JP2913581B2 - ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置 - Google Patents
ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置Info
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- JP2913581B2 JP2913581B2 JP6145296A JP6145296A JP2913581B2 JP 2913581 B2 JP2913581 B2 JP 2913581B2 JP 6145296 A JP6145296 A JP 6145296A JP 6145296 A JP6145296 A JP 6145296A JP 2913581 B2 JP2913581 B2 JP 2913581B2
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタの離陸
時または着陸時における決心高度への接近状態やエンジ
ン状態を判断するためのヘリコプタＴＡ級離着陸支援装
置に関する。
時または着陸時における決心高度への接近状態やエンジ
ン状態を判断するためのヘリコプタＴＡ級離着陸支援装
置に関する。
【０００２】
【従来の技術】図７はヘリコプタの速度と必要馬力の関
係を示すグラフである。カーブＡは全備重量が重い場合
であり、カーブＢは軽い場合である。ヘリコプタがある
速度で飛行する場合、対気速度が０、すなわちホバリン
グしている場合、エンジン出力がある程度必要になり、
対気速度が０から増加するにつれてエンジンの必要馬力
は少なくて済むようになり、ある対気速度で最小にな
る。さらに、対気速度を増やしていくと、空気抵抗が増
加するためエンジンの必要馬力は増加していく。
係を示すグラフである。カーブＡは全備重量が重い場合
であり、カーブＢは軽い場合である。ヘリコプタがある
速度で飛行する場合、対気速度が０、すなわちホバリン
グしている場合、エンジン出力がある程度必要になり、
対気速度が０から増加するにつれてエンジンの必要馬力
は少なくて済むようになり、ある対気速度で最小にな
る。さらに、対気速度を増やしていくと、空気抵抗が増
加するためエンジンの必要馬力は増加していく。
【０００３】したがって、効率的な飛行を行うには、ホ
バリング状態から速やかに一定の対気速度が出るように
操縦することが望ましい。
バリング状態から速やかに一定の対気速度が出るように
操縦することが望ましい。
【０００４】図８は、ヘリコプタの離着陸方法を示す説
明図である。ヘリコプタの離着陸方法は、普通Ｎ級、輸
送ＴＢ級、特殊航空機Ｘ級、輸送ＴＡ級に大別され、不
時着場を確保しにくい市街地では最も安全性が高い輸送
ＴＡ級の離着陸が要求される。輸送ＴＡ級は、双発エン
ジンを搭載したヘリコプタが離陸時または着陸時に１個
のエンジンが故障しても安全に飛行の継続または中断を
行う方法を定めており、離着陸場の大きさによって通常
方式と垂直方式に分類される。
明図である。ヘリコプタの離着陸方法は、普通Ｎ級、輸
送ＴＢ級、特殊航空機Ｘ級、輸送ＴＡ級に大別され、不
時着場を確保しにくい市街地では最も安全性が高い輸送
ＴＡ級の離着陸が要求される。輸送ＴＡ級は、双発エン
ジンを搭載したヘリコプタが離陸時または着陸時に１個
のエンジンが故障しても安全に飛行の継続または中断を
行う方法を定めており、離着陸場の大きさによって通常
方式と垂直方式に分類される。
【０００５】図９は、輸送ＴＡ級の通常離陸方式を示す
説明図である。先ず、ホバリングした状態で約１ｍ上昇
して点Ｐ１に至り、その後エンジンの最大許容トルクを
超えない範囲でエンジンスロットルを全開してＣＤＰ
（臨界決心点：criticaldecision point）まで上昇す
る。
説明図である。先ず、ホバリングした状態で約１ｍ上昇
して点Ｐ１に至り、その後エンジンの最大許容トルクを
超えない範囲でエンジンスロットルを全開してＣＤＰ
（臨界決心点：criticaldecision point）まで上昇す
る。
【０００６】１）ＣＤＰ通過までに２つのエンジンが正
常であれば、さらに離陸出力で飛行を継続して、飛行速
度Ｖｙで所定の飛行経路に沿って上昇する。これを正常
離陸と称する。 ２）ＣＤＰ通過までに１つのエンジンが故障すると、飛
行を中止して減速操作に入り、点Ｐ２に着陸する。この
とき、エンジンは２．５分ＯＥＩ(oneengine inoperabl
e) 定格出力の範囲内で行う。これを離陸中止と称する。 ３）ＣＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、パイ
ロットは離陸中止または飛行継続を判断して、離陸中止
を決断すると上記２）の手順に従う。一方、飛行継続を
決断した場合には、エンジンを２．５分ＯＥＩ定格出力
でスロットルを全開して、離陸安全速度Ｖtossまで加速
し、途中の最降下点Ｐ３を経て高度２００ｆｔ（フィー
ト）の点Ｐ４に至ると、３０分ＯＥＩ定格出力で高度１
０００ｆｔの点Ｐ５まで上昇し、その後ＯＥＩ連続最大
出力で飛行を継続し、故障対策を行う。これを離陸継続
と称する。
常であれば、さらに離陸出力で飛行を継続して、飛行速
度Ｖｙで所定の飛行経路に沿って上昇する。これを正常
離陸と称する。 ２）ＣＤＰ通過までに１つのエンジンが故障すると、飛
行を中止して減速操作に入り、点Ｐ２に着陸する。この
とき、エンジンは２．５分ＯＥＩ(oneengine inoperabl
e) 定格出力の範囲内で行う。これを離陸中止と称する。 ３）ＣＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、パイ
ロットは離陸中止または飛行継続を判断して、離陸中止
を決断すると上記２）の手順に従う。一方、飛行継続を
決断した場合には、エンジンを２．５分ＯＥＩ定格出力
でスロットルを全開して、離陸安全速度Ｖtossまで加速
し、途中の最降下点Ｐ３を経て高度２００ｆｔ（フィー
ト）の点Ｐ４に至ると、３０分ＯＥＩ定格出力で高度１
０００ｆｔの点Ｐ５まで上昇し、その後ＯＥＩ連続最大
出力で飛行を継続し、故障対策を行う。これを離陸継続
と称する。
【０００７】図１０は、輸送ＴＡ級の垂直離陸方式を示
す説明図である。先ず、ホバリングした状態で約１ｍ上
昇して点Ｑ１に至り、さらに１５ｆｔ垂直上昇して点Ｑ
２に至り、その後エンジンの最大許容トルクを超えない
範囲で後退しながら上昇率２００〜３００ｆｔ／分でＣ
ＤＰ（臨界決心点）まで上昇する。
す説明図である。先ず、ホバリングした状態で約１ｍ上
昇して点Ｑ１に至り、さらに１５ｆｔ垂直上昇して点Ｑ
２に至り、その後エンジンの最大許容トルクを超えない
範囲で後退しながら上昇率２００〜３００ｆｔ／分でＣ
ＤＰ（臨界決心点）まで上昇する。
【０００８】１）ＣＤＰ通過までに２つのエンジンが正
常であれば、さらに離陸出力で飛行を継続して、飛行速
度Ｖｙで所定の飛行経路に沿って上昇する。これを正常
離陸と称する。 ２）ＣＤＰ通過までに１つのエンジンが故障すると、飛
行継続を中止して、残ったエンジンを２．５分ＯＥＩ定
格出力範囲内で減速操作に入り、元の離着陸場に着陸す
る。これを離陸中止と称する。 ３）ＣＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、パイ
ロットは離陸中止または飛行継続を判断して、離陸中止
を決断すると上記２）の手順に従う。一方、飛行継続を
決断した場合には、機首を約１５度下げてエンジンを
２．５分ＯＥＩ定格出力でスロットルを全開して、離陸
安全速度Ｖtossまで加速し、途中の最降下点Ｑ３を経て
高度２００ｆｔの点Ｑ４に至ると、３０分ＯＥＩ定格出
力で高度１０００ｆｔの点Ｑ５まで上昇し、その後ＯＥ
Ｉ連続最大出力で飛行を継続し、故障対策を行う。これ
を離陸継続と称する。
常であれば、さらに離陸出力で飛行を継続して、飛行速
度Ｖｙで所定の飛行経路に沿って上昇する。これを正常
離陸と称する。 ２）ＣＤＰ通過までに１つのエンジンが故障すると、飛
行継続を中止して、残ったエンジンを２．５分ＯＥＩ定
格出力範囲内で減速操作に入り、元の離着陸場に着陸す
る。これを離陸中止と称する。 ３）ＣＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、パイ
ロットは離陸中止または飛行継続を判断して、離陸中止
を決断すると上記２）の手順に従う。一方、飛行継続を
決断した場合には、機首を約１５度下げてエンジンを
２．５分ＯＥＩ定格出力でスロットルを全開して、離陸
安全速度Ｖtossまで加速し、途中の最降下点Ｑ３を経て
高度２００ｆｔの点Ｑ４に至ると、３０分ＯＥＩ定格出
力で高度１０００ｆｔの点Ｑ５まで上昇し、その後ＯＥ
Ｉ連続最大出力で飛行を継続し、故障対策を行う。これ
を離陸継続と称する。
【０００９】図１１は、輸送ＴＡ級の通常着陸方式を示
す説明図である。所定の着陸経路に進入してＬＤＰ（着
陸決心点：landing decision point）を降下率３００ｆ
ｔ／分以下で通過し、着地手前でさらに減速してホバリ
ングして着陸する。
す説明図である。所定の着陸経路に進入してＬＤＰ（着
陸決心点：landing decision point）を降下率３００ｆ
ｔ／分以下で通過し、着地手前でさらに減速してホバリ
ングして着陸する。
【００１０】１）ＬＤＰ通過までに１つのエンジンが故
障すると、パイロットは着陸復行または着陸継続を判断
して、着陸継続を決断すると後述の２）の手順に従う。
一方、着陸復行を決断した場合には、２．５分ＯＥＩ定
格出力で離陸安全速度Ｖtossまで加速し、高度２００ｆ
ｔに至ると、３０分ＯＥＩ定格出力で高度１０００ｆｔ
まで上昇し、その後ＯＥＩ連続最大出力で飛行を継続
し、故障対策を行う。これをエンジン故障着陸復行と称
する。 ２）ＬＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、残っ
たエンジンを２．５分ＯＥＩ定格出力範囲内で減速操作
に入り着陸する。これをエンジン故障着陸継続と称す
る。
障すると、パイロットは着陸復行または着陸継続を判断
して、着陸継続を決断すると後述の２）の手順に従う。
一方、着陸復行を決断した場合には、２．５分ＯＥＩ定
格出力で離陸安全速度Ｖtossまで加速し、高度２００ｆ
ｔに至ると、３０分ＯＥＩ定格出力で高度１０００ｆｔ
まで上昇し、その後ＯＥＩ連続最大出力で飛行を継続
し、故障対策を行う。これをエンジン故障着陸復行と称
する。 ２）ＬＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、残っ
たエンジンを２．５分ＯＥＩ定格出力範囲内で減速操作
に入り着陸する。これをエンジン故障着陸継続と称す
る。
【００１１】図１２は、輸送ＴＡ級の垂直着陸方式を示
す説明図である。所定の着陸経路に進入ＬＤＰを降下率
３００ｆｔ／分以下で通過し、着地手前でさらに減速し
てホバリングして垂直に着陸する。
す説明図である。所定の着陸経路に進入ＬＤＰを降下率
３００ｆｔ／分以下で通過し、着地手前でさらに減速し
てホバリングして垂直に着陸する。
【００１２】１）ＬＤＰ通過までに１つのエンジンが故
障すると、パイロットは着陸復行または着陸継続を判断
して、着陸継続を決断すると後述の２）の手順に従う。
一方、着陸復行を決断した場合には、機首を約５度下げ
て２．５分ＯＥＩ定格出力で離陸安全速度Ｖtossまで加
速し、途中の最降下点Ｑ７を経て高度２００ｆｔに至る
と、３０分ＯＥＩ定格出力で高度１０００ｆｔまで上昇
し、その後ＯＥＩ連続最大出力で飛行を継続し、故障対
策を行う。これをエンジン故障着陸復行と称する。 ２）ＬＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、残っ
たエンジンを２．５分ＯＥＩ定格出力の範囲内で減速操
作に入り垂直に着陸する。これをエンジン故障着陸継続
と称する。
障すると、パイロットは着陸復行または着陸継続を判断
して、着陸継続を決断すると後述の２）の手順に従う。
一方、着陸復行を決断した場合には、機首を約５度下げ
て２．５分ＯＥＩ定格出力で離陸安全速度Ｖtossまで加
速し、途中の最降下点Ｑ７を経て高度２００ｆｔに至る
と、３０分ＯＥＩ定格出力で高度１０００ｆｔまで上昇
し、その後ＯＥＩ連続最大出力で飛行を継続し、故障対
策を行う。これをエンジン故障着陸復行と称する。 ２）ＬＤＰ通過後に１つのエンジンが故障すると、残っ
たエンジンを２．５分ＯＥＩ定格出力の範囲内で減速操
作に入り垂直に着陸する。これをエンジン故障着陸継続
と称する。
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】こうしたＴＡ級離着陸
において高度な操縦が要求されるのは、エンジン故障後
の離陸継続と着陸復行である。残ったエンジンの限られ
た出力を最大限利用して、できるだけ高度ロスが少なく
かつ速やかに速度を回復させる必要があるからである。
において高度な操縦が要求されるのは、エンジン故障後
の離陸継続と着陸復行である。残ったエンジンの限られ
た出力を最大限利用して、できるだけ高度ロスが少なく
かつ速やかに速度を回復させる必要があるからである。
【００１４】従来、ＴＡ級離着陸を行う場合、パイロッ
トは計器だけを頼りにエンジン故障や高度、速度、全備
重量などのデータを把握し、これらのデータを用いて機
内に貼られたグラフ等を参照してエンジン出力制限値を
確認し、かつ外界を目視して障害物や離着陸場を探しな
がらヘリコプタを操縦する必要があり、極めて大きな負
担を強いられている。
トは計器だけを頼りにエンジン故障や高度、速度、全備
重量などのデータを把握し、これらのデータを用いて機
内に貼られたグラフ等を参照してエンジン出力制限値を
確認し、かつ外界を目視して障害物や離着陸場を探しな
がらヘリコプタを操縦する必要があり、極めて大きな負
担を強いられている。
【００１５】本発明の目的は、パイロットの負担を大幅
に軽減し、ＴＡ級離着陸を確実に実行できるヘリコプタ
ＴＡ級離着陸支援装置を提供することである。
に軽減し、ＴＡ級離着陸を確実に実行できるヘリコプタ
ＴＡ級離着陸支援装置を提供することである。
【００１６】
【課題を解決するための手段】本発明は、対地高度を検
出するための対地高度検出手段と、気圧高度を検出する
ための気圧高度検出手段と、外気温度を検出するための
外気温度検出手段と、全備重量を検出するための全備重
量検出手段と、検出された気圧高度、外気温度および全
備重量に基づいて離陸時または着陸時の決心高度を算出
するための決心高度算出手段と、該決心高度と検出され
た対地高度とを比較判定するための高度判定手段と、高
度判定手段からの出力に基づいて、パイロットに決心高
度への接近状態を告知するための接近状態告知手段とを
備えることを特徴とするヘリコプタＴＡ級離着陸支援装
置である。本発明に従えば、気圧高度、外気温度および
全備重量を検出して、コンピュータ等の決心高度算出手
段が離陸時または着陸時の決心高度を自動的に算出し、
さらに決心高度と対地高度とを比較判定することによっ
て決心高度への接近状態をパイロットに告知している。
そのため、パイロットは、計器の確認やエンジン出力制
限値の算定などの労力から解放され、ＴＡ級離着陸に従
った操縦が容易になる。
出するための対地高度検出手段と、気圧高度を検出する
ための気圧高度検出手段と、外気温度を検出するための
外気温度検出手段と、全備重量を検出するための全備重
量検出手段と、検出された気圧高度、外気温度および全
備重量に基づいて離陸時または着陸時の決心高度を算出
するための決心高度算出手段と、該決心高度と検出され
た対地高度とを比較判定するための高度判定手段と、高
度判定手段からの出力に基づいて、パイロットに決心高
度への接近状態を告知するための接近状態告知手段とを
備えることを特徴とするヘリコプタＴＡ級離着陸支援装
置である。本発明に従えば、気圧高度、外気温度および
全備重量を検出して、コンピュータ等の決心高度算出手
段が離陸時または着陸時の決心高度を自動的に算出し、
さらに決心高度と対地高度とを比較判定することによっ
て決心高度への接近状態をパイロットに告知している。
そのため、パイロットは、計器の確認やエンジン出力制
限値の算定などの労力から解放され、ＴＡ級離着陸に従
った操縦が容易になる。
【００１７】本発明は、エンジンのガスプロデューサの
回転数を検出するためのガスプロデューサ回転数検出手
段と、検出されたガスプロデューサ回転数と所定基準値
とを比較判定するためのエンジン故障判定手段と、エン
ジン故障判定手段からの出力に基づいて、パイロットに
エンジン故障を告知するためのエンジン故障告知手段と
を備えることを特徴とする。本発明に従えば、パイロッ
トの判断能力に依存しないで、エンジン故障を確実に判
定することが可能になる。
回転数を検出するためのガスプロデューサ回転数検出手
段と、検出されたガスプロデューサ回転数と所定基準値
とを比較判定するためのエンジン故障判定手段と、エン
ジン故障判定手段からの出力に基づいて、パイロットに
エンジン故障を告知するためのエンジン故障告知手段と
を備えることを特徴とする。本発明に従えば、パイロッ
トの判断能力に依存しないで、エンジン故障を確実に判
定することが可能になる。
【００１８】本発明は、エンジンのタービンアウト温度
を検出するためのタービンアウト温度検出手段と、エン
ジンのガスプロデューサの回転数を検出するためのガス
プロデューサ回転数検出手段と、エンジンの出力軸の回
転数を検出するための出力軸回転数検出手段と、エンジ
ンの出力トルクを検出するためのトルク検出手段と、エ
ンジンの時間制限出力を選択するための選択手段と、エ
ンジン状態および選択手段の動作開始からの経過時間に
基づいて、エンジン限界値を設定するエンジン限界値設
定手段と、検出されたタービンアウト温度、ガスプロデ
ューサ回転数、出力軸回転数および出力トルクと該エン
ジン限界値とを比較判定するためのエンジン限界判定手
段と、エンジン限界判定手段からの出力に基づいて、パ
イロットにエンジン状態を告知するためのエンジン状態
告知手段とを備えることを特徴とする。本発明に従え
ば、タービンアウト温度、ガスプロデューサ回転数、出
力軸回転数および出力トルクを検出して、各項目に対応
するエンジン限界値と比較判定することによって、パイ
ロットにエンジン状態を告知している。そのため、ＴＡ
級離着陸の状況に応じてエンジン限界値が刻々と変化し
ても、パイロットはエンジン状態が定格内か否かを即座
に判断することができる。
を検出するためのタービンアウト温度検出手段と、エン
ジンのガスプロデューサの回転数を検出するためのガス
プロデューサ回転数検出手段と、エンジンの出力軸の回
転数を検出するための出力軸回転数検出手段と、エンジ
ンの出力トルクを検出するためのトルク検出手段と、エ
ンジンの時間制限出力を選択するための選択手段と、エ
ンジン状態および選択手段の動作開始からの経過時間に
基づいて、エンジン限界値を設定するエンジン限界値設
定手段と、検出されたタービンアウト温度、ガスプロデ
ューサ回転数、出力軸回転数および出力トルクと該エン
ジン限界値とを比較判定するためのエンジン限界判定手
段と、エンジン限界判定手段からの出力に基づいて、パ
イロットにエンジン状態を告知するためのエンジン状態
告知手段とを備えることを特徴とする。本発明に従え
ば、タービンアウト温度、ガスプロデューサ回転数、出
力軸回転数および出力トルクを検出して、各項目に対応
するエンジン限界値と比較判定することによって、パイ
ロットにエンジン状態を告知している。そのため、ＴＡ
級離着陸の状況に応じてエンジン限界値が刻々と変化し
ても、パイロットはエンジン状態が定格内か否かを即座
に判断することができる。
【００１９】本発明は、対地高度を検出するための対地
高度検出手段と、気圧高度を検出するための気圧高度検
出手段と、外気温度を検出するための外気温度検出手段
と、全備重量を検出するための全備重量検出手段と、検
出された気圧高度、外気温度および全備重量に基づいて
離陸時または着陸時の決心高度を算出するための決心高
度算出手段と、該決心高度と検出された対地高度とを比
較判定するための高度判定手段と、高度判定手段からの
出力に基づいて、パイロットに決心高度への接近状態を
告知するための接近状態告知手段と、エンジンのガスプ
ロデューサの回転数を検出するためのガスプロデューサ
回転数検出手段と、検出されたガスプロデューサ回転数
と所定基準値とを比較判定するためのエンジン故障判定
手段と、エンジン故障判定手段からの出力に基づいて、
パイロットにエンジン故障を告知するためのエンジン故
障告知手段と、エンジンのタービンアウト温度を検出す
るためのタービンアウト温度検出手段と、エンジンの出
力軸の回転数を検出するための出力軸回転数検出手段
と、エンジンの出力トルクを検出するためのトルク検出
手段と、エンジンの時間制限出力を選択するための選択
手段と、エンジン状態および選択手段の動作開始からの
経過時間に基づいて、エンジン限界値を設定するエンジ
ン限界値設定手段と、検出されたタービンアウト温度、
ガスプロデューサ回転数、出力軸回転数および出力トル
クと該エンジン限界値とを比較判定するためのエンジン
限界判定手段と、エンジン限界判定手段からの出力に基
づいて、パイロットにエンジン状態を告知するためのエ
ンジン状態告知手段とを備えることを特徴とするヘリコ
プタＴＡ級離着陸支援装置である。本発明に従えば、気
圧高度、外気温度および全備重量を検出して、コンピュ
ータ等の決心高度算出手段が離陸時または着陸時の決心
高度を自動的に算出し、さらに決心高度と対地高度とを
比較判定することによって決心高度への接近状態をパイ
ロットに告知している。そのため、パイロットは、計器
の確認やエンジン出力制限値の算定などの労力から解放
され、ＴＡ級離着陸に従った操縦が容易になる。さら
に、タービンアウト温度、ガスプロデューサ回転数、出
力軸回転数および出力トルクを検出して、各項目に対応
するエンジン限界値と比較判定することによって、パイ
ロットにエンジン状態を告知している。そのため、ＴＡ
級離着陸の状況に応じてエンジン限界値が刻々と変化し
ても、パイロットはエンジン状態が定格内か否かを即座
に判断することができる。
高度検出手段と、気圧高度を検出するための気圧高度検
出手段と、外気温度を検出するための外気温度検出手段
と、全備重量を検出するための全備重量検出手段と、検
出された気圧高度、外気温度および全備重量に基づいて
離陸時または着陸時の決心高度を算出するための決心高
度算出手段と、該決心高度と検出された対地高度とを比
較判定するための高度判定手段と、高度判定手段からの
出力に基づいて、パイロットに決心高度への接近状態を
告知するための接近状態告知手段と、エンジンのガスプ
ロデューサの回転数を検出するためのガスプロデューサ
回転数検出手段と、検出されたガスプロデューサ回転数
と所定基準値とを比較判定するためのエンジン故障判定
手段と、エンジン故障判定手段からの出力に基づいて、
パイロットにエンジン故障を告知するためのエンジン故
障告知手段と、エンジンのタービンアウト温度を検出す
るためのタービンアウト温度検出手段と、エンジンの出
力軸の回転数を検出するための出力軸回転数検出手段
と、エンジンの出力トルクを検出するためのトルク検出
手段と、エンジンの時間制限出力を選択するための選択
手段と、エンジン状態および選択手段の動作開始からの
経過時間に基づいて、エンジン限界値を設定するエンジ
ン限界値設定手段と、検出されたタービンアウト温度、
ガスプロデューサ回転数、出力軸回転数および出力トル
クと該エンジン限界値とを比較判定するためのエンジン
限界判定手段と、エンジン限界判定手段からの出力に基
づいて、パイロットにエンジン状態を告知するためのエ
ンジン状態告知手段とを備えることを特徴とするヘリコ
プタＴＡ級離着陸支援装置である。本発明に従えば、気
圧高度、外気温度および全備重量を検出して、コンピュ
ータ等の決心高度算出手段が離陸時または着陸時の決心
高度を自動的に算出し、さらに決心高度と対地高度とを
比較判定することによって決心高度への接近状態をパイ
ロットに告知している。そのため、パイロットは、計器
の確認やエンジン出力制限値の算定などの労力から解放
され、ＴＡ級離着陸に従った操縦が容易になる。さら
に、タービンアウト温度、ガスプロデューサ回転数、出
力軸回転数および出力トルクを検出して、各項目に対応
するエンジン限界値と比較判定することによって、パイ
ロットにエンジン状態を告知している。そのため、ＴＡ
級離着陸の状況に応じてエンジン限界値が刻々と変化し
ても、パイロットはエンジン状態が定格内か否かを即座
に判断することができる。
【００２０】本発明は、対地高度を検出するための対地
高度検出手段と、気圧高度を検出するための気圧高度検
出手段と、外気温度を検出するための外気温度検出手段
と、全備重量を検出するための全備重量検出手段と、検
出された気圧高度、外気温度および全備重量に基づいて
離陸時または着陸時の決心高度を算出するための決心高
度算出手段と、該決心高度と検出された対地高度とを比
較判定するための高度判定手段と、高度判定手段からの
出力に基づいて、パイロットに決心高度への接近状態を
告知するための接近状態告知手段と、エンジンのガスプ
ロデューサの回転数を検出するためのガスプロデューサ
回転数検出手段と、検出されたガスプロデューサ回転数
と所定基準値とを比較判定するためのエンジン故障判定
手段と、エンジン故障判定手段からの出力に基づいて、
パイロットにエンジン故障を告知するためのエンジン故
障告知手段と、対地高度が決心高度より高い場合に、エ
ンジン状態および対地高度に応じて目標飛行速度を決定
し、パイロットに告知するための目標飛行速度告知手段
を備えることを特徴とするヘリコプタＴＡ級離着陸支援
装置である。本発明に従えば、気圧高度、外気温度およ
び全備重量を検出して、コンピュータ等の決心高度算出
手段が離陸時または着陸時の決心高度を自動的に算出
し、さらに決心高度と対地高度とを比較判定することに
よって決心高度への接近状態をパイロットに告知してい
る。そのため、パイロットは、計器の確認やエンジン出
力制限値の算定などの労力から解放され、ＴＡ級離着陸
に従った操縦が容易になる。さらに、パイロットの判断
能力に依存しないで、エンジン故障を確実に判定するこ
とが可能になる。さらに、決心高度より高い高度で飛行
を継続する場合、ＴＡ級離着陸の状況に応じた目標飛行
速度を即座に認識することができる。
高度検出手段と、気圧高度を検出するための気圧高度検
出手段と、外気温度を検出するための外気温度検出手段
と、全備重量を検出するための全備重量検出手段と、検
出された気圧高度、外気温度および全備重量に基づいて
離陸時または着陸時の決心高度を算出するための決心高
度算出手段と、該決心高度と検出された対地高度とを比
較判定するための高度判定手段と、高度判定手段からの
出力に基づいて、パイロットに決心高度への接近状態を
告知するための接近状態告知手段と、エンジンのガスプ
ロデューサの回転数を検出するためのガスプロデューサ
回転数検出手段と、検出されたガスプロデューサ回転数
と所定基準値とを比較判定するためのエンジン故障判定
手段と、エンジン故障判定手段からの出力に基づいて、
パイロットにエンジン故障を告知するためのエンジン故
障告知手段と、対地高度が決心高度より高い場合に、エ
ンジン状態および対地高度に応じて目標飛行速度を決定
し、パイロットに告知するための目標飛行速度告知手段
を備えることを特徴とするヘリコプタＴＡ級離着陸支援
装置である。本発明に従えば、気圧高度、外気温度およ
び全備重量を検出して、コンピュータ等の決心高度算出
手段が離陸時または着陸時の決心高度を自動的に算出
し、さらに決心高度と対地高度とを比較判定することに
よって決心高度への接近状態をパイロットに告知してい
る。そのため、パイロットは、計器の確認やエンジン出
力制限値の算定などの労力から解放され、ＴＡ級離着陸
に従った操縦が容易になる。さらに、パイロットの判断
能力に依存しないで、エンジン故障を確実に判定するこ
とが可能になる。さらに、決心高度より高い高度で飛行
を継続する場合、ＴＡ級離着陸の状況に応じた目標飛行
速度を即座に認識することができる。
【００２１】本発明は、対地高度が決心高度より高い場
合に、エンジン状態および対地高度に応じて目標飛行速
度を決定し、パイロットに告知するための目標飛行速度
告知手段を備えることを特徴とする。本発明に従えば、
決心高度より高い高度で飛行を継続する場合、ＴＡ級離
着陸の状況に応じた目標飛行速度を即座に認識すること
ができる。
合に、エンジン状態および対地高度に応じて目標飛行速
度を決定し、パイロットに告知するための目標飛行速度
告知手段を備えることを特徴とする。本発明に従えば、
決心高度より高い高度で飛行を継続する場合、ＴＡ級離
着陸の状況に応じた目標飛行速度を即座に認識すること
ができる。
【００２２】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態を
示すブロック図である。ヘリコプタＴＡ級離着陸支援装
置は、飛行条件やエンジン状態を検出するためのセンサ
装置１と、センサ装置１からの信号に基づいて所定の演
算を行う制御計算機２と、制御計算機２の演算結果をパ
イロットに音声で告知するための音声装置３と、制御計
算機２の演算結果をパイロットに視覚的に告知するため
の表示装置４で構成される。
示すブロック図である。ヘリコプタＴＡ級離着陸支援装
置は、飛行条件やエンジン状態を検出するためのセンサ
装置１と、センサ装置１からの信号に基づいて所定の演
算を行う制御計算機２と、制御計算機２の演算結果をパ
イロットに音声で告知するための音声装置３と、制御計
算機２の演算結果をパイロットに視覚的に告知するため
の表示装置４で構成される。
【００２３】センサ装置１は、２つのエンジン状態を検
出するエンジンセンサと、自機の対気速度、気圧高度、
外気温度を検出する対気速度センサと、自機の対地高度
を検出する自機位置センサ等を備える。エンジンセンサ
は、ガスプロデューサの各回転数ＮＡ、ＮＢ、エンジン
出力軸の各回転数ＭＡ、ＭＢ、各出力トルクＱＡ、Ｑ
Ｂ、各タービンアウト温度ＴＡ、ＴＢなどを検出する。
自機位置センサは、たとえば複数の人工衛星からの電波
を受信して３角測量の原理で緯度、経度および高度を測
定するＧＰＳ(Grobal Positioning System) などが使用
可能であり、高度の測定精度を上げるためにＧＰＳ誤差
の補正をデータリンクを通じて行うＤＧＰＳ（Differen
tial ＧＰＳ）や慣性航法装置を併用してもよい。
出するエンジンセンサと、自機の対気速度、気圧高度、
外気温度を検出する対気速度センサと、自機の対地高度
を検出する自機位置センサ等を備える。エンジンセンサ
は、ガスプロデューサの各回転数ＮＡ、ＮＢ、エンジン
出力軸の各回転数ＭＡ、ＭＢ、各出力トルクＱＡ、Ｑ
Ｂ、各タービンアウト温度ＴＡ、ＴＢなどを検出する。
自機位置センサは、たとえば複数の人工衛星からの電波
を受信して３角測量の原理で緯度、経度および高度を測
定するＧＰＳ(Grobal Positioning System) などが使用
可能であり、高度の測定精度を上げるためにＧＰＳ誤差
の補正をデータリンクを通じて行うＤＧＰＳ（Differen
tial ＧＰＳ）や慣性航法装置を併用してもよい。
【００２４】制御計算機２は、自機の種類に対応した各
種制限データ、たとえばＣＤＰでの高度Ｈcdp および速
度Ｖcdp 、離陸安全速度Ｖtoss、最良上昇速度Ｖｙや両
エンジン作動時（ＡＥＯ）の離陸出力および連続最大出
力、片エンジン作動時（ＯＥＩ）の２．５分定格出力、
３０分定格出力および連続最大出力の限界値などを性能
データベースとして記憶しており、センサ装置１からの
信号に基づいて後述するエンジン故障認識支援、決心高
度認識支援、出力制限制御支援、飛行速度制御支援など
所定の演算処理を実行する。
種制限データ、たとえばＣＤＰでの高度Ｈcdp および速
度Ｖcdp 、離陸安全速度Ｖtoss、最良上昇速度Ｖｙや両
エンジン作動時（ＡＥＯ）の離陸出力および連続最大出
力、片エンジン作動時（ＯＥＩ）の２．５分定格出力、
３０分定格出力および連続最大出力の限界値などを性能
データベースとして記憶しており、センサ装置１からの
信号に基づいて後述するエンジン故障認識支援、決心高
度認識支援、出力制限制御支援、飛行速度制御支援など
所定の演算処理を実行する。
【００２５】音声装置３は、音声合成装置やスピーカ等
で構成され、たとえばエンジン故障やＣＤＰおよびＬＤ
Ｐへの接近状態を音声で出力する。
で構成され、たとえばエンジン故障やＣＤＰおよびＬＤ
Ｐへの接近状態を音声で出力する。
【００２６】表示装置４は、外界視野とオーバーラップ
して表示できるＨＵＤ（Head UpDisplay) 、ヘルメット
やゴーグルにディスプレイを搭載したＨＭＤ（HeadMoun
ted Display)、陰極線管や液晶パネル等で多機能表示が
可能なＭＦＤ(MultiFunction Display)などで構成さ
れ、たとえばエンジン故障やＣＤＰおよびＬＤＰへの接
近状態を視覚的に出力する。
して表示できるＨＵＤ（Head UpDisplay) 、ヘルメット
やゴーグルにディスプレイを搭載したＨＭＤ（HeadMoun
ted Display)、陰極線管や液晶パネル等で多機能表示が
可能なＭＦＤ(MultiFunction Display)などで構成さ
れ、たとえばエンジン故障やＣＤＰおよびＬＤＰへの接
近状態を視覚的に出力する。
【００２７】図２は、エンジン故障認識支援の動作を示
すフローチャートである。制御計算機２はセンサ装置１
からの出力信号を絶えずモニタしており、まずステップ
ａ１において第１および第２エンジンのガスプロデュー
サの各回転数ＮＡ、ＮＢを検出して、ステップａ２で回
転数ＮＡと基準値Ｎｒとを比較し、ステップａ３で回転
数ＮＢと基準値Ｎｒとを比較し、ステップａ４で２つの
エンジン作動状態を総合判定する。判定結果は、１）両
エンジン正常、２）第１エンジン故障、３）第２エンジ
ン故障、４）両エンジンとも故障の何れかとなる。次の
ステップａ５で、制御計算機２は判定結果を音声装置３
や表示装置４に出力し、たとえば「第１エンジン ＯＵ
Ｔ」という文字が点滅したり、「第１エンジン故障」と
発声してパイロットに告知する。
すフローチャートである。制御計算機２はセンサ装置１
からの出力信号を絶えずモニタしており、まずステップ
ａ１において第１および第２エンジンのガスプロデュー
サの各回転数ＮＡ、ＮＢを検出して、ステップａ２で回
転数ＮＡと基準値Ｎｒとを比較し、ステップａ３で回転
数ＮＢと基準値Ｎｒとを比較し、ステップａ４で２つの
エンジン作動状態を総合判定する。判定結果は、１）両
エンジン正常、２）第１エンジン故障、３）第２エンジ
ン故障、４）両エンジンとも故障の何れかとなる。次の
ステップａ５で、制御計算機２は判定結果を音声装置３
や表示装置４に出力し、たとえば「第１エンジン ＯＵ
Ｔ」という文字が点滅したり、「第１エンジン故障」と
発声してパイロットに告知する。
【００２８】このようにパイロットは計器を常時監視し
ていなくても、制御計算機２がエンジン故障を認識して
判定結果を告知してくれるため、パイロットの負荷が低
減して誤判断を防止できる。
ていなくても、制御計算機２がエンジン故障を認識して
判定結果を告知してくれるため、パイロットの負荷が低
減して誤判断を防止できる。
【００２９】図３は、決心高度認識支援の動作を示すフ
ローチャートである。まずステップｂ１において、制御
計算機２はセンサ装置１からの出力信号に基づいて自機
の全備重量、気圧高度、外気温度を検出する。全備重量
の算出方法に関して、離陸時の全備重量を飛行開始前に
データ入力しておいて、燃料計を用いて燃料消費量を検
出し、両者の数値に基づいて現在の全備重量を算出す
る。次のステップｂ２において、所定の換算テーブルを
参照して決心高度ＡＤを算出する。
ローチャートである。まずステップｂ１において、制御
計算機２はセンサ装置１からの出力信号に基づいて自機
の全備重量、気圧高度、外気温度を検出する。全備重量
の算出方法に関して、離陸時の全備重量を飛行開始前に
データ入力しておいて、燃料計を用いて燃料消費量を検
出し、両者の数値に基づいて現在の全備重量を算出す
る。次のステップｂ２において、所定の換算テーブルを
参照して決心高度ＡＤを算出する。
【００３０】図４は、決心高度ＡＤを算出する換算テー
ブルの一例を示すグラフである。離陸時または着陸時の
決心高度ＡＤは、全備重量、気圧高度および外気温度の
関数として求まる。図４に示すように、たとえば外気温
度が２５℃、気圧高度が６０００ｆｔ、全備重量が２６
００ｋｇである場合、まず外気温度を示す横軸を参照し
て、外気温度２５℃の位置から上方へ垂線を引いて気圧
高度６０００ｆｔのカーブと交差する第１交差点を求
め、第１交差点から右方に水平線を引いて全備重量２６
００ｋｇのカーブと交差する第２交差点を求め、第２交
差点から下方に垂線を引いて、対地高度を示す第２の横
軸を参照する。すると、交差した横軸の値が離陸時また
は着陸時の決心高度ＡＤを示す。制御計算機２は、こう
した換算テーブルをデータベースとして記憶している。
ブルの一例を示すグラフである。離陸時または着陸時の
決心高度ＡＤは、全備重量、気圧高度および外気温度の
関数として求まる。図４に示すように、たとえば外気温
度が２５℃、気圧高度が６０００ｆｔ、全備重量が２６
００ｋｇである場合、まず外気温度を示す横軸を参照し
て、外気温度２５℃の位置から上方へ垂線を引いて気圧
高度６０００ｆｔのカーブと交差する第１交差点を求
め、第１交差点から右方に水平線を引いて全備重量２６
００ｋｇのカーブと交差する第２交差点を求め、第２交
差点から下方に垂線を引いて、対地高度を示す第２の横
軸を参照する。すると、交差した横軸の値が離陸時また
は着陸時の決心高度ＡＤを示す。制御計算機２は、こう
した換算テーブルをデータベースとして記憶している。
【００３１】図３に戻って、ステップｂ３において制御
計算機２は自機位置センサからの出力信号に基づいて自
機の対地高度ＡＬを検出し、ステップｂ４で決心高度Ａ
Ｄと対地高度ＡＬとを比較するために高度差ΔＡ＝決心
高度ＡＤ−対地高度ＡＬを計算する。ステップｂ５〜ｂ
７において、高度差ΔＡが正か負か、高度差ΔＡが基準
値Ａｒより大きいか小さいかを比較して、ステップｂ８
において決心高度に対する接近状態を総合判定する。判
定結果は、１）ＣＤＰまたはＬＤＰを通過、２）ＣＤＰ
またはＬＤＰに接近中、３）ＣＤＰまたはＬＤＰに未だ
接近していない、の何れかとなる。次のステップｂ９
で、制御計算機２は判定結果を音声装置３や表示装置４
に出力して、たとえばＣＤＰまたはＬＤＰに接近中の場
合は「ＣＤＰ」または「ＬＤＰ」という文字が点滅した
り、「ＣＤＰ接近」または「ＬＤＰ接近」のように発声
する。また、ＣＤＰまたはＬＤＰを通過した場合は「Ｃ
ＤＰ通過」または「ＬＤＰ通過」という文字が点滅した
り、「ＣＤＰ通過」または「ＬＤＰ通過」のように発声
する。
計算機２は自機位置センサからの出力信号に基づいて自
機の対地高度ＡＬを検出し、ステップｂ４で決心高度Ａ
Ｄと対地高度ＡＬとを比較するために高度差ΔＡ＝決心
高度ＡＤ−対地高度ＡＬを計算する。ステップｂ５〜ｂ
７において、高度差ΔＡが正か負か、高度差ΔＡが基準
値Ａｒより大きいか小さいかを比較して、ステップｂ８
において決心高度に対する接近状態を総合判定する。判
定結果は、１）ＣＤＰまたはＬＤＰを通過、２）ＣＤＰ
またはＬＤＰに接近中、３）ＣＤＰまたはＬＤＰに未だ
接近していない、の何れかとなる。次のステップｂ９
で、制御計算機２は判定結果を音声装置３や表示装置４
に出力して、たとえばＣＤＰまたはＬＤＰに接近中の場
合は「ＣＤＰ」または「ＬＤＰ」という文字が点滅した
り、「ＣＤＰ接近」または「ＬＤＰ接近」のように発声
する。また、ＣＤＰまたはＬＤＰを通過した場合は「Ｃ
ＤＰ通過」または「ＬＤＰ通過」という文字が点滅した
り、「ＣＤＰ通過」または「ＬＤＰ通過」のように発声
する。
【００３２】このようにパイロットは計器を常時監視し
ていなくても、制御計算機２がＣＤＰまたはＬＤＰへの
接近状態を認識して判定結果を告知してくれるため、パ
イロットの負荷が低減して誤判断を防止できる。
ていなくても、制御計算機２がＣＤＰまたはＬＤＰへの
接近状態を認識して判定結果を告知してくれるため、パ
イロットの負荷が低減して誤判断を防止できる。
【００３３】図５は、出力制限制御支援の動作を示すフ
ローチャートである。ヘリコプタのエンジンは、過負荷
を防止するため、正常時または緊急時等の飛行状況に応
じて細かく限界値が設定されている。下記（表１）は、
エンジン作動限界の一例を示している。
ローチャートである。ヘリコプタのエンジンは、過負荷
を防止するため、正常時または緊急時等の飛行状況に応
じて細かく限界値が設定されている。下記（表１）は、
エンジン作動限界の一例を示している。
【００３４】
【表１】
【００３５】こうしたエンジン作動限界を示す各数値
は、データベースとして制御計算機２に予め記憶されて
いる。
は、データベースとして制御計算機２に予め記憶されて
いる。
【００３６】図５に戻って、まずステップｃ１におい
て、制御計算機２は図２のフローチャートによって判定
されたエンジン状態を参照して、両エンジン作動（ＡＥ
Ｏ）であればステップｃ２へ移行し、片エンジン作動
（ＯＥＩ）であればステップｃ５へ移行する。ステップ
ｃ２において、まず表１に示すＡＥＯ連続最大出力時の
各限界値を設定した後、ステップｃ３でエンジン作動時
間を検出するＴＧＦスイッチがオンまたはオフであるか
を判定する。なお、ＴＧＦスイッチは、離陸（Takeof
f）、復行（Go around）、フレア（Flare）の操縦開始
時にパイロットが操作する。ＴＧＦスイッチがオンであ
れば、このスイッチが押されてから５分間のみ表１に示
す離陸出力時の各限界値を設定する。一方、ＴＧＦスイ
ッチが押されてから５分経過した場合、およびＴＧＦス
イッチがオフである場合には、ステップｃ２で設定した
各限界値が採用される。
て、制御計算機２は図２のフローチャートによって判定
されたエンジン状態を参照して、両エンジン作動（ＡＥ
Ｏ）であればステップｃ２へ移行し、片エンジン作動
（ＯＥＩ）であればステップｃ５へ移行する。ステップ
ｃ２において、まず表１に示すＡＥＯ連続最大出力時の
各限界値を設定した後、ステップｃ３でエンジン作動時
間を検出するＴＧＦスイッチがオンまたはオフであるか
を判定する。なお、ＴＧＦスイッチは、離陸（Takeof
f）、復行（Go around）、フレア（Flare）の操縦開始
時にパイロットが操作する。ＴＧＦスイッチがオンであ
れば、このスイッチが押されてから５分間のみ表１に示
す離陸出力時の各限界値を設定する。一方、ＴＧＦスイ
ッチが押されてから５分経過した場合、およびＴＧＦス
イッチがオフである場合には、ステップｃ２で設定した
各限界値が採用される。
【００３７】ステップｃ１において片エンジン作動（Ｏ
ＥＩ）であれば、ステップｃ５で表１に示すＯＥＩ連続
最大出力時の各限界値を設定した後、ステップｃ６でＴ
ＧＦスイッチがオンまたはオフであるかを判定する。Ｔ
ＧＦスイッチがオンであれば、このスイッチが押されて
から２．５分間のみ表１に示す２．５分定格出力時の各
限界値を設定し、２．５分経過後はステップｃ８におい
てＴＧＦスイッチが押されてから３０分間のみ表１に示
す３０分定格出力時の各限界値を設定する。一方、ＴＧ
Ｆスイッチが押されてから３０分経過した場合、および
ＴＧＦスイッチがオフである場合には、ステップｃ５で
設定した各限界値が採用される。
ＥＩ）であれば、ステップｃ５で表１に示すＯＥＩ連続
最大出力時の各限界値を設定した後、ステップｃ６でＴ
ＧＦスイッチがオンまたはオフであるかを判定する。Ｔ
ＧＦスイッチがオンであれば、このスイッチが押されて
から２．５分間のみ表１に示す２．５分定格出力時の各
限界値を設定し、２．５分経過後はステップｃ８におい
てＴＧＦスイッチが押されてから３０分間のみ表１に示
す３０分定格出力時の各限界値を設定する。一方、ＴＧ
Ｆスイッチが押されてから３０分経過した場合、および
ＴＧＦスイッチがオフである場合には、ステップｃ５で
設定した各限界値が採用される。
【００３８】次にステップｃ９で、制御計算機２はセン
サ装置１からの出力信号に基づいて、２つのエンジンに
関して、ガスプロデューサの各回転数ＮＡ、ＮＢ、エン
ジン出力軸の各回転数ＭＡ、ＭＢ、各出力トルクＱＡ、
ＱＢ、各タービンアウト温度ＴＡ、ＴＢを検出する。ス
テップｃ１０において、上述の限界値から各検出値を引
算して各項目に関するマージン（余裕度）を比較判定す
る。判定結果は、各評価項目について、１）マージンが
負で定格オーバー、２）マージンが所定基準値内、３）
マージンが多い、の何れかとなる。
サ装置１からの出力信号に基づいて、２つのエンジンに
関して、ガスプロデューサの各回転数ＮＡ、ＮＢ、エン
ジン出力軸の各回転数ＭＡ、ＭＢ、各出力トルクＱＡ、
ＱＢ、各タービンアウト温度ＴＡ、ＴＢを検出する。ス
テップｃ１０において、上述の限界値から各検出値を引
算して各項目に関するマージン（余裕度）を比較判定す
る。判定結果は、各評価項目について、１）マージンが
負で定格オーバー、２）マージンが所定基準値内、３）
マージンが多い、の何れかとなる。
【００３９】次のステップｃ１１で、制御計算機２は判
定結果を音声装置３や表示装置４に出力する。たとえば
第１エンジンのガスプロデューサの回転数ＮＡが定格オ
ーバーの場合、「ＮＡ ＯＶＥＲ」という文字が赤色で
点滅したり、「第１エンジンのガスプロデューサ回転数
定格オーバー」と発声する。また、各評価項目につい
て定格内であれば、マージン量をそれぞれデジタル表示
またはアナログ表示で告知してもよく、マージンが所定
