JPH0694818B2 - 航空機エンジン制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は、航空機のエンジン制御装置に関するもの
で、特に緊急事態が発生した場合に、これを回避するよ
うに自動的にエンジンの運転特性を制御するエンジン制
御装置に関するものである。さらに、本発明は、複数の
エンジンを搭載する航空機において、一つのエンジンが
運転不能の状態となったときに、運転可能なエンジンを
制御して墜落等の危険を回避するエンジン制御装置に関
するものである。

固定翼航空機及び回転翼航空機において、航空機の空気
力学的な制御を行うためには、十分な推力がエンジンに
より発生されていることが必要となる。特に、固定翼を
持たない、又は滑空をするために十分な大きさの翼面を
持たない回避翼航空機においては、エンジンの発生する
十分な推力は航行を継続するための絶対条件となる。特
に、ヘリコプタにおいて高い運動性能を得るためには、
瞬間的に大きな推力を発生することが要求されるため、
エンジンの疲労が固定翼航空機に較べて激しくなる。ヘ
リコプタが、比較的高い高度で航行している時にエンジ
ンに故障が生じて運転が停止した場合には、自動回転モ
ードでロータを回転させて安全に降下することも可能で
あるが、自動回転モードによる十分なロータの回転数を
得ることの出来ない比較的高度の低い飛行条件でエンジ
ンに故障が生じた場合には、ヘリコプタは墜落の危険に
さらされることとなる。

一方、航空機のエンジンは、燃料制御装置等のエンジン
制御システムによりその出力が所定の上限値を越えない
ように制御されている。これは、過剰の出力発生による
過大な応力がエンジンに負荷されることを防止して、エ
ンジンの耐久性を高めるとともに、過大な応力によるエ
ンジンの故障発生を防止している。従って、従来のエン
ジン制御装置においては、例えば複数のエンジンを搭載
する航空機において、一つのエンジンが故障して推力発
生不能の状態となった場合に、正常状態で運転されてい
るエンジンの出力を所定の上限値を越えて発生させて推
力の不足を補償することは不可能なものとなっていた。

そこで、ヘリコプタの運行には、所謂「デッドマンの曲
線（dead man′s curve）」が用いられている。このデ
ッドマンの曲線は、エンジンに故障が生じた場合に、墜
落の危険性のある高度対速度の関係を示すマップであ
り、ヘリコプタが回避すべき高度及び速度回避領域を規
定している。この回避領域は、例えば、低速度域（例え
ば50ノット以下の速度域）で低高度域（例えば12フィー
ト（3.7m）乃至150フィート（45.8m）の範囲）の場合、
及び低空（20フィート（6.1m）以下）で50ノット以上の
速度である場合、等である。エンジンに故障が生じた場
合等の緊急時においては、パイロットは墜落を防止する
ために、上記の回避領域外の飛行領域で飛行することが
必要となるが、この回避領域を知るために、チャートを
参照しなければならず、緊急時に即応した対応が望み難
いものとなっていた。さらに、このような緊急状態で飛
行している場合においてヘリコプタが回避領域内にある
場合でも、パイロットには警報が発せられず、危険回避
を一層困難にしている。

従来の技術において、運転不能となるような重大な故障
が複数のエンジンの一つに発生した場合においても、他
の正常なエンジンはエンジン制御システムによりその最
高出力を制限されている為、運転不能となったエンジン
の出力を補償することが出来ず、このような場合、ヘリ
コプタの乗員は機外への脱出をする以外には危険回避の
手段がないことになる。また、エンジン制御システムに
より、出力を制限されているエンジンの負荷は、他のエ
ンジンの故障により急激に増大するため、エンジン制御
システムの保護に関わらず、負荷増大の衝撃により、正
常に運転されていたエンジンまでもが破壊される可能性
もある。

そこで、本発明の目的は、上記した従来のエンジン制御
システムにおける問題点を解消して、複数のエンジンの
内の一基のエンジンに重大な故障が生じた場合にも、必
要最小限の推力を維持できるようにして、危険の回避を
容易に行うことが出来るエンジン制御装置を提供するこ
とにある。

本発明は、上記の目的を達成するために、本発明は、上
記の目的を達成するために、本発明の第一の構成によれ
ば、エンジン速度を示す速度信号を供給する手段と、少
なくとも一個の付加エンジン運転パラメータを示すエン
ジン信号を供給する手段と、エンジンに設けられた燃料
指令信号に応じて、エンジンへの燃料を計量する手段
と、正常なエンジン制限範囲内において、前記速度信号
及び前記エンジン信号に応じて前記燃料指令信号を供給
する信号処理手段とを設けた航空機エンジンの制御装置
であって、エンジン出力に直接依存する航空機飛行パラ
メータを示す飛行パラメータ信号を供給する手段を設
け、前記信号処理手段が、定格エンジン状態において、
前記飛行パラメータに反応し、可能なエンジン出力を上
回るエンジン出力の必要を示す緊急モード処理信号を供
給し、また前記正常なエンジン制限を上回る緊急モード
エンジン制限範囲内において、前記緊急モード処理信号
に反応し、前記速度信号及び前記エンジン信号に応じて
前記燃料指令信号を供給する手段を設けることを特徴と
する航空機エンジン制御装置が提供される。

また、本発明の第二の構成によれば、エンジン出力シャ
フト速度を示す速度信号を供給する手段と、少なくとも
一個の付加エンジン運転パラメータを示すエンジン信号
を供給する手段と、エンジンへの燃料をエンジンに設け
られた燃料指令信号に応じて計量する手段と、正常なエ
ンジン制限値範囲内において、前記速度信号及び前記エ
ンジン信号に応じて、前記燃料指令信号を供給する信号
処理手段とを設けた主回転翼を有するヘリコプターのエ
ンジン制御装置であって、ヘリコプターの主回転翼の回
転速度を示す回転翼信号を供給する手段を設け、前記信
号処理手段が、安全領域速度を下回る前記回転翼速度信
号により示される速度に応じて、前記回転翼速度信号に
反応し緊急モード処理信号を供給し、また前記正常なエ
ンジン制限値を上回る緊急モードエンジン制限範囲内に
おいて、前記速度信号及び前記エンジン信号に応じて、
前記緊急モード処理信号に反応し前記燃料指令信号を供
給する手段を設けることを特徴とするヘリコプターエン
ジン制御装置が提供される。

また、本発明の第三の構成によれば、各々のエンジンに
関連し、エンジン運転パラメータを示す複数のエンジン
パラメータ信号を供給する手段と、各々のエンジンに関
連し、関連エンジンに関連したパラメータ信号に反応し
て前記エンジンパラメータ信号により示された正常な制
限機能に対応して関連エンジンに燃料を供給する制御手
段を設けた複数のエンジン及び各々のエンジンの関連エ
ンジン制御装置とを設けた航空機エンジン制御装置であ
って、関連エンジンに対応し、前記エンジンの他方に関
連した制御装置に、故障した対応エンジンを示すエンジ
ン故障信号を供給する手段を設け、各々のエンジンの前
記制御手段が、前記エンジンの他方より供給されたエン
ジン故障信号に反応し、前記エンジンパラメータ信号に
より示された、前記正常制限機能を上回る制限に対応す
る異状制限機能に対応した故障エンジンに燃料流を供給
することを特徴とする航空機エンジン制御装置が提供さ
れる。

さらに、本発明の第四の構成によれば、各々のエンジン
関連し、エンジン運転パラメータを示す複数のパラメー
タ信号を供給する手段と、各々のエンジンに関連し、対
応エンジンに関連したパラメータ信号に反応して、前記
エンジンパラメータ信号により示されるパラメータの定
格制限機能に対応したエンジンに燃料を供給する手段と
を設けた複数のエンジン及び前記エンジン各々に対応し
たエンジン制御を設けたヘリコプターエンジン制御装置
であって、航空機の高度を示す高度信号及び航空機の前
方対気速度を示す対気速度信号とを有する複数の飛行パ
ラメータ信号を供給する手段と、前記飛行パラメータ信
号に反応して、前記飛行パラメータ信号により示される
飛行状態、すなわちエンジンの一つが故障した場合に、
前記定格制限機能に反応して供給される残存エンジン出
力では安全に飛行できない状態において飛行するヘリコ
プターを示す回避領域信号を供給し、これをパイロット
に示す手段を設けることを特徴とするヘリコプターエン
ジン制御装置が提供される。

また、本発明の第五の構成によれば、前記第四の構成に
おいて、各々のエンジンに対応して、故障した対応エン
ジンを示すエンジン故障信号を前記エンジンの他方に関
連した制御に供給する手段を設け、各エンジンの前記制
御手段が前記エンジンの他方に反応して供給されたエン
ジン故障信号と、前記回避領域信号との同時発生に反応
して、前記エンジンパラメータ信号に示される、前記定
格制限機能に対応した関連エンジンに燃料流を供給する
ことを特徴とするヘリコプターエンジン制御装置が提供
される。

また、本発明の第六の構成によれば、前記第四の構成に
おいて、前記回避領域手段は、安全領域の高度以上の高
度を示す飛行パラメータ信号に反応して供給される前記
回避領域信号に反応して、ヘリコプターが飛行可能であ
ることを示す飛行可能（fly−away）指示を、もしく
は、前記安全領域の高度より低い高度を示す飛行パラメ
ータ信号に反応して、供給される前記回避信号に反応し
て、ヘリコプターが飛行不能であることを示す着陸指示
を、パイロットに供給する手段を有することを特徴とす
るヘリコプターエンジン制御装置が提供される。

さらに、本発明の第七の構成によれば、各々のエンジン
に関連し、エンジン運転パラメータを示す複数ののエン
ジンパラメータ信号を供給する手段と、各々のエンジン
に関連し、対応エンジンに関連したパラメータ信号に反
応して前記エンジンパラメータ信号を示すパラメータの
定格制限機能に対応する関連エンジンに燃料を供給する
制御手段とを設けた複数のエンジン及び各々のエンジン
の関連エンジン制御装置を設けた航空機エンジン制御装
置であって、ヘリコプター高度を示す高度信号及びヘリ
コプターの前方対気速度を示す対気信号を設けた複数の
飛行パラメータ信号を供給する手段と、各々のエンジン
に対応して、故障した対応エンジンを示すエンジン故障
信号を前記エンジンの他方に関連した制御に供給する手
段とを設け、前記飛行パラメータ信号に反応して、前記
飛行パラメータ信号に示される状態、すなわちエンジン
が故障した場合、前記定格制限機能により供給される残
存エンジンパワーでは安全に飛行できない状態において
飛行するヘリコプターを示す回避領域信号を供給し、前
記エンジンの他方より供給された前記回避領域信号及び
エンジン故障信号の発生に反応して、前記エンジンパラ
メータ信号により示される、前記定格制限機能を上回る
制限に対応するパラメータの異状制限機能に対応した関
連エンジンに燃料流を供給する手段を設けたことを特徴
とする航空機エンジン制御装置が提供される。

以下に、本発明の好適実施例によるエンジン制御装置を
添付図面を参照しながら説明する。

第１図は、第一及び第二のエンジン10、11を持つ双エン
ジン型のヘリコプタを示している。これらのエンジン1
0、11の出力軸12、13は、ギアボックス14に接続され、
駆動力をこのギアボックスに供給する。ギアボックス14
の出力軸15は、オーバーランクラッチ16に連結されてい
る。オーバーランクラッチ16は、締結状態において、軸
18を介してギアボックス17を駆動する。このギアボック
17が、軸20を介してメインロータ19に駆動力を供給する
と同時に、軸22を介して尾部ロータ21に駆動力を供給す
る。エンジン10、11は、それぞれエンジン燃料制御装置
23、24によって動作を制御される。なお、燃料制御装置
23、24は、制御プログラム等の所要のプログラムによっ
てプログラムされたコンピュータで構成された、ディジ
タル制御装置である。

この実施例において、各エンジン10、11はフリータビン
ガスエンジンで構成されており、それぞれのフリーター
ビンガスエンジンは、タービン34によって駆動される圧
縮機31及び軸32を含むターボ圧縮機30と、バーナ筒部35
によって構成されている。ターボ圧縮機30が、しばしば
ガス発生器と呼ばれるように、高温、高圧ガスをフリー
タービン36に供給して、これを回転駆動する。フリータ
ービン36は、周知の要領で出力軸12叉は13に連結され、
この出力軸を介して駆動トルクを供給する。

エンジン10、11の運転状態を監視するために、種々のセ
ンサ叉はトランスデューサ37−40が設けられている。セ
ンサ37は、フリータービンの回転数を検出する回転セン
サで構成されており、フリータービンの回転数に応じた
フリータービン回転数信号（NF）を導線42に出力する。
センサ38は、圧縮機の吐出圧力を検出する圧力センサで
あり、圧縮機吐出圧力信号（CDP）を導線43に出力す
る。センサ39は、ターボ圧縮機30よりフリータービン36
に供給されるガスの温度を検出する温度センサで構成さ
れ、検出したガスの温度に応じたガス温度信号を導線44
に出力する。センサ40は、ターボ圧縮器30で構成するガ
ス発生器の回転数を検出する回転センサで構成され、検
出したガス発生器30の回転数に応じたガス発生器回転数
信号（NG）を導線45に出力する。さらに、本実施例に
は、回転センサ48が設けられており、ロータの回転を検
出してその回転数に応じたロータ回転数信号（NR）を導
線49に出力する。上記した各センサの信号は、それぞれ
の導線を介して燃料制御装置23に入力され、エンジンに
供給される燃料の量を制御する制御パラメータとして用
いられる。なお、燃料制御装置23によって行われる制御
動作は、エンジンの正常状態においては周知の要領で行
われるが、二つのエンジンの内の一方にエンジンの停止
叉は著しい出力の低下を伴う故障が生じた場合には、後
述する要領による緊急時の燃料制御が行われる。

第１図には、燃料制御装置23が各機能を示すブロック図
の態様で示されている。第１図に示した燃料制御装置の
構成は、実際上はディジタルコンピュータにより実行さ
れるソフトウエアによって実現されるものであり、また
その構成は本発明の実施するための一態様を示すもの
で、本発明は図示の構成以外の構成においても実現可能
であり、本発明によって行われる機能を行うことの出来
る全ての構成は、本発明の範囲に属するものである。

燃料制御装置23は、タービン回転数（NF）設定部50は、
パイロットによる加減速要求に応じて制御する場合を除
いて、100％の設定回転数をタービンの基準回転数とし
て発生する。なお、この基準の設定は、出願人により19
82年４月16日に出願されたアメリカ特許出願第369,302
号に記載されている燃料を節約する要領により行うこと
も可能である。タービン回転数設定部50によって設定さ
れたタービン基準回転数は、導線42を介して供給される
フリータービン回転数信号とともに減算器52に供給され
る。減算器52は、フリータービン回転数信号をタービン
基準回転数信号より減算してタービン回転数（NF）誤差
信号を導線53に供給する。この減算器52は、適当なゲイ
ンフィルタで構成することも可能であるが、例えば1982
年４月16日付けで出願されたアメリカ特許出願第369,30
1号に記載されているような、より高度な演算により算
出するように構成することも可能である。

タービンガバナ部54は、導線55にガス発生器回転数指令
信号（NG CMND）を供給さる。導線55に出力されたガス
発生器回転数指令信号は、導線45を介して与えられるガ
ス発生器30の実回転数を示すガス発生器回転数信号（N
G）とともに減算器56に与えられる。減算器56は、ガス
発生器回転数指令信号とガス発生器回転数信号を比較し
て、ガス発生器回転数誤差信号（NG ERR）を発生す
る。このガス発生器回転数誤差信号は、導線57を介して
ガス発生器回転数制御部59に供給される。また、ガス発
生器回転数信号も、ガス発生器回転数制御部58に供給さ
れる。一方、導線44に供給されたガス温度信号は、温度
制限部60に与えられる。さらに、加速特性を設定する加
速スケジュール部61には、導線45のガス発生器回転数信
号と導線43の圧縮器吐出圧力信号が与えられる。ガス発
生器回転数制御部59、温度制限部60及び加速スケジュー
ル部61は、それぞれに与えられた入力信号の関数として
燃料重量／圧縮器吐出圧力比を発生し、セレクトロー選
択器63に供給する。このセレクトロー選択器63は、ガス
発生器回転数制御部59、温度制限部60及び加速スケジュ
ール部61より与えられる三つの出力の内の最も小さい値
の燃料重量／圧縮器吐出圧力比を選択して、これを乗算
器65に供給する。乗算器65には、導線43の圧縮器吐出圧
力信号が与えられており、この圧縮器吐出圧力信号とセ
レクトロー選択器63より供給される燃料重量／圧縮器吐
出圧力比の乗算結果が、燃料重量信号として導線66を経
てリミッタ67に供給され、リミッタによって制限された
燃料重量信号が導線68を経て燃料制御モジュール71に供
給される。燃料制御モジュール71は、入力される燃料重
量信号に応じて、燃料供給管72を介して所定流量の燃料
をエンジン10（11）のバーナ筒部35に供給する。

なお、上記のエンジン制御システムの全ての構成は、公
知の技術によって構成することが可能であり、本発明は
航空機のエンジン制御システムにおけるいかなる構成の
システムに対しても適用可能である。また、ディジタル
燃料制御装置24の構成は上記したディジタル燃料制御装
置23の構成と同一となるのでその構成の説明は省略す
る。

以下に、本発明の実施例による制御方法を説明する。な
お、以下の説明においては、本発明の実施するための最
適な態様として、ディジタルコンピュータを使用して、
その計算機能により燃料供給量を制御する例を説明する
が、本発明の適用範囲は、これに限定されるものではな
く、種々の態様による燃料制御に適用可能なものであ
る。

ディジタル燃料制御装置23、24にはそれぞれ対応するエ
ンジンの運転状態を監視して故障を検出する故障監視部
73が設けられている。この故障監視部73は、対応するエ
ンジンの故障が発生した場合に、故障検出信号を発生す
る。この故障検出信号は、パイロットにエンジンの故障
発生を警告するために用いられるとともに、他方のディ
ジタル燃料制御装置に導線74、75を介して供給される。
導線74叉は75を介して故障検出信号を受けた他方のディ
ジタル燃料制御装置は、これに応じて緊急モードの制御
動作を行う。即ち、ディジタル燃料制御装置23によって
制御されているエンジン10に運転停止を含む重大な故障
が生じた場合には、導線74を介して故障検出信号がディ
ジタル燃料制御装置24に与えられ、このディジタル燃料
制御装置24が緊急モードの制御動作を開始する。一方、
ディジタル燃料制御装置24によって制御されているエン
ジン11に重大な故障が生じた場合には、導線75を介して
故障検出信号がディジタル燃料制御装置23に与えられ、
このディジタル燃料制御装置23が緊急モードの制御動作
を開始する。緊急モードの制御動作においては、正常モ
ードの制御動作におけるエンジンの最高出力の制限が解
除される。

本発明の特徴は、以下に詳述するように緊急モードの制
御動作において、一方のエンジンが故障している場合の
正常なエンジン叉は緊急事態における双方のエンジン
を、応力に対する保護を犠牲にして正常状態における上
限値を上回る出力となるように制御するように、ガス発
生器回転数制御部59、温度制限部60及び加速スケジュー
ル部61の制御論理を変更するものである。

まず、ヘリコプタにおける回避領域に関して第２図を用
いて説明すれば、低航行速度域で飛行高度が12フィート
（3.7m）乃至150フィート（46m）の範囲にある場合、水
平のハッチングを施した範囲が回避領域となる。また、
この領域中、水平のハッチングのみ領域は、本発明によ
る緊急モードの燃料制御により飛行を継続できる領域で
あり、一方、水平ハッチングと垂直ハッチングが交差し
ている領域は、本発明の緊急モード制御を行う場合にお
いても、即時に緊急着陸をしなければならない領域であ
る。また、高航行スピード域（50ノットから自動運転回
転運転開始最大対気速度までの領域）で、高度が20フィ
ート（6.1m）以下の場合の垂直ハッチングで示す領域
は、本発明による緊急モードの燃料制御により安全に着
陸可能な領域である。本発明においては、緊急状態にお
いてヘリコプタが上記した回避領域にあるときに、パイ
ロットに警告を与え、叉は、一つのエンジンが停止した
状態においてパイロットの飛行の継続の可否を報知する
ために用いられる。低飛行速度域のデッドマン領域に示
す波線は、本発明の緊急モード制御におい飛行を継続す
るのに十分な推力が与えられる限界点をしめしている。
なお、波線よりも上側の範囲においても、緊急モードの
燃料制御で十分な推力が得られない領域が存在する。こ
れは、もっぱら本発明を適用するエンジンの特性及び極
限定格によって決まるもので、エンジン特性、極限定格
に応じて設定することが出来る。なお、図示されていな
いが、低高度域のデッドマン領域は、これを適用する航
空機において、緊急モードの制御によっても出力低下を
十分に補償し得ない領域が存在するが、それらの大部分
は、搭乗者の生命が危険となるような高度ではなく、容
易に降下・着陸出来る例えば10フィート（3.25m）以下
の領域に属しており、容易に着陸をする事が可能とな
る。従って、本発明によればヘリコプタの緊急の飛行が
デッドマン領域で行われることを回避し、叉は防止する
ことが出来る。

