JP3308532B2 - 回転翼機用の高速旋回調整方法 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、回転翼航空機用のフライト・コントロール
・システムに関し、特に自動旋回調整制御を行なうフラ
イト・コントロール・システムに関する。

背景技術 回転翼航空機（例えば、単一のメイン・ロータを有す
るヘリコプタ）におけるつりあい旋回（coordinated tu
rn）とは、回転翼機の機体が曲線飛行経路に対して接線
方向にあり、かつ正味の加速度がその航空機のフロアに
対して直角（スライド・スリップ・ベクトルなし）なバ
ンク旋回と定義される。テール・ロータに対する片揺れ
制御コマンドの制御は、この型式の操縦では臨界的であ
る。

機械的なリンケージ制御システムにおいて、つりあい
旋回には、パイロットが（ラダー・ペダルにより）適正
な片揺れ量を入力して、サイクリック・スティックによ
り与えられる横揺れ入力量に一致させることが要求され
る。ごく最近のフライ・バイ・ワイヤ・フライト・コン
トロール・システム（例えば、本発明の出願人に全て譲
渡された米国特許第4,003,532号、第4,067,517号、第4,
206,891号及び4,484,283号を参照のこと）は、自動的に
整合した片揺れ入力を与えている。自動フライト・コン
トロール・システム（AFCS）は、片揺れ率ジャイロの検
知率に基づき（典型的には60ノット以上の対気速度で）
調整片揺れ入力を指令する。調整片揺れ信号は、ヘリコ
プタの横加速度を０にするように、必要によりメイン・
ロータ・コマンド信号及びテール・ロータ・コマンド信
号を変更するために用いられる。しかし、これらのシス
テムは全て通常の制御システム構成を採用しているの
で、「モデル追従」フライ・バイ・ワイヤ・フライト・
コントロール・システムと両立し得ない。

発明の開示 本発明の目的は、航空機高速度旋回調整中に自動的に
実際の片揺れ率及び横加速度を補償する改良されたモデ
ル追従フライト・コントロール・システムを提供するこ
とにある。

本発明によれば、改良されたモデル追従フライト・コ
ントロール・システムは、横揺れ率ジャイロを監視する
ことにより旋回調整操縦を予測し、次いで所望の（モデ
ル化された）片揺れ率値を、重量（ｇ）から来る航空機
加速度により乗算した航空機のバンク角の正弦値の積と
して計算し、かつ対気速度により割算する。更に、本発
明によれば、横加速度誤差を０に追い込むために、検知
した航空機の横加速度を用いて所望の片揺れ率を変更す
る。更に、本発明によれば、所望の片揺れ率コマンド値
は、60ノットと80ノットとの間で漸次的に高速度旋回調
整に持って行くように、対気速度の関数として変数スケ
ール設定される。

本発明は、フライト・コントロール・システムにおい
て自動的に旋回調整が行なわれるので、パイロットの作
業負荷を軽減し、かつシステムに固有な能力が機首方位
保持システムとして動作するので、航空機の飛行経路を
改善する。更に、本発明は、つりあい旋回のために必要
とする片揺れ入力を自動的に行なうので、パイロットが
片揺れコマンドを手動的に入力する必要がない。

本発明のこれらの目的及びその他の目的、特徴並びに
効果は、添付する図面に示す以下の最良態様の実施例に
鑑みて更に明らかになるであろう。

図面の簡単な説明 第１図は本発明のフライト・コントロール・システム
による改善されたモデルのブロック図であり、 第２図は第１図の実施例の一部分の概要図であり、 第３図は第２図に示したシステム要素の一実施例のブ
ロック図であり、 第４図は第３図に示した構成部分の機能的な要素の概
要図であり、 第５図は第４図の更に機能的な詳細を説明する概要図
であり、 第６図は第５図の関連概要図であり、 第７図は第３図の一実施例において第５図、第６図に
開示した機能の実行を示すフローチャート図であり、 第８図は第４図の更なる機能詳細を説明する概要図で
あり、 第９図は、第８図に開示した第３図の実施例における
機能の実行を示すフローチャート図であり、 第10図は第５図〜第９図のロジックに関連して動作す
るトリム制御システムの概要図であり、 第11図は第１図の実施例において用いた他の部品の詳
細を説明する部分的に斜視図、かつ部分的に概要図によ
る説明図であり、 第12図は第10図のトリム・コントロールの関係を第５
図、第６図に示したフライト・コントロール機能へ適応
させるために、第７図に示したフローチャートの代替フ
ローチャート図であり、 第13図は第10図のトリム機能を関連させるときに、第
８図のLSTロジック内のスイッチを制御する、第９図に
示したフローチャートの代替えフローチャートであり、 第14図は第４図のボディー・オイラー変換（Euler to
Body Tranform）の詳細な図であり、 第15図は第４図のオイラー・ボディー変換の詳細な図
であり、 第16図は第４図の比例積分補償器の図であり、 第17図は図１のフライト・コントロール・システムの
実施例を用いることができる航空機の絵図である。

発明を実施するための最良の態様 本発明を用いることができる回転翼航空機のヘリコプ
タ実施例18の絵図表示である第17図を参照する。このヘ
リコプタはメイン・ロータ・アッセンブリ19及びテール
・ロータ・アッセンブリ20を備えている。

第１図を参照すると、本発明のヘリコプタ・フライト
・コントロール・システム21はモデル追従コントロール
・システムであり、所望の航空機応答を発生するために
「逆ビークル・モデル」によりパイロットのサイドアー
ム・コントローラ・コマンド及び変位スティック・コマ
ンドを形成している。このシステムは、主操縦装置（プ
ライマリ・フライト・コントロール・システム、PFCS）
22と、自動操縦装置（オートマテック・フライト・コン
トロール・システム、AFCS）24とを備えている。PFCSは
変位収集スティック26から線27を介して変位コマンド出
力信号を受け取り、AFCSは線28を介して収集スティック
の離散的な出力信号（discrete output signals）を受
け取る。PFCS及びAFCSは線30を介して４軸サイドアーム
・コントローラ29の強制出力コマンド信号を受け取ると
共に、線32を介して複数のセンサ31で検知された航空機
のパラメータ信号を受け取る。PFCS及びAFCSにおける幹
線（trunk lines）33及び34内にまとめて、線27、28及
び30のパイロット・コマンド信号と、線32の検知された
パラメータ信号とをそれぞれ示す。

PFCS及びAFCSはそれぞれ航空機の片揺れ軸、ピッチ
軸、横揺れ軸及び揚力軸用の制御チャネル・ロジックを
含む。第１図において、これらのロジック・モジュール
を、PFCS用のブロック35〜38と、AFCS用のブロック39〜
42とにより示す。PFCSはロータ・コマンド信号を供給
し、AFCSロジックはPFCS4軸ロジック機能の条件付け及
び／又はトリミングを行なう。PFCS及びAFCSロジック・
モジュールはバス43を介して相互に接続している。

以下で詳細に説明するように、PFCS及びAFCSは各制御
軸においてモデル追従アルゴリズムを用いて、出力線44
上のロータ・コマンド信号を機械サーボ46及び機械リン
ケージ47の変位を指令するメイン・ロータ混合機能45に
供給し、メイン・ロータ19のチップ・パス・プレーンを
制御させる。ロータ・コマンド信号は更に線44を介して
ヘリコプタ・テール・ロータ・サーボ48にも供給されて
おり、これはリンケージ49を介してテール・ロータ・ア
ッセンブリ20のスラストを制御している。センサ31で検
知されたパラメータ信号は、PFCS及びAFCSに線32を介し
てロータ・コマンド信号に対する航空機の角度速度（an
gular rate）、及び姿勢応答を供給する。

第２図は、第１図の部分的な概要断面であり、PFCS22
の片揺れロジック・モジュール35及びAFCS24の片揺れロ
ジック・モジュール39の機能的な相互接続をそれぞれ示
す。PFCSの片揺れロジック・モジュール35は、幹線33及
び線30を介してサイドアーム・コントローラ29から供給
される線50上の片揺れ軸コマンド信号を受け取る（第18
図）。本発明の実施例では、サイドアーム・コントロー
ラは、そのパイロットの側方向ねじれ（左片揺れ又は右
片揺れ）により片揺れ軸コマンド信号を発生する４軸強
制スティックである。片揺れコマンド信号は片揺れ率モ
デル回路52（例えば、選択されたラジアン／秒／電圧信
号ゲインを有する一次遅れフィルタ）の入力に供給さ
れ、この片揺れ率モデル回路52は線54を介して、片揺れ
軸を中心とする航空機の姿勢用の所望変化率を表わす指
令された片揺れ率信号を供給する。片揺れ率モデルの選
択は航空機の動力学及び所望する片揺れ応答に従う。

線54を介して指令された片揺れ率信号は：片揺れ軸ビ
ークル逆モデル56の入力，加算点58、及びAFCS片揺れロ
ジック・モジュール39に対するバス43に同時に供給され
る。逆モデルは線60を介して検知された対気速度信号と
して、線32及び幹線33よりセンサ31から航空機の実際の
対気速度を受け取る。逆モデル56はＺモデル変換であ
り、これは線60を介して検知された対気速度信号の値に
より変化する瞬時的な電圧ゲイン及び時定数特性を有す
る一次進みフィルタとして実施されてもよい。カスケー
ド接続された片揺れ率モデル52及び逆モデル56は、線50
を介するサイドアーム・コントロール用のフィードフォ
ワード経路をなす。

フィードフォワードの逆Ｚモデル変換は、テール・ロ
ータ20（第１図）に一次制御入力を供給するものであ
り、この一次制御入力は線62を介して指令された片揺れ
率信号により設定された率でヘリコプタ18（第17図）を
偏揺される。この所望片揺れ率信号は、各パイロット指
令された運航に対して航空機の所望の片揺れ軸変化率を
達成するために必要なテール・ロータ・コマンドを表わ
している。

加算機能58は、（片揺れ率モデル回路52から）線54上
の指令された片揺れ率信号と、線64を介して検知された
片揺れ率信号として（線32及び幹線33を介してセンサ31
から）受け取る航空機の実際の片揺れ率とを加算して、
線65に片揺れ率誤差信号を送出する。片揺れ率誤差信号
は率ゲイン段（rate gain stage）64により増幅され、
第２の加算点66の１入力に供給される。更に、加算点66
は、線62を介する逆モデル56からの所望の片揺れ率信号
と、率及び値リミッタ（rate and magnitude limiter）
70から線68を介して片揺れコマンド変更信号とを受け取
る。AFCS片揺れロジック・モジュール39から（バス43を
介して）線84を介して非制限形式の片揺れコマンド変更
信号を入力しているリミッタ70は、変更限界の値及び率
を超えるときは、片揺れコマンド変更信号を制限するも
のである。その結果の和信号は、PFCS片揺れロジック・
モジュール35の出力線72に送出され、かつPFCS出力幹線
44を介してテール・ロータ・サーボ（第１図の48）に入
力される。

AFCSからの片揺れコマンド変更信号の値及び変化率
は、航空機機首方位の誤差の関数である。航空機機首方
位の誤差はテール・ロータ・コマンド信号に関する２つ
のフィードバック・ループのうちの第２のものである。
その第１のものは線65を介する片揺れ誤差信号である。
以下で詳細に説明するように、片揺れコマンド変更信号
は、テール・ロータ・コマンド信号に対する実際の航空
機応答に基づいて、AFCS内のモデル追従アルゴリズムに
より得られた計算値である。片揺れコマンド変更信号
は、つりあい旋回実行中に発生する（線64を介して検知
された片揺れ率信号の）実際の片揺れ率の値の当該成分
（component）を打ち消すことにより、テール・ロータ
・コマンド信号の信号値及び変化率を変更する。AFCSの
モデル追従アルゴリズムは、検知された航空機パラメー
タ（センサ31、第１図）を処理し、パイロットが横揺れ
スティック入力を印加したときは、60ノットより速い速
度で旋回調整を行なうコマンド率変更信号特徴を発生さ
せる。本発明は、検知された航空機パラメータに応答し
て片揺れコマンド変更信号を整形し、かつ条件付け（sh
aping and conditioning）することにある。

第２図に示すように、AFCS片揺れロジック・モジュー
ル39は、（トランク43を介して）PFCS片揺れロジック・
モジュール35から受け取る線54上の指令された片揺れ率
信号に加えて、幹線34を介し、以下の検知された航空機
のパラメータ、即ち：実際の対気速度（線60）、実際の
片揺れ率（線64）、ピッチ姿勢（線86）、バンク角（PH
I）（線87）、横揺れ率（線88）、横加速度（線89）、
機首方位（線90）、縦対地速度（線91）及び横対地速度
（線92）を受け取る。AFCSの最良態様の実施例はマイク
ロプロセッサに基づく電子制御システムとしてのもので
あり、これにはメモリに格納された実行可能なプログラ
ム・リストにAFCSロジック・モジュール（39〜41、第１
図）のアルゴリズムが存在する。

第３図はマイクロプロセッサを基礎とするAFCS24の構
成を示す。線54上の指令された片揺れ率信号は、AFCS及
びPFCSを相互接続する線43内に含まれる入力線93から入
力される。線60、64及び86〜92上の検知された航空機パ
ラメータ信号は、AFCS入力ポート94で入力幹線34から入
力される。入力ポート94は、入力信号（アナログ又はデ
ィジタル）の形式に従って、アナログ・ディジタル変換
器、周波数ディジタル変換器、及び入力信号をディジタ
ル信号形式に変換するために必要とし、当該技術分野に
習熟する者に知られている他の信号条件付け機能（sign
al conditioning function）を備えることができる。

この入力ポートは、アドレス／データ・バス95を介し
てマイクロプロセッサ96（例えば、インテル80286、モ
トローラ68020）、メモリ手段98（RAM、UVPROM、EEPROM
を含む）、及び出力ポート100に接続されている。この
出力ポートは、ディジタル・アナログ変換器、並直列変
換器（parallel−to−serial convertor）、ディスクリ
ート出力ドライバ、及び当該技術分野に習熟する者に知
られ、AFCSディジタル信号フォーマットを制御システム
（21、第１図）が必要とするフォーマットに変換するた
めに必要とされる他の信号変換機能を備えることもでき
る。PFCS片揺れロジック・モジュール35への線84を含む
出力ポート線は、線101を介して相互接続線43に接続さ
れている。

第４図は、メモリ98に存在し、マイクロプロセッサ96
により実行可能なAFCS片揺れロジック110のブロック図
である。このロジックは高速度旋回調整（HSTC）ロジッ
ク112と、低速度旋回調整（LSTC）ロジック114との両者
を備えている。HSTCロジック及びLSTCロジックは、以下
で説明する旋回調整トリム・システムと共に、個別に説
明する。HSTCロジックは、60ノット以上の速度でサイド
アーム・コントローラを介してパイロット・コマンドの
片揺れ入力を条件付けるロジックを含むことに注意すべ
きである。

高速度旋回調整 第５図に示すように、HSTCロジック112はバンク角信
号、対気速度信号、横加速度信号、及び横揺れ率信号を
受け取る。線87上のバンク角信号は、式： r_hstc＝（ｇ＊sin（PHI）／（条件付け対気速度）
（式１） を実行するロジック116に入力される。

ただし： r_hstc＝つりあい旋回に必要な片揺れ率 ｇ＝9.8066メートル（32.174フィート）／秒^２ PHI＝線87上のバンク角信号 線60上の複数ノットの対気速度信号はゲイン118に入
力され、ゲイン118はこの信号を0.3048メートル（１フ
ィート）／秒に変換し、この信号を制限機能120に供給
して、０による割算を禁止するために線122上に制限さ
れた出力信号がある値（例えば4.8768メートル（16フィ
ート）／秒）以下に低下するのを阻止する。制限された
出力信号は遅延フィルタ124に入力され、遅延フィルタ1
24は線126上の条件付き対気速度信号をロジック116に供
給する。

ロジック116は線128上の信号をスイッチ132に供給
し、その動作については以下で詳細に説明される。信号
r_hstcは、特定の航空機バンク角及び対気速度において
つりあい旋回に必要な片揺れ量を表わすものである。

線89上の横加速度信号は振幅制限器140に入力され、
振幅制限器140はその信号を対気速度信号の機能として
制御されているゲイン142に供給する。対気速度が60ノ
ットから80ノットへ増加すると、ゲイン142の値も０か
ら０でない値へ増加し、線144上の積を増大させる結果
となる。同様に、対気速度がゲインの値を減少させる
と、線144上に小さな積（smaller product）を出力する
結果となる。対気速度が60ノット以下のときは、ゲイン
関数142のゲインが０になり、ほぼ０に等しい信号を線1
44に供給する。線144上の積信号は２極スイッチ145に入
力され、その動作はオア・ゲート147が発生する線146上
のディスクリート信号により制御される。オア・ゲート
は、２つのディスクリート信号、即ち：パイロット片揺
れ入力によるYAWENGと、高速度旋回調整による信号TCEN
GHSとに応答する。

第７図はTCENGHS及びYAWENGを制御するルーチン150の
フローチャート図である。このルーチンはステップ152
から開始され、最初のテスト154は対気速度が60ノット
未満か、又は等しいかを判断する。等しいときは、ステ
ップ156により信号VXBTCSをクリアする。そうでないと
きは、テスト157で手動片揺れ入力がサイドアーム・コ
ントローラから供給されているか否かを判断し、そうで
あればステップ158がディスクリートYAWENGをセットし
て手動片揺れ制御を行なう。パイロットがサイドアーム
・コントローラを介して手動片揺れ入力を供給していな
いのであれば、テスト159で対気速度が80ノットより速
いか又は等しいかを判断し、そうであればステップ160
により信号VXBTCSをセットする。これらのステップ及び
テスト154、159は、片揺れ入力を受け取っていないもの
と仮定して、対気速度が80ノット以上のときはVXBTCSを
セットし、また対気速度が60ノット以下のときはVXBTCS
をクリアするヒシテリシス関数を実行する。この明細書
では特定の値をしばしば挙げているが、これらは本発明
の理解を容易にするための１例に用いるものであって、
本発明を限定するためのものではない。当該技術分野に
習熟する者に理解されるように、実際の値は、各航空機
の仕様に従ったものになる。

次に、テスト162を実行して、バンク角PHIの値が２度
以下であるか否かを判断する。そうであれば、テスト16
3を実行して航空機がつりあい旋回であるか否か（即
ち、パイロット旋回であって、スリップ・インジケータ
・ボールが中心にあるか？）を判断する。テスト163
が、航空機はつりあい旋回にあると判断すると、テスト
164を実行して片揺れ率RSENSの大きさが２度/s以下であ
るか否かを判断し、そのとおりであればステップ166が
変数TEMPをセットする。テスト162〜164のいずれかが偽
（false）であれば、ステップ168がTEMPをクリアする。

次に、サブルーチン170を実行して変数TEMPのトラン
ザクション（transitions）を２秒間遅延させる。明確
にするために、ロジック150により２秒の遅延を設定し
たが、本発明のフライト・コントロール・システムのよ
うなリアル・タイム制御システムでは明らかに、２秒の
遅延プロセッサ機能は許容できないことを理解すべきで
ある。従って、当該技術分野に習熟する者に周知のよう
に、マイクロプロセッサ96（第３図）は、２秒を経過す
るまでの、サブルーチンの２秒遅延中は、他のタスクを
実行している。

次に、テスト172を実行してTEMPがセットされている
か否かを判断し、そのとおりであれば、ステップ174で
自動旋回調整及び手動片揺れ制御の両方から解放される
（即ち、TCENGHS及びYAWENGを共にクリアする）。そう
でないときは、テスト176が、バンク角PHIの値は２度よ
り大きいか又は等しいか否かを判断し、そうであれば、
次にテスト178を実行する。テスト178は、パイロットが
線58（第２図）上の信号をチェックすることによりサイ
ドアーム・コントローラを介して横揺れ信号を入力して
いるか否かを調べるものであり、パイロットが横揺れ信
号を入力しているときは、テスト179を実行し、次いでV
XBTCSがセットされているか否かを判断し、そうであれ
ばステップ180により旋回調整に従う。リターン・ステ
ップ182はルーチン150における最終ステップである。

第７図に示すロジックにおいて、その対気速度は、HS
TCロジックに従うための基準として用いられるだけであ
って、HSTCロジックから解放されるための基準として用
るものでないことに注意すべきである。HSTCロジックか
ら解放されるための２つの基準はバンク角PHI、及び片
揺れ率RSENSである。テスト163は、主として、片揺れ入
力をサイドアーム・コントローラから入力している片揺
れ手動制御に用いられる。PHI及びRSENSの両者の値がそ
れぞれの所定の最小値より低下し、かつ航空機が調整さ
れているときは、HSTC及び手動片揺れ制御の両者から解
放される。これは減速旋回の全般でHSTCロジックに従う
状態を保持するものであり、この減速旋回では対気速度
が60ノット以下に低下するが、片揺れ率か又はバンク角
はテスト162、164において定めたそれぞれの所定最小し
きい値以上を保持している。

どのようにしてHSTCロジックに従うか／これから解放
されるかを念頭において第５図を参照すると、線144上
の信号はスイッチ145に入力されている。HSTCロジック
又は手動片揺れ制御に従うと（即ち、TCENGHS＝１又はY
AWENG＝１）、スイッチ145を閉じて線144の信号を線190
に送出し、線190は遅延フィルタ192及び加算機能194の
両者に行く。スイッチ145を解放位置で示していること
を注意すべきである。高速度旋回調整が満足されるか、
又は、パイロットがサイドアーム・コントローラを介し
て手動入力を行なっているときは、スイッチがTCENGHS
及びYAWENGに応答するようにさせて、横加速経路（89、
144、190）を接続する。

線88上の横揺れ率信号は遅延フィルタ198に入力さ
れ、この遅延フィルタは高周波雑音を減衰させ、信号を
線200を介して第１の制限機能202と、第２の制限機能20
4とに供給する。第１及び第２の制限機能202、204の限
界は、それぞれ航空機が１方向（例えば０〜179゜）に
横揺れしているときは、線206に信号を供給し、同様に
航空機が他の方向（例えば、０〜−179゜）に横揺れし
ているときは、線208に信号を供給するように設計され
ている。２つのゲイン機能210、212も設けられている。
第１のゲイン機能210の値は、メイン・ロータのジャイ
ロスコープ力の結果として発生し、右よりも左への航空
機の横揺れに関連した非対称な力を考慮するために、第
２のゲイン212の値より小さい。第１及び第２のゲイン2
10、212からの出力は共に加算機能214に入力され、加算
機能214は線216の旋回予測信号を線216を介してゲイン2
18に供給する。

線63上の対気速度信号の関数であるゲイン218（ゲイ
ン142と同様）は、信号を制限機能220に供給し、制限機
能220は続いて信号を線222を介してスイッチ224に供給
する。スイッチ224の状態は、信号TCENGHSにより制御さ
れており、信号TCENGHSが真（即ちセット）のときは、
スイッチを閉じて線222上の信号を線226に送出する。こ
のスイッチは開放位置で示されており、かつこのスイッ
チは、離散的な手動片揺れ制御YAWENGに対してではな
く、離散的なハイ旋回調整TCENGHSにのみに応答するこ
とに注意すべきである。加算機能227は線226の信号と遅
延フィルタ192からの出力信号とを加算し、線228の信号
を割算機能230に供給する。割算機能230は線228の信号
を線126の信号により割算し、その結果の信号を線232を
介して加算機能234に供給する。更に、線126の信号は他
の割算機能236にも入力され、割算機能236では加算機能
194からの信号を線126の信号により割算し、その結果を
線238を介して加算機能240に供給する。

加算機能240は更に線242を介して加算機能244からの
信号を受け取り、加算機能244はスイッチ132からの信号
と、線248を介してLSTC114からの信号（第４図）に応答
する。スイッチ132はHSTCエネーブル信号TCENGLSにより
制御されており、HSTCエネーブル信号TCENGHSが真（即
ちセット）のときは閉位置に設定される。同様に、TCEN
GHSが偽（即ち、クリア）のときは、図示のようにスイ
ッチを開位置に設定する。加算機能234は線250に信号を
供給し、また加算機能240は線252に信号を供給する。

第６図を参照すると、HSTCロジック112の残りは線25
0、252上の信号を受け取り、これらを加算機能254、256
にそれぞれ供給する。このロジックは、更に線70上の航
空機片揺れ率信号も受け取っており、これを加算機能26
0に入力している。PFCSからの片揺れ率コマンド信号
は、線62を介してゲイン機能261及び乗算器262の両者に
入力され、乗算器262はスケジュール機能263から対気速
度に従ったゲインを受け取っている。ゲイン機能263は
線264上の信号を加算機能256及び260に供給している。
加算機能260は線265上の信号を乗算器266に供給してお
り、乗算器266は更にスケジューラー268から線267を介
して対気速度ゲイン信号を受け取っている。スケジュー
ラー268は60ノット以下でゲイン０となり、60〜80ノッ
トでゲインを傾斜させている。乗算器266は線269を介し
て加算機能254に信号を供給している。スケジューラー2
63、268におけるゲイン対対気速度と逆対称であること
に注意すべきである。

ゲイン機能261は線270上の信号を制限機能274、276に
供給する。制限機能274は加算機能254に信号を供給し、
加算機能254は続いて出力信号を線280に送出する。制限
機能276は加算機能284に信号を供給し、この加算機能28
4は更に線286上の信号も受け取っており、これら２信号
の和を線288に送出している。

第４図〜第７図はHSTCロジック及び手動片揺れ制御ロ
ジック用の制御規則の詳細な図示である。これにもかか
わらず、本発明は、特定の航空機バンク角及び対気速度
でつりあい旋回を得るために必要な片揺れ信号を計算
し、対気速度、横加速度、及び横揺れ率の更なる関数と
してこの所望の片揺れ信号を整形し／条件付け、航空機
片揺れ制御ロジックにおいて動作する複数の信号を得
て、改良された高速度自動旋回調整制御システムを提供
するHSTCにある。HSTCは、線280、288上に異なる２つの
片揺れ率信号を備えて、部分的には、一方で遅延フィル
タ192あり、他方で遅延フィルタなしの個別的な２つの
横加速度経路を有することに関連した付加的な整形／条
件付けのために、改善された自動旋回調整を達成する。

手動片揺れ制御は更にHSTCロジックにも備えられてい
る。第７図に示し、また、以上で説明したように、サイ
ドアーム・コントローラの片揺れ入力を受け取ると（15
7）、YAWENGをセットして、手動片揺れ制御に従う。こ
こで、第５図を参照すると、YAWENGがセットされれば、
スイッチ145を閉じて横加速度経路（89、144、190）を
接続し、第６図に示し、また、以上で説明したように、
これらから合成片揺れ率信号を計算し、かつ実際の所望
の航空機片揺れ率信号と比較する。所望の航空機片揺れ
率信号を、横加速度から計算した合成片揺れ率信号と比
較することにより、パイロットにサイドアーム・コント
ローラを介して横加速度を制御させる。

サイドアーム・コントローラが片揺れ入力のみを供給
すると、フラット旋回を指令する状態になる（即ち、バ
ンク角が０に等しい）。これは、片揺れ入力にとって望
ましい高速度時の応答である。

低速度旋回調整ロジック 第８図に示すLSTCロジック114は、バンク角信号PHI、
縦対地速度信号、及び横対地速度信号を受け取る。線87
上のバンク角信号は、式： r_lstc＝（ｇ＊sin（PHI）／（条件付き対地速度）
（式２） を実行する計算ロジック300に入力される。

ただし、 r_lstc＝つりあい旋回に必要な片揺れ率 ｇ＝9.8066メートル（32.174フィート）／秒^２ PHI＝線87上のバンク角信号 変数r_lstcは、特定のバンク角PHI、及びつりあい旋回
の状態にあるべき航空機用の条件付き対地速度に必要な
航空機片揺れ量を表わす。計量ロジック300は、式２を
計算し、線302を介して信号を、ディスクリート信号TCE
NGLによってその動作が制御されているフェード機能304
に供給する。即ち、TCENGLSがセットされると、フェー
ド機能が１へ移行して、線302上の信号を線306に転送す
る。即ち、この機能は、TCENGLSの状態に従って、特定
の期間内に入力信号をフェード・アウト線にフェード・
イン又はフェード・アウトさせる。TCENGLSがクリアか
らセットへ移行すると、フェード機能は入力信号をフェ
ード・インし、またTCENGLSがセットからクリアへ移行
すると、フェード機能は信号をフェード・アウトする。

線91上の縦対地速度信号は制限機能308に入力され、
制限機能308は０による割算を禁止するために、線310上
のその制限出力信号（limited output signal）がある
値（例えば16ノット）以下に低下しないように確保す
る。縦対地速度信号は更にゲイン・スケジューラー311
にも入力される。制限出力信号は遅延フィルタ312に入
力されており、遅延フィルタ312は条件付き対地速度信
号を線314を介してロジック300に供給する。

縦対地速度信号は線92を介して遅延フィルタ318に入
力され、遅延フィルタ318は高周波雑音を減衰させ、ろ
波した信号を乗算機能319に供給する。乗算機能は、ゲ
イン・スケジューラー311からの信号とフィルタ318から
の信号とを乗算し、条件付き縦対地速度信号を線320に
供給する。ディスクリート信号TCENGLSの制御に従うフ
ェード機能324は、条件付け対地速度信号を受け取り、
続いて出力信号を線326を介して割算機能328に供給す
る。同様に、フェード機能304に対する動作において、
フェード324は、TCENGLSがセットされると条件付き対地
速度信号をフェード・インさせ、またTCENGLSがクリア
されると条件付き対地速度信号をフェード・アウトさせ
る。割算機能328は出力信号を加算機能330へ供給し、加
算機能330は更に線306の信号を受け取る。加算値は乗算
機能334に入力される。

スケジューラー336は、線91上の縦対地速度信号が０
ノットと80ノットとの間にある間に、乗算機能334が非
ゼロ信号（non−zero signal）を出力線338へ送出でき
るようにする。図示のように、スケジューラー336は、
線340上の被乗数信号を０と１との間でランプ状に増加
／減少させた非ゼロ信号を供給する。従って、スケジュ
ーラーからは、この一実施例におけるLSTCロジックが０
ノットと80ノットとの間でのみ動作するものであって、
25ノットから60ノットまでは完全な制御権を有し、０と
25との間、及び60ノットと80ノットの間で制限付きの制
御権を有することが明らかである。

第９図は、ディスクリート信号TCENGLSを制御するこ
とにより、LSTCロジックをエネーブル／ディセーブルす
るルーチン350を示す。ステップ352を介してルーチンに
入ると、テスト358、360では、バンク角PHIの値が４度
より小さいか否かと、航空機片揺れ率の値が２度／秒よ
り小さいか否かを判断する。もし両条件が真ならば、ス
テップ362により変数TEMPをセットする。しかし、テス
ト358又は360のいずれかが否定であれば、ステップ364
でTEMPをクリアする。次に、サブルーチン366を実行し
てサブルーチン170の処理と同様に変数TEMPのエッジ移
行を遅延させる（第７図）。

次いで、TEMPの状態を判断するテスト368を実行す
る。TEMPがセットされていれば、ステップ365を実行し
てTCENGLSをクリアし、そうでなければ、テスト370を実
行してパイロットがサイドアーム・コントローラにより
横揺れ入力を行なっているか否かを判断する。パイロッ
トがそのようにしており、またテスト372によりバンク
角PHIの値が４度より大きいか又は等しいと判断され、
かつテスト373により縦対地速度が4.8768メートル（16
フィート）／秒より速いというときは、ステップ374を
実行してTCENGLSをセットすることにより、LSTCロジッ
クをエネーブルさせる。次いで、リターン・ステップ37
6によりルーチン350を抜け出す。片揺れ率及びバンク角
の値が、テスト358、360において定義されているそれぞ
れの所定しきい値以上に保持されている限り、対地速度
のみを用い、LSTCロジックに従って、減速旋回の間中、
LSTロジックを関連させた状態に保持させる。

自動旋回調整用のトリム制御 第10図は、前述の高速度及び低速度自動旋回調整シス
テムに関連して動作することにより記憶したトリム（即
ち、航空機横揺れ姿勢）に関する旋回調整を得る横／方
向トリム制御機能400の機能を示すものである。例え
ば、横風条件中に風について補償するために非ゼロ・バ
ンク角に対して航空機の釣り合いを保持することがで
き、また旋回調整機能は新しいこのトリム姿勢について
の旋回を自動的に調整させることになる。これは、パイ
ロットが選択した調整可能なトリム姿勢について自動的
な旋回調整をパイロットに提供し、これによりパイロッ
トが手動的な横風補償を行なう必要性をなくすものであ
る。

第10図を参照すると、線63上の対気速度信号が機能40
2に供給され、機能402は信号を線404を介して加算機能4
06に供給している。この加算機能は更に線87上のバンク
角信号も受け取っており、差信号をシンクロナイザー40
8に供給している。シンクロナイザー408の動作は、それ
ぞれ線409、410を介する変位収集スティック26からの２
つのディスクリート信号NTCREL1及びTCONにより制御さ
れる。シンクロナイザー408は線411上の信号DELPHIをHS
TCロジック112及びLSTCロジック114に供給している。信
号DELPHIは線407上の信号とシンクロナイザー408内に記
憶したバンク角の値との間の差を表わしている。シンク
ロナイザー408内に記憶したバンク角の値はHSTC及びLST
Cが制御することになる新しいバンク角のデータを表わ
している。

線89上の横加速度信号はシンクロナイザー411に入力
され、シンクロナイザー411は線412を介してHSTCロジッ
ク112に信号を供給している。線92上の縦対地速度信号
はシンクロナイザー414に入力され、シンクロナイザー4
14は線416に同期信号を供給している。シンクロナイザ
ー410、411及び414のそれぞれの動作は、ディスクリー
ト信号NTCREL1及びTCONにより制御される。

第11図は変位収集スティック26のグリップ部430を示
しており、このグリップ部は３位置トリム・スイッチ43
2を備えている。３位置スイッチの状態は、線409、410
を介してグリップから供給される２つのディスクリート
信号TCREL1及びTCONによりそれぞれ定められる。これら
の信号の状態は、表１に定めるようなスイッチの位置に
基づいている。

表１ スイッチ位置 TCREL1 TCON 第１ ０ ０ 第２ １ ０ 第３ ０ １ スイッチが第２の位置にあるときは、パイロットはHS
TCロジック及びLSTCロジックの両方を開放させることを
指令しており、従ってパイロットは、HSTCロジック及び
LSTCロジックの介入なしを望むならば、無調整方法によ
り航空機を飛行させることができる。スイッチ位置を第
２の位置から解放して第１の位置へ戻すと、シンクロナ
イザー408、411及び414（第10図）は、それぞれが現在
受け取っている各入力を記憶することにより応答する。
これは、航空機が所望のトリム姿勢を獲得するものであ
る。即ち、パイロットが新しい姿勢で航空機をトリムさ
せたいときは、パイロットはスイッチ432を第２の位置
に設定してHSTC及びLSTCロジックをディセーブルし、か
つ航空機の新しいトリム点を捕捉したいとする所望の姿
勢へ航空機を飛行させる。所望の姿勢に到達すると、パ
イロットはスイッチを第２の位置から解放して第１の位
置へ移行させ、これがシンクロナイザーをトリガしてそ
れぞれが現在受け取って入る入力信号を記憶させる。

このシステムにおける付加的な特徴として、第３のス
イッチ位置を用いて、シンクロナイザーに現在記憶され
ているトリム姿勢を基準翼レベル姿勢に対して数秒間
（例えば、３秒間）にわたりフェード・アウトする指令
を開始させる。数秒が経過したときに、シンクロナイザ
ーは、それらの記憶した各トリム値として、翼レベル姿
勢を表わしている基準トリムを有することになる。他の
実施例として、２つのスイッチを用いることにより、ト
リム・スイッチ432の機能を実行することができ、かつ
／又は更にスイッチを重合体430以外の位置に配置して
もよいことが理解される。例えば、スイッチは足作動ス
イッチであってもよく、又はサイドアーム・コントロー
ラ上に配置されてもよい。

更に、離散的なNTCREL1及びTCONの状態は、第12図及
び第13図に示すようにして、HSTCロジック及びLSTCロジ
ックを制御するために用いられる。第12図はルーチン44
0を示し、HSTCロジック112に従っているか否か（即ち、
個別的なTCENGHSがセットされているか、又はクリアさ
れているか）を制御する第７図のルーチンの変形であ
る。詳細な点を省略することなく、簡潔にするために、
第７図と第12図との間の相違のみを説明する。変更して
いないステップ、テスト及びサブルーチンは、第７図に
用いた番号表示と同一のままとする。

第12図を参照すると、まず、ルーチン440は、テスト4
41及び442における判断を線411上の信号であるDELPHIに
代える変更がなされている。ここでは、PHIに代わってD
ELPHIを用い、バンク角データは、翼レベル姿勢の基準
データに代わってシンクロナイザー408に記憶された値
である。その他の変更としては、テスト443に対して信
号TCREL1の判断を追加している。テスト443における２
条件のうちのいずれかが満足されると、ステップ174がH
STCを解放する。そうではなく、これらの条件が満足さ
れないときは、テスト444を実行する。テスト444は、別
個のTCONがセットされているか否かを判断することによ
り、スイッチが第３の位置にあるか否かを判断するもの
であり、そのとおりであれば、ステップ446においてTCE
NGHSをセットしてHSTCロジックに従う。変更されていな
かった全てのステップ／テスト／サブルーチンは、第７
図に開示したものと同様に動作する。

LSTCロジックは、第９図におけるルーチン350を変更
することによりトリム・ロジックに従う作業へ変更され
て、第13図に示したルーチン450を発生させる。第13図
を参照すると、一つの変形は、スイッチ432が第３の位
置にあるか否かを判断するテスト452の追加である。TCO
Nのセットにより示されているように、そうであれば、
ステップ454においてTCENGLSをセットしてLSTCロジック
に従うものとなり、ステップ376を介してルーチン450を
抜け出す。そうでないときは、テスト456を実行してこ
のルーチンは実行し続ける。テスト456は、航空機の対
地速度が4.8768メートル（16フィート）／秒未満である
か、又はTCREL1がセットされているかを判断し、かつこ
れら２条件のうちのいずれかが満足されているときは、
ステップ356においてTCENGLSをクリアし、LSTCロジック
から解放される。いずれの条件も満足されないときは、
次にテスト457を実行する。テスト457は、テスト441と
同様に、DELPHIの値が２度未満であるか否かを判断する
ものである（第12図）。更に、DELPHIは、PHIではな
く、テスト458において判断される。以上、トリム制御
と共に、HSTC及びLSTCロジックの動作を説明したので、
説明を第４図に示したAFCS片揺れ制御ロジックに戻すこ
とができる。

第４図を参照すると、HSTCロジック112が信号を線288
を介してボディー・オイラー変換459に供給しており、
このボディー・オイラー変換459は航空機の胴体軸に関
する信号を慣性軸に関する線460上の信号に変換するも
のである。ボディー・オイラー変換459は、更にそれぞ
れ線87、86及び461上の航空機バンク角、ピッチ姿勢、
及び指令されたピッチ率を表わす信号も受け取ってい
る。この変換を行なう方法の詳細を第14図に示す。この
変換の処理は第14図から容易に明らかとなるものなの
で、当該技術分野において通常に習熟する者には、説明
するまでもないことが理解されるであろう。

所望の片揺れ率の変化を表わす線460上の信号は、航
空機姿勢モデルに入力され、本実施例においてこの航空
機姿勢モデルは線460上の所望の片揺れ率信号を時間上
で積分し、線464上の所望の航空機の機首方位を表わす
信号を加算機能466に供給する。更に、加算機能は線90
上の実際の航空機機首方位信号を入力し、かつ線468上
の機首方位誤差信号をオイラー・ボディー変換470へ供
給する。

この変換470は、慣性軸に関する線468上の信号を航空
機本体軸に戻す変換をする。この変換470は更に線87、8
6及び471上の航空機のバンク角、ピッチ姿勢、及びピッ
チ姿勢誤差を表わす信号もそれぞれ受け取っている。オ
イラー・ボディー変換470の詳細は第15図に示されてお
り、視察すると、第15図に示す変換の処理は当該技術分
野において通常に習熟する者には明らかなものなので、
説明するまでもないことが分かる。

この変換470は、変換した機首方位誤差信号を線472を
介して比例積分補償器474に供給する。この比例積分補
償器は線476を介して信号を加算器478に供給し、この加
算器は更に信号を線280を介してHSTCロジック112からフ
ィードフォワードして片揺れ率ゲイン479により乗算し
た後に受け取り、かつ線84上に信号を供給している。片
揺れ率ゲイン479の値はPFCS片揺れロジック・モジュー
ル35における率ゲイン段64（第１図）に等しい。これら
のゲインに同一の値を用いることにより、指令された片
揺れ率信号と線480上の片揺れ率ゲインとの積がPFCS片
揺れロジック・モジュール35（第１図）における片揺れ
フィードバック信号を打ち消すようにしている。この打
ち消しは更に自動旋回調整システムのパフォーマンスも
改善している。

補償器474の詳細を第16図に示す。この補償器の動作
は図から明らかであり、詳細な説明を不必要なものにし
ている。しかし、比例積分補償器におけるゲイン481、4
82は、それぞれ線60上の対気速度の関数であることに注
目すべきである。

本発明の範囲は、ここで提示した特定のゲイン、遅延
フィルタ、加算機能及び制限機能により制限されないこ
とを理解すべきである。むしろ、本発明の実施におい
て、特定の制御規則（control laws）は、制御されるべ
きプラント（例えば、攻撃ヘリコプタに対する商業的な
ヘリコプタ）の動力学、及び各プラントに関連する特性
に基づき変更を行なうべきことを意図している。例え
ば、ここで開示した一次遅れより高い次数にあるいくつ
かの応用では、PFCS率のモデルが必要とされてもよい。
同様に、逆モデルは一次より大きくてもよい。更に、フ
ライト・コントロール・システムをPFCS及びAFCSに区分
する必要もない。むしろ、いくつかの応用ではシステム
を全く区分することができないが、他の応用ではシステ
ムを、更に信頼性及び保守性のような基準に基づいて複
数のサブシステムに区分してもよいことを意図してい
る。

更に、明らかなことではあるが、本発明は、明らかに
マイクロプロセッサに基づく制御システムに限定されな
いことを述べておく価値もある。このシステムは、マイ
クロプロセッサを基礎としない電子システム（ディジタ
ル又はアナログ）に実施可能である。

本発明に関連させることなく、以上の全ての変更及び
変形は、モデル従属回転翼航空機のフライト・コントロ
ール・システムが、当該対気速度及びバンク角でつりあ
い旋回するように航空機のバンク角及び対気速度に基づ
いて計算されてその航空機に必要な所望の旋回率を予測
させる片揺れコマンドを航空機に供給することにより、
ロール・コマンドに応答して自動旋回調整を提供するの
に十分なものであって、前記片揺れコマンド信号は航空
機の横加速度及びロール率を表わす信号に基づいて成形
され／条件付けされて、改良された自動旋回調整システ
ムを提供するものである。

本発明をその最良態様の実施例に関連して示すと共に
説明したが、本発明の精神及び範囲を逸脱することな
く、その形状及び詳細に対する他の種々の変更、削除及
び付加を行なうことができることは、当該技術分野にお
いて習熟する者により理解されるべきである。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フォグラー，ドナルド エル．ジュニア アメリカ合衆国，コネチカット 06460, ミルフォード，オレンジ アヴェニュー 400 (72)発明者 ゴールド，フィリップ ジェイ. アメリカ合衆国，コネチカット 06484, シェルトン，シャロン コート 49 (72)発明者 ケラー，ジェイムズ エフ. アメリカ合衆国，ペンシルヴェイニア 19063，メディア，イースト ジェファ ーソン 442 (72)発明者 ドライフース，ジェイムズ ビー. アメリカ合衆国，コネチカット 19086, ウォーリングフォード，パットナム ブ ールヴァード 760 エイ (56)参考文献 特開 平１−262294（ＪＰ，Ａ) 特開 昭52−88999（ＪＰ，Ａ) 実開 昭64−35404（ＪＰ，Ｕ) 実開 平１−107698（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64C 13/18 G05D 1/08

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ヘリコプタの機首方位を表わす機首方位信
   号、及び片揺れ軸周りのヘリコプタの変化率を表わす片
   揺れ率信号を入力するヘリコプタのフライト・コントロ
   ール・システムにおいて、 片揺れ軸コマンド信号を供給する多軸サイドアーム・コ
   ントローラと、 前記片揺れ軸コマンド信号に応答して、前記片揺れ軸周
   りのヘリコプタの所望の変化率を表わす片揺れ率設定点
   信号を供給する片揺れ率モデル手段と、 前記片揺れ率設定点と前記片揺れ率信号との間の差を計
   算し、かつその差を表わす片揺れ率誤差信号を供給する
   手段と、 実質的に前記片揺れ率設定点信号に等しくなるような形
   式で、その片揺れ軸周りに応答するように前記ヘリコプ
   タを駆動するフィードフォワード・コマンド信号を、前
   記片揺れ率設定点信号に応答して設定する逆モデル手段
   と、 前記片揺れ率設定点信号に応答する手段であって、 60ノット以上の対気速度におけるヘリコプタのバンク状
   態での旋回をつりあわせるために、ヘリコプタのバンク
   角、対気速度、横加速度、横揺れ率及び片揺れ率の関数
   として前記片揺れ率設定点信号を条件付けて、ヘリコプ
   タがつりあい旋回となる片揺れ率を表わす条件付け設定
   点を与える手段、および 前記条件付け設定点を積分してヘリコプタの機首方位設
   定点信号を得るとともに、この機首方位設定点と前記機
   首方位信号とを比較し、かつ両者の差を表わす機首方位
   誤差信号を与える手段、を含む手段と、 前記片揺れ率誤差信号、前記フィードフォワード・コマ
   ンド信号、及び前記機首方位誤差信号に応答して、60ノ
   ット以上の対気速度においてヘリコプタが実質的につり
   あい旋回となるのに必要なテール・ロータ・ピッチにな
   るように、ヘリコプタのテール・ロータに対して、コマ
   ンド信号を与える手段と、 を備えていることを特徴とするヘリコプタ・フライト・
   コントロール・システム。