JP4146083B2 - ヘリコプタギアボックスマウントのための能動型ノイズ制御システム - Google Patents
ヘリコプタギアボックスマウントのための能動型ノイズ制御システム Download PDFInfo
- Publication number
- JP4146083B2 JP4146083B2 JP2000525305A JP2000525305A JP4146083B2 JP 4146083 B2 JP4146083 B2 JP 4146083B2 JP 2000525305 A JP2000525305 A JP 2000525305A JP 2000525305 A JP2000525305 A JP 2000525305A JP 4146083 B2 JP4146083 B2 JP 4146083B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- control system
- cabin
- actuator
- noise control
- active noise
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
-
- 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
- F16F15/02—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
-
- 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
- F16F7/00—Vibration-dampers; Shock-absorbers
- F16F7/10—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect
- F16F7/1005—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect characterised by active control of the mass
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C2220/00—Active noise reduction systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Acoustics & Sound (AREA)
- Soundproofing, Sound Blocking, And Sound Damping (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
Description
【技術分野】
本発明は、ヘリコプタキャビン内の好ましくない音響ノイズを低減するためのヘリコプタトランスミッションマウントのための能動型ノイズ制御システムに関する。
【0002】
【背景技術】
機内音響ノイズは、ヘリコプタを運航する上で、主要な問題の1つである。ヘリコプタの運航中に音響ノイズを発生する振動源としては、例えば、メインロータアッセンブリ、メインギアボックス、エンジン、テールロータアッセンブリ、油圧システム、空気力学的影響など、多数の振動源が存在するが、メインギアボックスで発生し構造部材を伝わる高い振動数を有する振動が、機内の音響ノイズ、すなわちコックピットやキャビンの音響ノイズに、最も大きな影響を与える。
【0003】
シコルスキーエアクラフトコーポレイション社(Sikorsky Aircraft Corporation)S−92TMヘリコプタ(S−92TM は、シコルスキーエアクラフトコーポレイション社の商標である)では、メインギアボックスは、三段の減速ギアを備える。各エンジン出力用の第1段は、入出力ベベルギアから構成される。第2段は、メインベベルギアを駆動する2つの駆動用ベベルピニオンから構成される。最終段は、サンギアと相互作用する複数の一次プラネッタリピニオンと、固定リングギアと相互作用する複数の二次プラネッタリピニオンと、を有する積層複式プラネッタリギアトレーンから構成される(S−92ヘリコプタのメインギアボックスの動作についてより詳しくは、キッシュに与えられ、ユナイティッドテクノロジーコーポレイション社(United Technologies Corporation)に譲渡された米国特許第5,472,386号「ヘリコプタのための改善を施したパワートレーン装置のための積層複式プラネッタリギアトレーン」に記載されている)。
【0004】
メインギアボックスで発生する高い振動数を有する振動は、メインギアボックスサポート部材を介して、ヘリコプタの機体構造体に伝わり、この振動により、機体構造体の多数の固有モードによる振動応答が誘起される。これらの振動応答により、コックピットやキャビンの音響空間において音響固有モードが励振し、コックピットやキャビンにおいて好ましくないレベルで音響ノイズが発生する。
【0005】
通常運航時のS−92ヘリコプタでは、コックピットやキャビンで支配的な音響ノイズレベルは、主として、積層複式プラネッタリギアトレーン内で二次プラネッタリピニオンと固定リングギアとの間でギアが噛み合うことで発生する高い振動数を有する振動に起因する。図1に示すように、S−92ヘリコプタのメインギアボックスの第1、第2減速段で発生する振動や、一次プラネッタリピニオンとサンギアとの間でギアが噛み合うことで生じる振動は、非常に高い振動数2、4A、4B(1000Hzを超える)を有する。これらの振動により、コックピットやキャビンで音響ノイズが発生する。これらの音響ノイズは、二次プラネッタリピニオンと固定リングギアとの間でギアが噛み合うことで生じる音響ノイズに比較すると低いレベルである。二次プラネッタリピニオンと固定リングギアとの間でギアが噛み合うことで生じる音響ノイズは、基本振動が約687.7Hz(100%Nr)で発生し、618.9Hz(90%Nr)から約722.1Hz(105%Nr)の範囲で変動する。具体的には、二次プラネッタリピニオンと固定リングギアとの間でギアが噛み合うことで生じるこの高い振動数を有する振動により、コックピットやキャビンで、会話の妨げになる領域で音響ノイズが発生するため、この振動は好ましくない。
【0006】
そのような音響ノイズを、一般に、機内のコックピットやキャビンで、受動型の音響処理を施すことによって、効果的に緩和させることは不可能である。音響パネルやブランケットなどを用いる受動処理は、非常に高い振動数で誘起された音響ノイズに対しては、部分的に効果があるが、300から1000Hzの範囲で誘起された音響ノイズに関しては、それほど効果的でない。さらに、そのような音響パネルやブランケットを用いると、重量に関して不利になるので、ヘリコプタの性能に悪影響が生じる。
【0007】
他の受動型の技術として、メインロータアッセンブリ/メインギアボックスと機体構造体との間の境界に防振装置を使用する技術が挙げられる。そのような防振装置では、その固有の柔軟性によって、音響ノイズを発生する高い振動数を有する振動成分だけが低減されてヘリコプタの機体に伝わる。しかしながら、これらの防振装置は、ヘリコプタの主要な荷重経路に介在させる必要があり、一様な飛行荷重が掛かったギアボックスが偏ると、エンジンからトランスミッションへ高速で駆動するシャフトがぶれる可能性があり、シャフトの信頼性に悪影響を及ぼす可能性や、さらに飛行制御システムに誤った命令を誘発する恐れがある。
ホジソン等に与えられ、ロードコーポレイション社(Lord Corporation)に譲渡された米国特許第5,526,292号「広帯域のノイズと振動の低減装置」には、広帯域の制御が可能な能動型のノイズと振動の消去システムが開示されている。このシステムでは、コントローラが、エラーセンサから広帯域の外乱信号とエラー信号を受け取る。コントローラ内部にアダプティブフィルタを備えているため、このエラーセンサにより、室内に配置してある1つ以上のアクチュエータで発生する制御信号の消去能力が向上する。
【0008】
ユェルキー等に与えられ、ユナイテッドテクノロジーコーポレイション社(United Technologies Corporation)に譲渡された米国特許第5,310,137号(「’137特許」と称する)「ヘリコプタ能動型ノイズ制御システム」には、ギアボックス/機体の境界においてギアボックスから発生する1つ以上の高い振動数を有する振動が消滅するように効果的に機能し、ヘリコプタ機内の騒音レベルがかなり低減する、ヘリコプタ用の能動型ノイズ制御システムが開示されている。この能動型ノイズ制御システムでは、必要とするアクチュエータの数を最少限に抑えるように設計を最適化しており、システムアクチュエータが作動することにより発生する余分な力を極力抑えるように設計上の最適化がなされている。能動型ノイズ制御システムは、1つ以上の高い振動数を有する振動に対して剛体として機能するように機械的に補強、改良を施したトランスミッションビームと、改良を施したトランスミッションビームと組み合わせて配置した複数のアクチュエータと、改良を施したトランスミッションビームと組み合わせて配置し、それぞれのアクチュエータと平行して間隔をとって関連して機能するように配置した複数のセンサと、関連して機能するそれぞれのセンサに個々のアクチュエータを相互に接続するコントローラと、を備える。
【0009】
’137特許に開示された能動型ノイズ制御システムの欠点は、トランスミッションビーム上にアクチュエータとセンサを配置するとセンサ位置で高い振動数を有する振動が局所的に消滅するが、センサやアクチュエータの位置がギアボックス/機体の境界から離れているので、ギアボックス/機体の境界とセンサ位置との間の空間を通して、ヘリコプタ機体内に、高い振動数を有する振動が「リーク」する可能性があることである。従って、センサからコントローラに高い振動数を有する振動が消滅したことを示すデータは戻り得るが、キャビンにおいて好ましくない音響ノイズが継続して発生する可能性は、依然として存在する。
【0010】
【発明の開示】
従って、本発明の目的は、ヘリコプタのキャビン内の好ましくない音響ノイズを効果的に低減するヘリコプタのための能動型ノイズ制御システムを提供することである。
【0011】
本発明のこれらの目的と他の目的は、キャビン構造体により画定されたキャビン内の好ましくない音響ノイズを低減するためのヘリコプタのための能動型ノイズ制御システムにより達成される。この好ましくない音響ノイズは、ギアボックスで発生する高い振動数を有する構造上の振動により生じる。このギアボックスは、複数の構造上の境界においてギアボックスをキャビン構造体に構造上接続する複数のアタッチメント脚部を備える。
【0012】
能動型ノイズ制御システムは、キャビン内の好ましくない音響ノイズを検出するためにキャビンと組み合わせて配置したセンササブシステムと、複数のアタッチメント脚部の少なくとも1つと組み合わせて配置したアクチュエータサブシステムと、センササブシステムをアクチュエータサブシステムに機能上相互に接続するコントローラと、を備える。このコントローラは、少なくとも1つの高い振動数を有する逆振動を発生するために、センササブシステムから入力を受け取り、この入力に応じて命令信号をアクチュエータサブシステムに送るように機能する。この少なくとも1つの高い振動数を有する逆振動は、キャビン内の好ましくない音響ノイズを低減するために高い振動数を有する振動と相互作用する。
【0013】
本発明のさらに他の目的と効果は、以下の詳細な説明から、当業者には容易に明らかになるであろう。この詳細な説明では、発明を実施するための十分に考えられた最良の態様を簡潔に示すことにより、本発明の好ましい実施態様が図示、説明される。理解されるように、本発明から全く外れることなく、本発明は様々な点で変更が可能である。従って、図面および説明は、本質的に例示であると見なされるべきであり、限定と考えるべきものではない。
【0014】
【発明を実施するための最良の形態】
図面を参照する。ここで、複数の図面を通して同じ参照符号は同一または類似の構成要素を表す。図2は、シコルスキーエアクラフトコーポレイション社のS−92TMヘリコプタ10(S−92TM は、シコルスキーエアクラフトコーポレイション社の商標である)の概略図である。ヘリコプタ10は、ヘリコプタ10のキャビン14内の好ましくない音響ノイズを低減するために、本発明の特徴を具体化する能動型ノイズ制御システム12を備える。ここで使用するように、キャビン14は、また、ヘリコプタ10のコックピット15やその他の機内室(図示せず)を備える。
【0015】
図3は、S−92ヘリコプタ10のためのメインギアボックス16を示す。当業技術で知られるように、メインギアボックス16は、タービンエンジン(図示せず)を、ヘリコプタ10のメインロータドライブシャフト11とテールロータドライブシャフト(図示せず)に機械的に結合し、トルクをタービンエンジンからそれぞれのドライブシャフトへ伝えるように機能する。メインギアボックス16は、メインギアボックス16を複数のメインギアボックスサポート部材20に固定するために、複数のアタッチメント脚部18を備える。これによって、固定位置に複数の構造上の境界22が画定される。図2、図3を参照すると、さらに複数のメインギアボックスサポート部材20は、キャビン14を画定するキャビン構造体24に、構造上結合する。
【0016】
能動型ノイズ制御システム12は、キャビン14と組み合わせて配置したセンササブシステム26と、構造上の境界22に隣接して配置したアクチュエータサブシステム28と、センササブシステム26をアクチュエータサブシステム28に機能上相互に接続するコントローラ30と、を備える。
【0017】
上記の実施態様では、センササブシステム26は、キャビン内に配置した複数の通常のマイクロフォン32を備える。マイクロフォン32の個数や位置はいろいろな要因に左右されて変わることは理解されるであろう。これらの要因としては、キャビン14内の全体で低減することが望まれる音響ノイズの程度、所定の個数のマイクロフォン32を配置するのに伴う費用、指定した個数のマイクロフォン32で発生する信号を処理するのに少なくとも必要になるかあるいは利用可能になる演算処理能力などがあげられる。
【0018】
図2Aに示す別の実施態様では、センササブシステム26は、キャビン構造体24と組み合わせて配置した複数の通常の加速度計33を備えることができる。
【0019】
図6を参照すると、別の実施態様では、センササブシステム26は、メイントランスミッションギアボックス16のアタッチメント脚部18と組み合わせて配置した複数の加速度計50を備える。図6に示す実施態様では、複数の加速度計50は、複数の互いに直交する軸に沿った振動検出情報を得るために、これら複数の互いに直交する軸に沿って機能するように配置してある。加速度計の個数や配置を、これらを用いることで高い振動数を有する振動がキャビン14に伝わるのを効果的に最小限に抑えるように、最適化できることは、理解されるであろう。
【0020】
図7を参照すると、さらにもう1つ別の実施態様では、センササブシステム26は、複数のアクチュエータ34と組み合わせて配置した複数の加速度計50’を備える。図7に示す実施態様では、複数の加速度計50’のそれぞれは、機能上関連するアクチュエータ34に対して、平行に間隔をとって機能上関連するように配置してある。
【0021】
他の別の実施態様では、センササブシステム26は、アタッチメント脚部18および複数のアクチュエータ34と組み合わせて配置した複数の加速度計を備える。さらに他の別の実施態様では、センササブシステム26は、キャビン14内に配置したマイクロフォンと、加速度計との組み合わせからなる。この加速度計は、アタッチメント脚部18やアクチュエータ34と、あるいはこれらの組み合わせと、組み合わせて配置してある。
【0022】
図2〜図5を参照すると、記載したアクチュエータサブシステム28の実施態様は、メインギアボックス16のアタッチメント脚部18と組み合わせて配置した複数の慣性質量アクチュエータ34を備える。アタッチメント脚部18のそれぞれは、このアタッチメント脚部18から延びる複数のフランジ36、37、38を備える。この複数のフランジ36、37、38は、間隔をとって、構造上の境界22に隣接して配置してある。この複数のフランジ36、37、38のそれぞれは、少なくとも1つのアクチュエータ34を装着できる形状にする。具体的には、図4、図5に示すように、フランジ36は、2つの合わせ面36a、36bを備える。この各合わせ面36a、36bは、合わせ面36a、36bの面に垂直に、合わせ面36a、36bの中に形成したねじ穴40を有する。このねじ穴40は、アクチュエータ34を貫通して延びるねじボルト42がねじ込まれる形状にする。フランジ36においては、合わせ面36a、36bは、ねじボルト42をねじ穴40の中に締め付け固定すると、アクチュエータ34が複数の互いに直交する軸に沿うように、配向してある。記載した実施態様では、フランジ37は、1つの合わせ面37aを備える。フランジ38は、互いに直交した軸に沿ってアクチュエータ34を取り付けるのに対応した3つの合わせ面38a、38b、38cを備える。この実施態様の累積効果は、様々なフランジ36、37、38に取り付けたアクチュエータ34が、複数の互いに平行な軸と直交する軸に沿って配置してあることである。
【0023】
別の実施態様では、フランジ36、37、38のそれぞれの合わせ面は、アクチュエータ34を、互いに平行でない軸あるいは直交していない軸に沿って、あるいは互いに平行でも直交してもいない軸に沿って取り付けるような形状とし、配向させることもできる。
【0024】
当業者には理解されるように、フランジ36、37、38と組み合わせたアクチュエータ34の個数や配向により、構造上の境界22のそれぞれにおいてアクチュエータ34の生成する力やモーメントの種類や方向(すなわち、自由度)が決まる。従って、複数の別の実施態様では、アクチュエータ34とフランジ36、37、38の個数や配向は、特定の用途に対する運航上の必要性に合わせるために、記載した実施態様の個数や配向とは異なり得る。記載した実施態様では、慣性質量アクチュエータ34は合わせ面36a、36b、37a、38a、38b、38cにねじボルト42を用いて締め付け固定してあるが、複数の別の実施態様では、キャビン14内の好ましくない音響ノイズを低減する際に使用する高い振動数を有する逆振動を発生させるために、通常の取り付け技術を用いて、他の通常のアクチュエータを構造上の境界22に隣接して配置できることも、理解されるであろう。
【0025】
記載した実施態様では、コントローラ30は、通常の型式のものであり、入力信号をマイクロフォン32から受け取り、この入力信号に応じてコントローラ30のプログラムに従い命令信号をアクチュエータ34に伝える。記載した実施態様では、電気式増幅器31が、アクチュエータ34に伝える命令信号を増幅するために、コントローラ30とアクチュエータ34との間に置いてある。
【0026】
図1、図2を参照すると、ヘリコプタ10の運航中に、メインギアボックス16は、高い振動数を有する振動を発生させる。この振動は、アタッチメント脚部18から構造上の境界22を介して複数のメインギアボックスサポート部材20へ伝わり、次にメインギアボックスサポート部材20からキャビン構造24に伝わり、さらに音響ノイズとしてキャビン14に伝わる。記載したS−92ヘリコプタ10の実施態様では、高い振動数を有する振動が、メインギアボックス16で二次プラネッタリピニオン(図示せず)と固定リングギア(図示せず)とが噛み合うことにより発生する。この振動の基本振動は、約687.7Hz(100%Nr)(図1では、6として特定してある)であり、キャビン14内に伝わると、好ましくない音響ノイズになる。従って、記載した実施態様では、能動型ノイズ制御システム12は、メインギアボックス16において618.9Hz(90%Nr)から約722.1Hz(105%Nr)の振動数の範囲で発生する高い振動数を有する構造上の振動を、最小限に抑えるように、最適化してある。これにより、これらの振動数の範囲にあるキャビン14内の音響ノイズが低減される。しかしながら、別の実施態様では、能動型ノイズ制御システム12は、これら以外の振動数や振動数の組み合わせでの高い振動数を有する構造上の振動と音響ノイズを、最小限に抑えることが可能である。そのような振動数や振動数の組み合わせは、特定のヘリコプタや他の用途で運航上の特性として述べられている。
【0027】
図2〜図5を参照すると、運航中、高い振動数を有する構造上の振動によりキャビン14内で発生する好ましくない音響ノイズは、マイクロフォン32により検出される。このマイクロフォン32は、順次、好ましくない音響ノイズの振動数と強度を示す信号を、コントローラ30に送る。コントローラ30は、低減するために狙いを定めた1つあるいは複数の振動数(すなわち、好ましくない音響ノイズの振動数)を分離するために、マイクロフォン32から受け取る信号にフィルタを掛ける。マイクロフォン32からの信号がコントローラ30に入力するのと同時に、コントローラ30は、能動型ノイズ制御システム12のための基準位相を設定するために、タコメータ(図示せず)からの入力29を受け取る。このタコメータは、回転ギア(図示せず)と組み合わせてメインギアボックス16内に配置してある。さらに、マイクロフォン32とタコメータから受け取る信号に、通常の最小分散制御アルゴリズムを適用する。これにより、コントローラ30は、構造上の境界22に隣接して高い振動数を有する構造上の逆振動を発生するために、電気式増幅器31を介して複数のアクチュエータ34のそれぞれに命令信号を送る。これらの高い振動数を有する構造上の逆振動は、構造上の境界22を介して高い振動数を有する構造上の振動が伝わるのを最小限に抑えるために、高い振動数の構造上の振動と相互作用するように、強度、振動数、位相について、コントローラ30により、最適化してある。これにより、キャビン14内の好ましくない音響ノイズが、低減される。
【0029】
本発明が上述の全ての目的を達成することは、当業者には容易に理解されるであろう。上記の明細書を読んだ後で、当業者は、ここに広範に開示した本発明について、様々な変更や等価物への置換、また様々な他の側面を実施できるであろう。従って、ここで与えられる保護は、請求項とその等価物に含まれる定義によってのみ限定されるものであることが、意図されている。
【図面の簡単な説明】
【図1】 シコルスキーエアクラフトコーポレイション社のS−92ヘリコプタから発生する振動の振動数スペクトルを示すグラフ。
【図2】 本発明の特徴を具体化する能動型ノイズ制御システムを備えたヘリコプタの概略図。
【図2A】 図2の能動型ノイズ制御システムの別の実施態様を備えたヘリコプタの概略図。
【図3】 図2の能動型ノイズ制御システムの構成要素を示すS−92ヘリコプタメインギアボックスの斜視図。
【図4】 図3のメインギアボックスの一部切欠上面図。
【図5】 外観を明確にするために能動型ノイズ制御システムの構成要素を取り去った、図3のメインギアボックスの一部切欠上面図。
【図6】 図2の能動型ノイズ制御システムの構成要素の一実施態様を示す、図3のメインギアボックスの一部切欠上面図。
【図7】 図2の能動型ノイズ制御システムの構成要素の別の一実施態様を示す、図3のメインギアボックスの一部切欠上面図。
Claims (8)
- キャビン構造体により画定されたキャビン内の好ましくない音響ノイズを低減するためのヘリコプタ用の能動型ノイズ制御システムであって、前記好ましくない音響ノイズは、ギアボックスで発生する高い振動数を有する構造上の振動により発生し、前記ギアボックスは、複数の構造上の境界において前記ギアボックスをキャビン構造体に構造上接続する複数のアタッチメント脚部を備え、前記能動型ノイズ制御システムは、
前記キャビン内の前記好ましくない音響ノイズを検出するために、前記キャビンと組み合わせて配置したセンササブシステムと、
前記複数のアタッチメント脚部の関連する1つに取り付けた少なくとも1つのアクチュエータサブシステムと、
前記センササブシステムを前記アクチュエータサブシステムに機能上相互に接続するコントローラと、
を備え、前記コントローラは、少なくとも1つの高い振動数を有する逆振動を発生するために、前記センササブシステムから入力を受け取り、前記入力に応じて命令信号を前記アクチュエータサブシステムに送るように機能し、前記少なくとも1つの高い振動数を有する逆振動は、前記キャビン内の前記好ましくない音響ノイズを低減するために前記高い振動数を有する振動と相互作用し、
(a)前記複数のアタッチメント脚部の少なくとも1つは、前記アタッチメント脚部に接続する少なくとも1つのフランジを備え、前記それぞれのフランジは対応する前記構造上の境界の一部を形成し、
(b)前記アクチュエータサブシステムは、関連する前記フランジに取り付けた少なくとも1つの構造上のアクチュエータを備える、
ことを特徴とする能動型ノイズ制御システム。 - 前記センササブシステムは、前記キャビン内に配置した複数のマイクロフォンを備えることを特徴とする請求項1記載の能動型ノイズ制御システム。
- 前記複数のアタッチメント脚部のそれぞれは、3つのフランジを備えることを特徴とする請求項1記載の能動型ノイズ制御システム。
- 前記それぞれのフランジは、少なくとも1つの前記アクチュエータサブシステムを前記複数のアタッチメント脚部の関連する1つに取り付ける手段を与えるために、少なくとも1つの穴を備えることを特徴とする請求項1記載の能動型ノイズ制御システム。
- 前記構造上のアクチュエータは、複数の互いに平行かつ直交する軸に沿って配置することを特徴とする請求項1記載の能動型ノイズ制御システム(12)。
- キャビン構造体により画定されたキャビン内の好ましくない音響ノイズを低減するためのヘリコプタ用の能動型ノイズ制御システムであって、前記好ましくない音響ノイズは、ギアボックスで発生する高い振動数を有する振動により発生し、前記ギアボックスは、複数の構造上の境界において前記ギアボックスを前記キャビン構造体に構造上接続する複数のアタッチメント脚部を備え、前記能動型ノイズ制御システムは、
前記ギアボックスで発生する高い振動数を有する振動を検出するために、前記ギアボックスと組み合わせて配置したセンササブシステムと、
前記複数のアタッチメント脚部の関連する1つに取り付けた少なくとも1つのアクチュエータサブシステムと、
前記センササブシステムを前記アクチュエータサブシステムに機能上相互に接続するコントローラと、
を備え、前記コントローラは、少なくとも1つの高い振動数を有する逆振動を発生するために、前記センササブシステムから入力を受け取り、命令信号を前記アクチュエータサブシステムに送るように機能し、前記少なくとも1つの高い振動数を有する逆振動は、前記キャビン内の前記好ましくない音響ノイズを低減するために前記高い振動数を有する振動と相互作用し、
(a)前記複数のアタッチメント脚部の少なくとも1つは、前記アタッチメント脚部に 接続する少なくとも1つのフランジを備え、前記フランジは対応する前記構造上の境界の一部を形成し、
(b)前記アクチュエータサブシステムは、フランジに取り付けた少なくとも1つの構造上のアクチュエータを、さらに備える、
ことを特徴とする能動型ノイズ制御システム。 - 前記センササブシステムは、少なくとも1つの前記複数のアタッチメント脚部に取り付けた少なくとも1つの加速度計を備えることを特徴とする請求項6記載の能動型ノイズ制御システム。
- 前記センササブシステムは、少なくとも1つの構造上のアクチュエータに取り付けた少なくとも1つの加速度計を備えることを特徴とする請求項6記載の能動型ノイズ制御システム。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/996,955 | 1997-12-23 | ||
US08/996,955 US6105900A (en) | 1997-12-23 | 1997-12-23 | Active noise control system for a helicopter gearbox mount |
PCT/US1998/025867 WO1999032356A1 (en) | 1997-12-23 | 1998-12-04 | Active noise control system for a helicopter gearbox mount |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001526154A JP2001526154A (ja) | 2001-12-18 |
JP4146083B2 true JP4146083B2 (ja) | 2008-09-03 |
Family
ID=25543471
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000525305A Expired - Fee Related JP4146083B2 (ja) | 1997-12-23 | 1998-12-04 | ヘリコプタギアボックスマウントのための能動型ノイズ制御システム |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6105900A (ja) |
EP (1) | EP1045793A1 (ja) |
JP (1) | JP4146083B2 (ja) |
KR (1) | KR20010031535A (ja) |
CN (1) | CN1283158A (ja) |
BR (1) | BR9814338A (ja) |
CA (1) | CA2316243A1 (ja) |
TW (1) | TW378187B (ja) |
WO (1) | WO1999032356A1 (ja) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19813959B4 (de) | 1998-03-28 | 2009-05-14 | Eurocopter Deutschland Gmbh | Einrichtung zur Körperschallunterdrückung |
US6644590B2 (en) * | 2000-09-15 | 2003-11-11 | General Dynamics Advanced Information Systems, Inc. | Active system and method for vibration and noise reduction |
DE10154391A1 (de) | 2001-11-06 | 2003-05-22 | Eurocopter Deutschland | Vorrichtung und Verfahren zur Schwingungsisolation in einem Übertragungspfad |
EP2071213B1 (en) * | 2007-12-11 | 2014-12-03 | General Electric Company | Gearbox noise reduction by electrical drive control |
EP2241502B1 (en) * | 2009-04-13 | 2017-03-08 | Sikorsky Aircraft Corporation | Active vibration suppression via power minimization |
US8366037B2 (en) * | 2009-05-22 | 2013-02-05 | Heliplane, Llc | Towable aerovehicle system with automated tow line release |
US8646719B2 (en) | 2010-08-23 | 2014-02-11 | Heliplane, Llc | Marine vessel-towable aerovehicle system with automated tow line release |
US9174739B2 (en) * | 2014-01-13 | 2015-11-03 | The Boeing Company | Active vibration control system |
EP3197771B1 (en) | 2014-09-26 | 2019-06-26 | Sikorsky Aircraft Corporation | Anti-vibration moment generating aircraft actuation system |
US10994834B2 (en) * | 2018-02-22 | 2021-05-04 | Sikorsky Aircraft Corporation | Case mounted transmission AVC force generators |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2361071A (en) * | 1942-09-23 | 1944-10-24 | Stevenson Jordan & Harrison In | Vibration dampening |
US4562589A (en) * | 1982-12-15 | 1985-12-31 | Lord Corporation | Active attenuation of noise in a closed structure |
US4819182A (en) * | 1985-06-21 | 1989-04-04 | Westland Plc | Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage |
US4715559A (en) * | 1986-05-15 | 1987-12-29 | Fuller Christopher R | Apparatus and method for global noise reduction |
GB8615315D0 (en) * | 1986-06-23 | 1986-07-30 | Secr Defence | Aircraft cabin noise control apparatus |
GB9104189D0 (en) * | 1991-02-28 | 1991-06-12 | Westland Helicopters | Active vibration control systems |
FR2680848B1 (fr) * | 1991-08-29 | 1995-03-17 | Aerospatiale Ste Nat Indle | Procede et dispositif pour filtrer les excitations vibratoires transmises entre deux pieces, notamment entre le rotor et le fuselage d'un helicoptere. |
US5310137A (en) * | 1992-04-16 | 1994-05-10 | United Technologies Corporation | Helicopter active noise control system |
US5423658A (en) * | 1993-11-01 | 1995-06-13 | General Electric Company | Active noise control using noise source having adaptive resonant frequency tuning through variable ring loading |
US5453943A (en) * | 1994-02-18 | 1995-09-26 | United Technologies Corporation | Adaptive synchrophaser for reducing aircraft cabin noise and vibration |
US5551650A (en) * | 1994-06-16 | 1996-09-03 | Lord Corporation | Active mounts for aircraft engines |
US5526292A (en) * | 1994-11-30 | 1996-06-11 | Lord Corporation | Broadband noise and vibration reduction |
FR2731405B1 (fr) * | 1995-03-10 | 1997-05-09 | Eurocopter France | Systeme pour minimiser l'excitation dynamique d'un helicoptere |
GB9523651D0 (en) * | 1995-11-18 | 1996-01-17 | Gkn Westland Helicopters Ltd | Helicopter and method for reucing vibration of a helicopter fuselage |
FR2747099B1 (fr) * | 1996-04-04 | 1998-06-12 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire l'effet des vibrations engendrees par la chaine cinematique d'un helicoptere |
US5802184A (en) * | 1996-08-15 | 1998-09-01 | Lord Corporation | Active noise and vibration control system |
US5789678A (en) * | 1996-10-22 | 1998-08-04 | General Electric Company | Method for reducing noise and/or vibration from multiple rotating machines |
US6138947A (en) * | 1997-08-22 | 2000-10-31 | Sikorsky Aircraft Corporation | Active noise control system for a defined volume |
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 |
-
1997
- 1997-12-23 US US08/996,955 patent/US6105900A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-12-04 JP JP2000525305A patent/JP4146083B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1998-12-04 CA CA002316243A patent/CA2316243A1/en not_active Abandoned
- 1998-12-04 WO PCT/US1998/025867 patent/WO1999032356A1/en not_active Application Discontinuation
- 1998-12-04 BR BR9814338-7A patent/BR9814338A/pt active Search and Examination
- 1998-12-04 KR KR1020007004577A patent/KR20010031535A/ko not_active Application Discontinuation
- 1998-12-04 EP EP98965975A patent/EP1045793A1/en not_active Withdrawn
- 1998-12-04 CN CN98812530A patent/CN1283158A/zh active Pending
- 1998-12-18 TW TW087121180A patent/TW378187B/zh not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US6105900A (en) | 2000-08-22 |
BR9814338A (pt) | 2000-10-03 |
CN1283158A (zh) | 2001-02-07 |
JP2001526154A (ja) | 2001-12-18 |
WO1999032356A1 (en) | 1999-07-01 |
CA2316243A1 (en) | 1999-07-01 |
KR20010031535A (ko) | 2001-04-16 |
TW378187B (en) | 2000-01-01 |
EP1045793A1 (en) | 2000-10-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4137375B2 (ja) | 画定された空間用の能動型ノイズ制御システム | |
KR100258023B1 (ko) | 헬리콥터의 능동형 소음 제어 시스템 | |
US6009985A (en) | Efficient multi-directional active vibration absorber assembly | |
Gardonio | Review of active techniques for aerospace vibro-acoustic control | |
US8439299B2 (en) | Active cancellation and vibration isolation with feedback and feedforward control for an aircraft engine mount | |
US7118328B2 (en) | Gearbox mounted force generator | |
US5845236A (en) | Hybrid active-passive noise and vibration control system for aircraft | |
EP0884498B1 (en) | Active mounts for aircraft engines | |
US5423658A (en) | Active noise control using noise source having adaptive resonant frequency tuning through variable ring loading | |
US5415522A (en) | Active noise control using noise source having adaptive resonant frequency tuning through stress variation | |
JP4146083B2 (ja) | ヘリコプタギアボックスマウントのための能動型ノイズ制御システム | |
CN105129112B (zh) | 一种主被动一体的隔振装置和隔振平台 | |
US6224014B1 (en) | Device for reducing line noise inside a rotary-wing aircraft, especially a helicopter | |
EP1050039B1 (en) | Efficient multi-directional active vibration absorber assembly | |
Bebesel et al. | Reduction of interior noise in helicopters by using active gearbox struts-Results of flight tests | |
Johnson et al. | Active control of gear noise using magnetic bearings for actuation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20051109 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20071030 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080129 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080205 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080228 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080306 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080328 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080404 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20080430 |
|
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: 20080610 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080619 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110627 Year of fee payment: 3 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |