WO1999012809A1 - Systeme de commande de rotor - Google Patents

Systeme de commande de rotor Download PDF

Info

Publication number
WO1999012809A1
WO1999012809A1 PCT/JP1997/003183 JP9703183W WO9912809A1 WO 1999012809 A1 WO1999012809 A1 WO 1999012809A1 JP 9703183 W JP9703183 W JP 9703183W WO 9912809 A1 WO9912809 A1 WO 9912809A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
flap
blade
pitch angle
link mechanism
rotor
Prior art date
Application number
PCT/JP1997/003183
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Eiichi Yamakawa
Kouji Kawakami
Tatsuhiko Goi
Original Assignee
Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd.
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Priority to JP8053503A priority Critical patent/JP2828621B2/ja
Priority claimed from JP8053503A external-priority patent/JP2828621B2/ja
Application filed by Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd. filed Critical Advanced Technology Institute Of Commuter-Helicopter, Ltd.
Priority to EP97940326A priority patent/EP0936140A4/en
Priority to PCT/JP1997/003183 priority patent/WO1999012809A1/ja
Publication of WO1999012809A1 publication Critical patent/WO1999012809A1/ja

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • 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
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/605—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including swash plate, spider or cam mechanisms
    • 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
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/615—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including flaps mounted on blades
    • 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
    • B64C2027/7205—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC]
    • B64C2027/7211—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] without flaps
    • B64C2027/7255—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] without flaps using one or more swash plates
    • 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
    • B64C2027/7205—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC]
    • B64C2027/7261—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps
    • B64C2027/7266—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps actuated by actuators
    • 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
    • B64C2027/7205—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC]
    • B64C2027/7261—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps
    • B64C2027/7294—Means acting on blades on each blade individually, e.g. individual blade control [IBC] with flaps actuated mechanically, e.g. by means of linkages
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a control system for a helicopter rotor composed of blades with flaps.
  • the noise includes main rotor noise, tilt rotor noise, and BVI (blade vortex inertion) noise.
  • BVI noise is generated when the next blade crosses the air vortex created by the preceding blade during rotor rotation, and is greatest when the helicopter moves forward and downward.
  • the interaction between the rotor and the air causes large airframe vibrations in the helicopter itself, which may cause poor riding comfort, misidentification of instruments, and metal fatigue.
  • HHC harmonic control
  • normal helicopter operation is realized by controlling the pitch angle at the blade root of the main rotor via an actuator, a swash plate, a link mechanism, and the like.
  • Helicopter rotors are high-speed rotating objects and have a very high vibration level. High-precision mechanisms for controlling the pitch angle of the blades are required. In addition, the aerodynamic moment and inertia moment generated around the feathering axis over the entire blade are large, and high-power actuators and hydraulic mechanisms are needed to overcome the mass of the rotor drive mechanism and change the blade pitch angle. . That This makes it difficult to reduce the weight of the aircraft.
  • An object of the present invention is to provide a flap drive mechanism capable of effectively extracting flap performance, and to provide a rotor control system capable of reducing helicopter noise and vibration.
  • the present invention provides a blade mounted at a variable pitch angle with respect to a rotor shaft, a flap mounted at a variable pitch angle on a trailing edge side of the blade, a first control means for controlling a pitch angle of the blade,
  • a second control means for controlling a pitch angle of the flap.
  • the flap pitch angle can be arbitrarily controlled. Therefore, harmonic control for reducing noise and vibration can be performed efficiently by such flap control.
  • the first control means includes a rotating part connected to the blade by a link mechanism, and a first swash plate including a non-rotating part displaced in accordance with a steering amount.
  • a second swash plate composed of a rotating part and a non-rotating part displaced by an actuator connected by a link mechanism; a harmonic control device for driving the actuator at an integral multiple of the rotation frequency of the rotor; It is preferable to include
  • the flap drive can be performed independently of the blade, and the pitch angle can be controlled with a high degree of freedom. become.
  • the actuator for driving the flaps can be installed on the non-rotating part, the mechanism can be simplified and the mechanism can be reduced in size and weight.
  • a swash plate and a link machine tank for driving the flap that can be used are those that have been used and used for blade driving, and a highly reliable flap mechanism can be realized.
  • the first control means includes a swash plate including a rotating part connected to the blade by a link mechanism and a non-rotating part displaced in accordance with a steering amount
  • the second control means includes an actuator connected to the flap by a link mechanism and rotating with the rotor shaft, and a flap control device for individually driving the actuators.
  • an actuator that rotates together with the rotor shaft is provided for controlling the flap pitch angle, and by driving each actuator individually, the flap drive can be performed independently of the blade. It is possible to arbitrarily control the pitch angle of the blade.
  • FIG. 1 is a partial perspective view showing one embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a partial cross-sectional view of the transmission mechanism 2 near the swash plate 31 taken along the line AA in FIG.
  • FIG. 3A is a partial cross-sectional view taken along the line BB of FIG. 2, and FIG. 3B is a view seen from the line C-C of FIG.
  • FIG. 4 is a partial perspective view showing another embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a partial perspective view showing one embodiment of the present invention.
  • the connection mechanism between the blade 10 and the main rotor shaft 1 is not shown for easy understanding.
  • the helicopter rotor has two blades 10 (only one is shown in Fig. 1), and the blade 10 is mounted on the main rotor shaft 1 (the hollow shape is partially omitted in Fig. 1) driven by the engine. It rotates at high speed counterclockwise when viewed from above.
  • the blade 10 is supported so as to be angularly displaceable around its axis in the span direction, and the pitch angle of the blade 10 is controlled.
  • Near the root of blade 10 the upper end of rod 11 and the front side of the blade are pin-connected, and the lower end of rod 11 is pin-connected to rotating part 12 of swash plate 14. ing.
  • the squash rate 14 includes a rotating unit 12 that rotates together with the rotor and a non-rotating control unit 13.
  • the control unit 13 controls the vertical position and the inclination angle of the rotating unit 12.
  • a link mechanism such as a rod 15, a lever 16, and a rod 17 is connected to the control unit 13, and is linked to a control system such as a control stick.
  • the pitch angle of the blade 10 is controlled by linearly or angularly displacing the squash rate 14 in accordance with the control amount such as the collective pitch or the cyclic pitch.
  • a flap 20 having a wing cross-sectional shape is supported by a hinge (not shown) near the wing tip of the blade 10 so that a part of the trailing edge is notched.
  • the link mechanism that drives flap 20 is housed inside blade 10 and is connected in the order of flap shaft 21, lever 22, rod 23, 24, lever 25, and rod 26. . Further, the root of the rod 26 is connected to a rod 28 housed inside the main rotor shaft 1 via a lever 27, and in accordance with the vertical displacement of the mouth 28, The pitch angle of flap 20 changes.
  • the lower end of the rod 28 is connected to the rotating part 29 of the swash plate 31.
  • the swash plate 31 includes a rotating unit 29 that rotates with the rotor and a control unit 30 that does not rotate.
  • the control unit 30 controls the vertical position and the tilt angle of the rotating unit 29. Further, two rods 32a and 32b extending in two orthogonal directions are connected to the control unit 30.
  • the rod 32a is a rod 33a, a lever 34a, and a rod 35a. Driven by an actuator 36a via a link mechanism comprising Similarly, the rod 32b is driven by an actuator 36b via a link mechanism including a rod 33b, a lever 34b, a rod 35b, and the like.
  • the two actuators 36a and 36b control the inclination angle of the rotating part 29 of the swash plate 3], and further control the pitch angle of the flap 20.
  • the actuators 36a and 36b are driven by a harmonic control (HHC) device 37, which realizes harmonic control of the rotor by flap driving, for example, by driving the actuator at an integral multiple of the rotor rotation frequency.
  • HHC harmonic control
  • FIG. 2 is a partial cross-sectional view taken along the line AA of FIG. 1 showing the transmission mechanism 2 in the vicinity of the swoosh rate 31.
  • FIG. Here, the link mechanisms 32b to 36b will be described, but the same applies to the link mechanisms 32a to 36a.
  • a collector gear 1a connected to the engine output shaft is formed on the hollow main rotor shaft 1, and is supported by the housing 3 of the transmission mechanism 2 via a bearing 1b.
  • a housing 4 for supporting the swash plate 31 is attached to the bottom of the housing 3.
  • a ring-shaped spherical bearing 41 is mounted, and angularly displaces around the angular displacement center RC together with the control shaft 42.
  • the spherical bearing 41 and the control shaft 42 constitute the control part 30 of the swash plate 31.
  • the upper part of the control shaft 42 has a ring-shaped rotating part 29 via a bearing. Is attached.
  • a flap control port 28 is connected to the upper surface of the rotating section 29 via a rod end bearing 28a. It should be noted that a seal 40 for preventing oil leakage is attached between the rotating part and the non-rotating part of each member.
  • a rod 32b is fixed to the lower end of the control shaft 42, and the tip of the rod 32b is connected to the rod 33b by a rod end bearing 43. Is connected to the actuator 36b via a link mechanism consisting of a lever 34b and a rod 35b.
  • FIG. 3A is a partial cross-sectional view taken along the line BB of FIG. 2, and FIG. 3B is a view seen from the line C-C of FIG.
  • the tip of the rod 3 2 b is split into two forks, and a ball-shaped rod end bearing 43 is pin-connected between them, facilitating the conversion between the angular displacement of the rod 32 b and the linear displacement of the rod 33 b. ing.
  • the rotating part 29 of the swash plate 31 is angularly displaced around the orthogonal axis.
  • the pitch angle of the flap 20 can be arbitrarily controlled around the axis in the two orthogonal directions on the rotor rotation surface.
  • FIG. 4 is a partial perspective view showing another embodiment of the present invention.
  • the connection mechanism between the blade 10 and the main rotor shaft 1 is not shown for easy understanding.
  • the drive mechanism of blade 10 is the same as that of Fig. 1. Omit duplicate explanations.
  • a flap 20 having a wing cross-sectional shape is supported by a hinge (not shown) so as to be able to be angularly displaced so as to cut off a part of the trailing edge.
  • the corner is controlled.
  • the link mechanism that drives flap 20 is housed inside blade 10 and is connected in the order of flap shaft 21, lever 22, rods 23, 24, lever 25, and rod 26. I have. Further, the root of the rod 26 is connected to a rod 28 housed inside the main rotor shaft 1 via a lever 27, and the flap 2 is moved in accordance with the vertical displacement of the rod 28.
  • the pitch angle of 0 changes.
  • the lower end of the rod 28 is connected to the movable part of the actuator 38 mounted inside the main rotor shaft 1.
  • Actuator 38 is prepared for each flap 20. Since it is a blade type rotor, two actuators 38 are provided. Since the actuator 38 rotates together with the main rotor shaft, it is connected to the flap control device 50 via the slip ring mechanism 39, and the pitch angle of each flap 20 is individually controlled.
  • harmonic control of the rotor by flap driving can be realized, and noise and vibration of the helicopter can be reduced.
  • the pitch angle of the flap can be arbitrarily controlled, so that harmonic control for reducing noise and vibration can be efficiently performed.
  • the flap can be driven independently of the blade and independent of the rotation angle of the rotor. Pitch angle control with a high degree of freedom becomes possible.
  • the actuator for flap drive can be installed on the non-rotating part, the actuator can be configured with a simple mechanism, which contributes to the reduction in size and weight of the aircraft.
  • an actuator that rotates with the rotor shaft for controlling the pitch angle of the flap is provided, and by driving each actuator individually, flap driving can be performed independently of the blade, and it depends on the rotation angle of the rotor. With a high degree of freedom without Pitch angle control becomes possible.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)

Description

W 明 細 書
ロータ制御システム
【技術分野】
本発明は、 フラップ付ブレードから成るヘリコプタロータの制御システムに関 する。
【背景技術】
へリコプタは種々の騒音や機体振動を発生するため、 特に市街地を飛行する定 期航路として使用する場合、 騒音や機体振動の低減が大きな課題となる。 騒音に は、 主ロータ騒音、 ティルロータ騒音、 B V I (bl ade vortex i nteract ion)騒音 などがある。 中でも B V I騒音は、 ロータ回転中に先行するブレードが作る空気 の渦を次のブレードが横切ることによって発生し、 ヘリコプタが前進降下すると きに最も大きくなる。 また、 ロータと空気との相互作用によってへリコプタ自体 にも大きな機体振動が発生して、 乗り心地の悪化、 計器の誤認、 金属疲労などの 要因となる。
こうした対策として、 ロータ回転周波数の整数倍の周波数でロータ回転面の局 所的揚力分布を制御する高調波制御（HHC ; Higher Harmonic Control )という手法 が有効であり、 一般にはブレード自体のピッチ角を細かい周期で振動させること によって実現している。
一方、 通常のへリコプタの操縦は、 ァクチユエ一タ、 スヮッシュプレート、 リ ンク機構等を介して、 主ロータのブレード翼根においてピッチ角を制御すること によって実現している。
ヘリコプタロータは高速の回転物体であり、 しかも振動レベルも相当高いため. ブレードのピッチ角を高調波制御する機構は高精度のものが要求される。 また、 ブレード全体に渡ってフエザリング軸回りに発生する空力モーメントおよび慣性 モーメントも大きく、 ロータ駆動機構の質量にも打ち勝ってブレードピッチ角を 変化させるには、 高出力のァクチユエータおよび油圧機構が必要となる。 そのた め機体重量の軽減化が困難になる一因となっている。
その対策として、 動圧が十分高いブレード翼端付近に比較的小さいフラップを 取付け、 この部分に発生する大きな空気力を利用してブレードピッチ角を制御す る方法が提案されている （特開平ら一 1 0 7 2 9 3号、 米国特許第 3 0 7 7 9 3 4号、 米国特許第 3 1 2 9 7 6 9号、 米国特許第 3 5 8 9 8 3 1号、 米国特許第 4 4 6 1 6 1 1号など） 。 フラップをブレード翼端付近に設けることによって、 小さな操舵力で制御可能になり、 全体の制御機構は軽量かつコンパクトになる。 しかしながら、 従来からフラップの駆動機構として有力なものが存在せず、 そ のためフラップ付ブレードを持つヘリコプタは未だ実用化されていない。
【発明の開示】
本発明の目的は、 フラップ性能を有効に引き出すことができるフラップ駆動機 構を実現し、 ヘリコプタの騒音や振動の低減化が可能なロータ制御システムを提 供することである。
本発明は、 ロータ軸に対してピッチ角可変に取付けられたブレードと、 ブレードの後縁側においてピッチ角可変に取付けられたフラップと、 ブレードのピッチ角を制御するための第 1制御手段と、
フラップのピッチ角を制御するための第 2制御手段とを備えることを特徴とす るロータ制御システムを提供する。
本発明に従えば、 フラップのピッチ角制御用の第 2制御手段をブレードのピッ チ角制御用の第 1制御手段とは独立して設けているため、 フラップのピッチ角を 任意に制御できる。 したがって、 こうしたフラップ制御によって、 騒音や振動の 低減化のための高調^制御などを効率的に実施できる。
本発明において、 第 1制御手段は、 ブレードとリンク機構で連結された回転部 および操縦量に応じて変位する非回転部から成る第 1スヮッシュプレートを含み 第 2制御手段は、 フラップとリンク機精で連結された回転部およびァクチユエ ータによって変位する非回転部から成る第 2スヮッシュプレートと、 ロータの回 転周波数の整数倍でァクチユエータを駆動するための高調波制御装置とを含むこ とが好ましい。 本発明に従えば、 フラッァのピッチ角制御用にブレード用とは別のスヮッシュ プレートを設けることによって、 フラップ駆動をブレードとは独立して行うこと ができ、 高い自由度でのピッチ角制御が可能になる。 また、 フラップ駆動用のァ クチユエ一タを非回転部に設置できるため、 ァクチユエ一夕が簡単な機構のもの で済み、 機休の小型軽量化に資する。
また、 フラップ駆動で高調波制御する場合、 フラップをブレード先端側に設け るほどロータ回転面の揚力分布を効率的に制御できるため、 騒音や振動の低減効 果が高い。 さらに、 質量の大きいブレードを高速駆動するよりも質量の小さいフ ラップを高速駆動するほうが小型の駆動機構で済むため、 機体の軽量化にとって 有利である。
また、 フラップ駆動用のスヮッシュプレートおよびリンク機槽は、 従来からブ レード駆動用として多数使用され実績があるものを使用することができ、 高信頼 性のフラップ機構を実現できる。
さらに本発明において、 第 1制御手段は、 ブレードとリンク機構で連結された 回転部および操縦量に応じて変位する非回転部から成るスヮッシュプレートを含 み、
第 2制御手段は、 フラップとリンク機構で連結され、 ロータ軸と共に回転する ァクチユエ一夕と、 ァクチユエータを個別に駆動するためのフラップ制御装置と を含むことが好ましい。
本発明に従えば、 フラップのピッチ角制御用にロータ軸と共に回転するァクチ ユエータを設け、 各ァクチユエータを個別に駆動することによって、 フラップ駆 動をブレードとは独立して行うことができ、 個々のブレードのピッチ角を任意に 制御することが可能になる。
また、 フラップ駆動で高調波制御する場合、 フラップをブレード先端側に設け るほどロータ回転面の揚力分布を効率的に制御できるため、 騒音や振動の低減効 果が高い。 さらに、 質量の大きいブレードを高速駆動するよりも質量の小さいフ ラップを高速駆動するほうが小型の駆動機構で済むため、 機体の軽量化にとって 有利である。 また、 フラップ駆動用のァクチユエータおよびリンク機構は、 従来からブレー ド駆動用として多数使用され実績があるものを使用することができ、 高信頼性の フラップ機構を実現できる。
【図面の簡単な説明】
図 1は、 本発明の実施の一形態を示す部分斜視図である。
図 2は、 スヮッシュプレート 3 1付近の伝達機構 2を示す図 1の A— A線に沿 つた部分断面図である。
図 3 Aは図 2の B— B線に沿った部分断面図で、 図 3 Bは図 2の C一 C線から 見た矢視図である。
図 4は、 本発明の実施の他の形態を示す部分斜視図である。
【発明を実施するための最良の形態】
図 1は、 本発明の実施の一形態を示す部分斜視図である。 なお、 図 1において、 理解容易のためにブレード 1 0と主ロータ軸 1との連結機構の図示を省略してい る。
ヘリコプタロータは 2枚のブレード 1 0を有し （図 1では 1枚のみ図示） 、 ブ レード 1 0はエンジンによって回転駆動される主ロータ軸 1 (図 1では中空形状 で一部省略） に取付けられ、 上方から見て反時計回りに高速回転する。 ブレード 1 0は、 そのスパン方向の軸回りに角変位自在に支持され、 ブレード 1 0のピッ チ角が制御される。 ブレード 1 0の根元付近において、 ロッド 1 1の上端とブレ 一ド前緣側とがピン結合しており、 ロッド 1 1の下端はスヮッシュプレート 1 4 の回転部 1 2とピン結合している。
スヮッシュアレート 1 4は、 ロータと共に回転する回転部 1 2と、 回転しない 制御部 1 3とで構成され、 制御部 1 3は回転部 1 2の上下位置および傾斜角を制 御する。 さらに、 制御部 1 3には、 ロッド 1 5、 レバー 1 6、 ロッド 1 7等のリ ンク機構が連結しており、 操縦ステック等の操縦系統にリンクしている。 こうし てコレクティブピッチやサイクリックピッチ等の操縦量に応じて、 スヮッシュア レート 1 4が直線変位または角変位することによって、 ブレード 1 0のピッチ角 が制御される。 一方、 ブレード 1 0の翼端付近には、 後縁の一部を切欠くように、 翼断面形状 のフラップ 2 0がヒンジ （不図示） によって角変位自在に支持され、 フラップ 2 0のピッチ角が制御される。 フラップ 2 0を駆動するリンク機構は、 ブレード 1 0の内部に収納され、 フラップ軸 2 1、 レバー 2 2、 ロッド 2 3、 2 4、 レバ一 2 5、 ロッド 2 6の順で連結している。 さらに、 ロッド 2 6の根元部は、 レバー 2 7を介して、 主ロータ軸 1の内部に収納されたロッド 2 8に連結しており、 口 ッド 2 8の上下方向の変位に応じて、 フラップ 2 0のピッチ角が変化する。 ロッド 2 8の下端は、 スヮッシュプレート 3 1の回転部 2 9と連結している。 スヮッシュプレート 3 1は、 ロータと共に回転する回転部 2 9と、 回転しない制 御部 3 0とで構成され、 制御部 3 0は回転部 2 9の上下位置および傾斜角を制御 する。 さらに、 制御部 3 0には、 直交 2方向に延びる 2本のロッド 3 2 a、 3 2 bが結合しており、 ロッド 3 2 aはロッド 3 3 a、 レバー 3 4 a、 ロッド 3 5 a 等から成るリンク機構を介して、 ァクチユエータ 3 6 aによって駆動される。 同 様に、 ロッド 3 2 bはロッド 3 3 b、 レバー 3 4 b、 ロッド 3 5 b等から成るリ ンク機構を介して、 ァクチユエータ 3 6 bによって駆動される。 こうして 2つの ァクチユエータ 3 6 a、 3 6 bによって、 スヮッシュプレート 3 ] の回転部 2 9 の傾斜角が制御され、 さらにフラップ 2 0のピッチ角が制御される。
ァクチユエータ 3 6 a、 3 6 bは、 高調波制御 （ H H C ) 装置 3 7によって駆 動され、 たとえばロータの回転周波数の整数倍でァクチユエータを駆動すること によって、 フラップ駆動によるロータの高調波制御を実現することができ、 ヘリ コプタの騒音や振動の低減化が図られる。
図 2は、 スヮッシュアレート 3 1付近の伝達機構 2を示す図 1の A— A線に沿 つた部分断面図である。 ここでは、 符号 3 2 b〜3 6 bのリンク機構について説 明するが、 符号 3 2 a〜3 6 aのリンク機構についても同様である。 中空状の主 ロータ軸 1にはエンジン出力軸と連結されるコレクタギア 1 aが形成され、 ベア リング 1 bを介して伝達機構 2のハウジング 3に対して支持されている。 ハウジ ング 3の底部には、 スヮッシュプレート 3 1を支持するためのハウジング 4が取 付けられる。 T ハウジング 4の中央には、 リング状の球面ベアリング 4 1が装着され、 制御軸 4 2と共に角変位中心 R Cの回りに角変位する。 これらの球面ベアリング 4 1お よび制御軸 4 2がスヮッシュプレート 3 1の制御部 3 0を構成しており、 制御軸 4 2の上部にはベアリングを介してリング状の回転部 2 9が取付けられる。 回転 部 2 9の上面にはロッドエンドべァリング 2 8 aを介して、 フラップ制御用の口 ッド 2 8が連結している。 なお、 各部材の回転部分と非回転部分との間には、 油 漏れ防止用のシール 4 0が装着されている。
一方、 制御軸 4 2の下端にはロッド 3 2 bが固定され、 ロッド 3 2 bの先端と ロッド 3 3 bとがロッドエンドべァリング 4 3によって連結しており、 さらに口 ッド 3 3 bはレバー 3 4 b、 ロッド 3 5 bから成るリンク機構を介してァクチュ ェ一タ 3 6 bに結合している。
図 3 Aは図 2の B— B線に沿った部分断面図で、 図 3 Bは図 2の C一 C線から 見た矢視図である。 ロッド 3 2 bの先端は二股に別れ、 その間にボール状のロッ ドエンドべァリング 4 3がピン結合しており、 ロッド 3 2 bの角変位とロッド 3 3 bの直線変位との変換を円滑化している。
次に動作を説明する。 ァクチユエ一夕 3 6 bの可動部であるロッド 3 5 bが、 たとえば上方に変位すると、 レバー 3 4 bによってロッド 3 3 bが下方に変位し、 さらにロッド 3 2 bの先端が角変位中心 R. C回りに下方に角変位して、 制御軸 4 2が同様に角変位する。 すると、 スヮッシュプレート 3 1の回転部 2 9も角変位 中心 R C回りに角変位し、 ロッド 2 8が下方に変位し、 図 1に戻ってロッド 2 6 がブレード根元側に変位し、 ロッド 2 3がブレード前縁側に変位して、 フラップ 2 0の後縁が上方に角変位する。 また、 図 1のァクチユエータ 3 6 aについても 同様に、 スヮッシュプレート 3 1の回転部 2 9を直交軸回りに角変位させる。 こ うしてロータ回転面において直交 2方向の軸回りでフラップ 2 0のピッチ角を任 意に制御することができる。
図 4は、 本発明の実施の他の形態を示す部分斜視図である。 なお、 図 4におい て、 理解容易のためにブレード 1 0と主ロータ軸 1との連結機構の図示を省略し ている。 また、 ブレード 1 0の駆動機構については図 1のものと同様であるため. 重複説明を省く。
ブレード 1 0の翼端付近には、 後縁の一部を切欠くように、 翼断面形状のフラ ップ 2 0がヒンジ （不図示） によって角変位自在に支持され、 フラップ 2 0のピ ツチ角が制御される。 フラップ 2 0を駆動するリンク機構は、 ブレード 1 0の内 部に収納され、 フラップ軸 2 1、 レバー 2 2、 ロッド 2 3、 2 4、 レバ一 2 5、 ロッド 2 6の順で連結している。 さらに、 ロッド 2 6の根元部は、 レバー 2 7を 介して、 主ロータ軸 1の内部に収納されたロッド 2 8に連結しており、 ロッド 2 8の上下方向の変位に応じて、 フラップ 2 0のピッチ角が変化する。
ロッド 2 8の下端は、 主ロータ軸 1の内部に取付けられたァクチユエータ 3 8 の可動部と連結しており、 個々のフラップ 2 0に対応してァクチユエータ 3 8が 用意され、 図 4では 2本ブレードタイプのロータであるため、 2つのァクチユエ —タ 3 8が設けられる。 ァクチユエータ 3 8は主ロータ軸と共に回転するため、 スリップリング機構 3 9を介してフラップ制御装置 5 0に接続され、 各フラップ 2 0のピッチ角は個別に制御される。
たとえばロータの回転周波数の整数倍でァクチユエータ 3 8を駆動することに よって、 フラップ駆動によるロータの高調波制御を実現することができ、 へリコ プタの騒音や振動の低減化が図られる。
【産業上の利用可能性】
以上詳説したように本発明によれば、 フラップのピッチ角を任意に制御できる ため、 騒音や振動の低減化のための高調波制御などを効率的に実施できる。 また、 フラップのピッチ角制御用にブレード用とは別のスヮッシュプレートを 設けることによって、 フラップ駆動をブレードとは独立して行うことができ、 口 ータの回転角に依存せずに高い自由度でのピッチ角制御が可能になる。 また、 フ ラップ駆動用のァクチユエ一タを非回転部に設置できるため、 ァクチユエ一夕が 簡単な機構のもので済み、 機体の小型軽量化に資する。
さらに、 フラップのピッチ角制御用にロータ軸と共に回転するァクチユエータ を設け、 各ァクチユエータを個別に駆動することによって、 フラップ駆動をブレ 一ドとは独立して行うことができ、 ロータの回転角に依存せずに高い自由度での ピッチ角制御が可能になる。
また、 フラップ駆動で高調波制御する場合、 フラップをブレード先端側に設け るほどロータ回転面の揚力分布を効率的に制御できるため、 騒音や振動の低減効 果が高い。 さらに、 質量の大きいブレードを高速駆動するよりも質量の小さいフ ラップを高速駆動するほうが小型の駆動機構で済むため、 機体の軽量化にとって 有利となる。
こうしてフラップ性能を有効に引き出すことができるフラップ駆動機構を実現 でき、 ヘリコプタの騒音や振動を大幅に低減化できる。

Claims

請 求 の 範 囲
1 . ロータ軸に対してピッチ角可変に取付けられたブレードと、
ブレードの後縁側においてピッチ角可変に取付けられたフラップと、 ブレ一ドのピツチ角を制御するための第 1制御手段と、
フラップのピツチ角を制御するための第 2制御手段とを備えることを特徴とす るロータ制御システム。
2 . 第 1制御手段は、 ブレードとリンク機構で連結された回転部および操縦 量に応じて変位する非回転部から成る第 1スヮッシュプレートを含み、
第 2制御手段は、 フラップとリンク機構で連結された回転部およびァクチユエ —タによって変位する非回転部から成る第 2スヮッシュプレートと、 ロータの回 転周波数の整数倍でァクチユエータを駆動するための高調波制御装置とを含むこ とを特徴とする請求の範囲第 1項記載のロータ制御システム。
3 . 第 1制御手段は、 ブレードとリンク機構で連結された回転部および操縦 量に応じて変位する非回転部から成るスヮッシュプレー卜を含み、
第 2制御手段は、 フラップとリンク機構で連結され、 ロータ軸と共に回転する ァクチユエ一夕と、 ァクチユエ一タを個別に駆動するためのフラップ制御装置と を含むことを特徴とする請求の範囲第 1項記載の口ータ制御システム。
PCT/JP1997/003183 1996-03-11 1997-09-10 Systeme de commande de rotor WO1999012809A1 (fr)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP8053503A JP2828621B2 (ja) 1996-03-11 1996-03-11 ロータ制御システム
EP97940326A EP0936140A4 (en) 1997-09-10 1997-09-10 ROTOR CONTROL SYSTEM
PCT/JP1997/003183 WO1999012809A1 (fr) 1996-03-11 1997-09-10 Systeme de commande de rotor

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP8053503A JP2828621B2 (ja) 1996-03-11 1996-03-11 ロータ制御システム
PCT/JP1997/003183 WO1999012809A1 (fr) 1996-03-11 1997-09-10 Systeme de commande de rotor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO1999012809A1 true WO1999012809A1 (fr) 1999-03-18

Family

ID=14181094

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP1997/003183 WO1999012809A1 (fr) 1996-03-11 1997-09-10 Systeme de commande de rotor

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP0936140A4 (ja)
WO (1) WO1999012809A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2024049387A1 (en) * 2022-08-31 2024-03-07 Tusas- Turk Havacilik Ve Uzay Sanayii Anonim Sirketi An air vehicle

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2982584B1 (fr) 2011-11-10 2014-03-21 Eurocopter France Dispositif de variation de pas des pales d'un rotor de sustentation
US9457889B2 (en) 2013-09-24 2016-10-04 The Boeing Company Rotorcraft rotor including primary pitch horns and secondary horns

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3077934A (en) 1960-07-19 1963-02-19 Kaman Aircraft Corp Rotor control system for a helicopter
US3129769A (en) 1962-09-21 1964-04-21 Kaman Aircraft Corp Fail safe device for servo flap controlled rotor blades
US3521971A (en) * 1968-07-17 1970-07-28 United Aircraft Corp Method and apparatus for controlling aircraft
US3589831A (en) 1969-11-10 1971-06-29 Kaman Corp Control system for rotary wing vehicle
US4461611A (en) 1982-05-20 1984-07-24 United Technologies Corporation Helicopter rotor with blade trailing edge tabs responsive to control system loading
JPH06107293A (ja) 1992-09-28 1994-04-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ヘリコプタのフラップ付きロータ
JPH06270894A (ja) * 1993-03-16 1994-09-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ヘリコプタのピッチコントロールロッド
JPH072187A (ja) * 1992-12-11 1995-01-06 Dynamic Eng Inc ヘリコプタのロータ・ブレードのより高い高調波振動を制御するための装置
US5409183A (en) * 1993-08-06 1995-04-25 Kaman Aerospace Corporation Helicopter with leading edge servo flaps for pitch positioning its rotor blades
JPH08230794A (ja) * 1995-02-28 1996-09-10 Komiyuuta Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk ヘリコプタロータの高調波制御装置
JPH08258795A (ja) * 1995-03-27 1996-10-08 Komiyuuta Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk フラップ付きヘリコプタロータ
JPH09240594A (ja) * 1996-03-11 1997-09-16 Commuter Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk ロータ制御システム

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5224826A (en) * 1989-07-26 1993-07-06 Massachusetts Institute Of Technology Piezoelectric helicopter blade flap actuator

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3077934A (en) 1960-07-19 1963-02-19 Kaman Aircraft Corp Rotor control system for a helicopter
US3129769A (en) 1962-09-21 1964-04-21 Kaman Aircraft Corp Fail safe device for servo flap controlled rotor blades
US3521971A (en) * 1968-07-17 1970-07-28 United Aircraft Corp Method and apparatus for controlling aircraft
US3589831A (en) 1969-11-10 1971-06-29 Kaman Corp Control system for rotary wing vehicle
US4461611A (en) 1982-05-20 1984-07-24 United Technologies Corporation Helicopter rotor with blade trailing edge tabs responsive to control system loading
JPH06107293A (ja) 1992-09-28 1994-04-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ヘリコプタのフラップ付きロータ
JPH072187A (ja) * 1992-12-11 1995-01-06 Dynamic Eng Inc ヘリコプタのロータ・ブレードのより高い高調波振動を制御するための装置
JPH06270894A (ja) * 1993-03-16 1994-09-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ヘリコプタのピッチコントロールロッド
US5409183A (en) * 1993-08-06 1995-04-25 Kaman Aerospace Corporation Helicopter with leading edge servo flaps for pitch positioning its rotor blades
JPH08230794A (ja) * 1995-02-28 1996-09-10 Komiyuuta Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk ヘリコプタロータの高調波制御装置
JPH08258795A (ja) * 1995-03-27 1996-10-08 Komiyuuta Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk フラップ付きヘリコプタロータ
JPH09240594A (ja) * 1996-03-11 1997-09-16 Commuter Herikoputa Senshin Gijutsu Kenkyusho:Kk ロータ制御システム

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP0936140A4 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2024049387A1 (en) * 2022-08-31 2024-03-07 Tusas- Turk Havacilik Ve Uzay Sanayii Anonim Sirketi An air vehicle

Also Published As

Publication number Publication date
EP0936140A4 (en) 2002-07-10
EP0936140A1 (en) 1999-08-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3501983B1 (en) Anti-torque system for a helicopter and method for controlling an anti-torque system for a helicopter
US8939394B1 (en) Anemometer drive apparatus and method
JP3638745B2 (ja) ロータリスポイラ付ロータブレード
EP2121438B1 (en) On-blade actuator for helicopter rotor blade control flaps
EP1957363B1 (en) Rotorcraft control system and method of using
EP0734947B1 (en) Helicopter rotor equipped with flaps
US8727265B2 (en) Helicopter with cycloidal rotor system
CA2749119C (en) Improved rotor-blade control system and method
US4720059A (en) High speed helicopter
US3554662A (en) Reverse velocity rotor and rotorcraft
US3729272A (en) Reverse velocity rotor and rotorcraft
JP2828621B2 (ja) ロータ制御システム
WO1999012809A1 (fr) Systeme de commande de rotor
JPH07205897A (ja) シュラウド付回転翼
WO2019117304A1 (ja) ブレードの可変捩り角機構を有する回転翼航空機
JPH09254894A (ja) フラップ付ヘリコプタブレードおよびこれを用いたロータ制御装置
KR102558225B1 (ko) 프로펠러 구동 항공기용 자동 패더링 장치
JPH07132893A (ja) 回転翼機
AU2020103061A4 (en) Propeller for tilt-rotor aircraft
KR102334195B1 (ko) 가위날개 멀티콥터
CN217198642U (zh) 螺旋桨组件及无人机
CN113815854B (zh) 一种飞行器旋翼系统及控制方法
JP2002362496A (ja) 回転翼航空機
JP2005170106A (ja) ヘリコプタブレード
JPH05193581A (ja) ヘリコプタのアンチ・トルク装置

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): US

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE CH DE DK ES FI FR GB GR IE IT LU MC NL PT SE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 09297836

Country of ref document: US

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 1997940326

Country of ref document: EP

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 1997940326

Country of ref document: EP

WWW Wipo information: withdrawn in national office

Ref document number: 1997940326

Country of ref document: EP