JPH0733159B2 - 回転翼型航空機の燃料制御装置 - Google Patents
回転翼型航空機の燃料制御装置Info
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- JPH0733159B2 JPH0733159B2 JP59150471A JP15047184A JPH0733159B2 JP H0733159 B2 JPH0733159 B2 JP H0733159B2 JP 59150471 A JP59150471 A JP 59150471A JP 15047184 A JP15047184 A JP 15047184A JP H0733159 B2 JPH0733159 B2 JP H0733159B2
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- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
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Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
- H02P23/00—Arrangements or methods for the control of AC motors characterised by a control method other than vector control
- H02P23/16—Controlling the angular speed of one shaft
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- Control Of The Air-Fuel Ratio Of Carburetors (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は航空機制御システムに係り、一層詳細には、機
体の状態に基づいて動力装置を制御して回転翼型航空機
の運動性能を高める燃料制御装置に係る。
体の状態に基づいて動力装置を制御して回転翼型航空機
の運動性能を高める燃料制御装置に係る。
従来の技術 以下では主としてヘリコプタの制御について説明する
が、ここに開示する内容は一般に回転翼型航空機につい
て適用される。
が、ここに開示する内容は一般に回転翼型航空機につい
て適用される。
最近のヘリコプタでは、主ロータ及びその駆動系の軽量
化により、その慣性が比較的小さくなっており、主ロー
タ及びその駆動系に蓄えられるエネルギがそれに相当し
て小さく、主ロータが種々の飛行運動中に大きな速度変
動を生じ易いという傾向がある。このような主ロータの
速度変動は、ヘリコプタの他の飛行特性と結びついて、
ロータの推力及びその制御に対する適応性を変化させ、
航空機の姿勢制御を乱し、所定の高度又は速度を得るの
に時間的な遅れを生じさせる点で望ましくない。姿勢制
御の乱れは、特に危急に際して、パイロットの作業負担
を増し、又航空機の安定性増加装置がその作動能力一杯
に作動しても尚作動不足の状態を生ぜしめることがあ
り、好ましくない。そこで、ロータ速度を基準値に基い
て制御するよう、閉ループ燃料制御を行うことが知られ
ている。そのようなシステムは本願出願人と同一の出願
人の出願に係る特願昭58−066825号（特公平４−16618
号）に開示されている。
化により、その慣性が比較的小さくなっており、主ロー
タ及びその駆動系に蓄えられるエネルギがそれに相当し
て小さく、主ロータが種々の飛行運動中に大きな速度変
動を生じ易いという傾向がある。このような主ロータの
速度変動は、ヘリコプタの他の飛行特性と結びついて、
ロータの推力及びその制御に対する適応性を変化させ、
航空機の姿勢制御を乱し、所定の高度又は速度を得るの
に時間的な遅れを生じさせる点で望ましくない。姿勢制
御の乱れは、特に危急に際して、パイロットの作業負担
を増し、又航空機の安定性増加装置がその作動能力一杯
に作動しても尚作動不足の状態を生ぜしめることがあ
り、好ましくない。そこで、ロータ速度を基準値に基い
て制御するよう、閉ループ燃料制御を行うことが知られ
ている。そのようなシステムは本願出願人と同一の出願
人の出願に係る特願昭58−066825号（特公平４−16618
号）に開示されている。
発明が解決しようとする課題 機体を上昇させるようとするときには、勿論主ロータの
出力は増大させなければならず、そのための出力増大の
制御指令はパイロットの操縦動作によって与えられ、又
制御指令に対する応答結果は飛行高度の変化として制御
指令者、即ちパイロットへ明確にフィードバックされ
る。一方、機体の高度は一定であっても、機体が傾斜旋
回することは、主ロータにかかる荷重の観点からは、機
体の急上昇に相当する。これは、傾斜旋回に於ては、ヘ
リコプタの質量に作用する遠心力に抗して機体を要求さ
れた方向へ向けるための加速度を生じさせる力が必要だ
からであり、機体の急上昇に於て重力加速度にち勝つた
めに力を必要とすることに似ている。実際、60゜傾斜旋
回（これは、決して異常な値ではない）は、通常、主ロ
ータの荷重を倍増させる。かかる傾斜旋回時には、機体
の運動エネルギによってロータが逆に空気によって駆動
される傾向が生じ、ロータにより必要とされるトルクが
減少し、ロータの速度が増大する傾向がある。この場
合、既存の閉ループ燃料制御システムによれば、主ロー
タが必要とするトルクとエンジンが供給するトルクとの
間のトルク平衡を保つように、エンジントルクを下げて
ロータ速度を基準値に保ち、ロータの速度が増大する傾
向を抑制しようとするが、かかる制御は望ましくなく、
又主ロータへの入力トルクの不足により生ずる飛行経路
の変化は機体の高度と水平位置の変化の組合せとなって
現われるので、パイロットへのフィードバックは的確に
行われない。かかる状態に於て望ましいことは、ロータ
速度の基準値をより大きい値に設定し直し、それに基い
てヘリコプタにより大きなロータ速度を許し、その推力
発生能力をより高い状態とし、荷重倍数を一層高いレベ
ルに引き上げる能力を与えることである。
出力は増大させなければならず、そのための出力増大の
制御指令はパイロットの操縦動作によって与えられ、又
制御指令に対する応答結果は飛行高度の変化として制御
指令者、即ちパイロットへ明確にフィードバックされ
る。一方、機体の高度は一定であっても、機体が傾斜旋
回することは、主ロータにかかる荷重の観点からは、機
体の急上昇に相当する。これは、傾斜旋回に於ては、ヘ
リコプタの質量に作用する遠心力に抗して機体を要求さ
れた方向へ向けるための加速度を生じさせる力が必要だ
からであり、機体の急上昇に於て重力加速度にち勝つた
めに力を必要とすることに似ている。実際、60゜傾斜旋
回（これは、決して異常な値ではない）は、通常、主ロ
ータの荷重を倍増させる。かかる傾斜旋回時には、機体
の運動エネルギによってロータが逆に空気によって駆動
される傾向が生じ、ロータにより必要とされるトルクが
減少し、ロータの速度が増大する傾向がある。この場
合、既存の閉ループ燃料制御システムによれば、主ロー
タが必要とするトルクとエンジンが供給するトルクとの
間のトルク平衡を保つように、エンジントルクを下げて
ロータ速度を基準値に保ち、ロータの速度が増大する傾
向を抑制しようとするが、かかる制御は望ましくなく、
又主ロータへの入力トルクの不足により生ずる飛行経路
の変化は機体の高度と水平位置の変化の組合せとなって
現われるので、パイロットへのフィードバックは的確に
行われない。かかる状態に於て望ましいことは、ロータ
速度の基準値をより大きい値に設定し直し、それに基い
てヘリコプタにより大きなロータ速度を許し、その推力
発生能力をより高い状態とし、荷重倍数を一層高いレベ
ルに引き上げる能力を与えることである。
従って、本発明の目的は、巡航時の傾斜旋回に於ける如
く、ロータにかかる荷重の増大がパイロットにより的確
に判断されないような荷重増大飛行時にロータ速度を自
動的に上昇させ、それによってロータの推力を増大さ
せ、かくして航空機の荷重倍数能力を高める要領にて、
閉ループロータ速度制御の欠点を補う回転翼型航空機の
燃料制御装置を提供することである。
く、ロータにかかる荷重の増大がパイロットにより的確
に判断されないような荷重増大飛行時にロータ速度を自
動的に上昇させ、それによってロータの推力を増大さ
せ、かくして航空機の荷重倍数能力を高める要領にて、
閉ループロータ速度制御の欠点を補う回転翼型航空機の
燃料制御装置を提供することである。
課題を解決するための手段 かかる目的は、本発明によれば、ロータと該ロータを駆
動するエンジンとを備えた回転翼型航空機の燃料制御装
置にして、 燃料指令信号に応答して前記エンジンの出力を制御すべ
く前記エンジンへ供給される燃料を計量する燃料制御弁
と、 パイロットの操縦動作に応じて前記エンジンの出力を制
御するための第一の信号を生ずる手段と、 少なくとも前記ロータの回転速度を表わす第二の信号と
慣性座標系に基づく該航空機のピッチレートを表わす第
三の信号とを含む飛行パラメータ信号を生ずる手段と、 少なくとも前記第一、第二及び第三の信号に応答し、前
記第一の信号と前記第二の信号との差に応じて前記エン
ジンへの燃料の供給を制御し且前記第三の信号の値が高
い程前記エンジンの出力を高めるよう前記第三の信号の
大きさに応じて前記燃料指令信号を偏倚させる信号処理
手段と を含むことを特徴とする回転翼型航空機の燃料制御装置
によって達成される。
動するエンジンとを備えた回転翼型航空機の燃料制御装
置にして、 燃料指令信号に応答して前記エンジンの出力を制御すべ
く前記エンジンへ供給される燃料を計量する燃料制御弁
と、 パイロットの操縦動作に応じて前記エンジンの出力を制
御するための第一の信号を生ずる手段と、 少なくとも前記ロータの回転速度を表わす第二の信号と
