JPH03933A - 航空機プロペラ速度およびピツチの地上モード制御方法および装置 - Google Patents

航空機プロペラ速度およびピツチの地上モード制御方法および装置

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JPH03933A
JPH03933A JP2094889A JP9488990A JPH03933A JP H03933 A JPH03933 A JP H03933A JP 2094889 A JP2094889 A JP 2094889A JP 9488990 A JP9488990 A JP 9488990A JP H03933 A JPH03933 A JP H03933A
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JP
Japan
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pitch
propeller
rate
change
speed
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Application number
JP2094889A
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English (en)
Inventor
Roy W Schneider
ロイ ダブリュ.シュナイダー
Eugenio Divalentin
ユージェニオ ディヴァレンティン
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RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH03933A publication Critical patent/JPH03933A/ja
Pending legal-status Critical Current

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    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30Blade pitch-changing mechanisms

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Retarders (AREA)

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 で 本発明は航空機が地上モードにありながら遷移の間中制
御するプロペラピッチおよび速度の制御に関する。
[従来技術] プロペラを利用する航空機推進装置はエンジンパワーお
よびプロペラ速度を同時に制御しなければならない。こ
の課題を達成するのに使用される制御変数は主としてエ
ンジン燃料およびプロペラピッチ角度である。多くの地
上作動の間中、エンジン燃料はプロペラ速度を制御し一
方プロペラピッチはパワーを予定(スケジュール)する
のに使用される。飛行作動(運転)の間中、エンジン燃
料は一般にエンジンパワーを制御するのに使用され一方
ブロベラピッチはプロペラ速度を制御する。
エンジン送出パワーとプロペラ吸収パワーとの間の不整
合はプロペラ速度の許容できない変化を生じる。不整合
は一般にプロペラガバナが予定されたパワーの変化に追
随するのに十分速く速度制御装置を変化することができ
ないとき発生する。
例えば、地上モード作動(運転)は予定のパワーを達成
するようにプロペラピッチを予定する。これらのプロペ
ラピッチの変化はエンジンが送出パワーを変化すること
ができるより速くプロペラ吸収パワーを変化することが
でき、プロペラ速度の許容できない変化を発生するパワ
ー不整合を生じる。
地上運転の間中プロペラの速度をほぼ一定に保つことが
重要である。これは、プロペラ歯車装置により駆動され
ている、交流機のごとき補助装置の使用のため必要であ
る。補助装置はプロペラ速度の変化が大きくないことを
要求する。またこの技術において公知であることは、プ
ログラムパワーが低下されるとき、プロペラがエンジン
がパワーを減じることができるより速く小さなパワーを
吸収しかつそれゆえプロペラ過速度状態を結果として生
じるということである。他の方法で述べると、ブレード
角度の減少が要求されるならば、プロペラは加速しかつ
プロペラ過速度がエンジンの遅れのため結果として生じ
るかも知れない。理想的に言えば、地上運転の間中の目
標は一定のプロペラ速度である。
本実施はプロペラ吸収パワーの変化率を制限するように
プロペラピッチ率限界を含むことによりプロペラ速度の
制御の問題に部分的に取り組んでいる。これは正しくプ
ロペラ角度率の変化についての一定の率限界である。
従来技術において、地上モード運転用プロペラピッチ制
御は第1図に示されるようにPLAの関数としてピッチ
アクチュエータ位置基準信号(XSREFS)を予定す
る。第1図において、単一変量はマツプテーブルルック
アップであり、B−3/4  REFは3/4半径での
要求されたブレード角度である。単一変量関数1および
式2はFADEC論理内であることができる。ブレード
位置サーボX5REFSへの出力はまた第3図に示され
るようなものである。用語xSは一般にピッチアクチュ
エータのサーボ位置に言及する。代表的なピッチ制御用
ピッチアクチュエータはプロペラ中心線上にありかつア
クチュエータピストンはプロペラの個々のブレードに連
接される。アクチュエータピストン(’X S )の直
線位置はそれゆえプロペラピッチ角度に直接並進可能で
ある。
[発明が解決しようとする課題] エンジン燃料がプロペラ速度を制御するのに使用され、
かつプロペラピッチが要求されたパワー(PLA)の関
数として予定される地上モード運転において、要求され
たPLAの急速な変化は対応するプロペラ吸収パワーの
急速な変化によりプロペラピッチの急速な変化を生じる
。本技術はプロペラきゅうしゅパワーの変化率を制限す
るようなプロペラピッチ率限界を含むことによりこの問
題に部分的に取り組んでいる。しかしながら、まだエツ
ジ1ン制約がプロペラ吸収゛パワーの予定の変化に整合
するのに十分な速さのエンジン送出パワーの変化を阻止
するとき問題がある。このパワー不整合の結果はプロペ
ラ速度の望ましくない過度の変化である。
本発明の目的は、航空機が地上モードにある遷移の間中
制御するプロペラピッチおよび速度の制御方法および装
置を提供することにある。
[問題を解決するための手段] 上記目的は、本発明によれば、地上モードおよび前進推
力で作動しながら航空機推進装置を制御する航空機推進
装置制御方法において、パワーコマンド(パワーレバー
角度、PLA)の変化を要求し、そしてプロペラ吸収パ
ワーの変化率が送出パワーの変化率を超えないように前
記プロペラ吸収パワーの変化率を制限することからなる
ことを特徴とする航空機推進装置制御方法によって達成
される。
[作用 ] 本発明によれば、プロペラ速度誤差はプロペラ吸収パワ
ーの変化率が送出パワーの変化率を超えないように遷移
状態の間中プロペラピッチ予定を変更するのに使用され
ることができる。要するに、プロペラピッチはエンジン
送出パワーの変化率がその率限界にまたはその近くにあ
るとき遷移状態の間中制御するプロペラ速度を供給する
。プロペラ速度を制御するようなプロペラピッチのしよ
うは従来技術においては飛行中の制御に制限されかつ地
上運転において使用されない。3つの遷移状態、すなわ
ち、 (1)地上モードおよび前進推力様式における間のPL
Aの減少要求 (2)地上モードおよび前進推力様式における間のPL
Aの増大要求(エンジン送出パワーの増大)(3)地上
モードおよび逆推力様式における間の逆推力の増大要求
(またエンジン送出パワーの増大を要求する) の3つの遷移状態が本発明から利益を得る。
これら3つの遷移状態を以下に記載する。
地上モードおよび前進推力様式 における間のPLAの減少要求 この開示に呈示される概念はピッチを減少するためのピ
ッチ率(ピッチレート)限界がプロペラ過速度(オーバ
ースピード)誤差の予定の関数であるように変更される
ことである。プロペラピッチ率限界はプロペラ過速度が
大きくなるとき小さくなる。実質上、減少プロペラピッ
チはエンジン送出パワーの減少の現存率にプロペラ吸収
パワーを整合するようにゆっくり移動する。このピッチ
率限界はピッチが平らなピッチ近くにまたはそれ以下に
減少されるとき削除される。
地上モードおよび前進推力様式 における間のPLAの増大要求 この概念はPLAの減少に関する概念と同じである。増
大ピッチ率限界はプロペラの不十分な速度誤差の予定の
関数である。プロペラピッチ率限界はプロペラの不十分
な速度(アンダースピード)が大きくなるとき小さくな
る。実質上、増大プロペラピッチはエンジン送出パワー
の増大の現存率にプロペラ吸収パワーを整合するように
ゆっくり移動する。このピッチ率限界はピッチが平らな
ピッチ近くにまたは平らなピッチ以下にあるとき削除さ
れる。
地上モードおよび逆推力様式における間の逆推力の増大
要求 (エンジン送出パワーの増大) 逆ピッチ限界はプロペラの不十分な速度の予定の関数で
ある。ピッチはプロペラの不十分な速度(アンダースピ
ード)が大きくなるとき小さな逆ピッチに制限される。
実質上、プロペラピッチは送出パワーを増大するような
エンジンの可能性を超えないプロペラ吸収パワーを発生
するように予定の逆ピッチに向かっている。
本発明はエンジンの全権デジタル電子制御(FADEC
)論理を利用する。本発明の新規な概念を実行するよう
な制御論理は多くの方法においてなされることができる
。制御論理を実行する1つの方法がここに記載され、か
つFADEC論理とともに使用される方法である。しか
しながら、理解されるべきことは、本発明は電子エンジ
ン制御のごときたのデジタルエンジン制御で実行される
ことができるということである。
本発明の前左および他の目的、特徴および利点は添付図
面に示されるようなその好適な実施例の前記の詳細な説
明に鑑みてより明らかとなる。
[実施例 ] 本発明の実行のための制御論理は第3および4図に示さ
れる。地上モードピッチ位置予定論理16として認めら
れる第3図のブロックは第4図に詳細に示される。第4
図の論理に使用されるようなピッチアクチュエータ率制
限方法は第2図および式1ないし5により説明される。
表!および2は第2.3および4図における用語のリス
トおよび当該技術に熟練した者により用意に理解される
それらの定義を提供する。
第2図は代表的なサーボの簡単化した直線ブロック図で
あり、そして第3および4図において使用される率制限
方法を説明するのに使用される。
第2図はサーボ出力Xを示す。サーボ出力の速度はXD
OTでありかつ以下のように計算されることができる。
(1)  XDOT=(XREF−XSEN)XKvX
REF発生に関して説明するために式lを整理し直すと (2)  X RE F = X S E N + X
 D OT / K vサーボ速度XDOTは発生すべ
きXDOTの代わりにXDLIMを用いることにより率
限界XDLIMに等しくされることができる。
(3)  XREP−XSEN+XDL IM/Kv表
  1 第2,3および4図の変数の説明 B3/4REF  プロペラブレード半径の3/4で要
求されたプロペラピッチ角 度 DXSRD    計算された減少ピッチ率限界パラメ
ータ DXPSRT   計算された増大ピッチ率限界パラメ
ータ NP       プロペラ回転速度 NPSA     動的補正を有する感知されたプロペ
ラ速度 NPSEN    感知されたプロペラ速度P L A
      要求されたパワーレバー角度X     
  代表的なサーボの位置出力XDOT     代表
的なサーボの速度(またはりつ)出力 XREF     代表的なサーボの基準位置X5FW
DRピッチアクチュエータ率限界がそこで削除/呼出し
されるピッ チアクチュエータ位置 X5REF   不十分な速度および過速度制限のため
の適用得る変更を含むピ ッチアクチュエータ位置基準信 号 X5REF+   許容し得る最大逆ピッチを定義する
ピッチアクチュエータ位置 基準信号 X5REF2   増大ピッチおよび減少ピッチ率限界
によって変更されたような X5REPSからなるピッチア クチュエータ位置基準信号 X5REFS   PLAの予定された関数であるピッ
チアクチュエータ位置基準 信号 X S SEN    ピッチアクチュエータ感知位置
表  2 第2.3および4図の定数の説明 DXSREV   完全な逆転位置からのX5REF1
における許容し得る最大リ セット D X S RMN   ピッチアクチュエータに関す
る許容し得る最小増大ピッチ率限 界 −D X S RMN  ピッチアクチュエータに関す
る許容し得る最小減少ピッチ率限 界 D X S RMX   ピッチアクチュエータに関す
る許容し得る最大増大ピッチ率限 界 −DXSRMX  ピッチアクチュエータに関する許容
し得る最大減少ピッチ率限 界 GGNP     前進推力過速度および不十分な速度
リミッタの制御利得。利得 はNPsAのDXSRI(また はDXSRD)/回転/分(RP M)の単位である。
GNPREV   逆推力の不十分な速度限界の制Kv NPREVJ’? NPRU LAX AUNP NPOSG DLIM SNRM 御利得。利得はNPSAのXS REFI/(RPM)のインチで ある。
代表的なサーボの速度定数 逆の不十分な速度限界がそこで X5REFIをリセットし始め るプロペラの不十分な速度NP RO減少ピッチ限界がそこで最 大率限界を減少し始めるプロペ ラ過速度 増大ピッチ限界がそこで最大率 限を減少しているプロペラの不 十分な速度 逆推力が要求されたならば定義 するPLA位置 プロペラ感知速度リード補正の 時定数 プロペラ感知センサの時定数 代表的なサーボの率限界 率限界かぎやく推力が要求され るときそこで削除されるピッチ アクチュエータ位置 X5ARATO率限界が逆推力が要求されるときそこで
削除されるピッチアク チュエータ位置 第2図および式(1)、(2)および(3)はサーボ率
限界が増分X D L I M/Kvに加えた感知サー
ボ出力X5EHの現在値の合計であるようにサーボ基準
XREFを定義することにより得られる。
サーボ率限界は増分XDLIM/Kvに埋め込まれる。
第4図において増大ピッチ率限界は(4)  X5RE
F2=XSSEN+DXSRIとして計算され、ここで
DXSRIは式3のXDI、IM/Kvと同等である。
同様に、第4図は減少ピッチ率限界を (5)X5REF2=XSSEN+DXSRIとして計
算し、ここでDXSRDは式3のXDLIM/Kvと同
等である。
理解されるべきことは、他の手段が制御論理において率
限界を実行するのに存在するということである。本発明
は増大ピッチ率限界および減少ピッチ率限界用のいかな
る手段によっても実行されることができる。
プロペラ速度NPからの率限界DXSRD、DXSRI
およびX5REF’ Iの計算は第3図に示される。ブ
ロックIOはプロペラ速度センサの動的応答を示す。こ
の速度センサ動的応答は感知プロペラ速度NPSENを
生ずるような時定数TNPO9Gを有する第1順位の遅
延によって近似される。ブロック11は感知プロペラ速
度の動的計算を供給する。ブロック11に示される動的
計算はリード時定数TAUNPを有するリードである。
ブロック11の出力は補正された感知プロペラ速度NP
SA(12)である。両方のブロックlOおよび」lの
用語Sはラプラス変換演算子である。
増大サーボ−xSは増大ピッチBに対応する。
それゆえXSの増大が示されるときはいつでも、プロペ
ラピッチの関連の増大が包含される。次に第3図を参照
してブロック13は逆推力様式において制限する不十分
な速度を供給するピッチアクチュエータ位置基準信号X
5REFIを計算するための方法が示される。X5RE
FIは感知されたピッチアクチュエータ位置の関数とし
て予定される。最大逆推力はX5ROに等しいアクチュ
エータ位置において生じる。NPSAがN P RE 
VRより大きいときはいつでも、プロペラは不十分な速
度になっていない。NPSAがNPREVRよりちいさ
いとき、X5REFIは最大逆推カビツヂアクチュエー
タ位置X5ROより小さく予定される。制御利得はNP
SA不十分な速度のxSREFI/RPMのGNPRE
Vインチである。
完全な逆推力位置からのX5REFIのリセットの最大
量はピッチアクチュエータ位置のDXSREVである。
この方法においてサーボ位置運動(すなわち率)はプロ
ペラの不十分な速度の関数として制限される。
次にブロック14を参照すると、増大ピッチ率限界パラ
メータDXSRIを計算するための方法が示される。ブ
ロック14はDXSRIはNPSAがNPRUより大き
い(すなわち不十分な速度になっていないプロペラ)と
きはいつでも最大増大ピッチ率限界D X S RMX
である。NPSAがNPRUより小さいとき、DXSR
Iは最大増大ピッチ率限界より小さく予定される。制御
利得はNPSAのDXSRI/RPMのGGNP単位で
ある。増大ピッチ率限界パラメータDXSRIの最小値
はD CS RMNである。
ブロック15を参照すると、減少ピッチ率限界パラメー
タ、DXSRDを計算するための方法が示される。ブロ
ックI5はNPSAがNPROより小さい(すなわち過
速度になっていない)ときDXSRDが最大減少ピッチ
率限界(−DXSRMX)にあることを示す。NPSA
がNPROより大きいとき、DXSRDは最大減少ピッ
チ率限界より小さく予定される。制御利得はNP S 
ALf)DXSRD/RPMのGGNP単位である。減
少ピッチ率限界パラメータDXSRDの最大値は(D 
X S RMN)である。
ブロック17および18に示されるのはピッチアクチュ
エータ予定位置基準信号でる用語X5REFSを発生側
るための論理である。この信号の発生は従来技術におい
て良く知られておりかつまた第1図に示される。
萌述すレタ信号DXSR1,DXSRDおよびX5RE
FSはブロック16への入力である。ブロック16への
他の入力はパワーレバー角度(PLA)およびピッチア
クチュエータ感知位置(XSSEN)である。第3図に
含まれる論理、ブロック16の詳細な説明は第4図に示
される。次に第4図を参照すると、ブロック20はパワ
ーレバー角度(PLA)が定数PLAXに比較されるこ
とを示す。PL;AXより小さいPLAは逆推力が要求
されることを意味し、これにはんしてPLAXより大き
いPLAは逆推力が要求されないことを意味する。ブロ
ック21および22において計算されるX5FWDRは
アクチュエータ率限界論理がそこで削除されるピッチア
クチュエータ位置である。ブロック21はPLAが逆、
推力を要求するときの状態顛関してX5FWDR=Xs
RAToを設定する。ブロック22はPLAが逆推力を
要求しないときの状態に関してXSFWDR=XSNR
Mを設定する。ブロック23はピッチアクチュエータ感
知位置X5SENを率限界論理がそこで削除されるピッ
チアクチュエータ位置X S FWDRに比較する。
第3および4図は速度制御用のピッチ制御を計算するた
めの方法を示す。第3図は増大ピッチ率信号(DXSR
I)および減少ピッチ率限界信号(DXSRD)を計算
するるためのほうほうを示す。
平らなピッチの近くで、ピッチ変化率を遅くさせること
はプロペラが増大プロペラ速度を生じる空気流からエネ
ルギを吸収しているため逆効果である。この領域におい
て、遅いピッチ変化率はより高いプロペラ過速度を結果
として生じる。それゆえ、平らなピッチ近くの領域にお
いて、ピッチ率制御は削除される。
第4図に戻って、率限界論理、ブロック23はX5SE
Nh(XSFWDRより小さいときハイツでも削除され
る。率限界論理はPLA予定アクチュエータ基準位置X
5REFSに等しいようにX5REF2を設定すること
によりブロック24において有効に削除される。ブロッ
ク23はX5SENh<X5FWDRより大きいかまた
はそれに等しいとき率限界論理を引き合いに出す。ブロ
ック25はピッチアクチュエータ感知位置X5SENを
予定のアクチュエータ位置X5REFSに比較する。X
5REFSがX5SEN(ブロック25)より小さいと
きピッチは減少していることを示し、そして減少ピッチ
率限界用のアクチュエータ基準位置がブロック26にお
いて計算される。ブロック26および29は第2図およ
び式lないし5を使用する前述された率制限の方法を使
用する。
ブロック27は率限界X5REF2にあるときのアクチ
ュエータ基準位置を予定アクチュエータ基準位置に比較
する。X5REFSがX5REF2より大きい状態はX
5REFSが最大減少ビッヂ率より小さく要求すること
を示す。その場合にアクチュエータ基準位置X5REF
2はブロック28に示されるようにX5REFSに等し
く設定される。ブロック25に戻って、X5REFSが
X5SENより大きい状態はピッチが増大していること
を示しそして増大ピッチ率限界はブロック29において
計算される。ブロック30は率制限アクチュエータ基孕
位置X5REF2を予定のアクチュエータ基準位置X5
REFSに比較する。
X5REFSh4XSREF2より小さい状態ハxSR
EF”Sが最大増大ピッチ率より小さく要求することを
示す。ついでアクチュエータ基準位置X5REP2がブ
ロック31に示されるようにX5REFSに等しく設定
される。地上モードピッチ位置予定論理は、X5REF
2が適用し得る前進推力増大ピッチおよび減少ピッチ率
限界を含む場合に、第3および4図に示されるような出
力信号X5REF’2(32)を発生する。次に第3図
に戻って、アクチュエータ基準位置X5REF2(32
)および許容し得る最大逆ピッチ基準信号X5RBI”
1(33)のより高い値がピッチアクチュエータ基準信
号X5REF(35)を発生するようにブロック34に
おいて選択される。ここに設けられた説明はX5REF
(35)が適用し得る増大ピッチ率限界、減少ピッチ率
限界および逆ピッチ位置限界を含むように変更された予
定ピッチアクチュエータ基準位置X5REFSである。
本発明はその最良の形態の実施例に関連して示されかつ
説明されたが、当該技術に熟練した者によって理解され
るべきことは、その形状および詳細における前記および
他の種々の変化、省略および削除が本発明の精神および
範囲を逸脱することなしにそれになされることができる
ということである。
[発明の効果 ] 本発明によれば、地上モードおよび前進推力で作動しな
がら航空機推進装置を制御する航空機推進装置制御方法
において、パワーコマンドの変化を要求し、そしてプロ
ペラ吸収パワーの変化率が送出パワーの変化率を超えな
いようにプロペラ吸収パワーの変化率を制限するように
したので、プロペラピッチがエンジン送出パワーの変化
率がその率限界にまたはその近くにある遷移状態の間中
制御するプロペラ速度を供給することが可能な航空機推
進装置制御方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
第1図はPLA(パワーレバー角度)の関数としてピッ
チアクチュエータ基準信号(XSREFS)用の従来技
術の地上モード運転予定を示す概略図、第2図は第3お
よび4図に使用される率制限方法用の式を引き出すのに
使用されるサーボ機構を簡単化して示す概略図、 第3図は本発明によって制限する過速度およびふ十分な
速度を含むピッチアクチュエータ基準信号を示す全体図
、 第4図は地上モードピッチ位置予定論理のフローチャー
ト、 図中、符号13,14.15はリミッタ、16は地上モ
ードピッチ位置予定論理である。 FIG、1 FIG、2 】 心上モーVビーl+位l+中1金バ【 FIG、4

Claims (18)

    【特許請求の範囲】
  1. (1)地上モードおよび前進推力で作動しながら航空機
    推進装置を制御する航空機推進装置制御方法において、 パワーコマンド(パワーレバー角度、PLA)の変化を
    要求し、そして プロペラ吸収パワーの変化率が送出パワーの変化率を超
    えないように前記プロペラ吸収パワーの変化率を制限す
    ることからなることを特徴とする航空機推進装置制御方
    法。
  2. (2)地上モードにおいて、エンジン燃料がプロペラ速
    度を制御するのに使用されかつプロペラピッチが要求さ
    れたパワー(PLA)の関数として予定される航空機の
    プロペラ速度の過度の変化を減少する方法において、 プロペラ速度誤差を検出し、そして 前記プロペラ速度誤差の関数として遷移状態の間中プロ
    ペラピッチ率予定を変更することからなることを特徴と
    する航空機のプロペラ速度の過度の変化を減少する方法
  3. (3)遷移状態の間中地上モードにおいてプロペラ吸収
    パワーを制御するプロペラ吸収パワー制御装置において
    、 プロペラ速度(Np)、パワーレバー角度(PLA)お
    よびブレードピッチ位置(X)を検出するための手段、 ブレードピッチ率限界をプロペラ過速度誤差の予定され
    た関数であるように変更するための手段からなることを
    特徴とするプロペラ吸収パワー制御装置。
  4. (4)前記速度誤差が過速度誤差であることを特徴とす
    る請求項3に記載のプロペラ吸収パワー制御装置。
  5. (5)前記速度誤差が不十分な速度の誤差であることを
    特徴とする請求項3に記載のプロペラ吸収パワー制御装
    置。
  6. (6)ピッチを増大するためのピッチ率限界がプロペラ
    の不十分な速度の予定された関数であることを特徴とす
    る請求項3に記載のプロペラ吸収パワー制御装置。
  7. (7)さらに、逆ピッチ(REV)において作動しなが
    らプロペラの不十分な速度の予定された関数として逆ピ
    ッチ限界を予定するための手段を含むことを特徴とする
    請求項3に記載のプロペラ吸収パワー制御装置。
  8. (8)地上モード作動中のプロペラピッチ制御装置にお
    いて、 ピッチ率限界増大信号(DXSRI)を計算しかつピッ
    チ率限界減少信号(DXSRD)を計算するための手段
    、 パワーレバー角度(PLA)を感知するための手段、 ピッチアクチュエータ変化(XSSEN)を感知するた
    めの手段、 パワーレバー角度からピッチアクチュエータ変化基準信
    号(XSREFS)を計算するための手段、前記ピッチ
    率増大信号(DXSRI)を感知されたピッチ変化アク
    チュエータ位置(XSSEN)に加えることにより、ピ
    ッチ率が増大しているとき率限界アクチュエータ位置基
    準信号(XSREF2)を計算するための手段からなる
    ことを特徴とする地上モード作動中のプロペラピッチ制
    御装置。
  9. (9)地上モード作動中ののプロペラピッチ制御装置に
    おいて、 ピッチ率限界増大信号(DXSRI)を計算しかつピッ
    チ率限界減少信号(DXSRD)を計算するための手段
    、 パワーレバー角度(PLA)を感知するための手段、 ピッチアクチュエータ変化(XSSEN)を感知するた
    めの手段、 パワーレバー角度からピッチアクチュエータ変化基準信
    号(XSREFS)を計算するための手段、前記ピッチ
    率減少信号(DXSRD)を感知されたピッチ変化アク
    チュエータ位置(XSSEN)に加えることにより、ピ
    ッチ率が減少しているとき率限界アクチュエータ位置基
    準信号(XSREF2)を計算するための手段からなる
    ことを特徴とする地上モード作動中のプロペラピッチ制
    御装置。
  10. (10)前記ピッチ率信号はサーボ速度定数(Kv)に
    よつて割られたアクチュエータ限界(XDLIM)の変
    化率であることを特徴とする請求項8に記載の地上モー
    ド作動中ののプロペラピッチ制御装置。
  11. (11)地上モード作動中のプロペラピッチ制御装置に
    おいて、 前記プロペラのピッチを変化するためのアクチュエータ
    手段、 ピッチアクチュエータ増大の変化率に比例する一定値に
    プロペラピッチ率増大(XDLIM/Kv)を制限する
    ための手段からなることを特徴とする地上モード作動中
    のプロペラピッチ制御装置。
  12. (12)前記ピッチ率増大がプロペラ位置決めサーボの
    サーボ速度定数(Kv)によつて割られたアクチュエー
    タの変化率限界(XDLIM)であることを特徴とする
    請求項2に記載の方法用装置。
  13. (13)前記プロペラピッチ制御は前記プロペラピッチ
    が逆にされる(REV)とき通常予定されたピッチ率に
    等しいことを特徴とする請求項2に記載の方法用装置。
  14. (14)前記ピッチ率限界は前記プロペラピッチが平ら
    なピッチの領域にあるとき削除されることを特徴とする
    請求項2に記載の方法用装置。
  15. (15)プロペラピッチが遷移状態の間中速度制御を提
    供する遷移状態および地上でプロペラ速度ガバナを制御
    するプロペラガバナ制御装置。
  16. (16)地上モード中遷移を受けながらプロペラ速度誤
    差の予定された関数としてプロペラピッチを制御するた
    めのプロペラピッチ制御装置。
  17. (17)前記プロペラピッチ制御が前記ピッチが逆にさ
    れる(REV)とき通常予定された率に等しいことを特
    徴とする請求項1に記載の方法用装置。
  18. (18)ピッチを減少するためのピッチ率限界がプロペ
    ラ過速度誤差(OS)の予定された関数であることを特
    徴とする請求項3に記載の方法用装置。
JP2094889A 1989-04-11 1990-04-10 航空機プロペラ速度およびピツチの地上モード制御方法および装置 Pending JPH03933A (ja)

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0738451A (ja) * 1993-07-19 1995-02-07 Nec Corp 無線通信装置及び無線通信装置用ブースタ

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5209640A (en) * 1989-12-30 1993-05-11 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Pitch control apparatus for variable pitch propeller
JPH0524585A (ja) * 1991-07-25 1993-02-02 Toyota Motor Corp 可変ピツチプロペラのピツチ制御装置
US5284418A (en) * 1991-07-29 1994-02-08 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Electric pitch control apparatus for variable pitch propeller capable of controlling the pitch angle based instantaneous operational conditions of the propeller
US5931637A (en) * 1996-01-22 1999-08-03 Something Else Limited Liability Company Propeller with variable rate of pitch change
FR2791089B1 (fr) * 1999-03-18 2001-08-03 Snecma Architecture autotestable pour chaines de limitation de survitesse et de coupure en stop de turboreacteur
US6289274B1 (en) 1999-08-13 2001-09-11 United Technologies Corporation Fuzzy logic based fuel flow selection system
US8651811B2 (en) * 2005-11-16 2014-02-18 Hamilton Sundstrand Control logic for a propeller system
DE102008041925A1 (de) * 2008-09-09 2010-03-25 Thielert Aircraft Engines Gmbh Steuersystem für einen Flugzeugpropellerantrieb
FR3035642B1 (fr) * 2015-04-30 2017-04-21 Airbus Operations Sas Aeronef equipe d'un dispositif de surveillance de la gestion electronique des moteurs
CN105756784B (zh) * 2016-02-22 2018-01-30 中国航空动力机械研究所 螺旋桨反桨超转保护结构
CN106704009B (zh) * 2016-12-13 2019-10-11 安徽航瑞航空动力装备有限公司 一种活塞式航空发动机负荷协调控制方法
US10604268B2 (en) 2017-02-22 2020-03-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Autothrottle control for turboprop engines
EP3369660B1 (en) * 2017-03-02 2019-12-18 Ge Avio S.r.l. System and method for testing control logic for a propeller of a gas turbine engine
EP3543113B1 (en) * 2018-03-23 2021-05-26 Ge Avio S.r.l. System and method for propeller response enhancement during transition from ground to flight configuration for a turbopropeller engine
CN109677588A (zh) * 2018-12-11 2019-04-26 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 一种螺旋桨与发动机功率匹配控制方法、装置及存储介质
US11414175B2 (en) * 2019-04-01 2022-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for operating an aircraft powerplant
CN112141350B (zh) * 2020-09-25 2022-12-30 中国直升机设计研究所 一种直升机地面开车方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2664166A (en) * 1951-03-14 1953-12-29 Hobson Ltd H M Engine control for aircraft
US2855054A (en) * 1953-01-14 1958-10-07 Bristol Aircraft Ltd Speed control system for reversible pitch aircraft propellers
US2913056A (en) * 1956-10-01 1959-11-17 United Aircraft Corp Propeller control anticipator
US2980188A (en) * 1958-11-14 1961-04-18 United Aircraft Corp Combined feathering and pitch lock system
US4648797A (en) * 1983-12-19 1987-03-10 United Technologies Corporation Torque control system
EP0190342A1 (en) * 1984-08-01 1986-08-13 Sundstrand Corporation Thrust reverser actuation system for a multi-engine aircraft
US4711615A (en) * 1986-05-19 1987-12-08 Textron/Auca Corp. Turboprop overspeed protection system
US4772180A (en) * 1986-08-29 1988-09-20 General Electric Company Aircraft thrust control
US4904157A (en) * 1988-11-21 1990-02-27 Hartzell Propeller Inc. Aircraft propeller assembly with blade pitch reset for ground idle
US4958289A (en) * 1988-12-14 1990-09-18 General Electric Company Aircraft propeller speed control

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0738451A (ja) * 1993-07-19 1995-02-07 Nec Corp 無線通信装置及び無線通信装置用ブースタ

Also Published As

Publication number Publication date
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US5029091A (en) 1991-07-02

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