JPS6038297A - 回転翼型航空機の燃料制御装置 - 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】 技術分野 本発明は航空機制御システム、一層詳細には、航空機運
動性能を高めるため機体状態に基づいて動力装置を制御
するシステムに係る。

背頭技術 以下では主としてヘリコプタの制御について説明覆るが
、ここに開示する内容は一般に回転翼航空機に対ｌ）で
重要である。

最近のヘリコプタでは、一層低い慣性（角モーメント）
を右する主ロータシステムに向かう傾向がロータシステ
ム内に貯えられるエネルギのレベルを減じ、又１］−夕
を成る飛行運動中の大きな過渡的速度変化を一層受は易
いものとしている。このにうな主ロータ速度変化、ヘリ
コプタの他の飛行特性ど結びついて、ロータの推力及び
制御能力を変化ざゼ、又航空機の姿勢トリムを乱し、又
高度又は速度を１ｑるのに望ましくないＩれを生じさせ
る。姿勢トリムの好ましくない摂動は（しばしば臨界的
な場合に於ける）パイロットの作業角１０を増し、航空
機安定性増大システムを飽和させ。

もしくはこれらの双方を生じさせる。従って、参照速度
に於てロータ速度を制御するため閉ループ燃料制御を行
うことは知られている。このようなシステムは本願出願
人と同一の出願人の出願に係る″゛ヘリコプタロータ／
タービン加速度を制御するための燃料制御“′に関する
特願昭５８−０６６８２５号明細書に開示されてる。し
かし、時によってはロータ速度に関する厳格な制御は不
利であり得る。

コーディネートされた旋回は、ヘリコプタ内に生ずる荷
重、特に主ロータプレード荷重に関して引き起こしと等
価である。これは、ヘリコプタの質量に抗して所要の方
向性加速度を生じさせるため、又引き起こしでは重力加
速度に打ち勝つためにブレードを通じてヘリコプタに必
然的に与えられる力によるものである。実際、（異常で
はない）５− ６０″バンク角は通常主ロータへの荷重を倍増させる。

条件にｔ」係して、これはロータに速度上昇の傾向を生
じさせる。これらの条件の下では必要とされるトルクが
減少しているので、０−タが速度１臂することを許さず
、一層大きなトルクがこのＪ：うな環境では反対方向に
生ずることを必要とすることは容易に理解され得る。利
用可能なロータ推力、従って又荷重係数は、もしロータ
速度が増大することを許されたならば、増大入れ得よう
。

下記の場合を考察、する。ヘリコプタが巡航速度（例え
ば少くとも６０ノツト）で飛行しており、又パイ［］ッ
トがコーディネートされた旋回を開始する。一つの場合
には、制御入力め組合わせにより、前進速度（及び（又
は）高度）がブリードオフでるのを許される結束となる
飛行経路が選択される。１ネルギ交換過程の性質により
過渡的であるこれらの条件の下では□、ロータにより必
要とされる１ヘルクは減ぜられ、又ローダを速ｉ上昇さ
せる傾向が存在Ｊる（機体の運動及゛びポテンシャルエ
ネルギがロータにより使（くきられる。）既存の−〇− 閉ループ燃料制御シテムは、参照ロー・り速度を保つべ
く主ロータが必要とするトルクとエンジンが供給するト
クとの間のトルク平衡を保つようにエンジントルクを下
げることによりこの傾向を抑制する。このことは望まし
くない。このように環境で、ここに開示されるように、
ロータ速度上Ｒを再参照し、それにより増大されたロー
タ速度、従って又荷重係数の一層高いレベルをとる能力
から一層大きな推力に対するポテンシャルをヘリコプタ
に与えることは望ましい。他の場合には、パイロットは
通常旋回で前進速度（及び高度）を維持することを希望
する。（旋回中に荷重係数を紺ト【するたために必要と
される）増大された推ツノの結果としてロータにより必
要とされるトルクの一制高いレベルが生ずるこれらの条
件の下では、エンジンは閉ループロータ速度制御を維持
するエネルギを与えなければならない。これらの条件の
下ではパイロットは、制御入力を増大することにより、
増大された推力（及び荷重係数）をエンジンの動力制限
に引き上げ得る。一層望ましい形態では、ここに開示さ
れるにうに、設置されているエンジンの動力が、［ｌ−
タ速痘を一層高い設定に再参照し、こうしてロータ］−
の一層高い失速及び制御余裕を保つことにより一層良好
に利用される。これらの二つの特殊な条ｆ１が説明のた
めに用いれているが、ロータ最小速度の適当な調節から
得られる飛行運動の１４のレベルが存在する。すべての
このような運動に対して共通なことは運動を実行する一
部分として必然的に発生される機体ピッチレートである
。

発明の開示 従って、本発明の一つの目的は、正荷重運動でロータが
速度」−昇するのを許し且この速度上昇を生じさせるこ
とにより閉ループロータ速度制御の欠点を克服し、それ
により利用可能な推力を増大し、従って巡航速度に於け
る一層高い航空機荷重係数のポテンシャルを許すことで
ある。本発明の他の目的は、追加的なけンサなしに、Ａ
ＦＣ８が利用し得る最小の追加的回路で上記のことを実
行することである。

本発明によれば、自由タービンエンジンの場合に速度に
正比例するロータ速度が検出され、旧参照速度に閉ルー
プ燃料制御により維持される。参照速度は、制御された
仕方で［１−タ速度が増大することを許し、目このロー
タ速度を生じさせるように正荷重運動を示すビツヂレー
トの関数としてバイアスされ、それにより利用可能な推
力を増大し且航空機荷重を改善する。

本発明は種々のアナログ、ディジタル又は計算機制御で
単純な形態で、又は一層高度の制御を行うように追加的
な特徴を組入れた形態で実施され得る。本発明は以下の
開示に基いて当業者によく知られている装置及び手法を
用いて容易に実現される。

本発明の他の目的、特徴、利点は、図面に示されている
曲゛型的な実施例を以下に詳細に説明づる中で一層明ら
かになるであろう。

発明を実施するための最良の形態 第１図にはヘリコプタに対する燃料制御システムが示さ
れている。主ロータ１０は□軸１２により９− 歯車箱１３に結合されており、歯車箱１３は軸１４によ
りＡ−バーランニング・クラッチ１６を通じて駆動され
る。クラッチ１６はエンジン２０の出力軸１８と係合し
ているが、自転中は係合を解除している。又歯車箱１３
は、主ロータ及び尾部ロータ２２が常に一定の相互関係
を有する速度で、例えば尾部ロータは主ロータの５倍の
速度で回転Ｊ゛るように軸２４を通じて尾部ロータ２２
を駆動する。

図示されているように、エンジン２０は自由タービン・
ガスエンジンを含んでおり、その中で出力軸１９は自由
タービン２６により駆動され、自由タービン２６はガス
発生器からのガスにより駆動され、ガス発生器は、軸３
２より圧縮機駆動タービン３２に結合されている圧縮機
２８を有するターボ圧ｌ１ｉｉ機と、燃料制御計量弁を
通じて燃料ポンプ３８から燃料管３６により燃料を供給
されるバーナ一部分３４とを含んでいる。

燃料制御システムは正規には、所望のロータ速度を維持
するＪ：うに燃料管３６内の正しい燃料レ１０− −トを与える。この説明の目的で、自転は無視されてお
り、又自由タービン速度はロータ速度を示すものとされ
ている。従って、回転速度ｈ１４２は、加算点４に導線
４４上の実際〈ロータ）速葭信号を与えるように、（例
えば出力軸１８に於【プる）自由タービン２６の速度を
測定する。ここには示されていないけれども、導１ｌＡ
４４上のタービン速度信号は、ノイズを除去し、又受入
れ可能な閉ループ安定性余裕を確保するため、加算点４
６への供給以前にフィルタされ得る。他生的に１００％
定格速度に設定されるロータ速度参照信号４Ｂも加算点
４６に与えられる。加算点４６の出力は導線５２上のロ
ータ速度誤・差信号であり、これは正規には０、換言す
れば実際速度信号と参照速度信号との間の差である。タ
ービン調速１５４は導線５２上のロータ速度誤差信号と
参照信号／１８とに応答し、又ガス発生器制御部分５８
と組合わさって、ロータ速度を基準速度に維持するべく
燃料ポンプ３８から正しい量の燃料を燃料入口管３６に
供給するように、計量弁４０に燃料指令信号を与える。

これは多くの単純な形態で実現され得るサーボルーＪを
形成する。ロータ速度参照信号は、パイ■１ツＩ・・エ
ンジン速度ビーパ（図示せず）からの導１０５０上のパ
イロット・ビープ指令により加算点／Ｉ６でバイアスさ
れ得る。ロータ速度参照信号−ｂ＞ｓ線７０十のロータ
速度参照バイアス信号により加算点４６でバイアスされ
得る。ロータ速酊参照信号４８がバイアス（アップ）さ
れるので、［１−全速度誤差信号は０から駆動（バイア
ス）され、又燃料制御システムはエンジン（ロータ）が
一層高い参照速度に維持されるようにする。

本発明の荷重係数増大部分を参照すると、航空機の誘導
されるピッチレートが、整形回路７４により整形される
ピッチレート信号を与えるピッチレート・ジャイロによ
り検出される。整形回路７４は既設の自動飛行制御シス
テム（ＡＦＣ８）内に含まれていてよく、又特定の航空
機の荷重ニーズにロータ速度増加を適合させるべくピッ
チレート信号の積分、増幅、遅延、制限などを行い得る
。

（又、他生的に、それ以上ではロータ損傷が生じ得るよ
うなロータ速度が存在する。）整形回路は“ピッチ軸運
動安定性及び荷重フィーのためのヘリコプタ・ピッチレ
ート・フィードバックバイアス″という名称の米国特許
第４．１２７，２４５号（１９７８年）に開示されてい
るような既設の制御回路内で実現されてよく、その内容
を参照によりここに組入れたものとする。（そこでは、
増幅器３４からの導線３２上の信号がここで説明される
整形されたピッチレート信号に相当する。）スイッチ７
８は、対気速度測定手段８０により与えられる対気速度
信号に応答し、又巡航速度を示す対気速度信号に応答し
て閉じられた時に前記のようにロータ速度上昇に関する
ロータ速度基準バイアス信号として導線７０に整形され
たピッチレート信号を与える。整形回路７４は、例えば
総合的感＊（ゲイン）に影響を与えるべく、対気速度信
号にも応答し１ｑる。同様に、他の航空機パラメータが
、状況に応答を一層正確に適合させるべく検出され得る
。

バンク旋回では、慣性軸内のピッチ姿勢は固定１３− に留まり得るけれども、ピッチレートが機体軸（例えば
ヘリコプタに固定されているビツチレー］−・ジャイロ
）に誘導される。誘導されるピッチ１ノー１〜はヨレー
ト及びバンク角の正弦に比例している。正ピッチレート
（機体軸）運動は荷重係数を維持するべく検出されるピ
ッチレートに比例して主ロータ内の荷重を必要とする。

従ってピッチレート信号は、ロータ速度上昇を参照し且
増大さ　′れるロータ推力に対するポテンシャルを与え
るべく荷重係数のインジケータとして用いられる。正荷
重運動に対しては、ロータ速度が増大して、生ぜしめら
れ得る推力のレベル、従って又荷重係数を増大さ１！る
。一つの場合には（例えば前進速度／高度喪失をを考慮
に入れない旋回では）、０−速度度参照信号のバイアス
がロータを速度上昇させようという自然の傾向を補う。

他の場合には（前進速度及び高度を維持しつつ旋回する
場合には）、ロータ速度上昇の最小は、ロータ失速及び
制御余裕を保ちつつポテンシャル的に一層高いロータＨ
ｒ力を与える。負荷重運動を示すビツチレ一１４− トはロータ最小速度を減少するのに使用されない。

何故ならば、イうすることは制御の観点から（特に他の
複雑な副次効果を有する点で）望ましくないからである
。

荷重係数が、単独でもしくはビッヂレート信号と組合わ
さってロータ速度参照信号をバイアスさせるように整形
される信号を与える垂直機体軸内の加速度計７３などに
より直接的に検出され得ることは理解されよう。

理解し易いようにアナログ形態で゛本発明を説明してき
たけれども、ディジタル計算機が利用可能な場合には、
本発明に含まれている信号処理機能はディジタル計算機
内で有利に実施され得る。従って、ディジタル燃料制御
システム内では、本発明の信号処理機能はここに説明し
た信号処理と類似の比較的簡単なプログラム・ステップ
により実施される。又は、タービン調速機５４から必要
なガス発生器速度信号を受ける能力のある簡１１１な流
体機械的ガス発生器燃料制御システムが、本発明を実施
するためのエンジン速度信号の処理が自動的１１行−Ｉ
Ｉ　ＩＩＩ　Ｈ１算機内で簡単なプログラム・ステップ
にＪり実現されるディジタル自動飛行制御システム右す
るへり］ブタ上で用いられ得る。しかし、これは本発明
の思想に密接な関係はない。本発明は、［Ｉ−タ＊反参
照信号が機上ピッチレート・シャイ［１により検出され
る航空機ピッチレートの関数としてバイアスされる任意
の仕方で実施され′４ひる。

本発明をイの典型的な実施例について図示し、説明しで
きたが、本発明の範囲内で上記及び他の種々の変更、省
略及び追加が行われ得ることは当業省により理解されよ
う。

【図面の簡単な説明】

図面は本発明を取入れたヘリコプタの燃料制御ループの
筒中化されたブロック図である。 １０・・・１三ロータ、１３・・・歯車箱、１４・・・
軸、１６・・・オーバーランニング・クラッチ、１８・
・・軸。 ２０・・・エンジン、２２・・・尾部ロータ、２４・・
・軸。 ２６・・・自由タービン、２８・・・圧縮機、３０・・
・軸。 ３２・・・圧縮機駆動タービン、３４・・・バーナ一部
分。 ３６・・・燃料管、３８・・・燃料弁、４０・・・燃料
制御計量弁、４２・・・回転速度計、４６・・・加算点
、４８・・・１００％参照、５４・・・タービン調速機
、５８・・・・−ガス発生器制御部、７２・・・ピッチ
レート・ジャイ０．７４・・・整形回路、７６・・・自
動飛行制御システム、７日・・・スイッチ、８０・・・
対気速度検出手段１７− −６２：

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）エンジンにより駆動されるロータを有する回転翼
   航空機のロータ速度を制御するための回転翼航空機燃料
   制御システムであって、 実際ロータ速度を示す実際速度信号を与えるための回転
   速度計手段と、 ロータ速度をＩＩＪｔ［Ｉするべくエンジンへの燃料を
   計量するため、燃料指令信号に応答する燃料弁手段と、 所望のロータ速度を示す参照速度信号を与えるため、実
   際速度信号と参照速度信号との差としてロータ速度誤差
   信号を与えるため、又前記ロータ速成誤差信号に応答し
   て前記燃料弁手段に燃料指令信号を与え勺ため、回転速
   度８１手段に応答するべく接続されており、又燃料弁手
   段に接続されている信＠処理手段と、 を含んでいる回転翼航空機燃料制御システムに於て、 回転翼航空機のピッチレートを示すピッチレート信号を
   与えるためのピッチレート手、段を含んでおり、 又前記信号処理手段が前記ピッチレート手段に応答する
   べく接続されており、又前記ピッチレート信号の関数と
   してロータ速度参照信号をイ＼イアスさせるべくピッチ
   レート信号に応答してロータ参照速度バイアス信号を与
   えるための手段を含んでおり、でれにより正荷重運動の
   間に荷重係数ポテンシャルを増大させるべくピッチレー
   トに応答してロータ速瓜誤差信号をバイアスさせ且燃料
   指令信号を増大させる ことを特徴とする回転翼航空機燃料制御システム。
2. （２）エンジンにより駆動される一一夕を有する回転翼
   航空機のロータ速度を制御するための回転翼航空機燃料
   制御システムであって、 実際【］−夕速度を示す実際速度信号を与えるための回
   転速度計手段と、 ロータ速度を１．１１　Ｉｎするべくエンジンへの燃料
   を計量するため、燃料指令信号に応答する燃料片手′二
   ｆｆ１（７）ｏ−＊３１１ｅｍｔ＊！ｔ［３１ｔ。（Ｒ
   ＠　ｆ’＠　Ｋ　Ｑため、実際速度信号と参照速度信号
   との差としてロータ速度誤差信号を与えるため、又前記
   ロータ速度誤差信号に応答して前記燃料弁手段に燃料指
   令信号を与えるため、回転速度計手段に応答するべく接
   続されており、又燃料弁手段に接続されている信号処理
   手段と、 を含んでいる回転翼航空機燃料制御システムに於て、 回転翼航空機−Ｅの荷重係数を示す荷重係数信号を与え
   るための荷重係数検出手段を含んでおり、又加配信号処
   理手段が前記ピッテレ−１一手段に応答するべく接続さ
   れており、又前記ピッチレート信号の関数としてロータ
   速度参照信号をバイアスさせるべくピッチレート信号に
   応答してロータ参照速度バイアス信号を与えるための手
   段を含んでおり、それにより正荷重運動の間に荷重係数
   ポテンシャルを増大させるべくピッチレートに応答１〕
   で［１−タ速度誤差信号をバイアスさせ且燃利指令信号
   を増大させる コトを特徴とする回転翼航空機燃料制御システム。