基準値内であれば「ＮＡ ＭＡＸ」という文字を緑色で
表示してもよい。
定結果を音声装置３や表示装置４に出力する。たとえば
第１エンジンのガスプロデューサの回転数ＮＡが定格オ
ーバーの場合、「ＮＡ ＯＶＥＲ」という文字が赤色で
点滅したり、「第１エンジンのガスプロデューサ回転数
定格オーバー」と発声する。また、各評価項目につい
て定格内であれば、マージン量をそれぞれデジタル表示
またはアナログ表示で告知してもよく、マージンが所定
基準値内であれば「ＮＡ ＭＡＸ」という文字を緑色で
表示してもよい。
【００４０】こうしてパイロットは、各評価項目が定格
内の上限付近で収まるように操縦することによって、エ
ンジン性能を最大限に引き出すことができる。
内の上限付近で収まるように操縦することによって、エ
ンジン性能を最大限に引き出すことができる。
【００４１】図６は、飛行速度制御支援の動作を示すフ
ローチャートである。まずステップｄ１において、図３
のステップｂ１〜４と同様に、制御計算機２は決心高度
ＡＤを算出し、さらに自機位置センサからの出力に基づ
いて対地高度ＡＬを検出し、高度差ΔＡ＝決心高度ＡＤ
−対地高度ＡＬを計算する。次のステップｄ２におい
て、高度差ΔＡの正負を判定し、高度差ΔＡが正であれ
ば決心高度を通過しておらず、飛行速度制御支援をジャ
ンプして終了する。高度差ΔＡが０以下であれば、自機
は決心高度以上の高度で飛行していることになる。
ローチャートである。まずステップｄ１において、図３
のステップｂ１〜４と同様に、制御計算機２は決心高度
ＡＤを算出し、さらに自機位置センサからの出力に基づ
いて対地高度ＡＬを検出し、高度差ΔＡ＝決心高度ＡＤ
−対地高度ＡＬを計算する。次のステップｄ２におい
て、高度差ΔＡの正負を判定し、高度差ΔＡが正であれ
ば決心高度を通過しておらず、飛行速度制御支援をジャ
ンプして終了する。高度差ΔＡが０以下であれば、自機
は決心高度以上の高度で飛行していることになる。
【００４２】そこで、ステップｄ３において、図２の動
作によって判定されたエンジン作動状態に基づいて両エ
ンジン動作状態または片エンジン動作状態を判定する。
両エンジン動作状態であれば、飛行目標速度を飛行速度
Ｖｙに設定する。片エンジン動作状態であれば、ステッ
プｄ５で対地高度ＡＬが２００ｆｔに達したか否か、す
なわち図９に示す点Ｐ４や図１０に示す点Ｑ４に到達し
たかを判定する。対地高度ＡＬが２００ｆｔ以下であれ
ば、飛行目標速度を離陸安全速度Ｖtossに設定する。ま
た、対地高度ＡＬが２００ｆｔより高ければ、ステップ
ｄ４と同様に、飛行目標速度を飛行速度Ｖｙに設定す
る。
作によって判定されたエンジン作動状態に基づいて両エ
ンジン動作状態または片エンジン動作状態を判定する。
両エンジン動作状態であれば、飛行目標速度を飛行速度
Ｖｙに設定する。片エンジン動作状態であれば、ステッ
プｄ５で対地高度ＡＬが２００ｆｔに達したか否か、す
なわち図９に示す点Ｐ４や図１０に示す点Ｑ４に到達し
たかを判定する。対地高度ＡＬが２００ｆｔ以下であれ
ば、飛行目標速度を離陸安全速度Ｖtossに設定する。ま
た、対地高度ＡＬが２００ｆｔより高ければ、ステップ
ｄ４と同様に、飛行目標速度を飛行速度Ｖｙに設定す
る。
【００４３】こうして設定された飛行目標速度は、ステ
ップｄ８において音声装置３や表示装置４に出力され、
たとえば飛行目標速度をデジタル表示やアナログ表示し
たり、「目標速度 ６５ノット」と発声する。このとき
現時点の飛行速度および目標速度を同時に表示すること
によって、パイロットの判断が容易になる。
ップｄ８において音声装置３や表示装置４に出力され、
たとえば飛行目標速度をデジタル表示やアナログ表示し
たり、「目標速度 ６５ノット」と発声する。このとき
現時点の飛行速度および目標速度を同時に表示すること
によって、パイロットの判断が容易になる。
【００４４】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、気
圧高度、外気温度および全備重量を検出して、離陸時ま
たは着陸時の決心高度を自動的に算出し、さらに決心高
度と対地高度とを比較判定することによって決心高度へ
の接近状態をパイロットに告知している。こうした決心
高度認識支援によって、パイロットは計器の確認やエン
ジン出力制限値の算定などの労力から解放され、ＴＡ級
離着陸に従った操縦が容易になる。
圧高度、外気温度および全備重量を検出して、離陸時ま
たは着陸時の決心高度を自動的に算出し、さらに決心高
度と対地高度とを比較判定することによって決心高度へ
の接近状態をパイロットに告知している。こうした決心
高度認識支援によって、パイロットは計器の確認やエン
ジン出力制限値の算定などの労力から解放され、ＴＡ級
離着陸に従った操縦が容易になる。
【００４５】また、エンジン故障認識支援によってパイ
ロットはエンジン故障を確実に判定でき、しかもＴＡ級
離着陸の状況に応じてエンジン限界値が刻々と変化して
も、出力制限制御支援によってエンジン状態が定格内か
否かを即座に判断することができる。
ロットはエンジン故障を確実に判定でき、しかもＴＡ級
離着陸の状況に応じてエンジン限界値が刻々と変化して
も、出力制限制御支援によってエンジン状態が定格内か
否かを即座に判断することができる。
【００４６】さらに、決心高度より高い高度で飛行を継
続する場合、飛行速度制御支援によってＴＡ級離着陸の
状況に応じた目標飛行速度を即座に認識できる。
続する場合、飛行速度制御支援によってＴＡ級離着陸の
状況に応じた目標飛行速度を即座に認識できる。
【００４７】こうしてパイロットの負担を大幅に軽減し
ながら、ＴＡ級離着陸を確実に実行することができる。
ながら、ＴＡ級離着陸を確実に実行することができる。
【図１】本発明の実施の一形態を示すブロック図であ
る。
る。
【図２】エンジン故障認識支援の動作を示すフローチャ
ートである。
ートである。
【図３】決心高度認識支援の動作を示すフローチャート
である。
である。
【図４】決心高度ＡＤを算出する換算テーブルの一例を
示すグラフである。
示すグラフである。
【図５】出力制限制御支援の動作を示すフローチャート
である。
である。
【図６】飛行速度制御支援の動作を示すフローチャート
である。
である。
【図７】ヘリコプタの速度と必要馬力の関係を示すグラ
フである。
フである。
【図８】ヘリコプタの離着陸方法を示す説明図である。
【図９】輸送ＴＡ級の通常離陸方式を示す説明図であ
る。
る。
【図１０】輸送ＴＡ級の垂直離陸方式を示す説明図であ
る。
る。
【図１１】輸送ＴＡ級の通常着陸方式を示す説明図であ
る。
る。
【図１２】輸送ＴＡ級の垂直着陸方式を示す説明図であ
る。
る。
１ センサ装置 ２ 制御計算機 ３ 音声装置 ４ 表示装置
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭57−7799（ＪＰ，Ａ) 特開 昭59−149896（ＪＰ，Ａ) 特公 昭48−18795（ＪＰ，Ｂ１) 実表 平９−505787（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B64D 45/04 B64D 45/08
Claims (6)
- 【請求項１】 対地高度を検出するための対地高度検出
手段と、 気圧高度を検出するための気圧高度検出手段と、 外気温度を検出するための外気温度検出手段と、 全備重量を検出するための全備重量検出手段と、 検出された気圧高度、外気温度および全備重量に基づい
て離陸時または着陸時の決心高度を算出するための決心
高度算出手段と、 該決心高度と検出された対地高度とを比較判定するため
の高度判定手段と、 高度判定手段からの出力に基づいて、パイロットに決心
高度への接近状態を告知するための接近状態告知手段と
を備えることを特徴とするヘリコプタＴＡ級離着陸支援
装置。 - 【請求項２】 エンジンのガスプロデューサの回転数を
検出するためのガスプロデューサ回転数検出手段と、 検出されたガスプロデューサ回転数と所定基準値とを比
較判定するためのエンジン故障判定手段と、 エンジン故障判定手段からの出力に基づいて、パイロッ
トにエンジン故障を告知するためのエンジン故障告知手
段とを備えることを特徴とする請求項１記載のヘリコプ
タＴＡ級離着陸支援装置。 - 【請求項３】 エンジンのタービンアウト温度を検出す
るためのタービンアウト温度検出手段と、 エンジンのガスプロデューサの回転数を検出するための
ガスプロデューサ回転数検出手段と、 エンジンの出力軸の回転数を検出するための出力軸回転
数検出手段と、 エンジンの出力トルクを検出するためのトルク検出手段
と、 エンジンの時間制限出力を選択するための選択手段と、 エンジン状態および選択手段の動作開始からの経過時間
に基づいて、エンジン限界値を設定するエンジン限界値
設定手段と、 検出されたタービンアウト温度、ガスプロデューサ回転
数、出力軸回転数および出力トルクと該エンジン限界値
とを比較判定するためのエンジン限界判定手段と、 エンジン限界判定手段からの出力に基づいて、パイロッ
トにエンジン状態を告知するためのエンジン状態告知手
段とを備えることを特徴とする請求項１または２記載の
ヘリコプタＴＡ級離着陸支援装置。 - 【請求項４】 対地高度を検出するための対地高度検出
手段と、 気圧高度を検出するための気圧高度検出手段と、 外気温度を検出するための外気温度検出手段と、 全備重量を検出するための全備重量検出手段と、 検出された気圧高度、外気温度および全備重量に基づい
て離陸時または着陸時の決心高度を算出するための決心
高度算出手段と、 該決心高度と検出された対地高度とを比較判定するため
の高度判定手段と、 高度判定手段からの出力に基づいて、パイロットに決心
高度への接近状態を告知するための接近状態告知手段
と、 エンジンのガスプロデューサの回転数を検出するための
ガスプロデューサ回転数検出手段と、 検出されたガスプロデューサ回転数と所定基準値とを比
較判定するためのエンジン故障判定手段と、 エンジン故障判定手段からの出力に基づいて、パイロッ
トにエンジン故障を告知するためのエンジン故障告知手
段と、 エンジンのタービンアウト温度を検出するためのタービ
ンアウト温度検出手段と、 エンジンの出力軸の回転数を検出するための出力軸回転
数検出手段と、 エンジンの出力トルクを検出するためのトルク検出手段
と、 エンジンの時間制限出力を選択するための選択手段と、 エンジン状態および選択手段の動作開始からの経過時間
に基づいて、エンジン限界値を設定するエンジン限界値
設定手段と、 検出されたタービンアウト温度、ガスプロデューサ回転
数、出力軸回転数および出力トルクと該エンジン限界値
とを比較判定するためのエンジン限界判定手段と、 エンジン限界判定手段からの出力に基づいて、パイロッ
トにエンジン状態を告知するためのエンジン状態告知手
段とを備えることを特徴とするヘリコプタＴＡ級離着陸
支援装置。 - 【請求項５】 対地高度を検出するための対地高度検出
手段と、 気圧高度を検出するための気圧高度検出手段と、 外気温度を検出するための外気温度検出手段と、 全備重量を検出するための全備重量検出手段と、 検出された気圧高度、外気温度および全備重量に基づい
て離陸時または着陸時の決心高度を算出するための決心
高度算出手段と、 該決心高度と検出された対地高度とを比較判定するため
の高度判定手段と、 高度判定手段からの出力に基づいて、パイロットに決心
高度への接近状態を告知するための接近状態告知手段
と、 エンジンのガスプロデューサの回転数を検出するための
ガスプロデューサ回転数検出手段と、 検出されたガスプロデューサ回転数と所定基準値とを比
較判定するためのエンジン故障判定手段と、 エンジン故障判定手段からの出力に基づいて、パイロッ
トにエンジン故障を告知するためのエンジン故障告知手
段と、 対地高度が決心高度より高い場合に、エンジン状態およ
び対地高度に応じて目標飛行速度を決定し、パイロット
に告知するための目標飛行速度告知手段を備えることを
特徴とするヘリコプタＴＡ級離着陸支援装置。 - 【請求項６】 対地高度が決心高度より高い場合に、エ
ンジン状態および対地高度に応じて目標飛行速度を決定
し、パイロットに告知するための目標飛行速度告知手段
を備えることを特徴とする請求項４記載のヘリコプタＴ
Ａ級離着陸支援装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6145296A JP2913581B2 (ja) | 1996-03-18 | 1996-03-18 | ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6145296A JP2913581B2 (ja) | 1996-03-18 | 1996-03-18 | ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09249200A JPH09249200A (ja) | 1997-09-22 |
| JP2913581B2 true JP2913581B2 (ja) | 1999-06-28 |
Family
ID=13171463
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6145296A Expired - Lifetime JP2913581B2 (ja) | 1996-03-18 | 1996-03-18 | ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2913581B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4270176B2 (ja) | 2005-07-14 | 2009-05-27 | トヨタ自動車株式会社 | 飛翔機の制御装置 |
| FR2967132B1 (fr) * | 2010-11-04 | 2012-11-09 | Turbomeca | Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur dissymetrique a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre |
| CH717077A1 (de) * | 2020-01-29 | 2021-07-30 | Kopter Group Ag | Hybridantriebssystem eines Helikopters. |
| FR3123315A1 (fr) * | 2021-05-31 | 2022-12-02 | Airbus Helicopters | Procédé d’assistance au pilotage d’un giravion comportant au moins deux moteurs |
-
1996
- 1996-03-18 JP JP6145296A patent/JP2913581B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH09249200A (ja) | 1997-09-22 |
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