JP3420764B2 - 改良型モデルフォロイング制御システム - Google Patents

改良型モデルフォロイング制御システム

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JP3420764B2 JP50527693A JP50527693A JP3420764B2 JP 3420764 B2 JP3420764 B2 JP 3420764B2 JP 50527693 A JP50527693 A JP 50527693A JP 50527693 A JP50527693 A JP 50527693A JP 3420764 B2 JP3420764 B2 JP 3420764B2
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
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    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
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    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は航空機の飛行制御システムに関し、特に制御
対象となる変数に鑑みてモデル出力を制限するモデルフ
ォロイング飛行制御システムに関する。
背景技術 設計者側で航空機の応答動特性および制御帯域幅をモ
デルに与えて航空機をこのモデルに追従させることでこ
れらの特性を目的に応じて適合させることができるた
め、モデルフォロイング制御法を採用している航空機の
飛行制御システムは好ましいものである。動作を適切な
ものとするためには、モデルによって航空機に物理的に
不可能なことをさせることのないよう航空機とモデルと
を相対的な限界まで一致させなければならない。
一方、大抵の設計者は航空機に要求される性能を理解
しやすくするために比較的簡単で予想可能なモデルを好
む。極めて細かい非線形モデルは航空機の能力を正確に
表現するためには必要なものである。もっとも、このよ
うな正確なモデルを達成することができれば、である
が。高度、対気速度、ロータの迎え角、総重量、重心、
外気温度などのパラメータはいずれもヘリコプタの動特
性や能力に影響し、ヘリコプタは実質的に正確にモデリ
ングすることの不可能な航空機となっている。
複雑なモデルには確認のための広範囲に亘る試験も必
要であり、モデルの応答性は設計者やパイロットが予測
できるものでなければならない。このような複雑なモデ
ルを表現するためにはさらにソフトウエアを追加する必
要がある。このソフトウエアは飛行制御用コンピュータ
に組み込まれて実時間で動作しなければならない。上述
した課題はいずれもモデルが複雑になればなるほど困難
になるものばかりである。
モデル（これはパイロットの入力によって指令され
る）と航空機（これは制御システムの入力によって指令
される）との間に誤差が生じるとモデルフォロイング制
御システムにも問題は起こってくる。これらの誤差が大
きくなりすぎると場合によっては必要以上に大きな制御
コマンドが生成され、航空機の安全性を損なったりパイ
ロットの入力に対する航空機の応答性が予測不可能なも
のとなったりする。このように誤差が大きくなりすぎる
ということは、物理的に航空機が追い付けない程モデル
の方がはなれすぎていることを意味し、不相応な制御コ
マンドが生成されることになる。
従来技術において、上述した問題は、攻撃的なすなわ
ち高性能の機動飛行など航空機をモデルに対する追従状
態から外しやすい状況を故意に回避することでいくらか
解決できる。しかしながら、このような回避方法は航空
機の性能や能力を人工的に制約することになる。
従来技術における別の解決策として、モデルと航空機
との間の誤差を単に制限するというものがある。これに
よって制御システムのオーバードライブによる揺動の振
幅は小さくなるが、予測不可能な応答性に対しては何ら
対策が講じられていない。例えば、縦揺れ軸においてレ
ートコマンド／姿勢保持モデルフォロイング設計を使用
すると、仮にパイロットが鼻先を10゜持ち上げた姿勢に
おいてコントローラに作用している力を解決したとする
と、パイロットは航空機をその姿勢に維持できるものと
考える。しかしながら、力の解放時にモデルが鼻先を10
゜下げた状態にあると、制御システムは航空機をモデル
によって要求されている状態にもっていこうとする。こ
の場合、モデルによって要求されている状態はパイロッ
トの考えている状態ではない。このように単純に誤差を
制約することでは、モデルと航空機との間に大きな確固
とした状態の誤差が生じる。この結果、場合によっては
パイロットにしてみれば制御システムに対して指令して
いない入力であるようなことが生じることもある。
発明の開示 本発明の目的は、簡単かつ予測可能な航空機モデルに
対し使用可能にするモデルフォロイング制御法を利用し
た航空機の飛行制御システムを提供することにある。
本発明の他の目的は、モデル出力と動的に変化するモ
デル対象である制御システムの変数との間の誤差を制限
するモデルフォロイング制御法を利用した航空機の飛行
制御システムを提供することにある。
本発明によれば、モデルフォロイング制御法を含む航
空機の飛行制御システムは、モデルの出力から得られた
所望のパラメータ値と実際のパラメータ値との間の誤差
を制限するための手段を有する。この手段は前記パラメ
ータ誤差の大きさを検知し、誤差の大きさが予め定めら
れた値を越えた場合に誤差の大きさを制限し、予め定め
られた限界と誤差との差分をモデルにフィードバックし
て所望のパラメータ値と実際のパラメータ値との間の誤
差が予め定められた値を越えないようにモデルの出力を
調節する。
本発明は、モデルフォロイング制御システム内で動作
し、縦揺れ軸および横揺れ軸に対する姿勢、片揺れ軸に
対するヘッディング量、揚軸（lift axes）に対する高
度などの動的に変化する航空機のパラメータや変数など
の実際の値とモデルの出力との間の誤差を制限する。こ
のようにして、航空機のオーバーコントロールを誘因し
得る様々な誤差の発生を回避する。従って、安定かつ予
測可能な制御システム応答性を達成できる。
本発明の上述した目的や他の目的、特徴、利点など
は、添付の図面を参照した最良の実施形態に関する以下
の詳細な説明からより一層明らかになろう。
図面の簡単な説明 第１図は、本発明を利用した飛行制御システムを有す
る航空機を示す図である。
第２図は、第１図に示した飛行制御システムのブロッ
ク図である。
第３図は、本発明を利用した第２図の飛行制御システ
ムの一部を示す詳細ブロック図である。
第４図は、第２図の飛行制御システムの一部であるマ
イクロプロセッサの実施例を示すブロック図である。
発明を実施するための最良の形態 第１図は、本発明を適用可能な回転翼航空機10として
のヘリコプタの実施例を模式的に示した図である。ヘリ
コプタ10はメインロータアセンブリ12とテイルロータア
センブリ14とを有する。
第２図に示すブロック図を参照すると、本発明の飛行
制御システム16はモデルフォロイング制御システムを利
用している。システム16は、所望の航空機応答を生成す
るように乗り物の逆モデルを介して周知の操縦４軸サイ
ドアームコントローラ18および／または変位操縦桿20か
らのコマンドを形成する。システム16は、基本飛行制御
システム（Primary Flight Control System;PFCS）22と
自動飛行制御システム（AFCS）24とを含む。
PFCS22は、変位操縦桿20からライン26を介して変位コ
マンド出力信号を受信する。AFCS24は、ライン28を介し
て変位操縦桿20から離散的出力信号を受信する。PFCSお
よびAFCSの各々は、ライン32を介してサイドアームコン
トローラ18の力出力信号を受信する。PFCSおよびAFCSの
各々は、センサ34からライン36を介して航空機の検知パ
ラメータ信号を受信する。ライン26、28、32を介したパ
イロットコマンド信号とライン36を介した検知パラメー
タ信号は、それぞれPFCS22およびAFCS24の中幹線38およ
び40内で一緒になるように示されている。
PFCSおよびAFCSの各々は、航空機10の片揺れ軸、縦揺
れ軸、横揺れ軸および揚軸を制御するための論理を含
む。第２図において、これらの論理モジュールをPFCSに
ついてはブロック42、44、46、48、AFCSについてはブロ
ック52、54、56、58で示す。PFCSの論理モジュール42〜
48はロータ位置を指令するための信号を出力し、AFCSの
論理モジュール52〜58はPFCSの４つの論理モジュール内
での関数の条件および／またはトリミングを出力する。
PFCSおよびAFCSの論理モジュールは信号バス60を介して
相互に接続されている。
後に詳細に説明するように、PFCSおよびAFCSは４本の
制御軸の各々にモデルフォロイングアルゴリズムを利用
し、ライン62を介してロータ位置コマンド信号をメイン
ロータのミキシング機能64に供給する。このミキサ64は
機械的サーボ66およびリンク機構68の変位を指令し、メ
インロータ（アセンブリ）12の翼端経路面を制御する。
ロータのコマンド信号はライン62を介してテイルロータ
サーボ70にも供給される。テイルロータサーボはリンク
機構72を介してテイルロータ14の推力を制御する。ライ
ン36を介してセンサ34から供給される検知パラメータ信
号は、PFCS22およびAFCS24に例えば航空機の角度比や各
軸を中心とした上述のロータコマンド信号に対する姿勢
応答性などを与えるためのものである。
第３図は、第２図の飛行制御システム16の一部を示す
詳細ブロック図であって、本発明をより一層明確に示し
た図である。第３図は、PFCSの縦揺れ論理モジュール44
とAFCSの縦揺れ論理モジュール54との機能的相互接続を
示す。PFCSの縦揺れ論理モジュールは、中幹線38および
ライン32を介してサイドアームコントローラ18から供給
されたライン76上の縦揺れ軸コマンド信号を受信する。
縦揺れコマンド信号は、パイロットがサイドアームコン
トローラに所望の縦揺れ方向の力を加えることで生成さ
れる。
ライン76上の縦揺れコマンド信号はピッチレートモデ
ル78に供給される。モデル78は、縦揺れ軸を中心とした
航空機の姿勢の所望の変化比を示す所望のピッチレート
信号をライン80を介して供給する一次微分ラグフィルタ
などを備える。振幅に関するピッチレートモデル次数は
航空機の動特性および所望のピッチ応答性に応じて選択
する。
ライン80上の所望のピッチレート信号は、縦揺れ軸乗
り物逆モデル84に供給される。逆モデルは一次リードフ
ィルタとして実施できるＺ変換モデルである。ピッチレ
ートモデル78および逆モデル84と共に、ライン76上のサ
イドアーム制御信号用のフィードフォワードパスが備え
られている。逆モデルは、ライン86上に所望のピッチレ
ートを得るために必要な制御コマンドを示す出力信号を
加算接続点88に供給する。
フィードフォワードパスは基本制御入力をメインロー
タアセンブリに供給し、所望のピッチレート信号によっ
て設定された比でヘリコプタをピッチさせる。この基本
制御入力は、パイロットによって指令された各機動飛行
について航空機の所望の縦揺れ軸変化率を達成するのに
必要なメインロータコマンドを示す。
所望のピッチレート信号は、バス60を介してAFCS縦揺
れ論理モジュール54にも供給され、この中で第１の加算
接続点90に供給される。接続点90の出力は、例えば積分
器などを備えてもよい縦揺れ姿勢モデル94に供給され
る。ライン96上の積分器の出力は指令された航空機縦揺
れ姿勢を示し、第２の加算接続点98に供給される。接続
点98への第２の入力は、信号ライン100上の実際の航空
機の縦揺れ姿勢である。実際の縦揺れ信号は、第１図に
示すセンサ34の１つである縦揺れ姿勢センサ（例えばジ
ャイロなど）から得られる。実際の縦揺れ信号は、AFCS
縦揺れモジュール54に接続された信号ライン36および40
の一方を有する。
第２の加算接続点98は、所望の縦揺れ姿勢信号と実際
の縦揺れ姿勢信号とを比較してライン102上に両者の差
を示す信号を供給する。本発明によれば、この縦揺れ誤
差信号が第３の加算接続点104および振幅制限器106に供
給される。振幅制限器は、所望の縦揺れ信号と実際の縦
揺れ信号との間の差異および誤差の大きさをクランプ
（すなわち制限）するマップ関数を有する。
例えば、縦揺れ誤差が10度を越える（例えば14゜）場
合にはライン102上の誤差信号は14゜を示すが、振幅制
限器はこの誤差を10゜に制限する。第３の加算接続点10
4は誤差と制限値との間の差、この例では４゜を取る。
この差はゲイン段108に供給され、さらにライン110を介
して第１の加算接続点90に供給される。ゲイン段108を
設けたのは、モデルと縦揺れ姿勢との間の誤差を制限す
るなどの目的でモデル出力をどの程度まで調節するかを
制御するためである（すなわち、ゲインが大きければ制
限は厳しくなり、ゲインが小さければ制限も緩くな
る）。
第１の加算接続点は、ライン110上の信号とライン80
上の所望のピッチレート信号との差をとる。２つの信号
間に少しでも差異があれば、縦揺れ姿勢モデル94からラ
イン96上への出力が実際の航空機の縦揺れと例えば10゜
の範囲内におさめられるように、モデル94への出力が調
節される。10゜は単なる例にすぎないことは理解できよ
う。本発明の用途に応じて誤差に関する測量可能な適当
な制限値を使用すればよい。第２の加算接続点98におい
て調節後の縦揺れモデル出力を実際のピッチと比較す
る。ここでの加算接続点の出力は所望の縦揺れと実際の
縦揺れとの間の10゜以下の誤差を示している。
ライン102上の第２の加算接続点の出力信号は、比例
積分補償器の段112に供給され、制御範囲の百分率でAFC
S制御コマンドに変換される。この制御コマンド信号は
バス60を介してライン114に供給され、PFCS内のレート
・振幅制限器118に供給される。この制限器はAFCSコマ
ンド信号のレートおよび振幅を制限し、PFCS22をAFCSの
一般的な故障から保護する。基本的に、PFCSは、パイロ
ットとロータコマンドとの間で簡素ではあるが高信頼度
のリンクに等しい機械的システムを提供する。一方、AF
CSは、簡単でもなければ信頼性も低いので、PFCSをAFCS
から保護する必要がある。
制限器118からの制限後のAFCSコマンド信号は加算接
続点88に供給され、ここでライン86上のPFCSコマンド信
号と加算される。加算接続点はレートゲイン段120から
の信号も入力する。レートゲイン120への入力は、ライ
ン80上の所望のピッチレート信号とライン124上の実際
のピッチレート信号との差を取る加算接続点122から供
給される。実際のピッチレートはセンサ34のうちの１つ
によって検知され、ライン36、中幹線38、信号ライン12
4のうちのいずれかの上の信号として供給される。
加算接続点88から得られる出力信号は、ライン126上
の合計PFCSコマンド信号である。合計コマンド信号は、
ライン62を介して、縦揺れ軸コマンドをロータアクチュ
エータコマンドに変換するミキサ64に供給される。
AFCSについて考えられる最良の形態は、AFCS論理モジ
ュール52〜58のアルゴリズムを、メモリに格納された実
行可能なプログラムリストに組み込んだ形のマイクロプ
ロセッサに基づくものである。第４図にマイクロプロセ
ッサに基づくAFCSを示す。ライン80上の所望のピッチレ
ート信号は、PFCS22とAFCS24とを相互に接続しているラ
イン60の中の入力線130から受信される。ライン100上の
検知されたピッチ信号は、AFCSに供給される多数の入力
信号の１つを含む。ライン100上の信号はAFCS入力ポー
ト132において中幹線40から受信される。入力信号の形
式（アナログまたはデジタル）に応じて、入力ポート13
2にはアナログデジタル（A/D）変換器、周波数デジタル
（F/D）変換器、またはその他の周知の信号調整機能を
持たせることができる。
入力ポートは、アドレス／データバス134を介して、
マイクロプロセッサ136（例えばIntel model 80286や
Motorola model 68020など）、メモリ138（例えばRA
M、UVPROM、EEPROMなど）、出力ポート140に接続されて
いる。出力ポート140は、デジタルアナログ（D/A）変換
器、パラレルシリアル変換器、離散出力ドライバ、その
他AFCSデジタル信号形式を制御システムに必要な形式に
変換する周知の信号変換機能を備えてもよい。PFCS縦揺
れ論理モジュール44への信号ライン114を含む出力ポー
ト140からの信号線142はバス60に接続されている。
本発明はモデルフォロイング制御システム内で動作
し、姿勢、適当な軸（例えば縦揺れ軸、横揺れ軸、片揺
れ軸、揚軸など）に関するヘディング（heading）や高
度などの航空機のパラメータや変数などのモデルの出力
と実際の値との間の誤差の大きさを制限する。このよう
にして、航空機のオーバーコントロールを誘因し得る様
々な誤差の発生を回避する。従って、安定かつ予測可能
な制御システム応答性を達成できる。
本発明はマイクロプロセッサに基づく制御システムに
限定されるものではなく、モデルフォロイング制御シス
テムをデジタルまたはアナログの電子構成要素に組み込
んでもよい。さらに、本発明を航空機の縦揺れ姿勢を制
御する論理に使用した場合について述べてきたが、ここ
に開示の技術に関して当業者らが理解できる方法で本発
明を航空機のその他の軸すなわち横揺れ軸や片揺れ軸、
揚力軸などで利用してもよいことは明らかである。ま
た、本発明は、ここに開示の技術に関して当業者らに理
解できる方法で、対気速度、対地速度、位置などの他の
モデル化した動的パラメータと共に使用することもでき
る。
上述した変更および修正はいずれも本発明とは無関係
のものである。モデルフォロイング制御法を含む航空機
の飛行制御システムはモデルの出力から得られる所望の
パラメータ値と実際のパラメータ値との間の誤差を制限
するための手段であり、このような手段を前記パラメー
タ誤差の大きさを検知して誤差の大きさが予め定められ
た値を越えるような場合にはこれらを制限し、予め定め
られた限界値と実際の誤差との差分をモデルにフィード
バックして所望のパラメータ値と実際のパラメータ値と
の間の誤差が予め定められた値を越えないようにモデル
の出力を調節するよう動作可能であるとだけ言えば十分
であろう。
以上、本発明の最良の形態について説明してきたが、
本発明の趣旨および範囲を逸脱することなくその形態や
詳細部分について様々な形での修正や省略、追加が可能
であることは当業者らによって理解できよう。
フロントページの続き (72)発明者 ドライフース，ジェイムズ ビー. アメリカ合衆国，ペンシルヴェイニア 19086，ウォーリングフォード，パット ナム ブールヴァード 760エイ (56)参考文献 特開 平２−143098（ＪＰ，Ａ) 米国特許5001646（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 13/18 G05D 1/08

Claims (17)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】航空機パラメータの所望の値を示すパラメ
    ータ信号を供給するための入力手段（18）と、 前記パラメータ信号に応答して、制御対象となる航空機
    パラメータの所望の値を示すコマンド信号を供給するコ
    マンドモデル手段（94）と、 １つ以上の対応する航空機パラメータの実際の値を示す
    １つ以上の検知パラメータ信号を供給する検知手段（3
    4）と、 前記検知パラメータ信号の１つの前記コマンド信号とを
    比較し、両者間の誤差を示す誤差信号を供給する第１の
    比較手段（98）と、を有し、前記検知パラメータ信号の
    １つは、制御対象となる航空機パラメータの実際の値を
    示しており、 かつ、信号の値を制限する制限手段（106）を有する航
    空機用モデルフォロイング制御システムにおいて、 前記制限手段（106）は、前記誤差信号の値が予め定め
    られた値を越える場合に、前記誤差信号の値を前記予め
    定められた値に制限し、これを示す制限誤差信号を供給
    し、 更に、前記誤差信号と前記制限誤差信号とを比較し、両
    者間の差分を示す差分信号を供給する第２の比較手段
    （104）と、 前記差分信号と前記パラメータ信号とを比較して両者間
    に少しでも差異があれば、制御対象となる航空機パラメ
    ータの所望の値を示す前記コマンド信号の値が、制御対
    象となる航空機パラメータの実際の値を示す前記検知パ
    ラメータ信号の一つとある一定の許容差内に制御される
    ように、前記コマンドモデル手段へ供給される前記パラ
    メータ信号の値を調節する第３の比較手段（90）と、 を備えることを特徴とする航空機用モデルフォロイング
    制御システム。
  2. 【請求項２】前記入力手段はサイドアームコントローラ
    （18）を備える請求項１に記載の制御システム。
  3. 【請求項３】前記入力手段は４軸サイドアームコントロ
    ーラ（18）を備える請求項１に記載の制御システム。
  4. 【請求項４】前記航空機パラメータは縦揺れ姿勢である
    請求項１に記載の制御システム。
  5. 【請求項５】前記航空機パラメータは横揺れ姿勢である
    請求項１に記載の制御システム。
  6. 【請求項６】前記航空機パラメータは片揺れ姿勢である
    請求項１に記載の制御システム。
  7. 【請求項７】前記航空機パラメータは揚力方向の高度で
    ある請求項１に記載の制御システム。
  8. 【請求項８】前記入力手段（18）によって供給される前
    記パラメータ信号に応答して、前記パラメータ信号の値
    をその関数として調節する第２のコマンドモデル手段
    （78）と、 前記第２のコマンドモデル手段（78）に応答して、第１
    の制御信号を前記パラメータ信号の関数として供給する
    逆モデル手段（84）と、 を備える請求項１に記載の制御システム。
  9. 【請求項９】前記逆モデル手段（84）はリードフィルタ
    を備える請求項８に記載の制御システム。
  10. 【請求項１０】前記第２のコマンドモデル手段（78）
    は、前記パラメータ信号に応答して前記調節した信号を
    前記パラメータ信号の変化率の関数として供給するレー
    トモデル手段を備える請求項８に記載の制御システム。
  11. 【請求項１１】前記レートモデル手段は、一次微分ラグ
    フィルタを備える請求項10に記載の制御システム。
  12. 【請求項１２】前記第２のコマンドモデル手段（78）に
    応答して、前記パラメータ信号と、対応する１つ以上の
    航空機パラメータの実際の値を示す前記検知信号の１つ
    とを比較し、両者間の差分を示す加算信号を供給する第
    ４の比較手段（122）を備える請求項８に記載の制御シ
    ステム。
  13. 【請求項１３】前記第１の制御信号の値と前記誤差信号
    の値とを加算し、航空機の制御用の合計制御信号を供給
    し、前記加算信号に応答して前記加算信号の値と前記合
    計制御信号の値とを加算する加算手段（88）を備える請
    求項12に記載の制御システム。
  14. 【請求項１４】前記誤差信号に応答して、前記誤差信号
    の値のレートおよび振幅を制限する制限器手段（118）
    を備える請求項１に記載の制御システム。
  15. 【請求項１５】前記誤差信号に応答して、前記誤差信号
    を制御権の百分率の形で動的に補償する補償手段（11
    2）を備える請求項１に記載の制御システム。
  16. 【請求項１６】前記補償手段（112）は、比例積分補償
    器を備える請求項15に記載の制御システム。
  17. 【請求項１７】前記コマンドモデル手段（94）は、前記
    コマンド信号を前記調整した信号の積分関数として供給
    するための積分器を備える請求項１に記載の制御システ
    ム。
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