JPS6215200A - 航空電子制御システム - 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】 略語表 ムＤＣ＝エアデータ、コンぎユータ ＡＰ工　：アクチュエータ性能インジケータＡＦＵ　　
：補助パワーユニット ＤＡＴＡＯ：　（例えば、１９８０年４月２２日エイチ
。

Ｋ、ヘルツオーグ（Ｈ，に、　Ｈｅｒｚｏｇ）に対して
発行された米国特許第４．１９９．６６６号に記載のよ
うな）デジタル自立性ターミナルアクセス通信 ＧムムＭ　ニゲインオーソリティ調整モータＧＯＰＭ：
’Ｆ”イン制御パワーモジュールＭＣＵ　　：モータ制
御ユニット ＲＡＣＵ　：遠隔捕捉および制御ユニットＰＡ：ノぐワ
ーアクチュエータ 〔発明の背景〕 ■コントロールでの基本飛行の制御システムにおいて、
極めて高度の無欠性と安定性を達成するためには、基本
制御翼面位置決め、ｒイン制御および航空機の安定性増
加機能に対して大型の中央コンピュータを操作させる必
要がないように当該システムを設計すべきであって：代
りに、（例えば、力を制御する操縦杆による制御装置、
方向舵ペダル組立体、スポイラアクチュエータ、昇降舵
アクチュエータ等の）各自立性サブシステムがＲＡＣＴ
Ｔ　（遠隔捕捉および制御ユニット）を介して、独自の
小型コンピュータによ、る処理能力を有している。ＲＡ
ＣＵは；データの記号化／復号化、データ伝送／受信、
データ入手、アクチェエータ制御および冗長性マネジメ
ント機能を提供するよう基本飛行制御システムに設けら
れている。特殊飛行制御システムの機能のほとんどが制
御翼面近くで局所的に計算かつ実行されるとすれば、大
型中央コンピュータの計算所要時間が著しく減少される
。

また、空力学的制御４面においてパワーアクチュエータ
を用いる場合、空力学的制御翼面の応答特性に関する限
り、十分なヒンジ慣性ならびに十分なパンｒ幅の双方を
提供するアクチュエータを設計する上で現実の問題があ
る。

大型商業旅客機については、例えば補助翼、方向舵、お
よび昇降舵のような基本空力学的制御翼面用油圧パワー
アクチュエータの適正な設計および寸法法めにおいて問
題がある。ピストンの直径、即ち有効面積は角度範囲に
わたって基本空力学的制御翼面を運動させ、かつ所定の
偏向角比率を発生する上で予想される最大ヒンジ慣性に
対して寸法が決められてい、るため、前記アクチュエー
タの設計に対する現在の方向は基本的に間違っているよ
うである。さらに、加圧された油圧流体を通すチューブ
、即ち配管あるいは制御弁は、必要とされる見込みの最
大ヒンジ慣性および空気力学的制御翼面の所定最大偏向
角比率を発生させるために、即ち離陸あるいは着陸時は
、空気力学的制御翼運動について大きな偏向角範囲なら
びに高偏向角比率の双方が必要とされる。しかしながら
、低飛行速度においては、高飛行速度と比較して空力学
的制御翼面に作用する動圧は少ない。したがって、低飛
行速度におけるヒンジ慣性は比較的少ない。

しかしながら、航空機の高飛行速度においては、偏向し
た空気力学的制御翼面に作用する動圧は概ね最大となり
；かつヒンジ慣性と偏向角比率要件の分解成分も概ね最
大となり；一方この状況での偏向角範囲は比較的小さい
。したがって、この高速飛行オペレーションに対して設
計する場合、りくられる油圧パワーアクチュエータは大
型かつ重くなる。しかしながら、パワーアクチュエータ
と、その制限された空力学的制御翼面との間の負荷軌道
に挿入しうるｒイン制御装置があれば、前述のようにす
る必要は必ずしもない。この問題についての以前の研究
では、要求される方法で作動させる機械装置が余りにも
複雑になりすぎることを示してきた。

航空機に対する全電気式の飛行制御システムの出現によ
り、かつ電気−機械式あるいは電気−油圧式パワーアク
チュエータの利用が提案されているものの現実の設計上
の問題は存在する。何故なら航空機用の全電気式飛行制
御システムの実施上での鍵は、現在使用されている油圧
式アクチュエータに代替する適当な高性能の電気モータ
の開発に成巧することであるからである。電気工業界は
、全電気式航空機の開発を可能とする技術に対して数種
の現実的な問題を有していた。発電およびアクチュエー
ション分野において最強であるアルニコ磁石よりも何倍
も強力である稀少金属のコバルト磁石が既存の生産要素
よりはるかに優れ、かつ従来は可能でなかった独特の可
能性を提供する永久磁石ゼネレータやモータの開発を可
能とする。

サマリウムコバルト製モータや、ギヤボックスならびに
モータ制御装置が現在軍用機やミサイル用に開発されつ
つある。

〔発明の要約〕

本発明は航空機用の直子飛行制御システムに関し、特に
チャンネルを完全に分離させ、かつチャンネル間でデー
タ、即ち制御情報を自動的に切換えない、マルチデータ
バス、即ちマルチチャンネルに冗長性Ｕコントロールシ
ステムに関する。制御システムマネジメントの考え方は
、多数セグメント化した制御翼面のいずれか１個のセグ
メントが故障してもそれを支えることのできる、航空機
の冗長性制御システムに基づいている。

さらに、航空機用の電子式飛行制御システムにおいては
、電気−油圧式あるいは電気−機械式パワーアクチュエ
ータが制御翼面を凍結したり、かつ（あるいは）ノ・−
ドオーバ作動を発生する著しい可能性があり、これは高
速飛行中は危険である。

したがって、故障の起った場合、欠陥のＰＡを急速に中
立化することにより、ハードオーバあるいは振動性であ
る積極的な故障を消極的で中立化した制御翼面セグメン
トの故障に変換することができる。１個の、ＰＡおよび
その関連の制御翼面セグメントが喪失すると全体の多数
セグメント化の制御翼面の作動性能を低下させる可能性
がある；しかしながら、作動状態のままのＰＡＩ９およ
びそれらの制御翼面セグメントは安全に積極的である。

また、全体の制御翼面な構成する個々のセグメントを適
当な寸法にすることにより、急速に中立化即ち積極的に
しうるとすれば飛行制御システムは第２のＰＡの故障を
も許容しうるようにできる。

本発明は、冗長性電子回路とそれぞれの制御翼面セグメ
ントの偏向角運動を提供するＰＡｓとを含み；ＰＡが故
障するとその制御翼面セグメントを消極化する手段を内
蔵したｒイン制御パワーモジュール（Ｇｃｐｇ）を有す
る制御翼面セグメントの各々によって冗長性がさらに実
行される、多数セグメント化の昇降舵制御翼面を開示す
る。ＧＯＰＭはその制御翼面セグメントを消極化できる
ことの他に高飛行速度におけるＦＡの故障によりバーｆ
オーバ制御人力からの構造上の偏向ならびに構造上の応
力負荷作用を最小にするが、これはＦＡの有効出力運動
を変調する比率変更機構を組込むことにより達成される
。ＰＡの運動範囲に対する制御翼面セグメントの偏向角
運動範囲の比率、即ちゲインは比率変更機構によって調
整できる。説明の目的に対してのみ、ＧＯＰＭによって
得ることのできるゲインの最大値は「１」であり、この
状態では当該ＰＡの移動範囲に対して制御翼面セグメン
トの偏向角運動範囲は最大となるものと想定する。さら
にまた、（）ＯＰＭによって得ることの可能な最小値は
「零」であって、この状態ではＦＡの運動に対する制御
翼面セグメントの偏向は無、即ち零となるものと想定す
る。したがって、制御翼面にわたるＦＡの制御オーソリ
ティは「零」と［１］との間のゲイン調整位置の間でＧ
ＯＰＭによって制限される。

冗長性の全電気式飛行制御システムにおいて、電気−油
圧式および電気−機械式パワーアクチュエータは有限の
故障確率があり；そのため、例えばハードオーバ、振動
、詰まり、偏向位置における詰まりおよび切断のような
積極的な故障による影響を消極化することが目的である
。さらに、ＰＡｓの故障の作用を消極化するために、Ｇ
ｃｐｍＢを利用した電子冗長性制御回路を組込んで故障
を消極的にさせる。

本発明の別の目的は航空機の速度の変化に適合するＧＯ
ＰＭを調整し、航空機の全体飛行時間にわたって「「ｇ
」指数当りの操縦桿の力」を所定の相対的な一定状態に
保つことである。

本発明の別の目的は制御力の安定性を向上させ、かつ飛
行速度の増加に伴って制御翼面の偏向にわたって制御を
より微細に行うことによって高飛行速度における制御翼
面のばたつきを阻止し、かつ巡航速度における自動飛行
制御のサイクルを限定することである。

本発明の別の目的は飛行制御システムにおける潜在的に
危険な故障を、全体の制御表面積の一部のみを中立化さ
せて消極的な故障に変換することである。

本発明の別の目的は、例えばハードオーバ故障時のよう
に、空力学的面に作用する高度の動圧状態の間構造上の
損傷を阻止するために、飛行速度の増加につれて空力学
的面の偏向率を最小にし、かつ偏向角度範囲を最小にす
ることによりパワーアクチュエータのオーソリティを制
限することである。

本発明の別の目的は、飛行速度に相対して発生するヒン
ジカ慣性に対する制御翼面の偏向角比率のインピーダン
スを自動的に適合させることである。このため、制御翼
面セグメントの偏向角運動範囲が大きくても、ヒンゾカ
慣性が大きいことにならないので、下側の作動したアク
チュエータを使用できるようにする。さらに、インピー
ダンスを適合させることにより最大偏向角比率において
、かつ最大運動範囲にわたって最大トルクを提供する現
在知られているＰＡｓの設計方法を排除する。

全電気式の冗長性飛行制御システムの利点はよす重量の
ある多数の機械的ラインを作動させるよりも、故障の制
御に対して多数の電気的ラインを作動させる方がはるか
に容易であることである。

電気系統全体が故障するというのは、冗長性全電子式制
御システムを完全に故障させてしまう究極の場合である
。しかしながら、一般的にエンジン駆動のぜネレータは
、ラムエア駆動ゼネレータのようなバックアップおよび
／または予備のＡＰＵ（補助パワーユニット）駆動のゼ
ネレータを有し；終局の予備源は航空機のバッテリであ
る。

〔好適実施例の説明〕

第１図は、航空機の全電気式飛行制御システムのサブシ
ステムである、■コントロール式のフォード冗長性、デ
ータバス昇降舵制御システムの概略線図である。昇降舵
＠Ｉ御クシステム基本的に２つの範祷に分離される：即
ち（１）電気式と（２）機械式であって、それらは、そ
れぞれ各昇降舵制御翼面セグメント１１−１１　Ｃに隣
接位置したＧＯＰＭｓ（ゲイン制御パワーモジュール）
１０−１００を介して相互に連結されている。

大聖の商業旅客機用の従来の周知の制御システムにおい
ては、操縦士および副操縦士の手動制御入力が一般的に
主パワー出力アクチュエータユニット、即ち主アクチユ
エータのサーざ弁を制御し；この主アクチユエータは通
常、制御可能に作動している空気力学的翼面からある距
離をおいて位置する。リンク装置即ちケーブル系統が一
般、的に主アクチユエータと制御翼面との間を相互に連
結し；かつ航空機の固定構造体に対してリンク装置、即
ちケーブル系統を取付ける支持体が、経験する最大の制
御負荷を許容するよう設計され、かつそのような寸法と
されている。本発明の重要な局面は各ＧＣＪ）Ｍ　１０
−１００によるゲイン変化はパワーアクチュエータ１２
−１２０と、制御可能に作動されつつあるそれぞれの空
力学的制御翼面セグメン）１１−１１０との間の主負荷
軌道において発生することである。

航空機が高マツハ数で飛行しており、かつ構造的に安全
以上の角度で、かつ急速に昇降舵制御翼面が偶発的に偏
向するとすれば、その結果、構造的に固定された水平方
向のスタビライプに対する反力が過度となるか、あるい
は制御翼面が裂け、危険な結果となりうる。例えば、ボ
ーイング７２７のような周知の商業機においては、昇降
舵制御翼面に対する最大許容偏向範囲があり、それは約
プラスマイナス５０度である。昇降舵制御翼面のこの運
動範囲は例えば離陸あるいは着離時のような低飛行速度
オペレーションにおいては安全に許容されるが、高飛行
速度オペレーション、あるいは最大マツハ数でのオペレ
ーションにおいてハ、昇降舵の最大許容運動量は単にプ
ラスマイナス６度であって、これは所定の毎秒当りの偏
向角との比率の限度である。したがって、本発明の重要
な局面は、昇降舵制御翼面の各セグメントに加えられる
制御力の変動と関連して偏向角範囲にオーソリティ制限
を加えることであって、これはＧＣＰＭｓｌ　０−１（
ｌを介して達成される。

操縦士および副操縦士による制御入力は、それぞれ縦方
向および横方向の角度運動を有する、２組の二重リスト
制御装置を介して開始され、それぞれのリスト制御環位
置センサ即ち変換器１４−１４０を介して命令信号８１
３−８１３（：！を発生させ、この信号はそれぞれＲＡ
ＣＵｓ　（遠隔捕捉および制御装置）１５−１５Ｃ！に
送られる。リスト制御装置１３−１３０は、航空機の縦
、横揺れ軸心に対する命令制御信号人力８１３−８１３
Ｃ用に主として使用されている。

リスト制御装置１３−１３０は、商業輸送機に通常設置
されている制御ホイルとコラムの組合せよりも製作がは
るかに安くつくコンパクトな入力装置である。副操縦士
のホイルとコラムとが操縦士の出す制御入力動作に追従
するか、らるいはその逆の制御ホイルおよびコラムの場
合１．操縦士の一人により一方のみのリスト制御装置が
偏向するとすれば、他の６個の装置も偏向し、操縦士が
作動させる制御装置の動作に精確に追従する。リスト制
御装置の前記同調作動を確実にする手段は機械的な性格
のものとでき、あるいは操縦室内の大量の設備を保持す
るために電気−機械式としてもよい。リスト制御装置の
１タイプは高度の安定性を備えた位置決めサーボを基本
的に含んでよく、該サーぼは各リスト制御装置の各々に
取付けられた制御力センサの出力信号を代数的に総和す
るこに二重化される。

各々の個別のリスト制御装置１３−１３０はその位置変
換器１４−１４０と組合されて、独立した双極性の、縦
方向および横方向の命令信号Ｅ１１３−１３０を発生さ
せ、そのためフォード冗長性制御入力を縦方向の基本飛
行制御システムに提供し、咳システムは４セグメント化
した昇降舵制御翼面ｌｔ−１１０を航空機の尾翼セクシ
ョンにおいて作動させる。飛行デツキ領域におけるリス
ト制御装置１３−１３０問および昇降舵の制御翼面セグ
メン）１１−１１０の各々におけるＧＣ！ＰＭａ　ｉ　
Ｑ　−１００間のデータ通信はそれぞれ４個の冗長性の
電流モードデータバストロ−１６０を通して流れる。４
個のデータバス１６−１６０の各々は、以下の要素と関
連した４個のデータバスカップラａ１−Ｃ４を接続する
：０１はリスト制御装置１３−１３０とピトー靜圧管１
７−１７Ａの双方の対と関連し；Ｃ２はＡＸ’工（アク
チュエータ性能インジケータ）１８と関連し；Ｃ３はＰ
Ａｓ　ｌ　’ｌ　−１２０と関連し、およびＣ４はＧ（
３ＦＭ８１０−１００と関連している。４個のデータバ
スカップラＣ１−Ｃ４は誘電カッシラによりデータバス
媒体１６−１６０に取付けられている。電流モードのデ
ータバス１６−１６０および誘電性データバスカップラ
ａ１−Ｃ４はエイチ、ケー、ヘルツオーグ（ＨｏＫ。

Ｈｅｒｚｏｇ）に対して１９８１年４月２８日発行され
た米国特許第４．２６４．８２７号に記載のタイプのも
のである。データバスターミナルＴ／Ｒ，１９−１９０
，２Ｏ−２０ｃ　、２１−２１　ｃ　、２２−２２０は
自動アクセスタイプであって、エイチ。

ヶー、ヘルッオーグに対して１９８０年４月２２日発行
された米国特許第４．１９９．６６３号に記載のＤＡＴ
Ａ○（デジタル自立性ターミナルアクセス通信）プロト
コルを利用しており、以下さらに詳細に説明するように
、データバスターミナル設計についての最近の開発作業
は、データバスの詰まりを阻止し、かつ操縦室の乗員に
欠陥ユニットを知らせる効果的なターミナルモニタをも
たらした。信号の調整およびデータ通信に対して、デジ
タル技術と高集積のデータバス技術とを組合せて使用す
ることにより制御信号システムのコストを節減する。

このように、性能が向上し、これまで得られなかったレ
ベルの冗長性が提供され、設備の故障による物理的な故
障ならびに機能損失の確率の低下を最小限とする。しか
しながら、電子データ通信装置が故障になったり、ある
いは制御翼セグメントのＰＡｓが故障すれば、ＧｏＰＭ
　ｇによって故障を中立化するためにゲイン制御オーソ
リティの調整を行う。

機械的あるいは電気−機械的に同調された、操縦士と副
操縦士との対となったリスト制御装置１３．１３Ａおよ
び１３Ｂ、１３（：！が運動することによって位置変換
器１４−１４０から信号８１３−８１３０を発生させ、
核信号は４個の冗長性データバス１６−１６０を介して
４個のＧｏＰＭ８１０−１００に到来する。６対のリス
ト制御装置１３゜１３ムおよび１３Ｂ、１３０は二重化
した命令信号Ｅ１１３−１３Ａおよび１３１３Ｂ−８１
３０をそれぞれＲＡｃｔｒｓ１５−１５０へ送る。該Ｒ
ＡＣＵ　ａは本質的には小型のデータコンピュータであ
って、コネクタおよび電気加熱／冷却装備を完備した数
個の回路盤を収容する。また、前記ＲＡＣＵｓ　１５−
１５０の各々はプリアンプおよびプリプロセッサであっ
て信号調整およびパワー変換手段とを内蔵する。

ｘｈｃｖａ　１５−１５０はローカルデータ処理、計算
制御およびパワー増幅の要求を受入れるよう容量および
サイズが可変である。

航空機の飛行速度は、航空機の各側に１個ずつ位置する
エアデータ変換器２３．２３ムを有する２個のぎトー管
１７．１７ムにより検出され；該変換器はそれぞれ、二
重化されたエアデータ信号１９１７、Ｅ？１７ムを提供
するものであり、該信号はＲＡＯＴｌｒｓ　１５−１５
０へ送られる。変換器２３゜２３ムからのエアデータ信
号Ｅ１１７．８１７ムは、図示のようにリスト制御装置
の信号１９１３−８１３０と同様に同じＲＡＯＴＴｓ　
ｌ　５−１５　（３により受入れられるか、あるいは個
別のＲＡＣＵＩＩ　２４−２４０により受入れられる。

ＲＡＣＵａ　１５−１５０の出力信号はそれぞれＴ／Ｒ
ｅ　１９−１９０へ入り；それぞれのＴ／Ｒ１９−１９
０の出力信号はデータバスカッｆうＣ１を介して４個の
データバス１６−１６０の中の１個へ人力される。

前述のように、データバス１６−１６ｃは誘電バスカッ
シラａ　１−Ｃ４を用い、かつエイチ、ケイ、ヘルツオ
ーグに対して１９８１年４月２８日発行された米国特許
第４，２６４，８２７号に記載の電流モードタイプであ
る。

Ｔ　／　ＲＢの各々は、データバスカップラの各々に対
して予めプログラム化され、かつデータぎバスを取るた
めにローカルサブシステム装置に対してアドレスを送出
する電子ファームウェアを含む。

また、この電子ファームウェア内には伝送すべきデータ
に先行するデータへラベルを送り、そのため本質的に該
データを前記ラベルで識別する情報回路が含まれている
。

データバス１６−ｆ６ｃ！に送られたＲＡＣＵａ　ｉ　
５−１５０とＴ　／　Ｒａ　１９−１９０の出力信号は
２種類のタイプのＲＡＣＵｓへ入る。

Ｔ／Ｒ１１２１−２１０と連結したＲＡＣＵａ　２５−
２５０の第１のタイプはそれぞれ、標準的なパワー変換
ならびにデータ処理装備を有し、かつさらに、ｐａｓ１
２−１２０用の位置制御回路とパワー駆動電子装置とを
含む。

それぞれＴ／Ｒ８２２，２２０と連結したＲＡｃｆｆａ
２６−２６ｃの第２のタイプも標準的なパワー変換なら
びにデータ処理装備を有し、かつ本質的に第１のタイプ
のＲＡＣＵｓと同様の機能を果し、かりさら！ｃ、ｅａ
ｐｎｓ１０−１００内でＧＡＡＭ　（ゲイ、ンオーソリ
ティ調整モータ）２７−２７０用の位置制御回路とパワ
ー駆動電子装置とを含む。また第２のタイプ、即ちＲＡ
ＣＵａ　２６−２６０内には（）ＯＰＭ制御回路が位置
しており、該回路はリスト制御装置１３−１３０からの
信号命令ならびにエアデータ信号Ｓ１７．Ｓ１７ムを受
入れ、次いで制御翼面セグメン）１１−１１０の各々の
実際の現在位置を、操縦士および副操縦士のムＰ工１８
が用いるようデータバス１６−１６０へ戻し、その結果
の制御翼面セグメン）１１−１１（３の各々の移動がＡ
ＰｌｌＢへ送られる。ＡＰ１１８は多くの重要な機能を
果す。まず、−貫して、それぞれの命令された、即ち予
定された値と共にｐ：Ａｈ　１２−１２０の各々の実際
の現在位置を操縦士と副操縦士とへ表示する。第２に、
警報手段が操縦士と副操縦士とに対して何らかのずれを
警告し、かつまた故障状況を詳しく可視表示する。第３
に、例えば釦、レバーあるいはスイッチのような特殊な
制御手段により、操縦士および／または副操縦士は個々
の飛行制御翼面セグメント１１−１１０を消勢すること
ができる。

第２Ａ図と第２Ｂ図とを組合せて、第１図に示すマルチ
データバス昇降舵制御システムの単一チャンネル、即ち
単一データパス１６の詳細ゾロツク線図を形成し、前記
単一のデータバス１６は多数セグメントの昇降舵制御翼
面の中の１個の制御翼面セグメント１１に供される。こ
の線図は単に電子制御回路を示すものであって、電気パ
ワーシステムを含まないことを理解すべきである。

てデータバス１６までの、操縦士の操縦杆即ちリスト制
御装置１３からの電子信号の流れ；データバス１６から
Ｔ／Ｒ２１およびＲＡＣＵ　２５を介して、出力制御軌
道においてＧｃｐＭｌ　０を備えたＰム１２までの流れ
を追従し；およびＧＯＰＭ　１Ｑからフィードバック信
号がＲＡＣＵ　２５、Ｔ／Ｒ２２を介してデータバス１
６まで送られ；かつデータバス１６からフィードバック
信号はＴ／Ｒ２０、ＲＡＣＵ　２４を介して操縦士と副
操縦士の冗長マネジメントＡＰ１１８へ送られる。

第２Ａ図と第２Ｂ図とを参照すれば、操縦士のリスト制
御装置１３は特に航空機の縦揺れ軸心に対する位置セン
サ１４を含み；該位置センサ１４は信号８１３をＲＡＣ
Ｕ　１５内の信号調整回路３０へ送る。信号Ｅ１１３は
最初はアナログでよく、そのため信号調整回路３０は、
Ｔ／Ｒ１９に対応しうるよう該信号８１３をデジタルフ
ォーマットに変換する。前述のように、データバスター
ミナルＴ／Ｒ１９は、例えば１９８０年４月２２日エイ
チ、ケー、ヘルツオーグに対して発行された米国特許第
４．１９９．６６３号に記載のよりなりＡ’Ｅ’ム０（
デジタル自立ターミナルアクセス通信）を利用する自立
アクセスタイプである。

ｘｈｃｔｒ　ｌ　５はまた、ピトー靜圧管１Ｔに接続さ
れた変換器２３からエアインパクト圧力信号８１７を受
取る第２の信号調整回路３１を含む。信号Ｓ１Ｔもアナ
ログでよく、そのためＴ　／　Ｒｌ　９と対応しうるた
めに第２の信号調整回路３１によりデジタルフォーマッ
トに変換される必要がおる。

操縦士による入力信号８１３とエアインパクト圧力信号
８１７とは、Ｐムラ２用の電子回路ユニットであるＲＡ
ＣＵ　２５へＴ／Ｒ２１から送られる。

ＲＡＣＵ２５は、主制御信号入力が；操縦士により制御
信号Ｓ１３；エアインパクト圧力信号Ｓ１１；操縦士に
よる零化離散的信号８１８；データバス喪失通信信号Ｓ
２１；ピッチ補強システム（図示せず）からのピッチ補
強信号８３２である電気−機械的アクチュエータ用の典
型的な電子制御システムを示す。

ＲＡＯｌＴ　、２５において、エアインパクト圧力信号
は、８１７は、信号を乗算器３４へ送る関数発生ゾログ
ラム３３へ送られる。乗算器３４もＴ７Ｒ２１から操縦
士による入力信号８１３を受取る。乗算器３４と関数発
生プログラム３３の双方共、エアインパクト圧力信号９
１７に基づいて操縦士による入力信号！３１３をさらに
造形する目的で第２Ａ図と第２Ｂ図とに挿入されている
。乗算器３４は信号を加算器３５へ出力し、該加算器３
５もＲＡＣＵ２４から信号日３２を受取る。

この特定の信号８３２は、第２ム図および第２Ｂ図に示
すいずれかのユニットあるいはステーションから発生あ
るいは伝達されたものではなく；ＰＡ１２のＭＯＵ　（
モータ制御ユニット）への最終の命令信号を形成するた
めに、あるぎツチ補強システム（図示せず）からの補強
信号が操縦士による人力信号３１３と代数的に連続して
加算される状況のために本明細書に含めたものである。

加算器３５は前方軌道補償器３７．加算器３８、増幅器
３９ならびにＰＡ　１２のＭＣＵ　３５へ主命令信号を
送る。

ＭＯＵ　３６はそのパワー消失が大きいため、内蔵型で
あって、個別のブロック線図に示している。

Ｍ（！Ｕ　３５からの出力はＰム１２に動力を供給する
プラッシュＶスＤｏモータ４１に接続されている。

モータ４１の出力軸は、位置センサ４３および（）ＯＰ
Ｍ　１００ゲイン制御機構４４の双方に接続される、ね
じジヤツキ駆動の出力ロンドを有するギヤボックス４２
を駆動する。位置センサ４３はデジタル出力信号を有す
る回転変換器であって、Ｐム１２から位置フィードバッ
ク信号８４３を加算器３８と信号調整器４５との双方に
送る。信号調整器４５はフィードバック信号８４３をデ
ータバス１６へ伝送するためにＴ／Ｒ２１へ提供する。

一般的に、油圧−機械式および電気−機械式アクチュエ
ータは、ぎストンあるいはモータおよび駆動機構に関係
する慣性力によりその機能においである程度の遅れがあ
り；この遅れへの応答性問題を補正するために、順方向
軌道補償回路３Ｔ内の加算器３８からの主命令信号に対
して先行時間信号が追加され、この先行時間信号はＰム
１２０機能上の遅れのほとんどを消去し、より応答性の
ある制御システムを提供する。次いで、この修正された
主命令信号が順方向軌道補償回路３Ｔから加算器３Ｇへ
送られる。

加算器３８は位置センサ４３から位置フィードバック信
号８４３を受取る。モータ制御ユニット（ＭＯＵ）　３
５はＰム１２の比率に関するフィードバック信号８３６
を発生させ、かつこの比率フィードバックは安定化のた
め、即ちＭＯＵ　３５のサーが制御ループを補強して、
ＰＡ１２が位置のオーバシュートを制御するため緩衝安
定化されるよう使用される。例えば、サーが増幅器３９
がＭｅσ３６ヘステツプ信号人力を送るとすれば、ＰＡ
１２を不当にオーバシュートさせる可能性があり；した
がって、加算器３Ｂ内のＭＯＵ　３５からの比率フィー
ドバック信号８３６を調整することによって、ＭＯｏｒ
　３５のループ、あるいはサーボ制御ルーダ自体の希望
する動的性能特性を達成することができる。

さらに、加算器３８は２個以上の信号；即ちＡＰ工１８
からの操縦士による零化離散信号Ｓ１８；およびＴ／Ｒ
２１からのデータバス喪失通信信号１３２１を受取り；
双方の信号は故障マネジメントに関連する。昇降舵制御
システムが故障するとすれば、排除すべき状況は、昇降
舵制御翼面セグメント１１が一方の側に、、　　Ｆオー
バとなる積極的故障の場合である。消極的故障は積極的
故障よりも容認されるが；全ての故障状況において、制
御翼面セグメント１１を非偏向位置、即ち中立位置にす
る能力を有しておく必要がらり、これがＧＣ！Ｐ第１０
を制御システムに設ける主要な理由の１つである。操縦
士が制御システムの故障を検出する、即ちＡＰ１１８上
で故障を知ると、ＡＰ１１８の釦を押すことにより、操
縦士は信号８１８を伝送し、欠陥制御翼面セグメントを
非作動とすることができ；かつ、＠１図に示すように、
制御翼面セグメントを１個のみ非作動とすると、昇降舵
の全体表面積の約区に相当する。制御翼面セグメント１
１が非偏向、即ち中立セツティングに位置しているかを
二重に確認するために、操縦士による零化離散信号８１
８がＰＡ１２および（）ＯＰＭ　１０の双方に送られる
。Ｐム１２とＧａＰＭｌ　０の双方に送られる操縦士の
零化離散信号８１８はそれぞれの加算器３８と４６とへ
入り、これらの加算器３８゜４６からの有効命令信号が
強制的に零にされる。

加算器３Ｂおよび４６からの出力は零となるか、あるい
は強制的に零とされるのではなく、その結果としての有
効命令信号が強制的に零にされるのであって、これは各
ＭＯＵ　３５と４７とが制御翼面セグメント１１を偏向
零位置、即ち中立位置まで効果的に運動させようとし、
次いでそれぞれの駆動モータ４１．２７を遮断すること
によって、該モータが制御翼面セグメント１１を偏向さ
せることができなくなることを意味する。

ＭＣＵ３６は、ＯＲデート４９から零化離散信号を受取
る零化論理回路４８から零化離散信号を受取る。ＯＲデ
ート４９は’Ｉ’／Ｒ２１から２個の信号：即ち、操縦
士による零化離散信号８１８と無負荷信号８２１とを受
取る。操縦士による零化離散信号８１８はＡＰ工１ｆ３
からデータバス１６にわたって受取られ％Ｔ／Ｒ２１か
らの他方の信号８２１はｒ−タバス１６から全てのデー
タが喪失したことを示す故障信号である。これら２個の
信号８１８またはＢ２１のいずれかは、零化論理回路４
８に入力される零化命令信号８４９の零化離散信号を形
成することができる。Ｔ／Ｒ２１からＯＲデート４９へ
送られる、制御翼面１１を非作動とする信号は２種類の
作用を行う：即ち（１）ＯＲデート４９により零化離散
信号８４９が加算器３８へ送られ、該加算器においてそ
の有効命令信号出力を強制的に零にし；かつ（２）　Ｏ
Ｒデート４９により零化離散信号８４９が零化論理回路
４８へ送られ、該回路において、制御翼面１１の零偏向
位置に達した後、Ｐムラ２を非作動とする信号がＭ（！
Ｕ　３６へ送られるように前記回路を調整する。

Ｐムラ２が制御翼面１１を希望する方向に、即ち零關向
位置に向かって運動させていることをＭＯ０３６からの
比率フィードバック信号８３６が示すとＭ（！Ｕ　３５
はＰＡｉ　２を非作動とする。

ＡＰ１１８は冗長性マネジメントおよび性能指示制御お
よび表示装置であって、ＰＡｌ　２とＧＡＡＭ２７の適
正な作動に関して操縦士が判断をできるようにする。Ａ
Ｐ１１８が行う多くの機能の中のあるものは以下の指示
を行うことである；操縦士の昇降舵制御人力チャンネル
；当該チャンネルの制御翼面セグメントの実際位置；お
よびＧＡＡＭ　２７の位置、即ちゲイン値である。また
、ＡＰ１１８は会活型制御装置であり、即ちもし操縦士
の判断において、ＰＡｌ２即ちＧＡＡＭ　ｌ　７の作動
が満足なものでないとすれば、操縦士はＡＰ１１８で指
示される釦を押せばよく、そうすれば信号Ｓ１８がＲｈ
ｃｒｙ　２４、’ｒ／Ｒ２Ｑに、かつデータバス１６へ
送られるようにする。

ＧＯＰＭ　Ｉ　Ｑの通常作動の制御要領について、Ｐム
ラ２と若干似たＧＯＰＭ　１０とその制御回路とを参照
すれば、ゲイン制御命令信号は航空機の飛行速度を指示
する装置、即ち図示のように、エアデータ変換器２３を
介してＲＡＣＵ　１５ヘ工アインパクト圧力信号Ｅｌ１
１７を送るピトー靜圧管１Ｔから受取られる。ＲＡＣＵ
　１５内において、信号Ｌ１７は信号調整回路３１へ入
り、その出力はＴ／Ｒ１９を介してデータバス１６へ入
る。信号Ｅ１１７はデータバス１６からＴ／Ｒ２２によ
って受取られ、ＲＡＣＵ２６へ送られ、そこで関数発生
プログラム５０へ入る。関数発生プログラム５０の出力
はエアインパクト圧力信号８１７の関数であって、ゲイ
ン制御命令信号を構成し、該信号は加算器４６に、かつ
サーボ増幅器５２に送られる。サーボ増幅器５２の出力
信号はＭＯＵ４７へ入る。ＭＯＵ　４７は、減速比の大
きいギヤボックス５３を駆動する比較的低出力のモータ
２７に接続されている。ギヤボックス５３の出力変動は
位置センサ５４によって検出され、該センサ５４は以下
へフィードバック信号８５４を送る；即ち加算器４６；
零化論理回路５５；および信号調整回路５６である。信
号調整回路５６の出力側はＴ／Ｒ２２に接続され、デー
タバス１６へ伝送される。

ＡＰ１１８から、操縦士の零化離散信号８１８はＴ／Ｒ
２２へ送られ、Ｔ／Ｒ２２はまた、データバス１６との
通信の喪失を指示する信号Ｂ２２を受取る。前記２個の
信号ｓ１８とＳ２２とはＴ／Ｒ２２によりＲＡＣＵ　２
６へ送られ、そこでＯＲデート５Ｔへ入る。ｏＲｅ−）
５７からの出力信号は、ＲＡＣＵ２５について説明した
ものと同様の作用を行うため加算器４６と、零化論理回
路５５の双方へ送られる。

ＧＯＰＭ　１Ｑの作動お工び制御翼面セグメント１１の
移動について説明のために、航空機の指示され　　　□
た飛行速度即ちピトー靜圧管のインパクト圧力信号８１
７が（）ＣＰＭ　１Ｑのｒイン出力を命令するものと想
定する。さらに、ゲイン出力範囲が「零」より大きく「
１」より小さいものと想定し、かつ「１」のゲインがセ
ットされた最大のゲイン増加であり、「零」のゲインは
制御翼面セグメント１１の非偏向位置即ち中立位置であ
る。

航空機の低飛行速度、即ち低インパクト圧力信号１３１
？である間、ゲイン出力値は「１」であり、これは制御
翼面セグメント１１がＰＡｌ　２により中立位置のいず
れかの側に約６０度の角度を角度方向に回転しうろこと
を意味し、かつ高飛行速度オペレーションの間、ゲイン
値はｒ　Ｏ，２Ｊ程度である。しかしながら、データバ
ス通信が喪失したりあるいは操縦士が零化離散信号８１
８を発信開始したようなシステムの故障の場合、ｒイン
出力値は「零」セツティングまで命令される。

−例えば離陸後の上昇中のように航空機が低速モードで
飛行しているものと想定すれば、ｒイン出力値は「１」
の最大セツティングにＴｏり、；かつ昇降舵の制御シス
テムに故障が発生するとすれば、昇降舵の制御翼面セグ
メントの不適当な偏向による航空機に対する作用を操縦
士は多分検出するはずであり、あるいは昇降舵の制御入
力が正しくないことを検出する。その場合、操縦士はＡ
Ｐ１１８を見て問題を見究め、指示された故障に対して
操縦士はムＰ工１Ｂの適当な釦を押し、昇降舵の制御翼
面セグメント１１−１１０の中の１個を零偏向位置まで
非作動とするため零化離散信号８１８を発する。仁のＡ
ＰＩ出力信号８１８はＰＡＩ　２およびＧＣ！ＰＭ　Ｉ
　Ｑの双方の電子制御回路によって受取られ；かつ双方
の装置は制御翼面セグメント１１を零偏向位置即ち中立
位置まで動かすよう命令される。Ｐム１２″！！たはＧ
ＯＰＭ　１Ｑが故障であるか否かには関係なく、制御翼
面セグメント１１は中立位置まで作動し；例えば、ＰＡ
ｌ２が故障であり、かつ誤ったフィードバック信号８４
３が制御翼面セグメント１１をハードオーバ偏向させた
ものと想定すれば、（）ＯＰＭ　１Ｑ用の電子制御回路
が直ちに、制御翼面セグメント１１の偏向位置とは無関
係にゲイン位置を「零」までセツティングを開始し、こ
のためセグメント１１は中立位置、即ち非偏向位置まで
運動する。しかしながら、ＧＯＰＭｌｏが故障している
とすれば、この故障を確定することにより、ＰＡｌ２は
依然として作動可能であり、零化離散信号日１Ｂを受取
ると制御翼面セグメント１１を中立位置まで運動させ、
次いで該セグメントを非作動とする。

別の範祷の故障は、データバス１６を通る信号通信の喪
失に関し；かり前述のように、データバス１６の信号通
信が喪失し、これが発生しつつある故障である場合、パ
ワー回路（図示せず）が依然として機能しているのでＴ
／Ｒユニット２１および２２の双方も依然として作動可
能である。したがって、Ｔ／Ｒユニット２１お工び２２
は零化離散信号８１８を発生することができ；かつＰＡ
ｌ２とＧＯＰＭ　１０の双方は制御翼面セグメント１１
を中立位置まで位置させるよう機能する。

勿論その他の形態の故障も発生する可能性があ、　　リ
、例えば故障はＲＡＣＵ　１５あるいはＲＡＣＵ　２４
に、あるいは操縦枠１３に関連するかあるいはその他の
要素の１個に関連しうる。しかしながら前記形態の故障
のほとんどにおいて、終局的には欠陥のある制御翼面セ
グメント１１を中立位置にする。

前述のように位置させる結果、作動している全体の昇降
舵制御翼面を減少させることになるが、合理的に予測し
える故障の場合、昇降舵の制御応答性を完全に喪失させ
ることはない。

第３図は、第１図に示すＧ（３ＰＭ　１０−１００　ｃ
Ｄ拡大詳細図であって、例えば航空機の着陸時あるいは
離陸時のような最大ゲイン位置、即ち低飛行速度状態に
位置したＧＯＦＭを示す。

ベルクランク本体部６０が６１において航空機の構造体
６２に枢着されている。ベルクランク本体部６０の上側
アームはナツトとざルト６３とを介してσＡＡＭ（ティ
ンオーソリティ調整モータ）２Ｔのハウジングに固定さ
れている。直線形パワーアクチュエータ１２のハウジン
グは７２において固定構造サポートに接続されており、
そのぎストンロッＶの端部は枢点Ｔ１でベルクランク本
体部６０に接続され、固定点６１０周りで回転作動する
。（）ＡＡＭ　２７の駆動軸２８は、４個の棒からなる
リンク機構の第１のリンクを形成する駆動アーム６４に
接続されている。駆動アーム６４の旋回端は６５におい
て中間リンク６６の一端に枢着されている。前記中間リ
ンク６６は前記４個の俸からなるリンク機構の第２のリ
ンクを形成する。

中間リンク６６の他端は、４個の棒からなるリンり機構
の第３のリンクを形成するリンク６Ｂの一端に６１で枢
着されている。リンク６８の他端はベルクランク本体部
６０の下側アームに７０で枢着さ孔でいる。４個の棒か
らなるリンク機構の第４のリンクは、ベルクランク本体
部６０と一体の仮想リンクにより形成され、枢点ＴＯと
駆動軸２８との間を延びる。

昇降舵制御翼面セグメント１１はヒンジ軸心７２に沿っ
て水平方向のスタビライプ構造体に枢着されており；か
つ昇降舵制御アーム１３はＴ４においてＳ形すンクＴ５
の一端に枢着されている。

Ｓ形すンク７５の他端はＴ６において中間リンク６６に
枢着されている。中間リンク６６の枢点Ｔ６は、４個の
棒からなりリンク装置の運動を介して、中心が枢点１４
にある半径７５Ｒがつくる弧７７Ｋｇね近似する。弧７
７Ｈの軌道はベルクランク本体部６０の構造的に固定さ
れた枢点６１上を直接通る。半径方向の円弧１１は幾何
学的には正確ではないが、ＧＯＰＭ　１０のゲイン変化
の間昇降舵の制御翼面セグメント１１に対して目立つた
制御入力がないようにするに十分近似している。

これは、４個の棒からなるリンク機構の運動を通して二
次制御入力を導入することなく昇降舵の制御翼面セグメ
ント１１への、操縦士／幅操縦士による同じ基本制御入
力を維持する必要があるため、ＧＣ！ＰＭ　１　Ｇの重
要な局面である。４個の棒からなるリンク機構は、昇降
舵の制御翼面セグメント１１の最大偏向角範囲を調整す
るために、ベルクランク本体部６０の枢軸６１に対する
、Ｓ形すンタ１５の枢着点７６を位置させるためのベル
クランク本体部６０の長さ可変のアームとして基本的に
機能する。航空機用の既知の一例として、着陸あるいは
離陸時の低速においては昇降舵の制御翼面の最大移動円
弧は大体プラスマイナス６０度である。着陸おるいは離
陸時の速度から航空機の速度が増加するにつれて、制御
減面セグメントの角度偏向により発生する空力学的な力
も増加し；かつ航空機の姿勢の制御に要する制御翼面セ
グメントの移動円弧範囲も小さくなる。

第４図は第３図の底面図でおる。

第５図は、中間ｑ位置、即ち中間巡航飛行速度状態にお
けるＧＯＰＭを示す。また、ｑ信号は飛行速度の増加と
共に増加し；かっ第１図と第２図とに示す電子システム
を介して、ＧＡＡＭ　２７は該システムに関連して作動
する。ＧＡＡＭ　２７は４個の俸からなるリンク機構を
運動させ、枢点Ｔ６が擬似円弧７Ｔに浴って、リンクＴ
５を半径方向アーム７５Ｒとして作動させて運動させる
。リンクＴ５は作動間隙を提供するため８字形として示
されている。ＧＣＰｍｓのある種の装置を既存航空機構
造体に組込むには干渉上の問題があるためリンク機構の
ある部分あるいは全ての形状を変え、かつ十分な作動間
隙を提供する必要がおる。しかしながら、リンク機構の
幾何形状は、ＰＡ１２０ストローク長に対する制御翼面
１１の運動円弧を変えるよう機能する形とすべきであっ
て：例えば、ｑ信号が飛行速度の増加と共に増加するに
つｎで、ＰＡｌ　２の全ストローク長を変えることなく
制御翼面１１の比較的小さい偏向角がつくられるように
すべきである。これはベルクランク本体部６０の固定し
た枢軸心６１に対して枢点Ｔ６の位置を変え直すようＧ
ｈｍ２７がクランクアーム６４を回転させることにより
達成される。Ｐム１２の実際のストローク長は変わらな
い。しかしながら、（）ＡＡＭ　２７の電子回路の制御
により、ＰＡｌ　２の有効出力ストローク長が変わる。

ＧＡＡＭ　２７を第５図に示す半ゲイン位置にセットさ
せると、Ｐム１２が偏向角範囲の半分以上制御翼セグメ
ント１１が運動することはない。ｐａ１２のこのオーソ
リティ制限は本発明の重要な局面である。

第３図は、例えば航空機の最大巡航速度のような高度の
ｑ位置部ち高飛行速度状態にあるＧＣ！ＰＭを示す。Ｇ
ムムＭ２７はベルクランク本体の固定枢点６１に対して
、擬似円弧１７に沿って枢点７６の位置を変えるようク
ランクアーム６４を回転させ、そのためＰＡ１２０スト
ローク長に対して制御翼面セグメント１１の所定の最小
移動円弧が得られる。航空機用の一例としては、制御翼
面の最小運動円弧は約プラスマイナス１０度である。Ｐ
ム１２の実際のストローク全長は変らない；しかしなが
らＧＡＡＭ　２７の電子回路制御によりＰＡ１２の出力
オーソリティが変わり、そのためＰム１２の全ストロー
クによる制−翼面セグメント１１の偏向角は比較的小さ
い。

第７図は零ゲイン位置におけるＧＯＰＭ　’Ｉｇす。

（）ＡＡＭ　２７は、ベルクランクの軸心を固定枢点６
１として枢軸心１６が擬似円弧１１に沿って垂直方向の
整合位置まで運動するよう４個の俸からなるリンク機構
を再配置する。次いで、４個の棒からなるリンク機構の
運動によって、制御翼面セグメント１１は中立、即ち非
偏向位置まで運動し、ＦＡ１２を作動させても制御翼面
セグメント１１はそれ以上運動しない；即ち、制御翼面
セグメント１１に対するＰム１２の作用は完全に消極化
される。この零ｒイン位置はＡＰ１１８を介して操縦士
あるいは副操縦士によって、あるいは、前述のように、
電子制御回路の内故障モードによって、作動させること
ができる。

第８図から第１０図までは、第１図から第７図までに示
す直線形ＰＡＩ　２−１２０の代りに回転式Ｐ五８０が
用いられている以外は前に示したものと若干類似のＧＯ
ＰＭ　（ゲイン制御パワーモジュール）の第２の実施例
を示す。

第８図はゲインセツティングを「１」として、通常の作
動モーＰにおけるＧＯＰＭを示し；第９図は、アクチュ
エータ／制御翼面の移動比が中間ゲインセツティングに
より変更ずみであるトリム作動モードにおけるＧＯＰＭ
を示し；および第１０図は、アクチュエータ／制御翼面
の移動比が零であることによってハードオーバ信号即ち
アクチュエータの故障によって消極化されている、ゲイ
ンセツティングが零でらるＧＯＰＭ　’％７１＜す。

第８図から第１０図までを参照すれば、主パワーアクチ
ュエータユニット、即ちＰム８０のハウジングは、８４
および８５において固定溝造本に取付けられた構造体支
持ビーム８３に固着されている。回転式Ｐム８０の駆動
軸８１はその長さの概ね中間で細長い駆動アーム８２に
接続されている。ＧＡＡＭ　（ゲインオーソリティ調整
モータ）８６のハウジングは細長い駆動アームの一端に
固着されている。ＧＡＡＭ　８６の駆動軸８１は、４個
の棒からなるリンク機構の１＠１のリンクを形成するク
ランクアーム８８に接続されている。クランクアーム８
８の旋回端は、４個の棒からまるリンク機構の第２のリ
ンクを形成する中間リンク８ｏの一端に８９で枢着゛さ
れている。中間リンク９ｏの他端は４個の俸からなるリ
ンク機構の第３のリンクを形成するリンク９２の一端に
９１で枢着されている。リンク９２の他端は９３におい
て細長い駆動アーム８２の他端に枢着されている。４個
の棒からなるリンク機構の第４のリンクは細長い駆動ア
ーム８２により形成され、かつ枢点８３とｅＡｉｍ８６
の駆動軸８７との間を延びている。

昇降舵制御翼面セグメント９４はヒンジ軸心８５に沿っ
て水平方向のスタビライプ構造体８３に枢着されており
；かつ昇降舵アーム９５は９６において制御ロッド９１
の一端に枢着されている。

該制御ロツｖ９１の他端は９８において中間リンク９０
に枢着されている。中間りンク９０の枢点９８は４個の
欅からなるリンク機構の運動を介して、中心が枢点９６
にある半径９９Ｈによってつくられる円弧９９を近似化
する。円弧９９Ｈの軌道は回転Ｐム８０の駆動軸８１の
軸心を直接通る。

前記半径方向円弧９９は幾何学的には正確でないがＧＯ
ＰＭのゲイン変化の間昇降舵制御翼面セグメント９４に
対して目立った制御入力がないようにするに十分近似し
ている。４個の欅のリンク機構は昇降舵制御翼面セグメ
ント９４の最大−同角範囲を調整するために、細長い駆
動アーム８２の枢軸８１に対して制御棒９７の枢着点９
８を位置づけるよう機能する。

前述のように、航空機の全電気式飛行制御システムの設
計において、制御翼面の応答性に関する限り十分なパワ
ーと十分なパンｒ幅の双方を提供する、基本制御翼面用
の電気−油圧式あるいは電気−機械式パワーアクチュエ
ータを提供する上で現実的な問題がある。しかしながら
、本発明によるＧＯＰＭ　（ゲイン制御パワーモジュー
ル）を基本制御翼面の制御負荷軌道へ直接挿入すること
により、２７１幅の問題は解消する。

高飛行速度のため大きなヒンジ慣性が必要で、かつ許容
すべき偏向角範囲が小さい場合、ＣｋＯＰＭは低ゲイン
位置にセットできる。２人は依然として、全ストローク
にわたって作動されるが、４個の棒からなるリンク機構
の運動によりＧＯＰＭの機械的比率出力が変化するため
ＧＯＰＭからの制御ストロークの長さの減少に伴って制
御ストローク出力の力が増加する。高飛行速度と、偏向
した制御４面に作用する空力学的衝撃圧がより大きくな
るためＦＡはヒンジ慣性の増加には作用されず；したが
って、この状態においては、ＧＯＰＭはインｆ　−ダン
スマツチング装置として機能する。制御翼面に作用する
空力学的負荷がかなり低く、かつ制御翼面運動の最大偏
向範囲が要求される低飛行速度においては、ＧＯＰＭは
この要求を達成するために高ｒイン位置にセットされる
。したがって、（）ＯＩ’Ｍは負荷インーーダンスマッ
チング装置として機能し、最大偏向角範囲にわたり、か
つ所定の最大比率の双方において制御翼面を運動させる
上で経験される最大ヒンジ慣性に対して現在知られてい
る設計方法以上にはるかに小型のＦＡを使用することが
できる。

【図面の簡単な説明】

第１図はフォード冗長性データバスシステムを内蔵した
、本発明による全電子式飛行制御システムの概略線図、 第２Ａ図と第２Ｂ図とは組合せて、第１図に示すマルチ
データバス制御システムの１個のデータバスチャンネル
の詳細ブロック線図を形成し、第３図は第１図に示すＧ
ＯＰＭ　（ゲイン制御パワーモジュール）の拡大詳細図
であって、最大ゲイン位置に配置したＧＯＰＭを示す図
、 第４図は第３図の底面図、 第５図、第３図および第７図は第３図に示すものと類似
のＧＯＰＭの縮尺図で、各種の作動位置において（ｋＯ
ＰＭを示す図、および 第８図、第９図および第１０図に、前の図に示す直線形
パワーアクチュエータの代りに回転式パワーアクチュエ
ータを有するＧＯＰＭの第２の実施例を示し、かつ各種
の作動位置においてＧｏＰＭを示す図でるる。 図において、 １０−１０　ｃ　：　ａｃｐｕ ｌｌ−１１０：制御翼セグメント １２−１２０：パワーアクチュエータ １３−１３Ｃｔ：二重リスト制御装置 １４−１４０　：位置変換器 １５−１５　ｃ　：　ＲＡＣＵ １６−１６０：動流モードデータバス １７．１７Ａ：ぎトー靜圧管 １８：アクチュエータ性能インジクータ（ＡＦ工）２１
：データパスターミナル ６０：ペルクランク本体 ６２：航空機の構造体 ７５：Ｓ形すンク

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. （１）多数の制御セグメントに分割され、各制御セグメ
   ントがヒンジ軸心の周りで角度運動するよう独立して装
   着されている飛行制御翼面と；個々の制御セグメントに
   隣接して個別に接続され、該セグメントを独立して角度
   運動させるパワーアクチュエータと；その運動の方向と
   大きさに関係する第１の信号を発生させる手動制御装置
   と；第２の信号を発生させる、飛行速度を検出する変換
   器を含むエアデータ検出手段と；前記第１と第２の信号
   を受取り、それらをデジタルフオーマツトに変換する信
   号調整回路を有する遠隔捕捉および制御ユニット（第１
   のＲＡＣＵ）と；前記第１の遠隔捕捉および制御ユニッ
   トから前記第１と第２のデジタルフオーマツト信号を受
   取る、デジタル自立性ターミナルアクセス通信（ＤＡＴ
   ＡＣ）タイプである第１の伝送装置／受信装置データバ
   スターミナル（第１のＴ／Ｒ）と；電流モードタイプの
   データバスと；前記第１のデータバスターミナルからの
   前記第１と第２の信号を前記データバスに移す第１のデ
   ータバスカツプラと；これもデジタル自立性ターミナル
   アクセス通信（ＤＡＴＡＣ）タイプである第２の伝送装
   置／受信装置のデータバスターミナル（第２のＴ／Ｒ）
   と；前記データバスからの前記第１の信号を前記第２の
   データバスターミナル（第２のＴ／Ｒ）へ移す第２のデ
   ータバスと；前記第２のデータバスターミナル（第２の
   Ｔ／Ｒ）から前記第１の信号を受取る第２の遠隔捕捉お
   よび制御ユニット（第２のＲＡＣＵ）であつて、第１の
   パワーアクチュエータに隣接位置し、前記第１の信号を
   前記第１のパワーアクチュエータへ伝送し、第１の制御
   セグメントの角度運動を制御する第２の遠隔捕捉および
   制御ユニット（第２のＲＡＣＵ）と；それぞれのパワー
   アクチュエータに対して個々の制御セグメントの角度運
   動範囲を変えるために、各パワーアクチュエータとそれ
   ぞれの制御セグメントとの間の主負荷軌道へ個別に装入
   されるゲイン制御パワーモジュールと；デジタル自立性
   ターミナルアクセス通信（ＤＡＴＡＣ）タイプである第
   ３の伝送／受信装置データターミナル（第３のＴ／Ｒ）
   と；前記データバスから前記第２の信号を前記第３のデ
   ータバスターミナル（第３のＴ／Ｒ）へ転送する第３の
   データバスカツプラと；および前記第１のパワーアクチ
   ュエータおよび第１の制御セグメントとの間に装入され
   た第１のゲイン制御パワーモジュールに隣接して位置し
   前記第３のデータバスターミナルから前記第２の信号を
   受取り、前記第２の信号を前記第１のゲイン制御パワー
   モジュールへ伝送し、航空機の速度が減少するにつれて
   パワーアクチュエータの運動に対して前記第１の制御セ
   グメントの角度運動範囲を減少させる第３の遠隔捕捉お
   よび制御ユニット（第３のＲＡＣＵ）とを含むことを特
   徴とする航空機用の航空電子制御システム。
2. （２）特許請求の範囲１項に記載のシステムにおいて、
   前記ゲイン制御パワーモジュールの各々が；固定軸心の
   周りを回転するよう航空機の構造体に取付けられたサポ
   ートフレームレバーと；前記サポートフレームレバーと
   共に回転するよう該フレームレバーに取付けられ、かつ
   その半径方向軸心が前記サポートフレームレバーの枢動
   軸心と共軸線関係に整合している長さ可変の慣性アーム
   手段と；前記制御翼面セグメントと共に回転するよう該
   セグメントの各々に取付けられた制御翼面セグメントホ
   ーンと；前記長さ可変の慣性アームの旋回端に一端で接
   続され、かつ他端で前記制御翼面セグメントホーンの１
   個に枢着された駆動リンクと；固定軸心の周りで回転す
   るよう前記サポートフレームレバーに接続されたアクチ
   ュエータの１個と；および各アクチュエータのストロー
   ク長と、各制御翼セグメントの角度運動との間の比率を
   変えるよう前記慣性アーム手段の長さを変える手段とを
   含むことを特徴とする航空電子制御システム。
3. （３）特許請求の範囲第２項に記載のシステムにおいて
   、前記第１のゲイン制御パワーモジュールが；第１の一
   定軸心の周りを回転するよう航空機の構造体に取付けら
   れたフレーム部材と；前記枢着軸心から延びた有効入力
   慣性アーム長さにおいて回転するよう前記フレーム部材
   に接続されている前記第１のパワーアクチュエータと；
   前記フレーム部材と共に回転するよう該フレーム部材に
   取付けられた長さ可変の有効出力慣性アームであつて、
   前記第１の枢着軸心と枢着軸心が共軸線関係で整合して
   いる有効出力慣性アームを提供する手段とし個々に回転
   するよう前記制御翼セグメントの各各に固定された制御
   翼面セグメントホーンと；前記長さ可変の出力慣性アー
   ムの旋回端に一端で枢着され、かつ他端で前記第１の制
   御翼セグメントに枢着された駆動棒と；および前記第１
   のアクチュエータのストローク長に対して前記第１の制
   御翼面セグメントの角度運動範囲の比率を変えるために
   前記出力慣性アームの長さを変える手段とを含むことを
   特徴とする航空電子制御システム。
4. （４）特許請求の範囲第２項に記載のシステムにおいて
   ；制御翼面セグメントとそれぞれのパワーアクチュエー
   タとの双方の実際の現在位置を無欠的に可視表示し、か
   つ制御翼面セグメントとそれらのパワーアクチュエータ
   とがそれぞれの予定位置からずれることによる何らかの
   不一致を操縦士に警告する警報手段を有するアクチュエ
   ータ性能インジケータをさらに含み；該インジケータが
   第３の信号を提供する非作動化手段と；故障している制
   御翼面セグメントを自動的に消極モードに位置させ、そ
   の航空電子装置を非作動するために前記第３の信号を故
   障した制御翼面セグメントに係るゲイン制御パワーモジ
   ュールへ伝送する手段とを含むことを特徴とする航空電
   子制御システム。
5. （５）特許請求の範囲第２項に記載のシステムにおいて
   ；制御翼面セグメントとそれらのそれぞれのアクチュエ
   ータの双方の実際の現在位置を可視表示し、かつ制御翼
   面セグメントとそれらのパワーアクチュエータとの、そ
   れぞれの予定位置からのずれに係る何らかの不一致を操
   縦士に警告する警報手段を含むアクチュエータ性能イン
   ジケータをさらに含み；該インジケータが第３の信号を
   提供する非作動化手段と；前記アクチュエータ性能イン
   ジケータから前記第３の信号を受取る第４の遠隔捕捉お
   よび制御ユニット（第４のＲＡＣＵ）と；デジタル自立
   性ターミナルアクセス通信（ＤＡＴＡＣ）タイプであつ
   て前記第４の遠隔捕捉および制御ユニットから前記第３
   の信号を受取る第４の伝送／受信装置データバスターミ
   ナル（第４のＴ／Ｒ）と；前記第４の伝送／受信装置デ
   ータバスターミナルから前記第３の信号を前記データバ
   スに転送する第４のデータバスカツプラと；故障してい
   る制御翼面セグメントを消極モードに自動的に位置させ
   、次いでその電子装置を非作動とするために、故障して
   いる制御翼セグメントに係る前記第３の信号をゲイン制
   御パワーモジュールおよびパワーアクチュエータとの双
   方へ伝送する手段とを含むことを特徴とする航空電子制
   御システム。