WO2011105345A1 - 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

Info

Publication number
WO2011105345A1
WO2011105345A1 PCT/JP2011/053767 JP2011053767W WO2011105345A1 WO 2011105345 A1 WO2011105345 A1 WO 2011105345A1 JP 2011053767 W JP2011053767 W JP 2011053767W WO 2011105345 A1 WO2011105345 A1 WO 2011105345A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
vibration
actuator
transfer member
flange portion
vibration transfer
Prior art date
Application number
PCT/JP2011/053767
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
裕治 吉崎
伊藤　宏
鈴木　秀俊
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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
Application filed by 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to US13/581,192 priority Critical patent/US9212722B2/en
Priority to EP11747306.6A priority patent/EP2541094B1/en
Publication of WO2011105345A1 publication Critical patent/WO2011105345A1/ja

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
    • F16F15/02—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • 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
    • F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
    • F16F15/005—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion using electro- or magnetostrictive actuation means
    • H—ELECTRICITY
    • H10—SEMICONDUCTOR DEVICES; ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N—ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N30/00—Piezoelectric or electrostrictive devices
    • H10N30/20—Piezoelectric or electrostrictive devices with electrical input and mechanical output, e.g. functioning as actuators or vibrators
    • H—ELECTRICITY
    • H10—SEMICONDUCTOR DEVICES; ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N—ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N30/00—Piezoelectric or electrostrictive devices
    • H10N30/80—Constructional details
    • H10N30/802—Circuitry or processes for operating piezoelectric or electrostrictive devices not otherwise provided for, e.g. drive circuits
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/004—Vibration damping devices using actuators, e.g. active systems

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 oscillations, and further, the N / rev oscillation due to the influence of wind etc. 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 strain actuator is a piezoelectric strain actuator for reducing vibration in a structure, and the strain actuator is a piezoelectric laminate composed of a d33 piezoelectric element disposed between output elements fixed on the surface of the structure. It is characterized by having.
  • An object of the present invention is to provide a vibration reduction device and a vibration reduction method for more reliably damping a vibration control target.
  • the vibration reducing apparatus comprises an actuator for applying a force to the vibration transmitting member to bend the vibration transmitting member fixed to the vibration damping target, an acceleration sensor for measuring the acceleration of the vibration damping target, and the acceleration. And a controller for controlling the actuator based on the controller.
  • a vibration reduction device is configured such that when a vibration including a plurality of vibration components is transmitted to the damping target via the vibration transmission member, the vibration transmission member cancels a bending load due to the vibration. By applying a bending load, the vibration can be reduced more reliably, and the object to be damped can be damped more reliably.
  • the actuator bends the vibration transfer member such that the vibration transfer member receives in-plane bending in one plane where the vibration transfer member is not easily bent in-plane.
  • the vibration transmitting member includes a web portion formed in a band shape, a first flange portion formed on one edge of the web portion, and the other of the web portions opposite to the one edge thereof And a second flange portion formed on the edge.
  • the actuator bends the vibration transfer member such that the vibration transfer member receives in-plane bending in the plane along which the web portion follows.
  • the actuator includes a first actuator for expanding and contracting the first flange portion and a second actuator for expanding and contracting the second flange portion.
  • the actuator includes a piezoelectric element whose both ends are fixed to the vibration transfer member, and a piezo driver which applies a voltage to the piezoelectric element.
  • the control device controls the piezo driver so that the vibration transmitting member is bent.
  • the vibration reduction device further includes a rotation number sensor that measures the number of rotations of the rotating body per unit time.
  • the controller controls the actuator further based on the number of rotations.
  • the helicopter according to the present invention comprises the vibration reducing device according to the present invention and a rotor blade that generates the propulsion that the helicopter propels by rotating.
  • the rotor blade is rotatably supported by the vibration transmission member.
  • the vibration reduction method comprises the steps of measuring the acceleration of the vibration control target, and controlling an actuator that applies a force to the vibration transmission member to bend the vibration transmission member fixed to the vibration control target based on the acceleration. And the step of According to such a vibration reduction method, when the vibration including the plurality of vibration components is transmitted to the damping target via the vibration transmission member, the control device that controls the actuator is caused by the vibration.
  • the vibration can be more reliably reduced, and the vibration suppression target can be more reliably damped.
  • the actuator preferably includes a first actuator for expanding and contracting the first flange portion and a second actuator for expanding and contracting the second flange portion.
  • the actuator includes a piezoelectric element whose both ends are fixed to the vibration transfer member, and a piezo driver which applies a voltage to the piezoelectric element.
  • the control device controls the piezo driver such that the vibration transfer member is bent.
  • the vibration reducing method according to the present invention further includes the step of measuring the number of rotations per unit time of the rotating body rotatably supported by the vibration transmitting member.
  • the actuator is preferably controlled further based on its rotational speed.
  • the computer program according to the invention preferably causes a computer to execute the vibration reduction method according to the invention.
  • the vibration reducing apparatus and the vibration reducing method according to the present invention are suitable when the vibration is transmitted to the object to be damped through the vibration transmitting member, even when the vibration includes a plurality of vibration components, the vibration transmitting member is appropriately used. By bending into the shape, it is possible to more reliably reduce the vibration transmitted to the vibration transmission member, and it is possible to more reliably damp the damping 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 perspective view showing a part of the main structure.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view showing the beam.
  • FIG. 5 is a view showing an elastic beam bending vibration absorbing element.
  • FIG. 6 is a block diagram showing a control device.
  • FIG. 7 is a graph showing an example of a change in voltage of an electrical signal applied to the first actuator and the second actuator by the piezo driver.
  • FIG. 8 is a graph showing another example of the change in voltage of the electrical signal applied by the piezo driver to the first actuator and the second actuator.
  • 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 forms 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 disposed inside the cabin 5 and fixed to the underfloor structure 7 and are used for the occupants of the helicopter to be seated.
  • 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 sensor 12 measures the rotational speed at which the main rotor blade 3 rotates per unit time with respect to the main structure 1.
  • Each of the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2 is fixed to a part of the main structure 1.
  • 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 a cockpit formed inside the cabin 5, 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 disposed inside the helicopter and controlled by the control device 17 to output predetermined electrical signals to the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2.
  • the controller 17 is disposed inside the helicopter.
  • 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 airframe acceleration sensors 11-1 to 11-3, a main rotor rotational speed sensor 12, an input device 16, and a piezo driver 18.
  • FIG. 3 shows a part of the main structure 1.
  • the main structure 1 comprises a plurality of beams 14, a plurality of frames 15 and a plurality of stringers 19.
  • the plurality of beams 14 are respectively formed of steel and fixed to one another.
  • the transmission 2 is fixed to a plurality of beams 14.
  • the cabin ceiling 6 and the underfloor structure 7 of the cabin 5 are fixed to any one of the plurality of beams 14.
  • the plurality of frames 15 are each formed of steel and fixed to one of the plurality of beams 14.
  • the plurality of stringers 19 are each formed of steel, fixed to any of the plurality of beams 14, or fixed to any of the plurality of frames 15.
  • the exterior of the helicopter according to the invention is fixed to a plurality of stringers 19.
  • the plurality of beams 14, the plurality of frames 15, and the plurality of stringers 19 may be formed of other materials different from steel. Examples of the material include aluminum, titanium and a composite material.
  • FIG. 4 shows the beam 14.
  • the beam 14 is formed from so-called I-shaped steel, ie the web portion 21 formed from the web portion 21, the first flange portion 22 and the second flange portion 23 is formed in a strip shape.
  • the first flange portion 22 is formed in a band shape.
  • the second flange portion 23 is formed in a band shape in the same manner as the first flange portion 22.
  • the beam 14 is such that the first flange portion 22 is joined to one edge of the web portion 21 and the second flange portion 23 is joined to the opposite edge of the edge of the web portion 21. It is formed.
  • the beam 14 is further formed such that the first flange portion 22 and the second flange portion 23 face each other via the web portion 21.
  • Such a beam 14 is less likely to be in-plane bent along a plane along which the web portion 21 follows, and more likely to be out-of-plane bent along that plane as compared to the in-plane bending.
  • the elastic beam bending absorber 13-i includes first actuators 24-1 to 24-2 and second actuators 25-1 to 25-2.
  • the first actuators 24-1 to 24-2 are disposed on the surface of the first flange portion 22 facing the second flange portion 23.
  • the first actuators 24-1 to 24-2 are further arranged such that the web portion 21 is disposed between the first actuator 24-1 and the first actuator 24-2.
  • the second actuators 25-1 to 25-2 are disposed on the surface of the second flange portion 23 facing the first flange portion 22.
  • the second actuators 25-1 to 25-2 are further arranged such that the web portion 21 is disposed between the second actuator 25-1 and the second actuator 25-2.
  • FIG. 5 shows the first actuator 24-1.
  • the first actuator 24-1 includes a support member 31, a piezo actuator 32, and an elastic body 33.
  • the support member 31 is fixed to the first flange portion 22.
  • the support member 31 forms two projections that project from the surface of the first flange portion 22 facing the second flange portion 23.
  • the piezo actuator 32 is formed of a piezoelectric element and is disposed between two protrusions of the support member 31.
  • the elastic body 33 is disposed at both ends of the piezo actuator 32 so as to be sandwiched between the support member 31 and the piezo actuator 32.
  • the elastic body 33 applies an elastic force to the piezo actuator 32 so as to compress the piezo actuator 32.
  • the first actuator 24-2 is formed in the same manner as the first actuator 24-1. At this time, when a predetermined electric signal (voltage) is applied by the piezo driver 18 to the piezo actuator 32 of the first actuator 24-2, the first flange portion 22 goes outward along the plane along which the web portion 21 follows. The force is applied so that the beam 14 is bent in-plane so that
  • the second actuator 25-1 includes the support member 31, the piezo actuator 32, and the elastic body 33.
  • the support member 31 is fixed to the second flange portion 23.
  • the support member 31 forms two projections that project from the surface of the second flange portion 23 that faces the first flange portion 22.
  • the piezo actuator 32 is formed of a piezoelectric element and is disposed between two protrusions of the support member 31.
  • the elastic body 33 is disposed at both ends of the piezo actuator 32 so as to be sandwiched between the support member 31 and the piezo actuator 32.
  • the elastic body 33 applies an elastic force to the piezo actuator 32 so as to compress the piezo actuator 32.
  • the second actuator 25-2 is formed in the same manner as the second actuator 25-1. At this time, when a predetermined electric signal (voltage) is applied by the piezo driver 18 to the piezo actuator 32 of the second actuator 25-2, the second flange portion 23 goes outward along the plane along which the web portion 21 follows. The force is applied so that the beam 14 is bent in-plane so that
  • 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. 6, a measured value collecting unit 41, a motion calculating unit 42, and a control unit 43.
  • the measured value collecting unit 41 collects measured values from the plurality of machine body acceleration sensors 11-1 to 11-3 and the main rotor rotational speed sensor 12.
  • the measured values include a plurality of accelerations measured by the plurality of vehicle body acceleration sensors 11-1 to 11-3 and a rotational speed measured by the main rotor rotational speed sensor 12, respectively.
  • the motion calculation unit 42 calculates a plurality of bending loads based on the measurement values collected by the measurement value collection unit 41.
  • the plurality of bending loads correspond to the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2.
  • the plurality of bending loads indicate the force to bend a plurality of portions of the beam 14 in which the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2 are disposed. That is, the bending load corresponding to the elastic beam bending absorber 13-i among the plurality of bending loads is a force to bend the portion of the beam 14 where the elastic beam bending absorber 13-i is disposed. Is shown.
  • the plurality of bending loads are further transmitted by the beam 14 from the transmission 2 to the cabin 5 when the plurality of elastic beam bending absorbers 13-1 to 13-2 apply the plurality of bending loads to the beam 14, respectively. It is calculated to counteract (or reduce) the vibrations, ie to reduce the vibrations of the cabin 5.
  • the control unit 43 controls the piezo driver 18 so that the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2 apply the plurality of bending loads calculated by the motion calculating unit 42 to the beam 14, respectively.
  • FIG. 7 shows a change in voltage of an electrical signal applied by the piezo driver 18 to the piezo actuators 32 of the first actuators 24-1 to 24-2.
  • the change 51 indicates that the voltage is periodic at period 53 and that the voltage changes approximately equally every period 53.
  • the period 53 corresponds to the period of vibration transmitted from the transmission 2 to the cabin 5 by the beam 14 and to the period of vibration to be reduced.
  • the cycle 53 is formed of a period 54 and a period 55.
  • a change 51 indicates that the piezo driver 18 applies a predetermined voltage to the piezo actuators 32 of the first actuators 24-1 to 24-2 in a period 54, and the piezo driver 18 applies a predetermined voltage to the first actuators 24-1 to 24-2 in a period 55. It shows that no voltage is applied to the piezoelectric actuator 32 of 24-2.
  • FIG. 7 further shows the change of the voltage of the electrical signal that the piezo driver 18 applies to the piezo actuators 32 of the second actuators 25-1 to 25-2.
  • the change 52 indicates that the voltage is periodic at period 53 and that the voltage changes approximately equally every period 53.
  • a change 52 indicates that the piezo driver 18 does not apply a voltage to the piezo actuators 32 of the second actuators 25-1 to 25-2 in a period 54, and the piezo driver 18 generates a second actuator 25-1 to 25-in a period 55. It shows that the predetermined voltage is applied to the second piezoelectric actuator 32.
  • the elastic beam bending vibration absorbing element 13-i can apply a force to bend the beam 14 to the beam 14 more efficiently.
  • 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 and the main rotor rotational speed sensor 12.
  • the measured values include a plurality of accelerations measured by the plurality of vehicle body acceleration sensors 11-1 to 11-3 and a rotational speed measured by the main rotor rotational speed sensor 12, respectively.
  • the control device 17 calculates a plurality of bending loads based on the collected measurement values.
  • the plurality of bending loads correspond to the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2.
  • the plurality of bending loads are calculated so as to reduce the vibration when the beam 14 transmits the vibration from the transmission 2 to the cabin 5 or to inhibit the transmission of the vibration.
  • the control device 17 prevents the piezoelectric driver 18 from applying an electrical signal to the piezoelectric actuators 32 of the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2 when the control OFF is selected by the input device 16.
  • the piezo driver 18 is controlled.
  • the control device 17 controls the piezo driver 18 based on the calculated plurality of bending loads when 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 beam 14 executes the calculated plurality of bending loads respectively, and the plurality of elastic beam bending vibration absorbing elements 13-1 to 13-2 The plurality of electric signals are respectively supplied to the piezo actuator 32 of FIG.
  • the piezo actuator 32 of each elastic beam bending absorber 13-i applies the calculated bending load to the beam 14.
  • the beam 14 can reduce the vibration transmitted from the transmission 2 to the cabin 5 by receiving the bending load. Therefore, such a vibration reducing device can reduce the vibration transmitted from the transmission 2 to the cabin 5 via the beam 14 and can reduce the vibration of the cabin 5.
  • the transmission 2 generates N / rev vibration when the number of wings of the main rotor blade 3 is N (N is a natural number).
  • the transmission 2 further generates another vibration different from the N / rev vibration due to the influence of the helicopter on wind and the like.
  • the vibration reduction device according to the invention can bend the beam 14 in-plane at different frequencies, reduce the vibrations of different frequencies transmitted via the beam 14 and variously transmitted to the cabin 5 Frequency vibration can be reduced.
  • such a vibration reduction device can reduce vibration in a wider range of frequencies as compared to a passive dynamic absorber comprising an elastic body and a weight.
  • Such a vibration reduction device can also be made lighter in comparison to its passive dynamic absorber.
  • a helicopter is replaced with its passive dynamic absorber and mounted with such a vibration reducing device, it is lighter than other helicopters equipped with the passive dynamic absorber.
  • the piezo driver 18 can also apply to the piezo actuator 32 an electric signal of another waveform different from the rectangular wave.
  • FIG. 8 shows another example of the change in voltage of the electrical signal applied by the piezo driver 18 to the piezo actuators 32 of the first actuators 24-1 to 24-2.
  • the change 61 shows a sine wave, the voltage of which is periodic with period 63 and shows that the voltage changes approximately equally every period 63.
  • the period 63 corresponds to the period of vibration transmitted from the transmission 2 to the cabin 5 by the beam 14 and to the period of vibration to be reduced.
  • the cycle 63 includes a first time 66 and a second time 67.
  • a change 61 indicates that the voltage applied by the piezo driver 18 to the piezo actuators 32 of the first actuators 24-1 to 24-2 at the first time 66 is maximum, and the piezo driver 18 performs the first operation at the second time 67. It shows that the voltage applied to the piezo actuators 32 of the actuators 24-1 to 24-2 is minimum.
  • FIG. 8 further shows the change of the voltage of the electrical signal that the piezo driver 18 applies to the piezo actuators 32 of the second actuators 25-1 to 25-2.
  • the change 62 indicates that the voltage is periodic at period 63 and that the voltage changes approximately equally every period 63.
  • a change 62 indicates that the voltage applied by the piezo driver 18 to the piezo actuators 32 of the second actuators 25-1 to 25-2 at the first time 66 is minimum, and the piezo driver 18 generates the second voltage at the second time 67. It shows that the voltage applied to the piezoelectric actuator 32 of the actuators 25-1 to 25-2 is maximum.
  • the elastic beam bending absorber 13-i can apply a force to the beam 14 to bend the beam 14 even by applying a voltage of such a waveform different from the rectangular wave. For this reason, even when such a voltage is applied, the vibration reduction device reduces the vibration as in the embodiment described above, even when a voltage having a waveform different from that of the rectangular wave is applied to the piezo actuator 32. Can.
  • the vibration reduction device can also control the first actuators 24-1 to 24-2 and the second actuators 25-1 to 25-2 so that the beam 14 expands and contracts. At this time, the vibration reducing device can cancel (or reduce) the compressive load and the tensile load that the beam 14 receives due to the vibration of the transmission 2. As a result, the vibration reduction device can more reliably reduce vibration in a wider frequency range as compared to the vibration reduction device in the above-described embodiment.
  • the piezo actuator 32 can be replaced by another actuator that moves the beam 14.
  • 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 first actuators 24-1 to 24-2 and the second actuators 25-1 to 25-2 may be disposed at other positions different from the first flange portion 22 and the second flange portion 23 as well. It can.
  • the first actuators 24-1 to 24-2 are disposed on the surface opposite to the surface of the first flange portion 22 facing the second flange portion 23, and the second actuators 25-1 to 25-2 are provided.
  • the vibration reducing device to which such an arrangement is applied can reduce vibrations more reliably, as in the vibration reducing device in the above-described embodiment.
  • the vibration reduction device can apply a sufficient bending load to the beam 14 to reduce the vibration of the cabin 5 using only the first actuators 24-1 to 24-2, the second The actuators 25-1 to 25-2 can be omitted.
  • the vibration reduction device can apply only a load to the beam 14 such that the beam 14 performs in-plane bending in one direction, but it is as wide as the vibration reduction device in the embodiment described above. Vibration of the cabin 5 in the frequency range can be reduced more reliably.
  • the beam 14 can be replaced by a beam formed in another cross-sectional shape different from the cross-sectional shape of the I-shaped steel.
  • As the beam H-shaped steel and C-shaped steel are illustrated.
  • the first actuators 24-1 to 24-2 and the second actuators 25-1 to 25-2 are arranged so as to bend the beam in a plane along a plane which is not easily bent in the plane.
  • the vibration reduction device applied to such a beam can reduce the vibration more reliably, as in the vibration reduction device in the above-described embodiment.
  • the vibration reduction device is capable of sufficiently reducing the vibration load transmitted to the passenger based only on the accelerations measured by the plurality of vehicle body acceleration sensors 11-1 to 11-3.
  • the main rotor rotational speed sensor 12 can be omitted.
  • 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.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

