JPS6050638B2 - 短距離離着陸機の飛行制御装置 - Google Patents
短距離離着陸機の飛行制御装置Info
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- JPS6050638B2 JPS6050638B2 JP17756781A JP17756781A JPS6050638B2 JP S6050638 B2 JPS6050638 B2 JP S6050638B2 JP 17756781 A JP17756781 A JP 17756781A JP 17756781 A JP17756781 A JP 17756781A JP S6050638 B2 JPS6050638 B2 JP S6050638B2
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- signal
- lever
- engine power
- power lever
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Seats For Vehicles (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、エンジンパワーを利用した高揚力装置を有し
、上方に展関する揚力が減少するスポイラが或る程度上
方に展関した位置を中立位置としてとるようになされて
いる短距離離着陸機のための飛行制御装置に関するもの
てある。
、上方に展関する揚力が減少するスポイラが或る程度上
方に展関した位置を中立位置としてとるようになされて
いる短距離離着陸機のための飛行制御装置に関するもの
てある。
第１図及び第１Ａ図に図示の如く、単に上面吹出しフラ
ツプＦ等によつて高揚力を発揮させるだけでなく、主翼
Ｗの前方上部にエンジン２を設けて、そのエンジンより
の高速排気流を主翼Ｗの上面から上面吹出しフラツプＦ
の上面上に流して揚力の増大を図る、エンジンパワーを
利用した高揚力装置が設けられた短距暗雌着陸機即ちＳ
ＴＯＬ機が知られている。
ツプＦ等によつて高揚力を発揮させるだけでなく、主翼
Ｗの前方上部にエンジン２を設けて、そのエンジンより
の高速排気流を主翼Ｗの上面から上面吹出しフラツプＦ
の上面上に流して揚力の増大を図る、エンジンパワーを
利用した高揚力装置が設けられた短距暗雌着陸機即ちＳ
ＴＯＬ機が知られている。
なお、このエンジンパワーを利用した高揚力走置を設け
たＳＴＯＬ機は、高揚力装置として働くエンジンを、主
翼前方上部でなく、主翼下部その他の様々な位置に設け
た形式のものでもよい。この種のＳＴＯＬ機は、迎角α
が飛行速度りにほぼ対応する他の通常の航空機と異なり
、第２図に示すように、ピッチ姿勢θが飛行速度りにほ
ぼ対応する特性を有する。
たＳＴＯＬ機は、高揚力装置として働くエンジンを、主
翼前方上部でなく、主翼下部その他の様々な位置に設け
た形式のものでもよい。この種のＳＴＯＬ機は、迎角α
が飛行速度りにほぼ対応する他の通常の航空機と異なり
、第２図に示すように、ピッチ姿勢θが飛行速度りにほ
ぼ対応する特性を有する。
このため、この種のＳＴＯＬ機ては、この特性を生かし
て、操縦桿操作゛によるピッチ姿勢変化で主に飛行速度
を制御し、エンジンパワーレバー操作によるエンジンパ
ワー変化で主に（垂直面における）飛行径路角γを制御
する操縦手法が採用されることがある。なお、γ＝θ−
−αである。従つて、この種ＳＴＯＬ機では、パワーレ
バーの動きに対するエンジンパワー応答の立上りの遅れ
が、航空機の飛行径路応答の立ち上がり特性を悪くし、
着陸アプローチ時や着陸フレア時などにお）いて必要と
されるだけの応答の早さが得られない原因となる。
て、操縦桿操作゛によるピッチ姿勢変化で主に飛行速度
を制御し、エンジンパワーレバー操作によるエンジンパ
ワー変化で主に（垂直面における）飛行径路角γを制御
する操縦手法が採用されることがある。なお、γ＝θ−
−αである。従つて、この種ＳＴＯＬ機では、パワーレ
バーの動きに対するエンジンパワー応答の立上りの遅れ
が、航空機の飛行径路応答の立ち上がり特性を悪くし、
着陸アプローチ時や着陸フレア時などにお）いて必要と
されるだけの応答の早さが得られない原因となる。
この問題を解決するために、上方に展関すると揚力が減
少するスポイラを用いて応答の悪さを補う方法が知られ
ている。即ち、低周波入力に対する出力を減らし定常人
力に対しては出クカゼロとする微分遅れ回路を介して、
パワーレバー位置信号（あるいはその駆動信号）をスポ
イラ駆動装置に送りスポイラを一時的に作動させる。そ
して、パワーレバー位置信号が一定値に落ち着くと、ス
ポイラ駆動装置への信号は次第にゼロとなり、スポイラ
はその中立位置に戻つて行く。一般に、スポイラを上方
展関すると揚抗特性が悪くなるため、その中立位置は翼
上面と等面な位置におかれている。従つて、このままで
は、中立位置からのスポイラの動きは、揚力を減らす上
方展関しかできないため、飛行径路応答の立ち上がり特
性の改善は降下側のみに限られてしまう。このため、ス
ポイラの中立位置を翼上面よりある程度上方に展関した
位置とし、その分だけ中立位置から揚力を増す方向に、
即ち下方にスポイラを動かせるようにすることも、既に
知られている。しかし、スポイラ中立位置の上方展開は
、前述のように揚抗特性を悪くし、その分だけパワーレ
バーを利用可能な最大位置まで操作して得られる最大定
常上昇能力を劣化させるという欠点をもたらす。そこで
、本発明は、この欠点を解消する飛行制御装置を提供せ
んとするものである。
少するスポイラを用いて応答の悪さを補う方法が知られ
ている。即ち、低周波入力に対する出力を減らし定常人
力に対しては出クカゼロとする微分遅れ回路を介して、
パワーレバー位置信号（あるいはその駆動信号）をスポ
イラ駆動装置に送りスポイラを一時的に作動させる。そ
して、パワーレバー位置信号が一定値に落ち着くと、ス
ポイラ駆動装置への信号は次第にゼロとなり、スポイラ
はその中立位置に戻つて行く。一般に、スポイラを上方
展関すると揚抗特性が悪くなるため、その中立位置は翼
上面と等面な位置におかれている。従つて、このままで
は、中立位置からのスポイラの動きは、揚力を減らす上
方展関しかできないため、飛行径路応答の立ち上がり特
性の改善は降下側のみに限られてしまう。このため、ス
ポイラの中立位置を翼上面よりある程度上方に展関した
位置とし、その分だけ中立位置から揚力を増す方向に、
即ち下方にスポイラを動かせるようにすることも、既に
知られている。しかし、スポイラ中立位置の上方展開は
、前述のように揚抗特性を悪くし、その分だけパワーレ
バーを利用可能な最大位置まで操作して得られる最大定
常上昇能力を劣化させるという欠点をもたらす。そこで
、本発明は、この欠点を解消する飛行制御装置を提供せ
んとするものである。
即ち、本発明によるならば、エンジンパワーを利用した
高揚力装置を備え、エンジンパワー応答の立上り遅れに
よる飛行径路応答の立上り特性を改善するためにスポイ
ラが翼上面から或る程度上方に展関した位置を中立位置
としてとるようになされている短距離離着陸機において
、エンジンパワーレバーの位置を検出する位置検出器と
、その位置検出器の出力を受けてエンジンパワーの増大
に応じてスポイラ中立位置の上方展開量を減少させてパ
ワーレバーが最大出力位置にあるときスポ．イラ中立位
置が翼上面と実質的に等面となるようにスポイラ駆動装
置を制御する制御器とを具備する飛行制御装置が提供さ
れる。
高揚力装置を備え、エンジンパワー応答の立上り遅れに
よる飛行径路応答の立上り特性を改善するためにスポイ
ラが翼上面から或る程度上方に展関した位置を中立位置
としてとるようになされている短距離離着陸機において
、エンジンパワーレバーの位置を検出する位置検出器と
、その位置検出器の出力を受けてエンジンパワーの増大
に応じてスポイラ中立位置の上方展開量を減少させてパ
ワーレバーが最大出力位置にあるときスポ．イラ中立位
置が翼上面と実質的に等面となるようにスポイラ駆動装
置を制御する制御器とを具備する飛行制御装置が提供さ
れる。
このように本発明においては、パワーレバーが最大パワ
ー位置に近づくにつれて、スポイラ中立、位置の上方展
開量を減少させ、最大パワー位置ではスポイラ中立位置
の上方展開量をゼロあるいはゼロ近くにするように構成
しているので、上昇時スポイラによる上昇能力の低下は
なく、エンジン出力の能力を最大限利用できる。
ー位置に近づくにつれて、スポイラ中立、位置の上方展
開量を減少させ、最大パワー位置ではスポイラ中立位置
の上方展開量をゼロあるいはゼロ近くにするように構成
しているので、上昇時スポイラによる上昇能力の低下は
なく、エンジン出力の能力を最大限利用できる。
次に添付図面を参照して実施例について説明する。
第３図は、パイロットが直接パワーレバーを操作する楊
合の飛行制御装置の実施例を示すブロック図である。パ
ワーレバー１の位置を検出する位置検出器３からのパワ
ーレバー位置信・号Ｓｐは、制御ユニット３０に入力さ
れ、そこでスポイラ駆動量が演算され、スポイラ駆動信
号Ｄ，が出力される。スポイラ駆動装置８はその駆動信
号に応じてスポイラ９を駆動する。制御ユニット３０は
、図示の如く、微分遅れ回路２５と、信号変換回路２６
と、関数発生器２７と、加算器２８とを有している。
合の飛行制御装置の実施例を示すブロック図である。パ
ワーレバー１の位置を検出する位置検出器３からのパワ
ーレバー位置信・号Ｓｐは、制御ユニット３０に入力さ
れ、そこでスポイラ駆動量が演算され、スポイラ駆動信
号Ｄ，が出力される。スポイラ駆動装置８はその駆動信
号に応じてスポイラ９を駆動する。制御ユニット３０は
、図示の如く、微分遅れ回路２５と、信号変換回路２６
と、関数発生器２７と、加算器２８とを有している。
そして、パワーレバー位置検出器３からのパワーレバー
位置信号ノＳｐは、分岐点３０ａで２つの信号に分けら
れる。第１の信号は、微分遅れ回路２５に入力され、そ
こで飛行径路応答の立上がり特性を改善するために定常
状態ではゼロとなる過渡的な信号即ち変化率に応じた信
号に変換され、更に信号変換・回路２６に送られて、パ
ワーレバー位置に対応する信号からスポイラ位置駆動に
対応する信号に変換されて、過渡的なスポイラ駆動信号
として加算器２８に出力される。一方、第２の信号は、
関数発生器２７に入力され、パワーレバー位置信号に・
応じて変化するスポイラ中立位置上方展開量の信号に変
換され、信号変換回路２６からの過渡的なスポイラ駆動
信号と加算器２８で加算されて、スポイラ駆動信号とし
て制御ユニット３０から出力される。関数発生器２７は
、入力のパワーレバー位置信号が最大パワー位置に近づ
くにつれて、その出力信号を小さくし、最大パワー位置
では出力信号をゼロあるいはゼロ近くにする、特性を有
しているものである。この結果、パワーレバー位置を最
大パワー位置にして最大の上昇能力を得ようとしたとき
に、第３図に参照番号９″で示す点線位置の如くスポイ
ラ中立位置の上方展開量がゼロあるいはそれに近くなり
、従来の中立位置上方展開量固定の場合の欠点がなくな
り、エンジンパワーを上昇力として最大限利用できる。
位置信号ノＳｐは、分岐点３０ａで２つの信号に分けら
れる。第１の信号は、微分遅れ回路２５に入力され、そ
こで飛行径路応答の立上がり特性を改善するために定常
状態ではゼロとなる過渡的な信号即ち変化率に応じた信
号に変換され、更に信号変換・回路２６に送られて、パ
ワーレバー位置に対応する信号からスポイラ位置駆動に
対応する信号に変換されて、過渡的なスポイラ駆動信号
として加算器２８に出力される。一方、第２の信号は、
関数発生器２７に入力され、パワーレバー位置信号に・
応じて変化するスポイラ中立位置上方展開量の信号に変
換され、信号変換回路２６からの過渡的なスポイラ駆動
信号と加算器２８で加算されて、スポイラ駆動信号とし
て制御ユニット３０から出力される。関数発生器２７は
、入力のパワーレバー位置信号が最大パワー位置に近づ
くにつれて、その出力信号を小さくし、最大パワー位置
では出力信号をゼロあるいはゼロ近くにする、特性を有
しているものである。この結果、パワーレバー位置を最
大パワー位置にして最大の上昇能力を得ようとしたとき
に、第３図に参照番号９″で示す点線位置の如くスポイ
ラ中立位置の上方展開量がゼロあるいはそれに近くなり
、従来の中立位置上方展開量固定の場合の欠点がなくな
り、エンジンパワーを上昇力として最大限利用できる。
一方、パワーレバー１の操作に伴うエンジンパワー応答
の立上りの遅れは、パワーレバー１の操作によつて変化
するパワーレバー位置信号Ｓｐが微分遅れ回路２５と信
号変換回路２６とで処理されて、加算器２８を介して過
渡的なスポイラ駆動信号としてスポイラ駆動装置８に入
力されてスポイラ９が一時的に動作されることにより、
従来と同様に補償される。即ち、本発明による飛行制御
装置においては、第４図に示す如く、パワーレバー位置
が最大パワ一位置に近づくにつれてスポイラ中立位置が
主翼と等面な位置に近づき、中立位置の上方展開による
定常上昇能力の劣化を防く。
の立上りの遅れは、パワーレバー１の操作によつて変化
するパワーレバー位置信号Ｓｐが微分遅れ回路２５と信
号変換回路２６とで処理されて、加算器２８を介して過
渡的なスポイラ駆動信号としてスポイラ駆動装置８に入
力されてスポイラ９が一時的に動作されることにより、
従来と同様に補償される。即ち、本発明による飛行制御
装置においては、第４図に示す如く、パワーレバー位置
が最大パワ一位置に近づくにつれてスポイラ中立位置が
主翼と等面な位置に近づき、中立位置の上方展開による
定常上昇能力の劣化を防く。
なお、上述した本発明による飛行制御装置は、この種の
ＳＴＯＬ機の降下時における失速迎角の急激な減少を防
止する飛行制御装置と組み合せることもてきる。
ＳＴＯＬ機の降下時における失速迎角の急激な減少を防
止する飛行制御装置と組み合せることもてきる。
即ら、この種のＳＴＯＬ機においては、第５図に示す如
く、エンジンパワーが減少して無次元推力係数（ＣＪ）
がある値以下になると、失速迎角が急激に減少する空力
特性を一般に有している。
く、エンジンパワーが減少して無次元推力係数（ＣＪ）
がある値以下になると、失速迎角が急激に減少する空力
特性を一般に有している。
そこで、従来は、このような失速迎角特性を有するＳＴ
ＯＬ機において前述の操縦手法を採用する場合、パイロ
ットが直接パワーレバーを握り操作して飛行径路を制御
してきた。この場合には、大きな降下側の飛行径路角を
得るためあるいは誤つて、必要以上にパイロットがパワ
ーレバーをパワー減少方向に大きく操作することがあり
得る。
ＯＬ機において前述の操縦手法を採用する場合、パイロ
ットが直接パワーレバーを握り操作して飛行径路を制御
してきた。この場合には、大きな降下側の飛行径路角を
得るためあるいは誤つて、必要以上にパイロットがパワ
ーレバーをパワー減少方向に大きく操作することがあり
得る。
この操作により、航空機は大きく降下し迎角が増大する
上に、さらに上記特性により失速迎角は減少する。この
ため、失速に対する迎角余裕か、飛行の安全を確保する
に要する値より小さくなつたり、場合によつては垂直突
風等により失速状態になつてしまう危険がある。そこで
、このような危険がほとんどないようにするために、エ
ンジンパワーを利用した高揚力装置と、揚力を減少する
ように上方に展開てきるスポイラとを有する短距離離着
陸機において、エンジンパワーレバーの位置を検出する
位置検出器と、エンジンパワーレバーを駆動する駆動装
置と、飛行径路制御レバーと、その飛行径路制御レバー
の位置を検出する位置検出器と、スポイラを駆動する駆
動装置と、降下時、飛行径路制御レバーの操作に応答し
て、エンジンパワーレバー位置検出器の出力及び飛行径
路制御レバー位置検出器の出力を受けて、所定の下限値
に達するまではエンジンパワーを下げる方向にエンジン
パワーレバーを動かすようにエンジンパワーレバー駆動
装置を動作させ、エンジンパワーレバー位置がその所定
の下限値に達したあとはスポイラを上方に展開させるよ
うにスポイラ駆動装置を動作させて降下能力の不足を補
うようにする制御器とを具備するように飛行制御装置を
構成する。このような飛行制御装置において、必要な失
速迎角が確保できる最小値に所定値を決めることにより
、エンジンパワーがその所定値以下にならないようにし
ているので、失速迎角が減少しすぎることはなく、失速
に対する迎角余裕が十分保持される。
上に、さらに上記特性により失速迎角は減少する。この
ため、失速に対する迎角余裕か、飛行の安全を確保する
に要する値より小さくなつたり、場合によつては垂直突
風等により失速状態になつてしまう危険がある。そこで
、このような危険がほとんどないようにするために、エ
ンジンパワーを利用した高揚力装置と、揚力を減少する
ように上方に展開てきるスポイラとを有する短距離離着
陸機において、エンジンパワーレバーの位置を検出する
位置検出器と、エンジンパワーレバーを駆動する駆動装
置と、飛行径路制御レバーと、その飛行径路制御レバー
の位置を検出する位置検出器と、スポイラを駆動する駆
動装置と、降下時、飛行径路制御レバーの操作に応答し
て、エンジンパワーレバー位置検出器の出力及び飛行径
路制御レバー位置検出器の出力を受けて、所定の下限値
に達するまではエンジンパワーを下げる方向にエンジン
パワーレバーを動かすようにエンジンパワーレバー駆動
装置を動作させ、エンジンパワーレバー位置がその所定
の下限値に達したあとはスポイラを上方に展開させるよ
うにスポイラ駆動装置を動作させて降下能力の不足を補
うようにする制御器とを具備するように飛行制御装置を
構成する。このような飛行制御装置において、必要な失
速迎角が確保できる最小値に所定値を決めることにより
、エンジンパワーがその所定値以下にならないようにし
ているので、失速迎角が減少しすぎることはなく、失速
に対する迎角余裕が十分保持される。
一方、降下能力の不足は失速迎角に大きな変化を与えな
い特性を一般に有するスポイラが上方に展関して揚力を
減少させることによつて補つているので、必要な降下飛
行径路角が得られる。第６図は、必要な失速迎角を確保
するそのような飛行制御装置と組み合せた本発明による
飛行制御装置の例てある。エンジンパワーレバー１とエ
ンジン２とは機械的に結合されており、パワーレバー１
の動きに応じてエンジン２のエンジンパワーも変化する
。
い特性を一般に有するスポイラが上方に展関して揚力を
減少させることによつて補つているので、必要な降下飛
行径路角が得られる。第６図は、必要な失速迎角を確保
するそのような飛行制御装置と組み合せた本発明による
飛行制御装置の例てある。エンジンパワーレバー１とエ
ンジン２とは機械的に結合されており、パワーレバー１
の動きに応じてエンジン２のエンジンパワーも変化する
。
またパワーレバーとは別に、パイロットが手動で操作可
能な飛行径路制御レバー即ちＦＰＣレバー４を設置する
。パワーレバー１とＦＰＣレバー４の位置は、それぞれ
位置検出器３及び５により検出され、そのパワーレバー
位置信号Ｓｐ及びＦＰＣレバー位置信号ＳＦは制御ユニ
ット６に送られる。この制御ユニット６において、パイ
ロットがパワーレバー１からＦＰＣレバー４で操作する
ようにシステムを切換えたときパワーレバーの位置δＴ
ＨＯが記憶装置１１に記憶されて保持される。また、必
要な失速迎角が確保できる推力係数がだせるエンジンパ
ワーに対応する所定のパワーレバー位置の設定下限値（
δＴＨｍｉｎ）も記憶装置１４に記憶しておく。一方、
ＦＰＣレバー位置検出器５から信号ＳＦ゛は、信号変換
回路１３において、エンジンパワーレバーの位置δＴＨ
Ｏを基準としたエンジンパワーレバー位置に対応する信
号（△δＴＨＯ）に変換される。
能な飛行径路制御レバー即ちＦＰＣレバー４を設置する
。パワーレバー１とＦＰＣレバー４の位置は、それぞれ
位置検出器３及び５により検出され、そのパワーレバー
位置信号Ｓｐ及びＦＰＣレバー位置信号ＳＦは制御ユニ
ット６に送られる。この制御ユニット６において、パイ
ロットがパワーレバー１からＦＰＣレバー４で操作する
ようにシステムを切換えたときパワーレバーの位置δＴ
ＨＯが記憶装置１１に記憶されて保持される。また、必
要な失速迎角が確保できる推力係数がだせるエンジンパ
ワーに対応する所定のパワーレバー位置の設定下限値（
δＴＨｍｉｎ）も記憶装置１４に記憶しておく。一方、
ＦＰＣレバー位置検出器５から信号ＳＦ゛は、信号変換
回路１３において、エンジンパワーレバーの位置δＴＨ
Ｏを基準としたエンジンパワーレバー位置に対応する信
号（△δＴＨＯ）に変換される。
この信号は、分岐点１５で第１の信号と第２の信号に分
かれる。第１の信号は記憶装置１１及び１４からδＴＨ
（，とδＴＨｍｌｎを受ける減算器２４からのδＴＨｍ
ｉｎ−δＴＨＯの信号と共にスイッチ１６に送られる。
スイッチ制御器２３は、δＴＨＯｌΔδＴＨＯ及びδＴ
Ｈｍｉｎを受けて、δＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ≧δＴＨｍｌ
ｎ゛の条件が満たされるときは、このスイッチ１６が１
の位置をとつて第１の信号が選択されるようにし、また
、そうでないときはスイッチ１６が２の位置をとり、δ
ＴＨｍｉｎ−δＴＨ（，の信号が選択され、パワーレバ
ー駆動信号Ｄｐとして制御ユニツトからエンジンパワー
レバー駆動装置７に出力される。
かれる。第１の信号は記憶装置１１及び１４からδＴＨ
（，とδＴＨｍｌｎを受ける減算器２４からのδＴＨｍ
ｉｎ−δＴＨＯの信号と共にスイッチ１６に送られる。
スイッチ制御器２３は、δＴＨＯｌΔδＴＨＯ及びδＴ
Ｈｍｉｎを受けて、δＴＨＯ＋ΔδＴＨｃ≧δＴＨｍｌ
ｎ゛の条件が満たされるときは、このスイッチ１６が１
の位置をとつて第１の信号が選択されるようにし、また
、そうでないときはスイッチ１６が２の位置をとり、δ
ＴＨｍｉｎ−δＴＨ（，の信号が選択され、パワーレバ
ー駆動信号Ｄｐとして制御ユニツトからエンジンパワー
レバー駆動装置７に出力される。
そして、そのエンジンパワーレバー駆動装置７は、入力
されたパワーレバー駆動信号に応じた分だけエンジンパ
ワーレバー位置を変化させる。一方、第２の信号は、δ
ＴＨ．．ｉｎ−δＴＨＯの信号分が減算器２２で差し引
かれ、ΔδＴＨｃ−δＴＨｍｉ．．＋δＴＨＯ信号とな
つた後、スイッチ１６と連動するスイッチ１８を介して
、δＴＨＯ＋ΔδＴＨＯくδＴＨｍｉｎの条件が満たさ
れるときにのみ信号変換回路１９へ出力される。
されたパワーレバー駆動信号に応じた分だけエンジンパ
ワーレバー位置を変化させる。一方、第２の信号は、δ
ＴＨ．．ｉｎ−δＴＨＯの信号分が減算器２２で差し引
かれ、ΔδＴＨｃ−δＴＨｍｉ．．＋δＴＨＯ信号とな
つた後、スイッチ１６と連動するスイッチ１８を介して
、δＴＨＯ＋ΔδＴＨＯくδＴＨｍｉｎの条件が満たさ
れるときにのみ信号変換回路１９へ出力される。
そして、δＴＨＯ＋ΔδＴＦＩｃ≧δＴＨ．．ｉｎの場
合は、ゼロ信号発生器２１からゼロ信号が信号変換回路
１９へ出力される。このスイッチ１８により選択された
信号は、エンジンパワーレバー駆動信号に対応する信号
であるので、信号変換回路１．９において、符号変換さ
れ、更に、そのエンジンパワーの変化分に相当する効果
を発揮できるスポイラ９の上方展開量に相当するスポイ
ラ駆動信号Ｄ，に変換され、制御ユニット６から加算器
２９を介してスポイラ駆動装置８に出力される。
合は、ゼロ信号発生器２１からゼロ信号が信号変換回路
１９へ出力される。このスイッチ１８により選択された
信号は、エンジンパワーレバー駆動信号に対応する信号
であるので、信号変換回路１．９において、符号変換さ
れ、更に、そのエンジンパワーの変化分に相当する効果
を発揮できるスポイラ９の上方展開量に相当するスポイ
ラ駆動信号Ｄ，に変換され、制御ユニット６から加算器
２９を介してスポイラ駆動装置８に出力される。
このような制御ユニット６により、ＦＰＣレバー４の操
作によるパワーレバーコマンド量が、結果としてパワー
レバーを下限値δＴＨｍｉｎより小さくするような大き
さてある場合には、即ちδＴＨＯ＋ΔδＴＨＯくδＴＨ
ィ。
作によるパワーレバーコマンド量が、結果としてパワー
レバーを下限値δＴＨｍｉｎより小さくするような大き
さてある場合には、即ちδＴＨＯ＋ΔδＴＨＯくδＴＨ
ィ。
である場合には、δＴＨＯ位置からのパワーレバーの駆
動量はδＴＨｍｉ。−δ′１１（ｏに制限され、結果と
してパワーレバーはδＴＨｍｉｎ位置までしか駆動され
ないことになる。一方パワーレバーコマンド量ΔδＴＨ
ｃをδＴＨｌＴｌｉｎ−δＴＨＯで制限した残りの量Δ
δＴＨＯ−δ鉗Ｍｌ。＋δＴＨＯの大きさに応じてスポ
イラを駆動する信号が出力され、スボイラが上方に展関
する。次に、ＦＰＣレバー操作によるパワーレバーコマ
ンド量が結果としてパワーレバーをδＴＨｌ，ｎ以下に
することがない場合は、即ちδＴＨＯ＋Δδ丁■≧δＴ
Ｈｍｌ。
動量はδＴＨｍｉ。−δ′１１（ｏに制限され、結果と
してパワーレバーはδＴＨｍｉｎ位置までしか駆動され
ないことになる。一方パワーレバーコマンド量ΔδＴＨ
ｃをδＴＨｌＴｌｉｎ−δＴＨＯで制限した残りの量Δ
δＴＨＯ−δ鉗Ｍｌ。＋δＴＨＯの大きさに応じてスポ
イラを駆動する信号が出力され、スボイラが上方に展関
する。次に、ＦＰＣレバー操作によるパワーレバーコマ
ンド量が結果としてパワーレバーをδＴＨｌ，ｎ以下に
することがない場合は、即ちδＴＨＯ＋Δδ丁■≧δＴ
Ｈｍｌ。
の場合には、コマンド量ΔδＴＨＯがそのままパワーレ
バー駆動信号となり、スポイラ駆動信号はゼロとなる。
換言するならば、第７図に示すように、ＦＰＣレバーを
絞つていつても、パワーレバーは所定の下限値で止まり
、代りにスポイラが立つていき、降下能力の不足を補う
、従つて、エンジンパワーを減少し過ぎて失速迎角を減
少し過ぎることはない。
バー駆動信号となり、スポイラ駆動信号はゼロとなる。
換言するならば、第７図に示すように、ＦＰＣレバーを
絞つていつても、パワーレバーは所定の下限値で止まり
、代りにスポイラが立つていき、降下能力の不足を補う
、従つて、エンジンパワーを減少し過ぎて失速迎角を減
少し過ぎることはない。
一方、第３図に示した制御ユニットと同じ制御ユニット
３０の微分遅れ回路２５には、スイッチ１６の出力即ち
実際のエンジンパワーレバーの位置信号が入力され、そ
して、関数発生器２７の入力には、位置検出器３の出力
が入力され、加算器２８の出力は、加算器２９を介して
スポイラ駆動装置８に入力される。
３０の微分遅れ回路２５には、スイッチ１６の出力即ち
実際のエンジンパワーレバーの位置信号が入力され、そ
して、関数発生器２７の入力には、位置検出器３の出力
が入力され、加算器２８の出力は、加算器２９を介して
スポイラ駆動装置８に入力される。
かくして、ＦＰＣレバー４に切替えて飛行制御するなら
ば、降下時エンジンパワーを減少し過ぎて失速迎角を減
少し過ぎることもなく、スポイラを上方に展開させるこ
とにより必要な降下能力を発揮させることができ、一方
、上昇のためのエンジンパワーを最大にすれば、制御ユ
ニット３０が働いてスポイラ中立位置を翼面に近づけて
ゆき、エンジンパワーの能力を最大限利用することがで
きる。
ば、降下時エンジンパワーを減少し過ぎて失速迎角を減
少し過ぎることもなく、スポイラを上方に展開させるこ
とにより必要な降下能力を発揮させることができ、一方
、上昇のためのエンジンパワーを最大にすれば、制御ユ
ニット３０が働いてスポイラ中立位置を翼面に近づけて
ゆき、エンジンパワーの能力を最大限利用することがで
きる。
第１図は、エンジンパワーを利用した高揚力装置を有す
るＳＴＯＬ機の概略斜視図、第１Ａ図は、その主翼部分
の概略断面図、第２図は、飛行速度■と飛行径路角γと
ピッチ姿勢角θと迎角αとの関係を示すグラフ、第３図
は、本発明によるＳＴＯＬ機のための飛行制御装置の概
略構成を示すブロック図、第４図は、本発明による制御
を示すパワーレバーとスポイラの変化を示すグラフ、第
５図は、推力係数の揚力係数ＣＬと迎角αとの関係を示
すグラフ、第６図は、必要な失速迎角を確保させる飛行
制御装置と組合せた実施例のブロック図、そして、第７
図は、ＦＰＣレバーとパワーレバーとスポイラの変化を
示すグラフである。 １・・・・・エンジンパワーレバー、２・・・・・・エ
ンジン、３・・・・・エンジンパワーレバー位置検出器
、４・・・・飛行径路制御（ＦＰＣ）レバー、５・・・
・・・ＦＰＣレバー位置検出器、６，３０・・・・・・
制御ユニット、７＊ＩＩ●エンジンパワ顎レバ物駆動装
置、８１●●●●スポイラ駆動装置、９・・・・・・ス
ポイラ、Ｗ・・・・・・主翼、Ｆ・・・・・・フラツプ
、１１，１４・・・・・記憶装置、１３，１９・・・・
・・信号変換回路、１６，１８・・・・スイッチ、２１
・・・・・ゼロ信号発生器、２３・・・・スイッチ制御
器、２２，２４・・・・・・減算器、２５・・・・・・
微分遅れ回路、２６・・・・・・信号変換回路、２７・
・・・・・関数発生器、２８，２９・・・・・・加算器
。
るＳＴＯＬ機の概略斜視図、第１Ａ図は、その主翼部分
の概略断面図、第２図は、飛行速度■と飛行径路角γと
ピッチ姿勢角θと迎角αとの関係を示すグラフ、第３図
は、本発明によるＳＴＯＬ機のための飛行制御装置の概
略構成を示すブロック図、第４図は、本発明による制御
を示すパワーレバーとスポイラの変化を示すグラフ、第
５図は、推力係数の揚力係数ＣＬと迎角αとの関係を示
すグラフ、第６図は、必要な失速迎角を確保させる飛行
制御装置と組合せた実施例のブロック図、そして、第７
図は、ＦＰＣレバーとパワーレバーとスポイラの変化を
示すグラフである。 １・・・・・エンジンパワーレバー、２・・・・・・エ
ンジン、３・・・・・エンジンパワーレバー位置検出器
、４・・・・飛行径路制御（ＦＰＣ）レバー、５・・・
・・・ＦＰＣレバー位置検出器、６，３０・・・・・・
制御ユニット、７＊ＩＩ●エンジンパワ顎レバ物駆動装
置、８１●●●●スポイラ駆動装置、９・・・・・・ス
ポイラ、Ｗ・・・・・・主翼、Ｆ・・・・・・フラツプ
、１１，１４・・・・・記憶装置、１３，１９・・・・
・・信号変換回路、１６，１８・・・・スイッチ、２１
・・・・・ゼロ信号発生器、２３・・・・スイッチ制御
器、２２，２４・・・・・・減算器、２５・・・・・・
微分遅れ回路、２６・・・・・・信号変換回路、２７・
・・・・・関数発生器、２８，２９・・・・・・加算器
。
Claims (1)
- １ エンジンパワーを利用した高揚力装置を備え、エン
ジンパワー応答の立上り遅れによる飛行径路応答の立上
り特性を改善するためにスポイラが翼上面から或る程度
上方に展開した位置を中立位置としてとるようになされ
ている短距離離着陸機において、エンジンパワーレバー
の位置を検出する位置検出器と、その位置検出器の出力
を受けて、エンジンパワーの増大に応じてスポイラ中立
位置の上方展開量を減少させてパワーレバーが最大出力
位置にあるときスポイラ中立位置が翼上面と実質的に等
面になるようにスポイラ駆動装置を制御する制御ユニッ
トとを具備する飛行制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17756781A JPS6050638B2 (ja) | 1981-11-04 | 1981-11-04 | 短距離離着陸機の飛行制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP17756781A JPS6050638B2 (ja) | 1981-11-04 | 1981-11-04 | 短距離離着陸機の飛行制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5878897A JPS5878897A (ja) | 1983-05-12 |
| JPS6050638B2 true JPS6050638B2 (ja) | 1985-11-09 |
Family
ID=16033219
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP17756781A Expired JPS6050638B2 (ja) | 1981-11-04 | 1981-11-04 | 短距離離着陸機の飛行制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6050638B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007031124A (ja) * | 2005-07-29 | 2007-02-08 | Tadano Ltd | リフター装置 |
| US9614465B2 (en) | 2011-07-26 | 2017-04-04 | Moog Inc. | Electric motor clamping system |
-
1981
- 1981-11-04 JP JP17756781A patent/JPS6050638B2/ja not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5878897A (ja) | 1983-05-12 |
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