G - Physics – 05 – D
Patent
G - Physics
05
D
G05D 1/10 (2006.01) B64C 27/54 (2006.01) G05D 1/00 (2006.01) G05D 1/08 (2006.01)
Patent
CA 2114326
A rotary wing aircraft flight control system (21) which receives signals indicative of aircraft pitch rate (88), pitch attitude (86), bank angle (87) and airspeed (66), and responds to a pitch command from a sidearm controller (29) to control the pitch of an aircraft comprises means for scheduling and providing a set point signal indicative of the desired aircraft pitch rate of change, means for computing the difference between the said point and the pitch rate signal, and for providing a pitch rate error signal indicative thereof, inverse model means (56) responsive to said set point signal for scheduling a feed-forward command signal to drive the aircraft to respond in a manner which is essentially equal to said set point signal, means for providing maneuvering feel on the sidearm controller (29) when the bank angle of the aircraft exceeds a predetermined value by conditioning said set point signal, means for integrating over time said conditioned set point signal to provide a desired pitch attitude set point, for comparing said pitch attitude set point and the pitch attitude signal (86) and providing a pitch attitude error signal indicative of the difference, and means responsive to said pitch rate error signal, said feedforward command signal, and said pitch attitude error signal, for providing a pitch command signal to the main rotor of the aircraft.
Un système de commande de vol (21) pour un aéronef à voilure tournante reçoit des signaux indiquant la vitesse de variation en tangage (88) de l'aéronef, l'assiette longitudinale (86), l'angle de roulis (87), et la vitesse aérodynamique (66), et répond à une commande de tangage provenant d'un manche latéral (29) pour commander le tangage d'un aéronef. Ce système de commande comprend des moyens de programmation et d'établissement d'un signal de consigne représentatif de la vitesse de variation désirée du tangage de l'aéronef, des moyens de calcul de la différence entre le point de consigne et le signal de variation en tangage, et d'établissement d'un signal d'erreur de la vitesse de variation en tangage, des moyens de modèle inverse (56) sensibles au signal de consigne et servant à programmer un signal de commande à action directe afin que l'aéronef réponde de manière sensiblement identique au signal de consigne, des moyens générant une sensation de manoeuvre sur le manche latéral (29) lorsque l'angle de roulis de l'aéronef dépasse une valeur prédéterminée en conditionnant ce signal de consigne, des moyens d'intégration dans le temps du signal de consigne pour obtenir un point de consigne de l'assiette longitudinale désirée et comparer le point de consigne de l'assiette longitudinale avec le signal d'assiette longitudinale (86) et obtenir un signal d'erreur d'assiette longitudinale représentant la différence, ainsi que des moyens sensibles au signal d'erreur de vitesse de variation en tangage, au signal de commande à action directe et au signal d'erreur d'assiette longitudinale afin d'envoyer un signal de commande de tangage au rotor principal de l'aéronef.
Gold Phillip J.
Wright Stuart C.
Ogilvy Renault Llp/s.e.n.c.r.l.,s.r.l.
United Technologies Corporation
LandOfFree
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Profile ID: LFCA-PAI-O-1493368