JP5543585B2 - ホバリング可能な航空機のための電子飛行制御システム - Google Patents

Description

本発明は、ホバリング可能な航空機のための電子飛行制御システムに関する。ホバリング可能な航空機とは、特に、主回転翼及び尾部回転翼を装備したヘリコプターであるが、本発明は一例としてヘリコプターに言及するに過ぎない。

互いに接続され且つ１つ以上のエンジンによって回転させられる主回転翼及び尾部回転翼を備えるヘリコプターが知られている。

動力が供給されると、主回転翼及び尾部回転翼は、回転翼速度（ｒｐｍ）が通常所定の公称速度の９６％〜１０２％の範囲の通常（定常）動作範囲と、回転翼速度が通常９０％〜９６％の範囲の低動作範囲と、回転翼速度が通常１０２％〜１０６％の範囲の高動作範囲との実質上３つの範囲で動作する。これら回転速度は、異なるヘリコプターは異なるパーセンテージの動作範囲を有するという点で、明らかに参考値にすぎない。

例えば国際公開第２００８／４８２４５号に記載されるように、主回転翼及び尾部回転翼の速度を減少させることによって、ヘリコプターが発生させる騒音を減少させる自動システムが知られている。回転翼が発生する騒音は速度（ｒｐｍ）が増大するにつれて急速に増大するので、自動システムは、飛行高度、速度及び気温といったパラメータに基づいて動作して、所望の低騒音レベルを達成すべく回転翼速度を調整する点においてパイロットを支援する。

本出願人の観察によれば、安全な飛行を保証するために、自動電子飛行制御システムは多量のデータを処理しなければならない。環境及び／又は飛行高度の条件によっては、低い回転翼速度から高い回転翼速度への切り換えの結果、ヘリコプターの制御喪失や損傷を来すことがあり、逆の場合も同様に危険である。不適切な飛行条件で回転翼速度を減少させると、ヘリコプターの制御の回復不能な喪失を来すことがある。動作の面でも、電子飛行制御システムは、１つ以上の種類の飛行情報に基づいて主回転翼及び尾部回転翼の高速度から低速度又は低速度から高速度への切り換えを自動的に制御するだけであり、あまり柔軟性がなく、厳しい条件でも最大限の自動飛行制御が必要とされるミッションには適していない。こうしたシステムは、実際には、ある条件が遵守されない場合、高騒音（高回転翼速度）モードから低騒音（低回転翼速度）モード又はその逆への自動切り換えを単純に無効にするように制限されている。

したがって、厳しい条件における個別的なミッション及び自動飛行制御の範囲はかなり制限されており、ミッションのプロファイルが効率的且つ安全に定義され且つ自動化されることができない。

したがって、本出願人は、安全に且つきわめて柔軟なミッションに適応する態様において、航空機の１つ以上の回転翼の速度を自動的に制御する電子飛行制御システムを発明した。

本発明の目的は、公知技術の上記欠点を解消するように設計されたホバリング可能な航空機のための電子飛行制御システムを提供することである。

本発明によれば、添付の特許請求の範囲に記載されるように、ホバリング可能な航空機のための電子飛行制御システムと、斯かる電子飛行制御システムが装備された航空機と、ホバリング可能な航空機のための電子飛行制御システムのためのソフトウェアとが提供される。

本発明に係る飛行制御システムの一実施形態のブロック図を示す。 本発明の一実施形態に係る異なる回転翼の速度制御モードの性能関係をグラフで示す。 本発明の一実施形態に係る異なる速度制御モード間の遷移を例示する状態図を示す。 本発明のさらに別の実施形態に係る異なる飛行制御モード間の遷移を例示する状態図を示す。 自動低騒音飛行制御モードにおける密度高度及び飛行速度の変化に沿った回転翼速度を含むデータベースを表の形で示す。 自動高性能飛行制御モードにおける密度高度及び飛行速度の変化に沿った回転翼速度を含むデータベースを表の形で示す。 図１の飛行制御システムが装備されたヘリコプターを示す。

添付の図面を参照して、当業者が本発明を製作し且つ使用できるように本発明を詳細に説明する。当業者に明らかなように、記載される実施形態は変更可能であり、記載される原理は、添付の特許請求の範囲に定義された本発明の保護範囲から逸脱することなく、他の実施形態及び用途に適用できる。したがって、本発明は、本出願に記載され且つ例示される実施形態に限定されると見なされるべきではなく、本出願に記載され且つ請求される原理及び特徴をもっとも広い範囲で保護するものでなければならない。

図１は、本発明の一実施形態に係る飛行制御システム１のブロック図を示す。飛行制御システム１は、ヘリコプター１００（図７）に設置され、特に、ヘリコプター１００の主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４の速度を制御する１つ以上のエンジン１０１を制御する。

飛行制御システム１はパイロット制御ブロック２を含み、パイロット制御ブロック２は、パイロット（図示せず）と飛行制御システム１全体との間のインタフェースを形成し、パイロットが手動制御ブロック４を起動することによって手動制御モードを起動し又は自動制御ブロック６を起動することによって自動制御モードを起動できるようにする。

飛行制御システム１は公知のエンジン制御ブロック又はＦＡＤＥＣ（全般デジタルエンジン制御）ブロック８を備えており、これは通常ＥＥＣ（電子エンジン制御装置）又はＥＣＵ（エンジン制御ユニット）を備えている。ＦＡＤＥＣ８は、飛行制御システム１が設置されたヘリコプター１００のエンジン１０１の性能面全体を制御する。特に、エンジン１０１の性能は、ＦＡＤＥＣ８に接続され且つＦＡＤＥＣ８とエンジン１０１との間のインタフェースを形成するエンジン制御ブロック１０によって制御される。

手動制御ブロック４は、起動されると、パイロットが入力した指令がＦＡＤＥＣ８によって正しく受信されることを保証するダイアログインタフェースを形成し、ＦＡＤＥＣ８はエンジン制御ブロック１０によってエンジンの動作（速度、出力等）を適宜制御する。

手動制御ブロック４が起動されると、自動制御ブロック６が無効になり、パイロットはヘリコプター１００を完全に制御できる。

パイロットがパイロット制御ブロック２に指令して自動制御ブロック６を起動すると、手動制御ブロック４は無効になり、ＦＡＤＥＣ８は速度制御ブロック１２が自動的に生成した指令を受信する。速度制御ブロック１２は１つ以上のメモリ１４を備え、１つ以上のメモリ１４は、ＦＡＤＥＣ８に送信されるべき（通常回転翼１０２、１０４の所望の速度に関する）指令を速度制御ブロック１２が識別するためのデータを格納する。メモリ（単数又は複数）１４に格納されたデータは、メモリ（単数又は複数）１４に格納されたデータベース（例えば、図５及び図６を参照して以下説明するようなもの）において整理されてもよい。速度制御ブロック１２は飛行パラメータ制御ブロック１６に接続され、飛行パラメータ制御ブロック１６は多数のセンサ１７に接続されており、多数のセンサ１７は、環境データ（例えば、高度、大圏距離、周囲温度、気圧）、ヘリコプター１００の飛行条件に関するデータ（例えば、性能、飛行速度、飛行方向、燃料流れ）、並びにヘリコプター１００の負荷及び／又は重量条件、又は更に排気ガス温度に関するデータを飛行パラメータ制御ブロック１６に供給する。

より具体的には、センサ１７は、気温、及び／又は気圧、及び／又は気象条件、及び／又は風力及び風向、及び／又は気圧高度（ＰＡ）等といった外部データを取得する環境センサブロック１８と、（例えば、地上のヘリコプター１００の車輪上又はスキッド上の重量を計測することによって）ヘリコプター１００の重量を計測する重量センサ２０と、方向及び機首方位を示す方向センサ２２（例えば、ＧＰＳ受信機及び／又はジャイロコンパス）と、ヘリコプターの地上高度を測定する高度計２４と、主回転翼１０２及び／又は尾部回転翼１０４の速度を測定する１つ以上の動翼回転速度センサ２６と、動力要求をエンジンに伝える１つ以上の集中位置センサ２８とを備える。当然のことながら、ヘリコプターは他のセンサを装備してもよい。

また、密度高度を公知の態様で導出してもよい。

一実施形態では、重量センサ２０が、ヘリコプター１００の実際の空中重量を示すように設計されること、例えば燃料消費によるヘリコプター１００の空中重量の減少、又は例えばウインチ（図示せず）を使用してヘリコプター１００に人員及び／又は貨物を積載することによって発生するヘリコプター１００の重量の増加を示すように設計されることは有利である。すなわち、重量センサ２０は、燃料レベルセンサ（図示せず）に接続され、そこから残余燃料レベルを取得し、残余燃料レベルを消費燃料重量に関連付け又は変換する（又は、計算の下、燃料消費による重量損失を取得する）。また、重量センサ２０は、さらに別の重量センサ（図示せず）に接続されており、これは、人員又は貨物をヘリコプター１００に積載するために使用されるウインチに接続されて、積載される人員及び／又は貨物の重量を取得する。ウインチに接続されたセンサがない場合、パイロットは、ヘリコプター１００に積載された人員及び／若しくは貨物の重量、又は推定重量を手動で入力してもよい。

また、飛行パラメータ制御ブロック１６は、上記のセンサが取得したデータの視覚的表示をパイロットに提供する機内器具３８（例えば、１つ以上のビデオモニタ）に随意に接続される。

また、飛行制御システム１は、ヘリコプターの性能（すなわち、飛行中の物理応答）に関するデータを収集する性能ブロック４０を備えており、これはエンジン制御ブロック１０及び飛行パラメータ制御ブロック１６に接続され且つ後者によって速度制御ブロック１２に接続されている。また、速度制御ブロック１２は、自動操縦装置４２及び飛行制御ブロック４４によって性能ブロック４０にも接続されている。

速度制御ブロック１２によって回転翼１０２、１０４の速度が増大すると、ヘリコプター１００の飛行方向及び／又は速度及び／又は高度が変化する。例えば、ホバリングしている時、自動操縦装置４２、飛行制御ブロック４４、及び性能ブロック４０は、相乗的に動作することで飛行方向を維持し、パイロットによって変更されない場合は速度又は高度も維持する。性能ブロック４０、自動操縦装置４２、及び飛行制御ブロック４４の動作は公知なので詳細に説明しない。最後に、性能ブロック４０は、飛行パラメータ制御ブロック１６に接続されて、センサ１７によって記録され且つ／又は計測されたヘリコプター性能情報が供給される。

また、飛行制御システム１は、速度制御ブロック１２をＦＡＤＥＣ８に接続する第１のインタフェースブロック４６及び第２の制御インタフェースブロック４８を備える。第１の制御インタフェースブロック４６は、ＦＡＤＥＣ８によってエンジン１０１の現在の動作状態（例えば、エンジン速度、回転翼１０２、１０４の制御速度等）に関する情報を供給されて、この情報を速度制御ブロック１２に供給する。一方、速度制御ブロック１２は、環境センサブロック１８、重量センサ２０、方向センサ２２、高度計２４、動翼回転速度センサ２６、集中位置センサ２８、及び第１の制御インタフェースブロック４６からの情報、並びに性能ブロック４０からのヘリコプター性能情報に基づき、第２の制御インタフェースブロック４８を介してＦＡＤＥＣ８と通信する。より具体的には、速度制御ブロック１２はＦＡＤＥＣ８と通信して主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４の回転速度を設定する。一方、ＦＡＤＥＣ８はエンジン制御ブロック１０に回転速度を送信し、エンジン制御ブロック１０は、エンジン１０１を介して、速度制御ブロック１２が要求する速度で、主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４を回転させる。

より具体的には、速度制御ブロック１２は、センサ１７が取得した情報を飛行パラメータ制御ブロック１６によって供給され、第２の制御インタフェースブロック４８に適宜指令して、回転翼１０２及び１０４の速度を増大し又は減少させる。また、速度制御ブロック１２は、回転翼１０２及び１０４の速度の増大又は減少に関する情報を自動操縦装置４２に供給し、自動操縦装置４２は、飛行制御ブロック４４を介した性能ブロック４０からの現在のヘリコプター性能情報に基づいてヘリコプター１００の性能を制御し、飛行方向を変わらないように保持する。離陸前又は飛行中、ヘリコプター１００のパイロットは、パイロット制御ブロック２によって、目的とするミッションプロファイルにもっとも適した飛行特性を選択できる。例えば、パイロットは、性能を犠牲にして騒音レベル及び／又は燃料消費を最小にする飛行状態を選択し、又は騒音レベル及び燃料消費を犠牲にして飛行出力及び飛行速度を最大にしてもよい。パイロットが行った選択に応じて、速度制御ブロック１２は（主回転翼１０２及び／又は尾部回転翼１０４の速度を増大し又は減少させるべく）エンジン１０１を適宜自動的に制御し、このため、パイロットは、安全面で重大な決定をする責任から解放される。

例えば、パイロットは、自動制御ブロック６を起動することによって、主として低騒音及び／又は燃料消費よりもヘリコプター１００の性能を優先するように設計された一方のモードと、低騒音及び燃料の節約を優先する他方のモードとの２つのモードの間で選択することができる。高性能は通常ヘリコプター１００の回転翼１０２、１０４の速度が高いことに対応し、一方、騒音の最小化と燃料の節約は、環境条件及び（離陸時の負荷に応じた）ヘリコプター１００の現在の重量に対応して回転翼１０２、１０４の速度を減少させることによって達成される。一旦飛行モードが選択されると、飛行制御システム１は、パイロットの要求にできる限り近付くように主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４の速度制御に自動的に適応する。

これは、ヘリコプター１００の正常飛行動作時に利点を有するだけでなく、さらに効果的な緊急制御も提供する。例えば、悪い気象条件では、パイロットは、（例えば、悪い気象条件下において又は特に高い高度で自動的に速度を増大することによって）回転翼１０２、１０４の速度を自動的に調整する飛行制御システム１によって連続的に支援され、このため、安全性が改善される。

パイロット制御ブロック２が少なくとも２つの手動モード及び２つの自動モードの４つの動作モードの選択を提供することは有利である。２つの自動モードは、第１の高性能自動モードと、騒音、燃料消費、及び汚染物質の排出を最小にする第２の低性能自動モードとを備える。

より具体的には、第１の自動モードは疲労応力を減少させ且つ飛行エンベロープを増大するために使用される。飛行エンベロープは、ヘリコプター１００の基本性能、特に表示された飛行速度（そのキャリブレーションが公知である）だけでなく、気圧高度及び外気温のような環境条件にも基づいて定義される。

２つの手動モードは第１及び第２の手動モードを備える。

第１の手動モードでは、回転翼の速度は、パイロットによって変更されなければ、与えられた公称速度の例えば１００％のパーセンテージ値に固定されている。

第２の手動モードでは、回転翼の速度は、同様にパイロットによって変更されなければ、例えば１０２％のパーセンテージ値に固定されている。

この文脈では、手動動作モードとは、飛行エンベロープ全体において、飛行パラメータ（温度、飛行速度、気圧、ヘリコプター重量、気圧高度、密度高度等）に関わらず、ＦＡＤＥＣ８が主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４の速度を一定（１００％又は１０２％）に維持する動作モードを意味する。パイロットはエンジン１０１の動作範囲及びトルク範囲を制御する。パイロットは、上記範囲が超えられた場合、ヘリコプター１００の参照飛行マニュアルにおいて定義されたように操縦することが期待されている。

一方、自動動作モードは、飛行全体を通じて、主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４の速度が、飛行パラメータ制御ブロック１６からの飛行パラメータに基づく最適速度を定義する（速度制御ブロック１２のメモリ１４に格納された）制御法則に従うモードを意味する。第１又は第２の自動モードが起動されると、回転翼１０２、１０４の速度（回転数／分、すなわちｒｐｍ）は一定ではなく変化する。

パイロットが選択したモード（第１又は第２の自動モード）に応じて、自動制御ブロック６は、速度制御ブロック１２に指令して、選択したモードと一致した回転翼１０２、１０４のｒｐｍ値（大まかに言うと、第１のモードでは高い回転翼ｒｐｍ及び第２のモードでは低い回転翼ｒｐｍ）をＦＡＤＥＣ８に送信する。

速度制御ブロック１２は、第２の制御インタフェースブロック４８を介してＦＡＤＥＣ８に回転翼１０２、１０４の要求されるｒｐｍを送信し、ＦＥＤＥＣ８は、ｒｐｍ要求を解釈し、エンジン制御ブロック１０に指令してエンジン１０１を適宜制御し、回転翼１０２、１０４の要求される速度を達成する。安全上の理由から、パイロットは、自動制御６に優先する手動制御ブロック４を起動することによって、いつでも手動で介入できる。

安全上の理由から、第１及び第２の自動モードは好適には、ヘリコプター１００が地上にある時（これは、例えば、重量センサ２０によって記録される重量に基づいて決定されうる）及び始動後は、主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４を駆動するモータ１０１が正常なエンベロープ（１００％又は１０２％）の範囲内で動作している時にだけ起動されうる。しかし、パイロットは、飛行中でさえも、任意のモードを選択してもよい。

図２は、性能及び回転翼速度の制限について、第１の自動モード、第２の自動モード、及び手動モードの間の関係を示す。

最大限可能な飛行プロファイルを達成する高性能な第１のモードは範囲５０によって表される。最大離陸重量といった制限を受ける手動モードは、範囲５０の中に完全に包含される範囲５２によって共通して表される。

低性能、低消費、低騒音の第２の自動モードは、範囲５２の中に完全に包含される範囲５４によって表される。実際には、第２の自動モードは、例えば、追加の離陸重量制限、最大回転翼速度制限及び飛行速度制限といった、手動モードに対する制限の追加を有する。

図３は、本発明の一実施形態における、上記で定義した２つの自動モード及び２つの手動モードの間の切り換えを例示する状態図を示す。図３の例では、状態間の切り換えは、飛行の安全性を最大限保証するように意図された条件によって管理される。これは、すべての状態遷移ではなく、低性能状態から高性能状態への遷移だけが許可されることを意味する。上記のように、必要な場合、パイロットは当然自動飛行制御システムに優先して、図３の１つの状態から何らかの他の状態への切り換えを強制的に行ってもよい。

エンジン１０１の始動前又は少なくとも離陸前に、計画したミッションに応じて、パイロットは、第１の自動モード（状態Ａ１）、第２の自動モード（状態Ａ２）、第１の手動モード（状態Ｍ１）、及び第２の手動モード（状態Ｍ２）のうちの何れか１つを選択することができる。一旦選択が行われると、ヘリコプター１００は、離陸後の状態Ａ１、Ａ２、Ｍ１、又はＭ２に留まり、パイロットからのさらに別の指令を待つ。

上記のように、状態Ａ２は最大性能（ここでは、回転翼１０２、１０４の最大ｒｐｍを意味する）について制限され、低騒音及び消費を優先しており、回転翼１０２、１０４の速度のあらゆる変化はパイロットに気付かれない。より具体的には、定常的な直進水平飛行又はホバリングの場合、環境要因によって発生する回転翼１０２、１０４の速度の自動変化は飛行性能又は方向の変化を生じない。このとき、自動操縦装置４２が起動されて安定な軌道を維持する。

状態Ａ２は、低性能状態であり、あらゆる安全性の問題を招くことなく、常に別の高性能自動状態又は手動状態に切り換えられることができる。すなわち、パイロットの選択に応じて、状態Ａ２は状態Ａ１、Ｍ１、Ｍ２の何れか１つに切り換えられることができる。

状態Ａ１では、最大性能（ここでも回転翼１０２、１０４の最大ｒｐｍを意味する）は制限されず、低騒音及び消費を犠牲にして速度、応答、及び出力が優先されている。Ａ１の自動状態にある場合、回転翼１０２、１０４の速度の変化はパイロットにとって気付かれない。自動操縦装置４２は、状態Ａ１を通じて起動されており、回転翼１０２、１０４の速度の変化にかかわらず安定な軌道を維持している。

状態Ａ１は最大飛行エンベロープ状態であり、他の状態Ａ２、Ｍ１、Ｍ２では状態Ａ１が保証するのと同じ性能ひいては飛行の安全性が保証できなくなるので、状態Ａ１を終了することはできない。

第１の手動モードＭ１では、回転翼１０２、１０４の速度は、参照飛行マニュアル（ＲＦＭ）において指定されるように、例えば１００％の予め定められた値に設定される。しかし、パイロットの裁量で、予め定められた値は変更でき、パイロットはヘリコプター１００の完全な制御を有する。パイロットが指令しない場合、回転翼１０２、１０４の速度は、環境条件及び／又はヘリコプター１００の重量が変化しても自動的に変更されず、予め定められた値又はパイロットの設定値に固定されている。

第２の手動モードＭ２では、回転翼１０２、１０４の速度は、参照飛行マニュアル（ＲＦＭ）において指定されるように、例えば、１０２％といった、第１の手動モードＭ１よりも高い予め定められた値に設定される。第２の手動モードＭ２は、例えば、パイロットの複雑な操縦を必要とする制限された空間における離陸又は着陸時に適している。この場合も、予め定められた回転翼速度は、パイロットの裁量において変更されることができ、パイロットによって指令されなければ固定されたままである。

状態Ｍ１はパイロットによって状態Ａ１又はＭ２に切り換えられることができる。そして、パイロットは状態Ｍ２を終了できるが、図示される実施形態では、Ａ１以外の状態は状態Ｍ２と同じか又はそれ以上の性能を保証できないので、状態Ａ１にしか切り換えることができない。

図４は、本発明のさらに別の実施形態に関する図３と同様の状態図である。本図において、同じ状態は同じ参照番号で示されるのでそれ以上説明しない。図３と異なって、図４の状態図は、状態Ａ１、Ａ２、Ｍ１、Ｍ２の何れかから何れかへの双方向な切り換えを提供する。しかし、高性能状態（例えばＡ１）から低性能状態（例えばＡ２）に切り換えるには、１つ以上の条件があり、これら条件が満たされた時にだけ飛行制御システム１は高性能状態から低性能状態への遷移を許可する。満たされない条件が１つでもある場合、高性能状態から低性能状態への遷移は許可されず、高性能状態が維持される。

より具体的には、回転翼１０２、１０４の速度を減少させることが含まれるので、状態Ａ１、Ｍ１、Ｍ２のうちの１つから状態Ａ２への切り換えは（上記のように重量センサ２０によって記録され、且つ飛行中の燃料消費及び獲得負荷又は喪失負荷に基づいて飛行中に更新された）ヘリコプター１００の重量に依存し、ヘリコプター１００の重量は所与の予め定められた閾値未満でなくてはならず且つ飛行速度及び高度に関連して評価される。

回転翼１０２、１０４の速度を減少させることが含まれない場合、高性能状態Ａ１から状態Ｍ１又はＭ２への切り換えは無条件に許可される。逆に、状態Ａ１、Ｍ１、Ｍ２のうちの１つから状態Ａ２に切り換える時にはヘリコプター１００の合計重量を評価する必要がある。

パイロットがヘリコプター１００の完全な制御を有する手動状態では、状態Ｍ２から状態Ｍ１への切り換えは、切り換えを行おうというパイロットの実際の意図を判断するだけで許可してもよい。代替的又は追加的に、ヘリコプター１００の重量が確認されて、重量が予め定められた閾値未満である場合にのみ切り換えが許可されてもよい。

さらに別の実施形態（図示せず）では、高性能状態から低性能状態への切り換えは、特定の条件（例えばヘリコプター１００の重量）が遵守されているかに関わらず許可される。有利には、所定の条件が満たされていないことをパイロットに警告し、状態を切り換えるか否かはパイロットの選択に任せてもよい。

状態Ａ１及びＡ２（第１及び第２の自動モード）において許可される飛行エンベロープは、各々選択されるモードに応じて回転翼１０２、１０４の与えられた速度に関連付けられる動作ゾーンに分割される。

動作ゾーンは、例えば、速度制御ブロック１２のメモリ１４内に格納されたデータベース内に格納される。各自動モード（図３及び図４では状態Ａ１及びＡ２）について、それぞれのデータベースの各格納ロケーションは、例えば飛行速度及び高度といった考慮され且つ一緒に評価される１つ以上のパラメータによって想定された値に基づいて明白にアドレス指定される。

図５は、ここでは密度高度を意味する高度（縦軸）と飛行速度（横軸）との変化に沿った回転翼速度の値を含むデータベースを表の形態で示す。より具体的には、図５の表は、低騒音及び最小燃料消費を優先する第２の自動モード（図３及び図４の状態Ａ２）における回転翼１０２、１０４の動作に関する。

飛行速度範囲及び密度高度範囲によって示される各動作ゾーン（すなわち、表中の各囲み）は回転翼１０２、１０４の所与の速度に対応する。

図５に示されるように、例えば０ｋｍ／ｈの最小の値Ｔ_{min_s}と例えば９３ｋｍ／ｈの第１の値Ｔ_{1_s}との間の飛行速度と、例えば約２０００ｍの最小の値Ｈ_{min_s}と例えば約５０００ｍの第１の値Ｈ_{1_s}との間の密度高度とでは、回転翼１０２、１０４は９４％の速度で駆動される。飛行速度をＴ_{min_s}とＴ_{1_s}との間に維持し、密度高度を第１の値Ｈ_{1_s}よりも上（ただし、例えば６０００ｍの最大許容高度Ｈ_{max_s}以下）に増大すると、回転翼１０２、１０４は１０６％というより高い速度で駆動される。これは安全上の理由から必要になる。というのは、一定の制御マージンを見込んだ場合、比較的低い飛行速度及び高い高度での希薄な空気の中ではヘリコプター１００の飛行を維持するために回転翼１０２、１０４の速度を増大する必要があるからである。図５に示されるように、第１の値Ｔ_{1_s}と第２の値Ｔ_{2_s}との間のより高い飛行速度（例えば２００ｋｍ／ｈ）と、前の例と同じ密度高度とでは、回転翼１０２、１０４はもっと低い速度で駆動されうる。すなわち、Ｔ_{1_s}とＴ_{2_s}との間の飛行速度と、Ｈ_{min_s}とＨ_{1_s}との間の密度高度では、回転翼１０２、１０４は９２％の速度で駆動される。そして、上記の範囲内に飛行速度を維持し、密度高度を第１の値Ｈ_{1_s}と最大の値Ｈ_{max_s}との間で増大すると、回転翼１０２、１０４は９５％の速度で駆動される。

Ｔ_{2_s}よりも上に飛行速度を増大させる場合、それに対応して回転翼１０２、１０４の速度を増大させる必要がある。最小の値Ｈ_{min_s}と中間の値Ｈ_{2_s}との間の低い密度高度（例えば２８００ｍ）と、第２の値Ｔ_{2_s}と第３の値Ｔ_{3_s}との間の飛行速度（例えば２６０ｋｍ／ｈ）とでは、回転翼１０２、１０４は９６％の速度で駆動される。同じ密度高度で、最大の値Ｔ_{max_s}までのもっと高い飛行速度（例えば３１０ｋｍ／ｈ）では、回転翼１０２、１０４は１００％の速度で駆動される。（第２の値Ｔ_{2_s}よりも上の）高い飛行速度と、（中間の値Ｈ_{2_s}よりも上の）高い密度高度とでは、回転翼１０２、１０４は、説明される例では１０６％の最大速度で駆動される。

このため、低い飛行速度及び高度で騒音及び燃料消費が最小にされ、これと同時に、（必要な場合）高い飛行速度と高度に到達すれば安全性及び出力が保証される。

図５及び上記の説明において示されるように、密度高度及び／又は飛行速度の変化に沿った回転翼１０２、１０４の速度の変化は、連続的ではなく、予め定められたステップにおいて不連続的に行われる。

明らかに、回転翼１０２、１０４の１つの速度から別の速度へ切り換えることは遷移段階を含み、遷移段階では、速度が段状のステッププロファイルにおいて目標値に向かって徐々に増大し又は減少し、ステップの大きさは、開始速度及び目標速度の範囲の１％〜１０％の間の範囲である。

本発明の一実施形態では、回転翼１０２、１０４の速度の変更は、飛行速度及び密度高度に加えて環境条件に基づくパラメータに基づいて指令されてもよい。

本発明の別の実施形態では、回転翼１０２、１０４の速度の変更は、飛行速度及び密度高度以外のパラメータ、より具体的には、航空機の飛行速度、密度高度、気圧高度、航空機重量、地上高度、方向、飛行の向き、気温、気圧、気象条件、風力及び風向を示す１つ以上の飛行量（flight quantity）に基づいて指令されてもよい。

本発明の一実施形態では、１つ以上の上記パラメータに加えて又はそれらの代わりに、回転翼１０２、１０４の速度の変更が、自動記録され又はパイロットによって入力されたヘリコプター１００の飛行中の重量変化（燃料消費による重量喪失、又は人員又は飛行中ウインチで積載された積荷の重量増大）に基づいて指令されることは有利である。

図５の表は明らかに例示的なものにすぎず、動作ゾーンの数はもっと多くても少なくてもよい。

図５と同様に、図６は、ここでは密度高度を意味する高度（縦軸）と飛行速度（横軸）との変化に沿った回転翼１０２、１０４の速度値を含む別のデータベースを表の形で示す。より具体的には、図６の表は、高性能の第１の自動モード（図３及び図４の状態Ａ１）における回転翼１０２、１０４の動作に関する。

この場合も、飛行速度範囲及び密度高度範囲によって示される各動作ゾーン（すなわち、表中の各囲み）は回転翼１０２、１０４の所与の速度に対応する。

例えば０ｋｍ／ｈの最小の値Ｔ_{min_p}と例えば９３ｋｍ／ｈの第１の値Ｔ_{1_p}との間の飛行速度と、例えば約２０００ｍの最小の値Ｈ_{min_p}と例えば約５０００ｍの第１の値Ｈ_{1_p}との間の密度高度とでは、回転翼１０２、１０４は１０２％の速度で駆動される。飛行速度をＴ_{min_p}とＴ_{1_p}との間に維持し、密度高度を第１の値Ｈ_{1_p}よりも上（ただし、例えば６０００ｍの最大許容高度Ｈ_{max_p}以下）に増大すると、回転翼１０２、１０４は、１０６％というより高い速度で駆動される。第１の値Ｔ_{1_p}と第２の値Ｔ_{2_p}との間のより高い飛行速度（例えば２００ｋｍ／ｈ）と、前の例と同じ密度高度とでは、回転翼１０２、１０４はもっと低い速度で駆動されうる。すなわち、Ｔ_{1_p}とＴ_{2_p}との間の飛行速度と、Ｈ_{min_p}とＨ_{1_p}との間の密度高度とでは、回転翼１０２、１０４は９６％の速度で駆動される。そして、上記の範囲内に飛行速度を維持し、密度高度を第１の値Ｈ_{1_p}と最大の値Ｈ_{max_p}との間に増大すると、回転翼１０２、１０４は１００％の速度で駆動される。

Ｔ_{2_p}よりも上に飛行速度を増大させる場合、それに対応して回転翼速度を増大させる必要がある。第２の値Ｔ_{2_s}と第３の値Ｔ_{3_s}との間の飛行速度（例えば２６０ｋｍ／ｈ）では、回転翼１０２、１０４は、第１の密度高度値Ｈ_{1_p}までは１００％の速度で駆動され、第１の密度高度値Ｈ_{1_p}よりも上では１０２％の速度で駆動される。

より高い飛行速度では、最小の値Ｈ_{min_p}と中間の値Ｈ_{2_p}との間の低い密度高度（例えば２８００ｍ）と、第３の値Ｔ_{3_p}と最大の値Ｔ_{max_p}との間の飛行速度（例えば３２５ｋｍ／ｈ）とでは、回転翼１０２、１０４は１０２％の速度で駆動される。同じ範囲内の飛行速度と、Ｈ_{2_p}とＨ_{1_p}との間のより高い密度高度とでは、回転翼１０２、１０４は１０４％の速度で駆動される。Ｈ_{1_p}と最大の値Ｈ_{max_p}との間のさらに高い密度高度では、回転翼１０２、１０４は、最大速度、説明される例では１０６％の速度で駆動される。

図５と同様に、図６の表が備える動作ゾーンの数はもっと多くてももっと少なくてもよく、回転翼１０２、１０４の速度の変更は、飛行速度及び密度高度に加えて環境条件に基づくパラメータに基づいて指令されてもよい。例えば、回転翼１０２、１０４の速度の変更は、飛行速度及び密度高度以外のパラメータ、より具体的には、航空機の飛行速度、密度高度、気圧高度、航空機重量、地上高度、方向、飛行の向き、気温、気圧、気象条件、風力及び風向を示す１つ以上の飛行量に基づいて指令されてもよく、又は飛行中に記録され若しくはパイロットによって入力されたヘリコプター１００の重量変化に基づいて指令されてもよい。

図６において示され且つ図５を参照して述べられたように、密度高度及び／又は飛行速度の変化に沿った回転翼１０２、１０４の速度の変化は、連続的ではなく、予め定められたステップにおいて不連続的に行われる。この場合も、明らかに、回転翼１０２、１０４の１つの速度から別の速度へ切り換えることは遷移段階を含み、遷移段階では、速度が段状のステッププロファイルにおいて目標値に向かって徐々に増大し又は減少し、ステップの大きさは開始速度及び目標速度の範囲の１％〜１０％の間の範囲である。

図５及び図６の両方を参照すると、飛行パラメータ及び環境条件の情報は好適には、固定の予め定められた時間間隔毎に取得される。安全上の理由から、１つの動作ゾーンから別の動作ゾーン（図５及び図６に示される動作ゾーン）への自動切り換えは適合性検査（congruency check）を受ける必要があり、適合性検査は、例えば、取得された情報及びパラメータ、すなわち回転翼１０２、１０４の目標速度、並びに所与の時間についての密度高度及び飛行速度の連続性に基づいて、密度高度、大圏距離、温度、飛行速度、回転翼１０２、１０４の現在速度を決定することである。

不安定な過渡的飛行段階において自動システムが停止するのを防止するために、上記記録の結果を適切な公差範囲及び時間変化勾配に関して評価しなければならない。

１つの動作ゾーンから別の動作ゾーンへの（すなわち、図５及び図６における１つの回転翼速度から別の回転翼速度への）切り換えは、例えば、５％までの速度変化の場合には毎秒±１％、及び５％を越える速度変化の場合には毎秒±２％ずつ速度を調整するといった予め定められたステップにおいて徐々に行われる。回転翼１０２、１０４の開始速度及び目標速度が与えられると、回転翼１０２、１０４の速度は、増大され又は減少される間、開始速度と目標速度との間にのみ留まる。

（自動回転に入る時のように）回転翼速度がエンジン速度と急速に解離する場合、ゼロ出力（アイドリング飛行）の時でさえも外部条件が引き起こす速度の変化に適応できるように、安定した回転翼の制御を保証しなければならない。図７は、それぞれのモータ又は同じモータ（図７には１つのモータ１０１だけを示す）によって駆動される主回転翼１０２及び尾部回転翼１０４と、図１〜図６に記載の飛行制御システム１とを備えるヘリコプター１００を示す。

代替的には、図７のヘリコプター１００は単一回転翼型でもよい。

本発明の利点は上記の説明から明らかだろう。

本発明に係るシステムは汎用性と適応性とを組み合わせる。汎用性とは、ミッションプロファイルにもっとも適した航空機の全体的な能力をパイロットが選択できるということである。適応性とは、一旦自動飛行モードの１つを選択すると、航空機は回転翼速度を現在の環境条件に対して自動的に適応するということである。このため、パイロットは、特に厳しい飛行条件において、環境パラメータの関数として回転翼速度を絶えず監視する必要がなくなり、このため、飛行の安全性が大きく向上する。

添付の特許請求の範囲に記載の本発明の範囲から逸脱することなく、本出願に記載され且つ例示されたシステムに対する変更がなされうることが明白である。

Claims (12)

1. 少なくとも１つの回転翼（１０２、１０４）を備えるホバリング可能な航空機（１００）のための電子飛行制御システム（１）であって、
   当該飛行制御システム（１）がパイロットからの直接指令に応答して回転翼速度を制御する、手動飛行制御モードと、
   当該飛行制御システム（１）が飛行条件に基づいて自動的に回転翼速度を制御する、前記航空機のそれぞれの飛行モードに対応する少なくとも２つの自動飛行制御モードと
   において動作するように構成されている電子飛行制御システム（１）において、さらに、
   前記自動飛行制御モードの各々について、少なくとも１つの飛行量の異なる値に前記回転翼の異なる速度値を関連付けるそれぞれの飛行表を記憶し、且つ
   該それぞれの飛行表に基づいて前記自動飛行制御モードにおいて回転翼速度を自動的に制御するように構成されていることを特徴とする、電子飛行制御システム（１）。
2. 各飛行表における前記少なくとも１つの飛行量の値が、各々対応する回転翼速度値に関連付けられる範囲に分割される、請求項１に記載の飛行制御システム（１）。
3. さらに、同じ自動飛行制御モードにおいて、異なる回転翼速度値間の切り換えを自動的に且つ段状のステッププロファイルにおいて制御するように構成されている、請求項１又は２に記載の飛行制御システム（１）。
4. 前記段状のステッププロファイルにおける該ステップの大きさが、切り換えが行われる値間の範囲の１％〜１０％の間の範囲である、請求項３に記載の飛行制御システム（１）。
5. 前記自動飛行制御モードが、前記航空機が、
   低騒音及び／又は低燃料消費の飛行モードと、
   高性能飛行モードと
   において飛行するようになっている、請求項１〜４のいずれか１項に記載の飛行制御システム（１）。
6. 前記高性能飛行モードが飛行エンベロープを最大にするようになっている、請求項５に記載の飛行制御システム（１）。
7. 前記飛行表が少なくとも２つの異なる飛行量の異なる値に前記回転翼の異なる速度値を関連付け、各飛行表における前記少なくとも２つの異なる飛行量の値が、各々対応する回転翼速度値に関連付けられる範囲に分割される、請求項１〜６のいずれか１項に記載の飛行制御システム（１）。
8. 前記少なくとも２つの異なる飛行量が、航空機飛行速度、密度高度、気圧高度、地上高度、航空機重量、方向、飛行の向き、気温、気圧、気象条件、風力、及び風向を示す量から選択される、請求項７に記載の飛行制御システム（１）。
9. さらに、パイロットの指令に応答して前記２つの自動飛行制御モード間の切り換えを自動的に制御するように構成されている、請求項１〜８のいずれか１項に記載の飛行制御システム（１）。
10. さらに、前記航空機の飛行中の重量に基づいて前記２つの自動飛行制御モード間の切り換えを有効又は無効にするように構成されている、請求項９に記載の飛行制御システム（１）。
11. 主回転翼（１０２）及び尾部回転翼（１０４）を備えるホバリング可能な航空機（１００）のための電子飛行制御システム（１）上に搭載可能なソフトウェアであって、
    実行されると、前記電子飛行制御システム（１）が請求項１〜１０のいずれか１項に記載されるように構成されるように設計されている、ソフトウェア。
12. 少なくとも１つの回転翼（１０２、１０４）と、請求項１〜１０のいずれか１項に記載の電子飛行制御システム（１）とを備える、ホバリング可能な航空機（１００）。

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