JPH0624390A - ヘリコプタブレード振動低減装置 - Google Patents
ヘリコプタブレード振動低減装置Info
- Publication number
- JPH0624390A JPH0624390A JP18230392A JP18230392A JPH0624390A JP H0624390 A JPH0624390 A JP H0624390A JP 18230392 A JP18230392 A JP 18230392A JP 18230392 A JP18230392 A JP 18230392A JP H0624390 A JPH0624390 A JP H0624390A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- pressure
- vibration
- blade
- generated
- helicopter
- Prior art date
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- Withdrawn
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- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明はブレード自身に振動の相殺手段を設
け、根本から振動を解消したヘリコプタブレード振動低
減装置を提供することを目的とする。 【構成】 本発明はヘリコプタのブレードに設けられた
ブレード面の振動を低減させる向きに圧力を発生する圧
力発生手段と、ブレード面上の圧力を検出する圧力検出
手段と、検出した圧力のＮＰ成分を同定する検出圧力同
定部と、上記圧力発生手段に発生させる圧力を計算する
発生圧力計算部とを具備してなることを特徴とするヘリ
コプタブレード振動低減装置を構成とする。
け、根本から振動を解消したヘリコプタブレード振動低
減装置を提供することを目的とする。 【構成】 本発明はヘリコプタのブレードに設けられた
ブレード面の振動を低減させる向きに圧力を発生する圧
力発生手段と、ブレード面上の圧力を検出する圧力検出
手段と、検出した圧力のＮＰ成分を同定する検出圧力同
定部と、上記圧力発生手段に発生させる圧力を計算する
発生圧力計算部とを具備してなることを特徴とするヘリ
コプタブレード振動低減装置を構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ヘリコプタの振動を低
減する装置に関する。
減する装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のヘリコプタの振動低減には、図３
に示すように機体構造に装着する動吸振器又は、図４に
示すようにメインロータトランスミッション等のロータ
ハブと胴体との間に介在させ振動絶縁するアイソレータ
を用いていた。
に示すように機体構造に装着する動吸振器又は、図４に
示すようにメインロータトランスミッション等のロータ
ハブと胴体との間に介在させ振動絶縁するアイソレータ
を用いていた。
【０００３】即ち、動吸振器は図３に示すように、図示
を省略した図の左方にある機体にブラケット０２を介し
てバネ０３を固定し、その先端に質量体０４を固着して
振動系を構成し、バネ定数、スパン、質量の適切化によ
って機体振動を吸収させようとするものであり、アイソ
レータは図４に示すように機体側、即ち胴体０１の適所
を支点としてノーダルビーム０７をＡ対Ｂに振り分け、
短いスパン側のＡ端に振動伝達源であるメインロータト
ランスミッション０５を連結すると共にバネ０８で胴体
０１に連結し、Ｂ端にはダイナミックバランス用の調整
用質量体０６を付設し、バネ０８のバネ定数、Ｂ／Ａス
パン比、調整用質量体０６の適切化によって、胴体０１
に連接する支点部を振動の節とし、胴体０１を振動から
孤絶させようとするものである。
を省略した図の左方にある機体にブラケット０２を介し
てバネ０３を固定し、その先端に質量体０４を固着して
振動系を構成し、バネ定数、スパン、質量の適切化によ
って機体振動を吸収させようとするものであり、アイソ
レータは図４に示すように機体側、即ち胴体０１の適所
を支点としてノーダルビーム０７をＡ対Ｂに振り分け、
短いスパン側のＡ端に振動伝達源であるメインロータト
ランスミッション０５を連結すると共にバネ０８で胴体
０１に連結し、Ｂ端にはダイナミックバランス用の調整
用質量体０６を付設し、バネ０８のバネ定数、Ｂ／Ａス
パン比、調整用質量体０６の適切化によって、胴体０１
に連接する支点部を振動の節とし、胴体０１を振動から
孤絶させようとするものである。
【０００４】これらは、振動源ではなく振動の伝達経路
に設置するものであるため、原理的にあるレベル以下に
振動を低減できない。
に設置するものであるため、原理的にあるレベル以下に
振動を低減できない。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記従来のヘリコプタ
ブレードの振動低減装置には解決すべき次の課題があっ
た。
ブレードの振動低減装置には解決すべき次の課題があっ
た。
【０００６】即ち、ヘリコプタの振動は、回転するヘリ
コプタメインブレードより発生する振動であり、図２の
回転ブレードの発生する変動圧力図に示すように、ブレ
ードの枚数Ｎ×ブレード回転数Ｐの周波数成分が卓越し
たものである。胴体構造へは、ロータハブを介して伝達
する。
コプタメインブレードより発生する振動であり、図２の
回転ブレードの発生する変動圧力図に示すように、ブレ
ードの枚数Ｎ×ブレード回転数Ｐの周波数成分が卓越し
たものである。胴体構造へは、ロータハブを介して伝達
する。
【０００７】その遮断対策として従来は、前記の通りロ
ータハブと胴体構造の間を振動的に絶縁するアイソレー
タ及び胴体構造に装着し応答そのものを押さえる動吸振
器を用いていた。しかし、振動は６自由度成分（上下、
左右、前後方向の力及び各々の軸回りのモーメント）を
持っており、又飛行条件の変化に従って各々の振動成分
の値が変化する。そのため、従来の動吸振器及びアイソ
レータでは変化する振動の６自由度成分をすべて低減す
ることが困難であった。
ータハブと胴体構造の間を振動的に絶縁するアイソレー
タ及び胴体構造に装着し応答そのものを押さえる動吸振
器を用いていた。しかし、振動は６自由度成分（上下、
左右、前後方向の力及び各々の軸回りのモーメント）を
持っており、又飛行条件の変化に従って各々の振動成分
の値が変化する。そのため、従来の動吸振器及びアイソ
レータでは変化する振動の６自由度成分をすべて低減す
ることが困難であった。
【０００８】本発明は、上記従来の問題点を解消させた
ヘリコプタブレード振動低減装置を提供することを目的
とする。
ヘリコプタブレード振動低減装置を提供することを目的
とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題の解決
手段として、ヘリコプタのブレードに設けられたブレー
ド面の振動を低減させる向きに圧力を発生する圧力発生
手段と、ブレード面上の圧力を検出する圧力検出手段
と、検出した圧力のＮＰ成分を同定する検出圧力同定部
と、上記圧力発生手段に発生させる圧力を計算する発生
圧力計算部とを具備してなることを特徴とするヘリコプ
タブレード振動低減装置を提供しようとするものであ
る。
手段として、ヘリコプタのブレードに設けられたブレー
ド面の振動を低減させる向きに圧力を発生する圧力発生
手段と、ブレード面上の圧力を検出する圧力検出手段
と、検出した圧力のＮＰ成分を同定する検出圧力同定部
と、上記圧力発生手段に発生させる圧力を計算する発生
圧力計算部とを具備してなることを特徴とするヘリコプ
タブレード振動低減装置を提供しようとするものであ
る。
【００１０】ここに「ＮＰ成分」とはブレード数Ｎとそ
の回転数Ｐを乗じた周波数成分を云う。
の回転数Ｐを乗じた周波数成分を云う。
【００１１】
【作用】本発明は上記のように構成されるので次の作用
を有する。
を有する。
【００１２】圧力検出手段によりブレード面上の圧力変
動を感知し、その中でのＮＰ成分を検出圧力同定部によ
り検出、同定して、圧力変動を低減する向きに圧力発生
手段により圧力を発生させる。その際、発生させる圧力
値は発生圧力計算部によって計算する。これにより飛行
条件の変化による圧力の変動にも即応的に対処して、ブ
レードで発生する振動を低減させる。
動を感知し、その中でのＮＰ成分を検出圧力同定部によ
り検出、同定して、圧力変動を低減する向きに圧力発生
手段により圧力を発生させる。その際、発生させる圧力
値は発生圧力計算部によって計算する。これにより飛行
条件の変化による圧力の変動にも即応的に対処して、ブ
レードで発生する振動を低減させる。
【００１３】
【実施例】本発明の一実施例を図１により説明する。図
１は本実施例のヘリコプタブレード振動低減装置の模式
的構成図で、（ａ）は１枚のブレードに係る装置の模式
図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図である。図にお
いて、１は１枚のブレードの平面図、２はブレード１の
上面裏側に設置された、ブレード１の面の振動を低減す
る向きに圧力を発生する圧力発生機構、３は圧力発生機
構２とほぼ同位置に配設された、ブレード１の面上の圧
力を検出する圧力検出機構である。圧力発生機構２に
は、たとえばスピーカを用い、圧力検出機構３には圧力
計を用いてもよいし、更に他の適切な手段を用いてもよ
い。４は圧力検出機構３が検出した圧力のＮＰ成分を同
定する検出圧力同定部で、胴体０１内に収納されてお
り、圧力検出機構３とは所要の結合ラインによって連続
されている。主たる振動圧力はＮＰ成分であるため、検
出圧力同定部４にはＦＦＴチップ等を用いＮＰ成分を抽
出するようにしてもよい。５は圧力発生機構２で発生さ
せる圧力を算出するための発生圧力計算部で、胴体０１
内に収納されて検出圧力同定部４に入力側を、圧力発生
機構２に出力側をそれぞれ結合ラインによって連結され
ている。
１は本実施例のヘリコプタブレード振動低減装置の模式
的構成図で、（ａ）は１枚のブレードに係る装置の模式
図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図である。図にお
いて、１は１枚のブレードの平面図、２はブレード１の
上面裏側に設置された、ブレード１の面の振動を低減す
る向きに圧力を発生する圧力発生機構、３は圧力発生機
構２とほぼ同位置に配設された、ブレード１の面上の圧
力を検出する圧力検出機構である。圧力発生機構２に
は、たとえばスピーカを用い、圧力検出機構３には圧力
計を用いてもよいし、更に他の適切な手段を用いてもよ
い。４は圧力検出機構３が検出した圧力のＮＰ成分を同
定する検出圧力同定部で、胴体０１内に収納されてお
り、圧力検出機構３とは所要の結合ラインによって連続
されている。主たる振動圧力はＮＰ成分であるため、検
出圧力同定部４にはＦＦＴチップ等を用いＮＰ成分を抽
出するようにしてもよい。５は圧力発生機構２で発生さ
せる圧力を算出するための発生圧力計算部で、胴体０１
内に収納されて検出圧力同定部４に入力側を、圧力発生
機構２に出力側をそれぞれ結合ラインによって連結され
ている。
【００１４】次に上記構成の作用について説明する。
【００１５】図１において、ブレード１が図示しない回
転軸まわりに回転すると、機速、風速、姿勢角、その他
の飛行条件に支配されながら、軸まわりのブレード数Ｎ
と回転数Ｐを乗じたＮＰ成分の周波数の振動、即ち圧力
変動が生じる。この変動圧力は圧力検出機構３にて検出
され、検出圧力同定部４に入力されて、そこでＮＰ成分
を抽出、それを減殺すべき圧力及び周波数成分として同
定する。これを発生圧力計算部５に入力し、ブレード１
の刻々の方位角、ブレードの捩れ角に基因するスパン方
向及びコード方向、接線速度の因子となるスパン方向等
の角度及び長さの違いによる圧力の違い等を予め入力さ
れているデータに照しながら、入力した同定圧力をベー
スに圧力発生機構２で発生すべき圧力をタイムラグ補正
も加えて計算する。このようにして得た値を圧力発生機
構２に入力し、生じている振動圧力の向きを減殺する向
きに共通の周波数で圧力発生させて振動を減殺する。
転軸まわりに回転すると、機速、風速、姿勢角、その他
の飛行条件に支配されながら、軸まわりのブレード数Ｎ
と回転数Ｐを乗じたＮＰ成分の周波数の振動、即ち圧力
変動が生じる。この変動圧力は圧力検出機構３にて検出
され、検出圧力同定部４に入力されて、そこでＮＰ成分
を抽出、それを減殺すべき圧力及び周波数成分として同
定する。これを発生圧力計算部５に入力し、ブレード１
の刻々の方位角、ブレードの捩れ角に基因するスパン方
向及びコード方向、接線速度の因子となるスパン方向等
の角度及び長さの違いによる圧力の違い等を予め入力さ
れているデータに照しながら、入力した同定圧力をベー
スに圧力発生機構２で発生すべき圧力をタイムラグ補正
も加えて計算する。このようにして得た値を圧力発生機
構２に入力し、生じている振動圧力の向きを減殺する向
きに共通の周波数で圧力発生させて振動を減殺する。
【００１６】以上の通り本実施例によれば、振動発生源
であるブレード１自体の振動を取除くのでいわばヘリコ
プタ全体の振動が消失し、一旦、発生した振動を伝達経
路の中途で吸収ないしは機体と隔絶させようとする従来
の手段のように飛行条件の変化によって、低減効果が生
じないという不具合を解消できる利点がある。
であるブレード１自体の振動を取除くのでいわばヘリコ
プタ全体の振動が消失し、一旦、発生した振動を伝達経
路の中途で吸収ないしは機体と隔絶させようとする従来
の手段のように飛行条件の変化によって、低減効果が生
じないという不具合を解消できる利点がある。
【００１７】
【発明の効果】本発明は上記のように構成されるので次
の効果を有する。
の効果を有する。
【００１８】即ち、ヘリコプタブレードが発生する振動
をブレード自体に設けた圧力発生手段によって減殺する
ので、飛行条件に拘りなく振動を十分に減殺することが
できる。
をブレード自体に設けた圧力発生手段によって減殺する
ので、飛行条件に拘りなく振動を十分に減殺することが
できる。
【図１】本発明の一実施例に係るヘリコプタブレード振
動低減装置の模式図で、（ａ）は１枚のブレードの平面
図とそれに係る装置の模式的構成図、（ｂ）は（ａ）の
Ａ−Ａ矢視断面図、
動低減装置の模式図で、（ａ）は１枚のブレードの平面
図とそれに係る装置の模式的構成図、（ｂ）は（ａ）の
Ａ−Ａ矢視断面図、
【図２】従来例のブレードの変動圧力図、
【図３】従来の動吸振器の側面図、
【図４】従来のアイソレータの模式的側面図である。
１ ブレード ２ 圧力発生機構 ３ 圧力検出機構 ４ 検出圧力同定部 ５ 発生圧力計算部
Claims (1)
- 【請求項１】 ヘリコプタのブレードに設けられたブレ
ード面の振動を低減させる向きに圧力を発生する圧力発
生手段と、ブレード面上の圧力を検出する圧力検出手段
と、検出した圧力のＮＰ成分を同定する検出圧力同定部
と、上記圧力発生手段に発生させる圧力を計算する発生
圧力計算部とを具備してなることを特徴とするヘリコプ
タブレード振動低減装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18230392A JPH0624390A (ja) | 1992-07-09 | 1992-07-09 | ヘリコプタブレード振動低減装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18230392A JPH0624390A (ja) | 1992-07-09 | 1992-07-09 | ヘリコプタブレード振動低減装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0624390A true JPH0624390A (ja) | 1994-02-01 |
Family
ID=16115935
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18230392A Withdrawn JPH0624390A (ja) | 1992-07-09 | 1992-07-09 | ヘリコプタブレード振動低減装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0624390A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9626259B2 (en) | 2008-12-09 | 2017-04-18 | Samsung Electronics Co., Ltd. | Auxiliary power supply and user device including the same |
| KR102034010B1 (ko) * | 2018-08-20 | 2019-10-18 | 금오공과대학교 산학협력단 | 회전익 자동 강성 조절 장치 |
| CN111114762A (zh) * | 2019-12-19 | 2020-05-08 | 太原航空仪表有限公司 | 一种直升机桨叶大梁内腔感压装置及其系统 |
-
1992
- 1992-07-09 JP JP18230392A patent/JPH0624390A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9626259B2 (en) | 2008-12-09 | 2017-04-18 | Samsung Electronics Co., Ltd. | Auxiliary power supply and user device including the same |
| KR102034010B1 (ko) * | 2018-08-20 | 2019-10-18 | 금오공과대학교 산학협력단 | 회전익 자동 강성 조절 장치 |
| WO2020040477A1 (ko) * | 2018-08-20 | 2020-02-27 | 금오공과대학교 산학협력단 | 회전익 자동 강성 조절 장치 |
| CN111114762A (zh) * | 2019-12-19 | 2020-05-08 | 太原航空仪表有限公司 | 一种直升机桨叶大梁内腔感压装置及其系统 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19991005 |