JPH07329891A - Vibration damping device of helicopter blade - Google Patents
Vibration damping device of helicopter bladeInfo
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- JPH07329891A JPH07329891A JP13174694A JP13174694A JPH07329891A JP H07329891 A JPH07329891 A JP H07329891A JP 13174694 A JP13174694 A JP 13174694A JP 13174694 A JP13174694 A JP 13174694A JP H07329891 A JPH07329891 A JP H07329891A
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- helicopter blade
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- Withdrawn
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ヘリコプタブレードの
振動を低減する制振装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a vibration damping device for reducing the vibration of a helicopter blade.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来のヘリコプタブレードの制振は、あ
らかじめ飛行中のブレードに対する振動荷重を推定し、
図５に示すように、ブレードルートからブレードチップ
までの剛性分布を振動が最小になるように設定してい
た。2. Description of the Related Art Conventional helicopter blade damping is based on estimating the vibration load on the blade during flight in advance.
As shown in FIG. 5, the rigidity distribution from the blade root to the blade tip was set so that vibration was minimized.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】ヘリコプタブレード振
動は、ヘリコプタブレード回転と同期してヘリコプタブ
レード表面の圧力分布が変動することによって発生す
る。また、このブレード表面の圧力の変動は、図６に示
すように、ヘリコプタの飛行速度によってレベルが変化
し、低速域と高速域に２つのピークが存在する。前記圧
力の変動は、低速域ではあるヘリコプタブレードが発生
した渦を次のヘリコプタのブレードが切ることにより発
生し、高速域ではヘリコプタブレード先端部が遷音速領
域になることにより発生する。すなわち、飛行速度によ
ってヘルコプタブレードの振動荷重は異なるものになっ
ている。The vibration of the helicopter blade occurs when the pressure distribution on the surface of the helicopter blade fluctuates in synchronization with the rotation of the helicopter blade. Further, as shown in FIG. 6, the fluctuation of the pressure on the blade surface changes in level depending on the flight speed of the helicopter, and has two peaks in the low speed region and the high speed region. The fluctuation of the pressure is generated when the blade of the next helicopter cuts a vortex generated by a certain helicopter blade in the low speed region, and is generated in the transonic region at the tip of the helicopter blade in the high speed region. That is, the vibration load of the helicopter blade differs depending on the flight speed.
【０００４】前記従来のヘリコプタブレードの制振にお
いては、以上のように、ブレードの振動荷重とその分布
が飛行速度によって変化するため、ブレードの剛性分布
最適化を飛行の全速度領域にわたって実現することは不
可能であり、ある飛行速度のみにしか最適化できない。
また、ブレードの振動荷重推定にはどうしても誤差を含
むため、計算上の剛性分布の最適値が実際のものとずれ
ている可能性があり、ブレード振動が十分に制振できな
い場合もありうる。In the conventional vibration damping of the helicopter blade, as described above, since the vibration load of the blade and its distribution change depending on the flight speed, it is necessary to optimize the rigidity distribution of the blade over the entire flight speed region. Is impossible and can only be optimized for certain flight speeds.
Further, since the blade vibration load estimation always includes an error, the optimum value of the calculated rigidity distribution may deviate from the actual value, and the blade vibration may not be sufficiently damped.
【０００５】本発明は、従来のものが持つ以上のような
問題点を解決することができるヘリコプタブレードの制
振装置を提供しようとするものである。An object of the present invention is to provide a vibration damping device for a helicopter blade which can solve the above-mentioned problems of the conventional one.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】本発明のヘリコプタブレ
ードの制振装置は、ヘリコプタブレード内に埋め込まれ
た加熱によって長さが変化する形状記憶合金製ファイバ
ー、ヘリコプタブレード内に配置され前記形状記憶合金
製ファイバーを加熱する電気加熱手段、ヘリコプタブレ
ードの振動状態をモニタするセンジング部、及び前記セ
ンジング部の信号を受けて前記電気加熱手段へ供給され
る電力を制御するコントロール部を備えた。Means for Solving the Problems A vibration damping device for a helicopter blade according to the present invention is a shape memory alloy fiber embedded in the helicopter blade, the length of which changes by heating, and the shape memory alloy disposed in the helicopter blade. The electric heating means for heating the manufactured fiber, the sensing section for monitoring the vibration state of the helicopter blade, and the control section for controlling the electric power supplied to the electric heating means in response to a signal from the sensing section are provided.
【０００７】[0007]
【作用】本発明では、ヘリコプタブレードが振動する
と、これがセンジング部でモニタされてその信号がコン
トロール部に出力され、コントロール部では予め設定さ
れている制御則によってヘリコプタブレードの振動に基
づいて制御された電力を電気加熱手段へ供給する。これ
によって、電気加熱手段より形状記憶合金製ファイバー
へ与えられる熱量が変化して形状記憶合金製ファイバー
が伸縮しようとする。形状記憶合金製ファイバーはヘリ
コプタブレードに埋め込まれて変位が拘束されているた
めに、これによって同ファイバーの張力又は弾性率が変
化してヘリコプタブレードの剛性が振動荷重に同期して
変化する。従って、本発明では、ヘリコプタブレードの
振動に同期してヘリコプタブレードの剛性を変化させる
ことにより、すべての飛行速度域においてヘリコプタブ
レードの振動を抑制することができる。In the present invention, when the helicopter blade vibrates, this is monitored by the sensing section and the signal is output to the control section, and the control section controls the vibration based on the vibration of the helicopter blade according to a preset control rule. Electric power is supplied to the electric heating means. As a result, the amount of heat applied to the shape memory alloy fiber by the electric heating means changes, and the shape memory alloy fiber tries to expand and contract. Since the shape memory alloy fiber is embedded in the helicopter blade and its displacement is restrained, the tension or elastic modulus of the fiber is changed by this, and the rigidity of the helicopter blade is changed in synchronization with the vibration load. Therefore, in the present invention, the vibration of the helicopter blade can be suppressed in all flight speed ranges by changing the rigidity of the helicopter blade in synchronization with the vibration of the helicopter blade.
【０００８】[0008]
【実施例】本発明の一実施例を、図１ないし図４によっ
て説明する。１は炭素繊維系又はガラス繊維系の複合材
（ＣＦＲＰ又はＧＦＲＰ）で作られたヘリコプタブレー
ド１５のブレード外板であり、その内部には、ヘリコプ
タブレード１５の剛性を受け持つチタン又はアルミ製の
ブレードスパー２が配置されている。ブレードスパー２
はヘリコプタブレード１５のスパン（翼長）方向へ延び
る中心穴２ａをもつ中空状に形成されており、この中心
穴２ａ内には振動センサー５と同振動センサー５の信号
を受けるコントローラー６が配置されており、振動セン
サー５とコントローラー６はブレードスパー２の内壁に
取付けられている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENT An embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. Reference numeral 1 is a blade outer plate of a helicopter blade 15 made of a carbon fiber-based or glass fiber-based composite material (CFRP or GFRP), and inside thereof, a blade spar made of titanium or aluminum which is responsible for the rigidity of the helicopter blade 15. 2 are arranged. Blade spar 2
Is formed in a hollow shape having a central hole 2a extending in the span (blade length) direction of the helicopter blade 15, and a vibration sensor 5 and a controller 6 for receiving a signal from the vibration sensor 5 are arranged in the central hole 2a. The vibration sensor 5 and the controller 6 are attached to the inner wall of the blade spar 2.
【０００９】また、ブレードスパー２内には、ヘリコプ
タブレード１５のスパン方向へそれぞれ延びる形状記憶
合金製ファイバー３と電熱線４が図示しない絶縁層を介
してヘリコプタブレード１５のスパン（翼長）方向に複
数個埋め込まれてブレードスパー２に固定されており、
電熱線４は形状記憶合金製ファイバー３の近くに位置し
て同ファイバー３を加熱するようになっている。形状記
憶合金製ファイバー３はニッケルチタン合金で作られて
おり、加熱されることによってその長さが変化しようと
するが、ブレードスパー２内に埋め込まれて固定されて
変位が拘束されているので、前記加熱によって形状記憶
合金製ファイバー３の張力又は弾性率が変化して、ブレ
ードスパー２の剛性を変化させるようになっている。Further, in the blade spar 2, the shape memory alloy fiber 3 and the heating wire 4 respectively extending in the span direction of the helicopter blade 15 are arranged in the span (blade length) direction of the helicopter blade 15 via an insulating layer (not shown). Multiple pieces are embedded and fixed to the blade spar 2,
The heating wire 4 is located near the shape memory alloy fiber 3 and heats the same. The shape memory alloy fiber 3 is made of a nickel-titanium alloy, and its length tends to change when heated, but since it is embedded in the blade spar 2 and is fixed and its displacement is restrained, The heating changes the tension or elastic modulus of the shape memory alloy fiber 3 to change the rigidity of the blade spar 2.
【００１０】前記コントローラー６は、振動センサー５
より同センサー５のモニタしたヘリコプタブレード１５
の振動の信号を受け、個々のヘリコプタ機体毎に設定さ
れた制御則に基づいて電熱線４へ供給される電流を制御
する。コントローラー６には、各ヘリコプタ機体毎の制
御則が記憶されており、同制御則によって、振動センー
５のモニタしたヘリコプタブレード１５の振動レベルに
又は振動周波数等に応じてヘリコプタブレードの剛性を
変化させる（図３参照）ように形状記憶合金製ファイバ
ー３の長さを変化させる電流を電熱線４へ供給するよう
になっている。The controller 6 includes a vibration sensor 5
Helicopter blade 15 monitored by the same sensor 5
In response to the vibration signal, the electric current supplied to the heating wire 4 is controlled based on the control law set for each helicopter machine body. The controller 6 stores a control law for each helicopter body, and changes the rigidity of the helicopter blade according to the vibration level of the helicopter blade 15 monitored by the vibration sensor 5 or the vibration frequency according to the control law. As shown in FIG. 3, a current for changing the length of the shape memory alloy fiber 3 is supplied to the heating wire 4.
【００１１】また、前記ブレードスパー２内に設けられ
た振動センサー５、コントローラー６及び電熱線４へ
は、図４に示すように、ヘリコプタ機体１０内の電源１
１より電源ライン１２、スリップリング１３を介してヘ
リコプタブレード１５のロータヘッド１４より矢印に示
すように必要な電気が供給されるようになっている。As shown in FIG. 4, the vibration sensor 5, the controller 6 and the heating wire 4 provided in the blade spar 2 are connected to the power source 1 in the helicopter body 10.
1, the required electric power is supplied from the rotor head 14 of the helicopter blade 15 via the power supply line 12 and the slip ring 13 as indicated by the arrow.
【００１２】前記のように、ヘリコプタブレードは、ヘ
リコプタブレード回転と同期して発生するヘリコプタブ
レードの表面の圧力分布の変動と飛行速度によるヘリコ
プタブレードの振動荷重の変動によって振動が励起され
る。As described above, in the helicopter blade, the vibration is excited by the fluctuation of the pressure distribution on the surface of the helicopter blade which is generated in synchronization with the rotation of the helicopter blade and the fluctuation of the vibration load of the helicopter blade due to the flight speed.
【００１３】以上のように構成された本実施例では、ヘ
リコプタブレードの振動が励起されると、図２に示すよ
うに、この振動を振動センサー５が感知し、その信号を
コントローラー６へ出力する。コントローラー６におい
ては、振動センサー５からの信号に基づいてヘリコプタ
の機体毎に設定されているヘリコプタブレードの剛性の
制御則（図３参照）に基づいて電熱線４へ供給される電
流を変化させて形状記憶合金製ファイバー３へ与える熱
量を制御してその長さを変化させ、ブレードスパー２の
剛性を変化させる。このようにして、ヘリコプタブレー
ドの振動に同期して、振動を効果的に抑制することがで
きる。In this embodiment constructed as described above, when the vibration of the helicopter blade is excited, the vibration sensor 5 detects this vibration and outputs the signal to the controller 6, as shown in FIG. . In the controller 6, the current supplied to the heating wire 4 is changed based on the helicopter blade rigidity control rule (see FIG. 3) that is set for each helicopter airframe based on the signal from the vibration sensor 5. The amount of heat applied to the shape memory alloy fiber 3 is controlled to change its length, and the rigidity of the blade spar 2 is changed. In this way, the vibration can be effectively suppressed in synchronization with the vibration of the helicopter blade.
【００１４】また、ヘリコプタブレード１５のスパン方
向に配置された複数の電熱線４へ供給される電力のそれ
ぞれを前記と同様に変化させることによって、スパン方
向において複数の形状記憶合金製ファイバー３を独立に
制御することによって、ヘリコプタブレード１５のスパ
ン方向の変化に対応して振動を確実に抑制することがで
きる。Further, by changing each of the electric powers supplied to the plurality of heating wires 4 arranged in the span direction of the helicopter blade 15 in the same manner as described above, the plurality of shape memory alloy fibers 3 are independent in the span direction. By controlling so that the vibration can be surely suppressed in response to the change in the span direction of the helicopter blade 15.
【００１５】また更に、本実施例では、ヘリコプタブレ
ードに励起された振動によってブレードスパー２の剛性
を変化させてヘリコプタブレードの振動を抑制している
ので、ヘリコプタの飛行速度の全域においてヘリコプタ
ブレードの振動を抑制することができる。Further, in the present embodiment, the vibration of the helicopter blade is suppressed by changing the rigidity of the blade spar 2 by the vibration excited by the helicopter blade, so that the vibration of the helicopter blade is suppressed over the entire flight speed of the helicopter. Can be suppressed.
【００１６】なお、前記実施例では、形状記憶合金製フ
ァイバー３の加熱に電熱線４を用いているが、他の電気
加熱手段、例えば誘導加熱手段を用いることもでき、こ
の場合にはコントローラーから供給される電流を変化さ
せる外に周波数を変化させて形状記憶合金製ファイバー
３の加熱を制御するようにすることができる。In the above embodiment, the heating wire 4 is used to heat the shape memory alloy fiber 3, but other electric heating means such as induction heating means may be used. In this case, the controller is used. In addition to changing the supplied current, the frequency can be changed to control the heating of the shape memory alloy fiber 3.
【００１７】[0017]
【発明の効果】本発明は、以上説明したように、ヘリコ
プタブレードに励起される振動をセンジング部でモニタ
し、その信号を受けるコントロール部によって、ヘリコ
プタブレードに埋め込まれ加熱によって長さが変化する
形状記憶合金製ファイバーを加熱する電気加熱装置へ供
給される電力を制御しているために、ヘリコプタブレー
ッドの剛性をヘリコプタブレードの振動に同期して変化
させることができ、ヘリコプタのすべての飛行速度域に
おいてヘリコプタブレードの振動を抑制することができ
る。As described above, according to the present invention, the vibration excited by the helicopter blade is monitored by the sensing portion, and the control portion receiving the signal is embedded in the helicopter blade and changes its length by heating. By controlling the electric power supplied to the electric heating device that heats the memory alloy fiber, the rigidity of the helicopter blade can be changed in synchronization with the vibration of the helicopter blade, and all the flight speeds of the helicopter can be changed. Vibration of the helicopter blade can be suppressed in the area.
【図１】本発明の一実施例を示し、図１（ａ）はその全
体図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＡ部の断面図である。1 shows an embodiment of the present invention, FIG. 1 (a) is an overall view thereof, and FIG. 1 (b) is a sectional view of a portion A of FIG. 1 (a).
【図２】同実施例のシステムブロック図である。FIG. 2 is a system block diagram of the embodiment.
【図３】同実施例のヘリコプタブレードの剛性と振動セ
ンサーのモニタした振動レベルの関係を示すグラフであ
る。FIG. 3 is a graph showing the relationship between the rigidity of the helicopter blade and the vibration level monitored by the vibration sensor in the same example.
【図４】同実施例における電源からの電気回路の説明図
である。FIG. 4 is an explanatory diagram of an electric circuit from a power source in the embodiment.
【図５】従来のヘリコプタブレードのスパン方向の剛性
分布を示す説明図である。FIG. 5 is an explanatory diagram showing a stiffness distribution in a span direction of a conventional helicopter blade.
【図６】ヘリコプタのヘリコプタブレードの変動圧力と
飛行速度の関係を示すグラフである。FIG. 6 is a graph showing a relationship between fluctuating pressure of a helicopter blade of a helicopter and flight speed.
１ ブレード外板 ２ ブレードスパー ２ａ ブレードスパーの中心穴 ３ 形状記憶合金製ファイバー ４ 電熱線 ５ 振動センサー ６ コントローラー １０ ヘリコプタ機体 １１ 電源 １２ 電源ライン １３ スリップリング １４ ロータヘッド １５ ヘリコプタブレード DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Blade outer plate 2 Blade spar 2a Center hole of blade spar 3 Shape memory alloy fiber 4 Heating wire 5 Vibration sensor 6 Controller 10 Helicopter airframe 11 Power supply 12 Power supply line 13 Slip ring 14 Rotor head 15 Helicopter blade
Claims (1)
熱によって長さが変化する形状記憶合金製ファイバー、
ヘリコプタブレード内に配置され前記形状記憶合金製フ
ァイバーを加熱する電気加熱手段、ヘリコプタブレード
の振動状態をモニタするセンジング部、及び前記センジ
ング部の信号を受けて前記電気加熱手段へ供給される電
力を制御するコントロール部を備えたことを特徴とする
ヘリコプタブレードの制振装置。1. A fiber made of shape memory alloy, the length of which is changed by heating embedded in a helicopter blade,
An electric heating means arranged in the helicopter blade for heating the shape memory alloy fiber, a sensing part for monitoring the vibration state of the helicopter blade, and a power supplied to the electric heating means in response to a signal from the sensing part A vibration control device for a helicopter blade, which is provided with a control section that controls
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13174694A JPH07329891A (en) | 1994-06-14 | 1994-06-14 | Vibration damping device of helicopter blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13174694A JPH07329891A (en) | 1994-06-14 | 1994-06-14 | Vibration damping device of helicopter blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07329891A true JPH07329891A (en) | 1995-12-19 |
Family
ID=15065227
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13174694A Withdrawn JPH07329891A (en) | 1994-06-14 | 1994-06-14 | Vibration damping device of helicopter blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07329891A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100986364B1 (en) * | 2004-12-21 | 2010-10-08 | 현대자동차주식회사 | Changeable type Variable Geometry Turbocharger for car |
-
1994
- 1994-06-14 JP JP13174694A patent/JPH07329891A/en not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100986364B1 (en) * | 2004-12-21 | 2010-10-08 | 현대자동차주식회사 | Changeable type Variable Geometry Turbocharger for car |
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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: 20010904 |