JP3294272B2

JP3294272B2 - 偏揺入力予測機能を有するヘリコプタエンジンの制御装置

Info

Publication number: JP3294272B2
Application number: JP50467393A
Authority: JP
Inventors: ジェイ．エバート，フレデリック; ティー．ドリスコル，ジョセフ; エイチ．スウィート，デイヴィッド
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1991-08-27
Filing date: 1992-08-27
Publication date: 2002-06-24
Anticipated expiration: 2017-06-24
Also published as: AU2565192A; KR100235271B1; DE69206269D1; ES2083188T3; JPH06510001A; EP0601099A1; AU657576B2; DE69206269T2; WO1993004419A1; EP0601099B1; CA2116340C; US5265825A; CA2116340A1

Description

【発明の詳細な説明】技術分野本発明は、ヘリコプタ燃料制御に関し、特に、左右方
向への急激な機首の変更操作入力に対し、主回転翼の回
転速度の低下や過剰な回転速度への上昇を緩和するため
の、主回転翼の回転速度の増加、減少を見越した先手制
御に関する。

背景技術最新のヘリコプタにおいては、低慣性力を有する主回
転翼の制御システムは、回転翼の駆動機構に蓄えられる
内部エネルギを減少させ、様々な飛行条件に従って、過
渡的な回転速度の変動要求、例えば、機首の左右方向の
変更操作に回転翼の動作が追従できるような傾向にあ
る。このような、主回転翼の回転速度の変動は、ヘリコ
プタの他の飛行特性と複雑に作用し、ヘリコプタの機首
が所定の方向からずれてしまうような、不平衡なトルク
を生じてしまう。このような、機首の方向制御における
望ましくない揺動やずれは、しばしば、緊急事態あるい
は航空機の安定性補償システムの限界状態であったり、
または、これら両者が混在する際には、パイロットの負
担を増加させる場合もある。

典型的な例では、ヘリコプタの主回転翼と尾部回転翼
とは、共通の歯車機構で駆動されている。尾部回転翼
は、第１には、主回転翼により発生する（機体を水平方
向に回転させるように働く）トルクを打ち消すためのト
ルク補償機構として機能する。第２には、尾部回転翼
は、ヘリコプタの垂直軸を中心とした機体の回転運動を
制御するための手段、即ち、機首の方向制御手段でもあ
る。新世代のヘリコプタでは、回転翼が露出して取り付
けられた従来型の尾部回転翼よりも、回転翼が円筒に囲
まれたファン構造の尾部回転翼がトルク補償のために用
いられている。以下では、「尾部回転翼」とは、従来の
トルク補償装置、即ち、（従来型尾部回転翼）と新世代
の尾部ファン装置とを含む、ヘリコプタのトルク補償機
構を総称して指し示すものである。

尾部回転翼により発生する推力は、尾部回転翼の回転
翼のピッチ角度に依存し、また、ある程度、周囲の風の
条件や主回転翼の回転速度、下向きの風の流れ等の外因
にも依存する。今、主回転翼が反時計方向に回転し、尾
部回転翼は「引っ張り型」の構造、例えば、推力の働く
方向に機体の尾部（尾部）を引っ張るような推力を生じ
る構造であると仮定する。この場合、尾部回転翼の回転
翼が、正のピッチ角度である時には、尾部回転翼による
推力は尾部を右（時計方向）に引っ張るように作用す
る。一方、尾部回転翼の回転翼が、負のピッチ角度であ
る時には、尾部回転翼による推力は尾部を左（反時計方
向）に引っ張るように作用する。なお、尾部回転翼の回
転翼のピッチ角度がゼロである時には、尾部回転翼によ
る推力は上記いずれかの方向にほんの僅か生じるか、あ
るいは、推力はいずれの方向にも生じない。

尾部回転翼の回転翼のピッチ角度は、パイロットによ
り操作される一対のトルク補償ペダルの操作量により決
定される。典型的な例としては、右のペダルを中間位置
から前に動かすと、回転翼は負のピッチ角度または小さ
な正のピッチ角度を持つ。右のペダルを前に動かす程、
よりピッチ角度は負の値で増加し、一方、右のペダルを
中間位置に近づける程、よりピッチ角度はより正の値に
近づく。左のペダルを中間位置から前に動かすと、ピッ
チ角度が正の値で増加し、ペダルを最も前まで押し切っ
たところでピッチ角度の正の最大値となる。

ピッチ角度の正の値が、所定の主回転翼の負荷に対応
したしきい値を越えて増加した場合には、尾部回転翼の
推力は主回転翼のトルク効果を補償するために必要な推
力を越えてしまい、これにより、ヘリコプタの機首は左
方向にずれる。このようなヘリコプタの機首の方向制御
方法は優れているが、尾部回転翼を駆動するために必要
な駆動力は、エンジンの総駆動力から振り分けらるもの
であり、主回転翼が使える駆動力がその分減ってしま
う。

尾部回転翼の回転翼のピッチ角度が、ゼロあるいは負
の値の時には、尾部回転翼の推力は、主回転翼の生じる
トルクの作用する方向と同一の方向に作用し、ヘリコプ
タの機首は右方向にずれる。この場合、右方向への機首
の偏揺れの間に尾部回転翼が発生する推力は、右方向へ
の機首の偏揺れ前の主回転翼のトルク効果を打ち消すた
めの尾部回転翼が発生する推力よりも小さく、この推力
の減少分をエンジンからの余剰駆動力として主回転翼の
駆動に回すことができる。

右方向への機首の偏揺れの間には、回転翼の回転速度
の望ましくない変動が起こる場合がある。例えば、急激
な左回転の間（回転翼システムは反時計方向に回転）、
尾部回転翼の回転翼のピッチ角度は、急激に高い正の値
にまで変化する。この時、機首の偏揺れに対し左方向へ
機体を回転させるために必要な推力を尾部回転翼が発生
できるよう、エンジンは尾部回転翼に付加的な駆動力を
与える必要がある。急激な左回転の間には、尾部回転翼
と主回転翼の両者にそれぞれが必要とする駆動力は、エ
ンジンのその運転時点での出力を上回るものとなり、エ
ンジン出力の上昇要求に追従するだけの充分な時間がエ
ンジン側に与えられない場合もある。尾部回転翼側の駆
動力要求により、主回転翼への駆動力の一部が尾部回転
翼側に回され、これにより、運動量が一部失われるた
め、主回転翼の回転速度が減少する。更に、主回転翼と
尾部回転翼は同一の歯車機構により駆動されているた
め、尾部回転翼は主回転翼側の駆動力減少の影響を受け
る場合もある。従って、ヘリコプタの機首は、所望の方
向の左右方向で減衰振動をおこすことになる。

同様に、急激な右回転の間（回転翼システムは反時計
方向に回転）、尾部回転翼の回転翼のピッチ角度は、急
激に、ゼロあるいは負の値にまで変化し、尾部回転翼側
からのエンジンへの出力要求は急激に減少する。従っ
て、主回転翼と尾部回転翼からの総出力要求は、エンジ
ンのその運転時点での出力を下回るものとなる。エンジ
ンからの余剰出力は主回転翼システムに送られるため、
主回転翼の回転速度のオーバースピードを引き起こす。

急激な右方向への機首の偏揺れに伴ったエンジンへの
出力要求の急激な増加に追従するための出力不足と、急
激な左方向への機首の偏揺れに伴ったエンジンからの余
剰出力は、ともに、ヘリコプタの燃料噴射自動補償シス
テムの機能が充分に作用していないことの結果であり、
この場合には、パイロット自身が手動操作によってこの
事態に対応してエンジン出力の調整をすることがよくあ
る。従って、このような手動操作によって、機体の機首
の方向を制御する精度が悪化することがある。また、軍
事用に供されるヘリコプタでは、攻撃兵器の照準を合わ
せるうえでの精度が悪化するという形で、悪い影響が現
れる。その他にも、ヘリコプタの燃料噴射自動補償シス
テムの機能が充分に作用しない問題に関連して、回転翼
の回転速度の減少を回復する間に、燃料噴射自動補償シ
ステムは、先ず最初に、回転速度の回復を促進するため
にエンジンに余剰に燃料を供給するものとなっている。
しかし、この回転速度の回復の間に、回転翼の回転速度
が100％の定格回転速度を越えないように、しかるべき
タイミングで燃料供給を減少させることに失敗すること
があり、この場合には、回転速度の減少状態からの回復
中に回転速度のオバーシュートを引き起こし、延いて
は、回転翼の回転速度のオーバースピードに到ることに
なる。

発明の開示本発明の目的は、機体の機首の方向変化の際の、エン
ジン出力への要求の急激な変化を、見通し、エンジンと
主回転翼の回転速度の降下とオーバースピードを最小化
するヘリコプタエンジン燃料制御を提供することにあ
る。

本発明によれば、ヘリコプタエンジン燃料制御は、パ
イロットの手動操作による機首方向制御位置の変化に対
応して生成される燃焼補償信号から構成される。ここ
で、燃焼補償信号の強度は、機首方向制御の相対位置の
変化速度を表す機首方向指令速度信号に比例し、また、
燃焼補償信号は、一次燃料ガバナー燃料流量信号と加算
され、この加算信号により、ヘリコプタのエンジンへの
燃料供給を制御するものである。

本発明の第１の実施例においては、主回転翼の回転速
度が降下している間に燃料補償信号により燃料供給が減
少させられている時と、主回転翼の回転速度がオーバー
スピードである間に燃料補償信号により燃料供給が増加
させられている時には、エンジン燃料制御は、ヘリコプ
タがホバリングしながら急激に左方向に回転している間
に回転翼の減衰速度が取り込まれる毎に、燃焼補償信号
を一次燃料ガバナー燃料流量信号と加算することが禁止
されるものである。

更に、本発明の第１の実施例において、主回転翼の回
転速度が降下している間に、本来の燃料補償信号に対
し、回転翼の回転速度回復中に主回転翼の回数数のオー
バーシュートを最小化するための、他の燃料補償信号が
付加される。

本発明の第２の実施例においては、もし、エンジン回
転速度が上昇中で燃焼補償信号に従って燃料が追加供給
されているか、あるいは、一次燃料ガバナーが適当にエ
ンジン回転速度を定格回転速度に落ち着くように制御さ
れているならば、エンジンが定格回転速度を上回る運転
状態にある間に、一方、もし、燃料補償信号に従って燃
料供給が減少しているならば、エンジンが定格回転速度
を下回る運転状態にある間に、エンジン燃料制御は、燃
焼補償信号を一次燃料カバナー燃料流量信号と加算する
ことが禁止されるものである。

更に、本発明の第２の実施例においては、燃料補償信
号の強度と持続時間が機首方向制御の相対位置の変化速
度の関数として決定されるように、機首方向指令速度信
号のためのフィードバック経路が与えられる。

更に、本発明の第２の実施例においては、燃料補償信
号の強度は制限され、その下限値は、エンジン回転速度
の変化速度の関数として決定され、更に、もしエンジン
が加速状態にある場合には、燃料補償信号は大きな負の
値を取ることが許され、もし、エンジン回転速度が安定
しているか下降しているならば、より低い比例した値の
下限値が用いられる。

更に、本発明の第２の実施例においては、燃料補償信
号には巡行速度調整係数が掛け合わされる。巡行速度調
整係数の値は、巡行速度の関数として決定され、また、
もし機体が着陸装置の上に留まっている場合には、調整
係数の値は０に設定される。

本発明は、パイロットの手動操作による機首方向入力
に対して燃料供給量を補償する燃料補償信号を与え、そ
の信号により、急激な機首方向変更操作の間のエンジン
と回転翼回転速度の降下とオーバースピードを緩和する
ことが狙いである。燃料補償信号は、パイロットが、あ
るしきい値を上回る速度で機首方向指定コマンドを入力
する時に生成され、燃料の補償動作については、機首方
向操作の結果一次燃料ガバナーに燃料供給要求の変動を
補償させるような効果が現れてしまった後というより
も、機首方向指定入力を受け取った時点で即座に燃料の
補償動作を起動するようになっている。従って、燃料補
償信号は、機首方向操作の影響に対し一次燃料ガバナー
がどのように対応すべきかを見越して決定されたものと
なっており、早急に、補償動作を開始して、回転翼回転
速度の降下とオーバースピードを最小にすることができ
る。

本発明の第１の実施例では、ある動作条件が満たされ
る時には、燃料補償信号を無効にする。例えば、急激に
左方向に回転している間に回転翼の減衰速度が取り込ま
れる毎に、補償は不要であることが分かっている。更
に、エンジン燃料制御は変量補償信号を無効にし、主回
転翼の回転速度が低下中の燃料供給の減少あるいは、主
回転翼のオーバースピード時に燃料供給の上昇を防ぐ。
その他の、第１の実施例の特徴としては、主回転翼の回
転速度が低下中のオープンループ補償により、付加的な
燃料補償信号を得ることである。この付加的な補償信号
は、回転翼の回転速度下降量と、回転速度の回復速度と
の関数として、燃料供給を減じるものである。この付加
的な補償信号は、主回転翼の回転速度の回復に伴って主
回転翼の回転速度のオーバーシュート量を最小化するた
めに、主回転翼の回転速度が低下中に供給される。

本発明の第２の実施例においても、ある動作条件が満
たされる時には、燃料補償信号を無効にする。第２の実
施例では、もし、エンジン回転速度が上昇中で燃料補償
信号に従って燃料が追加供給されているか、あるいは、
一次燃料ガバナーが適当にエンジン回転速度を定格回転
速度に落ち着くように制御されているならば、エンジン
が定格回転速度を上回る運転状態にある間に、燃料補償
信号が無効にされる。また、もし、燃料補償信号に従っ
て燃料供給が減少しているならば、エンジンが定格回転
速度を下回る運転状態にある間に、燃料補償信号が無効
にされる。燃料補償信号を無効にする判定基準は、エン
ジン回転速度のみに依存し、従って、この判定基準は燃
料制御自身の中に埋め込むことが可能であり、主回転翼
回転速度のような航空機自身の信号には依存しないもの
となる。

第２の実施例は、また、機首方向指令速度（ペダル変
位速度）信号のためのフィードバック経路を与えるもの
であり、これにより燃料補償信号の強度と持続時間の両
者が機首方向指令速度に依存するようになっている。従
って、もし短い時間内に大きな機首方向指令速度が生じ
る場合には、フィードバック経路は燃料補償信号を、フ
ィードバックのない場合に機首方向指令速度に基づき生
じる燃料補償信号の持続時間よりも、長い時間にわたり
引き延ばすことになる。更に、燃料補償信号の強度は制
限され、その下限値は、エンジン回転速度の変化速度
（NFDF）の関数として決定される。もしエンジンが加速
状態にある場合には、燃料補償信号は大きな負の値を取
ることが許され、もし、エンジン回転速度が安定してい
るか下降しているならば、より低い比例した値の下限値
が用いられる。これにより、下限値が余りにも高すぎる
ことにより生じる、定格のエンジン運転条件に対して過
剰な回転翼とエンジンの回転速度の低下を防ぐことがで
きる。また、下限値が余りにも低すぎることにより生じ
る、エンジンのオーバースピードに関する初期条件に対
して過剰な回転翼とエンジンの回転速度の上昇を防ぐこ
とができる。

燃料補償制御は、130KTSを越えるような高いの巡行速
度のもとでは、必要ないことが分かっている。何故な
ら、機体の垂直方向の表面は、機首角度の空間力学的安
定性と補償に必要な条件を満たすものであり、また、こ
のような高速度での急激な回転動作は、機体の横転防止
と構造的な制約とから禁止されているからである。より
低い巡行速度のもとでは、必要となる燃料補償の量は、
巡行速度の関数として変化する。従って、本発明の第２
の実施例では、巡行速度調整係数を提供する。巡行速度
調整係数の値は、巡行速度の関数として決定される。こ
の係数の特徴としては、また、もし機体が着陸装置の上
に留まっていたり、着陸状態で移動中の場合には、調整
係数の値は０に設定され、これにより、離陸状態にない
場合には、燃料補償をしないようになっている。

本発明は、アナログ回路方式、デジタル回路方式ある
いはソフトウェアによる計算機制御等の様々な方法で実
現でき、より複雑な制御機能と組み合せた形態での実施
も可能である。

図面の簡単な説明第１図は、本発明の第１の実施例における、ヘリコプ
タ回転翼駆動システムの概略機能ブロック図であり、エ
ンジン燃料制御は機首方向操作入力に対応して動作す
る。

第２図は、第１図に示した関数発生器に用いられる燃
料補償信号の望ましい特性を表す図である。

第３図は、第１図に示した第１の実施例における、燃
料補償を無効にする時期を決定するための論理を表す簡
略化した論理図である。

第４図は、第３図に示した論理図に表した判定処理に
もとづき、燃料補償を無効にする時期を決定するための
処理の流れを示したフローチャートである。

第５図は、第１図に示した実施例における、オープン
ループ補償を実行する時期を決めるための論理を表す簡
略化した論理図である。

第６図は、第５図に示した論理図に表した判定処理に
もとづき、オープンループ補償を実行する時期を決める
ための処理の流れを示したフローチャートである。

第７図は、本発明の第２の実施例における、ヘリコプ
タ回転翼駆動システムの概略機能ブロック図であり、エ
ンジン燃料制御は機首方向操作入力に対応して動作す
る。

第８図は、第７図に示した第２の実施例における、燃
料補償を無効にする時期を決定するための論理を表す簡
略化した論理図である。

第９図は、第８図に示した論理図に表した判定処理に
もとづき、燃料補償を無効にする時期を決定するための
処理の流れを示したフローチャートである。

発明を実施するための最良の形態本発明のヘリコプタエンジン燃料制御装置は、特に、
偏揺れ入力中のエンジン出力要求の突然の変化を予測
し、それによりエンジンおよび主回転翼の速度低下およ
び過剰速度を軽減するのに適している。第１図を参照す
る。主回転翼10はシャフト12を介して歯車箱13に接続さ
れている。歯車箱13は、超過クラッチ16を介してシャフ
ト14によって駆動される。クラッチ16は、エンジン速度
が主回転翼速度に等しいかまたはそれを越えるとき、エ
ンジン20の出力シャフト18と係合する。歯車箱13は、シ
ャフト24を介して尾部回転翼22も駆動するようになって
いる。したがって、主回転翼10および尾部回転翼22は、
例えば、尾部回転翼が主回転翼よりも約５倍速く回転す
るなど、互いに一定の関係を保った速度で常に駆動され
ている。

エンジン20は、代表的には、出力シャフト18が自由タ
ービン40によって駆動されるようになっている自由ター
ビンガスエンジンと、自動燃料制御装置52（主要燃料ガ
バナ）から燃料配管50によって燃料が与えられるバーナ
部47から構成されている。また、自由タービン40は、シ
ャフト44によって圧縮機駆動タービン46に接続されてい
る圧縮機42を有するターボ圧縮機を含むガス発電機から
のガスによって駆動されるようになっている。

燃料制御装置52は、（例えば出力軸18上）自由タービ
ン40の速度を測定するタコメータ54によって決定される
所望のエンジン速度を維持するために、配線56上のター
ビン速度指示信号を加算接続部60に与え、燃料入口配管
50に正確な燃料速度（WF）を与えるようにしている。エ
ンジン、自由タービンおよび自由タービン速度（NF）の
用語が、本発明を説明するために使用され、出力タービ
ンおよび出力タービン速度（NP）の用語もまた使用され
るが、自由タービンすなわちエンジンを参照するとき
は、これらの用語は交換可能である。

加算接続部60への他の入力は、線64上のパイロットの
エンジン速度警報装置からの信号によって決定されるパ
イロットの所望の変化と共に、発生源62から導かれる10
0％定格速度を示す基準値である基準速度信号（NFREF）
から構成される。加算接続部60の出力は、燃料制御装置
のタービンがバナ部66に加えられる配線65上のエンジン
速度誤差信号である。タービンガバナ部66の出力は、燃
料制御装置のガス発電機制御部69の入力にある加算接続
部68に与えられる配線67上の要求ガス発電機信号であ
る。ガス発電機制御装置69は、調節弁72に接続された配
線70上に指令燃料速度（燃料指令信号）を与える。この
燃料指令信号は、燃料ポンプ74から正確な量の燃料を燃
料入口配管50に供給させるように、調節弁72に加えられ
る。

加算接続部68は、また、配線76上のガス発電機速度
（NG）を示す信号に応答する。その信号は、圧縮機42、
シャフト44およびタービン46を含むガス発電機スプール
に応答するタコメータ78から取られる。加算接続部68の
他の入力は、加算接続部81から線80に与えれるピッチ同
時制御入力である。

主回転翼ピッチ同時制御位置を表す線82上の信号（最
大ピッチ同時制御の所定の％で表される、ピッチ同時制
御桿の角度を表す信号）が、比例および導関数路の両方
に与えられる。その比例路は、利得K1を有する増幅器84
とともに関数発生器すなわちスケジュール回路83を含
む。導関数路は、微分器85、リミタ86、および利得K2を
持つ増幅器87を含む。増幅器84および87の出力は、加算
接続部81に加えられる。ピッチ同時制御が変えられる
と、導関数路85−87はガス発電機への通常のタービンガ
バナ要求を増減させる。同時に、所定のしきい値の大き
さを越えるピッチ同時制御に対して、比例路83、84が定
常状態入力を燃料制御装置に与える。

ここまでの装置は、すべて技術的に知られたものであ
り、単なる模範例である。

本発明の第１の実施例によれば、エンジン燃料制御装
置の偏揺れ入力予測部99は、燃料補償信号（FCS）を信
号線100上の加算接続部81に与える。その補償信号は、
回転翼低下中に付加補償を与える、或る偏揺れ要求およ
び付加燃料補償信号（AFC）に応答して発生される燃料
補償信号（FCS）を表す。

線100の燃料補償信号は、加算接続部102からから与え
られる。

加算接続部102の第１入力は、線104に与えられ、偏揺
れ要求入力の変化速度に応答して発生される燃料補償信
号を表す。偏揺れ要求信号（PP）、例えば、パイロット
操作の対トルクペダルの相対位置を表す信号は、線107
に与えられ、偏揺れ指令信号の変化速度を表す偏揺れ要
求速度信号（PPDF）を線109に与えるように、微分器108
に加えられる。PPDFは、対応する出力燃料信号を与える
関数発生器すなちスケジュール回路110に加えられる。

関数発生器110の模範的な所望の特性は、第２図に詳
細に示されている。例えば、関数発生器110は、しきい
値レベルよりも大きい急激な左偏揺れ入力中に、燃料流
91を増すための燃料補償信号を与える。同時に、その関
数発生器は、しきい値レベルよりも大きい急激な右偏揺
れ入力中に、燃料流91を減らすための燃料補償信号を与
える。しきい値レベルは、燃料制御装置52によって与え
られる補償が回転翼速度の伸びを押さえるに十分小さい
偏揺れ操作中には、燃料補償を行わない不感帯域93を与
える。本発明の模範的な実施例においては、関数発生器
110が二次補償の形態をなし、それによって偏揺れ入力
に対して円滑な応答を与えるようになっている。さら
に、しきい値すなわち不感帯域93の形は、燃料制御装置
の応答速度に基づいて選択される。

第１図に戻って説明する。関数発生器110の出力は、
線111を通り、利得K3の増幅器112を介してスイッチ113
に与えられる。増幅された燃料補償信号は、線104を通
り、加算接続部102に加られる。スイッチ113は、よく知
られている電界効果型トランジスタ（FET）または他の
適切なトランジスタスイッチから構成されている。線10
4上の信号は、もしスイッチ113を開位置に駆動するため
の信号が線115になければ、スイッチ113を介して与えら
れる。

線115上の信号は、第３図および第４図に関連して詳
細に説明されるうように、或る条件が適合したとき、燃
料制御装置のペダル速度補償無効119によって与えられ
る。ペダル速度補償無効119は、それぞれ、歯車箱13へ
の入力におけるシャフト14の速度に応答するタコメータ
106から求められる回転翼速度、および回転翼速度を線1
20を通して微分器123に加えることによって求められる
回転翼速度の変化速度（NRDF）を表す、線120および線1
21上の信号に応答する。ペダル速度補償無効119は、ま
た、スケジュール110の出力からの線111上の燃料補償信
号、および燃料流の変化速度を表す信号を与えるため
に、流量計130から線133を通して微分器135に供給さ
れ、線129に与えられる燃料流の変化速度（WFDF）にも
応答する。流量計は、燃料弁72の位置など、他の燃料流
測定方法でもよい。最後に、ペダル速度補償無効119
は、共に飛行機に取りつけられたセンサによって与えら
れる、それぞれ、ヘリコプタ速度（KTS）、および左ホ
ーバターン中のヘリコプタ先頭の変化速度を表す、線13
7および線138上の信号にも応答する。

第３図を参照する。ペダル速度補償無効119は、燃料
補償信号が無効とされる３つの異なる条件に対応する３
つの論理表現を含む。すなわち、鋭い左ホーバターン中
に回転翼崩壊速度が拘束されたとき200、主回転翼の低
下中に燃料補償信号が燃料を取り除いているとき201、
および主回転翼の過剰速度中に燃料補償信号が燃料を付
加しているとき202である。鋭に左ホーバターン中に燃
料補償信号が無効にされるべきかを決めるために、５つ
の条件が監視される。NRが定格速度の公称しきい値、例
えば定格速度の95％よりも大きく、またNRDFがゼロより
も大きい、すなわちNRが増加している場合には、それぞ
れ信号線205および206に論理１が与えられ、その結果、
アンドゲート208から信号線209に論理１の出力が得られ
る。同様に、ヘリコプタが毎秒10度よりも小さい速度で
左旋回をしており、ヘリコプタの水平速度が10ノットよ
りも小さい場合には、それぞれ信号線211および212に論
理１が与えられ、その結果、アンドゲート215から信号
線216に論理１の出力が得られる。最後に、WFDFがゼロ
よりも大きく、すなわちWFが増加している場合には、信
号線217に論理１が与えられる。信号線209、216および2
12に論理１が現れる場合には、アンドゲート219の出力
は、信号線220上の論理１であり、オアゲート223から信
号線225に論理１の出力が得られる。また、燃料補償信
号が無効とされる。

主回転翼速度が定格速度の100％よりも大きく、燃料
補償信号が燃料を付加している場合、それぞれ信号線22
7および228に論理１が与えられ、その結果、アンドゲー
トから論理１の出力が得られ、それは信号線231を通し
てオアゲート230に与えられる。それは、次に論理１を
信号線234を通してオアゲート223に与えられ、燃料補償
信号が無効とされる。同様に、主回転翼速度が定格速度
の100％よりも小さく、燃料補償信号が燃料を取り除い
ている場合、それぞれ信号線238および239に論理１が与
えられ、その結果、アンドゲート241から論理１の出力
が得られ、それは信号線242を通してオアゲート232に与
えられ、最終的には、オアゲート223に与えられ、燃料
補償信号が無効とされる。

燃料制御装置のペダル速度補償無効119は、第３図に
デジタル論理ゲートの形で示されているが、第４図に表
された型の簡単なコンピュータプログラムで容易に実施
できる。そのようなルーチンはマイクロプロセッサ（UP
ROC）によってデジタル的に実行可能であり、または、
デジタルの計算機化された自動飛行制御システム内の簡
単なプログラム変更として包含される。

第４図を参照する。そのプログラムはステップ300に
おいて入力される。UPROCは、テスト301において、NRが
定格速度の95％よりも大きいか検査する。テスト301の
結果が正あれば、UPROCは、テスト302において、NRDFが
ゼロよりも大きいか検査する。テスト302の結果が正で
あれば、UPROCは、テスト303において、WFDFがゼロより
も大きいか検査する。テスト303の結果が正であれば、U
PROCは、テスト304および305において、ヘリコプタが左
ホーバターン中であるか検査する。テスト304および305
の結果が正であれば、ヘリコプタが鋭く左ホーバターン
中であり、回転翼崩壊速度が拘束されている。ステップ
306が実行され、燃料補償信号がゼロに設定される。そ
の後、サブルーチンは、ステップ307において戻る。テ
スト302、303、304または305のいずれかの結果が負あれ
ば、サブルーチンはテスト309に進み、UPROCは、回転翼
速度が定格速度の100％よりも小さいかを検査する。テ
スト309の結果が正であれば、サブルーチンは、テスト3
10において、燃料補償信号が燃料を取り除いているかを
検査する。もし初期テスト301の結果が負であっても、
サブルーチンはテスト310に進む。テスト310の結果が正
であれば、回転翼速度が定格速度の100％よりも小さ
く、燃料が今なお低減されている。ステップ306が実行
され、燃料補償信号がゼロに設定される。その後、サブ
ルーチンは、ステップ307において戻る。テスト310の結
果が負であれば、その後、サブルーチンは、ステップ30
7において戻る。

テスト309の結果が負であれば、UPROCは、テスト312
において、回転翼速度が定格速度の100％よりも大きい
か検査する。テスト312の結果が負あれば、その後、サ
ブルーチンは、ステップ307において戻る。しかし、テ
スト312の結果が正であれば、UPROCは、テスト313にお
いて、燃料補償信号が燃料を付加しているか検査する。
テスト313の結果が正であれば、回転翼速度が定格速度
の100％よりも大きく、燃料が今なお増加させられてい
る。ステップ306が実行され、燃料補償信号がゼロに設
定される。その後、サブルーチンは、ステップ307にお
いて戻る。テスト313の結果が負であれば、その後、サ
ブルーチンは、ステップ307において戻る。

再び、第１図を参照する。付加燃料補償信号（AFC）
が信号線140を通して加算接続部102に与えられる。その
信号は、飛行機が回転翼低下を経験している或る時間
中、付加燃料補償を与え、回転翼低下からの回復時の主
回転翼過剰速度を最小化させる。線140上の信号は、第
５図および第６図に関連して詳細に説明される燃料制御
装置のオープンループ補償141によって与えられる。オ
ープンループ補償141は、NRを表す線120上の信号、およ
び線145に回転翼速度の変化速度を与えるように、120を
通して147に加えられる回転翼速度信号によって決定さ
れるNRDFを表す線145上の信号に応答する。オープンル
ープ補償141は、また、線107上の偏揺れ入力指令信号に
も応答する。オープンループ補償141によって与えられ
る付加燃料補償信号は、燃料を回転翼低下および回転翼
低下からの回復速度の関数として引き算し、回転翼低下
からの回復時における主回転翼過剰速度を最小にす。第
５図を参照する。回転翼低下中に、付加燃料補償信号が
燃料補償信号に加算されるかどうかを決めるために、４
つの条件が監視される。PPが偏揺れ入力指令しきい値レ
ベル（PPTH）よりも小さい場合、およびNRが第１回転翼
速度しきい値レベル（NRTH1）よりも小さい場合には、
それぞれ信号線401および402に論理１が与えられ、その
結果、アンドゲート404から信号線405に論理１の出力が
得られる。同様に、NRDFが、NRDFのしきい値レベル（NR
DFTH）よりも大きく、NRが第２回転翼速度しきい値レベ
ル（NRTH2）よりも大きい場合には、信号線407および40
8にそれぞれ論理１が与えられ、その結果、アンドゲー
ト410から信号線411に論理１の出力が得られる。したが
って、信号線405および411に論理１が与えられると、ア
ンドゲート415の出力は、信号線417上の論理１であり、
回転翼低下からの回復時における主回転翼過剰速度を最
小にするために付加燃料補償が与えられる。

本発明のオープンループ補償は、第６図に示された型
の簡単なコンピュータプログラムで実施することができ
る。そのようなルーチンはマイクロプロセッサ（UPRO
C）によってデジタル的に実行可能である。第６図を参
照する。そのサブルーチンはステップ501において入力
される。UPROCは、一連のテスト502、503、504および50
5において、第５図に関連して説明されたようにして、
オープンループ補償の条件が適合されるか検査する。

テスト502、503、504または505のいずれか１つの結果
が負あれば、オープンループ補償の条件は適合せず、サ
ブルーチンは、ステップ506において戻る。しかし、テ
スト502、503、504または505の全ての結果が正であれ
ば、ステップ508が実行され、AFCが、第１定数C1と掛け
算されたNR、および第２定数C2と掛け算されたNRDFの絶
対値の両方の関数として計算される。その後、UPROC
は、テスト510において、AFCがゼロよりも小さいか，す
なわち燃料を取り除いているか検査する。テスト510の
結果が負であれば、AFCは、主回転翼のオーバシュート
に寄与するだろう燃料を付加しており、サブルーチン
は、ステップ506において戻る。しかし、テスト510の結
果が正であれば、ステップ511が実行され、AFCがFCSに
加算される。その後、サブルーチンは、ステップ506に
おいて戻る。したがって、AFCは、それがオーバシュー
トを最小化するために、回転翼低下からの回復中に燃料
を減算するときに、FCSに加算されるだけである。

第３図および第４図のペダル速度補償無効は、FCSが
燃料を取り除いている場合には、回転翼低下中にFCSを
ゼロに等しく設定することに留意されたい。しかし、無
効後にAFCはFCSに加算される。したがって、回転翼低下
中に取り除かれる燃料の量は、AFCに通しい最大値に制
限される。

AFCの値は、主要燃料ガバナ指令燃料速度に比較して
一般的に小さく、オーバシュート量を最小化する間に回
転翼低下からの急速回復を与えるように決められる。AF
Cは、NRおよびNRDFに基づいて計算されるように説明さ
れているが、さらに精巧なオープンループ補償を求める
方法は、オープンループ補償量をNR、NRDFおよびNRDFの
変化速度、すなわちNRDFの導関数に基づくやり方であ
る。そのような方法は、主回転翼低下からの回復中にオ
ーバシュート量をさらに最小にする。

燃料制御装置の偏揺れ入力予測部99の第２の実施例
を、第７図に示す。偏揺れ指令信号（PP）は、線107を
通して微分器108に与えられ、偏揺れ指令速度信号（PPD
F）を線109に与える。PPDFは、次に関数発生器110に加
えられ、それによって対応する出力である燃料補償信号
を線700に与える。関数発生器110の出力は、積分器703
を介して関数発生器の入力にフィードバックされる。大
きさが大きくかつ急激に加えられる偏揺れ指令信号は、
大きな負荷をエンジンに与え、それにより大きな回転翼
低下または過剰速度の可能性を与えることになる。した
がって、偏揺れ入力予測の必要がある。偏揺れ軸指令が
短持続期間であるとき、フィードバック利得は、フィー
ドバックなしに関数発生器110の出力に基づいて生ずる
よりも長い期間の間、燃料補償信号を「延ばす」ために
使用される。したがって、本発明の第２の実施例は、そ
の信号の大きさおよび持続期間が偏揺れ指令速度信号に
依存する燃料補償を与える。

その燃料補償信号は、線700を介して増倍関数705に与
えられる。705は燃料補償信号に線708上の空間速度多重
を掛け算する。その空間速度倍数は、線713上にその倍
数を与えるため、線137上の空間速度に応答する空間速
度調節関数710によって与えられる。大きな空間速度、
すなわち、130KTSよりも大きい空間速度では、燃料補償
が必要ないことがわかった。これは、飛行機の垂直面が
要求される偏揺れ軸空力安定性および補償のほとんどを
与えることと、スナップターンがこのような高速におい
ては飛行機の横滑りおよび構造上の制限によって禁止さ
れているためである。より低速においては、要求される
補償量が、空間速度の関数として変化する。したがっ
て、空間速度調節倍率は、空間速度の関数として決めら
れる。その倍率は、トランジスタスイッチなどのスイッ
チ75を介して、線713から線708に与えられる。そのスイ
ッチは、車輪上重量指示器720によって与えられる線718
上の車輪上重量信号に応答する。飛行機が着陸ギアにな
っているとき、線718にスイッチを開く信号が与えられ
る。よって、線708上の倍率の大きさはゼロである。し
たがって、飛行機が着陸ギアになっているとき、燃料補
償は与えられない。飛行機が空中に浮かんでいるとき、
車輪上重量指示器の出力はゼロであり、スイッチが閉じ
られ、線713が線708と接続される。

増倍関数705の出力は、線725を通してリミタ727に与
えられる。

そのリミタ727は、燃料補償信号の大きさを制限す
る。リミタの上限は固定されている。しかし、リミタの
下限は、エンジン速度の変化速度（NFDF）の関数として
決められる。もしエンジン速度が増大すると、大きな負
の燃料補償信号が許され、もしエンジン速度が安定また
は減少していると、比例的に小さな制限が使用される。
これは、下限の大きすぎによって引き起こされる安定な
エンジン速度条件からの過剰な回転翼およびエンジン低
下と、下限の小さすぎによって引き起こされる初期の過
剰速度条件からの過剰な回転翼およびエンジン過剰速度
を防止する。エンジン速度信号（NF）は、線56を通して
微分器730に与えられる。その出力は線732上のNFDFであ
る。制限関数735は、NFDFに応答し、リミタ727の下限を
線737に与える。

リミタの出力、すなわち大きさが制限された燃料補償
信号は、線740を通して、例えばトランジスタスイッチ
などのスイッチ744に与えられる。線740上の燃料補償信
号は、スイッチを開位置に駆動するための信号が線747
上になければ、スイッチを744を介して線100に与えられ
る。線747上の信号は、第８図および第９図に関連して
以下に詳細に説明されるように、或る条件が合致される
とき、エンジン燃料制御の補償無効論理750によって与
えられる。その論理750は線56上のエンジン速度信号（N
F）、線732上のNFDF、および線740上の燃料補償信号に
応答する。論理750は、エンジン速度基準関数62によっ
て与えられるエンジンの定格速度の100％を示す、線752
上のエンジン速度基準信号（NFREF）にも応答する。

第８図を参照する。補償無効論理750は、燃料補償信
号が無効にされる３つの異なる条件に対応する３つの論
理表現を含む。すなわち、エンジン速度が増加し、かつ
燃料補償信号が燃料を付加しているエンジン過剰速度中
780、および主要燃料ガバナがエンジン速度をその定格
速度に適切に戻しているエンジン過剰速度中781、燃料
補償信号が燃料を取り除いているエンジン低下中782の
３つである。第２の実施例における無効クライテリア
は、完全にエンジン速度に依存し、したがって、燃料制
御装置内に存在し、主回転翼速度などの飛行機発生信号
には依存しない。エンジン速度とエンジン基準速度との
差は、エンジン速度誤差（NFERR）として参照される。
もしエンジン速度がエンジン基準速度よりも大きけれ
ば、そのときは、NFERRは、エンジンが過剰速度状態に
あることを示す。もしエンジン速度がエンジン基準速度
よりも小さければ、そのときは、NFERRは、エンジンが
低速度または低下状態にあることを示す。

NFERRが第１過剰速度しきい値（NFERRHT1）よりも大
きく、NFDFが正の変化速度しきい値（NFDFTH1）よりも
大きく、かつFCSが第１燃料補償信号の正のしきい値（F
CSTH1）よりも大きければ、論理１が、それぞれ信号線8
01、802、および803を通して、第１アンドゲート805に
与えられる。同様に、NFERRが第２過剰速度しきい値（N
FERRTH2）よりも小さく、NFDFの負の変化速度しきい値
（NFDFTH2）よりも大きく、かつFCSが第２燃料補償信号
の正のしきい値（FCSTH2）よりも大きければ、論理１
が、それぞれ信号線810、811、および812を通して、第
２アンドゲート815に与えられる。最後に、NFERRが低下
しきい値（NFERRTH3）よりも小さく、かつFCSが燃料補
償信号の負のしきい値（FCSTH3）よりも大きければ、論
理１が、それぞれ信号線820および821を通して、第３ア
ンドゲート825に与えられる。もしアンドゲートのいず
れか１つの出力が論理１であれば、燃料補償信号を無効
にするための条件が適合される。そしてスイッチ744
（第７図）を開位置に駆動するための信号が、オアゲー
ト830によって線747に与えられる。

第７図のエンジン燃料制御装置の補償無効論理750
は、第８図においてデジタルゲートによって表されてい
るが、第９図に示された型の簡単なコンピュータプログ
ラムで容易に実施できる。そのようなルーチンは、マイ
クロプロセッサ（UPROC）によってデジタル的に実行可
能であり、また、デジタルの計算機化された自動飛行制
御システム内の簡単なプログラム変更として包含され得
る。

第９図を参照する。プログラムはステップ900におい
て入力される。UPROCは、テスト901において、NFERRがN
FERRTH1よりも大きいか検査する。テスト901の結果が正
であれば、エンジン速度が第１過剰速度しきい値よりも
大きく、テスト902が実行され、UPROCは、NFDFがNFDFTH
1よりも大きいかを検査する。テスト902の結果が正であ
れば、エンジン速度が正の変化速度のしきい値の大きさ
よりも大きく増大させられており、テスト904が実行さ
れ、UPROCは、FCSがFCSTH1よりも大きいかを検査する。
テスト904の結果が正であれば、燃料補償信号が補償し
きい値よりも大きく、ステップ905が実行され、燃料補
償信号がゼロに等しく設定される。その後、サブルーチ
ンは、ステップ908において前に戻る。テスト904の結果
が負であれば、燃料補償信号を無効にするための条件が
適合せず、サブルーチンはステップ908において前に戻
る。

テスト901またはテスト902のいずれかの結果が負であ
れば、サブルーチンはテスト910へ進み、UPROCは、NFER
RがNFERRTH2よりも小さいか検査する。テスト910の結果
が負であれば、燃料補償信号を無効にするための条件が
適合せず、サブルーチンはステップ908において前に戻
る。しかし、テスト910の結果が正であれば、テスト912
が実行され、UPROCは、NFERRがNFERRTH3よりも小さいか
を検査する。テスト912の結果が負であれば、NFERRは第
２過剰速度しきい値と低下しきい値との間にあり、テス
ト915が実行され、UPROCは、NFDFがNFDFTH2よりも大き
いかを検査する。テスト915の結果が正であれば、エン
ジン速度が定格速度に戻されている。テスト917が実行
され、UPROCは、FCSがFCSTH2よりも大きいかを検査す
る。テスト917の結果が正であれば、燃料補償信号は補
償しきい値の大きさよりも大きい。ステップ920が実行
され、燃料補償信号がゼロに等しく設定される。その
後、サブルーチンは、ステップ908において前に戻る。
テスト916または917のいずれかの結果が負であれば、燃
料補償信号を無効にするための条件が適合せず、サブル
ーチンはステップ908において前に戻る。

テスト912の結果が正であれば、エンジン速度が低下
しきい値よりも小さい。テスト922が実行され、UPROC
は、FCSがFCSTH3よりも大きいかを検査する。テスト922
の結果が正であれば、燃料補償信号が補償しきい値の大
きさよりも大きい。ステップ920が実行され、燃料補償
信号がゼロに等しく設定される。その後、サブルーチン
は、ステップ908において前に戻る。テスト922の結果が
負であれば、燃料補償信号を無効にするための条件が適
合せず、サブルーチンはステップ908において前に戻
る。

図示されていないが、速度、同時入力および偏揺れ入
力信号は適切な手段でフィルタにかけるのが好ましい。
また、導関数（回路85、108、123、135、147および73
0）はそれらと関連するノイズを減少させるために、低
減フィルタを有する。本発明は、現存の燃料制御装置に
追加する形で示されているが、燃料制御装置内に直接包
含させることもできる。

偏揺れ入力補償は、アナログ関数のブロックによって
一般的に示されているが、コンピュータによってデジタ
ル的に実施される燃料制御装置のプログラムに対するコ
ンピュータプログラムの変更で容易に実施できる。また
は、デジタルの計算機化された自動飛行制御システム内
の簡単なプログラム変更として包含される。もちろん本
発明は専用のデジタルまたはアナログ計算機よって実施
可能である。

本発明は、自由ガスタービンの燃料制御装置で利用さ
れるように説明されているが、他の型のエンジンにも、
適当な方法で利用可能である。また、偏揺れ入力指令信
号は、ここで述べた以外に、尾部回転翼ピッチサーボが
指令される速度に基づかせても良い。または、偏揺れ入
力指令信号は、予測されるヘリコプタ運転環境によって
決められる所望の燃料補償を達成するために必要な信号
を、重み付けして加算しても良い。パイロット運転の偏
揺れ制御装置は、パイロットの足によって動作させられ
るペダル制御装置として述べられているが、例えば、可
動桿、ツイストグリップ、スイッチ、ダイアルなどの、
パラメータを制御するいかなる方法も、本発明に係る偏
揺れ指令信号を入力するために使用可能である。

フロントページの続き (72)発明者スウィート，デイヴィッドエイチ. アメリカ合衆国，フロリダ 33469，テケスタ，チャペルサークル３ (56)参考文献特開平３−96629（ＪＰ，Ａ) 特開昭60−38297（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64D 31/00 F02C 9/28 G05D 1/08

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】主回転翼と、複数の回転翼を有する尾部回
転翼と、エンジンと、前記主回転翼の速度が前記エンジ
ンの速度を上回らない間は常に前記主回転翼を前記エン
ジンに接続するための超過クラッチを含む回転翼駆動手
段と、前記尾部回転翼の前記回転翼のピッチ角度を制御
するためのパイロットの操作による機首横方向振れ角度
制御手段と、所望のエンジン操作のために必要な燃料供
給流量を表す燃料供給制御信号を与え、前記燃料供給制
御信号に応じて前記エンジンへ供給される燃料流量を調
節するエンジン制御手段とからなるヘリコプタであっ
て、前記パイロットの操作による機首横方向振れ角度制御手
段により制御される前記尾部回転翼の前記回転翼のピッ
チ角度の、変化速度を表す、機首横方向振れ角度の制御
入力の変化速度信号を与える手段を有し、前記エンジン制御手段は、前記機首横方向振れ角度の制
御入力の変化速度信号に応じ、前記燃料供給制御信号に
機首横方向振れ補償成分を与えるための手段を有するこ
とを特徴とするヘリコプタ。
【請求項２】請求の範囲第１項記載のヘリコプタにおい
て、前記燃料供給制御信号の機首横方向振れ補償成分
は、前記機首横方向振れ角度の制御入力の変化速度信号
が、第１の予め決められたしきい変化速度を上回りかつ
主回転翼の回転方向と同一方向に機首を振れさせる方向
制御入力であるときに、前記エンジンへ供給する燃料流
量を増加させ、また前記燃料供給制御信号の機首横方向
振れ補償成分は、前記機首横方向振れ角度の制御入力の
変化速度信号が、第２の予め決められたしきい変化速度
を上回りかつ主回転翼の回転方向と反対方向に機首を振
れさせる方向制御入力であるときに、前記エンジンへ供
給する燃料流量を減少させることを特徴とするヘリコプ
タ。
【請求項３】請求の範囲第２項記載のヘリコプタにおい
て、前記エンジン制御手段は、更に、前記燃料供給制御
信号の機首横方向振れ補償成分を無効にするための無効
信号を与えるための手段を有することを特徴とするヘリ
コプタ。
【請求項４】請求の範囲第３項記載のヘリコプタであっ
て、更に、前記回転翼の回転速度を示す回転翼回転速度
信号を与えるための回転翼回転速度手段を有し、前記無
効信号は、前記回転翼回転速度信号が第１の回転翼回転
速度しきい値を上回り、かつ前記燃料供給制御信号の機
首横方向振れ補償成分が前記エンジンへ供給する燃料流
量を増加させるときに、あるいは、前記回転翼回転速度
信号が前記第１の回転翼回転速度しきい値を下回り、か
つ前記燃料供給制御信号の機首横方向振れ補償成分が前
記エンジンへ供給する燃料流量を減少させるときに、与
えられることを特徴とするヘリコプタ。
【請求項５】請求の範囲第４項記載のヘリコプタであっ
て、更に、前記回転翼の正あるいは負の加速状態を表わ
す回転翼加速度信号を与えるための回転翼加速度手段
と、ヘリコプタの巡行速度を表すヘリコプタ巡行速度信
号を与えるヘリコプタ速度手段と、ヘリコプタが横方向
に回転する際の回転速度を表すヘリコプタ回転信号を与
える手段と、燃料が前記エンジンに供給される際の燃料
流量変化速度を表す燃料供給速度を与える燃料供給速度
手段とを有し、前記無効信号は、更に、前記回転翼加速
度信号が正の加速状態を表し、かつ前記回転翼回転速度
信号が第２の回転翼回転速度しきい値を上回り、かつ前
記燃料供給速度信号が燃料供給速度しきい値を上回り、
かつ前記ヘリコプタ巡行速度信号がヘリコプタ巡行速度
しきい値を下回り、かつ前記ヘリコプタ回転信号がヘリ
コプタ回転速度しきい値を下回るときに、与えられるこ
とを特徴とするヘリコプタ。
【請求項６】請求の範囲第１項記載のヘリコプタにおい
て、前記エンジン制御手段は、更に、前記回転翼の回転
速度を示す回転翼回転速度信号を与えるための回転翼回
転速度手段と、前記回転翼の正あるいは負の加速状態を
表わす回転翼加速度信号を与えるための回転翼加速度手
段と、前記燃料供給制御信号に回転翼回転速度尾の低下
補償成分を与える手段とを有し、前記低下補償成分は、
前記回転翼回転速度信号が第３の回転翼回転速度しきい
値を下回り、かつ、前記回転翼加速度信号が正の加速状
態を表しかつ加速度のしきい値を上回るときに、前記エ
ンジンへ供給する燃料流量を減少させ、以て、前記回転
翼回転速度信号が前記第３の回転翼回転速度しきい値を
上回ることを制限することを特徴とするヘリコプタ。
【請求項７】請求の範囲第６項記載のヘリコプタにおい
て、前記回転翼回転速度の低下補償成分は、前記回転翼
回転速度信号と前記回転翼加速度信号との関数であるこ
とを特徴とするヘリコプタ。
【請求項８】主回転翼と、複数の回転翼を有する尾部回
転翼と、エンジンと、前記主回転翼の速度が前記エンジ
ンの速度を上回らない間は常に前記主回転翼を前記エン
ジンに接続するための超過クラッチを含む回転翼駆動手
段と、前記尾部回転翼の前記回転翼のピッチ角度を制御
するためのパイロットの操作による機首横方向振れ角度
制御手段と、前記パイロットの操作による機首横方向振
れ角度制御手段により制御される前記尾部回転翼の前記
回転翼のピッチ角度の、変化速度を表す、機首横方向振
れ角度の制御入力の変化速度信号を与える手段と、所望
のエンジン操作のために必要な燃料供給流量を表す燃料
供給制御信号を与え、前記燃料供給制御信号に応じて前
記エンジンへ供給される燃料流量を調節するエンジン制
御手段と、前記機首横方向振れ角度の制御入力の変化速
度信号に依存した強度と持続時間を有する、燃料供給制
御信号の機首横方向振れ補償信号を与えるための手段と
を有し、前記エンジン制御手段は、前記補償信号と前記
燃料供給制御信号とを組み合せるための手段を有するこ
とを特徴とするヘリコプタ。
【請求項９】請求の範囲第８項記載のヘリコプタにおい
て、前記燃料供給制御信号の機首横方向振れ補償信号
は、主回転翼の回転方向と同一方向に機首を振れさせる
方向制御入力があるときに、前記エンジンへ供給する燃
料流量を増加させ、また前記燃料供給制御信号の機首横
方向振れ補償信号は、主回転翼の回転方向と反対方向に
機首を振れさせる方向制御入力があるときに、前記エン
ジンへ供給する燃料流量を減少させることを特徴とする
ヘリコプタ。
【請求項１０】請求の範囲第９項記載のヘリコプタであ
って、更に、前記燃料供給制御信号の機首横方向振れ補
償信号が前記エンジンへ供給される燃料流量を増加させ
ているときに前記補償信号の強度を制限するための第１
の制限と、前記補償信号が前記エンジンへ供給される燃
料流量を減少させているときに前記補償信号の強度を制
限するための第２の制限とを与えるための制限手段を有
することを特徴とするヘリコプタ。
【請求項１１】請求の範囲第10項記載のヘリコプタであ
って、更に、エンジン速度の変化速度を表すエンジン加
速度信号を与えるための手段と、前記エンジン加速度信
号の関数として決定される第２の制限を与えるための制
限手段とを有することを特徴とするヘリコプタ。
【請求項１２】請求の範囲第８項記載のヘリコプタであ
って、更に、前記ヘリコプタの巡行速度の関数として巡
行速度係数を与えるための手段と、前記補償信号と前記
燃料供給制御信号とを組み合せる前に、前記巡行速度係
数を前記補償信号と掛け合わせるための手段とを有する
ことを特徴とするヘリコプタ。
【請求項１３】請求の範囲第12項記載のヘリコプタにお
いて、前記ヘリコプタの巡行速度が、しきい値を上回る
ときと、前記ヘリコプタが着陸装置の上にあるときに
は、前記巡行速度係数はゼロに設定されることを特徴と
するヘリコプタ。
【請求項１４】請求の範囲第８項記載のヘリコプタにお
いて、前記エンジン制御手段は、更に、前記燃料供給制
御信号の機首横方向振れ補償信号と前記燃料供給制御信
号とを組み合せるのを停止するための無効信号を与える
ための手段を有することを特徴とするヘリコプタ。
【請求項１５】請求の範囲第14項記載のヘリコプタであ
って、更に、前記エンジンの速度を表すエンジン速度信
号を与えるための手段と、前記エンジン速度信号の変化
速度を表すエンジン加速度信号を与えるための手段とを
有し、前記無効信号は、しきい値を上回るエンジン速度
を表す前記エンジン速度信号と、しきい値を上回るエン
ジン加速度を表す前記エンジン加速度信号と、燃料供給
を増加させる前記補償信号とがあるときに与えられる
か、あるいは、しきい値を上回るエンジン速度を表す前
記エンジン速度信号と、エンジン減速状態を表す前記エ
ンジン加速度信号とがあるときに与えられるか、あるい
は、しきい値を下回るエンジン速度を表す前記エンジン
速度信号と、燃料供給を減少させる前記補償信号とがあ
るときに与えられることを特徴とするヘリコプタ。