JP7543037B2 - Rotorcraft - Google Patents
Rotorcraft Download PDFInfo
- Publication number
- JP7543037B2 JP7543037B2 JP2020149648A JP2020149648A JP7543037B2 JP 7543037 B2 JP7543037 B2 JP 7543037B2 JP 2020149648 A JP2020149648 A JP 2020149648A JP 2020149648 A JP2020149648 A JP 2020149648A JP 7543037 B2 JP7543037 B2 JP 7543037B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- mass
- damper
- stiffness
- external device
- control unit
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Fluid-Damping Devices (AREA)
Description
本発明は、回転翼航空機に関する。 The present invention relates to rotorcraft.
ヘリコプタ等の回転翼航空機に付加機能を追加するために、機体（胴体）の外側に各種の外部装置（例えば、燃料タンク、収納ポッド等）を装着する場合がある。 In order to add additional functions to rotorcraft such as helicopters, various external devices (e.g., fuel tanks, storage pods, etc.) may be attached to the outside of the aircraft (fuselage).
例えば、特許文献１には、機体の左右両側にアダプタを介して収納ポッドが取り付けられ、機体の下側に別のアダプタを介して中継用収納ポッドが取り付けられたヘリコプタが記載されている。当該特許文献１に記載のヘリコプタでは、機体に対する収納ポッドの取付状態を安定に維持するために、機体の上部からダンパチューブにより収納ポッドを懸吊支持している。
For example,
ところで、ヘリコプタの通常運転時に、ローターのブレードは一定の回転数で回転しており、この回転数のブレード枚数倍の振動数を有する振動が主にローターハブに発生する。この結果、回転するローターが加振源となり、機体全体が所定の振動数で振動する。 During normal operation of a helicopter, the rotor blades rotate at a constant speed, and vibrations with a frequency that is multiple of this rotation speed by the number of blades are generated mainly in the rotor hub. As a result, the rotating rotor becomes a vibration source, and the entire aircraft vibrates at a certain frequency.
ここで、機体の外部に装着された外部装置が、その使用により質量が変動する装置を含む場合、外部装置の質量の変動に応じて外部装置の固有振動数が変化してしまう。例えば、外部装置が燃料タンクを含む場合、ヘリコプタの運転中に燃料タンク内の燃料を使用すると、燃料タンクの質量が減少するので、燃料タンクの固有振動数は高くなる。このように外部装置の固有振動数が変化すると、ヘリコプタの運転中に外部装置の固有振動数が、上記ローターの回転に伴う機体振動と共振する振動数範囲に入ってしまう。この結果、外部装置が大きく共振し、振幅が増大してしまうという問題があった。 Here, if the external device attached to the outside of the aircraft includes a device whose mass fluctuates with use, the natural frequency of the external device will change in response to the fluctuation in the mass of the external device. For example, if the external device includes a fuel tank, when the fuel in the fuel tank is used while the helicopter is operating, the mass of the fuel tank will decrease, and the natural frequency of the fuel tank will increase. If the natural frequency of the external device changes in this way, the natural frequency of the external device will enter a frequency range that resonates with the aircraft vibrations associated with the rotation of the rotor while the helicopter is operating. As a result, there is a problem in that the external device resonates strongly, increasing the amplitude.
そこで、本発明は、回転翼航空機の機体の外部に装着された外部装置の質量が変動する場合であっても、機体振動に対する外部装置の共振を抑制することを目的とする。 The present invention aims to suppress resonance of an external device attached to the outside of a rotorcraft's fuselage with aircraft vibrations, even when the mass of the external device fluctuates.
上記課題を解決するために、本発明の回転翼航空機は、
回転翼が設けられる機体と、
前記機体の外部に取り付けられる外部装置と、
制御部と、
を備え、
前記外部装置は、
前記機体に固定され、前記機体の側方に突出して配置される取付装置と、
前記取付装置に装着され、使用に伴い質量が変動する質量変動装置と、
前記機体と前記取付装置とを連結し、前記取付装置を支持するダンパーと、
を有し、
前記ダンパーは、前記質量変動装置の質量の変動に応じて、前記ダンパーの剛性を変化させる剛性可変機構を有し、
前記制御部は、
前記外部装置の固有振動数が、前記機体の振動に対して前記外部装置が共振する振動数の範囲から外れるように、前記質量変動装置の質量の変動に応じて、前記剛性可変機構を用いて前記ダンパーの剛性を制御する。
In order to solve the above problems, the rotorcraft of the present invention comprises:
an airframe on which the rotor is provided;
An external device attached to the exterior of the airframe;
A control unit;
Equipped with
The external device is
An attachment device fixed to the airframe and arranged to protrude to a side of the airframe;
a mass varying device that is attached to the mounting device and whose mass varies with use;
a damper that connects the airframe and the mounting device and supports the mounting device;
having
the damper has a variable stiffness mechanism that changes the stiffness of the damper in response to a fluctuation in mass of the mass fluctuation device,
The control unit is
The stiffness of the damper is controlled using the stiffness variable mechanism in response to fluctuations in the mass of the mass fluctuation device so that the natural frequency of the external device falls outside the range of frequencies at which the external device resonates with the vibrations of the airframe .
前記質量変動装置の質量の減少に応じて前記ダンパーの剛性が低下するように、前記制御部は、前記ダンパーの剛性を制御するようにしてもよい。 The control unit may control the stiffness of the damper so that the stiffness of the damper decreases in response to a decrease in the mass of the mass fluctuation device.
前記制御部は、前記外部装置の振動に関する情報に基づいて、前記ダンパーの剛性を制御するようにしてもよい。 The control unit may control the stiffness of the damper based on information about the vibration of the external device.
前記制御部は、前記質量変動装置の質量に関する情報に基づいて、前記ダンパーの剛性を制御するようにしてもよい。 The control unit may control the stiffness of the damper based on information about the mass of the mass fluctuation device.
前記ダンパーの一端は、前記取付装置よりも上方の位置で前記機体に固定され、前記ダンパーの他端は、前記取付装置の上側に固定されており、
前記質量変動装置は、前記取付装置の下側に装着され、
前記ダンパーは、前記質量変動装置が装着された前記取付装置を吊持するようにしてもよい。
One end of the damper is fixed to the airframe at a position above the mounting device, and the other end of the damper is fixed to an upper side of the mounting device,
The mass varying device is attached to an underside of the mounting device;
The damper may suspend the mounting device to which the mass fluctuating device is attached.
本発明によれば、回転翼航空機の機体の外部に装着された外部装置の質量が変動する場合であっても、機体振動に対する外部装置の共振を抑制することができる。 According to the present invention, even if the mass of an external device attached to the outside of a rotorcraft's fuselage fluctuates, resonance of the external device with the aircraft's vibrations can be suppressed.
以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。 The preferred embodiment of the present invention will be described in detail below with reference to the attached drawings. The dimensions, materials, and other specific values shown in the embodiment are merely examples to facilitate understanding of the invention, and do not limit the present invention unless otherwise specified. In this specification and drawings, elements having substantially the same functions and configurations are given the same reference numerals to avoid duplicated explanations, and elements not directly related to the present invention are not illustrated.
［１．ヘリコプタの全体構成］
まず、図１～図３を参照して、本発明の第１の実施形態に係る回転翼航空機の一例であるヘリコプタ１の概略構成について説明する。図１～図３はそれぞれ、本実施形態に係るヘリコプタ１を示す側面図、平面図、正面図である。
[1. Overall configuration of the helicopter]
First, a schematic configuration of a
図１～図３に示すように、本実施形態に係るヘリコプタ１は、機体２と、機体２の上部側に設けられ、複数枚のブレード３を有するメインローター４（回転翼）と、機体２の後部側に設けられるテールローター５と、機体２の下部側に設けられる降着装置６（例えば、スキッドまたは車輪等）とを備える。
As shown in Figures 1 to 3, the
本実施形態に係るヘリコプタ１は、例えば、機体２に１つのメインローター４が設けられたシングルローター式である。しかし、かかる例に限定されず、ヘリコプタの形式は、複数のメインローターが設けられたツインローター式（例えば、同軸反転ローター式、タンデムローター式、サイド・バイ・サイドローター式、交差双ローター式、３つ以上のローターを有するマルチローター式）などであってもよい。
The
機体２は、ヘリコプタ１の胴体（機体本体）である。機体２は、ボディカバーで覆われている。機体２の内部には、メインローター４を回転させる駆動力を発生させるエンジン、トランスミッション等の各種の駆動装置が設置される。さらに、機体２の内部には、ヘリコプタ１に搭載される各種装置を制御する制御装置、検出器、燃料タンク、操縦装置および搭乗員室などが設置されているが、図示は省略する。
The
メインローター４は、ヘリコプタ１の揚力および進行方向への推進力等の動力を得るための回転翼であり、機体２の上部側に設けられる。メインローター４は、エンジン等の回転駆動力発生装置に連結されるローター軸と、当該ローター軸に装着されるローターハブと、当該ローターハブに対して放射状に取り付けられる複数枚のブレード３とを備える。本実施形態では、４枚のブレード３が設けられているが、ブレード枚数は、２枚または４枚以上であってもよい。
The
エンジン等によりメインローター４を回転させ、複数枚のブレード３の描く面（回転円盤面）を変化させることにより、ヘリコプタ１の揚力や進行方向への推進力が変化する。これにより、ヘリコプタ１は、多様な飛行状態（例えば、浮上、下降、ホバリング、前進、後進、旋回等）で飛行することができる。
By rotating the
［２．外部装置とその取付機構の構成］
次に、図１～図４を参照して、本実施形態に係るヘリコプタ１の外部装置１０と、その取付機構の構成について説明する。図４は、本実施形態に係るヘリコプタ１の機体２の外部に取り付けられる外部装置１０を模式的に示す正面図である。
[2. Configuration of the external device and its attachment mechanism]
Next, the configuration of the
図１～図４に示すように、ヘリコプタ１の機体２の外部には、外部装置１０が取り付けられる。外部装置１０は、ヘリコプタ１に対して付加機能を追加するために、必要に応じオプション的に取り付けられる追加装置である。外部装置１０は、機体２の外部に着脱可能に装着される。
As shown in Figures 1 to 4, an
外部装置１０は機体２の側方に、機体２の左右方向の外側に向けて突出して配置される。本実施形態では、２つの外部装置１０、１０が機体２の左右両側に設けられているが、１つの外部装置１０が機体２のいずれか一側（左側または右側のいずれか）のみに設けられてもよい。
The
外部装置１０は、取付装置１２と、質量変動装置１４と、ダンパー１６とを備える。
The
取付装置１２は、質量変動装置１４を機体２に取り付けるための取付部材である。取付装置１２は、機体２の側方（左側または右側）の側面に固定され、機体２の側方に向けて突出して配置される。取付装置１２は、質量変動装置１４を装着可能な形状であれば、任意の形状を有することができる。また、取付装置１２は、装着された質量変動装置１４を安定的に支持できるような強度を有する材質（例えば、金属材、繊維強化プラスチック等）で形成される。
The mounting
図４に示すように、本実施形態に係る取付装置１２は、例えば、略Ｌ字型の断面形状を有する板状またはフレーム状の部材で構成される。取付装置１２の一端（基部側）は、機体２の側面のハードポイントに固定され、取付装置１２の他端（取付部側）は、機体２の側方に向けて略水平に突出するように配置される。このように取付装置１２を機体２から左右両側に向けて張り出すように配置することで、当該取付装置１２の下面または上面に質量変動装置１４を容易に取り付けることができる。
As shown in FIG. 4, the mounting
また、取付装置１２としては、例えば、ヘリコプタ１に予め設置されている既存装置（スタブウィングなど）を利用してもよい。あるいは、取付装置１２として、質量変動装置１４を取り付けるためのアダプタ等の固定装置を、新たに機体２に追加設置してもよい。
The mounting
本実施形態では、機体２の左右両側面にそれぞれ１つの取付装置１２が設けられているが、かかる例に限定されない。例えば、機体２のいずれか一方の側面にのみ１つまたは複数の取付装置１２が設けられてもよいし、機体２の両側面に複数の取付装置１２が設けられてもよい。
In this embodiment, one mounting
質量変動装置１４は、ヘリコプタ１に対して付加機能を追加するために、機体２に取り付けられる追加装置である。質量変動装置１４は、その使用に伴い質量が変動する装置である。質量変動装置１４は、例えば、燃料タンク、散水装置、消火剤散布装置、農薬散布装置、各種の貨物を収納する収納装置、各種兵器（例えば、ミサイル発射装置、ロケット発射装置、ガンポッド、地雷散布装置）などであってもよい。
The
