JPH0443037B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタに係り、更に詳細にはオ
ートローテーシヨン中に於ける主ロータ回転速度
の低減を予知し、エンジンが主ロータと再係合さ
れることを予知し、その際エンジン回転速度の低
減を和らげるようにエンジンを制御する手段に係
る。

最新式のヘリコプタに於ては、主ロータ及びそ
の駆動系の軽量化によりその慣性が比較的小さく
なつており、主ロータ及びその駆動系に蓄えられ
るエネルギがそれに相当して小さく、主ロータが
種々の飛行操作中に大きな速度変化を生じやすい
傾向がある。そのような主ロータの回転速度変動
は、その他のヘリコプタの飛行特性と組合さつ
て、機体の姿勢調整を乱し、パイロツトの負担を
増大し、また機体安定性増加装置がその作動能力
一杯に作動しても尚作動不足の状態が生じる。か
かる状況を回避すべく、パイロツトは、勧告によ
り或いは自己の生理的抑止作用により、種々の急
激な運転操作、特に機体に大きな加速度が生じる
ような運転操作を避けており、これによつてヘリ
コプタが有する操縦性を十分に使用していない状
態にある。

一例として、何等かの障害物を避けるための急
速な回避操縦を行うことを考えてみよう。この場
合、機体の対空速度に基く運動エネルギはロータ
のトルクに変換され、ロータ回転速度を維持し或
いは増大させる。この場合オートローテーシヨン
状態が生じ、主ロータはロータ駆動手段（エンジ
ン）よりクラツチ解除される。こうなるとエンジ
ンはそれに接続された補助装置を駆動するに十分
なトルクのみを供給すれば良いので、殆ど零トル
クに近い状態にて所要の回転速度を維持すること
ができる。フリータービンエンジンの場合には、
フリータービン回転速度ガバナはエンジンのガス
発生器の部分が実質的にアイドル状態にあつても
所要の回転速度を感知していることになる。パイ
ロツトが機体を旋回より元の状態に戻し始める
と、それまで機体の運動エネルギを使用して回転
していた主ロータは、その回転速度を維持するた
めにはエンジンの出力が速やかに回復されること
を必要とする。現在の典型的なヘリコプタの燃料
制御装置はコレクテイブピツチレバーの位置とフ
リータービン回転速度を示す入力信号に応答して
ガス発生器へ供給される燃料、従つてエンジンの
トルク発生能力を制御するようになつている。し
かし機体が急速な旋回より回復する時にはコレク
テイブピツチには変化はなく、またフリータービ
ン回転速度はガス発生器がアイドル状態にあつて
も尚所定の回転速度に維持されていたので、燃料
供給量は変更されず、トルクは増大されない。一
方、旋回からの回復中には主ロータを減速せしめ
るトルクが急速に増大し、主ロータはそのオート
ローテーシヨン状態から回転速度を下げてくる。
クラツチが再係合すると、大きなトルクが必要と
されるが、主ロータの回転速度が基準回転速度以
下に下がるまではガバナはエンジンにトルクを要
求して主ロータに要するトルクをエンジンから補
充しようとはしない。従つてこのとき大きなロー
タ減速が生ずるが、これは本来エンジントルクに
よつて支えられなければならないものである。そ
して終に主ロータ回転速度が基準値以下に下がる
と、ようやくガバナはエンジンへ燃料を大量に送
るよう指示し、主ロータにかかるトルク負荷を支
え、主ロータの減速を阻止し、その回転速度を基
準回転速度に戻そうとする。この間、エンジンの
出力状態を回復させるには遅れが存在するので、
大きなタービン出力低下が生じ、フリータービン
回転速度に大きな変化が生ずることによつて、燃
料制御装置は急速にエンジン回転速度を回復しよ
うとし、その結果トルクのオーバシユートをもた
らす。かくしてオートローテーシヨン状態にある
急速旋回よりの復帰時にはトルクは最初過剰に低
下したのち過剰に増大し、そののち初めてエンジ
ンの燃料制御装置はガス発生器を正しいトルク発
生状態に駆動する状態に落着く。

