KR20010049959A

KR20010049959A - 틸트 로터 다운스톱의 예비 부하 감지 방법 및 장치

Info

Publication number: KR20010049959A
Application number: KR1020000044582A
Authority: KR
Inventors: 페니카를로스알렉산더; 다덴파울유진; 빌타케네스유진
Original assignee: 벨 헬리콥터 텍스트론 인크.
Priority date: 1999-08-06
Filing date: 2000-08-01
Publication date: 2001-06-15
Also published as: GB2352840B; US6220545B1; ITMI20001820A1; ITMI20001820A0; GB0018821D0; JP2001071997A; IT1318724B1; DE10037537A1; FR2797248B1; GB2352840A; FR2797248A1; CA2314836A1; KR100423070B1; DE10037537B4

Abstract

본 발명은 기체와, 이 기체에 결합되는 하나 이상의 날개 부재, 그리고 이 하나 이상의 날개 부재에 의해 지탱되는 하나 이상의 틸트 로터 조립체를 포함하는 틸트 로터 항공기에 관한 것이다. 틸트 로터 조립체는 전환 액츄에이터에 의해 작동된다. 틸트 로터 항공기는 피치 부하(pitch loads) 및 요 부하(yaw loads) 등의 진동 부하를 흡수하기 위한 낮은 높이의 조종 가능한 다운스톱 조립체(low-height tunable downstop assembly)를 포함한다. 낮은 높이의 조종 가능한 다운스톱 조립체는 조절 가능한 강성률을 갖는 선회 가능한 스트라이커 조립체와, 이 스트라이커 조립체를 해제 가능하게 수용하도록 되어 있는 크래들 조립체를 포함한다. 스트라이커 조립체는 틸트 로터 조립체에 부착되어 있으며 크래들 조립체는 날개 부재에 부착되어 있다. 복수 개의 센서 모듈이 크래들 조립체에 결합되어 있다. 센서 모듈은 크래들 조립체 내의 전단 변형을 감지하도록 배열된 복수 개의 스트레인 게이지를 포함한다. 센서 모듈은 센서 회로 및 비행 제어 컴퓨터에 전기적으로 결합되어 있다. 전환 액츄에이터가 틸트 로터 조립체를 비행기 모드로 선회시키면, 전환 액츄에이터가 선택된 예비 부하에서 크래들 조립체와 접촉하도록 스트라이커 조립체에 힘을 가한다. 센서 모듈은 크래들 조립체 내의 예비 부하 유도 변형을 바로 감지하고, 대응 신호를 센서 회로를 통해 비행 제어 컴퓨터에 전송한다. 센서 모듈로부터의 신호가 상기 예비 부하가 비행기 모드의 안정성을 유지하기에 불충분하다고 지시하게 되면, 경고 신호가 조종사에게 전송되고 제어 신호가 전환 액츄에이터에 전송되어 예비 부하가 증대되도록 한다. 마찬가지로, 센서 모듈로부터의 신호가 상기 예비 부하가 너무 높다고 지시하게 되면, 경고 신호가 조종사에게 전송되고 제어 신호가 전환 액츄에이터에 전송되어 예비 부하가 감소되도록 한다.

Description

틸트 로터 다운스톱의 예비 부하 감지 방법 및 장치{METHOD AND APPARATUS FOR SENSING PRELOAD IN A TILT ROTOR DOWNSTOP}

본 발명은 일반적으로 말하자면, 틸트 로터 항공기를 헬리콥터 모드로부터 비행기 모드로 전환시키거나 그 반대로 전환시키기 위해 틸트 로터 항공기 상에 사용되는 전환 조립체에 관한 것이다. 보다 구체적으로 말하자면, 본 발명은 틸트 로터 항공기가 비행기 모드에 있을 때에 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하를 감지하기 위한 장치 및 방법에 관한 것이다.

틸트 로터 항공기는 통상의 헬리콥터와 프로펠러 구동식 항공기의 하이브리드형(hybrids)이다. 전형적인 틸트 로터 항공기는 틸트 로터를 구동시키는 트랜스미션과 엔진이 수용되어 있는 전환 가능한 틸트 로터 조립체로 종결되는 고정 날개를 구비한다. 틸트 로터 항공기는 헬리콥터처럼 이륙, 제자리 비행 및 착륙이 가능한 헬리콥터 모드로부터 날개 고정 항공기처럼 전방으로 비행 가능한 비행기 모드로 전환 가능하다.

헬리콥터 또는 프로펠러 구동식 항공기의 설계 시에 다루어져야 하는 일상적인 문제들 이외에도, 틸트 로터 항공기의 설계 시에는 헬리콥터 또는 프로펠러 구동식 항공기와는 무관한 특별한 문제들도 제기된다. 특히, 틸트 로터 항공기는 날개가 헬리콥터 모드 및 비행기 모드 모두에서 기능하도록 설계되어야 하므로, 헬리콥터에만 또는 프로펠러 구동식 항공기에만 사용되는 통상의 설계 조건으로는 충분치가 않다. 예를 들어, 틸트 로터 항공기의 날개에는 대개 연료 탱크, 하나의 엔진과 다른 엔진을 연결하는 구동 샤프트, 하나의 전환 액츄에이터와 다른 전환 액츄에이터를 연결하는 구동 샤프트, 기타 구동 샤프트, 그리고 틸트 로터 조립체와 전환 액츄에이터의 선회 운동의 중심이 되는 스핀들이 수용되어 지지된다. 이러한 이유로, 날개 내부의 공간이 극도로 제한되어, 관입(貫入) 장치, 측정 장치, 감지 장치 또는 추가의 구조적 지지부를 위한 공간은 거의 또는 전혀 없게 된다. 또한, 틸트 로터 항공기의 날개는 헬리콥터 또는 날개 고정 항공기에는 존재하지 않는 소정의 정적 부하 및 동적 부하를 지탱하여야만 한다.

종래의 틸트 로터 항공기에 있어서, 하나의 엔진과 다른 하나의 엔진을 연결하는 구동 샤프트는 날개의 후단 연부 근처에 위치하며, 이것을 중심으로 틸트 로터 조립체가 선회 운동하는 메인 스핀들로서의 역할을 한다. 틸트 로터 조립체를 작동시키기 위한 유압식의 전환 액츄에이터는 날개 끝에 선회 가능하게 지지되어 있는데, 몇몇 예에서는 날개의 전단 연부를 따라 연장하는 샤프트에 의해 연결되어 있다. 이러한 배치는 틸트 로터 항공기가 헬리콥터 모드로 작동하는 경우에는 문제를 발생시키지 않지만, 틸트 로터 항공기가 비행기 모드로 전환되는 경우에는 틸트 로터에 의해 종방향 피치 부하(pitch loads) 및 측방향 요 부하(yaw loads)와 같은 소정의 진동 부하가 생성된다. 이러한 비행기 모드에서의 특유의 부하로 인해, 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 최소한의 구조적 강성이 유지되지 않는 경우에는 항공기가 불안정해진다. 최소한의 구조적 강성은 비행기 모드에서의 항공기의 속도 및 관련 부하 인자에 근거한다. 전환 액츄에이터 내부의 예비 부하가 틸트 로터 조립체의 유효 피치 강성을 증대시키긴 하지만, 틸트 로터 조립체의 요 강성에는 거의 또는 전혀 영향을 미치지 않는다. 요 강성을 개선하기 위하여, 상호 체결 요 제한부(interlocking yaw restraints)를 구비한 다운스톱 조립체가 사용된다. 그러나, 이 상호 체결 요 제한부는 틸트 로터 조립체에 날개를 향해 힘을 가하여 정적 및 동적 부하 요건을 만족시키기에 충분한 예비 부하를 발생시키는 경우에만 안전하며 효과적이다.

틸트 로터 항공기가 비행기 모드에 있는 동안 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 선택된 예비 부하를 측정 및 유지하려는 소정의 시도들이 있어 왔지만, 어느것도 전술한 문제를 적절하게 해결하지는 못하였다. 예를 들어 일부 틸트 로터 항공기에서는, 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하를 결정하기 위해 전환 액츄에이터의 모터 압력을 사용하는 복잡한 폐쇄 루프 알고리즘을 사용하여 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하를 측정하였다. 이들 용례의 경우, 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하는 설정할 수 있었지만 그 정확도에는 한계가 있었다. 기타 틸트 로터 조립체에서는, 전환 액츄에이터가 멎을 때까지 전환 액츄에이터에 의해 단순히 틸트 로터 조립체에 힘을 가하여 날개와 접촉하도록 하는 개방 루프 시스템을 채택하였다. 이러한 시스템은 예비 부하가 높아지도록 하여 추가의 구조적 지지부를 필요로 하게 만들어 결과적으로 중량과 비용을 증대시키기 때문에 소정 용례에는 바람직하지 않다. 또한, 전술한 종래 기술의 시스템들은 틸트 로터 조립체가 상승 또는 하강할 때에 발생되는 동적 부하를 적절하게 보정하지 못하였다.

틸트 로터 항공기의 구조와 관련하여 장족의 진보가 이루어져 왔긴 하지만, 틸트 로터 다운스톱 조립체와 날개 사이의 예비 부하를 감지 및 측정하는 문제는 적절하게 해결되지 못하고 있다.

틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하가 바로 측정 및 제어되는 틸트 로터 다운스톱 조립체를 구비한 틸트 로터 항공기기 요구된다.

본 발명의 목적은 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하가 바로 측정 및 제어되는 틸트 로터 다운스톱 조립체를 제공하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하가 복수 개의 스트레인 게이지로 이루어진 센서 모듈을 사용하여 바로 측정되는 틸트 로터 다운스톱 조립체를 제공하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하가 비행 중의 정적 및 동적 부하를 측정함으로써 감지 및 제어되는 틸트 로터 다운스톱 조립체를 제공하는 것이다.

전술한 목적은 틸트 로터 조립체에 결합되는 스트라이커 조립체와 날개에 결합되는 크래들 조립체를 구비한 틸트 로터 다운스톱 조립체를 사용함으로써 달성된다. 스트레인 게이지 장치로 이루어진 복수 개의 센서 모듈은 크래들 조립체의 예비 부하 유도 변형을 측정함으로써 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하를 바로 감지하도록 크래들 조립체에 결합되어 있다.

본 발명은 종래 기술을 능가하는 많은 장점을 갖고 있다. 본 발명은 전환 액츄에이터의 크기와 용량이 용례에 보다 잘 합치되기 때문에 경제적이다. 전환 액츄에이터가 불필요하게 높은 예비 부하를 발생시키지 않도록 함으로써 구조물의 중량이 절감된다. 또한, 센서 모듈은 항공기에 가해지는 부하를 바로 감지하는 특별한 효과적인 방법을 제공한다.

본 발명의 전술한 그리고 추가의 목적, 특징 및 장점은 첨부 도면을 참조하여 아래의 상세한 설명을 읽음으로써 분명해질 것이다.

도 1a는 비행기 모드에 있는 틸트 로터 항공기의 사시도.

도 1b는 헬리콥터 모드에 있는 틸트 로터 항공기의 사시도.

도 2a는 본 발명에 따른 틸트 로터 다운스톱 조립체의 스트라이커 조립체의 분해 사시도.

도 2b는 도 2a의 스트라이커 조립체의 조립 상태를 보여주는 사시도.

도 3은 도 2a 및 도 2b의 스트라이커 조립체의 스트라이커 암의 정면도.

도 4는 도 2a 및 도 2b의 스트라이커 조립체를 프로펠러-로터 기어 조립체에 고정시키는 것을 보여주는 분해 사시도.

도 5는 본 발명에 따른 틸트 로터 다운스톱 조립체의 크래들 조립체의 분해 사시도.

도 6은 도 5의 크래들 조립체를 기체 외측의 날개 리브(outboard wing rib) 및 전방 날개 스파(forward wing spar)에 고정시키는 것을 보여주는 사시도.

도 7은 도 2a 및 도 2b의 스트라이커 조립체와 도 5 및 도 6의 크래들 조립체를 포함하는 본 발명에 따른 틸트 로터 다운스톱 조립체의 조립 상태를 보여주는 사시도.

도 8a는 비행기 모드에 있는 전환 액츄에이터를 포함하는 도 6의 틸트 로터 날개 끝의 단부도.

도 8b는 헬리콥터 모드에 있는 전환 액츄에이터를 포함하는 도 6의 틸트 로터 날개 끝의 단부도.

도 9는 센서 모듈을 포함하는 본 발명의 틸트 로터 다운스톱 조립체의 사시도.

도 10a는 도 9의 센서 모듈을 개략적으로 보여주는 블록 선도.

도 10b는 본 발명에 따른 샘플 스트레인 게이지 신호 조건 회로를 보여주는 도면.

〈도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명〉

11 : 틸트 로터 항공기

15a, 15b : 날개

17a, 17b : 틸트 로터 조립체

37 : 포스트부

39 : 레그부

111 : 크래들 조립체

115 : V자형 블록

117 : 캔틸레버형 홈통부

141 : 액츄에이터

161 : 센서

도 1a 및 도 1b에는 통상의 틸트 로터 항공기(11)가 도시되어 있다. 틸트 로터 항공기(11)는 기체(13)와 이 기체에 결합되는 날개(15a, 15b)를 구비한다. 통상의 것과 마찬가지로, 날개(15a, 15b)는 각기 틸트 로터 조립체(17a, 17b)에서 끝나고 있다. 항력을 줄이기 위한 유선형부(18a, 18b)가 틸트 로터 조립체(17a, 17b)와 날개(15a, 15b)의 사이에 배치되어 있다. 틸트 로터 조립체(17a, 17b)는 각기 일반적으로 프로펠러-로터(19a, 19b)를 구동시키기 위한 엔진, 트랜스미션 및 기어 박스[도 5 참조], 그리고 틸트 로터 조립체(17a, 17b)를 도 1a에 도시된 비행기 모드와 도 1b에 도시된 헬리콥터 모드 사이에서 작동시키기 위한 전환 액츄에이터[도 8a 및 도 8b 참조]를 포함한다. 비행기 모드에서, 틸트 로터 항공기(11)는 통상의 날개 고정 프로펠러로 구동되는 항공기와 마찬가지로 비행 및 작동될 수 있다. 헬리콥터 모드에서 틸트 로터 항공기(11)는 이·착륙 및 제자리 비행 가능하며, 통상의 날개 회전 항공기 또는 헬리콥터와 마찬가지로 작동 가능하다.

도 2a 및 도 2b에는 본 발명에 따른 낮은 높이의 조정 가능한 틸트 로터 다운스톱 조립체(low-height tunable tilt rotor downstop assembly)의 바람직한 실시예가 도시되어 있다. 스트라이커 조립체(31)는 각진 형태의 조정 가능한 스트라이커 암(35)을 선회 가능하면서 활주 가능하게 수용하는 형상으로 형성된 베이스 부재(33)를 포함한다. 이 베이스 부재(33)는 알루미늄으로 제조되는 것이 바람직하지만, 충분한 강성을 지닌 다른 재료로 제조될 수도 있다. 베이스 부재(33)는 복수 개의 장착용 구멍(36)을 포함한다. 스트라이커 암(35)은 대체로 L자형으로 포스트부(37)와 레그부(39)를 구비한다. 스트라이커 암(35)은 티타늄으로 제조되는 것이 바람직하지만, 스트라이크 암(35)의 기하학적 치수를 변경함으로써 기계적 특성, 특히 굽힘 강도를 조절 또는 "조정(tuned)"할 수 있는 다른 재료로 제조될 수도 있다. 스트라이커 암(35)의 이러한 조정 특징은 이하에 상세히 설명될 것이다.

스트라이크 암(35)의 포스트부(37)와 레그부(39)는 대체로 원통형의 코너부(41)에서 교차한다. 코너부(41)는 축선(45)을 따라 코너부(41)를 관통하는 원통형 채널(43)을 포함한다. 채널(43)의 각 단부의 내주부에는 부싱(47)이 결합되어 있다. 부싱(47)으로는 테프론 라이닝을 구비하는 부싱 등의 마찰 방지 부싱이 바람직하다. 부싱(47)은 채널(43)에 강제 끼워 맞춤되는 것이 바람직하지만, 기타 잘 알려진 수단에 의해 채널에 결합될 수도 있다. 레그부(39)의 횡방향 폭(w)은 레그부(39)의 전체 길이에 걸쳐 대략 일정하다. 포스트부(37)는 코너부(41)에서 선단부(49)로 갈수록 내측으로 경사지는 것이 바람직하다. 선단부(49)는 약간 확장형의 원형 윤곽을 갖는 것이 바람직하다. 따라서, 선단부(49)는 축선(51)을 따라 대체로 원통형이다. 레그부(39)는 코너부(41)로부터 멀어지는 방향으로 연장하며, 상부 포크(53a) 및 이와 대체로 평행한 하부 포크(53b)를 구비하는 포크형 단부(53)에서 종결된다. 스트라이커 암(35)은 도 3을 참조하여 이하에서 더욱 상세히 설명될 것이다.

베이스 부재(33)는 복수 개의 탭(55a, 55b)을 포함한다. 이들 탭(55a, 55b)은 대체로 평행하며, 베이스 부재(33)로부터 외측으로 연직 방향으로 연장하고 있다. 탭(55a, 55b)은 각기 관통 구멍(57a, 57b)을 구비한다. 구멍(57a, 57b)은 축선(59)을 따라 정렬된다. 구멍(57a, 57b)은 각기 부싱(61a, 61b)의 내측에 결합된다. 부싱(61a, 61b)은 부싱(47)과 구조가 유사하다. 부싱(61a, 61b)으로는 테프론 라이닝을 구비하는 부싱 등의 마찰 방지 부싱이 바람직하다. 부싱(61a, 61b)은 구멍(57a, 57b)에 강제 끼워 맞춤되는 것이 바람직하지만, 기타 잘 알려진 수단에 의해 탭(55a, 55b)에 결합될 수도 있다.

슬립 부싱(63)은 부싱(61a, 61b)에 의해 수용된다. 슬립 부싱(63)으로는 테프론 코팅을 구비하는 마찰 방지 부싱이 바람직하다. 슬립 부싱(63)은 탭(55a, 55b)의 사이에, 바람직하게는 유지 와셔(65a, 65b)에 의해 적소에 유지된다. 피벗 핀(67)이 유지 와셔(65b), 구멍(57b), 부싱(61b), 채널(43), 부싱(47), 부싱(61a), 구멍(57a) 및 유지 와셔(65a)를 통해 축선(59)을 따라 통과하고, 체결 핀(71)을 구비하는 파스너(69)에 의해 해제 가능하게 수용된다. 이러한 방법으로, 마찰 방지 피벗 조인트(A)[도 2b 참조]가 형성되어, 이것을 중심으로 포스트부(37)와 레그부(39)가 선회된다.

계속해서 도 2a 및 도 2b를 참조하면, 베이스 부재(33)는 복수 개의 제2 탭(73a, 73b)을 포함한다. 탭(73a, 73b)은 대체로 평행하며, 베이스 부재(33)로부터 외측으로 연직 방향으로 연장한다. 탭(73a, 73b)은 각기 관통 구멍(75a, 75b)을 구비한다. 구멍(75a, 75b)은 축선(77)을 따라 정렬된다. 구멍(75a, 75b)은 각기 부싱(79a, 79b)의 내부에 결합되어 있다. 부싱(79a, 79b)은 부싱(47)과 구조가 유사하다. 부싱(79a, 79b)으로는 테프론 라이닝을 구비하는 부싱 등의 마찰 방지 부싱이 바람직하다. 부싱(79a, 79b)은 구멍(75a, 75b)에 강제 끼워 맞춤되는 것이 바람직하지만, 기타 널리 알려진 수단에 의해 탭(73a, 73b)에 결합될 수도 있다.

리테이너 핀(81)이 부싱(79a, 79b)을 통해 수용된다. 리테이너 핀(81)은 대향하는 측면 상에 축방향으로 한 쌍의 홈이진 평탄부(83a, 83b)를 구비한다. 리테이너 핀(81)의 적어도 이들 홈이진 평탄부(83a, 83b)는 테프론 등의 마찰 방지 재료로 코팅되는 것이 바람직하다. 리테이너 핀(81)은 축선(77)을 중심으로 탭(73a, 73b) 내에서 회전이 자유롭다. 홈이진 평탄부(83a, 83b)는 포크(53a, 53b)를 활주 가능하게 수용하도록 구성되며, 이에 따라 활주 및 선회 가능한 조인트(B)[도 2b 참조]가 형성된다. 포크(53a, 53b)가 리테이너 핀(81)에 대해 활주 가능하기 때문에, 홈이진 평탄부(83a, 83b)에 의해 스트라이커 암(35)의 레그부(39)가 축선(59)을 중심으로 선회 가능하게 된다. 그러나, 레그부(39)는 포크(53a, 53b)가 리테이너 핀(81)으로부터 해제될 만큼 포크(53a, 53b)가 탭(73a, 73b)에 대해 병진 운동하는 것을 방지하기에 충분한 강성을 갖추고 있다. 다시 말해서, 리테이너 핀(81)과 포크(53a, 53b)의 활주 연결은 스트라이커 암(35)이 축선(59) 및 피벗 핀(67), 즉 조인트(A)를 중심으로 선회하도록 해준다.

도 2b에 도시된 바와 같이, 스트라이커 암(35)은 베이스 부재(33)의 슬롯(90)을 따라 조인트(A)로부터 조인트(B)까지를 통과한다. 슬롯(90)은 스트라이커 암(35)의 레그부(39)가 대체로 수평 위치에 유지되고, 또 제한 없이 수직면으로 휘거나 구부려지도록 한다. 슬롯(90)의 형상은 이하에서 상세히 설명된 바와 같이 레그부(39)의 수직 두께의 변화를 수용할 수 있도록 되어 있다. 추가적으로, 슬롯(90)은 스트라이커 조립체(31)가 전체 수직 높이 또는 윤곽을 낮게 유지하도록 한다. 비록 본 명세서에서는 "수직" 및 "수평" 이라는 용어를 사용하고 있지만, 이는 단지 이해를 돕기 위해 사용한 것으로 본 발명의 기능에 있어서 방향을 한정하려는 것은 아니다.

이러한 방식으로 스트라이커 조립체(31)를 구성 및 조립함으로써, 비행기 모드에 있는 동안 틸트 로터 조립체(17a, 17b)에 의해 발생되며 도 2b에 화살표로 표시한 수직 방향 부하 및 측방향 부하를 나타내는 피치 부하(pitch loads) 및 요 부하(yaw loads) 등의 진동 부하가 포스트부(37)의 선단부(49)로부터 레그부(39) 및 포크(53a, 53b)로 전달된다. 도 2b에 도시된 측방향 부하 및 수직 방향 부하는 틸트 로터 항공기(11)의 급강하 또는 급상승 비행시에 발생되는 동적 부하를 포함한다. 본 발명의 낮은 높이 특징을 제공하도록 포스트부(37)가 짧기 때문에 포스트부(37)는 수직 방향 부하 및 측방향 부하를 흡수 또는 단절시키기에 충분할 만큼 구부려지지는 않는다. 따라서, 수직 방향 부하 및 측방향 부하는 포스트부(37)에 의해 레그부(39)에 전달된다. 레그부(39)가 구부려지면 틸트 로터 조립체(17a, 17b)에 의해 발생된 수직 방향 부하 및 측방향 부하가 흡수 및 단절되어, 수직 방향 부하 및 측방향 부하가 날개(15a, 15b)로 전달되는 것이 방지된다. 따라서, 날개(15a, 15b)는 진동 부하를 흡수 또는 완화시키기 위해 추가의 구조적 지지부를 필요로하지 않는다. 이는 중량 및 비용에 있어 상당한 절감을 가져온다.

도 3은 스트라이커 암(35)의 정면도이다. 도시된 바와 같이, 포스트부(37)와 레그부(39)는 축선(45)을 중심으로 각도(α)를 이루고 있다. 각도(α)는 각각의 날개(15a, 15b)와 틸트 로터 조립체(17a, 17b)의 사이에 존재하는 작동 각도로 인해 약 115°인 것이 바람직하다. 포스트부(37)는 선단부(49)의 최저점에서 축선(45)까지 측정한 수직 높이(h)를 가지며, 레그부(39)는 포크(53a, 53b)의 단부에서 축선(45)까지 측정한 길이(l)를 갖는다. 본 발명의 낮은 높이 특징으로 인해, 높이(h)는 길이(l)보다 작은 것이 바람직하다. 코너부(41)와 중심이 동일한 축선(45) 및 선단부(49)와 중심이 동일한 축선(51)은 평행하지 않다는 것을 이해하여야 한다. 이것은 날개(15a, 15b)와 틸트 로터 조립체(17a, 17b) 사이의 작동 각도에 기인한 것이다. 소정의 틸트 로터 항공기의 경우, 축선(45) 및 축선(51)은 스트라이커 암(3)의 기능에 큰 영향을 미치지 않고 평행할 수도 있다.

레그부(39)는 저면(91)에서 상면(93)까지 측정한 선택된 수직 높이 또는 두께(t)를 갖는다. 레그부(39)가 선택된 수직 방향 단면 또는 두께 윤곽을 갖도록 레그부(39)의 두께(t)는 코너부(41)로부터 포크(53a, 53b)까지 내측으로 경사지게 형성되는 것이 바람직하다. 두께(t)는 선형적으로 경사지는 것으로 도시되어 있긴 하지만, 타원형 등으로 비선형적으로 변하여, 비선형의 두께 윤곽을 형성할 수도 있음을 이해하여야 한다.

레그부(39)의 수직면의 굽힘 강성률이 두께(t), 대응 두께 윤곽 및 길이(l)에 따라 선택적으로 변할 수 있도록 스트라이커 암(35)은 강성 재료로 제조되는 것이 바람직하다. 레그부(39)의 폭(w)은 레그부(39)의 수직 방향 굽힘 강성률에 큰 영향을 미치지 않는 것이 바람직하다. 예를 들어, 스트라이커 암(35)이 티타늄으로 제조되는 경우, 스트라이커 암의 길이(l)는 약 7.0 인치이고 높이(h)는 약 2.5인치이며, 두께(t)는 코너부(41) 근처에서의 약 0.66 인치로부터 포크(53a, 53b) 근처에서의 약 0.38 인치까지 변화하고, 레그부(39)의 수직 방향 굽힘 강성률은 평방 인치당 약 50,000파운드 내지 약 150,000파운드이다.

레그부(39)의 폭(w)은 레그부(39)의 수직 방향 굽힘 강성률에 큰 영향을 미치지 않으므로, 레그부(39)의 수직 방향 굽힘 강성률은 레그부(39)의 길이(l) 및 두께(t)를 변경함으로써 선택적으로 결정될 수도 있다. 다시 말해서, 스트라이커 암(35)은 레그부(39)의 두께 윤곽을 변경함으로써 선택적인 수직 방향 굽힘 강성률로 조정될 수도 있다. 레그부(39)의 수직 방향 굽힘 강성률은 두께(t)가 증가함에 따라 증가하는 것을 알 수 있다. 따라서, 유사한 재료의 경우에, 레그부(39)의 수직 방향 굽힘 강성률은 가변 두께(t)를 갖는 두께 윤곽의 경우보다 가변 두께(t₁)를 갖는 두께 윤곽의 경우에 더 크며, 레그부(39)의 수직 방향 굽힘 강성률은 가변 두께(t)를 갖는 두께 윤곽의 경우보다 가변 두께(t₂)을 갖는 두께 윤곽의 경우에 더 작다.

도 4를 참조하면, 도 2b의 조립된 상태의 스트라이커 조립체(31)가 프로펠러-로터 기어 조립체(101)에 결합되어 있는 것으로 도시되어 있다. 프로펠러-로터 기어 조립체(101)는 각 틸트 로터 조립체(17a, 17b) 내부에 배치되어 있다[도 1a 및 도 1b 참조]. 프로펠러-로터 기어 조립체(101)는 로터 허브(19a, 19b)를 구동시킨다. 프로펠러-로터 기어 조립체(101)는 바람직하게는 커플링부(104)에 러그(103)가 배치됨으로써 스트라이커 조립체(31)에 결합하도록 되어 있다. 러그(103)는 베이스 부재(33)의 장착 수단, 즉 장착용 구멍(36)과 정렬되어 이것에 의해 해제 가능하게 수용된다. 전단 보스(105)가 베이스 부재(33)에 결합되어 스트라이커 조립체(31)와 프로펠러-로터 기어 조립체(101)의 사이에 작용하는 전단에 대항하는 추가의 지지부를 제공한다. 스크림(scrim;107), 바람직하게는 에폭시 스크림이 베이스 부재(33)에 결합되어 내마모성을 제공한다. 금속 재료로 제조되는 것이 바람직한 고형 심(shim;109)이 베이스 부재(33)의 스크림(107)과 프로펠러-로터 기어 조립체(101)의 커플링부(104)의 사이에 배치되어 조절 능력을 제공한다.

도 5는 본 발명에 따른 낮은 높이의 조정 가능한 다운스톱 조립체의 크래들 조립체(111)의 분해 사시도이다. 크래들 조립체(111)는 고정부(113)와 요 제한부 또는 V자형 블록(115)을 포함한다. 고정부(113)는 알루미늄 등의 강성의 금속 재료로 제조되는 것이 바람직하다. V자형 블록(115)은 고정부(113)의 홈통부(117) 내에 수용된다. V자형 블록(115)은 파스너, 바람직하게는 볼트(119)에 의해 고정부(113)에 조절 가능하게 결합된다. 홈통부(117)는 하나 이상의 심(121)과 일직선인 것이 바람직하다. 심(121)은 V자형 블록(115)의 수직 방향 및 측방향 위치의 조정을 허용하는 알루미늄제의 필 심(peel shims)인 것이 바람직하다. 스페이서 판(123)이 홈통부(117)의 전방 내면(125)에 배치되어 V자형 블록(115)의 전후방으로의 위치 조절을 허용한다. 틸트 로터 조립체(17a, 17b)가 V자형 블록(115)에 전방으로 힘을 가하기 때문에 스페이서 판(123)은 전방 내면(125)에 반드시 위치하여야 한다. 스페이서 판(123)은 에폭시 코팅을 포함하는 것이 바람직하다. 스페이서 판(123)은 볼트 또는 리벳 등의 통상의 체결 수단(127)에 의해 홈통부(117)에 결합된다.

V자형 블록(115)은 알루미늄 등의 강성의 금속 재료로 제조된다. V자형 블록(115)은 선단부(49)가 각 틸트 로터 조립체(17a, 17b)와 함께 아랫 방향으로 회전할 때에 포스트부(37)의 선단부(49)를 해제 가능하게 수용하도록 형성되어 있는 곡선형의 V자형 스트라이커 경계부(129)를 구비한다. 스트라이커 경계부(129)는 대체로 종방향의 홈통(130c)을 형성하도록 수렴하는 경사면(130a, 130b)을 포함한다. 홈통(130c)은 도 2b에 도시된 측방향 부하 또는 요 부하에 대체로 교차한다. 스트라이커 경계부(129)가 선단부(49)로부터 진동 부하를 받기 때문에, 스트라이커 경계부(129)는 피로 파괴에 견딜 수 있는 매우 경질의 표면을 구비하는 것이 바람직하다. 따라서, V자형 블록(115)은 경질의 금속 재료로 제조되는 것이 바람직하고, 또한 적어도 스트라이커 경계부(129)는 텅스텐 카바이드 등의 매우 경질의 재료로 코팅되는 것이 바람직하다. V자형 블록(115)이 고정부에 대해 이동하지 않도록 하기 위해, V자형 블록(115)은 심(121a, 121b)과 접촉하고 있는 모든 표면이 에폭시 등의 접착 재료로 코팅되는 것이 바람직하다. 고정부(113)는 장착용 구멍(131)을 포함한다.

틸트 로터 항공기(11)가 비행기 모드에 있는 중에, 선단부(49)는 동적 부하를 받아 선택된 예비 부하에서 편요를 제한하는 V자형 블록(115)을 향해 밀어지는 것이 바람직하다. 이러한 방식으로, 선택된 예비 부하가 크래들 조립체(111)로부터 날개(15a)로 전달된다. 선택된 예비 부하가 유지되는 한, 틸트 로터 항공기(11)는 비행기 모드에 안정적으로 유지된다. 선택된 예비 부하가 유지되지 않는 경우에는 틸트 로터 항공기가 진동 부하로 인해 불안정해진다. 본 발명은 동적 비행 부하를 받는 경우에도 틸트 로터 조립체(17a, 17b)와 날개(15a, 15b) 사이의 선택된 예비 부하를 감지, 제어 및 유지하는 수단을 제공한다.

도 6을 참조하면, 크래들 조립체(111)는 날개(15b)에 결합되어 있는 것으로 도시되어 있다. 크래들 조립체(111)의 고정부(113)는 하나 이상의 날개 스파 및 하나 이상의 날개 리브에 결합되도록 되어 있다. 크래들 조립체(111)는 날개(15a)의 내부로 관입되지 않는다. 고정부(113)는 볼트 또는 리벳 등의 통상의 체결 수단(133)에 의해 장착용 구멍(131)을 통해 전방의 날개 스파(135)와 기체 외측의 날개 리브(137)에 결합되는 것이 바람직하다. 도시된 바와 같이, 홈통부(117)는 본 발명의 낮은 높이 특징이 유지되는 것을 보장하도록 그리고 보다 상세히 후술되는 바와 같이 선택된 예비 부하에서 변형이 야기되도록 기체 외측의 날개 리브(137)를 초과하여 캔틸레버형으로 기체 외측으로 연장할 수도 있다. 고정부(113)는 전환 액츄에이터 스핀들(143)[도 7 참조]이 관통하는 구멍(139) 등의 날개(15b)의 다른 구성 부품을 간섭하지 않는 상태에서 크래들 조립체(111)가 날개(15a, 15b)에 고정될 수 있도록 형성되어 있다.

작동 시에, 틸트 로터 조립체(17a, 17b)가 헬리콥터 모드(도 1b 참조)로부터 비행기 모드(도 1a 참조)까지 아랫 방향으로 회전된다. 스트라이커 조립체(31)가 커플링부(104)를 통해 프로펠러-로터 기어 조립체(101)에 결합되어 있으므로, 틸트 로터 조립체(17a, 17b)가 비행기 모드에 도달하게 되면 스트라이커 암(35)의 포스트부(37)의 선단부(49)는 V자형 블록(115)과 접촉하도록 힘을 받는다. 틸트 로터 조립체(17a, 17b)는 선단부(49)가 V자형 블록(115)과 접촉된 채로 유지되도록 전환 액츄에이터(141)[도 7 참조]로부터의 선택된 하방 예비 부하를 수용하는 것이 바람직하다. 본 발명의 바람직한 실시예에서, V자형 블록(115)은 선단부(49)에 래칭 또는 록킹되지 않는다. 래칭 또는 록킹 기구가 소정 상황 또는 설비에는 바람직할 수도 있음을 이해하여야 한다. 도시된 바와 같이, 크래들 조립체(111)는 전방의 날개 스파(135)와 기체 외측의 날개 리브(137)의 둘레를 에워싼다. 이것은 크래들 조립체(111)가 낮은 높이에 유지되도록 한다.

도 7을 참조하면, 도 2a 내지 도 6에 도시된 구성 부품이 조립된 상태로 도시되어 있다. 통상의 유압 전환 액츄에이터(141)는 비행기 모드와 헬리콥터 모드 사이에서 틸트 로터 조립체(17a, 17b)를 전환시키기 위해 사용된다. 전환 액츄에이터(141)는 이 전환 액츄에이터(141)가 파일론(pylons;145)에 힘을 가함으로써 틸트 로터 조립체(17a, 17b)를 작동시킬 때 스핀들(143)을 중심으로 선회한다. 틸트 로터 조립체(17a, 17b)는 날개(15a, 15b)의 후방부(149)를 관통하는 스핀들(147)을 중심으로 선회한다. 크래들 조립체(111)는 프로펠러-로터 기어 조립체(101)의 커플링부(104)에 결합될 수도 있고, 스트라이커 조립체(31)는 본 발명의 기능성, 조정성 또는 낮은 높이 특징에 영향을 미치지 않고 날개(15a, 15b)에 결합될 수도 있음이 분명하다.

이제 도 8a 및 도 8b를 참조하면, 비행기 모드(도 8a)와 헬리콥터 모드(도 8b)에서의 전환 액츄에이터(141)가 도시되어 있다. 전환 액츄에이터(141)는 철회 가능한 실린더(151), 그리고 파일론(pylon;145)에 결합되는 연결 러그(155)를 지탱하는 신장 가능한 샤프트(153)를 구비한 볼나사형 액츄에이터인 것이 바람직하다. 전환 액츄에이터(141)는 틸트 로터 조립체(17a)에 날개(15a)를 향해 힘을 가하여, 틸트 로터 조립체(17a)와 날개(15a)의 사이에 선택된 예비 부하를 제공한다. 이 힘의 양과 예비 부하는 용례에 따라 변한다. 틸트 로터 항공기(11)의 경우, 힘과 선택된 예비 부하의 바람직한 값, 그리고 바람직한 허용 오차 한계는 비용, 중량 및 복잡함과 같은 다수의 인자에 좌우된다. 그래도 역시, 전환 액츄에이터(141)에 의해 달성되는 허용 오차 한계는 종래 기술의 예비 부하 제공 방법을 상당히 능가하는 것이다. 이것은 예비 부하가 불필요하게 높아져, 추가의 구조적 지지부 및 결과적으로는 추가의 비용 및 중량을 필요로 하는 일이 발생하지 않도록 되기 때문이다.

도 9를 참조하면, 스트라이커 조립체(31)와 크래들 조립체(111)에 함께 힘이 가해지는, 즉 비행기 모드가 도시되어 있다. 전환 액츄에이터(141)는 크래들 조립체(111)에 아랫 방향으로 예비 부하를 가한다. 다운스톱 부하로 인해, 크래들 조립체(111)의 캔틸레버형 홈통부(117)가 대체로 아랫 방향으로 편향되어, 크래들 조립체(111)에 굽힘 모멘트 및 전단력을 초래한다. 그 결과, 다운스톱 부하에 비례하여 굽힘 모멘트 및 전단력 유도 변형이 크래들 조립체(111) 내에 야기된다. 이러한 변형, 바람직하게는 전단 유도 변형은 크래들 조립체(111)에 결합되어 있는 복수 개의, 바람직하게는 3개의 센서 모듈(161)에 의해 바로 감지된다. 센서 모듈(161)은 대체로 평행하게 정렬되어 과도한 다운스톱 부하 기록을 제공한다. 각 센서 모듈(161)에는 할출(割出) 및 위치 설정 브래킷(163)이 설치되어 결합된 채로 유지된다. 할출 및 위치 설정 브래킷(163)은 센서 모듈(161)이 적절하게 설치되어 정렬되는 것을 보장해 준다. 각 센서 모듈(161)은 별개의 통상의 비행 제어 컴퓨터(도시 생략)에 전기적으로 결합된다.

도 10a를 참조하면, 센서 모듈(161)이 개략적으로 도시되어 있다. 각 센서 모듈(161)은 복수 개의, 바람직하게는 4개의 스트레인 게이지(SG1, SG2, SG3 및 SG4)와, 관련 스트레인 게이지 신호 조건 회로(170)를 포함하며, 이들은 동일한 엔클로저(enclosure) 내에 설치된다. 도시된 바와 같이, 4개의 스트레인 게이지(SG1, SG2, SG3 및 SG4)는 브릿지 회로에 접속된다. 필요한 경우, 브릿지를 완성하며 오프셋 및 감도 조절을 위해 통상의 저항기(도 10b 참조)가 요구될 수도 있다. 스트레인 게이지(SG1, SG2, SG3 및 SG4)는 크래들 조립체(111) 내의 다운스톱 부하 유도 변형, 바람직하게는 전단 변형에 응답하도록 물리적으로 배열되며 전기적으로 접속되어 있다. 이러한 물리적이면서 전기적인 배열은 또한, 다운스톱 부하에 의해 유도되는 변형을 제외한 크래들 조립체(111) 내의 모든 변형을 소멸시키도록 설계되어 있다.

도 10b를 참조하면, 본 발명에 따른 샘플 스트레인 게이지 신호 제어 전기 회로(200)가 도시되어 있다. 각 센서 모듈(161) 내부의 스트레인 게이지 브릿지는 스트레인 게이지 신호 조건 전기 회로(200)에 전기적으로 결합되며, 이 제어 회로는 또한 비행 제어 컴퓨터에 결합된다. 스트레인 게이지 신호 제어 전기 회로(200)는 센서 모듈(161) 내부의 관련 스트레인 게이지 브릿지로부터의 전기 입력 신호, 바람직하게는 차동 DC 전압을 수용한다. 입력 신호는 스트레인 게이지 신호 제어 전기 회로(200)에 의해 제어, 처리 및 증폭된다. 전기 입력 신호, 바람직하게는 DC 전압은 관련 비행 제어 컴퓨터로 전송된다.

작동 시에, 홈통부(117)가 편향되면, 센서 모듈(161)에 의해 다운스톱 부하 유도 변형이 바로 감지된다. 예비 부하 유도 변형에 의해 각 센서 모듈(161)이 다운스톱 예비 부하에 비례하는 신호를 발생시키도록 된다. 센서 모듈(161)로부터의 신호는 관련 비행 제어 컴퓨터로 전송되어 이곳에서 처리 및 비교된다. 복수 개의 예비 부하 측정치로부터, 하나의 예비 부하 값, 바람직하게는 평균치가 얻어진다. 그 후, 이 평균 예비 부하 측정치가 예정된 허용 가능한 범위까지 처리 및 비교된다. 예정된 허용 가능한 범위는 틸트 로터 조립체(17a)와 날개(15a) 사이의 적절한 예비 부하를 확보하여 항공기의 안정성을 유지하고, 또한 구조물의 임의의 부분의 과부하를 방지하도록 선택된다. 이러한 방식으로, 센서 모듈(161)과 스트레인 게이지는 틸트 로터 항공기(11) 내에서 가변적이며 정적 부하 및 동적 부하가 조합된 부하를 바로 측정하기 위해 사용된다.

센서 모듈(161)이 오류 신호를 전송하는 경우, 비행 제어 컴퓨터는 그 신호를 무시하도록 프로그램되어 있다. 예를 들어, 틸트 로터 항공기(11)가 헬리콥터 모드에 있는 동안 센서 모듈(161)이 크래들 조립체(111) 내에 상당한 변형이 있음을 지시하는 경우, 센서 모듈(161)로부터의 신호는 무시되며 고려되지 않는다. 또한, 센서 모듈(161)로부터의 신호가 스트라이커 조립체(31)와 크래들 조립체(111) 사이의 부하가 항공기의 안정성을 유지하는 데에 필요한 예정된 값보다 낮음을 지시하는 경우에는, 비행 제어 컴퓨터가 조종사에게 경고 신호를 전송하며 전환 액츄에이터(141)로 적절한 신호를 전송하여 스트라이커 조립체(31)에 의해 크래들 조립체(111)에 야기되는 힘을 증대시킨다. 마찬가지로, 센서 모듈(161)로부터의 신호가 스트라이커 조립체(31)와 크래들 조립체(111) 사이의 예비 부하가 항공기의 안정성을 유지하는 데에 필요한 예정된 값보다 높음을 지시하는 경우에는, 비행 제어 컴퓨터가 조종사에게 경고 신호를 전송하며 전환 액츄에이터(141)로 적절한 신호를 전송하여 스트라이커 조립체(31)에 의해 크래들 조립체(111)에 야기되는 힘을 감소시킨다. 따라서, 본 발명은 비행 제어 컴퓨터에 결합되어 있는 복수 개의 과잉 센서 모듈(161)을 사용함으로써 틸트 로터 조립체(17a)와 날개(15a) 사이의 예비 부하를 감지, 유지 및 제어하기 위한 폐쇄 루프 제어 시스템을 제공한다.

전술한 내용으로부터 본 발명이 상당한 장점을 제공한다는 것이 분명해질 것이다. 단순히 두께를 변경함으로써 선택적으로 조정될 수 있는 짧은 대체로 수직 방향의 포스트부와 보다 긴 대체로 수평 방향의 레그부를 구비한 L자형의 스트라이커 조립체를 제공함으로써, 본 발명은 낮은 높이 특징을 유지하면서 날개 내로 침입하는 일이 없이 진동 부하를 흡수 또는 완화시킬 수 있다. 다운스톱 조립체의 예비 부하 유도 변형을 바로 측정하는 스트레인 게이지를 사용함으로써, 비행기 모드에서의 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하를 감지, 유지 및 제어할 수 있으며, 이에 따라 항공기의 안정성이 유지된다.

본 발명이 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하 감지와 관련하여 설명되어 있긴 하지만, 본 발명이 서로에 대해 이동 가능한 2개의 대형 구성 부품 사이의 선택된 예비 부하의 감지, 유지 및 제어를 포함하는 임의의 용례에 사용될 수도 있음을 이해하여야 한다. 기타 용례의 예를 들자면, 철회 가능한 날개 부재를 구비한 항공기; 레이다 조립체 등의 기타 철회 가능한 구성 부품을 구비한 항공기; 유사한 철회 가능한 구성 부품을 구비한 물통; 및 대형 망원경 등이 있다. 본 발명이 제한된 개수의 형태로만 도시되어 있지만, 본 발명은 단지 이들 형태로만 제한되는 것은 아니며 본 발명의 정신을 벗어남이 없이 다양하게 변경 및 수정 가능하다.

본 발명에 따르면, 단순히 두께를 변경함으로써 선택적으로 조정될 수 있는 짧은 대체로 수직 방향의 포스트부와 보다 긴 대체로 수평 방향의 레그부를 구비한 L자형의 스트라이커 조립체가 제공됨에 따라, 낮은 높이 특징을 유지하면서 날개 내로 침입하는 일이 없이 진동 부하를 흡수 또는 완화시킬 수 있게 되는 효과가 있으며, 다운스톱 조립체의 예비 부하 유도 변형을 바로 측정하는 스트레인 게이지를 사용함으로써, 비행기 모드에서의 틸트 로터 조립체와 날개 사이의 예비 부하를 감지, 유지 및 제어할 수 있어 항공기의 안정성을 유지할 수 있게 된다.

Claims

서로에 대해 이동 가능한 부재 사이에 선택된 예비 부하를 유지하기 위한 장치로서,

부재 사이에 선택된 예비 부하를 발생시키는 힘을 부재 사이에 생성하여 하나 이상의 부재가 변형되도록 하는 하나 이상의 액츄에이터와;

하나 이상의 부재에 결합되어 그 부재 내의 변형을 감지하고 대응 신호를 발생시키는 하나 이상의 센서 모듈; 그리고

하나 이상의 스트레인 게이지에 결합되어 상기 신호를 해독하는 하나 이상의 마이크로프로세서

를 포함하며, 상기 마이크로프로세서는 상기 신호를 처리하고 상기 하나 이상의 액츄에이터에 제어 신호를 전송하여, 이 하나 이상의 액츄에이터가 상기 힘이 선택된 예비 부하 미만인 경우에는 힘을 증대시키도록 하며, 힘이 선택된 예비 부하보다 큰 경우에는 힘을 감소시키도록 하는 것을 특징으로 하는 장치.
제1항에 있어서, 상기 하나 이상의 센서 모듈은 평행한 배열로 정렬된 복수 개의 센서 모듈이며, 각 센서 모듈은 복수 개의 스트레인 게이지를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
제1항에 있어서, 서로에 대해 이동 가능한 상기 부재는 항공기 기체와, 날개 부재를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
제1항에 있어서, 서로에 대해 이동 가능한 상기 부재는 항공기 기체와 레이다 조립체를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
제1항에 있어서, 서로에 대해 이동 가능한 상기 부재는 선박과 센서 조립체를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
제1항에 있어서, 서로에 대해 이동 가능한 상기 부재는 틸트 로터 항공기의 기체와 틸트 로터 조립체를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
기체와;

이 기체에 결합되는 하나 이상의 날개 부재와;

하나 이상의 날개 부재에 선회 가능하게 결합되는 틸트 로터 조립체와;

틸트 로터 조립체와 하나 이상의 날개 부재 사이에 배치되는 다운스톱 조립체와;

하나 이상의 날개 부재에 대해 틸트 로터 조립체를 선회 운동시키며, 틸트 로터 조립체와 하나 이상의 날개 부재 사이에 힘을 생성하여 다운스톱 조립체가 변형되도록 하여 틸트 로터 조립체와 하나 이상의 날개 부재 부재 사이에 선택된 예비 부하가 유도되도록 하는 하나 이상의 액츄에이터와;

다운스톱 조립체에 결합되어 그 내부의 변형을 감지하고 대응 신호를 발생시키는 하나 이상의 센서 모듈; 그리고

하나 이상의 센서 모듈에 결합되어 상기 신호를 해독하는 하나 이상의 마이크로프로세서

를 포함하며, 상기 마이크로프로세서는 상기 신호를 처리하고 상기 하나 이상의 액츄에이터에 제어 신호를 전송하여, 이 하나 이상의 액츄에이터가 상기 힘이 선택된 예비 부하 미만인 경우에는 힘을 증대시키도록 하고 또는 힘이 선택된 예비 부하보다 큰 경우에는 힘을 감소시키도록 하는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제7항에 있어서, 상기 힘은 비행 중에 발생되는 동적 부하에 의해 증대 및 감소되는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제7항에 있어서, 상기 하나 이상의 센서 모듈은 평행한 배열로 정렬된 복수 개의 과잉 센서 모듈이며, 각 센서는 복수 개의 스트레인 게이지를 포함하는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제7항에 있어서, 상기 다운스톱 조립체는, 틸트 로터 조립체에 결합되는 제1 부분과, 하나 이상의 날개 부재에 결합되며 상기 제1 부분을 해제 가능하게 수용하도록 형성되는 제2 부분을 포함하는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제10항에 있어서, 상기 하나 이상의 센서 모듈은 제2 부분에 결합되는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제10항에 있어서, 상기 제2 부분은 하나 이상의 센서 모듈을 수납하도록 되어 있는 캔틸레버형 부분과, 이 캔틸레버형 부분에 의해 지탱되며 제1 부분을 해제 가능하게 수용하도록 되어 있는 V자형 블록을 포함하며, 상기 캔틸레버형 부분은 힘을 받아 변형되는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제7항에 있어서, 상기 다운스톱 조립체는 틸트 로터 조립체에 의해 발생되는 진동 부하를 단절 및 흡수하는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제13항에 있어서, 상기 진동 부하는 피치 부하(pitch loads) 및 요 부하(yaw loads)인 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
제7항에 있어서, 상기 피치 부하는 제1 부분에 의해 단절 및 흡수되고, 상기 요 부하는 V자형 블록에 의해 단절 및 흡수되는 것을 특징으로 하는 틸트 로터 항공기.
기체와, 이 기체에 결합되는 하나 이상의 날개 부재, 그리고 이 하나 이상의 날개 부재에 선회 가능하게 결합되는 틸트 로터 조립체를 구비하는 틸트 로터 항공기에 있어서, 틸트 로터 조립체와 하나 이상의 날개 부재 사이의 선택된 예비 부하를 유지하기 위한 방법으로서,

하나 이상의 날개 부재에 대해 틸트 로터 조립체를 선회 운동시키기 위한 하나 이상의 액츄에이터를 제공하는 단계와;

틸트 로터 조립체와 하나 이상의 날개 부재 사이에 다운스톱 조립체를 배치하는 단계와;

다운스톱 조립체에 하나 이상의 센서 모듈을 결합하는 단계와;

하나 이상의 센서 모듈에 하나 이상의 마이크로프로세서를 전기적으로 결합시키는 단계와;

액츄에이터에 의해 하나 이상의 날개 부재에 대해 틸트 로터 조립체를 선회 운동시키는 단계와;

하나 이상의 날개 부재와 틸트 로터 조립체 사이에 힘을 생성하는 단계와;

상기 힘에 의해 다운스톱 조립체를 변형시키는 단계와;

하나 이상의 센서 모듈에 의해 다운스톱 조립체 내의 변형을 감지하고 대응 신호를 발생시키는 단계와;

마이크로프로세서에 의해 상기 신호를 해독하는 단계와;

상기 신호에 응답하여 마이크로프로세서로부터 하나 이상의 액츄에이터로 제어 신호를 전송하는 단계와;

상기 힘이 선택된 예비 부하 미만인 경우 액츄에이터에 의해 그 힘을 증대시키는 단계와;

상기 힘이 선택된 예비 부하보다 큰 경우 액츄에이터에 의해 그 힘을 감소시키는 단계

를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
제16항에 있어서, 상기 힘은 비행 중에 발생되는 동적 부하에 의해 증대 및 감소되는 것을 특징으로 하는 방법.
제16항에 있어서, 상기 하나 이상의 센서 모듈을 다운스톱 조립체에 결합하는 단계는 각기 복수 개의 스트레인 게이지를 포함하는 복수 개의 과잉 센서 모듈을 평행한 배열의 다운스톱 조립체에 결합함으로써 달성되는 것을 특징으로 하는 방법.
제16항에 있어서, 상기 틸트 로터 조립체와 하나 이상의 날개 부재 사이에 다운스톱 조립체를 배치하는 단계는 틸트 로터 조립체에 제1 부분을 배치하고 하나 이상의 날개 부재에 제2 부분을 배치함으로써 달성되는 것을 특징으로 하는 방법.