本発明による振動低減装置は、キャビンを支持するビームを曲げるようにそのビームに力を印加するアクチュエータと、そのキャビン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備えている。このような振動低減装置は、複数の振動成分を含んでいる振動がそのビームを介してそのキャビンに伝達される場合に、その振動による曲げ荷重を打ち消すようにそのビームに曲げ荷重を印加することにより、そのビームを伝達する振動をより確実に低減することができ、そのキャビンをより確実に制振することができる。

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等の影響によるその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。
　特表２００４－５１１７３２号公報には、構造体内の振動を抑制することができ、さらに圧電アクチュエータの構造容積縮小と、それに対立する傾向のある圧電アクチュエータの力導入の効率を格段に向上させる圧電歪みアクチュエータが開示されている。その歪みアクチュエータは、構造体内の振動低減用の圧電歪アクチュエータであって、歪アクチュエータが、構造体の表面に固定された出力素子の間に設置されるｄ３３圧電素子から構成される圧電積層体を有することを特徴としている。
特表２００４－５１１７３２号公報
　本発明の課題は、制振対象をより確実に制振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、制振対象に固定される振動伝達部材を曲げるようにその振動伝達部材に力を印加するアクチュエータと、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備えている。このような振動低減装置は、複数の振動成分を含んでいる振動がその振動伝達部材を介してその制振対象に伝達される場合に、その振動による曲げ荷重を打ち消すようにその振動伝達部材に曲げ荷重を印加することにより、その振動をより確実に低減することができ、その制振対象をより確実に制振することができる。
　そのアクチュエータは、その振動伝達部材が面内曲げされにくい１つの平面における面内曲げをその振動伝達部材が受けるように、その振動伝達部材を曲げることが好ましい。
　その振動伝達部材は、帯状に形成されるウェブ部分と、そのウェブ部分のうちの一方の縁に形成される第１フランジ部分と、そのウェブ部分のうちのその一方の縁の反対側の他方の縁に形成される第２フランジ部分とを備えている。そのアクチュエータは、そのウェブ部分が沿う平面における面内曲げをその振動伝達部材が受けるように、その振動伝達部材を曲げることが好ましい。
　そのアクチュエータは、その第１フランジ部分を伸縮させる第１アクチュエータと、その第２フランジ部分を伸縮させる第２アクチュエータとを含んでいる。
　そのアクチュエータは、その振動伝達部材に両端が固定される圧電素子と、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。その制御装置は、その振動伝達部材が曲がるように、そのピエゾドライバーを制御する。
　本発明による振動低減装置は、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。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、回転することにより本ヘリコプターが推進する推進力を生成するローターブレードとを備えている。そのローターブレードは、その振動伝達部材に回転可能に支持されている。
　本発明による振動低減方法は、制振対象の加速度を測定するステップと、制振対象に固定される振動伝達部材を曲げるようにその振動伝達部材に力を印加するアクチュエータをその加速度に基づいて制御するステップとを備えている。このような振動低減方法によれば、そのアクチュエータを制御する制御装置は、複数の振動成分を含んでいる振動がその振動伝達部材を介してその制振対象に伝達される場合に、その振動による曲げ荷重を打ち消すようにその振動伝達部材に曲げ荷重を印加することにより、その振動をより確実に低減することができ、その制振対象をより確実に制振することができる。
　そのアクチュエータは、第１フランジ部分を伸縮させる第１アクチュエータと、第２フランジ部分を伸縮させる第２アクチュエータとを含んでいることが好ましい。
　そのアクチュエータは、その振動伝達部材に両端が固定される圧電素子と、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。その制御装置は、その振動伝達部材が曲がるように、そのピエゾドライバーを制御することが好ましい。
　本発明による振動低減方法は、その振動伝達部材に回転可能に支持され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。そのアクチュエータは、その回転数にさらに基づいて制御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、振動伝達部材を介して振動が制振対象に伝達される場合に、その振動が複数の振動成分を含んでいるときでも、その振動伝達部材を適切に曲げることにより、その振動伝達部材を伝達する振動をより確実に低減することができ、その制振対象をより確実に制振することができる。
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、主構造の一部を示す斜視図である。 図４は、ビームを示す断面図である。 図５は、弾性梁曲げ吸振素子を示す図である。 図６は、制御装置を示すブロック図である。 図７は、ピエゾドライバーが第１アクチュエータと第２アクチュエータとに印加する電気信号の電圧の変化の例を示すグラフである。 図８は、ピエゾドライバーが第１アクチュエータと第２アクチュエータとに印加する電気信号の電圧の変化の他の例を示すグラフである。
　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、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、キャビン５の内部に配置され、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とメインローター回転数センサ１２と複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－ｎ（ｎ＝２，３，４，…）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。
　メインローター回転数センサ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。
　複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２は、それぞれ、主構造１の一部に固定されている。
　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、キャビン５の内部に形成される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、そのヘリコプターの内部に配置され、制御装置１７に制御されることにより、複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２に所定の電気信号を出力する。
　制御装置１７は、そのヘリコプターの内部に配置されている。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とメインローター回転数センサ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、主構造１の一部を示している。主構造１は、複数のビーム１４と複数のフレーム１５と複数のストリンガー１９とを備えている。複数のビーム１４は、それぞれ、鋼材から形成され、互いに固定されている。トランスミッション２は、複数のビーム１４に固定されている。キャビン５のキャビン天井６と床下構造７とは、複数のビーム１４のうちのいずれかに固定されている。複数のフレーム１５は、それぞれ、鋼材から形成され、複数のビーム１４のいずれかに固定されている。複数のストリンガー１９は、それぞれ、鋼材から形成され、複数のビーム１４のいずれかに固定され、または、複数のフレーム１５のいずれかに固定されている。本発明によるヘリコプターの外装は、複数のストリンガー１９に固定されている。なお、複数のビーム１４と複数のフレーム１５と複数のストリンガー１９とは、鋼材と異なる他の材料から形成されることもできる。その材料としては、アルミ、チタン、複合材が例示される。
　図４は、ビーム１４を示している。ビーム１４は、いわゆるＩ形鋼から形成され、すなわち、ウェブ部分２１と第１フランジ部分２２と第２フランジ部分２３とから形成されているウェブ部分２１は、帯状に形成されている。第１フランジ部分２２は、帯状に形成されている。第２フランジ部分２３は、第１フランジ部分２２と同様にして、帯状に形成されている。ビーム１４は、ウェブ部分２１の一方の縁に第１フランジ部分２２が接合されるように、かつ、ウェブ部分２１のその縁の反対側の縁に第２フランジ部分２３が接合されるように、形成されている。ビーム１４は、さらに、第１フランジ部分２２と第２フランジ部分２３とがウェブ部分２１を介して対向するように、形成されている。
　このようなビーム１４は、ウェブ部分２１が沿う平面に沿って面内曲げされにくく、その面内曲げに比較して、その平面に沿って面外曲げされやすい。
　図４は、さらに、複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－ｎのうちの１つの弾性梁曲げ吸振素子１３－ｉ（ｉ＝１，２，３，…，ｎ）を示している。弾性梁曲げ吸振素子１３－ｉは、第１アクチュエータ２４－１～２４－２と第２アクチュエータ２５－１～２５－２とを備えている。第１アクチュエータ２４－１～２４－２は、第１フランジ部分２２のうちの第２フランジ部分２３に対向する面に配置されている。第１アクチュエータ２４－１～２４－２は、さらに、第１アクチュエータ２４－１と第１アクチュエータ２４－２との間にウェブ部分２１が配置されるように、配置されている。第２アクチュエータ２５－１～２５－２は、第２フランジ部分２３のうちの第１フランジ部分２２に対向する面に配置されている。第２アクチュエータ２５－１～２５－２は、さらに、第２アクチュエータ２５－１と第２アクチュエータ２５－２との間にウェブ部分２１が配置されるように、配置されている。
　図５は、第１アクチュエータ２４－１を示している。第１アクチュエータ２４－１は、支持部材３１とピエゾアクチュエータ３２と弾性体３３とを備えている。支持部材３１は、第１フランジ部分２２に固定されている。支持部材３１は、第１フランジ部分２２のうちの第２フランジ部分２３に対向する面から突起する２つの突起を形成している。ピエゾアクチュエータ３２は、圧電素子から形成され、支持部材３１の２つの突起の間に配置されている。弾性体３３は、支持部材３１とピエゾアクチュエータ３２とに挟まれるようにピエゾアクチュエータ３２の両端に配置されている。弾性体３３は、ピエゾアクチュエータ３２を圧縮するように、弾性力をピエゾアクチュエータ３２に印加している。このとき、第１アクチュエータ２４－１のピエゾアクチュエータ３２は、ピエゾドライバー１８により所定の電気信号（電圧）が印加されることにより、ウェブ部分２１が沿う平面に沿って第１フランジ部分２２が外側になるようにビーム１４が面内曲げされるように、力を印加する。
　第１アクチュエータ２４－２は、第１アクチュエータ２４－１と同様に形成されている。このとき、第１アクチュエータ２４－２のピエゾアクチュエータ３２は、ピエゾドライバー１８により所定の電気信号（電圧）が印加されることにより、ウェブ部分２１が沿う平面に沿って第１フランジ部分２２が外側になるようにビーム１４が面内曲げされるように、力を印加する。
　第２アクチュエータ２５－１は、第１アクチュエータ２４－１と同様にして、支持部材３１とピエゾアクチュエータ３２と弾性体３３とを備えている。支持部材３１は、第２フランジ部分２３に固定されている。支持部材３１は、第２フランジ部分２３のうちの第１フランジ部分２２に対向する面から突起する２つの突起を形成している。ピエゾアクチュエータ３２は、圧電素子から形成され、支持部材３１の２つの突起の間に配置されている。弾性体３３は、支持部材３１とピエゾアクチュエータ３２とに挟まれるようにピエゾアクチュエータ３２の両端に配置されている。弾性体３３は、ピエゾアクチュエータ３２を圧縮するように、弾性力をピエゾアクチュエータ３２に印加している。このとき、第２アクチュエータ２５－１のピエゾアクチュエータ３２は、ピエゾドライバー１８により所定の電気信号（電圧）が印加されることにより、ウェブ部分２１が沿う平面に沿って第２フランジ部分２３が外側になるようにビーム１４が面内曲げされるように、力を印加する。
　第２アクチュエータ２５－２は、第２アクチュエータ２５－１と同様に形成されている。このとき、第２アクチュエータ２５－２のピエゾアクチュエータ３２は、ピエゾドライバー１８により所定の電気信号（電圧）が印加されることにより、ウェブ部分２１が沿う平面に沿って第２フランジ部分２３が外側になるようにビーム１４が面内曲げされるように、力を印加する。
　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６に示されているように、計測値収集部４１と運動算出部４２と制御部４３とを含んでいる。
　計測値収集部４１は、複数の機体加速度センサ１１－１～１１－３とメインローター回転数センサ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、メインローター回転数センサ１２により計測された回転数とを含んでいる。
　運動算出部４２は、計測値収集部４１により収集された計測値に基づいて、複数の曲げ荷重を算出する。その複数の曲げ荷重は、複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２に対応している。その複数の曲げ荷重は、ビーム１４のうちの複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２がそれぞれ配置される複数の部分を曲げようとする力を示している。すなわち、その複数の曲げ荷重のうちの弾性梁曲げ吸振素子１３－ｉに対応する曲げ荷重は、ビーム１４のうちの弾性梁曲げ吸振素子１３－ｉが配置されている部分を曲げようとする力を示している。その複数の曲げ荷重は、さらに、複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２がその複数の曲げ荷重をそれぞれビーム１４に印加したときに、ビーム１４がトランスミッション２からキャビン５に伝達する振動を打ち消す（もしくは、低減する）ように、すなわち、キャビン５の振動が低減するように、算出される。
　制御部４３は、複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２が運動算出部４２により算出された複数の曲げ荷重をそれぞれビーム１４に印加するように、ピエゾドライバー１８を制御する。
　図７は、ピエゾドライバー１８が第１アクチュエータ２４－１～２４－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電気信号の電圧の変化を示している。その変化５１は、その電圧が周期５３で周期的であり、その電圧が周期５３ごとに概ね等しく変化することを示している。周期５３は、ビーム１４によりトランスミッション２からキャビン５に伝達される振動の周期に一致し、低減しようとする振動の周期に一致している。周期５３は、期間５４と期間５５とから形成されている。変化５１は、期間５４にピエゾドライバー１８が第１アクチュエータ２４－１～２４－２のピエゾアクチュエータ３２に所定の電圧を印加することを示し、期間５５にピエゾドライバー１８が第１アクチュエータ２４－１～２４－２のピエゾアクチュエータ３２に電圧を印加しないことを示している。
　図７は、さらに、ピエゾドライバー１８が第２アクチュエータ２５－１～２５－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電気信号の電圧の変化を示している。その変化５２は、その電圧が周期５３で周期的であり、その電圧が周期５３ごとに概ね等しく変化することを示している。変化５２は、期間５４にピエゾドライバー１８が第２アクチュエータ２５－１～２５－２のピエゾアクチュエータ３２に電圧を印加しないことを示し、期間５５にピエゾドライバー１８が第２アクチュエータ２５－１～２５－２のピエゾアクチュエータ３２にその所定の電圧を印加することを示している。
　このような電圧の印加によれば、弾性梁曲げ吸振素子１３－ｉは、ビーム１４を曲げようとする力をより高効率にビーム１４に印加することができる。
　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とメインローター回転数センサ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、メインローター回転数センサ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、複数の曲げ荷重を算出する。その複数の曲げ荷重は、複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２に対応している。その複数の曲げ荷重は、ビーム１４がトランスミッション２からキャビン５に振動を伝達するときに、その振動を低減するように、または、その振動の伝達を阻害するように、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が複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２のピエゾアクチュエータ３２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曲げ荷重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、ビーム１４がその算出された複数の曲げ荷重をそれぞれ実行するように、複数の弾性梁曲げ吸振素子１３－１～１３－２のピエゾアクチュエータ３２に複数の電気信号をそれぞれ供給する。
　各弾性梁曲げ吸振素子１３－ｉのピエゾアクチュエータ３２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、その算出された曲げ荷重をビーム１４に印加する。ビーム１４は、その曲げ荷重を受けることにより、トランスミッション２からキャビン５に伝達する振動を低減することができる。このため、このような振動低減装置は、ビーム１４を介してトランスミッション２からキャビン５に伝達される振動を低減することができ、キャビン５の振動を低減することができる。
　トランスミッション２は、メインローターブレード３の翼がＮ枚（Ｎは、自然数。）であるときに、Ｎ／ｒｅｖ振動を発生する。トランスミッション２は、さらに、そのヘリコプターが風を受ける影響等により、そのＮ／ｒｅｖ振動と異なる他の振動が発生する。本発明による振動低減装置は、ビーム１４を様々な周波数で面内曲げさせることができ、ビーム１４を介して伝達される様々な周波数の振動を低減することができ、キャビン５に伝達される様々な周波数の振動を低減することができる。
　すなわち、このような振動低減装置は、弾性体と錘とを備えるパッシブ型の動吸振器に比較して、より広範囲の周波数の振動を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、そのパッシブ型の動吸振器に比較して軽量に作製されることができる。ヘリコプターは、そのパッシブ型の動吸振器に置換してこのような振動低減装置が搭載されるときに、そのパッシブ型の動吸振器を備える他のヘリコプターに比較して、より軽量化されることができる。
　なお、ピエゾドライバー１８は、矩形波と異なる他の波形の電気信号をピエゾアクチュエータ３２に印加することもできる。図８は、ピエゾドライバー１８が第１アクチュエータ２４－１～２４－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電気信号の電圧の変化の他の例を示している。その変化６１は、正弦波を示し、その電圧が周期６３で周期的であり、その電圧が周期６３ごとに概ね等しく変化することを示している。周期６３は、ビーム１４によりトランスミッション２からキャビン５に伝達される振動の周期に一致し、低減しようとする振動の周期に一致している。周期６３は、第１時刻６６と第２時刻６７とを含んでいる。変化６１は、第１時刻６６にピエゾドライバー１８が第１アクチュエータ２４－１～２４－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電圧が最大であることを示し、第２時刻６７にピエゾドライバー１８が第１アクチュエータ２４－１～２４－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電圧が最小であることを示している。
　図８は、さらに、ピエゾドライバー１８が第２アクチュエータ２５－１～２５－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電気信号の電圧の変化を示している。その変化６２は、その電圧が周期６３で周期的であり、その電圧が周期６３ごとに概ね等しく変化することを示している。変化６２は、第１時刻６６にピエゾドライバー１８が第２アクチュエータ２５－１～２５－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電圧が最小であることを示し、第２時刻６７にピエゾドライバー１８が第２アクチュエータ２５－１～２５－２のピエゾアクチュエータ３２に印加する電圧が最大であることを示している。
　矩形波と異なるこのような波形の電圧の印加でも、弾性梁曲げ吸振素子１３－ｉは、ビーム１４を曲げようとする力をビーム１４に印加することができる。このため、このような電圧の印加でも、その振動低減装置は、矩形波と異なる波形の電圧をピエゾアクチュエータ３２に印加した場合でも、既述の実施の形態と同様にして、振動を低減することができる。
　なお、その振動低減装置は、ビーム１４が伸縮するように第１アクチュエータ２４－１～２４－２と第２アクチュエータ２５－１～２５－２とを制御することもできる。このとき、その振動低減装置は、トランスミッション２の振動によりビーム１４が受ける圧縮荷重と引張荷重とを打ち消す（または低減する）ことができる。この結果、その振動低減装置は、既述の実施の形態における振動低減装置に比較して、さらに広い周波数範囲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３２は、ビーム１４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、第１アクチュエータ２４－１～２４－２と第２アクチュエータ２５－１～２５－２とは、第１フランジ部分２２と第２フランジ部分２３と間と異なる他の位置に配置されることもできる。たとえば、第１アクチュエータ２４－１～２４－２は、第１フランジ部分２２のうちの第２フランジ部分２３に対向する面の反対側の面に配置され、第２アクチュエータ２５－１～２５－２は、第２フランジ部分２３のうちの第１フランジ部分２２に対向する面の反対側の面に配置されることができる。このような配置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、第１アクチュエータ２４－１～２４－２のみを用いて、キャビン５の振動を低減するためにビーム１４に十分な曲げ荷重を印加させることができるときに、第２アクチュエータ２５－１～２５－２を省略することもできる。このとき、その振動低減装置は、ビーム１４が１方向の面内曲げをするような荷重しかビーム１４に印加することができないが、既述の実施の形態における振動低減装置と同様にして、広い周波数範囲のキャビン５の振動をより確実に低減することができる。
　なお、ビーム１４は、Ｉ形鋼の断面形状と異なる他の断面形状に形成されるビームに置換されることもできる。そのビームとしては、Ｈ形鋼、Ｃ形鋼が例示される。このとき、第１アクチュエータ２４－１～２４－２と第２アクチュエータ２５－１～２５－２とは、面内曲げされにくい平面に沿ってそのビームを面内曲げさせるように、配置される。このようなビームに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曲げ荷重を算出することができるときに、メインローター回転数センサ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、その振動低減装置を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２６日に出願された日本特許出願２０１０－０４１７６７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 (14)

  1. 　制振対象に固定される振動伝達部材を曲げるように前記振動伝達部材に力を印加するアクチュエータと、
    　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、１つの平面における面内曲げを前記振動伝達部材が受けるように、前記振動伝達部材に前記力を印加する
    　振動低減装置。
  3. 　請求項２において、
    　前記振動伝達部材は、
    　帯状に形成されるウェブ部分と、
    　前記ウェブ部分のうちの一方の縁に形成される第１フランジ部分と、
    　前記ウェブ部分のうちの前記一方の縁の反対側の他方の縁に形成される第２フランジ部分とを備え、
    　前記アクチュエータは、前記ウェブ部分が沿う平面における面内曲げを前記振動伝達部材が受けるように、前記振動伝達部材に前記力を印加する
    　振動低減装置。
  4. 　請求項３において、
    　前記アクチュエータは、
    　前記第１フランジ部分を伸縮させる第１アクチュエータと、
    　前記第２フランジ部分を伸縮させる第２アクチュエータとを含む
    　振動低減装置。
  5. 　請求項４において、
    　前記アクチュエータは、
    　前記振動伝達部材に両端が固定される圧電素子と、
    　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、
    　前記制御装置は、前記振動伝達部材に前記力が印加されるように、前記ピエゾドライバーを制御する
    　振動低減装置。
  6. 　請求項５において、
    　前記振動伝達部材に回転可能に支持され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。
  7. 　請求項１～請求項６のいずれかに記載される振動低減装置と、
    　回転することにより本ヘリコプターが推進する推進力を生成するローターブレードとを具備し、
    　前記ローターブレードは、前記振動伝達部材に回転可能に支持される
    　ヘリコプター。
  8. 　制振対象の加速度を測定するステップと、
    　前記制振対象に固定される振動伝達部材を曲げるように前記振動伝達部材に力を印加するアクチュエータを前記加速度に基づいて制御するステップ
    　とを具備する振動低減方法。
  9. 　請求項８において、
    　前記アクチュエータは、１つの平面における面内曲げを前記振動伝達部材が受けるように、前記振動伝達部材に前記力を印加するように制御される
    　振動低減方法。
  10. 　請求項９において、
    　前記振動伝達部材は、
    　帯状に形成されるウェブ部分と、
    　前記ウェブ部分のうちの一方の縁に形成される第１フランジ部分と、
    　前記ウェブ部分のうちの前記一方の縁の反対側の他方の縁に形成される第２フランジ部分とを備え、
    　前記アクチュエータは、前記ウェブ部分が沿う平面における面内曲げを前記振動伝達部材が受けるように、前記振動伝達部材に前記力を印加するように制御される
    　振動低減方法。
  11. 　請求項１０において、
    　前記アクチュエータは、
    　前記第１フランジ部分を伸縮させる第１アクチュエータと、
    　前記第２フランジ部分を伸縮させる第２アクチュエータとを含む
    　振動低減方法。
  12. 　請求項１１において、
    　前記アクチュエータは、
    　前記振動伝達部材に両端が固定される圧電素子と、
    　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、
    　前記振動伝達部材に前記力が印加されるように、前記ピエゾドライバーを制御するステップ
    　をさらに具備する振動低減方法。
  13. 　請求項１２において、
    　前記振動伝達部材に回転可能に支持され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。
  14. 　請求項８～請求項１３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。
PCT/JP2011/053767 2010-02-26 2011-02-22 振動低減装置および振動低減方法 WO2011105345A1 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/581,192 US9212722B2 (en) 2010-02-26 2011-02-22 Vibration reduction apparatus and method
EP11747306.6A EP2541094B1 (en) 2010-02-26 2011-02-22 Helicopter and vibration reduction method

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2010-041767 2010-02-26
JP2010041767A JP4823368B2 (ja) 2010-02-26 2010-02-26 振動低減装置および振動低減方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2011105345A1 true WO2011105345A1 (ja) 2011-09-01

Family

ID=44506753

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2011/053767 WO2011105345A1 (ja) 2010-02-26 2011-02-22 振動低減装置および振動低減方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9212722B2 (ja)
EP (1) EP2541094B1 (ja)
JP (1) JP4823368B2 (ja)
WO (1) WO2011105345A1 (ja)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5863528B2 (ja) * 2012-03-23 2016-02-16 三菱重工業株式会社 振動低減装置
FR3012791B1 (fr) 2013-11-05 2015-12-11 Eurocopter France Structure de fuselage d'un giravion integrant un plancher median travaillant interpose entre un local habitable et un local technique
JP6204337B2 (ja) * 2014-12-22 2017-09-27 エアバス ヘリコプターズ 客室空間と設備空間との間に介在された耐荷重性の中間床を備えた回転翼航空機の胴体構造

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08326835A (ja) * 1995-05-31 1996-12-10 Hitachi Plant Eng & Constr Co Ltd アクティブ除振装置
JP2004511732A (ja) 2000-10-05 2004-04-15 エーアーデーエス・ドイッチェランド・ゲゼルシャフト　ミット　ベシュレンクテル　ハフツング 圧電歪アクチュエータ
JP2007015681A (ja) * 2005-05-16 2007-01-25 Agusta Spa 改良型振動制御装置を備えたヘリコプタ
JP2008190617A (ja) * 2007-02-05 2008-08-21 Toda Constr Co Ltd アクティブ制振装置

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4819182A (en) * 1985-06-21 1989-04-04 Westland Plc Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage
US5310137A (en) * 1992-04-16 1994-05-10 United Technologies Corporation Helicopter active noise control system
FR2769396B1 (fr) * 1997-10-02 2000-11-10 Eurocopter France Dispositif pour reduire le bruit de raies a l'interieur d'un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere
US6067859A (en) * 1999-03-04 2000-05-30 The Board Of Regents, The University Of Texas System Optical stretcher
US6467723B1 (en) * 2000-10-10 2002-10-22 Lord Corporation Active vibration control system for helicopter with improved actustor placement
US8162606B2 (en) * 2004-08-30 2012-04-24 Lord Corporation Helicopter hub mounted vibration control and circular force generation systems for canceling vibrations
DE102005060779B4 (de) * 2005-12-16 2008-07-10 Eads Deutschland Gmbh Kraftgenerator
JP2008232331A (ja) 2007-03-22 2008-10-02 Railway Technical Res Inst 被制振体へのピエゾ素子の取付構造
JP4849413B2 (ja) 2007-05-25 2012-01-11 特許機器株式会社 制振装置
US8327728B2 (en) * 2008-07-03 2012-12-11 Carlson Bengt A Torque amplifying apparatus and system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08326835A (ja) * 1995-05-31 1996-12-10 Hitachi Plant Eng & Constr Co Ltd アクティブ除振装置
JP2004511732A (ja) 2000-10-05 2004-04-15 エーアーデーエス・ドイッチェランド・ゲゼルシャフト　ミット　ベシュレンクテル　ハフツング 圧電歪アクチュエータ
JP2007015681A (ja) * 2005-05-16 2007-01-25 Agusta Spa 改良型振動制御装置を備えたヘリコプタ
JP2008190617A (ja) * 2007-02-05 2008-08-21 Toda Constr Co Ltd アクティブ制振装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2541094A4

Also Published As

Publication number Publication date
EP2541094A4 (en) 2017-06-21
EP2541094A1 (en) 2013-01-02
JP2011179527A (ja) 2011-09-15
EP2541094B1 (en) 2020-05-27
US9212722B2 (en) 2015-12-15
US20130033202A1 (en) 2013-02-07
JP4823368B2 (ja) 2011-11-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103072697B (zh) 用于飞机引擎底座的具有反馈和前馈控制的主动消振和振动隔离
US9387925B2 (en) Vibration reduction device and vibration reduction method
KR101656841B1 (ko) 기계 요소를 위한 방진 서스펜션 장치 및 항공기
Koratkar et al. Analysis and testing of Mach-scaled rotor with trailing-edge flaps
WO2011105345A1 (ja) 振動低減装置および振動低減方法
Rohlfing et al. Comparison of decentralized velocity feedback control for thin homogeneous and stiff sandwich panels using electrodynamic proof-mass actuators
US9352828B2 (en) Vibration reducing apparatus
Chen et al. Development of adaptive seat mounts for helicopter aircrew body vibration reduction
US20020101135A1 (en) Method and device for noise damping
Wickramasinghe et al. Experimental evaluation of the smart spring impedance control approach for adaptive vibration suppression
Herold et al. Vibration control of a medium-sized vehicle by a novel active engine mount
JP5260722B2 (ja) 振動低減装置および振動低減方法
Muir et al. Effect of piezoceramic actuator hysteresis on helicopter vibration and noise reduction
Millott et al. Helicopter active noise and vibration reduction
Gembler et al. Smart struts-the solution for helicopter interior noise problems
Lieven Piezoelectric actuation of helicopter rotor blades
US20230419936A1 (en) Semi-Active Noise Control System for an Aircraft
Costa et al. Experimental aeroelastic control using adaptive wing model concepts
Lanari Benchtop and rotating tests of a fluidic flexible matrix composite lag damper for stiff-inplane hingeless rotor blades
Fereidooni et al. Numerical and Experimental Investigation of a Single-Axis Parallel Active Vibration Mount for Helicopter Seats Using Vibration Standards
Naticchia et al. Integration of an automated active control system in building glazed facades for improving sound transmission loss
Silva et al. 5.2 Design of an Active Composite Wing Spar with Bending–Torsion Coupling
EP3106710B1 (en) Vibration absorber device
Hanagud Helicopter vibration controller design with specified closed loop damping
WICKRAMASINGHE et al. Development of Adaptive Seat Mounts for Helicopter Aircrew Body Vibration Reduction

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 11747306

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011747306

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13581192

Country of ref document: US