KR100233345B1 - 적응적 제어 시스템 입력 제한기 - Google Patents

적응적 제어 시스템 입력 제한기 Download PDF

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KR100233345B1
KR100233345B1 KR1019940700185A KR19940700185A KR100233345B1 KR 100233345 B1 KR100233345 B1 KR 100233345B1 KR 1019940700185 A KR1019940700185 A KR 1019940700185A KR 19940700185 A KR19940700185 A KR 19940700185A KR 100233345 B1 KR100233345 B1 KR 100233345B1
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KR1019940700185A
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엘. 아담스 2세 도날드
씨. 라이트 스튜어트
제이. 버젤라 데이비드
제이. 리몬태근 트로이
Original Assignee
레비스 스테픈 이
유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
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    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
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Abstract

입력 명령신호를 갖고 원동기(prime mover)를 구동하는 제어 시스템은 맵(68, 70, 72, 74)에 의해 조정되는 가변 크기 및/또는 레이트 입력 신호 제한기능을 갖는다. 맵(68, 70, 72, 74)은 가변 크기 제한기(14)와 가변 레이트 제한기(22)에 대한 제한값을 원동기 레이트의 함수로서 설정한다. 이러한 제한은 원동기 레이트 변화시 동적으로 조정된다. 원동기가 바람직하지 않은 동작 조건이면, 전술한 맵은 이와 같은 조건의 방향에서만 명령 신호를 제한한다. 조정가능한 제한은 원동기의 위치 레이트 및/또는 가속도를 기초로 하여 인에이블되거나 디스에이블된다

Description

[발명의 명칭]
적응적 제어 시스템 입력 제한기
[발명의 상세한 설명]
[기술 분야]
본 발명은 제어 시스템 입력 제한(control system input limiting)에 관한 것으로, 특히, 제어 시스템에 의해 구동되는 원동기(prime mover)의 상태를 기초로 하여 제어 시스템 입력을 제한하는 것에 관한 것이다.
[배경 기술]
전자 제어 시스템을 이용해 헬리콥터와 같은 항공기의 기계적인 항공역학 비행면(mechanical aerodynamic flight surfaces)을 제어하는 것은 통상적인 것이 되었다. 전형적으로, 작동자(조종사)의 입력은 입력 스틱(input stick)의 움직임에 비례하거나 혹은 입력 스틱에 가해지는 힘에 비례하는 전기 신호 또는 광학 신호를 제어 시스템에 제공하는 위치 또는 작용력 변환기(position or force transducers)에 의해 제공된다. 전형적으로, 이와 같은 전자 시스템의 출력들은 헬리콥터의 4가지 주축, 즉, (길이방향으로 순환하는) 피치(pitch), (측면으로 순환하는) 롤(roll), 이들의 조합(collective) 및 요우(yaw)에 제각기 대응하는 4개의 전동 유압 작동기(electro-hydraulic actuators) 또는 원동기(prime movers)를 구동한다. 이들 작동기들중 3개는 “혼합기(mixer)”를 통해(주회전 날개를 제어하는) 회전경사판(swashplate)에 기계적으로 연결되고, 나머지 하나는 꼬리 회전자(tail rotor)에 연결된다.
전형적으로, 이와 같은 제어 시스템의 설계에서는 예를들어, 여러 센서로부터 속도(속력), 가속도, 고도, 방향각(attitude), 각속도 등과 같은 피드백 신호를 이용하여, 제어 시스템 루프의 응답에 영향을 주는 폐루프 동작에 대한 네거티브 피드백을 제공하거나 혹은 이득 또는 브레이크 포인트(break-point) 주파수를 변경한다. 그러나, 이러한 제어 설계 기술들은 과도한 오퍼레이터의 명령에 의해 발생될 수 있는 과도한 출력 오버슈트(overshoot)를 차단하는 방안을 제공하지는 못하고 있다. 예를들어, 헬리콥터의 길이 방향의 축을 따라서 (운행체의 피치 방향각을 결정하는) 회전자 날개깃 선단의 경로면(rotor blade tip path plane)이 급속히 동체(fuselage)의 앞 또는 뒤로 접근하면, 회전자 날개깃은 오버슈트를 발생하거나 동체를 강타할 수 있으며, 이로 인해 심각한 손상이 야기될 수 있다. 이러한 문제는 조종사의 입력 스틱 명령을 실질적인 시스템 명령으로부터 분리시키려는 현대 시스템의 경우에 더욱 심각하다.
출력 작동기들의 위치와 관련된 변위를 갖는 기계적인 입력 레버(levers) 및 페달(pedals)을 이용하는 순수한 기계적 시스템에서는 이러한 문제가 발생될 가능성이 덜한데, 그 이유는 입력 레버의 위치와 실제 비행 명령 및 출력들이 직접적으로 관련되어 있기 때문이다. 또한, 기계적인 시스템에서는 제어 대상물의 관성 시상수(the time constant of the inertia)를 기초로 하여 자체적인 댐핑(damping)을 행하고 슬루율(slew rate)을 제한함으로써 입력 레버에 대한 “감각(feel)”을 더욱 높혀준다. 이와 유사하게, 레버의 위치에 비례하는 전기적 입력 명령 신호를 이용하는 시스템에서는 분리성(isolation)이 덜한데, 그 이유는 조종사가 레버의 위치에 의해 회전경사판의 위치를 항상 파악하고 있기 때문이다.
유럽 특허 출원 제 EP-A-0 369 866 호에는 이동 부재(mobile member)를 이동시키는 모터와 모터를 제어하는 제어 수단이 구비된 제어 장치가 개시되어 있다. 감지 장치는 이동 부재의 이동 속도 및 위치를 감지하고, 프리셋팅 장치(presetting devices)는 상한값 및 하한값을 설정하고, 비교 장치는 이동 속도와 제한값을 비교한다. 그러나, 이러한 제어 장치는 헬리콥터에 대한 백분율 피치 명령신호(percentage pitch command signal)의 경우와 같이 원하는 범위를 초과하는 제어 출력의 이탈을 방지하는데 필요한 제어를 제공하지 못하고 있다.
미국 특허 제 4,420,808 호에 개시된 바와 같이, 조종사가 하나의 입력 스틱을 이용하여 항공기의 4축 모두를 제어하는 사이드-암 제어기(side arm controller)는 잘 알려져 있다. 이와 같은 제어기는 스트레인 게이지 센서(strain gauge sensors)를 이용하여 스틱에 소정의 방향으로 인가된 힘을 감지함으로써 모든 축에 대한 입력을 전자 제어 시스템에 제공하는 제한된 이동거리(대략 0.25 인치) 제어 손잡이 스틱(limited travel control grip stick)을 포함한다. 전형적으로, 스틱에 가해진 힘은 소정의 제어축에 따른 레이트 명령(rate command), 즉, 루프 기준(loop reference)의 변화율, 예를들어 비행체 피치 방향각의 변화율인 각도/초에 비례한다. 스틱에 힘이 가해지지 않으면, 레이트 명령은 영이고 루프 기준은 고정되고 제어 시스템은 모든 항공기의 축을 현재의 기준 설정치로 유지시킨다.
사이드-암 제어기의 제어 손잡이의 관성은 무시할만큼 작고 입력 스틱의 위치는 위치 명령대신 변화율 명령과 관련되기 때문에, 조종사가 높은 변화율(슬루율)을 부주의하게 운영할 가능성이 있으며, 이로 인해 출력 작동기가 바람직하지 않은 동작 범위에서 구동될 수 있다. 이것은 입력 레버 위치가 회전경사판과 꼬리 회전자 날개깃 피치의 실제 항공기 출력 위치와 직접적으로 관련이 없기 때문에 발생된다. 따라서, 조종사는 시스템(회전경사판과 꼬리 회전자)에 대한 실제 명령 및 이 시스템의 출력 위치에 대한 “감각”을 쉽게 잃어버릴 수 있다.
특히, 이것은 조종사의 명령과 항공기의 응답 예를들어, 피치 방향각 사이의 관성 시간 지연을 야기시켜, 이로 인해 조종사가 요구된 것보다 많이 입력해야 하는 축에 관한 문제이다.
[발명의 개요]
본 발명의 목적은 명령의 크기 및/또는 레이트 제한을 제공하고 작동 체제(operating regime)를 기초로 하여 제한량을 동적으로 조정하고 출력이 바람직한 범위를 벗어나지 않도록 하는 제어 시스템에 대한 입력 명령을 자동적으로 제한하는데 있다.
