JPS62214099A - 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】 ［略詔表について１ ＡＤＣ：Ｉアデータコンビコータ ＡＰＩニアクチ」Ｊ−一タ＋’ｌ　ｆｌｌｉインジケー
タＡＰＵ　：補助出力装置 ＤＡＴＡＣ：デジタル自動ターミナルアクセス通信（例
えば、エイチ、ケー、ヘアツ オーグーＨ，Ｋ、　ｌｌｅｒｚｏｇに対して１９８０年
４月２２日発行された米国特許第４゜１９９．６６３号
に記載のもの） ＧＡＡＭ　ニゲインオーソリティ調整モータＧ　ＣＰ　
Ｍ　ニゲイン制御出力モジュールＭＣｊＪ：モータ制ｍ
＋装置 ＲＡＣｔＪ：遠隔捕捉制御装置 ＰＡ：パワーアクチュエータ １発明の背朔］ フライバイワイヤーによる基本飛行制御システムの極め
て高度の無欠性並びに安定性を達成するためには、当該
システムは、基本的な制御１１１１面の位置決め、ゲイ
ン制御および航空機の安定性増強機能に対して大型の中
央コンピュータを必要とするのでなく、（例えば、力を
制御する操縦桿飛行制御装置、ラダーペダル組立体、ス
ボイラアクチ］■−タ、弄降舵アクチュ■−夕等の）各
自動サブシステムがＲＡＣＵ（遠隔捕捉および制御装＠
）を介して、それ自体の小規模の処理能力を有するよう
に構成すべきである。ＲＡＣＵは：データの記号化／復
号化、データの伝達／受信、データの入手、アクチュエ
ータの制御および冗長管理機能を提供するために基本飛
行管理システムに介在している。もし、特殊の飛行制御
システム機能の大部分を制御翼面近くで局部的に計粋し
、かつ実行するとすれば、大型の中央計算機の場合に要
する計篩時間が大きく低減される。また、空力的制御翼
面において出力アクチュエータを利用する上で、空力的
制御翼面の応答特性に関する限り十分なヒンジ慣性およ
びバンド幅の双方を提供するアクユ工−タの設計につい
て現実的な問題がある。

大量旅客輸送商業航空機に対して、例えば補助翼、ラダ
ー、および胃降舵のような基本的な空力的制御翼面用の
油圧動力アクチュエータの適正な構成および寸法状めに
おいて問題がある。これらのアクチュエータを構成する
ために現在性われて−〇　− いる試みは基本的にはｌｆｌ違っているＪ、うである。

その理由は、ピストンのｉｉ′ｌＩ径、即ち有効面積は
、ある角度範囲にわたって基本的な空力内謁ｔｌｌｌ翼
面を運動させ、かつ所定の偏向角速麿を発生させる上で
経験される最大のヒンジ慣性に対して決定されるためで
ある。さらに、加圧された油圧流体を流す配管や制御弁
は、必要とされそうな最大のヒンジ慣性ならびに空力的
制御翼面の所定の最大偏向角速度との双方を得るための
最大の加圧流体流量を可能とする寸法とされる。しかし
ながら、航空機の低飛行速度、即ち、離着陸の間におい
ては、大きい偏向角ｆ！曲と、空力的制御翼面の高亀の
偏向角運動速度が必要どされる。しかしながら、低速飛
行時は、高速飛行と比較して、前記制御翼面に作用する
動的圧力は少なく；そのため低速におけるヒンジ慣性は
比較的低度である。しかしながら、航空機の高速飛行に
おいては、偏向した空力的制御翼面に作用する動圧は概
ね最大であって：かつヒンジ慣性と偏向角達磨要件の分
解も概ね最大でありニ一方偏向角範囲はこの状況下では
比較的小さい。したがって、この高速飛行に対する設計
上、つくられる油圧動力アクチュエータは大型で、かつ
重い。しかしながら、動力アクチュエータと、それによ
って制御される空力的翼面との間の０荷軌道へ挿入しう
るゲイン制御装置があるならば前記のようになるとは限
らない。この問題に関するこれまでの研究では、結果的
に必要な要領での作動に対して機械的装置を複雑させる
ことを示した。

航空機に対して全て電気式の飛行１，１１１！ＩＩシス
テムの出現ならびに電気−機械式あるいは電気−圧油動
力式アクチュエータの使用の提案により、現実的には設
計上の問題が残っている：何故なら、航空機に対する全
て電気式の飛行制御システムの実施における基本的要素
は現在使用されている油圧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功することであるか
らである。電気工業界では、全て電気式の航空機の開発
を可能とする技術において数種の実用的な突破口を有し
ていた。発電およびアクチュエーション分野においては
、最も強力な、アル：：＋　（Ａｌｎ１Ｃｏ）　１３石
よりもさらに強力であることが多い、稀少金属であるコ
バルト磁石が、既存の生産要素よりはるかに優れた永久
磁石ゼネレータやモータの開発を可能にし、従来で不可
能であった独特の可能性を提供している。現在、サマリ
ウム、コバルトモータ、ギヤボックスおｊ；びモータ制
御ｌ装置が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、航空機用の電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し、かつチャンネル間でデ
ータ、即ち制御情報が自動的に切換らない、マルチデー
タバス、即ちマルチチャンネル冗長Ｕコントロールシス
テムに関する。コントロールシステムの管理に対する考
え方は、複数のセグメント化した制御ｌ翼百のいずれか
１個のセグメントが故障してもそれを網羅することので
きる、航空機の冗長制御システムに基づいている。

さらに、航空機用の電子飛行制御システムにおいて、制
御翼面セグメントの凍結および（あるいは）ハードオー
バ作動を行う電気−油圧式あるいは電気−機械式動力ア
クチュエータに対しては顕著な可能性があるが、これは
高速飛行では問題とむりうる。したがって、故障した場
合、不具合なＰＡを迅速にニュートラルにすることによ
って、ハードオーバあるいは振動のいずれかである作動
的な故障を、消極的でニュートラル化した制ｉｌｌ翼面
故障へ変換することができる。１個のＰＡならびにその
関連の制御翼面セグメントを失ったとしても、全体的な
複数のセグメント化した制御翼面の操作１４を低下さけ
るが、作動状態にあるＰＡおよびそれらの制御翼面セグ
メン１へとは安全に作動しうる。また、全体の制御翼面
を構成する個々のセグメントを適度の寸法とすることに
より、飛行制御システムは第２のＰＡが故障しても、そ
れが急速にニュー１ヘラル化され、即ち消極化されるな
ら、その故障を許容するようにできる。

本発明は冗長電子回路と、それぞれの制ｖｉｎｙ面セグ
メントの偏向角度運動を提供するＰＡとを含み、ＰＡ故
障時その制ｔＩｌ翼面セグメントを消極化する手段を組
入れたゲイン制御用ノ〕モジュール（ＧＣＰＭ）を有り
る制御翼面１７グメントの各々にＪ：つて冗長性がさら
に実行される、複数セグメント化の昇降舵制御Ｉ翼面を
開示する。Ｇ　ＣＰ　Ｍはその制御翼面セグメントを消
極化できる以外に、高速飛行時のＰＡの故障による構造
上の撓み、ならびに、ハードオーバ制御入力からの構造
上の応力の負荷作用を最小にする上で効宋的であり、こ
れはＰＡの有効出力の動きを緩衝する比率偏向機構を組
入れることにより達成される。ＰＡの移動範囲に対する
制（ＩＩＩ翼而セ面メン１−の偏向角度運動範囲の比率
、即ちゲインを前記比率変更機構により調整できる。説
明の目的のみに対して、Ｇ　ＣＰＭにより得ることの可
能なゲインの最大値は「１」であって、この値によりＰ
Ａの運動範囲に対する制御翼面セグメントの最大偏向角
度運動範囲をもたらすものと想定する。さらに、ＧＣＰ
Ｍによって得ることの可能なゲインの最小値は「０」で
あって、ＰＡ運動に対する制御翼面セグメントの偏向を
零にするものと想定する。したがって、制御翼面セグメ
ントに対するＰＡの制御優位性は「０」と「１」のゲイ
ン調整位置の間でＧＣＰＭによって制限される。

冗長性の全電気式飛行制御システｌ＼においては、電気
−油圧式および電気−機械式パワーアクチュエータには
有限の故障確率がある；したがって、本発明の目的は例
えばハードオーバ、振動、詰まり、偏向位置での詰まり
、切断等の作動的、つまり能動的故障を消極化する。さ
らに、ＰＡＳの故障を消極化するために、ＧＯＰＭＳを
用いた電気的に冗長性の制御回路が故障を消極化するた
めに組込まれる。

本発明の別の目的は航空機の速度に適合するようＧ　Ｃ
Ｐ　Ｍを調整し、航空機の全体飛行範囲にわたってｒｒ
ｏ−１に特性に対する制御桿の力」を所定の相対的に一
定に保つようにすることである。

本発明の別の目的は、制御力の安定性を増加さけ、飛行
速度が増加するに伴って制御翼面の偏向にわたって微細
に制御することによって航空機の高速飛行での制御ｌ翼
面のフラタリングを阻止し、かつ巡航速度での自動飛行
制御リイクルを限定することである。

本発明の別の目的は、全体のＬｌｌ　ｍ　翼面積の一部
のみをニュートラルにして、飛行制御システムの潜在的
に危険な故障を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、飛行速度が増加するにつれて、例
えばハードオーバ故障のように、空力的翼面に作用する
高度の動圧状態の間の構造］二の損傷を阻止するために
空力的翼面の偏向速度を最小にし、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
ティを限定することである。

本発明の別の目的は、飛行速度に比例して発生するヒン
ジカ慣性に対して、制御翼面の偏向角度速度によるイン
ピーダンスを自動的にマツチングさせることである。こ
のことによって、制御翼面セグメントの運動により偏向
角度範囲が大きくなったとしてもヒンジカ慣性を大きく
することにはならないため、低出力のアクチュエータを
使用することができる。さらに、このようにインピーダ
ンスをマツチングさせることにより、最大の偏向角速度
において、かつ最大の運動範囲に対して最大のトルクを
提供するという、坦在知られているＰΔＳ設計方法を排
除する。

全電気式冗長性の飛行制御システムの利点は、故障の制
御に対して、重い複数の機械的ラインを作動させるので
はなく、複数の電機的ラインを作動させる方がはるかに
易いことである。

全体的な電気的故障の発生は、冗長性の全電子制御シス
テムを完全に故障させつる唯一の終局的な事故の場合で
あるが、一般的にエンジン駆動の主ゼネレータは、例え
ばラムエア駆動ゼネレータおよび（または）予備のＡＰ
Ｕ（補助動力装置）駆動のゼネレータのようなバックア
ップを有し；かつ終局的なスタンドバイ源は航空機のバ
ッテリである。

［好適実施例の説明１ 第１図は航空機の全電気式制御システムのサブシステム
である、Ｕコントロールの、フォード冗良性データバス
による冒降舵制御シスデムの概略線図である。臂降舵制
御システノ、（１基本的に２つの虻躊に分類される：（
１）電子機器ど（２）機械機器とであって；それらは各
昇降舵制御翼面に隣接し−Ｃ位置したＧＣＰＭＳ　（ゲ
イン制御パワーモジュール）１０−１０Ｇを介して相互
連結される。

大量！の商業旅客機に対する周知の制御システムにおい
ては、操縦士および副操縦十によるマニュアル制御入力
が一般的に主パワー出力アクヂュ■−タコニット、即ち
主アクチュエータのサーボバルブを制御し；かっこの主
アクチュエータは制御作動されつつある空力的制御Ｉ翼
面がら若干の距離をおいて位置されている。リンク装置
即ちケーブル装置が一般的に主アクチュエータと制御内
面の間を相互に接続し；かっ航空機の固定構造体に前記
リンク装置、即ちケーブル装置を装着する支持体は、予
想される最大の制御荷重を受入れるよう設計され、かつ
寸法とされる。本発明の重要な局面は、各ＧＯＰＭ１０
−Ｉ　ＯＣによるゲインの変化は、パワーアクチュエー
タ１２−１２Ｃと、制御作動されつつある各々の空力的
翼面セグメント１ｌ−１１Ｃとの間の主荷重軌道におい
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、昇降舵制御翼面が
構造的に安全な以−［の角度を偶発的に高速庶で偏向し
たと寸れば、構造的に固定された水平方向のスタビライ
ザに対してその結果発生する反作用荷重が過度になるか
、あるいは制ｍ＋ｍ面が危険な状態に入りうる。例えば
ボーイング７２７のような公知の商業機において、饗降
舵制ｉ翼面に対する最大許容偏向角範囲があり、これは
約プラスマイナス３０度である。この臂降舵制御１ｍ面
の運仙範ｌｌ１１は、例えばｌｌｌＩｌ着陸のｊ；うむ
低速飛行時は安全に許容しつるが、高速飛行時、即ち最
大マツハ数での飛行時、昇降舵の最大許容運動範囲は甲
にプラスマイナス３度であって、これは、１秒当りの所
定制限角度である。したがって、本発明の重要な局面は
、胃降舵Ｔｏ制御翼面の各セグメントに加えられる制御
力の変動に関連して、偏向角度に範囲に対してオーソリ
ティ制限を提供することで、これはＧ　Ｃｆ）Ｍ　Ｓ　
１０−・１０Ｃを介して達成される。

操縦士および副操縦士によるマニュアル制御入力は２組
の二重リスト制御［ｌ装置１３．１３Ａおよび１３８．
１３Ｇをそれぞれ介して１１始され、該制御装置は縦方
向および横方向の角度運動を行い、それぞれのリスト制
御桿、位置センサ、即ち変換器１４−１４０を介してそ
れぞれ命令信号５１３−８１３Ｇを発生させ、この信号
はＲＡＣＵＳ（遠ｆｆ１ｔｄ！捉制御装置ｆ）１５−１
５Ｇへそれぞれ送られる。リスト制御装置１３−１３０
は航空機の縦横方向揺れに対する命令信号人力８１１−
８１３Ｃに対して主として使用される。

リスト制御装置１３−１３Ｇは、商業旅客機に通常装着
されている制御ホイルと」ラムの組合せよりも製作費が
はるかに少ないコンパクトな人力装置である。副操縦士
のホイルとコラムが操縦士の作った制御入力運動に追従
するか、あるいはその逆を行う制御ホイルおよびコラム
の場合のように、操縦士あるいは副操縦士の一方により
１個のみのリス１〜制御装置が偏向させられるとすれば
、残りの３個の制御！Ｉｌ装置も操縦士が作動させた制
御装置の運動に正確に追従して偏向される。リスト制御
装置のこの同時作動を確実にする手段は本質的に機械的
でよく、あるいは操ｌｌ室での大量の設備を詰込みやす
くするためには、電気−機械的サーボシステムとしても
よい。リスト制御装置の一形式では、各リスト制御装置
に装着された力センサの出力信号を代数的に総計するこ
とにより得られる偏向命令信号を受取る、高度の安定性
を備えた位置決めサーボを含み；信号調整回路と組合わ
された力センサはモニタのために二重化される。

各位置変換器１４−１４Ｃど組合されて個々のリスト制
御装置１３−１３Ｃはそれぞれ、両極性の縦方向および
横方向の命令信号５１３−８１３Ｃを発生させ、フォー
ド冗長制御入力を縦方向の主要飛行制御システムへ提供
し、該制御システムは航空機の尾翼部分におＧ」るフォ
ードセグメント化した昇降舵制御翼面１ｌ−１１Ｃを作
動させる。

操縦室におけるリスト制御装置１３−１３０と、昇降舵
制ｍ翼セグメント１ｌ−１１Ｃの各々におけるＧＣＰＭ
Ｓｌ　０−Ｉ　ＯＣとの間のデータ通信は、それぞれ４
個の冗長性電流モードデータベース１６−１６Ｇをそれ
ぞれ流れる。４個のデータバス１６−１６０の各々は、
諸要素と関連した４個のデータバスカップラＣｌ−０４
を以下の通り接続する二Ｃ１は双方の対のリスト制御装
置１３−１３Ｃとピトー静圧プローブ１７−１７Ａと関
連し；Ｃ２はＡＰＩ（アクチュエータ性能イジケータ）
１８と関連し：Ｃ３はＰＡＳｌ　２−１２Ｇと関連し；
Ｃ４はＧＣＰＭＳｌｏ−ＩＯＣと関連する。４個のデー
タバスカップラＣｌ−Ｃ４は誘導カップラによりデータ
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１６−１６Ｃおよび誘導データバスカップ
ラーＣ１−Ｃ４は１９８１年４月２８日エイチ、ケー、
ヘルツオーグ（１１，に、　１ｌｅｒｚｏｏ　）に発行
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／Ｒ１９−１９
Ｃ。

２Ｏ−２０Ｃ，２ｌ−２１Ｃ，２２−２２０は自動アク
セスタイプであり、かつエイチ、ケー、ヘルツオーグに
対して１９８０年４月２２日発行された米国特許第４．
１９９．６６３号に記載のようなりＡＴＡｃ　（デジタ
ル自動ターミナルアクセス通信）プロ１−］ルを利用し
ており；かつさらに前記特許に詳しく記載のように、デ
ータバスターミナルの構成に関する最近の開発ではデー
タバスの詰りをｖＡ−＋ｌ：　Ｌ、、欠陥装置を操縦室
の乗員に知らせる効果的なターミナルモニタを提案して
いる。

信号の調整およびデータ通信に対して、デジタル技術と
、高完全性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低減する。このよう
に、性能が向上し、従来得られなかったレベルの冗長性
が得られ、そのため物理的な損傷可能性および装置の故
障による機能喪失確率を最小にする。しかしながら、電
子データ通信装置が故障あるいは制御ｌ１ｍ面セグメン
トのＰＡｓの故障を示したならば、次にゲイン制御オー
ソリティ調整がＧＣＰＭＳによって行われ、故障をニュ
ートラル化する。

機械的あるいは雷…的に相１７連結され−（いる、操縦
士と副操縦士の対とされたリスト制御装置１３．１３Ａ
および１３Ｂ、１３Ｇが運動することによって、それぞ
れ位置変換器１４−１４０から信号５１３−３１３０を
発生させ、これらの信号は４個の冗長データバス１６−
１６０を介して４個のＧＣＰＭＳｌｏ−Ｉ　ＯＣに到達
する。８対のリスト制御装置１３．１３Ａおよび１３１
３．１３Ｇは二重化した命令信号８１３−８１３Ａおよ
び８１３Ｂ−８１３ＧをそれぞれＲＡＣＬＪＳ１５−１
５Ｇへ送る。ＲＡＣＵＳは本質的には］ネクタおよび電
気加熱／冷却装置とを完備した数個の回路盤を収容する
小型のデータ］ンビュータである。

前記ＲＡＣＵＳ１５−１５０の各々はまた、信号調整お
よびパワー変換手段を含むプリアンプリファイアであり
プリプロセッサである。ＲＡＣ１ＪＳ１５−１５Ｃは局
部のデータ処理、計算、制御およびパワー増幅要件に対
応するよう容量および寸法が可変である。

航空機の飛行達磨は、それぞれ航空機の各側に位置した
エアデータ変換器２３．２３Ａを有する２個のピ１−−
静圧管１７，１７Ａににり検出され；該デユープは二重
化されたエアデータ信号Ｓ１７゜５１７Ａを提供し、こ
れらの信号はＲＡＣＵＳｌ５−１５Ｃへ送られる。変換
器２３．２３Ａからの前記エアデータ信号Ｓ１７．５１
７Ａはそれぞれ、図示するようにリスト制御装置の信号
８１３−８１３と同様にＲＡＣＵＳｌ５−１５Ｇにより
受入れられるか、あるいは個別のＲＡＣＵＳ２４−２４
Ｃによって受入れられる。

ＲＡＣＵＳｌ　５−１５Ｇの出力信号はそれぞれ、Ｔ／
Ｒ８１９−１９Ｃへ入り：かつ各Ｔ／Ｒ１９−１９Ｃの
出力信号はデータバスカップラＣ１を介して４個のデー
タバス１６−１６０の中の１個へ入る。前述のように、
データバス１６−１６Ｃ゛は誘導バスカップラＣｌ−Ｃ
４を用い、１９８１年４月２８日、■イチ、ケー、ヘル
ッオーグに対して発行された米国特許第４，２６４，８
２７号に記載のような電流モードタイプである。

Ｔ／Ｒ８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、アドレスをローカルサブシステ
ムの装置へ送り出しデータピースを取出す電子ファーム
ウェアを含んでいる。また、前記電子ファームウェアに
は伝達されるべきデータに先行してデータバスへラベル
を送出することによって、基本的にデータを前記ラベル
で識別する情報回路も含まれている。

データバス１６−１６Ｇへ送られたＲＡＣＵＳ１５−１
５ＧおよびＴ／Ｒ８１９−１９Ｃの出力信号は２種類の
タイプのＲＡＣＬＪＳへ入る。

Ｔ／Ｒ８２ｌ−２１Ｃとそれぞれ連結された第１のタイ
プのＲＡ　ＣＵ　Ｓ　２５−２５　Ｃは標準的なパワー
変換およびデータ処理装備を有し、かつさらに、ＰＡｓ
１２−１２Ｃ川の位置制御回路および出力励振電子装置
を含む。

それぞれ、Ｔ／Ｒ８２２−２２Ｇと連結されｋ。

第２のタイプのＴＡｃｏｓ２ｅ−２６Ｇも標準的なパワ
ー変換およびデータ処理装備を含み、基本的に、第１の
タイプのＲＡＣＵＳと同様の機能を行い、さらｋｍＧｃ
ＰＭｓｌ　０−ＩＱＣ内ｒＧＡＡＭ（ゲインオーソリテ
ィ調整モータ）２７−２７Ｃ川の出力励振電子装置を含
む。また第２のタイプＲＡＣＵＳ２６−２６Ｃ内にＧ　
ＣＰ　Ｍ　１．制御回路が位置しており、該回路はリス
ト制御装置１３−１３Ｇからの信号命令とエアデータ信
号Ｓ１７゜５１７Ａとを受入れ、操縦士と副操縦士との
ＡＰ１１８により使用するよう制ｔｉｌｌ翼面セグメン
ト１１−１１０の各々の実際の現在位置をデータバス１
６−１６０へ伝える：即ち、制御１ｍ面セグメント１ｌ
−１１Ｃの各々の結果的な移動量がＡＰ１１８へ送られ
る。ＡＰＩは重要な多くの機能を果す。まず、−貫して
、操縦士と副操縦士とに対して、それぞれの命令された
、あるいは予定された値と共にＰＡＳＩ　ｌ−１２Ｃの
各々の実際の現在位置を表示する。第２に、警報手段が
操縦士と副操縦十とに対していずれかの関連した喰違い
を知らせ、かつ故障位置について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
別の制御手段により、操縦士および／あるいは副操縦士
は個々の飛行制御翼面セグメント１１−１１Ｃを消勢さ
せることができる。

第２Ａ図と第２Ｂ図とを併せて第１図に示す複数データ
バスの昇降舵制御システムの単一チャンネルあるいは単
一データバス１６の詳細なブロック線図を示し、単一デ
ータバス１６は複数セグメントの胃降舵制御翼面におけ
る１個の制御翼面セグメント１１に作用する。この線図
は単に電子制御回路を示すのであって、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。

要約すれば、第１図を参照した以下の説明では、データ
バス１６はＲＡＣＵｌ　５を介する操縦士による制御桿
、即ちリスト制御装置１３がらデータバス１６への電子
信号の流れ、出力制御軌道におけるＣ＋ＯＰＭ１０を備
えたＰＡ１２まで、Ｔ／Ｒ２１およびＲＡＣＬＩ２５を
介するデータバス１６からの信号の流れに追従し、ＧＣ
ＰＭｌ　０がらはフィードバック信号がＲＡＣＵ２６、
Ｔ／Ｒ２２を介してデータバス１６へ送られ、かつデー
タバス１６からフィードバック信号はＴ／Ｒ２０，ＲＡ
ＣＵ２４を介して、操縦士と副操縦士の冗長管理ＡＰ１
１８まで送られる。

第２Ａ図と第２Ｂ図とを参照すれば、操縦士のリスト制
御Ｉ装置１３は、就中、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
ＲＡＣＵｌ　５における信号調整回路３０へ送る。信号
８１３は最初はアナログでよく、そのため信号調整回路
３０は信号８１３を、Ｔ／Ｒ１９と適合しつるようにデ
ジタルフォーマットへ変換する。前述のように、データ
バスターミナルＴ／Ｒ１９は、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ＤＡＴＡＣ（デジタル
自動ターミナルアクセス通信）を用いる自動アクセクタ
イブのものである。

また、ＲＡＣＵｌ　５は、ピトー静圧管１７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３１７もアナログでよく、そのためＴ／Ｒ１９と適
合しうるように第２の信号調整回路３１によってデジタ
ルフォーマットに変換される。操縦土の入力信ＱＳ１３
と１−アインパクト圧力信号Ｓ１７どハＴ　／　Ｒ２１
ＩＩ’　”：）　ＲＡ　（Ｅ　１，１２５　’＼ｉＷ　
ラｉｔ　ル。

ＲＡＣＵ２５はＰＡ１２川の電子制御装置である。

ＴＡＣｔＪ２５は電気−機械式アクチュエータ用の典型
的な電子制御システムを示し、該アクチュエータの主要
な制御信号入力は；操縦士の制御信号Ｓ１３；エアイン
バク］・圧力信号Ｓ１７；操縦士による零化する離散信
号８１８；データバスの喪失通信信号８２１および縦揺
れ補強システム（図示せず）からの縦揺れ補強信号８３
２である。

ＲＡ　ＣＵ　２５においては、エアインパクト圧力信号
Ｓ１７は信号を乗算器３４へ信号を送る関数発生プログ
ラム３３へ送られる。また、乗算器３４はＴ／Ｒ２１か
ら操縦士ににる入力信号３１３を受取る。乗算器３４と
関数発生プログラム３３とはエアインパクト圧力信＠Ｓ
１７に基いて操縦士の入力信号Ｓ１３をさらに形成する
ために第２Ａ図と第２Ｂ図とに示す線図に挿入される。

乗算器３４の出力信号は、ＲＣＡＵ２４からし信号８３
２を受取る加算器３５へ入る。

前記の特定の信号８３２は、第２Δ図および第２Ｂ図の
線図に示すいずれかの装量あるいはステーションから発
生あるいは伝達されるものではなく；ＰＡ１２のＭＣＩ
Ｊ　（モータ制御ユニツ］〜）への最終の命令信号を形
成Ｊ−るために、ある種の縦揺れ補強システｌ＼（図示
せず）からの増強信号が操縦士の入力信号８１３と直列
に代数的に加算される状況のために本明細書に含めてい
る。

加算器３５は主命令信号を順方向軌道］ンペンセータ３
７、加算器３８、増幅器３９およびＰＡ１２のＭ　ＣＬ
Ｊ　３６へ送る。

ＭＣＵ３６は天吊のパワーを消散させるため内蔵型ユニ
ツ１へであって、別のブロック線図に示されている。Ｍ
ＣＵ３６から出力側はＰＡ１２に出力を提供するブラシ
レスＤＣモータ４１に接続されている。モータ４１の出
力軸はジャックねじにＪ、り駆動される出力ロットを有
するギヤボックス４２を駆動し、前記出力ロットは位置
センサ４３とＧＣＰＭｌｏのゲイン制御機Ｗ４４４の双
方に接続される。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１）Ａ１２から位置フィード
バック信号Ｓ４３を加算器３８と信号調整器４５の双方
へ送る。信号調整器４５は位置フィードバック信号８４
３をデータバス１６へ伝達するためにＴ／Ｒ２１へ送る
。

一般的に、油圧−機械式アクチュ■−夕および　′電気
−機械式アクチュエータは、ピストンあるいはモータお
よび駆動機構内で発生する慣性力によって、その性能に
おいて遅れ、即ち粗さがあり；この遅れにＪ：る応答遅
れの問題を矩正するために、順方向軌道補償回路３７内
の加算器３８からの主命令信号へ先行時間信号が追加さ
れ、該先行時間信号はＰＡ１２の性能上の遅れ部分のほ
とんどを消去し応答性のさらによい制御システムを提供
する。このにうに修正された主命令信号は次いで順方向
軌道補償回路３７から加算器３８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（ＭＣＬＪ）３
６はＰＡ１２速度のフィードバック信号Ｓ３６を発生さ
せ、この速度のフィードバラりは安定化、即ちＭ　Ｃｊ
Ｊ　３６　（ノーボループの増補のために使用され、そ
のためＰＡ１２が減衰安定化し位はオーバシュートを制
御する。例えば、サーボ増幅器３９がＭＣＵ３６へ段階
的信号入力を送ったとすれば、ＰＡ１２を不当にオーバ
シュートさせることがあり；そのため加算器３８内でＭ
ＣＵ３６からの速度フィードバック信号８３６をマツチ
ングさせることにより、ＭＣＵ３６のループあるいはサ
ーボ制御ループ自体の希望する動的特性を達成すること
ができる。

さらに、加算器３８はさらに２個の信号を受取る；叩ち
ＡＰ１１８からの操縦士による零化離散信号８１８と、
Ｔ／Ｒ２１からのデータバス喪失通信信号８２１であっ
て；かつ双方の信号は故障の管理に関連する。昇降舵制
御システムが故障すれば、排除すべき状況は昇降舵制御
セグメント１１が一方の側ヘハードオーバする積極的な
故障である。消極的な故障は積極的な故障以上に許容し
うる：しかしながら、全ての故障状況において、制ｒｎ
翼面セグメント１１を非偏向、即ちニュートラル（ζ／
　ｉｆｆに持つＣくることが可能であるＣとが必要であ
って、それはＧ　ＣＰＭ　１０を制御システム内に置く
ことの主要な理由の１つである。操縦士が制御システム
の故障を検出する、叩ちＡＰｌｌＢ上で発見Ｊ゛れば、
次いで八Ｐ■１８の釦を押すことにより、故障した制ｒ
ａｖｅ面セグメントを非作動とする信号８１８を送るこ
とができ；かつ第１図に示すように、１個のみの制御翼
面を非作動にすることは昇降舵の全体翼面面積の約１／
４に当る。制ｔＩｌｉｘ面セグメント１１が非偏向、即
ち二］−−１−ラルセッティングにあるかを二重に確認
するために、操縦士による零化する離散信号Ｓ１８がＰ
Ａ１２とＧＣＰＭｌｏとの双方に送られる。ＰＡ１２と
Ｇ　ＣＰ　Ｍ　１０の双方に送られる、操縦者による零
化離散信号８１８はそれらの加算器３８と４６とへそれ
ぞれ入り、これらの加算器３８と４６からの有効命令信
号が零にされるようにする。

加算器３８および４６からの出力が零になる、あるいは
無理に零にされるのではなくて、結果的な有効命令信号
が零とされるべきで、これは各ＭＣ（」３６と４７とが
制御翼面セグメント１１を零偏向、即ちニュー１ヘラル
位置へ有効に作動させ、次いで各駆動モータ４１と２７
とを連断することによりそれらモータが制ｔｌｌｌ翼面
セグメント１１を偏向することができないことを意味す
る。

Ｍ　ＣＬＪ　３６は、ＯＲゲート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ゲート４９はＴ／Ｒ２１から２個の信号を受取る；
叩ち操縦士の零化離散信号８１８と無データ信号８２１
である。操縦士の零化離散信号８１８はＡＰｌｌＢから
データバス１６にわたって受取られ；　Ｔ／Ｒ２１から
来る他方の信号８２１は、データバス１６から全てのデ
ータが喪失されたことを示す故障信号である。前記２個
の信号８１８または３２１のいずれかは零化論理回路４
８へ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によりＯＲゲート４
９へ送られる、制ｍｍ面１１を非作動とする信号は２種
類の行為を行う；（１）零化離散信号３４９はＯＲゲー
ト４９により加専器３８へ送られ、イこで結果的に有効
な加桿器３８からの命令信号出力を零にさせる；および
（２）零化する離散信号８４９がＯＲゲート４９により
零化論理回路４８へ送られ、そこで、制御翼面１１の零
偏向位置に達した後、ＰＡ１２のパワーを解放させる信
号がＭＣＬＩ３６へ送られるように前記回路を作動させ
る。もしＭＣＩＪ３６がらの速度フィードバック信号８
３６が零化論理回路４８に対して、ＰＡ１２が希望する
方向、即ち零偏向位置に向かつて制ｔｔＩｌ胃面１１を
運動させていないことを示すとＭＣＬＪ３６はＰＡ１２
の出力を解放する。

ＡＰｌｌＢは冗長管理および性能のインジケータ制御お
よび表示装置であって、操縦士がＰＡ１２とＧＡＡＭ２
７の適正作動について判断できるようにする。ＡＰｌｌ
Ｂの多くの機能の中のあるものはＪメ下の指示を行うこ
とである：操縦士による昇降舵制御の入力チャンネル；
前記チャンネルの制御翼面セグメントの実際の位置；お
よびＧＡＡＭ２７の位置即ちゲイン値である。ＡＰｌｌ
Ｂはまた対話型の制御装置である。即ち、操縦士の判断
において、ＰＡ１２あるいはＧＡＡＭ２７の作動が満足
のいくものでな【Ｊれば、その場合操縦士はＡＰｌｌＢ
で指示が与えられる釦を押せばよく、このため信号８１
８がＲΔＣＵ２４、Ｔ’　／　Ｒ次いでデータバス１６
へ送られるようにする。

ＧＣＰＭｌｏおよびその制御回路とを参照すれば、該＄
＋１１１１回路はＧＣＰＭｌｏの通常の作動制御過程に
対してはＰＡ１２の制御回路に若干似ており、航空機の
飛行速度指示装置、即ち図示のようにピトー静圧プロー
ブ１７からゲイン制御命令信号が受取られ、該プｎ−ブ
１７はエアデータ変換器２３を介してＲＡＣＵ　１５ヘ
工アインパクト圧力信号８１７を送る。ＲＡＣＵ１５に
おいて、信＠Ｓ１７は信号調整回路３１へ入り、その出
力はＴ／Ｒ１９を通ってデータバス１６へと進む。デー
タバス１６から、信号８１７はＴ／Ｒ２２によって受取
られ、ＲＡ　ＣＵ　２６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Ｓ１７の関数であって、ゲイン制
御命令信号を構成し、該−３４，− 信号は加算器４６へ、かつサーボ増幅器５２へと送られ
る。サーボ増幅器５２の出力信号はＭＣＵ４７へ入り、
該ＭＣＵ４７は人きイ【歯車比を有するギヤボックス５
３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の出力の変動は位置センサ５４に
より検出され、該センサはフィードバック信号３５４を
以下のものに送る：加算器４６、零化論理回路５５；お
よび信号調整装置５６である。信号調整回路５６の出力
側はデータバス１６へ転送するようＴ／Ｒ２２に接続さ
れＣいる。

ＡＰｌｌＢから、操縦士による零化離散信号Ｓ１８はＴ
／Ｒ２２へ送られ、該Ｔ／Ｒはまた、データバス１６と
の通信の喪失を指示する信号８２２を受取る。これらの
２個の信号８１８と８２２とはＴ／Ｒ２２によりＲＡＣ
Ｕ２６へ送られ、そこでＯＲゲート５７へ入る。ＯＲゲ
ート５７からの出力信号は、ＲＡＣＵ２５に関して説明
した作動と同様の作動を行うために加算器４６と零化論
理回路５５との双方へ送られる。

ＧＣＰＭ１００作動説明とＩ１１制御翼面セグメント１
１の移動について、航空機の指示された飛行速度、即ち
ピトー静圧管のインパクト圧力信号Ｓ１７がＧＣＰＭｌ
ｏのゲイン出力を命令するものと想定する。さらに、ゲ
イン出力の範囲は「零」より大きく、ｒ　Ｉ　Ｊ　にり
小さく、かつ「１」のゲインは最大のセットされたゲイ
ン増加であり、「零］のゲインは制御翼面セグメント１
１の非偏向、即ちニュートラル位置であると想定する。

航空機の低速飛行中、即ち程度のインパクト圧力信号８
１７の場合、ゲイン出力値は「１」であり、これは制御
翼面セグメンｌ−１１がＰＡ１２によってニュートラル
位置のいずれかの側へ約３０度の角度分回転しうること
を意味し、かつ高速飛行オペレーション中はゲイン値は
ｒｏ、２Ｊまで下がりうる。しかしながら、データバス
通信が喪失された場合、あるいは操縦士が零化離散信号
Ｓ１８を開始した場合のようなシステムの故障の場合、
ゲイン出力値は「零」セツティングへ命令される。

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、ゲイン出力値はその最大
セツティングの１１１であり；かつもし昇降舵制御シス
テムにおいて故障が発生するとすれば、操縦士は不適正
な昇降舵制御面セグメントの撓みについての航空機に対
する作用を路間違いなく検出するか、あるいは昇降舵制
御入力が正しくないことを検出するであろう。この時点
で、操縦士はこの問題を検出するためにＡＰＩを見るこ
とになり、故障が指示されているので、操縦士はＡＰｌ
ｌＢ上の適当な釦を押して、昇降舵制御面セグメント１
１−１１０の１個を非作動として零の偏向位置にするた
め零化離散信号Ｓ１８を発生させる。このＡＰＩ出力信
号８１８はＰＡ１２とＧＯＰＭｌｏの双方の電子制御回
路によって受取られ；双方の制御装置は命令を受けて制
御翼面セグメント１１を零偏向位置即ち、ニュートラル
位置まで持ってくる。ＰＡ１２あるいはＧＣＰＭｌｏが
故障しているか否かには関係なく、制御面セグメント１
１はニュートラル位置まで動く；例えば、ＰＡ１２が故
障しており、かつ偽りフィードバック信号８４３が制御
胃内セグメント１１のハードオーバ偏向を発生させたも
のと推定すれば、ＧＣＰＭ１０用の電子制御回路は制御
面セグメント１１の偏向位置とは無関係に「零」へのゲ
イン値のセツティングを開始し、このためセグメント１
１はニュートラル、即ち非偏向位置まで運動する。しか
しながら、もしＧＯＰＭｌｏが故障しておれば、次いで
この故障を確定することにより、ＰＡ１２は依然として
作動可能であり、零化離散信号８１８を受取ると、制ｔ
ＩＩｌｖＲ面セグメント１１をニュートラル位置まで動
かし、次いでそれ自体が消勢する。

別の種類の故障はデータバス１６を通る信号通信の喪失
に関し：かつ前述のように、データバス１６での信号通
信が喪失し、これが発生しつつある故障であるとすれば
、出力回路（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の双方共依然として作動
可能である。

したがって、Ｔ／Ｒユニット２１と２２は零化離散信号
８１８を出力することができ：ＰＡ１２おＪ：ヒＧＣＰ
Ｍ　１０（７）双方は制御１！ｆｆ１ｎｉＬグメント１
１をニュートラル位置に位置さ１！るよう機能する。

勿論、その他種類の故障も発生しつる。例えば、ＲＡＣ
Ｕｌ　５またはＲＡＣＬＪ２４に関連した故障あるいは
制御桿１３に関するもの、あるいはイの他の要素の１個
に関する故障もありうる。しかながら、これらの種類の
故障のほとんどにおいて、最終的には欠陥のある制御翼
面セグメント１１をニュートラル位置に位置させる。そ
のように制御翼面の形状が変る結果、全体の制御［ｌ翼
面の作用面積を減少させるが、合理的に予期しえない故
障の場合、その結果は昇降舵制御の応答が完全に無くな
る。

第３図は第１図に示すＧＣＰＭＩＯ−１０Ｇの拡大詳細
図であり、例えば航空機の離着陸のような最大ゲイン位
置、即ち低飛行速度状態に配置したＧＣＰＭを示す。

ベルクランク本体６０は６１において航空機の構造体６
２に枢着されている。ベルクランク本体６０の上部アー
ムはナツトとボルト６３とを介してＯＡＡＭ　（ゲイン
オーソリティ調整モータ）２７のハウジングに固定され
ている。リニアパワーアクチュエータ１２はそのハウジ
ングを７２で固定構造支持体に枢着させ、そのピストン
ロッドの端を７１でベルクランク本体６０に接続して固
定点６１の周りで回転作動できるようにさせる。ＧＡＡ
Ｍ２７は駆動アーム６４に駆動軸２８を接続させており
、該アームは４個の棒からなるリンク機構の第１のリン
クを形成している。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、該リンク６６は
前記の４個の棒からなるリンク機構の第２のリンクを形
成する。前記中間リンク６６の他端は６７においてリン
ク６８の一端に枢着され、該リンク６８は４個の棒から
なるリンク機構の第３のリンクを形成する。リンク６８
の他端は７０においてベルクランク本体６０の下部アー
ムに枢着されている。前記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６０と一体の仮想リ
ンクによって形成され、枢着点７０と駆動軸２８の間を
延びる。

昇降舵制御面セグメン１−１１はヒンジ軸７２に沿って
水平方向のスタビライザＩＭ造体に枢着され；かつ昇降
舵制御アーム７３はＳ形すンク７５の一端に７４で枢着
されている。Ｓ形すンク７５の他端は中間リンク６６に
７６で枢着されている。中間リンク６６の枢着点７６は
４個の棒からなるリンク機構の運動により中心が枢着点
７４に有する７５Ｒによりつくられる円弧７７を概ね擬
する。

円弧７７Ｒの軌道はベルクランク本体６０の構造的に固
定された枢点６１を直接通る。前記の半径方向の弧７７
は幾何学的には正確ではなく、ＧＣＰＭｌｏのゲイン変
化の間昇降舵制御翼面セグメン１−１１への著しい制御
入力が概ね無い位に十分近似している。このことはＧＯ
ＰＭｌｏの重要な局面である。何故なら、４個の棒から
なるリンク機構の運動を介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に対して操縦
士／副操縦士による同じ一次制御入力を保持することが
重要であるからである。４個の棒からなるリンク機構は
、昇降舵制御面セグメント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６０の枢軸６１に対して
、Ｓ字形リンク７５の枢着点を位置させるベルクランク
本体６０の長さ可変アームとして基本的に機能する。航
空機の周知の一装置に対して、着陸あるいは離陸時の低
飛行速度における昇降舵制御翼面の最大運動円弧は概ね
プラスマイナス３０疫である。１８時の飛行速度から航
空機の飛行速度が増すにつれて、制御１１１ｆ向セグメ
ントの色間偏向により発生する空力的力も増加する；か
つ航空機の姿勢を制御するために制御翼面の移動円弧範
囲を少なくする必要がある。

第４図は第３図の底面図である。

第５図は、中間のｑ位置、即ち中間の巡航飛行速度状況
におけるＧＣＰＭを示す。ｑ−信号も飛行速度の増加に
伴って増加する：かつ、第１図と第２図とに示す電子シ
ステムを介して、ＧＡＡＭ２７は該システムと関連して
作動する。ＧＡＡＭ２７は４個の棒からなるリンク機構
を運動させて、リンク７５を半径ＪＪ向のアーム７５１
＜として釣用させることにより擬似円弧７７に沿って枢
点７６を動か寸ようにさせる。リンク７５は作動用クリ
アランスを提供するＳ字形のものとして示しである。あ
る種のＧ　ＣＦ’　Ｍ　Ｓを既存の航空機の構造体に組
込むためには、干渉上の問題からリンク機構のあるもの
、あるいは全ての形状を変え、十分な作動用クリアラン
スを提供することが必要である。

しかしながら、リンク装置の幾何形状は、Ｐ△１２のス
トローク長に対する制ｔａｎ面１１の運動円弧が変わる
ように機能するようなものリベきである。例えば、飛行
速度の増加に伴ってｑ−信号が増すにつれて、ＰＡ１２
の全体ストローク長を変えることなく、制ａｍ面１１の
比較的小さい偏向角を発生させるようにすべきである。

これは、ＧＡＡＭ２７がクランクアーム６４を回転させ
ベルクランク本体６０の固定枢軸６１に対して取付貞７
６の位置を変えることにより達成される。ＰＡ１２の実
際のストローク長は変わらない。しかしｔ【がら、ＧＡ
ＡＭ２７の電子回路制御を介して、Ｐへ１２の有効出力
スト口−り良は変わる。ＧＡ八へ２７を第５図に示す半
ゲイン位買にセットさせると、ＰＡＤ１２は半分の範囲
以上の偏向角で制ｔｌＩｌ翼面セグメント１１を運動さ
けることはない。

ＰＡ１２のこのＡ−ソリティ制限は本発明の重要な局面
である。

第６図は、例えば航空機の最大巡航速度オペレーション
のＪこうな、高度のｑ位置、即ち高飛行速疫状態におけ
るＧＣＰＭを示す。ＧＡＡＭ２７はベルクランク本体の
固定枢点６１に対する、擬似円弧７７に沿って、クラン
クアーム６４を回転させて枢点７６の位置を変え、その
ため、ＰＡ１２のスト口−り艮に対する制御π面セグメ
ント１１の運動円弧は所定の最小となる。ある航空機に
対する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。ＰＡ１２の実際全ストローク長は変わらない
が：ＧＡＡＭ２７の電子回路制御によって、ＰＡ１２の
出力オーソリティは、ＰＡ１２の全ストロークにより制
ｔｌＩｌ翼面１１の相対的に小さい偏向角が得られるよ
うに変えられる。

第７図は零ゲイン位置における（：Ｉ　ＣＰ　Ｍを示す
。

Ｇ　Ａ　Ａ　Ｍ　２７は、枢軸７６が擬似円弧７７に沿
ってベルクランクの固定枢点６１に事実１−整合したｉ
ＩＩ置まで運動するよう４個の棒からなるリンク機構を
再配置さける。次いで、４個の棒からなるリンク装置の
運動によって制御翼面セグメント１１はニュートラル、
即ち非偏向位置まで運動し、ＰＡ１２の作動により制御
翼面セグメント１１はそれ以上運動しない；即ち、制御
翼面１１に対するＰ△１２の作用は完全に消極的となる
。前述のように、この零ゲイン位置は八Ｐ１１８を介し
て、あるいは電子制御回路の故障モードを介して操縦士
あるいは副操縦士が達成することができる。

第８図から第１０図までは、第１図から第７図までに示
すリニヤＰＡ１２−１２Ｇの代りに回転ＰＡ８０が用い
られていることを除いて、先に示したものと若干相似し
たＧＯＰＭ　（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が「１」である通常モード
のオペレーション状態のＧＣＰＭを示し；第９図はアク
チュエータ／翼面の移動との比が中間ゲインセツティン
グにより変更された、オペレーションのトリムモードに
おけるＧＯＰＭを示し；および第１０図は、アクチュエ
ータＺｖＡ面移動の比が零であることによってハードオ
ーバ信＠即ちアクチュエータの故障が消極化された、ゲ
インセツティング「零」におけるＧＣＰＭを示す。

第８図から第１０図までを参照すれば、メインパワーア
クチュエータユニットあるいはロータリＰΔ８０のハウ
ジングはＩＩ構造体支持ビーム８３に固定されており、
該ビーｌ＼の方は８４と８５とにおいて支持構造体に取
付けられている。ロータリＰＡ８０の駆動軸８１は細長
い駆動アーム８２に概ねその長さの真中で接続されてい
る。ＧＡＡＭ（ゲインオーソリティ調整モータ）８６は
そのハウジングを前記のｌｌｌ１艮い駆動アーム８２の
一端に固定している。ＧＡＡＭ８６は駆動軸８７を、４
個の棒からなるリンク装置の第１のリンクを形成するク
ランクアーム８８に接続している。クランファー１１８
８の旋回端部は８９において、前記　　′リンク装置の
第２のリンクを形成する中間のリンク９０の一端に枢着
されている。前記中間リンク９０の他端は前記リンク装
置の第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。

前記リンク９２の他端は９３において細長い駆動アーム
８２の（ｌ！！端に枢着されている。前記リンク装置の
第４のリンクは前記の細長い駆動アーム８２にＪ：り形
成され、枢着点９３とＧ　Ａ　Ａ　Ｍ　８６の駆動軸８
７との間を延びる。

昇降舵制御翼面廿グメント９４はヒンジ軸心８５におい
てスタビライザ構造体に枢着されており；かつ昇降舵の
制御アーム９５は制御ロッド９７の一端に９６において
枢着されている。制御ロッド９７の他端は９８において
中間リンク９０に枢着されている。前記中間リンク９０
の枢着点９８は前記４個の棒からなるリンク装置の運動
により、枢着点９６に中心を有する半径９９Ｒによりつ
くられる円弧９９と近似する。弧９９Ｒの軌道はロータ
リＰＡ８０の駆動軸８１の軸線上を直接通る。

半径方向の弧９９は幾何的には正確ではないが、＝　４
７− ＧＣＰＭのゲイン変化の間臂降舵Ｉｌ制御翼面しグメン
ト９４への著しい制御入力がないようにするに十分近似
している。前記４個の棒からなるリンク装置は、昇降舵
の制御翼面セグメント９４の最大偏向角範囲を調整する
ために、細長い駆動アーム８２の枢着軸心８１に対する
制御棒９７の枢着点９８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、制御翼面の応答特性に関する限り、十分な
パワーとバンド幅の双方を提供する、主要制御翼面用の
電気〜油圧式あるいは電気−ｎ械式パワーアクチ１エー
タ手段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Ｊ：るＧＣＰＭ（ゲイン制御パワーモジュ
ール）を前記主要制御１１３面の制御負荷軌道に直接挿
入することにｊ；す、バンド幅の問題は解決される。大
きイ【ヒンジ慣性が要求され、対処すべき偏向角範囲が
極めて小さい高飛行高度のため、ＧＣＰＭは低ゲイン位
置にセットしつる。ＰＡはその全体ストロークにわたっ
て作動するものの、４個の棒からなるリンク機構の運動
にＪ、って、ＧＣＰＭの機械的な比率の出力に変化があ
るため、ＧＣＰＭからの制御ストローク長を減少させて
制御ストローク出力は増加する。高飛行速度および変更
した制御翼面に作用する空力的衝撃圧力が大きくなるた
めＰＡはヒンジ慣性の増加を感じない；したがって、こ
の状態においてＧｅＰＭはインピーダンスをマツチング
させる装置として機能する。制御翼面に作用する空力的
荷重がかなり低く、制御翼面の最大偏向範囲が要求され
る低飛行速度においては、この達成のためにＧＣＰＭは
高ゲイン位置にセットされる。したがって、ＧＯＰＭは
荷重インピーダンスをマツチングさせる装置として機能
し、制ａｍ面を、その最大偏向角範囲にわたって、かつ
所定の最大速度において運動させるために経験される最
大ヒンジ慣性を設計する現在既知の方法におけるよりも
はるかに小さいサイズのＰＡの使用を可能とする。

【図面の簡単な説明】

第１図はフォード冗長データバスシステムを組入れた、
本発明による全電子式飛行制御システムの概略線図、 第２Δ図と第２Ｂ図とは組合せて、第１図に示す複数デ
ータバス制御システムの中１個のデータバスチャンネル
の詳細ブロック線図、 第３図は第１図に示すＧＣＰＭ（ゲイン制御パワーモジ
ュール）の拡大詳細図で、その最大ゲイン位置で配置し
たＧＯＰＭを示す図、 第４図は第３図の底面図、 第５図、第６図および第７図は第３図に示すものと類似
のＧＣＰＭの縮尺図であって、種々の作動位置における
ＧＣＰＭを示す図、および第８図、第９図および第１０
図は、これまでの図に示すリニアパワーアクチュエータ
の代りにロータリパワーアクチコエータを有するＧＣＰ
Ｍの第２の実施例を示し、各種の作動位置でＧＣＰＭを
示す図である。 図において、 １Ｏ−１０Ｇニゲイン制御パワーモジユール１ｌ−１１
Ｃ：制御翼面セグメント １２−１２Ｃ：アクチュエータ １ｌ−１３Ｃ：リスト制御装置 １４−１４Ｃ：変換器

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. （１）複数の制御翼面セグメントに分割され、各セグメ
   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
   着された飛行制御翼面と；角度運動するよう前記の個々
   の制御翼面に個別に接続されたアクチュエータと；その
   方向と運動の大きさとに関連する第１の信号を発生させ
   る手動の制御装置と；前記の各制御翼面セグメントの角
   度運動を制御するために前記アクチュエータの各々へ前
   記第１の信号を伝達する手段と；前記の各アクチュエー
   タと各々の制御翼面セグメントとの間の主荷重軌道に個
   々に介装されたゲイン制御パワーモジュールと；第２の
   信号を発生させるために航空機の飛行マツハ数に応答す
   る手段と；および航空機のマツハ数が増加するにつれて
   アクチュエータの運動に関連して各制御翼面セグメント
   の角度運動範囲を減少させるよう前記ゲイン制御パワー
   モジュールの各々へ前記第２の信号を伝達する手段とを
   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）特許請求の範囲第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
   の周りで回転するよう航空機の構造体に装着された支持
   フレームレバーと；前記支持フレームレバーと共に回転
   するよう該レバーに装着され、枢着軸心が前記支持フレ
   ームレバーの枢着軸心と共軸線関係で整合している長さ
   可変の慣性アーム手段と；前記制御翼面セグメントを回
   転させるよう該セグメントに装着された制御翼面ホーン
   と；一端において前記長さ可変慣性アーム手段の旋回端
   に接続され、他端において前記制御翼面セグメントホー
   ンの１個に枢着された運動リンクとを含み；前記アクチ
   ュエータの１個が前固定軸心の周りで運動するよう前記
   支持フレームレバーに接続されており；かつ前記慣性ア
   ームの長さを変え、各アクチュエータのストローク長と
   各制御翼面セグメントの角度運動との間の比率を変える
   手段とを含むことを特徴とする航空機電子制御システム
   。
3. （３）特許請求の範囲第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が；第１の固定軸心
   の周りを回転するよう航空機の構造体に装着されたフレ
   ーム、部材を含み；前記各アクチュエータが前記第１の
   枢着軸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；共に回転するよ
   う前記フレーム部材に装着された長さ可変の有効出力慣
   性アームを提供する手段であつで、前記出力慣性アーム
   の枢着軸心が前記第１の枢着軸心と共軸線関係で整合し
   ている手段と；個々に回転運動するよう前記制御翼面セ
   グメントの各々に固着された制御翼面セグメントホーン
   と；一端で前記長さ可変の出力慣性アームの旋回端に枢
   着され、各制御翼面セグメントホーンに他端で枢着され
   た駆動ロツドと；および前記出力慣性アームの長さを変
   え、前記の各アクチュエータのストローク長に対する前
   記制御翼面セグメントの各々の角度運動範囲との間の比
   率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１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
   ータとの双方の現在の実際位置を無欠性的に可視表示す
   るインジケータであつて、それぞれの予定位置からの制
   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
   のずれに関するいずれかの喰違いを操縦士に知らせる警
   報装置を有するアクチュエータ性能インジケータであつ
   て、第３の信号を提供する消勢手段を含むアクチュエー
   タ性能インジケータと；故障している制御翼面セグメン
   トに関するゲイン制御パワーモジュールに前記第３の信
   号を伝達し、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づけ、次いでその航空電子装置を消
   勢させる手段とをさらに含むことを特徴とする航空電子
   制御装置。