JPH06247392A - プロペラ式航空機の制御装置 - Google Patents
プロペラ式航空機の制御装置Info
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- JPH06247392A JPH06247392A JP3675193A JP3675193A JPH06247392A JP H06247392 A JPH06247392 A JP H06247392A JP 3675193 A JP3675193 A JP 3675193A JP 3675193 A JP3675193 A JP 3675193A JP H06247392 A JPH06247392 A JP H06247392A
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- power lever
- rotation speed
- engine
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- Control Of Throttle Valves Provided In The Intake System Or In The Exhaust System (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 航空機の滑らかな滑走走行を確保する。
【構成】 パワーレバーを高出力側に移動するほど、即
ちスロットル開度ＴＡを大きくするほど機関の目標回転
数ＮＥＴが増大せしめられ、機関回転数が目標回転数Ｎ
ＥＴとなるようにプロペラのピッチ角が制御される。パ
ワーレバーの位置が予め定められた低出力範囲Ｘ内にあ
るときにはパワーレバーが高出力側に移動せしめられる
ほど目標回転数ＮＥＴの増大率を低下させ、同時にプロ
ペラ内にオイルを供給してプロペラの質量を増大させ
る。
ちスロットル開度ＴＡを大きくするほど機関の目標回転
数ＮＥＴが増大せしめられ、機関回転数が目標回転数Ｎ
ＥＴとなるようにプロペラのピッチ角が制御される。パ
ワーレバーの位置が予め定められた低出力範囲Ｘ内にあ
るときにはパワーレバーが高出力側に移動せしめられる
ほど目標回転数ＮＥＴの増大率を低下させ、同時にプロ
ペラ内にオイルを供給してプロペラの質量を増大させ
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はプロペラ式航空機の制御
装置に関する。
装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】プロペラ効率と内燃機関の効率との積が
最大値となる最適な機関回転数を求め、機関回転数がこ
の最適な機関回転数となるようにプロペラのピッチ角を
制御して燃料消費率を向上せしめるようにしたプロペラ
式航空機の制御装置が公知である（特開平３−２０４３
９３号公報参照）。
最大値となる最適な機関回転数を求め、機関回転数がこ
の最適な機関回転数となるようにプロペラのピッチ角を
制御して燃料消費率を向上せしめるようにしたプロペラ
式航空機の制御装置が公知である（特開平３−２０４３
９３号公報参照）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながらこのよう
に機関回転数およびプロペラのピッチ角を制御してもパ
ワーレバーを最も低出力側から高出力側に向けて移動し
たときに最初はほとんどプロペラによる推力が発生せ
ず、或る位置を越えると急激にプロペラによる推力が発
生するために航空機が急激に滑走しだすことになる。更
に航空機が滑走を開始した後にパワーレバーを高出力側
に移動するとプロペラによる推力が急上昇するために航
空機の滑走速度が急速に上昇してしまう。このように従
来の制御装置ではパワーレバーの移動に対して航空機が
敏感に反応するために滑らかな滑走を行うのが困難であ
るという問題がある。
に機関回転数およびプロペラのピッチ角を制御してもパ
ワーレバーを最も低出力側から高出力側に向けて移動し
たときに最初はほとんどプロペラによる推力が発生せ
ず、或る位置を越えると急激にプロペラによる推力が発
生するために航空機が急激に滑走しだすことになる。更
に航空機が滑走を開始した後にパワーレバーを高出力側
に移動するとプロペラによる推力が急上昇するために航
空機の滑走速度が急速に上昇してしまう。このように従
来の制御装置ではパワーレバーの移動に対して航空機が
敏感に反応するために滑らかな滑走を行うのが困難であ
るという問題がある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】上記問題点を解決するた
めに本発明によれば、パワーレバーを高出力側に移動す
るほど機関の目標回転数が増大せしめられ、機関回転数
が目標回転数となるようにプロペラのピッチ角が制御さ
れるプロペラ式航空機の制御装置において、パワーレバ
ーの位置が予め定められた低出力範囲内にあるときには
パワーレバーが高出力側に移動せしめられるほど目標回
転数の増大率を低下させる目標回転数設定手段を具備し
ている。
めに本発明によれば、パワーレバーを高出力側に移動す
るほど機関の目標回転数が増大せしめられ、機関回転数
が目標回転数となるようにプロペラのピッチ角が制御さ
れるプロペラ式航空機の制御装置において、パワーレバ
ーの位置が予め定められた低出力範囲内にあるときには
パワーレバーが高出力側に移動せしめられるほど目標回
転数の増大率を低下させる目標回転数設定手段を具備し
ている。
【０００５】更に本発明によれば上記問題点を解決する
ために、パワーレバーを高出力側に移動するほど機関の
目標回転数が増大せしめられ、機関回転数が目標回転数
となるようにプロペラのピッチ角が制御されるプロペラ
式航空機の制御装置において、パワーレバーの位置が予
め定められた低出力範囲内にあるときにはプロペラの質
量を増大せしめる質量増大手段を具備している。
ために、パワーレバーを高出力側に移動するほど機関の
目標回転数が増大せしめられ、機関回転数が目標回転数
となるようにプロペラのピッチ角が制御されるプロペラ
式航空機の制御装置において、パワーレバーの位置が予
め定められた低出力範囲内にあるときにはプロペラの質
量を増大せしめる質量増大手段を具備している。
【０００６】
【作用】請求項１に記載の発明ではパワーレバーが高出
力側に移動せしめられるほど目標回転数の増大率を低下
させることによってパワーレバーが移動せしめられたと
きにプロペラによる推力が滑らかに上昇せしめられる。
請求項２に記載の発明ではプロペラの質量を増大させる
ことによってパワーレバーが移動せしめられたときに航
空機が敏感に反応しなくなる。
力側に移動せしめられるほど目標回転数の増大率を低下
させることによってパワーレバーが移動せしめられたと
きにプロペラによる推力が滑らかに上昇せしめられる。
請求項２に記載の発明ではプロペラの質量を増大させる
ことによってパワーレバーが移動せしめられたときに航
空機が敏感に反応しなくなる。
【０００７】
【実施例】図１は航空機のプロペラ２を駆動するための
往復動内燃機関１を図解的に示している。図１に示す実
施例ではこの内燃機関１は火花点火式のＶ型８気筒内燃
機関からなり、各気筒３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ，３ｅ，
３ｆ，３ｇ，３ｈに夫々点火栓４ａ，４ｂ，４ｃ，４
ｄ，４ｅ，４ｆ，４ｇ，４ｈが設けられている。更に各
気筒３ａ〜３ｈは夫々対応する吸気枝管５を介して共通
の吸気ダクト６に連結されており、各吸気枝管５には夫
々燃料噴射弁７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，７ｅ，７ｆ，７
ｇ，７ｈが配置される。吸気ダクト６はインタクーラ８
および吸気ダクト９を介して排気ターボチャージャ１０
に連結され、インタクーラ８下流の吸気ダクト６内には
スロットル弁１１が配置される。このスロットル弁１１
は操縦席に設けられたスロットルレバー１２に連結され
る。
往復動内燃機関１を図解的に示している。図１に示す実
施例ではこの内燃機関１は火花点火式のＶ型８気筒内燃
機関からなり、各気筒３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ，３ｅ，
３ｆ，３ｇ，３ｈに夫々点火栓４ａ，４ｂ，４ｃ，４
ｄ，４ｅ，４ｆ，４ｇ，４ｈが設けられている。更に各
気筒３ａ〜３ｈは夫々対応する吸気枝管５を介して共通
の吸気ダクト６に連結されており、各吸気枝管５には夫
々燃料噴射弁７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，７ｅ，７ｆ，７
ｇ，７ｈが配置される。吸気ダクト６はインタクーラ８
および吸気ダクト９を介して排気ターボチャージャ１０
に連結され、インタクーラ８下流の吸気ダクト６内には
スロットル弁１１が配置される。このスロットル弁１１
は操縦席に設けられたスロットルレバー１２に連結され
る。
【０００８】ターボチャージャ１０は空気吸込管１３、
インペラ１４、コンプレッサスクロール室１５からなる
コンプレッサ１６と、タービンスクロール室１７、ター
ビンホイール１８、排気ガス流出管１９からなる排気タ
ービン２０とにより構成され、コンプレッサ１６のスク
ロール室１５が吸気ダクト９に連結される。一方、各気
筒３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは共通の排気マニホルド２１
に連結され、残りの各気筒３ｅ，３ｆ，３ｇ，３ｈは共
通の排気マニホルド２２に連結される。これらの各排気
マニホルド２１，２２は共通の排気管２３に連結され、
この排気管２３は排気タービン２０のスクロール室１７
に連結される。各気筒３ａ〜３ｈから排出された排気ガ
スによりタービンホイール１８が回転せしめられ、それ
によってインペラ１４が回転せしめられるとコンプレッ
サ１６により昇圧された空気が吸気ダクト９、インタク
ーラ８、吸気ダクト６および対応する吸気枝管５を介し
て各気筒３ａ〜３ｈに供給される。一方、排気管２３か
らは排気バイパス管２４が分岐され、この排気バイパス
管２４は排気ガス流出管１９に連結される。この排気バ
イパス管２４内にはアクチュエータ２５により制御され
るウェストゲートバルブ２６が配置されこのアクチュエ
ータ２５によって過給圧が制御される。
インペラ１４、コンプレッサスクロール室１５からなる
コンプレッサ１６と、タービンスクロール室１７、ター
ビンホイール１８、排気ガス流出管１９からなる排気タ
ービン２０とにより構成され、コンプレッサ１６のスク
ロール室１５が吸気ダクト９に連結される。一方、各気
筒３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは共通の排気マニホルド２１
に連結され、残りの各気筒３ｅ，３ｆ，３ｇ，３ｈは共
通の排気マニホルド２２に連結される。これらの各排気
マニホルド２１，２２は共通の排気管２３に連結され、
この排気管２３は排気タービン２０のスクロール室１７
に連結される。各気筒３ａ〜３ｈから排出された排気ガ
スによりタービンホイール１８が回転せしめられ、それ
によってインペラ１４が回転せしめられるとコンプレッ
サ１６により昇圧された空気が吸気ダクト９、インタク
ーラ８、吸気ダクト６および対応する吸気枝管５を介し
て各気筒３ａ〜３ｈに供給される。一方、排気管２３か
らは排気バイパス管２４が分岐され、この排気バイパス
管２４は排気ガス流出管１９に連結される。この排気バ
イパス管２４内にはアクチュエータ２５により制御され
るウェストゲートバルブ２６が配置されこのアクチュエ
ータ２５によって過給圧が制御される。
【０００９】図１に示されるように機関本体１には機関
回転数ＮＥを検出するための回転数センサ（以下ＮＥセ
ンサと称す）３２が取付けられる。また、スロットル弁
１１下流の吸気ダクト６内には吸気ダクト６内の圧力Ｐ
Ｍを検出するための圧力センサ（以下ＰＭセンサと称
す）３３が取付けられる。また、スロットル弁１１には
スロットル弁１１の開度ＴＡを検出するための開度セン
サ（以下ＴＡセンサと称する）３４が取付けられる。
回転数ＮＥを検出するための回転数センサ（以下ＮＥセ
ンサと称す）３２が取付けられる。また、スロットル弁
１１下流の吸気ダクト６内には吸気ダクト６内の圧力Ｐ
Ｍを検出するための圧力センサ（以下ＰＭセンサと称
す）３３が取付けられる。また、スロットル弁１１には
スロットル弁１１の開度ＴＡを検出するための開度セン
サ（以下ＴＡセンサと称する）３４が取付けられる。
【００１０】図１に示されるように機関本体１の前面に
はプロペラ軸４０を包囲するケーシング４１が取付けら
れており、図２はこのケーシング４１の内部を図解的に
示している。図２を参照するとプロペラ軸４０はケーシ
ング４１内において回転可能に支承されており、プロペ
ラ軸４０の内端部には大径の歯車４２が固定される。こ
の大径の歯車４２は機関のクランクシャフト４３に固定
された小径の歯車４４と噛合せしめられており、従って
クランクシャフト４３は歯車４２，４４からなる減速歯
車機構を介してプロペラ軸４０に連結されることにな
る。
はプロペラ軸４０を包囲するケーシング４１が取付けら
れており、図２はこのケーシング４１の内部を図解的に
示している。図２を参照するとプロペラ軸４０はケーシ
ング４１内において回転可能に支承されており、プロペ
ラ軸４０の内端部には大径の歯車４２が固定される。こ
の大径の歯車４２は機関のクランクシャフト４３に固定
された小径の歯車４４と噛合せしめられており、従って
クランクシャフト４３は歯車４２，４４からなる減速歯
車機構を介してプロペラ軸４０に連結されることにな
る。
【００１１】一方、プロペラ軸４０内にはプロペラピッ
チを制御するためのピストン４５が配置される。このピ
ストン４５はプロペラ軸４０と共に回転しつつプロペラ
軸４０内で軸線方向に摺動可能に配置される。プロペラ
軸４０の先端部内にはピストン４５の拡大頭部４５ａに
より画定された油圧室４６が形成され、プロペラ軸４０
内にはピストン４５を油圧室４６に向けて押圧する圧縮
ばね４７が配置される。油圧室４６内には油圧導管４８
およびピストン４５内の油圧通路４９を介してオイルが
供給される。ピストン４５上にはピストン４５の軸線に
対して直角方向にプロペラ２の根本部２ａに向けて延び
る制御ロッド５０が固定されており、制御ロッド５０の
先端面には溝５１が形成されている。一方、プロペラ２
の根本部２ａはプロペラ軸４０により回転可能に支承さ
れており、このプロペラ２の根本部２ａには根本部２ａ
の回転軸線から偏心した位置に溝５１と係合するピン５
２が固定される。従ってピストン４５が軸線方向に移動
するとプロペラ２はプロペラ２の長手軸線回りに回転せ
しめられ、斯くしてピストン４５によってプロペラ２の
ピッチが制御されることになる。ピストン２の移動量は
油圧室４６内のオイル量によって制御され、油圧室４６
内のオイル量はプロペラピッチ制御用アクチュエータ５
３（図１）によって制御される。
チを制御するためのピストン４５が配置される。このピ
ストン４５はプロペラ軸４０と共に回転しつつプロペラ
軸４０内で軸線方向に摺動可能に配置される。プロペラ
軸４０の先端部内にはピストン４５の拡大頭部４５ａに
より画定された油圧室４６が形成され、プロペラ軸４０
内にはピストン４５を油圧室４６に向けて押圧する圧縮
ばね４７が配置される。油圧室４６内には油圧導管４８
およびピストン４５内の油圧通路４９を介してオイルが
供給される。ピストン４５上にはピストン４５の軸線に
対して直角方向にプロペラ２の根本部２ａに向けて延び
る制御ロッド５０が固定されており、制御ロッド５０の
先端面には溝５１が形成されている。一方、プロペラ２
の根本部２ａはプロペラ軸４０により回転可能に支承さ
れており、このプロペラ２の根本部２ａには根本部２ａ
の回転軸線から偏心した位置に溝５１と係合するピン５
２が固定される。従ってピストン４５が軸線方向に移動
するとプロペラ２はプロペラ２の長手軸線回りに回転せ
しめられ、斯くしてピストン４５によってプロペラ２の
ピッチが制御されることになる。ピストン２の移動量は
油圧室４６内のオイル量によって制御され、油圧室４６
内のオイル量はプロペラピッチ制御用アクチュエータ５
３（図１）によって制御される。
【００１２】一方、図３に示されるようにプロペラ２の
各内部空間５４内にはプロペラ２の先端部近傍まで延び
るオイル導管５５が配置される。これらのオイル導管５
５はプロペラ軸４０内において互いに合流せしめられて
共通のオイル導管５６に接続され、このオイル導管５６
は図２に示されるようにオイル導管５７を介してオイル
ポンプ５８に連結される。
各内部空間５４内にはプロペラ２の先端部近傍まで延び
るオイル導管５５が配置される。これらのオイル導管５
５はプロペラ軸４０内において互いに合流せしめられて
共通のオイル導管５６に接続され、このオイル導管５６
は図２に示されるようにオイル導管５７を介してオイル
ポンプ５８に連結される。
【００１３】図４は点火栓４ａ〜４ｈ、燃料噴射弁７ａ
〜７ｈ、プロペラピッチ制御用アクチュエータ５３およ
びオイルポンプ５８を制御するための電子制御ユニット
６０を示している。図４に示されるように電子制御ユニ
ット６０はディジタルコンピュータからなり、双方向性
バス６１によって相互に接続されたリードオンリメモリ
（ＲＯＭ）６２、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）６
３、又はマイクロプロセッサ（ＣＰＵ）６４、入力ポー
ト６５および出力ポート６６を具備する。
〜７ｈ、プロペラピッチ制御用アクチュエータ５３およ
びオイルポンプ５８を制御するための電子制御ユニット
６０を示している。図４に示されるように電子制御ユニ
ット６０はディジタルコンピュータからなり、双方向性
バス６１によって相互に接続されたリードオンリメモリ
（ＲＯＭ）６２、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）６
３、又はマイクロプロセッサ（ＣＰＵ）６４、入力ポー
ト６５および出力ポート６６を具備する。
【００１４】ＮＥセンサ３２は機関クランクシャフト４
３が一定クランク角度回転する毎に出力パルスを発生す
る。ＮＥセンサ３２の出力パルスは入力ポート６５に入
力され、ＣＰＵ６４ではこの出力パルスに基づいて機関
回転数ＮＥが算出される。一方、ＰＭセンサ３３はスロ
ットル弁１１下流の吸気ダクト６内の絶対圧ＰＭに比例
した出力電圧を発生し、ＴＡセンサ３４はスロットル弁
１１の開度ＴＡに比例した出力電圧を発生する。ＰＭセ
ンサ３３および、ＴＡセンサ３４の出力電圧は夫々対応
するＡＤ変換器６７を介して入力ポート６５に入力され
る。一方、出力ポート６６は対応する駆動回路６８を介
して各点火栓４ａ〜４ｈ、各燃料噴射弁７ａ〜７ｈ、ア
クチュエータ５３およびオイルポンプ５３に接続され
る。
３が一定クランク角度回転する毎に出力パルスを発生す
る。ＮＥセンサ３２の出力パルスは入力ポート６５に入
力され、ＣＰＵ６４ではこの出力パルスに基づいて機関
回転数ＮＥが算出される。一方、ＰＭセンサ３３はスロ
ットル弁１１下流の吸気ダクト６内の絶対圧ＰＭに比例
した出力電圧を発生し、ＴＡセンサ３４はスロットル弁
１１の開度ＴＡに比例した出力電圧を発生する。ＰＭセ
ンサ３３および、ＴＡセンサ３４の出力電圧は夫々対応
するＡＤ変換器６７を介して入力ポート６５に入力され
る。一方、出力ポート６６は対応する駆動回路６８を介
して各点火栓４ａ〜４ｈ、各燃料噴射弁７ａ〜７ｈ、ア
クチュエータ５３およびオイルポンプ５３に接続され
る。
【００１５】ところで本発明による実施例では図６に示
されるように機関の目標回転数ＮＥＴはパワーレバー１
２の位置、即ちスロットル弁１１の開度ＴＡの関数とし
て予め定められており、図６からわかるように目標回転
数ＮＥＴはパワーレバー１２が高出力側に移動せしめら
れるほど、即ちスロットル弁１１の開度ＴＡが大きくな
るほど増大せしめられる。なお、パワーレバー１２の位
置が低出力範囲にある図６の領域Ｘは航空機を滑走する
ために使用され、航空機が飛行しているときには図６の
領域Ｙが使用される。
されるように機関の目標回転数ＮＥＴはパワーレバー１
２の位置、即ちスロットル弁１１の開度ＴＡの関数とし
て予め定められており、図６からわかるように目標回転
数ＮＥＴはパワーレバー１２が高出力側に移動せしめら
れるほど、即ちスロットル弁１１の開度ＴＡが大きくな
るほど増大せしめられる。なお、パワーレバー１２の位
置が低出力範囲にある図６の領域Ｘは航空機を滑走する
ために使用され、航空機が飛行しているときには図６の
領域Ｙが使用される。
【００１６】図５はパワーレバー１２の位置が低出力範
囲（図６の領域Ｘ）にあるときの機関回転数ＮＥとプロ
ペラ２による推力との関係を示している。図５から機関
回転数ＮＥが低いうちはほとんど推力が発生せず、機関
回転数ＮＥが或る程度高くなると推力が急激に増大する
ことがわかる。従って例えば図６において破線で示すよ
うに目標回転数ＮＥＴがスロットル弁１１の開度ＴＡに
比例して増大するように設定するとパワーレバー１２を
最低出力側から高出力側に移動せしめた当初は推力がほ
とんど発生せず、パワーレバー１２が或る位置を越える
と推力が急激に増大することになる。従ってパワーレバ
ー１２を高出力側に移動したときに航空機が急激に滑走
を開始し、その後はパワーレバー１２を少し変化させる
と推力が大巾に変化するので滑走速度を細かく制御する
のが困難となる。
囲（図６の領域Ｘ）にあるときの機関回転数ＮＥとプロ
ペラ２による推力との関係を示している。図５から機関
回転数ＮＥが低いうちはほとんど推力が発生せず、機関
回転数ＮＥが或る程度高くなると推力が急激に増大する
ことがわかる。従って例えば図６において破線で示すよ
うに目標回転数ＮＥＴがスロットル弁１１の開度ＴＡに
比例して増大するように設定するとパワーレバー１２を
最低出力側から高出力側に移動せしめた当初は推力がほ
とんど発生せず、パワーレバー１２が或る位置を越える
と推力が急激に増大することになる。従ってパワーレバ
ー１２を高出力側に移動したときに航空機が急激に滑走
を開始し、その後はパワーレバー１２を少し変化させる
と推力が大巾に変化するので滑走速度を細かく制御する
のが困難となる。
【００１７】そこで本発明による実施例では推力がパワ
ーレバー１２の移動量に対して比例するように図６の領
域Ｘにおける実線で示される如くパワーレバー１２が高
出力側に移動せしめられるほど目標回転数ＮＥＴの増大
率を低下させるようにしている。このようにすると航空
機は静かに滑走を開始し、しかもパワーレバー１２の移
動量に対する推力の変化が小さくなるので滑走速度を細
かく制御できることになる。
ーレバー１２の移動量に対して比例するように図６の領
域Ｘにおける実線で示される如くパワーレバー１２が高
出力側に移動せしめられるほど目標回転数ＮＥＴの増大
率を低下させるようにしている。このようにすると航空
機は静かに滑走を開始し、しかもパワーレバー１２の移
動量に対する推力の変化が小さくなるので滑走速度を細
かく制御できることになる。
【００１８】また、パワーレバー１２を移動させたとき
に推力がゆっくり変化するようにしても航空機の滑らか
な滑走走行を確保することができる。そこで本発明によ
る別の実施例ではパワーレバー１２の位置が低出力範囲
（図６の領域Ｘ）にあるときにはオイルポンプ５８を駆
動してオイル導管５５からプロペラ２の内部空間５４内
にオイルを供給し、それによってプロペラ２の質量を増
大させるようにしている。プロペラ２の質量を増大させ
るとパワーレバー１２を高出力側に移動したときにプロ
ペラ２の回転数が増大するのに時間を要し、斯くして推
力がゆっくりと上昇することになる。従って航空機の滑
らかな滑走を確保できることになる。
に推力がゆっくり変化するようにしても航空機の滑らか
な滑走走行を確保することができる。そこで本発明によ
る別の実施例ではパワーレバー１２の位置が低出力範囲
（図６の領域Ｘ）にあるときにはオイルポンプ５８を駆
動してオイル導管５５からプロペラ２の内部空間５４内
にオイルを供給し、それによってプロペラ２の質量を増
大させるようにしている。プロペラ２の質量を増大させ
るとパワーレバー１２を高出力側に移動したときにプロ
ペラ２の回転数が増大するのに時間を要し、斯くして推
力がゆっくりと上昇することになる。従って航空機の滑
らかな滑走を確保できることになる。
【００１９】なお、プロペラ２内にオイルを供給すると
このオイルは遠心力によってプロペラ２の内部空間５４
の外周部に集まる。従ってオイルポンプ５８を逆転させ
ればプロペラ２の全オイルを排出することができる。図
６の領域Ｘにおける目標回転数ＮＥＴを図６において実
線で示されるように設定し、しかも図６の領域Ｘにおい
てプロペラ２内にオイルを供給すると航空機を一層滑ら
かに滑走させることができる。図７はこのようにした場
合の制御ルーチンを示している。
このオイルは遠心力によってプロペラ２の内部空間５４
の外周部に集まる。従ってオイルポンプ５８を逆転させ
ればプロペラ２の全オイルを排出することができる。図
６の領域Ｘにおける目標回転数ＮＥＴを図６において実
線で示されるように設定し、しかも図６の領域Ｘにおい
てプロペラ２内にオイルを供給すると航空機を一層滑ら
かに滑走させることができる。図７はこのようにした場
合の制御ルーチンを示している。
【００２０】図７を参照するとまず初めにステップ７０
において機関回転数ＮＥおよび吸気ダクト６内の絶対圧
ＰＭに基いて燃料噴射量が算出される。次いでステップ
７１ではスロットル弁１１の開度ＴＡから図６において
実線で示す関係に基いて目標回転数ＮＥＴが算出され
る。次いでステップ７２では機関回転数ＮＥが目標回転
数ＮＥＴとなるようにプロペラピッチ制御用アクチュエ
ータ５３によってプロペラ２のピッチ角が制御される。
次いでステップ７３ではスロットル弁１１の開度ＴＡが
設定開度ＴＡ0 （図６）よりも小さいか否かが判別され
る。ＴＡ≦ＴＡ0のときはステップ７４に進んで一定時
間オイルポンプ５８が正転方向に駆動され、それによっ
てオイルがプロペラ２内に送り込まれる。これに対して
ＴＡ＞ＴＡ 0 になるとステップ７５に進んで一定時間オ
イルポンプ５８が逆転方向に駆動され、それによってプ
ロペラ２内からオイルが排出される。
において機関回転数ＮＥおよび吸気ダクト６内の絶対圧
ＰＭに基いて燃料噴射量が算出される。次いでステップ
７１ではスロットル弁１１の開度ＴＡから図６において
実線で示す関係に基いて目標回転数ＮＥＴが算出され
る。次いでステップ７２では機関回転数ＮＥが目標回転
数ＮＥＴとなるようにプロペラピッチ制御用アクチュエ
ータ５３によってプロペラ２のピッチ角が制御される。
次いでステップ７３ではスロットル弁１１の開度ＴＡが
設定開度ＴＡ0 （図６）よりも小さいか否かが判別され
る。ＴＡ≦ＴＡ0のときはステップ７４に進んで一定時
間オイルポンプ５８が正転方向に駆動され、それによっ
てオイルがプロペラ２内に送り込まれる。これに対して
ＴＡ＞ＴＡ 0 になるとステップ７５に進んで一定時間オ
イルポンプ５８が逆転方向に駆動され、それによってプ
ロペラ２内からオイルが排出される。
【００２１】
【発明の効果】航空機の滑らかな滑走走行を確保するこ
とができる。
とができる。
【図１】内燃機関の全体図である。
【図２】プロペラ軸周りの側面断面図である。
【図３】図２の III−III 線に沿ってみた断面図であ
る。
る。
【図４】電子制御ユニットを示す図である。
【図５】機関回転数ＮＥと推力との関係を示す線図であ
る。
る。
【図６】目標回転数ＮＥＴとスロットル開度ＴＡとの関
係を示す線図である。
係を示す線図である。
【図７】制御ルーチンを示すフローチャートである。
１…内燃機関 ２…プロペラ １１…スロットル弁 １２…パワーレバー
Claims (2)
- 【請求項１】 パワーレバーを高出力側に移動するほど
機関の目標回転数が増大せしめられ、機関回転数が目標
回転数となるようにプロペラのピッチ角が制御されるプ
ロペラ式航空機の制御装置において、パワーレバーの位
置が予め定められた低出力範囲内にあるときにはパワー
レバーが高出力側に移動せしめられるほど目標回転数の
増大率を低下させる目標回転数設定手段を具備したプロ
ペラ式航空機の制御装置。 - 【請求項２】 パワーレバーを高出力側に移動するほど
機関の目標回転数が増大せしめられ、機関回転数が目標
回転数となるようにプロペラのピッチ角が制御されるプ
ロペラ式航空機の制御装置において、パワーレバーの位
置が予め定められた低出力範囲内にあるときにはプロペ
ラの質量を増大せしめる質量増大手段を具備したプロペ
ラ式航空機の制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3675193A JPH06247392A (ja) | 1993-02-25 | 1993-02-25 | プロペラ式航空機の制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3675193A JPH06247392A (ja) | 1993-02-25 | 1993-02-25 | プロペラ式航空機の制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06247392A true JPH06247392A (ja) | 1994-09-06 |
Family
ID=12478443
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3675193A Pending JPH06247392A (ja) | 1993-02-25 | 1993-02-25 | プロペラ式航空機の制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06247392A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006007445B4 (de) * | 2005-03-01 | 2007-03-08 | Honda Motor Co., Ltd. | Kraftstoffeinspritzsteuer/regelsystem für einen Motor |
| RU2633824C1 (ru) * | 2016-09-09 | 2017-10-18 | Сергей Александрович Савухин | Винтомоторная установка для малоразмерного летательного аппарата |
| JP2020510569A (ja) * | 2017-02-07 | 2020-04-09 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | タービンエンジンのプロペラの速度およびパワーを制御するための方法 |
-
1993
- 1993-02-25 JP JP3675193A patent/JPH06247392A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| US7401605B2 (en) | 2005-03-01 | 2008-07-22 | Honda Motor Co., Ltd. | Fuel injection control system for engine |
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| US11549448B2 (en) | 2017-02-07 | 2023-01-10 | Safran Aircraft Engines | Method for controlling the speed and the power of a turbine engine propeller |
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