JPH0725355B2 - Input device for inputting multiple control inputs in an aircraft control system - Google Patents
Input device for inputting multiple control inputs in an aircraft control systemInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は航空機の操縦装置に関するもので、特に完全に
新規な方式による操縦を可能とする航空機操縦装置に関
するものである。Description: BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an aircraft control device, and more particularly to an aircraft control device that enables a completely new type of control.
［従来の技術］ 固定翼航空機、回転翼航空機（ヘリコプタ）のいずれに
於ても、操縦士は操縦桿、操縦レバー、操縦輪、足踏み
ペダル等の操縦手段を使用して、航空機の操縦翼面の位
置を制御して航空機の高度、姿勢、速度等を制御してい
る。最も簡単なシステムでは、操縦装置はケーブルによ
り制御翼面に連結されている。例えば、固定翼軽飛行機
では足踏ペダルがケーブルにより方向蛇に連結されてい
る。より複雑なシステムでは、流体圧サーボにより増力
される機械的連結部等を有する操縦装置が用いられる。[Prior Art] In both fixed-wing aircraft and rotary-wing aircraft (helicopters), a pilot uses a control means such as a control stick, a control lever, a control wheel, and a foot pedal to control the control surface of the aircraft. To control the aircraft's altitude, attitude, speed, etc. In the simplest system, the controls are connected to the control surface by cables. For example, in a fixed-wing light aircraft, a foot pedal is connected to a direction snake by a cable. In more complex systems, controls are used, such as mechanical linkages augmented by hydraulic servos.
航空機システムが益々複雑化するにつれて、操縦室内に
多数の計器、スイッチ等が配設されており、これらの計
器、スイッチ等によって操縦席回りの空間の多くを占有
している。従って、操縦室内における操縦装置と他の装
置の配置が非常に繁雑となる。As the aircraft system becomes more and more complicated, many instruments, switches, etc. are arranged in the cockpit, and these instruments, switches, etc. occupy most of the space around the cockpit. Therefore, the arrangement of the control device and other devices in the cockpit becomes very complicated.
典型的な航空機では、操縦桿上の操縦輪により航空機の
ロール及びピッチが制御され、足踏ペダルにより方向蛇
が制御され、スロットル・コンソールによりエンジン推
力が制御されている。一方、典型的なヘリコプタでは、
サイクリック・ピッチ桿により航空機のピッチ及びロー
ルが制御され、足踏ペダルによりヨーが制御され、コレ
クティブ・ピッチ桿による垂直揚力が制御されている。
これらの操縦装置及び操縦翼面への機械的連結部又はサ
ーボ機構によって座席室空間の多くの部分が占有されて
いる。例えば、操縦士座席の正面に操縦輪又は操縦桿を
配置した場合、操縦輪又は操縦桿をその空間内で種々の
位置に動かす必要があり、これらの操縦輪又は操縦桿が
操縦士の視野をさえぎるため、操縦士の正面に電子式表
示器等を配置することを困難なものにしている。また、
足踏ペダルによって、ヘリコプタのロギング・オペレー
ション、建設作業等における操縦士の前方及び下方視界
が妨げられることがある。また、乗客が操縦士座席の一
つに座っている時、操縦装置との乗客の不注意な接触に
より意図せざる操作が行われる可能性がある。更に、操
縦士座席への着座及び退席時にこれらの操縦装置が邪魔
になる。In a typical aircraft, the control wheels on the control stick control the roll and pitch of the aircraft, the foot pedal controls the direction snake, and the throttle console controls the engine thrust. On the other hand, in a typical helicopter,
The cyclic pitch rod controls the pitch and roll of the aircraft, the foot pedal controls yaw, and the collective pitch rod controls vertical lift.
A large portion of the seat space is occupied by these controls and mechanical connections to the control surfaces or servomechanisms. For example, when a control wheel or control stick is placed in front of the pilot's seat, it is necessary to move the control wheel or control stick to various positions within the space, and these control wheels or control sticks can change the view of the pilot. Because of the obstruction, it is difficult to place an electronic display in front of the pilot. Also,
The foot pedal may obstruct the pilot's forward and downward visibility during helicopter logging operations, construction work, and the like. Also, when a passenger is sitting in one of the pilot's seats, there is a possibility that an unintentional operation may be performed due to the careless contact of the passenger with the control device. Furthermore, these control devices are an obstacle when sitting in and out of the pilot's seat.
操縦士及び副操縦士により操縦が行われるシステムで
は、その一方から他方への引継ぎが操縦システムに急激
な変化を与えることなく行なわれ得るように、操縦装置
が互いに位置を同期化されていることが必須である。こ
のために、操縦士の操縦装置の各々は対応する副操縦士
用の操縦装置と通常機械的に連結されている。機械的連
結をなくすために必要な流体圧又は電気式センサ及びア
クチュエータはこの使用目的には動作速度が遅過ぎまた
繁雑過ぎるので、実用的には使用不可能である。In systems piloted by pilots and copilots, the controls should be synchronized in position with respect to each other so that the transfer from one to the other can be made without any sudden changes to the control system. Is mandatory. To this end, each of the pilot's controls is usually mechanically linked to a corresponding co-pilot's controls. The fluid pressure or electrical sensors and actuators required to break the mechanical connection are not practically usable because their operating speed is too slow and too complicated for this purpose.
上記の欠点のいくつかを解決するため、操縦士が手を座
席のアームに載せている状態で操作し得る所謂“サイド
アーム”操縦装置を提供する試みがなされてきた。この
サイドアーム式の操縦装置は、操縦士が高い加速度に耐
えなければならない高速航空機又は宇宙船内では、操縦
士の身体を座席にクッションで支える必要があるため操
縦士が座席内で操縦操作を行い得るので有効なものと考
えられている。このため、いくつかのサイドアーム操縦
装置が使用されるに至っている。In order to overcome some of the above drawbacks, attempts have been made to provide so-called "side arm" controls that can be operated by the pilot with his hands resting on the arm of the seat. In a high-speed aircraft or spacecraft where the pilot has to endure high acceleration, this side-arm type control device requires the pilot's body to be supported by a cushion on the seat. It is considered to be effective because it gains. This has led to the use of several side arm controls.
［発明の解決しようとする課題］ 従来、ある程度成功裡に用いられている典型的なサイド
アーム操縦装置は二軸方向の制御、一般にはピッチ軸及
びロール軸方向の制御に制限されている。従って、スロ
ットル又はコレクティブ・ピッチ桿及び足踏ペダルは従
来のまま残されているので、それらを操作するため操縦
士は座席の外に手を伸ばさなければならず、また足踏ペ
ダルを踏み得る姿勢をとらなければならない。また、座
席室の装置の繁雑さの解消も不十分である。[Problems to be Solved by the Invention] Conventionally, a typical side arm control device which has been used with some success has been limited to biaxial control, generally pitch and roll axial control. Therefore, since the throttle or collective pitch rod and the foot pedal are left as they are, the pilot must reach out of the seat in order to operate them, and the posture that the foot pedal can be stepped on. Must be taken. In addition, the complexity of the equipment in the seat room is not sufficiently solved.
三軸又はそれ以上の軸方向に操作可能なサイドアーム操
縦装置を製作することも試みられてきた。これらの軸に
は、例えばピッチ軸、ロール軸及びヨー軸、又はピッチ
軸、ロール軸及びコレクティブ・ピッチ軸（又は固定翼
航空機ではスロットル軸）が含まれている。しかし、三
軸又はそれ以上の軸で作動するように設計されたサイド
アーム操縦装置は各操縦軸間の交差結合に起因する共通
の欠点を持っている。即ち、前後及び左右運動によりピ
ッチ方向制御及びヨー方向制御する場合、同一の操縦桿
の上下運動によりヘリコプタのコレクティブ・ピッチを
も制御することは不可能である。なぜならば、操縦桿を
前方及び後方に動かそうとすると、操縦桿はある程度上
方及び後方にも動く結果となる（その逆も同様）からで
ある。これは、人間の手が手首関節を枢動個所として前
腕に連結されているため、人間の手首関節の自然な運動
により操縦桿の異なる軸の間に交差結合が惹起されると
いう本質的な問題であると考えられる。同じことが、前
−後及び右−左運動と組み合わされているねじり運動に
ついても同様の問題が生じる。航空機の重量を減じ、信
頼性及び性能を向上するためにシステムに冗長性を持た
せ、また例えば、マイクロプロセッサ等の最新技術の利
点を取り入れるために航空機内の機械的相互結合を避け
て電気的又は光学的に（又はその双方により）センサ及
びアクチュエータを結ぶことを特徴とする“フライ・バ
イ・ワイヤ（fly−by−wire）”システムについてもい
くつかの検討がなされてきた。このような場合、航空機
の操縦翼面の制御を行うためにブースタ・サーボを駆動
する通常の機械的リンケージが電気式位置にセンサによ
り置換され、それにより電気／流体圧アクチュエータが
制御される。しかし、複雑及び座席室取付装置を増さず
に操縦士の操縦手段と副操縦士の操縦手段との間の同期
化を行ない得るフライ・バイ・ワイヤ式システムを実現
することはこれまで困難であった。従って、現在一般の
操縦手段を有する航空機に用いるべく構成されたフライ
・バイ・ワイヤ式システムでは、操縦士の操縦手段と副
操縦士の操縦手段との間は機械的に連結され、その単一
の機械的連結部に電気式トランスデューサを結合するこ
とが一般的となっている。このことは、操縦士と副操縦
士との間で引継ぎが行なわれる場合に操縦装置（例えば
ヘリコプタの操縦桿又は固定翼航空機の操縦輪）の位置
は操縦士側と副操縦士とで同一でなければならないが、
この運動又は位置の同期化は、過大な空間をとらない高
速追従システムの実現が本質的に困難であるため、機械
的相互結合以外では容易に行なわれ得ないものとなって
いた。Attempts have also been made to produce side arm controls that can be operated in three or more axial directions. These axes include, for example, pitch axis, roll axis and yaw axis, or pitch axis, roll axis and collective pitch axis (or throttle axis in fixed wing aircraft). However, side arm steering systems designed to operate on three or more axes have common drawbacks due to cross coupling between the steering axes. That is, when the pitch direction control and the yaw direction control are performed by the forward and backward and left and right movements, it is impossible to control the collective pitch of the helicopter by the same vertical movement of the control stick. This is because trying to move the control stick forward and backward will result in the control stick moving upward and backward to some extent and vice versa. This is an essential problem in that the human hand is connected to the forearm with the wrist joint as the pivot point, and the natural movement of the human wrist joint causes cross-coupling between the different axes of the control stick. Is considered to be. The same problem occurs for torsional movements combined with front-back and right-left movements. Electrical redundancy, avoiding mechanical interconnections in the aircraft to reduce system weight, provide system redundancy to improve reliability and performance, and take advantage of state-of-the-art technology such as microprocessors. Alternatively, some studies have been done on "fly-by-wire" systems, which are characterized by connecting sensors and actuators optically (or both). In such cases, the sensor replaces the conventional mechanical linkage that drives the booster servo to provide control of the aircraft control surface, thereby controlling the electrical / hydraulic actuator. However, it has heretofore been difficult to realize a fly-by-wire system in which the pilot's maneuvering means and the co-pilot's maneuvering means can be synchronized without increasing complexity and seating system attachment. there were. Therefore, in fly-by-wire systems configured for use in aircraft that currently have common pilot means, there is a mechanical connection between the pilot's pilot means and the co-pilot's pilot means, It has become common to couple electrical transducers to the mechanical connections of the. This means that the position of the control device (eg helicopter control stick or fixed wing aircraft control wheel) is the same on the pilot side and on the co-pilot when a handover is made between the pilot and co-pilot. Must be,
Since this movement or position synchronization is essentially difficult to realize a high-speed tracking system that does not take an excessive amount of space, it has been impossible to easily perform it by means of mechanical interconnection.
本発明の目的は、操縦室の操縦機器の配置は簡素化し、
操縦士の視野を広げ、操縦士の疲労を軽減し、またフラ
イ・バイ・ワイヤ及び（又は）フライ・バイ・ライト
（fly−by−light）式操縦システムの適用範囲を拡大し
得る航空機操縦システムにおける複数の制御入力を入力
するための入力装置を提供することである。The object of the present invention is to simplify the arrangement of the control equipment in the cockpit,
An aircraft control system capable of expanding the pilot's field of view, reducing pilot fatigue, and expanding the application range of fly-by-wire and / or fly-by-light type control systems To provide an input device for inputting a plurality of control inputs.
［課題を解決するための手段］ 本発明の構成によれば、航空機のピッチ方向、ロール方
向、ヨー方向の姿勢制御、揚力又は速度制御のそれぞれ
に対応する四つの操作入力を入力するための装置であっ
て、前記ピッチ方向、ロール方向、ヨー方向の姿勢制
御、揚力又は速度制御の各航行制御動作のうち第一の航
行制御動作を行うために設定された第一の操作軸線に沿
った第一の操作方向と、第二の航行制御動作を行うため
に設定され、前記第一の操作軸線と同一平面上に設けら
れるとともに、所定の中立位置で前記第一の操作軸線と
交差する第二の操作軸線に沿った第二の操作方向と、第
三の航行制御動作を行うために設定され、前記第一及び
第二の操作軸線の配設面と垂直に交差し且つ前記中立位
置において前記第一及び第二の操作軸線と交差する第三
の操作軸線に沿った第三の操作方向と、第四の航行制御
動作を行うために設定され、前記第三の操作軸線を中心
とした回転方向にそれぞれ独立して手動操作ができるよ
うに構成されており、各操作方向に関して微小の操作ス
トロークで操作するように構成された単一の操縦桿を備
えた操作手段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第一の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第一の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第一の制御入力信
号を発生する第一の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第二の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第二の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第二の制御入力信
号を発生する第二の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操作桿に負荷される前記第三の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第三の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第三の制御入力信
号を発生する第三の制御入力信号発生手段と、 及び 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第四の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第四の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第四の制御入力信
号を発生する第四の制御入力信号発生手段とによって構
成したことを特徴とする航空機の操縦システムにおける
複数の制御入力を入力するための入力装置が提供され
る。[Means for Solving the Problems] According to the configuration of the present invention, a device for inputting four operation inputs corresponding to the attitude control in the pitch direction, the roll direction, the yaw direction, and the lift or speed control of the aircraft. Of the navigation control operations of the pitch direction, roll direction, yaw direction attitude control, lift force or speed control, along a first operation axis set to perform a first navigation control operation. A second operation direction, which is set to perform a second navigation control operation, is provided on the same plane as the first operation axis line, and intersects the first operation axis line at a predetermined neutral position. A second operation direction along the operation axis of, and is set to perform a third navigation control operation, intersects perpendicularly with the arrangement surface of the first and second operation axes and at the neutral position. Intersect with the first and second operating axes The third operation direction along the third operation axis that is different from the third operation axis and the fourth navigation control operation are set to perform the manual operation independently in the rotation direction about the third operation axis. And a first control rod having a single control stick configured to operate with a minute operation stroke in each operation direction, and the first load applied to the control stick of the operation means. First control input signal generating means for generating a first control input signal indicating a desired control value in the first navigation control operation direction according to the magnitude and direction of the operation input in the operation direction of A second control input signal indicating a desired control value in the second navigation control operation direction is generated in accordance with the magnitude and direction of the operation input in the second operation direction loaded on the control stick of the means. A second control input signal generating means, A third control input signal indicating a desired control value in the third navigation control operation direction is generated according to the magnitude and direction of the operation input in the third operation direction applied to the operation rod of the operating means. A third control input signal generating means, and a desired fourth navigation control operation direction in accordance with the magnitude and direction of the operation input in the fourth operation direction loaded on the control stick of the operation means. And an input device for inputting a plurality of control inputs in an aircraft control system, the input device being provided with a fourth control input signal generating means for generating a fourth control input signal indicating a control value of It
［作用］ 上記した本発明の構成によれば、操作手段を介して各操
作軸線に沿って操作力を加えることによって、航空機の
ピッチ方向、ロール方向、ヨー方向の姿勢制御、揚力又
は速度制御のための制御入力の入力動作が行われる。[Operation] According to the configuration of the present invention described above, by applying an operation force along each operation axis via the operation means, the attitude control in the pitch direction, the roll direction, the yaw direction, the lift force, or the speed control of the aircraft is performed. The input operation of the control input for is performed.
［実施例］ 本発明の上記及び他の目的、特徴及び利点は、以下にそ
の好ましい実施例を図面により詳細に説明するなかで一
層明らかとなろう。Embodiments The above and other objects, features and advantages of the present invention will become more apparent in the following description of preferred embodiments thereof in detail with reference to the drawings.
第１図を参照すると、本発明によるサイドアーム操縦装
置10には検出トランスデューサ13と、このトランスデュ
ーサに結合された操縦桿12を含んでいる。トランスデュ
ーサ13と操縦桿12で形成されるユニットは、操縦席16の
アームレスト14の上に配設されている。なお、アームレ
スト14は、必要に応じて操縦席10への着座及び操縦席か
ら離脱を容易にするため、参照数字18を付されている部
分を中心に回動可能に操縦席に取付けることも出来る。
第１図に示されているように、サイドアーム操縦装置10
は前後方向、右左方向、上下方向及び上下方向軸線を中
心とする回動方向に操作可能となっている。本実施例に
おいては、操縦桿12を前後方向に操作することによって
航空機のピッチ方向の制御を行うように構成されてお
り、従って、ヘリコプタでは縦方向サイクリック・ピッ
チ・チャネル又は固定翼航空機の昇降蛇が制御される。
また操縦桿12を右左方向に操作することによって航空機
のロール方向の制御が行われるように構成されており、
ヘリコプタの横方向サイクリック・ピッチ・チャネル又
は固定翼航空機の補助翼が制御される。操縦装置10の操
縦桿12を上下方向軸線を中心に回転方向に操作すること
によって、航空機のヨー方向制御が行なわれ、ヘリコプ
タの尾部ロータ・ピッチ・チャネル又は固定翼航空機の
方向蛇が制御される。更に、図示の実施例においては、
操縦装置10の操縦桿12を上下方向に操作することによっ
ては揚力又は速度の制御が可能となっており、ヘリコプ
タのコレクティブ・ピッチ・チャネル又は固定翼航空機
のエンジン・スロットル及び（又は）プロペラ・ブレー
ド・ピッチが制御される。Referring to FIG. 1, a side arm control system 10 in accordance with the present invention includes a sensing transducer 13 and a control stick 12 coupled to the transducer. The unit formed by the transducer 13 and the control stick 12 is arranged on the armrest 14 of the cockpit 16. It should be noted that the armrest 14 can be attached to the cockpit so as to be rotatable around a portion indicated by reference numeral 18 in order to facilitate the seating on the cockpit 10 and the detachment from the cockpit, if necessary. .
As shown in FIG. 1, the side arm steering system 10
Can be operated in the front-rear direction, the left-right direction, the up-down direction, and the rotation direction about the up-down axis. In this embodiment, the control of the pitch direction of the aircraft is performed by operating the control stick 12 in the front-back direction. Therefore, in the helicopter, the vertical cyclic pitch channel or the fixed-wing aircraft is lifted. The snake is controlled.
In addition, the control of the roll direction of the aircraft is performed by operating the control stick 12 to the left or right,
A lateral cyclic pitch channel of a helicopter or an aileron of a fixed wing aircraft is controlled. By manipulating the control stick 12 of the control device 10 in a rotational direction about the vertical axis, the yaw direction control of the aircraft is performed and the tail rotor pitch channel of the helicopter or the direction snake of the fixed wing aircraft is controlled. . Further, in the illustrated embodiment,
Lifting or speed control is possible by operating the control stick 12 of the control device 10 in the vertical direction. The helicopter collective pitch channel or fixed wing aircraft engine throttle and / or propeller blades. -Pitch is controlled.
本発明の好適実施例によるサイドアーム操縦装置10にお
いては上記した四つの操作方向の全部又は一部の操作方
向への操縦操作において操縦桿12の動作ストロークは、
トランスデューサ13によって検知し得る最小のストロー
クに設定されており、操縦士が最小のストロークで操作
出来るように設計されており、トランスデューサ13は、
操縦桿12の動作ストロークではなく、操縦桿に加えられ
る操作力を検出して、この操作力に応じた出力信号を発
生する。In the side arm control device 10 according to the preferred embodiment of the present invention, the operation stroke of the control stick 12 in the control operation in all or a part of the four operation directions described above,
It is set to the minimum stroke that can be detected by the transducer 13, and is designed so that the pilot can operate with the minimum stroke.
The operating force applied to the control stick is detected instead of the operation stroke of the control stick 12, and an output signal corresponding to this operating force is generated.
上記のように操縦桿の運動ストロークを微小とすること
によって、操縦士の操縦操作における手首関節の自然な
運動に起因して発生する複数の操作方向への操縦操作が
複合する操縦方向の交差結合（例えば上方への操縦操作
に伴う操縦桿の後方へのストローク動作が惹起される現
象）が生じることを未然に防止出来るものとなる。従っ
て、上記した四つの方向への操縦操作を独立して行い得
るものとなる。なお、この形式の操作力感応型の操縦桿
は市場で容易に入手可能であり、その一例として米国コ
ネチカット州ノーウォーク所在のメジャーメント シス
テムズ インコーポレーテッド（Measurement Systems.
Inc.）より製作されているモデル404−G517がある。そ
れ以外の操作力感応型操縦桿も利用可能である。なお、
本発明の操縦システムに使用する上で必要な条件は、操
縦桿が全ての操作方向に十分な剛性を有し、また適当な
範囲（例えば各操作方向に10〜18kgのオーダー）の操作
入力に対して所要の出力信号を生ずる感度を有している
ことである。また、かかる操作力を検出するためのトラ
ンスデューサとしては、ストレインゲージ等を用いるこ
とが出来る。上記した本実施例の構成によれば、操縦士
は、操縦操作において操縦桿の移動をほとんど感知しな
いものとなる。ここで、操縦士によって感知されない程
度の運動とは、操作力によって生ずる変位が操縦士に運
動感覚を与えないほど微小であり、手の運動に伴なう軸
間の交差結合が問題にならない程度の運動を指してい
る。By making the movement stroke of the control stick as small as described above, the cross-coupling of the steering directions, which is a combination of the steering operations in multiple operating directions caused by the natural movement of the wrist joint in the pilot's steering operation (For example, a phenomenon in which a backward stroke motion of the control stick is caused due to an upward steering operation) can be prevented in advance. Therefore, the maneuvering operation in the above four directions can be independently performed. This type of operating force-sensitive control stick is easily available in the market, and one example is the Measurement Systems, Inc. (Norwalk, Connecticut, USA) measurement system.
There is a model 404-G517 manufactured by Inc.). Other operating force-sensitive control sticks are also available. In addition,
The conditions required for use in the control system of the present invention are that the control stick has sufficient rigidity in all operation directions and that the operation input is within an appropriate range (for example, on the order of 10 to 18 kg in each operation direction). On the other hand, it has a sensitivity to generate a required output signal. Further, a strain gauge or the like can be used as a transducer for detecting such an operation force. According to the configuration of this embodiment described above, the pilot hardly senses the movement of the control stick in the piloting operation. Here, the movement that is not sensed by the pilot is such that the displacement caused by the operating force is so small that it does not give the pilot a motion sensation, and the cross coupling between axes that accompanies the movement of the hand does not pose a problem. Refers to the exercise.
上記のように、本実施例によれば、操縦桿の操作ストロ
ークが操縦士によって感知されない程度の極めて小さく
操縦桿を通じて入力される操作力のみに感応する多軸形
操作力型操縦桿の使用により、三軸又は四軸での操縦に
おいてそれぞれの異なる操作方向間の交差結合を生じな
いものとしている。As described above, according to this embodiment, the operation stroke of the control stick is extremely small so that it is not sensed by the pilot, and the use of the multi-axis operation force type control stick is sensitive to only the operation force input through the control stick. , It is assumed that cross-coupling between different operation directions does not occur in the operation with three axes or four axes.
一方、この種の操縦装置10を使用した場合、ほぼ一定の
力を加え続けることは操縦士に疲労感を覚えさせること
がある。これは、複数の操作方向の操縦操作が連続する
場合には、特に一定の操作力を加え続けることで操縦士
が一層著しい疲労を招くことは明らかである。On the other hand, when using this type of control device 10, continuing to apply a substantially constant force may make the pilot feel tired. It is clear that when the maneuvering maneuvers in a plurality of manipulating directions are continuous, the pilot will be more fatigued by continuously applying a constant manipulating force.
更に、突風条件のもとにホバー中のヘリコプタの180゜
旋回のように複数の操縦方向での急速な飛行運動を片手
で操縦するのは困難である。手自体の機能及び航空機の
応動への操縦士の反応を含む人間工学的な因子が全て理
解されているわけではないが、上記の困難はかかる複雑
な飛行運動中に二つ以上の操作方向への操縦操作間相互
に関連を持たせて指令を与える必要があることに起因す
るものと考えられる。本発明に用いられる操作力感応型
操縦桿は、操作桿のストローク位置に応じた指令を与え
る従来の操縦桿と異なり、それ自体では視覚又は他の身
体支部分（例えば膝）に対する手の相対位置感覚により
操縦を行うことはできない。また、従来の操縦装置では
操縦操作が種々の身体部分に割り当てられており、片手
で互いに関連を持たせて操縦する必要があるのはピッチ
およびロール方向の制御を行う操縦桿又は操縦輪のみで
あるのに対して、本発明の操縦システムでは全ての方向
の制御を片手による操縦で行なわなければならない。In addition, it is difficult to maneuver with one hand rapid flight motions in multiple maneuvering directions, such as a 180 ° turn of a helicopter in a hover under gust conditions. Not all ergonomic factors, including the functioning of the hand itself and the pilot's response to aircraft response, are understood, but the difficulties described above can result in more than one maneuvering direction during such complex flight movements. It is considered that this is because it is necessary to give a command by associating the maneuvering operations with each other. The operation force-sensitive control stick used in the present invention is different from the conventional control stick that gives a command according to the stroke position of the operation stick, and in itself, the relative position of the hand with respect to the visual sense or another body support part (for example, knee). It is not possible to control by feeling. Further, in the conventional control device, the control operation is assigned to various body parts, and it is only the control stick or the control wheel that controls the pitch and roll direction that needs to be operated with one hand in association with each other. In contrast, the steering system of the present invention requires control with all hands in one direction.
多軸操作力感応型操縦桿の使用に伴なう上記の問題を解
消するために、本実施例による操縦システムでは、比例
成分と積分成分を用いた信号処理回路を用いることによ
り各方向の制御起点を浮動化している。即ち、操縦士に
より与えられた全ての操作入力によってそれぞれ対応す
る制御方向の新たな制御起点（又は基準点）が更新され
る。従って、本発明によれば、操縦士は航空機の姿勢、
速度、高度及びそれらの変化を肉眼観察又は計器により
知らながら、現在の操縦翼面の位置を補正するように操
縦を行うことができる。In order to solve the above problems associated with the use of the multi-axis operation force sensitive control stick, the control system according to the present embodiment uses a signal processing circuit using a proportional component and an integral component to control each direction. The starting point is floating. That is, a new control starting point (or reference point) in the corresponding control direction is updated by all operation inputs given by the pilot. Therefore, according to the invention, the pilot is
Maneuvers can be made to correct the current position of the control surface, knowing the speed, altitude and their changes by visual observation or instrumentation.
第２図には、第１図で説明した多軸操作力感応型操縦桿
を用いた本発明による操縦システムがブロック図で示さ
れている。操縦装置10は複数個の出力端20〜23を有し、
それぞれに操縦桿12に入力される垂直方向、前後方向、
左右方向又は回転方向の操作力に対応し、操作力の強さ
に対して所定の関数となる電圧値の電圧信号を生ずる。
第１図で説明した操縦桿12では各操作方向には両方向性
を有している。即ち、垂直方向の操作には上向方向の操
作と下向方向の操作があり、前後方向の操作には前方向
と後方向の操作があり、左右方向の操作には右方向の操
作と左方向の操作があり、又、回転方向の操作には時計
回り方向と反時計回り方向の操作がある。本実施例の操
縦装置10は、各制御方向における操縦桿12の操作方向に
応じてそれぞれ極性の異なる電圧を生ずるように構成さ
れている。前記の操作力感応型操縦装置では、電圧は操
作力に対してほぼ直線関係を有する構成となっており、
従って、本実施例において出力端20〜23に発生する出力
電圧の絶対値は、操作力とリニアに比例している。しか
しながら、出力端20〜23の出力電圧を操作力に対してリ
ニアに比例させることは、本発明の実施において必須な
ものではなく、出力電圧と操作力の関係が非直線関係と
なっている場合にも、出力端20〜23の各々に対して信号
整合回路24〜27を設け、この信号整合回路24〜27によっ
て操作力に対して所望の関数関係をもつ電圧信号を導線
28〜31上に発生させ、それらの信号整合回路24〜27の出
力電圧を制御システムへの実際の信号入力とすることが
できるからである。FIG. 2 is a block diagram showing a steering system according to the present invention using the multi-axis operation force sensitive type control rod described in FIG. The control device 10 has a plurality of output terminals 20 to 23,
Vertical direction, front-back direction, which is input to the control stick 12 for each
A voltage signal having a voltage value corresponding to the operating force in the left-right direction or the rotating direction and having a predetermined function with respect to the strength of the operating force is generated.
The control stick 12 described in FIG. 1 has bidirectionality in each operation direction. That is, vertical operation includes upward operation and downward operation, front-back operation includes forward and backward operations, and left-right operation includes rightward operation and leftward operation. There are directional operations, and rotational operations include clockwise and counterclockwise operations. The control device 10 of the present embodiment is configured to generate voltages having different polarities according to the operating directions of the control stick 12 in the respective control directions. In the operation force sensitive type control device, the voltage has a substantially linear relationship with the operation force,
Therefore, in this embodiment, the absolute value of the output voltage generated at the output terminals 20 to 23 is linearly proportional to the operating force. However, it is not essential in the practice of the present invention to make the output voltage of the output terminals 20 to 23 linearly proportional to the operating force, and when the relationship between the output voltage and the operating force is non-linear. Also, a signal matching circuit 24 to 27 is provided for each of the output terminals 20 to 23, and a voltage signal having a desired functional relationship with the operating force is provided by the signal matching circuit 24 to 27.
This is because the output voltages of the signal matching circuits 24 to 27 can be generated as the actual signal input to the control system.
回路26により行われる信号整合の一例が第３図に示され
ている。横軸に左方もしくは右方への横方向の操作力
が、縦軸には導線30上の回路20の出力電圧がとられてい
る。この信号整合はもちろん導線22上の信号の操作力−
電圧関係に応じた電圧−整合である。しかし、この例で
は所望の関数関係として、操縦桿への不注意な接触その
他の理由により操縦桿に横方向零点からわずかに偏向す
る力が加わっても制御システムを作動させないように、
右方にも左方にも約0.5lb（0.23kg）の不感帯が設けら
れている。この不感帯は、前記のように、わずかな意図
せざる信号が長時間にわたり積分されるのを避けるため
に必要である。各方向に0.5lb（0.23kg）から4lb（1.8k
g）までの力に対して、出力電圧は0Vから0.8Vまで直線
的に増大する。更に、各方向に41b（1.8kg）以上の力に
対しては、出力電圧は非直線的に増大し、入力される操
作力が大きい範囲では感度を高く設定されている。第３
図では電圧−操作力関係が力の増大と共に傾斜が大きく
なる非直線関係として示されているが、制御システムの
他の素子例えば流体圧サーボの特性、航空機の飛行特性
及び所望の応答等に応じて、本発明を実施するのに適し
た任意の関数関係が選択されることが可能である。An example of the signal matching performed by circuit 26 is shown in FIG. The horizontal axis represents the lateral or leftward operating force, and the vertical axis represents the output voltage of the circuit 20 on the conductor 30. This signal matching is of course the operation force of the signal on conductor 22
It is voltage-matching according to the voltage relationship. However, in this example, the desired functional relationship is to prevent actuation of the control system when a slight deflection force from the lateral zero is applied to the control stick due to inadvertent contact with the control stick or other reasons.
There is a dead zone of about 0.5 lb (0.23 kg) on both the right and left sides. This dead band is necessary to avoid the slight unintended integration of signals over a long period of time, as described above. 0.5lb (0.23kg) to 4lb (1.8k in each direction)
For forces up to g), the output voltage increases linearly from 0V to 0.8V. Further, for a force of 41b (1.8 kg) or more in each direction, the output voltage increases non-linearly, and the sensitivity is set high in the range where the input operation force is large. Third
In the figure, the voltage-operating force relationship is shown as a non-linear relationship in which the slope increases as the force increases, but it depends on other elements of the control system, such as the characteristics of the fluid pressure servo, the flight characteristics of the aircraft, and the desired response. Thus, any functional relationship suitable for practicing the present invention can be selected.
第３図に示した信号整合動作を行うために用いる信号整
合回路は、第４図に例示するようにバイアス付き増幅器
及びリミット付き増幅器の適当な組合わせにより簡単に
実現することが出来る。第４図の信号整合回路26は、六
つの増幅器26a〜26fで構成されている。増幅器26a及び2
6bはバイアス付き増幅器であり、0.5lb（0.23kg）の力
を表わす入力電圧まではゲインが０であり、それ以上で
はゲインが１である。これらの増幅器によって±0.5lb
（±0.23kg）の不感帯を簡単に与えることが出来る。増
幅器26cおよび26dはリミット付き増幅器であり、一方の
極性の入力電圧に対してはゲインが０であるが、他方の
極性の入力電圧に対しては0.2V/1lb（0.45kg）のゲイン
を有し、入力電圧が4lb（1.8kg）のリミットに達した後
は0.8Vの出力電圧で飽和する。これらの増幅器は低感度
領域を形成する。更に増幅器26aおよび26fはバイアス付
き増幅器であり、4V以下の入力電圧に対してはゲインが
０であるが、それを越える入力電圧に対してはゲインが
増幅器26c及び26dのゲインよりも大きくなるように設定
されている。これらの増幅器は高感度領域を形成する。
低感度領域用及び高感度領域用の増幅器26c〜26fの出力
電圧は加算点26gで加算される。加算点は専用の加算増
幅器から構成されていてもよいし、後で説明する第２図
中の比例積分特性の回路への入力回路として構成されて
いてもよい。The signal matching circuit used for performing the signal matching operation shown in FIG. 3 can be easily realized by an appropriate combination of a biased amplifier and a limited amplifier as illustrated in FIG. The signal matching circuit 26 shown in FIG. 4 is composed of six amplifiers 26a to 26f. Amplifiers 26a and 2
6b is a biased amplifier having a gain of 0 up to an input voltage representing a force of 0.5 lb (0.23 kg) and a gain of 1 and above. ± 0.5lb with these amplifiers
You can easily give a dead zone of (± 0.23kg). Amplifiers 26c and 26d are limiter amplifiers that have a gain of 0 for input voltage of one polarity but have a gain of 0.2V / 1lb (0.45kg) for input voltage of the other polarity. However, after the input voltage reaches the limit of 4lb (1.8kg), it saturates at the output voltage of 0.8V. These amplifiers form the low sensitivity region. Further, the amplifiers 26a and 26f are biased amplifiers, and have a gain of 0 for an input voltage of 4 V or less, but have a gain larger than that of the amplifiers 26c and 26d for an input voltage exceeding that. Is set to. These amplifiers form a sensitive area.
The output voltages of the amplifiers 26c to 26f for the low sensitivity region and the high sensitivity region are added at the addition point 26g. The summing point may be configured by a dedicated summing amplifier or may be configured as an input circuit to a circuit of proportional-integral characteristics in FIG. 2 described later.
ピッチおよびヨー・チャネルの信号整合回路の特性は第
３図で説明したものに限定されるものではなく、これと
同様の作用を行ういかなる回路をも用いることが出来
る。なお、本発明の実施例では、ピッチ・チャネルの信
号整合回路の特性は第３図に示したロール・チャネルの
信号整合回路の特性と同一であり、ヨー・チャネルの信
号整合回路の特性はロール・チャネルの特性と、ゲイン
が0.225V/1inch・lb（0.01m・kg）であり不感帯が±0.2
7inch・lb（±0.003m・kg）である点を除いては同一で
ある。The characteristics of the pitch and yaw channel signal matching circuit are not limited to those described in FIG. 3, and any circuit that operates in a similar manner can be used. In the embodiment of the present invention, the characteristic of the pitch channel signal matching circuit is the same as the characteristic of the roll channel signal matching circuit shown in FIG. 3, and the characteristic of the yaw channel signal matching circuit is the roll characteristic.・ Channel characteristics, gain is 0.225V / 1inch ・ lb (0.01m ・ kg) and dead zone is ± 0.2
It is the same except that it is 7 inch · lb (± 0.003m · kg).
他方、コレクティブ・チャネルすなわち垂直チャネルの
信号整合回路は力の増大と共に傾斜が小さくなる点で他
の三つのチャネルの信号整合回路とは特性が異なってい
る。第５図に示されている例のように、垂直チャネルで
は最大操縦桿入力として（右左及び上下方向の操作の場
合のように20lb（9.1kg）ではなく40lb（18.2kg）の力
を必要とする。±1lb（±0.45kg）の不感帯が設けられ
ており、直線的部分のゲインは上方では0.19V/1lb（0.4
5kg）のオーダー、下方では0.8V/1lb（0.45kg）のオー
ダーである。さらに、第５図はコレクティブ・ピッチと
対空速度との間の垂下特性に順応するため力の増大と共
に傾斜が（ピッチ、ロールおよびヨー・チャネルの場合
のように大きくなるのではなく）小さくなることを示し
ている。いずれの操作方向に於ける電圧−操作力関係も
第４図のようないくつかのバイアス付き増幅器及びリミ
ット付き増幅器の組み合わせで実現され、不感帯もゲイ
ンも正側と負側とで独立に調節され得る。尚、適当なデ
ィジタル計算機が用いられている場合には、第３図およ
び第５図に示した特性を、導線20〜23上の電圧の大きさ
に基づいてルックアップ・テーブルを用いて得ることも
でき、このような方法については、本願の出願人と同一
の譲受人に譲渡された1978年８月31日付の米国特許出願
第938,583号“フェール・オペレーショナル、フェール
・セーフ多重計算機制御システム”に開示されている。On the other hand, the collective or vertical channel signal matching circuit differs from the other three channel signal matching circuits in that the slope decreases with increasing force. As in the example shown in Figure 5, the vertical channel requires 40lb (18.2kg) of force as the maximum control stick input (rather than 20lb (9.1kg) as in the case of right-left and up-down operation). A dead zone of ± 1 lb (± 0.45 kg) is provided, and the gain of the linear portion is 0.19 V / 1 lb (0.4
5kg), and below 0.8V / 1lb (0.45kg). In addition, FIG. 5 shows that the slope decreases with increasing force (rather than increasing as with pitch, roll and yaw channels) to accommodate the drooping characteristic between collective pitch and airspeed. Is shown. The voltage-operating force relationship in any operating direction is realized by a combination of several biased amplifiers and limited amplifiers as shown in FIG. 4, and the dead band and gain are independently adjusted on the positive side and the negative side. obtain. If a suitable digital computer is used, obtain the characteristics shown in FIGS. 3 and 5 using a look-up table based on the magnitude of the voltage on conductors 20-23. Such a method is also described in US Patent Application No. 938,583 “Fail Operational, Fail Safe Multiple Computer Control System” dated August 31, 1978, assigned to the same assignee as the applicant of the present application. It is disclosed.
第２図を参照すると、整合された導線28〜31上の信号は
複数個の増幅器32〜39に与えられる。そのうち増幅器32
〜35は比例増幅器であり、増幅器36〜39は積分増幅器で
ある。従って増幅器32〜39は航空機の操縦翼面への操縦
入力の比例／積分ゲインを与える。増幅器の各々が対応
する導線40〜47上に生ずる出力の対はそれぞれ加算点で
対応する導線54〜57上の負フィードバック信号と共に加
算される。対応する導線60〜63上の各加算点の出力は位
置偏差信号であり、それにより適当な増幅器64〜67を介
して流体圧サーボ74〜77の電磁弁70〜73が制御される。
三つのサーボ74〜76の機械的出力80〜82はミキサ84を介
してスオッシュ・プレート90への機械的入力86〜88を制
御する。それにより主ロータ92のブレードのピッチが制
御される。ヨー・サーボ77の機械的出力94はピッチ・ビ
ーム96を介して尾部ロータ98のブレードのピッチを制御
する。Referring to FIG. 2, the signals on matched conductors 28-31 are provided to a plurality of amplifiers 32-39. Of which amplifier 32
~ 35 are proportional amplifiers and amplifiers 36-39 are integrating amplifiers. Therefore, amplifiers 32-39 provide proportional / integral gains for the steering input to the control surface of the aircraft. The output pairs produced by each of the amplifiers on the corresponding conductors 40-47 are summed with the negative feedback signals on the corresponding conductors 54-57 at the summing points, respectively. The output of each summing point on the corresponding conductors 60-63 is a position deviation signal which controls the solenoid valves 70-73 of the hydraulic servos 74-77 via appropriate amplifiers 64-67.
The mechanical outputs 80-82 of the three servos 74-76 control the mechanical inputs 86-88 to the swash plate 90 via the mixer 84. This controls the pitch of the blades of the main rotor 92. The mechanical output 94 of yaw servo 77 controls the pitch of the blades of tail rotor 98 via pitch beam 96.
各サーボ74〜77は位置センサ100〜103を備えており、各
サーボの機械的出力80〜82、94の位置を示す電気的信号
が対応する導線104〜107上に発せられる。これらの信号
は適当なスケーリングおよび絶縁の目的でそれぞれ増幅
器108〜111を介してフィードバック導線54〜57に与えら
れる。従って、各サーボの機械的出力の実際位置と目標
位置とが一致していない時には常に導線60〜63上の偏差
信号により増幅器64〜67を介して電磁弁70〜73が駆動さ
れ、その弁により不平衡状態にもたらされたサーボは作
動流体源113からコンジット112を経て与えられる加圧さ
れた作動流体によりピストンを動かされて、そのピスト
ンに連結されている機械的出力の実際位置を修正する。
かくして各サーボの機械的出力の実際位置は常にその目
標位置に追従する。上記のサーボおよび各種装置64〜11
3はいずれも公知のもので構成することが出来る。しか
しながら、サーボ74〜77は、操縦翼面の制御に従来用い
られているもののように電気的に修正される機械的ブー
スタサーボではなく、高速で最大規定限界まで電気的に
制御されるサーボでなければならない。本発明に用いる
のに適したサーボは容易に入手可能である。Each servo 74-77 is equipped with position sensors 100-103 and an electrical signal indicative of the position of the mechanical output 80-82, 94 of each servo is emitted on the corresponding conductor 104-107. These signals are provided to feedback conductors 54-57 via amplifiers 108-111, respectively, for proper scaling and isolation purposes. Therefore, when the actual position of the mechanical output of each servo does not match the target position, the solenoid valves 70-73 are driven via the amplifiers 64-67 by the deviation signals on the conductors 60-63, and the solenoid valves 70-73 are driven by the valves. The unbalanced servo moves the piston by the pressurized working fluid provided from the working fluid source 113 via conduit 112 to modify the actual position of the mechanical output coupled to the piston. .
Thus, the actual position of the mechanical output of each servo will always follow its target position. The above servos and various devices 64-11
All of 3 can be configured by known ones. However, the servos 74-77 must be electrically controlled mechanical booster servos, such as those conventionally used to control flight control surfaces, rather than electrically controlled servos up to the maximum specified limit at high speed. I have to. Servo suitable for use in the present invention is readily available.
