JPH0416619B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

本発明は、ヘリコプタのエンジンのための制御
装置に係り、更に詳細には巡航モードに於て最小
の燃料消費率を与えるヘリコプタのエンジンのた
めの制御装置に係る。 ヘリコプタの飛行性能はなかんずく主ロータに
与えられる回転速度とトルク、従つて主ロータに
よつて与えられるスラストに大きく依存してい
る。通常ヘリコプタロータは或る一定の回転速度
により駆動されており、これによつて与えられる
スラスト或いは主ロータのトルクの変化は主ロー
タのブレードピツチ角の変化によつて与えられ
る。このブレードピツチ角の変化は速度と揚力を
制御するコレクテイブピツチの変化と縦方向及び
横方向の姿勢を制御するサイクリツクピツチの変
化とを含んでいる。典型的なヘリコプタ用フリー
タービンガスエンジンに対する燃料制御はフリー
タービンの回転速度を規定のロータ回転速度に維
持するようにエンジンに送る燃料を調節するよう
になつており、これに凌駕してパイロツトはフリ
ータービン回転速度設定値（NF SET）を操縦
捍によつて上下にずらすことができるようになつ
ている。任意の操縦が行われている間、最小の燃
料消費率を与えるための最適ロータ回転速度はロ
ータパワーの要求が一定の速度で変化することに
基いて一定の速度で変化する。従つてヘリコプタ
に於ける燃料消費率を最小にせんとする試みはヘ
リコプタが定常飛行状態にて巡航している場合を
除き無益であることは容易に理解されよう。 定常飛行状態にて巡航している時には必要とさ
れるトルクは航空機の重量と速度によつて変化す
る。航空機の重量及び速度は抗力係数の如き種々
のフアクタを定める。抗力係数はロータ回転速度
が低い場合に大きい迎え角が必要とされることに
対応して増大する。迎え角は、ロータ回転速度が
増大し、進み側ブレードが臨界マツハ数を越えて
深く突き刺さる状態になることによつて抗力係数
が増大した場合には、それに見合つて減少されな
ければならない。従つて最小出力（従つて最小燃
料消費）にて作動する点はブレードの迎え角とロ
ータ回転速度の間の妥協点である。航空機の全重
量が小さいほど、対空速度が低いほど、また空気
密度が高いほど（高度が低いほど及び／または外
気温度が低いほど）、ロータブレードはロータ回
転速度当りの迎え角にしてより低い角度にて作動
することができる。従つて航空機の荷が軽いほ
ど、その飛行速度が低いほど、また空気密度が高
いほど（空気温度が低いほど及び／または高度が
低いほど）抗力係数は小さくまた必要な動力に対
するロータ回転速度の感度は小さくなる。 これらの要件を考慮すると、ヘリコプタの場合
には燃料消費率を低減することは全く努力目標と
するに足らないことが解る。しかしかなりの期間
（１回あたり15分以上）の飛行時間に亙つて比較
的安定した飛行を行う巡航モードに於ける運転に
於て、10％未満であつても燃料の節約を達成する
ことができれば、非常に有意義である。 本発明の目的の中には、ヘリコプタが巡航モー
ドにて運転されているとき燃料消費を最小にする
ヘリコプタ用燃料制御装置を提供することが含ま
れている。 本発明によれば、ヘリコプタのエンジンのため
の制御装置は、ロータ駆動用フリータービンの参
照速度として最適ロータ回転速度を与え、これは
エンジンに供給されるべき燃料の量を決定するた
めに用いられる。本発明の一つの局面によれば、
最適速度は前記参照速度を或る小さい増分にて変
動させてその変動設定点を維持するに必要とされ
る燃料流量を前記参照速度を変動させる前に決定
された燃料流量と比較する調整制御によつて決定
される。燃料流量は燃料計量弁へ指示される燃料
量の値の多数のサンプルを平均することにより決
定される。本発明の他の一つの局面によれば、航
空機の全重量、外気温度、高度及び対空速度に従
つて決定されたスケジユールによつて望ましい最
小燃料参照速度が設定される。更に本発明によれ
ば、エンジンの作動が大きく変動することを避け
るためにエンジンを通常の参照速度に関して制御
することとフエイドイン及びフエイドアウトルー
チンによつて達成される予測された最適参照速度
に関して制御することとの間で変換が行われる。 本発明は、比較的簡単なプログラムステツプに
よりデイジタル的燃料制御装置に容易に組込まれ
る。本発明は、またもし望むなら、以下の説明に
基いて容易に得られ且周知である装置及び技術を
利用して別個のハードウエアによつても実施され
る。 本発明は、運転中に必要とされる性能を劣化さ
せることなく、巡航モードにて運転されるヘリコ
プタに於て10％程度の燃料節約を行うことを可能
にする。 本発明のその他の目的、特徴及び利点は以下に
添付の図を参照しつつ行われる本発明の詳細な説
明より明らかであろう。 先ず第２図について見ると、機体とエンジンの
任意の組合せに対し、必要とされる燃料流量は飛
行条件によつて大きく変化する。特に航空機の全
重量、対空速度及び空気密度（温度及び高度を含
む）の影響が大きい。 任意の或る与えられたヘリコプタに対する燃料
流量の要求量は、種々の作動条件に於て、或る任
意の与えられたロータ駆動速度に於て主ロータ、
尾部ロータ及び補機によつて必要とされる動力を
対応するロータ駆動速度に於けるエンジン特性と
組合せることにより決定される。これらのデータ
は解析用のモデル或いは実際の試験結果により導
き出される。解析的にデータを導き出すことに関
してはNASA TM 78629或いはSikorsky
Aircraft Report SER 7045に代表される如きヘ
リコプタシステムの複雑な数学的シユミレーシヨ
ンモデルが用いられて良い。或いはまた必要なデ
ータは或る与えられた航空機を試験飛行すること
により経験的に得られても良い。この場合航空機
は飛行範囲の全域に亙つて試験飛行され、燃料流
量が実際に測定され、燃料要求量のデータバンク
が確立される。或いはまた、飛行領域全体に亙る
飛行中に動力の要求量が記録され、これを任意の
与えられたエンジン形式のデータと組合せ、当該
航空機に対して使用すべき第２図のグラフに於け
る曲線に類似の曲線を確立する。前進速度、総重
量、高度及び温度の種々の組合せに対する最小値
がこれらの曲線より求められ、これらの最小値は
最小燃料流量に対し要求されるロータ回転速度を
与えるマトリツクスに組込まれ、貯蔵される。こ
のマトリツクスに組込まれた任意の特定の値はこ
れら四つの制御パラメータを組合せて用いること
により求められる。 第２図は、ここに示された或る与えられた航空
機について、曲線Ａにて示されている如く重いヘ
リコプタが砂漠の上空を高速且高高度にて飛行す
る場合に、規定速度の場合に要求される燃料に比
して最大12％までの燃料節約ができることを示し
ている。一方、航空機が総重量の小さいものであ
り且寒い日に海面上を飛行している時には、直線
Ｆにて示されている如く、燃料消費量は規定速度
或いはその近傍にて実質的に最小であり、燃料の
節約は殆ど行われない。 第２図に於て種々の曲線は以下の表に示す如き
作動条件に対応している。

【表】 規定速度以下では条件Ａ〜Ｅは後退側ブレード
の迎え角が増大し、その抗力係数が増大すること
により低い効率を呈する。これらの条件は燃料消
費率が最小となる速度を幾分越えた領域にてロー
タ回転速度が高いことにより前進側のブレードの
ブレード先端マツハ数が増大することにより効率
の低下をきたす。従つて燃料消費量を最小にする
ためにはその時の運転条件に応じて速度とブレー
ド角の間の最適調整を行わなければならない。 次に第１図について見ると、主ロータ１０は軸
１２を経てギヤボツクス１３に接続されており、
該ギヤボツクスはオーバランクラツチ１６を経て
軸１４により駆動されるようになつている。オー
バランクラツチ１６はエンジン回転速度が主ロー
タ回転速度に等しいかこれより大きい時エンジン
２０の出力軸１８に係合するようになつている。
ギヤボツクス１３はまた軸２４を経て尾部ロータ
２２を駆動し、従つて主ロータ１０と尾部ロータ
２２とは、例えば尾部ロータが主ロータより５倍
の速さにて駆動される如く、互いに一定の速度比
をもつて駆動されるようになつている。 エンジン２０はフリータービンガスエンジンで
あり、その出力軸１８はフリータービン４０によ
り駆動され、該フリータービンは圧縮器４２と圧
縮器駆動タービン４６とその間を接続する軸４４
とバーナ部４７とを有するターボ圧縮器を含むガ
ス発生器より供給されるガスによつて駆動される
ようになつている。バーナ部４７には燃料管５０
より燃料制御用計量弁５２を経て燃料が供給され
るようになつている。燃料管５０を経て供給され
る燃料の流量（WF）は、燃料制御装置５３によ
り、フリータービン４０の回転速度を例えばその
出力軸１８で回転速度計５４により測定し、線５
６上にタービン回転速度指示信号を与え、これを
加算接続部６０へ供給することにより所要のエン
ジン回転速度（NF）を維持するよう定められ
る。加算接続部６０に対する他の入力は参照速度
（NF SET）であり、これは基本的には信号源６
２により引出された100％規定速度を示す参照値
でり、パイロツトにより操作されるエンジン回転
速度からの信号によつてパイロツトが望む修正を
加えられたものである。加算接続部６０の出力は
線６５上に与えられる速度誤差信号（NF ERR）
であり、これは燃料制御装置のタービン制御部６
６へ供給される。線６７上に供給される出力は所
望のガス発生器回転速度信号（NG SET）であ
り、これは燃料制御装置のガス発生器制御部６９
の入口にある加算接続部６８に供給される。加算
接続部６８は線７０を経て回転速度計７１より供
給されるガス発生器回転速度（NG）を示す信号
をも供給されている。回転速度計７１は圧縮器４
２、軸４４、タービン４６、バーナ部４７を含む
ガス発生器の回転速度を測定するものである。ガ
ス発生器制御装置６９は線７３上に指令された燃
料流量信号（WF CMND）を与え、この信号は
燃料計量弁５２へ供給されて周知の要領により要
求されたガス発生器回転速度と実際のガス発生器
回転速度との差の関数として燃料ポンプ７４より
所定流量の燃料を燃料管５０へ供給せしめる。 本発明によれば、エンジン参照速度（NF
SET）は通常の要領（100％参照値プラスまたは
マイナスパイロツトによる調整値）にて与えられ
て良く、或いは最小の燃料消費が達成される巡航
モードへ自然に近付くものであつて良い。本発明
はここではデイジタル式燃料制御装置に組込まれ
るものとして記載されており、そのNF SETプ
ログラムは第３図に示されている。このNF
SETプログラムは入口点８０より第３図へ入る。
航空機に積込まれている燃料の量を追跡するため
に、消費された燃料の量はステツプ８１に於て各
計算サイクル毎にそれを計算することにより連続
的にモニタされる。ステツプ８１に於ては消費さ
れた燃料に或る定数とその時サンプルされた燃料
指令値（NF CMND）を掛けたものが加えられ
る。定数（KW）はコンピユータの周期と一指令
に対する燃料の量とを考慮に入れるように選択さ
れる。かくしてステツプ８１に於て燃料指令量は
積分され消費された燃料の量が示される。 各サイクル毎に第４図に示された巡航制御サブ
ルーチンが本発明による巡航モードを開始すべき
か、或いはもしそれが既に進行中であればそれを
停止すべきかが判断される。第４図に於て、巡航
制御サブルーチンは入口点８３より入り、最初の
テスト８４に於てパイロツトが巡航モードスイツ
チを作動したかどうかが確認される。もし作動し
ていなければテスト８４はノー（Ｎはノー、Ｙは
イエス）となり、ステツプ８５に達し、ここで巡
航指示フラツグがリセツトされ、ステツプ８６に
至り、ここでパイロツトに対する巡航モード表示
がリセツトされる。次いで戻り点８７を経て第３
図のNF SETプログラムに戻る。第３図に於て、
準構制御サブルーチン８２が実施されたのち次の
テスト８８が巡航モードが設定されているか否か
を確認する。もし設定されていなければテスト８
９にてフエイドアウトが要求されているか否かが
確認される。一般的には巡航モードが丁度終了し
た場合を除き、フエイドアウトの要求が持続した
状態にはないので、テスト８９の結果はノーとな
り、第５図に示す如き通常の要領にてエンジン参
照速度を与えるサブルーチンへ移行する。 第５図に於て、正常サブルーチンは入口点９１
より入り、最初のテスト９２はエンジン参照速度
を増大すべくパイロツトが積極的な操作を行つた
か否かを判断する。もしそれが行われていれば、
エンジン参照速度NF SETがステツプ９３にて
操作分だけ増大され、もしそれが行われていなけ
れば、テスト９２の否定結果に基きテスト９４が
行われ、パイロツトがエンジン参照速度の減少を
要求したか否かが判断される。もしそうであれ
ば、ステツプ９５に於てパイロツトにより設定さ
れた減分だけエンジン参照速度が低減される。も
しパイロツトがエンジン参照速度の増大も減少も
指示していない時には、エンジン参照速度はその
ままの設定値に維持される。デイジタル式燃料制
御装置に於て一般にそうである如く、最初に電源
が与えられると、適当な初期設定のルーチンが用
いられ、それによつてNF SETは規定エンジン
速度の100％に設定されるとする。パイロツトに
よる修正が行われるか、或いはNF SETがその
ままとされると、戻り点９６を経て第３図のNF
SETプログラムに戻される。 第３図に於て、NF SETが第５図の正常プロ
グラムによる如く一度設定されると、過大速度或
いは最小速度を許さないようその参照速度は制限
値に対して比較される。過剰速度や過小速度は過
剰振動を生ずる虞れがあり、また過小速度は必要
な操縦性を失わせる虞れがある。従つてテスト９
７は参照速度が規定速度の110％より大きいかど
うかを判定する。もしそうであると、ステツプ９
８にて参照速度は規定速度の110％に設定される。
しかしもしそうでなく、テスト９７の結果がノー
である時にはテスト９９に至り、参照速度が規定
速度の95％以下であるかどうかが判定される。も
しそうならば、ステツプ１００に於て参照速度は
規定速度の95％に設定される。もしそうでない時
にはNF SETは変更されない。制限操作が終る
と第３図のNF SETルーチンは戻り終点１１０
に至り、コンピユータは他の操作へ転換される。 再び第４図に戻り、パイロツトが巡航モードに
て運転することを欲する指示を行つたとする。こ
の場合テスト８４の結果、テスト１０２へ移り、
自動飛行制御システムが作動されているか否かの
判定が行われる。もし作動されていなければ、テ
スト１０２の結果はノーであり、ステツプ１０３
に達し、ここでパイロツトに対し表示灯をつけ、
巡航モードに入る前には自動操縦を作動させなけ
ればならないことを知らせる（但し本発明はパイ
ロツトがヘリコプタの姿勢を手動にて制御する場
合にも用いられ得る）。この場合、ステツプ８５
及び８６にて無駄ではあるが巡航表示フラツグ及
び巡航モード表示のリセツトが行われ、第３図の
NF SETプログラムがテスト８８にて再び開始
され、上述の如く第５図のサブルーチンを経て正
常な参照速度の設定が行われる。 第４図に於て、もし自動飛行制御システムが作
動されていると、テスト１０２の結果、テスト１
０４に至り、ここで自動飛行制御システムによつ
て設定された姿勢に対しパイロツトが操縦捍によ
る力を加えているかどうかが判定される。もしパ
イロツトがそうしている時には、所望の巡航最小
燃料流量を維持することができないので、それま
で作動されていた巡航モードがテスト１０４の結
果により解除され、上述の如くステツプ８５及び
８６に達する。正常の場合には、一度パイロツト
が巡航モードを望むと、第４図のサブルーチンを
通る通路が試験１０４のノーの結果に応答し、テ
スト１０５に至り、巡航モードフラツグが設定さ
れていたか否かを判定する。もし設定されていな
い時には、一連のステツプ１０６にて巡航モード
の初期化が行われる。これは第６図のフエイドイ
ンサブルーチンに於て用いられているスケジユー
ル初期化フラツグをリセツトすること、第６図の
フエイドインサブルーチン及び第８図のフエイド
アウトサブルーチンに用いられているフエイドカ
ウンタをリセツトすること、第３図のNF SET
プログラムに於て用いられているフエイドインが
なされたことを示すフラツグをリセツトしまたフ
エイドアウトが要求されていることを示すフラツ
グをセツトすること、巡航モードに入つたことを
パイロツトに示す指示である巡航フラツグをセツ
トすることである。次いで戻り点８７を経て第３
図のNF SETプログラムへ戻る。 第４図の巡航制御サブルーチンを通るその後の
過程に於て、テスト１０５の結果がイエスの場合
には、初期化ステツプ１０６をバイパスする。か
くして一般の場合には第４図の巡航制御サブルー
チンは各機械サイクル毎に通過され、巡航に入る
かそれを終えるかが判定され、タービン参照速度
を設定するための正しいモードが判断される。 第３図のNF SETプログラムに於て、一度巡
航モードが設定されると、テスト８８がイエスと
なり、テスト１０７になり、フエイドインがなさ
れるか否かが判断される。最初は第４図のステツ
プ１０６に於て設定されたフラツグにより示され
ている如くフエイドインは行われない。従つてテ
スト１０７の結果はノーであり、第６図のフエイ
ドインプログラムに至り、その入口点１０８より
入る。 第６図のフエイドインプログラムの目的は参照
速度（NF SET）を飛行データが最小燃料流量
を示す速度にすることである。例えばもし航空機
が総重量4536Kgであり、高さ1524ｍにて温度26.7
℃のところを241Km／ｈの速度にて飛行している
とすると、第２図の直線Ａより解る如く所要のロ
ータ速度は規定速度の約107％である。これは12
％程度の燃料節約ろ与える。しかしもし制御が第
５図の通常のルーチンにて設定され出発に当つて
初期化された100％参照速度より変化されるもの
とすると、このことはロータ速度に於て７％のジ
ヤンプを必要とし、このことはエンジンに過剰な
変動を起こさせ、航空機の姿勢、従つてまたその
自動飛行制御システムを完全に乱す。従つて参照
速度（NF SET）はそれが第２図の好ましい最
小燃料消費速度に近付くまで一時に少しづつ緩や
かに調節されなければならない。 第６図に於て、最初のテスト１０９はスケジユ
ールが初期化されたかどうかを判定さる。もしさ
れていない時には第二のテスト１１０にてパイロ
ツトの全搭乗重量設定が全て０であるか否かの判
定が行われる。もしそうなら、これはパイロツト
が全搭乗重量（機体上に積まれた最初の燃料量、
荷物、搭乗者その他を含む）を未だ入れてないこ
とを示す。もし全搭乗重量の設定が０であると、
テスト１１０の結果はイエスとなるので、ステツ
プ１１１に至り、パイロツトに全搭載重量を設定
すべきことを示す指示が与えられる。このとき第
６図のルーチンによつてはその他の機能は行われ
ない。もし実際にその指示に反応しパイロツトが
全搭載重量を設定しなければならない時には、
NF SETを代えることなく第３図のNF SETル
ーチンがテスト１０７及び第６図のフエイドイン
サブルーチンを急速に通る機械サイクルが繰返さ
れる。このことはその前に航空機が飛んだ時の一
定の参照速度を維持するので何等問題ではない。
そして終に全搭載重量が判定されると、それに続
く第６図のサブルーチンの繰返しに於てテスト１
１０の結果はノーとなり、ステツプ１１２へ移
り、全搭載重量をセツトすべきパイロツトの指示
をリセツトし、ステツプ１１３に移り、ここで重
量係数が全搭載重量マイナス消費された燃料にセ
ツトされる。この値は第３図のNF SETプログ
ラムのステツプ８１に於て設定されている。第３
図のプログラムは航空機が飛行している間マシン
サイクル毎に通過されなければならず、従つてス
テツプ８１の消費された燃料の値は航空機が出発
して以来消費された燃料の合量を表すことに注意
されたい。このことは現在の実際の重量を第２図
に示されている如き最小燃料流量のために望まれ
る速度を示すスケジユールより好ましい参照速度
のアドレスを定めそれを取出してくることを可能
にする。このことはアドレスの要素として重量、
対空速度、外気温度（O.A.T.）及び高度を用い
てアドレスを簡単に形成する通常の型のサブルー
チン１１４によつて達成される。スケジユールア
ドレスのフオーマツテイングは使用されるコンピ
ユータに適した任意の方法にて行われて良く、こ
れは従来技術の範囲内にある。間挿法が用いられ
る時には公知の任意の典型的なサブルーチンが用
いられて良い。一度スケジユールが取出される
と、ステツプ１１５はスケジユールが取出された
ことを示すフラツグをセツトし、第６図のサブル
ーチンを通るその後の信号通過に於てはテスト１
０９の結果はイエスとなり、これによつて重量及
びスケジユールを取出す機能はバイパスされる。 フエイドインプロセスそれ自身はスケジユール
が現在のNF SET値より1/2％以上高いかどうか
を判定するテスト１１６にて始まる。もしそうで
あればテスト１１６の結果はノーとなり、ステツ
プ１１７へ移り、NF SETを1/2％だけ増大す
る。次いで戻り点１１８を経て第３図のNF
SETプログラムへ戻される。他方、もしスケジ
ユールがNF SETより1/2％以上大きくなけれ
ば、テスト１１６の結果はイエスとなり、テスト
１１９へ移り、スケジユールが現在の参照速度よ
り1/2％以上低いかどうかが判断される。もしそ
うなら、テスト１１９の結果はイエスとなり、ス
テツプ１２０に移り、NF SETを1/2％だけ減
す。次いで戻り点１１８を経て第３図のNF
SETプログラムへ戻される。第３図に於て参照
速度は全ての場合にそうであるようにステツプ及
びテスト９７〜１００によつて制限値に対しチエ
ツクされる。第３図のNF SETを通る次の通過
に於て所要の最小燃料対空速度が巡航が開始され
た次の最初の参照速度より著しく異つているとす
ると、フエイドインは完成されず、従つてテスト
１０７の結果は再びノーとなる。第６図に於て、
テスト１０９の結果はイエスとなり、テスト１２
２に達し、フエイドカウンタがまだ150以下に設
定されているかどうかが判断される。このカウン
タは巡航初期化（第４図のサブルーチンに於ける
ステツプ１０６の一つ）中にリセツトされるの
で、フエイドカウントの最初のテストの結果は常
にイエスとなる。これによつてステツプ１２３は
フエイドカウンタを増量し、戻り点１１８を経て
第３図のプログラムへ戻される。通常の場合、ス
ケジユールは最初の参照速度より１％或いはそれ
以上外れているので、第６図のルーチンは参照速
度に影響を与えることなくテスト１２２のイエス
側とステツプ１２３を何度も通過する（それ以上
はスケジユールの初期化の後、最初の通過にてス
テツプ１１７または１２０を通過する）。終にフ
エイドカウンタが150カウンタを越えるまでに増
大されると、テスト１２２の結果はノーとなる。
150カウンタは、基本的コンピユータサイクルタ
イムを200ミリセカンドと仮定すると、30秒毎に
ステツプ１１７或いは１２０に於て参照速度を変
える機会を与える。これは約1/2％の最大の好ま
しいステツプ状機能変化を与え、10分間に５％程
度の総合速度変化を与えるものであり、許容され
るものである。テスト１２２の結果がノーとなる
と、ステツプ１２４へ移り、フエイドカウンタを
全て０にリセツトし、かくして次のフエイドイン
計数期間を初期化する。次いでテスト１１６及び
ステツプ１１７かテスト１１９及びステツプ１２
０に達し、参照速度が1/2％ずつ増大されるか低
減され、スケジユールによつて示された好ましい
最小燃料速度に1/2％ずつ近付いていく。これは
参照速度がスケジユールの1/2％以内に近付くま
で続けられる。実際これはスケジユールを僅かに
越える値まで漸増されるか或いはスケジユールを
１％の数分の１下方へ越えるまで漸減されるかも
しれない。しかし何れの場合にも最後にテスト１
１６の結果はイエスとなり、テスト１１９の結果
はノーとなり、参照速度がスケジユールの1/2％
以内にあることを示す。テスト１１９の結果がノ
ーとなると、ステツプ１２５に於て参照速度がス
ケジユールにより示された速度に等しくセツトさ
れ、ステツプ１２６，１２７及び１２９が燃料ア
キユームレータ及びカウンタ及びデイレーカウン
タ（第７図に関して以下に説明される目的のため
のものである）をリセツトし、ステツプ１２８に
てフエイドインがなされたというフラツグがセツ
トされる。次いで戻り点１１８を経て第３図の
NF SETプログラムへ戻され、スケジユールさ
れた参照速度の最終的フエイドイン値がテスト及
びステツプ９７〜１００によつて制限値に対して
チエツクされる。 フエイドインが完了すると直ちに第３図のNF
SETを通る次の信号通過によつてテスト１０７
の結果はイエスとなり、これによつて第７図の最
適化サブルーチンに達する。これは本発明に従つ
て最適化を行うものである。第７図に於て、最適
化サブルーチンはその入口点１３０より第一のテ
スト１３１に至り、ここで燃料重量のカウントが
300に達したか否かが判断される。本発明によれ
ば、多数の指令された燃料（WF CMND）のサ
ンプルが採取される。これは燃料の指令には重大
な量のノイズ（エンジン或いは航空機の作動を示
さない増分的変化）が存在するからである。更に
本発明は任意の与えられた燃料流量に於て制御が
落着く必要があることを考慮に入れるものであ
る。例えばタービン参照速度はタービン速度と比
較され、もし誤差があると、これはガス発生器速
度指令（NF CMND）に反映され、このガス発
生器速度指令は燃料流量の増量をもたらす。これ
はガス発生器によつて発生されフリータービンに
よつてロータに付与されるトルクを変える。もし
ロータが回転速度を変えると、自動飛行制御シス
テムは姿勢、高度及び速度を維持するために種々
のブレードピツチ角を調整しなければならない。
これが一度達成されると、タービン速度は再び落
着く。これは主ロータのブレード角が速度／高度
保持システムにより増大されると、主ロータがよ
り大きなトルクを要求し、タービンの回転速度を
低下させ、より大きな誤差と再調整を必要とする
如きものである。従つて１分程度のサンプリング
期間（但しこれは任意の与えられた手段に適する
よう増減されても良い）、比較的高いカウント数
を用いることがノイズの影響を低減する比較的有
効な燃料データを得ることに役立つ。そして５秒
程度の落着きのための遅れ時間を与えることによ
り、参照速度の設定点に於ける変動を経て所要の
飛行条件を再設定することができる。第６図のス
テツプ１２７にて燃料重量のカウントが０に初期
化されるので、第７図の最適化サブルーチンを通
る最初の信号通過はテスト１３１にて常にイエス
の結果をもたらす。これによつてテスト１４３に
進み、設定遅れ期間が終了したか否かが判定され
る。遅れカウントは第４図のステツプ１０６に於
て０に初期化されるので、遅れカウントは第６図
の最適化サブルーチンを通る最初の信号通過の際
には常に０である。テスト１４３の結果がイエス
であると、ステツプ１４４に至り、遅れカウンタ
が進められ、戻り点１３４を経て第３図のNF
SETプログラムへ戻される。最適化が一度始ま
ると、一時に約１分間はセツトポイントには変化
が生じない。第７図のサブルーチンを25回通過し
た後（200ｍｓ機械に於て約５秒）、テスト１４３
はノーとなるであろう。これはNF SETの値に
於ける最後の変化から十分な落着き時間がたつた
ことを示すものである。最初の繰返しはスケジユ
ールの最適速度が設定されてから５秒後であり、
これに続く信号通過はそれに先立つ最も近い時期
のNF SETの変動より５秒たつた時である。こ
れはステツプ１３２達し、燃料貯蔵部の重量に或
る増分の燃料指令を加える。この燃料指令は第６
図のステツプ１２６によつて０に初期化されてい
る。次いでステツプ１３３が燃料カウンタの重量
を増分的に増大し、戻り点１３４を経て第３図の
NF SETプログラムへ戻される。約１分の後テ
スト１３１が終にノーとなると、ステツプ１３５
に達し、ここで燃料消費率の現在の係数（WF
RATE）ｎが与えられる。これは蓄積された燃
料指令重量（先に第３図に於てステツプ８１に関
して説明されたが、第７図のステツプ１３２にて
カウント期間中のみカウントされる）を第７図の
ステツプ１３３にて増分される燃料重量のカウン
トによつて示される如く蓄積中に含まれる燃料重
量分の数にて割つたものに等しい。これはカウン
ト期間中の燃料流量をかなり正確に表すものであ
る。しかしこのカウントは何度かの繰返しに於て
同じであるので、もし望むならステツプ１３５に
於ける割算は省略されても良く、燃料流量が以下
に記載される要領にて比較されると同じ要領にて
１サイクルの蓄積が他のサイクルのそれと比較さ
れても良い。或いはまたかかるサイクルタイム及
びその他の要件の不変性に基き、もし望むなら
次々の繰返しに於て或る与えられた時間に亙る燃
料指令を蓄積するために実際の時計が用いられて
も良い。 この繰返しにより決定された燃料消費率はテス
ト１３６に於て先の繰返しに於て決定された燃料
消費率（WF RATE）ｎと比較される。この繰
返しに於て燃料流量が先の繰返しに於けるそれよ
りも減少していれば、これは最適化が正しい方向
に作動していることを示す、従つて参照速度の最
適化増分の符号は正しい。一方もしその時の繰返
しがそれに先立つ繰返しの時より多い燃料を用い
る時には、これは最適化が正しくない方向に向か
つて作動していることを意味する。このような場
合にはテスト１３６の結果がノーとなることか
ら、ステツプ１３７へ進み、最適化増分の符号を
反転させる。次いでステツプ１３８に於て最後の
繰返しの燃料流量を次の繰返しに用いられる燃料
流量に置換える。ステツプ１３９に於て現在の参
照速度に最適化増分が加えられ、ステツプ１４０
〜１４２に於て次の繰返しに用いられる燃料重量
アキユームレータ及びカウンタ及び遅れカウンタ
が０に設定される。次いでステツプ１３４を経て
第３図のNF SETプログラムに戻り、新しく増
分設定された参照速度はテスト及びステツプ９７
〜１００によつてその限界値に関しチエツクされ
る。これに続く325サイクルの間、落着き期間が
ステツプ１４４に於て計数され、次いで燃料増分
がステツプ１３２にて蓄積され、そのカウントは
ステツプ１３３にて増分され、その後その繰返し
の燃料重量は先の繰返しの燃料流量と比較され、
最適化増分の符号がステツプ１３７にて変えられ
るべきかどうかが判断され、先の参照値NF
SETに増分が符号の変化を伴つて或いは伴わず
に加えられる。かかる要領にて本発明にによる最
適化操作の間の、タービン参照速度は約１分（或
いは他の任意の適当に設定された時間）毎に１度
ずつ規定速度の1/4％（或いは他の所望の増分）
だけ変動され、その時間の間の燃料消費が前回の
対応する時間中の燃料消費と比較され、それが改
良されたかどうかが判断される。それが改良され
た時には最適化増分の符号はそのままとされ、そ
うでない時にはその符号が変えられる。今仮に航
空機が完全に安定した状態にあるとすると（勿論
このことはフリータービンガスエンジンにより駆
動されるヘリコプタの場合には不可能であるが）、
最適増分の符号は各繰返し毎に変化するであろ
う。しかしその変化は非常に小さいものである
が、その結果エンジン或いはヘリコプタロータに
生ずる変化は殆ど感じられないものであるが、し
かしこの変化は燃料流量に影響を与えるには十分
なものである。 正常な場合、パイロツトが巡航モードを働かせ
るのは安定した飛行状態にて15分は巡航を維持す
ると予想する時と仮定して良い。この間第７図の
最適化サブルーチンは上述の如くフリータービン
参照速度を制御しつつある。しかし何れにしても
航空機は降下してその飛行を中止すべき時点に達
するものであり、或いはまたその他の事態が生じ
て巡航に於ける安定した飛行を終了せしめる。例
えばパイロツトは空路が混雑していることから飛
行経路を変えることが指示され、急速に新しい自
動飛行制御の参照値を設定することが要求される
であろう。そのような場合、パイロツトは自動飛
行制御を解除するであろう。或いはまた、パイロ
ツトはサイクリツクピツチレバーによりピツチモ
ーメント或いはロールモーメントを導入すること
により急速に近くの航空機を避ける必要を感じる
ことがあろう。これら何れの場合も第４図の巡航
制御サブルーチンは巡航モードによるエンジン制
御作動を停止する。従つて第４図に於てもしパイ
ロツトが巡航モードによるエンジン制御を終了す
ることを決心するならば、パイロツトは巡航モー
ドを切るので、テスト８４の結果はノーとなる。
或いはもし飛行の終り近くにパイロツトが自動飛
行制御システムを解除すると、テスト１０２の結
果はノーとなるであろう。或いはもしパイロツト
がサイクリツクレバーを操作するならば（そして
巡航中は殆どその必要はないが、もし望むならテ
スト１０４がコレクテイブレバー或いはペダルに
応答して行われるならば）、テスト１０４の結果
はイエスとなるであろう。 これらの何れの場合にも、巡航はリセツトさ
れ、その指示はステツプ８５及び８６に於てリセ
ツトされる。戻り点８７を経て第３図のNF
SETプログラムに戻されると、テスト８８の結
果はノーとなり、テスト８９に至る。フエイドア
ウト要求フラツグは巡航モードに行つたとき第４
図のステツプ１０６にて最初に設定されるので、
このフラツグはなお存在し、従つて第３図のテス
ト８９の結果はイエスである。従つて第８図のフ
エイドアウトサブルーチンに進む。 第８図に於て、このサブルーチンは入口点１４
５から入り、最初のテスト１４６に於てはフエイ
ドカウンタが150カウントを過ぎたかどうかが判
断される。フエイドカウンタはフエイドインサブ
ルーチンを通る最後の信号通過中に第６図のステ
ツプ１２４にて全て０に設定されるので、このフ
エイドアウトサブルーチンを通る最初の信号通過
に於けるテスト１４６の結果はイエスである。そ
の結果ステツプ１４７に至り、ここでフエイドカ
ウンタは増分され、速度参照値を変えることなく
点１４８を経て第３図のNF SETプログラムへ
戻される。このことは巡航モードがパイロツトの
レバー操作によつて終了された場合にも許容され
ることである。何故ならばロータのトルク要求は
速度誤差が大きく、より多くの燃料を要求し、フ
リータービンへのトルクを増大するということに
よつて満足されるからである。 第８図のフエイドアウトサブルーチンはフエイ
ドカウンタが増分されている間150回（200ｍｓ機
に於ては約30秒間）通過される。最後にテスト１
４６がノーになると、ステツプ１４９に達し、こ
こでフエイドカウンタが全て０に設定される。次
いでテスト１５０にて参照速度が100％参照速度
を1/2％越えたかどうかが調べられる。もしそう
であると、テスト１５０の結果はノーとなるの
で、ステツプ１５１に達し、ここで参照速度は1/
２％だけ減分される。他方、もし参照速度がその
100％参照速度を1/2％以上越えていない時にはテ
スト１５０の結果はイエスとなり、テスト１５２
に達し、ここで参照速度は規定速度より1/2％以
上小さいかどうかを調べられる。もしそうなら、
規定速度はステツプ１５３にて1/2％だけ増分さ
れる。次いで点１４８を経て第３図のNF SET
プログラムに戻り、調整された参照速度はテスト
及びステツプ９７〜１００にてその制限値に対し
て試験される。次に第３図のNF SETプログラ
ムを150回通過すると、テスト８９の結果はイエ
スとなり、第８図のフエイドアウトサブルーチン
に移り、ここでテスト１４６はイエスとなるの
で、第８図のステツプ１４７にてフエイドカウン
タは増分される。約30秒の後、テスト１４６は再
びノーとなり、参照値は必要に応じて再び増分或
いは減分される。第８図を通るその後何回かの繰
り返しの後、テスト１４６はノーとなり、テスト
１５０はイエスとなり、テスト１５２はノーとな
り、参照速度が100％規定速度の1/2％以内に調整
されたことが示される。この場合、テスト１５２
の結果がノーとなることによつてステツプ１５４
に達し、ここで参照速度は100％規定速度として
再設定され、ステツプ１５５に於てフエイドアウ
ト要求フラツグはリセツトされる。そして点１４
８を経て第３図のNF SETプログラムへ戻され
る。 フエイドアウトが完了した後、第３図のNF
SETプログラムを通る以後の信号通過に於て、
テスト８９の結果はノーとなり、第５図の正常な
ルーチンが用いられ、既に説明した如く、パイロ
ツトが参照速度を上げたり或いは下げたりしない
限り、参照速度は100％規定速度に維持される。 本発明の第一の重要な局面は、第７図に例示さ
れたサブルーチンにより示された信号の処理であ
る。ここに例示された信号処理は、本発明のこの
局面に従つて、燃料消費率を示す多数の信号のサ
ンプルを用いる。この多数のサンプルはノイズを
ランダムで平均的なベースに於て低減すること
と、この調整された参照速度が燃料流量、タービ
ントルク、ロータブレード角に作用し、タービン
トルクの変動がフリータービン速度（NF）を経
てフイードバツクされ、また第７図のステツプ１
３９に於て設定される新しく設定された参照速度
との対比に於て速度誤差を与えるに十分な時間を
与えるという両方の作用をなす。本発明のこの局
面は単独にて用いられても良く、或いはまた本発
明のその他の局面と共に用いられても良い。本発
明の第二の局面は、航空機の全重量、速度、高度
及び外気温度を考慮に入れたスケジユールによつ
て最小の燃料流量を与える参照速度を設定するこ
とである。ここに示された本発明の実施例に於て
は、このスケジユールによる最適参照速度の使用
は単に出発点であり、これは本発明の最適化局面
と組合せて用いられる。何故ならば正常時に於け
る許容誤差に基き同じ型の航空機であつても最小
燃料消費率を与える速度は異り、また同じ一つの
航空機であつてもそれが使用されるにつれてその
ロータ及びエンジンの性能は次第に変化してくる
ので、それらを予見することは困難だからであ
る。しかし作動を初期化するスケジユールを用い
ることによつて各繰返しの間に参照速度を変動さ
せることにより、十分な数のサンプルを採取し且
システムを十分に落着かせるために最適化装置が
必要とする変化率よりも幾分速い変化率にて参照
速度を一つの方向に調節することができるという
利益が得られる。 本発明のこの第二の局面は、一つの各目的な最
小燃料消費に対する参照速度を用いることによ
り、テーブルにて所望の値を読取るようにするこ
とによりより簡単なシステムにも用いられる（適
当なハードウエアにてデイジタル的に形成されて
良いが、この場合は最適化は非常に困難であり、
或いはまたアナログ的に形成されても良い）。 アナログ回路を用いてスケジユールを設定する
ことは可能であるが、このような回路は非常に複
雑なものとなり、長期間使用するうちに回路のパ
ラメータが変化することにより信頼性に欠ける。
従つて本発明をアナログ的に修正することは燃料
節約の信頼性とコスト及び複雑さの対比に於て正
当化されないであろう。また本発明のこの局面
（最小燃料速度スケジユール）はパイロツトが
NF SETをほぼ最小燃料速度のスケジユールに
合せるように操作するに当つてパイロツトに単に
燃料増量或いは燃料減量の指示を与えるのに使用
されても良い。 本発明の第三の局面は巡航モードと正常な最小
スピード制御との間にフエイドイン及びフエイド
アウトを用いることである。本発明のこの局面は
初期化スケジユールを用いることなく最適化装置
が用いられる時には必要されないであろう。これ
はもし所望の最小燃費速度が達成されたならば多
くの繰返しに亙つて最適増量の符号が同一符号に
留まり、従つて所望の参照速度がプログラムの正
常な部分により設定された名目上の参照速度より
直接近接されることによつている。かくして最適
化装置はそれのみにて使用されて良く、スケジユ
ールはパイロツトに操作指示を与えるのみに或い
はフエイドインまたはフエイドアウトと共に用い
られて良く、或いはここ示された実施例に於ける
如く、これら三つが同時に使用されて良く、或い
はパイロツトがスケジユールに従つて操作を行
い、そのあと最適化装置が用いられても良い。 ここに示された実施例はテイジタル燃料制御装
置５３（第１図）内に組込まれたものとして記載
された。燃料制御装置の特殊な性質は、それがエ
ンジンへの燃料流量を制御するためのタービン参
照速度を用いる型のものであれば良く、その他の
特徴は本発明に直接関係ない。またそれが燃料流
量を制御する要領もまた本発明には直接関係な
い。従つて本発明は任意のデイジタル式燃料制御
装置に直接用いられて良く、ただその場合デイジ
タル式燃料制御装置はマイクロプロセツサ或はコ
ンピユータを含んでいれば良い。本発明は任意の
燃料制御装置と共に用いられて良く、ただその
NF SETの機能のみが本発明によつて修正され
る。もし自動飛行制御システムをなすコンピユー
タが航空機に搭載されている場合には、本発明は
適当な燃料制御装置のハードウエアにて実施され
て良い。このデイジタル燃料制御装置と自動飛行
制御システムとの間の取合いは簡単な公知技術に
よつて達成される。更に本発明は最小速度を設定
するように構成された簡単なマイクロプロセツサ
にて実施でき、またアナログ燃料制御装置への適
当なアナログ−デイジタル変換器と共に用いられ
て良く、或いはまた任意の型のデイジタル燃料制
御装置とのデイジタル接続手段とに用いられて良
い。この場合の全てのサイクルタイム、カウン
ト、その他は勿論本発明を実施する手段に適合さ
れなければならない。 本発明はコンピユータを有するシステムに用い
るものとして説明されたが、ここに記載された事
項の自明の修正によつて任意のデイジタル的ハー
ドウエアに組込まれて良い。しかし本発明の機能
を行うために特別のハードウエアを用いることは
適当にプログラムされたマイクロプロセツサを利
用することにより遥かに高くつくことが予想され
る。以上のことぱ本発明の本質には関係なく、本
発明に従つて好ましい結果を得るためには意図さ
れる航空機への適用に適した要領にて本発明の以
上の局面を選択し適当な信号処理を行えば良い。 同様に以上に於ては本発明を実施例について詳
細に説明したが、かかる実施例について本発明の
範囲内にて種々の修正が可能であることは当業者
にとつて明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図はフリータービンガスエンジント本発明
を実施したデイジタル式燃料制御装置を含むヘリ
コプタロータ駆動システムの簡単化された解図的
ブロツク線図である。第２図は或る特定のヘリコ
プタが種々の条件の下に種々の条件にて運転され
る時100％規定速度に於て必要とされる燃料消費
量からの燃料消費量の偏差を示すグラフである。
第３図は本発明を実施するコンピユータプログラ
ムの論理フローダイアグラムである。第４図は第
３図のプログラムに使用される信号モード制御サ
ブルーチンの論理フローダイアグラムである。第
５図は第３図のプログラムにて正常な要領により
最小速度を設定するサブルーチンの論理フローダ
イアグラムである。第６図は第３図のプログラム
内に使用されてスケジユールされた最小燃料速度
を設定する巡航モードフエイドイン機能を行う論
理フローダイアグラムである。第７図は第３図の
プログラム内に使用されて最小燃料消費量のため
に所要のロータ速度を決定する最適化機能を行う
論理フローダイアグラムである。第８図は第３図
のプログラムに使用されるフエイドアウト機能の
論理フローダイアグラムである。 １０……主ロータ、１２，１４……軸、１６…
…オーバランクラツチ、１８……エンジン出力
軸、２０……エンジン、２２……尾部ロータ、２
４……軸、４０……フリータービン、４２……圧
縮器、４４……軸、４６……圧縮器駆動タービ
ン、４７……バーナ部、５０……燃料管、５２…
…燃料制御計量弁、５３……燃料制御装置、５４
……回転速度計、６０……加算接続部、６２……
信号源、６６……タービン制御部、６８……加算
接続部、６９……ガス発生器制御部、７１……回
転速度計、７４……燃料ポンプ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 主ロータ１０と、前記主ロータを駆動するフ
   リータービン４０を有する形式のエンジン２０
   と、様々なロータブレードピツチ角を調節してヘ
   リコプタの前進速度、トリム及び飛行高度を制御
   する自動飛行制御装置とを有するヘリコプタのエ
   ンジンのための制御装置にして、 前記フリータービン４０の回転速度を指示する
   第一の実際速度信号（NF）を供給する第一の速
   度計装置５４と、 ターボ圧縮機４６，４２の回転速度を指示する
   第二の実際速度信号（NG）を供給する第二の速
   度計装置７１と、 燃料を計量して該燃料を前記エンジンへ供給す
   る燃料制御計量弁５２と、 前記二つの実際速度信号（NF、NG）に応答
   するように前記二つの速度計装置５４，７１に接
   続された燃料制御信号処理装置５３と、 を含んでおり、 前記燃料制御信号処理装置５３は、 前記フリータービン４０の所望回転速度を指示
   する参照速度信号（NF SET）を供給する装置
   ６２と、 前記第一の実際速度信号（NF）と前記参照速
   度信号（NF SET）に応答して前記第一の実際
   速度信号（NF）と前記参照速度信号（NF
   SET）との差を指示する速度誤差信号（NF
   ERR）を供給する加算装置６０と、 前記速度誤差信号（NF ERR）に応答してガ
   ス発生器参照信号（NG SET）を供給する制御
   器装置６６と、 前記第二の実際速度信号（NG）と前記ガス発
   生器参照信号（NG SET）に応答して前記第二
   の実際速度信号（NG）と前記ガス発生器参照信
   号（NG SET）との差を指示する偏差信号（NG
   ERR）を供給する加算装置６８と、 前記速度誤差信号（NF ERR）と前記偏差信
   号（NG ERR）との関数として所望の燃料流量
   を指示する燃料指令信号（WF CMND）を前記
   燃料制御計量弁５２に供給する装置６９と、 を含んでおり、更に、 一連の繰返し期間に前記燃料指令信号（WF
   CMND）に応答して等しいサンプリング期間に
   渡つて前記燃料制御計量弁５２に供給される燃料
   流量の多数のサンプルを繰返し集計する手段１３
   ２であつて、各繰返し期間に於ける前記サンプリ
   ング期間はエンジン回転速度に小さな変化が生じ
   た時それに応答してヘリコプタのロータ速度が実
   質的に落着くために必要な時間にほぼ等しい大き
   さの落着け期間だけ次の繰返しサンプリング期間
   より隔たれており、前記サンプルの数は集計され
   たサンプル内のノイズの影響を実質的に排除する
   程度の大きさであるように構成されたサンプルを
   集計する手段１３２と、 前記サンプルの集計値を指示する現在の燃料流
   量信号を供給する装置１３５と、 前記各繰返し期間の終り近くにてその時のサン
   プリング期間中に供給されたその時の燃料流量信
   号をその直前のサンプリング期間に供給された先
   の燃料流量信号と比較１３６した後、その時の燃
   料流量信号に等しい先の燃料流量信号を供給する
   装置１３８と、 前記フリータービンの参照速度信号の僅かな割
   合を示す参照速度増分信号を供給する装置１０６
   であつて、前記参照速度増分信号はタービン回転
   速度の増加又は減少の何れかを指示する符号とエ
   ンジン回転速度の変動がエンジン又はヘリコプタ
   を不当に乱さない程度に小さくしかも前記参照速
   度信号の変化がヘリコプタの種々の飛行条件即ち
   前記集計値によつて指示されたエンジンの燃料要
   求がタービン回転速度の関数として変化するよう
   な飛行条件下でエンジンへ供給される燃料流量の
   変化を生じさせるために充分大きい大きさとを有
   するように構成されている装置１０６と、 前記繰返し期間のうちその時の燃料流量信号が
   その直前のサンプリング期間に供給された先の燃
   料流量信号を越えるような繰返し期間に於ては前
   記増分信号の符号を変える装置１３７と、 前記各繰返し期間に前記参照速度信号の集計と
   して前記参照速度信号に前記増分信号を供給し引
   続く繰返し期間に前記集計値が減少している限り
   同一符号にて又前記集計値が増加している時には
   それに応じて反対符号にて前記参照速度信号に増
   分が付与されるように構成された装置１３９と、 を含んでおり、それによつて前記自動飛行制御装
   置によつて様々なヘリコプタロータのブレードピ
   ツチ角が調節されそれによつて一定の前進速度、
   トリム及び飛行高度が維持されつつヘリコプタロ
   ータの回転速度を変化させることができるように
   構成されていることを特徴とする制御装置。