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Die
vorliegende Erfindung betriff einen Vibrationsdämpfer, zum Beispiel für Vorrichtungen
zum Entgegenwirken von Vibrationen in Bauteilen, wie zum Beispiel
der Zelle eines Flugzeuges und derartige Vorrichtungen, welche dynamisch
abgestimmt werden können,
um ihr Verhalten an Änderungen
der Vibrationsfrequenz anpassen zu können.
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Flugzeugtriebwerke
können
eine deutliche Vibration in der Flugzeugzelle hervorrufen. Bei propellergetriebenen
Flugzeugen erzeugen die Propellerblätter Luftdruckpulse, welche
auf Außenflächen auftreffen,
wodurch sie eine zeitperiodische Vibration der Struktur, beispielsweise
bei 100 Hz, hervorrufen, wobei die Vibration auf andere Bauteile
der Flugzeugzelle übertragen
wird. Düsentriebwerke
rufen ebenfalls Vibrationen in Halterungsteilen hervor. Umgehemmt
belassen erzeugen die hervorgerufenen Vibrationen störenden Lärm in der
Flugzeugkabine und können
zu einer erheblichen Ermüdung
der Flugzeugzelle führen.
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Als
Folge werden im gesamten Flugzeug an Bauteile Vibrationsdämpfer angebracht.
Zum Beispiel trägt
das Fokker 50 Turbo-Prop-Flugzeug 150 an der Zelle
angebrachte Dämpfer.
Diese Vorrichtungen sind typischerweise ein einfaches Feder-Masse-System, bei welchem
eine Masse durch ein federndes Teil, welches als Feder dient, die
es der Masse ermöglicht
zu oszillieren, an der Flugzeugzelle angebracht ist. Als die Feder
sind elastomere Blöcke
und freitragende Metallarme eingesetzt worden. Das Feder-Masse-System
wird fest darauf abgestimmt, bei der Frequenz der üblichen
Vibration in dem Bauteil des Flugzeugs, an welchem der Dämpfer angebracht
ist, mit zu oszillieren und absorbiert somit in optimaler Weise
die Vibrationsenergie bei dieser Frequenz. Der Dämpfer weist in Resonanz eine
große
mechanische Impedanz auf, welche hauptsächlich auf einen hohen Gütefaktor
Q zurückgeht.
Die Absorption (mechanische Impedanz) bei anderen Frequenzen verschwindet
als Funktion der Abweichung von der Resonanzfrequenz.
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Ein
Nachteil von fest abgestimmten Dämpfern
ist, dass die Frequenz der Flugzeugzellenvibration, insbesondere
bei einem düsengetriebenen Flugzeug
mit der Triebwerksgeschwindigkeit variiert. Obwohl der Dämpfer auf
die Vibrationsfrequenz abgestimmt werden kann, welche bei der nominellen Reisegeschwindigkeit
des Flugzeugs auftritt, tritt bei anderen Geschwindigkeiten eine
geringere als diese optimale Dämpfung
auf. Zusätzlich ändert sich
die Abstimmung von Dämpfern
des elastomer Typs mit dem Alter und der Temperatur des federnden
Materials.
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Die
vorliegende Erfindung ist bestrebt, einen Vibrationsdämpfer zum
Reduzieren von Vibrationen in einem Vibrationskörper des in dem Dokument EP-A-0
676 559 offenbarten Typ, wie er in dem Oberbegriff von Anspruch
1 bezeichnet ist, bereitzustellen.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung wird ein Vibrationsdämpfer,
bereitgestellt wie er in Anspruch 1 spezifiziert ist.
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Das
bevorzugte Ausführungsbeispiel
kann ein Dämpfungssystem
bereitstellen, welches dynamisch an Variationen der Vibrationsfrequenz
und andere Faktoren anpassbar ist. Es kann zeitperiodische Vibrationen
in einem Bauteil dämpfen,
wobei das System in der Lage ist, sich automatisch an verschiedene
Vibrationsfrequenzen anzupassen.
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Vorzugsweise
weist der Vibrationsdämpfer ein
Masse-Feder-System mit einer Resonanzfrequenz, welche dynamisch
angepasst wird, um Änderungen
in der Frequenz der Vibration in dem Bauteil zu folgen, auf.
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Das
bevorzugte Ausführungsbeispiel
sieht einen Vibrationsdämpfer
vor, welcher eine Anbringung zum Anbringen an dem Vibrationskörpers aufweist.