第２図に示されている制御システムのうち一つの制御方
向に対するものの作動について説明すれば、本発明によ
る飛行制御の新規性を明らかにするのに十分である。例
えばコレクティブ・ピッチを大きくしたい時、操縦士は
操縦桿に上向きの力を加えると、その大きさの関数であ
る電気的信号が垂直軸出力端20に現れる。この信号は信
号整合回路24で第５図に例示したような関数関係に従う
信号に変換され、操縦指令信号として導線28上に与えら
れる。直ちに比例増幅器32が導線28上の信号を増幅し
て、導線40を経て加算点50にその一つの入力信号として
与える。それにより加算点50の出力は不平衡となる。な
ぜならば、サーボ74の位置センサ100からは現在の機械
的リンケージ80の位置を示す信号が導線54を経て加算点
50のフィードバック入力端に与えられているからであ
る。従って、加算点50の出力導線60上に偏差信号が現
れ、それが増幅器64により増幅された上で電磁弁70をそ
の平衡状態から不平衡状態に駆動し、それによりサーボ
74を作動させて機械的リンケージ80を所望の方向に駆動
する。サーボ74〜77は１秒のオーダーの非常に短い時間
で操縦翼面をその規定限界の全範囲にわたり駆動し得る
ものが用いられている。信号整合回路24および増幅器3
2、64のゲインによって、操縦士により操作力感応型操
縦装置10の操縦桿12に加えられた操作力がある限度より
も大きければ、電磁弁70に十分な大きさの信号が与えら
れるので、サーボ74はそのピストンに最大の流体圧を作
用させて、機械的リンケージ80に最大加速力を与える。
他方、もし操縦士により加えられた力が小さければ、最
初に比例増幅器32、加算点50および増幅器64を通って電
磁弁70に与えられる信号は小さいので、サーボ74内のピ
ストンを実際に動かすに至らない。Operation of one of the control systems shown in FIG. 2 for one control direction is sufficient to demonstrate the novelty of flight control according to the present invention. For example, when the collective pitch is desired to be large, the pilot applies an upward force on the control stick, and an electrical signal, which is a function of the magnitude, appears at the vertical axis output 20. This signal is converted by the signal matching circuit 24 into a signal according to the functional relationship illustrated in FIG. 5, and is provided on the lead wire 28 as a steering command signal. Immediately proportional amplifier 32 amplifies the signal on conductor 28 and provides it via conductor 40 to summing point 50 as its one input signal. As a result, the output of the addition point 50 becomes unbalanced. This is because a signal indicating the current position of the mechanical linkage 80 is output from the position sensor 100 of the servo 74 via the lead wire 54 and the addition point.
This is because it is given to the 50 feedback input terminals. Therefore, a deviation signal appears on the output lead 60 of the summing point 50, which is amplified by the amplifier 64 and drives the solenoid valve 70 from its balanced state to an unbalanced state, thereby
Activating 74 drives mechanical linkage 80 in the desired direction. The servos 74-77 are capable of driving the control surface over its full range of limits in a very short time, on the order of one second. Signal matching circuit 24 and amplifier 3
The gains of 2 and 64 provide a sufficiently large signal to the solenoid valve 70 if the operating force applied by the pilot to the control stick 12 of the operating force sensitive control device 10 is greater than a certain limit. Servo 74 exerts maximum fluid pressure on its piston to provide maximum acceleration to mechanical linkage 80.
On the other hand, if the force applied by the pilot is small, the signal initially applied to solenoid valve 70 through proportional amplifier 32, summing point 50 and amplifier 64 is small so that the piston in servo 74 will actually move. I can't reach it.
上記のような比例ゲインしか有さないシステムで完全な
操縦を行なうためには、機械的出力の所望の位置で例え
ば導線54上にフィードバックされる信号と平行する信号
を導線40上に与えるのに必要な力を、その機械的出力位
置を維持すべき期間にわたり、操縦士が操作力感応型操
縦装置の操縦桿に連続的に加えていなければならない。
この期間が長時間例えば数十分にわたれば、操縦士に疲
労をきたすことは明らかである。いくつかの操作方向
（本発明が四つの制御方向、即ちロール方向、ピッチ方
向、ヨー方向及び垂直方向（揚力）又は前後方向（速
度）の制御に用いる操縦システムに用いられている場合
には四つの操作方向）の全てで同時に力を加え続けなけ
ればならないことは、操縦士に更に疲労させる。In order to achieve full maneuvering in a system having only proportional gain as described above, it is necessary to provide a signal on conductor 40 that is parallel to the signal fed back on conductor 54 at the desired position of mechanical output. The required force must be continuously applied by the pilot to the control stick of the force-sensitive control device over the period in which its mechanical output position should be maintained.
Obviously, if this period is extended for a long time, for example, several tens of minutes, the pilot is fatigued. Several manipulating directions (four if the invention is used in a steering system used to control four control directions: roll direction, pitch direction, yaw direction and vertical direction (lift) or front-back direction (speed). Having to apply the force simultaneously in all one of the two operating directions makes the pilot even more tired.
上記の疲労の問題を解決するため、従来の位置感応形操
縦手段を用いた操縦システムすなわち操縦桿等の位置と
操縦翼面の位置とが互いに対応している操縦システムで
は、操縦翼面の位置を修正する必要が生ずるまで操縦手
段の位置を例えば戻り止ばね等によって拘束しておき、
修正にあたっては戻り止ばねのばね力に抗して操縦手段
の位置の拘束を解除して、新たな修正点まで操縦手段を
移動させそこで再び操縦手段の位置を拘束する方式が採
用されている。しかし、かかる方式を採用することは、
三又は四つの操作方向への操縦操作が片手操作の操作力
感応型操縦装置の操縦桿で行なわれ、且つ比例ゲインし
か有さない操縦システムでは不可能である。その理由は
いくつかあるが、第一に、片手操作の操作力感応型操縦
装置の操縦桿自体に取付けられているボタンにより一つ
の操作方向に操縦桿を拘束しようとすれば、手がボタン
に触れる時のわずかな動きによりその操作方向又は他の
操作方向の指令入力に狂いが生ずる。第二に、拘束を解
除した時にも指令入力に狂いが生ずるので、それを各操
作方向で元に戻すことは力指示計が設けられているとし
てもほとんど不可能である。第三に、位置又は力を保持
するための特殊なサーボ機構を四つの操作方向の各々に
設けることは複雑であり、サイドアーム操縦桿の利点を
減殺してしまう。更に、ある時間をかけて操縦翼面を変
化させたい場合には、その時間的経過に従って操縦桿を
操作しなければならないので、上記の方式では操縦士の
負担が軽減されない。このような理由から、多軸操作力
感応型操縦装置の採用による前記の利点を活かすために
は、比例ゲインのみを有する操縦システムでは不十分で
ある。In order to solve the above fatigue problem, in the conventional control system using position-sensitive control means, that is, in the control system in which the positions of the control stick and the control wing surface correspond to each other, the control wing surface position The position of the control means is restrained by a detent spring or the like until it becomes necessary to correct
For correction, a method is adopted in which the restraint of the position of the steering means is released against the spring force of the detent spring, the steering means is moved to a new correction point, and the position of the steering means is restrained again there. However, adopting such a method
This is not possible in a steering system in which the steering operation in three or four operating directions is performed by the control stick of the one-handed operation force sensitive type control device and has only a proportional gain. There are several reasons for this, but firstly, if you try to restrain the control stick in one operating direction by the button attached to the control stick itself of the one-handed operation force sensitive control device, your hand will move to the button. A slight movement when touching causes an error in command input in that operation direction or another operation direction. Secondly, even if the restraint is released, the command input is misaligned, and it is almost impossible to restore it in each operation direction even if the force indicator is provided. Third, providing a special servo mechanism for holding position or force in each of the four operating directions is complicated and diminishes the advantages of the side arm control stick. Further, when it is desired to change the control surface over a certain period of time, the control stick must be operated in accordance with the passage of time, so the above method does not reduce the burden on the pilot. For this reason, a steering system having only a proportional gain is not sufficient to take advantage of the above-mentioned advantages of the adoption of the multi-axis operation force sensitive type steering device.
そこで本発明にはもう一つの特徴として、比例／積分特
性の信号処理回路を多軸操作力感応型操縦装置と組み合
わせて用いる。それによって得られる特徴は、多軸形感
力操縦装置により与えられた指令に対する各操作方向の
操縦操作に対する各制御方向の操縦翼面の動作の追従の
仕方である。本発明の実施例では、各制御方向の操縦翼
面の位置は比例増幅器32〜35によって得られる比例成分
と、比例増幅器32〜35と並列に設けられた所定のフィー
ドフォワード積分ゲインを持つ積分増幅器36〜39により
得られる積分成分とによって決定される。Therefore, as another feature of the present invention, a signal processing circuit having a proportional / integral characteristic is used in combination with a multi-axis operation force sensitive type control device. The characteristic obtained thereby is how to follow the motion of the control surface in each control direction with respect to the steering operation in each operation direction with respect to the command given by the multi-axis force steering device. In the embodiment of the present invention, the position of the control surface in each control direction is a proportional component obtained by the proportional amplifiers 32-35 and an integral amplifier having a predetermined feedforward integral gain provided in parallel with the proportional amplifiers 32-35. 36 to 39 and the integral component.
即ち、前記の動作の例で、いったん操縦士がリンケージ
80の位置の望ましい位置変化を示す信号を操作力感応型
操縦装置の操縦桿により与えると、瞬間的にはサーボ74
の作動は前記のように比例増幅器32からの導線40に出力
される比例成分に基づく指令に従って行われる。しか
し、サーボ74が導線40の比例成分に等しい信号を導線54
上にフィードバックする位置に到達する以前に、積分増
幅器36から導線40の比例成分信号と同一の極性を有する
積分成分信号が導線44に与えられる。積分増幅器36〜39
の時定数は、航空機の挙動に対する操縦士の反応に相応
する時間幅（例えば秒のオーダー）で全操縦方向の操作
入力を入力出来るように設定されている。従って、典型
的な場合、もし操縦士が操縦翼面をある大きさだけ修正
したければ、直に元に戻させる非常に小さな入力により
所望の結果が得られる。なぜならば、サーボ74は最初は
導線40上の比例信号に応動し、続いて導線54上のフィー
ドバック信号と導線44上の積分増幅器出力信号とが平衡
する定常状態に迅速に到達する。操縦翼面の位置を大き
く且つゆっくり変更したい場合には、操縦士は小さな入
力を連続的に与え続ければよい。この場合、操縦桿を通
じて入力される操作力に応じた導線20の信号値が小さけ
れば、積分増幅器36の出力信号も相応に小さくなり、導
線20に小さな信号値の信号が連続して与えられることに
よって、積分増幅器36の出力信号は経時的に増加して、
導線40に供給される比例成分信号をはるかに越えて（後
記のように制限された最大値まで）増大するので、サー
ボ74は、導線54上のフィードバック信号が導線40上の比
例信号と導線44上の積分信号との合計と平衡するに至る
まで、リンケージ80の位置を回転させ続ける。That is, in the example of the above operation, once the pilot
When a signal indicating the desired position change of the 80 position is given by the control stick of the operation force sensitive control device, the servo 74 momentarily changes.
Is operated in accordance with a command based on the proportional component output to the lead wire 40 from the proportional amplifier 32 as described above. However, servo 74 produces a signal equal to the proportional component of conductor 40 on conductor 54.
Prior to reaching the feedback position above, integrating amplifier 36 provides an integral component signal on conductor 44 having the same polarity as the proportional component signal on conductor 40. Integrating amplifier 36-39
The time constant of is set so that the operation input in all maneuvering directions can be input within a time width (for example, on the order of seconds) corresponding to the pilot's reaction to the behavior of the aircraft. Thus, in the typical case, if the pilot wants to modify the control surface by a certain amount, a very small input that will be immediately undone will give the desired result. Because the servo 74 first responds to the proportional signal on line 40, then quickly reaches a steady state where the feedback signal on line 54 and the integrating amplifier output signal on line 44 are balanced. When it is desired to change the position of the control surface in a large and slow manner, the pilot may continuously give a small input. In this case, if the signal value of the conductor wire 20 corresponding to the operating force input through the control stick is small, the output signal of the integrating amplifier 36 will also be correspondingly small, and the conductor wire 20 will be continuously provided with a signal having a small signal value. Causes the output signal of the integrating amplifier 36 to increase over time,
Servo 74 causes the feedback signal on conductor 54 and the proportional signal on conductor 40 and conductor 44 to increase as the proportional signal on conductor 40 increases far beyond (to a limited maximum as described below). Continue rotating the position of the linkage 80 until it reaches equilibrium with the sum of the above integrated signals.
実際に、操作ストロークが操縦士によって感知されてい
ない程度に小さい本実施例の操作力感応型操縦装置と、
この操縦装置の比例成分と積分成分を含む制御信号によ
ってサーボの動作を制御する比例／積分信号処理チャネ
ルとの組み合わせにより、操縦士は所望の航空機の挙動
を検出するまで操縦桿に力を加え続け、積分された操縦
桿出力信号がフィードバック信号と平衡に達した状態で
力を零に戻すように操縦桿を操作することによって、航
空機の制御を容易に行う得るものとなる。従って、第２
図に示されている四つの制御方向に関して本実施例によ
る多軸操作力感応型操縦装置は、各操作方向に浮動修正
点を有し、各サーボ機構74〜77はそれぞれ対応する機械
的リンケージ80〜82および94の位置を、導線54〜57上の
フィードバック信号がそれぞれ対応する導線40〜47上の
積分信号と平衡する位置に制御されて、それぞれ対応す
る操縦翼面の位置制御を行っている。航空機の操縦は毎
回、操縦士がいずれかの操作方向の浮動修正点を所望の
大きさだけ所望の変化速度で変更するための時間及び操
作力を操作力感応型操縦装置の操縦桿に所望の方向で加
えることにより行われる。操縦士は、操縦翼面の位置を
変更したい時だけ、その浮動修正点を変更するべく操縦
桿に力を加えればよい。操縦桿に加えられる力が零であ
れば、浮動修正点は変化しない。尚実際には、意図せざ
る非常に小さい力の積分により大きな指令が生ずるのを
避けるため、信号処理回路に不感帯が設けられているの
で、操縦桿に加えられる力がこの不感帯に相当する範囲
内の非常に小さな力であれば、浮動修正点は変化しな
い。従って、本発明によれば、操縦士は操縦桿により軽
く手を触れた状態で、また定常飛行中は操縦桿から手を
離した状態で飛行し得る。Actually, the operation force sensitive type control device of the present embodiment, in which the operation stroke is so small that it is not sensed by the pilot,
With the combination of the proportional / integral signal processing channel that controls the servo operation by the control signal including the proportional component and the integral component of the control device, the pilot keeps applying the force to the control stick until the desired aircraft behavior is detected. By controlling the control stick so that the force returns to zero when the integrated control stick output signal reaches the equilibrium with the feedback signal, the control of the aircraft can be easily performed. Therefore, the second
With respect to the four control directions shown in the figure, the multi-axis operating force sensitive control device according to the present embodiment has a floating correction point in each operating direction, and each servo mechanism 74-77 has a corresponding mechanical linkage 80. The positions of ~ 82 and 94 are controlled to positions where the feedback signals on the conductors 54-57 balance the integrated signals on the corresponding conductors 40-47, respectively, to control the positions of the corresponding control surfaces. . Every time an aircraft is piloted, the pilot wants the time and operating force for the pilot to change the floating correction point in either operating direction by a desired amount at a desired rate of change to the operating stick. Done by adding in the direction. Only when he wants to change the position of the control surface, he can apply force to the control stick to change its floating correction point. If the force applied to the control stick is zero, the floating correction point does not change. In practice, the dead zone is provided in the signal processing circuit in order to avoid a large command due to the unintended integration of a very small force, so the force applied to the control stick is within the dead zone. With a very small force on, the floating corrections do not change. Therefore, according to the present invention, the pilot can fly with a light touch on the control stick, and with the hand released from the control stick during steady flight.
第２図で、ヨー・チャネルの導線31は追加的な積分増幅
器117に接続されている。この積分増幅器を回転方向の
操作力を積分した信号を導線118を経て車輪操作機構119
に与える。これは本発明にとって必須な部分ではない
が、もし足踏ペダルが（操縦士が足の周りで地面を見や
すいように、また操縦システムの重量を軽減するよう
に）省略されているならば、操縦桿が地上車輪操作にも
飛行運動にも使用され得るという事実を示すために付記
した。In FIG. 2, the yaw channel lead 31 is connected to an additional integrating amplifier 117. A signal obtained by integrating the operating force in the rotating direction of the integrating amplifier is passed through a lead wire 118 to a wheel operating mechanism 119.
Give to. This is not an essential part of the invention, but if the foot pedal is omitted (to help the pilot see the ground around his foot and to reduce the weight of the steering system), It has been added to show the fact that the rod can be used for both ground wheel operation and flight maneuvers.
第２図の左上の導線114からは、航空機が着陸したこ
と、即ち車輪又はスキッドが地面に接触したことを示す
信号が与えられる。かかる信号は“スクアット・スイッ
チ”により与えられ、又は他のなんらかの手段で航空機
の車輪又はスキッド支持機構から導かれる。かかる信号
は一般に種々の目的を例えば地上に於ける自動操縦安定
装置の作動をロックする目的で多くの航空機で用いられ
ている。導線114上の信号は積分保持信号として作用す
るように積分増幅器36〜39の各々に与えられている。一
例として、この信号により積分増幅器のフィードバック
回路に接続されている電子スイッチが開かれ、積分コン
デンサと増幅入力端との間の接続が断たれる。こうし
て、航空機が地面に接触すると、浮動修正点はその瞬間
の値で一定に保持され、操縦士はその後比例回路のみを
通じて飛行運動を完了する。航空機の運転停止時には、
浮動修正点はリセット・スイッチ又は他の公知の手段に
より全て電気的に零に減ぜられる。その後、航空機の運
転再開時には、導線114上の信号が積分増幅器の全てを
その初期値即ち零に保持する。従って、停止又は格納中
に操縦システムへの漂遊入力により指令積分が行われる
おそれはない。こうして、全ての操縦翼面の修正点が離
陸中に中立位置にあることが補償されているので、意図
せざる操縦入力が離陸の開始時に存在し得ない。従っ
て、離陸は操縦士により比例ループのみを通じて行われ
る。導線114上の信号はインバータ116を経て相補性信号
として積分増幅器117に与えられる。地上で車輪を操作
する装置が設けられている場合、それを操作するのに積
分増幅器117の出力が用いられる。A conductor 114 at the upper left of FIG. 2 provides a signal that the aircraft has landed, that is, the wheels or skids have touched the ground. Such a signal may be provided by a "squat switch" or by some other means derived from an aircraft wheel or skid support mechanism. Such signals are commonly used in many aircraft for various purposes, such as locking the operation of an automatic pilot stabilizer on the ground. The signal on conductor 114 is provided to each of integrating amplifiers 36-39 to act as an integral hold signal. As an example, this signal opens an electronic switch connected to the feedback circuit of the integrating amplifier, breaking the connection between the integrating capacitor and the amplification input. Thus, when the aircraft touches the ground, the floating correction points are held constant at their instantaneous values and the pilot then completes the flight maneuver only through the proportional circuit. When the aircraft is out of service,
The floating corrections are all electrically reduced to zero by reset switches or other known means. Then, when the aircraft is back in service, the signal on conductor 114 holds all of the integrating amplifiers at their initial value, or zero. Therefore, there is no risk of command integration due to stray inputs to the maneuvering system while stopped or stowed. In this way, unintentional maneuvering inputs cannot be present at the start of takeoff, since it is ensured that all control surface modifications are in the neutral position during takeoff. Therefore, takeoff is performed by the pilot only through a proportional loop. The signal on conductor 114 is fed through inverter 116 to complementary amplifier 117 as a complementary signal. If a device for manipulating the wheels on the ground is provided, the output of the integrating amplifier 117 is used to manipulate it.
次に第６図を参照すると、本発明のシステムで必要とさ
れ得る装置として、規定限界に対する余裕を支持するた
めの装置が示されている。従来のシステムでは、操縦士
により操縦桿、操縦レバー、操縦輪又は足踏ペダルを介
して実際に動かされる機械的リンケージが、所与の輪に
於て規定限界に達したことを警報するための位置応答手
段を含んでいる。かかる位置応答手段の代わりとして、
本発明のシステムでは第６図に示されているような電子
的手段が設けられ得る。例えば、導線54からの位置フィ
ードバック信号を受けない加算回路50aで比例出力及び
積分出力が加算され、位置指令信号として導線60a上に
与えられる。この信号は加算点120で、所与のチャネル
に対する100％規定限界を示す例えば定電圧源122からの
一定電圧と比較され、その差が規定限界に対する余裕を
示す信号として導線124上に与えられる。この信号は操
縦士に規定限界に対する余裕を常に示すため指示計126
に与えられると共にレベル検出回路128に与えられる。
このレベル検出器から導線130上に与えられる信号は、
例えば規定限界の90％が現在当該の軸で指令されている
ことを示す。この信号はオア回路132で、他の軸につい
て導線134から与えられる同様の信号と論理和を形成
し、いずれかの軸に於ける指令が規定限界の90％に達し
ている時には導線136上に警報信号が現われる。この信
号は警報ランプ138の点灯、操縦桿シェーカ140の振動等
により操縦士に警報を与える。操縦桿シェーカと警報ラ
ンプおよび余裕指示計との組み合わせにより、従来規定
限界への到達を操縦士に警報するのに用いられていた位
置応答手段が置換される。実際、特定の軸が規定限界に
近接するにつれて感力操縦桿がシェーカにより振動する
ことは、規定限界への到達を待って位置応答手段により
得られる警報にくらべて望ましい。Referring now to FIG. 6, there is shown a device for supporting margin to specified limits as may be needed in the system of the present invention. In conventional systems, the mechanical linkage actually actuated by the pilot via the control stick, the control lever, the control wheel or the foot pedal is used to alert that the specified limit has been reached for a given wheel. Includes position response means. As an alternative to such position response means,
Electronic means as shown in FIG. 6 may be provided in the system of the present invention. For example, the proportional output and the integral output are added by the adder circuit 50a which does not receive the position feedback signal from the lead wire 54, and the result is given to the lead wire 60a as a position command signal. This signal is compared at a summing point 120 with a constant voltage, for example from a constant voltage source 122, which indicates a 100% specified limit for a given channel, and the difference is provided on conductor 124 as a signal indicating a margin for the specified limit. This signal is used to indicate to the pilot that there is always a margin for the specified limit.
And to the level detection circuit 128.
The signal provided by this level detector on conductor 130 is
For example, 90% of the specified limit is currently commanded for the relevant axis. This signal is OR'ed in the OR circuit 132 with a similar signal provided on line 134 for the other axis and is placed on line 136 when the command on either axis reaches 90% of the specified limit. An alarm signal appears. This signal gives an alarm to the pilot by turning on the alarm lamp 138, vibration of the control stick shaker 140, or the like. The combination of the control stick shaker with the alarm lamp and the margin indicator replaces the position responsive means conventionally used to alert pilots of reaching prescribed limits. In fact, it is desirable for the force control stick to vibrate by the shaker as the particular axis approaches the specified limit, compared to the alarm provided by the position responsive means waiting for the specified limit to be reached.
第１図で説明した操作力感応型操縦装置に信号処理回路
を組合わせて第２図のように構成した本発明の操縦シス
テムを軽ヘリコプタに用いた結果は良好であった。この
実施例では信号整合回路24〜27は第３〜５図で先に説明
した特性を有する。増幅器32〜39のゲインは、操縦桿に
最大の力入力が与えられた時に0.5〜２秒間で操縦翼面
の位置を規定限界まで変化させ得るように調節された。
例えば、積分増幅器36の定数Kcは1,25に選定されてお
り、感力操縦桿10に垂直に最大の力入力が与えられて導
線20上に最大の電圧が現われている時サーボ74の全行程
に対する最小時間はいずれの方向にも約1.5秒であっ
た。増幅器37の定数KPは0.5に選定され、サーボ75の全
行程に対する最小時間はいずれの方向にも約２秒であっ
た。増幅器38の定数KRは1.0に選定され、サーボ76の全
行程に対する最小時間はいずれの方向にも約１秒であっ
た。また増幅器39の定数Kyは1.25に選定され、サーボ77
の全行程に対する最小時間は約0.8秒であった。これら
のゲインは対応する比例チャネルのゲインに対して相対
的なものである。しかし、これらのゲインの各々は信号
整合回路24〜27により与えられるゲイン関係及びシステ
ムの他の部分で与えられる特性（例えばサーボ機構のゲ
イン）に関係して当業者に周知の仕方で調節される。The operation system of the present invention, which is configured as shown in FIG. 2 by combining the signal processing circuit with the operation force sensitive operation device described in FIG. 1, was used for the light helicopter. In this embodiment, the signal matching circuits 24-27 have the characteristics described above with reference to FIGS. The gains of the amplifiers 32-39 were adjusted to change the position of the control surface to the specified limit in 0.5-2 seconds when the maximum force input was applied to the control stick.
For example, the constant Kc of the integrating amplifier 36 is selected to be 1,25, and when the maximum force input is given vertically to the force control rod 10 and the maximum voltage appears on the conductor 20, the total servo 74 is increased. The minimum time to travel was about 1.5 seconds in either direction. The constant K P of the amplifier 37 was chosen to be 0.5 and the minimum time for the full stroke of the servo 75 was about 2 seconds in either direction. The constant K R of the amplifier 38 was chosen to be 1.0 and the minimum time for the full stroke of the servo 76 was about 1 second in either direction. The constant Ky of the amplifier 39 is selected to be 1.25, and the servo 77
The minimum time for all strokes was about 0.8 seconds. These gains are relative to the corresponding proportional channel gains. However, each of these gains is adjusted in a manner well known to those skilled in the art in relation to the gain relationship provided by the signal matching circuits 24-27 and the characteristics provided in other parts of the system (eg, gain of the servomechanism). .
以上に説明した操縦システムの信号処理チャネルはアナ
ログ式であり、適当なゲイン、リミットおよび積分特性
を有する増幅器とサーボ弁を駆動するアナログ電圧の加
算器とを用いている。しかし本発明はディジタル・シス
テムすなわち信号整合、積分、加算等を全て一台又は二
台のディジタル計算機により行なうシステムとしても良
好に実施され得る。一例は前記米国特許出願に記載され
ているデュアル・コンピュータ・システムである。かか
る計算機を用いている航空機で本発明を実施するにあた
っては、操作力感応型操縦装置10の操縦桿12の電圧出力
は前記米国特許出願の第１図に記載されているようにマ
ルチプレクサを介してアナログ・ディジタル変換器に与
えられ、また電磁弁70〜73は前記米国特許出願の第１図
および第２図に示されている仕方で駆動される。二台の
計算機が用いられる場合、両計算機が操縦軸の各々に接
続されることは明らかである。他方、一台の計算機を用
いてシステムを構成することももちろん可能である。The signal processing channel of the steering system described above is analog and uses an amplifier with suitable gain, limit and integration characteristics and an analog voltage adder to drive the servo valve. However, the present invention can be well implemented as a digital system, that is, a system in which signal matching, integration, addition, etc. are all performed by one or two digital computers. One example is the dual computer system described in the aforementioned US patent application. In carrying out the present invention on an aircraft using such a computer, the voltage output of the control stick 12 of the operation force sensitive control device 10 is passed through a multiplexer as described in FIG. 1 of the above-mentioned US patent application. Applied to an analog-to-digital converter, the solenoid valves 70-73 are driven in the manner shown in FIGS. 1 and 2 of the aforementioned US patent application. When two calculators are used, it is clear that both calculators are connected to each of the steering axes. On the other hand, it is of course possible to configure the system using a single computer.
信号処理は、先に簡単に示唆したように、テーブル・ル
ックアップのみによっても行われ得るし、テーブル・ル
ックアップによる係数選定及びその係数を用いての計算
によっても行なわれ得る。第２図で説明した機能を実行
するために必要なディジタル技術の全ては当業者によく
知られており、本発明による新規な操縦の仕方を取り入
れてはいないが現在用いられている種々の航空機操縦シ
ステムに於けるものと同様であってもよい。The signal processing can be performed only by table lookup, or simply by coefficient selection by table lookup and calculation using the coefficients, as briefly suggested above. All of the digital techniques required to carry out the functions described in FIG. 2 are well known to those skilled in the art, and the various aircraft currently in use that do not incorporate the novel maneuver method of the present invention. It may be similar to that in the steering system.
本発明は自動操縦システム、例えば、高度、速度及び機
首方向を自動的に制御する自動操縦システム、突風等に
よる航空機の姿勢への外乱を補償する安定性増強システ
ム等との組合わせにも適している。本発明による操縦シ
ステムへの自動操縦システムの結合は全く簡単である。
なぜならば、浮動修正点から更新された修正点への移行
する方式が本発明により既に実現されており、その修正
点を自動操縦システムによりジャイロ出力の関数として
補正し、また安定性増強システムによりレート・ジャイ
ロ出力の関数として安定化すればよいからである。例え
ば、自動操縦システムの出力信号は積分増幅器36〜39の
入力端に、安定増大装置の出力信号は比例増幅器32〜35
の入力端又は加算点50〜53に加えられ得る。場合によっ
ては、両システムの出力信号が加算点50〜53で簡単に加
えられ得る。いずれの場合にも、自動操縦システムおよ
び安定増大装置からの電気的信号は、通常その後に用い
られる装置と本発明の装置との相違を考慮に入れて適当
に整合されていなければならない。例えば安定増大信号
は規定限界の５％のオーダーの小さな大きさに保たれる
べきであり、また自動操縦用信号は規定限界の全範囲に
渡っているが変化速度を制限されているべきである。ま
た、安定増大信号が積分回路の後で本発明の浮動修正点
に加えられる場合、安定性増強のための修正点の変化幅
の中心は自動操縦修正点の変化に追従するように自動操
縦用信号により連続的に更新されるべきである。上記の
ようにして、自動操縦及び安定増大のために用いられて
いる公知のシステムを本発明の操縦システムに組合わせ
ることが出来る。The present invention is also suitable for combination with an autopilot system, for example, an autopilot system that automatically controls altitude, speed and nose direction, a stability enhancement system that compensates for disturbances to the attitude of an aircraft due to gusts, etc. ing. The coupling of the autopilot system to the pilot system according to the invention is quite simple.
Because a method of transitioning from a floating correction point to an updated correction point has already been realized by the present invention, the correction point is corrected by the autopilot system as a function of the gyro output, and the stability enhancement system provides a rate correction.・ This is because it may be stabilized as a function of the gyro output. For example, the output signal of the autopilot system is input to the integrating amplifiers 36-39, and the output signal of the stability booster is proportional amplifiers 32-35.
Can be added to the input end of or the addition points 50 to 53. In some cases, the output signals of both systems can simply be added at summing points 50-53. In either case, the electrical signals from the autopilot system and the stability augmentation device must be properly matched, taking into account the differences between the devices normally used and the device of the invention. For example, the stability-enhancing signal should be kept small, on the order of 5% of the specified limit, and the autopilot signal should be limited to the full range of the specified limit but at a rate of change. . In addition, when the stability increasing signal is applied to the floating correction point of the present invention after the integrating circuit, the center of the range of change of the correction point for stability enhancement is set for autopilot so as to follow the change of the autopilot correction point. It should be continuously updated by the signal. In the manner described above, known systems used for automatic piloting and increased stability can be combined with the piloting system of the present invention.
以上には、本発明を主として回転翼航空機（ヘリコプ
タ）に応用した例を説明してきた。しかし本発明の原理
は固定翼航空機の操縦システムにも同様に応用可能であ
る。固定翼航空機の場合、縦軸は昇降蛇を制御し、横軸
は補助翼を制御し、又ねじり軸は方向を制御する。垂直
軸は、必要に応じて、速度及び（又は）揚力（即ちエン
ジン推力又はプロペラ・ピッチ）を制御するために用い
られる。もちろん、時定数及び信号整合の特性は固定翼
航空機の操縦翼面に対するサーボ制御の知識に基いて選
定される。それ以外に本発明の操縦システムを固定翼航
空機に用いるにあたって特別に考慮にいれなければなら
ない点はない。The above has described an example in which the present invention is mainly applied to a rotorcraft (helicopter). However, the principles of the present invention are equally applicable to fixed wing aircraft control systems. In the case of fixed-wing aircraft, the vertical axis controls the lifting snake, the horizontal axis controls the aileron, and the torsion axis controls the direction. The vertical axis is used to control speed and / or lift (ie, engine thrust or propeller pitch) as needed. Of course, the time constant and signal matching characteristics are selected based on the knowledge of servo control for the control surface of a fixed-wing aircraft. Other than that, there are no special considerations for using the control system of the present invention in a fixed-wing aircraft.
要すれば、機械的ミキサ84の機能は、本発明を取入れた
“フライ・バイ・ワイヤ”システムでは電気的信号整合
回路により代行され得る。この場合、混合された信号に
よりスオッシュ・プレート90のなかの機械的ではなく電
磁的な主サーボ（図示せず）が直接に駆動される。ま
た、感力操縦桿の四つの軸は必ずしも特定のサーボと一
対一に対応していなくてもよい。重要なことは、少なく
とも三つの軸を有する操縦桿の各軸への力入力に応答し
て航空機の操縦翼面の比例／積分制御が行われることで
ある。If desired, the function of mechanical mixer 84 can be replaced by an electrical signal matching circuit in a "fly-by-wire" system incorporating the present invention. In this case, the mixed signal directly drives the electromagnetic rather than mechanical master servo (not shown) in the swash plate 90. Also, the four axes of the force control stick do not necessarily have to correspond one-to-one with a particular servo. Importantly, proportional / integral control of the control surface of the aircraft is provided in response to force input to each axis of a control stick having at least three axes.
本発明をその好ましい実施例について図示し説明してき
たが、本発明の範囲から逸脱することなく前記及び他の
種々の変更、省略及び追加が行われ得ることは当業者に
より理解されよう。While the present invention has been shown and described with respect to preferred embodiments thereof, it will be appreciated by those skilled in the art that various changes, omissions and additions, both above and other, can be made without departing from the scope of the invention.
［効果］ 上記のように本発明は多軸形感力操縦装置と比例／積分
特性の信号処理回路との併用により、操縦士は航空機の
姿勢、高度、速度、機首方向等の変化に応答して操縦翼
面の位置を変更した場合にのみ操縦入力を与えて航空機
を操縦することが可能になる。これは航空機操縦の全く
新しい考え方を含んでいる（浮動修正点方式）。[Effects] As described above, according to the present invention, the pilot responds to changes in the attitude, altitude, speed, nose direction, etc. of the aircraft by using the multi-axis power steering device and the signal processing circuit of the proportional / integral characteristics together Then, only when the position of the control surface is changed, it becomes possible to control the aircraft by giving a control input. This includes a completely new concept of aircraft control (floating correction point method).
本発明によれば、三つ又は四つの操縦方向に対して、な
んらの操作方向間の交差結合を要さずに、単一の操縦桿
（例えばサイドアーム操縦桿）を使用することができ
る。本発明の操縦システムは、操縦桿類の位置により作
動する従来の操縦システムと異なり、操縦士が楽な姿勢
をとることができ、また大きな運動を必要としないの
で、操縦士の疲労を著しく軽減する。本発明の操縦シス
テムは操縦軸の各々で修正点を絶えず更新する方式であ
るから、操縦士の操縦桿と副操縦士の操縦桿との間の同
期化が不必要となる。本発明によれば、計器及い外界を
見にくくし、また大きな空間を占めていた従来の大形の
操縦桿、ペダル等が省略される。本発明は、足を用いず
に片手だけで航空機を操縦することを可能にする。更に
本発明は、高度な機能を有する航空機操縦システムを従
来の操縦桿及び足踏ペダルによるシステムのコストより
も低いコストで実現することを可能にする。本発明の操
縦システムは、個々には当業者によく知られている装置
及び技術を用いて実施することができる。According to the invention, a single control stick (for example a side arm control stick) can be used for three or four control directions without the need for cross-coupling between any of the control directions. Unlike the conventional control system that operates depending on the position of the control stick, the control system of the present invention allows the pilot to take a comfortable posture and does not require a large movement, so that the pilot's fatigue is significantly reduced. To do. Since the control system of the present invention is a system in which the correction points are constantly updated on each control axis, synchronization between the control stick of the pilot and the control stick of the co-pilot is unnecessary. According to the present invention, the instrument and the outside world are hard to see, and the conventional large-sized control stick, pedal and the like which occupy a large space are omitted. The invention makes it possible to control an aircraft with only one hand, without using the foot. Furthermore, the present invention enables a highly functional aircraft control system to be implemented at a lower cost than that of conventional control stick and foot pedal systems. The steering system of the present invention may be individually implemented using equipment and techniques well known to those of ordinary skill in the art.
第１図は本発明の好適実施例によるサイドアーム操縦装
置の斜視図である。 第２図は本発明の実施例によるサイドアーム操縦装置を
用いたヘリコプタ用操縦システムのブロック図である。 第３図は第２図の操縦システムに用いられる１つの信号
整合回路の入出力特性を示すグラフである。 第４図は第２図のシステムに於て第３図の特性を得るた
めの信号整合回路のブロック図である。 第５図は他の信号整合回路の入出力特性を示すグラフで
ある。 第６図は規定限界に対する余裕を指示するべく第２図の
システムを一部変更した部分のブロック図である。 10……サイドアーム操縦装置、12……操縦桿、13……ト
ランスデューサ組立体、14……アーム、16……操縦士座
席、18……揺動軸、24〜27……信号整合回路、32〜35…
…比例増幅器、36〜39……積分増幅器、50〜53……加算
器、64〜67……増幅器、70〜76……電磁弁、74〜77……
流圧サーボ、84……ミキサ、90……スオッシュ・プレー
ト、92……主ロータ、96……ピッチ・ビーム、98……尾
部ロータ、100〜103……位置センサ、108〜111……増幅
器、113……作動流体源、117……積分増幅器、119……
車輪操作機構、120……加算器、122……定電圧源、126
……指示計、128……レベル検出回路、132……オア回
路、138……警報ランプ、148……操縦桿シェーカ。FIG. 1 is a perspective view of a side arm steering system according to a preferred embodiment of the present invention. FIG. 2 is a block diagram of a helicopter control system using a side arm control device according to an embodiment of the present invention. FIG. 3 is a graph showing the input / output characteristics of one signal matching circuit used in the control system of FIG. FIG. 4 is a block diagram of a signal matching circuit for obtaining the characteristics of FIG. 3 in the system of FIG. FIG. 5 is a graph showing the input / output characteristics of another signal matching circuit. FIG. 6 is a block diagram of a part in which the system of FIG. 2 is partially modified to instruct a margin for a specified limit. 10 ... Side arm control device, 12 ... Control stick, 13 ... Transducer assembly, 14 ... Arm, 16 ... Pilot seat, 18 ... Oscillation axis, 24-27 ... Signal matching circuit, 32 ~ 35 ...
… Proportional amplifier, 36-39 …… Integral amplifier, 50-53 …… Adder, 64-67 …… Amplifier, 70-76 …… Solenoid valve, 74-77 ……
Hydraulic servo, 84 …… Mixer, 90 …… Swoosh plate, 92 …… Main rotor, 96 …… Pitch beam, 98 …… Tail rotor, 100 to 103 …… Position sensor, 108 to 111 …… Amplifier, 113 …… Working fluid source, 117 …… Integrating amplifier, 119 ……
Wheel operation mechanism, 120 ... Adder, 122 ... Constant voltage source, 126
...... Indicator, 128 …… Level detection circuit, 132 …… OR circuit, 138 …… Alarm lamp, 148 …… Control stick shaker.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョセフ・リチャード・マシオレク アメリカ合衆国コネチカット州、ミルフォ ード、ニュー・ヘイヴン・アヴェニュー 1120 (72)発明者 レオ・キングストン アメリカ合衆国コネチカット州、ストラッ トフォード、アラパホ・レーン 588エイ (56)参考文献 実開 昭53−66600（ＪＰ，Ｕ) ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Joseph Richard Masiolek, New Haven Avenue, Milford, Connecticut, USA 1120 (72) Inventor Leo Kingston, Arapaho Lane, Stratford, Connecticut, USA 588 rays (56) References: Showa 53-66600 (JP, U)
Claims (1)
向の姿勢制御、揚力又は速度制御のそれぞれに対応する
四つの操作入力を入力するための装置であって、前記ピ
ッチ方向、ロール方向、ヨー方向の姿勢制御、揚力又は
速度制御の各航行制御動作のうち第一の航行制御動作を
行うために設定された第一の操作軸線に沿って第一の操
作方向と、第二の航行制御動作を行うために設定され、
前記第一の操作軸線と同一平面上に設けられるととも
に、所定の中立位置で前記第一の操作軸線と交差する第
二の操作軸線に沿った第二の操作方向と、第三の航行制
御動作を行うために設定され、前記第一及び第二の操作
軸線の配設面と垂直に交差し且つ前記中立位置において
前記第一及び第二の操作軸線と交差する第三の操作軸線
に沿った第三の操作方向と、第四の航行制御動作を行う
ために設定され、前記第三の操作軸線を中心とした回転
方向にそれぞれ独立して手動操作ができるように構成さ
れており、各操作方向に関して微小の操作ストロークで
操作するように構成された単一の操縦桿を備えた操作手
段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第一の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第一の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第一の制御入力信
号を発生する第一の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第二の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第二の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第二の制御入力信
号を発生する第二の制御入力信号発生手段と、 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第三の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第三の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第三の制御入力信
号を発生する第三の制御入力信号発生手段と、 及び 前記操作手段の前記操縦桿に負荷される前記第四の操作
方向の操作入力の大きさと方向に応じて、前記第四の航
行制御動作方向の所望の制御値を示す第四の制御入力信
号を発生する第四の制御入力信号発生手段とによって構
成したことを特徴とする航空機の操縦システムにおける
複数の制御入力を入力するための入力装置。1. An apparatus for inputting four operation inputs corresponding to attitude control in the pitch direction, roll direction, yaw direction of an aircraft, lift force or speed control, respectively. The first operation direction along the first operation axis set to perform the first navigation control operation among the navigation control operations of the directional attitude control, the lift force or the speed control, and the second navigation control operation Is set to do
A second operation direction along a second operation axis which is provided on the same plane as the first operation axis and intersects the first operation axis at a predetermined neutral position, and a third navigation control operation. Along a third operation axis which is set to perform, and which intersects perpendicularly with the disposition surface of the first and second operation axes and intersects the first and second operation axes in the neutral position. It is set to perform the third operation direction and the fourth navigation control operation, and it is configured so that it can be manually operated independently in the rotation direction about the third operation axis. An operating means having a single control stick configured to operate with a minute operating stroke with respect to the direction, and the magnitude and direction of the operation input in the first operating direction loaded on the control stick of the operating means. According to the first navigation control operation method Direction control input signal generating means for generating a first control input signal indicating a desired control value, and the magnitude of the operation input in the second operation direction loaded on the control stick of the operation means. Second control input signal generating means for generating a second control input signal indicating a desired control value in the second navigation control operation direction according to the direction, and the control stick of the operating means is loaded. Third control input signal generating means for generating a third control input signal indicating a desired control value in the third navigation control operation direction in accordance with the magnitude and direction of the operation input in the third operation direction. , And a fourth control input indicating a desired control value in the fourth navigation control operation direction in accordance with the magnitude and direction of the operation input in the fourth operation direction loaded on the control stick of the operation means. A fourth control input signal generating means for generating a signal. An input device for inputting a plurality of control inputs in an aircraft control system characterized by the above.
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1989
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