JPS6050637B2 - 短距離離着陸機の飛行制御装置 - Google Patents
短距離離着陸機の飛行制御装置Info
- Publication number
- JPS6050637B2 JPS6050637B2 JP17756681A JP17756681A JPS6050637B2 JP S6050637 B2 JPS6050637 B2 JP S6050637B2 JP 17756681 A JP17756681 A JP 17756681A JP 17756681 A JP17756681 A JP 17756681A JP S6050637 B2 JPS6050637 B2 JP S6050637B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- engine power
- lever
- power lever
- flight path
- spoiler
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
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- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Catching Or Destruction (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Seats For Vehicles (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、エンジンパワーを利用した高揚力装置及び
上方に展関すると揚力が減少するスポイラを有している
短距離離着陸機のための飛行制御装 置に関するもので
ある。
上方に展関すると揚力が減少するスポイラを有している
短距離離着陸機のための飛行制御装 置に関するもので
ある。
第１図及び第１Ａ図に図示の如く、単に上面吹出しフ
ラツプＦ等によつて高揚力を発揮させるだけでなく、主
翼Ｗの前方上部にエンジン２を設けて、そのエンジンよ
りの高速排気流を主翼Ｗの上面から上面吹出しフラツプ
Ｆの上面上に流して揚力の増大を図る、エンジンパワー
を利用した高揚力装置が設けられた短距離離着陸機即ち
ＳＴＯＬ機が知られている。
ラツプＦ等によつて高揚力を発揮させるだけでなく、主
翼Ｗの前方上部にエンジン２を設けて、そのエンジンよ
りの高速排気流を主翼Ｗの上面から上面吹出しフラツプ
Ｆの上面上に流して揚力の増大を図る、エンジンパワー
を利用した高揚力装置が設けられた短距離離着陸機即ち
ＳＴＯＬ機が知られている。
なお、このエンジンパワーを利・用した高揚力装置を設
けたＳＴＯＬ機は、高揚力装置として動くエンジンを、
主翼前方上部でなく、主翼下部やその他の様々な位置に
設けた形式のものでもよい。 この種のＳＴＯＬ機は、
迎角αが飛行速度Ｖにほゝ゛対応する他の通常の航空機
と異なり、第２図に示すように、ピッチ姿勢θが飛行速
度Ｖにほゞ対応する特性を有する。
けたＳＴＯＬ機は、高揚力装置として動くエンジンを、
主翼前方上部でなく、主翼下部やその他の様々な位置に
設けた形式のものでもよい。 この種のＳＴＯＬ機は、
迎角αが飛行速度Ｖにほゝ゛対応する他の通常の航空機
と異なり、第２図に示すように、ピッチ姿勢θが飛行速
度Ｖにほゞ対応する特性を有する。
このため、この種のＳＴＯＬ機では、この特性を生かし
て、操縦桿操作によるピッチ姿勢変化で主に飛行速度を
制御し、エンジンパワーレバー操作によるエンジンパワ
ー変化で主に（垂直面における）飛行径路角γを制御す
る操縦手法が採用されることがある。この場合、第２図
に示すように、エンジンパワーを増す方向にエンジンパ
ワーレバーを操作すると、上昇側に、またエンジンパワ
ーを減らす方向にエンジンパワーレバーを操作すると降
下側に、機体を制御できる。なお、γ＝０−ｃである。
また、第３図に示すように、エンジンパワーが減少して
無次元推力係ＢＣＩがある値以下になると、失速迎角が
急激に減少する空力特性を一般に有している。そこで、
従来は、このような失速迎角特性を有する航空機におい
て上記の操縦手法を採用する場合、バイ咄ントが直接エ
ンジンパワーレバーを握り操作して飛行径路を制御して
きた。この場合には、大きな降下側の飛行径路角るため
あるいは誤つて、必要以上にパイロットがエンジンパワ
ーレバーをパワー減少方向に大きく操作することがあり
得る。
て、操縦桿操作によるピッチ姿勢変化で主に飛行速度を
制御し、エンジンパワーレバー操作によるエンジンパワ
ー変化で主に（垂直面における）飛行径路角γを制御す
る操縦手法が採用されることがある。この場合、第２図
に示すように、エンジンパワーを増す方向にエンジンパ
ワーレバーを操作すると、上昇側に、またエンジンパワ
ーを減らす方向にエンジンパワーレバーを操作すると降
下側に、機体を制御できる。なお、γ＝０−ｃである。
また、第３図に示すように、エンジンパワーが減少して
無次元推力係ＢＣＩがある値以下になると、失速迎角が
急激に減少する空力特性を一般に有している。そこで、
従来は、このような失速迎角特性を有する航空機におい
て上記の操縦手法を採用する場合、バイ咄ントが直接エ
ンジンパワーレバーを握り操作して飛行径路を制御して
きた。この場合には、大きな降下側の飛行径路角るため
あるいは誤つて、必要以上にパイロットがエンジンパワ
ーレバーをパワー減少方向に大きく操作することがあり
得る。
この操作により、航空機は大きく降下し迎角が増大する
上に、さらに上記特性により失速迎角は減少する。この
ため、失速に対する迎角余裕が飛行の安全を確保するに
要する値より小さくなつたり、場合によつては垂直突風
等により失速状態になつてしまう危険がある。そこで、
本発明はその危険をほとんどなくすることがてきる飛行
制御装置を提供せんとするものてある。すなわち、本発
明によるならば、エンジンパワーを利用した高揚力装置
と、揚力を減少するように上方に展開てきるスポイラと
を有する短距離離着陸，機において、エンジンパワーレ
バーの位置を検出する位−置検出器と、エンジンパワー
レバーを，駆動する駆装置と、飛行径路制御レバーと、
その飛行径路Ｍｑ御レバーの位置を検出する位置検出器
と、スボイラを駆動する駆動装置と、飛行径路制御レバ
ーの降下側操作に応答して、エンジンパワーレバー位置
検出器の出力及び飛行径路制御レバ．一位置検出器の出
力を受けて、エンジンパワーレバー位置が所定の下限値
に達するまではエンジンパワーを下げる方向にエンジン
パワーレバーを動かすようにエンジンパワーレバー駆動
装置を動作させ、エンジンパワーレバー位置がその所定
の下；限値に達する以上に降下側に飛行径路制御レバー
を操作すると、エンジンパワーレバー位置を上記所定の
下限値に留め、その代りにスポイラを上方に展開させる
ようにスポイラ駆動装置を動作させて降下能力の不足を
補うようにする制御器とを具１備する飛行制御装置が提
供される。
上に、さらに上記特性により失速迎角は減少する。この
ため、失速に対する迎角余裕が飛行の安全を確保するに
要する値より小さくなつたり、場合によつては垂直突風
等により失速状態になつてしまう危険がある。そこで、
本発明はその危険をほとんどなくすることがてきる飛行
制御装置を提供せんとするものてある。すなわち、本発
明によるならば、エンジンパワーを利用した高揚力装置
と、揚力を減少するように上方に展開てきるスポイラと
を有する短距離離着陸，機において、エンジンパワーレ
バーの位置を検出する位−置検出器と、エンジンパワー
レバーを，駆動する駆装置と、飛行径路制御レバーと、
その飛行径路Ｍｑ御レバーの位置を検出する位置検出器
と、スボイラを駆動する駆動装置と、飛行径路制御レバ
ーの降下側操作に応答して、エンジンパワーレバー位置
検出器の出力及び飛行径路制御レバ．一位置検出器の出
力を受けて、エンジンパワーレバー位置が所定の下限値
に達するまではエンジンパワーを下げる方向にエンジン
パワーレバーを動かすようにエンジンパワーレバー駆動
装置を動作させ、エンジンパワーレバー位置がその所定
の下；限値に達する以上に降下側に飛行径路制御レバー
を操作すると、エンジンパワーレバー位置を上記所定の
下限値に留め、その代りにスポイラを上方に展開させる
ようにスポイラ駆動装置を動作させて降下能力の不足を
補うようにする制御器とを具１備する飛行制御装置が提
供される。
このように、本発明においては、必要な失速迎角が確保
できる最小値に所定値を決めることにより、エンジンパ
ワーがその所定値以下にならないようにしているので、
失速迎角が減少しすぎることはなく、失速に対する迎角
余裕が十分保持される。
できる最小値に所定値を決めることにより、エンジンパ
ワーがその所定値以下にならないようにしているので、
失速迎角が減少しすぎることはなく、失速に対する迎角
余裕が十分保持される。
一方、降下能力の不足は、失速迎角に大きな変化を与え
ない特性を一般に有するスポイラが上方に展関して揚力
を減少させることによつて補つているので、必要な降下
飛行径路角が得られる。以下、添付図面を参照して本発
明の実施例を説明する。第４図は、ＳＴＯＬ機のための
本発明による飛行ノ制御装置の概略構成を示すブロック
図である。
ない特性を一般に有するスポイラが上方に展関して揚力
を減少させることによつて補つているので、必要な降下
飛行径路角が得られる。以下、添付図面を参照して本発
明の実施例を説明する。第４図は、ＳＴＯＬ機のための
本発明による飛行ノ制御装置の概略構成を示すブロック
図である。
第４図に示すように、エンジンパワーレバー１とエンジ
ン２とは機械的に結合されており、エンジンパワーレバ
ー１の動きに応じてエンジン２のエンジンパワーも変化
する。またエンジンパワーレバ・−とは別に、パイロッ
トが手動で操作可能な飛行径路制御レバー即ちＦＰＣレ
バー４を設置する。エンジンパワーレバー１とＦＰＣレ
バー４の位置は、それぞれ位置検出器３及び５により検
出され制御器６に送られる。この制御器６内で、ＦＰＣ
レバー１の操作量に応じてエンジンパワーレバー１及び
主翼ｗの上方に展開できる第１図及び第４図に示すスポ
イラ９を駆動する量が演算され、その駆動量の信号に基
づき駆動装置７及び８は、それぞれエンジンパワーレバ
ー１及びスポイラ９を駆動する。制御器６を構成する演
算回路の一実施例を第５図に示す。
ン２とは機械的に結合されており、エンジンパワーレバ
ー１の動きに応じてエンジン２のエンジンパワーも変化
する。またエンジンパワーレバ・−とは別に、パイロッ
トが手動で操作可能な飛行径路制御レバー即ちＦＰＣレ
バー４を設置する。エンジンパワーレバー１とＦＰＣレ
バー４の位置は、それぞれ位置検出器３及び５により検
出され制御器６に送られる。この制御器６内で、ＦＰＣ
レバー１の操作量に応じてエンジンパワーレバー１及び
主翼ｗの上方に展開できる第１図及び第４図に示すスポ
イラ９を駆動する量が演算され、その駆動量の信号に基
づき駆動装置７及び８は、それぞれエンジンパワーレバ
ー１及びスポイラ９を駆動する。制御器６を構成する演
算回路の一実施例を第５図に示す。
パイロットがエンジンパワーレバーからＦＰＣレバーで
操作するようにシステムを切り換えたときのエンジンパ
ワーレバーの位置（δＴＨＯ）が位置検出器３から記憶
装置１１に記憶されて保持される。また、必要な失速迎
角が確保できる揚力係数がだませるエンジンパワーに対
応する所定のエンジンパワーレバー位置の設定下限値（
δＴＨｍｉｎ）も記憶装置１４に記憶しておく。一方、
ＦＰＣレバー位置検出器３からの信号ＳＦは、信号変換
回路１３において、エンジンパワーレバーの位置（δＴ
ＨＯ）を基準としたエンジンパワーレバーの位置に対応
する信号（ΔδＴＨｃ）に変換される。
操作するようにシステムを切り換えたときのエンジンパ
ワーレバーの位置（δＴＨＯ）が位置検出器３から記憶
装置１１に記憶されて保持される。また、必要な失速迎
角が確保できる揚力係数がだませるエンジンパワーに対
応する所定のエンジンパワーレバー位置の設定下限値（
δＴＨｍｉｎ）も記憶装置１４に記憶しておく。一方、
ＦＰＣレバー位置検出器３からの信号ＳＦは、信号変換
回路１３において、エンジンパワーレバーの位置（δＴ
ＨＯ）を基準としたエンジンパワーレバーの位置に対応
する信号（ΔδＴＨｃ）に変換される。
この信号は、分岐点１５の第１の信号と第２の信号に分
かれる。第１の信号は記憶装置１１及び１４からδＴＨ
ＯとδＴＨｍｉｎを受ける減算器２４からのδＴＨｍｉ
ｎ−δＴＨＯの信号と共にスイッチ１６に送られる。ス
イッチ制御部２３は、δＴＨＯ・ΔδＴＨｃ及びδＴＨ
ｍｉｎを受けて、δＴ１（０＋Δδ′１１（ｃ≧δ慴而
ｎの条件が満たされるときは、このスイッチ１６が、１
の位置をとつて第１の信号が選択されるようにし、また
、そうでないときはスイッチ１６が２の位置をとり、δ
ＴＨｍｉｎ−δＴＨＯの信号が選択され、パワーレバー
駆動信号Ｄｐとして制御器からエンジンパワーレバー駆
動装置７に出力される。・そして、そのエンジンパワー
レバー駆動装置７は、入力されたエンジンパワーレバー
駆動信号に応じた分だけエンジンパワーレバー位置を変
化させる。一方、第２の信号は、δＴＨｍＩｎ−δＴＨ
Ｏの信号分が減算器２２で差し引かれ、ΔδＴＨｃ−δ
ＴＨｍｉｎ＋δＴＨＯ信号となつた後、スイッチ１６と
運動するスイッチ１８を介して、δＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ
〈δＴＨｍｌｎの条件が満たされるときにのみ信号変換
回路１９へ出力される。そして、δＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ
≧δＴＨｍｌｎの場合は、ゼ七信号発生器２１から、ゼ
狛信号が信号変換回路１９へ出力される。このスイッチ
１８により選択された信号は、エンシンパワーレバー駆
動信号に対応する信号であるので、信号変換回路１９に
おいて、符号変換され、更に、そのエンジンパワーの変
化分に相当する効果を発揮できるスボイラ９の上方遅開
量に相当するスボイラ駆動信号Ｄ，に変換され制御器６
からスポイラ駆動装置８に出力される。
かれる。第１の信号は記憶装置１１及び１４からδＴＨ
ＯとδＴＨｍｉｎを受ける減算器２４からのδＴＨｍｉ
ｎ−δＴＨＯの信号と共にスイッチ１６に送られる。ス
イッチ制御部２３は、δＴＨＯ・ΔδＴＨｃ及びδＴＨ
ｍｉｎを受けて、δＴ１（０＋Δδ′１１（ｃ≧δ慴而
ｎの条件が満たされるときは、このスイッチ１６が、１
の位置をとつて第１の信号が選択されるようにし、また
、そうでないときはスイッチ１６が２の位置をとり、δ
ＴＨｍｉｎ−δＴＨＯの信号が選択され、パワーレバー
駆動信号Ｄｐとして制御器からエンジンパワーレバー駆
動装置７に出力される。・そして、そのエンジンパワー
レバー駆動装置７は、入力されたエンジンパワーレバー
駆動信号に応じた分だけエンジンパワーレバー位置を変
化させる。一方、第２の信号は、δＴＨｍＩｎ−δＴＨ
Ｏの信号分が減算器２２で差し引かれ、ΔδＴＨｃ−δ
ＴＨｍｉｎ＋δＴＨＯ信号となつた後、スイッチ１６と
運動するスイッチ１８を介して、δＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ
〈δＴＨｍｌｎの条件が満たされるときにのみ信号変換
回路１９へ出力される。そして、δＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ
≧δＴＨｍｌｎの場合は、ゼ七信号発生器２１から、ゼ
狛信号が信号変換回路１９へ出力される。このスイッチ
１８により選択された信号は、エンシンパワーレバー駆
動信号に対応する信号であるので、信号変換回路１９に
おいて、符号変換され、更に、そのエンジンパワーの変
化分に相当する効果を発揮できるスボイラ９の上方遅開
量に相当するスボイラ駆動信号Ｄ，に変換され制御器６
からスポイラ駆動装置８に出力される。
このような構成により、ＦＰＣレバー４の操作によるエ
ンジンパワーレバーコマンド量が、結果としてエンジン
パワーレバーを下限値δＴＨｍｉｎより小さくするよう
な大きさである場合には、即ちδＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ〈
δＴＨｍｉｎてある場合には、δＴＨＯ位置からのエン
ジンパワーレバーの駆動量はδＴＨｍｉｎ−δＴＨＯに
制限され、結果としてエンジンパワーレバーはδＴＨｍ
ｉｎ位置までしか駆動されないことになる。一方エンジ
ンパワーレバーコマンド量δＴＨｍｉｎ−δＴＨＯで制
限した残りの量ΔδＴＨｃ−δＴＨｍｉｎ＋δＴＨＯの
大きさに応じてスポイラを駆動する信号が出力され、ス
ポイラが上方に展関する。次に、ＦＰＣレバー操作によ
るエンジンパワーレバーコマンド量が結果としてエンジ
ンパワーレバーを寞ＴＨｍｉｎ以下にすることがない場
合は、即ちδＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ≧δＴＨｍｉｎの場合
には、コマンド量ΔδＴＨｃがそのままエンジンパワー
レバー駆動信号となり、スポイラ駆動信号はゼロとなる
。
ンジンパワーレバーコマンド量が、結果としてエンジン
パワーレバーを下限値δＴＨｍｉｎより小さくするよう
な大きさである場合には、即ちδＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ〈
δＴＨｍｉｎてある場合には、δＴＨＯ位置からのエン
ジンパワーレバーの駆動量はδＴＨｍｉｎ−δＴＨＯに
制限され、結果としてエンジンパワーレバーはδＴＨｍ
ｉｎ位置までしか駆動されないことになる。一方エンジ
ンパワーレバーコマンド量δＴＨｍｉｎ−δＴＨＯで制
限した残りの量ΔδＴＨｃ−δＴＨｍｉｎ＋δＴＨＯの
大きさに応じてスポイラを駆動する信号が出力され、ス
ポイラが上方に展関する。次に、ＦＰＣレバー操作によ
るエンジンパワーレバーコマンド量が結果としてエンジ
ンパワーレバーを寞ＴＨｍｉｎ以下にすることがない場
合は、即ちδＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ≧δＴＨｍｉｎの場合
には、コマンド量ΔδＴＨｃがそのままエンジンパワー
レバー駆動信号となり、スポイラ駆動信号はゼロとなる
。
換言するならば、第６図に示すように、ＦＰＣレバーを
絞つていつても、エンジンパワーレバーは所定の下限値
で止まり、代りにスボイラが上方に展関していき、降下
能力の不足を補う。
絞つていつても、エンジンパワーレバーは所定の下限値
で止まり、代りにスボイラが上方に展関していき、降下
能力の不足を補う。
従つて、エンジンパワーを減少し過ぎて失速迎角を減少
し過ぎることはない。なお、以上の実施例において、エ
ンジンパワーレバーの設定下限値は固定したものである
が、飛行速度に応じて変化させるようにしてもよいこと
は、当業者には明らかであろう。
し過ぎることはない。なお、以上の実施例において、エ
ンジンパワーレバーの設定下限値は固定したものである
が、飛行速度に応じて変化させるようにしてもよいこと
は、当業者には明らかであろう。
以上のように本発明によればエンジンパワーレバーに下
限値を設けることで、失速迎角の大きな減少を防ぐこと
ができると共に、代りに失速迎角には影響の少ないスポ
イラを立てることで揚力を減少でき、降下能力を補つて
必要な降下飛行径路角を得ることができる。
限値を設けることで、失速迎角の大きな減少を防ぐこと
ができると共に、代りに失速迎角には影響の少ないスポ
イラを立てることで揚力を減少でき、降下能力を補つて
必要な降下飛行径路角を得ることができる。
第１図は、エンジンパワーを利用した高揚力装置を有す
るＳＴＯＬ機の概略斜視図、第１ｋ図は、その主翼部分
の概略断面図、第２図は、飛行速度■と飛行径路角γと
ピッチ姿勢角θと迎角αとエンジンパワーとの関係を示
すグラフ、第３図は、推力係数Ｃｚと揚力係数ＣＬ？迎
角αとの関係を示すグラフ、第４図は、エンジンパワー
を利用した高揚力装置を有するＳＴＯＬ機のための本発
明による飛行制御装置の概略構成を示すブロック図、第
２５図は、第４図の制御器の構成を示すブ七ツク図、そ
して、第６図は、本発明による制御を示すＦＰＣレバー
とパワーレバーとスポイラの変化を示すグラフである。
るＳＴＯＬ機の概略斜視図、第１ｋ図は、その主翼部分
の概略断面図、第２図は、飛行速度■と飛行径路角γと
ピッチ姿勢角θと迎角αとエンジンパワーとの関係を示
すグラフ、第３図は、推力係数Ｃｚと揚力係数ＣＬ？迎
角αとの関係を示すグラフ、第４図は、エンジンパワー
を利用した高揚力装置を有するＳＴＯＬ機のための本発
明による飛行制御装置の概略構成を示すブロック図、第
２５図は、第４図の制御器の構成を示すブ七ツク図、そ
して、第６図は、本発明による制御を示すＦＰＣレバー
とパワーレバーとスポイラの変化を示すグラフである。
Claims (1)
- １ エンジンパワーを利用した高揚力装置と、揚力を減
少するように上方に展開できるスポイラとを有する短距
離離着陸機において、エンジンパワーレバーと、そのエ
ンジンパワーレバーの位置を検出する位置検出器と、エ
ンジンパワーレバーを駆動する駆動装置と、飛行径路制
御レバーと、その飛行径路制御レバーの位置を検出する
位置検出器と、スポイラを駆動する駆動装置と、飛行径
路制御レバーの降下側操作に応答して、エンジンパワー
レバー位置検出器の出力及び飛行径路制御レバー位置検
出器の出力を受けて、エンジンパワーレバー位置が所定
の下限値に達するまではエンジンパワーを下げる方向に
エンジンパワーレバーを動かすようにエンジンパワーレ
バー駆動装置を動作させ、エンジンパワーレバー位置が
その所定の下限値に達する以上の降下側に飛行径路制御
レバーを操作すると、エンジンパワーレバー位置を上記
所定の下限値に留め、その代りにスポイラを上方に展開
させるようにスポイラ駆動装置を動作させて降下能力の
不足を補うようにする制御器とを具備する飛行制御装置
。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17756681A JPS6050637B2 (ja) | 1981-11-04 | 1981-11-04 | 短距離離着陸機の飛行制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17756681A JPS6050637B2 (ja) | 1981-11-04 | 1981-11-04 | 短距離離着陸機の飛行制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5878896A JPS5878896A (ja) | 1983-05-12 |
| JPS6050637B2 true JPS6050637B2 (ja) | 1985-11-09 |
Family
ID=16033200
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17756681A Expired JPS6050637B2 (ja) | 1981-11-04 | 1981-11-04 | 短距離離着陸機の飛行制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6050637B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2728017C2 (ru) * | 2018-12-05 | 2020-07-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" | Самолёт короткого взлёта и посадки |
-
1981
- 1981-11-04 JP JP17756681A patent/JPS6050637B2/ja not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5878896A (ja) | 1983-05-12 |
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