Eine Masse ist durch eine Feder, welche es der Masse ermöglicht,
bezüglich
der Anbringung zu oszillieren, an die Anbringung gekoppelt. Die
Feder weist eine Steifheit auf, welche eine Resonanzfrequenz definiert,
bei welcher die Masse oszilliert, und eine Vorrichtung stellt die
Federsteifigkeit in Reaktion auf ein Steuersignal ein, wodurch die
Resonanzfrequenz verändert
wird. Ein erster Sensor erzeugt ein Signal, welches eine Vibration
des Körpers
anzeigt. Ein Steuerschaltkreis nimmt das Sensorsignal auf und erzeugt
das Steuersignal, welches bewirkt, dass der Mechanismus die Federsteifigkeit
einstellt, bis die Resonanzfrequenz auf die Vibrationsfrequenz abgestimmt
ist.
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Bei
dem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist
die Masse zwischen der Anbringung und einer Lastplatte durch ein
paar von elastomeren Ringen gehaltert, welche es der Masse ermöglichen,
in einer Ebene parallel zu der Anbringung und der Lastplatte zu
oszillieren. Die elastomeren Ringe dienen als die Feder und die
Federsteifigkeit ist eine Funktion einer Vorlast-Kompression der
Ringe. Ein motorgetriebener Mechanismus variiert den Abstand zwischen
der Lastplatte und der Anbringung, wodurch die Vorlast-Kompression
der elastomeren Ringe verändert wird.
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Nachfolgend
wird ein Ausführungsbeispiel der
vorliegenden Erfindung lediglich beispielhaft unter Bezugnahme auf
die beigefügten
Zeichnungen beschrieben, in welchen:
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1 eine
isometrische Ansicht eines Ausführungsbeispiels
eines Vibrationsdämpfers
mit entfernter Abdeckung ist;
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2 eine
longitudinale Querschnittsansicht durch den Vibrationsdämpfer mit
der Abdeckung an Ort und Stelle ist;
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3 eine
Explosionsansicht einer Unterbaugruppe in dem Vibrationsdämpfer ist;
und
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4 ein
schematisches Blockdiagramm eines Regelkreises zum Erfassen von
Flugzeugzellenvibrationen und Einstellen der Resonanzfrequenz des
Vibrationsdämpfers
ist.
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Zunächst auf 1 und 2 Bezug
nehmend weist ein Vibrationsdämpfer 10 ein
Gehäuse 12 auf,
an welches an einer Seite ein Gleichstrom(DC)-Motor 14 angebracht
ist. Das Gehäuse
ist zylindrisch mit einer zentralen Öffnung, durch welche die Welle
des Motors 14 durchgeführt
ist. Die Welle 18 ist mit einem Harmonic-Drive 20 verbunden,
an welchem über
eine Vielzahl von Bolzen 24 eine Kurbel 22 angebracht
ist.
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Der
Harmonic Drive ist ein 100 zu 1 Getriebereduzierer, welcher die
Kurbel 22 für
alle 100 Umdrehungen der Motorwelle 18 um eine Umdrehung dreht.
Der Harmonic Drive 20 und ein Teil der Kurbel 22 stecken
innerhalb einer Vertiefung 26 in der anderen Seite des
Gehäuses 12,
welche entfernt von der Seite ist, an welcher der Motor 14 angebracht
ist. Jedoch sind der Harmonic Drive 20 und die Kurbel 22 von
dem Gehäuse 12 beabstandet
und in der Lage, innerhalb der Vertiefung um eine Achse 33 zu
rotieren, wenn sie durch die Motorwelle 18 angetrieben werden.
Die Baugruppe von Komponenten, an welche der Motor 14 angebracht
ist, ist auch in einem explodierten Format auch in 3 dargestellt.
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Eine
scheibenförmige
Lastplatte 28 ist durch Bolzen 30 an dem Ende
des Gehäuses 12 angebracht,
welches entfernt von dem Motor 14 ist. Ein Drucklager 32 ist
zwischen einem ringförmigen Flansch
der Kurbel 22 und der Oberfläche der Lastplatte 28 eingeschlossen.
Wie nachfolgend beschrieben, ermöglicht
es das Drucklager 32 der Kurbel, bezüglich der Lastplatte zu rotieren,
während
eine axiale Kraft auf die Lastplatte ausgeübt wird. Die Lastplatte 28 weist
eine zentrale Öffnung 34 auf,
und ein rohrförmiger
Vorsprung 36 erstreckt sich von einem scheibenförmigen Abschnitt
der Kurbel 22 durch diese zentrale Öffnung 34. Der Kurbelvorsprung 36 weist
Außengewinde
auf, welche mit Innengewinden in einer Öffnung 37 innerhalb
eines Halses 38 einer Anbringung 40 in Eingriff
gebracht sind. Die Außenfläche des
Halses 38 weist zwei diametral gegenüberliegende Keilnuten 42 auf,
welche an den zwei diametral gegenüberliegenden Keilnuten 44 in
der Öffnung 38 durch
die Lastplatte 28 ausgerichtet sind. Ein Paar von Keilen
ist in den ausgerichteten Keilnuten 42 und 44 angeordnet,
um die Lastplatte 28 und die Anbringung 40 gegenüber Rotation
zu sperren. Die Keilnuten 44 sind Schlitze, welche eine
axiale Bewegung der Lastplatte 28 entlang der Keile und
somit bezüglich
der Anbringung 40 ermöglichen.
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Die
Anbringung 40 weist einen scheibenförmigen Abschnitt 48 auf,
von welchem sich der Hals 38 erstreckt. Die Hauptfläche 50 eines
scheibenförmigen
Abschnitts, welcher der Lastplatte 28 zugewandt ist, ist
abgeschrägt,
so dass die Außenkante der
Hauptfläche 50 weiter
von der Lastplatte 28 entfernt ist als der Abschnitt der
Hauptfläche,
welcher benachbart zu dem Hals 38 ist. In ähnlicher
Weise ist die Fläche 52 der
Lastplatte 28, welche der Anbringung 40 zugewandt
ist, abgeschrägt,
so dass die Außenkante
weiter von der Anbringung 40 entfernt ist als der Abschnitt
der Fläche,
welcher am nächsten
an der Mitte der Lastplatte ist. Die abgeschrägten Oberflächen 50 und 52 der
scheibenförmigen
Elemente 48 und 28 sind kegelstumpfförmige Flächen. Wie
es aus der Darstellung in 2 ersichtlich
ist, bilden die abgeschrägten
Flächen 50 und 52 der
Anbringung 40 und der Lastplatte 28 eine allgemein
V-förmige Rille, welche
sich um die Achse 33 des Vibrationsdämpfers 10 erstreckt.
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Ein
schwere ringförmige
Abstimmungsmasse 54, welche aus Wolfram hergestellt ist,
befindet sich in der Rille zwischen der Anbringung 40 und
der Lastplatte 32 und weist eine zentrale runde Öffnung auf,
durch welche sich der Hals 38 der Anbringung frei erstreckt.
Die Endflächen 56 und 58 der
Abstimmungsmasse 54 verjüngen sich nach innen in Richtung
der Mitte, so dass die Dicke der Abstimmungsmasse am Innendurchmesser
geringer ist als die Dicke am Außendurchmesser. Speziell sind
die zwei Endflächen 56 und 58 parallel
zu den entsprechenden abgeschrägten
Flächen 50 bzw. 53 der
Anbringung 40 und der Lastplatte 28 abgewinkelt.
Ein erster elastomerer Ring 60 ist zwischen der abgeschrägten Fläche 50 der
Anbringung 40 und der Endfläche 56 der Abstimmungsmasse 52 eingeschlossen.
Die Oberflächen
des ersten elastomeren Rings 60 sind parallel verjüngt, damit
sie der Verjüngung
der entsprechenden Kontaktflächen
entsprechen. Ein identischer zweiter elastomerer Ring 62 ist
zwischen der abgeschrägten
Fläche 52 der
Lastplatte 28 und der anderen Endfläche 53 der Abstimmungsmasse 54 eingeschlossen.
Beide elastomere Ringe 60 und 62 können zum
Beispiel aus Gummi hergestellt sein. Während des Zusammenbaus der
Vibrationsdämpfers 10 wird
der rohrförmige
Vorsprung 36 der Kurbel 22 in die Öffnung in
dem Hals 38 der Anbringung 40 geschraubt, so dass
die Kurbel 22 eine axiale Kraft über das Drucklager 32 auf
die Lastplatte 28 ausübt, wodurch
die zwei elastomeren Ringe 60 und 62 zwischen
der Anbringung 40 und der Lastplatte 28 gegen
die Abstimmungsmasse 52 zusammengedrückt werden.
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Die
von dem Hals 38 entfernte Seite der Anbringung 40 weist
einen mit einem Gewinde versehenen Anbringungsansatz 65 auf,
welcher in eine Öffnung
in dem Bauteil, welches zu dämpfende
Vibrationen aufweist, eingeschraubt wird. Die Vorrichtung 10 dämpft Vibrationen,
welche entlang von Achsen auftreten, welche senkrecht zu der Achse 33 sind, wie
es noch beschrieben wird.
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Eine
becherförmige
Außenhülle 64 erstreckt sich
um den Motor und die Kante der Anbringung 40, wodurch sie
Komponenten des Dämpfers 10 einschließt. Die
Hülle ist
durch ein paar von Stiften 66 angebracht, welche durch
Presspassung in Löchern in
dem Gehäuse 12 befestigt
sind. Ein elektrischer Verbinder 68 ist an der Hülle 42 angebracht,
um eine Verbindung zu der internen Elektronik und anderen Komponenten
des Vibrationsdämpfers 10 bereitzustellen.
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Durch
die Elastizität
wirken die elastomeren Ringe 60 und 28 als Federn,
welche es der Abstimmungsmasse 54 ermöglichen, senkrecht zu der longitudinalen
Achse 33 des Vibrationsdämpfers zu oszillieren. Daher
wird der Vibrationsdämpfer 10 derart an
der Flugzeugzelle angebracht, dass eine longitudinale Achse 33 senkrecht
zu der Ebene ist, in welcher die zu absorbierenden Vibrationen auftreten. Weil
die elastomeren Ringe 60 und 62 symmetrisch um
die longitudinale Achse 33 sind, reagiert der Vibrationsdämpfer auf
Vibrationen, welche Komponenten entlang zweier orthogonaler Achsen,
welche senkrecht zu der longitudinalen Achse 33 sind, aufweisen.
Die abgeschrägten
Grenzflächen
der elastomeren Ringe 60 und 62 zu der Abstimmungsmasse 54,
der Anbringung 40 und der Lastplatte 28 erzeugen
in den Ringen sowohl Kompressions- als auch Scherspannungen, wenn
die Abstimmungsmasse oszilliert. Die Abstimmungsmasse oszilliert
bei einer Resonanzfrequenz, welche eine Funktion ihrer Masse und
der Elastizität
der elastomeren Ringe 60 und 62, d. h. der Federsteifigkeit,
ist. Wenn die Resonanzfrequenz mit der Vibrationsfrequenz der Flugzeugzelle übereinstimmt,
findet eine optimale Absorption von Vibrationsenergie durch die
Oszillation der Abstimmungsmasse statt.
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Der
DC-Motor 14 ist bidirektional, was es der Kurbel 22 ermöglicht,
in und aus dem Hals 38 an der Anbringung 40 gedreht
zu werden, wodurch bewirkt wird, dass die Lastplatte 28 und
die Anbringung sich aufeinander zu und voneinander weg bewegen.
Wie es noch beschrieben wird, verändert diese Bewegung die Elastizität der elastomeren
Ringe 60 und 62 und somit die Steifigkeit der
durch diese Ringe gebildeten Feder. Dies ermöglicht es, die Resonanzfrequenz
des Vibrationsdämpfers 10 dynamisch
auf verschiedene Vibrationsfrequenzen in der Flugzeugstruktur abzu stimmen,
und gleicht Abstimmungsverschiebungen aufgrund von Alter und Temperaturveränderungen
aus.
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Unter
Bezugnahme auf 4 wird die Federsteifigkeit
für den
Vibrationsdämpfer 10 durch
einen Regelkreis 80 in Abhängigkeit von den erfassten strukturellen
Vibrationen in der Flugzeugzelle variiert. Ein Flugzeugzellen-Geophon 81,
wie zum Beispiel Model GS14-L9, hergestellt von Geospace Corporation,
Houston, Texas, USA, wird an der Anbringung 40 befestigt,
um eine in einer Ebene senkrecht zu der Achse 33 (2)
auftretende Vibration der Flugzeugzelle zu erfassen. Alternativ
kann das Flugzeugzellen-Geophon 81 direkt auf dem Flugzeugzellenteil,
an welchem die Anbringung befestigt ist, angeordnet werden. Das
Geophon weist eine Resonanz nahe 28 Hz auf und dient oberhalb dieser
Resonanzfrequenz, d. h. in dem Bereich der Vibrationsfrequenz, als
Geschwindigkeitssensor. Das Ausgangssignal des Flugzeugzellen-Geophons 81,
welches die strukturelle Vibration repräsentiert, wird an einen Eingang
eines ersten Vorverstärker-
und Filterschaltkreises 64 angelegt, welcher das Signal
bei der Anregungsfrequenz des Geophons extrahiert und das exrahierte
Signal in eine Rechteckwelle konvertiert. Dieses Rechteckwellensignal
FG1, welches durch den ersten Vorverstärker- und Filterschaltkreis 64 erzeugt
wird, wird an einen Eingang eines Phasenmessungsschaltkreises 83 angelegt.
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Wie
in 2 dargestellt, ist ein weiteres Geophon 84 an
der Abstimmungsmasse 54 befestigt, um die Vibration der
Abstimmungsmasse des Dämpfers
senkrecht zu der Achse 33 zu erfassen. Beschleunigungsmesser
könnten
anstelle der zwei Geophone 81 und 84 verwendet
werden. Das Ausgangssignal von dem Massengeophon 84 wird
in einen zweiten Vorverstärker-
und Filterschaltkreis 86 eingespeist, welcher das Signal
bei der Anregungsfrequenz des Massengeophons extrahiert und das resultierende
Signal in eine Rechteckwelle konvertiert. Dieses Rechteckwellensignal
FG2 von dem zweiten Vorverstärker-
und Filterschaltkreis 86 wird an einen weiteren Eingang
des Phasenmessungsschaltkreises 83 angelegt.
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Der
Phasenmessungsschaltkreis 83 bestimmt die Phasendifferenz
zwischen den zwei gefilterten Geophonsignalen FG1 und FG2. Wenn
die Resonanzfrequenz des Vibrationsdämpfers 10 mit der Frequenz
der Flugzeugzellenvibration übereinstimmt, befinden
sich die zwei Geophonsignale in Quadratur bzw. sind um 90° phasenverschoben.
Zu diesem Zeitpunkt erzeugt der Phasenmessungsschaltkreis 83 einen
Ausgangsspannungspegel V90, welcher die
Quadraturbeziehung anzeigt; zum Beispiel kann der V90-Pegel
die Hälfte
der Versorgungsspannung des Phasenmessungsschaltkreises betragen.
Die Phasenverschiebung der zwei Geophonsignale aus der Quadratur
führt zu
einer Abweichung der Ausgangsspannung des Phasenmessungsschaltkreises
von dem Quadraturspannungspegel V90. Das
Abweichungsausmaß kennzeichnet
die Größe der von
der Quadratur abweichenden Phasendifferenz und die Abweichungsrichtung
kennzeichnet die Richtung der Phasenverschiebung zwischen den zwei
Geophonsignalen.
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Der
Ausgang des Phasenmessungsschaltkreises 83 wird über eine
Leitung 88 an einen Steuerlogikschaltkreis 90 angelegt.
Aufgrund eines RC-Netzwerks, welches das Phasenbeziehungssignal
in dem Phasenmessungsschaltkreis integriert, kann das Ausgangssignal
jedoch eine leichte Welligkeit aufweisen. Um eine fehlerhafte Einstellung
der Resonanzfrequenz des Dämpfers
zu vermeiden, beinhaltet der Steuerlogikschaltkreis 90 einen
Fensterkomperator, welcher einen Spannungsbereich definiert, z.
B. 2 V, weicher um den Quadraturspannungspegel V90 zentriert
ist. Wenn die Ausgangsspannung des Phasenmessungsschaltkreises innerhalb
dieses Bereichs von 2 V ist, erzeugt die Steuerlogik 90 ein wahres
DISABLE-Signal, während
ansonsten ein unwahres DISABLE-Signal erzeugt wird. Wie es noch beschrieben
wird, unterbindet ein wahres DISABLE-Signal den Betrieb des DC-Motors 14 und
somit eine Veränderung
der Federsteifigkeit für
den Vibrationsdämpfer.
Wenn die Geophonsignale deutlich von der Quadratur abweichen, wird
das Signal 88 außerhalb
des Bereichs von 2 V liegen, was daher zu einer Aktivierung des
DC-Motors 14 führt.
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Die
Steuerlogik 90 erzeugt auch ein wahres DISABLE-Signal abhängig von
einem Amplitudenmonitor 92, welcher das gefilterte Flugzeugzellen-Geophonsignal
FG1 aufnimmt. Die Amplitudenmonitorausgabe führt zu einem wahren DISABLE-Signal,
wenn das Signal von dem Flugzeugzellengeophon 81 zu klein
ist, um eine zuverlässige
Abstimmung des Vibrationsdämpfers 10 zu
gewährleisten.
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Die
Steuerlogik 90 reagiert auch auf die Richtung der Phasenverschiebung
zwischen den zwei Geophonsignalen, indem sie ein DIRECTION-Signal
erzeugt, welches anzeigt, in welcher Richtung der DC-Motor 14 betrieben
werden sollte, um den Vibrationsdämpfer abzustimmen.
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Wenn
die Resonanzfrequenz des Vibrationsdämpfers 10 richtig
auf die Frequenz der Flugzeugzellenvibration abgestimmt ist, befinden
sich die Signale von den Geophonen 81 und 84 in
Quadratur. Dieser Signalzustand bewirkt, dass der Steuerschaltkreis 80 ein
wahres DISABLE-Signal erzeugt, welches den Motortreiber 96 davon
abhält,
den Motor 14 zu betreiben. Wenn der Vibrationsdämpfer 10 nicht richtig
abgestimmt ist, befinden sich die Signale von der Flugzeugzelle
und der Abstimmungsmassengeophone 81 und 84 nicht
in Quadratur. Dieser Zustand führt
dazu, dass das Ausgangssignal des Phasenmessungsschaltkreises außerhalb
des Bereichs von 2 V liegt, welcher durch den Fensterkomperator
in der Steuerlogik 90 bestimmt ist. Als Folge erzeugt die Steuerlogik 90 ein
unwahres DISABLE-Signal, welches bewirkt dass der Motortreiber 84 ein
Treibersignal für
den DC-Motor 14 erzeugt. Dieses Treibersignal bewirkt,
dass der Motor sich in die durch das DIRECTION-Signal von der Steuerlogik 90 bestimmte Richtung
bewegt.
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Auf 2 Bezug
nehmend ist die Welle 18 des Motors 14 über den
100-zu-1-Harmonic-Drive 20 an
die Kurbel 22 gekoppelt. Wenn sich die Motorwelle dreht,
schraubt sich der mit einem Gewinde versehene Vorsprung 36 an
der Kurbel in oder aus dem Hals 38 an der Anbringung 40.
Diese Maßnahme zieht
die Kurbel 22 entlang der longitudinalen Achse 33 in
Richtung oder von der Anbringung weg. Diese Bewegung der Kurbel 22 übt über das
Drucklager 32, welches es der Kurbel ermöglicht,
sich zu drehen, ohne die Lastplatte zu drehen, eine Kraft auf die
Lastplatte 28 aus. Eine Bewegung der Lastplatte 28 in Richtung
der Anbringung 40 erhöht
die Kompression der zwei elastomeren Ringe 60 und 62,
während
eine Bewegung der Lastplatte von der Anbringung 40 weg diese
Kompression verringert.
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Ein
Verändern
der Kompression der elastomeren Ringe 60 und 62 ändert die
Steifigkeit der Feder, welche durch diese Ringe gebildet ist, was
wiederum die Resonanzfrequenz des Vibrationsdämpfers 10 variiert.
Die Kompression wird verändert,
bis die Resonanzfrequenz auf die Vibrationsfrequenz in dem Flugzeugzellen-Bauteil,
an welchem der Vibrationsdämpfer 10 befestigt
ist, abgestimmt ist. Wenn diese Abstimmungsübereinstimmung auftritt, befinden
sich die Geophonsignale in Quadratur, was dazu führt, dass der Steuerschaltkreis 80 ein
wahres DISABLE-Signal erzeugt, wodurch der Betrieb des Motors 14 unterbrochen
wird.
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Auf
diese Weise wird die Resonanzfrequenz des Vibrationsdämpfers 10 verändert, um
Variationen in der Vibrationsfrequenz, welche aus Änderungen
in der Flugzeugtriebwerksgeschwindigkeit resultieren, zu folgen.
Eine Einstellung der Dämpferabstimmung erfolgt
auch, um Effekte aufgrund von Temperaturänderungen und Alterung des
elastomeren Materials auszugleichen.