JPH026679B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタに係り、更に詳細には安
定板の電子的制御及び作動器位置決めのフエイル
セーフ操作に係る。

単一主回転翼を用いる形式のヘリコプタは、機
体が飛行中に主回転翼の回転と反対方向に角加速
度を受けるのを防止するため、水平な軸線の周り
に回転する垂直な尾部回転翼を有する。この種の
ヘリコプタには、一般にヘリコプタの前進飛行中
に機体の縦揺れ（ピツチ）を空気力学的に抑制し
てピツチ安定性を与える簡単な水平翼からなる尾
部安定板が設けられている。通常、かかる尾部安
定板は、ホバリング中及び低速飛行時に主回転翼
洗流の垂直成分が安定板に対して作用しないよう
尾部パイロンの非常に高い位置に取付けられる。
通常かかる安定板はパイロンの尾部回転翼と反対
側に取付けられた一枚の板であつてよく、このよ
うなものでも前進飛行に対し十分な安定性を与え
ることができる。

従来、ヘリコプタに於ては、前進飛行中のヘリ
コプタの姿勢に追加の空気力学的制御を加え得る
ように、安定板の位置に関してある程度の制御を
行うことは知られている。完全手動で制御される
安定板は米国特許第2630985号に記載されている。
主回転翼の同時ピツチを制御する同時ピツチ制御
レバーにより直接的に作動される安定板は米国特
許第3081052号に示されている。複合ヘリコプタ
では、米国特許第3105659号に示されているよう
に、固定安定板の昇降舵部分が通常の固定翼航空
機の場合と同様に操縦桿により制御される。また
ヘリコプタの周期ピツチ制御に応答して可変迎え
角安定板を制御することは米国特許第3721404号
に説明されている。

垂直な尾部回転翼を有する通常の単一主回転翼
ヘリコプタでは、ヘリコプタへの揚力の全てが主
回転翼ハブを通じて与えられる。尾部は主ハブか
ら遥かに離れているので、尾部に近い重量は、主
回転翼より前方にある同等な重量により平衡され
ない限り、持ち上げ困難であることが知られてい
る。従つて、場合によつては、単一主回転翼ヘリ
コプタの後部に於て揚力を発生させることが必要
になる。一つの解決策は、尾部回転翼を傾け、そ
のスラスト（推力）の若干の成分を下方へ向け、
それによつてヘリコプタの最後部に於て直接垂直
方向の揚力を発生させることである。しかし、尾
部回転翼を傾けることは、ヘリコプタ自体の制御
翼面に対するヘリコプタの応答の点でも、エアポ
ケツト、突風入力などのような外力に対する応答
の点でも、ヘリコプタの空気力学的安定性を得る
上で相当な複雑さを加える。もしヘリコプタの設
計パラメータが戦用ヘリコプタの場合のように極
度に低い高度で非常に安定な高速飛行を行えるこ
とを含むならば、一対の安定板をヘリコプタの尾
部の両側に一つずつ設けることが望ましいであろ
う。更に、安定板が空気密度変化、突風入力など
のような外部入力に対応できるように、安定板に
制御入力を加えることが望ましいであろう。

昇降舵状の制御部を有するヘリコプタでは、尾
部の垂直位置或いは航空機のピツチ姿勢が安定板
迎え角の変化により高速飛行中に急速に変化する
可能性のあることを考慮に入れて、望ましくない
大きな角度変化が生ずることを許すような故障を
が該制御部に生ずることを防止するため大きな注
意が払われなければならない。例えば、もし安定
板が極端な尾部上げ位置へ向かう指令を誤つて受
けたとすれば、ヘリコプタは修正不可能な飛行条
件に達するほど急速に機首を下げ、遂には墜落に
至る可能性がある。従つて、安定板の自動操作は
完全にフエイルセーフであることが最も重要にな
る。このことは故障が検出可能なだけでなく、故
障が検出可能で且望ましくない応答が極めて急速
に阻止され得るようになつていなければならない
ことを意味する。

本発明の主たる目的は、傾斜した尾部回転翼と
可変迎え角安定板を有するヘリコプタに於て、安
定板の制御を改良することにより、ホバリングよ
り高速飛行に至る全飛行状態に於て安定した飛行
を達成することのできるヘリコプタを提供するこ
とである。

かかる目的は本発明によれば、前記胴体に垂直
揚力を与えるよう方向付けられ第一の平面内で前
記胴体に対して回転する主回転翼と、 前記胴体の対気速度を示す信号を与える対気速
度検出器と、 前記胴体と横加速度を示す信号を与える横加速
度計と、 前記胴体の尾部に前記第一の平面と実質的に平
行な横軸線の周りに駆動可能に配設された安定板
と、 前記安定板を前記胴体に対して種々の迎え角を
なすように前記横軸線の周りに回転駆動する作動
器と、 与えられた位置指令信号に応答して前記安定板
を所望を回動位置に設定すべく前記作動器を作動
させる制御装置と、 前記主回転翼の回転に起因する逆回転力に抗し
て前記胴体を安定化させるべく前記胴体の尾部に
取付けられ前記第一の平面に平行な推力成分と垂
直上向きの推力成分を与えるよう前記胴体の前後
方向に延びる縦軸線に実質的に平行で前記胴体の
上下方向に延びる垂直軸線に対して小さな角度を
なす第二の平面内で回転する尾部回転翼と、 前記対気速度検出器の出力信号に応答して前記
安定板を高速飛行時には実質的に零の平均迎え角
にまた低速飛行時には最大迎え角に位置決めする
信号成分と前記横方向加速度計の出力信号に応答
して前記尾部回転翼により前記胴体の尾部に与え
られる前記第一の平面に平行な推力成分と同一の
方向または反対の方向に前記胴体に横加速度が作
用するとき前記安定板の迎え角を増大または減小
せしめる信号成分とを含む複合指令信号を発生す
る位置指令信号発生回路と、 を含むことを特徴とするヘリコプタより達成され
る。

本発明による上記の如き安定板の迎え角制御に
は、更に胴体のピツチ軸線の周りの回転速度を示
すピツチレートをピツチレートジヤイロにより検
出し、ピツチレートに応じて胴体が機首上げ状態
にあるか又は機首下げ状態にあるかに応じて安定
板の迎え角を増大又は減小せしめる制御が追加さ
れてよい。

更にまた、上記の安定板迎え角制御に於ては、
対気速度に応じて低速飛行時以上の速度による飛
行中に於てのみ横加速度に応答する制御を行うよ
うにしてよい。

更にまた、上記の安定板迎え角制御には、主回
転翼の同時ピツチの現在角度を示す信号に応答し
て安定板を高速飛行時には実質的に迎え角を零に
また低速飛行時には実質的に迎え角最大に位置せ
しめ、低速飛行と高速飛行の間の飛行時には同時
ピツチの増減に応じて安定板の迎え角を増減する
制御が付加されてよい。

更にまた、上記の安定板迎え角制御に於ては、
高速飛行時に対空速度に関する制御信号成分を与
え、この信号成分を高速飛行のための垂直上昇を
越えて要求される同時ピツチ位置に関連する複合
信号に実質的に等しく方向反対であるようにして
よい。

更にまた、上記の安定板迎え角制御に於ては、
高速飛行時に安定板の迎え角を実質的に零とする
信号成分を与える調整可能な偏倚回路が組込まれ
てよい。

更にまた、上記安定板迎え角制御に於ては、安
定板の迎え角を制御するための作動器が直列に接
接続された実質的に等しい二つの作動器により横
成され、位置指令信号発生回路によりこれら二つ
の作動器に対し実質的に等しい作動信号を与え、
作動器の一つにより位置決めされるべき位置を作
動器本体により位置決めされるべき位置の半分と
するようにしてよい。この場合、各作動器に対す
る位置検出器を設け、各作動器について検出され
た位置の間に所定の大きさを越える相違が生じた
時には、作動器の何れかに誤作動が生じたものと
判断する警報を与えるようにしてよい。更にこの
場合、警報信号の発生に応答して継電器により指
令信号発生回路より作動器へ供給されていた指令
信号を遮断するようにしてよい。

更にこの場合、警報信号の発生に応じて作動器
の制御を手動制御に切換えるようにしてよい。

上記の如き本発明のによる安定板の迎え角制御
により、ヘリコプタの飛行に於ける対気速度と胴
体に作用する風等による横加速度とに関連して、
垂直方向と横方向の両方の推力を同時に発生する
傾斜尾部回転翼を備えたヘリコプタの胴体の姿勢
を常時安定した状態に保つ機能を安定板の迎え角
制御によつて達成することができる。更にまた、
上記の如く、かかる基本制御の胴体のピツチレー
ト及び主回転翼の同時ピツチ位置に関する制御を
付加することにより、胴体のピツチング及び主回
転翼の同時ピツチ位置の変化に追随してヘリコプ
タの胴体を安定に維持する作用が得られる。更に
また、安定板に対する作動機構を上記の如く互い
に直列に接続された二つの作動器により与える構
成とし、これら二つの作動器の間の作動状態に相
違が生じたことを検出するようにして置くことに
より、作動器の何れかに誤差が生じたとき、それ
に対する手動対応を速かに行わせることができ
る。

以下に添付の図を参照して本発明をその典型的
な実施例について詳細に説明する。

本明細書に於てヘリコプタの飛行速度が低速度
であるというときの速度は、安定板への主回転翼
洗流の十分な垂直成分が存在する速度を意味し、
ヘリコプタがホバリング状態にあるときを含むも
のとする。またヘリコプタが高速飛行状態にある
ときとは、安定板による空気力学的安定化作用が
機体の飛行により生ずる機体に対する空気の相対
的流れによつて得られるようになる状態を意味
し、ここでの実施例ではそのような飛行速度は約
80ノツト以上である。またかかる低速飛行速度と
高速飛行速度の中間の速度をここは遷移速度と定
義することにする。これらの速度は本発明の特徴
を利用するヘリコプタの性能に関係して変化して
よく、特定のヘリコプタに関して定められたもの
でないことを理解されたい。

さて第１図及至第３図を参照すると、ヘリコプ
タ１０は胴体１２と、回転翼ハブ１６の周りを第
１図で見て反時計方向に回転する主回転翼１４と
を含んでいる。ヘリコプタ１０は尾翼パイロン１
８を含んでおり、その頂部には、飛行中に回転す
る主回転翼１４に対する反作用により胴体が第１
図で見て時計方向に回転するのを防止する横方向
スラストを発生すべく、第２図で見て時計方向に
回る尾部回転翼２０が取付けられている。この実
施例では、第３図に示されているように、尾部回
転翼２０は尾部に多少の揚力カラストを与えるよ
うに垂直から20゜の角度で傾けられている。パイ
ロン１８の基部には、胴体１２に枢軸２４で枢着
された安定板が設けられており、この安定板は、
第２図に示されているように、その最後縁が最も
下方に位置する＋40゜（尾部上げ）の迎え角と、そ
の最後縁が僅かに上方に位置する−10゜（尾部下
げ）の迎え角との間を作動器組立体２５により作
動されて回動可能である。

ヘリコプタがホバリングを行つているとき、主
回転翼１４からの洗流の下向き成分が大きくなる
ので、安定板を洗流に対し不感応にして洗流がホ
バリング中にヘリコプタの尾部を押し下げるのを
避けるためには、尾部の低い位置に取付けられて
いる安定板はホバリング中は第２図に示されてい
る＋40゜のように高い正の迎え角へ回転されなけ
ればならない。同様な論理が低速飛行時にも同じ
く成立する。他方、航空機が前方へ高速で巡航し
ているときは、最大の空気力学的飛行安定性を与
えるように、また適度の揚力を航空機の尾部に与
えるように、安定板を実質的に水平に保つことが
望ましい。

もしヘリコプタの重心２６がハブ１６より後に
あれば、同時ピツチ（コレクテイブピツチ）の増
大により機体には実質的に重心２６を通る水平軸
線であるピツチ軸の周りに機首上げ方向の回転が
生ずることになるので、前進飛行中、安定板の迎
え角を相応に増すことが尾部を上げるために望ま
しい。従つて本発明では、安定板が最大迎え角と
なる低速時を除いて、同時ピツチの増大或いは減
少によりそれぞれ迎え角の増大或いは減少が生ず
るように、同時ピツチが安定板２２の迎え角の制
御装置に対する入力の一つとされている。

同様に、固定翼航空機の場合と同じく、外部入
力例えば突風により航空機がそのピツチ軸の周り
に回転力を受けるときは、水平飛行を維持させる
ように安定板が相応に応動することが望ましい。
第３図に見られるように、傾斜した尾部回転翼２
０は尾部に適度の垂直揚力を与える。この場合に
は、重心２６（第２図）はハブ１６に与えられる
主揚力からずつと後にあつてよい。しかしその場
合、同時ピツチが航空機にそのピツチ軸の周りの
機首上げ回転を生じさせる効果は一層大きい。従
つて、同時ピツチの大きさが機体のピツチに影響
する度合いは、傾斜した尾部回転翼を有するヘリ
コプタでは一層大きいであろう。本発明によれ
ば、同時ピツチ入力もしくは前後方向周期ピツチ
（ロンギチユーデイナルサイクリツクピツチ）入
力の制御に基いて行われる水平飛行を安定化すべ
く、安定板迎え角の制御に、ピツチレートジヤイ
ロ入力その他の制御用外部入力と共に、同時ピツ
チ入力を導入し、これによつて安定板に関する制
御が改良される。

また、傾斜した尾部回転翼を使用することは、
片揺れ、横運動及び横滑りの結果として縦揺れモ
ーメントを生じさせる。例えば、もし機体が左方
へ横滑りし、尾部が第３図で見て右方へ振れたと
すると、これは尾部回転翼のスラストが増大した
ことに相当する。尾部回転翼スラストの増大は尾
部上げ効果を有するので、この変化は安定板への
負の角度入力により安定板を上方へ戻すように、
安定板によつて調節されるべきである。本発明に
よれば、この効果に対処するため、横加速度計が
安定板の制御に横加速度を関連させるのに用いら
れている。また、既に知られているように、尾部
回転翼が航空機全体を横方向（今の実施例では第
３図で見て右方）へ移動させようとする傾向は、
ホバリング中には左横周期ピツチにより補償され
なければならず、この周期ピツチは自動的にヘリ
コプタを左側で僅かに低く傾斜させ、その結果見
掛けの右向き横加速度を発生させる。この右向き
横加速度は安定板にその後縁を上げる負の迎え角
を生じさせようとし、この迎え角がホバリング中
の回転翼洗流の垂直成分に対して安定板を一層敏
感にさせ、それにより尾部を押し下げる。この理
由から、本発明によれば、横加速度計と安定板と
の間の制御結合はホバリングを含む低速時には解
除される。

次に第４図を参照すると、作動器組立体２５は
一対の作動器３０，３１を含んでおり、これらの
作動器は周知の回転ジヤツキースクリユー形であ
つてよく、リードスクリユーとキーパーとの間に
相対的運動を生じさせる可逆直流電動機を有し、
電動機の回転方向に応じて内方或いは外方へリー
ドスクリユーの端部を進ませる。作動器３１用の
制御装置３３は作動器３０用の制御装置３２と同
一であるので、ここでは作動器３０用の制御装置
の内部構成のみについて詳細が示されている。

作動器３０は、２本の導線３４，３５を通つて
作動器へ流れる電流の方向に応じて、安定板２２
を正の迎え角もしくは負の迎え角の方向へ変向さ
せるように付勢される。例えば、正の直流電圧が
導線３４に加えられ、接地点が導線３５に接続さ
れるならば、作動器３０はそれ自身既知の要領に
て、安定板をその迎え角を増大させる方向へ駆動
し、正の直流電圧が導線３５に接続され、導線３
４が接地されれば、作動器３０は安定板３０をそ
の迎え角を減少させる方向へ駆動する。

導線３４はリミツトスイツチ３７を介して導線
３６に接続さされており、安定板がその行程の所
望の大きさに達すると、接触片３７が切換えられ
て導線３８を介して接地点に接続され、その後の
正方向への作動器３０の付勢を停止する。導線３
６は後で第５図を参照してより詳細に説明される
ように、故障検出時以外の正常作動中は付勢され
ている故障継電器４０の接触片３９を経て導線４
１に接続され、これにより適当なパワトランジス
タなどであつてよい一対の電子スイツチ４２，４
３に接続されている。同様に、導線３５は安定板
位置リミツトスイツチ４４、導線４５、故障継電
器４０の接触片４６及び導線４７を経て一対の電
子スイツチ４８，４９に接続されている。電子ス
イツチ４２，４８は一端で導線５１により電圧源
５０に接続され、またスイツチ４３及び４９は一
端で導線５２により接地点に接続されている。ス
イツチ４２，４９は、作動器３０の正の運動が望
まれることを示す信号を増幅器５４からの導線５
３を経て同時に供給されて付勢され、他方、スイ
ツチ４３及び４８は、作動器３０の負の運動が望
まれることを示す信号を増幅器５４からの導線５
５を経て同時に供給されて付勢される。増幅器５
４は加算増幅器であり、導線５７上の位置指令信
号と、位置検出器５９から発生される導線５８上
の実際位置信号との差としての出力を生ずる。

特定の時点に導線５７上の信号が、安定板２２
の迎え角を増す必要を示すものと仮定する。この
ことは正の誤差を生ずるので、増幅器５４はスイ
ツチ４２及び４９を作動させる信号を導線５３上
に発生する。そこで電圧源５０が導線５１、スイ
ツチ４２、導線４１、故障継電器接触片３９及び
リミツトスイツチ３７を経て作動器３０の導線３
４へ接続される。また導線３５はリミツトスイツ
チ４４、接触片４６、導線４７及びスイツチ４９
を経て接地点へ接続される。従つて作動器３０
は、位置検出器５９が線５７上の信号に等しい信
号を線５８上に発生する時点まで安定板２２の迎
え角を増す方向の回動させ、上記時点で作動器の
回転は終了する。他方、もし導線５７上の信号
が、安定板２２の迎え角を減らす必要を示すなら
ば、スイツチ４８が電圧源５０を導線３５へ、ま
たスイツチ４３が接地点を導線３４へ接続するの
で、作動器３０は、位置検出器５９が導線５７上
の信号に等しい信号を導線５８上に与えるまで、
安定板を迎え角を減ずる方向へ回動させる。こう
して増幅器５４、スイツチ４１，４２，４８，４
９、電圧源５０及び接地点は、作動器３０を導線
５７及び５８上の信号の差に関係して駆動する駆
動手段の重要な部分をなす。もし所望であれば、
かかる電気的制御装置に代えて流体圧サーボ装置
が用いられてもよい。

またもし所望であれば、作動器３０，３１の
各々はリミツトスイツチ３７，４４の作動により
停止される位置を越えた位置へ延びる能力を有し
てよい。この場合、もし一つの作動器３０又は３
１が作動しなくなると、他方の作動器３１又は３
０が後記のように手動制御のもとに所望の安定板
の運動の一部或いは全部をその延びる能力に応じ
て受け持つことになる。また作動器３０，３１は
他に安全用として固有のリミツトスイツチを有し
てよく、これらはリミツトスイツチ３７，４４に
より設定される範囲外で作動する。

導線５７上の信号は、後で第６図により説明す
る位置指令信号発生器６０により制御装置３２へ
与えられ、また同様の信号が位置指令信号発生器
６０ａ（信号発生器６０と同じ）により制御装置
３３へ与えられる。

本発明の一つの特徴によれば、安定板２２の実
際位置は直列に作用する二つの作動器により制御
される。これらの作動器が自動位置指令に対し互
いに高度に類似した作動をしない限り、その何れ
の一方によつても自動位置指令に応答して所望の
結果を得ることはできない。作動器３０，３１の
位置を表わす位置検出器５９，５９ａからの導線
５８，６４上の出力は、二つの完全に別々の装置
が正しく作動しているかどうかの指標となる。何
故ならば、二つとも同時に同一の形で誤つて作動
している確率は極度に小さいからである。その理
由で、導線５８上の作動器３０の実際位置信号θ₁
と導線６４上の作動器３１の実際位置信号θ₂とが
故障判別回路６６にて比較され、その特性（今の
例では位置及び位置変化速度）の大きさにしきい
値を越える不均衡があるかどうかが判別される。

さて第５図を参照すると、導線５８及び６５上
の位置信号は、位置自体の相互不均衡が或る範囲
（例えば10゜、但しこの値は本発明を実施するに当
つての特定の設計細部に依存して変更されてよ
い）内にあるかどうかを判定するため、偏倚され
た比較回路７０，７２で比較される。こうして、
もし作動器３０が作動器３１よりも10゜以上大き
い位置にあれば、比較回路７０が電線７４上に信
号を与え、またもし作動器３１が作動器３０の位
置よりも10゜以上大きい位置にあれば、比較回路
７２が電線７６上に信号を与える。オア回路７８
はこれらの信号の何れの一つにも応動する。比較
回路７０，７２を合せた機能は周知の単一のウイ
ンドウ比較回路により得ることもできよう。また
電線５８，６４上の位置信号は微分回路８０，８
２により微分され、位置の変化速度が一対の対応
する電線８４，８６上に指示される。これらの信
号は一対の偏倚された比較回路８８，９０に逆極
性で加えられ、もし両作動器の位置変化速度が或
る速度（例えば6゜／秒、但しこの値は本発明を実
施するに当つての特定の設計因子に適するように
変更されてよい）以上異なれば、二つの導線９
２，９４の何れかを経てオア回路７８に信号を与
える。こうしてもし両作動器３０，３１の位置或
いは位置変化速度が過大な不均衡が存在すれば、
電線９６上に信号が与えられることになる。この
信号はオア回路９８を作動させて、故障継電器４
０の励磁コイル１０２を付勢する双安定装置１０
０をリセツトし、これにより前記のように接触片
３９，４６（第４図、及び作動器３１用の同様の
接触片）の位置を転換させる。双安定装置１００
は、単安定回路１０３と適当な電圧源１０６とを
接続するリセツトスイツチ１０４を瞬間的に押す
ことによつて、単安定回路１０３からの信号によ
りセツトされ得る。単安定回路１０３は例えば約
１秒間継続するパルスを発して、警報により故障
継電器が解放される以前の制御部が安定な状態に
あるセツト状態を達成する。

第５図に示されているように、前記の回路７０
〜９６と同一の回路１０８を用いることによつ
て、やはり安全な故障に対する安全のための重複
性を得ることができる。この回路はオア回路７８
と同様なオア回路９８を有し、作動器の位置もし
くは位置変化速度が所定限度外にあるときはいつ
でも導線１０９上に信号を与える。導線１０９上
の信号はオア回路９８を作動させて、双安定装置
１００をリセツトし、それにより継電器コイル１
０２を消勢する。他方、もし上記の重複性が望ま
れなければ、前記の回路７０〜１０４は単一の形
で設けられてよい。

再び第４図を参照すると、故障判別回路６６で
誤りが検出されるとき、故障継電器４０は消勢さ
れ、その接触３９，４５などは図にて下側の位置
へ転換される。その後、リミツトスイツチは、関
係する導線４１ａ，４７ａを通じて手動回転スイ
ツチ１１０へ接続される。図示の位置で、手動回
転スイツチ１１０は導線４１ａを導線１１１経由
で電圧源に接続し、また導線４７ａを導線１１２
経由で接地点に接続し、前記のように安定板迎え
角を増大させるべく作動器３０，３１を回転させ
る。同様に、手動回転スイツチが図示と反対の位
置へ切換えられると、作動器は安定板迎え角を減
小させる方向に作動される。これにより操縦者
は、故障が適当な警報装置１１４（周知のように
可聴的及び可視的警報手段の任意の組合せを含ん
でいてよい）により指示されるときはいつでも、
自分が望ましいと思う正もしくは負の方向へ作動
器を作動させることができる。通常、故障が検出
されたとき、ヘリコプタの種々の他の制御面は、
安定板２２の誤つた位置決めに起因するヘリコプ
タの姿勢や飛行性を補償するように位置決めされ
ている。従つて第５図の回路で得られる速さで故
障の検出が行われれば、破局的な状態になるとは
考えられない。通常、操縦者は、警報と同時に、
位置指示計（ここには図示されていないが、位置
検出器５９，６４に付属している）を見て、スイ
ツチ１１０を操作することにより、安定板の位置
を修正し、それによつて、高速及び遷移速度（例
えば60ノツト超過）での前進飛行中は安定板２２
を水平位置（０℃）に位置させ、或いはホバリン
グを含む低速時には安定板をその正の最大位置
（＋40゜）に位置させる。

自動制御装置自体の細部は、作動器３０を制御
する位置指令信号発生器６０について第６図に図
解されている。導線５７上に生ずる指令信号発生
器６０の出力は種々の信号の加算として与えら
れ、その幾つかはは第１図乃至第３図にいいて先
に説明されている。これらの信号の加算は単一の
加算回路１１５により行われものとして第６図に
示されているが、幾つかの加算回路が周知のよう
に組合されてもよい。簡単のため、そのような一
般的回路及びそれらと組合される増幅器は図から
省略されている。

対気速度を示す信号は対気速度検出器１１７に
より導線１１６上に与えられる。この検出器は、
例えば、操縦室の対気速度指示計に対気速度入力
を与えるのに用いられる通常の対気速度ピトー静
圧管に結合された適当なトランスデユーサを含ん
でいてよい。同時ピツチの百分率を示す導線１１
８上の信号は同時ピツチ位置検出器１１９により
与えられる。この検出器は、同時ピツチ装置に結
合された通常の位置検出器を含み、ヘリコプタの
他の安定化及び制御機能を得るのにも用いられる
ものであつてよい。横加速度（即ち左或いは右へ
の運動）を示す導線１２０上の信号は横加速度計
１２２により与えられ、またヘリコプタのピツチ
軸線の周りの回転速度を示す導線１２４上の信号
はピツチレートジヤイロ１２６により与えられ
る。

本発明の特別な実施例では、発生の可能性が大
きい種類の故障に対して幾つかの対策を施すこと
ができる。即ち、高速飛行中に考慮すべきことと
して、もし安定板が故障の結果その最大の正位置
へ駆動されたために尾部が急速に上方へ駆動され
たとすれば、ヘリコプタは機首を下げ、おそらく
回復不可能な不安定運動に入る結果となる。他
方、もしホバリング中に安定板が不注意にその最
大の正位置（後縁が低い位置）から水平位置で移
行したとすれば、尾部は、破局的な運動ではない
が、主回転翼の洗流により簡単に下降することに
なろう。この理由から、＋43゜（ホバリング中の＋
40゜の位置へ作動器を駆動するのに十分な値）に
等価な偏倚が偏倚回路１２８により発生される。

高速飛行中には、上記の偏倚入力は、高速に於
て安定板を−35゜へ指令する信号を発生する関数
発生器１３０により大きく相殺されている。図示
のように、関数発生器１３０は、０乃至40ノツト
を示す線１１６上の対気速度信号に対しては出力
を発生せず、40ノツトから80ノツトまでは絶対値
が直線的に増大する負の出力を発生し、また80ノ
ツトを越える速度に対しては作動器を−35゜に駆
動するのに等価な負の出力を維持する。関数発生
器１３０（及び第６図に図示されている他の関数
発生器）は、ダイオード及び抵抗からなる折線回
路網或いは適当に構成された演算増幅器のような
幾つかの既知の形態の何れをとつてもよい。例え
ば、関数発生器１３０のなかに示されている関数
は、演算増幅器に、40ノツトを示す対気速度信号
が受信されるまでは増幅器をバイアス・オフの状
態に保つ偏倚入力を加え、また80ノツトで所望の
利得を生ずるように対気速度信号入力抵抗に関し
て選定された負帰還抵抗を付属させ、更に80ノツ
トを越える全ての入力に対して平坦な出力を生ず
るように選定された負帰還ツエナダイオードを付
属させることとによつて得ることができる。こう
して、関数発生器１３０及び偏倚電圧発生器１２
８が共働して、安定板を低速時にはほぼ正の最大
迎え角（＋40゜）に、高速時にはほぼ水平に、ま
たこの実施例に於て40乃至80ノツトでは両者の間
で速度に比例した角度に位置させる。

他の入力の一つとしての主回転翼の揚力の大小
による機首上げ或いは機首下げを補償する入力は
線１１８上の同時ピツチ入力である。この入力は
適当な利得兼制限回路１３２に通され、安定板の
自動制御装置に応答を生じさせる有効同時ピツチ
を最大同時ピツチの70％に制限する。回路１３２
の利得は、０％の同時ピツチに応答して約−8゜の
安定板迎え角を与え、また同時ピツチ50％に対す
る安定板迎え角約0゜を経て同時ピツチ70％以上に
対する安定板迎え角約＋4゜へと直線的に変化す
る。同時ピツチをこのように偏倚させて安定板位
置指令に制御的に結合することにより、同時ピツ
チの変化により迎え角を負からも正の範囲に亙つ
て変化させる。第７図に示されている如く、同時
ピツチはホバリング中と高速飛行時に大きく必要
とされ、同時ピツチが最小となるのは遷移速度、
例えばこの実施例では60ノツト当りである。また
同時ピツチは、破線１３６で示されているような
軽い総重量に対して必要な同時ピツチから、破線
１３４で示されているようなも重い総重量に対し
て必要な同時ピツチまで変化する。同時ピツチの
変化に基く安定板の迎え角の変化分を与える導線
１４４上の乗算器の出力は、回路１３２の出力と
回路１４２の出力が乗算器１４０にて乗算される
ことにより40ノツト以下の対気速度では導線１１
８上の同時ピツチ入力の大きさの如何に拘らず零
となるようにされており、40ノツトと60ノツトと
の間ではこの入力に対する感応性を増し、また60
ノツトを超過する対気速度では関数発生器１３２
の出力通りの指示を与える。このことは、安定板
の最大迎え角が望まれるホバリング及び低速飛行
時に同時ピツチ入力が安定板迎え角の設定の設定
に影響を及ぼすことを阻止し、遷移速度域にて安
定板迎え角を最大迎え角と零迎え角の間の中間的
迎え角とし、それ以上の高速飛行時に同時ピツチ
入力に基く安定板迎え角制御へ滑らかな移行させ
るものである。

第７図に見られるように、同時ピツチも高い速
度では増大する。その主な理由は、同時ピツチが
ヘリコプタに於て一層高い速度を支えるのに必要
なスラストを主回転翼へ加えるために用いられる
ことである。かかる高速飛行に必要な同時ピツチ
に対し安定板の迎え角を適合せるため、導線１１
６上の対気速度信号は、０乃至40ノツトの速度に
対しては迎え角零の出力、40乃至150ノツトの速
度に対しては迎え角を直線的に減小させる出力、
それ以上の速度に対しては、−12゜の安定板迎え角
を指令する出力を発生する他の関数発生器１５０
へ供給される。これは全ての同時ピツチに応動す
るのではなく、前方対気速度を得るための同時ピ
ツチにのみ応動する。

第１図乃至第３図により先に説明したように、
傾斜尾部回転翼により尾部が右或いは左へ横方向
に加速される結果として尾部揚力の変化が生ず
る。この理由で、導線１２０上の横加速度信号
が、予期される定格最大横加速度に対して例えば
±5゜の安定板迎え角の変化を生ずるような適当な
利得を増幅器１５２にて与えられる。しかし第１
図乃至第３図で先に説明したように、ホバリング
中に尾部回転翼により誘発され、左横周期ピツチ
により補償され、そのためヘリコプタに僅かに左
下げ傾斜を誘発する通常の横移動は、安定板を上
方へ駆動する結果を生じるべきではない。従つ
て、増幅器１５２の出力は、対気速度関数発生器
１４２の出力にも応答する乗算器１５４を通つて
加算回路へ導かれ、これにより横加速度の効果
は、先に同時ピツチに関して説明したと同時に、
40ノツト以下の速度では消し去られる。しかし、
40ノツト以上の速度では、旋回による尾部の横滑
りであれ突風などによる尾部の横滑りであれ、同
時に尾部上げ或いは尾部下げ条件を生じさせる右
或いは左への尾部の滑りは、乗算器１５４にて対
気速度関数発生器１４２の出力と乗算された結果
の値として導線１５６上により与えられる横加速
度計入力によつて自動的に補償される。

導線１２４上のピツチレート信号入力は、正常
飛行中に補償されるものと予期されるピツチレー
トの結果として±10゜のオーダーの安定板迎え角
の変化を生ずるような適当な利得を有する増幅器
１６０へ加えられる。安定板は低速時には非常に
小さな効果しか有せず、またホバリング時には主
回転翼洗流の影響を受ける迎え角になつていない
限り全く効果を有さないので、ピツチレートにつ
いての速度制限は存在しない。増幅器出力信号の
極性は、尾部上げを招く機首下げピツチレートが
負の迎え角指令を生じ、安定板の主回転翼洗流に
よつて尾部を下方へ戻すように選定されている。
他方、機首上げ条件は安定板迎え角を増大させよ
うとするが、±40゜の位置リミツトスイツチで制限
されるので、ホバリング中には効果を有しない。
こうしてピツチ入力は機首下げに対しては有益な
効果を生ずるが、ホバリング中には効果を生じな
い。ピツチ入力は前進飛行中には、固定翼航空機
と同様に作動する。即ち、もし機首上げの傾向が
あれば、安定板は尾部上げを生ずるようにその迎
え角を増大し、また機首下げの傾向があれば、安
定板は尾部下げを生ずるように迎え角を減小し、
安定な水平飛行を維持する。

ホバリング及び低速飛行時（例えば40ノツト以
下）には偏倚電圧発生器１２８が加算回路１１５
へ安定板を±40゜の最大迎え角限度へ駆動する入
力を与える。偏倚電圧は、対気速度及び同時ピツ
チが最大で、且つピツチレートジヤイロ或いは横
加速度計からの入力がない場合に、迎え角を零に
するように調節されてよい（例えば43゜±2゜）。こ
の調節は、ヘリコプタがテストパツドに固定され
ている間に、対気速度検出器１１７に圧縮空気を
送り、また同時ピツチを最大にした状態で行われ
てよい。今の例では、高利得対気速度関数発生器
１３０が−35゜を与え、低利得対気速度関数発生
器１５０が−12゜を与え（合計−47゜）、また同時
ピツチ関数発生器１３２が＋4゜を与え、他方偏倚
電圧発生器１２８が＋43゜を与え（合計＋47゜）、
安定板を0゜にする。関数発生器に於ける偏差は、
偏倚電圧を調節することにより相殺できる。この
偏倚電圧の大きさは安定板をホバリング時に最大
へ駆動するように少なくとも＋40゜であることを
要する。80ノツトで飛行中は、50％同時ピツチ
（従つて0゜）と仮定して、対気速度関数発生器１
３０，１５０は−35゜及び約−5゜を与えるので、
偏倚電圧発生器１２８は正味＋3゜の安定板迎え角
を生じさせ、安定板はほぼ水平である。

所望であれば、高利得対気速度関数発生器１３
０は、偏倚発生器１２８からの＋8゜の偏倚と組合
さつて、低速時に＋35゜、高速時に0゜の出力を生
ずるように変更されてもよい。或いはまた、高利
得対気速度関数発生器と調節可能な偏倚発生器が
ホバリング時の迎え角を十分な正の角度に指令す
るように他の要領にて組合されてもよい。第６図
に図解して説明された利得（この場合迎え角）は
二つの作動器３０，３１に対する合計利得であ
る。実際には、二つの作動器が直列に使用されて
いる時には、各指令発生器６０，６０ａに対する
利得はその半分の大きさであるべきである。勿
論、利得の大きさ及びその変化点の速度は所望の
ように変更されてよい。

第６図の上端に示されている試験スイツチ１６
４は、安定板の約−12゜の迎え角に等価な入力信
号を加算回路１１５へ与えるように適当な大きさ
の電圧源１６８から圧力スイツチ１６６を通じて
給電されている。圧力スイツチ１６６は、導線１
６６上の対気速度信号が60ノツト以下の対気速度
を示さない限り試験が行われ得ないことを保障す
る。試験スイツチにより与えられた信号は、安定
板を水平位置へ向かつて駆動するように負の角度
を生じさせる。安定板迎え角の増大は望ましくな
い機首下げ運動を生じさせる可能性があるが、迎
え角の減少はヘリコプタの破局的な運動を生じさ
せる恐れはない。試験スイツチ１６４は、誤差を
導入することによつて、第４図及び第５図に示さ
れている故障判別回路の試験を行う。

本発明によれば、二つの主要な安定板制御機能
が得られる。第一に、高速で前進飛行中のヘリコ
プタに対して昇降舵の如き安定作用が得られる。
この作用は主としてピツチレートジヤイロに応答
するものであり、固定翼航空機に於ける水平安定
板或いは昇降舵の作用と類似している。しかし、
偏倚された同時ピツチがそれに制御的に組合され
ていることにより、ヘリコプタの安定板が増大す
る。本発明の第二の主要機能はヘリコプタの尾部
に於ける水平安定板と組合せて傾斜尾部回転翼を
調節することである。このことは、ホバリング或
いは低速時の主回転翼洗流の垂直成分を避けるよ
うに、高速時よりも低速時に種々の作動モードを
用意することによつて行われる。安定板迎え角を
横加速度及びピツチレート関連して制御すること
により、本発明は、傾斜尾部回転翼により追加的
な尾部揚力を得るヘリコプタの安定な飛行を可能
にする。何故ならば、この関連制御により傾斜尾
部回転翼の横方向尾部運動がピツチに影響する度
合いが減じられるからである。

本発明は、作動器及び制御ループの一方或いは
双方が故障している場合を検出するように位置及
び位置変化速度の比較を行いつつ独立に制御され
る直列作動器により飛行にとつて決定的な翼面の
フエイルセーフな位置決めを可能にする。このフ
エイルセーフ作動器装置は、作動器又は制御ルー
プの作動が正しく行われない時にはその切離しを
行い、破局的なヘリコプタの運動を避ける作用を
行う。例示したパラメータ（例えば第６図に示し
た関数発生器のパラメータ）は勿論特定のヘリコ
プタの設計に合せて本発明を実施するため変更可
能である。また、二つ以上の作動器を対応する回
路と共に使用するように本発明を実施することも
できる。以上に於ては、本発明をその実施例につ
いて図示し説明してきたが、本発明の範囲から逸
脱することなく他の変更、省略及び追加を行い得
ることは当業者により理解されよう。

