JP4412545B2 - ジェットパワー３モード航空機のための高度な飛行制御のシステムおよび方法 - Google Patents

Description

発明の背景
１．発明の分野
この発明は、一般に航空機に関し、特にジェットパワー３モード航空機のための高度な飛行制御のシステムおよび方法に関する。

２．関連技術の説明
この発明の譲受人に譲渡された、「ジェットパワー３モード航空機のための飛行制御システム（“Flight Control System for Jet Powered Tri-Mode Aircraft”）」と題される、Osderに対する米国特許第５，９５１，６０８号は、ジェットパワー３モード航空機のための基本的な飛行制御システムを開示している。'６０８号特許の開示をここに引用により援用する。ジェットパワー３モード航空機は一般に３つの主な動作のモードを有し、これらはヘリコプタモード、複合モード、および固定翼モードである。ジェットパワー３モード航空機は、ヘリコプタモードで垂直に離陸し、次に固定翼モードで水平に飛行するように設計されている。

ヘリコプタモードでは、動力は航空機のロータブレードに適用されるため、航空機は垂直方向に離陸することができる。回転するロータブレードは、小さな空間での離着陸の利点を提供する。ヘリコプタモードでは、航空機の前方スピードは、ロータで生成される推力のベクトルを前方または後方に傾けることによって制御される。初めに、利用可能な動力の大半はロータブレードに適用され、ロータブレードは航空機の操縦性および制御の大半を提供する。航空機の制御は、低い航行速度での空気面の有効性を向上するロータの吹き下ろしによる空気面（たとえば、エルボンおよび水平尾翼面）によって増加される。ロータチップジェットは、尾部回転翼または均等物などのアンチトルクシステムの必要性を排除する。しかしながら、ヨー制御を獲得するために差動の左右スラスタが使用される。これらおよび他の特徴は、’６０８号特許に詳細に説明される。

複合モードでは、ロータブレードは、それが実質的にゼロの揚力を提供するまで徐々に負荷を軽減される。完全な負荷の軽減は、変換スピードとも称される所定の速度で行なわれる。複合モードでは、航空機の前方スピードは、動力を従来のジェットエンジンに適用してエンジンの排気を後方に向けることによって維持される。複合モードの高いスピードでは、空気面が航空機の操縦性および制御の大半を提供する。ロータ回転斜板制御は、エルボン、方向舵、および水平尾翼の空力制御と混合され、高いスピードでは空力面制御が支配的になり、ロータ回転斜板制御の利得は複合モードの高いスピードでは徐々にゼロ近くに低減される。カナードも連接されるため、水平尾翼と組合さって、これら空気面は変換スピードで航空機の揚力のすべてを提供する。一旦、航空機の重量のすべてが空気面によって生成される揚力によって支持されると、ロータブレードは急速に停止され、定位置にロックされ、航空機は固定翼モードで動作する。ロータブレードを停止および再始動するための技術に関するさらなる詳細は、たとえば、この発明の譲受人に譲渡された、「ロータ／翼航空機のためのアクティブブレーキ制御（“Active Brake Control For Rotor/Wing Aircraft”）」と題される、NyhusおよびOsderに対する米国特許第６，１９３，４６４号に開示される。

固定翼モードでは、空気面およびロックされたロータブレードが航空機の揚力のすべてを提供する。カナードおよび水平尾翼の位置は、航空機が高スピードでより効率的に航行
できるように整列される。航空機を制御するため、基本的な航空機の安定および制御の概念が実現され、所望の航空機の速度ベクトルを命令することに基づく。速度ベクトル制御は、すべての飛行モードで航空機の一体化された飛行経路およびロータスピードの制御を提供するために使用される。所望の航空機速度ベクトルを使用する基本的な航空機の安定および制御の概念は、たとえば、この発明の譲受人に譲渡された、「自動ヘリコプタ飛行制御システム（“Automated Helicopter Flight Control System”）」と題される、CaldwellおよびOsderに対する米国特許第５，００１，６４６号に開示される。

複合モードで航空機の推進制御および飛行制御を一体化するため、’６０８号特許は集合的な位置の調整を介したロータスピードの制御の方法を開示している。さらに、’６０８号特許は、ロータチップジェットと巡航ノズルとの間でエンジンの排気を分割するためのダイバータバルブを開示している。航空機がホバリングしており、かつ低いヘリコプタスピードのとき、すべてのエンジンの排気はロータチップジェットに流れる。航空機が複合モードにわたって動くと、ダイバータバルブはロータチップジェットへの流れを減少させ、巡航ノズルへの流れを増加させる。一旦、航空機が完全に固定翼モードに移行すると、ダイバータバルブはロータチップジェットに対して閉鎖され、巡航ノズルに対して開放される。

’６０８号特許の１つの欠点は、複合モード中にエンジンの排気を適切に排出することができないダイバータバルブに関し、エンジンがチョーク状態を起こし、エンジンの失速に繋がる。この問題は航空機にとっては致命的であり許容できない。’６０８号特許のもう１つの欠点は、ジェットパワー３モード航空機のための飛行範囲を決定および維持することが難しい点である。これは、マルチ飛行モードの航空機のための飛行範囲が飛行モードによって異なるからである。たとえば、飛行経路および最大の航空機のスピードは、固定翼モードと比較してヘリコプタモードでは異なる。さらに、複合モードのときには、飛行範囲はロータブレードの負荷の軽減の程度に応じて異なる。

発明の概要
この発明の一実施例は、航空機のパイロットの介入なしに、ヘリコプタモードから複合モード、固定翼モードへと自動的に移行することのできるジェットパワー３モード航空機を含む。航空機は、胴体、空気の流れを生成するために胴体内に取付けられたターボファンエンジン、および空気の流れを出力するための複数の出口ノズルを有するロータブレードを含む。航空機は、ロータブレードの出口ノズルへの空気の流れを規制するためのマストバルブ、空気の流れを規制および出力するための巡航ノズル、マストバルブおよび巡航ノズルを航空機のスピードの関数としてスケジュールするため、およびターボファンエンジンが失速するのを防止するために複数のロータブレードの出口ノズル、巡航ノズル、マストバルブおよび横方向スラスタから出力される空気の流れを監視するためのスケジューラを含む。

この発明の別の実施例は、ヘリコプタモードと固定翼モードとの間の複合モードでジェットパワー３モード航空機が航行しているときにジェットパワー３モード航空機を安定させる方法を含む。ジェットパワー３モード航空機を安定させる方法は、（１）パイロットの動作するいくつかのコントローラ、または（２）完全に自動化された飛行に使用される途中通過目標地点の命令された配列から得られた複数の速度ベクトル成分値および速度ベクトルコマンド、ならびにロータの負荷を低減するために前方スピードの増加につれて減少し、それによって飛行中にロータを停止するための条件を可能にするロータスピード基準値を含む。命令された速度ベクトルの安定は、ロータの回転斜板制御、およびエルボン
、カナード、方向舵および水平尾翼などの空力制御の混合された組合せを使用してすべての飛行モードで実現される。ターボファンエンジンは、ロータを駆動しかつ前方推進を実現するために使用され、アクティブ失速マージン制御を含むエンジン制御は飛行制御と一体化される。安定を支援するため、スケジュールされたマストバルブおよび巡航ノズルは、前方への推進のためエンジンの推力をロータまたは従来の排気に向け、カナードおよび水平尾翼面はロータが負荷を軽減されているときに航空機の揚力を担うようにスケジュールされる。従来のスロットルレバーまたは集合的制御を必要とすることなく、３つすべての飛行モードで一定の飛行品質が実現される。命令された速度ベクトルへの安定は、範囲の限界を貫くのを防止するパイロットのスティックコントローラに適用される複数の制御制約を含む。

この発明の別の実施例は、航空機のスピードの関数としてジェットパワー３モード航空機のカナード位置および水平尾翼位置をスケジュールして航空機のロータブレードの負荷の軽減を滑らかにするための方法を含む。この方法は、航空機のピッチ姿勢の閉ループ制御（安定）を水平尾翼の開ループ制御（スケジューリング）と組合せる。閉ループ制御は、実質的に低周波数成分および高周波数成分を有するピッチモーメントコマンドであるｑドット（ピッチ角加速）コマンドを使用する。エルボンの位置は高周波数成分によって決定され、水平尾翼の位置は開ループ制御および低周波数成分の和によって決定される。閉ループ制御が水平尾翼とエルボンとの間で分割される周波数は、水平尾翼のその物理的な位置の限界への近接によって決定される。水平尾翼がその位置の限界に近づくと、周波数分割値が変化し、エルボンは低周波数制御のより多くを担う。水平尾翼がその位置の限界にある場合、水平尾翼はもはや閉ループ制御を提供することはできないが、調節可能な周波数分割値によってエルボンはすべての周波数で制御を提供することができ、一方で水平尾翼は固定位置を保持する。

この発明の別の実施例は、エンジンの故障の場合にジェットパワー３モード航空機のロータの自動的な自動回転を行なうための方法を含む。この方法は、水平スピード基準を維持するためにピッチ姿勢の調整を使用して、航空機の下降中に航空機に対する水平スピードの基準を設定するステップと、集合的位置調整を使用してロータスピードの維持を支援するステップと、許容垂直加速を使用して最適なフレア高度を計算するステップと、フレア高度で開始する垂直スピードの基準の低減を設定するステップと、フレア操作中にロータスピードの減衰を最小化するためにロータブレードの適切な迎え角につながる前方スピードの減速を規定するステップとを含む。

この発明の１つの利点は、ヘリコプタモード中に望ましくないかまたは過度のロータブレードのフラッピングが最小化される点である。別の利点は、航空機のスピードが別のスロットルレバーなしに制御され、航空機の動作が簡略化されるという点である。この発明は、複合モード中に飛行範囲を増加させる、マストバルブ、巡航ノズル、カナード、水平尾翼、およびロータブレードのスピード基準に対するインテリジェント配備スケジュールを提供する。マストバルブおよび巡航ノズルは、ジェットエンジンに対して最適の出口領域を提供するために別々にスケジュールすることができ、’６０８号特許の単一のダイバータバルブを使用するときに存在するエンジン失速の状態を防止する。この発明は、航空機の取扱い、操縦性および安全性を向上するために基本的な航空機の安定および制御の概念を変更する。この発明は速度ベクトル制御にいくつかの特徴を付加する。

この発明は、付加的な特徴および利点とともに、添付の図面とともに以下の説明を参照することにより、最もよく理解されるであろう。

この発明のさまざまな特徴を実現するシステムおよび方法を図面を参照して説明する。
図面および関連する説明は、この発明の実施例を例示するために提供されるものであり、この発明の範囲を限定するためのものではない。明細書中の「一実施例」または「実施例」への参照は、その実施例に関して説明される特定の特徴、構造または特性がこの発明の少なくとも或る実施例に含まれることを示すためのものである。明細書中の多くの場所に現れる「一実施例では」という語句は、すべてが必ずしも同じ実施例を指すとは限らない。図面を通じて、参照される要素間の対応を示すために参照番号が再使用される。さらに、各参照番号の最初の桁はその要素が最初に現われた図面を示す。

好ましい実施例の詳細な説明
図面を特に参照すると、図１は、この発明によるジェットパワー３モード航空機１００の斜視図である。航空機１００は’６０８号特許を上回るいくつかの利点、向上点および改善点を提供する。この開示を検討することから、当業者には、利点、向上点および改善点が明らかとなるであろう。

航空機１００は、胴体１０２およびそこに取付けられたロータブレード１０４を含む。ロータブレード１０４はフローダクト１０６および１０８を含み、これらは尾部回転翼または相当する構造などのアンチトルクシステムの必要性を排除する。フローダクト１０６、１０８の各々は、エンジンの排気をエンジンからロータブレード１０４の先端にある出口ノズル１１０、１１２に運ぶ役割を果たす。フローダクト１０６、１０８からのエンジンの排気はロータハブ１１４のまわりでロータブレード１０４を回す。ロータブレード１０４は対称な前縁および後縁を含むことが好ましい。ヘリコプタモードでは、ロータブレード１０４の右側の前縁がリードし、ロータブレード１０４の左側の後縁がリードする。したがって、ロータブレード１０４の対称な前縁および後縁は、空気の流れの方向に関わりなく有効な動作を実現する。ロータ回転斜板制御は、ロータブレード１０４の中心の下方にある。胴体１０２の左後部部分にある左のスラスタ１１６は、胴体１０２の右後部部分にある右スラスタ１１８と同様に、ヨー制御を提供する。

航空機１００は、航空機の航行速度が約６０ノットを超えて増加しているときに低スピード飛行中に最大の揚力を得るために左右のカナード翼１２４、１２６のカナードフラップ１２０、１２２も含む。連接されるカナード翼１２４、１２６は、回転してそれらの迎え角を増加させる。さらに、航空機１００は、２つのエルボン１３０、１３２を有する水平尾翼１２８、および２つの垂直尾翼１３４、１３６を含み、各垂直尾翼は水平尾翼１２８の対向する端部に装着される。各垂直尾翼１３４、１３６は方向舵１３８、１４０を有する。カナード翼１２４、１２６は、これも関節でつながられる水平尾翼１２８のように、速度とともに揚力を得る。図１に示される一般的な構造に関するさらなる詳細は、たとえば、この発明の譲受人に譲渡された、「カナードロータ／翼（“Canard Rotor/Wing”）」と題される、Rutherfordらに対する米国特許第５，４５４，５３０号に説明される。この発明の開示をここに引用により援用する。

図２は、その内部の構成要素を示すために透明なシェルを備えた図１のジェットパワー３モード航空機の左側面図である。航空機１００は、ターボファンエンジン２００、マストバルブ２０２、巡航ノズル２０４、方向制御ノズル２０６、および燃料タンク２０８を有する。連接されたマストバルブ２０２および巡航ノズル２０４の組合せによって、複合モード中にエンジンの排気が適切な出口領域を有する。さらに、航空機１００は、マストバルブおよび巡航ノズルの位置の結果としてエンジンに提供された出口領域が所望の失速マージンに対して適切でない場合に独立した出口領域調整のための手段が提供されるようにするためのアクティブなエンジン失速制御を有する。この手段は横方向スラスタ１１６、１１８の位置を調整することを伴い得る。

図３は、図２のジェットパワー３モード航空機の内部構成要素の左側面図である。チップジェットモーメントアームおよびチップジェット力の積はロータブレードを駆動するモーメントに等しい。

図４は、この発明のカナードロータ／翼の一体化された飛行および推進制御システム４００の一般的な制御ブロック図である。飛行制御システム４００は、基準速度ベクトルへの安定および案内モードからパイロットモードへの制御の動きを行なう。案内モードは完全に自律的なミッション制御を提供する。パイロットモードは、パイロットが搭乗しているとき、およびパイロットが遠隔にいるときに航空機１００の制御を可能にする。たとえば、遠隔にいるパイロットは、半自律モードで航空機１００を制御および操作するために基準速度ベクトルを入力またはプログラミングすることによって、無人の航空機１００を制御することができる。半自律モードは基準速度ベクトルを連続的に安定させ、これは制御内部ループ４１４を使用して、ロータ制御、エルボン制御、方向舵制御、スロットル制御（たとえば、エンジン燃料コントローラ）、および差動横方向スラスタ１１６、１１８に力およびモーメントコマンドを発行する。飛行範囲の制約は、航空機１００が危険な前方速度、側速度または垂直速度に突入するのを防止するためにパイロットの加速コマンド入力に入力してスティックコマンドの制御勾配に制限を課すことができる。

速度ベクトルコマンド４０６は、完全自律モードまたは半自律モードから発行される。完全自律モードでは、速度ベクトルコマンド４０６は位置ベクトルエラーから得られ、案内は三次元での位置ベクトル途中通過目標地点の配列に基づく。半自律モードでは、パイロットの速度ベクトル加速コマンドはスティックコマンド４０２を介して入力される。加速コマンドは速度ベクトル制御法則４１０に一体化されて速度コマンドを生成し、これらは完全自律モードで使用される速度ベクトルコマンド４０６と類似である。したがって、速度ベクトル制御法則４１０は、大きな制御法則の適応なしに、パイロットの入力または途中通過目標地点の入力から入力を受取ることができる。

現代のミッションコンピュータでは、位置ベクトルは一体化された飛行およびナビゲーション制御（ＩＦＮＣ）アルゴリズム４２０の自動案内関数に入力される。ＩＦＮＣアルゴリズム４２０は、所望の位置の途中通過目標地点からエラーを計算し、そのエラーを使用して、速度コマンドを生成かつ出力することによって速度ベクトル補正を命令する。実際に測定される速度は慣性／ＧＰＳブロック４１８を使用して測定される。速度コマンドと実際に測定された速度（Ｖ_x，Ｖ_y，Ｖ_z）との差は速度エラーであり、これらは速度ベクトル制御法則ブロック４１０を介して姿勢安定座標変換ブロック４１２に適用される。姿勢安定座標変換ブロック４１２に関するさらなる詳細は、’６０８号特許および’６４６号特許に開示される。制御スティックによって生成されるスティックコマンド４０２は、積分器に適用される３軸加速コマンドであり、これは速度コマンドおよび機首方位の変化を実現するヨー軸速度コマンドを出力する。実際に測定された速度が手動または自動で生成された速度コマンドと合計されると、速度エラーが得られ、速度ベクトル制御法則ブロック４１０に適用される。速度ベクトル制御法則ブロック４１０は、ピッチ姿勢コマンドθ_cmd、ロール姿勢コマンドκ_cmd、機首方位コマンドΨ_cmdおよび速度エラーをゼロに低減するためのｗドットコマンド（機体軸垂直加速）を生成する。内部ループ制御法則ブロック４１４は、角加速コマンドおよび線形加速コマンドｐ_{cmd dot}、ｑ_{cmd dot}、ｒ_{cmd dot}、ｗ_{cmd dot}、を生成し、ｐはロール速度であり、ｑはピッチ速度であり、ｒはヨー速度であり、ｗドットは機体軸垂直加速である。

インテリジェントスケジューリングおよび閉ループ制御作動ブロック４３０は、エンジンスロットル（たとえば、燃料制御）、ロータブレードのスピード基準、ロータブレーキ（ロータ停止中に起動される）、カナードフラップ１２０、１２２、左右のカナード翼１２４、１２６、水平尾翼１２８、エルボン１３０、１３２、方向舵１３８、１４０、ター
ボファンエンジン２００、マストバルブ２０２、巡航ノズル２０４、および方向制御ノズル２０６に位置および配備スケジュールコマンドを提供する。たとえば、インテリジェントスケジューリングブロック４３０は、カナード翼１２４、１２６および水平尾翼１２８に対してインテリジェント配備スケジュールを提供して、複合モード中に飛行範囲を増加させ、ヘリコプタモード中にロータブレード１０４のフラッピングを最小化する。さらに、カナード翼１２４、１２６および水平尾翼１２８は、ヘリコプタモードのホバリング中にこれら表面へのロータの吹き下ろしの衝突によるロータの揚力の不利な損失を最低限にするためにロータの吹き下ろしと整列させることができる。方向舵１３８、１４０は、ロータブレード１０４からのサイドウォッシュの流れを最小化し、横滑りで飛行する必要性を最低限するために航空機のスピードの関数としてスケジュールされる。水平尾翼１２８および方向舵１３８、１４０に対するインテリジェント配備スケジュールは、航空機の安定をもたらす閉ループ制御によって増加することができる。特に、低いヘリコプタスピードでの水平スタビライザの位置のスケジューリングは、ロータのフラッピングからのピッチトリム制御の負担の大半を水平尾翼制御へと軽減することに貢献して、ピッチ制御を維持するために必要なロータのフラッピングの量を低減する。

インテリジェントスケジューリングブロック４３０は、マストバルブ２０２および巡航ノズル２０４に位置および配備スケジュールコマンドを提供して、飛行経路制御および航空機の前方スピード制御とのロータスピード制御の不利な結合影響を補償する。不利な結合影響の補償は、マストバルブ２０２および巡航ノズル２０４の位置を前方および垂直のスピードコマンドの両方の関数としてスケジューリングすることによって実現される。前方および垂直のスピードコマンドは、速度ベクトル制御モードに関連するスティックコマンド４０２によって生成される。航空機１００が下降するように命令されている場合、マストバルブ２０２は所与の前方スピードに対して増加され、これは集合的制御の平衡値が増加されることを必要とする。このことはロータスピード制御の権限を増加させ、それによって集合的制御のボトミングを防止する。集合的制御がボトミングすると、飛行経路と前方スピード制御ループとの間の不利な結合が起り、ロータスピードは下限を下回って大きく低減され得る。

図５は、この発明の一体化された飛行および推進制御システム４００へのスティックコマンドに作用するために利用することのできる制御スティック４０２の斜視図である。制御スティック４０２の動きは、一体化された飛行および推進制御システム４００にコマンドを伝送する。図示の制御の動きは、垂直、ヨー、ピッチおよびロールに対するものであり、適切な方向の矢印によって示される。たとえば、スティックの前後の位置決めは比例する前方加速を命令し、垂直のスティックの上下の位置決めは比例する垂直加速を命令する。

制御スティック４０２は、最新の３軸または４軸のサイドスティックコントローラであることが好ましい。一実施例では、サイドスティックコントローラは、スティックの力または制御勾配がパイロットの制御スティックコマンドに対する航空機の応答の関数として連続的に変化するアクティブに制御される制御スティックである。たとえば、パイロットの制御スティックコマンドが航空機１００に航空機の範囲の境界に突入するように指示する場合、制御勾配はコマンドに調節を行なって、航空機１００が範囲の境界に突入しないようにする。このことによって、航空機１００の安全性の限界は、パイロットの制御スティックコマンドにかかわりなく維持される。範囲の限界は、航空機１００の構造的な特徴、性能属性または動力利用可能性に基づき得る。制御スティック４０２はサポート５０４によって可動に支持され得る。

図４を参照すると、すべての飛行モード中の航空機１００の制御のために典型的な４軸サイドスティックコントローラが使用される。制御スティック４０２は所望の航空機の状
態を命令し、一体化された飛行および推進制御システム４００は、どの力およびモーメントの生成装置（たとえば、回転斜板および空力面）が作動されるかを決定する。したがって、航空機１００の制御は、別のスロットルレバーなしに制御スティック４０２を使用して実現され、航空機１００の制御が簡略化される。切離しマトリクス４２６のアクチュエータ分配マトリクス４２８への出力は、内部ループ出力の３角加速および線形加速コマンドが望ましくないクロスカプリングなしに所望の動きを生成するようにする。前方加速制御では、複合モードまたは固定翼モードで作動される装置と比較して、ヘリコプタモードに対して、一体化された飛行および推進制御システム４００によって異なる力およびモーメントの生成装置が作動される。したがって、パイロットはすべての飛行モード中に一貫した操縦応答を経験する。

補償ブロック（図１０を参照）は、垂直スピードの偏位および前方スピードの偏位の間の不利な位相関係を防止するいくつかの補償器を含む。補償器は、スロットルループでの位相補償の使用を介して、およびロータスピード制御ループ１０４での制御位置の関数としての利得補償を介して垂直ループ（ピッチ調整を介して）および前方ループ（スロットルを介して）の両方に対して一貫した閉ループ帯域幅を提供する。

各動作のモードの簡単な説明を以下に行なう。

ヘリコプタ動作モード
ヘリコプタ動作モードは、航空機１００が０ノットから８０ノットの間の前方速度で航行する場合である。ときとして、ヘリコプタ動作モードは、航空機１００が０ノットから２０ノットの間の前方速度で航行する純ヘリコプタモードまたは低スピードモード、および航空機１００が２０ノットから８０ノットの間の前方速度で航行する拡大ヘリコプタモードの２つのサブモードに分けることができる。

純ヘリコプタモードでは、マストバルブ２０２は完全に開放され、巡航ノズル２０４は完全に閉鎖される。エンジン２００は一定のロータスピードを提供するように抑圧される。エンジン２００が失速するのを防止するため、飛行制御システム４００は、スラスタ１１６、１１８の開放および閉鎖を調整するアクティブ失速マージン制御４４０を含む。アクティブ失速マージン制御４４０は、瞬間的なファンの圧力比を含むいくつかの測定された変数からアクティブな失速マージンを計算する。所望の失速マージンと測定された（推定された）失速マージンとの間の差は逆圧制御コマンドを生成する。失速マージン制御（逆圧制御とも称される）は、エンジン２００によって見られる有効な出口領域２０６の変化速度を命令する。方向制御ノズルの出口領域はエンジンの逆圧を規制する。ロータ集合体は垂直の飛行経路制御を提供し、ロータ周期（rotor cyclic）は内部ループ４１４で生成された角加速制御を介して横方向および縦方向の速度制御を提供する。

拡大ヘリコプタモードでは、マストバルブ２０２は完全に開放され、巡航ノズル２０４は補助的な推力のために部分的に開放される。エンジン２００は、基準ロータスピードと実際に測定されたロータスピードとの差であるロータスピードエラーの閉ループ制御を介して一定のロータスピードを提供するために抑圧される。方向制御ノズル２０６の領域はエンジンの逆圧を規制する。カナード翼１２４、１２６および水平尾翼１２８は、ロータブレード１０４の吹き下ろしと整列するようにスケジュールされる。エルボン１３０、１３２および方向舵１３８、１４０は起動される。ロータ集合体は垂直飛行経路制御を提供し、ロータ周期は内部ループ４１４によって命令されるような横方向および縦方向のモーメントの制御を提供する。

空中停止および低スピードのヘリコプタ動作モードでは、飛行制御システム４００は、カナード翼１２４、１２６および水平尾翼１２８をロータブレード１０４の吹き下ろしの
流れと整列させて、カナード翼１２４、１２６および水平尾翼１２８の表面上のロータブレード１０４の吹き下ろしの流れによるロータブレード１０４の揚力の損失を最低限にする。さらに、飛行制御システム４００は、航空機の航行速度に基づいて方向舵１３８、１４０を制御して、方向舵１３８、１４０の表面上のロータブレード１０４の吹き下ろしの流れによる航空機１００の横滑りまたはヨーを最小限にする。ヨー制御は、差動横方向スラスタ１１６、１１８および方向舵１３８、１４０の混合で実現される。飛行制御システム４００は飛行経路制御ループを含み、これは速度ベクトル制御法則４１０および姿勢安定／座標変換４１２を含む。飛行経路制御ループは、カナード翼１２４、１２６、水平尾翼１２８、および方向舵１３８、１４０の位置を監視および調節して、航空機１００が安定した飛行経路を維持するようにする。速度ベクトル成分によって規定される安定した飛行経路は、パイロットのスティックまたは自律モードの途中通過目標地点の配列によって提供される案内から命令される。

空中停止中および低スピードでは、カナード１２４、１２６および水平尾翼は、主にロータの吹き下ろしの流れとの整列を維持するようにスケジュールを介して位置決めされ、それによって、その流れがこれら表面に衝突するときにロータの揚力からの減損を最小化する。航空機１００が２０ノットから３０ノットの上方で航行する場合、以前にロータの吹き下ろしの流れと整列するようにカナードのスケジュールでスケジュールされていた水平尾翼１２８の位置は、閉ループ姿勢安定／座標変換４１２、内部ループ制御法則４１４、およびブロック４３０に含まれる表面の作動の大きな部分になる。これらスピードでは、水平尾翼１２８の位置は、カナード１２４、１２６のスケジュールとともに最適な航空機のトリムを維持するためにスケジュールされる。カナードのスケジュールは対気速度の関数であり、カナード１２４、１２６および水平尾翼１２８はそれらの迎え角を増加し、合計の揚力のより大きな割合を占めるようにスケジュールされる。水平尾翼１２８のスケジュールまたは水平尾翼１２８の開ループの位置決めに加え、水平尾翼１２８の位置決めは、閉ループ姿勢安定／座標変換４２０および内部ループ制御法則４１４の部分にもなる。

水平尾翼制御法則は、内部ループ制御法則４１４のピッチ成分として示される、ピッチ安定コマンド、ｑドットコマンドの長期成分を増す。ｑドットコマンドの成分は周波数の関数として分割されるため、エルボン１３０、１３２は制御法則の高周波部分を占め、水平尾翼１２８は以下の式による低周波数の成分を提供する。ｑドットコマンドのシンボルはＱＤＣである。エルボン１３０、１３２に行く高周波数部分は、ＱＤＣ_Elevon＝ＱＤＣ^＊（τｓ／τｓ＋１）であり、水平尾翼１２８に行く低周波数部分は、ＱＤＣ_Tail＝ＱＤＣ／（τｓ＋１）であり、時定数τは可変であり、水平尾翼１２８が約５０度のその位置の限界に達する場合に無限になる。位置の限界に達する場合、制御法則の低周波数部分はエルボン１３０、１３２によって担われるため、水平尾翼がその限界の位置に到達した場合でもピッチ制御は安定している。所望の周波数を分割するための１つの方法は、式

を使用することであり、ここで

は水平尾翼の位置であり、水平尾翼の位置が５０度に近づいたときに時定数を計算するためのものである。エルボン１３０、１３２および水平尾翼１２８を介した空力制御は、回転斜板の制御に必要なトリムモーメントを最小化し、ロータのフラッピングの量を最小化する。これはロータブレードの疲労寿命の改善に貢献する。

複合動作モード
複合動作モードは、航空機１００が６０ノットから８０ノットと１４０ノットとの間の前方速度で航行する場合である。複合動作モードでは、飛行制御システム４００は、ロータの回転斜板、カナード翼１２４、１２６、エルボン１３０、１３２、方向舵１３８、１４０、および水平尾翼１２８を制御する。航空機１００の前方スピードは、ヘリコプタモードのようにロータの推力ベクトルを前方または後方に傾けることによって維持されるのではなく、エンジン２００からより多くの量の空気の流れを出口ノズル２０４を通るように向け、かつ閉ループスロットル制御法則（図１０も参照）を介して前方スピードを制御することによって維持される。

マストバルブ２０２は航空機１００のスピードの増加とともに閉鎖するようにスケジュールされ、巡航ノズル２０４は航空機１００のスピードの増加とともに開放するようにスケジュールされる。航空機１００が下降するように命令されている場合、マストバルブ２０２は部分的に開放するようにスケジュールされ、巡航ノズル２０４は部分的に閉鎖するようにスケジュールされる。前方スピードコマンドおよび垂直スピードコマンドの両方の関数としてのマストバルブ２０２および巡航ノズル２０４のスケジューリングは、エンジン２００が安定したロータスピードのための適切な範囲の制御を提供することを可能にする。前方スピードコマンドおよび垂直スピードコマンドは、速度ベクトルコマンドに関連付けられるスティックコマンド４０６によって生成される。ロータブレードのスピードは、集合的ピッチを調整することによって制御され、そのスピード基準は、航空機１００のスピードの増加とともに減少するようにスケジュールされる。エンジンの逆圧は部分的に閉鎖される方向制御ノズル２０６によって規制される。ピッチ姿勢コマンドは垂直飛行経路を制御する。ロータの回転斜板制御利得は航空機のスピードの増加とともに低減され、空気面利得は航空機１００のスピードの増加とともに増加される。

さらに、カナード翼１２４、１２６および水平尾翼１２８は、ロータブレード１０４の負荷を軽減し、かつ飛行経路制御および航空機の前方スピードの制御とのロータスピード制御の不利な結合影響を補償するためにスケジュールされる。ロータブレード１０４の負荷の軽減は、航空機１００のカナード１０４、１２６の撓みδＣ、水平尾翼１２８の撓みδＴ、高度、スピードおよび重量に基づいて予測することができる。この実施例では、ロータブレード１０４が停止する前にカナードの撓みδＣに最終的なバーニヤ調節が行なわれる。

飛行制御システム４００が、航空機１００のカナードの撓みδＣ、水平尾翼の撓みδＴ、およびスピードが負担を軽減する範囲内にあると決定した後、パイロットまたはリモートコントローラによって、表面揚力の最終的なバーニヤ補正が開始される。飛行制御システム４００は、瞬間的な迎え角αを所望の迎え角である基準の迎え角α_refと比較する。所望の迎え角は航空機１００の高度および重量によって決定される。一実施例では、所望の迎え角は０度である。瞬間的な迎え角αが基準迎え角α_refよりも大きい場合、カナード翼１２４、１２６の位置は低速かつ段階的な速度で上に動かされ、ピッチ姿勢および瞬間的な迎え角αが所望の迎え角に向かって減少するようにする。同様に、瞬間的な迎え角αが基準の迎え角ａ_refよりも小さい場合、カナード翼１２４、１２６の位置は低速かつ段階的な速度で下に動かされ、ピッチ姿勢および瞬間的な迎え角αが所望の迎え角に向かって増加するようにする。航空機１００が約１２０ノットから１４０ノットの変換スピードに達すると、ロータブレード１０４は航空機１００の実質的にゼロの揚力を提供し、カ
ナード翼１２４、１２６は０の迎え角を実現するように調節される。さらに、マストバルブ２０２は閉鎖され、この点で、ロータの制動が開始され、ロータブレードのスピードが十分に低減されると、ティーターロックが起動される。

固定翼動作モード
固定翼動作モードは、航空機１００が１２０ノットから１４０ノットおよびそれより大きい前方速度で航行している場合である。固定翼動作モードでは、マストバルブ２０２は完全に閉鎖され、巡航ノズル２０４は完全に開放され、方向制御ノズル２０６は閉鎖される。ロータブレード１０４は定位置にロックされる。エンジンの逆圧は巡航ノズル２０４によって規制され、閉ループ失速マージン制御はもはや必要ではなく、前方速度はエンジンスロットルによって制御される。航空機１００の揚力は一般に空気面によって生成される。一実施例では、カナード翼１２４、１２６および水平尾翼１２８は下方にプログラムされる。航空機のピッチ姿勢は固定翼に関して正の迎え角を実現するように調節される。

図６は、パイロットが航空機の速度ベクトルを命令する半自律モードでのパイロットの制御スティックコマンドおよび関連する速度ベクトルコマンドの生成を示す簡略化されたブロック図である。このブロック図は、力およびモーメントの生成装置へのコマンドおよび安定データの流れを示す。Ｈはヘリコプタモードを示し、Ｃは複合モードを示し、Ｆは固定翼モードを示す。ヘリコプタモードは低スピードモードおよび調整された旋回モードに分割することができ、低スピードモードから調整された旋回モードへの移行は２０ノットから３０ノットの間で行なわれる。変数ＨＰは純ヘリコプタモードを示し、変数ＨＡは拡大ヘリコプタモードを示す。航空機１００は移行スピードの上方の全スピード領域で調整された旋回モードのままである。ロータスピード制御はヘリコプタモードではスロットルを使用し、複合モードでは集合体による制御に切換わる。安定ループは、ピッチ角加速コマンド（ＱＤＣ）、ロール角加速コマンド（ＰＤＣ）、およびヨー角加速コマンド（ＲＤＣ）などの３つの角加速コマンド、ならびに垂直加速コマンド（ＷＤＣ）などの線形加速コマンドを出力する。

制御スティックコマンド（たとえば、ｘ方向のスティック撓みδstick（ｘ）、ｙ方向のスティック撓みδstick（ｙ）、ｚ方向のスティック撓みδstick（ｚ）、ヨー方向のスティック撓みδstick（ｙａｗ））は、それぞれ制御ブロック６０２、６０４、６０６、６０８に入力される。制御ブロック６０２、６０４、６０６、６０８は、飛行モードおよび速度ベクトルに基づいて連続して飛行範囲を決定し、飛行範囲に基づいてパイロットの制御スティックコマンドを制限する。各制御ブロックは、それぞれの制御スティックコマンドの変化の速度が特定の飛行モードに対するその瞬間的な限界に近づいているかを決定する。制御スティックの撓みまたは適用される力がその瞬間的な限界に近づいている場合、制御ブロックは速度ベクトルを調節して航空機１００がその飛行範囲を超えて航行しないようにする。飛行ベクトルの変数への調節は、制御スティックコマンドの大きさおよび航空機の飛行範囲に対する近接に比例して徐々に行なわれる。一実施例では、飛行制御システム４００は、飛行経路への調節が行なわれたときに、可聴の警報または音声合成メッセージなどの信号をパイロットに生成する。信号はパイロットに飛行経路の変化の理由を伝える。

制御ブロック６０２、６０４、６０６の出力は、それぞれモデルフィルタ６１０、６１２、６１４への入力である。モデルフィルタ６１０、６１２、６１４は、続く航空機の加速が滑らかになるようにコマンドを形作るために使用される。スイッチ６１６は、制御ブロック６０４をモデルフィルタ６１２に接続するために使用される。スイッチ６１６は、航空機１００が純ヘリコプタモードのときには閉鎖された位置６１６ａにあり、航空機１００が拡大ヘリコプタモードのときには開放された位置６１６ｂにある。スイッチ６１６が開放された位置６１６ｂにある場合、モデルフィルタ６１２の入力は接地に接続され、
ｙスティックコマンドはＯになることを暗示する。スイッチ６１８は制御ブロック６０４をロール安定ブロック６２０に接続するために使用される。スイッチ６１８は、航空機１００が純ヘリコプタモードであるときに開放された位置６１８ａにあり、航空機１００が拡大ヘリコプタモードであるときに閉鎖された位置６１８ｂにある。スイッチ６１８が閉鎖された位置６１８ｂにある場合、制御ブロック６０４の出力はロール安定ブロック６２０の入力に接続される。ロール安定ブロック６２０はロール角加速コマンド（ＰＤＣ）を出力する。

航空機１００が純ヘリコプタモードである場合、制御ブロック６０８の出力はスイッチ６２２を介して切換えられてヨー速度コマンドを生成し、これは機首方位の変化速度を制御するために使用される。航空機１００が拡大ヘリコプタモードである場合、制御ブロック６０８の出力はスイッチ６２２を介して切換えられて横滑りコマンドを生成し、これはヨーを命令するために使用され、一方で速度ベクトルの機首方位は自動的に維持される。

モデルフィルタ６１０、６１２の出力は機体から慣性変換ブロック６２４への入力である。さらに、ｓｉｎ（Ψ）およびｃｏｓ（Ψ）も機体から慣性変換ブロック６２４に入力される。機体から慣性変換ブロック６２４に関するさらなる詳細は、たとえば、’６４６号特許に説明されている。機体から慣性変換ブロック６２４の出力は積分器６２６、６２８に供給され、それらの出力は加算接合部６３０、６３２に供給される。加算接合部６３０、６３２の出力は慣性から機体変換ブロック６３４に供給される。慣性から機体変換ブロック６３４に関するさらなる詳細は、たとえば、’６４６号特許に説明されている。慣性から機体変換ブロック６３４の出力は、ｘ速度エラー信号（Ｖ_xerr）およびｙ速度エラー信号（Ｖ_xerr）である。航空機１００が旋回調整モードであるとき、ｙ速度エラー信号（Ｖ_xerr）は０の値を有する。

モデルフィルタ６１４の出力は積分器６３６に供給され、これはＨdot_cmdを出力する。加算接合部６３８はその左側でＨdot_cmdを入力し、その上方側で航空機の垂直速度Ｈdotを入力する。加算接合部６０８は、Ｈdot_cmdから航空機の垂直速度Ｈdotを減じてＨdotエラーを生成し、これは所望の垂直スピードからのずれを表わす。加算接合部６３８の出力はＨdot制御法則ブロック６４０に入力され、これは比例および積分項を含む。Ｈdot制御法則ブロックの出力は慣性から機体変換ブロック６２４に入力され、これはＷdot_cmdを出力する。Ｗdot_cmdは垂直加速コマンドの機体軸板であり、ヘリコプタモードでは集合的制御に送られるか、または複合モードおよび固定翼モードではピッチ姿勢安定に送られる。

図７は、さまざまな飛行モード間の制御ループの切換を示す簡略化されたブロック図である。図７の上方左部分を見ると、実際のロータスピード（Ω）はロータスピード制御ブロック４３８に入力され、これは航空機１００に対する適切かつ安全なロータスピードを決定し、複合モードのときにはロータ集合的制御７０８にコマンドを出力し、ヘリコプタモードではロータスピードを調節するためにスロットル制御７１０にコマンドを出力する。集合的予測コマンド７０２は閉ループ制御でのエラーを最小限にするのを支援するためロータ集合的制御７０８に入力される。

制御スティックコマンド（すなわち、ｘ方向のスティックの撓みδstick（ｘ））は制御ブロック７０４に入力され、これは複合および固定翼のモードに対してはスロットル制御７１０にコマンドを出力し、またはヘリコプタモードではピッチ安定ブロック７１２にコマンドを出力する。ピッチ予測コマンド７０５はピッチ安定ブロック７１２に入力されて、速度ループの閉ループ制御を増大する。制御スティックコマンド（すなわち、ｚ方向のスティックの撓みδstick（ｚ））は、適切なフィルタリングおよび積分の後、制御ブロック６４０に入力され、これはヘリコプタモードではロータ集合的制御ブロック７０８に垂直加速コマンド（ＷＤＣ）を出力し、複合および固定翼のモードではピッチ安定ブロ
ック７１２に出力する。制御スティックコマンド（すなわち、ｙ方向のスティックの撓みδstick（ｙ））は制御ブロック７０６に入力され、これはヘリコプタモードではロール安定ブロック６２０にコマンドを出力する。制御スティックコマンド６０８（すなわち、ヨー方向のスティックの撓みδstick（yaw））はヨー安定ブロック７１４に入力され、ここでコマンドは低スピードのヘリコプタモードではヨー速度コマンドとして、または旋回調整モードでは横滑りコマンドとして働き、これは約２０ノットから３０ノットより大きいスピードに対して起動される。横方向スティック入力６０４は、フィルタリング、座標変換６２４、および積分６２８の後、比例的な横方向速度コマンドになる。慣性から機体軸座標６３４からの別の座標変換に続いて、横方向速度エラーが生成される。横方向速度エラーは旋回調整スピードより低いヘリコプタモードのときにロール安定ブロック６２０でロールコマンドを生成する。スピードが旋回調整を起動するのに十分大きいとき、横方向スティック６０４コマンドは直接ロール安定ブロック６２０に適用され、それはロール速度コマンドとして現われる。ロール安定ブロック６２０の出力はロール加速コマンド（ＰＤＣ）である。

図８は、切離しマトリクス（この種の切離しはＢマトリクス反転と称されることがある）を介してアクチュエータのインターフェイスに適用される加速コマンドを示す簡略化されたブロック図である。切離しはマトリクスブロックによって行なわれ、これは、たとえば、回転斜板アクチュエータ、エルボンアクチュエータ、および方向舵アクチュエータなどの制御アクチュエータに特定の位置コマンドを出力する。切離しマトリクスに関するさらなる詳細は、たとえば、’６４６号特許に説明されている。マトリクス反転関数は、命令された特定の加速を得るロータ回転斜板および空力表面の正しい組合せを得るために使用される。ロータ回転斜板制御と空力制御の一体化は、切離しの技術および利得の関数によって実現される。利得制御ブロック８０２、８０４は、ヘリコプタ回転斜板制御に空力制御を付加するため、および航空機１００が空中停止しているときに、ロータの利得が１００パーセントであり、空気面の利得が０パーセントであることを特定するために使用される。航空機１００の前方速度が増加すると、ロータの利得は空気面利得の増加に比例して減少する。利得制御ブロック８０２、８０４は、その面の動圧（Ｑ）の関数として表面モーメントの有効性を決定し、これは吹き下ろしの流れの影響も含む。回転斜板アクチュエータコマンドマトリクス８１８に関する詳細は、たとえば、この発明の譲受人に譲渡される、「ロータブレード回転斜板軸回転およびジャイロモーメント補償器（“Rotor Blade Swashplate-Axis Rotation and Gyroscopic Moments Compensator”）」と題される、Osderに対する米国特許第５，８５０，６１５号に説明されている。この特許の開示をここに引用により援用する。

図９は、水平尾翼表面を位置決めする分割周波数閉ループ制御システム９００を示す簡略化されたブロック図である。分割周波数制御システム９００は連続的な比例分割周波数フィルタを使用して安定状態ピッチモーメント制御をエルボン１３０、１３２から水平尾翼アクチュエータに転送する。分割周波数フィルタは、約２．０ラジアン／秒の周波数を上回る周波数スペクトルの制御をエルボン１３０、１３２に与え、約２．０ラジアン／秒の周波数を下回る周波数スペクトルの制御を水平尾翼アクチュエータに与える。分割周波数フィルタの時定数ｔは、水平尾翼１２８が約５０度の限界の位置に近づくときに調節される。

アクチュエータの位置を前方速度の関数としてスケジュールすることにいくつかの制御がかかわる。たとえば、スケジュールは、カナード翼１２４、１２６、水平尾翼１２８、マストバルブ２０２、巡航ノズル２０４、およびロータスピード基準を含んでもよい。水平尾翼１２８は速度の関数としてスケジュールされ、ピッチ安定閉ループ制御法則に従って位置決めされる。スケジュールの関数は閉ループ関数に付加される。

図９の上方左部分を見ると、測定された航空機航行速度（Ｖ）および測定されたカナードの撓み（δＣ）は利得ブロック９０２に入力され、これはスピードＶでのスケジュールされた水平尾翼の撓みを表わす基準信号Ｆ（Ｖ）を決定および出力する。図９は、ブロック９０２から得られるような水平尾翼に対する開ループスケジュールとピッチ安定コマンド（ＱＤＣ）から得られる閉ループ要素との組合せを示す。ブロック４３０（図４）は、図９に関して説明される水平尾翼アクチュエータ関数を含む航空機の制御アクチュエータを示す。ブロック９０２に類似の前方速度Ｖの関数は、カナード１２４、１２６、マストバルブ２０２、巡航ノズル２０４、横方向スラスタ１１６、１１８、およびロータスピード基準に適応される。前方速度Ｖの関数は制御の開ループ部分である。さらに、図９の水平尾翼制御の場合のように、閉ループ制御は横方向スラスタ１１６、１１８にも付加され、ある程度、マストバルブ２０２および巡航ノズル２０４にも付加される。横方向スラスタ１１６、１１８は、ヘリコプタモードおよび複合モードでは、ヨー制御に対する差動左右動作を介して閉ループ制御を使用する。マストバルブ２０２および巡航ノズル２０４の位置コマンドは、航空機が飛行範囲の限界にどれだけ近づいているかの関数として調節される。ロータスピード制御４３８は一般的に常に閉ループ関数である。ヘリコプタモードでは、ロータスピードエラーはブロック４３０のスロットル（燃料コントローラ）を介して補正される。複合および固定翼のモードでは、ロータスピードエラーは、ブロック４３０のロータ制御の一部である、集合的位置コマンドの増加または減少を介して制御される。

図１０は、航空機１００が複合モードであるときにどのように安定が維持されるかを示す制御システム１０００を表わす簡略化されたブロック図である。安定している制御システム１０００は、対気速度制御ループ１００２、ロータスピード制御ループ１００４、および垂直制御ループ１００６を有する。制御システム１０００は、どのように航空機１００の対気速度、ロータスピード、垂直の動きがともに機能して、航空機１００が安定しかつその飛行範囲外に航行しないようにするかを示す。制御システム１０００は、位相の補償を介して対気速度制御ループ１００に、利得の補償を介してロータスピード制御ループ１００４に、およびピッチ調整を介して垂直制御ループ１００６に一貫した閉ループ帯域幅を提供する。

非線形の係数では、Ｖまたはγでの大きなエラーはループ間の結合を生じさせ、位相の遅れを事実上増加させ得る。困難を引き起こし得る１つの係数は、

を介する対気速度制御ループ１００２に対する抗力のフィードバックである。この係数は、平衡状態が負のピッチ姿勢を有するときに極性を逆転させる。典型的には、垂直制御ループ１０６での機首上昇コマンドは、アルファの増加のために抗力の増加を有するべきである。しかしながら、負のピッチ姿勢のため、アルファの増加は抗力の減少につながる。結果は、スロットルを介した対気速度制御の収束の低速化である。一実施例では、対気速度制御ループ１００２での振動応答は約０．５ラジアン／秒の周波数で行なわれた。対気速度制御ループ１００２のＧ₁（ｓ）１００８に含まれる補償器は、不安定および結合が生じる周波数範囲で位相を補正する。対気速度制御ループ１００２の応答が約１．０ラジアン／秒より大きい一次周波数を有する場合、不利な結合を避けることができる。低周波数領域の位相を向上するため、Ｇ₁（ｓ）１００８内の進み遅れ補償器がＶ制御法則の変位チャネルに付加される。進み遅れ補償器を用いないと、周波数領域概念を使用する制御法則は次のとおりである。

ＰＬＡ_cmd＝ｋ_v（１＋ａ／ｓ）Ｖ_Error
ここで、ａは変位利得に対する積分の比率である。進み遅れ補償器を用いると、周波数
領域概念を使用する制御法則は次のとおりである。

ＰＬＡ_cmd＝ｋｖＶ_Error（（τ₁ｓ＋１）／（τ₂ｓ＋１）＋ａ／ｓ）
ここで、ａのベースラインは約０．２である。補償器の時定数はτ₁＝４．０かつτ₂＝１．０である。

進み遅れ補償器は、ロータスピード制御ループ１０４が非飽和領域にあるときに、複合モードでのスピード飛行経路結合振動に向かう傾向を低減する。集合的コマンドがボトミングしていることを意味する飽和からロータスピード制御ループ１００４を守るため、マストバルブおよび巡航ノズルのスケジュールの変更がヘリコプタモードおよび複合モードの下方端でより大きな推力を実現するために実行される。これによって、前方スピードは、ロータの揚力を前方に傾けることによってよりも、巡航ノズルの推力によってより多く維持される。平衡ピッチ姿勢がゼロに近い場合、ロータスピード制御ループ１００４の摂動応答は、ピッチ姿勢調整から生じる抗力の変化の適切な極性によって支援される。

上述の結合現象に対する範囲の制限の効果は制御法則の問題である。ロータの揚力が実質的にゼロである場合、集合的航行の下方端が近い。この状態中、航空機１００が大きな速度の下降を経験すると、相互作用する制御ループの能力に関する範囲の限界に到達し得る。負のｈドットコマンドの挿入を介する下降コマンドに対する初期の応答を考える。垂直制御ループ１００６は機首下降姿勢を命令し、これはガンマが（ｈdot_cmd／Ｖ）に近づくときにガンマの低下がこれに続くアルファにおける当初の下降に関連する。ガンマの低下は事実上の抗力の減少につながり、これは基準の対気速度を維持するためにスロットの低下を必要とし得る。アルファの減少はロータトルクＱの増加を引き起こし、これはロータスピード制御ループ１００４が基準オメガ（ロータスピード）を維持できるようにするために集合体における低下を必要とし得る。スロットルの低下はロータスピードを維持するために必要な利用可能なチップジェット推力を低下させ、それによって集合体を低下させるための付加的なコマンドを生じさせる。利用可能な負の集合体の底部が到達されると制御の能力は終了する。下降コマンドの速度が急激なほど、この問題はより深刻になる。なぜなら、スロットルは休止するように低減されることがあり、ロータスピードを維持するのに必要な最低限のチップジェット推力が失われるからである。下方の集合的限界に到達すると、ロータスピード制御ループ１００４で制御は失われる。この状態は、飛行モードに応じて、許容のｈドット下降コマンドに制限を適用することによって到達されるのを防止される。制限は、航空機１００がゼロのロータ揚力状態に近いときに最も厳しい。

図１１は、垂直スピード下降コマンドの関数としてのマストバルブおよび巡航ノズルのスケジュールの調節を示すグラフである。グラフを見ると、ｘ軸はマストバルブ２０２および巡航ノズル２０４の位置を表わし、ｙ軸は航空機１００の速度を表わす。グラフは約１２０ノットの変換スピードを示す。マストバルブおよび巡航ノズルのスケジュールを利用し、航空機の操縦可能性は不必要に制限されず、大きな速度の下降が命令される場合に平衡の集合的位置を十分に高い位置に動かすための以前の制御法則の定義は変更される。下降基準の速度が０に等しいとき、マストバルブのスケジュールはＶの関数である。下降角度が命令されると、マストバルブ２０２はＨdotコマンドに比例して開いたままに保たれる。巡航ノズルのスケジュールはマストバルブのスケジュールを追跡するため、マストバルブ２０２がより開放されているほど、巡航ノズル２０４はより閉鎖することができる。下降操作中に巡航ノズル２０４をより閉鎖しておくことで、平衡スロットル位置を十分に高いレベルにして対気速度制御ループ１００２を満たしつつ、チップジェットトルクを十分に高く保って集合体における大きな低下の必要性を回避することができる。したがって、集合的平衡状態は、制御システム１０００がロータスピードを維持しようとしているときに、集合体のボトミングから十分に遠くに離れた値に動かされる。

範囲の制限は、制御スティック入力を使用して速度ベクトル制御によって実現することができる。範囲の制限は複数の飛行モードを有する航空機では特に難しい作業である。なぜなら、飛行範囲は飛行モードによって大きく異なるからである。たとえば、固定翼モードと比較して、航空機１００がヘリコプタモードである場合、最大スピードの限界は異なる。さらに、複合モードの場合、ロータの負荷の軽減の程度によって異なる飛行範囲がある。速度ベクトル制御方法によって、瞬間的な飛行範囲を制御スティック入力のコマンド処理に組込むことが可能となる。

Ｖｘ、Ｖｙ、およびＨdot（極性および座標フレームを除いてＶｚに類似である）の限界は、飛行モードおよび高度の関数である。各飛行モードでは、速度ベクトル成分の変化の速度のパイロットのスティックコマンドが瞬間的な限界に近づく場合、パイロットのスティックコマンドは限界の境界を貫くことを防止するために制約される。これは滑らかに行なわれるため、制約の急速さは、パイロットスティックコマンド入力の大きさおよび範囲境界への近接に比例する。範囲境界は、航空機の状態および構成の関数として連続的に計算される。パイロットのスティックコマンドへの制約を計算するために使用される情報は、パイロットのコマンドに応答する航空機の変化に対する理由に関する適切なフィードバックをパイロットに与える可聴のアラームまたは音声合成メッセージを生成するために同時に利用可能である。この情報は完全自動またはいわゆる自律モードに対して使用することができる。なぜなら、それらモードは命令された速度ベクトルにつながるためである。命令された速度ベクトル成分が既知の範囲限界に近づくと、命令された速度は範囲限界からのそれらの近接または範囲限界からのそれらの距離に比例した速度で低減される。

典型的には、航空機１００は、上昇に対するエンジン出力、および下降に対する最大スピードの制約によって規定される垂直スピードの境界を有する。複合飛行モードは下降速度に関して問題を提示する。複合モードでの垂直スピード下降の許容範囲を拡大するためのマストバルブのスケジュールの変化にかかわらず、制約が許容コマンドに適用されるのでなければ限界垂直スピードコマンドは依然として生じる。さらに、許容上昇コマンドに対するより従来的な上方境界も生じる。

図１２は、パイロットの制御スティックから受取られたＨdotコマンドに範囲の制約を課すことを示す。Hdot境界は、高度、動作モード、出力利用可能性および速度などの航空機の特性の関数である。Hdotコマンドの限界は、命令されたHdotの正および負の値に対して、かつＶおよびｈの関数として規定される。複合モードスピードに一致したＶの値でのHdot下降限界の低下は、それら状態で急激な下降が可能でない理由である。出力利用可能性も制限アルゴリズムに入る。制限境界が十分な精度で予測され、かつ航空機１００が出力を失いつつ急激な上昇を命令する場合、限界の計算にバーニヤ補正が行なわれる。限界の計算は、命令され得る許容ｈ二重ドット上である。パイロットのコマンドスティックが移動止めから外れていない場合、制限は起動されない。制限プロセスの１つの特徴は、限界が固有の予想を含む点である。大きな上昇コマンドが挿入されている場合、範囲の値に到達する前に限界が生じる。たとえば、分当り２４００フィート（４０フィート／秒）の上昇限界を考える。大きな上昇コマンドが挿入されている場合、秒当り約３５フィートで限界が適用され始める。小さな上昇コマンドが挿入されている場合、Δがゼロ（ｈ dot_Max−ｈ dot_Cmd）→Ｏに近づくまで限界は感じられない。制限関数の重要性は、平均ＰＬＡ（スロットル）設定が最大値である約３．５ボルトに近づくと増加する。Δ＝０のとき、コマンド積分器への入力は０である。したがって、手動のｈドット基準（コマンド）の値は限界値を超えることはできない。Δの絶対値が秒当り５フィート内に低下し、かつｈドット制限の超過に繋がる極性で垂直コマンドスティックが移動止めから外れているときはいつでも可聴の警告が提供され得る。これは限界の補正がアクティブになる領域である。ｈドット限界のＶｓＶはｈ依存を含み、これは飛行の最大高度への制約を可能にし、さらなる安全性のために、航空機１００が地上に近いときに命令された下降速度への制約を
可能にする。

図１３は、Ｖｘの手動の制御およびＶｘの最大値への制約を示す簡略化されたブロック図である。前方速度Ｖｘはｈおよび制御モードの関数である。パイロットの制御スティックが前方加速を命令し、かつ航空機１００の前方速度を増加するように動かされると、スティックコマンドはＶｘ範囲が超過されないように前方速度を制御かつ制限する。たとえば、航空機１００が複合モードである場合、前方速度Ｖｘは、ロータブレード１０４が停止され固定位置にロックされ、それによって固定翼モードが起動されるまで、約１３０ノットに典型的には制限される。

縦方向モードでは、Δは（Ｖｘ_Max−Ｖｘ_Cmd）に等しい。Δの絶対値が約２ノットを超えるとき、適切な極性スティックコマンドへの制限は減少し始める。ヘリコプタモードの一実施例では、Ｖｘ_Refの最大の負の値は約−１０ノットである。固定翼モードの一実施例では、Ｖｘ Refの最大の正の値は約１８０ノットである。縦方向モードでは、ＰＬＡΔ関数は、ＰＬＡ（スロットル）がその最大限界に近づく場合により高いスピード基準が挿入されるのを防止するために含まれる。

図１４は、Ｖｙの手動の制御およびＶｙの最大値への制約を示す簡略化されたブロック図である。約２０ノットから３０ノット未満のヘリコプタモードのときにパイロットの制御スティックが航空機１００の横方向速度を増加させるように動かされる場合、スティックコマンドはＶｙの範囲が超過されないように横方向速度Ｖｙを制御および制限する。たとえば、航空機１００がヘリコプタモードの場合、横方向速度Ｖｙは約２０ノットから３０ノット未満に典型的には制限される。より高いスピードでは、横方向速度Ｖｙは調整された旋回モードによって約０に維持される。横方向速度Ｖｙは、ヨー横滑りコマンド操作がペダルまたは適切なサイドスティックの種類のヨー制御を介して入力されるときには０の近くに維持されないことがある。ヨー横滑りコマンド操作は最大の横方向速度コマンドに基づいて課される。図１４に示されるコマンドの制限は純（低スピード）ヘリコプタモードに適用される。

複合モードでの垂直スピード下降の許容範囲を拡大するためのマストバルブのスケジュールの変化にかかわらず、制約が許容コマンドに適用されるのでなければ限界垂直スピードコマンドが生じ得る。同様に、許容上昇コマンドに対するより従来的な上方境界が生じる。

固定翼モードへの移行が行なわれ得るスピードに航空機１００が近づくと、最大の妥当な程度までロータの負荷が軽減されるように空気面の配備の最終的な調節が行なわれる。所与の対気速度および高度では、空気揚力は、以下に従って航空機の重量を近似するはずである。

変換のための所与の高度では、既知の値は、ρ（ｈ）（既存の高度での空気の密度）、αの所望の値に対する予想される揚力の係数、およびρの各値に対する予測される重量である。なぜなら、カナードおよび尾翼はＶ_Tの関数としてスケジュールされるためである。アルファの所望の値は０度である。したがって、Ｖ_Tの値は変換のための真の対気速度である。スケジュールから尾翼の撓みの通常の値を規定することは制限される。なぜなら
、水平尾翼１２８は、動力の不確実性の中心とともに変動し得る量である安定状態のピッチトリムを維持するために、閉ループピッチ安定制御によっても位置決めされるためである。したがって、ＶＴの適切な値が達成されるがα≠０である場合、バーニヤ調節が起動される。バーニヤ調節のアルゴリズムは以下のとおりである。

Ｖ_Conversion＝ｆ（ｈ）；

であれば、バーニヤモードが可能であり、
バーニヤモードが可能で、かつ自動システムまたはパイロットがバーニヤコマンドを起動する場合、
α＞＋０．２５であれば、δ_canard速度＝＋ａであり、
α＜−０．２５であれば、δ_canard速度＝−ａであり、
abs（α）〜＋０．２５であれば、δ_canard速度＝０であり、変換が可能である。

命令されたカナード速度（ａ）は秒当り約０．５度から１．０度である。カナードの撓み（δ_canard）が増加または減少すると、瞬間的な揚力の変化による飛行経路のエラーは垂直制御ループ１００６のピッチ姿勢調整によって自動的に補正される。飛行経路角度γを制約する垂直制御ループ１００６の効果は、ピッチ姿勢のこの変化に迎え角（α）での相当する変化を起こさせることである。

図１５は、排気ガス温度（ＥＧＴ）超過補正およびセンサ故障監視ロジックを備えた逆圧および失速マージン制御システム１５００の簡略化されたブロック図である。失速マージン制御システム１５００は出口領域の調整を使用してエンジン失速マージンのアクティブな制御を提供する。マストバルブ２０２が閉鎖しているときのマストバルブ２０２でのチョーク点の可能性および或る命令された操作に関連する大きな出力の過渡現象の可能性のため、エンジン失速の可能性が存在する。失速点より上方に安全マージンを維持するために、制御システム１５００は、方向スラスタ２０６（横方向スラスタ１１６、１１８）の対称の開閉を調整することによってアクティブ失速マージン制御１５０２を使用する。アクティブ失速マージン制御１５０２は、瞬間的なファン圧力比および瞬間的なエンジン状態に対する所望のファン圧力比を計算する。失速マージンは、ファン圧力比、エンジンの質量の流れのパラメータ、およびさまざまな圧力の測定値に関連する式から求められる。特に、失速マージン（ＳＭ）１５２２はファン圧力比および質量の流れ（Wat２）から計算される。所望または基準の失速マージン１５２８と瞬間的な測定された失速マージン１５２２との間の差は、横方向スラスタ１１６、１１８の対称の調整から得られた可変の出口領域を命令する制御法則１５０２を使用する。逆圧または失速マージン制御システム１５００は、方向ノズル位置の調整の結果としてエンジン２００によって経験される有効な出口領域の変化の速度を命令する。典型的には、１０パーセントの失速マージン基準１５２８が使用される。失速マージン基準１５２８からの逸脱は、比例および積分制御ループ１５２４を命令し、これは適切な感度調節およびリミッタの後、横方向スラスタのアクチュエータの変位、正または負を命令する。比例および積分制御ループ１５２４にＥＧＴのチェックが付加され、これはＥＧＴの超過の場合に失速マージン基準１５２８を増加させようとする。

図１６は、エンジンの故障の場合にロータブレード１０４の自動的な自動回転のためのピッチ軸制御ループ１６００を示す簡略化されたブロック図である。自動回転するための
ロータブレード１０４の能力は、典型的には、ロータブレード１０４が許容自動回転スピードを維持するためにロータブレード１０４上の非常に高い迎え角を実現することを必要とする。高い迎え角は非常に急な下降速度で実現される。下降速度が急激なほど、接地時に前方および垂直の速度をゼロに近い許容値にするための最終的なフレア操作を行なうために必要な重要なタイミングが難しくなる。

ピッチ軸制御ループ１６００は、ロータスピード、前方スピード、下降の速度および地上の上方の高度などの重要な航空機の状態を測定し、かつさまざまな操作の関数として予想される状態を計算し、それによって必要な操作の正確なタイミングを可能にする自動的な自動回転の解決策を含む。タイミングは非常に重要であり、（不可能ではないとしても）パイロットが手動で行なうのは難しい。自動回転の下降が開始されると、スピード基準は約６０ノットに設定され、ピッチ制御でのヘリコプタモードの対気速度を使用する。

飛行制御システム４００がエンジンの故障を検出すると、エンジン良好フラグはクリアされ、エンジンが正しく動作していないことを示す。エンジンスロットル制御ループ１６０１（図７のブロック７１０）は定期的にエンジン良好フラグを監視し、エンジン良好フラグがクリアされているときに自動回転モードを可能にする。エンジンスロットル制御ループ１６０１は、すぐに自動的な自動回転制御シーケンスを開始し、これは航空機１００のスピードを約６０ノットに設定し、ピッチ姿勢調整を介してスピードを維持し、６０ノットからのスピードのエラーは比例および積分制御法則１６０１を使用してスピードのエラーを補正する。一実施例では、自動的な自動回転制御シーケンスは、予想されるコマンドを飛行制御システム４００に伝送してロータブレード１０４のロータスピードを分当り（ＲＰＭ）フル回転の１００％から１０４％に設定する。自動回転中、ロータスピードは集合体を調整することによって制御される。ＶドットコマンドはＨ_flareで入力される。

図１７は、自動的な自動回転制御シーケンスのための垂直位置制御ループ（フレア制御システム）１７００を示す簡略化されたブロック図である。ピッチコマンド（ｔｈｔｃ）は、着陸装置上の適切な接地と一貫した姿勢に基づいて適切な値に制限される。Ｖドットコマンドは位置エネルギ比および運動エネルギ比の変化間のエネルギの関係に基づき、エネルギの損失はないものと仮定する。エネルギの損失が存在するため、Ｖドットの式は、エネルギの損失を考慮するために損失係数で乗じることによって正確にされる近似である。損失係数はシミュレーションおよび飛行データから得られる。一般に、接地でのＶの有限の値は、約５フィート／秒未満の接地垂直速度を実現するために許容される。接地での基準垂直速度は約−１．０フィート／秒であるが、その値の実現は下降速度を抑えるための十分な制御権限があるかどうかで異なり、これはロータブレード１０４のエネルギおよびフレアの操作によって生成されるロータブレード１０４上の減速トルクに依存する。垂直下降を抑えるためのフレア制御法則は図１７に示される。図１７を見ると、集合的制御は垂直加速コマンドの生成に再び切換えられ、ロータスピードは減衰する。フレア開始高度はＨ_flareとして規定され、垂直下降速度（ＨＤＯＴ₀）によって決定される。その加速に対する典型的な値は約１０から２０フィート／秒の間である。フレア高度が達成されると、加速基準は動的なＨＤＯＴ_REFを生成するために積分され、Ｈドットが約−１．０フィート毎秒を達成すると積分は停止する。さらに、フレアが開始されるときにフィードフォワードコマンドがＷＤＣ出力に付加される。フィードフォワードコマンドは垂直加速基準（ＨＤＤ_Ref）である。合計のＷＤＣ出力は集合的感度関数を介して集合的コマンドに変換され、これは制御シーケンス中に急速に変化するオメガとともに変動する。

制御システム１７００が約−１．０フィート／秒の最終の接地速度を実現するのに自動回転の下降速度が大きすぎる場合、制御コマンドのすべては飽和される。つまり、集合的コマンドが最大であり、線形の制御法則が有効でない場合、所望の接地垂直速度は実現されないことがある。そのような状態では、制御システム１７００は実現可能な最良の下降
速度を実現する。制御システム１７００が飽和レベル未満で動作する場合で、かつ−１．０フィート／秒の垂直速度が実現可能でない場合、基準フレア加速に関する何らかの最適化が行なわれ得る。たとえば、シミュレーションと使用される較正研究では、加速基準が低すぎるために制御システム１７００が−１．０フィート／秒の垂直速度を達成しない場合、加速基準は増加される。制御システム１７００が大きすぎる垂直加速を有し、かつ−１．０フィート／秒の垂直速度が地上の上方の数フィートの高度で達成される場合、加速基準は低減される。これらシミュレータの評価を介して、各航空機の構成に対して最適化された設計が実現される。フレア操作中、垂直スピードが集合体を介して制御されるとき、前方減速が命令され、結果的なthtcは機首上昇または迎え角の増加を命令する。減速コマンドが垂直のフレア操作に適切に較正される場合、迎え角の増加は、垂直のフレアに関連する集合体の増加にかかわりなくロータのスピードを維持するのを支援するために十分にロータのトルクを低下させる。

図１８は、エンジンの故障の場合にロータブレード１０４の自動的な自動回転中に航空機１００の垂直位置を決定するための高度エスティメータ１８００である。高度エスティメータ１８００は通常の着陸動作にも有用である。高度エスティメータ１８００は、航空機１００が１０フィートに近い高度にあるときにレーダー高度への１００％の移行を実現し、かつ粗面を適応させるために可変時定数慣性平滑化を実現する。フィルタは、ヘリコプタモード、複合モードまたは固定翼モードでの自動的な着陸を含む自動モードを支援する。エスティメータは慣性／ＧＰＳ高度モジュールおよびレーダー高度モジュールを組合せる。速度ベクトルおよび位置ベクトルは慣性／ＧＰＳ高度モジュールから得られる。エスティメータのアルゴリズムは、ｘ、ｙ、ｚの座標フレームでｚ＝０の基準の上方の航空機の実際の高さとしてｈ変数を説明する。滑走路の高さは離陸前に制御システム４００に入力される。ｚ＝０の基準が実際の滑走路の高さであるため、慣性／ＧＰＳ高度モジュールは１．０から２．０メートルの間の垂直の測定値精度を提供する。しかしながら、この精度は自動回転モードで航空機１００を着陸させるのには適切ではない。したがって、レーダー高度モジュールが使用されて自動回転モードでの航空機１００の着陸の最終段階中に高度の測定値の精度を増加させる。エスティメータのアルゴリズムは、慣性／ＧＰＳ高度モジュールから得られたｈをレーダー高度モジュールから得られたｈに変換する。制御ループは、更新の利得が経験的にプログラムされることを除いて現在のナビゲーションシステムでしばしば使用される典型的なカルマンフィルタの関数を行ない、典型的なカルマンフィルタでは、更新された利得は測定値の精度の統計または仕様の関数として計算される。時定数は、２００フィートでは約２．５秒であり、１００フィートでは約１．０７秒であり、５０フィートでは約０．６２５秒であり、１０フィートでは約０．３４秒である。レーダー高度モジュールは、地形の粗さおよび関連するレーダーのノイズを滑らかにするために垂直の測定値（フィルタリングに関連する位相の遅れのない）をフィルタリングしてもよい。

この発明の例示的な実施例を図示し説明してきたが、この発明の精神および範囲を離れる必要なく、当業者によって上述の段落に説明されるものに加え、多くの他の変更、変形および代替が可能である。

この発明によるジェットパワー３モード航空機の斜視図である。 内部の構成要素を示すために透明なシェルを備えた図１のジェットパワー３モード航空機の左側面図である。 図２のジェットパワー３モード航空機の内部構成要素の左側面図である。 この発明のカナードロータ／翼の一体化されたおよび推進飛行制御システムの一般的な制御ブロック図である。 この発明の一体化されたおよび推進飛行制御システムへのスティックコマンドに作用するために利用され得る制御スティックの斜視図である。 パイロットが航空機速度ベクトルを命令する、半自律モードでのパイロットの制御スティックコマンドおよび関連する速度ベクトルコマンドの生成を示す簡略化されたブロック図である。 さまざまな飛行モード間の制御ループの切換を示す簡略化されたブロック図である。 切離しマトリックスを介してアクチュエートのインターフェイスに適用される加速コマンドを示す簡略化されたブロック図である。 水平尾翼表面を位置決めする分割周波数閉ループ制御システムを示す簡略化されたブロック図である。 航空機が複合モードである場合にどのように安定性が維持されるかを示す制御システムを示す簡略化されたブロック図である。 垂直スピード下降コマンドの関数としてのマストバルブおよび巡航ノズルのスケジュールの調節を示すグラフである。 パイロットの制御スティックから受取られたＨドットコマンドへ範囲の制約を課すことを示す図である。 Ｖｘの手動の制御およびＶｘドット（加速）の最大値への制約を示す簡略化されたブロック図である。 Ｖｙの手動の制御およびＶｙドット（加速）の最大値への制約を示す簡略化されたブロック図である。 排気ガス温度超過補正およびセンサ故障監視ロジックを備えた逆圧および失速マージン制御システムの簡略化されたブロック図である。 エンジンの故障の場合にロータブレードの自動的な自動回転のためのピッチ軸制御ループ１６００を示す簡略化されたブロック図である。 エンジンの故障の場合にロータブレード１０４の自動的な自動回転のための垂直位置制御ループを示す簡略化されたブロック図である。 エンジンの故障の場合にロータブレードの自動的な自動回転中に航空機の垂直位置を決定するための高度エスティメータである。

Claims (24)

1. 航空機のパイロットの介入なしに、ヘリコプタモードから複合モード、固定翼モードへと自動的に移行することのできるジェットパワー３モード航空機であって、
   胴体と、
   排気ガスの流れを生成するために前記胴体内に取付けられるターボファンエンジンと、
   前記ガスの流れを出力するために複数の出口ノズルを有するロータブレードとを含み、前記ロータブレードは前記胴体に取付けられ、前記航空機はさらに、
   前記ロータブレードの前記複数のノズルへの前記ガスの流れを規制するためのマストバルブと、
   前記ガスの流れを規制および出力するための巡航ノズルと、
   前記ターボファンエンジンが失速するのを防止するため、前記マストバルブおよび前記巡航ノズルを、航空機のスピードを入力とし、かつ、前記マストバルブおよび前記巡航ノズルの値を出力する関数としてスケジュールするため、および前記複数の出口ノズル、前記マストバルブ、および前記巡航ノズルから出力される前記ガスの流れを監視するためのスケジューラとを含む、航空機。
2. 前記ターボファンエンジンが失速するのを防止するために、前記複数の出口ノズルおよび前記巡航ノズルが十分なガスの流れを出力できない場合に前記スケジューラからコマンドを受取るため、および所望のエンジン失速マージンを実現するために前記コマンドに基づいて出口領域を調整するためのエンジン失速コントローラをさらに含む、請求項１に記載の航空機。
3. 前記出口領域は前記胴体の左側に位置付けられる第１の横方向スラスタ、および前記胴体の右側に位置付けられる第２の横方向スラスタを含む複数の横方向スラスタである、請求項２に記載の航空機。
4. 前記スケジューラは、前記ヘリコプタモードから前記複合モード、前記固定翼モードへの滑らかな移行を実現するために前記マストバルブおよび前記巡航ノズルをスケジュールする、請求項１に記載の航空機。
5. 前記胴体の前端に装着されるカナード翼、および複数のエルボンを有しかつ前記胴体の後端に装着される水平尾翼をさらに含み、前記カナード翼および前記水平尾翼は前記航空機の制御を提供するように構成される、請求項１に記載の航空機。
6. 前記ヘリコプタモード、前記複合モード、および前記固定翼モード中に安定した飛行経路を維持するために前記ロータブレード、前記カナード翼、前記水平尾翼、方向舵、横方向スラスタ、および前記複数のエルボンを制御するための制御スティックをさらに含む、請求項５に記載の航空機。
7. 前記制御スティックは、３軸コントローラおよび単一軸垂直コントローラまたは４軸コントローラである、請求項６に記載の航空機。
8. 前記制御スティックは、別のスロットルレバーを有することなしに前記ヘリコプタモード、前記複合モード、および前記固定翼モード中に前記航空機の制御を提供しかつ安定した飛行経路を維持する、請求項６に記載の航空機。
9. 前記ヘリコプタモード、前記複合モード、および前記固定翼モード中に安定した飛行経路を維持するために、前記ロータブレード、前記カナード翼、前記水平尾翼、前記方向舵、前記横方向スラスタ、および前記複数のエルボンによって制御される命令された速度ベクトルを維持するための速度ベクトル制御システムをさらに含む、請求項６に記載の航空機。
10. 前記命令された速度ベクトルは前記安定した飛行経路を実現するように制御される、請求項９に記載の航空機。
11. 前記命令された速度ベクトルは、前記ヘリコプタモード、前記複合モード、および前記固定翼モードで前記航空機を手動で制御するために使用される前記制御スティックから受取られた加速コマンドを使用して得られる、請求項９に記載の航空機。
12. 前記ターボファンエンジンに結合され、複数の加速コマンドおよびヨー軸回転コマンドを受取るため、および前記複数の加速コマンドを使用して速度ベクトルコマンドを生成するための速度ベクトル制御システムをさらに含む、請求項１に記載の航空機。
13. 前記速度ベクトルコマンドは、本来、加速または速度に付属する範囲限界を超えて航空機が航行するのを防止する、請求項１２に記載の航空機。
14. 基準飛行経路を実現するために使用される前記速度ベクトルコマンドは、加速または速度に付属する範囲限界への前記航空機の近づきに比例して自動的に低減される、請求項１２に記載の航空機。
15. 前記速度ベクトル制御システムは、加速または速度に付属する範囲限界に前記航空機が近づく場合に複数の制御スティック勾配を制御する、請求項１２に記載の航空機。
16. 前記複数の加速コマンドおよび前記ヨー軸回転コマンドは、制御スティックコマンドを生成する制御スティックから受取られる、請求項１２に記載の航空機。
17. 前記速度ベクトル制御システムは前記制御スティックコマンドの変化に対する前記航空機の応答に基づいて制御勾配を生成し、かつ前記航空機が加速または速度に付属する前記範囲限界を超えて航行するのを防止するために前記制御勾配に基づいて前記制御スティックコマンドを調節する、請求項１６に記載の航空機。
18. ロータブレード、マストバルブ、巡航ノズル、カナード翼、および水平尾翼を有するジェットパワー３モード航空機のヘリコプタモードから複合モード、固定翼モードへの移行を航空機のスピードを入力とし、かつ、前記マストバルブおよび前記巡航ノズルの値を出力する関数としてスケジュールするための方法であって、
    前記関数としてロータのスピード基準をスケジュールするステップと、
    前記ヘリコプタモードで前記マストバルブが開放しかつ前記巡航ノズルが閉鎖するようにスケジュールするステップと、
    前記複合モードで前記マストバルブが徐々に閉鎖し、かつ前記巡航ノズルが徐々に開放するようにスケジュールするステップと、
    前記固定翼モードで、前記マストバルブが閉鎖し、前記巡航ノズルが開放し、かつ前記カナード翼の傾きが徐々に減少するようにスケジュールするステップとを含む、方法。
19. 前記ロータのスピード基準は前記航空機の変換スピードで約７０パーセントに徐々に低減される、請求項１８に記載の方法。
20. 前記複合モードでロータスピード制御または前方スピード制御に対する制御範囲を改善するために前記マストバルブに対するスケジュールおよび前記巡航ノズルに対するスケジュールを変更するステップをさらに含む、請求項１８に記載の方法。
21. ファン圧力比およびエンジンの質量の流れから実際のエンジン失速マージン値を決定するステップをさらに含む、請求項１８に記載の方法。
22. 前記実際のエンジン失速マージン値を所望の失速マージン値と比較し、前記実際のエンジン失速マージンが前記所望の失速マージンよりも小さい場合に前記横方向スラスタが開放するようにスケジュールし、前記実際のエンジン失速マージンが前記所望の失速マージンより大きい場合に前記横方向スラスタが閉鎖するようにスケジュールするステップをさらに含む、請求項２１に記載の方法。
23. 排気ガス温度が最大の所望値より大きい場合に出力の過渡現象に脆弱な状態でエンジンを動作するのを避けるために前記所望の失速マージン値を増加させるステップをさらに含む、請求項２２に記載の方法。
24. 回転斜板制御の必要性を最小限にし、それによって前記ロータブレードのフラッピングを最小限にするために前記水平尾翼表面およびエルボンの閉ループ制御をスケジュールするステップをさらに含む、請求項１８に記載の方法。

Images