JPH09254894A - Helicopter blade having flap, and rotor control device using it - Google Patents
Helicopter blade having flap, and rotor control device using itInfo
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- JPH09254894A JPH09254894A JP8070249A JP7024996A JPH09254894A JP H09254894 A JPH09254894 A JP H09254894A JP 8070249 A JP8070249 A JP 8070249A JP 7024996 A JP7024996 A JP 7024996A JP H09254894 A JPH09254894 A JP H09254894A
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- B64C2027/7261—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、フラップ付ヘリコ
プタブレードおよびこれを用いたロータ制御装置に関す
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a helicopter blade with flap and a rotor control device using the same.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ヘリコプタは種々の騒音や機体振動を発
生するため、特に市街地を飛行する定期航路として使用
する場合、騒音や機体振動の低減が大きな課題となる。
騒音には、主ロータ騒音、テイルロータ騒音、ＢＶＩ(b
lade vortex interaction)騒音などがある。中でもＢＶ
Ｉ騒音は、ロータ回転中に先行するブレードが作る空気
の渦を次のブレードが横切ることによって発生し、ヘリ
コプタが前進降下するときに最も大きくなる。また、ロ
ータと空気との相互作用によってヘリコプタ自体にも大
きな機体振動が発生して、乗り心地の悪化、計器の誤
認、金属疲労などの要因となる。2. Description of the Related Art Since a helicopter generates various noises and body vibrations, reduction of the noises and body vibrations is a major problem, especially when used as a regular sea route in an urban area.
Noises include main rotor noise, tail rotor noise, BVI (b
lade vortex interaction) noise. Above all, BV
I-noise is caused by the next blade crossing the air vortex created by the preceding blade during rotor rotation, and is greatest when the helicopter descends forward. In addition, the interaction between the rotor and the air causes a large body vibration in the helicopter itself, which causes factors such as deterioration of riding comfort, misidentification of instruments, and metal fatigue.
【０００３】こうした対策として、ロータ回転周波数の
３倍〜６倍の周波数でロータ回転面の局所的揚力分布を
制御する高調波制御(HHC; Higher Harmonic Control)と
いう手法が有効であり、一般にはブレード自体のピッチ
角を細かい周期で振動させることによって実現してい
る。また、ブレードを個別に駆動するためのアクチュエ
ータを回転するロータ軸に設けたＩＢＣ(Indivisual Bl
ade Control)という制御方式も知られている。As a countermeasure for this, a technique called harmonic control (HHC) for controlling the local lift distribution on the rotor rotation surface at a frequency three to six times the rotor rotation frequency is effective, and generally a blade is used. This is achieved by vibrating the pitch angle of itself in a fine cycle. In addition, an IBC (Indivisual Bld) installed on a rotor shaft that rotates an actuator for individually driving the blades.
A control method called ade Control) is also known.
【０００４】一方、通常のヘリコプタの操縦は、アクチ
ュエータ、スワッシュプレート、リンク機構等を介し
て、主ロータのブレード翼根においてピッチ角を制御す
ることによって実現している。On the other hand, normal helicopter operation is realized by controlling a pitch angle at a blade root of a main rotor via an actuator, a swash plate, a link mechanism and the like.
【０００５】ヘリコプタロータは高速の回転物体であ
り、しかも振動レベルも相当高いため、ブレードのピッ
チ角を高調波制御する機構は高精度のものが要求され
る。また、ブレード全体に渡ってフェザリング軸回りに
発生する空力モーメントおよび慣性モーメントも大き
く、ロータ駆動機構の質量にも打ち勝ってブレードピッ
チ角を変化させるには、高出力のアクチュエータおよび
油圧機構が必要となる。そのため機体重量の軽減化が困
難になる一因となっている。Since a helicopter rotor is a high-speed rotating object and has a considerably high vibration level, a high-precision mechanism for controlling the pitch angle of the blade is required. In addition, the aerodynamic moment and inertia moment generated around the feathering axis over the entire blade are large, and high-power actuators and hydraulic mechanisms are needed to overcome the mass of the rotor drive mechanism and change the blade pitch angle. Become. This is one reason that it is difficult to reduce the weight of the aircraft.
【０００６】一方、ブレード自体の捩り剛性を先端側で
低下させて、ブレードの動的な空力特性を制御するよう
にした先行技術が幾つか提案されている（特開昭５４−
２０５９７号、米国特許第４０２８００３号）。On the other hand, some prior arts have been proposed in which the torsional rigidity of the blade itself is lowered on the tip side to control the dynamic aerodynamic characteristics of the blade (JP-A-54-54).
20597, U.S. Pat. No. 4,028,003).
【０００７】他方、動圧が十分高いブレード翼端付近に
比較的小さいフラップを取付け、この部分に発生する大
きな空気力を利用する方式、いわゆるアクティブフラッ
プ方式が幾つか提案されている（特開平６−１０７２９
３号、米国特許第３０７７９３４、米国特許第３１２９
７６９号、米国特許第３５８９８３１号、米国特許第４
４６１６１１号、米国特許第５２２４８２６号など）。
フラップをブレード翼端付近に設けることによって、小
さな操舵力で制御可能になり、全体の制御機構は軽量か
つコンパクトになる。On the other hand, some types of so-called active flap systems have been proposed, in which a relatively small flap is attached near the blade tip where the dynamic pressure is sufficiently high, and the large aerodynamic force generated in this portion is used (Japanese Patent Laid-Open No. 6-58242). -10729
3, U.S. Pat. No. 3,077,934, U.S. Pat. No. 3,129.
769, US Pat. No. 3,589,831, US Pat. No. 4
461611, U.S. Pat. No. 5,224,826).
By providing the flap near the blade tip, control is possible with a small steering force, and the overall control mechanism is light and compact.
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】こうしたフラップ駆動
方式では、小さなフラップ変位またはフラップ駆動力で
ブレード全体に発生する空気力をできるだけ大きくする
ことが要求される。In such a flap drive system, it is required to increase the aerodynamic force generated in the entire blade by a small flap displacement or flap drive force as much as possible.
【０００９】たとえば特開平６−１０７２９３号では、
捩り剛性の高いブレードの後縁側にスパン全体にわたっ
て幅広のフラップが設けられており、フラップで発生し
た揚力をそのままブレードの揚力として利用する高剛性
ブレード方式が記載されている。For example, in JP-A-6-107293,
A wide flap is provided over the entire span on the trailing edge side of a blade having high torsional rigidity, and a high-rigidity blade system is described in which the lift generated in the flap is used as the lift of the blade as it is.
【００１０】図８は従来のフラップ付ヘリコプタブレー
ドの一例を示し、図８（ａ）は斜視図、図８（ｂ）はＡ
−Ａ線断面図である。ブレード１は高い捩り剛性で形成
され、その後縁側は根元部からスパン方向の長さの約９
０％に渡ってフラップ収納用の切欠が形成されている。
フラップ２は、ブレード後縁側の切欠部分にヒンジ等に
よってピッチ角可変に取付けられている。フラップ２の
根元部には角変位を直線変位に変換するリンク部材３が
設けられ、リンク部材３はアクチュエータ４によって駆
動される。FIG. 8 shows an example of a conventional helicopter blade with flaps. FIG. 8 (a) is a perspective view and FIG. 8 (b) is A.
FIG. 4 is a cross-sectional view taken along a line A. The blade 1 is formed with high torsional rigidity, and the trailing edge of the blade 1 has a length of about 9 from the root portion in the span direction.
Notches for storing flaps are formed over 0%.
The flap 2 is attached to the cutout portion on the trailing edge side of the blade with a variable pitch angle by a hinge or the like. A link member 3 for converting an angular displacement into a linear displacement is provided at the base of the flap 2, and the link member 3 is driven by an actuator 4.
【００１１】こうした高剛性ブレード方式において、フ
ラップ２の後縁を下げるとフラップ２の迎角が増加し
て、フラップ２で発生する揚力が増加する。ブレード１
の空力中心ＣＡではブレード１の揚力とフラップ２の揚
力とが加算されて、フラップ２はブレード全体の揚力を
増加するように作用する。したがって、全体の揚力を大
きくするにはフラップ２の揚力を増やす必要があり、そ
のためにフラップ２の大面積化およびフラップ駆動用ア
クチュエータ４の大出力化が不可欠となる。In such a high-rigidity blade system, when the trailing edge of the flap 2 is lowered, the angle of attack of the flap 2 increases and the lift force generated in the flap 2 increases. Blade 1
At the aerodynamic center CA of, the lift of the blade 1 and the lift of the flap 2 are added, and the flap 2 acts to increase the lift of the entire blade. Therefore, in order to increase the total lift, it is necessary to increase the lift of the flap 2, and for this reason, it is essential to increase the area of the flap 2 and increase the output of the flap driving actuator 4.
【００１２】本発明の目的は、小型のフラップでもブレ
ードの空力特性を格段に改善できるフラップ付ヘリコプ
タブレードを提供することである。It is an object of the present invention to provide a helicopter blade with a flap which can significantly improve the aerodynamic characteristics of the blade even with a small flap.
【００１３】また本発明の目的は、フラップ付ヘリコプ
タブレードを用いてヘリコプタの騒音や振動の低減化が
可能なロータ制御装置を提供することである。Another object of the present invention is to provide a rotor control device which can reduce noise and vibration of a helicopter by using a helicopter blade with a flap.
【００１４】[0014]
【課題を解決するための手段】本発明は、ブレードの後
縁側においてピッチ角可変に取付けられたフラップを備
え、ブレードの捩り剛性は根元部より先端部の方が小さ
くなるように形成され、前記フラップの空気力によって
ブレードに捩り変形が付与されるように構成されたこと
を特徴とするフラップ付ヘリコプタブレードである。本
発明に従えば、フラップで発生した空気力がブレードに
捩りモーメントを付与して、ブレードにはフラップの角
変位方向とは逆方向に捩る力が作用する。ブレードの捩
り剛性は根元部より先端部の方が小さくなるように形成
されているため、対気速度の大きいブレード先端側ほど
捩り角が大きくなり、ブレードの揚力増加をもたらす。
また、フラップによる空気力は、ブレードが充分に捩れ
変形する程度の力で足りるため、小さい面積のフラップ
であってもブレードの空力特性を効率的に制御できる。
そのためフラップおよびその駆動系の小型軽量化が図ら
れ、フラップ制御の高速化が可能になる。According to the present invention, there is provided a flap mounted on the trailing edge side of the blade so that the pitch angle is variable, and the torsional rigidity of the blade is formed such that the tip portion is smaller than the root portion. A helicopter blade with a flap, characterized in that the blade is configured to be twisted by the aerodynamic force of the flap. According to the present invention, the aerodynamic force generated in the flap imparts a twisting moment to the blade, and a force of twisting acts on the blade in a direction opposite to the angular displacement direction of the flap. Since the tip has a smaller torsional rigidity than the root, the blade has a larger twisting angle on the tip side of the blade having a higher airspeed, which increases the lift of the blade.
Further, since the aerodynamic force of the flaps is sufficient to sufficiently twist and deform the blade, the aerodynamic characteristics of the blades can be efficiently controlled even with a flap having a small area.
Therefore, the flap and its drive system can be made smaller and lighter, and the flap control can be speeded up.
【００１５】また本発明は、先端部の捩り剛性が、根元
部の捩り剛性の２０％〜３０％の範囲内に形成されてい
ることを特徴とする。 本発明に従えば、ブレードに一定の捩りモーメントが作
用した場合に、先端部の捩り角が根元部に比べて約３倍
〜５倍に増大するため、ブレードの強度を充分高く保ち
ながらブレード先端側ほど大きく変化する迎角制御が可
能になり、その結果、ブレード空力特性を効率的に制御
できる。Further, the present invention is characterized in that the torsional rigidity of the tip portion is formed within the range of 20% to 30% of the torsional rigidity of the root portion. According to the present invention, when a certain twisting moment acts on the blade, the twisting angle of the tip portion increases to about 3 to 5 times that of the root portion. It becomes possible to control the angle of attack that changes greatly toward the side, and as a result, the blade aerodynamic characteristics can be efficiently controlled.
【００１６】また本発明は、ブレードの捩り剛性が根元
部から先端部へ向かって単調減少する部分を有し、ブレ
ードの捩り方向固有振動数が２．３〜３．７サイクル／
回転の範囲内であることを特徴とする。 本発明に従えば、ブレードを一定の捩り角に捩る場合に
必要なフラップのピッチ角度は、従来のブレード（捩り
方向固有振動数５．５サイクル／回転）と比べて１／５
〜１／２．５に低減できる。したがって、フラップ駆動
用アクチュエータのストロークも同様に低減化でき、あ
るいはフラップ面積の小型化が可能になる。そのため、
フラップ故障対策として複数のフラップを併設するフラ
ップ多重化も容易になる。Further, according to the present invention, the blade has a portion in which the torsional rigidity of the blade monotonously decreases from the root portion to the tip portion, and the natural frequency of the blade in the twisting direction is 2.3 to 3.7 cycles /
It is characterized by being within the range of rotation. According to the present invention, the flap pitch angle required when twisting the blade to a constant twist angle is ⅕ of that of the conventional blade (torque direction natural frequency 5.5 cycles / revolution).
It can be reduced to ~ 1 / 2.5. Therefore, the stroke of the flap driving actuator can be similarly reduced, or the flap area can be reduced. for that reason,
As a countermeasure against flap failure, it is easy to multiplex flaps with multiple flaps.
【００１７】また本発明は、ブレードの捩り中心が根元
部より先端部の方が前縁側に近くなるように形成されて
いることをも特徴とする。 本発明に従えば、フラップの空気力によって発生する捩
りモーメントは、ブレードの捩り中心とフラップ単体の
空力中心との距離に比例するため、捩り中心がブレード
前縁側に近くなるほど捩りモーメントが大きくなる。し
たがって、フラップによる捩りモーメントはブレード先
端側ほど大きくなって、ブレードの捩り角も先端側ほど
大きくなる。その結果、ブレードの空力特性を効率的に
制御することができる。また、捩り中心がブレードの空
力中心よりも前方にあるためブレードの運動も安定化さ
れ、フラッタ等の共振現象を防止できる。The present invention is also characterized in that the center of twist of the blade is formed so that the tip end is closer to the front edge side than the root part. According to the present invention, the twisting moment generated by the aerodynamic force of the flap is proportional to the distance between the twisting center of the blade and the aerodynamic center of the flap alone, so that the twisting moment increases as the twisting center becomes closer to the blade leading edge side. Therefore, the twisting moment due to the flap becomes larger toward the tip side of the blade, and the twist angle of the blade also becomes larger toward the tip side. As a result, the aerodynamic characteristics of the blade can be efficiently controlled. Further, since the center of torsion is located ahead of the center of aerodynamic force of the blade, the motion of the blade is stabilized, and resonance phenomena such as flutter can be prevented.
【００１８】本発明は、ブレードの後縁側においてピッ
チ角可変に取付けられたフラップを有し、ブレードの捩
り剛性は根元部より先端部の方が小さくなるように形成
され、前記フラップの空気力によってブレードに捩り変
形が付与されるように構成されたヘリコプタブレード
と、フラップのピッチ角を制御するためのフラップ駆動
手段とを備えることを特徴とするロータ制御装置であ
る。 本発明に従えば、ヘリコプタブレードに関して、上述と
同様に、対気速度の大きいブレード先端側ほど捩り角が
大きくなり、ブレードの空力特性を有効に活用できる。
また、フラップによる空気力は、ブレードが充分に捩れ
変形する程度の力で足りるため、小さい面積のフラップ
であってもブレードの空力特性を効率的に制御できる。
そのためフラップおよびその駆動系の小型軽量化が図ら
れ、フラップ制御の高速化が可能になる。 また、フラップ駆動手段がフラップのピッチ角を安定化
の方向へ制御することによって、ブレードの低剛性化に
起因するフラッタ等の不安定振動現象を未然に防止する
ことができる。また、従来のブレード全体のピッチ角を
制御するブレード高調波制御の代わりに、フラップによ
る高調波制御を行うことによって、ヘリコプタの騒音や
振動の発生を効率的に抑制することができる。According to the present invention, the blade has a flap mounted on the trailing edge side so that the pitch angle is variable, and the torsional rigidity of the blade is formed so that the tip portion is smaller than the root portion. A rotor control device comprising: a helicopter blade configured to impart a torsional deformation to a blade; and a flap drive means for controlling a flap pitch angle. According to the present invention, with respect to the helicopter blade, the twist angle becomes larger toward the blade tip side having a higher airspeed, and the aerodynamic characteristics of the blade can be effectively utilized, as described above.
Further, since the aerodynamic force of the flaps is sufficient to sufficiently twist and deform the blade, the aerodynamic characteristics of the blades can be efficiently controlled even with a flap having a small area.
Therefore, the flap and its drive system can be made smaller and lighter, and the flap control can be speeded up. Further, since the flap driving means controls the pitch angle of the flaps in the stabilizing direction, it is possible to prevent an unstable vibration phenomenon such as flutter due to the low rigidity of the blade. Further, instead of the conventional blade harmonic control for controlling the pitch angle of the entire blade, harmonic control by the flap is performed, whereby the generation of noise and vibration of the helicopter can be efficiently suppressed.
【００１９】また本発明は、フラップ駆動手段は、高速
飛行時の後退側ブレードの失速を抑制するために、１サ
イクル／回転の周波数でフラップを駆動することを特徴
とする。 本発明に従えば、ヘリコプタの前進飛行時の際に、対気
速度が最大になる前進側ブレードにおいてブレード根元
部の迎角は小さくなり、ブレード先端部の迎角は負にな
る。そのためブレード先端部の抗力を減らすために、ブ
レード先端部の迎角をできるだけ０に近付けるように捩
り上げ方向のフラップ制御を行う。 一方、対気速度が最小になる後退側ブレードにおいて、
ブレード根元部の迎角は大きくなり、ブレード先端部の
迎角はより大きくなる。そのためブレード先端部の失速
を防止するために、ブレード先端部の迎角を小さくする
ように捩り下げ方向のフラップ制御を行う。 こうして前進側ブレードおよび後退側ブレードを含む１
サイクル／回転の周波数でフラップを駆動することによ
って、ヘリコプタロータの１回転における空力特性を大
きく改善できる。Further, the present invention is characterized in that the flap drive means drives the flap at a frequency of 1 cycle / revolution in order to suppress stall of the backward blade during high speed flight. According to the present invention, during forward flight of the helicopter, the angle of attack at the blade root is small and the angle of attack at the blade tip is negative in the forward blade where the airspeed is maximum. Therefore, in order to reduce the drag force of the blade tip, flap control in the twisting direction is performed so that the angle of attack of the blade tip is as close to zero as possible. On the other hand, in the backward blade where the airspeed is the minimum,
The angle of attack at the root of the blade is greater and the angle of attack at the tip of the blade is greater. Therefore, in order to prevent stall of the blade tip, flap control in the twisting direction is performed so as to reduce the angle of attack of the blade tip. Thus including the forward and backward blades 1
By driving the flaps at a cycle / revolution frequency, the aerodynamic characteristics of the helicopter rotor in one revolution can be greatly improved.
【００２０】また本発明は、フラップ駆動手段が高速飛
行時におけるロータの揚力を増加させるため２サイクル
／回転の周波数でフラップを駆動することを特徴とす
る。 本発明に従えば、ヘリコプタの高速飛行時において最も
効率良く揚力を発生する主ロータの前方部分および後方
部分でのブレード先端部の迎角を増加することができる
ので、後退側ブレードの失速を心配することなく高速飛
行時の揚力を増加することが可能となる。 また本発明に従えば、４枚ブレードの場合は３サイクル
／回転〜５サイクル／回転の周波数でフラップを駆動
し、５枚ブレードの場合は４サイクル／回転〜６サイク
ル／回転の周波数でフラップを駆動するので、主ロータ
が発生する振動や騒音を大幅に低減することが可能とな
る。The present invention is also characterized in that the flap driving means drives the flap at a frequency of 2 cycles / rotation in order to increase the lift of the rotor during high speed flight. According to the present invention, it is possible to increase the angle of attack of the blade tips at the front portion and the rear portion of the main rotor that most efficiently generate lift during high-speed flight of the helicopter, so there is concern about stall of the backward blade. It is possible to increase the lift force during high-speed flight without doing so. Further, according to the present invention, in the case of 4 blades, the flap is driven at a frequency of 3 cycles / revolution to 5 cycles / revolution, and in the case of 5 blades, the flap is driven at a frequency of 4 cycles / revolution to 6 cycles / revolution. Since it is driven, the vibration and noise generated by the main rotor can be significantly reduced.
【００２１】また本発明は、ヘリコプタブレードは、ロ
ータ軸に対してピッチ角可変に取付けられ、ブレードの
ピッチ角を制御するためのブレード駆動手段を備えるこ
とを特徴とする。 本発明に従えば、フラップ制御とブレードのピッチ角制
御とを独立して行うことができるため、両者の組合せに
よってブレードスパン方向の捩り角分布を制御すること
が可能になり、ロータ面全体におけるブレードの迎角分
布を最適化することができる。Further, the present invention is characterized in that the helicopter blade is mounted with a variable pitch angle with respect to the rotor shaft, and is provided with blade driving means for controlling the pitch angle of the blade. According to the present invention, since the flap control and the pitch angle control of the blade can be performed independently, it becomes possible to control the twist angle distribution in the blade span direction by a combination of both, and the blade in the entire rotor surface can be controlled. The angle of attack distribution of can be optimized.
【００２２】また本発明は、ホバリング時にブレード付
根のピッチ角を定常的に増加させ、同時にフラップ駆動
によりブレードを定常的に捩り下げる制御を行うことを
特徴とする。 これによってブレードに１０度以上の捩り下げを付ける
ことが可能となり、ホバリング時のロータ効率を増加さ
せ、高揚力を発生させることが可能となる。Further, the present invention is characterized in that the pitch angle of the root of the blade is constantly increased at the time of hovering, and at the same time, the blade is constantly twisted by flap drive. As a result, the blade can be twisted down by 10 degrees or more, the rotor efficiency at the time of hovering can be increased, and a high lift can be generated.
【００２３】また本発明は、フラップ駆動手段が電気信
号に基づいて機械的変位を発生するスマートマテリアル
で構成されることも特徴とする。 本発明に従えば、フラップの角変位量が小さくても、大
きな捩りモーメントを発生させてブレード迎角を制御し
ているため、フラップを駆動するアクチュエータは小さ
いストロークのもので足りる。したがって、フラップ駆
動用アクチュエータとして、比較的ストロークが小さい
とされるスマートマテリアル、たとえばピエゾ圧電素
子、超磁歪素子、形状記憶合金などを使用することによ
って、フラップ駆動機構の小型軽量化を図ることができ
る。The present invention is also characterized in that the flap driving means is composed of a smart material that generates mechanical displacement based on an electric signal. According to the present invention, even if the amount of angular displacement of the flap is small, a large torsional moment is generated to control the blade attack angle, so that the actuator for driving the flap can have a small stroke. Therefore, it is possible to reduce the size and weight of the flap drive mechanism by using a smart material having a relatively small stroke, such as a piezoelectric element, a giant magnetostrictive element, or a shape memory alloy, as the flap drive actuator. .
【００２４】また本発明は、フラップ駆動手段が１本の
ブレード上に多重化装備されることも特徴とする。 本発明に従えば、小型のフラップをスマートマテリアル
で駆動するので、１本のブレード上に複数のフラップを
併設するフラップ多重化が容易であり、１系統のフラッ
プ駆動手段が故障しても他の系統でバックアップするこ
とが可能となる。Further, the present invention is characterized in that the flap driving means is multiply equipped on one blade. According to the present invention, since a small flap is driven by a smart material, it is easy to multiplex a flap in which a plurality of flaps are provided on one blade, and even if one flap drive means fails, It becomes possible to back up with the grid.
【００２５】[0025]
【発明の実施の形態】図１は本発明の実施の一形態であ
るフラップ付ヘリコプタブレードを示し、図１（ａ）は
斜視図、図１（ｂ）はＢ−Ｂ線断面図である。ブレード
１１は翼型形状であって、捩り剛性が根元部より先端部
の方が小さくなるように形成されている。ブレード１１
の後縁側は、根元部からスパン方向の長さの約８０％〜
９０％に渡ってフラップ収納用の切欠が形成されてい
る。フラップ１２は翼型形状であって、ブレード後縁側
の切欠部分にヒンジ等によってピッチ角可変に取付けら
れ、棒状の連結部材１５によってブレード１１の根元部
に設けられたリンク部材１３に連結している。リンク部
材１３は角変位を直線変位に変換する働きを有し、アク
チュエータ１４によって駆動されると連結部材１５を介
してフラップ１２を角変位させる。1 shows a helicopter blade with flap which is an embodiment of the present invention. FIG. 1 (a) is a perspective view and FIG. 1 (b) is a sectional view taken along line BB. The blade 11 has an airfoil shape and is formed so that the torsional rigidity is smaller at the tip portion than at the root portion. Blade 11
About 80% of the length in the span direction from the root to the trailing edge
Notches for storing flaps are formed over 90%. The flap 12 has a wing shape, is attached to a notch portion on the blade trailing edge side with a variable pitch angle by a hinge or the like, and is connected to a link member 13 provided at the root of the blade 11 by a rod-shaped connecting member 15. . The link member 13 has a function of converting angular displacement into linear displacement, and when driven by the actuator 14, the flap 12 is angularly displaced via the connecting member 15.
【００２６】図１（ｂ）に示すように、アクチュエータ
１４がフラップ１２の後縁を上げてピッチ角を負の方向
に減少させると、フラップ１２には下向きの揚力が発生
して、ブレード１１には捩り中心ＣＡに関して時計回り
の捩りモーメントが作用する。すると、ブレード１１は
前縁側が起き上がって捩り上げ方向に変形して、ブレー
ド迎角は増加する。As shown in FIG. 1B, when the actuator 14 raises the trailing edge of the flap 12 to decrease the pitch angle in the negative direction, a downward lift force is generated in the flap 12 to cause the blade 11 to move downward. Has a clockwise torsional moment with respect to the torsion center CA. Then, the blade 11 rises on the front edge side and is deformed in the twisting direction, and the blade attack angle increases.
【００２７】逆に、ブレード１１の前縁側を捩り下げ方
向に変形させる場合には、アクチュエータ１４がフラッ
プ１２の後縁を下げてピッチ角を正の方向に増加させる
と、フラップ１２に上向きの揚力が発生して、ブレード
１１には捩り中心ＣＡに関して反時計回りの捩りモーメ
ントが作用して、ブレード迎角は減少する。On the contrary, when the front edge side of the blade 11 is deformed in the twisting direction, when the actuator 14 lowers the rear edge of the flap 12 to increase the pitch angle in the positive direction, the flap 12 is lifted upward. Occurs, a counterclockwise torsion moment acts on the blade 11 with respect to the torsion center CA, and the blade attack angle decreases.
【００２８】図２（ａ）に示すように、ブレード１１に
作用する捩りモーメントが一定の場合には、捩り剛性Ｇ
と捩り角φとは反比例の関係であるため、捩り剛性Ｇが
大きくなるほど捩り角φは小さくなる。図２（ｂ）に示
すように、ブレード１１の捩り剛性が一定の場合には、
フラップ１２の面積またはピッチ角とブレード１１の捩
り角とはほぼ比例関係であるため、フラップ１２の面積
またはピッチ角が大きくなるほど、ブレード１１の捩り
角は大きくなる。また、ブレード１１の捩り剛性が小さ
いほど捩り角の変化率は大きいことが判る。As shown in FIG. 2A, when the torsional moment acting on the blade 11 is constant, the torsional rigidity G
And the torsion angle φ are in inverse proportion to each other, the larger the torsional rigidity G, the smaller the torsion angle φ. As shown in FIG. 2B, when the torsional rigidity of the blade 11 is constant,
Since the area or pitch angle of the flap 12 and the twist angle of the blade 11 are substantially proportional to each other, the larger the area or pitch angle of the flap 12, the larger the twist angle of the blade 11. Also, it can be seen that the smaller the torsional rigidity of the blade 11, the greater the rate of change of the torsion angle.
【００２９】本発明では、ブレード１１の捩り剛性が根
元部より先端部の方が小さくなるように形成しているた
め、図２（ｃ）に示すように、ブレード１１の捩り角
は、ブレード１１のスパン方向位置が先端側に行くほど
大きくなっている。ブレード先端部は対気速度が最も大
きくなる箇所であるため、ピッチ角や捩り角の影響が顕
著に表れる。したがって、小型のフラップでブレード空
力特性を大きく制御するには、１）ブレード１１の捩り
剛性を小さくすること、２）ブレード１１の先端側ほど
捩り剛性を小さくすること、３）フラップ１２の位置を
ブレード先端側に近付けること、などが重要なポイント
になる。In the present invention, the torsional rigidity of the blade 11 is made smaller at the tip end portion than at the root portion. Therefore, as shown in FIG. The position in the span direction becomes larger toward the tip side. Since the tip of the blade is where the airspeed is the highest, the effects of the pitch angle and the twist angle are significant. Therefore, in order to greatly control the blade aerodynamic characteristics with a small flap, 1) reduce the torsional rigidity of the blade 11, 2) reduce the torsional rigidity toward the tip side of the blade 11, and 3) change the position of the flap 12 An important point is to bring the blade closer to the tip side.
【００３０】図３は、ブレードの捩り固有振動数比と捩
り剛性との関係を示すグラフである。従来のブレード
は、フラッタ等の不安定振動現象を防止するため、ロー
タ回転周波数の非整数倍であって比較的高い領域、たと
えば５．５に捩り固有振動数比を設定しているものが多
い。また、従来はブレード全体を大きな捩り剛性に形成
することによって、ブレード根元部でのピッチ角制御お
よび高調波制御がブレード全体に伝達し易くなってい
る。FIG. 3 is a graph showing the relationship between the torsional natural frequency ratio of the blade and the torsional rigidity. In order to prevent an unstable vibration phenomenon such as flutter, many conventional blades have a torsional natural frequency ratio set in a relatively high region, which is a non-integer multiple of the rotor rotation frequency, for example, 5.5. . Further, conventionally, by forming the entire blade with large torsional rigidity, pitch angle control and harmonic control at the blade root portion can be easily transmitted to the entire blade.
【００３１】本発明では、ブレード１１の捩り剛性を低
下させて、ブレードの捩り方向固有振動数を２．５〜
３．５サイクル／回転の範囲内に設定している。これに
よって、フラップ１２が小型であってもブレード１１が
捩り変形し易くなるため、フラップ駆動用のアクチュエ
ータ１４も小型のもので足りることになる。In the present invention, the torsional rigidity of the blade 11 is reduced so that the natural frequency of the blade in the torsional direction is 2.5 to 2.5.
It is set within the range of 3.5 cycles / revolution. As a result, even if the flap 12 is small, the blade 11 is likely to be twisted and deformed, so that a small actuator 14 for driving the flap is sufficient.
【００３２】図４はブレード１１の捩り剛性の分布を示
すグラフである。図４（ａ）は、ブレード１１のスパン
方向の約半分の位置を境に、根元側を１とすると先端側
を約１／４に低下させた例を示す。なお、実線は理想型
であり、実際には破線のような分布になる。図４（ｂ）
は、ブレード１１の捩り剛性が根元部から先端部へ向か
って単調減少するように形成した例である。図４（ｃ）
は、ブレード１１の捩り剛性が根元部から先端部へ向か
って単調減少するとともに、スパン方向の約半分の位置
でステップ的に変化させた例である。こうした捩り剛性
分布は、ブレード１１をたとえばカーボン繊維等の高強
度繊維とマトリクスとを組み合わせた複合材料で形成す
る場合に、繊維の密度および方向を適切に調整すること
によって容易に実現できる。FIG. 4 is a graph showing the distribution of the torsional rigidity of the blade 11. FIG. 4A shows an example in which the tip side is lowered to about 1/4 when the root side is set to 1 at the position of about half the position in the span direction of the blade 11. The solid line is an ideal type, and actually has a distribution like a broken line. Figure 4 (b)
Is an example in which the torsional rigidity of the blade 11 is monotonically reduced from the root portion toward the tip portion. FIG. 4 (c)
Is an example in which the torsional rigidity of the blade 11 monotonically decreases from the root portion to the tip portion, and is changed stepwise at about half the position in the span direction. Such a torsional rigidity distribution can be easily realized by appropriately adjusting the density and direction of the fibers when the blade 11 is formed of a composite material in which high-strength fibers such as carbon fibers are combined with a matrix.
【００３３】こうした捩り剛性分布を形成することによ
って、ブレード１１の迎角制御、特にブレード先端部で
の迎角制御が容易になり、フラップ１２およびその駆動
系の小型軽量化が可能になる。By forming such a torsional rigidity distribution, it becomes easy to control the angle of attack of the blade 11, particularly the angle of attack at the tip of the blade 11, and it becomes possible to reduce the size and weight of the flap 12 and its drive system.
【００３４】なお、ブレード１１の捩り剛性を低下させ
たことに伴って、フラッタ等の不安定振動現象が発生す
る可能性があるが、ブレードの捩り方向固有振動数をロ
ータ回転周波数の非整数倍に設定するとともに、下記の
ような手法で解決できる。Although the unstable vibration phenomenon such as flutter may occur as the torsional rigidity of the blade 11 is reduced, the natural frequency of the blade in the torsional direction is a non-integer multiple of the rotor rotation frequency. Set to, and can be solved by the following method.
【００３５】図５は、ブレード１１の空力中心ＣＡおよ
び捩り中心ＣＴを示す断面図である。フラップ１２で発
生した空気力は、フラップ１２のヒンジ部とブレード１
１の捩り中心ＣＴとの間の距離Ｌがモーメントアームと
なって、ブレード１１に捩り中心ＣＴ回りの捩りモーメ
ントが発生する。FIG. 5 is a sectional view showing the aerodynamic center CA and the torsion center CT of the blade 11. The aerodynamic force generated in the flap 12 is applied to the hinge portion of the flap 12 and the blade 1
The distance L from the torsion center CT of 1 serves as a moment arm, and a torsion moment around the torsion center CT is generated in the blade 11.
【００３６】本発明では、ブレード１１の捩り中心ＣＴ
を空力中心ＣＡより前縁側に形成しているため、ブレー
ド１１の運動も安定化され、フラッタ等の不安定振動現
象を防止できる。なお、ブレード１１の空力中心ＣＡ
は、ブレード１１の全幅に対して前縁側から約２５％の
位置に形成することが多く、そのため捩り中心ＣＴは前
縁側から１５％〜２０％の位置に形成することが好まし
い。この場合、フラップ１２による捩りモーメントは捩
り中心が空力中心にほぼ一致している通常のブレードに
比べ、１．２〜１．３倍に増加する。In the present invention, the torsion center CT of the blade 11 is used.
Is formed on the front edge side of the aerodynamic center CA, the movement of the blade 11 is also stabilized, and an unstable vibration phenomenon such as flutter can be prevented. The aerodynamic center CA of the blade 11
Is often formed at a position of about 25% from the front edge side with respect to the entire width of the blade 11, and therefore the twist center CT is preferably formed at a position of 15% to 20% from the front edge side. In this case, the twisting moment by the flap 12 is increased by 1.2 to 1.3 times as compared with a normal blade whose twist center is substantially coincident with the aerodynamic center.
【００３７】図６は、ブレードの捩り中心位置の分布を
示す平面図である。図６（ａ）では、捩り中心ＣＴの位
置がブレード１１の根元部より先端部の方が前縁側に近
くなるように形成され、特にスパン方向位置の約７０％
から先端側において捩り中心ＣＴの空力中心ＣＡとの距
離が急に大きくなっている。また。フラップ１２は、ブ
レード１１の先端後縁側に設けている。こうした配置に
よって、フラップ１２による捩りモーメントはブレード
先端側ほど大きくなって、ブレード１１の捩り角も先端
側ほど大きくなり、その結果、ブレード１１の空力特性
を効率的に制御することができる。FIG. 6 is a plan view showing the distribution of the twist center positions of the blade. In FIG. 6 (a), the position of the center of torsion CT is formed so that the tip portion is closer to the front edge side than the root portion of the blade 11, and particularly about 70% of the position in the span direction.
The distance between the torsion center CT and the aerodynamic center CA on the tip side suddenly increases. Also. The flap 12 is provided on the trailing edge side of the tip of the blade 11. With this arrangement, the twisting moment of the flap 12 increases toward the tip of the blade, and the twisting angle of the blade 11 increases toward the tip. As a result, the aerodynamic characteristics of the blade 11 can be efficiently controlled.
【００３８】図６（ｂ）では、捩り中心ＣＴの空力中心
ＣＡとの距離が、スパン方向位置にほぼ比例するように
単調増加している。図６（ｃ）では、スパン方向位置の
５０％〜８０％の範囲で捩り中心ＣＴを前進させてお
り、８０％より先端側で元に戻している。これは、ブレ
ード１１の先端にロータバランス用の重り１６を収納さ
せて、ブレード先端部の強度を上げたことに起因する。In FIG. 6B, the distance between the torsion center CT and the aerodynamic center CA monotonically increases so as to be substantially proportional to the position in the span direction. In FIG. 6C, the torsion center CT is advanced in the range of 50% to 80% of the position in the span direction, and is returned to the original position on the tip side from 80%. This is because the rotor balance weight 16 is housed at the tip of the blade 11 to increase the strength of the blade tip.
【００３９】こうした捩り中心ＣＴの位置分布は、ブレ
ード１１をたとえばカーボン繊維等の高強度繊維とマト
リクスとを組み合わせた複合材料で形成する場合に、繊
維密度および方向を適切に調整することによって容易に
実現できる。The position distribution of the torsion center CT can be easily adjusted by appropriately adjusting the fiber density and direction when the blade 11 is made of a composite material in which a high strength fiber such as carbon fiber is combined with a matrix. realizable.
【００４０】図７は、本発明の実施の他の形態であるロ
ータ制御装置の構成図である。ブレード１１およびフラ
ップ１２は、図１と同様な構成であり、ブレード１１に
は捩り角を検出するためにストレインゲージ等から成る
捩り角センサ１７が設置されている。捩り角センサ１７
からの出力は、ブレード１１内の配線を伝わってコンピ
ュータ等の制御計算機１８に取り込まれる。制御計算機
１８は、ブレード１１の捩り角と基準値とを比較判定
し、フラッタ等によってブレード１１の捩り角が限界を
超えないようにフラップ駆動用のアクチュエータ１４を
制御している。FIG. 7 is a block diagram of a rotor control device according to another embodiment of the present invention. The blade 11 and the flap 12 have the same configuration as that of FIG. 1, and the blade 11 is provided with a torsion angle sensor 17 such as a strain gauge for detecting the torsion angle. Torsion angle sensor 17
The output from is transmitted through the wiring in the blade 11 and is taken into the control computer 18 such as a computer. The control computer 18 compares the twist angle of the blade 11 with a reference value, and controls the actuator 14 for driving the flap so that the twist angle of the blade 11 does not exceed the limit due to flutter or the like.
【００４１】一方、ブレード１１はロータ軸（不図示）
に対してピッチ角可変に取付けられ、アクチュエータ２
０によって駆動される。制御計算機１８は、ロータ回転
角センサ１９からのロータ回転角信号に基づいて、アク
チュエータ１４、２０を個別に駆動して、フラップ１２
よびブレード１１のピッチ角を独立に制御する。On the other hand, the blade 11 is a rotor shaft (not shown).
It is attached to the actuator 2 with a variable pitch angle.
Driven by 0. The control computer 18 individually drives the actuators 14 and 20 based on the rotor rotation angle signal from the rotor rotation angle sensor 19 to cause the flap 12 to rotate.
And the pitch angle of the blade 11 is controlled independently.
【００４２】たとえばヘリコプタの前進飛行時の際に、
対気速度が最大になる前進側ブレードにおいてブレード
先端部の抗力を減らすために、ブレード先端部の迎角を
できるだけ０に近付けるように捩り上げ方向のフラップ
制御を行う。For example, in the forward flight of a helicopter,
In order to reduce the drag of the blade tip of the advancing blade having the maximum airspeed, flap control in the twisting direction is performed so that the angle of attack of the blade tip is as close to zero as possible.
【００４３】一方、対気速度が最小になる後退側ブレー
ドにおいて、ブレード先端部の失速を防止するために、
ブレード先端部の迎角を小さくするように捩り下げ方向
のフラップ制御を行う。On the other hand, in the retreat side blade having the minimum airspeed, in order to prevent the stall of the tip of the blade,
Flap control in the twisting direction is performed so as to reduce the angle of attack of the blade tip.
【００４４】こうして前進側ブレードおよび後退側ブレ
ードを含む１サイクル／回転の周波数でフラップを駆動
することによって、ヘリコプタロータの１回転における
空力特性を大きく改善できる。By driving the flap at a frequency of 1 cycle / revolution including the forward blade and the backward blade, the aerodynamic characteristics of the helicopter rotor in one revolution can be greatly improved.
【００４５】図９はヘリコプタが高速飛行時の主ロータ
の迎角分布を示しているが、前進飛行時の主ロータの揚
力は前方部分（ψ＝１８０°付近）および後方部分（ψ
＝０°付近）において発生していることが分かる。そこ
でブレードのフラップを２サイクル／回転の周期で制御
し、主ロータの前方部分および後方部分で迎角を増加す
ることにより、高速飛行時の空力特性を大幅に改善する
ことができる。FIG. 9 shows the angle of attack distribution of the main rotor when the helicopter is flying at high speed. The lift of the main rotor during forward flight is the front part (near 180) and the rear part (n = ψ).
It can be seen that this occurs at about = 0 °). Therefore, by controlling the flap of the blade at a cycle of 2 cycles / rotation and increasing the angle of attack at the front portion and the rear portion of the main rotor, the aerodynamic characteristics during high-speed flight can be greatly improved.
【００４６】こうしたフラップによるブレード迎角制御
に加えて、フラップによる高調波制御またはＩＢＣを行
うことも可能であり、これによってヘリコプタの騒音や
振動を低減化できる。In addition to the blade attack angle control by the flap, it is also possible to perform the harmonic control or IBC by the flap, whereby the noise and vibration of the helicopter can be reduced.
【００４７】図１０はホバリングの主ロータ効率がブレ
ードの捩り下げを付けることにより改善されることを示
す。FIG. 10 shows that the hovering main rotor efficiency is improved by adding blade twist down.
【００４８】図７の構成では、アクチュエータ２０を伸
ばしてブレード付根のピッチ角を増加させ、アクチュエ
ータ１４を縮めてブレード先端を捩り下げることが可能
であり、これによってホバリング時の主ロータ効率を改
善できる。In the configuration of FIG. 7, it is possible to extend the actuator 20 to increase the pitch angle of the blade root, and to contract the actuator 14 to twist down the blade tip, which improves the main rotor efficiency during hovering. .
【００４９】以上の説明においてフラップ駆動機構とし
て、連結部材１５、リンク部材１３およびアクチュエー
タ１４のリンク機構の例を示したが、電気信号に基づい
て機械的変位を発生するスマートマテリアル、たとえば
ピエゾ圧電素子、超磁歪素子、形状記憶合金などをブレ
ード１１の中に内蔵させて、フラップ１２を直接駆動す
ることも可能であり、これによって装置全体の小型軽量
化が図られる。In the above description, as the flap drive mechanism, an example of the link mechanism of the connecting member 15, the link member 13 and the actuator 14 has been shown. It is also possible to incorporate a giant magnetostrictive element, a shape memory alloy, etc. in the blade 11 and drive the flap 12 directly, whereby the size and weight of the entire apparatus can be reduced.
【００５０】図１１は３個に分割したフラップ２１，２
２，２３をスマートマテリアルを使ったアクチュエータ
３１，３２，３３および制御計算機４１，４２，４３で
それぞれ独立して駆動する場合の構成図である。３個の
フラップはそれぞれ独立して制御されるので、１系統の
フラップ駆動手段が故障しても、他の系統でバックアッ
プすることが可能である。FIG. 11 shows flaps 21 and 2 divided into three pieces.
It is a block diagram when actuators 2, 32 and 33 using smart materials and control computers 41, 42 and 43 respectively drive them independently. Since the three flaps are independently controlled, even if the flap driving means of one system fails, it is possible to back up the other flaps.
【００５１】[0051]
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、小
さい面積のフラップであってもブレード迎角制御が容易
になり、ブレード空力特性を効率的に制御できため、フ
ラップおよびその駆動系の小型軽量化が図られ、フラッ
プ制御の高速化が可能になる。As described above in detail, according to the present invention, even if the flap has a small area, the blade attack angle can be easily controlled and the blade aerodynamic characteristics can be efficiently controlled. The size and weight can be reduced, and the flap control speed can be increased.
【００５２】また、ブレードの強度を充分高く保ちなが
らブレード先端側ほど大きく変化する迎角制御が可能に
なり、ブレード空力特性を効率的に制御できる。Further, it becomes possible to control the angle of attack that changes greatly toward the tip of the blade while keeping the strength of the blade sufficiently high, and the blade aerodynamic characteristics can be efficiently controlled.
【００５３】さらに、フラップ制御によって、ブレード
の低剛性化に起因するフラッタ等の不安定振動現象を未
然に防止することができ、しかもフラップによる高調波
制御またはＩＢＣを行うことによって、ヘリコプタの騒
音や振動を効率的に抑制できる。Further, the flap control can prevent an unstable vibration phenomenon such as flutter due to the reduction of the rigidity of the blade, and the harmonic control or IBC by the flap can be performed to reduce the noise of the helicopter. Vibration can be suppressed efficiently.
【００５４】また、フラップ制御の効率向上によって、
フラップ駆動機構として小型で軽量のスマートマテリア
ルを使用することが可能になる。さらに小型のフラップ
を数個多重化装備することも可能となる。Further, by improving the efficiency of flap control,
It is possible to use a small and lightweight smart material as a flap drive mechanism. It is also possible to equip several small flaps with multiplex.
【図１】本発明の実施の一形態であるフラップ付ヘリコ
プタブレードを示し、図１（ａ）は斜視図、図１（ｂ）
はＢ−Ｂ線断面図である。FIG. 1 shows a helicopter blade with flap which is an embodiment of the present invention, FIG. 1 (a) is a perspective view, and FIG. 1 (b).
FIG. 4 is a sectional view taken along line BB.
【図２】図２（ａ）は捩りモーメント一定の場合に捩り
剛性Ｇと捩り角φとの関係を示すグラフであり、図２
（ｂ）はブレードの捩り剛性が一定の場合にフラップの
面積またはピッチ角とブレードの捩り角との関係を示す
グラフであり、図２（ｃ）はブレードのスパン方向位置
での捩り角を示すグラフである。FIG. 2 (a) is a graph showing the relationship between the torsional rigidity G and the torsional angle φ when the torsional moment is constant.
FIG. 2B is a graph showing the relationship between the flap area or pitch angle and the blade twist angle when the blade torsional rigidity is constant, and FIG. 2C shows the twist angle at the blade span position. It is a graph.
【図３】ブレードの捩り固有振動数比と捩り剛性との関
係を示すグラフである。FIG. 3 is a graph showing a relationship between a torsional natural frequency ratio of a blade and a torsional rigidity.
【図４】ブレード１１の捩り剛性の分布を示すグラフで
ある。FIG. 4 is a graph showing a distribution of torsional rigidity of the blade 11.
【図５】ブレードの捩り中心、空力中心、フラップによ
る揚力、ブレード全体の揚力とブレードに発生する捩り
モーメントの関係を示す断面図である。FIG. 5 is a cross-sectional view showing the relationship between the center of twist of the blade, the center of aerodynamic force, the lift due to the flap, the lift of the entire blade and the twisting moment generated in the blade.
【図６】ブレードの捩り中心位置の分布を示す平面図で
ある。FIG. 6 is a plan view showing a distribution of twist center positions of a blade.
【図７】本発明の実施の他の形態であるロータ制御装置
の構成図であり、１７は捩り角センサ、２０はブレード
のピッチ角を変えるアクチュエータ、１４はフラップ駆
動用アクチュエータである。FIG. 7 is a configuration diagram of a rotor control device according to another embodiment of the present invention, in which 17 is a torsion angle sensor, 20 is an actuator for changing the pitch angle of the blade, and 14 is a flap drive actuator.
【図８】従来のフラップ付ヘリコプタブレードの一例を
示す図であり、図８（ａ）は斜視図、図８（ｂ）はＡ−
Ａ線断面図である。8A and 8B are diagrams showing an example of a conventional helicopter blade with a flap, FIG. 8A being a perspective view and FIG. 8B being A-.
FIG. 3 is a sectional view taken along line A.
【図９】高速飛行時の主ロータの迎角分布を示す図であ
る。FIG. 9 is a diagram showing an attack angle distribution of the main rotor during high-speed flight.
【図１０】ホバリング時のロータ効率が、ブレード捩り
角を増すことで改善されることを示すグラフである。FIG. 10 is a graph showing that rotor efficiency during hover is improved by increasing the blade twist angle.
【図１１】本発明の実施の他の形態であるロータ制御装
置の構成図であり、３重系の多重化したフラップ駆動手
段を示す。FIG. 11 is a configuration diagram of a rotor control device according to another embodiment of the present invention, showing a triple-system multiplexed flap drive means.
１１ ブレード １２ フラップ １３ リンク部材 １４、２０ アクチュエータ １５ 連結部材 １６ 重り １７ 捩り角センサ １８ 制御計算機 １９ ロータ回転角センサ 11 Blade 12 Flap 13 Link Member 14, 20 Actuator 15 Connecting Member 16 Weight 17 Torsional Angle Sensor 18 Control Calculator 19 Rotor Rotation Angle Sensor
Claims (11)
に取付けられたフラップを備え、 ブレードの捩り剛性は根元部より先端部の方が小さくな
るように形成され、前記フラップの空気力によってブレ
ードに捩り変形が付与されるように構成されたことを特
徴とするフラップ付ヘリコプタブレード。1. A blade having a flap mounted on the trailing edge side of the blade with a variable pitch angle, wherein the torsional rigidity of the blade is formed such that the tip portion is smaller than the root portion, and the blade is twisted by the aerodynamic force of the flap. A helicopter blade with a flap, which is configured to be deformed.
の２０％〜３０％の範囲内に形成されていることを特徴
とする請求項１記載のフラップ付ヘリコプタブレード。2. The helicopter blade with flap according to claim 1, wherein the torsional rigidity of the tip portion is formed within the range of 20% to 30% of the torsional rigidity of the root portion.
へ向かって単調減少する部分を有し、ブレードの捩り方
向固有振動数が２．３〜３．７サイクル／回転の範囲内
であることを特徴とする請求項１または２記載のフラッ
プ付ヘリコプタブレード。3. The blade has a portion where the torsional rigidity monotonically decreases from the root portion toward the tip portion, and the natural frequency of the blade in the torsional direction is within a range of 2.3 to 3.7 cycles / revolution. The helicopter blade with flap according to claim 1 or 2.
の方が前縁側に近くなるように形成されていることをも
特徴とする請求項１、２または３記載のフラップ付ヘリ
コプタブレード。4. The helicopter blade with flap according to claim 1, wherein the center of twist of the blade is formed so that the tip end portion is closer to the front edge side than the root portion.
に取付けられたフラップを有し、ブレードの捩り剛性は
根元部より先端部の方が小さくなるように形成され、前
記フラップの空気力によってブレードに捩り変形が付与
されるように構成されたヘリコプタブレードと、 フラップのピッチ角を制御するためのフラップ駆動手段
とを備えることを特徴とするロータ制御装置。5. A blade having a flap mounted on the trailing edge side of the blade with a variable pitch angle, the torsional rigidity of the blade being formed such that the tip portion is smaller than the root portion. A rotor control device comprising: a helicopter blade configured to impart a torsional deformation; and a flap drive means for controlling a flap pitch angle.
側ブレードの失速を抑制するために、１サイクル／回転
の周波数でフラップを駆動することを特徴とする請求項
５記載のロータ制御装置。6. The rotor control device according to claim 5, wherein the flap drive means drives the flap at a frequency of 1 cycle / revolution in order to suppress stall of the backward blade during high speed flight.
ータの揚力を増加させるために２サイクル／回転の周波
数でフラップを駆動すること、振動および騒音を低減す
るために３サイクル／回転〜６サイクル／回転の周波数
でフラップを駆動することを特徴とする請求項５記載の
ロータ制御装置。7. The flap drive means drives the flap at a frequency of 2 cycles / revolution to increase lift of the main rotor during high speed flight, and 3 cycles / revolution to 6 to reduce vibration and noise. 6. The rotor control device according to claim 5, wherein the flap is driven at a cycle / rotation frequency.
てピッチ角可変に取付けられ、 ブレードのピッチ角を制御するためのブレード駆動手段
を備えることを特徴とする請求項５記載のロータ制御装
置。8. The rotor control device according to claim 5, wherein the helicopter blade is attached to the rotor shaft in a variable pitch angle, and is provided with blade driving means for controlling the pitch angle of the blade.
め、ブレード付根のピッチ角を定常時に増加すると同時
にフラップ駆動によりブレード先端部を定常的に捩り下
げることを特徴とする請求項８記載のロータ制御装置。9. The rotor control device according to claim 8, wherein a high lift is generated during hovering, so that the pitch angle of the root of the blade is increased in a steady state and at the same time, the blade tip is constantly twisted down by flap drive. .
て機械的変位を発生するスマートマテリアルで構成され
ることも特徴とする請求項５〜９の何れかに記載のロー
タ制御装置。10. The rotor control device according to claim 5, wherein the flap driving means is composed of a smart material that generates a mechanical displacement based on an electric signal.
に多重化装備され、１系統の故障が他に影響を及ぼさぬ
ように構成されることを特徴とする請求項１０記載のロ
ータ制御装置。11. The rotor control device according to claim 10, wherein the flap drive means is multiply mounted on one blade so that a failure of one system does not affect the other.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8070249A JPH09254894A (en) | 1996-03-26 | 1996-03-26 | Helicopter blade having flap, and rotor control device using it |
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Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8070249A JPH09254894A (en) | 1996-03-26 | 1996-03-26 | Helicopter blade having flap, and rotor control device using it |
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Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09254894A true JPH09254894A (en) | 1997-09-30 |
Family
ID=26411417
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8070249A Pending JPH09254894A (en) | 1996-03-26 | 1996-03-26 | Helicopter blade having flap, and rotor control device using it |
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|---|---|
| JP (1) | JPH09254894A (en) |
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| WO1999015401A1 (en) | 1999-04-01 |
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