JP2022184747A - 少なくとも２つのエンジンを含む回転翼機の操縦を支援するための方法 - Google Patents

少なくとも２つのエンジンを含む回転翼機の操縦を支援するための方法 Download PDF

Info

Publication number
JP2022184747A
JP2022184747A JP2022076891A JP2022076891A JP2022184747A JP 2022184747 A JP2022184747 A JP 2022184747A JP 2022076891 A JP2022076891 A JP 2022076891A JP 2022076891 A JP2022076891 A JP 2022076891A JP 2022184747 A JP2022184747 A JP 2022184747A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
rotorcraft
altitude
current position
minute
meters
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.)
Pending
Application number
JP2022076891A
Other languages
English (en)
Inventor
レイノー，ギヨーム
Raynaud Guillaume
カルマス，ニコラス
Calmes Nicolas
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Helicopters SAS
Original Assignee
Airbus Helicopters SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Helicopters SAS filed Critical Airbus Helicopters SAS
Publication of JP2022184747A publication Critical patent/JP2022184747A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • B64C13/02—Initiating means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
    • 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
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/0009—Aerodynamic aspects
    • 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
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B64C13/22—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors readily revertible to personal control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/006—Safety devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/04—Landing aids; Safety measures to prevent collision with earth's surface
    • B64D45/08—Landing aids; Safety measures to prevent collision with earth's surface optical
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0688—Emergency descent
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
  • Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Figure 2022184747000001
【課題】本発明は、少なくとも１つのメインロータにエンジントルクを伝達することができる少なくとも２つのエンジンを含む回転翼機の操縦を支援するための方法（１０）に関する。
【解決手段】本支援方法（１０）は、回転翼機（１）の現在の位置を周期的に決定するステップ（１２）と、現在の位置と決定点との第１の周期的な比較を行うステップ（１３）と、エンジン故障を識別するステップ（１４）と、回転翼機の現在の位置と接地地点との第２の周期的な比較を行うステップ（１５）と、緊急着陸プロファイルを周期的に決定するステップであって、緊急着陸プロファイルは少なくとも第２の周期的な比較（１５）の結果に応じて発生されるステップ（１６）と、緊急着陸プロファイルに従って回転翼機を操縦するための制御指令を周期的に発生するステップ（１７）と、を含む。
【選択図】図１

Description

（関連出願の相互参照）
[0001] 本出願は、２０２１年５月３１日に出願されたＦＲ２１０５６４５号の優先権を主張する。その開示は援用により全体が本願に含まれる。
[0002] 本発明は、回転翼機の離陸又は着陸フェーズ中に実施することができる回転翼機の操縦を支援するための方法に関する。
[0003] このような回転翼機は、例えば熱機関及び／又は電気エンジンのような少なくとも２つのエンジンを備える。このような支援方法は、回転翼機を操縦するためのカテゴリＡ手順に従った操作を実行する目的でパイロットを支援することを可能とし得る。このような手順は、具体的には、少なくとも２つのエンジンの性能に対して極めて高い要求を課す離陸又は着陸フェーズから構成され得る。
[0004] このような既知の操縦支援方法は、特に、文献ＵＳ６５２７２２５号及びＵＳ６６２９０２３号に記載されており、離陸フェーズ中及び着陸フェーズ中にそれぞれ使用される。
[0005] この場合、もしもこれらのフェーズの一方の間にエンジンのうち１つが故障すると、このような支援方法を実施している支援システムは、所定の接地地点に到達するため緊急着陸プロファイルに従うことによって回転翼機の操縦を可能とすることができる。このようなプロファイルは、回転翼機がいかなる場合でも進まなければならない３次元の代替経路を含む。
[0006] しかしながら、特定の状況下では、回転翼機がそのような３次元経路を進むことは複雑であるか、又は不可能である場合さえある。更に、回転翼機に搭載された機材の重量に関する制約も、ブレーキとして作用する。
[0007] 離陸フェーズ中に回転翼機の操縦を支援するための他の方法も既知であり、文献ＥＰ３４４４６９６号及びＦＲ２９００３８５号に記載されている。
[0008] より具体的には、文献ＥＰ３４４４６９６号は、回転翼機によってカテゴリＡ離陸操作を実行するためパイロットに誘導キューを与えるためのシステム及び方法に関する。
[0009] 飛行管理システムは、パイロットに離陸するよう命令し、次いでコレクティブピッチを増大させ、決定点に向かって低速で横方向の上昇を行うため、サイクリックピッチ制御スティックに横方向制御を与える。
[0010] 回転翼機が決定点に到達する前にエンジン故障が発生した場合、離陸手順は中断される。
[0011] 更に、システムはパイロットに下降を開始するよう命令し、次いで、許容可能なロータ速度を維持すると共に回転翼機を実質的に水平姿勢に保つためのキューをパイロットに与える。
[0012] 従って、本発明の目的は、上述の制限を克服するのに役立つ代替的な操縦支援方法を提案することである。このような支援方法は、回転翼機の離陸又は着陸の双方の間に実施され得る。
[0013] 従って本発明の１つの目標は、特に、回転翼機の緊急着陸フェーズの実施を保証できるようにすることである。
[0014] 従って本発明は、少なくとも２つのエンジンを含む回転翼機の操縦を支援するための方法に関する。故障のない場合、これらのエンジンは、少なくとも回転翼機を空中に保つ揚力を提供する少なくとも１つのメインロータにエンジントルクを伝達することができ、回転翼機は、回転翼機を操縦するための空気力学的部材を備え、支援方法は、
回転翼機の現在の位置を周期的に決定するステップと、
現在の位置と決定点との第１の周期的な比較を行うステップであって、回転翼機の現在の位置が決定点の所定の高度未満の現在の高度を有するという判定を可能とするステップと、
少なくとも２つのエンジンのうち少なくとも１つにおけるエンジン故障を識別するステップと、
回転翼機の現在の位置と接地地点との第２の周期的な比較を行うステップと、
緊急着陸プロファイルを周期的に決定するステップであって、緊急着陸プロファイルは少なくとも第２の周期的な比較の結果に応じて発生され、緊急着陸プロファイルの周期的な決定は少なくとも１つのメインロータの最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）に応じて行われるステップと、
緊急着陸プロファイルに従って空気力学的部材を制御すると共に回転翼機を操縦するための制御指令を周期的に発生するステップであって、回転翼機の現在の位置が決定点の所定の高度未満の現在の高度を有し、かつ、エンジン故障が識別された場合に実施されるステップと、
を含む。
[0015] 従って、緊急着陸プロファイルは、進むべき経路とは別個であるが、少なくとも、少なくとも１つのメインロータの現在の回転速度が下回ってはいけない最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）によって、回転翼機の回転翼の揚力を直接管理することを可能とする。
[0016] 少なくとも、１又は複数のメインロータの現在の回転速度を最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）以上に保つように、制御指令を発生させる。
[0017] また、第１の実施形態によれば、制御指令の周期的な発生は、自動飛行制御システムによって完全に自動的に実行され得る。
[0018] 第２の実施形態によれば、制御指令の周期的な発生は、自動飛行制御システムによって部分的に自動的に、回転翼機のパイロットによって部分的に手動で実行され得る。
[0019] この場合、１つの可能性に従って、回転翼機の現在の高度が所定の閾値よりも高い場合、制御指令の周期的な発生は、自動飛行制御システムによって自動的に実行され得る。
[0020] しかしながら、回転翼機の現在の高度が所定の閾値以下であるか又は所定の閾値以下になった場合、回転翼機のパイロットが手動で制御指令を発生することを可能とするため、自動飛行制御システムは阻止され得る。
[0021] 第１の実施形態によれば、現在の位置と決定点との間の第１の周期的な比較は自動的に実行され得る。
[0022] 第１の実施形態と両立し得る第２の実施形態によれば、現在の位置と決定点との間の第１の周期的な比較は、回転翼機の乗組員によって実行される手動アクティベーションステップ（manual activation step）に応じて実行され得る。
[0023] 本発明によれば、このような方法は、緊急着陸プロファイルの周期的な決定が回転翼機の所定の降下率に応じて生成されるという点で注目に値する。
[0024] 言い換えると、緊急着陸プロファイルの発生は、１又は複数のメインロータの現在の回転速度を制御するサブステップと、回転翼機の降下率を制御するサブステップと、を含み得る。１又は複数のメインロータの現在の回転速度を制御するサブステップは、回転翼機の降下率を制御するサブステップよりも優先して実行される。
[0025] また、回転翼機の降下率を制御するサブステップは、ロータの羽根のピッチを全体的に（collectively）又はサイクリックに（cyclically）変動させるため、これらの羽根のピッチを制御するレバー又はスティック等の制御部材を作動させるように、回転翼機のパイロット又は自動操縦装置を促すことができる。また、パイロットは、回転翼機を実質的に水平姿勢に保つことは要求されず、特に、必要な場合は回転翼機の機首を上又は下に縦揺れさせ得る（pitch）。
[0026] 従って、回転翼機の降下率を制御するこのようなサブステップは、引き続き動作中であるエンジンが消費する電力を抑えながら、ロータを回転させる回転駆動力に寄与し、このためロータを最小回転速度よりも大きく維持することを可能とする。従って、パイロットに、所定の降下率に従うためコレクティブピッチレバーを操作するよう促すと共に、ロータの回転速度を維持するためスロットル制御は操作しないよう促すことができる。
[0027] 従って、回転翼機の降下率に応じた緊急着陸プロファイルの発生によって、別のエンジンが故障した場合に引き続き動作中である１又は複数のエンジンに対する要求を制限することができる。
[0028] 更に、少なくとも２つのエンジンのうち動作中である１又は複数のエンジンによって供給される電力が充分である場合、緊急着陸プロファイルの周期的な決定は、ロータの回転速度ターゲット及び降下率ターゲットの双方を満足させるように発生され得る。
[0029] しかしながら、少なくとも２つのエンジンのうち動作中である１又は複数のエンジンによって供給される電力が不充分である場合、緊急着陸プロファイルの周期的な決定は、ロータの回転速度ターゲットのみを満足させるように発生され得る。
[0030] 実際には、所定の降下率は回転翼機の現在の高度に応じて変動し得る。
[0031] 言い換えると、回転翼機の降下率を制御するサブステップは、回転翼機が位置している高度に応じて、観察される所定の降下率の現在値を変更することを可能とする。実際、回転翼機が地面に近付けば近付くほど、所定の降下率の値は小さくなり得る。
[0032] 従って、回転翼機の現在の高度が２００フィート（６０．９６メートル）以上である場合、所定の降下率は、－１２００から－８００フィート／分の間（－３６５．７６から－２４３．８４メートル／分の間）の第１の閾値に等しくすることができる。
[0033] 更に、回転翼機の現在の高度が１００フィート（３０．４８メートル）以下である場合、所定の降下率は、－７００から－３００フィート／分の間（－２１３．３６から－９１．４４メートル／分の間）の第２の閾値に等しくすることができる。
[0034] 同様に、回転翼機の現在の高度が１００から２００フィートの間（３０．４８から６０．９６メートルの間）である場合、所定の降下率は、－１２００から－８００フィート／分の間（－３６５．７６から－２４３．８４メートル／分の間）の第１の閾値と、－７００から－３００フィート／分の間（－２１３．３６から－９１．４４メートル／分の間）の第２の閾値と、の間で線形減少関数に応じて変動し得る。
[0035] 例えば、現在の高度が２００フィート（６０．９６メートル）よりも高い場合、所定の降下率は－１０００フィート／分（－３０４．８メートル／分）の値に選択され、－５００フィート／分（－１５２．４メートル／分）まで線形に減少し、１００フィート（３０．４８メートル）未満の高度ではこの所定値に留まることができる。
[0036] 実際には、最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）は、少なくとも１つのメインロータの記憶された公称回転速度（ＮＲｎｏｍ）の９４％～１０５％の間である所定の固定値とすることができる。
[0037] 例えば、公称回転速度（ＮＲｎｏｍ）は３２１．６ｒｐｍ（毎分回転数）とすることができ、最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）はこの値の１０２％に等しいように、すなわち約３２８．２ｒｐｍ（毎分回転数）に選択することができる。
[0038] 更に、少なくとも１つのメインロータの公称回転速度（ＮＲｎｏｍ）は、例えば、回転翼機が一定の速さ及び高度の巡航飛行フェーズを実行することができる回転速度である。また、最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）が公称回転速度（ＮＲｎｏｍ）よりも大きく選択され得る理由は、このような操縦支援方法が、離陸又は着陸フェーズのような巡航飛行フェーズとは異なる飛行フェーズで実施されるからである。
[0039] 有利な点として、少なくとも１つのメインロータは少なくとも２つの羽根を含み、制御指令は、少なくとも２つの羽根の各々のピッチを全体的に変更することができる。
[0040] このような制御指令はサーボ制御又は作動筒に伝達され、例えば、羽根のピッチを全体的に変更する少なくとも１つのスワッシュプレートを移動させることができる。羽根のピッチのこの全体的な変更によって、メインロータの回転速度を最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）未満に低下しないように制御すること、及び、回転翼機の降下率を制御すること、の双方が可能となる。
[0041] 前出の実施形態と両立し得る本発明の一実施形態によれば、緊急着陸プロファイルの周期的な決定は、地面に対する回転翼機の最大縦加速度（maximum longitudinal acceleration）と、地面に対する回転翼機の最大縦前進速度（maximum longitudinal forward speed）と、に依存し得る。
[0042] 言い換えると、緊急着陸プロファイルは、ピッチ軸に関して回転翼機の操縦を制約する。実際、接地地点での安全な着陸を可能とするため、回転翼機は、縦方向速度、すなわち回転翼機の後方ゾーンから前方ゾーンへの方向の速度を低減することが可能でなければならない。また、このような縦方向速度の低減は、空気力学的部材を制御するため制御指令を変更し、回転翼機のピッチ角の変更を可能とすることによって実施される。
[0043] 回転翼機のピッチ制御に対するこのような制約は、緊急着陸プロファイルを周期的に決定するステップ中に発生され、回転翼機がこれらの最大縦加速度と最大縦前進速度値を超過することを防ぐ。
[0044] 実際、回転翼機の最大縦加速度は、回転翼機の現在の高度と、回転翼機が垂直速度ゼロでホバリング飛行フェーズである場合の少なくとも２つのエンジンの電力余裕と、の関数として変動し得る。
[0045] 言い換えると、回転翼機が超過することができない最大縦加速度値は固定でなく、回転翼機の現在の高度と回転翼機がホバリングしている場合の少なくとも２つのエンジンの電力余裕とに応じて経時的に変動し得る。
[0046] 例えば、最大縦加速度は０．５～１．５メートル毎秒毎秒（ｍ・ｓ－２）の間であり得る。
[0047] より正確には、超過してはならないこの最大縦加速度は、０．７５～１メートル毎秒毎秒（ｍ・ｓ－２）の間であり得る。
[0048] 同様に、最大縦速度は、回転翼機の現在の降下率の関数として変動し得る。
[0049] 従って、超過してはならない最大縦速度閾値は固定でなく、回転翼機の現在の降下率に応じて経時的に変動し得る。
[0050] 有利な点として、支援方法は、現在の位置と接地地点との間の第１の差を表す情報を表示デバイスに表示する少なくとも１つのステップを含み得る。
[0051] このようにこの第１の差を表示することによって、パイロットは、回転翼機の操縦を支援するためのこのような方法の実施を迅速にかつ苦労せずに監視することができる。更に、このような監視は、空気力学的部材を制御するための制御指令が回転翼機の自動操縦システムによって自動的に発生される場合、特に有益である。
[0052] このような構成によって、特に、エンジン故障が発生した場合の乗組員の作業負荷を軽減することができる。乗組員は、回転翼機が安全に接地地点に近付いていることを極めて容易にチェックすることができる。
[0053] 代替的に又は追加的に、支援方法は、現在の位置と障害物を含むゾーンとの間の第２の差を表す情報を表示デバイスに表示する少なくとも１つのステップを含み得る。
[0054] 第１の差について前述したのと同様に、第２の差を表す情報を表示するこのようなステップによって、パイロットは、操縦支援方法の実施を迅速にかつ苦労せずに監視することができる。
[0055] 本発明の一実施形態によれば、表示された情報は、接地地点に対する及び／又は障害物を含むゾーンに対する回転翼機の現在の位置の関数として、回転翼機の方位角位置を表すことができる。
[0056] また、円形又は楕円形の目盛付きスケールと少なくとも１つの方位情報とを含むコンパスダイアルの斜視図に、扇形セクタが表示される。この扇形セクタの色、形状、及び／又は幅は、第１又は第２の差の値の関数として変更され得る。
[0057] 表示された情報を用いて、例えば上述の差のうち一方が所定の閾値未満である場合にアラーム信号を与えることができる。
[0058] 例えば、いくつかの所定の閾値を用いて、いくつかのアラームレベルを与えることができる。第１の所定の閾値を超えた場合、例えば色付き扇形セクタをオレンジ色で表示することにより、第１のアラームレベルをパイロットに示すことができる。第１の所定の閾値とは異なる第２の所定の閾値を超えた場合、例えば色付き扇形セクタを赤色で表示することにより、第２のアラームレベルをパイロットに示すことができる。
[0059] 前出の実施形態と両立し得る本発明の別の実施形態によれば、方法は、回転翼機の現在の高度と決定点の所定の高度との間の第３の差を表す情報を表示デバイスに表示する少なくとも１つのステップを含み得る。
[0060] このような第３の差は、垂直の目盛付きスケールと色付きバーによって表すと有利である。色付きバーの色はこの第３の差の値の関数として変動し得る。
[0061] 前述のように、表示された情報を用いて、この第３の差が所定の閾値未満に低下した場合に視覚的なアラーム信号を与えることができる。
[0062] 例えば、いくつかの所定の閾値を用いて、いくつかのアラームレベルを想定することができる。
[0063] 第１の所定の閾値を超えた場合、例えば、色付きバーは最初の緑色からオレンジ色に変化し得る。第１の所定の閾値とは異なる第２の所定の閾値を超えた場合、赤色の色付きバーを表示することによって、第２のアラームレベルをパイロットに示すことができる。
[0064] 更に、この第３の差によって離陸又は着陸決定点を表示することができる。この決定点の位置は色付きバーの端部に対応する。一度この決定点を超えたら、回転翼機のパイロットは、自動化された「周回（ＧＯ ＡＲＯＵＮＤ）」又は「飛び去る（ＦＬＹ ＡＷＡＹ）」フェーズを手動で制御することができる。
[0065] 離陸中又は着陸中、回転翼機の現在の高度が決定点の高度よりも高い場合、パイロットが作動させたボタンによって周回モードに入ることができる。
[0066] パイロットは、エンジン故障の場合であっても常に周回モードに入ることができる。
[0067] 離陸フェーズ中、パイロットが周回操作を実行する必要があるか否かを決定できるようにするため、前もってパイロットによって入力され得る離陸決定点が回転翼機の経路と共に表示される。
[0068] 離陸時に上昇している場合、回転翼機は、パイロットが周回ボタンをアクティベートさせるまで又はエンジン故障が識別されるまで上昇する。エンジン故障の場合、回転翼機は、離陸した接地地点に自動的に着陸する。
[0069] アプローチ中に降下している場合、回転翼機は、エンジン障害又は不調が検出されなければ、既定の３次元経路を進むことによって着陸する。一方、エンジン故障が識別された場合、支援方法は、少なくとも１つのメインロータの最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）に少なくとも応じた、また、場合によっては所定の降下率にも応じた緊急着陸プロファイルに従うように、空気力学的部材を制御すると共に回転翼機を操縦する制御指令の周期的な発生を実施する。
[0070] エンジン故障の場合を除いて、パイロットはいつでも周回ボタンを動作させることができる。パイロットの意思決定に役立てるため、３次元着陸経路と共に着陸決定点が表示される。
[0071] 前述のように、エンジン故障が識別された場合は３次元経路には進まず、回転翼機は、少なくとも１又は複数のロータの回転速度に応じた、また、場合によっては回転翼機の降下率にも応じた緊急着陸プロファイルに従うよう操縦される。
[0072] 本発明及びその利点は、例示として与えられる以下の実施形態の説明の文脈で、また添付図面を参照して、いっそう詳細に示される。
本発明に従った支援方法を実施することができる回転翼機の概略図である。 本発明に従った支援方法のステップを示す論理図である。 回転翼機の緊急着陸フェーズを示す側面図である。 本発明に従った支援方法の第１の表示ステップを示す図である。 本発明に従った支援方法の第２の表示ステップを示す図である。 本発明に従った支援方法の第３の表示ステップを示す図である。 本発明に従った支援方法の第４の表示ステップを示す図である。
[0073] 図面のうち２つ以上に存在する要素は、各図において同じ参照番号が与えられる。
[0074] すでに述べたように、本発明は回転翼機の操縦を支援するための方法に関する。
[0075] 図１で示されているように、このような回転翼機１は少なくとも２つのエンジン２、３を含み、故障のない場合、これらのエンジンは、少なくとも回転翼機１を空中に保つ揚力を提供する少なくとも１つのメインロータ４にエンジントルクを伝達することができる。このようなメインロータ４は、回転翼機１を操縦するための空気力学的部材５のうち少なくとも１つを形成する少なくとも２つの羽根６を備える。
[0076] 更に、このような回転翼機１は、例えば、回転翼機１を操縦するために使用される羽根６、フラップ、又はフィンのような空気力学的部材５を移動させるためのサーボ制御又は作動筒のようなアクチュエータ３４も備える。
[0077] これらのアクチュエータ３４は、制御ユニット３３によって発生した制御指令を受信することができる。制御ユニットは例えば、自動飛行制御システムと呼ばれ、頭字語ＡＦＣＳによって知られている自動操縦システムの制御ユニットである。
[0078] 更に、このような回転翼機１は、有線又は無線手段によって制御ユニット３３に接続されたセンサ３２も備える。このようなセンサ３２は特に、アクチュエータ３４に送信された制御指令によって生じた効果を測定して制御ユニット３３に送信するため、回転翼機１の位置、速さ、又は加速度を検出するためのセンサ、慣性ユニット、及び風速気圧計システムを含み得る。
[0079] また、回転翼機１は、有線又は無線手段によって制御ユニット３３及びセンサ３２に接続された少なくとも１つのミッションシステム３１も含み得る。このようなミッションシステム３１は、回転翼機１によって実行されるミッションに関連した飛行制約に応じて、又は操縦の好みに応じて、制御ユニット３３のパラメータを設定するように、場合によってはセンサ３２のパラメータも設定するように構成されている。
[0080] このミッションシステム３１は特に、パイロットが緊急着陸プロファイルに関する好みを入力することを可能とするヒューマンマシンインタフェースを含み得る。
[0081] 従って、少なくとも２つのエンジン２、３のうち一方が故障した場合、図２に示されているような回転翼機１の操縦を支援するための方法１０を実施することができる。
[0082] 従って、このような支援方法１０は複数のステップを含み、具体的に述べると、任意選択的に、決定点ＴＤＰ、ＬＤＰ、及び接地地点ＰＰを決定する予備ステップ１１を含む。このような決定点ＴＤＰ、ＬＤＰの決定１１は、例えばミッションシステム３１によって実施され得る。ミッションシステム３１は次いで、決定点ＴＤＰ、ＬＤＰ、及び接地地点ＰＰを表す信号を制御ユニット３３に送信する。
[0083] 決定点は、離陸決定点ＴＤＰ及び／又は着陸決定点ＬＤＰとすることができる。実際、エンジン２、３に故障が発生する飛行フェーズのタイプに応じて、支援方法を実施するためには２つの異なる決定点に関する情報が有用であり得る。
[0084] 接地地点ＰＰは、回転翼機１が着陸フェーズにある場合の着陸点であるか、又は、回転翼機１が離陸フェーズにある場合の初期離陸点であり得る。制御ユニット３３は、特に回転翼機が発生する操縦指令に応じて、回転翼機が離陸フェーズ又は着陸フェーズのどちらにあるか判定することができる。
[0085] 一度この決定ステップ１１が実施されたら、回転翼機１はそのミッションを実行又は開始することができる。
[0086] 支援方法１０は、回転翼機１の現在の位置を周期的に決定するステップ１２を含む。回転翼機１のこのような現在の位置は、例えば原点が接地地点である地球基準座標系のような基準座標系において規定される。
[0087] このような周期的な決定のステップ１２は、センサ３２によって、及び／又は、特に衛星測位システムの受信器を含む他のセンサによって、実施され得る。
[0088] 従って、センサ３２を用いて、回転翼機１の現在の位置を測定し、回転翼機１の現在の位置を表す信号を制御ユニット３３に送信することができる。
[0089] また、方法１０は、現在の位置と決定点ＴＤＰ、ＬＤＰとの第１の周期的な比較を行うステップ１３も含む。この第１の周期的な比較１３によって、回転翼機１の現在の位置の現在の高度が決定点ＴＤＰ、ＬＤＰの所定の高度未満であることを識別できる。
[0090] この第１の周期的な比較１３は、回転翼機１の現在の位置を表す信号及び決定点ＴＤＰ、ＬＤＰを表す信号に基づいて、制御ユニット３３によって実行され得る。このような制御ユニット３３は、現在の高度と決定点ＴＤＰ、ＬＤＰの所定の高度との比較を周期的に行うためのコンピュータ又は比較器を含む処理ユニットを備えている。この第１の周期的な比較１３によって、回転翼機１の現在の高度が所定の高度未満であることを識別するサブステップを実施できる。
[0091] 支援方法１０は、少なくとも２つのエンジン２、３のうち少なくとも一方の故障を識別するステップ１４を含む。故障を識別するこのようなステップ１４は、例えば、ＦＡＤＥＣの頭字語（「全デジタルエンジン制御（Full Authority Digital Engine Control）」に対応する）で知られるシステム７によって実施され得る。このようなＦＡＤＥＣシステム７を用いて、エンジン２、３のうち一方のエンジン故障を識別し、次いでこのエンジン故障の識別１４を表す信号を制御ユニット３３に送信することができる。
[0092] 例えばＦＡＤＥＣシステム７は、故障したエンジン２、３、の駆動軸のエンジントルクの低下を測定するセンサ、又は、エンジン２、３の動作障害を測定する圧力センサもしくは温度センサを含み得る。
[0093] ＦＡＤＥＣシステム７は、特に、例えばトルク、圧力、又は温度測定値のようなセンサ測定値を所定の閾値と比較するためのコンピュータ又は比較器を含む処理ユニットを含み得る。測定値が所定の閾値のうち１つを超えた場合、この処理ユニットはエンジン２、３の障害を識別することができる。
[0094] 更に、処理方法１０は、回転翼機１の現在の位置と接地地点ＰＰとの第２の周期的な比較を行うステップ１５を含む。
[0095] この第２の周期的な比較１５は、処理ユニットを備える制御ユニット３３によって実行され得る。この処理ユニットは特に、センサ３３によって決定されて送信された現在の位置とミッションシステム３１によって決定されて送信された接地地点ＰＰとの比較を周期的に行うためのコンピュータ又は比較器を含む。
[0096] 支援方法１０は、緊急着陸プロファイルを周期的に決定するステップ１６を含む。この緊急着陸プロファイルは、少なくとも第２の周期的な比較ステップ１５の結果に応じて発生される。更に、緊急着陸プロファイルを周期的に決定するこのようなステップ１６は、少なくとも１つのメインロータ４の最小回転速度ＮＲｍｉｎに応じて、また、場合によっては回転翼機１の所定の降下率にも応じて、実施される。
[0097] 緊急着陸プロファイルを周期的に決定するこのステップ１６は、処理ユニットを備える制御ユニット３３によって実施できる。この処理ユニットは特に、少なくとも１つのメインロータ４の最小回転速度ＮＲｍｉｎを周期的に計算し、場合によっては回転翼機１の所定の降下率も周期的に計算するためのコンピュータを含む。
[0098] 回転翼機１の所定の降下率のこのような計算は、例えば、メモリに記憶された値の表、１つ以上のパラメータの関数としての変動法則、及び／又は数式を用いることができる。
[0099] 支援方法１０は、緊急着陸プロファイルに従って空気力学的部材５を制御すると共に回転翼機１を操縦するための制御指令を周期的に発生するステップ１７を含む。
[0100] 従って、制御指令を周期的に発生するこのようなステップ１７は、処理ユニットを備える制御ユニット３３によって実施できる。この処理ユニットは特に、メインロータ４の回転速度が最小回転速度ＮＲｍｉｎ未満に低下していないこと、また、場合によっては、回転翼機１が所定の降下率に正確に従っていることをチェックするため、周期的に計算を実行するためのコンピュータを含む。
[0101] また、この制御ユニット３３は、利用可能な電力が充分である場合、メインロータ４の回転速度を制御するため、また、場合によっては回転翼機１の降下率も制御するため、空気力学的部材５の制御指令を変更することができる。
[0102] 制御指令を周期的に発生するステップ１７は、例えば、メインロータ４の羽根６の各々のピッチを全体的に変更することができる。
[0103] また、第１の周期的な比較を行うステップ１３、故障を識別するステップ１４、第２の周期的な比較を行うステップ１５、緊急着陸プロファイルを周期的に決定するステップ１６、及び制御指令を周期的に発生するステップ１７は、いくつかの別個の処理ユニットを備える制御ユニット３３によって、又は上述した方法の様々なステップを実施可能とする単一の処理ユニットによって、実施することができる。
[0104] あるいは、利用可能な電力が不充分である場合、緊急着陸プロファイルの周期的な決定１６は、少なくとも１つのメインロータ４の最小回転速度ＮＲｍｉｎのみに従い、回転翼機１の所定の降下率には従わない可能性がある。
[0105] 更に、緊急着陸プロファイルの周期的な決定１６は、制御ユニット３３によって、回転翼機１が地面に対する最大縦加速度と地面に対する最大縦前進速度に従うように実施され得る。
[0106] 回転翼機１のこのような最大縦加速度は、特に、制御ユニット３３によって計算され、センサ３２により測定されて送信された回転翼機１の現在の高度と、回転翼機１が垂直速度ゼロでホバリング飛行フェーズである場合の少なくとも２つのエンジンの所定の電力余裕との関数として変動し得る。例えば、そのような電力余裕は制御ユニット３３のメモリに記憶され得る。
[0107] 例えば、回転翼機１のこの最大縦加速度は０．５から１．５メートル毎秒毎秒（ｍ・ｓ－２）の間であり得る。
[0108] また、最大縦速度は回転翼機１の現在の降下率の関数として変動し得る。
[0109] 図３で示されているように、エンジン故障が識別された時点１４の回転翼機１の高度に応じて、いくつかの緊急着陸プロファイルを発生させることができる。このような緊急着陸プロファイルは、特に、例えばエンジン２、３の故障が識別された時の回転翼機１の現在の位置の関数として、相互に区別され得る。
[0110] 従って、所定の降下率は回転翼機１の現在の高度に応じて変動し得る。
[0111] 例えば、回転翼機１の現在の高度が２００フィート（６０．９６メートル）以上である場合、所定の降下率は－１２００から－８００フィート／分の間（－３６５．７６から－２４３．８４メートル／分の間）の第１の閾値に等しくすることができる。
[0112] 一方、回転翼機１の現在の高度が１００フィート（３０．４８メートル）以下である場合、所定の降下率は、－７００から－３００フィート／分の間（－２１３．３６から－９１．４４メートル／分の間）の第２の閾値に等しくすることができる。
[0113] 回転翼機の現在の高度が１００から２００フィートの間（３０．４８から６０．９６メートルの間）である場合、所定の降下率は、－１２００から－８００フィート／分の間（－３６５．７６から－２４３．８４メートル／分の間）のこの第１の閾値と、－７００から－３００フィート／分の間（－２１３．３６から－９１．４４メートル／分の間）のこの第２の閾値と、の間で線形減少関数に応じて変動し得る。
[0114] 従って、制御ユニット３３は、この第１の閾値及びこの第２の閾値を記憶するためのメモリも含み得る。制御ユニット３３は、有線又は無線手段によって、ラジオゾンデ等の回転翼機１の現在の高度を測定するためのセンサに接続されている。このため、制御ユニット３３は、回転翼機１の現在の高度に応じて緊急着陸プロファイルの降下率を適合するように構成されている。
[0115] １つの有利な例によれば、最小回転速度ＮＲｍｉｎは、少なくとも１つのメインロータ４の公称回転速度ＮＲｎｏｍの９４％～１０５％の間である所定の固定値とすることができる。このようにして、このような最小回転速度ＮＲｍｉｎは処理ユニットのメモリに記憶することができる。
[0116] 更に、縦方向に向けた縦方向安全マージンＳＭ１、ＳＭ２を用いて、回転翼機１の背後の後方ゾーンに位置する障害物との衝突を回避することができる。このような縦方向安全マージンＳＭ１、ＳＭ２は、例えば３０メートル（約９８フィート）とすればよい。
[0117] 同様に、垂直方向に向けた垂直方向安全マージンＭ１を用いて、回転翼機１の下の下方ゾーンに位置する障害物との衝突を回避することができる。このような垂直方向安全マージンＭ１は、例えば１０メートル（約３５フィート）とすればよい。
[0118] 図２で示されているように、支援方法１０は、回転翼機１のパイロットが支援方法１０の正確な動作を迅速に監視することを可能とする表示ステップ１８、１９、２０も含み得る。
[0119] 図４及び図５で示されているように、この表示ステップ１８は表示デバイス３０によって実施され、現在の位置と接地地点ＰＰとの間の第１の差を表す情報を表示することができる。
[0120] 現在の位置は、ここでは第１のキュー４２、５２によって表示デバイス３０上に示されている。接地地点ＰＰは第２のキューによって示され、Ｈ形４１、５１の中央に接地地点ＰＰがある。
[0121] 第１の差は、第１のキュー４２、５２が第２のキュー又はＨ形４１、５１から離れている距離によって表すことができる。Ｈ形は、例えばヘリポート等のヘリコプター離着陸場を表す。
[0122] 図４で示されているように、支援方法１０は、純粋に垂直方向の離陸フェーズを実行することを可能とする。この場合、Ｈ形は第１のキュー４２の中央に留まっているが、回転翼機１の高度が上がるにつれてＨは徐々に小さくなり、後に緊急着陸プロファイルが実施された場合は再び大きくなる。
[0123] 図５によると、支援方法１０は、図３にも示されているように、離陸フェーズを逆方向に実行することを可能とする。この場合、回転翼機１の高度が上がるにつれてＨ形５１は第１のキュー５２から離れる方へ移動する。
[0124] 図６及び図７で示されているように、表示デバイス３０における表示ステップ１９は、現在の位置と障害物を含むゾーンとの間の第２の差を表す情報を表示することを可能とする。
[0125] 表示された情報は、前述の接地地点ＰＰに対する及び／又は前述の障害物を含むゾーンに対する回転翼機の現在の位置の関数として、回転翼機の方位角位置を表す。
[0126] 次いで、円形又は楕円形の目盛付きスケールと少なくとも１つの方位情報とを含むコンパスダイアル６３、７３の斜視図に、扇形セクタ６０、７０を表示する。この扇形セクタ６０、７０の色、形状、及び／又は幅は、第１又は第２の差の値の関数として変更され得る。
[0127] 表示された情報を用いて、例えば上述の差のうち一方が所定の閾値未満である場合にアラーム信号を与えることができる。
[0128] 例えば、いくつかの所定の閾値を用いていくつかのアラームレベルを与えることができる。図６で示されているように、第１の所定の閾値を超えた場合、例えば色付き扇形セクタ６０をオレンジ色で及び／又は第１の厚さで表示することにより、第１のアラームレベルをパイロットに示すことができる。図７で示されているように、第１の所定の閾値とは異なる第２の所定の閾値を超えた場合、例えば色付き扇形セクタ７０を赤色で及び／又は第１の厚さよりも大きい第２の厚さで表示することにより、第２のアラームレベルをパイロットに示すことができる。
[0129] 図４及び図５で示されているように、表示ステップ２０は、回転翼機１の現在の高度と決定点ＴＤＰ、ＬＤＰの所定の高度との間の第３の差を表す情報を表示デバイス３０に表示することを可能とする。
[0130] このような第３の差は、ここでは、決定点ＴＤＰの所定の高度と回転翼機１の現在の高度との間に延出している色付きバー４０、５０によって表される。
[0131] 当然、本発明は、その実施に関して多くの変形を行うことができる。いくつかの実施形態について上述したが、全ての可能な実施形態を排他的に識別することを想定していないことは容易に理解されるはずである。当然、本発明の範囲から逸脱することなく、記載されている手段のいずれかを同等の手段で置き換えることを想定することができる。

Claims (15)

  1. 少なくとも２つのエンジン（２、３）を含む回転翼機（１）の操縦を支援するための方法（１０）であって、故障のない場合、前記エンジンは、少なくとも前記回転翼機（１）を空中に保つ揚力を提供する少なくとも１つのメインロータ（４）にエンジントルクを伝達することができ、前記回転翼機（１）は、前記回転翼機（１）を操縦するための空気力学的部材（５）を備え、
    前記支援方法（１０）は、
    前記回転翼機（１）の現在の位置を周期的に決定するステップ（１２）と、
    前記現在の位置と決定点（ＴＤＰ、ＬＤＰ）との第１の周期的な比較を行うステップであって、前記回転翼機（１）の前記現在の位置が前記決定点（ＴＤＰ、ＬＤＰ）の所定の高度未満の現在の高度を有するという判定を可能とするステップ（１３）と、
    前記少なくとも２つのエンジン（２、３）のうち少なくとも１つのエンジン（２、３）におけるエンジン故障を識別するステップ（１４）と、
    前記回転翼機（１）の前記現在の位置と接地地点（ＰＰ）との第２の周期的な比較を行うステップ（１５）と、
    緊急着陸プロファイルを周期的に決定するステップであって、前記緊急着陸プロファイルは少なくとも前記第２の周期的な比較（１５）の結果に応じて発生され、前記緊急着陸プロファイルの周期的な決定（１６）は前記少なくともメインロータ（４）の最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）に応じて行われるステップ（１６）と、
    前記緊急着陸プロファイルに従って前記空気力学的部材（５）を制御すると共に前記回転翼機（１）を操縦するための制御指令を周期的に発生するステップであって、前記回転翼機（１）の前記現在の位置が前記決定点（ＴＤＰ、ＬＤＰ）の前記所定の高度未満の現在の高度を有し、かつ、エンジン故障が識別された（１４）場合に実施されるステップ（１７）と、を含み、
    前記緊急着陸プロファイルの前記周期的な決定（１６）は、前記回転翼機（１）の所定の降下率に応じて行われる、方法。
  2. 前記所定の降下率は、前記回転翼機（１）の前記現在の高度に応じて変動し得る、請求項１に記載の方法。
  3. 前記回転翼機（１）の前記現在の高度が２００フィート（６０．９６メートル）以上である場合、所定の降下率は、－１２００から－８００フィート／分の間（－３６５．７６から－２４３．８４メートル／分の間）の第１の閾値に等しい、請求項２に記載の方法。
  4. 前記回転翼機（１）の前記現在の高度が１００フィート（３０．４８メートル）以下である場合、前記所定の降下率は、－７００から－３００フィート／分の間（－２１３．３６から－９１．４４メートル／分の間）の第２の閾値に等しい、請求項２に記載の方法。
  5. 前記回転翼機（１）の前記現在の高度が１００から２００フィートの間（３０．４８から６０．９６メートルの間）である場合、前記所定の降下率は、－１２００から－８００フィート／分の間（－３６５．７６から－２４３．８４メートル／分の間）の第１の閾値と、－７００から－３００フィート／分の間（－２１３．３６から－９１．４４メートル／分の間）の第２の閾値と、の間で線形減少関数に応じて変動する、請求項２に記載の方法。
  6. 前記最小回転速度（ＮＲｍｉｎ）は、前記少なくともメインロータ（４）の記憶された公称回転速度（ＮＲｎｏｍ）の９４％から１０５％の間である所定の固定値である、請求項１に記載の方法。
  7. 前記少なくともメインロータ（４）は、少なくとも２つの羽根（６）を含み、
    前記制御指令は、前記少なくとも２つの羽根（６）の各々のピッチを全体的に変更する、請求項１に記載の方法。
  8. 前記緊急着陸プロファイルの前記周期的な決定（１６）は、地面に対する前記回転翼機（１）の最大縦加速度と、地面に対する前記回転翼機（１）の最大縦前進速度と、に依存する、請求項１に記載の方法。
  9. 前記回転翼機（１）の前記最大縦加速度は、前記回転翼機（１）の現在の高度と、前記回転翼機（１）が垂直速度ゼロでホバリング飛行フェーズである場合の前記少なくとも２つのエンジンの電力余裕と、の関数として変動し得る、請求項８に記載の方法。
  10. 前記最大縦加速度は、０．５から１．５メートル毎秒毎秒（ｍ・ｓ－２）の間である、請求項８に記載の方法。
  11. 前記最大縦速度は、前記回転翼機（１）の現在の降下率の関数として変動し得る、請求項８に記載の方法。
  12. 前記支援方法（１０）は、前記現在の位置と前記接地地点（ＰＰ）との間の第１の差を表す情報を表示デバイス（３０）に表示する少なくとも１つのステップ（１８）を含む、請求項１に記載の方法。
  13. 前記支援方法（１０）は、前記現在の位置と障害物を含むゾーンとの間の第２の差を表す情報を表示デバイス（３０）に表示する少なくとも１つのステップ（１９）を含む、請求項１に記載の方法。
  14. 前記表示された情報は、前記接地地点に対する及び／又は前記障害物を含むゾーンに対する前記現在の位置の関数として前記回転翼機（１）の方位角位置を表す、請求項１２に記載の方法。
  15. 前記支援方法は、前記回転翼機（１）の前記現在の高度と前記決定点（ＴＤＰ、ＬＤＰ）の前記所定の高度との間の第３の差を表す情報を表示デバイス（３０）に表示する少なくとも１つのステップ（２０）を含む、請求項１に記載の方法。
JP2022076891A 2021-05-31 2022-05-09 少なくとも２つのエンジンを含む回転翼機の操縦を支援するための方法 Pending JP2022184747A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2105645A FR3123315A1 (fr) 2021-05-31 2021-05-31 Procédé d’assistance au pilotage d’un giravion comportant au moins deux moteurs
FR2105645 2021-05-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2022184747A true JP2022184747A (ja) 2022-12-13

Family

ID=77913167

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2022076891A Pending JP2022184747A (ja) 2021-05-31 2022-05-09 少なくとも２つのエンジンを含む回転翼機の操縦を支援するための方法

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20220380020A1 (ja)
EP (1) EP4099117B1 (ja)
JP (1) JP2022184747A (ja)
KR (1) KR102667325B1 (ja)
CN (1) CN115477005A (ja)
CA (1) CA3157276C (ja)
FR (1) FR3123315A1 (ja)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4420059A1 (de) * 1994-06-08 1995-12-14 Leubner Hans Peter Start- und Landeführungssystem für Drehflügler und andere Senkrechtstarter
JPH09249200A (ja) * 1996-03-18 1997-09-22 Commuter Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置
US6527225B1 (en) * 2002-04-30 2003-03-04 Sikorsky Aircraft Corporation Method for performing an automated category a takeoff
US9193450B2 (en) * 2012-02-24 2015-11-24 Bell Helicopter Textron Inc. System and method for automation of rotorcraft entry into autorotation and maintenance of stabilized autorotation
EP3444696A1 (en) * 2017-08-17 2019-02-20 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft multiple profile cat-a guidance

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6629023B1 (en) 2002-04-30 2003-09-30 Sikorsky Aircraft Corporation Method for performing an automated category a approach maneuver
FR2900385B1 (fr) 2006-04-28 2008-12-26 Eurocopter France Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un giravion au decollage.
FR3064303B1 (fr) * 2017-03-27 2019-05-03 Safran Helicopter Engines Dispositif ameliore d'augmentation temporaire de puissance de turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4420059A1 (de) * 1994-06-08 1995-12-14 Leubner Hans Peter Start- und Landeführungssystem für Drehflügler und andere Senkrechtstarter
JPH09249200A (ja) * 1996-03-18 1997-09-22 Commuter Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk ヘリコプタｔａ級離着陸支援装置
US6527225B1 (en) * 2002-04-30 2003-03-04 Sikorsky Aircraft Corporation Method for performing an automated category a takeoff
US9193450B2 (en) * 2012-02-24 2015-11-24 Bell Helicopter Textron Inc. System and method for automation of rotorcraft entry into autorotation and maintenance of stabilized autorotation
EP3444696A1 (en) * 2017-08-17 2019-02-20 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft multiple profile cat-a guidance

Also Published As

Publication number Publication date
CA3157276C (fr) 2024-06-11
CN115477005A (zh) 2022-12-16
CA3157276A1 (fr) 2022-11-30
US20220380020A1 (en) 2022-12-01
KR20220162047A (ko) 2022-12-07
FR3123315A1 (fr) 2022-12-02
KR102667325B1 (ko) 2024-05-17
EP4099117A1 (fr) 2022-12-07
EP4099117B1 (fr) 2023-07-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9383756B2 (en) Automatic flight control method for a rotorcraft enabling the rotorcraft to maintain a path by tracking manual flight controls
CN110127041B (zh) 用于旋翼飞行器自旋进入辅助的***和方法
CN109407685B (zh) 用于旋翼飞行器总距动力保持的***和方法
EP3357809B1 (en) System and method for stabilizing longitudinal acceleration of a rotorcraft
EP3403924B1 (en) In-cockpit control of a fixed wing aircraft
CN110196600B (zh) 旋翼飞行器、飞行控制计算机和飞行控制方法
EP3578458B1 (en) System and method for rotorcraft height control
WO2011078847A1 (en) Calculation and display of warning speed for thrust asymmetry control
US9815561B2 (en) Device for regulating the speed of rotation of a rotorcraft rotor, a rotorcraft fitted with such a device, and an associated regulation method
JP3201100U (ja) マルチローター可変ピッチヘリコプター
US11392142B2 (en) Safe method and a safe system for controlling a position of an aircraft relative to the authorized flight envelope
CN108693886B (zh) 用于旋翼飞行器的飞行控制***计算机及其操作方法
CN110937120A (zh) 用于控制旋翼飞行器的***及方法
EP4029778A1 (en) Preventing helicopter loss of tail rotor effectiveness
EP3599160B1 (en) System and method for rotorcraft flight control
EP3456627B1 (en) System and method for tail rotor margin awareness
US20220009651A1 (en) Interactive electronic checklists for autonomous aircraft
JP2022184747A (ja) 少なくとも２つのエンジンを含む回転翼機の操縦を支援するための方法
CN111731470A (zh) 旋翼飞行器及其操作方法、以及飞行控制计算机
US20230229173A1 (en) Automatic low-speed aircraft maneuver wind compensation

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20220509

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20230302

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20230601

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20230904

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20231201

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20240229