본 발명에 따르면, 헬리콥터에 대한 백분율 피치 명령 신호의 크기 및/또는 레이트의 범위는 제어 시스템에 의해 구동되는 원동기와 같은 원하는 출력변수 상태의 함수로서 조정된다. 본 발명은 원동기의 위치, 레이트(즉, 위치의 변화율) 및/또는 가속도 등을 감시하여 원동기가 바람직하지 않은 작동 체제에 접근하는 시점을 판정한다. 바람직하지 않은 작동체제가 검출되면, 백분율 피치 명령 신호는 바람직하지 못한 작동 체제를 벗어나기 위해 원동기 레이트의 함수로서 가변적으로 제한된다. 원동기가 바람직한 작동체제내에 있거나 바람직하지 못한 방향으로 향하지 않으면, 작동자의 입력 범위는 상당히 여유있게 설정 및 고정되며, 이로 인해 정상적인 조작자의 권한은 방해받지 않게 된다.
본 발명은 원동기를 연속적으로 감시하여 원동기가 바람직하지 못한 범위에 접근하는 경우에 백분율 피치 명령 신호의 조종사의 입력 명령을 제한한다는 점에서 종래의 제어 기술보다 상당히 향상된 장점을 제공한다. 따라서, 이 제한 기술은 피드백 신호와 최소의 논리회로를 간단히 추가함으로써 전술한 제어 시스템에 상당한 안전성을 제공하고, 정상적인 작동에 필요한 권한을 제공한다(이러한 제한은 조종사에게 잘 알려져 있다). 실제로, 본 발명은 여러 시스템 출력 상태에 응답하여 상기 제어 시스템을 운영하기 위한 작동자의 권한을 제한함으로써 조종사의 안전한 감시임무와 유사하게 동작하는 감시장치를 구현한다.
본 발명의 전술한 목적 및 다른 목적, 특징 및 장점들은 첨부된 도면에 도시된 바와 같이 이하 예시적인 실시예의 상세한 설명을 참조하면 명확하게 이해될 것이다.
[도면의 간단한 설명]
제1도는 본 발명에 따라 항공기의 하나의 제어축에 대해 원동기 피드백과 입력 명령제한 구성을 갖는 제어 시스템을 개략적으로 도시한 블럭도이다.
제2도는 본 발명에 따라 원동기 레이트에 대한 제한치 맵(limit maps)의 응답을 인에이블(enable) 및 디스에이블(disable)하는 단계를 도시한 논리 흐름도이다.
[발명을 구현하기 위한 최적의 방식]
제1도를 참조하면, 적응적 제어 시스템 입력 제한기는 스틱(8)의 움직임을 측정하는 위치 또는 작용력 변환기와 같은 입력 센서(10)에 기계적인 연결장치(9)에 의해 연결된 작동자(조종사) 입력 스틱(8)을 포함한다. 센서(10)는 작동자의 입력명령을 나타내는 전자 신호 또는 광학 신호를 라인(12)을 통해 소정의 가변 크기 제한기(14)에 제공한다. 가변 크기 제한기(14)는 라인(12)상의 입력신호에 관련된 출력신호를 라인(20)상에 제공하도록 구성된 연산 증폭기, 다이오드 및 저항등과 같은 전자 소자를 포함하고, 라인(12)상의 신호에 의해 정의된 최소 제한값과 라인(18)상의 신호에 의해 정의된 최대 제한값을 갖는다. 라인(12)상의 신호의 크기가 라인(16, 18)상의 신호에 의해 설정된 크기의 범위내에 있으면, 가변 크기 제한기(14)의 출력신호는 라인(12)상의 입력 신호와 동일하다. 라인(12)상의 신호의 크기가 각각 라인(16, 18)상의 신호에 의해 설정된 최소 제한값 또는 최대 제한값을 초과하는 경우, 라인(20)상의 출력신호의 크기는 입력이 제한값을 초과하지 않을 때까지 제각기 최소 제한값과 최대 제한값으로 제한된다.
라인(20)를 통해 출력된 신호는 가변 레이트 제한기(22)에 제공된다. 가변 레이트 제한기(22)는 라인(20)상의 신호와 관련된 라인(28)상의 신호가 제공되도록 구성된 연산증폭기, 다이오드 및 저항과 같은 전자 소자를 포함하며, 라인(24)상의 신호의 크기로 정의된 것보다 크지 않는 네거티브 레이트(감소율)와 라인(26)상의 신호의 크기에 의해 정의된 것보다 크지 않는 포지티브 레이트(증가율)를 갖는다. 라인(20) 상의 신호의 변화율이 라인(24, 26)상의 신호에 의해 설정된 두개의 제한 범위내에 있으면, 가변 레이트 제한기(22)의 출력신호는 라인(20)상의 입력신호와 동일하다. 라인(20)상의 신호의 변화율이 각각의 라인(24, 26)상의 신호에 의해 설정된 네거티브 또는 포지티브 레이트 제한 임계치를 초과하면, 라인(28)상의 출력신호의 레이트는 입력 변화율이 제한 범위를 초과하지 않을 때까지 네거티브 또는 포지티브 제한값으로 제한된다. 따라서, 가변 레이트 제한기(22)는 입력에 대응하지만, 출력신호의 변화율이 소정의 포지티브와 네거티브 변화율을 초과하지 않도록 한다.
라인(28)상의 신호는 제어 시스템(30)에 제공된다. 전형적으로, 이와 같은 제어 시스템(30)은 라인(34)상의 피드백 신호와 라인(28) 상의 크기 및 레이트가 제한된 기준 명령 신호를 수신하는 합산부(summing junction)(32)를 포함한다. 필요하다면, 한개 이상의 피드백이 사용될 수도 있다. 공지의 피드백 동적 보상부(38)는 라인(34)상에 피드백 신호를 제공한다. 합산부(32)는 피드백신호와 기준신호간의 차를 나타내는 오차신호를 라인(36)상으로 제공한다. 라인(36)상의 오차 신호는 라인(42)상의 출력 구동신호를 소정의 원동기(44)에 제공하는 피드 포워드(feed-forward) 동적 보상 논리부(40)에 제공된다. 전형적으로, 피드백 및 피드포워드 동적 보상부(38, 40)는 제각기 이득, 진상-지연(lead-lags), 및 시스템의 시간 및/또는 주파수 응답을 형상화하기 위한 다른 함수 또는 이러한 형상화에 대한 미분 방정식을 나타내는 상태 공간 매트릭스(state-space matrices)를 포함한다. 필요하다면, 다른 구성 및 부가적인 동적 보상부가 또한 사용할 수도 있다.
헬리콥터의 경우, 원동기(44)는 전형적으로 헬리콥터의 다른 제어 제어축 예를 들어, 피치 방향각에 제각기 대응하는 여러 전동 유압 작동기증 하나이다. 원동기는 제어될 실제 시스템(48) 예를 들어, 헬리콥터 회전경사판을 구동하는 기계적인 연결장치(46)에 의해 연결된다. 헬리콥터의 길이방향의 축(즉, 헬리콥터의 피치 방향각)이 제어 루프(30)에 의해 제어될 때, 비행체(48)로부터의 출력 신호는 전형적으로 방향각(피치), 방향각 레이트, 포워드 속도, 고도 및 주위 온도일 수 있으며, 이러한 출력신호 모두는 다수의 라인(50)을 통해 제어 시스템(30)의 동적 피드백 보상 논리부(38)에 피드백된다.
원동기의 위치는 위치센서에 의해 검출되며, 위치센서는 원동기의 위치를 나타내는 전기 신호를 라인(52)을 통해 제한치 설정 논리부(54) 및 미분지연부(56)에 제공한다. 미분 지연부(56)는 원동기의 시간에 대한 변화율을 나타내는 신호를 라인(58)을 통해 제한치 설정 논리부(54) 및 스위치(60)에 제공한다. 지연 시상수 τ는 미분 지연기에 의해 발생될 수 있는 고주파의 잡음을 줄이기 위해 예를 들어 0.1초 값으로 설정된다.
제한치 설정 논리부(54)(이하 기술됨)는 출력신호(제한스위치)를 라인(62)를 통해 스위치(60)에 제공하고, 스위치(60)는 라인(64)상의 제로 크기의 신호(LIMSW=0일 때) 또는 미분 지연기(56)로부터 라인(58)온 통해 제공된 원동기 레이트(LIMSW=1일 때)중 하나를 선택한다. 스위치(60)는 출력신호를 라인(66)를 통해 최소 크기 제한치 맵(68), 최대 크기 제한치 맵(70), 네거티브 레이트 제한치 맵(72) 및 포지티브 레이트 제한치 맵(74)에 제공한다. 출력신호(LIMSW)가 제로로 설정되면, 라인(66)상의 신호는 제로이고 제한치 맵은 디스에이블된다(이하 기술됨). LIMSW가 1로 설정되면, 제한치 맵은 라인(58)상의 원동기의 레이트 신호에 대응한다. 라인(66)상의 레이트 신호에 응답하여, 제한치 맵(68, 70, 72, 74)은 브레이크 포인트들 사이에 선형적으로 보간하는“함수 발생기”를 생성하여 곡선(69, 71, 73, 75)으로 도시된 출력신호가 제공되도록 구성된 연산증폭기, 다이오드, 저항 등의 전자 소자들을 포함한다.
최소 크기 제한치 맵(68)은 최소 크기 제한치 신호를 라인(66) 상의 레이트 신호의 함수와 곡선(69)의 형태로서 라인(16)를 통해 가변 크기 제한기(14)에 제공한다. 레이트 신호가 거의 0%/초이면, 최소 제한치는 최대치 K1 예를 들어, -50%까지 설정된다. 최대치 K1은 정상적인 최소 작동자 명령신호보다 낮다. 라인(66)상의 레이트 신호가 브레이크 포인트 A 예를 들어, -60%/초까지 음의 방향으로 증가하여 라인(52)상의 원동기 위치신호가 감소하는 것으로 나타내면, 낮은 제한 신호는 브레이크 포인트 B 예를 들어, -76%초에서 최대치 K2 예를 들어, -10%까지 선형적으로 증가한다. 따라서, 원동기 레이트가 증가할 때 작동자가 명령할 수 있는 최대 음의 값은 감소한다. 필요하다면, 다른 형태, 보다 많은 브레이크 포인트 및 상이한 최대치 및 최소치가 사용될 수도 있다.
유사하게, 상기 최대 크기 제한치 맵(70)은 최대 크기 제한치 신호를 라인(66)상의 레이트 신호의 함수로서 라인(18)을 통해 가변 크기 제한기(14)에 제공한다. 라인(66)상의 레이트 신호가 거의 0%/초이면, 최대 크기 제한치는 정상적인 명령 범위보다 높은 K3의 값 예를 들어, 50%로 설정된다. 레이트 신호가 브레이크 포인트 C 예를 들어, 60%/초에 대응하는 값을 초과하면, 최대 크기 제한치는 브레이크 포인트 D 예를 들어, 76%/초에서 K4의 값 예를 들어, 10%까지 선형적으로 감소한다. 따라서, 원동기 레이트가 증가하면, 작동자가 명령할 수 있는 최대값은 감소한다, 필요하다면, 다른 형태, 보다 많은 브레이크 포인트, 다른 최대치 및 최소치가 사용될 수도 있다.
네거티브 레이트 제한치 맵(72)은 네거티브 레이트 제한치 신호를 라인(66)상의 레이트 신호의 함수와 상기 곡선(73)의 형태로서 라인(24)을 통해 가변 레이트 제한기(22)에 제공한다. 라인(66)상의 레이트 신호가 거의 0%/초이면, 네거티브 레이트 제한치 맵은 조종사가 정상적으로 명령할 수 있는 레이트보다 높은 K5의 값 예를 들어, -50%/초로 설정된다. 레이트 신호가 브레이크 포인트값 E 예를 들어, -60%/초를 초과하면, 레이트 제한치는 브레이크 포인트 F 예를 들어, -75%/초에서 K6의 값 예를 들어, -10%/초까지 선형적으로 감소한다. 따라서, 원동기 레이트가 증가하면, 작동자가 운영할 수 있는 최대 네거티브 레이트는 감소한다. 필요하다면, 다른 형태, 보다 많은 브레이크 포인트, 다른 최대치 또는 최소치가 사용될 수도 있다.
유사하게, 상기 포지티 브레이트 제한치 맵(74)은 포지티브레이트 제한치 신호를 라인(66)상의 레이트 신호의 함수와 상기 곡선(75)의 형태로서 라인(26)를 통해 가변 레이트 제한기(22)에 제공한다. 원동기 레이트가 거의 0%/초이면, 포지티브 레이트 제한치 맵은 K7의 값 예를 들어, 50%/초로 설정된다. 레이트가 브레이크 포인트 G 예를 들어, 60%/초를 초과하면, 제한치는 브레이크 포인트 H 예를 들어, 75%/초에서 K8의 값 예를들어, 10%/초까지 선형적으로 감소한다. 따라서, 원동기 레이트가 증가하면, 작동자가 운영할 수 있는 최대 포지티브 레이트는 감소한다. 필요하다면, 다른 형태, 보다 많은 브레이크 포인트, 다른 최대치 또는 최소치가 이용될 수도 있다.
제한치 설정 논리부(54)가 LIMSW 신호를 제로로 커맨드하면, 스위치(60)는 라인(64)상에 고정된 제로 크기를 갖는 신호를 라인(66)에 연결한다. 그러면, 제한치를 K1, K3, K5, K7로 고정시킴으로써, 제한치 맵(68, 70, 72, 74)는 정상적인 조종 명령을 벗어난 라인(58)상의 원동기 레이트 신호의 변화에 반응하지 못하게 된다.
제2도를 참조하면, 제한치 설정 논리부(54)는 입력부(100)에서 개시하고, 단계(102)에서 라인(52)상의 신호로부터 원동기 위치의 방향 및 부호를 판정한다. 만일 위치가 양(또는 피치 제어 루프에 대한 항공기의 앞부분)이면, 단계(104)에서 원동기 위치 임계값 POSTN-THRESH을 P2의 값 예를 들어, -10%과 동일하게 설정한다. 만일 위치가 양이 아니면, 단계(106)에서 위치 임계값 POSTN-THRESH을 P1의 값 예를 들어, 10%으로 설정한다. 그후, 단계(108)에서 원동기 위치의 절대값이 위치 임계값 POSTN-THRESH의 절대값 이상인지의 여부를 판정한다. 만일 조건이 충족되면, 단계(110)에서 라인(58)상의 레이트 신호의 부호를 감시함으로써 원동기의 변화율이 음인지를 판정한다. 원동기의 변화율이 음이면, 단계(112)에서 원동기 레이트 임계값 RATE-THRESH을 R2의 값 예를 들어, -30%/초와 동일하게 설정한다. 원동기의 변화율이 음이 아니면, 단계(114)에서 레이트의 임계값 RATE-THRESH을 R1의 값 예를 들어, 30%/초로 설정한다. 그후, 단계(116)에서 원동기 레이트의 절대값이 레이트 임계값 RATE-THRESH의 절대값 이상인지의 여부를 판정한다. 만일 조건이 충족되면, 단계(118)에서 라인(62)상의 신호 LIMSW는 논리 1로 커맨드되며, 이로 인해 스위치(60)는 라인(58)을 라인(66)에 연결한다. 단계(108) 또는 단계(116)의 결과가“부정”이면, 단계(122)에서 라인(62)상의 신호 LIMSW를 제로로 설정함으로써 제한치 맵이 원동기 상태와 반응하지 못하도록 한다. 즉, 스위치(60)는 제로 크기를 갖는 라인(64)을 라인(66)에 접속하며, 이로 인해 모든 제한치 맵은 최대 제한치 K1, K3, K5, K7으로 설정된다. 그후, 논리는 포인트(120)로부터 종료된다.
제한치 설정 논리부(54)는 실시간적으로 소프트웨어로 구현될 수 있다. 논리부의 갱신 속도는 80Hz일 수 있으며, 원동기에게 제공되는 과도한 부담을 방지하거나 혹은 원동기가 바람직하지 않은 영역에 진입하지 못하도록 하기 위해 원동기 변화율을 검출하고 입력을 제한할 수 있을 정도로 충분히 빨라야 한다. 필요하다면, 다른 갱신 속도가 사용될 수도 있다.
본 발명은 헬리콥터상에 구현된 것으로서 기술되었지만, 본 발명은 소정의 작동체제에서 제한을 필요로 하는 출력 변수를 갖고 이와 같은 출력과 연관된 입력 명령신호를 갖는 임의의 시스템에서토 적용될 수 있음을 이해할 것이다.
한편, 원동기의 상태는 위치센서로부터 도출된 기계적 위치 대신, 제한이 요구되는 실제 매개변수와 관련된 소프트웨어 제어 알고리즘의 중간 매개변수일 수도 있다.
또한, 가변 크기 제한기(14), 최소 크기 제한치 맵 논리부(68), 최대 크기 제한치 맵 논리부(70), 가변 레이트 제한기(22), 네거티브 레이트 제한치 맵 논리부(72), 포지티브 레이트 제한치 맵 논리부(74), 스위치(60), 미분 지연기(56) 및 제한치 설정 논리부(54)는 전자 제어 시스템의 소프트웨어에 의해 수행된 여러 함수들중 하나로서 구현될 수 있으며, 이는 미국 특허 제 4,270,168 호에 개시되어 있다.
상이한 제한 구성이 다양한 위치체제를 위해 필요하다면, 보다 많은 맵과 스위치가 사용될 수 있고, 제한치 설정 논리부(54)는 원하는 조건에서 원하는 맵이 인에이블되도록 변경될 수도 있다. 또한, 선형 보간 맵 대신에 방정식을 사용하여 제한값을 판정할 수 있다.
또한, 본 발명은 제한맵(68, 70, 72, 74)이 원동기 레이트에 연속적으로 응답하는 경우에도 만족스럽게 동작한다 .이와 같은 기법을 선택하면, 제한치 설정 논리부(54)와 스위치(60)를 포함할 필요가 없으며, 라인(58)은 항상 라인(66)에 접속된다.
본 발명은 제한치 맵을 설정하기 위한 조건을 결정하기 위해 원동기의 레이트 및 위치를 모두 감시하는 것 대신에 논리부(54)가 위치만을 감시하는 경우에도 동일한 효과를 나타낼 것이다(즉, 단계(110∼116)은 포함될 필요가 없다). 또한, 원동기의 레이트 또는 위치를 감시하거나 혹은 이것 대신, 원동기의 가속도는 논리부(54)에 의해 감시될 수 있다.
가변 크기 제한기와 가변 레이트 제한기를 모두 이용하는 것 대신, 본 발명은 크기 제한기나 레이트 제한기를 개별적으로 사용함으로써 만족스럽게 수행될 것이다.
본 발명은 예시적인 실시예에 대해 기술되고 예시되었지만, 본 기술 분야에 통상의 지식을 가진 자라면, 본 발명은 본 발명의 정신 및 영역을 벗어나지 않은 범위내에서 여러가지 다른 변경, 생략 및 추가가 가능함을 이해할 것이다.

Claims (8)

  1. 제어 시스템(30)의 원하는 출력을 나타내는 입력 명령신호(an input command signal)(12)에 응답하여 출력 구동신호(output drive signals)(42)를 제공하는 상기 제어 시스템(30)과; 상기 제어 시스템으로부터의 상기 출력 구동신호에 응답하는 원동기(a prime mover)(44)를 포함하는 적응적 제어 시스템 입력 제한기(an adaptive control system input limiter)에 있어서, 상기 원동기의 상태에 응답하여, 상기 원동기의 상기 상태가 바람직하지 못한 동작 조건(an undesirable operating condition)에 근접할 때, 상기 입력 명령신호의 적어도 하나의 변수를 사전설정된 값으로 제한하는 입력 제한기(an input limiter)(14, 22, 68, 70, 72, 74)를 포함하고; 상기 제한은 상기 바람직하지 못한 동작 조건의 방향에 있어서만 행해지고, 상기 사전설정된 값은 원동기의 속도와 관련되고; 상기 입력 명령(12)은 헬리콥터에 대한 백분율 피치 명령(an percent pitch command)인 것을 특징으로 하는 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
  2. 제1항에 있어서, 상기 원동기(52)의 상기 상태는 상기 원동기의 위치인 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
  3. 제1항에 있어서, 상기 원동기(52)의 상기 상태는 상기 원동기의 속도인 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
  4. 제1항에 있어서, 상기 입력 명령신호(12)의 상기 변수는 상기 입력 명령신호의 크기인 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
  5. 제1항에 있어서, 상기 입력 명령신호(12)의 상기 변수는 상기 입력 명령신호의 시간에 대한 크기 변화율(thr rate of change of magnitude)인 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
  6. 제1항에 있어서, 상기 원동기(44)는 헬리콥터의 피치 방향각 축(the pitch attitude axis)을 제어하는 전동유압 작동기(an electro-hydraulic actuator)를 포함하는 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
  7. 제6항에 있어서, 상기 바람직하지 못한 동작 조건은 상기 헬리콥터의 동체 근처의 날개선단 경로면(a tip path plane)에 대응하는 상기 전동유압 작동기의 사전설정된 위치를 포함하는 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
  8. 제6항에 있어서, 상기 바람직하지 못한 동작 조건은 상기 헬리콥터의 동체 근처의 날개선단 경로면에 대응하는 상기 전동유압 작동기의 사전설정된 위치와, 상기 동체에 접근하는 상기 날개선단 경로면에 대응하는 상기 전동유압 작동기의 시간에 대한 사전설정된 위치 변화율을 포함하는 적응적 제어 시스템 입력 제한기.
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