(57)【要約】【課題】機体の揺動抑制制御の高速化と高精度化を実現すること。【解決手段】  回転翼航空機は、機体８と、機体に設けられた回転軸７に回転自在に支持される複数のロータブレード２，３，４，５を有する。回転翼航空機は、さらに、アクチュエータ４６と、前記複数のロータブレードのうちの特定ロータブレードの特定部位の前記回転軸方向の現在の位置と前記特定ロータブレードの回転面についてのデータとに基づいて前記特定回転翼のフラッピング角度を制御するように前記アクチュエータを駆動する制御部３６とを具備する。【選択図】          図１
2005238944.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
機体と、
機体に設けられた回転軸に回転自在に支持される複数のロータブレードと、
アクチュエータと、
前記複数のロータブレードのうちの特定ロータブレードの特定部位の前記回転軸方向の現在の位置と前記特定ロータブレードの回転面についてのデータとに基づいて前記特定回転翼のフラッピング角度を制御するように前記アクチュエータを駆動する制御部と
を具備する回転翼航空機。
【請求項２】
請求項１に記載の回転翼航空機において、
前記特定ロータブレードの回転面についてのデータは、前記回転翼航空機の慣性系基準を示すデータである回転翼航空機。
【請求項３】
機体と、
機体に設けられた回転軸に回転自在に支持される複数のロータブレードと、
アクチュエータと、
前記複数のロータブレードのうちの特定ロータブレードの特定部位の前記回転軸方向の現在の位置と関連するデータに基づいて前記特定回転翼のフラッピング角度を制御するように前記アクチュエータを駆動する制御部と
を具備する回転翼航空機。
【請求項４】
請求項３に記載の回転翼航空機において、
前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記回転軸方向の前記現在の位置と関連するデータは、前記回転翼航空機の慣性系データである回転翼航空機。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれかに記載の回転翼航空機において、
前記回転面についてのデータは、前記現在より以前の前記特定ロータブレードの回転に伴って得られる前記特定部位の前記位置に関連する時系列データである
回転翼航空機。
【請求項６】
請求項５に記載の回転翼航空機において、
前記回転面についてのデータは、前記現在の直前の前記特定ロータブレードの回転に伴って得られる前記特定部位の前記位置に関連する時系列データである
回転翼航空機。
【請求項７】
請求項５に記載の回転翼航空機において、
前記回転面についてのデータは、前記現在の前の前記特定ロータブレードの複数の回転に伴って得られる前記特定部位の前記位置に関連する時系列データの平均値である
回転翼航空機。
【請求項８】
請求項１乃至７のいずれかに記載の回転翼航空機において、
前記回転軸に結合されたロータヘッドと、前記複数のロータブレードは、前記ロータヘッドに回転自在に支持され、
前記ロータヘッドの外部に設けられ、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置を検出するための特定センサと
を更に具備する回転翼航空機。
【請求項９】
請求項１乃至７のいずれかに記載の回転翼航空機において、
前記回転軸に結合されたロータヘッドと、前記複数のロータブレードは、前記ロータヘッドに回転自在に支持され、
前記回転軸に３次元回転自在に結合され、ジャイロとして機能する慣性回転体と、
前記慣性回転体に設けられ、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置を検出するための特定センサと
を更に具備する回転翼航空機。
【請求項１０】
請求項１乃至７のいずれかに記載の回転翼航空機において、
前記回転軸に結合されたロータヘッドと、前記複数のロータブレードは、前記ロータヘッドに回転自在に支持され、
前記回転軸に３次元回転自在に結合され、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置に従って変位し、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置に関連するデータを検出するため回転体と
を更に具備する回転翼航空機。
【請求項１１】
請求項１乃至１０のいずれかに記載の回転翼航空機において、
前記特定ロータブレードは、前記複数のロータブレードのうちの１つ又は複数のロータブレードである回転翼航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、回転翼航空機に関し、特に、突風応答に対して制御を行う回転翼航空機とその安定増強方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ヘリコプタのような回転翼航空機は、機体と回転翼を有しており、ヘリコプタの揚力は回転翼の回転により生じる。安定した定常状態にあるときに突風を受けると、ヘリコプタは揺動し、ヘリコプタは非定常状態になる。このとき、ヘリコプタの揺動は、機体の揺動と回転翼の揺動との合成として現れる。特に、回転翼が突風を受けた場合には、フラッピング運動の急激な変動が起き、これによる回転翼の揺動は機体の揺動を誘発する。また、機体の揺動は回転翼の揺動を誘発する。このため、ヘリコプタの安定した姿勢及び航行のために、非定常状態を定常状態に戻すための制御が必要となる。
【０００３】
回転翼の揺動制御は、特許公報第２８８６１３５号において知られている。この第１従来例では、４本のロータブレード（回転翼）が使用され、４本のロータブレードのうち、少なくとも２つの隣接するロータブレードの各々の基端から７５％の位置に反射器が設けられ、機体にはそれらに対応する変位検出センサが設けられている。各変位検出センサは、ロータブレードのフラッピング位置を示すデータを検出する（特許文献１）。
【０００４】
しかしながら、この第１従来例では、変位検出センサは、機体に取り付けられているので、ロータブレードが回転中に離散的にしかデータを検出することが出来ず、連続的にデータを得ることは出来なかった。このため、制御が遅れ、また制御精度を向上させることが困難であるという問題がある。
【０００５】
また、隣接する２つの変位検出センサから得られたフラッピングデータから変位量、すなわちフラピング角が計算されている。すなわち、最低２つの変位検出センサが無ければ、制御を行うことが出来ないという問題がある。
【０００６】
更に、第１従来例では、「非常に多くの周波数成分を含んでおり、また、ロータ・ブレード２の回転数の整数倍において振幅が大きくなっており、それ故に、ロータ・ブレード２の準静的な変位を抽出することは困難」であることを指摘している。回転翼に対してダイナミックに運動する機体を制御のための基準として、回転数よりも周波数の低い準静的な変位を採用することに矛盾がある。
【０００７】
一方、回転翼航空機の突風制御装置が特開２００２-１３７７９７号公報に記載されている。この第２従来例では、弾性を有する２本のハブプレートの各々に２本のロータブレートが結合され、４本のロータブレードが設けられている。ロータ回転軸に垂直な取付部材の内面に４つのセンサが取り付けられている。各センサは、対応するハブプレートまでの距離を測定し、変位が検出されている。
この第２従来例では、確かに連続的に距離を測定することはできる。しかしながら、ハブプレートの弾性変形による変位を計測し、ビーム理論から逆算してロータブレードの変位を求める方法は、ロータブレードの変位計測方法としては非常に精度が悪いという問題がある。
また、この第２従来例では、１つのハブプレートの１対の個所における距離の測定から変位は求められている。１箇所の測定から制御を行うことは出来ない。
【０００８】
【特許文献１】特許第２８８６１３５号公報
【特許文献２】特開２００２−１３７７９７号公報
【非特許文献１】R. Buckanin et al., Rotor System Evaluation Phase I, AEFA Project No.85-15
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明の課題は、機体及びロータブレードの揺動を高速に精度よく抑制できる回転翼航空機を提供することにある。
本発明の他の課題は、ロータブレートの回転軌跡を慣性系としてロータブレードの揺動を抑制できる回転翼航空機を提供することにある。
本発明の他の課題は、複数のロータブレードの個別の位置を検出することによりロータブレードの揺動を抑制できる回転翼航空機を提供することにある。
本発明の他の課題は、複数のロータブレードの個別の位置と過去の回転軌跡からロータブレードの揺動を抑制できる回転翼航空機を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の第１の観点では、回転翼航空機は、機体と、機体に設けられた回転軸に回転自在に支持される複数のロータブレードと、アクチュエータと、前記複数のロータブレードのうちの特定ロータブレードの特定部位の前記回転軸方向の現在の位置と前記特定ロータブレードの回転面についてのデータとに基づいて前記特定回転翼のフラッピング角度を制御するように前記アクチュエータを駆動する制御部とを具備する。
本発明の第２の観点では、回転翼航空機は、機体と、機体に設けられた回転軸に回転自在に支持される複数のロータブレードと、アクチュエータと、前記複数のロータブレードのうちの特定ロータブレードの特定部位の前記回転軸方向の現在の位置と関連するデータに基づいて前記特定回転翼のフラッピング角度を制御するように前記アクチュエータを駆動する制御部とを具備する。
【００１１】
本願発明では、１つの特定ロータブレードの特定部位の位置を検出することにより特定ロータブレードのフラッピングを抑制することができる。従来のように、２つのロータブレードの位置を検出する必要は無い。特定ロータブレードの回転軌跡としての回転面（Ｓ）は、尤もらしい慣性回転面として機能する。機体に固定される機体固定系は、回転翼の揺動を記述する基準系としては原理的に不適正である。ロータブレードの揺動による変位（特に回転軸方向の変位）の変化を零にする制御が有効である。結果的に、高精度制御と高速追随制御とが可能となる。このとき、慣性回転面を規定するために、連続的に計測される時系列データを用いることは有効である。
【００１２】
ここで、前記回転面についてのデータは、前記現在より以前の前記特定ロータブレードの回転に伴って得られる前記特定部位の前記位置に関連する時系列データであることが好ましい。これにより、回転面をもっともらしい慣性系としてみなすことが出来る。
前記回転面についてのデータは、前記現在の直前の前記特定ロータブレードの回転に伴って得られる前記特定部位の前記位置に関連する時系列データであってもよいし、前記現在の前の前記特定ロータブレードの複数の回転に伴って得られる前記特定部位の前記位置に関連する時系列データの平均値であってもよい。
また、回転翼航空機は、前記回転軸に結合されたロータヘッドと、前記複数のロータブレードは、前記ロータヘッドに回転自在に支持され、前記ロータヘッドの外部に設けられ、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置を検出するための特定センサとを更に具備してもよい。
あるいは、回転翼航空機は、前記回転軸に結合されたロータヘッドと、前記複数のロータブレードは、前記ロータヘッドに回転自在に支持され、前記回転軸に３次元回転自在に結合され、ジャイロとして機能する慣性回転体と、前記慣性回転体に設けられ、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置を検出するための特定センサとを更に具備してもよい。
加えて、回転翼航空機は、前記回転軸に結合されたロータヘッドと、前記複数のロータブレードは、前記ロータヘッドに回転自在に支持され、前記回転軸に３次元回転自在に結合され、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置に従って変位し、前記特定ロータブレードの前記特定部位の前記現在の位置に関連するデータを検出するため回転体とを更に具備してもよい。
上記において、前記特定ロータブレードは、前記複数のロータブレードのうちの１つ又は複数のロータブレードであることができる。これにより、ロータブレードの１本についてのみ制御を行ってもよいし、複数のロータブレードを対象に制御を行ってもよい。
【発明の効果】
【００１３】
本発明では、回転翼航空機において機体及びロータブレードの揺動を高速に精度よく抑制できる。このとき、ロータブレートの回転軌跡を尤もらしい慣性面としてロータブレードの揺動を抑制できる。また、複数のロータブレードの個別の位置を検出することによりロータブレードの揺動を抑制できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下に添付図面を参照して、本発明の回転翼航空機について詳細に説明する。
図１は、本発明の第１実施形態による回転翼航空機、例えばヘリコプタの構成の一部を示す図である。図１を参照して、ヘリコプタのブレード変位計測機構５０は、回転軸７に固定された十字のロータヘッド９を有している。回転軸７は、機体８に支持されており、ロータヘッド９は、回転軸７に固定されている。４本のロータブレード２，３，４，５の各々は、ロータヘッド９の外周領域の等角度間隔位置で３次元回転軸受１０を介して３次元回転自在に連結されている。
【００１５】
機体８には、パイロットにより操作され、操縦データを出力するための操縦器又は回転翼の操舵面３３と機体状態検知センサ３４とが搭載されている。
【００１６】
ロータヘッド９と各ロータブレード２，３，４，５の３次元回転角度位置は、３次元角度変位計測メカリンク１１により計測される。図１には、ロータヘッド９とロータブレード３との間に構成される３次元角度変位計測メカリンク１１のみが示されている。ロータヘッド９と他の３つのロータブレード２，４，５の間の３次元角度変位計測メカリンクの図示は省略されている。３次元角度変位計測メカリンク１１は、非特許文献１に詳しく記述されている。図１は、その３次元角度変位計測メカリンクのリンク結合の構造をモデル化して示している。
【００１７】
３次元角度変位計測メカリンク１１は、ロータヘッド９の側に固定される３次元回転変位機構１２とロータブレード３の側に固定される３次元回転変位機構１３とから構成されている。３次元回転変位機構１２は、ロータヘッド９に固定される第１回転軸支持体１４と、第１回転軸支持体１４により回転自在に支持される第２回転軸支持体１５とから構成されている。第１回転軸１６は、第２回転軸支持体１５に一体に結合されている。第１回転軸１６は、第１回転軸Ｐ１を有し、第１回転軸支持体１４により回転自在に支持されている。第２回転軸１７は、第２回転軸Ｐ２を有している。第２回転軸１７は、第１回転軸支持体１４により回転自在に支持されている。第１回転軸Ｐ１は、通常は、第２回転軸Ｐ２と直交している。
【００１８】
３次元回転変位機構１３は、ロータブレード３に固定される第１回転軸支持体１８と、第１回転軸支持体１８により回転自在に支持される揺動側第２回転軸支持体１９とから構成されている。第１回転軸２１は、第２回転軸支持体１９に一体に結合されている。第１回転軸２１は、第１回転軸Ｑ１を有し、第１回転軸支持体１８により回転自在に支持されている。第２回転軸２２は、第２回転軸Ｑ２を有している。第２回転軸２２は、第１回転軸支持体１８により回転自在に支持されている。第１回転軸Ｑ１は、通常は、第２回転軸Ｑ２と直交している。
【００１９】
３次元角度変位計測メカリンク１１は、３次元回転変位機構１２と３次元回転変位機構１３との間に、リンク機構２３を備えている。リンク機構２３は、第２回転軸１７に回転自在に結合されたリンク２４と、３次元回転変位機構１２に回転自在に結合されたリンク２５とから構成されている。リンク２５は、リンク２４に３次元回転可能に結合されている。第１回転変位計測器２６は、第１回転軸支持体１４と第１回転軸１６との間の回転角度又は回転角度変位を計測する。第２回転変位計測器２７は、第２回転軸支持体１５と第２回転軸１７との間の回転角度又は回転角度変位を計測する。第１回転変位計測器２８は、第１回転軸支持体１８と第１回転軸２１との間の回転角度又は回転角度変位を計測する。第２回転変位計測器２９は、第２回転軸支持体１９と第２回転軸２２との間の回転角度又は回転角度変位を計測する。第１回転変位計測器３１は、リンク２４とリンク２５との間の回転角度又は回転角度変位を計測する。第２回転変位計測器３２は、リンク２５と第２回転軸２２との間の回転角度又は回転角度変位を計測する。このような６つの回転変位計測器が計測して出力する６つの回転変位信号のうちの任意の３つの回転変位信号は、ロータヘッド９とロータブレード３の３次元回転変位量に対応する。
【００２０】
ヘリコプタの飛行中、ロータブレードは回転して揚力を発生し、機体は地表に対して浮遊している。従って、第１従来技術のように、機体にセンサを設けてロータブレードの変位を測定し、制御しようとすると、機体に対してロータブレードは制御されるが、地表に対しては制御していることにはならない。すなわち、地表に対する制御としては不安定である。そこで、ロータブレードの制御をどのように行うかが問題となる。
突風のような外力が働かない限り、４本のロータブレード２，３，４，５の回転面Ｓは、定常状態では略平面であり、慣性系である。このような状態では、回転軸７は地表に対して略鉛直線であり、回転面Ｓは略水平面を形成する。ヘリコプタが前進する場合のように、機体８が傾斜している定常状態では、回転面Ｓは特定の傾斜平面を形成する。このような略水平面又は傾斜平面は、適正な物理的慣性系とみなすことができる。従って、本発明では、この慣性回転面を慣性系の基準として制御を行う。第２引用例においても、センサが回転系に取り付けられて制御が行われているが、上述のように、制御の速度と精度の点において問題がある。
【００２１】
図２は、本発明の実施形態による回転翼航空機の制御回路を示している。その制御回路は、飛行制御演算器３５、回転面制御機構３６、アクチュエータ４６、及び操舵４７を備えている。
回転面制御機構３６は、ロータブレード変位計測器５０と、機体慣性諸量計測機構５１と、ロータブレード変位演算器５２と、安定増強制御演算器５３とを備えている。ロータブレード変位計測器５０は、既述の変位センサ２７，２８，２９，３１，３２を含んでおり、変位センサは、ロータブレードのフラッピング角度βを時系列変位データとして計測している。この例では、センサは変位を直接計測しているが、例えば、測距方式で変位を検出してもよいし、画像処理により変位を検出してもよい。本発明では、時系列変位データが得られることが大切である。機体慣性諸量計測機構５１は、慣性回転面を決定するために必要な慣性決定データを計測する。機体慣性諸量計測機構５１は、機体姿勢角センサ４２と機体角速度センサ４４とを含んでおり、ロータヘッド９の３次元姿勢を同一点上で連続的に計測する。これらの計測値に基づいて、慣性回転面が決定される。ロータブレード慣性変位演算器５２は、突風のようなロータブレードへの外力による変位を検出する。この例では、４本のロータブレードの変位が検出されているが、１本のロータブレードについてのみ変位が検出されてもよい。ロータブレード慣性変位演算器５２は、ブレード変位計測器５０から出力される変位データと機体慣性諸量計測機構５１から出力される慣性決定データとから外力による変化（加速度的変化）を検出する。安定増強制御演算器５３は、以下に説明する処理を通して、制御量と駆動量Δβを決定する。制御量は飛行制御演算器３５に出力され、駆動量Δβはアクチュエータ４６に直接出力される。アクチュエータ４６は、駆動量Δβに基づいて操舵４７を駆動する。こうして、ヘリコプタのフラピング制御が行われる。
【００２２】
飛行制御演算器３５は、操縦装置３７から出力される操縦指令データ３８と機体状態値データ３９と、回転面制御機構３６から供給される制御量とからアクチュエータ駆動データ４１を計算してアクチュエータ４６に出力する。操縦データ３８は、パイロットの操縦動作に応答して操縦器（図示されず）により生成される。機体状態検知センサ３４は、機体姿勢角センサ４２と機体Ｇセンサ４２と機体角速度センサ４３とを含んでいる。ロータヘッド９の３次元姿勢は、機体に搭載されている機体状態検知センサ３４により同一点上で連続的に計測される。こうして時系列計測データが得られる。機体状態値データ３９は、機体姿勢角センサ４２により得られる機体姿勢角信号と、機体Ｇセンサ４３により得られる機体角速度信号と、機体角速度センサ４４により得られる機体角速度信号とを含んでいる。フラッピング制御は、回転面制御機構３６により行われているので、飛行制御演算器３５は、フラッピング制御の制御量を考慮して、操縦指令データ３８と機体状態値データ３９から操縦量を決定し、アクチュエータ４６を駆動する。
【００２３】
このように、第１実施形態の回転翼航空機では、慣性回転面を基準としてロータブレードの変位の変動が検出され、その変動に基づいてフラッピングの制御が行われている。従って、精度が高く、早い応答特性が実現されている。従って、検出された変位の変動を利用してフィードバック制御は行われても良いことは明らかであろう。また、記憶装置が用意され、ロータブレードの過去の変位、あるいは変位の変動が時系列データとして記憶され、それに基づいて慣性回転面が決定されてもよい。このとき、慣性回転面は、複数のロータブレードの各々について規定されてもよいし、複数のロータブレード全体について規定されてもよい。
【００２４】
ロータブレードの方位角ψは、回転軸７に直交する基準慣性回転面Ｓ内の角度として定義される。基準点については、図示されていないが、回転系内の一点が基準として選ばれている。基準回転面Ｓは、突風がなく重力以外に外力がヘリコプターに作用しないとき、静的に安定している慣性系回転略水平面として定義され、又は、巡航速度と一定姿勢角とで運動し、空気抵抗と重力を受けているが姿勢に変化がない準安定慣性系回転傾斜面として定義される。図３は、そのような慣性系基準回転面ＸＹで定義されるロータブレード方位角（ロータブレードの回転角度位置）ψを示している。図４は、Ｚを示している。慣性基準回転面ＸＹが水平面であれば、Ｚは鉛直方向（下方に正）を示している。
【００２５】
ロータヘッド９に結合されるロータブレード３の任意の部位の変位ΔＺは、３次元回転軸受１０の３次元回転中心点とロータブレード３のその部位との間の距離ｒと、可変ピッチロータブレードのフラッピング角βとにより表わされる。ロータブレード方位角ψがロータブレードの回転数ωにより表わされるとき、ロータブレードの１回転中に変動するフラッピング角βは、次式で表現される。
【数１】
2005238944.tif 000003
式（１）で表されるフラッピング角βは、可変ピッチ翼であるロータブレードの回転数の整数倍の周波数成分を有している。
【００２６】
ロータブレードの定常釣り合い状態が安定に維持されている場合には、ロータブレードの各々のフラッピング角βにおいて、各高調波の係数比ａ１／ｂ１，ａ２／ｂ２，ａ３／ｂ３，ａ４／ｂ４，，，の値は変動しない。従って、全ロータブレードは互いに位相がずれて回転運動するだけである。ロータブレードが４本の場合に、ａ２／ｂ２，ａ３／ｂ３，ａ４／ｂ４，，，が零であり、且つ、全ロータブレードが互いに９０度の異なる位相で回転運動しているような特殊条件の場合を除いて、たとえ１本のロータブレードの軌跡を取り出しても、それは、基準回転面内に収まらない。ａ１とｂ１で便宜的に定義されるロータ回転面に対しては、ａ２／ｂ２，ａ３／ｂ３，ａ４／ｂ４のような高調波成分が存在すると、ロータブレードの回転軌跡は回転面内には収まらず、フラッピング角βは変動することになる。更に、定常釣り合い状態が維持されていない場合には、ａ１／ｂ１，ａ２／ｂ２，ａ３／ｂ３，ａ４／ｂ４，・・・の全ての値が変動する。そのため、突風が吹いた場合の非定常状態では、定常状態を示す式（１）は、その非定常状態を記述することができず、式（１）は慣性系回転面Ｓを厳密に定義することができない。従って、第１従来例は、ロータ面を十分に有効に且つ十分に厳密に定義することができない。
【００２７】
第１従来例では、下記式（２）でロータ面を定義しなければならない。
【数２】
2005238944.tif 000004
このような定義によれば、
（１）計測されている以外の方位には、又は、計測されているロータブレード以外のロータブレードでは、その回転面上では運動していない。従って、どのような手法によっても、式（２）に基づく第１従来例では、十分に満足できる尤もらしい回転面も与えられていない。これは、回転面が限られた計測データに基づく不十分な定義による回転面として与えられているためである。
（２）そのような回転面の定義は、４分の１回転ごとに得られるデータにより与えられているに過ぎず、定義は更に不十分である。
（３）第１従来例では、ロータブレード変位計測を４分の１回転ごとにしか行なっていない為、擾乱／突風によりロータブレード変位が発生した時に、瞬時にそれを検知することが出来ない。このため、最大、４分の１回転分（＝概ね０．０５秒）の遅れが発生する場合がある。ロータロータブレードの変位を直接にフィードバック信号として用いるのは、機体が揺れる前のロータロータブレードの揺れに基づいて機体を制御しようとする意図を有しているものと思われるが、このような検出遅れがあれば、制御を十分に有効なものとすることが出来ない。
【００２８】
本発明の計測では、十分に満足することができる基準慣性回転面における十分に多いデータ（時系列変位データ）に基づいて、次式（３）から慣性系における変位データが得られる。
【数３】
2005238944.tif 000005
このような時系列変位データに基づけば、４本のロータブレード（あるいは少なくとも１本のロータブレードによる）に回転面が慣性系回転面として時間的に連続的に定義されることができる。すなわち、ロータブレードの直前の回転により定義される回転面が基準慣性回転面として定義される。こうして、ロータブレードが回転している間、連続して基準慣性回転面が得られ、更新されていくことになる。また、直前の回転面の代わりに、数回転の平均回転面が使用されてもよい。上記では、ロータブレードの直前の回転としたが、数回転前の回転面が使用されてもよいが、この場合には、直前の回転面と比べて制御の応答速度に問題があろう。こうして、基準慣性回転面は、各ロータブレードに対する時系列変位データから平均的に尤もらしい平面として定義されることができる。この定義された面は実際的である。こうして定義された基準慣性回転面からの現在計測された変位データに基づいてロータブレードの制御が行われる。
【００２９】
式（３）のＡＭ／ＢＭは、式（１）に対応する係数比ａ１／ｂ１と異なっている。式（１）の理想的なａ１／ｂ１を得るためには、時系列変位データ（βの値）に対して高調波成分の存在が考慮される必要がある。そのため、フーリエ変換のような数値的処理が行われる。そのフーリエ変換のために提供される変位データ数の増加に対応して高くなる次数の高次係数ＡＭ／ＢＭ（Ｍの値が十分に大きい）を厳密に特定することができる。式（３）の各次数のＡＭ／ＢＭを算出するために計測されているデータは、瞬間ごとの４本のロータブレードのそれぞれのフラッピング角βであり、そのデータ量は４である。式（１）で表されるようにフラッピング運動が高次成分を含むように記述される場合には、式（３）のＡＭ／ＢＭはダイナミックであって一定ではなく、ａ２／ｂ２，ａ３／ｂ３のような係数比の効果により変動することになる。従って、ＡＭ／ＢＭを一定にする制御手法を採用することができない。ローパスフィルタを用いることにより１Ｐ成分だけを抽出する手法の採択が考えられるが、そのような手法では、連続的なロータブレード変位を計測している本発明に固有である有利さを活用することができない。従って、本発明では、ロータブレード変位計測器５０は、以下の時系列処理を実行する。
【００３０】
時系列的処理：
時系列的処理として、周波数分析（例示：フーリエ変換）を実行してその係数を一定にする周波数分析手法、又は、時系列点上の過去数回分の重み平均から偏差を零にする時間的平均手法が考えられる。周波数分析手法では、ロータブレード変位が時系列的に計測される。４本をまとめて処理する場合には、フラッピング角度βは次式で表される。
【数４】
2005238944.tif 000006
【００３１】
フラッピング角度βが計測により求められているので、式（４）の係数ａ２，ｂ２，ａ３，ｂ３，ａ４，ｂ４が計算により求められる。本発明の周波数分析制御は、その係数又は係数比を一定にする制御手法である。このような制御手法では、ロータ面は、４本のロータブレードに対応して時々刻々に４つのロータ面に分割される。４つの分割面の合成面は完全平面ではなく略平面として構成され、定常釣り合い状態にある場合にも２Ｐ以上の変動が存在することを前提として、制御が実行される。このような時系列変位データの連続周波数分析手法では、式（３）は次式（３’）に変換される。
【数５】
2005238944.tif 000007
時間平均手法は、自明であるからその説明は省略される。
【００３２】
ＩＢＣ化（Individual Blade Control）：
ＩＢＣ化は、スワッシュプレートを介さずに個々のロータブレードのピッチ制御を直接に実行する方式である。ロータブレードフラッピング角を直接に制御する場合には、個々のロータブレードに対して時系列処理が行われて、既述の周波数分析で得られる上記係数が一定に制御される。個々のロータブレードのフラッピング角βは、次式（６）で表される。
【数６】
2005238944.tif 000008
個々のロータブレードについて時間平均処理が行われることは既述の通りである。
【００３３】
このように求められるロータブレード角βは、図２に示されるように、ロータブレード変位計測機構５０からロータブレード慣性変位演算器５２に出力される。機体が傾斜し無風状態で巡航し、又は、静止している定常状態、あるいは準定常状態における慣性系回転面を定義するために機体慣性諸量６１がロータブレード慣性変位演算器５２に出力される。
【００３４】
ロータブレード慣性変位演算器５２は、フラッピング角度βと機体慣性諸量６１から基準慣性回転面に対する変位量（慣性回転面に対するロータブレードの鉛直方向変位量）を計算する。各ロータブレードの全変位量Ｚｔｏｔａｌは、フラッピング角度が零である場合のフラッピング非依存慣性変位量Ｚ２とフラッピング起因変位量Ｚ１との合計として次式（７）で表される。
【数７】
2005238944.tif 000009
式（７）の右辺第１項に対応するフラッピング起因変位量Ｚ１は、次式で表される。
Ｚ１＝−β・ｒ
準慣性系にある準慣性航行状態において、突風のような外力が機体とロータブレードに作用する場合に、ロータヘッド９は瞬時的には慣性を保持するが、４本のロータブレードはロータヘッド９に対して短時間に容易に変位する。慣性系のロータブレードの合計変位量（絶対空間で定義される３位置座標）と外力を受けた直後の非慣性系のロータブレード合計変位量との差は、慣性変位量偏差と呼ばれ、ΔＺで表される。
ΔＺ＝Ｚ［TOTAL］−Ｚ［TOTAL−ｔａｒｇｅｔ］・・・（８）
【００３５】
慣性回転面からのロータ回転面の変位は、次式で表される。
【数８】
2005238944.tif 000010
ａ１ｓ：ロータ回転面ピッチ姿勢（シャフト軸基準）
ｂ１ｓ：ロータ回転面ロール姿勢（シャフト軸基準）
Ｎ：ロータの１回転分のデータ数（１回転中の時系列変位データ数）
【００３６】
式（９）のａ１ｓとｂ１ｓとにより、ロータ回転面慣性ピッチレートｑ１とロータ回転面慣性ロールレートｐ１は、次式（１０）により計算される。
【数９】
2005238944.tif 000011
ｑｂ：機体ピッチレート
ｐｂ：機体ロールレート
【００３７】
こうして、ロータ回転面の変位は、式（９）と式（１０）において、Ｎは、ロータ回転面の変位を評価に用いられるデータ数として読み替えられて与えられる。
【００３８】
式（８）の変位量偏差ΔＺは、ロータブレード慣性変位演算器５２から安定増強制御演算器５３に出力される。安定増強制御演算器５３は、ΔＺ＝０を充足するＡＭ、ＢＭ、又は、ＡＭ／ＢＭを計算する。その計算結果として、制御対象偏差値Δβの値が見出される。現在時刻に計測されたフラッピング角βと計算結果のフラッピング角βとの偏差Δβは、安定増強制御演算器５３からアクチュエータ４６に出力される。こうして、ロータブレードは突風に抵抗し、ロータブレードは基準慣性回転面に対する適正な角度βに制御される。その結果として、基準慣性回転面に対するロータブレードの操舵面の偏差角度は零に解消される。機体が完全定常状態又は準定常状態にあり、且つ、パイロットの積極的加速操作がなければ、操舵面３３と機体状態検知センサ３４から飛行制御演算器３５に入力される信号は零信号であり、飛行制御演算器３５が出力するアクチュエータ動作データ４１に変動はなく、アクチュエータ動作データ４１は零信号（無変化信号）としてアクチュエータ４６に供給される。突風があり、且つ、パイロットの加速操作があれば、その加速操作に対応するフラッピング角βの偏差信号と突風抵抗の偏差信号の和がアクチュエータ４６に供給され、回転翼は突風に影響されずに、ロータブレードの４つの回転面で定義される基準慣性回転面は、パイロットの操作に忠実に対応するロータ回転面として保持される。ロータ回転面は、パイロットの操縦により規定され、突風のような外力に影響されない。
【００３９】
突風により機体は揺れるが、１本のロータブレードに比較して極めて大きい質量を持つ機体の揺れは１本のロータブレードの揺れより小さく、機体が揺れ始める前に、ロータブレードの変位が修正され、角運動量が大きい４本のロータブレードのジャイロ効果により機体の姿勢が結果的に保持される。パイロットは、搭乗員に不快感を与えないように操縦している。搭乗員は、風を受けて激しい揺れによる不快感を受けることはない。このように、本発明では、機体は慣性系として採用されず、回転系が慣性系として採用されている。その結果、機体が揺れる前に外力が検出されることができ、俊敏に機体の姿勢を安定化することができる。
【００４０】
４本のロータブレード２，３，４，５を＃１，＃２，＃３，＃４とするとき、定常状態では、ロータブレード＃１，＃２，＃３，＃４は、同じ周期の等間隔位相で変動している。突風のような非定常的外力がロータブレードに作用しない限り、ロータブレード＃１，＃２，＃３，＃４の変位波形は、同じであるとみなすことができる。第１従来例では、９０゜位置センサは、外力による擾乱が０．６秒と０．７秒との間で生じると、ロータブレード＃２の１回の変位の増大とロータブレード＃３の１回の変位の増大を計測しているが、ロータブレード＃１の変位の変化とロータブレード＃４の変位の変化は計測していない。１８０゜位置センサは、その０．６秒と０．７秒との間で変位の変化を計測していない。ロータブレード＃２の１回の変位の増大とロータブレード＃３の１回の変位の増大は、擾乱が始まる時刻から０．０４秒が経過した後に計測されていて、変位の変化の計測に０．０４秒の遅延がある。第１従来例のように離散間隔が大きい場合、胴体が変位する前にロータブレードの変位を計測することができない。
【００４１】
図５は、本発明の第２実施形態による回転翼航空機を示している。第２実施形態のロータブレード変位計測器５０’には、慣性回転体５４が備えられている。慣性回転体５４は、慣性回転面を有し、それは既述の基準慣性回転面Ｓに対応している。慣性回転体５４は、回転軸７に対してユニバーサルジョイント５５を介して２軸回転自由に支持されている。こうして、慣性回転体５４は、回転軸７に結合されたロータハブ又はロータヘッド９に対してフラッピング方向（可変ピッチ翼がロータブレードに対して傾く方向）に自由度を有している。また、この自由度は、空気抵抗に対して十分に大きい回転抵抗を慣性回転体５４に与えることとにより得られる。空気抵抗に対して十分に大きい回転抵抗は、慣性回転体５４に十分に大きい質量を与えることにより得られる。このような慣性回転系の効果は、ジャイロ効果と呼ばれている。このような慣性回転体５４は、それ自体としては、ベル社のスタビライザー、ロッキード社のジャイロとして公知である。慣性回転体５４は、ロータブレードと同じ回転数（速度）で回転する。
【００４２】
ロータブレード３，５の特定的部位の変位は、慣性回転体５４の複数の位置（例示：２位置〜４位置）に配置される複数のロータブレード変位センサ５６により検出される。ロータブレード変位センサ５６は、レーザ距離計測器として与えられ、ロータブレードに対してレーザー光を投射しロータブレードから反射する反射光を受光する公知のレーザ測距儀である。こうして得られた３方向の距離から、既述のロータブレードの特定部位の極座標上の３次元座標位置（ｒ，θ，φ）とフラッピング角βが得られる。ロータブレード変位センサ５６とロータブレードは、慣性系で回転方向には同一回転角度位相で回転するので、ロータブレードの時系列変位データを連続して計測することができる。尚、上記の例において、ロータブレードの各々に対して計測が行われてもよい。
【００４３】
図６は、図５に示される第２実施形態に対応する制御回路を示している。第２実施形態では、機体の傾斜に無関係にジャイロ効果で慣性回転体５４が絶対空間で絶対的回転系（回転軸が常に鉛直方向）を形成しているので、フラッピング角βの決定に対しては機体の慣性状態を計測する機体慣性諸量計測機構５１は不要である。
【００４４】
図７は、本発明の第３実施形態による回転翼航空機を示している。第３実施形態のロータブレード変位計測器５０”には、回転リンクが備えられている。回転リンクは、３次元回転軸受１０より遠心方向に離隔する位置での、リードラグ運動と、フェザリング運動と、軸方向変位とを許容するが、フラッピング方向変位を許容しない３次元自由運動許容軸受７２が配置されている。３次元自由運動許容軸受７２は、少なくとも３つが回転リンクに配置されている。３次元回転軸受１０に結合された３つのロータブレード３，５（２体が図示されている）の各々は、３次元回転軸受１０と３次元自由運動許容軸受７２との間のロータブレード付根部３−１、５−１と、３次元自由運動許容軸受７２に支持され３次元自由運動許容軸受７２より遠心方向に位置するロータブレード翼部３−２、５−２とに分割される。ロータ回転面は、３個の３次元自由運動許容軸受７２で定められる３位置で決定される。そのような回転面に平行に追随するロータ回転面追従回転面Ｓ’が回転リンクに形成されている。このような回転面Ｓ’にジャイロセンサ又はレートセンサ５７が取り付けられている。レートセンサ５７の傾斜角度計測用基準回転軸ＧＬは、回転リンク７１の回転軸に一致し、ロータ回転面追従回転面Ｓ’に直交している。
【００４５】
本パイロットによる急激な操舵により激しく変動するロータブレードに対する回転翼制御は、従来から行われている。発明の基準慣性回転系によるフラッピング角の制御では、パイロットからの操舵信号がないときに、基準慣性回転面の変位の開始を知るために、計測されたフラッピング角度βを時系列的に記憶するメモリが追加されている。このようなメモリの追加により、突風が吹く直前のフラッピング角に対応して即座に安定増強応答が可能である。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】図１は、図５は、本発明の第１実施形態による回転翼航空機の一部を示す図である。
【図２】図２は、本発明の第１実施形態による回転翼航空機の制御部を示すブロック図である。
【図３】図３は、座標系を定義する平面図である。
【図４】図４は、他の座標系を示す斜影図である。
【図５】図５は、本発明の第２実施形態による回転翼航空機の一部を示す図である。
【図６】図６は、本発明の第２実施形態による回転翼航空機の制御部を示すブロック図である。
【図７】図７は、本発明の第３実施形態による回転翼航空機の一部を示す図である。
【符号の説明】
【００４７】
２，３，４，５…ロータブレード
３−１…ロータブレード付根部
３−２…ロータブレード翼部
６…回転翼
７…回転軸
８…機体
９…ロータヘッド
１１…リンク
１２…固定側回転系
１３…揺動側回転系
３６…慣性回転面制御機構
４６…アクチュエータ
５０，５０’，５０”…変位計測機構
５３…安定増強制御演算器
５４…回転慣性体
５６…光学的距離変化計測器
５７…ジャイロセンサ
７１…回転リンク
７２…軸受
Ｓ…慣性系回転面
β…フラッピング角度
【図１】
2005238944.tif 000012
【図２】
2005238944.tif 000013
【図３】
2005238944.tif 000014
【図４】
2005238944.tif 000015
【図５】
2005238944.tif 000016
【図６】
2005238944.tif 000017
【図７】
2005238944.tif 000018