JP2758374B2 - ヘリコプタロータの高調波制御装置 - Google Patents
ヘリコプタロータの高調波制御装置Info
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- JP2758374B2 JP2758374B2 JP7040745A JP4074595A JP2758374B2 JP 2758374 B2 JP2758374 B2 JP 2758374B2 JP 7040745 A JP7040745 A JP 7040745A JP 4074595 A JP4074595 A JP 4074595A JP 2758374 B2 JP2758374 B2 JP 2758374B2
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- Japan
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- load
- harmonic
- helicopter
- blade
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-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
- B64C27/72—Means acting on blades
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/30—Wing lift efficiency
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/50—Vibration damping features
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Wind Motors (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、ヘリコプタロータのピ
ッチ角をロータ回転周波数の整数倍の周波数で変化させ
て振動を防止し、ヘリコプタロータの回転によって発生
する騒音を低減するようにヘリコプタロータを制御する
ためのヘリコプタロータの高調波制御装置に関する。
ッチ角をロータ回転周波数の整数倍の周波数で変化させ
て振動を防止し、ヘリコプタロータの回転によって発生
する騒音を低減するようにヘリコプタロータを制御する
ためのヘリコプタロータの高調波制御装置に関する。
【0002】
【従来の技術】図7は、従来技術のヘリコプタの操縦系
統の一部を示し、図7(a)は、高調波制御装置を備え
ない操縦系統1を示す概略図であり、図7(b)は、高
調波制御装置としてHHCアクチュエータ2を備える操
縦系統3を示す概略図であり、図7(c)は、高調波制
御装置としてIBCアクチュエータ4を備える操縦系統
5を示す概略図である。HHCアクチュエータ2は、ハ
イヤ・ハーモニック・コントロール・システム(Higher
Harmonic Control System)を有するアクチュエータで
あって、以下同様にHHCアクチュエータと略記する。
また、IBCアクチュエータ4は、インディビジュアル
・ブレード・コントロール・システム(Individual Bla
de Contol System)を有するアクチュエータであって、
以下同様にIBCアクチュエータと略記する。
統の一部を示し、図7(a)は、高調波制御装置を備え
ない操縦系統1を示す概略図であり、図7(b)は、高
調波制御装置としてHHCアクチュエータ2を備える操
縦系統3を示す概略図であり、図7(c)は、高調波制
御装置としてIBCアクチュエータ4を備える操縦系統
5を示す概略図である。HHCアクチュエータ2は、ハ
イヤ・ハーモニック・コントロール・システム(Higher
Harmonic Control System)を有するアクチュエータで
あって、以下同様にHHCアクチュエータと略記する。
また、IBCアクチュエータ4は、インディビジュアル
・ブレード・コントロール・システム(Individual Bla
de Contol System)を有するアクチュエータであって、
以下同様にIBCアクチュエータと略記する。
【0003】図7(a)を参照して、ヘリコプタロータ
(以下ロータと略記する)6は、回転軸8によって図示
しないモータから回転力が伝達されて回転される。この
ロータ6は、複数枚(図7には、図解を容易にするため
に、ブレードを1枚のみ示す)のブレード7からなり、
このブレード7が、スワッシュ・プレート9を介して操
縦用アクチュエータ10によってそのピッチ角θが制御
されて、ロータ6が回転されたときの揚力が制御され
て、ヘリコプタが操縦される。
(以下ロータと略記する)6は、回転軸8によって図示
しないモータから回転力が伝達されて回転される。この
ロータ6は、複数枚(図7には、図解を容易にするため
に、ブレードを1枚のみ示す)のブレード7からなり、
このブレード7が、スワッシュ・プレート9を介して操
縦用アクチュエータ10によってそのピッチ角θが制御
されて、ロータ6が回転されたときの揚力が制御され
て、ヘリコプタが操縦される。
【0004】ロータ6が回転されたとき、ブレード7に
は、そのブレード7を外囲する空気による外力が作用す
る。この外力は、ロータ6が1回転する間に周期的に変
化するため、この外力が加振力となって図示しないヘリ
コプタの機体を振動させる。このようにして発生する振
動は、計器の読取り困難を生じ、乗客に不安感を与え、
さらに機体構造物の疲労を生じるなどの悪影響を及ぼ
し、種々の不具合の発生要因となり得る。
は、そのブレード7を外囲する空気による外力が作用す
る。この外力は、ロータ6が1回転する間に周期的に変
化するため、この外力が加振力となって図示しないヘリ
コプタの機体を振動させる。このようにして発生する振
動は、計器の読取り困難を生じ、乗客に不安感を与え、
さらに機体構造物の疲労を生じるなどの悪影響を及ぼ
し、種々の不具合の発生要因となり得る。
【0005】このような不具合の発生要因となる機体の
振動を防止するために、高調波制御装置を搭載する傾向
にある。高調波制御装置のうち、能動的に振動制御を行
う装置として、図7(b)に示すHHCアクチュエータ
2および図7(c)に示すIBCアクチュエータ4が挙
げられる。これらは、いずれもロータ6の回転周波数の
整数倍、すなわち高調波でブレード7のピッチ角θを変
化させて、ブレード7に作用する外力を制御して、機体
の振動を低減する高調波制御アクチュエータである。
振動を防止するために、高調波制御装置を搭載する傾向
にある。高調波制御装置のうち、能動的に振動制御を行
う装置として、図7(b)に示すHHCアクチュエータ
2および図7(c)に示すIBCアクチュエータ4が挙
げられる。これらは、いずれもロータ6の回転周波数の
整数倍、すなわち高調波でブレード7のピッチ角θを変
化させて、ブレード7に作用する外力を制御して、機体
の振動を低減する高調波制御アクチュエータである。
【0006】HHCアクチュエータ2は、スワッシュ・
プレート9の下方に配置され、スワッシュ・プレート9
を介して各ブレード7のピッチ角θを一括的に制御す
る。また、IBCアクチュエータ4は、スワッシュ・プ
レート9の上方に配置され、各ブレード7のピッチ角θ
を個別的に制御する。
プレート9の下方に配置され、スワッシュ・プレート9
を介して各ブレード7のピッチ角θを一括的に制御す
る。また、IBCアクチュエータ4は、スワッシュ・プ
レート9の上方に配置され、各ブレード7のピッチ角θ
を個別的に制御する。
【0007】また他の従来技術は、たとえば特開昭63
−308204号公報、特開昭64−83906号公報
あるいは特開平2−113101号公報などに示されて
いる。
−308204号公報、特開昭64−83906号公報
あるいは特開平2−113101号公報などに示されて
いる。
【0008】
【発明が解決しようとする課題】このような従来技術で
は、高応答のHHCアクチュエータ2あるいはIBCア
クチュエータ4を用いて、能動的に高調波制御を行って
おり、これらのアクチュエータ2,4を操縦用アクチュ
エータ10と同様に荷重条件などを設計すると、アクチ
ュエータの受圧面積が同一であれば、油量は作動周期に
比例することから、HHCアクチュエータ2あるいはI
BCアクチュエータ4が高調波(高周期)で動作する関
係上、これらのアクチュエータ2,4を動作させるため
に必要とされる作動油量は、操縦用アクチュエータ10
を動作させるために必要とされる作動油量の数倍とな
る。このため、油圧源が大型化し、占有面積が大きくな
ると共に機体重量の大幅な増加につながる。
は、高応答のHHCアクチュエータ2あるいはIBCア
クチュエータ4を用いて、能動的に高調波制御を行って
おり、これらのアクチュエータ2,4を操縦用アクチュ
エータ10と同様に荷重条件などを設計すると、アクチ
ュエータの受圧面積が同一であれば、油量は作動周期に
比例することから、HHCアクチュエータ2あるいはI
BCアクチュエータ4が高調波(高周期)で動作する関
係上、これらのアクチュエータ2,4を動作させるため
に必要とされる作動油量は、操縦用アクチュエータ10
を動作させるために必要とされる作動油量の数倍とな
る。このため、油圧源が大型化し、占有面積が大きくな
ると共に機体重量の大幅な増加につながる。
【0009】また、飛行中に発生するロータ6のブレー
ド7の失速は、機体の振動の増加によって操縦士が認識
することができるけれども、HHCアクチュエータ2あ
るいはIBCアクチュエータ4を搭載している場合、こ
れらのアクチュエータ2,4が、失速が発生していると
きの振動をも制振してしまうおそれがある。このような
場合、操縦士がブレード7の失速を認識するまでに時間
がかかるおそれがある。
ド7の失速は、機体の振動の増加によって操縦士が認識
することができるけれども、HHCアクチュエータ2あ
るいはIBCアクチュエータ4を搭載している場合、こ
れらのアクチュエータ2,4が、失速が発生していると
きの振動をも制振してしまうおそれがある。このような
場合、操縦士がブレード7の失速を認識するまでに時間
がかかるおそれがある。
【0010】したがって本発明の目的は、作動油量が少
なく、油圧源が小さい高調波制御アクチュエータを備
え、かつブレードの失速が発生した状態では、機体の振
動を制振しないヘリコプタロータの高調波制御装置を提
供することである。
なく、油圧源が小さい高調波制御アクチュエータを備
え、かつブレードの失速が発生した状態では、機体の振
動を制振しないヘリコプタロータの高調波制御装置を提
供することである。
【0011】
【課題を解決するための手段】本発明は、ヘリコプタロ
ータのピッチ角を操作するための操縦系統と、基部およ
び可動部が操縦系統に連結され、ピッチ角操作量に対し
てヘリコプタロータの回転周波数の高調波成分を追加す
るための高調波アクチュエータと、操縦系統にかかる荷
重を検出する荷重検出手段と、荷重検出手段によって検
出される検出荷重と、予め設定されるしきい値荷重とを
比較する比較手段と、比較手段の出力に応答し、検出荷
重がしきい値荷重より大きいとき、高調波制御アクチュ
エータの可動部を基部に固定する固定手段とを含むこと
を特徴とするヘリコプタロータの高調波制御装置であ
る。また本発明は、比較手段の出力に拘らず、固定手段
の動作を指令する指令手段を備えることを特徴とする。
さらに本発明は、前記高調波制御アクチュエータに備え
られる可動部には、係止孔が形成され、前記固定手段
は、前記可動部が中立位置に配置されるときに、係止孔
内に挿入可能な可動ピンを有することを特徴とする。さ
らに本発明は、前記検出荷重を表示するための表示手段
を備えることを特徴とする。さらに本発明は、検出手段
と比較手段との間に所定の遮断周波数を有するローパス
フィルタが設けられることを特徴とする。
ータのピッチ角を操作するための操縦系統と、基部およ
び可動部が操縦系統に連結され、ピッチ角操作量に対し
てヘリコプタロータの回転周波数の高調波成分を追加す
るための高調波アクチュエータと、操縦系統にかかる荷
重を検出する荷重検出手段と、荷重検出手段によって検
出される検出荷重と、予め設定されるしきい値荷重とを
比較する比較手段と、比較手段の出力に応答し、検出荷
重がしきい値荷重より大きいとき、高調波制御アクチュ
エータの可動部を基部に固定する固定手段とを含むこと
を特徴とするヘリコプタロータの高調波制御装置であ
る。また本発明は、比較手段の出力に拘らず、固定手段
の動作を指令する指令手段を備えることを特徴とする。
さらに本発明は、前記高調波制御アクチュエータに備え
られる可動部には、係止孔が形成され、前記固定手段
は、前記可動部が中立位置に配置されるときに、係止孔
内に挿入可能な可動ピンを有することを特徴とする。さ
らに本発明は、前記検出荷重を表示するための表示手段
を備えることを特徴とする。さらに本発明は、検出手段
と比較手段との間に所定の遮断周波数を有するローパス
フィルタが設けられることを特徴とする。
【0012】
【作用】本発明に従えば、ヘリコプタの操縦系統は、ヘ
リコプタロータのピッチ角を操作することによってヘリ
コプタの移動を制御するとともに、基部とこの基部に対
して変位可能な可動部とを有する高調波制御アクチュエ
ータが備えられて、この高調波アクチュエータによって
ヘリコプタロータのピッチ角操作量に対してヘリコプタ
ロータの回転周波数の高調波成分が追加され、これによ
ってヘリコプタロータのブレードに作用する外力が制御
されて機体の振動が防止される。また高調波制御は、騒
音を低減するためにも有効的に利用することができ、も
ちろんヘリコプタロータの騒音を低減するのにも有効的
な手段である。したがって、コンピュータを用い、制御
ソフトを適宜に選択して、高調波制御アクチュエータを
ヘリコプタの騒音の低減に適用することができる。この
操縦系統にかかる荷重は、荷重検出手段によって検出さ
れ、その検出荷重と予め設定されるしきい値荷重とが比
較手段によって比較される。比較手段による比較結果に
基づいて、検出荷重がしきい値荷重より大きいとき、高
調波制御アクチュエータの可動部が、固定手段によっ
て、基部に固定される。
リコプタロータのピッチ角を操作することによってヘリ
コプタの移動を制御するとともに、基部とこの基部に対
して変位可能な可動部とを有する高調波制御アクチュエ
ータが備えられて、この高調波アクチュエータによって
ヘリコプタロータのピッチ角操作量に対してヘリコプタ
ロータの回転周波数の高調波成分が追加され、これによ
ってヘリコプタロータのブレードに作用する外力が制御
されて機体の振動が防止される。また高調波制御は、騒
音を低減するためにも有効的に利用することができ、も
ちろんヘリコプタロータの騒音を低減するのにも有効的
な手段である。したがって、コンピュータを用い、制御
ソフトを適宜に選択して、高調波制御アクチュエータを
ヘリコプタの騒音の低減に適用することができる。この
操縦系統にかかる荷重は、荷重検出手段によって検出さ
れ、その検出荷重と予め設定されるしきい値荷重とが比
較手段によって比較される。比較手段による比較結果に
基づいて、検出荷重がしきい値荷重より大きいとき、高
調波制御アクチュエータの可動部が、固定手段によっ
て、基部に固定される。
【0013】これによって、しきい値荷重をブレードが
失速し始める直前の荷重に設定して、ブレードが失速状
態に陥ったときには、高調波制御アクチュエータの基部
に対して可動部を固定して、高調波制御アクチュエータ
が振動を制振しないようにすることができる。したがっ
て、操縦士がブレードの失速を早期に認識すことができ
危険を回避することができる。
失速し始める直前の荷重に設定して、ブレードが失速状
態に陥ったときには、高調波制御アクチュエータの基部
に対して可動部を固定して、高調波制御アクチュエータ
が振動を制振しないようにすることができる。したがっ
て、操縦士がブレードの失速を早期に認識すことができ
危険を回避することができる。
【0014】また、しきい値荷重を小さくして、高調波
制御アクチュエータの設計において荷重条件を小さくす
ることができる。したがって、高調波制御アクチュエー
タの動作に必要とされる作動油量を大幅に低減し、油圧
源の大型化を防止することができる。
制御アクチュエータの設計において荷重条件を小さくす
ることができる。したがって、高調波制御アクチュエー
タの動作に必要とされる作動油量を大幅に低減し、油圧
源の大型化を防止することができる。
【0015】また本発明に従えば、比較手段の比較結果
に拘らず、指令手段によって固定手段の動作、すなわち
高調波制御アクチュエータの基部と可動部との固定を指
令することができる。これによって、操縦士が任意に高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができる。
に拘らず、指令手段によって固定手段の動作、すなわち
高調波制御アクチュエータの基部と可動部との固定を指
令することができる。これによって、操縦士が任意に高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができる。
【0016】さらに本発明に従えば、高調波制御アクチ
ュエータの可動部には、係止孔が形成され、固定手段
は、可動部が中立位置に配置されるときに、係止孔内に
挿入可能な可動ピンを有する。これによって、可動部が
中立位置に配置された状態で、可動部を基部に対して固
定することができる。したがって、高調波制御アクチュ
エータによってブレードのピッチ角が変化された状態
で、固定手段が動作してしまうことを防止して、操縦士
が容易にヘリコプタを操縦することができる。
ュエータの可動部には、係止孔が形成され、固定手段
は、可動部が中立位置に配置されるときに、係止孔内に
挿入可能な可動ピンを有する。これによって、可動部が
中立位置に配置された状態で、可動部を基部に対して固
定することができる。したがって、高調波制御アクチュ
エータによってブレードのピッチ角が変化された状態
で、固定手段が動作してしまうことを防止して、操縦士
が容易にヘリコプタを操縦することができる。
【0017】さらに本発明に従えば、検出荷重を表示す
るための表示手段が備えられ、検出荷重をたとえばリア
ルタイムで表示することができる。これによって、高調
波制御アクチュエータによって振動が制振されても、操
縦士は検出荷重からブレードの失速などの状態を容易に
推測することができる。したがって、操縦士は、機体の
振動による計器の読取り困難や機体の疲労の発生を防止
し、かつ乗客に不安を与えることなく危険をより早期に
認識することができる。
るための表示手段が備えられ、検出荷重をたとえばリア
ルタイムで表示することができる。これによって、高調
波制御アクチュエータによって振動が制振されても、操
縦士は検出荷重からブレードの失速などの状態を容易に
推測することができる。したがって、操縦士は、機体の
振動による計器の読取り困難や機体の疲労の発生を防止
し、かつ乗客に不安を与えることなく危険をより早期に
認識することができる。
【0018】さらに本発明に従えば、検出手段と比較手
段との間には、遮断周波数を有するローパスフィルタが
設けられる。これによって、たとえば検出荷重を表す信
号の中からヘリコプタロータの回転周波数とブレード枚
数の積の2倍よりも低い周期の周波数で振動する荷重値
を表す信号を比較器に与えることができる。したがっ
て、雑音成分を除去することができ、ブレードの失速に
たいして正確に対応することができる。
段との間には、遮断周波数を有するローパスフィルタが
設けられる。これによって、たとえば検出荷重を表す信
号の中からヘリコプタロータの回転周波数とブレード枚
数の積の2倍よりも低い周期の周波数で振動する荷重値
を表す信号を比較器に与えることができる。したがっ
て、雑音成分を除去することができ、ブレードの失速に
たいして正確に対応することができる。
【0019】
【実施例】図1は、本発明の一実施例のヘリコプタロー
タの高調波制御装置(以下制御装置と略記する)20を
示す概略図である。一般的に、ヘリコプタに備えられる
ロータ21は、複数(本実施例において3枚)のブレー
ド22a,22b,22c(以下総称するときは22と
記す)を有し、各ブレード22a〜22cは、それぞれ
の長手方向と平行な軸線まわりにたとえばブレード22
aの場合矢符B方向に角変位可能に、共通の回転軸23
に連結されている。このようなロータ21は、回転軸2
3に図示しないモータからの回転力が伝達されることに
よって、上方からみたときに反時計まわりとなる矢符A
方向に回転駆動される。このとき各ブレード22a〜2
2cは、操縦系統24によって、前述の軸線まわりに角
変位され、ロータ21の配置される平面に対して各ブレ
ード22a〜22bの成す角度、すなわちピッチ角が制
御されて揚力あるいは方向が制御されてヘリコプタが操
縦される。
タの高調波制御装置(以下制御装置と略記する)20を
示す概略図である。一般的に、ヘリコプタに備えられる
ロータ21は、複数(本実施例において3枚)のブレー
ド22a,22b,22c(以下総称するときは22と
記す)を有し、各ブレード22a〜22cは、それぞれ
の長手方向と平行な軸線まわりにたとえばブレード22
aの場合矢符B方向に角変位可能に、共通の回転軸23
に連結されている。このようなロータ21は、回転軸2
3に図示しないモータからの回転力が伝達されることに
よって、上方からみたときに反時計まわりとなる矢符A
方向に回転駆動される。このとき各ブレード22a〜2
2cは、操縦系統24によって、前述の軸線まわりに角
変位され、ロータ21の配置される平面に対して各ブレ
ード22a〜22bの成す角度、すなわちピッチ角が制
御されて揚力あるいは方向が制御されてヘリコプタが操
縦される。
【0020】操縦系統24は、各ブレード22a〜22
cにそれぞれ連結されるピッチリンク25a,25b,
25cと、各ピッチリンク25a〜25cが共通に連結
される上スワッシュプレート26と、上スワッシュプレ
ート26を支持する下スワッシュプレート27と、下ス
ワッシュプレート27に連結される3つの操縦用アクチ
ュエータ28a,28b,28cと、下スワッシュプレ
ート27と各操縦用アクチュエータ28a〜28cとの
間にそれぞれ介在される高調波制御アクチュエータであ
るHHCアクチュエータ29a,29b,29c(以下
総称するときは29と記す)とを有する。ここで、HH
Cアクチュエータ29は、ハイヤー・ハーモニック・コ
ントロール・システム(Higher Harmonic Control Syst
em)を有するアクチュエータであって、以下同様にHH
Cアクチュエータと略記する。
cにそれぞれ連結されるピッチリンク25a,25b,
25cと、各ピッチリンク25a〜25cが共通に連結
される上スワッシュプレート26と、上スワッシュプレ
ート26を支持する下スワッシュプレート27と、下ス
ワッシュプレート27に連結される3つの操縦用アクチ
ュエータ28a,28b,28cと、下スワッシュプレ
ート27と各操縦用アクチュエータ28a〜28cとの
間にそれぞれ介在される高調波制御アクチュエータであ
るHHCアクチュエータ29a,29b,29c(以下
総称するときは29と記す)とを有する。ここで、HH
Cアクチュエータ29は、ハイヤー・ハーモニック・コ
ントロール・システム(Higher Harmonic Control Syst
em)を有するアクチュエータであって、以下同様にHH
Cアクチュエータと略記する。
【0021】各ピッチリンク25a〜25cは、棒状で
あって、その一端部が各ブレード22a〜22cのロー
タ21の回転方向A上流側の端部に連結されている。上
スワッシュプレート26は、円板状であって、各ピッチ
リンク25a〜25cの他端部が共通に連結されてい
る。下スワッシュプレート27は、円板状であって、図
示しないベアリングを介して、相互に角変位可能に上ス
ワッシュプレート26を支持している。各操縦用アクチ
ュエータ28a〜28cは、基部とこの基部に対して変
位可能な可動部とをそれぞれ有し、各基部あるいは各可
動部のいずれか一方(本実施例において基部)が図示し
ない操縦桿に連結され、いずれか他方(本実施例におい
て可動部)が各HHCアクチュエータ29a〜29cに
連結されている。
あって、その一端部が各ブレード22a〜22cのロー
タ21の回転方向A上流側の端部に連結されている。上
スワッシュプレート26は、円板状であって、各ピッチ
リンク25a〜25cの他端部が共通に連結されてい
る。下スワッシュプレート27は、円板状であって、図
示しないベアリングを介して、相互に角変位可能に上ス
ワッシュプレート26を支持している。各操縦用アクチ
ュエータ28a〜28cは、基部とこの基部に対して変
位可能な可動部とをそれぞれ有し、各基部あるいは各可
動部のいずれか一方(本実施例において基部)が図示し
ない操縦桿に連結され、いずれか他方(本実施例におい
て可動部)が各HHCアクチュエータ29a〜29cに
連結されている。
【0022】図2は、HHCアクチュエータ29aを示
す断面図である。HHCアクチュエータ29aは、基部
40と可動部41とを有し、可動部41は、その一端部
が基部40に挿入された状態で、基部40に対して変位
可能に設けられる。可動部41は、基部40と可動部4
1とによって個別にそれぞれ形成される空間42,43
内の油圧が油圧装置44によって制御されて、基部40
に対して伸張/縮退される。このHHCアクチュエータ
29aは、基部40が、操縦用アクチュエータ28aの
可動部に連結され、可動部41が、連結部46によって
連結棒30aを介して下スワッシュプレート27に連結
されている。HHCアクチュエータ29b,29cは、
HHCアクチュエータ29aと同様の構成を有するの
で、重複を避けて説明は省略する。
す断面図である。HHCアクチュエータ29aは、基部
40と可動部41とを有し、可動部41は、その一端部
が基部40に挿入された状態で、基部40に対して変位
可能に設けられる。可動部41は、基部40と可動部4
1とによって個別にそれぞれ形成される空間42,43
内の油圧が油圧装置44によって制御されて、基部40
に対して伸張/縮退される。このHHCアクチュエータ
29aは、基部40が、操縦用アクチュエータ28aの
可動部に連結され、可動部41が、連結部46によって
連結棒30aを介して下スワッシュプレート27に連結
されている。HHCアクチュエータ29b,29cは、
HHCアクチュエータ29aと同様の構成を有するの
で、重複を避けて説明は省略する。
【0023】再び図1を参照して、このように構成され
る操縦系統24を用いて、たとえば操縦用アクチュエー
タ28a〜28cが動作、すなわち各基部に対して各可
動部が伸張/縮退されることによって、各スワッシュプ
レート26,27が上下動され、各ピッチリンク25a
〜25cが矢符C1,C2,C3で示されるように上下
に移動されて、各ブレード22a〜22cのピッチ角が
それぞれ制御される。これによって、揚力が制御され
て、ヘリコプタの上下の移動が制御される。また、操縦
士が操縦桿を操作することによって、各スワッシュプレ
ート26,27の傾きが制御されて、ヘリコプタの前後
方向、あるいは左右方向の移動が制御される。
る操縦系統24を用いて、たとえば操縦用アクチュエー
タ28a〜28cが動作、すなわち各基部に対して各可
動部が伸張/縮退されることによって、各スワッシュプ
レート26,27が上下動され、各ピッチリンク25a
〜25cが矢符C1,C2,C3で示されるように上下
に移動されて、各ブレード22a〜22cのピッチ角が
それぞれ制御される。これによって、揚力が制御され
て、ヘリコプタの上下の移動が制御される。また、操縦
士が操縦桿を操作することによって、各スワッシュプレ
ート26,27の傾きが制御されて、ヘリコプタの前後
方向、あるいは左右方向の移動が制御される。
【0024】このようにして、ヘリコプタが操縦され
て、ロータ21が回転駆動されるとき、ブレード22に
は、このブレード22を外囲する空気によって外力が作
用する。たとえばヘリコプタが無風状態の中を速度V0
で前進航行していると仮定する。この場合、ブレード2
2a〜22cに対する空気の速度分布は、図3に示すよ
うになる。図3には、図解を容易にするために、ブレー
ド22aのみを示し、ブレード22aが、ヘリコプタの
後方に存在する角度位置をΨ=0°として、反時計まわ
りに角度Ψをとり、角度位置Ψ=0°、ヘリコプタの右
方に存在する角度位置Ψ=90°、ヘリコプタの前方に
存在する角度位置Ψ=180°およびヘリコプタの左方
に存在する角度位置Ψ=270°にそれぞれ配置された
ときの速度分布を示す。ブレード22aが、角速度Ωで
反時計まわりに回転されていると仮定すると、ブレード
22aの回転中心から距離Rの位置におけるブレード2
2aに対する空気の速度Vは、V=ΩR+V0 sinΨと
なる。したがって、図に示すような速度分布となる。図
3におけるセクションDは、逆流領域であって、ブレー
ド22aに、その回転方向上流側から下流側に空気が移
動している部分である。図3において、ブレード22a
を例にとり説明したが、他のブレード22b,22cに
ついても同様の速度分布を示す。
て、ロータ21が回転駆動されるとき、ブレード22に
は、このブレード22を外囲する空気によって外力が作
用する。たとえばヘリコプタが無風状態の中を速度V0
で前進航行していると仮定する。この場合、ブレード2
2a〜22cに対する空気の速度分布は、図3に示すよ
うになる。図3には、図解を容易にするために、ブレー
ド22aのみを示し、ブレード22aが、ヘリコプタの
後方に存在する角度位置をΨ=0°として、反時計まわ
りに角度Ψをとり、角度位置Ψ=0°、ヘリコプタの右
方に存在する角度位置Ψ=90°、ヘリコプタの前方に
存在する角度位置Ψ=180°およびヘリコプタの左方
に存在する角度位置Ψ=270°にそれぞれ配置された
ときの速度分布を示す。ブレード22aが、角速度Ωで
反時計まわりに回転されていると仮定すると、ブレード
22aの回転中心から距離Rの位置におけるブレード2
2aに対する空気の速度Vは、V=ΩR+V0 sinΨと
なる。したがって、図に示すような速度分布となる。図
3におけるセクションDは、逆流領域であって、ブレー
ド22aに、その回転方向上流側から下流側に空気が移
動している部分である。図3において、ブレード22a
を例にとり説明したが、他のブレード22b,22cに
ついても同様の速度分布を示す。
【0025】このように各ブレード22a〜22c、す
なわちロータ21が一回転する間に各ブレード22a〜
22cに対する空気の速度は、周期的に変化する。これ
によって、図4に示すように各ブレード22a〜22c
には、周期的に変化する空気による外力が作用する。図
4に示すようにロータ21が、反時計まわりに回転する
場合、各ブレード22a〜22cがヘリコプタに対して
その進行方向Eと反対向きに移動する後退時、すなわち
ヘリコプタの左方を通過する時に各ブレードに作用する
外力が大きくなる傾向にある。このように、外力は、ロ
ータ21が1回転する間に周期的に変化するため、この
外力が加振力となって図示しないヘリコプタの機体を振
動させる。この機体の振動を防止するために、能動的に
高調波制御を行う各HHCアクチュエータ29a〜29
bが設けられる。
なわちロータ21が一回転する間に各ブレード22a〜
22cに対する空気の速度は、周期的に変化する。これ
によって、図4に示すように各ブレード22a〜22c
には、周期的に変化する空気による外力が作用する。図
4に示すようにロータ21が、反時計まわりに回転する
場合、各ブレード22a〜22cがヘリコプタに対して
その進行方向Eと反対向きに移動する後退時、すなわち
ヘリコプタの左方を通過する時に各ブレードに作用する
外力が大きくなる傾向にある。このように、外力は、ロ
ータ21が1回転する間に周期的に変化するため、この
外力が加振力となって図示しないヘリコプタの機体を振
動させる。この機体の振動を防止するために、能動的に
高調波制御を行う各HHCアクチュエータ29a〜29
bが設けられる。
【0026】これらの各HHCアクチュエータ29a〜
29bは、可動部41が基部40に対して、ロータ21
の回転周波数の整数倍、すなわち高調波で伸張/縮退さ
れる。このようにしてロータ21の回転周波数の高調波
倍数でスワッシュプレート26,27を変位させて、各
ブレード22a〜22cのピッチ角を変化させることに
よって、各ブレード22a〜22cに作用する外力を能
動的に制御し、各HHCアクチュエータ29a〜29c
を設けないときの外力の変化の周期よりも短い周期で外
力を変化させることができる。これによって、各ブレー
ド22a〜22cに作用する外力をロータ21の一回転
において平均化することができる。したがって、機体の
振動を制振することができる。
29bは、可動部41が基部40に対して、ロータ21
の回転周波数の整数倍、すなわち高調波で伸張/縮退さ
れる。このようにしてロータ21の回転周波数の高調波
倍数でスワッシュプレート26,27を変位させて、各
ブレード22a〜22cのピッチ角を変化させることに
よって、各ブレード22a〜22cに作用する外力を能
動的に制御し、各HHCアクチュエータ29a〜29c
を設けないときの外力の変化の周期よりも短い周期で外
力を変化させることができる。これによって、各ブレー
ド22a〜22cに作用する外力をロータ21の一回転
において平均化することができる。したがって、機体の
振動を制振することができる。
【0027】また、各HHCアクチュエータ29a〜2
9cによって行われるこのような高調波制御は、周知の
ように騒音を低減するための手段として有効的であり、
もちろんロータ21の騒音を低減するために有効的に用
いることができる。これによって、たとえば後述するコ
ンピュータ32を利用し、制御ソフトを適宜に選択し
て、各HHCアクチュエータ29a〜29cを制御する
ことによって、ヘリコプタの騒音を低減することができ
る。したがって、たとえば乗客は快適な環境で搭乗する
ことができ、騒音によってヘリコプタが航行する周囲の
環境に与える影響を低減することができる。
9cによって行われるこのような高調波制御は、周知の
ように騒音を低減するための手段として有効的であり、
もちろんロータ21の騒音を低減するために有効的に用
いることができる。これによって、たとえば後述するコ
ンピュータ32を利用し、制御ソフトを適宜に選択し
て、各HHCアクチュエータ29a〜29cを制御する
ことによって、ヘリコプタの騒音を低減することができ
る。したがって、たとえば乗客は快適な環境で搭乗する
ことができ、騒音によってヘリコプタが航行する周囲の
環境に与える影響を低減することができる。
【0028】しかしながら、前述のように各HHCアク
チュエータ29a〜29cは、各ブレード22a〜22
cが失速しているときの機体の振動をも制振してしまう
おそれがある。各HHCアクチュエータ29a〜29c
が各ブレード22a〜22cの失速が発生しているとき
には、振動を制振しないようにするために本発明の制御
装置20が設けられる。
チュエータ29a〜29cは、各ブレード22a〜22
cが失速しているときの機体の振動をも制振してしまう
おそれがある。各HHCアクチュエータ29a〜29c
が各ブレード22a〜22cの失速が発生しているとき
には、振動を制振しないようにするために本発明の制御
装置20が設けられる。
【0029】制御装置20は、前述の操縦系統24と、
この操縦系統24にかかる荷重を検出するために、各連
結棒30a〜30cにそれぞれ取付けられる半導体ゲー
ジ31a〜31cと、各半導体ゲージ31a〜31cに
よって検出される検出荷重と予め設定されるしきい値荷
重とを比較する比較手段であるコンピュータ32と、コ
ンピュータ32の出力に応答し、検出荷重がしきい値荷
重より大きいとき、HHCアクチュエータ29a〜29
cの可動部41を基部40に固定するための固定手段3
3とを含んで構成される。
この操縦系統24にかかる荷重を検出するために、各連
結棒30a〜30cにそれぞれ取付けられる半導体ゲー
ジ31a〜31cと、各半導体ゲージ31a〜31cに
よって検出される検出荷重と予め設定されるしきい値荷
重とを比較する比較手段であるコンピュータ32と、コ
ンピュータ32の出力に応答し、検出荷重がしきい値荷
重より大きいとき、HHCアクチュエータ29a〜29
cの可動部41を基部40に固定するための固定手段3
3とを含んで構成される。
【0030】各半導体ゲージ31a〜31cは、測定対
象物の表面に張付けることによって、測定対象物の歪を
電気信号に変換して求めるものである。これらの各半導
体ゲージ31a〜31cを各連結棒30a〜30cにそ
れぞれ張付けて、各連結棒30a〜30cの歪を測定し
て、各ブレード22a〜22cに作用する外力によって
操縦系統24にかかる荷重を検出する。このようにして
検出される検出荷重を表す信号が、各半導体ゲージ31
a〜31cから出力され、増幅器34に与えられて増幅
される。
象物の表面に張付けることによって、測定対象物の歪を
電気信号に変換して求めるものである。これらの各半導
体ゲージ31a〜31cを各連結棒30a〜30cにそ
れぞれ張付けて、各連結棒30a〜30cの歪を測定し
て、各ブレード22a〜22cに作用する外力によって
操縦系統24にかかる荷重を検出する。このようにして
検出される検出荷重を表す信号が、各半導体ゲージ31
a〜31cから出力され、増幅器34に与えられて増幅
される。
【0031】また、制御手段20には各半導体ゲージ3
1a〜31cとコンピュータ32との間に介在させて、
ロータ21の回転周波数とブレードの枚数(本実施例で
は3)との積の2倍を遮断周波数として有するローパス
フィルタ35が設けられている。
1a〜31cとコンピュータ32との間に介在させて、
ロータ21の回転周波数とブレードの枚数(本実施例で
は3)との積の2倍を遮断周波数として有するローパス
フィルタ35が設けられている。
【0032】増幅器34によって増幅された信号は、ロ
ーパスフィルタ35を通過する際に一部の信号が遮断さ
れ、ロータ21の回転周波数とブレードの枚数(本実施
例では3)との積の2倍以下の周波数で変動する荷重を
表す信号が通過し、A/Dコンバータ36に与えられ、
デジタル化される。デジタル化された検出荷重は、たと
えばハードディスクやランダムアクセスメモリ(RA
M)などによって実現されるメモリ装置37に与えられ
て記憶される。これによって、検出荷重が必要とされる
ときに、随時その検出荷重を取出して、たとえば研究材
料として用いることができる。
ーパスフィルタ35を通過する際に一部の信号が遮断さ
れ、ロータ21の回転周波数とブレードの枚数(本実施
例では3)との積の2倍以下の周波数で変動する荷重を
表す信号が通過し、A/Dコンバータ36に与えられ、
デジタル化される。デジタル化された検出荷重は、たと
えばハードディスクやランダムアクセスメモリ(RA
M)などによって実現されるメモリ装置37に与えられ
て記憶される。これによって、検出荷重が必要とされる
ときに、随時その検出荷重を取出して、たとえば研究材
料として用いることができる。
【0033】また、デジタル化された検出荷重は、コン
ピュータ32に与えられる。コンピュータ32は、この
ようにして与えられる検出荷重と、予め設定され、入力
あるいはメモリ装置37に記憶されているしきい値荷重
とを比較演算する。
ピュータ32に与えられる。コンピュータ32は、この
ようにして与えられる検出荷重と、予め設定され、入力
あるいはメモリ装置37に記憶されているしきい値荷重
とを比較演算する。
【0034】図5は、HHCアクチュエータ29にかか
る荷重と、ヘリコプタの前進速度との関係を表すグラフ
である。横軸には、ヘリコプタの前進速度を示し、縦軸
には、HHCアクチュエータ29にかかる荷重を示す。
図中の各丸55は、実験によって得られたデータであ
り、それを基に両者の関係が実線56によって表され
る。
る荷重と、ヘリコプタの前進速度との関係を表すグラフ
である。横軸には、ヘリコプタの前進速度を示し、縦軸
には、HHCアクチュエータ29にかかる荷重を示す。
図中の各丸55は、実験によって得られたデータであ
り、それを基に両者の関係が実線56によって表され
る。
【0035】ブレード22に失速が発生していない状態
では、HHCアクチュエータ29にかかる荷重値は、ヘ
リコプタの前進速度の増加に対し、大きな増加は見受け
られないが、ブレード22に失速が発生し始めると、荷
重は急激に増加する。一般的に操縦用アクチュエータの
設計荷重L3は、ブレード22の失速が発生していない
状態における荷重L1の数倍〜約10倍程度に選ばれて
いる。本発明におけるしきい値荷重は、このような実験
結果を基に、ブレード22の失速が発生し始める直前の
荷重L2に設定される。
では、HHCアクチュエータ29にかかる荷重値は、ヘ
リコプタの前進速度の増加に対し、大きな増加は見受け
られないが、ブレード22に失速が発生し始めると、荷
重は急激に増加する。一般的に操縦用アクチュエータの
設計荷重L3は、ブレード22の失速が発生していない
状態における荷重L1の数倍〜約10倍程度に選ばれて
いる。本発明におけるしきい値荷重は、このような実験
結果を基に、ブレード22の失速が発生し始める直前の
荷重L2に設定される。
【0036】固定手段33は、コンピュータ32の出力
に対応して、各HHCアクチュエータ29a〜29cの
可動部41を中立位置に配置するための各HHCアクチ
ュエータ29a〜29cに備えられる油圧装置44を制
御するための油圧制御回路47a,47b,47cと、
各HHCアクチュエータ29a〜29cの可動部41を
基部40に機械的に固定する固定機構48と、各油圧制
御回路47a〜47cと固定機構48との動作を制御す
るコントローラ49とを有する。
に対応して、各HHCアクチュエータ29a〜29cの
可動部41を中立位置に配置するための各HHCアクチ
ュエータ29a〜29cに備えられる油圧装置44を制
御するための油圧制御回路47a,47b,47cと、
各HHCアクチュエータ29a〜29cの可動部41を
基部40に機械的に固定する固定機構48と、各油圧制
御回路47a〜47cと固定機構48との動作を制御す
るコントローラ49とを有する。
【0037】固定機構48は、各HHCアクチュエータ
29a〜29cに設けられ、可動部41を基部40に固
定するための可動ピン50と、この可動ピン50を可動
部41に向けて押圧付勢する圧縮コイルばね52と、圧
縮コイルばね52の付勢に抗して可動ピン50を変位さ
せるための油圧装置53とを有する。
29a〜29cに設けられ、可動部41を基部40に固
定するための可動ピン50と、この可動ピン50を可動
部41に向けて押圧付勢する圧縮コイルばね52と、圧
縮コイルばね52の付勢に抗して可動ピン50を変位さ
せるための油圧装置53とを有する。
【0038】また、前述の可動部41には、可動部41
が中立位置、すなわち可動部41が基部40に対して伸
張/縮退されていない位置に配置されたときに可動ピン
50に臨む位置に係止孔51が形成される。したがっ
て、可動ピン50は、可動部41が中立位置にある場合
に、図2に示すように、係止孔51内に挿入可能であっ
て、圧縮コイルばね52の付勢によって、可動ピン50
を係止孔51に挿入することができ、これによって可動
部41の変位が阻止され、可動部41が、基部40に固
定される。
が中立位置、すなわち可動部41が基部40に対して伸
張/縮退されていない位置に配置されたときに可動ピン
50に臨む位置に係止孔51が形成される。したがっ
て、可動ピン50は、可動部41が中立位置にある場合
に、図2に示すように、係止孔51内に挿入可能であっ
て、圧縮コイルばね52の付勢によって、可動ピン50
を係止孔51に挿入することができ、これによって可動
部41の変位が阻止され、可動部41が、基部40に固
定される。
【0039】このような固定手段33は、コンピュータ
32によって比較演算され結果が与えられて、その結果
に対応して各油圧制御装置47a〜47cに、可動部4
1を中立位置に配置するために油圧装置44を駆動する
ように制御するための信号を出力し、各HHCアクチュ
エータの可動部41が中立位置に配置された後に、固定
機構48に可動ピン50を動作せるための信号を出力し
て、基部40に可動部41を固定する。
32によって比較演算され結果が与えられて、その結果
に対応して各油圧制御装置47a〜47cに、可動部4
1を中立位置に配置するために油圧装置44を駆動する
ように制御するための信号を出力し、各HHCアクチュ
エータの可動部41が中立位置に配置された後に、固定
機構48に可動ピン50を動作せるための信号を出力し
て、基部40に可動部41を固定する。
【0040】これによって、各HHCアクチュエータ2
9a〜29cは、伸縮しないいわば連結棒として機能
し、各ブレード22a〜22cに作用する外力によって
発生する振動の制振が防止される。したがって、各ブレ
ード22a〜22cが失速状態に陥ったときには、即座
に操縦士が機体の振動増加によってその失速状態を認識
することができるので、失速状態を早期に回復すること
ができ、安全航行することができる。
9a〜29cは、伸縮しないいわば連結棒として機能
し、各ブレード22a〜22cに作用する外力によって
発生する振動の制振が防止される。したがって、各ブレ
ード22a〜22cが失速状態に陥ったときには、即座
に操縦士が機体の振動増加によってその失速状態を認識
することができるので、失速状態を早期に回復すること
ができ、安全航行することができる。
【0041】もちろん、各ブレード22a〜22cが失
速し始めたときにだけ、振動の制振が防止され、通常の
航行時には、可動ピン50が、油圧装置53によって圧
縮コイルばね52の付勢に抗して、係止孔51内から退
逃されている。したがって振動を制振して、計器の読取
り困難や機体の疲労などの不具合を生じることなく、ま
た乗客に不安を与えることなく航行することができる。
速し始めたときにだけ、振動の制振が防止され、通常の
航行時には、可動ピン50が、油圧装置53によって圧
縮コイルばね52の付勢に抗して、係止孔51内から退
逃されている。したがって振動を制振して、計器の読取
り困難や機体の疲労などの不具合を生じることなく、ま
た乗客に不安を与えることなく航行することができる。
【0042】またブレードが失速したときには、可動部
41は、中立位置にある時に基部40に固定されるの
で、固定手段33が動作されたときの各ブレード22a
〜22cのピッチ角は、各HHCアクチュエータ29a
〜29cが備えられない操縦系統と、同じ状態とされ、
操縦に支障をきたすことがない。
41は、中立位置にある時に基部40に固定されるの
で、固定手段33が動作されたときの各ブレード22a
〜22cのピッチ角は、各HHCアクチュエータ29a
〜29cが備えられない操縦系統と、同じ状態とされ、
操縦に支障をきたすことがない。
【0043】また、制御装置20には、前記検出荷重を
表示するための表示手段である荷重計54が備えられ、
さらにコンピュータ32の出力に拘らず、固定手段33
の動作、すなわち可動部41を基部40に固定すること
を指令する指令手段である固定スイッチ58が備えられ
る。荷重計54は、検出荷重をたとえばリアルタイムで
表示することができるので、操縦士は航行時の操縦系統
24にかかる荷重を随時認識することができる。これに
よって、操縦士は表示される検出荷重からブレード22
の状態を認識することができる。さらに、操縦士は、固
定スイッチ58によって、固定手段33を動作させ、H
HCアクチュエータ29の制振作用を停止させることが
できるので、早期にブレード22の失速を認識して、危
険を回避することができる。
表示するための表示手段である荷重計54が備えられ、
さらにコンピュータ32の出力に拘らず、固定手段33
の動作、すなわち可動部41を基部40に固定すること
を指令する指令手段である固定スイッチ58が備えられ
る。荷重計54は、検出荷重をたとえばリアルタイムで
表示することができるので、操縦士は航行時の操縦系統
24にかかる荷重を随時認識することができる。これに
よって、操縦士は表示される検出荷重からブレード22
の状態を認識することができる。さらに、操縦士は、固
定スイッチ58によって、固定手段33を動作させ、H
HCアクチュエータ29の制振作用を停止させることが
できるので、早期にブレード22の失速を認識して、危
険を回避することができる。
【0044】図6は、本発明の他の実施例の制御装置6
0に備えられる操縦系統61を示す概略図である。本実
施例の操縦系統61には、図1〜図5に示す実施例の操
縦系統24に備えられるHHCアクチュエータ29に代
えてIBCアクチュエータ62a,62b,63c(以
下、総称するときは、62と記す)が備えられている。
各IBCアクチュエータ62a〜62cは、インディビ
ジュアル・ブレード・コントロール・システム(Indivi
dual Blade Contol System)を有するアクチュエータで
あって、以下同様にIBCアクチュエータと略記する。
各IBCアクチュエータ62a〜62cは、各ピッチリ
ンク25a〜25cの途中に介在されて設けられる。こ
れらの各IBCアクチュエータ62a〜62cは、各ブ
レード22a〜22c毎にピッチ角を制御することを除
いては、HHCアクチュエータ29と同様の構成を有す
るので、説明は省略する。IBCアクチュエータ62を
用いる場合には、各半導体ゲージ31a〜31cは、各
ピッチリンク25a〜25cに設けられる。その他の図
1〜図5に示す実施例と同様の構成を有する部分には、
同一の参照符号を付し説明は省略する。
0に備えられる操縦系統61を示す概略図である。本実
施例の操縦系統61には、図1〜図5に示す実施例の操
縦系統24に備えられるHHCアクチュエータ29に代
えてIBCアクチュエータ62a,62b,63c(以
下、総称するときは、62と記す)が備えられている。
各IBCアクチュエータ62a〜62cは、インディビ
ジュアル・ブレード・コントロール・システム(Indivi
dual Blade Contol System)を有するアクチュエータで
あって、以下同様にIBCアクチュエータと略記する。
各IBCアクチュエータ62a〜62cは、各ピッチリ
ンク25a〜25cの途中に介在されて設けられる。こ
れらの各IBCアクチュエータ62a〜62cは、各ブ
レード22a〜22c毎にピッチ角を制御することを除
いては、HHCアクチュエータ29と同様の構成を有す
るので、説明は省略する。IBCアクチュエータ62を
用いる場合には、各半導体ゲージ31a〜31cは、各
ピッチリンク25a〜25cに設けられる。その他の図
1〜図5に示す実施例と同様の構成を有する部分には、
同一の参照符号を付し説明は省略する。
【0045】このようなIBCアクチュエータ62を備
える制御装置60を用いても、HHCアクチュエータ2
9を備える制御装置24を用いた場合と同様にヘリコプ
タを制御することができる。
える制御装置60を用いても、HHCアクチュエータ2
9を備える制御装置24を用いた場合と同様にヘリコプ
タを制御することができる。
【0046】上述の実施例において、荷重検出手段とし
て半導体ゲージ31が用いられたけれども、本発明の他
の実施例として、歪が与えられることによって抵抗値の
変化する抵抗線歪ゲージおよび圧縮または伸張されるこ
とで帯電する圧電素子を組合わせて用いるようにしても
よい。この場合、抵抗線歪ゲージは、平均化されること
によって定常値を検出し、圧電素子は、非定常値を検出
する。これらの定常値と非定常値を加算して荷重値とさ
れる。このように荷重検出手段を構成しても、上述の実
施例と同様の効果を得ることができる。
て半導体ゲージ31が用いられたけれども、本発明の他
の実施例として、歪が与えられることによって抵抗値の
変化する抵抗線歪ゲージおよび圧縮または伸張されるこ
とで帯電する圧電素子を組合わせて用いるようにしても
よい。この場合、抵抗線歪ゲージは、平均化されること
によって定常値を検出し、圧電素子は、非定常値を検出
する。これらの定常値と非定常値を加算して荷重値とさ
れる。このように荷重検出手段を構成しても、上述の実
施例と同様の効果を得ることができる。
【0047】また本発明の他の実施例として、荷重検出
手段は、高調波制御アクチュエータ29,62あるいは
操縦用アクチュエータ28内の差圧によって永久磁石片
をコイル内で変位させ、コイルに発生する誘導起電力か
ら荷重値を求める差圧LVDTによって構成されてもよ
く、また差圧センサによって構成されてもよい。もちろ
ん、このような荷重検出手段を用いても上述の実施例と
同様の効果を得ることができる。
手段は、高調波制御アクチュエータ29,62あるいは
操縦用アクチュエータ28内の差圧によって永久磁石片
をコイル内で変位させ、コイルに発生する誘導起電力か
ら荷重値を求める差圧LVDTによって構成されてもよ
く、また差圧センサによって構成されてもよい。もちろ
ん、このような荷重検出手段を用いても上述の実施例と
同様の効果を得ることができる。
【0048】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、ヘリコプ
タは、操縦系統に高調波制御アクチュエータが備えられ
て、ヘリコプタロータのブレードに作用する外力が制御
されて機体の振動が防止される。また同時に、高調波制
御アクチュエータによるヘリコプタロータの高調波制御
は、そのヘリコプタロータの回転によって発生する騒音
を低減することにも有効的であり、コンピュータを用
い、制御ソフトを適宜に選択して、高調波制御アクチュ
エータを制御して、ヘリコプタロータの回転によって発
生する騒音を低減することができる。したがって、たと
えば乗客は、快適な環境で搭乗することができ、また騒
音によってヘリコプタが航行する周囲の環境に与える影
響を低減することができる。操縦系統にかかる荷重が検
出されて、予め設定されるしきい値荷重と比較され、検
出荷重がしきい値荷重より大きいとき、高調波制御アク
チュエータの可動部が、固定手段によって基部に固定さ
れる。しきい値荷重をブレードが失速し始める直前の荷
重に設定して、ブレードが失速状態に陥ったときには、
高調波制御アクチュエータによる振動の制振を停止し、
操縦士がブレードの失速を早期に認識することができ危
険を回避することができるので、安全に航行することが
できる。
タは、操縦系統に高調波制御アクチュエータが備えられ
て、ヘリコプタロータのブレードに作用する外力が制御
されて機体の振動が防止される。また同時に、高調波制
御アクチュエータによるヘリコプタロータの高調波制御
は、そのヘリコプタロータの回転によって発生する騒音
を低減することにも有効的であり、コンピュータを用
い、制御ソフトを適宜に選択して、高調波制御アクチュ
エータを制御して、ヘリコプタロータの回転によって発
生する騒音を低減することができる。したがって、たと
えば乗客は、快適な環境で搭乗することができ、また騒
音によってヘリコプタが航行する周囲の環境に与える影
響を低減することができる。操縦系統にかかる荷重が検
出されて、予め設定されるしきい値荷重と比較され、検
出荷重がしきい値荷重より大きいとき、高調波制御アク
チュエータの可動部が、固定手段によって基部に固定さ
れる。しきい値荷重をブレードが失速し始める直前の荷
重に設定して、ブレードが失速状態に陥ったときには、
高調波制御アクチュエータによる振動の制振を停止し、
操縦士がブレードの失速を早期に認識することができ危
険を回避することができるので、安全に航行することが
できる。
【0049】また、高調波制御アクチュエータの設計に
おいて荷重条件を小さくすることができ、必要とされる
作動油量を大幅に低減し、油圧源が大型化することを防
止することができるので、機体重量の低減を図ることが
でき、操縦性能を向上し、かつ燃料消費量を低減するこ
とができる。
おいて荷重条件を小さくすることができ、必要とされる
作動油量を大幅に低減し、油圧源が大型化することを防
止することができるので、機体重量の低減を図ることが
でき、操縦性能を向上し、かつ燃料消費量を低減するこ
とができる。
【0050】また本発明によれば、操縦士が任意に高調
波制御アクチュエータの基部と可動部とを固定して、高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができるので、より安全に航行すること
ができる。
波制御アクチュエータの基部と可動部とを固定して、高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができるので、より安全に航行すること
ができる。
【0051】さらに本発明によれば、可動部が中立位置
に配置された状態で、可動部を基部に対して固定するこ
とができる。したがって、ブレードを航行が容易なピッ
チ角に維持することができ、操縦士が容易にヘリコプタ
を操縦することができるので、ブレードが失速してしま
った場合にも、操縦士はその失速状態を回復し、容易に
危険を回避することができる。
に配置された状態で、可動部を基部に対して固定するこ
とができる。したがって、ブレードを航行が容易なピッ
チ角に維持することができ、操縦士が容易にヘリコプタ
を操縦することができるので、ブレードが失速してしま
った場合にも、操縦士はその失速状態を回復し、容易に
危険を回避することができる。
【0052】さらに本発明によれば、操縦士は、表示手
段によってたとえばリアルタイムで検出荷重を認識する
ことができる。これによって、操縦士は検出荷重からブ
レードの失速などの状態を容易に推測することができ、
危険をより早期に認識あるいは推測することができるの
で、機体の振動による計器の読取り困難や機体の疲労の
発生を防止し、かつ乗客に不安を与えることなく、より
早期に危険を回避して安全に航行することができる。
段によってたとえばリアルタイムで検出荷重を認識する
ことができる。これによって、操縦士は検出荷重からブ
レードの失速などの状態を容易に推測することができ、
危険をより早期に認識あるいは推測することができるの
で、機体の振動による計器の読取り困難や機体の疲労の
発生を防止し、かつ乗客に不安を与えることなく、より
早期に危険を回避して安全に航行することができる。
【0053】さらに本発明によれば、ローパスフィルタ
によって、検出手段から出力される信号の中から、たと
えば検出荷重を表す信号の中からヘリコプタロータの回
転周波数とブレード枚数の積の2倍よりも低い周期の周
波数で振動する荷重値を表す信号を比較器に与えること
ができる。したがって、雑音成分を除去することがで
き、ブレードの失速にたいして正確に対応することがで
きるので、雑音成分によって固定手段が誤動作してしま
い、機体の振動を発生して乗客に不安感を与えることを
防止することができる。
によって、検出手段から出力される信号の中から、たと
えば検出荷重を表す信号の中からヘリコプタロータの回
転周波数とブレード枚数の積の2倍よりも低い周期の周
波数で振動する荷重値を表す信号を比較器に与えること
ができる。したがって、雑音成分を除去することがで
き、ブレードの失速にたいして正確に対応することがで
きるので、雑音成分によって固定手段が誤動作してしま
い、機体の振動を発生して乗客に不安感を与えることを
防止することができる。
【図1】本発明の一実施例の制御装置20を示す概略図
である。
である。
【図2】制御装置20に備えられるHHCアクチュエー
タ29aを示す断面図である。
タ29aを示す断面図である。
【図3】ブレード22に対する空気の速度分布を示すグ
ラフである。
ラフである。
【図4】ブレード22に作用する外力を示すグラフであ
る。
る。
【図5】ヘリコプタの前進速度とHHCアクチュエータ
29にかかる荷重との関係を表すグラフである。
29にかかる荷重との関係を表すグラフである。
【図6】本発明の他の実施例の制御装置60に備えられ
る操縦系統61を示す概略図である。
る操縦系統61を示す概略図である。
【図7】従来技術のヘリコプタの操縦系統の一部を示
し、図7(a)は、高調波制御装置を備えない操縦系統
1を示す概略図であり、図7(b)は、高調波制御装置
としてHHCアクチュエータ2を備える操縦系統3を示
す概略図であり、図7(c)は、高調波制御装置として
IBCアクチュエータ4を備える操縦系統5を示す概略
図である。
し、図7(a)は、高調波制御装置を備えない操縦系統
1を示す概略図であり、図7(b)は、高調波制御装置
としてHHCアクチュエータ2を備える操縦系統3を示
す概略図であり、図7(c)は、高調波制御装置として
IBCアクチュエータ4を備える操縦系統5を示す概略
図である。
1,3,5,24,61 操縦系統 2,29 HHCアクチュエータ 4,62 IBCアクチュエータ 6,21 ロータ 7,22 ブレード 10,28 操縦用アクチュエータ 20,60 制御装置 31 半導体ゲージ 32 コンピュータ 33 固定手段 35 ローパスフィルタ 40 基部 41 可動部 44,53 油圧装置 47 油圧制御回路 48 固定機構 51 可動ピン
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特表 平4−502594(JP,A) 米国特許3102597(US,A) 米国特許4953098(US,A) (58)調査した分野(Int.Cl.6,DB名) B64C 27/58 - 27/605
Claims (5)
- 【請求項1】 ヘリコプタロータのピッチ角を操作する
ための操縦系統と、 基部および可動部が操縦系統に連結され、ピッチ角操作
量に対してヘリコプタロータの回転周波数の高調波成分
を追加するための高調波アクチュエータと、 操縦系統にかかる荷重を検出する荷重検出手段と、 荷重検出手段によって検出される検出荷重と、予め設定
されるしきい値荷重とを比較する比較手段と、 比較手段の出力に応答し、検出荷重がしきい値荷重より
大きいとき、高調波制御アクチュエータの可動部を基部
に固定する固定手段とを含むことを特徴とするヘリコプ
タロータの高調波制御装置。 - 【請求項2】 比較手段の出力に拘らず、固定手段の動
作を指令する指令手段を備えることを特徴とする請求項
1に記載のヘリコプタロータの高調波制御装置。 - 【請求項3】 前記高調波制御アクチュエータに備えら
れる可動部には、係止孔が形成され、 前記固定手段は、前記可動部が中立位置に配置されると
きに、係止孔内に挿入可能な可動ピンを有することを特
徴とする請求項1に記載のヘリコプタロータの高調波制
御装置。 - 【請求項4】 前記検出荷重を表示するための表示手段
を備えることを特徴とする請求項1に記載のヘリコプタ
ロータの高調波制御装置。 - 【請求項5】 検出手段と比較手段との間に所定の遮断
周波数を有するローパスフィルタが設けられることを特
徴とする請求項1に記載のヘリコプタロータの高調波制
御装置。
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP7040745A JP2758374B2 (ja) | 1995-02-28 | 1995-02-28 | ヘリコプタロータの高調波制御装置 |
US08/604,343 US5655878A (en) | 1995-02-28 | 1996-02-21 | Higher harmonic control apparatus for a helicopter rotor |
DE69604313T DE69604313T2 (de) | 1995-02-28 | 1996-02-27 | HHC-Vibrationssteuerung für Hubschrauber |
EP96200501A EP0729883B1 (en) | 1995-02-28 | 1996-02-27 | Higher harmonic control apparatus for a helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP7040745A JP2758374B2 (ja) | 1995-02-28 | 1995-02-28 | ヘリコプタロータの高調波制御装置 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH08230794A JPH08230794A (ja) | 1996-09-10 |
JP2758374B2 true JP2758374B2 (ja) | 1998-05-28 |
Family
ID=12589179
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP7040745A Expired - Fee Related JP2758374B2 (ja) | 1995-02-28 | 1995-02-28 | ヘリコプタロータの高調波制御装置 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5655878A (ja) |
EP (1) | EP0729883B1 (ja) |
JP (1) | JP2758374B2 (ja) |
DE (1) | DE69604313T2 (ja) |
Families Citing this family (35)
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---|---|---|---|---|
WO1999012809A1 (fr) * | 1996-03-11 | 1999-03-18 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Systeme de commande de rotor |
DE19620427C1 (de) * | 1996-05-21 | 1997-06-12 | Eurocopter Deutschland | Rotorblattanschluß |
DE19627869A1 (de) * | 1996-07-11 | 1998-01-15 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Hubschrauber |
DE19731918B4 (de) * | 1997-07-25 | 2005-12-22 | Wobben, Aloys, Dipl.-Ing. | Windenergieanlage |
DE19841855B4 (de) * | 1998-09-14 | 2006-10-26 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Einzelblatt-Steuerungsvorrichtung für einen Hubschrauberhauptrotor |
DE19910450A1 (de) * | 1999-03-10 | 2000-09-14 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Einrichtung zum Verriegeln |
DE19926429A1 (de) * | 1999-06-10 | 2000-12-14 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Einrichtung zum gleichzeitigen Verriegeln mehrerer Aktuatoren |
DE10022727A1 (de) * | 2000-05-10 | 2001-11-15 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Individuelle Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
DE10022728B4 (de) * | 2000-05-10 | 2006-02-02 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Individuelle Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
DE10139686B4 (de) * | 2000-10-05 | 2007-02-01 | Eads Deutschland Gmbh | Piezoelektrischer Dehnungsaktuator |
DE10052757A1 (de) * | 2000-10-25 | 2002-05-08 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
US6671590B1 (en) | 2001-04-30 | 2003-12-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Method and system for active noise control of tiltrotor aircraft |
DE10125178B4 (de) * | 2001-05-23 | 2010-01-28 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Individuelle Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
DE10318531B4 (de) * | 2003-04-24 | 2007-11-22 | Zf Friedrichshafen Ag | Vorrichtung zur Ansteuerung eines Hubschrauberhauptrotors |
DE10348981B4 (de) * | 2003-10-22 | 2009-04-09 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Rotor, insbesondere für ein Drehflugzeug |
US7900869B2 (en) * | 2004-05-06 | 2011-03-08 | Zf Friedrichshafen Ag | Helicopter rotor control system with individual blade control |
DE102004053001A1 (de) * | 2004-11-03 | 2006-05-04 | Zf Friedrichshafen Ag | Einzelblatt-Steuerungsvorrichtung für einen Hubschrauberhauptrotor |
US7648338B1 (en) * | 2006-09-14 | 2010-01-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Dual higher harmonic control (HHC) for a counter-rotating, coaxial rotor system |
US7674091B2 (en) | 2006-11-14 | 2010-03-09 | The Boeing Company | Rotor blade pitch control |
DE102011014019B4 (de) * | 2011-03-15 | 2019-01-10 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | TPP-Splitting |
FR2982584B1 (fr) | 2011-11-10 | 2014-03-21 | Eurocopter France | Dispositif de variation de pas des pales d'un rotor de sustentation |
US8973864B2 (en) | 2012-08-02 | 2015-03-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | Independent blade control system with hydraulic cyclic control |
US9376205B2 (en) | 2012-08-02 | 2016-06-28 | Bell Helicopter Textron Inc. | Radial fluid device with variable phase and amplitude |
US9162760B2 (en) | 2012-08-02 | 2015-10-20 | Bell Helicopter Textron Inc. | Radial fluid device with multi-harmonic output |
US8857757B2 (en) * | 2012-08-02 | 2014-10-14 | Bell Helicopter Textron Inc. | Independent blade control system with hydraulic pitch link |
US9061760B2 (en) | 2012-08-02 | 2015-06-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Independent blade control system with rotary blade actuator |
CN103900811A (zh) * | 2012-12-25 | 2014-07-02 | 中国直升机设计研究所 | 一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置 |
US10351233B2 (en) * | 2013-04-22 | 2019-07-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Vibration control of a swashplateless coaxial rotor |
US9233753B2 (en) | 2013-07-24 | 2016-01-12 | Sikorsky Aircraft Corporation | Helicopter rotor load reduction and tip clearance control |
DE102013223508B4 (de) * | 2013-11-19 | 2021-07-08 | Zf Friedrichshafen Ag | Steuerungseinrichtung eines Hubschrauber-Hauptrotors |
CN106945831B (zh) * | 2017-03-29 | 2020-04-24 | 南京航空航天大学 | 直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法 |
US10543912B2 (en) | 2017-07-19 | 2020-01-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Higher harmonic control augmented with active vibration control |
RU2685115C1 (ru) * | 2018-01-22 | 2019-04-16 | Акционерное общество "Павловский машиностроительный завод "ВОСХОД"-АО "ПМЗ "ВОСХОД" | Блок комбинированных гидроприводов |
KR102034010B1 (ko) * | 2018-08-20 | 2019-10-18 | 금오공과대학교 산학협력단 | 회전익 자동 강성 조절 장치 |
WO2021034973A1 (en) | 2019-08-20 | 2021-02-25 | Kinetic Analytics Llc | Individual blade control system for rotorcraft |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3744928A (en) * | 1971-10-07 | 1973-07-10 | United Aircraft Corp | Rotor overload protection |
US3960348A (en) * | 1975-08-04 | 1976-06-01 | United Technologies Corporation | Aerodynamic surface control feel augmentation system |
GB2149473B (en) * | 1983-11-08 | 1987-03-11 | Lucas Ind Plc | Actuator system |
JPH071042B2 (ja) * | 1987-06-09 | 1995-01-11 | 三菱重工業株式会社 | 電気油圧サ−ボアクチュエ−タの故障中立機構 |
JPS6483906A (en) * | 1987-09-22 | 1989-03-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Neutralizing mechanism of electric-hydraulic servo-actuator when in trouble |
JPH02113101A (ja) * | 1988-10-20 | 1990-04-25 | Teijin Seiki Co Ltd | サーボアクチュエータの中立位置復帰機構 |
GB9225752D0 (en) * | 1992-12-09 | 1993-02-03 | Lucas Ind Plc | Actuator lock |
-
1995
- 1995-02-28 JP JP7040745A patent/JP2758374B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1996
- 1996-02-21 US US08/604,343 patent/US5655878A/en not_active Expired - Fee Related
- 1996-02-27 DE DE69604313T patent/DE69604313T2/de not_active Revoked
- 1996-02-27 EP EP96200501A patent/EP0729883B1/en not_active Revoked
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---|---|
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JPH08230794A (ja) | 1996-09-10 |
DE69604313T2 (de) | 2000-02-03 |
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