WO2011102304A1 - 振動低減装置および振動低減方法 - Google Patents

振動低減装置および振動低減方法 Download PDF

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control
vibration
actuator
vibration reduction
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裕治 吉崎
鈴木　秀俊
伊藤　宏
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三菱重工業株式会社
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    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F7/00—Vibration-dampers; Shock-absorbers
    • F16F7/10—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect
    • F16F7/1005—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect characterised by active control of the mass
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C27/001—Vibration damping devices
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F2224/00—Materials; Material properties
    • F16F2224/02—Materials; Material properties solids
    • F16F2224/0283—Materials; Material properties solids piezoelectric; electro- or magnetostrictive

Definitions

  • the present invention relates to a vibration reduction device and a vibration reduction method, and more particularly to a vibration reduction device and a vibration reduction method used when reducing vibration.
  • N is a natural number
  • the helicopter generates N / Rev vibration, and further, the N / Rev vibration due to the influence of wind or the like received by the helicopter. And other different vibrations occur.
  • the helicopter is desired to be comfortable and to reduce the vibrations transmitted to the helicopter occupants.
  • the vibration reducing apparatus comprises an elastic body, a moving mass supported by the object to be damped through the elastic body, a control mass, and an actuator for moving the control mass with respect to the moving mass.
  • a vibration reduction device can change the frequency and amplitude at which the dynamic mass vibrates with respect to the damping object by appropriately moving the control mass with respect to the dynamic mass, and the control thereof Vibration of the vibration target can be reduced more reliably.
  • Such a vibration reduction device can further reduce the vibration of a predetermined frequency to be damped even when the control mass is fixed to the dynamic mass.
  • the actuator is joined to the moving mass, and a piezoelectric element joined to the control mass, and a piezo driver for applying a voltage to the piezoelectric element so that the control mass moves with respect to the moving mass
  • a piezoelectric element joined to the control mass, and a piezo driver for applying a voltage to the piezoelectric element so that the control mass moves with respect to the moving mass
  • the control mass is rotatably supported by the dynamic mass about a rotation axis fixed to the dynamic mass.
  • the actuator rotationally moves the control mass about its rotational axis.
  • the vibration reduction device preferably further includes an acceleration sensor that measures the acceleration of the object to be damped, and a control device that controls the actuator based on the acceleration.
  • the actuator is controlled such that the total inertial force of the control mass and the dynamic mass is a force that reduces the vibration of the damping object.
  • the vibration reduction device further includes a rotation number sensor that measures the number of rotations per unit time of the rotating body included in the vibration suppression target. At this time, preferably, the control device controls the actuator based further on the number of rotations.
  • the helicopter according to the invention preferably comprises the vibration reduction device according to the invention and a rotary blade for rotating the blades to generate propulsion.
  • the vibration reduction method according to the present invention comprises an elastic body, a dynamic mass supported by the object to be damped through the elastic body, a control mass, and an actuator for moving the control mass with respect to the dynamic mass. It is carried out using a vibration reduction device.
  • the vibration reduction method according to the present invention further includes the steps of measuring the acceleration of the vibration control target and controlling the actuator based on the acceleration. For example, the actuator is controlled such that the total inertial force of the control mass and the dynamic mass is a force that reduces the vibration of the damping object.
  • the frequency at which the dynamic mass vibrates can be varied with respect to the damping target by appropriately moving the control mass with respect to the dynamic mass.
  • vibrations in a wider frequency range can be reduced. According to such a vibration reduction method, even when the control mass is fixed to the dynamic mass, it is possible to reduce the vibration of the predetermined frequency of the vibration control target.
  • the vibration reduction method according to the present invention further includes the step of measuring the number of rotations per unit time of the rotating body included in the damping target. At this time, the movement is preferably calculated further based on the number of rotations.
  • the computer program according to the invention preferably causes a computer to execute the vibration reduction method according to the invention.
  • the vibration reduction device and the vibration reduction method according to the present invention can more reliably reduce the vibration of the vibration control target.
  • FIG. 1 shows a helicopter according to the invention.
  • FIG. 2 is a block diagram showing a vibration reduction device according to the present invention.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view showing a vibration isolation link element.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view showing another state of the vibration isolation link element.
  • FIG. 5 is a block diagram showing a control device.
  • the helicopter is provided with a vibration reducing device in the helicopter body as shown in FIG.
  • the helicopter body comprises a main structure 1, a transmission 2, a main rotor blade 3 and a cabin 5.
  • the main structure 1 is formed of a frame and a beam to form a skeleton of a helicopter.
  • the transmission 2 rotatably supports the main rotor blade 3 with respect to the main structure 1.
  • the transmission 2 further transmits rotational power from a rotational power source (not shown) to the main rotor blade 3 so that the main rotor blade 3 rotates at a predetermined rotational speed with respect to the main structure 1.
  • the main rotor blade 3 is formed with wings.
  • the wing generates lift when the main rotor blade 3 rotates relative to the main structure 1. That is, the main rotor blade 3 generates propulsion of the helicopter by rotating with respect to the main structure 1.
  • the cabin 5 is formed in a box shape, and includes a cabin ceiling 6, an underfloor structure 7, and a plurality of seats 8.
  • the cabin ceiling 6 is disposed at the top of the cabin 5 and supported by the main structure 1.
  • the underfloor structure 7 is disposed at the lower part of the cabin 5 and supported by the main structure 1.
  • the plurality of seats 8 are fixed to the underfloor structure 7 and are used for the occupants of the helicopter to sit.
  • the vibration generated by the rotation of the main rotor blade 3 is transmitted to the main structure 1 via the transmission 2, transmitted from the main structure 1 to the cabin 5, and transmitted from the seat 8 of the cabin 5 to the occupant Ru.
  • the body acceleration sensors 11-1 to 11-3 are respectively fixed at a plurality of positions where the plurality of seats 8 in the underfloor structure 7 are respectively fixed.
  • the main rotor rotational speed line sensor 12 measures the rotational speed at which the main rotor blade 3 rotates per unit time with respect to the main structure 1.
  • the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n are fixed to the cabin ceiling 6 or the underfloor structure 7, respectively.
  • the body acceleration sensors 15-1 to 15-n are respectively fixed to a plurality of positions where the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n of the cabin ceiling 6 or the underfloor structure 7 are respectively fixed.
  • FIG. 2 shows the vibration reducing device.
  • the vibration reducing device further includes an input device 16, a control device 17 and a piezo driver 18.
  • the input device 16 is disposed in the cockpit, generates information by being operated by the user, and outputs the information to the control device 17. For example, input device 16 is operated by the user to select one of control ON and control OFF, and outputs the selected mode to control device 17.
  • the piezo driver 18 is controlled by the control device 17 to output a predetermined electrical signal to the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n.
  • the control device 17 is a computer, and includes a CPU, a storage device, a removable memory drive, and an interface (not shown).
  • the CPU executes a computer program installed in the control device 17 to control the storage device and the interface.
  • the storage device records the computer program and temporarily records information generated by the CPU.
  • the removable memory drive is used to read data recorded on the recording medium when the recording medium is inserted.
  • the removable memory drive is further used when installing the computer program in the control device 17 when the recording medium in which the computer program is recorded is inserted. Examples of the recording medium include a flash memory, a magnetic disk (flexible disk, hard disk), an optical disk (CD, DVD), and a magneto-optical disk.
  • the interface outputs information generated by an external device connected to the control device 17 to the CPU, and outputs information generated by the CPU to the external device.
  • the external device includes a plurality of machine acceleration sensors 11-1 to 11-3, a plurality of machine acceleration sensors 15-1 to 15-n, a main rotor rotational speed line sensor 12, an input device 16, and a piezo driver 18. There is.
  • FIG. 3 shows a plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n.
  • Each vibration isolation link element 14-i of the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n includes a frame 21, a moving mass 22, springs 23-1 to 23-2, a control mass 24, and a piezo actuator 25.
  • the frame 21 is fixed to the cabin ceiling 6 or the underfloor structure 7.
  • the moving mass 22 is supported by the frame 21 so as to be parallel to the frame 21.
  • As a mass of dynamic mass 22, 20 kg is illustrated.
  • the spring 23-1 is formed of an elastic body, and applies an elastic force to the moving mass 22 with respect to the frame 21 in parallel to the direction in which the moving mass 22 is movable in parallel.
  • the spring 23-2 is formed of an elastic body, and applies an elastic force in the opposite direction to the direction of the elastic force applied by the spring 23-1 to the dynamic mass 22.
  • the control mass 24 is formed of a member having a mass of about 40% of the mass of the moving mass 22 and is supported by the moving mass 22 so as to be movable in parallel.
  • the direction in which the control mass 24 is translatable is parallel to the direction in which the dynamic mass 22 is movable.
  • One end of the piezo actuator 25 is fixed to the moving mass 22, and the other end is fixed to the control mass 24.
  • the piezo actuator 25 is provided with a spring 27.
  • the spring 27 is formed of an elastic body. The spring 27 applies an elastic force to the control mass 24 so that the piezo actuator 25 is compressed.
  • the piezo actuator 25 translates the control mass 24 based on the electrical signal applied from the piezo driver 18.
  • the elastic force of the springs 23-1 to 23-2 is such that the frequency at which the dynamic mass 22 vibrates with respect to the frame 21 is the frequency of N / rev vibration when the control mass 24 is fixed to the dynamic mass 22.
  • the N / rev vibration is a vibration generated by the rotation of the main rotor blade 3. That is, the frequency of the N / rev vibration corresponds to the product of the average of the number of revolutions of the main rotor blade 3 and the number of blades of the main rotor blade 3.
  • FIG. 4 shows the state of the vibration isolation link element 14-i when the control mass 24 moves relative to the moving mass 22.
  • the moving mass 22 is applied with a translational force relative to the frame 21 by the reaction of the control mass 24.
  • the moving mass 22 is different from the frequency at which the moving mass 22 vibrates when the control mass 24 is fixed to the moving mass 22 by appropriately moving the control mass 24 with respect to the moving mass 22. It can be vibrated at a frequency.
  • the variation of the frequency is exemplified by 3%.
  • the moving mass 22 moves the control mass 24 appropriately with respect to the moving mass 22 to further cause the moving mass 22 to have an amplitude different from the amplitude at which the moving mass 22 vibrates when the control mass 24 is fixed to the moving mass 22. Can be vibrated.
  • the computer program installed in the control device 17 is formed of a plurality of computer programs for causing the control device 17 to realize a plurality of functions.
  • the plurality of functions include, as shown in FIG. 5, a measurement value collecting unit 31, a motion calculating unit 32, and a control unit 33.
  • the measured value collecting unit 31 collects measured values from the plurality of machine body acceleration sensors 11-1 to 11-3, the plurality of machine body acceleration sensors 15-1 to 15-n, and the main rotor rotational speed line sensor 12.
  • the measured values are a plurality of accelerations respectively measured by a plurality of aircraft acceleration sensors 11-1 to 11-3, a plurality of accelerations respectively measured by a plurality of aircraft acceleration sensors 15-1 to 15-n, and a main And the rotational speed measured by the rotor rotational speed line sensor 12.
  • the motion calculation unit 32 calculates a plurality of inertial forces based on the measurement values collected by the measurement value collection unit 31.
  • the plurality of inertial forces correspond to the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n.
  • the inertial force corresponding to the vibration isolation link element 14-i among the plurality of inertial forces is applied when the control mass 24 and the dynamic mass 22 of the vibration isolation link element 14-i apply the inertia force to the frame 21. It is calculated so that the vibration of the cabin 5 is reduced.
  • the motion calculation unit 32 further calculates a plurality of control mass motions based on the calculated plurality of inertial forces.
  • the plurality of control mass movements correspond to the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n.
  • the control mass motion corresponding to the vibration isolation link element 14-i among the plurality of control mass motions indicates the motion for moving the control mass 24 with respect to the moving mass 22 of the vibration isolation link element 14-i.
  • the dynamic mass 22 and the control mass 24 are calculated so as to apply the calculated inertial force to the frame 21.
  • the control unit 33 controls the piezo driver 18 based on the plurality of control mass movements calculated by the movement calculation unit 32. At this time, the piezo driver 18 performs a plurality of vibration isolations so that the control masses 24 of the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n respectively execute the plurality of control mass motions calculated by the motion calculation unit 32. A plurality of electric signals are respectively supplied to the piezo actuators 25 of the link elements 14-1 to 14-n.
  • Such a vibration reduction device is installed when the helicopter according to the present invention is newly manufactured. Also, the existing helicopter can be converted into a helicopter according to the present invention by installing such a vibration reduction device.
  • the embodiment of the vibration reduction method according to the invention is carried out by such a vibration reduction device.
  • the control device 17 collects measurement values from the plurality of machine body acceleration sensors 11-1 to 11-3, the plurality of machine body acceleration sensors 15-1 to 15-n, and the main rotor rotational speed line sensor 12.
  • the measured values are a plurality of accelerations respectively measured by a plurality of aircraft acceleration sensors 11-1 to 11-3, a plurality of accelerations respectively measured by a plurality of aircraft acceleration sensors 15-1 to 15-n, and a main And the rotational speed measured by the rotor rotational speed line sensor 12.
  • the controller 17 calculates a plurality of dynamic mass movements based on the collected measurement values.
  • the plurality of dynamic mass movements correspond to the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n.
  • the dynamic mass motion corresponding to the vibration isolation link element 14-i is executed by the dynamic mass 22 of the vibration isolation link element 14-i to reduce the vibration of the cabin 5 Is calculated.
  • the control device 17 further calculates a plurality of control mass movements based on the calculated plurality of moving mass movements.
  • the plurality of control mass movements correspond to the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n.
  • the control mass motion corresponding to the vibration isolation link element 14-i among the plurality of control mass motions indicates the motion for moving the control mass 24 with respect to the moving mass 22 of the vibration isolation link element 14-i.
  • the dynamic mass 22 is calculated to perform its calculated dynamic mass motion.
  • the control device 17 controls the piezo driver 18 so that the piezo driver 18 does not apply an electrical signal to the piezo actuator 25 when the control OFF is selected by the input device 16.
  • the control device 17 controls the piezo driver 18 based on the calculated plurality of control mass movements when the control ON is selected by the input device 16. At this time, the piezo driver 18 is controlled by the control device 17 so that the control masses 24 of the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n respectively execute the calculated plurality of control mass movements.
  • the plurality of electric signals are respectively supplied to the piezoelectric actuators 25 of the plurality of vibration isolation link elements 14-1 to 14-n.
  • the piezo actuator 25 of each vibration isolation link element 14-i makes the control mass 24 execute the calculated control mass motion when the electric signal is applied from the piezo driver 18, with respect to the dynamic mass 22.
  • the control mass 24 is moved in parallel.
  • the moving mass 22 moves relative to the frame 21 by the inertial force generated by the movement of the control mass 24.
  • vibration is reduced by the inertial force generated by the movement of the dynamic mass 22.
  • the main rotor blade 3 is affected by the wind or the like received by the main rotor blade 3, and the number of rotations changes.
  • the moving mass 22 can vibrate at various frequencies by appropriately moving the control mass 24 with respect to the moving mass 22.
  • the control mass 24 is appropriately moved with respect to the dynamic mass 22. The vibration of the cabin 5 can be reduced more reliably.
  • Such a vibration reducing device can vibrate the moving mass 22 at a predetermined frequency even when it fails due to a failure or the like, that is, even when the control mass 24 is fixed to the moving mass 22. . As a result, such a vibration reduction device can more reliably reduce the vibration even when it fails due to a failure or the like.
  • the piezo actuator 25 can be replaced with another actuator that moves the control mass 24.
  • an actuator provided with a giant magnetostrictive element that deforms based on an applied magnetic field is exemplified.
  • the vibration reduction device to which such an actuator is applied can reduce the vibration more reliably, as in the vibration reduction device in the above-described embodiment.
  • the piezo actuator 25 can also move the control mass 24 via a mechanism.
  • a mechanism a link mechanism and a lever are exemplified.
  • the plurality of vibration isolation link elements to which such a mechanism is applied can preferably make the movable range of the piezoelectric control mass 24 larger than the movable range of the actuator 25.
  • control mass 24 can be replaced with another control mass that can move differently from the parallel movement.
  • control mass a control mass supported rotatably and movably including a component in a moving direction of the moving mass 22 is exemplified.
  • the vibration reduction device to which such a control mass is applied can reduce the vibration more reliably, as in the vibration reduction device in the embodiment described above.
  • the moving mass 22 can be replaced with another moving mass that can move differently from the parallel movement.
  • a moving mass supported rotatably on the frame 21 is exemplified.
  • the vibration reduction device to which such a dynamic mass is applied can reduce the vibration more reliably, as in the vibration reduction device in the embodiment described above.
  • the vibration reducing device is transmitted to the passenger based only on the accelerations measured by the plurality of aircraft acceleration sensors 11-1 to 11-3 and the plurality of aircraft acceleration sensors 15-1 to 15-n.
  • the main rotor rotational speed line sensor 12 can also be omitted when the motion of the control mass 24 can be calculated such that the vibrations can be sufficiently reduced.
  • Such vibration reduction devices can also be used to reduce the vibration of equipment other than helicopters.
  • An automobile and a washing machine are exemplified as the device.

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Abstract

　本発明による振動低減装置は、弾性体と動マスとコントロールマスとを備えている。その動マスは、その弾性体を介して制振対象に支持されている。そのアクチュエータは、その動マスに対してそのコントロールマスを移動させる。このような振動低減装置は、その動マスに対してそのコントロールマスを適切に運動させることにより、その制振対象に対してその動マスが振動する周波数・振幅を変動させることができ、その制振対象の振動をより確実に低減することができる。このような振動低減装置は、さらに、その動マスに対してそのコントロールマスが固定されているときにも、その制振対象の所定の周波数の振動を低減することができる。

Description

振動低減装置および振動低減方法
　本発明は、振動低減装置および振動低減方法に関し、特に、振動を低減するときに利用される振動低減装置および振動低減方法に関する。
　機体の上に回転翼をもち、垂直の上昇・降下や前進後退・空中停止などが可能であるヘリコプターが知られている。そのヘリコプターは、その回転翼がＮ枚（Ｎは、自然数。）であるときに、その回転翼がＮ／Ｒｅｖ振動を発生し、さらに、そのヘリコプターが受ける風などの影響によるそのＮ／Ｒｅｖ振動と異なる他の振動が発生する。そのヘリコプターは、居住性が良いことが望まれ、そのヘリコプターの乗員に伝達される振動を低減することが望まれている。
　米国特許出願公開第２００６／０１５１２７２号明細書と文献「Ｒｅｓｕｌｔｓ　ｆｒｏｍ　ｔｈｅ　ｄｙｎａｍｉｃａｌｌｙ　ｔａｉｌｏｒｅｄ　ａｉｒｆｒａｍｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ　ｐｒｏｇｒａｍ」には、ピエゾ素子を用いたアクチュエータを用いて液体の錘を運動させることにより、振動を低減させる技術が開示されている。
米国特許出願公開第２００６／０１５１２７２号明細書
Ｍ．　Ｒ．　Ｓｍｉｔｈ，　Ｒ．　Ｊ．　Ｐａｓｃａｌ，　Ｔ．　Ｌｅｅ，　Ｆ．　Ｂ．　Ｓｔａｍｐｓ，　Ｍ．　Ｃ．　ｖａｎ　Ｓｃｈｏｏｒ，　Ｂ．　Ｐ．　Ｍａｓｔｅｒｓ，　Ｃ．　Ｂｌａｕｒｏｃｋ，　Ｅ．　Ｆ．　Ｐｒｅｃｈｔｌ，　Ｊ．　Ｐ．　Ｒｏｄｇｅｒｓ，　Ｄ．　Ｊ．　Ｍｅｒｋｌｅｙ，　"Ｒｅｓｕｌｔｓ　ｆｒｏｍ　ｔｈｅ　ｄｙｎａｍｉｃａｌｌｙ　ｔａｉｌｏｒｅｄ　ａｉｒｆｒａｍｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ　ｐｒｏｇｒａｍ"，　Ａｍｅｒｉｃａｎ　Ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ　Ｓｏｃｉｅｔｙ　５８ｔｈ　Ａｎｎｕａｌ　Ｆｏｒｕｍ，　２００２
　本発明の課題は、制振対象の振動をより確実に低減する振動低減装置および振動低減方法を提供することにある。
　本発明の他の課題は、低減することができる振動の周波数をより広域化する振動低減装置および振動低減方法を提供することにある。
　本発明による振動低減装置は、弾性体と、その弾性体を介して制振対象に支持される動マスと、コントロールマスと、その動マスに対してそのコントロールマスを移動させるアクチュエータとを備えている。このような振動低減装置は、その動マスに対してそのコントロールマスを適切に運動させることにより、その制振対象に対してその動マスが振動する周波数・振幅を変動させることができ、その制振対象の振動をより確実に低減することができる。このような振動低減装置は、さらに、その動マスに対してそのコントロールマスが固定されているときにも、その制振対象の所定の周波数の振動を低減することができる。
　そのアクチュエータは、その動マスに接合され、かつ、そのコントロールマスに接合される圧電素子と、その動マスに対してそのコントロールマスが移動するように、その圧電素子に電圧を印加するピエゾドライバーとを備えていることが好ましい。
　コントロールマスは、動マスに固定される回転軸を中心に回転可能にその動マスに支持される。アクチュエータは、その回転軸を中心にコントロールマスを回転移動させることが好ましい。
　本発明による振動低減装置は、その制振対象の加速度を測定する加速度センサと、その加速度に基づいてそのアクチュエータを制御する制御装置とをさらに備えていることが好ましい。たとえば、そのアクチュエータは、そのコントロールマスとその動マスとを合わせたトータルの慣性力がその制振対象の振動を低減する力になるように、制御される。
　本発明による振動低減装置は、その制振対象が備えている回転体が単位時間当たりに回転する回転数を測定する回転数センサをさらに備えている。このとき、その制御装置は、その回転数にさらに基づいてそのアクチュエータを制御することが好ましい。
　本発明によるヘリコプターは、本発明による振動低減装置と、ブレードを回転させて推進力を生成する回転翼とを備えていることが好ましい。
　本発明による振動低減方法は、弾性体と、その弾性体を介して、制振対象に支持される動マスと、コントロールマスと、その動マスに対してそのコントロールマスを移動させるアクチュエータとを備えている振動低減装置を用いて実行される。本発明による振動低減方法は、その制振対象の加速度を測定するステップと、その加速度に基づいてそのアクチュエータを制御するステップとをさらに備えている。たとえば、そのアクチュエータは、そのコントロールマスとその動マスとを合わせたトータルの慣性力がその制振対象の振動を低減する力になるように、制御される。このような振動低減方法によれば、その動マスに対してそのコントロールマスを適切に運動させることにより、その制振対象に対してその動マスが振動する周波数を変動させることができ、その制振対象の振動のうち、より広い周波数領域の振動を低減することができる。このような振動低減方法によれば、さらに、その動マスに対してそのコントロールマスが固定されているときにも、その制振対象の所定の周波数の振動を低減することができる。
　本発明による振動低減方法は、その制振対象が備えている回転体が単位時間当たりに回転する回転数を測定するステップをさらに備えている。このとき、その運動は、その回転数にさらに基づいて算出されることが好ましい。
　本発明によるコンピュータプログラムは、本発明による振動低減方法をコンピュータに実行させることが好ましい。
　本発明による振動低減装置および振動低減方法は、制振対象の振動をより確実に低減することができる。
図１は、本発明によるヘリコプターを示す図である。 図２は、本発明による振動低減装置を示すブロック図である。 図３は、振動絶縁リンク素子を示す断面図である。 図４は、振動絶縁リンク素子の他の状態を示す断面図である。 図５は、制御装置を示すブロック図である。
　図面を参照して、本発明によるヘリコプターの実施の形態を記載する。そのヘリコプターは、図１に示されているように、ヘリコプター本体に振動低減装置が設けられている。そのヘリコプター本体は、主構造１とトランスミッション２とメインローターブレード３とキャビン５とを備えている。主構造１は、フレームとビームとから形成され、ヘリコプターの骨格を形成している。トランスミッション２は、主構造１に対してメインローターブレード３を回転可能に支持している。トランスミッション２は、さらに、主構造１に対してメインローターブレード３が所定の回転数で回転するように、図示されていない回転動力源からメインローターブレード３に回転動力を伝達する。メインローターブレード３は、翼が形成されている。その翼は、主構造１に対してメインローターブレード３が回転するときに、揚力を生成する。すなわち、メインローターブレード３は、主構造１に対して回転ことにより、そのヘリコプターの推進力を生成する。
　キャビン５は、箱型に形成され、キャビン天井６と床下構造７と複数の座席８とを備えている。キャビン天井６は、キャビン５の上部に配置され、主構造１に支持されている。床下構造７は、キャビン５の下部に配置され、主構造１に支持されている。複数の座席８は、床下構造７に固定され、そのヘリコプターの乗員が着席することに利用される。
　このとき、メインローターブレード３が回転することにより発生する振動は、トランスミッション２を介して主構造１に伝達され、主構造１からキャビン５に伝達され、キャビン５の座席８からその乗員に伝達される。
　その振動低減装置は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３とメインロータ回転数線センサ１２と複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎ（ｎ＝１，２，３，４，…）と複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎとを備えている。機体加速度センサ１１－１～１１－３は、床下構造７のうちの複数の座席８がそれぞれ固定される複数の位置にそれぞれ固定されている。複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３の各機体加速度センサ１１－ｊ（ｊ＝１，２，３）は、床下構造７のうちの機体加速度センサ１１－ｊが固定されている部分の加速度を計測する。
　メインロータ回転数線センサ１２は、主構造１に対してメインローターブレード３が単位時間当たりに回転する回転数を計測する。
　複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎは、それぞれ、キャビン天井６または床下構造７に固定されている。
　機体加速度センサ１５－１～１５－ｎは、キャビン天井６または床下構造７のうちの複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎがそれぞれ固定される複数の位置にそれぞれ固定されている。複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎの各機体加速度センサ１５－ｉ（ｉ＝１，２，３，…，ｎ）は、キャビン天井６または床下構造７のうちの振動絶縁リンク素子１４－ｉが固定されている部分の加速度を計測する。
　図２は、その振動低減装置を示している。その振動低減装置は、さらに、入力装置１６と制御装置１７とピエゾドライバー１８とを備えている。入力装置１６は、コクピットに配置され、ユーザに操作されることにより情報を生成し、その情報を制御装置１７に出力する。たとえば、入力装置１６は、ユーザに操作されることにより制御ＯＮまたは制御ＯＦＦのうちから一方のモードを選択し、その選択されたモードを制御装置１７に出力する。ピエゾドライバー１８は、制御装置１７に制御されることにより、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎに所定の電気信号を出力する。
　制御装置１７は、コンピュータであり、図示されていないＣＰＵと記憶装置とリムーバルメモリドライブとインターフェースとを備えている。そのＣＰＵは、制御装置１７にインストールされるコンピュータプログラムを実行して、その記憶装置とインターフェースとを制御する。その記憶装置は、そのコンピュータプログラムを記録し、そのＣＰＵにより生成される情報を一時的に記録する。そのリムーバルメモリドライブは、記録媒体が挿入されたときに、その記録媒体に記録されているデータを読み出すことに利用される。そのリムーバルメモリドライブは、さらに、コンピュータプログラムが記録されている記録媒体が挿入されたときに、そのコンピュータプログラムを制御装置１７にインストールするときに利用される。その記録媒体としては、フラッシュメモリ、磁気ディスク（フレキシブルディスク、ハードディスク）、光ディスク（ＣＤ、ＤＶＤ）、光磁気ディスクが例示される。そのインターフェースは、制御装置１７に接続される外部機器により生成される情報をそのＣＰＵに出力し、そのＣＰＵにより生成された情報をその外部機器に出力する。その外部機器は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３と複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎとメインロータ回転数線センサ１２と入力装置１６とピエゾドライバー１８とを含んでいる。
　図３は、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎを示している。複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎの各振動絶縁リンク素子１４－ｉは、フレーム２１と動マス２２とスプリング２３－１～２３－２とコントロールマス２４とピエゾアクチュエータ２５とを備えている。フレーム２１は、キャビン天井６または床下構造７に固定されている。動マス２２は、フレーム２１に対して平行移動可能にフレーム２１に支持されている。動マス２２の質量としては、２０ｋｇが例示される。スプリング２３－１は、弾性体から形成され、動マス２２が平行移動可能である方向に平行にフレーム２１に対して動マス２２に弾性力を印加している。スプリング２３－２は、弾性体から形成され、スプリング２３－１により印加される弾性力の方向の反対方向の弾性力を動マス２２に印加している。
　コントロールマス２４は、動マス２２の質量の４割程度の質量の部材から形成され、平行移動可能に動マス２２に支持されている。コントロールマス２４が平行移動可能である方向は、動マス２２が移動可能である方向に平行である。ピエゾアクチュエータ２５は、一端が動マス２２に対して固定され、他端がコントロールマス２４に固定されている。ピエゾアクチュエータ２５は、スプリング２７を備えている。スプリング２７は、弾性体から形成されている。スプリング２７は、ピエゾアクチュエータ２５が圧縮されるように、弾性力をコントロールマス２４に印加している。ピエゾアクチュエータ２５は、ピエゾドライバー１８から印加される電気信号に基づいて、コントロールマス２４を平行移動させる。
　スプリング２３－１～２３－２の弾性力は、コントロールマス２４が動マス２２に対して固定されているときに、フレーム２１に対して動マス２２が振動する周波数がＮ／ｒｅｖ振動の周波数に一致するように、設計されている。そのＮ／ｒｅｖ振動は、メインローターブレード３が回転することにより発生する振動である。すなわち、そのＮ／ｒｅｖ振動の周波数は、メインローターブレード３の回転数の平均とメインローターブレード３のブレードの枚数との積に一致する。
　図４は、コントロールマス２４が動マス２２に対して運動したときの振動絶縁リンク素子１４－ｉの状態を示している。動マス２２は、コントロールマス２４が動マス２２に対して運動したときに、コントロールマス２４の反動により、フレーム２１に対して平行移動する力が印加される。このため、動マス２２は、動マス２２に対してコントロールマス２４を適切に運動させることにより、コントロールマス２４が動マス２２に対して固定されているときに動マス２２が振動する周波数と異なる周波数で振動させることができる。その周波数の変動としては、３％が例示される。動マス２２は、動マス２２に対してコントロールマス２４を適切に運動させることにより、さらに、コントロールマス２４が動マス２２に対して固定されているときに動マス２２が振動する振幅と異なる振幅で振動させることができる。
　制御装置１７にインストールされるコンピュータプログラムは、制御装置１７に複数の機能を実現させるための複数のコンピュータプログラムから形成されている。その複数の機能は、図５に示されているように、計測値収集部３１と運動算出部３２と制御部３３とを含んでいる。
　計測値収集部３１は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３と複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎとメインロータ回転数線センサ１２とから計測値を収集する。その計測値は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３によりそれぞれ計測された複数の加速度と、複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎによりそれぞれ計測された複数の加速度と、メインロータ回転数線センサ１２により計測された回転数とを含んでいる。
　運動算出部３２は、計測値収集部３１により収集された計測値に基づいて、複数の慣性力を算出する。その複数の慣性力は、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎに対応している。その複数の慣性力のうちの振動絶縁リンク素子１４－ｉに対応する慣性力は、振動絶縁リンク素子１４－ｉのコントロールマス２４と動マス２２とがその慣性力をフレーム２１に印加したときにキャビン５の振動が低減するように、算出される。運動算出部３２は、さらに、その算出された複数の慣性力に基づいて複数のコントロールマス運動を算出する。その複数のコントロールマス運動は、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎに対応している。その複数のコントロールマス運動のうちの振動絶縁リンク素子１４－ｉに対応するコントロールマス運動は、振動絶縁リンク素子１４－ｉの動マス２２に対してコントロールマス２４が移動する運動を示し、コントロールマス２４により実行されることにより、動マス２２とコントロールマス２４とがその算出された慣性力をフレーム２１に印加するように、算出される。
　制御部３３は、運動算出部３２により算出された複数のコントロールマス運動に基づいてピエゾドライバー１８を制御する。このとき、ピエゾドライバー１８は、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎのコントロールマス２４が運動算出部３２により算出された複数のコントロールマス運動をそれぞれ実行するように、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎのピエゾアクチュエータ２５に複数の電気信号をそれぞれ供給する。
　このような振動低減装置は、本発明によるヘリコプターを新規に製造するときに、設置される。また、既存のヘリコプターは、このような振動低減装置が設置されることにより、本発明によるヘリコプターに改造されることもできる。
　本発明による振動低減方法の実施の形態は、このような振動低減装置により実行される。制御装置１７は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３と複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎとメインロータ回転数線センサ１２とから計測値を収集する。その計測値は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３によりそれぞれ計測された複数の加速度と、複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎによりそれぞれ計測された複数の加速度と、メインロータ回転数線センサ１２により計測された回転数とを含んでいる。
　制御装置１７は、その収集された計測値に基づいて、複数の動マス運動を算出する。その複数の動マス運動は、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎに対応している。その複数の動マス運動のうちの振動絶縁リンク素子１４－ｉに対応する動マス運動は、振動絶縁リンク素子１４－ｉの動マス２２により実行されることにより、キャビン５の振動が低減するように、算出される。制御装置１７は、さらに、その算出された複数の動マス運動に基づいて複数のコントロールマス運動を算出する。その複数のコントロールマス運動は、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎに対応している。その複数のコントロールマス運動のうちの振動絶縁リンク素子１４－ｉに対応するコントロールマス運動は、振動絶縁リンク素子１４－ｉの動マス２２に対してコントロールマス２４が移動する運動を示し、コントロールマス２４により実行されることにより、動マス２２がその算出された動マス運動を実行するように、算出される。
　制御装置１７は、入力装置１６により制御ＯＦＦが選択されているときに、ピエゾドライバー１８がピエゾアクチュエータ２５に電気信号を印加しないようにピエゾドライバー１８を制御する。
　制御装置１７は、入力装置１６により制御ＯＮが選択されているときに、その算出された複数のコントロールマス運動に基づいてピエゾドライバー１８を制御する。このとき、ピエゾドライバー１８は、制御装置１７により制御されることにより、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎのコントロールマス２４がその算出された複数のコントロールマス運動をそれぞれ実行するように、複数の振動絶縁リンク素子１４－１～１４－ｎのピエゾアクチュエータ２５に複数の電気信号をそれぞれ供給する。
　各振動絶縁リンク素子１４－ｉのピエゾアクチュエータ２５は、ピエゾドライバー１８から電気信号が印加されたときに、その算出されたコントロールマス運動をコントロールマス２４が実行するように、動マス２２に対してコントロールマス２４を平行移動させる。動マス２２は、コントロールマス２４が運動することにより生成される慣性力により、フレーム２１に対して運動する。キャビン５のうちの振動絶縁リンク素子１４－ｉが固定されている部分は、動マス２２が運動することにより生成される慣性力により、振動が低減する。
　メインローターブレード３は、メインローターブレード３が受ける風等に影響され、回転数が変動する。このような振動低減方法によれば、動マス２２は、動マス２２に対してコントロールマス２４を適切に運動させることにより、様々な周波数で振動させることができる。このような振動低減方法によれば、メインローターブレード３の回転数が変動することによりキャビン５の振動の周波数が変動した場合でも、動マス２２に対してコントロールマス２４を適切に運動させることにより、キャビン５の振動をより確実に低減することができる。
　このような振動低減装置は、故障等により機能しなくなったときでも、すなわち、動マス２２に対してコントロールマス２４が固定されているときでも、動マス２２が所定の周波数で振動することができる。その結果、このような振動低減装置は、故障等により機能しなくなったときでも、その振動をより確実に低減することができる。
　なお、ピエゾアクチュエータ２５は、コントロールマス２４を運動させる他のアクチュエータに置換されることができる。そのアクチュエータとしては、印加される磁界に基づいて変形する超磁歪素子を備えるアクチュエータが例示される。このようなアクチュエータが適用された振動低減装置は、既述の実施の形態における振動低減装置と同様にして、振動をより確実に低減することができる。
　なお、ピエゾアクチュエータ２５は、機構を介してコントロールマス２４を移動させることもできる。そのような機構としては、リンク機構、てこが例示される。このような機構が適用された複数の振動絶縁リンク素子は、ピエゾアコントロールマス２４の可動範囲をアクチュエータ２５の可動範囲より大きくすることができ、好ましい。
　なお、コントロールマス２４は、平行移動と異なる移動をすることができる他のコントロールマスに置換されることもできる。そのコントロールマスとしては、動マス２２が移動する方向の成分を含む回転移動可能に支持されるコントロールマスが例示される。このようなコントロールマスが適用された振動低減装置は、既述の実施の形態における振動低減装置と同様にして、振動をより確実に低減することができる。
　なお、動マス２２は、平行移動と異なる移動をすることができる他の動マスに置換されることもできる。その動マスとしては、フレーム２１に回転移動可能に支持される動マスが例示される。このような動マスが適用された振動低減装置は、既述の実施の形態における振動低減装置と同様にして、振動をより確実に低減することができる。
　なお、その振動低減装置は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３と複数の機体加速度センサ１５－１～１５－ｎとにより計測された加速度のみに基づいて、その乗客に伝達される振動を十分に低減することができるようなコントロールマス２４の運動を算出することができるときに、メインロータ回転数線センサ１２を省略することもできる。
　なお、そのヘリコプターは、その乗客に伝達される振動を十分に低減することができるときに、その振動低減装置で１個だけ設置することもできる。
　このような振動低減装置は、ヘリコプター以外の機器の振動を低減することに利用されることもできる。その機器としては、自動車、洗濯機が例示される。
　尚、この出願は、２０１０年２月１７日に出願された日本特許出願２０１０-０３２８０８号を基礎とする優先権を主張し、その開示の全てを引用によりここに組み込む。

Claims (9)

  1. 　弾性体と、
    　前記弾性体を介して制振対象に支持される動マスと、
    　コントロールマスと、
    　前記動マスに対して前記コントロールマスを移動させるアクチュエータ
    　とを具備する振動低減装置。
  2. 　請求項１において、
    　前記アクチュエータは、
    　前記動マスに接合され、かつ、前記コントロールマスに接合される圧電素子と、
    　前記動マスに対して前記コントロールマスが移動するように、前記圧電素子に電圧を印加するピエゾドライバーとを備える
    　振動低減装置。
  3. 　請求項２において、
    　前記コントロールマスは、前記動マスに固定される回転軸を中心に回転可能に前記動マスに支持され、
    　前記アクチュエータは、前記回転軸を中心に前記コントロールマスを回転移動させる
    　振動低減装置。
  4. 　請求項３において、
    　前記制振対象の加速度を測定する加速度センサと、
    　前記加速度に基づいて前記アクチュエータを制御する制御装置
    　とをさらに具備する振動低減装置。
  5. 　請求項４において、
    　前記制振対象が備える回転体が単位時間当たりに回転する回転数を測定する回転数センサをさらに具備し、
    　前記制御装置は、前記回転数にさらに基づいて前記アクチュエータを制御する
    　振動低減装置。
  6. 　請求項１～請求項５のいずれかに記載される振動低減装置と、
    　ブレードを回転させて推進力を生成する回転翼
    　とを具備するヘリコプター。
  7. 　弾性体と、
    　前記弾性体を介して、制振対象に支持される動マスと、
    　コントロールマスと、
    　前記動マスに対して前記コントロールマスを移動させるアクチュエータ
    　とを備える振動低減装置
    　を用いて実行される振動低減方法であり、
    　前記制振対象の加速度を測定するステップと、
    　前記加速度に基づいて前記アクチュエータを制御するステップ
    　とをさらに具備する振動低減方法。
  8. 　請求項７において、
    　前記制振対象が備える回転体が単位時間当たりに回転する回転数を測定するステップをさらに具備し、
    　前記アクチュエータは、前記回転数にさらに基づいて制御される
    　振動低減方法。
  9. 　請求項７または請求項８のいずれかに記載される振動低減方法をコンピュータに実行させる
    　コンピュータプログラムを記録したコンピュータ読み取り可能な記録媒体。
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