慣性座標系に基づく該航空機のピッチレートを表わす第
三の信号とを含む飛行パラメータ信号を生ずる手段と、 少なくとも前記第一、第二及び第三の信号に応答し、前
記第一の信号と前記第二の信号との差に応じて前記エン
ジンへの燃料の供給を制御し且前記第三の信号の値が高
い程前記エンジンの出力を高めるよう前記第三の信号の
大きさに応じて前記燃料指令信号を偏倚させる信号処理
手段と を含むことを特徴とする回転翼型航空機の燃料制御装置
によって達成される。
発明の作用及び効果 本発明によれば、ロータ速度（フリータービンエンジン
に於てはフリータービン速度に正比例する）が検出さ
れ、閉ループ燃料制御によりロータ速度の基準値が維持
される従来の如き回転翼型航空機の燃料制御装置に於
て、かかる基準値が、荷重倍数に関するパラメータの一
つであるピッチレート（機体縦揺れ角度の変化速度）の
関数として増大され、ピッチレートの増大に応じて実際
のロータ速度がより大きい基準値に基いて制御されるこ
とにより、航空機の傾斜旋回時に於ける負荷特性が改善
される。
に於てはフリータービン速度に正比例する）が検出さ
れ、閉ループ燃料制御によりロータ速度の基準値が維持
される従来の如き回転翼型航空機の燃料制御装置に於
て、かかる基準値が、荷重倍数に関するパラメータの一
つであるピッチレート（機体縦揺れ角度の変化速度）の
関数として増大され、ピッチレートの増大に応じて実際
のロータ速度がより大きい基準値に基いて制御されるこ
とにより、航空機の傾斜旋回時に於ける負荷特性が改善
される。
荷重倍数に関するパラメータとしては、ピッチレート信
号の他に、機体の垂直軸線に沿う加速度計による加速度
信号等があり、勿論ピッチレートに基づく制御に加えて
これらの他のパラメータ信号が用いられてもよい。よよ
り精密な制御をすべく、対気速度も又、ロータ速度の基
準値を増大するためのパラメータとしてピッチレートと
共に利用されてよい。
号の他に、機体の垂直軸線に沿う加速度計による加速度
信号等があり、勿論ピッチレートに基づく制御に加えて
これらの他のパラメータ信号が用いられてもよい。よよ
り精密な制御をすべく、対気速度も又、ロータ速度の基
準値を増大するためのパラメータとしてピッチレートと
共に利用されてよい。
本発明は種々のアナログ、ディジタル又は計算機制御
で、単純な形態で、又は一層高度の制御を行うように追
加的な特徴を組入れた形態で実施されてよい。本発明は
以下の開示に基いて当業者によく知られている装置及び
手法を用いて容易に実現される。本発明は、AFCSを利用
する場合に、追加的なセンサなしに、最小の追加的回路
で上記のことを実行することができる。
で、単純な形態で、又は一層高度の制御を行うように追
加的な特徴を組入れた形態で実施されてよい。本発明は
以下の開示に基いて当業者によく知られている装置及び
手法を用いて容易に実現される。本発明は、AFCSを利用
する場合に、追加的なセンサなしに、最小の追加的回路
で上記のことを実行することができる。
本発明の目的、特徴、利点は、図面に示されている典型
的な実施例を以下に詳細に説明する中で一層明らかにな
るであろう。
的な実施例を以下に詳細に説明する中で一層明らかにな
るであろう。
実施例 添付の図にはヘリコプタのための燃料制御システムが示
されている。主ロータ10は軸12によりギアボックス13に
結合されており、ギアボックス13は軸14によりオーバー
ランニング・クラッチ16を通じて駆動される。クラッチ
16はエンジン20の出力軸18と係合しているが、主ロータ
が気流によって駆動されてエンジンにより駆動される速
度より速く回転するオートローテーション中は係合を解
除している。。又、ギアボックス13は、主ロータ及び尾
部ロータ22が常に一定の関係を有する速度、例えば尾部
ロータが主ロータの５倍の速度、で回転するように軸24
を通じて尾部ロータ22を駆動する。
されている。主ロータ10は軸12によりギアボックス13に
結合されており、ギアボックス13は軸14によりオーバー
ランニング・クラッチ16を通じて駆動される。クラッチ
16はエンジン20の出力軸18と係合しているが、主ロータ
が気流によって駆動されてエンジンにより駆動される速
度より速く回転するオートローテーション中は係合を解
除している。。又、ギアボックス13は、主ロータ及び尾
部ロータ22が常に一定の関係を有する速度、例えば尾部
ロータが主ロータの５倍の速度、で回転するように軸24
を通じて尾部ロータ22を駆動する。
図示されているように、エンジン20はフリータービン・
ガスエンジンを含んでおり、その中で出力軸18はフリー
タービン26により駆動され、フリータービン26はガス発
生器からのガスにより駆動される。ガス発生器は、軸30
によって圧縮機駆動タービン32に結合されている圧縮機
28を有するターボ圧縮機と、燃料制御計量弁を通じて燃
料ポンプ38から燃料管36により燃料を供給されるバーナ
ー部分34とを含んでいる。
ガスエンジンを含んでおり、その中で出力軸18はフリー
タービン26により駆動され、フリータービン26はガス発
生器からのガスにより駆動される。ガス発生器は、軸30
によって圧縮機駆動タービン32に結合されている圧縮機
28を有するターボ圧縮機と、燃料制御計量弁を通じて燃
料ポンプ38から燃料管36により燃料を供給されるバーナ
ー部分34とを含んでいる。
燃料制御システムは正規には、所望のロータ速度を維持
するべく、燃料管36内に正しい量の燃料を与える。今、
オートローテーションを無視して、フリータービン速度
はロータ速度を示すものとする。従って、回転速度計42
は、フリータービン26の速度（例えば出力軸18に於ける
速度）を測定することにより、実際のロータ速度を示す
速度信号を導線44を通して加算点46へ与える。ここには
示されていないが、導線44上のタービン速度信号は、ノ
イズを除去し、又許容されうる閉ループ安定性マージン
を確保するため、加算点46へ与えられる以前に適当なフ
ィルタに通されてもよい。
するべく、燃料管36内に正しい量の燃料を与える。今、
オートローテーションを無視して、フリータービン速度
はロータ速度を示すものとする。従って、回転速度計42
は、フリータービン26の速度（例えば出力軸18に於ける
速度）を測定することにより、実際のロータ速度を示す
速度信号を導線44を通して加算点46へ与える。ここには
示されていないが、導線44上のタービン速度信号は、ノ
イズを除去し、又許容されうる閉ループ安定性マージン
を確保するため、加算点46へ与えられる以前に適当なフ
ィルタに通されてもよい。
典型的には100％定格速度に設定されロータ速度の目標
値を与える基準信号48も加算点46に与えられる。算点46
の出力は導線52上に与えられ、実際のロータ速度を示す
速度信号と目標速度を示す基準信号との差を与える誤差
信号であり、これは規には０である。
値を与える基準信号48も加算点46に与えられる。算点46
の出力は導線52上に与えられ、実際のロータ速度を示す
速度信号と目標速度を示す基準信号との差を与える誤差
信号であり、これは規には０である。
タービン調速機54は導線52上の誤差信号と基準信号48と
に応答し、ガス発生器制御部分58と組合わさって、ロー
タ速度を基準値に維持するべく燃料ポンプ38から正しい
量の燃料を燃料入口管36に供給するように、計量弁40へ
燃料指令信号を与える。これは多くの単純な形態で実現
され得るサーボループを形成する。
に応答し、ガス発生器制御部分58と組合わさって、ロー
タ速度を基準値に維持するべく燃料ポンプ38から正しい
量の燃料を燃料入口管36に供給するように、計量弁40へ
燃料指令信号を与える。これは多くの単純な形態で実現
され得るサーボループを形成する。
基準信号48は、パイロットにより操作されるエンジン速
度変更ビーパ（図示せず）からの導線50上のパイロット
・ビープ指令により加算点46でバイアス（偏倚調整）さ
れる。又、基準信号は、導線70上のバイアス信号によっ
ても加算点46でバイアスされる。加算点に於て、基準信
号48が増加側にバイアスされると、誤差信号は０からプ
ラス側にバイアスされ、燃料制御システムはエンジン
（及びロータ）を一層高い基準値を基準として制御す
る。
度変更ビーパ（図示せず）からの導線50上のパイロット
・ビープ指令により加算点46でバイアス（偏倚調整）さ
れる。又、基準信号は、導線70上のバイアス信号によっ
ても加算点46でバイアスされる。加算点に於て、基準信
号48が増加側にバイアスされると、誤差信号は０からプ
ラス側にバイアスされ、燃料制御システムはエンジン
（及びロータ）を一層高い基準値を基準として制御す
る。
次に、本発明の荷重倍数増大に関する部分について説明
する。航空機に誘起されるピッチレートが、ピッチレー
トジャイロ72により検出される。周知の通りジャイロ装
置は航空機の機体の姿勢に影響されずに一定の慣性座標
系を維持することができる装置であり、かかる装置によ
り検出されるピッチレートは当然のことながら慣性座標
系に対するピッチレートであり、航空機の傾斜旋回時に
は直進飛行に対比して傾斜旋回により生ずるる機体のピ
ッチの増大率が検出される。検出されたピッチレート信
号は、整形回路74により整形される。整形回路74は既設
の自動飛行制御システム（AFCS）内に含まれていてよ
く、特定の航空機の荷重に対する要請に応じて適当にロ
ータ速度の増分を調整すべくピッチレート信号の積分、
増幅、遅延、制限などを行ってよい。（又、典型的に
は、それ以上ではロータ損傷が生じ得るようなロータ速
度の限界が設定されている。）整形回路は米国特許第4,
127,245号（1978年）に開示されているような既設の制
御回路内で実現されてよい。（そこでは、増幅器34から
の導線32上の信号がここで説明される整形されたピッチ
レート信号に相当する。） スイッチ78は、対気速度測定手段80により与えられる対
気速度信号に応答し、対気速度号が或る閾値、例えば巡
航速度を示すことに応答してスイッチ78が閉じられた時
に、前記の如くロータ速度の基準値を増加せしめるバイ
アス信号として整形されたピッチレート信号が導線70へ
与えられる。
する。航空機に誘起されるピッチレートが、ピッチレー
トジャイロ72により検出される。周知の通りジャイロ装
置は航空機の機体の姿勢に影響されずに一定の慣性座標
系を維持することができる装置であり、かかる装置によ
り検出されるピッチレートは当然のことながら慣性座標
系に対するピッチレートであり、航空機の傾斜旋回時に
は直進飛行に対比して傾斜旋回により生ずるる機体のピ
ッチの増大率が検出される。検出されたピッチレート信
号は、整形回路74により整形される。整形回路74は既設
の自動飛行制御システム（AFCS）内に含まれていてよ
く、特定の航空機の荷重に対する要請に応じて適当にロ
ータ速度の増分を調整すべくピッチレート信号の積分、
増幅、遅延、制限などを行ってよい。（又、典型的に
は、それ以上ではロータ損傷が生じ得るようなロータ速
度の限界が設定されている。）整形回路は米国特許第4,
127,245号（1978年）に開示されているような既設の制
御回路内で実現されてよい。（そこでは、増幅器34から
の導線32上の信号がここで説明される整形されたピッチ
レート信号に相当する。） スイッチ78は、対気速度測定手段80により与えられる対
気速度信号に応答し、対気速度号が或る閾値、例えば巡
航速度を示すことに応答してスイッチ78が閉じられた時
に、前記の如くロータ速度の基準値を増加せしめるバイ
アス信号として整形されたピッチレート信号が導線70へ
与えられる。
整形回路74は、例えば対気速度信号にも応答して総合的
感度（ゲイン）を調整するようになっていてよい。同様
に、状況に一層正確に適合する応答をすべく他の航空機
パラメータが検出され利用されてよい。
感度（ゲイン）を調整するようになっていてよい。同様
に、状況に一層正確に適合する応答をすべく他の航空機
パラメータが検出され利用されてよい。
横傾斜旋回では、地球に対してはピッチ姿勢は一定の状
態になり得るが、機体内に固定されているピッチレート
・ジャイロにはピッチレートが誘起される。誘起された
ピッチレートはヨーレート（首振り角速度）及び横傾斜
角の正弦に比例する。ピッチレートが正である飛行は、
荷重倍数を一定に維持するには、ピッチレートに比例し
た負荷を主ロータに於て必要とする。従ってピッチレー
ト信号は、荷重倍数を指示するものとして利用でき、そ
の正の値に応じてロータ速度の基準値を増大し、より大
きいロータ推力を与える制御が得られる。荷重増大飛行
に於ては、ロータ速度は増大し、推力のレベルを増大せ
しめ、従って荷重倍数を増大せしめる。
態になり得るが、機体内に固定されているピッチレート
・ジャイロにはピッチレートが誘起される。誘起された
ピッチレートはヨーレート（首振り角速度）及び横傾斜
角の正弦に比例する。ピッチレートが正である飛行は、
荷重倍数を一定に維持するには、ピッチレートに比例し
た負荷を主ロータに於て必要とする。従ってピッチレー
ト信号は、荷重倍数を指示するものとして利用でき、そ
の正の値に応じてロータ速度の基準値を増大し、より大
きいロータ推力を与える制御が得られる。荷重増大飛行
に於ては、ロータ速度は増大し、推力のレベルを増大せ
しめ、従って荷重倍数を増大せしめる。
一つの場合、例えば前進速度及び高度の低下に構わない
旋回には、基準信号を僅かに増大させることによりロー
タ速度が上昇しようとするる自然の傾向に適合した制御
を行うことができる。前進速度及び高度を維持する旋回
には、基準信号をそれ相当に増大させることにより、ロ
ータの失速マージン及び制御マージンを保存しつつ、一
層高いロータ推力発生能力が得られる。
旋回には、基準信号を僅かに増大させることによりロー
タ速度が上昇しようとするる自然の傾向に適合した制御
を行うことができる。前進速度及び高度を維持する旋回
には、基準信号をそれ相当に増大させることにより、ロ
ータの失速マージン及び制御マージンを保存しつつ、一
層高いロータ推力発生能力が得られる。
ロータにかかる荷重が減少するような飛行を示すピッチ
レートが生じても、これはロータの基準速度を低減する
ようには使用されない。何故ならば、そうすることは制
御の観点、特に他の複雑な副次効果が生ずる点、で望ま
しくないからである。荷重倍数が、機体の垂直軸に沿う
加速度計73などにより直接的に検出され、整形され、単
独でもしくはピッチレート信号と組合わさってロータ速
度基準信号をバイアスさせる信号とされてもよい。
レートが生じても、これはロータの基準速度を低減する
ようには使用されない。何故ならば、そうすることは制
御の観点、特に他の複雑な副次効果が生ずる点、で望ま
しくないからである。荷重倍数が、機体の垂直軸に沿う
加速度計73などにより直接的に検出され、整形され、単
独でもしくはピッチレート信号と組合わさってロータ速
度基準信号をバイアスさせる信号とされてもよい。
以上に於ては、理解を容易にするためアナログ形態で本
発明を説明したが、ディジタル計算機が利用可能な場合
には、本発明に含まれている信号処理機能はディジタル
計算機内で実施されるのが有利である。ディジタル燃料
制御システム内では、本発明の信号処理機能はここに説
明した信号処理と類似の比較的簡単なプログラム・ステ
ップにより実施される。
発明を説明したが、ディジタル計算機が利用可能な場合
には、本発明に含まれている信号処理機能はディジタル
計算機内で実施されるのが有利である。ディジタル燃料
制御システム内では、本発明の信号処理機能はここに説
明した信号処理と類似の比較的簡単なプログラム・ステ
ップにより実施される。
或は又、タービン調速機54から必要なガス発生器速度信
号を受けとることができる簡単な流体機械的ガス発生器
燃料制御装置が、ディジタル自動操縦装置（AFCS）を有
するヘリコプタに於て用いられてもよい。AFCS内に於て
は、本発明を実施するためのエンジン速度信号の処理が
簡単なプログラム・ステップにより実現されよう。しか
し、これは本発明の技術思想に直接関係することではな
い。
号を受けとることができる簡単な流体機械的ガス発生器
燃料制御装置が、ディジタル自動操縦装置（AFCS）を有
するヘリコプタに於て用いられてもよい。AFCS内に於て
は、本発明を実施するためのエンジン速度信号の処理が
簡単なプログラム・ステップにより実現されよう。しか
し、これは本発明の技術思想に直接関係することではな
い。
本発明の本質は、ロータ速度の基準信号が、荷重倍数を
示すパラメータ、例えば機上のピッチレート・ジャイロ
により検出される航空機ピッチレート、の関数としてバ
イアスされることにあり、これは任意の仕方で実施され
得る。
示すパラメータ、例えば機上のピッチレート・ジャイロ
により検出される航空機ピッチレート、の関数としてバ
イアスされることにあり、これは任意の仕方で実施され
得る。
以上に於ては、本発明をその典型的な実施例について図
示し、説明したが、本発明の範囲内で上記及び他の種々
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。
示し、説明したが、本発明の範囲内で上記及び他の種々
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。
図面は本発明を収入れたヘリコプタ燃料制御ループの簡
単化されたブロック図である。 10……主ロータ,13……ギアボックス,14……軸,16……
オーバーランニング・クラッテ,18……軸,20……エンジ
ン,22……尾部ロータ,24……軸,26……フリータービ
ン,,28……圧縮機,30……軸,32……圧縮機駆動タービ
ン,34……バーナー部分,36……燃料管,38……燃料弁、4
0……燃料制御計量弁,42……回転速度計,46……加算点,
48……100％基準値,54……タービン調速機,58……ガス
発生器制御部,72……ピッチレート・ジャイロ,74……整
形回路,76……自動飛行制御システム,78……スイッチ,8
0……対気速度検出手段
単化されたブロック図である。 10……主ロータ,13……ギアボックス,14……軸,16……
オーバーランニング・クラッテ,18……軸,20……エンジ
ン,22……尾部ロータ,24……軸,26……フリータービ
ン,,28……圧縮機,30……軸,32……圧縮機駆動タービ
ン,34……バーナー部分,36……燃料管,38……燃料弁、4
0……燃料制御計量弁,42……回転速度計,46……加算点,
48……100％基準値,54……タービン調速機,58……ガス
発生器制御部,72……ピッチレート・ジャイロ,74……整
形回路,76……自動飛行制御システム,78……スイッチ,8
0……対気速度検出手段
Claims (1)
- 【請求項１】ロータと該ロータを駆動するエンジンとを
備えた回転翼型航空機の燃料制御装置にして、 燃料指令信号に応答して前記エンジンの出力を制御すべ
くエンジンへ供給される燃料を計量する燃料料制御弁
と、 パイロットの操縦動作に応じて前記エンジンの出力を制
御するための第一の信号を生ずる手段と、 少なくとも前記ロータの回転速度を表わす第二の信号と
慣性座標系に基づく該航空機のピッチレートを表わす第
三の信号とを含む飛行パラメータ信号を生ずる手段と、 少なくとも前記第一、第二及び第三の信号に応答し、前
記第一の信号と前記第二の信号との差に応じて前記エン
ジンへの燃料の供給を制御し且前記第三の信号の値が高
い程前記エンジンの出力を高めるよう前記第三の信号の
大きさに応じて前記燃料指令信号を偏倚させるる信号処
理手段と を含むことを特徴とする回転翼型航空機の燃料制御装
置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US51933283A | 1983-08-01 | 1983-08-01 | |
| US519332 | 1983-08-01 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6038297A JPS6038297A (ja) | 1985-02-27 |
| JPH0733159B2 true JPH0733159B2 (ja) | 1995-04-12 |
Family
ID=24067852
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59150471A Expired - Fee Related JPH0733159B2 (ja) | 1983-08-01 | 1984-07-19 | 回転翼型航空機の燃料制御装置 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0733159B2 (ja) |
| CA (1) | CA1246717A (ja) |
| DE (1) | DE3428224C2 (ja) |
| FR (1) | FR2550161B1 (ja) |
| GB (1) | GB2144244B (ja) |
| IL (1) | IL72461A (ja) |
| IT (1) | IT1174616B (ja) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| US4998202A (en) * | 1989-05-19 | 1991-03-05 | United Technologies Corporation | Helicopter, high rotor load speed enhancement |
| US5265825A (en) * | 1991-08-27 | 1993-11-30 | United Technologies Corporation | Helicopter engine control having yaw input anticipation |
| US5314147A (en) * | 1991-08-27 | 1994-05-24 | United Technologies Corporation | Helicopter engine speed enhancement during heavy rotor load and rapid descent rate maneuvering |
| US5265826A (en) * | 1991-08-27 | 1993-11-30 | United Technologies Corporation | Helicopter engine control having lateral cyclic pitch anticipation |
| FR3000466B1 (fr) | 2012-12-27 | 2015-02-13 | Eurocopter France | Procede d'entrainement en rotation d'un rotor de giravion, par anticipation des besoins en couple entre deux consignes de vitesse de rotation du rotor |
| FR3000465B1 (fr) | 2012-12-27 | 2015-02-13 | Eurocopter France | Procede d'entrainement en rotation d'un rotor principal de giravion, selon une consigne de vitesse de rotation a valeur variable |
| US11347242B2 (en) * | 2019-08-05 | 2022-05-31 | The Boeing Company | Methods and apparatus for flight control prioritization |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2645293A (en) * | 1946-09-14 | 1953-07-14 | Gen Electric | Apparatus for regulating propulsion power plants |
| DE952404C (de) * | 1953-05-18 | 1956-11-15 | Bendix Aviat Corp | Selbsttaetige Steuerungsvorruchtung fuer Flugzeuge |
| US3174551A (en) * | 1963-02-19 | 1965-03-23 | United Aircraft Corp | Power management control for helicopters |
| US3200886A (en) * | 1964-05-28 | 1965-08-17 | Joseph L Magri | Droop compensated fuel control system |
| GB1120327A (en) * | 1967-02-24 | 1968-07-17 | Ltv Aerospace Corp | Autothrottle |
| GB1244160A (en) * | 1967-11-17 | 1971-08-25 | Dowty Rotol Ltd | Engine, propeller and rotor installations |
| US3930366A (en) * | 1974-07-17 | 1976-01-06 | General Motors Corporation | Helicopter power plant control |
| JPS5112012A (ja) * | 1974-07-18 | 1976-01-30 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gasutaabinnenshokino kaenkanshisochi |
| US4217754A (en) * | 1977-01-22 | 1980-08-19 | Bodenseewerk Geratetechnik Gmbh | Apparatus for controlling the rotary speed in turbo-jet engines for aircraft |
| US4127245A (en) * | 1977-04-27 | 1978-11-28 | United Technologies Corporation | Helicopter pitch rate feedback bias for pitch axis maneuvering stability and load feel |
| GB2052805B (en) * | 1979-06-29 | 1983-03-09 | Smiths Industries Ltd | Gas-turbine engine control |
| ZA814691B (en) * | 1980-08-08 | 1983-02-23 | Ass Eng Ltd | Automatic speed control systems |
| US4442667A (en) * | 1981-01-14 | 1984-04-17 | Aviation Electric Ltd. | Acceleration limit reset |
| US4423593A (en) * | 1982-04-16 | 1984-01-03 | Chandler Evans Inc. | Fuel control for controlling helicopter rotor/turbine acceleration |
-
1984
- 1984-07-09 CA CA000458431A patent/CA1246717A/en not_active Expired
- 1984-07-11 GB GB08417638A patent/GB2144244B/en not_active Expired
- 1984-07-19 JP JP59150471A patent/JPH0733159B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1984-07-20 IL IL7246184A patent/IL72461A/en not_active IP Right Cessation
- 1984-07-30 FR FR8412065A patent/FR2550161B1/fr not_active Expired
- 1984-07-30 IT IT22117/84A patent/IT1174616B/it active
- 1984-07-31 DE DE3428224A patent/DE3428224C2/de not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IT1174616B (it) | 1987-07-01 |
| IT8422117A0 (it) | 1984-07-30 |
| DE3428224C2 (de) | 2000-02-10 |
| GB2144244B (en) | 1986-11-12 |
| DE3428224A1 (de) | 1985-02-14 |
| JPS6038297A (ja) | 1985-02-27 |
| CA1246717A (en) | 1988-12-13 |
| IL72461A (en) | 1996-10-16 |
| FR2550161B1 (fr) | 1988-06-10 |
| GB8417638D0 (en) | 1984-08-15 |
| FR2550161A1 (fr) | 1985-02-08 |
| GB2144244A (en) | 1985-02-27 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |