JP3471822B2 - 支柱組立体 - Google Patents

支柱組立体

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JP3471822B2 JP04143292A JP4143292A JP3471822B2 JP 3471822 B2 JP3471822 B2 JP 3471822B2 JP 04143292 A JP04143292 A JP 04143292A JP 4143292 A JP4143292 A JP 4143292A JP 3471822 B2 JP3471822 B2 JP 3471822B2
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    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
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    • F16F1/36—Springs made of rubber or other material having high internal friction, e.g. thermoplastic elastomers
    • F16F1/366—Springs made of rubber or other material having high internal friction, e.g. thermoplastic elastomers made of fibre-reinforced plastics, i.e. characterised by their special construction from such materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64C2027/002—Vibration damping devices mounted between the rotor drive and the fuselage
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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、支柱組立体、特に、
作用負荷を伝達し、積極的な振動減衰機構として強制的
に負荷を導入する、構造体の２個の部分を連結するため
の支柱組立体に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】英国特許第２１６０８４０号明細書に
は、複数の強制的アクチュエータが、優勢な強制振動周
波数で相互移動させることのできる構造体の部分間に、
またはそこを横切る場所に連結された、積極的な振動減
衰システムが開示されている。多数のセンサが、振動が
減衰されるべき構造体の部分の主要な点で振動応答を測
定し、その測定に基づく信号が相応するコンピュータや
コントローラに送られ、そこから構造体の部分のセンサ
位置に力をつくり出すように最適の信号がアクチュエー
タに提供される。アクチュエータは波動流体の供給、好
ましくは、油圧の供給によって力を提供する。
【０００３】このような振動減衰システムにおいては、
構造体の相互連結される２個の部分が異なった剛性と質
量特性を有するので、アクチュエータの力は、低い剛性
と質量を有する構造体の他の部分に運動を与えるよう
に、大きな剛性と質量を有する部分によって反応され、
そして、振動は低い剛性と質量を有する部分で減衰され
る。
【０００４】上述の振動減衰システムは、振動減衰が望
まれる構造体の部分である胴体が、一般的に軽量で柔軟
に構成されているとともに大きな質量を有し、出来るだ
け剛体であるように構成されているギヤボックスがロー
タの下に取り付けられている、ヘリコプターに使用する
のに特に適している。当然のこととして、前記英国特許
第２１６０８４０号の典型的な具体例は、他の場所でも
使用可能であることがはっきりしているけれども、ヘリ
コプターのギヤボックスと胴体との間に強制力アクチュ
エータを連結することを予定している。さらに、二点式
作動機構として知られる機構が用いられているが、これ
に代えて、アクチュエータに必要な強制力を発生させる
ために、胴体構造の一点と振動質量体との間を連結させ
ることができる。このような機構は一点式作動機構と名
付けられている。
【０００５】英国特許第２１６０８４０号の機構は、ウ
エストランド３０（Ｗｅｓｔｌａｎｄ３０）型ヘリコプ
ターという実物をもって示され、その図面は、“ヘリコ
プターの振動を減少する手段としての構造的応答の積極
的制御の評価”と名付けられた、１９８９年９月の第１
５回欧州ロータクラフト ホーラム（１５ｔｈＥｕｒｏ
ｐｅａｎ Ｒｏｔｏｒｃｒａｆｔ Ｆｏｒｕｍ）で配布
されたペーパーに開示されている。このウエストランド
３０にあっては、ギヤボックスとロータは、強制的アク
チュエータに対して理想的な場所を提供する４個の弾性
材ユニットによって胴体に接続された垂木に装着され、
そして、４個の電気油圧式アクチュエータは、弾性材ス
プリングと平行状態で作動するように改良形弾性材ユニ
ットとし て組み込まれている。しかしながら、強制的ア
クチュエータのこのような機構は、多くのヘリコプター
において、ギヤボックスが、複数のギヤボックス装着用
脚かまたは複数の外部に角度付けされた支柱組立体のい
ずれかを介して胴体の揚力用枠部材に直接的に取り付け
られているので、広範囲に適用することができない。
【０００６】このような支柱組立体は、従来の一点入力
および一点出力式振動減衰機構、すなわち英国特許第１
１８２３３９号の対象の一具体例として知られている。
かくして、その明細書の図７には、操作時、主要な揚力
負荷や運航負荷を伝達するのに必要な偏平な長円形の弾
性リングに乗った電気油圧式ジャッキを組み込み、その
ジャッキが振動を減衰するために強制的負荷を入力する
ことのできる支柱組立体を開示している。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】従来の支柱組立体に対
する問題点は、長円形の弾性リングが非効率的な主要負
荷通路を提供していることであり、機械的強度と弾性性
能の両方で操作上の必要に合致するように、リングの曲
げ荷重を調節することが困難なことである。弾性リング
は、大きな周囲の空間を必要とし、ある適用において
は、据付を諦めさせるほどかさ高でかつ重いものであ
る。
【０００８】これらの問題点は、同時入力のために、複
数の強制的負荷用ジャッキが必要であり、英国特許第２
１６０８４０号のより洗練された振動減衰システムにお
いて英国特許第１１８２３３９号の支柱組立体の利用を
試みる時には増幅されるものである。したがって、この
発明の目的は、上述の問題点を克服する支柱組立体を提
供することである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】したがって、この発明
は、部分間で作用負荷が伝達され、少なくとも一方の部
分には周期的な負荷が入力される構造体の２個の部分を
連結するための支柱組立体において、その両端に、前記
両部分に取り付けるための取付手段を有し、前記作用負
荷を伝達するために充分な軸方向の強度と剛性を有する
ワンピースのチューブと、このチューブ内でその両端間
に取り付けられた軸方向に伸長可能なアクチュエータと
からなり、前記チューブは、繊維強化材料やチタニウム
のような金属から作られるとともに、アクチュエータの
周期的な軸方向の弾性伸長により支柱組立体に弾性的な
軸方向の移動を生じさせる支柱組立体を提供するもので
ある。
【００１０】アクチュエータは、チューブ内でそれと同
軸に延び、チューブの一端で取付手段に取り付けられた
本体部分と、他端で取付手段に取り付けられたアクチュ
エータのラムとを含んでいる。好適には、アクチュエー
タの本体部分が、前記取付手段からチューブ内を同軸に
延びる筒状支持部材の内端において環状表面に取り付け
られることができる。
【００１１】アクチュエータは電気油圧式アクチュエー
タを構成する。弾性的な軸方向の移動を生じさせるチュ
ーブは繊維で補強されたプラスチック材料で作られ、特
に、繊維強化プラスチック材料で作られる。また、支柱
組立体の重量を考慮しなくてよい場合には、チタニウム
のような金属で製造される。
【００１２】他の態様において、この発明は、部分間で
作用負荷が伝達され、少なくとも一方の部分には周期的
な負荷が入力される構造体の２個の部分を相互連結する
ための支柱組立体において、一端に前記２個の部分の一
方に取り付けるための取付手段と、他端に前記２個の部
分の他方に連結するための取付手段を形成した支持部材
とを有し、前記作用負荷を伝達するために充分な軸方向
の強度と剛性を有するワンピースのチューブと、このチ
ューブ内でその両端間に取り付けられた軸方向に伸長可
能なアクチュエータとからなり、前記チューブは、繊維
強化材料やチタニウムのような金属から作られるととも
に、アクチュエータの周期的な軸方向の弾性伸長により
支柱組立体に弾性的な軸方向の移動を生じさせる支柱組
立体を提供するものである。
【００１３】さらに、他の態様において、この発明は、
周期的な強制的負荷を入力する、積極的な振動制御シス
テムの一部であって、ヘリコプターのギヤボックスから
その胴体へ飛行負荷を伝達するところの、胴体とギヤボ
ックスを連結する支柱組立体において、その両端に、前
記ギヤボックスと胴体にそれぞれ取り付けるための取付
手段を有し、前記飛行負荷を伝達するために充分な軸方
向の強度と剛性を有するワンピースのチューブと、この
チューブの端部間でチューブ内に同軸に取り付けられた
軸方向に伸長可能なアクチュエータとからなり、前記チ
ューブは、繊維強化材料やチタニウムのような金属から
作られるとともに、アクチュエータの交互の軸方向の弾
性伸長により支柱組立体に弾性的な軸方向の移動を生じ
させる支柱組立体を提供するものである。
【００１４】
【実施例】以下、この発明は、図面を参照してあくまで
例示として説明される。図１において、１１で一般的に
示されるヘリコプターは、ほぼ垂直な軸１５の周りに主
回転翼１４を回転させるためのギヤボックス１３を支持
する胴体１２を有している。ギヤボックス１３は、ギヤ
ボックス１３と胴体１２との間に取り付けられた４個の
支柱組立体１６（２個のみが示されている。）によって
胴体１２に支持されている。
【００１５】各支柱組立体１６は、ギヤボックス１３か
ら胴体１２へ主要な飛行負荷および運航負荷を伝達す
る。さらに、各支柱組立体１６には、以下に詳述する電
気油圧式アクチュエータ２４が組み込まれ、このアクチ
ュエータは、前述の英国特許第２１６０８４０号に述べ
られているような、強制的負荷を入力するための積極的
振動制御システムのコントローラ１７に接続されてい
る。
【００１６】図２に示されるように、各支柱組立体１６
は、繊維で補強されたプラスチック材料から作られ、か
つ、ギヤボックス１３への取付を容易にするために、一
端にボルト用の穴の明けられた付属部材１９からなる取
付手段を有するところの、弾性的に軸方向に伸長可能な
チューブ１８からなっている。チューブ１８の他端は、
胴体１２への取付のために穴明けされた一体の取付手段
である端部付属部２１を有する、同軸のほぼ筒状の支持
部材２０の外面に、ねじ締めされている。筒状の支持部
材２０は、部分的にチューブ１８にその長さ方向に沿っ
て延び内部環状表面２２で終わるように、チューブ１８
内を同軸に延びている。
【００１７】電気油圧式アクチュエータ２４の本体部分
２３は、チューブ１８と同軸に延びる一体のフランジ２
５を介して支持部材２０の内部表面２２にねじ締めされ
ている。アクチュエータ２４のアクチュエータラム２６
の外端は、チューブ１８の端部における端部付属部材１
９の中央にねじ締めされている。
【００１８】油圧の供給と戻りのライン（図示されてい
ない）は、支持部材２０のクリヤランスホール３３とチ
ューブ１８のクリヤランスホール３４とを通って本体か
ら径方向に延びかつ突出するポート２７と２８とにそれ
ぞれ接続されている。コントローラ１７（図１）からの
電気信号は支持部材２０の壁の穴を通って配線されるケ
ーブル２９によって送られる。
【００１９】軸方向に弾性的に伸長可能なチューブ１８
の強度および剛性特性はそれぞれの適用先によって決定
され、製造の際に使用される材料の選択、および、繊維
強化材料の特別の配列によって達成される。
【００２０】図３に示される、基本的なチューブ１８
は、ポリマーマトリックスにおける一方向の強化用ガラ
ス繊維の１４層からなっている。ガラス繊維はＳーガラ
スの繊維であり、ポリマーは熱可塑性のポリエーテルエ
ーテルケトン（ＰＥＥＫ）樹脂である。７層はチューブ
１８の長軸に対して０度で繊維を配列し、他の７層は±
４５度で繊維を配列している。端部付属部材１９（図
２）に取り付けられるチューブ１８の外端は、符号３１
のところで０度と±４５度の両方で配列された繊維を持
つ付加的な２８層によって内側に厚くされ、そして、他
端は符号３２のところで同様な量で外側に厚くされてい
る。
【００２１】繊維で強化されたプラスチック材料の使用
は、チューブ１８の製造を容易にし、かつ、支柱組立体
１６がその作用上の機能を遂行するために必要な機械的
強さと弾性性能を有することを確実にする。
【００２２】かくして、チューブ１８は、主回転翼１４
から発する揚力負荷や運航負荷を受けるために、ヘリコ
プターの胴体１２とギヤボックス１３との間の支持を提
供する支柱を可能ならしめるための充分な機械的強度と
剛性を有するものである。さらに、チューブ１８の弾性
性能が適当な軸方向の弾性伸長性を提供するので、平行
に装架され、積極的振動制御システムのコントローラ１
７から信号を送られるアクチュエータ２４は、英国特許
第２１６０８４０号に開示の方法で、胴体１２の動的応
答を制御するために、チューブ１８の軸方向の弾性伸長
によって支柱組立体１６に強制的負荷を導入するように
その移動を入力することができる。
【００２３】この発明の支柱組立体１６は、簡単で、コ
ンパクトで軽量の装置を提供する。アクチュエータ１８
に対して平行な、軸方向に弾性的に伸長可能なチューブ
の使用が効率的な荷重通路を提供し、チューブ１８は、
その製造の際に、最適の機械的強度および剛性と弾性性
能を提供するように容易に適合させることができる。
【００２４】例示した具体例の繊維で強化したチューブ
１８は、拡張可能な内部マンドレルや雌型の成型工具を
使用する成型のような、利用できる技術を使用して製造
することができ、そして、繊維強化材料は、プリプレグ
のシートの形態または利用可能な自動巻取を使用する連
続繊維の積み重ねの形態とすることができる。
【００２５】以上、ヘリコプターの振動減衰システムの
一部として適用した場合について説明してきたが、この
発明の支柱組立体１６は積極的な振動減衰機構を組み込
んだ他の装置に使用して良好な結果を得ることができ
る。例えば、支柱組立体１６は、陸上や海上の乗り物ま
たは固定の装置にも同様に適用することができ、胴体の
振動を減少するために、固定翼航空機のエンジンーベイ
（ｂａｙ）でエンジンを支持するために使用することも
できる。さらに、この発明の支柱組立体１６は、二点式
および一点式作動機構の両方に使用することができ、一
点式の機構の場合には、質量体が支柱組立体１６によっ
て相互連結されている２個の構造部分の一つからなって
いる。
【００２６】一つの具体例が説明され、例示されたけれ
ども、多数の変更がこの発明の範囲を離れることなくな
し得ることは理解されるだろう。例えば、他の適当なカ
ーボンやボロンのような強化用繊維と種々な熱可塑性樹
脂からなる繊維強化材料が軸方向に伸長可能なチューブ
１８の製造に使用されることができる。さらに、特に、
支柱組立体の重量が設計の考慮に入らないような装置の
場合には、例えばチタニウムのような金属で軸方向に伸
長可能なチューブ１８を製造することができる。他の適
当な型のアクチュエータを上述の具体例の電気油圧式ア
クチュエータ２４に代えて使用することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１はこの発明により構成された複数の支柱組
立体を組み込んだヘリコプターの一部側面の概略図であ
る。
【図２】図２は図１のＡーＡ線に沿う一つの支柱組立体
の軸方向の断面図である。
【図３】図３は図２の支柱組立体の要部断面図である。
【符号の説明】
１１ ヘリコプター １２ 胴体 １３ ギヤボックス １４ 主回転翼 １５ 垂直軸 １６ 支柱組立体 １７ コントローラ １８ チューブ １９ 取付手段（端部付属部材） ２０ 支持部材 ２１ 取付手段（付属部） ２２ 環状表面 ２３ 本体部分 ２４ アクチュエータ ２５ フランジ ２６ アクチュエータラム ２７、２８ ポート ２９ ケーブル ３３，３４ クリヤランスホール
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 クリストファー・ノエル・ウエスト イギリス国、サマーセット、ヨウビル、 アビー・メイナー・パーク、ザ・ツース 14 (72)発明者 デイヴィッド・マイケル・ダン・リーズ イギリス国、サマーセット、ヨウビル、 ポートリーブ・ドライブ ９ (72)発明者 アンドリュー・デイヴィッド・ベルベン イギリス国、サマーセット、ヨウビル、 ロウワー・オドカム 54 (72)発明者 ブライアン・フレデリック・セイモア イギリス国、サマーセット、ヨウビル、 クリストファー・クローズ 10 合議体 審判長 船越 巧子 審判官 内田 博之 審判官 町田 隆志 (56)参考文献 特開 平１−312244（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−24304（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−173432（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−197806（ＪＰ，Ａ) 特公 昭48−4276（ＪＰ，Ｂ１) 特表 昭59−500578（ＪＰ，Ａ) 米国特許4819182（ＵＳ，Ａ) 英国公開2160840（ＧＢ，Ａ) 英国特許1182339（ＧＢ，Ｂ)

Claims (7)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 部分間で作用負荷が伝達され、少なくと
    も一方の部分には周期的な負荷が入力される構造体の２
    個の部分を連結するための支柱組立体において、その両
    端に前記両部分に取り付けるための取付手段（１９，２
    １）を有し、前記作用負荷を伝達するために充分な軸方
    向の強度と剛性を有するワンピースのチューブ（１８）
    と、このチューブ（１８）内でその両端間に取り付けら
    れた軸方向に伸長可能なアクチュエータ（２４）とから
    なり、前記チューブは繊維強化材料やチタニウムのよう
    な金属から作られるとともに、アクチュエータの周期的
    な軸方向の弾性伸長により支柱組立体に弾性的な軸方向
    の移動を生じさせることを特徴とする二重機能を有する
    支柱組立体。
  2. 【請求項２】 前記アクチュエータが、チューブ（１
    ８）内でそれと同軸に延び、チューブの一端で取付手段
    （２１）に取り付けられた本体部分（２３）と、他端で
    取付手段（１９）に取り付けられたアクチュエータラム
    （２６）とを含むことを特徴とする請求項１記載の支柱
    組立体。
  3. 【請求項３】 前記アクチュエータの本体部分（２３）
    が、チューブ（１８）内で取付手段（２１）から同軸に
    延びる筒状支持部材（２０）の内端で環状表面（２２）
    に取り付けられていることを特徴とする請求項２記載の
    支柱組立体。
  4. 【請求項４】 前記アクチュエータが電気油圧式アクチ
    ュエータであることを特徴とする前記請求項１〜３のい
    ずれか１項に記載の支柱組立体。
  5. 【請求項５】 前記チューブ（１８）が、繊維強化プラ
    スチック材料からつくられ、軸方向に弾性的に伸長可能
    であることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に
    記載の支柱構造体。
  6. 【請求項６】 部分間で作用負荷が伝達され、少なくと
    も一方の部分には周期的な負荷が入力される構造体の２
    個の部分を相互連結するための支柱組立体において、一
    端に前記２個の部分の一方に取り付けるための取付手段
    （１９）と、他端に前記２個の部分の他方に連結するた
    めの取付手段（２１）を形成した支持部材（２０）とを
    有し、前記作用負荷を伝達するために充分な軸方向の強
    度と剛 性を有するワンピースのチューブ（１８）と、こ
    のチューブ（１８）内でその両端間に取り付けられた軸
    方向に伸長可能なアクチュエータ（２４）とからなり、
    前記チューブは、繊維強化材料やチタニウムのような金
    属から作られるとともに、アクチュエータの周期的な軸
    方向の弾性伸長により支柱組立体に弾性的な軸方向の移
    動を生じさせることを特徴とする二重機能を有する支柱
    組立体。
  7. 【請求項７】 周期的な強制的負荷を入力する、積極的
    な振動制御システムの一部であって、ヘリコプターのギ
    ヤボックスからその胴体へ飛行負荷を伝達するところ
    の、胴体とギヤボックスを連結する支柱組立体におい
    て、その両端に、前記ギヤボックスと胴体にそれぞれ取
    り付けるための取付手段（１９，２１）を有し、前記飛
    行負荷を伝達するために充分な軸方向の強度と剛性を有
    するワンピースのチューブ（１８）と、このチューブ
    （１８）の端部間でチューブ内に同軸に取り付けられた
    軸方向に伸長可能なアクチュエータ（２４）とからな
    り、前記チューブは、繊維強化材料やチタニウムのよう
    な金属から作られるとともに、アクチュエータの交互の
    軸方向の弾性伸長により支柱組立体に弾性的な軸方向の
    移動を生じさせることを特徴とする二重機能を有する支
    柱組立体。
JP04143292A 1991-02-28 1992-02-27 支柱組立体 Expired - Lifetime JP3471822B2 (ja)

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Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9124081D0 (en) * 1991-11-13 1992-09-23 Westland Helicopters Strut assemblies
FR2689951B1 (fr) * 1992-04-10 1995-08-18 Bertin & Cie Dispositif de liaison mecanique rigide a coupure de frequence.
DE4310825C1 (de) * 1993-04-02 1994-07-07 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Stab mit einer rohrförmigen Wandung aus Kohlefaserverbundwerkstoff und beidseitig angeordnetem Anschlußelement
US5435531A (en) * 1993-08-18 1995-07-25 Bell Helicopter Textron Inc. Vibration isolation system
WO1998001304A1 (fr) * 1996-07-09 1998-01-15 Cycolor System Inc. Tete d'exposition et imprimante
DE19800911A1 (de) * 1998-01-14 1999-07-22 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Verfahren zum Herstellen eines hochbelastbaren Stabes sowie der nach dem Verfahren hergestellte Stab
US6229898B1 (en) 1998-12-23 2001-05-08 Sikorsky Aircraft Corporation Active vibration control system using on-line system identification with enhanced noise reduction
US6416016B1 (en) 2000-09-15 2002-07-09 Sikorsky Aircraft Corporation Actuator for an active transmission mount isolation system
US6634862B2 (en) 2000-09-15 2003-10-21 General Dynamics Advanced Information Systems, Inc. Hydraulic actuator
US6467723B1 (en) 2000-10-10 2002-10-22 Lord Corporation Active vibration control system for helicopter with improved actustor placement
US20050056117A1 (en) * 2003-07-22 2005-03-17 Kaiser Compositek, Inc. Composite strut and method of making same
US7128293B2 (en) * 2003-12-04 2006-10-31 Reggald Emory Isley Helicopter
DE602005008019D1 (de) 2005-05-16 2008-08-21 Agusta Spa Hubschrauber mit verbesserter Schwingungskontrollvorrichtung
US8113321B2 (en) * 2006-05-06 2012-02-14 Lord Corporation Helicopter reduced vibration isolator axial support strut
EP2241502B1 (en) * 2009-04-13 2017-03-08 Sikorsky Aircraft Corporation Active vibration suppression via power minimization
US8091481B1 (en) 2009-05-01 2012-01-10 Floyd Brian A Gas strut separation for staged rocket
FR2965850B1 (fr) * 2010-10-11 2012-12-14 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison de securite et aeronef equipe d'un tel dispositif de liaison de securite
US9777579B2 (en) 2012-12-10 2017-10-03 General Electric Company Attachment of composite article
US9797257B2 (en) 2012-12-10 2017-10-24 General Electric Company Attachment of composite article
US10745116B2 (en) 2014-08-07 2020-08-18 Sikorsky Aircraft Corporation Anti-vibration load generating aircraft actuation system

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1506385A (fr) * 1966-09-16 1967-12-22 Sud Aviation Procédé d'atténuation et atténuateur électro-hydraulique de vibrations pour aérodyne à voilure tournante
US3635427A (en) * 1969-05-06 1972-01-18 Textron Inc Aircraft vibration compensation system
US4546960A (en) * 1983-06-20 1985-10-15 Gould Inc. Vibration isolation assembly
US4536114A (en) * 1983-07-01 1985-08-20 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Variable length strut with longitudinal compliance and locking capability
US4819182A (en) * 1985-06-21 1989-04-04 Westland Plc Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage
US4901486A (en) * 1987-03-06 1990-02-20 Kajima Corporation Elasto-plastic damper
US4848525A (en) * 1987-11-02 1989-07-18 The Boeing Company Dual mode vibration isolator
FR2629545B1 (fr) * 1988-03-30 1993-02-19 Aerospatiale Contre-fiche elastique a resonateur hydro-mecanique integre notamment pour la suspension d'une boite de transmission sur un giravion et dispositif de suspension en comportant application
DE3921824A1 (de) * 1988-07-11 1990-04-19 Takenaka Corp Daempfungssockel
US5087491A (en) * 1990-02-09 1992-02-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Vibration-damping structural member

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