典型的なヘリコプタに於ては、主ロータへトル
クを与える反作用として機体上のエンジンに課せ
られるトルク反力に対し機体を安定化させること
は、尾部ロータのコレクテイブピツチと主ロータ
のコレクテイブピツチとの間を固定的に連結する
ことによつて行われている。従つて急速旋回より
の回復時に生ずるエンジン回転速度の低下は、そ
れに比例したロータ回転速度低下に基く機体の速
度と高度に於ける変動をもたらすだけでなく、主
ロータコレクテイブピツチに連結された尾部ロー
タコレクテイブピツチの不十分さに基く好ましか
らざる機体の首振り運動をも生ぜしめる。これら
の好ましからざる影響によつて、機体の設計と飛
行特性に応じて、機体の横方向及び縦方向の姿勢
にも乱れが生ずる。

他の一つの例として、オートローテーシヨンに
よる降下を制動する場合を考えてみよう。降下を
制動せんとしてパイロツトがコレクテイブピツチ
レバーをひくと、主ロータ（オートローテーシヨ
ン中はエンジンよりクラツチ解除されている）は
主ロータのオートローテーシヨンによりクラツチ
が解除されたときのエンジン回転速度（ほぼ定格
エンジン速度）までその速度を下げ、そこで主ロ
ータはエンジンと再度クラツチ係合される。しか
し上述の如くオートローテーシヨン中にはエンジ
ン制御装置はガス発生器が実質的にアイドル状態
にあつてもフリータービン回転速度を所定の速度
に維持することができるので、主ロータが再係合
された瞬間にフリータービンは急速に減速され、
大きなコレクテイブピツチ入力によつてフリータ
ービンには急激なトルク要求が課せられる。かく
して、パイロツトが降下を完全に制動し、機体の
高度を確保し、或いは速度を高めるべく高い主ロ
ータトルクを得ようとすると、主ロータの激しい
回転速度低下が生ずる。急速旋回の場合と同じ
く、フリータービン回転速度の低下によりエンジ
ン制御装置はガス発生器への燃料を急速に増や
し、その結果トルクのオーバシユートが生ずる。
この場合、エンジン制御装置にはコレクテイブピ
ツチレバー入力が入れられているが、フリーター
ビンは所定の回転速度にてアイドリングしている
ので、コレクテイブピツチレバー入力の殆どはガ
バナに於てフリータービン回転速度入力により無
効にされ、クラツチ解除されたフリータービンが
オーバスピード状態とならないようにする。かく
して、急速に減速する主ロータがクラツチを経て
フリータービンに連結され、その回転速度を所定
値以下に下げるまで、ガス発生器は実質的にアイ
ドル状態に留まり、これによつて貴重な出力回復
のための時間を失わせる。急速旋回の場合と同じ
く、その結果重大な過渡的ロータ減速が生じ、機
体の進行を送らせ、その姿勢調整を乱す。

このようにエンジントルクの要求を予知するた
めのエンジン制御装置へのコレクテイブピツチの
入力は、コレクテイブピツチレバー位置が一定に
維持されているエンジン操縦状態（急速旋回の如
き操縦状態）に於ては全く効果がなく、また大き
なコレクテイブピツチの入力によつて中止される
オートローテーシヨン操縦（オートローテーシヨ
ン降下の中断の如き場合）には不十分である。

本発明の目的には、主ロータの減速とオートロ
ーテーシヨン操縦の終わりに於ける主ロータとエ
ンジンとの再係合を予知し、これによつてエンジ
ンと主ロータの速度低下を軽減するヘリコプタの
エンジン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、ヘリコプタ主ロータの回転速
度がエンジンのそれと比較されてオートローテー
シヨンの存在が決定され、主ロータの回転速度の
変化率が、主ロータとの再係合及びそれに続く実
質的なトルク要求を予想してエンジンを出力増大
するように、エンジン制御に用いられる。本発明
の一つの実施例に於ては、オートローテーシヨン
操縦の終りを示す主ロータの減速に応答してフリ
ータービンエンジンのガス発生器がアイドル状態
より出力増大される。更に本発明によれば、或る
予め定められたしきい値の量を越える減速率のみ
が主ロータとの再係合及びそれに基くトルク要求
を予知してエンジンを出力増大するためのエンジ
ン燃料制御に用いられる。

本発明はエンジン及び主ロータの回転速度低下
の影響及びそれに起因するヘリコプタの姿勢調整
の混乱を和らげるものである。

本発明は、以下の説明より分る如く、現在公知
の型のヘリコプタに容易に組込まれるものであ
る。本発明は現在この技術の分野に於て良く知ら
れている部品及び技術を用いてアナログ的或いは
デイジタル的に実施され得るものである。本発明
はマイクロプロセツサを用いたデイジタル燃料制
御装置のプログラムに簡単な変更を施すこと、或
いは自動飛行制御システムの場合にはそのコンピ
ユータに簡単な変更を施すことによつて実施され
得るものである。また本発明は簡単なアナログ回
路或いは既に公知とされているデイジタル装置を
付加することによつて実施され得るものである。

本発明のその他の目的、特徴及び利点は以下に
添付の図を参照して行われる実施例についての説
明より明らかとなるであろう。

添付の図は本発明の一つの実施例に従つて構成
されたエンジン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。

図に於て、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、軸１４及びオーバランクラツチ１６を経て、
エンジン回転速度がロータ回転速度に等しいかそ
れを越える時、エンジン２０の出力軸１８に係合
し、これによつて駆動され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をも駆動し、主ロータ１０と尾部ロータ２２
とは常に互いに或る固定された関係、例えば主ロ
ータより５倍の回転速度にて尾部ロータが駆動さ
れるようになつている。

エンジン２０はその典型的な形としてフリータ
ービンガスエンジンであつて良く、その出力軸１
８はフリータービン４０より駆動され、該フリー
タービンは圧縮器駆動タービン４６、これに軸４
４によつて接続された圧縮器４２、バーナ部４７
を含むガス発生器からの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
を経て燃料制御装置５２より燃料が送られるよう
になつている。燃料制御装置５２は、所望のエン
ジン回転速度（NF）を維持すべく正しい流量の
燃料（WF）を燃料管５０へ供給する。エンジン
回転速度（NF）はフリータービン４０の回転速
度（出力軸１８に於ける如き回転速度）を測定し
線５６を経て加算接続部６０へタービン速度を示
す信号を与える回転速度計５４により測定され
る。加算接続部６０への他の入力としては、参照
値源６２より引出された100％定格速度を示す参
照値である参照速度及び線６４を経てパイロツト
のエンジン回転速度制御器より伝えられるパイロ
ツトの意志による可変信号がある。加算接続部６
０の出力は線６５に供給される速度誤差信号であ
り、これは燃料制御装置のタービンガバナ６６へ
供給される。線６７上に供給されるタービンガバ
ナ６６からの出力はガス発生器の所要回転速度を
示す信号であり、これはガス発生器制御部６９の
入力側にある加算接続部６８へ供給される。ガス
発生器制御部６９は線７０に要求される燃料流量
を示す信号を与え、この信号は軽量弁７２へ与え
られ、燃料ポンプ７４より燃料管５０へ向けて正
しい量の燃料を供給せしめる。これらの構成及び
作用は全て公知である。

加算接続部６８は圧縮器４２、軸４４及びター
ビン４６を含むガス発生器の回転速度に応答する
回転速度計７８より線７６を経て伝えられるガス
発生器回転速度（NG）を示す信号にも応答す
る。加算接続部６８に対する他の一つの入力は加
算接続部８１より線８０を経て送られてくる信号
であり、これはこの制御系へのコレクテイブピツ
チ入力を与える信号である。線８２を経て伝えら
れるコレクテイブピツチ位置（これはコレクテイ
ブピツチレバーの角度を示し許される全コレクテ
イブピツチに対する或る与えられた百分率を示す
信号であつて良い）を示す信号は比例回路と微分
回路の両者を経て供給される。比例回路は関数発
生器或いはスケジユールサーキツト８３とゲイン
Ｋ１を有する増幅器８４とを含んでいる。微分回
路は微分器８５、制限器８６及びゲインＫ２を有
する増幅器８７を含んでいる。増幅器８４及び８
７の出力は加算接続部８１へ供給されている。コ
レクテイブピツチが変えられると、微分回路８５
〜８７は通常のタービンガバナ指示量を増減させ
る信号をガス発生器に与える。同様に或る予め定
められたしきい値量を越えるコレクテイブピツチ
に対しては比例通路８３，８４が安定状態入力を
燃料制御装置へ与える。これは先に簡単に記した
エンジンに対するコレクテイブピツチ制御であ
る。

以上に記した装置の全ては単に公知技術の例で
ある。

本発明によれば、加算接続部８１へ線１００を
経て追加の入力信号が供給される。この追加の入
力信号はオートローテーシヨン中に主ロータの減
速度が或る予め定められたしきい値量より大きく
なつたことを示すものである。この信号１００は
スイツチ１０１にそれを作用させる線１０２を経
て伝えられる信号が存在している時のみスイツチ
１０１を経て与えられる。線１０２上の信号は双
安定装置１２０により与えられ、双安定装置１２
０は主ロータ回転速度（NR）がフリータービン
回転速度（NF）より大きい時コンパレータ１０
３の出力として線１２１に現れる信号、即ちオー
トローテーシヨン状態を示す信号、によつて設定
される。コンパレータ１０３は線５６上のフリー
タービン回転速度信号及びギヤボツクス１３に対
する入力軸１４の回転速度に応答する回転速度計
１０６より線１０５を経て与えられる主ロータ回
転速度信号に応答する。尚、回転速度計１０６
は、主ロータの駆動系に於けるギヤ比が適当に調
整されることに鑑み、クラツチ１６より主ロータ
側にある駆動系に於ける主ロータ軸１２その他の
任意の容易に近接可能な軸に設けれられていて良
い。線１０５に於ける主ロータ回転速度信号は微
分器１０８にも供給され、線１０９上に主ロータ
回転速度の変化率を示す信号を与え、この信号は
主ロータの減速度が或る予め定められた値を越え
た時のみ出力を発生する関数発生器１１０へ供給
される。この関数発生器１１０の出力はゲインＫ
３を有する増幅器１１２とスイツチ１０１と線１
００を経て加算接続部８１へ供給される。スイツ
チ１０１はF.E.T.その他の公知のトランジスタス
イツチを含んでいて良い。双安定装置１２０はコ
ンパレータ１２２が線１２３上に主ロータ減速度
が殆ど零（例えば１秒間当り約２％）であること
を示す信号を与えるまでセツト位置に留まる。こ
れによつてもし望むならクラツチ再係合後も減速
度入力を維持することができる。

オートローテーシヨン操縦が実施された時には
何時でもスイツチ１０１は作動される状態にあ
る。オートローテーシヨン操縦の終りにて主ロー
タ１０の回転速度が低下すると、負の減速度はそ
れがしきい値を越えると加算接続部８１へ入力を
与え、該加算接続部は加算接続部６８へ追加の入
力を与え、ガス発生器の作動率を上げ、エンジン
への燃料供給量を増し、主ロータの回転速度がフ
リータービンの回転速度まで低下したとき生ずる
であろう所要トルク負荷を予見してガス発生器の
出力増大を行う。

図には示されていないが、速度とコレクテイブ
ピツチに関する入力信号は適当な公知の要領によ
り濾過されるのが好ましい。また微分器８５はそ
れに関連するノイズを低減するためローパスフイ
ルタを含んでいて良い。以上に於ては本発明は既
存の燃料制御装置に付加されるものとして示され
たが、勿論本発明は燃料制御装置内に直接組込ま
れていても良い。また以上に於ては本発明はアナ
ログ的機能ブロツクにより示されたが、本発明は
コンピユータによりデイジタル的に構成された燃
料制御装置のプログラムに対する簡単なプログラ
ム変更によつて実施されても良く、或いはもし望
ならデイジタル的にコンピユータ化された自動飛
行制御システムに於ける簡単なプログラム変更に
よつて実施されても良い。また本発明はフリータ
ービンエンジンの燃料制御に用いるものとして説
明されたが、当業者によつて明らかな要領の範囲
内にて他の形式のエンジンに用いられても良い。
またもし望むならオートローテーシヨンを感知す
る手段として速度を比例する代わりにスイツチの
如きクラツチ作動表示手段が用いられても良い。
但しクラツチの主ロータ側の回転速度はエンジン
駆動信号として用いられているので、エンジン回
転速度との比較がより容易である。以上の如き変
更或いは修正は全て本発明の本質に関係するもの
ではなく、本発明の本質は、ヘリコプタの主ロー
タを駆動するエンジンが、オートローテーシヨン
中に於ける主ロータの減速度に応答して、主ロー
タがエンジンと再係合される際にエンジンに課せ
られるトルク負荷を予知する如く、制御されるこ
とである。

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、本発明はかかる実施例のみ限られるも
のではなく、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】

添付の図はエンジン制御が本発明の一つの実施
例に基いて行われるよう構成された一つのヘリコ
プタロータ駆動システムを示す単純化された解図
的ブロツク線図である。 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…
…燃料制御装置、６０……加算接続部、６２……
参照値源、６６……タービンガバナ部、６８……
加算接続部、６９……ガス発生器制御部、７２…
…計量弁、７４……燃料ポンプ、８１……加算接
続部、８３……関数発生器、８４……増幅器、８
５……微分器、８６……制限器、８７……増幅
器、１０１……スイツチ、１０２……コンパレー
タ、１０８……微分器、１１０……関数発生器、
１１２……増幅器、１２０……双安定装置、１２
２……コンパレータ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 主ロータ１０と、 エンジン２０と、 前記主ロータの回転速度が前記エンジンの回転
   速度を越えないときに前記主ロータを前記エンジ
   ンに接続するオーバランクラツチ１６を含むロー
   タ駆動手段と、 前記エンジンの回転速度を示すエンジン回転速
   度信号に応答して所望のエンジン運転に必要な燃
   料流量を示す燃料指令信号を発生し該燃料指令信
   号に応答して前記エンジンへの燃料流量を制御す
   る燃料制御装置５２を含むエンジン制御手段と、 を有するヘリコプタにして、 更に前記主ロータの回転速度を示すロータ回転
   速度信号を供給する回転速度検出手段１０６を有
   し、 前記エンジン制御手段は更に前記ロータ回転速
   度信号に応答して前記主ロータの減速度が予め定
   められた閾値減速度を越えたことを示すロータ減
   速信号を発生する手段１０８，１１０，１１２
   と、前記主ロータが前記エンジンよりクラツチ解
   除されたことを示すオートローテーシヨン信号を
   発生する手段１０３，１２０と、前記オートロー
   テーシヨン信号が存在するとき前記ロータ減速信
   号に応答して前記燃料指令信号に燃料増加指令成
   分を付与する手段１０１とを有することを特徴と
   するヘリコプタ。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載されたヘリコプ
   タにして、前記オートローテーシヨン信号を発生
   する手段は、前記エンジン回転速度信号と前記ロ
   ータ回転速度信号に応答し前記ロータ回転速度信
   号が前記エンジン回転速度信号を越えたことに応
   答して前記オートローテーシヨン信号を発生する
   比較器１０３を含むことを特徴とするヘリコプ
   タ。