JPH06305491A - ヘリコプタ姿勢制御装置 - Google Patents
ヘリコプタ姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPH06305491A JPH06305491A JP9762493A JP9762493A JPH06305491A JP H06305491 A JPH06305491 A JP H06305491A JP 9762493 A JP9762493 A JP 9762493A JP 9762493 A JP9762493 A JP 9762493A JP H06305491 A JPH06305491 A JP H06305491A
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- JP
- Japan
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- tail rotor
- angle
- attitude
- controller
- airframe
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 シングルロータタイプのヘリコプタの縦方向
姿勢制御は、従来水平安定板により行われているが、こ
れに代えて、横方向姿勢制御に使用されている既存のテ
ールロータの推進力を利用して縦方向姿勢制御も行える
様にしたヘリコプタ姿勢制御装置を提供する。 【構成】 機体の（縦方向）姿勢角を検知する姿勢角セ
ンサと、同センサからの信号と目標姿勢角信号とを入力
して目標姿勢角にするためのテールロータの傾き角（キ
ャント角）を算出し、その信号を出力する制御器と、テ
ールロータ１３に所定のキャント角を付与する駆動機構
とからなり、ヘリコプタの縦方向の姿勢制御をテールロ
ータによりできる様にしたため、従来の水平安定板によ
る姿勢制御に比べ、安定した信頼性の高い制御が可能に
なる。また、飛行速度に関係なく姿勢制御が可能とな
り、ヘリコプタの運用範囲を広くすることができる。
姿勢制御は、従来水平安定板により行われているが、こ
れに代えて、横方向姿勢制御に使用されている既存のテ
ールロータの推進力を利用して縦方向姿勢制御も行える
様にしたヘリコプタ姿勢制御装置を提供する。 【構成】 機体の（縦方向）姿勢角を検知する姿勢角セ
ンサと、同センサからの信号と目標姿勢角信号とを入力
して目標姿勢角にするためのテールロータの傾き角（キ
ャント角）を算出し、その信号を出力する制御器と、テ
ールロータ１３に所定のキャント角を付与する駆動機構
とからなり、ヘリコプタの縦方向の姿勢制御をテールロ
ータによりできる様にしたため、従来の水平安定板によ
る姿勢制御に比べ、安定した信頼性の高い制御が可能に
なる。また、飛行速度に関係なく姿勢制御が可能とな
り、ヘリコプタの運用範囲を広くすることができる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、テールロータのキャン
ト角制御により機体を所望の姿勢角にすることの出来る
シングルロータタイプのヘリコプタ姿勢制御装置に関す
る。
ト角制御により機体を所望の姿勢角にすることの出来る
シングルロータタイプのヘリコプタ姿勢制御装置に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】従来のシングルロータタイプのヘリコプ
タを図６に示す。０１はヘリコプタ機体、０２は機体０
１の上方で回転し、ヘリコプタの重量Ｗを支持すると共
に推進力Ｔを発生させるための推力ＴM を得るメインロ
ータ、０３はその回転により機体０１後部に水平横力を
発生させるテールロータである。テールロータ０３は図
７、図８に示す様に、機体０１後端部に配設された垂直
安定板０４の頂端に設けたカウリング０５内のギアボッ
クス０６から水平横方向に突出させた回転軸０７のハブ
０９にその翼根部が連結され構成されており、メインロ
ータ０２を駆動するエンジンの駆動力の一部を分岐しド
ライブシャフト０８により伝達し回転させて、これによ
り発生する水平横力でメインロータ０２の回転により発
生する機体反力のキャンセル又は機体０１の横方向の姿
勢制御をしている。なお図６〜図８においてＣＧは重心
位置、Ｄは抵抗、ＴT はテールロータの推力、Ｖは対気
速度を示す。この様に従来のシングルロータタイプのヘ
リコプタに使用されているテールロータは、垂直安定板
から水平横方向に突出した回転軸まわり回転し機体の横
方向の力若しくはヨーイングモーメントの発生に使用さ
れるのみで、上下方向の力若しくはピッチングモーメン
トを発生させる機体の縦方向制御は機体０１の側部に水
平安定板を別途設けこれに作用する空気力によって行っ
ている。
タを図６に示す。０１はヘリコプタ機体、０２は機体０
１の上方で回転し、ヘリコプタの重量Ｗを支持すると共
に推進力Ｔを発生させるための推力ＴM を得るメインロ
ータ、０３はその回転により機体０１後部に水平横力を
発生させるテールロータである。テールロータ０３は図
７、図８に示す様に、機体０１後端部に配設された垂直
安定板０４の頂端に設けたカウリング０５内のギアボッ
クス０６から水平横方向に突出させた回転軸０７のハブ
０９にその翼根部が連結され構成されており、メインロ
ータ０２を駆動するエンジンの駆動力の一部を分岐しド
ライブシャフト０８により伝達し回転させて、これによ
り発生する水平横力でメインロータ０２の回転により発
生する機体反力のキャンセル又は機体０１の横方向の姿
勢制御をしている。なお図６〜図８においてＣＧは重心
位置、Ｄは抵抗、ＴT はテールロータの推力、Ｖは対気
速度を示す。この様に従来のシングルロータタイプのヘ
リコプタに使用されているテールロータは、垂直安定板
から水平横方向に突出した回転軸まわり回転し機体の横
方向の力若しくはヨーイングモーメントの発生に使用さ
れるのみで、上下方向の力若しくはピッチングモーメン
トを発生させる機体の縦方向制御は機体０１の側部に水
平安定板を別途設けこれに作用する空気力によって行っ
ている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】このため、従来のヘリ
コプタ姿勢制御は次に示すような不具合があった。
コプタ姿勢制御は次に示すような不具合があった。
【０００４】（１）テールロータ推力が機体の横方向の
姿勢制御に使用されるのみで有効に利用されない。
姿勢制御に使用されるのみで有効に利用されない。
【０００５】（２）飛行時の胴体後流やメインロータ吹
き下ろしの影響により、水平安定板に作用する空気力は
不安定なものとなり、積極的な機体の縦方向の姿勢制御
は困難であった。
き下ろしの影響により、水平安定板に作用する空気力は
不安定なものとなり、積極的な機体の縦方向の姿勢制御
は困難であった。
【０００６】（３）ホバリング状態等前進速度の小さい
飛行時には水平安定板に生じる空気力が小さく飛行目的
に沿った縦方向の姿勢制御は困難であった。
飛行時には水平安定板に生じる空気力が小さく飛行目的
に沿った縦方向の姿勢制御は困難であった。
【０００７】本発明は、上述の従来装置の不具合を解消
するため従来横方向の姿勢制御のみに使用されていたテ
ールロータを水平横方向からキャント角を保持した状態
で作動できるようにしてこれによって生じる縦方向の力
を縦方向の制御に利用出来る様にしたヘリコプタ姿勢制
御装置を提供することを目的とする。
するため従来横方向の姿勢制御のみに使用されていたテ
ールロータを水平横方向からキャント角を保持した状態
で作動できるようにしてこれによって生じる縦方向の力
を縦方向の制御に利用出来る様にしたヘリコプタ姿勢制
御装置を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】このため本発明のヘリコ
プタ姿勢制御装置は、機体の姿勢角を検知する姿勢角セ
ンサと、同姿勢角センサからの信号と機体の目標姿勢角
信号とを入力し機体の目標姿勢角整定に必要なテールロ
ータのキャント角信号を算出し出力する制御器と、同制
御器からの信号によりテールロータにキャント角を設定
する駆動装置とを具えたことを特徴としている。
プタ姿勢制御装置は、機体の姿勢角を検知する姿勢角セ
ンサと、同姿勢角センサからの信号と機体の目標姿勢角
信号とを入力し機体の目標姿勢角整定に必要なテールロ
ータのキャント角信号を算出し出力する制御器と、同制
御器からの信号によりテールロータにキャント角を設定
する駆動装置とを具えたことを特徴としている。
【０００９】
【作用】本発明のヘリコプタ姿勢制御装置は、上述の構
成により、実際の機体の姿勢角を知ることができ、ま
た、パイロットの操作による、又はあらかじめ指示され
た機体の運用目的に応じた目標姿勢角信号と、実際の機
体姿勢角信号とから機体姿勢角のずれを算出し、これに
基づきテールロータのキャント角を変えて目標姿勢角に
するようにしたので、安定して信頼性の高い姿勢制御
が、機体の横方向姿勢ばかりでなく縦方向姿勢について
もできるようになる。さらに任意の縦方向姿勢角にする
ためには、水平安定板に必要な空気力を発生させるだけ
の飛行速度が従来必要であったが、本発明装置において
はゼロを含む飛行速度で任意の姿勢角制御が可能になり
本発明装置を具えたヘリコプタの運用目的の多様化がは
かれる。
成により、実際の機体の姿勢角を知ることができ、ま
た、パイロットの操作による、又はあらかじめ指示され
た機体の運用目的に応じた目標姿勢角信号と、実際の機
体姿勢角信号とから機体姿勢角のずれを算出し、これに
基づきテールロータのキャント角を変えて目標姿勢角に
するようにしたので、安定して信頼性の高い姿勢制御
が、機体の横方向姿勢ばかりでなく縦方向姿勢について
もできるようになる。さらに任意の縦方向姿勢角にする
ためには、水平安定板に必要な空気力を発生させるだけ
の飛行速度が従来必要であったが、本発明装置において
はゼロを含む飛行速度で任意の姿勢角制御が可能になり
本発明装置を具えたヘリコプタの運用目的の多様化がは
かれる。
【００１０】
【実施例】本発明のヘリコプタ姿勢制御装置の一実施例
を図面にもとずき説明する。図１は、本発明の装置を具
えたシングルロータヘリコプタの全体図と縦方向の力を
示す図、図２はテールロータの取付部を後方から見た
図、図３はキャント角可変機構を示す斜視図、図４は駆
動力の伝達機構並びキャント角可変機構を示す断面図、
図５は本発明装置の制御を示すためのブロック図であ
る。これらの図で従来例と同じ符番のものは従来例と同
一のものであり説明を省略する。
を図面にもとずき説明する。図１は、本発明の装置を具
えたシングルロータヘリコプタの全体図と縦方向の力を
示す図、図２はテールロータの取付部を後方から見た
図、図３はキャント角可変機構を示す斜視図、図４は駆
動力の伝達機構並びキャント角可変機構を示す断面図、
図５は本発明装置の制御を示すためのブロック図であ
る。これらの図で従来例と同じ符番のものは従来例と同
一のものであり説明を省略する。
【００１１】２は機体０１の姿勢角を検知する姿勢角セ
ンサで機体０１に搭載される公知のジャイロ等が使用さ
れる。３は姿勢角センサ２からの信号と目標姿勢角信号
δとから、機体０１の目標姿勢角整定に必要なテールロ
ータ１３のキャント角信号を可変キャント角機構１４に
出力する制御器、１３は機体方向と直交する軸まわり回
動しキャント角が設定出来るようにされた回転軸１７の
ハブ０８にその翼根部が取付けられたテールロータ、１
４はテールロータ１３にキャント角を設定する可変キャ
ント角機構でテールロータギヤボックス２１、アクチュ
エータ１６とからなる。１８，１９は中間ギヤボックス
１５およびテールロータギヤボックス２１のカバ、２０
はドライブシャフト０８、中間軸２２、回転軸１７のそ
れぞれの軸受部に設けられたベアリング、２３はドライ
ブシャフト０８、中間軸２２、回転軸１７にそれぞれ取
付けられテールロータ１３の回転駆動力を伝達するベベ
ルギヤである。
ンサで機体０１に搭載される公知のジャイロ等が使用さ
れる。３は姿勢角センサ２からの信号と目標姿勢角信号
δとから、機体０１の目標姿勢角整定に必要なテールロ
ータ１３のキャント角信号を可変キャント角機構１４に
出力する制御器、１３は機体方向と直交する軸まわり回
動しキャント角が設定出来るようにされた回転軸１７の
ハブ０８にその翼根部が取付けられたテールロータ、１
４はテールロータ１３にキャント角を設定する可変キャ
ント角機構でテールロータギヤボックス２１、アクチュ
エータ１６とからなる。１８，１９は中間ギヤボックス
１５およびテールロータギヤボックス２１のカバ、２０
はドライブシャフト０８、中間軸２２、回転軸１７のそ
れぞれの軸受部に設けられたベアリング、２３はドライ
ブシャフト０８、中間軸２２、回転軸１７にそれぞれ取
付けられテールロータ１３の回転駆動力を伝達するベベ
ルギヤである。
【００１２】また、ＴMZはメインロータ推力ＴM の機体
上下方向成分、ＴTZはテールロータ推力の機体上下方向
成分、ｌM はヘリコプタ重心位置からメインロータ設置
位置までの水平距離、ｌT は重心位置からテールロータ
設置位置までの水平距離である。
上下方向成分、ＴTZはテールロータ推力の機体上下方向
成分、ｌM はヘリコプタ重心位置からメインロータ設置
位置までの水平距離、ｌT は重心位置からテールロータ
設置位置までの水平距離である。
【００１３】次に、本実施例の作用について説明する。
機体０１の姿勢角を検知した姿勢角センサ２からの信号
は図５に示すように制御器３に入力される。一方制御器
３には、前もって設定された又はパイロットの操作によ
る目標姿勢角信号δも入力される。制御器３は、これら
の信号からテールロータ１３の回転面を鉛直面からどの
程度機体方向軸まわりに傾ければ機体０１の目標姿勢角
が達成できるかを算出する。以下、テールロータ１３回
転面が鉛直面から機体方向軸まわりに傾けられた角度を
キャント角という。目標姿勢角達成に必要なキャント角
による機体０１の縦方向姿勢制御を例に示す。図２に示
す様にテールロータ１３にキャント角が付与されると水
平横方向にのみ発生していたテールロータ１３の推力Ｔ
T は、機体上方向の成分ＴTZを発生する。図１に示す様
にメインロータ０２の回転揚力により重心まわりに生じ
るＴMZ・ｌM の機体頭上げモーメントは、テールロータ
１３のキャント角付与により生じる重心まわりに生じる
ＴTZ・ｌT の機体頭下げモーメントにより制御できるの
で、テールロータ１３のキャント角調整により機体０１
のピッチ角、つまり機体０１の縦方向姿勢角を制御する
ことができる。
機体０１の姿勢角を検知した姿勢角センサ２からの信号
は図５に示すように制御器３に入力される。一方制御器
３には、前もって設定された又はパイロットの操作によ
る目標姿勢角信号δも入力される。制御器３は、これら
の信号からテールロータ１３の回転面を鉛直面からどの
程度機体方向軸まわりに傾ければ機体０１の目標姿勢角
が達成できるかを算出する。以下、テールロータ１３回
転面が鉛直面から機体方向軸まわりに傾けられた角度を
キャント角という。目標姿勢角達成に必要なキャント角
による機体０１の縦方向姿勢制御を例に示す。図２に示
す様にテールロータ１３にキャント角が付与されると水
平横方向にのみ発生していたテールロータ１３の推力Ｔ
T は、機体上方向の成分ＴTZを発生する。図１に示す様
にメインロータ０２の回転揚力により重心まわりに生じ
るＴMZ・ｌM の機体頭上げモーメントは、テールロータ
１３のキャント角付与により生じる重心まわりに生じる
ＴTZ・ｌT の機体頭下げモーメントにより制御できるの
で、テールロータ１３のキャント角調整により機体０１
のピッチ角、つまり機体０１の縦方向姿勢角を制御する
ことができる。
【００１４】制御器３で算出された、テールロータのキ
ャント角信号は可変キャント角機構１４を構成するアク
チュエータ１６に送られ、アクチュエータ１６は入力し
た信号により作動しカバ１９を中間軸２２の軸芯まわり
に回動させ、カバ１９に固着されたテールロータギアボ
ックス２１の回動によってテールロータ１３は所定のキ
ャント角に設定される。所定のキャント角に設定された
テールロータ１３は、設定前の縦方向、横方向にそれぞ
れ発生する力と異る力となるため機体ダイナミクスが変
わりこれが姿勢角センサ２に検知され図５に示すブロッ
ク図のループを描き最終的に機体の目標姿勢角となる。
ャント角信号は可変キャント角機構１４を構成するアク
チュエータ１６に送られ、アクチュエータ１６は入力し
た信号により作動しカバ１９を中間軸２２の軸芯まわり
に回動させ、カバ１９に固着されたテールロータギアボ
ックス２１の回動によってテールロータ１３は所定のキ
ャント角に設定される。所定のキャント角に設定された
テールロータ１３は、設定前の縦方向、横方向にそれぞ
れ発生する力と異る力となるため機体ダイナミクスが変
わりこれが姿勢角センサ２に検知され図５に示すブロッ
ク図のループを描き最終的に機体の目標姿勢角となる。
【００１５】説明を簡単にするため縦方向の姿勢制御に
ついて述べたが実際には横方向の姿勢制御も同時に行わ
れるものである。さらに、テールロータ推力ＴT を変え
ることについては述べてないが縦方向の姿勢制御力も負
担することから、テールロータの回転数を変える等によ
り変更できることはいうまでもないことである。
ついて述べたが実際には横方向の姿勢制御も同時に行わ
れるものである。さらに、テールロータ推力ＴT を変え
ることについては述べてないが縦方向の姿勢制御力も負
担することから、テールロータの回転数を変える等によ
り変更できることはいうまでもないことである。
【００１６】
【発明の効果】以上、詳述したように本発明のヘリコプ
タ姿勢制御装置によれば、機体の姿勢角を検知する姿勢
角センサと、同姿勢角センサからの信号と機体の目標姿
勢角信号を入力し機体の目標姿勢角整定に必要なテール
ロータのキャント角信号を算出し出力する制御器と、同
制御器からの信号によりテールロータにキャント角を設
定する駆動装置とを具えたことにより、 （１）従来装置ではできなかったヘリコプタの縦方向の
姿勢制御がテールロータの推進力で可能となる。
タ姿勢制御装置によれば、機体の姿勢角を検知する姿勢
角センサと、同姿勢角センサからの信号と機体の目標姿
勢角信号を入力し機体の目標姿勢角整定に必要なテール
ロータのキャント角信号を算出し出力する制御器と、同
制御器からの信号によりテールロータにキャント角を設
定する駆動装置とを具えたことにより、 （１）従来装置ではできなかったヘリコプタの縦方向の
姿勢制御がテールロータの推進力で可能となる。
【００１７】（２）テールロータ推力の積極的な利用に
より、安定して信頼性の高いヘリコプタの姿勢制御が可
能となる。
より、安定して信頼性の高いヘリコプタの姿勢制御が可
能となる。
【００１８】（３）水平安定板の空気力による姿勢制御
とは異なり、前進飛行速度とは無関係なので、あらゆる
運用速度において、ヘリコプタの積極的な姿勢制御が可
能となる。
とは異なり、前進飛行速度とは無関係なので、あらゆる
運用速度において、ヘリコプタの積極的な姿勢制御が可
能となる。
【００１９】（４）運用目的に応じた姿勢を常時保持す
ることができる。等の効果が得られる。
ることができる。等の効果が得られる。
【図１】本発明のヘリコプタ姿勢制御装置を備えたヘリ
コプタの一実施例を示す全体図
コプタの一実施例を示す全体図
【図２】図１のテールロータ部を示す模式図
【図３】テールロータの駆動機構と可変キャント角機構
を示す一部断面斜視図
を示す一部断面斜視図
【図４】図３の縦断面図
【図５】本発明装置の一実施例としての制御ブロック図
【図６】従来のシングルロータヘリコプタの全体図
【図７】図６のテールロータ部を示す模式図
【図８】図６のテールロータの駆動機構を示す一部断面
斜視図
斜視図
０１ ヘリコプタ機体 ０２ メインロータ ０３，１３ テールロータ ０４ 垂直安定板 ０５ カウリング ０６ ギアボックス ０７，１７ 回転軸 ０８ ドライブシャフト ０９ ハブ ２ 姿勢角センサ ３ 制御器 １４ 可変キャント角機構 １５ 中間ギヤボックス １６ アクチュエータ １８，１９ カバ ２０ ベアリング ２１ テールロータギヤボックス ２２ 中間軸 ２３ ベベルギア
Claims (1)
- 【請求項１】 機体の姿勢角を検知する姿勢角センサ
と、同姿勢角センサからの信号と機体の目標姿勢角信号
とを入力し機体の目標姿勢角整定に必要なテールロータ
のキャント角信号を算出し出力する制御器と、同制御器
からの信号によりテールロータにキャント角を設定する
駆動装置とを具えたことを特徴とするヘリコプタ姿勢制
御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9762493A JPH06305491A (ja) | 1993-04-23 | 1993-04-23 | ヘリコプタ姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9762493A JPH06305491A (ja) | 1993-04-23 | 1993-04-23 | ヘリコプタ姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06305491A true JPH06305491A (ja) | 1994-11-01 |
Family
ID=14197354
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9762493A Withdrawn JPH06305491A (ja) | 1993-04-23 | 1993-04-23 | ヘリコプタ姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06305491A (ja) |
-
1993
- 1993-04-23 JP JP9762493A patent/JPH06305491A/ja not_active Withdrawn
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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: 20000704 |