KR101634184B1 - 헬리콥터 - Google Patents

Abstract

헬리콥터(1)는 회전익(3), 동체(2), 회전익(3)에 기능적으로 연결된 트랜스미션(7), 적어도 트랜스미션(7)을 지지하는 지지체(14), 및 제1 연결 부재(21)와, 지지체(14)와 동체(2)에 각각 연결된 1개 이상의 제2 연결 부재(31, 32, 33, 34)를 포함한 연결 수단(20)을 포함한다. 연결 수단(20)은 제1 연결 부재(21)와 제2 연결 부재(31, 32, 33, 34) 사이에 배치된 탄성 부재(41)를 포함한다.

회전익, 동체, 트랜스미션, 지지체, 제1 연결 부재, 제2 연결 부재, 탄성 부재

Description

헬리콥터{HELICOPTER}

본 발명은 헬리콥터에 관한 것이다.

승무원용 전방 객실을 형성하는 동체, 헬리콥터가 상승하고 전진하는데 필요한 양력과 추력을 발생시키기 위해 동체의 중심 부분의 상부에 설치된 주 회전익, 및 헬리콥터의 테일핀(tail fin)으로부터 돌출된 반토크 회전익을 포함하는 헬리콥터가 실제로 공지되어 있다.

더 구체적으로, 주 회전익은 구동 샤프트, 및 허브(hub)의 배치와 함께, 구동 샤프트에 힌지 연결된 복수의 날개를 포함한다.

또한, 헬리콥터는 1개 이상의 엔진, 엔진과 구동 샤프트 사이의 트랜스미션(transmission), 및 구동 샤프트와 트랜스미션을 지지하는 지지체에 동체를 연결시키는 연결 장치를 포함한다. 다시 말해, 동체는 연결 장치에 의해 지지체로부터 "현수되어" 있다.

헬리콥터가 수직으로 움직이는 동안, 엔진은 트랜스미션에 토크를 가한다. 작용-반작용 법칙에 따라, 반작용 토크는 지지체에 전달되고, 연결 장치에 의해 지지체로부터 동체로 전달되며, 이 반작용 토크는 꼬리 회전익에 의해 동체에 가해지 는 반대 토크에 의해 균형을 이룬다.

연결 장치는 불가피하게 진동 및 소음을 동체, 결국은 객실로 전달하여, 승무원의 불편을 초래한다.

해당 산업 내에서는, 특히 소정의 주파수 범위 내로, 객실로의 이러한 진동 및 소음의 전달을 최소화하기 위한 필요성을 느끼고 있다.

본 발명은 상기의 필요성 중 하나 이상을 저렴하고 용이하게 이루도록 설계된 헬리콥터를 제공하는데 있다.

본 발명에 따른 헬리콥터는 회전익, 동체, 상기 회전익에 기능적으로 연결된 트랜스미션, 적어도 상기 트랜스미션을 지지하는 지지체, 상기 지지체에 연결된 제1 연결 수단, 상기 동체에 연결된 제2 연결 수단, 및 상기 제1 연결 수단과 상기 제2 연결 수단 사이에 배치된 탄성 수단을 포함하고, 상기 제1 연결 수단은, 상기 지지체에 연결되고, 상기 동체의 길이방향 축에 수직한 제1 축을 갖는 개구를 형성하는, 플랜지와, 상기 제1 축의 양측에 상기 플랜지(flange)의 각 부분으로부터 돌출되는 제1 및 제2 어펜딕스(appendix)를 포함하는, 제1 연결 부재를 포함하고, 상기 제1 및 제2 어펜딕스 각각은 V자형 모양이고, 상기 제1 축의 양측에 모아지는 2개의 측면을 포함하며, 상기 제2 연결 수단은 상기 제1 어펜딕스의 양측에 위치된 1쌍의 제2 연결 부재와, 상기 제2 어펜딕스의 양측에 위치된 또 다른 쌍의 제2 연결 부재를 포함하고, 상기 탄성 수단은 상기 제1 어펜딕스의 양측과 각각의 상기 제2 연결 부재 사이에 배치된 적어도 1쌍의 제1 탄성 부재와, 상기 제2 어펜딕스의 양측과 각각의 상기 제2 연결수단 사이에 배치된 적어도 1쌍의 제2 탄성 부재를 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터이다.

첨부 도면을 참조로 하여 예시를 통해 본 발명의 바람직한 비제한적 실시예를 설명하기로 한다.

도 1에서의 참조번호 1은, 기수(5)를 포함한 동체(2), 1개 이상의 엔진(6)(도 1에서는 개략적으로만 도시됨), 및 헬기(1)를 상승시키고 전진시키기는데 필요한 양력과 추력을 발생시키기 위해 동체(2) 상부에 설치된 주 회전익(3)을 실질적으로 포함하는 헬리콥터를 가리킨다.

주 회전익(3)은 구동 샤프트(10), 구동 샤프트(10)에 힌지 연결된 허브(hub)(11), 및 허브(11)에 힌지 연결되고, 구동 샤프트(10)의 축(A)에 대해 비스듬한 방향으로 연장되는 복수의 날개를 실질적으로 포함한다.

동체(2)는, 보통은 승무원을 수용하고, 주 회전익(3)에 대향하는 쪽에 동체(2)의 벽(15)으로 경계를 이루는, 객실(8)을 형성한다.

또한, 헬리콥터(1)는 엔진(6)의 출력 부재(13)를 구동 샤프트(10)에 기능적으로 연결시키는 트랜스미션(transmission)(7)(도 1에서는 개략적으로만 도시됨)과, 출력 부재(13), 트랜스미션(7) 및 구동 샤프트(10)를 회전식으로 지지하는 고정체를 포함한다.

고정체 중, 도 1은 객실(8)의 반대편에 벽(15)으로부터 돌출되고, 트랜스미션(7)과 구동 샤프트(10)의 최종 단계를 축(A)을 중심으로 회전하는 식으로 지지하는 박스(box)(14)만을 나타내고 있다.

또한, 헬리콥터(1)는 기수(5)의 반대편 단부에 동체(2)의 테일핀(tail fin)으로부터 돌출된 반토크 꼬리 회전익(4)과, 박스(14)를 동체(2)의 벽(15)에 연결시키는 연결 수단(16)을 포함한다.

연결 수단(16)은, 박스(14)의 측면과 벽(15)의 각각의 체결 지점 사이에 벽(15)과 축(A)에 대해 기울어진 각각의 축을 따라 연장되는 복수의 로드(17), 도시된 예에서는 4개의 로드(17)와, 동체(2)에 반작용 토크를 전달하기 위해 박스(14)의 하부 에지 및 벽(15)에 연결된 연결 장치(20)를 실질적으로 포함한다.

더 구체적으로, 반작용 토크는, 작용과 반작용 법칙에 따라, 트랜스미션(7)에 의해 엔진(6)에서 구동 샤프트(10)로 전달된 구동 토크와 크기는 같고, 방향은 반대이며, 이 반작용 토크는 고정체, 즉 박스(14)에 전달되고, 꼬리 회전익(4)에 의해 발생된 반대 토크로 균형을 이룬다.

연결 장치(20)는, 박스(14)의 하부 에지에 볼트 체결되고, 축(B)을 가지고 축(A)이 연장되는 원형 개구를 형성하는, 플랜지(flange)(22)와, 축(B) 양측에 모아지고, 축(B) 양측에 플랜지(22)의 각각의 부분으로부터 돌출되는, 2개의 V자형 어펜딕스(appendixes)(23, 24)를 포함하는 교차 부재(cross member)(21), 축(B) 양측에 위치되고, 축(B)에 수직인 2개의 대향판(29)과 이 대향판(29) 사이에 수직하게 배치된 2개의 측벽(30)을 각각 포함하는, 2개의 연결 부재(25, 26), 동체(2)의 벽(15)과 연결 부재(25)의 각각의 측벽(30)에 연결된 2개의 부재(31, 32), 및 동체(2)의 벽(15)과 연결 부재(26)의 각각의 측벽(30)에 고정된 2개의 부재(33, 34)를 실질적으로 포함한다(도 4).

더 구체적으로, 플랜지(22)는, 축(B)을 중심으로 동일한 간격으로 이격되어 있고, 박스(14)의 하부 에지에 고정된 각각의 볼트(도시되지 않음)가 체결되는 복수의 구멍(35)을 포함한다. 축(B)은 축(A)에 대해 기울어져 있다.

각각의 어펜딕스(23, 24)는, 축(B)의 양측에 모아지고, 축(C, D) 각각에 대 해 대칭을 이루며 연장되는, 2개의 측면과, 축(C, D) 각각을 따라 연장되고, 축(B)의 양측에 위치된 개방형 제1 축단부와 이 제1 축단부에 반대되는 밀폐형 제2 축단부를 포함하는, 나사산이 형성된 구멍(36)(도 5 내지 도 8에 도시됨)을 포함한다.

도 6 및 도 7에 대해, 부재(25, 26) 각각은 어펜딕스(23, 24) 각각에 의해 맞물린 사다리꼴형 시트부(27)와, 이 시트부(27) 양측에 위치되고, 각각의 측면(30)으로 경계를 이루는 2개의 각주형 직사각 단면 시트부(28)를 포함한다. 더 구체적으로, 부재(25, 26) 각각의 상기 시트부(28)는 이와 대응하는 시트부(27)와 연결되어 있다.

부재(25, 26)는, 각각의 축(C, D)을 가지며, 각각의 어펜딕스(23, 24)의 구멍(36)과 축방향으로 정렬되는, 각각의 관통 구멍(37)을 갖는다.

연결 장치(20)를 조립할 때, 각각의 어펜딕스(23)의 구멍(36)과 각각의 부재(25, 26)의 구멍(37)은 각각의 축(C, D)를 따라 연장되는 나사산이 형성된 핀(45)에 의해 맞물린다.

축(C, D)은 서로에 대해 기울어져 있으며, 플랜지(22)의 중심(O)에서 교차하고, 축(B)에 대해 수직한 면을 형성한다.

축(C, D)은 꼬리 회전익(4)에서 기수(5)로 연장되는 헬리콥터(1)의 정상비행 축과 각도(β, α)를 각각 이룬다.

축(E)은 실제로 동체(2)의 길이방향 축과 일치하고, 도 3, 도 4, 도 6, 도 7 및 도 8에 도시된 축(F)에 대해 직각을 이룬다.

부재(25)의 측벽(30)은 대응하는 부재(31, 32)와 어펜딕스(23)의 대응하는 면 사이에 각각 배치된다.

마찬가지로, 부재(26)의 측벽(30)은 대응하는 부재(33, 34)와 어펜딕스(24)의 대응하는 면 사이에 각각 배치된다.

부재(31, 32, 33, 34) 각각은 각각의 부재(25, 26)의 각각의 측벽(30)과 연동하는 주 벽(38)과, 대응하는 부재(25, 26)의 양측에 벽(38)의 각각의 대향 단부 에지로부터 돌출되는 평행한 2개의 측벽(39)을 포함한다.

부재(31, 32, 33, 34) 각각은 축(B)에 평행한 축(G)을 갖는 각각의 볼트(19)(도 2)에 의해 동체(2)의 벽(15)에 고정된다. 더 구체적으로, 각각의 볼트(19)는 벽(39)과 대응하는 부재(31, 32, 33, 34)의 벽(38)의 중심 만곡부를 통과하여 체결된다.

바람직하게, 연결 장치(20)는 부재(31, 32)와 어펜딕스(23) 사이, 및 부재(33, 34)와 어펜딕스(24) 사이에 배치된 탄성 부재를 포함한다.

더 구체적으로, 연결 장치(20)는, 각각의 시트부(28)에 수용되며, 엘라스토머 재료, 특히 경화된 고무로 이루어진 다수의 층(41)과 각각의 접착제층(도시되지 않음)에 의해 상기 층(41)에 연결된 다수의 금속판(42)(도 4 및 도 5)을 각각 포함하는, 4개의 댐핑 조립체(damping assemblies)를 포함한다. 도시된 예에서, 상기 층(41) 및 상기 금속판(42)은 직사각형 모양이며, 각각의 시트부(28)를 형성한 측벽(30)에 평행한 각각의 면에 위치한다.

댐핑 조립체(40)는 어펜딕스(23, 24)의 각각의 측면과 각각의 부재(31, 32, 33, 34) 사이에 배치되어, 교차 부재(21)에서 벽(15)으로의 진동 전달을 감소시킨 다.

또한, 각각의 댐핑 조립체(40)는, 금속으로 이루어져 있고, 접착제에 의해 대응하는 축(C, D)에 가장 가까운 층(41) 및 대응하는 부재(31, 32, 33, 34)에 가장 가까운 층(41)에 각각 결합되는, 2개의 판(44, 43)을 포함한다.

각각의 댐핑 조립체의 판(43)은, 대응하는 어펜딕스(23, 24)의 양측에 돌출되어 있고, 대응하는 부재(31, 32, 33, 34)의 벽(38)에 형성된 각각의 시트부(51)(도 5, 도 7, 도 8)에 맞물리는, 2개의 돌출부(50)를 포함한다.

각각의 댐핑 조립체(40)의 판(44)은, 대응하는 어펜딕스(23, 24) 쪽으로 돌출되어 있고, 대응하는 어펜딕스(23, 24)의 각각의 측면에 형성된 각각의 데드 시트부(dead seats)에 맞물리는, 2개의 돌출부(52)를 포함한다.

부재(25)의 시트부(28)에 맞물리는 댐핑 조립체(40)의 돌출부(50, 52)는, 서로 평행하고, 부재(25)의 측벽(30)에 대해 실제로 직각을 이루는, 각각의 축을 따라 연장된다.

마찬가지로, 부재(26)의 시트부(28)에 맞물리는 댐핑 조립체(40)의 돌출부(50, 52)는, 서로 평행하고, 부재(26)의 측벽(30)에 대해 실제로 직각을 이루는, 각각의 축을 따라 연장된다.

돌출부(50, 52)와 각각의 시트부(51, 53) 사이의 연결은 어펜딕스(23, 24)에서 각각의 부재(31, 32, 33, 34)로 축(B)을 따라 반작용 토크를 전달시킬 수 있다.

또한, 헬리콥터(1)는 댐핑 조립체(40)의 층(41) 상의 선하중을 조절하기 위한 조절 수단(60)을 포함한다.

각각의 댐핑 조립체(40)를 위해, 바람직하게 조절 수단(60)은 대응하는 부재(25, 26)의 대응하는 측면(30)에 수직인 각각의 축을 따라 연장되는 각각의 평행 나사산 단부를 포함한 2쌍의 핀(61)과, 대응하는 부재(31, 32, 33, 34)의 벽(38)에 의해 형성되고, 각각의 핀(61)이 체결되는, 2쌍의 관통 구멍(63)을 포함한다(도 5 내지 도 8).

더 구체적으로, 각각의 부재(31, 32, 33, 34)의 시트부(51)는 각각의 구멍(63) 사이에 배치되고, 각각의 댐핑 조립체(40)를 수용하는 시트부(28)는 대응하는 구멍(62) 사이에 배치된다.

도 6 내지 도 8은 연결 장치(20)의 1쌍의 댐핑 조립체(40)의 조립 순서를 나타내고 있다.

더 구체적으로, 도 6 내지 도 8은 어펜딕스(23)의 양측과 각각의 부재(31, 32) 사이에 배치되는 댐핑 조립체(40)의 조립 순서를 나타낸다.

또한, 상기 조립 순서는 어펜딕스(24)의 양측과 각각의 부재(33, 34) 사이에 배치되는 댐핑 조립체(40)의 조립에도 동일하게 적용되므로, 이에 대해서는 상세히 도시되지 않는다.

더 구체적으로, 어펜딕스(23)는 부재(25)의 시트부(27) 내부에 삽입되고(도 6), 나사산이 형성된 핀(45)은 구멍(37)을 통해 삽입되어, 나사산 구멍(36) 내부에 고정된다(도 7).

그런 다음, 댐핑 조립체(40)가 부재(25)의 각각의 시트부(28) 내부에 삽입되고, 부재(31, 32)가 핀(61)에 의해 부재(25)의 각각의 측벽(30)에 고정되어, 각각 의 댐핑 조립체(40)의 돌출부(50, 52)는 각각의 부재(31, 32)에 의해 형성된 각각의 시트부(51, 53)와 어펜딕스(23)의 대응하는 측면에 맞물린다.

이처럼, 댐핑 조립체(40)는 각각의 부재(31, 32)와 어펜딕스(23)의 각각의 측면 사이의 소정의 위치에 파지된다(도 8).

이러한 점에서, 핀(45)은 구멍(36)로부터 나사식으로 돌려 해체될 수 있다.

실제 사용에 있어서, 엔진(6)은 트랜스미션(7)을 통해 회전익(3)의 구동 샤프트(10)를 회전시킨다.

구동 샤프트(10)는 허브(11)를 통해 날개(12)를 회전시켜, 헬리콥터(1)가 상승하고 전진하는데 필요한 양력과 추력을 발생시킨다.

양력과 추력은 박스(14)에 전달되어, 주로 로드(17)에 의해 상기 박스(14)로부터 동체(2)의 벽(15)에 전달된다.

작용-반작용 법칙에 따라, 구동 샤프트로부터 전달되는 토크는 구동 샤프트(10)의 토크에 대해 크기는 같고 방향은 반대인 반작용 토크를 박스(14)에 발생시킨다.

반작용 토크는 연결 장치(20)를 지나, 동체(2)의 벽(15)으로 전달된다.

더 구체적으로, 반작용 토크는 각각의 시트부(53)에 맞물린 핀(52)에 의해 어펜딕스(23, 24)로부터 댐핑 조립체(40)의 판(44)으로 전달되고, 각각의 시트부(51)에 맞물린 핀(50)에 의해 댐핑 조립체(40)의 판(43)으로부터 대응하는 부재(31, 32, 33, 34)로 전달된 다음, 부재(31, 32, 33, 34)에 의해 동체(2)의 벽(15)응로 전달된다.

회전익(3)의 움직임은 박스(14)에 진동을 발생시킨다.

박스(14)의 진동과 이와 관련한 소음은 박스(14)로부터 플랜지(22)의 어펜딕스(23, 24)로 전달된다.

엘라스토머 재료로 이루어진 층(41) 때문에, 댐핑 조립체는 소정의 주파수 범위 내의 상기 진동 및 소음을 흡수하고, 이러한 진동 및 소음이 부재(31, 32, 33, 34) 및 동체(2)의 벽(15)으로 전달되지 못하도록 발진한다.

다시 말해, 댐핑 조립체(40)는 벽(15)에 연결된 부재(31, 32, 33, 34)와 박스(14)에 연결된 어펜딕스(23, 24)를 분리하는 역할을 한다.

층(41) 상의 선하중은 구동 샤프트(10)의 소정의 토크 및 박스(14)의 반작용 토크에 따라 조절될 수 있다.

더 구체적으로, 층(41) 상의 선하중은, 각각의 댐핑 조립체(40)의 파지력을 조절하기 위해, 각각의 축(G)에 실제로 평행한 방향으로 각각의 구멍(62) 내부에 핀(61)을 어느 정도 조임으로써 조절된다.

본 발명에 따른 헬리콥터(1)의 장점은 상기 설명으로부터 명확해질 것이다.

특히, 댐핑 조립체(40)는 반작용 토크를 박스(14)로부터 벽(15)으로 전달하면서, 벽(15) 및 객실(8)로의 소정의 주파수 범위 내의 진동 및 소음의 전달을 감소시킨다.

즉, 박스(14)에 고정된 교차 부재(21)와 동체(2)의 벽(15)에 고정된 부재(31, 32, 33, 34) 사이에 엘라스토머 재료로 이루어진 층(41)이 배치되고, 이 층(41)은 박스(14)로부터 전달된 하중에 의해 진동된다.

달리 말하면, 층(41)은 벽(15)을 박스(14)로부터 전달된 소정의 주파수 범위의 진동 및 소음에서 차단시키는 각각의 기계적 필터 역할을 한다.

연결 장치(20)의 층(41)의 발진 주파수는 단순히 층(41)의 재료나 모양을 변경함으로써, 즉 층(41)의 강도를 조절함으로써 조절될 수 있다.

따라서, 동체(2)에 대한 진동 및 소음 전달을 방지하기 위한 주파수 범위는 설계 단계에서 선택될 수 있다.

다시 말해, 댐핑 조립체(40)는 동체(2)로의 전달을 줄이기 위한 상이한 진동 및 소음 주파수 범위에 대해 설계 단계에서 조절될 수 있다.

또한, 조절 수단(60)도 댐핑 조립체 층(41) 상의 선하중을 조절시킬 수 있다.

그 결과, 이는, 교차 부재(21)가 박스(14)에 의한 소정의 반작용 토크와 층(41)의 탄성 작용을 받을 때 균형을 이루도록 보장한다. 박스(14)에 의해 가해진 소정의 반작용 토크는 수직 비행 상태의 헬리콥터(1)에서의 구동 샤프트(10)에 의한 토크와 상응한다.

물론, 첨부된 청구항에서 규정된 범위 내에서, 본 명세서에서 설명 및 예시된 헬리콥터(1)에 대해 변형이 이루어질 수 있다.

도 1은 본 발명에 따른 헬리콥터의 측면도를 나타낸다.

도 2는 도 1의 헬리콥터의 일부를 이루는 연결 장치의 확대 사시도를 나타낸다.

도 3은 도 2의 연결 장치의 확대 부분 분해도를 나타낸다.

도 4는 도 2 및 도 3의 연결 장치를 위에서 바라본 부분 단면도를 나타낸다.

도 5는 명확성을 위해 도 2 내지 도 4의 연결 장치의 일부가 제거된 부분들의 단면도를 나타낸다.

도 6 내지 도 8은 도 2 내지 도 5의 연결 장치를 연속하여 조립하는 단계를 나타낸다.

Claims (8)

1. 회전익(3), 동체(2), 상기 회전익(3)에 기능적으로 연결된 트랜스미션(7), 적어도 상기 트랜스미션(7)을 지지하는 지지체(14), 상기 지지체(14)에 연결된 제1 연결 수단(21), 상기 동체(2)에 연결된 제2 연결 수단(31, 32, 33, 34), 및 상기 제1 연결 수단(21)과 상기 제2 연결 수단(31, 32, 33, 34) 사이에 배치된 탄성 수단(41)

   을 포함하고,

   상기 제1 연결 수단은, 상기 지지체(14)에 연결되고, 상기 동체(2)의 길이방향 축(E)에 수직한 제1 축(B)을 갖는 개구를 형성하는, 플랜지(22)와, 상기 제1 축(B)의 양측에 상기 플랜지(flange)(22)의 각 부분으로부터 돌출되는 제1 및 제2 어펜딕스(appendix)(23, 24)를 포함하는, 제1 연결 수단(21)를 포함하고,

   상기 제1 및 제2 어펜딕스(23, 24) 각각은 V자형 모양이고, 상기 제1 축(B)의 양측에 모아지는 2개의 측면을 포함하며,

   상기 제2 연결 수단은 상기 제1 어펜딕스(23)의 양측에 위치된 1쌍의 제2 연결 수단(31,32)와, 상기 제2 어펜딕스(24)의 양측에 위치된 또 다른 쌍의 제2 연결 수단(33,34)를 포함하고,

   상기 탄성 수단(41)은 상기 제1 어펜딕스(23)의 양측과 각각의 상기 제2 연결 수단(31,32) 사이에 배치된 적어도 1쌍의 제1 탄성 부재(41)와, 상기 제2 어펜딕스(24)의 양측과 각각의 상기 제2 연결수단(33, 34) 사이에 배치된 적어도 1쌍의 제2 탄성 부재(41)를 포함하는,

   헬리콥터.
2. 제1항에 있어서,

   상기 제1 및 제2 어펜딕스(23,24)는 대칭을 이루는 제2 및 제3 축(C, D)을 각각 가지며, 상기 제2 및 제3 축(C, D)은 상기 플랜지(22)의 상기 개구의 중심(O)에서 교차하고, 상기 동체(2)의 길이방향 축(E)으로 서로 기울어진, 헬리콥터.
3. 제1항 또는 제2항에 있어서,

   1쌍의 제1 댐핑 조립체(40)와 1쌍의 제2 댐핑 조립체(40)

   를 포함하며,

   상기 제1 댐핑 조립체(40) 각각은 복수의 제1 금속 부재(42)와 교대로 일체를 이루는 복수의 상기 제1 탄성 부재(41)를 포함하고, 상기 제2 댐핑 조립체(40) 각각은 복수의 제2 금속 부재(42)와 교대로 일체를 이루는 복수의 상기 제2 탄성 부재(41)를 포함하는, 헬리콥터.
4. 제2항에 있어서,

   상기 탄성 수단(41)의 선하중을 조절하기 위한 조절 수단(60)을 포함하는, 헬리콥터.
5. 제4항에 있어서,

   각각의 어펜딕스(23, 24)에 대해, 상기 어펜딕스(23, 24)에 의해 맞물린 중심 시트부(27) 및 상기 중심 시트부(27)의 양측에 위치되어 상기 탄성 수단(41)을 적어도 일부 수용하는 1쌍의 측면 시트부(28)를 형성하는 연결 부재(25, 26)를 추가로 포함하고, 상기 연결 부재(25, 26)의 양 측면은 각각의 제2 연결 수단(31, 32, 33, 34)에 연결되는, 헬리콥터.
6. 제5항에 있어서,

   상기 제1 및 제2 어펜딕스(23, 24)는 각각 상기 제2 및 제3 축(C, D)을 따라 연장된 각각의 제1 나사산 구멍(36)을 포함하고, 상기 연결 부재(25, 26)는, 상기 제2 및 제3 축(C, D)을 따라 각각 연장되고, 상기 제1 나사산 구멍(36)과 연통되는, 각각의 제2 구멍(37)을 포함하며, 상기 제1 나사산 구멍(36)과 상기 각각의 제2 구멍(37)은, 상기 제1 연결 수단(21)과 상기 제2 연결 수단(31, 32, 33, 34)을 조립할 때, 각각 나사산이 형성된 제1 핀(45)에 의해 맞물리는, 헬리콥터.
7. 제5항에 있어서,

   각각의 제2 연결 수단(31, 32, 33, 34)에 대하여, 상기 조절 수단(60)은 나사산을 포함한 1개 이상의 제2 핀(61)과, 상기 제2 연결 수단(31, 32, 33, 34)에 의해 형성되고, 상기 제2 핀(61)과 체결되는 1개 이상의 제3 구멍(63), 및 각각의 상기 연결 부재(25, 26)에 의해 형성되고, 상기 제2 핀(61)의 상기 나사산에 의해 맞물리는 1개 이상의 제4 나사산 구멍(62)을 포함하는, 헬리콥터.
8. 제1항 또는 제2항에 있어서,

   상기 동체(2)는 객실(8), 및 상기 객실(8)의 상부를 형성한 벽(15)을 포함하고, 상기 제1 연결 수단(21)는 상기 벽(15)과 연동하며, 상기 제2 연결 수단(31, 32, 33, 34)는 상기 벽(15)에 고정되는, 헬리콥터.

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