【図面の簡単な説明】

第１図は傾斜した尾部回転翼及び安定板を有す
るヘリコプタの概略平面図である。第２図は第１
図のヘリコプタの概略側面図である。第３図は第
１図のヘリコプタを後部から見た概略立面図であ
る。第４図は本発明による安定板制御装置及びフ
エイルセーフ位置決め装置の概略ブロツク図であ
る。第５図は第４図の装置に用いるための故障判
別回路の概略ブロツク図である。第６図は第４図
の装置に用いるための位置指令発生器の概略ブロ
ツク図である。第７図は対気速度の関数としての
同時ピツチを示す概略図である。 １０……ヘリコプタ、１２……胴体、１４……
主回転翼、１６……回転翼ハブ、１８……尾翼パ
イロン、２０……尾部回転翼、２２……安定板、
２５……作動器組立体、２６……重心、３０……
作動器、３７，３９……接触片、４０……故障継
電器、４２，４３……電子スイツチ、４６……接
触片、４８，４９……電子スイツチ、５０……電
圧源、５４……増幅器、５９，５９ａ……位置検
出器、６０，６０ａ……位置指令信号発生回路、
６６……故障判別回路、７０，７２……比較回
路、８０，８２……微分回路、８８，８９……比
較回路、９８……オア回路、１００……双安定装
置、１０３……単安定回路、１０４……リセツト
スイツチ、１０６……電圧源、１０８……故障判
別回路、１１０……スイツチ、１１５……加算回
路、１１７……対気速度検出器、１１９……位置
検出器、１２２……横加速度計、１２６……ピツ
チ・レートジヤイロ、１２８……偏倚回路、１３
０……関数発生器、１３２……利得及び制限回
路、１４０……乗算回路、１４２，１５０……関
数発生器、１５２……増幅器、１５４……乗算
器、１６０……増幅器、１６４……試験スイツ
チ、１６６……圧力スイツチ、１６８……電圧
源。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 胴体と、 前記胴体に垂直揚力を与えるよう方向付けられ
   第一の平面内で前記胴体に対して回転する主回転
   翼と、 前記胴体の対気速度を示す信号を与える対気速
   度検出器と、 前記胴体と横加速度を示す信号を与える横加速
   度計と、 前記胴体の尾部に前記第一の平面と実質的に平
   行な横軸線の周りに枢動可能に配設された安定板
   と、 前記安定板を前記胴体に対して種々の迎え角を
   なすように前記横軸線の周りに回転駆動する作動
   器と、 与えられた位置指令信号に応答して前記安定板
   を所望の回動位置に設定すべく前記作動器を作動
   させる制御装置と、 前記主回転翼の回転に起因する逆回転力に抗し
   て前記胴体を安定化させるべく前記胴体の尾部に
   取付けられ前記第一の平面に平行な推力成分と垂
   直上向きの推力成分を与えるよう前記胴体の前後
   方向に延びる縦軸線に実質的に平行で前記胴体の
   上下方向に延びる垂直軸線に対して小さな角度を
   なす第二の平面内で回転する尾部回転翼と、 前記対気速度検出器の出力信号に応答して前記
   安定板を高速飛行時には実質的に零の平均迎え角
   にまた低速飛行時には最大迎え角に位置決めする
   信号成分と前記横方向加速度計の出力信号に応答
   して前記尾部回転翼により前記胴体の尾部に与え
   られる前記第一の平面に平行な推力成分と同一の
   方向または反対の方向に前記胴体に横加速度が作
   用するとき前記安定板の迎え角を増大または減小
   せしめる信号成分とを含む複合指令信号を発生す
   る位置指令信号発生回路と、 を含むことを特徴とするヘリコプタ。 ２ 特許請求の範囲第１項のヘリコプタにして、
   前記胴体のピツチ軸線の周りの回転．速度を示す
   信号を与えるためにピツチレートジヤイロが設け
   られており、前記位置指令信号発生回路は前記ピ
   ツチレートジヤイロの出力信号に応答して前記複
   合指令信号巾に前記胴体が機首上げ状態にあるか
   または機首下げ状態にあるかに応じて前記安定板
   の迎え角を増大または減小せしめる信号成分を与
   えるよう構成されていることを特徴とするヘリコ
   プタ。 ３ 特許請求の範囲第１項のヘリコプタにして、
   前記位置指令信号発生回路は前記対気速度検出器
   の出力信号応答して前記低速飛行時以上の速度に
   よる飛行中に於てのみ前記の横加速度に応答する
   信号成分を与えるようになつていることを特徴と
   するヘリコプタ。 ４ 特許請求の範囲第１項のヘリコプタにして、
   前記主回転翼の同時ピツチの現在角度を示す信号
   を与える同時ピツチ位置検出器が設けられてお
   り、前記位置指令信号発生回路は該同時ピツチ位
   置検出器の出力信号に応答して前記安定板を前記
   高速飛行時には実質的に迎え角零にまた前記低速
   飛行時には実質的に迎え角最大に位置決めせしめ
   また前記低速飛行と前記高速飛行の間の速度にて
   は同時ピツチの増減に応じて前記安定板の迎え角
   を増減すべく前記安定板を位置せしめる信号を含
   む複合指令信号を発生するようになつていること
   を特徴とするヘリコプタ。 ５ 特許請求の範囲第４項のヘリコプタにして、
   前記位置指令信号発生回路は前記高速飛行時に前
   記複合指令信号中に対空速度に関連した信号成分
   を与え、該信号成分は前進高速飛行のための垂直
   上昇を越えて要求される同時ピツチ位置に関連す
   る複合指令信号に実質的に等しく方向反対である
   ことを特徴とするヘリコプタ。 ６ 特許請求の範囲第５項のヘリコプタにして、
   前記位置指令信号発生回路は前記高速飛行時に迎
   え角を実質的に零とする信号成分を与える調整可
   能な偏倚回路を有することを特徴とするヘリコプ
   タ。 ７ 特許請求の範囲第５項のヘリコプタにして、
   前記作動器は直列に接続された実質的に等しい二
   つの作動器を有し、前記位置指令信号発生回路は
   二つの実質的に等しい複合指令信号であつてそれ
   ぞれが前記作動器の一つを位置決めされるべき位
   置の半分を位置決めするように作動させる信号を
   発生する回路を含んでいることを特徴とするヘリ
   コプタ。 ８ 特許請求の範囲第７項のヘリコプタにして、
   前記作動器の各々に対応して位置検出器が設けら
   れており、各位置検出器は当該作動器の各々に関
   連する位置を示す位置信号を出力するようになつ
   ており、前記位置信号に応答して該位置信号の間
   に或る与えられた大きさを越える相違が生じた時
   それに応答して警報を与える装置が設けられてい
   ることを特徴とするヘリコプタ。 ９ 特許請求の範囲第８項のヘリコプタにして、
   前記警報に応答して前記作動器を前記指令信号発
   生回路の出力に応答せしめないようにする継電器
   が設けられていることを特徴とするヘリコプタ。 １０ 特許請求の範囲第９項のヘリコプタにし
   て、前記作動器を手にて制御するための手動スイ
   ツチが設けられており、前記手段スイツチは前記
   警報に応答して前記作動器を前記手動スイツチに
   応答せしめるようにすることを特徴とするヘリコ
   プタ。 １１ 特許請求の範囲第１０項のヘリコプタにし
   て、前記作動器の各々は前記手動スイツチに応答
   して前記位置指令信号発生回路に応答して前記作
   動器により位置決めされる位置の実質的に半分以
   上を定めるようになつていることを特徴とするヘ
   リコプタ。 １２ 特許請求の範囲第８項のヘリコプタにし
   て、前記位置指令信号発生回路は前記二つの複合
   指令信号の一つに一定の信号成分を与えこれによ
   つて前記作動器の位置に於ける不一致を強いる試
   験スイツチを含んでいることを特徴とするヘリコ
   プタ。 １３ 特許請求の範囲第１２項のヘリコプタにし
   て、前記一定信号成分は安定板の迎え角の減少を
   起こさせることを特徴とするヘリコプタ。