JPH06510004A - 回転翼機用の高速旋回調整方法 - Google Patents
回転翼機用の高速旋回調整方法Info
- Publication number
- JPH06510004A JPH06510004A JP5505185A JP50518593A JPH06510004A JP H06510004 A JPH06510004 A JP H06510004A JP 5505185 A JP5505185 A JP 5505185A JP 50518593 A JP50518593 A JP 50518593A JP H06510004 A JPH06510004 A JP H06510004A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- signal
- rate
- yaw
- line
- set point
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title description 8
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 22
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 18
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 18
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 11
- 230000003750 conditioning effect Effects 0.000 claims description 8
- 230000006870 function Effects 0.000 description 81
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 34
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 20
- 238000007792 addition Methods 0.000 description 9
- 101100269323 Arabidopsis thaliana AFC3 gene Proteins 0.000 description 7
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 7
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 5
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 5
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 4
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 2
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 2
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 2
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 2
- 241000282994 Cervidae Species 0.000 description 1
- 241000257465 Echinoidea Species 0.000 description 1
- 241000196324 Embryophyta Species 0.000 description 1
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 1
- 230000001143 conditioned effect Effects 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000012217 deletion Methods 0.000 description 1
- 230000037430 deletion Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000009966 trimming Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/085—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability to ensure coordination between different movements
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Toys (AREA)
- Pharmaceuticals Containing Other Organic And Inorganic Compounds (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (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】
回転翼機用の高速旋回調整方法
技術分野
本発明は、回転翼航空機用のフライト・コントロール・システムに関し、特に自
動旋回調整制御を行なうフライト・コントロール・システムに関する。
背景技術
回転翼航空機(例えば、単一のメイン・ロータを有するヘリコプタ)におけるつ
りあい旋回(coordinated turn)とは、回転翼機の機体が曲線
飛行経路に対して接線方向にあり、かつ正味の加速度がその航空機のフロアに対
して直角(スライド・スリップ・ベクトルなし)なバンク旋回と定義される。テ
ール・ロータに対する片揺れ制御コマンドの制御は、この型式の操縦では臨界的
である。
機械的なリンケージ制御システムにおいて、つりあい旋回には、パイロットが(
ラダー・ペダルにより)適正な片揺れ量を入力して、サイクリック・スティック
により与えられる横揺れ入力量に一致させることが要求される。ごく最近のフラ
イ・パイ・ワイヤ・フライト・コントロール・システム(例えば、本発明の出願
人に全て譲渡された米国特許第4,003,532号、第4,067.517号
、第4,206,891号及び4,484,283号を参照のこと)は、自動的
に整合した片揺れ入力を与えている。自動フライト・コントロール・システム(
AFC3)は、片揺れ率ジャイロの検知率に基づき(典型的には60ノツト以上
の対気速度で)調整片揺れ入力を指令する。調整片揺れ信号は、ヘリコプタの横
加速度を0にするように、必要によりメイン・ロータ・コマンド信号及びテール
・ロータ・コマンド信号を変更するために用いられる。しかし、これらのシステ
ムは全て通常の制御システム構成を採用しているので、「モデル追従」フライや
バイ・ワイヤ会フライト・コントロール・システムと両立し得ない。
発明の開示
本発明の目的は、航空機高速度旋回調整中に自動的に実際の片揺れ率及び横加速
度を補償する改良されたモデル追従フライト・コントロール・システムを提供す
ることにある。
本発明によれば、改良されたモデル追従フライト・コントロール・システムは、
横揺れ率ジャイロを監視することにより旋回調整操縦を予測し、次いで所望の(
モデル化された)片揺れ重鎖を、重量(g)から来る航空機加速度により乗算し
た航空機のバンク角の正弦値の積として計算し、かっ対気速度により割算する。
更に、本発明によれば、横加速度誤差を0に追い込むために、検知した航空機の
横加速度を用いて所望の片揺れ率を変更する。更に、本発明によれば、所望の片
揺れ率コマンド値は、60ノツトと80ノツトとの間で漸次的に高速度旋回調整
に持って行くように、対気速度の関数として変数スケール設定される。
本発明は、フライト・コントロール・システムにおいて自動的に旋回調整が行な
われるので、パイロットの作業負荷を軽減し、かつシステムに固有な能力が機首
方位保持システムとして動作するので、航空機の飛行経路を改善する。更に、本
発明は、つりあい旋回のために必要とする片揺れ人力を自動的に行なうので、パ
イロットが片揺れコマンドを手動的に入力する必要がない。
本発明のこれらの目的及びその他の目的、特徴並びに効果は、添付する図面に示
す以下の最良態様の実施例に鑑みて更に明らかになるであろう。
図面の簡単な説明
第1図は本発明のフライト・コントロール・システムによる改善されたモデルの
ブロック図であり、
第2図は第1図の実施例の一部分の概要図であり、第3図は第2図に示したシス
テム要素の一実施例のブロック図であり、
第4図は第3図に示した構成部分の機能的な要素の概要図であり、第5図は第4
図の更に機能的な詳細を説明する概要図であり、第6図は第5図の関連概要図で
あり、
第7図は第3図の一実施例において第5図、第6図に開示した機能の実行を示す
フローチャート図であり、第8図は第4図の更なる機能詳細を説明する概要図で
あり、第9図は、第8図に開示した第3図の実施例における機能の実行を示すフ
ローチャート図であり、
第10図は第5図〜第9図のロジックに関連して動作するトリム制御システムの
概要図であり、
第11図は第1図の実施例において用いた他の部品の詳細を説明する部分的に斜
視図、かつ部分的に概要図による説明図であり、第12図は第10図のトリム・
コントロールの関係を第5図、第6図に示したフライト・コントロール機能へ適
応させるために、第7図に示したフローチャートの代替フローチャート図であり
、第13図は第10図のトリム機能を関連させるときに、第8図のLSTロジッ
ク内のスイッチを制御する、第9図に示したフローチャートの代替えフローチャ
ートであり、第14図は第4図のボディー−オイラー変換(Euler to
BodyTranform)の詳細な図であり、第15図は第4図のオイラー・
ボディー変換の詳細な図であり、第16図は第4図の比例積分補償器の図であり
、第17図は図1のフライト・コントロール・システムの実施例を用いることが
できる航空機の絵図である。
発明を実施するための最良の態様
本発明を用いることができる回転翼航空機のヘリコプタ実施例18の絵図表示で
ある第17図を参照する。このヘリコプタはメイン・ロータ・アッセンブリ19
及びテールOロータφアッセンブリ20を備えている。
第1図を参照すると、本発明のヘリコプタ・フライト・コントロール・システム
21はモデル追従コントロール書システムであり、所望の航空機応答を発生する
ために「逆ビークル・モデル」によりパイロットのサイドアーム・コントローラ
・コマンド及び変位スティック・コマンドを形成している。このシステムは、主
操縦装置(プライマリ・フライト拳コントロール・システム、PFC3)22と
、自動操縦装置(オートマチック・フライト・コントロール・システム、AFC
3)24とを備えている。PFC3は変位収集ステイ・ツク26から線27を介
して変位コマンド出力信号を受け取り、AFC8は線28を介して収集スティッ
クの離散的な出力信号(discrete output signals)を
受け取る。PFC5及びAFC3は線30を介して4軸サイドアーム・コントロ
ーラ29の強制出力コマンド信号を受け取ると共に、線32を介して複数のセン
サ31で検知された航空機のパラメータ信号を受け取る。PFC3及びAFC8
における幹線(trunk 1ines) 33及び34内にまとめて、線27
.28及び30のパイロット・コマンド信号と、線32の検知されたパラメータ
信号とをそれぞれ示す。
PFC3及びAFC3はそれぞれ航空機の片揺れ軸、ピッチ軸、横揺れ軸及び揚
力軸周の制御チャネル・ロジックを含む。第1図において、これらのロジック・
モジュールを、PFC5用のプロ・ツク35〜38と、AFC3用のブロック3
9〜42とにより示す。PFC3はロータ・コマンド信号を供給し、AFCSロ
ジ・ツクはPFC54軸ロジック機能の条件付は及び/又はトリミングを行なう
。
PFC8及びAFCSロジック・モジュールはバス43を介して相互に接続して
いる。
以下で詳細に説明するように、PFC3及びAFC3は各制御軸においてモデル
追従アルゴリズムを用いて、出力線44上のロータφコマンド信号を機械サーボ
46及び機械リンケージ47の変位を指令するメイン・ロータ混合機能45に供
給し、メイン・ロータ19のチップ・バス・プレーンを制御させる。ロータ・コ
マンド信号は更に線44を介してヘリコプタ・テール・ロータ・サーボ48にも
供給されており、これはリンケージ49を介してテール・ロータ・アッセンブリ
20のスラストを制御している。センサ31で検知されたパラメータ信号は、P
FC3及びAFC8に線32を介してロータ・コマンド信号に対する航空機の角
度速度(angular rate)、及び姿勢応答を供給する。
第2図は、第1図の部分的な概要断面であり、PFC522の片揺れロジック・
モジュール35及びAFC524の片揺れロジック・モジュール39の機能的な
相互接続をそれぞれ示す。PFC5の片揺れロジック・モジュール35は、幹線
33及び線30を介してサイドアーム・コントローラ29から供給される線50
上の片揺れ軸コマンド信号を受け取る(第18図)。本発明の実施例では、サイ
ドアーム・コントローラは、そのパイロットの側方向ねじれ(左岸揺れ又は布片
揺れ)により片揺れ軸コマンド信号を発生する4軸強制スティックである。片揺
れコマンド信号は片揺れ率モデル回路52(例えば、選択されたラジアン/秒/
電圧信号ゲインを有する一次遅れフィルタ)の入力に供給され、この片揺れ率モ
デル回路52は線54を介して、片揺れ軸を中心とする航空機の姿勢用の所望変
化率を表わす指令された片揺れ率信号を供給する。片揺れ率モデルの選択は航空
機の動力学及び所望する片揺れ応答に従う。
線54を介して指令された片揺れ率信号はコバ揺れ軸ビークル逆モデル56の人
力、加算点58、及びAFC3片揺れロジック・モジュール39に対するバス4
3に同時に供給される。逆モデルは線60を介して検知された対気速度信号とし
て、線32及び幹線33よりセンサ31から航空機の実際の対気速度を受け取る
。逆モデル56は2モデル変換であり、これは線60を介して検知された対気速
度信号の値により変化する瞬時的な電圧ゲイン及び時定数特性を有する一次進み
フィルタとして実施されてもよい。カスケード接続された片揺れ率モデル52及
び逆モデル56は、線50を介するサイドアーム・コントロール用のフィードフ
ォワード経路をなす。
フィードフォワードの逆Zモデル変換は、テール−ロータ20(第1図)に−次
制御入力を供給するものであり、この−次制御入力は線62を介して指令された
片揺れ率信号により設定された率でヘリコプタ18(第17図)を偏揺させる。
この所望片揺れ率信号は、各パイロット指令された運航に対して航空機の所望の
片揺れ軸変化率を達成するために必要なテール・ロータ・コマンドを表わしてい
る。
加算機能58は、(片揺れ率モデル回路52から)線54上の指令された片揺れ
率信号と、線64を介して検知された片揺れ率信号として(線32及び幹線33
を介してセンサ31から)受は取る航空機の実際の片揺れ率とを加算して、線6
5に片揺れ率誤差信号を送出する。片揺れ率誤差信号は率ゲイン段(rate
gain stage) 64により増幅され、第2の加算点66の1人力に供
給される。更に、加算点66は、線62を介する逆モデル56からの所望の片揺
れ率信号と、率及び値リミッタ(rate and magnitude 11
m1ter) 70から線68を介して片揺れコマンド変更信号とを受け取る。
AFC3片揺れロジック・モジュール39から(バス43を介して)線84を介
して非制限形式の片揺れコマンド変更信号を入力しているリミッタ70は、変更
限界の値及び率を超えるときは、片揺れコマンド変更信号を制限するものである
。その結果の和信号は、PFC3片揺れロジック・モジュール35の出力線72
に送出され、かつPFC8出力幹線44を介してテール・ロータ・サーボ(第1
図の48)に人力される。
AFCSからの片揺れコマンド変更信号の値及び変化率は、航空機機首方位の誤
差の関数である。航空機機首方位の誤差はテール・ロータ・コマンド信号に関す
る2つのフィードバック・ループのうちの第2のものである。その第1のものは
線65を介する片揺れ誤差信号である。以下で詳細に説明するように、片揺れコ
マンド変更信号は、テール・ロータ・コマンド信号に対する実際の航空機応答に
基づいて、AFC5内のモデル追従アルゴリズムにより得られた計算値である。
片揺れコマンド変更信号は、つりあい旋回実行中に発生する(線64を介して検
知された片揺れ率信号の)実際の片揺れ率の値の当該成分(component
)を打ち消すことにより、テール・ロータ・コマンド信号の信号値及び変化率を
変更する。AFCSのモデル追従アルゴリズムは、検知された航空機パラメータ
(センサ31、第1図)を処理し、パイロットが横揺れスティック入力を印加し
たときは、60ノツトより速い速度で旋回調整を行なうコマンド率変更信号特徴
を発生させる。本発明は、検知された航空機パラメータに応答して片揺れコマン
ド変更信号を整形し、かつ条件付け(shaping and conditi
oning)することにある。
第2図に示すように、AFC5片揺れロジック・モジュール39は、(トランク
43を介して)PFC3片揺れロジ・ツク・モジュール35から受け取る線54
上の指令された片揺れ率信号に加えて、幹線34を介し以下の検知された航空機
のパラメータ、即ち:実際の対気速度(線60)、実際の片揺れ率(線64)、
ピ・ソチ姿勢(線86)、バンク角(PHI)(線87)、横揺れ率(線88)
、横加速度(線89)、機首方位(線90)、縦対地速度(線91)及び横対地
速度(線92)を受け取る。AFCSの最良態様の実施例はマイクロプロセッサ
に基づく電子制御システムとしてのものであり、これにはメモリに格納された実
行可能なプログラム・リストにAFCSロジック・モジュール(39〜41、第
1図)のアルゴリズムが存在する。
第3図はマイクロプロセッサを基礎とするAFC524の構成を示す。線54上
の指令された片揺れ率信号は、AFCS及びPFC8を相互接続する線43内に
含まれる入力線93から入力される。
線60.64及び86〜92上の検知された航空機パラメータ信号は、AFC8
入カボート94で入力幹線34から入力される。入力ポート94は、入力信号(
アナログ又はディジタル)の形式に従って、アナログ・ディジタル変換器、周波
数ディジタル変換器、及び入力信号をディジタル信号形式に変換するために必要
とし、当該技術分野に習熟する者に知られている他の信号条件付は機能(sig
nalconditioning function)を備えることができる。
この入力ポートは、アドレス/データ・バス95を介してマイクロプロセッサ9
6(例えば、インテル80286、モトローラ68020)、メモリ手段98
(RAM、UVPROMSEEPROMを含む)、及び出力ポート100に接続
されている。この出力ポートは、ディジタル・アナログ変換器、並直列変換器(
parallel−to−serial convertor) 、ディスクリ
ート出力ドライバ、及び当該技術分野に習熟する者に知られ、AFCSディジタ
ル信号フォーマットを制御システム(21、第1図)が必要とするフォーマット
に変換するために必要とされる他の信号変換機能を備えることもできる。
PFC3片揺れロジック・モジュール35への線84を含む出力ポート線は、線
101を介して相互接続線43に接続されている。
第4図は、メモリ98に存在し、マイクロプロセッサ96により実行可能なAF
C5片揺れロジック110のブロック図である。このロジックは高速度旋回調整
(H2Te)ロジック112と、低速度旋回調整(LSTC)ロジック114と
の両者を備えている。H5TCロジック及びLSTCロジックは、以下で説明す
る旋回調整トリム・システムと共に、個別に説明する。HSTCロジックは、6
0ノツト以上の速度でサイドアーム・コントローラを介してパイロット・コマン
ドの片揺れ入力を条件付けるロジックを含むことに注意すべきである。
高速度旋回調整
第5図に示すように、H3TCロジック112はバンク角信号、対気速度信号、
横加速度信号、及び横揺れ率信号を受け取る。線87上のバンク角信号は、式:
r 、、、、x (g* 5in(PHI)へ条件付は対気速度) (式1)を
実行するロジック116に入力される。
ただし:
rlo、一つりあい旋回に必要な片揺れ率g −9,8066メートル(32,
174フイート)7秒2PHI=線87上のバンク角信号
線60上の複数ノットの対気速度信号はゲイン118に入力され、ゲイン118
はこの信号を0.3048メートル(1フイート)7秒に変換し、この信号を制
限機能120に供給して、0による割算を禁止するために線122上の制限され
た出力信号がある値(例えば4.8768メートル(16フイート)7秒)以下
に低下するのを阻止する。制限された出力信号は遅延フィルタ124に入力され
、遅延フィルタ124は線126上の条件付き対気速度信号をロジック116に
供給する。
ロジック116は線128上の信号をスイッチ132に供給し、その動作につい
ては以下で詳細に説明される。信号r−□、は、特定の航空機バンク角及び対気
速度においてつりあい旋回に必要な片揺れ量を表わすものである。
線89上の横加速度信号は振幅制限器140に入力され、振幅制限器140はそ
の信号を対気速度信号の機能として制御されているゲイン142に供給する。対
気速度が60ノツトから80ノツトへ増加すると1.ゲイン142の値も0から
Oでない値へ増加し、線144上の積を増大させる結果となる。同様に、対気速
度がゲインの値を減少させると、線144上に小さな積(smaller pr
oduct)を出力する結果となる。対気速度が60ノツト以下のときは、ゲイ
ン関数142のゲインが0になり、はぼOに等しい信号を線144に供給する。
線144上の積信号は2極スイツチ145に入力され、その動作はオア・ゲート
147が発生する線146上のディスクリート信号により制御される。オア争ゲ
ートは、2つのディスクリート信号、即ち:パイロット片揺れ入力によるYAW
ENGと、高速度旋回調整による信号TCENGH8とに応答する。
第7図it T CE N G HS及びYAWENGを制御すルルーチン15
0のフローチャート図である。このルーチンはステップ152がら開始され、最
初のテスト154は対気速度が60ノツト未満が、又は等しいかを判断する。等
しいときは、ステップ156により信号VXBTC3をクリアする。そうでない
ときは、テスト157で手動片揺れ入力がサイドアーム・コントローラから供給
されているか否かを判断し、そうであればステップ158がディスクリートYA
WENGをセットして手動片揺れ制御を行なう。パイロットがサイドアーム・コ
ントローラを介して手動片揺れ入力を供給していないのであれば、テスト159
で対気速度が80ノツトより速いか又は等しいかを判断し、そうであればステッ
プ160により信号vXBTC5をセットする。これらのステップ及びテスト1
54.159は、片揺れ入力を受け取っていないものと仮定して、対気速度が8
0ノツト以上のときはVXBTCSをセットし、また対気速度が60ノツト以下
のときはVXBTCSをクリアするヒシテリシス関数を実行する。この明細書で
は特定の値をしばしば挙げているが、これらは本発明の理解を容易にするための
1例に用いるものであって、本発明を限定するためのものではない。当該技術分
野に習熟する者に理解されるように、実際の値は、各航空機の仕様に従ったもの
になる。
次に、テスト162を実行して、バンク角PH1の値が2度以下であるか否かを
判断する。そうであれば、テスト163を実行して航空機がつりあい旋回である
か否か(即ち、パイロット旋回であって、スリップ・インジケータ・ボールが中
心にあるか?)を判断する。テスト163が、航空機はつりあい旋回にあると判
断すると、テスト164を実行して片揺れ率R8ENSの大きさが2度/S以下
であるか否かを判断し、そのとおりであればステップ166が変数TEMPをセ
ットする。テスト162〜164のいずれかが偽(false)であれば、ステ
ップ168がTEMPをクリアする。
次に、サブルーチン170を実行して変数TEMPのトランザクション(tra
nsitjon s )を2秒間遅延させる。明確にするために、ロジック15
0により2秒の遅延を設定したが、本発明のフライト・コントロール・システム
のようなリアル・タイム制御システムでは明らかに、2秒の遅延プロセッサ機能
は許容できないことを理解すべきである。従って、当該技術分野に習熟する者に
周知のように、マイクロプロセッサ96(第3図)は、2秒を経過するまでの、
サブルーチンの2秒遅延中は、他のタスクを実行している。
次に、テスト172を実行してTEMPがセットされているが否かを判断し、そ
のとおりであれば、ステップ174で自動旋回調整及び手動片揺れ制御の両方か
ら解放される(即ち、TCENGH3及びYAWENGを共にクリアする)。そ
うでないときは、テスト176が、バンク角PH1の値は2度より大きいが又は
等しいが否かを判断し、そうであれば、次にテスト178を実行する。テスト1
78は、パイロットが線58(第2図)上の信号をチェックすることによりサイ
ドアーム・コントローラを介して横揺れ信号を入力しているか否かを調べるもの
であり、パイロットが横揺れ信号を入力しているときは、テスト179を実行し
、次いでVXBTCSがセットされているか否かを判断し、そうであればステッ
プ180により旋回調整に従う。リターン・ステップ182はルーチン150に
おける最終ステップである。
第7図に示すロジックにおいて、その対気速度は、H3TCロジックに従うため
の基準として用いられるだけであって、H8TCロジックから解放されるための
基準として用るものでないことに注意すべきである。H5TCロジックから解放
されるための2つの基準はバンク角PHI、及び片揺れ率R3ENSである。テ
スト163は、主として、片揺れ入力をサイドアーム・コントローラがら入力し
ている片揺れ手動制御に用いられる。PH1及びR3ENSの両者の値がそれぞ
れの所定の最小値より低下し、かつ航空機が調整されているときは、H2Te及
び手動片揺れ制御の両者から解放される。これは減速旋回の全般でH8TCロジ
ックに従う状態を保持するものであり、この減速旋回では対気速度が60ノツト
以下に低下するが、片揺れ率か又はバンク角はテスト162.164において定
めたそれぞれの所定最小しきい値以上を保持している。
どのようにしてH3TCロジックに従うか/これから解放されるかを念頭におい
て第5図を参照すると、線144上の信号はスイッチ145に入力されている。
H3TCロジック又は手動片揺れ制御に従うと(即ち、TCENGHS−1又は
YAWENG−1) 、スイッチ145を閉じて線144の信号を線190に送
出し、線190は遅延フィルタ192及び加算機能194の両者に行く。スイッ
チ145を開放位置で示していることを注意すべきである。高速度旋回調整が満
足されるか、又は、パイロットがサイドアーム・コントローラを介して手動入力
を行なっているときは、スイッチがTCENGHS及びYAWENGに応答する
ようにさせて、横加速経路(89,144,190)を接続する。
線88上の横揺れ率信号は遅延フィルタ198に入力され、この遅延フィルタは
高周波雑音を減衰させ、信号を線200を介して第1の制限機能202と、第2
の制限機能204とに供給する。第1及び第2の制限機能202.204の限界
は、それぞれ航空機が1方向(例えばO〜179”)に横揺れしているときは、
線206に信号を供給し、同様に航空機が他の方向(例えば、0〜−179”)
に横揺れしているときは、線208に信号を供給するように設計されている。2
つのゲイン機能210.212も設けられている。第1のゲイン機能210の値
は、メイン争ロータのジャイロスコープ力の結果として発生し、右よりも左への
航空機の横揺れに関連した非対称な力を考慮するために、第2のゲイン212の
値より小さい。
第1及び第2のゲイン210.212からの出力は共に加算機能214に入力さ
れ、加算機能214は線216の旋回予測信号を線216を介してゲイン218
に供給する。
線63上の対気速度信号の関数であるゲイン218(ゲイン142と同様)は、
信号を制限機能220に供給し、制限機能220は続いて信号を線222を介し
てスイッチ224に供給する。スイッチ224の状態は、信号TCENGH3に
より制御されており、信号TCENGH8が真(即ちセット)のときは、スイッ
チを閉じて線222上の信号を線226に送出する。このスイッチは開放位置で
示されており、かっこのスイッチは、離散的な手動片揺れ制御YAWENGに対
してではなく、離散的なハイ旋回調整TCENGH8にのみに応答することに注
意すべきである。加算機能227は線226の信号と遅延フィルタ192がらの
出方信号とを加算し、線228の信号を割算機能230に供給する。割算機能2
30は線228の信号を線126の信号により割算し、その結果の信号を線23
2を介して加算機能234に供給する。更に、線126の信号は他の割算機能2
36にも入力され、割算機能236では加算機能194からの信号を線126の
信号により割算し、その結果を線238を介して加算機能240に供給する。
加算機能240は更に線242を介して加算機能244がらの信号を受け取り、
加算機能244はスイッチ132がらの信号と、線248を介してLSTC11
4からの信号(第4図)に応答する。
スイッチ132はH5TCエネーブル信号TCENGLSにより制御されており
、H3TCエネーブル信号TCENGHSが真(即ちセット)のときは閉位置に
設定される。同様に、TCENGHSが偽(即ち、クリア)のときは、図示のよ
うにスイッチを開位置に設定する。加算機能234は線250に信号を供給し、
また加算機能240は線252に信号を供給する。
第6図を参照すると、H3TCロジック112の残りは線25o。
252上の信号を受け取り、これらを加算機能254.256にそれぞれ供給す
る。このロジックは、更に線70上の航空機片揺れ率信号も受け取っており、こ
れを加算機能260に入力している。PFC5からの片揺れ率コマンド信号は、
線62を介してゲイン機能261及び乗算器262の両者に人力され、乗算器2
62はスケジュール機能263から対気速度に従ったゲインを受け取っている。
ゲイン機能263は線264上の信号を加算機能256及び260に供給してい
る。加算機能260は線265上の信号を乗算器266に供給しており、乗算器
266は更にスケジューラ−268から線267を介して対気速度ゲイン信号を
受け取っている。スケジューラ−268は60ノツト以下でゲインOとなり、6
0〜80ノツトでゲインを傾斜させている。乗算器266は線269を介して加
算機能254に信号を供給している。スケジューラ−263,268におけるゲ
イン対対気速度と逆対称であることに注意すべきである。
ゲイン機能261は線270上の信号を制限機能274.276に供給する。制
限機能274は加算機能254に信号を供給し、加算機能254は続いて出力信
号を線280に送出する。制限機能276は加算機能284に信号を供給し、こ
の加算機能284は更に線286上の信号も受け取っており、これら2信号の和
を線288に送出している。
第4図〜第7図はH8TCロジック及び手動片揺れ制御ロジック用の制御規則の
詳細な図示である。これにもかかわらず、本発明は、特定の航空機バンク角及び
対気速度でつりあい旋回を得るために必要な片揺れ信号を計算し、対気速度、横
加速度、及び横揺れ率の更なる関数としてこの所望の片揺れ信号を整形し/条件
付け、航空機片揺れ制御ロジックにおいて動作する複数の信号を得て、改良され
た高速度自動旋回調整制御システムを提供するH2Teにある。H2Teは、線
280.288上に異なる2つの片揺れ率信号を備えて、部分的には、一方で遅
延フィルタ192あり、他方で遅延フィルタなしの個別的な2つの横加速度経路
を有することに関連した付加的な整形/条件付けのために、改善された自動旋回
調整を達成する。
手動片揺れ制御は更にH5TCロジックにも備えられている。第7図に示し、ま
た、以上で説明したように、サイドアーム・コントローラの片揺れ入力を受け取
ると(157) 、YAWENGをセットして、手動片揺れ制御に従う。ここで
、第5図を参照すると、YAWENGがセットされれば、スイッチ145を閉じ
て横加速度経路(89,144,190)を接続し、第6図に示し、また、以上
で説明したように、これらから合成片揺れ率信号を計算し、がっ実際の所望の航
空機片揺れ率信号と比較する。所望の航空機片揺れ率信号を、横加速度から計算
した合成片揺れ率信号と比較することにより、パイロットにサイドアーム・コン
トローラを介して横加速度を制御させる。
サイドアーム・コントローラが片揺れ入力のみを供給すると、フラット旋回を指
令する状態になる(即ち、バンク角が0に等しい)。
これは、片揺れ入力にとって望ましい高速度時の応答である。
低速度旋回調整ロジック・
第8図に示すLSTCロジック114は、バンク角信号PH1、縦対地速度信号
、及び横対地速度信号を受け取る。線87上のバンク角信号は、式:
r、、、、” (g*5in(PI(I)バ条件付き対地速度) (式2)を実
行する計算ロジック300に入力される。
ただし、
r5.、。一つりあい旋回に必要な片揺れ率g−9,8066メートル(32,
174フイート)7秒2P)II−線87上のバンク角信号
変数r1□。は、特定のバンク角PH1,及びつりあい旋回の状態にあるべき航
空機用の条件付き対地速度に必要な航空機片揺れ量を表わす。計算ロジック30
0は、式2を計算し、線302を介して信号を、ディスクリート信号TCENG
Lによってその動作が制御されているフェード機能304に供給する。即ち、T
CENGLSがセットされると、フェード機能が1へ移行して、線302上の信
号を線306に転送する。即ち、この機能は、TCENGLSの状態に従って、
特定の期間内に入力信号をフェード・アウト線にフェード・イン又はフェードφ
アウトさせる。TCENGLSがクリアからセットへ移行すると、フェード機能
は入力信号をフェード・インし、またTCENGLSがセットからクリアへ移行
すると、フェード機能は信号をフェード・アウトする。
線91上の縦対地速度信号は制限機能308に入力され、制限機能308はOに
よる割算を禁止するために、線310上のその制限出力信号(limited
output signal)がある値(例えば16ノツト)以下に低下しない
ように確保する。縦対地速度信号は更にゲイン・スケジューラ−311にも入力
される。制限出方信号は遅延フィルタ312に入力されており、遅延フィルタ3
12は条件付き対地速度信号を線314を介してロジック300に供給する。
縦対地速度信号は線92を介して遅延フィルタ318に入力され、遅延フィルタ
318は高周波雑音を減衰させ、ろ波した信号を乗算機能319に供給する。乗
算機能は、ゲイン・スケジューラ−311からの信号とフィルタ318がらの信
号とを乗算し、条件付き縦対地速度信号を線320に供給する。ディスクリート
信号TCENGLSの制御に従うフェード機能324は、条件付は対地速度信号
を受け取り、続いて出力信号を線326を介して割算機能328に供給する。同
様に、フェード機能304に対する動作において、フェード324は、TCEN
GLSがセットされると条件付き対地速度信号をフェード・インさせ、またTC
ENGLSがクリアされると条件付き対地速度信号をフェード・アウトさせる。
割算機能328は出力信号を加算機能330へ供給し、加算機能330は更に線
306の信号を受け取る。加算値は乗算機能334に入力される。
スケジューラ−336は、線91上の縦対地速度信号がθノットと80ノツトと
の間にある間に、乗算機能334が非ゼロ信号(n。
n−zero signal)を出力線338へ送出できるようにする。図示の
ように、スケジューラ−336は、線340上の被乗数信号を0と1との間でラ
ンプ状に増加/減少させた非ゼロ信号を供給する。従って、スケジューラ−から
は、この一実施例におけるLSTCロジックが0ノツトと80ノツトとの間での
み動作するものであって、25ノツトから60ノツトまでは完全な制御権を有し
、0と25との間、及び60ノツトと80ノツトの間で制限付きの制御権を有す
ることが明らかである。
第9図は、ディスクリート信号TCENGLSを制御することにより、LSTC
ロジックをエネーブル/ディセーブルするルーチン350を示す。ステップ35
2を介してルーチンに入ると、テスト358.360では、バンク角PH1の値
が4度より小さいか否かと、航空機片揺れ率の値が2度/秒より小さいか否かを
判断する。
もし両条件が真ならば、ステップ362により変数TEMPをセットする。しか
し、テスト358又は360のいずれかが否定であれば、ステップ364でTE
MPをクリアする。次に、サブルーチン366を実行してサブルーチン170の
処理と同様に変数TEMPのエツジ移行を遅延させる(第7図)。
次いで、TEMPの状態を判断するテスト368を実行する。TEMPがセット
されていれば、ステップ365を実行してTCENGLSをクリアし、そうでな
ければ、テスト370を実行してパイロットがサイドアーム・コントローラによ
り横揺れ入力を行なっているか否かを判断する。パイロットがそのようにしてお
り、またテスト372によりバンク角PHIの値が4度より大きいか又は等しい
と判断され、かつテスト373により縦対地速度が4.8768メートル(16
フイート)7秒より速いというときは、ステップ374を実行してTCENGL
Sをセットすることにより、LSTCロジックをエネーブルさせる。次いで、リ
ターン・ステップ376によりルーチン350を抜は出す。片揺れ率及びバンク
角の値が、テスト358.360において定義されているそれぞれの所定しきい
値以上に保持されている限り、対地速度のみを用い、LSTCロジックに従って
、減速旋回の間中、LSTロジックを関連させた状態に保持させる。
自動旋回調整用のトリム制御
第10図は、前述の高速度及び低速度自動旋回調整システムに関連して動作する
ことにより記憶したトリム(即ち、航空機構揺れ姿勢)に関する旋回調整を得る
横/方向トリム制御機能400の機能を示すものである。例えば、横風条件中に
風について補償するために非ゼロ・バンク角に対して航空機の釣り合いを保持す
ることができ、また旋回調整機能は新しいこのトリム姿勢についての旋回を自動
的に調整させることになる。これは、パイロットが選択した調整可能なトリム姿
勢について自動的な旋回調整をパイロットに提供し、これによりパイロットが手
動的な横風補償を行なう必要性をなくすものである。
第10図を参照すると、線63上の対気速度信号が機能402に供給され、機能
402は信号を線404を介して加算機能406に供給している。この加算機能
は更に線87上のバンク角信号も受け取っており、差信号をシンクロナイザ−4
08に供給している。シンクロナイザ−408の動作は、それぞれ線409.4
10を介する変位収集スティック26からの2つのディスクリート信号NTCR
ELI及びTCONにより制御される。シンクロナイザ−408は線411上の
信号DELPHIをHSTCロジック112及びLSTCロジック114に供給
している。信号DELPH1は線407上の信号とシンクロナイザ−408内に
記憶したバンク角の値との間の差を表わしている。シンクロナイザ−408内に
記憶したバンク角の値はH2Te及びLSTCが制御することになる新しいバン
ク角のデータを表わしている。
線89上の横加速度信号はシンクロナイザ−411に入力され、シンクロナイザ
−4,11は線412を介してH5TCロジック112に信号を供給している。
線92上の縦対地速度信号はシンクロナイザ−414に入力され、シンクロナイ
ザ−414は線416に同期信号を供給している。シンクロナイザ−410,4
11及び414のそれぞれの動作は、ディスクリート信号NTCRELI及びT
CONにより制御される。
第11図は変位収集スティック26のグリップ部430を示しており、このグリ
ップ部は3位置トリム・スイッチ432を備えている。3位置スイッチの状態は
、線409.410を介してグリップから供給される2つのディスクリート信号
TCREL 1及びTCONによりそれぞれ定められる。これらの信号の状態は
、表1に定めるようなスイッチの位置に基づいている。
表1
スイッチ位置 TCRELI TCON第1 0 0
第2 1 0
第3 0 1
スイツチが第2の位置にあるときは、パイロットはH5TCロジック及びLST
Cロジックの両方を解放させることを指令しており、従ってパイロットは、H5
TCロジック及びLSTCロジックの介入なしを望むならば、無調整方法により
航空機を飛行させることができる。スイッチ位置を第2の位置から解放して第1
の位置へ戻すと、シンクロナイザ−408,411及び414 (第10図)は
、それぞれが現在受は取っている各入力を記憶することにより応答する。これは
、航空機が所望のトリム姿勢を獲得するものである。即ち、パイロットが新しい
姿勢で航空機をトリムさせたいときは、パイロットはスイッチ432を第2の位
置に設定してH2Te及びLSTCロジックをディセーブルし、かつ航空機の新
しいトリム点を捕捉したいとする所望の姿勢へ航空機を飛行させる。所望の姿勢
に到達すると、パイロットはスイッチを第2の位置から解放して第1の位置へ移
行させ、これがシンクロナイザ−をトリガしてそれぞれが現在受は取って入る入
力信号を記憶させる。
このシステムにおける付加的な特徴として、第3のスイッチ位置を用いて、シン
クロナイザ−に現在記憶されているトリム姿勢を基準翼レベル姿勢に対して数秒
間(例えば、3秒間)にわたりフェード・アウトする指令を開始させる。数秒が
経過したときに、シンクロナイザ−は、それらの記憶した各トリム値として、翼
レベル姿勢を表わしている基準トリムを有することになる。他の実施例として、
2つのスイッチを用いることにより、トリム・スイッチ432の機能を実行する
ことができ、かっ/又は更にスイッチを集合体430以外の位置に配置してもよ
いことが理解される。例えば、スイッチは足作動スイッチであってもよく、又は
サイドアーム・コントローラ上に配置されてもよい。
更に、離散的なNTCRELI及びTCONの状態は、第12図及び第13図に
示すようにして、H3TCロジック及びLSTCロジックを制御するために用い
られる。第12図はルーチン440を示し、H3TCロジック112に従ってい
るか否か(即ち、個別的なT CP、 N G HSがセットされているか、又
はクリアされているか)を制御する第7図のルーチンの変形である。詳細な点を
省略することなく、簡潔にするために、第7図と第12図との間の相違のみを説
明する。変更していないステップ、テスト及びサブルーチンは、第7図に用いた
番号表示と同一のままとする。
第12図を参照すると、まず、ルーチン440は、テスト441及び442にお
ける判断を線411上の信号であるDELPHlに代える変更がなされている。
ここでは、PH1に代わってDELPHrを用い、バンク角データは、翼レベル
姿勢の基準データに代わってシンクロナイザ−408に記憶された値である。そ
の他の変更としては、テスト443に対して信号TCRELIの判断を追加して
いる。テスト443における2条件のうちのいずれかが満足されルト、ステップ
174がH2Teを解放する。そうではなく、これらの条件が満足されないとき
は、テスト444を実行する。テスト444は、別個のTCONがセットされて
いるか否かを判断することにより、スイッチが第3の位置にあるか否かを判断す
るものであり、そのとおりであれば、ステップ446においてTCENGH3を
セットしてHSTCロジックに従う。変更されてぃなかった全てのステップ/テ
スト/サブルーチンは、第7図に開示したものと同様に動作する。
LSTCロジックは、第9図におけるルーチン350を変更することによりトリ
ム・ロジックに従う作業へ変更されて、第13図に示したルーチン450を発生
させる。第13図を参照すると、一つの変形は、スイッチ432が第3の位置に
あるか否かを判断するテスト452の追加である。TCONのセットにより示さ
れているように、そうであれば、ステップ454においてTCENGLSをセッ
トしてLSTCロジックに従うものとなり、ステップ376を介してルーチン4
50を抜は出す。そうでないときは、テスト456を実行してこのルーチンは実
行し続ける。テスト456は、航空機の対地速度が4.8768メートル(16
フイート)7秒未満であるが、又はTCRELIがセットされているかを判断し
、がっこれら2条件のうちのいずれかが満足されているときは、ステップ356
においてTCENGLSをクリアし、LSTCロジックがら解放される。いずれ
の条件も満足されないときは、次にテスト457を実行する。
テスト457は、テスト441と同様に、DELPHlの値が2度未満であるか
否かを判断するものである(第12図)。更に、DELPHIは、PHIではな
く、テスト458において判断される。
以上、トリム制御と共に、H2Te及びLSTCロジックの動作を説明したので
、説明を第4図に示したAFCS片揺れ制御ロジックに戻すことができる。
第4図を参照すると、H8TCロジック112が信号を線288を介してボディ
ー・オイラー変換459に供給しており、このボディー・オイラー変換459は
航空機の胴体軸に関する信号を慣性軸に関する線460上の信号に変換するもの
である。ボディー・オイラー変換459は、更にそれぞれ線87.86及び46
1上の航空機バンク角、ピッチ姿勢、及び指令されたピッチ率を表わす信号も受
け取っている。この変換を行なう方法の詳細を第14図に示す。
この変換の処理は第14図から容易に明らかとなるものなので、当該技術分野に
おいて通常に習熟する者には、説明するまでもないことが理解されるであろう。
所望の片揺れ率の変化を表わす線460上の信号は、航空機姿勢モデルに入力さ
れ、本実施例においてこの航空機姿勢モデルは線460上の所望の片揺れ率信号
を時間上で積分し、線464上の所望の航空機の機首方位を表わす信号を加算機
能466に供給する。更に、加算機能は線90上の実際の航空機機首方位信号を
入力し、かつ線468上の機首方位誤差信号をオイラー・ボディー変換470へ
供給する。
この変換470は、慣性軸に関する線468上の信号を航空機本体軸に戻す変換
をする。この変換470は更に線87.86及び471上の航空機のバンク角、
ピッチ姿勢、及びピッチ姿勢誤差を表わす信号もそれぞれ受け取っている。オイ
ラー・ボディー変換470の詳細は第15図に示されており、視察すると、第1
5図に示す変換の処理は当該技術分野において通常に習熟する者には明らかなも
のなので、説明するまでもないことが分かる。
この変換470は、変換した機首方位誤差信号を線472を介して比例積分補償
器474に供給する。この比例積分補償器は線476を介して信号を加算器47
8に供給し、この加算器は更に信号を線280を介してH8TCロジック112
からフィードフォワードして片揺れ率ゲイン479により乗算した後に受け取り
、かつ線84上に信号を供給している。片揺れ率ゲイン479の値はPFC3片
揺れロジック・モジュール35における率ゲイン段64 (第1図)に等しい。
これらのゲインに同一の値を用いることにより、指令された片揺れ率信号と線4
80上の片揺れ率ゲインとの積がPFC3片揺れロジック・モジュール35(第
1図)における片揺れフィードバック信号を打ち消すようにしている。この打ち
消しは更に自動旋回調整システムのパフォーマンスも改善している。
補償器474の詳細を第16図に示す。この補償器の動作は図から明らかであり
、詳細な説明を不必要なものにしている。しかし、比例積分補償器におけるゲイ
ン481.482は、それぞれ線60上の対気速度の関数であることに注目すべ
きである。
本発明の範囲は、ここで提示した特定のゲイン、遅延フィルタ、加算機能及び制
限機能により制限されないことを理解すべきである。
むしろ、本発明の実施において、特定の制御規則(control laws)
は、制御されるべきプラント(例えば、攻撃ヘリコプタに対する商業的なヘリコ
プタ)の動力学、及び各プラントに関連する特性に基づき変更を行なうべきこと
を意図している。例えば、ここで開示した一次遅れより高い次数にあるいくつか
の応用では、PFC3率のモデルが必要とされてもよい。同様に、逆モデルは一
次より大きくてもよい。更に、フライト・コントロール・システムをPFC3及
びAFC8に区分する必要もない。むしろ、いくつかの応用ではシステムを全く
区分することができないが、他の応用ではシステムを、更に信頼性及び保守性の
ような基準に基づいて複数のサブシステムに区分してもよいことを意図している
。
更に、明らかなことではあるが、本発明は、明らかにマイクロプロセッサに基づ
く制御システムに限定されないことを述べておく価値もある。このシステムは、
マイクロプロセッサを基礎としない電子システム(ディジタル又はアナログ)に
実施可能である。
本発明に関連させることなく、以上の全ての変更及び変形は、モデル従属回転翼
航空機のフライト・コントロール・システムが、当該対気速度及びバンク角でつ
りあい旋回するように航空機のバンク角及び対気速度に基づいて計算されてその
航空機に必要な所望の旋回率を予測させる片揺れコマンドを航空機に供給するこ
とにより、ロール・コマンドに応答して自動旋回調整を提供するのに十分なもの
であって、前記片揺れコマンド信号は航空機の横加速度及びロール率を表わす信
号に基づいて成形され/条件付けされて、改良された自動旋回調整システムを提
供するものである。
本発明をその最良態様の実施例に関連して示すと共に説明したが、本発明の精神
及び範囲を逸脱することなく、その形状及び詳細に対する他の種々の変更、削除
及び付加を行なうことができることは、当該技術分野において習熟する者により
理解されるべきである。
+++++++++i+++、+++u+ PCT/US 92106453国
際調査報告 US 9206453
フロントページの続き
(72)発明者 フォグラー、ドナルド エル、ジュニアアメリカ合衆国、コネ
チカット 06460゜ミルフォード、オレンジ アヴエニュー(72)発明者
ゴールド、フィリップ ジエイ。
アメリカ合衆国、コネチカット 06484゜ジェルトン、シャロン コート
49
(72)発明者 ケラ−、ジェイムズ エフ。
アメリカ合衆国、ペンシルヴエイニア
19063 、メディア、イースト ジェファーソン 442
(72)発明者 ドライフース、ジエイムズ ビー。
アメリカ合衆国、コネチカット 19086゜ウォーリングフォード、バットナ
ム ブールヴアード 760 エイ
Claims (1)
- 1.ヘリコプタの機首方位を表わす機首方位信号、及び片揺れ軸周りのヘリコプ タの変化率を表わす片揺れ率信号を入力するヘリコプタのフライト・コントロー ル・システムにおいて、片揺れ軸コマンド信号を供給する多軸サイドアーム・コ ントローラと、 前記片揺れ軸コマンド信号に応答して、前記ヘリコプタの片揺れ軸周りの所望の 変化率を表わす率設定点信号を供給する率モデル手段と、 前記率設定点と前記片揺れ率信号との間の差を計算し、かつその差を表わす片揺 れ率誤差信号を供給する手段と、前記率設定点信号に応答してフィードフォワー ド・コマンド信号を予定し、本質的に前記率設定点信号に等しくなる形式でその 片揺れ軸に応答するように前記ヘリコプタを駆動する逆モデル手段と、を備え、 前記前記率設定点信号に応答する手段は、ヘリコプタのバンク角、対気速度、横 加速度、横揺れ率及び片掘れ率の関数として前記率設定点信号を条件付けること により60ノット以上の対気速度でヘリコプタのバンクされた旋回を調整して、 航空機の旋回を調整することになる片揺れ率を表わす条件付け設定点を得る手段 と、 前記条件付け設定点を積分して航空機の機首方位設定点信号を得るため、前記機 首方位設定点と前記機首方位信号とを比較するため、及びその差を表わす機首方 位誤差信号を供給するための手段と、前記片揺れ率誤差信号、前記フィードフォ ワード・コマンド信号、及び前記機首方位誤差信号に応答して、前記ヘリコプタ のテール・ロータに対して、必要なテール・ロータ・ピッチが60ノット以下の 対気速度で実質的に調整旋回させる結果となるコマンド信号を供給する条件付け 手段と を備えていることを特徴とするヘリコプター・フライト・コントロール・システ ム。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US751,431 | 1991-08-28 | ||
US07/751,431 US5238203A (en) | 1991-08-28 | 1991-08-28 | High speed turn coordination for rotary wing aircraft |
PCT/US1992/006453 WO1993005461A1 (en) | 1991-08-28 | 1992-07-31 | High speed turn coordination for rotary wing aircraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH06510004A true JPH06510004A (ja) | 1994-11-10 |
JP3308532B2 JP3308532B2 (ja) | 2002-07-29 |
Family
ID=25021951
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP50518593A Expired - Fee Related JP3308532B2 (ja) | 1991-08-28 | 1992-07-31 | 回転翼機用の高速旋回調整方法 |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5238203A (ja) |
EP (1) | EP0600988B1 (ja) |
JP (1) | JP3308532B2 (ja) |
KR (1) | KR100232332B1 (ja) |
AU (1) | AU657165B2 (ja) |
CA (1) | CA2116564C (ja) |
DE (1) | DE69205172T2 (ja) |
ES (1) | ES2080512T3 (ja) |
IL (1) | IL102969A (ja) |
WO (1) | WO1993005461A1 (ja) |
Families Citing this family (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5213283A (en) * | 1991-08-28 | 1993-05-25 | United Technologies Corporation | Low speed turn coordination for rotary wing aircraft |
US5331881A (en) * | 1992-05-19 | 1994-07-26 | United Technologies Corporation | Helicopter integrated fire and flight control having azimuth and pitch control |
US5465211A (en) * | 1994-05-02 | 1995-11-07 | Beech Aircraft Corporation | Control system for propeller driven aircraft |
US5553817A (en) * | 1994-05-03 | 1996-09-10 | United Technologies Corporation | Turn coordination inhibit for rotary wing aircraft control system |
AU689263B2 (en) * | 1994-06-02 | 1998-03-26 | United Technologies Corporation | Inertial velocity command system |
US5553812A (en) * | 1994-06-03 | 1996-09-10 | United Technologies Corporation | Inertial velocity command system |
US5617316A (en) * | 1995-03-15 | 1997-04-01 | Sikorsky Aircraft Corporation | Maintaining attitude error constant in Euler singularity protection |
US6012676A (en) * | 1998-03-31 | 2000-01-11 | Sikorsky Aircraft Corporation | Integrated fire and flight control system with automatic engine torque limiting |
US6145428A (en) * | 1998-03-31 | 2000-11-14 | Sikorsky Aircraft Corporation | Integrated fire and flight control system for controlling the angle of attack of a rotary wing aircraft |
FR2830630B1 (fr) * | 2001-10-05 | 2004-07-30 | Eurocopter France | Dispositif de pilotage automatique d'un helicoptere et systeme de pilotage automatique comportant un tel dispositif |
US6648269B2 (en) | 2001-12-10 | 2003-11-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | Trim augmentation system for a rotary wing aircraft |
US20040059474A1 (en) | 2002-09-20 | 2004-03-25 | Boorman Daniel J. | Apparatuses and methods for displaying autoflight information |
US7188007B2 (en) | 2003-12-24 | 2007-03-06 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for displaying and receiving tactical and strategic flight guidance information |
US8180562B2 (en) * | 2008-06-04 | 2012-05-15 | The Boeing Company | System and method for taxi route entry parsing |
US8386167B2 (en) | 2008-11-14 | 2013-02-26 | The Boeing Company | Display of taxi route control point information |
DE202009001355U1 (de) | 2009-02-04 | 2009-05-20 | RÖHR, Ulrich | Modellflugkörpersteuer- und Empfangseinrichtung |
WO2012096668A1 (en) | 2011-01-14 | 2012-07-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Flight control laws for vertical flight path control |
DE102012003910A1 (de) | 2011-04-15 | 2012-10-18 | Ulrich Röhr | System zur drahtlosen Steuerung eines RC-Modells, Sendeeinrichtung, Empfangseinrichtung sowie Verfahren |
US8718841B2 (en) | 2012-02-14 | 2014-05-06 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method and system for providing sideslip envelope protection |
US10025320B2 (en) * | 2012-02-15 | 2018-07-17 | Sikorsky Aircraft Corporation | Control system for reconfigurable rotary wing aircraft |
DE102013106120A1 (de) * | 2013-06-12 | 2014-12-31 | Airbus Sas | Verfahren und Vorrichtung zum Testen eines Bauteils eines Luftfahrzeugs |
WO2015066084A1 (en) * | 2013-10-28 | 2015-05-07 | Traxxas Lp | Ground vehicle-link control for remote control aircraft |
US9360869B1 (en) | 2013-12-03 | 2016-06-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Vehicle heading error compensation |
FR3023017B1 (fr) | 2014-06-30 | 2016-06-10 | Airbus Helicopters | Systeme et procede de commande de vol d'un aeronef a voilure tournante en tenue de trajectoire ou tenue de cap selon sa vitesse d'avancement |
FR3023018B1 (fr) | 2014-06-30 | 2016-06-10 | Airbus Helicopters | Procede et systeme de mise en vol stationnaire d'un aeronef a voilure tournante en tenue de trajectoire ou tenue de cap selon sa vitesse d'avancement |
FR3023016B1 (fr) | 2014-06-30 | 2016-07-01 | Airbus Helicopters | Systeme et procede de commande de vol en tenue de trajectoire pour un aeronef a voilure tournante |
WO2016053408A1 (en) | 2014-10-01 | 2016-04-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Acoustic signature variation of aircraft utilizing a clutch |
WO2016054209A1 (en) | 2014-10-01 | 2016-04-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Dual rotor, rotary wing aircraft |
US10059446B2 (en) | 2016-06-06 | 2018-08-28 | Traxxas Lp | Ground vehicle-like control for remote control aircraft |
US10647414B2 (en) * | 2017-02-27 | 2020-05-12 | Textron Innovations Inc. | Rotorcraft fly-by-wire standard rate turn |
US11067981B2 (en) | 2017-03-01 | 2021-07-20 | Textron Innovations, Inc. | Aircraft control mode transition smoothing |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3057584A (en) * | 1960-03-01 | 1962-10-09 | Honeywell Regulator Co | Automatic control apparatus |
US3688099A (en) * | 1971-04-28 | 1972-08-29 | Lear Siegler Inc | Automatic control system with a digital computer |
US4067517A (en) * | 1976-02-03 | 1978-01-10 | United Technologies Corporation | Automatic heading synchronization control system |
US4003532A (en) * | 1976-03-15 | 1977-01-18 | United Technologies Corporation | Heading hold logic |
US4106094A (en) * | 1976-12-13 | 1978-08-08 | Turpin Systems Company | Strap-down attitude and heading reference system |
US4206891A (en) * | 1978-10-26 | 1980-06-10 | United Technologies Corporation | Helicopter pedal feel force proportional to side slip |
US4312039A (en) * | 1980-01-24 | 1982-01-19 | Sperry Corporation | Transient free synchronization system |
US4313201A (en) * | 1980-03-05 | 1982-01-26 | United Technologies Corporation | Tested, dissimilar helicopter stability augmentation |
US4382283A (en) * | 1980-08-08 | 1983-05-03 | United Technologies Corporation | Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system |
US4392203A (en) * | 1981-03-30 | 1983-07-05 | United Technologies Corporation | Aircraft coordinated turn with lagged roll rate |
US4484283A (en) * | 1981-03-30 | 1984-11-20 | United Technologies Corporation | Aircraft roll-yaw fault protocols |
US4477876A (en) * | 1981-03-30 | 1984-10-16 | United Technologies Corporation | Dual response aircraft reference synchronization |
US4371939A (en) * | 1981-03-30 | 1983-02-01 | United Technologies Corporation | Roll attitude inhibit of aircraft coordinated turn disengagement |
US4626998A (en) * | 1983-05-02 | 1986-12-02 | United Technologies Corporation | Heading reference trim system |
US5001646A (en) * | 1988-12-19 | 1991-03-19 | Mcdonnell Douglas Corporation | Automated helicopter flight control system |
US5213283A (en) * | 1991-08-28 | 1993-05-25 | United Technologies Corporation | Low speed turn coordination for rotary wing aircraft |
-
1991
- 1991-08-28 US US07/751,431 patent/US5238203A/en not_active Expired - Lifetime
-
1992
- 1992-07-31 ES ES92917911T patent/ES2080512T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1992-07-31 KR KR1019940700622A patent/KR100232332B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1992-07-31 CA CA002116564A patent/CA2116564C/en not_active Expired - Fee Related
- 1992-07-31 DE DE69205172T patent/DE69205172T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1992-07-31 EP EP92917911A patent/EP0600988B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-07-31 WO PCT/US1992/006453 patent/WO1993005461A1/en active IP Right Grant
- 1992-07-31 JP JP50518593A patent/JP3308532B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1992-07-31 AU AU24629/92A patent/AU657165B2/en not_active Ceased
- 1992-08-27 IL IL10296992A patent/IL102969A/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR100232332B1 (ko) | 1999-12-01 |
DE69205172T2 (de) | 1996-05-09 |
ES2080512T3 (es) | 1996-02-01 |
DE69205172D1 (de) | 1995-11-02 |
EP0600988B1 (en) | 1995-09-27 |
CA2116564A1 (en) | 1993-03-18 |
AU657165B2 (en) | 1995-03-02 |
IL102969A (en) | 1995-12-31 |
WO1993005461A1 (en) | 1993-03-18 |
AU2462992A (en) | 1993-04-05 |
US5238203A (en) | 1993-08-24 |
IL102969A0 (en) | 1993-02-21 |
JP3308532B2 (ja) | 2002-07-29 |
EP0600988A1 (en) | 1994-06-15 |
CA2116564C (en) | 1998-12-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH06510004A (ja) | 回転翼機用の高速旋回調整方法 | |
JPH06510003A (ja) | 回転翼機用の低速度旋回調整方法 | |
JP3308533B2 (ja) | 回転翼機用の低速度モデルフォロイング速度コマンドシステム | |
EP0600991B1 (en) | Automatic turn coordination trim control for rotary wing aircraft | |
EP0601000B1 (en) | Vertical control system for rotary wing aircraft | |
US5000404A (en) | Aircraft precision approach control system | |
EP0601122B1 (en) | Maneuver feel system for a rotary wing aircraft | |
KR100369690B1 (ko) | 항공기비행제어시스템 | |
EP0600990B1 (en) | High speed yaw control system for rotary wing aircraft | |
US4676460A (en) | Longitudinal stability augmentation system and method | |
EP0807574B1 (en) | Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position | |
US5478031A (en) | Airspeed control system which utilizes pitch hold command when pilot throttle changes oppose elevator control | |
US5738310A (en) | Rudder bar system with force gradient for a helicopter | |
JPH09512762A (ja) | 回転翼航空機制御システム用ターンコーディネーション禁止 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |