JPH01289798A - 航空機の操縦システムにおける複数の制御入力を入力するための入力装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は航空機の操縦装置に関するもので、特に完全に
新規な方式による操縦を可能とする航空機操縦装置に関
するものである。

［従来の技術］ 固定翼航空機、回転翼航空機（ヘリコプタ）の゛いずれ
に於ても、操縦士は操縦桿、操縦レバー、操縦輪、足踏
みペダル等の操縦手段を使用して、航空機の操縦翼面の
位置制御して航空機の高度、姿勢、速度等を制御してい
る。最も簡単なシステムでは、操縦装置はケーブルによ
り制御翼面に連結されている。例えば、固定翼軽飛行機
では足踏ペダルがケーブルにより方向舵に連結されてい
る。

より複雑なシステムでは、流体圧サーボにより増力され
る機械的連結部等を有する操縦装置が用いられる。

航空機システムが益々複雑化するにつれて、操縦室内に
多数の計器、スイッチ等が配設されており、これらの計
器、スイッチ等によって操縦席回りの空間の多くを占有
している。従って、操縦室内における操縦装置と他の装
置の配置が非常。

典型的な航空機では、操縦捏上の操縦輪により航空機の
ロール及びピッチが制御され、足踏ペダルにより方向舵
が制御され、スロットル・コンソールによりエンジン推
力が制御されている。一方、典型的なヘリコプタでは、
サイクリック・ピッチ桿により航空機のピッチ及びロー
ルが制御され、足踏ペダルによりヨーが制御され、コレ
クティブ・ピッチ桿により垂直揚力が制御されている。

これらの操縦装置及び操縦翼面への機械的連結部又はサ
ーボ機構によっては座席室空間の多くの部分が占有され
ている。例えば、操縦士座席の正面に操縦輪又は操縦桿
を配置した場合、操縦輪又は操縦桿をその空間内で種々
の位置に動かず必要があり、これらの操縦輪又は操縦桿
が操縦士の視野をさえぎるため、操縦士の正面に電子式
表示器等を配置することを困難なものにしている。また
、足踏ペダルによって、ヘリコプタのロギング・オペレ
ーション、建設作業等における操縦士による前方及び下
方視界が妨げられることがある。また、乗客が操縦士座
席の一つに坐っている時、操縦装置との乗客の不注意な
接触により意図せざる操作が行なわれる可能性がある。

更に、操縦士座席への近接及び離隔時にこれらの操縦装
置が邪魔になる。

操縦士及び副操縦士により操縦が行なわれるシステムで
は、その一方から他方への引継ぎが操縦システムに突変
入力を与えることなく行なわれ得るように、操縦装置が
互に位置を同期化されていることが必須である。このた
めに、操縦士の操縦装置の各々は対応する副操縦土用の
操縦装置と通常機械的に連結されている。機械的連結を
なくすために必要な流体圧又は電気式センサ及びアクチ
ュエータはこの使用目的には動作速度が遅過ぎまた煩雑
過ぎるので、実用的には使用不可能である。

上記の欠点のいくつかを解決するため、操縦士が手を座
席のアームに載せている状態で操作し得る所謂“サイド
アーム”操縦装置を提供する試みがなされてきた。この
サイドアーム式の操縦装置は、操縦士が高い加速度に耐
えなければならない高速航空機又は宇宙船内では、操縦
士の身体を座席にクツションで支える必要があるため操
縦士が座席内で操縦操作を行い得るので有効なものと考
えられている。このため、いくつかのサイドアーム操縦
装置が使用されるに至っている。

［発明の解決しようとする課：ａ］ 従来、ある程度成功裡に用いられている典型的なサイド
アーム操縦装置は二輪方向の制御、一般にはピッチ軸及
びロール軸方向の制御に制限されている。従って、スロ
ットル又はコレクティブ・ピッチ桿及び足踏ペダルは従
来のまま残されているので、それらを操作するため操縦
士は座席の外に手を伸ばさなければならず、また足踏ペ
ダルを踏み得る姿勢をとらなければならない。また、座
席室の装置の繁雑さのを解消も不十分である。

三輪又はそれ以上の軸方向に操作可能なサイドアーム操
縦装置を製作することも試みされてきた。

これらの軸には、例えばピッチ軸、ロール軸及びヨー軸
、又はピッチ軸、ロール軸及びコレクティブ・ピッチ軸
（又は固定翼航空機ではスロットル軸）が含れている。

しかし、三輪又はそれ以上の軸で作動するように設計さ
れたサイドアーム操縦装置は各操縦軸間の交差結合に起
因する共通の欠点を持っている。即ち、前後及び右左運
動によりピッチ方向制御及びヨー方向制御する場合、同
一の操縦桿の上下運動によりヘリコプタのコレクティブ
・ピッチをも制御することは不可能である。なぜならば
、操縦桿を前方及び後方に動かそうとすると、操縦桿は
ある程度上方及び後方にも動く結果となる（その逆も同
様）からである。これは、人間の手が手首関節を枢動個
所として前腕に連結されているため、人間の手首関節の
自然な運動により操縦桿の異なる軸の間に交差結合が惹
起されるという本質的な問題であると考えられる。同じ
ことが、前−後及び右−左運動と組み合わされているね
じり運動についても同様である。　航空機の重積を減じ
、信頼性及び性能をを向上するためにシステムに冗長性
を持たせ、また例えば、マイクロプロセッサ等の最新技
術の利点を取り入れるために航空機内の機械的相互結合
を避けて電気的又は光学的に（又はその双方により）セ
ンサ及びアクチュエータを結ぶことを特徴とする“フラ
イ・パイ・ワイヤ（ｆｌｙ−ｂｙ−ｗｉｒｅ）“システ
ムについてもいくつかの検討がなされてきた。このよう
な場合、航空機の操縦翼面の制御ためにブースタ・サー
ボを駆動する通常の機械的リンケージが電気式位置にセ
ンサにより置換され、それにより電気／流体圧アクチュ
エータが制御される。しかし、複雑及び座席室取付装置
を増さずに操縦士の操縦手段と副操縦士の操縦手段との
間の同期化を行ない得るフライ・パイ・ワイヤ式システ
ムを実現することはこれまで困難であった。従って、現
在−般の操縦手段を有する航空機に用いるべく構成され
たフライ・パイ・ワイヤ式システムでは、操縦士の操縦
手段と副操縦士の操縦手段との間は機械的に連結され、
その単一の機械的連結部に電気式トランスデユーサを結
合することが一般に提案されている。このことは、操縦
士と副操縦士との間で引継ぎが行なわれる場合に操縦装
置（例えばヘリコプタの操縦桿又は固定翼航空機の操縦
輪）の位置は操縦士側と副操縦士とで同一でなければな
らないが、この運動又は位置の同期化は、過大な空間を
とらない高速追従システムの実現が本質的に困難である
ため、機械的相互結合以外では容易に行なわれ得ないも
のとなっていた。

本発明の目的は、操縦室の操縦機器の配置を簡素化し、
操縦士の視野を広げ、操縦士の疲労を軽減し、またフラ
イ・パイ・ワイヤ及び（又は）フライ・パイ・ライト（
ｆ　ｌｙ−ｂｙ−１ｉｇｈｔ　）式操縦システムの適用
範囲を拡大し得る航空機操縦システムを提供することで
ある。

