JPH06510005A - 回転翼機用の低速度モデルフォロイング速度コマンドシステム - 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】 回転Ｘａ用の低速度モデルフ１０イング速度コマンドンステ米国政府は陸軍省か ら受注した契約に従った本発明に対して権利を有する。

技術分野 本発明は、回転翼航空機用のフライト・コントロール・システムに関し、特に速 度コマンド・モードで動作するモデルフオロイング法による制ｉ１１／ステムに 関する。

背景技術 ホバー中の回転翼航空機の手動制御は、これに伴う高度な作業負荷及び地上に父 、１して固定した位置を（Ｖ持することに特有な困難性のため、パイロットにと って困難なｔす縦であることが周知である。これらの問題は攻撃へリコフリか目 （票補足及び指定のために樹木ライン・レベル以下でポツプ・アップ操縦を実行 している際に一層悪化する。このようなｆＪＪ縦は、特に悪化した視覚環境で操 縦するときに、航空機の位置文ひ速度のｉｎ確な制御を必要とする。

典ｆｆ１２　的１’、ｊ回転Ｎ航空機フライト・コントロール・システムでは、 パイロット入力を用いて、ある航空機姿勢及び速度ベクトル（つます飛行経路） に帰結するメイン・ロータ・ブレードのチップ・パスを設定する。しか腰このよ うな制御装置は、悪化した視覚環境でホバリングするときにパイロノ）・が経験 する前述の高度な作業負荷を招く。このようなフライト・コントロール・システ ムにより、ノイイロノトが特定地点」−１でホバリングし、そして航空機を池の 場所へ移動させてホバリングしたいときは、パイロットは溝方向周期的人力を人 力し、これにより航空機か新しいホバリング位置へ移動開始する。航空機か新し い所望のホバリング位置に近付くと、パイロットは浦促周朋的人力を与え、航空 機を新しい所望のホバリング位置上で停止させる。このような位置決め装置は、 新しい所望の位置上でホバリングに入ることが可能となる前に、数回反ｆｊｉＥ 　Ｌなければならないことがあるので、パイロットに高度の作業負荷を課するこ とになる。更に、正確な位置てホバリングに入ることの困難性は、攻撃ヘリコプ タにとって完全な操縦能力が必要とされる悪化した視覚飛行条件において増大す る。

パイロットが所定の位置へ飛行するようにシステムをプログラムでき、かつ所定 の位置上でホバリングに入れるようにする自動装置（例えば、自動パイロット・ ／ステム）が開発されている。しかし、航空機が、低い対気速度にある航空機の 姿勢ひいては位置を手動制御するために非常に大きなパイロットの作業負荷を必 要とする手動操縦制＃（即ち、樹木ライン以下の航空機行動を含む戦闘状態）に されているときは、問題が発生する。

発明の開示 本発明の目的は、低い対気速度で回転翼航空機を手動飛行させるために必要とす るパイロットの作業負荷量を軽減させることにある。

本発明の他の目的は、パイロ・、トの低い作業負荷により航空機の位置に対する 細か（正確な変更を可能にすることにある。

本発明の池の目的は、低い対気速度において）（イロ・ノド入力に応答して速度 コマンド・モードを発生する航空機フライト・コントロール・システムを提供す ることにある。

本発明の更に池の目的は、サイドアーム・コントローラの横方向入力又は縦方向 入力に比例する対地基準の速度応答を提供するために必要な航空機コマンドを発 生することにある。

本発明の更なる他の目的は、速度コマンド・モードへの遷移又はこれからの遷移 が円滑な回転翼航空機フライト・コントロール・システムを提供することにある 。

本発明によれば、回転翼航空機用のモデルフオロイングフライト・コントロール ・７ステムは、パイロ、トからの縦揺ｔｔ　及ｄ　ｔＭ　揺レスティック・コマ ンドに応答して航空機速度を制御するために速度コマンド・モートにより低い対 気速度で操縦する。

本発明は、航空機を低い対気速度で操縦するときに、回転翼航空機のパイロット に航空機の位置を正確に変更できるようにさせ、このように正確な変更に必要と するパイロ・ソトの作業負荷を軽減させる。

