JPH08268392A - ヘリコプタ用超過禁止速度計算装置 - Google Patents
ヘリコプタ用超過禁止速度計算装置Info
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- JPH08268392A JPH08268392A JP7623795A JP7623795A JPH08268392A JP H08268392 A JPH08268392 A JP H08268392A JP 7623795 A JP7623795 A JP 7623795A JP 7623795 A JP7623795 A JP 7623795A JP H08268392 A JPH08268392 A JP H08268392A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 飛行計器や参照テーブルを凝視しなくても、
迅速かつ確実に超過禁止速度を算定することが可能なヘ
リコプタ用超過禁止速度計算装置を提供する。 【構成】 超過禁止速度計算装置１０は、気圧高度Ｈを
計測する気圧高度センサ３３と、外気温度ＴＰを計測す
る外気温度センサ３４と、ヘリコプタロータの回転角速
度Ωを計測するロータ回転数センサ３０と、離陸前に入
力した離陸全備重量Ｗｉのデータを記憶するデータメモ
リ３２と、燃料タンクからの燃料流量Ｑを計測する燃料
流量センサ３１と、第１エンジンのトランスミッション
トルクＴ１を計測するトルクセンサ３５と、第２エンジ
ンのトランスミッショントルクＴ２を計測するトルクセ
ンサ３６とを備え、各センサからの信号およびデータを
用いてヘリコプタの超過禁止速度ＶＮＥを算出する。
迅速かつ確実に超過禁止速度を算定することが可能なヘ
リコプタ用超過禁止速度計算装置を提供する。 【構成】 超過禁止速度計算装置１０は、気圧高度Ｈを
計測する気圧高度センサ３３と、外気温度ＴＰを計測す
る外気温度センサ３４と、ヘリコプタロータの回転角速
度Ωを計測するロータ回転数センサ３０と、離陸前に入
力した離陸全備重量Ｗｉのデータを記憶するデータメモ
リ３２と、燃料タンクからの燃料流量Ｑを計測する燃料
流量センサ３１と、第１エンジンのトランスミッション
トルクＴ１を計測するトルクセンサ３５と、第２エンジ
ンのトランスミッショントルクＴ２を計測するトルクセ
ンサ３６とを備え、各センサからの信号およびデータを
用いてヘリコプタの超過禁止速度ＶＮＥを算出する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、各種パラメータを用い
て超過禁止速度を算出するためのヘリコプタ用超過禁止
速度計算装置に関する。
て超過禁止速度を算出するためのヘリコプタ用超過禁止
速度計算装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】ヘリコプタの超過禁止速度ＶＮＥは、気
圧高度、外気温度などの諸条件に応じて変化するため、
従来はパイロットが飛行計器で飛行状態を読取り、操縦
室内に掲示してあるテーブルを見て、現在の超過禁止速
度ＶＮＥを読取っている。
圧高度、外気温度などの諸条件に応じて変化するため、
従来はパイロットが飛行計器で飛行状態を読取り、操縦
室内に掲示してあるテーブルを見て、現在の超過禁止速
度ＶＮＥを読取っている。
【０００３】図７は、超過禁止速度ＶＮＥのテーブルを
表す図である。飛行計器から読取った気圧高度および外
気温度を縦軸および横軸で参照し、交差した欄に１つか
ら３つの数値が記入されている。上段は離陸全備重量が
２８５０ｋｇ以下、中段は離陸全備重量が２８５０〜３
２００ｋｇ、下段は離陸全備重量が３２００ｋｇ以上の
場合にそれぞれ適用する数値である。なお、離陸全備重
量は離陸直前に搭載した貨物、乗員、燃料等の重量を合
計した数値をパイロットが記憶しておく。
表す図である。飛行計器から読取った気圧高度および外
気温度を縦軸および横軸で参照し、交差した欄に１つか
ら３つの数値が記入されている。上段は離陸全備重量が
２８５０ｋｇ以下、中段は離陸全備重量が２８５０〜３
２００ｋｇ、下段は離陸全備重量が３２００ｋｇ以上の
場合にそれぞれ適用する数値である。なお、離陸全備重
量は離陸直前に搭載した貨物、乗員、燃料等の重量を合
計した数値をパイロットが記憶しておく。
【０００４】たとえば飛行中に気圧高度が８０００ｆ
ｔ、外気温度が０℃、離陸全備重量が３０００ｋｇであ
るとき、超過禁止速度は１２８ノット（１ノット＝１８
５２ｍ／時間）として求まり、この値を絶対超えないよ
うに飛行する。
ｔ、外気温度が０℃、離陸全備重量が３０００ｋｇであ
るとき、超過禁止速度は１２８ノット（１ノット＝１８
５２ｍ／時間）として求まり、この値を絶対超えないよ
うに飛行する。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、パイロ
ットが飛行中に計器を見ながら、かつテーブルを参照す
る方法では、計器やテーブルの読取り誤認や全備重量の
記憶違いなど、人為的ミスの可能性が常に存在する。
ットが飛行中に計器を見ながら、かつテーブルを参照す
る方法では、計器やテーブルの読取り誤認や全備重量の
記憶違いなど、人為的ミスの可能性が常に存在する。
【０００６】この対策として、最近の固定翼旅客機には
超過禁止速度に対するプロテクション機能を備えるもの
がある。しかしながら、ヘリコプタではメインロータの
失速やマッハ数の制限が超過禁止速度の算定に大きく関
与するため、固定翼機の技術をそのまま応用することは
難しい。
超過禁止速度に対するプロテクション機能を備えるもの
がある。しかしながら、ヘリコプタではメインロータの
失速やマッハ数の制限が超過禁止速度の算定に大きく関
与するため、固定翼機の技術をそのまま応用することは
難しい。
【０００７】また、最近のヘリコプタは、市街地での騒
音低減化のためにメインロータの回転数を可変に制御す
ることが研究されている。こうしたヘリコプタが実現す
ると、メインロータの回転数の要素も超過禁止速度の算
定に大きく関与するため、テーブルが極めて複雑にな
り、パイロットが速やかに超過禁止速度ＶＮＥを決定す
ることはさらに困難となる。
音低減化のためにメインロータの回転数を可変に制御す
ることが研究されている。こうしたヘリコプタが実現す
ると、メインロータの回転数の要素も超過禁止速度の算
定に大きく関与するため、テーブルが極めて複雑にな
り、パイロットが速やかに超過禁止速度ＶＮＥを決定す
ることはさらに困難となる。
【０００８】本発明の目的は、飛行計器や参照テーブル
を凝視しなくても、迅速かつ確実に超過禁止速度を算定
することが可能なヘリコプタ用超過禁止速度計算装置を
提供することである。
を凝視しなくても、迅速かつ確実に超過禁止速度を算定
することが可能なヘリコプタ用超過禁止速度計算装置を
提供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、気圧高度を計
測する気圧高度センサと、外気温度を計測する外気温度
センサと、ヘリコプタロータの回転角速度を計測するロ
ータ回転数センサと、離陸全備重量のデータを記憶する
データ記憶手段と、燃料タンクからの燃料流量を計測す
る燃料流量センサと、トランスミッションのトルクを計
測するトルクセンサと、各センサからの信号およびデー
タ記憶手段からのデータを用いて、ヘリコプタの超過禁
止速度を算出する信号処理手段とを備えることを特徴と
するヘリコプタ用超過禁止速度計算装置である。また本
発明は、算出された超過禁止速度を乗員に対して表示ま
たは音声出力するための告知手段を備えることを特徴と
する。また本発明は、算出された超過禁止速度に基づい
て、ヘリコプタの操舵量を制御する飛行制御手段を備え
ることを特徴とする。
測する気圧高度センサと、外気温度を計測する外気温度
センサと、ヘリコプタロータの回転角速度を計測するロ
ータ回転数センサと、離陸全備重量のデータを記憶する
データ記憶手段と、燃料タンクからの燃料流量を計測す
る燃料流量センサと、トランスミッションのトルクを計
測するトルクセンサと、各センサからの信号およびデー
タ記憶手段からのデータを用いて、ヘリコプタの超過禁
止速度を算出する信号処理手段とを備えることを特徴と
するヘリコプタ用超過禁止速度計算装置である。また本
発明は、算出された超過禁止速度を乗員に対して表示ま
たは音声出力するための告知手段を備えることを特徴と
する。また本発明は、算出された超過禁止速度に基づい
て、ヘリコプタの操舵量を制御する飛行制御手段を備え
ることを特徴とする。
【００１０】
【作用】本発明に従えば、少なくとも気圧高度センサ、
外気温度センサ、ロータ回転数センサ、離陸全備重量の
データ、燃料流量センサ、 トランスミッションのトル
クセンサからの信号およびデータ等を用いて、ヘリコプ
タの超過禁止速度を算出することによって、パイロット
への負担が軽減され、しかも信頼性の高い値が得られ
る。なお、ロータ回転数センサは、回転数可変型のロー
タに対応可能になる。燃料流量センサは、燃料消費によ
って時々刻々と変化する全備重量を計測する。トルクセ
ンサは、２つのエンジンが停止したオートローテーショ
ン状態や２つエンジンのうちの一方が停止した状態を確
実に検知できる。
外気温度センサ、ロータ回転数センサ、離陸全備重量の
データ、燃料流量センサ、 トランスミッションのトル
クセンサからの信号およびデータ等を用いて、ヘリコプ
タの超過禁止速度を算出することによって、パイロット
への負担が軽減され、しかも信頼性の高い値が得られ
る。なお、ロータ回転数センサは、回転数可変型のロー
タに対応可能になる。燃料流量センサは、燃料消費によ
って時々刻々と変化する全備重量を計測する。トルクセ
ンサは、２つのエンジンが停止したオートローテーショ
ン状態や２つエンジンのうちの一方が停止した状態を確
実に検知できる。
【００１１】また、算出された超過禁止速度を乗員に対
して表示または音声出力することによって、パイロット
への告知が確実に行える。
して表示または音声出力することによって、パイロット
への告知が確実に行える。
【００１２】また、算出された超過禁止速度に基づい
て、ヘリコプタの操舵量を制御する飛行制御手段を備え
ることによって、超過禁止速度を回避する操作を自動的
に行うことができ、パイロットの操縦ミスも防止でき
る。
て、ヘリコプタの操舵量を制御する飛行制御手段を備え
ることによって、超過禁止速度を回避する操作を自動的
に行うことができ、パイロットの操縦ミスも防止でき
る。
【００１３】
【実施例】図１は、ヘリコプタの超過禁止速度を算定す
る説明図である。ヘリコプタの超過禁止速度ＶＮＥを決
定する場合、１）機体の構造強度によって定まる限界速
度Ｖ１、２）後退側ロータブレードの失速限界によって
定まる限界速度Ｖ２、３）前進側ロータブレードのマッ
ハ数によって定まる限界速度Ｖ３、という３つの限界速
度のうち最も小さい数値が超過禁止速度ＶＮＥとして採
用される。
る説明図である。ヘリコプタの超過禁止速度ＶＮＥを決
定する場合、１）機体の構造強度によって定まる限界速
度Ｖ１、２）後退側ロータブレードの失速限界によって
定まる限界速度Ｖ２、３）前進側ロータブレードのマッ
ハ数によって定まる限界速度Ｖ３、という３つの限界速
度のうち最も小さい数値が超過禁止速度ＶＮＥとして採
用される。
【００１４】条件１）は、超過禁止速度ＶＮＥの上限を
決定し、いかなる飛行条件下であってもこの限界速度Ｖ
１以上で飛行してはならない。もし限界速度Ｖ１を超過
すると、機体強度が保証されず空中分解の恐れが出てく
る。なお、限界速度Ｖ１はヘリコプタの機種ごとに固定
値として予め決められている。
決定し、いかなる飛行条件下であってもこの限界速度Ｖ
１以上で飛行してはならない。もし限界速度Ｖ１を超過
すると、機体強度が保証されず空中分解の恐れが出てく
る。なお、限界速度Ｖ１はヘリコプタの機種ごとに固定
値として予め決められている。
【００１５】条件２）および条件３）の限界速度Ｖ２、
Ｖ３は、飛行条件によって変化する。図１に示すよう
に、メインロータ２は機体１の前進方向に対して垂直な
回転軸を有し、機体上方からみて反時計方向に回転して
いる。ブレードの対気速度Ｖａは、前進側ロータブレー
ド（図１の上側）の翼端で最大となり、後退側ロータブ
レード（図１の下側）の翼端で最小となる。後退側ロー
タブレードでは失速の問題が発生し、前進側ロータブレ
ードでは翼面での衝撃波と問題が発生する。そのため、
条件２）、３）が速度制限条件として考慮される。
Ｖ３は、飛行条件によって変化する。図１に示すよう
に、メインロータ２は機体１の前進方向に対して垂直な
回転軸を有し、機体上方からみて反時計方向に回転して
いる。ブレードの対気速度Ｖａは、前進側ロータブレー
ド（図１の上側）の翼端で最大となり、後退側ロータブ
レード（図１の下側）の翼端で最小となる。後退側ロー
タブレードでは失速の問題が発生し、前進側ロータブレ
ードでは翼面での衝撃波と問題が発生する。そのため、
条件２）、３）が速度制限条件として考慮される。
【００１６】まず条件２）に関して、ブレードの失速は
空気密度が小さくなると起こり易いため、条件２）で定
まる限界速度Ｖ２は高温、高空で厳しくなる。また、機
体の重量が大きいほど厳しくなる。
空気密度が小さくなると起こり易いため、条件２）で定
まる限界速度Ｖ２は高温、高空で厳しくなる。また、機
体の重量が大きいほど厳しくなる。
【００１７】ブレードの失速限界は、チップスピードレ
シオμという値で整理できる。図１に示すように、機体
の前進対気速度をＶ、メインロータブレードの回転角速
度をΩ、メインロータの半径をＲとおくと、下記の式
（１）で求まる。なお、飛行中に変化するパラメータ
は、機体前進対気速度Ｖおよび回転角速度Ωである。
シオμという値で整理できる。図１に示すように、機体
の前進対気速度をＶ、メインロータブレードの回転角速
度をΩ、メインロータの半径をＲとおくと、下記の式
（１）で求まる。なお、飛行中に変化するパラメータ
は、機体前進対気速度Ｖおよび回転角速度Ωである。
【００１８】
【数１】
【００１９】次に、推力係数（ＣＴ／σ）という無次元
量のパラメータを導入し、下記の式（２）で計算する。
ここで、Ｗは機体重量、ｇは重力加速度、Ｖｔはロータ
先端速度、Ｆｂはブレード面積（１枚分）、ｚはブレー
ド枚数、ρは空気密度である。なお、飛行中に変化する
パラメータは、機体重量Ｗ、ロータ先端速度Ｖｔ（＝Ω
・Ｒ）、および空気密度ρである。
量のパラメータを導入し、下記の式（２）で計算する。
ここで、Ｗは機体重量、ｇは重力加速度、Ｖｔはロータ
先端速度、Ｆｂはブレード面積（１枚分）、ｚはブレー
ド枚数、ρは空気密度である。なお、飛行中に変化する
パラメータは、機体重量Ｗ、ロータ先端速度Ｖｔ（＝Ω
・Ｒ）、および空気密度ρである。
【００２０】
【数２】
【００２１】次に、チップスピードレシオμの限界値μ
ｎｅを、推力係数（ＣＴ／σ）に対する性能曲線から読
取る。
ｎｅを、推力係数（ＣＴ／σ）に対する性能曲線から読
取る。
【００２２】図２は、チップスピードレシオμに対する
推力係数（ＣＴ／σ）の変化を示すグラフである。グラ
フ曲線は、従来機体重量ごとに用意されているが、ロー
タ回転数可変型のヘリコプタについては、機体重量とロ
ータ回転数という２つのパラメータの組合せごとに用意
される。図２において、式（１）で計算したチップスピ
ードレシオμの値を横軸にプロットし、式（２）で計算
した推力係数（ＣＴ／σ）の値を縦軸にプロットし、両
者が交差する点を通過するグラフ曲線から限界値μｎｅ
を読取る。たとえば式（２）から計算されたＣＴ／σの
値がＣ１であったとする。この値に対応するチップスピ
ードレシオμの値は、図２からμ１であることが読取れ
る。これがこの場合のμｎｅとなる。次に、読取った限
界値μｎｅに、メインロータブレードの回転角速度Ωお
よびメインロータ半径Ｒを乗算すると、限界速度Ｖ２が
求まる。
推力係数（ＣＴ／σ）の変化を示すグラフである。グラ
フ曲線は、従来機体重量ごとに用意されているが、ロー
タ回転数可変型のヘリコプタについては、機体重量とロ
ータ回転数という２つのパラメータの組合せごとに用意
される。図２において、式（１）で計算したチップスピ
ードレシオμの値を横軸にプロットし、式（２）で計算
した推力係数（ＣＴ／σ）の値を縦軸にプロットし、両
者が交差する点を通過するグラフ曲線から限界値μｎｅ
を読取る。たとえば式（２）から計算されたＣＴ／σの
値がＣ１であったとする。この値に対応するチップスピ
ードレシオμの値は、図２からμ１であることが読取れ
る。これがこの場合のμｎｅとなる。次に、読取った限
界値μｎｅに、メインロータブレードの回転角速度Ωお
よびメインロータ半径Ｒを乗算すると、限界速度Ｖ２が
求まる。
【００２３】
【数３】
【００２４】次に条件３）に関して、マッハ数は対気速
度を音速で割った値であり、音速は低温になるほど小さ
くなる。つまり、同じ対気速度であっても気温が下がっ
て音速が小さくなると、マッハ数は大きくなる。したが
って、条件３）の限界速度Ｖ３は低温、高空で厳しくな
る。ロータブレードの前進側先端マッハ数Ｍｔは、下記
の式（４）で計算できる。ここで、Ｖｓは音速である。
度を音速で割った値であり、音速は低温になるほど小さ
くなる。つまり、同じ対気速度であっても気温が下がっ
て音速が小さくなると、マッハ数は大きくなる。したが
って、条件３）の限界速度Ｖ３は低温、高空で厳しくな
る。ロータブレードの前進側先端マッハ数Ｍｔは、下記
の式（４）で計算できる。ここで、Ｖｓは音速である。
【００２５】
【数４】
【００２６】式（５）は式（４）を変形したものであ
り、ロータ回転数が可変であるヘリコプタにおいては、
その他のパラメータが同じであれば、ブレードの回転角
速度Ωが大きいほど、限界速度Ｖ３は小さくなる。
り、ロータ回転数が可変であるヘリコプタにおいては、
その他のパラメータが同じであれば、ブレードの回転角
速度Ωが大きいほど、限界速度Ｖ３は小さくなる。
【００２７】次に、エンジン停止時の限界速度を定義す
る。一般のヘリコプタは２つのエンジンを搭載した双発
型であり、１つのエンジンが故障した場合の限界速度Ｖ
４が固定値として予め決められている。また、２つのエ
ンジンが停止して、オートローテーション状態での限界
速度Ｖ５も固定値として予め決められている。
る。一般のヘリコプタは２つのエンジンを搭載した双発
型であり、１つのエンジンが故障した場合の限界速度Ｖ
４が固定値として予め決められている。また、２つのエ
ンジンが停止して、オートローテーション状態での限界
速度Ｖ５も固定値として予め決められている。
【００２８】こうして各条件から定まる限界速度Ｖ１〜
Ｖ５のうち、最も小さい数値が超過禁止速度ＶＮＥとし
て採用される。
Ｖ５のうち、最も小さい数値が超過禁止速度ＶＮＥとし
て採用される。
【００２９】図３は、本発明の一実施例を示すブロック
図である。ヘリコプタ用超過禁止速度計算装置１０は、
気圧高度Ｈを計測する気圧高度センサ３３と、外気温度
ＴＰを計測する外気温度センサ３４と、ヘリコプタロー
タの回転角速度Ωを計測するロータ回転数センサ３０
と、離陸前に入力した離陸全備重量Ｗｉのデータを記憶
するデータメモリ３２と、燃料タンクからの燃料流量Ｑ
を計測する燃料流量センサ３１と、第１エンジンのトラ
ンスミッショントルクＴ１を計測するトルクセンサ３５
と、第２エンジンのトランスミッショントルクＴ２を計
測するトルクセンサ３６とを備える。
図である。ヘリコプタ用超過禁止速度計算装置１０は、
気圧高度Ｈを計測する気圧高度センサ３３と、外気温度
ＴＰを計測する外気温度センサ３４と、ヘリコプタロー
タの回転角速度Ωを計測するロータ回転数センサ３０
と、離陸前に入力した離陸全備重量Ｗｉのデータを記憶
するデータメモリ３２と、燃料タンクからの燃料流量Ｑ
を計測する燃料流量センサ３１と、第１エンジンのトラ
ンスミッショントルクＴ１を計測するトルクセンサ３５
と、第２エンジンのトランスミッショントルクＴ２を計
測するトルクセンサ３６とを備える。
【００３０】まずロータ回転数センサ３０から電気信号
として出力された回転角速度Ωは、乗算部１１によって
所定のメインロータ半径Ｒと乗算され、ロータ先端速度
Ｖｔを出力する。また、燃料流量センサ３１から電気信
号として出力された燃料流量Ｑは、乗算部１２で燃料比
重と乗算されて、単位時間当りの燃料消費重量が計算さ
れ、さらに時間積分部１３に入力されて離陸時からの燃
料消費重量が計算される。そして、データメモリ３２に
記憶された離陸全備重量Ｗｉから燃料消費量が減算さ
れ、現時点の機体重量Ｗが計算される。
として出力された回転角速度Ωは、乗算部１１によって
所定のメインロータ半径Ｒと乗算され、ロータ先端速度
Ｖｔを出力する。また、燃料流量センサ３１から電気信
号として出力された燃料流量Ｑは、乗算部１２で燃料比
重と乗算されて、単位時間当りの燃料消費重量が計算さ
れ、さらに時間積分部１３に入力されて離陸時からの燃
料消費重量が計算される。そして、データメモリ３２に
記憶された離陸全備重量Ｗｉから燃料消費量が減算さ
れ、現時点の機体重量Ｗが計算される。
【００３１】気圧高度センサ３３から電気信号として出
力された気圧高度Ｈおよび外気温度センサ３４から電気
信号として出力された外気温度ＴＰがそれぞれ計算部１
４に入力され、所定の公式やテーブルを用いて空気密度
ρが計算される。
力された気圧高度Ｈおよび外気温度センサ３４から電気
信号として出力された外気温度ＴＰがそれぞれ計算部１
４に入力され、所定の公式やテーブルを用いて空気密度
ρが計算される。
【００３２】計算部１５では、ロータ先端速度Ｖｔ、機
体重量Ｗ、空気密度ρに基づいて、前述の式（２）を用
いて推力係数（ＣＴ／σ）を計算する。参照テーブル部
１６は図２のグラフを数値化したものであり、ロータ先
端速度Ｖｔ、推力係数（ＣＴ／σ）、機体重量Ｗに基づ
いて、チップスピードレシオμの限界値μｎｅを出力す
る。乗算部１７は、限界値μｎｅとロータ先端速度Ｖｔ
を掛算して限界速度Ｖ２を出力する。
体重量Ｗ、空気密度ρに基づいて、前述の式（２）を用
いて推力係数（ＣＴ／σ）を計算する。参照テーブル部
１６は図２のグラフを数値化したものであり、ロータ先
端速度Ｖｔ、推力係数（ＣＴ／σ）、機体重量Ｗに基づ
いて、チップスピードレシオμの限界値μｎｅを出力す
る。乗算部１７は、限界値μｎｅとロータ先端速度Ｖｔ
を掛算して限界速度Ｖ２を出力する。
【００３３】次に、計算部１８は外気温度ＴＰに基づい
て音速Ｖｓを計算し、さらに乗算部１９によって音速Ｖ
ｓとマッハ数Ｍｔが掛算される。さらに式（５）に従っ
て、この積からロータ先端速度Ｖｔ（＝Ω・Ｒ）が減算
されると、限界速度Ｖ３が計算される。なお、マッハ数
Ｍｔは固定値であってもよく、あるいはロータ回転角速
度Ωの変化に応じて変化する関数型であってもよい。
て音速Ｖｓを計算し、さらに乗算部１９によって音速Ｖ
ｓとマッハ数Ｍｔが掛算される。さらに式（５）に従っ
て、この積からロータ先端速度Ｖｔ（＝Ω・Ｒ）が減算
されると、限界速度Ｖ３が計算される。なお、マッハ数
Ｍｔは固定値であってもよく、あるいはロータ回転角速
度Ωの変化に応じて変化する関数型であってもよい。
【００３４】次に、トルクセンサ３５から電気信号とし
て出力されたトルクＴ１は、比較部２０で所定閾値Ｌ１
と比較され、Ｔ１≧Ｌ１のときハイレベル、Ｔ１＜Ｌ１
のときローレベルとなる２値信号Ｂ１を出力する。同様
に、トルクセンサ３６から電気信号として出力されたト
ルクＴ２は、比較部２１で所定閾値Ｌ２と比較され、Ｔ
２≧Ｌ２のときハイレベル、Ｔ２＜Ｌ２のときローレベ
ルとなる２値信号Ｂ２を出力する。
て出力されたトルクＴ１は、比較部２０で所定閾値Ｌ１
と比較され、Ｔ１≧Ｌ１のときハイレベル、Ｔ１＜Ｌ１
のときローレベルとなる２値信号Ｂ１を出力する。同様
に、トルクセンサ３６から電気信号として出力されたト
ルクＴ２は、比較部２１で所定閾値Ｌ２と比較され、Ｔ
２≧Ｌ２のときハイレベル、Ｔ２＜Ｌ２のときローレベ
ルとなる２値信号Ｂ２を出力する。
【００３５】２値信号Ｂ１、Ｂ２は判定部２２に入力さ
れ、１）Ｂ１およびＢ２がともにハイレベルのとき、前
述した条件１）の限界速度Ｖ１を採用し、限界速度Ｖ６
として出力する。２）Ｂ１およびＢ２の一方だけがハイ
レベルのとき、エンジン単発飛行における限界速度Ｖ４
を採用し、限界速度Ｖ６として出力する。３）Ｂ１およ
びＢ２の両方がローレベルのとき、オートローテーショ
ンでの限界速度Ｖ５を採用して、限界速度Ｖ６として出
力する。こうしてエンジンの状態によって限界速度Ｖ６
が決定される。
れ、１）Ｂ１およびＢ２がともにハイレベルのとき、前
述した条件１）の限界速度Ｖ１を採用し、限界速度Ｖ６
として出力する。２）Ｂ１およびＢ２の一方だけがハイ
レベルのとき、エンジン単発飛行における限界速度Ｖ４
を採用し、限界速度Ｖ６として出力する。３）Ｂ１およ
びＢ２の両方がローレベルのとき、オートローテーショ
ンでの限界速度Ｖ５を採用して、限界速度Ｖ６として出
力する。こうしてエンジンの状態によって限界速度Ｖ６
が決定される。
【００３６】次に総合判定部２３は、各ブロックから出
力された限界速度Ｖ２、Ｖ３、Ｖ６のうちで最も小さい
値を当該ヘリコプタの超過禁止速度ＶＮＥとして採用し
出力する。
力された限界速度Ｖ２、Ｖ３、Ｖ６のうちで最も小さい
値を当該ヘリコプタの超過禁止速度ＶＮＥとして採用し
出力する。
【００３７】図４は、超過禁止速度ＶＮＥの表示部の一
例である。速度指示計４０はコクピット内に設置され、
対気速度センサ３７からの出力に基づいて機体対気速度
を示す指針４１が回転するとともに、超過禁止速度計算
装置１０からの出力に基づいて超過禁止速度ＶＮＥを示
す指針４２が同軸で角変位するように設けられている。
パイロットは、指針４１が指針４２を超過しないように
操縦すればよく、図７のようなテーブルを参照する方法
と比べると、たいへん見やすくなり誤認を防止できる。
例である。速度指示計４０はコクピット内に設置され、
対気速度センサ３７からの出力に基づいて機体対気速度
を示す指針４１が回転するとともに、超過禁止速度計算
装置１０からの出力に基づいて超過禁止速度ＶＮＥを示
す指針４２が同軸で角変位するように設けられている。
パイロットは、指針４１が指針４２を超過しないように
操縦すればよく、図７のようなテーブルを参照する方法
と比べると、たいへん見やすくなり誤認を防止できる。
【００３８】図５は、超過禁止速度ＶＮＥの表示部の他
の例である。ここでは、ＣＲＴ（陰極線管）等の表示装
置４３と音声警報装置４４が用いられ、超過禁止速度計
算装置１０からの超過禁止速度ＶＮＥおよび対気速度セ
ンサ３７からの機体対気速度がそれぞれ入力される。表
示装置４３の画面には、機体対気速度および超過禁止速
度ＶＮＥが数値やレベルメータ等で視覚的に見やすく表
示される。また、機体対気速度が超過禁止速度ＶＮＥに
近づくと、文字を点滅表示してパイロットに警告を発す
るとともに、音声警報装置４４はサイレン等の警報音を
発する。また、数値や警報を人間の疑似音声でパイロッ
トに伝えてもよく、計器盤を見なくても危険な状態を確
実に把握することができる。
の例である。ここでは、ＣＲＴ（陰極線管）等の表示装
置４３と音声警報装置４４が用いられ、超過禁止速度計
算装置１０からの超過禁止速度ＶＮＥおよび対気速度セ
ンサ３７からの機体対気速度がそれぞれ入力される。表
示装置４３の画面には、機体対気速度および超過禁止速
度ＶＮＥが数値やレベルメータ等で視覚的に見やすく表
示される。また、機体対気速度が超過禁止速度ＶＮＥに
近づくと、文字を点滅表示してパイロットに警告を発す
るとともに、音声警報装置４４はサイレン等の警報音を
発する。また、数値や警報を人間の疑似音声でパイロッ
トに伝えてもよく、計器盤を見なくても危険な状態を確
実に把握することができる。
【００３９】図６は、超過禁止速度ＶＮＥを用いた飛行
制御装置の構成図である。飛行制御装置４５は、超過禁
止速度計算装置１０からの超過禁止速度ＶＮＥから対気
速度センサ３７からの機体対気速度Ｖを減算して差分Δ
Ｖを求め、この差分ΔＶに基づいて修正操舵信号δｙｃ
を計算し、操縦装置４６からのピッチ軸操縦信号δｙに
加算して最終操舵信号δｙａを得て、ブレードピッチ角
を駆動する操舵アクチュエータ４７に出力される。こう
してパイロットは超過禁止速度ＶＮＥを監視することな
く、ヘリコプタの対気速度が自動的に抑制され、安全な
飛行が可能になる。なお、図４から図６の構成は、単独
でも何れかの組合せでも使用することができる。
制御装置の構成図である。飛行制御装置４５は、超過禁
止速度計算装置１０からの超過禁止速度ＶＮＥから対気
速度センサ３７からの機体対気速度Ｖを減算して差分Δ
Ｖを求め、この差分ΔＶに基づいて修正操舵信号δｙｃ
を計算し、操縦装置４６からのピッチ軸操縦信号δｙに
加算して最終操舵信号δｙａを得て、ブレードピッチ角
を駆動する操舵アクチュエータ４７に出力される。こう
してパイロットは超過禁止速度ＶＮＥを監視することな
く、ヘリコプタの対気速度が自動的に抑制され、安全な
飛行が可能になる。なお、図４から図６の構成は、単独
でも何れかの組合せでも使用することができる。
【００４０】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、ヘ
リコプタの超過禁止速度を迅速に精度よく算出できるた
め、パイロットの負担が軽減され、誤認や誤操作を確実
に防止できる。
リコプタの超過禁止速度を迅速に精度よく算出できるた
め、パイロットの負担が軽減され、誤認や誤操作を確実
に防止できる。
【図１】ヘリコプタの超過禁止速度を算定する説明図で
ある。
ある。
【図２】チップスピードレシオμに対する推力係数（Ｃ
Ｔ／σ）の変化を示すグラフである。
Ｔ／σ）の変化を示すグラフである。
【図３】本発明の一実施例を示すブロック図である。
【図４】超過禁止速度ＶＮＥの表示部の一例である。
【図５】超過禁止速度ＶＮＥの表示部の他の例である。
【図６】超過禁止速度ＶＮＥを用いた飛行制御装置の構
成図である。
成図である。
【図７】超過禁止速度ＶＮＥのテーブルを表す図であ
る。
る。
１ 機体 ２ メインロータ １０ 超過禁止速度計算装置 １１、１２、１７ 乗算部 １３ 時間積分部 １４、１５、１８、１９ 計算部 １６ 参照テーブル部 ２０、２１ 比較部 ２２ 判定部 ２３ 総合判定部 ３０ ロータ回転数センサ ３１ 燃料流量センサ ３２ データメモリ ３３ 気圧高度センサ ３４ 外気温度センサ ３５、３６ トルクセンサ ４０ 速度指示計 ４１、４２ 指針 ４３ 表示装置 ４４ 音声警報装置 ４５ 飛行制御装置 ４６ 操縦装置 ４７ 操縦アクチュエータ
Claims (3)
- 【請求項１】 気圧高度を計測する気圧高度センサと、 外気温度を計測する外気温度センサと、 ヘリコプタロータの回転角速度を計測するロータ回転数
センサと、 離陸全備重量のデータを記憶するデータ記憶手段と、 燃料タンクからの燃料流量を計測する燃料流量センサ
と、 トランスミッションのトルクを計測するトルクセンサ
と、 各センサからの信号およびデータ記憶手段からのデータ
を用いて、ヘリコプタの超過禁止速度を算出する信号処
理手段とを備えることを特徴とするヘリコプタ用超過禁
止速度計算装置。 - 【請求項２】 算出された超過禁止速度を乗員に対して
表示または音声出力するための告知手段を備えることを
特徴とする請求項１記載のヘリコプタ用超過禁止速度計
算装置。 - 【請求項３】 算出された超過禁止速度に基づいて、ヘ
リコプタの操舵量を制御する飛行制御手段を備えること
を特徴とする請求項１記載のヘリコプタ用超過禁止速度
計算装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7623795A JP2710764B2 (ja) | 1995-03-31 | 1995-03-31 | ヘリコプタ用超過禁止速度計算装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7623795A JP2710764B2 (ja) | 1995-03-31 | 1995-03-31 | ヘリコプタ用超過禁止速度計算装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08268392A true JPH08268392A (ja) | 1996-10-15 |
| JP2710764B2 JP2710764B2 (ja) | 1998-02-10 |
Family
ID=13599575
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7623795A Expired - Fee Related JP2710764B2 (ja) | 1995-03-31 | 1995-03-31 | ヘリコプタ用超過禁止速度計算装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2710764B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2019168042A1 (ja) * | 2018-02-28 | 2019-09-06 | 株式会社ナイルワークス | ドローン、その制御方法、および、プログラム |
| EP4190698A1 (en) * | 2021-12-03 | 2023-06-07 | Leonardo S.p.a. | Control unit and indicator for an aircraft capable of hovering or for a flight simulation system of said aircraft, and relative method for assisting the performance of a maneuvre |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107339194B (zh) * | 2016-04-28 | 2019-05-07 | 北京天诚同创电气有限公司 | 最佳叶尖速比控制方法、数据处理方法及装置、系统 |
| EP4190700B1 (en) | 2021-12-03 | 2024-03-27 | Leonardo S.p.a. | Control unit for an aircraft capable of hovering or for a flight simulation system of said aircraft, and relative method for assisting the performance of a manoeuvre |
-
1995
- 1995-03-31 JP JP7623795A patent/JP2710764B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2019168042A1 (ja) * | 2018-02-28 | 2019-09-06 | 株式会社ナイルワークス | ドローン、その制御方法、および、プログラム |
| CN111556986A (zh) * | 2018-02-28 | 2020-08-18 | 株式会社尼罗沃克 | 无人机及其控制方法以及程序 |
| JPWO2019168042A1 (ja) * | 2018-02-28 | 2020-08-20 | 株式会社ナイルワークス | ドローン、その制御方法、および、プログラム |
| CN111556986B (zh) * | 2018-02-28 | 2024-02-27 | 株式会社尼罗沃克 | 无人机及其控制方法以及计算机可读取记录介质 |
| EP4190698A1 (en) * | 2021-12-03 | 2023-06-07 | Leonardo S.p.a. | Control unit and indicator for an aircraft capable of hovering or for a flight simulation system of said aircraft, and relative method for assisting the performance of a maneuvre |
| WO2023100133A1 (en) * | 2021-12-03 | 2023-06-08 | Leonardo S.P.A. | Control unit and indicator for an aircraft capable of hovering or for a flight simulation system of said aircraft, and relative method for assisting the performance of a manoeuvre |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2710764B2 (ja) | 1998-02-10 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |