WO2009104288A1

WO2009104288A1 - 操縦システム、操縦桿リンク切り離し方法

Info

Publication number: WO2009104288A1
Application number: PCT/JP2008/061533
Authority: WO
Inventors: 雅彦佐▲高▼
Original assignee: 三菱重工業株式会社
Priority date: 2008-02-20
Filing date: 2008-06-25
Publication date: 2009-08-27
Also published as: US8352098B2; EP2184228A4; CA2697432C; JP4691121B2; JP2009196475A; CA2697432A1; BRPI0815764B1; EP2184228A1; BRPI0815764A2; US20100305780A1

Abstract

　本発明による操縦システムは、第１センサと、フライトコントロールコンピュータと、リンク機構と、切り離しユニットと第１操縦桿からリンク機構に伝達される力を検出する第２センサとを具備する。第１センサは、第１操縦桿に対して外部から加わる力を検出する。フライトコントロールコンピュータは、第１センサで検出された力と第２センサで検出された力とに基づいて第１操縦桿において固着が発生したかどうかを判定し、固着が発生したと判定すると切り離しコマンドを切り離しユニットに出力する。切り離しユニットは、切り離しコマンドに応じて、第１操縦桿と第２操縦桿との連結を切り離すようにリンク機構を切断する。

Description

操縦システム、操縦桿リンク切り離し方法

　本発明は、２つの操縦桿がリンク機構により連結された操縦システム、及び操縦桿リンクの切り離し方法に関する。尚、本出願は、日本出願番号２００８－０３９３４２に基づく優先権を主張するものであり、日本出願番号２００８－０３９３４２における開示内容は引用により本出願に組み込まれる。

　操縦桿は、パイロットによって操作されるホイールとコラムを備える。パイロットは、ホイールを回転することによりロール方向の操舵入力（ロール入力）を、コラムを押し引きすることによりピッチ方向の操舵入力（ピッチ入力）を行うことができる。ロール入力、又はピッチ入力は、ホイール及びコラムの変位センサによって電気信号に変換され、ピッチコマンド、ロールコマンド（総称して操舵コマンドと称す）としてフライトコントロールコンピュータに入力される。フライトコントロールコンピュータでは、この操舵コマンドに基づいて制御則演算が行われ、演算結果に応じて制御されたアクチュエータによって舵面が駆動され、機体（例えば航空機）を機動させることができる。このようなフライバイワイヤを利用した航空機の操縦システムが特開２０００－３３５４９６に記載されている。

　ホイール・コラム式の操縦桿を利用した操縦システムでは、一般的にパイロット側とコパイロット側の操縦桿はリンク機構により機械的に結合されており、いずれかの操縦桿に入力があれば操縦が可能である。又、一方の操縦桿に加えられた力（操舵入力）は、リンク機構によって他方の操縦桿に伝搬するため、２つの操縦桿は連動して動作する。

　上述のような操縦桿は、可動部において固着（スタック）することが想定される。固着が発生すると、操縦が不可能となり、機体喪失に至る可能性がある。

　このような固着による制御不能な状態を回避する為に、従来技術では、両操縦桿の機械的な結合（リンク機構）を何らかの方法で解除する仕組み（切り離し機構）が備えられている。

　関連する技術として、操縦桿からリンク機構に規定以上の力が加わると、滑りが発生することで固着を回避する機構を備える操縦システムがある（例えば米国特許５７８２４３６）。この場合、一方の操縦桿で固着が発生していても、固着してない方の操縦桿に規定以上の力を加えることで操縦が可能となる。但し、このような技術では固着部位が不明の為、可動な操縦桿を特定するために、両操縦桿に大きな力を入れる必要がある。又、固着を回避するために、規定以上の力を加えて滑りを発生する必要があるため、パイロットは常時大きな操舵力を入力する必要がある。更に、滑りを利用して固着を回避する技術では、固着以外でも状況によっては滑りが発生する場合がある。この時、操縦桿のセンサ信号の誤検出や、両操縦桿のつながっている系統間での競合（ファイティング）などの悪影響が、発生することがある。

　このため、固着の発生した操縦桿を、問題のない操縦桿から切り離す技術が求められている。

　一方、フライバイワイヤシステムの故障時に、クラッチによる係合によって機械的バックアップを行う操縦システムが米国特許５４５６４２８に記載されている。

　したがって、本発明の目的は、固着が発生した操縦桿を、操縦桿のリンク機構から切り離す操縦システム、及び操縦桿リンクの切り離し方法を提供することにある。

　本発明による操縦システムは、第１センサと、フライトコントロールコンピュータと、リンク機構と、切り離しユニットと第２センサとを具備する。第１センサは、第１操縦桿に対して外部から加わる力を検出する。第２センサは、第１操縦桿からリンク機構に伝達される力を検出する。フライトコントロールコンピュータは、第１センサで検出された力と第２センサで検出された力とに基づいて第１操縦桿において固着が発生したかどうかを判定する固着判定部を備える。固着判定部は、第１操縦桿において固着が発生したと判定すると切り離しコマンドを切り離しユニットに出力する。リンク機構は、第１操縦桿と、第２操縦桿とを機械的に連結し、第１操縦桿からの力を第２操縦桿へ伝達する。切り離しユニットは、切り離しコマンドに応じて、第１操縦桿と第２操縦桿との連結を切り離すようにリンク機構を切断する。これにより、操縦桿における固着の発生の検出、固着のある操縦桿の特定、及び固着のある操縦桿の切り離しが可能となる。

　本発明による操縦桿リンクの切り離し方法は、第１操縦桿と、第１操縦桿と異なる第２操縦桿とを機械的に連結し、第１操縦桿からの力を第２操縦桿へ伝達するリンク機構を切り離す方法である。本発明による操縦桿リンクの切り離し方法は、第１センサが、第１操縦桿に対して外部から加わる力を検出するステップと、第２センサが、第１操縦桿からリンク機構に伝達される力を検出するステップと、第１センサで検出された力と第２センサで検出された力とに基づいて第１操縦桿において固着が発生したかどうかを判定するステップと、固着の判定ステップにおいて、第１操縦桿において固着が発生したと判定すると切り離しコマンドを出力するステップと、切り離しコマンドに応じて、第１操縦桿と第２操縦桿との連結を切り離すようにリンク機構を切断するステップとを具備する。

　以上のように、本発明による操縦システム、操縦桿リンクの切り離し方法によれば、固着が発生した操縦桿を操縦桿のリンク機構から切り離すことができる。

　上記発明の目的、効果、特徴は、添付される図面と連携して実施の形態の記述から、より明らかになる。
図１は、本発明による航空機の実施の形態における構成を示すブロック図である。図２は、本発明に係る操縦桿の模式図である。図３は、本発明による操縦システムの第１の実施の形態における構成を示す図である。図４は、本発明によるフライトコントロールコンピュータにおけるリンク切り離し動作の全体動作を示すフロー図である。図５は、本発明による固着判定処理の第１の実施の形態における動作を示すフロー図である。図６は、本発明による操舵コマンド切り離し処理の動作を示すフロー図である。図７は、本発明による切り離し機構の駆動処理の動作を示すフロー図である。図８は、本発明による操縦システムの第２の実施の形態における構成を示す図である。図９は、本発明による固着判定処理の第２の実施の形態における動作を示すフロー図である。図１０は、本発明による操縦システムの第３の実施の形態における構成を示す図である。図１１は、本発明による固着判定処理の第３の実施の形態における動作を示すフロー図である。図１２は、本発明による操縦システムの第４の実施の形態における構成を示す図である。図１３Ａは、本発明による固着判定処理の第４の実施の形態における動作を示すフロー図である。図１３Ｂは、本発明による固着判定処理の第４の実施の形態における動作を示すフロー図である。図１４は、本発明による操縦システムの第５の実施の形態における構成を示す図である。図１５は、本発明による固着判定処理の第５の実施の形態における動作を示すフロー図である。

　以下、添付図面を参照して、本発明による操縦システム、及び操縦桿リンクの切り離し方法の実施の形態を説明する。図面において同一、又は類似の参照符号は、同一、類似、又は等価な構成要素又は処理を示している。

　（第１の実施の形態）
　本実施の形態では、フライバイワイヤを利用した航空機に設けられた操縦システムを一例に説明する。フライバイワイヤとは、パイロットの操作を電気的な信号に変え、電気－油圧サーボ・アクチュエータに入力して電気的に操舵する方法である。図１は本発明に係る航空機の構成を示す図である。図１を参照して、フライバイワイヤを利用した航空機の制御動作の詳細を説明する。操縦桿１０に対する操舵入力Ｆｓは、操舵センサ２０によって電気信号（操舵コマンドＣｐｒ）に変換されてフライトコントロールコンピュータ３０に入力される。機体６０の加速度等の機体運動や気圧高度等の大気緒元等はセンサ７０で検出され、機体運動データやエアデータとしてフライトコントロールコンピュータ３０に入力される。フライトコントロールコンピュータ３０は、操舵コマンドＣｐｒや機体運動データ及びエアデータに基づいてアクチュエータコマンドＣａを出力する。アクチュエータ４０は、アクチュエータコマンドＣａに基づいて舵面５０を制御し、機体６０の運動を制御する。このように、フライバイワイヤを利用した航空機では、フライトコントロールコンピュータ３０を利用して、機体の運動が制御される。

　図２は、本実施の形態における操縦桿１０の模式図である。図２に示すように、操縦桿１０は、ホイール１１とコラム１２とを具備する。ホイール１１は、コラム１２に接続され、例えばＡ軸を中心に所定の角度で回動する。ホイール１１の回動に連動してコラム１２内の力伝達軸（図示なし）は、所定の角度で回動する。コラム１２は、機体本体との接続部においてＸ軸を中心に所定の角度で回動する。パイロットは、ホイール１１を回動させることで、コラム１２内の力伝達軸を介してロール方向の操舵力を入力することができる（ロール入力）。又、パイロットは、ホイール１１をＹ軸方向に押し引きすることでコラム１２を回動させて、ピッチ方向の操舵力を入力することできる（ピッチ入力）。

　図３は、本発明による操縦システムの第１の実施の形態における構成を示す図である。図３を参照して、第１の実施の形態における操縦システムの構成を説明する。以下では、主パイロット側の構成要素の符号にＡ又はｍを付し、コパイロット側の構成要素の符号にＢ又はｃを付して説明する。

　第１の実施の形態における操縦システムは、主パイロット操縦桿１０Ａ、コパイロット操縦桿１０Ｂ、切り離しユニット１００、表示器１３０、フライトコントロールコンピュータ３０、アクチュエータ４０を具備する。主パイロット操縦桿１０Ａとコパイロット操縦桿１０Ｂは、リンク機構１２０Ａ、１２０Ｂを介して機械的に接続されている。このため、操縦桿１０Ａ、１０Ｂの一方に対して加えられたロール方向の操作力（ロール入力）やピッチ方向の操作力（ピッチ入力）は、他方のリンク機構１２０Ａ、１２０Ｂを介して操縦桿１０Ａ、１０Ｂの他方に伝搬される。

　主パイロット操縦桿１０Ａは、操舵センサ２０Ａ、ロールセンサ２１Ａ、ピッチセンサ２２Ａを備える。操舵センサ２０Ａは、ホイール１１Ａのロール方向への変位や、コラム１２Ａのピッチ方向の変位を検出して電気信号に変換し、操舵コマンドＣｐｒｍとしてフライトコントロールコンピュータ３０に出力する。ロールセンサ２１Ａ及びピッチセンサ２２Ａは、パイロットの操作力が主パイロット操縦桿１０Ａに伝達される部位に装着される。ロールセンサ２１Ａは、ホイール１１Ａに加わるロール方向の操作力（ロール入力）を検出して電気信号に変換し、ロール入力信号Ｆｒｍとしてフライトコントロールコンピュータ３０に出力する。ピッチセンサ２２Ａは、コラム１２Ａに加わるピッチ方向の操作力（ピッチ入力）を検出して電気信号に変換し、ピッチ入力信号Ｆｐｍとしてフライトコントロールコンピュータ３０に出力する。ここで、パイロットが操作力を加える部位とロールセンサ２１Ａ及びピッチセンサ２２Ａの装着部位との間には、固着する可能性のある部分があってはならない。ロールセンサ２１Ａ、ピッチセンサ２２Ａは、例えば、歪ゲージ、静電容量式センサ、半導体センサ、圧電式センサ等の各種のセンサが好適に利用され得る。

　コパイロット操縦桿１０Ｂの構成は、主パイロット操縦桿１０Ａの構成と同様である。ただし、ロールセンサ２１Ｂは、ホイール１１Ｂに加わるロール方向の操作力を検出して電気信号に変換し、ロール入力信号Ｆｒｃとしてフライトコントロールコンピュータ３０に出力する。又、ピッチセンサ２２Ｂは、コラム１２Ｂに加わるピッチ方向の操作力を検出して電気信号に変換し、ピッチ入力信号Ｆｐｃとしてフライトコントロールコンピュータ３０に出力する。

　切り離しユニット１００は、フライトコントロールコンピュータ３０からの制御に応じてリンク機構１２０Ａとリンク機構１２０Ｂとの接続を切断する。詳細には、切り離しユニット１００は、ロールセンサ１０１、ピッチセンサ１０２、切り離し機構１０３を備える。ロールセンサ１０１は、リンク機構１２０Ａ、１２０Ｂを介して伝達されるロール入力を検出して電気信号に変換し、ロール入力信号Ｆｒｋとしてフライトコントロールコンピュータ３０に出力する。ピッチセンサ１０２は、リンク機構１２０Ａ、１２０Ｂを介して伝達されるピッチ入力を検出して電気信号に変換し、ピッチ入力信号Ｆｐｋとしてフライトコントロールコンピュータ３０に出力する。ロールセンサ１０１、ピッチセンサ１０２はそれぞれ、リンク機構１２０Ａ、１２０Ｂにおいてロール入力、ピッチ入力が伝達される部位に設けられることが好ましい。切り離し機構１０３は、リンク機構１２０Ａとリンク機構１２０Ｂとの接続箇所に設けられることが好ましい。切り離し機構１０３は、フライトコントロールコンピュータ３０から出力された切り離しコマンドＣｋに応じてリンク機構１２０Ａとリンク機構１２０Ｂの機械的接続を切断する。この際、切り離し機構１０３は、ロール入力及びピッチ入力の伝達を切断することが好ましい。例えば、切り離し機構１０３として、ロール入力を伝達するところでは、電磁クラッチ式の機構が好適に利用され、ピッチ入力を伝達するところでは、油圧ダンパの機構が好適に利用される。

　上述の全てのセンサ（操舵センサ２０Ａ、２０Ｂ、ロールセンサ２１Ａ、２１Ｂ、１０１、ピッチセンサ２２Ａ、２２Ｂ、１０２）から出力される信号は、信号調整回路（ＳＩＧ．ＣＯＮＤ：Ｓｉｇｎａｌ　Ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｅｒ）によってデジタル信号に変化され、フライトコントロールコンピュータ３０における固着判定部３１に入力される。

　フライトコントロールコンピュータ３０は、固着判定部３１、制御則演算部３２、出力ユニット３３を備える。固着判定部３１は、操縦桿に加えられた操作力と、リンク機構に操縦桿から伝達される力とに基づいて、操縦桿において固着が発生したかどうかを判定する。詳細には、固着判定部３１は、ロール入力信号Ｆｒｍ、Ｆｒｃ、Ｆｒｋ、又はピッチ入力信号Ｆｐｍ、Ｆｐｃ、Ｆｐｋに基づいて、固着の発生を判定する（固着の検出）と共に固着の発生した操縦桿を特定し、判定結果として出力する。出力される判定結果には、出力ユニット３３に出力される判定結果Ｊ１、制御則演算部３２に出力される判定結果Ｊ２、電力駆動部（ＰＷＲ．ＤＲＶＲ：Ｐｏｗｅｒ　Ｄｒｉｖｅｒ）に出力される判定結果Ｊ３がある。

　判定結果Ｊ１は、固着の有無を示す情報、固着が発生した操縦桿を特定する情報等を含む。出力ユニット３３は、判定結果Ｊ１を表示信号ＯＵＴに変換して表示器１３０に出力する。表示器１３０は、表示信号ＯＵＴに基づき固着判定の結果を視認可能に表示する。例えば、表示器１３０は、操縦桿に対応付けられた固着有無を通知するランプ等であり、当該ランプを点灯することで固着をパイロットに通知する。あるいは、表示器１３０は、モニタ装置であり、表示信号ＯＵＴに基づき固着有無及び固着した操縦桿を示す情報を表示する。尚、表示器１３０に替えて判定結果Ｊ１に応じて固着の有無及び固着が発生した操縦桿を知らせる音声が出力される音響機器が設けられても良い。この場合、出力ユニット３３は、判定結果Ｊ１を、その内容に応じた音声信号に変換して当該音響機器に出力する。又、操縦システムは表示器１３０と判定結果を通知する音響機器の両方を備えても構わない。固着の有無を通知する出力装置（表示機１３０や音響機器）が設けられることで、パイロットは、固着の発生を容易に確認することができる。しかし、後述するように、本発明による操縦システムでは、固着が発生した操縦桿は、リンク機構から切り離され、操舵に利用されないため、表示器１３０がなくても、操舵可能な操縦桿を特定できる。このため、航空機の重量や、コストを削減するため、表示器１３０の搭載は省略しても良い。ただし、この場合、パイロットは、操舵不能となった原因が固着によるものかどうかを判別できない場合がある。

　判定結果Ｊ２は、固着の有無を示す情報、固着の発生した操縦桿を特定する情報等を含む。通常、操縦桿１０Ａ、１０Ｂの両方に固着がない場合、制御則演算部３２は、センサ７０から入力される機体運動データ及びエアデータと、操舵センサ２０Ａ又は操舵センサ２０Ｂから入力される操舵コマンドＣｐｒに基づいて演算し、演算結果をアクチュエータサーボ制御装置（ＡＣＴＲ．ＳＥＲＶ）に出力する。アクチュエータサーボ制御装置は、当該演算結果に応じたアクチュエータコマンドＣａをアクチュエータ４０に出力する。操縦桿１０Ａ、１０Ｂの一方に固着が発生した場合、すなわち、固着判定部３１から固着発生を示す判定結果Ｊ２が出力された場合、制御則演算部３２は、判定結果Ｊ２を参照して固着のある操縦桿１０を特定する。そして、制御則演算部３２は、固着のある操縦桿１０からの操舵コマンドＣｐｒの使用又は入力を禁止し、他方の操縦桿１０からの操舵コマンドＣｐｒを利用してアクチュエータを制御するための演算を行う。例えば、主パイロット操縦桿１０Ａに固着が発生した場合、制御則演算部３２は、操舵コマンド２０Ａの利用を禁止し、操舵コマンド２０Ｂを利用してアクチュエータの制御のための演算を実行する。これにより、固着した操縦桿による舵面制御を防止することができる。

　判定結果Ｊ３は、固着の有無を示す情報を含む。電力駆動部（ＰＷＲ．ＤＲＶＲ：Ｐｏｗｅｒ　Ｄｒｉｖｅｒ）は、固着判定情報Ｊ３が固着有りを示す場合、切り離し機構１０３を制御してリンク機構を切り離すための切り離しコマンドＣｋを切り離し機構１０３に出力する。切り離し機構１０３は、切り離しコマンドＣｋに応じて、ロール入力及びピッチ入力の伝達を切断するように、リンク機構１２０Ａとリンク機構１２０Ｂとの機械的接続を切断する。これにより、主パイロット操縦桿１０Ａとコパイロット操縦桿１０Ｂとの機械的接続は切断され、固着による抵抗力が固着のない操縦桿１０に伝達されることを防ぐことができる。

　ここで、固着判定部３１、制御則演算部３２は、図示しない記憶装置に格納されたプログラムを図示しない演算装置によって実行することで実現されることが好ましい。

　図４から図７を参照して、本発明による操縦システムにおけるリンク切り離し動作の第１の実施の形態を説明する。図４は、フライトコントロールコンピュータ３０におけるリンク切り離し動作の全体を示すフロー図である。図４に示すように、本発明による固着判定部３１は、操縦桿１０及び切り離しユニット１００におけるセンサ（操舵センサ２０Ａ、２０Ｂ、ロールセンサ２１Ａ、２１Ｂ、１０１、ピッチセンサ２２Ａ、２２Ｂ、１０２ピッチセンサ）で検出された力に基づいて固着判定を行う（ステップＳ１）。次に、固着判定部３１は、ステップＳ１における固着判定結果に基づき、操舵コマンドの切り離し処理を行う（ステップＳ２）。ここで固着判定部３１は、固着判定結果に基づいて制御則演算部３２への操舵コマンドＣｐｒ（操舵コマンドＣｐｒｍ又は操舵コマンドＣｐｒｃ）の入力を切り離すかどうかを決定する。又、固着判定部３１は、ステップＳ１における固着判定結果に基づき、切り離し機構の駆動処理を行う（ステップＳ３）。ここで固着判定部３１は、切り離し機構１０３を駆動するか否か（リンク機構１２０Ａ、１２０Ｂの切り離しを行うか否か）を決定する。ステップＳ２とステップＳ３の処理の順は図４に示す順とは限らず逆順でも同時的に行われても構わない。

　図５は、ステップＳ１における固着判定動作の第１の実施の形態を示すフロー図である。図５を参照して、第１の実施の形態における固着判定動作の詳細を説明する。以下では、ロール入力に対する固着判定を例に固着判定動作を説明するが、ピッチ入力に対する固着判定も同様であるのでその説明は省略する。

　固着判定部３１は、入力されたロール信号Ｆｒｍ、Ｆｒｃ、Ｆｒｋを所定のタイミングで取り込み、ロール信号Ｆｒｍ、Ｆｒｃ、Ｆｒｋに対応するＳｒｍ、Ｓｒｃ、Ｓｒｋを取得する（ステップＳ１０１）。ここで、Ｓｒｍ、Ｓｒｃ、Ｓｒｋはそれぞれ、ロールセンサ２０Ａ、２０Ｂ、１０１で検出された力を示す。

　次に、固着判定部３１は、Ｓｒｍ、Ｓｒｃのそれぞれの大きさ（Ｓｒｍ、Ｓｒｃの絶対値）のどちらか一方が、所定の基準値であるＦ０より小さいかどうかを判定する（ステップＳ１０２）。Ｆ０は、操縦桿１０に外部から操作力が加わっていないと判定するための基準値である。このため、主パイロット操縦桿１０Ａとコパイロット操縦桿１０Ｂのどちらか一方に基準値Ｆ０以上の操作力が加わっていない場合、ステップＳ１０３の処理に移行し（ステップＳ１０２Ｙｅｓ）、それ以外の場合はステップＳ１０１に移行する（ステップＳ１０２Ｎｏ）。

　ステップＳ１０３の処理において固着判定部３１は、Ｓｒｍの大きさ（Ｓｒｍの絶対値）が所定の基準値であるＦｘｍより大きいかどうかを判定する。Ｆｘｍは、主パイロット操縦桿１０Ａに加わる操作力の大きさを判定する基準値である。Ｓｒｍの絶対値がＦｘｍ以下である場合、すなわち、主パイロット操縦桿１０ＡにＦｘｍより大きな力が加わっていない場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｍを０に設定する（ステップＳ１０３Ｎｏ、Ｓ１０４）。ここで、Ｋｒｍは、主パイロット操縦桿１０Ａ側のロール入力系統の固着を判定するためのカウンタ値である。後述するが、Ｋｒｍは固着の可能性を示すバロメータであり、Ｋｒｍが大きい場合、固着の可能性が高いと判断できる。又、Ｋｒｍが、基準値であるＫｒｍ＿ｓｔｋ以上となるとき、固着判定部３１は、主パイロット操縦桿１０Ａ側のロール入力系統に固着が発生したと判定する。

　ステップＳ１０３の処理において、Ｓｒｍの絶対値がＦｘｍより大きい場合、固着判定部３１は、ＳｒｍとＳｒｋの差の大きさ（（Ｓｒｍ－Ｓｒｋ）の絶対値）が、所定の基準値であるＦｓｍより小さいかを判定する（ステップＳ１０５）。Ｆｓｍは、主パイロット操縦桿１０Ａに加わる操作力がリンク機構１２０Ａ、１２０Ｂに伝わっているかどうかを判定する基準値である。（Ｓｒｍ－Ｓｒｋ）の絶対値がＦｓｍより小さい場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｍを０に設定する（ステップＳ１０５Ｙｅｓ、Ｓ１０４）。すなわち、ホイール１１Ａに加えられた力がリンク機構１２０Ａに伝搬するまでに失われた力（損失量）が、基準値より小さい場合、固着の可能性が低いと判定される。一方、（Ｓｒｍ－Ｓｒｋ）の絶対値がＦｓｍ以上である場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｍに１を加算する（ステップＳ１０５Ｎｏ、Ｓ１０６）。すなわち、ホイール１１Ａに加えられた力とリンク機構１２０Ａを伝搬してきた力との差（力の損失量）が所定の基準値以上である場合、固着の可能性が高いと判定される。このようにステップＳ１０５の処理では、主パイロット操縦桿１０Ａに加えられたロール方向の操作力Ｓｒｍのうち、どれだけリンク機構１２０Ａに伝搬したかが検証される。

　ステップＳ１０６において、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｍをカウントアップすると、Ｋｒｍが、基準値であるＫｒｍ＿ｓｔｋ以上であるかを判定する（ステップＳ１０７）。Ｋｒｍ＿ｓｔｋは、固着であると判断するための基準値である。ＫｒｍがＫｒｍ＿ｓｔｋより小さい場合、Ｋｒｍの値を維持したまま次の処理（ステップＳ１０９の処理）に移行する（ステップＳ１０７Ｎｏ）。一方、ＫｒｍがＫｒｍ＿ｓｔｋ以上である場合、ＳＴＫｒｍを１に設定し、次の処理（ステップＳ１０９の処理）に移行する（ステップＳ１０７Ｙｅｓ、Ｓ１０８）。この際、Ｋｒｍは０にリセットされても良い。ＳＴＫｒｍは、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統における固着の有無を示す情報である。ＳＴＫｒｍが１に設定されている場合、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統に固着が発生していることを示し、０が設定されている場合、固着がないことを示す。固着判定部３１は、ＳＴＫｒｍが１に設定されている場合、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統に固着が発生したことを示す情報を判定結果Ｊ１として出力ユニット３３に出力する。これにより、表示器１３０は、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統が固着していることを視認可能に表示する。

　ステップＳ１０９の処理において固着判定部３１は、Ｓｒｃの大きさ（Ｓｒｃの絶対値）が所定の基準値であるＦｘｃより大きいかどうかを判定する。Ｆｘｃは、コパイロット操縦桿１０Ｂに加わる操作力の大きさを判定する基準値である。Ｓｒｃの絶対値がＦｘｃ以下である場合、すなわち、コパイロット操縦桿１０ＢにＦｘｃより大きな力が加わっていない場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｃを０に設定する（ステップＳ１０９Ｎｏ、Ｓ１１０）。ここで、Ｋｒｃは、コパイロット操縦桿１０Ｂ側のロール入力系統の固着を判定するためのカウンタ値である。後述するが、Ｋｒｃは固着の可能性を示すバロメータであり、Ｋｒｃが大きい場合、固着の可能性が高いと判断できる。又、Ｋｒｃが、基準値であるＫｒｃ＿ｓｔｋ以上となるとき、固着判定部３１は、コパイロット操縦桿１０Ｂ側のロール入力系統に固着が発生したと判定する。

　ステップＳ１０９の処理において、Ｓｒｃの絶対値がＦｘｃより大きい場合、固着判定部３１は、ＳｒｃとＳｒｋの差の大きさ（（Ｓｒｃ－Ｓｒｋ）の絶対値）が、所定の基準値であるＦｓｃより小さいかを判定する（ステップＳ１１１）。Ｆｓｃは、コパイロット操縦桿１０Ｂに加わる操作力がリンク機構１２０Ｂ、１２０Ａに伝わっているかどうかを判定する基準値である。（Ｓｒｃ－Ｓｒｋ）の絶対値がＦｓｃより小さい場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｃを０に設定する（ステップＳ１１１Ｙｅｓ、Ｓ１１０）。すなわち、ホイール１１Ｂに加えられた力がリンク機構１２０Ｂに伝搬するまでに失われた力（損失量）が、基準値より小さい場合、固着の可能性が低いと判定される。一方、（Ｓｒｃ－Ｓｒｋ）の絶対値がＦｓｃ以上である場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｃに１を加算する（ステップＳ１１１Ｎｏ、Ｓ１１２）。すなわち、ホイール１１Ｂに加えられた力とリンク機構１２０Ｂを伝搬してきた力との差（力の損失量）が所定の基準値以上である場合、固着の可能性が高いと判定される。このようにステップＳ１１１の処理では、コパイロット操縦桿１０Ｂに加えられたロール方向の操作力Ｓｒｃのうち、どれだけリンク機構１２０Ｂに伝搬したかが検証される。

　ステップＳ１１２において、固着判定部１０７は、カウンタ値であるＫｒｃをカウントアップすると、Ｋｒｃが、基準値であるＫｒｃ＿ｓｔｋ以上であるかを判定する（ステップＳ１１３）。Ｋｒｃ＿ｓｔｋは、固着であると判断するための基準値である。ＫｒｃがＫｒｃ＿ｓｔｋより小さい場合、Ｋｒｃの値を維持したまま次の処理（ステップＳ１０１の処理）に移行する（ステップＳ１１３Ｎｏ）。一方、ＫｒｃがＫｒｃ＿ｓｔｋ以上である場合、ＳＴＫｒｃを１に設定し、次の処理に移行する（ステップＳ１１３Ｙｅｓ、Ｓ１１４）。この際、Ｋｒｃは０にリセットされても良い。ＳＴＫｒｃは、コパイロット操縦桿１０Ｂのロール入力系統における固着の有無を示す情報である。ＳＴＫｒｃが１に設定されている場合、コパイロット操縦桿１０Ｂのロール入力系統に固着が発生していることを示し、０が設定されている場合、固着がないことを示す。固着判定部３１は、ＳＴＫｒｃが１に設定されている場合、コパイロット操縦桿１０Ｂのロール入力系統に固着が発生したことを示す情報を判定結果Ｊ１として出力ユニット３３に出力する。これにより、表示器１３０は、コパイロット操縦桿１０Ｂのロール入力系統が固着していることを視認可能に表示する。

　ここで、ステップＳ１０３～Ｓ１０８までの処理とステップＳ１０９～Ｓ１１４までの処理の順は、上述した順に限らず、逆順でも、同時的に行われても構わない。

　操縦桿１０Ａに加わる操作力Ｓｒｍが所定の値Ｆｘｍ以下である場合（ステップＳ１０３Ｎｏ）、あるいは、リンク機構１２０Ａを伝搬してきた力Ｓｒｋと操作力Ｓｒｍとの差がＦｓｍより小さい場合（ステップＳ１０５Ｙｅｓ）、Ｋｒｍは０にリセットされる。このため、Ｋｒｍが、固着の判定条件をクリアしてカウントアップされても、判定条件を満たさない場合、０にリセットされる。すなわち、固着判定部３１に取り込まれたＳｒｍ、Ｓｒｋが所定の期間、上述の判定条件を連続して満たす場合のみ、Ｋｒｍは、所定の値Ｋｒｍ＿ｓｔｋ以上となり、固着と判定される。一方、固着状態でない場合でも、偶然、上述の判定条件を満たす場合がある。しかし、このような場合、所定の期間連続して判定条件を満たすことは少なく、ＫｒｍがＫｒｍ＿ｓｔｋに達する前にＫｒｍは０にリセットされ、固着として判定されることはない。このように、本発明によれば固着の誤判定を防ぐことができる。又、操縦桿１０Ｂに対する入力Ｓｒｃやピッチ入力に対しても同様である。

　又、Ｆ０、Ｆｘｍ、Ｆｘｃ、Ｆｓｍ、Ｆｓｃ、Ｋｒｍ＿ｓｔｋ、Ｋｒｃ＿ｓｔｋは、システムの特性、機体の特性や操縦環境等に応じて設定されることが好ましい。例えば、操縦桿１０と切り離しユニット１００の間のフリクションが大きいと見積もられる場合は、Ｆｘｍ、Ｆｘｃ、Ｆｓｍ、Ｆｓｃ、Ｋｒｍ＿ｓｔｋ、Ｋｒｃ＿ｓｔｋに大きな値を設定することが好ましい。

　上述の固着判定処理と同様に、ピッチ入力系統の固着判定も行われる。以上のように、固着判定部３１は、固着の判定の判定結果としてロール方向の入力系統における固着判定結果ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｒｃとピッチ方向の固着判定結果ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃを得ることができる。固着判定部３１は、ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃに基づいて固着の有無及び固着箇所を特定し、判定結果Ｊ１、Ｊ２、Ｊ３を出力する。

　固着判定部３１は、ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃに基づいて特定された固着の有無及び固着箇所を判定結果Ｊ１として出力ユニット３３に出力する。例えば、ＳＴＫｒｍが１、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃのそれぞれが０の場合、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統が固着していることを示す判定結果Ｊ１が出力される。あるいは、固着判定部３１は、ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃを判定結果Ｊ１として出力ユニット３３に出力し、出力ユニット３３がＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃに基づいて固着判定結果を表示するための表示信号ＯＵＴを出力しても良い。表示器１３０は、固着の有無や、固着が発生した際の固着の発生箇所を表示する。これによりパイロットは表示される固着箇所を確認することが可能となる。

　更に、固着判定部３１は、ロール入力系統の固着可能性を示すＫｒｍ、Ｋｒｃ、及びピッチ入力系統の固着可能性を示すＫｐｍ、Ｋｐｃの値を含む判定結果Ｊ１を出力ユニット３３に出力しても良い。この際、出力ユニット３３は、Ｋｒｍ、Ｋｒｃ、Ｋｐｍ、Ｋｐｃの値に応じた固着可能性の度合いを表示するための表示信号ＯＵＴを表示器１３０に出力する。これにより、表示器１３０は、固着可能性の度合いを示す情報をタイムリーに表示することができる。パイロットは、表示された固着可能性の度合いを確認することで、固着の可能性が高まった操縦桿１０を特定し、固着の発生を予期することが可能となる。固着の発生を予期することで、使用する操縦桿１０を切り替える等、固着の発生前に固着回避のための対処が可能となる。又、Ｋｐｍ、ＫｐｃとＫｒｍ、Ｋｒｃとが区別されて表示されていることで、固着しそうな箇所を特定することができる（例えばコパイロット側のホイールに固着の可能性ありと確認できる）。

　図６は、ステップＳ２における操舵コマンドの切り離し処理の詳細を示すフロー図である。固着判定部３１は、ステップＳ１の処理により得られた、ロール方向の入力系統における固着判定結果ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｒｃとピッチ方向の入力系統における固着判定結果ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃとに基づいた固着判定結果Ｊ２を制御則演算部３２に出力する。

　図６に示すように、固着判定部３１は、所定のタイミングでＳＴＫｒｍ及びＳＴＫｐｍの値を確認する（ステップＳ２１）。ここで、ＳＴＫｒｍ及びＳＴＫｐｍのどちらか一方が１である場合、固着判定部３１は、操舵コマンドＣｐｒｍの値を０に設定するための判定結果Ｊ２（Ｃｐｒｍ＝０）を制御則演算部３２に出力する（ステップＳ２１Ｙｅｓ、Ｓ２２）。この場合、制御則演算部３２は、判定結果Ｊ２に応じて操舵コマンドＣｐｒｍを０に設定し、主パイロット操縦桿１０Ａによる舵面制御を禁止する。一方、ＳＴＫｒｍ及びＳＴＫｐｍの両方が０である場合、固着判定部３１は、ＳＴＫｒｃ及びＳＴＫｐｃの値を確認する（ステップＳ２１Ｎｏ、Ｓ２３）。ステップＳ２３の処理において、ＳＴＫｒｃ及びＳＴＫｐｃのどちらか一方が１である場合、固着判定部３１は、操舵コマンドＣｐｒｃの値を０に設定するため判定結果Ｊ２（Ｃｐｒｃ＝０）を制御則演算部３２に出力する（ステップＳ２３Ｙｅｓ、Ｓ２４）。この場合、制御則演算部３２は、判定結果Ｊ２に応じて操舵コマンドＣｐｒｃを０に設定し、コパイロット操縦桿１０Ｂによる舵面制御を禁止する。一方、ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｒｃ、及びＳＴＫｐｃの値が全て０である場合、ステップＳ２１に移行する。この場合、制御則演算部３２は、通常どおり、入力される操舵コマンドＣｐｒｍ及び操舵コマンドＣｐｒｃを利用して操舵制御を実行する。

　以上のように、本発明によれば、固着判定部３１において固着が検出された場合、固着が発生した操縦桿からの操舵コマンドＣｐｋの使用を禁止することができる。これにより、固着発生後、固着のある操縦桿からの操舵コマンドＣｐｋをオーバーライドする様な他方の操縦桿からの操舵をパイロットが実施する必要が無く、固着発生前と同等の操縦特性を確保することが可能となる。

　図７は、ステップＳ３における切り離し機構の駆動処理の詳細を示すフロー図である。固着判定部３１は、ステップＳ１の処理により得られた、ロール方向の入力系統における固着判定結果ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｒｃとピッチ方向の入力系統における固着判定結果ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｐｃに基づいた固着判定結果Ｊ３をＰＷＲ．ＤＲＶＲに出力する。

　図７に示すように、固着判定部３１は、所定のタイミングでＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｃの値を確認する（ステップＳ３１）。ここで、ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｃのいずれかが１である場合、固着判定部３１は、判定結果Ｊ３として“Ｐｒ＝１、Ｐｐ＝１”を出力する（ステップＳ３１Ｙｅｓ、Ｓ３２）。この場合、ＰＷＲ．ＤＲＶＲは、判定結果Ｊ（Ｐｒ＝１、Ｐｐ＝１）に応じてリンク機構１２０Ａとリンク機構１２０Ｂとを切り離すための切り離しコマンドＣｋを生成し、切り離し機構１０３に出力する。切り離し機構１０３は、この切り離しコマンドＣｋに応じてリンク機構１２０Ａ、１２０Ｂにおけるロール入力系統及びピッチ入力系統の接続を切断する。一方、ステップＳ３１の処理において、ＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｃの全てが０である場合、リンク機構の切断は行わずステップＳ３１に移行する。尚、判定結果として出力されるＰｒとＰｐは１つの信号に統合されても良い。

　以上のように、本発明によれば固着判定部３１において固着が検出された場合、操縦桿１０同士を接続するリンク機構を切断することができる。これにより、操縦桿１０を操作する際、固着のある操縦桿１０から抵抗力を受けることがなくなる。又、パイロットはスムーズな運行を継続することができる。尚、固着の判定をして操縦桿間のリンク機構の切り離しを行った後、固着判定は実施されなくても良い。

　（第２の実施の形態）
　図８及び図９を参照して、本発明による操縦システムの第２の実施の形態を説明する。第２の実施の形態における操縦システムは、第１の実施の形態における操縦システムに、オートパイロット機能が付加された構成である。以下では、第１の実施の形態と異なる構成及び動作のみを説明し、第１の実施の形態と同様な構成及び動作の説明は省略する。

　図８に示すように、第２の実施の形態におけるフライトコントロールコンピュータ３０は、オートパイロット機能を実現するオートパイロットユニット３４を備える。又、第２の実施の形態における操縦システムは、リンク機構１２０Ａ、１２０Ｂのどちらか一方に接続されたオートパイロットアクチュエータ１４０が設けられる。図８に示す一例では、コパイロット操縦桿１０Ｂ側のリンク機構１２０Ｂにオートパイロットアクチュエータ１４０が接続されている。オートパイロットユニット３４は、オートパイロットモードにおいて、センサ７０からの機体運動データやエアデータ、及び予めプログラミングされた経路情報等に応じてオートパイロットアクチュエータ制御信号Ｃａａを出力する。オートパイロットアクチュエータ１４０は、オートパイロットアクチュエータ制御信号Ｃａａに応じて、航空機を自動航行させる。詳細には、オートパイロットアクチュエータ１４０は、オートパイロットアクチュエータ制御信号Ｃａａに基づいて、リンク機構１２０Ｂ、１２０Ａを介して操縦桿１０を操作する。すなわち、オートパイロットモードでは、パイロットの替わりにオートパイロットアクチュエータ１４０によって操縦桿１０が操作されることで操舵制御が行われる。この際、オートパイロットアクチュエータ１４０によって操縦桿１０Ｂに加えられた力は、ロールセンサ２１Ｂ及びピッチセンサ２２Ｂで検出され、操縦桿１０Ｂの変位は、操舵センサ２０Ｂによって検出される。

　又、オートパイロットユニット３４は、オートパイロットモードの際、固着判定部３１に対しエンゲージ信号ＥＮが出力される。固着判定部３１はエンゲージ信号ＥＮによってオートパイロットモードで航行中であることを確認できる。オートパイロットユニット３４は、演算装置によって実行されるプログラムによって実現できる。尚、オートパイロットユニット３４は、機種によっては、フライトコントロールコンピュータ３０以外の機器で実現されている場合もある。この場合には、当該機器からエンゲージ信号ＥＮがフライトコントロールコンピュータ３０に取り込まれることで固着判定部３１にオートパイロットモードを通知することができる。

　図９は、ステップＳ１における固着判定動作の第２の実施の形態を示すフロー図である。図９を参照して、第２の実施の形態における固着判定動作の詳細を説明する。以下では、ロール入力に対する固着判定を例に固着判定動作を説明するが、ピッチ入力に対する固着判定も同様であるのでその説明は省略する。

　第２の実施の形態における固着判定部３１は、通常モードのとき、変数ＥＮＧａｐを０に設定し、エンゲージ信号ＥＮが入力された場合、変数ＥＮＧａｐを所定の値、例えば１に設定する。第２の実施の形態における固着判定処理では、上述のステップＳ１０１の前に、所定のタイミングで変数ＥＮＧａｐの確認処理が行われる（ステップＳ２０１）。ステップＳ２０１において、ＥＮＧａｐが所定の値、例えば１に設定されている場合、すなわち、オートパイロットモードの場合、Ｋｒｍ及びＫｒｃを０に設定し次の処理に移行する（ステップＳ２０１Ｎｏ、Ｓ２０２）。ステップＳ２０１においてＥＮＧａｐが０に設定されている場合、すなわち通常モードである場合、第１の実施の形態と同様にステップＳ１０１に移行し、固着判定処理を行う（ステップＳ２０１Ｙｅｓ）。

　オートパイロットモードの間、パイロットが操縦桿を操作し、その操作力がオートパイロットアクチュエータ１４０に対してオーバーライドする場合がある。しかし、本実施の形態におけるフライトコントロールコンピュータ３０は、オートパイロットモードでは固着判定を実施しないため、オートパイロットアクチュエータ１４０に対してオーバーライドするような操作を固着と判定しないようにすることが可能となる。

　（第３の実施の形態）
　図１０及び図１１を参照して、本発明による操縦システムの第３の実施の形態を説明する。第３の実施の形態における操縦システムは、第１の実施の形態における操縦システムに、人工感覚機能が付加された構成である。以下では、第１の実施の形態と異なる構成及び動作のみを説明し、第１の実施の形態と同様な構成及び動作の説明は省略する。

　図１０に示すように、第３の実施の形態におけるフライトコントロールコンピュータ３０は、機体６０の航行状況に応じた反力を生成する人工感覚ユニット３５を備える。又、第３の実施の形態における操縦システムは、リンク機構１２０Ａ、１２０Ｂのどちらか一方に接続された人工感覚装置１５０が設けられる。図１０に示す一例では、コパイロット操縦桿１０Ｂ側のリンク機構１２０Ｂに人工感覚装置１５０が接続されている。人工感覚ユニット３５は、センサ７０からの機体運動データやエアデータ、及び、予め設定された人工感覚スケジューリング等に応じて生成する人工感覚装置制御信号Ｃａｆを出力して人工感覚装置１５０を制御する。人工感覚装置１５０は、人工感覚装置制御信号Ｃａｆに基づく反力をリンク機構１２０Ｂ、１２０Ａを介して操縦桿１０に加える。

　図１１は、ステップＳ１における固着判定動作の第３の実施の形態を示すフロー図である。図１１を参照して、本実施の形態における固着判定動作の詳細を説明する。以下では、ロール入力に対する固着判定を例に固着判定動作を説明するが、ピッチ入力に対する固着判定も同様であるのでその説明は省略する。

　本実施の形態における固着判定処理では、操縦桿１０に対する操作力Ｓｒｍと切り離しユニット１００で検出された力Ｓｒｋとの差から更に人工感覚装置の反力であるＦａｆ差し引いた力に基づいて、固着の判定が行われる。すなわち、第３の実施の形態における固着判定処理は、第１の実施の形態における固着判定処理のステップＳ１０５及びＳ１１１に替えてステップＳ３０１及びＳ３０２を備える。

　詳細には、ステップＳ１０３の処理において、Ｓｒｍの絶対値がＦｘｍより大きい場合、固着判定部３１は、ＳｒｍとＳｒｋの差の大きさ（（Ｓｒｍ－Ｓｒｋ）の絶対値）から反力の大きさＦａｆを差し引いた大きさが、Ｆｓｍより小さいかを判定する（ステップＳ３０１）。ここで（Ｓｒｍ－Ｓｒｋ）の絶対値からＦａｆを減じた値がＦｓｍより小さい場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｍを０に設定する（ステップＳ３０１Ｙｅｓ、Ｓ１０４）。（Ｓｒｍ－Ｓｒｋ）の絶対値から反力の大きさＦａｆを差し引いた値がＦｓｍ以上である場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｍに１を加算する（ステップＳ３０１Ｎｏ、Ｓ１０６）。同様に、ステップＳ１０９の処理において、Ｓｒｃの絶対値がＦｘｃより大きい場合、固着判定部３１は、ＳｒｃとＳｒｋの差の大きさ（（Ｓｒｃ－Ｓｒｋ）の絶対値）から反力の大きさＦａｆを差し引いた大きさが、Ｆｓｃより小さいかを判定する（ステップＳ３０２）。ここで（Ｓｒｃ－Ｓｒｋ）の絶対値からＦａｆを減じた値がＦｓｃより小さい場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｃを０に設定する（ステップＳ３０２Ｙｅｓ、Ｓ１１０）。（Ｓｒｃ－Ｓｒｋ）の絶対値から反力の大きさＦａｆを差し引いた値がＦｓｃ以上である場合、固着判定部３１は、カウンタ値であるＫｒｃに１を加算する（ステップＳ３０２Ｎｏ、Ｓ１１２）。

　以上のように、第３の実施の形態における操縦システムは、人工感覚装置における反力を考慮して固着判定が可能となる。尚、上述のような固着判定方法は、可変型の人工感覚装置が設けられた場合に有効である。反力が固定の人工感覚装置が設けられた操縦システムでは、第１の実施の形態に示す方法において、反力を考慮して設定されたＦｓｍやＦｓｃによって固着判定されることが好ましい。

　（第４の実施の形態）
　図１２、図１３Ａ及び図１３Ｂを参照して、本発明による操縦システムの第４の実施の形態を説明する。第４の実施の形態における操縦システムは、第１の実施の形態における操縦システムに、固着確認機能が付加された構成である。以下では、第１の実施の形態と異なる構成及び動作のみを説明し、第１の実施の形態と同様な構成及び動作の説明は省略する。

　図１２に示すように、第４の実施の形態における操縦システムは、確認スイッチ（確認ＳＷ）１６０を備える。パイロットは、表示器１３０に表示される固着判定結果を確認し、固着がある場合、確認ＳＷ１６０を操作することで、リンク機構の切り離しを実行する。第４の実施の形態における固着判定部３１は、固着を検出しても確認ＳＷ１６０から切り離しを指示する確認コマンドＣｃが入力されるまで、リンク機構の切り離し制御を行わない。

　図１３Ａ及び図１３Ｂは、ステップＳ１における固着判定動作の第４の実施の形態を示すフロー図である。図１３Ａ及び図１３Ｂを参照して、本実施の形態における固着判定動作の詳細を説明する。以下では、ロール入力に対する固着判定を例に固着判定動作を説明するが、ピッチ入力に対する固着判定も同様であるのでその説明は省略する。

　第４の実施の形態における固着判定処理では、第１の実施の形態におけるステップＳ１０８に替えてステップＳ４０１、ステップＳ１１４に替えてステップＳ４０２を備え、更に、確認信号Ｃｃによる確認処理（ステップＳ４０３～Ｓ４０５）が追加される。

　詳細には、ステップＳ１０７の処理においてＫｒｍがＫｒｍ＿ｓｔｋ以上である場合、固着判定部３１はＸＳＴＫｒｍを１に設定し、Ｋｒｍをリセットする（ステップＳ４０１）。ＸＳＴＫｒｍは、確定前の主パイロット側ロール入力系統の固着判定フラグである。例えばＸＳＴＫｒｍは、初期値として０が設定され（固着していない）、１に設定されている場合は固着を示す。固着判定部３１は、ＸＳＴＫｒｍが１に設定されている場合、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統に固着が発生したことを示す情報を判定結果Ｊ１として出力ユニット３３に出力する。これにより、表示器１３０は、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統が固着していることを視認可能に表示する。同様に、ステップＳ１１３の処理においてＫｒｃがＫｒｃ＿ｓｔｋ以上である場合、固着判定部３１はＸＳＴＫｒｃを１に設定し、Ｋｒｃをリセットする（ステップＳ４０２）。同様に、ＸＳＴＫｐｍは、確定前の主パイロット側ピッチ入力系統の固着判定フラグ、ＸＳＴＫｒｃは、確定前のコパイロット側ロール入力系統の固着判定フラグ、ＸＳＴＫｐｃは確定前のコパイロット側ピッチ入力系統固着フラグを示す。固着判定部３１は、ＸＳＴＫｒｍが１に設定されている場合、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統に固着が発生したことを示す情報を判定結果１として出力ユニット３３に出力する。これにより、表示器１３０は、主パイロット操縦桿１０Ａのロール入力系統が固着していることを視認可能に表示する。

　ステップＳ１０２Ｎｏの場合、ステップＳ１１０の処理が終了した場合、ステップＳ１１３Ｎｏの場合、ステップＳ４０２の処理が終了した場合、固着判定部３１は変数ＳＷｋに設定された値を確認する（ステップＳ４０３）。ここで、ＳＷｋは、確認信号Ｃｃによって値が設定される変数である。確認を示す確認信号Ｃｃに応じてＳＷｋは「確認」に設定され、リセットを示す確認信号Ｃｃに応じてＳＷｋは「リセット」に設定され、操作無しを示す確認信号Ｃｃに応じてＳＷｋは「操作無し」に設定される。ＳＷｋが「確認」に設定されている場合、固着判定部３１は、ＸＳＴＫｒｍ、ＸＳＴＫｐｍ、ＸＳＴＫｒｃ、ＸＳＴＫｐｃのそれぞれをＳＴＫｒｍ、ＳＴＫｐｍ、ＳＴＫｒｃ、ＳＴＫｐｃに設定する（ステップＳ４０４）。この際、固着判定部３１は、固着表示を消去する信号を、出力ユニット３３を介して表示器１３０に出力しても良い。ＳＷｋが「リセット」に設定されている場合、固着判定部３１は、ＸＳＴＫｒｍ、ＸＳＴＫｐｍ、ＸＳＴＫｒｃ、ＸＳＴＫｐｃの全てを０に設定する（ステップＳ４０５）。この際、固着判定部３１は、固着表示を消去する信号を、出力ユニット３３を介して表示器１３０に出力しても良い。ステップＳ４０３においてＳＷｋが「操作無し」に設定されている場合、何の処理もせず次の処理に移行する。

　以上のように、第４の実施の形態における操縦システムによれば、パイロットによる固着の確認が終了してから操縦桿間のリンク機構の切り離しが行える。このため、パイロットの意図しない時期における切り離しを防止できる。又、パイロットの操作に応じてリンク機構の切り離しが行われるため、フライトコントロールコンピュータ３０の判定誤りによる切り離しを防止することができる。

　（第５の実施の形態）
　図１４及び図１５を参照して、本発明による操縦システムの第５の実施の形態を説明する。第５の実施の形態における操縦システムは、第１の実施の形態における操縦システムに、判定指示機能が付加された構成である。以下では、第１の実施の形態と異なる構成及び動作のみを説明し、第１の実施の形態と同様な構成及び動作の説明は省略する。

　図１４に示すように、第５の実施の形態における操縦システムは、判定スイッチ（判定ＳＷ）１７０を備える。パイロットは、固着の確認を行いたい場合、判定ＳＷ１７０を操作することで、フライトコントロールコンピュータ３０に固着判定を指示することができる。第５の実施の形態における固着判定部３１は、判定ＳＷ１７０からの判定信号Ｃｊに応じて固着処理を実行する。

　図１５は、ステップＳ１における固着判定動作の第５の実施の形態を示すフロー図である。図１５を参照して、本実施の形態における固着判定動作の詳細を説明する。以下では、ロール入力に対する固着判定を例に固着判定動作を説明するが、ピッチ入力に対する固着判定も同様であるのでその説明は省略する。

　第５の実施の形態における固着判定処理では、第１の実施の形態におけるステップＳ１０１の前に、所定のタイミングでＳＷｊｄｇの確認処理が行われる（ステップＳ５０１）。ＳＷｊｄｇは、入力される判定信号Ｃｊに応じて「１（判定）」又は「０（リセット）」に設定される判定指示フラグである。固着判定部３１は、ＳＷｊｄｇが「判定」に設定されていない場合、例えば「０」が設定されている場合、Ｋｒｍ及びＫｒｃを０に設定し（ステップＳ５０２）、次の処理に移行する（ステップＳ５０１Ｎｏ）。一方、ステップＳ５０１においてＳＷｊｄｇが「判定」に設定されている場合、第１の実施の形態と同様にステップＳ１０１に移行し、固着判定処理を行う（ステップＳ５０１Ｙｅｓ）。

　以上のように、第５の実施の形態における操縦システムは、パイロットによる確認ＳＷ１７０の操作に応じて固着判定が行われるので、常時、固着判定処理が行われることがなくなる。パイロットは、固着が疑わしい判断した時に、判定スイッチを操作して判定モードの時だけ故障判定が行えるため、パイロットの意図しない時期における切り離しを防止でき、誤った固着判定による切り離しも防止できる。又、フライトコントロールコンピュータの処理負荷を軽減することができる。

　以上、本発明の実施の形態を詳述してきたが、具体的な構成は上記実施の形態に限られるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲の変更があっても本発明に含まれる。又、第１の実施の形態から第５の実施の形態は、技術的に矛盾のない範囲で組み合せることができる。

Claims

　第１操縦桿に対して外部から加わる力を検出する第１センサと、
　前記第１操縦桿と、前記第１操縦桿と異なる第２操縦桿とを機械的に連結し、前記第１操縦桿からの力を前記第２操縦桿へ伝達するリンク機構と、
　前記第１操縦桿から前記リンク機構に伝達される力を検出する第２センサと、
　前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力とに基づいて前記第１操縦桿において固着が発生したかどうかを判定する固着判定部を備えるフライトコントロールコンピュータと、
　切り離しコマンドに応じて、前記第１操縦桿と前記第２操縦桿との連結を切り離すように前記リンク機構を切断する切り離しユニットと、
　を具備し、
　前記固着判定部は、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定すると前記切り離しコマンドを前記切り離しユニットに出力する
　操縦システム。
　請求の範囲１に記載の操縦システムにおいて、
　前記固着判定部は、前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力の差が基準値以上である場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定する
　操縦システム。
　請求の範囲１又は２に記載の操縦システムにおいて、
　前記固着判定部は、前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力の差が前記基準値以上である回数が、所定の回数以上となる場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定する
　操縦システム。
　請求の範囲１から３のいずれか１項に記載の操縦システムにおいて、
　前記第１センサは、前記第１操縦桿に対するロール方向の力を検出する第１ロールセンサと、前記第１操縦桿に対するピッチ方向の力を検出する第１ピッチセンサとを備え、
　前記第２センサは、前記リンク機構に伝達される前記第１操縦桿に対するロール方向の力を検出する第２ロールセンサと、前記リンク機構に伝達される前記第１操縦桿に対するピッチ方向の力を検出する第２ピッチセンサとを備え、
　前記固着判定部は、前記第１ロールセンサで検出された力と前記第２ロールセンサで検出された力との差が第１基準値以上である場合、又は前記第１ピッチセンサで検出された力と前記第２ピッチセンサで検出された力との差が第２基準値以上である場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定する
　操縦システム。
　請求の範囲１から４のいずれか１項に記載の操縦システムにおいて、
　前記第１操縦桿と前記第２操縦桿の少なくとも一方に対し、反力を付与する人工感覚装置を更に具備し、
　前記固着判定部は、前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力の差から前記反力を減じた値が前記基準値以上である場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定する
　操縦システム。
　請求の範囲１から５のいずれか１項に記載の操縦システムにおいて、
　オートパイロットモードの際、前記固着判定部は、固着の判定処理を停止する
　操縦システム。
　請求の範囲１から６のいずれか１項に記載の操縦システムにおいて、
　前記固着判定部における固着判定結果を、パイロットが確認できる状態で出力する出力装置を更に具備する操縦システム。
　請求の範囲１から７のいずれか１項に記載の操縦システムにおいて、
　操縦者による操作に応じて判定信号を出力する判定スイッチを更に具備し、
　前記固着判定部は、前記判定信号に基づいて前記固着の判定を行う
　操縦システム。
　請求の範囲１から８のいずれか１項に記載の操縦システムにおいて、
　前記第１操縦桿の変位を検出する変位センサを更に具備し、
　前記フライトコントロールコンピュータは、前記変位センサで検出された変位に応じて舵面を制御し、
　前記固着判定部は、前記第１操縦桿において前記固着が発生したと判定すると、前記変位センサで検出された変位に応じた舵面の制御を禁止する
　操縦システム。
　請求の範囲１から９のいずれか１項に記載の操縦システムにおいて、
　操縦者による操作に応じて確認信号を出力する確認スイッチを更に具備し、
　前記フライトコントロールコンピュータは、前記確認信号に基づいて前記切り離しコマンドを出力する
　操縦システム。
　第１操縦桿と、前記第１操縦桿と異なる第２操縦桿とを機械的に連結し、前記第１操縦桿からの力を前記第２操縦桿へ伝達するリンク機構を切り離す方法において、
　第１センサが、前記第１操縦桿に対して外部から加わる力を検出するステップと、
　第２センサが、前記第１操縦桿から前記リンク機構に伝達される力を検出するステップと、
　前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力とに基づいて前記第１操縦桿において固着が発生したかどうかを判定するステップと、
　前記固着の判定ステップにおいて、第１操縦桿において前記固着が発生したと判定すると切り離しコマンドを出力するステップと、
　前記切り離しコマンドに応じて、前記第１操縦桿と前記第２操縦桿との連結を切り離すように前記リンク機構を切断するステップと、
　を具備する操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　前記固着の判定ステップは、
　前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力の差を算出するステップと、
　前記力の差が基準値以上である場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定するステップと、
　を備える操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１又は１２に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　前記固着の判定ステップは、
　前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力の差を算出するステップと、
　前記力の差が前記基準値以上である回数を計数するステップと、
　前記回数が、所定の回数以上である場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定するステップと、
　を備える操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１から１３のいずれか１項に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　前記第１センサが、第１操縦桿に対して外部から加わる力を検出するステップは、
　第１ロールセンサが、前記第１操縦桿に対するロール方向の力を検出するステップと、
　第１ピッチセンサが、前記第１操縦桿に対するピッチ方向の力を検出するステップと、
　を備え、
　前記第２センサが、前記第１操縦桿から前記リンク機構に伝達される力を検出するステップは、
　第２ロールセンサが、前記リンク機構に伝達される前記第１操縦桿に対するロール方向の力を検出するステップと、
　第２ピッチセンサが、前記リンク機構に伝達される前記第１操縦桿に対するピッチ方向の力を検出するステップと、
　を備え
　前記固着の判定ステップは、
　前記第１ロールセンサで検出された力と前記第２ロールセンサで検出された力との差が第１基準値以上である場合、又は前記第１ピッチセンサで検出された力と前記第２ピッチセンサで検出された力との差が第２基準値以上である場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定するステップを備える
　操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１から１４のいずれか１項に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　前記第１操縦桿と前記第２操縦桿の少なくとも一方に対し、反力を付与するステップを更に具備し、
　前記固着の判定ステップは、
　前記第１センサで検出された力と前記第２センサで検出された力の差から前記反力を減じた値を算出するステップと、
　前記力の差から前記反力を減じた値が前記基準値以上である場合、前記第１操縦桿において固着が発生したと判定するステップと、
　を備える操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１から１５のいずれか１項に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　オートパイロットモードの際、前記固着判定部が、固着の判定処理を停止するステップを更に具備する
　操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１から１６のいずれか１項に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　前記固着の判定ステップにおける固着判定結果を、パイロットが確認できる状態で出力するステップを更に具備する操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１から１７のいずれか１項に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　操縦者による操作に応じて判定信号を出力するステップを更に具備し、
　前記固着の判定ステップは、前記判定信号に基づいて前記固着の判定を開始するステップを備える
　操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１から１８のいずれか１項に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　前記第１操縦桿の変位を検出するステップと、
　前記検出された変位に応じて舵面を制御するステップと、
　を更に具備し、
　前記固着の判定ステップは、前記第１操縦桿において前記固着が発生したと判定すると、前記検出された変位に応じた舵面の制御を禁止する
　操縦桿リンク切り離し方法。
　請求の範囲１１から１９のいずれか１項に記載の操縦桿リンク切り離し方法において、
　操縦者による操作に応じて確認信号を出力するステップを更に具備し、
　前記切り離しコマンドを出力するステップは、前記確認信号に基づいて前記切り離しコマンドを出力するステップを備える
　操縦桿リンク切り離し方法。