JPH09127144A - 回転翼航空機の対気速度を測定する方法及び装置 - Google Patents
回転翼航空機の対気速度を測定する方法及び装置Info
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- JPH09127144A JPH09127144A JP8244769A JP24476996A JPH09127144A JP H09127144 A JPH09127144 A JP H09127144A JP 8244769 A JP8244769 A JP 8244769A JP 24476996 A JP24476996 A JP 24476996A JP H09127144 A JPH09127144 A JP H09127144A
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
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- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 対気速度及び相対風向に直接関係付けること
ができる、主サステイニング用ロータについての気流の
測定値を用いて従来の諸問題を軽減もしくは解消する。 【解決手段】 垂直な軸心２４回りに回転可能な複数の
羽根２３Ａ〜２３Ｄを有するサステイニング用のロータ
２３を備えたヘリコプタ１０の対気速度を検出する方法
及び装置は、ロータ羽根の少なくとも１つについて、前
記ロータの回転により決まる気流横滑り角βを測定し、
該気流横滑り角を表す信号を発生し、前記気流横滑り角
及び対気速度間の既知の関係についての情報を含む処理
装置Ｐにおいて前記信号を比較し、前記対気速度及び風
向を表す出力信号をディスプレー装置に供給する。
ができる、主サステイニング用ロータについての気流の
測定値を用いて従来の諸問題を軽減もしくは解消する。 【解決手段】 垂直な軸心２４回りに回転可能な複数の
羽根２３Ａ〜２３Ｄを有するサステイニング用のロータ
２３を備えたヘリコプタ１０の対気速度を検出する方法
及び装置は、ロータ羽根の少なくとも１つについて、前
記ロータの回転により決まる気流横滑り角βを測定し、
該気流横滑り角を表す信号を発生し、前記気流横滑り角
及び対気速度間の既知の関係についての情報を含む処理
装置Ｐにおいて前記信号を比較し、前記対気速度及び風
向を表す出力信号をディスプレー装置に供給する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、回転翼航空機の対
気速度及び風向を測定するための方法及び装置に関し、
特に、低対気速度のそのような情報の供給に関するもの
である。
気速度及び風向を測定するための方法及び装置に関し、
特に、低対気速度のそのような情報の供給に関するもの
である。
【０００２】
【従来の技術】低速飛行でのヘリコプタの対気速度及び
該ヘリコプタに対する相対的な風向を正確に測定する手
段が非常に望ましいのは、特に、断念した離陸中のよう
なある操縦の局面や、船舶のデッキや、採油リグプラッ
トフォームからの操縦の時である。
該ヘリコプタに対する相対的な風向を正確に測定する手
段が非常に望ましいのは、特に、断念した離陸中のよう
なある操縦の局面や、船舶のデッキや、採油リグプラッ
トフォームからの操縦の時である。
【０００３】十分な精度を有するかかる計装は実現が非
常に難しいことが分かっていた。即ち、従来のピトー静
圧検知装置のような胴体装着式装置は、主ロータの伴流
効果を含む種々の影響の相互作用によるヘリコプタの胴
体近くでの甚だ不規則な流れによって、特に低対気速度
で悪影響を受ける。
常に難しいことが分かっていた。即ち、従来のピトー静
圧検知装置のような胴体装着式装置は、主ロータの伴流
効果を含む種々の影響の相互作用によるヘリコプタの胴
体近くでの甚だ不規則な流れによって、特に低対気速度
で悪影響を受ける。
【０００４】別の先行技術の解決策は、ロータの制御姿
勢もしくは位置をヘリコプタの方向及び対気速度に関係
付けることであったが、この解決策も難しいことが分か
った。その理由は、重心の位置が既知でなければなら
ず、スワッシュ・プレートのような制御手段の位置を非
常に正確に監視しなければならず、また、安定した対気
速度を推論できるように制御入力及び加速度について公
差がなければならないことにある。
勢もしくは位置をヘリコプタの方向及び対気速度に関係
付けることであったが、この解決策も難しいことが分か
った。その理由は、重心の位置が既知でなければなら
ず、スワッシュ・プレートのような制御手段の位置を非
常に正確に監視しなければならず、また、安定した対気
速度を推論できるように制御入力及び加速度について公
差がなければならないことにある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の主たる目的
は、上述した諸問題を軽減もしくは解消する、回転翼航
空機の対気速度を測定するための方法及び装置を提供す
ることである。本発明の別の目的は、対気速度及び相対
風向に直接関係付けることができる、主サステイニング
用ロータについての気流の測定値を用いて上述の主たる
目的を実現することである。
は、上述した諸問題を軽減もしくは解消する、回転翼航
空機の対気速度を測定するための方法及び装置を提供す
ることである。本発明の別の目的は、対気速度及び相対
風向に直接関係付けることができる、主サステイニング
用ロータについての気流の測定値を用いて上述の主たる
目的を実現することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】従って、本発明の１つの
側面では、本発明は、実質的に垂直な軸心回りに回転可
能な、放射状に延びる複数の羽根を有するサステイニン
グ用のロータを備えた回転翼航空機の対気速度を検出す
るために、前記ロータの前記複数の羽根の少なくとも１
つについて、前記ロータの回転により決まる気流横滑り
角を測定し、該気流横滑り角を表す信号を発生し、前記
気流横滑り角及び対気速度間の既知の関係についての情
報を含む処理装置において前記信号を比較し、前記対気
速度及び風向を表す出力信号をディスプレー装置に供給
することからなる、回転翼航空機の対気速度検出方法を
提供する。
側面では、本発明は、実質的に垂直な軸心回りに回転可
能な、放射状に延びる複数の羽根を有するサステイニン
グ用のロータを備えた回転翼航空機の対気速度を検出す
るために、前記ロータの前記複数の羽根の少なくとも１
つについて、前記ロータの回転により決まる気流横滑り
角を測定し、該気流横滑り角を表す信号を発生し、前記
気流横滑り角及び対気速度間の既知の関係についての情
報を含む処理装置において前記信号を比較し、前記対気
速度及び風向を表す出力信号をディスプレー装置に供給
することからなる、回転翼航空機の対気速度検出方法を
提供する。
【０００７】本発明の別の側面によると、本発明は、実
質的に垂直な軸心回りに回転可能な、放射状に延びる複
数の羽根を有するサステイニング用のロータを備えた回
転翼航空機の対気速度を指示する装置であって、前記複
数の羽根のうちの少なくとも１つに設けられ、相対風ベ
クトルにより生ずる径方向流と前記羽根のフェザリング
・アクシスに対して垂直な回転速度との間の相互作用に
よって決まる気流横滑り角を検知すると共に、該気流横
滑り角を表す信号を発生するための検知装置と、該信号
を前記回転翼航空機の胴体上に又は胴体内部にある処理
装置に伝送するための伝送装置と、該伝送装置の出力信
号を表示するためのディスプレー装置とを備え、前記処
理装置は、前記出力信号を供給するため、検知された前
記気流横滑り角及び対気速度間の既知の関係についての
情報を含んでいる、回転翼航空機の対気速度指示装置を
提供する。
質的に垂直な軸心回りに回転可能な、放射状に延びる複
数の羽根を有するサステイニング用のロータを備えた回
転翼航空機の対気速度を指示する装置であって、前記複
数の羽根のうちの少なくとも１つに設けられ、相対風ベ
クトルにより生ずる径方向流と前記羽根のフェザリング
・アクシスに対して垂直な回転速度との間の相互作用に
よって決まる気流横滑り角を検知すると共に、該気流横
滑り角を表す信号を発生するための検知装置と、該信号
を前記回転翼航空機の胴体上に又は胴体内部にある処理
装置に伝送するための伝送装置と、該伝送装置の出力信
号を表示するためのディスプレー装置とを備え、前記処
理装置は、前記出力信号を供給するため、検知された前
記気流横滑り角及び対気速度間の既知の関係についての
情報を含んでいる、回転翼航空機の対気速度指示装置を
提供する。
【０００８】気流横滑り角βは前記気流横滑り角（β）
は次式によって表される。 β＝arctan｛Ｖcos（ψ＋θ）／（ｘＶＴ＋Ｖsin（ψ＋
θ）)｝ ここで、 Ｖ ＝相対風の速度 θ ＝風の相対方向（風アジマス） ＶＴ＝ロータ羽根の翼端速度 ｘ ＝羽根上の横滑り検出器の径方向位置 ψ ＝ロータ羽根のアジマス角
は次式によって表される。 β＝arctan｛Ｖcos（ψ＋θ）／（ｘＶＴ＋Ｖsin（ψ＋
θ）)｝ ここで、 Ｖ ＝相対風の速度 θ ＝風の相対方向（風アジマス） ＶＴ＝ロータ羽根の翼端速度 ｘ ＝羽根上の横滑り検出器の径方向位置 ψ ＝ロータ羽根のアジマス角
【０００９】
【発明の実施の形態】本発明は、その単なる一例とし
て、添付図面の実施形態について以下に説明される。図
１を参照すると、平面図で略示されたヘリコプタ（回転
翼航空機）１０は、後方に延びる尾部部材２２を有する
胴体２１を含んでおり、該尾部部材２２は、長手方向の
中心線２６を中心として対称的に配置されている。ヘリ
コプタは、４枚の羽根２３Ａ，２３Ｂ，２３Ｃ，２３Ｄ
からなるサステイニング用の主ロータ２３を有する。羽
根２３Ａ，２３Ｂ，２３Ｃ，２３Ｄは、矢印２４Ａの方
向にほぼ水平な平面内で垂直な軸心２４の回りに回転自
在に、ロータヘッド（図示せず）から放射状に延びてい
る。尾部部材２２の端部には、トルク平衡ロータ２５が
配置されている。
て、添付図面の実施形態について以下に説明される。図
１を参照すると、平面図で略示されたヘリコプタ（回転
翼航空機）１０は、後方に延びる尾部部材２２を有する
胴体２１を含んでおり、該尾部部材２２は、長手方向の
中心線２６を中心として対称的に配置されている。ヘリ
コプタは、４枚の羽根２３Ａ，２３Ｂ，２３Ｃ，２３Ｄ
からなるサステイニング用の主ロータ２３を有する。羽
根２３Ａ，２３Ｂ，２３Ｃ，２３Ｄは、矢印２４Ａの方
向にほぼ水平な平面内で垂直な軸心２４の回りに回転自
在に、ロータヘッド（図示せず）から放射状に延びてい
る。尾部部材２２の端部には、トルク平衡ロータ２５が
配置されている。
【００１０】回転平面におけるロータ羽根の方位角もし
くはアジマス位置は、尾部部材２２の後部のところの０
°から始まって長手方向の中心線に関して回転の方向に
進むものと通常されており、０°，９０°，１８０°，
２７０°方位角位置が図１に表示されている。この明細
書においては、最初から最後まで、そのような配列で説
明している。
くはアジマス位置は、尾部部材２２の後部のところの０
°から始まって長手方向の中心線に関して回転の方向に
進むものと通常されており、０°，９０°，１８０°，
２７０°方位角位置が図１に表示されている。この明細
書においては、最初から最後まで、そのような配列で説
明している。
【００１１】通常、ヘリコプタが長手方向の中心線２６
に平行に前方に飛行すれば、０°及び１８０°の方位角
位置の間で運動するロータ羽根は、前進羽根と称され、
１８０°及び３６０°の間で運動する時には、後退羽根
と称される。しかし、この明細書では、相対風ベクトル
（後述する）に対して垂直な位置で始まる羽根の回転に
関して、この呼称が適用される。反対に、風アジマス角
は、ヘリコプタの機首に接近し上記位置から時計方向に
動く時に０°とされる。
に平行に前方に飛行すれば、０°及び１８０°の方位角
位置の間で運動するロータ羽根は、前進羽根と称され、
１８０°及び３６０°の間で運動する時には、後退羽根
と称される。しかし、この明細書では、相対風ベクトル
（後述する）に対して垂直な位置で始まる羽根の回転に
関して、この呼称が適用される。反対に、風アジマス角
は、ヘリコプタの機首に接近し上記位置から時計方向に
動く時に０°とされる。
【００１２】本発明の方法及び装置は、ヘリコプタが風
に関して任意の方向に並進する時に、主ロータの羽根の
径方向寸法、即ちスパンに沿って周期的な気流速度成分
が発生するという発明者の知見に基づいている。
に関して任意の方向に並進する時に、主ロータの羽根の
径方向寸法、即ちスパンに沿って周期的な気流速度成分
が発生するという発明者の知見に基づいている。
【００１３】図１に本発明に関連した速度ベクトル図が
示されている。図の上部にあるベクトル図は、長手方向
の中心線２６に沿う前進速度として示されたヘリコプタ
速度ベクトル２７と、ヘリコプタが実際に感じる相対風
ベクトル２９になる自然風向２８とを表している。相対
風ベクトル２９は、０°風アジマス位置から角度αであ
り、図１には、説明のため７５°で示されている。
示されている。図の上部にあるベクトル図は、長手方向
の中心線２６に沿う前進速度として示されたヘリコプタ
速度ベクトル２７と、ヘリコプタが実際に感じる相対風
ベクトル２９になる自然風向２８とを表している。相対
風ベクトル２９は、０°風アジマス位置から角度αであ
り、図１には、説明のため７５°で示されている。
【００１４】ロータ羽根２３Ａ及び２３Ｃに関係して示
されたベクトル図は、所定の径方向位置（後述する）の
ところに描かれており、羽根フェザリング・アジマスに
対して垂直に位置する回転速度ベクトル３０と、上述の
相対風ベクトル２９とからなっている。これらのベクト
ルは、ベクトル３０と共に横滑り角βを規定するベクト
ル３１になる。横滑り角βは、相対風ベクトル２９に平
行に直径方向に対峙した羽根２３Ａ及び２３Ｃ（１０５
°及び２８５°のアジマス位置のところにある）に関し
て最大であり、回転速度ベクトル３０及び相対風ベクト
ル２９が平行（１５°及び１９５°のアジマス位置のと
ころ）である直径方向に対峙した羽根２３Ｂ及び２３Ｄ
については０（即ち、横滑り角はない）であることが分
かる。
されたベクトル図は、所定の径方向位置（後述する）の
ところに描かれており、羽根フェザリング・アジマスに
対して垂直に位置する回転速度ベクトル３０と、上述の
相対風ベクトル２９とからなっている。これらのベクト
ルは、ベクトル３０と共に横滑り角βを規定するベクト
ル３１になる。横滑り角βは、相対風ベクトル２９に平
行に直径方向に対峙した羽根２３Ａ及び２３Ｃ（１０５
°及び２８５°のアジマス位置のところにある）に関し
て最大であり、回転速度ベクトル３０及び相対風ベクト
ル２９が平行（１５°及び１９５°のアジマス位置のと
ころ）である直径方向に対峙した羽根２３Ｂ及び２３Ｄ
については０（即ち、横滑り角はない）であることが分
かる。
【００１５】従って、最大及び０の横滑り角βの実際の
アジマス位置は、相対風ベクトル２９の方向に依存して
おり、これらの横滑り角は、ロータ回転平面において常
にほぼ９０°離れていることは明らかであり、式（１）
により求められる。
アジマス位置は、相対風ベクトル２９の方向に依存して
おり、これらの横滑り角は、ロータ回転平面において常
にほぼ９０°離れていることは明らかであり、式（１）
により求められる。
【００１６】従って、ロータ羽根２３Ａ，２３Ｂ，２３
Ｃ，２３Ｄの各々は、該羽根がロータアジマスの回りを
回転する時に、横滑り角βの変化を経験し、本発明者
は、対気速度及び相対風ベクトルは気流横滑り角βの測
定値から得られることを知見した。
Ｃ，２３Ｄの各々は、該羽根がロータアジマスの回りを
回転する時に、横滑り角βの変化を経験し、本発明者
は、対気速度及び相対風ベクトルは気流横滑り角βの測
定値から得られることを知見した。
【００１７】横滑り角βと相対風速度の関係は次の式
（１）で表される。 β＝arctan｛Ｖcos（ψ＋θ）／（ｘＶＴ＋Ｖsin（ψ＋θ）)｝・・・（１） ここで、 Ｖ ＝相対風の速度 θ ＝風の相対方向（風アジマス） ＶＴ＝ロータ羽根の翼端速度 ｘ ＝羽根上の横滑り検出器の径方向位置 ψ ＝ロータ羽根のアジマス角
（１）で表される。 β＝arctan｛Ｖcos（ψ＋θ）／（ｘＶＴ＋Ｖsin（ψ＋θ）)｝・・・（１） ここで、 Ｖ ＝相対風の速度 θ ＝風の相対方向（風アジマス） ＶＴ＝ロータ羽根の翼端速度 ｘ ＝羽根上の横滑り検出器の径方向位置 ψ ＝ロータ羽根のアジマス角
【００１８】図２は、速度範囲の低速値での対気速度
（ノット）に対して種々の最大横滑り角（βＭＡＸ）を
プロットしたグラフであり、関係は殆ど線形であること
を明らかに示している。図示しないが、このほぼ線形の
関係は、約２００ノットの対気速度を表す約３４°の最
大の横滑り角まで、ヘリコプタにおける問題の横滑り角
全体にわたって存在することが分かった。
（ノット）に対して種々の最大横滑り角（βＭＡＸ）を
プロットしたグラフであり、関係は殆ど線形であること
を明らかに示している。図示しないが、このほぼ線形の
関係は、約２００ノットの対気速度を表す約３４°の最
大の横滑り角まで、ヘリコプタにおける問題の横滑り角
全体にわたって存在することが分かった。
【００１９】図３は、風アジマスθ＝０，ロータ羽根翼
端速度ＶＴ＝６７０ ft／sec，横滑り検出器ｘ＝０．７
５でのロータアジマス（ψ）に対する横滑り角（β）を
プロットしたもので、対気速度５０，１００，１５０ノ
ットについての結果を示す曲線である。この図は、曲線
が横滑り角が０のところで軸と交叉する２点のほぼ中間
で最大及び最小横滑り角（即ち、異符号の横滑り角）が
存在することを示している。
端速度ＶＴ＝６７０ ft／sec，横滑り検出器ｘ＝０．７
５でのロータアジマス（ψ）に対する横滑り角（β）を
プロットしたもので、対気速度５０，１００，１５０ノ
ットについての結果を示す曲線である。この図は、曲線
が横滑り角が０のところで軸と交叉する２点のほぼ中間
で最大及び最小横滑り角（即ち、異符号の横滑り角）が
存在することを示している。
【００２０】式（１）は定数循環項による割算を含んで
いるので、横滑り角βには高次振動が存在することが分
かった。また、このことは、図３に示すように対気速度
が５０ノット以上に上昇した時に特に明らかである。し
かし、図４に示すように、設計パラメータが同じ場合、
５０ノット以下の対気速度については、高次振動は殆ど
消滅し、横滑り角βは単純な余弦変化の傾向を示す。
いるので、横滑り角βには高次振動が存在することが分
かった。また、このことは、図３に示すように対気速度
が５０ノット以上に上昇した時に特に明らかである。し
かし、図４に示すように、設計パラメータが同じ場合、
５０ノット以下の対気速度については、高次振動は殆ど
消滅し、横滑り角βは単純な余弦変化の傾向を示す。
【００２１】図４は、対気速度１０，２０，３０，４０
及び５０ノットの場合の曲線を表しており、予測される
ように、θ（風アジマス）＝０では、最大横滑り角
（β）は０°及び１８０°で得られ、０の横滑り角は９
０°及び２７０°での交叉点で見られる。
及び５０ノットの場合の曲線を表しており、予測される
ように、θ（風アジマス）＝０では、最大横滑り角
（β）は０°及び１８０°で得られ、０の横滑り角は９
０°及び２７０°での交叉点で見られる。
【００２２】図５は、１０ノットの相対風速度Ｖ（又は
対気速度）についての、相対風アジマスθの変化による
横滑り角βの位相の変化を示している。実線は、図４の
１０ノット対気速度曲線を拡大して表しており、破線
は、風速度は同じであるが、相対風速度アジマスθ＝３
０°での曲線を表している。
対気速度）についての、相対風アジマスθの変化による
横滑り角βの位相の変化を示している。実線は、図４の
１０ノット対気速度曲線を拡大して表しており、破線
は、風速度は同じであるが、相対風速度アジマスθ＝３
０°での曲線を表している。
【００２３】図示のように、最大横滑り角は今度は１５
０°及び３３０°のロータアジマスψのところで見ら
れ、横滑り角０°は６０°及び２４０°のロータアジマ
スψのところで起こる。従って、横滑り角に関しては振
幅の変化はなく、位相の変化のみ存在する。
０°及び３３０°のロータアジマスψのところで見ら
れ、横滑り角０°は６０°及び２４０°のロータアジマ
スψのところで起こる。従って、横滑り角に関しては振
幅の変化はなく、位相の変化のみ存在する。
【００２４】図５における横滑り角βの最大振幅はほぼ
２°であり、これは、適当な検知器により容易に測定可
能でなければならず、また、ロータ羽根自体の周期的な
リードラグ運動よりもずっと大きいことが分かる。横滑
り角は０．５°になるのに越したことはなく、その場
合、対気速度は約２ノット以内にしうることが必要であ
る。
２°であり、これは、適当な検知器により容易に測定可
能でなければならず、また、ロータ羽根自体の周期的な
リードラグ運動よりもずっと大きいことが分かる。横滑
り角は０．５°になるのに越したことはなく、その場
合、対気速度は約２ノット以内にしうることが必要であ
る。
【００２５】明らかなように、本発明は、回転している
ロータ羽根に作用する径方向及び接線方向の流れ成分か
ら生ずる横滑り角βの測定に依拠しており、これは、羽
根迎え角の影響を受けず且つ翼端効果から離れるように
適切な横滑り検出器を羽根上に位置決めしなければなら
ないことを意味している。これらの理由により、検出器
は、ロータ羽根の下面であって、局所速度が比較的に迎
え角の影響を受けず、しかも熱伝達率が殆ど一定である
羽根翼弦の５０％〜９５％の範囲内の領域に設けること
が好ましいと考えられる。
ロータ羽根に作用する径方向及び接線方向の流れ成分か
ら生ずる横滑り角βの測定に依拠しており、これは、羽
根迎え角の影響を受けず且つ翼端効果から離れるように
適切な横滑り検出器を羽根上に位置決めしなければなら
ないことを意味している。これらの理由により、検出器
は、ロータ羽根の下面であって、局所速度が比較的に迎
え角の影響を受けず、しかも熱伝達率が殆ど一定である
羽根翼弦の５０％〜９５％の範囲内の領域に設けること
が好ましいと考えられる。
【００２６】横滑り検出器の径方向位置は、検出器を内
側に設けることにより横滑り角を最大にする必要性と、
検出器を十分に外側に設けることにより胴体の干渉効果
を避けると共に高次振動を最小化する必要性という矛盾
する条件に基づいて決められる。従って、検出器は、５
０％の径方向位置よりも外側、好適には約７５％の径方
向位置に位置決めすべきであり、そこでは、機首及び尾
部部材の影響により横滑り角に最小の擾乱が発生するに
すぎず、検知しているロータ羽根と交差する翼端後方の
渦の影響は信号をろ波することによって除去できる遷移
的性質のものである。
側に設けることにより横滑り角を最大にする必要性と、
検出器を十分に外側に設けることにより胴体の干渉効果
を避けると共に高次振動を最小化する必要性という矛盾
する条件に基づいて決められる。従って、検出器は、５
０％の径方向位置よりも外側、好適には約７５％の径方
向位置に位置決めすべきであり、そこでは、機首及び尾
部部材の影響により横滑り角に最小の擾乱が発生するに
すぎず、検知しているロータ羽根と交差する翼端後方の
渦の影響は信号をろ波することによって除去できる遷移
的性質のものである。
【００２７】図６に実線で示したように、電気出力（ボ
ルト）が横滑り角βにほぼ正比例する設計のものであれ
ば、任意の適当な横滑り検出器を使用することができ
る。大きな横滑り角でのある程度の感度の低下は認容可
能であり、較正しうるが、破線で示したような小さな横
滑り角での感度の喪失は、対気速度についての正確さを
落とすので、認められない。
ルト）が横滑り角βにほぼ正比例する設計のものであれ
ば、任意の適当な横滑り検出器を使用することができ
る。大きな横滑り角でのある程度の感度の低下は認容可
能であり、較正しうるが、破線で示したような小さな横
滑り角での感度の喪失は、対気速度についての正確さを
落とすので、認められない。
【００２８】横滑り角を直接に検出するか、或は横滑り
角の計算に使用しうる径方向流成分を検出する際に、幾
つかの別の計装システムを用いるのが適当である。
角の計算に使用しうる径方向流成分を検出する際に、幾
つかの別の計装システムを用いるのが適当である。
【００２９】図７には、風洞テストで一般に用いられて
いるものに類似する圧力検知ヨーメーターの２つの実施
形態が羽根の横滑り角βの測定に適するものとして示さ
れている。図７において、羽根２３の図示部分は上下逆
さまに示されている。従って、空力的に釣り合いのとれ
た形状の小さな膨出部３２か、テーパ付きベーン３３の
どちらかが羽根２３の翼弦方向に取り付けられ、横滑り
による圧力差を測定するため、圧力差変換器（図示せ
ず）に接続された圧力ポート３４を分離している。
いるものに類似する圧力検知ヨーメーターの２つの実施
形態が羽根の横滑り角βの測定に適するものとして示さ
れている。図７において、羽根２３の図示部分は上下逆
さまに示されている。従って、空力的に釣り合いのとれ
た形状の小さな膨出部３２か、テーパ付きベーン３３の
どちらかが羽根２３の翼弦方向に取り付けられ、横滑り
による圧力差を測定するため、圧力差変換器（図示せ
ず）に接続された圧力ポート３４を分離している。
【００３０】図８には、遠心力の有害な影響の可能性を
排除する更に別の横滑り角検知器が示されている。この
検知器は、羽根２３の表面に設けられた空力的に釣り合
いの取れた形状の膨出部３６の回りの気流により生ずる
熱伝達差を測定するために、同膨出部３６の両側の面に
ホットフィルムゲージ３５を使用する。該ゲージは膨出
部３６と一体的に製造可能であり、汚染を防止するため
に保護層で被覆されている。
排除する更に別の横滑り角検知器が示されている。この
検知器は、羽根２３の表面に設けられた空力的に釣り合
いの取れた形状の膨出部３６の回りの気流により生ずる
熱伝達差を測定するために、同膨出部３６の両側の面に
ホットフィルムゲージ３５を使用する。該ゲージは膨出
部３６と一体的に製造可能であり、汚染を防止するため
に保護層で被覆されている。
【００３１】図示しないが、図８のゲージ３５に類似す
る位置に、温度感知トランジスタを使用して、膨出部３
６の各側における熱伝達の差を検出し、この差から横滑
り角βを計算することができる。
る位置に、温度感知トランジスタを使用して、膨出部３
６の各側における熱伝達の差を検出し、この差から横滑
り角βを計算することができる。
【００３２】膨出部３６、ゲージ３５、温度感知トラン
ジスタ及び必要な電気配線は、既存のロータ羽根に後か
ら取り付けることもできるし、新たに羽根を製作する際
に合体させることもできる。
ジスタ及び必要な電気配線は、既存のロータ羽根に後か
ら取り付けることもできるし、新たに羽根を製作する際
に合体させることもできる。
【００３３】表面上の流れの方向と強さの双方を測定し
うる別の形式のホットフィルム装置は、図９に示すよう
に、逆“Ｖ”の形に装着された長さと幅の比がほぼ１０
０のツインホットフィルムフィラメント３７からなる。
このツインフィラメントもしくはゲージは、熱境界層の
差を測定することによって平滑な表面上の流れ方向を検
出する。該ツインフィラメントもしくはゲージからの熱
伝達、従って同ツインゲージの出力は入射流に対して余
弦関係（余弦を分数で累乗する）に従い、この関係から
差信号を得ることができる。
うる別の形式のホットフィルム装置は、図９に示すよう
に、逆“Ｖ”の形に装着された長さと幅の比がほぼ１０
０のツインホットフィルムフィラメント３７からなる。
このツインフィラメントもしくはゲージは、熱境界層の
差を測定することによって平滑な表面上の流れ方向を検
出する。該ツインフィラメントもしくはゲージからの熱
伝達、従って同ツインゲージの出力は入射流に対して余
弦関係（余弦を分数で累乗する）に従い、この関係から
差信号を得ることができる。
【００３４】このようなホットフィルム“Ｖ”ゲージ
は、本発明において使用するのに特に適すると考えられ
る。その理由は、ツインゲージ３７は、羽根表面上に直
接装着でき、後付けを可能としてもよいし、或は羽根の
製造中に最終的に形成してもよいからである。かかるツ
インゲージの特性の分析結果は、広範囲の横滑り角度に
わたり最大の感度が得られ、この範囲内で出力は線形で
ある最適形状が達成可能であることを示唆している。
は、本発明において使用するのに特に適すると考えられ
る。その理由は、ツインゲージ３７は、羽根表面上に直
接装着でき、後付けを可能としてもよいし、或は羽根の
製造中に最終的に形成してもよいからである。かかるツ
インゲージの特性の分析結果は、広範囲の横滑り角度に
わたり最大の感度が得られ、この範囲内で出力は線形で
ある最適形状が達成可能であることを示唆している。
【００３５】横滑り角βを容易に計算できるロータ羽根
に沿った径方向流れを検出する別の方法は、超音波の使
用である。可能な据え付けの態様が図１０に示されてい
る。同図において、ロータ羽根２３は、下側表面上で翼
弦方向に離間した２つの超音波変換器３８（明瞭にする
ため大きさを誇張して描かれている）を備えるものとし
て、上下逆に示されている。
に沿った径方向流れを検出する別の方法は、超音波の使
用である。可能な据え付けの態様が図１０に示されてい
る。同図において、ロータ羽根２３は、下側表面上で翼
弦方向に離間した２つの超音波変換器３８（明瞭にする
ため大きさを誇張して描かれている）を備えるものとし
て、上下逆に示されている。
【００３６】この方法は、遠心力や、汚染や、ブリッジ
平衡形にする要求等による影響を受けないという利点が
あり、非常に耐久性がある。変換器３８は全く小形であ
るから、無線伝送電子部品を検出器ハウジング内に収容
してシステム自体を入れておくことができる。
平衡形にする要求等による影響を受けないという利点が
あり、非常に耐久性がある。変換器３８は全く小形であ
るから、無線伝送電子部品を検出器ハウジング内に収容
してシステム自体を入れておくことができる。
【００３７】気流の方向を検知するための別の可能な方
法はレーザー光を使用することである。径方向流速度を
検出するために、小形のレーザーダイオードを使用する
こともできる。
法はレーザー光を使用することである。径方向流速度を
検出するために、小形のレーザーダイオードを使用する
こともできる。
【００３８】羽根の横滑り検出器（どんな形状のもので
も）からの電気信号は、回転している羽根から航空機の
胴体内に処理装置として設けられている信号処理ユニッ
トＰ（図１参照）に伝送される。この伝送はスリップリ
ングを用いて行うことができるが、無線等の手段を用い
る非接触式伝送に基づくシステムが好ましい。この伝送
システムは小形であり、軽量であり、耐久性があり、廉
価である。必要な電気配線は製造中に新しい羽根に組み
込むことができ、伝送のための電子部品は統合化するこ
とができる。
も）からの電気信号は、回転している羽根から航空機の
胴体内に処理装置として設けられている信号処理ユニッ
トＰ（図１参照）に伝送される。この伝送はスリップリ
ングを用いて行うことができるが、無線等の手段を用い
る非接触式伝送に基づくシステムが好ましい。この伝送
システムは小形であり、軽量であり、耐久性があり、廉
価である。必要な電気配線は製造中に新しい羽根に組み
込むことができ、伝送のための電子部品は統合化するこ
とができる。
【００３９】この信号処理ユニットは、横滑り角βと対
気速度の関係についての情報を適当な形で含んでいる。
信号の処理は、横滑り検出器からの信号をろ波してその
位相と振幅を測定する必要があるだけなので、簡単であ
る。（図３に示したような）低速度では、信号は、その
位相及び振幅を相対風向及び対気速度にそれぞれ直接に
関連させて、余弦曲線にぴったり追従する。位相角は、
高対気速度で存在する高次振動の影響を最小にするよう
に、ロータアジマスにおける０°の横滑り角の交叉点を
検出することにより得られる。振動の振幅及び位相は前
進率のみに依存するので、処理された信号は、高前進速
度においても使用するために容易に較正できる。
気速度の関係についての情報を適当な形で含んでいる。
信号の処理は、横滑り検出器からの信号をろ波してその
位相と振幅を測定する必要があるだけなので、簡単であ
る。（図３に示したような）低速度では、信号は、その
位相及び振幅を相対風向及び対気速度にそれぞれ直接に
関連させて、余弦曲線にぴったり追従する。位相角は、
高対気速度で存在する高次振動の影響を最小にするよう
に、ロータアジマスにおける０°の横滑り角の交叉点を
検出することにより得られる。振動の振幅及び位相は前
進率のみに依存するので、処理された信号は、高前進速
度においても使用するために容易に較正できる。
【００４０】対気速度及び相対風向の双方に関する処理
された信号は、パイロットに表示するためコックピット
にある既存の計装に入力することができる。或は、図１
１に示すように、専用の計器を使用することもできる。
計器３９は、相対風アジマス及び対気速度を表示するデ
ィジタルディスプレー（表示装置）４０，４１と、ヘリ
コプタの長手方向の中心線２６からの相対風の方向を示
す可動バー４３を含む中央の円形ディスプレースクリー
ン４２とを備える。可動バー４３の長さは、異なる対気
速度を表す同心リング４４と協同して、パイロットに対
気速度の可視表示を与えるために、対気速度の変化に従
って変化する。
された信号は、パイロットに表示するためコックピット
にある既存の計装に入力することができる。或は、図１
１に示すように、専用の計器を使用することもできる。
計器３９は、相対風アジマス及び対気速度を表示するデ
ィジタルディスプレー（表示装置）４０，４１と、ヘリ
コプタの長手方向の中心線２６からの相対風の方向を示
す可動バー４３を含む中央の円形ディスプレースクリー
ン４２とを備える。可動バー４３の長さは、異なる対気
速度を表す同心リング４４と協同して、パイロットに対
気速度の可視表示を与えるために、対気速度の変化に従
って変化する。
【００４１】幾つかの実施形態を例示し説明してきた
が、本発明の範囲から逸脱することなく数多くの改変が
可能であることを理解されたい。例えば、本発明の方法
及び装置は、任意の数のロータ羽根を有する回転翼航空
機に適用しうる。また、任意の適当な検出器を使用でき
るし、複数の検出器を各羽根に使用して、システムの範
囲及び感度を拡張もしくは最適にすることができる。そ
のような配列の場合、複数の検出器間の自動的な切り替
えも本発明の異なる局面を提供するものである。ある据
え付けの際には、検出器の全部又は一部をロータ羽根の
上側表面に配置してもよい。
が、本発明の範囲から逸脱することなく数多くの改変が
可能であることを理解されたい。例えば、本発明の方法
及び装置は、任意の数のロータ羽根を有する回転翼航空
機に適用しうる。また、任意の適当な検出器を使用でき
るし、複数の検出器を各羽根に使用して、システムの範
囲及び感度を拡張もしくは最適にすることができる。そ
のような配列の場合、複数の検出器間の自動的な切り替
えも本発明の異なる局面を提供するものである。ある据
え付けの際には、検出器の全部又は一部をロータ羽根の
上側表面に配置してもよい。
【図１】 本発明の方法及び装置で用いられる速度ベク
トルを示すヘリコプタの概略平面図である。
トルを示すヘリコプタの概略平面図である。
【図２】 横滑り角と対気速度の関係を示すグラフであ
る。
る。
【図３】 ５０ノット以上の選択された対気速度につい
て、ロータアジマスに対して横滑り角をプロットしたグ
ラフである。
て、ロータアジマスに対して横滑り角をプロットしたグ
ラフである。
【図４】 ５０ノット以下の選択された対気速度につい
て、ロータアジマスに対して横滑り角をプロットしたグ
ラフである。
て、ロータアジマスに対して横滑り角をプロットしたグ
ラフである。
【図５】 風アジマスの変化による位相の変化を説明す
る、ロータアジマスに対して横滑り角をプロットしたグ
ラフである。
る、ロータアジマスに対して横滑り角をプロットしたグ
ラフである。
【図６】 横滑り検出器の望ましい特性を説明する線図
である。
である。
【図７】 適当な検出器及び配列例を示す概要図であ
る。
る。
【図８】 適当な検出器及び配列例を示す概要図であ
る。
る。
【図９】 適当な検出器及び配列例を示す概要図であ
る。
る。
【図１０】 適当な検出器及び配列例を示す概要図であ
る。
る。
【図１１】 対気速度及び風向の情報を表示するのに適
する計器の概略正面図である。
する計器の概略正面図である。
１０…ヘリコプタ（回転翼航空機）、２１…胴体、２２
…尾部部材、２３…サステイニング用のロータ、２３Ａ
〜２３Ｄ…羽根、２４…垂直な軸心、２６…長手方向の
中心線、２７…ヘリコプタ速度ベクトル、２８…自然風
向、２９…相対風ベクトル、３２…膨出部（圧力検知ヨ
ーメーター）、３３…テーパ付きベーン（圧力検知ヨー
メーター）、３４…圧力ポート、３５…ホットフィルム
ゲージ、３６…膨出部（圧力検知ヨーメーター）、３７
…ホットフィルムフィラメント、３８…超音波変換器、
３９…計器、４０，４１…ディジタルディスプレー（デ
ィスプレー装置）、４２…ディスプレースクリーン、４
３…可動バー、Ｐ…信号処理ユニット（処理装置）、β
…横滑り角。
…尾部部材、２３…サステイニング用のロータ、２３Ａ
〜２３Ｄ…羽根、２４…垂直な軸心、２６…長手方向の
中心線、２７…ヘリコプタ速度ベクトル、２８…自然風
向、２９…相対風ベクトル、３２…膨出部（圧力検知ヨ
ーメーター）、３３…テーパ付きベーン（圧力検知ヨー
メーター）、３４…圧力ポート、３５…ホットフィルム
ゲージ、３６…膨出部（圧力検知ヨーメーター）、３７
…ホットフィルムフィラメント、３８…超音波変換器、
３９…計器、４０，４１…ディジタルディスプレー（デ
ィスプレー装置）、４２…ディスプレースクリーン、４
３…可動バー、Ｐ…信号処理ユニット（処理装置）、β
…横滑り角。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人 596135825 ＷＥＳＴＬＡＮＤ ＷＯＲＫＳ， ＹＥＯ ＶＩＬ， ＳＯＭＥＲＳＥＴ ＢＡ20 ２ ＹＢ， ＵＮＩＴＥＤ ＫＩＮＧＤＯＭ
Claims (19)
- 【請求項１】 実質的に垂直な軸心回りに回転可能な、
放射状に延びる複数の羽根を有するサステイニング用の
ロータを備えた回転翼航空機の対気速度を検出するため
に、前記ロータの前記複数の羽根の少なくとも１つにつ
いて、前記ロータの回転により決まる気流横滑り角を測
定し、該気流横滑り角を表す信号を発生し、前記気流横
滑り角及び対気速度間の既知の関係についての情報を含
む処理装置において前記信号を比較し、前記対気速度及
び風向を表す出力信号をディスプレー装置に供給するこ
とからなる、回転翼航空機の対気速度検出方法。 - 【請求項２】 前記気流横滑り角は、相対風ベクトル
と、前記羽根のフェザリング・アクシスに垂直な方向に
おける前記ロータの回転速度とに関係する径方向流成分
のベクトルを求めることにより測定される請求項１に記
載の対気速度検出方法。 - 【請求項３】 前記気流横滑り角（β）は次式によって
表される、請求項１又は請求項２に記載の対気速度検出
方法。 β＝arctan｛Ｖcos（ψ＋θ）／（ｘＶＴ＋Ｖsin（ψ＋
θ）)｝ ここで、 Ｖ ＝相対風の速度 θ ＝風の相対方向（風アジマス） ＶＴ＝ロータ羽根の翼端速度 ｘ ＝羽根上の横滑り検出器の径方向位置 ψ ＝ロータ羽根のアジマス角 - 【請求項４】 前記気流横滑り角を表す前記信号は無線
等の手段を用いる遠隔処理装置に伝送される請求項１乃
至請求項３のいずれかに記載の対気速度検出方法。 - 【請求項５】 前記ディスプレー装置に供給される前記
出力信号は前記対気速度及び風向の双方を指示する請求
項１乃至請求項４のいずれかに記載の対気速度検出方
法。 - 【請求項６】 実質的に垂直な軸心回りに回転可能な、
放射状に延びる複数の羽根を有するサステイニング用の
ロータを備えた回転翼航空機の対気速度を指示する装置
であって、前記複数の羽根のうちの少なくとも１つに設
けられ、相対風ベクトルにより生ずる径方向流と前記羽
根のフェザリング・アクシスに対して垂直な回転速度と
の間の相互作用によって決まる気流横滑り角を検知する
と共に、該気流横滑り角を表す信号を発生するための検
知装置と、該信号を前記回転翼航空機の胴体上に又は胴
体内部にある処理装置に伝送するための伝送装置と、該
伝送装置の出力信号を表示するためのディスプレー装置
とを備え、前記処理装置は、前記出力信号を供給するた
め、検知された前記気流横滑り角及び対気速度間の既知
の関係についての情報を含んでいる、回転翼航空機の対
気速度指示装置。 - 【請求項７】 前記検知装置は、前記対気速度及び相対
風向を表示するようになっている請求項６に記載の対気
速度指示装置。 - 【請求項８】 前記伝送装置は、無線等により前記信号
を前記検知装置から前記処理装置に伝送する請求項６又
は請求項７に記載の対気速度指示装置。 - 【請求項９】 前記検知装置は、前記羽根の下面におい
て、翼弦の約５０％〜約９５％の間の領域に配置されて
いる請求項６乃至請求項８のいずれかに記載の対気速度
指示装置。 - 【請求項１０】 前記検知装置は、径方向領域の５０％
より外側に配置されている請求項６乃至請求項９のいず
れかに記載の対気速度指示装置。 - 【請求項１１】 前記検知装置は、径方向領域のほぼ７
５％のところに配置されている請求項１０に記載の対気
速度指示装置。 - 【請求項１２】 前記検知装置は、前記気流横滑り角を
指示する電気信号を発生する請求項６乃至請求項１１の
いずれかに記載の対気速度指示装置。 - 【請求項１３】 前記検知装置は、圧力検知ヨーメータ
ーである請求項６乃至請求項１２のいずれかに記載の対
気速度指示装置。 - 【請求項１４】 前記圧力検知ヨーメーターは、横滑り
により前記ロータの羽根にかかる圧力差を測定する圧力
差変換器に接続される１対の別個の圧力ポートを含んで
いる請求項１３に記載の対気速度指示装置。 - 【請求項１５】 前記検知装置は、前記羽根の表面上の
気流により生ずる熱伝達差を測定するため設けられた１
対のホットフィルムゲージを備える請求項６乃至請求項
１２のいずれかに記載の対気速度指示装置。 - 【請求項１６】 前記検知装置は、ホットフィルムＶゲ
ージからなり、該ゲージからの熱伝達と熱境界層の差を
測定することにより前記羽根の表面上の流れ方向を検出
する請求項６乃至請求項１２のいずれかに記載の対気速
度指示装置。 - 【請求項１７】 前記検知装置は、前記羽根上に翼弦方
向に離間して配置された１対の超音波変換器からなる請
求項６乃至請求項１２のいずれかに記載の対気速度指示
装置。 - 【請求項１８】 前記検知装置は、径方向流の速度を検
出するために配列された１つ又はそれ以上のレーザーダ
イオードからなる請求項６乃至請求項１２のいずれかに
記載の対気速度指示装置。 - 【請求項１９】 径方向流の速度を検出して前記処理装
置に供給するため１つ以上の異なる検知装置を含む請求
項６乃至請求項１８のいずれかに記載の対気速度指示装
置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GBGB9518800.9A GB9518800D0 (en) | 1995-09-14 | 1995-09-14 | Method & apparatus for determining the airspeed of rotary wing aircraft |
| GB9518800.9 | 1995-09-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09127144A true JPH09127144A (ja) | 1997-05-16 |
| JP3860264B2 JP3860264B2 (ja) | 2006-12-20 |
Family
ID=10780707
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24476996A Expired - Lifetime JP3860264B2 (ja) | 1995-09-14 | 1996-09-17 | 回転翼航空機の対気速度を測定する方法及び装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5750891A (ja) |
| EP (1) | EP0763743B1 (ja) |
| JP (1) | JP3860264B2 (ja) |
| DE (1) | DE69614055T2 (ja) |
| GB (1) | GB9518800D0 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112269031A (zh) * | 2020-10-22 | 2021-01-26 | 天津职业技术师范大学(中国职业培训指导教师进修中心) | 基于神经网络的旋翼无人机实时风速估计方法 |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5811691A (en) * | 1997-12-26 | 1998-09-22 | Sikorsky Aircraft Corporation | Blade-mounted total pressure probe for a rotating blade |
| FR2782307B1 (fr) * | 1998-08-17 | 2000-10-13 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Procede pour la reduction du bruit d'interaction pales-tourbillons engendre par une voilure tournante |
| FR2787885B1 (fr) * | 1998-12-23 | 2001-03-09 | Sextant Avionique | Girouette de mesure de l'orientation du vent a rechauffeur integre |
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