JPH10152099A - Flying area deviation warning and device thereof - Google Patents
Flying area deviation warning and device thereofInfo
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- JPH10152099A JPH10152099A JP31100096A JP31100096A JPH10152099A JP H10152099 A JPH10152099 A JP H10152099A JP 31100096 A JP31100096 A JP 31100096A JP 31100096 A JP31100096 A JP 31100096A JP H10152099 A JPH10152099 A JP H10152099A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明が属する技術分野】本発明は、たとえばヘリコプ
タなどの航空機が、その飛行中に飛行領域から逸脱した
ことをパイロットに警告する方法および装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a method and apparatus for alerting a pilot that an aircraft, such as a helicopter, has deviated from its flight area during its flight.
【０００２】[0002]
【従来の技術】たとえばヘリコプタなどの航空機には、
運用中の安全を確保するために、機種毎の飛行規程によ
って、たとえばエンジンのトルクの制限値など様々な運
用限界が定められている。表１は、運用限界の一例とし
て、双発ヘリコプタのエンジンのトルクの制限値の一例
を示す。なお、表１において、ＴＱｔｏ＞ＴＱｃ２であ
り、ＴＱ２．５＞ＴＱ３０＞ＴＱｃ１であり、ＴＱｃ１
＞ＴＱｃ２である。2. Description of the Related Art For example, in an aircraft such as a helicopter,
In order to ensure safety during operation, various operation limits such as, for example, engine torque limit values are determined by flight rules for each model. Table 1 shows an example of the engine torque limit value of the twin-engine helicopter as an example of the operation limit. In Table 1, TQto> TQc2, TQ2.5>TQ30> TQc1, and TQc1
> TQc2.
【０００３】[0003]
【表１】 [Table 1]
【０００４】２基のエンジンを備える双発ヘリコプタの
両方のエンジンが作動している場合において、連続的に
使用できる最大トルクは、トランスミッションの構造限
界などからエンジン１基あたりＴＱｃ２（２基のうち大
きい方）に定められており、通常の飛行時には、ＴＱｃ
２より充分小さいトルクを使用している。さらに離陸時
には、飛行速度が最良上昇速度を超えない場合に限り、
５分間の制限付きでＴＱｔｏ（２基のうち大きい方）ま
で使用することができる。また故障などで片方のエンジ
ンだけ作動している場合において、連続的に使用できる
最大トルクは、ＴＱｃ１に定められている。さらに緊急
時には、２．５分間の制限付きでＴＱ２．５まで、また
は３０分間の制限付きでＴＱ３０まで使用することがで
きる。When both engines of a twin-engine helicopter having two engines are operating, the maximum torque that can be continuously used is TQc2 per engine (the larger of the two ), And during normal flight, TQc
A torque sufficiently smaller than 2 is used. Furthermore, on takeoff, only if the flight speed does not exceed the best climb speed,
Can be used up to TQto (larger of the two) with a 5-minute limit. Further, when only one engine is operating due to a failure or the like, the maximum torque that can be used continuously is determined by TQc1. Furthermore, in an emergency, it can be used up to TQ2.5 with a limit of 2.5 minutes or up to TQ30 with a limit of 30 minutes.
【０００５】このように定められるトルク制限値は、た
とえば着陸進入時に、エンジンが１基故障した場合に連
続的に変化する。このような着陸進入時にエンジンが１
基故障した場合に、パイロットは、エンジンの故障が着
陸決定点以前に発生した場合に限り、以下のような手順
で着陸復行するのが一般的である。エンジンが１基停止
すると直ちに機首を下げて安全な速度まで増速し、その
後安全が確保できる最低高度まで上昇する。この間のト
ルク制限値は、片発不作動時の２．５分定格出力であ
る。安全高度まで上昇した後は、最も効率のよい上昇速
度で上昇し、再度、着陸進入を試みる。この間のトルク
制限値は、片発不作動時の３０分定格出力である。[0005] The torque limit value thus determined continuously changes when one engine fails, for example, during landing approach. At the time of such landing approach, one engine
In the event of a basic failure, the pilot generally makes a go-around in the following procedure only when an engine failure occurs before the landing decision point. As soon as one engine stops, the nose is lowered to increase the speed to a safe speed, and then to the minimum altitude where safety can be ensured. The torque limit value during this time is a 2.5-minute rated output when one-shot operation is not performed. After climbing to a safe altitude, climb at the most efficient climb speed and attempt landing approach again. The torque limit value during this time is a 30-minute rated output when one-shot operation is not performed.
【０００６】このようにして着陸復行する場合など、特
に緊急時には制限値が時間とともに変化し、このような
場合には、パイロットは、これらの限界を超えないよう
に複数の飛行計器を確認したり、機外の状況を確認した
りするなど、煩雑なチェックをしながら飛ぶ必要があ
り、パイロットのワークロード（作業負担）増加の一因
となっていた。In the case of such a go-around, especially in an emergency, the limit value changes with time, and in such a case, the pilot checks a plurality of flight instruments so as not to exceed these limits. It was necessary to fly while performing complicated checks, such as checking the situation outside the aircraft, and this contributed to the increase in pilot workload (work load).
【０００７】[0007]
【発明が解決しようとする課題】したがって本発明の目
的は、運用限界のチェックに要するワークロードを低減
して、運用限界付近での飛行安全を高めることができる
飛行領域逸脱の警告方法および装置を提供することであ
る。SUMMARY OF THE INVENTION It is therefore an object of the present invention to provide a method and apparatus for warning a flight area departure that can reduce the workload required to check operating limits and improve flight safety near operating limits. To provide.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】本発明は、機体の運用限
界に基づいて、少なくとも２段階の警告領域を設定し、
機体の飛行状態が各警告領域にあるときに、各警告領域
に対応した警告を発することを特徴とする飛行領域逸脱
の警告方法である。本発明に従えば、機体の飛行状態
が、機体の運用限界付近にあるときに、少なくとも２段
階の警告を発してパイロットに知らせることができる。
これによって、機体の飛行状態が危険な領域に近付きま
たは危険な領域内にあることを、パイロットに段階的に
認識させ、危険回避のための判断をする余裕を与えるこ
とができる。According to the present invention, at least two levels of warning areas are set based on the operational limits of the aircraft.
A warning method for departure from a flight area, wherein a warning corresponding to each warning area is issued when the flight state of the aircraft is in each warning area. According to the present invention, at least two levels of warnings can be issued to the pilot when the flight condition of the aircraft is near the operational limit of the aircraft.
This allows the pilot to gradually recognize that the flight state of the aircraft approaches or is within the dangerous area, and gives the pilot enough room to make a decision to avoid the risk.
【０００９】また本発明は、機体の運用限界に基づい
て、警告領域を設定し、警告領域に入る飛行状態の設定
値よりも警告領域から出る飛行状態の設定値を危険度の
低い側とし、機体の飛行状態が警告領域にあるときに、
警告を発することを特徴とする飛行領域逸脱の警告方法
である。本発明に従えば、機体の飛行状態が、機体の運
用限界付近にあるときに、警告を発してパイロットに知
らせることができる。機体の飛行状態が至ったときに警
告を発する警告領域は、警告領域に入る飛行状態の設定
値、すなわち飛行状態が危険な領域側に近付く場合に警
告を開始する設定値よりも、警告領域から出る飛行状態
の設定値、すなわち飛行状態が危険な領域側から遠ざか
る場合に警告を終了する設定値が低く、すなわち危険度
の低い側の設定値に選ばれて設定されている。これによ
って、たとえば、警告が開始されると充分に安全な領域
に戻るまで警告が終了しないために、繁雑な警告の変更
を防止することができ、パイロットに不快感を与えるこ
とがない。Further, the present invention sets a warning area based on the operational limit of the aircraft, and sets a set value of a flight state that goes out of the warning area to a lower danger level than a set value of a flight state that enters the warning area; When the aircraft's flight status is in the warning area,
This is a warning method of departure from the flight area, which is characterized by issuing a warning. According to the present invention, a warning can be issued to the pilot when the flight condition of the aircraft is near the operational limit of the aircraft. The warning area that issues a warning when the aircraft's flight status has reached the warning area is closer to the warning area than the set value that starts the warning when the flight state approaches the dangerous area side, that is, the warning area The set value of the outgoing flight state, that is, the set value for ending the warning when the flight state goes away from the dangerous area side, is low, that is, the set value of the lower risk level is selected and set. Thus, for example, when the warning is started, the warning does not end until the warning returns to a sufficiently safe area, so that it is possible to prevent a complicated change of the warning and to give the pilot no discomfort.
【００１０】さらに本発明は、機体の運用限界に基づい
て、警告領域を設定し、機体の飛行状態が警告領域にあ
るときに、操縦入力手段の操縦フィール特性を変化させ
ることによって、警告を発することを特徴とする飛行領
域逸脱の警告方法である。本発明に従えば、機体の飛行
状態が、機体の運用限界付近にあるときに、操縦入力手
段の操縦フィールの変化によってパイロットに知らせる
ことができる。これによって、機体の飛行状態が危険な
領域に近付きまたは危険な領域内にあることを、パイロ
ットに機体の操縦感覚によって認識させることができ、
パイロットは複数の計器類を見ることなく、飛行状態が
危険な領域に接近または突入したことを認識することが
できる。Further, according to the present invention, a warning area is set based on the operational limit of the aircraft, and when the flight state of the aircraft is in the warning area, a warning is issued by changing the control feel characteristics of the control input means. This is a warning method of departure from the flight area. According to the present invention, when the flight state of the aircraft is near the operational limit of the aircraft, the pilot can be notified by a change in the steering feel of the steering input means. This allows the pilot to be aware of the flight condition of the aircraft approaching or within the dangerous area by the sense of control of the aircraft,
The pilot can recognize that the flight condition has approached or entered a dangerous area without looking at a plurality of instruments.
【００１１】さらに本発明は、機体の飛行状態を検出す
るセンサと、機体の運用限界に基づいて少なくとも２段
階の警告領域を設定し、センサから与えられる機体の飛
行状態が各警告領域にあるときに、各警告領域に対応し
た警告を指示する警告指示手段と、警告指示手段からの
指示に基づいて、パイロットに与える警告情報を発生す
る警告発生手段とを備えることを特徴とする飛行領域逸
脱の警告装置である。本発明に従えば、センサによって
検出される飛行状態が、機体の運用限界に基づく少なく
とも２段階の警告領域にあるとき、各警告領域に対応し
た警告が警告指示手段によって指示される。警告が指示
されると、指示に対応して警告発生手段によって、警告
情報を発生され、その警告情報が、警告伝達手段によっ
てパイロットに与えられる。これによって、機体の飛行
状態が危険な領域に近付きまたは危険な領域内にあるこ
とを、パイロットに段階的に認識させ、危険回避のため
の判断をする余裕を与えることができる。Further, according to the present invention, there is provided a sensor for detecting a flight condition of a fuselage, and at least two levels of warning regions based on operational limits of the fuselage. A warning instruction means for instructing a warning corresponding to each warning area, and a warning generation means for generating warning information to be given to the pilot based on the instruction from the warning instruction means. Warning device. According to the present invention, when the flight state detected by the sensor is in at least two levels of warning regions based on the operational limits of the aircraft, a warning corresponding to each warning region is instructed by the warning instruction means. When a warning is instructed, warning information is generated by the warning generating means in response to the instruction, and the warning information is given to the pilot by the warning transmitting means. This allows the pilot to gradually recognize that the flight state of the aircraft approaches or is within the dangerous area, and gives the pilot enough room to make a decision to avoid the risk.
【００１２】さらに本発明は、機体の飛行状態を検出す
るセンサと、機体の運用限界に基づいて、警告領域を設
定し、警告領域に入る飛行状態の設定値よりも警告領域
から出る飛行状態の設定値を危険度の低い側とし、セン
サから与えられる機体の飛行状態が警告領域にあるとき
に、警告を指示する警告指示手段と、警告指示手段から
の指示に基づいて、パイロットに与える警告情報を発生
する警告発生手段とを備えることを特徴とする飛行領域
逸脱の警告装置である。本発明に従えば、センサによっ
て検出される飛行状態が、機体の運用限界に基づく警告
領域にあるとき、警告領域に対応した警告が警告指示手
段によって指示される。警告が指示されると、指示に対
応して警告発生手段によって、警告情報が発生され、そ
の警告情報が、警告伝達手段によってパイロットに与え
られる。警告領域は、警告領域に入る飛行状態の設定
値、すなわち飛行状態が危険な領域側に近付く場合の警
告を開始する設定値よりも警告領域から出る飛行状態の
設定値、すなわち飛行状態が危険な領域側から遠ざかる
場合の警告を終了する設定値が低く、すなわち危険度の
低い側の設定値に選ばれて設定されている。これによっ
て、たとえば、警告が開始されると充分安全な領域に戻
るまで警告が終了しないために、煩雑な警告の変更を防
止することができ、パイロットに不快感を与えることが
ない。Further, according to the present invention, a warning area is set based on a sensor for detecting a flight state of an airframe and an operation limit of the airframe, and a flight state of the flight state that exits the warning area is set rather than a set value of the flight state that enters the warning area. When the set value is on the low risk side and the flight state of the aircraft given by the sensor is in the warning area, warning instruction means for giving a warning and warning information given to the pilot based on the instruction from the warning instruction means And a warning generating means for generating a warning. According to the present invention, when the flight state detected by the sensor is in the warning area based on the operational limit of the aircraft, a warning corresponding to the warning area is instructed by the warning instruction unit. When a warning is instructed, warning information is generated by the warning generating means in response to the instruction, and the warning information is given to the pilot by the warning transmitting means. The warning area is a set value of the flight state that enters the warning area, that is, a set value of the flight state that exits the warning area, that is, a flight state that is more dangerous than the set value that starts a warning when the flight state approaches the dangerous area side, that is, the flight state is more dangerous. The setting value for ending the warning when moving away from the area side is low, that is, the setting value is selected and set to the lower risk side setting value. Thus, for example, when the warning is started, the warning is not completed until the warning returns to a sufficiently safe area, so that it is possible to prevent a troublesome change of the warning and to give the pilot no discomfort.
【００１３】さらに本発明は、操縦入力部と操縦入力部
に与える操縦フィール特性を発生するフィール発生部と
を有する操縦入力手段と、機体の飛行状態を検出するセ
ンサと、機体の運用限界に基づいて警告領域を設定し、
センサから与えられる機体の飛行状態が警告領域にある
ときに、警告を指示する警告指示手段と、警告指示手段
からの指示に基づいて、操縦入力手段の操縦フィール特
性を決定するパラメータを算出して操縦入力手段に与え
る警告発生手段とを備え、操縦入力手段は、警告発生手
段からのパラメータに対応してフィール発生部が操縦フ
ィール特性を変更して、操縦入力部のフィールを変化し
てパイロットに警告を与えることを特徴とする飛行領域
逸脱の警告装置である。本発明に従えば、センサによっ
て検出される飛行状態が、機体の運用限界に基づく警告
領域にあるとき、警告領域に対応した警告が警告指示手
段によって指示される。警告が指示されると、指示に対
応して警告発生手段によって、操縦入力手段の操縦フィ
ール特性を決定するパラメータが算出され、操縦入力手
段に与えられて、操縦入力手段の操縦入力部のフィール
の変化によって、パイロットに警告が与えられる。これ
によって、機体の飛行状態が危険な領域に近付きまたは
危険な領域内にあることを、パイロットに機体の操縦感
覚によって認識させることができ、パイロットは複数の
計器類を見ることなく、飛行状態が危険な領域に接近ま
たは突入したことを認識することができる。Further, the present invention provides a control input means having a control input section and a feel generating section for generating a control feel characteristic given to the control input section, a sensor for detecting a flight state of the aircraft, and an operation limit of the aircraft. To set the warning area,
When the flight state of the aircraft given by the sensor is in the warning area, a warning instructing means for instructing a warning and a parameter for determining a steering feel characteristic of the steering input means are calculated based on an instruction from the warning instructing means. A warning generating means for giving to the pilot input means, wherein the pilot input means changes the feel of the pilot input part by changing the feel characteristic of the pilot input part in response to the parameter from the warning generator, and provides the pilot with A flight area departure warning device characterized by giving a warning. According to the present invention, when the flight state detected by the sensor is in the warning area based on the operational limit of the aircraft, a warning corresponding to the warning area is instructed by the warning instruction unit. When a warning is instructed, a parameter for determining a steering feel characteristic of the steering input means is calculated by the alert generating means in response to the instruction, and given to the steering input means, and a parameter of the feel of the steering input unit of the steering input means is calculated. The change alerts the pilot. This allows the pilot to recognize from the operating feeling of the fuselage that the flight condition of the aircraft is approaching or within the dangerous area, and the pilot can change the flight state without looking at multiple instruments. It is possible to recognize that the user has approached or entered a dangerous area.
【００１４】[0014]
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態の
飛行領域逸脱の警告装置１０の構成を示すブロック図で
ある。警告装置１０は、たとえばヘリコプタなどの航空
機が、飛行中に安全な飛行領域から危険な領域に近付き
つつあること、または安全な飛行領域から逸脱して危険
な領域にあることを、パイロットに警告するための装置
であって、基本的に、操縦入力手段１１と、検出センサ
１２と、警告指示手段１３と、警告発生手段１４とを備
える。FIG. 1 is a block diagram showing the configuration of a flight area deviation warning device 10 according to an embodiment of the present invention. The warning device 10 warns a pilot that an aircraft, such as a helicopter, is approaching a dangerous area from a safe flight area during a flight or is in a dangerous area outside the safe flight area. The apparatus basically includes a control input unit 11, a detection sensor 12, a warning instruction unit 13, and a warning generation unit 14.
【００１５】操縦入力手段１１は、たとえばヘリコプタ
のロータブレードのピッチ角を操作するためのコレクテ
ィブピッチレバーであって、入力レバー１７と、フィー
ル発生部１８とを有する。操縦入力部である入力レバー
１７は、パイロットが角変位操作することによって、そ
の角変位量δに対応するロータブレードのピッチ角を指
示することができる。フィール発生部１８は、フィール
すなわち操縦感覚を入力レバー１７に与えるために、操
縦フィール特性を発生して入力レバー１７に与えてい
る。操縦フィール特性は、入力レバー１７に与える操作
力Ｆと、このときの入力レバー１７の角変位量δとの関
係であり、図２に示すように基本的に、フィール傾斜
ｇ、中立位置δNPおよびブレークアウト力ＦB，−ＦBに
よって決定され、これらの各パラメータｇ，δNP，
ＦB，−ＦBを変更することによって、たとえば機体の飛
行状態およびパイロットの好みなどに対応して、操縦フ
ィール特性を任意に変更することができる。たとえば図
２においては、ｇ＝ｇ０、δNP＝δNP０、ＦB＝ＦB０、
−ＦB＝−ＦB０である。The steering input means 11 is, for example, a collective pitch lever for operating a pitch angle of a rotor blade of a helicopter, and has an input lever 17 and a feel generating section 18. The input lever 17 serving as the steering input unit can indicate the pitch angle of the rotor blade corresponding to the angular displacement amount δ by the pilot performing the angular displacement operation. The feel generating section 18 generates a steering feel characteristic and gives it to the input lever 17 in order to give a feel, that is, a steering feeling to the input lever 17. The steering feel characteristic is a relationship between the operation force F applied to the input lever 17 and the angular displacement δ of the input lever 17 at this time. As shown in FIG. 2, basically, the feel inclination g and the neutral position δ NP and breakout force F B, is determined by -F B, each of these parameters g, [delta] NP,
F B, by changing the -F B, for example, the corresponding preferences flight conditions and pilot of the aircraft, it is possible to arbitrarily change the steering feel characteristics. For example, in FIG. 2, g = g0, δ NP = δ NP 0, F B = F B 0,
-F B = is -F B 0.
【００１６】検出センサ１２は、たとえばエンジン出力
トルクセンサ、対気速度センサなどであって、飛行中
に、エンジンの出力トルク、対気速度などの機体の飛行
状態Ｘをリアルタイムで検出し、警告指示手段１３に与
える。警告指示手段１３は、検出センサ１２から与えら
れる飛行状態Ｘなどに基づいて、運用限界Ｘｌｉｍ、た
とえばエンジンの出力トルクの制限値、対気速度の制限
値などを随時算出し、さらにこの運用限界Ｘｌｉｍと現
在の飛行状態Ｘとを比較して制限値までの余裕を計算
し、どのような警告を与えるかを、警告発生手段１４に
指示する。すなわち、算出された運用限界Ｘｌｉｍに基
づいて、図３を参照して後述する警告領域Ｓｐ１，Ｓｅ
１，Ｓｐ２，Ｓｅ２を設定し、飛行状態Ｘが警告領域Ｓ
ｐ１，Ｓｅ１，Ｓｐ２，Ｓｅ２にあるときに、その警告
領域Ｓｐ１，Ｓｅ１，Ｓｐ２，Ｓｅ２に対応した警告を
指示する。The detection sensor 12 is, for example, an engine output torque sensor, an airspeed sensor, or the like. The detection sensor 12 detects a flight state X of the body such as an engine output torque and an airspeed in real time during flight, and issues a warning instruction. To the means 13. The warning instruction means 13 calculates an operation limit Xlim, for example, a limit value of an engine output torque, a limit value of an airspeed, and the like at any time based on the flight state X or the like given from the detection sensor 12, and further calculates the operation limit Xlim. Is compared with the current flight state X to calculate a margin to the limit value, and instruct the warning generating means 14 what kind of warning should be given. That is, based on the calculated operation limit Xlim, the warning regions Sp1 and Se described later with reference to FIG.
1, Sp2, Se2, and the flight state X is set to the warning area S
When it is in p1, Se1, Sp2, Se2, a warning corresponding to the warning area Sp1, Se1, Sp2, Se2 is instructed.
【００１７】警告発生手段１４は、警告指示手段１３か
ら与えられる指示に基づいて、パイロットに与える警告
情報、すなわち本形態において操縦フィール特性を決定
する各パラメータｇ，δNP，ＦB，−ＦBを発生し、操縦
入力装置１１のフィール発生部１８に与える。これによ
って、フィール発生部１８で発生される操縦フィール特
性が変更されて、入力レバー１７のフィールを変化して
パイロットに警告を発する。したがって、パイロットは
入力レバー１７のフィールの変化から、機体の飛行状態
が安全な飛行領域から運用限界に近付き、または運用限
界以上の危険な領域にあることを、認識することができ
る。このように、本形態では操縦入力手段１１が、パイ
ロットに警告を与える警告伝達手段として機能してい
る。The warning generating means 14 based on the instruction given from the warning indication means 13, warning information given to the pilot, i.e. the parameters g which determines the steering feel characteristics in the present embodiment, δ NP, F B, -F B Is generated and supplied to the field generating unit 18 of the operation input device 11. As a result, the steering feel characteristics generated by the feel generating unit 18 are changed, and the feel of the input lever 17 is changed to warn the pilot. Therefore, the pilot can recognize from the change in the feel of the input lever 17 that the flight state of the aircraft approaches the operation limit from the safe flight area or is in a dangerous area exceeding the operation limit. As described above, in the present embodiment, the control input means 11 functions as a warning transmission means for giving a warning to the pilot.
【００１８】さらにパイロットに、機体の飛行状態が危
険な領域に近付きまたは危険な領域内にあることを、機
体の操縦感覚によって認識させることができ、パイロッ
トは複数の計器類を見ることなく、飛行状態の運用限界
への接近を認識することができる。このようにパイロッ
トが容易に飛行状態を認識できる。Further, the pilot can be made to recognize that the flight condition of the aircraft is approaching or within the dangerous area by the operational feeling of the aircraft, and the pilot can fly without looking at a plurality of instruments. The approach of the state to the operating limit can be recognized. Thus, the pilot can easily recognize the flight state.
【００１９】図３は警告フラグＦの一例を示す図であ
り、図３（１）は飛行状態Ｘの危険度が高くなる方向に
移行する場合の警告フラグＦを示し、図３（２）は飛行
状態Ｘの危険度が低くなる方向に移行する場合の警告フ
ラグＦを示す。警告指示手段１３では、前述のようにま
ず、検出センサ１２からの飛行状態など、現在の状況に
基づいた運用限界Ｘｌｉｍが算出される。次にこの運用
限界Ｘｌｉｍに基づいて、警告領域Ｓｐ１，Ｓｅ１，Ｓ
ｐ２，Ｓｅ２が設定される。警告領域Ｓｐ１は、予備警
告領域であり、運用限界Ｘｌｉｍよりも第１マージンＭ
１だけ危険度が低い状態Ｘｂから運用限界Ｘｌｉｍに達
する前までの領域であって、 Ｘｂ ≦ Ｘ＜Ｘｌｉｍ …（１） を満たす飛行状態Ｘは、警告領域Ｓｐ１にあると判断さ
れる。警告領域Ｓｅ１は、超過警告領域であり、運用限
界Ｘｌｉｍに達した危険な領域であって、 Ｘｌｉｍ ≦ Ｘ …（２） を満たす飛行状態Ｘは、警告領域Ｓｅ１にあると判断さ
れる。FIG. 3 shows an example of the warning flag F. FIG. 3 (1) shows the warning flag F when the flight state X shifts to a higher risk level, and FIG. 3 (2) shows the warning flag F. A warning flag F is shown when the flight state X shifts to a direction in which the degree of danger decreases. As described above, the warning instruction unit 13 first calculates the operation limit Xlim based on the current situation such as the flight state from the detection sensor 12. Next, based on the operation limit Xlim, the warning regions Sp1, Se1, S1
p2 and Se2 are set. The warning area Sp1 is a preliminary warning area, and the first margin M is smaller than the operation limit Xlim.
It is determined that the flight state X, which is a region from the state Xb where the degree of danger is low by 1 to before reaching the operation limit Xlim and satisfies Xb ≦ X <Xlim (1), is in the warning region Sp1. The warning region Se1 is an excess warning region, which is a dangerous region that has reached the operation limit Xlim, and it is determined that the flight state X that satisfies Xlim ≦ X (2) is in the warning region Se1.
【００２０】警告領域Ｓｐ２は、予備警告領域であり、
運用限界Ｘｌｉｍよりも第１マージンＭ１および第２マ
ージンＭ２だけ危険度が低い状態Ｘｆ１から運用限界Ｘ
ｌｉｍよりも第２マージンＭ２だけ危険度が低い状態Ｘ
ｆ２に達する前までの領域であって、 Ｘｆ１ ≦ Ｘ＜Ｘｆ２ …（３） を満たす飛行状態Ｘは、警告領域Ｓｐ２にあると判断さ
れる。警告領域Ｓｅ２は、超過警告領域であり、運用限
界Ｘｌｉｍよりも第２マージンＭ２だけ危険度が低い状
態Ｘｆ２に達した危険な領域またはその危険な領域に極
めて接近した領域であって、 Ｘｆ２ ≦ Ｘ …（４） を満たす飛行状態Ｘは、警告領域Ｓｅ２にあると判断さ
れる。ここで第１および第２マージンＭ１，Ｍ２は、機
種やパイロットの好みなどによって予め設定される値で
あり、Ｍ１＞Ｍ２を満たしている。The warning area Sp2 is a preliminary warning area,
From the state Xf1 where the risk is lower by the first margin M1 and the second margin M2 than the operation limit Xlim, the operation limit X
A state X in which the risk is lower than the lim by the second margin M2.
It is determined that the flight state X, which is a region before reaching f2 and satisfies Xf1 ≦ X <Xf2 (3), is in the warning region Sp2. The warning area Se2 is an excess warning area, which is a dangerous area that has reached the state Xf2 in which the risk is lower by the second margin M2 than the operation limit Xlim or that is extremely close to the dangerous area, and Xf2 ≦ X (4) is determined to be in the warning area Se2. Here, the first and second margins M1 and M2 are values that are set in advance depending on the model, pilot preference, and the like, and satisfy M1> M2.
【００２１】警告指示手段１３では、このような各警告
領域Ｓｐ１，Ｓｅ１，Ｓｐ２，Ｓｅ２を設定して、飛行
状態Ｘが各警告領域Ｓｐ１，Ｓｐ２よりも安全な充分に
安全な領域Ｓｓ１，Ｓｓ２をも含んで３つの領域に分
け、各領域に対応して次のような警告を指示する。充分
に安全な領域Ｓｓ１，Ｓｓ２にあるときには、警告フラ
グＦ＝０とし、飛行状態Ｘが充分に安全な領域にあるこ
とを示し、警告を指示しない。飛行状態Ｘが各警告領域
Ｓｐ１，Ｓｐ２にあるときには、警告フラグＦ＝１と
し、飛行状態Ｘが危険な領域に近づいていることを示
し、第１段階の警告、すなわち予備警告を指示する。飛
行状態Ｘが各警告領域Ｓｅ１，Ｓｅ１にあるときには、
警告フラグＦ＝２とし、飛行状態Ｘが危険な領域に突入
し、あるいは極めて近づいていることを示し、第２段階
の警告、すなわち超過警告を指示する。The warning instruction means 13 sets such warning regions Sp1, Se1, Sp2, and Se2, and sets the sufficiently safe regions Ss1, Ss2 in which the flight state X is safer than the warning regions Sp1, Sp2. Are divided into three areas, and the following warning is instructed corresponding to each area. When it is in the sufficiently safe areas Ss1 and Ss2, the warning flag F = 0 is set, indicating that the flight state X is in the sufficiently safe area, and no warning is issued. When the flight state X is in each of the warning areas Sp1 and Sp2, the warning flag F = 1 is set to indicate that the flight state X is approaching a dangerous area, and a first-stage warning, that is, a preliminary warning is instructed. When the flight state X is in each of the warning areas Se1 and Se1,
A warning flag F = 2 is set to indicate that the flight state X has entered or is extremely close to a dangerous area, and a second-stage warning, that is, an excess warning is instructed.
【００２２】このように警告領域を２段階に設定するこ
とによって、パイロットは、機体の危険な状態を段階的
に認識して、正確な状況把握をすることができる。また
運用限界よりも危険度が低い安全な領域に予備警告領域
を設定することによって、運用限界に達する前にパイロ
ットが運用限界以上の危険な領域に突入することを回避
するか、または敢行するかを判断する余地を与えること
ができる。さらに、飛行状態Ｘの危険度が高くなりつつ
ある場合に各警告領域に入る飛行状態の設定値、すなわ
ち予備警告および超過警告の開始設定値Ｘｂ，Ｘｌｉｍ
よりも、飛行状態Ｘの危険度が低くなる場合に各警告領
域から出る飛行状態の設定値、すなわち予備警告および
超過警告の終了設定値Ｘｆ１，Ｘｆ２を、第２マージン
Ｍ２だけ危険度が低い側にずらすことによって、いわゆ
るヒステリシス的な特性を持たせ、警告の煩雑な変化、
本形態においては操縦フィール特性の煩雑な変化を防止
することができる。By setting the warning area in two stages as described above, the pilot can recognize the dangerous state of the aircraft step by step and grasp the situation accurately. In addition, by setting a preliminary warning area in a safe area with a lower risk than the operating limit, it is necessary to prevent or to prevent pilots from entering a dangerous area above the operating limit before reaching the operating limit. Can give room for judgment. Further, the set values of the flight state that enter each warning area when the risk of the flight state X is increasing, that is, the start set values Xb and Xlim of the preliminary warning and the excess warning.
When the danger of the flight state X is lower, the set values of the flight state that go out of each warning area, that is, the end setting values Xf1 and Xf2 of the preliminary warning and the excess warning are set to the lower risk level by the second margin M2. By shifting to, it gives a so-called hysteresis characteristic, complicated change of warning,
In this embodiment, it is possible to prevent a complicated change in the steering feel characteristics.
【００２３】図４は、警告指示手段１３における警告フ
ラグＦの判定のフローチャートである。警告指示手段１
３では、まずステップａ１で、制限値、すなわち運用限
界Ｘｌｉｍが検出センサ１２によって検出される飛行状
態などから算出される。次にステップａ２で、飛行状態
Ｘが予備警告終了設定値Ｘｆ１よりも危険度が低い安全
領域側にあるか判断され、安全領域側にあると判断され
ると、ステップａ３に移行し、飛行状態Ｘが、危険度が
高くなる方向に移行する場合および危険度が低くなる方
向に移行する場合の両方の場合において充分安全な領域
Ｓｓ１，Ｓｓ２のいずれかにあるので、警告フラグＦ＝
０とする。FIG. 4 is a flow chart for determining the warning flag F in the warning instruction means 13. Warning instruction means 1
In step 3, first, in step a1, a limit value, that is, an operation limit Xlim is calculated from a flight state detected by the detection sensor 12, and the like. Next, at step a2, it is determined whether or not the flight state X is in the safety area where the degree of danger is lower than the preliminary warning end set value Xf1. Since X is in one of the sufficiently safe areas Ss1 and Ss2 both in the case of shifting in the direction of increasing the risk and in the case of shifting in the direction of decreasing the risk, the warning flag F =
Set to 0.
【００２４】ステップａ２で、飛行状態Ｘが予備警告終
了設定値Ｘｆ１に達して危険度が高い領域にあると判断
されると、ステップａ４で、飛行状態Ｘが予備警告開始
設定値Ｘｂよりも安全領域側にあるか判断され、安全領
域側にあると判断されると、ステップａ５に移行する。
ステップａ５では、現在の警告フラグＦｂが１であるか
判断され、現在の警告フラグＦｂが１でない場合には、
ステップａ６で飛行状態Ｘの危険度が高くなる方向に移
行しつつある状態にあり、飛行状態Ｘが領域Ｓｓ１にあ
るので、警告フラグＦ＝０とし、現在の警告フラグＦｂ
が１である場合には、ステップａ７で飛行状態Ｘの危険
度が低くなる状態にあり、飛行状態Ｘが予備警告領域Ｓ
ｐ２にあるので、警告フラグＦ＝１とする。If it is determined in step a2 that the flight state X has reached the preliminary warning end set value Xf1 and is in a high risk area, the flight state X is safer than the preliminary warning start set value Xb in step a4. It is determined whether it is on the area side, and if it is determined that it is on the safety area side, the process proceeds to step a5.
In step a5, it is determined whether or not the current warning flag Fb is 1, and if the current warning flag Fb is not 1,
At step a6, the state of the flight state X is shifting to a higher risk level. Since the flight state X is in the area Ss1, the warning flag F = 0 is set, and the current warning flag Fb is set.
Is 1, the risk of the flight state X is low in step a7, and the flight state X is set to the preliminary warning area S
Since it is at p2, the warning flag F = 1.
【００２５】ステップａ４で、飛行状態Ｘが予備警告開
始設定値Ｘｂに達して危険度が高い領域側にあると判断
されると、ステップａ８で、飛行状態Ｘが超過警告終了
設定値Ｘｆ２よりも安全領域側にあるか判断され、安全
領域側にあると判断されると、ステップａ９に移行し、
飛行状態Ｘの危険度が高くなる方向に移行する場合およ
び危険度が低くなる方向に移行する場合の両方の場合に
おいて予備警告領域、すなわち飛行状態Ｘが各領域Ｓｐ
１，Ｓｐ２のいずれかにあるので、警告フラグＦ＝１と
する。If it is determined in step a4 that the flight status X has reached the preliminary warning start set value Xb and is in the high risk area, then in step a8, the flight status X is lower than the excess warning end set value Xf2. It is determined whether it is on the safety area side. If it is determined that it is on the safety area side, the process proceeds to step a9,
In both the case where the flight state X shifts in the direction of increasing the risk and the case where the risk shifts in the direction of decreasing the risk, the preliminary warning area, that is, the flight state X is the area Sp
1 and Sp2, the warning flag F = 1.
【００２６】ステップａ８で、飛行状態Ｘが超過警告終
了設定値Ｘｆ２に達して危険度の高い領域側にあると判
断されると、ステップａ１０で、飛行状態Ｘが超過警告
開始設定値、すなわち運用限界Ｘｌｉｍよりも安全領域
側にあるか判断され、安全領域側にあると判断される
と、ステップａ１１に移行する。ステップａ１１では、
現在の警告フラグＦｂが２であるか判断され、現在の警
告フラグＦｂが２でない場合には、ステップａ１２で飛
行状態Ｘの危険度が高くなる方向に移行しつつある状態
にあり、飛行状態Ｘが領域Ｓｐ１にあるので、警告フラ
グＦ＝１とし、現在の警告フラグＦｂが２である場合に
は、ステップａ１３で飛行状態Ｘの危険度が低くなる方
向に移行する状態にあり、飛行状態Ｘが超過警告領域Ｓ
ｅ２にあるので、警告フラグＦ＝２とする。If it is determined in step a8 that the flight state X has reached the excess warning end set value Xf2 and is in the region of high danger, in step a10, the flight state X is set to the excess warning start set value, that is, It is determined whether it is on the safety area side from the limit Xlim, and if it is determined that it is on the safety area side, the process proceeds to step all. In step a11,
It is determined whether or not the current warning flag Fb is 2, and if the current warning flag Fb is not 2, it is in a state where the risk of the flying state X is increasing in step a12, and the flying state X Is in the region Sp1, so that the warning flag F = 1, and if the current warning flag Fb is 2, the flight state X shifts to a lower risk level in step a13. Is the excess warning area S
Since it is at e2, the warning flag F = 2.
【００２７】ステップａ１０で、飛行状態Ｘが運用限界
Ｘｌｉｍに達して危険度の高い領域側にあると判断され
ると、飛行状態Ｘの危険度が高くなる方向に移行する場
合および危険度が低くなる方向に移行する場合の両方の
場合において超過警告領域Ｓｅ１，Ｓｅ２のいずれかに
あるので、警告フラグＦ＝２とする。このようにして判
定される警告フラグＦが、警告指示手段１３から指示内
容として、警告発生手段１４に与えられる。In step a10, when it is determined that the flight state X has reached the operation limit Xlim and is on the high risk area side, the case where the risk of the flight state X shifts to the high risk state and the risk degree is low. In both cases where the movement is made in the direction of, the warning flag F = 2 because it is in either of the excess warning areas Se1 and Se2. The warning flag F determined in this way is given from the warning instruction means 13 to the warning generation means 14 as the contents of the instruction.
【００２８】図５は、警告発生手段１４で発生される各
パラメータｇ，δNP，ＦB，−ＦBによって変更される操
縦フィール特性の一例を示す図であり、図５（１）は、
警告フラグＦ＝０のときの操縦フィール特性を示し、図
５（２）は、警告フラグＦ＝１のときの操縦フィール特
性を示し、図５（３）は、警告フラグＦ＝２のときの操
縦フィール特性を示す。警告発生手段１４は、前述のよ
うに、警告指示手段１３から与えられる指示に基づい
て、操縦フィール特性を決定する各パラメータｇ，
δNP，ＦB，−ＦBを発生し、これによって操縦フィール
特性を変更する。すなわち、警告発生手段１４には、警
告指示手段１３から警告フラグＦがどのような警告を与
えるかの指示として与えられ、これに対応して、操縦フ
ィール特性が変更される。[0028] Figure 5, each parameter g which is generated by the warning generating means 14, [delta] NP, F B, is a diagram showing an example of a steering feel characteristics which are modified by -F B, FIG. 5 (1) is
FIG. 5 (2) shows the steering feel characteristics when the warning flag F = 1, and FIG. 5 (3) shows the steering feel characteristics when the warning flag F = 1. Shows steering feel characteristics. As described above, the warning generating means 14 determines the parameters g, which determine the steering feel characteristics based on the instruction given from the warning instruction means 13.
δ NP, F B, to generate -F B, thereby changing the steering feel characteristics. That is, the warning generating means 14 is given from the warning instruction means 13 as an instruction as to what kind of warning the warning flag F gives, and the steering feel characteristic is changed correspondingly.
【００２９】警告発生手段１４に、警告指示手段１３か
ら警告フラグＦ＝０が与えられると、すなわち警告なし
の指示が与えられた場合には、図２に示す操縦フィール
特性と同様の各パラメータｇ＝ｇ０，δNP＝δNP０，Ｆ
B＝ＦB０，−ＦB＝−ＦB０を発生し、すなわち通常時の
操縦フィール特性から変更されない。警告発生手段１４
に、警告指示手段１３から警告フラグＦ＝１が与えられ
ると、すなわち予備警告の指示が与えられた場合には、
後述するように、たとえば中立位置δNP＝δｎｐｗとさ
れて現在の操作方向と反対方向にずれるように変更され
るとともに、フィール傾斜ｇ＝ｇｐｗとされて増加する
ように変更され、図５（２）に示される操縦フィール特
性に変更される。警告発生手段１４に、警告指示手段１
３から警告フラグＦ＝２が与えられると、すなわち超過
警告の指示が与えられた場合には、ブレークアウト力Ｆ
B ＝Ｆｐｗ，−ＦB ＝Ｆｐｗとされて増加するように変
更され、図５（３）に示される操縦フィール特性に変更
される。When the warning flag F = 0 is given from the warning instructing means 13 to the warning generating means 14, that is, when the instruction without warning is given, each parameter g similar to the steering feel characteristic shown in FIG. = G0, δ NP = δ NP 0, F
B = F B 0, generates -F B = -F B 0, i.e. not changed from the steering feel characteristics during normal. Warning generating means 14
When the warning flag F = 1 is given from the warning instruction means 13, that is, when a preliminary warning instruction is given,
As will be described later, for example, the neutral position δ NP = δnpw is changed so as to be shifted in the direction opposite to the current operation direction, and the feel inclination g is changed to be gpw to be increased, and FIG. ) Is changed to the steering feel characteristic shown in (). The warning instructing means 1 includes
3, when the warning flag F = 2 is given, that is, when an excess warning instruction is given, the breakout force F
B = FPW, is modified so as to increase is the -F B = Fpw, is changed to steering feel characteristics shown in FIG. 5 (3).
【００３０】このように、予備警告を発するときに、フ
ィール傾斜α1 だけを変化させた場合には、操縦変位δ
が中立位置δNP０付近にあるときに、操縦力の変化Ｆの
変化が小さく分かりにくい。また中立位置δNPだけを変
化させた場合には、所望の操縦力Ｆ変化を得るための中
立位置変化が非常に大きくなってしまう。中立位置δNP
とフィール傾斜ｇとの両方を変化させることによって、
操縦変位がどこにあっても一定の操縦力Ｆ変化を得るこ
とができ、かつ中立位置δNPとフィール傾斜ｇの変化量
が適切な範囲に収まる。また中立位置δNPを変化させる
ことによって、パイロットが操縦力Ｆを緩めた場合に飛
行状態の危険度の低くなる方向に移行するように操縦入
力が与えられ、飛行状態Ｘが充分安全な領域まで戻すこ
とができる。さらに超過警告時には、ブレークアウト力
ＦB，−ＦBを変化した場合には、操縦変位がどこにあっ
ても一定の操縦力Ｆ変化を得ることができるとともに、
フィール傾斜ｇのさらなる増加によって、オーバーライ
ドすることができなくなることを防止している。[0030] Thus, when the time to, changing only the field gradient alpha 1 for emitting a preliminary warning, steering displacement δ
Is near the neutral position δ NP 0, the change in the steering force change F is small and difficult to understand. Further, when only the neutral position δ NP is changed, the change in the neutral position for obtaining a desired change in the steering force F becomes extremely large. Neutral position δ NP
And both the feel slope g and
No matter where the steering displacement is, a constant change in the steering force F can be obtained, and the amount of change in the neutral position δ NP and the feel inclination g falls within an appropriate range. Further, by changing the neutral position δ NP , a control input is given so that when the pilot loosens the control force F, the control shifts to a direction in which the danger of the flight condition decreases, and the flight condition X reaches a sufficiently safe area. You can go back. More time excess warning breakout force F B, when changed -F B is, it is possible wherever there is steering displacement obtain a constant steering force F changes,
A further increase in the feel gradient g prevents that it cannot be overridden.
【００３１】図６は予備警告時のフィール傾斜ｇおよび
中立位置δNPの変化量の算出手順を示すフローチャート
であり、図７は図６に示すフローチャートによるフィー
ル傾斜ｇおよび中立位置δNPの変化量の算出手順を説明
するための図である。前述のように入力レバー１７がど
のように変位されていても、一定の操縦力変化を得るた
めに、操縦力変化量Ｆｐｗは、予め決定されている。[0031] FIG 6 is a flowchart showing the procedure of calculating the amount of change in feel inclined g and the neutral position [delta] NP in the preliminary warning, 7 field variation of slope g and the neutral position [delta] NP according to the flowchart shown in FIG. 6 It is a figure for explaining the calculation procedure of. Regardless of how the input lever 17 is displaced as described above, the steering force change amount Fpw is determined in advance in order to obtain a constant steering force change.
【００３２】通常時の中立位置δNP０からの操作量δｓ
が予め定める一定量δｐｗ以下の場合、すなわち中立位
置からの変位量が小さい場合には、前述のようにフィー
ル傾斜ｇの増加だけでは、前記一定の操縦力変化を得る
ことが困難であるため、中立位置を変化させる必要があ
る。このような場合には、中立位置δNPを、δNP０から
δｐｗ−δｓだけパイロットの操作方向と逆に移動させ
て、中立位置とパイロットの操作位置との間にフィール
傾斜の変化による操縦力変化が充分感じられるだけの感
覚、すなわち中立位置変化量δｐｗを確保する。また通
常時の中立位置δNP０からの操作量δｓが予め定める一
定量δｐｗより大きい場合、すなわち中立位置からの変
位量が大きい場合には、中立位置の変更はしない。この
場合に、中立位置の変化による操縦力増加Ｆｎは、 Ｆｎ ＝ ｍａｘ（０，ｇ０（δｐｗ−δｓ）） …（５） で与えられる。ここで、ｇ０は通常時のフィール傾斜で
ある。フィール傾斜の増加による操縦力変化はＦｐｗ−
Ｆｎで与えられ、中立位置とパイロットの操作位置との
間隔は、 δｓ＋ｍａｘ（０，δｐｗ−δｓ） …（６） で与えられるので、予備警告のフィール傾斜ｇｐｗは、 ｇｐｗ＝ｇ０＋（Ｆｐｗ−Ｆｎ）／（δｓ＋ｍａｘ(０，δｐｗ−δｓ)） …（７） で与えられる。さらに超過警告時には、ＦB ＝Ｆｐｗと
して、ブレークアウト力ＦBが増加される。Normal operation amount δs from neutral position δ NP 0
Is less than or equal to a predetermined amount δpw, that is, when the displacement amount from the neutral position is small, it is difficult to obtain the constant steering force change only by increasing the feel inclination g as described above. It is necessary to change the neutral position. In such a case, the neutral position δ NP is moved from δ NP 0 by δpw−δs in the direction opposite to the pilot operation direction, and the steering force due to the change in the feel inclination between the neutral position and the pilot operation position is changed. The feeling that the change is sufficiently felt, that is, the neutral position change amount δpw is secured. When the operation amount δs from the neutral position δ NP 0 in the normal state is larger than a predetermined amount δpw, that is, when the displacement amount from the neutral position is large, the neutral position is not changed. In this case, the steering force increase Fn due to the change in the neutral position is given by Fn = max (0, g0 (δpw−δs)) (5). Here, g0 is a normal feel gradient. The change in the steering force due to the increase in the feel inclination is Fpw-
Fn, and the interval between the neutral position and the pilot's operation position is given by δs + max (0, δpw−δs) (6). / (Δs + max (0, δpw−δs)) (7) During further exceeded warning, as F B = FPW, breakout force F B is increased.
【００３３】このような操縦フィール特性の変化によっ
て、パイロットに警告を与える方法は、操縦フィール特
性のフィール傾斜ｇ、中立位置δNP、およびブレークア
ウト力ＦB，−ＦBを任意に変更できる機能を有する操縦
入力装置であれば適用することができる。また操縦フィ
ール特性の変更は、上述のような変更に限られることは
なく、たとえば入力レバー１７の現在の変位位置からフ
ィール傾斜が増加するように、フィール傾斜を２段階に
する、または、入力レバー１７の現在の変位位置におい
て、操縦力が急激に変化するように、段差を形成するな
ど、他の特徴の操縦フィール特性に変更するようにして
もよい。[0033] This change in such steering feel characteristics, a method of giving a warning to the pilot field gradient g steering feel characteristics, neutral position [delta] NP, and breakout force F B, ability to arbitrarily change the -F B The present invention can be applied to any control input device having the following. Further, the change of the steering feel characteristics is not limited to the above-mentioned change, and for example, the feel inclination is set to two stages so that the feel inclination increases from the current displacement position of the input lever 17, or the input lever is changed to two stages. At the current displacement position of 17, the steering feel characteristic may be changed to another characteristic such as forming a step so that the steering force changes abruptly.
【００３４】図８は、警告装置１０を双発ヘリコプタの
メインロータのトルクの制限に対する警告装置として適
用した場合の構成を示すブロック図である。検出センサ
１２は、各エンジンの出力軸のトルクを検出する第１ト
ルクセンサ３０および第２トルクセンサ３１と、機体の
対気速度を検出する対気速度センサ３２とから構成され
る。各センサ３０〜３２によって検出された出力トルク
および対気速度は、警告指示手段１３に与えられる。FIG. 8 is a block diagram showing a configuration in which the warning device 10 is applied as a warning device for limiting the torque of the main rotor of a twin-engine helicopter. The detection sensor 12 includes a first torque sensor 30 and a second torque sensor 31 that detect the torque of the output shaft of each engine, and an airspeed sensor 32 that detects the airspeed of the aircraft. The output torque and the airspeed detected by each of the sensors 30 to 32 are given to the warning instruction unit 13.
【００３５】警告指示手段１３では、まず図９および図
１０に示すフローチャートに従って、制限値演算回路３
５において、各センサ３０〜３２からの出力トルクおよ
び対気速度に基づいて、運用限界であるトルクの制限値
Ｘｌｉｍが算出、すなわち表１に示す制限値が選ばれ
る。図９を参照して、まずステップｃ１で、２基のエン
ジンが両方とも正常であるか判断され、２基のエンジン
が両方とも正常である場合を除いて以降の処理へ以降
する。In the warning instruction means 13, first, in accordance with the flowcharts shown in FIGS.
In 5, the torque limit value Xlim which is an operation limit is calculated based on the output torque from each of the sensors 30 to 32 and the airspeed, that is, the limit value shown in Table 1 is selected. Referring to FIG. 9, first, in step c1, it is determined whether both engines are normal, and the process is repeated except for when both engines are normal.
【００３６】ステップｃ１で、２基のエンジンが共に正
常であると判断された場合には、ステップｃ２へ移行
し、対気速度Ｖが最良上昇速度を超えているか判断され
る。対気速度Ｖが最良上昇速度を超えていない場合に
は、ステップＣ３へ移行し、現在の出力トルクが通常飛
行時に使用可能な両エンジン正常時の連続最大値を超え
ているか判断される。この連続最大値を超えていないと
判断されると、ステップｃ４へ移行し、離陸出力を使用
したかどうか判断される。すなわち離陸時には安全に離
陸するために大きな出力を必要とするので、制限値が緩
められており、この状態で出力を得たどうか判断され
る。離陸出力を使用していない場合には、ステップｃ５
で制限値を離陸最大として制限値を緩めて処理を終了
し、離陸出力を使用した後は、ステップｃ６で制限値を
連続最大、つまり通常状態の連続てきに用いる場合の最
大値として処理を終了する。If it is determined in step c1 that both engines are normal, the process proceeds to step c2, where it is determined whether or not the airspeed V exceeds the best ascending speed. If the airspeed V does not exceed the best ascending speed, the process proceeds to step C3, and it is determined whether or not the current output torque exceeds the continuous maximum value that can be used during normal flight when both engines are normal. If it is determined that the value does not exceed the continuous maximum value, the process proceeds to step c4, and it is determined whether the takeoff output is used. That is, since a large output is required to take off safely at takeoff, the limit value is relaxed, and it is determined whether or not the output is obtained in this state. If the takeoff output is not used, step c5
After the limit value is set to the maximum takeoff and the limit value is relaxed and the process is terminated, and the takeoff output is used, the process is terminated at step c6 with the limit value being continuously maximum, that is, the maximum value when the normal state is used continuously. I do.
【００３７】ステップｃ２で、対気速度Ｖが最良上昇速
度を超えている場合には、ステップＣ７へ移行し、制限
値を連続最大、つまり通常状態の連続的に用いる場合の
最大値として処理を終了する。またステップＣ３で現在
の出力トルクが連続最大値を超えている場合には、ステ
ップｃ８へ移行し、離陸のために出力トルクの制限値を
たとえば５分間の時間制限付きで緩めるために、離陸出
力計時カウンタを更新して、ステップｃ９へ移行し、制
限時間に到達したか判断され、制限時間に達していない
場合には、ステップｃ４以降の処理へ移行し、制限時間
に到達している場合には、ステップｃ１０で離陸出力を
使用したとしてフラグを１とした後にステップｃ４以降
の処理へ移行する。If the airspeed V exceeds the best ascending speed in step c2, the process proceeds to step C7, in which the limit value is set to the continuous maximum, that is, the maximum value for continuous use in the normal state. finish. If the current output torque exceeds the continuous maximum value in step C3, the process proceeds to step c8, where the output torque limit value is relaxed with a time limit of, for example, 5 minutes for takeoff. The time counter is updated, and the process proceeds to step c9, where it is determined whether the time limit has been reached. If the time limit has not been reached, the process proceeds to step c4 and subsequent steps. After the takeoff output is used in step c10 and the flag is set to 1, the process proceeds to step c4 and thereafter.
【００３８】図１０を参照して、２基のエンジンが両方
とも正常であると判断されず、以降に移行した場合に
は、ステップｃ１１で、２基のエンジンのうちいずれか
片方のエンジンだけが故障しているか判断され、片方の
エンジンだけが故障しているのではない場合には、ステ
ップｃ１２へ移行し、２基のエンジンがともに故障して
いる状態にあるので、トルクの制限なしとして、処理を
終了する。Referring to FIG. 10, if it is not determined that both of the two engines are normal and the process shifts thereafter, at step c11, only one of the two engines is operated. It is determined whether or not one of the engines has failed, and if it is determined that only one of the engines has failed, the process proceeds to step c12. Since both of the two engines are in a failure state, there is no torque limitation. The process ends.
【００３９】ステップｃ１１でいずれか片方のエンジン
だけが故障している場合には、ステップｃ１３へ移行
し、現在の出力トルクが３０分間定格出力トルクを超え
ているか判断され、３０分定格出力トルクを超えていな
い場合には、ステップｃ１４へ移行し、現在の出力トル
クが片発不作動時の連続最大出力トルクを超えているか
判断される。この連続最大出力トルクの超えていない場
合には、ステップｃ１５へ移行し、３０分間定格出力ト
ルクを使用したかどうか判断される。すなわちエンジン
が１基不作動の状態では、緊急時の危険回避のためなど
に、大きな出力を必要とするので、制限値が緩められて
おり、この状態での出力を得たどうか判断される。３０
分間定格出力トルクを使用していない場合には、ステッ
プｃ１６へ移行し、２．５分間定格出力トルクを使用し
たかどうか判断される。すなわちエンジンが１基不作動
の状態では、緊急時の危険回避のためなどに、大きな出
力を必要とするので、３０分間定格出力を使用していな
いときにさらに制限値が緩められており、この状態での
出力を得たどうか判断される。２．５分間定格出力を使
用していない場合には、ステップｃ１７で制限値を２．
５分間定格出力として処理を終了し、２．５分間定格出
力を使用している場合には、ステップｃ１８で制限値を
３０分間定格出力として処理を終了する。If it is determined in step c11 that only one of the engines has failed, the process proceeds to step c13 where it is determined whether the current output torque has exceeded the rated output torque for 30 minutes. If not, the process proceeds to step c14, and it is determined whether or not the current output torque exceeds the continuous maximum output torque at the time of one-shot non-operation. If the continuous maximum output torque is not exceeded, the process proceeds to step c15, and it is determined whether the rated output torque has been used for 30 minutes. That is, when one engine is not operating, a large output is required for avoiding danger in an emergency or the like. Therefore, the limit value is relaxed, and it is determined whether the output in this state is obtained. 30
If the rated output torque has not been used for one minute, the process proceeds to step c16, and it is determined whether the rated output torque has been used for 2.5 minutes. That is, when one engine is not operating, a large output is required to avoid danger in an emergency, etc., and the limit value is further relaxed when the rated output is not used for 30 minutes. It is determined whether the output in the state has been obtained. If the rated output has not been used for 2.5 minutes, the limit value is set to 2. in step c17.
The process ends as the rated output for 5 minutes, and if the rated output is used for 2.5 minutes, the process ends with the limit value set to the rated output for 30 minutes in step c18.
【００４０】ステップＣ１３で現在の出力トルクが３０
分間定格出力を超えている場合には、ステップｃ１９へ
移行し、出力トルクの制限値を時間制限付きで緩めるた
めに、２．５分間定格出力計時カウンタを更新して、ス
テップｃ２０へ移行し、制限時間に到達したか判断され
る。制限時間に達していない場合には、ステップｃ１５
以降の処理へ移行し、制限時間に到達している場合に
は、ステップｃ２１で２．５分間定格出力を使用したと
してフラグを１とした後にステップｃ１５以降の処理へ
移行する。またステップＣ１４で現在の出力トルクが３
０分間定格出力を超えている場合には、ステップｃ２２
へ移行し、出力トルクの制限値を時間制限付きで緩める
ために、３０分間定格出力計時カウンタを更新して、ス
テップｃ２３へ移行し、制限時間に到達したか判断され
る。制限時間に達していない場合には、ステップｃ１５
以降の処理へ移行し、制限時間に到達している場合に
は、ステップｃ２４で３０分間定格出力を使用したとし
てフラグを１とした後にステップｃ１５以降の処理へ移
行する。ステップｃ１５で３０分間定格出力を使用して
いる場合には、ステップｃ２５で制限値をエンジンが１
基不作動時の連続最大値として、処理を終了する。At step C13, the current output torque is 30
If the rated output exceeds the rated output for one minute, the process proceeds to step c19. In order to loosen the limit value of the output torque with the time limit, the rated output clock counter is updated for 2.5 minutes, and the process proceeds to step c20. It is determined whether the time limit has been reached. If the time limit has not been reached, step c15
The process proceeds to the subsequent process. If the time limit has been reached, the flag is set to 1 on the assumption that the rated output has been used for 2.5 minutes in step c21, and then the process proceeds to step c15 and thereafter. In step C14, the current output torque is 3
If the rated output has been exceeded for 0 minutes, step c22
Then, in order to loosen the limit value of the output torque with the time limit, the rated output clock counter is updated for 30 minutes, and the process proceeds to step c23 to determine whether the time limit has been reached. If the time limit has not been reached, step c15
The process proceeds to the subsequent processes. If the time limit has been reached, it is determined that the rated output has been used for 30 minutes in step c24, the flag is set to 1, and then the process proceeds to step c15 and subsequent processes. If the rated output has been used for 30 minutes in step c15, the limit value is set to 1 by the engine in step c25.
The processing is terminated as the continuous maximum value when the base is not operated.
【００４１】このようなフローチャートに従って、制限
値演算回路３５で、制限値が演算される。つまり、制限
値として、両エンジン正常時の離陸最大および連続最
大、ならびに片エンジン不作動時の２．５分間定格、３
０分間定格および連続最大が、たとえば前述の表１に示
すように選ばれる。According to such a flowchart, the limit value is calculated by the limit value calculation circuit 35. In other words, the limit values are takeoff maximum and continuous maximum when both engines are normal, and 2.5 minutes when one engine is not operating.
The 0 minute rating and the continuous maximum are selected, for example, as shown in Table 1 above.
【００４２】再び図８を参照して、警告指示手段１３で
は、さらに、警告フラグ演算回路３６に、制限値演算回
路３５からトルクの制限値が与えられるとともに、各ト
ルクセンサ３０，３１から検出トルクが与えられ、警告
フラグ演算回路３６において、図４に示すフローチャー
トに従って警告フラグＦが演算される。演算された警告
フラグ３６が警告発生手段１４に与えられ、前述のよう
に操縦フィール特性を変更してパイロットに警告が与え
れる。Referring again to FIG. 8, in the warning instruction means 13, the warning flag calculation circuit 36 is further provided with the torque limit value from the limit value calculation circuit 35, and the detected torque from each of the torque sensors 30 and 31. The warning flag calculation circuit 36 calculates the warning flag F according to the flowchart shown in FIG. The calculated warning flag 36 is provided to the warning generating means 14, and the pilot feel is given by changing the steering feel characteristics as described above.
【００４３】図１１は、双発ヘリコプタが滑走路４０に
向けて進入降下中に、降下決定点以前にエンジン１基が
故障した場合に着陸復行するときの高度の推移を示す図
である。また図１２（１）はトルク制限値および実際の
出力トルクの時歴を示し、図１２（２）は警告フラグＦ
の時歴を示し、図１２（３）は中立位置δNPの時歴を示
し、図１２（４）はフィール傾斜ｇの時歴を示し、図１
２（５）はブレークアウト力ＦB の時歴を示す。図１１
および図１２を参照して、警告装置１０の動作を、着陸
復行を例にとって説明する。FIG. 11 is a diagram showing a change in altitude when the twin-engine helicopter makes a landing go-around when one engine fails before the descent determination point while approaching and descending toward the runway 40. FIG. 12A shows the time history of the torque limit value and the actual output torque, and FIG.
FIG. 12 (3) shows the time history of the neutral position δ NP , FIG. 12 (4) shows the time history of the feel inclination g, and FIG.
2 (5) shows the time history of the breakout force F B. FIG.
The operation of the warning device 10 will be described with reference to FIG.
【００４４】時刻Ｔ０から、２基のエンジンが両方とも
正常な状態で滑走路４０に向けて進入降下中に、時刻Ａ
において片方のエンジンが故障して停止した場合、その
エンジン停止が着陸決定点（ＬＤＰ：１２０ｆｔ）以前
に発生している場合には、パイロットは、入力レバー１
７を引き上げるように操作して、機体の大きな浮力を得
るように操作する。このとき警告指示手段１３は、各ト
ルクセンサ３０からの信号の変化によって、片方のエン
ジンが停止したことを検知し、トルク制限値Ｘｌｉｍを
片発不作動時の２．５分間定格出力に設定する。From time T0, when both engines are approaching and descending toward runway 40 with both engines in a normal state, time A
In the case where one of the engines fails and stops, and if the engine stop occurs before the landing decision point (LDP: 120 ft), the pilot operates the input lever 1
7 so as to raise the buoyancy of the fuselage. At this time, the warning instruction means 13 detects that one of the engines has stopped based on a change in the signal from each of the torque sensors 30, and sets the torque limit value Xlim to the rated output for 2.5 minutes when the one-shot is inoperative. .
【００４５】パイロットの入力レバー１７の操作に追従
してトルクＸが上昇し、時刻Ａ１で片発不作動時の連続
最大以上となり、この時点で３０分計測タイマが計時を
開始し、時刻Ｂで片発不作動時の３０分間定格出力を超
え、この時点から２．５分計測用タイマが計時を開始す
る。さらにトルクＸが上昇し、時刻ＣでトルクがＸ＝Ｘ
ｌｉｍ−Ｍ１となり、予備警告領域に突入すると、警告
指示装置１３が警告フラグＦ＝１として予備警告を警告
発生手段１４に指示する。これに応答して警告発生手段
１４が中立位置δNPを操作変位方向と逆方向に変位する
とともにフィール傾斜ｇを増加して、警告を発する。こ
れによって、パイロットは、操縦力の変化からトルクＸ
が制限値Ｘｌｉｍに近付いたことを認識する。Following the operation of the input lever 17 by the pilot, the torque X rises and exceeds the continuous maximum at the time A1 when the one-shot operation is not performed. At this time, the 30-minute measurement timer starts measuring time, and at the time B, The output exceeds the rated output for 30 minutes when the one-shot operation is not performed, and the timer for 2.5 minutes starts counting from this point. Further, the torque X increases, and at time C, the torque X = X
When lim-M1 is entered and the vehicle enters the preliminary warning area, the warning instruction device 13 sets the warning flag F = 1 and instructs the warning generating unit 14 to issue a preliminary warning. In response to this, the warning generation means 14 displaces the neutral position δ NP in the direction opposite to the operation displacement direction and increases the feel inclination g to issue a warning. This allows the pilot to obtain the torque X from the change in the steering force.
Is approaching the limit value Xlim.
【００４６】パイロットがさらにトルクが必要であると
判断して入力レバー１７を引き上げ続けると、やがて時
刻ＤでトルクＸが制限値Ｘｌｉｍを超える。このとき、
警告指示手段１３は、警告フラグＦ＝２として超過警告
を指示する。これに応答して警告発生手段１４がブレー
クアウト力ＦB を増加して警告を発する。これによっ
て、パイロットは、操縦力の変化からトルクＸが制限値
Ｘｌｉｍ以上になったことを認識し、操縦力を緩めてト
ルクＸが制限値Ｘｌｉｍよりも小さい領域に収まるよう
に操縦する。時刻ＥでトルクがＸ＝Ｘｌｉｍ−Ｍ２より
も低くなったときに警告フラグＦ＝１となり、ブレーク
アウト力ＦB が通常時の値に戻る。このときトルクＸは
制限値Ｘｌｉｍに対してＭ２の余裕を有しており、ブレ
ークアウト力ＦB の低下で入力レバー１８が過渡的に引
き上げられても直ちに超過警告に入ることがない。これ
によって、パイロットは、制限値に充分近いトルクを持
続させて操縦することができる。When the pilot determines that more torque is required and continues to pull up the input lever 17, the torque X eventually exceeds the limit value Xlim at time D. At this time,
The warning instruction unit 13 instructs an excess warning with the warning flag F = 2. Alarm issuing means 14 in response thereto emits a warning to increase the breakout force F B. As a result, the pilot recognizes that the torque X has become equal to or greater than the limit value Xlim from the change in the steering force, reduces the steering force, and steers so that the torque X falls within a region smaller than the limit value Xlim. Time E in warning flag F = 1 becomes when torque is lower than X = Xlim-M2, the breakout force F B returns to the normal value at the time. At this time the torque X has a margin M2 with respect to limit values Xlim, never input lever 18 in the lowering of the breakout force F B enters immediately exceeded warning lifted transiently. As a result, the pilot can steer while maintaining a torque sufficiently close to the limit value.
【００４７】やがて２．５分計測用タイマが２．５分を
計時した時点、すなわち時刻Ｆでトルク制限値Ｘｌｉｍ
は３０分定格出力に減少する。この２．５分定格出力が
使用できる間に、パイロットは、たとえば対気速度Ｖ＝
５０ｋｔまで増速して、２００ｆｔまで上昇し、すなわ
ち第１工程４２を行い、たとえば対気速度Ｖ＝６５ｋｔ
まで増速する。すなわち第２工程４３を行う。時刻Ｆで
２．５分定格出力ぎりぎりのトルクＸを使用していた場
合には、制限値超過となり、警告指示手段１３は警告フ
ラグＦ＝２として再び超過警告を指示する。これによっ
て、再びパイロットはブレークアウト力ＦB の増加か
ら、超過警告を認識して、入力レバー１７をトルクＸが
制限値Ｘｌｉｍより小さい領域に収まるように操縦す
る。時刻ＧでトルクがＸ＝Ｘｌｉｍ−Ｍ２よりも低くな
ったときに警告フラグＦ＝１となり、ブレークアウト力
ＦB が通常時の値に戻る。このときトルクＸは制限値Ｘ
ｌｉｍに対してＭ２の余裕を有しており、ブレークアウ
ト力ＦB の低下で入力レバー１８が過渡的に引き上げら
れても直ちに超過警告に入ることがない。これによっ
て、パイロットは、制限値Ｘｌｉｍに充分近いトルクを
持続させて操縦することができる。At a point in time when the 2.5 minute measuring timer measures 2.5 minutes, that is, at time F, the torque limit value Xlim
Decreases to the rated output for 30 minutes. While this 2.5 minute rated power is available, the pilot may, for example, have an airspeed V =
The speed is increased to 50 kt and increased to 200 ft, that is, the first step 42 is performed, for example, the airspeed V = 65 kt
Speed up to That is, the second step 43 is performed. At time F, if the torque X just below the rated output for 2.5 minutes is used, the limit value is exceeded, and the warning instruction unit 13 sets the warning flag F = 2 and again instructs an excess warning. Thus, again from the pilot increases the breakout force F B, recognize the excess warning, to steer the input lever 17 so that the torque X falls within the limit Xlim smaller area. Time G warning flag F = 1 becomes when torque is lower than X = Xlim-M2, the breakout force F B returns to the normal value at the time. At this time, the torque X becomes the limit value X
has a margin M2 with respect to lim, never input lever 18 in the lowering of the breakout force F B enters immediately exceeded warning lifted transiently. As a result, the pilot can operate while maintaining a torque sufficiently close to the limit value Xlim.
【００４８】さらに連続最大を超えた時刻Ａ１から３０
分計測タイマがカウントを開始しており、このタイマが
３０分を計時するまでに安全な状態まで復帰、たとえば
対気速度Ｖ＝６５ｋｔで１０００ｆｔまで上昇し、すな
わち第３工程４４を行い、再び着陸態勢に入った場合、
トルクＸが徐々に低下して、時刻ＨでＸ＝Ｘｌｉｍ−
（Ｍ１＋Ｍ２）となり、警告指示手段は、警告フラグＦ
＝０となって警告を指示しなくなり、警告発生手段１４
は、フィール傾斜ｇを元に戻す。ただし、中立位置δNP
は元に戻さず、変位したままにしておき、トルクＸが制
限値Ｘｌｉｍに近づくように大きくなりにくくすること
ができる。Further, from time A1 which exceeds the continuous maximum to 30
The minute measurement timer starts counting, and returns to a safe state by the time the timer measures 30 minutes. For example, the airspeed V is increased to 1000 ft at 65 kt, that is, the third step 44 is performed, and the landing is performed again. When you are ready,
The torque X gradually decreases, and at time H, X = Xlim−
(M1 + M2), and the warning instruction means sets the warning flag F
= 0, the warning is no longer instructed, and the warning generating means 14
Restores the feel slope g. However, the neutral position δ NP
Is not returned to its original state and is kept displaced, so that the torque X does not easily increase so as to approach the limit value Xlim.
【００４９】上述した動作は、本発明の警告装置１０の
動作の一例に過ぎず、たとえば、３０分計測タイマが計
時を開始してから３０分たった後に、トルクＸが３０分
定格ぎりぎりであった場合には、その時点で連続最大の
制限値Ｘｌｉｍを超えていることになり、再び超過警告
が発せられ、上述と同様にパイロットが制限値Ｘｌｉｍ
よりも小さい領域に収まるように操縦する場合もある。
また、パイロットは、超過警告を受けた状態でも危険回
避のためにやむおえずオーバーライドすることが可能で
あることは言うまでもない。The above-described operation is merely an example of the operation of the warning device 10 of the present invention. For example, 30 minutes after the 30-minute measurement timer starts measuring time, the torque X is almost at the end of the 30-minute rating. In this case, the maximum continuous limit value Xlim has been exceeded at that time, and an excess warning is issued again, and the pilot sets the limit value Xlim in the same manner as described above.
In some cases, the driver steers to fit in a smaller area.
Also, it goes without saying that the pilot can inevitably override in order to avoid danger even when receiving the overrun warning.
【００５０】上述した形態は、本発明の実施の形態の一
例に過ぎず、他の形態であってもよく、たとえば、警告
領域を運用限界を超えた領域だけの一段階にして、警告
を少なくしてパイロットの操縦の自由性を尊重するよう
にしてもよく、または警告領域を、運用限界を超えた領
域と運用限界を超えるまえに２段階の計３段階の警告領
域を設定するなど３段階以上の警告領域を設定するよう
にして、機体の現在の飛行状態の把握を容易にしてもよ
く、またこれらの警告領域をパイロットが選択的に設定
できるようにして、パイロットの熟練度および好みに対
応できるようにしてもよい。The above-described embodiment is merely an example of the embodiment of the present invention, and other embodiments may be adopted. For example, the warning area may be reduced to a single area that exceeds the operation limit to reduce the number of warnings. To respect the pilot's freedom of operation, or to set a warning area in three steps, such as setting an area beyond the operating limit and a two-step warning area before the operating limit is exceeded. The above warning areas may be set to facilitate understanding of the current flight status of the aircraft, and the warning areas may be selectively set by the pilot to suit the skill and preference of the pilot. It may be possible to respond.
【００５１】また警告は、赤色ランプを点灯するなどし
てパイロットの視覚に訴えるようにしてもよく、警告音
を発して聴覚に訴えるようにしてもよい。このように視
覚および聴覚に訴えることによって、入力レバー１７の
操作性を維持した状態で、複数の計器類から読み取るな
どの複雑な作業を必要とすることなく、パイロットが警
告を受け取ることができる。The warning may be made to appeal to the pilot's vision by lighting a red lamp, or may be made to appeal to the auditory sense by issuing a warning sound. By appealing to sight and hearing in this way, the pilot can receive a warning without requiring complicated operations such as reading from a plurality of instruments while maintaining the operability of the input lever 17.
【００５２】また上述の形態は、双発ヘリコプタのエン
ジンの出力トルクの制限に対する警告装置１０として説
明したけれども、その他のたとえば対気速度の制限に対
する警告装置としても、好適に実施することができる。
また単発ヘリコプタまたはヘリコプタ以外の航空機に
も、好適に実施することができる。Although the above-described embodiment has been described as the warning device 10 for limiting the output torque of the engine of the twin-engine helicopter, it can be suitably implemented as a warning device for limiting other airspeeds.
Further, the present invention can be suitably applied to an aircraft other than a single-engine helicopter or a helicopter.
【００５３】[0053]
【発明の効果】以上のように本発明によれば、機体の飛
行状態が危険な領域に近付きまたは危険な領域内にある
ことを、パイロットに段階的に認識させ、危険回避のた
めの判断をする余裕を与えることができる。また飛行状
態が警告領域に入って警告が開始されると、充分に安全
な領域に戻るまで警告が終了しないために煩雑な警告の
変更を防止することができ、パイロットに不快感を与え
ることがない。さらにパイロットに、機体の飛行状態が
危険な領域に近付きまたは危険な領域内にあることを、
機体の操縦感覚によって認識させることができ、パイロ
ットは複数の計器類を見ることなく、飛行状態が危険な
領域に接近または突入したことを認識することができ
る。このようにパイロットのワークロードを低減するこ
とが可能となる。したがってパイロットは航空機の操縦
に専念することができ、通用限界付近での飛行安全を高
めることができる。As described above, according to the present invention, the pilot is made to recognize stepwise that the flying condition of the aircraft approaches or is within the dangerous area, and the decision to avoid the risk is made. Can afford to do. In addition, when the flight condition enters the warning area and the warning is started, the warning does not end until it returns to a sufficiently safe area, so that it is possible to prevent a complicated change of warning and to give a pilot discomfort. Absent. In addition, the pilot is informed that the flight condition of the aircraft is approaching or within the dangerous area.
This can be recognized by the operational feeling of the aircraft, and the pilot can recognize that the flight state has approached or entered a dangerous area without looking at a plurality of instruments. Thus, the workload of the pilot can be reduced. Therefore, the pilot can concentrate on the operation of the aircraft, and can improve flight safety near the limit of service.
【図１】本発明の実施の一形態の飛行領域逸脱の警告装
置１０の構成を示すブロック図である。FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of a flight area deviation warning device 10 according to an embodiment of the present invention.
【図２】操縦フィール特性の一例を示す図であるFIG. 2 is a diagram illustrating an example of a steering feel characteristic;
【図３】警告フラグＦの一例を示す図である。FIG. 3 is a diagram illustrating an example of a warning flag F.
【図４】警告フラグＦの判定のフローチャートである。FIG. 4 is a flowchart for determining a warning flag F;
【図５】操縦フィール特性の変更の一例を示す図であ
る。FIG. 5 is a diagram illustrating an example of a change in a steering feel characteristic.
【図６】予備警告時のフィール傾斜の計算のフローチャ
ートである。FIG. 6 is a flowchart of calculation of a feel inclination at the time of a preliminary warning.
【図７】予備警告時のフィール傾斜の計算の説明のため
の図である。FIG. 7 is a diagram for explaining calculation of a feel inclination at the time of a preliminary warning;
【図８】警告装置１０を、双発ヘリコプタのエンジンの
出力トルクの制限の警告装置に適応した場合の構成を示
す図である。FIG. 8 is a diagram showing a configuration in a case where the warning device 10 is applied to a warning device for limiting the output torque of the engine of a twin-engine helicopter.
【図９】トルクの制限値を決定するためのフローチャー
トである。FIG. 9 is a flowchart for determining a torque limit value.
【図１０】トルクの制限値を決定するためのフローチャ
ートである。FIG. 10 is a flowchart for determining a torque limit value.
【図１１】双発ヘリコプタの進入降下時にエンジンが１
基停止した場合の着陸復行の機体の高度の推移を示す図
である。FIG. 11 shows that the engine is 1 when the twin-engine helicopter enters and descends.
It is a figure which shows the transition of the altitude of the body of the go-around in the case of a base stop.
【図１２】図１１に示す着陸復行時のトルク制限値およ
び出力トルク、警告フラグ、中立位置、フィール傾斜な
らびにブレークアウト力の時歴を示すグラフである。12 is a graph showing a time history of a torque limit value and an output torque, a warning flag, a neutral position, a feel inclination, and a breakout force at the time of go-around shown in FIG. 11;
１０ 警告装置 １１ 操縦入力手段 １２，３０〜３２ センサ １３ 警告指示手段 １４ 警告発生手段 １７ 入力レバー １８ フィール発生部 ３５ 制限値演算回路 ３６ 警告フラグ演算回路 REFERENCE SIGNS LIST 10 warning device 11 steering input means 12, 30 to 32 sensor 13 warning instruction means 14 warning generation means 17 input lever 18 feel generation unit 35 limit value calculation circuit 36 warning flag calculation circuit
Claims (6)
２段階の警告領域を設定し、機体の飛行状態が各警告領
域にあるときに、各警告領域に対応した警告を発するこ
とを特徴とする飛行領域逸脱の警告方法。At least two levels of warning areas are set based on the operational limits of the fuselage, and when the flight state of the fuselage is in each warning area, a warning corresponding to each warning area is issued. Warning method of flight area departure.
設定し、警告領域に入る飛行状態の設定値よりも警告領
域から出る飛行状態の設定値を危険度の低い側とし、機
体の飛行状態が警告領域にあるときに、警告を発するこ
とを特徴とする飛行領域逸脱の警告方法。2. A method according to claim 1, further comprising: setting a warning area based on an operation limit of the aircraft, setting a flight state exiting from the warning area lower than a flight state setting value entering the warning area to a lower risk level, and A warning method for departure from a flight area, wherein a warning is issued when the state is in the warning area.
設定し、機体の飛行状態が警告領域にあるときに、操縦
入力手段の操縦フィール特性を変化させることによっ
て、警告を発することを特徴とする飛行領域逸脱の警告
方法。3. A warning area is set based on an operation limit of the aircraft, and when the flight state of the aircraft is in the warning area, a warning is issued by changing a control feel characteristic of the control input means. Warning method of flight area departure.
を設定し、センサから与えられる機体の飛行状態が各警
告領域にあるときに、各警告領域に対応した警告を指示
する警告指示手段と、 警告指示手段からの指示に基づいて、パイロットに与え
る警告情報を発生する警告発生手段とを備えることを特
徴とする飛行領域逸脱の警告装置。4. A sensor for detecting a flight condition of the fuselage, and at least two levels of warning regions are set based on operational limits of the fuselage. A warning device for departure from a flight area, comprising: warning instruction means for instructing a warning corresponding to a warning area; and warning generation means for generating warning information to be given to a pilot based on an instruction from the warning instruction means.
域に入る飛行状態の設定値よりも警告領域から出る飛行
状態の設定値を危険度の低い側とし、センサから与えら
れる機体の飛行状態が警告領域にあるときに、警告を指
示する警告指示手段と、 警告指示手段からの指示に基づいて、パイロットに与え
る警告情報を発生する警告発生手段とを備えることを特
徴とする飛行領域逸脱の警告装置。5. A sensor for detecting a flight state of an airframe, a warning area is set based on an operation limit of the airframe, and a set value of a flight state exiting the warning area is set rather than a set value of a flight state entering the warning area. On the low risk side, when the flight condition of the aircraft given by the sensor is in the warning area, warning instruction means for giving a warning, and warning information to be given to the pilot based on the instructions from the warning instruction means are generated. A warning device for departure from a flight area, comprising a warning generating means.
ィール特性を発生するフィール発生部とを有する操縦入
力手段と、 機体の飛行状態を検出するセンサと、 機体の運用限界に基づいて警告領域を設定し、センサか
ら与えられる機体の飛行状態が警告領域にあるときに、
警告を指示する警告指示手段と、 警告指示手段からの指示に基づいて、操縦入力手段の操
縦フィール特性を決定するパラメータを算出して操縦入
力手段に与える警告発生手段とを備え、 操縦入力手段は、警告発生手段からのパラメータに対応
してフィール発生部が操縦フィール特性を変更して、操
縦入力部のフィールを変化してパイロットに警告を与え
ることを特徴とする飛行領域逸脱の警告装置。6. A control input means having a control input section and a feel generating section for generating a control feel characteristic given to the control input section, a sensor for detecting a flight state of the fuselage, and a warning area based on an operation limit of the fuselage. When the flight status of the aircraft given by the sensor is in the warning area,
A warning instructing means for instructing a warning; and a warning generating means for calculating a parameter for determining a steering feel characteristic of the steering input means based on an instruction from the warning instructing means and giving the parameter to the steering input means. A warning device for flight area departure warning, characterized in that a feel generating part changes a control feel characteristic in response to a parameter from a warning generating means, and changes a feel of a control input part to warn a pilot.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8311000A JP3001819B2 (en) | 1996-11-21 | 1996-11-21 | Flight area departure warning method and apparatus |
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
| JP8311000A JP3001819B2 (en) | 1996-11-21 | 1996-11-21 | Flight area departure warning method and apparatus |
Publications (2)
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|---|---|
| JPH10152099A true JPH10152099A (en) | 1998-06-09 |
| JP3001819B2 JP3001819B2 (en) | 2000-01-24 |
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ID=18011928
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP8311000A Expired - Lifetime JP3001819B2 (en) | 1996-11-21 | 1996-11-21 | Flight area departure warning method and apparatus |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3001819B2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011025922A (en) * | 2009-07-27 | 2011-02-10 | Boeing Co:The | Tactile pilot alerting system and method |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5594996B2 (en) | 2009-09-14 | 2014-09-24 | 三菱重工業株式会社 | Aircraft control system |
-
1996
- 1996-11-21 JP JP8311000A patent/JP3001819B2/en not_active Expired - Lifetime
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| JP2011025922A (en) * | 2009-07-27 | 2011-02-10 | Boeing Co:The | Tactile pilot alerting system and method |
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|---|---|
| JP3001819B2 (en) | 2000-01-24 |
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