JPH09254891A - アクティブ型操縦入力装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 アクティブ型操縦入力装置を備える航空機の
操縦性を向上する。 【解決手段】 スティック２にパイロット７によって与
えられた操縦力Ｆは、スティック用センサ３によって検
出され、フィール計算機４に与えられる。フィール計算
機４では、操縦力Ｆに対応する変位量δを、フィール特
性に基づいて算出し、サーボアクチュエータ５に出力す
る。サーボアクチュエータ５は、変位量だけスティック
２を変位させ、そのスティック２の変位に応じて飛行制
御計算機６が、機体アクチュエータ８に動作指令を出力
し、ヘリコプタが操縦される。飛行制御計算機６は、パ
イロットの好みや飛行状態に応じてフィール特性を決定
するためのパラメータを生成し、フィール計算機４に出
力して、フィール特性を変更する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明が属する技術分野】本発明は、航空機の操縦入力
装置として備えられ、スティック、ホイールおよびコラ
ムなどの操縦入力部を速い速度で任意にコントロールで
きるサーボシステムを有するアクティブ型操縦入力装置
に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来のフライバイワイヤ航空機の操縦入
力装置は、操縦フィール特性をばねおよびダンパーなど
によって与えるように構成されている。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】しかしながらこのよう
な従来技術では、パイロットによって操縦入力部に与え
られる操縦力と、この操縦力による操縦入力部の変位と
の関係を表す操縦フィール特性は、ばねおよびダンパな
どによる設計時の状態から変更することができず、この
ため、操縦入力部は、設計時の操縦フィール特性に従っ
てしか変位せず、パイロットの操縦入力を取出すだけの
操縦性の低い操縦入力装置としてしか利用できない。

【０００４】したがって本発明の目的は、パイロットの
操縦入力を取出すだけではなく、操縦性を向上すること
ができるアクティブ型操縦入力装置を提供することであ
る。

【０００５】

【課題を解決するための手段】本発明は、航空機を操縦
するための操縦入力部と、操縦入力部に与えられた操縦
力を検出する操縦力センサと、操縦入力部の変位を検出
する変位センサと、操縦フィール特性および検出された
操縦力に基づいて操縦入力部の変位量を算出する第１計
算手段と、操縦フィール特性を決定するパラメータを生
成して第１計算手段に出力する第２計算手段と、算出さ
れた変位量に応じて操縦入力部を変位するサーボアクチ
ュエータと、航空機の飛行速度を検出する速度センサと
を備え、第２計算手段は、検出された飛行速度に基づい
て前記パラメータを生成することを特徴とするアクティ
ブ型操縦入力装置である。本発明に従えば、第２計算手
段は、たとえばスティック、ホイールおよびコラムなど
の操縦入力部に与えられた操縦力から操縦入力部の変位
量を算出する第１計算手段の操縦フィール特性を決定す
るパラメータを生成して、第１計算手段に出力する。飛
行速度に基づいてパラメータが生成され、飛行速度に応
じて操縦フィール特性が変化される。したがって、ヘリ
コプタの飛行速度に応じて、操縦入力部の重さなどを変
化させることができる。

【０００６】また本発明は、航空機を操縦するための操
縦入力部と、操縦入力部に与えられた操縦力を検出する
操縦力センサと、操縦入力部の変位を検出する変位セン
サと、操縦フィール特性および検出された操縦力に基づ
いて操縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、操
縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１計
算手段に出力する第２計算手段と、算出された変位量に
応じて操縦入力部を変位するサーボアクチュエータと、
操縦フィール特性を切換えるためのフィール切換入力装
置とを備え、第２計算手段は、フィール切換入力装置か
らの切換情報に基づいて前記パラメータを生成すること
を特徴とするアクティブ型操縦入力装置である。本発明
に従えば、第２計算手段は、たとえばスティック、ホイ
ールおよびコラムなどの操縦入力部に与えられた操縦力
から操縦入力部の変位量を算出する第１計算手段の操縦
フィール特性を決定するパラメータを生成して、第１計
算手段に出力する。切換情報に基づいてパラメータが生
成され、切換情報に応じて操縦フィール特性が変化され
る。したがって、パイロットが各自で好みにあった操縦
フィール特性に変化させることができる。

【０００７】さらに本発明は、航空機を操縦するための
操縦入力部と、操縦入力部に与えられた操縦力を検出す
る操縦力センサと、操縦入力部の変位を検出する変位セ
ンサと、操縦フィール特性および検出された操縦力に基
づいて操縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、
操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
計算手段に出力する第２計算手段と、算出された変位量
に応じて操縦入力部を変位するサーボアクチュエータ
と、航空機の飛行限界を検出する第３計算機とを備え、
第２計算手段は、検出された飛行限界に基づいて前記パ
ラメータを生成することを特徴とするアクティブ型操縦
入力装置である。本発明に従えば、第２計算手段は、た
とえばスティック、ホイールおよびコラムなどの操縦入
力部に与えられた操縦力から操縦入力部の変位量を算出
する第１計算手段の操縦フィール特性を決定するパラメ
ータを生成して、第１計算手段に出力する。飛行限界に
基づいてパラメータが生成され、飛行限界に応じて操縦
フィール特性が変化される。したがって、航空機が飛行
限界に近づいたときおよび飛行限界に達したときに操縦
フィール特性の変化によって、パイロットが操縦入力部
から飛行限界に関する情報を認知することができる。

【０００８】さらに本発明は、航空機を操縦するための
操縦入力部と、操縦入力部に与えられた操縦力を検出す
る操縦力センサと、操縦入力部の変位を検出する変位セ
ンサと、操縦フィール特性および検出された操縦力に基
づいて操縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、
操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
計算手段に出力する第２計算手段と、算出された変位量
に応じて操縦入力部を変位するサーボアクチュエータ
と、操縦入力部の中立位置の移動を指示するトリムスイ
ッチとを備え、第２計算手段は、指示された中立位置に
基づいて前記パラメータを生成することを特徴とするア
クティブ型操縦入力装置である。本発明に従えば、第２
計算手段は、たとえばスティック、ホイールおよびコラ
ムなどの操縦入力部に与えられた操縦力から操縦入力部
の変位量を算出する第１計算手段の操縦フィール特性を
決定するパラメータを生成して、第１計算手段に出力す
る。指示される中立位置に基づいてパラメータが生成さ
れ、指示した中立位置となるように操縦フィール特性を
変化させることができる。したがって、操縦入力部のト
リムを取るために中立位置を変える機構を別途に組込む
必要がない。

【０００９】さらに本発明は、航空機を操縦するための
操縦入力部と、操縦入力部に与えられた操縦力を検出す
る操縦力センサと、操縦入力部の変位を検出する変位セ
ンサと、操縦フィール特性および検出された操縦力に基
づいて操縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、
操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
計算手段に出力する第２計算手段と、算出された変位量
に応じて操縦入力部を変位するサーボアクチュエータ
と、オートパイロット機能を有する飛行管理計算手段
と、飛行管理計算手段からのオートパイロット情報に基
づいて機体を制御する飛行制御計算手段とを備え、第２
計算手段は、オートパイロット情報に基づいて前記パラ
メータを生成することを特徴とするアクティブ型操縦入
力装置である。本発明に従えば、第２計算手段は、たと
えばスティック、ホイールおよびコラムなどの操縦入力
部に与えられた操縦力から操縦入力部の変位量を算出す
る第１計算手段の操縦フィール特性を決定するパラメー
タを生成して、第１計算手段に出力する。オートパイロ
ット運転時には、オートパイロット情報に基づいてパラ
メータが生成され、オートパイロット情報に基づいて操
縦フィール特性を変化させることができる。したがっ
て、オートパイロット情報に基づいて操縦入力部を変位
させ、オートパイロット機能による操縦状態をモニタす
ることができる。また、オートパイロットをオーバーラ
イドするときの判定を行うことができる。

【００１０】さらに本発明は、航空機を操縦するための
第１操縦入力部と、第１操縦入力部に与えられた操縦力
を検出する第１操縦力センサと、第１操縦入力部の変位
を検出する第１変位センサと、航空機を操縦するための
第２操縦入力部と、第２操縦入力部に与えられた操縦力
を検出する第２操縦力センサと、第２操縦入力部の変位
を検出する第２変位センサと、操縦フィール特性ならび
に検出された第１および第２操縦入力部の操縦力にそれ
ぞれ対応する第１および第２ゲインをかけて合計した合
計操縦力に基づいて、操縦入力部の変位量を算出する第
１計算手段と、算出された変位量に応じて、第１操縦入
力部を変位する第１サーボアクチュエータと、算出され
た変位量に応じて、第２操縦入力部を変位する第２サー
ボアクチュエータと、第１操縦力に重みづけするための
第１ゲインを変更する第１ゲイン切換装置と、第２操縦
力に重みづけするための第２ゲインを変更する第２ゲイ
ン切換装置とを備えることを特徴とするアクティブ型操
縦入力装置である。本発明に従えば、第１計算手段は、
検出された第１および第２操縦入力部の各操縦力ならび
に操縦フィール特性に基づいて操縦入力部の変位量を算
出する。第１サーボアクチュエータは、算出された変位
量に応じて第１スティックを変位させ、第２サーボアク
チュエータは、算出された変位量に応じて第２スティッ
クを変位させる。これによって、第１および第２スティ
ックを相互に同様に変位することができる。また、第１
スティックを操作するパイロットと第２スティックを操
作するパイロットとの間で、フォースファイトを可能と
して、各パイロットの操作ヘリコプタの運転に反映され
る。さらに、第１スティックの操縦力に対応した第１ゲ
インと、第２スティックの操縦力の第２ゲインとを第１
および第２ゲイン切換装置によって変化させて、第１お
よび第２スティックの操縦フィール特性を異ならせるこ
とができる。

【００１１】

【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態の
アクティブ型操縦入力装置１の構成を、ヘリコプタに適
用した例として示すブロック図である。アクティブ型操
縦入力装置（以下、「操縦入力装置」と略記する）１
は、スティック２と、センサ３と、フィール計算機４
と、飛行制御計算機６と、サーボアクチュエータ５とを
備える。スティック２と、センサ３と、フィール計算機
４と、サーボアクチュエータ５とを備えてアクティブス
ティックコントローラが構成され、このアクティブステ
ィックコントローラを備えることによって、スティック
２を速い速度で任意にコントロールすることができる。

【００１２】操縦入力部としてのスティック２は、航空
機であるヘリコプタ操縦用であり、パイロット７によっ
て操作されて、操縦力Ｆが与えられる。スティック２に
は、操縦力センサを有するスティック用センサ３が設け
られており、このスティック用センサ３は、スティック
２に与えられた操縦力Ｆを検出して、その操縦力Ｆを表
す操縦力信号Ｘａを、第１計算手段であるフィール計算
機４に出力する。

【００１３】フィール計算機４は、操縦力Ｆとスティッ
ク２の変位量δとの関係を表す操縦フィール特性（以
下、「フィール特性」と略記する）に基づいて、操縦力
Ｆに対応したスティック２の変位量δを算出し、その変
位量δを表す変位量信号Ｘｂを、サーボアクチュエータ
に出力する。サーボアクチュエータ５は、フィール計算
機４から出力される変位量信号Ｘｂに基づいて、変位量
δだけスティック２をサーボコントロールして変位す
る。フィール特性は、操縦フィール特性を生成する機能
を持たした第２計算手段である飛行制御計算機６によっ
て生成される。

【００１４】図２は、フィール特性の関数を示すグラフ
である。縦軸は操縦力Ｆを示し、横軸はスティック２の
変位量δを示す。α₁は第１フィール傾斜であり、α₂は
第２フィール傾斜であり、ΔＦ_DBは途中デッドバンド量
であり、δ_DBは途中デッドバンド位置であり、δ
_maxは、最大スティック変位量であり、Ｆ_Bはブレークア
ウトフォースであり、δ_NPはニュートラル位置である。

【００１５】図３はフィール特性の第１例を示し、図４
はフィール特性の第２例を示す。第１例は、δ_NP＝０，
δ_DB≧δ_maxの場合の例である。第２例は、ΔＦ_DB＝０
の場合の例である。このように、フィール計算機４で、
変位量δの算出に関与するフィール特性は、各パラメー
タ、すなわち、第１フィール傾斜α₁、第２フィール傾
斜α₂、途中デッドバンド量ΔＦ_DB、途中デッドバンド
位置δ_DB、最大スティック変位量δ_max、ブレークアウ
トフォースＦ_Bおよびニュートラル位置δ_NPによって決
定される。

【００１６】スティック用センサ３は、操縦力Ｆととも
にスティック２の変位量δをも検出することができ、飛
行制御計算機６は、スティック用センサ３によって検出
される操縦力Ｆまたは変位量δである操縦情報を表す操
縦情報信号Ｘｃが入力され、このスティック２からの操
縦情報に基づいて、ヘリコプタのたとえばロータやテー
ルロータなどのピッチ角を変位するための機体アクチュ
エータ８に、動作指令を与える信号Ｘｄを出力する。

【００１７】また飛行制御計算機６は、フィール特性を
生成、すなわちフィール特性を決定する前記した各パラ
メータα₁，α₂，ΔＦ_DB，δ_DB，Ｆ_B，δ_NP，を生成
し、各パラメータを表すパラメータ信号Ｘｅをフィール
計算機４に出力する。このように飛行制御計算機６から
のパラメータ信号Ｘｅによって、フィール特性が決定さ
れるので、飛行制御計算機６によって、パイロットがス
ティック２に一定の操縦力を与えた場合のスティックの
変位量を変更し、スティックの重さ、すなわちスティッ
クに一定量の変位を与えるために必要とする操縦力を変
更することができる。さらに、各パラメータα₁，α₂，
ΔＦ_DB，δ_DB，Ｆ_B，δ_NPを、リアルタイムで生成して
変更することによって、フィール特性をリアルタイムで
変更することができる。たとえばヘリコプタの飛行状態
やパイロットの意志に基づいて、フィール特性を変更し
て、スティックの操作性を変更することができる。この
ように、本形態の操縦入力装置１は、操縦フィール特性
を生成する機能を持つ計算機部分で、機体からの入力信
号および機体の飛行情報などを取り込み、それに基づい
て操縦フィール特性を決定するパラメータを生成し、フ
ィール特性を操縦入力部であるスティックに与えること
を特徴とするアクティブ型の操縦入力装置である。これ
によって、パイロット７がスティック２に一定の操縦力
を与えた場合のスティックの変位量、スティック２が変
位するときの摩擦量、ダンピングなどのフィール特性に
関する様々な特性を変更することができる。したがっ
て、ヘリコプタの操縦性を向上することができる。

【００１８】本発明の実施の他の形態として、フィール
計算機４にフィール特性を決定するパラメータを生成す
る機能を持たしてもよい。すなわち、フィール計算機４
が第１および第２計算手段を有するように構成してもよ
い。

【００１９】図５は、本発明の実施の他の形態の操縦入
力装置１０の構成を示すブロック図である。操縦入力装
置１０は、操縦入力装置１と類似の構成を有しており、
対応する部分には同一の参照符を付す。操縦入力装置１
０は、ヘリコプタの飛行速度として対気速度Ｕ、すなわ
ちヘリコプタの周囲の大気に対する速度を検出する速度
センサ１２を備え、この速度センサ１２は、検出した対
気速度Ｕを表す速度信号Ｘｆを飛行制御計算機６に出力
する。飛行制御計算機６は、速度信号Ｘｆに基づいて、
各パラメータα₁，α₂，ΔＦ_DB，δ_DB，Ｆ_B，δ_NPを生
成し、パラメータ信号Ｘｅをフィール計算機４に出力す
る。

【００２０】図６は操縦入力装置１０のフィール特性を
示すグラフであり、図７は操縦入力装置１０のフィール
特性の生成過程を示すフローチャートである。図６に示
すフィール特性は、図３に示した第１例と同様のδ_DB≧
δ_maxの場合のフィール特性である。ステップａ１で、
速度センサ１２によって検出されて飛行速度Ｕが取得さ
れ、ステップａ２で第１フィールα₁が、 α₁＝ｆ_α1（Ｕ）・α₀ によって算出される。α₀は、設定された基準フィール
傾斜である。ｆ_α1（Ｕ）は、図８に示すような正比例
関数であってもよく、または図９に示すような所定速度
Ｕ１未満では一定値を出力し、所定速度Ｕ１以上では比
例的に増加する値を出力する関数であってもよい。ステ
ップａ３で、算出された第１フィール傾斜α₁をフィー
ル計算機４に出力する。

【００２１】これによって、たとえば低速では符号１３
を付して示すように第１フィール傾斜α₁が緩く、高速
では符号１４を付して示すように第１フィールα₁がき
つくなるように変更することができる。この場合、ヘリ
コプタが低速で飛行中にはスティックを軽くし、逆に高
速で飛行中には重くすることができる。本発明において
「スティックが軽い」とは、スティックを一定量変位さ
せるための必要とする力が小さいことを意味し、「ステ
ィックが重い」とは、スティックを一定量変位させるた
めに必要とする力が大きいということを意味するものと
する。このようにフィール特性をヘリコプタの飛行速度
に応じて変更することによって、操縦性を向上すること
ができる。

【００２２】図１０は、本発明の実施のさらに他の形態
の操縦入力装置１５の構成を示すブロック図である。操
縦入力装置１５は、操縦入力装置１と類似の構成を有す
るので、対応する部分には同一の参照符号を付す。操縦
入力装置１０は、フィール特性を切換えるためのフィー
ル切換入力装置１６を備え、このフィール切換入力装置
１６は、パイロット７によって切換操作され、その切換
操作に対応した切換情報を表すフィール切換信号Ｘｇを
飛行制御計算機６に出力する。飛行制御計算機６では、
フィール切換信号Ｘｇに基づいて、パラメータを発生し
てパラメータ信号Ｘｅをフィール計算機４に出力する。

【００２３】図１１はフィール切換入力装置１６の一例
である切換つまみ１６ａを示す正面図であり、図１２は
切換つまみ１６ａを備える操縦入力装置１５のフィール
特性を示すグラフであり、図１３は切換つまみ１６ａを
備える操縦入力装置１５のフィール特性の生成過程を示
すフローチャートである。フィール切換入力装置１６ａ
は、無段階切換操作が可能なボリュウムタイプであっ
て、パイロット７の操作によって変化するボリュウム電
圧Ｖを検出して切換情報を得る。フィール特性は、図３
に示した第１例と同様のδ_DB≧δ_maxの場合のフィール
特性である。

【００２４】ステップｂ１で、ボリュウム電圧Ｖを検出
して取得し、ステップｂ２で、 α₁＝Ｋ・Ｖ・α₀ によって第１フィール係数α₁が算出される。ここで、
Ｋは、ボリュウム電圧Ｖを変換するための変換係数であ
り、α₀は、前記設定された基準フィール傾斜である。
ステップｂ３で算出された第１フィール傾斜α₁をフィ
ール計算機４に出力する。これによって、フィール特性
を、たとえば符号４４を付して示すように第１フィール
傾斜α₁が緩いフィール特性と、符号４５を付して示す
ように第１フィールα₁がきつくなるフィール特性との
間で、無段階に変更することができる。

【００２５】図１４はフィール切換入力装置の他の例で
あるスイッチパネル１６ｂを示す正面図であり、図１５
はスイッチパネル１６ｂを備える操縦入力装置１５のフ
ィール特性を示すグラフであり、図１６はスイッチパネ
ル１６ｂを備える操縦入力装置１５のフィール特性の生
成過程を示すフローチャートである。フィール切換入力
装置１６ｂは、複数の選択スイッチ１８ａ，１８ｂ，１
８ｃ，１８ｄを備える。パイロット７の操作によって、
各選択スイッチ１８ａ〜１８ｄのうちのいずれかが選択
されると、その選択された選択スイッチの番号を切換情
報として取得する。フィール特性は、図３に示した第１
例と同様のδ_DB≧δ_maxの場合のフィール特性である。

【００２６】パイロット７が各選択スイッチ１８ａ〜１
８ｄのうちのいずれかを選択すると、ステップｃ１で操
作された選択スイッチ１８ａ，１８ｂ，１８ｃまたは１
８ｄの番号が取得される。ステップｃ２で選択された選
択スイッチ１８ａ〜１８ｄのいずれか１つに対応した第
１フィール傾斜α₁がたとえばメモリから読出され、ス
テップｃ３で第１フィール傾斜α₁がフィール計算機４
に出力される。

【００２７】これによって、フィール特性を、たとえば
符号４６を付して示すように第１フィール傾斜α₁が緩
いフィール特性と、符号４８を付して示すように第１フ
ィールα₁がきつくなるフィール特性との間で、段階的
に変更することができる。

【００２８】このようなフィール切換入力装置１６，１
６ａ，１６ｂを備える操縦入力装置１５を用いることに
よって、パイロット７は、その好みに合わせてフィール
特性を決定して、スティック２の重さを調整することが
でき、初めての機種の場合でも違和感をなくして、早く
慣れることができる。

【００２９】図１７は、本発明の実施のさらに他の形態
の操縦入力装置２０の構成を示すブロック図である。操
縦入力装置２０は、操縦入力装置１と類似の構成を有し
ており、対応する部分には同一の参照符号を付す。操縦
入力装置２０は、飛行制御計算機６にヘリコプタの飛行
限界を検出する機能２１を備え、限界情報を機体１１か
らの情報を表す機体情報信号Ｘｈから計算して得ること
ができる。本形態では、限界を検出する機能２１を飛行
制御計算機６に持たせ、そこでは、ヘリコプタが、たと
えば飛行速度が限界速度に達している、ロータのトルク
が限界に達している、ロール角が限界角度に達してい
る、あるいはセットリング限界に達しているなどの飛行
限界情報を検出する。

【００３０】図１８は操縦入力装置２０のフィール特性
の一例を示すグラフであり、図１９は操縦入力装置２０
のフィール特性の他の例を示すグラフであり、図２０は
操縦入力装置２０のフィール特性の生成過程を示すフロ
ーチャートである。フィール特性は、図３に示した第１
例と同様のδ_DB≧δ_maxの場合のフィール特性であり、
図２０に示す動作によって、図３と同様のフィール特性
から飛行限界に達したときに、フィール特性が、図１８
または図１９に示すように変更される。

【００３１】ステップｄ１で、前記のような飛行限界情
報が検出され、ステップｄ２で、飛行限界に達している
か否かが判断される。飛行限界に達している場合には、
ステップｄ３で、フィール特性の変更のフラグが立って
いるか否か、すなわち通常状態から飛行限界に達してフ
ィール特性が変更されているか否かが判断される。フィ
ールが変更されていない場合には、ステップｄ４で、現
在のスティック位置δ_Bを検出し、ステップｄ５で、検
出したスティック位置δ_Bを途中デッドバンド位置δ_DB
に代入する。さらにステップｄ６で、検出された限界情
報に基づいて、各パラメータ、途中デッドバンド量ΔＦ
_DB、第１フィール傾斜α₁、第２フィール傾斜α₂および
ブレークアウトフォースＦ_Bが生成され、ステップｄ７
で、生成された各パラメータ、δ_DB，ΔＦ_DB，α₁、
α₂，Ｆ_Bが、フィール計算機４に出力され、ステップｄ
８で、フィール特性変更のフラグを立たせて動作を終了
する。ステップｄ３で、フラグが立っていると判断され
た場合にはそのまま動作を終了する。

【００３２】またステップｄ２で、飛行限界に達してい
ないと判断された場合には、ステップｄ９でフラグが立
っているか否かが判断され、フラグが立っている場合に
はステップｄ１０で、予め設定されて、たとえばメモリ
に記録されている基本フィールパラメータδ_DB，Δ
Ｆ_DB，α₁，α₂，Ｆ_Bを読出し、ステップｄ１１で、読
出した基本フィールパラメータδ_DB，ΔＦ_DB，α₁，
α₂，Ｆ_Bをフィール計算機４に出力して、フィール特性
を基本の状態、すなわち通常の飛行時の状態に戻し、ス
テップｄ１２で、フラグを立っていない状態に戻して動
作を終了する。ステップｄ９でフラグが立っていない場
合には、そのままの状態で動作を終了する。

【００３３】このような動作をして、飛行制御計算機６
によって、飛行状態を監視し、飛行限界に達した時点
で、図１８に示すように、途中デッドバンド位置δ_DBか
らフィール傾斜を変更し、あるいは、図１９に示すよう
に途中デッドバンド量ΔＦ_DBを付加して、フィール特性
を変更することができる。これによって、飛行限界に達
した時点で、スティック２を重たくし、飛行限界に関す
る情報をパイロットに与えることができる。しかも、パ
イロット７は、飛行限界に達しても、飛行限界に達した
ことを認識しながら、オーバーライドすることができ
る。

【００３４】図２１は本発明の実施のさらに他の形態の
操縦入力装置２５の構成を示すブロック図であり、操縦
入力装置２５は、操縦入力装置１と類似の構成を有して
おり、対応する部分には同一の参照符号を付す。操縦入
力装置２５は、スティック２に設けられ、スティック２
の中立位置を指示するトリムスイッチであるビープスイ
ッチ２６を備える。ビープスイッチ２６は、パイロット
８が操作することによって、スティック２の各軸毎の中
立位置の変更を指示するビープ信号Ｘｉを、飛行制御計
算機６に出力する。飛行制御計算機６では、ビープ信号
Ｘｉの表す値を積分した値に対応したゲインに応じて、
トルム位置、すなわちニュートラル位置δ_NPのを生成
し、そのニュートラル位置δ_NPをフィール計算機４に出
力する。

【００３５】図２２は操縦入力装置２５のフィール特性
を示すグラフであり、図２３は操縦入力装置２５のフィ
ール特性の生成過程を示すフローチャートである。フィ
ール特性は、図３に示した第１例と同様のδ_DB≧δ_max
の場合のフィール特性である。ステップｅ１で、ビープ
信号Ｘｉを取得し、ステップｅ２で、ビープ信号が１で
あるか０であるかを判断し、すなわちパイロット８によ
ってビープスイッチ２６が操作されているか否かを判断
する。

【００３６】ビープスイッチが操作されている場合に
は、ステップｅ３で、ビープスイッチの操作時間がカウ
ントアップされ、ステップｅ４で、 δ_NB＝Ｇ_Beep・ｔ によってニュートラル位置δ_NPを算出する。ここで、Ｇ
_Beepは単位時間当たりのニュートラル位置移動量を示
し、ｔはビープスイッチの操作時間を示す。ステップｅ
５で、算出されたニュートラル位置δ_NPをフィール計算
機４に出力する。ステップｅ２でビープ信号Ｘｉが０で
あると判断されたときにはそのまま動作を終了する。

【００３７】このような動作によって、ニュートラル位
置δ_NPを徐々に変位して、変位量軸にそってフィール特
性を平行移動させて、スティック２に与えることができ
る。したがって、別途にトリム機構を組込むことなく、
ビープトリムを実現することができる。

【００３８】図２４は、本発明の実施のさらに他の形態
の操縦入力装置３０の構成を示すブロック図である。操
縦入力装置３０は、操縦入力装置１と類似の構成を有し
ており、対応する部分には同一の参照符号を付す。操縦
入力装置３０のスティック２には、図２０に示すビープ
スイッチ２６に代えてマグブレーキスイッチ３１が備え
られている。マグブレーキスイッチ３１は、複数軸を瞬
時にトリム、すなわち中立位置の変更を指示するための
マグブレーキ信号Ｘｋを、飛行制御計算機６に出力す
る。飛行制御計算機６では、マグブレーキ信号Ｘｋに応
じてトリム位置、すなわちニュートラル位置δ_NPを生成
し、フィール計算機４に出力する。

【００３９】図２５は操縦入力装置３０のフィール特性
を示すグラフであり、図２６は操縦入力装置３０のフィ
ール特性の生成過程を示すフローチャートである。フィ
ール特性は、図３に示した第１例と同様のδ_DB≧δ_max
の場合のフィール特性である。ステップｆ１で、マグブ
レーキ信号Ｘｋが取得され、ステップｆ２で、マグブレ
ーキ信号Ｘｋが１であるか０であるか、すなわちマグブ
レーキスイッチ３１が操作されているか否かを判断す
る。ステップｆ２でマグブレーキスイッチ３１が操作さ
れていると判断されると、ステップｆ３で、スティック
２の現在位置δ_MBが検出されてニュートラル位置δ_NPに
代入される。ステップｆ４で、現在位置δ_MBが代入され
たニュートラル位置δ_NPを、フィール計算機４に出力し
て動作を終了する。ステップｆ２でマグブレーキスイッ
チ３１が操作されていないと判断されたときには、その
ままの状態で動作を終了する。

【００４０】このような動作によって、ニュートラル位
置δ_NPを瞬時に変位して、変位量軸にそってフィール特
性を平行移動させて、スティック２に与えることができ
る。したがって、別途にトリム機構を組込むことなく、
マグブレーキを実現することができる。

【００４１】図２７は、本発明の実施のさらに他の形態
の操縦入力装置３５の構成を示すブロック図である。操
縦入力装置３５は、オートパイロット機能を有する飛行
管理計算手段である飛行管理システム３６と、飛行管理
システム３６からのオートパイロット情報を表す信号Ｘ
ｍが入力され、スティック２からの操縦情報に代えて飛
行管理システム３６からのオートパイロット情報に基づ
いて、ヘリコプタの機体アクチュエータ８に動作指令信
号Ｘｄを出力する飛行制御計算手段である飛行制御計算
機６とを備える。

【００４２】飛行管理システム３６からのオートパイロ
ット情報Ｘｍからフィール特性を生成する機能を持つ飛
行制御計算機６でオートパイロットモニタ信号を生成
し、パラメータ信号Ｘｅの中立位置としてフィール計算
機４に出力される。フィール計算機４では、操縦力信号
Ｘａおよびパラメータ信号Ｘｅの中立位置に基づいて変
位量δを計算し、変位量信号Ｘｂをサーボアクチュエー
タ５に出力する。サーボアクチュエータ５は、変位量信
号Ｘｂにしたがってスティック２を変位させる。

【００４３】仮に操縦力Ｆが零あるいはブレークアウト
フォース以下のときはスティックはオートパイロットモ
ニタ信号に対応した量だけ変位させられる。逆に操縦力
Ｆが零あるいはブレークアウトフォース以下でないとき
は、オートパイロットモニタ信号によって変位した位置
をスティックの中立位置として、その点を中心に操縦力
に応じてさらにスティック２は変位する。そこで、この
ような特徴をオートパイロットのオーバーライドに利用
することも可能である。ただし、その際には容易にオー
トパイロットをオーバーライドしないようにブレークア
ウトフォースを大きくしたオートパイロット専用の操縦
フィール特性を設定する。

【００４４】図２８は操縦入力装置３０のオートパイロ
ットモニタの動作を示すフローチャートであり、図２９
は操縦入力装置３０のフィール特性を示すグラフであ
る。ステップｇ１でオートパイロット機能のオン／オフ
状態情報が取得されて、ステップｇ２で、オートパイロ
ット機能がオンしているか否かが判断される。オートパ
イロット機能がオンされるているとステップｇ３で、フ
ラグが立っているか否か、すなわちオートパイロット機
能によってフィールが変更されているか否かが判断され
る。フラグが立っていないとステップｇ４で、オートパ
イロット用パラメータα₁，α₂，ΔＦ_DB，δ_DB，Ｆ_B，
δ_NPを、たとえばメモリから読出して取得し、ステップ
ｇ５で、そのパラメータをフィール計算機４に出力して
フィール特性を、図２９に示すように、ブレークアウト
フォースＦ_Bを大きくし、スティック２に手を添えただ
けで、スティック２が変位しなくなるという不具合を防
いだ後に、ステップｇ６でフラグを立てる。

【００４５】ステップｇ７で、オートパイロットモニタ
信号Ｘｍを取得して、ステップｇ８で、オートパイロッ
トによる操縦状態のスティック２の変位量δ_A/Pを、 δ_A/P＝Ｋ_A/P・Ｓ_A/P によって算出し、その算出した変位量δ_A/Pをニュート
ラル位置δ_NPに代入し、ステップｇ９で、そのニュート
ラル位置δ_NPをフィール計算機４に出力して動作を終了
する。ステップｇ３でフラグが立っている場合には、ス
テップｇ７に以降し以下の動作を行う。

【００４６】ステップｇ２でオートパイロット機能がオ
フの状態にあるときには、ステップｇ１０でフラグが立
っているか否か判断され、フラグが立っている場合に
は、ステップｇ１１で基本フィールパラメータα₁，
α₂，ΔＦ_DB，δ_DB，Ｆ_B，δ_NPを、たとえばメモリから
読出して取得し、ステップｇ１２で、取得した基本フィ
ールパラメータをフィール計算機４に出力して、図２９
に破線で示す基本状態のフィール特性に戻し、ステップ
ｇ１３でフラグを戻して動作を終了する。ステップｇ１
０でフラグが立っていない場合にはそのまま動作を終了
する。このようにしてニュートラル位置δ_NPを変化させ
ることによって、オートパイロットによる操縦状態を、
スティック２の変位としてモニタすることができる。こ
れによって、正常であるか否かを判断することができ
る。

【００４７】図３０は、本発明の実施のさらに他の形態
の操縦入力装置４０の構成を示すブロック図である。操
縦入力装置４０は操縦入力装置１と類似の構成を有して
おり、対応する部分には同一の参照符号を付す。操縦入
力装置４０は、第１スティックとしてのスティック２
と、第１操縦力センサとしてのセンサ３と、フィール計
算機４と、第１サーボアクチュエータとしてのサーボア
クチュエータ５とに加えて、さらに第２スティック４１
と、第２操縦力センサ４２と、第２サーボアクチュエー
タ４３とを備える。

【００４８】第２スティック４１はヘリコプタ操縦用で
あり、第２操縦力センサ４２は、第２スティック４１に
与えられる操縦力Ｆ１を検出して、その操縦力Ｆ１を表
す操縦力信号Ｘａ１を、フィール計算機４に出力する。
フィール計算機４は、第１および第２スティック２，４
１からの操縦力Ｆ，Ｆ１に重みづけをするために第１ゲ
インおよび第２ゲインをかけ、その合計に応じて、フィ
ール特性に基づいて、第１および第２スティック２，４
１の変位量δを算出する。第１サーボアクチュエータ５
および第２サーボアクチュエータ４３は、フィール計算
機４によって算出された変位量δに応じて、第１スティ
ック２および第２スティック４１をそれぞれ変位する。

【００４９】これによって、たとえば第１スティック２
をパイロット７が操作し、第２スティック４１をコパイ
ロット５０が操作し、パイロット７とコパイロット５０
との間で、各スティック２，４１を機械的リンク機構を
用いて連結した場合と同様な効果を得て、２パイロット
コーディネーションを可能にする。つまりパイロット７
の第１スティック２と同じようにコパイロット５０の第
２スティック４１が変位する。また、パイロット７とコ
パイロッ５０との間でフォースファイトが可能となる。

【００５０】たとえば、フィール特性を、前述の図３に
示す場合と同様とし、第１フィール傾斜α₁を１(deg/l
b)とした場合に、パイロット７だけが操縦力Ｆ＝５(lb)
を入力すると、各スティック２，４１の変位量δ＝５(d
eg)となり、パイロット７およびコパイロット５０の両
者が同方向に、操縦力Ｆ＝５(lb)および操縦力Ｆ１＝５
(lb)を入力すると、各スティック２，４１の変位量δ＝
１０(deg)となり、パイロット７だけの操作に比べて、
２倍の変位量となる。また、両者７，５０が反対方向に
操縦力Ｆ＝５(lb)および操縦力Ｆ＝５(lb)を入力する
と、各スティック２，４１は変位量δ＝０(deg)なって
変位せず、飛行制御計算機６に与えられる操縦情報とし
ての変位量も０となり、機体応答は何も変化が起こらな
い。

【００５１】また、図１１に示す切換入力装置１６ａと
同様の外部入力装置５１，５２を用いて、ゲイン切換信
号Ｘｓ１，Ｘｓ２をフィール計算機４に出力し、第１ゲ
イン、第２ゲインの値を変化させることで、パイロット
７およびコパイロットに異なったフィール特性を与える
ことができる。これによって、たとえば性別などのよっ
て、それぞれの第１ゲイン、第２ゲインを異ならせ、男
性のスティック２または４１を重くし、女性のスティッ
ク４１または２を軽くしてもよい。さらに、どちらかの
ゲインを０にすることで、０としたスティック２または
４１の操縦を切離すことができる。

【００５２】上述した操縦入力装置１，１０，１５，２
０，２５，３０，３５，４０の機能を２つ以上組合わせ
て備えるように構成し、ヘリコプタなどの航空機の操縦
性をさらに向上するようにしてもよい。すなわち、飛行
制御計算機６などの第２計算手段では、航空機の飛行速
度、パイロットによるフィール切換情報、航空機の飛行
限界、トリムスイッチ操作による中立位置、およびオー
トパイロット情報のうちの少なくとも２つ以上の情報に
基づいて、フィール特性を決定する各パラメータα₁，
α₂，ΔＦ_DB，δ_DB，Ｆ_B，δ_NPを生成するようにしても
よい。また、前記情報に基づいて、各パラメータα₁，
α₂，ΔＦ_DB，δ_DB，Ｆ_B，δ_NPを生成して、フィール特
性を変更する構成を、２パイロットコーディネーション
を可能にする構成と組み合わせてもよい。

【００５３】上述の形態において示したフィール特性
は、一例であり、他のフィール特性を採用するようにし
てもよい。また、ヘリコプタに限らず、他の航空機に備
えることもでき、さらに。スティックに代えてホイール
やコラムなどを用いてもよい。

【００５４】

【発明の効果】以上のように本発明によれば、第２計算
手段によってフィール特性を変化させることができるの
で、操縦入力部の重さなどを変えることができ、操縦入
力部の操作性を変えて操縦性を向上することができる。

【００５５】また、航空機の飛行速度に応じてフィール
特性を変更することができるので、飛行速度に応じた操
縦入力部の重さなどを得ることができ、操縦性が向上さ
れる。

【００５６】さらに、パイロットがフィール切換入力装
置を用いてフィール特性を変更することができるので、
パイロットの好みに合わせて、フィール特性を変更して
操縦入力部の重さを調整し、初めての場合でも違和感を
少なくして、早く慣れることができる。

【００５７】さらに、航空機の飛行限界を検出してフィ
ール特性を変化させることができるので、パイロットは
操縦入力部を介して航空機が飛行限界に達したことを認
識することができる。しかも、飛行限界を認識しながら
オーバーライドすることができる。

【００５８】さらにトリムスイッチを操作することによ
って中立位置の変更をすることができるので、別途にト
リム機構を追加することなく、トリムを実現することが
できる。

【００５９】さらに、オートパイロット機能によって航
空機を操縦し、そのオートパイロット情報に基づいてフ
ィール特性を変更することができるので、オートパイロ
ットによる操縦状態を、スティックの変位としてモニタ
し、オートパイロット機能の故障を判断することができ
る。しかも、オートパイロット運転時にもオーバーライ
ドすることができる。

【００６０】さらに、２パイロット用として操縦入力部
を２つ設け、それぞれの操縦入力部からの操縦力に重み
づけをするためにそれぞれに対応したゲインをかけ、そ
の合計によって各操縦入力部を変位させるので、２つの
操縦入力部を機械的リンク機構を用いて連結した場合と
同様の効果を得て、２パイロットコーディネーションを
可能にする。つまり、各操縦入力部を相互に同様に変位
させることができ、かつ各パイロットの間でフォースフ
ァイトを可能にする。しかも各操縦力に対応した変更可
能なゲインをかけ、それを合計しているので、各操縦入
力部フィール特性を異ならせることができ、操作性を異
ならせることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施の一形態の操縦入力装置１の構成
を示すブロック図である。

【図２】フィール特性を説明するためのグラフである。

【図３】フィール特性の第１例を示すグラフである。

【図４】フィール特性の第２例を示すグラフである。

【図５】本発明の実施の他の形態の操縦入力装置１０の
構成を示すブロック図である。

【図６】操縦入力装置１０のフィール特性を示すグラフ
である。

【図７】操縦入力装置１０のフィール特性の生成過程を
示すフローチャートである。

【図８】関数ｆ_α1（Ｕ）の一例を示すグラフである。

【図９】関数ｆ_α1（Ｕ）の他の例を示すグラフであ
る。

【図１０】本発明の実施のさらに他の形態の操縦入力装
置１５の構成を示すブロック図である。

【図１１】切換つまみ１６ａを示す正面図である。

【図１２】切換つまみ１６ａを備える操縦入力装置１５
のフィール特性を示すグラフである。

【図１３】切換つまみ１６ａを備える操縦入力装置１５
のフィール特性の生成過程を示すフローチャートであ
る。

【図１４】スイッチパネル１６ｂを示す正面図である。

【図１５】スイッチパネル１６ｂを備える操縦入力装置
１５のフィール特性を示すグラフである。

【図１６】スイッチパネル１６ｂを備える操縦入力装置
１５のフィール特性の生成過程を示すフローチャートで
ある。

【図１７】本発明の実施のさらに他の形態の操縦入力装
置２０の構成を示すブロック図である。

【図１８】操縦入力装置２０のフィール特性の一例を示
すグラフである。

【図１９】操縦入力装置２０のフィール特性の他の例を
示すグラフである。

【図２０】操縦入力装置２０のフィール特性の生成過程
を示すフローチャートである。

【図２１】本発明の実施のさらに他の形態の操縦入力装
置２５の構成を示すブロック図である。

【図２２】操縦入力装置２５のフィール特性を示すグラ
フである。

【図２３】操縦入力装置２５のフィール特性の生成過程
を示すフローチャートである。

【図２４】本発明の実施のさらに他の形態の操縦入力装
置３０の構成を示すブロック図である。

【図２５】操縦入力装置３０のフィール特性を示すグラ
フである。

【図２６】操縦入力装置３０のフィール特性の生成過程
を示すフローチャートである。

【図２７】本発明の実施のさらに他の形態の操縦入力装
置３５の構成を示すブロック図である。

【図２８】オートパイロットモニタの動作のを示すフロ
ーチャートである。

【図２９】操縦入力装置３５のフィール特性を示すグラ
フである。

【図３０】本発明の実施のさらに他の形態の操縦入力装
置４０の構成を示すブロック図である。

【符号の説明】

１，１０，１５，２０，２５，３０，３５，４０ アク
ティブ型操縦入力装置 ２，４１ スティック ３，４２ スティック用センサ ４ フィール計算機 ５，４３ サーボアクチュエータ ６ 飛行制御計算機 ７ パイロット ８ 機体アクチュエータ １２ 速度センサ １６，１６ａ，１６ｂ フィール切換入力装置 ２１ 限界を検出する機能 ２６ ビープスイッチ ３１ マグブレーキスイッチ

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 航空機を操縦するための操縦入力部と、 操縦入力部に与えられた操縦力を検出する操縦力センサ
   と、 操縦入力部の変位を検出する変位センサと、 操縦フィール特性および検出された操縦力に基づいて操
   縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、 操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
   計算手段に出力する第２計算手段と、 算出された変位量に応じて操縦入力部を変位するサーボ
   アクチュエータと、 航空機の飛行速度を検出する速度センサとを備え、 第２計算手段は、検出された飛行速度に基づいて前記パ
   ラメータを生成することを特徴とするアクティブ型操縦
   入力装置。
2. 【請求項２】 航空機を操縦するための操縦入力部と、 操縦入力部に与えられた操縦力を検出する操縦力センサ
   と、 操縦入力部の変位を検出する変位センサと、 操縦フィール特性および検出された操縦力に基づいて操
   縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、 操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
   計算手段に出力する第２計算手段と、 算出された変位量に応じて操縦入力部を変位するサーボ
   アクチュエータと、 操縦フィール特性を切換えるためのフィール切換入力装
   置とを備え、 第２計算手段は、フィール切換入力装置からの切換情報
   に基づいて前記パラメータを生成することを特徴とする
   アクティブ型操縦入力装置。
3. 【請求項３】 航空機を操縦するための操縦入力部と、 操縦入力部に与えられた操縦力を検出する操縦力センサ
   と、 操縦入力部の変位を検出する変位センサと、 操縦フィール特性および検出された操縦力に基づいて操
   縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、 操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
   計算手段に出力する第２計算手段と、 算出された変位量に応じて操縦入力部を変位するサーボ
   アクチュエータと、 航空機の飛行限界を検出する第３計算機とを備え、 第２計算手段は、検出された飛行限界に基づいて前記パ
   ラメータを生成することを特徴とするアクティブ型操縦
   入力装置。
4. 【請求項４】 航空機を操縦するための操縦入力部と、 操縦入力部に与えられた操縦力を検出する操縦力センサ
   と、 操縦入力部の変位を検出する変位センサと、 操縦フィール特性および検出された操縦力に基づいて操
   縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、 操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
   計算手段に出力する第２計算手段と、 算出された変位量に応じて操縦入力部を変位するサーボ
   アクチュエータと、 操縦入力部の中立位置の移動を指示するトリムスイッチ
   とを備え、 第２計算手段は、指示された中立位置に基づいて前記パ
   ラメータを生成することを特徴とするアクティブ型操縦
   入力装置。
5. 【請求項５】 航空機を操縦するための操縦入力部と、 操縦入力部に与えられた操縦力を検出する操縦力センサ
   と、 操縦入力部の変位を検出する変位センサと、 操縦フィール特性および検出された操縦力に基づいて操
   縦入力部の変位量を算出する第１計算手段と、 操縦フィール特性を決定するパラメータを生成して第１
   計算手段に出力する第２計算手段と、 算出された変位量に応じて操縦入力部を変位するサーボ
   アクチュエータと、 オートパイロット機能を有する飛行管理計算手段と、 飛行管理計算手段からのオートパイロット情報に基づい
   て機体を制御する飛行制御計算手段とを備え、 第２計算手段は、オートパイロット情報に基づいて前記
   パラメータを生成することを特徴とするアクティブ型操
   縦入力装置。
6. 【請求項６】 航空機を操縦するための第１操縦入力部
   と、 第１操縦入力部に与えられた操縦力を検出する第１操縦
   力センサと、 第１操縦入力部の変位を検出する第１変位センサと、 航空機を操縦するための第２操縦入力部と、 第２操縦入力部に与えられた操縦力を検出する第２操縦
   力センサと、 第２操縦入力部の変位を検出する第２変位センサと、 操縦フィール特性ならびに検出された第１および第２操
   縦入力部の操縦力にそれぞれ対応する第１および第２ゲ
   インをかけて合計した合計操縦力に基づいて、操縦入力
   部の変位量を算出する第１計算手段と、 算出された変位量に応じて、第１操縦入力部を変位する
   第１サーボアクチュエータと、 算出された変位量に応じて、第２操縦入力部を変位する
   第２サーボアクチュエータと、 第１操縦力に重みづけするための第１ゲインを変更する
   第１ゲイン切換装置と、 第２操縦力に重みづけするための第２ゲインを変更する
   第２ゲイン切換装置とを備えることを特徴とするアクテ
   ィブ型操縦入力装置。