JPH0331639B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は航空機制御システムに関し、より詳細
には、操作の姿勢追従モードと姿勢保持モードの
間の遷移に使用される同期ループを備えている自
動航空機制御システムに関する。

航空機自動安定制御システム、例えばヘリコプ
タの姿勢軸制御に用いられているものは、自動操
縦に優先して手動操縦により姿勢を保持する能力
を持つている。この保持モードと優先モードとの
間の移り変わりには、制御の行き過ぎや不連続が
普通経験される。以下に述べるように既知の先行
技術のシステムでは、旋回操作のように手動で姿
勢変化を指令したような場合、その操作開始時点
で制御感度の過度現象を十分に補償していない
し、また操作終了時点の行き過ぎを効果的に除去
していない。

そこで、本発明は、可変時定数周期ループを設
けて追従すなわち同期モードから保持モードへの
移行およびその逆の移行を滑らかにし、先行技術
の問題を克服して目的を達成することにある。

以下、本発明の好適な実施例を添付図面を参照
して説明する。

第１ａ図はヘリコプタのヨー軸（航空機の主軸
の１つ）を安定させる従来のヨー軸安定増加装置
すなわちヨー・ダンパ装置を示し、さらに機首方
位保持または機首方位指令能力を備えている。し
かし、本発明はこれに限らずヘリコプタのピツチ
軸やロール軸を制御安定化させる装置にも同様に
組み込むことができる。さらに、本発明は固定翼
航空機に応用することも可能である。

このシステムの基本的な制御素子は、従来のヨ
ー軸安定増加装置すなわちヨー・ダンパ装置１０
を含み、このヨー・ダンパ装置１０はヨー・レー
トフイードバツク信号を検出する感知装置と自動
的に旋回釣合いを採る補助装置を備えている。ヨ
ー・ダンパ装置１０は航空機の自動飛行制御技術
に精通しているものには周知であるので、その詳
しい開示は本発明では行わない。ここで概略を述
べると、ヨー・ダンパ装置１０の出力信号は加算
器１２を介して舵面作動装置の各構成をなすサー
ボ増幅器１１、次いで従来の直列サーボ作動装置
１３に送られる。直列サーボ作動装置１３はサー
ボ増幅器１１の出力に基づいて同じく従来の機械
的な差動リンク機構１４とブーストアクチユエー
タ（図示せず）を介してヘリコプタの尾部ロータ
と同じ機能を持つヨー軸舵面を位置決めする。こ
の位置は舵面位置感知装置、すなわちシンクロ装
置１５により感知され、その検出値が従来と同じ
く加算器１２にフイードバツクされる。このよう
にして、ヨー・ダンパ装置のサーボ・サブシステ
ムはヘリコプタのヨー軸回りについての短期の機
軸安定化を図り、かつ旋回指令が出されている
間、旋回釣合いを補助する。

また、本システムは従来の機首方位保持入力と
して端子４に現れるヨー軸信号Ψ（姿勢信号の１
つ）を利用している。この信号は従来のジヤイロ
磁気コンパス装置の定針儀もしくはジンバル付き
あるいは吊り下げ支持された基準装置のシンクロ
出力のような機内のジヤイロスコープ源に応答す
る従来のシンクロ信号発生装置から発生させられ
る。特に実施例では、装置をヘリコプタのヨー軸
に組み込み、操縦士が360度に渡つて機首方位保
持機能を優先させるように説明されているので、
４象限の機首方位シンクロ信号変換装置２０が用
いられている。この変換装置２０の構造、機能お
よび動作は、スペリー社に譲渡され、1977年４月
12日に発行された米国特許4017726号、E.R.スク
テツキ（E.R.Skutecki）およびC.D.グリフイス
（C.D.Griffith）による「４象限角速度積算計およ
び同期装置」に詳細に開示されている。この特許
に開示されているように、変換装置２０は方位基
準シンクロ装置（図示せず）の巻線からのＸ，Ｙ
およびＺ出力を第１図の対応する文字で示した端
子で受ける。そしてこれらの成分信号は、基準機
首方位（基準姿勢信号に相当するもの）、仮にこ
の方位を磁北とするとこれと航空機の機首方位
（姿勢信号に相当するもの）とが比較され、その
結果、ほぼ線形に近い変位誤差に比例した出力信
号（誤差信号）を発生し、変換装置２０の導線２
１に出力する。変換器２０の詳細な動作は上記参
照した特許に述べられているのでここでは繰り返
さない。本発明を理解するためには、姿勢基準手
段の一部である復調器２２および２３の出力にあ
らわれる各電圧すなわちXZとYZ電圧が、Ｘ−シ
ンクおよびＹ−シンクとして図示されているクラ
ンプおよびクランプ解除が可能な同期装置２４お
よび２５に各々供給される。その同期装置２４，
２５の主な機能としてクランプ状態にある時、確
立された機首方位（基準姿勢信号に相当するも
の）との方位誤差を発生させ、一方ヘリコプタも
しくは航空機の機首方位（姿勢信号に相当するも
の）を変化させる指令を出し続けている間は、ク
ランプを解除し、機首方位シンクロの出力に同
期、すなわち追従させる手段を提供するものであ
るということを知れば十分である。

本発明によると、このクランプおよびクランプ
解除は各スイツチ手段２６および２７を介して独
特の態様で行われる。ここで用いられるスイツチ
手段２６，２７は図ではMOS電界トランジスタ
であるが、従来の半導体を用いたスイツチでもよ
い。これらの各スイツチ手段２６，２７は、同期
装置２４，２５内でフイードバツク回路を構成し
ている各積分増幅器２８，２９を介して前述した
復調器２２，２３の出力側にある加算器２２′，
２３′に接続されている。このようにすることに
よつて、仮にスイツチ手段２６，２７が完全に導
通されると、各同期ループ３０，３１に、所定
の、例えば0.1秒の比較的短時間の時定数が生ず
るようになつている。各スイツチ手段２６，２７
が非導通状態のときは、同期ループ３０，３１が
開になり、積分増幅器２８，２９が加算器２２′，
２３′の出力を積分した基準電圧（基準姿勢信号）
を発生し、更に米国特許4017726号にも示すよう
に、変換器２０も基準電圧、すなわちスイツチ手
段２６，２７が完全に開になつた時点で航空機の
瞬間的な機首方位に相当する信号（姿勢信号）を
発生する。その後、航空機の機首方位に変化があ
れば、基準機首方位からのずれに相当する誤差信
号が導線２１に現れる。変換器２０の出力として
導線２１に現れる機首方位誤差は、以下舵面作動
装置を構成するヨー軸サーボ増幅器１１に印加さ
れ、次いで適当な変移信号パス３５を介して差動
装置１３に印加されて航空機の機首方位が基準機
首方位となるように戻される。積分信号パス３６
は、システムに組み込まれ、従来同様、機首方位
のトリムを長期に行う。

図の変換器２０はアナログ信号を出力する複雑
な回路で双チヤンネル同期回路とクロスチヤンネ
ル乗算回路を持つが、デジタル処理を行うのであ
れば、上記回路は必要ない。この場合には、アー
クタンジエントのサブルーチンを用いて、デジタ
ル演算により、三線の方位シンクロ出力を単線の
機首方位データに変換すればよい。このデジタル
方式では積分／同期ループが第３図に示す単一の
アナログループ回路３２と等価になり、回路が簡
素化する。

従来のシステムでは、導線２１上の機首方位誤
差Ψeを、直列サーボ差動装置１３を介してヨー
軸の制御舵面すなわち航空機の尾部ロータ制御シ
ステムに与えることにより機首方位は一定に保持
され、次いで旋回すなわち機首方位の変更が指令
された時、信号が事実上変化し、旋回終了時に新
規機首方位が確立される。これは、従来、速い時
定数と高いゲインを持つた積分増幅器２８，２９
を介して同期ループ３０，３１により行われてい
た。したがつて、ヨー軸すなわち機首方位の変化
が指令されると、スイツチ手段２６，２７が直ち
に導通され、そして所望の旋回が達成されると、
スイツチ手段２６，２７が非導通にされ、積分増
幅器２８，２９の出力に新規機首方位を発生させ
ていた。しかし、従来技術により指令され、その
後に達成される新規機首方位はスイツチ手段２
６，２７のほぼ瞬間的な閉動作とその後のほぼ瞬
間的な開動作により決定され、大抵の場合、航空
機の旋回動特性によつて所望の新規機首方位を正
確に発生させることができなかつた。操縦士は、
この場合所望の機首方位が得られるまで操縦捍を
手動で、多分繰り返し操作しなければならなかつ
た。第１ａ図に示す実施例においては、操縦士が
所望の機首方位に達するまで踏みペダルを繰り返
し踏み続ける必要があつた。

また、従来のシステムには他の動的効果も存在
した。例えば、旋回を開始してスイツチ手段２
６，２７が導通状態にされようとするとき、従来
のシステムにおいてはまだ機首方位誤差を訂正す
る過程にあるので実際の航空機の機首方位は必ず
しも基準機首方位に一致していない。従つて手動
操作開始時点では導通２１上にあらわれた機首方
位誤差によりヨー軸の直列サーボ作動装置１３が
作動し、その直後にスイツチ手段２６，２７が導
通状態にされるので、機首方位誤差が突然零にな
り、ヨー軸の直列サーボ作動装置１３に不愉快な
動きをさせる問題があつた。

本発明は、電圧を制御するスイツチ手段２６お
よび２７に、変調された可変パルス幅を与えるこ
とにより、旋回入出の指令の時に同期ループ３
０，３１の時定数を効果的に変化させる手段を提
供することによつて従来の問題を克服する。

この目的のため、第１ｂ図に示す優先手段が用
いられる。この優先手段は主として優先指令手段
４２，４６，４７，４９，５０，５５〜５８、可
変パルス幅変調器４０および結合手段５４により
構成され、具体的には操縦士のヨー軸制御装置す
なわちペダル４１およびフオースデタントスイツ
チ４２（スイツチ制御手段の第１論理手段に相
当）に応答し、旋回に関連した論理回路により制
御される可変パルス幅変調器４０、バンク角に関
連した論理信号端子４３（スイツチ制御手段を構
成する別の論理手段の信号源）、論理信号端子４
４および信号源４５（スイツチ制御手段の第２論
理手段の信号源）のデタントスイツチ（図示せ
ず）を開放するロール軸操縦捍を備えている。

可変パルス幅変調器４０はそれ自体これらの論
理回路に応答する回路網手段４６により制御され
る。可変パルス幅変調器４０はフオースデタント
スイツチ４２を介してペダル４１に加えられてい
る力により制御されるが、該フオーススイツチ４
２は従来のパンジースイツチであつてもよくその
中立位置より外れると適当な電源電圧に接触・導
通し、スイツチ制御手段を構成するORゲート４
７の１入力に論理信号を与え、次いで回路網手段
４６を動作させる。この回路網手段４６は、積分
手段である積分器４８、充電電圧源４９、スイツ
チ５０、ツエーナダイオード５１、コンデンサ、
および抵抗並びにその出力を可変パルス幅変調器
４０に与える結合手段である導線を備えており、
可変パルス幅変調器４０より出力されるパルス幅
の大きさと時間を決定し、次のように動作する。
いま、仮にOKゲート４７の出力が零であるとす
ると、スイツチ５０が上方に位置し、電源４９の
負電圧を積分器４８の入力に印加する。これは帰
環ツエーナダイオード５１を介して積分器４８に
徐々に増大する正の電圧を発生させる。ゲインは
次に述べるように最大の正電圧で同期装置がクラ
ンプ状態となるように選択される。操縦士が旋回
指令を出したことによつて、ORゲート４７が高
い状態にされると、スイツチ５０が積分器４８の
入力部に正電圧を印加し、徐々に低くなる電圧を
出力させる。積分器４８の出力が零になると、同
期装置２４，２５は完全に追従状態になり、ツエ
ーナダイオード５１は順方向のダイオードとして
動作し積分器４８の出力をほぼ零に維持する。

可変パルス幅変調器４０は既存のものでよく、
鋸歯状波形を有する400Hzの電源５２と比較器５
３を備えている。既存のものを用いて行う場合
は、積分器４８の出力であるアツプ・ダウンラン
プ電圧を比較器５３内で電源５２の鋸歯電圧と比
較し、結合手段である導線５４にパルス出力を発
生させ、ランプ電圧の大きさに従つてパルス幅を
変化させる。これは第２図の曲線の下部に第１の
一連のパルス４０ａおよび第２の連のパルス４０
ｂとして概略的に示されている。上述のように、
OKゲート４７の零出力によつて積分器４８の出
力電圧は最大正になり、正電圧は鋸歯状波の尖頭
以上であるため比較器５３の出力は零になる。
ORゲート４７の出力を高い状態にし、積分器４
８の出力を下方に傾斜させると、鋸歯状波の尖頭
は比較器５３の狭いパルス出力として現れ始め
る。傾斜電圧が降下し続けるとパルスは積分器の
出力が零になるまで広がり導線５４上で完全なパ
ルス幅の出力すなわちほぼ定常状態すなわち直流
信号となる。

本発明によれば、可変パルス幅変調器４０の出
力は同期装置２４，２５のMOS電界トランジス
タスイツチ２６，２７に与えられ、旋回または機
首方位の変化が操縦士によつて指令された場合例
えば2.5秒の所定の時間間隔に渡つて同期ループ
時定数を無限すなわちクランプ状態から例えば
0.1秒の通常の追従値に傾斜させる。この動作は
第２図の上部にグラフ式に示されている。従つ
て、前述のように操縦士が踏みペダル４１を押す
ことにより旋回を指令しても、同期装置２４，２
５は、スイツチ手段２６，２７を介して即座にオ
ンにされず、可変パルス幅変調器４０から出され
る短い時間間隔で周期的に導通状態にされる。こ
の間、積分器２８，２９には少なくとも方位基準
シンクロからの任意の機首方位信号が入力される
ので、仮にヨー・ダンパ装置が航空機の片揺れ運
動を訂正していたとしてもその影響は小さい。ま
た旋回完了時に操縦士がペダル４１から足を離し
ても、同期装置２４，２５は即座にクランプされ
ない。従つて、機首方位のオーバシユートを生じ
させる可能性があるが、徐々にクランプ状態に入
るので、たとえあるにしても過度のオーバシユー
トなしに所望の機首方位に円滑に移行できる。

次いで第１ｂ図を参照して、第２の論理手段お
よび別の論理手段を説明する。ORゲート４７は
その第２入力に現れる付加信号によつても制御さ
れる。その付加信号を発生する第２の論理手段は
図にもみられるように端子４４，４５、フリツプ
フロツプ回路５６、インバータ５７およびAND
ゲート５８により構成され、別の論理手段は端子
４３とANDゲート５５により構成されている。
ANDゲート５５の状態は端子４３に与えられる
論理信号だけでなく端子４４および４５の論理信
号が入力されるフリツプフロツプ回路５６の出力
によつても制御される。フリツプフロツプ回路５
６のセツト入力は端子４５の論理信号によつて制
御され、端子４５の論理信号はインバータ５７の
入力にも印加される。インバータ５７の出力は
ANDゲート５８の１入力部に接続され、端子４
４上の信号はその第２入力部に接続される。
ANDゲート５８の出力はフリツプフロツプ回路
５６のリセツト入力に接続される。フリツプフロ
ツプ回路５６の出力はANDゲート５５の１入力
部に接続され、端子４３上の信号はその第２入力
部に接続される。ANDゲート５５の出力はORゲ
ート４７に対する第２入力として作動する。航空
機の対気速度が例えば60ノツト以上になつた場合
端子４３上の信号があらわれる。端子４５上の論
理信号はデタントスイツチ４２と同様で操縦士に
よつて操作されるロール軸操縦捍に応答する従来
のフオーススイツチ（バンジースイツチ）によつ
て発生される。最後に端子４４上の論理信号は、
航空機のロール角が垂直ジヤイロスコープ（図示
せず）によつて従来のように与えられ得るような
例えば６度の所定値より小さい場合に発生する。

60ノツトより遅い対気速度では端子４３での論
理信号は低い。この状況においては操縦士は制御
ペダル４１を使用してヘリコプタを簡単に片揺れ
させることが可能であり、該制御ペダルは機械的
なケイブルまたはプツシユロツドおよび直列サー
ボ作動装置１３にも応答する従来の差動リンクを
備えている連結装置（作動リンク機構）１４を介
して尾部ロータのピツチを変化させる。パンジー
バネに結合されたフオーススイツチ４２は閉じて
ORゲート４７からの高い論理信号出力を与え、
前述の第２図の40aに示すように可変パルス幅変
調器４０の動作を開始する。操縦士がほぼ所望の
新規機首方位でペダルの力を放すと即座にフオー
ススイツチ４２が開き、前述の第２図の４０ｂの
ようにORゲート４７の出力の論理信号は低くな
り同期装置２４，２５は徐々にクランプ状態に戻
つて、最小限のオーバシユートまたはオーバシユ
ート無しで新規機首方位が達成される。

ヘリコプタの巡行モードにおいては、対気速度
は通常60ノツトより速く、端子４３の論理信号は
高い。航空機の旋回は従来の固定翼航空機におけ
るように、操縦士が従来のロール軸操縦捍（図示
せず）を介して航空機をバンクさせることによつ
て開始する。同期装置２４，２５は前述したよう
に徐々に追従状態に移行する。すなわち端子４５
の論理信号は高く、フリツプフロツプ回路５６を
高い状態にさせる（リセツト端子が高くなるまで
の間そのまま状態を保つ）。その結果、ANDゲー
ト５５の入力に必要とする第２の高い信号が印加
され、ORゲート４７の出力が高くなる。航空機
のバンンク角が例えば６度の所定値を越えると、
端子４４上の論理信号は低くなる。このバンク角
論理信号４４が低いと、フリツプフロツプ回路５
６がリセツトされないので、操縦士がロール軸操
縦捍を戻して操縦捍のデタント論理信号が低くイ
ンバータ５７の出力が高くなつても、同期装置３
０，３１はオンし続けるので、この間に所望のバ
ンク角を設定することができる。

旋回運動を抑止するときは操縦士がロール軸操
縦捍を操作して航空機を水平に戻す。この時も端
子４５の論理信号が再び高くなるが、既にセツト
されたフリツプフロツプ回路５６には影響を及ぼ
さない。操縦士が横揺れを零にすることを予想し
て操舵力を除去すると、バンク角は６度以下に低
下し操縦捍がデタント位置に戻されるのとほぼ同
時に零に達する。この状態では端子４４上の論理
信号が高く端子４５上のデタント論理信号が低く
なる。このような条件になると、インバータ５７
の出力が高く、ANDゲート５８によりリセツト
指令が出されるので、フリツプフロツプ回路５６
が抵い状態に移行し、ORゲート４７の出力が低
くなる。これは同期ループ３０，３１を第２図の
４０ｂに示す利得レベル遷移に沿つて同期装置２
４，２５を徐々にクランプ状態に移行させる。

本発明は、クランプ可能な機首方位同期装置に
よつて機首方位誤差を発生させる機首方位保持モ
ードと、同期装置がクランプ解除される機首方位
指令増加モードとを有するヘリコプタのヨー軸安
定増加装置またはヨー・ダンパ装置に関して説明
したものである。そして低速時に操縦士が制御ペ
ダルを押すと、同期装置２４，２５が徐々にクラ
ンプ解除されて追従モードで作動する。この作動
時における同期すなわち追従ループの時定数は最
初のペダル圧力からの時間関数として比較的ゆつ
くり変化する。すなわち、ペダルのデタント解放
状態が初めに感知されると、同期ループは実質的
に長い時定数を持つ追従モードに置かれ、次いで
時定数は所定の時間間隔に渡つて徐々に通常の短
い時定数に低減する。旋回運動が完了し、ペダル
が中立に戻されると、同期すなわち追従ループの
時定数は低い状態から高い状態すなわち無限時定
数すなわちクランプ状態に徐々に増加し、機首方
位保持モードにおいて新規機首方位基準に設定さ
れる。

通常の高速巡行においても、操縦士がロール軸
操縦捍を操作して旋回を指令すると、同期装置２
４，２５が徐々に追従モードになり、操縦士が望
むバンク角をとることができるので、機首方位を
変えるとができる。バンクした旋回の完了の際に
は操縦士が操縦捍を中立に戻すことによつて同期
ループは徐々にその保持モードに戻され、航空機
は所望の新規機首方位でその横揺れのない姿勢に
制御される。

本発明はその好適な実施例において説明した
が、使用語は説明のためで限定するものではなく
広い方面で本発明の真の範囲と精神から逸脱する
ことなく変更が可能であることを理解されたい。

【図面の簡単な説明】

第１ａ，ｂ図は本発明の基本的な電気的および
機械的素子およびヘリコプタ等の航空機のヨー軸
に適用されるようなそれらの様々な相互連絡を示
す概略ブロツク線図、第２図は本発明の動作を説
明するのに有用なグラフ、第３図は本発明で実施
されている積分装置および同期ループの簡略化し
た概略図である。 図中、１０……ヨー・ダンパ装置、１１……サ
ーボ増幅器、１３……サーボ作動装置、１５……
シンクロ装置（舵面位置感知用）、２０……変換
装置、２２，２３……復調器、２４，２５……同
期装置、３０，３１……同期ループ、３５……変
位信号パス、３６……積分信号パス、を各々示
す。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 舵面を位置決めする作動装置を介して航空機
   の主軸の１つである１軸回りの短期運動を安定さ
   せるのに適用され、上記１軸回りの航空機の長期
   安定を与える姿勢基準手段と上記長期安定に優先
   し、上記姿勢基準を新規姿勢基準に変化させる優
   先手段とを備えている航空機用自動安定および制
   御装置であつて、 機内のジヤイロスコープ源から発生される航空
   機の上記１軸回りの姿勢信号を付与する姿勢基準
   手段と、 クランプ時に上記姿勢信号を基準姿勢信号とし
   て確定し、この基準姿勢信号と姿勢基準手段の出
   力との偏移に対応して上記舵面作動装置に誤差信
   号を発生し、上記航空機の姿勢を上記基準姿勢に
   戻すことにより誤差信号を零に低減し、またクラ
   ンプ解除時に姿勢基準手段の出力に同期、追従
   し、上記姿勢変化の間上記誤差信号を効果的に零
   に維持する同期装置と、 優先信号を開始したり終了させる上記優先手段
   に応答して上記同期装置をクランプおよびクラン
   プ解除するスイツチ手段とを備えており、 上記優先手段は、優先指令手段と、上記優先指
   令手段に応答して所定の時間間隔に渡つて幅が
   徐々に増加する第１の一連のパルスおよび所定の
   時間間隔に渡つて幅が徐々に低減する第２の一連
   のパルスを発生する可変パルス幅変調器と、上記
   第１および第２の一連のパルスを上記スイツチ手
   段に与え、それによつて上記同期装置が優先開始
   の際、徐々にクランプ解除され優先終了の際、
   徐々にクランプされるようにする結合手段とを備
   えていることを特徴とする上記装置。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載の装置におい
   て、上記優先指令手段は、操縦士の姿勢制御装置
   の動作に応答するスイツチ制御手段と、上記スイ
   ツチ制御手段に応答し上記可変パルス幅変調手段
   に接続されて上記一連のパルスを開始させたり終
   了させたりする回路網手段を備えていることを特
   徴とする上記装置。 ３ 特許請求の範囲第２項に記載の装置におい
   て、上記回路網手段は、上記スイツチ制御手段の
   動作に応答して上記所定の時間間隔に渡つて増加
   および低減するランプ信号を発生する積分手段
   と、上記ランプ信号を上記パルス幅変調器に与え
   る結合手段とを備えていることを特徴とする上記
   装置。 ４ 特許請求の範囲第３項に記載の装置におい
   て、上記１軸はヨー軸であり、上記ジヤイロスコ
   ープ源からの姿勢信号は方位信号であり、上記姿
   勢制御装置は操縦士のヨー軸制御装置であること
   を特徴とする上記装置。 ５ 特許請求の範囲第４項に記載の装置であつ
   て、さらに、上記ヨー軸制御装置に応答して上記
   積分手段を作動させる第１の論理手段と、上記第
   １の論理手段に結合され航空機バンク角指令およ
   び所定値より大きな実際のバンク角に応答し、ま
   た上記第１の論理手段に結合されて上記積分手段
   を作動させる第２の論理手段を備えていることを
   特徴とする上記装置。 ６ 特許請求の範囲第４項に記載の装置におい
   て、上記航空機はヘリコプタであり、上記第２の
   論理手段は所定値より遅い対気速度に応答して上
   記第２の論理手段を抑制する別の論理手段を備え
   ていることを特徴とする上記装置。