JP2002137797A - Gust control device for rotary-wing aircraft - Google Patents
Gust control device for rotary-wing aircraftInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ヘリコプタなどの
回転翼航空機における突風のような急激な外力がロータ
ブレードに作用したときにおけるロータブレードの非定
常的変位を正確に検出して乗り心地を向上する回転翼航
空機の突風制御装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention improves the riding comfort by accurately detecting unsteady displacement of a rotor blade when a sudden external force such as a gust in a rotary wing aircraft such as a helicopter acts on the rotor blade. The present invention relates to a gust control device for a rotating wing aircraft.
【０００２】[0002]
【従来の技術】典型的な先行技術は、特許２８８６１３
５号（特開平１０−１６８９６）であり、回転翼航空機
における突風のような急激な外力がロータブレードに作
用したときにおけるロータブレードの非定常的変位を正
確に検出することができ、これによって乗り心地を向上
することができるようにした構成を有する。この先行技
術では、ブレードの下面に金属箔、反射鏡などの反射手
段を固定し、機体には、投光手段と受光手段との組合せ
から構成される複数のセンサを取付け、投光手段からの
光が反射手段によって反射され受光手段によって受光さ
れることによってロータブレードの変位を光学的に高精
度で検出する。このセンサの出力に基づいて、ロータブ
レードの突風による変位を修正する。2. Description of the Related Art A typical prior art is disclosed in Japanese Patent No. 288613.
No. 5 (Japanese Patent Application Laid-Open No. H10-16896), it is possible to accurately detect unsteady displacement of a rotor blade when a sudden external force such as a gust in a rotary wing aircraft acts on the rotor blade. It has a configuration that can improve comfort. In this prior art, a reflecting means such as a metal foil and a reflecting mirror is fixed to a lower surface of a blade, and a plurality of sensors composed of a combination of a light projecting means and a light receiving means are attached to the fuselage. The displacement of the rotor blade is optically detected with high precision by the light being reflected by the reflection means and received by the light receiving means. Based on the output of this sensor, the displacement of the rotor blade due to the gust is corrected.
【０００３】この先行技術では、ロータブレードを検出
するセンサは、光学式構成を有するので、雨天、降雪時
にはセンサが作動不良となる。したがって全天候性の検
出が望まれる。また先行技術では、太陽光がセンサに直
接入射するとき、作動不良となる。さらにロータブレー
ドの突風による変位を修正するために、そのロータブレ
ードのピッチ角を変化させ、ロータブレードの迎角を変
化する場合、ロータブレードの下面に固定された反射手
段の位置が変化し、これによってセンサの検出出力に誤
差を生じる。さらにこのような光学式センサは、比較的
構成が複雑であり、高価であるという問題もある。さら
にこれらのセンサによって検出されたロータブレードの
変位量を演算して、機体の前後方向と左右方向の各傾き
を修正する操舵量を得るとともに、上下方向の操舵量を
得る必要があり、演算が複雑になるとともに、時間がか
かり、ロータブレードの制御が遅れる結果になるという
問題がある。In this prior art, since the sensor for detecting the rotor blade has an optical configuration, the sensor malfunctions during rainy weather or snowfall. Therefore, all-weather detection is desired. Moreover, in the prior art, when sunlight directly enters the sensor, malfunction occurs. Further, in order to correct the displacement due to the gust of the rotor blade, the pitch angle of the rotor blade is changed, and when the angle of attack of the rotor blade is changed, the position of the reflection means fixed to the lower surface of the rotor blade changes, This causes an error in the detection output of the sensor. Further, such an optical sensor has a problem that the configuration is relatively complicated and expensive. Further, it is necessary to calculate the amount of displacement of the rotor blades detected by these sensors to obtain a steering amount for correcting each inclination of the fuselage in the front-rear direction and the left-right direction, and to obtain a steering amount in the vertical direction. There is a problem that it becomes complicated, takes time, and results in a delay in control of the rotor blade.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、ロー
タブレードの突風などによる急激な外力の作用時におけ
る非定常的変位を、雨天、降雪時などの悪天候にかかわ
らず、全天候性で、また太陽光の悪影響を受けることな
く、検出が可能であり、しかもロータブレードのピッチ
角が変化して迎角が変化しても、変位量を正確に検出す
ることができ、さらに構成をできるだけ簡単にして安価
に実現することができるようにした回転翼航空機の突風
制御装置を提供することである。SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide an all-weather, non-stationary displacement when a sudden external force is applied due to a gust of a rotor blade or the like, regardless of bad weather such as rain or snow. Detection is possible without being affected by sunlight, and even when the pitch angle of the rotor blade changes and the angle of attack changes, the displacement can be accurately detected, and the configuration is made as simple as possible. To provide a gust control apparatus for a rotary wing aircraft which can be realized at low cost.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】本発明は、ロータ回転軸
線に関して両側の対を成すロータブレードの基端部を、
弾性変形可能なハブプレートによって結合し、中空のロ
ータマストの上部内に、ハブプレートを、ハブプレート
のロータ回転軸線から半径方向にずれた支持位置で支持
する回転翼航空機の突風制御装置において、ロータマス
ト内で、機体の固定位置に設けられ、ハブプレートのロ
ータ回転軸線に沿う変位を非接触で検出するセンサと、
センサの出力に応答し、ロータブレードの突風による変
位を修正する制御手段とを含むことを特徴とする回転翼
航空機の突風制御装置である。SUMMARY OF THE INVENTION According to the present invention, the base ends of a pair of rotor blades that are paired on both sides with respect to the axis of rotation of a rotor are
A gust control device for a rotary wing aircraft, wherein the hub plate is supported by an elastically deformable hub plate and is supported at a support position radially offset from the rotor rotation axis of the hub plate in the upper portion of the hollow rotor mast. A sensor that is provided at a fixed position of the fuselage and detects a displacement of the hub plate along the rotor rotation axis in a non-contact manner;
A gust control device for a rotary wing aircraft, comprising: control means for correcting displacement of the rotor blade due to a gust in response to an output of a sensor.
【０００６】また本発明は、ロータ回転軸線に関して両
側の対を成すロータブレードの基端部を、弾性変形可能
なハブプレートによって結合し、中空のロータマストの
上部内に、ハブプレートを、ハブプレートのロータ回転
軸線から半径方向にずれた支持位置で支持する回転翼航
空機の突風制御装置において、ロータマスト内で、その
ロータマストに設けられ、ハブプレートのロータ回転軸
線に沿う変位を非接触で検出するセンサと、センサの出
力に応答し、ロータブレードの突風による変位を修正す
る制御手段とを含むことを特徴とする回転翼航空機の突
風制御装置である。According to the present invention, the base ends of a pair of rotor blades forming a pair on both sides with respect to the axis of rotation of the rotor are joined by an elastically deformable hub plate, and the hub plate is inserted into the upper portion of the hollow rotor mast. In a gust control device for a rotary wing aircraft, which is supported at a support position shifted in a radial direction from a rotor rotation axis, a rotor mast is provided on the rotor mast, and a sensor that detects a displacement of a hub plate along a rotor rotation axis in a non-contact manner. Control means for correcting displacement of the rotor blade due to gusts in response to the output of the sensor.
【０００７】本発明に従えば、１または複数の対を成す
ロータブレードの基端部が、弾性変形可能なハブプレー
トによって結合され、ロータマストの上部内で、ハブプ
レートが、後述のピボット２２の支持位置で支持され、
こうしてハブプレートは、ロータ回転面に関して上下方
向に揺動可能であり、しかも回転面の上下方向、前後方
向にロータブレードの軸まわりのねじり方向には変位し
ないようにロータマスト上部に剛性支持される。ハブプ
レートのロータ回転軸線に沿う変位を非接触で検出する
センサは、ロータマスト内に配置され、機体の固定位置
に、またはロータマストに設けられる。したがってこの
ようなセンサは、光学式で構成を有してもよく、たとえ
ばレーザ光を発生するレーザ源と、ハブプレートによっ
て反射されたレーザ光を受光する受光手段とが備えられ
た構成を有してもよく、このようなレーザ光を用いるセ
ンサは、構成が簡単であり安価に実現される。センサは
また、ハブプレートの変位を検出するそのほかの構成を
有する非接触形の構成を有してもよい。In accordance with the present invention, the proximal ends of one or more pairs of rotor blades are joined by an elastically deformable hub plate, and within the upper portion of the rotor mast, the hub plate supports a pivot 22 described below. Supported in position,
Thus, the hub plate is swingable in the vertical direction with respect to the rotor rotation surface, and is rigidly supported on the upper portion of the rotor mast so as not to be displaced in the vertical direction of the rotation surface and in the front-rear direction in the torsional direction around the axis of the rotor blade. A sensor that detects the displacement of the hub plate along the axis of rotation of the rotor in a non-contact manner is disposed in the rotor mast and is provided at a fixed position of the fuselage or on the rotor mast. Accordingly, such a sensor may have an optical configuration, for example, a configuration in which a laser source that generates laser light and a light receiving unit that receives the laser light reflected by the hub plate are provided. Alternatively, such a sensor using laser light has a simple configuration and is realized at low cost. The sensor may also have a non-contact configuration with other configurations for detecting displacement of the hub plate.
【０００８】本発明に従えば、雨天、降雪時などの悪天
候時においても、ハブプレートの変位をセンサによって
検出することができ、全天候性の検出が可能になる。ま
たセンサはロータマスト内に設けられ、このロータマス
トは、たとえば金属製などであって遮光性であり、太陽
光による悪影響が生じることが防がれる。According to the present invention, even in bad weather such as rainy weather or snowfall, the displacement of the hub plate can be detected by the sensor, and all weather can be detected. The sensor is provided in the rotor mast. The rotor mast is made of, for example, metal and has a light-shielding property, thereby preventing adverse effects due to sunlight.
【０００９】さらにセンサはハブプレートの変位を検出
し、したがってロータブレードのピッチ角による迎角が
変化しても、検出変位に誤差を生じることはなく、変位
を高精度で行うことができる。こうしてロータブレード
の突風のような急激な外力の作用時において、ハブプレ
ート、したがってロータブレードの変位を高精度で正確
に検出し、このようにしてロータブレードの非定常的変
位を正確に検出することによって、乗り心地を向上した
回転翼航空機の突風制御装置が実現される。Furthermore, the sensor detects the displacement of the hub plate, so that even if the angle of attack due to the pitch angle of the rotor blade changes, no error occurs in the detected displacement, and the displacement can be performed with high accuracy. In this way, when a sudden external force such as a gust of the rotor blade acts, the displacement of the hub plate, and therefore the rotor blade, is accurately detected with high accuracy, and thus the unsteady displacement of the rotor blade is accurately detected. Accordingly, a gust control device for a rotary wing aircraft with improved ride comfort is realized.
【００１０】センサを機体の固定位置に設ける構成とす
ることによって、センサの出力を導くスリップリングな
どの電気的接続手段を用いる必要がなく、構成の簡略化
を図ることができる。By providing the sensor at a fixed position of the body, there is no need to use an electrical connection means such as a slip ring for guiding the output of the sensor, and the configuration can be simplified.
【００１１】本発明に従えばまた、上述のようにセンサ
を機体に設ける構成に代えて、センサをロータマストに
設けることによって、スリップリングなどの電気的接続
手段を必要とするけれども、ハブプレートの変位を常
時、連続的に検出することができ、これによってロータ
ブレードの駆動を正確に行うことができるようになる。According to the present invention, the provision of the sensor on the rotor mast instead of the configuration of providing the sensor on the fuselage as described above requires electrical connection means such as a slip ring. Can be detected continuously at all times, whereby the rotor blades can be driven accurately.
【００１２】また本発明は、前記センサは、ロータブレ
ードの各対に対応してロータ回転軸線に関して両側に配
置された周方向センサ７８，８２を含むことを特徴とす
る。Further, the present invention is characterized in that the sensors include circumferential sensors 78 and 82 arranged on both sides with respect to the axis of rotation of the rotor corresponding to each pair of rotor blades.
【００１３】本発明に従えば、ロータ回転軸線に関して
両側に配置された対を成すロータブレードを連結するハ
ブプレートの変位を、ロータ回転軸線の両側で周方向セ
ンサ７８，８２によって、図６（２）に示されるように
検出し、こうして回転翼航空機のたとえば前後方向また
は左右方向のロータ回転面の傾きを正確に把握すること
ができるようになる。According to the present invention, the displacement of the hub plate connecting the pair of rotor blades arranged on both sides with respect to the rotor rotation axis is determined by the circumferential sensors 78 and 82 on both sides of the rotor rotation axis, as shown in FIG. ), The inclination of the rotor rotation surface of the rotorcraft in, for example, the front-rear direction or the left-right direction can be accurately grasped.
【００１４】また本発明は、周方向センサは、ロータ回
転軸線とピボット位置との間の半径方向中央位置に配置
されることを特徴とする。Further, the invention is characterized in that the circumferential sensor is disposed at a radial center position between the rotor rotation axis and the pivot position.
【００１５】本発明に従えば、ロータ回転面が機体のた
とえば前後方向または左右方向に傾いた状態を正確に把
握することができるようになる。According to the present invention, it is possible to accurately grasp a state in which the rotor rotation surface is inclined in the longitudinal direction or the lateral direction of the body, for example.
【００１６】また本発明は、制御手段は、対を成す周方
向センサ７８，８２；８０，８４の各検出変位量δ７
８，δ８２；δ８０，δ８４との差δＳ１，δＳ２を、
傾き方向の突風変位量として検出し、傾き方向の突風変
位量に基づいて、ロータブレードのピッチ角を制御する
ことを特徴とする。Further, according to the present invention, the control means comprises a pair of circumferential sensors 78, 82;
8, δ82; differences δS1, δS2 from δ80, δ84,
The invention is characterized in that the pitch angle is detected as a gust displacement in the tilt direction, and the pitch angle of the rotor blade is controlled based on the gust displacement in the tilt direction.
【００１７】本発明に従えば、図６（２）に示される対
を成す周方向センサ７８，８２；８０，８４の出力によ
って、機体の前後方向または左右方向の傾き方向の突風
変位量δＳ１，δＳ２を検出し、これによってロータブ
レードのサイクリックピッチ角を制御し、回転翼航空機
の乗り心地の向上を図ることができる。According to the present invention, the gust displacement δS1, in the direction of inclination of the fuselage in the front-rear direction or the left-right direction is obtained by the outputs of the pair of circumferential sensors 78, 82; 80, 84 shown in FIG. By detecting δS2, the cyclic pitch angle of the rotor blades can be controlled to improve the riding comfort of the rotary wing aircraft.
【００１８】また本発明は、前記センサは、ロータ回転
軸線上に配置された軸線上センサを含むことを特徴とす
る。Further, the present invention is characterized in that the sensor includes an on-axis sensor arranged on a rotor rotation axis.
【００１９】本発明に従えば、図６（１）に示されるよ
うに回転軸線上に軸線上センサを配置し、これによって
ロータブレードのロータ回転面が上下方向に移動した状
態を正確にかつ容易に検出することができるようにな
る。According to the present invention, as shown in FIG. 6A, an on-axis sensor is arranged on the rotation axis, thereby accurately and easily detecting a state where the rotor rotation surface of the rotor blade moves in the vertical direction. Can be detected.
【００２０】また本発明は、制御手段は、軸線上センサ
８６の検出変位量δＣを、上下方向の突風変位量として
検出し、上下方向の突風変位量に基づいて、上下方向の
操舵量としてロータブレードのピッチ角を制御すること
を特徴とする。Further, according to the present invention, the control means detects the amount of displacement δC detected by the on-axis sensor 86 as the amount of vertical gust displacement, and, based on the amount of vertical gust displacement, sets the rotor as the amount of vertical steering. It is characterized in that the pitch angle of the blade is controlled.
【００２１】本発明に従えば、軸線上センサ８６によっ
て検出された変位量δＣを、ロータ回転面の上下方向の
突風変位量として検出して、制御手段によってコレクテ
ィブピッチ角を制御し、こうして複雑な演算処理を行う
ことなく、突風によるロータ面の上下方向の変位の修正
を容易に行うことができるようになる。According to the present invention, the displacement δC detected by the on-axis sensor 86 is detected as the vertical gust displacement of the rotor rotating surface, and the control means controls the collective pitch angle, thus complicating the operation. The vertical displacement of the rotor surface due to the gust can be easily corrected without performing the arithmetic processing.
【００２２】[0022]
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態の
ヘリコプタ１の一部の断面図である。このヘリコプタ１
は、回転翼航空機の一例であり、ロータ回転軸線３に関
して両側の対を成すロータブレード２の基端部６は、ハ
ブプレート１０によって結合される。中空のロータマス
ト１１の上部内には、ハブプレート１０が、そのハブプ
レート１０のロータ回転軸線３から半径方向（図１の左
右方向）にずれたピボット２２付近の支持位置で、支持
される。ハブプレート１０は、ロータマスト１１の上部
のピボット２２付近の支持位置において、ロータ回転面
４（次の図２参照）に関して上下方向に揺動可能である
が、ロータ回転面４の上下方向、前後方向、ロータブレ
ード２の軸線まわりのねじり方向には、変位しないよう
に、ロータマスト１１に剛性支持される。このロータマ
スト１１は、たとえば金属製または複合材料製であっ
て、したがって遮光性である。FIG. 1 is a sectional view of a part of a helicopter 1 according to an embodiment of the present invention. This helicopter 1
Is an example of a rotary wing aircraft, and the base ends 6 of the rotor blades 2 forming a pair on both sides with respect to the rotor rotation axis 3 are joined by a hub plate 10. In the upper portion of the hollow rotor mast 11, the hub plate 10 is supported at a support position near a pivot 22 which is displaced in the radial direction (left-right direction in FIG. 1) from the rotor rotation axis 3 of the hub plate 10. The hub plate 10 can swing up and down with respect to the rotor rotation surface 4 (see FIG. 2 below) at a support position near the pivot 22 above the rotor mast 11. The rotor blade 2 is rigidly supported by the rotor mast 11 so as not to be displaced in the torsional direction around the axis. The rotor mast 11 is made of, for example, a metal or a composite material, and is therefore light-shielding.
【００２３】図２は、機体仰角と空気抵抗の関係を示す
説明図である。ヘリコプタ１が前進速度Ｖで飛行すると
き、ロータブレード２はロータ回転軸３を中心として一
定の軌跡を描いて回転する。これは１つの円盤のように
見えるのでロータ回転面４と呼ばれる。ロータの発生す
る推力ベクトルＬは回転面４に対して垂直に発生する。
推力ベクトルＬは、機体の重量Ｗと空気抵抗Ｄと、さら
に機体が前傾するために生じる下向きの胴体揚力ΔＬと
の合力に対して釣り合う。FIG. 2 is an explanatory diagram showing the relationship between the airframe elevation angle and the air resistance. When the helicopter 1 flies at the forward speed V, the rotor blade 2 rotates with a fixed trajectory about the rotor rotation axis 3. This is called a rotor rotating surface 4 because it looks like a single disk. The thrust vector L generated by the rotor is generated perpendicular to the rotation surface 4.
The thrust vector L is balanced with the resultant force of the weight W of the fuselage, the air resistance D, and the downward fuselage lift ΔL caused by the forward lean of the fuselage.
【００２４】ヘリコプタ１は、前傾が小さいほど抵抗Ｄ
は小さくなり、下向き胴体揚力ΔＬも減少するので、で
きる限り水平に近い方が好ましい。この場合、ロータ回
転軸３はロータ回転面４とは垂直でなくなる。今、ロー
タ回転軸３上に立って１つのロータブレード２を観察す
ると、１回転中にロータブレード２は角度βで上下動を
行う。この角度βをフラッピング角と呼ぶ。The helicopter 1 has a resistance D
Is smaller and the downward fuselage lift ΔL is also reduced. Therefore, it is preferable to be as horizontal as possible. In this case, the rotor rotation shaft 3 is not perpendicular to the rotor rotation surface 4. Now, when one rotor blade 2 is observed while standing on the rotor rotation shaft 3, the rotor blade 2 moves up and down at an angle β during one rotation. This angle β is called a flapping angle.
【００２５】ハブプレート１０は、たとえばガラスなど
を強化繊維とした複合材料から成り、弾性変形可能な板
ばね状に形成される。ロータブレード２の回転時に、ロ
ータブレード２に作用する遠心力は、ハブプレート１０
によって支持され、互いに釣合う。The hub plate 10 is made of, for example, a composite material using glass or the like as a reinforcing fiber, and is formed in a leaf spring shape that can be elastically deformed. When the rotor blade 2 rotates, the centrifugal force acting on the rotor blade 2 is generated by the hub plate 10.
Supported by and balanced with each other.
【００２６】図３は、図１に示されるロータマスト１１
とその付近の水平断面図である。ロータブレード２は、
ロータ回転軸線３のまわりに複数（たとえばこの実施の
形態では４）のロータブレード２が、周方向に９０度の
等間隔をあけて配置され、前述のようにハブプレート１
０，１０ａによって結合される。ハブプレート１０，１
０ａは、総括的に参照符１０で示すことがある。各対を
成すロータブレード２のハブプレート１０は、この実施
の形態では直交し、各ハブプレート１０は互いに接触し
ないように上下に間隔をあけて配置される。FIG. 3 shows the rotor mast 11 shown in FIG.
FIG. The rotor blade 2
A plurality (for example, four in this embodiment) of rotor blades 2 are arranged around the rotor rotation axis 3 at regular intervals of 90 degrees in the circumferential direction, and the hub plate 1
0,10a. Hub plate 10, 1
0a may be indicated generally by the reference numeral 10. The hub plates 10 of each pair of rotor blades 2 are orthogonal in this embodiment, and the hub plates 10 are vertically spaced so as not to contact each other.
【００２７】ハブプレート１０は、リードラグヒンジ２
０のヒンジラインＨＬの周囲を巻付け、このハブプレー
ト１０のヒンジ２０付近の外側部を包むカフ２１とトー
ションエレメント２３との間には、ダンパ２４が介在さ
れ、ヘリコプタの不安定振動現象である地上共振と空中
共振を防止する。地上での回転停止時に、ロータブレー
ド２の垂下がりを防止するために、ドループストップ２
５が設けられる。カフ２１よりも半径方向内方に設けら
れるピボット２２は、ハブプレート１０のリードラグ方
向の角変位を許容し、その厚み方向の変位に対しては剛
である。ハブプレート１０は、ロータマスト１１のロー
タマスト本体７と、そのロータマスト本体７の上部に取
付けられる上マスト部８との内部空間９に配置される。
こうしてロータマスト１１は、滑らかな空力的外形を有
し、全体として空気抵抗を低下した形状を有する。The hub plate 10 is a lead lug hinge 2
0 around the hinge line HL, and a damper 24 is interposed between the torsion element 23 and the cuff 21 wrapping the outer portion of the hub plate 10 near the hinge 20, which is an unstable vibration phenomenon of the helicopter. Prevent ground resonance and air resonance. In order to prevent the rotor blade 2 from hanging down when the rotation on the ground is stopped, a droop stop 2
5 are provided. The pivot 22 provided radially inward of the cuff 21 allows angular displacement of the hub plate 10 in the lead lug direction, and is rigid against displacement in the thickness direction. The hub plate 10 is arranged in an internal space 9 between the rotor mast main body 7 of the rotor mast 11 and an upper mast portion 8 attached to an upper portion of the rotor mast main body 7.
Thus, the rotor mast 11 has a smooth aerodynamic outer shape, and has a shape with reduced air resistance as a whole.
【００２８】ロータマスト１１の下部は、大直径リング
状軸受２７によって支持され、さらにリング歯車２８に
係合されて駆動される。軸受２７は、ロータブレード２
によって生じた揚力とハブモーメントとを歯車箱２９に
伝達し、最終的には機体５を支える。歯車箱２９は、中
空リング状であり、その内側空間に、操縦用アクチュエ
ータ３０，３０ａが配置される。操縦用アクチュエータ
３０，３０ａの下端部は、歯車箱２９に固定される。操
縦用アクチュエータ３０，３０ａの上端部は、ロータコ
ントロール３１に結合される。操縦者の操縦によって、
ロータコントロール３１は移動し、この動きは、ピッチ
リング３２によってロータブレード２の基端部に伝達さ
れ、そのロータブレード２のピッチ角が変化される。こ
のロータブレード２のピッチ角はまた、突風による変位
を修正するように自動的に制御される。ロータマスト１
１の回転トルクは、ピボット２２を介してカフ２１に伝
達され、ロータブレード２が回転駆動される。The lower portion of the rotor mast 11 is supported by a large-diameter ring-shaped bearing 27, and is further driven by being engaged with a ring gear 28. The bearing 27 is a rotor blade 2
The lift and the hub moment generated by the transmission are transmitted to the gear box 29, and finally the body 5 is supported. The gear box 29 has a hollow ring shape, and steering actuators 30 and 30a are arranged in an inner space thereof. The lower ends of the steering actuators 30 and 30a are fixed to the gear box 29. The upper ends of the steering actuators 30 and 30a are connected to a rotor control 31. By pilot's control,
The rotor control 31 moves, and this movement is transmitted to the proximal end of the rotor blade 2 by the pitch ring 32, and the pitch angle of the rotor blade 2 is changed. The pitch angle of the rotor blade 2 is also automatically controlled so as to correct the displacement caused by the gust. Rotor mast 1
The rotation torque of 1 is transmitted to the cuff 21 via the pivot 22, and the rotor blade 2 is driven to rotate.
【００２９】機体５には、ロータ回転軸線３に垂直な取
付面１３を有する取付部材１４が固定される。この取付
部材１４の取付面１３には、複数（たとえばこの実施の
形態では４）の周方向センサ７８，８０，８２，８４
と、ロータ回転軸線３上に軸線上センサ８６が取付けら
れる。これらの周方向センサ７８，８０，８２，８４
は、ロータ回転軸線３の周方向に等間隔に配置され、一
方のハブプレート１０の変位量を周方向センサ７８，８
２によって検出し、またそのハブプレート１０に直交す
る下方に配置された他方の参照符１０ａで示されるハブ
プレートの変位量は、周方向センサ８０，８４によって
検出される。本発明の実施の一形態では、ロータ回転軸
線３のまわりに１８０度の間隔をあけて配置された少な
くとも２つの周方向センサ７８，８２が設けられ、実施
の他の形態では、さらにそのほかの周方向センサ８０，
８４が設けられ、さらに実施の他の形態では、もっと多
くのたとえば１０個程度の周方向センサが配置されても
よい。A mounting member 14 having a mounting surface 13 perpendicular to the rotor rotation axis 3 is fixed to the body 5. A plurality of (for example, four in this embodiment) circumferential sensors 78, 80, 82, 84 are provided on the mounting surface 13 of the mounting member 14.
Then, the on-axis sensor 86 is mounted on the rotor rotation axis 3. These circumferential sensors 78, 80, 82, 84
Are arranged at equal intervals in the circumferential direction of the rotor rotation axis 3, and the displacement amount of one hub plate 10 is
2, and the displacement of the hub plate indicated by the other reference numeral 10 a disposed below and orthogonal to the hub plate 10 is detected by the circumferential sensors 80 and 84. In one embodiment of the invention, at least two circumferential sensors 78, 82 are provided at 180 ° intervals around the rotor rotation axis 3, and in another embodiment, further circumferential sensors 78, 82 are provided. Direction sensor 80,
84 are provided, and in still other embodiments, more, for example, as many as ten circumferential sensors may be arranged.
【００３０】図４はセンサ７８〜８６とハブプレート１
０とを示す斜視図である。周方向センサ７８〜８４は、
ロータ回転軸線３を中心とする一仮想円１６上に配置さ
れる。センサ７８〜８６は、レーザ光を発生するレーザ
源と、反射光を受光する受光手段との組合せによって構
成され、ブレード１０，１０ａには、ロータ回転軸線３
を中心とする前述の仮想円１６と同様な仮想円１７上
に、各センサ７８〜８４からのレーザ光を反射する金属
箔または反射鏡などの反射手段３８〜４４が配置され
る。さらに軸線上センサ８６の出力に対応してロータ回
転軸線３上には、下方のハブプレート１０ａに反射手段
４６が固定される。反射手段３８〜４６は、省略されて
もよい。こうして本発明の実施の他の形態では、レーザ
光に代えて、可視光、赤外線、および電波などの電磁波
が用いられてもよく、さらに超音波なとが用いられても
よい。FIG. 4 shows sensors 78 to 86 and hub plate 1.
FIG. Circumferential sensors 78 to 84
It is arranged on one virtual circle 16 centered on the rotor rotation axis 3. The sensors 78 to 86 are constituted by a combination of a laser source for generating laser light and a light receiving means for receiving reflected light.
On the imaginary circle 17 similar to the above-described imaginary circle 16 centered on, reflecting means 38 to 44 such as metal foil or reflecting mirrors for reflecting the laser beams from the sensors 78 to 84 are arranged. Further, the reflecting means 46 is fixed to the lower hub plate 10a on the rotor rotation axis 3 corresponding to the output of the on-axis sensor 86. The reflection means 38 to 46 may be omitted. Thus, in another embodiment of the present invention, electromagnetic waves such as visible light, infrared light, and radio waves may be used instead of laser light, and ultrasonic waves may be used.
【００３１】図５は、周方向センサ７８の出力信号を示
す図である。２組の対を成すロータブレード２を連結す
る２つのハブプレート１０，１０ａが、周方向センサ７
８によって検出され、ロータブレード２の１回転毎に、
合計４つの検出データが得られる。そのほかの周方向セ
ンサ８０〜８４もまた、周方向センサ７８と同様な出力
波形を導出する。FIG. 5 is a diagram showing an output signal of the circumferential direction sensor 78. Two hub plates 10 and 10a connecting the two pairs of rotor blades 2 are connected to the circumferential direction sensor 7.
8 for each rotation of the rotor blade 2,
A total of four detection data are obtained. The other circumferential sensors 80 to 84 also derive output waveforms similar to those of the circumferential sensor 78.
【００３２】図６は、ハブプレート１０の弾性変形した
状態を示す簡略化した図である。図６（１）は、ロータ
回転面が上方に移動した状態を示す。ハブプレート１０
は、下に凸に湾曲する。回転軸線３上の反射手段４６の
変位量δＣは、軸線上センサ８６によって検出される。
こうしてコレクティブピッチが計測される。周方向セン
サ７８〜８４によって検出される反射手段３８〜４４の
検出変位量δ７８，δ８０，δ８２，δ８４は、すべて
等しい値となる。FIG. 6 is a simplified diagram showing a state in which the hub plate 10 is elastically deformed. FIG. 6A shows a state in which the rotor rotation surface has moved upward. Hub plate 10
Curves downward convexly. The displacement amount δC of the reflection means 46 on the rotation axis 3 is detected by the on-axis sensor 86.
Thus, the collective pitch is measured. The detected displacement amounts δ78, δ80, δ82, δ84 of the reflection means 38 to 44 detected by the circumferential sensors 78 to 84 all have the same value.
【００３３】図６（２）は、ロータ回転面がフラッピン
グ角β傾斜した状態におけるハブプレート１０の弾性変
形した状態を簡略化して示す図である。機体５の前後方
向に配置された周方向センサ７８，８２によるロータ回
転軸線３に沿う検出変位量δ７８，δ８２は、正負の絶
対値が等しく、これに対して左右方向に配置された周方
向センサ８０，８４の検出変位量δ８０，δ８４は、変
化せず、零である。軸線上センサ８６によって検出され
る反射手段４６の検出変位量δ８６は、変化せず零であ
る。こうしてハブプレート１０のサイクリックピッチが
計測される。FIG. 6B is a simplified view showing a state in which the hub plate 10 is elastically deformed when the rotor rotation surface is inclined at the flapping angle β. The detected displacement amounts δ78 and δ82 along the rotor rotation axis 3 by the circumferential sensors 78 and 82 disposed in the front-rear direction of the body 5 have the same positive and negative absolute values, while the circumferential sensors disposed in the left-right direction. The detected displacement amounts δ80 and δ84 of 80 and 84 do not change and are zero. The detected displacement amount δ86 of the reflection means 46 detected by the on-axis sensor 86 does not change and is zero. Thus, the cyclic pitch of the hub plate 10 is measured.
【００３４】図７は、本件発明者のシミュレーション実
験結果を示す図である。約３tonの全備重量において図
６（１）に示されるコレクティブピッチの計測時には、
ライン４８に示されるように、ロータブレード２の上下
方向のフラッピング角β＝２度あたり検出変位量δＣは
約５．０ｍｍである。図６（２）に示されるサイクリッ
クピッチの計測時では、ライン４９に示されるように、
ロータブレード２の左右方向フラッピング角β＝２度あ
たり検出変位量δ７８，δ８２は約３．５ｍｍである。FIG. 7 is a diagram showing the results of a simulation experiment performed by the present inventor. When measuring the collective pitch shown in FIG. 6 (1) with a total weight of about 3 tons,
As shown by the line 48, the detected displacement amount δC per flapping angle β = 2 degrees in the vertical direction of the rotor blade 2 is about 5.0 mm. At the time of measuring the cyclic pitch shown in FIG. 6 (2), as shown in the line 49,
The detected displacement amounts δ 78 and δ 82 per left and right flapping angle β of the rotor blade 2 = 2 degrees are about 3.5 mm.
【００３５】図８は、図１〜図７に示される本発明の実
施の一形態の電気的構成を示すブロック図である。周方
向センサ７８〜８４および軸線上センサ８６の各出力
は、マイクロコンピュータなどによって実現される処理
回路５１に与えられる。処理回路５１は、軸線上センサ
８６の出力に応答して、図６（１）に関連して前述した
コレクティブピッチの計測によって、突風によるプレー
ト１０、したがってロータブレード２の突風による上下
方向の変位の修正を行うための上下方向の操舵量を表す
信号を導出する。また処理回路５１は、周方向センサ７
８〜８４の出力に応答し、機体５の前後方向ｘおよび左
右方向ｙの各傾き方向の変位量の修正を行う操舵量を表
す信号を導出する。飛行制御回路５２は、処理回路５１
からの出力および操縦手段５３からの操縦者の操縦桿の
操作によるロータブレード２のロータ回転面の指示移動
量とから、非定常的外力、すなわち突風などによるロー
タ回転面の不所望な変位を修正するように、ロータブレ
ード２のピッチ角を修正する信号を導出してアクチュエ
ータ３０を駆動する。これによって突風などによるロー
タブレード２の変位が、短時間に自動的に修正され、ヘ
リコプタ１は突風などの悪影響を受けることがほとんど
なくなり、したがってヘリコプタ１の乗り心地が向上さ
れる。FIG. 8 is a block diagram showing an electrical configuration of the embodiment of the present invention shown in FIGS. Each output of the circumferential sensors 78 to 84 and the on-axis sensor 86 is given to a processing circuit 51 realized by a microcomputer or the like. The processing circuit 51 responds to the output of the on-axis sensor 86 by measuring the collective pitch described above in connection with FIG. A signal representing a vertical steering amount for performing the correction is derived. Further, the processing circuit 51 includes the circumferential direction sensor 7.
In response to the outputs 8 to 84, a signal representing a steering amount for correcting the displacement amount of the aircraft body 5 in each of the forward and backward directions x and the left and right directions y is derived. The flight control circuit 52 includes a processing circuit 51
The undesired displacement of the rotor rotation surface due to an unsteady external force, that is, a gust, etc., is corrected from the output from the controller and the instruction movement amount of the rotor rotation surface of the rotor blade 2 by the operation of the control stick by the pilot from the control means 53. Thus, the actuator 30 is driven by deriving a signal for correcting the pitch angle of the rotor blade 2. As a result, the displacement of the rotor blade 2 due to a gust or the like is automatically corrected in a short time, and the helicopter 1 is hardly affected by a gust or the like, so that the riding comfort of the helicopter 1 is improved.
【００３６】本発明の実施の他の形態では、処理回路５
１は、軸線上センサ８６の出力に基づいて、図６（１）
に示される上下方向の変位量δＣを演算する。また処理
回路５１は、図６（２）に示されるように機体５の基軸
である前後方向ｘに配置された周方向センサ７８，８２
の各検出変位量δ７８，δ８２に基づき、前後方向の突
風変位量δＳ１を求めることができる。 δＳ１ ＝ δ７８ − δ８２ …（１）In another embodiment of the present invention, the processing circuit 5
1 based on the output of the on-axis sensor 86, FIG.
Is calculated in the vertical direction shown in FIG. Further, the processing circuit 51 includes, as shown in FIG. 6B, circumferential sensors 78 and 82 arranged in the front-rear direction x which is the base axis of the body 5.
The gust displacement δS1 in the front-rear direction can be obtained based on the respective detected displacements δ78 and δ82. δS1 = δ78−δ82 (1)
【００３７】また同様にして、機体５の左右方向ｙに配
置された周方向センサδ８０，δ８４の出力に基づき、
左右方向ｙの突風変位量δＳ２を演算して求めることが
できる。 δＳ２ ＝ δ８０ − δ８４ …（２）Similarly, based on the outputs of the circumferential sensors δ80, δ84 arranged in the left-right direction y of the machine body 5,
The gust displacement δS2 in the left-right direction y can be calculated and calculated. δS2 = δ80-δ84 (2)
【００３８】この実施の形態では、コレクティブピッチ
の計測とサイクリックピッチの計測とを、軸線上センサ
８６と周方向センサ７８〜８４とによって個別的に行う
ことができ、これによって飛行制御回路５２におけるロ
ータブレード２のピッチ角の制御を容易に行うことがで
きる。In this embodiment, the measurement of the collective pitch and the measurement of the cyclic pitch can be individually performed by the on-axis sensor 86 and the circumferential sensors 78 to 84. Control of the pitch angle of the rotor blade 2 can be easily performed.
【００３９】図９は、本発明の実施の他の形態のヘリコ
プタ１の一部の断面図である。この実施の形態は、前述
の図１〜図８に示される実施の形態に類似し、対応する
部分には同一の参照符を付す。注目すべきはこの実施の
形態では、ロータマスト１１のロータマスト本体７の上
部に固定された上マスト部８に、周方向センサ７８〜８
４および軸線上センサ８６が固定して取付けられる。し
たがってこれらのセンサ７８〜８６は、ハブプレート１
０，１０ａおよびロータマスト１１とともに、ロータマ
スト回転軸線３まわりに回転される。周方向センサ７
８，８２は、ハブプレート１０上に形成された反射手段
３８，４２にレーザ光を照射し、その反射光を受光する
ことによって、変位量を検出する。また同様に周方向セ
ンサ８０，８４は、もう１つのハブプレート１０ａ上に
設けられた反射手段４０，４４の変位量を、同様にして
検出する。さらに軸線上センサ８６は、ロータ回転軸線
３上にあり、ハブプレート１０上に取付けられた反射手
段４６の変位を検出する。各センサ７８〜８６の出力
は、ロータマスト１１に同軸に固定されたスリップリン
グと、機体５に固定され、スリップリングに摺動するブ
ラシとを含む電気的接続手段を介して、出力が導出され
る。図９の実施の形態によれば、ハブプレート１０，１
０ａの変位を、常時検出し、これによって前述の式１，
２によって、突風変位量を常時検出することができ、し
たがってロータブレード２のピッチ角の制御を連続的に
行うことができ、乗り心地をさらに向上することができ
る。FIG. 9 is a sectional view of a part of a helicopter 1 according to another embodiment of the present invention. This embodiment is similar to the embodiment shown in FIGS. 1 to 8 described above, and corresponding parts are denoted by the same reference numerals. It should be noted that in this embodiment, the upper mast portion 8 fixed to the upper part of the rotor mast main body 7 of the rotor mast 11 includes circumferential sensors 78 to 8.
4 and the on-axis sensor 86 are fixedly mounted. Therefore, these sensors 78 to 86 are connected to the hub plate 1.
0, 10 a and the rotor mast 11 are rotated around the rotor mast rotation axis 3. Circumferential sensor 7
8, 82 irradiate the reflecting means 38, 42 formed on the hub plate 10 with laser light and receive the reflected light to detect the displacement. Similarly, the circumferential sensors 80 and 84 similarly detect the displacement amounts of the reflection means 40 and 44 provided on another hub plate 10a. Further, the on-axis sensor 86 is on the rotor rotation axis 3 and detects the displacement of the reflecting means 46 mounted on the hub plate 10. Outputs of the sensors 78 to 86 are derived through electrical connection means including a slip ring fixed to the rotor mast 11 coaxially and a brush fixed to the body 5 and sliding on the slip ring. . According to the embodiment of FIG. 9, the hub plates 10, 1
0a is constantly detected, and thus the displacement of
2, the gust displacement can be always detected, and therefore, the pitch angle of the rotor blade 2 can be continuously controlled, and the riding comfort can be further improved.
【００４０】本発明の実施の他の形態では、図９におい
て、電気的接続手段は、機体５に固定されたスリップリ
ングと、ロータマスト１１に固定され、スリップリング
に摺動するブラシとを含んでもよい。In another embodiment of the present invention, in FIG. 9, the electrical connection means may include a slip ring fixed to the body 5 and a brush fixed to the rotor mast 11 and sliding on the slip ring. Good.
【００４１】[0041]
【発明の効果】請求項１の本発明によれば、中空のロー
タマスト内に設けられたハブプレートのロータ回転軸線
に沿う変位をセンサによって非接触で検出するので、雨
天、降雪時などの天候に悪影響を受けず、全天候性で、
ハブプレート、したがってロータブレードの変位量を検
出することができる。またセンサはロータマスト内に設
けられ、したがって太陽光による悪影響が生じることは
なく、太陽光による動作不良が生じることはない。さら
にハブプレートは、ロータブレードが支持位置で揺動し
ていわば羽ばたくフラッピング運動を生じるだけである
ので、ロータブレードのピッチ角の変化による迎角によ
る悪影響が生じることはなく、ハブプレート、したがっ
てロータブレードの変位量を高精度で検出することがで
き、誤差を抑制することができる。According to the first aspect of the present invention, the displacement of the hub plate provided in the hollow rotor mast along the rotor rotation axis is detected by a sensor in a non-contact manner, so that it can be used in a weather such as rainy weather or snowfall. Without any adverse effects, all weather,
The displacement of the hub plate, and thus of the rotor blade, can be detected. Further, the sensor is provided in the rotor mast, so that there is no adverse effect due to sunlight, and no malfunction due to sunlight occurs. Furthermore, the hub plate does not suffer from the attack angle due to the change in the pitch angle of the rotor blades, since the rotor blades only swing and flutter in a supporting position, so that the hub plate, and thus the rotor plate, The displacement of the blade can be detected with high accuracy, and errors can be suppressed.
【００４２】センサは、たとえばレーザ光を用いる構成
とし、これによって、構成の簡略化を図り、安価に実現
することができるとともに、測定精度が高い。The sensor is configured to use, for example, a laser beam, whereby the configuration can be simplified and realized at low cost, and the measurement accuracy is high.
【００４３】さらに本発明によれば、センサは剛性が高
いロータマスト内で、ハブプレートの変位を検出するの
で、機体振動による悪影響が少なく、変位量の高精度の
測定が可能である。さらにまたロータマスト内にセンサ
を、複数個、たとえば１０個程度まで増加して配置する
ことができ、これによって突風などの急激な外力がロー
タブレードに作用したときにおけるロータブレードの非
定常的変位を正確に検出してロータブレードのピッチ角
などの制御を行い、応答性を向上することができるよう
になる。Further, according to the present invention, since the sensor detects the displacement of the hub plate in the rotor mast having high rigidity, the adverse effect due to the body vibration is small, and the displacement can be measured with high accuracy. Further, a plurality of sensors, for example, up to about ten sensors, can be arranged in the rotor mast so that the unsteady displacement of the rotor blade when a sudden external force such as a gust acts on the rotor blade can be accurately detected. To control the pitch angle and the like of the rotor blades, thereby improving the responsiveness.
【００４４】センサは、機体の固定位置に設けられてお
り、したがってスリップリングなどのようにセンサの出
力を導く電気的接続手段を必要とせず、このことによっ
てもまた、構成の簡略化を図ることができる。The sensor is provided at a fixed position of the fuselage, and therefore does not require an electrical connection means for guiding the output of the sensor such as a slip ring, which also simplifies the configuration. Can be.
【００４５】請求項２の本発明によれば、センサを、ロ
ータマストに取付けることによって、センサからの出力
を導くスリップリングなどの電気的接続手段を必要とす
るけれども、前述の請求項１と同様に、ハブプレート、
したがってロータブレードの変位を全天候性で、太陽光
の悪影響を受けることなく、またロータブレードの迎角
による誤差を生じることなく測定が可能であるなどの効
果が達成される。センサをロータマストに取付けること
によって、ハブプレートの変位をロータマストの回転中
に常時、連続的に検出することができ、これによってロ
ータブレードの突風変位量を修正する制御をさらに正確
に行うことができる。According to the second aspect of the present invention, an electrical connection means such as a slip ring for guiding an output from the sensor is required by attaching the sensor to the rotor mast. , Hub plate,
Therefore, effects such as the ability to measure the displacement of the rotor blade in all weather, without being affected by sunlight, and without causing an error due to the angle of attack of the rotor blade are achieved. By attaching the sensor to the rotor mast, the displacement of the hub plate can be detected continuously and continuously during the rotation of the rotor mast, so that the control for correcting the gust displacement of the rotor blade can be performed more accurately.
【００４６】請求項３の本発明によれば、ロータ回転軸
線の両側に配置される１または複数の対を成すロータブ
レードを各対毎に、周方向センサ７８，８２が配置さ
れ、これによってロータ回転面の前後方向および左右方
向などの傾きを容易な演算処理で検出することができ
る。According to the third aspect of the present invention, one or a plurality of pairs of rotor blades arranged on both sides of the rotor rotation axis are provided with the circumferential direction sensors 78 and 82 for each pair. The inclination of the rotating surface in the front-rear direction and the left-right direction can be detected by easy arithmetic processing.
【００４７】請求項４の本発明によれば、周方向センサ
がロータ回転軸線とピボット位置との間の半径方向中央
位置に配置されることによって、ロータブレードの各対
に対応する周方向センサ７８，８２の検出出力に基づ
き、ロータ回転面の前後方向および左右方向などの傾き
の状態を容易に把握することができるようになる。According to the fourth aspect of the present invention, the circumferential direction sensor 78 corresponding to each pair of the rotor blades is provided by disposing the circumferential direction sensor at the radial center position between the rotor rotation axis and the pivot position. , 82, it is possible to easily grasp the state of inclination of the rotor rotation surface in the front-rear direction and the left-right direction.
【００４８】請求項５の本発明によれば、ロータ回転軸
線の両側に配置されるロータブレードの各対に対応する
周方向センサ７８，８２；８０，８４の各出力によっ
て、ハブプレート、したがってロータブレードの機体に
おける前後または左右の傾き方向の突風変位量を検出し
てロータブレードのピッチ角を制御し、こうして突風な
どの急激な外力に起因したロータブレードの制御を比較
的簡単な演算処理で達成することができるようになる。According to a fifth aspect of the present invention, the output of the circumferential sensors 78, 82; 80, 84 corresponding to each pair of rotor blades disposed on both sides of the axis of rotation of the rotor causes the hub plate, and hence the rotor, to rotate. Controls the pitch angle of the rotor blades by detecting the gust displacement of the blade body in the front-back or left-right inclination direction, thus achieving control of the rotor blades caused by sudden external forces such as gusts with relatively simple arithmetic processing Will be able to
【００４９】請求項６の本発明によれば、図６（１）に
示されるように回転軸線上に軸線上センサを配置するこ
とにより、ロータブレードのロータ回転面が上下方向に
移動した状態を正確にかつ容易に検出することができ
る。According to the sixth aspect of the present invention, by disposing the on-axis sensor on the rotation axis as shown in FIG. 6 (1), the state in which the rotor rotation surface of the rotor blade moves in the vertical direction can be obtained. It can be detected accurately and easily.
【００５０】請求項７の本発明によれば、軸線上センサ
８６によって検出された変位量δＣを、ロータ回転面の
上下方向の突風変位量として検出し、制御手段によって
コレクティブピッチ角を制御することにより、複雑な演
算処理を行うことなく、突風によるロータ面の上下方向
の変位の修正を容易に行うことができる。According to the present invention, the displacement δC detected by the on-axis sensor 86 is detected as a vertical gust displacement of the rotor rotating surface, and the control means controls the collective pitch angle. Accordingly, it is possible to easily correct the vertical displacement of the rotor surface due to the gust without performing complicated arithmetic processing.
【図１】本発明の実施の一形態のヘリコプタ１の一部の
断面図である。FIG. 1 is a partial cross-sectional view of a helicopter 1 according to an embodiment of the present invention.
【図２】ヘリコプタ１の機体仰角と空気抵抗との関係を
示す説明図である。FIG. 2 is an explanatory diagram showing a relationship between an aircraft elevation angle of the helicopter 1 and air resistance.
【図３】図１に示されるロータマスト１１とその付近の
水平断面図である。FIG. 3 is a horizontal sectional view of the rotor mast 11 shown in FIG. 1 and its vicinity.
【図４】センサ７８〜８６とハブプレート１０とを示す
斜視図である。FIG. 4 is a perspective view showing sensors 78 to 86 and a hub plate 10;
【図５】周方向センサ７８の出力信号を示す図である。5 is a diagram showing an output signal of a circumferential direction sensor 78. FIG.
【図６】ハブプレート１０の弾性変形した状態を示す簡
略化した図である。FIG. 6 is a simplified diagram showing a state in which the hub plate 10 is elastically deformed.
【図７】本件発明者のシミュレーション実験結果を示す
図である。FIG. 7 is a view showing a simulation experiment result of the present inventor.
【図８】図１〜図７に示される本発明の実施の一形態の
電気的構成を示すブロック図である。FIG. 8 is a block diagram showing an electrical configuration of the embodiment of the present invention shown in FIGS. 1 to 7;
【図９】本発明の実施の他の形態のヘリコプタ１の一部
の断面図である。FIG. 9 is a partial cross-sectional view of a helicopter 1 according to another embodiment of the present invention.
１ ヘリコプタ ２ ロータブレード ３ ロータ回転軸線 ４ ロータ回転面 ５ 機体 ６ 基端部 ７ ロータマスト本体 ８ 上マスト部 １０，１０ａ ハブプレート １１ ロータマスト ７８，８０，８２，８４ 周方向センサ ８６ 軸線上センサ DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Helicopter 2 Rotor blade 3 Rotor rotation axis 4 Rotor rotation surface 5 Aircraft body 6 Base end 7 Rotor mast main body 8 Upper mast part 10, 10a Hub plate 11 Rotor mast 78, 80, 82, 84 Circumferential sensor 86 On-axis sensor
Claims (7)
ロータブレードの基端部を、弾性変形可能なハブプレー
トによって結合し、 中空のロータマストの上部内に、ハブプレートを、ハブ
プレートのロータ回転軸線から半径方向にずれた支持位
置で支持する回転翼航空機の突風制御装置において、 ロータマスト内で、機体の固定位置に設けられ、ハブプ
レートのロータ回転軸線に沿う変位を非接触で検出する
センサと、 センサの出力に応答し、ロータブレードの突風による変
位を修正する制御手段とを含むことを特徴とする回転翼
航空機の突風制御装置。The base ends of a pair of rotor blades, which are paired on both sides with respect to the rotor rotation axis, are connected by an elastically deformable hub plate. In the upper part of the hollow rotor mast, the hub plate is connected to the rotor rotation axis of the hub plate. A gust control device for a rotary wing aircraft supported at a support position shifted in a radial direction from a sensor provided in a fixed position of an airframe in a rotor mast and detecting a displacement of a hub plate along a rotor rotation axis in a non-contact manner; Control means for correcting displacement of the rotor blade due to gusts in response to the output of the sensor.
ロータブレードの基端部を、弾性変形可能なハブプレー
トによって結合し、 中空のロータマストの上部内に、ハブプレートを、ハブ
プレートのロータ回転軸線から半径方向にずれた支持位
置で支持する回転翼航空機の突風制御装置において、 ロータマスト内で、そのロータマストに設けられ、ハブ
プレートのロータ回転軸線に沿う変位を非接触で検出す
るセンサと、 センサの出力に応答し、ロータブレードの突風による変
位を修正する制御手段とを含むことを特徴とする回転翼
航空機の突風制御装置。2. The method according to claim 1, wherein the base ends of the rotor blades, which are paired on both sides with respect to the axis of rotation of the rotor, are joined by an elastically deformable hub plate. A gust control device for a rotary wing aircraft supported at a support position shifted in a radial direction from a rotor, wherein a sensor provided in the rotor mast and detecting a displacement of a hub plate along a rotor rotation axis in a non-contact manner; Control means for responding to the output to correct displacement of the rotor blade due to gusts of wind.
対応してロータ回転軸線に関して両側に配置された周方
向センサ７８，８２を含むことを特徴とする請求項１ま
たは２に記載の回転翼航空機の突風制御装置。3. A rotor according to claim 1, wherein said sensors include circumferential sensors 78, 82 arranged on both sides with respect to the axis of rotation of the rotor corresponding to each pair of rotor blades. Gust control device for aircraft.
ット位置との間の半径方向中央位置に配置されることを
特徴とする請求項３記載の回転翼航空機の突風制御装
置。4. The gust control device for a rotary wing aircraft according to claim 3, wherein the circumferential direction sensor is disposed at a radial center position between the rotor rotation axis and the pivot position.
変位量δ７８，δ８２；δ８０，δ８４との差δＳ１，
δＳ２を、傾き方向の突風変位量として検出し、 傾き方向の突風変位量に基づいて、ロータブレードのピ
ッチ角を制御することを特徴とする請求項３または４記
載の回転翼航空機の突風制御装置。5. The control means comprises: a pair of circumferential sensors 78, 82; 80, 84, each of which detects a displacement δ78, δ82; δ80, δ84;
The gust control device for a rotary wing aircraft according to claim 3 or 4, wherein δS2 is detected as a gust displacement in a tilt direction, and a pitch angle of a rotor blade is controlled based on the gust displacement in a tilt direction. .
された軸線上センサを含むことを特徴とする請求項１ま
たは２に記載の回転翼航空機の突風制御装置。6. The gust control apparatus for a rotary wing aircraft according to claim 1, wherein the sensor includes an on-axis sensor disposed on a rotor rotation axis.
位量δＣを、上下方向の突風変位量として検出し、 上下方向の突風変位量に基づいて、上下方向の操舵量と
してロータブレードのピッチ角を制御することを特徴と
する請求項６記載の回転翼航空機の突風制御装置。7. The control means detects the detected displacement amount δC of the on-axis sensor 86 as a vertical gust displacement amount, and based on the vertical gust displacement amount, determines a pitch of the rotor blade as a vertical steering amount. The gust control device for a rotary wing aircraft according to claim 6, wherein the angle is controlled.
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