JP3927747B2 - Control device for electric device on rotating body - Google Patents

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JP3927747B2 JP2000001527A JP2000001527A JP3927747B2 JP 3927747 B2 JP3927747 B2 JP 3927747B2 JP 2000001527 A JP2000001527 A JP 2000001527A JP 2000001527 A JP2000001527 A JP 2000001527A JP 3927747 B2 JP3927747 B2 JP 3927747B2
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Description

【0001】
【発明の属する技術分野】
この発明は、ヘリコプターのローター系の各ローターブレードに設けられたフラップを電気的に作動させるフラップ駆動機構等の、回転体に搭載された電気装置に給電するとともに、その電気装置の作動を電気的に制御する制御装置に関するものである。
【0002】
【従来の技術および発明が解決しようとする課題】
回転体の一種であるヘリコプターのローター系の作動は通常、そのローター系の支持軸であるドライブシャフトの周囲に、互いに回転可能に連結されたアッパープレートとロワープレートとを持つスワッシュプレートを設けて、そのロワープレートを機体側に、アッパープレートを各ローターブレードに、それぞれリンクを介して連結し、機体側からのロワープレートの操作で各ローターブレードに回転位相に応じた一回転に一回の周期的なピッチ角変化(サイクリックピッチ)や回転位相にかかわらない全体的なピッチ角変化(コレクティブピッチ)を与えることで機械的に制御している。
【0003】
しかしながら、上記のようにスワッシュプレートおよびリンクによってローター系の作動を全て機械的に制御する場合には、それらスワッシュプレートおよびリンクの構造が必然的に複雑になることから、製造費用が嵩むとともに確実に作動させるための維持費用も嵩むという問題がある。
【0004】
また最近の研究では、ヘリコプターの騒音の低減や振動の抑制、効率の改善等を図るため、ローター系の一回転内に数回の周期で各ローターブレード上のフラップやスポイラ等を電気的に作動させる高調波制御も提案されている。
【0005】
しかしながら、上記のように一回転内に数回の周期で作動させるフラップやスポイラ等の制御のためには、機体側からローター系に信号を送る必要があるのに対し、かかる場合の信号伝達に通用使用されるスリップリングは、ノイズが入りやすく、摩耗による性能低下も激しくて、信頼性に欠けるという問題がある。
【0006】
【課題を解決するための手段およびその作用・効果】
この発明は、電磁誘導を利用することで上記課題を有利に解決した制御装置を提供することを目的とするものであり、この発明の回転体上電気装置用制御装置は、回転体に搭載された電気装置に給電するとともにその電気装置の作動を電気的に制御する制御装置において、前記回転体の支持軸の周囲に設けられてその回転体と一体に回転する電機子コイルと、前記支持軸を回転自在に支持する支持部材に設けられて前記電機子コイルと対向する複数の界磁コイルと、前記界磁コイルへの給電状態を変化させるとともに、前記複数の界磁コイルに選択的に給電する通電制御手段と、前記回転体に搭載されて、その回転体の回転と前記界磁コイルの磁界とによって前記電機子コイルから出力される電力を前記電気装置に供給するとともに、前記出力電力の変化状態に基づいて前記電気装置の作動を制御する電気装置制御手段と、を具えることを特徴としている。
【0007】
かかる制御装置にあっては、回転体の支持軸の周囲に設けられた電機子コイルがその回転体と一体に回転し、支持軸を回転自在に支持する支持部材に設けられた界磁コイルが、上記電機子コイルと対向するとともに通電制御手段から給電されて磁界を発生させ、通電制御手段が、界磁コイルへの給電状態を変化させることで界磁コイルの磁界発生状態を変化させて、その磁界による電磁誘導で電機子コイルが発電し出力する電力の状態を変化させ、そして回転体に搭載された電気装置制御手段が、回転体の回転によって電機子コイルから出力される電力を、回転体に搭載された、すなわち回転体上の電気装置に供給するとともに、上記出力電力の変化状態に基づいてその電気装置の作動を制御する。
【0008】
従ってこの発明の制御装置によれば、回転体上の電気装置を、スリップリングを使用せずに、かつ機械的な制御機構も介さずに、支持部材を持つ構造体側から制御し得ることから、例えばヘリコプターのローター系の各ローターブレード上のフラップやスポイラ等を機体側から、スワッシュプレートおよびリンクによって機械的に制御するのでなく電気的に制御し得て、スワッシュプレートおよびリンクの機能を回転位相にかかわらない全体的なピッチ角変化(コレクティブピッチ)の付与に単能化することでその機械的な制御機構の構造を簡略化して製造費用および維持費用を低減させ得るとともに、ローターブレード上のフラップやスポイラ等を作動させる回転体上の電気装置を、支持部材を持つ構造体側から電気的に制御する際の、制御の信頼性を高めることができる。
【0009】
さらに、この発明の制御装置によれば、前記界磁コイルを複数具え、前記通電制御手段が前記複数の界磁コイルに選択的に給電するので、周方向位置の異なる界磁コイルに給電するように給電対象の界磁コイルを変更することで、回転体の回転位相に基づく電気装置の周期的作動の位相をずらすことができ、また給電対象の界磁コイルの数を増減することで、電機子コイルの出力する電力を増減することができる。
【0010】
なお、この発明の制御装置においては、前記界磁コイルの前記支持軸周りの位置を移動させる界磁コイル移動手段をさらに具えていても良い。このようにしても、回転体の回転位相に基づく電気装置の周期的作動の位相をずらすことができる。
【0011】
さらに、この発明の制御装置においては、前記通電制御手段は、前記回転体の回転速度に応じて前記界磁コイルへの給電状態を変化させるものでもよい。このようにすれば、例えば回転体の回転速度が低い時は界磁コイルへの給電量を増やし、回転体の回転速度が高い時は界磁コイルへの給電量を減らすことで、電機子コイルから回転体上の電気装置に一定の電力を供給することができ、また例えば回転体の回転速度が低い時は界磁コイルへの給電量を減らし、回転体の回転速度が高い時は界磁コイルへの給電量を増やすことで、回転体上の電気装置に加わる負荷の増大に応じて給電量を増やすこともできる。
【0012】
さらに、この発明の制御装置においては、前記通電制御手段は、入力された制御信号に応じて前記界磁コイルへ給電する電力を変調するものでも良い。このようにすれば、回転体の回転位相とかかわりなしに、任意に制御信号を、支持部材を持つ構造体側から回転体側の電気装置制御手段へ送って、回転体上の電気装置の作動を制御することができる。
【0013】
そして、この発明の制御装置においては、前記回転体は、ヘリコプターのローター系であり、前記電気装置は、前記ローター系の各ローターブレード毎に設けられたフラップを電気的に作動させるフラップ駆動機構であっても良い。このようにすれば、上述したように、ヘリコプターのローター系の各ローターブレード上のフラップを機体側から、スワッシュプレートおよびリンクによって機械的に制御するのでなく電気的に制御し得て、スワッシュプレートおよびリンクの機能を回転位相にかかわらない全体的なピッチ角変化(コレクティブピッチ)の付与に単能化することでその機械的な制御機構の構造を簡略化して製造費用および維持費用を低減させ得るとともに、各ローターブレード上のフラップを作動させる電気装置を機体側から電気的に制御する際の、制御の信頼性を高めることができる。
【0014】
【発明の実施の形態】
以下に、この発明の実施の形態を実施例によって、図面に基づき詳細に説明する。ここに、図1は、ヘリコプターのローター系上のフラップ駆動機構に適用した、この発明の回転体上電気装置用制御装置の一実施例の構成を模式的に示す略線図、また図2は、その実施例の制御装置の信号伝達系を示す構成図、そして図3(a),(b)は、上記実施例の制御装置をローター系の上方から見た状態で模式的に示す略線図およびそのローター系のフラップ駆動機構を拡大して示す斜視図であり、図中符号1はヘリコプターの図示しない機体の上部に配置された、回転体としてのローター系、2はそのローター系のローターブレード、3は各ローターブレード2の後縁部に設けられたフラップ、4は各ローターブレード2の内部に搭載されてフラップ3を揺動駆動するフラップ駆動機構を構成する、電気装置としての電動駆動源(具体的には入出力軸が互いにオフセットした伝動機構付きの電気モーター)、5はローター系1の各ローターブレード2の基部を支持してそれらと一体に回転する支持軸、6は上記機体の上部に立設されて支持軸5を回転自在に支持する支持部材としてのマスト、7はそのマスト6内の上記支持軸5に駆動結合されて上記機体に搭載されたエンジンの出力を支持軸5に伝達する駆動軸、8は上記支持軸5の上端部に固定された気流整流用のドーム状のフエアリングをそれぞれ示す。
【0015】
この実施例の回転体上電気装置用制御装置は、上記フラップ3用の電動駆動源4に対する給電および制御のためのもので、基本的には発電機と同様の構成を有しており、具体的には、図1〜図3に示すように、ローター系1の支持軸5の周囲に設けられてローター系1と一体に回転する電機子コイル9と、マスト6に設けられて上記電機子コイル7と対向するとともに電磁石を構成する界磁コイル10と、上記機体側に搭載されてその界磁コイル10への給電状態を変化させる通電制御手段としての通電コントローラ11と、上記ローター系1のフエアリング8の内側に搭載されて、そのローター系1の回転および界磁コイル10が発生させる磁界により電機子コイル9が電磁誘導で発電して出力する電力を各電動駆動源4に供給するとともに、その出力電力の変化状態に基づいて各電動駆動源4の作動を制御する、電気装置制御手段としての駆動源コントローラ12と、を具えている。
【0016】
ここで、界磁コイル10は、支持軸5の周囲の電機子コイル9よりも多数設けられて、その電機子コイル9を囲繞するようにマスト6の周方向に等間隔に配置されており、通電コントローラ11は、通常のマイクロコンピュータを具えていて、あらかじめ与えられたプログラムおよび当該ヘリコプターの図示しない操縦装置から入力されるフラップ制御信号に基づき、上記各界磁コイル10への通電を独立に制御することで、作動させる界磁コイル10の極数や電磁場の位相や磁場の強さを変化させることができるととともに、上記入力されたフラップ制御信号のうち所定のものを磁場の強さの変化に変換して、電機子コイル9が出力する電力中に含ませることができる。
【0017】
またここで、電機子コイル9は、各電動駆動源4に対し一つまたは複数ずつ設けられて、支持軸5の周囲に周方向に等間隔に配置されており、駆動源コントローラ12は、これも通常のマイクロコンピュータを具えるとともにローター系1の停止中のバックアップ用電池を具えていて、電機子コイル9が発電して出力する交流の電力を整流してその駆動源コントローラ12自身および各電動駆動源4の電源とするとともに、あらかじめ与えられたプログラムおよび上述の如くして電機子コイル9の出力電力に含まれるフラップ制御信号に基づき、各電機子コイル9の出力電力の位相や強さに応じてその電機子コイル9に対応する電動駆動源4を作動させて、各フラップ3を図3(b)中矢印で示すように揺動させる。
【0018】
従ってこの実施例の制御装置によれば、回転体である、ヘリコプターのローター系1の、各ローターブレード2上のフラップ3を駆動する電動駆動源4を、ヘリコプターの機体側から、スワッシュプレートおよびリンクによって機械的に制御するのでなく、しかもスリップリングを使用することなしに、電気的に制御して、各フラップ3をそれが設けられたローターブレード2の位相角に応じて揺動させて一回転に一回の周期的なピッチ角変化(サイクリックピッチ)を与えることができるので、スワッシュプレートおよびリンクの機能を回転位相にかかわらない全体的なピッチ角変化(コレクティブピッチ)の付与に単能化することでその機械的な制御機構の構造を簡略化して製造費用および維持費用を低減させ得るとともに、ローターブレード2上のフラップ3を駆動する電動駆動源4を機体側から電気的に制御する際の、制御の信頼性を高めることができる。
【0019】
しかもこの実施例の制御装置によれば、界磁コイル10を複数具え、通電コントローラ11がそれらの界磁コイル10に選択的に給電するので、周方向位置の異なる界磁コイル10に給電するように給電対象の界磁コイル10を変更することで、ローター系1の回転位相に基づく電動駆動源4ひいてはフラップ3の周期的作動の位相をずらすことができ、また給電対象の界磁コイル10の数を増減することで、電機子コイル9の出力する電力を増減することができる。
【0020】
そしてこの実施例の制御装置によれば、通電コントローラ11がローター系1の回転速度に応じて、回転速度が低い時は界磁コイル10への給電量を増やし、回転速度が高い時は界磁コイル10への給電量を減らすように界磁コイル10への給電状態を変化させるので、ローター系1の回転速度にかかわらず、電機子コイル9から電動駆動源4に一定の電力を供給することができる。
【0021】
さらにこの実施例の制御装置によれば、通電コントローラ11が入力されたフラップ制御信号に応じて界磁コイル10へ給電する電力を変調するので、ローター系1の回転位相とかかわりなしに、任意にフラップ制御信号を、機体側からローター系1の駆動源コントローラ12へ送って、各フラップ3の、一回転に一回の周期的なピッチ角変化(サイクリックピッチ)の大きさを制御することができる。
【0022】
以上、図示例に基づき説明したが、この発明は上述の例に限定されるものでなく、例えば、上記実施例では電気装置制御手段としてマイクロコンピュータを具える駆動源コントローラ12を用いているが、電機子コイル9の出力電圧が一回転に一回の周期で正弦波変化するように界磁コイル10に通電すれば、その電機子コイル9の出力電圧に基づき電気装置制御手段としてのアナログ制御回路で電気信号の振幅とフラップ3の作動角とが比例するように電動駆動源4の作動を制御しても、スワッシュプレートと同様にローター系1の一回転に一回の周期的なピッチ角変化(サイクリックピッチ)をフラップ3に与えることができる。
【0023】
また、上記実施例では電動駆動源としての電気モーターでフラップを駆動しているためその電気モーターを制御対象の電気装置としているが、代わりにピエゾ素子を用いたアクチュエーターや電磁石を用いたリニアアクチュエーターでローターに設けたフラップやスポイラ等を駆動することとしてそれらのアクチュエーターを制御対象としても良い。
【0024】
さらに、この発明の制御装置においては、界磁コイル10の支持軸5周りの位置を機械的に移動させる、界磁コイル移動手段としての界磁コイル移動機構を具えていても良く、このようにしても、ローター系1の回転位相に基づく電動駆動源4の周期的作動の位相をずらすことができる。
【0025】
さらに、この発明の制御装置においては、ローター系1の一回転に一回の周期的なピッチ角変化(サイクリックピッチ)はスワッシュプレートで発生させることとし、フラップ3には機体側からのフラップ制御信号により、全体的なピッチ角変化(コレクティブピッチ)に相当する揚力変化を生じさせる機能を持たせるようにしても良い。
【0026】
さらに、この発明の制御装置においては、各ローターブレード2の先端部に、ローターブレード2が発生させた翼端渦を検出する圧力センサーを取り付けて、その圧力センサーの出力信号を駆動源コントローラ12に入力し、その圧力センサーの出力信号から求めたローター系1の一回転に一回の周期的な各ローターブレード先端部の圧力変動に基づき駆動源コントローラ12で、先行するローターブレード2が発生させた翼端渦との干渉を後行するローターブレード2が避けて翼端渦干渉(BVI)騒音を低減させるように各ローターブレード2のフラップ3の作動を制御するようにしても良い。
【0027】
そして、この発明の制御装置は、ヘリコプターのローター系のみならず、他の種類の回転体上の電気装置の制御にも適用し得て、上述したと同様の作用効果をもたらすことができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】 ヘリコプターのローター系上のフラップ駆動装置に適用した、この発明の回転体上電気装置用制御装置の一実施例の構成を示す略線図である。
【図2】 上記実施例の制御装置の信号伝達系を示す構成図である。
【図3】 (a)は、上記実施例の制御装置をローター系の上方から見た状態で模式的に示す略線図、(b)は、そのローター系のフラップ駆動機構を拡大して示す斜視図である。
【符号の説明】
1 ローター系
2 ローターブレード
3 フラップ
4 電動駆動源
5 支持軸
6 マスト
7 駆動軸
8 フエアリング
9 電機子コイル
10 界磁コイル
11 通電コントローラ
12 駆動源コントローラ
[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention supplies power to an electric device mounted on a rotating body, such as a flap drive mechanism that electrically operates a flap provided on each rotor blade of a rotor system of a helicopter, and electrically operates the electric device. The present invention relates to a control device that performs control.
[0002]
[Background Art and Problems to be Solved by the Invention]
The operation of a rotor system of a helicopter, which is a kind of rotating body, is usually provided with a swash plate having an upper plate and a lower plate that are rotatably connected to each other around a drive shaft that is a support shaft of the rotor system. The lower plate is connected to the fuselage side and the upper plate is connected to each rotor blade via a link, and the rotor plate is operated from the fuselage side to rotate each rotor blade once per rotation according to the rotation phase. It is mechanically controlled by giving an overall change in pitch angle (cyclic pitch) and an overall change in pitch angle (collective pitch) regardless of the rotational phase.
[0003]
However, when all the operations of the rotor system are mechanically controlled by the swash plate and the link as described above, the structure of the swash plate and the link is necessarily complicated. There is a problem that the maintenance cost for operating is also increased.
[0004]
In recent research, in order to reduce helicopter noise, suppress vibration, improve efficiency, etc., the flaps and spoilers on each rotor blade are electrically operated in several cycles within one rotation of the rotor system. Harmonic control is also proposed.
[0005]
However, as described above, in order to control flaps and spoilers that are operated in several cycles within one rotation, it is necessary to send a signal from the fuselage to the rotor system. Commonly used slip rings are prone to noise and suffer from severe deterioration in performance due to wear and lack of reliability.
[0006]
[Means for solving the problems and their functions and effects]
An object of the present invention is to provide a control device that advantageously solves the above problems by using electromagnetic induction, and the control device for an electric device on a rotating body of the present invention is mounted on the rotating body. In the control device for supplying power to the electrical device and electrically controlling the operation of the electrical device, the armature coil provided around the support shaft of the rotating body and rotating integrally with the rotating body, and the support shaft And a plurality of field coils facing the armature coil, and a power supply state to the field coils is changed , and power is selectively supplied to the plurality of field coils. energizing control means for, is mounted on the rotating body, supplies electric power output from said armature coil and rotation by the magnetic field of the field coil of the rotating body to the electrical device, the output It is characterized in that it comprises an electrical device control means for controlling operation of the electrical device based on a state of change of power, the.
[0007]
In such a control device, the armature coil provided around the support shaft of the rotating body rotates integrally with the rotating body, and the field coil provided on the support member that rotatably supports the support shaft is provided. The magnetic field is generated by being fed from the energization control means while facing the armature coil, and the energization control means changes the magnetic field generation state of the field coil by changing the power supply state to the field coil, The state of the electric power generated and output by the armature coil is changed by electromagnetic induction by the magnetic field, and the electric device control means mounted on the rotating body rotates the electric power output from the armature coil by the rotation of the rotating body. The electric device is mounted on the body, that is, supplied to the electric device on the rotating body, and the operation of the electric device is controlled based on the change state of the output power.
[0008]
Therefore, according to the control device of the present invention, the electric device on the rotating body can be controlled from the structure side having the support member without using a slip ring and without using a mechanical control mechanism. For example, flaps and spoilers on each rotor blade of the helicopter rotor system can be electrically controlled from the airframe rather than mechanically controlled by the swashplate and link, and the functions of the swashplate and link can be rotated. It is possible to simplify the structure of the mechanical control mechanism by simplifying the application of the overall pitch angle change (collective pitch) regardless of the manufacturing cost and maintenance cost, When electrically controlling an electrical device on a rotating body that operates a spoiler or the like from the side of the structure having a support member, It is possible to improve the reliability.
[0009]
Further, according to the control apparatus of the present invention, comprises a plurality of said field coil, since the energization control means to selectively supply power to said plurality of field coils, so as to supply power to different field coil in the circumferential direction position By changing the field coil to be fed, the phase of the periodic operation of the electric device based on the rotation phase of the rotating body can be shifted, and by increasing or decreasing the number of field coils to be fed, The power output from the child coil can be increased or decreased.
[0010]
Incidentally, in this control apparatus of the invention may further comprise a magnetic coil moving means field moving the position around the supporting axis of the field coil. Even in this case, the phase of the periodic operation of the electric device based on the rotational phase of the rotating body can be shifted.
[0011]
Furthermore, in the control device of the present invention, the energization control means may change a power supply state to the field coil in accordance with a rotation speed of the rotating body. In this way, for example, when the rotational speed of the rotating body is low, the amount of power supplied to the field coil is increased, and when the rotational speed of the rotating body is high, the amount of power supplied to the field coil is decreased, thereby A constant electric power can be supplied to the electric device on the rotating body from, for example, when the rotating speed of the rotating body is low, the amount of power supplied to the field coil is reduced, and when the rotating speed of the rotating body is high, the field magnet is supplied. By increasing the amount of power supplied to the coil, the amount of power supplied can be increased in accordance with an increase in the load applied to the electric device on the rotating body.
[0012]
Furthermore, in the control device of the present invention, the energization control means may modulate the power supplied to the field coil in accordance with the input control signal. In this way, regardless of the rotational phase of the rotating body, an arbitrary control signal is sent from the structure side having the support member to the electric device control means on the rotating body side to control the operation of the electric device on the rotating body. can do.
[0013]
In the control device of the present invention, the rotating body is a rotor system of a helicopter, and the electric device is a flap drive mechanism that electrically operates a flap provided for each rotor blade of the rotor system. There may be. In this way, as described above, the flaps on the rotor blades of the rotor system of the helicopter can be electrically controlled rather than mechanically controlled by the swash plate and link from the fuselage side, and the swash plate and By simplifying the structure of the mechanical control mechanism by simplifying the link function to give the overall pitch angle change (collective pitch) regardless of the rotational phase, it is possible to reduce manufacturing and maintenance costs. The reliability of control when electrically controlling the electric device for operating the flap on each rotor blade from the airframe side can be improved.
[0014]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. FIG. 1 is a schematic diagram schematically showing the configuration of an embodiment of the control device for an on-rotor electric device according to the present invention, which is applied to a flap driving mechanism on a rotor system of a helicopter, and FIG. FIG. 3A and FIG. 3B are schematic diagrams schematically showing the control device of the above-described embodiment as viewed from above the rotor system. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is an enlarged perspective view showing a flap drive mechanism of a rotor system and a rotor system in which the reference numeral 1 is a rotor system as a rotating body disposed on an upper portion of a helicopter (not shown), and 2 is a rotor of the rotor system. Blades 3 are flaps provided at the rear edge of each rotor blade 2, 4 is an electric drive as an electric device that constitutes a flap drive mechanism that is mounted inside each rotor blade 2 and drives the flaps 3 to swing. source Specifically, an electric motor with a transmission mechanism in which the input / output shafts are offset from each other), 5 is a support shaft that supports the base of each rotor blade 2 of the rotor system 1 and rotates integrally therewith, and 6 is an upper portion of the airframe. A mast 7 as a support member that stands upright and supports the support shaft 5 in a rotatable manner is connected to the support shaft 5 in the mast 6 and the output of the engine mounted on the body is supplied to the support shaft 5. A drive shaft 8 for transmission is a dome-shaped fairing for airflow rectification fixed to the upper end of the support shaft 5.
[0015]
The control device for the on-rotor electric device of this embodiment is for power supply and control to the electric drive source 4 for the flap 3, and basically has the same configuration as the generator. Specifically, as shown in FIGS. 1 to 3, the armature coil 9 provided around the support shaft 5 of the rotor system 1 and rotating integrally with the rotor system 1, and the armature provided on the mast 6. A field coil 10 that is opposed to the coil 7 and constitutes an electromagnet, an energization controller 11 that is mounted on the machine body and that changes the power supply state to the field coil 10, and the rotor system 1 Mounted inside the ring 8, the electric power generated by the armature coil 9 by electromagnetic induction is supplied to each electric drive source 4 by the rotation of the rotor system 1 and the magnetic field generated by the field coil 10. , And comprising controlling the operation of each electric drive source 4 based on the state of change of the output power, a drive source controller 12 as an electrical device control means.
[0016]
Here, the field coils 10 are provided in a larger number than the armature coils 9 around the support shaft 5 and are arranged at equal intervals in the circumferential direction of the mast 6 so as to surround the armature coils 9. The energization controller 11 includes an ordinary microcomputer and independently controls energization to each field coil 10 based on a program given in advance and a flap control signal input from a control device (not shown) of the helicopter. Thus, the number of poles of the field coil 10 to be operated, the phase of the electromagnetic field, and the strength of the magnetic field can be changed, and a predetermined one of the input flap control signals can be changed to change of the magnetic field strength. It can be converted and included in the power output from the armature coil 9.
[0017]
Here, one or a plurality of armature coils 9 are provided for each electric drive source 4 and are arranged around the support shaft 5 at equal intervals in the circumferential direction. In addition, it includes a normal microcomputer and a backup battery while the rotor system 1 is stopped, and rectifies the AC power generated and output by the armature coil 9 to drive the controller 12 itself and each motor. The power source of the drive source 4 is used, and the phase and strength of the output power of each armature coil 9 is determined based on the program given in advance and the flap control signal included in the output power of the armature coil 9 as described above. Accordingly, the electric drive source 4 corresponding to the armature coil 9 is operated to swing each flap 3 as indicated by an arrow in FIG.
[0018]
Therefore, according to the control device of this embodiment, the electric drive source 4 for driving the flap 3 on each rotor blade 2 of the rotor system 1 of the helicopter, which is a rotating body, is connected from the helicopter body side to the swash plate and the link. In this case, each flap 3 is swung in accordance with the phase angle of the rotor blade 2 on which the flap 3 is provided. Since a single periodic pitch angle change (cyclic pitch) can be applied to the swash plate, the functions of the swash plate and link are unified to give an overall pitch angle change (collective pitch) regardless of the rotational phase. As a result, the structure of the mechanical control mechanism can be simplified to reduce the manufacturing cost and the maintenance cost. The electric drive source 4 for driving the flap 3 on the over de 2 when electrically controlled from the machine body, it is possible to improve the reliability of the control.
[0019]
In addition, according to the control device of this embodiment, a plurality of field coils 10 are provided, and the energization controller 11 selectively supplies power to the field coils 10, so that power is supplied to the field coils 10 having different circumferential positions. By changing the field coil 10 to be fed, the phase of the periodic operation of the electric drive source 4 and the flap 3 based on the rotational phase of the rotor system 1 can be shifted. The power output from the armature coil 9 can be increased or decreased by increasing or decreasing the number.
[0020]
According to the control apparatus of this embodiment, the energization controller 11 increases the amount of power supplied to the field coil 10 when the rotation speed is low, and increases the field supply when the rotation speed is high, according to the rotation speed of the rotor system 1. Since the power supply state to the field coil 10 is changed so as to reduce the power supply amount to the coil 10, constant power is supplied from the armature coil 9 to the electric drive source 4 regardless of the rotational speed of the rotor system 1. Can do.
[0021]
Further, according to the control device of this embodiment, the electric power supplied to the field coil 10 is modulated according to the flap control signal inputted by the energization controller 11, so that it can be arbitrarily set regardless of the rotational phase of the rotor system 1. Sending a flap control signal from the fuselage side to the drive source controller 12 of the rotor system 1 to control the magnitude of a periodic pitch angle change (cyclic pitch) of each flap 3 once per rotation. it can.
[0022]
Although the present invention has been described based on the illustrated example, the present invention is not limited to the above-described example. For example, in the above-described embodiment, the drive source controller 12 including a microcomputer is used as the electric device control means. If the field coil 10 is energized so that the output voltage of the armature coil 9 changes sinusoidally at a cycle of one rotation, an analog control circuit as an electric device control means based on the output voltage of the armature coil 9 Even if the operation of the electric drive source 4 is controlled so that the amplitude of the electric signal and the operation angle of the flap 3 are proportional to each other, the periodic pitch angle change once per rotation of the rotor system 1 as in the swash plate. (Cyclic pitch) can be given to the flap 3.
[0023]
In the above embodiment, since the flap is driven by the electric motor as the electric drive source, the electric motor is the electric device to be controlled. Instead, an actuator using a piezoelectric element or a linear actuator using an electromagnet is used. These actuators may be controlled as driving flaps, spoilers and the like provided on the rotor.
[0024]
Further, the control device of the present invention may be provided with a field coil moving mechanism as a field coil moving means for mechanically moving the position of the field coil 10 around the support shaft 5. However, the phase of the periodic operation of the electric drive source 4 based on the rotational phase of the rotor system 1 can be shifted.
[0025]
Further, in the control device of the present invention, a periodic pitch angle change (cyclic pitch) per rotation of the rotor system 1 is generated by the swash plate, and the flap 3 is controlled by the flap from the airframe side. A function of causing a lift change corresponding to the overall pitch angle change (collective pitch) may be provided by the signal.
[0026]
Furthermore, in the control device of the present invention, a pressure sensor for detecting the tip vortex generated by the rotor blade 2 is attached to the tip of each rotor blade 2, and the output signal of the pressure sensor is sent to the drive source controller 12. The leading rotor blade 2 is generated by the drive source controller 12 on the basis of the pressure fluctuation at the tip of each rotor blade that is inputted once and obtained from the output signal of the pressure sensor once per rotation of the rotor system 1. The operation of the flap 3 of each rotor blade 2 may be controlled so that the rotor blade 2 following the interference with the blade tip vortex is avoided and the blade tip vortex interference (BVI) noise is reduced.
[0027]
The control device of the present invention can be applied not only to the rotor system of a helicopter but also to the control of electric devices on other types of rotating bodies, and can provide the same operational effects as described above.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic diagram showing a configuration of an embodiment of a controller for an electric device on a rotating body of the present invention applied to a flap driving device on a rotor system of a helicopter.
FIG. 2 is a configuration diagram showing a signal transmission system of the control device of the embodiment.
FIG. 3A is a schematic diagram schematically showing the control device of the above embodiment as viewed from above the rotor system, and FIG. 3B is an enlarged view of the flap drive mechanism of the rotor system. It is a perspective view.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Rotor system 2 Rotor blade 3 Flap 4 Electric drive source 5 Support shaft 6 Mast 7 Drive shaft 8 Fairing ring 9 Armature coil 10 Field coil 11 Current controller 12 Drive source controller

Claims (5)

回転体(1)に搭載された電気装置(4)に給電するとともにその電気装置の作動を電気的に制御する制御装置において、
前記回転体の支持軸の周囲に設けられてその回転体と一体に回転する電機子コイル(9)と、
前記支持軸を回転自在に支持する支持部材に設けられて前記電機子コイルと対向する複数の界磁コイル(10)と、
前記界磁コイルへの給電状態を変化させるとともに、前記複数の界磁コイルに選択的に給電する通電制御手段(11)と、
前記回転体の回転と前記界磁コイルの磁界とによって前記電機子コイルから出力される電力を前記電気装置に供給するとともに、前記出力電力の変化状態に基づいて前記電気装置の作動を制御する電気装置制御手段(12)と、
を具えることを特徴とする、回転体上電気装置用制御装置。
In a control device for supplying power to the electric device (4) mounted on the rotating body (1) and electrically controlling the operation of the electric device,
An armature coil (9) provided around the support shaft of the rotating body and rotating integrally with the rotating body;
A plurality of field coils (10) provided on a support member that rotatably supports the support shaft and facing the armature coils;
An energization control means (11) for changing the power supply state to the field coil and selectively supplying power to the plurality of field coils ,
Electricity for supplying electric power output from the armature coil to the electric device by rotation of the rotating body and magnetic field of the field coil, and controlling operation of the electric device based on a change state of the output power Device control means (12);
A control device for an electric device on a rotating body.
前記界磁コイルの前記支持軸周りの位置を移動させる界磁コイル移動手段をさらに具えることを特徴とする、請求項1記載の回転体上電気装置用制御装置。  The controller for an electric device on a rotating body according to claim 1, further comprising field coil moving means for moving the position of the field coil around the support shaft. 前記通電制御手段は、前記回転体の回転速度に応じて前記界磁コイルへの給電状態を変化させることを特徴とする、請求項1または2記載の回転体上電気装置用制御装置。  3. The control device for an on-rotor electric device according to claim 1, wherein the energization control unit changes a power supply state to the field coil in accordance with a rotation speed of the rotating body. 前記通電制御手段は、入力された制御信号に応じて前記界磁コイルへ給電する電力を変調することを特徴とする、請求項1から3までの何れか記載の回転体上電気装置用制御装置。  4. The on-rotor-on-electric device control device according to claim 1, wherein the energization control unit modulates electric power supplied to the field coil in accordance with an input control signal. 5. . 前記回転体は、ヘリコプターのローター系(1)であり、
前記電気装置は、前記ローター系の各ローターブレード毎に設けられたフラップを電気的に作動させるフラップ駆動機構(4)であることを特徴とする、請求項1から4までの何れか記載の回転体上電気装置用制御装置。
The rotor is a helicopter rotor system (1);
The rotation according to any one of claims 1 to 4, wherein the electric device is a flap drive mechanism (4) for electrically operating a flap provided for each rotor blade of the rotor system. Control device for body electrical devices.
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