［課題を解決するための手段］ 本発明の第一の構成によれば、航空機のピッチ方向、ロ
ール方向、ヨー方向の姿勢制御、揚力制御及び／又は速
度制御を行う航空機の操縦システムにおいて、前記の制
御のうちのすくなくとも三つの制御を行うための制御入
力を入力するための入力装置であって、 前記ピッチ方向の姿勢制御を行うための第一の操作軸線
と、前記ロール方向の姿勢制御を行うために設定され前
記第一の操作軸線と所定の中立位置で交差する第二の操
作軸線と、ヨー方向の姿勢制御、揚力制御及び速度制御
のいづれかを行うために設定され前記第一及び第二の操
作軸線と重複せず、且つ前記中立位置において前記第一
及び第二の操作軸線と交差する第三の操作軸線の各操作
軸線にそって手動操作される操作手段と、前記操作手段
の前記第一の軸線方向の動作に応じて、所望の航空機の
ピッチ制御値を示す第一の制御入力信号を発生する第一
の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記第二の軸線方向の動作に応じて所望
の航空機のロール制御値を示す第二の制御入力信号を発
生する第二の制御入力信号発生手段と、及び 前記操作手段の前記第三の軸線方向の動作に応じて所望
の航空機のヨー制御値、揚力制御値又は速度制御値を示
す第三の制御入力信号を発生する第三の制御入力信号発
生手段とによって構成したことを特徴とする複数の制御
入力を入力するための入力装置が提供される。

また、本発明の第二の構成によれば、航空機のピッチ方
向の、ロール方向、ヨー方向の姿勢制御、揚力制御及び
／又は速度制御の各航行制御動作を行う航空機の操縦シ
ステムにおいて、前記の制御のうちのすくなくとも三つ
の制御を行うための制御入力を入力するための入力装置
であって、前記ピッチ方向の、ロール方向、ヨー方向の
姿勢制御、揚力制御及び／又は速度制御の各航行制御動
作の内の第一の航行制御動作を行うために設定された第
一の操作軸線に沿った第一の操作方向と、第二の航行制
御動作を行うために設定され前記第一の操作軸線と同一
平面上に配設されるとともに所定の中立位置で前記第一
の操作軸線と交差する第二の操作軸線に沿った第二の操
作方向と、第三の航行制御動作を行うために設定され前
記第一及び第二の操作軸線の配設面に直行し且つ前記中
立位置において前記第一及び第二の操作軸線と交差する
第三の操作軸線に沿った第三の操作方向と、第四の航行
制御動作を行うための前記第三の軸線を中心とした回転
方向の第四の操作方向の、各操作方向に各独立に手動操
作可能に構成された単一の操作手段と、 前記操作手段の前記第−の操作方向の動作に応じて、所
望の前記第一の航行制御動作方向の制御値を示す第一の
制御入力信号を発生する第一の制御入力信号発生手段と
、 前記操作手段の前記第二の操作方向の動作に応じて所望
の前記第二の航行制御動作方向の制御値を示す第二の制
御入力信号を発生する第二の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記第三の操作方向の動作に応じて所望
の前記第三の航行制御動作方向の制御値を示す第三の制
御入力信号を発生する第三の制御入力信号発生手段と、
及び 前記操作手段の前記第四の操作方向の動作に応じて所望
の前記第四の航行制御動作方向の制御値を示す第四の制
御入力信号を発生する第四の制御入力信号発生手段とに
よって構成したことを特徴とする複数の制御入力を入力
するための入力装置が提供される。

さらに、本発明の第三の構成によれば、航空機のピッチ
方向の、ロール方向、ヨー方向の姿勢制御、揚力制御及
び／又は速度制御の各航行制御動作を行う航空機の操縦
システムにおいて、前記の制御のうちのすくなくとも三
つの制御を行うための制御入力を入力するための入力装
置であって、前記ピッチ方向の、ロール方向、ヨー方向
の姿勢制御、揚力制御及び／又は速度制御の各航行制御
動作の内の第一の航行制御動作を行うために設定された
第一の操作軸線に沿った第一の操作方向と、第二の航行
制御動作を行うために設定され前記第一の操作軸線と同
一平面上に配設されるとともに所定の中立位置で前記第
一の操作軸線と交差する第二の操作軸線に沿った第二の
操作方向と、第三の航行制御動作を行うために設定され
前記第一及び第二の操作軸線の配設面に直行し且つ前記
中立位置において前記第一及び第二の操作軸線と交差す
る第三の操作軸線に沿った第三の操作方向と、第四の航
行制御動作を行うための前記第三の軸線を中心とした回
転方向の第四の操作方向の、各操作方向に各独立に手動
操作可能に構成されたており、各操作方向に関して微小
の操作ストロークで動作するよう構成された弔−の操縦
枠を具えた操作手段と、 前記操作手段の前記操縦枠に負荷される前記第一の操作
方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
の前記第一の航行制御動作方向の制御値を示す第一の制
御入力信号を発生する第一の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操縦枠に負荷される前記第二の操作
方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
の前記第二の航行制御動作方向の制御値を示す第二の制
御入力信号を発生する第二の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操縦枠に負荷される前記第三の操作
方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
の前記第三の航行制御動作方向の制御値を示す第三の制
御入力信号を発生する第三の制御入力信号発生手段と、
及び 前記操作手段の前記操縦枠に負荷される前記第四の操作
方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
の前記第四の航行制御動作方向の制御値を示す第四の制
御入力信号を発生する第四の制御入力信号発生手段とに
よって構成したことを特徴とする複数の制御入力を入力
するための入力装置が提供される。

［作　　用］ 上記した本発明の第一乃至第三の構成によれば、操作手
段を介して各操作軸線に沿って操作力を加えることによ
って、航空機のピッチ方向、ロール方向、ヨー方向の姿
勢制御、揚力制御及び／又は速度制御のための制御入力
の入力動作が行われる。

［実施例］ 本発明の上記及び他の目的、特徴及び利点は、以下にそ
の好ましい実施例を図面により詳細に説明するなかで一
層明らかとなろう。

第１図を参照すると、本発明によるサイドアーム操縦装
置１０には検出トランスデユーサ１３と、このトランス
デユーサに結合された操縦桿！２を含んでいる。トラン
スデユーサ１３と操縦桿１２で形成されるユニットは、
操縦席１６のアームレスト１４の上に配設されている。

なお、アームレスト１４は、必要に応じて操縦席１０へ
の着座及び操縦席から離脱を容易にするため、参照数字
１８を付されている部分を中心に回動可能に操縦席に取
付けることも出来る。第１図に示されているように、サ
イドアーム操縦装置ＩＯは前後方向、右左方向、上下方
向及び上下方向軸線を中心とする回動方向に操作可能と
なっている。本実施例においては、操縦桿１２を前後方
向に操作することによって航空機のピッチ方向の制御を
行うように構成されており、従って、ヘリコプタでは縦
方向サイクリック・ピッチ・チャネル又は固定翼航空機
の昇降舵が制御される。また操縦桿１２を右左方向に操
作することによって航空機のロール方向の制御が行われ
るように構成されており、ヘリコプタの横方向サイクリ
ック・ピッチ・チャネル又は固定翼航空機の補助翼が制
御される。操縦装置１０の操縦桿１２を上下方向軸線を
中心に回転方向に操作することによって、航空機のヨー
方向制御が行なわれ、ヘリコプタの足部ロータ・ピッチ
・チャネル又は固定翼航空機の方向舵が制御される。

更に、図示の実施例においては、操縦装置１０の操縦桿
１２を上下方向に操作することによっては揚力又は速度
にの制御が可能となっており、ヘリコプタのコレクティ
ブ・ピッチ・チャネル又は固定翼航空機のエンジン・ス
ロットル及び（又は）プロペラ・ブレード・ピッチが制
御される。

本発明の好適実施例によるサイドアーム操縦装置！０に
おいては上記した四つの操作方向の全部又は一部の操作
方向への操縦操作において操縦桿１２の動作ストローク
は、トランスデユーサ１３によって検知し得る最小のス
トロークに設定されており、操縦しに最小のストローク
で操作出来るように設計されており、トランスデユーサ
１３は、操縦桿１２の動作ストロークではなく、操縦桿
に加えられる操作力を検出して、この操作力に応じた出
力信号を発生する。

上記のように操縦桿の運動ストロークを微小とすること
によって、操縦士の操縦操作における手首関節の自然な
運動に起因して発生する複数の操作方向への操縦操作が
複合する操縦方向の交差結合（例えば上方への操縦操作
に伴う後方操縦桿の後方へのストローク動作が惹起され
る現象）が生じることを未然に防止出来るものとなる。

従って、上記した四つの方向への操縦操作を独立して行
い得るものとなる。なお、この形式の操作力感応型の操
縦桿は市場で容易に入手可能であり、その−例として米
国コネチカット州ノーウオーク所在のメジャーメント　
システムズ　インコーホレーテッド（Ｍｅａｓｕｒｅｍ
ｅｎｔ　５ｙｓｔｅＩｏｓ、　Ｉｎｃ、　）より製作さ
れているモデル４０４−Ｇ５１７がある。それ以外の操
作力感応型操縦桿も利用可能である。なお、本発明の操
縦システムに使用する上で必要な条件は、操縦桿が全て
の操作方向に十分な剛性を有し、また適当な範囲（例え
ば各操作方向に０〜１８ｋｇのオーダー）の操作入力に
対して所要の出力信号を生ずる感度を有していることで
ある。また、かかる操作力を検出するためのトランスデ
ユーサとしては、ストレインゲージ等を用いることが出
来る。上記した本実施例の構成によれば、操縦士は、操
縦操作において操縦操の移動をほとんど感知しないもの
となる。ここで、操縦士によって感知されない程度の運
動とは、操作力によって生ずる変位が操縦士に運動感覚
を与えないほど微小であり、手の運動に伴なう軸間の交
差結合が問題にならない程度の運動を指している。

上記のように、本実施例によれば、操縦桿の操作ストロ
ークが操縦士によって感知されない程度の極めて小さく
操縦桿を通じて入力される操作力のみに感応する多軸形
操作力型操縦桿の使用により、三輪又は四軸での操縦に
おいてそれぞれの異なる操作方向間の交差結合を生じな
いものとしている。

一方、この種の操縦装置１０を使用した場合、はぼ一定
の力を加え続けることは操縦士を疲労感を覚えさせるこ
とがある。これは、複数の操作方向の操縦操作が連続す
る場合には、特に一定の操作力を加え続けることで操縦
士が一層著しい疲労を招くことは明らかである。

更に、突風条件のもとにホバー中のヘリコプタの１８０
°施回のように複数の操縦方向での急速な飛行運動を片
手で操縦するのは困難である。手口体の機能及び航空機
の応動への操縦士の反応を含む人間工学的な因子が全て
理解されているわけではないが、上記の困難はかかる複
雑な飛行運動中に二つ以上の操作方向への操縦操作間相
互に関連を持たせて指令を与える必要があることに起因
するものと考えられる。本発明に用いられる操作力感応
型操縦桿は、操縦桿のストローク位置に応じた指令を与
える従来の操縦桿と異なり、それ自体では視覚又は他の
身体支部分（例えば膝）に対する手の相対位置感覚によ
り操縦を行なうことはできない。また、従来の操縦装置
では操縦操作が種々の身体部分に割り当てられており、
片手で互に関連を持たせて操縦する必要があるのはピッ
チおよびロール方向の制御を行う操縦桿又は操縦輪のみ
であるのに対して、本発明の操縦システムでは全ての方
向の制御を片手による操縦を行なわなければならない。

多軸操作力感応型操縦環の使用に伴なう上記の問題を解
消するために、本実施例による操縦システムでは、比例
成分積分成分を用いた信号処理回路を用いることにより
各方向の制御起点を浮動化している。即ち、操縦士によ
り与えられた全ての操作入力によってそれぞれ対応する
制御方向の新たな制御起点（又は基準点）が更新される
。従って、本発明によれば、操縦士は航空機の姿勢、速
度、高度及びそれらの変化を肉眼観察又は計器により知
りながら、現在の操縦翼面の位置を補正するように操縦
を行なうことができる。

第２図には、第１図で説明した多軸操作力感応型操縦環
を用いた本発明による操縦システムがブロック図で示さ
れている。操縦装置ＩＯは複数個の出力端２０〜２３を
有し、それぞれに操縦桿１２に入力される垂直方向、前
後方向、左右方向又・は回転方向の操作力に対応し、操
作力の強さに対して所定の関数となる電圧値の電圧信号
を生ずる。

第１図で説明した操縦桿１２では各操作方向には両方向
性を有している。即ち、垂直方向の操作には上向方向の
操作と下向方向の操作があり、前後方向の操作には前方
向と後方向の操作があり、左右方向の操作には右方向の
操作と左方向の操作があり、又、回転方向の操作には時
計回り方向と反時計回り方向の操作がある。本実施例の
操縦装置１０は、各制御方向における操縦桿１２の匝瑳
方向に応じてそれぞれ極性の異なる電圧を生ずるように
構成されている。前記の操作力感応型操縦装置では、電
圧は操作力に対してほぼ直線関係を有する構成となって
おり、従って、本実施例において出力端２０〜２３に発
生する出力電圧の絶対値は、操作力とリニアに比例して
いる。しかしながら、出力端２０〜２３の出力電圧を操
作力に対してリニアに比例されることは、本発明の実施
において必須なものではなく、出力電圧と操作力の関係
が非直線関係となっている場合にも、出力端２０〜２３
の各々に対して信号整合回路２４〜２７を設け、この信
号整合回路２４〜２７によって操作力に対して所望の関
数関係をもつ電圧信号を導線２８〜３１上に発生させ、
それらの信号整合回路２４〜２７の出力電圧を制御シス
テムへの実際信号入力とすることができるからである。

回路２６により行なわれる信号整合の一例が第３図に示
されている。横軸に左方もしくは右方への横方向の操作
力が、縦軸には導線３０上の回路２０の出力電圧がとら
れている。この信号整合はもちろん導線２２上の信号の
操作カー電圧関係に応じた電圧−整合である。しかし、
この例では所望の関数関係として、操縦桿への不注意な
接触その他の理由により操縦桿に横方向零点かられずか
に偏向する力が加わっても制御システムを作動させない
ように、右方にも左方にも約０．５１ｂ（０゜２３ｋｇ
）の不感帯が設けられている。この不感帯は、前記のよ
うに、わずかな意図せざる信号が長時間にわたり積分さ
れるのを避けるために必要である。各方向に０　、　５
　ｌｂ　（０、２３ｋｇ）から４１ｂ（１，８ｋｇ）ま
での力に対して、出力電圧はＯｖから０．８ｖまで直線
的に増大する。更に、各方向に４１ｂ（１，８ｋｇ）以
上の力に対しては、出力電圧は非直線的に増大し、入力
される操作力が大きい範囲では感度を高く設定されてい
る。第３図では電圧−操作力関係が力の増大と共に傾斜
が大きくなる非直線関係として示されているが、制御シ
ステムの他の素子例えば流体圧サーボの特性、航空機の
飛行特性及び所望の応答等に応じて、本発明を実施する
のに適した任意の関数関係が選択されることが可能であ
る。

第３図に示した信号接合動作を行うために用いる信号整
合回路は、第４図に例示するようにバイアス付き増幅器
及びリミット付き増幅器の適当な組合わせにより簡単に
実現することが出来る。第４図の信号整合回路２６は、
六つの増幅器２６ａ〜２６ｆで構成されている。増幅器
２６ａ及び２６ｂはバイアス付き増幅器であり、０．５
１ｂ（０゜２４　ｋｇ）の力を表わす入力電圧まではゲ
インが０であり、それ以上ではゲインが１である。これ
らの増幅器によって±０．５１ｂ（±０．２４ｋｇ）の
不感帯を簡単に与えることが出来る。増幅器２６Ｃおよ
び２６ｄはリミット付き増幅器であり、−方の極性の入
力電圧に対してはゲインが０であるが、他方の極性の入
力電圧に対しては０．２Ｖ／１　ｌｂ　（０、２４ｋｇ
）のゲインを有し、入力電圧が４１ｂ（１，８ｋｇ）の
リミットに達した後は０．８Ｖの出力電圧で飽和する。

これらの増幅器は低感度領域を形成する。更に増幅器２
６ａおよび２６ｆはバイアス付き増幅器であり、４ｖ以
下の入力電圧に対してはゲインが０であるが、それを越
える入力電圧に対してはゲインが増幅器２６ｃ及び２６
ｄのゲインがよりも大きくなるように設定されている。

これらの増幅器は高感度領域を形成する。低感度領域用
及び高感度領域用の増幅器２６Ｃ〜２６ｆの出力電圧は
加算点２６ｇで加算される。加算点は専用の加算増幅器
から構成されていてもよいし、後で説明する第２図中の
比例積分特性の回路への入力回路として構成されていて
もよい。

ピッチおよびヨー・チャネルの信号整合回路の特性は第
３図で説明したものに限定されるものではなく、これと
同様の作用を行ういかなる回路をも用いることが出来る
。なお、本発明の実施例では、ピッチ・チャネルの信号
整合回路の特性は第３図に示したロール・チャネルの信
号整合回路の特性と同一であり、ヨー・チャネルの信号
整合回路の特性はロール・チャネルの特性と、ゲインが
０．２２５Ｖ／ｌ１ｎｃｈｌｂ（０，０１ｍｌ＜ｇ）で
あり不感帯が±０　、２７１ｎｃｈ−１ｂ　（±０．０
０３ｍ・ｋｇ）である点を除いては同一である。

他方、コレクティブ・チャネルすなわち垂直チャネルの
信号整合回路は力の増大と共に傾斜が小さくなる点で他
の三つのチャネルの信号整合回路とは特性が異なってい
る。第５図に示されている例のように、垂直チャネルで
は最大操縦桿入力として（右左及び上下方向の操作の場
合のように２０１ｂ（９，１ｋｇ）ではなく　）　４０
１ｂ（１８，２ｋｇ）の力を必要とする。±１ｌｂ（±
０．４５ｋｇ）の不感帯が設けらけており、直線的部分
のゲインは上方では０．　１９Ｖ／ｌｌｂ　（０，４５
ｋｇ）のオーダー、下方では０．８Ｖ／ｌ１ｂ（０，４
５ｋｇ）のオーダーである。さらに、第５図はコレクテ
ィブ・ピッチと対空速Ｉｆとの間の垂下特性に順応する
ため力の増大と共に傾斜が（ピッチ、ロールおよびヨー
・チャネルの場合のように大きくなるのではなく）小さ
くなることを示している。いずれの操作方向に於ける電
圧−操作力関係も第４図のようないくつかのバイアス付
、き増幅器及びリミット付き増幅器の組み合わせで実現
され、不感帯もゲインも正側と負側とで独立に調節され
得る。尚、適当なディジタル計算機が用いられている場
合には、第３図および第５図に示した特性を、導線２０
〜２３上の電圧の大きさに基いてルックアップ・テーブ
ルを用いて得ることもでき、このような方法については
、本願の出願人と同一の譲受人に譲渡された１９７８年
８月３１日付の米国特許出願３９３８．５８３号°フォ
ール・オペレーショナル、フォール・セーフ多重計算機
制御システム゛に開示されている。　第２図を参照する
と、整合された導線２８〜３１上の信号は複数個の増幅
器３２〜３９に与えられる。そのうち増幅器３２〜３５
は比例増幅器であり、増幅器３６〜３９は積分増幅器で
ある。従って増幅器３２〜３９は航空機の操縦翼面・＼
の操縦入力の比例／積分ゲインを与える。増幅器の各々
が対応する導線４０〜４７上に生ずる出力の対はそれぞ
れ加算点で対応する導線５４〜５７上の負フィードバッ
ク信号と共に加算される。対応する導線６０〜６３上の
各加算点の出力は位置偏差信号であり、それにより適当
な増幅器６４〜６７を介して流体圧サーボ７４〜７７の
電磁弁７０〜７３が制御される。三つのサーボ７４〜７
６の機械的出力８０〜８２はミキサ８４を介してスオッ
シュ・プレート９０への機械的入力８６〜８８を制御す
る。それにより主ロータ９２のプレートのピッチが制御
される。ヨー・サーボ７７の機械的出力９４はピッチ・
ビーム９６を介して足部ロータ９８のプレートのピッチ
を制御する。

各サーボ７４〜７７は位置センサ１００〜！０３を備え
ており、各サーボの機械的出力８０〜８２．９４の位置
を示す電気的信号が対応する導線１０４〜１０７上に発
せられる。これらの信号は適当なスケーリングおよび絶
縁の目的でそれぞれ増幅器１０８〜１１１を介してフィ
ードバック導線５４〜５７に与えられる。従って、各サ
ーボの機械的出力の実際位置と目標位置とが一致してい
ない時には常に導線６０〜６３上の偏差信号により増幅
器６４〜６７を介して電磁弁７０〜７３が駆動され、そ
の弁により不平衡状態にもたらされたサーボは作動流体
源１１３からコンジット１１２を経て与えられる加圧さ
れた作動流体によりピストンを動かされて、そのピスト
ンに連結されている機械的出力の実際位置を修正する。

かくして各サーボの機械的出力の実際位置は常にその目
標位置に追従する。上記のサーボおよび各種装置６４〜
１１３はいずれも公知のもので構成することが出来る。

しかしながら、サーボ７４〜７７は、操縦翼面の制御に
従来用いられているもののように電気的に修正される機
械的ブースタサーボではなく、高速で最大規定限界まで
電気的に制御されるサーボでなければならない。本発明
に用いるのに適したサーボは容易に入手可能である。

第２図に示されている制御システムのうち一つ制御方向
り、Ｓ対するらのの作動について説明すれば、本発明に
よる飛行制御の新規制を明らかにするのに十分である。

例えばコレクティブ・ピッチを大きくしたい時、操縦士
は操縦桿に上向きの力を加えると、その大きさの関数で
ある電気的信号が垂直軸出力端２０に現われる。この信
号は信号整合回路２４で第５図に例示したような関数関
係に従う信号に変換され、操縦指令信号として導線２８
上に与えられる。直ちに比例増幅器３２が導線２８上の
信号を増幅して、導線４０を経て加算点５０にその一つ
の入力信号として与える。それにより加算点５０の出力
は不平衡となる。なぜならば、サーボ７４の位置センサ
１００からは現在の機械的リンケージ８０の位置を示す
信号が導線５４を経て加算点５０のフィードバック入力
端に与えられているからである。従って、加算点５０の
出力導線６０上に偏差信号が現われ、それが増幅器６４
により増幅された上で電磁弁７０をその平衡状態から不
平衡状態に駆動し、それによりサーボ７４を作動させて
機械的リンケージ８０を所望の方向に駆動する２、サー
ボ７４〜７７は１秒のオーダ−の非常に短い時間で操縦
翼面をその規定限界の全範囲にわたり駆動し得るものが
用いられている。

信号整合回路２４および増幅器３２．６４のゲインによ
って、操縦士により操作力感応型操縦装置ＩＯの操縦桿
１２に加えられた操作力がある限度よりも大きければ、
電磁弁７０に十分な大きさの信号が与えられるので、サ
ーボ７４はそのピストンに最大の流体圧を作用させて、
機械的リンケージ８０に最大加速力を与える。他方、も
し操縦士により加えられた力が小さければ、最初に比例
増幅器３２、加算点５０および増幅器６４を通って電磁
弁７０に与えられる信号は小さいので、サーボ７４内の
ピストンを実際に動かすに至らない。

上記のような比例ゲインしか有さないシステムで完全な
操縦を行なうためには、機械的出力の所望の位置で例え
ば導線５４上にフィードバックされる信号と平行する信
号を導線４０上に与えるのに必要な力を、その機械的出
力位置を維持すべき期間にわたり、操縦士が操作力感応
型操縦装置の操縦桿に連続的に加えていなければならな
い。この期間が長時間例えば数十分にわたれば、操縦士
に疲労をきたすことは明らかである。いくつかの操作方
向（本発明が四つの制御方向、即ちロール方向、ピッチ
方向、ヨー方向及び垂直力、向（揚力）又は前後方向（
速度）の制御に用いる操縦システムに用いられている場
合には四つの操作方向）の全てで同時に力を加え続けな
ければならないことは、操縦士を更に疲労させる。

上記の疲労の問題を解決するため、従来の位置感応形操
縦手段を用いた操縦システムすなわち操縦桿等の位置と
操縦翼面の位置とが互に対応している操縦システムでは
、操縦翼面の位置を修正する必要が生ずるまで操縦手段
の位置を例えば戻り止ばね等によって拘束しておき、修
正にあたっては戻り止ばねのばね力に抗して操縦手段の
位置の拘束を解除して、新たな修正点まで操縦手段を移
動させそこで再び操縦手段の位置を拘束する方式が採用
されている。しかし、かかる方式を採用することは、三
又は四つの操作方向への操縦操作が片手操作の操作力感
応型操縦装置の操縦桿で行なわれ、且比例ゲインしか有
さない操縦システムでは不可能である。その理由はいく
つかあるが、第一に、片手操作の操作力感応型操縦装置
の操縦桿自体に取付けられているボタンにより一つの操
作方向に操縦桿を拘束しようとすれば、手がボタンに触
れる時のわずかな動きによりその操作方向又は他の操作
方向の指令入力に狂いが生ずる。第二に、拘束を解除し
た時にも指令入力に狂いが生ずるので、それを各操作方
向で元に戻すことば力指示計が設けられているとしても
ほとんど不可能である。第三に位置又は力を保持するた
めの特殊なサーボ機構を四つの操作方向の各々に設ける
ことは複雑であり、サイドアーム操縦桿の利点を減殺し
てしまう。更に、ある時間をかけて操縦翼面を変化させ
たい場合には、その時間的経過に従って操縦桿を操作し
なければならないので、上記の方式では操縦士の負担が
軽減されない。このような理由から、多軸操作力感応型
操縦装置の採用による前記の利点を活かすためには、比
例ゲインのみを有する操縦システムでは不十分である。

そこで本発明にはもう一つの特徴として、比例／積分特
性の信号処理回路を多軸操作力感応型操縦装置と組合わ
せて用いる。それによって得られる特徴は、多軸形感°
力操縦装置により与えられた指令に対する各操作方向の
操縦操作に対する各制御方向の操縦翼面の動作の追従の
仕方である。本発明の実施例では、各制御方向の操縦翼
面の位置は比例増幅器３２〜３５によって得られる比例
成分と、比例増幅器３２〜３５と並列に設けられた所定
のフィードフォワード積分ゲインを持つ積分増幅器３６
〜３９により得られる積分成分とによって決定される。

即ち、前記の動作の例で、いったん操縦士がリンケージ
８０の位置の望ましい位置変化を示す信号を操作力感応
型操縦装置の操縦桿により与えると、瞬間的にはサーボ
７４の作動は前記のように比例増幅器３２からの導線４
０に出力される比例成分に基づく指令に従って行なわれ
る。しかし、サーボ７４が導線４０の比例成分に等しい
信号を導線５４上にフィードバックする位置に到達する
以前に、積分増幅器３６から導線４０の比例成分信号と
同一の極性を有する積分成分信号が導線４４に与えられ
る。積分増幅器３６〜３９の時定数は、航空機の挙動に
対する操縦士の反応に相応する時間幅（例えば秒のオー
ダー）で全操縦方向の操作入力を入力出来るように設定
されている。従って、典型的な場合、もし操縦士が操縦
翼面をある大きさだけ修正したければ、直に元に戻させ
る非常に小さな入力により所望の結果が得られる。なぜ
ならば、サーボ７４は最初は導線４０上の比例信号に応
動し、続いて導線５４上のフィードバック信号と導線４
４上の積分増幅器出力信号とが平衡する定常状態に迅速
に到達する。操縦翼面の位置を大きく且つゆっくり変更
したい場合には、操縦士は小さな入力を連続的に与え続
ければよい。

