JPH1016894A - ヘリコプターの重量、余剰馬力指数の検出装置および検出方法 - Google Patents
ヘリコプターの重量、余剰馬力指数の検出装置および検出方法Info
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- JPH1016894A JPH1016894A JP17233096A JP17233096A JPH1016894A JP H1016894 A JPH1016894 A JP H1016894A JP 17233096 A JP17233096 A JP 17233096A JP 17233096 A JP17233096 A JP 17233096A JP H1016894 A JPH1016894 A JP H1016894A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】本発明は、パイロットがホバリングをするだけ
で、機体重量を自動的に計算し、表示することが出来る
装置を提供することを目的とする。 【解決手段】ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサ１と、
性能表２と、シンボル・ゼネレータ３と、表示器４を具
備し、（Ｂ）センサ１は、気圧高度と、電波高度と、外
気温度と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号を
シンボル・ゼネレータ３に出力し、（Ｃ）性能表２は、
シンボル・ゼネレータ３の中に内臓され、（Ｄ）前記シ
ンボル・ゼネレータ３は、センサ１からの信号と、パイ
ロットによる風速の概略値を入力するとともに、（Ｅ）
センサ１から入力した気圧高度と外気温度とから、密度
高度を計算し、（Ｆ）性能表２と、密度高度（ＨＤ）
と、エンジン・トルク（ＴＲＱ）に基づき、前記エンジ
ン・トルク（ＴＲＱ）に対するホバリング可能重量を計
算し、（Ｇ）前記重量ホバリング可能重量を、機体重量
（ＧＷ）として表示器（４）に出力することを特徴とす
る。
で、機体重量を自動的に計算し、表示することが出来る
装置を提供することを目的とする。 【解決手段】ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサ１と、
性能表２と、シンボル・ゼネレータ３と、表示器４を具
備し、（Ｂ）センサ１は、気圧高度と、電波高度と、外
気温度と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号を
シンボル・ゼネレータ３に出力し、（Ｃ）性能表２は、
シンボル・ゼネレータ３の中に内臓され、（Ｄ）前記シ
ンボル・ゼネレータ３は、センサ１からの信号と、パイ
ロットによる風速の概略値を入力するとともに、（Ｅ）
センサ１から入力した気圧高度と外気温度とから、密度
高度を計算し、（Ｆ）性能表２と、密度高度（ＨＤ）
と、エンジン・トルク（ＴＲＱ）に基づき、前記エンジ
ン・トルク（ＴＲＱ）に対するホバリング可能重量を計
算し、（Ｇ）前記重量ホバリング可能重量を、機体重量
（ＧＷ）として表示器（４）に出力することを特徴とす
る。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタの全備
重量（以下機体重量という）、最大ホバリング可能重
量、積載余裕、余剰馬力指数などの検出装置および検出
方法に関する。
重量（以下機体重量という）、最大ホバリング可能重
量、積載余裕、余剰馬力指数などの検出装置および検出
方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の技術を、図１１に示す。従来の技
術では、 （１）ヘリコプタの機体重量（ＧＷ）の計算は、操縦士
（以下パイロットという）が飛行前に搭載物の重量を点
検し、それらを足し合わせて算出していた。 （２）最大ホバリング可能重量の計算は、パイロットが
機体の性能表とエンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）か
ら、求めていた。 （３）積載余裕（ＧＷMARGIN）の計算は、パイロットが
機体の性能表とエンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）か
ら、ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を求め、その値
から機体重量（ＧＷ）を引き、算出していた。 （４）余剰馬力指数（ＰＳ）の計算は、パイロットが機
体の性能表から、エンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）と
ホバリング必要馬力（ＳＨＰREQ ）の差（△ＳＨＰ）を
求め、その値（△ＳＨＰ）を機体重量（ＧＷ）で割るこ
とにより、算出していた。 （５）そして、飛行にともない、残燃料、外気温度、高
度等が変化するので、パイロットは、必要に応じて、そ
の都度、上記計算を実施していた。
術では、 （１）ヘリコプタの機体重量（ＧＷ）の計算は、操縦士
（以下パイロットという）が飛行前に搭載物の重量を点
検し、それらを足し合わせて算出していた。 （２）最大ホバリング可能重量の計算は、パイロットが
機体の性能表とエンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）か
ら、求めていた。 （３）積載余裕（ＧＷMARGIN）の計算は、パイロットが
機体の性能表とエンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）か
ら、ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を求め、その値
から機体重量（ＧＷ）を引き、算出していた。 （４）余剰馬力指数（ＰＳ）の計算は、パイロットが機
体の性能表から、エンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）と
ホバリング必要馬力（ＳＨＰREQ ）の差（△ＳＨＰ）を
求め、その値（△ＳＨＰ）を機体重量（ＧＷ）で割るこ
とにより、算出していた。 （５）そして、飛行にともない、残燃料、外気温度、高
度等が変化するので、パイロットは、必要に応じて、そ
の都度、上記計算を実施していた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】従来の技術では、パイ
ロットは機体重量、最大ホバリング可能重量、積載余
裕、余剰馬力指数などを、条件が変わるごとに、計算し
なければならず、その計算のために多大な時間を費やさ
ねばならないという問題があった。本発明は、これらの
問題を解決することができる検出装置および検出方法を
提供することを目的とする。
ロットは機体重量、最大ホバリング可能重量、積載余
裕、余剰馬力指数などを、条件が変わるごとに、計算し
なければならず、その計算のために多大な時間を費やさ
ねばならないという問題があった。本発明は、これらの
問題を解決することができる検出装置および検出方法を
提供することを目的とする。
【０００４】
（第１の手段）本発明に係るヘリコプターの機体重量
（ＧＷ）の検出装置は、エンジン防氷装置と空気調和装
置を有するヘリコプタにおいて、（Ａ）センサと、性能
表と、シンボル・ジェネレータと、表示器を具備し、
（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高度と、外気温度
と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号をシンボ
ル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表は、シンボル・
ジェネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記シンボル・ゼ
ネレータは、センサからの信号と、防氷装置からのＯＮ
／ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ／ＯＦＦ信号
と、パイロットによる風速の概略値を入力するととも
に、（Ｅ）センサから入力した気圧高度と外気温度とか
ら、密度高度（ＨＤ）を計算し、（Ｆ）性能表と、密度
高度（ＨＤ）と、エンジン・トルク（ＴＲＱ）に基づ
き、前記エンジン・トルク（ＴＲＱ）に対するホバリン
グ可能重量（ＧＷHOV ）を計算し、（Ｇ）前記重量ホバ
リング可能重量（ＧＷHOV ）を、機体重量（ＧＷ）とし
て表示器に出力することを特徴とする。 （第２の手段）本発明に係るヘリコプターの最大ホバリ
ング可能重量（ＧＷH.MAX ）の検出装置は、エンジン防
氷装置と空気調和装置を有するヘリコプタにおいて、
（Ａ）センサと、飛行特性データ（性能表）と、シンボ
ル・ジェネレータ（計算機）と、表示器を具備し、
（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高度と、外気温度
と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号をシンボ
ル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表は、シンボル・
ゼネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記シンボル・ゼネ
レータは、センサからの信号と、防氷装置からのＯＮ／
ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ／ＯＦＦ信号
と、パイロットによる風速の概略値を入力するととも
に、（Ｅ）前記シンボル・ゼネレータは、センサから入
力した気圧高度と外気温度とから、密度高度（ＨＤ）を
計算し，（Ｆ）性能表と、密度高度（ＨＤ）と、エンジ
ン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基づき、前記エンジン
利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対する最大ホバリング可
能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、表示器に出力すること
を特徴とする。 （第３の手段）本発明に係るヘリコプターの積載余裕の
検出装置は、エンジン防氷装置と空気調和装置を有する
ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサと、飛行特性データ
（性能表）と、シンボル・ジェネレータ（計算機）と、
表示器を具備し、（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高
度と、外気温度と、対地速度と、エンジン・トルクの検
出信号をシンボル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表
は、シンボル・ゼネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記
シンボル・ゼネレータは、センサからの信号と、防氷装
置からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ
／ＯＦＦ信号と、パイロットによる風速の概略値を入力
するとともに、（Ｅ）シンボル・ゼネレータは、センサ
から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高度（Ｈ
Ｄ）を計算し，（Ｆ）性能表と、密度高度（ＨＤ）と、
エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基づき、前記エ
ンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対する最大ホバリ
ング可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、（Ｇ）最大ホバ
リング可能重量（ＧＷH.MAX ）から機体重量（ＧＷ）を
引くことにより、ホバリング重量余裕、すなわち、積載
余裕（ＧＷMARGIN）を求め、表示器に出力することを特
徴とする。 （第４の手段）本発明に係るヘリコプターの余剰馬力指
数（ＰＳ）の検出装置は、エンジン防氷装置と空気調和
装置を有するヘリコプタにおいて、（Ａ）センサと、飛
行特性データ（性能表）と、シンボル・ジェネレータ
（計算機）と、表示器と、防氷装置と、空気調和装置を
具備し、（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高度と、外
気温度と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号を
シンボル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表は、シン
ボル・ジェネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記シンボ
ル・ゼネレータは、センサからの信号と、防氷装置から
のＯＮ／ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ／ＯＦ
Ｆ信号と、パイロットによる風速の概略値を入力すると
ともに、（Ｅ）前記シンボル・ゼネレータは、センサか
ら入力した気圧高度と外気温度とから、密度高度（Ｈ
Ｄ）を計算し，（Ｆ）性能表と、密度高度（ＨＤ）に基
づき、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）と、ホバリ
ングに必要なエンジン・トルク（ＴＲＱRQ）を計算し、
（Ｇ）前記トルク（ＴＲＱAV、ＴＲＱRQ）から、エンジ
ン利用可能馬力（ＳＨＰAV）とホバリング必要馬力（Ｓ
ＨＰRQ）を求め、（Ｈ）前記馬力（ＳＨＰAV、ＳＨ
ＰRQ）の差（△ＳＨＰ）を機体重量（ＧＷ）で割ること
により、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め、表示器に出力す
ることを特徴とする。 （第５の手段）本発明に係るヘリコプタの重量、余剰馬
力指数の検出方法は、センサと、性能表と、シンボル・
ゼネレータと、表示器を有するヘリコプタにおいて、
（Ａ）パイロットにより、ヘリコプタでホバリングし、
（Ｂ）ヘリコプタのホバリング時の、エンジン・トルク
を、センサからシンボル・ゼネレータに入力し、（Ｃ）
シンボル・ゼネレータにより、ホバリング時のエンジン
・トルクにおけるホバリング可能重量を性能表から求め
ることにより、機体重量（ＧＷ）を求め、（Ｄ）シンボ
ル・ゼネレータにより、機体周辺条件におけるエンジン
利用可能トルクを、性能表から求め、（Ｅ）シンボル・
ゼネレータにより、（Ｄ）のエンジン利用可能トルクに
おける最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を、性能
表から求め、（Ｆ）シンボル・ゼネレータにより、
（Ｅ）のホバリング可能重量（ＧＷH.MAX）と、（Ｃ）
の機体重量（ＧＷ）の差を求めることにより積載余裕
（ＧＷMARGIN）を求め、（Ｇ）シンボル・ゼネレータに
より、（Ｄ）のエンジン利用可能トルクと、（Ｂ）のエ
ンジン・トルク（ＴＲＱ）との差（△ＴＲＱ）を求め、
このエンジン・トルクの差（△ＴＲＱ）を機体重量（Ｇ
Ｗ）で割り、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め、（Ｈ）前記
計算結果を、表示装置に表示することを特徴とする。
（ＧＷ）の検出装置は、エンジン防氷装置と空気調和装
置を有するヘリコプタにおいて、（Ａ）センサと、性能
表と、シンボル・ジェネレータと、表示器を具備し、
（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高度と、外気温度
と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号をシンボ
ル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表は、シンボル・
ジェネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記シンボル・ゼ
ネレータは、センサからの信号と、防氷装置からのＯＮ
／ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ／ＯＦＦ信号
と、パイロットによる風速の概略値を入力するととも
に、（Ｅ）センサから入力した気圧高度と外気温度とか
ら、密度高度（ＨＤ）を計算し、（Ｆ）性能表と、密度
高度（ＨＤ）と、エンジン・トルク（ＴＲＱ）に基づ
き、前記エンジン・トルク（ＴＲＱ）に対するホバリン
グ可能重量（ＧＷHOV ）を計算し、（Ｇ）前記重量ホバ
リング可能重量（ＧＷHOV ）を、機体重量（ＧＷ）とし
て表示器に出力することを特徴とする。 （第２の手段）本発明に係るヘリコプターの最大ホバリ
ング可能重量（ＧＷH.MAX ）の検出装置は、エンジン防
氷装置と空気調和装置を有するヘリコプタにおいて、
（Ａ）センサと、飛行特性データ（性能表）と、シンボ
ル・ジェネレータ（計算機）と、表示器を具備し、
（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高度と、外気温度
と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号をシンボ
ル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表は、シンボル・
ゼネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記シンボル・ゼネ
レータは、センサからの信号と、防氷装置からのＯＮ／
ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ／ＯＦＦ信号
と、パイロットによる風速の概略値を入力するととも
に、（Ｅ）前記シンボル・ゼネレータは、センサから入
力した気圧高度と外気温度とから、密度高度（ＨＤ）を
計算し，（Ｆ）性能表と、密度高度（ＨＤ）と、エンジ
ン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基づき、前記エンジン
利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対する最大ホバリング可
能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、表示器に出力すること
を特徴とする。 （第３の手段）本発明に係るヘリコプターの積載余裕の
検出装置は、エンジン防氷装置と空気調和装置を有する
ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサと、飛行特性データ
（性能表）と、シンボル・ジェネレータ（計算機）と、
表示器を具備し、（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高
度と、外気温度と、対地速度と、エンジン・トルクの検
出信号をシンボル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表
は、シンボル・ゼネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記
シンボル・ゼネレータは、センサからの信号と、防氷装
置からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ
／ＯＦＦ信号と、パイロットによる風速の概略値を入力
するとともに、（Ｅ）シンボル・ゼネレータは、センサ
から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高度（Ｈ
Ｄ）を計算し，（Ｆ）性能表と、密度高度（ＨＤ）と、
エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基づき、前記エ
ンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対する最大ホバリ
ング可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、（Ｇ）最大ホバ
リング可能重量（ＧＷH.MAX ）から機体重量（ＧＷ）を
引くことにより、ホバリング重量余裕、すなわち、積載
余裕（ＧＷMARGIN）を求め、表示器に出力することを特
徴とする。 （第４の手段）本発明に係るヘリコプターの余剰馬力指
数（ＰＳ）の検出装置は、エンジン防氷装置と空気調和
装置を有するヘリコプタにおいて、（Ａ）センサと、飛
行特性データ（性能表）と、シンボル・ジェネレータ
（計算機）と、表示器と、防氷装置と、空気調和装置を
具備し、（Ｂ）センサは、気圧高度と、電波高度と、外
気温度と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号を
シンボル・ゼネレータに出力し、（Ｃ）性能表は、シン
ボル・ジェネレータの中に内臓され、（Ｄ）前記シンボ
ル・ゼネレータは、センサからの信号と、防氷装置から
のＯＮ／ＯＦＦ信号と、空気調和装置からのＯＮ／ＯＦ
Ｆ信号と、パイロットによる風速の概略値を入力すると
ともに、（Ｅ）前記シンボル・ゼネレータは、センサか
ら入力した気圧高度と外気温度とから、密度高度（Ｈ
Ｄ）を計算し，（Ｆ）性能表と、密度高度（ＨＤ）に基
づき、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）と、ホバリ
ングに必要なエンジン・トルク（ＴＲＱRQ）を計算し、
（Ｇ）前記トルク（ＴＲＱAV、ＴＲＱRQ）から、エンジ
ン利用可能馬力（ＳＨＰAV）とホバリング必要馬力（Ｓ
ＨＰRQ）を求め、（Ｈ）前記馬力（ＳＨＰAV、ＳＨ
ＰRQ）の差（△ＳＨＰ）を機体重量（ＧＷ）で割ること
により、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め、表示器に出力す
ることを特徴とする。 （第５の手段）本発明に係るヘリコプタの重量、余剰馬
力指数の検出方法は、センサと、性能表と、シンボル・
ゼネレータと、表示器を有するヘリコプタにおいて、
（Ａ）パイロットにより、ヘリコプタでホバリングし、
（Ｂ）ヘリコプタのホバリング時の、エンジン・トルク
を、センサからシンボル・ゼネレータに入力し、（Ｃ）
シンボル・ゼネレータにより、ホバリング時のエンジン
・トルクにおけるホバリング可能重量を性能表から求め
ることにより、機体重量（ＧＷ）を求め、（Ｄ）シンボ
ル・ゼネレータにより、機体周辺条件におけるエンジン
利用可能トルクを、性能表から求め、（Ｅ）シンボル・
ゼネレータにより、（Ｄ）のエンジン利用可能トルクに
おける最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を、性能
表から求め、（Ｆ）シンボル・ゼネレータにより、
（Ｅ）のホバリング可能重量（ＧＷH.MAX）と、（Ｃ）
の機体重量（ＧＷ）の差を求めることにより積載余裕
（ＧＷMARGIN）を求め、（Ｇ）シンボル・ゼネレータに
より、（Ｄ）のエンジン利用可能トルクと、（Ｂ）のエ
ンジン・トルク（ＴＲＱ）との差（△ＴＲＱ）を求め、
このエンジン・トルクの差（△ＴＲＱ）を機体重量（Ｇ
Ｗ）で割り、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め、（Ｈ）前記
計算結果を、表示装置に表示することを特徴とする。
【０００５】すなわち、本発明に係るヘリコプタの機体
重量、積載余裕、および余剰馬力指数の検出方法は、搭
載物の重量チェック、および各種計算を、以下のように
自動化し、瞬時に表示する（図２〜図３）。 （Ｓ１）パイロットにより、ヘリコプタでホバリングす
る。 （Ｓ２）ヘリコプタのホバリング時の、エンジン・トル
クなどのデータを、センサ１からシンボル・ゼネレータ
３に入力する。 （Ｓ３）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ２）のエ
ンジン・トルクにおけるホバリング可能重量を性能表２
から、補間して求める。これが機体重量（ＧＷ）とな
る。 （Ｓ４）シンボル・ゼネレータ３により、機体周辺条件
におけるエンジン利用可能トルクを、性能表２から補間
して求める。 （Ｓ５）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ４）のエ
ンジン利用可能トルクにおける最大ホバリング可能重量
（ＧＷH.MAX ）を、性能表２から、補間して求める。 （Ｓ６）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ５）の最
大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）と、（Ｓ３）の機
体重量（ＧＷ）の差を求める。これが積載余裕（ＧＷ
MARGIN）となる。 （Ｓ７）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ４）のエ
ンジン利用可能トルクと、（Ｓ２）のエンジン・トルク
の差（△ＴＲＱ）を求め、このトルク差（△ＴＲＱ）を
機体重量（ＧＷ）で割り、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め
る。 （Ｓ８）計算結果を、表示器（多機能表示器）４に表示
する。
重量、積載余裕、および余剰馬力指数の検出方法は、搭
載物の重量チェック、および各種計算を、以下のように
自動化し、瞬時に表示する（図２〜図３）。 （Ｓ１）パイロットにより、ヘリコプタでホバリングす
る。 （Ｓ２）ヘリコプタのホバリング時の、エンジン・トル
クなどのデータを、センサ１からシンボル・ゼネレータ
３に入力する。 （Ｓ３）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ２）のエ
ンジン・トルクにおけるホバリング可能重量を性能表２
から、補間して求める。これが機体重量（ＧＷ）とな
る。 （Ｓ４）シンボル・ゼネレータ３により、機体周辺条件
におけるエンジン利用可能トルクを、性能表２から補間
して求める。 （Ｓ５）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ４）のエ
ンジン利用可能トルクにおける最大ホバリング可能重量
（ＧＷH.MAX ）を、性能表２から、補間して求める。 （Ｓ６）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ５）の最
大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）と、（Ｓ３）の機
体重量（ＧＷ）の差を求める。これが積載余裕（ＧＷ
MARGIN）となる。 （Ｓ７）シンボル・ゼネレータ３により、（Ｓ４）のエ
ンジン利用可能トルクと、（Ｓ２）のエンジン・トルク
の差（△ＴＲＱ）を求め、このトルク差（△ＴＲＱ）を
機体重量（ＧＷ）で割り、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め
る。 （Ｓ８）計算結果を、表示器（多機能表示器）４に表示
する。
【０００６】したがって、次のように作用する。 （１）機体重量等の情報を必要としたとき、パイロット
はホバリングを実施する。これは、機体重量をホバリン
グ時のエンジン・トルクから求めるためである。
はホバリングを実施する。これは、機体重量をホバリン
グ時のエンジン・トルクから求めるためである。
【０００７】すなわち、そのエンジン・トルクにおける
ホバリング可能重量を性能表から、シンボル・ジェネレ
ータで求めれば、実際にホバリングしているので、それ
が機体重量となる。
ホバリング可能重量を性能表から、シンボル・ジェネレ
ータで求めれば、実際にホバリングしているので、それ
が機体重量となる。
【０００８】従って、機体重量などを算出する際に、パ
イロットはヘリコプタでホバリングし、風速の概略値を
入力するするだけでよく、個々の搭載物の情報を入力す
る必要は、一切なくなる。 （２）そして、従来パイロットが実施していた機体重
量、積載余裕、余剰馬力指数の計算は、シンボル・ゼネ
レータが実施することになる。 （３）そのため、残燃料、外気温度、高度等が変化して
も、その場でホバリングするだけで、機体重量等の情報
をうることができる。
イロットはヘリコプタでホバリングし、風速の概略値を
入力するするだけでよく、個々の搭載物の情報を入力す
る必要は、一切なくなる。 （２）そして、従来パイロットが実施していた機体重
量、積載余裕、余剰馬力指数の計算は、シンボル・ゼネ
レータが実施することになる。 （３）そのため、残燃料、外気温度、高度等が変化して
も、その場でホバリングするだけで、機体重量等の情報
をうることができる。
【０００９】
（第１の実施の形態）本発明の第１の実施の形態を図１
〜図１０に示す。図１は本発明の第１の実施の形態に係
るシステムの構成を示す図。
〜図１０に示す。図１は本発明の第１の実施の形態に係
るシステムの構成を示す図。
【００１０】図２は第１の実施の形態に係るシステムの
ブロック図。図３は第１の実施の形態に係るシステムの
演算フローチャート。図４は図３の演算フローチャート
の説明図（１）。
ブロック図。図３は第１の実施の形態に係るシステムの
演算フローチャート。図４は図３の演算フローチャート
の説明図（１）。
【００１１】図５は図３の演算フローチャートの説明図
（２）。図６は図３の演算フローチャートの説明図
（３）。図７は図３の演算フローチャートの説明図
（４）。
（２）。図６は図３の演算フローチャートの説明図
（３）。図７は図３の演算フローチャートの説明図
（４）。
【００１２】図８は図３の演算フローチャートの説明図
（５）。図９本発明の第１の実施の形態に係るシステム
による表示例を示す図。図１０は運動量理論によるヘリ
コプタ・ロータの推力Ｔの説明図である。 （主要構成機器および機能分担）図１に示すように、第
１の実施の形態に係るシステムは、センサ１と、シンボ
ル・ジェネレータ３と、多機能表示器４と、防氷装置６
と、空気調和装置７とからなる。
（５）。図９本発明の第１の実施の形態に係るシステム
による表示例を示す図。図１０は運動量理論によるヘリ
コプタ・ロータの推力Ｔの説明図である。 （主要構成機器および機能分担）図１に示すように、第
１の実施の形態に係るシステムは、センサ１と、シンボ
ル・ジェネレータ３と、多機能表示器４と、防氷装置６
と、空気調和装置７とからなる。
【００１３】センサ１は、気圧高度１１と、電波高度１
２と、外気温度１３と、対地速度１４と、エンジン・ト
ルク１５を検出し、検出信号をシンボル・ジェネレータ
３へ出力する。
２と、外気温度１３と、対地速度１４と、エンジン・ト
ルク１５を検出し、検出信号をシンボル・ジェネレータ
３へ出力する。
【００１４】シンボル・ジェネレータ３は、飛行特性デ
ータ（すなわち性能表）２として、第１性能表（ホバリ
ング可能重量データ・テーブル）２Ａと、第２性能表
（エンジン利用可能トルク・データ・テーブル）２Ｂを
有し、センサ１から入力した信号（１１〜１５）と、エ
ンジン防氷装置から入力したＯＮ／ＯＦＦ信号（１６）
と、空気調和装置から入力したＯＮ／ＯＦＦ信号（１
７）と、ヘリコプタの飛行特性データ（２）に基き、ヘ
リコプタの機体重量、積載余裕、余剰馬力指数などを算
出するための各種演算を行う。
ータ（すなわち性能表）２として、第１性能表（ホバリ
ング可能重量データ・テーブル）２Ａと、第２性能表
（エンジン利用可能トルク・データ・テーブル）２Ｂを
有し、センサ１から入力した信号（１１〜１５）と、エ
ンジン防氷装置から入力したＯＮ／ＯＦＦ信号（１６）
と、空気調和装置から入力したＯＮ／ＯＦＦ信号（１
７）と、ヘリコプタの飛行特性データ（２）に基き、ヘ
リコプタの機体重量、積載余裕、余剰馬力指数などを算
出するための各種演算を行う。
【００１５】その各種演算のプロセスを、図２のブロッ
ク図に示す。そして、エンジン２発、防氷装置２台を搭
載した場合の、演算フローチャートを図３〜図８に示
す。
ク図に示す。そして、エンジン２発、防氷装置２台を搭
載した場合の、演算フローチャートを図３〜図８に示
す。
【００１６】多機能表示器４は、シンボル・ジェネレー
タ３からの信号に基き、ヘリコプタの機体重量、積載余
裕、余剰馬力指数などを表示するチェックボタン（ＣＨ
Ｋ）５は、風速１８のパイロットによる入力に用いる。
タ３からの信号に基き、ヘリコプタの機体重量、積載余
裕、余剰馬力指数などを表示するチェックボタン（ＣＨ
Ｋ）５は、風速１８のパイロットによる入力に用いる。
【００１７】エンジン防氷装置６および空気調和装置７
は、図１には、１個しか記載していないが、エンジン防
氷装置６はエンジンの数だけ、空気調和装置７も複数個
有することもある。 （ホバリング時のヘリコプタの特性）運動量理論による
と、流体の粘性を省略し、メイン・ロータの推力は、回
転面に一様に分布し、かつ回転面上では流れの速度は一
様であるとし、メイン・ロータ面での誘導速度をνと仮
定すると、メイン・ロータの、はるか後方位置での誘導
速度は２νとなるため、ホバリング時におけるヘリコプ
タのメイン・ロータの推力Ｔ、およびパワー（馬力に比
例）Ｐは、図１０を参照して、 Ｔ＝（ロータへの流入空気量）×（ロータによる空気の誘導速度） ＝（ρπＲ2 ν）×（２ν） （１） ν＝［Ｔ／（２ρπＲ2 ）］1/2 （２） Ｐ＝（Ｔ）×（ν）＝（Ｔ）3/2 ／（２ρπＲ2 ）1/2 （３） ただし ρは空気密度 Ｒはメインロータの半径 Ｖは機体の垂直上昇速度（ホバリング時には、Ｖ＝０） νはロータによる空気のロータ面での誘導速度 （ロータ面での誘導速度をνとすると、 ロータの無限後方位置では２νとなる） で表すことができる。
は、図１には、１個しか記載していないが、エンジン防
氷装置６はエンジンの数だけ、空気調和装置７も複数個
有することもある。 （ホバリング時のヘリコプタの特性）運動量理論による
と、流体の粘性を省略し、メイン・ロータの推力は、回
転面に一様に分布し、かつ回転面上では流れの速度は一
様であるとし、メイン・ロータ面での誘導速度をνと仮
定すると、メイン・ロータの、はるか後方位置での誘導
速度は２νとなるため、ホバリング時におけるヘリコプ
タのメイン・ロータの推力Ｔ、およびパワー（馬力に比
例）Ｐは、図１０を参照して、 Ｔ＝（ロータへの流入空気量）×（ロータによる空気の誘導速度） ＝（ρπＲ2 ν）×（２ν） （１） ν＝［Ｔ／（２ρπＲ2 ）］1/2 （２） Ｐ＝（Ｔ）×（ν）＝（Ｔ）3/2 ／（２ρπＲ2 ）1/2 （３） ただし ρは空気密度 Ｒはメインロータの半径 Ｖは機体の垂直上昇速度（ホバリング時には、Ｖ＝０） νはロータによる空気のロータ面での誘導速度 （ロータ面での誘導速度をνとすると、 ロータの無限後方位置では２νとなる） で表すことができる。
【００１８】ホバリング時におけるヘリコプタのメイン
・ロータの推力Ｔは、機体重量ＧＷに等しいから、 Ｐ＝（ＧＷ）×（ν）＝（ＧＷ）3/2 ／（２ρπＲ2 ）1/2 （４） となる。
・ロータの推力Ｔは、機体重量ＧＷに等しいから、 Ｐ＝（ＧＷ）×（ν）＝（ＧＷ）3/2 ／（２ρπＲ2 ）1/2 （４） となる。
【００１９】従って、ホバリング時におけるヘリコプタ
のメイン・ロータのパワー（馬力に比例）Ｐを検出する
ことにより、ホバリング時におけるヘリコプタの機体重
量ＧＷを求めることができる。
のメイン・ロータのパワー（馬力に比例）Ｐを検出する
ことにより、ホバリング時におけるヘリコプタの機体重
量ＧＷを求めることができる。
【００２０】式（４）は、前記仮定により導き出したも
のであるが、各々のヘリコプタについての飛行特性デー
タ（性能表）を使用することにより、式（４）よりも高
精度で、ヘリコプタにおける実際のメイン・ロータの馬
力とホバリング時におけるヘリコプタの機体重量ＧＷの
関係を知ることができる。
のであるが、各々のヘリコプタについての飛行特性デー
タ（性能表）を使用することにより、式（４）よりも高
精度で、ヘリコプタにおける実際のメイン・ロータの馬
力とホバリング時におけるヘリコプタの機体重量ＧＷの
関係を知ることができる。
【００２１】そのため、本発明では、各々のヘリコプタ
についての飛行特性データ（性能表）を使用することに
する。 （演算方法）図２に基づき、説明する。 （Ａ）ホバリング状態の判定（Ｓ１） 本発明に関する演算は、ホバリング時に行うことを前提
にしている。
についての飛行特性データ（性能表）を使用することに
する。 （演算方法）図２に基づき、説明する。 （Ａ）ホバリング状態の判定（Ｓ１） 本発明に関する演算は、ホバリング時に行うことを前提
にしている。
【００２２】これは、ホバリング時が最も演算精度が良
いためである。そのため、対気速度（対地速度＋風速）
が３０ＫＴ以上の時は、ホバリングの状態からはずれす
ぎるため、演算を打ち切る。 （Ｂ）データ入力（Ｓ２） 演算のために、次のデータをシンボル・ジェネレータ３
に入力する。
いためである。そのため、対気速度（対地速度＋風速）
が３０ＫＴ以上の時は、ホバリングの状態からはずれす
ぎるため、演算を打ち切る。 （Ｂ）データ入力（Ｓ２） 演算のために、次のデータをシンボル・ジェネレータ３
に入力する。
【００２３】気圧高度（ＨＰ） １１ 電波高度（ＲＡＬＴ） １２ 外気温度（ＯＡＴ） １３ 対地速度（ＧＳ） １４ エンジン・トルク（ＴＲＱ） １５ ＮＯ．１（エンジン・トルク）ＴＲＱ１ ＮＯ．２（エンジン・トルク）ＴＲＱ２ … ＮＯ．ｍ（エンジン・トルク）ＴＲＱＮ エンジン防氷装置（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信
号 １６ ＮＯ．１（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ ＮＯ．２（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ … ＮＯ．ｍ（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ 空気調和装置（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 １７ ＮＯ．１（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．２（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 … ＮＯ．ｎ（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 風速（ＷＩＮＤ） １８ データ１１〜１５は、センサ１から、シンボル・ジェネ
レータ３に入力する。
号 １６ ＮＯ．１（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ ＮＯ．２（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ … ＮＯ．ｍ（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ 空気調和装置（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 １７ ＮＯ．１（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．２（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 … ＮＯ．ｎ（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 風速（ＷＩＮＤ） １８ データ１１〜１５は、センサ１から、シンボル・ジェネ
レータ３に入力する。
【００２４】データ１６〜１７は、防氷装置と空気調和
装置から、シンボル・ジェネレータ３に入力する。風速
１８については、ホバリング中にセンサから入力する風
速値の精度が悪いので、パイロットが表示器のチェック
・ボタン（５）により概略値を入力する。 （Ｃ）演算 （ａ）密度高度（ＨＤ）の演算（Ｓ２） 性能表２からの演算の量を減らすために、気圧高度（Ｈ
Ｐ）と外気温度（ＯＡＴ）から、式（４）により密度高
度（ＨＤ）を求め、以後の演算に使用する。
装置から、シンボル・ジェネレータ３に入力する。風速
１８については、ホバリング中にセンサから入力する風
速値の精度が悪いので、パイロットが表示器のチェック
・ボタン（５）により概略値を入力する。 （Ｃ）演算 （ａ）密度高度（ＨＤ）の演算（Ｓ２） 性能表２からの演算の量を減らすために、気圧高度（Ｈ
Ｐ）と外気温度（ＯＡＴ）から、式（４）により密度高
度（ＨＤ）を求め、以後の演算に使用する。
【００２５】 密度高度（ＨＤ） ＝1.4553×105 ×［1 −（ρ／ρ0 ）0.253 ］ (ft) （４） ただし （ρ／ρ0 ）＝［288.16／（ＯＡＴ＋273.16）］ ×［1 −0.00198 ×ＨＰ／288.16］5.256 （５） （ｂ）機体重量（ＧＷ）の演算（Ｓ３） 性能表２と、エンジン・トルク（ＴＲＱ）と密度高度
（ＨＤ）を使用し、ホバリング可能重量（ＧＷHOV ）を
計算する。
（ＨＤ）を使用し、ホバリング可能重量（ＧＷHOV ）を
計算する。
【００２６】このようにして求めた重量（ＧＷHOV ）
は、ホバリング時であれば、機体重量（ＧＷ）となる。
ここで、エンジン出力に大きな影響を与える以下の要素
も計算条件に入れる。
は、ホバリング時であれば、機体重量（ＧＷ）となる。
ここで、エンジン出力に大きな影響を与える以下の要素
も計算条件に入れる。
【００２７】（１）電波高度（ホバリング高度） （２）防氷装置 ＯＮ／ＯＦＦ （３）空気調和装置 ＯＮ／ＯＦＦ （４）風速 そして、現在のホバリング高度における性能表２を、各
ステータスで補正する。
ステータスで補正する。
【００２８】また、各エンジン出力の間に差がある場合
は平均値をとる。 （ｃ）エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）の演算（Ｓ
４） 性能表２と、気圧高度（ＨＰ）と外気温度（ＯＡＴ）を
用いて、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）を計算す
る。
は平均値をとる。 （ｃ）エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）の演算（Ｓ
４） 性能表２と、気圧高度（ＨＰ）と外気温度（ＯＡＴ）を
用いて、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）を計算す
る。
【００２９】この時、以下の要素も計算条件に入れる。 （１）防氷装置 ＯＦＦ （２）空気調和装置 ＯＦＦ （３）風速 ここで、防氷装置をＯＦＦ、空気調和装置をＯＦＦとす
るのは、後でエンジン利用可能トルクからホバリング可
能重量（ＧＷH.MAX ）に変換する際に、防氷装置、空気
調和装置の補正を行うためであり、２重に補正をしない
よう、ＯＦＦとしておく。
るのは、後でエンジン利用可能トルクからホバリング可
能重量（ＧＷH.MAX ）に変換する際に、防氷装置、空気
調和装置の補正を行うためであり、２重に補正をしない
よう、ＯＦＦとしておく。
【００３０】また、各エンジン出力の間に差がある場合
は平均値をとる。 （ｄ）最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）の演算
（Ｓ５） 現環境下における最大のホバリング可能重量（ＧＷ
H.MAX ）は、次のようにして求める。
は平均値をとる。 （ｄ）最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）の演算
（Ｓ５） 現環境下における最大のホバリング可能重量（ＧＷ
H.MAX ）は、次のようにして求める。
【００３１】性能表２と、エンジン利用可能トルク（Ｔ
ＲＱAV）と密度高度（ＨＤ）を用いて、最大ホバリング
可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算する。この時、以下の要
素も計算条件に入れる。
ＲＱAV）と密度高度（ＨＤ）を用いて、最大ホバリング
可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算する。この時、以下の要
素も計算条件に入れる。
【００３２】（１）電波高度 （２）防氷装置 ＯＮ／ＯＦＦ （３）空気調和装置 ＯＮ／ＯＦＦ （４）風速 そして、現在のホバリング高度における性能表２を、各
ステータスで補正する。
ステータスで補正する。
【００３３】また、各エンジン出力の間に差がある場合
は平均値をとる。 （ｅ）積載余裕（ＧＷMARGIN）の演算（Ｓ６） ホバリング重量余裕、すなわち、積載余裕（Ｇ
ＷMARGIN）は、最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）
から機体重量（ＧＷ）を引くことにより、式（６）によ
り求める。
は平均値をとる。 （ｅ）積載余裕（ＧＷMARGIN）の演算（Ｓ６） ホバリング重量余裕、すなわち、積載余裕（Ｇ
ＷMARGIN）は、最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）
から機体重量（ＧＷ）を引くことにより、式（６）によ
り求める。
【００３４】 積載余裕（ＧＷMARGIN）＝（ＧＷH.MAX ）−（ＧＷ） （６） （ｆ）余剰馬力指数（ＰＳ）の演算（Ｓ７） まず、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）と、ホバリ
ングに必要なエンジン・トルク（ＴＲＱRQ）をそれぞれ
馬力に換算する。
ングに必要なエンジン・トルク（ＴＲＱRQ）をそれぞれ
馬力に換算する。
【００３５】次に、エンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）
とホバリング必要馬力（ＳＨＰRQ）の差（△ＳＨＰ）
を、機体重量（ＧＷ）で割り、式（７）により余剰馬力
指数（ＰＳ）を求める。
とホバリング必要馬力（ＳＨＰRQ）の差（△ＳＨＰ）
を、機体重量（ＧＷ）で割り、式（７）により余剰馬力
指数（ＰＳ）を求める。
【００３６】 余剰馬力指数（ＰＳ） ＝33000 ×［（ＳＨＰAV）−（ＳＨＰRQ）］/(ＧＷ) （ft／分） （７） ただし、 エンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）＝28.28 ×（ＴＲＱAV） （SHP) ホバリング必要馬力 （ＳＨＰRQ）＝28.28 ×（ＴＲＱRQ） （SHP) 余剰馬力指数（ＰＳ）は、ヘリコプタのホバリング時機
体重量における、可能な最大上昇率を示す。 （Ｄ）演算結果の表示（Ｓ８）。
体重量における、可能な最大上昇率を示す。 （Ｄ）演算結果の表示（Ｓ８）。
【００３７】演算結果を多機能表示器４に表示する。演
算結果の表示例を図９に示す。図９に示す表示は、演算
結果に基き、リアルタイムに変化する。
算結果の表示例を図９に示す。図９に示す表示は、演算
結果に基き、リアルタイムに変化する。
【００３８】デジタル表示は、パイロットの視覚性、演
算精度を考慮し、積載余裕は１００ｋｇの単位で、余剰
馬力指数は５０ｆｔ／分の単位で、表示する。センサの
異常時、および、ホバリング以外の時（すなわち対気速
度３０ＫＴ以上の時）は、グラフ表示を消し、デジタル
表示には「−−−」を表示する。
算精度を考慮し、積載余裕は１００ｋｇの単位で、余剰
馬力指数は５０ｆｔ／分の単位で、表示する。センサの
異常時、および、ホバリング以外の時（すなわち対気速
度３０ＫＴ以上の時）は、グラフ表示を消し、デジタル
表示には「−−−」を表示する。
【００３９】
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。 （１）本発明装置または方法により、パイロットはホバ
リングをし、風速の概略値を入力するだけで、機体重
量、積載余裕、余剰馬力指数などを自動的に計算し、瞬
時に表示することが出来る。 （２）そのため、パイロットは、機体重量、積載余裕、
余剰馬力指数などの計算のために費やしていた時間を削
減することが出来る。
で、以下に記載するような効果を奏する。 （１）本発明装置または方法により、パイロットはホバ
リングをし、風速の概略値を入力するだけで、機体重
量、積載余裕、余剰馬力指数などを自動的に計算し、瞬
時に表示することが出来る。 （２）そのため、パイロットは、機体重量、積載余裕、
余剰馬力指数などの計算のために費やしていた時間を削
減することが出来る。
【図１】本発明の第１の実施の形態に係るシステムの構
成を示す図。
成を示す図。
【図２】本発明の第１の実施の形態に係るシステムのブ
ロック図。
ロック図。
【図３】本発明の第１の実施の形態に係るシステムの演
算フローチャート。
算フローチャート。
【図４】図３の演算フローチャートの説明図（１）。
【図５】図３の演算フローチャートの説明図（２）。
【図６】図３の演算フローチャートの説明図（３）。
【図７】図３の演算フローチャートの説明図（４）。
【図８】図３の演算フローチャートの説明図（５）。
【図９】本発明の第１の実施の形態に係るシステムによ
る表示例を示す図。
る表示例を示す図。
【図１０】運動量理論によるヘリコプタのメイン・ロー
タの推力Ｔの説明図。
タの推力Ｔの説明図。
【図１１】従来のシステムの構成を示す図。
１…センサ ２…性能表（飛行特性データ） ２Ａ…第１性能表（ホバリング可能重量データ・テーブ
ル） ２Ｂ…第２性能表（エンジン利用可能トルク・データ・
テーブル） ３…シンボル・ジェネレータ（計算機） ４…多機能表示器 ５…チェックボタン（ＣＨＫ） ６…防氷装置 ７…空気調和装置 １１…気圧高度（ＨＰ） １２…電波高度（ＲＡＬＴ） １３…外気温度（ＯＡＴ） １４…対地速度（ＧＳ） １５…エンジン・トルク（ＴＲＱ） ＮＯ．１（エンジン・トルク）ＴＲＱ１ ＮＯ．２（エンジン・トルク）ＴＲＱ２ … ＮＯ．ｍ（エンジン・トルク）ＴＲＱＮ １６…防氷装置（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．１（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．２（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 … ＮＯ．ｍ（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 １７…空気調和装置（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．１（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．２（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 … ＮＯ．ｎ（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 １８…風速（ＷＩＮＤ） ３１…入力データ ３２…対地速度（ＧＳ）＜２０ＫＴか否かの判断 ３３…対地速度（ＧＳ）＜２０ＫＴの場合の表示方法 ３４…密度高度 ３５…機体重量（ＧＷ） ３６…作動エンジン・チェック ３７…ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ） ３８…積載余裕（ＧＷMARGIN） ３９…余剰馬力指数（ＰＳ）
ル） ２Ｂ…第２性能表（エンジン利用可能トルク・データ・
テーブル） ３…シンボル・ジェネレータ（計算機） ４…多機能表示器 ５…チェックボタン（ＣＨＫ） ６…防氷装置 ７…空気調和装置 １１…気圧高度（ＨＰ） １２…電波高度（ＲＡＬＴ） １３…外気温度（ＯＡＴ） １４…対地速度（ＧＳ） １５…エンジン・トルク（ＴＲＱ） ＮＯ．１（エンジン・トルク）ＴＲＱ１ ＮＯ．２（エンジン・トルク）ＴＲＱ２ … ＮＯ．ｍ（エンジン・トルク）ＴＲＱＮ １６…防氷装置（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．１（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．２（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 … ＮＯ．ｍ（ＡＮＴＩ ＩＣＥ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 １７…空気調和装置（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．１（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 ＮＯ．２（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 … ＮＯ．ｎ（ＥＣＳ）ＯＮ／ＯＦＦ信号 １８…風速（ＷＩＮＤ） ３１…入力データ ３２…対地速度（ＧＳ）＜２０ＫＴか否かの判断 ３３…対地速度（ＧＳ）＜２０ＫＴの場合の表示方法 ３４…密度高度 ３５…機体重量（ＧＷ） ３６…作動エンジン・チェック ３７…ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ） ３８…積載余裕（ＧＷMARGIN） ３９…余剰馬力指数（ＰＳ）
Claims (9)
- 【請求項１】ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサ（１）
と、飛行特性データ（以下性能表ともいう）（２）と、
シンボル・ジェネレータ（３）と、表示器（４）を具備
し、（Ｂ）センサ（１）は、気圧高度と、電波高度と、
外気温度と、対地速度と、エンジン・トルクの検出信号
をシンボル・ゼネレータ（３）に出力し、（Ｃ）性能表
（２）は、シンボル・ゼネレータ（３）の中に内臓さ
れ、（Ｄ）前記シンボル・ゼネレータ（３）は、 センサ（１）からの信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｅ）センサ（１）から入力した気圧高度と外気
温度とから、密度高度（ＨＤ）を計算し、（Ｆ）性能表
（２）と、密度高度（ＨＤ）と、エンジン・トルク（Ｔ
ＲＱ）に基づき、前記エンジン・トルク（ＴＲＱ）に対
するホバリング可能重量（ＧＷHOV）を計算し、（Ｇ）
前記重量ホバリング可能重量（ＧＷHOV ）を、機体重量
（ＧＷ）として表示器（４）に出力することを特徴とす
るヘリコプターの機体重量（ＧＷ）の検出装置。 - 【請求項２】エンジン防氷装置と空気調和装置を有する
ヘリコプタにおいて、（Ａ）シンボル・ゼネレータ
（３）は、 センサ（１）からの信号と、 エンジン防氷装置（６）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 空気調和装置（７）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｂ）センサ（１）から入力した気圧高度と外気
温度とから、密度高度（ＨＤ）を計算し、（Ｃ）性能表
（２）と、密度高度（ＨＤ）と、エンジン・トルク（Ｔ
ＲＱ）に基づき、前記エンジン・トルク（ＴＲＱ）に対
するホバリング可能重量（ＧＷHOV）を計算し、（Ｄ）
前記重量ホバリング可能重量（ＧＷHOV ）を、機体重量
（ＧＷ）として表示器（４）に出力することを特徴とす
る請求項１記載のヘリコプターの機体重量（ＧＷ）の検
出装置。 - 【請求項３】ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサ（１）
と、性能表（２）と、シンボル・ゼネレータ（３）と、
表示器（４）を具備し、（Ｂ）センサ（１）は、気圧高
度と、電波高度と、外気温度と、対地速度と、エンジン
・トルクの検出信号をシンボル・ジェネレータ（３）に
出力し、（Ｃ）性能表（２）は、シンボル・ゼネレータ
（３）の中に内臓され、（Ｄ）前記シンボル・ゼネレー
タ（３）は、 センサ（１）からの信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｅ）シンボル・ゼネレータ（３）は、センサ
（１）から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高
度（ＨＤ）を計算し，（Ｆ）性能表（２）と、密度高度
（ＨＤ）と、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基
づき、前記エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対す
る最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、表
示器（４）に出力することを特徴とするヘリコプターの
最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）の検出装置。 - 【請求項４】エンジン防氷装置と空気調和装置を有する
ヘリコプタにおいて、（Ａ）シンボル・ゼネレータ
（３）は、 センサ（１）からの信号と、 エンジン防氷装置（６）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 空気調和装置（７）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｂ）シンボル・ゼネレータ（３）は、センサ
（１）から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高
度（ＨＤ）を計算し，（Ｃ）性能表（２）と、密度高度
（ＨＤ）と、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基
づき、前記エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対す
る最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、表
示器（４）に出力することを特徴とする請求項３記載の
ヘリコプターの最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）
の検出装置。 - 【請求項５】ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサ（１）
と、性能表（２）と、シンボル・ゼネレータ（３）と、
表示器（４）を具備し、（Ｂ）センサ（１）は、気圧高
度と、電波高度と、外気温度と、対地速度と、エンジン
・トルクの検出信号をシンボル・ジェネレータ（３）に
出力し、（Ｃ）性能表（２）は、シンボル・ゼネレータ
（３）の中に内臓され、（Ｄ）前記シンボル・ゼネレー
タ（３）は、 センサ（１）からの信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｅ）シンボル・ゼネレータ（３）は、センサ
（１）から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高
度（ＨＤ）を計算し，（Ｆ）性能表（２）と、密度高度
（ＨＤ）と、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基
づき、前記エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対す
る最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、
（Ｇ）最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）から機体
重量（ＧＷ）を引くことにより、ホバリング重量余裕、
すなわち、積載余裕（ＧＷMARGIN）を求め、表示器
（４）に出力することを特徴とするヘリコプターの積載
余裕の検出装置。 - 【請求項６】エンジン防氷装置と空気調和装置を有する
ヘリコプタにおいて、（Ａ）シンボル・ゼネレータ
（３）は、 センサ（１）からの信号と、 エンジン防氷装置（６）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 空気調和装置（７）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｂ）シンボル・ゼネレータ（３）は、センサ
（１）から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高
度（ＨＤ）を計算し，（Ｃ）性能表（２）と、密度高度
（ＨＤ）と、エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に基
づき、前記エンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）に対す
る最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）を計算し、
（Ｄ）最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）から機体
重量（ＧＷ）を引くことにより、ホバリング重量余裕、
すなわち、積載余裕（ＧＷMARGIN）を求め、表示器
（４）に出力することを特徴とする請求項５記載のヘリ
コプターの積載余裕の検出装置。 - 【請求項７】ヘリコプタにおいて、（Ａ）センサ（１）
と、性能表（２）と、シンボル・ゼネレータ（３）と、
表示器（４）を具備し、（Ｂ）センサ（１）は、気圧高
度と、電波高度と、外気温度と、対地速度と、エンジン
・トルクの検出信号をシンボル・ジェネレータ（３）に
出力し、（Ｃ）性能表（２）は、シンボル・ゼネレータ
（３）の中に内臓され、（Ｄ）前記シンボル・ゼネレー
タ（３）は、 センサ（１）からの信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｅ）シンボル・ゼネレータ（３）は、センサ
（１）から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高
度（ＨＤ）を計算し，（Ｆ）性能表（２）と、密度高度
（ＨＤ）に基づき、エンジン利用可能トルク（ＴＲ
ＱAV）と、ホバリングに必要なエンジン・トルク（ＴＲ
ＱRQ）を計算し、（Ｇ）前記トルク（ＴＲＱAV、ＴＲＱ
RQ）から、エンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）とホバリ
ング必要馬力（ＳＨＰRQ）を求め、（Ｈ）前記馬力（Ｓ
ＨＰAV、ＳＨＰRQ）の差（△ＳＨＰ）を機体重量（Ｇ
Ｗ）で割ることにより、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め、
表示器（４）に出力することを特徴とするヘリコプター
の余剰馬力指数（ＰＳ）の検出装置。 - 【請求項８】エンジン防氷装置と空気調和装置を有する
ヘリコプタにおいて、（Ａ）シンボル・ゼネレータ
（３）は、 センサ（１）からの信号と、 エンジン防氷装置（６）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 空気調和装置（７）からのＯＮ／ＯＦＦ信号と、 パイロットによる風速（１８）の概略値を入力するとと
もに、（Ｅ）シンボル・ゼネレータ（３）は、センサ
（１）から入力した気圧高度と外気温度とから、密度高
度（ＨＤ）を計算し，（Ｆ）性能表（２）と、密度高度
（ＨＤ）に基づき、エンジン利用可能トルク（ＴＲ
ＱAV）と、ホバリングに必要なエンジン・トルク（ＴＲ
ＱRQ）を計算し、（Ｇ）前記トルク（ＴＲＱAV、ＴＲＱ
RQ）から、エンジン利用可能馬力（ＳＨＰAV）とホバリ
ング必要馬力（ＳＨＰRQ）を求め、（Ｈ）前記馬力（Ｓ
ＨＰAV、ＳＨＰRQ）の差（△ＳＨＰ）を機体重量（Ｇ
Ｗ）で割ることにより、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め、
表示器（４）に出力することを特徴とする請求項７記載
のヘリコプターの余剰馬力指数（ＰＳ）の検出装置。 - 【請求項９】センサ（１）と、性能表（２）と、シンボ
ル・ゼネレータ（３）と、表示器（４）を有するヘリコ
プタにおいて、（Ａ）パイロットにより、ヘリコプタで
ホバリングし、（Ｂ）ヘリコプタのホバリング時の、エ
ンジン・トルク（ＴＲＱ）を、センサ（１）からシンボ
ル・ゼネレータ（３）に入力し、（Ｃ）シンボル・ゼネ
レータ（３）により、ホバリング時のエンジン・トルク
（ＴＲＱ）におけるホバリング可能重量を性能表（２）
から求めることにより、機体重量（ＧＷ）を求め、
（Ｄ）シンボル・ゼネレータ（３）により、機体周辺条
件におけるエンジン利用可能トルク（ＴＲＱAV）を、性
能表（２）から求め、（Ｅ）シンボル・ゼネレータ
（３）により、（Ｄ）のエンジン利用可能トルク（ＴＲ
ＱAV）における最大ホバリング可能重量（ＧＷH.MAX ）
を、性能表（２）から求め、（Ｆ）シンボル・ゼネレー
タ（３）により、（Ｅ）のホバリング可能重量（ＧＷ
H.MAX ）と、（Ｃ）の機体重量（ＧＷ）の差を求めるこ
とにより積載余裕（ＧＷMARGIN）を求め、（Ｇ）シンボ
ル・ゼネレータ（３）により、（Ｄ）のエンジン利用可
能トルク（ＴＲＱAV）と、（Ｂ）のエンジン・トルク
（ＴＲＱ）の差（△ＴＲＱ）を求め、このエンジン・ト
ルクの差（△ＴＲＱ）を機体重量（ＧＷ）で割ることに
より、余剰馬力指数（ＰＳ）を求め、（Ｈ）計算結果
を、表示器（４）に表示することを特徴とするヘリコプ
タの機体重量、最大ホバリング可能重量、積載余裕、ま
たは余剰馬力指数の検出方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17233096A JPH1016894A (ja) | 1996-07-02 | 1996-07-02 | ヘリコプターの重量、余剰馬力指数の検出装置および検出方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17233096A JPH1016894A (ja) | 1996-07-02 | 1996-07-02 | ヘリコプターの重量、余剰馬力指数の検出装置および検出方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1016894A true JPH1016894A (ja) | 1998-01-20 |
Family
ID=15939913
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17233096A Withdrawn JPH1016894A (ja) | 1996-07-02 | 1996-07-02 | ヘリコプターの重量、余剰馬力指数の検出装置および検出方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1016894A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012116471A (ja) * | 2010-12-01 | 2012-06-21 | Agustawestland Spa | 航空機離陸重量の計算方法及び計算システム |
| JP2014012511A (ja) * | 2012-06-06 | 2014-01-23 | Simmonds Precision Products Inc | 地上試験中の回転翼航空機の集合的調整の判定方法 |
| US9334064B2 (en) | 2012-03-29 | 2016-05-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Torque estimation apparatus for vertical take-off and landing aircraft, vertical take-off and landing aircraft, torque estimation program for vertical take-off and landing aircraft, and torque estimation method for vertical take-off and landing aircraft |
| WO2019235418A1 (ja) * | 2018-06-04 | 2019-12-12 | 株式会社ナイルワークス | ドローンシステム、ドローン、操縦器、ドローンシステムの制御方法、および、ドローンシステム制御プログラム |
| CN110895616A (zh) * | 2019-12-16 | 2020-03-20 | 洲际联合超伦科技（北京）有限公司 | 无人直升机在悬停时的抗风能力测算方法 |
-
1996
- 1996-07-02 JP JP17233096A patent/JPH1016894A/ja not_active Withdrawn
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN110895616A (zh) * | 2019-12-16 | 2020-03-20 | 洲际联合超伦科技（北京）有限公司 | 无人直升机在悬停时的抗风能力测算方法 |
| CN110895616B (zh) * | 2019-12-16 | 2023-08-15 | 洲际联合超伦科技（北京）有限公司 | 无人直升机在悬停时的抗风能力测算方法 |
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