ヘリコプタ１の飛行中に、これらの質量変動装置１４の機能を使用すると、当該質量変動装置１４自身の質量が減少し、この結果、外部装置１０全体の質量も減少する。例えば、質量変動装置１４が燃料タンクである場合、ヘリコプタ１の飛行中に燃料タンク内に貯留されている燃料を使用すると、その燃料の消費量分だけ燃料タンクの質量が減少する。また、質量変動装置１４が散水装置、消火剤散布装置または農薬散布装置等の散布装置である場合、ヘリコプタ１の飛行中に散布対象物（水、消火剤、農薬等）を空中に散布すると、その散布量の分だけ散布装置の質量が減少する。また、質量変動装置１４が兵器である場合、ヘリコプタ１の飛行中に兵器からミサイル、ロケット、弾丸等を発射すると、発射した弾数分だけ兵器の質量が減少する。
When the functions of the
以下の説明では、本実施形態に係る質量変動装置１４が燃料タンクである例について主に説明する。しかし、本発明の質量変動装置は、燃料タンクの例に限定されず、使用に伴いその質量が変動し得る装置であれば、上述した各種の装置（散布装置、収納装置、兵器等）であってもよい。
In the following explanation, the
質量変動装置１４は、上記取付装置１２に対して着脱可能に装着される。これにより、質量変動装置１４の付加機能が必要な場合にだけ、当該質量変動装置１４を装着すればよいので、ヘリコプタ１の汎用性が高まり、軽量化できる。また、取付装置１２に装着される質量変動装置１４を交換して、相異なる複数種類の質量変動装置１４を機体２に装着できるので、ヘリコプタ１に多様な付加機能をオプション的に追加することができる。
The
ダンパー１６は、質量変動装置１４が装着される取付装置１２を支持するとともに、当該取付装置１２の振動を減衰させるための振動吸収装置である。ダンパー１６は、取付装置１２の振動に伴い変位する際に抵抗を発生させ、当該振動の運動エネルギーを熱に変換して減衰させる。ダンパー１６に発生する抵抗は減衰力と称される。ダンパー１６としては、例えば、オイル等の流体の粘性抵抗を利用する油圧式ダンパー、または磁性流体等の流体の抵抗を利用する磁性流体式ダンパーなどを用いることができる。
The
ダンパー１６は、機体２の左右いずれか一方の側面と取付装置１２とを連結し、取付装置１２を支持する。ダンパー１６の一端は機体２の側面に固定され、ダンパー１６の他端は取付装置１２に固定される。かかるダンパー１６を設けることにより、取付装置１２の剛性を高めて、取付装置１２の振動を抑制することができる。
The
ダンパー１６により取付装置１２と機体２とを好適に連結しつつ、外部装置１０の振動を好適に減衰させる観点から、ダンパー１６は、例えば、シリンダの軸方向（長手方向）に伸縮可能なシリンダーダンパーで構成されることが好ましい。シリンダーダンパーは、シリンダーロッドおよびピストンを収容する筒体の内部にオイルなどの流体を満たし、シリンダーロッドの伸縮に合わせてピストンが動くことで、筒体内で流体を移動させる構造を有する。流体の移動経路には、オリフィスまたはバルブ等を有するポート（流路面積の小さな孔）が設けられており、流体がポートを通過する際に粘性抵抗が発生することで、減衰力が得られる。
From the viewpoint of appropriately attenuating vibrations of the
かかるダンパー１６を設置することにより、質量変動装置１４が装着された取付装置１２が機体２に対して振動した場合に、ダンパー１６は、流体の粘性抵抗を利用して当該振動を吸収し、減衰させることができる。さらに、上記のオリフィスまたはバルブ等を有するポートの流路面積を変化させることにより、流体の粘性抵抗を増減できる。これにより、ダンパー１６による振動の減衰力、即ち、ダンパー１６の剛性（ばね定数ｋ）を制御することが可能になる。
By installing such a
本実施形態では、図１～図４に示すように、機体２の一側に設けられる１つの取付装置１２に対して２つのダンパー１６が設置され、当該２つのダンパー１６により１つの取付装置１２を支持している。しかし、かかる例に限定されず、１つの取付装置１２に対してダンパー１６を１つだけ設置してもよいし、あるいは、１つの取付装置１２に対して３つ以上のダンパー１６を設置してもよい。
In this embodiment, as shown in Figures 1 to 4, two
また、本実施形態では、質量変動装置１４は、取付装置１２の下側に着脱可能に装着され、取付装置１２に懸架されている。さらに、ダンパー１６は、取付装置１２の上側に配置されている。ダンパー１６の一端（機体２側の端部）は、取付装置１２よりも上方の位置で機体２の側面に固定されており、ダンパー１６の他端（機体２の左右方向外側の端部）は、取付装置１２の上側（例えば上面）に固定されている。これにより、ダンパー１６は、質量変動装置１４が装着された取付装置１２を上方から吊持するようにして、取付装置１２を支持する。
In addition, in this embodiment, the
このように、本実施形態では、取付装置１２の上側にダンパー１６が配置され、取付装置１２の下側に質量変動装置１４が懸架される取付構造である。かかる取付構造により、取付装置１２に質量変動装置１４を着脱する際や、質量変動装置１４を使用する際に、ダンパー１６が邪魔になることがない。さらに、質量変動装置１４を取付装置１２の下側に配置できる。これにより、例えば、質量変動装置１４が例えば散布装置または兵器などである場合に、ヘリコプタ１の飛行中に、質量変動装置１４から機体２の下方に向けて散布対象物（水、農薬、消火剤等）を散布したり、兵器を発射したりし易くなるので、好ましい。
In this manner, in this embodiment, the
しかし、上記の取付構造の例に限定されない。例えば、取付装置１２の上側に質量変動装置１４を配置し、取付装置１２の下側にダンパー１６を配置して、ダンパー１６により下方側から取付装置１２を支持する取付構造にしてもよい。あるいは、機体２から側方に張り出した取付装置１２の前側または後側に質量変動装置１４を装着し、取付装置１２の上側または下側にダンパー１６を配置する取付構造であってもよい。
However, the mounting structure is not limited to the above examples. For example, the
［３．ダンパーの剛性制御の概要］
次に、図４等を参照して、本実施形態に係るダンパー１６に設けられる剛性可変機構２０と、剛性可変機構２０を用いてダンパー１６の剛性を制御する制御部３０について説明する。
[3. Overview of damper stiffness control]
Next, with reference to FIG. 4 and other figures, the
上述したように、ヘリコプタ１の飛行中に、メインローター４（回転翼）のブレード３は一定の回転数で回転しており、この回転数のブレード枚数倍の振動数の振動が主にローターハブに発生する。この結果、回転するメインローター４が加振源となり、ヘリコプタ１の機体２全体が一定の振動数で振動する。以下の説明では、このメインローター４の回転に伴う機体２の振動を「機体振動」と称し、当該機体振動の振動数を「機体振動数」と称する。
As described above, while the
一方、機体２の外部に取り付けられた外部装置１０の固有振動数は、当該外部装置１０の質量および剛性等により変動する。ここで、ヘリコプタ１の飛行中に、外部装置１０に含まれる質量変動装置１４の質量が変動すると、この質量の変動に応じて外部装置１０の固有振動数も変動する。この結果、外部装置１０の固有振動数が、上記機体振動に対する共振範囲（上記機体振動に対して外部装置１０が共振する振動数の範囲）に入ってしまう場合がある。この場合、外部装置１０が機体振動と共振して、大きな振幅で振動するため、安定飛行が妨げられるおそれがある。
Meanwhile, the natural frequency of the
