JP4295433B2 - 有人及び無人航空機用のシングルレバー式動力制御器 - Google Patents
有人及び無人航空機用のシングルレバー式動力制御器 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4295433B2 JP4295433B2 JP2000542567A JP2000542567A JP4295433B2 JP 4295433 B2 JP4295433 B2 JP 4295433B2 JP 2000542567 A JP2000542567 A JP 2000542567A JP 2000542567 A JP2000542567 A JP 2000542567A JP 4295433 B2 JP4295433 B2 JP 4295433B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- thrust
- engine
- power
- rpm
- map
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
- F02C9/56—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control
- F02C9/58—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control with control of a variable-pitch propeller
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/44—Control of fuel supply responsive to the speed of aircraft, e.g. Mach number control, optimisation of fuel consumption
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
- F05D2270/051—Thrust
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Input From Keyboards Or The Like (AREA)
- Soil Working Implements (AREA)
- Tumbler Switches (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)
Description
【０００１】
【発明の背景】
本発明は、シングルレバー式動力制御器を用いて航空機エンジンの推力を制御するための方法及び装置に関する。
【０００２】
【関連する背景】
一般飛行、商業飛行及び無人飛行において航空機エンジンを制御するには複数のレバーが必要である。例えば、スロットルブレードを制御するにはスロットルレバーが、燃料の混合を制御するには燃料混合レバーが、プロペラまたはターボファンの回転数（RPM）を制御するにはプロペラピッチレバーが、一般に、ターボチャージャー付きエンジン内の排気排出ゲートを制御するには排出ゲートレバーが、プロペラガバナ等を制御するにはしばしばプロペラガバナレバーが、それぞれ必要である。与えられた飛行条件に対して最大の効率のエンジン性能を発揮するため、パイロットはこれらのレバーをすべて同時に制御しなければならない。これは、しばしばパイロットの経験に基づくヒットアンドミス手順であり、従って、エンジンは、一般に最適推力を生じる燃料効率において動作するように最適化されていない。また、これらの制御レバーを間断なく監視しているので、パイロットの労働は過重となり、パイロットは疲労し、パイロットに必要な他の仕事に対する注意力が減少する。緊急事態では、最適なエンジン制御を遂行することができない恐れがあり、結果としてエンジンは不調となり、または制御された飛行を失う恐れがある。パイロットは航空機から離れており、飛行条件に関して感覚的入力ができないので、無人航空機（UAV'ｓ）においてはこれらの問題は更に悪くなる。
【０００３】
エンジン制御分野では、燃料効率を最大にするため、エンジン温度、エンジン圧比、軸速度などの検出したエンジン動作パラメータに従ってエンジンに供給する燃料の流量を制御するため多数の提案が存在するが、これらの提案は周囲の動作条件を考慮してない。この種の提案は、米国特許第4,248,042号、第4,551,972号、第4,686,825号、第5,029,778号、第5,039,037号、第5,277,024号及び第5,613,652号明細書に記載されている。しかしながら、これらのシステムが飛行に適用された場合でも、パイロットは、与えられた飛行条件に対してエンジン推力を最適化するため複数の制御レバーを操作し、かつ連続的に調整しなければならない。
【０００４】
１９８５年まで、スロットルバタフライ弁が全開した状態でエンジンが稼動しているとき航空機エンジンの効率が最大であり、好ましい能力はプロペラ速度を変化させることで得られると認識されていた。例えば、SAE 技術文献シリーズ850895、「ポルシェ航空機エンジンPFM3200」ヘルムス・ボット（Helmuth Bott）及びハインツ・ドルヒ（Heintz Dorch）１９８５年を参照。この文献は、単一のレバーでスロットルとプロペラガバナの両方を操作する航空機エンジン用のシングルレバー式制御システムを提案した。しかしながら、提案されているシステムは、機械的相互関連システムであり、周囲の様々な飛行条件に応じてエンジン性能を最適化することができない。すなわち、「ポルシェ」システムは、特定の高度、速度及び温度ではよく動作できるが、他の飛行条件下ではかなり動作が悪くなる。
【０００５】
従って、航空機のあらゆる飛行特性全域を通じて最大の推力効率が得られるように、航空機エンジンを制御するシングルレバー式動力制御器を用いた装置及び方法が必要である。
【０００６】
【発明の概要】
本発明の意図は、単一の推力（スラスト）または動力コマンドを入力し、検出した周囲の飛行条件を受け、検出した飛行条件や要求される推力または動力コマンドに関して、エンジン速度（例えばプロペラのRPM）及びエンジン負荷（例えば、マニホルド空気圧力（MAP））を自動的に制御するプロセッサ制御システムを提供することで、公知の航空機エンジン制御システムの欠点を解消することである。
【０００７】
本発明の第1の実施態様によれば、航空機エンジンを制御するシングルレバー式動力制御器は、パイロットの推力コマンドを発生させる単一で手動操作可能なレバーを有する。プロセッサは、発生したパイロットの推力コマンドを受け、検出した複数の周囲エア条件を受け、また検出した周囲の飛行条件と推力コマンドのための最大の推力効率に基づいて、エンジン速度アクチベーションコマンド及びエンジン負荷アクチベーションコマンドを決定する。一実施例では、検出した飛行条件及び推力コマンド用に推力効率の最大値を記憶している参照テーブルにプロセッサがアクセスして、推力効率を決定する最適化処理がオンラインで行われる。他の実施例では、既定値を変化させたり上昇速度におけるあらゆる変化を決定してプロセッサが推力効率の最大値を決定するオンラインで最適化が行われる。正の変化はより効率的な推力値を示し、エンジンを制御するのに用いられる。
【０００８】
本発明の他の実施態様によれば、シングルレバー式航空機エンジン動力制御器と共に使用される制御装置は、検出したエア速度を受ける第1入力、検出したエア圧力を受ける第2入力、及びシングルレバー式動力制御装置からの推力コマンドを受ける第3の入力とからなる。メモリは、所定のエア速度、エア圧力及び推力コマンド用のプロペラのRPM及びMAPコマンドを記憶している。プロセッサは、検出したエア速度、エア圧力、及び受け取った推力コマンドに対して最大の推力効率を生み出すため、メモリからプロペラのRPM及びMAPコマンドを選択する。また、プロセッサは、検出した実際のプロペラのRPM及び検出した実際のマニホルドエア圧力を受け、検出したRPM及びMAP値とメモリから選択されたRPM及びMAPコマンドに基づいてプロペラRPMアクチュエータコマンド及びMAPアクチュエータコマンドを生成する。
【０００９】
本発明の更に他の実施態様によれば、回転機構及びエア入口を備えた航空機エンジン用の制御装置は、エンジン推力コマンドを提供するための単一で、手動操作で始動する構造を有する。エンジン推力コマンド及び周囲エア条件を受け、航空機エンジン用の第1及び第2の制御コマンドを決定するため、プロセッサが提供される。受けたエンジン推力コマンド、検出した周囲エア条件及び検出した周囲エア条件用の推力効率の最大値に基づいて、プロセッサは第1及び第2の制御コマンドを決定する。
【００１０】
本発明の更に他の実施態様によれば、シングルレバー式動力制御器により航空機エンジンを制御する方法は、シングルレバー式動力制御器を用いてエンジン推力コマンドを発生させる工程(i)と、周囲の飛行条件を検出する工程(ii)と、発生した推力コマンド、検出した周囲エア条件及び検出した周囲エア条件用の推力効率の所定の最大値に基づいてエンジン回転コマンド及びエンジン負荷コマンドを決定する工程(iii)と、それぞれエンジン回転コマンド及びエンジン負荷コマンドに基づいて第1及び第2の制御信号を出力する工程(iv)とからなる。
【００１１】
本発明の更に他の実施態様によれば、航空機コンピュータに航空機エンジンを制御させるためにコンピュータが読み取り可能な指示を記憶する記憶媒体は、航空機コンピュータに手動操作可能なシングルレバー式動力制御装置から推力コマンドを読み取らせる指示と、検出した大気飛行条件を航空機コンピュータに読み取らせる指示と、航空機コンピュータに推力コマンドを有するメモリにアクセスさせ、そこから所定のエンジン回転コマンド及び所定のエンジン負荷コマンドを読み出させる指示とを有する。エンジン回転コマンド及びエンジン負荷コマンドは、検出した大気飛行条件において最大の推力効率のために予め定められている。
【００１２】
【好適実施例の詳細な説明】
１．イントロダクション
一般の飛行機及び軽量飛行機の推進動力装置は、パイロットが種々のレバーを用いて制御されている。直接的なケーブル接続をとおして、パイロットは、スロットルバルブオープニング、プロペラピッチ、燃料混合等を選択しなければならない。一般的な飛行機のパイロットは、エンジンと推進器（プロペラ）の性能の最も効率的な釣り合いについて常に熟知しているわけではない。従って、選択された作動条件は最良の性能ポイントとはかなりかけ離れていることがあり、時には安全作動条件とかなりかけ離れていることがある。本発明は、単一レバーパワーコントローラを提案するものであり、これは、所望するフライト条件のための最適性能パラメータを自動的に選択する全体推進動力管理システムに単一のコマンドを提供する。パイロットは、ナビゲーション及びフライト条件に自由に集中できる。ここに記載した実施例は、全ての必要とされる推進動力装置と推進器（プロペラ）信号を一体化された単一レバーパワー制御システムに組み込むものである。
【００１３】
以下に記載する実施例において、単一レバーパワー制御装置は、単一のスラストコマンドをフライトコンピュータに提供し、次いで該フライトコンピュータは推進器のピッチ制御をとおしてエンジン回転数（ＲＰＭ）を制御し、スロットルバタフライをとおして吸気マニホールド空気圧を制御する。推力器スピードコマンド及びマップ（ＭＡＰ）コマンドはルックアップテーブルから選択され、検知された大気フライト条件（ｅ．ｇ．空気圧、空気速度、及び好適に空気温度）に対する最大推力効率を提供する。このように、あるフライト条件に対する最も効率的な回転数（ＲＰＭ）（又は推力器スピード）を同時にかつ自動的に決定しながら、単一レバーはエンジンマニホールド圧（ターボ過給機式でもよく）を所望のレベルに制御する。得られたシステムは、作動するのが至極簡単であり、パイロットのワークロードを、特に緊急時において、実質的に削減できる。当該システムは、エンジンと推力器の効率の最適な組み合わせを絶えず求め、これは、改良された燃料消費及び削減された排出物につながるものである。当該システムは、好適には、あるフライト条件に対しエンジン/可変ピッチプロペラ（推進器）の組み合わせの最大効率作動点について、一般的にパイロットがよくわからない場合における一般的な航空機に適するものである。もちろん、ＭＡＰコマンドは、飛行機のいかなるトルク管理システムを制御するように構成することができる。更に、本発明は、パイロットが飛行機から離れている無人飛行機の分野で大いに使用されることが理解されるであろう。
【００１４】
ある一般的な飛行機において、プロペラー調速機とウェイストゲート（ ターボ過給機式エンジンのウェイストゲート）のセッティングは機械的なシステムにより自動的に制御され、該機械的システムはパイロットからエンジンに入力されるコマンドに従う。パイロットは、レバーをとおしてエンジンスロットル及び燃料混合を直接制御することができる。可変ピッチプロペラがパイロットにより直接制御される場合にあっては、推進動力装置効率を最大化するような定常フライト条件を満たすのは平均的なパイロットにとって非常に難しい。本発明においては、推進動力装置セッティングが予め所定のフライト条件に対する最良の効率にマップ化されメモリーに記憶されており、パイロットが所望する推力を選択した際に呼び出される。
【００１５】
本発明は、燃料混合、作動温度等の如きエンジンパラメータの電子制御における最近の進歩に最適に当てはまるものである。エンジン制御ユニット（ＥＣＵ）及び推進動力装置制御ユニット（ＰＣＵ）は自動車産業に用いられており、推進動力装置における燃料消費をデジタル的に精密に調整する。しかしながら、従来のパイロットスロットル及びプロペラ（推進器）制御の組み合わせにおいて用いた場合、より複雑なＥＣＵ及びＰＣＵはフライトコマンドを混乱させ破局的な結果を伴う。例えば、１９９４年の春に墜落した中国定期航空機エアバスＡ３００においては、自動パイロット迂回（go-around)コマンドと戦って飛行機を安全に制御することができなかった。既知のＥＣＵ及びＰＣＵ制御を本発明に従った単一レバーパワーコントローラと組み合わせることにより、エンジン制御と飛行機制御との間の矛盾を取り除く。このように、以下に記載のフルオーソリティ（ｆｕｌｌ ａｕｔｈｏｒｉｔｙ）の階層的構成は、パイロットをして単一レバーで単一の推力レバーの使用で最大の推進動力効率を達成することを可能ならしめる。
【００１６】
本発明に従った単一のレバーパワーコントローラは特に無人の航空機に適している。その理由は、無人航空機のパイロットは、地上にいて飛行機を制御する際に彼/彼女の助けとなるフライトの知覚上の認識（加速、振動、聴覚的、視覚的な入力等）を有していないためである。しかしながら、以下に記載する単一レバーパワーコントローラ（ＳＬＰＣ）構造及び機能は、タービンジェット飛行機及び回転翼飛行機のような他の空気ビークルに対して適合できる。
【００１７】
加えて、当該ＳＬＰＣ（ 単一レバーパワーコントローラ）の飛行機への適用はパイロットのスタイルに関わりなく排出物の改良に役立つことができる。スロットルを入口（inlet)マニホールド圧を制御するように構成されたパワーコントロールシステムに置き換え、かつあるフライト条件に対する許容コマンドＭＡＰに制約をおくことにより（ｅ．ｇ．エンジンが低速状態の時にあまりに高いＭＡＰコマンドを制限する）、より高いパワー出力状態への移行が非常によく制御された態様で達成され、これは常に効率的な燃焼を達成するように構成されており、従って排出物削減につながる。同様に、減速の際、あまりにも早いスロットル移動により許容できない大量の混合が生じた場合において、効率的な燃焼をかかるシステムで維持することができる。
【００１８】
概要すると、本発明に従ったＳＬＰＣ（ 単一レバーパワーコントローラ）は、削減されたパイロットのワークロード、最適なエンジン制御、改良された安全性（安全作動モードにＲＰＭ及びＭＡＰコマンドを制限することをとおして）、簡素化されたパイロット推進動力装置インターフェース、改良されたエンジンの信頼性及び寿命を達成することができ、そしてフルオーソリティ（ｆｕｌｌ ａｕｔｈｏｒｉｔｙ）デジタル電子制御ユニット（ＦＡＤＥＣ）に一体化することができる。
【００１９】
本発明は飛行機エンジンに使用されるＳＬＰＣ（単一レバーパワーコントローラ）に関して述べられているが、当業者は、他の用途として水中及び地上の有人及び無人機を含むことができることを理解できる。
【００２０】
２．構成
図１は、本発明の好適な実施例を図示したものであり、エンジン２は既知の飛行機エンジン、例えば、ＲＯＴＡＸ ９１２ ４ーシリンダ、水平対向型、ターボ過給機式、液体冷却、燃料噴射式エンジンを有し、これはAurora Flight Sciences' Perseus B UAVに使用可能である。プロペラ４は、いかなる既知の飛行機プロペラから成ることができ、例えば、調整器を有するＭｃＣａｕｌｅｙ プロペラから成ることができる。ピッチサーボ６は、プロペラのピッチを変更し、これは、その回転数（ＲＰＭ）を変更することとなり、このような回転数（ＲＰＭ）の変更は回転数（ＲＰＭ）センサー８により検知することができる。
【００２１】
エンジン２は、吸気マニホールド１０と排気マニホールド１２を有する。排気マニホールド１２は、二つの支系（ｂｒａｎｃｈ）を有し、支系１４は出力をターボチャージャー（不図示）に供給し、支系１６は大気に通気される。可動可能なウェイストゲート２０は、ターボチャージャーブースト圧（以下に述べる）からのフィードバックに従ってウェイストゲートバルブ１８の位置を制御する。
【００２２】
吸気マニホールド１０は、スロットルバルブ２４により制御される可動可能なスロットルバルブ２２を有している。マニホールド空気圧（ＭＡＰ）センサー２６は吸気マニホールド空気圧を検知する。
【００２３】
制御エレクトロニクスは、フルオーソリティデジタル電子制御（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ（ＦＡＤＥＣ））に包含される。ＦＡＤＥＣ３０は、とりわけ、ＣＰＵユニット３２、ＲＯＭ３４及びＲＡＭ３６を含む。本実施例においては、ＦＡＤＥＣ３０は、フォードエンジンＥＣＵ’ｓの種々のジェネレーションに用いられたインテル８０９６マイクロプロセッサーに基づく１６ビットマイクロコントローラである。燃料は計量され、燃料噴射は、速度密度法（ｓｐｅｅｄ ｄｅｎｓｉｔｙ ｍｅｔｈｏｄ）を用いているＦＡＤＥＣにより制御される。当該システムは、二重着火容量（ｄｏｕｂｌｅ ｆｉｒｅ ｃａｐａｃｉｔｙ）を有するディストリビュータレス（ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｏｒｌｅｓｓ）の電子イグニッションに特徴がある。ＦＡＤＥＣコントローラは、高高度用途用液体冷却を有する密閉された囲い内に収容されている。本実施例において、単一レバーパワーコントローラソフトウェアのインテグレーションは、ＦＡＤＥＣコントロールプログラムのサブルーチンとして最も効果的であるということがわかった。ＳＬＰＣサブルーチンは、関連する推進動力装置パラメータ（以下において記載する）を受領し、ＳＬＰＣアルゴリズム（以下において記載する）を行い、各制御サイクルの終わりにて制御パラメータを配信する。ＦＡＤＥＣソフトウェアは同様に噴射、点火、混合、ｅｔｃの如きエンジン性能パラメータを制御する。
【００２４】
ＳＬＰＣアルゴリズムに用いられるＦＡＤＥＣへの入力は、実空気速度３８、周囲の大気圧４０、あるいは周囲の大気温度４２といった飛行条件の入力を含む。シングルレバー４４からの入力は、ライン４６を介してＦＡＤＥＣ３０に対して供給される。
【００２５】
ＦＡＤＥＣ３０は、種々のエンジン制御センサからの入力を受け、図１に示される種々のサーボに対して制御出力を供給する。具体的にいえば、ＣＰＵ３２はスロットルサーボコマンドをスロットルサーボ２４に出力し、ＭＡＰセンサ２６からのＭＡＰセンサ信号を受ける。ＣＰＵ３２はまた、サーボコマンドをピッチサーボ６に出力し、ＲＰＭセンサ８からのＲＰＭセンサ信号を受ける。
【００２６】
エンジンの運転パラメータを制御するために、ＣＰＵ３２は、さらに、排気ガスの温度（ＥＧＴ）、シリンダーヘッドの温度信号（ＣＨＴｓ）、全排気ガスの酸素センサー信号（ＵＥＧＯ）、チャージされた空気温度の信号（ＡＣＴ）全体的な空気流量の信号（ＭＡＦ）、および排気圧力の信号（ＰＥＸＨ）といった、多数のエンジン状態のパラメータをバス５０を介して受ける。好適な実施例においては、これら信号は−１０乃至＋１０、より好ましくは−５乃至＋５ボルトの間で変化しうるアナログ信号を含んでいる。
【００２７】
ＣＰＵ３２は、エンジン２に対して制御信号を出力し、燃料噴射装置、発火、および燃料／空気の混合を、バス５２を介して制御する。さらに、好適な実施例においては、これら信号は０乃至５ボルトの間で変化する、あるいは所要のアナログ信号である。もちろん、ＦＡＤＥＣに対して供給されたあるいはこれより供給される信号の、いくつかあるいは全ては、デジタル信号であっても良い。
【００２８】
ディスプレイ５４は、ＦＡＤＥＣ３０と組み合わされて、ＭＡＰコマンドおよび／あるいはプロペラ回転数コマンド（ＲＰＭコマンド）を表示することとしても良い。たとえば、本発明に係るシステムは単に報告するだけであって実際にコマンドを出力してエンジンやプロペラの能力を制御しないこととし、パイロットに対して、ＭＡＰおよびＲＰＭコマンドを表示してインテークマニホールド圧およびプロペラ回転数のための設定を示唆することとしても良い。
【００２９】
３．機能
図２は、ＳＬＰＣアルゴリズムの顕著な特徴を示す機能ブロック図である。簡単には、ＦＡＤＥＣ３０（図１）は、検知されて航空機の飛行条件および指令された推力の両者を受け、これら値を用いてＲＯＭ３４あるいはＲＡＭ３６に記憶された一つあるいはそれ以上の参照テーブルにアクセスする。この参照テーブルは、検出された値に対して最も優れた推力効率を達成するＲＰＭコマンドおよびＭＡＰコマンドを供給する。制御アルゴリズムおよび参照テーブルは、ディスクより現行のフライトコンピュータにロード可能である。これに代えて、アルゴリズムおよび参照テーブルを、別途のコンピュータに供給し、パイロットに対して、サーボ制御を作動させるのではなくて助言となるメッセージを与えることとしても良い。
【００３０】
より詳細には、システムは絶えず大気データセンサ６０をモニターしているので、従って実際の大気速度、高度および周囲の大気条件がわかる。この情報は、コントロールミキシングアルゴリズム６２において用いられ、エンジンの速度と出力（負荷）設定との最適な組み合わせを選択して、到達され得る推力効率の最大化、すなわち検知された飛行条件においてのエンジンとプロペラ出力ユニットとの組み合わせの最大の効率が選択される。推力効率は以下の式で表される。
【数１】
【００３１】
ここで、ｎは効率を、Ｔは推力を、Ｐはエンジンの出力を、Ｖは実際の大気速度を、さらにｍfuel rate は 燃料の体積流量速度を表す。従って、速度Ｖでの最大効率ｎtotalはＴ／ｍfuel rate となる。
【００３２】
操作においては、パイロットは希望する推力パーセンテージ６４をシングルレバー４４（図１）を用いて指令する。コントロールミキシングアルゴリズム（好ましくは、ＦＡＤＥＣ３０において実行されるソフトウエア上のサブルーチン）は、入力された推力パーセンテージをＭＡＰのセットポイントに変換し、エンジンの出力／負荷コントローラ６６を制御する。提案された実施例において、このコントローラ６６はスロットルサーボ２４および消費ゲートサーボ２０（図１）を駆動し、希望するインテークマニホールドの圧力を達成する。ターボチャージャーを付加していないエンジンにおいては、希望するインテークマニホールドでの大気圧を得るために、スロットルサーボのみが駆動される。コントロールミキシングアルゴリズム６２はまた、プロペラ速度のセットポイント（ＲＰＭ）をプロペラ速度コントローラ６８に出力する。提案された実施例において、このコントローラ６８はピッチサーボ６を含み、測定された速度がセットポイントでの速度と一致するまでプロペラピッチを動かすことによってプロペラ速度を制御している。
【００３３】
スラストレバーによって示された希望推力に応じて、コントロールミキシングアルゴリズム６２は、後述する記憶された図表化データを補完して、この指令された推力における推力効率を最大化するであろうＭＡＰおよびＲＰＭを決定する。このような補完法は、最適なＭＡＰおよびＲＰＭポジションが明瞭な直線的相関を伴わない恐れもあるため、非常に注意深く取り扱われなければならない。例えば、後述するように、好適実施例においては、最適条件はＭＡＰおよびＲＰＭにおいて不規則な境界に沿って存在する。
【００３４】
エンジン２の出力は、二つの主要な変数であるＭＡＰおよびＲＰＭによって、飛行中に制御される。出力および特定の燃料消費は、テストおよび／またはＭＡＰとＲＰＭからの相関関係によって特定される。プロペラは、燃料消費とその効率とに対する前進率のマップによって特定され、このマップはＲＰＭ、密度、速度およびプロペラピッチ角の関数でもある。最適化アルゴリズムによって、組み合わせられた推進力系における推力効率の最大化が行われる。好適実施例におけるエンジンおよびプロペラの組み合わせに対しての、スラストおよびスラスト効率の典型的な曲線が、図３および４に示される。これら曲線は、複数の飛行条件における特定の飛行機とその動力系との組み合わせに基づいたテストおよび／または予想によって予め定められている。
【００３５】
図３に示すスラストに関するプロットから理解されるように、多くの異なったＲＰＭとＭＡＰとの組み合わせから所定のスラスト等高線が生成されている。最適化アルゴリズム６２は、スラスト効率を最大とする、幾つかの一定のスラスト等高線上のポイントを見つけなければならない。二つの変数（例えばＲＰＭおよびＭＡＰ）とに、二つのパラメータ（高度圧力および大気速度）を用いて、その解決策は冗長な最適化の繰り返しを必要とすることなしに見つけ出すことが可能である。最も効率の良い操作ポイントは、図４のスラスト効率の表面上に対して図３のスラスト等高線を投影することによってこれを視覚化するというような手法によって、選定することが可能である。この最適化のために集められた多量のデータは、この手法の数値化による適応に役立つ。同様の結果は、ＲＰＭおよびＭＡＰの上部および下部の境界を示す面としての制約と、希望するスラストを示す不均等な制約とを伴った他変数型の最適化装置用いることによって得ることが可能である。
【００３６】
二変数、二パラメータ問題は比較的容易に対処しうる。スラストおよびスラスト効率の表面は、各々の高度および大気速度でのＲＰＭおよびＭＡＰに対して生じている。（尚、プロペラの能力は実際の大気速度に依存するが、ここで示される大気速度はこの例に用いられるものである。）一定のスラストに対するＲＰＭおよびＭＡＰの個々の等高線は図３上に示され、図４のスラスト効率の対応する表面上に投影される。後述の制約操作が施されているが、図４の曲線の等高線上の最大ポイントは、最良のスラスト効率が達成される最適操作ポイントである。
【００３７】
例えば図３は、高度１４キロメータで大気速度が３５メータ毎秒におけるペルセウスＢ型飛行機のためのスラストに対するＲＰＭとＭＡＰとの曲線である。
【００３８】
パイロットはシングルレバー４４を介してスラストパーセンテージを指令し、このスラストを達成する適当なＲＰＭおよびＭＡＰの等高線は図３の特定の等高線となる。この等高線は、図４のスラスト効率の曲線上に投影される。図４のスラスト効率の曲線上への投影がなされたとき、スラスト効率を最も高めるＲＰＭとＭＡＰとの組み合わせが選択されてＭＡＰおよびＲＰＭのセットポイントの信号が出力され、エンジンのＭＡＰおよびプロペラのＲＰＭが制御される。この最適化プロセスは、図５乃至７について、より詳細に述べる。
【００３９】
最適化アルゴリズムの最終的な出力はＲＰＭおよびＭＡＰのセットのデータに対する高度、大気速度およびスラストであるため、これらデータは、参照テーブルの形式でＦＡＤＥＣ３０に記憶され、ある高度、大気速度およびスラストにおける最適条件を得るために直接的にあるいは補完されて読み出される。図５において、一定のスラスト等高線は、指令されたスラストおよび検知された周囲大気での飛行条件のために求められる。この等高線は、ＲＰＭ−ＭＡＰ平面上に投影される。この例では、等高線は、ＲＰＭ−ＭＡＰの格子線での交点を示すポイントの系列によって示される。図６では、ＲＰＭ−ＭＡＰ等高線の組み合わせは、スラスト効率曲線上にマッピングされる。スラスト等高線はスラスト効率表面上に再投影され、その操作の結果、別個の３Ｄ曲線が得られる。図７のように、最大スラスト効率は、安全性およびその他の操作条件のための制約を受ける場合もある。例えば、安全操作条件が投影されたスラスト効率曲線に対して課されるかもしれず、その制約の中において最大スラスト効率はＲＰＭ／ＭＡＰセットポイント上で配置され、エンジンおよびプロペラが制御されることとなる。
【００４０】
以下に述べる最適化の例は、前述のペルセウスＢにおける推力系についてのものである。現存する飛行能力データおよびシュミレーション用のソフトウエアを用いて、８００乃至１８００回転における５１のＲＰＭポイント、５０乃至１０１ｋＰａにおける５２のＭＡＰポイント、２５乃至３５ｍ／ｓにおける３つに大気速度および０乃至１４ｋｍにおける４つの高度が、スラストおよびスラスト効率のために計算された。エンジン／プロペラの組み合わせのためのこれら結果は、最適化の軌跡が、１０ｋｍおよび８０％のスラストの除外をともなったのみで、所定のスラストのための最も低い許容可能な回転数を示している。これは、組み合わされたエンジンとプロペラの効率の非直線的な性質によるものと考えられる。
【００４１】
図８は、ペルセウスＢの拘束された最適化の軌跡を示す。曲線は、ターボチャージャーの運転要求により推力システムに課される低ＭＡＰ及びＲＰＭの境界をたどる。例えば、単一の対気速度の場合がここにプロットされ、この場合の最適条件は対気速度の関数ではない。なぜなら、ペルセウスＢの動作は以下のような条件に拘束されるからである。例えば、飛行高度の関数としての、ターボチャージャーを作動しつづけるために必要な最小ＭＡＰ；最小ＭＡＰでの対応する最小ＲＰＭ；飛行高度の関数としての（構造を考慮した）最大プロペラＲＰＭ；及び許容最大ＭＡＰ。
【００４２】
図９は、４つの高度におけるペルセウスＢの拘束範囲を示す。プロットの右上の方向に動作可能である。最小ＭＡＰ及びＲＰＭの制約がターボチャージャーにより課され、それが最小質量関数を要求する。最大ＭＡＰは、エンジンの能力により課される。最大ＲＰＭは、低高度ではプロペラの構造を考慮することにより、および高高度ではエンジンのレッドラインにより課される。
【００４３】
非最適条件での動作は、著しく低下したパフォーマンスとなることが分かっている。このことは、図１０及び図１１において明確である。ペルセウスＢは、プロペラをその最大ＲＰＭに設定し、ＭＡＰを変更することにより推力を制御することで現在飛行している。この飛行条件での所定の燃料消費を、最適な動作におけるものと比較する。所定燃料消費での改善は、最大推力のほぼ７０−８０％で最大となる。巡航の設定は、この範囲の近くか、範囲内であることが多いので、燃料消費の改善は、最適条件で作動することにより容易かつ即座に得られる。
【００４４】
図１０は、２５ｍ/ｓと示された対気速度での基準化された所定燃料消費の比較を示す。巡航高度において、現在の作動方法による燃料効率の改善は、巡航推力近くで最大である。しかし、推力レベルが最大に近づくと、推力の増加とともに推力効率は幾分減少する。これは、図１１にプロットされたデータに見ることが出来る。８０％及び１００％の推力の間では、最適効率が８％一貫して減少する。図１１は高度１０ｋｍでのペルセウスＢに最適な推力効率を示す。
【００４５】
前述の実施例は、（直接または補間法を介して）格納されたＭＡＰ及びＲＰＭの値を使用しスロットル及びプロペラのピッチサーボ機構を制御する。しかし、飛行中のＭＡＰ及びＲＰＭの値を実質的に変更し、上昇率の何らかの変化の有無を決定する”オンライン”最適化アルゴリズムを介してＭＡＰ及びＲＰＭの値を得ることが可能である。上昇率が増加すれば、この新しいＭＡＰ及びＲＰＭの値が、検出された飛行条件及び指令推力に対してより効率的になる。そして、この新しいＲＰＭ及びＭＡＰの値が、ルックアップテーブルに書き込まれ、先の値に取って代わる。このように格納されたＲＰＭ及びＭＡＰの値は、常に改善されることができるし、もしくは、代わりに、このオンラインの最適化プロセスが使用され、飛行機の飛行中にルックアップテーブルを作ることもできる。
【００４６】
より詳細には、先に述べたＳＬＰＣは、所定の出力設定のためのＭＡＰ及びＲＰＭの値を自動的に選択するのであるが、ここでＭＡＰ及びＲＰＭの値はオフラインの最適化プロセスにおいて予め決定され、ＦＡＤＥＣのルックアップテーブル内に格納される。これにより、オフラインの最適化で使用されるモデルの不確実性の影響を除き、システムを最適な推力効率に近づけることができる。前述した
【００４７】
オンライン最適化アルゴリズムは、ベースオフライン最適化を微調整し、リアルタイムで最適化を連続して探すことにより飛行中の真の最適推力効率を達成する。このプロセスはまた、エンジン/機体の摩耗及び部品の交換のために訂正する。
【００４８】
オンラインシステムは、一定の等価対気速度で飛行する飛行機の上昇率（ＲＯＣ）は、例えば大気擾乱の影響を式から排除するような十分長い時間尺度にわたり平均された推力システムから出力される余剰出力に対し正比例すると近似できる：
【数２】
【００４９】
ＲＯＣ（一定高度に巡航するために０となるかもしれないし、または上昇もしくは下降のために０以外となるかもしれない）を一定に維持するよう制御することは、実質的に所定のＲOＣの要求に合うある一定値に余剰出力を制御することと同じである。また、余剰出力は、ＲＰＭ及びＭＡＰの無限の組み合わせの一つであり、よって、明らかに最高の効率を生じるＭＡＰ及びＲＰＭの組み合わせが幾つかあるであろう。
【００５０】
オンライン最適化は、飛行機が一定速度の飛行に調整される巡航モードにおいて選択すると効果的である。（対気速度を保持し、上昇率を維持する等の）オートパイロットが選択されると、オンライン最適化アルゴリズムが連続して実行するように設定される。アルゴリズムからの出力は、命令されたＭＡＰ及びＲＰＭ指令に対する調整となる。さらに、調整は、ルックアップテーブルを新しい値に取り換える、または書き込む為に使用できる。このように、オンライン最適化アルゴリズムは推力効率を調節的に最適化し、ルックアップテーブルの飛行中の生成及び変更を可能とする。
【００５１】
４．結論
前述のシングルレバーパワーコントローラーの構造及び機能は、パイロットの操作の作業を簡素化し、命令された推力及び検知された飛行状況に対して最高の推力効率を選択し、エンジン及びプロペラの性能を非常に向上させる。
【００５２】
図面中、概略的に示され、もしくはブロックにより示された個々の要素はすべて、航空機エンジン制御の技術分野でよく知られ、その特定の構造及び操作は、本発明を実施するための操作及びベストモードにとって重要でない。
【００５３】
本発明は好ましい実施例と現在考えられるものに関して説明したが、本発明は、開示された実施例に限定されるものではないことが理解される。反対に、本発明は、添付のクレームの精神及び範囲内に含まれる様々な変更及び等価の構成を包含することを意図している。前記のクレームの範囲は、そのような変更及び等価の構造及び機能を全て含むような広い解釈と一致するものとする。
【図面の簡単な説明】
本発明による新規な構造と機能は、以下、添付図面を参照して好適な実施例の詳細な説明をすることで当業者には容易に明らかとなるであろう。
【図１】 本発明の実施例による構造のブロック概略図である。
【図２】 図1に示した実施例の機能的なブロック概略図である。
【図３】 図1に示す実施例によるシングルレバー動力制御最適化を図示した３次元グラフである。
【図４】 図1に示す実施例によるシングルレバー動力制御最適化を図示した３次元グラフである。
【図５】 図1に示した実施例を用いて推力効率の最適化工程を説明する図である。
【図６】 図1に示した実施例を用いて推力効率の最適化工程を説明する図である。
【図７】 図1に示した実施例を用いて推力効率の最適化工程を説明する図である。
【図８】 図1の実施例の構造を組み込んだ無人航空機、ペルセウスB用の制限された最適位置を示す最適RPM対最適MAPグラフである。
【図９】 図8で参照したペルセウスB用の制限されたエンベロープを示すプロペラRPM対最小MAPグラフである。
【図１０】 図8で参照したペルセウスB用の標準化した特定燃料消費グラフにおける改善に対する推力を示すグラフである。
【図１１】 図8で参照したペルセウスB型航空機用の推力対最適推力効率を示すグラフである。
【発明の背景】
本発明は、シングルレバー式動力制御器を用いて航空機エンジンの推力を制御するための方法及び装置に関する。
【０００２】
【関連する背景】
一般飛行、商業飛行及び無人飛行において航空機エンジンを制御するには複数のレバーが必要である。例えば、スロットルブレードを制御するにはスロットルレバーが、燃料の混合を制御するには燃料混合レバーが、プロペラまたはターボファンの回転数（RPM）を制御するにはプロペラピッチレバーが、一般に、ターボチャージャー付きエンジン内の排気排出ゲートを制御するには排出ゲートレバーが、プロペラガバナ等を制御するにはしばしばプロペラガバナレバーが、それぞれ必要である。与えられた飛行条件に対して最大の効率のエンジン性能を発揮するため、パイロットはこれらのレバーをすべて同時に制御しなければならない。これは、しばしばパイロットの経験に基づくヒットアンドミス手順であり、従って、エンジンは、一般に最適推力を生じる燃料効率において動作するように最適化されていない。また、これらの制御レバーを間断なく監視しているので、パイロットの労働は過重となり、パイロットは疲労し、パイロットに必要な他の仕事に対する注意力が減少する。緊急事態では、最適なエンジン制御を遂行することができない恐れがあり、結果としてエンジンは不調となり、または制御された飛行を失う恐れがある。パイロットは航空機から離れており、飛行条件に関して感覚的入力ができないので、無人航空機（UAV'ｓ）においてはこれらの問題は更に悪くなる。
【０００３】
エンジン制御分野では、燃料効率を最大にするため、エンジン温度、エンジン圧比、軸速度などの検出したエンジン動作パラメータに従ってエンジンに供給する燃料の流量を制御するため多数の提案が存在するが、これらの提案は周囲の動作条件を考慮してない。この種の提案は、米国特許第4,248,042号、第4,551,972号、第4,686,825号、第5,029,778号、第5,039,037号、第5,277,024号及び第5,613,652号明細書に記載されている。しかしながら、これらのシステムが飛行に適用された場合でも、パイロットは、与えられた飛行条件に対してエンジン推力を最適化するため複数の制御レバーを操作し、かつ連続的に調整しなければならない。
【０００４】
１９８５年まで、スロットルバタフライ弁が全開した状態でエンジンが稼動しているとき航空機エンジンの効率が最大であり、好ましい能力はプロペラ速度を変化させることで得られると認識されていた。例えば、SAE 技術文献シリーズ850895、「ポルシェ航空機エンジンPFM3200」ヘルムス・ボット（Helmuth Bott）及びハインツ・ドルヒ（Heintz Dorch）１９８５年を参照。この文献は、単一のレバーでスロットルとプロペラガバナの両方を操作する航空機エンジン用のシングルレバー式制御システムを提案した。しかしながら、提案されているシステムは、機械的相互関連システムであり、周囲の様々な飛行条件に応じてエンジン性能を最適化することができない。すなわち、「ポルシェ」システムは、特定の高度、速度及び温度ではよく動作できるが、他の飛行条件下ではかなり動作が悪くなる。
【０００５】
従って、航空機のあらゆる飛行特性全域を通じて最大の推力効率が得られるように、航空機エンジンを制御するシングルレバー式動力制御器を用いた装置及び方法が必要である。
【０００６】
【発明の概要】
本発明の意図は、単一の推力（スラスト）または動力コマンドを入力し、検出した周囲の飛行条件を受け、検出した飛行条件や要求される推力または動力コマンドに関して、エンジン速度（例えばプロペラのRPM）及びエンジン負荷（例えば、マニホルド空気圧力（MAP））を自動的に制御するプロセッサ制御システムを提供することで、公知の航空機エンジン制御システムの欠点を解消することである。
【０００７】
本発明の第1の実施態様によれば、航空機エンジンを制御するシングルレバー式動力制御器は、パイロットの推力コマンドを発生させる単一で手動操作可能なレバーを有する。プロセッサは、発生したパイロットの推力コマンドを受け、検出した複数の周囲エア条件を受け、また検出した周囲の飛行条件と推力コマンドのための最大の推力効率に基づいて、エンジン速度アクチベーションコマンド及びエンジン負荷アクチベーションコマンドを決定する。一実施例では、検出した飛行条件及び推力コマンド用に推力効率の最大値を記憶している参照テーブルにプロセッサがアクセスして、推力効率を決定する最適化処理がオンラインで行われる。他の実施例では、既定値を変化させたり上昇速度におけるあらゆる変化を決定してプロセッサが推力効率の最大値を決定するオンラインで最適化が行われる。正の変化はより効率的な推力値を示し、エンジンを制御するのに用いられる。
【０００８】
本発明の他の実施態様によれば、シングルレバー式航空機エンジン動力制御器と共に使用される制御装置は、検出したエア速度を受ける第1入力、検出したエア圧力を受ける第2入力、及びシングルレバー式動力制御装置からの推力コマンドを受ける第3の入力とからなる。メモリは、所定のエア速度、エア圧力及び推力コマンド用のプロペラのRPM及びMAPコマンドを記憶している。プロセッサは、検出したエア速度、エア圧力、及び受け取った推力コマンドに対して最大の推力効率を生み出すため、メモリからプロペラのRPM及びMAPコマンドを選択する。また、プロセッサは、検出した実際のプロペラのRPM及び検出した実際のマニホルドエア圧力を受け、検出したRPM及びMAP値とメモリから選択されたRPM及びMAPコマンドに基づいてプロペラRPMアクチュエータコマンド及びMAPアクチュエータコマンドを生成する。
【０００９】
本発明の更に他の実施態様によれば、回転機構及びエア入口を備えた航空機エンジン用の制御装置は、エンジン推力コマンドを提供するための単一で、手動操作で始動する構造を有する。エンジン推力コマンド及び周囲エア条件を受け、航空機エンジン用の第1及び第2の制御コマンドを決定するため、プロセッサが提供される。受けたエンジン推力コマンド、検出した周囲エア条件及び検出した周囲エア条件用の推力効率の最大値に基づいて、プロセッサは第1及び第2の制御コマンドを決定する。
【００１０】
本発明の更に他の実施態様によれば、シングルレバー式動力制御器により航空機エンジンを制御する方法は、シングルレバー式動力制御器を用いてエンジン推力コマンドを発生させる工程(i)と、周囲の飛行条件を検出する工程(ii)と、発生した推力コマンド、検出した周囲エア条件及び検出した周囲エア条件用の推力効率の所定の最大値に基づいてエンジン回転コマンド及びエンジン負荷コマンドを決定する工程(iii)と、それぞれエンジン回転コマンド及びエンジン負荷コマンドに基づいて第1及び第2の制御信号を出力する工程(iv)とからなる。
【００１１】
本発明の更に他の実施態様によれば、航空機コンピュータに航空機エンジンを制御させるためにコンピュータが読み取り可能な指示を記憶する記憶媒体は、航空機コンピュータに手動操作可能なシングルレバー式動力制御装置から推力コマンドを読み取らせる指示と、検出した大気飛行条件を航空機コンピュータに読み取らせる指示と、航空機コンピュータに推力コマンドを有するメモリにアクセスさせ、そこから所定のエンジン回転コマンド及び所定のエンジン負荷コマンドを読み出させる指示とを有する。エンジン回転コマンド及びエンジン負荷コマンドは、検出した大気飛行条件において最大の推力効率のために予め定められている。
【００１２】
【好適実施例の詳細な説明】
１．イントロダクション
一般の飛行機及び軽量飛行機の推進動力装置は、パイロットが種々のレバーを用いて制御されている。直接的なケーブル接続をとおして、パイロットは、スロットルバルブオープニング、プロペラピッチ、燃料混合等を選択しなければならない。一般的な飛行機のパイロットは、エンジンと推進器（プロペラ）の性能の最も効率的な釣り合いについて常に熟知しているわけではない。従って、選択された作動条件は最良の性能ポイントとはかなりかけ離れていることがあり、時には安全作動条件とかなりかけ離れていることがある。本発明は、単一レバーパワーコントローラを提案するものであり、これは、所望するフライト条件のための最適性能パラメータを自動的に選択する全体推進動力管理システムに単一のコマンドを提供する。パイロットは、ナビゲーション及びフライト条件に自由に集中できる。ここに記載した実施例は、全ての必要とされる推進動力装置と推進器（プロペラ）信号を一体化された単一レバーパワー制御システムに組み込むものである。
【００１３】
以下に記載する実施例において、単一レバーパワー制御装置は、単一のスラストコマンドをフライトコンピュータに提供し、次いで該フライトコンピュータは推進器のピッチ制御をとおしてエンジン回転数（ＲＰＭ）を制御し、スロットルバタフライをとおして吸気マニホールド空気圧を制御する。推力器スピードコマンド及びマップ（ＭＡＰ）コマンドはルックアップテーブルから選択され、検知された大気フライト条件（ｅ．ｇ．空気圧、空気速度、及び好適に空気温度）に対する最大推力効率を提供する。このように、あるフライト条件に対する最も効率的な回転数（ＲＰＭ）（又は推力器スピード）を同時にかつ自動的に決定しながら、単一レバーはエンジンマニホールド圧（ターボ過給機式でもよく）を所望のレベルに制御する。得られたシステムは、作動するのが至極簡単であり、パイロットのワークロードを、特に緊急時において、実質的に削減できる。当該システムは、エンジンと推力器の効率の最適な組み合わせを絶えず求め、これは、改良された燃料消費及び削減された排出物につながるものである。当該システムは、好適には、あるフライト条件に対しエンジン/可変ピッチプロペラ（推進器）の組み合わせの最大効率作動点について、一般的にパイロットがよくわからない場合における一般的な航空機に適するものである。もちろん、ＭＡＰコマンドは、飛行機のいかなるトルク管理システムを制御するように構成することができる。更に、本発明は、パイロットが飛行機から離れている無人飛行機の分野で大いに使用されることが理解されるであろう。
【００１４】
ある一般的な飛行機において、プロペラー調速機とウェイストゲート（ ターボ過給機式エンジンのウェイストゲート）のセッティングは機械的なシステムにより自動的に制御され、該機械的システムはパイロットからエンジンに入力されるコマンドに従う。パイロットは、レバーをとおしてエンジンスロットル及び燃料混合を直接制御することができる。可変ピッチプロペラがパイロットにより直接制御される場合にあっては、推進動力装置効率を最大化するような定常フライト条件を満たすのは平均的なパイロットにとって非常に難しい。本発明においては、推進動力装置セッティングが予め所定のフライト条件に対する最良の効率にマップ化されメモリーに記憶されており、パイロットが所望する推力を選択した際に呼び出される。
【００１５】
本発明は、燃料混合、作動温度等の如きエンジンパラメータの電子制御における最近の進歩に最適に当てはまるものである。エンジン制御ユニット（ＥＣＵ）及び推進動力装置制御ユニット（ＰＣＵ）は自動車産業に用いられており、推進動力装置における燃料消費をデジタル的に精密に調整する。しかしながら、従来のパイロットスロットル及びプロペラ（推進器）制御の組み合わせにおいて用いた場合、より複雑なＥＣＵ及びＰＣＵはフライトコマンドを混乱させ破局的な結果を伴う。例えば、１９９４年の春に墜落した中国定期航空機エアバスＡ３００においては、自動パイロット迂回（go-around)コマンドと戦って飛行機を安全に制御することができなかった。既知のＥＣＵ及びＰＣＵ制御を本発明に従った単一レバーパワーコントローラと組み合わせることにより、エンジン制御と飛行機制御との間の矛盾を取り除く。このように、以下に記載のフルオーソリティ（ｆｕｌｌ ａｕｔｈｏｒｉｔｙ）の階層的構成は、パイロットをして単一レバーで単一の推力レバーの使用で最大の推進動力効率を達成することを可能ならしめる。
【００１６】
本発明に従った単一のレバーパワーコントローラは特に無人の航空機に適している。その理由は、無人航空機のパイロットは、地上にいて飛行機を制御する際に彼/彼女の助けとなるフライトの知覚上の認識（加速、振動、聴覚的、視覚的な入力等）を有していないためである。しかしながら、以下に記載する単一レバーパワーコントローラ（ＳＬＰＣ）構造及び機能は、タービンジェット飛行機及び回転翼飛行機のような他の空気ビークルに対して適合できる。
【００１７】
加えて、当該ＳＬＰＣ（ 単一レバーパワーコントローラ）の飛行機への適用はパイロットのスタイルに関わりなく排出物の改良に役立つことができる。スロットルを入口（inlet)マニホールド圧を制御するように構成されたパワーコントロールシステムに置き換え、かつあるフライト条件に対する許容コマンドＭＡＰに制約をおくことにより（ｅ．ｇ．エンジンが低速状態の時にあまりに高いＭＡＰコマンドを制限する）、より高いパワー出力状態への移行が非常によく制御された態様で達成され、これは常に効率的な燃焼を達成するように構成されており、従って排出物削減につながる。同様に、減速の際、あまりにも早いスロットル移動により許容できない大量の混合が生じた場合において、効率的な燃焼をかかるシステムで維持することができる。
【００１８】
概要すると、本発明に従ったＳＬＰＣ（ 単一レバーパワーコントローラ）は、削減されたパイロットのワークロード、最適なエンジン制御、改良された安全性（安全作動モードにＲＰＭ及びＭＡＰコマンドを制限することをとおして）、簡素化されたパイロット推進動力装置インターフェース、改良されたエンジンの信頼性及び寿命を達成することができ、そしてフルオーソリティ（ｆｕｌｌ ａｕｔｈｏｒｉｔｙ）デジタル電子制御ユニット（ＦＡＤＥＣ）に一体化することができる。
【００１９】
本発明は飛行機エンジンに使用されるＳＬＰＣ（単一レバーパワーコントローラ）に関して述べられているが、当業者は、他の用途として水中及び地上の有人及び無人機を含むことができることを理解できる。
【００２０】
２．構成
図１は、本発明の好適な実施例を図示したものであり、エンジン２は既知の飛行機エンジン、例えば、ＲＯＴＡＸ ９１２ ４ーシリンダ、水平対向型、ターボ過給機式、液体冷却、燃料噴射式エンジンを有し、これはAurora Flight Sciences' Perseus B UAVに使用可能である。プロペラ４は、いかなる既知の飛行機プロペラから成ることができ、例えば、調整器を有するＭｃＣａｕｌｅｙ プロペラから成ることができる。ピッチサーボ６は、プロペラのピッチを変更し、これは、その回転数（ＲＰＭ）を変更することとなり、このような回転数（ＲＰＭ）の変更は回転数（ＲＰＭ）センサー８により検知することができる。
【００２１】
エンジン２は、吸気マニホールド１０と排気マニホールド１２を有する。排気マニホールド１２は、二つの支系（ｂｒａｎｃｈ）を有し、支系１４は出力をターボチャージャー（不図示）に供給し、支系１６は大気に通気される。可動可能なウェイストゲート２０は、ターボチャージャーブースト圧（以下に述べる）からのフィードバックに従ってウェイストゲートバルブ１８の位置を制御する。
【００２２】
吸気マニホールド１０は、スロットルバルブ２４により制御される可動可能なスロットルバルブ２２を有している。マニホールド空気圧（ＭＡＰ）センサー２６は吸気マニホールド空気圧を検知する。
【００２３】
制御エレクトロニクスは、フルオーソリティデジタル電子制御（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ（ＦＡＤＥＣ））に包含される。ＦＡＤＥＣ３０は、とりわけ、ＣＰＵユニット３２、ＲＯＭ３４及びＲＡＭ３６を含む。本実施例においては、ＦＡＤＥＣ３０は、フォードエンジンＥＣＵ’ｓの種々のジェネレーションに用いられたインテル８０９６マイクロプロセッサーに基づく１６ビットマイクロコントローラである。燃料は計量され、燃料噴射は、速度密度法（ｓｐｅｅｄ ｄｅｎｓｉｔｙ ｍｅｔｈｏｄ）を用いているＦＡＤＥＣにより制御される。当該システムは、二重着火容量（ｄｏｕｂｌｅ ｆｉｒｅ ｃａｐａｃｉｔｙ）を有するディストリビュータレス（ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｏｒｌｅｓｓ）の電子イグニッションに特徴がある。ＦＡＤＥＣコントローラは、高高度用途用液体冷却を有する密閉された囲い内に収容されている。本実施例において、単一レバーパワーコントローラソフトウェアのインテグレーションは、ＦＡＤＥＣコントロールプログラムのサブルーチンとして最も効果的であるということがわかった。ＳＬＰＣサブルーチンは、関連する推進動力装置パラメータ（以下において記載する）を受領し、ＳＬＰＣアルゴリズム（以下において記載する）を行い、各制御サイクルの終わりにて制御パラメータを配信する。ＦＡＤＥＣソフトウェアは同様に噴射、点火、混合、ｅｔｃの如きエンジン性能パラメータを制御する。
【００２４】
ＳＬＰＣアルゴリズムに用いられるＦＡＤＥＣへの入力は、実空気速度３８、周囲の大気圧４０、あるいは周囲の大気温度４２といった飛行条件の入力を含む。シングルレバー４４からの入力は、ライン４６を介してＦＡＤＥＣ３０に対して供給される。
【００２５】
ＦＡＤＥＣ３０は、種々のエンジン制御センサからの入力を受け、図１に示される種々のサーボに対して制御出力を供給する。具体的にいえば、ＣＰＵ３２はスロットルサーボコマンドをスロットルサーボ２４に出力し、ＭＡＰセンサ２６からのＭＡＰセンサ信号を受ける。ＣＰＵ３２はまた、サーボコマンドをピッチサーボ６に出力し、ＲＰＭセンサ８からのＲＰＭセンサ信号を受ける。
【００２６】
エンジンの運転パラメータを制御するために、ＣＰＵ３２は、さらに、排気ガスの温度（ＥＧＴ）、シリンダーヘッドの温度信号（ＣＨＴｓ）、全排気ガスの酸素センサー信号（ＵＥＧＯ）、チャージされた空気温度の信号（ＡＣＴ）全体的な空気流量の信号（ＭＡＦ）、および排気圧力の信号（ＰＥＸＨ）といった、多数のエンジン状態のパラメータをバス５０を介して受ける。好適な実施例においては、これら信号は−１０乃至＋１０、より好ましくは−５乃至＋５ボルトの間で変化しうるアナログ信号を含んでいる。
【００２７】
ＣＰＵ３２は、エンジン２に対して制御信号を出力し、燃料噴射装置、発火、および燃料／空気の混合を、バス５２を介して制御する。さらに、好適な実施例においては、これら信号は０乃至５ボルトの間で変化する、あるいは所要のアナログ信号である。もちろん、ＦＡＤＥＣに対して供給されたあるいはこれより供給される信号の、いくつかあるいは全ては、デジタル信号であっても良い。
【００２８】
ディスプレイ５４は、ＦＡＤＥＣ３０と組み合わされて、ＭＡＰコマンドおよび／あるいはプロペラ回転数コマンド（ＲＰＭコマンド）を表示することとしても良い。たとえば、本発明に係るシステムは単に報告するだけであって実際にコマンドを出力してエンジンやプロペラの能力を制御しないこととし、パイロットに対して、ＭＡＰおよびＲＰＭコマンドを表示してインテークマニホールド圧およびプロペラ回転数のための設定を示唆することとしても良い。
【００２９】
３．機能
図２は、ＳＬＰＣアルゴリズムの顕著な特徴を示す機能ブロック図である。簡単には、ＦＡＤＥＣ３０（図１）は、検知されて航空機の飛行条件および指令された推力の両者を受け、これら値を用いてＲＯＭ３４あるいはＲＡＭ３６に記憶された一つあるいはそれ以上の参照テーブルにアクセスする。この参照テーブルは、検出された値に対して最も優れた推力効率を達成するＲＰＭコマンドおよびＭＡＰコマンドを供給する。制御アルゴリズムおよび参照テーブルは、ディスクより現行のフライトコンピュータにロード可能である。これに代えて、アルゴリズムおよび参照テーブルを、別途のコンピュータに供給し、パイロットに対して、サーボ制御を作動させるのではなくて助言となるメッセージを与えることとしても良い。
【００３０】
より詳細には、システムは絶えず大気データセンサ６０をモニターしているので、従って実際の大気速度、高度および周囲の大気条件がわかる。この情報は、コントロールミキシングアルゴリズム６２において用いられ、エンジンの速度と出力（負荷）設定との最適な組み合わせを選択して、到達され得る推力効率の最大化、すなわち検知された飛行条件においてのエンジンとプロペラ出力ユニットとの組み合わせの最大の効率が選択される。推力効率は以下の式で表される。
【数１】
ここで、ｎは効率を、Ｔは推力を、Ｐはエンジンの出力を、Ｖは実際の大気速度を、さらにｍfuel rate は 燃料の体積流量速度を表す。従って、速度Ｖでの最大効率ｎtotalはＴ／ｍfuel rate となる。
【００３２】
操作においては、パイロットは希望する推力パーセンテージ６４をシングルレバー４４（図１）を用いて指令する。コントロールミキシングアルゴリズム（好ましくは、ＦＡＤＥＣ３０において実行されるソフトウエア上のサブルーチン）は、入力された推力パーセンテージをＭＡＰのセットポイントに変換し、エンジンの出力／負荷コントローラ６６を制御する。提案された実施例において、このコントローラ６６はスロットルサーボ２４および消費ゲートサーボ２０（図１）を駆動し、希望するインテークマニホールドの圧力を達成する。ターボチャージャーを付加していないエンジンにおいては、希望するインテークマニホールドでの大気圧を得るために、スロットルサーボのみが駆動される。コントロールミキシングアルゴリズム６２はまた、プロペラ速度のセットポイント（ＲＰＭ）をプロペラ速度コントローラ６８に出力する。提案された実施例において、このコントローラ６８はピッチサーボ６を含み、測定された速度がセットポイントでの速度と一致するまでプロペラピッチを動かすことによってプロペラ速度を制御している。
【００３３】
スラストレバーによって示された希望推力に応じて、コントロールミキシングアルゴリズム６２は、後述する記憶された図表化データを補完して、この指令された推力における推力効率を最大化するであろうＭＡＰおよびＲＰＭを決定する。このような補完法は、最適なＭＡＰおよびＲＰＭポジションが明瞭な直線的相関を伴わない恐れもあるため、非常に注意深く取り扱われなければならない。例えば、後述するように、好適実施例においては、最適条件はＭＡＰおよびＲＰＭにおいて不規則な境界に沿って存在する。
【００３４】
エンジン２の出力は、二つの主要な変数であるＭＡＰおよびＲＰＭによって、飛行中に制御される。出力および特定の燃料消費は、テストおよび／またはＭＡＰとＲＰＭからの相関関係によって特定される。プロペラは、燃料消費とその効率とに対する前進率のマップによって特定され、このマップはＲＰＭ、密度、速度およびプロペラピッチ角の関数でもある。最適化アルゴリズムによって、組み合わせられた推進力系における推力効率の最大化が行われる。好適実施例におけるエンジンおよびプロペラの組み合わせに対しての、スラストおよびスラスト効率の典型的な曲線が、図３および４に示される。これら曲線は、複数の飛行条件における特定の飛行機とその動力系との組み合わせに基づいたテストおよび／または予想によって予め定められている。
【００３５】
図３に示すスラストに関するプロットから理解されるように、多くの異なったＲＰＭとＭＡＰとの組み合わせから所定のスラスト等高線が生成されている。最適化アルゴリズム６２は、スラスト効率を最大とする、幾つかの一定のスラスト等高線上のポイントを見つけなければならない。二つの変数（例えばＲＰＭおよびＭＡＰ）とに、二つのパラメータ（高度圧力および大気速度）を用いて、その解決策は冗長な最適化の繰り返しを必要とすることなしに見つけ出すことが可能である。最も効率の良い操作ポイントは、図４のスラスト効率の表面上に対して図３のスラスト等高線を投影することによってこれを視覚化するというような手法によって、選定することが可能である。この最適化のために集められた多量のデータは、この手法の数値化による適応に役立つ。同様の結果は、ＲＰＭおよびＭＡＰの上部および下部の境界を示す面としての制約と、希望するスラストを示す不均等な制約とを伴った他変数型の最適化装置用いることによって得ることが可能である。
【００３６】
二変数、二パラメータ問題は比較的容易に対処しうる。スラストおよびスラスト効率の表面は、各々の高度および大気速度でのＲＰＭおよびＭＡＰに対して生じている。（尚、プロペラの能力は実際の大気速度に依存するが、ここで示される大気速度はこの例に用いられるものである。）一定のスラストに対するＲＰＭおよびＭＡＰの個々の等高線は図３上に示され、図４のスラスト効率の対応する表面上に投影される。後述の制約操作が施されているが、図４の曲線の等高線上の最大ポイントは、最良のスラスト効率が達成される最適操作ポイントである。
【００３７】
例えば図３は、高度１４キロメータで大気速度が３５メータ毎秒におけるペルセウスＢ型飛行機のためのスラストに対するＲＰＭとＭＡＰとの曲線である。
【００３８】
パイロットはシングルレバー４４を介してスラストパーセンテージを指令し、このスラストを達成する適当なＲＰＭおよびＭＡＰの等高線は図３の特定の等高線となる。この等高線は、図４のスラスト効率の曲線上に投影される。図４のスラスト効率の曲線上への投影がなされたとき、スラスト効率を最も高めるＲＰＭとＭＡＰとの組み合わせが選択されてＭＡＰおよびＲＰＭのセットポイントの信号が出力され、エンジンのＭＡＰおよびプロペラのＲＰＭが制御される。この最適化プロセスは、図５乃至７について、より詳細に述べる。
【００３９】
最適化アルゴリズムの最終的な出力はＲＰＭおよびＭＡＰのセットのデータに対する高度、大気速度およびスラストであるため、これらデータは、参照テーブルの形式でＦＡＤＥＣ３０に記憶され、ある高度、大気速度およびスラストにおける最適条件を得るために直接的にあるいは補完されて読み出される。図５において、一定のスラスト等高線は、指令されたスラストおよび検知された周囲大気での飛行条件のために求められる。この等高線は、ＲＰＭ−ＭＡＰ平面上に投影される。この例では、等高線は、ＲＰＭ−ＭＡＰの格子線での交点を示すポイントの系列によって示される。図６では、ＲＰＭ−ＭＡＰ等高線の組み合わせは、スラスト効率曲線上にマッピングされる。スラスト等高線はスラスト効率表面上に再投影され、その操作の結果、別個の３Ｄ曲線が得られる。図７のように、最大スラスト効率は、安全性およびその他の操作条件のための制約を受ける場合もある。例えば、安全操作条件が投影されたスラスト効率曲線に対して課されるかもしれず、その制約の中において最大スラスト効率はＲＰＭ／ＭＡＰセットポイント上で配置され、エンジンおよびプロペラが制御されることとなる。
【００４０】
以下に述べる最適化の例は、前述のペルセウスＢにおける推力系についてのものである。現存する飛行能力データおよびシュミレーション用のソフトウエアを用いて、８００乃至１８００回転における５１のＲＰＭポイント、５０乃至１０１ｋＰａにおける５２のＭＡＰポイント、２５乃至３５ｍ／ｓにおける３つに大気速度および０乃至１４ｋｍにおける４つの高度が、スラストおよびスラスト効率のために計算された。エンジン／プロペラの組み合わせのためのこれら結果は、最適化の軌跡が、１０ｋｍおよび８０％のスラストの除外をともなったのみで、所定のスラストのための最も低い許容可能な回転数を示している。これは、組み合わされたエンジンとプロペラの効率の非直線的な性質によるものと考えられる。
【００４１】
図８は、ペルセウスＢの拘束された最適化の軌跡を示す。曲線は、ターボチャージャーの運転要求により推力システムに課される低ＭＡＰ及びＲＰＭの境界をたどる。例えば、単一の対気速度の場合がここにプロットされ、この場合の最適条件は対気速度の関数ではない。なぜなら、ペルセウスＢの動作は以下のような条件に拘束されるからである。例えば、飛行高度の関数としての、ターボチャージャーを作動しつづけるために必要な最小ＭＡＰ；最小ＭＡＰでの対応する最小ＲＰＭ；飛行高度の関数としての（構造を考慮した）最大プロペラＲＰＭ；及び許容最大ＭＡＰ。
【００４２】
図９は、４つの高度におけるペルセウスＢの拘束範囲を示す。プロットの右上の方向に動作可能である。最小ＭＡＰ及びＲＰＭの制約がターボチャージャーにより課され、それが最小質量関数を要求する。最大ＭＡＰは、エンジンの能力により課される。最大ＲＰＭは、低高度ではプロペラの構造を考慮することにより、および高高度ではエンジンのレッドラインにより課される。
【００４３】
非最適条件での動作は、著しく低下したパフォーマンスとなることが分かっている。このことは、図１０及び図１１において明確である。ペルセウスＢは、プロペラをその最大ＲＰＭに設定し、ＭＡＰを変更することにより推力を制御することで現在飛行している。この飛行条件での所定の燃料消費を、最適な動作におけるものと比較する。所定燃料消費での改善は、最大推力のほぼ７０−８０％で最大となる。巡航の設定は、この範囲の近くか、範囲内であることが多いので、燃料消費の改善は、最適条件で作動することにより容易かつ即座に得られる。
【００４４】
図１０は、２５ｍ/ｓと示された対気速度での基準化された所定燃料消費の比較を示す。巡航高度において、現在の作動方法による燃料効率の改善は、巡航推力近くで最大である。しかし、推力レベルが最大に近づくと、推力の増加とともに推力効率は幾分減少する。これは、図１１にプロットされたデータに見ることが出来る。８０％及び１００％の推力の間では、最適効率が８％一貫して減少する。図１１は高度１０ｋｍでのペルセウスＢに最適な推力効率を示す。
【００４５】
前述の実施例は、（直接または補間法を介して）格納されたＭＡＰ及びＲＰＭの値を使用しスロットル及びプロペラのピッチサーボ機構を制御する。しかし、飛行中のＭＡＰ及びＲＰＭの値を実質的に変更し、上昇率の何らかの変化の有無を決定する”オンライン”最適化アルゴリズムを介してＭＡＰ及びＲＰＭの値を得ることが可能である。上昇率が増加すれば、この新しいＭＡＰ及びＲＰＭの値が、検出された飛行条件及び指令推力に対してより効率的になる。そして、この新しいＲＰＭ及びＭＡＰの値が、ルックアップテーブルに書き込まれ、先の値に取って代わる。このように格納されたＲＰＭ及びＭＡＰの値は、常に改善されることができるし、もしくは、代わりに、このオンラインの最適化プロセスが使用され、飛行機の飛行中にルックアップテーブルを作ることもできる。
【００４６】
より詳細には、先に述べたＳＬＰＣは、所定の出力設定のためのＭＡＰ及びＲＰＭの値を自動的に選択するのであるが、ここでＭＡＰ及びＲＰＭの値はオフラインの最適化プロセスにおいて予め決定され、ＦＡＤＥＣのルックアップテーブル内に格納される。これにより、オフラインの最適化で使用されるモデルの不確実性の影響を除き、システムを最適な推力効率に近づけることができる。前述した
【００４７】
オンライン最適化アルゴリズムは、ベースオフライン最適化を微調整し、リアルタイムで最適化を連続して探すことにより飛行中の真の最適推力効率を達成する。このプロセスはまた、エンジン/機体の摩耗及び部品の交換のために訂正する。
【００４８】
オンラインシステムは、一定の等価対気速度で飛行する飛行機の上昇率（ＲＯＣ）は、例えば大気擾乱の影響を式から排除するような十分長い時間尺度にわたり平均された推力システムから出力される余剰出力に対し正比例すると近似できる：
【数２】
ＲＯＣ（一定高度に巡航するために０となるかもしれないし、または上昇もしくは下降のために０以外となるかもしれない）を一定に維持するよう制御することは、実質的に所定のＲOＣの要求に合うある一定値に余剰出力を制御することと同じである。また、余剰出力は、ＲＰＭ及びＭＡＰの無限の組み合わせの一つであり、よって、明らかに最高の効率を生じるＭＡＰ及びＲＰＭの組み合わせが幾つかあるであろう。
【００５０】
オンライン最適化は、飛行機が一定速度の飛行に調整される巡航モードにおいて選択すると効果的である。（対気速度を保持し、上昇率を維持する等の）オートパイロットが選択されると、オンライン最適化アルゴリズムが連続して実行するように設定される。アルゴリズムからの出力は、命令されたＭＡＰ及びＲＰＭ指令に対する調整となる。さらに、調整は、ルックアップテーブルを新しい値に取り換える、または書き込む為に使用できる。このように、オンライン最適化アルゴリズムは推力効率を調節的に最適化し、ルックアップテーブルの飛行中の生成及び変更を可能とする。
【００５１】
４．結論
前述のシングルレバーパワーコントローラーの構造及び機能は、パイロットの操作の作業を簡素化し、命令された推力及び検知された飛行状況に対して最高の推力効率を選択し、エンジン及びプロペラの性能を非常に向上させる。
【００５２】
図面中、概略的に示され、もしくはブロックにより示された個々の要素はすべて、航空機エンジン制御の技術分野でよく知られ、その特定の構造及び操作は、本発明を実施するための操作及びベストモードにとって重要でない。
【００５３】
本発明は好ましい実施例と現在考えられるものに関して説明したが、本発明は、開示された実施例に限定されるものではないことが理解される。反対に、本発明は、添付のクレームの精神及び範囲内に含まれる様々な変更及び等価の構成を包含することを意図している。前記のクレームの範囲は、そのような変更及び等価の構造及び機能を全て含むような広い解釈と一致するものとする。
【図面の簡単な説明】
本発明による新規な構造と機能は、以下、添付図面を参照して好適な実施例の詳細な説明をすることで当業者には容易に明らかとなるであろう。
【図１】 本発明の実施例による構造のブロック概略図である。
【図２】 図1に示した実施例の機能的なブロック概略図である。
【図３】 図1に示す実施例によるシングルレバー動力制御最適化を図示した３次元グラフである。
【図４】 図1に示す実施例によるシングルレバー動力制御最適化を図示した３次元グラフである。
【図５】 図1に示した実施例を用いて推力効率の最適化工程を説明する図である。
【図６】 図1に示した実施例を用いて推力効率の最適化工程を説明する図である。
【図７】 図1に示した実施例を用いて推力効率の最適化工程を説明する図である。
【図８】 図1の実施例の構造を組み込んだ無人航空機、ペルセウスB用の制限された最適位置を示す最適RPM対最適MAPグラフである。
【図９】 図8で参照したペルセウスB用の制限されたエンベロープを示すプロペラRPM対最小MAPグラフである。
【図１０】 図8で参照したペルセウスB用の標準化した特定燃料消費グラフにおける改善に対する推力を示すグラフである。
【図１１】 図8で参照したペルセウスB型航空機用の推力対最適推力効率を示すグラフである。
Claims (8)
- 操縦士推力命令を発生するための手動操作可能なレバーと、
前記レバーに接続されており、(i) 発生した操縦士推力命令を受け取り、（ｉｉ） 複数の検知された大気条件を受け取り、（ｉｉｉ） 複数の検知された動力装置運転パラメーターを受け取り、（ｉｖ） 受け取った操縦士推力命令、検知された大気条件、及び動力装置運転パラメーターに基づいて、航空動力装置を制御するための第一及び第二の動力装置制御命令を決定し、 （ｖ） 航空動力装置を制御するための第一及び第二の動力装置制御命令にそれぞれ対応する第一及び第二出力信号を出力する処理装置と、
を備える航空動力装置を制御するための単一のレバー動力制御装置。 - 前記検知された大気条件は、対気速度と気圧とを含んでいる請求項１に記載の装置。
- 前記第一の動力装置制御命令は、動力装置速度命令を備え、前記第二の動力装置制御命令は、動力装置負荷命令を備える請求項１に記載の装置。
- 前記動力装置負荷命令は、吸気圧力命令を備える請求項３に記載の装置。
- 前記動力装置速度命令は、推進器毎分回転数命令を備える請求項４に記載の装置。
- 前記複数の検知された動力装置運転パラメーターは、推進器毎分回転数及び吸気圧力を含む請求項５に記載の装置。
- 前記処理装置は、（ｉ） 検知された大気条件及び推力命令に対する最高の推力効率を出す第一及び第二の動力装置制御パラメーターの複数の組を記憶し、（ii） 検知された大気条件及び受け取った操縦士推力命令に応答する一組の第一及び第二の動力装置制御命令を選択する請求項１に記載の装置。
- 前記処理装置は、第一及び第二の動力装置制御命令を変え、検知された周囲飛行条件から上昇率を決定し、上昇率に基づいて第一及び第二の動力装置制御命令のうちの少なくとも一つを調整する請求項１に記載の装置。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/054,411 US6171055B1 (en) | 1998-04-03 | 1998-04-03 | Single lever power controller for manned and unmanned aircraft |
| US09/054,411 | 1998-04-03 | ||
| PCT/US1999/007421 WO1999051868A1 (en) | 1998-04-03 | 1999-04-05 | Single lever power controller for manned and unmanned aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002510583A JP2002510583A (ja) | 2002-04-09 |
| JP4295433B2 true JP4295433B2 (ja) | 2009-07-15 |
Family
ID=21990894
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000542567A Expired - Fee Related JP4295433B2 (ja) | 1998-04-03 | 1999-04-05 | 有人及び無人航空機用のシングルレバー式動力制御器 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (3) | US6171055B1 (ja) |
| EP (1) | EP1070199B1 (ja) |
| JP (1) | JP4295433B2 (ja) |
| AT (1) | ATE288029T1 (ja) |
| AU (1) | AU3221199A (ja) |
| DE (1) | DE69923441T2 (ja) |
| ES (1) | ES2234250T3 (ja) |
| WO (1) | WO1999051868A1 (ja) |
Families Citing this family (71)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6171055B1 (en) * | 1998-04-03 | 2001-01-09 | Aurora Flight Sciences Corporation | Single lever power controller for manned and unmanned aircraft |
| US7011498B2 (en) * | 1998-04-03 | 2006-03-14 | Athena Technologies, Inc. | Optimization method for power generation systems |
| US9506405B2 (en) | 1998-04-03 | 2016-11-29 | Rockwell Collins Control Technologies, Inc. | Apparatus and method for controlling power generation system |
| US6637202B2 (en) * | 2000-08-21 | 2003-10-28 | Bombardier-Rotax Gmbh & Co. Kg | Turbocharger control system and propeller control system by stepper motor |
| US7086230B2 (en) * | 2000-08-21 | 2006-08-08 | Brp-Rotax Gmbh & Co. Kg | Pop-off valve for an aircraft engine having a turbocharger control system and propeller control system by stepper motor |
| US6507776B1 (en) * | 2000-10-26 | 2003-01-14 | Fox, Iii Angus C. | Autopilot for aircraft having automatic descent function in the event of cabin depressurization |
| ATE280711T1 (de) * | 2001-09-15 | 2004-11-15 | Pilatus Flugzeugwerke Ag | Propellerflugzeug mit verbesserter stabilität um seine hochachse |
| US6883752B2 (en) * | 2001-11-14 | 2005-04-26 | Brp-Rotax Gmbh & Co. Kg. | Vibration damper for aircraft engine |
| US6748744B2 (en) * | 2001-11-21 | 2004-06-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and apparatus for the engine control of output shaft speed |
| US6748325B1 (en) | 2001-12-07 | 2004-06-08 | Iwao Fujisaki | Navigation system |
| US6652233B2 (en) * | 2002-01-14 | 2003-11-25 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Control system for a turbo-charged diesel aircraft engine |
| US20050254948A1 (en) * | 2002-03-16 | 2005-11-17 | Bombardier-Rotax Gmbh & Co. Kg | Turbocharger control system and propeller control system by a motor |
| JP4301861B2 (ja) * | 2002-05-20 | 2009-07-22 | 川崎重工業株式会社 | 移動体の操縦方法及び装置 |
| US6883503B2 (en) * | 2002-09-26 | 2005-04-26 | Ernest A. Carroll | Engine driven supercharger for aircraft |
| DE10246910B4 (de) * | 2002-10-08 | 2004-11-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Mehrgrößenregelungssystem und Verfahren zum Regeln einer Mehrgrößenregelstrecke |
| US6883316B2 (en) * | 2003-06-23 | 2005-04-26 | Toyota Uidosha Kabushiki Kaisha | Control system for a turbo-charged diesel aircraft engine |
| US7300243B2 (en) * | 2003-12-05 | 2007-11-27 | Honda Motor Co., Ltd. | Power blower |
| US8651811B2 (en) | 2005-11-16 | 2014-02-18 | Hamilton Sundstrand | Control logic for a propeller system |
| US20080006739A1 (en) * | 2005-12-02 | 2008-01-10 | Kazuhiko Mochida | Vehicle power train including at least two power sources |
| US8414260B2 (en) * | 2006-07-25 | 2013-04-09 | Lockheed Martin Corporation | Control system for controlling propeller aircraft engine during takeoff |
| US7711455B1 (en) * | 2006-08-09 | 2010-05-04 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Propulsion controlled aircraft computer |
| US7831343B2 (en) * | 2006-11-03 | 2010-11-09 | Gm Global Technology Operations, Inc. | Efficiency optimized hybrid operation strategy |
| ES2656542T3 (es) * | 2007-08-31 | 2018-02-27 | Vestas Wind Systems A/S | Método para el control de al menos un mecanismo de regulación de una turbina eólica, una turbina eólica y un parque eólico |
| DE102008041925A1 (de) * | 2008-09-09 | 2010-03-25 | Thielert Aircraft Engines Gmbh | Steuersystem für einen Flugzeugpropellerantrieb |
| FR2943037B1 (fr) * | 2009-03-11 | 2012-09-21 | Airbus France | Systeme de commande d'aeronef a architecture modulaire integre. |
| DE102010021025B4 (de) | 2010-05-19 | 2014-05-08 | Eads Deutschland Gmbh | Hubschrauber mit Hybridantrieb |
| DE102010021024B4 (de) | 2010-05-19 | 2014-07-03 | Eads Deutschland Gmbh | Hauptrotorantrieb für Hubschrauber |
| DE102010021026A1 (de) * | 2010-05-19 | 2011-11-24 | Eads Deutschland Gmbh | Hybrides Antriebs- und Energiesystem für Fluggeräte |
| US8532834B2 (en) * | 2010-10-29 | 2013-09-10 | Hatch Ltd. | Method for integrating controls for captive power generation facilities with controls for metallurgical facilities |
| US9475572B2 (en) * | 2011-03-31 | 2016-10-25 | Bae Systems Plc | Propeller operation |
| RU2616730C2 (ru) | 2011-10-05 | 2017-04-18 | Энджиниэрд Пропалшн Системз, Инк. | Система управления авиационным узлом привода внутреннего сгорания с воспламенением сжатия |
| FR2985715B1 (fr) * | 2012-01-12 | 2013-12-27 | Eurocopter France | Installation motrice d'un aeronef, aeronef, et procede de pilotage dudit aeronef |
| CN103528823B (zh) * | 2012-07-04 | 2016-03-02 | 北京精密机电控制设备研究所 | 一种大推力发动机推力模拟试验装置 |
| US9387939B2 (en) * | 2012-12-20 | 2016-07-12 | Lapcad Engineering, Inc. | VTOL—twin—propeller—attitude—control—air—vehicle |
| EP2971594B1 (en) * | 2013-03-14 | 2020-01-08 | Rolls-Royce Corporation | Hybrid turbo electric aero-propulsion system control |
| EP3055204B1 (en) * | 2013-10-11 | 2019-12-11 | Unison Industries LLC | Method and apparatus for controlling a turboprop engine |
| DK2990327T3 (en) | 2014-08-29 | 2018-06-06 | Caterpillar Propulsion Production Ab | Marine Vessel Power System and Procedure |
| WO2016053862A1 (en) | 2014-09-30 | 2016-04-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Torque and thrust control of a propeller |
| EP3201086B1 (en) * | 2014-10-01 | 2019-07-31 | Sikorsky Aircraft Corporation | Power management between a propulsor and a coaxial rotor of a helicopter |
| CN105620767A (zh) * | 2014-10-28 | 2016-06-01 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种利用油门杆综合控制发动机和螺旋桨的方法 |
| US10112722B2 (en) | 2015-01-15 | 2018-10-30 | Unison Industries Llc | Power control for propeller-driven aircraft |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| WO2017065858A2 (en) | 2015-09-02 | 2017-04-20 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| CN105388014B (zh) * | 2015-10-16 | 2017-08-29 | 北京精密机电控制设备研究所 | 一种大推力双摆发动机推力模拟试验装置 |
| CN105545495B (zh) * | 2015-12-29 | 2017-04-19 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种燃气轮机负载突变控制系统及方法 |
| US10287977B2 (en) | 2016-02-16 | 2019-05-14 | General Electric Company | Inline propeller gearbox brake |
| US11444464B1 (en) * | 2016-03-25 | 2022-09-13 | Goal Zero Llc | Portable hybrid generator |
| US10676198B2 (en) | 2016-06-02 | 2020-06-09 | Rolls-Royce Corporation | Distributed propulsion systems |
| BR112017025854A2 (pt) * | 2016-07-20 | 2018-08-28 | Deltahawk Engines Inc | controlador e sistema de motor de entrada simples |
| US10059432B1 (en) | 2017-02-22 | 2018-08-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Single lever control in twin turbopropeller aircraft |
| US10604268B2 (en) * | 2017-02-22 | 2020-03-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Autothrottle control for turboprop engines |
| US10273019B2 (en) | 2017-03-06 | 2019-04-30 | Rolls-Royce Corporation | Distributed propulsion system power unit control |
| US10689082B2 (en) | 2017-04-12 | 2020-06-23 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Mechanically and electrically distributed propulsion |
| JP7155174B2 (ja) | 2017-06-27 | 2022-10-18 | ジェトプテラ、インコーポレイテッド | 航空機の垂直離着陸システムの構成 |
| EP3655635B1 (en) | 2017-07-21 | 2024-05-15 | General Atomics Aeronautical Systems, Inc. | Enhanced aero diesel engine |
| EP3434598B1 (en) | 2017-07-28 | 2021-11-03 | GE Avio S.r.l. | Method of controlling gas generator power and torque output |
| US11040767B2 (en) * | 2017-11-30 | 2021-06-22 | General Electric Company | Systems and methods for improved propeller design |
| US11479364B2 (en) | 2017-12-13 | 2022-10-25 | Safe Flight Instrument, Llc | Aircraft torque control device |
| US10822105B2 (en) * | 2018-07-04 | 2020-11-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for controlling a crossing threshold used in determining rotational speed of a propeller |
| US20210371083A1 (en) * | 2018-10-15 | 2021-12-02 | Safe Flight lnstrument Corporation | Aircraft torque control device |
| US11199867B2 (en) | 2018-12-07 | 2021-12-14 | Textron Innovations, Inc. | Throttle system |
| US11085391B2 (en) | 2018-12-07 | 2021-08-10 | Textron Innovations, Inc. | Throttle system |
| US20200247552A1 (en) * | 2019-02-06 | 2020-08-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | System and method for controlling propeller-driven aircraft |
| CN110134015B (zh) * | 2019-05-17 | 2021-07-20 | 河海大学 | 一种风电机组液压变桨距系统的h∞鲁棒控制方法 |
| SE544489C2 (en) * | 2020-07-03 | 2022-06-21 | Climeon Ab | Method for controlling rotational speed of a turbine and a controller and system therefor |
| DE102020120571B4 (de) * | 2020-08-04 | 2024-05-16 | Volocopter Gmbh | Verfahren zum Bestimmen einer Manövrierreserve bei einem Fluggerät, Flugsteuerungseinrichtung bei einem Fluggerät und entsprechend ausgerüstetes Fluggerät |
| CN112761795B (zh) * | 2020-12-29 | 2021-11-19 | 中国航发控制系统研究所 | 一种单转子涡桨动力装置控制系统及其方法 |
| BR112023016761A2 (pt) * | 2021-03-19 | 2023-10-31 | Verdego Aero Inc | Resfriamento de ar simultâneo de múltiplos elementos de um motor de alta potência híbrido |
| US11952956B2 (en) * | 2021-05-20 | 2024-04-09 | Textron Innovations Inc. | Automatic aircraft powerplant control |
| CN113969842B (zh) * | 2021-10-22 | 2022-11-18 | 清华大学 | 一种航空发动机推力高动态响应控制方法 |
Family Cites Families (69)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2796733A (en) * | 1951-06-16 | 1957-06-25 | United Aircraft Corp | Turbine engine fuel control using a final electrical signal for proportionally moving a single throttle valve |
| US2759549A (en) * | 1951-08-31 | 1956-08-21 | United Aircraft Corp | Turboprop fuel control |
| US2851855A (en) * | 1953-03-27 | 1958-09-16 | Curtiss Wright Corp | Fuel control system for jet engines |
| US2910125A (en) * | 1954-07-14 | 1959-10-27 | United Aircraft Corp | Hydromechanical fuel control for variable-pitch propeller power plant |
| US3196613A (en) * | 1963-02-11 | 1965-07-27 | United Aircraft Corp | Fuel control |
| US3289411A (en) * | 1963-09-13 | 1966-12-06 | Bendix Corp | Coordinated afterburner fuel control and exhaust nozzle area control for gas turbine engine |
| US3469395A (en) * | 1965-10-22 | 1969-09-30 | Holley Carburetor Co | Gas turbine engine digital fuel control |
| GB1215931A (en) * | 1967-03-11 | 1970-12-16 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| US3517509A (en) | 1968-08-26 | 1970-06-30 | North American Rockwell | Integrated aircraft propulsion control system |
| FR2079536A5 (ja) * | 1970-02-04 | 1971-11-12 | Snecma | |
| FR2227435B1 (ja) * | 1973-04-26 | 1975-08-22 | Snecma | |
| US3854287A (en) * | 1973-12-26 | 1974-12-17 | United Aircraft Corp | Self-trimming control for turbofan engines |
| US3971208A (en) | 1974-04-01 | 1976-07-27 | The Garrett Corporation | Gas turbine fuel control |
| US3936226A (en) * | 1974-06-07 | 1976-02-03 | United Technologies Corporation | Control system for variable pitch fan propulsor with reverse pitch |
| US4159625A (en) * | 1977-02-01 | 1979-07-03 | United Technologies Corporation | Control for gas turbine engine |
| DE2715300B2 (de) | 1977-04-05 | 1979-04-26 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Einrichtung zur optimalen Regelung bzw. Steuerung von Turbinenstrahltriebwerken für Flugzeuge |
| US4275557A (en) * | 1978-01-25 | 1981-06-30 | General Electric Company | Method and apparatus for controlling thrust in a gas turbine engine |
| GB1587173A (en) | 1978-05-26 | 1981-04-01 | Mardon Son & Hall Ltd | Rectangular carrier made from a folded blank |
| US4242628A (en) * | 1978-05-30 | 1980-12-30 | The Regents Of The University Of Minnesota | Wind energy conversion system |
| US4160170A (en) * | 1978-06-15 | 1979-07-03 | United Technologies Corporation | Wind turbine generator pitch control system |
| US4189648A (en) * | 1978-06-15 | 1980-02-19 | United Technologies Corporation | Wind turbine generator acceleration control |
| US4161658A (en) * | 1978-06-15 | 1979-07-17 | United Technologies Corporation | Wind turbine generator having integrator tracking |
| US4360871A (en) * | 1978-12-22 | 1982-11-23 | United Technologies Corporation | Method for fabricating wind turbine blades |
| JPS55127221A (en) * | 1979-03-20 | 1980-10-01 | Daihatsu Motor Co Ltd | Driving system of vehicle |
| US4503673A (en) * | 1979-05-25 | 1985-03-12 | Charles Schachle | Wind power generating system |
| US4352634A (en) * | 1980-03-17 | 1982-10-05 | United Technologies Corporation | Wind turbine blade pitch control system |
| US4400659A (en) * | 1980-05-30 | 1983-08-23 | Benjamin Barron | Methods and apparatus for maximizing and stabilizing electric power derived from wind driven source |
| GB2088961B (en) * | 1980-11-26 | 1984-06-13 | Rolls Royce | Fuel control system for a gas turbine engine |
| US4427897A (en) * | 1982-01-18 | 1984-01-24 | John Midyette, III | Fixed pitch wind turbine system utilizing aerodynamic stall |
| US4774855A (en) * | 1982-08-17 | 1988-10-04 | Vickers Shipbuilding And Engineering Limited | Apparatus for providing an electrical generator with a constant rotational speed from a variable speed input |
| US4499034A (en) * | 1982-09-02 | 1985-02-12 | The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy | Vortex-augmented cooling tower-windmill combination |
| US4565929A (en) * | 1983-09-29 | 1986-01-21 | The Boeing Company | Wind powered system for generating electricity |
| US4692095A (en) * | 1984-04-26 | 1987-09-08 | Sir Henry Lawson-Tancred, Sons & Co. Ltd. | Wind turbine blades |
| FR2580034B1 (ja) * | 1985-04-03 | 1987-05-29 | Aerospatiale | |
| US4936155A (en) * | 1985-07-02 | 1990-06-26 | Utah Transmission Corporation | Infinite speed variation, constant power, ripple-free transmission |
| US4703189A (en) * | 1985-11-18 | 1987-10-27 | United Technologies Corporation | Torque control for a variable speed wind turbine |
| US4700081A (en) * | 1986-04-28 | 1987-10-13 | United Technologies Corporation | Speed avoidance logic for a variable speed wind turbine |
| US4958289A (en) * | 1988-12-14 | 1990-09-18 | General Electric Company | Aircraft propeller speed control |
| US5183386A (en) * | 1988-12-23 | 1993-02-02 | Lewis Feldman | Vertical axis sail bladed wind turbine |
| US5197280A (en) * | 1989-03-20 | 1993-03-30 | General Electric Company | Control system and method for controlling a gas turbine engine |
| US4906060A (en) * | 1989-03-23 | 1990-03-06 | Twind Energy Corporation | Apparatus and method for controlling the output frequency of a wind-driven alternator |
| US5023793A (en) | 1989-04-10 | 1991-06-11 | United Technologies Corporation | Apparatus and method for dynamic compensation of a propeller pitch speed control governor |
| IT1229187B (it) | 1989-04-11 | 1991-07-23 | Metra Metall Trafilati Allumin | Sistema di profilati,particolarmente studiati per la realizzazione di porte interne |
| DE69025738T2 (de) * | 1989-12-30 | 1996-11-14 | Toyota Motor Co Ltd | Blattverstellsteuerung für Propeller mit veränderbarer Steigung |
| US5278773A (en) * | 1990-09-10 | 1994-01-11 | Zond Systems Inc. | Control systems for controlling a wind turbine |
| US5256034A (en) * | 1991-04-19 | 1993-10-26 | Sultzbaugh John S | Variable pitch propeller for use in conjunction with a vertical axis wind turbine |
| US5315819A (en) | 1991-09-17 | 1994-05-31 | Allied-Signal Inc. | Power management system for turbine engines |
| ATA6192A (de) * | 1992-01-16 | 1997-05-15 | Avl Verbrennungskraft Messtech | Antriebsvorrichtung antriebsvorrichtung |
| US5303545A (en) * | 1992-10-05 | 1994-04-19 | United Technologies Corporation | Pressure based close loop thrust control in a turbofan engine |
| GB2272783B (en) * | 1992-11-20 | 1996-05-22 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine control system |
| US5663600A (en) * | 1995-03-03 | 1997-09-02 | General Electric Company | Variable speed wind turbine with radially oriented gear drive |
| JP3211624B2 (ja) * | 1995-05-30 | 2001-09-25 | トヨタ自動車株式会社 | 航空機用推進機関の制御装置 |
| JP3453976B2 (ja) * | 1995-12-27 | 2003-10-06 | トヨタ自動車株式会社 | 車両用制御装置 |
| US5867977A (en) * | 1996-05-14 | 1999-02-09 | The Dow Chemical Company | Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression |
| US6018694A (en) * | 1996-07-30 | 2000-01-25 | Denso Corporation | Controller for hybrid vehicle |
| FR2754310B1 (fr) * | 1996-10-04 | 1998-11-13 | Renault Sport | Groupe motopropulseur pour avion et son procede de commande |
| US5997250A (en) * | 1997-01-09 | 1999-12-07 | Catercopters, Llc | Method and apparatus for controlling pitch of an aircraft propeller |
| DE69835757T2 (de) * | 1997-02-07 | 2007-09-20 | The Estate of Leo G. Nickoladze (deceased), Kahili | Verfahren und vorrichtung zur kompensation eines synchrongenerators mit sektoren |
| US6420795B1 (en) * | 1998-08-08 | 2002-07-16 | Zond Energy Systems, Inc. | Variable speed wind turbine generator |
| US6137187A (en) * | 1997-08-08 | 2000-10-24 | Zond Energy Systems, Inc. | Variable speed wind turbine generator |
| AU766871B2 (en) * | 1997-11-24 | 2003-10-23 | Plug Power Inc. | Anti-islanding method and apparatus for distributed power generation |
| US6053266A (en) * | 1997-12-01 | 2000-04-25 | Dbb Fuel Cell Engines Gmbh | Fuel cell engine having a propulsion motor operatively connected to drive a fluid supply device |
| JP3381613B2 (ja) * | 1998-03-20 | 2003-03-04 | 日産自動車株式会社 | ハイブリッド車両の駆動制御装置 |
| US6171055B1 (en) * | 1998-04-03 | 2001-01-09 | Aurora Flight Sciences Corporation | Single lever power controller for manned and unmanned aircraft |
| JP2001107751A (ja) * | 1999-10-05 | 2001-04-17 | Honda Motor Co Ltd | 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 |
| JP2001107750A (ja) * | 1999-10-05 | 2001-04-17 | Honda Motor Co Ltd | 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 |
| US6925361B1 (en) * | 1999-11-30 | 2005-08-02 | Orion Engineering Corp. | Distributed energy neural network integration system |
| US6379114B1 (en) * | 2000-11-22 | 2002-04-30 | Brunswick Corporation | Method for selecting the pitch of a controllable pitch marine propeller |
| US6732521B2 (en) * | 2002-08-16 | 2004-05-11 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Control system for a turbo-charged diesel aircraft engine |
-
1998
- 1998-04-03 US US09/054,411 patent/US6171055B1/en not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-04-05 AT AT99914340T patent/ATE288029T1/de active
- 1999-04-05 WO PCT/US1999/007421 patent/WO1999051868A1/en active IP Right Grant
- 1999-04-05 AU AU32211/99A patent/AU3221199A/en not_active Abandoned
- 1999-04-05 EP EP99914340A patent/EP1070199B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-04-05 ES ES99914340T patent/ES2234250T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1999-04-05 DE DE69923441T patent/DE69923441T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-04-05 JP JP2000542567A patent/JP4295433B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2000
- 2000-12-05 US US09/729,457 patent/US6340289B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2008
- 2008-12-15 US US12/314,672 patent/US8433449B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20090097959A1 (en) | 2009-04-16 |
| EP1070199B1 (en) | 2005-01-26 |
| ES2234250T3 (es) | 2005-06-16 |
| ATE288029T1 (de) | 2005-02-15 |
| US6171055B1 (en) | 2001-01-09 |
| JP2002510583A (ja) | 2002-04-09 |
| WO1999051868A1 (en) | 1999-10-14 |
| EP1070199A1 (en) | 2001-01-24 |
| US6340289B1 (en) | 2002-01-22 |
| DE69923441D1 (de) | 2005-03-03 |
| AU3221199A (en) | 1999-10-25 |
| US8433449B2 (en) | 2013-04-30 |
| DE69923441T2 (de) | 2006-01-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4295433B2 (ja) | 有人及び無人航空機用のシングルレバー式動力制御器 | |
| US11999495B2 (en) | Degraded mode operation of hybrid electric propulsion systems | |
| US11713129B2 (en) | Normal mode operation of hybrid electric propulsion systems | |
| EP3055204B1 (en) | Method and apparatus for controlling a turboprop engine | |
| US7011498B2 (en) | Optimization method for power generation systems | |
| CN110844089A (zh) | 用于混合电动系统的前馈负载感测 | |
| US20030126862A1 (en) | Method and apparatus for the engine control of output shaft speed | |
| EP1310646A2 (en) | Rotor torque anticipator | |
| US20160311547A1 (en) | Method and a device for stopping a turboshaft engine in nominal operation | |
| US20200277073A1 (en) | Torque balancing for hybrid electric propulsion systems and aircraft utilizing hybrid electric propulsion systems | |
| US20030135306A1 (en) | Rotor torque predictor | |
| WO2012131373A1 (en) | Propeller operation | |
| JPH06510001A (ja) | 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 | |
| CN111919018A (zh) | 用于涡轮螺旋桨发动机中的螺旋桨速度超调限制的控制系统和方法 | |
| EP1310645A2 (en) | Rotor torque predictor | |
| Myers et al. | Propulsion Control Experience Used in the Highly Integrated Digital Electronic Control (HIDEC) Program | |
| EP4224003A1 (en) | Turboshaft load control using feedforward and feedback control | |
| Ruttledge | A rotorcraft flight/propulsion control integration study | |
| Biber | Determination of propeller pitch stops for a turboprop airplane | |
| JP2023533214A (ja) | 航続時間及び燃料節約のための航空機制御 | |
| Biber | Method of determining propeller pitch stops for a FAR 23 airplane | |
| Orme | Performance seeking control (PSC) for the F-15 highly integrated digital electronic control (HIDEC) aircraft | |
| BURCHAM, JR et al. | Predicted performance benefits of an adaptive digital engine controlsystem on an F-15 airplane | |
| Frew et al. | Electronic Control System for a Modern Turboprop Engine | |
| Putnam et al. | Performance improvements of a highly integrated digital electronic control system for an F-15 airplane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20060405 |
|
| A711 | Notification of change in applicant |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A711 Effective date: 20080307 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A821 Effective date: 20080307 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20081201 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20090302 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20090318 |
|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20090410 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120417 Year of fee payment: 3 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120417 Year of fee payment: 3 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120417 Year of fee payment: 3 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130417 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130417 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140417 Year of fee payment: 5 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |