JP3467554B2 - Rotor blade displacement detection method and device - Google Patents
Rotor blade displacement detection method and deviceInfo
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- JP3467554B2 JP3467554B2 JP2000075950A JP2000075950A JP3467554B2 JP 3467554 B2 JP3467554 B2 JP 3467554B2 JP 2000075950 A JP2000075950 A JP 2000075950A JP 2000075950 A JP2000075950 A JP 2000075950A JP 3467554 B2 JP3467554 B2 JP 3467554B2
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- rotor blade
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Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は回転翼変位検出方法
および装置に関する。さらに詳しくは、例えばヘリコプ
タなどの回転翼航空機の飛行状態に対する突風の影響を
緩和する制御を行うために、突発的に生じた各回転翼の
変位および変形を検出する回転翼変位検出方法および装
置に関する。TECHNICAL FIELD The present invention relates to a rotor blade displacement detection method and apparatus. More specifically, the present invention relates to a rotor blade displacement detection method and device for detecting displacement and deformation of each rotor blade that occurs suddenly in order to perform control to mitigate the influence of gusts on the flight state of a rotor aircraft such as a helicopter. .
【０００２】[0002]
【従来の技術】回転翼航空機としてのヘリコプタは垂直
上昇および垂直下降が可能なことから離着陸に飛行機の
ような大きな滑走路を必要とせず、また空中での静止飛
行などの特有の飛行能力を有するため、狭い地域での輸
送や、救援・消防活動などに広く利用されている。2. Description of the Related Art A helicopter as a rotary wing aircraft does not require a large runway like an airplane for takeoff and landing because it can vertically ascend and descend, and has a unique flight capability such as static flight in the air. Therefore, it is widely used for transportation in small areas and for relief and fire fighting activities.
【０００３】ところが、ヘリコプタはその特性上強風時
などの悪天候下ではフライトが困難であり、運用率が低
いという問題がある。すなわち、ヘリコプタは悪天候の
影響を直接受ける比較的低空を飛行することが多く、し
かも翼面荷重の小さい回転翼航空機としての特性上、突
風に機体があおられやすく、悪天候下での良好な飛行状
態の維持が困難なことによる。However, the helicopter has a problem that it is difficult to fly under bad weather such as strong wind due to its characteristics, and its operating rate is low. In other words, a helicopter often flies in a relatively low altitude where it is directly affected by bad weather, and due to the characteristics of a rotary wing aircraft with a small wing surface load, it is easy for the airframe to be hit by gusts, and good flight conditions in bad weather. It is difficult to maintain.
【０００４】この点に関して、例えば特開平１０−１６
８９６号公報には、ヘリコプタの各回転翼の突風による
変位を検出し、この検出結果に基づいて各回転翼の突風
による変位を修正する技術が提案されている。すなわ
ち、図１２に示すように、ヘリコプタ１００の機体１０
１に、相互に９０°の間隔をおいて複数の変位検出セン
サ１０２、１０３、１０４、１０５を設け、この各変位
検出センサの検出信号に基づいて、突風による各回転翼
１０６の回転面の上下方向の変位および傾きを検出し、
この検出結果に応じて各回転翼１０６の変位を修正する
ように制御する。In this regard, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 10-16
Japanese Unexamined Patent Publication No. 896 proposes a technique for detecting the displacement of each rotor blade of a helicopter due to gusts and correcting the displacement of each rotor blade due to gusts. That is, as shown in FIG. 12, the airframe 10 of the helicopter 100.
1, a plurality of displacement detection sensors 102, 103, 104, 105 are provided at intervals of 90 ° from each other, and based on the detection signals of the respective displacement detection sensors, the upper and lower sides of the rotating surface of each rotary blade 106 due to gusts of wind. Direction displacement and tilt are detected,
The displacement of each rotary blade 106 is controlled to be corrected according to the detection result.
【０００５】しかしながら、前記従来技術は突風の影響
による各回転翼の回転面の変位・傾き検出するだけであ
るため、各回転翼に生じた突風の影響を十分に解析する
ことができず、悪天候下でヘリコプタの飛行状態を良好
に保つのに必要十分な制御を実行することが困難である
という問題がある。However, since the above-mentioned prior art only detects the displacement / inclination of the rotating surface of each rotor due to the influence of gusts, it is not possible to sufficiently analyze the influence of the gusts generated on each rotor, and the bad weather conditions are not detected. There is a problem that it is difficult to execute the necessary and sufficient control to keep the helicopter in good flight condition.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の課題に鑑みなされたものであって、回転翼航空機の
悪天候下における飛行状態を良好に制御できるように、
突発的に生じた各回転翼の変位および変形をより精密に
検出することができる回転翼変位検出方法および装置を
提供することを目的とする。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above-mentioned problems of the prior art, and enables the flight condition of a rotorcraft to be well controlled under bad weather conditions.
An object of the present invention is to provide a rotor blade displacement detection method and device capable of more accurately detecting the displacement and deformation of each rotor blade that has suddenly occurred.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明の回転翼変位検出
方法は、回転翼の所定位置下側に回転翼の幅方向に所定
長さを有する１または所要数のターゲットマークを設
け、前記回転翼が所定の回転角度位置にあるときに光学
式センサにより前記ターゲットマークを撮像し、この撮
像されたターゲットマークの画像情報に基づいて突発的
に生じた前記回転翼のフラップ角変位とピッチ角変位と
を少なくとも検出することを特徴とする。According to the rotor blade displacement detecting method of the present invention, one or a required number of target marks having a predetermined length in the width direction of the rotor blade are provided below a predetermined position of the rotor blade, The target mark is imaged by an optical sensor when the blade is at a predetermined rotation angle position, and the flap angle displacement and the pitch angle displacement of the rotor blade that are suddenly generated based on the image information of the imaged target mark. When
Is detected at least .
【０００８】本発明の回転翼変位検出方法においては、
ターゲットマークの１つが、回転翼の高周波振動の影響
が最小となる位置に設けられているのが好ましい。In the rotary blade displacement detecting method of the present invention,
It is preferable that one of the target marks is provided at a position where the influence of the high frequency vibration of the rotary blade is minimized.
【０００９】 また、本発明の回転翼変位検出方法にお
いては、回転翼の変位の検出が、進み・遅れ角変位につ
いてもなされるものとされる。この場合、フラップ角変
位の検出は、例えばターゲットマークの回転翼の回転軸
方向の変位に基づいてなされ、ピッチ角変位の検出は、
例えばターゲットマークの回転翼の幅方向両端点を通る
直線の傾きに基づいてなされ、進み・遅れ角変位の検出
は、例えば回転翼の回転周期から同回転翼が所定の回転
角度位置を通過する時刻を予想し、該予想された時刻を
基準にしてなされる。Further, in the rotor blade displacement detection method of the present invention, the displacement of the rotor blade is also detected for the lead / lag angle displacement. In this case, the detection of the flap angular displacement is performed based on, for example, the displacement of the target mark in the rotary axis direction of the rotary blade, and the detection of the pitch angular displacement is performed as follows.
For example, the target mark is made based on the inclination of a straight line passing through both widthwise end points of the rotary blade, and the lead / lag angular displacement is detected, for example, from the rotation cycle of the rotary blade when the rotary blade passes a predetermined rotation angle position. Is made based on the predicted time.
【００１０】さらに、本発明の回転翼変位検出方法にお
いては、所要数のターゲットマークが互いに識別可能と
されて、回転翼の長さ方向に並べて設けられてなるのが
好ましい。Further, in the rotor blade displacement detecting method of the present invention, it is preferable that a required number of target marks are discriminable from each other and are arranged side by side in the length direction of the rotor blade.
【００１１】さらにまた、本発明の回転翼変位検出方法
においては、回転翼回転軸の一回転毎に所定のパルス信
号を発生するパルス発生器を設け、該発生されたパルス
信号を基準に光学式センサが前記ターゲットマークを撮
像するタイミングを設定するようにされてもよい。Furthermore, in the rotor blade displacement detection method of the present invention, a pulse generator for generating a predetermined pulse signal for each revolution of the rotor blade rotation axis is provided, and an optical system is provided on the basis of the generated pulse signal. A sensor may be set to set the timing at which the target mark is imaged.
【００１２】さらにまた、本発明の回転翼変位検出方法
においては、回転翼が所定の回転角度位置を通過するの
に要する時間よりも短い所定周期で光学式センサによる
撮像を繰り返し実行し、該撮像された画像情報により前
記回転翼の前記所定の回転角度位置通過が確認されたと
きに、前記光学式センサによりターゲットマークを撮像
して、所望の画像情報を得るようにされてもよい。Furthermore, in the rotor blade displacement detection method of the present invention, the optical sensor repeatedly performs image capturing at a predetermined cycle shorter than the time required for the rotor blade to pass a predetermined rotational angle position, and the image capturing is performed. The target mark may be imaged by the optical sensor and desired image information may be obtained when it is confirmed that the rotary blade has passed the predetermined rotation angle position by the obtained image information.
【００１３】さらにまた、本発明の回転翼変位検出方法
においては、ターゲットマークが各回転翼に設けられて
いるのが好ましい。Furthermore, in the rotor blade displacement detection method of the present invention, it is preferable that a target mark is provided on each rotor blade.
【００１４】 一方、本発明の回転翼変位検出装置は、
回転翼の所定位置下側に設けられる、回転翼の幅方向に
所定長さを有する１または所要数のターゲットマーク
と、前記回転翼が所定の回転角度位置を通過したときに
前記ターゲットマークを撮像する光学式センサと、該撮
像されたターゲットマークの画像情報に基づいて、突発
的に生じた前記回転翼のフラップ角変位とピッチ角変位
とを少なくとも検出する変位検出手段とを備えなること
を特徴とする。On the other hand, the rotor blade displacement detection device of the present invention is
One or a required number of target marks having a predetermined length in the width direction of the rotary blade, which are provided below the predetermined position of the rotary blade, and the target mark when the rotary blade passes a predetermined rotation angle position. Optical sensor, and a flap angle displacement and a pitch angle displacement of the rotor blade, which are suddenly generated based on the image information of the imaged target mark.
Displacement detection means for detecting at least and are provided.
【００１５】本発明の回転翼変位検出装置においては、
ターゲットマークの１つが、回転翼の高周波振動の影響
が最小となる位置に設けられているのが好ましい。In the rotary blade displacement detecting device of the present invention,
It is preferable that one of the target marks is provided at a position where the influence of the high frequency vibration of the rotary blade is minimized.
【００１６】 また、本発明の回転翼変位検出装置にお
いては、回転翼の変位の検出は、進み・遅れ角変位につ
いてもなすものとされる。この場合、フラップ角変位の
検出は、例えばターゲットマークの回転翼の回転軸方向
の変位に基づいてなし、ピッチ角変位の検出は、例えば
ターゲットマークの回転翼の幅方向両端点を通る直線の
傾きに基づいてなし、進み・遅れ角変位の検出は、例え
ば回転翼の回転周期から同回転翼が所定の回転角度位置
を通過する時刻を予想し、該予想された時刻を基準にし
てなすものとされる。Further, in the rotary blade displacement detection device of the present invention, the detection of the rotary blade displacement is also performed for the lead / lag angle displacement. In this case, the flap angle displacement is detected, for example, based on the displacement of the target mark in the rotary axis direction of the rotary blade, and the pitch angle displacement is detected, for example, in the inclination of a straight line passing through the widthwise both ends of the rotary blade of the target mark. The detection of the advance / lag angle displacement is performed based on, for example, predicting the time when the rotary blade passes a predetermined rotation angle position from the rotation cycle of the rotary blade and using the predicted time as a reference. To be done.
【００１７】さらにまた、本発明の回転翼変位検出装置
においては、所要数のターゲットマークが互いに識別可
能とされて、回転翼の長さ方向に並べて設けられてなる
のが好ましい。Further, in the rotor blade displacement detecting device of the present invention, it is preferable that a required number of target marks are discriminable from each other and are arranged side by side in the length direction of the rotor blade.
【００１８】さらにまた、本発明の回転翼変位検出装置
においては、回転翼回転軸の一回転毎に所定のパルス信
号を発生するパルス発生器を設け、該発生されたパルス
信号を基準に光学式センサが前記ターゲットマークを撮
像するタイミングを設定するものとされてもよい。Further, in the rotor blade displacement detecting device of the present invention, a pulse generator for generating a predetermined pulse signal for each rotation of the rotary shaft of the rotor blade is provided, and an optical system is provided on the basis of the generated pulse signal. The sensor may set the timing for capturing the target mark.
【００１９】さらにまた、本発明の回転翼変位検出装置
においては、回転翼が所定の回転角度位置を通過するの
に要する時間よりも短い所定周期で光学式センサによる
撮像を繰り返し実行し、該撮像された画像情報により前
記回転翼の前記所定の回転角度位置通過が確認されたと
きに、前記光学式センサによりターゲットマークを撮像
して、所望の画像情報を得るようにされてもよい。Furthermore, in the rotor blade displacement detecting apparatus of the present invention, the optical sensor repeatedly performs image capturing at a predetermined cycle shorter than the time required for the rotor blade to pass the predetermined rotational angle position, and the image capturing is performed. The target mark may be imaged by the optical sensor and desired image information may be obtained when it is confirmed that the rotary blade has passed the predetermined rotation angle position by the obtained image information.
【００２０】さらにまた、本発明の回転翼変位検出装置
においては、ターゲットマークが各回転翼に設けられて
なるのが好ましい。Furthermore, in the rotor blade displacement detection device of the present invention, it is preferable that the target mark is provided on each rotor blade.
【００２１】しかして、本発明の回転翼変位検出装置
は、飛行制御システムに備えられる。Therefore, the rotor blade displacement detecting device of the present invention is provided in the flight control system.
【００２２】[0022]
【作用】本発明は前記の如く構成されているので、回転
翼に生じた突風による影響を精密に解析して、悪天候下
で回転翼式航空機の飛行状態を良好に保つための制御を
実行することが可能となる。Since the present invention is configured as described above, the influence of the gusts generated on the rotor blade is precisely analyzed, and the control for maintaining the good flight condition of the rotor aircraft in bad weather is executed. It becomes possible.
【００２３】[0023]
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施形態に基づいて説明するが、本発明はかかる
実施形態のみに限定されるものではない。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Hereinafter, the present invention will be described based on the embodiments with reference to the accompanying drawings, but the present invention is not limited to such embodiments.
【００２４】実施形態１
図１に本発明の実施形態１に係る回転翼変位検出方法が
適用される飛行制御システムの概略構成を示し、このシ
ステムＦは、突風の影響によりヘリコプタＡの各回転翼
Ｂに突発的に生じた変位および変形を検出する回転翼変
位検出機構１０と、検出された各回転翼Ｂの変位・変形
に基づいて、この変位・変形を減衰させるように制御す
る制御信号を出力する補正制御手段２０と、補正制御手
段２０から出力される制御信号および図示しない操舵装
置による操作入力などの各種信号に基づいて、回転翼Ｂ
各部の動作を制御する飛行制御手段３０と、飛行制御手
段３０の制御にしたがって各回転翼Ｂを駆動する駆動手
段４０とを備えてなる。First Embodiment FIG. 1 shows a schematic configuration of a flight control system to which a rotor blade displacement detection method according to a first embodiment of the present invention is applied. This system F shows each rotor blade of a helicopter A under the influence of a gust of wind. Based on the detected displacement / deformation of each rotor blade B, a rotor blade displacement detection mechanism 10 for detecting displacement and deformation suddenly generated in B, and a control signal for controlling the displacement / deformation to be damped based on the detected displacement / deformation of each rotor blade B. The rotary blade B is output based on the correction control unit 20 that outputs the control signal, and various signals such as a control signal output from the correction control unit 20 and an operation input by a steering device (not shown).
It comprises flight control means 30 for controlling the operation of each part, and drive means 40 for driving each rotary wing B under the control of the flight control means 30.
【００２５】回転翼変位検出機構１０は、図２に示すよ
うに、各回転翼Ｂにターゲットマーク１１を設け、この
ターゲットマーク１１の状態を検出する光学式センサ１
２をヘリコプタ機体Ｃの所定位置に設けてなるものとさ
れる。As shown in FIG. 2, the rotary blade displacement detecting mechanism 10 is provided with a target mark 11 on each rotary blade B, and an optical sensor 1 for detecting the state of the target mark 11.
2 is provided at a predetermined position of the helicopter fuselage C.
【００２６】すなわち、ターゲットマーク１１は各回転
翼Ｂの回転中心から全長の略４分の３の位置Ｐ近傍に、
各回転翼Ｂの下側全幅に亘る所定長さＬを有する帯状の
反射部材を設けて形成される。ターゲットマーク１１が
位置Ｐに設けられる理由は、各回転翼Ｂの回転による高
周波振動の影響がこの位置において小さくなることによ
る。したがって、位置Ｐに設けられたターゲットマーク
１１の状態を検出することによって、突発的に生じた各
回転翼Ｂの変位および変形をより正確に検出することが
可能となる。That is, the target mark 11 is located in the vicinity of the position P of about 3/4 of the total length from the rotation center of each rotor B,
It is formed by providing a strip-shaped reflecting member having a predetermined length L over the entire lower side width of each rotary blade B. The reason why the target mark 11 is provided at the position P is that the influence of the high frequency vibration due to the rotation of each rotary blade B becomes small at this position. Therefore, by detecting the state of the target mark 11 provided at the position P, it is possible to more accurately detect the displacement and deformation of each of the rotating blades B that have suddenly occurred.
【００２７】光学式センサ１２は、ＣＣＤカメラなどの
撮像装置からなり、各回転翼Ｂが図３に示す所定の回転
角度位置Ｑを通過するときに、撮像可能範囲Ｄ内で当該
翼Ｂに設けられたターゲットマーク１１を撮像し、この
画像情報を補正制御手段２０に出力する。補正制御手段
２０は光学式センサ１２の出力信号に基づいて、各回転
翼Ｂに突発的に生じたフラップ角変位、ピッチ角変位お
よび進み・遅れ角変位を検出する。なお、回転角度位置
Ｑの設定は任意であるが、例えばヘリコプタ機体Ｃの中
心線Ｃ´と直角をなす角度位置として設定される。The optical sensor 12 is composed of an image pickup device such as a CCD camera, and is provided on the blade B within an imageable range D when each rotary blade B passes a predetermined rotation angle position Q shown in FIG. The captured target mark 11 is imaged and this image information is output to the correction control means 20. The correction control means 20 detects a flap angle displacement, a pitch angle displacement, and a lead / lag angle displacement that are suddenly generated in each rotor B, based on the output signal of the optical sensor 12. The setting of the rotation angle position Q is arbitrary, but is set as, for example, an angular position that is perpendicular to the center line C ′ of the helicopter aircraft C.
【００２８】以下、補正制御手段２０が前記各変位を検
出する方法について説明する。The method by which the correction control means 20 detects each displacement will be described below.
【００２９】先ず、各回転翼Ｂの回転軸に一致させてｙ
軸を設定し、各回転翼Ｂの回転中心を原点Ｏ（０，０）
として設定する。さらに、回転角度位置Ｑ通過時の定常
回転状態における各回転翼Ｂの中心と一致するようにｘ
軸を設定する。First, y is made to coincide with the rotation axis of each rotor B.
Set the axis and set the center of rotation of each rotor B to the origin O (0,0)
Set as. Further, x is adjusted so as to coincide with the center of each rotor blade B in the steady rotation state when passing the rotation angle position Q.
Set the axis.
【００３０】しかして、各回転翼Ｂのフラップ角が変化
したときに、ターゲットマーク１１が動く軌跡は下記式
（１）で近似的に表すことが可能である。However, when the flap angle of each rotary blade B changes, the locus of movement of the target mark 11 can be approximately represented by the following equation (1).
【００３１】 ｘ2＋ｙ2＝ｒ2 （１）X 2 + y 2 = r 2 (1)
【００３２】式（１）において、ｒは各翼Ｂの回転中心
からターゲットマーク１１が設けられる点までの距離を
示す。In the equation (1), r represents the distance from the center of rotation of each blade B to the point where the target mark 11 is provided.
【００３３】ここで、光学式センサ１２によりターゲッ
トマーク１１を撮像する際の視線Ｅがｘｙ平面上の直線
となるように光学式センサ１２を機体Ｃに取り付けるも
のとすると、視線Ｅは下記式（２）で表すことが可能で
ある。Assuming that the optical sensor 12 is attached to the machine body C so that the line of sight E when the target mark 11 is picked up by the optical sensor 12 is a straight line on the xy plane, the line of sight E can be expressed by the following equation ( It can be represented by 2).
【００３４】 ｙ＝ａｘ＋ｂ （２）[0034] y = ax + b (2)
【００３５】式（２）において、ａおよびｂはターゲッ
トマーク１１のｙ軸方向の変位に応じて決まる係数であ
る。In the equation (2), a and b are coefficients determined according to the displacement of the target mark 11 in the y-axis direction.
【００３６】前記式（１）および式（２）からなる連立
方程式の解（ｘ，ｙ）を算出する。これにより得られる
２つの解のうち適当な方の解（ｘ値がｒに近い方の解）
のｙ値がｙ軸方向（各回転翼Ｂの回転軸方向）のターゲ
ットマーク１１の変位を示している。つまり、このター
ゲットマーク１１のｙ軸方向の変位により各回転翼Ｂの
フラップ角変位が算出可能である。The solution (x, y) of the simultaneous equations consisting of the equations (1) and (2) is calculated. Appropriate solution (solution with x value close to r)
Indicates the displacement of the target mark 11 in the y-axis direction (the rotation axis direction of each rotor B). That is, the flap angular displacement of each rotary blade B can be calculated by the displacement of the target mark 11 in the y-axis direction.
【００３７】例えば、図２の（状態１）ではｙ＝ｙ
1（ｙ1＜０）であり、このときフラップ角変位はα
1（α1＜０）となる。（状態２）ではｙ＝０であり、こ
のときフラップ角変位は０となる。（状態３）ではｙ＝
ｙ2（ｙ2＞０）であり、このときフラップ角変位はα2
（α2＞０）となる。For example, in the (state 1) of FIG. 2, y = y
1 (y 1 <0), where the flap angle displacement is α
1 (α 1 <0). In (state 2), y = 0, and the flap angle displacement is 0 at this time. In state 3, y =
y 2 (y 2 > 0), and the flap angular displacement is α 2 at this time.
(Α 2 > 0).
【００３８】図４に前記各状態に対応する光学式センサ
の出力信号パターンを示す。すなわち、（状態１）では
定常状態におけるターゲットマーク１１の基準位置Ｋよ
りも距離ｙ1下方にターゲットマーク１１があることが
示され、（状態２）では基準位置Ｋに等しい位置にター
ゲットマーク１１があることが示され、（状態３）では
基準位置Ｋよりも距離ｙ2上方にターゲットマーク１１
があることが示されている。FIG. 4 shows output signal patterns of the optical sensor corresponding to each of the above states. That is, in (state 1), it is shown that the target mark 11 is below the reference position K of the target mark 11 in the steady state by the distance y 1 , and in (state 2) the target mark 11 is located at a position equal to the reference position K. In the (state 3), the target mark 11 is located above the reference position K by a distance y 2.
It is shown that there is.
【００３９】次に、補正制御手段２０がピッチ角変位を
検出するピッチ角変位検出方法について説明する。Next, a pitch angle displacement detection method in which the correction control means 20 detects the pitch angle displacement will be described.
【００４０】補正制御手段２０は、図５（ａ）に示すよ
うに、ターゲットマーク１１の各翼Ｂ幅方向両端点Ｈ、
Ｉを通る直線ｍが、定常状態におけるターゲットマーク
１１の両端点Ｈ、Ｉを通る直線ｍ0に対してどれだけ傾
いているかにより、ピッチ角変位βを検出する。なお、
図５（ｂ）はピッチ角変位が０である場合を示してい
る。As shown in FIG. 5 (a), the correction control means 20 includes the end points H of the target mark 11 in the width direction of each blade B,
The pitch angle displacement β is detected depending on how much the straight line m passing through I is inclined with respect to the end points H of the target mark 11 in the steady state and the straight line m 0 passing through I. In addition,
FIG. 5B shows the case where the pitch angle displacement is zero.
【００４１】ここで、このピッチ角変位βは、フラップ
角変位とは無関係に検出することが可能である。図４に
は（状態１）〜（状態３）の各状態におけるピッチ角変
位βがそれぞれβ1、β2、β3であることが示されてい
る。The pitch angle displacement β can be detected independently of the flap angle displacement. FIG. 4 shows that the pitch angle displacement β in each of the states (state 1) to (state 3) is β 1 , β 2 , and β 3 , respectively.
【００４２】次に、補正制御手段２０が進み・遅れ角変
位を検出する進み・遅れ角変位検出方法について説明す
る。Next, a lead / lag angle displacement detection method in which the correction control means 20 detects the lead / lag angle displacement will be described.
【００４３】図４に示すように、（状態２）および（状
態３）では、回転周波数ｆにより求められる所定回転角
度位置Ｑの予定通過時刻ｔ1、ｔ2に対して、各回転翼Ｂ
が時間τ遅れた時刻ｔ1´、ｔ2´に所定回転角度位置Ｑ
を通過している。このような場合に各回転翼Ｂに突発的
に生じている進み・遅れ角変位ＰＬは下記式（３）で表
される。As shown in FIG. 4, in (state 2) and (state 3), each rotor blade B is rotated with respect to the scheduled passage times t 1 and t 2 of the predetermined rotation angle position Q obtained from the rotation frequency f.
Is delayed by time τ at times t 1 'and t 2 '
Is passing through. In such a case, the lead / lag angular displacement PL suddenly occurring in each rotor B is expressed by the following equation (3).
【００４４】 ＰＬ＝２πｆ×τ （３）[0044] PL = 2πf × τ (3)
【００４５】したがって、補正制御手段２０は光学式セ
ンサ１２の出力信号に基づいて、各回転翼Ｂに突発的に
生じている進み・遅れ角変位ＰＬを容易に演算すること
が可能である。Therefore, the correction control means 20 can easily calculate the lead / lag angle displacement PL suddenly occurring in each rotary blade B based on the output signal of the optical sensor 12.
【００４６】次に、光学式センサ１２が各回転翼Ｂに設
けられたターゲットマーク１１を撮像するタイミングを
設定する撮像タイミング設定方法について説明する。Next, an image pickup timing setting method for setting the timing at which the optical sensor 12 picks up the image of the target mark 11 provided on each rotor B will be described.
【００４７】実施形態１では、図６に示すように、全て
の回転翼Ｂが一回転する毎に回転パルス信号ＲＰを発生
するパルス発生装置（図示省略）が設けられており、こ
のパルス信号ＲＰを基準に補正制御手段２０は、光学式
センサ１２が各翼Ｂのターゲットマーク１１を撮像する
タイミングを設定する。In the first embodiment, as shown in FIG. 6, a pulse generator (not shown) is provided which generates a rotation pulse signal RP every time all the rotary blades B make one revolution. The correction control means 20 sets the timing at which the optical sensor 12 images the target mark 11 of each blade B on the basis of.
【００４８】すなわち、実施形態１では、補正制御手段
２０は各回転翼Ｂの回転周波数ｆから各回転翼Ｂの所定
角度位置Ｑの予想通過時刻ｔ11、ｔ12、ｔ13、ｔ14を算
出し、この各予想通過時刻ｔ11、ｔ12、ｔ13、ｔ14に対
応させて、ターゲットマーク１１の各撮像開始時間ｔ11
´、ｔ12´、ｔ13´、ｔ14´を設定し、回転パルス信号
ＲＰ入力の時点から各時間ｔ11´、ｔ12´、ｔ13´、ｔ
14´経過後にターゲットマーク１１の撮像を開始する。That is, in the first embodiment, the correction control means 20 calculates the expected passing times t 11 , t 12 , t 13 , t 14 of the predetermined angular position Q of each rotor B from the rotation frequency f of each rotor B. Then, the imaging start time t 11 of the target mark 11 is associated with each of the predicted passing times t 11 , t 12 , t 13 , and t 14.
′, T 12 ′, t 13 ′, t 14 ′ are set, and each time t 11 ′, t 12 ′, t 13 ′, t from the time of inputting the rotation pulse signal RP.
Imaging of the target mark 11 is started after 14 '.
【００４９】ここで、ターゲットマーク１１の撮像を実
行する撮像実行期間Ｔは充分に各回転翼Ｂのターゲット
マーク１１を撮像できるように、ターゲットマーク１１
の所定角度位置Ｑの通過時間Ｔ´よりも長めに設定され
る。Here, in the image pickup execution period T for picking up the image of the target mark 11, the target mark 11 is picked up so that the target mark 11 of each rotor B can be picked up sufficiently.
Is set to be longer than the passage time T'of the predetermined angular position Q of.
【００５０】このように、実施形態１の飛行制御システ
ムＦは、各回転翼Ｂの下側に所定長さＬを有するターゲ
ットマーク１１を設け、そのターゲットマーク１１を光
学式センサ１２により撮像した画像情報に基づいて、各
回転翼Ｂに突発的に生じたフラップ角変位、ピッチ角変
位および進み・遅れ角変位を検出するので、各回転翼Ｂ
の非定常的な変位および変形をより精密に検出すること
ができる。As described above, in the flight control system F of the first embodiment, the target mark 11 having the predetermined length L is provided on the lower side of each rotor B, and the target mark 11 is imaged by the optical sensor 12. Since the flap angle displacement, the pitch angle displacement, and the lead / lag angle displacement that suddenly occur in each rotor B are detected based on the information, each rotor B
The non-stationary displacement and deformation of can be detected more accurately.
【００５１】また、各回転翼Ｂのターゲットマーク１１
を撮像するタイミングが回転パルス信号ＰＲを基準に設
定されるので、必要なときにだけ確実にターゲットマー
ク１１の撮像を実行することができる。そのため、機材
の耐久性および省電力性を向上させることができる。Further, the target mark 11 of each rotor B
Since the timing of capturing the image is set based on the rotation pulse signal PR, the image of the target mark 11 can be reliably captured only when necessary. Therefore, the durability and power saving of the equipment can be improved.
【００５２】実施形態２ 次に、本発明の実施形態２を説明する。Embodiment 2 Next, a second embodiment of the present invention will be described.
【００５３】実施形態２の飛行制御システムは、撮像タ
イミング設定方法が異なるだけで、その他の構成は実施
形態１と同一であるから、撮像タイミング設定方法だけ
を説明する。The flight control system of the second embodiment is the same as that of the first embodiment except that the image pickup timing setting method is different. Therefore, only the image pickup timing setting method will be described.
【００５４】実施形態２では各翼Ｂの所定角度位置Ｑ通
過時間Ｔ´よりも短い所定周期で光学式センサ１２によ
る撮像が常時実行される。すなわち、図７に示すよう
に、各回転翼Ｂが所定角度位置Ｑを通過していない期間
ＴＮにおいては、補正制御手段２０にはターゲットマー
ク１１の撮像画像情報が入力されないため、補正制御手
段２０は、前記各変位を検出するための処理は行わずに
待機状態となっている。In the second embodiment, the imaging by the optical sensor 12 is always executed at a predetermined cycle shorter than the predetermined angular position Q passage time T'of each blade B. That is, as shown in FIG. 7, since the captured image information of the target mark 11 is not input to the correction control means 20 during the period TN in which each rotor B does not pass the predetermined angular position Q, the correction control means 20. Is in a standby state without performing the process for detecting each displacement.
【００５５】そして、各回転翼Ｂが所定角度位置Ｑを通
過し、ターゲットマーク１１の撮像が開始されると、補
正制御手段２０はターゲットマーク１１の撮像開始から
終了までの画像情報の取込を行い、前記各変位を検出す
る処理を行う。When each rotary blade B passes the predetermined angular position Q and the image pickup of the target mark 11 is started, the correction control means 20 takes in the image information from the start to the end of the image pickup of the target mark 11. Then, the process of detecting each displacement is performed.
【００５６】このように、実施形態２の飛行制御システ
ムは、常時光学式センサ１２による撮像を実行するの
で、パルス発生装置を設けることなく確実にターゲット
マークを撮像することができる。また、パルス発生装置
を設けていないので、構成の簡素化が図られる。As described above, the flight control system of the second embodiment always carries out the image pickup by the optical sensor 12, so that the target mark can be surely picked up without providing the pulse generator. Further, since the pulse generator is not provided, the structure can be simplified.
【００５７】実施形態３ 次に、本発明の実施形態３を説明する。Embodiment 3 Next, a third embodiment of the present invention will be described.
【００５８】実施形態３の飛行制御システムは、ターゲ
ットマーク１１の設置態様が前記実施形態１，２とは異
なっている。すなわち、図８に示すように、各回転翼Ｂ
には互いに識別可能な複数のターゲットマーク１１ａ、
１１ｂ、１１ｃが、各回転翼Ｂの長さ方向に並べて設け
られている。各ターゲットマーク１１ａ、１１ｂ、１１
ｃは、回転翼Ｂ幅方向に所定長さＬを有することは前記
実施形態１，２と同様であるが、回転翼Ｂ長さ方向の幅
が互いに異なるように設けられいる。このため補正制御
手段２０は、各ターゲットマーク１１ａ、１１ｂ、１１
ｃのうちいずれのターゲットマーク１１が撮像されてい
るのかを判別することができ、これにより、光学式セン
サ１２の撮像可能領域Ｄはそのままで、より大きなフラ
ップ角変位を検出することが可能となる。The flight control system of the third embodiment differs from the first and second embodiments in the manner of setting the target mark 11. That is, as shown in FIG.
Includes a plurality of target marks 11a, which are distinguishable from each other,
11b and 11c are provided side by side in the length direction of each rotor B. Each target mark 11a, 11b, 11
Although c has a predetermined length L in the width direction of the rotary blade B as in the first and second embodiments, the width c in the length direction of the rotary blade B is different from each other. For this reason, the correction control means 20 uses the target marks 11a, 11b, 11
It is possible to determine which of the target marks 11 of c is being imaged, and thus it is possible to detect a larger flap angle displacement while leaving the imageable area D of the optical sensor 12 unchanged. .
【００５９】すなわち、（状態４）では、図９に示すよ
うに、ターゲットマーク１１ａだけが光学式センサ１２
により撮像されており、補正制御手段２０はターゲット
マーク１１ａの基準位置Ｋからの変位ｙ4によりフラッ
プ角変位がα4であることを検出する。That is, in (state 4), as shown in FIG. 9, only the target mark 11a is the optical sensor 12a.
The correction control means 20 detects that the flap angle displacement is α 4 based on the displacement y 4 of the target mark 11a from the reference position K.
【００６０】（状態５）では、ターゲットマーク１１ａ
およびターゲットマーク１１ｂが光学式センサ１２によ
り撮像されており、補正制御手段２０は例えばターゲッ
トマーク１１ｂの基準位置Ｋからの変位ｙ5によりフラ
ップ角変位がα5であることを検出する。In (state 5), the target mark 11a
Also, the target mark 11b is imaged by the optical sensor 12, and the correction control means 20 detects that the flap angle displacement is α 5 by the displacement y 5 of the target mark 11b from the reference position K, for example.
【００６１】（状態６）では、ターゲットマーク１１
ａ、１１ｂ、１１ｃが全て光学式センサ１２により撮像
されており、補正制御手段２０は例えばターゲットマー
ク１１ｂが基準位置Ｋにあることからフラップ角変位が
０であることを検出する。In (state 6), the target mark 11
Since a, 11b, and 11c are all imaged by the optical sensor 12, the correction control unit 20 detects that the flap angle displacement is 0 because the target mark 11b is at the reference position K, for example.
【００６２】（状態７）では、ターゲットマーク１１ｂ
およびターゲットマーク１１ｃが光学式センサ１２によ
り撮像されており、補正制御手段２０は例えばターゲッ
トマーク１１ｂの基準位置Ｋからの変位ｙ7によりフラ
ップ角変位がα7であることを検出する。In (state 7), the target mark 11b
Further, the target mark 11c is imaged by the optical sensor 12, and the correction control means 20 detects that the flap angle displacement is α 7 by the displacement y 7 of the target mark 11b from the reference position K, for example.
【００６３】実施形態４
実施形態４の飛行制御システムは、１次元ＣＣＤカメラ
からなる光学式センサ１２´が光学式センサ１２の代わ
りに設けられている点が前記実施形態１，２，３とは異
なる。Embodiment 4 The flight control system of Embodiment 4 is different from Embodiments 1, 2 and 3 in that an optical sensor 12 'consisting of a one-dimensional CCD camera is provided instead of the optical sensor 12. different.
【００６４】ここで、図８におけると同様に各回転翼Ｂ
に複数のターゲットマーク１１ａ、１１ｂ、１１ｃを設
けるものとすると、光学式センサ１２´の出力信号パタ
ーンは、（状態４）では図１０（ａ）に示す如くにな
り、（状態５）では図１０（ｂ）に示す如くになり、
（状態６）では図１０（ｃ）に示す如くになり、（状態
７）では図１０（ｄ）に示す如くになり、（状態８）で
は図１０（ｅ）に示す如くになる。Here, as in FIG. 8, each rotor B is
If a plurality of target marks 11a, 11b, 11c are provided on the optical sensor 12 ', the output signal pattern of the optical sensor 12' will be as shown in FIG. 10A in (state 4) and as shown in FIG. 10 in (state 5). As shown in (b),
In (state 6), the state is as shown in FIG. 10 (c), in (state 7) is as shown in FIG. 10 (d), and in (state 8) is as shown in FIG. 10 (e).
【００６５】すなわち、各ターゲットマーク１１ａ、１
１ｂ、１１ｃの幅に対応したパルス幅の信号１１ａ´、
１１ｂ´、１１ｃ´が光学式センサ１２´の出力信号パ
ターンに表れるため、各信号１１ａ´、１１ｂ´、１１
ｃ´の基準位置Ｋからの変位に応じてフラップ角変位を
算出することが可能となる。That is, each target mark 11a, 1
A signal 11a 'having a pulse width corresponding to the width of 1b, 11c,
Since 11b 'and 11c' appear in the output signal pattern of the optical sensor 12 ', each signal 11a', 11b ', 11
The flap angular displacement can be calculated according to the displacement of c ′ from the reference position K.
【００６６】このように、実施形態４によれば光学式セ
ンサを簡易な１次元ＣＣＤカメラから構成して、フラッ
プ角変位の検出が可能となる。As described above, according to the fourth embodiment, the optical sensor is composed of a simple one-dimensional CCD camera, and the flap angular displacement can be detected.
【００６７】実施形態５
実施形態５の飛行制御システムでは、図１１に示すよう
に、１次元ＣＣＤカメラからなる光学式センサ１２´に
走査方向に対応した開口１３を有するフード１４が設け
られている。Fifth Embodiment In the flight control system of the fifth embodiment, as shown in FIG. 11, a hood 14 having an opening 13 corresponding to the scanning direction is provided in an optical sensor 12 'consisting of a one-dimensional CCD camera. .
【００６８】この構成により、撮像方向の横方向からの
太陽光線の入射を遮ることができ、光学式センサを簡易
な１次元ＣＣＤカメラとした構成においてもより高精度
にフラップ角変位を検出することができる。With this configuration, it is possible to block the incidence of sunlight from the lateral direction of the image pickup direction, and it is possible to detect the flap angular displacement with higher accuracy even in a configuration in which the optical sensor is a simple one-dimensional CCD camera. You can
【００６９】以上、本発明を実施形態に基づいて説明し
てきたが、本発明はかかる実施形態のみに限定されるも
のではなく、種々改変が可能である。例えば、実施形態
においては、単発式のヘリコプタを例に採り説明されて
いるが、本発明の適用は単発式のヘリコプタに限定され
るものではなく、双発式のヘリコプタについても適用可
能である。さらに、ヘリコプタに限定されるものではな
く、各種回転翼航空機に適用できる。Although the present invention has been described above based on the embodiments, the present invention is not limited to such embodiments and various modifications can be made. For example, in the embodiment, a single-shot helicopter has been described as an example, but the application of the present invention is not limited to a single-shot helicopter, and is also applicable to a twin-shot helicopter. Furthermore, the invention is not limited to helicopters, but can be applied to various rotary wing aircraft.
【００７０】[0070]
【発明の効果】以上詳述したように、本発明は、各回転
翼の所定位置下側に各回転翼の幅方向に所定長さを有す
る１または所要数のターゲットマークを設け、各回転翼
が所定の回転角度位置にあるときに光学式センサにより
前記ターゲットマークを撮像し、この撮像されたターゲ
ットマークの画像情報に基づいて、突発的に生じた前記
回転翼のフラップ角変位、ピッチ角変位および進み・遅
れ角変位などの回転翼の変位を検出するものであるた
め、回転翼に対する突風の影響をより精密に解析するこ
とができ、悪天候下でもヘリコプタなどの回転翼航空機
の飛行状態を良好に保つのに充分な制御を実行すること
が可能となるという優れた効果を奏する。As described in detail above, according to the present invention, one or a required number of target marks each having a predetermined length in the width direction of each rotary blade are provided below the predetermined position of each rotary blade, and each rotary blade is provided. Of the target mark by an optical sensor when is at a predetermined rotation angle position, and based on the image information of the imaged target mark, a flap angle displacement and a pitch angle displacement of the rotor blade that are suddenly generated. Since it detects rotor blade displacements such as lead and delay angle displacements, it can analyze the effect of gusts on rotor blades more accurately, and enables good flight conditions for rotor blade aircraft such as helicopters even in bad weather. It has an excellent effect that it is possible to execute the control which is sufficient to maintain
【図１】本発明の実施形態１に係る回転翼変位検出方法
が適用されるヘリコプタ飛行制御システムの概略構成を
示すブロック図である。FIG. 1 is a block diagram showing a schematic configuration of a helicopter flight control system to which a rotor blade displacement detection method according to a first embodiment of the present invention is applied.
【図２】各翼のフラップ角変位、ピッチ角変位および進
み・遅れ角変位の検出方法を説明する説明図である。FIG. 2 is an explanatory diagram illustrating a method for detecting flap angle displacement, pitch angle displacement, and lead / lag angle displacement of each blade.
【図３】回転翼を上方から見た様子を示す概略図であ
る。FIG. 3 is a schematic view showing a state in which a rotary blade is viewed from above.
【図４】光学式センサの出力信号パターンを示すグラフ
図である。FIG. 4 is a graph showing an output signal pattern of an optical sensor.
【図５】回転翼のピッチ角変位の検出原理を説明する説
明図である。FIG. 5 is an explanatory diagram illustrating a principle of detecting pitch angle displacement of a rotary blade.
【図６】撮像タイミング設定方法を説明する説明図であ
る。FIG. 6 is an explanatory diagram illustrating an imaging timing setting method.
【図７】本発明の実施形態２に係る回転翼変位検出方法
における撮像タイミング設定方法を説明する説明図であ
る。FIG. 7 is an explanatory diagram illustrating an imaging timing setting method in the rotor blade displacement detection method according to the second embodiment of the present invention.
【図８】本発明の実施形態３に係る回転翼変位検出方法
における各翼のフラップ角変位、ピッチ角変位および進
み・遅れ角変位の検出方法を説明する説明図である。FIG. 8 is an explanatory diagram illustrating a method for detecting flap angle displacement, pitch angle displacement, and lead / lag angle displacement of each blade in the rotary blade displacement detection method according to the third embodiment of the present invention.
【図９】同光学式センサの出力信号パターンを示すグラ
フ図である。FIG. 9 is a graph showing an output signal pattern of the optical sensor.
【図１０】本発明の実施形態４に係る回転翼変位検出方
法における光学式センサの出力信号パターンを示すグラ
フ図である。FIG. 10 is a graph showing an output signal pattern of an optical sensor in a rotor blade displacement detection method according to a fourth embodiment of the present invention.
【図１１】本発明の実施形態５に係る回転翼変位検出方
法における光学式センサの概略構成を示す斜視図であ
る。FIG. 11 is a perspective view showing a schematic configuration of an optical sensor in a rotor blade displacement detection method according to a fifth embodiment of the present invention.
【図１２】特開平１０ー１６８９６号公報の提案に係る
ヘリコプタの概略図である。FIG. 12 is a schematic diagram of a helicopter proposed in Japanese Patent Laid-Open No. 10-16896.
１０ 回転翼変位検出機構 １１ ターゲットマーク １２ 光学式センサ １３ 開口 １４ フード ２０ 補正制御手段 ３０ 飛行制御手段 ４０ 駆動手段 Ａ ヘリコプタ Ｂ 回転翼 Ｃ 機体 Ｄ 撮像可能領域 Ｆ 飛行制御システム 10 Rotor blade displacement detection mechanism 11 target mark 12 Optical sensor 13 openings 14 Hood 20 Correction control means 30 Flight control means 40 drive means A helicopter B rotor C aircraft D imageable area F flight control system
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平10−16896（ＪＰ，Ａ) 特開 平６−185984（ＪＰ，Ａ) 特開 平５−306918（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−325185（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) G01B 11/00 - 11/30 B64C 27/57 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (56) Reference JP 10-16896 (JP, A) JP 6-185984 (JP, A) JP 5-306918 (JP, A) JP 4- 325185 (JP, A) (58) Fields investigated (Int.Cl. 7 , DB name) G01B 11/00-11/30 B64C 27/57
Claims (21)
に所定長さを有する１または所要数のターゲットマーク
を設け、前記回転翼が所定の回転角度位置にあるときに
光学式センサにより前記ターゲットマークを撮像し、こ
の撮像されたターゲットマークの画像情報に基づいて、
突発的に生じた前記回転翼のフラップ角変位とピッチ角
変位とを少なくとも検出することを特徴とする回転翼変
位検出方法。1. An optical sensor when one or a required number of target marks each having a predetermined length in a width direction of the rotary blade are provided on a lower side of the rotary blade at a predetermined position, and the rotary blade is at a predetermined rotation angle position. By imaging the target mark by, based on the image information of the imaged target mark,
Suddenly generated flap angle displacement and pitch angle of the rotor blade
A rotor blade displacement detection method characterized by detecting at least displacement.
周波振動の影響が最小となる位置に設けられていること
を特徴とする請求項１記載の回転翼変位検出方法。2. The rotor blade displacement detection method according to claim 1, wherein one of the target marks is provided at a position where the influence of high frequency vibration of the rotor blade is minimized.
位についてもなされることを特徴とする請求項１記載の
回転翼変位検出方法。3. The rotor blade displacement detection method according to claim 1, wherein the displacement of the rotor blade is also detected for lead / lag angle displacement.
ークの回転翼の回転軸方向の変位に基づいてなされるこ
とを特徴とする請求項１記載の回転翼変位検出方法。Is 4. A flap angular displacement detection, rotor blade displacement detection method of claim 1, characterized in that it is made based on the displacement of the rotational axis of the rotor blades of the target mark.
クの回転翼の幅方向両端点を通る直線の傾きに基づいて
なされることを特徴とする請求項１記載の回転翼変位検
出方法。Is wherein the pitch angle displacement detection, rotor blade displacement detection method of claim 1, characterized in that it is made based on the slope of the straight line through the width direction both end points of the rotor blades of the target mark.
転周期から同回転翼が所定の回転角度位置を通過する時
刻を予想し、該予想された時刻を基準にしてなされるこ
とを特徴とする請求項３記載の回転翼変位検出方法。6. The advance / lag angle displacement is detected by predicting a time when the rotary blade passes a predetermined rotation angle position from the rotation cycle of the rotary blade, and based on the predicted time. The rotor blade displacement detecting method according to claim 3.
可能とされて、回転翼の長さ方向に並べて設けられてな
ることを特徴とする請求項１記載の回転翼変位検出方
法。7. The rotor blade displacement detection method according to claim 1, wherein a required number of target marks are made distinguishable from each other and are provided side by side in the length direction of the rotor blade.
信号を発生するパルス発生器を設け、該発生されたパル
ス信号を基準に光学式センサが前記ターゲットマークを
撮像するタイミングを設定することを特徴とする請求項
１記載の回転翼変位検出方法。8. A pulse generator for generating a predetermined pulse signal for each rotation of the rotary shaft of the rotor blade is provided, and the timing at which the optical sensor images the target mark is set based on the generated pulse signal. The rotor blade displacement detection method according to claim 1, wherein
のに要する時間よりも短い所定周期で光学式センサによ
る撮像を繰り返し実行し、該撮像された画像情報により
前記回転翼の前記所定の回転角度位置通過が確認された
ときに、前記光学式センサによりターゲットマークを撮
像して、所望の画像情報を得ることを特徴とする請求項
１記載の回転翼変位検出方法。9. The image pickup device repeatedly executes image pickup by an optical sensor at a predetermined cycle shorter than a time required for the rotary blade to pass a predetermined rotational angle position, and the predetermined image of the rotary blade is obtained on the basis of the captured image information. The rotary blade displacement detection method according to claim 1, wherein when the passage of the rotational angle position is confirmed, the target mark is imaged by the optical sensor to obtain desired image information.
れていることを特徴とする請求項１記載の回転翼変位検
出方法。10. The rotor blade displacement detection method according to claim 1, wherein a target mark is provided on each rotor blade.
回転翼の幅方向に所定長さを有する１または所要数のタ
ーゲットマークと、 前記回転翼が所定の回転角度位置を通過したときに前記
ターゲットマークを撮像する光学式センサと、 該撮像されたターゲットマークの画像情報に基づいて、
突発的に生じた前記回転翼のフラップ角変位とピッチ角
変位とを少なくとも検出する変位検出手段とを備えなる
ことを特徴とする回転翼変位検出装置。11. A rotor is provided below a predetermined position of the rotor,
One or a required number of target marks having a predetermined length in the width direction of the rotary blade, an optical sensor for capturing an image of the target mark when the rotary blade passes a predetermined rotational angular position, and the captured target Based on the image information of the mark,
Suddenly generated flap angle displacement and pitch angle of the rotor blade
A rotary blade displacement detecting device, comprising: a displacement detecting means for detecting at least displacement.
高周波振動の影響が最小となる位置に設けられているこ
とを特徴とする請求項１１記載の回転翼変位検出装置。12. The rotor blade displacement detection device according to claim 11, wherein one of the target marks is provided at a position where the influence of high frequency vibration of the rotor blade is minimized.
変位についてもなすことを特徴とする請求項１１記載の
回転翼変位検出装置。13. The rotor blade displacement detection device according to claim 11, wherein the displacement of the rotor blade is also detected for lead / lag angle displacement.
マークの回転翼の回転軸方向の変位に基づいてなすこと
を特徴とする請求項１１記載の回転翼変位検出装置。14. The rotor blade displacement detection device according to claim 11, wherein the flap angle displacement is detected based on displacement of the target mark in the rotational axis direction of the rotor blade.
ークの回転翼の幅方向両端点を通る直線の傾きに基づい
てなすことを特徴とする請求項１１記載の回転翼変位検
出装置。15. The rotor blade displacement detection device according to claim 11, wherein the pitch angle displacement is detected based on the inclination of a straight line passing through both end points in the width direction of the rotor blade of the target mark.
回転周期から同回転翼が所定の回転角度位置を通過する
時刻を予想し、該予想された時刻を基準にしてなすこと
を特徴とする請求項１３記載の回転翼変位検出装置。16. The advance / lag angle displacement is detected by predicting a time when the rotary blade passes a predetermined rotation angle position from the rotation cycle of the rotary blade and using the predicted time as a reference. The rotor blade displacement detection device according to claim 13.
別可能とされて、回転翼の長さ方向に並べて設けられて
なることを特徴とする請求項１１記載の回転翼変位検出
装置。17. The rotor blade displacement detection device according to claim 11, wherein a required number of target marks are made distinguishable from each other and are provided side by side in the length direction of the rotor blade.
ス信号を発生するパルス発生器を設け、該発生されたパ
ルス信号を基準に光学式センサが前記ターゲットマーク
を撮像するタイミングを設定することを特徴とする請求
項１１記載の回転翼変位検出装置。18. A pulse generator for generating a predetermined pulse signal for each rotation of the rotary shaft of the rotary blade is provided, and the timing at which the optical sensor images the target mark is set on the basis of the generated pulse signal. The rotor blade displacement detection device according to claim 11, wherein
るのに要する時間よりも短い所定周期で光学式センサに
よる撮像を繰り返し実行し、該撮像された画像情報によ
り前記回転翼の前記所定の回転角度位置通過が確認され
たときに、前記光学式センサによりターゲットマークを
撮像して、所望の画像情報を得ることを特徴とする請求
項１１記載の回転翼変位検出装置。19. An image is repeatedly executed by an optical sensor at a predetermined cycle shorter than a time required for the rotary blade to pass a predetermined rotation angle position, and the predetermined image of the rotary blade is obtained based on the captured image information. The rotor blade displacement detection device according to claim 11, wherein when the passage of the rotational angle position is confirmed, the target mark is imaged by the optical sensor to obtain desired image information.
れてなることを特徴とする請求項１１記載の回転翼変位
検出装置。20. The rotary blade displacement detecting device according to claim 11, wherein a target mark is provided on each rotary blade.
か一項に記載の回転翼変位検出装置を備えてなることを
特徴とする飛行制御システム。21. A flight control system comprising the rotor blade displacement detection device according to claim 11.
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