そこで、本実施形態では、図４に示すように、ダンパー１６に剛性可変機構２０を設け、質量変動装置１４の質量変動に応じて、ダンパー１６の剛性を制御可能な構造にしている。さらに、本実施形態では、剛性可変機構２０を制御する制御部３０と、その制御に用いられる情報を計測する各種のセンサ（図示せず。）を備えている。当該センサは、例えば、質量変動装置１４の質量に関する情報を検出するセンサ、取付装置１２および質量変動装置１４を含む外部装置１０の振動に関する情報を計測するセンサなどを含む。
In this embodiment, as shown in FIG. 4, a
制御部３０は、これらのセンサによる検出結果や、質量変動装置１４を制御するための制御情報などに基づいて、剛性可変機構２０を制御して、ダンパー１６の剛性を適正値に調整する。かかる制御部３０により、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、外部装置１０全体の剛性と固有振動数を制御することによって、機体振動に対する外部装置１０の共振を抑制することができる。
The
剛性可変機構２０は、ダンパー１６の剛性を変化させるための機構であり、当該ダンパー１６自体に設けられる。ヘリコプタ１の飛行中に、剛性可変機構２０は、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、ダンパー１６の剛性を変化させる。このために、本実施形態に係るヘリコプタ１は、ダンパー１６の剛性可変機構２０を制御する制御部３０を備えている。当該制御部３０は、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、剛性可変機構２０を用いてダンパー１６の剛性を自動的に制御する。
The
ここで、ダンパー１６の剛性とは、ダンパー１６が伸縮する方向（例えば、シリンダーダンパーの軸方向（長手方向））の軸剛性である。ダンパー１６の剛性が大きいほど、ダンパー１６による振動の減衰力が増加する。一方、ダンパー１６の剛性が小さいほど、ダンパー１６による振動の減衰力が減少する。このため、ダンパー１６の剛性を変化させることにより、ダンパー１６による振動の減衰力を変化させることができる。
Here, the rigidity of the
さらに、ダンパー１６は、質量変動装置１４が装着された取付装置１２と機体２を連結し、当該取付装置１２および質量変動装置１４を支持している。このため、ダンパー１６の剛性を変化させることで、機体２の外部に取り付けられた外部装置１０の剛性（取付装置１２、質量変動装置１４およびダンパー１６を含む系全体の剛性）を制御して、当該外部装置１０の固有振動数を制御することが可能となる。
Furthermore, the
一般に、１自由度系における物体の固有振動数Ｆｎ［Ｈｚ］は、物体の質量ｍ［ｋｇ］と当該物体の剛性（ばね定数ｋ［Ｎ／ｍ］）により、以下の式（１）で表される。物体の剛性（ばね定数ｋ）が大きいほど、固有振動数が高くなる。また、質量ｍが小さいほど、固有振動数が高くなる。
Ｆｎ＝（１／２π）×（ｋ／ｍ）０．５ ・・・（１）
In general, the natural frequency Fn [Hz] of an object in a one-degree-of-freedom system is expressed by the following formula (1) using the mass m [kg] of the object and the stiffness (spring constant k [N/m]) of the object. The greater the stiffness (spring constant k) of the object, the higher the natural frequency. Also, the smaller the mass m, the higher the natural frequency.
Fn=(1/2π)×(k/m) 0.5 ...(1)
ここで、ヘリコプタ１の飛行中に、外部装置１０の質量変動装置１４を使用することによって、質量変動装置１４の質量が変動した場合、外部装置１０の固有振動数が変化し、機体振動との共振範囲に入ってしまう可能性がある。このため、当該外部装置１０の固有振動数が共振範囲から外れるように、質量変動装置１４の質量の変動に応じて外部装置１０の固有振動数を制御することが好ましい。これにより、外部装置１０の振動が機体振動と共振することを防止できる。
Here, if the mass of the
例えば、外部装置１０の質量変動装置１４が燃料タンクである場合を考える。ダンパー１６の剛性が一定のままである場合、燃料タンク内の燃料の使用により燃料タンクの質量が減少すると、その質量の減少に応じて、外部装置１０の固有振動数が徐々に増加することになる。この結果、外部装置１０の固有振動数が機体振動との共振範囲に入ってしまい、外部装置１０が共振してしまう恐れがある。
For example, consider a case where the
これに対し、本実施形態では、制御部３０は、剛性可変機構２０を制御することにより、燃料タンクの質量の減少に応じてダンパー１６の剛性（ばね定数ｋ）を低下させる。これにより、外部装置１０の固有振動数の増加を抑制して、ほぼ一定値に維持することができる。よって、燃料タンクの質量が変動したとしても、外部装置１０の固有振動数が共振範囲に入らないように制御できるので、外部装置１０と機体振動との共振を防止することができる。
In contrast, in this embodiment, the
このように、本実施形態に係る制御部３０は、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、ダンパー１６の剛性を制御することによって、外部装置１０の固有振動数が共振範囲から外れるように制御する。このために、制御部３０は、外部装置１０の振動に関する情報、または質量変動装置１４の質量に関する情報を取得して、外部装置１０の固有振動数の変動要因を検知する。そして、制御部３０は、取得した外部装置１０の振動に関する情報、または質量変動装置１４の質量に関する情報に基づいて、ダンパー１６の剛性を自動的に制御する。
In this way, the
ここで、まず、外部装置１０の振動に関する情報と、当該情報に基づくダンパー１６の剛性の制御について説明する。
Here, we will first explain information regarding the vibration of the
外部装置１０の振動に関する情報は、ヘリコプタ１の飛行中に実際に振動している外部装置１０の振動状態を表す情報であり、例えば、外部装置１０の振動数、振幅を表す情報を含む。例えば、外部装置１０の所定位置（例えば、取付装置１２または質量変動装置１４の所定位置）に振動センサを設置することにより、当該振動センサにより外部装置１０の振動数等を計測できる。振動センサとしては、例えば、変位センサ（例えば、静電容量型、渦電流型若しくは光学型の変位センサ）、加速度センサ（例えば、圧電型、導電型若しくはストレインゲージ型の加速度センサ）、または速度センサ（例えば、導電型の速度センサ）など、公知のセンサを用いることができる。
The information on the vibration of the
ヘリコプタ１の飛行中に、当該振動センサにより外部装置１０の振動数等を連続的または断続的に計測して、制御部３０に出力する。制御部３０は、振動センサによりされる外部装置１０の振動数の変動に基づいて、ダンパー１６の剛性を制御する。例えば、外部装置１０の振動数が共振範囲に近づきそうな場合には、制御部３０は、外部装置１０の振動数が当該共振範囲から遠ざかるように、ダンパー１６の剛性を増加または減少させればよい。
While the
このようにして、外部装置１０に設けられた振動センサにより外部装置１０の振動数を直接的に計測して、ダンパー１６の剛性を自動的に制御できる。上述したメインローター４による機体振動の振動数は、完全な固定値ではなく、飛行状態等に応じてある程度変動する場合がある。このような場合、振動センサにより外部装置１０の振動数を直接的に計測して、ダンパー１６の剛性制御に反映させることが好ましい。これにより、飛行状態に応じて機体振動の振動数が変動し、かつ、質量変動装置１４の質量変動に応じて外部装置１０の固有振動数が変化したとしても、当該固有振動数が機体振動との共振範囲に入ることを、より確実に防止できる。
In this way, the vibration frequency of the
次に、質量変動装置１４の質量に関する情報と、当該情報に基づくダンパー１６の剛性の制御について説明する。
Next, we will explain information regarding the mass of the
質量変動装置１４の質量に関する情報は、例えば、質量変動装置１４の質量自体を直接的に表す情報であってもよいし、質量変動装置１４の質量を間接的に表す情報であってもよい。質量変動装置１４の質量自体を直接的に表す情報を取得する場合には、例えば、質量変動装置１４の質量を計測する質量計を設けることにより、質量変動装置１４の質量を直接的に計測することができる。
The information regarding the mass of the
一方、質量変動装置１４の質量を間接的に表す情報は、例えば、質量変動装置１４において質量が変動する要因となる対象物（例えば、燃料タンクの燃料、散布装置の散布物、収納装置の貨物、兵器のミサイル若しくはロケット等の発射物など）の残量若しくは使用済み量を表す情報であってもよい。制御部３０は、このような質量変動装置１４の質量を間接的に表す情報を取得できれば、当該情報を処理して、質量変動装置１４の質量を推定し、算出できるとともに、当該質量に対応する外部装置１０の固有振動数も推定可能になる。このために、質量変動装置１４の質量を間接的に表す情報（例えば、燃料タンクの燃料残量）と、外部装置１０の固有振動数との相関関係を予め測定しておき、制御部３０は、その相関関係を示す情報のテーブルを保持しておいてもよい。
On the other hand, the information indirectly representing the mass of the
これにより、制御部３０は、ヘリコプタ１の飛行中に、質量変動装置１４から当該質量変動装置１４の質量を間接的に表す情報を取得することで、当該情報に基づいて外部装置１０の固有振動数の変動を推定することができる。したがって、質量変動装置１４の質量変動に応じて外部装置１０の固有振動数が変化した場合に、制御部３０は、当該固有振動数が共振範囲に入らないように、ダンパー１６の剛性を増加または減少させることができる。
As a result, the
以上のように、ヘリコプタ１の飛行中に、制御部３０は、外部装置１０の振動に関する情報、または質量変動装置１４の質量を表す情報を取得する。そして、制御部３０は、当該情報に基づいて、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、ダンパー１６の剛性を自動的に制御する。このとき、制御部３０は、ダンパー１６の剛性可変機構２０を制御するための制御信号を生成して、剛性可変機構２０に出力する。剛性可変機構２０は、当該制御信号に基づいて、ダンパー１６の剛性（減衰力）を変化させる。
As described above, while the
かかる制御において、制御部３０は、外部装置１０の固有振動数が機体振動との共振範囲に入らないように、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、ダンパー１６の剛性を増加または減少させる。これにより、ヘリコプタ１の飛行中に質量変動装置１４の質量が変動したとしても、外部装置１０の固有振動数が共振範囲から外れるように調整できるので、外部装置１０が機体振動と共振することを防止できる。
In such control, the
［４．剛性可変型ダンパーの具体例］
次に、図５、図６を参照して、本実施形態に係る剛性可変機構２０を備えたダンパー１６（ショックアブソーバー）の具体例について説明する。図５は、本実施形態に係る剛性可変機構２０を備えた油圧ダンパー１６Ａの例を示す模式図である。図６は、本実施形態に係る剛性可変機構２０を備えた磁性流体ダンパー１６Ｂの例を示す模式図である。
[4. Specific examples of variable stiffness dampers]
Next, a specific example of a damper 16 (shock absorber) equipped with the
（１）油圧ダンパー方式
まず、図５を参照して、剛性可変型の油圧ダンパー１６Ａの例について説明する。図５に示すように、油圧ダンパー１６Ａは、シリンダ５１と、ピストン５２と、ロッド５３と、流路５４と、オリフィス５５と、開閉バルブ５６とを備える。
(1) Hydraulic Damper System First, an example of a variable stiffness
シリンダ５１内には、所定の粘性を有する粘性流体５０（オイルなど）が封入されている。ピストン５２およびロッド５３は、シリンダ５１内を軸方向に往復可能に設けられる。シリンダ５１内でピストン５２およびロッド５３が往復するスペースに隣接して、粘性流体５０を移動させるための流路５４が設けられている。この流路５４には、オリフィス５５が設けられる。
A viscous fluid 50 (oil, etc.) having a predetermined viscosity is sealed inside the
オリフィス５５は、流路５４の途中に設けられた隙間であり、粘性流体５０の流路となる。オリフィス５５の径（以下、オリフィス径）により、流路５４における粘性流体５０の流路面積が決定される。開閉バルブ５６は、流路５４におけるオリフィス５５の設置位置に隣接して設置される。開閉バルブ５６は、オリフィス５５を開閉して、オリフィス径を調整するための弁（例えば電磁弁）である。開閉バルブ５６は、制御部３０（図４参照）に電気的に接続され、制御部３０により開閉制御される。
The
開閉バルブ５６によりオリフィス径を変化させることで、オリフィス５５を通過するときの粘性流体５０の粘性抵抗を変化させ、油圧ダンパー１６Ａの剛性を変化させることができる。具体的には、オリフィス径を減少させることによって、粘性流体５０の粘性抵抗が増加して、油圧ダンパー１６Ａの剛性が増加する。一方、オリフィス径を増加させることによって、粘性流体５０の粘性抵抗が減少して、油圧ダンパー１６Ａの剛性が減少する。以上のように、図５に示す油圧ダンパー１６Ａでは、開閉バルブ５６によりオリフィス径を変化させる機構が、油圧ダンパー１６Ａの剛性（減衰力）を可変とする剛性可変機構２０として機能する。
By changing the orifice diameter with the opening/closing
（２）磁性流体ダンパー方式
次に、図６を参照して、剛性可変型の磁性流体ダンパー１６Ｂの例について説明する。図６に示すように、磁性流体ダンパー１６Ｂは、シリンダ６１と、ピストン６２と、ロッド６３と、電磁石６４と、オリフィス６５とを備える。
(2) Magnetic Fluid Damper System Next, an example of a variable stiffness type
シリンダ６１内には、磁性流体６０が封入されている。磁性流体６０（ＭＲ流体）は、例えばオイルに磁性粒子を分散させた流体である。磁性流体６０に磁界が作用したとき、磁界強度に応じて磁性粒子がクラスタを形成し、ＭＲ効果によって磁性流体６０の粘性抵抗が増加する。このように、磁性流体６０は、磁界に反応し、磁界強度に応じて粘度が変化するという特性を有する。
ピストン６２およびロッド６３は、シリンダ６１内を軸方向に往復可能に設けられる。ピストン６２には、磁性流体６０が流動するオリフィス６５が貫通形成されている。シリンダ６１内でピストン６２およびロッド６３が移動するときに、ピストン６２の一側と他側の間で磁性流体６０はオリフィス６５を通じて流動する。
The
電磁石６４は、シリンダ６１の外側に配置され、磁界を発生させるコイルなどを備える。電磁石６４は、発生させた磁界をシリンダ６１内の磁性流体６０に対して作用させる。電磁石６４は、制御部３０（図４参照）に電気的に接続され、制御部３０によりコイルに印加される電圧が制御される。電磁石６４のコイルに印加する電圧を変化させることにより、電磁石６４から発生される磁界強度を変化させることができる。電磁石６４の磁界強度を変化させることにより、シリンダ６１内の磁性流体６０の状態を、液体状態と半固体状態との間で変化させ、磁性流体６０の粘性抵抗を変化させることができる。
The
したがって、電磁石６４の磁界強度を変化させることにより、磁性流体６０の粘性抵抗を変化させ、磁性流体ダンパー１６Ｂの剛性を変化させることができる。具体的には、電磁石６４のコイルに印加する電圧を増加させ、磁界強度を増加させることによって、磁性流体６０の粘性抵抗が増加して、磁性流体ダンパー１６Ｂの剛性が増加する。一方、電磁石６４のコイルに印加する電圧を減少させ、磁界強度を減少させることによって、磁性流体６０の粘性抵抗が減少して、磁性流体ダンパー１６Ｂの剛性が減少する。以上のように、図６に示す磁性流体ダンパー１６Ｂでは、電磁石６４により磁性流体６０に作用させる磁界強度を変化させる機構が、磁性流体ダンパー１６Ｂの剛性（減衰力）を可変とする剛性可変機構２０として機能する。
Therefore, by changing the magnetic field strength of the
［５．外部装置の固有振動数の制御の具体例］
次に、図７～図９を参照して、本実施形態に係る制御部３０によりダンパー１６の剛性を制御することによって、外部装置１０の固有振動数を制御する方法の具体例について説明する。
5. Specific examples of control of natural vibration frequency of external device
Next, a specific example of a method for controlling the natural frequency of the
図７は、参考例として、ダンパー１６の剛性を制御しない場合の外部装置１０の固有振動数の変化を示すタイミングチャートである。図８、図９は、本実施形態に係る制御部３０によりダンパー１６の剛性を制御する場合の外部装置１０の固有振動数の変化を示すタイミングチャートである。
Figure 7 is a timing chart showing, as a reference example, the change in the natural frequency of the
図７に示すように、ヘリコプタ１の飛行中に質量変動装置１４を使用した結果、質量変動装置１４の質量が変動した場合、この質量変動に伴い、外部装置１０の固有振動数が変化して、機体振動との共振範囲に入ってしまう可能性がある。
As shown in FIG. 7, if the mass of the
ここで、図７の参考例のように、質量変動に応じてダンパー１６の剛性を制御することなく、ダンパー１６の剛性を一定値のままに維持する場合を考える。この場合、図７に示すように、ヘリコプタ１の飛行中に、質量変動装置１４の質量が徐々に減少すると、当該質量の減少に応じて、外部装置１０の固有振動数が徐々に増加することになる。この結果、外部装置１０の固有振動数が機体振動との共振範囲に入ってしまい、外部装置１０が機体振動と共振してしまう。
Now consider the case where the stiffness of the
これに対し、本実施形態では、図８に示すように、質量変動装置１４の質量変動に応じてダンパー１６の剛性を制御する。具体的には、まず、質量変動装置１４の使用前等で質量変動装置１４の質量が大きいときには、制御部３０は、当該大きな質量に合わせて、ダンパー１６の剛性を高い値に制御する。これにより、ヘリコプタ１の飛行開始当初は、外部装置１０の固有振動数が共振範囲よりも低い所定値に設定され、外部装置１０と機体振動との共振が回避される。そして、ヘリコプタ１の飛行中に質量変動装置１４を使用して、質量変動装置１４の質量が減少した場合、制御部３０は、質量変動装置１４の質量の減少に応じて、ダンパー１６の剛性を徐々に低下させる。これにより、外部装置１０の固有振動数の増加を抑制して、外部装置１０の固有振動数を、共振範囲よりも低い帯域で、ほぼ一定値に維持することができる。よって、質量変動装置１４の質量が変動したとしても、外部装置１０の固有振動数が共振範囲に入らないように制御できるので、外部装置１０と機体振動との共振を防止することができる。
In contrast, in this embodiment, as shown in FIG. 8, the stiffness of the
さらに、図９は、外部装置１０と機体振動の共振範囲が複数存在する場合の制御を示している。図９に示すように、メインローター４の回転に伴う機体振動数の１倍、２倍、４倍、・・・の帯域付近に、複数の共振範囲が存在する場合がある。図９の例では、第１の共振範囲、第２の共振範囲、第３の共振範囲という３つの共振範囲がある例を示している。このように複数の共振範囲が段階的に存在する場合、外部装置１０の固有振動数が当該複数の共振範囲のいずれにも入らないように、ダンパー１６の剛性を制御することが好ましい。
Furthermore, FIG. 9 shows control in the case where there are multiple resonance ranges between the
そこで、本実施形態に係る制御部３０は、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、ダンパー１６の剛性を制御することによって、外部装置１０の固有振動数が複数の共振範囲のいずれからも外れるように制御する。図９の例では、質量変動装置１４の質量の減少に応じて、ダンパー１６の剛性が低下するように制御することによって、外部装置１０の固有振動数が第１共振範囲と第２共振範囲との間の帯域でほぼ一定値となるように制御されている。
The
詳細には、図９に示すように、質量変動装置１４の質量が大きいときは、ダンパー１６の剛性を高く設定することで、外部装置１０の固有振動数を、第１共振範囲と第２共振範囲との間のほぼ中間値に調整する。そして、ヘリコプタ１の飛行中に質量変動装置１４の使用に伴い、質量変動装置１４の質量が減少するにつれ、ダンパー１６の剛性を徐々に低下させる。これにより、外部装置１０の固有振動数の上昇を抑制し、当該固有振動数を第１共振範囲よりも高く、かつ、第２共振範囲よりも低いほぼ一定値に維持することで、第１共振範囲および第２共振範囲のどちらにも入らないように制御する。これにより、質量変動装置１４の重量が変化しても、外部装置１０の固有振動数が複数の共振範囲のいずれからも外れるように好適に制御できる。
In detail, as shown in FIG. 9, when the mass of the
以上、図８および図９に示したように、本実施形態に係る制御部３０は、質量変動装置１４の質量の変動に応じて、ダンパー１６の剛性を制御することによって、外部装置１０の固有振動数が共振範囲から外れるように制御する。例えば、制御部３０は、質量変動装置１４の質量の変動に伴い、外部装置１０の固有振動数が共振範囲まで所定の閾値の範囲内に近づいたときには、固有振動数が当該共振範囲から遠ざかるように、ダンパー１６の剛性を制御する。これにより、メインローター４の回転に起因する機体振動に対して、外部装置１０が共振することを好適に防止できる。
As described above and shown in FIG. 8 and FIG. 9, the
ここで、単に外部装置１０の共振を抑制するだけの観点からは、ダンパー１６の剛性を非常に高い値に常時設定する方法も考えられる。しかし、ダンパー１６の剛性を非常に高く設定すると、機体剛性がオーバースペックになり、ヘリコプタ１の質量も増大してしまうという問題がある。したがって、本実施形態に係る制御方法のように、質量変動装置１４の質量変動に応じて、必要なときにのみダンパー１６の剛性を増減して、外部装置１０の共振を防止する方法が好ましい。これにより、機体剛性のオーバースペックを防止でき、ヘリコプタ１の質量も低位に抑制できる。
From the viewpoint of simply suppressing resonance of the
また、外部装置１０の共振を抑制する別の方法としては、外部装置１０にアクティブ制振装置を設置する方法も考えられる。しかし、アクティブ制振装置は、エネルギー消費量が多く、エネルギー効率が悪いという短所がある。これに対し、本実施形態に係る制御方法は、アクティブ制振装置を用いておらず、ダンパー１６に剛性可変機構２０を設けるだけでよいので、エネルギー消費が少なく、装置構成が簡素で済むという利点がある。
Another method of suppressing resonance in the
［６．制御フロー］
次に、図１０を参照して、本実施形態に係る制御部３０によりダンパー１６の剛性を制御するフローの具体例について説明する。図１０は、本実施形態に係る制御部３０によるダンパー１６の剛性制御方法を示すフローチャートである。
6. Control Flow
Next, a specific example of a flow for controlling the stiffness of the
図１０に示すように、ヘリコプタ１の飛行中に、制御部３０は、外部装置１０の振動を計測しながら（Ｓ１０）、その計測結果に基づいて外部装置１０の共振の有無を判定し（Ｓ１２、Ｓ１４）、必要に応じてダンパー１６の剛性を制御する（Ｓ１６）。かかる処理Ｓ１０～Ｓ１６は、ヘリコプタ１の機体２が停止するまで（Ｓ１８）、継続して繰り返し行われる。
As shown in Figure 10, while the
具体的には、まず、ヘリコプタ１の飛行中に、制御部３０は、センサにより外部装置１０の取付装置１２の振動を計測し、当該振動を表す情報を取得する（Ｓ１０）。例えば、制御部３０は、取付装置１２に設置された加速度計から、時間ごとの振幅データを取得する。この時間ごとの振幅データの具体例を図１１に示す。図１１に示すように、この振幅データは、ヘリコプタ１の飛行中における取付装置１２の実際の振動（振幅の時間変動）を表す情報である。
Specifically, first, while the
次いで、制御部３０は、上記Ｓ１０で取得した時間ごとの振幅データを、高速フーリエ変換（ＦＦＴ）処理することにより、周波数ごとの振幅データを導出する（Ｓ１２）。この周波数ごとの振幅データの具体例を図１２に示す。図１２に示すように、いくつかの周波数において振幅のピークが観察され、特に、低周波数帯域の特定周波数に大きな振幅のピークが見られる。
Next, the
その後、制御部３０は、上記Ｓ１２で得られた周波数ごとの振幅データに基づいて、機体振動に対して外部装置１０が共振しているか否かを判定する（Ｓ１４）。例えば、図１２に示すように、制御部３０は、例えば上記特定周波数（メインローター４の回転周波数；機体振動数）における振幅値が、所定の規定値を超えているか否かに基づいて、外部装置１０の共振の有無を判定する。ここで、規定値は、外部装置１０が共振状態または非共振状態のいずれであるかを判定するための閾値である。
Then, the
図１２に示すように、例えば上記特定周波数における振幅値が規定値より大きければ、制御部３０は、共振状態であると判定し、Ｓ１６にてダンパー１６の剛性を制御する。一方、当該特定周波数における振幅値が規定値以下であれば、制御部３０は、非共振状態であると判定する。この場合、Ｓ１６のダンパー１６の剛性制御処理は行われず、機体が停止するまで（Ｓ１８）、上記Ｓ１０～Ｓ１４の処理が繰り返される。
As shown in FIG. 12, for example, if the amplitude value at the specific frequency is greater than a specified value, the
上記Ｓ１４で共振状態であると判定された場合、制御部３０は、ダンパー１６の剛性を制御することにより、共振状態を解消する（Ｓ１６）。例えば、特定周波数の振幅値に所定の閾値（例えば図１２に示した規定値）を設けておき、制御部３０は、Ｓ１２で得られる特定周波数の振幅値が当該閾値を超えた場合、ダンパー１６の剛性が低下するように、剛性可変機構２０を制御する。この結果、ダンパー１６の剛性を徐々に低下させていくことによって、その後に計測される特定周波数の振幅値が上記閾値を下回った場合に、制御部３０は、ダンパー１６の剛性の制御を停止する。これにより、外部装置１０の振動の振幅値を所定の閾値以下に抑制でき、機体振動に対する外部装置１０の共振状態を解消できる。
If it is determined in S14 that a resonant state exists, the
より詳細には、例えば、質量変動装置１４が燃料タンクである場合、ヘリコプタ１の飛行中に燃料タンク内の燃料が刻々と減っていくと、燃料タンクの質量が減少していくため、外部装置１０の固有振動数が増加する。この結果、外部装置１０の固有振動数が増加して共振範囲に入ってしまうことで、メインローター４による特定周波数の機体振動に対して外部装置１０が共振してしまう。そこで、本実施形態に係る制御部３０は、燃料タンクの質量が減少したときに、剛性可変機構２０を制御してダンパー１６の剛性を低下させて、外部装置１０の固有振動数を減少させる。これにより、外部装置１０の固有振動数を、燃料タンクの質量が減る前の低い振動数に維持して、共振範囲外にできるので、外部装置１０の共振を防止できる。
More specifically, for example, if the
以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。 Although the preferred embodiment of the present invention has been described above with reference to the attached drawings, it goes without saying that the present invention is not limited to such an embodiment. It is clear that a person skilled in the art can come up with various modified or revised examples within the scope of the claims, and it is understood that these also naturally fall within the technical scope of the present invention.
例えば、上記実施形態では、回転翼航空機としてヘリコプタ１の例を挙げて説明したが、かかる例に限定されない。本発明の回転翼航空機は、１つ以上の回転翼により主要な揚力を得る航空機であれば、例えば、ＶＴＯＬ（Ｖｅｒｔｉｃａｌ ＴａｋｅＯｆｆ ａｎｄ Ｌａｎｄｉｎｇ）機、ジャイロブレン、ジャイロダイン、ドローンなどであってもよい。また、回転翼航空機は、有人式または無人式のいずれであってもよい。
For example, in the above embodiment, a
また、上記実施形態では、質量変動装置１４が燃料タンクである例について主に説明したが、かかる例に限定されない。本発明の質量変動装置は、その使用に応じて質量が変動する装置であれば、例えば、上記の散水装置、消火剤散布装置、農薬散布装置、搬送装置、各種兵器など、回転翼航空機に装着可能な各種の他の装置であってもよい。
In addition, in the above embodiment, the
本発明は、ヘリコプタ等の回転翼航空機に利用することができる。 The present invention can be used in rotorcraft such as helicopters.
１ ヘリコプタ
２ 機体
３ ブレード
４ メインローター
５ テールローター
６ 降着装置
１０ 外部装置
１２ 取付装置
１４ 質量変動装置
１６ ダンパー
１６Ａ 油圧ダンパー
１６Ｂ 磁性流体ダンパー
２０ 剛性可変機構
３０ 制御部
REFERENCE SIGNS
Claims (5)
前記機体の外部に取り付けられる外部装置と、
制御部と、
を備え、
前記外部装置は、
前記機体に固定され、前記機体の側方に突出して配置される取付装置と、
前記取付装置に装着され、使用に伴い質量が変動する質量変動装置と、
前記機体と前記取付装置とを連結し、前記取付装置を支持するダンパーと、
を有し、
前記ダンパーは、前記質量変動装置の質量の変動に応じて、前記ダンパーの剛性を変化させる剛性可変機構を有し、
前記制御部は、
前記外部装置の固有振動数が、前記機体の振動に対して前記外部装置が共振する振動数の範囲から外れるように、前記質量変動装置の質量の変動に応じて、前記剛性可変機構を用いて前記ダンパーの剛性を制御する、回転翼航空機。 an airframe on which the rotor is provided;
An external device attached to the exterior of the airframe;
A control unit;
Equipped with
The external device is
An attachment device fixed to the airframe and arranged to protrude to a side of the airframe;
a mass varying device that is attached to the mounting device and whose mass varies with use;
a damper that connects the airframe and the mounting device and supports the mounting device;
having
the damper has a variable stiffness mechanism that changes the stiffness of the damper in response to a fluctuation in mass of the mass fluctuation device,
The control unit is
a stiffness variable mechanism that controls the stiffness of the damper in response to fluctuations in mass of the mass fluctuation device so that the natural frequency of the external device falls outside a range of frequencies at which the external device resonates with vibrations of the aircraft .
前記質量変動装置は、前記取付装置の下側に装着され、
前記ダンパーは、前記質量変動装置が装着された前記取付装置を吊持する、請求項１～４のいずれか一項に記載の回転翼航空機。 One end of the damper is fixed to the airframe at a position above the mounting device, and the other end of the damper is fixed to an upper side of the mounting device,
The mass varying device is attached to an underside of the mounting device;
The rotorcraft according to claim 1 , wherein the damper suspends the mounting device to which the mass fluctuation device is attached.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US17/222,603 US12054243B2 (en) | 2020-05-11 | 2021-04-05 | Rotary-wing aircraft |
| EP21172074.3A EP3909850B1 (en) | 2020-05-11 | 2021-05-04 | Rotary-wing aircraft |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2020083506 | 2020-05-11 | ||
| JP2020083506 | 2020-05-11 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2021178623A JP2021178623A (en) | 2021-11-18 |
| JP7543037B2 true JP7543037B2 (en) | 2024-09-02 |
Family
ID=78510793
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2020149648A Active JP7543037B2 (en) | 2020-05-11 | 2020-09-07 | Rotorcraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP7543037B2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN120140407B (en) * | 2025-05-14 | 2025-08-19 | 国仪量子技术(合肥)股份有限公司 | Damping device, damping method and cryocooler |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4343447A (en) | 1980-03-28 | 1982-08-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Decoupler pylon: wing/store flutter suppressor |
| GB2177668A (en) | 1984-08-31 | 1987-01-28 | Westland Plc | Helicopter with missile supporting means |
| DE3538274A1 (en) | 1985-10-28 | 1987-04-30 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Support for external-load carriers |
-
2020
- 2020-09-07 JP JP2020149648A patent/JP7543037B2/en active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4343447A (en) | 1980-03-28 | 1982-08-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Decoupler pylon: wing/store flutter suppressor |
| GB2177668A (en) | 1984-08-31 | 1987-01-28 | Westland Plc | Helicopter with missile supporting means |
| DE3538274A1 (en) | 1985-10-28 | 1987-04-30 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Support for external-load carriers |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2021178623A (en) | 2021-11-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10330166B2 (en) | Rotorcraft vibration suppression system in a four corner pylon mount configuration | |
| US8695917B2 (en) | Vibration damper mechanism, and a flying machine including a carrier structure and a rotor provided with such a mechanism | |
| US11214362B2 (en) | Vibration isolation systems for advancing blade concept rotorcraft | |
| US12319406B2 (en) | Vibration isolation systems for compound helicopters | |
| US8882091B2 (en) | Vibration isolation system | |
| US9446841B2 (en) | Method and apparatus for improved vibration isolation | |
| CA2805894C (en) | Dual frequency damper for an aircraft | |
| US7490792B1 (en) | Aircraft with rotor vibration isolation | |
| US12054243B2 (en) | Rotary-wing aircraft | |
| KR101121126B1 (en) | A Blade for Reducing the Drag Movements of Said Blade, and A Method of Reducing Such a Drag Movement | |
| CN105407993A (en) | An aerodynamic lifting device | |
| EP3421353B1 (en) | Damping structures for tiltrotor aircraft wings | |
| EP2731868B1 (en) | A system and method for reducing the transmission of vibration from a first vibrating body to a second body | |
| JP7543037B2 (en) | Rotorcraft | |
| CN110015443A (en) | Aircraft with active supports | |
| KR101416518B1 (en) | Antivibration suspension means for a tie bar of an aircraft power transmission gearbox, an antivibration suspension device, and an aircraft | |
| CA2863707A1 (en) | Rotor hub damper for a rotorcraft | |
| US8042659B1 (en) | Active force generation/isolation system employing Magneto Rheological Fluid (MRF) | |
| EP3575219B1 (en) | Duct support | |
| JP2007237946A (en) | Flapping airplane | |
| Tardiff et al. | Flight evaluation of a flexible fabric stabilizer for sling loads | |
| US11440648B2 (en) | Compact vibration isolation systems for aircraft | |
| Crowder et al. | Flying strut traverser for transonic wind tunnel calibration | |
| WO2019235961A1 (en) | System for controlling an object in space |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20230829 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20240213 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20240402 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20240530 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20240723 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20240821 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 7543037 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |