JPS59164297A - 航空機の制御方法及び飛行運動力勾配システム - 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】 本発明は航空機飛行制御に係り、一層詳細には、バンク
旋回中にピッチ制御に正の飛行運動力勾配を確立するこ
とに係る。

航空機のピッチ及びＤ−ル姿勢は、位置決め可能な空力
面の位置に影響を与える飛行制御の運動及び位置により
制御される。ピッチ姿勢はピッチ軸の周りのピッチ制御
により制御される。ロール姿勢はロール軸の周りのロー
ル制御により制御される。機首方位（ヨー軸の周り）及
び揚力（一般の航空機ではフラップ及び速度により、ま
たヘリコプタではコレクヂブによる）も飛行制御により
制御されるが、これらの制御は以下の説明には密接な関
係はない。

ヘリコプタ暉御に用いられるものとして飛行運動力勾配
をここに説明するが、この開示内容は固定翼航空機のよ
うな他の航空機の飛行運動力勾配にも適用される。

ヘリコプタ姿勢は周期的制御（操縦桿）により制御され
る。操縦桿は二゛つの軸方向に運動可能であり、ピッチ
制御及びロール制御の双方の役割をする。操縦桿の相方
−向運動及び位置（即ちピッチ制御〉、前方及び後方、
はヘリコプタのピッチ姿勢（それぞれ機首下げ及び機首
上げ）を制御する。

操縦桿の横方向運動及び位置（即ちロール制御〉、左方
及び右方、は数水平飛行から測定されたものとして、ヘ
リコプタのピッチング（バンク角）を制御する。縦方向
及び横方向の操縦桿運動は混合され、姿勢を制御するべ
く主ロータブレードピッチ（ブレードピッチはピッチ制
御、ピッチ姿勢又はピッチ軸と混同されてはならない）
に影響を与える。

操縦桿入力は操縦者によるもの（手動制御）又は自動飛
行制御システム（ＡＦＣ８）によるものであって良い。

ＡＦＣ８は、姿勢制御の場合、姿勢の変化を検出して姿
勢を維持するべく作動する。

外側ループＡＦＣ８は操縦桿の自動的運動により姿勢の
修正を行う。例えば、ピッチ姿勢の修正は縦方向トリム
アクチュエータを通じての操縦桿の自動的縦方向運動に
より行われる。

内側ループＡＦＣ８も自動的に姿勢の修正を行う。しか
し、この修正は操縦桿の運動なしに位置決め可能な空力
面に直接影響を与えることによって行われる。例えば、
ピッチ姿勢の修正は、操縦桿と主ロータとの間に配置さ
れているピッチバイヤス・アクチュエータのような直列
アクチュエータを通じて主ロータブレードピッチを自動
的に変更づ゛ることにより行われる。

ヘリコプタの操作性は、所望の飛行経路を容易に且精密
に達成し得るか否かにより判定される。

飛行運動を精密に行うためには、操縦者は自らの入力を
へり］ブタの応答に関連イ」けることができなければな
らない。これは、操縦者の身体に及ぼされる負荷因子（
ｇレスポンス）のようなキュー、計器及び目視観察並び
に操縦押力及び運動を通じて達成される。

ヘリコプタによっては、特定の負荷条件で、航空機の重
心が揚力の中心の後方の位置に行かれている。後方重心
位置の一つの結果として、ヘリコプタは旋回中、特に〈
３０°ロール角を越えるような）激しい旋回中にピッチ
アップする傾向を有する。従って、操縦者はこの傾向を
補償するように操縦桿を前方に動かさなければならない
。従来、航空機は旋回運動中に機首下げピッチングをす
る傾向を有しており、操縦桿を後方に引く（操縦押戻し
一機首上げの）必要性が操縦者に知らされる。

旋回中は、航空機の機首を水平線上又はその付近にする
ようにピッチ姿勢を位置することが望ましい。所望のピ
ッチ姿勢を維持するために必要とされる”操縦押戻し”
の大きさは操縦箸に旋回の厳しさに関するキューを与え
る。正の飛行運動力勾配を旋回中の“操縦押戻し“とし
て定義すると、ヘリコプタが旋回中にピッチアップする
傾向は負のく不安定な）飛行運動力勾配を生ずる。また
これは航空機の操作性の上、で望ましくない。何故なら
ば、操縦者は不自然な仕方で操縦桿を動かずことを強要
され、また旋回の度合を知っ−Ｃ所望のピッチ姿勢を保
つため操縦者の関心が操縦室の外部から操縦室内の計器
に逸されるからである。

米国特許第４．０６７．５１７号（１９７８年）、第４
，２７０，１６８号（１９８１年）及び米国特許出願第
１７６．８３２号に開示されているような自動飛行制御
システム（ＡＦＣ８＞は飛行パラメータ（即ちピッチ姿
勢）を維持するように作動する。ＡＦＣ８内の種々の利
得及び遅れは直線及び水平飛行中の安定性に関して最適
化されており、飛行運動中に有効に応答するＡＦＣ８の
能力を制限する。米国特許第４，１２７．２４５号＜１
９７８年）に開示されているシステムは、旋回中に操縦
者にリーレスポンス・キューを与えるようにヘリコプタ
の機首を押し下げるべくピッチレート変化に基づいて内
側ループピッチ指令を与える。

従って、本発明の主な目的は、旋回の厳しさに比例する
操縦桿キューを生ずることにより、激しい旋回中に操縦
桿を引き戻す必要性を操縦者に知らせ得るようにするこ
とである。操縦桿キュー及びそれど組合されるＱ−レス
ポンス・キューは操縦者の作業負荷を減するように意図
されており、それによりヘリコプタの安定性を高める。

従って、本発明の飛行運動力勾配システムはロール角を
検出し、まＩＣロール角に基づいてピッチ姿勢を制御づ
る。更に本発明によれば、ロール角が翼水平飛行から所
定の値を超過するとき、０−ル角の関数として比例信号
が発せられる。本発明の一つの実施態様では、指令信号
は、周期的制御（操縦桿）を弾性的に前方に動かす縦方
向トリムアクチュエータを作動させ、それによりロール
角の関数としてヘリコプタにピッチダウンを生じさせる
。従って、操縦者は、ヘリコプタを所望のピッチ姿勢に
もたらすようにバンク旋回中に操縦桿を引き戻すことに
より操縦桿の弾性的前方運動に打ち勝たなければならな
い。それにより、正の飛行運動力勾配が操縦杆くピッチ
制御）上で確立される。

以下では、主に、本発明を既存の外側ループＡＦＣ８と
組合せて実施するものとして説明する。

しかし本発明は内側ループ又は外側ループ・モードでＡ
ＦＣ８と共に又はＡＦＣ８なしで実施され得る。

第１図には“対気速度測定システム“という名称の米国
特許出願第１７６．８３２号明細書に開示されているよ
うな簡単化されたリミテッド・レート自動飛行制御シス
テム（ＡＦＣ８）が示されている。ＡＦＣ８１０１は、
導線１７を経て比例誤差信号を加算器２０に与えるビツ
ヂセンサ１４をイ１する。積分器１５は導線１７上の誤
差信号に応答して、積分された信号を導線１９を経て加
算器２０に与える。

導線１９上の積分された信号は典型的に大きな誤差信号
の存在中は限界なしに増大覆るので、導線１８を介して
アクセス可能な“保持１入力が、大きな誤差信号（トリ
ム指令）により積分器が、トリムに抗する旋回（ＡＦＣ
８″オン”）の間に駆動されるのを阻止するため積分器
１５に与えられる。導線１７上の信号は、飛行運動とオ
ートパイロット制御との間の飛行中の不連続性をなくす
ため、継続されていることが好ましい。飛行運動力勾配
システムは、トリムに抗する旋回が行われているどきに
作動し、後記のように積分器１５を”保持“状態に置く
ように作動する。

加算器２０は導線２１．ヒにピッチチャネル出力を与え
る。ピッチチャネル出力は加算器２４で導線２５用の指
令信号と加算され、（後記のように〉制御出力信号を導
線２６を経て縦方向トリムアクチュエータ（ＬＴ△）２
７のようなアクチュエータ手段に与える。縦方向トリム
アクチコエータ２７は運動して、若し拘束されていなけ
れば操縦枠５０を縦方向、前方若しくは後方、に動かす
ばね２８のような弾性的リンケージを通じて力を与える
。これは“外側ループ“システムとして知られており、
検出された姿勢変化に応答して操縦枠５０の自動的縦方
向運動を通じてピッチ姿勢を維持するように作動する。

操縦者は、縦方向トリムアクチュエータ２７により生ず
る操縦枠５０の自動的運動と同−若しくは反対の方向に
操縦枠５０を縦方向に動かずことができ、その際にばね
２８は伸長若しくは圧縮され、ばねの勾配に比例する力
が感ぜられる。操縦枠５０の縦方向及び横方向運動はミ
キサ５２内で混合され、サーボ５３及びスオッシュプレ
ート５４を通じてヘリコプタ主ロータ５５のブレードピ
ッチに影響を与え、姿勢を制御する。内側ループ５６も
縦方向及び横方向制御のためにミキサ５２、サーボ５３
及びスオッシュプレート５４を通じて主ロータのブレー
ドピッチに影響を与える。内側ループ５６は、操縦枠５
０の運動によりブレードピッチに影響を与える外側ルー
プ縦方向トリムアクチュエータ２７と対称的に、操縦枠
５０の運動なしにブレードピッチに直接に影響を与える
。操縦枠５０は内側ループ５６を通じて作用する。操縦
枠５０の縦方向運動はそれぞれ操縦枠の後方及び前方運
動を通じてヘリコプタの機首上げ７機首下げ姿勢を制御
し、また操縦枠５０の横方向運動は正規”翼水平飛行″
から測定された角度にヘリコプタのロール姿勢を制御す
る。

旋回を開始するため、操縦者は操縦枠に横方向の力を加
える。同時に、操縦者又はＡＦＣ８ＩＯ１は、ヨー・チ
ャネル（図示せず）を通じて、コーディネートされた旋
回を行うためヘリコプタのヨーを制御し得る。

トリムに抗する手動旋回中は、導線２１上のピッチチャ
ネル出力は小さい。何故ならば、ＡＦＣ８１０１はＡ−
トパイロット・モードに対して最適化されており、また
正の飛行運動力勾配を生ずるには十分でないからである
。従って、導線２１上のピッチチャネル出力が本発明に
より増強される。

操縦者により操縦枠５ｏに与えられる横方向力はリンケ
ージ５１を通じてカドランスデューサ３８により検出さ
れる。操縦枠５ｏの横方向力が２ボンド（０，９１ｋｑ
）に等しいがそれを越えるとき、横方向操縦押力しきい
値信号が導線３９上に発せられる。この２ボンドのしき
い値は、注意深い操縦者入力の正規インジケータとして
選定されている。

ヘリコプタのロール角はロール角しンサ１１により検出
され、翼水平飛゛行から測定されたものとしてヘリコプ
タのロール角を示すロール角信号を導線１２上に与える
。ロール角信号の大きさく絶対値）が絶対値回路３０で
形成され、導線３１上に出力され、比較器３７により３
０°基！＄３６と比較される。若しロール角信号の大き
さが３０’と等しく又はそれを越えていれば、信号が導
線２２上に与えられ、この信号と導線３９上の横方向操
縦押力しきい値信号とのアンド条件の成立によりアンド
回路３３の出力導線１８上に出力信号が生ずる。導線１
８上の出力信号は積分器１５を”保持“させ、またスイ
ッチ３２を作動させる。スイッチ３２の閉路はロール角
信号を導線３１から導線３４を経て加算器３５に通し、
そこで３０゜基準信号３６がロール角信号から差引かれ
る。これは、３０６を越えるロール角の大きさに等しい
信号を導線４０上に生ずる。導線４０上の信号は、ＴＳ
＋１（Ｓはラプラス演算子）により示されている利ｆＪ
　Ｋ及び”ラグ・インｎ／Ｉ＋ラグ・アウト“特性を有
する増幅器４１により増幅される。時定数Ｔ）は、飛行
運動力勾配システムがフェイスイン及びフェイス・アウ
トづるにつれて滑かな移行が行われるように選定されて
いる。導線４２上の増幅器４１の遅らされた出力はリミ
タ４３により、操縦枠５０の全縦方向移動量の３０％（
基準４５により与えられる正ＮＡ）を越えない値に制限
される。これは、３０４を越えるロール角の関数である
（例えば比例する）リミテッド・オーソリティ指令信号
を導線２５上に与える。

指令信号は、導線２６上の制御出力信号を確立するべく
加算器２４を通じて主刺激を与える。ピッチチャネル出
力は“保持“状態では非常に僅かであり、加算器２４で
指令信号に加算される。若し操縦枠５０の縦方向運動が
手動旋回中に拘束されていなければ、制御出力はへり］
ブタの機首を機首下げに押すべく縦方向トリムアクチュ
エータ（ＬＴ△）２７を介して操縦枠５０を前方に移動
させるのに十分に大きい。しかし、操縦者は所望のピッ
チ姿勢を維持するため手動旋回中に操縦枠５０を拘束し
ている。操縦者が操縦枠５０の自動的前方運動に抵抗す
るにつれて、ばね２８を通じての弾性的駆動力がロール
角に比例して感ぜられる。何故ならば、縦方向トリムア
クチュエータ２７上の弾性的駆動力は指令信号の関数と
して比例的に増大し、また指令信号はバンク角の関数と
して増大するからである。それにより、正の飛行運動力
勾配が確立される。正であることは旋回中に操縦枠５０
を引き戻り必要性を示づ、また勾配は、比例的な自動的
操縦桿力により確立される。操縦者がこのシステムによ
り感するバンク角に関するキューは、コーディネートさ
れた旋回を行うために特に重要である。何故ならば、３
０’を越えるバンク飛行運動は一般に計器によってでは
なく手動で行われるからである。飛行運動力勾配システ
ム１０１が作動しているとき、飛行運動力勾配システム
１０１からの導線２５上の指令信号は正ピッチチャネル
出力よりも著しく大きい。従って、ピッチチャネル出力
の影響は無視することができ、制御出力信号は、操縦者
が操縦枠を引き戻さない限り、機首下げを維持するのに
十分である。勿論、操縦者は、機首下げ姿勢が到達され
る以前に操縦枠の自動的前方運動を阻止し、それにより
旋回中に所望のピッチ姿勢の姿勢を維持する。縦方向ト
リムアクチュエータ２７からの弾性的駆動力はバンク角
の関数として操縦者により感ぜられる。ヘリコプタ負荷
の一層精密な指示を操縦者に与えるため、追加的なパラ
メータが検出され、操縦枠５０の縦方向運動及びそれに
より生ずる機首下げピッチの度合を制御するのに用いら
れ得ることは理解されよう。ここに開示されるシステム
により負の飛行運動力勾配の問題に対して簡単で、信頼
性に冨み、満足な解決が可能であることが確認されてい
る。

前記のように、本発明は既存のＡＦＣ８１０１と組合せ
て実施される。ＡＦＣ８１０１は、飛行運動力勾配シス
テムにより用いられる縦方向トリムアクチュエータ２７
及びばね２８を含んでいる。

操縦者が激しいロールの間に縦方向トリム・レリーズを
押すべきであれば、飛行運動力勾配システムはディスエ
ーブルされる。何故ならば、縦方向トリムアクヂュエー
タ２７及びばね２８は操縦枠５０を動かすのではなく操
縦枠５ｏに追随することになるからである。本発明が単
独で実施されるときには、制御出力信号に比例して操縦
枠５ｏを自動的に弾性的に動かすための縦方向トリムア
クチュエータ２７及びばね２８又は他の適当な手段が設
けられなければならない。更に、加算器２４は省略され
ても良く、その場合には、指令信号が指令出力信号にな
る。

本発明は直ＪＩＪ　＜内側ループ）アクチュエータで実
施され、それにより機首が操縦桿の自動的前方運動なし
に押し下げられ得る。これは操縦者に９−レスポンス・
キューのみを与えるが、それにも拘らず、所望のピッチ
姿勢を維持づるため操縦桿５０を引き戻す必要性を操縦
者に知らせ、それにより所望の正の飛行運動力勾配を確
立する。

第１図に示されている本発明にＪ、る飛行運動力勾配シ
ステムの機能はデジタルに実現されｉｏる。

第２図は入口ポート６０を通じて到達される飛行運動力
勾配システム・サブルーチンを示している。

最初のステップ６１では、ロール角及び横方向操縦桿カ
フラグがリセットされる。次に、ステップ６２で、操縦
者により操縦桿に加えられた横方向力が２ポンドと比較
される（絶対値配列に示されているように左方又は右方
に加えられた力の大きさ）。若し力が２ポンド未満であ
れば、Ａ（指令信号）がステップ６３で零にセラ１〜さ
れ、ルーチンはステップ６８に進む（後で説明する）。

若し操縦桿に加えられた横方向力が２ポンドに等しく又
はそれを越えていれば、（翼水平飛行から測定されたも
のとして）ロール角の大きさがテストステップ６４で３
０°と比較される。若しロール角の大きさが３０°未満
であれば、ルーチンは（先に説明した）ステップ６３に
進む。若しロール角の大きさが３０’に等しく又はそれ
よりも太き（プれば、△ＦＣＳピッチ、／対気速１褒積
分器がステップ６６で１保持“にレットされる。次いで
、ステップ６７で、Ａがロール角の大きさの３０”を越
える超過分にレッ１へされる。ルーチンがステップ６８
に進むとき、Ａは零に等しい（ステップ６３）かロール
角の３０６を越える超過分に等しいくステップ６７）か
の何れかである。ステップ６８では、遅らされた指令信
号（ＬＡＧ）が周知の仕方で発、せられる。最初は零の
ＬＡＧがＴＡＩＪＰＲ。

指数関数的時定数演算子、に基づいて△の値に近接する
。この特徴は知られている。遅らされた指令信号（ＬＡ
Ｇ）は、指令信号Ａを生ずるべく、ステップ６９で利４
９　Ｋにより増幅される。（第２図中のステップ６８及
び６９で達成されるデジタル機能は第１図の増幅器４１
で達成される機能と等価である。）指令信号△はテスト
７０で操縦桿の全縦方向移動可Ｏｕ量の３０％と比較さ
れる。若し指令信号が縦方向移動量の３０％よりも大き
くなければ、それはステップ７２でピッチチャネル出ツ
ノと加算されて、制御出力信号を生ずる。若し指令信号
が縦方向移動聞の３０％よりも大きければ、それはステ
ップ７１で３０％に制限され、次いでステップ７２でピ
ッチチャネル出力（比例、非積分）と加算される。ステ
ップ７２の指令信号Ａは第１図の導線２５の指令信号と
対応している。

ザブルーチンはステップ７３で出される。

第２図の簡単化されたフローチャートにより示されてい
るデジタル機能は、′フエイルーオペレイショナル、フ
ェイル〜セイフの多重計算機制御システムに於ける選択
的ディスエーブルメント“という名称の米国特許第４，
２７０．１６８号明細書に示されている形式の単一計算
機で成功裡に実施された。本発明は゛種々の他のアナロ
グ及びデジタル形態で実施され骨るし、種々の構造の単
−若しく（ま多重の計算機システムで実施され得るし、
また専用のデジタル剌装置を用いても実施され得る。

以上の説明から、本発明の範囲内で種々の変形が行われ
得ることは当業者により理解されよう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による飛行運動力勾配システム及び関連
する自動飛行制御システムを示す簡単化されたブロック
線図である。 第２図は本発明による飛行運動力勾配システムを与える
ためのデジタル・コンピュータ・サブルーチンの簡単化
された論理フローチャートである。 １１・・・ロール角ζンザ、１４・−・ビップーセンザ
。 １５・・・積分器、２０．２４・・・加算器、２７・・
・縦方向トリムアクチュエータ、２８・・・ばね、３０
・・−絶対値回路、３２・・・スイッチ、３３・・・ア
ンド回路。 ３５・・・加算器、３６・・・３０”基準、３８・・・
カトラ゛ンスデューサ、４１・・・増幅器、４３・・・
リミタ、５０・・・操縦桿、５２・・・ミキサ、５３・
−・サーボ、５４・・・スオッシュプレート、５５・・
・主［１−夕、５Ｇ・・・内側ループ 特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・コーポ
レイション 代　　理　　人　　　弁　　理　　士　　　　明　　石
　　昌　　毅−５２３−

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. （１）旋回中にピッチアップする航空機を制御する方法
   に於て、ロール角の大きざを示すピッチ制御に正の飛行
   運動力勾配を確立するため、航空機に機首下げピッチン
   グを生じさせるようにロール角の関数としてピッチ制御
   を前方に自動的に動かす過程と、 自動的前方運動に逆らうようにピッチ制御を後方に動か
   し、それにより航空機の下方ピッチングを阻止し且航空
   機のピッチを制御する過程とを含んでおり、それによっ
   てピッチ制御の自動的前方運動がロール角の大きさの指
   示を操縦者に与えることを特徴とする航空機の制御方法
   。
2. （２）旋回中にピッチアップし、また航空機のピッチ姿
   勢を制御するため位置′決め可能な空力面の位置に影響
   を与えるように作動可能なアクチュエータ手段を有する
   航空機を制御する方法に於て、ロール角の大きさを示す
   操縦者のピッチ制御に正の飛行運動力勾配を確立するた
   め、 アクチュエータ手段をして、ロール角の関数として航空
   ＩＮ　ｍ首下げのピッチ姿勢を自動的に制御させる過程
   と、 航空機の機首下げピッチングに逆らうようにピッチ制御
   を後方に動かし、且航空機のピッチを制御する過程とを
   含んでおり、それによって、航空機姿勢を機首下げ姿勢
   から所望のピッチ姿勢へ制御するために必要どされるピ
   ッチ制御の後方運動の大きさがロール角の大きさの指示
   を操縦者に与えることを特徴とする航空機の制御方法。
3. （３）ピッチ制御によりその位置に影響を与えられる位
   置決め可能な空力面を有する航空機のピッチ制御に正の
   飛行運動力勾配を生じさせるための飛行運動力勾配シス
   テムに於て、 指令信号に基づいて位置決め可能な空力面の位置に影響
   を与えるように作動可能なアクチュエータと、 翼水平飛行から測定されたものとして航空機口−ル角を
   示すロール角信号を生ずるためのロール角センサと、 ロール角ヒンサに接続されておりロール角信号に応答し
   、またアクチュエータに接続されており、旋回中の航空
   １４１０−ル角に基づいて航空機のピッチ姿勢を制御す
   るように位置決め可能な空力面の位置に影響を与えるた
   めロール角信号の関数として指令信号をアクチュエータ
   に与える制御手段と、を含んでいることを特徴とづ−る
   飛行運動力勾配システム。
4. （４）ピッチ姿勢を維持するためのピッチチャネルとし
   て、ピッチ信号を与えるピッチセンサと、ピッチチャネ
   ル出力を生ずるべくピッチ信号を積分するためピッチセ
   ンサに接続されており、また保持信号により保持状態に
   置かれるべく作動可能な積分器と、積分器に接続されて
   おり位置決め可能な空力面の位置に影響を与えることに
   よりピッチチャネル出力に基づいて航空機にピッチ姿勢
   の変化を生じさせるように作動可能なアクチュエータ手
   段とを含んでいるビツチチ１１ネルを有する自動飛行制
   御システムと組合せて使用するべく構成された飛行運動
   力勾配システムに於て、数水平飛行から測定されたもの
   として航空機ロール角を示すロール角信号を生ずるため
   のロール角センサと、 ロール角センサに接続されておりロール角、信号に応答
   し、またアクチュエータ手段及び積分器に接続されてお
   り、ロール角信号に基づいて積分器を保持状態に置くた
   め保持信号を与え、またロール角信号の関数としてアク
   チュエータ手段に指令信号を与える多機能制御手段とを
   含んでおり、アクチュエータ手段が制御信号に基づいて
   位置決め可能な空力面の位置に影響を与えるように作動
   可能であり、それにより旋回中のロール角に基づいて航
   空機のピッチ姿勢を制御することを特徴とする飛行運動
   力勾配システム。