JPH109341A - 振動吸収装置 - Google Patents

振動吸収装置

Info

Publication number
JPH109341A
JPH109341A JP8358754A JP35875496A JPH109341A JP H109341 A JPH109341 A JP H109341A JP 8358754 A JP8358754 A JP 8358754A JP 35875496 A JP35875496 A JP 35875496A JP H109341 A JPH109341 A JP H109341A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
spring
base plate
mass member
plane
absorbing device
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.)
Granted
Application number
JP8358754A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4000342B2 (ja
Inventor
Ajay Sehgal
アジェイ、セーガル
Cecil E Covington
セシル、イー、カヴィングタン
Mithat Yuce
マイズァット、ユース
Bryan W Marshall
ブライアン、ダブルュー、マーシャル
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Bell Helicopter Textron Inc
Original Assignee
Bell Helicopter Textron Inc
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Bell Helicopter Textron Inc filed Critical Bell Helicopter Textron Inc
Publication of JPH109341A publication Critical patent/JPH109341A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4000342B2 publication Critical patent/JP4000342B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/003—Vibration damping devices mounted on rotor hub, e.g. a rotary force generator
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/50—Vibration damping features

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 ５方向（面内の前方及び側方、上下方向、縦
揺れ及び横揺れ方向（のすべてで重量が振動を有効に補
償する振動吸収装置を提供することにある。 【解決手段】 静止状態にあるときに各面内ばね３６に
より台板２２、頂板及びばね保持構造物４５から間隔を
置いて支える質量部材を、振動吸収装置２０が備えてい
る。質量部材は、台板の運動制限体３０に接触する緩衝
面を持つ。質量部材、台板及び頂板は軸線２６を通る通
路２４を備えることができる。面内ばねと、予備圧縮度
と、質量調整おもりの付加又は除去による質量の量の変
更とにより、振動吸収装置を調整することができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、振動吸収システム、こ
とにヘリコプタ回転翼ハブの振動を低減するシステムに
関する。
【０００２】
【従来の技術】ヘリコプタの主回転翼の回転翼羽根は、
これ等の羽根が空気を通過する際に振動荷重を受ける。
この振動荷重は、主回転翼ハブに羽根通過振動数で羽根
に沿って伝わる。これ等の振動力は回転翼支柱に３方向
においてすなわち回転翼支柱の軸線に沿い上下方向と、
飛行方向の縦方向（面内）［ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ
ｌｙ（ｉｎ−ｐｌａｎｅ）］と飛行方向に直交する方向
の縦方向（面内）［ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌｌｙ（ｉ
ｎ−ｐｌａｎｅ）］とに伝わる。振動吸収装置をハブに
取りつけることにより実際上発生源において回転翼への
横方向空気流に固有の励振作用を最小にすることができ
る。
【０００３】従来のバイフイラ（ｂｉｆｉｌａｒ）装置
は、取付けられたおもりの大部分が有効でないという欠
点がある。さらにこのような装置は、高い遠心力界にお
いて滑動金属面又は転動金属面に依存し、このことは信
頼性及び保全性の見地から望ましくない。
【０００４】従来使われている他のシステムは、支柱内
に取付けたボール継手へのおもり取付けによりロータヘ
ッドの頂部に取付けたおもりである。各ばねにより、質
量を中心点に置きおもりを水平面内で羽ばたき運動をさ
せる。これ等の装置は、中空の回転翼支柱をふさぐ上下
方向保持体を設けるのにボール継手に依存する。取付け
たおもりの大部分は振動低減に利用できない。同様な構
造では、内端部を支柱に又外端部をおもりにそれぞれボ
ルト締めたばねアームを使う。これは、又おもりのかな
りの部分を有効には使わない複雑なシステムである。
【０００５】他の装置では、空気を充てんした袋と機械
的ばねとから成る群を質量の支持に使わなければならな
い。これ等の袋内の圧力を変えてこの装置を調整するこ
とができる。このような装置は文献には記載してある
が、これ等の装置は工業的に使われていない。
【０００６】一層有効になるように、振動吸収システム
は５方向全部［面内の前方及び側方上下方向、縦揺れ
（ｐｉｔｃｈ）及び横揺れ（ｒｏｌｌ）の方向］で反応
を示されなければならない。本発明は一態様では、おも
みが５方向のすべてで重量が振動を有効に補償する振動
吸収装置を提供する。本発明は又、回転翼支柱の軸線に
沿い穴を持つように構成できるという利点を持つ。この
ような穴は、電気配線及びその他の導管を回転翼支柱の
内部に回転翼羽根の上方及び振動吸収装置の下方で通す
ことができるという利点を持つ。このようにして、支柱
取付けのサイト・アンド・スリップ環（ｓｉｇｈｔ ａ
ｎｄ ｓｌｉｐ ｒｉｎｇ）のような回転翼装置の上方
で容易に連結できる。他の態様では、本発明は、振動吸
収装置の質量を変えることにより各別のヘリコプタ回転
翼システムの振動が最小になるようにするという利点が
ある。他の態様では本発明は、振動を低減する際に従来
の振動吸収装置より一層小さい質量を一層有効に使える
ようにする運動制限体の使用に関する。他の態様では本
システムは、保守が簡単で又検査も簡単である。この吸
収装置は又、本システムを重複させるのに多重の荷重経
路を設けることができるという利点がある。
【０００７】
【発明の開示】本発明は、質量を静止状態時に支持骨組
から間隔を隔てて保持しこの質量を全方向に動かすこと
ができ面内に位置させたばねにより質量懸架ができ、作
動時には質量の移動を制御し又この質量を制限体周囲に
移動させる運動制限体を提供する。
【０００８】１実施例では本発明は、直交軸線を持ちこ
の軸線のまわりに運動制限体を位置させ、この運動制限
体から２つ又はそれ以上の面内端板が延びるようにした
台板と、前記各端板間に配置され下側、上側及び面外側
を持つ質量部材と、この質量部材の各端板及び面外側
（ｏｕｔ−ｏｆ−ｐｌａｎｅ ｓｉｄｅ）の間に挿入さ
れ前記質量部材を前記各端間で間隔を隔てこれ等の各端
板から間隔を置いて又前記台板の静止状態時のこの台板
から間隔を置いて保持するようにした少なくとも１個の
面内ばね（ｉｎ−ｐｌａｎｅ ｓｐｒｉｎｇ）とを備え
る。前記質量部材は運動制限体を囲む円筒面を下側に持
つ。好適な実施例では、運動制限体は、軸線のまわりに
回転できる接触環である。質量の円筒面は、質量部材が
振動する際に接触環に接触し又接触時に運動制限体のま
わりに動く、頂板は、質量部材の上方に位置させ台板に
取りつけることができる。頂板、台板及び質量部材は、
それぞれの中心を通り面外軸線に沿って整合した通路を
備えるのがより。別の実施例では、それぞれ端部を持つ
１個又は複数個の下部の面外ばね（ｏｕｔ−ｐｌａｎｅ
ｓｐｒｉｎｇ）は、つる巻き形受けによって保持され
質量部材を台板から間隔を置いて保持し、そして１個又
は１個以上の上部の面外ばねは質量部材及び頂板の間に
位置させたつる巻き形受け内に受入れ質量部材を前記板
から間隔を隔てて保持する。
【０００９】別の実施例では、本発明は台板直交軸線の
まわりに上向きに延びる運動性制限体を持つ台板と、ば
ね位置決め装置と、前記台板から延びる２つ又はそれ以
上の端板と、これ等の端板の間に位置させた質量部材
と、前記の各端板及び質量部材の間の１個又は１個以上
の予備圧縮した面内ばねと、前記の台板及び質量部材の
間に位置させた２個又はそれ以上の下部の面外ばねと、
前記の台板及び／又は端板に取付けた頂板及び質量部材
の間に位置させた２個又はそれ以上の上部の面外ばねと
を備えた振動吸収装置を提供する。質量部材は、静止状
態にあるときに台板、頂板及び各端板から間隔を置いて
支えられ、この質量部材がばねだけにより支えられるよ
うにしてある。各面外ばねは各端部にばね受け（ｓｐｒ
ｉｎｇ ｒｅｃｅｐｔａｃｌｅ）を備えるのがよい。
【０００１０】他の態様では本発明は、両端部に接線方
向延長部分を持つコイルばねとこのばねの端部のばね受
けとを持つばねアセンブリを提供する。このばね受け
は、ばねの端部に合う寸法のつる巻き形みぞを持つ。ば
ねワイヤはその全長にわたり一様な横断面を持つのがよ
い。
【００１１】他の態様では、基板には中心通路を設けて
ある。又この通路のまわりに運動制限アセンブリを取付
けてある。この運動制限アセンブリは、好適な実施例で
は軸受けを備える。この軸受け接触環が基板に対し回転
運動できるようにしてある。
【００１２】他の態様では本発明は、全質量を増し又は
減らすように質量部材に対し質量調整おもりを加え又は
除くようにしてある。このことは各別の航空機特性に対
し吸収装置を調整するのに役立つ。
【００１３】以下本発明をその好適な実施例について添
付図面により詳細に説明する。
【００１４】本発明は、回転翼支柱の回転による振動を
低減するように動的に調整されるばね質量システムを持
つ振動吸収装置にある。本発明の振動吸収装置は、回転
翼羽根により誘起する回転ごとの振動を低減するように
調整することができる。たとえば４枚羽根システムでは
振動吸収装置は４回転ごとの振動を低減するように調整
し、又３枚羽根システムではこの吸収装置は３回の回転
ごとの振動を低減するように調整る。同様にこのシステ
ムは、異なる数の羽根を持つシステムに対し回転ごとの
振動を低減するように調整する。本発明は、静止状態に
あるときに少なくとも２個の面内ばねによりつり下げた
可動の質量を使う。「面内（ｉｎ−ｐｌａｎｅ）」とは
これがこの種の技術に一般に使われているのにこの場
合、回転翼羽根が通過して移動する平面又はこの平面を
呼ぶのに使う。従ってこの質量部材は５方向全部に移動
できることにより振動の有効な吸収ができる。本吸収装
置はばねの選択により調整でき、ばね率はつり下げ質量
の増減により調整することができる。質量部材の重量
は、質量部材本体に対し加え又は除くことのできる質量
調整おもりを受けるようにした質量部材を設けることに
より可変にするのがよい。別の実施例では質量部材は
又、質量部材の上方及び下方にばねを使うことにより
（ｏｕｔ−ｏｆ ｐｌａｎｅ）（「面内」に入射する平
面内において）により支えることができる。
【００１５】本発明を、台板が下面であるとして述べ
る。しかし本装置は台板を最上部部分として前記したの
とは逆の位置で作動させることができるの明らかであ
る。
【００１６】図１Ａ及び図１Ｂは本発明の振動吸収装置
２０の展開図を示す。本発明は台板２２を備える。台板
２２は、台板２２にほぼ直交する軸線２６のまわりに台
板２２を貫く通路２４を形成してある。台板２２は、任
意所望の形状を持ち、扁平でもよいし又は異なる輪郭を
備えてもよい。台板２２は又、ボルトが貫通するボルト
穴２８を形成して吸収装置を羽根ダンパに取付けたボル
トに取付けることができる。
【００１７】軸線２６のまわりで台板２２から円筒形運
動制限体（ｍｏｔｉｏｎ ｌｉｍｉｔｅｒ）３０が延び
ている。運動制限体３０は、ポリテトラフルオルエチレ
ン（テフロン）のような自動開滑材料から成る外側同心
環を持つ円筒形金属製内管から作ることができる。しか
しこのような材料の性能は、低温により影響を受けるか
ら、運動制限体の好適な構造は、図９に示されなお詳し
く後述する。台板２２から上方に保持壁３４が延びてい
る。保持壁３４は、ばね３６が貫通できる穴３５を形成
してある。締付け端板３３は一体のばね受け３７（図１
の左側に示してある）を備える。或は締付け端板３３
は、ばね受け４３の位置合わせピン４１（図１の右側に
示してある）を受入れる通路の形のばね位置決め受け３
９を持つことができる。締付け端板３３は、面内ばね３
６を当てがう面外表面を形成する。好適な実施例では、
本吸収装置を組立てるときに全部のばねを前もって圧縮
する。これ等のばねは、質量部材が振動荷重に応答して
ばねに向かい移行するので使用時にさらに圧縮される。
【００１８】面内ばね保持構造物（ｉｎ−ｐｌａｎｅ
ｓｐｒｉｎｇ ｒｅｔａｉｎｉｎｇｓｔｒｕｃｔｕｒ
ｅ）４５（図示の実施例で組立てた際の保持壁３４及び
締付け端板３３）は軸線のまわりに対称に位置させるの
がよい。面内ばね保持構造物４５の個数は、使用する羽
根の枚数又は使用羽根の複数倍に等しくするのがよい。
たとえば２枚羽根回転翼システムでは２個又は４個の面
内ばね保持構造物が有用である。３枚羽根システムは、
３個、６個、又は９個の面内ばね保持構造物を使うのが
好適である。
【００１９】各保持壁３４の間に、台板から延びる側壁
３８が延びるように設けてある。各側壁３８は、必ずし
も必要ではないが、破損したばねを保持し振動吸収装置
２０に入込む異物を最小にするのに望ましい。側壁３８
には保守作業員が振動吸収装置２０を分解しないで検査
できる１個又は複数個の検査孔４２を設けることができ
る。
【００２０】別の構造では振動吸収装置は面外ばねを備
えることができる。振動吸収装置は面内ばねだけを使っ
て構成するのが好適である。台板２２は又面内ばね位置
決め受け３２を形成することができる。図示のようにこ
の実施例ではばね位置決め受け３２は通路である。
【００２１】４６面内ばね３６は外側端部４４及び内側
端部４６を持つ。面内ばね３６の外側端部４４は、面内
ばね受け３７又はばね受け４３或はばね案内を設けるこ
とのできる締付け端板３３に当てがう。ばね３６の内側
端部４６は、面内ばね案内５０を設けることのできる質
量部材４８に当てがう。面内ばね案内５０は、図５Ａ、
５Ｂ及び５Ｃに示すようにばね内にはまる突起でもよ
く、又はばねの外形を囲む穴でもよく、又はばね受けで
もよい。好適な実施例では質量部材４８は、対称形であ
り面内に実質的に直行する振動吸収装置の面外軸線２６
のまわりに穴５２を形成する。質量部材４８の下側は、
これから延び運動制限体（図１Ａには示してない）の直
径より大きい直径をもつ円周壁を形成する。質量部材４
８はその下側で又下部面外ばね位置決め受け５４を形成
する。好適な実施例では位置決め受け５４は、面外ばね
（ｏｕｔ−ｏｆ−ｐｌａｎｅ ｓｐｒｉｎｇ）５８の上
端部でばね受けに位置させた割出しピン（ｉｎｄｅｘ
ｐｉｎ）５６を受入れる通路（図示してない）を設けて
ある。面外ばね５６の下端部に位置された下部受けの割
出しピン６０は台板２２のばね位置決め受け３２により
受ける。これ等のばね位置決め受け３２は後述するばね
の端部を受入れるように質量部材につる巻形みぞを持つ
ばね受けでよいのはもちろんである。この場合図５Ａ、
５Ｂ及び５Ｃに示した各別のばね受けは必要がない。面
外ばねは台板２２の平面に直行してすなわち面内に対し
上下方向に位置させるのがよい。
【００２２】本発明振動吸収装置を面内ばねだけで構成
すると、面内ばねは、静止状態にあるときに、この質量
部材が台板及び頂板とばね保持構造物とから間隔を置く
ように、この質量部材をつり下げて保持する。すなわち
この質量部材は５方向に自由に移動する。
【００２３】別の実施例でも又面外ばねを使うことがで
きる。各ばね５８は質量部材４８を台板２２から間隔を
隔てて保持するのに十分な長さを持ち質量部材４８を振
動荷重に応答して台板２２に向かい下方に動かすことが
できる。質量部材４８は又、所望の形状を持つ上部ばね
位置決め受け６２を設けることができる。図１に示すよ
うに上部面外ばね５８の下端部に位置させたばね受けの
下部割出しピン６４を受入れる通路を設けてある。ばね
６６の頂部に位置させた上部割出しピン６８は、頂部７
０のばね位置決め受け（図示してない）に受入れる。好
適な実施例では頂板７０は、これを貫いて軸線２６のま
わりに延びる通路７２を形成する。頂板７０には又１連
の穴７４を設けられ、頂板７０を台板２２及び／又はば
ね保持構造物に及び／又は側壁に連結するようにボルト
を通すことができる。組立てたときに上部の面外ばね６
６は、質量部材４８をこの質量部材が上方に動くように
頂板７０から間隔を置いて保持するのに十分な長さを持
つ。
【００２４】振動吸収装置を組立てるときは、面内ばね
３６は前もって圧縮するのがよく、使用した場合に下部
面外ばね５８は前もって圧縮するのがよく、又使用する
場合に上部面外ばね６６は前もって圧縮するのがよい。
すなわち質量部材４８にたいし３本全部の軸源に沿い押
圧力を及ぼしこの質量部材４８の移動に抵抗する。
【００２５】面外ばねを使う場合には振動吸収装置の構
造に対しては面外ばねの構造及びその保持方式が重要で
あることが分った。質量部材に加わる主な力は面内であ
る。質量部材の運動は、面外ばねも又使うときに主とし
て面内ばねにより抵抗を受ける。しかし面外ばねも又面
内における質量部材の運動に抵抗する。圧縮でたわみを
生じたコイルばねは、ばねワイヤのねじれ運動により主
としてせん断応力を受ける。せん断応力に対し適性な寸
法に定めると、従来の閉じた研削端部を持つコイルばね
は、端部のフレッチング（浸食）が最小である間は適当
な疲労寿命を持つ。このようなばねは面内ばねには有用
である。コイルばねがせん断運動（とくに運動質量及び
回転翼システムの場合のように章動（ｎｕｔａｔｉｏ
ｎ）」）を受けると、圧縮だけに基づくせん断応力のほ
かに面外ばねの両端部に著しい曲げ応力を誘起する。こ
の章動は、同板の揺動回転運動を示す。従来の閉じた／
研削端部付きばねは、本発明の別の実施例に面外ばねと
して使うと寿命が極めて短いことが分った。耐食ばね受
けを設けるとフレッチングが最小になりばね寿命が著し
く延びることが分った。図３Ａ及び３Ｂは、面外ばねに
とくに有用な不研削／開き端部付きコイルばね８０を示
す。不研削／開き端部付きばね８０は各端部に接線方向
延長部分８２を持つ。接線方向延長部分８２は、適正な
受けに受けると、ばねの回動を防ぐことによりフレッチ
ングを最小にしねじ効果によるばね圧縮度の変化をなく
す。図４は開き端部付きばね８０を各端部に位置させた
つる巻きばね８４とを示す。本発明の好適な実施例では
面外ばね５８、６６は各端部に位置させたばね受け８４
を持つ。ばね受け８４は、図示のように別個の部品でも
よく、又は台板、質量部材及び頂板に一体に形成しても
よい。これ等のつる巻きばね受けは又面内ばねに対して
使ってもよいが好適な実施例では必要がない。
【００２６】図５Ａ、５Ｂ及び５Ｃにはつる巻きばね受
け８４を詳細に示してある。図５Ａはつる巻きばね受け
８４の平面図である。（各図面で同様な参照数字は同様
な品目を示す）。つる巻きばね８４は、つる巻きみぞ９
０を形成した本体８８を持つ。つる巻きみぞ９０は、不
研削／開き端部付きばね８０の端部を受入れ延長部分８
２をばねの端部に保持するように寸法を定めてある。延
長部分８２は、みぞ９０内に受入れたときにつる巻ばね
受け８４に対するばねの回動を防ぐ。本体８８から上方
に、ばねの保持に役立つようにばねの内径内にはまる寸
法にした内側ばね案内面９２が延びている。本体８８か
ら反対方向に割出しピン９４が延びている。好適な実施
例では割出しピン９４は質量部材、台板及び頂板のばね
位置決め受け内に挿入してある。或はばね受けは、台
板、質量部材及び頂板に一体に形成してもよい。しかし
組立てを容易にするには別個のばね受け単位８４が好適
である。
【００２７】従来の閉じた／研削端部付きばね７６を図
２に例示してある。このようなばねの端部７８では、端
部巻き輪はこのばねが偏平な表面７９が得られるように
可変な厚さを持つ。このような従来のばねは面内ばね３
６には有用である。振動吸収装置２０では、この振動吸
収装置に加わる主方向力は回転翼の平面内にある。面外
方向に加わる力ははるかに弱い。すなわち面内ばね３６
は一般に、面内ばね５６、６６よりはるかに高い圧縮ば
ね率を持つ。面内ばねは、従来の閉じた／研削端部付き
ばね又は図３Ａ、３Ｂ及び４に示すようなばねでよい。
運動に抵抗するには、面内ばねは質量部材の面内移動に
抵抗する面外ばねの影響の要因（ｆａｃｔｏｒ）でなけ
ればならない。
【００２８】図６Ａないし６Ｄは質量部材４８を示す。
図６Ａは質量部材４８の平面図である。質量部材の本体
９６は、任意所望の形状を持ち図示のように質量調整お
もりを加えられる区域を備えている。図６Ｂは図６Ａの
横断面図である。本体９６からボルト９８が延びてい
る。各ボルト９８は、質量調整おもりを質量部材４８に
取付けるのに利用する。質量部材４８は、円筒形内面９
９を持つ下部突出部９７を備える。図６Ｃは、下部面外
ばね５８及び上部面外ばね６６を持つ質量部材４８の側
面図である。図６Ｄは図６Ａの下面図である。図６Ｄ
は、軸線及び通路５２に同心の内側円筒面９９を形成す
る突出部９７をもつ質量部材５８を示す。
【００２９】図７Ａは、質量部材４８に取り付けるよう
に寸法を定めた質量調整おもり１０２を示す。質量調整
おもり１０２はボルト通路１０４を形成する。好適な実
施例ではおもり１０２は、振動吸収アセンブリの中心軸
線と同心の中心通路１０６を形成する。好適な実施例で
は、台板、頂板及び質量部材内の各通路は吸収装置が静
止状態にある場合に共通の軸線を持つ。図７Ｂは図７Ａ
の７Ｂ−７Ｂ線に沿う質量調整おもり１０２の断面図を
示す。おもり１０２は、必要に応じ質量部材４８に取付
けた調整おもりである。図示の実施例では各おもりは、
通路１０４にボルト９８を通すことにより取付ける。各
おもりは、振動吸収装置を特定の各航空機に会うように
するのに質量部材に対し加え又は取除く。
【００３０】図８は、回転翼ハブ・アセンブリ１２５の
エラストマー質ダンパ・アセンブリ１１４のボルト１１
２に取付けた振動吸収装置２０の部分縦断面図である。
回転翼の支柱１１０は、これを貫く通路１１６を形成し
てある。支柱１１０の頂部に、貫通路１２０を持つ回転
翼の支柱ナット１１８を設けてある。図示のように質量
部材４８には複数個の調整おもり１０２が取付けられ振
動吸収装置を特定の航空機に適合するように加える付加
的質量を形成する。
【００３１】図８は振動吸収装置２０の運動制限体１３
０の好適な実施例を示す。運動制限体１３０（図に詳細
に示してある）は、ボルト１３２により台板２２に保持
することができ、又は台板に一体に形成することができ
ます。さらに質量部材４８はゴム緩衝体１３４を設ける
ことができる。
【００３２】図９は、質量部材４８、１連の調整おもり
１０２及び台板２２を示す部分縦断面図である。図９に
は運動制限体１３０を示してある。好適な実施例では台
板２２は、ボルト１３２が貫通する通路１３８を形成す
るフランジ区分１３６を備える。台板２２から上方に、
軸受受け面１３１と外方に延びる下部肩部１３８´が延
びている。軸受け１３３は、これが肩部１３８´に接触
するまで表面１３１に押当てられる。軸受１３３は、内
レース１４２及び外レース１４６とボール１４８とシー
ル１５０とを持つ。次いで締付け環１４０は表面１３１
に押当てられ軸受け１３３を肩部１３８´に当がう。接
触環１４４は軸受１３３の外側に押付けられる。連結環
１４４は、軸受外レース１４６に当たる上部の内方に延
びる唇状部１４９を取付け接触環１４４が軸受けー１３
３から滑動して離れないようにする。締付け環１４０の
フランジ１４５は接触環１４４に向かって延びれや異物
を軸受１３３に入らないようにそらせる。質量部材４８
には交換環１４３を設けてある。ゴム製の緩衝体１３４
はは環１４３の内面に取付けることができる。交換環１
４３は、緩衝体１３４をその磨耗後に交換できるように
するのに有用である。作動時には緩衝体１３４が接触環
１４４に接触すようになるのに十分なだけ質量部材４８
が移動し又は変位すると、衝撃により接触環１４４を移
動質量部材４８と共に移動させることによって運動制限
体３０のきず跡や損傷を最小にする。作動中に移動質量
部材４８は、図１８に示すように運動制限体にはほぼ連
続して衝突し急激な振動を生ずる。
【００３３】図１８は、接触環１４４を示し又質量部材
４８が振動する際の緩衝体１３４の場所を示す。第１の
位置２５０では緩衝体１３４は接触環１４４に点２５２
において接触する。質量部材が運動制限体のまわりに移
動に伴い接触点２５２が移行し、たとえば第２の位置２
５４において緩衝体１３４は点２５６で接触する。質量
部材４８は、面内ばねが防げるから運動制限体のまわり
に回動しない。しかし質量部材４８は、各ばねがたわむ
際にわずかな回転運動を生ずることができる。主として
質量部材は運動制限体のまわりに動き、この運動制限体
及び質量部材の間の接触点は接触環が質量部材の運動に
伴い旋回する場合に絶えず変化し又は同じままでになう
りょうにする。従来の振動吸収装置では、適正に調整し
た振動吸収装置は、過移動止めに接触するのに十分なだ
け移動する質量部材を備えない。
【００３４】本発明はその機能が従来の振動吸収装置と
は異なる。従来の振動吸収装置はその振動構造への取付
点のまわりの局部区域の振動を最小にし、又この振動構
造の片持ちばり振動数は減少させる必要のある振動の振
動数に適合させる。又は本発明は、回転システムで回転
翼航空機ハブに取付けられ、このハブの取付点でなくて
ハブから遠く隔てた胴体で振動を減らすようにする。従
って本吸収装置の片持ちばり振動数は、本発明振動吸収
装置及び取付点（この場合はハブ）の振動が最高になり
（従来の吸収装置とは異なって）しかも胴体の振動は最
低になる場合に本発明振動吸収装置がシステム共振振動
数でまたはこれに近い振動数で作動するように調整す
る。
【００３５】この点は、振動吸収装置及びハブを表わす
２つの自由度のばね質量システムの振動数応答を示した
図１３に例示してある。これ等の計算に対する方程式
は、ポレンテイス−ホール・インコーポレイテッド（Ｐ
ｒｅｎｔｉｃｅ−Ｈａｌｌ，Ｉｎｃ．）から刊行かれた
ウイリアム・テー・トムソン（Ｗｉｌｌｉａｍ Ｔ．Ｔ
ｈｏｍｓｏｎ）を著者とする「セオリー・オブ・バイブ
レイション・ウイズ・アｐｒイケイションズ）（Ｔｈｅ
ｏｒｙ ｏｆ Ｖｉｂｒａｔｉｏｎ ｗｉｔｈＡｐｐｌ
ｉｃａｔｉｏｎｓ）の５．５節に認められる。図１３で
は小さい質量（ｍ）及びばね（ｋ）は振動吸収装置を表
わす。大きい質量（ｍ）及びばね（ｋ）は、応答により
ハブの振動を表わす主動的システムを表わす。ハブ
（Ｍ）の変位はＺにより示してある。図１４において小
さい質量（吸収装置）及び主質量（ハブ）の変位の振幅
を共にプロットしてある。同様に位相情報を図１５に示
してある。図１５では胴体の振動を減らす必要のある振
動数すなわち作動振動数Ｗｏで示してある。作動振動数
がシステム共振振動であるか又はこれに極めて近いのは
明らかである。この場合吸収装置及びハブの両方の振幅
が最大である。又図１４に示すように作動振動数より低
い振動数Ｗｃ（片持ちばり振動数）においてはハブ運動
は最低である。Ｗｃは吸収装置の次式で与えられる片持
ちばり振動数に対応する。
【００３６】
【数１】
【００３７】従来の振動吸収装置ではＷｃは、ハブ運動
が最低になる作動振動数に等敷く成らなければならな
い。図１４及び１５に示すように本発明ではこのように
はならなくて、この場合作動振動数において［ｎ回転
（ｎ＝羽根の枚数）において］ハブ運動が実質的に最高
になる。
【００３８】システム共振振動数における作動により本
発明によって極めて有効な軽量の振動減少装置が得れれ
る。しかしこの装置は調整及び安定が極めてむずかしく
なる。この装置は振動数のわずかな変化に極めて敏感で
ある。その理由は吸収装置が共振時又はその付近で軽く
減衰したシステムのピークで作動するからである。この
問題は、回転システムで吸収装置の一体部分として作っ
た運動制限体により解決された。質量部材は、任意の与
えられたときに運動制限体に対し点接触しこの質量部材
の運動がつねに限定され一定になうりようにする。運動
制限体はこのシステムを安定にするのに役立つ、本発明
を作動することにより、従来の振動吸収装置より一層高
い振動振幅が得ら、同じ成績を得るのに本発明では一層
軽い重量のシステムを使うことができる。これに反して
従来のフラーム（ｆｒａｈｍ）は、質量部材が使用中に
過移動の止めに接触することはあるとしても、めったに
は接触しないように設計されている。
【００３９】振動吸収装置は回転翼ハブと一緒に回転す
る。回転翼ハブの振動荷重により質量部材を運動制限体
のまわりの種種の点で実質的に連続的にこの運動制限体
を動かしこれに接触させる。
【００４０】各ばねは、適当な回転ごとの所望の減衰を
生ずるように調整する。この調整は、ハブにおけるせん
断を計測し隔離する振動数を定めることにより行うこと
ができる。次いで力に反作用を及ぼすのに必要な重量及
び変位を定めることができる。次いでばね率を計算し隔
離しようとする振動数に振動吸収装置を適合させること
ができる。問題の羽根の枚数に対し所望の回転ごとの減
衰は回転ごとの羽根振動数に依存する。第１段の調整
は、初めの設定点が得られるようにばねを調整すること
である。各航空機の特定の特性の微調整はこの場合、調
整おもり１０２を加え又は除くことにより行うことがで
きる。以下の説明は４回転ごとシステムに対するばね調
整手順を示す。この例は、面外ばねが別の実施例に使う
ことができるからこれ等の面外ばねを参照する。当業者
には、面外ばねを持たない好適な実施例に対し式の簡略
化が明らかである。調整は、面内ばね及び面外ばねのば
ね率と初期調整質量とを訂正することによって行われ
る。初期調整質量は、質量部材だけであり又は所望数の
初期調整おもりを備えた質量部材である。いずれの場合
にも調整質量は航空機に取付ける単位の初期質量であ
る。初期調整質量が各調整おもみの重量と共に質量部材
を含むときは、個別の航空機の特異性に対し必要に応じ
振動吸収装置を調整するのに後で調整おもりを除く機会
を利用できる。
【００４１】所望のねじれ、上下方向及び縦揺れ／横揺
れの振動数は、ばねの半径方向場所と調整おもりとばね
率とを制御することによって得られる。このシステムの
所望のばね率は、ばねの個数、直径、ばねワイヤの直
径、コイルの個数及び予備圧縮の量を制御することによ
り得られる。
【００４２】本発明では質量の変位と振動吸収作用と
は、面外コイルばねの調整重量及びせん断力を心合わせ
するのに使われる、面内コイルばねに加わる圧縮力及び
せん断力により生ずる。
【００４３】各ばねに対する圧縮に基づくばね率は次の
式により表わされる。
【００４４】
【数２】
【００４５】Ｐ − 圧縮力 ｌｂ δc − ばね圧縮 ｉｎ Ｇ − せん断弾性係数 ｌｂ／ｉｎ2 ｄ − ワイヤ直径 ｉｎ Ｄ − 平均直径 Ｋc − 圧縮ばね率 ｌｂ／ｉｎ Ｎa − 有効巻線の数
【００４６】せん断に基づくばね率は次の式により計算
する。
【００４７】
【数３】
【００４８】Ｋc − 圧縮ばね率 ｌｂ／ｉｎ δsh − せん断たわみ ｉｎ δpc − 予備圧縮 ｉｎ Ｋsh − せん断ばね率 ｌｂ／ｉｎ Ｐ − せん断力 ｌｂ ｆ（δpc） − 予備圧縮の関数
【００４９】圧縮に基づくせん断応力は次式により定め
る。
【００５０】
【数４】
【００５１】τ − せん断応力 ｌｂ／ｉｎ2 Ｋc − 圧縮ばね率ｌｂ／ｉｎ Ｄ − ばねの平均直径ｉｎ ｄ − ワイヤ直径ｉｎ Ｋw − 応力補正係数 δ − たわみｉｎ
【００５２】面内ばね率は次の式により定める。
【００５３】
【数５】
【００５４】 ｎ − 変位方向における面内ばねの個数 ｍ − 変位に直行する方向における面内ばねの個数 ｏ − 面外ばねの個数 Ｋ1 − 面内ばねの圧縮ばね率 Ｋ1 * − 面内ばねの横方向ばね率（せん断方向） Ｋv * − 面外ばねの横方向ばね率
【００５５】図１に示した実施例に対し式は次のように
なる。
【００５６】
【数６】
【００５７】上下方向ばね率は次式により定める。
【００５８】
【数７】
【００５９】Ｋv − 面外ばねの圧縮ばね率 Ｋ1 * − 面内ばねの横方向ばね率 Ｏ − 面外ばねの個数 ｂ − 面内ばねの個数
【００６０】図示の実施例に対し式は次のようになる。
【００６１】
【数８】
【００６２】ねじりばね率は次式により定める。
【００６３】
【数９】
【００６４】Ｋ1 * − 面内ばねの横方向ばね率 ｊ − 面内ばねの個数 θ − 面外ばねの個数 Ｘ1 − ばね止めの中心を通過する軸線から片寄った
面内ばねの長軸の隔離 Ｙ1 − 振動吸収装置の上下方向軸線から片寄った面
内ばねの端部の距離 Ｘ2 − 振動吸収装置の上下方向軸線からの下部面外
ばねの距離 Ｋv − 面外ばねの横方向ばね率 Ｘ3 − 振動吸収装置の上下方向軸線からの上部面外
ばねの距離 Ｙ2 − 対称軸線からの下部面外ばねの距離 Ｙ3 − 対称軸線からの上部面外ばねの距離
【００６５】これ等の関係は図１０Ａ及び１０Ｂに線図
的に示してある。Ｘ2及びＸ3とＹ2及びＹ3とはばねの設
計配置によって同じでよい。図１に示した実施例ではこ
の式は次のようになる。
【００６６】
【数１０】
【００６７】縦揺れ及び横揺れのばね率は次の式により
定める。
【００６８】
【数１１】
【００６９】
【数１２】
【００７０】ｎ面内ばねの個数 ｍ面外ばねの個数
【００７１】図１０Ｃは、質量部材に力を加える方向を
示す。
【００７２】図１０Ａ及び１０Ｂは、前記の式に応用で
きる質量及びばねの線図の大要を示す。
【００７３】図１１に示すようにばねの予備圧縮は横方
向ばね率に影響を及ぼす。前記の式で設定位置における
ばねの予備圧縮に対応する予備圧縮率を使わなければな
らない。
【００７４】図１に示した実施例では８個の面内ばねを
設けてある。寸法を考慮するとこの８個の面内ばねの構
成は有用である。しかし８個の面内ばねの代りに４個の
面内ばねを使うこともできる。又図１に示すように別の
実施例で４個の下部の面外ばねと４個の上部の面外ばね
とを使ってある。必ずしも４個の面内ばねを使う必要は
なくて、上部の面内ばねが回転翼質量の軸線のまわりに
対称に配置され、又下部の面外ばねを回転翼質量の軸線
に対し対称に位置させてあれば、上部位置及び下部位置
の両方に１個又は１個以上の面内ばねを使うことができ
る。図１２Ａは、各ばね止め１６６から間隔を置いた質
量部材１６４を保持する４個の面内ばね１６２を備えた
振動吸収装置１６０の平面図である。質量部材１６４は
回転翼支柱の軸線に同心の穴１６６を設けてある。又こ
の穴のまわりに上部の面外ばね１６８を同心に設けてあ
る。質量部材１６４は、下部の面外ばね１７２（図１２
Ｂに示してある）と上面の面外ばね１６８と頂板（図示
してない）とにより台板１７０から間隔を置いて保持し
てある。
【００７５】図１２Ｂは図１２Ａの１２Ｂ−１２Ｂ線に
沿う断面図である。図１２Ｂでは運動制限体は図が明ら
かになるように示してなくて面外ばね１７２の外側に位
置させてある。台板１７０は、ばね１７２の下端部を受
けるつる巻きばね受け１７４を備える。つる巻きばね受
け１７４のみぞの形状は、図５Ａ及び５Ｂに示したのと
同じであり、単にこのみぞは台板自体に形成してある。
【００７６】質量部材１６４は、下部の面外ばねの上部
部分を受入れるように形成したつる巻形受入れみぞを持
つ下面を備え、又外側上部つる巻きばねを受入れる、質
量部材１６４の上面のつる巻きばね受入れみぞ１７８を
備える。上部の面外ばね用の同様なつる巻形受入れみぞ
を頂板に設ける。面内ばね及び面外ばねのばね数は変え
てもよい。各ばねは調整ができるように対称に位置させ
なければならない。奇数個のばねの場合には、前記の式
は幾何学的形状及び力の方向を考慮して調整しなければ
ならない。このような調整を行うことは当業者には普通
のことである。
【００７７】図１６Ａ及び１７は頂板を備えない本発明
の実施例を示す。図１６は５枚羽根回転翼システムに適
当な構造を示す。この場合質量部材２００は振動吸収装
置の面外軸線のまわりに対称に位置させた５つの面外側
壁２０２を備える。同様に５つの保持構造２０４は互い
に対称に又質量部材から間隔を置いて、質量部材２００
を静止状態にあるとき保持構造２０４及び台板２０６か
ら間隔を置いて支えるようにしてある。図１６Ｂは図１
６Ａの断面図である。これ等の実施例では面外ばねを使
わない。又この場合運動制限体は、台板２０６の上方に
延びる支持体２１０を囲むポリテトラフルオルエチレン
のような自動潤滑材料から成る接触環２０８から構成し
てある。接触環２０８は、支持体に取付けられ又はこの
接触環が前記した軸受アセンブリと同様な支持体のまわ
りに回転するような寸法にする。自動潤滑の緩衡パッド
は、接触環２０８を囲む質量部材２００の内面に設ける
のがよい。質量部材２００が動く際に、自動潤滑材料か
ら成る緩衡パッドは、自動潤滑材料から成る接触環２０
８に接触し質量部材２００を運動制限体のまわりに移動
させる。
【００７８】図１７は、互いに対称に間隔を置いた３つ
のばね保持構造物２２０と３個の面内ばね２２４とを備
えた台板と共に３辺を持つ質量部材２２０を示す。
【００７９】以上本発明は好適な実施例について添付図
面について詳細に説明したが本発明はなお種々の変化変
型を行うことができるのはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】本発明振動吸収装置の１実施例の要部の展開
斜視図である。
【図１Ｂ】図１の実施例の他の部分の展開斜視図であ
る。
【図２】従来のばねの側面図である。
【図３Ａ】本発明にとくに有用なばねの端部図である。
【図３Ｂ】本発明に有用な図３Ａのばねの側面図であ
る。
【図４】本発明に有用な図３Ａのばねを使ったばねアセ
ンブリの側面図である。
【図５Ａ】ばね受けの１実施例の端面図である。
【図５Ｂ】図５Ａの横断面図である。
【図５Ｃ】図５Ａの側面図である。
【図６Ａ】面外ばねを設けた質量部材の１実施例の平面
図である。
【図６Ｂ】図６Ａの横断面図である。
【図６Ｃ】図６Ａの側面図である。
【図６Ｄ】図６Ａの下面図である。
【図７Ａ】質量調整おもりの平面図である。
【図７Ｂ】図７Ａの横断面図である。
【図８】回転翼支柱及び羽根支持体に取付けた本発明の
１実施例の部分縦断面図である。
【図９】図８の運動制限体を拡大して示す部分縦断面図
である。
【図１０Ａ】本装置に使うばね及び質量部材の線図的正
面図である。
【図１０Ｂ】図１０Ａの側面図である。
【図１０Ｃ】運動の方向を示す線図である。
【図１１】横方向ばね率の予備圧縮の効果を示す線図で
ある。
【図１２Ａ】本発明吸収装置の別の実施例を頂板を除い
て示す平面図である。
【図１２Ｂ】図１２Ａの横断面図である。
【図１３】振動面のばね質量の線図である。
【図１４】種々の振動数における質量部材の振幅及びハ
ブの振幅を示す線図である。
【図１５】移動質量及びハブ運動の位相の線図である。
【図１６Ａ】５枚羽根システムの１実施例の平面図であ
る。
【図１６Ｂ】図１６Ａの拡大横断面図である。
【図１７】３枚羽根システムに適当な実施例の平面図で
ある。
【図１８】本吸収装置の運動制限体の運動を示す平面図
である。
【符号の説明】
２０ 振動吸収装置 ２２ 台板 ２４ 通路 ２６ 軸線 ３０ 運動制限体 ３６ 面内ばね ４５ ばね保持構造物 ４８ 質量部材 ５８，６６ 面外ばね １０２ 質量調整おもり
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成９年３月２１日
【手続補正１】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】全図
【補正方法】変更
【補正内容】
【図 ２】
【図 ３Ａ】
【図 ３Ｂ】
【図 ５Ｂ】
【図 ７Ｂ】
【図 １Ａ】
【図 １Ｂ】
【図 ４】
【図 ５Ａ】
【図 ５Ｃ】
【図 ６Ａ】
【図 ６Ｂ】
【図 ６Ｃ】
【図 ７Ａ】
【図 １０Ｃ】
【図 ６Ｄ】
【図 ８】
【図 ９】
【図 １０Ｂ】
【図 １２Ｂ】
【図 １３】
【図 １０Ａ】
【図 １１】
【図 １２Ａ】
【図 １６Ａ】
【図 １６Ｂ】
【図 １４】
【図 １５】
【図 １７】
【図 １８】
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 マイズァット、ユース アメリカ合衆国テクサス州76021、べドフ ォード、ラスティク・ウッズ 3217番 (72)発明者 ブライアン、ダブルュー、マーシャル アメリカ合衆国テクサス州76017、アーリ ングタン、ヴァルパレイソ・トレイル 5508番

Claims (19)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 （ａ）台板であつて、頂部側及び底部側
    を持ち、実質的にこの台板に直交する軸線を備えた台板
    と、 （ｂ）この台板から上方に延びる２個又はそれ以上のば
    ね保持構造物と、 （ｃ）前記前記軸線のまわりに前記台板から上方に延び
    る運動制限体と、 （ｄ）質量部材であつて、頂部側、底部側及び面外側を
    備えた所定の形状を持ち、前記質量部材から下方に延
    び、前記運動制限体を囲む円筒面を持つ質量部材と、 （ｅ）前記各ばね保持構造物と、前記質量部材の面外側
    の１つとの間に位置させられ、静止状態にあるときに前
    記質量部材を前記各ばね保持構造物から間隔を置いて保
    持する１個又は１個以上の面内ばねと、を包含する振動
    吸収装置。
  2. 【請求項２】 前記面内ばねを予備圧縮した請求項１の
    振動吸収装置。
  3. 【請求項３】 前記質量部材に取付けた１個又は複数個
    の質量調整おもりを前記質量部材が備えた請求項１の振
    動吸収装置。
  4. 【請求項４】 前記運動制限体に、前記台板に対して回
    転できる接触環を設けた請求項１の振動吸収装置。
  5. 【請求項５】 前記振動吸収装置を、所定の枚数の羽根
    を持つハブのハブ運動を最高にする振動数に調整した請
    求項１の振動吸収装置。
  6. 【請求項６】 （ａ）台板であつて、頂部側及び底部側
    と、この台板に直交する軸線とを持ち、この軸線のまわ
    りに同心の通路と、台板上部に延びる運動制限体とを形
    成した台板と、 （ｂ）この台板から上方に延び、前記軸線から間隔を置
    いた２個又はそれ以上のばね保持構造物と、 （ｃ）貫通する軸線を持ち、この軸線のまわりに貫通す
    る通路を形成し、頂部側、底部側及び面外側を持ち、か
    つ緩衝面を持つ質量部材と、 （ｄ）前記各ばね保持構造物と、前記質量部材の対応す
    る面外側との間に位置させられ、前記質量部材を各ばね
    止めから間隔を置いて保持するようにした１個又は１個
    以上の面内ばねと、 （ｅ）一方の側を前記台板に取付け、接触環が前記台板
    に対して回転できるように、他方の側を前記接触環に取
    付けた軸受アセンブリを備えた運動制限アセンブリと、
    を包含するヘリコプタ回転翼システム用の振動吸収装
    置。
  7. 【請求項７】 前記各面内ばねを予備圧縮した請求項６
    の振動吸収装置。
  8. 【請求項８】 前記質量部材に取付けた１個又は１個以
    上の質量調整おもりを、前記質量部材に設けた請求項６
    の振動吸収装置。
  9. 【請求項９】 所定の枚数の羽根を持つハブのハブ運動
    を最大にする振動数に調整するようにした請求項６の装
    置。
  10. 【請求項１０】 （ａ）台板であつて、頂部側及び底部
    側とこの台板に直交軸線とを持ち、この軸線に同心の通
    路と前記頂部側の各ばね受けとを形成する台板と、 （ｂ）この台板から上方に延び、前記軸線から間隔を置
    いたばね保持構造物と、 （ｃ）軸線のまわりに貫通する通路を形成し、頂部側、
    底部側及び面外側と、頂部側及び底部側のばね受けと、
    緩衝面とを持つ質量部材と、 （ｄ）前記台板に取付けられ、軸線のまわりの通路と、
    頂部側及び底部側と、この底部側のばね受けとを形成す
    る頂板と、 （ｅ）前記台板及び質量部材の前記ばね受け内に上端部
    及び下端部を位置させた１個又は１個以上の下部の面外
    ばねと、 （ｆ）前記台板及び質量部材の前記ばね受け内に上端部
    及び下端部を位置させた１個又は１個以上の上部の面外
    ばねと、 （ｇ）前記各ばね保持構造物と前記質量部材の対応する
    面外との間に位置させた１個又は１個以上の面内ばねと
    を備え、 （ｈ）前記質量部材を、静止状態にあるときに前記ばね
    により、前記台板、頂板及びばね保持構造物から間隔を
    置いて保持するようにし、 （ｉ）前記台板から延び、前記質量部材が振動荷重を受
    けたときに、前記緩衝面に接触するように位置させた運
    動制限体を設けて成る、ヘリコプタ回転翼システム用の
    振動吸収装置。
  11. 【請求項１１】 前記運動制限体を、 （ａ）間に軸受けを挟んだ内外の軸受レースを持ち前記
    内レースを前記台板に位置させ、この台板から延びるよ
    うにして成る軸受と、 （ｂ）前記軸受外レースに隣接し、前記台板に対し回転
    できる接触環と、により構成した請求項１０の振動吸収
    装置。
  12. 【請求項１２】 前記質量部材に取付けた質量調整おも
    りをさらに備えた請求項１１の振動吸収装置。
  13. 【請求項１３】 前記台板と、頂板又は側壁内部に挿入
    した前記ばね保持構造物との間に延びる側壁を備えた請
    求項１０の振動吸収装置。
  14. 【請求項１４】 ４個の前記ばね保持構造物を設け、前
    記各ばね保持構造物と、前記質量部材の面外側との間に
    ２個の面内ばねを設けた請求項１０の振動吸収装置。
  15. 【請求項１５】 ４個の下部の面外ばねと４個の上部の
    面外ばねとを設けた請求項１１の振動吸収装置。
  16. 【請求項１６】 前記ばね受けに、前記各ばねの端部を
    受け入れるようにつる巻きみぞを設けた請求項１１の振
    動吸収装置。
  17. 【請求項１７】 前記ばねが、各端部に接線方向延長部
    分を持つコイルばねである請求項１６の振動吸収装置。
  18. 【請求項１８】 前記ばね保持構造物を互いに連結し、
    検査口通路を形成した側壁を備えた請求項１６の振動吸
    収装置。
  19. 【請求項１９】 所定枚数の羽根を持つハブのハブ運動
    を最大にする振動数に調整した請求項１０の振動吸収装
    置。
JP35875496A 1996-02-15 1996-12-27 振動吸収装置 Expired - Fee Related JP4000342B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/599,562 US5647726A (en) 1996-02-15 1996-02-15 Rotor system vibration absorber
US08/599562 1996-02-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH109341A true JPH109341A (ja) 1998-01-13
JP4000342B2 JP4000342B2 (ja) 2007-10-31

Family

ID=24400135

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP35875496A Expired - Fee Related JP4000342B2 (ja) 1996-02-15 1996-12-27 振動吸収装置

Country Status (6)

Country Link
US (1) US5647726A (ja)
EP (1) EP0790180B1 (ja)
JP (1) JP4000342B2 (ja)
KR (1) KR100465560B1 (ja)
CA (1) CA2192405C (ja)
DE (1) DE69631871T2 (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001090781A (ja) * 1999-07-19 2001-04-03 Exedy Corp コイルスプリング組立体及びダンパー機構
KR100465560B1 (ko) * 1996-02-15 2005-04-28 벨 헬리콥터 텍스트론 인코포레이티드 로터시스템진동흡수체
JP2005264909A (ja) * 2004-03-22 2005-09-29 Techno Takatsuki Co Ltd 電磁振動式ポンプの制振装置
JP2010530334A (ja) * 2007-06-20 2010-09-09 アグスタ ソチエタ ペル アツィオニ 振動ダンパを備えるヘリコプタ回転翼、及びそれを更新する方法

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2749901B1 (fr) * 1996-06-12 2000-12-08 Eurocopter France Dispositif pour reduire les vibrations engendrees par un rotor de sustentation d'un aeronef a voilure tournante
US5954480A (en) * 1997-08-28 1999-09-21 Sikorsky Aircraft Corporation Vibration isolator for rotorcraft
US5901616A (en) * 1997-09-15 1999-05-11 Sikorsky Aircraft Corporation Inertial mass for vibration isolators
US7153094B2 (en) * 2001-04-19 2006-12-26 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor system vibration absorber
US6443273B1 (en) 2001-08-24 2002-09-03 Bell Helicopter Textron, Inc. Compact vibration cancellation device
US7007448B2 (en) * 2002-03-20 2006-03-07 The Toro Company Reel mower with tuned mass damper
US7669397B1 (en) 2002-03-20 2010-03-02 The Toro Company Reel mower with tuned mass damper
US8162606B2 (en) 2004-08-30 2012-04-24 Lord Corporation Helicopter hub mounted vibration control and circular force generation systems for canceling vibrations
US7722322B2 (en) * 2004-08-30 2010-05-25 Lord Corporation Computer system and program product for controlling vibrations
EP1786670B1 (en) * 2004-08-30 2013-12-25 Lord Corporation Helicopter vibration control system
US8267652B2 (en) * 2004-08-30 2012-09-18 Lord Corporation Helicopter hub mounted vibration control and circular force generation systems for canceling vibrations
US8435002B2 (en) * 2004-08-30 2013-05-07 Lord Corporation Helicopter vibration control system and rotating assembly rotary forces generators for canceling vibrations
US8090482B2 (en) 2007-10-25 2012-01-03 Lord Corporation Distributed active vibration control systems and rotary wing aircraft with suppressed vibrations
DE102008052424B4 (de) * 2008-10-21 2012-06-28 Fischer Seats International Gmbh Vibrationstilgersystem
US8800145B2 (en) * 2008-12-30 2014-08-12 Sikorsky Aircraft Corporation Refurbishing method and system for a main rotor blade spar
FR2945788B1 (fr) * 2009-05-20 2011-05-13 Eurocopter France Dispositif a masses concentrees pour reduire les vibrations engendrees par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un tel dispositif
FR2959484B1 (fr) 2010-04-30 2012-11-09 Eurocopter France Dispositif pour reduire les vibrations engendrees par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un tel dispositif.
DE202010014493U1 (de) 2010-10-20 2010-12-30 Fischer Seats International Gmbh Vibrationstilgersystem
KR101911000B1 (ko) 2011-02-04 2018-10-23 로오드 코포레이션 공진 관성형 액추에이터를 구비한 회전익 항공기 진동 제어 시스템
US10569868B2 (en) * 2013-04-02 2020-02-25 Hood Technology Corporation Multicopter-assisted system and method for launching and retrieving a fixed-wing aircraft
US10583920B2 (en) 2013-04-02 2020-03-10 Hood Technology Corporation Multicopter-assisted system and method for launching and retrieving a fixed-wing aircraft
US9988146B2 (en) * 2013-11-08 2018-06-05 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor balancing apparatus
US9896199B2 (en) 2013-12-20 2018-02-20 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor hub for a rotorcraft
US10538315B2 (en) 2014-11-19 2020-01-21 Sikorsky Aircraft Corporation Method of balancing a main rotor hub
EP3988449B1 (en) * 2016-03-14 2023-11-01 Textron Innovations Inc. Rotor hub vibration attenuator
US10562617B2 (en) 2016-03-14 2020-02-18 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor hub vibration attenuator
US11255347B2 (en) * 2016-09-19 2022-02-22 Fortinet, Inc. Fan vibration damping devices, systems and/or methods
EP3476728B1 (en) 2017-10-31 2019-12-25 LEONARDO S.p.A. Rotor for a hover-capable aircraft and method for containment of vibrations transmitted to the mast of a rotor of a hover-capable aircraft
US11235892B2 (en) 2019-05-22 2022-02-01 Hood Technology Corporation Aircraft retrieval system and method
EP3750801B1 (en) * 2019-06-13 2021-08-04 LEONARDO S.p.A. Rotor for a hover-capable aircraft
US11125295B2 (en) * 2019-08-30 2021-09-21 Nhk International Corporation Damping device
GB2612183A (en) * 2021-09-15 2023-04-26 Bae Systems Plc Resonator, resonator array, vibration control system and method
EP4151879A1 (en) * 2021-09-15 2023-03-22 BAE SYSTEMS plc Resonator, resonator array, vibration control system and method

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB423615A (en) * 1933-09-20 1935-02-05 British Leyland Motor Corp Oscillation dampers for vehicles running or operating on rails or tramways
US2576105A (en) * 1945-09-06 1951-11-27 John C Childs Balancing device for aircraft rotors
US2887071A (en) * 1954-01-29 1959-05-19 Buckeye Steel Castings Co Vibration absorber for vehicles
US3298443A (en) * 1964-12-31 1967-01-17 Boeing Co Vibration absorbing system
US3219120A (en) * 1964-12-31 1965-11-23 Boeing Co Vibration absorbing system
US3387505A (en) * 1965-10-23 1968-06-11 Houdaille Industries Inc Tuned torsional vibration damper
US3536165A (en) * 1967-12-29 1970-10-27 Boeing Co Vibration absorber tuner
US3509971A (en) * 1968-01-02 1970-05-05 Boeing Co Vibration control system
GB1465266A (en) * 1973-04-26 1977-02-23 Westland Aircraft Ltd Rotors for rotary wing aircraft
GB1528057A (en) * 1976-01-20 1978-10-11 Westland Aircraft Ltd Vibration absorbers
US4044628A (en) * 1976-03-24 1977-08-30 U.S. Manufacturing Corporation Torsional damper
US4088042A (en) * 1976-09-07 1978-05-09 The Boeing Company Vibration isolation system
US4160390A (en) * 1977-06-16 1979-07-10 Spaetgens Theodore W Tuned torsional vibration damper
US4140028A (en) * 1977-09-13 1979-02-20 The Boeing Company Vibration isolation system
FR2416838A1 (fr) * 1978-02-10 1979-09-07 Aerospatiale Dispositif pour attenuer les vibrations d'un rotor de giravion
FR2416839A1 (fr) * 1978-02-10 1979-09-07 Aerospatiale Dispositif resonateur pour attenuer les vibrations d'un rotor de giravion
FR2422076A1 (fr) * 1978-04-06 1979-11-02 Hispano Suiza Sa Dispositif de reequilibrage automatique de systemes tournants
US4212588A (en) * 1978-05-11 1980-07-15 United Technologies Corporation Simplified rotor head fairing
US4365770A (en) * 1978-08-04 1982-12-28 United Technologies Corp. Fixed position variable frequency pendular-type vibration absorber
US4239455A (en) * 1978-09-11 1980-12-16 Textron, Inc. Blade-mounted centrifugal pendulum
US4225287A (en) * 1978-11-06 1980-09-30 Westland Aircraft Limited Vibration absorber for helicopter
US4365771A (en) * 1979-02-26 1982-12-28 Textron, Inc. Inplane nodalization system
US4596513A (en) * 1985-01-10 1986-06-24 United Technologies Corporation Helicopter air-spring vibration absorber
JPH0434244A (ja) * 1990-05-29 1992-02-05 Mitsubishi Steel Mfg Co Ltd 動吸振器
FR2669982B1 (fr) * 1990-11-30 1993-02-19 Aerospatiale Dispositif de suspension anti-resonnante pour helicoptere.
FR2678032B1 (fr) * 1991-06-18 1993-10-01 Aerospatiale Ste Nationale Indle Dispositif de liaison elastique entre deux pieces, et aeronef a voilure tournante comportant ledit dispositif.
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.
GB9123304D0 (en) * 1991-11-02 1992-09-23 Westland Helicopters Integrated vibration reducing and health monitoring systems
US5647726A (en) * 1996-02-15 1997-07-15 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor system vibration absorber

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100465560B1 (ko) * 1996-02-15 2005-04-28 벨 헬리콥터 텍스트론 인코포레이티드 로터시스템진동흡수체
JP2001090781A (ja) * 1999-07-19 2001-04-03 Exedy Corp コイルスプリング組立体及びダンパー機構
JP2005264909A (ja) * 2004-03-22 2005-09-29 Techno Takatsuki Co Ltd 電磁振動式ポンプの制振装置
JP2010530334A (ja) * 2007-06-20 2010-09-09 アグスタ ソチエタ ペル アツィオニ 振動ダンパを備えるヘリコプタ回転翼、及びそれを更新する方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP0790180B1 (en) 2004-03-17
US5647726A (en) 1997-07-15
CA2192405A1 (en) 1997-08-16
DE69631871T2 (de) 2004-08-19
EP0790180A1 (en) 1997-08-20
DE69631871D1 (de) 2004-04-22
JP4000342B2 (ja) 2007-10-31
CA2192405C (en) 2004-10-26
KR100465560B1 (ko) 2005-04-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH109341A (ja) 振動吸収装置
CA2457293C (en) Compact vibration cancellation device
US4255084A (en) Device for damping the vibrations of a rotary-wing aircraft rotor
US4596158A (en) Tuned gyroscope with dynamic absorber
US4281967A (en) Resonator device for damping the vibrations of a rotor of a rotary-wing aircraft
US5901616A (en) Inertial mass for vibration isolators
US4218187A (en) Constant frequency bifilar vibration absorber
US20160153518A1 (en) Apparatus for Mounting an Object to a Structure in a Vibration-Free Manner
CA2337956C (en) Pivoting vibration absorber including a torsional spring and pipeline system utilizing same
AU2002332609A1 (en) Compact vibration cancellation device
JPH03213497A (ja) 回転翼機のロータブレードの抗力を緩衝／弾性回復させる回転粘弾性装置と、それを備えたロータヘッド
CA2232767C (en) Adaptively tuned vibration absorber with dual flexures
US20100296931A1 (en) Distributed-mass device for reducing vibration generated by a rotorcraft lift rotor, and a rotor hub fitted with such a device
US4972930A (en) Dynamically adjustable rotary unbalance shaker
US4430045A (en) Helicopter power train for distributing rotor blade flapping displacements through a plurality of drive train components
WO1998011360A1 (en) Multi-directional tuned vibration absorber
US5954480A (en) Vibration isolator for rotorcraft
US20020086789A1 (en) Centrifuge gyro diaphragm capable of maintaining motor shaft concentricity
US4045948A (en) Vibration attenuating support for rotating member
US20030222194A1 (en) Vibration isolation system
CA1110605A (en) Tuned spring-mass vibration absorber
CN110805529B (zh) 调谐质量阻尼装置
CN110805530B (zh) 调谐质量阻尼装置
US7153094B2 (en) Rotor system vibration absorber
US4977342A (en) Electromagnetic vibration generators

Legal Events

Date Code Title Description
A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20060307

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20060607

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20060613

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20060907

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: 20070605

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20070621

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100824

Year of fee payment: 3

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: 20110824

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110824

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120824

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120824

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130824

Year of fee payment: 6

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees