JP3308533B2 - 回転翼機用の低速度モデルフォロイング速度コマンドシステム - Google Patents
回転翼機用の低速度モデルフォロイング速度コマンドシステムInfo
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- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
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- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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Description
【発明の詳細な説明】 米国政府は陸軍省から受注した契約に従った本発明に
対して権利を有する。
対して権利を有する。
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、特に速度コマンド・モードで動作す
るモデルフォロイング法による制御システムに関する。
・システムに関し、特に速度コマンド・モードで動作す
るモデルフォロイング法による制御システムに関する。
背景技術 ホバー中の回転翼航空機の手動制御は、これに伴う高
度な作業負荷及び地上に対して固定した位置を保持する
ことに特有な困難性のため、パイロットにとって困難な
操縦であることが周知である。これらの問題は攻撃ヘリ
コプタが目標補足及び指定のために樹木ライン・レベル
以下でボッブ・アップ操縦を実行している際に一層悪化
する。このような操縦は、特に悪化した視覚環境で操縦
するときに、航空機の位置及び速度の正確な制御を必要
とする。
度な作業負荷及び地上に対して固定した位置を保持する
ことに特有な困難性のため、パイロットにとって困難な
操縦であることが周知である。これらの問題は攻撃ヘリ
コプタが目標補足及び指定のために樹木ライン・レベル
以下でボッブ・アップ操縦を実行している際に一層悪化
する。このような操縦は、特に悪化した視覚環境で操縦
するときに、航空機の位置及び速度の正確な制御を必要
とする。
典型的な回転翼航空機フライト・コントロール・シス
テムでは、パイロット入力を用いて、ある航空機姿勢及
び速度ベクトル（つまり飛行経路）に帰結するメイン・
ロータ・ブレードのチップ・パスを設定する。しかし、
このような制御装置は、悪化した視覚環境でホバリング
するときにパイロットが経験する前述の高度な作業負荷
を招く。このようなフライト・コントロール・システム
により、パイロットが特定地点上でホバリングし、そし
て航空機を他の場所へ移動させてホバリングしたいとき
は、パイロットは横方向周期的入力を入力し、これによ
り航空機が新しいホバリング位置へ移動開始する。航空
機が新しい所望のホバリング位置に近付くと、パイロッ
トは捕捉周期的入力を与え、航空機を新しい所望のホバ
リング位置上で停止させる。このような位置決め装置
は、新しい所望の位置上でホバリングに入ることが可能
となる前に、数回反復しなければならないことがあるの
で、パイロットに高度の作業負荷を課することになる。
更に、正確な位置でホバリングに入ることの困難性は、
攻撃ヘリコプタにとって完全な操縦能力が必要とされる
悪化した視覚飛行条件において増大する。
テムでは、パイロット入力を用いて、ある航空機姿勢及
び速度ベクトル（つまり飛行経路）に帰結するメイン・
ロータ・ブレードのチップ・パスを設定する。しかし、
このような制御装置は、悪化した視覚環境でホバリング
するときにパイロットが経験する前述の高度な作業負荷
を招く。このようなフライト・コントロール・システム
により、パイロットが特定地点上でホバリングし、そし
て航空機を他の場所へ移動させてホバリングしたいとき
は、パイロットは横方向周期的入力を入力し、これによ
り航空機が新しいホバリング位置へ移動開始する。航空
機が新しい所望のホバリング位置に近付くと、パイロッ
トは捕捉周期的入力を与え、航空機を新しい所望のホバ
リング位置上で停止させる。このような位置決め装置
は、新しい所望の位置上でホバリングに入ることが可能
となる前に、数回反復しなければならないことがあるの
で、パイロットに高度の作業負荷を課することになる。
更に、正確な位置でホバリングに入ることの困難性は、
攻撃ヘリコプタにとって完全な操縦能力が必要とされる
悪化した視覚飛行条件において増大する。
パイロットが所定の位置へ飛行するようにシステムを
プログラムでき、かつ所定の位置上でホバリングに入れ
るようにする自動装置（例えば、自動パイロット・シス
テム）が開発されている。しかし、航空機が、低い対気
速度にある航空機の姿勢ひいては位置を手動制御するた
めに非常に大きなパイロットの作業負荷を必要とする手
動操縦制御（即ち、樹木ライン以下の航空機行動を含む
戦闘状態）にされているときは、問題が発生する。
プログラムでき、かつ所定の位置上でホバリングに入れ
るようにする自動装置（例えば、自動パイロット・シス
テム）が開発されている。しかし、航空機が、低い対気
速度にある航空機の姿勢ひいては位置を手動制御するた
めに非常に大きなパイロットの作業負荷を必要とする手
動操縦制御（即ち、樹木ライン以下の航空機行動を含む
戦闘状態）にされているときは、問題が発生する。
発明の開示 本発明の目的は、低い対気速度で回転翼航空機を手動
飛行させるために必要とするパイロットの作業負荷量を
軽減させることにある。
飛行させるために必要とするパイロットの作業負荷量を
軽減させることにある。
本発明の他の目的は、パイロットの低い作業負荷によ
り航空機の位置に対する細かく正確な変更を可能にする
ことにある。
り航空機の位置に対する細かく正確な変更を可能にする
ことにある。
本発明の他の目的は、低い対気速度においてパイロッ
ト入力に応答して速度コマンド・モードを発生する航空
機フライト・コントロール・システムを提供することに
ある。
ト入力に応答して速度コマンド・モードを発生する航空
機フライト・コントロール・システムを提供することに
ある。
本発明の更に他の目的は、サイドアーム・コントロー
ラの横方向入力又は縦方向入力に比例する対地基準の速
度応答を提供するために必要な航空機コマンドを発生す
ることにある。
ラの横方向入力又は縦方向入力に比例する対地基準の速
度応答を提供するために必要な航空機コマンドを発生す
ることにある。
本発明の更なる他の目的は、速度コマンド・モードへ
の遷移又はこれらの遷移が円滑な回転翼航空機フライト
・コントロール・システムを提供することにある。
の遷移又はこれらの遷移が円滑な回転翼航空機フライト
・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、回転翼航空機用のモデルフォロイン
グフライト・コントロール・システムは、パイロットか
らの縦揺れ及び横揺れスティック・コマンドに応答して
航空機速度を制御するために速度コマンド・モードによ
り低い対気速度で操縦する。
グフライト・コントロール・システムは、パイロットか
らの縦揺れ及び横揺れスティック・コマンドに応答して
航空機速度を制御するために速度コマンド・モードによ
り低い対気速度で操縦する。
本発明は、航空機を低い対気速度で操縦するときに、
回転翼航空機のパイロットに航空機の位置を正確に変更
できるようにさせ、このように正確な変更に必要とする
パイロットの作業負荷を軽減させる。
回転翼航空機のパイロットに航空機の位置を正確に変更
できるようにさせ、このように正確な変更に必要とする
パイロットの作業負荷を軽減させる。
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最良態様の実施例の以下の
詳細な説明に鑑みて更に明らかになるであろう。
効果は、添付する図面に示す最良態様の実施例の以下の
詳細な説明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図は本発明を用いることができる回転翼航空機の
絵図である。
絵図である。
第２図は本発明のモデルフォロイングフライト・コン
トロール・システムのブロック図である。
トロール・システムのブロック図である。
第３図は第１図の実施例の一部分の概略図である。
第４図は第２図に示したシステム・コンポーネントの
うちの一つの一実施例のブロック図である。
うちの一つの一実施例のブロック図である。
第５図は第４図の実施例の機能的な要素の概略図であ
る。
る。
第６図は第５図の関連概略図である。
第７図は第４図の実施例の更なる機能的な詳細の概略
図である。
図である。
第8A図は第４図実施例の更なる機能的な詳細の概略図
である。
である。
第8B図は第４図実施例のなお更なる機能的な詳細の概
略図である。
略図である。
第９図は第４図実施例の更なる機能的な詳細の概略図
である。
である。
発明を実施するための最良の態様 第１図を参照すると、第１図は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10の実施例の絵図表示
である。このヘリコプタはメイン・ロータ・アッセンブ
リ11及びテール・ロータ・アッセンブリ12を備えてい
る。
できる回転翼航空機のヘリコプタ10の実施例の絵図表示
である。このヘリコプタはメイン・ロータ・アッセンブ
リ11及びテール・ロータ・アッセンブリ12を備えてい
る。
第２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はモデルフォロイングコン
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」を介してパイロットの
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、主フ
ライト・コントロール・システム（PFCS）22と、自動フ
ライト・コントロール・システム（AFCS）24とを備えて
いる。PFCSは変位コレクティブスティック26から線27を
介して変位コマンド出力を受け取り、AFCSは線28を介し
てコレクティブスティック離散出力信号を受け取る。PF
CS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の力出力コマンド信号、及び線32を介して複数の
センサ31から検知された航空機のパラメータ信号をそれ
ぞれ受け取る。PFCS及びAFCSにおける幹線33及び34内に
まとめて、線27、28及び30上のパイロット・コマンド信
号と、線32上の検知されたパラメータ信号とをそれぞれ
示す。
・コントロール・システム21はモデルフォロイングコン
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」を介してパイロットの
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、主フ
ライト・コントロール・システム（PFCS）22と、自動フ
ライト・コントロール・システム（AFCS）24とを備えて
いる。PFCSは変位コレクティブスティック26から線27を
介して変位コマンド出力を受け取り、AFCSは線28を介し
てコレクティブスティック離散出力信号を受け取る。PF
CS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の力出力コマンド信号、及び線32を介して複数の
センサ31から検知された航空機のパラメータ信号をそれ
ぞれ受け取る。PFCS及びAFCSにおける幹線33及び34内に
まとめて、線27、28及び30上のパイロット・コマンド信
号と、線32上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、縦揺れ
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２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軸ロジック機能の調整及び／
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。
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２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軸ロジック機能の調整及び／
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
軸においてモデルフォロイング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
リンケージ47の変位を指令するメイン・ロータ・ミキシ
ング機能45に供給し、メイン・ロータ19のチップ経路面
を制御する。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の推力を制御している。センサ31から検知されたパ
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変化率及び姿勢
応答を供給する。
軸においてモデルフォロイング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
リンケージ47の変位を指令するメイン・ロータ・ミキシ
ング機能45に供給し、メイン・ロータ19のチップ経路面
を制御する。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の推力を制御している。センサ31から検知されたパ
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変化率及び姿勢
応答を供給する。
第３図は、第２図の部分的な概要断面であり、PFCS22
の縦揺れロジック・モジュール36及びAFCS24の縦揺れロ
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36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（第２
図）から供給される線50上の縦揺れ軸コマンド信号を受
け取る。本発明の実施例では、サイドアーム・コントロ
ーラは、パイロットがこのサイドアーム・コントローラ
上に前後方向の力を加えることにより縦揺れ軸コマンド
信号を発生する４軸サイドアーム・コントローラであ
る。縦揺れコマンド信号は縦揺れ率モデル回路52（例え
ば、選択されたラジアン／秒 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、この縦揺れ率モデル
回路52は線54を介して、縦揺れ軸について航空機姿勢用
の所望の変化率を表わす指令された所望の縦揺れ率信号
を供給する。縦揺れ率モデルの大きさのオーダの選択は
航空機の動力学及び所望する縦揺れ応答に従う。
の縦揺れロジック・モジュール36及びAFCS24の縦揺れロ
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36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（第２
図）から供給される線50上の縦揺れ軸コマンド信号を受
け取る。本発明の実施例では、サイドアーム・コントロ
ーラは、パイロットがこのサイドアーム・コントローラ
上に前後方向の力を加えることにより縦揺れ軸コマンド
信号を発生する４軸サイドアーム・コントローラであ
る。縦揺れコマンド信号は縦揺れ率モデル回路52（例え
ば、選択されたラジアン／秒 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、この縦揺れ率モデル
回路52は線54を介して、縦揺れ軸について航空機姿勢用
の所望の変化率を表わす指令された所望の縦揺れ率信号
を供給する。縦揺れ率モデルの大きさのオーダの選択は
航空機の動力学及び所望する縦揺れ応答に従う。
線54を介する所望の縦揺れ率信号は、縦揺れ軸ビーク
ル逆モデル56の入力、加算点58、AFCS縦揺れロジック・
モジュール40に対するバス43、に同時に供給される。逆
モデル56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を介してセンサ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−変換モデルで
あり、これは線60を介して検知された対気速度信号の大
きさ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縦揺れ率モデル52及び逆モデル56
は、線50を介したサイドアーム・コントロール信号用の
フィードフォワード経路をなす。
ル逆モデル56の入力、加算点58、AFCS縦揺れロジック・
モジュール40に対するバス43、に同時に供給される。逆
モデル56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を介してセンサ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−変換モデルで
あり、これは線60を介して検知された対気速度信号の大
きさ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縦揺れ率モデル52及び逆モデル56
は、線50を介したサイドアーム・コントロール信号用の
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変換モデルは、メイン・ロ
ータ・アッセンブリ11（第１図）に主制御入力を供給す
るものであり、この主制御入力は線62を介して指令され
た縦揺れ率信号により設定された率でヘリコプタ10（第
１図）を横揺れさせる。この指令された縦揺れ率信号
は、パイロットに各々指令された操縦に対して航空機の
所望の縦揺れ軸の変化率を達成するために必要なメイン
・ロータ・コマンドを表わしている。
ータ・アッセンブリ11（第１図）に主制御入力を供給す
るものであり、この主制御入力は線62を介して指令され
た縦揺れ率信号により設定された率でヘリコプタ10（第
１図）を横揺れさせる。この指令された縦揺れ率信号
は、パイロットに各々指令された操縦に対して航空機の
所望の縦揺れ軸の変化率を達成するために必要なメイン
・ロータ・コマンドを表わしている。
加算機能58は、（縦揺れ率モデル回路52から）線54上
の所望の縦揺れ率信号を、線64を介して検知された縦揺
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縦揺れ率と加算して、線65
上に縦揺れ率誤差信号を送出する。縦揺れ率誤差信号は
率ゲイン段64により増幅され、第２の加算点66の一つの
入力に供給される。更に、加算点66は、線62を介して逆
モデル56からの所望の縦揺れ率信号と、率及び大きさの
リミッタ70から線68を介して縦揺れ率変更コマンド信号
とを受け取る。AFCS縦揺れロジック・モジュール40から
（バス43を介して）線71を介して非制限形式の縦揺れ率
変更信号が入力されているリミッタ70は、縦揺れ率変更
信号の大きさ及び変化率を所定のものに制限する。その
結果の和信号は、PFCS縦揺れロジック・モジュール36の
出力線72に送出され、かつPFCS出力幹線44を介してメイ
ン・ロータ・サーボ（第１図の46）に入力される。
の所望の縦揺れ率信号を、線64を介して検知された縦揺
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縦揺れ率と加算して、線65
上に縦揺れ率誤差信号を送出する。縦揺れ率誤差信号は
率ゲイン段64により増幅され、第２の加算点66の一つの
入力に供給される。更に、加算点66は、線62を介して逆
モデル56からの所望の縦揺れ率信号と、率及び大きさの
リミッタ70から線68を介して縦揺れ率変更コマンド信号
とを受け取る。AFCS縦揺れロジック・モジュール40から
（バス43を介して）線71を介して非制限形式の縦揺れ率
変更信号が入力されているリミッタ70は、縦揺れ率変更
信号の大きさ及び変化率を所定のものに制限する。その
結果の和信号は、PFCS縦揺れロジック・モジュール36の
出力線72に送出され、かつPFCS出力幹線44を介してメイ
ン・ロータ・サーボ（第１図の46）に入力される。
AFCSからの縦揺れ変更信号の大きさ及び変化率は、航
空機の縦揺れ姿勢誤差の関数である。航空機縦揺れ姿勢
誤差はメイン・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を介する縦揺れ率誤差信号である。以
下で詳細に説明するように、縦揺れ率変更信号は、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内のモデルフォロイングアルゴリズムにより得
られた計算値である。縦揺れ率変更信号は、メイン・ロ
ータ・コマンド信号の大きさ及び変化率を変更する。
空機の縦揺れ姿勢誤差の関数である。航空機縦揺れ姿勢
誤差はメイン・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を介する縦揺れ率誤差信号である。以
下で詳細に説明するように、縦揺れ率変更信号は、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内のモデルフォロイングアルゴリズムにより得
られた計算値である。縦揺れ率変更信号は、メイン・ロ
ータ・コマンド信号の大きさ及び変化率を変更する。
第３図に示すように、AFCS縦揺れロジック・モジュー
ル40はPFCS縦揺れロジック・モジュール36から受け取る
（幹線43を介した）線54上の指令された縦揺れ率信号に
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）、縦揺れ姿勢（線86）、バンク角（PHI）
（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（39〜42、第１
図）のアルゴリズムが存在する。
ル40はPFCS縦揺れロジック・モジュール36から受け取る
（幹線43を介した）線54上の指令された縦揺れ率信号に
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）、縦揺れ姿勢（線86）、バンク角（PHI）
（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（39〜42、第１
図）のアルゴリズムが存在する。
第４図はマイクロプロセッサに基づくAFCS24の構成を
示す。線54上の指令された縦揺れ率信号は、AFCS及びPF
CSを相互接続する線43内に含まれている入力線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AFCS入力幹線34か
ら入力される。入力ポート94は、入力信号の形式（アナ
ログ又はディジタル）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、またはその他の入力
信号をディジタル信号形式に変換するために必要な当業
者に周知な信号調整機能を備えることができる。
示す。線54上の指令された縦揺れ率信号は、AFCS及びPF
CSを相互接続する線43内に含まれている入力線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AFCS入力幹線34か
ら入力される。入力ポート94は、入力信号の形式（アナ
ログ又はディジタル）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、またはその他の入力
信号をディジタル信号形式に変換するために必要な当業
者に周知な信号調整機能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97（RAM、UVPROM、EEPROM
を含む）、及び出力ポート98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、パラレルシ
リアル変換器、離散出力ドライバ、あるいは当業者に周
知な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ができ
る。PFCS縦揺れロジック・モジュール36への線71を含む
出力ポート線は、線99を介して相互接続線43に接続され
ている。
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97（RAM、UVPROM、EEPROM
を含む）、及び出力ポート98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、パラレルシ
リアル変換器、離散出力ドライバ、あるいは当業者に周
知な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ができ
る。PFCS縦揺れロジック・モジュール36への線71を含む
出力ポート線は、線99を介して相互接続線43に接続され
ている。
第５図は、メモリ97に存在し、マイクロプロセッサ96
により実行可能なAFCS縦揺れ制御ロジックの部分のブロ
ック図を示す。本発明は更に適用可能な横揺れ信号に変
更することによりAFCS横揺れロジック・モジュール41の
制御に適用可能である。PFCSからの所望の縦揺れ率コマ
ンドは線54を介してボディー・オイラー変換102に入力
され、ボディー・オイラー変換102には線86を介して実
際のビークル縦揺れ率PHIも入力されている。このボデ
ィー・オイラー変換は、航空機の胴体軸に関する基準か
ら慣性軸へ変換された指令縦揺れ率信号を線104に送出
する。図8A図はボディー・オイラー変換のロジックの詳
細なロジックを示す。その変換ロジック処理の説明は、
当業者にとって図から明らかなものなので、必要ではな
い。参照を第５図に戻すと、指令された縦揺れ率信号
は、時間で積分する縦揺れ姿勢モデル118（例えば、積
分器）に入力され、縦揺れ姿勢モデル118は線120を介し
て所望の縦揺れ姿勢信号を供給する。
により実行可能なAFCS縦揺れ制御ロジックの部分のブロ
ック図を示す。本発明は更に適用可能な横揺れ信号に変
更することによりAFCS横揺れロジック・モジュール41の
制御に適用可能である。PFCSからの所望の縦揺れ率コマ
ンドは線54を介してボディー・オイラー変換102に入力
され、ボディー・オイラー変換102には線86を介して実
際のビークル縦揺れ率PHIも入力されている。このボデ
ィー・オイラー変換は、航空機の胴体軸に関する基準か
ら慣性軸へ変換された指令縦揺れ率信号を線104に送出
する。図8A図はボディー・オイラー変換のロジックの詳
細なロジックを示す。その変換ロジック処理の説明は、
当業者にとって図から明らかなものなので、必要ではな
い。参照を第５図に戻すと、指令された縦揺れ率信号
は、時間で積分する縦揺れ姿勢モデル118（例えば、積
分器）に入力され、縦揺れ姿勢モデル118は線120を介し
て所望の縦揺れ姿勢信号を供給する。
所望の縦揺れ姿勢信号はウォッシュアウト・フィルタ
（即ち２秒の時定数を有する微分／遅延フィルタ）に入
力され、ウォッシュアウト・フィルタはウォッシュ・ア
ウオ信号を線124を介して加算器126及び速度コマンド・
モデル128に供給する。加算器126は、縦揺れ姿勢信号、
線86上の縦揺れ姿勢THETA、及びトリム・マップ127から
の姿勢バイアスが入力され、線130を介してウォッシュ
・アウト信号をトランジェント・フリー・スイッチ（TF
S）132に供給する。
（即ち２秒の時定数を有する微分／遅延フィルタ）に入
力され、ウォッシュアウト・フィルタはウォッシュ・ア
ウオ信号を線124を介して加算器126及び速度コマンド・
モデル128に供給する。加算器126は、縦揺れ姿勢信号、
線86上の縦揺れ姿勢THETA、及びトリム・マップ127から
の姿勢バイアスが入力され、線130を介してウォッシュ
・アウト信号をトランジェント・フリー・スイッチ（TF
S）132に供給する。
線120上の所望の縦揺れ姿勢信号は、更に加算機能134
にも入力され、加算機能134は実際の縦揺れ姿勢信号THE
TAを受け、かつ縦揺れ姿勢誤差信号を、線136を介してT
FS132に供給する。TFSの動作は、速度コマンド・モード
に携わっているか否かを表わすブール代数信号である線
133上の信号HHSW1により、制御されている。以下でHHSW
1がどのように制御されているかについての説明を行な
う。速度コマンド・モードに携わっている（即ち、HHSW
1＝１）ときは、TFSは速度コマンド・モードによる動作
に関連する姿勢誤差を表わしている線130上の信号を選
択する。そうでないときは、TFSは、姿勢コマンド・モ
ードでの動作に関連した姿勢誤差を表わしている線136
上の信号を選択する。TFSは、離散信号HHSW1が変化する
ときにその出力信号を円滑に遷移させる。これは、線13
0、136上の信号間で線140上のその出力信号を瞬時的に
スイッチングさせているのではなく、HHSW1の状態が変
化する時に、TFSが２つの信号間で線形に遷移させて、
線140上に供給するTFS出力を円滑に遷移させることであ
る。ここで、速度コマンド・モードを説明する。
にも入力され、加算機能134は実際の縦揺れ姿勢信号THE
TAを受け、かつ縦揺れ姿勢誤差信号を、線136を介してT
FS132に供給する。TFSの動作は、速度コマンド・モード
に携わっているか否かを表わすブール代数信号である線
133上の信号HHSW1により、制御されている。以下でHHSW
1がどのように制御されているかについての説明を行な
う。速度コマンド・モードに携わっている（即ち、HHSW
1＝１）ときは、TFSは速度コマンド・モードによる動作
に関連する姿勢誤差を表わしている線130上の信号を選
択する。そうでないときは、TFSは、姿勢コマンド・モ
ードでの動作に関連した姿勢誤差を表わしている線136
上の信号を選択する。TFSは、離散信号HHSW1が変化する
ときにその出力信号を円滑に遷移させる。これは、線13
0、136上の信号間で線140上のその出力信号を瞬時的に
スイッチングさせているのではなく、HHSW1の状態が変
化する時に、TFSが２つの信号間で線形に遷移させて、
線140上に供給するTFS出力を円滑に遷移させることであ
る。ここで、速度コマンド・モードを説明する。
第７図は速度コマンド・モデル128を表わすものであ
る。このモデル内では、線124上のウォッシュド信号が
スイッチ150に供給され、その位置は速度コマンド・モ
ードに携わっているか否かによる。速度コマンドに携わ
っているときは、スイッチ150は閉位置に設定されてウ
ォッシュ・アウト信号を線152を介して加算機能154に転
送させる。パイロットがサイドアーム・コントローラ29
にヘリコプタ10を移動しようとする方向へ有効な変化を
与えたときは、線124上のウォッシュ・アウト信号は０
ではないことに注意すべきである。加算機能154は更に
線156上のフィードバック信号も受けており、差分信号
を線162を介して制限付き積分器160に供給する。差分信
号は時間で積分され、積分された信号は線162を介して
重力ゲイン164に供給される。重力ゲインは感度ゲイン1
66に速度の単位で積を供給し、その値はモデル128の感
度を設定する。感度ゲインは線167に速度コマンド信号
を供給する。
る。このモデル内では、線124上のウォッシュド信号が
スイッチ150に供給され、その位置は速度コマンド・モ
ードに携わっているか否かによる。速度コマンドに携わ
っているときは、スイッチ150は閉位置に設定されてウ
ォッシュ・アウト信号を線152を介して加算機能154に転
送させる。パイロットがサイドアーム・コントローラ29
にヘリコプタ10を移動しようとする方向へ有効な変化を
与えたときは、線124上のウォッシュ・アウト信号は０
ではないことに注意すべきである。加算機能154は更に
線156上のフィードバック信号も受けており、差分信号
を線162を介して制限付き積分器160に供給する。差分信
号は時間で積分され、積分された信号は線162を介して
重力ゲイン164に供給される。重力ゲインは感度ゲイン1
66に速度の単位で積を供給し、その値はモデル128の感
度を設定する。感度ゲインは線167に速度コマンド信号
を供給する。
線162上の積分信号は更にフィードバック・ゲイン168
にも入力され、フィードバック・ゲイン168は制限機能1
70に信号を送出する。この制限機能は線172上に制限付
きフィードバック信号を送出し、これを線176上の離散
信号PHHINSに応答するスイッチ174に入力させる。フィ
ードバック・パス（162、172、156）は、サイドアーム
・コントローラに力が加えられていない（即ち、パイロ
ットが０速度を要求している）ときは積分器をウォッシ
ュ・アウトするように作用して、定常状態速度コマンド
が存在しないことを確実なものにする。フィードバック
・ゲインの値は、積分器160周辺にフィードバック・パ
スを設けることにより発生する１次遅れの時定数を設定
する。
にも入力され、フィードバック・ゲイン168は制限機能1
70に信号を送出する。この制限機能は線172上に制限付
きフィードバック信号を送出し、これを線176上の離散
信号PHHINSに応答するスイッチ174に入力させる。フィ
ードバック・パス（162、172、156）は、サイドアーム
・コントローラに力が加えられていない（即ち、パイロ
ットが０速度を要求している）ときは積分器をウォッシ
ュ・アウトするように作用して、定常状態速度コマンド
が存在しないことを確実なものにする。フィードバック
・ゲインの値は、積分器160周辺にフィードバック・パ
スを設けることにより発生する１次遅れの時定数を設定
する。
第９図にはスイッチング及び事象トリガリングに用い
られる種々の離散信号用の制御ロジック180の図であ
る。このロジックは線30を介してサイドアーム・コント
ローラ29からのコマンドを受けている。比較機能182、1
84はそれぞれサイドアーム制御コマンドを判断して、パ
イロットが供給しているのは横揺れコマンドか、又は横
揺れコマンドかを決定する。パイロットが縦揺れコマン
ドを供給していないときは、比較機能182はセットされ
ている信号を線186に供給する。そうでないときは、信
号をクリアする。比較器184は、横揺れコマンドがサイ
ドアーム・コントローラを介して入力されているか否か
を判断することを除き、同様に動作する。横揺れ入力が
供給されていないときは、比較器184は線188上の信号を
セットする。そうでないときは、信号をクリアする。大
きさ比較器190、192は前後対地速度信号及び横対地速度
信号をそれぞれ受け、それぞれは速度の大きさを５フィ
ート／秒のしきい値に対して比較する。前後対地速度の
大きさが５フィート／秒より小さいときは、比較器190
は線194上の信号をセットする。同様に、横対地速度の
マグニチュードが５フィート／秒より小さいときは、比
較器192は線194上の信号をセットする。各比較器は、そ
の入力信号の大きさが５フィート／秒を超えるときは、
それぞれの出力をクリアする。
られる種々の離散信号用の制御ロジック180の図であ
る。このロジックは線30を介してサイドアーム・コント
ローラ29からのコマンドを受けている。比較機能182、1
84はそれぞれサイドアーム制御コマンドを判断して、パ
イロットが供給しているのは横揺れコマンドか、又は横
揺れコマンドかを決定する。パイロットが縦揺れコマン
ドを供給していないときは、比較機能182はセットされ
ている信号を線186に供給する。そうでないときは、信
号をクリアする。比較器184は、横揺れコマンドがサイ
ドアーム・コントローラを介して入力されているか否か
を判断することを除き、同様に動作する。横揺れ入力が
供給されていないときは、比較器184は線188上の信号を
セットする。そうでないときは、信号をクリアする。大
きさ比較器190、192は前後対地速度信号及び横対地速度
信号をそれぞれ受け、それぞれは速度の大きさを５フィ
ート／秒のしきい値に対して比較する。前後対地速度の
大きさが５フィート／秒より小さいときは、比較器190
は線194上の信号をセットする。同様に、横対地速度の
マグニチュードが５フィート／秒より小さいときは、比
較器192は線194上の信号をセットする。各比較器は、そ
の入力信号の大きさが５フィート／秒を超えるときは、
それぞれの出力をクリアする。
比較器182、184、186及び192からの信号はANDゲート1
98に全て入力され、ANDゲート198は線200を介して出力
を２入力ANDゲート202に供給する。この２入力ANDゲー
トはNORゲート204からも信号を受けており、NORゲート2
04は、縦揺れ速度ホールド又は横揺れ速度ホールドに携
わっているときは、クリアされる。第２のANDゲートは
線206を介して信号をラッチ208に供給する。線206上の
信号がセットされているときは、ラッチHHSW1の出力が
線133上でセットされ、リセットされているときは、ラ
ッチは線210上でクリアされる。ラッチのリセット入力
はセット入力に対して優先する。前後対地速度又は横対
地速度が8.5フィート／秒より速いと比較器212、214に
より判断されたときは、線210上の信号がセットされ、
線133上のHHSW1をクリアする。回路コンビネーション20
4,202,208によって、現在、縦揺れ速度ホールド又は横
揺れ速度ホールドに携わっていて、速度コマンド・モー
ドに携わっていない場合は、速度コマンド・モードに携
わることができないことが確実となる。
98に全て入力され、ANDゲート198は線200を介して出力
を２入力ANDゲート202に供給する。この２入力ANDゲー
トはNORゲート204からも信号を受けており、NORゲート2
04は、縦揺れ速度ホールド又は横揺れ速度ホールドに携
わっているときは、クリアされる。第２のANDゲートは
線206を介して信号をラッチ208に供給する。線206上の
信号がセットされているときは、ラッチHHSW1の出力が
線133上でセットされ、リセットされているときは、ラ
ッチは線210上でクリアされる。ラッチのリセット入力
はセット入力に対して優先する。前後対地速度又は横対
地速度が8.5フィート／秒より速いと比較器212、214に
より判断されたときは、線210上の信号がセットされ、
線133上のHHSW1をクリアする。回路コンビネーション20
4,202,208によって、現在、縦揺れ速度ホールド又は横
揺れ速度ホールドに携わっていて、速度コマンド・モー
ドに携わっていない場合は、速度コマンド・モードに携
わることができないことが確実となる。
速度コマンド・モード連係信号HHSW1が線133を介して
第２のラッチ210及びインバータ212に入力される。HHSW
1がセットされていると、インバータの出力はクリアさ
れたものとなり、線186を介する縦揺れ入力比較器182か
らの信号と共に、オア・ゲート214に入力される。サイ
ドアーム・コントローラの縦揺れ入力がないとき、又は
速度コマンド・モードに携わっていない（HHSW1＝０）
ときは、ORゲート214は線216上にセットされている出力
信号を供給し、続いてこれがラッチをリセットして線上
のラッチ出力信号PHHINSをクリアさせる。ここで、種々
の離散信号をどのように制御するのかを理解することに
より、説明を第５図〜第６図に戻すことができる。
第２のラッチ210及びインバータ212に入力される。HHSW
1がセットされていると、インバータの出力はクリアさ
れたものとなり、線186を介する縦揺れ入力比較器182か
らの信号と共に、オア・ゲート214に入力される。サイ
ドアーム・コントローラの縦揺れ入力がないとき、又は
速度コマンド・モードに携わっていない（HHSW1＝０）
ときは、ORゲート214は線216上にセットされている出力
信号を供給し、続いてこれがラッチをリセットして線上
のラッチ出力信号PHHINSをクリアさせる。ここで、種々
の離散信号をどのように制御するのかを理解することに
より、説明を第５図〜第６図に戻すことができる。
TFスイッチ132は線140を介してオイラー・ボディー変
換220に信号を供給し、オイラー・ボディー変換220は選
択した線140上の誤差信号であって、オイラー軸に関す
る信号を再び航空機のボディ軸のものへ変換する。この
変換の処理には、図示したような論理整然とした数学が
含まれている。変換220は変換された誤差信号を線222を
介して比例補償器224に供給しており、比例補償器224
は、ゲイン機能226、及び線226に信号を供給するように
サスケード接続されている制限機能228を備えている。
換220に信号を供給し、オイラー・ボディー変換220は選
択した線140上の誤差信号であって、オイラー軸に関す
る信号を再び航空機のボディ軸のものへ変換する。この
変換の処理には、図示したような論理整然とした数学が
含まれている。変換220は変換された誤差信号を線222を
介して比例補償器224に供給しており、比例補償器224
は、ゲイン機能226、及び線226に信号を供給するように
サスケード接続されている制限機能228を備えている。
速度コマンド・モデル128はその出力信号を線167を介
して加算機能228に供給しており、加算機能228は更に線
91を介して前後対地速度信号も受けている。加算機能22
8は、前後対地速度誤差を表わしている信号を線230を介
して供給する。即ち、この信号は速度コマンド・モデル
と実際の前後対地速度との間の差分を表わしている。前
後対地速度誤差は、線133上のHHSW1により制御されてい
るトラック／ホールド機能232に入力される。HHSW1がク
リアされているときは、この機能はトラック・モードで
動作して線230上の信号を232に渡せるようにし、セット
されているときは、この機能は出力線上の過去の値を保
持する。トラック／ホールド機能は、線234上の出力信
号を一定に保持することにより速度コマンド・モードへ
の遷移及びこれからの遷移を滑らかにするために用いら
れ、一方、フェード機能235は、速度コマンド・モード
に携わっていないときは、前後対地速度誤差信号をフェ
ードする（即ち、HHSW1がセットからクリアへ遷移す
る）。フェード機能は、第８図に示す条件に従って、シ
ステムが速度コマンド・モードへ遷移する及びこれから
遷移する際に、線236上のフェード出力信号をある期間
（例えば、３秒間）にわたってフェード・イン及びアウ
トすることにより、線236上のフェード出力信号につい
て円滑な遷移を可能にさせる。フェード機能235は信号
を線236を介して加算機能238に供給しており、この加算
機能238には更に線240上の信号も入力されている。
して加算機能228に供給しており、加算機能228は更に線
91を介して前後対地速度信号も受けている。加算機能22
8は、前後対地速度誤差を表わしている信号を線230を介
して供給する。即ち、この信号は速度コマンド・モデル
と実際の前後対地速度との間の差分を表わしている。前
後対地速度誤差は、線133上のHHSW1により制御されてい
るトラック／ホールド機能232に入力される。HHSW1がク
リアされているときは、この機能はトラック・モードで
動作して線230上の信号を232に渡せるようにし、セット
されているときは、この機能は出力線上の過去の値を保
持する。トラック／ホールド機能は、線234上の出力信
号を一定に保持することにより速度コマンド・モードへ
の遷移及びこれからの遷移を滑らかにするために用いら
れ、一方、フェード機能235は、速度コマンド・モード
に携わっていないときは、前後対地速度誤差信号をフェ
ードする（即ち、HHSW1がセットからクリアへ遷移す
る）。フェード機能は、第８図に示す条件に従って、シ
ステムが速度コマンド・モードへ遷移する及びこれから
遷移する際に、線236上のフェード出力信号をある期間
（例えば、３秒間）にわたってフェード・イン及びアウ
トすることにより、線236上のフェード出力信号につい
て円滑な遷移を可能にさせる。フェード機能235は信号
を線236を介して加算機能238に供給しており、この加算
機能238には更に線240上の信号も入力されている。
線91上の前後対地速度信号は、更にシンクロナイザ24
2にも入力されており、このシンクロナイザ242は、縦揺
れ姿勢ホールド連係信号を遅延した信号である離散信号
PVSELNDに応答する。PVELSNDは、縦揺れ速度ホールドに
携わっているときは、セットされ、逆に縦揺れ速度ホー
ルドに携わっていないときは、クリアされる。PVELSND
がクリアされているときは、シンクロナイザ242は連続
的に線91上の前後対地速度信号の値を格納し、０に等し
い出力信号を線244上に供給する。PVELSNDがクリアから
セットに遷移して、縦揺れ速度ホールドに携わったこと
を表しわているときは、シンクロナイザは、線91上の信
号の現在値と、シンクロナイザ内に記憶した値であっ
て、PVELSNDがクリアからセットに遷移したときにその
線上の信号を表わす値との間の差分を表わす信号を、線
244上に供給し始める。同期された信号はフェード機能2
46に入力され、フェード機能の動作は速度コマンド・モ
ード・エネーブル信号HHSW1を反転した信号により制御
されている。従って、フェード機能246は、速度コマン
ド・モードに携わっていない（即ち、HHSW1がセットか
らクリアへ遷移する）ときは線上の信号をフェード・イ
ンさせ、また速度コマンド・モードに携わっているとき
は線244上の信号をフェード・アウトさせる。
2にも入力されており、このシンクロナイザ242は、縦揺
れ姿勢ホールド連係信号を遅延した信号である離散信号
PVSELNDに応答する。PVELSNDは、縦揺れ速度ホールドに
携わっているときは、セットされ、逆に縦揺れ速度ホー
ルドに携わっていないときは、クリアされる。PVELSND
がクリアされているときは、シンクロナイザ242は連続
的に線91上の前後対地速度信号の値を格納し、０に等し
い出力信号を線244上に供給する。PVELSNDがクリアから
セットに遷移して、縦揺れ速度ホールドに携わったこと
を表しわているときは、シンクロナイザは、線91上の信
号の現在値と、シンクロナイザ内に記憶した値であっ
て、PVELSNDがクリアからセットに遷移したときにその
線上の信号を表わす値との間の差分を表わす信号を、線
244上に供給し始める。同期された信号はフェード機能2
46に入力され、フェード機能の動作は速度コマンド・モ
ード・エネーブル信号HHSW1を反転した信号により制御
されている。従って、フェード機能246は、速度コマン
ド・モードに携わっていない（即ち、HHSW1がセットか
らクリアへ遷移する）ときは線上の信号をフェード・イ
ンさせ、また速度コマンド・モードに携わっているとき
は線244上の信号をフェード・アウトさせる。
加算機能は線236、240上の信号の差を取り、差分信号
を比例積分補償器248に供給する。この補償器は線250上
に信号を供給し、この信号は線226上の信号と加算機能1
54により加算されて、非制限縦揺れ変更コマンド信号を
線71上に供給させる。
を比例積分補償器248に供給する。この補償器は線250上
に信号を供給し、この信号は線226上の信号と加算機能1
54により加算されて、非制限縦揺れ変更コマンド信号を
線71上に供給させる。
本発明はホバー・ホールド・システムに関連可能なも
のであり、その一例が同時継続出願である。これは、本
発明をミキサへのホバー・ホールド入力信号に対するバ
イアスとして作用させるものであり、そのバイアス量が
新しい所望の航空機ホバー位置を表わしている。
のであり、その一例が同時継続出願である。これは、本
発明をミキサへのホバー・ホールド入力信号に対するバ
イアスとして作用させるものであり、そのバイアス量が
新しい所望の航空機ホバー位置を表わしている。
マイクロプロセッサに基づく電子制御システムの一実
施例により本発明を説明したが、当業者には、マイクロ
プロセッサを用いることなく、電子的なハードウエアに
より本発明を実施可能なことが理解されであろう。更
に、本発明の目的の上で、PFCSとAFCSとの間でタスクを
分割することは必要ではなく、むしろ分割は、１個の電
子パッケージに完全なフライト・コントロール・システ
ムを配置することに伴う信頼性の問題のためにフライト
・コントロール・システムで通常行なわれるシステム設
計を表わしていることを理解すべきである。更に、本発
明は攻撃ヘリコプタに限定されないことは明らかであっ
て、本発明は低い航空機対気速度で飛行している間に速
度コマンド・モードの採用を求める全ての回転翼航空機
に適用し得ることに注意すべきである。
施例により本発明を説明したが、当業者には、マイクロ
プロセッサを用いることなく、電子的なハードウエアに
より本発明を実施可能なことが理解されであろう。更
に、本発明の目的の上で、PFCSとAFCSとの間でタスクを
分割することは必要ではなく、むしろ分割は、１個の電
子パッケージに完全なフライト・コントロール・システ
ムを配置することに伴う信頼性の問題のためにフライト
・コントロール・システムで通常行なわれるシステム設
計を表わしていることを理解すべきである。更に、本発
明は攻撃ヘリコプタに限定されないことは明らかであっ
て、本発明は低い航空機対気速度で飛行している間に速
度コマンド・モードの採用を求める全ての回転翼航空機
に適用し得ることに注意すべきである。
最良の実施態様に関連して本発明を説明したが、本発
明は、当業者が、本発明の精神及び範囲から逸脱するこ
となく、その形式及び細部で種々の他の変更、省略及び
付加を行い得ることを理解すべきである。
明は、当業者が、本発明の精神及び範囲から逸脱するこ
となく、その形式及び細部で種々の他の変更、省略及び
付加を行い得ることを理解すべきである。
フロントページの続き (72)発明者 リチャード，ジェイムズ エル. アメリカ合衆国，コネチカット 06497, ストラトフォード，バーバンク ドライ ブ 76 (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 グラスマン，スティーヴン アイ. アメリカ合衆国，ペンシルヴェイニア 19064，スプリングフィールド，バーン ズ ドライブ 1428 (56)参考文献 米国特許5001646（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 13/18 B64C 27/12 G05D 1/08
Claims (1)
- 【請求項１】ヘリコプタの縦揺れ変化率および横揺れ変
化率を示す変化率信号、実際のバンク角および縦揺れ姿
勢を示す姿勢信号、実際の対地速度を示す信号、を与え
る複数のセンサと、フライト・コントロール・システム
に対し所望の対地速度を示す制御入力信号を与えるサイ
ドアーム・コントローラと、を備え、上記システムが、
この制御入力信号に応答してヘリコプタのメインロータ
へコマンド信号を供給することで対地速度を制御するよ
うに構成されたヘリコプタのフライト・コントロール・
システムにおいて、 上記制御入力信号の各値に対し、ヘリコプタの縦揺れ軸
および横揺れ軸の周りの所望のヘリコプタ変化率を示す
対応する信号値を与える手段と、 上記の所望の変化率信号値の各々に対し、ヘリコプタが
所望の対地速度で飛行するのに必要なメインロータへの
コマンド信号の値を示すフィードフォワード設定点信号
値を与える逆モデル手段を含むフィードフォワード経路
と、 上記所望の変化率信号の値とこれに対応する検出した変
化率信号の値との差を算出し、この差を示す変化率誤差
信号値を供給する変化率フィードバック経路と、 所望の姿勢信号値を得るために上記の所望の変化率信号
値を積分する手段と、 上記の所望の姿勢信号値とこれに対応する検出した姿勢
信号値との差を算出し、この差を示す姿勢誤差信号値を
供給する手段と、 微分遅れフィルタを備え、ウォッシュアウト信号値を得
るように上記所望の姿勢信号値をフィルタリングする手
段と、 上記ウォッシュアウト信号値の各々に対し、所望のヘリ
コプタ対地速度を示す所望の対地速度コマンド信号値を
供給する速度モデル手段と、 上記所望の対地速度コマンド信号値と検出した対地速度
信号値との差を算出し、この差を示す対地速度誤差信号
値を供給する手段と、 上記対地速度誤差信号値と上記姿勢誤差信号値とを加算
して変更コマンド信号を供給する手段と、 を含んでなる姿勢フィードバック経路と、 上記変更コマンド信号の値と上記変化率誤差信号値と上
記フィードフォワード信号値とを加算してコマンド信号
を供給する手段と、 上記コマンド信号を上記メインロータへ出力する手段
と、 を備えていることを特徴とするヘリコプタのフライト・
コントロール・システム。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US751,437 | 1991-08-28 | ||
| US07/751,437 US5195700A (en) | 1991-08-28 | 1991-08-28 | Low speed model following velocity command system for rotary wing aircraft |
| PCT/US1992/006962 WO1993005462A1 (en) | 1991-08-28 | 1992-08-21 | Low speed model following velocity command system for rotary wing aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06510005A JPH06510005A (ja) | 1994-11-10 |
| JP3308533B2 true JP3308533B2 (ja) | 2002-07-29 |
Family
ID=25021980
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP50521993A Expired - Fee Related JP3308533B2 (ja) | 1991-08-28 | 1992-08-21 | 回転翼機用の低速度モデルフォロイング速度コマンドシステム |
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|---|---|
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| JP (1) | JP3308533B2 (ja) |
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| AU (1) | AU655845B2 (ja) |
| CA (1) | CA2116565C (ja) |
| DE (1) | DE69204071T2 (ja) |
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-
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- 1992-08-28 IL IL10297792A patent/IL102977A/en not_active IP Right Cessation
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