン
ジン12、14のピッチ角制御ユニット（PCU）114、116に
出力する。
ピッチ角制御ユニット114、116は、回転速度／位相補
正ループ回路108の出力信号に応じてプロペラのピッチ
角を制御して、エンジンの回転速度を制御する。このと
き回転速度／位相補正ループ回路108の回転速度補正ル
ープは秒単位のオーダーの動作速度に設定され、位相補
正ループが分単位のオーダーの動作速度に設定されてい
るので、回転速度の補正動作が位相補正に先行して行わ
れるようになっている。なお、プロペラの回転位相が、
所定の相対位相関係となった場合には、エンジン回転速
度を再度調整して、相対位相を一定に保持するようにす
る。
正ループ回路108の出力信号に応じてプロペラのピッチ
角を制御して、エンジンの回転速度を制御する。このと
き回転速度／位相補正ループ回路108の回転速度補正ル
ープは秒単位のオーダーの動作速度に設定され、位相補
正ループが分単位のオーダーの動作速度に設定されてい
るので、回転速度の補正動作が位相補正に先行して行わ
れるようになっている。なお、プロペラの回転位相が、
所定の相対位相関係となった場合には、エンジン回転速
度を再度調整して、相対位相を一定に保持するようにす
る。
なお、本発明は上記の好適実施例に限定されるもので
はなく、特許請求の範囲に記載した要件を満足するいか
なる構成をも包含するものである。
はなく、特許請求の範囲に記載した要件を満足するいか
なる構成をも包含するものである。
［効果］ 上記のように本発明の構成によれば、共通の同期基準
回転信号を用いて複数のエンジンのプロペラの回転速度
及び位相を制御するようにして、マスター／スレーブ制
御における各エンジン間の相互連関を希釈して前述した
従来のマスター／スレーブ制御における問題点を解消す
ることが出来る。
回転信号を用いて複数のエンジンのプロペラの回転速度
及び位相を制御するようにして、マスター／スレーブ制
御における各エンジン間の相互連関を希釈して前述した
従来のマスター／スレーブ制御における問題点を解消す
ることが出来る。
また、本発明の装置によれば、同期制御に異常が生じ
た場合、又は、例えば複数エンジンの内の一つに極端な
出力低下が生じる等の異常が生じた場合等においては、
同期制御を解除出来るように構成しており、冗長システ
ム、自己診断システムを装備したのと同等の信頼性を発
揮することが出来るものとなる。
た場合、又は、例えば複数エンジンの内の一つに極端な
出力低下が生じる等の異常が生じた場合等においては、
同期制御を解除出来るように構成しており、冗長システ
ム、自己診断システムを装備したのと同等の信頼性を発
揮することが出来るものとなる。
第１図は、本発明の好適実施例によるエンジン制御装置
を用いた航空機を図式的に示す図、 第２図は、第１図の航空機に使用されるエンジンのプロ
ペラを示す背面図、 第2A図は、プロペラのプロペラ羽根位置及びプロペラ軸
の回転速度を検出する近接センサの出力の波形図、 第３図は、本発明の好適実施例によるプロペラ位相同期
制御装置のブロック図である、 第４図は、プロペラ位相同期制御装置の回転速度／位相
制御装置の回路構成の一例を示すブロック図、及び 第５図は、回転速度／位相制御装置内における信号の波
形図である。 18……位相同期基準信号発生装置 19、20……電子スイッチ 21、22……エンジン制御装置 23、24……回転速度／位相制御装置
を用いた航空機を図式的に示す図、 第２図は、第１図の航空機に使用されるエンジンのプロ
ペラを示す背面図、 第2A図は、プロペラのプロペラ羽根位置及びプロペラ軸
の回転速度を検出する近接センサの出力の波形図、 第３図は、本発明の好適実施例によるプロペラ位相同期
制御装置のブロック図である、 第４図は、プロペラ位相同期制御装置の回転速度／位相
制御装置の回路構成の一例を示すブロック図、及び 第５図は、回転速度／位相制御装置内における信号の波
形図である。 18……位相同期基準信号発生装置 19、20……電子スイッチ 21、22……エンジン制御装置 23、24……回転速度／位相制御装置
Claims (1)
- 【請求項１】各エンジンのエンジン回転速度及び位相制
御信号を発生するエンジン制御装置と、前記エンジン回
転速度及び位相制御信号と、検出される実プロペラ軸回
転速度及び実プロペラ位相との差に応じてプロペラ軸回
転速度とプロペラ位相を調整するためにプロペラのピッ
チ角を調整する速度及び位相制御部と、を設けた複数の
プロペラ式エンジン間のプロペラの相対位相制御装置に
おいて、 エンジン回転速度及び位相制御アルゴリズムを実行する
とともに、各エンジンの出力性能を示すエンジン制御用
航行データに応じて各エンジンに共通の速度及び位相の
同期基準信号を発生する位相同期基準信号発生ユニット
と、 各速度及び位相制御部に前記回転速度及び位相制御信号
と前記同期基準信号を選択的に入力するスイッチ手段
と、を備えたことを特徴とする、複数のプロペラ式エン
ジンを有する航空機のプロペラの相対位相制御装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US136,798 | 1987-12-22 | ||
| US07/136,798 US4934825A (en) | 1987-12-22 | 1987-12-22 | Propeller phase control apparatus |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01197200A JPH01197200A (ja) | 1989-08-08 |
| JP2733270B2 true JP2733270B2 (ja) | 1998-03-30 |
Family
ID=22474415
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63323219A Expired - Lifetime JP2733270B2 (ja) | 1987-12-22 | 1988-12-21 | プロペラの位相制御装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4934825A (ja) |
| EP (1) | EP0322343B1 (ja) |
| JP (1) | JP2733270B2 (ja) |
| DE (1) | DE3874307T2 (ja) |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5027277A (en) * | 1989-04-11 | 1991-06-25 | United Technologies Corporation | Method for synchrophaser measurement and synchrophaser control |
| GB8916714D0 (en) * | 1989-07-21 | 1989-09-06 | Dowty Rotol Ltd | A propeller blade pitch control mechanism |
| DE69025738T2 (de) * | 1989-12-30 | 1996-11-14 | Toyota Motor Co Ltd | Blattverstellsteuerung für Propeller mit veränderbarer Steigung |
| US5093791A (en) * | 1990-06-01 | 1992-03-03 | United Technologies Corporation | Variable gain synchrophasing |
| GB9017598D0 (en) * | 1990-08-10 | 1990-09-26 | Dowty Aerospace Gloucester | A propeller control system |
| JPH0524585A (ja) * | 1991-07-25 | 1993-02-02 | Toyota Motor Corp | 可変ピツチプロペラのピツチ制御装置 |
| US5284418A (en) * | 1991-07-29 | 1994-02-08 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Electric pitch control apparatus for variable pitch propeller capable of controlling the pitch angle based instantaneous operational conditions of the propeller |
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