JPH06510004A - 回転翼機用の高速旋回調整方法 - Google Patents

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)

【特許請求の範囲】
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。