JPH037560B2 - - Google Patents

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JPH037560B2
JPH037560B2 JP55064696A JP6469680A JPH037560B2 JP H037560 B2 JPH037560 B2 JP H037560B2 JP 55064696 A JP55064696 A JP 55064696A JP 6469680 A JP6469680 A JP 6469680A JP H037560 B2 JPH037560 B2 JP H037560B2
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JP
Japan
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sensor
signal
airspeed
output
helicopter
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JP55064696A
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JPS568799A (en
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Yuujiin Biruta Kenisu
Waiatsuto Fuaagasun Za Suaado Samyuaru
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Textron Inc
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Textron Inc
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Publication date
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Publication of JPH037560B2 publication Critical patent/JPH037560B2/ja
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/503—Fly-by-Wire
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/505—Transmitting means with power amplification using electrical energy having duplication or stand-by provisions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
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    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/506—Transmitting means with power amplification using electrical energy overriding of personal controls; with automatic return to inoperative position
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
    • B64C2027/8281—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising horizontal tail planes

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
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  • Vehicle Body Suspensions (AREA)
  • Control Of Multiple Motors (AREA)
  • Control Of Ac Motors In General (AREA)
  • Cage And Drive Apparatuses For Elevators (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)
  • Elevator Control (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタの昇降だすなわち安定板
の制御、ことに主飛行制御変動、航空機重量、重
心の位置変動、風速の変動及び類似の変数を調節
する要求を最小にする制御装置に関する。
さらに本発明は、航空機を上昇させ又は下降さ
せるときに、コレクチブピツチ指令に応答して安
定板に好適な又は最適の迎え角を占めさせるよう
に安定板の迎え角を変えることができる。
従来ヘリコプタの安定板は尾部支材に固定の不
動の迎え角又は位置に設けてある。ベルヘリコプ
タ214型のような他の航空機では、迎え角を変え
ることのできる安定板を利用している。
前記ベルヘリコプタ214型のような従来の装置
においては、機械的リンク仕掛けが、スオツシユ
プレートから安定板のピボツト軸に取付けた制御
腕まで延び、縦方向サイクリツク指令（縦方向サ
イクリツク変換器からの信号ではない）に比例し
て安定板迎え角を制御する。このような制御は、
安定板の操作に対しては妥協的な見地に立つもの
であり、最適の制御ではない。
他の装置は、縦方向サイクリツク・スチツク位
置からの入力を含まない。この場合安定板が適当
に動作する速度範囲を制限する。若干の他の自動
操縦装置は、航空機の安定性を制御するが、操縦
士からの入力を対気速度センサの入力と組合わせ
ることはしないし、又航空機の姿勢を重心に関し
て変更することはしない。
本発明によれば、安定板角度を、対気速度に関
係なくすべての飛行状態に対して最適にできる。
安定板角度をすべての飛行状態に対して最適にし
て、ヘリコプタの重心の変化を補償する。ヘリコ
プタの姿勢を最適にすることによつて、燃料消費
を減少させ、ヘリコプタの航続距離を増加させ
る。さらに安定板への入力が、すべての飛行条件
にわたつての対気速度の測定値に基づいて絶えず
かつ積極的に変更されると共に重心の変化に対し
て調整される。最後に本発明によれば、操縦士
に、一層円滑な、一層敏感な感触が与えられ、ヘ
リコプタに対して有利な特性が与えられる。安定
板迎え角を制御し、飛行条件を最適にするため
に、多数の異なる要因を考慮することが望まし
い。
したがつて本発明によれば、制限された数の妥
協的な安定板位置を設定するのではなく、所定の
対気速度以上の全範囲にわたつてサーボ駆動安定
板の最適な制御を行なうことができる。
ヘリコプタの飛行を最適にするとは、ヘリコプ
タの重心、総重量、動力、姿勢等の変化に適応で
きるように、飛行中安定板を調整することを意味
する。ヘリコプタの位置は異なる飛行条件の間も
できる限り最善の位置に保たれなければならない
から、安定板を絶えず調整することによつて、ヘ
リコプタの飛行を最適にする。
本発明によれば位置サーボ駆動ヘリコプタ安定
板に対する可変の制御を行う。縦方向サイクリツ
ク指令センサは第１の出力信号を生ずる。コレク
チブピツチ位置センサは第２の出力信号を生ず
る。対気速度センサは第３の出力信号を生ずる。
前記した３個のセンサの出力を組合わせ加算信号
を生ずる装置を設けてある。次でこの加算信号
を、対気速度センサの出力に対し逆比例的に変る
係数で変更する。この変更した加算信号は次いで
入力信号として安定板サーボに加える。好適とす
る実施例ではこの装置はフエイル動作ができるよ
うに冗長にしてある。
以下本発明による方法及びヘリコプタ制御装置
の実施例を添付図面について詳細に説明する。
第１図に示すようにヘリコプタ１０は、尾部支
材１１の後部から横方向に延びる昇降だすなわち
安定板１２，１３を持つ尾部支材１１を備えてい
る。前記したように若干の航空機では安定板は尾
部支材１１に対しては定位置に固定してあるが、
第１図に示したヘリコプタでは安定板の迎え角
は、スオツシユプレート１５に連結した機械的リ
ンク仕掛１４を介して制御される。この場合安定
板は、安定板の迎え角がヘリコプタの飛行特性に
影響を及ぼす限りヘリコプタの性能を最適にする
ように選択的に可動にしてある。
第２図にはベルヘリコプタ214ST型の種種の空
力特性を例示してある。横軸はヘリコプタ迎え角
を示し、縦軸は揚力及び抗力に対する動圧を示
す。曲線１６は航空機抗力対迎え角の関係を示
す。同じ目盛で曲線１７は揚力対迎え角の関係を
示す。わずかに負の迎え角でもその航空機性能に
及ぼす有害な影響を曲線区分１６ａにより示して
ある。曲線１６のこの区分内では抗力は実質的に
増す。抗力のこの増加により燃料消費が増してヘ
リコプタの航続距離が減る。本発明の主な目的
は、ヘリコプタの飛行を最適にすることによつ
て、最適の縦方向姿勢を保ち飛行及び荷重の種類
の条件のもとでの操縦に関係なくヘリコプタの抗
力を最低にし揚力を最高にすることにある。
本発明によれば、ヘリコプタの機室部分からの
機械的リンク仕掛けにより安定板の迎え角を制御
しないで、局部的安定板作動器を設けてある。こ
のような作動器は第３図に例示した形式のもので
よい。作動器２０は、ピボツト点２１に枢着さ
れ、作動器棒２２を安定板ピツチ腕２３に連結し
てある。作動器棒２２が動くと、安定板１３がそ
の取付軸２４の軸線のまわりに回される。作動器
２０は電動機駆動式のものがよい。
第４図には適当な作動器２０の第３図の４−４
線に沿う断面を示してある。ピボツト点２１は作
動器２０のフレーム部分３０に連結してある。作
動器２０は中心の円筒形空洞３１を備えている。
電動機駆動のねじ部片３２は、軸受３３に軸架さ
れ、電動機３６ａの出力軸に取付けたピニオン３
５から歯車３４により駆動される。電動機３６ａ
は２相可逆電動機がよい。適当な電動機としては
米国ニユージヤージー州のシンガー・カムパニ
（Singer Company）から製造市販されている部
品番号05088−CU 09609169がある。
作動器２０のねじ部片３２は、歯車３４に対す
るピニオン３５の作用により回転する。このよう
にして、作動器棒２２を駆動する移動ナツト３７
を空洞３１内で軸線方向に動かす。昇降だピツチ
腕２３への連結はピボツト点３８で行う。作動器
２０は、作動器棒２２の伸長を指示する直線形電
位差計を持つ直線位置センサ３９ａ，３９ｂを備
えている。
第４図に明らかなように電動機３６ａは歯車３
４を駆動する作動位置にある。本発明に使うとき
に作動器２０の制御のためにはこのような電動機
を２台設けるのがよいのはもちろんである。
第５図に示すように作動器２０には、電動機３
６ａを固定する第１のブラケツト２０ａを設けて
ある。第２のブラケツト２０ｂは、第２の電動機
３６ｂを取付ける架台になる。各電動機３６ａ，
３６ｂには１対のブレーキ巻線を設けてある。各
電動機３６ａ，３６ｂは、そのブレーキ巻線を共
に付勢しなければブレーキがかかり電動機３６
ａ，３６ｂが回ることができないように作動す
る。各電動機３６ａ，３６ｂの作動はさらに、ど
ちらかのブレーキ巻線を付勢するとこの電動機励
起に応答して電動機が自由に回転するようにして
ある。この作用はさらに本装置のフエイルセーフ
冗長作用についてさらに後述する。
本発明の重要な点は、作動器２０を駆動する電
動機に加えられる信号の性質を制御することであ
る。このような信号の発生を線図的に示す装置を
第６図に例示してある。第６図では作動器２０は
電動機３６ａ，３６ｂと共に例示してある。作動
器２０は、ピボツト点２１に連結され、作動器棒
２２を伸縮して安定板位置を制御するように作用
する。
本発明によれば接縦桿の縦方向サイクリツク位
置は、第１の縦方向サイクリツク指令センサ４０
により感知される。操縦桿のコレクチブ位置に比
例する信号は、コレクチブピツチ位置センサ４１
により生ずる。対気速度センサ４２は対気速度に
比例する信号を生ずる。各センサ４０，４１，４
２からの出力信号は、次いで合計装置４３に加え
られる。次いで合計装置４３の出力は、信号乗算
器４５に加えられる。信号乗算器４５の出力は、
合計装置４６に加えられる。合計装置４６の出力
は、合計装置４４に加えられる。合計装置４４の
出力は、合計装置４７の第１の入力になる。合計
装置４７の出力は、電力増幅器４８及びチヤネル
４９により電動機３６ａに加えられる。
対気速度センサ４２の出力は、合計装置５０に
加えられる。合計装置５０の出力は、スイツチ５
１により信号乗算器４５の第２の入力に選択的に
加えられる。合計装置５０には、バイアス電圧源
５２からバイアス電圧を加える。バイアス電圧源
５２の出力は、対気速度センサ４２からの一層高
い出力により、合計装置５０から零に近ずく出力
が生ずるように増大する対気速度センサ電圧を相
殺するのに十分な負の値にする。すなわち合計装
置４３からの信号に、対気速度が増加するときに
逆比例的に変化する係数が掛けられ、対気速度が
大きくなるにつれて、合計信号が小さくなるよう
にする。
縦方向サイクリツク指令センサ４０の出力と、
対気速度センサ４２の出力とは、合計装置５３に
供給される。合計装置５３の出力は、重心積分器
５４に加えられる。積分器５４は、合計装置４６
の第２入力に通じこれに給電するチヤネル５５
に、出力信号を供給する。合計装置４３，５３
は、各センサ４０，４１，４２からの電圧に加え
られる選定した比率を利用する。この選定した比
率は、ヘリコプタの構造、型式によつて定められ
る。
トリガ回路５６は、対気速度が所定の限界レベ
ル以上のときに又このときだけチヤネル５７に出
力信号を生ずる。第６図に示すようにベルヘリコ
プタ214ST型のような航空機に適当な限界レベル
は45ノツトに選定する。積分器５４は、通常働か
なくて、低い対気速度では合計装置５３からの信
号出力に応答しない。トリガ回路５６からの出力
がチヤネル５７に現われると、積分器５４が付勢
され合計装置５３からの出力信号に応答する。す
なわち対気速度が所定の限界値に達する前に、チ
ヤネル５５の信号が零になる。この後でチヤネル
５５の信号は、合計装置５３に供給される２つの
入力信号の和の積分値である。
出力チヤネル５７は、スイツチアクチユエータ
５８に接続され、対気速度が選定した限界値に達
するとスイツチ５１を閉じる。
前記した所から明らかなように乗算器４５から
の出力は、所定の限界値以下の全部の対気速度に
対し零になる。次いで安定板の位置は、合計装置
４６からの出力信号に応答して制御される。
作動器２０は、合計装置４４に接続したサーボ
位置センサ３９ａを利用する位置依存サーボルー
プ内で作動する。作動器制御の位置成分は、この
ようにしてセンサ３９ａにより供給される。作動
器２０の制御の速度成分は、合計装置４７の第３
の入力を送る回転速度計６１により生ずる。安定
板位置は、操縦士に位置指示器６０により示され
る。
ストー（stow）指令装置６２は、合計装置４
４から出力電圧の供給されないときに合計装置４
７にバイアス信号を送り、安定板を選定した迎え
角に位置決めする。
前記した装置では安定板の位置は、合計装置４
６からの出力信号により定められる。各電子式の
センサ４０，４１，４２は、それぞれ縦方向サイ
クリツク・ステイツク位置、コレクチブ制御位置
及びＸ対気速度を計測する。これ等の信号の機能
は、安定板を位置決めするのに使われ、(a)前進飛
行中の航空機ピツチ姿勢に対する重心（cg）の
影響を制御し、(b)航空機の静的縦方向安定性を高
め、(c)動力に伴う航空機トリム変化を最小にし、
(d)航空機のピツチ的安定性を高める。
第７図には電動機３６ａを駆動する装置を第６
図の場合より詳しく示してある。電動機３６ａを
駆動する方式は、方式１と呼ばれる。電動機３６
ｂを駆動する方式は、、方式２と呼ばれる。
方式１は１対の互にほぼ電子装置７０，７１か
ら成つている。各電子装置７０，７１は、第６図
の囲い６９内の各素子を備えている。電子装置７
０の出力は、合計装置４７ａに加えられる。電子
装置７１の出力は、合計装置４７ｂに加えられ
る。最高交流15Vを生ずる源から電動機３６ａの
制御相巻線７２を駆動するように、２個の増幅器
４８ａ，４８ｂを設けてある。この装置の電動機
３６ａは、交流115Vを生ずる源から作動する固
定相巻線７３を持つ電動機である。固定相巻線７
３は点７４で交流115Vの電源に又監視器抵抗体
７５により接地端子７６にそれぞれ接続してあ
る。各センサ４０，４１，４２は、各電子装置７
０，７１に接続され、電動機３６ａの制御相巻線
７２を駆動するのに必要な信号を生ずる。又サー
ボ位置センサ３９ａは、両装置７０，７１に接続
され、センサ３９ａの位置信号出力を各合計装置
４７ａ，４７ｂの出力における合計信号に前もつ
て含めるようにしてある。回転速度計６１の出力
は、両合計装置４７ａ，４７ｂに加えられる。さ
らに回転速度計６１の出力は、失速監視装置８０
と、回転速度計計監視装置８１とに接続してあ
る。失速監視装置８０の第２の入力は、合計装置
４７ａの出力により供給される。回転速度計監視
装置８１の第２の入力は、サーボ位置センサ３９
ａにより直接供給される。対気速度は、対気速度
監視装置８２により監視される。方式１の監視装
置８３は、合計装置４７ａと、方式２連関信号
と、合計装置４７ａに対応する方式２内の合計装
置の出力とから入力を受ける。監視装置８３は、
方式２が関連すれば、又この関連する場合だけ合
計装置４７ａの出力を、方式２内の対応部分から
の出力と比較する。
電動機固定相巻線監視装置すなわち電流センサ
８４は、固定相巻線の電流が適正な値であるかど
うかを指示するように設けてある。電流センサ８
４は、前もつて設定した上限及び下限を越える電
流振幅の偏差を検知する。電流電圧監視装置すな
わち電圧電流センサ８５は、監視装置抵抗器８６
を横切る電圧降下を感知し、各増幅器４８ａ，４
８ｂの出力間の過度の差を検出する。
増幅器４８ａ，４８ｂは、入力信号により変調
した振幅を持つ交流駆動信号を生ずる。増幅器４
８ａの出力は、増幅器４８ｂの出力から極性反転
して互に反対の極性の信号を電動機３６の制御相
巻線７２に加えるようにする。
信号監視装置８７は、各変換器４０，４１，３
９ａが装置に対する出力信号を生ずる作用をする
かしないかを指示するように設けてあ。信号監視
装置８７は、任意の変換器又は変換器巻線の開始
又は短路を検出する。
第７図の各監視装置は、次のような出力を生ず
る。
第１表 監視装置 出力 87 A1 85 B1 81 C1 84 D1 82 E1 83 F1 80 G1 第１表で添字〓１』は方式１に対するものであ
る。方式２の対応する単位は添字『２』を持つ対
応する群の出力を生ずる。
第７図から明らかなように３個の対気速度セン
サ４２，４２ａ，４２ｂを設けてある。これ等の
３個の対気速度センサは、安定板制御装置が信頼
性のある動作ができるようにするのに使用され
る。対気速度センサ４２からの出力は、方式１を
働かせ、対気速度センサ４２ａからの出力は、方
式２を働かせ、そして対気速度センサ４２ｂから
の出力は、監視用だけに使う。監視装置８２は、
各対気速度センサ４２，４２ａ，４２ｂの出力を
比較し、対気速度センサの１個又は複数個が故障
しているかどうかを定める。対気速度センサ出力
の２つは同等であるが、第３の対気速度センサは
異なる出力を生ずる場合には、異なる出力を受け
る方式１又は方式２が使用不能になるが、残りの
装置が作動器２０を駆動する。対気速度センサの
うちの２つが対応する出力を生じなければ、両方
式１，２は使用不能になり、安定板は、対応出力
の検知されなかつたときに位置した位置に鎖錠さ
れる。比較の処理は、各対気速度センサにより生
ずる電圧振幅を比較し、他の対気速度センサに対
し同等の値を生じない各対気速度センサに誤差信
号を生ずることによつて実施される。
第８図には、方式１の各監視装置の出力と共に
方式２の各監視装置の同様な出力を利用するフエ
ール／非連関論理装置を例示してある。
第１表に示した各監視装置信号A1〜E1及びG1
は、方式１の監視装置１００に送られる。信号
F1は、監視装置１００に送らないで、論理和ゲ
ート１０１に第１の入力として供給される。監視
装置１００は、論理和ゲート１０１に接続してあ
る。論理和ゲート１０１は、第３の入力として方
式２から監視装置信号F2を受ける。信号F1，F2
又は監視装置１００の出力のうち任意の１つに応
答して論理和ゲート１０１は、電力継電器１０２
により電動機駆動装置からの電力を切る。
同様に監視装置１０３は、方式２に対する指定
信号を受け、監視装置信号の任意の１つが前もつ
て設定した限界値を越えた場合に、論理和ゲート
１０４の入力に運転停止信号を送る。信号F1，
F2は、又論理和ゲート１０４への入力になる。
論理和ゲート１０４の３個の入力のうちの１つを
駆動するときは、電力継電器１０５が開き、電動
機３６ｂへの電力が止まる。
第８図に示すように方式１のブレーキ電力源１
０６は、継電器１０２と電動機ブレーキ巻線１１
１に通ずるスイツチ１１０とによりブレーキ巻線
１１１に給電する。方式１のブレーキ電力源１０
６は、又スイツチ１１２により電動機３６ｂのブ
レーキ巻線１１３に給電する。又方式１の電動機
電力源１０７は、導線１１４により電動機３６ａ
に給電する。同様に方式２のブレーキ電力源１０
８は、スイツチ１１５により電動機３６ａの第２
ブレーキ巻線１１６に給電する。方式２のブレー
キ電力源１０８は、スイツチ１１７により電動機
３６ｂの第２ブレーキ巻線１１８に給電する。方
式２の電動機電力源１０９は、電動機３６ｂに導
線１１９により給電する。
各スイツチ１１０，１１２，１１５，１１７
は、信号F1，F2の発生起に応答するために設け
てある。すなわち信号F1が生ずると、スイツチ
１１０が開いて巻線１１１を消勢する。又スイツ
チ１１２が開いて巻線１１３を消勢する。信号
F2が生ずると、スイツチ１１５が開いて巻線１
１６を消勢する。又スイツチ１１７が開いて巻線
１１８を消勢する。電動機３６ａは、装置電力を
加えそして巻線１１１又は巻線１１６のどちらか
を付勢すると作動する。同様に電動機３６ｂは、
装置電動機電力を加え巻線１１３又は巻線１１８
のどちらかを付勢すれば作動する。第８図に例示
した構成は、安定板駆動装置の故障時に安定板を
制御しないままに放置しないでその最終位置に確
実に鎖錠することをとくに強調して示してある。
第８図の構造は装置故障時に安定板を与えられた
位置に鎖錠し動的空気力又は慣性力に自由に応答
しないようにする。
したがつて本発明によれば次のとおりの優秀な
効果を奏する。
すなわち (a) 安定板角度が、対気速度を無視してすべての
飛行状態に対して最適にされる。
(b) 安定板角度が、ヘリコプタの重心の変化を補
償するように、すべての飛行状態に対して最適
にされる。
(c) この最適化によつて燃料消費を減少させ、航
空機の航続距離を増加させる。
(d) 操縦士の入力が、飛行速度全体にわたつて
（必要ならば予め設定された限界値以下の場合
を除いて）対気速度の測定値に基づいて絶えず
かつ積極的に変更され、又重心の変化に対して
調整される。この結果、連続的な最適化操縦を
することができると共に重心（ヘリコプタの姿
勢）を考慮しないで（一般には、考慮しなけれ
ば最適化操縦はできない）、速度に対する監視
と調整だけを考慮して最適化操縦をすることが
できる。
(e) 操縦士に対して一層円滑なかつ一層敏感な感
触を与え、ヘリコプタに対して有利な特性を与
えることができる。
以上本発明をその実施例について詳細に説明し
たが本発明はなおその精神を逸脱しないで種種の
変化変型を行うことができるのはもちろんであ
る。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明制御装置により迎え角を制御し
ようとする安定板を持つヘリコプタの斜視図、第
２図は迎え角、動圧、揚力及び抗力間の関係を示
す線図、第３図は第１図のヘリコプタの本発明制
御装置の１実施例の安定板作動器の取付けを示す
側面図、第４図は第３図の作動器の拡大軸断面
図、第５図は第４図の端面図、第６図は本発明制
御装置の安定板駆動電動機に対し信号を送る装置
の電気配線図、第７図は第６図の装置で生ずる信
号を使うフエール／監視論理装置の電気配線図、
第８図は第６図及び第７図の装置に使うフエー
ル／連関はずし論理装置の電気配線図である。 １０……ヘリコプタ、１２，１３……安定板、
２０……作動器、３６ａ，３６ｂ……サーボ電動
機、４０……縦方向サイクリツク位置センサ、４
１……コレクチブ位置センサ、４２……対気速度
センサ、４３，４４，４６……合計装置、４５…
…信号乗算器、５３……合計装置、５４……積分
器、５６……トリガ回路。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ サーボにより駆動される安定板を位置決めす
    るヘリコプタ制御装置において、(イ)縦方向サイク
    リツク指令センサ４０と、(ロ)コレクチブピツチ位
    置センサ４１と、(ハ)対気速度センサ４２と、(ニ)前
    記各センサの出力を組合わせて第１の合計信号を
    発生する合計装置４３と、(ホ)前記第１の合計信号
    を、前記対気速度に対し逆比例的に変化する係数
    により変更する信号乗算器４５と、(ヘ)前記縦方向
    サイクリツク指令センサと前記対気速度センサと
    前記コレクチブピツチ位置センサとの出力とを組
    合わせて第２の合計信号を発生する合計装置５３
    と、(ト)前記第２の合計信号を積分して、ヘリコプ
    タの重心の変化に応答してこのヘリコプタの姿勢
    を変化させて抗力を減少させる積分器５４と、(チ)
    前記サーボへの入力として加えるように、前記変
    更された合計信号の出力を組合わせることによ
    り、前記安定板の位置を移動させて、姿勢を変化
    させる合計装置４６とを包含する、サーボにより
    駆動される安定板を位置決めするヘリコプタ制御
    装置。 ２ 前記対気速度センサの出力が前もつて設定し
    た限界値より低いときに前記積分器を使用禁止す
    るトリガ５６を備えた特許請求の範囲第１項記載
    のヘリコプタ制御装置。 ３ 前記対気速度センサの出力に所定のバイアス
    信号を加えるバイアス電圧源５２を備え、２つの
    出力が合計装置５０に加えられ、次いで信号乗算
    器において掛算されるようにした特許請求の範囲
    第１項記載のヘリコプタ制御装置。 ４ 固定相巻線と制御相巻線とを持つ電動機を備
    えたサーボ装置によつて駆動される安定板を作動
    するヘリコプタ制御装置において、(イ)縦方向サイ
    クリツク指令センサ４０と、(ロ)コレクチブピツチ
    位置センサ４１と、(ハ)対気速度センサ４２と、(ニ)
    前記各センサの出力を第１の特定の比率で組合わ
    せて第１の合計信号を発生する合計装置４３と、
    (ホ)前記第１の合計信号を、前記対気速度に対し逆
    比例的に変化する係数により変更する信号乗算器
    ４５と、(ヘ)前記各センサの出力を第２の特定の比
    率で組合わせて第２の合計信号を発生する合計装
    置５３と、(ト)前記第２の合計信号を積分して重心
    の変化に応答してヘリコプタの姿勢を変化させて
    抗力を減少させる積分器５４と、(チ)前記第１の合
    計信号を変更する信号乗算器の出力と、前記第２
    の合計信号を積分する積分器の出力とを組合わせ
    る合計装置４６と、(リ)前記合計装置４６において
    発生する組合わせ合計信号を、前記サーボ装置に
    入力として加えて前記電動機の制御相巻線を駆動
    する合計装置４４と、を包含する、ヘリコプタ制
    御装置。 ５ 前記サーボ装置にバイアス信号を加え、前記
    対気速度センサの出力が所定の限界値より低いと
    きに、前記安定板を選定した迎え角に位置決めす
    るストー指令装置６２を備えた特許請求の範囲第
    ４項記載のヘリコプタ制御装置。 ６ 前記電動機の固定相巻線を通る電流の流れを
    監視する電流センサ８４と、前記電流の振幅が前
    もつて選定した範囲外になるときに、前記電動機
    に供給される電力を止める監視装置１００とを備
    えた特許請求の範囲第４項記載のヘリコプタ制御
    装置。 ７ 前記電動機の制御相巻線に加えられる電圧及
    び電流を監視する電圧電流センサ８５と、電圧及
    び電流の比率が前もつて設定した境界外になると
    きに、前記電動機の駆動のために供給される電力
    を止める監視装置１００とを備えた特許請求の範
    囲第４項記載のヘリコプタ制御装置。 ８ 前記各センサの任意の１つの故障を検出する
    信号監視装置８７と、１つのセンサの故障を検出
    したときに、前記電動機の駆動のために供給され
    る電力を止める監視装置１００とを備えた特許請
    求の範囲第４項記載のヘリコプタ制御装置。 ９ (a)第２の対気速度センサ４２ａと、(b)第３の
    対気速度センサ４２ｂと、(c)第１の前記対気速度
    センサ４２の出力が前記第２及び第３の対気速度
    センサの出力に匹敵しないときを検出する対気速
    度監視装置８２と、(d)前記第１の前記対気速度セ
    ンサの出力が前記第２及び第３の対気速度センサ
    の出力に匹敵しなくなるときに、前記電動機の駆
    動のために供給される電力を止める監視装置１０
    ０とを備えた特許請求の範囲第４項記載のヘリコ
    プタ制御装置。
JP6469680A 1979-05-17 1980-05-17 Optimum flight method of helicoptor and control for heltcoptor Granted JPS568799A (en)

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