本発明のこれらの目的及びその他の目的、特徴並びに効果は、添（すする図面に 示す最良態様の実施例の以下の詳細な説明に鑑みて更に明らかになるであろう。

図面の簡単な説明 第１図は本発明を用いることができる回転翼航空機の絵図である。

第２図は本発明のモデルフｔロイングフライト・コントロールｅ／ステムのブロ ック図である。

第３図は第１図の実施例の一部分の概略図である。

第４図は第２図に示したシステム・コンポーネントのうちの一つの一実施例のブ ロック図である。

第５図は第４図の実施例の機能的な要素の概略図である。

第６図は第５図の関連概略図である。

第７図は第４図の実施例の更なる機能的な詳細の概略図である。

第８Δ図は第４図実施例の更なる機能的な詳細の概略図である。

第８Ｂ図は第４図実施例のなお更なる機能的な詳細の概略図である。

第９図は第４図実施例の更なる機能的な詳細の概略図である。

発明を実施するための最良の態様 第１図を参照すると、第１図は本発明を用いることができる回転翼航空機のヘリ コプタＩＯの実施例の絵図表示である。このヘリコフリはメイン・ロータ・アッ センブリ１１及びテール・ロータ・ア、センブリ１２を備えている。

第２図を参照すると、本発明のヘリコプタ・フライト・コントロール・７ステム ２１はモデルフオロイングコントロール・システムてあり、所望の航空機応答を 発生するために「逆ビークル・モデル」を介してパイロットのサイドアーム・コ ントローラ・コマンド及び変位スティック・コマンドを形成して℃する。この７ ステム（よ、主フライト・コントロール・システム（ｒ’ＦＣ３）２２と、自動 フライト・コントロール・システム（八ＦＣ３）２４とヲ備えて（＼る。ＰＦＣ ５は変位コレクティブスティック２６から線２７を介して変位コマンド出力を受 け取り、ＡＦＣ３は綿２８を介してコレクティブスティックの離散出力信号を受 け取る。ＰＦＣ８及びＡＦ　ＣＳ　ｉｉ線３０を介して４軸サイドアーム・コン トローラ２９の力出力コマンド信号、及び線３２を介して１（数のセンサ３１か ら検知さｈ？こ航空機のパラメータ信号をそれぞれ受け取る。ＰＦＣ３及びΔＦ Ｃ５ｉこおける９、↑ＩＪ９３３及び３４内にまとめて、線２７．２８及び３０ 上のパイロット・コマンド信号と、線３２上の検知された〕（ラメータ信号とを それぞれ示す。

ＰＦＣ５及びΔＦＣ３はそれぞれ航空機の片揺れ軸、縦揺り軸、者揺れ軸及び湯 力軸用の制御チャネル・ロジックを含む。第２図１こおいて、これらのロジック ・モジュールを、ＰＦＣ５用のブロック３５〜３８と、ＡＦＣ３用のブロック３ ９〜４２と（こより示す。ＰＦＣ５はロータ・コマンド信号を供給し、ＡＦＣＳ ロジック（よＰＦＣＳ４軸口／７り機能の調整及び／又はトリミングを行なう。

ＰＦＣ８及び△ＦＣＳロジック・モジュールは７　ＸＩス４３を介して相互１こ 接続している。

以下で詳細に説明するように、ｌ’Ｆｃｓ及び八ＦＣ３は各制御軸においてモデ ルフオロイングアルゴリズムを用いて、出力線４４上のロータ・コマンド信号を 機械サーボ４６及びリンケージ４７の変位を指令するメイン・ロータ・ミキシン グ機能４５に（４（給し、メイン・ロータ１９のチップ経路面を制御する。コマ ンド信号は更に線４４を介してヘリコプタ・テール・ロータ・サーボ４８にも供 給されており、これはリンケージ４９を介してテール・ロータ・アブセンブリ２ ０の推力を制御している。センサ３１から検知されたパラメータ信号は、ＰＦＣ ３及びＡＦＣ３に、線３２を介して、ロータ・コマンド信号に対する航空機の角 度変化率及び姿勢応答を供給する。

第３図は、第２図の部分的な概要断Ｐであり、ＰＦＣ５２２の縦揺れロジック・ モジュール３６及びＡＦＣ３２４の縦揺れロジック・モジュール３９の機能的な 相互接続をそれぞれ示す。ＰＦＣ３Ｏ片揺れロジック・モジュール３６は、９↑ 線３３及び線３０を介シてサイトアーム・コントローラ２９（第２図）から供給 される線５０上のＩＩＩれ軸コマンド信号を受け取る。本発明の実施例では、サ イドアーム・コノトローラは、パイロ、トがこのサイドアーム・コントローラ上 に前後方向の力を加えることにより縦揺れ軸コマンド信号を発生する４軸サイド アーム・コントローラである。縦揺れコマンド信号は縦揺れ率モデル回路５２（ 例えば、選択されたラジアン／秒　信号ゲインを有する一次遅れフィルタ）の人 力に供給され、この縦揺れ率モデル回路５２は線５４を介して、縦揺れ軸につい て航空機姿勢用の所望の変化率を表わす指令された所望の縦揺れ率信号を供給す る。縦揺れ率モデルの大きさのオークの選択は航空機の動力学及び所望する縦揺 れ応答に従う。

線５４を介する所望の縦揺れ率信号は、ｋ１ｔｉＩ！れ軸ビークル逆モデル５６ の人力、加算点５８、へＦＣ３縦揺れロジック・モジュール４０に対するバス４ ３、に同時に供給される。逆モデル５６は、線６０を介して検知されたχ・１気 運度信号として、線３２及びｑ↑線３３を介してセッサ３１から航空機の実際の 対気速度を受け取る。逆モデル５６はＺ−変換モデルであり、これは線６０を介 して検知されたり・Ｉ気速度信号の大きさにより変化する瞬時的な電圧ゲイン及 びＩ４定数特性を有する一次進みフィルタとして実施されてもよい。カスケード 接続された縦揺れ率モデル５２及び逆モデル５６は、線５０を介したサイドアー ム・コントロール信Ｗ　用のフィードフォワード経路をなす。

フィードフォワードの逆Ｚ変換モデルは、メイン・ロータ・アッセンブリ１１　 （第１図）に主制御人力を供給するものであり、この主制御人力は線６２を介し て指令された縦揺れ小信号により設定された率でヘリコプタ１０（第１図）を縦 揺れさせる。この指令された縦揺れ小信号は、パイロットに各々指令された操縦 に対して航空機の所望の縦［出れ軸の変化率を達成するために必要なメイン・ロ ータ・コマンドを表わしている。

加算機能５８は、（縦揺れ率モデル回路５２から）線５４上の所望の縦揺れ小信 号を、線６４を介して検知された縦揺れ小信号として（線３２及び幹線３３を介 してセンサ３１から）受は取る航空機の実際の縦１出れ率と加算して、線６５上 に縦揺れ率誤差信号を送出する。縦揺れ率誤差信号は率ゲイン段６／ｌにより増 幅され、第２の加算点６Ｇの一つの入力に（Ｊ％給される。更に、加算点６６は 、線６２を介して逆モデル５６からの所望の縦＋Ｓれ小信号と、率及び大きさの リミッタ７０から線６８を介して縦揺れコマンド変更信号とを受け取る。ΔＦＯ ３縦揺れロジック・モジュール４０から（バス４３を介して）線７１を介して非 制限形式の縦揺れ率変更信号が入力されているリミッタ７０は、縦揺れ率変更信 号の大きさ及び変化率を所定のものに制限する。その結果の和信号は、ＰＦＣ３ 縦揺れロンツク・モジュール３Ｇの出力１７２に送出され、かっＰＦＣ３出力斡 線４４を介してメイン・ロータ・サーボ（第１図の４６）に入力される。

ＡＦＣ５からの縦揺れ変更信号の大きさ及び変化率は、航空機の縦揺れ姿勢誤差 の関数である。航空機縦揺れ姿勢誤差はメイン・ロータ・コマンド信号に関する ２つのフィードバック・ループのうちの第２のものである。その第１のものは線 ６５を介する縦揺れ率誤差信号である。以下で詳細に説明するように、縦揺れ率 変更信号は、ロータ・コマンド信号に対する実際の航空機応答に基づいて、ＡＦ ＣＳ　内のモデルフォロイングアルゴリズムにより得られた計算値である。縦揺 れ率変更信号は、メイン・ロータ・コマンド信号の大きさ及び変化率を変更する 。

第３図に示すように、ＡＦｃｓｌ［ｉｌれロジック・モジュール／１０はＰＦＣ ５縦揺れロジック・モジュール３６から受け取る（幹線４３を介した）ＩｉＩ５ ４４：の指令された縦揺れ小信号に加えて、幹線３４を介し、以下の検知された 航空機のパラメータ、即ち：実際の対気速度（線６０）、実際の片揺れ率（線６ ４）、縦揺れ姿勢（線８６）、バンク角（ＰＨ１）（線８７）、購揺れ率（線８ ８）、横加速度（線８９）、機首方位（線９ｏ）、縦対地速度（線９１）及び横 対地速度（線９２）を受け取る。ＡＦＣ３の最良態様の実施例はマイクロプロセ ッサに基づく電子制御システムとしてのものであり、これにはメモリに格納され た実行可能なプログラム・リストにＡＦＣＳロジック・モジュール（３９〜４２ 、第１図）のアルゴリズムが存在する。

第４図はマイクロプロセッサに基づく八ＦＣ３２４の構成を示す。

線５７１上の指令された縦揺れ小信号は、ＡＦＣ３及びＰＦＣ３を相互接続する １４３内に含まれている入力ｌｌ９３から人力される。線６０．６４及び８６〜 ９２」二の検知された航空機パラメータ信号は、ＡＦＣ３人カボート９４でΔＦ Ｃ３入力斡線３４から入力される。

人力ボート９７１は、入力信号の形式（アナログ又はディジタル）に従って、ア ナログ・ディジタル変換器、周波数ディジタル変換器、またはその他の入力信号 をディジタル信号形式に変換するために必要な当業者に周知な信号調整機能を備 えることができる。

この人力ボートは、アドレス／データ・バス９５を介してマイクロブロセ、す９ ６（例えば、インテル８０２８６、モトローラ６８０２０）１．メモリ手段９７ 　（ＲＡＭ、ＵＶＰＲＯＭＳＥＥＰＲＯＭを含む）、及び出力ポート９８に接続 されている。この出力ポートは、ディジタル・アナログ変換器、パラレルシリア ル変換器、Ｍ敗出力トライバ、あるいは当業者に周知なへＦＣＳディジタル信号 フォーマットを制御システム（２１、第１図）が必要とするフォーマットに変換 するために必要とされる池の信号変換機能を備えることができる。ＰＦＣ５縦揺 れロン、り・モジュール３６への線７１を含む出力ボート線は、線９９を介して 相互接続線４３に接続されている。

第５図は、メモリ９７に存在し、マイクロプロセッサ９６により実行可能なＡＦ Ｃ３縦揺れ制御ロジックの部分のブロック図を示す。

本発明は更に適用可能な購揺れ信号に変更することによりへＦＣ５横揺れロジッ ク・モジュール４１の制御に適用可能である。、ＰＦＣ８からの所望の縦揺れ率 コマンドは線５４を介してボディー・オイラー変換１０２に入力され、ボディー ・オイラー変換＋０２には線８Ｇを介して実際のビークル縦揺れ率Ｐ　ｔｌ　Ｉ も入力されている。このボディー・オイラー変換は、航空機の胴体軸に関する基 準から慣性軸へ変換された指令縦揺れ小信号を線１０４に送出する。第８Ａ図は ボディー・オイラー変換のロジックの詳細なロジックを示す。

その変換ロジック処理の説明は、当業者にとって図から明らかなものなので、必 要ではない。参照を第５図に戻すと、指令された縦揺れ小信号は、時間で積分す る縦揺れ姿勢モデル＋１８（ＩＰえば、積分器）に人力され、縦１ｍれ姿勢モデ ル＋１８は線＋２０を介して所望の縦揺れ姿勢信号を０’給する。

所望の縦揺れ姿勢信号はウォソンユアウト・フィルタ（即ち２秒の時定数を有す る微分／遅延フィルタ）に入力され、ウォ／／ニアウド・フィルタはウォノンユ ・アウト信号を線＋２４を介して加算器＋２６及び速度コマンド・モデル１２８ に供給する。加算器１２リム・マ、ブ１２７からの姿勢バイアスが人力され、線 ＋３０を介してウォノ／ユ・アウト信号をトランジェント・フリー・スイッチ（ ＴＦＳ）＋３２に（１１給する。

線１２０上の所望の縦１出れ姿勢信号は、更に加算機能１３４にも入力され、加 算機能１３４は実際の縦揺れ姿勢信号Ｔ　ＩＩ　Ｅ　Ｔ　Ａを受け、かつ縦揺れ 姿勢誤差信号を、線１３６を介してＴＦＳ１３２に供給する。Ｔ　Ｆ　Ｓの動作 は、速度コマンド・モードに携わっているか否かを表わすプール代数信号である 線１３３上の信号ＨＨＳ　Ｗ　１により、制御されている。以下でｌ−Ｉ　ＩＩ 　Ｓ　Ｗ　ｌがどのように制御されているかについての説明を行なう。速度コマ ンド・モードに携わっている（即ち、＋１　ＨＳ　Ｗ　Ｉ　＝　１　）ときは、 ＴＦＳは速度コマンド・モードによる動作に関連する姿勢誤差を表わしている線 ＋３０上の信号をＪ！沢する。そうでないときは、ＴＦＳは、姿勢コマンド・モ ードでの動作に関連した姿勢誤差を表わしている線１３６　」ｌの信号を選択す る。ＴＦＳは、１ｕｌｌ散信号ＨＩｔ　Ｓ　Ｗ　ｌが変化するときにその出力信 号を円滑に遷移させる。これは、ｌ１ｌｌ　３０．１３６上の信号間で線１４０ 」二のその出力信号を瞬時的にスイッチングさせているのではなく、＋１　ＩＩ 　Ｓ　Ｗ　Ｉの状態が変化する時に、ＴＦＳが２つの信号間て線杉に遷移させて 、線＋４０上に供給するＴＦＳ出ツノを円滑に遷移させることである。ここて、 速度コマンド・モードの説明が適切となる。

第７図は速度コマンド・モデル１２８を表わすものである。このモデル内では、 線＋　２　／ｌ　ｌのウォッシュド信号がスイッチ１５０に供給され、その位置 は速度コラン１菖モードに携わっているか否かによる。速度コマンドに携わって いるときは、スイッチ１５０は閉位置に設定されてウオツシユ・アウト信号を線 １５２を介して加算機能１５４に転送させる。パイロ、１・がサイドアーム・コ ントローラ２９にヘリコプタ１０を移動しようとする方向へ有効な変化を与えた ときは、線１２４」二のウオツシユ・アウト信号はＯではないことに注意すべき である。加算機能＋５４は更に線１５６上のフィードバック信号も受けており、 差分信号を線１６２を介して制限付き積分１６０に供給する。差分信号は時間で 積分され、積分された信号は線１．６２を介して重力ゲイン１６４に供給される 。重力ゲインは感度ゲイン１６６に速度の単位で積を供給し、その値はモデル１ ２８の感度を設定する。感度ゲインは線１６７に速度コマンド信号を供給する。

線１６２土の積分信号は更にフィードバック・ゲイン１６８にも人力され、フィ ードバック・ゲイン１６８は制限機能１７０に信号を送出する。この制限機能は 線＋７２上に制限付きフィードバック信号を送出し、これを線１７６上のｌ！１ 敗信号Ｐ　Ｉ−Ｉ　ＨＩ　Ｎ　Ｓに応答するスイッチ＋７４に人力させる。フィ ードバック・パス（１６２，１７２，１５６）は、号イドアーム・コントローラ に力が加えられていない（即ち、パイロットがＯ速度を要求している）ときは積 分器をウオツシユ・アウトするように作用して、定常状態速度コマンＦ゛が存在 しないことを確実なものにする。フィードバック・ゲインの値は、積分器１６０ 周辺にフィードバック・バスを設けることにより発生する１次遅れの時定数を設 定する。

第９図にはスイッチング及び事象トリガリングに用いられる種々の離散信号用の 制御ロジ、り１８０の図である。このロジックは線３０を介してサイドアーム・ コントローラ２９からのコマンドを受けている。比較機能１８２．１８４はそれ ぞれサイドアーム制御コマンドをｆす断じて、パイロットが供給しているのは縦 揺れコマンドか、又はＦＭ揺れコマンドかを決定する。パイロットが縦揺れコマ ンド′を供給していないときは、比較機能１８２はセットされている信号を線１ ８Ｇにｌｊ給する。そうでないときは、信号をクリアする。

比較ａ７１８４は、晴揺れコマンドがサイドアーム・コントローラを介して人力 されているか否かを判断することを除き、同様に動作する。横揺れ入力が供給さ れていないときは、比較器１８４は線１８８」二の信号を七ノドする。そうでな いときは、信号をクリアする。

大きさ比較器１９０、＋９２は前後対地速度信号及び横対地速度信号をそれぞれ 受け、それぞれは速度の大きさを５フィート／秒のしきい（＋Ｃｆに対して比較 する。前後対地速度の大きさが５フィート／秒より小さいときは、比較器＋９０ は線１９４上の信号を七ノドする。

同様に、＋Ｕ・ｊ地速度のマグニチュードが５フィート／秒より小さいときは、 比較器１９２は線１９４上の信号をセットする。各比較器は、その人力信号の大 きさが５フィート／秒を超えるときは、それぞれの出力をクリアする。

比較器１８２、＋８４．１８６及び１９２からの信号はＡＮＤゲート＋９８に全 て人力され、ＡＮ　Ｄゲート＋９８は線２００を介して出力を２人力ＡＮＤゲー ト２０２に供給する。この２人力ＡＮＤケートはＮＯＲゲート２０４からも信号 を受けており、ＮＯＲゲー１−２０４は、縦揺れ速度ホールド又は横ｍれ速度ボ ールドに携わっているどきは、クリアされる。第２のＡＮＤゲートは線２０６を 介して信号をラッチ２０８に１１（給する。線２０６上の信号がセットされてい るときは、ラッチ１１　ＩＩ　Ｓ　Ｗ　ｌの出力が線＋３３上でセットされ、リ セットされているときは、ラッチは線２１０土でクリアされる。ラッチのす七ノ ド入力はセット人力に対して優先する。前後対地速度又は１苗対地速度が８．５ フィート／秒より速いと比較器２１２．２１４により判断されたときは、線２１ ０上の信号がセットされ、線１３３上のＨＩＩ　Ｓ　Ｗ　Ｉをクリアする。回路 コンピネーシゴン２０４．２０２．２０８は、縦揺れ速度ボールド又は横揺れ速 度ボールドに携わっている場合に、現在携わっていなければ、速度コマンド・モ ードに携わることができないことが確定される。

速度コマンド・モード連係信号口−Ｉ　Ｓ　Ｗ　Ｉが線＋３３を介して第２のラ ッチ２１０及びインバータ２＋２に人力される。ＨＨＳ　Ｗ　１かセットされて いると、インバータの出力はクリアされたものとなり、線１８６を介する縦揺れ 入力比較器１８２がらの信号と共に、オア・ゲート２１４に入力される。サイド アーム・コントローラの縦揺れ入力がないとき、又は速度コマンド・モードに携 わっていない（ＨＨ３Ｗ１．＝０）ときは、ＯＲゲート２１４は線２１６上にセ ットされている出方信号を供給し、続いてこれがう、チをリセットして線上のラ ッチ出力信号Ｐ　ＨＨＩ　Ｎ　Ｓをクリアさせる。ここで、種々のＭ敗信号をど のように制御するのかを理解することにより、説明を第５図〜第６図に戻すこと ができる。

ＴＦスイッチ１３２は線＋４０を介してオイラー・ボディー変換２２０に信号を 供給し、オイラー・ボディー変換２２０１．１選択した線１４０上の誤１信号て あって、オイラー軸に関する信号を再び航空機のボディ軸のものへ変換する。こ の変換の処理には、図示したような論理整然とした数学が含まれている。変換２ ２０は変換された訂゛差信号を線２２２を介して比例補償器２２４に供給してお り、比例補償器２２４は、ゲイン機能２２６、及び線２２６に信号を供給するよ うにサスケート接続されている制限機能２２８を備えている。

速度コマンド・モデル１２８はその出力信号を線１６７を介して加算機能２２８ に供給しており、加算機能２２８は更に線９１を介して前後対地速度信号も受け ている。加算機能２２８は、前後対地速度誤差を表わしている信号を線２３０を 介して供給する。即ち、この信号は速度コマンド・モデルと実際の前後対地速度 との間の差分を表わしている。ｎｉｉ後対地対地速度誤差線１３３Ｊ：のＩ−（ ＋（Ｓ　Ｗ　１により制御されているトラック／ホールド機能２３２に人力され る。

Ｉｔ　ｌｉ　Ｓ　Ｗ　ｉがクリアされているときは、この機能はトラ、り・モー ドで動作して線２３０上の信号を２３２に渡せるようにし、セットされていると きは、この機能は出力線」二の過去の値を保持する。トラック／ホールド機能は 、線２３４１の出力信号を一定に保持することにより速度コマンド・モードへの 遷移及びこれからの遷移を滑らかにするために用いられ、一方、フェード機能２ ３５は、速度コマンド・モードに携わっていないときは、前後りＪ地速度誤差信 号をフェードする（即ち、ＨＩＩ　Ｓ　Ｗ　ｌがセットからクリアへ遷移する） 。

フェード機能は、第８図に示す条件に従って、システムが速度コマンド・モード へ遷移ｒる及びこれから遷移する際に、線２３６１のフェード出力信号をある期 間（例えば、３秒間）にわたってフェード・イノ決びアウトすることにより、線 ２３６」二のフェード出力信号について円滑な遷移を可能にさせる。フェード機 能２３５は信号を腺２３６を介して加算機能２３８に供給しており、この加算機 能２３８には更に線２４０　ｊ、、、：の信号も入力されている。

線９１上の前後対地速度信号は、更に／ツクロナイザ２４２にも入力されており 、このンツクロナイザ２４２は、縦揺れ姿勢ホールド連係信号を遅延した信号で あるｌ！ＩＩ散信号ＰＶＳＥＬＮＤに応答する。Ｐ　Ｖ　Ｅ　Ｌ　Ｓ　Ｎ　Ｄは 、縦揺れ速度ホールドに携わっているときは、セットされ、逆に縦揺れ速度ホー ルドに携わっていないときは、クリアされる。ＰＶＥＬＳＮＤがクリアされてい るときは、ンツクロナイザ２４２は連続的に線９１上の前後対地速度信号の値を 格納し、Ｏに等しい出力信号をＩｉ！２４４上に１ノ（給する。ＰＶＥＬＳＮＤ がクリアからセットに遷移して、縦揺れ速度ホールドに携わったことを表わして いるときは、ンノクロナイザは、線９１上の信号の現在値と、シンクロナイ号内 に記憶した値であって、Ｉ’ＶＥＬＳＮＤがクリアからセットに遷移したときに その線上の信号を表わす値との間の差分を表わす信号を、線２４４上に供給し始 める。同期された信号はフェード機能２４６に人力され、フェード機能の動作は 速度コマンド・モード・エネーブル信号Ｈ１１３Ｗ　ｌを反転した信号により制 御されている。従って、フェード機能２４６は、速度コマンド・モートに携わっ ていない（即ち、１ｉｔ−ＩＳＷＩがセットからクリアへ遷移する）ときは線上 の信号をフェード・インさせ、また速度コマンド・モードに携わっているときは 線２４４」二の信号をフェード・アウトさせる。

加算機能は線２３６．２４０上の信号の差を取り、差分信号を比例積分補償器２ ４８に供給する。この補償器は線２５０上に信号を供給し、この信号は線２２６ 上の信号と加算機能１５４により加算されて、非制限縦揺れ変更コマンド信号を 線７１上に供給させる。

本発明はホバー・十−ルド・システムに関連可能なしのであり、その−例が同時 継続ｊ１１願である。これは、本発明をミキサへのホバー・ホールド人力信号に 対するバイアスとして作用させるものであり、そのバイアス■か新しい所望の航 空機ホバー位置を表わしている。

マイクロプロセッサに基つく電子制御システムの一実施例により本発明を説明し たか、当業者には、マイクロプロセッサを用いることなく、電子的なハードウェ アにより本発明を実施可能なことが理１１ｑされてあろう。更に、本発明の目的 の」二て、Ｐ　Ｆ　ＣＳと八ＦＣ３どの間てタスクを分割することは必要°Ｃは なく、むしろ分割は、１個の電「パッケージに完全なフライト・コントロール・ システムを配置スることに伴う信頼性の問題のためにフライト・コントロール・ システムで通常行なわれる／ステト設Ｒ１を表わしていることを理角デすべきで ある。更に、本発明は攻撃ヘリコプタに限定されないことは明らかであって、本 発明は低い航空機対気速度で飛行している間に速度コマンド・モートの採用をめ る全ての回転翼航空機に適用し１することに性行ずへきである。

最良の実施態様に関連して本発明を説明したが、本発明は、当業者が、本発明の 精神及び範囲から逸脱することなく、その形式及び細部で種々の他の変更、省略 及び付加を行い得ることを理解すべきである。

■ □ シ □ □ フロントページの続き （７２）発明者　リチャード、ジェイムズ　エル。

アメリカ合衆国、コネチカット　０６４９７゜ストラドフォード、バーバンク　 ドライブ（７２）発明者　ゴールド、フィリップ　ジェイ。

アメリカ合衆国、コネチカット　０６４８４゜ジェルトン、シャロン　コート４ ９ （７２）発明者　グラスマン、スティーヴン　アイ。

アメリカ合衆国、ペンシルヴエイニア １９０６４　、スプリングフィールド、バーンズドライブ　１４２８

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １．縦揺れ、横揺れ、片揺れ及び揚力軸姿勢コマンド信号に応答して回転翼航空 機のメイン・ロータ及びテール・ロータを調節させるサイドアーム・コントロー ラを有する型式の回転翼航空機用のフライト・コントロール・システムであって 、前記回転翼航空機はその実際の姿勢と、縦揺れ、横揺れ、片揺れ及び揚力軸に ついての変化率とを表わす検知信号を供給する複数のセンサを含み、フォース・ スティック・コマンド信号を入力するコマンド信号人力手段と、 検知した実際の姿勢信号、及び検知した実際の変化率信号が入力される検知信号 入力手段と、 前記フォース・スティック・コマンド強制信号、検知した実際の前記姿勢信号、 及び検知した実際の前記変化率信号に応答し、かつプログラム信号を記憶するメ モリ手段を有し、前記姿勢コマンド信号に応答して、それぞれに対する応答に、 前記姿勢コマンド信号の軸について前記航空機の所望の変化率を表わす所望率信 号を供給する率モデル・アルゴリズムと、 前記所望の変化率信号、及び検知した実際の前記変化率信号に応答して、それら の間の差の大きさを表わす率誤差信号を供給する第１の加算手段と、前記率設定 点信号のそれぞれに応答して、前記航空機の回転翼に与えたときに前記航空機を 前記率設定点信号により指令された形式に空気力学的に応答させる信号特性を有 する対応する所望のコマンド信号を供給し、前記航空機の逆ダイナミックスを決 定する逆ビークル・モデル・アルゴリズムと、 前記所望の変化率信号に応答して、所望の姿勢信号として積分和を供給する姿勢 モデル・アルゴリズムと、前記所望の姿勢信号及び検知した実際の前記姿勢信号 に応答して、これらの間の差の大きさを表わす姿勢誤差信号を供給する第２の加 算手段と、 前記所望のコマンド信号、前記率誤差信号及び前記姿勢信号誤差信号に応答し、 速度コマンド信号としてそれらの和を供給する第３の加算手段と、 を構成するプログラム信号を含む信号処理手段と、前記航空機の回転翼に前記速 度コマンド信号を供給する出力手段と を備えているフライト・コントロール・システム。