第３図は、本発明の好適実施例によるエンジン制御のメ
インルーチンを示している。この燃料制御プログラムの
メインルーチンは、78において起動される。図示のよう
にメインルーチンは、それぞれの機能において設定され
るサブルーチンを順次起動するように設定される。図示
の実施例においては、まずフリータービンの基準回転数
を設定するNF SETルーチンがステップ79で起動され
る。このNF SETルーチンはガスタービンエンジンの制
御において公知の要領で決定することが出来るが、アメ
リカ特許出願第369,301号に記載された要領で決定すれ
ばさらに有利である。なお、アメリカ特許出願第369,30
1号の要領でフリータービンの基準回転数を設定する場
合においては、上記出願に開示された設定手順の一部を
用いることも、また全部を包括的に用いることも可能で
ある。次に、ステップ79におけるフリータービンの基準
回転数の設定処理を終了すると、ステップ80において
は、タービンガバナルーチンが実行される。このルーチ
ンは、周知の要領により、単純に減算器52により、フリ
ータービン回転数信号をタービン基準回転数信号より減
算して発生されるタービン回転数誤差信号を増幅し、波
形成形し、制限するルーチンとして構築することが可能
であるが、前記したアメリカ特許出願第369,301号に記
載された要領でこのルーチンを構築することも可能であ
る。タービンガバナルーチンの処理を終了すると、エン
ジンの故障監視ルーチンがステップ81において実行され
る。この故障監視ルーチンに関しては、第４図に示され
ており、後述する。なお、この故障監視ルーチンの構成
に関しては、本発明と同日付けにてアメリカ合衆国特許
商標局に出願された発明の名称「エンジン故障検出器
（ENGINE FAILURE DETECTOR）」に詳述されている。ス
テップ81におけるエンジンの故障監視ルーチンの次に
は、回避領域検出ルーチン（ステップ82）、緊急モード
（スーパコンティンジェンシィ）ルーチン（ステップ8
3）が設定されている。これらのルーチンの動作の詳細
は、それぞれ第５図及び第６図に示されており後に詳述
する。なお、これらのルーチンは、その性質から明らか
なように、常時実行されるルーチンとしては設定され
ず、ステップ81において、エンジンの故障が検出された
ときにのみ起動されるルーチンである。従って、平常状
態の制御においては、ステップ81の処理の後に、ステッ
プ84における燃料重量指令発生ルーチンが実行され、平
常状態においてエンジンに供給する燃料の量が指令され
る。この燃料重量指令発生ルーチンに関しては、第７図
により後に詳述する。

まず、第４図に示すエンジンの故障監視ルーチン（ステ
ップ81）について説明する。ステップ81において、故障
監視ルーチンがステップ86で起動されると、ステップ87
において、エンジン10に関して故障が検出されているか
否かがチェックされる。なお、エンジンの故障検出方法
に関しては後に説明する。ステップ87において、エンジ
ン10の故障状態が検出されている場合には、ステップ88
において、故障クロックフラグをリセットして、その後
にステップ93において今回の故障監視ルーチンを終了す
る。一方、エンジン10に関して、ステップ87において故
障が検出されない場合には、ステップ89において、ガス
発生器の回転数が、例えばガス発生器の定格回転数の63
％以下の所定のサブ・アイドリング回転数以下であるか
否かのチェックが行われる。このステップ89において、
アイドリング回転数よりも高いガス発生器回転数が検出
された場合には、ステップ88の処理を実行してステップ
93により処理を終了する。一方、ステップ89のチェック
の結果アイドリング回転数以下のガス発生器配転数が検
出された場合には、ステップ90において、故障クロック
フラグがセットされているか否かがチェックされる。こ
の故障クロックフラグは、ガス発生器の回転数がアイド
リング回転数以下の回転に低下したことが最初に検出さ
れた場合には、セットされていないので、ステップ90の
チェック結果は否定結果となり、ステップ91において故
障クロックレジスタの値がリアルタイムの時間にセット
される。次いで、ステップ92において、故障クロックフ
ラグがセットされ、タイムアウトとなるか若しくは故障
クロックフラグがリセットされるまでの間、ステップ91
でセットされた故障検出時間のデータを保持する。ステ
ップ92の処理の後、ステップ93で処理を終了する。

次の処理サイクルにおいて、ステップ87のチェックにお
いて、エンジン10の故障が検出されず、かつステップ89
におけるチェックにおいて、ガス発生器の回転数がアイ
ドリング回転数以下であることが検出された場合、故障
クロックフラグは前回の処理サイクルのステップ92でセ
ットされているため、ステップ94の処理に移行して、タ
イムアウトしているか否かのチェックが行われる。この
ステップ94の処理においては、ガス発生器の回転数の低
下が何らかの原因による一時的な低下であるか、エンジ
ンの故障による低下であるかを判定するためのもので、
その設定時間は一時的なガス発生器の回転数の低下をエ
ンジンの故障と誤検出を確実に防止でき、しかもエンジ
ンの故障の場合に危険回避のための処理が十分に迅速に
行う得る時間に設定される。なお、図示の実施例におい
ては、この設定時間は、３秒に設定されており、ステッ
プ91でセットされた故障検出時間から３秒が経過する
と、ステップ94においてタイムアウトとなるように設定
されている。ステップ94の実際の処理においては、故障
検出時間に３秒を加算した故障判定時間と、リアルタイ
ムの時間が比較され、リアルタイムの時間が故障判定時
間を越えている場合にタイムアウトと判定される。

リアルタイムの時間が故障判定時間に到達しておらず、
従ってステップ94によりタイムアウトが検出されない場
合、ステップ93により処理が終了される。一方、ステッ
プ94において、タイムアウトが検出されると、ステップ
95においてエンジン10に故障が発生しているとの判定が
なされ、ステップ96においてエンジン10に故障が生じて
いることをパイロットに報知する処理が行われる。次い
で、ステップ97において、第６図に関して後述する処理
に用いるために、第１図に示す制御装置24にエンジン10
に故障が検出されたことを示すデータが格納される。

なお、ステップ94においてタイムアウトする以前にガス
発生器の回転数ががアイドリング回転数よりも高い回転
数に回復した場合には、ステップ89のチェック結果が否
定となり、故障クロックフラグがステップ88でリセット
されるため、故障は検出されない。

第５図の回避領域検出ルーチンは、ステップ100で起動
される。ステップ101においては、フリータービンの軸
出力を示す軸出力データが発生される。この軸出力デー
タは、フリータービンのトルクが直接検出可能な場合に
は、検出されるフリータービンのトルクにフリータービ
ン回転数を乗算して算出することが出来る。また、フリ
ータービンのトルクが直接検出できない場合には、発生
されている軸出力にほぼ対応するフリータービンの温度
低下速度を、フリータービンの速度及びトルクの代えて
用いることも可能である。次いで、ステップ102では、
ステップ101において算出された軸出力データと100％の
定格軸出力とが比較されて、発生動力比が算出される。
この処理は、実際上は算出された軸出力を定格軸出力で
除算することによって求められる。ステップ103では、
今回の実行サイクルにおいて読み込まれた高度データ
（Alt（ｎ））と前回の実行サイクルにおいて読み込ま
れた高度データ（Alt（ｍ））の差と、処理サイクルの
実行間隔に応じて設定される積分定数を乗算することに
より、高度の時間微分データとして上昇率データが算出
される。次いで、ステップ104において、前回の実行サ
イクルの高度データ（Alt（ｍ））が次回の実行サイク
ルにおいて使用するために、今回の実行サイクルの高度
データ（Alt（ｎ））によって更新される。

ステップ105においては、サブルーチン処理が実行され
て、現在の飛行条件を示す高度データ、上昇率データ、
発生動力比データ及び対気速度を含む航行（飛行）パラ
メータが、第２図の回避領域データを格納するROM叉は
他のルックアップテーブルの検索に用いるアドレスデー
タとして読み込まれる。なお、このステップ105の処理
を簡略化するために必要に応じて高度データ及び対気速
度データのみを航行パラメータとして使用することも可
能である。しかしながら、後者の場合には飛行状態の検
出精度が低下する恐れがあり、操縦範囲を制限すること
に関してパイロットに慎重さが要求されることとなる。
ステップ105においては、与えられた航行パラメータに
基づいて、現在の航空機の飛行状態が第２図の回避領域
内であるか否か等の判定を行ない、現在の飛行状態を示
す飛行状態データを発生する。次いで、ステップ106に
おいて、ステップ105で発生された飛行状態データが、
低高度の回避領域を飛行していることを示しているか否
かのチェックが行われる。即ち、ステップ106における
チェックは、飛行高度が第２図の垂直ハッチングを施し
た範囲内にあるか否かをチェックするものである。この
ステップ106の処理において、デッドマン曲線の範囲内
の低高度での飛行が検出された場合には、ステップ111
の処理が行われる。一方、ステップ106のチェックにお
いて、飛行高度が、デッドマン曲線の低高度域外にある
と判定された場合には、ステップ110により、デッドマ
ン曲線に対する対気速度のチェックが行われる。即ち、
このスッテプ110の処理においては、対気速度が、第２
図の水平ハッチングで示す低速度域にあるか否かのチェ
ックが行われる。このステップ110の判定結果が、デッ
ドマン曲線に低速度域内の対気速度である場合には、ス
テップ111の処理が実行される。

ステップ111においては、制御装置23、24間に故障デー
タの交換が行われる。図示の例においては、制御装置23
の処理が示されているので、ステップ111においては、
制御装置24より供給される故障データに基づいて、第二
のエンジン11に故障が発生しているか否かが判定され
る。このステップ111の処理において、第二のエンジン1
1が正常に運転されていると判定された場合には、ステ
ップ107により回避領域フラグがセットされるととも
に、ステップ108において、パイロットに航空機が回避
領域内にあることを報知する。この場合にパイロットに
与えられる警報は、現在の飛行状態においてエンジンに
故障が生じた場合に、敵の対空砲火、障害物等を回避す
る運動が困難となることを警告するものとなる。一方、
ステップ111において、エンジン11の故障が検出された
場合には、ステップ112において、飛行高度が所定の高
度（図示の例においては25フィート（7.36m）よりも高
いか否かの判定がなされる。この所定の高度は、デッド
マン曲線において、即座に着陸すべき状況と、飛行を継
続し得る状況との境界を示すものである。このステップ
112において、高度が所定の高度を下回る場合には、ス
テップ113の処理によってパイロットに着陸の指示が与
えられる。一方、高度が、前記の所定高度よりも高い場
合には、ステップ114において飛行継続が可能であると
の判断がなされ、飛行継続が可能であることが、パイロ
ットに報知される。ステップ114の処理後に前述のステ
ップ107及び108の処理が行われる。

一方、ステップ106において飛行高度がデッドマン曲線
の低高度域外にあると判定され、かつステップ110にお
いて対気速度がデッドマン曲線の低速度域外にあると判
定された場合には、航空機は、エンジンの一方が故障し
ているに拘らず安全に航行できる領域にあることが判定
される。なお、多くの場合、エンジンの故障は、デッド
マン曲線の範囲、特にデッドマン曲線の低速度域から脱
出する時やデッドマン曲線の範囲からバケット（最小動
力）速度（約60ノット）による巡航に移行する過程で発
生する。したがって、多くの場合、第５図の処理におい
て検出された回避領域内の飛行状態から容易に安全な飛
行領域に脱出することが可能である。したがって、本発
明は、一方のエンジンに故障が生じた場合に、正常に運
転されている他方のエンジンを緊急モードで一時的に高
負荷運転して、故障したエンジンの出力を補償して、回
避領域から安全な飛行領域への航空機を脱出を可能とす
るものである。

ステップ106及びステップ110において、航空機の飛行領
域が安全に航行可能な飛行領域であると判定された場合
には、ステップ116乃至119の処理により、ステップ11
3、114において発生された着陸指令叉は飛行継続指令が
リセットされ、さらに回避領域内にあることを示す表示
及び回避領域フラグがリセットされる。

第５図における回避領域検出ルーチンの処理は、ステッ
プ108叉はステップ119の処理の終了後に、ステップ120
で終了する。

第６図は、緊急モード処理ルーチンをしめすもので、第
３図のステップ83においてトリガされ、ステップ124で
処理が開始される。処理が開始されると、まずステップ
125において、緊急モード処理が禁止されているか否か
のチェックが行われる。即ち、この緊急モード処理が一
旦開始されると、反復して緊急モードでエンジンを駆動
することになる、正常状態で運転されているエンジンに
疲弊を防止し、エンジンを「休息」させるために、所定
の時間の間緊急モード処理を禁止するものである。な
お、緊急モード処理開始後一定時間緊急モード処理を禁
止すること及びステップ125の判別は、必ずしも必要な
いものである。

ステップ125において緊急モード処理が禁止されていな
いと判定された場合、ステップ126により、飛行高度が1
0フィート（3.05m）以下であるか否かの判定が行われ
る。ステップ126において、高度が10フィート以下であ
ると判定された場合、緊急モード処理によるエンジン出
力の補償をせずに、またヘリコプタ叉は乗員に重大な危
険を生じること無く着陸することが可能であるので、緊
急モード処理は指示されず、ステップ127において、緊
急モードでの処理中であるか否かの判定が行われる。こ
のステップ127において、緊急モードの処理中ではない
ことが検出された場合には、ステップ128において処理
を終了する。

一方、ステップ126において、飛行高度ば10フィートよ
りも高い高度であると判定された場合には、ステップ13
0によりロータの回転数が80％以下に低下したか否なの
判定が行われる。ロータ回転数が、80％に低下している
状況は、本発明において緊急状態として緊急モード動作
を行う必要のある運転状態である。なお、このようなロ
ータの回転数低下は、一方のエンジンが故障している状
況のほか、例えば障害物回避等のために急激な操縦操作
が行われた後に両エンジンが正常に運転されている状況
でも発生することがある。後者の場合においても、ロー
タの回転数低下によって、操縦不能となり叉は操縦を行
うために十分な推力叉は揚力が得られなくなる可能性が
ある。従って、このような状況においても本発明による
緊急モード処理が有効となる。なお、この場合、双方の
エンジンが緊急モードで制御される。従って、この場合
には、燃料制御装置23、24の双方が緊急モードで動作し
て、それぞれの制御するエンジン10、11を高負荷運転し
て、ロータの回転数を回復させる。この時、ガス発生器
の回転数の正常運転状態における制限は解除される。両
エンジンが正常状態で生じるロータ回転数の低下は、数
秒で解消できるので、エンジンに大きな負担を掛けるこ
とはない。

ステップ130においてロータの回転数が80％以下となっ
ていない場合には、ステップ131において、エンジン11
が故障しているか否かの判定がなされる。ステップ131
で、エンジン11の故障が検出された場合、ステップ132
において、ロータの回転数が85％まで低下しているか否
かの判定がなされる。これは、パイロットが一方のエン
ジンが故障した状態で、例えば60ノットの最小動力速度
で注意深く巡航しているときに、急激なロール叉は上昇
若しくは機首をあげるなどの運動を行うことが必要とな
った場合に生じる。しかしながら、一方のエンジンに故
障が生じた場合であっても、ロータの回転数が適切な範
囲に維持されている場合には、ステップ131のチェック
結果は、否定結果となる。この場合、ステップ132にお
いて、回避領域フラグがチェックされる。

上記のステップ130、132及び133にをけるチェックを通
じて、本発明による緊急モード処理の要否の判定が行わ
れる。即ち、これらのステップの一つの判定結果が、肯
定結果となった場合、緊急モードの処理が必要との判断
がなされ、ステップ136において、緊急モード処理が指
令され、ステップ137でパイロットに緊急モードの運転
に入ったことが表示される。次いで、ステップ138で、
着陸後に、整備員がエンジンが高負荷運転されたことを
確認できるようにするために、整備（MAINT）フラグが
セットされる。

緊急モードでの運転が開始されると、ガス発生器の回転
数の制限を解除する周期を制御することが出来る。この
目的は、パイロットが正常に運転されているエンジンが
比較的安全な、非破壊領域で運転されているという認識
により過剰に回転数を上昇させることを防止するためで
ある。この場合、ステップ140で、緊急モードフラグが
セットされているか否かのチェックが行われる。緊急モ
ードの処理に入った当初は、緊急モードフラグは未だに
セットされていないので、ステップ141で、緊急モード
タイマがリアルタイムの時刻を示す値にセットされ、次
いでステップ142で緊急モードフラグがセットされる。
このステップ142の処理により、次回以降のの実行サイ
クルにおける、ステップ140の判定結果は、肯定結果と
なる。

ステップ142において緊急モードフラグをセットした後
ステップ143において、応力加算レジスタのレジスタ値
が所定値増加される。この応力加算レジスタのレジスタ
値は、エンジンが正常状態における負荷状態を越える高
負荷で運転された時間の要素を示すもので、エンジンに
なんらかの損傷が生じた可能性を示唆するものである。
即ち、緊急モードの運転時間が１乃至２秒と極短時間の
場合には、エンジンに対する高負荷の影響はほとんど無
く、これを無視しても差し支えないが、比較的長時間高
負荷運転が継続された場合には、その影響が懸念され、
保守の必要が生じるためである。ステップ143の処理が
終了すると、ステップ128でこのルーチンが終了され
る。

緊急モード処理において、二回目以降の処理が実行され
ると、ステップ140の判定結果が、肯定結果となり、ス
テップ145の処理が行われる。このステップ145において
は、ステップ137でセットされた緊急モード開始時刻に
所定の時間（本実施例では20秒）を加算した緊急モード
継続時間と、現在の時刻が比較され、緊急モード継続時
間に到達していない場合には、ステップ143において応
力加算レジスタのレジスタ値に所定の値が加算される。
一方、緊急モード継続時間が経過している場合には、ス
テップ145の判定結果が肯定結果となり、ステップ147乃
至152の緊急モード禁止時間の設定処理が行われる。

ステップ147においては、緊急モードが解除され、エン
ジンの制御モードが正常モードに復帰される。次いで、
ステップ148において、緊急モード表示がリセットさ
れ、ステップ149において、緊急モード禁止タイマに現
在のリアルタイム時刻がセットされる。次いで、ステッ
プ150において、緊急モードの禁止期間であることが表
示され、ステップ150で緊急モードタイマがリセットさ
れる。

緊急モードの運転中に、ステップ126の判定結果が、肯
定結果に変化するか若しくはステップ131及び133のいず
れかの判定結果が否定結果となった場合、ステップ127
の判定が行われ、ここで、航空機の飛行条件が改善して
おりかつ10フィート以下の低高度まで降下されているこ
とが検出された場合には、緊急モード処理は不要と判定
されるので、ステップ147乃至152の処理により緊急モー
ド禁止時間を設定して処理を終了する。一方、ステップ
127において、緊急モード運転の継続が必要と判断され
た場合には、ステップ147以降の処理を行わずに直接ス
テップ128でこのルーチンの処理を終了する。

一方、緊急モード禁止時間内においては、ステップ125
の判定結果が肯定結果となるので、ステップ155におい
て、緊急モード禁止時間と現在の時刻との比較が行われ
る。このステップ125の処理は、ステップ149でセットさ
れた時刻に所定の禁止時間、例えば２分が加算された緊
急モード禁止時刻と現在の時刻との比較によって行われ
る。実時刻が緊急モード禁止時刻を経過していない場合
には、ステップ155の処理後ステップ128で処理を終了
し、一方緊急モード禁止時刻が経過している場合には、
ステップ157で緊急モードの禁止を解除し、ステップ158
で緊急モード禁止の法事をリセットして、ステップ126
以降の処理を実行する。

なお、ステップ141においてセットされる緊急モード継
続時間及びステップ149でセットされる緊急モード禁止
時間は、本発明においては必須ではなく、緊急モードの
運転を緊急モード条件が解消するまで継続することが可
能であり、緊急モード禁止時間を設けずに、緊急モード
終了直後に再び緊急モードの動作を行い得るようにする
ことも可能である。従って、これらのステップにおける
処理は、本発明にとって必須の要件ではない。

また、緊急モードの継続時間及び禁止時間は、航空機の
使用条件等に応じて適宜設定されるものである。例え
ば、敵の領空内において緊急事態を生じる恐れのある軍
用機等の場合は、緊急モードの連続的な使用を許容し
て、単に航行の安全を計るばかりでなく、危険な領域か
ら早期に脱出できるようにすることが懸命である。一
方、緊急着陸が比較的容易な、旅客用ヘリコプタの場合
には、緊急モードを連続的な使用を制限し、若しくは禁
止することが好ましいものとなる。一旦緊急モードの運
転が行われた後に、緊急モードの運転を完全に禁止する
ためには、ステップ150でセットされた緊急モード禁止
を、飛行終了後に解除するように設定する。同様に、緊
急モードの運転を一回蚤に制限したり、タイマによる緊
急モードの自動解除が重大な危険を生じる可能性がある
場合には、タイマを設定したり、緊急モードの反復を禁
止することは出来ない。このため、こうした緊急モード
の継続時間及び禁止条件は、航空機の用途に応じて適宜
選択、設定されるものである。

第６図のルーチンの基本的な機能は、エンジンの故障、
ロータの回転数低下といった、緊急事態に対応して、緊
急モードの運転を行うことが不利となる条件が存在せ
ず、又、緊急モードの運転の実行が時間により制限を受
けていない限りステップ136において緊急モードの運転
を行うことである。この緊急モードの指令に応じて、第
７図の燃料重量指令ルーチンの動作が変化する。

燃料重量指令ルーチンは、ステップ160で処理が開始さ
れる。処理開始後、ステップ161で、緊急モードの運転
が指令されているか否かが判定される。緊急モードの運
転が指令されていない場合には、ステップ161の判定結
果は否定結果となり、ステップ162乃至165で平常モード
の燃料制御の制限値が設定される。図示の実施例におい
ては、ステップ162乃至165の処理によって、ガス発生器
の回転数の上限値が設定される。このガス発生器の回転
数の制限は、正常回転数の制限、正常温度の制限、正常
加速スケジュールアドレス及び正常最大燃料流量の制限
等によって行われる。一方、緊急モードの運転が指令さ
れている場合には、ステップ161の判定結果が肯定結果
となり、ステップ166乃至169において、回転数、温度、
燃料流量の各制限値が平常モードにおいて設定される制
限値よりも大きな値に設定され、加速スケジュールもよ
り大きな加速を許容するように設定される。第７図のス
テップ170以降の処理は、周知の燃料流量制御を実行す
るものである。従って、このステップ170以降の処理
は、図示の処理に限定されるものではなく、必要に応じ
て適宜選択されるものである。

ステップ169までの処理により各制限値が設定される
と、ステップ170乃至173によりガス発生器の制御が実行
される。図示の例においては、ステップ170において、
実際のガス発生器回転数をタービンカバナにより指令さ
れる指令ガス発生器回転数から減算することによって、
ガス発生器回転数誤差が算出される。ステップ171で
は、この回転数誤差と、ガス発生器回転数の比例定数K2
（NG CMND）及び回転数誤差の遅れゲイン関数（K1/TS
＋１）により、燃料重量／圧縮器吐出圧力比が発生され
る。なお、上記の比例定数は必ずしも使用することが必
須ではないが、タービン回転数が飽和した状態でガス発
生器の回転数をアイドリング回転数に保持するオープン
ループによる最小燃料流量率を算出するために用いられ
る。ステップ172では、回転数−発生燃料圧力比が、ガ
ス発生器の回転数制限を越えていないか否かの判定が行
われる。このステップ172において、制限を越えている
と判定された場合には、ステップ173において、ガス発
生器の回転数が、設定された回転数の上限値に制限され
る。

ステップ176、177においては、第１図の温度制限部60の
機能を実行する。ステップ176においては、ガス温度制
限値と導線44を介して入力されるガス温度との差が算出
され、次いでステップ177において、ステップ176におい
て算出された温度差に所定の定数を乗算して、温度の関
数として重量対圧力比が算出される。第１図の加速スケ
ジュール部61における加速スケジュールを演算によって
決定しようとする場合、非常に複雑な演算処理が必要と
なる。そこで本実施例においては、圧縮器吐出圧力及び
ガス発生器回転数の関数として、加速スケジュールがマ
ップ形式で与えられておりこれをルックアップすること
によって加速スケジュールが設定されるように構成され
ている。本実施例においては、正常時の加速スケジュー
ル設定用と緊急モードの加速スケジュール設定用の二つ
の加速スケジュールマップが設けられている。従って、
ガス発生器回転数及び圧縮器吐出圧力に応じて単に加速
スケジュールのアドレスを指定するのではなく、、例え
ば高次のアドレスビットにより二つの加速スケジュール
の内の一方を指定するように構成される。従って、ステ
ップ180の処理は加速スケジュールのアドレス指定と、
使用する加速スケジュールマップの指定の双方を行うこ
とになる。さらに、ステップ180においては、加速スケ
ジュールマップから燃料重量と圧縮器吐出圧力の正しい
比を算出する。

次いで、第１図のセレクトロー選択器63の機能に対応す
るセレクトロー機能がステップ182乃至186で実行され
る。まず、ステップ182では、セレクトロー設定値（WF/
CDP）として、燃料重量及び圧縮器吐出圧力の比が、加
速スケジュールにより与えられる比に設定される。次い
で、ステップ183で、ステップ182で設定された比と、ガ
ス発生器の回転数の関数として算出された比が比較さ
れ、加速スケジュールに応じてステップ182で設定され
た比がガス発生器回転数の関数として設定されたひより
も小さい場合には、ステップ182で設定されたセレクト
ロー設定値として保持されて、ステップ185の処理に進
み、一方ガス発生器回転数の関数として設定された比か
ステップ182で設定された比よりも小さい場合には、ス
テップ184において、セレクトロー設定値がガス発生器
回転数の関数として設定された比に変更され、ステップ
185の処理に進む。ステップ185では、セレクトロー設定
値と温度の関数として算出される比とを比較し、セレク
トロー設定値が小さい場合には、セレクトロー設定値を
維持してステップ190に進み、温度の関数としての比の
方がセレクトロー設定値よりも小さい場合には、ステッ
プ186で温度の関数として設定された比によってセレク
トロー設定値を変更する。

上記のステップ182乃至186の処理により、ガス発生器回
転数が低い場合には、ガス発生器回転数とタービンガバ
ナの指令回転数の差に応じて燃料の流量が制御されて、
ガス発生器の回転数を指令回転数に向かって上昇させ、
温度が高い場合には、温度制限により許容される燃料流
量が、回転数制限により許容される燃料流量よりも少な
くなるので、温度による制限が制御因子として選択され
る。また、同様に加速度が過大の場合には、加速スケジ
ュールによる制限が制御因子として採用される。なお、
こうしたセレクトローによる燃料制御の方式は従来より
知られている。

ステップ190においては、燃料重量と圧縮器吐出圧力の
比に圧縮器の吐出圧力を乗算して、非制限燃料重量指令
が算出される。このステップ191で得られた非制限燃料
重量指令は、燃料指令制限値と比較され、非制限燃料重
量指令が燃料指令制限値よりも小さい場合には、非制限
燃料重量指令がそのまま維持され、制限値よりも大きい
場合には、ステップ192で燃料指令制限値により燃料重
量指令が変更され、制限値と等しい値とされる。ステッ
プ191叉はステップ192の処理終了後にこのルーチンがス
テップ193で終了する。

なお、上記の第５図の説明に関しては、第一のエンジン
10の故障監視のみを説明したが、第二のエンジン11の故
障監視も同様のルーチンで行われるものである。

なお、本発明は、上記の実施例に限定されるものではな
く、必要に応じてその一部叉は全部を変更して実施する
ことが可能であり、又その適用範囲も二つのエンジンを
有する回転翼航空機に限定されるものではなく、その制
御論理は固定翼航空機にも適用可能であり、またエンジ
ンの数も二つに限定されるものではない。また、離着陸
時等の過渡状態におけるエンジン故障等の緊急状態の誤
検出を防止するために、こうした過渡状態において、故
障監視機能を手動により、叉は自動的に停止させること
も可能である。

上記のように本発明によれば、複数のエンジンの内の一
基のエンジン重大な故障が生じた場合にも、必要最小限
の推力を維持できるようにして、危険の回避を容易に行
うことが出来るエンジン制御装置を提供することが出
来、航空機の安全性を一層向上することが出来るものと
なる。さらに、本発明においては、航空機の飛行条件を
監視して、緊急時における着陸、飛行継続の指示、また
回避すべき飛行領域内を飛行している状況に対する警告
をパイロットに与えることが出来るので、危険回避が容
易となる。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明を用いるエンジン制御装置を双エンジ
ン型ヘリコプタに適用した実施例を示すブロック図、 第２図は、ヘリコプタの回避領域を簡略かして示すグラ
フ、 第３図乃至第７図は、本発明によるエンジン制御プログ
ラムの各ルーチンを示すフローチャートである。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ニコラス・デイ・ラポス アメリカ合衆国コネチカツト州マデイソ ン・コロニアル・ロ−ド53 (56)参考文献 特開 昭54−67114（ＪＰ，Ａ) 特開 昭51−66699（ＪＰ，Ａ) 特開 昭55−72632（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−108397（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−32044（ＪＰ，Ａ) 特公 昭41−11485（ＪＰ，Ｂ１) 米国特許4410948（ＵＳ，Ａ) 米国特許4296601（ＵＳ，Ａ) 米国特許4236212（ＵＳ，Ａ) 米国特許4117668（ＵＳ，Ａ)

Claims (7)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】エンジン速度を示す速度信号を供給する手
   段と、 少なくとも一個の付加エンジン運転パラメータを示すエ
   ンジン信号を供給する手段と、 エンジンに設けられた燃料指令信号に応じて、エンジン
   への燃料を計量する手段と、 正常なエンジン制御範囲内において、前記速度信号及び
   前記エンジン信号に応じて前記燃料指令信号を供給する
   信号処理手段とを設けた航空機エンジンの制御装置であ
   って、 エンジン出力に直接依存する航空機飛行パラメータを示
   す飛行パラメータ信号を供給する手段を設け、 前記信号処理手段が、前記飛行パラメータに反応し、定
   格エンジン状態において、可能なエンジン出力を上回る
   エンジン出力の必要を示す緊急モード処理信号を供給
   し、また前記緊急モード処理信号に反応し、前記正常な
   エンジン制限を上回る緊急モードエンジン制限範囲内に
   おいて、前記速度信号及び前記エンジン信号に応じて前
   記燃料指令信号を供給する手段を設けることを特徴とす
   る航空機エンジン制御装置。
2. 【請求項２】エンジン出力シャフト速度を示す速度信号
   を供給する手段と、 少なくとも一個の付加エンジン運転パラメータを示すエ
   ンジン信号を供給する手段と、 エンジンへの燃料をエンジンに設けられた燃料指令信号
   に応じて計量する手段と、 正常なエンジン制限値範囲内において、前記速度信号及
   び前記エンジン信号に応じて、前記燃料指令信号を供給
   する信号処理手段とを設けた主回転翼を有するヘリコプ
   ターのエンジン制御装置であって、 ヘリコプターの主回転翼の回転速度を示す回転翼信号を
   供給する手段を設け、 前記信号処理手段が、安全領域速度を下回る前記回転翼
   速度信号により示される速度に応じて、前記回転翼速度
   信号に反応し緊急モード処理信号を供給し、また前記正
   常なエンジン制限値を上回る緊急モードエンジン制限範
   囲内において、前記速度信号及び前記エンジン信号に応
   じて、前記緊急モード処理信号に反応し前記燃料指令信
   号を供給する手段を設けることを特徴とするヘリコプタ
   ーエンジン制御装置。
3. 【請求項３】各々のエンジンに関連し、エンジン運転パ
   ラメータを示す複数のエンジンパラメータ信号を供給す
   る手段と、 各々のエンジンに関連し、関連エンジンに関連したパラ
   メータ信号に反応して前記エンジンパラメータ信号によ
   り示された正常な制限機能に対応して関連エンジンに燃
   料を供給する制御手段を設けた複数のエンジン及び各々
   のエンジンの関連エンジン制御装置とを設けた航空機エ
   ンジン制御装置であって、 関連エンジンに対応し、前記エンジンの他方に関連した
   制御装置に、故障した対応エンジンを示すエンジン故障
   信号を供給する手段を設け、 各々のエンジンの前記制御手段が、前記エンジンの他方
   より供給されたエンジン故障信号に反応し、前記エンジ
   ンパラメータ信号により示された、前記正常制限機能を
   上回る制限に対応する異状制限機能に対応した故障エン
   ジンに燃料流を供給することを特徴とする航空機エンジ
   ン制御装置。
4. 【請求項４】各々のエンジン関連し、エンジン運転パラ
   メータを示す複数のパラメータ信号を供給する手段と、 各々のエンジンに関連し、対応エンジンに関連したパラ
   メータ信号に反応して、前記エンジンパラメータ信号に
   より示されるパラメータの定格制限機能に対応したエン
   ジンに燃料を供給する手段とを設けた複数のエンジン及
   び前記エンジン各々に対応したエンジン制御を設けたヘ
   リコプターエンジン制御装置であって、 航空機の高度を示す高度信号及び航空機の前方対気速度
   を示す対気速度信号とを有する複数の飛行パラメータ信
   号を供給する手段と、 前記飛行パラメータ信号に反応して、前記飛行パラメー
   タ信号により示される飛行状態、すなわちエンジンの一
   つが故障した場合と、前記定格制限機能に反応して供給
   される残存エンジン出力では安全に飛行できない状態に
   おいて飛行するヘリコプターを示す回避領域信号を供給
   し、これをパイロットに示す手段を設けることを特徴と
   するヘリコプターエンジン制御装置。
5. 【請求項５】各々のエンジンに対応して、故障した対応
   エンジンを示すエンジン故障信号を前記エンジンの他方
   に関連した制御に供給する手段を設け、 各エンジンの前記制御手段が前記エンジンの他方に反応
   して供給されたエンジン故障信号と、前記回避領域信号
   との同時発生に反応して、前記エンジンパラメータ信号
   に示される、前記定格制限機能に対応した関連エンジン
   に燃料流を供給することを特徴とする特許請求の範囲
   （４）に記載のヘリコプターエンジン制御装置。
6. 【請求項６】前記回避領域手段は、安全領域の高度以上
   の高度を示す飛行パラメータ信号に反応して供給される
   前記回避領域信号に反応して、ヘリコプターが飛行可能
   であることを示す飛行可能（fly−away）指示を、もし
   くは、前記安全領域の高度より低い高度を示す飛行パラ
   メータ信号に反応して、供給される前記回避信号に反応
   して、ヘリコプターが飛行不能であることを示す着陸指
   示を、パイロットに供給する手段を有することを特徴と
   する特許請求の範囲（４）に記載のヘリコプターエンジ
   ン制御装置。
7. 【請求項７】各々のエンジンに関連し、エンジン運転パ
   ラメータを示す複数ののエンジンパラメータ信号を供給
   する手段と、 各々のエンジンに関連し、対応エンジンに関連したパラ
   メータ信号に反応して前記エンジンパラメータ信号を示
   すパラメータの定格制限機能に対応する関連エンジンに
   燃料を供給する制御手段とを設けた複数のエンジン及び
   各々のエンジンの関連エンジン制御装置を設けた航空機
   エンジン制御装置であって、 ヘリコプター高度を示す高度信号及びヘリコプターの前
   方対気速度を示す対気信号を設けた複数の飛行パラメー
   タ信号を供給する手段と、 各々のエンジンに対応して、故障した対応エンジンを示
   すエンジン故障信号を前記エンジンの他方に関連した制
   御に供給する手段とを設け、 前記飛行パラメータ信号に反応して、前記飛行パラメー
   タ信号に示される状態、すなわちエンジンが故障した場
   合、前記定格制限機能により供給される残存エンジンパ
   ワーでは安全に飛行できない状態において飛行するヘリ
   コプターを示す回避領域信号を供給し、前記エンジンの
   他方より供給された前記回避領域信号及びエンジン故障
   信号の発生に反応して、前記エンジンパラメータ信号に
   より示される、前記定格制限機能を上回る制限に対応す
   るパラメータの異状制限機能に対応した関連エンジンに
   燃料流を供給する手段を設けたことを特徴とする航空機
   エンジン制御装置。