JP2003524547A - 能動型ロータ制御システムのためのフラップ角度測定システム - Google Patents

能動型ロータ制御システムのためのフラップ角度測定システム

Info

Publication number
JP2003524547A
JP2003524547A JP2000612182A JP2000612182A JP2003524547A JP 2003524547 A JP2003524547 A JP 2003524547A JP 2000612182 A JP2000612182 A JP 2000612182A JP 2000612182 A JP2000612182 A JP 2000612182A JP 2003524547 A JP2003524547 A JP 2003524547A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
hall effect
effect sensor
flap
detection surface
trailing edge
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2000612182A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2003524547A5 (ja
JP4390395B2 (ja
Inventor
ダヴリュー． コールヘップ，フレッド
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Sikorsky Aircraft Corp
Original Assignee
Sikorsky Aircraft Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Sikorsky Aircraft Corp filed Critical Sikorsky Aircraft Corp
Publication of JP2003524547A publication Critical patent/JP2003524547A/ja
Publication of JP2003524547A5 publication Critical patent/JP2003524547A5/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4390395B2 publication Critical patent/JP4390395B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • 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
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/615—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including flaps mounted on blades
    • 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
    • B64C2027/7205—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC]
    • B64C2027/7261—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps
    • B64C2027/7266—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps actuated by actuators
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

(57)【要約】 ヘリコプタのロータブレードのためのフラップ角度測定システムが開示されている。ブレードは、後縁と、ヒンジによって旋回軸を中心に後縁（１４）の少なくとも一部に取り付けられているフラップと、を備えている。前記フラップ角度測定システムは、ロータブレードの後縁に取り付けられたホール効果センサ（１１２）を備えており、前記ホール効果センサは、検出面を有する。磁石（１０４）が、前記旋回軸から離間した位置でフラップに取り付けられている。磁石は、磁極の軸線を有し、前記の磁極の軸線は、前記ホール効果センサの検出面と平行とされている。ホール効果センサには、電源から電力が供給される。コントローラ（１０８）によって、ホール効果センサの検出面に対する磁石の位置を示す、ホール効果センサからの出力信号が受信される。後縁に対するフラップの位置は、受信された、ホール効果センサからの信号に基づいて決定される。本発明の一実施例では、第２のホール効果センサがフラップの他端に取り付けられる。第２のホール効果センサの検出面は、第１のホール効果センサの検出面とは逆の方向に向かっている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
本発明は、航空機のためのアクチュエータに関し、特に、ヘリコプタのロータ
ブレードのフラップの角度を制御するための、能動的に制御されるアクチュエー
タに関する。
【０００２】 政府は、米国海軍試験研究所から付与された政府契約Ｎ０００１９−９６−Ｃ
−２０７９に準じて、本発明に関する権利を有する。
【０００３】
【背景技術】
ヘリコプタのメインロータの揚力およびロータを駆動するトルクによって、反
力およびモーメントがヘリコプタのメインギアボックスに加わる。主な飛行荷重
に加えて、メインロータシステムから生じる振動荷重が航空機に加わる。このよ
うな振動荷重によって、乗員に激しい不快感や疲労感を与える振動およびノイズ
が航空機内部に発生する。
【０００４】 特に懸念される振動荷重の１つは、回転中にロータブレードと前進するブレー
ドにより生じるブレード渦とが干渉することによって生じるものである。ロータ
ブレードが回転している状態では、ブレード上方を流れる空気流およびブレード
下方を流れる空気流が後縁の下流側で結合して、渦が発生する。通常飛行モード
中には、このようなブレード渦によって特別な問題が生じることはない。しかし
、ある状態、例えば、航空機の下降時といったロータの減速時には、後続のブレ
ードがブレード渦に接触し、衝撃ノイズやスラップ（slap）が生じる。さらに、
このように渦と接触することによって、ロータシステム内部に振動が発生し、機
室に伝達される。このような振動は、５／ｒｅｖ（すなわち、ロータシステムの
１回転につき５回）を上回る可能性がある。ブレードと渦との干渉により生じる
このようなノイズおよび振動によって、ヘリコプタの乗員や乗務員が不快感をお
ぼえるとともに、遠距離でも容易に検出され得る外部雑音サインが生じる。この
ように外部雑音サインが生じることによって、敵機が周囲に存在した場合に航空
機が攻撃され易くなる。
【０００５】 何年にも亘って、ブレード渦干渉を低減させるために多くの試みがなされてき
た。これらの試みの大部分は、ブレード先端部における渦が緩和されるように設
計されたブレードを用いた受動型システムに関するものである。例えば、米国特
許第４，３２４，５３０号を参照されたい。この特許には、ロータブレードの先
端部を、後退させ、先細状とし、かつ下反角をなすものとすることによって、先
端部の後縁における渦を緩和するとともにその位置をシフトさせ、これによって
、ブレード渦干渉の発生を抑制することが開示されている。
【０００６】 受動的な方法によって、ブレード渦干渉をある程度は緩和することができたが
、このような方法によって、ロータブレードの飛行特性に悪影響が生じる傾向が
ある。
【０００７】 ブレード渦干渉を防止するために、最近は、能動型ロータ制御システムが提案
されている。このようなシステムは、一般的に、ロータブレードの動作を変化さ
せることによって、ブレード渦を回避するか、もしくは様々な方式で渦を切断し
て、ブレード渦との干渉を低減させるものとして設計されている。このようなシ
ステムの１つは、高調波ブレードピッチ制御（higher harmonic blade pitch co
ntrol）と称されるものであり、ブレードのピッチを制御してブレード先端部の
渦を低減させるものである。ブレード先端部の渦が低減されることによってブレ
ード渦干渉によるノイズは減少するが、ブレードのピッチが変化することによっ
て、ブレード全体の空気力学的特性が悪化する。
【０００８】 他の能動型制御システムとして、米国特許第５，５８８，８００号に開示され
たものが挙げられる。このような能動型制御システムは、ヘリコプタのロータブ
レード内部に取り付けられ、かつ作動可能なフラップをロータに備えたものであ
る。このフラップが制御されることによって、ブレード渦干渉が低減される。フ
ラップの動作を制御するためにアクチュエータが用いられるが、このアクチュエ
ータとしては、機械式、電気式、空圧式もしくは油圧式のアクチュエータを用い
ることができる。米国特許第５，６３９，２１５号には、同様な作動可能なフラ
ップアッセンブリが開示されている。このようなアッセンブリには、アクチュエ
ータとして、プッシュロッド式装置（push-rod type device）、リンク、もしく
はサーボモータにより駆動されるラックといった機械的アクチュエータが用いら
れる。
【０００９】 ロータブレードとブレード渦との干渉を能動的に制御する従来技術のシステム
は、実験では、上述した受動型システムよりも優れているが、フラップを所望の
方式で制御するために作動システムをロータブレード内部に取り付けることに関
する現実的な問題には対処していない。
【００１０】 従って、ロータブレードのフラップを制御する能動型ロータ制御システムに利
用するための改善された作動システムが必要とされている。
【００１１】
【発明の開示】
本発明は、ヘリコプタのロータブレードのためのフラップ角度測定システムに
関する。ブレードは、後縁と、ヒンジによって旋回軸を中心に後縁の少なくとも
一部に取り付けられたフラップと、を備えている。フラップ角度測定システムは
、ロータブレードの後縁に取り付けられたホール効果センサを備えている。ホー
ル効果センサは、検出面を有する。磁石が、旋回軸線から離間した位置でフラッ
プに取り付けられており、その磁極の軸線が、ホール効果センサの検出面に平行
となっている。ホール効果センサには、電力が電源から供給される。
【００１２】 ホール効果センサの検出面に対する磁石の位置を示す、ホール効果センサから
の出力信号は、コントローラにより受信される。後縁に対するフラップの位置は
、受信された、ホール効果センサからの信号に基づいて決定される。
【００１３】 本発明の一実施例では、第２のホール効果センサがフラップの他端に取り付け
られる。第２のホール効果センサの検出面は、第１のホール効果センサの検出面
とは逆方向に向かっている。
【００１４】 本発明の上述した特徴及び利点、その他の特徴及び利点は、その好適な実施例
に関する以下の詳細な説明及び付随の図面によって、より明確となるだろう。理
解されるように、本発明から逸脱することなく、本発明に様々な変更を加えるこ
とが可能である。従って、図面および記載は、例示的なものであり、本発明を制
限するものではない。
【００１５】
【発明を実施するための最良の形態】
１つもしくは複数の好適な実施例に関して本発明を説明するが、本発明がこれ
らの実施例に制限されるものではないことは理解されるだろう。一方、本発明は
、付随の請求項で規定された主旨および範囲内に含まれる変更、改良および同等
な構成を全て含むものである。
【００１６】 本願では、便宜上、特定の技術について記載しているが、本発明は、これに制
限されるものではない。特に、「上方」、「下方」、「左方」、「右方」、「水
平方向」、「垂直方向」、「上方」および「下方」といった用語は、単に、図示
された構成について述べたものにすぎない。実際は、部材をいかなる方向に向け
ることも可能であり、従って、特に明記されていない場合には、これらの用語が
このような変更を包括するものとみなすべきである。
【００１７】 ここで図（幾つかの図を通して、同じ参照符号は、対応する部材つまり同一の
部材を示している）を参照すると、図１にヘリコプタのロータブレード１０が示
されている。ロータブレード１０は、前縁１２および後縁１４を備えている。ブ
レード１０は、そのルート端部１５でヘリコプタハブＨに取り付けられており、
回転軸を中心にヘリコプタハブＨとともに回転する。ブレード１０の先端部１６
は、ブレードの、径方向に最も外側の部分に設けられている。先端部１６に先端
キャップ１７を備えることも可能である。少なくとも１つのフラップ１８が、後
縁１４に対して旋回可能（articulable）となるように、ブレード１０の後縁１
４に取り付けられている。図示されているように、フラップ１８を、後縁１４に
おける凹部に配置することができる。代わりの実施例として、フラップ１８を、
後縁１４の後部に配置し、後縁１４の全長もしくは一部に沿って延びたものとす
ることも可能である。さらに、個々にもしくは同時に旋回する複数のフラップ１
８をロータブレード１０に取り付けて、ブレード渦干渉を制御することも可能で
ある。
【００１８】 ここで図２を参照すると、ロータブレード１０の部分仮想図によって、本発明
の１つの実施例の作動システム２０が示されている。上述したように、最近は、
ロータブレードのフラップを制御するための作動システムを設計しようという試
みがなされている。本発明は、約２／ｒｅｖ〜約５／ｒｅｖで動作するロータシ
ステムに適用することが可能な作動システムを目的とする。スケールモデルの場
合には、作動システムは、５／ｒｅｖ、約１２５サイクル／秒（Ｈｚ）の条件で
、フラップの角度を約∀１０１制御できるものでなければならない。フルスケー
ルのロータブレードはより低速で回転するため、サイクルは約２１Ｈｚで行われ
る。さらに、作動システムは、通常飛行中にフラップに作用する空気荷重に打ち
勝つのに十分な大きさの荷重を発生させることが可能なものでなければならない
。例えば、長さが６９インチのフラップを作動させるためには、ブレードに加わ
る空気荷重に打ち勝つのに、８６４インチ・ポンドのトルクを発生させる必要が
ある。
【００１９】 このような設計上の要求を満たすために、本発明では、流体アクチュエータを
備えた作動システム２０を用いる。従来技術に関して記載されたシステムのよう
な他のタイプのシステムも考慮されたが、これらは、フルスケールのロータシス
テムに利用するには不十分なものであると判断された。例えば、圧電アクチュエ
ータといった電気−機械式アクチュエータによりフラップ動作を制御することも
可能であるが、市場で購入できる既存の装置では、フラップを制御するのに十分
な反り（例えば∀１０１）を発生させることはできないだろう。さらに、圧電ア
クチュエータは、寸法および重量が極めて大きい。このように、電気−機械式ア
クチュエータおよび機械式アクチュエータは、適していない。
【００２０】 作動システム２０は、流体供給源２２を備えており、この流体供給源２２には
、例えばポンプおよび流体源を備えることができる。空圧式システムを利用する
ことも可能であるが、空気は圧縮性であるため、適していない。液圧流体は、空
気よりも圧縮率が小さいために、アクチュエータの的確な動作制御を可能とする
ことから、好適である。流体供給源２２は、ロータブレード１０の外部に配置さ
れるものとして図示されている。好ましくは、１つの流体供給源によって、加圧
された流体媒体を全てのブレード１０の内部に配置された作動システム２０に供
給する。流体供給源２２は、好ましくは、ロータハブＨの内部に配置されており
、ロータブレード１０とともに回転する。流体供給源２２は、電気的制御ライン
を介して、電源（図示せず）、および／または流体供給源２２を制御するコント
ローラ（図示せず）に接続されている。電源および／またはコントローラは、ロ
ータハブの内部に配置するか、もしくは航空機内部に配置することができ、航空
機内部に配置する場合は、電源およびコントローラの命令が一般的手段（例えば
スリップリングによる接続）を介して航空機から回転するハブに送られるように
する。
【００２１】 流体供給源２２によって、流体がバルブ２４へと流される。バルブ２４は、ロ
ータハブ内部もしくはロータブレード自体の内部に配置することができる。バル
ブ２４としては、適した流体媒体に対応するタイプのものを選択する。本発明の
１つの実施例では、このバルブとして、油圧サーボ弁（hydraulic servo valve
）を用いる。本発明に適した油圧サーボ弁を製造する多数の製造業者の１つとし
て、モーグ社（Moog. Inc）が挙げられる。
【００２２】 好ましくは、バルブ２４は、電気的制御ライン２５を介して、電源（図示せず
）および／またはバルブの動作を制御するコントローラ（図示せず）に接続され
ている。
【００２３】 バルブ２４は、少なくとも１本の供給ライン２６と流体的に連通している。供
給ライン２６によって加圧された流体が供給され、これによって、フラップ１８
が作動される。より好適な実施例では、２本の流体供給ライン２６A，２６Bが備
えられ、一方の供給ラインにより流体が供給されることによって、フラップが上
方に作動され、第２の供給ラインにより流体が供給されることによって、フラッ
プが下方に作動される。バルブ２４と供給ライン２６A，２６Bとの間の接続は、
いかなる一般的手段によっても行うことができる。しかし、バルブ２４をロータ
ハブ内部に取り付ける場合は、ロータブレードの取り外しが容易となるように、
バルブ２４と供給ライン２６A，２６Bとを接続しなければならない。従って、こ
のような接続は、取り外し可能な流体継手によって行うべきである。以下で詳細
に説明するように、バルブ２４によって、流体供給ライン２６A，２６Bを通る流
体媒体の流れを制御する。
【００２４】 流体供給ライン２６A，２６Bは、ロータブレード内部を、ルート端部１５から
先端部１６に向かって外側に延びている。流体供給ライン２６A，２６Bは、流体
媒体をバルブ２４から１つもしくは複数のアクチュエータ２８A，２８Bへと移送
するための導管として機能する。好ましくは、流体供給ライン２６A，２６Bは、
高強度鋼から構成し、かつそれらの壁部を薄くして重量を小さくする。それでも
なお、供給ライン２６A，２６Bの強度を、流体媒体により生じる内部圧力に耐え
得るのに十分なものとしなければならない。飛行中、ロータのヘッド部（rotor
head）が回転することによって、非常に大きな遠心力が供給ライン２６A，２６B に加わる。このことによって、内部圧力が数１０００ｐｓｉ以上にもなる可能性
がある。例えば、作動システムの１／６のスケールの試験モデルでは、作動シス
テムに加わる遠心力は約２３００ｐｓｉである。このような大きな遠心力に加え
て、フラップを作動させるためにシステム２０により供給されるべき流体の圧力
がある。このような付加的な圧力は、スケール試験モデルでは、約３００ｐｓｉ
〜約１４００ｐｓｉである。供給ライン２６A，２６Bは、このような内部圧力に
耐え得るものでなければならない。スケール試験モデルでは、供給ラインが、金
属から形成されており、その外径が約０．１５６インチ、厚さが約０．０１０イ
ンチであった。供給ライン２６A，２６Bは、好ましくは、シリコン材料（例えば
、ダウケミカル（Dow Chemical）社製のＲＴＶ）によってブレード内部に取り付
けられている。シリコンを用いることによって、ブレード１０内部での供給管２
６A，２６Bの移動が可能となり、これによって、供給ラインに加わる飛行荷重の
伝達を抑制することができる。
【００２５】 アクチュエータ２８A，２８Bが、ロータブレード内部に取り付けられ、フラッ
プ１８の近傍に配置されてこれと係合するものとして図示されている。図３を参
照すると、ロータブレード１０の断面図によって、アクチュエータ２８A，２８B の１つの実施例がより詳細に示されている。図示されているように、流体供給ラ
イン２６A，２６Bは、好ましくは、ロータブレード１０内部のコアもしくはスパ
ーＳに隣接して配置されている。必ずしも必要ではないが、全てのアクチュエー
タ２８A，２８Bを同様に構成することが好ましい。アクチュエータ２８Aは、フ
ラップ１８の一部と係合するアクチュエータヘッド３０を備えている。アクチュ
エータヘッド３０の変位によってフラップ１８が以下で説明するような方式で動
くように、アクチュエータヘッド３０を、フラップ１８に取り付けるか、もしく
は、単にフラップ１８に接触するように配置することができる。
【００２６】 アクチュエータ２８Aは、さらに、アクチュエータヘッド３０と係合してこれ
を移動させる変位部材３２を備えている。変位部材３２は、アクチュエータヘッ
ド３０に、取り付けるか、一体に形成するか、もしくは単に接触させることがで
きる。流体供給ライン２６Aを通して流体媒体が供給されることによって、変位
部材３２が制御される。図示されている実施例では、変位部材３２は、流体供給
ライン２６Aと流体的に連通した中空状ベローズである。このベローズは、閉じ
た端部３４を備えており、これがアクチュエータヘッド３０の内側面３６と接触
する。内側面３６がベローズ３２の閉じた端部として機能するように、アクチュ
エータヘッド３０およびベローズを一体に形成することも可能である。ベローズ
３２が閉じた端部３４を有することによって、ベローズ３２内部の圧力を増大さ
せることができ、これによって、ベローズ３２を外側に伸長させることができる
。ベローズ３２は、フラップを所望角度範囲に亘って動かすのに十分なほどに、
アクチュエータヘッド３０を変位させるものとして設計されている。好適な実施
例では、この所望角度範囲は、約∀１０１である。スケール試験モデルのロータ
ブレードで∀１０１のフラップ動作を得るためには、ベローズによって、アクチ
ュエータヘッド３０を約∀０．０１０インチ移動させるとともにこれに約７０ポ
ンドの荷重を加える。ベローズは、好ましくは、ニッケル材料から構成されてお
り、厚さが０．００２８インチである。
【００２７】 ベローズ３２を横方向に支持するためには、本発明では、スリーブ３８をベロ
ーズ３２の周囲に配置する。スリーブ３８は、好ましくは、アクチュエータヘッ
ド３０と一体に形成されているか、もしくは、これに取り付けられている。ベロ
ーズ３２は、スリーブ３８内部で摺動するように設計されている。スリーブの剛
性がブレードの湾曲に適合し得るほど小さくなるものであれば、スリーブ３８を
、いかなる適した材料（例えばアルミニウム）から形成することも可能である。
【００２８】 フラップを作動させるための１つの好適な実施例として、ベローズ構成が図示
および記載されているが、流体により制御される他のタイプのアクチュエータを
本発明に用いることも可能である。例えば、移動可能なピストンが内部に配置さ
れた隔室に、加圧された流体媒体を供給することも可能である。このようなピス
トンは、フラップと係合するピストンロッド部材（アクチュエータヘッド）を備
えたものとすることができる。加圧された流体が隔室に満たされるに従って、ピ
ストンがピストンロッド部材を移動させ、これに伴って、フラップが移動する。
【００２９】 フラップ１８は、ヒンジによってロータブレード１０に取り付けられており、
これによって、フラップ１８が所望の角度範囲（例えば∀１０１）に亘って旋回
する。図示されている実施例では、ヒンジ機構４０によって、フラップ１８がブ
レード１０の後縁１４に取り付けられている。ヒンジ機構４０が、フラップ１８
をロータブレード１０に対して旋回させる手段となっている。１つの実施例では
、ヒンジ機構４０が、可撓性ヒンジ４２を備えており、これは、好ましくは、後
縁１４およびフラップ１８に取り付けられた樹脂材料片（plastic piece of mat
erial）である。フラップが後縁１４に対して動くと、可撓性ヒンジ４２が湾曲
し、ヒンジ点（hinge point）が規定される。本発明に適したヒンジの１つとし
て、フロリダ州のラディオサウス（Radiosouth）社からプロヒンジ（Pro Hinge
）という商品名で販売されているファブリックヒンジ（fabric hinge）が挙げら
れる。可撓性ヒンジ４２は、フラップ１８および後縁１４の内部の支持ブラケッ
ト４４，４６に取り付けられている。支持ブラケット４４，４６は、可撓性ヒン
ジ４２をフラップ１８および後縁１４に取り付けるものとして設計されている。
【００３０】 本発明の１つの実施例では、樹脂製の可撓性ヒンジが好適なヒンジとして記載
されているが、これ以外のヒンジおよび材料を本発明に用いることも可能である
。例えば、このようなヒンジを、金属もしくは複合材料から形成したり、一般的
な、２つの部材からなる旋回可能なヒンジとすることも可能である。従って、フ
ラップ１８の旋回を可能とするいかなる一般的手段によっても、アクチュエータ
ヘッド３０をフラップ１８に取り付けることが可能である。当業者であれば、本
発明に利用できる種々のヒンジ機構を識別することは容易であろう。
【００３１】 各アクチュエータ２８A，２８Bのアクチュエータヘッド３０は、後縁１４に設
けられた孔を貫通し、フラップ１８に接触している。特に、図４に示された好適
な実施例では、対応するアクチュエータ２８A，２８Bを備えた２つの流体供給ラ
イン２６A，２６Bが設けられており、第１流体供給ライン２６A上の第１アクチ
ュエータ２８Aのアクチュエータヘッド（３０Aとして識別する）が、ヒンジ軸つ
まり旋回軸４８（すなわち、フラップがこの軸を中心に旋回する）の下方の点で
フラップ１８に接触している。第２流体供給ライン２６B上の第２アクチュエー
タ２８Bのアクチュエータヘッド３０Bは、ヒンジ軸つまり旋回軸４８の上方の点
で、フラップ１８に接触している。第１アクチュエータ２８Aに加圧された流体
が供給されると、アクチュエータヘッド３０Aがフラップ１８の方向に外側に付
勢される。アクチュエータヘッド３０Aがヒンジ軸４８の下方でフラップ１８に
接触するため、アクチュエータヘッド３０Aがフラップ１８に加える荷重によっ
て、図３Ｂに示されているようにフラップ１８が上方に旋回する。アクチュエー
タ２８Aが加圧されると同時に、流体が第２アクチュエータ２８Bから流体供給源
２２へと流されながら第２アクチュエータ２８Bが減圧される。このことによっ
て、第２アクチュエータ２８Bのアクチュエータヘッド３０が、移動し、つまり
フラップ１８から離れる。
【００３２】 同様に、第２アクチュエータ２８Bに加圧された流体が供給されると、アクチ
ュエータヘッド３０Bがフラップ１８の方向に外側に付勢される。アクチュエー
タヘッド３０Bがヒンジ軸４８の上方でフラップ１８に接触するため、アクチュ
エータヘッド３０Bがフラップ１８に加える荷重によって、図３Ｃに示されてい
るようにフラップ１８が下方に旋回する。第２アクチュエータ２８Bが加圧され
ると同時に、第１アクチュエータ２８Aが減圧される。
【００３３】 図２に示されているように、１つのフラップに接続された供給ラインに複数の
アクチュエータが設けられている場合は、各供給ライン上のアクチュエータが同
時に作動されるようにすることが好ましい。しかし、複数のフラップを本発明に
用いる場合は、加圧された流体が、作動すべきフラップを制御するアクチュエー
タに供給されるようにする。
【００３４】 アクチュエータ２８A，２８Bの非作動位置では、遠心力により生じる静水圧差
によって、フラップ１８の角度が安定状態での飛行荷重に耐えるのに適した大き
さになるように、アクチュエータ２８A，２８Bを、ブレードのそれぞれ異なる径
方向位置に取り付けることができる。例えば、通常（安定状態）の運転中にフラ
ップの角度を＋５１にすることが望ましい場合は、アクチュエータが加圧されな
い状態でフラップの角度が＋５１になるように、アクチュエータを取り付けるこ
とができる。このことによって、安定状態飛行中に作動システムに加わる空気荷
重のモーメントを低減させることができる。
【００３５】 図５は、本発明の作動制御システム２０の概略図である。ロータ取付け部の上
方に取り付けられているアキュムレータ５０によって、フラップ位置コントロー
ラ５２に、補給流体（make-up fluid）が供給される。フラップ位置コントロー
ラ５２は、油圧シリンダ５６の位置を制御するモータ５４を備えている。この油
圧シリンダ５６は、供給ライン２６A，２６Bに接続されている。油圧シリンダ５
６が移動することによって、供給ライン２６A，２６B、ひいてはアクチュエータ
２８A，２８Bの内部圧力が変化し、これによって、フラップ位置が変化する。
【００３６】 上述した作動システムは、ロータブレードの能動型制御システムのフラップを
作動させるための斬新な手段である。
【００３７】 本発明の更なる形態では、能動型制御システムが、運転中にフラップ１８の角
度位置を検出するための検出手段を備えている。検出された角度位置は、作動制
御システム２０、および特にフラップ１８の位置を正確に制御するためのコント
ローラに送られる。
【００３８】 本発明の１つの実施例では、検出手段によって、後縁１４に対するフラップ１
８の物理的位置を監視つまり追跡する。特に、図６を参照すると、フラップ１８
が後縁１４の一部に取り付けられた状態が示されている。フラップの取付けは、
フラップ１８が旋回軸４８を中心に旋回可能となるように行われている。フラッ
プ角度測定装置１００が、フラップ１８および後縁１４に取り付けられている。
フラップ角度測定装置１００は、ホール効果センサ１０２および磁気素子１０４
を備えている。ホール効果センサ１０２を後縁１４上に配置し、磁石１０４をフ
ラップ１８上に配置することが好ましい。磁石１０４は、その磁極の軸線が検出
面つまりホール効果素子１０２の面に平行になるように、配置されている。電線
１０６がホール効果センサ１０２から延びており、これによって、ホール効果セ
ンサ１０２、コントローラ１０８および／または電源（図示せず）が電気的に接
続されている。
【００３９】 ホール効果センサは、当該技術分野で周知のものであり、通常は、その近傍の
（センサ面に垂直な）磁界密度に依存した電圧を出力するものである。ホール効
果センサは、センサ面に平行な磁界成分は検出しない。例えば、この点について
詳細に開示している米国特許第４，３１９，２３６号および米国特許第４，１０
７，６０７号を参照されたい。本発明では、電圧が、電源もしくはコントローラ
１０８から、ホール効果センサ１０２に供給される。ホール効果センサ１０２は
、磁石１０４により生じた、ホール効果センサの面に平行な磁界の密度に比例す
る電圧を、コントローラ１０８に出力する。磁界の密度は、センサ１０２に対す
る磁石１０４の位置に依存して変化する。図７は、磁界がセンサに対して移動す
るに従ってホール効果センサにより検出される典型的な電圧変化を示すグラフで
ある。ｘ軸は、センサ（センサの中心）から磁石が配置されている位置までの距
離である。ｙ軸は、その位置での対応する電圧の値である。従って、システムを
較正すれば、検出された電圧を容易に磁石の位置に変換することができる。
【００４０】 測定を正確かつ比較的線形的に行うことが可能な領域が、図７の文字Ａによっ
て示されている。このような領域は、装置１００の取り付け方によって決まる。
特に、センサから磁石の位置までの軸方向距離が大きいほど、領域Ａ（すなわち
、線形領域）が広くなる。磁石をセンサから離すことが可能な最大距離は、磁石
の強度およびセンサの感度に依存する。さらに、磁石を、ヒンジ軸４８の側部（
横）から著しく離れた位置に取り付けることはできない。フラップの角度的動作
によって、発生する検出信号が線形領域Ａ外のものとなる可能性があるためであ
る。
【００４１】 図８Ａ〜図８Ｃを参照すると、ホール効果センサ１０２に対する磁石１０４の
相対位置が、フラップ１８の３つの例示的位置に対して示されている。図８Ａで
は、フラップ１８は、反っていない位置にある。このような位置では、ホール効
果センサ１０２の面１０２Aが、磁石１０４の磁極軸線１０４Aに平行になる。フ
ラップ１８が上方に反った状態では、磁石１０４の軸線は、ホール効果センサ１
０２の上方に位置する（図８Ｂ）。フラップ１８が下方に反った状態では、磁石
１０４の軸線は、ホール効果センサ１０２の下方に位置する（図８Ｃ）。各位置
に対して、ホール効果センサ１０２からそれぞれ異なる電圧値が出力され、この
電圧値をフラップ位置に変換することができる。従って、ホール効果センサ１０
２によって、後縁１４に対するフラップ１８の位置を正確に追跡することができ
る。
【００４２】 第２の位置検出装置１００が、好ましくはフラップの他端に設置されており、
第２センサの出力電圧の極性が第１センサと逆になるように配置されている。こ
のことは、第２ホール効果センサの面が第１ホール効果センサとは逆の方向に向
かうように、第２ホール効果センサを取り付けることにより可能となる。図９に
は、本発明のこのような実施例が示されている。両方のセンサからの電圧の差を
比較することによって、２つの利点が得られる。第１に、２つのセンサ間の電圧
差が、１つのセンサの電圧値の２倍になるため、このような角度測定の見掛けの
感度が２倍になる。第２に、フラップが、１方のセンサに近づく方向に移動する
一方で、他方のセンサからは離れる方向に対応した距離だけ移動するため、フラ
ップの径方向位置の差が打ち消されることである。
【００４３】 本発明に適したホール効果センサの１つとして、イリノイ州ウオーキーガンの
チェリーエレクトロニクス（Cherry Electronics）社製のＨＥ−５０３センサが
挙げられる。
【００４４】 上述した説明では、フラップの位置を検出するために位置検出装置をフラップ
および後縁に取り付けることが記載されたが、位置センサをアクチュエータに隣
接して取り付けることによりアクチュエータの位置を追跡することも可能である
。アクチュエータの位置（すなわち、伸び量）からフラップの角度を計算するこ
とも可能である。
【００４５】 本発明の位置検出装置１００の精度を求めるために、この装置の試験を行った
。２つのホール効果センサをフラップの両側に取り付け、これによって、フラッ
プ位置を追跡した。サーボアクチュエータを用いて、様々な角度に亘ってフラッ
プ位置を作動した。図１０Ａおよび図１０Ｂには、試験した装置の伝達特性（す
なわち、命令された値と実際の測定値との間の差）の結果が示されている。図１
０Ａには、フラップの実際の角度変位に対する命令された角度変位の比率が、１
〜１５０Ｈｚの振動数（frequency）の領域に亘って０．１〜２．０７１の範囲
で示されている。図１０Ｂには、実際の角度変位と命令された角度変位との間の
位相差が、１〜１５０Ｈｚの振動数領域に亘って示されている。この試験データ
から、本発明の角度位置検出装置を用いることによって、実際の変位と命令され
た変位とを的確に相関させることができることが判る。
【００４６】 本発明は、その実施例に関して説明および図示が行われたが、本発明の主旨お
よび範囲から逸脱することなく、上述した変更および他の様々な変更、省略およ
び追加を行うことが可能なことは、当業者であれば、理解できるだろう。
【００４７】 本発明の例を示すために、図面によって本発明の形態を示したが、本発明が図
面に示された詳細な構成および手段に制限されないことは認識すべきである。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の作動可能なフラップを備えたヘリコプタのロータブレードの平面図。
【図２】 本発明の作動システムを示すために仮想線で示されたヘリコプタのロータブレ
ードの斜視図。
【図３Ａ】 本発明の作動システムを備えたヘリコプタのロータブレードの断面図。
【図３Ｂ】 フラップが上方に反れた状態を示す、図３Ａのヘリコプタのロータブレードの
断面図。
【図３Ｃ】 フラップが下方に反れた状態を示す、図３Ａのヘリコプタのロータブレードの
断面図。
【図４】 後縁へのフラップの取り付けの１つの実施例を示す拡大図。
【図５】 本発明の作動システムの１つの実施例を示す概略図。
【図６】 本発明の一形態のフラップ角度測定装置を示す、後縁に配置されたフラップの
部分斜視図。
【図７】 ホール効果センサにより検出される一般的な電圧変化を示すグラフ。
【図８Ａ】 フラップ作動中の、フラップ角度測定装置のホール効果センサと磁石との相対
位置を示す図。
【図８Ｂ】 フラップ作動中の、フラップ角度測定装置のホール効果センサと磁石との相対
位置を示す図。
【図８Ｃ】 フラップ作動中の、フラップ角度測定装置のホール効果センサと磁石との相対
位置を示す図。
【図９】 ホール効果センサがフラップの両側に取り付けられた、本発明の実施例を示す
図。
【図１０Ａ】 フラップ動作の様々な振動数に対して、命令されたフラップの変位と測定され
たフラップの変位とを比較した結果をプロットした図。
【図１０Ｂ】 フラップ動作の様々な振動数に対して、命令されたフラップの変位と測定され
たフラップの変位とを比較した結果をプロットした図。
───────────────────────────────────────────────────── 【要約の続き】 る。

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ヘリコプタのロータブレードのためのフラップ角度測定システ
    ムであって、前記ロータブレードは、後縁と、ヒンジによって前記後縁の少なく
    とも一部に取り付けられたフラップと、を備えており、前記フラップは、旋回軸
    を中心に旋回可能なものにおいて、前記フラップ角度測定システムは、 前記ロータブレードの前記後縁に取り付けられているとともに検出面を有する
    ホール効果センサと、 前記旋回軸から離間した位置で前記フラップに取り付けられているとともに、
    磁極軸線を有し、前記磁極軸線が前記ホール効果センサの前記検出面に平行とな
    るように配置された磁石と、 前記ホール効果センサに電力を供給するための電源と、 前記ホール効果センサの前記検出面に対する前記磁石の位置を示す、前記ホー
    ル効果センサからの出力信号を受信するコントローラと、 を備えていることを特徴とするフラップ角度測定装置。
  2. 【請求項２】 第１のホール効果センサが前記フラップの第１径方向側部に隣
    接して取り付けられており、第１の磁気素子が前記フラップの前記第１径方向側
    部に取り付けられており、前記フラップ角度測定システムは、前記フラップの第
    ２径方向側部に隣接して前記後縁に取り付けられているとともに検出面を有する
    第２ホール効果センサと、前記旋回軸から離間した位置で前記フラップの前記第
    ２径方向側部に取り付けられた第２磁気素子と、を備えており、前記第２磁気素
    子は磁極軸線を有し、この磁極軸線は、前記第２ホール効果センサの前記検出面
    に平行であり、前記コントローラは、前記第２ホール効果センサの前記検出面に
    対する前記第２磁気素子の位置を示す、前記第２ホール効果センサからの出力信
    号を受信することを特徴とする請求項１記載のロータブレード。
  3. 【請求項３】 前記第１ホール効果センサの前記検出面が、前記第２ホール効
    果センサの検出面が向かっている方向とは逆の方向に向かっていることを特徴と
    する請求項２記載のロータブレード。
  4. 【請求項４】 第１ホール効果センサの前記検出面がほぼ上方に向かっており
    、前記第２ホール効果センサの検出面がほぼ下方に向かっていることを特徴とす
    る請求項２記載のロータブレード。
  5. 【請求項５】 フラップ測定システムを備えたヘリコプタ用ロータブレードで
    あって、前記ロータブレードは、 前縁と、 後縁と、 旋回軸を中心に前記後縁の少なくとも一部にヒンジによって取り付けられたフ
    ラップと、 前記後縁に対する前記フラップの角度位置を検出するために前記ロータブレー
    ドに取り付けられたフラップ角度測定装置と、を備えており、前記フラップ角度
    測定装置は、 前記ロータブレードの前記後縁に取り付けられているとともに検出面を有する
    第１ホール効果センサと、 前記旋回軸から離間した位置で前記フラップに取り付けられているとともに、
    その磁極軸線が前記第１ホール効果センサの前記検出面に平行な第１磁気素子と
    、 前記フラップ測定装置に電力を供給するための電源と、 前記第１ホール効果センサの前記検出面に対する前記第１磁気素子の位置を示
    す、前記第１ホール効果センサからの出力信号を受信するコントローラと、 を備えていることを特徴とするロータブレード。
  6. 【請求項６】 第１のホール効果センサが前記フラップの第１径方向側部に隣
    接して取り付けられており、第１の磁気素子が前記フラップの前記第１径方向側
    部に取り付けられており、前記ロータブレードは、さらに、前記フラップの第２
    径方向側部に隣接して前記後縁に取り付けられているとともに検出面を有する第
    ２ホール効果センサと、前記旋回軸から離間した位置で前記フラップの前記第２
    径方向側部に取り付けられた第２磁気素子と、を備えており、前記第２磁気素子
    は磁極軸線を有し、この磁極の軸線は、前記第２ホール効果センサの前記検出面
    に平行とされており、前記コントローラは、前記第２ホール効果センサの前記検
    出面に対する前記第２磁気素子の位置を示す、前記第２ホール効果センサからの
    出力信号を受信することを特徴とする請求項５記載のロータブレード。
  7. 【請求項７】 前記第１ホール効果センサの前記検出面が、前記第２ホール効
    果センサの前記検出面が向かっている方向とは逆の方向に向かっていることを特
    徴とする請求項６記載のロータブレード。
  8. 【請求項８】 第１ホール効果センサの前記検出面がほぼ上方に向かっており
    、前記第２ホール効果センサの前記検出面がほぼ下方に向かっていることを特徴
    とする請求項６記載のロータブレード。
  9. 【請求項９】 ヘリコプタのロータブレードのフラップ角度測定システムであ
    って、前記ロータブレードが、後縁と、ヒンジによって前記後縁の少なくとも一
    部に取り付けられたフラップと、を備えており、前記フラップが、旋回軸を中心
    に旋回可能なものにおいて、前記フラップ角度測定システムは、 前記フラップの第１側部に隣接して前記ロータブレードの前記後縁に取り付け
    られているとともに検出面を有する第１ホール効果センサと、 前記旋回軸から離間した位置で前記フラップに取り付けられているとともに、
    磁極軸線を有し、前記磁極軸線が前記第１ホール効果センサの前記検出面と平行
    となるように配置された第１磁石と、 前記フラップの第２側部に隣接して前記ロータブレードの前記後縁に取り付け
    られているとともに検出面を有する第２ホール効果センサと、 前記旋回軸から離間した位置で前記フラップに取り付けられているとともに磁
    極軸線を有し、この磁極軸線が前記第２ホール効果センサの前記検出面と平行と
    なるように配置された第２磁石と、 前記第１ホール効果センサおよび第２ホール効果センサに電力を供給するため
    の電源と、 前記第１ホール効果センサおよび前記第２ホール効果センサに対する各磁石の
    位置を示す、前記第１ホール効果センサおよび前記第２ホール効果センサからの
    出力信号を受信するコントローラと、 を備えていることを特徴とするフラップ角度測定装置。
JP2000612182A 1999-04-16 2000-04-04 能動型ロータ制御システムのためのフラップ角度測定システム Expired - Fee Related JP4390395B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/293,628 1999-04-16
US09/293,628 US6295006B1 (en) 1999-04-16 1999-04-16 Flap angle measurement system for an active rotor control system
PCT/US2000/008899 WO2000063073A1 (en) 1999-04-16 2000-04-04 Flap angle measurement system for an active rotor control system

Publications (3)

Publication Number Publication Date
JP2003524547A true JP2003524547A (ja) 2003-08-19
JP2003524547A5 JP2003524547A5 (ja) 2007-05-24
JP4390395B2 JP4390395B2 (ja) 2009-12-24

Family

ID=23129864

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000612182A Expired - Fee Related JP4390395B2 (ja) 1999-04-16 2000-04-04 能動型ロータ制御システムのためのフラップ角度測定システム

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6295006B1 (ja)
EP (1) EP1175339B1 (ja)
JP (1) JP4390395B2 (ja)
CA (1) CA2372442A1 (ja)
DE (1) DE60008519T2 (ja)
WO (1) WO2000063073A1 (ja)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3053620B1 (ja) * 1999-02-25 2000-06-19 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 ロ―タブレ―ドのフラップ駆動装置
JP3451041B2 (ja) * 1999-09-17 2003-09-29 川崎重工業株式会社 フラップヒンジ機構およびその製造方法ならびにフラップヒンジ装置
DE10116479C2 (de) * 2001-04-03 2003-12-11 Eurocopter Deutschland Verfahren und Regeleinrichtung zur Verstellung einer im Rotorblatt eines Hubschraubers schwenkbar gelagerten Klappe
FR2825680B1 (fr) * 2001-06-07 2003-09-26 Sagem Actionneur de commande de vol primaire a moteur a vibration
FR2838532B1 (fr) * 2002-04-10 2004-07-30 Airbus France Systeme et procede de controle de plusieurs actionneurs
CA2426711C (en) * 2002-05-02 2009-11-17 General Electric Company Wind power plant, control arrangement for a wind power plant, and method for operating a wind power plant
US6830214B2 (en) * 2002-07-12 2004-12-14 Franklin D. Carson Rotary-wing aircraft
US6863239B2 (en) * 2003-02-27 2005-03-08 General Dynamics Advanced Information Systems, Inc. Fluid conduit for use with hydraulic actuator
US6948906B2 (en) * 2003-04-02 2005-09-27 University Of Maryland Rotor blade system with reduced blade-vortex interaction noise
US20070131820A1 (en) * 2005-12-09 2007-06-14 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft control system and method of using
US8915710B2 (en) 2005-12-09 2014-12-23 Sikorsky Aircraft Corporation Brushless direct current (BLDC) motor based linear or rotary actuator for helicopter rotor control
US8132474B2 (en) 2007-01-16 2012-03-13 Textron Innovations Inc. Hall effect helicopter mast torque meter
DE102007012167B4 (de) * 2007-03-12 2013-05-29 Eurocopter Deutschland Gmbh Drillelastisches und biegesteifes Stabelement zum Lagern und Führen einer beweglichen Klappe gegenüber einem Flügel eines Luftfahrzeugs
US9039372B2 (en) * 2007-04-30 2015-05-26 Vestas Wind Systems A/S Wind turbine blade
KR100946639B1 (ko) 2008-09-11 2010-03-09 한국항공우주연구원 헬리콥터 로터 블레이드 플랩-래그 회전각 측정 장치 및 측정방법
US8384605B2 (en) * 2009-02-25 2013-02-26 Sikorsky Aircraft Corporation Wireless communication between a rotating frame of reference and a non-rotating frame of reference
EP2333322A3 (en) * 2009-11-30 2017-02-22 Vestas Wind Systems A/S Measuring loads on wind turbine blades
EP2450764B1 (en) 2010-11-05 2016-05-11 Sikorsky Aircraft Corporation Implementation of Kalman filter linear state estimator for actuator equalization
US9505492B2 (en) 2012-02-23 2016-11-29 Sikorsky Aircraft Corporation Mission adaptive rotor blade
US9446843B2 (en) * 2012-03-27 2016-09-20 The Boeing Company Enhanced performance rotorcraft rotor blade
US9120567B2 (en) * 2012-06-11 2015-09-01 Sikorsky Aircraft Corporation High speed compound rotary wing aircraft
EP2769915B1 (en) * 2013-02-20 2015-08-12 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Rotor blade with control flap
US9759068B2 (en) * 2013-02-28 2017-09-12 General Electric Company System and method for controlling a wind turbine based on identified surface conditions of the rotor blades
US9506945B2 (en) 2014-06-10 2016-11-29 Sikorsky Aircraft Corporation Rotorcraft flight parameter estimation
US10048090B2 (en) * 2014-06-10 2018-08-14 Hamilton Sundstrand Corporation Direct position measurement for aircraft flight control surfaces
US10370098B1 (en) * 2015-12-18 2019-08-06 Amazon Technologies, Inc. Adjustable propeller blade with sound flaps
US9592910B1 (en) 2015-12-18 2017-03-14 Amazon Technologies, Inc. Geometrically reconfigurable propellers
US10287006B1 (en) * 2015-12-18 2019-05-14 Amazon Technologies, Inc. Adjustable propeller blades for sound control
DE102016218391A1 (de) * 2016-09-23 2018-03-29 Röchling Automotive SE & Co. KG Magnetfeld-basierte Betriebszustandserfassung von Luftklappen
US20180339770A1 (en) * 2017-05-26 2018-11-29 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor assemblies and related control systems
DE102019218407A1 (de) * 2019-11-27 2021-06-17 Faurecia Innenraum Systeme Gmbh Luftausströmer und Verfahren zum Bestimmen eines Schwenkzustands einer Lamelle eines Luftausströmers
CN111322991B (zh) * 2020-04-16 2021-07-20 赤峰华源新力科技有限公司 一种基于三维霍尔传感器测量风电塔筒倾角的系统
JP7506888B2 (ja) * 2020-06-01 2024-06-27 株式会社Subaru 複合ヘリコプタにおける振動抑制システム

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4163208A (en) * 1975-12-18 1979-07-31 Merz Ernest J Automatic wireless tire pressure monitoring system
US4107604A (en) 1976-12-01 1978-08-15 Compunetics, Incorporated Hall effect displacement transducer using a bar magnet parallel to the plane of the Hall device
US4324530A (en) 1980-01-21 1982-04-13 United Technologies Corp. Helicopter blade with a tip having a selected combination of sweep, taper and anhedral to improve hover efficiency
US4319236A (en) 1980-08-07 1982-03-09 Barber-Colman Company Hall effect position detector
US5033694A (en) * 1989-09-08 1991-07-23 Daiichi Electric Kabushiki Kaisha Attitude control device for air or sea transportation craft
US5239468A (en) * 1990-12-07 1993-08-24 United Technologies Corporation Automated helicopter maintenance monitoring
US5588800B1 (en) 1994-05-31 2000-12-19 Mcdonell Douglas Helicopter Co Blade vortex interaction noise reduction techniques for a rotorcraft
JP2617281B2 (ja) * 1995-03-27 1997-06-04 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 フラップ付きヘリコプタロータ
US6200096B1 (en) * 1999-04-16 2001-03-13 Sikorsky Aircraft Corporation Actuation system for an active rotor control system

Also Published As

Publication number Publication date
WO2000063073A1 (en) 2000-10-26
CA2372442A1 (en) 2000-10-26
US6295006B1 (en) 2001-09-25
EP1175339A1 (en) 2002-01-30
DE60008519T2 (de) 2004-08-05
JP4390395B2 (ja) 2009-12-24
EP1175339B1 (en) 2004-02-25
DE60008519D1 (de) 2004-04-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2003524547A (ja) 能動型ロータ制御システムのためのフラップ角度測定システム
US6200096B1 (en) Actuation system for an active rotor control system
JP2758374B2 (ja) ヘリコプタロータの高調波制御装置
CN100559143C (zh) 五自由度主动控制磁悬浮自由摇滚系统
US8155794B2 (en) System and method for control of aeroelasticity effects
EP1309482B1 (en) Rotor hub mounted actuator for controlling a blade on a rotorcraft
US5549260A (en) Active control device for aircraft tail buffet alleviation
CA2472247C (en) Damping of vibrations
Enenkl et al. Full scale rotor with piezoelectric actuated blade flaps
CN112629805B (zh) 一种风洞自由振荡试验的低阻尼俯仰动态支撑装置
US6196796B1 (en) High torque actuation system for an active rotor control system
JP2002308194A (ja) ヘリコプタのロータブレードに揺動可能に支持されたフラップのポジション調節を行うための方法及び制御装置
US8438743B2 (en) Resolver type skew sensor with gimbal attachment
EP3620387A1 (en) Prediction of inlet distortion of boundary layer ingesting propulsion system
JP2002532339A (ja) 回転翼機のブレード渦流干渉ノイズを制御するための信号の発生
CN210487222U (zh) 一种喷流模型声爆特征风洞试验装置
CN112441217A (zh) 减轻飞机机翼襟翼的气动颤振的方法和设备
WO2021148338A1 (en) Load control for an aircraft wing
CN108639383A (zh) 一种基于分布式柔性结构的智能挠性作动器
Belz et al. Excited blade vibration for aeroelastic investigations of a rotating blisk using piezo-electric macro fiber composites
Leconte et al. Experimental assessment of an active flap device
EP3870845B1 (en) Damping vibrations in a wind turbine
CN108599524A (zh) 一种大行程高精度智能挠性作动器
US11973454B2 (en) Preload control system
Mistry Quasi-static rotor morphing concepts for rotorcraft performance improvements

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20070314

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20070314

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20090915

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20091006

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121016

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131016

Year of fee payment: 4

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees