JPH08230794A - ヘリコプタロータの高調波制御装置 - Google Patents
ヘリコプタロータの高調波制御装置Info
- Publication number
- JPH08230794A JPH08230794A JP7040745A JP4074595A JPH08230794A JP H08230794 A JPH08230794 A JP H08230794A JP 7040745 A JP7040745 A JP 7040745A JP 4074595 A JP4074595 A JP 4074595A JP H08230794 A JPH08230794 A JP H08230794A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- load
- actuator
- helicopter
- blade
- control device
- 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
Links
Classifications
-
- 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
-
- 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
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/50—Vibration damping features
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ブレードに失速が発生したときに高調波制御
アクチュエータを中立位置で固定する。 【構成】 操縦系統２４は、基部４０と可動部４１とを
有するＨＨＣアクチュエータ２９を備える。このような
操縦系統２４にかかる荷重が半導体ゲージ３１によって
検出される。半導体ゲージ３１によって検出される検出
荷重は、コンピュータ３２によって、しきい値荷重と比
較される。検出荷重がしきい値荷重より大きいとき、固
定手段３３によって、基部４０に可動部４１が固定され
る。また、コンピュータ３２の比較結果に拘わらず、固
定手段３３を動作させることができる固定スイッチ５６
が備えられる。
アクチュエータを中立位置で固定する。 【構成】 操縦系統２４は、基部４０と可動部４１とを
有するＨＨＣアクチュエータ２９を備える。このような
操縦系統２４にかかる荷重が半導体ゲージ３１によって
検出される。半導体ゲージ３１によって検出される検出
荷重は、コンピュータ３２によって、しきい値荷重と比
較される。検出荷重がしきい値荷重より大きいとき、固
定手段３３によって、基部４０に可動部４１が固定され
る。また、コンピュータ３２の比較結果に拘わらず、固
定手段３３を動作させることができる固定スイッチ５６
が備えられる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ヘリコプタロータのピ
ッチ角をロータ回転周波数の整数倍の周波数で変化させ
て振動を防止し、ヘリコプタロータの回転によって発生
する騒音を低減するようにヘリコプタロータを制御する
ためのヘリコプタロータの高調波制御装置に関する。
ッチ角をロータ回転周波数の整数倍の周波数で変化させ
て振動を防止し、ヘリコプタロータの回転によって発生
する騒音を低減するようにヘリコプタロータを制御する
ためのヘリコプタロータの高調波制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】図７は、従来技術のヘリコプタの操縦系
統の一部を示し、図７（ａ）は、高調波制御装置を備え
ない操縦系統１を示す概略図であり、図７（ｂ）は、高
調波制御装置としてＨＨＣアクチュエータ２を備える操
縦系統３を示す概略図であり、図７（ｃ）は、高調波制
御装置としてＩＢＣアクチュエータ４を備える操縦系統
５を示す概略図である。ＨＨＣアクチュエータ２は、ハ
イヤ・ハーモニック・コントロール・システム（Higher
Harmonic Control System）を有するアクチュエータで
あって、以下同様にＨＨＣアクチュエータと略記する。
また、ＩＢＣアクチュエータ４は、インディビジュアル
・ブレード・コントロール・システム（Individual Bla
de Contol System）を有するアクチュエータであって、
以下同様にＩＢＣアクチュエータと略記する。
統の一部を示し、図７（ａ）は、高調波制御装置を備え
ない操縦系統１を示す概略図であり、図７（ｂ）は、高
調波制御装置としてＨＨＣアクチュエータ２を備える操
縦系統３を示す概略図であり、図７（ｃ）は、高調波制
御装置としてＩＢＣアクチュエータ４を備える操縦系統
５を示す概略図である。ＨＨＣアクチュエータ２は、ハ
イヤ・ハーモニック・コントロール・システム（Higher
Harmonic Control System）を有するアクチュエータで
あって、以下同様にＨＨＣアクチュエータと略記する。
また、ＩＢＣアクチュエータ４は、インディビジュアル
・ブレード・コントロール・システム（Individual Bla
de Contol System）を有するアクチュエータであって、
以下同様にＩＢＣアクチュエータと略記する。
【０００３】図７（ａ）を参照して、ヘリコプタロータ
（以下ロータと略記する）６は、回転軸８によって図示
しないモータから回転力が伝達されて回転される。この
ロータ６は、複数枚（図７には、図解を容易にするため
に、ブレードを１枚のみ示す）のブレード７からなり、
このブレード７が、スワッシュ・プレート９を介して操
縦用アクチュエータ１０によってそのピッチ角θが制御
されて、ロータ６が回転されたときの揚力が制御され
て、ヘリコプタが操縦される。
（以下ロータと略記する）６は、回転軸８によって図示
しないモータから回転力が伝達されて回転される。この
ロータ６は、複数枚（図７には、図解を容易にするため
に、ブレードを１枚のみ示す）のブレード７からなり、
このブレード７が、スワッシュ・プレート９を介して操
縦用アクチュエータ１０によってそのピッチ角θが制御
されて、ロータ６が回転されたときの揚力が制御され
て、ヘリコプタが操縦される。
【０００４】ロータ６が回転されたとき、ブレード７に
は、そのブレード７を外囲する空気による外力が作用す
る。この外力は、ロータ６が１回転する間に周期的に変
化するため、この外力が加振力となって図示しないヘリ
コプタの機体を振動させる。このようにして発生する振
動は、計器の読取り困難を生じ、乗客に不安感を与え、
さらに機体構造物の疲労を生じるなどの悪影響を及ぼ
し、種々の不具合の発生要因となり得る。
は、そのブレード７を外囲する空気による外力が作用す
る。この外力は、ロータ６が１回転する間に周期的に変
化するため、この外力が加振力となって図示しないヘリ
コプタの機体を振動させる。このようにして発生する振
動は、計器の読取り困難を生じ、乗客に不安感を与え、
さらに機体構造物の疲労を生じるなどの悪影響を及ぼ
し、種々の不具合の発生要因となり得る。
【０００５】このような不具合の発生要因となる機体の
振動を防止するために、高調波制御装置を搭載する傾向
にある。高調波制御装置のうち、能動的に振動制御を行
う装置として、図７（ｂ）に示すＨＨＣアクチュエータ
２および図７（ｃ）に示すＩＢＣアクチュエータ４が挙
げられる。これらは、いずれもロータ６の回転周波数の
整数倍、すなわち高調波でブレード７のピッチ角θを変
化させて、ブレード７に作用する外力を制御して、機体
の振動を低減する高調波制御アクチュエータである。
振動を防止するために、高調波制御装置を搭載する傾向
にある。高調波制御装置のうち、能動的に振動制御を行
う装置として、図７（ｂ）に示すＨＨＣアクチュエータ
２および図７（ｃ）に示すＩＢＣアクチュエータ４が挙
げられる。これらは、いずれもロータ６の回転周波数の
整数倍、すなわち高調波でブレード７のピッチ角θを変
化させて、ブレード７に作用する外力を制御して、機体
の振動を低減する高調波制御アクチュエータである。
【０００６】ＨＨＣアクチュエータ２は、スワッシュ・
プレート９の下方に配置され、スワッシュ・プレート９
を介して各ブレード７のピッチ角θを一括的に制御す
る。また、ＩＢＣアクチュエータ４は、スワッシュ・プ
レート９の上方に配置され、各ブレード７のピッチ角θ
を個別的に制御する。
プレート９の下方に配置され、スワッシュ・プレート９
を介して各ブレード７のピッチ角θを一括的に制御す
る。また、ＩＢＣアクチュエータ４は、スワッシュ・プ
レート９の上方に配置され、各ブレード７のピッチ角θ
を個別的に制御する。
【０００７】また他の従来技術は、たとえば特開昭６３
−３０８２０４号公報、特開昭６４−８３９０６号公報
あるいは特開平２−１１３１０１号公報などに示されて
いる。
−３０８２０４号公報、特開昭６４−８３９０６号公報
あるいは特開平２−１１３１０１号公報などに示されて
いる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】このような従来技術で
は、高応答のＨＨＣアクチュエータ２あるいはＩＢＣア
クチュエータ４を用いて、能動的に高調波制御を行って
おり、これらのアクチュエータ２，４を操縦用アクチュ
エータ１０と同様に荷重条件などを設計すると、アクチ
ュエータの受圧面積が同一であれば、油量は作動周期に
比例することから、ＨＨＣアクチュエータ２あるいはＩ
ＢＣアクチュエータ４が高調波（高周期）で動作する関
係上、これらのアクチュエータ２，４を動作させるため
に必要とされる作動油量は、操縦用アクチュエータ１０
を動作させるために必要とされる作動油量の数倍とな
る。このため、油圧源が大型化し、占有面積が大きくな
ると共に機体重量の大幅な増加につながる。
は、高応答のＨＨＣアクチュエータ２あるいはＩＢＣア
クチュエータ４を用いて、能動的に高調波制御を行って
おり、これらのアクチュエータ２，４を操縦用アクチュ
エータ１０と同様に荷重条件などを設計すると、アクチ
ュエータの受圧面積が同一であれば、油量は作動周期に
比例することから、ＨＨＣアクチュエータ２あるいはＩ
ＢＣアクチュエータ４が高調波（高周期）で動作する関
係上、これらのアクチュエータ２，４を動作させるため
に必要とされる作動油量は、操縦用アクチュエータ１０
を動作させるために必要とされる作動油量の数倍とな
る。このため、油圧源が大型化し、占有面積が大きくな
ると共に機体重量の大幅な増加につながる。
【０００９】また、飛行中に発生するロータ６のブレー
ド７の失速は、機体の振動の増加によって操縦士が認識
することができるけれども、ＨＨＣアクチュエータ２あ
るいはＩＢＣアクチュエータ４を搭載している場合、こ
れらのアクチュエータ２，４が、失速が発生していると
きの振動をも制振してしまうおそれがある。このような
場合、操縦士がブレード７の失速を認識するまでに時間
がかかるおそれがある。
ド７の失速は、機体の振動の増加によって操縦士が認識
することができるけれども、ＨＨＣアクチュエータ２あ
るいはＩＢＣアクチュエータ４を搭載している場合、こ
れらのアクチュエータ２，４が、失速が発生していると
きの振動をも制振してしまうおそれがある。このような
場合、操縦士がブレード７の失速を認識するまでに時間
がかかるおそれがある。
【００１０】したがって本発明の目的は、作動油量が少
なく、油圧源が小さい高調波制御アクチュエータを備
え、かつブレードの失速が発生した状態では、機体の振
動を制振しないヘリコプタロータの高調波制御装置を提
供することである。
なく、油圧源が小さい高調波制御アクチュエータを備
え、かつブレードの失速が発生した状態では、機体の振
動を制振しないヘリコプタロータの高調波制御装置を提
供することである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明は、基部およびこ
の基部に対して変位可能な可動部を有する高調波制御ア
クチュエータを備え、ヘリコプタロータのピッチ角を操
作するための操縦系統と、操縦系統にかかる荷重を検出
する荷重検出手段と、荷重検出手段によって検出される
検出荷重と、予め設定されるしきい値荷重とを比較する
比較手段と、比較手段の出力に応答し、検出荷重がしき
い値荷重より大きいとき、高調波制御アクチュエータの
可動部を基部に固定する固定手段とを含むことを特徴と
するヘリコプタロータの高調波制御装置である。また本
発明は、比較手段の出力に拘らず、固定手段の動作を指
令する指令手段を備えることを特徴とする。さらに本発
明は、前記高調波制御アクチュエータに備えられる可動
部には、係止孔が形成され、前記固定手段は、前記可動
部が中立位置に配置されるときに、係止孔内に挿入可能
な可動ピンを有することを特徴とする。さらに本発明
は、前記検出荷重を表示するための表示手段を備えるこ
とを特徴とする。さらに本発明は、検出手段と比較手段
との間に所定の遮断周波数を有するローパスフィルタが
設けられることを特徴とする。
の基部に対して変位可能な可動部を有する高調波制御ア
クチュエータを備え、ヘリコプタロータのピッチ角を操
作するための操縦系統と、操縦系統にかかる荷重を検出
する荷重検出手段と、荷重検出手段によって検出される
検出荷重と、予め設定されるしきい値荷重とを比較する
比較手段と、比較手段の出力に応答し、検出荷重がしき
い値荷重より大きいとき、高調波制御アクチュエータの
可動部を基部に固定する固定手段とを含むことを特徴と
するヘリコプタロータの高調波制御装置である。また本
発明は、比較手段の出力に拘らず、固定手段の動作を指
令する指令手段を備えることを特徴とする。さらに本発
明は、前記高調波制御アクチュエータに備えられる可動
部には、係止孔が形成され、前記固定手段は、前記可動
部が中立位置に配置されるときに、係止孔内に挿入可能
な可動ピンを有することを特徴とする。さらに本発明
は、前記検出荷重を表示するための表示手段を備えるこ
とを特徴とする。さらに本発明は、検出手段と比較手段
との間に所定の遮断周波数を有するローパスフィルタが
設けられることを特徴とする。
【００１２】
【作用】本発明に従えば、ヘリコプタの操縦系統には、
基部とこの基部に対して変位可能な可動部とを有する高
調波制御アクチュエータが備えられて、ヘリコプタロー
タのピッチ角が操作され、ヘリコプタロータのブレード
に作用する外力が制御されて機体の振動が防止される。
また高調波制御は、騒音を低減するためにも有効的に利
用することができ、もちろんヘリコプタロータの騒音を
低減するのにも有効的な手段である。したがって、コン
ピュータを用い、制御ソフトを適宜に選択して、高調波
制御アクチュエータをヘリコプタの騒音の低減に適用す
ることができる。この操縦系統にかかる荷重は、荷重検
出手段によって検出され、その検出荷重と予め設定され
るしきい値荷重とが比較手段によって比較される。比較
手段による比較結果に基づいて、検出荷重がしきい値荷
重より大きいとき、高調波制御アクチュエータの可動部
が、固定手段によって、基部に固定される。
基部とこの基部に対して変位可能な可動部とを有する高
調波制御アクチュエータが備えられて、ヘリコプタロー
タのピッチ角が操作され、ヘリコプタロータのブレード
に作用する外力が制御されて機体の振動が防止される。
また高調波制御は、騒音を低減するためにも有効的に利
用することができ、もちろんヘリコプタロータの騒音を
低減するのにも有効的な手段である。したがって、コン
ピュータを用い、制御ソフトを適宜に選択して、高調波
制御アクチュエータをヘリコプタの騒音の低減に適用す
ることができる。この操縦系統にかかる荷重は、荷重検
出手段によって検出され、その検出荷重と予め設定され
るしきい値荷重とが比較手段によって比較される。比較
手段による比較結果に基づいて、検出荷重がしきい値荷
重より大きいとき、高調波制御アクチュエータの可動部
が、固定手段によって、基部に固定される。
【００１３】これによって、しきい値荷重をブレードが
失速し始める直前の荷重に設定して、ブレードが失速状
態に陥ったときには、高調波制御アクチュエータの基部
に対して可動部を固定して、高調波制御アクチュエータ
が振動を制振しないようにすることができる。したがっ
て、操縦士がブレードの失速を早期に認識すことができ
危険を回避することができる。
失速し始める直前の荷重に設定して、ブレードが失速状
態に陥ったときには、高調波制御アクチュエータの基部
に対して可動部を固定して、高調波制御アクチュエータ
が振動を制振しないようにすることができる。したがっ
て、操縦士がブレードの失速を早期に認識すことができ
危険を回避することができる。
【００１４】また、しきい値荷重を小さくして、高調波
制御アクチュエータの設計において荷重条件を小さくす
ることができる。したがって、高調波制御アクチュエー
タの動作に必要とされる作動油量を大幅に低減し、油圧
源の大型化を防止することができる。
制御アクチュエータの設計において荷重条件を小さくす
ることができる。したがって、高調波制御アクチュエー
タの動作に必要とされる作動油量を大幅に低減し、油圧
源の大型化を防止することができる。
【００１５】また本発明に従えば、比較手段の比較結果
に拘らず、指令手段によって固定手段の動作、すなわち
高調波制御アクチュエータの基部と可動部との固定を指
令することができる。これによって、操縦士が任意に高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができる。
に拘らず、指令手段によって固定手段の動作、すなわち
高調波制御アクチュエータの基部と可動部との固定を指
令することができる。これによって、操縦士が任意に高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができる。
【００１６】さらに本発明に従えば、高調波制御アクチ
ュエータの可動部には、係止孔が形成され、固定手段
は、可動部が中立位置に配置されるときに、係止孔内に
挿入可能な可動ピンを有する。これによって、可動部が
中立位置に配置された状態で、可動部を基部に対して固
定することができる。したがって、高調波制御アクチュ
エータによってブレードのピッチ角が変化された状態
で、固定手段が動作してしまうことを防止して、操縦士
が容易にヘリコプタを操縦することができる。
ュエータの可動部には、係止孔が形成され、固定手段
は、可動部が中立位置に配置されるときに、係止孔内に
挿入可能な可動ピンを有する。これによって、可動部が
中立位置に配置された状態で、可動部を基部に対して固
定することができる。したがって、高調波制御アクチュ
エータによってブレードのピッチ角が変化された状態
で、固定手段が動作してしまうことを防止して、操縦士
が容易にヘリコプタを操縦することができる。
【００１７】さらに本発明に従えば、検出荷重を表示す
るための表示手段が備えられ、検出荷重をたとえばリア
ルタイムで表示することができる。これによって、高調
波制御アクチュエータによって振動が制振されても、操
縦士は検出荷重からブレードの失速などの状態を容易に
推測することができる。したがって、操縦士は、機体の
振動による計器の読取り困難や機体の疲労の発生を防止
し、かつ乗客に不安を与えることなく危険をより早期に
認識することができる。
るための表示手段が備えられ、検出荷重をたとえばリア
ルタイムで表示することができる。これによって、高調
波制御アクチュエータによって振動が制振されても、操
縦士は検出荷重からブレードの失速などの状態を容易に
推測することができる。したがって、操縦士は、機体の
振動による計器の読取り困難や機体の疲労の発生を防止
し、かつ乗客に不安を与えることなく危険をより早期に
認識することができる。
【００１８】さらに本発明に従えば、検出手段と比較手
段との間には、遮断周波数を有するローパスフィルタが
設けられる。これによって、たとえば検出荷重を表す信
号の中からヘリコプタロータの回転周波数とブレード枚
数の積の２倍よりも低い周期の周波数で振動する荷重値
を表す信号を比較器に与えることができる。したがっ
て、雑音成分を除去することができ、ブレードの失速に
たいして正確に対応することができる。
段との間には、遮断周波数を有するローパスフィルタが
設けられる。これによって、たとえば検出荷重を表す信
号の中からヘリコプタロータの回転周波数とブレード枚
数の積の２倍よりも低い周期の周波数で振動する荷重値
を表す信号を比較器に与えることができる。したがっ
て、雑音成分を除去することができ、ブレードの失速に
たいして正確に対応することができる。
【００１９】
【実施例】図１は、本発明の一実施例のヘリコプタロー
タの高調波制御装置（以下制御装置と略記する）２０を
示す概略図である。一般的に、ヘリコプタに備えられる
ロータ２１は、複数（本実施例において３枚）のブレー
ド２２ａ，２２ｂ，２２ｃ（以下総称するときは２２と
記す）を有し、各ブレード２２ａ〜２２ｃは、それぞれ
の長手方向と平行な軸線まわりにたとえばブレード２２
ａの場合矢符Ｂ方向に角変位可能に、共通の回転軸２３
に連結されている。このようなロータ２１は、回転軸２
３に図示しないモータからの回転力が伝達されることに
よって、上方からみたときに反時計まわりとなる矢符Ａ
方向に回転駆動される。このとき各ブレード２２ａ〜２
２ｃは、操縦系統２４によって、前述の軸線まわりに角
変位され、ロータ２１の配置される平面に対して各ブレ
ード２２ａ〜２２ｂの成す角度、すなわちピッチ角が制
御されて揚力あるいは方向が制御されてヘリコプタが操
縦される。
タの高調波制御装置（以下制御装置と略記する）２０を
示す概略図である。一般的に、ヘリコプタに備えられる
ロータ２１は、複数（本実施例において３枚）のブレー
ド２２ａ，２２ｂ，２２ｃ（以下総称するときは２２と
記す）を有し、各ブレード２２ａ〜２２ｃは、それぞれ
の長手方向と平行な軸線まわりにたとえばブレード２２
ａの場合矢符Ｂ方向に角変位可能に、共通の回転軸２３
に連結されている。このようなロータ２１は、回転軸２
３に図示しないモータからの回転力が伝達されることに
よって、上方からみたときに反時計まわりとなる矢符Ａ
方向に回転駆動される。このとき各ブレード２２ａ〜２
２ｃは、操縦系統２４によって、前述の軸線まわりに角
変位され、ロータ２１の配置される平面に対して各ブレ
ード２２ａ〜２２ｂの成す角度、すなわちピッチ角が制
御されて揚力あるいは方向が制御されてヘリコプタが操
縦される。
【００２０】操縦系統２４は、各ブレード２２ａ〜２２
ｃにそれぞれ連結されるピッチリンク２５ａ，２５ｂ，
２５ｃと、各ピッチリンク２５ａ〜２５ｃが共通に連結
される上スワッシュプレート２６と、上スワッシュプレ
ート２６を支持する下スワッシュプレート２７と、下ス
ワッシュプレート２７に連結される３つの操縦用アクチ
ュエータ２８ａ，２８ｂ，２８ｃと、下スワッシュプレ
ート２７と各操縦用アクチュエータ２８ａ〜２８ｃとの
間にそれぞれ介在される高調波制御アクチュエータであ
るＨＨＣアクチュエータ２９ａ，２９ｂ，２９ｃ（以下
総称するときは２９と記す）とを有する。ここで、ＨＨ
Ｃアクチュエータ２９は、ハイヤー・ハーモニック・コ
ントロール・システム（Higher Harmonic Control Syst
em）を有するアクチュエータであって、以下同様にＨＨ
Ｃアクチュエータと略記する。
ｃにそれぞれ連結されるピッチリンク２５ａ，２５ｂ，
２５ｃと、各ピッチリンク２５ａ〜２５ｃが共通に連結
される上スワッシュプレート２６と、上スワッシュプレ
ート２６を支持する下スワッシュプレート２７と、下ス
ワッシュプレート２７に連結される３つの操縦用アクチ
ュエータ２８ａ，２８ｂ，２８ｃと、下スワッシュプレ
ート２７と各操縦用アクチュエータ２８ａ〜２８ｃとの
間にそれぞれ介在される高調波制御アクチュエータであ
るＨＨＣアクチュエータ２９ａ，２９ｂ，２９ｃ（以下
総称するときは２９と記す）とを有する。ここで、ＨＨ
Ｃアクチュエータ２９は、ハイヤー・ハーモニック・コ
ントロール・システム（Higher Harmonic Control Syst
em）を有するアクチュエータであって、以下同様にＨＨ
Ｃアクチュエータと略記する。
【００２１】各ピッチリンク２５ａ〜２５ｃは、棒状で
あって、その一端部が各ブレード２２ａ〜２２ｃのロー
タ２１の回転方向Ａ上流側の端部に連結されている。上
スワッシュプレート２６は、円板状であって、各ピッチ
リンク２５ａ〜２５ｃの他端部が共通に連結されてい
る。下スワッシュプレート２７は、円板状であって、図
示しないベアリングを介して、相互に角変位可能に上ス
ワッシュプレート２６を支持している。各操縦用アクチ
ュエータ２８ａ〜２８ｃは、基部とこの基部に対して変
位可能な可動部とをそれぞれ有し、各基部あるいは各可
動部のいずれか一方（本実施例において基部）が図示し
ない操縦桿に連結され、いずれか他方（本実施例におい
て可動部）が各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃに
連結されている。
あって、その一端部が各ブレード２２ａ〜２２ｃのロー
タ２１の回転方向Ａ上流側の端部に連結されている。上
スワッシュプレート２６は、円板状であって、各ピッチ
リンク２５ａ〜２５ｃの他端部が共通に連結されてい
る。下スワッシュプレート２７は、円板状であって、図
示しないベアリングを介して、相互に角変位可能に上ス
ワッシュプレート２６を支持している。各操縦用アクチ
ュエータ２８ａ〜２８ｃは、基部とこの基部に対して変
位可能な可動部とをそれぞれ有し、各基部あるいは各可
動部のいずれか一方（本実施例において基部）が図示し
ない操縦桿に連結され、いずれか他方（本実施例におい
て可動部）が各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃに
連結されている。
【００２２】図２は、ＨＨＣアクチュエータ２９ａを示
す断面図である。ＨＨＣアクチュエータ２９ａは、基部
４０と可動部４１とを有し、可動部４１は、その一端部
が基部４０に挿入された状態で、基部４０に対して変位
可能に設けられる。可動部４１は、基部４０と可動部４
１とによって個別にそれぞれ形成される空間４２，４３
内の油圧が油圧装置４４によって制御されて、基部４０
に対して伸張／縮退される。このＨＨＣアクチュエータ
２９ａは、基部４０が、操縦用アクチュエータ２８ａの
可動部に連結され、可動部４１が、連結部４６によって
連結棒３０ａを介して下スワッシュプレート２７に連結
されている。ＨＨＣアクチュエータ２９ｂ，２９ｃは、
ＨＨＣアクチュエータ２９ａと同様の構成を有するの
で、重複を避けて説明は省略する。
す断面図である。ＨＨＣアクチュエータ２９ａは、基部
４０と可動部４１とを有し、可動部４１は、その一端部
が基部４０に挿入された状態で、基部４０に対して変位
可能に設けられる。可動部４１は、基部４０と可動部４
１とによって個別にそれぞれ形成される空間４２，４３
内の油圧が油圧装置４４によって制御されて、基部４０
に対して伸張／縮退される。このＨＨＣアクチュエータ
２９ａは、基部４０が、操縦用アクチュエータ２８ａの
可動部に連結され、可動部４１が、連結部４６によって
連結棒３０ａを介して下スワッシュプレート２７に連結
されている。ＨＨＣアクチュエータ２９ｂ，２９ｃは、
ＨＨＣアクチュエータ２９ａと同様の構成を有するの
で、重複を避けて説明は省略する。
【００２３】再び図１を参照して、このように構成され
る操縦系統２４を用いて、たとえば操縦用アクチュエー
タ２８ａ〜２８ｃが動作、すなわち各基部に対して各可
動部が伸張／縮退されることによって、各スワッシュプ
レート２６，２７が上下動され、各ピッチリンク２５ａ
〜２５ｃが矢符Ｃ１，Ｃ２，Ｃ３で示されるように上下
に移動されて、各ブレード２２ａ〜２２ｃのピッチ角が
それぞれ制御される。これによって、揚力が制御され
て、ヘリコプタの上下の移動が制御される。また、操縦
士が操縦桿を操作することによって、各スワッシュプレ
ート２６，２７の傾きが制御されて、ヘリコプタの前後
方向、あるいは左右方向の移動が制御される。
る操縦系統２４を用いて、たとえば操縦用アクチュエー
タ２８ａ〜２８ｃが動作、すなわち各基部に対して各可
動部が伸張／縮退されることによって、各スワッシュプ
レート２６，２７が上下動され、各ピッチリンク２５ａ
〜２５ｃが矢符Ｃ１，Ｃ２，Ｃ３で示されるように上下
に移動されて、各ブレード２２ａ〜２２ｃのピッチ角が
それぞれ制御される。これによって、揚力が制御され
て、ヘリコプタの上下の移動が制御される。また、操縦
士が操縦桿を操作することによって、各スワッシュプレ
ート２６，２７の傾きが制御されて、ヘリコプタの前後
方向、あるいは左右方向の移動が制御される。
【００２４】このようにして、ヘリコプタが操縦され
て、ロータ２１が回転駆動されるとき、ブレード２２に
は、このブレード２２を外囲する空気によって外力が作
用する。たとえばヘリコプタが無風状態の中を速度Ｖ0
で前進航行していると仮定する。この場合、ブレード２
２ａ〜２２ｃに対する空気の速度分布は、図３に示すよ
うになる。図３には、図解を容易にするために、ブレー
ド２２ａのみを示し、ブレード２２ａが、ヘリコプタの
後方に存在する角度位置をΨ＝０°として、反時計まわ
りに角度Ψをとり、角度位置Ψ＝０°、ヘリコプタの右
方に存在する角度位置Ψ＝９０°、ヘリコプタの前方に
存在する角度位置Ψ＝１８０°およびヘリコプタの左方
に存在する角度位置Ψ＝２７０°にそれぞれ配置された
ときの速度分布を示す。ブレード２２ａが、角速度Ωで
反時計まわりに回転されていると仮定すると、ブレード
２２ａの回転中心から距離Ｒの位置におけるブレード２
２ａに対する空気の速度Ｖは、Ｖ＝ΩＲ＋Ｖ0 sinΨと
なる。したがって、図に示すような速度分布となる。図
３におけるセクションＤは、逆流領域であって、ブレー
ド２２ａに、その回転方向上流側から下流側に空気が移
動している部分である。図３において、ブレード２２ａ
を例にとり説明したが、他のブレード２２ｂ，２２ｃに
ついても同様の速度分布を示す。
て、ロータ２１が回転駆動されるとき、ブレード２２に
は、このブレード２２を外囲する空気によって外力が作
用する。たとえばヘリコプタが無風状態の中を速度Ｖ0
で前進航行していると仮定する。この場合、ブレード２
２ａ〜２２ｃに対する空気の速度分布は、図３に示すよ
うになる。図３には、図解を容易にするために、ブレー
ド２２ａのみを示し、ブレード２２ａが、ヘリコプタの
後方に存在する角度位置をΨ＝０°として、反時計まわ
りに角度Ψをとり、角度位置Ψ＝０°、ヘリコプタの右
方に存在する角度位置Ψ＝９０°、ヘリコプタの前方に
存在する角度位置Ψ＝１８０°およびヘリコプタの左方
に存在する角度位置Ψ＝２７０°にそれぞれ配置された
ときの速度分布を示す。ブレード２２ａが、角速度Ωで
反時計まわりに回転されていると仮定すると、ブレード
２２ａの回転中心から距離Ｒの位置におけるブレード２
２ａに対する空気の速度Ｖは、Ｖ＝ΩＲ＋Ｖ0 sinΨと
なる。したがって、図に示すような速度分布となる。図
３におけるセクションＤは、逆流領域であって、ブレー
ド２２ａに、その回転方向上流側から下流側に空気が移
動している部分である。図３において、ブレード２２ａ
を例にとり説明したが、他のブレード２２ｂ，２２ｃに
ついても同様の速度分布を示す。
【００２５】このように各ブレード２２ａ〜２２ｃ、す
なわちロータ２１が一回転する間に各ブレード２２ａ〜
２２ｃに対する空気の速度は、周期的に変化する。これ
によって、図４に示すように各ブレード２２ａ〜２２ｃ
には、周期的に変化する空気による外力が作用する。図
４に示すようにロータ２１が、反時計まわりに回転する
場合、各ブレード２２ａ〜２２ｃがヘリコプタに対して
その進行方向Ｅと反対向きに移動する後退時、すなわち
ヘリコプタの左方を通過する時に各ブレードに作用する
外力が大きくなる傾向にある。このように、外力は、ロ
ータ２１が１回転する間に周期的に変化するため、この
外力が加振力となって図示しないヘリコプタの機体を振
動させる。この機体の振動を防止するために、能動的に
高調波制御を行う各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９
ｂが設けられる。
なわちロータ２１が一回転する間に各ブレード２２ａ〜
２２ｃに対する空気の速度は、周期的に変化する。これ
によって、図４に示すように各ブレード２２ａ〜２２ｃ
には、周期的に変化する空気による外力が作用する。図
４に示すようにロータ２１が、反時計まわりに回転する
場合、各ブレード２２ａ〜２２ｃがヘリコプタに対して
その進行方向Ｅと反対向きに移動する後退時、すなわち
ヘリコプタの左方を通過する時に各ブレードに作用する
外力が大きくなる傾向にある。このように、外力は、ロ
ータ２１が１回転する間に周期的に変化するため、この
外力が加振力となって図示しないヘリコプタの機体を振
動させる。この機体の振動を防止するために、能動的に
高調波制御を行う各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９
ｂが設けられる。
【００２６】これらの各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜
２９ｂは、可動部４１が基部４０に対して、ロータ２１
の回転周波数の整数倍、すなわち高調波で伸張／縮退さ
れる。このようにしてロータ２１の回転周波数の高調波
倍数でスワッシュプレート２６，２７を変位させて、各
ブレード２２ａ〜２２ｃのピッチ角を変化させることに
よって、各ブレード２２ａ〜２２ｃに作用する外力を能
動的に制御し、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃ
を設けないときの外力の変化の周期よりも短い周期で外
力を変化させることができる。これによって、各ブレー
ド２２ａ〜２２ｃに作用する外力をロータ２１の一回転
において平均化することができる。したがって、機体の
振動を制振することができる。
２９ｂは、可動部４１が基部４０に対して、ロータ２１
の回転周波数の整数倍、すなわち高調波で伸張／縮退さ
れる。このようにしてロータ２１の回転周波数の高調波
倍数でスワッシュプレート２６，２７を変位させて、各
ブレード２２ａ〜２２ｃのピッチ角を変化させることに
よって、各ブレード２２ａ〜２２ｃに作用する外力を能
動的に制御し、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃ
を設けないときの外力の変化の周期よりも短い周期で外
力を変化させることができる。これによって、各ブレー
ド２２ａ〜２２ｃに作用する外力をロータ２１の一回転
において平均化することができる。したがって、機体の
振動を制振することができる。
【００２７】また、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２
９ｃによって行われるこのような高調波制御は、周知の
ように騒音を低減するための手段として有効的であり、
もちろんロータ２１の騒音を低減するために有効的に用
いることができる。これによって、たとえば後述するコ
ンピュータ３２を利用し、制御ソフトを適宜に選択し
て、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃを制御する
ことによって、ヘリコプタの騒音を低減することができ
る。したがって、たとえば乗客は快適な環境で搭乗する
ことができ、騒音によってヘリコプタが航行する周囲の
環境に与える影響を低減することができる。
９ｃによって行われるこのような高調波制御は、周知の
ように騒音を低減するための手段として有効的であり、
もちろんロータ２１の騒音を低減するために有効的に用
いることができる。これによって、たとえば後述するコ
ンピュータ３２を利用し、制御ソフトを適宜に選択し
て、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃを制御する
ことによって、ヘリコプタの騒音を低減することができ
る。したがって、たとえば乗客は快適な環境で搭乗する
ことができ、騒音によってヘリコプタが航行する周囲の
環境に与える影響を低減することができる。
【００２８】しかしながら、前述のように各ＨＨＣアク
チュエータ２９ａ〜２９ｃは、各ブレード２２ａ〜２２
ｃが失速しているときの機体の振動をも制振してしまう
おそれがある。各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃ
が各ブレード２２ａ〜２２ｃの失速が発生しているとき
には、振動を制振しないようにするために本発明の制御
装置２０が設けられる。
チュエータ２９ａ〜２９ｃは、各ブレード２２ａ〜２２
ｃが失速しているときの機体の振動をも制振してしまう
おそれがある。各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃ
が各ブレード２２ａ〜２２ｃの失速が発生しているとき
には、振動を制振しないようにするために本発明の制御
装置２０が設けられる。
【００２９】制御装置２０は、前述の操縦系統２４と、
この操縦系統２４にかかる荷重を検出するために、各連
結棒３０ａ〜３０ｃにそれぞれ取付けられる半導体ゲー
ジ３１ａ〜３１ｃと、各半導体ゲージ３１ａ〜３１ｃに
よって検出される検出荷重と予め設定されるしきい値荷
重とを比較する比較手段であるコンピュータ３２と、コ
ンピュータ３２の出力に応答し、検出荷重がしきい値荷
重より大きいとき、ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９
ｃの可動部４１を基部４０に固定するための固定手段３
３とを含んで構成される。
この操縦系統２４にかかる荷重を検出するために、各連
結棒３０ａ〜３０ｃにそれぞれ取付けられる半導体ゲー
ジ３１ａ〜３１ｃと、各半導体ゲージ３１ａ〜３１ｃに
よって検出される検出荷重と予め設定されるしきい値荷
重とを比較する比較手段であるコンピュータ３２と、コ
ンピュータ３２の出力に応答し、検出荷重がしきい値荷
重より大きいとき、ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９
ｃの可動部４１を基部４０に固定するための固定手段３
３とを含んで構成される。
【００３０】各半導体ゲージ３１ａ〜３１ｃは、測定対
象物の表面に張付けることによって、測定対象物の歪を
電気信号に変換して求めるものである。これらの各半導
体ゲージ３１ａ〜３１ｃを各連結棒３０ａ〜３０ｃにそ
れぞれ張付けて、各連結棒３０ａ〜３０ｃの歪を測定し
て、各ブレード２２ａ〜２２ｃに作用する外力によって
操縦系統２４にかかる荷重を検出する。このようにして
検出される検出荷重を表す信号が、各半導体ゲージ３１
ａ〜３１ｃから出力され、増幅器３４に与えられて増幅
される。
象物の表面に張付けることによって、測定対象物の歪を
電気信号に変換して求めるものである。これらの各半導
体ゲージ３１ａ〜３１ｃを各連結棒３０ａ〜３０ｃにそ
れぞれ張付けて、各連結棒３０ａ〜３０ｃの歪を測定し
て、各ブレード２２ａ〜２２ｃに作用する外力によって
操縦系統２４にかかる荷重を検出する。このようにして
検出される検出荷重を表す信号が、各半導体ゲージ３１
ａ〜３１ｃから出力され、増幅器３４に与えられて増幅
される。
【００３１】また、制御手段２０には各半導体ゲージ３
１ａ〜３１ｃとコンピュータ３２との間に介在させて、
ロータ２１の回転周波数とブレードの枚数（本実施例で
は３）との積の２倍を遮断周波数として有するローパス
フィルタ３５が設けられている。
１ａ〜３１ｃとコンピュータ３２との間に介在させて、
ロータ２１の回転周波数とブレードの枚数（本実施例で
は３）との積の２倍を遮断周波数として有するローパス
フィルタ３５が設けられている。
【００３２】増幅器３４によって増幅された信号は、ロ
ーパスフィルタ３５を通過する際に一部の信号が遮断さ
れ、ロータ２１の回転周波数とブレードの枚数（本実施
例では３）との積の２倍以下の周波数で変動する荷重を
表す信号が通過し、Ａ／Ｄコンバータ３６に与えられ、
デジタル化される。デジタル化された検出荷重は、たと
えばハードディスクやランダムアクセスメモリ（ＲＡ
Ｍ）などによって実現されるメモリ装置３７に与えられ
て記憶される。これによって、検出荷重が必要とされる
ときに、随時その検出荷重を取出して、たとえば研究材
料として用いることができる。
ーパスフィルタ３５を通過する際に一部の信号が遮断さ
れ、ロータ２１の回転周波数とブレードの枚数（本実施
例では３）との積の２倍以下の周波数で変動する荷重を
表す信号が通過し、Ａ／Ｄコンバータ３６に与えられ、
デジタル化される。デジタル化された検出荷重は、たと
えばハードディスクやランダムアクセスメモリ（ＲＡ
Ｍ）などによって実現されるメモリ装置３７に与えられ
て記憶される。これによって、検出荷重が必要とされる
ときに、随時その検出荷重を取出して、たとえば研究材
料として用いることができる。
【００３３】また、デジタル化された検出荷重は、コン
ピュータ３２に与えられる。コンピュータ３２は、この
ようにして与えられる検出荷重と、予め設定され、入力
あるいはメモリ装置３７に記憶されているしきい値荷重
とを比較演算する。
ピュータ３２に与えられる。コンピュータ３２は、この
ようにして与えられる検出荷重と、予め設定され、入力
あるいはメモリ装置３７に記憶されているしきい値荷重
とを比較演算する。
【００３４】図５は、ＨＨＣアクチュエータ２９にかか
る荷重と、ヘリコプタの前進速度との関係を表すグラフ
である。横軸には、ヘリコプタの前進速度を示し、縦軸
には、ＨＨＣアクチュエータ２９にかかる荷重を示す。
図中の各丸５５は、実験によって得られたデータであ
り、それを基に両者の関係が実線５６によって表され
る。
る荷重と、ヘリコプタの前進速度との関係を表すグラフ
である。横軸には、ヘリコプタの前進速度を示し、縦軸
には、ＨＨＣアクチュエータ２９にかかる荷重を示す。
図中の各丸５５は、実験によって得られたデータであ
り、それを基に両者の関係が実線５６によって表され
る。
【００３５】ブレード２２に失速が発生していない状態
では、ＨＨＣアクチュエータ２９にかかる荷重値は、ヘ
リコプタの前進速度の増加に対し、大きな増加は見受け
られないが、ブレード２２に失速が発生し始めると、荷
重は急激に増加する。一般的に操縦用アクチュエータの
設計荷重Ｌ３は、ブレード２２の失速が発生していない
状態における荷重Ｌ１の数倍〜約１０倍程度に選ばれて
いる。本発明におけるしきい値荷重は、このような実験
結果を基に、ブレード２２の失速が発生し始める直前の
荷重Ｌ２に設定される。
では、ＨＨＣアクチュエータ２９にかかる荷重値は、ヘ
リコプタの前進速度の増加に対し、大きな増加は見受け
られないが、ブレード２２に失速が発生し始めると、荷
重は急激に増加する。一般的に操縦用アクチュエータの
設計荷重Ｌ３は、ブレード２２の失速が発生していない
状態における荷重Ｌ１の数倍〜約１０倍程度に選ばれて
いる。本発明におけるしきい値荷重は、このような実験
結果を基に、ブレード２２の失速が発生し始める直前の
荷重Ｌ２に設定される。
【００３６】固定手段３３は、コンピュータ３２の出力
に対応して、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃの
可動部４１を中立位置に配置するための各ＨＨＣアクチ
ュエータ２９ａ〜２９ｃに備えられる油圧装置４４を制
御するための油圧制御回路４７ａ，４７ｂ，４７ｃと、
各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃの可動部４１を
基部４０に機械的に固定する固定機構４８と、各油圧制
御回路４７ａ〜４７ｃと固定機構４８との動作を制御す
るコントローラ４９とを有する。
に対応して、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃの
可動部４１を中立位置に配置するための各ＨＨＣアクチ
ュエータ２９ａ〜２９ｃに備えられる油圧装置４４を制
御するための油圧制御回路４７ａ，４７ｂ，４７ｃと、
各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ〜２９ｃの可動部４１を
基部４０に機械的に固定する固定機構４８と、各油圧制
御回路４７ａ〜４７ｃと固定機構４８との動作を制御す
るコントローラ４９とを有する。
【００３７】固定機構４８は、各ＨＨＣアクチュエータ
２９ａ〜２９ｃに設けられ、可動部４１を基部４０に固
定するための可動ピン５０と、この可動ピン５０を可動
部４１に向けて押圧付勢する圧縮コイルばね５２と、圧
縮コイルばね５２の付勢に抗して可動ピン５０を変位さ
せるための油圧装置５３とを有する。
２９ａ〜２９ｃに設けられ、可動部４１を基部４０に固
定するための可動ピン５０と、この可動ピン５０を可動
部４１に向けて押圧付勢する圧縮コイルばね５２と、圧
縮コイルばね５２の付勢に抗して可動ピン５０を変位さ
せるための油圧装置５３とを有する。
【００３８】また、前述の可動部４１には、可動部４１
が中立位置、すなわち可動部４１が基部４０に対して伸
張／縮退されていない位置に配置されたときに可動ピン
５０に臨む位置に係止孔５１が形成される。したがっ
て、可動ピン５０は、可動部４１が中立位置にある場合
に、図２に示すように、係止孔５１内に挿入可能であっ
て、圧縮コイルばね５２の付勢によって、可動ピン５０
を係止孔５１に挿入することができ、これによって可動
部４１の変位が阻止され、可動部４１が、基部４０に固
定される。
が中立位置、すなわち可動部４１が基部４０に対して伸
張／縮退されていない位置に配置されたときに可動ピン
５０に臨む位置に係止孔５１が形成される。したがっ
て、可動ピン５０は、可動部４１が中立位置にある場合
に、図２に示すように、係止孔５１内に挿入可能であっ
て、圧縮コイルばね５２の付勢によって、可動ピン５０
を係止孔５１に挿入することができ、これによって可動
部４１の変位が阻止され、可動部４１が、基部４０に固
定される。
【００３９】このような固定手段３３は、コンピュータ
３２によって比較演算され結果が与えられて、その結果
に対応して各油圧制御装置４７ａ〜４７ｃに、可動部４
１を中立位置に配置するために油圧装置４４を駆動する
ように制御するための信号を出力し、各ＨＨＣアクチュ
エータの可動部４１が中立位置に配置された後に、固定
機構４８に可動ピン５０を動作せるための信号を出力し
て、基部４０に可動部４１を固定する。
３２によって比較演算され結果が与えられて、その結果
に対応して各油圧制御装置４７ａ〜４７ｃに、可動部４
１を中立位置に配置するために油圧装置４４を駆動する
ように制御するための信号を出力し、各ＨＨＣアクチュ
エータの可動部４１が中立位置に配置された後に、固定
機構４８に可動ピン５０を動作せるための信号を出力し
て、基部４０に可動部４１を固定する。
【００４０】これによって、各ＨＨＣアクチュエータ２
９ａ〜２９ｃは、伸縮しないいわば連結棒として機能
し、各ブレード２２ａ〜２２ｃに作用する外力によって
発生する振動の制振が防止される。したがって、各ブレ
ード２２ａ〜２２ｃが失速状態に陥ったときには、即座
に操縦士が機体の振動増加によってその失速状態を認識
することができるので、失速状態を早期に回復すること
ができ、安全航行することができる。
９ａ〜２９ｃは、伸縮しないいわば連結棒として機能
し、各ブレード２２ａ〜２２ｃに作用する外力によって
発生する振動の制振が防止される。したがって、各ブレ
ード２２ａ〜２２ｃが失速状態に陥ったときには、即座
に操縦士が機体の振動増加によってその失速状態を認識
することができるので、失速状態を早期に回復すること
ができ、安全航行することができる。
【００４１】もちろん、各ブレード２２ａ〜２２ｃが失
速し始めたときにだけ、振動の制振が防止され、通常の
航行時には、可動ピン５０が、油圧装置５３によって圧
縮コイルばね５２の付勢に抗して、係止孔５１内から退
逃されている。したがって振動を制振して、計器の読取
り困難や機体の疲労などの不具合を生じることなく、ま
た乗客に不安を与えることなく航行することができる。
速し始めたときにだけ、振動の制振が防止され、通常の
航行時には、可動ピン５０が、油圧装置５３によって圧
縮コイルばね５２の付勢に抗して、係止孔５１内から退
逃されている。したがって振動を制振して、計器の読取
り困難や機体の疲労などの不具合を生じることなく、ま
た乗客に不安を与えることなく航行することができる。
【００４２】またブレードが失速したときには、可動部
４１は、中立位置にある時に基部４０に固定されるの
で、固定手段３３が動作されたときの各ブレード２２ａ
〜２２ｃのピッチ角は、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ
〜２９ｃが備えられない操縦系統と、同じ状態とされ、
操縦に支障をきたすことがない。
４１は、中立位置にある時に基部４０に固定されるの
で、固定手段３３が動作されたときの各ブレード２２ａ
〜２２ｃのピッチ角は、各ＨＨＣアクチュエータ２９ａ
〜２９ｃが備えられない操縦系統と、同じ状態とされ、
操縦に支障をきたすことがない。
【００４３】また、制御装置２０には、前記検出荷重を
表示するための表示手段である荷重計５５が備えられ、
さらにコンピュータ３２の出力に拘らず、固定手段３３
の動作、すなわち可動部４１を基部４０に固定すること
を指令する指令手段である固定スイッチ５６が備えられ
る。荷重計５５は、検出荷重をたとえばリアルタイムで
表示することができるので、操縦士は航行時の操縦系統
２４にかかる荷重を随時認識することができる。これに
よって、操縦士は表示される検出荷重からブレード２２
の状態を認識することができる。さらに、操縦士は、固
定スイッチ５６によって、固定手段３３を動作させ、Ｈ
ＨＣアクチュエータ２９の制振作用を停止させることが
できるので、早期にブレード２２の失速を認識して、危
険を回避することができる。
表示するための表示手段である荷重計５５が備えられ、
さらにコンピュータ３２の出力に拘らず、固定手段３３
の動作、すなわち可動部４１を基部４０に固定すること
を指令する指令手段である固定スイッチ５６が備えられ
る。荷重計５５は、検出荷重をたとえばリアルタイムで
表示することができるので、操縦士は航行時の操縦系統
２４にかかる荷重を随時認識することができる。これに
よって、操縦士は表示される検出荷重からブレード２２
の状態を認識することができる。さらに、操縦士は、固
定スイッチ５６によって、固定手段３３を動作させ、Ｈ
ＨＣアクチュエータ２９の制振作用を停止させることが
できるので、早期にブレード２２の失速を認識して、危
険を回避することができる。
【００４４】図６は、本発明の他の実施例の制御装置６
０に備えられる操縦系統６１を示す概略図である。本実
施例の操縦系統６１には、図１〜図５に示す実施例の操
縦系統２４に備えられるＨＨＣアクチュエータ２９に代
えてＩＢＣアクチュエータ６２ａ，６２ｂ，６３ｃ（以
下、総称するときは、６２と記す）が備えられている。
各ＩＢＣアクチュエータ６２ａ〜６２ｃは、インディビ
ジュアル・ブレード・コントロール・システム（Indivi
dual Blade Contol System）を有するアクチュエータで
あって、以下同様にＩＢＣアクチュエータと略記する。
各ＩＢＣアクチュエータ６２ａ〜６２ｃは、各ピッチリ
ンク２５ａ〜２５ｃの途中に介在されて設けられる。こ
れらの各ＩＢＣアクチュエータ６２ａ〜６２ｃは、各ブ
レード２２ａ〜２２ｃ毎にピッチ角を制御することを除
いては、ＨＨＣアクチュエータ２９と同様の構成を有す
るので、説明は省略する。ＩＢＣアクチュエータ６２を
用いる場合には、各半導体ゲージ３１ａ〜３１ｃは、各
ピッチリンク２５ａ〜２５ｃに設けられる。その他の図
１〜図５に示す実施例と同様の構成を有する部分には、
同一の参照符号を付し説明は省略する。
０に備えられる操縦系統６１を示す概略図である。本実
施例の操縦系統６１には、図１〜図５に示す実施例の操
縦系統２４に備えられるＨＨＣアクチュエータ２９に代
えてＩＢＣアクチュエータ６２ａ，６２ｂ，６３ｃ（以
下、総称するときは、６２と記す）が備えられている。
各ＩＢＣアクチュエータ６２ａ〜６２ｃは、インディビ
ジュアル・ブレード・コントロール・システム（Indivi
dual Blade Contol System）を有するアクチュエータで
あって、以下同様にＩＢＣアクチュエータと略記する。
各ＩＢＣアクチュエータ６２ａ〜６２ｃは、各ピッチリ
ンク２５ａ〜２５ｃの途中に介在されて設けられる。こ
れらの各ＩＢＣアクチュエータ６２ａ〜６２ｃは、各ブ
レード２２ａ〜２２ｃ毎にピッチ角を制御することを除
いては、ＨＨＣアクチュエータ２９と同様の構成を有す
るので、説明は省略する。ＩＢＣアクチュエータ６２を
用いる場合には、各半導体ゲージ３１ａ〜３１ｃは、各
ピッチリンク２５ａ〜２５ｃに設けられる。その他の図
１〜図５に示す実施例と同様の構成を有する部分には、
同一の参照符号を付し説明は省略する。
【００４５】このようなＩＢＣアクチュエータ６２を備
える制御装置６０を用いても、ＨＨＣアクチュエータ２
９を備える制御装置２４を用いた場合と同様にヘリコプ
タを制御することができる。
える制御装置６０を用いても、ＨＨＣアクチュエータ２
９を備える制御装置２４を用いた場合と同様にヘリコプ
タを制御することができる。
【００４６】上述の実施例において、荷重検出手段とし
て半導体ゲージ３１が用いられたけれども、本発明の他
の実施例として、歪が与えられることによって抵抗値の
変化する抵抗線歪ゲージおよび圧縮または伸張されるこ
とで帯電する圧電素子を組合わせて用いるようにしても
よい。この場合、抵抗線歪ゲージは、平均化されること
によって定常値を検出し、圧電素子は、非定常値を検出
する。これらの定常値と非定常値を加算して荷重値とさ
れる。このように荷重検出手段を構成しても、上述の実
施例と同様の効果を得ることができる。
て半導体ゲージ３１が用いられたけれども、本発明の他
の実施例として、歪が与えられることによって抵抗値の
変化する抵抗線歪ゲージおよび圧縮または伸張されるこ
とで帯電する圧電素子を組合わせて用いるようにしても
よい。この場合、抵抗線歪ゲージは、平均化されること
によって定常値を検出し、圧電素子は、非定常値を検出
する。これらの定常値と非定常値を加算して荷重値とさ
れる。このように荷重検出手段を構成しても、上述の実
施例と同様の効果を得ることができる。
【００４７】また本発明の他の実施例として、荷重検出
手段は、高調波制御アクチュエータ２９，６２あるいは
操縦用アクチュエータ２８内の差圧によって永久磁石片
をコイル内で変位させ、コイルに発生する誘導起電力か
ら荷重値を求める差圧ＬＶＤＴによって構成されてもよ
く、また差圧センサによって構成されてもよい。もちろ
ん、このような荷重検出手段を用いても上述の実施例と
同様の効果を得ることができる。
手段は、高調波制御アクチュエータ２９，６２あるいは
操縦用アクチュエータ２８内の差圧によって永久磁石片
をコイル内で変位させ、コイルに発生する誘導起電力か
ら荷重値を求める差圧ＬＶＤＴによって構成されてもよ
く、また差圧センサによって構成されてもよい。もちろ
ん、このような荷重検出手段を用いても上述の実施例と
同様の効果を得ることができる。
【００４８】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、ヘリコプ
タは、操縦系統に高調波制御アクチュエータが備えられ
て、ヘリコプタロータのブレードに作用する外力が制御
されて機体の振動が防止される。また同時に、高調波制
御アクチュエータによるヘリコプタロータの高調波制御
は、そのヘリコプタロータの回転によって発生する騒音
を低減することにも有効的であり、コンピュータを用
い、制御ソフトを適宜に選択して、高調波制御アクチュ
エータを制御して、ヘリコプタロータの回転によって発
生する騒音を低減することができる。したがって、たと
えば乗客は、快適な環境で搭乗することができ、また騒
音によってヘリコプタが航行する周囲の環境に与える影
響を低減することができる。操縦系統にかかる荷重が検
出されて、予め設定されるしきい値荷重と比較され、検
出荷重がしきい値荷重より大きいとき、高調波制御アク
チュエータの可動部が、固定手段によって基部に固定さ
れる。しきい値荷重をブレードが失速し始める直前の荷
重に設定して、ブレードが失速状態に陥ったときには、
高調波制御アクチュエータによる振動の制振を停止し、
操縦士がブレードの失速を早期に認識することができ危
険を回避することができるので、安全に航行することが
できる。
タは、操縦系統に高調波制御アクチュエータが備えられ
て、ヘリコプタロータのブレードに作用する外力が制御
されて機体の振動が防止される。また同時に、高調波制
御アクチュエータによるヘリコプタロータの高調波制御
は、そのヘリコプタロータの回転によって発生する騒音
を低減することにも有効的であり、コンピュータを用
い、制御ソフトを適宜に選択して、高調波制御アクチュ
エータを制御して、ヘリコプタロータの回転によって発
生する騒音を低減することができる。したがって、たと
えば乗客は、快適な環境で搭乗することができ、また騒
音によってヘリコプタが航行する周囲の環境に与える影
響を低減することができる。操縦系統にかかる荷重が検
出されて、予め設定されるしきい値荷重と比較され、検
出荷重がしきい値荷重より大きいとき、高調波制御アク
チュエータの可動部が、固定手段によって基部に固定さ
れる。しきい値荷重をブレードが失速し始める直前の荷
重に設定して、ブレードが失速状態に陥ったときには、
高調波制御アクチュエータによる振動の制振を停止し、
操縦士がブレードの失速を早期に認識することができ危
険を回避することができるので、安全に航行することが
できる。
【００４９】また、高調波制御アクチュエータの設計に
おいて荷重条件を小さくすることができ、必要とされる
作動油量を大幅に低減し、油圧源が大型化することを防
止することができるので、機体重量の低減を図ることが
でき、操縦性能を向上し、かつ燃料消費量を低減するこ
とができる。
おいて荷重条件を小さくすることができ、必要とされる
作動油量を大幅に低減し、油圧源が大型化することを防
止することができるので、機体重量の低減を図ることが
でき、操縦性能を向上し、かつ燃料消費量を低減するこ
とができる。
【００５０】また本発明によれば、操縦士が任意に高調
波制御アクチュエータの基部と可動部とを固定して、高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができるので、より安全に航行すること
ができる。
波制御アクチュエータの基部と可動部とを固定して、高
調波制御アクチュエータによる制振作用を停止させ、振
動の状態を認識することができる。したがって、操縦士
がブレードの失速による危険をより早期に認識して確実
に回避することができるので、より安全に航行すること
ができる。
【００５１】さらに本発明によれば、可動部が中立位置
に配置された状態で、可動部を基部に対して固定するこ
とができる。したがって、ブレードを航行が容易なピッ
チ角に維持することができ、操縦士が容易にヘリコプタ
を操縦することができるので、ブレードが失速してしま
った場合にも、操縦士はその失速状態を回復し、容易に
危険を回避することができる。
に配置された状態で、可動部を基部に対して固定するこ
とができる。したがって、ブレードを航行が容易なピッ
チ角に維持することができ、操縦士が容易にヘリコプタ
を操縦することができるので、ブレードが失速してしま
った場合にも、操縦士はその失速状態を回復し、容易に
危険を回避することができる。
【００５２】さらに本発明によれば、操縦士は、表示手
段によってたとえばリアルタイムで検出荷重を認識する
ことができる。これによって、操縦士は検出荷重からブ
レードの失速などの状態を容易に推測することができ、
危険をより早期に認識あるいは推測することができるの
で、機体の振動による計器の読取り困難や機体の疲労の
発生を防止し、かつ乗客に不安を与えることなく、より
早期に危険を回避して安全に航行することができる。
段によってたとえばリアルタイムで検出荷重を認識する
ことができる。これによって、操縦士は検出荷重からブ
レードの失速などの状態を容易に推測することができ、
危険をより早期に認識あるいは推測することができるの
で、機体の振動による計器の読取り困難や機体の疲労の
発生を防止し、かつ乗客に不安を与えることなく、より
早期に危険を回避して安全に航行することができる。
【００５３】さらに本発明によれば、ローパスフィルタ
によって、検出手段から出力される信号の中から、たと
えば検出荷重を表す信号の中からヘリコプタロータの回
転周波数とブレード枚数の積の２倍よりも低い周期の周
波数で振動する荷重値を表す信号を比較器に与えること
ができる。したがって、雑音成分を除去することがで
き、ブレードの失速にたいして正確に対応することがで
きるので、雑音成分によって固定手段が誤動作してしま
い、機体の振動を発生して乗客に不安感を与えることを
防止することができる。
によって、検出手段から出力される信号の中から、たと
えば検出荷重を表す信号の中からヘリコプタロータの回
転周波数とブレード枚数の積の２倍よりも低い周期の周
波数で振動する荷重値を表す信号を比較器に与えること
ができる。したがって、雑音成分を除去することがで
き、ブレードの失速にたいして正確に対応することがで
きるので、雑音成分によって固定手段が誤動作してしま
い、機体の振動を発生して乗客に不安感を与えることを
防止することができる。
【図１】本発明の一実施例の制御装置２０を示す概略図
である。
である。
【図２】制御装置２０に備えられるＨＨＣアクチュエー
タ２９ａを示す断面図である。
タ２９ａを示す断面図である。
【図３】ブレード２２に対する空気の速度分布を示すグ
ラフである。
ラフである。
【図４】ブレード２２に作用する外力を示すグラフであ
る。
る。
【図５】ヘリコプタの前進速度とＨＨＣアクチュエータ
２９にかかる荷重との関係を表すグラフである。
２９にかかる荷重との関係を表すグラフである。
【図６】本発明の他の実施例の制御装置６０に備えられ
る操縦系統６１を示す概略図である。
る操縦系統６１を示す概略図である。
【図７】従来技術のヘリコプタの操縦系統の一部を示
し、図７（ａ）は、高調波制御装置を備えない操縦系統
１を示す概略図であり、図７（ｂ）は、高調波制御装置
としてＨＨＣアクチュエータ２を備える操縦系統３を示
す概略図であり、図７（ｃ）は、高調波制御装置として
ＩＢＣアクチュエータ４を備える操縦系統５を示す概略
図である。
し、図７（ａ）は、高調波制御装置を備えない操縦系統
１を示す概略図であり、図７（ｂ）は、高調波制御装置
としてＨＨＣアクチュエータ２を備える操縦系統３を示
す概略図であり、図７（ｃ）は、高調波制御装置として
ＩＢＣアクチュエータ４を備える操縦系統５を示す概略
図である。
１，３，５，２４，６１ 操縦系統 ２，２９ ＨＨＣアクチュエータ ４，６２ ＩＢＣアクチュエータ ６，２１ ロータ ７，２２ ブレード １０，２８ 操縦用アクチュエータ ２０，６０ 制御装置 ３１ 半導体ゲージ ３２ コンピュータ ３３ 固定手段 ３５ ローパスフィルタ ４０ 基部 ４１ 可動部 ４４，５３ 油圧装置 ４７ 油圧制御回路 ４８ 固定機構 ５１ 可動ピン
Claims (5)
- 【請求項１】 基部およびこの基部に対して変位可能な
可動部を有する高調波制御アクチュエータを備え、ヘリ
コプタロータのピッチ角を操作するための操縦系統と、 操縦系統にかかる荷重を検出する荷重検出手段と、 荷重検出手段によって検出される検出荷重と、予め設定
されるしきい値荷重とを比較する比較手段と、 比較手段の出力に応答し、検出荷重がしきい値荷重より
大きいとき、高調波制御アクチュエータの可動部を基部
に固定する固定手段とを含むことを特徴とするヘリコプ
タロータの高調波制御装置。 - 【請求項２】 比較手段の出力に拘らず、固定手段の動
作を指令する指令手段を備えることを特徴とする請求項
１に記載のヘリコプタロータの高調波制御装置。 - 【請求項３】 前記高調波制御アクチュエータに備えら
れる可動部には、係止孔が形成され、 前記固定手段は、前記可動部が中立位置に配置されると
きに、係止孔内に挿入可能な可動ピンを有することを特
徴とする請求項１に記載のヘリコプタロータの高調波制
御装置。 - 【請求項４】 前記検出荷重を表示するための表示手段
を備えることを特徴とする請求項１に記載のヘリコプタ
ロータの高調波制御装置。 - 【請求項５】 検出手段と比較手段との間に所定の遮断
周波数を有するローパスフィルタが設けられることを特
徴とする請求項１に記載のヘリコプタロータの高調波制
御装置。
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7040745A JP2758374B2 (ja) | 1995-02-28 | 1995-02-28 | ヘリコプタロータの高調波制御装置 |
| US08/604,343 US5655878A (en) | 1995-02-28 | 1996-02-21 | Higher harmonic control apparatus for a helicopter rotor |
| DE69604313T DE69604313T2 (de) | 1995-02-28 | 1996-02-27 | HHC-Vibrationssteuerung für Hubschrauber |
| EP96200501A EP0729883B1 (en) | 1995-02-28 | 1996-02-27 | Higher harmonic control apparatus for a helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7040745A JP2758374B2 (ja) | 1995-02-28 | 1995-02-28 | ヘリコプタロータの高調波制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08230794A true JPH08230794A (ja) | 1996-09-10 |
| JP2758374B2 JP2758374B2 (ja) | 1998-05-28 |
Family
ID=12589179
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7040745A Expired - Fee Related JP2758374B2 (ja) | 1995-02-28 | 1995-02-28 | ヘリコプタロータの高調波制御装置 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5655878A (ja) |
| EP (1) | EP0729883B1 (ja) |
| JP (1) | JP2758374B2 (ja) |
| DE (1) | DE69604313T2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1999012809A1 (fr) * | 1996-03-11 | 1999-03-18 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Systeme de commande de rotor |
| KR102034010B1 (ko) * | 2018-08-20 | 2019-10-18 | 금오공과대학교 산학협력단 | 회전익 자동 강성 조절 장치 |
Families Citing this family (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19620427C1 (de) * | 1996-05-21 | 1997-06-12 | Eurocopter Deutschland | Rotorblattanschluß |
| DE19627869A1 (de) * | 1996-07-11 | 1998-01-15 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Hubschrauber |
| DE19731918B4 (de) * | 1997-07-25 | 2005-12-22 | Wobben, Aloys, Dipl.-Ing. | Windenergieanlage |
| DE19841855B4 (de) * | 1998-09-14 | 2006-10-26 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Einzelblatt-Steuerungsvorrichtung für einen Hubschrauberhauptrotor |
| DE19910450A1 (de) * | 1999-03-10 | 2000-09-14 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Einrichtung zum Verriegeln |
| DE19926429A1 (de) | 1999-06-10 | 2000-12-14 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Einrichtung zum gleichzeitigen Verriegeln mehrerer Aktuatoren |
| DE10022728B4 (de) * | 2000-05-10 | 2006-02-02 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Individuelle Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
| DE10022727A1 (de) * | 2000-05-10 | 2001-11-15 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Individuelle Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
| DE10139686B4 (de) * | 2000-10-05 | 2007-02-01 | Eads Deutschland Gmbh | Piezoelektrischer Dehnungsaktuator |
| DE10052757A1 (de) * | 2000-10-25 | 2002-05-08 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
| US6671590B1 (en) | 2001-04-30 | 2003-12-30 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Method and system for active noise control of tiltrotor aircraft |
| DE10125178B4 (de) * | 2001-05-23 | 2010-01-28 | Zf Luftfahrttechnik Gmbh | Individuelle Rotorblatt-Steuerungsvorrichtung |
| DE10318531B4 (de) * | 2003-04-24 | 2007-11-22 | Zf Friedrichshafen Ag | Vorrichtung zur Ansteuerung eines Hubschrauberhauptrotors |
| DE10348981B4 (de) * | 2003-10-22 | 2009-04-09 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Rotor, insbesondere für ein Drehflugzeug |
| WO2006134425A2 (en) * | 2004-05-06 | 2006-12-21 | Zf Friedrichshafen Ag | Helicopter rotor control system with individual blade control |
| DE102004053001A1 (de) * | 2004-11-03 | 2006-05-04 | Zf Friedrichshafen Ag | Einzelblatt-Steuerungsvorrichtung für einen Hubschrauberhauptrotor |
| US7648338B1 (en) * | 2006-09-14 | 2010-01-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Dual higher harmonic control (HHC) for a counter-rotating, coaxial rotor system |
| US7674091B2 (en) * | 2006-11-14 | 2010-03-09 | The Boeing Company | Rotor blade pitch control |
| DE102011014019B4 (de) * | 2011-03-15 | 2019-01-10 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | TPP-Splitting |
| FR2982584B1 (fr) | 2011-11-10 | 2014-03-21 | Eurocopter France | Dispositif de variation de pas des pales d'un rotor de sustentation |
| US8973864B2 (en) | 2012-08-02 | 2015-03-10 | Bell Helicopter Textron Inc. | Independent blade control system with hydraulic cyclic control |
| US9376205B2 (en) | 2012-08-02 | 2016-06-28 | Bell Helicopter Textron Inc. | Radial fluid device with variable phase and amplitude |
| US8857757B2 (en) * | 2012-08-02 | 2014-10-14 | Bell Helicopter Textron Inc. | Independent blade control system with hydraulic pitch link |
| US9061760B2 (en) | 2012-08-02 | 2015-06-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Independent blade control system with rotary blade actuator |
| US9162760B2 (en) | 2012-08-02 | 2015-10-20 | Bell Helicopter Textron Inc. | Radial fluid device with multi-harmonic output |
| CN103900811A (zh) * | 2012-12-25 | 2014-07-02 | 中国直升机设计研究所 | 一种尾旋翼轴疲劳试验旋转载荷施加装置 |
| US10351233B2 (en) * | 2013-04-22 | 2019-07-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Vibration control of a swashplateless coaxial rotor |
| US9233753B2 (en) | 2013-07-24 | 2016-01-12 | Sikorsky Aircraft Corporation | Helicopter rotor load reduction and tip clearance control |
| DE102013223508B4 (de) | 2013-11-19 | 2021-07-08 | Zf Friedrichshafen Ag | Steuerungseinrichtung eines Hubschrauber-Hauptrotors |
| CN106945831B (zh) * | 2017-03-29 | 2020-04-24 | 南京航空航天大学 | 直升机机体振动多谐波多输入多输出前馈自适应控制方法 |
| US10543912B2 (en) | 2017-07-19 | 2020-01-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Higher harmonic control augmented with active vibration control |
| RU2685115C1 (ru) * | 2018-01-22 | 2019-04-16 | Акционерное общество "Павловский машиностроительный завод "ВОСХОД"-АО "ПМЗ "ВОСХОД" | Блок комбинированных гидроприводов |
| WO2021034973A1 (en) | 2019-08-20 | 2021-02-25 | Kinetic Analytics Llc | Individual blade control system for rotorcraft |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3744928A (en) * | 1971-10-07 | 1973-07-10 | United Aircraft Corp | Rotor overload protection |
| US3960348A (en) * | 1975-08-04 | 1976-06-01 | United Technologies Corporation | Aerodynamic surface control feel augmentation system |
| GB2149473B (en) * | 1983-11-08 | 1987-03-11 | Lucas Ind Plc | Actuator system |
| JPH071042B2 (ja) * | 1987-06-09 | 1995-01-11 | 三菱重工業株式会社 | 電気油圧サ−ボアクチュエ−タの故障中立機構 |
| JPS6483906A (en) * | 1987-09-22 | 1989-03-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Neutralizing mechanism of electric-hydraulic servo-actuator when in trouble |
| JPH02113101A (ja) * | 1988-10-20 | 1990-04-25 | Teijin Seiki Co Ltd | サーボアクチュエータの中立位置復帰機構 |
| GB9225752D0 (en) * | 1992-12-09 | 1993-02-03 | Lucas Ind Plc | Actuator lock |
-
1995
- 1995-02-28 JP JP7040745A patent/JP2758374B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
1996
- 1996-02-21 US US08/604,343 patent/US5655878A/en not_active Expired - Fee Related
- 1996-02-27 EP EP96200501A patent/EP0729883B1/en not_active Revoked
- 1996-02-27 DE DE69604313T patent/DE69604313T2/de not_active Revoked
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1999012809A1 (fr) * | 1996-03-11 | 1999-03-18 | Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. | Systeme de commande de rotor |
| KR102034010B1 (ko) * | 2018-08-20 | 2019-10-18 | 금오공과대학교 산학협력단 | 회전익 자동 강성 조절 장치 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0729883A1 (en) | 1996-09-04 |
| EP0729883B1 (en) | 1999-09-22 |
| DE69604313T2 (de) | 2000-02-03 |
| US5655878A (en) | 1997-08-12 |
| JP2758374B2 (ja) | 1998-05-28 |
| DE69604313D1 (de) | 1999-10-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH08230794A (ja) | ヘリコプタロータの高調波制御装置 | |
| JP4148692B2 (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 | |
| CA2061822C (en) | Active vibration control systems | |
| US8210469B2 (en) | Hybrid device for vibration control | |
| CA2561131C (en) | Damping for electromechanical actuators | |
| KR101389124B1 (ko) | 진동 저감 장치를 구비한 항공기 및 진동 저감 방법 | |
| US9586681B2 (en) | Rotorcraft autopilot system, components and methods | |
| CN106043672B (zh) | 静止飞行控制面倾斜检测系统 | |
| JPH09169300A (ja) | ヘリコプタ構造並びにその振動の減少方法及び装置 | |
| KR101989941B1 (ko) | 공진기와, 그러한 공진기를 구비한 항공기 | |
| EP3194264B1 (en) | Anti-vibration load generating aircraft actuation system | |
| EP3058429A1 (en) | Global airframe health characterization | |
| US9387925B2 (en) | Vibration reduction device and vibration reduction method | |
| US5816533A (en) | Method and device for reducing the vibration generated on the structure of a helicopter | |
| KR101416518B1 (ko) | 항공기 동력 전달 기어박스의 타이 바에 관한 진동 방지 현가 수단, 진동 방지 현가 장치, 및 항공기 | |
| WO2013141228A1 (ja) | 振動低減装置 | |
| JP5362158B2 (ja) | ターンテーブル梯子装置 | |
| JP4823368B2 (ja) | 振動低減装置および振動低減方法 | |
| US7090172B2 (en) | Process for countering the vibrations induced in an aircraft by the windmilling of a fan and system of electric flight controls implementing this process | |
| US20180257765A1 (en) | Apparatus for Using Aircraft Active Vibration Control System as Pilot Cueing Aid | |
| Muir et al. | Effect of piezoceramic actuator hysteresis on helicopter vibration and noise reduction | |
| JP2772410B2 (ja) | ヘリコプタの能動防振装置 | |
| JPH10240353A (ja) | 振動低減装置 | |
| JPH06336199A (ja) | 航空機用部材損傷検出装置 | |
| JP5260722B2 (ja) | 振動低減装置および振動低減方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |