(57)【要約】本発明は、航空機の作動限界が近付いた際にパイロットに触覚警報を提供するための出力レバー触覚キューイングシステムである。キューイングシステムは、機構的なばねを用いることなしに出力コマンドが所定の作動限界に達したときのばね様の接触警報を提供する。キューイングシステムは出力レバー位置をトリムダウンし、航空機及びエンジンの状態に基づいた付加的な摩擦力を提供する。キューイングシステムは、航空機が再び作動限界の範囲内に戻るまで作動状態のままである。場合によっては、パイロットはキューイングシステムを無効にし得る。
2004516970.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ティルトローター航空機であって、
胴体部分と、
少なくとも１つのウィング部材に回動可能に結合されたティルトローターアセンブリと、
少なくとも１つの飛行制御コンピュータと、
少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータと電気的に接続された、ティルトローター航空機の動作を制御するための出力レバーと、
少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータによって生成された接触キューコマンドに応答して出力レバーに接触キューを生成するように前記出力レバー及び少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータに電気的に接続された、ばねなしキューイングシステムとを有することを特徴とするティルトローター航空機。
【請求項２】
前記ばねなしキューイングシステムが、
少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータに電気的に接続された制御エレクトロニクス装置と、
前記制御エレクトロニクス装置に電気的に接続された電子モーターと、
前記制御エレクトロニクス装置に電気的に接続された可変な磁性粒子摩擦クラッチと、
前記出力レバーの位置を感知するべく前記制御エレクトロニクス装置に接続された位置センサーとを有し、
前記電子モーター及び前記可変磁性粒子摩擦クラッチが機構的なばねを用いることなしに出力レバーに接触キューを生成することを特徴とする請求項１に記載のティルトローター航空機。
【請求項３】
前記ばねなしキューイングシステムが、
前記位置センサーによって感知された前記出力レバーの位置が前記ティルトローター航空機の作動制限を示す位置に接近すると作動されることを特徴とする請求項２に記載のティルトローター航空機。
【請求項４】
前記接触キューが、
前記出力レバー上の可変な駆動速度と、
前記出力レバー上の可変な摩擦力とを有し、
前記可変駆動速度及び前記可変摩擦力が前記出力レバーの動きに抵抗することを特徴とする請求項１に記載のティルトローター航空機。
【請求項５】
前記可変駆動速度が、約０．０８インチ／秒と約０．８インチ／秒の間の値であることを特徴とする請求項４に記載のティルトローター航空機。
【請求項６】
前記可変摩擦力が、約０ポンドと約３．０ポンドの間の値であることを特徴とする請求項４に記載のティルトローター航空機。
【請求項７】
更に、
前記出力レバー上にパイロットが調整可能な摩擦力を生じる手段を有し、
前記可変摩擦力が前記パイロット調整可能摩擦力に付加されることを特徴とする請求項４に記載のティルトローター航空機。
【請求項８】
更に、
前記ティルトローター航空機の選択された作動条件に対応するセンサー信号を生成するための複数のセンサーと、
前記ティルトローター航空機の選択された作動条件に対応するレッドライン信号を生成するための複数のレッドライン制限アルゴリズムと、
前記センサー信号と前記レッドライン信号とを比較するため及びエラー信号を生成するためのバックドライブコマンドアルゴリズムとを有し、
前記接触キューの大きさが前記バックドライブコマンドアルゴリズムによって決定されることを特徴とする請求項４に記載のティルトローター航空機。
【請求項９】
前記可変駆動速度が前記エラー信号と比例していることを特徴とする請求項８に記載のティルトローター航空機。
【請求項１０】
更に、
前記出力レバーに電気的に接続された片発停止スイッチと、
測定ガス温度、エンジントルク、トランスミッショントルク、前記片発停止スイッチのステータス、及び前記ティルトローターアセンブリの長手方向の軸と少なくとも１つの前記ウィング部材との間の角度として規定されるナセル角度に対するデータを感知するべく前記ティルトローター航空機全体に配置され、感知された前記データに対応する信号を生成する複数のセンサーと、
前記測定ガス温度、前記片発停止スイッチステータス、及びナセル角度に対しての前記感知データの関数である第１バックドライブコマンドと、
前記エンジントルク及び前記ナセル角度の関数である第２バックドライブコマンドと、
前記トランスミッショントルク及び前記ナセル角度の関数である第３バックドライブコマンドとを有し、
前記接触キューコマンドが前記第１バックドライブコマンド、前記第２バックドライブコマンド、若しくは前記第３バックドライブコマンドの中で最も決定的なものであり、前記ティルトローター航空機の作動状態に応じて少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータによって決定されていることを特徴とする請求項８に記載のティルトローター航空機。
【請求項１１】
航空機用の接触キューイングシステムであって、
少なくとも１つの飛行制御コンピュータと、
少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータに電気的に接続された出力レバーと、
前記航空機の選択された作動条件に対応する信号を生成するための複数のセンサーと、
少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータによって生成された、前記航空機の複数の作動制限と、
前記出力レバーに接触キューを生成するための手段とを有し、
少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータによって前記接触キューの大きさが決定されることを特徴とする接触キューイングシステム。
【請求項１２】
接触キューを生成するための前記手段が、
少なくとも１つの前記飛行制御コンピュータに電気的に接続された電子モーターと、
前記電子モーター及び前記出力レバーに接続された可変な磁性粒子摩擦クラッチと、
前記電子モーター及び前記可変磁性粒子摩擦クラッチに電気的に接続された制御エレクトロニクス装置と、
前記出力レバーの位置を感知するべく前記制御エレクトロニクス装置に接続された位置センサーとを有し、
前記電子モーター及び前記可変磁性粒子摩擦クラッチによって機構的なばねを用いることなしに出力レバーに接触キューが生成されることを特徴とする請求項１１に記載の接触キューイングシステム。
【請求項１３】
前記航空機の選択された作動条件に対応する信号を生成するための複数の前記センサーが、
測定ガス温度を感知するための第１センサーと、
エンジントルクを感知するための第２センサーと、
トランスミッショントルクを感知するための第３センサーと、
前記ティルトローターアセンブリの長手方向軸と少なくとも１つの前記ウィング部材との間の角度であるナセル角度を感知するための第４センサーと、
片発停止スイッチのステータスを感知するための第５センサーとを有することを特徴とする請求項１１に記載の接触キューイングシステム。
【請求項１４】
前記接触キューが、
前記出力レバー上の可変な駆動速度と、
前記出力レバー上の可変な摩擦力とを有し、
前記可変駆動速度及び前記可変摩擦力が前記出力レバーの動きに抵抗することを特徴とする請求項１１に記載の接触キューイングシステム。
【請求項１５】
前記可変駆動速度が約０．０８インチ／秒と約０．８インチ／秒との間の値であることを特徴とする請求項１４に記載の接触キューイングシステム。
【請求項１６】
前記可変摩擦力が約０ポンドと約３．０ポンドとの間の値であることを特徴とする請求項１４に記載の接触キューイングシステム。
【請求項１７】
航空機中のパイロットの作業負荷を軽減する方法であって、
飛行制御コンピュータを提供するステップと、
前記飛行制御コンピュータに出力レバーを接続するステップと、
前記航空機の選択された作動条件に応じて前記出力レバー上に接触キューを生成するための手段を提供するステップと、
前記航空機の作動制限を示す位置に前記出力レバーが接近すると、機構的なばねを用いることなしに前記接触キューを前記出力レバー上に生成して、それによりパイロットの作業負荷を軽減する生成ステップとを有することを特徴とする方法。
【請求項１８】
前記出力レバー上に接触キューを生成するための手段を提供するステップが、
前記飛行制御コンピュータに制御エレクトロニクス装置を電気的に接続するステップと、
前記制御エレクトロニクス装置に電子モーターを電気的に接続するステップと、
前記制御エレクトロニクス装置に可変な磁性粒子摩擦クラッチを電気的に接続するステップと、
前記制御エレクトロニクス装置に位置センサーを電気的に接続するステップと、
前記出力レバーに前記位置センサーを接続するステップと、
前記航空機に複数のセンサーを配置するステップと、
複数の前記センサーで前記航空機の選択された作動条件を感知するステップと、
前記位置センサーで前記出力レバーの位置を感知するステップと、
前記出力レバーを前記位置にすることで前記航空機が前記航空機の作動制限に接近し得るかどうかを前記飛行制御コンピュータを用いて計算するステップと、
前記出力レバーを前記位置にすることで前記航空機が前記航空機の作動制限に接近し得る場合、前記電子モーター及び前記可変磁性粒子摩擦クラッチを用いて前記出力レバーに前記接触キューを生成するステップとを有することを特徴とする請求項１７に記載の方法。
【請求項１９】
前記出力レバーに前記接触キューを生成する前記ステップが、
約０．０８インチ／秒と約０．８インチ／秒との間の値である可変な駆動速度を前記出力レバーに付与するステップを有することを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
前記出力レバーに前記接触キューを生成する前記ステップが、
約０ポンドと約３．０ポンドとの間の値である可変な摩擦力を前記出力レバーに付与するステップを有することを特徴とする請求項１８に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
（技術分野）
本発明は、一般的に航空機用のキューイングシステムに関する。特に、本発明は、航空機の出力レバー、コレクティブ、及びスロットル用の触覚パイロットキューイングシステムに関する。
【０００２】
（背景技術）
航空機を操縦するのは複雑であり、過酷な作業である。パイロットは、同時進行する多くのことを認識していなければならない。特に、パイロットは常時変動する航空機及びそのシステムの作動状況、例えば出力システム及び飛行制御システム等を認識していなければならない。パイロットは、これらシステムの現在の状態だけでなく、同様にそれらの作動制限を知っている必要がある。これを実行するために、パイロットは作動状況及び作動制限を決定するべく複数エンジン及びトルクゲージをスキャンしてなければならない。パイロットがこれらのシステムを注意深くモニターすることに失敗すると、重大な問題を招く可能性がある。パイロットが航空機の作動パラメーターをモニターし損ねたことより発生し得る問題を以下に例として挙げる。（１）不注意な出力コマンドによりトルク若しくは温度の制限を超過して生じる経常費及びメンテナンス費の増加。（２）片発停止（ＯＥＩ）の飛行状況等のエンジン出力制限作動時に出力レバーの不感帯が原因で鉛直方向軸の制御が予期不能となること。
【０００３】
航空機によっては機構的なばねが用いられており、それにより航空機の作動制限が近付いていることを指摘するために接触による合図（キュー）が制御レバーを介してパイロットに提供される。そのような機構的なばねは、設定された所定のレベルで連動し、制御に所定の抵抗力を供給する。予め設定されたこれらのレベルは一度ばねが取付けられたら変更不可能である。更に、これらの機構的なばねは航空機に重量を付加してしまう。
【０００４】
（発明の開示）
航空機の所定の動的条件に応じて接触力の大きさを変更することが可能であり、且つ機構的なばねを必要としない航空機用出力レバー接触キューイングシステムの必要性が存在する。
【０００５】
それゆえに、本発明の目的は、航空機の所定の動的条件に応じて接触力の大きさを変更することが可能であり、且つ機構的なばねを必要としない航空機用出力レバー接触キューイングシステムを提供することである。
【０００６】
上記目的は、機構的なばねを、コンピュータ制御されたソフトウェア、可変な磁性粒子摩擦クラッチ、及び電子トリムモーターに置き換えた出力レバー接触キューシステムを提供することにより達成される。本発明の好適実施例では、接触警報として出力レバーソフトストップ及び出力レバーバックドライブが用いられている。これらの接触警報は、出力コマンドが所定の作動制限に達すると、ばね様の接触キューを提供する。バックドライブコマンドは、航空機及びエンジンの作動状況に基づいて出力レバーを可変の速度でトリムダウンさせる。接触キューは航空機及びエンジンが作動制限を超過していない状態になるまで作動したままである。緊急事態時にパイロットが接触キューを意図的に無効にすることも可能である。
【０００７】
本発明は、以下の利点を提供する。（１）パイロットがコックピット中の複数のエンジンゲージ及び駆動システムゲージを継続的にモニターせずとも作動制限を決定できるようにしてパイロットの作業負荷を軽減させる。（２）エンジン及び駆動システムが作動制限を超過する可能性を減らして飛行の安全性を向上させる。（３）不注意による作動制限の超過からエンジン及び駆動システムのオーバーホールが発生する可能性を減らすことにより経常費を削減する。（４）パイロットが通常の作動制限を無効にすることはできるが、構造設計的な固定制限の無効化はできないようにすることで飛行の安全性を向上させる。（５）パイロットが継続的に複数のエンジン及び駆動システムゲージをモニターせずとも出力を作動制限の１００％に設定できるようにすることにより、最大重量での垂直離陸の際の航空機の性能を向上させる。（６）エンジンの制限作動時に、出力レバーの制御不感帯を自動的に除去することによって、エンジン障害後のパイロットの作業負荷を軽減する。（７）自動パイロット運転に必要な装置と同じものを用いることによって、接触キューの実装を低重量で提供する。（８）推進システムの故障等により航空機が出力を制限された際にパイロットに接触キューを即座に提供する。（９）出力制限が飛行条件の関数として変化した際にパイロットが出力レバーを手動で修正する必要性をなくす。（１０）機構的なばねの必要性をなくすことにより重量を低減させる。
【０００８】
（発明を実施するための最良の形態）
図面の図１を参照すると、本発明による出力レバー接触キューイングシステム１３を有するティルトローター航空機１１が図示されている。ティルトローター１１は以下の構成要素を有する：胴体部１５、胴体部１５の後部に結合された尾部１７、尾部１７によって支持された水平安定板１９、胴体部１５に結合された左翼部材２１ａ、胴体部１５に結合された右翼部材２１ｂ、左翼部材２１ａに回動可能に結合された左エンジンナセル２３ａ、右翼部材２１ｂに回動可能に結合された右エンジンナセル２３ｂ、左エンジンナセル２３ａによって支持された左エンジン及び左プロペラ回転翼ギアボックス（図示せず）、右エンジンナセル２３ｂによって支持された右エンジン及び右プロペラ回転翼ギアボックス（図示せず）、左エンジンと左プロペラ回転翼ギアボックスに結合された左プロペラ回転翼２５ａ、及び右エンジンと右プロペラ回転翼ギアボックスに結合された右プロペラ回転翼２５ｂ。ティルトローター航空機１１は、固定翼航空機のように飛行する飛行機モードと、ヘリコプター若しくは他の回転翼航空機のように離陸、飛行、着陸、及び空中停止が可能なヘリコプターモードとのいずれでも動作可能である。図１では、ティルトローター航空機１１は、飛行機モードで示されている。本発明の好適実施例はティルトローター航空機に適用したものであるが、本発明は多種多様な航空機に対して用いられてよいことを理解されたい。
【０００９】
本発明の好適実施例では、航空機１１にキューイングシステム１３が利用されており、特定の飛行条件に対応して、接触キューが生成されて航空機の出力レバーを介してパイロットに提供される。本発明は、ティルトローター航空機に対して適用された際に特によく適合するので、ティルトローター航空機１１に関して本発明を説明していくことにする。しかしながら、キューイングシステム１１は、出力制限を制御するための出力レバー、コレクティブ、若しくはスロットルの動作を伴うような他のアプリケーションに適用されてもよいことを理解されたい。
【００１０】
次に、図面の図２Ａを参照すると、出力レバー接触キューイングシステム１３が模式図で示されている。本発明により、航空機１１がエンジン若しくは駆動システムの作動制限に到達したこと、若しくは近付いていることが、飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）２０５（図４参照）及びキューイングシステム１３によって検知されると、矢印Ｃで示された接触力キューが航空機１１の出力レバー３３に提供される。航空機１１の出力レバー３３は、ヘリコプターのコレクティブ、若しくは固定翼航空機のスロットルと同義である。キューイングシステム１３は航空機１１全体の種々の位置に配置された複数のエンジンセンサー３５を含む。本発明の好適実施例では、エンジンセンサー３５は、エンジントルク、トランスミッショントルク、測定ガス温度、及び／又はナセル角度等の所定の作動パラメーターと対応するセンサー信号３７を提供する。
【００１１】
バックドライブコマンドセレクター４０は、エンジンセンサー３５からセンサー信号３７を受信し、接触キューＣを生成する。バックドライブコマンドセレクター４０には、航空機１１の所定の作動制限を計算する、複数の「レッドライン（ｒｅｄ ｌｉｎｅ）」制限アルゴリズム３９が含まれる。バックドライブコマンドセレクター４０は、接触キューコマンドアルゴリズム４１（図３参照）全体のある構成要素である。接触キューコマンドアルゴリズム４１は、エンジン力学、航空力学、及びシステム待ち時間に基づく補正を含んでいる。アルゴリズム信号４３は、各レッドライン制限アルゴリズム３９に対応する。センサー信号３７及びアルゴリズム信号４３は、比較器４５によって比較される。比較器４５は、アルゴリズム信号４３の対応する値とセンサー信号３７の対応する値とを比較することによって、出力制限エラー信号４７を生成する。出力制限エラー信号４７の値はブロック４９で照会され、「ＹＥＳ」若しくは「ＮＯ」の結果が返される。出力制限エラー信号４７の値が０以下の場合は、キューイングシステム１３は、「ＮＯ」の結果及びブロック４８で示されるように出力レバー３３上に影響を及ぼさない。一方、出力制限エラー信号４７が０よりも大きい場合は、２つの「ＹＥＳ」の結果で示されるように接触キューＣが出力レバー３３上に提供される。
【００１２】
接触キューＣは、出力レバー３３を自動的にトリムダウンするための可変駆動速度５１と、パイロットがコマンドを出そうとする動きに抵抗する可変摩擦力５３との２つの構成要素を有する。可変駆動速度５１については、出力レバー３３が出力制限エラー信号４７の対応する値に比例した速度でトリムダウンされ、この速度は毎秒約０．０８〜０．８インチの間であるのが好ましい。可変摩擦力５３については、力の大きさは航空機１１のエンジン及び駆動システムの選択された作動条件の関数になっている。可変摩擦力５３がＦＣＣアルゴリズム２０５によって計算され、好適には、ブロック５５で示されているように「ブレークアウト」力及び「ソフトストップ」力をシミュレートする。ブレークアウト力は、パイロットが出力レバー３３を動かし始める前に上回る必要がある閾値となる固定力である。ブレークアウト力は約０．０〜２．０ポンドの間であるのが好ましい。ソフトストップ力は、航空機１１の作動制限を越える位置に向かって出力レバー３３を動かし続けるために、パイロットが上回る必要のある増加していく力である。可変摩擦力５３がソフトストップ力であるため、パイロットは可変摩擦力５３に打ち勝ち、接触キューＣを無視して出力レバー３３を引っ張って緊急出力にアクセスすることが可能である。ソフトストップは約４．０〜８．０ポンドの間であるのが好ましい。ソフトストップ力を越えると、接触キューＣは機構的なばねのように作用する。更に、キューイングシステム１３はエンジンの故障に対応して出力レバー３３を即時作動させるので、本発明によって、エンジン制限作動時の出力レバー３３の制御不感帯の自動除去によりエンジン故障後のパイロットの負荷が軽減される。作業負荷が軽減される顕著な一例は、パイロットが３０秒のエンジン出力速度から２分のエンジン出力速度に切換える際である。キューイングシステム１３なしでは、パイロットは、不感帯をなくすように出力レバー３３で捜し求めることを強いられ、それはシミュレーションではリカバリーの重大局面の際に７秒も要することが示されている。
【００１３】
航空機１１の飛行準備の際、ブロック５７に示されるように、パイロットは予め設定されている出力レバー摩擦値を増加若しくは減少させることにより出力レバーに対するベースライン摩擦力５９を設定可能である。一般的に、ベースライン摩擦力５９は約０．０〜３．０ポンドの間である。予め設定された摩擦力５９は、アキュムレーター６１で可変の摩擦力５３と結合され、それにより出力レバー３３上に提供される全摩擦力６３が作り出される。全摩擦力６３は約２．０〜８．０の間であるのが好ましい。
【００１４】
次に、図面の図２Ｂを参照すると、本発明による出力レバーグリップ３１が図示されている。ティルトローター航空機１１は、そのような出力レバーグリップ３１を少なくとも２つ含んでおり、一方はパイロットの出力レバー３３ａに結合されており、もう一方は副パイロットの出力レバー３３ｂに結合されている。出力レバーグリップ３１は、出力レバー３３ａ及び３３ｂと機構的及び電気的に結合されている。各出力レバーグリップ３１は、特定条件下で必要に応じてパイロット若しくは副パイロットによって作動され得る片発停止スイッチ３２を含んでいる。出力レバーグリップ３１は付加的なスイッチ３４、ボタン３６、サムホイール３８、及び種々の航空機の機能や操縦を制御するためのその他の制御機構を含んでよい。
【００１５】
次に、図面の図３を参照すると、接触キューコマンドアルゴリズム４１が模式図で示されている。接触キューコマンドアルゴリズム４１は、航空機１１の出力レバー３３上に生成される複数構成要素の接触キューＣの大きさを決定する。本発明の好適実施例では、以下の複数のレッドライン制限：測定ガス温度レッドライン制限４３ａ、エンジントルクレッドライン制限４３ｂ、及びトランスミッショントルクレッドライン制限４３ｃが決定される。測定ガス温度レッドライン制限４３ａは、測定ガス温度インプット８３、ナセル角度インプット８５、及び出力レバー３３上に配置された片発停止スイッチ３２用のステータスインプットを用いることによって測定ガス温度バックドライブコマンドアルゴリズム８１により計算される。エンジントルクレッドライン制限４３ｂは、エンジントルクインプット９３及びナセル角度インプット９５を用いることによってエンジントルクバックドライブコマンドアルゴリズム９１により計算される。トランスミッショントルクレッドライン制限４３ｃは、トランスミッショントルクインプット１０３及びナセル角度インプット１０５を用いることによってトランスミッショントルクバックドライブコマンドアルゴリズム１０１により計算される。他のエンジン及び駆動システムのパラメーターを上記パラメーターの代わりに、追加して、若しくは組合わせて用いてもよいことを理解されたい。ナセル角度インプット８５、９５、及び１０５は、ナセル２３ａ及び２３ｂとウィング部材２１ａ及び２１ｂとの間の平均角度α（図１参照）である。インプット８３、８５、８７、９３、９５、１０３、及び１０５は、ＦＣＣ２０５によって全て接触キューコマンドアルゴリズムに渡される。
【００１６】
比較器４５は、航空機１１の実際の作動状況に応じて、与えられた任意の時間においてどのバックドライブコマンドアルゴリズム８１、９１、若しくは１０１が最も決定的であるか決められる。接触キューコマンドアルゴリズム４１は、各作動制限に関して最も決定的なエンジン若しくは駆動システムのパラメーターに基づいて接触キューＣのコマンドを出すために用いられる。例えば、測定ガス温度が増加すると、測定ガス温度バックドライブコマンド８１が最も決定的なレッドライン制限４３となる可能性が高まるが、トランスミッショントルクバックドライブコマンド１０１が最も決定的なレッドライン制限４３となる可能性は高くならない。最も決定的なバックドライブコマンド（即ち、実際の作動制限にかなり近付いているバックドライブコマンド）だけが、比較器４５を介して渡され、接触キューＣの可変な駆動速度５１及び可変な摩擦力５３を生成するのに用いられる。接触キューＣの特性は、どのパラメーターがその作動制限を越えたかに応じて変化する。例えば、平均マストトルク若しくはエンジントルクがその制限を越えている際は接触キューＣは強いばね型の力であり、超過した大きさに比例する抵抗力と、更に、出力レバー３３をその制限位置に戻すための可変な駆動速度５３とを提供する。別の例では、エンジン温度制限が超過された際、接触キューはデテントとして働く力と、更に、出力レバー３３を制限位置に戻すための低速の駆動速度５３とが提供される。
【００１７】
出力レバー３３は、航空機１１の作動制限を示す「ハードストップ」位置を含む。ハードストップ位置によって、パイロットが航空機の構造設計的な固定制限の超過が防がれる。緊急出力状態が設けられており、パイロットが出力レバー３３上で所定の力を保ってエンジンの作動制限を越えさせようとした場合に作動させることが可能であるが、利用可能な緊急出力の大きさはハードストップによって制限されている。例えば、エンジン故障の発生後、出力レバー３３が航空機１１の片発エンジン出力性能を越えたことをＦＣＣ２０５が検知すると、出力レバー３３は低速度で下げ方向に自動駆動される。片発エンジンの出力性能は、エンジン故障の検知後に自動的に３０秒のエンジン速度に設定される。片発停止制限スイッチ（図示せず）が出力レバーグリップ３１上に設けられており、それによりパイロットは片発エンジンの出力性能を３０秒の速度から２分の出力速度に切換えることが可能である。
【００１８】
次に、図面の図４を参照すると、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の制御法則及びバックドライブ相互作用が表形式で図示されている。示されている制限は模範的な航空機構造に基づいたものである。テーブル１２１は、接触キューコマンドアルゴリズム４１によって生成され、利用される典型的な作動制限をいくつか示している。別の言葉で言えば、テーブル１２１は接触キューコマンドアルゴリズム４１の典型的なレッドライン制限を示している。航空機１１の構造が変わった場合には、テーブル１２１中の値が変化し得ることを理解されたい。
【００１９】
テーブル１２１の行１２３、１２５、及び１２７は、ヘリコプターモード若しくはヘリコプターモードから飛行機モードに変換する際の航空機１１に対しての特定の作動制限を示している。行１２３では、全エンジンが動作状態であり：行１２５では、片発停止状態であり：行１２７では、片発停止状態であり且つ片発停止スイッチが作動された状態である。行１２９、１３１、及び１３３は、飛行機モードの際の航空機１１に対する特定の作動制限を示している。行１２９では、全エンジンが動作状態であり：行１３１では、片発停止状態であり：行１３３では、片発停止状態であり且つ片発停止スイッチが作動された状態である。
【００２０】
ＦＣＣ２０５には、測定ガス温度に対するハードリミットが存在する。このハードリミットは３つのパラメーター：測定ガス温度８３、ナセル角度８５、及び片発停止スイッチ８７のステータスに依存している。測定ガス温度リミッターはテーブル１２１の列１３５に示されている。行１２３及び１２５によって表される状態では、測定ガス温度のハードリミットは、エンジンが３０秒の間作動可能な最大温度に相当する９４５℃の３０秒片発停止制限に設定されている。この温度になっている際は、片発停止警告警報によって３０秒からカウントダウンされていく。列１２７で表される状態では、測定ガス温度のハードリミットは８９０℃のエンジン２分片発停止制限に相当する値に設定されており、片発停止警告警報によって２分からカウントダウンされていく。続いて、列１２９及び１３１で表される飛行機モードでは、測定ガス温度ハードリミットは８９０℃となっており、片発停止警告警報によって２分からカウントダウンされていく。行１３３によって示される状態では、測定ガス温度ハードリミットはエンジン８７０℃の３０分片発停止制限に相当する値に設定されており、片発停止警告警報によって３０分からカウントダウンされていく。
【００２１】
しかしながら、本発明により、これらのハードリミットに達する前に接触キューＣが出力レバー３３を介して生成される。接触キューＣは前記状況が存在しなくなるまで作動したままとなる。もちろん、パイロットは必要に応じて出力レバー接触キューイングシステム１３のコマンドを無効にすることができる。
【００２２】
列１３７は、キューイングシステム１３を作動させる典型的な測定ガス温度条件を示している。例えば、行１２３によって示される状態では、離陸の際に測定ガス温度が８３５℃に達した場合、キューイングシステム１３によって出力レバー３３が戻されるように所定の可変な駆動速度５１（図２Ａ参照）で調整される。行１２５及び１２７によって示される状態では、キューイングシステム１３はハードリミットが列１３５のハードリミットに達するまで作動しない。続いて、航空機１１が飛行機モードの状態のときについては、行１２９に示される状態では、測定ガス温度が８０５℃を越えると最大接触キューの力が生成される。行１３１及び１３３で示される状態では、キューイングシステム１３は測定ガス温度が８７０℃を越えるまで作動しない。
【００２３】
列１３９は、エンジントルク制限及びトランスミッショントルク制限を組合せたものが示されており、超過した場合には、キューイングシステム１３が作動される。接触キューＣは、超過分に比例する擬似的なばねの力である。行１２３によって示される状態では、離陸時にトランスミッショントルクが１００％の離陸制限を超過した場合、キューイングシステム１３によって出力レバー３３を介して接触キューＣが生成される。行１２５及び１２７によって示される状態では、割当てられた警告時間の間、エンジントルクが保持されるとキューイングシステム１３が作動する。行１２９の飛行機モードの状態では、トランスミッショントルクが８１．６％の最大連続定格に達した場合にキューイングシステム１３が作動する。行１３１によって示される片発停止状態では、ひとたびエンジントルクが２分のエンジントルク制限に達するとキューイングシステム１３が作動される。最後に、行１３３で示される状態では、片発停止スイッチが作動されていると、キューイングシステム１３が作動する前にエンジントルクが連続的片発停止制限に到達することが可能となる。
【００２４】
次に、図面の図５を参照すると、エンジン及びＦＣＣインターフェース２０１が図示されている。インターフェース２０１は、図７Ａ乃至図７Ｔにより詳細が示されている。出力レバー３３は、パイロットがインプットするための複数のスイッチ及び制御２０３を含んでおり、出力レバー位置；航空機１１を始動させるときに主に用いられるエンジン状態レバー；及び、残った動作可能エンジン用の３０秒作動制限と、２分作動制限との間の切換えをするためにパイロットによって作動される片発停止スイッチを有する。これらのパイロットのインプットは複数のＦＣＣ２０５に送られる。更に、ナセル角度、周囲温度、及び周囲圧力を含むいくつかの機体測定値２０４がＦＣＣ２０５に送られる。
【００２５】
三重トルクモーターコマンド２０７が、ＦＣＣ２０５から燃料制御構成部分２０９に送られる。燃料制御構成部分２０９は、燃料の流れのコマンド２１５をエンジン２１７に送り、エンジン２１７からコンプレッサー放出圧力データ２１９を受取る。いくつかの点火コマンド及び始動コマンド２１７が、燃料制御構成部分２０９を飛び越えてＦＣＣ２０５から直接エンジン２１７に渡される。線形電圧差動変換機２２３の大部分がＦＣＣ２０５に位置フィードバックを提供する。ＦＣＣ２０５は、燃料制御構成部分２０９に対しての燃料遮断経路２２７を含むエンジン制御コントロールパネル２２５に電気的に接続される。
【００２６】
エンジン２１７は、ＦＣＣ２０５にフィードバックコマンド２２９を送るエンジンセンサー３５（図２Ａ参照）等の複数のセンサーを含む。そのようなインプットコマンドは、エンジントルク、出力タービン速度、及びエンジンガスジェネレーター２１１動作と対応する信号を含む。ナセルインターフェース構成部分２３１は、エンジン２１７から測定ガス温度の値を受取り、ＦＣＣ２０５に対応するフィードバックコマンドを送信するコンピュータである。
【００２７】
この方法によって、パイロットのインプット２０３及び機体の測定値２０４がＦＣＣ２０５によってモニター、処理、及び比較されることが可能となり、それにより出力レバー３３の運動が航空機１１の作動制限に近付いた時にパイロットに接触キューＣを提供するように、機構的なばねを必要としない電気的キューイングシステム１３が提供される。
【００２８】
次に、図面の図６を参照すると、キューイングシステム１３の電子回路３０１が模式的に図示されている。電子トリムモーター３０３は出力レバー３３の力及び動作を提供する。モーター３０３は、モーター制御エレクトロニクス装置、タコメーター復調エレクトロニクス装置、及び電磁波フィルターエレクトロニクス装置を含むコントローラ３０５によって制御される。モーター３０３は、好適には２８ボルトの交流電源３０７によって電力が供給される。コントローラ３０５は、主となるクラッチコイル３１１及び第２クラッチコイル３１３を有する可変な磁性粒子摩擦クラッチも制御する。本発明の好適実施例では、モーター３０３はクラッチ３０９に結合され、クラッチ３０９は出力レバー３３に結合される。回転式可変差動変換機３１７は、出力レバー３３の位置を検知し、且つコントローラ３０５に送信するための位置センサーとして機能する。回転式可変差動変換機３１７は、ティルトローター航空機１１の作動制限を示す位置に出力レバー３３が近付いていることを検知した場合、モーター３０３に信号が送られ、出力レバー３３上に適切な接触キューＣが生成される。キューイングシステム１３は、機構的なばねの必要性なしに、若しくは使用せずにこれを達成する。
【００２９】
クラッチ３０９は「スリッピング」クラッチであり、キューイングシステム１３が出力レバー３３上に可変な接触キューを供給することを可能にする。ティルとローター航空機１１が危険な状況で作動され得る位置に出力レバー３３が近付けば近付くほど、クラッチ３０９によって出力レバー３３に伝達され得る接触キューの力が大きくなる。別の言葉で言えば、出力レバー３３がティルとローター航空機１１の作動制限に近付くと、クラッチ３０９のスリップが減少して、パイロットが打ち勝つ必要のあるより強い力が生成される。
【００３０】
エレクトロニクス装置３０１は、電気的にＦＣＣ２０５に接続される。ＦＣＣ２０５は、モーター３０３の速度を制御するタコメーターサーボループ３１５を制御するためにインチ／秒での駆動速度コマンドを回転／分に変換する。ＦＣＣ２０５は、ポンドでの力コマンドを磁性粒子クラッチ３０９の摩擦力を変化させる電流のアンペア値に変換する。
【００３１】
決定的なエンジンパラメーター制限に達すると、出力レバー３３の摩擦を増加させるトリムモーター３０３及び可変な磁性粒子摩擦クラッチ３０９によって接触キューＣが供給される。摩擦のこの増加は、可変な磁性粒子クラッチ３０９の電流を増加させることによって達成される。この方法によって、出力レバー３３は、所定の制限設定にトリムダウン、若しくは「バックドライブ（ｂａｃｋｄｒｉｖｅ）」される。この摩擦の増加は、図２Ａのブロック５５に示されるようにばねのブレークアウト及び勾配としてパイロットに知覚される。パイロットは、約８ポンドを上回る力を加えることによって可変な磁性粒子摩擦クラッチ３０９がスリップするようにコマンドを出し得る。
【００３２】
本発明は、以下の利点を提供する。（１）パイロットがコックピット中の複数のエンジンゲージ及び駆動システムゲージを継続的にモニターすることなしに作動制限を決定することを可能にしてパイロットの作業負荷を軽減させる。（２）エンジン及び駆動システムが作動制限を超過する可能性を減らし、飛行の安全性を向上させる。（３）不注意による作動制限の超過から生じるエンジン及び駆動システムのオーバーホールの可能性を減らすことにより経常費を削減する。（４）パイロットが通常の作動制限を無効にすることは可能であるが、構造設計的な固定制限を無効にすることを不可能にすることで飛行の安全性を向上させる。（５）パイロットが継続的に複数のエンジン及び駆動システムゲージをモニターすることなしに出力を作動制限の１００％に設定できるようにすることによって最大重量の垂直離陸の際の航空機の性能を向上させる。（６）エンジンの制限作動時に、出力レバーの制御不感帯を自動的に除去することによって、エンジン障害後のパイロットの作業負荷を軽減する。（７）自動パイロット運転に必要な装置と同じものを用いることによって、接触キューの組込みを低重量で提供する。（８）推進システムの故障等により航空機が出力を制限されるようになったときにパイロットに接触キューを即座に提供する。（９）出力制限が飛行状況の関数として変化した時にパイロットが出力レバーを手動で修正する必要性をなくす。
【００３３】
本発明は、限られた数の形態で示されているが、これらの形態だけに制限されるものではなく、本発明の精神から外れることなしに種々の変更及び修正が加えられてよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】
図１は、本発明による出力レバー接触キューイングシステムを有するティルトローター航空機の斜視図である。
【図２Ａ】
図２Ａは、本発明の出力レバー接触キューイングシステムの模式図である。
【図２Ｂ】
図２Ｂは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の出力レバーグリップの斜視図である。
【図３】
図３は、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用のコマンドアルゴリズムの模式図である。
【図４】
図４は、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の制御法則及びバックドライブ相互作用を表で表現したものである。
【図５】
図５は、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの模式図である。
【図６】
図６は、本発明の出力レバー接触キューイングシステムの電気的な模式図である。
【図７Ａ】
図７Ａは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｂ】
図７Ｂは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｃ】
図７Ｃは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｄ】
図７Ｄは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｅ】
図７Ｅは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｆ】
図７Ｆは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｇ】
図７Ｇは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｈ】
図７Ｈは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｉ】
図７Ｉは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｊ】
図７Ｊは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｋ】
図７Ｋは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｌ】
図７Ｌは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｍ】
図７Ｍは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｎ】
図７Ｎは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｏ】
図７Ｏは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｐ】
図７Ｐは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｑ】
図７Ｑは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｒ】
図７Ｒは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｓ】
図７Ｓは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図７Ｔ】
図７Ｔは、本発明の出力レバー接触キューイングシステム用の飛行制御コンピュータと航空機エンジンとの間のインターフェースの詳細な模式図である。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図７Ｃ】
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【図７Ｄ】
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【図７Ｅ】
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【図７Ｆ】
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【図７Ｇ】
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【図７Ｈ】
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【図７Ｉ】
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【図７Ｊ】
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【図７Ｋ】
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【図７Ｌ】
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【図７Ｍ】
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【図７Ｎ】
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【図７Ｏ】
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【図７Ｐ】
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【図７Ｑ】
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【図７Ｒ】
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【図７Ｓ】
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【図７Ｔ】
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【国際公開パンフレット】
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【国際公開パンフレット（コレクトバージョン）】
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【国際公開パンフレット（コレクトバージョン）】
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【国際調査報告】
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