この場合、操縦桿を通じて入力される操作力に応じた導
線２０の信号値が小さければ、積分増幅器３６の出力信
号も相応に小さくなり、導線２０に小さな信号値の信号
が連続して与えられることによって、積分増幅器３６の
出力信号は経時的に増加して、導線４０に供給される比
例成分信号をはるかに越えて（後記のように制限された
最大値まで）増大するので、サーボ７４は、導線５４上
のフィードバック信号が導線４０上の比例、信号と導Ｉ
Ｑ４４上の積分信号との合計と平衡するに至るまで、リ
ンケージ８０の位置を回転させ続ける。

実際に、操作ストロークが操縦士によって感知されてい
ない程度に小さい本実施例の操作力感応型操縦装置と、
この操縦装置の比例成分と積分成分を含む制御信号によ
ってサーボの動作を制御する比例／積分影信号処理チャ
ネルとの組み合わせにより、操縦士は所望の航空機の挙
動を検出するまで操縦桿に力を加え続け、積分された操
縦桿出力信号がフィードバック信号と平衡に達した状態
で力を零に戻すように操縦桿を操作することによって、
航空機の制御を容易に行い得るものとなる。

従って、第２図に示されている四つの制御方向に関して
本実施例による多軸操作力感応型操縦装置は、各操作方
向に浮動修正点を有し、各サーボ機構７４〜７７はそれ
ぞれ対応する機械的リンケージ８０〜８２および９４の
位置を、導線５４〜５７上のフィードバック信号がそれ
ぞれ対応する導線４０〜４７上の積分信号と平均面する
位置に制御されて、それぞれ対応する操縦翼面の位置制
御を行っている。航空機の操縦は毎回、操縦士がいずれ
かの操作方向の浮動修正点を所望の大きさだけ所望の変
化速度で変更するための時間及び操作力を操作力感応型
操縦装置の操縦桿に所望の方向で加えることにより行な
われる。操縦士は、操縦翼面の位置を変更したい時だけ
、その浮動修正点を変更するべく操縦桿に力を加えれば
よい。操縦桿に加えられる力が零であれば、浮動修正点
は変化しない。尚実際には、意図せざる非常に小さい力
の積分により大きな指令が生ずるのを避けるため、信号
処理回路に不感帯が設けられているので、操縦桿に加え
られる力がこの不感帯に相当する範囲内の非常に小さな
力であれば、浮動修正点は変化しない。従って、本発明
によれば、操縦士は操縦桿に軽く手を触れた状態で、ま
た定常飛行中は操縦桿から手を離した状態で飛行し得る
。

第２図で、ヨー・チャネルの導線３１は追加的な積分増
幅器１１７に接続されている。この積分増幅器は回転方
向の操作力を積分した信号を導線１１８を経て車輪操作
機構１１９に与え、る。これは本発明にとって必須な部
分ではないが、もし足踏ペダルが（操縦士が足の周りで
地面を見やすいように、また操縦システムの重看を軽減
するように）省略されているならば、操縦桿が地上車輪
操作にも飛行運動にも使用され得るという事実を示すた
めに付記した。

第２図の左上の導線！１４からは、航空機が着陸したこ
と、即ち車輪又はスキッドが地面に接触したことを示す
信号が与えられる。かかる信号は１スクアツト・スイッ
チ”により与えられ、又は他のなんらかの手段で航空機
の車輪又はスキッド支持機構から導かれる。かかる信号
は一般に種々の目的を例えば地上に於ける自動操縦安定
装置の作動をロックする目的で多くの航空機で用いられ
ている。導線１１４上の信号は積分保持信号として作用
するように積分増幅器３６〜３９の各々に与えられてい
る。−例として、この信号により積分増幅器のフィード
バック回路に接続されている電子スイッチが開かれ、積
分コンデンサと増幅入力端との間の接続が断たれる。こ
うして、航空機が地面に接触すると、浮動修正点はその
瞬間の値で一定に保持され、操縦士はその後比例回路の
みを通じて飛行運動を完了する。航空機の運転停止時に
は、浮動修正点はリセット・スイッチ又は他の公知の手
段により全て電気的に零に減ぜられる。

その後、航空機の運転再開時には、導線１１４上の信号
が積分増幅器の全てをその初期値即ち零に保持する。従
って、停止又は格納中に操縦システムへの漂遊入力によ
り指令積分が行なわれるおそれはない。こうして、全て
の操縦翼面の修正点が離陸中に中立位置にあることが補
償されているので、意図せざる操縦入力が離陸の開始時
に存在し得ない。従って、離陸は操縦士により比例ルー
プのみを通じて行なわれる。導線１１４上の信号はイン
バータ１１６を経て相補性信号として積分増幅器１１７
に与えられる。地上で車輪を操作する装置が設けられて
いる場合、それを操作するのに積分増幅器１１７の出力
か用いられる。

次に第６図を参照すると、本発明のシステムで必要とさ
れ得る装置として、規定限界に、対する余裕を支持する
ための装置が示されている。従来のシステムでは、操縦
士により操縦桿、操縦レバー、操縦輪又は足踏ペダルを
介して実際に動かされる機械的リンケージが、所与の輪
に於て規定限界に達したことを警報するための位置応答
手段を含んでいる。かかる位置応答手段の代わりとして
、本発明のシステムでは第６図に示されているような電
子的手段が設けられ得る。例えば、導線５４からの位置
フィードバック信号を受けない加算回路５０ａで比例出
力及び積分出力が加算され、位置指令信号として導線６
０ａ上に与えられる。この信号は加算点１２０で、所与
のチャネルに対する１００％規定限界を示す例えば定電
圧源１２２からの一定電圧と比較され、その差が規定限
界に対する余裕を示す信号として導線１２４上に与えら
れる。この信号は操縦士に規定限界に対する余裕を常に
示すため指示計１２６に与えられると共にレベル検出回
路１２８に与えられる。このレベル検出器から導線１３
０上に与えられる信号は、例えば規定限界の９０％が現
在当該の軸で指令されていることを示す。この信号はオ
ア回路１３２で、他の軸について導線１３４から与えら
れる同様の信号と論理和を形成し、いずれかの軸に於け
る指令が規定限界の９０％に達している時には導線１３
６上に警報信号が現われる。この信号は警報ランプ１３
８の点灯、操縦桿シェーカ１４０の振動等により操縦士
に警報を与える。操縦桿シェーカと警報ランプおよび余
裕指示計との組み合わせにより、従来規定限界への到達
を操縦士に警報するのに用いられていた位置応答手段が
置換される。

実際、特定の軸が規定限界に近接するにつれて感力操縦
桿がシェーカにより振動することは、規定限界への到達
を持って位置応答手段により得られる警報にくらべて望
ましい。

第１図で説明した操作力感応型操縦装置に信号処理回路
を組合わせて第２図のように構成した本発明の操縦シス
テムを軽ヘリコプタに用いた結果は良好であった。この
実施例では信号整合回路２４〜２７は第３〜５図で先に
説明した特性を有する。増幅器３２〜３９のゲインは、
操縦桿に最大の六入力が与えられた時に０．５〜２秒間
で操縦翼面の位置を規定限界まで変化させ得るように調
節された。例えば、積分増幅器３６の定数Ｋｃは１．２
５に選定されており、感力操縦桿１０に垂直に最大の六
入力が与えられて導線２０上に最大の電圧が現われてい
る時サーボ７４の全行程に対する最小時間はいずれの方
向にも約１．５秒であった。増幅器３７の定数Ｋｐは０
．５に選定され、サーボ７５の全行程に対する最小時間
はいずれの方向にも約２秒であった。増幅器３８の定数
ＫＲは１．０に選定され、サーボ７６の全行程に対する
最小時間はいずれの方向にも約１秒であった。

また増幅器３９の定数Ｋｙは１．２５に選定され、サー
ボ７７の全行程に対する最小時間は約０．８秒であった
。これらのゲインは対応する比例チャネルのゲインに対
して相対的なものである。しかし、これらのゲインの各
々は信号整合回路２４〜２７により与えられるゲイン関
係及びシステムの他の部分で与えられる特性（例えばサ
ーボ機構のゲイン）に関係して当業者に周知の仕方で調
節される。

以上に説明した操縦システムの信号処理チャネルはアナ
ログ式であり、適当なゲイン、リミットおよび積分特性
を有する増幅器とサーボ弁を駆動するアナログ電圧の加
算器とを用いている。しかし本発明はディジタル・シス
テムすなわち信号整合、積分、加算等を全て一台又は二
台のディジタル計算機により行なうシステムとしても良
好に実施され得る。−例は前記米国特許出願に記載され
ているデュアル・コンピュータ・システムである。

かかる計算機を用いている航空機で本発明を実施するに
あたっては、操作力感応型操縦装置１０の操縦桿１２の
電圧出力は前記米国特許出願の第１図に記載されている
ようにマルチプレクサを介してアナログ・ディジタル変
換器に与えられ、また電磁弁７０〜７３は前記米国特許
出願の第１図および第２図に示されている仕方で駆動さ
れる。二台の計算機が用いられる場合、両社算機が操縦
軸の各々に接続されることは明らかである。他方、−台
の計算機を用いてシステムを構成することももちろん可
能である。

信号処理は、先に簡単に示唆したように、テーブル・ル
ックアップのみによっても行なわれ得るし、テーブル・
ルックアップによる係数選定及びその係数を用いての計
算によっても行なわれ得る。

第２図で説明した機能を実行するために必要なディジタ
ル技術の全ては当業者によく知られており、本発明によ
る新規な操縦の仕方を取入れてはいないが現在用いられ
ている種々の航空機操縦システムに於けるものと同様で
あってよい。

本発明は自動操縦システム、例えば高度、速度及び機首
方向を自動的に制御する自動操縦システム、突風等によ
る航空機の姿勢への外乱を補償する安定性増強システム
等との組合わせにも適している。本発明による操縦シス
テムへの自動操縦システムの結合は全く簡単である。な
ぜならば、浮動修正点から更新された修正点への移行す
る方式が本発明により既に実現されており、その修正点
を自動操縦システムによりジャイロ出力の関数として補
正し、また安定性増強システムによりレート・ジャイロ
出力の関数として安定化すればよいからである。例えば
、自動操縦システムの出力信号は積分増幅器３６〜３９
の入力端に、安定増大装置の出力信号は比例増幅器３２
〜３５の入力端又は加算点５０〜５３に加えられ得る。

場合によっては、両システムの出力信号が加算点５０〜
５３で簡単に加えれ得る。いずれの場合にも、自動操縦
システムおよび安定増大装置からの電気的信号は、通常
その後に用いられる装置と本発明の装置との相違を考慮
に入れて適当に整合されていなければならない。例えば
安定増大信号は規定限界の５％のオーダーの小さな大き
さに保たれるべきであり、また自動操縦用信号は規定限
界の全範囲に渡っているが変化速度を制限されているべ
きである。また、安定増大信号が積分回路の後で本発明
の浮動修正点に加えられる場合、安定性増強のための修
正点の変化幅の中心は自動操縦修正点の変化に追従する
ように自動操縦用信号により連続的に更新されるべきで
ある。上記のようにして、自動操縦及び安定増大のため
に用いられている公知のシステムを本発明の操縦システ
ムに組合わせることが出来る。

以上には、本発明を主として回転翼航空機（ヘリコプタ
）に応用した例を説明してきた。しかし本発明の原理は
固定翼航空機の操縦システムにも同様に応用可能である
。固定翼航空機の場合、縦軸は昇降舵を制御し、横軸は
補助翼を制御は、又ねじり軸は方向を制御する。垂直軸
は、必要に応じて、速度及び（又は）揚力（即ちエンジ
ン推力又はプロペラ・ピッチ）を制御するために用いら
れる。もちろん、時定数及び信号整合の特性は固定翼航
空機の操縦翼面に対するサーボ制御の知識に基いて選定
される。それ以外に本発明の操縦システムを固定翼航空
機に用いるにあたって特別に考慮にいれなければならな
い点はない。

要すれば、機械的ミキサ８４の機能は、本発明を取入れ
た“フライ・パイ・ワイヤ”システムでは電気的信号混
合回路により代行され得る。この場合、混合された信号
によりスオッシュ・プレート９０のなかの機械的ではな
く電磁的な主サーボ（図示せず）が直接に駆動される。

また、感力操縦桿の四つの軸は必ずしも特定のサーボと
一対一に対応していなくてもよい。重要なことは、少な
くとも三つの軸を有する操縦桿の各軸への力入力に応答
して航空機の操縦翼面の比例／積分制御が行われること
である。

本発明をその好ましい実施例について図示し説明してき
たが、本発明の範囲から逸脱することなく前記及び他の
種々の変更、省略及び追加が行われ得ることは当業者に
より理解されよう。

［効　　果］ 上記のように本発明は多軸形感力操縦装置と比例／積分
特性の信号処理回路との併用により、操縦士は航空機の
姿勢、高度、速度、機首方向等の変化に応答して操縦翼
面の位置を変更した場合にのみ操縦入力を与えて航空機
を操縦することが可能になる。これは航空機操縦の全く
新しい考え方を含んでいる（浮動修正点方式）。

本発明によれば、三つ又は四つの操縦方向に対して、な
んらの操作方向間の交差結合全姿さずに、単一の操縦桿
（例えばサイドアーム操縦枠）を使用することができる
。本発明の操縦システムは、操縦桿類の位置により作動
する従来の操縦システムと異なり、操縦士が楽な姿勢を
とることができまた大きな運動を必要としないので、操
縦士の疲労を著しく軽減する。本発明の操縦システムは
操縦軸の各々で修正点を絶えず更新する方式であるから
、操縦士の操縦桿と副操縦士の操縦桿との間の同期化が
不必要となる。本発明によれば、計器及び外界を見に＜
＜シ、また大きな空間を占めていた従来の大形の操縦桿
、ペダル等が省略される。

本発明は、足を用いずに片手だけで航空機を操縦するこ
とを可能にする。更に本発明は、高度な機能を有する航
空機操縦システムを従来の操縦桿及び足踏ペダルによる
システムのコストよりも低いコストで実現することを可
能にする。本発明の操縦システムは、個々には当業者に
よく知られている装置及び技術を用いて実施することが
できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の好適実施例によるサイドアーム操縦装
置の斜視図である。 第２図は本発明に実施例によるサイドアーム操縦装置を
用いたヘリコプタ用操縦システムのブロック図である。 第３図は第２図の操縦システムに用いられる１つの信号
整合回路の人出力特性を示すグラフである。 第４図は第２図のシステムに於て第３図の特性を得るた
めの信号整合回路のブロック図である。 第５図は他の信号整合回路の入出力特性を示すグラフで
ある。 第６図は規定限界に対する余裕を指示するべく第２図の
システムを一部変更した部分のブロック図である。 ＩＯ・・・サイドアーム操縦装置、１２・・・操縦桿、
１３・・・トランスデユーサ組立体、１４・・・アーム
、１６・・・操縦士座席、１８・・・揺動輪、２４〜２
７・・・信号整合回路、３２〜３５・・・比例増幅器、
３６〜３９・・・積分増幅器、５０〜５３加算器、６４
〜６７・・・増幅器、７０〜７６電磁弁、７４〜７７・
・・流圧サーボ、８４・・・ミキサ、９０・・・スウォ
ツシュ・プレート、９２・・・主ロータ、９６・・・ピ
ッチ・ビーム、９８・・・足部ロータ、１００〜１０３
・・・位置センサ、１０８〜１１１・・・増幅器、１１
３・・・作動流体源、１１７・・・積分増幅器、１１９
・・・車輪操作機構、１２０・・・加算器、１２２・・
・定電圧源、１２６・・・指示計、１２８・・・レベル
検出回路、１３２・・・オア回路、１３８・・・警報ラ
ンプ、１４８・・・操縦桿シ工−カ Ｆ／Ｇ、／ ′回喪 ・ｈ 卑 Ｍ−坦 賽

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. （１）航空機のピッチ方向、ロール方向、ヨー方向の姿
   勢制御、揚力制御及び／又は速度制御を行う航空機の操
   縦システムにおいて、前記の制御のうちのすくなくとも
   三つの制御を行うための制御入力を入力するための入力
   装置であって、前記ピッチ方向の姿勢制御を行うための
   第一の操作軸線と、前記ロール方向の姿勢制御を行うた
   めに設定され前記第一の操作軸線と所定の中立位置で交
   差する第二の操作軸線と、ヨー方向の姿勢制御、揚力制
   御及び速度制御のいづれかを行うために設定され前記第
   一及び第二の操作軸線と重複せず、且つ前記中立位置に
   おいて前記第一及び第二の操作軸線と交差する第三の操
   作軸線の各操作軸線にそって手動操作される操作手段と
   、 前記操作手段の前記第一の軸線方向の動作に応じて、所
   望の航空機のピッチ制御値を示す第一の制御入力信号を
   発生する第一の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記第二の軸線方向の動作に応じて所望
   の航空機のロール制御値を示す第二の制御入力信号を発
   生する第二の制御入力信号発生手段と、及び 前記操作手段の前記第三の軸線方向の動作に応じて所望
   の航空機のヨー制御値、揚力制御値又は速度制御値を示
   す第三の制御入力信号を発生する第三の制御入力信号発
   生手段とによって構成したことを特徴とする複数の制御
   入力を入力するための入力装置。
2. （２）航空機のピッチ方向の、ロール方向、ヨー方向の
   姿勢制御、揚力制御及び／又は速度制御の各航行制御動
   作を行う航空機の操縦システムにおいて、前記の制御の
   うちのすくなくとも三つの制御を行うための制御入力を
   入力するための入力装置であって、 前記ピッチ方向の、ロール方向、ヨー方向の姿勢制御、
   揚力制御及び／又は速度制御の各航行制御動作の内の第
   一の航行制御動作を行うために設定された第一の操作軸
   線に沿った第一の操作方向と、第二の航行制御動作を行
   うために設定され前記第一の操作軸線と同一平面上に配
   設されるとともに所定の中立位置で前記第一の操作軸線
   と交差する第二の操作軸線に沿った第二の操作方向と、
   第三の航行制御動作を行うために設定され前記第一及び
   第二の操作軸線の配設面に直行し且つ前記中立位置にお
   いて前記第一及び第二の操作軸線と交差する第三の操作
   軸線に沿った第三の操作方向と、第四の航行制御動作を
   行うための前記第三の軸線を中心とした回転方向の第四
   の操作方向の、各操作方向に各独立に手動操作可能に構
   成された単一の操作手段と、 前記操作手段の前記第一の操作方向の動作に応じて、所
   望の前記第一の航行制御動作方向の制御値を示す第一の
   制御入力信号を発生する第一の制御入力信号発生手段と
   、 前記操作手段の前記第二の操作方向の動作に応じて所望
   の前記第二の航行制御動作方向の制御値を示す第二の制
   御入力信号を発生する第二の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記第三の操作方向の動作に応じて所望
   の前記第三の航行制御動作方向の制御値を示す第三の制
   御入力信号を発生する第三の制御入力信号発生手段と、
   及び 前記操作手段の前記第四の操作方向の動作に応じて所望
   の前記第四の航行制御動作方向の制御値を示す第四の制
   御入力信号を発生する第四の制御入力信号発生手段とに
   よって構成したことを特徴とする複数の制御入力を入力
   するための入力装置。
3. （３）航空機のピッチ方向の、ロール方向、ヨー方向の
   姿勢制御、揚力制御及び／又は速度制御の各航行制御動
   作を行う航空機の操縦システムにおいて、前記の制御の
   うちのすくなくとも三つの制御を行うための制御入力を
   入力するための入力装置であって、 前記ピッチ方向の、ロール方向、ヨー方向の姿勢制御、
   揚力制御及び／又は速度制御の各航行制御動作の内の第
   一の航行制御動作を行うために設定された第一の操作軸
   線に沿った第一の操作方向と、第二の航行制御動作を行
   うために設定され前記第一の操作軸線と同一平面上に配
   設されるとともに所定の中立位置で前記第一の操作軸線
   と交差する第二の操作軸線に沿った第二の操作方向と、
   第三の航行制御動作を行うために設定され前記第一及び
   第二の操作軸線の配設面に直行し且つ前記中立位置にお
   いて前記第一及び第二の操作軸線と交差する第三の操作
   軸線に沿った第三の操作方向と、第四の航行制御動作を
   行うための前記第三の軸線を中心とした回転方向の第四
   の操作方向の、各操作方向に各独立に手動操作可能に構
   成されたており、各操作方向に関して微小の操作ストロ
   ークで動作するよう構成された単一の操縦桿を具えた操
   作手段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第一の操作
   方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
   の前記第一の航行制御動作方向の制御値を示す第一の制
   御入力信号を発生する第一の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第二の操作
   方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
   の前記第二の航行制御動作方向の制御値を示す第二の制
   御入力信号を発生する第二の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第三の操作
   方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
   の前記第三の航行制御動作方向の制御値を示す第三の制
   御入力信号を発生する第三の制御入力信号発生手段と、
   及び 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第四の操作
   方向の操作入力の操作力の大きさ、方向に応じて、所望
   の前記第四の航行制御動作方向の制御値を示す第四の制
   御入力信号を発生する第四の制御入力信号発生手段とに
   よって構成したことを特徴とする複数の制御入力を入力
   するための入力装置。