JPS58190526A - ヘリコプタのエンジンのための制御装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ヘリコプタのエンジンのための−１−！Ｉｌ
ｆに係り、更に詳細には巡航モードに於て最小の燃料消
費率を与えるヘリコプタのエンジンのための制ｍ装置に
係る。

ヘリコプタの飛行性能はなかんずく主ロータに与え、ら
れる回転速度とトルク、従って主ロータによって与えら
れるスラストに大きく依存している。

通常ヘリコプタロータは成る一定の回転速度により駆動
されており、これによって与えられるスラスト或いは主
ロータのトルクの変化は主ロータのブレードピッチ角の
変化によって与えられる。このブレードピッチ角の変化
は速度と揚力を制御するコレクティブピッチの変化と縦
方向及び横方向の姿勢を制御するサイクリックピッチの
変化とを含んでいる。典型的なへり］ブタ用フリーター
ビンガスエンジンに対する燃料制御はフリータービ５− ンの回転速度を規定のロータ回転速度に維持するように
エンジンに送る燃料を調節するようになっており、これ
に凌駕してパイロットはフリータービン回転速度設定値
（ＮＦ　　５ＥＴ）を操縦拌によって上下にずらすこと
ができるようになっている。任意の操縦が行われている
間、最小の燃料消費率を与えるための最適ロータ回転速
度はＯ−タパワーの要求が一定の速度で変化することに
基いて一定の速度で変化する。従ってヘリコプタに於け
る燃料消費率を最小にぜんとする試みはヘリコプタが定
常飛行状態にて巡航している場合を除き無益であること
は容易に理解されよう。

定常飛行状態にて巡航している時には必要とされるトル
クは航空機の重量と速度によって変化する。航空機のＩ
ｌｌ及び速度は抗力係数の如き種々のファクタを定める
。抗力係数はロータ回転速度が低い場合に大きい迎え角
が必要とされることに対応して増大する。迎え角は、ロ
ータ回転速度が増大し、進み側ブレードが臨界マツハ数
を越えて深く突き刺さる状態になること、によって抗力
係数６一 が増大した場合には、それに見合って減少されなければ
ならない。従って最小出力（従って最小燃料消費）にて
作動する点はブレードの迎え角とロータ回転速度の間の
妥協点である。航空機の全重量が小さいほど、対空速度
が低いほど、また空気密度が高いほど（高度が低いほど
及び／または外気温度が低いほど）、ロータプレードは
ロータ回転速度当りの迎え角にしてより低い角度にて作
動することができる。従って航空機の荷が軽いほど、そ
の飛行速度が低いほど、また空気密度が高いほど（空気
温度が低いほど及び／または高度が低いほど）抗力係数
は小さくまた必要な動力に対するロータ回転速度の敏感
度は小さくなる。

これらの要件を考慮すると、ヘリコプタの場合には燃料
消費率を低減することは全く努力目標とするに足らない
ことが解る。しかしがなりの期間（１回あたり１５分以
上）の飛行時間に亙っで比較的安定した飛行を行う巡航
モードに於ける運転に於て、１０％未満であっても燃料
の節約を達成することができれば、非常に有意義である
。

本発明の目的の中には、ヘリコプタが巡航モードにて運
転されているとき燃料消費を最小にするヘリコプタ用燃
料制御装置を提供することが含まれている。

本発明によれば、ヘリコプタのエンジンのための制御装
置は、ロータ駆動用フリータービンの参照速度として最
適０−夕回転速度を与え、これは、エンジンに供給され
るべき燃料の量を決定するために用いられる。本発明の
一つの局面によれば、最適速度は前記参照速度を成る小
さい増分にて変動させてその変動設定点を維持するに必
要とされる燃料流量を前記参照速度を変動させる前に決
定ξれた燃料流量と比較する調整制御によって決定され
る。燃料流量は燃料計■弁へ指示される燃料最の値の多
数のサンプルを平均することにより決定される。本発明
の他の一つの局内によれば、航空機の全重量、外気温度
、高度及び対空速度に従って決定されたスケジュールに
よって望ましい最小燃料参照速度が設定される。更に本
発明によれば、エンジンの作動が大きく変動することを
避けるためにエンジンを通常の参照速度に関して制御す
ることと７エイドイン及びフエイドアウトルーチンによ
って達成される予測された最適参照速度に関して制御す
るこオとの間で変換が行われる。

本発明は、比較的簡単なプログラムステップによりディ
ジタル的燃料制御装置に容易に組込まれる。本発明は、
またもし望むなら、以下の説明に基いて容易に得られ且
周知である装置及び技術を利用して別個のハードウェア
によっても実施される。

本発明は、運転中に必要とされる性能を劣化させること
なく、巡航モードにて運転されるヘリコプタに於て１０
％程度の燃料節約を行うことを可能にする。

本発明のその他の目的、特徴及び利点は以下に添付の図
を参照しつつ行われる本発明の詳細な説明より明らかで
あろう。

先ず第２図について見ると、機体とエンジンの任意の組
合せに対し、必要とされる燃料流量は飛行条件によって
大ぎく変化する。特に航空機の全９− 重量、対空速度及び空気密度（湯度及び高度を含む）の
影響が大きい。

任意の成る与えられたヘリコプタに対する燃料流量の要
求量は、種々の作動条件に於て、成る任意の与えられた
０−夕駆動速度に於て主ロータ、尾部ロータ及び補機に
よって必要とされる動力を対応するロータ駆動速度に於
けるエンジン特性と組合せることにより決定される。こ
れらのデータは解析用のモデル或いは実際の試験結果に
より導き出される。解析的にデータを導き出すことに関
してはＮＡＳＡ　　ＴＭ　　７８６２９或いは５ｌｋｏ
ｒｓｋｙ　Ａ　１ｒｃｒａｆｔ　Ｒｅｐｏｒｔ　Ｓ　Ｅ
　Ｒ７０４５に代表される如きヘリコプタシステムの複
雑な数学的シュミレーションモデルが用いられて良い。

或いはまた必要なデータは成る与えられた航空機を試験
飛行することにより経験的に得られても良い。この場合
航空機は飛行範囲の全域に亙って試験飛行され、燃料流
量が実際に測定され、燃料要求量のデータバンクが確立
される。或いはまた、飛行領域全体に厘る飛行中に動力
の要求−が記録され、１０− これを任意の与えられたエンジン形式のデータと組合せ
、当該航空機に対して使用すべき第２図のグラフに於け
る曲線に類似の曲線を確立する。前進速度、総重量、高
度及び温度の稜々の組合せに対する最小値がこれらの曲
線より求められ、これらの最小値は最小燃料流量に対し
要求される０　−夕回転速度を与えるマトリックスに組
込まれ、貯蔵される。このマトリックスに組込まれた任
意の特定の値はこれら四つの制御パラメータを組合せて
用いることにより求められる。

第２図は、ここに示された成る与えられた航空機につい
て、曲線Ａにて示されている如く重いヘリコプタが砂漠
の上空を＾速且＾ＩＸ麿にて飛行する場合に、規定速度
の場合に要求される燃料に比して最大１２％までの燃料
節約ができることを示している。一方、航空機が総重量
の小さいものであリロ寒い日に海面上を飛行している時
には、直線Ｆにて示されている如く、燃料消費量は規定
速度或いはその近傍にて実質的に最小であり、燃料の節
約は殆ど行われない。

第２図に於て種々の曲線は以下の表に示す如き作動条件
に対応している。

第２図の条件 曲線　　重量　　　速度　　高度　　空気ｗＡｒ！Ｘ（
ｋｇ）　　　（ｋｌ／ｈ　）　　（１）　　　（’Ｃ）
Ａ　　　　４５３６　　　２４１　　１５２４　　　２
６．７Ｂ　　　　４５３６　　　２４１　　１５２４　
　　４．４Ｃ４５３６２４１１ｍ面　　　？６．γＤ　
　　　３６２９　　　２４１　　１５２４　　　２Ｇ、
７Ｅ　　　　３６２９　　　２４１　　１５２４　　　
４．４Ｆ　　　　３６２９　　　２４１　　１面　　　
４．４Ｇ　　　　３６２９　　　１４８　　１５２４　
　　４，４ｉ−１３６２９１４８海面　　　４．４規定
速度以下では条件Ａ〜Ｅはｖ１退側ブレードの迎え角が
増大し、その抗力係数が増大することにより低い効率を
呈する。これらの条件は燃料消費率が最小となる速度を
幾分越えた領域にてロータ回転速度が高いことにより前
進側ブレードのブレード先端マツハ数が増大することに
より効率の低下をきたす。従って燃料消費−を最小にす
るためにはその時の運転条件に応じて速度とブレード角
の間の最適調整を行わなければならない。

次に第１図について見ると、主ロータ１０は軸１２を経
てギヤボックス１３に接続されており、該ギヤボックス
はオーバランクランチ１６を経て軸１４により駆動され
るようになっている。オーバランクラッチ１６はエンジ
ン回転速度が主ロータ回転速度に等しいかこれより大き
い時エンジン２０の出力軸１８に係合するようになって
いる。

ギヤボックス１３はまた軸２４を経て尾部ロータ２２を
駆動し、従って主ロータ１０と尾部ロータ２２とは、例
えば尾部ロータが主ロータより５倍の速さにて駆動され
る如く、互いに一定の速度比をもって駆動されるように
なっている。

エンジン２０はフリータービンガスエンジンであり、そ
の出力軸１８はフリータービン４０により駆動され、該
フリータービンは圧縮器４２と圧縮型駆動タービン４６
とその闇を接続する軸４４１３− とバーナ部４７とを有するターボ圧縮器を含むガス発生
器より供給されるガスによって駆動されるようになって
いる。バーナ部４７には燃料管５０より燃料制御用針−
弁５２を経て燃料が供給されるようになっている。燃料
管５０を経て供給されルｍ１１１１７）１％！＠（ＷＦ
）ハ、燃料１１１１ｆｉ１１５３に：、Ｊ＝す、フリー
タービン４０の回転速度を例えばその出力軸１８で回転
速度計５４により測定し、線５６上にタービン回転速度
指示信号を与え、これを加算接続部６０へ供給すること
により所要のエンジン回転速度（ＮＦ＞を維持するよう
定められる。

加斡接続部６０に対する他の入力は参照速＊（ＮＦ　　
５ＥＴ）であり、これは基本的には信号源６２により引
出された１００％規定速度を示す参照値でり、パイロッ
トにより操作されるエンジン回転速度からの信号によっ
て！（イロットが望む修正を加えられたものである。加
粋接続部６０の出力は線６５上に与えられる速度誤差信
号（ＮＦ　　ＥＲＲ＞であり、これは燃料Ｉ制御装置の
タービン制御部６６へ供給される。線６７上に供給され
る出１４− 力は所望のガス発生器回転速度信号（ＮＧ　　５ＥＴ）
であり、これは燃料制御装置のガス発生器制御８１！６
９０入口にある加算接続部６８に供給される。加算接続
部６８は線７０を経て回転速度計７１より供給されるガ
ス発生器回転速ＩＩ（ＮＧ）を示す信号をも供給されて
いる。回転速度計７１は圧縮器４２、軸４４、タービン
４６、バーナ部４７を含むガス発生器の回転速度を測定
するものである。ガス発生器制御′装置６９は線７３上
に指令された燃料流量信号（ＷＦ　　ＣＭＮＤ＞を与え
、この信号は燃料計鏝弁５２へ供給されて周知の要領に
より要求されたガス発生器回転速度と実際のガス発生器
回転速度との差の関数として燃料ポンプ７４より所定流
量の燃料を燃料管５０へ供給せしめる。

本発明によれば、エンジン参照速度（ＮＦ　　ＳＥＴ＞
は通常の要領（１００％参照値プラスまたはマイナスバ
イ０ツトによる調整値）にて与えられて良く、或いは最
小の燃料消費が達成される巡航モードへ自然に近付くも
のであって良い。本発明はここではディジタル式燃料鯉
Ｉｌｌ装置に組込まれるものとして記載されており、そ
のＮＦ　　ＳＥＴプログラムは第３図に示されている。

このＮＦＳＥＴプログラムは入口点８０より第３図へ入
る。航空機に積込まれている燃料の量を追跡するために
、消費された燃料の量はステップ８１に於て各計算サイ
クル毎にそれを計算することにより連続的にモニタされ
る。ステップ８１に於ては消費された燃料に成る定数と
その時サンプルされた燃料指令ｍ（ＮＦ　　ＣＭＮＤ）
を掛けたものが加えられる。定数（ＫＷ）はコンピュー
タの周期と一指令に対する燃料の量とを考慮に入れるよ
うに選択される。かくしてステップ８１に於て燃料指令
量は積分され消費された燃料の量が示される。

各サイクル毎に第４図に示された巡航制御サブルーチン
が本発明による巡航モードを開始すべきか、或いはもし
それが既に進行中であればそれを停止すべきかが判断さ
れる。第４図に於て、巡航Ｉｌｌサブルーチンは入口点
８３より入り、最初のテスト８４に於てパイロットが巡
航モードスイッチを作動したかどうかが確認される。も
し作動していなければテスト８４はノー（Ｎはノー、Ｙ
はイエス）となり、ステップ８５に達し、ここで巡航指
示フラッグがリセットされ、ステップ８６に至り、ここ
でパイロットに対する巡航モード表示がリセットされる
。次いで戻り点８７を経て第３図のＮＦ　　ＳＥＴプロ
グラムに戻る。第３図に於て、巡航制御サブルーチン８
２が実施されたのち次のテスト８８は巡航モードが設定
されているか否かを確認する。もし設定されていなけれ
ばテスト８９にてフェイドアウトが要求されているか否
かが確認される。一般的には巡航モードが丁度終了した
場合を除き、フエイドアウトの要求が持続した状態には
ないので、テス［−８９の結果はノーとなり、第５図に
示す如き通常の要領にてエンジン参照速度を与えるサブ
ルーチンへ移行する。

第５図に於て、正常サブルーチンは入口点９１より入り
、最初のテスト９２はエンジン参照速度を増大すべくパ
イロットが積極的な操作を行った否かを判断する。もし
それが行われていれば、■１７− ンジン参照速度ＮＦ　　ＳＥＴがステップ９３にて操作
弁だけ増大され、もしそれが行われていなければ、テス
ト９２の否定結果に基きテスト９４が行われ、パイロッ
トがエンジン参照速度の減少を要求したか否かが判断さ
れる。もしそうであれば、ステップ９５に於てバイ０ツ
トにより設定された減分だけエンジン参照速度が低減さ
れる。もしパイロットがエンジン参照速度の増大も減少
も指示していない時には、エンジン参照速度はそのまま
の設定値に維持される。ディジタル式燃料制−装置に於
て一般にそうである如く、最初に電源が与えられると、
適当な初期設定のルーチンが用いられ、それによってＮ
Ｆ　　ＳＥＴは規定エンジン速度の１００％に設定され
るとする。パイロットによる修正が行われるか、或いは
ＮＦ　　ＳＥＴがそのままとされると、戻り点９６を経
て第３図のＮＦ　　ＳＥＴプログラムに戻される。

第３図に於て、ＮＦ　　ＳＥＴが第５図の正常プログラ
ムによる如く一度設定されると、過大速度或いは過小速
度を許さないようその参照速度は制１８− 限値に対して比較される。過剰速度や過小速度は過剰振
動を生ずる虞れがあり、また過小速度は必要な操縦性を
失わせる虞れがある。従ってテスト９７は参照速度が規
定速度の１１０％より大きいかどうかを判定する。もし
そうであると、ステップ９８にて参照速度は規定速度の
１１０％に設定される。しかしもしそうでなく、テスト
９７の結果がノーである時にはテスト９９に至り、参照
速度が規定速度の９５％以下であるかどうかが判定され
る。もしそうならば、ステップ１００に於て参照速度は
規定速度の９５％に設定される。もしそうでない時には
ＮＦ　　ＳＥＴは変更されない。

制限操作が終ると第３図のＮＦ　　ＳＥＴルーチンは戻
り終点１１０に至り、コンピュータは他の操作へ転換さ
れる。

再び第４図に戻り、パイロットが巡航モードにて運転づ
ることを欲する指示を行ったとする。この場合テスト８
４の結果、テスト１０２へ移り、自動飛行制御システム
が作動されているか否かの判定が行われる。もし作動さ
れていなければ、テスト１０２の結果はノーであり、ス
テップ１０３に遅し、ここでパイロットに対し表示灯を
つけ、巡航モードに入る前には自動操縦を作動させなけ
ればならないことを知らせる（但し本発明はパイロット
がヘリコプタの姿勢を手動にて制御する場合にも用いら
れ得る）。この場合、ステップ８５及び８６にて無駄で
はあるが巡航表示フラッグ及び巡航モード表示のリセッ
トが行われ、第３図のＮＦ　　ＳＥＴプログラムがテス
ト８８にて再び開始され、上述の如く第５図のサブルー
チンを経て正常な参照速度の設定が行われる。

第４図に於て、もし自動飛行制御システムが作動されて
いると、テスト１０２の結果、テスト１０４に至り、こ
こで自動飛行制御システムによって設定された姿勢に対
しパイロットが操＃１拌による力を加えているかどうか
が判定される。もしパイロットがそうしている時には、
所望の巡航最小燃料流鏝を維持することができないので
、それまで作動されていた巡航モードがテスト１０４の
結果により解除され、上述の如くステップ８５及び８６
に達する。正常の場合には、−廉パイロットが巡航モー
ドを望むと、第４図のサブルーチンを通る通路が試験１
０４のノーの結果に応答し、テスト１０５に至り、巡航
モードフラッグが設定されていたか否かを判定する。も
し設定されていない時には、一連のステップ１０６にて
巡航モードの初期化が行われる。これは第６図の７エイ
ドインサブルーチンに於て用いられているスケジュール
初期化フラッグをリセットすること、第６図のフエイド
インサブルーチン及び第８図のフエイドアウトサブル−
チンに用いられているフエイドカウンタをリセットする
こと、第３図のＮＦ　　ＳＥＴプログラムに於て用いら
れているフエイドインがなされたことを示すフラッグを
リセットしまたフエイドアウトが要求されていることを
示すフラッグをセットすること、巡航モードに入ったこ
とをパイロットに示す指示である巡航フラッグをセット
することである。次いで戻り点８７を経て第３図のＮＦ
　　ＳＥＴプログラムへ戻る。

第４図の巡航制御サブルーチンを通るその後の２１一 過程に於て、テスト１０５の結果がイエスの場合には、
初期化ステップ１０６をバイパスする。かくして一般の
場合には第４図の巡航制御サブルーチンは各機械サイク
ル毎に通過され、巡航に入るかそれを終えるかが判定さ
れ、タービン参照速度を設定するための正しいモートが
判断される。

第３図のＮＦ　　ＳＥＴプログラムに於て、一度巡航モ
ードが設定されると、テスト８８がイエスとなり、テス
ト１０７になり、フェイドインがなされるか否かが判断
される。最初は第４図のステップ１０６に於て設定され
たフラッグにより示されている如くフエイドインは行わ
れない。従ってテスト１０７の結果はノーであり、第６
図の７エイドインプログラムに至り、その入口点１０８
より入る。

第６図の７エイドインプログラムの目的は参照速度（Ｎ
Ｆ　　５ＥＴ）を飛行データが最小燃料流層を示す速度
にすることである。例えばもし航空機が総ｌＮ１４５３
６ｋｇであり、＾さ１５”２４ｍにて温良２６．７℃の
ところを２４１１ｖ／ｈの速度２２− にて飛行しているとすると、第２図の直線Ａより解る如
く所要のロータ速度は規定速度の約１０７％である。こ
れは１２％程度の燃料節約を与える。

しかしもし制御が第５図の通常のルーチンにて設定され
出発に当って初期化された１００％参照速麿より変化さ
れるものとすると、このことはロータ速度に於て７％の
ジャンプを必要とし、このことはエンジンに過剰な変動
を起こさせ、航空機の姿勢、従ってまたその自動飛行制
御システムを完全に乱す。従って参照速度（ＮＦ　　Ｓ
ＥＴ＞はそれが第２図の好ましい最小燃料消費速度に近
付くまで一時に少しづつ緩やかに調節されなければなら
ない。

第６図に於て、最初のテスト１０９はスケジュールが初
期化されたかどうかを判定さる。もしされていない時に
は第二のテスト１１０にてパイロットの全搭乗船齢設定
が全てＯであるか否かの判定が行われる。もしそうなら
、これはパイロットが全搭乗型１（４１１体上に積まれ
た最初の燻料量、向物、搭乗者その他を含む）を未だ入
れてないことを示す。もし全搭載重量の設定が０である
と、テスト１１０の結果はイエスとなるので、ステップ
１１１に至り、パイロットに全搭載重量を設定すべきこ
とを示す指示が与えられる。このとき第６図のルーチン
によってはその他の機能は行われない。もし実際にその
指示に反応しパイロットが全搭載重量を設定しなければ
ならない時には、ＮＦ　　ＳＥＴを代えることなく第３
図のＮＦ　　ＳＥＴルーチンがテスト１０７及び第６図
の７エイドインサブルーチンを急速に通る機械サイクル
が繰返される。このことはその前に航空機が飛んだ時の
一定の参照速度を維持するので何等問題ではない。そし
て終に全搭載重量が設定されると、それに続く第６図の
サブルーチンの繰返しに於てテスト１１０の結果はノー
となり、ステップ１１２へ移り、全搭載ｆ！鏝をセット
すべきパイロットの指示をリセットし、ステップ１１３
に移り、ここで−一係数が全搭載重量マイナス消費され
た燃料にセットされる。この値は第３図のＮＦ　　ＳＥ
Ｔプログラムのステップ８１に於て設定されている。

第３図のプログラムは航空機が飛行している同マシンサ
イクル毎に通過されなければならず、従ってステップ８
１の消費された燃料の値は航空機が出発して以来消費さ
れた燃料の含量を表すことに注意されたい。このことは
現在の実際の重量を第２図に示されている如き最小燃料
流量のために望まれる速度を示すスケジュールより好ま
しい参照速度のアドレスを定めそれを取出してくること
を可能にする。このことはアドレスの要素として重量、
対空速度、外気温度（０，Ａ、Ｔ、）及び高度を用いて
アドレスを簡単に形成する通常の型のサブルーチン１１
４によって達成される。スケジュールアドレスのフォー
マツティングは使用されるコンピュータに適した任意の
方法にて行われて良く、これは従来技術の範囲内にある
。間挿法が用いられる時には公知の任意の弗型的なサブ
ルーチンが用いられて良い。一度スケジュールが取出さ
れると、ステップ１１５はスケジュールが取出されたこ
とを示すフラッグをセットし、第６図のサブルーチンを
通るその後の信号通過に於てはテ２５− スト１０９の結果はイエスとなり、これによって重量及
びスケジュールを取出す機能はバイパスされる。

フエイドインプロセスそれ自身はスケジュールが現在の
ＮＦ　　ＳＥＴ値より１／２％以上高いかどうかを判定
するテスト１１６にて始まる。もしそうであればテスト
１１６の結果はノーとなり、ステップ１１７へ移り、Ｎ
Ｆ　　ＳＥＴを１／２％だけ増大する。次いで戻り点１
１８を経て第３図のＮＦ　　ＳＥＴプログラムへ戻され
る。他方、もしスケジュールがＮＦ　　ＳＥＴより１／
２％以上大きくなければ、テスト１１６の結果はイエス
となり、テスト１１９へ移り、スケジュールが現在の参
照速度より１／２％以上低いかどうかが判断される。も
しそうなら、テスト１１９の結果はイエスとなり、ステ
ップ１２０に移り、ＮＦ　　ＳＥＴを１／２％だけ減す
。次いで戻り点１１８を経て第３図のＮＦ　　ＳＥＴプ
ログラムへ戻される。

第３図に於て参照速度は全ての場合にそうであるように
ステップ及びテスト９７〜１００によって２６一 制限値に対しチェックされる。第３図のＮＦ　　ＳＥＴ
を通る次の通過に於て所要の最小燃料対空速度が巡航が
開始された時の最初の参照速度より著しく興っていると
すると、フエイドインは完成されず、従ってテスト１０
７の結果は再びノーとなる。第６図に於て、テスト１０
９の結果はイエスとなり、テスト１２２に達し、フェイ
ドカウンタがまだ１５０以下に設定されているかどうか
が判断される。このカウンタは巡航初期化（第４図のサ
ブルーチンに於けるステップ１０６の一つ）中にリセッ
トされるので、フェイドカウンタの最初のテストの結果
は常にイエスとなる。これによってステップ１２３はフ
ェイドカウンタを増量し、戻り点１１８を経て第３図の
プログラムへ戻される。通常の場合、スケジュールは最
初の参照速度より１％或いはそれ以上外れているので、
第６図のルーチンは参照速度に影響を与えることなくテ
スト１２２のイエス側とステップ１２３を何度も通過す
る（それ以上はスケジュールの初期化の後、最初の通過
にてステップ１１７または１２０を通過する）。終にフ
エイドカウンタが１５０カウントを越えるまでに増大さ
れると、テスト１２２の結果はノーとなる。１５０カウ
ントは、基本的コンピュータサイクルタイムを２００ミ
リセカンドと仮定すると、３０秒毎にステップ１１７或
いは１２０に於て参照速度を変える機会を与える。これ
は約１／２％の最大の好ましいステップ状機能唆化を与
え、１０分間に５％程度の総合速度変化を与えるもので
あり、許容されるものである。テスト１２２の結果がノ
ーとなると、ステップ１２４へ移り、フエイドカウンタ
を全て０にリセットし、かくして次の７工イドイン計数
期間を初期化する。次いでテスト１１６及びステップ１
１７がテスト１１９及びステップ１２０に達し、参照速
度が１／２％ずつ増大されるか低減され、スケジュール
によって示された好ましい最小燃料速度に１／２％ずつ
近付いてい（。これは参照速度がスケジュールの１／２
％以内に近付くまで続けられる。実際これはスレジュー
ルを僅かに越える値まで漸増されるか或いはスケジュー
ルを１％の数分の１下方へ越えるまで漸減されるかもし
れない。

しかし何れの場合にも最後にテスト１１６の結果はイエ
スとなり、テスト１１９の結果はノーとなり、参照速度
がスケジュールの１／２％以内にあることを示す。テス
ト１１９の結果がノーとなると、ステップ１２５に於て
参照速度がスケジュールにより示された速度に等しくセ
ットされ、ステップ１２６．１２７及び１２９が燃料ア
キュームレータ及びカウンタ及びディレーカウンタ（第
７図に関して以下に説明される目的のためのものである
）をリセットし、ステップ１２８にてフエイドインがな
されたというフラッグがセットされる。

次いで戻り点１１８を経て第３図のＮＦ　　ＳＥＴプロ
グラムへ戻され、スケジュールされた参照速度の最終的
フエイドイン値がテスト及びステップ９７〜１００によ
って制限値に対してチェックされる。

フエイドインが完了すると直ちに第３図のＮＦＳＥＴを
通る次の信号通過によってテスト１０７の結果はイエス
となり、これによって第７図の２９− 最適化サブルーチンに達する。これは本発明に従って最
適化を行うものである。第７図に於て、最適化サブルー
チンはその入口点１３０より第一のテスト１３１に至り
、ここで燃料Ｉｉ＃ｌのカウントが３００に達したか否
かが判断される。本発明によれば、多数の指令された燃
料（ＷＦ　　ＣＭＮＤ＞のサンプルが採取される。これ
は燃料の指令には重大な量のノイズ（エンジン或いは航
空機の作動を示さない増分的変化）が存在するからであ
る。

更に本発明は任意の与えられた燃料流量に於て制御が１
！智く必要があることを考慮に入れるものである。例え
ばタービン参照速度はタービン速度と比較され、もしａ
ｌｌ！があると、これはガス発生器速度指令（ＮＦ　　
ＣＭＮＤ＞に反映され、このガス発生器速度指令は燃料
流量の増量をもたらす。

これはガス発生器によって発生されフリータービンによ
って〇−夕に付与されるトルクを変える。

わし０−夕が回転速度を変えると、自動飛行制御システ
ムは姿勢、高度及び速度を緒持するために種々のブレー
ドピッチ角を調整しなければならな３０− い。これが一度達成されると、タービン速度は再び落着
く。これは主ロータのブレード角が速度／＾度像保持シ
ステムより増大されると、主ロータがより大きなトルク
を要求し、タービンの回転連関を低下させ、より大きな
誤差と再調整を必要とする如きものである。従って１分
程度のサンプリング期Ｍ（但しこれはｆｌ意の与えられ
た手段に適するよう増減されても良い）、比較的高いカ
ウント数を用いることがノイズの影響を低減する比較的
有効な燃料データを得ることに役立つ。そして５秒程度
の落着きのための遅れ時間を与えることにより、参照速
度の設定点に於ける変動を杼て所要の飛行条件を再設定
することができる。第６図のステップ１２７にて燃料重
量のカウントがＯに初期化されるので、第７図の最適化
サブルーチンを通る最初の信号通過はテスト１３１にて
常にイエスの結果をもたらす。これによってテスト１４
３に進み、設定置れ期間が終了したか否かが判定される
。遅れカウントは第４図のステップ１０６に於てＯに初
期化されるので、遅れカウントは第６図の最適化サブル
ーチンを通る最初の信号通過の際には常にＯである。テ
スト１４３の結果がイエスであると、ステップ１４４に
至り、遅れカウンタが進められ、戻り点１３４を経て第
３図のＮＦ　　ＳＥＴプログラムへ戻される。最適化が
一度始まると、一時に約１分間はセットポイントには変
化が生じない。ＪＩＩ７図のサブルーチンを２５回通過
した後（２０ＣＨｓ機械に於て約５秒）、テスト１４３
はノーとなるであろう。これはＮＦ　　ＳＥＴの値に於
ける最後の変化から十分な落着き時間がたったことを示
すものである。最初の繰返しはスケジュールの最適速度
が設定されてから５秒後であり、これに続く信号通過は
それに先立つ最も近い時期のＮＦ　　ＳＥＴの変動より
５秒たった時である。これはステップ１３２達し、燃料
貯蔵部の１１最に成る増分の燃料指令を加える。この燃
料指令は第６図のステップ１２６によって０に初期化さ
れている。次いでステップ１３３が燃料カウンタの重量
を増分的に増大し、戻り廂１３４を経て第３図のＮＦ　
　ＳＥＴプログラムへ戻される。

約１分の後テスト１３１が終にノーとなると、ステップ
１３５に達し、ここで燃料消費率の現在の係数（ＷＦ　
　ＲＡＴＥ）ｎが与えられる。これは蓄積された燃料指
令重量（先に第３図に於てステップ８１に関して説明さ
れたが、第７図のステップ１３２にてカウント期間中の
みカウントされる）を第７図のステップ１３３にて増分
される燃料重量のカウントによって示される如く蓄積中
に含まれる燃料型量分の数にて割ったものに等しい。こ
れはカウント期間中の燃ｌ′３１流量をかなり正確に表
すものである。しかしこカウントは何度かの繰返しに於
て同じであるので、もし望むならステップ１３５に於け
る割締は省略されても良く、燃料流量が以下に記載され
る要領にて比較されると同じ要領にて１サイクルの蓄積
が他のサイクルのそれと比較されても良い。或いはまた
かかるサイクル・タイム及びその他の要件の不変性に基
さ、もし望むなら次々の繰返しに於て成る与えられた時
間に亙る燃料指令を蓄積するために実際の時計が用いら
れても良い。

３３− この繰返しにより決定された燃料消費率はテスト１３６
に於て先の繰返しに於て決定された燃料消費率（ＷＦ　
　ＲＡＴＥ）ｎと比較される。この繰返しに於て燃料流
量が先の繰返しに於けるそれよりも減少していれば、こ
れは最適化が正しい方向に作動していることを承す、従
って参照速度の最適化増分の符号は正しい。一方もしそ
の時の繰返しがそれに先立つ繰返しの時より多い燃料を
用いる時には、これは最適化が正しくない方向に向かっ
て作動していることを意味する。このような場合にはテ
スト１３６の結果がノーとなることがら、ステップ１３
７へ進み、最適化増分の符号を反転させる。次いでステ
ップ１３８に於て＃ｌ後の繰返しの燃料流量を次の繰返
しに用いられる燃料流量にＷＩ換える。ステップ１３９
に於て現在の参照速度に最適化増分が加えられ、ステッ
プ１４０＝１４２に於て次の繰返（に用いられる燃料重
量アキユームレータ及びカウンタ及び遅れカウンタが０
に設定される。次いでステップ１３４を経て第３図のＮ
Ｆ　　ＳＥＴプログラムに戻り、新しく３４− 増分設定された参照速度はテスト及びステップ９７〜１
００によってその限界値に関しチェックされる。これに
続く３２５ナイクルの問、落着き期間がステップ１４４
に於て計数され、次いで燃料増分がステップ１３２にて
蓄積され、そのカウントはステップ１３３にて増分され
、その後その繰返しの燃料流量は先の繰返しの燃料流量
と比較され、最適化増分の狩りがステップ１３７にて変
えられるべきかどうかが判断さり、先の参照値ＮＦＳＥ
Ｔに増分が符号の変化を伴って或いは伴わずに加えられ
る。かかる要領にて本発明にによる最適化操作の間、タ
ービン参照速度は約１分（或いは他の任意の適当に設定
された時間）毎に１度ずつ規定速度の１／４％（或いは
他の所望の増分）だけ変動され、その時間の間の燃料消
費が前回の対応する時間中の燃料消費と比較され、それ
が改良されたかどうかが判断される。それが改良された
時には最適化増分の符号はそのままとされ、そうでない
時にはその符号が変えられる。今仮に航空機が完全に安
定した状態にあるとすると（勿論このことはフリーター
ビンガスエンジンにより駆動されるヘリコプタの場合に
は不可能であるが）、最適増分の符号は各繰返し毎に変
化するであろう。

しかしその変化は非常に小さいものであるが、その結果
エンジン或いはヘリコプタロータに生ずる変化は殆ど感
じられないものであるが、しかしこの変化は燃料流量に
影響を与えるには十分なものである。

正常な場合、パイロットが巡航モードを働かせるのは安
定した飛行状態にて１５分は巡航を維持すると予恕する
時と仮定して良い。この間第７図の最適化サブルーチン
は上述の如くフリータービン参照速度を制御しつつある
。しかし何れにしても航空機は降下してその飛行を中止
すべき時点に達するものであり、或いはまたその他の事
態が生じて巡航に於ける安定した飛行を終了せしめる。

例えばパイロットは空路が混雑していることが６飛行経
路を変えることが指示され、急速に新しい自動飛行制御
の参照値を設定することが要求されるであろう。そのよ
うな場合、パイロットは自動飛行制御を解除づ゛るであ
ろう。或いはまた、パイロットはナイクリックビッチレ
バーによりピッチモーメント或いはロールモーメントを
導入することにより急速に近くの航空機を避ける必要を
感じることがあろう。これら何れの場合も第４図の巡航
制御サブルーチンは巡航モードによるエンジン制御作動
を停止する。従って第４図に於てもしパイロットが巡航
モードによるエンジン制御を終了することを決心するな
らば、パイロットは巡航モードを切るので、テスト８４
の結果はノーとなる。

或いはもし飛行の終り近くにパイロットが自動飛行制御
システムを解除すると、テスト１０２の結果はノーとな
るであろう。或いはもしパイロットがサイクリックレバ
ーを操作するならば（そして巡航中は殆どその必要はな
いが、もし望むならテストｉ０４がコレクティブレバー
或いはペダルに応答して行われるならば〉、テスト１０
４の結果はイエスとなるであろう。

これらの何れの場合にも、巡航はリセットされ、その指
示はステップ８５及び８６に於てリセット３７− される。戻り点８７を経て第３図のＮＦ　　ＳＥＴプロ
グラムに戻されると、テスト８８の結果はノーとなり、
テスト８９に至る。フェイドアウト要求フラッグは巡航
モードに行ったとき第４図のステップ１０６にて最初に
設定されるので、このフラッグはなお存在し、従って第
３図のテスト８９の結果はイエスである。従って第８図
のフエイドアウトサブルーチンに進む。

第８図に於て、このサブルーチンは入口点１４５から入
り、最初のテスト１４６にてはフェイドカウンタが１５
０カウントを過ぎたがどうかが判断される。フェイドカ
ウンタはフェイドインサブルーチンを通る最後の信号通
過中に第６図のステップ１２４にて全てＯに設定される
ので、このフエイドアウトサブルーチンを通る最初の信
号通過に於けるテスト１４６の結果はイエスである。そ
の結果ステップ１４７に至り、ここで７エイドカウンタ
は増分され、速度参照値を変えることな（点１４８を経
て第３図のＮｊ　ＳＥＴプログラムへ戻される。このこ
とは巡航モードがパイロット３８− のレバー操作によって終了された場合にも許容されるこ
とである。何故ならばロータのトルク要求は速度誤差が
大きく、より多くの燃料を要求し、フリータービンへの
トルクを増大するということによって満足されるからで
ある。

第８図のフエイドアウトサブルーチンはフエイドカウン
タが増分されている間１５０回（２０゜１３機に於ては
約３０秒間）通過される。最後にテスト１４６がノーに
なると、ステップ１４９に達し、ここでフ■イドカウン
タが全て０に設定される。次いでテスト１５０にて参照
速度が１００％参照速度を１／２％越えたかどうかが調
べられる。

もしそうであると、テスト１５０の結果はノーとなるの
で、ステップ１５１に達し、ここで参照速度は１／２％
だけ減分される。他方、もし参照速度がその１００％参
照速度を１／２％以上越えていない時にはテスト１５０
の結果はイエスとなり、テスト１５２に達し、ここで参
照速度は規定速度より１／２％以上小さいかどうかを調
べられる。

もしそうなら、規定速度はステップ１５３にて１／２％
だけ増分される。次いで点１４８を経て第３図のＮＦ　
　ＳＥＴプログラムに戻り、調整された参照速度はテス
ト及びステップ９７〜１００にてその制限値に対して試
験される。次に第３図のＮＦ　　ＳＥＴプログラムを１
５０回通過すると、テスト８９の結果はイエスとなり、
第８図の７エイドアウトサブルーチンに移り、ここでテ
スト１４６はイエスとなるので、第８図のステップ１４
７にてフエイドカウンタは増分される。約３０秒の後、
テスト１４６は再びノーとなり、参照値は必要に応じて
再び増分或いは減分される。第８図を通るその後何回か
の繰り返しの後、テスト１４６はノーとなり、テスト１
５０はイエスとなり、テスト１５２はノーとなり、参照
速度が１００％規定速度の１／２％以内に調整されたこ
とが示される。この場合、テスト１５２の結果がノーと
なることによってステップ１５４に達し、ここで参照速
度は１００％規定速度として再設定され、ステップ１５
５に於て７エイドアウト要求フラツグはリセットされる
。そして点１４８を軽で第３図のＦＦ　　ＳＥＴプログ
ラムへ戻される。

フエイドアウトが完了した後、第３図のＮＦＳＥＴプロ
グラムを通る以後の信号通過に於て、テスト８９の結果
はノーとなり、第５図の正常なルーチンが用いられ、既
に説明した如く、パイロットが参照速度を上げたり或い
は下げたりしない限り、参照速度は１００％規定速度に
維持される。

本発明の第一の重要な曲面は、第７図に例示されたサブ
ルーチンにより示された信号の処理である。ここに例示
された信号処理は、本発明のこの局面に従って、燃料消
費率を示す多数の信号のサンプルを用いる。この多数の
サンプルはノイズをランダムで平均的なペースに於て低
減することと、この調整された参照速度が燃料流量、タ
ービントルク、ロータブレード角に作用し、タービント
ルクの変動がフリータービン速度＜ＮＦ＞を経てフィー
ドバックされ、また第７図のステップ１３９に於て設定
される新しく設定された参照速度との対比に於て速度誤
差を与えるに十分な時間を与えるという両方の作用をな
す。本発明のこの局面は４１− 単独にて用いられても良く、或いはまた本発明のその他
の局面と共に用いられても良い。本発明の第二の局面は
、航空機の全重量、速度、高度及び外気ｍ度を考慮に入
れたスケジュールによって最初の燃料流量を与える最小
速度を設定することである。ここに示された本発明の実
施例に於ては、このスケジュールによる最適最小速度は
単に出発廃であり、これは本発明の最適化局面と組合せ
て用いられる。何故ならば正常時に於ける許容誤差に基
き同じ型の航空機であっても最小燃料消費率を与える速
度は異り、また同じ一つの航空機であってもそれが使用
されるにつれてそのロータ及びエンジンの性能は次第に
変化してくるので、それらを予見することは困難だから
である。しかし作動を初期化するスケジュールを用いる
ことによって各繰返しの間に参照速度を変動させること
により、十分な数のサンプルを採取し且システムを十分
に落着かせるために最適化装置が必要とする変化率より
も幾分速い変化率にて参照速度を一つの方向に調節する
ことができるという利益が得られ４２− る。

本発明のこの第二の局面は、一つの名目的な最小燃料消
費に対する参照速度を用いることにより、テーブルにて
所望の値を読取るようにすることによりより簡単なシス
テムにも用いられる（適当なハードウェアにてディジタ
ル的に形成されて良いが、この場合は最適化は非常に困
難であり、或いはまたアナログ的に形成されても良い）
。

アナログ回路を用いてスケジュールを設定することは可
能であるが、このような回路は非常に複雑なものとなり
、長期間使用するうちに回路のパラメータが変化するこ
とにより信頼性に欠ける。

従って本発明をアナログ的に修正することは燃料節約の
信頼性とコスト及び複雑さの対比に於て正当化されない
であろう。また本発明のこの局面（最小燃料速度スケジ
ュール）はパイロットがＮＦ　　ＳＥＴをほぼ最小燃料
速度のスケジュールに合せるように操作するに当ってパ
イロットに単に燃料増量或いは燃料減邑の指示を与える
のに使用されても良い。

本発明の第三の局面は巡航モードと正常な最小スピード
制御との間に７エイドイン及びフエイドアウトを用いる
ことである。本発明のこの局面は初期化スケジュールを
用いることなく最適化装置が用いられる時には必要され
ないであろう。これはもし所望の最小燃費速度が達成さ
れたならば多くの繰返しに厘っで最適増優の符号が同一
符号に留まり、従って所望の参照速度がプログラムの正
常な部分により設定された名目上の参照速度より直接近
接されることによっている。かくして最適化装置はそれ
のみにて使用されて良く、スケジュールはパイロットに
操作指示を与えるのみに或いはフエイドインまたはフエ
イドアウトと共に用いられて良く、或いはここ示された
実施例に於ける如く、これら三つが同時に使用されて良
く、或いはパイロットがスケジュールに従って操作を行
い、そのあと最適化装置が用いられても良い。

ここに示された実施例はディジタル燃料制御装置５３（
第１図）内に組込まれたものとして記載された。燃料制
御装置の特殊な性質は、それがエンジンへの燃料流量を
制御ｌＩするためにタービン参照速度を用いる型のもの
であれば良く、その他の特徴は本発明に直接関係ない。

またそれが燃料流−を制御する要領もまた本発明には直
接関係ない。

従って本発明は任意のディジタル式燃料制御装置に直接
用いられて良く、ただその場合ディジタル式燃料制御装
置はマイクロプロセッサ或はコンピュータを含んでいれ
ば良い。本発明は任意の燃料制御装置と共に用いられて
良く、ただそのＮ　ＦＳＥＴの機能のみが本発明によっ
て修正される。

もし自動飛行制御システムをなすコンピュータが航空機
に搭載されている場合には、本発明は適当な燃料制御装
置のハードウェアにて実施されて良い。このディジタル
燃料制御装置と自動飛行制御システムとの間の取合いは
簡単な公知技術によって達成される。更に本発明は最小
速度を設定するように構成された簡単なマイクロプロセ
ッサにて実施でき、またアナログ燃料制御装置への適当
なアナログ−ディジタル変換器と共に用いられて良く、
或いはまた任意の型のディジタル燃料制御装４５− 置とのディジタル接続手段と共に用いられて良い。

この場合の全てのサイクルタイム、カウント、その他は
勿論本発明を実施する手段に適合されなければならない
。

本発明はコンピュータを有するシステムに用いるものと
して説明されたが、ここに記載された事項の自明の修正
によって任意のディジタル的ハードウェアに組込まれて
良い。しかし本発明の機能を行うために特別のハードウ
ェアを用いることは適当にプログラムされたマイクロプ
ロセッサを利用することより遥かに＾くつくことが予想
される。

以上のことは本発明の本質には関係なく、本発明に従っ
て好ましい結果を得るためには意図される航空機への適
用に適した要領にて本発明の以上の局面を選択し適当な
信号処理を行えば良い。

同様に以上に於ては本発明を実施例について詳細に説明
したが、かかる実施例について本発明の範囲内にて種々
の修正が可能であることは当業者にとって明らかであろ
う。

【図面の簡単な説明】

４６− 第１図はフリータービンガスエンジンと本発明を実施し
たディジタル式燃料制ｍ＠２２を含むヘリコプタロータ
駆動システムの簡単化された解図的ブロック線図である
。 第２図は成る特定のへり］ブタが種々の条件の下に種々
の条件にて運転される時１００％規定速度に於て必要と
される燃料消費量からの燃料消費量の偏差を示すグラフ
である。 第３図は本発明を実施するコンピュータプログラムの論
理フローダイアグラムである。 第４図は第３図のプログラムに使用される信号モード制
御サブルーチンの論理フローダイアグラムである。 第５図は第３図のプログラムにて正常な要領により最小
速度を設定するサブルーチンの論理フローダイアグラム
である。 第６図は第３図のプログラム内に使用されてスケジュー
ルされた最小燃料速度を設定する巡航モードフェイドイ
ン機能を行う論理フローダイアグラムである。 第７図は第３図のプログラム内に使用されて最小燃料消
費量のために所要のロータ速度を決定する最適化機能を
行う論理フローダイアグラムである。 第８図は第３図のプログラムに使用されるフエイドアウ
ト機能の論理フローダイアグラムである。 １０・・・主ロータ、１２．１４・・・軸、１６・・・
オーバランクラッチ、１８・・・エンジン出力軸、２０
・・・エンジン、２２・・・尾部ロータ、２４・・・軸
、４０・・・フリータービン、４２・・・圧縮器、４４
・・・軸、４６・・・圧縮型駆動タービン、４７・・・
バーナ部、５０・・・燃料管、５２・・・燃料制御計■
弁、５３・・・燃料制御装置、５４・・・回転速度計、
６０・・・加算接続部、６２・・・信号源、６６・・・
タービン制御部、６８・・・加算接続部、６９・・・ガ
ス発生器制御部、７１・・・回転速度計、７４・・・燃
料ポンプ 特許出願人　　］］ナイ□テッドーチクノロシーズコー
ポレイション 代　　理　　人　　　弁　　理　　士　　　明　　石　
　昌　　段目；ヲ←←濾楓（粉誉旬所Ｎ”ｉｌ地）ＦＩ
Ｇ、６ 千３図 ＦＩＧ、　７ 斗つ口

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）フリータービンの回転速度を示す実際の回転速度
   信号を与える手段と、 エンジンへ供給される燃料を計量する燃料弁と、前記実
   際の回転速度信号に応答し、前記フリータービンの規定
   回転速度を示す参照速度信号を与え、前記実際の回転速
   度信号と前記参照速度信号とに応じて前記実際の回転速
   度信号と前記参照速度とによって示されたタービン回転
   速度に於ける差を示す速度誤差信号を与え、前記速度誤
   差信号の関数として所望の燃料流量を示す燃料指令信号
   を前記燃料弁に与える燃料制御信号処理手段と、を有し
   正常時にはヘリコプタのロータを規定の回転速度にて駆
   動するフリータービンを有するヘリコプタのエンジンの
   ための制御装置に於て、前記燃料制御信号処理手段は前
   記燃料指令信号に応答して一連の繰返し期間に繰返し前
   記燃料弁に指示される燃料流量の多数のサンプルを集計
   する手段を有し、各繰返し期間に於けるサンプリング期
   間は次の繰返しサンプリング期間よりエンジン回転速度
   に小さな変化が生じた時それが実質的に落着くためにヘ
   リコプタに必要とされる時間にほぼ等しい大きさの落着
   は期間によって隔てられており、前記サンプルの数は集
   計されたサンプルに於けるノイズの影響を実質的に除去
   する程度の大きさとされており、更に前記燃料制御信号
   処理手段は前記集計を示す現在の燃料流量を与える手段
   と、前記繰返し期間の各々の終り近くにてその時のサン
   プリング期間中に与えられたその時の燃料流量信号をそ
   の直前のサンプリング期間に与えられた先の燃料流量と
   比較することによりその時の燃料流量信号に等しい先の
   燃料流量信号を与える手段と、タービンの参照速度の僅
   かの割合を示す参照速度増分信号を与える手段とを含み
   、前記参照速度増分信号はタービン回転速度に於ける増
   分或いは減分を示す符号とエンジン回転速度に於１Ｊる
   変動がエンジン或いはへり］ブタを不当に乱さずしかも
   参照速曵に於ける変化がヘリコプタの種々の飛行条件の
   下にエンジンへ供給される燃料流量に変化を小ぜしめる
   に十分な大きさとなるような大きさを有し、前記の集積
   された信号により示されるエンジンの燃料要求がタービ
   ン回転速度の関数として変化するものであり、更に前記
   燃料制御信号処理手段は前記繰返し期間のうちのその時
   の燃料流量信号がその直前のサンプリング期間に与えら
   れた先の燃料流量信号を越える何れの繰返し期間にも前
   記増分的に変化する信号の符号を変える手段と、各繰返
   し期間に前記参照速度信号に前記増分的信号を前記集積
   信号が減少している時には同じ符号にて加粋し前記修正
   信号が増大している時には逆の符号にて加算する手段を
   有していることを特徴とする制御ｌｌ装置。
2. （２）フリータービンの回転速度を示す実際の回転速度
   信号を与える手段と、 エンジンへの燃料を計鰻する燃料弁と、前記実際の回転
   速度信号に応答し、前記フリータービンの所望の回転速
   度を示す参照速度信号を与え、前記実際の回転速度信号
   と前記参照速度信号とに応じて前記実際の０転速度信号
   により示されたタービン回転速度と前記参照速度信号と
   の差を示す速度誤差信号を与え、前記速度誤差信号の関
   数として所望の燃料流量を示す燃料指示信号を前記燃料
   弁に与える燃料ｉ制御信号処理手段と、とを有し、正常
   時にはヘリコプタのロータを規定の速度にて駆動するフ
   リータービンを有するヘリコプタのエンジンのための制
   御装置にて於て、前記燃料制御信号処理手段はヘリコプ
   タの現在の６度を示す高置信号とヘリコプタの外気の現
   在のＩ！度を示すｍ度信号とヘリコプタの現在の対気速
   度を示す対気速度信号とヘリコプタの現在の全重量を示
   す重量信号とを含む複数個の飛行パラメータ信号を記録
   する手段と、これらの飛行パラメータ信号に応答してこ
   れらの飛行パラメータ信号によって示されたヘリコプタ
   の飛行条件に対し最小のエンジン燃料消費を与えるため
   の見積られた最適フリータービン回転速度を示す最適回
   転速度信号を与える手段と、前記参照速度信号が前記見
   積られた最適フリータービン回転速度よりも高いか低い
   かを示す表示を与える手段とを含むことをｉｙ＆とする
   制御装置。