JPH10264898A - 回転翼機用接地センサ - Google Patents
回転翼機用接地センサInfo
- Publication number
- JPH10264898A JPH10264898A JP6869097A JP6869097A JPH10264898A JP H10264898 A JPH10264898 A JP H10264898A JP 6869097 A JP6869097 A JP 6869097A JP 6869097 A JP6869097 A JP 6869097A JP H10264898 A JPH10264898 A JP H10264898A
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- JP
- Japan
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- flap
- sensor
- signal
- state
- rotor
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 地上の状態に左右されず、安全で確実に接地
状態を検出できる回転翼機用接地センサを提供する。 【解決手段】 回転翼機用接地センサは、ロータブレー
ド５のフラップ角またはフラップ方向曲げモーメントを
検出するフラップセンサ１０と、フラップセンサ１０か
らの出力信号と所定のレベル閾値Ｔａとを比較して、回
転翼機の接地状態を判定する信号処理部２０等で構成さ
れる。
状態を検出できる回転翼機用接地センサを提供する。 【解決手段】 回転翼機用接地センサは、ロータブレー
ド５のフラップ角またはフラップ方向曲げモーメントを
検出するフラップセンサ１０と、フラップセンサ１０か
らの出力信号と所定のレベル閾値Ｔａとを比較して、回
転翼機の接地状態を判定する信号処理部２０等で構成さ
れる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、回転翼機が地上に
着地したか否かを検出する回転翼機用接地センサに関す
る。
着地したか否かを検出する回転翼機用接地センサに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】オートパイロットやフライ・バイ・ワイ
ヤなどの飛行制御装置を備える航空機は、スキッドまた
は車輪が接地状態か空中浮揚かで航空機の応答が異なる
ことから、接地または浮揚を判断して、その状態に応じ
て制御に切換える必要がある。これを具体化する手段と
して、スキッドなどの脚部に地面との接触によって導通
するスイッチを設けて自動的に接地状態を検出する接地
センサが知られている。こうした接地センサによって、
離着陸時の作業負担を大分軽減でき、飛行の安全性を向
上させている。また、車輪のサスペンション機構を持つ
固定翼機などでは、着陸時に機体が沈み込む量を検出し
て接地状態を検出している。
ヤなどの飛行制御装置を備える航空機は、スキッドまた
は車輪が接地状態か空中浮揚かで航空機の応答が異なる
ことから、接地または浮揚を判断して、その状態に応じ
て制御に切換える必要がある。これを具体化する手段と
して、スキッドなどの脚部に地面との接触によって導通
するスイッチを設けて自動的に接地状態を検出する接地
センサが知られている。こうした接地センサによって、
離着陸時の作業負担を大分軽減でき、飛行の安全性を向
上させている。また、車輪のサスペンション機構を持つ
固定翼機などでは、着陸時に機体が沈み込む量を検出し
て接地状態を検出している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、接触式
の接地センサでは、着地面が平坦でなく凹凸があった
り、石や草木などの障害物によって正しく動作しない可
能性がある。
の接地センサでは、着地面が平坦でなく凹凸があった
り、石や草木などの障害物によって正しく動作しない可
能性がある。
【０００４】また、特に重量制限が厳しいヘリコプタで
は、スキッドにサスペンション機構を持たせることは稀
である。
は、スキッドにサスペンション機構を持たせることは稀
である。
【０００５】本発明の目的は、地上の状態に左右され
ず、安全で確実に接地状態を検出できる回転翼機用接地
センサを提供することである。
ず、安全で確実に接地状態を検出できる回転翼機用接地
センサを提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明は、ロータブレー
ドのフラップ角またはフラップ方向曲げモーメントを検
出するフラップセンサと、フラップセンサからの出力信
号と所定のレベル閾値Ｔａとを比較して、回転翼機の接
地状態を判定する判定手段とを備えることを特徴とする
回転翼機用接地センサである。本発明に従えば、フラッ
プセンサがロータブレードのフラップ角またはフラップ
方向曲げモーメントを検出することによって、ロータブ
レードで発生するリフト力の大きさを検出できる。たと
えば、１）飛行状態やホバリング状態ではほぼ機体重量
に等しいリフト力が発生して、ブレード全体が撓んで先
端が上に跳ねた状態となるため、フラップ角またはフラ
ップ方向曲げモーメントは正の値となる。一方、２）着
地した状態でロータブレードのリフト力が発生していな
い場合は、ブレード全体がほぼ水平となるため、フラッ
プ角またはフラップ方向曲げモーメントはゼロまたは負
の値となる。さらに、３）着地した状態でロータブレー
ドの回転が停止している場合は、ブレードは自重によっ
て地上側に垂れ下ることになる。したがって、フラップ
センサからの出力信号を解析することによって回転翼機
の種々の状態を判定することができ、所定のレベル閾値
Ｔａとを比較することによって、回転翼機が接地した否
かを検知できる。なお、フラップセンサの検出対象はブ
レードの取付構造に応じて適宜選択でき、たとえばヒン
ジ付きブレードの場合はヒンジ部分でのフラップ角を回
転角センサ等で検出するのが好ましく、リジッドタイプ
のブレードの場合はフラップ方向曲げモーメントを歪み
ケージ等で検出するのが好ましい。
ドのフラップ角またはフラップ方向曲げモーメントを検
出するフラップセンサと、フラップセンサからの出力信
号と所定のレベル閾値Ｔａとを比較して、回転翼機の接
地状態を判定する判定手段とを備えることを特徴とする
回転翼機用接地センサである。本発明に従えば、フラッ
プセンサがロータブレードのフラップ角またはフラップ
方向曲げモーメントを検出することによって、ロータブ
レードで発生するリフト力の大きさを検出できる。たと
えば、１）飛行状態やホバリング状態ではほぼ機体重量
に等しいリフト力が発生して、ブレード全体が撓んで先
端が上に跳ねた状態となるため、フラップ角またはフラ
ップ方向曲げモーメントは正の値となる。一方、２）着
地した状態でロータブレードのリフト力が発生していな
い場合は、ブレード全体がほぼ水平となるため、フラッ
プ角またはフラップ方向曲げモーメントはゼロまたは負
の値となる。さらに、３）着地した状態でロータブレー
ドの回転が停止している場合は、ブレードは自重によっ
て地上側に垂れ下ることになる。したがって、フラップ
センサからの出力信号を解析することによって回転翼機
の種々の状態を判定することができ、所定のレベル閾値
Ｔａとを比較することによって、回転翼機が接地した否
かを検知できる。なお、フラップセンサの検出対象はブ
レードの取付構造に応じて適宜選択でき、たとえばヒン
ジ付きブレードの場合はヒンジ部分でのフラップ角を回
転角センサ等で検出するのが好ましく、リジッドタイプ
のブレードの場合はフラップ方向曲げモーメントを歪み
ケージ等で検出するのが好ましい。
【０００７】また本発明は、前記判定手段は、フラップ
センサからの出力信号がレベル閾値Ｔａより小さくなる
時間Ｔと所定の時間閾値Ｔｂと比較して、時間Ｔが時間
閾値Ｔｂより長いとき接地状態と判定することを特徴と
する。本発明に従えば、レベル閾値Ｔａを飛行状態と接
地状態の境界値として設定しているが、機体が上昇や下
降を繰り返したり、左右方向に偏向したり飛行状態が大
きく変動すると、フラップ角またはフラップ方向曲げモ
ーメントが短時間にゼロまたは負の値になる場合があ
る。そのため、時間Ｔと所定の時間閾値Ｔｂと比較し
て、時間Ｔがある程度長時間持続する場合に限って接地
状態である判定することによって、飛行中の誤判定を防
止でき、判定の信頼性が向上する。
センサからの出力信号がレベル閾値Ｔａより小さくなる
時間Ｔと所定の時間閾値Ｔｂと比較して、時間Ｔが時間
閾値Ｔｂより長いとき接地状態と判定することを特徴と
する。本発明に従えば、レベル閾値Ｔａを飛行状態と接
地状態の境界値として設定しているが、機体が上昇や下
降を繰り返したり、左右方向に偏向したり飛行状態が大
きく変動すると、フラップ角またはフラップ方向曲げモ
ーメントが短時間にゼロまたは負の値になる場合があ
る。そのため、時間Ｔと所定の時間閾値Ｔｂと比較し
て、時間Ｔがある程度長時間持続する場合に限って接地
状態である判定することによって、飛行中の誤判定を防
止でき、判定の信頼性が向上する。
【０００８】また本発明は、時間閾値Ｔｂが２秒〜５秒
の範囲に設定されることを特徴とする。本発明に従え
ば、時間閾値Ｔｂを２秒〜５秒の範囲に設定することに
よって、接地開始から判定までの処理を短時間で済ま
せ、かつ確実に接地状態を判定できる。
の範囲に設定されることを特徴とする。本発明に従え
ば、時間閾値Ｔｂを２秒〜５秒の範囲に設定することに
よって、接地開始から判定までの処理を短時間で済ま
せ、かつ確実に接地状態を判定できる。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の一形態を
示す構成図である。ヘリコプタ１は、機体２と、エンジ
ン（不図示）によって回転駆動されるロータシャフト３
と、ロータシャフト３とともに回転し、ロータブレード
５を支持するロータスター４と、尾翼付近に取り付けら
れたテールロータ６などで構成される。
示す構成図である。ヘリコプタ１は、機体２と、エンジ
ン（不図示）によって回転駆動されるロータシャフト３
と、ロータシャフト３とともに回転し、ロータブレード
５を支持するロータスター４と、尾翼付近に取り付けら
れたテールロータ６などで構成される。
【００１０】ロータブレード５の支持構造として、１）
直交３軸回りのヒンジ（フラッピングヒンジ、フェザリ
ングヒンジ、ドラッグヒンジ）を有する全関節型ロー
タ、２）直交２軸回りのヒンジ（フラッピングヒンジ、
フェザリングヒンジ）を有する半関節型ロータ、３）単
一軸回りのヒンジ（フェザリングヒンジ）を有する無関
節型ロータ、などが代表的である。
直交３軸回りのヒンジ（フラッピングヒンジ、フェザリ
ングヒンジ、ドラッグヒンジ）を有する全関節型ロー
タ、２）直交２軸回りのヒンジ（フラッピングヒンジ、
フェザリングヒンジ）を有する半関節型ロータ、３）単
一軸回りのヒンジ（フェザリングヒンジ）を有する無関
節型ロータ、などが代表的である。
【００１１】図１ではリジッドタイプのブレードを使用
する無関節型ロータの例を示している。このタイプはフ
ラッピングヒンジが無いため、歪みゲージ等から成るフ
ラップセンサ１０をブレードの根元付近に取り付けて、
ロータブレードのフラップ方向（紙面平行）曲げモーメ
ントを検出している。
する無関節型ロータの例を示している。このタイプはフ
ラッピングヒンジが無いため、歪みゲージ等から成るフ
ラップセンサ１０をブレードの根元付近に取り付けて、
ロータブレードのフラップ方向（紙面平行）曲げモーメ
ントを検出している。
【００１２】フラップセンサ１０からの出力信号は、ロ
ータシャフト３の下端部付近に設けられたスリップリン
グ１１を介して取り出され、判定手段として機内に設置
された信号処理部２０に入力される。信号処理部２０で
処理された信号は計器やディスプレイなどの表示部１２
に供給されるとともに、オートパイロットやフライ・バ
イ・ワイヤなどの飛行制御装置３０のモードを浮揚から
接地へ切換えるための接地信号を飛行制御装置に供給す
る。
ータシャフト３の下端部付近に設けられたスリップリン
グ１１を介して取り出され、判定手段として機内に設置
された信号処理部２０に入力される。信号処理部２０で
処理された信号は計器やディスプレイなどの表示部１２
に供給されるとともに、オートパイロットやフライ・バ
イ・ワイヤなどの飛行制御装置３０のモードを浮揚から
接地へ切換えるための接地信号を飛行制御装置に供給す
る。
【００１３】なお、フラッピングヒンジを有する全関節
型ロータや半関節型ロータを使用した構成では、ポテン
ショメータやホール素子等から成るフラップセンサ１０
をフラッピングヒンジに取り付けて、ロータブレード５
のフラップ角を直接検出することが可能となる。
型ロータや半関節型ロータを使用した構成では、ポテン
ショメータやホール素子等から成るフラップセンサ１０
をフラッピングヒンジに取り付けて、ロータブレード５
のフラップ角を直接検出することが可能となる。
【００１４】図２は、本発明の実施の一形態の電気的構
成を示すブロック図である。信号処理部２０は、フラッ
プセンサ１０からの出力信号を積分するための積分回路
２１と、積分回路２１の出力と所定のレベル閾値Ｔａと
を比較する比較回路２２と、積分回路２１の出力信号が
レベル閾値Ｔａより小さくなる時間Ｔを測定するタイマ
ー回路２３と、タイマー回路２３の測定値と所定の時間
閾値Ｔｂと比較して、時間Ｔが時間閾値Ｔｂより長いと
き接地信号Ｇを出力する比較回路２４とで構成される。
接地信号Ｇの状態は、表示部１２によってパイロットに
向けて表示されるとともに、飛行制御装置３０へも供給
される。
成を示すブロック図である。信号処理部２０は、フラッ
プセンサ１０からの出力信号を積分するための積分回路
２１と、積分回路２１の出力と所定のレベル閾値Ｔａと
を比較する比較回路２２と、積分回路２１の出力信号が
レベル閾値Ｔａより小さくなる時間Ｔを測定するタイマ
ー回路２３と、タイマー回路２３の測定値と所定の時間
閾値Ｔｂと比較して、時間Ｔが時間閾値Ｔｂより長いと
き接地信号Ｇを出力する比較回路２４とで構成される。
接地信号Ｇの状態は、表示部１２によってパイロットに
向けて表示されるとともに、飛行制御装置３０へも供給
される。
【００１５】フラップセンサ１０からの出力信号はスリ
ップリング１１を介して積分回路２１に入力される。積
分回路２１は、ロータ回転に伴う周期的変動、たとえば
ブレードのサイクリックピッチ制御や高調波制御などに
よる変動を平均化して、信号のノイズ成分を除去してい
る。
ップリング１１を介して積分回路２１に入力される。積
分回路２１は、ロータ回転に伴う周期的変動、たとえば
ブレードのサイクリックピッチ制御や高調波制御などに
よる変動を平均化して、信号のノイズ成分を除去してい
る。
【００１６】レベル閾値Ｔａや時間閾値Ｔｂは、機種や
飛行目的に応じて任意に設定可能であり、特に時間閾値
Ｔｂは２秒〜５秒の範囲に設定することによって、接地
開始から判定までの処理を短時間で済ませ、かつ確実に
接地状態を判定できる。
飛行目的に応じて任意に設定可能であり、特に時間閾値
Ｔｂは２秒〜５秒の範囲に設定することによって、接地
開始から判定までの処理を短時間で済ませ、かつ確実に
接地状態を判定できる。
【００１７】なお、ここでは信号処理部２０としてアナ
ログ回路で構成する例を示したが、フラップセンサ１０
からの出力信号をＡ／Ｄ変換回路でデジタル信号に変換
した後、ＣＰＵ（中央処理装置）やメモリ、各種インタ
フェイスから成るコンピュータで構成してデジタル処理
することも可能である。
ログ回路で構成する例を示したが、フラップセンサ１０
からの出力信号をＡ／Ｄ変換回路でデジタル信号に変換
した後、ＣＰＵ（中央処理装置）やメモリ、各種インタ
フェイスから成るコンピュータで構成してデジタル処理
することも可能である。
【００１８】図３は、ヘリコプタの各種状態を示す説明
図である。図３（ａ）はリジッドタイプのロータブレー
ド５が一定のリフト力によって撓んで飛行する状態を示
し、図３（ｂ）はフラッピングヒンジ付きのロータブレ
ード５が一定のリフト力によって撓んで飛行する状態を
示し、図３（ｃ）は空中で静止するホバリング状態を示
し、図３（ｄ）はスキッド７が接地した状態を示す。
図である。図３（ａ）はリジッドタイプのロータブレー
ド５が一定のリフト力によって撓んで飛行する状態を示
し、図３（ｂ）はフラッピングヒンジ付きのロータブレ
ード５が一定のリフト力によって撓んで飛行する状態を
示し、図３（ｃ）は空中で静止するホバリング状態を示
し、図３（ｄ）はスキッド７が接地した状態を示す。
【００１９】図３（ａ）ではリフト力によってロータブ
レード５に一定のフラップ方向曲げモーメントが作用す
るため、フラップセンサ１０は曲げモーメントにほぼ比
例した信号を出力する。図３（ｂ）ではロータブレード
５のフラップ角βが一定値（≠０）となるため、フラッ
プセンサ１０はフラップ角βにほぼ比例した信号を出力
する。図３（ｄ）ではリフト力が発生していないため、
ロータブレード５のフラップ方向曲げモーメントまたは
フラップ角はゼロまたは負の値である。図３（ｃ）では
飛行状態と着地状態との中間を示す。
レード５に一定のフラップ方向曲げモーメントが作用す
るため、フラップセンサ１０は曲げモーメントにほぼ比
例した信号を出力する。図３（ｂ）ではロータブレード
５のフラップ角βが一定値（≠０）となるため、フラッ
プセンサ１０はフラップ角βにほぼ比例した信号を出力
する。図３（ｄ）ではリフト力が発生していないため、
ロータブレード５のフラップ方向曲げモーメントまたは
フラップ角はゼロまたは負の値である。図３（ｃ）では
飛行状態と着地状態との中間を示す。
【００２０】次に動作を説明する。フラップセンサ１０
からの出力信号は積分回路２１によってノイズが除去さ
れ、比較回路２２によってレベル閾値Ｔａと比較され
る。フラップセンサ１０からの出力信号がレベル閾値Ｔ
ａ以上である場合は、図３（ａ）（ｂ）の飛行状態、あ
るいは図３（ｃ）のホバリング状態と推測でき、フラッ
プセンサ１０からの出力信号がレベル閾値Ｔａより小さ
い場合は、図３（ｄ）の着地状態と推測できる。
からの出力信号は積分回路２１によってノイズが除去さ
れ、比較回路２２によってレベル閾値Ｔａと比較され
る。フラップセンサ１０からの出力信号がレベル閾値Ｔ
ａ以上である場合は、図３（ａ）（ｂ）の飛行状態、あ
るいは図３（ｃ）のホバリング状態と推測でき、フラッ
プセンサ１０からの出力信号がレベル閾値Ｔａより小さ
い場合は、図３（ｄ）の着地状態と推測できる。
【００２１】次に、タイマー回路２３がフラップセンサ
１０からの出力信号がレベル閾値Ｔａより小さくなる時
間Ｔを計測して、比較回路２４が該時間Ｔと時間閾値Ｔ
ｂと比較する。そこで、時間Ｔが時間閾値Ｔｂより短い
ときは飛行中の瞬間的な状態であると判断し、たとえば
ローレベルの判定信号Ｇを出力する。一方、時間Ｔが時
間閾値Ｔｂより長いとき、ヘリコプタは定常的に接地状
態であると判定し、たとえばハイレベルの判定信号Ｇを
出力する。
１０からの出力信号がレベル閾値Ｔａより小さくなる時
間Ｔを計測して、比較回路２４が該時間Ｔと時間閾値Ｔ
ｂと比較する。そこで、時間Ｔが時間閾値Ｔｂより短い
ときは飛行中の瞬間的な状態であると判断し、たとえば
ローレベルの判定信号Ｇを出力する。一方、時間Ｔが時
間閾値Ｔｂより長いとき、ヘリコプタは定常的に接地状
態であると判定し、たとえばハイレベルの判定信号Ｇを
出力する。
【００２２】表示部１２は、判定信号Ｇがハイレベルで
あるとき、接地状態を意味する文字や記号、図形などを
表示する。なお、こうした表示と同時に警報音を発する
ことも可能である。
あるとき、接地状態を意味する文字や記号、図形などを
表示する。なお、こうした表示と同時に警報音を発する
ことも可能である。
【００２３】飛行制御装置３０は、判定信号Ｇがハイレ
ベルであるとき、制御則を浮揚モードから接地モードに
切換える。
ベルであるとき、制御則を浮揚モードから接地モードに
切換える。
【００２４】
【発明の効果】以上詳説したように本発明によれば、フ
ラップセンサがロータブレードのフラップ角またはフラ
ップ方向曲げモーメントを検出し、フラップセンサから
の出力信号を解析することによって回転翼機の種々の状
態を判定することができ、所定のレベル閾値Ｔａとを比
較することによって、回転翼機が接地した否かを検知で
きる。
ラップセンサがロータブレードのフラップ角またはフラ
ップ方向曲げモーメントを検出し、フラップセンサから
の出力信号を解析することによって回転翼機の種々の状
態を判定することができ、所定のレベル閾値Ｔａとを比
較することによって、回転翼機が接地した否かを検知で
きる。
【００２５】また、フラップセンサからの出力信号がレ
ベル閾値Ｔａより小さくなる時間Ｔと所定の時間閾値Ｔ
ｂと比較して、時間Ｔがある程度長時間持続する場合に
限って接地状態である判定することによって、飛行中の
誤判定を防止でき、判定の信頼性が向上する。
ベル閾値Ｔａより小さくなる時間Ｔと所定の時間閾値Ｔ
ｂと比較して、時間Ｔがある程度長時間持続する場合に
限って接地状態である判定することによって、飛行中の
誤判定を防止でき、判定の信頼性が向上する。
【００２６】また、時間閾値Ｔｂを２秒〜５秒の範囲に
設定することによって、接地開始から判定までの処理を
短時間で済ませ、かつ確実に接地状態を判定できる。
設定することによって、接地開始から判定までの処理を
短時間で済ませ、かつ確実に接地状態を判定できる。
【図１】本発明の実施の一形態を示す構成図である。
【図２】本発明の実施の一形態の電気的構成を示すブロ
ック図である。
ック図である。
【図３】ヘリコプタの各種状態を示す説明図である。
１ ヘリコプタ ２ 機体 ３ ロータシャフト ４ ロータスター ５ ロータブレード ６ テールロータ ７ スキッド １０ フラップセンサ １１ スリップリング １２ 表示部 ２０ 信号処理部 ３０ 飛行制御装置
Claims (3)
- 【請求項１】 ロータブレードのフラップ角またはフラ
ップ方向曲げモーメントを検出するフラップセンサと、 フラップセンサからの出力信号と所定のレベル閾値Ｔａ
とを比較して、回転翼機の接地状態を判定する判定手段
とを備えることを特徴とする回転翼機用接地センサ。 - 【請求項２】 前記判定手段は、フラップセンサからの
出力信号がレベル閾値Ｔａより小さくなる時間Ｔと所定
の時間閾値Ｔｂと比較して、時間Ｔが時間閾値Ｔｂより
長いとき接地状態と判定することを特徴とする請求項１
記載の回転翼機用接地センサ。 - 【請求項３】 時間閾値Ｔｂが２秒〜５秒の範囲に設定
されることを特徴とする請求項２記載の回転翼機用接地
センサ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6869097A JP2878229B2 (ja) | 1997-03-21 | 1997-03-21 | 回転翼機用接地センサ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6869097A JP2878229B2 (ja) | 1997-03-21 | 1997-03-21 | 回転翼機用接地センサ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10264898A true JPH10264898A (ja) | 1998-10-06 |
| JP2878229B2 JP2878229B2 (ja) | 1999-04-05 |
Family
ID=13381014
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6869097A Expired - Lifetime JP2878229B2 (ja) | 1997-03-21 | 1997-03-21 | 回転翼機用接地センサ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2878229B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005075290A1 (fr) * | 2004-02-02 | 2005-08-18 | Hong Zhang | Giravion |
| WO2015053671A1 (en) * | 2013-10-10 | 2015-04-16 | Saab Ab | Flap angle measurement system and method |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101746500B (zh) * | 2009-12-03 | 2012-10-03 | 李子赫 | 直升机非水平地面降落高度差补偿装置及方法 |
| US9317041B2 (en) * | 2014-01-21 | 2016-04-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor moment feedback for stability augmentation |
-
1997
- 1997-03-21 JP JP6869097A patent/JP2878229B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005075290A1 (fr) * | 2004-02-02 | 2005-08-18 | Hong Zhang | Giravion |
| WO2015053671A1 (en) * | 2013-10-10 | 2015-04-16 | Saab Ab | Flap angle measurement system and method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2878229B2 (ja) | 1999-04-05 |
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