(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ヘリコプタの飛行制御装置であって、ヘリコプタの対地速度エンベロープを提供する装置を有し、この装置は、
ヘリコプタ周囲の風の向きを示す真風向信号を提供する手段（１５）と、
ヘリコプタの真の機首方向を示す真機首方向信号を提供する手段（１３）と、
ヘリコプタ周囲の風の速さを示す風速信号を提供する手段（２４）と、
を備え、さらに、
上記真風向信号と上記真機首方向信号との差として相対風向信号（１６）を与え（１４）、上記風速信号に上記相対風向信号のコサインを乗じたものとして縦方向風速信号（２８）を与え（２５）、上記風速信号と上記相対風向信号のサインとの積として横方向風速信号（２９）を与え（２６）、ヘリコプタの対気速度安全エンベロープを示す前方対気速度限界信号（３２）と後方対気速度限界信号（３３）と右方対気速度限界信号（３４）と左方対気速度限界信号（３６）とを与え、上記縦方向風速信号と上記前方対気速度限界信号との和として前方対地速度限界信号（４２）を与え（３７）、上記縦方向風速信号と上記後方対気速度限界信号との和として後方対地速度限界信号（４３）を与え（３８）、上記横方向風速信号と上記右方対気速度限界信号との和として右方対地速度限界信号（４４）を与え（３９）、上記横方向風速信号と上記左方対気速度限界信号との和として左方対地速度限界信号（４５）を与える（４０）手段、を備えていることを特徴とするヘリコプタの飛行制御装置。
【請求項２】
ヘリコプタ用の速度指令生成装置をさらに有し、この速度指令生成装置は、
ヘリコプタが到達すべき目的地までの距離を示す目的地距離信号を提供する手段（５０）と、
目的地への航空機の方位を示す目的地への真方位信号を提供する手段（６６）と、
航空機の真の機首方向を示す真機首方向信号を提供する手段（１３）と、
を備え、さらに、
上記真方位信号と上記真機首方向信号との差として要求航空機方向信号（６８）を与え（６７）、上記目的地距離信号の制限された関数として対地速度指令信号（４７）を与え（４８）、上記対地速度指令信号の制限された関数（６３）に上記要求航空機方向信号のコサイン（７２）を乗じたものに対応して縦方向対地速度指令信号（７７）を与え（７４）、上記対地速度指令信号の制限された関数に上記要求航空機方向信号のサイン（７３）を乗じたものに対応して横方向対地速度指令信号（７８）を与える（７５）手段、を備えていることを特徴とする請求項１記載のヘリコプタの飛行制御装置。
【請求項３】
ヘリコプタ用の速度指令生成装置をさらに有し、この速度指令生成装置は、
ヘリコプタが到達すべき目的地までの距離を示す目的地距離信号を提供する手段（５０）、を備え、
上記ヘリコプタの前方対地速度限界を示す前方対地速度限界信号（４２）を提供する手段（３７）と、
上記前方対地速度限界信号の関数として速度定数信号（４９）を与える（５４，５５）とともに、この速度定数信号と上記目的地距離信号との積の関数として対地速度指令信号（４７）を与える（４８）手段と、
を備えていることを特徴とする請求項１記載のヘリコプタの飛行制御装置。
【請求項４】
上記対地速度指令信号を与える手段（４８）は、目的地までの所定の短い距離を示す上記目的地距離信号（５０）に応答して、上記速度定数信号として、前方速度限界の関数に代えて固定された速度定数（５７）を提供する（５２，４８）ことを特徴とする請求項３記載のヘリコプタの飛行制御装置。
【請求項５】
ヨーチャネルを備えたヘリコプタ用の機首方向制御装置をさらに有し、この機首方向制御装置は、
航空機に指示された機首方向を示す機首方向入力指令信号を提供する手段（１４５）、を備え、
要求ヨーレート指令を示す機首方向レート信号（１５１）を、上記機首方向入力指令信号と指令機首方向信号（１４８）との差の関数として与え（１５２，１４７）、上記指令機首方向信号を上記機首方向レート信号（１５０）の時間積分（１４８）として与え（１４９）、右方への横方向対地速度指令が限界を超えたことを示す右方限界超過信号を与え（１５６）、左方への横方向対地速度指令が限界を超えたことを示す左方限界超過信号を与え（１５７）、上記右方限界超過信号の存在に応答して、固定された右方ヨーレートを示すレート信号（１５８）を与え（１５５）、上記左方限界超過信号（１５７）の存在に応答して、固定された左方ヨーレートを示す上記レート信号（１５８）を与え（１５５）、上記レート信号（１５８）の時間積分としてレート機首方向信号（１６０）を与え（１５９）、さらに、選択的に、上記右方限界超過信号（１５６）もしくは左方限界超過信号（１５７）に応答して上記ヨーチャネルに対するヨーレート指令（１４３）を上記レート信号（１５８）に等しいものとして与える（１５３）とともに上記ヨーチャネルに対する機首方向指令信号（１４４）を上記レート機首方向信号（１６０）に等しいものとして与え（１４６）、あるいは、上記ヨーチャネルに対する上記ヨーレート指令信号（１４３）を上記機首方向レート信号（１５０）に対応して与える（１５３）とともに上記ヨーチャネルに対する機首方向指令信号を上記指令機首方向信号（１４８）に対応して与える手段、
を備えていることを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載のヘリコプタの飛行制御装置。
【請求項６】
上記の機首方向入力指令信号を提供する手段（１４５）は、ホバリング中の風に向かう機首方向あるいは巡航中の目的地への機首方向のどちらかを示す信号を提供することを特徴とする請求項５記載のヘリコプタの飛行制御装置。
【請求項７】
ヘリコプタの制御方法であって、ヘリコプタの対地速度エンベロープを提供することを含み、ヘリコプタの対地速度エンベロープの提供は、
ヘリコプタ周囲の風の向きを示す真風向信号を提供し（１５）、
ヘリコプタの真の機首方向を示す真機首方向信号を提供し（１３）、
ヘリコプタ周囲の風の速さを示す風速信号を提供し（２４）、
上記真風向信号と上記真機首方向信号との差として相対風向信号（１６）を与え（１４）、
上記風速信号に上記相対風向信号のコサインを乗じたものとして縦方向風速信号（２８）を与え（２５）、
上記風速信号と上記相対風向信号のサインとの積として横方向風速信号（２９）を与え（２６）、
ヘリコプタの対気速度安全エンベロープを示す前方対気速度限界信号（３２）と後方対気速度限界信号（３３）と右方対気速度限界信号（３４）と左方対気速度限界信号（３６）とを与え、
上記縦方向風速信号と上記前方対気速度限界信号との和として前方対地速度限界信号（４２）を与え（３７）、
上記縦方向風速信号と上記後方対気速度限界信号との和として後方対地速度限界信号（４３）を与え（３８）、
上記横方向風速信号と上記右方対気速度限界信号との和として右方対地速度限界信号（４４）を与え（３９）、
上記横方向風速信号と上記左方対気速度限界信号との和として左方対地速度限界信号（４５）を与える（４０）ことを含むことを特徴とするヘリコプタの制御方法。
【請求項８】
ヘリコプタ用の速度指令を生成することをさらに含み、ヘリコプタ用の速度指令の生成は、
ヘリコプタが到達すべき目的地までの距離を示す目的地距離信号を提供し（５０）、
目的地への航空機の方位を示す目的地への真方位信号を提供し（６６）、
航空機の真の機首方向を示す真機首方向信号を提供し（１３）、
上記真方位信号と上記真機首方向信号との差として要求航空機方向信号（６８）を与え（６７）、
上記目的地距離信号の制限された関数として対地速度指令信号（４７）を与え（４８）、
上記対地速度指令信号の制限された関数に上記要求航空機方向信号のコサイン（７２）を乗じたものに対応して縦方向対地速度指令信号（７７）を与え（７４）、
上記の制限後対地速度指令信号に上記要求航空機方向信号のサイン（７３）を乗じたものに対応して横方向対地速度指令信号（７８）を与える（７５）、
ことを含むことを特徴とする請求項７記載のヘリコプタの制御方法。
【請求項９】
ヘリコプタの速度指令を生成することをさらに含み、ヘリコプタの速度指令の生成は、
ヘリコプタが到達すべき目的地までの距離を示す目的地距離信号を提供し（５０）、
上記ヘリコプタの前方対地速度限界を示す前方対地速度限界信号（４２）を提供し（３７）、
上記前方対地速度限界信号の関数として速度定数信号（４９）を与え（５４，５５）、
この速度定数信号と上記目的地距離信号との積の関数として対地速度指令信号（４７）を与える（４８）、
ことを含むことを特徴とする請求項７に記載のヘリコプタの制御方法。
【請求項１０】
ヨーチャネルを備えたヘリコプタの機首方向を制御することをさらに含み、ヘリコプタの機首方向の制御は、
航空機に指示された機首方向を示す機首方向入力指令信号を提供し（１４５）、
要求ヨーレート指令を示す機首方向レート信号（１５１）を、上記機首方向入力指令信号と指令機首方向信号（１４８）との差の関数として与え（１５２，１４７）、上記指令機首方向信号（１４８）を上記機首方向レート信号（１５０）の時間積分（１４８）として与え、
右方への横方向対地速度指令が限界を超えたことを示す右方限界超過信号を与え（１５６）、
左方への横方向対地速度指令が限界を超えたことを示す左方限界超過信号を与え（１５７）、
上記右方限界超過信号の存在に応答して、固定された右方ヨーレートを示すレート信号（１５８）を与え（１５５）、
上記左方限界超過信号（１５７）の存在に応答して、固定された左方ヨーレートを示す上記レート信号（１５８）を与え（１５５）、
上記レート信号（１５８）の時間積分としてレート機首方向信号（１６０）を与え（１５９）、
さらに、選択的に、上記右方限界超過信号（１５６）もしくは左方限界超過信号（１５７）に応答して上記ヨーチャネルに対するヨーレート指令（１４３）を上記レート信号（１５８）に等しいものとして与える（１５３）とともに上記ヨーチャネルに対する機首方向指令信号（１４４）を上記レート機首方向信号（１６０）に等しいものとして与え（１４６）、あるいは、上記ヨーチャネルに対する上記ヨーレート指令信号（１４３）を上記機首方向レート信号（１５０）に対応して与える（１５３）とともに上記ヨーチャネルに対する機首方向指令信号（１４４）を上記指令機首方向信号（１４８）に対応して与える（１４８）、
ことを含むことを特徴とする請求項７〜９のいずれかに記載のヘリコプタの制御方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
この発明は、無人ヘリコプタを含むヘリコプタの自動航法に関し、縦方向速度指令と横方向速度指令とに対する極座標の変形を通して得た制限された対地速度の範囲を利用し、かつ、風による対気速度限界に関連する対地速度限界を利用し、目的地への所望のコースを実現するように限界を超えた指令を縮尺し、さらに、風による過度の横方向（ロール）指令に打ち勝つように機首方向を調整するものである。
【０００２】
【背景技術】
回転翼航空機は、あらゆる方向へ飛行することが可能ではあるが、この種の航空機、特に、テールロータを具備せずに反対方向に回転するブレードを備えた形式の無人の回転翼航空機においては、航空機の機首が重い重量配置のために、前方へ飛行しているときが最も安定している。安定性、性能の余裕および安全性の改善のために、回転翼航空機は、通常、その機首方向を風へ向けてホバリングする。これは、特に、無人の回転翼航空機においては、真実である。もし、この種の航空機に、新たなコースが与えられたときに、これが現在の機首方向と大きく異なっていても、航空機は、航空機の真の機首方向と無関係にその方向に直接飛んでいくことが可能である。しかしながら、安全運転を確保するための対気速度限界によって、指令された前方もしくは後方への速度が縮小されることがあり、航空機の最終的なコースが、制限された対気速度のベクトルの付加によって定まることになるが、この制限された対気速度の一方もしくは双方が、必要なコースからではなく、リミッタによって単純に決められてしまう。縦方向チャネルにおける対気速度の制限と横方向チャネルにおける対気速度の制限とは独立しているので、従って、回転翼航空機をホバリング状態から新たな目的地へ向かって進ませようとする指令は、少なくとも初期においては、航空機を間違った方向へ飛行させようとするものになりやすい。
【０００３】
回転翼航空機が、機首方向を風に向けた状態から、機首方向が新たに指令された目的地への方向へ向くように、ヨー運動したとしても、航空機は、強い横風や強い追い風を受けやすく、その程度によっては、回転翼航空機が危険な条件となる。そして、コースに沿って飛行しているときに、風の方向や速さが変わることがあり、突風となることもある。回転翼航空機における強い風の作用は、横方向サイクリックピッチあるいは後方への縦方向サイクリックピッチを飽和させることがある。これは、航空機の安定性が保証される指令の安全エンベロープ内に、航空機が確実に留まるように、制限されるためである。航空機がコースを維持すべく風に十分に向かって飛ぶようにヨー運動したとしても、横方向サイクリックピッチの限界内に留まることは不可能であり、所望の目的地へ向かう方向を維持できない。
【０００４】
無人回転翼航空機の複雑化や重量を制限するためには、既存の制御チャネルを利用して、ある地点から新たな地点へ航空機を航行させることが好都合である。特に、ホバリング保持指令チャネルは、距離および方位を誤差として該ホバリング保持システムに単純に加えることによって、航空機に新たな目的地を指令するために利用することができる。もし、ホバリング保持が、縦方向速度ホールドチャネルおよび横方向速度ホールドチャネルの手段によって行われていれば、航空機がその初期のホバリング位置から離れてホバリング再開前に新たな目的地へ進むように、速度を指令する必要がある。航空機が新たな地点で行き過ぎることなくホバリングするために、航空機を減速できるように速度が選択される場合には、この選択された速度によって、航空機がある地点から他の地点へ過度に遅く進むことがある。
【０００５】
【発明の開示】
本発明の目的は、航空機を安全飛行エンベロープ内に保つように演算された機首方向指令および対地速度指令を用いて、無人回転翼航空機をある地点からある地点へ飛行させること、無人回転翼航空機を、手動操作が非現実的なオペレータから遠く離れた位置で飛行させること、最終目的地で行き過ぎることなく、ある地点から他の地点まで妥当な時間で飛行し得る速度制御を提供すること、ヘリコプタの縦方向チャネルと横方向チャネルの独立した制限に起因する誤った方向への飛行を抑制すること、機首方向に関係なくヘリコプタを目的地へ向けて飛行させる横方向および縦方向の指令をヘリコプタに与えること、対応する限界を超えた指令による誤った方向への飛行を防止するために、縦方向の指令あるいは横方向の指令の瞬間的な調整を与えると同時に、長期間での機首方向の調整を与えること、目的地においてヘリコプタを減速させ、機首方向を風に向けてホバリングに移行させること、対地速度指令および対地速度限界を用いて、無人ヘリコプタを正確に航行させること、を含む。
【０００６】
本発明によれば、縦方向（ピッチ）および横方向（ロール）の速度保持チャネルが、無人ヘリコプタをある地点から遠くの目的地へと航行させるために利用される。本発明によれば、縦方向および横方向の対気速度限界が、風速および風向によって、対地速度限界へと変換される。本発明によれば、分離した縦方向および横方向の対地速度指令が、航空機方向（目的地へのコースの相対角度）のコサインおよびサインからそれぞれ計算される。本発明によれば、縦方向および横方向の対地速度指令は、縦方向および横方向の対地速度限界を用いて、個別に制限される。本発明によれば、縦方向あるいは横方向の対地速度指令が限界を超えると、他方（横方向あるいは縦方向）の対地速度指令が、所望のコースを維持するように、比例的に縮尺される。本発明によれば、右方もしくは左方の横方向対地速度指令が対地速度限界によって制限された場合、横方向速度を横方向限界に保ちつつ航空機がコースを維持できるように、航空機の機首方向が調整される。本発明によれば、対地速度指令は、算出された定数の制限された関数として生成されるが、この定数は、ヘリコプタの前方対地速度限界の調整可能な関数となる。本発明によれば、距離依存対地速度指令が最終アプローチ限界に達したときに、最終アプローチであると定義され、その後は、指令される対地速度は、固定された定数の制限された関数となる。本発明によれば、最終アプローチ対地速度限界の選択可能な一部となる指令された対地速度の認識から決定される目的地にアプローチする地点において、機首方向が風に向かうように指令することによって、ヘリコプタが機首方向を風に向けた状態でホバリングする位置に到達することができる。
【０００７】
本発明は、アナログ回路として構成することもでき、機能ブロック図の形で説明するが、本発明は、望ましくは、一般的なパーソナルコンピュータに類似した機能的性能を有する適宜なプログラム可能な飛行制御コンピュータとして構成され、当該技術分野で良く知られているように、数学的アルゴリズムや他のサブルーチンが利用される。
【０００８】
本発明の他の目的、特徴、利点は、後述する実施例の詳細な説明および図面によって、より明らかとなるであろう。
【０００９】
【発明を実施するための最良の形態】
本発明を、本出願人が有する米国特許第５０５８８２４号、第５１５０８５７号、第５４２９０８９号、第５５５２９８３号、第５６７６３３４号に概略記載されているような形式の無人空中飛行機に適用したものとして説明する。これらの特許は、本願の参考となるものである。この飛行機は、ほぼ環状の形状をなし、この環状の中心と同軸状に回転するように、可変ピッチブレードの逆方向に回転する複数のロータを有している。
【００１０】
図４ａに示すように、ここでは、本発明は、無人ヘリコプタ８のような一例の飛行機に適用されたものとして説明される。この無人ヘリコプタ８は、ほぼ環状の機体９を有し、これが同時に、逆方向に回転するブレード１０のシュラウドを構成している。
【００１１】
図１において、本発明の一つの側面は、固定された対気速度性能エンベロープ限界を、風速および風向を考慮に入れて、対地速度限界に変換することである。図１において、ライン１３における航空機の真の機首方向が、加算部１４において、ライン１５の真風向から減算され、ライン１６の相対風向が得られる。コサイン機能部１８およびサイン機能部１９は、相対風向のコサイン（余弦）およびサイン（正弦）を、それぞれ対応するライン２０，２１に与え、これらが、対応する乗算部２５，２６においてライン２４の風速を縮尺するために用いられる。これにより、乗算部２５は、ライン２８に、縦方向の風速値を与え、乗算部２６は、ライン２９に、横方向の風速値を与える。これらのライン２８，２９の風速値は、正の値（前および右）ならびに負の値（後および左）のいずれにもなりうる。この風の成分は、対応する加算部３７〜４０において、ライン３２の前方対気速度限界、ライン３３の後方対気速度限界、ライン３４の右方対気速度限界、ライン３５の左方対気速度限界、から減算される。これにより、各加算部は、ライン４２に前方対地速度限界を、ライン４３に後方対地速度限界を、ライン４４に右方対地速度限界を、ライン４５に左方対地速度限界を、それぞれ与える。これらは、図３に基づいてより詳細に説明するように、対地速度指令を制限するために利用される。
【００１２】
図２において、ライン４７の対地速度指令は、乗算部４８によって、ライン４９の定数Ｋｓに、ライン５０の目的地までの距離（航空機の現在位置と最終目的地までの間隔）を掛けることによって得られる。このライン４７の対地速度指令は、目的地までの距離の関数となり、航空機がその目的地から離れているときに、非常に大きくなるが、これは、図３に示すように、制限される。ライン４９の速度定数Ｋｓは、スイッチ５２を介して与えられるが、スイッチ５２は、目的地へ向かう飛行の初期の部分、そして、目的地での最後のアプローチに達するまでの間は、図２に示す位置にある。この場合、定数Ｋｓは、実際には一定の値ではなく、ライン５４の固定の係数（どの程度速いかを示し、一般的に、航空機の飛行の要求値）をライン５５の制限信号で除した比率として演算されるライン５３上の値となり、図１で生成されたライン４２の前方対地速度限界において、そのときの風の条件下での前方対地速度を与える。しかしながら、向かい風が極端に強い場合は、前方対地速度限界は低下し、生成される対地速度指令が不適切に高くなるので、これを防止するために、スレッシュホルド機能部５６によって、ライン４２の前方対地速度限界がライン５７の基準限界よりも低下したときには、ライン４２の前方対地速度限界が、ライン５７の基準限界に置き換えられる。これによって、目的地付近でのホバリングの安定性に影響を与えるような、算出される定数Ｋｓが基準定数Ｋｓよりも大きくなることが確実に防止される。
【００１３】
ライン４７の対地速度指令は、比較部５８において、ライン５９の最終アプローチ対地速度限界と比較される。ライン５０の目的地までの距離が十分に小さくなったときには、ライン４７の対地速度指令は、ライン５９の最終アプローチ対地速度限界まで減少し、かつ最終アプローチ出力６１が生成され、これによって、スイッチ５２が、図２に示す位置から他の位置に切り換えられる。これにより、基準速度定数Ｋｓがスイッチ５２を介して乗算部４８に与えられるようになり、実際に目的地に最適な形で到着するように、つまり距離が０となるように減少していく間、十分な速度を得ることを確実なものとしている。換言すれば、最適な最終クリープ速度を確実なものとしている。上記最終アプローチ出力６１によって、他のスイッチ６２も、図２に示す位置、つまりライン４２の前方対地速度限界がリミッタ６３に与えられる位置から、最終アプローチに際して、ライン６１の固定した最終アプローチ限界がリミッタ６３に与えられるように、切り換えられる。リミッタ６３は、ライン４７の対地速度指令をライン６４の制限後対地速度指令とし、これは、毎秒０フィートから、目的地へ向けた巡航中は前方対地速度限界まで、あるいは最終アプローチのときは最終アプローチ対地速度限界まで、変化する。
【００１４】
本発明の他の特徴は、図２に示すように、対気速度の縦方向成分および横方向成分に与えられる限界の機能によって、機首方向のオフセットを防止することである。すなわち、ライン１３の航空機の真の機首方向が、加算部６７において、ライン６６の目的地への真方位から減算され、目的地への相対的な方位を示すライン６８の要求航空機方向が決定される。これは、コサイン機能部７０，サイン機能部７１に与えられ、それぞれから、目的地への相対方位のコサインおよびサインが、対応するライン７２，７３に与えられる。これらの信号は、ライン７７の縦方向対地速度指令およびライン７８の横方向対地速度指令を適切に得るように、乗算部７４，７５において、ライン６４の制限後対地速度指令を縮尺するために用いられる。このように、対地速度指令全体を受ける縦方向および横方向の各チャネルに代えて、対地速度指令は縮尺され、目的地への要求航空機方向に直接関連した、つまり目的地への相対方位に直接関連した、縦方向および横方向の指令が得られる。
【００１５】
図３において、ライン７７の縦方向対地速度指令は、リミッタ８０において制限され、ライン８１に制限後縦方向対地速度指令が得られる。これは、ライン４２の前方対地速度限界とライン４３の後方対地速度限界との間にある。同様に、ライン７８の横方向対地速度指令は、リミッタ８３において制限されて、ライン８４に制限後横方向対地速度指令が得られるが、これは、ライン４４の右方対地速度限界とライン４５の左方対地速度限界との間にある。ライン８１およびライン８４の制限後対地速度指令は、スケーリング機能部８５に入力される。その詳細は、図４および図５に基づいて説明する。
【００１６】
図４ａにおいては、無人ヘリコプタ８は、２７０°の方向の１０ノットの風の中で、３１５°の機首方向であり、目的地への進路が０°（北）である状態を示している。機首方向が３１５°であり、目的地への進路が０°であるので、航空機は４５°の方向に飛行する必要がある。つまり、目的地への相対的な進路は、４５°である。これが、図４ｂに描かれている。例えば、ライン６４（図２参照）における初期の制限後対地速度指令が、２５ノットであるとする。この２５ノットは、乗算部７４，７５（図２参照）において、ライン７７への＋１７．７ノット（前進）の縦方向対地速度指令と、ライン７８への＋１７．７ノット（右へ向かう方向）の横方向対地速度指令とに、分解される。図４ｂにおいては、固定的な対気速度エンベロープと風の影響（図４ａ参照）とに基づく対地速度エンベロープ８６が、＋１７．９ノットの前方限界と１２．１ノットの右方限界とを与えるものと仮定する。＋１７．７ノットの前方指令は、エンベロープ８６によってさらに制限されることはないが、＋１７．７ノットの横方向指令は、リミッタ８３（図３参照）において、１２．１ノットに制限される。ベクトルの付加によって、図示するように、航空機の初期の進路は、＋３４°となり、北へ向かう所望の方向に対し左側となる。航空機を要求航空機方向（４５°）へ向けて飛行させるために、縦方向対地速度指令は、縮尺（スケーリング）される。つまり、縮尺した縦方向対地速度指令のベクトルを制限後横方向対地速度指令に付加することによって、進路が、真北、機首に対しては４５°の方向となるように、縦方向対地速度指令が縮尺される。
【００１７】
図５において、スケーリングルーチン８５は、入口点８７から開始され、最初の一対のステップ８８において、スケーリング後縦方向対地速度指令およびスケーリング後横方向対地速度指令（ライン１３１，１３６）を、それぞれ制限後縦方向対地速度指令および制限後横方向対地速度指令（ライン８１，８４）に等しいものとして設定する。これらの一方が、必要な場合には、後述するように、本ルーチンによって変更（縮尺）される。次に、ステップ８９において、初期の航空機方向（図４ｂ参照）を、ライン８４（図３）の制限後横方向対地速度をライン８１の制限後縦方向対地速度で除したもののアークタンジェントとして、求める。四分円の３番目ならびに４番目においては、０〜１８０°の負の角度が用いられる。次に、ステップ９０において、要求航空機方向から初期航空機方向を差し引いたものとして、方向角度差Ｄを求める。もしも、図４ｂに示すように、要求航空機方向および初期航空機方向の双方が、航空機の四分円の１番目、つまり０°〜９０°の範囲にあって、方向角度差Ｄが正の値（つまり要求航空機方向が初期航空機方向よりも大きい）であれば、制限後横方向対地速度指令とのベクトルの合成によって要求航空機方向に沿った対地速度を得るように、縦方向対地速度指令を縮尺する必要がある。一方、もしも航空機が要求よりもさらに横方向に飛行していたとすると、２つの角度の間の角度差は負の値となり、横方向対地速度指令が、制限後縦方向対地速度指令に適合するように縮尺されることになる。四分円の１番目以外の領域においても、同様の関係がある。もしも、初期航空機方向および要求航空機方向の双方が３番目の四分円にあるとすると、その状況は１番目の四分円の場合と同様であり、要求航空機方向から初期航空機方向を引いた結果が正であれば、縦方向対地速度指令が制限後横方向対地速度指令に適合するように縮尺される。２番目および４番目の四分円においては、Ｄの値が負である場合に、縦方向対地速度指令が縮尺される。
【００１８】
図５において、テスト９１では、Ｄが０であるか否かを判定する。もし０であれば、初期航空機方向が要求航空機方向に等しく、スケーリングが必要ないことを意味する。従って、テスト９１がＹＥＳであれば、このルーチンは終了し、戻り点９２を通して他のプログラムへ進む。もしＤが０でなければ、複数のテスト９３〜９６において、四分円のどれに初期航空機方向が含まれているかを判定する。これは、度またはラジアンによる角度の数値を、各四分円の限界と比較することによって、簡単に行うことができる。次に、一連のテスト９９〜１０２で、要求航空機方向が初期航空機方向と同一の四分円に含まれているか判定する。それぞれにおいて、初期航空機方向が要求航空機方向と同一の四分円になければ、結果はＮＯとなり、このルーチンは終了し、戻り点９２を通して他のプログラムへ進む。もしも、初期航空機方向が要求航空機方向と同一の四分円内にあれば、テスト９９〜１０２のいずれかがＹＥＳとなり、対応するテスト１０５〜１０８に進んで、要求航空機方向が、四分円によってプラスもしくはマイナスの８９．９度を超えているか否かを判定する。９０度のタンジェントは無限大である（８９．９度のタンジェントも非常に大きな値となる）ので、要求航空機方向が正負の９０度の近傍である場合には、次の対応するステップ１０９〜１１２において、小数点以下第１位を、より低いあるいはより高い値に置き換える。要求航空機方向が正負の８９．９度を超えていなければ、いずれかのステップ１０５〜１０８はＮＯとなって、対応するステップ１０９〜１１２はバイパスされる。次に、テスト１１５〜１１８において、方向角度差Ｄが正であるか否か判定する。図４ｂに示すように、１番目の四分円においてＤが正であれば、縦方向対地速度指令を、制限後横方向対地速度指令に適合するように縮尺する必要がある。１番目の四分円において逆の方向であれば、横方向指令を縮尺する必要がある。これは、テスト１１５あるいはテスト１１８においてＹＥＳとなり、縦方向スケーリング移行点１２３を通してステップ１２０に達することにより、実現される。一方、テスト１１５あるいはテスト１１８においてＮＯとなると、横方向スケーリング移行点１２８を通してステップ１２７へ進むことになる。２番目および４番目の四分円については、同様の、但し逆の結果が、テスト１１６，１１７によって得られる。
【００１９】
縦方向対地速度指令を縮尺すべき場合は、ステップ１２０において、制限後横方向対地速度指令を要求航空機方向のタンジェントで割った値と等しいものとして、スケーリング後縦方向対地速度指令を生成する。この場合、スケーリング後横方向対地速度指令は、制限後横方向対地速度指令に等しいものとして設定され続ける（ステップ８８）。もしも、横方向対地速度指令を、制限後縦方向対地速度指令に適合するように縮尺すべき場合は、ステップ１２７において、制限後縦方向対地速度指令に要求航空機方向のタンジェントを掛けたものとして、スケーリング後横方向対地速度指令を生成し、ステップ１２６でスケーリング後縦方向対地速度指令を制限後縦方向対地速度指令に等しいものとして保持する（ステップ８８）。初期航空機方向が要求航空機方向と同一の四分円内に存在しない場合は、いずれの場合も、要求航空機方向を実現するためのスケーリングは用いることができない。その代わりに、図６および図７に示すように、機首方向指令をトリミングすることによって、要求航空機方向が達成される。
【００２０】
図３において、ライン１３１のスケーリング後縦方向対地速度指令は、リミッタ１３２で制限され、ライン１３３の縦方向速度指令が得られる。これは、ライン４２の前方対地速度限界とライン４３の後方対地速度限界との間にある。ライン１３６のスケーリング後横方向対地速度指令は、リミッタ１３７を通って、ライン１３８の横方向速度指令となる。これは、ライン４４の右方対地速度限界とライン４５の左方対地速度限界との間にある。リミッタ１３２，１３７は、単にスケーリング後の指令が限界を超えないことをさらに確実にしているものであるので、必要でなければ用いる必要はない。ライン１３３，１３８の指令は、関連するチャネルを制御するように、それぞれ、ピッチ速度ホールドチャネルおよびロール速度ホールドチャネルに、一般的な方法で与えられる。
【００２１】
ライン７８の横方向対地速度指令が限界を超えた場合、リミッタ８３は、ライン１４０の右方限界超過信号もしくはライン１４１の左方限界超過信号を、適宜に出力する。これらの信号は、図６，図７で説明するヨー・クラブ論理で用いられ、航空機の機首方向を限界超過方向へ向けて曲げさせ、横方向速度指令が限界内に戻るようにする。
【００２２】
図６において、ライン１４３のヨーレート指令およびライン１４４の機首方向指令は、ライン１４５の機首方向入力指令に応答して、通常のようにヨーチャネルに与えられる。上記入力指令は、新たな目的地への巡航中は目的地への方位、風の中でのホバリング中は、風の方向となり得る。スイッチ１４６が図示の状態にあれば、ライン１４４の機首方向指令は、ライン１４８の指令機首方向を含むものとなる。この指令機首方向は、ライン１５０の機首方向レートから積分部１４９によって与えられるものであり、上記機首方向レートは、ライン１５１における機首方向レートのリミッタ１４７による制限された関数となる。ライン１５１の機首方向レートは、加算部１５２において、ライン１４５の機首方向入力指令とライン１４８の指令機首方向との差として、与えられる。ライン１５０の機首方向レートは、スイッチ１４６と一体に動くスイッチ１５３が図示の状態にある場合に、該スイッチ１５３を通り、ライン１４３のヨーレート指令を与える。このようにして、通常の動作中は、新たな機首方向入力指令が与えられたときに、ライン１５１の機首方向レートは、機首方向入力指令そのものとなり、そして、これは、ライン１５０上に妥当なレートを得るように、制限され、ヨーチャネルを動かして、新たな機首方向へと旋回させる。そして、この機首方向レートは、積分され、積分部１４９の出力が機首方向入力指令と等しくなると、ライン１５１およびライン１５０の機首方向レートは０となり、ライン１４３のヨーレート指令も０となり、かつ、ライン１４４の機首方向指令は、ライン１４５の機首方向入力指令が変化するまで、一定を保つ。
【００２３】
強い横風が航空機の横方向の限界での飛行を引き起こすことがないように、機首方向を、航空機が横に進むように変更することが可能である。もしも、右方もしくは左方の限界を超えたら、図３に示すライン１４０，１４１の一方の信号によって示され、スイッチ１５５が、ライン１５６の毎秒＋５度のヨーレートか、ライン１５７の毎秒−５度のヨーレートか、を適宜に選択する。この限界の超過により、さらに、ヨーレートフラグが、スイッチ１４６，１５３を図６の位置から反対側の位置に切り換える。この結果、ライン１４３のヨーレート指令は、スイッチ１５５によって決められるライン１５８のレートとなる。このレートは、積分部１５９に入力され、その出力は、ライン１６０のレート機首方向となり、スイッチ１４６を通して、ライン１４４の機首方向指令となる。飛行のある一区間の間に一旦限界を超えると、ヨーレートフラグは、右方および左方の限界を超えないようになった後も、セット状態に保たれる。レート機首方向が、ライン１４０またはライン１４１の限界超過信号が消滅する点まで積分されたときに、スイッチ１５５が中央位置になると仮定すると、毎秒０度のレートが与えられ、積分部１５９の出力は、一定を保ち、ライン１４３のヨーレート指令は、０となる。この状態で、航空機は、最終アプローチに達するまで飛行することになり、そのときに、ヨーレートフラグはリセットされ、かつスイッチ１４６，１５３は図６の位置に復帰する。積分部１４９，１５９は、それぞれの使用の前に、航空機の現在の真の機首方向に、初期化される。
【００２４】
図６に基づいて上述した機能を実現するヨークラブルーチンは、図７の入口点１６３から開始される。最初のテスト１６４では、ある地点から新たな目的地へ向かう一飛行区間において、最終アプローチに到達したかを判定する。初期には、これを満たしていないものと仮定する。テスト１６４においてＮＯであれば、テスト１６５へ進み、その飛行区間に沿った巡航が開始しているかを判定する。もしそうであれば、テスト１６５はＹＥＳとなり、ステップ１６６へ進んで、そのことを示すフラグをリセットし、次回の図７のルーチンで、テスト１６５がＮＯとなるようにする。次に、ステップ１６９では、ヨーレートフラグをリセットし、ステップ１７０で、指令機首方向の積分部１４９を航空機の真の機首方向に初期化する。ステップ１７１は、加算部１５２（図３）の機能を実現するもので、機首方向入力指令から指令機首方向を減算して、機首方向レートを求めている。次に、一連のステップおよびテスト１７３〜１７６が、リミッタ１４７の機能を実現している。ステップ１７８は、図６のライン１４８の指令機首方向信号を提供する積分部１４９の機能を実現している。そして、ヨーレートフラグがリセットされているので、ステップ１７９で、機首方向レートをヨーレート指令として与え、かつ、ステップ１８０で、機首方向指令として指令機首方向を与える。そして、戻り点１８２を介して、他のプログラムに復帰する。
【００２５】
図７のルーチンは、８０ミリ秒毎などのように、周期的に繰り返される。図７のルーチンを通る次の回においては、テスト１６４がＮＯであると仮定すると、ステップ１６５はＮＯとなり、一連のテスト１８３〜１８６で、右方もしくは左方のサイクリックピッチチャネルが飽和したか否か、あるいは、図３のライン１４０，１４１の右方もしくは左方の限界超過信号が存在するか否か、を判定する。これらの全てのテストがＮＯであると仮定すると、テスト１８８で、ヨーレートフラグがセットされているか否かを判定する。ステップ１６９でフラグはリセットされているので、テスト１８８はＮＯとなり、ステップおよびテスト１７１〜１８０が再度行われる。このようにして、ロールチャネルが飽和するか、あるいは横方向対地速度指令が限界を超えない限りは、動作が継続する。
【００２６】
図７のルーチンを通る次の回において、図４ｂに示すように、図３のライン１４０の右方限界超過信号が存在していると仮定すると、テスト１８４がＹＥＳとなって、ステップ１９１へ進み、レート（図６のライン１５８）を、毎秒＋５度にセットする。次に、テスト１９２で、ヨーレートフラグがセットされているか否かを判定する。初期にはセットされていないので、テスト１９２はＮＯとなって、ステップ１９３へ進み、レート機首方向積分部１５９（図６）を、航空機の真の機首方向に初期化する。その後、ステップ１９４で、ヨーレートフラグをセットする。次に、ステップ１９６は、レート機首方向積分部１５９の機能を実現するもので、定数Ｋｒで縮小したライン１５８のレートを、レート機首方向に加えることにより、図６のライン１６０の積分したレート機首方向を与える。そして、スイッチ１４６，１５３がヨーレートフラグによって切り換えられているので、ステップ１９７では、ライン１４３のヨーレート指令を、ライン１５８のレートに等しいものにセットし、かつ、ステップ１９８で、ライン１４４の機首方向指令をライン１６０のレート機首方向と等しいものにセットする。そして、戻り点１８２を介して、他のプログラムに進む。
【００２７】
図７のルーチンを通る次の回においては、右方対地速度限界をまだ超えているものと思われるので、テスト１８４は再びＹＥＳとなり、ステップ１９１を通って、レートを再び毎秒＋５度にセットし、ステップ１９２へ進む。このとき、テスト１９２は、ＹＥＳであり、レート機首方向積分部１５９が再度初期化されることはない。しかし、次にステップ１９６へ進んで、レートを積分し、かつステップ１９７，１９８で、前述のように、ヨーチャネルへの出力を与える。
【００２８】
ここで、ステップ１９６〜１９８において、最終的に、航空機のヨーが十分なものとなる機首方向となり、右方対地速度限界を超えなくなったと仮定する。テスト１８４はＮＯとなり、かつ、テスト１８５，１８６もＮＯとなって、テスト１８８に進む。このとき、テスト１８８はＹＥＳであるので、ステップ１９９に進み、ライン１５８のレートを、毎秒０度にセットする。残りの飛行区間の間、ヨーレートフラグはセット状態に保たれ、他の限界超過が生じない限りは、レートは、毎秒０度に引き続き保持され、かつ、ヨーレート指令および機首方向レート指令は、前述したように、ライン１５８，１６０から、レート（毎秒０度）および積分されたレートとして、継続して与えられる。
【００２９】
これは、最終アプローチに到達するまで継続されることになるが、最終アプローチに到達すると、図７のルーチンにおいては、テスト１６４がＹＥＳとなって、テスト２０２に進み、ここで、ヨーレートフラグがセットされているかを判定する。この初回において、最終アプローチに到達しているので、もし、今回の飛行区間の間にレートの限界超過が生じていたとすると、テスト２０２の結果はＹＥＳとなって、ステップ１６９へ進み、ここでヨーレートフラグをリセットするとともに、ステップ１７０で、指令機首方向積分部１４９を、航空機の現在の真の機首方向によって初期化する。もし、横方向の超過が生じていなかったとすると、ステップ１６９，１７０はバイパスされる。次に、前述したように、機首方向入力指令に応答して、ステップ１７１の機首方向レートの生成、テスト１７３〜１７６の制限、ステップ１７８の積分、ステップ１７９，１８０の出力の提供、が行われる。一般的に、最終アプローチが行われた目的地が中間地点であるとすると、次の飛行区間のために、新たな機首方向入力指令が入力されることになり、上述した過程が繰り返される。他方、もし、ここが最終の目的地であるとすると、機首方向入力指令は、風向となり、航空機が風に向かうヨーとなり、その機首方向でホバリングするようになる。
【００３０】
図７について、これまで、右方対地速度限界を超過したものと仮定して説明した。右方のサイクリックピッチチャネルが飽和した場合も、テスト１８４はＹＥＳとなり、全く同じ結果が生じる。同様に、左方対地速度限界を超えた場合、あるいは左方のサイクリックピッチチャネルが飽和した場合は、テスト１８５，１８６のいずれかがＹＥＳとなり、ステップ２０１でライン１５８のレートを毎秒−５度とセットする以外は、前述したような動作が行われる。
【００３１】
図１５の実施例は、全ての場合に作用するが、航空機を横へ進めることが要求されず、単に一方の横方向対地速度指令が横方向対地速度限界となっても機首方向の調整をする必要がない場合もある。横への飛行は、横方向の風が非常に強く、機首方向がある程度風に向かうように横へ飛行しないと、コースを維持できない場合にのみ必要となる。このような条件は、風が対地速度限界をシフトさせ、左方および右方の横方向対地速度限界の双方が正（つまり、右方向）となって、航空機が左方の限界を超えているような場合、つまり、左方へ飛行しようと試みても右方へしか飛べないような場合、に発生する。逆に、右方および左方の限界が負で、ヘリコプタが右方の横方向対地速度限界にあるとすれば、右方へ飛行しようと試みても左方へしか飛べないような状態となる。いくつかの場合に好適な一つの実施例においては、横方向対地速度指令が横方向対地速度限界を超えたことに応答するヘリコプタの横への飛行は、対地速度限界の双方がヘリコプタの対地速度限界の超過と反対側にある場合にのみ許容されるようになっている。図８において、追加のテスト１８４ａ，１８４ｂがテスト１８４をバイパスするように設けられており、右方限界および左方限界がいずれも負となることなく右方限界を超えているかを判定している。同様に、追加のテスト１８６ａ，１８６ｂがテスト１８６をバイパスするように設けられており、右方限界および左方限界がいずれも正となることなく左方限界を超えているかを判定している。この実施例の他の部分は図７と同様であるので、その説明は省略する。
【００３２】
以上、本発明を無人ヘリコプタに適用したものとして説明したが、本発明の全ての特徴は、有人ヘリコプタや、自動飛行制御（例えばオートパイロット）にも適用できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明による対地速度限界の供給を示す機能ブロック図。
【図２】  本発明による縦方向および横方向の対地速度指令の供給を示す機能ブロック図。
【図３】  本発明による縮尺かつ制限された縦方向および横方向の速度指令の供給を示す機能ブロック図。
【図４ａ】  図４ｂに関連し、本発明における速度指令限界に対応したスケーリングの必要性や提供方法を示した図。
【図４ｂ】  図４ａに関連し、本発明における速度指令限界に対応したスケーリングの必要性や提供方法を示した図。
【図５】  本発明のスケーリングを実現するルーチンを示した論理フローチャート。
【図６】  横方向指令の限界超過およびサイクリックチャネルの飽和に適合させるための機首方向の偏向を示す概念図。
【図７】  図６の機能を実現するルーチンを示した論理フローチャート。
【図８】  図７に代わる実施例を示す部分的な論理フローチャート。
【図１】
0004289795.tif 000002
【図２】
0004289795.tif 000003
【図３】
0004289795.tif 000004
【図４ａ】
0004289795.tif 000005
【図４ｂ】
0004289795.tif 000006
【図５】
0004289795.tif 000007
【図６】
0004289795.tif 000008
【図７】
0004289795.tif 000009
【図８】
0004289795.tif 000010