JPH0659879B2 - ヘリコプタの自動トルク制限及び制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタの自動飛行制御装置に係り、一層
詳細には、かかる自動飛行制御装置に於て、過剰なエン
ジントルクの要求を回避するためにコレクチブピッチ指
令を制限することに係る。

航空機エンジンに過剰に負荷をかけると（または過剰に
応力を与えると）、エンジン寿命が短くなり、また、飛
行中にエンジンの故障を誘発してしまうことがある。従
って、幾つかのエンジン制御装置では、過剰な負荷がエ
ンジンにかからないようにするために、エンジンの燃料
制御装置内に直接組込まれた形式のトルク制限装置が設
けられている。このような機構が組込まれていない航空
機エンジンの場合では、過剰なトルクを惹起し得る指令
を制限することによってトルクを制限する作動が行われ
るようになっている。ヘリコプタに於て、自動飛行制御
装置の高度保持を行う領域にトルク制限ループを設ける
ことは従来から知られていることである。この場合で
は、エンジン作動中の実際のエンジントルクと最大許容
トルクとの間の差を示す信号が、高利得増幅器に通さ
れ、しかる後全高度指令信号と加算されて、コレクチブ
ピッチ外側ループサーボアクチュエータに与えられるよ
うになっている。トルク制限ループの利得は、非常に高
く設定されているので、過剰なトルクが自動飛行制御装
置のコレクチブ指令によって発生すると、トルク制限信
号が、簡単に高度指令信号を凌駕し、これによりコレク
チブピッチ外側ループアクチュエータに与えられる指令
信号を低減するようになっている。システムがトルクを
制限する作動へ移る時、及びその作動を終了する時に、
トルク制限ループで高度の制御を凌駕するために非常に
高い利得が用いられていること、そして高度の誤差が積
分利得パス内で蓄積され続けることによって、システム
に於て非常に突変的な作動が行われることとなる。この
ことは、特に航空機が地表近くでホバリングを行ってい
るとき、更には夜間捜索及び救助活動中に水上でホバリ
ングを行っているときに、操縦者を困惑させることとな
る。

公知のトルク制限装置の更なる問題点は、降下を阻止す
るときにトルク制限作動がしばしば要請されることであ
る。従って、水上ホバリング状態へ自動的に近付く場合
に、降下が阻止されるとトルク制限作動への移行若しく
はそこからの移行が行われやすい。水面に近い所で所望
の高度に対してアンダシュートしてしまうことは危険で
あり、また操縦者を困惑させる。自動的な離陸を行う場
合、対気速度の増大に伴って揚力が増大することによ
り、過剰なトルクを発生することなしに所望の高度を得
ることが容易であり、また、通常その高度に到達する前
にトルク制限作動は行われることはないので、オーバシ
ュートは生じない。一方、ホバリングを行っていると
き、または一定の対気速度で所望の高度を得ようとする
ときには、航空機がその高度に到達する後までトルクが
緩和されないので、オーバシュートが生ずる。従って、
システムはトルク制限への移行及びそこからの移行を振
動的に繰返すこととなる。

本発明の目的は、ヘリコプタ用の自動飛行制御装置に於
て、高度指令とトルク指令との間の突変的な移行を回避
し、高度のオーバシューティング及び高度のアンダシュ
ーティングを回避し、また、降下阻止するのに必要なト
ルクを利用できるように、トルク制限作動を行なえるよ
うにすることを含んでいる。

本発明によれば、ヘリコプタ用トルク制限付き高度制御
装置は、高度制御作動とトルク制御作動とが滑らかに移
行できるようにするクロスフェード回路を含み、トルク
制限作動の際に高度制御系の積分利得パスの積分信号を
トルク制限系の積分信号に切換える手段を含んでいる。
また本発明の制御装置は、クロスフェード回路が滑らか
に作動するための時間を許すように初めに実際のトルク
がエンジン最大許容トルクを超過することを予期し且実
際の高度が所望の高度へ到達することを予期し、トルク
制限作動が終了した後の短い時間中に於てすぐにトルク
制限作動が実行されることを禁止し、また航空機が自動
降下して基準高度に到達したときに、ある時間に亘りト
ルク制限作動を禁止するような構成を含んでいてもよ
い。

本発明は、高度制御作動とトルク制御作動との間で突変
的に作動が移行してしまうことを回避し、高度制御系の
積分パス内に於いて著しく誤差が増大してしまうことを
回避し、最大トルクを超過するトルクを用いて降下を阻
止することができるように、またトルク制御作動と高度
制御作動の間の振動的移行を回避するように、クロスフ
ェード回路の作用によってトルク制限作動と高度制御作
動と互いに徐々に移行し合うようになっている。

本発明は、以下の説明から当業者に明らかとなる装置及
び技術を用いて、専用ハードウェアによっても、デジタ
ル自動飛行制御装置内に用いられている簡単な計算機ル
ーチンによっても実施され得る。

本発明の上記及び他の目的、特徴及び利点は以下にその
典型的な実施例を図面により詳細に説明する中で一層明
らかになろう。

さて第１図を参照すると、先に簡単に説明した従来の形
式のトルク制限及び高度制御装置が示されている。この
装置では、コレクチブ外側ループ指令信号が、導線１０
を経てコレクチブ外側ループサーボ１２へ与えられる。
この指令信号は、導線１６上の高度制御係１８からの全
高度指令信号と、導線２０上の本装置のトルク制限部分
からのトルク制限指令信号とを加算点１４へ与えること
により生成される。ヘリコプタエンジンへ直接接続され
ているトルクセンサ２２は、導線２４上に現在の実際エ
ンジントルク（作動中のエンジンの実際のトルク）を示
す信号を生成する。電圧基準（最大トルク基準）２６
は、導線２８上にエンジンの最大設計トルク（エンジン
について設定された最大トルク）を示す信号を生成す
る。加算点３０は、導線２８上の最大エンジントルク基
準信号から導線２４上の実際エンジントルク信号を差し
引くことにより、誤差信号を生成する。加算点３０から
の誤差信号は、非常に高利得の増幅器３２に与えられ、
また、その増幅器３２の出力端が、ダイオード３４によ
り示されているように、一方向性であることにより、実
際エンジントルクが最大設計トルクを超過すると、実際
エンジントルク信号が最大エンジントルク基準信号より
も大きくなるので、導線２０上のトルク制限指令信号は
負側へ大きくなり、これにより導線１６上の全高度指令
信号から導線２０上のトルク制限指令信号が差引かれ、
導線１０上のコレクチブ外側ループ指令信号全体を減ず
ることとなるのである。このようにして、導線２０上の
トルク制限指令信号は、簡単に導線１６上の高度指令信
号に凌駕することができるのである。しかしながら、ト
ルク制限作動は、航空機が所望の高度へ到達することを
遅らせることになるので、高度指令信号は、一層高い高
度を達成しようとして悪い方向へ増大し続け、高度保持
系１８の積分利得パスは、ますます大きな誤差を累算し
続けることとなってしまう。最大トルクを生ずるコレク
チブ外側ループ指令信号を用いて、航空機が所望の高度
に最終的に到達すると、高度指令信号は、突然、非常に
小さくなり、コレクチブ外側ループ指令信号が、導線２
０上のトルク制限指令信号が負であることにより、負に
転ずるので、エンジントルクが急激に低減されると共
に、ある程度の高度が失われ、高度指令信号を再び増大
させる。このようにして、トルクの制限についての作動
は、突変的に且振動的に行われることとなる。

次に第２図を参照すると、本発明による自動飛行制御装
置に於けるトルク制限及び高度制御装置が示されてい
る。コレクチブ外側ループサーボ１２は、加算点４０か
ら導線３８を経てコレクチブピッチ指令信号を受け入れ
る。加算点４０は、フェード回路４２を通じて高度指令
信号を、フェード回路４４を通じてトルク指令信号を受
け入れると共に、積分器４８から導線４６を経て積分パ
ス信号を受け入れる。積分器４８は、スイッチ５４によ
って高度積分利得増幅器５０若しくはトルク積分利得増
幅器５２へ選択的に接続できるようになっている。トル
ク制限作動が行われるとき、導線５６上に後で第３図に
より説明される信号が生成され、この信号に応答して、
スイッチ５４が、積分器４８を（図示されているよう
に）トルク積分増幅器５２に接続される側へ動かされる
と共に、フェード回路４４がその出力を加算点４０へフ
ェードインさせ、更にフェード回路４２がその出力を加
算点４０へフェードアウトさせる。これにより、高度制
御作動からトルク制御作動への滑らかな移行が行われる
ようになるのである。

フェード回路４２には、高度指令信号が、導線５８を経
て与えられる。高度指令信号は、加算点６０に於いて導
線６４上のある制限された比例信号から導線６２上の高
度変化率比例信号を差引いて生成される。導線６４上の
制限された比例信号とは、高度比例利得増幅器６８から
の信号をリミッタ６６へ送ることにより生成されるもの
であり、導線６２上の高度変化率比例信号とは、高度変
化率利得増幅器７０により生成されるものである。積分
増幅器５０及び比例増幅器６８は、同期化回路７４（単
に所望の高度と現在の高度との間の差として誤差信号７
２と与える回路）から導線７２を経て高度誤差信号を受
け入れる。同期化回路７４は、適当な高度計７８（これ
は、高い高度では気圧式高度計、低い高度ではレーダ高
度計であってよく、また自動着陸又は離陸システムの高
度部分であってよい。）から導線７６に与えられる現在
の高度信号（飛行中の実際の高度を示す信号）に応答す
る。導線７６上の高度信号は、微分器８０に通され、そ
れにより導線８２上に高度変化率信号が生成され、この
信号は、高度変化率利得増幅器７０及び乗算器８４に与
えられる。乗算器８４の他方の入力端には、ある時間間
隔（例えば２秒）を示す電圧基準８６（時間基準）から
の信号が与えられ、乗算器８４は、この電圧基準８６に
より示される時間間隔に於いて高度がどれだけ変更され
なければならないかを示す高度インクレメント信号を導
線８８上に与える。この信号は加算点９０で導線７２上
の高度誤差信号と加算され、それにより導線９２上に予
期される高度誤差信号（実際の高度誤差とその変化率か
ら予想される高度誤差を示す信号）が得られる。この予
期される高度誤差信号は、負比較器８４を通され、導線
９６上に、導線９２上の予期される高度誤差信号が負に
なるときには常に予期される所望の高度信号（予期され
る高度誤差信号から所望の高度が達成されることが予想
されることを示す信号）が生成される。導線７２上の高
度誤差信号は、他の負比較器９８にも通されて、導線７
２上に高度誤差信号が負であるときに（実際の高度が基
準高度よりも上方にあるとき）導線１００上に、このこ
とを示す高度上側基準信号が生成される。これらの信号
は、後で第３図により説明するように、トルク制限部分
の作動及び非作動を制御するために用いられる。

フェード回路４４には、導線１０２を経て、トルク変化
率利得増幅器１０６及びトルク比例利得増幅器１０８に
応答する加算点１０４からトルク指令信号が与えられ
る。トルク比例増幅器１０８には、遅れ回路１１２から
導線１１０を経て遅れトルク誤差信号が与えられ、また
トルク変化率増幅器１０６には、導線１１４を経て遅れ
変化率回路１１６からトルク遅れ変化率信号を与えられ
る。これらの回路内で、Ｔ１及びＴ２は時定数であり、
またＳはラプラス演算子である。遅れ回路１１２には、
加算点１２０から導線１１８を経て、導線１２２上の最
大トルク基準信号から導線１２４上の実際エンジントル
ク信号を差引いたトルク誤差信号が与えられる。導線１
２４上の実際エンジントルク信号は遅れ変化率回路１１
６及び加算点１２６に与えられ、加算点１２６の他方の
入力端には乗算器１２８からの信号が与えられる。乗算
器１２８には、遅れ変化率回路１１６の出力と電圧基準
１３０からの時間単位を示す信号とが与えられ、導線１
３２上にトルク誤差信号のインクレメント信号が生成さ
れ、このインクレメント信号は、現在の実際エンジント
ルク信号と加算されて、導線１３４上に予期されるトル
ク信号を生ずる。この信号は比較器１３６内で導線１２
２上の最大トルク信号と比較され、現在のトルクレベル
及びトルク変化率が実際のエンジントルクが最大トルク
を超過するであろうということを示すときには常に、導
線１３８上に、予期される超過トルク信号を生ずる。

次に第３図を参照すると、本発明によるトルク制限作動
を行うかどうかを決定する制御論理回路が示されてい
る。導線５６上のトルク制限信号は、双安定性装置１４
０から、それがセット状態にある時に生成される。双安
定装置１４０は、アンド回路１４２への入力の全てが存
在するときにセット状態となる。アンド回路１４２へ入
力される信号は、２つのタイマ１４４、１４６がカウン
トを終了したときにこれらのタイマから発せられる信号
と、高度制御部分が作動されているときに自動飛行制御
装置から導線１４８上に与えられる信号（高度制御エン
ゲージ信号）と、実際のエンジントルクが最大トルクを
超えると予期されるときに導線１３８上に与えられる信
号とであり、アンド回路１４２は、これらの信号の全て
が存在するとき双安定装置１４０をセット状態にして、
導線５６上にトルク制限信号を生成する。導線５６上の
信号は、生成されると、２秒タイマ１４４のリセット入
力端へ与えられ、トルク制限部分が作動する間中、時間
タイマ１４４をリセット状態に保持する。トルク制限部
分が（後で説明するように）最早作動しなくなると、ト
ルク制限信号は導線５６上から消滅し、従ってトルク制
限信号がタイマ１４４のリセット入力端へ与えられなく
なるので、タイマ１４４は、２秒が経過したことを示す
カウントに到達するまで、内部クロックから与えられる
ようなクロックパルスのカウントを開始する。かかる２
秒間に於いてアンド回路１４２が再びアンド条件を満足
されることはなく、トルク制限部分は非動作となった後
の２秒間内に再び作動されることはない。

双安定装置１４０は、オア回路１５０への何れかの入力
信号によりリセットされる。オア回路に入力される信号
は、インバータ１４９から与えられる高度制御部分が作
動していないことを示す信号、導線９６上の予期される
所望の高度信号、導線５８上の高度指令信号が負である
とき（より小さいトルクが必要とされていることを意味
する）に常に第２図中の負比較器１５４により発せられ
る導線１５２上の負指令信号である。双安定装置１４０
がリセットされている場合には常に、導線１５６上の信
号がアンド回路１５８に与えられる。自動的に航空機が
降下する間では、高度は常に基準高度の上側にあるの
で、導線１００上の高度基準上側信号が常に存在するこ
ととなる。これがアンド回路１５８のアンド条件を満足
するので、アンド回路１５８は導線１６０を経て３秒タ
イマ１４６のリセット入力端に信号を与える。従って、
このタイマは、トルク制限部分が解除された状態での自
動降下中には、出力を生じない。しかし、航空機が所望
の高度まで降下すると、導線１００上の信号が消滅し、
従って導線１６０上の信号も消滅するので、タイマは３
秒を示すカウントを開始することとなるのである。この
ことにより、航空機が自動降下し、所望の高度へ到達し
てから３秒以内にトルク制限部分が作動されることを回
避し、ある制限されたオーバトルク状態が自動降下を阻
止できるようになっているのである。

第２図及び第３図で説明したエンジントルクセンサ、高
度計及びコレクチブ及びループサーボを例外として、本
発明の機能の全ては、第２図及び第３図で説明したよう
に専用ハードウェアで実施する代りに、デジタル計算機
の適当なプログラミングにより実行することができる。
デジタル計算機は米国特許第４，２７０，１６８号明細
書に記載されている形式の一つまたは二つの計算機の形
態であってよい。第４図のコレクチブ外側ループについ
ての計算は、上記特記の第１４図の第三のオートパイロ
ットルーチン内に説明されているコレクチブ外側ループ
計算サブルーチン１４０４で実行することができる。第
５図のトルク制限論理流れ図は、前記特許の第１２図の
第一のオートパイロットルーチン内で説明されているデ
ュプレックス・オペレイション状態チェックサブルーチ
ン１２０３で実行されてもよいし、前記特許の第１１図
のゼロ・オートパイロットルーチン内のデュプレックス
／シンプレックス・オペレイション状態チェックサブル
ーチン１１０４に類似のルーチンで単一計算機で実行さ
れてもよい。

さて第４図を参照すると、コレクチブ外側ループ計算ル
ーチン１４０４がエントリー点１６４を通して到達さ
れ、ステップ１６５が、高度基準と現在の高度（“ｎ”
により示されている）との間の差として高度誤差信号を
発生する。これは第２図の同期化回路７４の機能と等価
である。次いでステップ１６６が、現在の高度と前のサ
イクルの高度、即ち最終高度（“ｍ”により示されてい
る）との間の差をデューティサイクルΔＴにより除算し
たものとして高度変化率（高度レート）を生ずる。これ
は第２図の微分器８０と等価である。次いでステップ１
６７が、次回サイクルに於いて前のサイクルの高度とし
て用いるために最終高度を現在の高度へ更新する。ステ
ップ１６８は、比例高度利得（ＫＰａ）と高度誤差との
積として比例高度指令を生ずる。これは第２図内の高度
比例利得増幅器６８の機能である。またステップ１６９
は、変化率利得（ＫＰａ）と高度変化率との積として高
度変化率指令（高度指令レート）を発生する。これは第
２図内の高度変化率利得増幅器７０と等価である。次い
でテストステップ１７０が、比例高度指令が正の限界を
超過しているか否かを判定する。その結果が肯定的
（Ｙ）であれば、ステップ１７１が比例高度指令をかか
る指令に対する限界に等しくさせる。これは第２図中の
リミッタ６６と等価である。テストステップ１７０の結
果が否定的（Ｎ）であれば、ステップ１７１はバイパス
される。次いでテストステップ１７０ａが、比例高度指
令が負の限界よりも小さいか否かを判定する。その結果
が肯定的であれば、ステップ１７１ａが比例高度指令を
負の限界と等しくさせる。テストステップ１７０ａの結
果が否定的であれば、ステップ１７１ａはバイパスされ
る。次いでステップ１７２で、高度指令が比例高度指令
と高度変化率指令との間の差として発生される。これは
第２図中の加算点６０と等価である。

類似の信号がトルクについても発生される。ステップ１
７３内で、トルク誤差信号が最大トルクと現在のエンジ
ントルク（“ｎ”により示されている）の差として生成
される。ステップ１７４に於いて、現在の遅れ誤差
（“ｎ”により示されている）が、トルク誤差と前のサ
イクルで生成された遅れ誤差（“ｍ”により示されてい
る）との間の差を定数（ＫＬ１、第２図中のＴ１と等
価）に乗算し、更に前のサイクルで生成された遅れ誤差
を加算したものとして発生される。これは第２図中の遅
れ回路１１２と等価である。次いでステップ１７５内
で、次のサイクル内に於て先行する遅れ誤差として用い
られるべき遅れ誤差が、現在のサイクル内で発生された
遅れ誤差に等しく更新される。ステップ１７６内で、ト
ルク変化率（トルクレート）が、現在のサイクル内のエ
ンジントルクと前のサイクル内のエンジントルクとの差
をデューティサイクルΔＴにより除算したものとして生
成される。次いで、次回サイクルに於て先行するエンジ
ントルクとして現在のエンジントルクがステップ１７７
内に更新される。エンジントルクの遅れ変化率（遅れレ
ート）（第２図の遅れ変化率回路１１６と等価）がステ
ップ１７８内で遅れ定数（ＫＬ２、第２図中のＴ２と等
価）にトルク変化率と前のサイクルで発生された遅れ変
化率との間を乗算し、更に前のサイクルで発生された遅
れ変化率を加算したものとして発生される。

ステップ１７９に於ては、現在のサイクルの遅れ変化率
が次のサイクルに於て先行する遅れ変化率として設定さ
れる。次いでステップ１７９ａに於てトルク指令が、比
例定数（ＫＰｔ）倍した現在のサイクルの遅れ誤差と、
トルク変化率定数（ＫＰｔ）倍された現在のサイクルの
遅れ変化率との差として生成される。これは、図２に於
けるトルク変化率利得増幅器１０６及びトルク比例利得
増幅器１０８と、加算点１０４の機能と同等である。

第２図に於て、導線５６上のトルク制限信号によって制
御される機能は、図４の下方にて実行される。テストス
テップ１８０では、トルク制限が行われているか否かが
判断される。もし行われていれば（Ｙであれば、）、ス
テップ１８１に於て、現在のコレクチブ積分値と或る積
分定数（ＫＩｔ）倍された現在のサイクルの遅れ誤差と
を加算したものと等しいコレクチブ積分値が計算され
る。これは、スイッチ５４が第２図に於て示されている
位置にある状態で、トルク積分利得増幅器５２と積分器
４８との作用と等価である。次いでステップ１８２に於
て、フェード係数が或るフェードインクレメントだけ増
大され、テストステップ１８３に於て、フェード係数が
１以上であるか否かが判断される。もしかかるフェード
係数が１以上であれば、ステップ１８４に於てフェード
係数が１に設定される。もしそうでなければ、ステップ
１８４がバイパスされる。

もしトルク制限作動が行われていなければ、ステップ１
８５に於て、現在存在しているコレクチブ積分値と積分
定数（ＫＩａ）倍された高度誤差を加算してコレクチブ
積分値が、生成される。これば、スイッチ５４が第２図
に於て示されている位置と反対の位置にある場合の高度
積分増幅器５０及び積分器４８の作用と等価である。次
いで、フェード係数がフェードインクレメントだけ減少
され、テストステップ１８７に於て、フェード係数が０
より小さいか否かが判断される。もしフェード係数が０
より小さければ、ステップ１８８に於て、フェード係数
が０に設定される。もしそうでなければ、ステップ１８
８はバイパスされる。

ステップ１８９に於ては、高度指令と１−フェード係数
（１からフェード係数を差引いたもの）との積であるフ
ェード高度指令（Ｆにて示されている）が生成される。

次いで、ステップ１９０に於て、トルク指令とフェード
係数の積であるフェードトルク指令が生成され、ステッ
プ１９１に於て、フェード高度指令とフェードトルク指
令と、コレクチブ積分値を加算してコレクチブ指令が生
成される。ステップ１８９〜１９１は、第２図に於ける
フェード回路４２、４４及び加算点４０の機能と等価で
ある。

第５図を参照すると、第３図に於ける導線５６上のトル
ク制限信号を生成するための論理流れ図と、第２図の直
接関係した流れ図とがデジタル形式で示されている。ト
ルク制限ルーチンは、開始点１９２から開始される。始
めのステップ１９３は、高度誤差と、高度変化率と予期
時間との積との差として予期される高度誤差を生成す
る。これは、第２図に於ける電圧基準８６、乗算器８４
及び及び加算点９０と等価である。ステップ１９４に於
て、エンジントルクと、現在のサイクルの遅れ変化率と
予期時間との積との和として予期されるトルクが生成さ
れる。これは、第２図に於ける電圧基準１３０、乗算器
１２８、及び加算点１２０と等価である。次いでステッ
プ１９５が、高度保持作動が作動されているか否かを判
断する。もし作動していなければ、ステップ１９６に於
て、トルク制限フラッグがリセットされる。これは第３
図に於て双安定装置１４０をリセットすることと等価で
ある。そして点１９７に於てこのルーチンは終了する。
もし高度保持作動が作動されていれば、テストステップ
１９８に於てトルク制限作動がなされているか否かが判
断される。先ず、作動がなされていないとすると、テス
トステップ１９９に於て、高度誤差が負であるか否かが
判断される。高度誤差が負でないと仮定すると、テスト
ステップ２００に於て、作動遅れカウンタ（エンゲージ
遅延カウンタ）が０であるか否かが判断される。これ
は、第３図に於ける２つのカウンタ１４４、１４６と等
価であり、これらのカウンタは、それらのリセット端子
が解除された後に計数するようになっている。もしカウ
ンタが計数を完了していなければステップ２０１に於て
かかる作動遅れカウンタを減分する。しかし、かかる作
動遅れカウンタが０へ到達していれば、テストステップ
２０２に於て予期されるトルク最大トルクより大きいか
否かが判断される。これは、第２図に於ける比較器１３
６と等価である。もし予期されるトルクが最大トルクよ
り大きければ、ステップ２０３に於てトルク制限作動が
設定される。このことは、第３図に於ける双安定装置１
４０をセット状態に設定することと等価である。

トルク制限作動が行われていれば、テストステップ１９
８からステップ２０４へ移行し、作動遅れカウンタの設
定を４０にする。これは、本実施例に於ては、カウンタ
が２０Hzにて作動して５０ミリ秒毎に増大されるよう設
定されているからである。作動遅れカウンタを４０に設
定することにより、ステップ２０１は、カウンタが０へ
減分されるまで４０回実行されることとなり、これは頂
度２秒間に相当する。このことにより、第３図に於ける
タイマ１４４の２秒間のヒステリシスが達成される。次
いで、テスト２０５に於て、高度指令が負であるか否か
が判断される。もし負であれば、ステップ１９６が実行
されトルク制限作動がリセットされる。もし負であれ
ば、テストステップ２０６が実行され予期される高度誤
差が負であるか否かが判断される。もし負であれば、ス
テップ１９６が実行され、トルク制限作動がリセットさ
れる。そうでなければ、ステップ２０５及び２０６を介
して点１９７に到達しプログラムが終了する。もしトル
ク制限作動が実行されておらず、テストステップ１９９
に於て航空機の自動降下が実行されている場合には、ス
テップ２０７が実行され、作動遅れカウンタが６０に設
定される。２０Hzにてこのルーチンが実行されているこ
とにより、作動遅れカウンタが０に到達するまでに３秒
間を要することとなり、これにより、３秒の間、エンジ
ンは過剰負荷がかかった状態でトルク制限作動が実行さ
れるまで降下を阻止することとなる。これは第３図に於
けるタイマ１４６の機能と等価である。

説明を簡単にするために、実施例をコレクチブピッチ外
側ループサーボのみに関して説明した。しかし、トルク
制限作動は完全に類似の仕方で、高度安定性を与えるコ
レクチブピッチ内側ループサーボにも応用することがで
きる。これは、トルク制御器（トルク誤差及びトルク変
化率）に対してフェード回路を用い、且高度制御器（比
例、変化率及び垂直加速信号）に対して１−フェード回
路を用いることにより簡単に達成され得る。よく知られ
ている仕方でこれらの制御器信号は次いで加算され、コ
レクチブピッチ内側ループサーボに与えられる。

本発明は種々の遅れ時間で、また種々の型式のフィルタ
リング及び限界で、更に他の公知の設計特性で、個々の
応用に適するように実行され得る。同様に、本発明をそ
の典型的な実施例について図示し説明してきたが、本発
明の範囲内で上記及び他の種々の変更、省略及び追加が
行われ得ることは当業者により理解されよう。

【図面の簡単な説明】

第１図は公知のトルク制限及び高度制御装置の簡単化さ
れたブロック図である。 第２図は本発明による自動飛行制御装置のトルク制限及
び高度制御装置の簡単化されたブロック図である。 第３図は本発明によりトルク制限作動が行われるべきと
きを判定するための制御論理回路の簡単化されたブロッ
ク図である。 第４図は本発明による計算機化されたトルク制限自動飛
行制御装置内でコレクチブピッチ外側ループ指令を計算
するための計算機ルーチンの論理流れ図である。 第５図は本発明によるトルク制限作動の実行を判断する
ための計算機ルーチンの論理流れ図である。 １２…コレクチブピッチ外側ループサーボ，１４…加算
点，１８…高圧保持システム，２２…トルクセンサ，２
６…電圧基準，３０…加算点，３２…高利得増幅器，３
４…ダイオード，４０…加算点，４２、４４…フェード
回路，４８…積分器，５０…高度積分利得増幅器，５２
…トルク積分利得増幅器，５４…スイッチ，６０…加算
点，６６…リミッタ，６８…高度比例利得増幅器，７０
…高度変化率利得増幅器，７４…同期化回路，７８…高
度計，…８０…微分器，８４…乗算器，９０…加算点，
９４、９８…負比較器，１０４…加算点，１０６…トル
ク変化率利得増幅器、１０８…トルク比例利得増幅器，
１１６…遅れ変化率回路，１２０…加算点，１２８…乗
算器，１３６…比較器，１４０…双安定装置，１４２…
アンド回路，１４４、１４６…タイマ，１５０…オア回
路，１５４…負比較回路，１５８…アンド回路

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ヘリコプタのトルク制限及び高度制御装置
   であって、 前記ヘリコプタのメインロータブレードのコレクチブピ
   ッチをコレクチブ指令信号に応答して制御するコレクチ
   ブピッチサーボ手段と、 現在の実際の高度を示す実際高度信号を生成する高度セ
   ンサ手段と、 現在の所望される高度を示す高度基準信号を生成する高
   度基準手段と、 前記実際高度信号と前記高度基準信号との差を示す高度
   誤差信号を生成する同期化手段と、 前記高度誤差信号についての関数と前記実際高度信号の
   変化率についての関数との差を示す高度指令信号を生成
   する手段と、 現在の実際のエンジンのトルクを示す実際トルク信号を
   生成するトルクセンサ手段と、 前記エンジンについて設定されている最大トルクを示す
   トルク基準信号を生成するトルク基準手段と、 前記実際トルク信号と前記トルク基準信号との差を示す
   トルク誤差信号を生成するトルク誤差手段と、 前記トルク誤差信号についての関数と前記実際トルク信
   号の変化率についての関数との差を示すトルク指令信号
   を生成する手段と、 前記エンジンのトルクが前記最大トルクを超えているこ
   とを示す超過トルク信号を生成する手段と、 前記超過トルク信号が生成されたことに応答してトルク
   制限信号を生成し、前記高度指令信号が負であることに
   応答して前記トルク制限信号を消滅させる論理回路手段
   と、 前記トルク制限信号が存在している場合に前記トルク誤
   差信号についての関数に応じて積分信号を生成し、前記
   トルク制限信号が存在していない場合に前記高度誤差信
   号についての関数に応じて前記積分信号を生成する手段
   と、 前記積分信号と他の２つの信号とを加算して前記コレク
   チブ指令信号を生成する加算手段と、 前記トルク制限信号が生成されたことに応答して前記コ
   レクチブ指令信号を低減するように前記トルク指令信号
   を前記加算手段へ前記他の２つの信号の一方としてフェ
   ードインし前記トルク制限信号が消滅されたことに応答
   して前記コレクチブ指令信号を増大するように前記トル
   ク指令信号を前記加算手段から前記他の２つの信号の一
   方としてフェードアウトする第１のフェード回路手段
   と、 前記トルク制限信号が生成されたことに応答して前記コ
   レクチブ指令信号を低減するように前記高度指令信号を
   前記加算手段から前記他の２つの信号の一方としてフェ
   ードアウトし前記トルク制限信号が消滅されたことに応
   答して前記コレクチブ指令信号を増大するように前記高
   度指令信号を前記加算手段へ前記他の２つの信号の一方
   としてフェードインする第２のフェード回路手段と、 を含むヘリコプタのトルク制限及び高度制御装置。