JP3012644B1 - サ―ボアクチュエ―タ装置および航空機操縦制御装置 - Google Patents
サ―ボアクチュエ―タ装置および航空機操縦制御装置Info
- Publication number
- JP3012644B1 JP3012644B1 JP11074427A JP7442799A JP3012644B1 JP 3012644 B1 JP3012644 B1 JP 3012644B1 JP 11074427 A JP11074427 A JP 11074427A JP 7442799 A JP7442799 A JP 7442799A JP 3012644 B1 JP3012644 B1 JP 3012644B1
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- actuator
- position sensor
- signal
- input signal
- operating
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/40—Transmitting means with power amplification using fluid pressure
- B64C13/42—Transmitting means with power amplification using fluid pressure having duplication or stand-by provisions
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
【要約】
【課題】 暴走の防止または暴走量の抑制を簡単な構成
で実現できるサーボアクチュエータ装置および航空機操
縦制御装置を提供する。 【解決手段】 サーボアクチュエータ装置は、入力信号
Ｅ１に基づいて作動部１５を相対変位させるアクチュエ
ータ１３と、作動部１５の相対位置を検出して検出信号
Ｄ１を出力する位置センサ１４と、入力信号Ｅ２に基づ
いて作動部２５を相対変位させるアクチュエータ２３
と、作動部２５の相対位置を検出して検出信号Ｄ２を出
力する位置センサ２４と、飛行制御計算機１１からの指
令信号Ｃ１から検出信号Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１
を出力する差分演算部１２と、飛行制御計算機２１から
の指令信号Ｃ２から検出信号Ｄ１を引算して、入力信号
Ｅ２を出力する差分演算部２２とを備え、作動部１５の
正変位方向と作動部２５の正変位方向とが逆平行で、ア
クチュエータ１３、２３の本体部が一体的に移動可能で
あり、アクチュエータ２３と１３の実際の作動を互いに
監視しつつ常に動作可能であり、一方が故障し暴走した
場合他方が即時にその暴走を補正する機能を有する。
で実現できるサーボアクチュエータ装置および航空機操
縦制御装置を提供する。 【解決手段】 サーボアクチュエータ装置は、入力信号
Ｅ１に基づいて作動部１５を相対変位させるアクチュエ
ータ１３と、作動部１５の相対位置を検出して検出信号
Ｄ１を出力する位置センサ１４と、入力信号Ｅ２に基づ
いて作動部２５を相対変位させるアクチュエータ２３
と、作動部２５の相対位置を検出して検出信号Ｄ２を出
力する位置センサ２４と、飛行制御計算機１１からの指
令信号Ｃ１から検出信号Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１
を出力する差分演算部１２と、飛行制御計算機２１から
の指令信号Ｃ２から検出信号Ｄ１を引算して、入力信号
Ｅ２を出力する差分演算部２２とを備え、作動部１５の
正変位方向と作動部２５の正変位方向とが逆平行で、ア
クチュエータ１３、２３の本体部が一体的に移動可能で
あり、アクチュエータ２３と１３の実際の作動を互いに
監視しつつ常に動作可能であり、一方が故障し暴走した
場合他方が即時にその暴走を補正する機能を有する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、入力信号に基づい
て作動部を変位させる２重系のサーボアクチュエータ装
置に関する。また本発明は、こうした２重系のサーボア
クチュエータ装置を用いた航空機操縦制御装置に関す
る。
て作動部を変位させる２重系のサーボアクチュエータ装
置に関する。また本発明は、こうした２重系のサーボア
クチュエータ装置を用いた航空機操縦制御装置に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】ヘリコプタ等の航空機の操縦システムや
安定増大装置（SAS: StabilityAugmentation System)、
自動操縦装置(AFCS:Automatic Flight Control System)
には、油圧式、電気式あるいは電気油圧式などのサーボ
アクチュエーションシステムが採用されている。
安定増大装置（SAS: StabilityAugmentation System)、
自動操縦装置(AFCS:Automatic Flight Control System)
には、油圧式、電気式あるいは電気油圧式などのサーボ
アクチュエーションシステムが採用されている。
【０００３】これらのサーボアクチュエーションシステ
ムでは、種々の暴走対策を講じている。機械式油圧シス
テムでは、油圧コントロールバルブのスプールの２重構
成等、機械系や油圧系の多重化を図っている。電気式ま
たは電気油圧式システムでは、1)暴走が発生しても、飛
行安全にクリティカルな影響を及ぼさない範囲で、最大
作動量を制限する、2)システムの多重化による冗長管理
を行なって、暴走の発生確率を許容値以下に抑える、と
いう対策が採られている。
ムでは、種々の暴走対策を講じている。機械式油圧シス
テムでは、油圧コントロールバルブのスプールの２重構
成等、機械系や油圧系の多重化を図っている。電気式ま
たは電気油圧式システムでは、1)暴走が発生しても、飛
行安全にクリティカルな影響を及ぼさない範囲で、最大
作動量を制限する、2)システムの多重化による冗長管理
を行なって、暴走の発生確率を許容値以下に抑える、と
いう対策が採られている。
【０００４】ヘリコプタ等の航空機がより高性能、高機
能になるにつれて、メカトロニクス化が進んでおり、こ
れに伴ってシステムの多重化を多用することによって、
最大作動量をできる限り制限せずに作動範囲を拡大する
ことが検討されている。特に、操縦システムやＳＡＳ、
ＡＦＣＳなどでは３重系や４重系の多重化によって、a)
機能喪失確率（暴走を含む）を民間機で１０-9回／時
間、軍用機で１０-7回／時間に抑えたり、あるいは、b)
故障影響度要求レベルに応じた機能喪失確率（暴走を含
む）たとえば１０-5回／時間等を付与したり、c)故障影
響の抑制（フェールパッシブ、フェールソフト、フェー
ルセーフ）と故障系の分離を実現している。
能になるにつれて、メカトロニクス化が進んでおり、こ
れに伴ってシステムの多重化を多用することによって、
最大作動量をできる限り制限せずに作動範囲を拡大する
ことが検討されている。特に、操縦システムやＳＡＳ、
ＡＦＣＳなどでは３重系や４重系の多重化によって、a)
機能喪失確率（暴走を含む）を民間機で１０-9回／時
間、軍用機で１０-7回／時間に抑えたり、あるいは、b)
故障影響度要求レベルに応じた機能喪失確率（暴走を含
む）たとえば１０-5回／時間等を付与したり、c)故障影
響の抑制（フェールパッシブ、フェールソフト、フェー
ルセーフ）と故障系の分離を実現している。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】システムの多重化によ
って冗長度が高くなるほど飛行安全性は向上するが、シ
ステムの複雑化、大型化をもたらすことになる。
って冗長度が高くなるほど飛行安全性は向上するが、シ
ステムの複雑化、大型化をもたらすことになる。
【０００６】本発明の目的は、暴走の防止または暴走量
の抑制を簡単な構成で実現することができるサーボアク
チュエータ装置および航空機操縦制御装置を提供するこ
とである。
の抑制を簡単な構成で実現することができるサーボアク
チュエータ装置および航空機操縦制御装置を提供するこ
とである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は、入力信号Ｅ１
に基づいて、第１本体部に対して相対的に第１作動部を
変位させるための第１アクチュエータと、第１本体部に
対する第１作動部の位置を検出して、検出信号Ｄ１を出
力する第１位置センサと、入力信号Ｅ２に基づいて、第
２本体部に対して相対的に第２作動部を変位させるため
の第２アクチュエータと、第２本体部に対する第２作動
部の位置を検出して、検出信号Ｄ２を出力する第２位置
センサと、外部からの指令信号Ｃ１から第２位置センサ
の検出信号Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１を出力する第
１差分演算部と、外部からの指令信号Ｃ２から第１位置
センサの検出信号Ｄ１を引算して、入力信号Ｅ２を出力
する第２差分演算部とを備え、第１作動部の正変位方向
と第２作動部の正変位方向とが逆平行で、かつ第１本体
部および第２本体部が一体的に移動可能であることを特
徴とするサーボアクチュエータ装置である。
に基づいて、第１本体部に対して相対的に第１作動部を
変位させるための第１アクチュエータと、第１本体部に
対する第１作動部の位置を検出して、検出信号Ｄ１を出
力する第１位置センサと、入力信号Ｅ２に基づいて、第
２本体部に対して相対的に第２作動部を変位させるため
の第２アクチュエータと、第２本体部に対する第２作動
部の位置を検出して、検出信号Ｄ２を出力する第２位置
センサと、外部からの指令信号Ｃ１から第２位置センサ
の検出信号Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１を出力する第
１差分演算部と、外部からの指令信号Ｃ２から第１位置
センサの検出信号Ｄ１を引算して、入力信号Ｅ２を出力
する第２差分演算部とを備え、第１作動部の正変位方向
と第２作動部の正変位方向とが逆平行で、かつ第１本体
部および第２本体部が一体的に移動可能であることを特
徴とするサーボアクチュエータ装置である。
【０００８】本発明に従えば、第１アクチュエータは、
指令信号Ｃ１から第２位置センサの検出信号Ｄ２を引算
した入力信号Ｅ１に基づいて動作するとともに、第２ア
クチュエータは、指令信号Ｃ２から第１位置センサの検
出信号Ｄ１を引算した入力信号Ｅ２に基づいて動作す
る。第１アクチュエータの第１本体部および第２アクチ
ュエータの第２本体部は一体的に移動可能であり、第１
作動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とを逆平
行に設定していることから、第１作動部と第２作動部と
の合計変位量Ｑは、指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計に比例す
る。なお、作動部の正変位方向とは、指令信号が正方向
に増加するときの作動方向を意味する。
指令信号Ｃ１から第２位置センサの検出信号Ｄ２を引算
した入力信号Ｅ１に基づいて動作するとともに、第２ア
クチュエータは、指令信号Ｃ２から第１位置センサの検
出信号Ｄ１を引算した入力信号Ｅ２に基づいて動作す
る。第１アクチュエータの第１本体部および第２アクチ
ュエータの第２本体部は一体的に移動可能であり、第１
作動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とを逆平
行に設定していることから、第１作動部と第２作動部と
の合計変位量Ｑは、指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計に比例す
る。なお、作動部の正変位方向とは、指令信号が正方向
に増加するときの作動方向を意味する。
【０００９】ここで第１アクチュエータおよび指令信号
Ｃ１と第２アクチュエータおよび指令信号Ｃ２は、機能
と性能が全く同じシステムが２重に構成されており２重
冗長系を構成している。
Ｃ１と第２アクチュエータおよび指令信号Ｃ２は、機能
と性能が全く同じシステムが２重に構成されており２重
冗長系を構成している。
【００１０】まず本発明の基本的な動作（故障のない正
常作動状態での作動）を説明する。外部からの指令信号
Ｃ１とＣ２は基本的には同一の値であり、それぞれがサ
ーボアクチュエータ装置が指令に応じて移動すべき位置
までの変位量（作動量）となっている。したがって単純
にＣ１に基づく第１アクチュエータの作動量とＣ２に基
づく第２アクチュエータの作動量を加算するとサーボア
クチュエーションシステム全体の作動量は所要の量の２
倍となってしまう。ここで第１アクチュエータの作動指
令をＣ１からＤ２を引算したＥ１に、第２アクチュエー
タの作動指令をＣ２からＤ１を引算したＥ２におきかえ
ておくと、サーボアクチュエーションシステム全体の作
動量Ｅ＝Ｅ１＋Ｅ２＝（Ｃ１−Ｄ２）＋（Ｃ２−Ｄ１）
＝（Ｃ１＋Ｃ２）−（Ｄ１＋Ｄ２）となり、かつサーボ
アクチュエーションシステムの作動開始から作動終了ま
での時間における（Ｄ１＋Ｄ２）はＣ１（または同等な
値であるＣ２）と同じであることからサーボアクチュエ
ーションシステムは結局指令信号Ｃ１（またはＣ２）に
応じた作動を行うことになる。
常作動状態での作動）を説明する。外部からの指令信号
Ｃ１とＣ２は基本的には同一の値であり、それぞれがサ
ーボアクチュエータ装置が指令に応じて移動すべき位置
までの変位量（作動量）となっている。したがって単純
にＣ１に基づく第１アクチュエータの作動量とＣ２に基
づく第２アクチュエータの作動量を加算するとサーボア
クチュエーションシステム全体の作動量は所要の量の２
倍となってしまう。ここで第１アクチュエータの作動指
令をＣ１からＤ２を引算したＥ１に、第２アクチュエー
タの作動指令をＣ２からＤ１を引算したＥ２におきかえ
ておくと、サーボアクチュエーションシステム全体の作
動量Ｅ＝Ｅ１＋Ｅ２＝（Ｃ１−Ｄ２）＋（Ｃ２−Ｄ１）
＝（Ｃ１＋Ｃ２）−（Ｄ１＋Ｄ２）となり、かつサーボ
アクチュエーションシステムの作動開始から作動終了ま
での時間における（Ｄ１＋Ｄ２）はＣ１（または同等な
値であるＣ２）と同じであることからサーボアクチュエ
ーションシステムは結局指令信号Ｃ１（またはＣ２）に
応じた作動を行うことになる。
【００１１】したがって、指令信号Ｃ１の増加分および
指令信号Ｃ２の増加分に比例して、第１作動部および第
２作動部が変位するようになり、単一のアクチュエータ
と同様な動作を行なうことができる。
指令信号Ｃ２の増加分に比例して、第１作動部および第
２作動部が変位するようになり、単一のアクチュエータ
と同様な動作を行なうことができる。
【００１２】ここで、第１アクチュエータを含む第１系
統のいずれかに故障が発生して、第１アクチュエータの
動作が暴走した場合を想定すると、第１アクチュエータ
の実際の動きを検知している検知信号Ｄ１が正常作動時
の値に対して暴走によるズレを加算（または引算）した
値となる。このＤ１は第２アクチュエータの指令信号Ｃ
２に対してズレの方向と逆方向に補正して（Ｃ２−Ｄ
１）としているので第２アクチュエータは第１アクチュ
エータの作動のズレ（暴走量）をリアルタイムに補正し
つつ作動する。逆に第２アクチュエータが暴走した場合
は第１アクチュエータは前述の第１アクチュエータと同
様に作動する。
統のいずれかに故障が発生して、第１アクチュエータの
動作が暴走した場合を想定すると、第１アクチュエータ
の実際の動きを検知している検知信号Ｄ１が正常作動時
の値に対して暴走によるズレを加算（または引算）した
値となる。このＤ１は第２アクチュエータの指令信号Ｃ
２に対してズレの方向と逆方向に補正して（Ｃ２−Ｄ
１）としているので第２アクチュエータは第１アクチュ
エータの作動のズレ（暴走量）をリアルタイムに補正し
つつ作動する。逆に第２アクチュエータが暴走した場合
は第１アクチュエータは前述の第１アクチュエータと同
様に作動する。
【００１３】こうして、第１アクチュエータと第２アク
チュエータを常に動作状態にしたままお互いをリアルタ
イムに監視しつつかつどちらかが暴走したときにもその
暴走をリアルタイムに他方のアクチュエータが補正する
ことが実現でき、複雑な故障検出機構や第１アクチュエ
ータと第２アクチュエータの切換機構等の複雑な機構を
必要とすることなく簡単な構成でシステムの２重化を実
現することができる。
チュエータを常に動作状態にしたままお互いをリアルタ
イムに監視しつつかつどちらかが暴走したときにもその
暴走をリアルタイムに他方のアクチュエータが補正する
ことが実現でき、複雑な故障検出機構や第１アクチュエ
ータと第２アクチュエータの切換機構等の複雑な機構を
必要とすることなく簡単な構成でシステムの２重化を実
現することができる。
【００１４】また、本発明に係るサーボアクチュエータ
装置は、ヘリコプタや固定翼機等の航空機の操縦システ
ム、建設土木機械等のサーボアクチュエーションシステ
ム全般に適用可能である。
装置は、ヘリコプタや固定翼機等の航空機の操縦システ
ム、建設土木機械等のサーボアクチュエーションシステ
ム全般に適用可能である。
【００１５】また本発明は、第２位置センサと第１差分
演算部との間および第１位置センサと第２差分演算部と
の間に、微分回路がそれぞれ介在することを特徴とす
る。
演算部との間および第１位置センサと第２差分演算部と
の間に、微分回路がそれぞれ介在することを特徴とす
る。
【００１６】本発明に従えば、各位置センサの出力側に
微分回路を設けることによって、第１アクチュエータは
第２作動部の動きの速度に応じて自分の初動対応を早め
ることができ、第２アクチュエータは第１作動部の動き
の速度に応じて自分の初動対応を早めることができ、全
体としてサーボアクチュエータの動作を高応答化するこ
とができる。
微分回路を設けることによって、第１アクチュエータは
第２作動部の動きの速度に応じて自分の初動対応を早め
ることができ、第２アクチュエータは第１作動部の動き
の速度に応じて自分の初動対応を早めることができ、全
体としてサーボアクチュエータの動作を高応答化するこ
とができる。
【００１７】また本発明は、入力信号Ｅ１に基づいて、
第１本体部に対して相対的に第１作動部を変位させるた
めの第１アクチュエータと、第１本体部に対する第１作
動部の位置を検出して、検出信号Ｄ１を出力する第１位
置センサと、入力信号Ｅ２に基づいて、第２本体部に対
して相対的に第２作動部を変位させるための第２アクチ
ュエータと、第２本体部に対する第２作動部の位置を検
出して、検出信号Ｄ２を出力する第２位置センサと、第
１飛行制御計算機からの指令信号Ｃ１から第２位置セン
サの検出信号Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１を出力する
第１差分演算部と、第２飛行制御計算機からの指令信号
Ｃ２から第１位置センサの検出信号Ｄ１を引算して、入
力信号Ｅ２を出力する第２差分演算部とを備え、第１作
動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とが逆平行
で、かつ第１本体部および第２本体部が一体的に移動可
能であり、パイロットが操縦する操縦部が、第１および
第２作動部の一方に連結され、第１および第２作動部の
他方が、空力学的な操舵力を発生する操舵機構に連結さ
れていることを特徴とする航空機操縦制御装置である。
第１本体部に対して相対的に第１作動部を変位させるた
めの第１アクチュエータと、第１本体部に対する第１作
動部の位置を検出して、検出信号Ｄ１を出力する第１位
置センサと、入力信号Ｅ２に基づいて、第２本体部に対
して相対的に第２作動部を変位させるための第２アクチ
ュエータと、第２本体部に対する第２作動部の位置を検
出して、検出信号Ｄ２を出力する第２位置センサと、第
１飛行制御計算機からの指令信号Ｃ１から第２位置セン
サの検出信号Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１を出力する
第１差分演算部と、第２飛行制御計算機からの指令信号
Ｃ２から第１位置センサの検出信号Ｄ１を引算して、入
力信号Ｅ２を出力する第２差分演算部とを備え、第１作
動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とが逆平行
で、かつ第１本体部および第２本体部が一体的に移動可
能であり、パイロットが操縦する操縦部が、第１および
第２作動部の一方に連結され、第１および第２作動部の
他方が、空力学的な操舵力を発生する操舵機構に連結さ
れていることを特徴とする航空機操縦制御装置である。
【００１８】本発明に従えば、第１アクチュエータは、
指令信号Ｃ１から第２位置センサの検出信号Ｄ２を引算
した入力信号Ｅ１に基づいて動作するとともに、第２ア
クチュエータは、指令信号Ｃ２から第１位置センサの検
出信号Ｄ１を引算した入力信号Ｅ２に基づいて動作す
る。第１アクチュエータの第１本体部および第２アクチ
ュエータの第２本体部は一体的に移動可能であり、第１
作動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とを逆平
行に設定していることから、第１作動部と第２作動部と
の合計変位量Ｑは、指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計に比例す
る。なお、作動部の正変位方向とは、指令信号が正方向
に増加するときの作動方向を意味する。
指令信号Ｃ１から第２位置センサの検出信号Ｄ２を引算
した入力信号Ｅ１に基づいて動作するとともに、第２ア
クチュエータは、指令信号Ｃ２から第１位置センサの検
出信号Ｄ１を引算した入力信号Ｅ２に基づいて動作す
る。第１アクチュエータの第１本体部および第２アクチ
ュエータの第２本体部は一体的に移動可能であり、第１
作動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とを逆平
行に設定していることから、第１作動部と第２作動部と
の合計変位量Ｑは、指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計に比例す
る。なお、作動部の正変位方向とは、指令信号が正方向
に増加するときの作動方向を意味する。
【００１９】ここで第１アクチュエータおよび指令信号
Ｃ１と第２アクチュエータおよび指令信号Ｃ２は、機能
と性能が全く同じシステムが２重に構成されており２重
冗長系を構成している。
Ｃ１と第２アクチュエータおよび指令信号Ｃ２は、機能
と性能が全く同じシステムが２重に構成されており２重
冗長系を構成している。
【００２０】まず本発明の基本的な動作（故障のない正
常作動状態での作動）を説明する。外部からの指令信号
Ｃ１とＣ２は基本的には同一の値であり、それぞれがサ
ーボアクチュエータ装置が指令に応じて移動すべき位置
までの変位量（作動量）となっている。したがって単純
にＣ１に基づく第１アクチュエータの作動量とＣ２に基
づく第２アクチュエータの作動量を加算するとサーボア
クチュエーションシステム全体の作動量は所要の量の２
倍となってしまう。ここで第１アクチュエータの作動指
令をＣ１からＤ２を引算したＥ１に、第２アクチュエー
タの作動指令をＣ２からＤ１を引算したＥ２におきかえ
ておくと、サーボアクチュエーションシステム全体の作
動量Ｅ＝Ｅ１＋Ｅ２＝（Ｃ１−Ｄ２）＋（Ｃ２−Ｄ１）
＝（Ｃ１＋Ｃ２）−（Ｄ１＋Ｄ２）となり、かつサーボ
アクチュエーションシステムの作動開始から作動終了ま
での時間における（Ｄ１＋Ｄ２）はＣ１（または同等な
値であるＣ２）と同じであることからサーボアクチュエ
ーションシステムは結局指令信号Ｃ１（またはＣ２）に
応じた作動を行うことになる。
常作動状態での作動）を説明する。外部からの指令信号
Ｃ１とＣ２は基本的には同一の値であり、それぞれがサ
ーボアクチュエータ装置が指令に応じて移動すべき位置
までの変位量（作動量）となっている。したがって単純
にＣ１に基づく第１アクチュエータの作動量とＣ２に基
づく第２アクチュエータの作動量を加算するとサーボア
クチュエーションシステム全体の作動量は所要の量の２
倍となってしまう。ここで第１アクチュエータの作動指
令をＣ１からＤ２を引算したＥ１に、第２アクチュエー
タの作動指令をＣ２からＤ１を引算したＥ２におきかえ
ておくと、サーボアクチュエーションシステム全体の作
動量Ｅ＝Ｅ１＋Ｅ２＝（Ｃ１−Ｄ２）＋（Ｃ２−Ｄ１）
＝（Ｃ１＋Ｃ２）−（Ｄ１＋Ｄ２）となり、かつサーボ
アクチュエーションシステムの作動開始から作動終了ま
での時間における（Ｄ１＋Ｄ２）はＣ１（または同等な
値であるＣ２）と同じであることからサーボアクチュエ
ーションシステムは結局指令信号Ｃ１（またはＣ２）に
応じた作動を行うことになる。
【００２１】したがって、第１飛行制御計算機が出力す
る指令信号Ｃ１の増加分および第２飛行制御計算機が出
力する指令信号Ｃ２の増加分に比例して、第１作動部お
よび第２作動部が変位するようになり、単一のアクチュ
エータと同様な動作を行なうことができる。
る指令信号Ｃ１の増加分および第２飛行制御計算機が出
力する指令信号Ｃ２の増加分に比例して、第１作動部お
よび第２作動部が変位するようになり、単一のアクチュ
エータと同様な動作を行なうことができる。
【００２２】ここで、第１飛行制御計算機から第１アク
チュエータまでの第１系統のいずれかに故障が発生し
て、第１アクチュエータの動作が暴走した場合を想定す
ると、第１アクチュエータの実際の動きを検知している
検知信号Ｄ１が正常作動時の値に対して暴走によるズレ
を加算（または引算）した値となる。このＤ１は第２ア
クチュエータの指令信号Ｃ２に対してズレの方向と逆方
向に補正して（Ｃ２−Ｄ１）としているので第２アクチ
ュエータは第１アクチュエータの作動のズレ（暴走量）
をリアルタイムに補正しつつ作動する。逆に第２アクチ
ュエータが暴走した場合は第１アクチュエータは前述の
第１アクチュエータと同様に作動する。
チュエータまでの第１系統のいずれかに故障が発生し
て、第１アクチュエータの動作が暴走した場合を想定す
ると、第１アクチュエータの実際の動きを検知している
検知信号Ｄ１が正常作動時の値に対して暴走によるズレ
を加算（または引算）した値となる。このＤ１は第２ア
クチュエータの指令信号Ｃ２に対してズレの方向と逆方
向に補正して（Ｃ２−Ｄ１）としているので第２アクチ
ュエータは第１アクチュエータの作動のズレ（暴走量）
をリアルタイムに補正しつつ作動する。逆に第２アクチ
ュエータが暴走した場合は第１アクチュエータは前述の
第１アクチュエータと同様に作動する。
【００２３】こうして、第１アクチュエータと第２アク
チュエータを常に動作状態にしたままお互いをリアルタ
イムに監視しつつかつどちらかが暴走したときにもその
暴走をリアルタイムに他方のアクチュエータが補正する
ことが実現でき、複雑な故障検出機構や第１アクチュエ
ータと第２アクチュエータの切換機構等の複雑な機構を
必要とすることなくこうして簡単な構成でシステムの２
重化を実現することができる。
チュエータを常に動作状態にしたままお互いをリアルタ
イムに監視しつつかつどちらかが暴走したときにもその
暴走をリアルタイムに他方のアクチュエータが補正する
ことが実現でき、複雑な故障検出機構や第１アクチュエ
ータと第２アクチュエータの切換機構等の複雑な機構を
必要とすることなくこうして簡単な構成でシステムの２
重化を実現することができる。
【００２４】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態を
示すブロック図である。パイロットが操縦する操縦レバ
ーや操縦ペダルなどの操縦部２は、機械的なリンク機構
３を介してアクチュエータ２３の作動部２５に連結され
る。アクチュエータ１３、２３の本体部は一体的に移動
可能である。アクチュエータ１３の作動部１５は、機械
的なリンク機構４を介して操舵機構５に連結されてい
る。操舵機構５は、メインロータやテールロータのブレ
ードピッチ角を制御し、空力学的な操舵力を制御するこ
とによって、ヘリコプタの飛行方向や姿勢を制御する。
作動部１５の正変位方向（図１の右方）と作動部２５の
正変位方向（図１の左方）とは逆平行となるように設定
している。こうして操縦部２、リンク機構３、作動部２
５、アクチュエータ２３、アクチュエータ１３、作動部
１５、リンク機構４、操舵機構５という順序で操縦伝達
系統が形成され、アクチュエータ１３、２３は直列配置
される。
示すブロック図である。パイロットが操縦する操縦レバ
ーや操縦ペダルなどの操縦部２は、機械的なリンク機構
３を介してアクチュエータ２３の作動部２５に連結され
る。アクチュエータ１３、２３の本体部は一体的に移動
可能である。アクチュエータ１３の作動部１５は、機械
的なリンク機構４を介して操舵機構５に連結されてい
る。操舵機構５は、メインロータやテールロータのブレ
ードピッチ角を制御し、空力学的な操舵力を制御するこ
とによって、ヘリコプタの飛行方向や姿勢を制御する。
作動部１５の正変位方向（図１の右方）と作動部２５の
正変位方向（図１の左方）とは逆平行となるように設定
している。こうして操縦部２、リンク機構３、作動部２
５、アクチュエータ２３、アクチュエータ１３、作動部
１５、リンク機構４、操舵機構５という順序で操縦伝達
系統が形成され、アクチュエータ１３、２３は直列配置
される。
【００２５】アクチュエータ１３には位置センサ１４が
組み込まれ、アクチュエータ１３の本体部に対する作動
部１５の位置を検出して、検出信号Ｄ１を出力する。同
様に、アクチュエータ２３には位置センサ２４が組み込
まれ、アクチュエータ２３の本体部に対する作動部２５
の位置を検出して、検出信号Ｄ２を出力する。
組み込まれ、アクチュエータ１３の本体部に対する作動
部１５の位置を検出して、検出信号Ｄ１を出力する。同
様に、アクチュエータ２３には位置センサ２４が組み込
まれ、アクチュエータ２３の本体部に対する作動部２５
の位置を検出して、検出信号Ｄ２を出力する。
【００２６】飛行制御計算機(FCC: Flight Control Com
puter)１１、２１は、高度計や姿勢センサ等の各種セン
サからの信号に基づいてヘリコプタの飛行制御モデルを
シミュレーションしてモデル演算を実行するものであ
り、ここではアクチュエータ１３、２３を制御するため
の指令信号Ｃ１、Ｃ２を出力している。ここでＣ１とＣ
２は基本的には同一の指令値となっている。
puter)１１、２１は、高度計や姿勢センサ等の各種セン
サからの信号に基づいてヘリコプタの飛行制御モデルを
シミュレーションしてモデル演算を実行するものであ
り、ここではアクチュエータ１３、２３を制御するため
の指令信号Ｃ１、Ｃ２を出力している。ここでＣ１とＣ
２は基本的には同一の指令値となっている。
【００２７】飛行制御計算機１１とアクチュエータ１３
との間には差分演算部１２が介在しており、飛行制御計
算機１１の指令信号Ｃ１から位置センサ２４の検出信号
Ｄ２を引算した入力信号Ｅ１をアクチュエータ１３へ出
力する。同様に、飛行制御計算機２１とアクチュエータ
２３との間にも差分演算部２２が介在しており、飛行制
御計算機２１の指令信号Ｃ２から位置センサ１４の検出
信号Ｄ１を引算した入力信号Ｅ２をアクチュエータ２３
へ出力する。
との間には差分演算部１２が介在しており、飛行制御計
算機１１の指令信号Ｃ１から位置センサ２４の検出信号
Ｄ２を引算した入力信号Ｅ１をアクチュエータ１３へ出
力する。同様に、飛行制御計算機２１とアクチュエータ
２３との間にも差分演算部２２が介在しており、飛行制
御計算機２１の指令信号Ｃ２から位置センサ１４の検出
信号Ｄ１を引算した入力信号Ｅ２をアクチュエータ２３
へ出力する。
【００２８】アクチュエータ１３は、入力信号Ｅ１に基
づいて本体部に対して作動部１５を相対変位させる。同
様に、アクチュエータ２３は、入力信号Ｅ２に基づいて
本体部に対して作動部２５を相対変位させる。
づいて本体部に対して作動部１５を相対変位させる。同
様に、アクチュエータ２３は、入力信号Ｅ２に基づいて
本体部に対して作動部２５を相対変位させる。
【００２９】次に動作を説明する。１）飛行制御計算機
２１が指令信号Ｃ２を出力しない状態で飛行制御計算機
１１が指令信号Ｃ１を出力すると、差分演算部１２が指
令信号Ｃ１から位置センサ２４の検出信号Ｄ２を引算
し、その結果を入力信号Ｅ１としてアクチュエータ１３
へ出力する。アクチュエータ１３は、入力信号Ｅ１に対
応した位置に作動部１５を移動する。ここでＤ２は零で
あるので最終的に指令信号Ｃ１に対応した変位量で操舵
機構５を駆動する。
２１が指令信号Ｃ２を出力しない状態で飛行制御計算機
１１が指令信号Ｃ１を出力すると、差分演算部１２が指
令信号Ｃ１から位置センサ２４の検出信号Ｄ２を引算
し、その結果を入力信号Ｅ１としてアクチュエータ１３
へ出力する。アクチュエータ１３は、入力信号Ｅ１に対
応した位置に作動部１５を移動する。ここでＤ２は零で
あるので最終的に指令信号Ｃ１に対応した変位量で操舵
機構５を駆動する。
【００３０】一方、２）飛行制御計算機１１が不作動の
状態で飛行制御計算機２１が指令信号Ｃ２を出力する
と、差分演算部２２が指令信号Ｃ２から位置センサ１４
の検出信号Ｄ１（実際には零）を引算し、その結果を入
力信号Ｅ２としてアクチュエータ２３へ出力する。アク
チュエータ２３は、入力信号Ｃ２に対応した位置に作動
部２５を移動する。
状態で飛行制御計算機２１が指令信号Ｃ２を出力する
と、差分演算部２２が指令信号Ｃ２から位置センサ１４
の検出信号Ｄ１（実際には零）を引算し、その結果を入
力信号Ｅ２としてアクチュエータ２３へ出力する。アク
チュエータ２３は、入力信号Ｃ２に対応した位置に作動
部２５を移動する。
【００３１】３）飛行制御計算機１１が指令信号Ｃ１を
出力し、かつ飛行制御計算機２１が指令信号Ｃ２を出力
した場合は、作動部１５と作動部２５の合計変位量Ｑは
指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計から作動部１５と作動部２５
の実際の作動量Ｄ１とＤ２の和をリアルタイムに引算し
た値に比例するため、最終的に指令信号Ｃ１（あるいは
Ｃ２）に対応した変位量で操舵機構５を駆動する。
出力し、かつ飛行制御計算機２１が指令信号Ｃ２を出力
した場合は、作動部１５と作動部２５の合計変位量Ｑは
指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計から作動部１５と作動部２５
の実際の作動量Ｄ１とＤ２の和をリアルタイムに引算し
た値に比例するため、最終的に指令信号Ｃ１（あるいは
Ｃ２）に対応した変位量で操舵機構５を駆動する。
【００３２】４）パイロットが操縦部２を操作した場合
は、リンク機構３を介してアクチュエータ２３、１３の
本体部が移動し、さらにリンク機構４を介して、最終的
にパイロットの操作量Ｐに対応した変位量で操舵機構５
を駆動する。
は、リンク機構３を介してアクチュエータ２３、１３の
本体部が移動し、さらにリンク機構４を介して、最終的
にパイロットの操作量Ｐに対応した変位量で操舵機構５
を駆動する。
【００３３】５）万一、飛行制御計算機１１からアクチ
ュエータ１３までの第１系統のいずれかに故障が発生し
て、アクチュエータ１３の動作が暴走した場合を想定す
ると、作動部１５は正方向または負方向の最大変位位置
に停止した状態までに陥るが、作動部２５はその間も依
然として指令信号Ｃ２に対して作動部１５の暴走をリア
ルタイムに監視し補正した指令信号Ｅ２に応じた動作が
可能であるため、飛行制御計算機２１からアクチュエー
タ２３までの第２系統だけで第１系統の暴走をキャンセ
ルしつつサーボアクチュエータの動作を正常に続行でき
る。
ュエータ１３までの第１系統のいずれかに故障が発生し
て、アクチュエータ１３の動作が暴走した場合を想定す
ると、作動部１５は正方向または負方向の最大変位位置
に停止した状態までに陥るが、作動部２５はその間も依
然として指令信号Ｃ２に対して作動部１５の暴走をリア
ルタイムに監視し補正した指令信号Ｅ２に応じた動作が
可能であるため、飛行制御計算機２１からアクチュエー
タ２３までの第２系統だけで第１系統の暴走をキャンセ
ルしつつサーボアクチュエータの動作を正常に続行でき
る。
【００３４】６）同様に、飛行制御計算機２１からアク
チュエータ２３までの第２系統のいずれかに故障が発生
して、アクチュエータ２３の動作が暴走した場合を想定
すると、作動部２５は正方向または負方向の最大変位位
置に停止した状態までに陥るが、作動部１５はその間も
依然として指令信号Ｃ１に対して作動部２５の暴走をリ
アルタイムに監視し補正した指令信号Ｅ１に応じた動作
が可能であるため、飛行制御計算機１１からアクチュエ
ータ１３までの第１系統だけでサーボアクチュエータの
動作を正常に続行できる。
チュエータ２３までの第２系統のいずれかに故障が発生
して、アクチュエータ２３の動作が暴走した場合を想定
すると、作動部２５は正方向または負方向の最大変位位
置に停止した状態までに陥るが、作動部１５はその間も
依然として指令信号Ｃ１に対して作動部２５の暴走をリ
アルタイムに監視し補正した指令信号Ｅ１に応じた動作
が可能であるため、飛行制御計算機１１からアクチュエ
ータ１３までの第１系統だけでサーボアクチュエータの
動作を正常に続行できる。
【００３５】図２は、図１のサーボアクチュエータの動
作を説明するグラフである。縦軸は作動部の変位量であ
り、横軸は時間である。破線は作動部１５の変位量、一
点鎖線は作動部２５の変位量、実線は作動部１５と作動
部２５の合計変位量Ｑを示している。
作を説明するグラフである。縦軸は作動部の変位量であ
り、横軸は時間である。破線は作動部１５の変位量、一
点鎖線は作動部２５の変位量、実線は作動部１５と作動
部２５の合計変位量Ｑを示している。
【００３６】まず時刻ｔ０において、飛行制御計算機１
１、２１が指令信号Ｃ１、Ｃ２をそれぞれ出力すると、
作動部１５、２５が応答して、作動部１５は位置「４」
で停止し、作動部２５は位置「６」で停止する。したが
って、両者の合計変位量Ｑは位置「１０」となる。
１、２１が指令信号Ｃ１、Ｃ２をそれぞれ出力すると、
作動部１５、２５が応答して、作動部１５は位置「４」
で停止し、作動部２５は位置「６」で停止する。したが
って、両者の合計変位量Ｑは位置「１０」となる。
【００３７】その後、時刻ｔ１で第１系統が故障して、
アクチュエータ１３が暴走した場合、作動部１５はたと
えば負方向へ移動し始めて、時刻ｔ２で最大変位位置で
停止し、ハードオーバー状態となる。このとき、作動部
１５が負方向へ移動することによって、位置センサ１４
の検出信号Ｄ１も減少するが、アクチュエータ２３への
入力信号Ｅ１はその分増加して、作動部２５は多少の応
答遅れを伴って正方向に移動し始めて、作動部１５のハ
ードオーバーを補償するような動きを示す。その結果、
合計変位量Ｑの変化量は作動部１５の変化量より小さく
なり、ハードオーバーの影響を緩和することができる。
アクチュエータ１３が暴走した場合、作動部１５はたと
えば負方向へ移動し始めて、時刻ｔ２で最大変位位置で
停止し、ハードオーバー状態となる。このとき、作動部
１５が負方向へ移動することによって、位置センサ１４
の検出信号Ｄ１も減少するが、アクチュエータ２３への
入力信号Ｅ１はその分増加して、作動部２５は多少の応
答遅れを伴って正方向に移動し始めて、作動部１５のハ
ードオーバーを補償するような動きを示す。その結果、
合計変位量Ｑの変化量は作動部１５の変化量より小さく
なり、ハードオーバーの影響を緩和することができる。
【００３８】時刻ｔ２を経過しても、作動部２５は正方
向の移動を継続するため、最終的にアクチュエータ２３
単体で合計変位量Ｑを位置「１０」に回復させることが
できる。こうして第１系統および第２系統の一方が故障
した場合でも、残りの系統だけで正常な動作を続行する
ことができる。
向の移動を継続するため、最終的にアクチュエータ２３
単体で合計変位量Ｑを位置「１０」に回復させることが
できる。こうして第１系統および第２系統の一方が故障
した場合でも、残りの系統だけで正常な動作を続行する
ことができる。
【００３９】図３は電気信号によってヘリコプタや固定
翼機を制御するフライバイヤ（ＦＢＷ）方式操縦装置へ
の適用事例である。本形態は図１のリンク機構３が除去
され、作動部２５の一端が固定されていること、および
操縦部２での操縦量が電気信号におきかえられて飛行制
御計算機１１と２１に供給されること以外は図１と同じ
であり、本発明の作動、効果とも図１と同じである。
翼機を制御するフライバイヤ（ＦＢＷ）方式操縦装置へ
の適用事例である。本形態は図１のリンク機構３が除去
され、作動部２５の一端が固定されていること、および
操縦部２での操縦量が電気信号におきかえられて飛行制
御計算機１１と２１に供給されること以外は図１と同じ
であり、本発明の作動、効果とも図１と同じである。
【００４０】図４は、本発明の第２実施形態を示すブロ
ック図であり、ヘリコプタや固定翼機に用いられている
自動操縦装置等に対応したものであり、操縦部では手離
しの状態である。ここでは、サーボアクチュエータ装置
を操縦伝達系統に対して並列に結合した例を示す。
ック図であり、ヘリコプタや固定翼機に用いられている
自動操縦装置等に対応したものであり、操縦部では手離
しの状態である。ここでは、サーボアクチュエータ装置
を操縦伝達系統に対して並列に結合した例を示す。
【００４１】操縦レバーや操縦ペダルなどの操縦部２
は、機械的なリンク機構３、４を介して操舵機構５に連
結されている。リンク機構３、４の途中は別のリンク機
構６の出力端と連結しており、リンク機構６の入力端は
アクチュエータ２３の作動部２５に連結されている。ア
クチュエータ１３の作動部１５は、機体に対して角変位
自在に固定されている。
は、機械的なリンク機構３、４を介して操舵機構５に連
結されている。リンク機構３、４の途中は別のリンク機
構６の出力端と連結しており、リンク機構６の入力端は
アクチュエータ２３の作動部２５に連結されている。ア
クチュエータ１３の作動部１５は、機体に対して角変位
自在に固定されている。
【００４２】飛行制御計算機１１、２１、差分演算部１
２、２２、アクチュエータ１３、２３、位置センサ１
４、２４などの構成、機能は、図１のものと同様であ
る。
２、２２、アクチュエータ１３、２３、位置センサ１
４、２４などの構成、機能は、図１のものと同様であ
る。
【００４３】次に動作を説明する。１）飛行制御計算機
１１が自動操縦装置５１の指令に基づいて指令信号Ｃ１
を出力すると、差分演算部１２が指令信号Ｃ１から位置
センサ２４の検出信号Ｄ２を引算し、その結果を入力信
号Ｅ１としてアクチュエータ１３へ出力する。アクチュ
エータ１３は、入力信号Ｅ１に対応した位置に作動部１
５を移動しようとするが、作動部１５は固定されている
ため、アクチュエータ１３の本体部が相対移動し、さら
にアクチュエータ２３の本体部も一体的に移動すること
によって、リンク機構６の出力端を変位させ、リンク機
構４を介して最終的に指令信号Ｃ１に対応した変位量で
操舵機構５を駆動する。
１１が自動操縦装置５１の指令に基づいて指令信号Ｃ１
を出力すると、差分演算部１２が指令信号Ｃ１から位置
センサ２４の検出信号Ｄ２を引算し、その結果を入力信
号Ｅ１としてアクチュエータ１３へ出力する。アクチュ
エータ１３は、入力信号Ｅ１に対応した位置に作動部１
５を移動しようとするが、作動部１５は固定されている
ため、アクチュエータ１３の本体部が相対移動し、さら
にアクチュエータ２３の本体部も一体的に移動すること
によって、リンク機構６の出力端を変位させ、リンク機
構４を介して最終的に指令信号Ｃ１に対応した変位量で
操舵機構５を駆動する。
【００４４】一方、２）飛行制御計算機２１が自動操縦
装置６１の指令に基づいて指令信号Ｃ２を出力すると、
差分演算部２２が指令信号Ｃ２から位置センサ１４の検
出信号Ｄ１を引算し、その結果を入力信号Ｅ２としてア
クチュエータ２３へ出力する。アクチュエータ２３は、
入力信号Ｅ２に対応した位置に作動部２５を移動して、
リンク機構６の出力端を変位させ、リンク機構４を介し
て最終的に指令信号Ｃ２に対応した変位量で操舵機構５
を駆動する。
装置６１の指令に基づいて指令信号Ｃ２を出力すると、
差分演算部２２が指令信号Ｃ２から位置センサ１４の検
出信号Ｄ１を引算し、その結果を入力信号Ｅ２としてア
クチュエータ２３へ出力する。アクチュエータ２３は、
入力信号Ｅ２に対応した位置に作動部２５を移動して、
リンク機構６の出力端を変位させ、リンク機構４を介し
て最終的に指令信号Ｃ２に対応した変位量で操舵機構５
を駆動する。
【００４５】３）飛行制御計算機１１が指令信号Ｃ１を
出力し、かつ飛行制御計算機２１が指令信号Ｃ２を出力
した場合は、作動部１５と作動部２５の合計変位量Ｑは
指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計から作動部１５と作動部２５
の実際の作動量Ｄ１とＤ２の和をリアルタイムに引算し
た値に比例するため、最終的に指令信号Ｃ１（あるいは
Ｃ２）に対応した変位量で操舵機構５を駆動する。
出力し、かつ飛行制御計算機２１が指令信号Ｃ２を出力
した場合は、作動部１５と作動部２５の合計変位量Ｑは
指令信号Ｃ１、Ｃ２の合計から作動部１５と作動部２５
の実際の作動量Ｄ１とＤ２の和をリアルタイムに引算し
た値に比例するため、最終的に指令信号Ｃ１（あるいは
Ｃ２）に対応した変位量で操舵機構５を駆動する。
【００４６】４）万一、飛行制御計算機１１からアクチ
ュエータ１３までの第１系統のいずれかに故障が発生し
て、アクチュエータ１３の動作が暴走した場合を想定す
ると、作動部１５は正方向または負方向の最大変位位置
に停止した状態までに陥るが、作動部２５はその間も依
然として指令信号Ｃ２に対して作動部１５の暴走をリア
ルタイムに監視し補正した指令信号Ｅ２に応じた動作が
可能であるため、飛行制御計算機２１からアクチュエー
タ２３までの第２系統だけでサーボアクチュエータの動
作を正常に続行できる。
ュエータ１３までの第１系統のいずれかに故障が発生し
て、アクチュエータ１３の動作が暴走した場合を想定す
ると、作動部１５は正方向または負方向の最大変位位置
に停止した状態までに陥るが、作動部２５はその間も依
然として指令信号Ｃ２に対して作動部１５の暴走をリア
ルタイムに監視し補正した指令信号Ｅ２に応じた動作が
可能であるため、飛行制御計算機２１からアクチュエー
タ２３までの第２系統だけでサーボアクチュエータの動
作を正常に続行できる。
【００４７】５）同様に、飛行制御計算機２１からアク
チュエータ２３までの第２系統のいずれかに故障が発生
して、アクチュエータ２３の動作が暴走した場合を想定
すると、作動部２５は正方向または負方向の最大変位位
置に停止した状態までに陥るが、作動部１５は依然とし
て指令信号Ｃ１に対して作動部２５の暴走をリアルタイ
ムに監視し補正した指令信号Ｅ１に応じた動作が可能で
あるため、飛行制御計算機１１からアクチュエータ１３
までの第１系統だけでサーボアクチュエータの動作を正
常に続行できる。
チュエータ２３までの第２系統のいずれかに故障が発生
して、アクチュエータ２３の動作が暴走した場合を想定
すると、作動部２５は正方向または負方向の最大変位位
置に停止した状態までに陥るが、作動部１５は依然とし
て指令信号Ｃ１に対して作動部２５の暴走をリアルタイ
ムに監視し補正した指令信号Ｅ１に応じた動作が可能で
あるため、飛行制御計算機１１からアクチュエータ１３
までの第１系統だけでサーボアクチュエータの動作を正
常に続行できる。
【００４８】図５は、本発明の第３実施形態を示すブロ
ック図である。ここでは、位置センサ１４、２４と差分
演算部１２、２２との間に微分回路３１、４１を含む信
号補償回路３０、４０がそれぞれ介在した例を示す。
ック図である。ここでは、位置センサ１４、２４と差分
演算部１２、２２との間に微分回路３１、４１を含む信
号補償回路３０、４０がそれぞれ介在した例を示す。
【００４９】操縦部２、リンク機構３、４、操舵機構
５、飛行制御計算機１１、２１、差分演算部１２、２
２、アクチュエータ１３、２３、位置センサ１４、２４
などの構成、機能は、図１のものと同様である。
５、飛行制御計算機１１、２１、差分演算部１２、２
２、アクチュエータ１３、２３、位置センサ１４、２４
などの構成、機能は、図１のものと同様である。
【００５０】信号補償回路３０は、微分回路３１および
微分ゲインを設定する増幅器３２から成る微分補償回路
と、比例ゲインを設定する増幅器３３から成る比例補償
回路とを含み、センサ２４の検出信号Ｄ２を所定の伝達
特性で補償している。信号補償回路４０も同様に、微分
回路４１および微分ゲインを設定する増幅器４２から成
る微分補償回路と、比例ゲインを設定する増幅器４３か
ら成る比例補償回路とを含み、センサ１４の検出信号Ｄ
１を所定の伝達特性で補償している。
微分ゲインを設定する増幅器３２から成る微分補償回路
と、比例ゲインを設定する増幅器３３から成る比例補償
回路とを含み、センサ２４の検出信号Ｄ２を所定の伝達
特性で補償している。信号補償回路４０も同様に、微分
回路４１および微分ゲインを設定する増幅器４２から成
る微分補償回路と、比例ゲインを設定する増幅器４３か
ら成る比例補償回路とを含み、センサ１４の検出信号Ｄ
１を所定の伝達特性で補償している。
【００５１】こうした信号補償回路３０、４０を設ける
ことによって、アクチュエータ１３は作動部２５の動き
の速度に応じて自分の初動対応を早めることができ、ア
クチュエータ２３は作動部１５の動きの速度に応じて自
分の初動対応を早めることができ、全体としてサーボア
クチュエータの動作を高応答化することができる。
ことによって、アクチュエータ１３は作動部２５の動き
の速度に応じて自分の初動対応を早めることができ、ア
クチュエータ２３は作動部１５の動きの速度に応じて自
分の初動対応を早めることができ、全体としてサーボア
クチュエータの動作を高応答化することができる。
【００５２】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、第
１および第２アクチュエータの第１および第２作動部
は、指令信号Ｃ１の増加分および指令信号Ｃ２の増加分
に比例して変位することができ、単一のアクチュエータ
と同様な動作を行なうことができる。しかも、第１アク
チュエータを含む第１系統および第２アクチュエータを
含む第２系統のいずれか一方が故障して、アクチュエー
タが暴走した場合であっても、残りのアクチュエータだ
けで他方のアクチュエータの暴走をキャンセルしつつサ
ーボアクチュエータの動作を続行できる。したがって、
簡単な構成でシステムの暴走を緩和しかつ防止する機能
を付与したシステムを実現することができる。
１および第２アクチュエータの第１および第２作動部
は、指令信号Ｃ１の増加分および指令信号Ｃ２の増加分
に比例して変位することができ、単一のアクチュエータ
と同様な動作を行なうことができる。しかも、第１アク
チュエータを含む第１系統および第２アクチュエータを
含む第２系統のいずれか一方が故障して、アクチュエー
タが暴走した場合であっても、残りのアクチュエータだ
けで他方のアクチュエータの暴走をキャンセルしつつサ
ーボアクチュエータの動作を続行できる。したがって、
簡単な構成でシステムの暴走を緩和しかつ防止する機能
を付与したシステムを実現することができる。
【図１】本発明の実施の一形態を示すブロック図であ
る。
る。
【図２】図１のサーボアクチュエータの動作を説明する
グラフである。
グラフである。
【図３】フライバイワイヤ方式操縦装置への適用事例を
示す構成図である。
示す構成図である。
【図４】本発明の第２実施形態を示すブロック図であ
る。
る。
【図５】本発明の第３実施形態を示すブロック図であ
る。
る。
２ 操縦部 ３、４ リンク機構 ５ 操舵機構 １１、２１ 飛行制御計算機 １２、２２ 差分演算部 １３、２３ アクチュエータ １４、２４ 位置センサ １５、２５ 作動部 ３０、４０ 信号補償回路 ３１、４１ 微分回路 ５１、６１ 自動操縦装置
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭54−132999（ＪＰ，Ａ) 特開 平８−2496（ＪＰ，Ａ) 特開 昭47−25898（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−23003（ＪＰ，Ａ) 特開 昭64−60497（ＪＰ，Ａ) 特開 平１−247803（ＪＰ，Ａ) 米国特許4449446（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 13/00 B64C 13/42 B64C 27/57 F15B 9/09 F15B 20/00 G05D 3/00
Claims (3)
- 【請求項１】 入力信号Ｅ１に基づいて、第１本体部に
対して相対的に第１作動部を変位させるための第１アク
チュエータと、 第１本体部に対する第１作動部の位置を検出して、検出
信号Ｄ１を出力する第１位置センサと、 入力信号Ｅ２に基づいて、第２本体部に対して相対的に
第２作動部を変位させるための第２アクチュエータと、 第２本体部に対する第２作動部の位置を検出して、検出
信号Ｄ２を出力する第２位置センサと、 外部からの指令信号Ｃ１から第２位置センサの検出信号
Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１を出力する第１差分演算
部と、 外部からの指令信号Ｃ２から第１位置センサの検出信号
Ｄ１を引算して、入力信号Ｅ２を出力する第２差分演算
部とを備え、 第１作動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とが
逆平行で、かつ第１本体部および第２本体部が一体的に
移動可能であることを特徴とするサーボアクチュエータ
装置。 - 【請求項２】 第２位置センサと第１差分演算部との間
および第１位置センサと第２差分演算部との間に、微分
回路がそれぞれ介在することを特徴とする請求項１記載
のサーボアクチュエータ装置。 - 【請求項３】 入力信号Ｅ１に基づいて、第１本体部に
対して相対的に第１作動部を変位させるための第１アク
チュエータと、 第１本体部に対する第１作動部の位置を検出して、検出
信号Ｄ１を出力する第１位置センサと、 入力信号Ｅ２に基づいて、第２本体部に対して相対的に
第２作動部を変位させるための第２アクチュエータと、 第２本体部に対する第２作動部の位置を検出して、検出
信号Ｄ２を出力する第２位置センサと、 第１飛行制御計算機からの指令信号Ｃ１から第２位置セ
ンサの検出信号Ｄ２を引算して、入力信号Ｅ１を出力す
る第１差分演算部と、 第２飛行制御計算機からの指令信号Ｃ２から第１位置セ
ンサの検出信号Ｄ１を引算して、入力信号Ｅ２を出力す
る第２差分演算部とを備え、 第１作動部の正変位方向と第２作動部の正変位方向とが
逆平行で、かつ第１本体部および第２本体部が一体的に
移動可能であり、 パイロットが操縦する操縦部が、第１および第２作動部
の一方に連結され、 第１および第２作動部の他方が、空力学的な操舵力を発
生する操舵機構に連結されていることを特徴とする航空
機操縦制御装置。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11074427A JP3012644B1 (ja) | 1999-03-18 | 1999-03-18 | サ―ボアクチュエ―タ装置および航空機操縦制御装置 |
| EP99204286A EP1036734A3 (en) | 1999-03-18 | 1999-12-13 | Servo actuator apparatus and aircraft control apparatus |
| US09/461,744 US6257529B1 (en) | 1999-03-18 | 1999-12-16 | Servo actuator apparatus and aircraft control apparatus |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11074427A JP3012644B1 (ja) | 1999-03-18 | 1999-03-18 | サ―ボアクチュエ―タ装置および航空機操縦制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP3012644B1 true JP3012644B1 (ja) | 2000-02-28 |
| JP2000264291A JP2000264291A (ja) | 2000-09-26 |
Family
ID=13546912
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11074427A Expired - Lifetime JP3012644B1 (ja) | 1999-03-18 | 1999-03-18 | サ―ボアクチュエ―タ装置および航空機操縦制御装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6257529B1 (ja) |
| EP (1) | EP1036734A3 (ja) |
| JP (1) | JP3012644B1 (ja) |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6366837B1 (en) * | 2000-07-14 | 2002-04-02 | Honeywell International Inc. | Method for providing command augmentation to a command lane within a vehicle |
| US7198223B2 (en) * | 2001-02-14 | 2007-04-03 | Airscooter Corporation | Ultralight coaxial rotor aircraft |
| US6886777B2 (en) * | 2001-02-14 | 2005-05-03 | Airscooter Corporation | Coaxial helicopter |
| JP3751559B2 (ja) * | 2001-12-26 | 2006-03-01 | ナブテスコ株式会社 | 飛行制御システム |
| FR2883257B1 (fr) * | 2005-03-18 | 2007-06-01 | Thales Sa | Dispositif de compensation de jeu mecanique de commande de vol d'helicoptere |
| US7883059B2 (en) * | 2007-05-17 | 2011-02-08 | Insitu, Inc. | Actuator systems and associated methods for unmanned air vehicles and other applications |
| US8070091B2 (en) * | 2008-10-08 | 2011-12-06 | Honeywell International Inc. | Electromechanical actuation system and method |
| US8235327B2 (en) | 2009-03-18 | 2012-08-07 | Insitu, Inc. | Adjustable servomechanism assemblies and associated systems and methods |
| FR2949921B1 (fr) * | 2009-09-08 | 2013-08-23 | Thales Sa | Dispositif securise de surveillance et de commande pour actionneur de pilotage d'un aeronef |
| EP2415669B1 (en) * | 2010-08-04 | 2015-05-13 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Control system |
| US9327824B2 (en) * | 2010-12-15 | 2016-05-03 | The Boeing Company | Adjustment of wings for variable camber for optimum take-off and landing |
| CA2831492C (en) | 2011-03-29 | 2018-09-11 | Bae Systems Plc | Actuator control system |
| JP5791460B2 (ja) | 2011-10-21 | 2015-10-07 | 三菱重工業株式会社 | 航空機及び航空機の制御方法 |
| JP6178587B2 (ja) * | 2013-02-28 | 2017-08-09 | 三菱航空機株式会社 | 航空機のアクチュエータ装置、及び、航空機 |
| US9921652B2 (en) * | 2015-06-29 | 2018-03-20 | Apple Inc. | Input with haptic feedback |
| US9535501B1 (en) * | 2015-06-29 | 2017-01-03 | Apple Inc. | Input with haptic feedback |
| US9971407B2 (en) | 2015-09-30 | 2018-05-15 | Apple Inc. | Haptic feedback for rotary inputs |
| WO2017152139A1 (en) | 2016-03-04 | 2017-09-08 | Apple Inc. | Input with haptic feedback |
| EP3598263A1 (en) * | 2017-10-05 | 2020-01-22 | LEONARDO S.p.A. | Stability and command augmentation system for an aircraft |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3395615A (en) * | 1963-03-18 | 1968-08-06 | Honeywell Inc | Servo monitoring control apparatus |
| US3309588A (en) * | 1963-12-05 | 1967-03-14 | Ferranti Ltd | Multiplex servo system for servo motors mechanically connected in series |
| GB1081792A (en) * | 1965-01-25 | 1967-08-31 | Sperry Gyroscope Co Ltd | Electrical transmission system |
| US3500149A (en) * | 1965-08-27 | 1970-03-10 | Honeywell Inc | Control apparatus |
| US3719336A (en) * | 1971-05-20 | 1973-03-06 | United Aircraft Corp | Fault detector for helicopter feel augmentation system |
| US3920966A (en) * | 1974-04-29 | 1975-11-18 | Us Air Force | Blended manual-automatic control system |
| US4035705A (en) | 1975-03-17 | 1977-07-12 | Sperry Rand Corporation | Fail-safe dual channel automatic pilot with maneuver limiting |
| US4095763A (en) * | 1977-02-25 | 1978-06-20 | Textron, Inc. | Fail safe augmentation system |
| US4078750A (en) * | 1977-03-08 | 1978-03-14 | United Technologies Corporation | Speed-variable limits in fail-safe actuators |
| US4209734A (en) * | 1978-03-27 | 1980-06-24 | Sperry Corporation | Dynamic equalization system for dual channel automatic pilot |
| US4599698A (en) | 1983-05-02 | 1986-07-08 | United Technologies Corporation | Aircraft trim actuator shutdown monitor system and method |
| DE3508969A1 (de) * | 1984-03-22 | 1985-09-26 | Smiths Industries Public Ltd. Co., London | Stellmotor |
| JPH0316896A (ja) | 1989-06-14 | 1991-01-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | アクチュエータを直列連装した航空機の操向脚 |
| US5607122A (en) | 1994-12-22 | 1997-03-04 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tail rotor authority control for a helicopter |
-
1999
- 1999-03-18 JP JP11074427A patent/JP3012644B1/ja not_active Expired - Lifetime
- 1999-12-13 EP EP99204286A patent/EP1036734A3/en not_active Withdrawn
- 1999-12-16 US US09/461,744 patent/US6257529B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1036734A2 (en) | 2000-09-20 |
| EP1036734A3 (en) | 2002-02-13 |
| JP2000264291A (ja) | 2000-09-26 |
| US6257529B1 (en) | 2001-07-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3012644B1 (ja) | サ―ボアクチュエ―タ装置および航空機操縦制御装置 | |
| US4472780A (en) | Fly-by-wire lateral control system | |
| EP0573106B1 (en) | Multiaxis redundant fly-by-wire primary flight control system | |
| US6860452B2 (en) | Aircraft flight surface control system | |
| US5489830A (en) | Control system with loadfeel and backdrive | |
| US20120290153A1 (en) | Flight control system with alternate control path | |
| CN109895997B (zh) | 组合式主动杆和控制提升致动器系统 | |
| CA2683132C (en) | Multi-axis serially redundant, single channel, multi-path fly-by-wire flight control system | |
| JP3195918B2 (ja) | ヘリコプタ用飛行制御装置 | |
| US8380364B2 (en) | Manual and computerized flight control system with natural feedback | |
| US6446911B1 (en) | Method for controlling actuators on a vehicle | |
| US8401716B2 (en) | Flight control systems | |
| EP0321758B1 (en) | Electro-hydraulic actuator system | |
| US20120032030A1 (en) | High lift system for an airplane, airplane system and propeller airplane having a high lift system | |
| EP3462270B1 (en) | Redundant flight control system and method of use | |
| JP2009523657A (ja) | 統合バックアップ制御システム用のシステムおよび方法 | |
| CN112498664B (zh) | 飞行控制系统以及飞行控制方法 | |
| WO2023138227A1 (zh) | 用于控制飞行器的方向舵脚蹬组件以及飞行器 | |
| JPS60161299A (ja) | 航空機の操縦装置 | |
| US20050075761A1 (en) | Method for operating an aircraft | |
| US2991028A (en) | Control systems for aircraft | |
| CN113504720A (zh) | 一种基于分布式电传飞控架构的备份控制系统及工作方法 | |
| EP3521157B1 (en) | Flight control systems and methods for an aerial vehicle | |
| EP1980924B1 (en) | System and method of redundancy management for fault effect mitigation | |
| US5238207A (en) | Aircraft rudder boost system |