KR20090076903A

KR20090076903A - 진동 완화 강성 장착 파일런

Info

Publication number: KR20090076903A
Application number: KR1020097006715A
Authority: KR
Inventors: 마이클 알 스미스; 프랭크 비 스탬프스
Original assignee: 벨 헬리콥터 텍스트론 인크.
Priority date: 2006-10-12
Filing date: 2006-10-12
Publication date: 2009-07-13
Also published as: EP2071924A4; BRPI0622047A2; CN101522521A; CA2665700A1; CA2665700C; DE06849841T1; US8328129B2; WO2008045073A2; EP2071924A2; CN101522521B; EP2071924B1; WO2008045073A3; US20100090055A1

Abstract

본 발명에 따른 파일런의 바람직한 실시예는 파일런을 에어프레임에 장착하기 위한 6개의 파일런 장착 링크를 구비한다. 각 링크는 "근사 강성"으로 간주되는 것으로, 구형 베어링 로드 엔드를 양단부에 구비하여 링크가 축방향 하중만을 전달할 수 있도록 되어 있다. 이들 링크 중 적어도 하나는 링크 내에 구비되어 작동 수단에 의해 링크의 축선을 따라 요동 운동 형태로 선택적으로 이동함으로써 링크를 통해 축방향으로 이동하는 진동을 완화시키는 질량체를 갖고 있다. 작동 수단은 전자기계식, 유압식, 공압식 또는 압전식 시스템일 수 있다. 각 링크를 다른 링크에 대해 선택된 배향으로 장착함으로써, 작동 수단은 링크를 통해 에어프레임으로 전달되었을 축방향 진동을 완화시키는 형태로 작동할 수 있다.

회전익기, 로터, 진동, 파일런, 변속기, 마스트, 진동 완화, 링크

Description

진동 완화 강성 장착 파일런{VIBRATION-ATTENUATING HARD-MOUNTED PYLON}

본 발명은 일반적으로는 능동 진동 제어 분야에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 항공기용 능동 진동 제어에 관한 것이다.

수년 동안, 진동체가 다른 물체로 진동을 전달하는 것을 차단하는 장치를 설계하려고 노력해왔다. 그러한 장치는 엔진과 같은 요동 또는 진동 기기의 진동을 나머지 구조체로부터 격리하는 것이 요구되는 다양한 기술 분야에서 유용하다. 전형적인 진동 차단 및 완화 장치["진동차단기(isolator)"]는 전체 시스템의 진동수 응답 특성을 조절하여 그 시스템 내의 중요 구조에서의 허용 가능한 진동 수준을 달성하도록 각종 조합의 기계적 시스템 요소(스프링 및 질량체)를 이용하고 있다. 그러한 진동차단기가 많이 사용되고 있는 기술 분야는 항공기 분야로서, 진동 차단 시스템이 항공기의 동체 또는 기타 부분을, 항공기의 엔진, 변속기 및 프로펠러 또는 로터로부터 발생하는 추진 시스템과 관련된 조화 진동과 같은 기계적 진동으로부터 격리시키는 데에 이용되고 있다.

이러한 진동차단기는 "진동차단기"로서 잘못 지칭되고 있는 종래 기술의 감쇠 장치와는 구분될 수 있다. 진동에 대한 간단한 힘 방정식은 다음과 같다.

진동차단기는 탄성력 kx를 상쇄시키는 데에 관성력

를 이용한다. 반면, 감쇠 장치는 진동 시스템으로부터의 에너지를 제거하도록 소산 효과

를 이용하는 것과 관련이 있다.

항공기용 진동 차단 시스템의 설계 중에 한 가지 중요한 공학적 과제는 차단 장치의 길이, 중량 및 (단면을 비롯한) 전체 크기를 최소화하는 데에 있다. 이는 항공기와 관련한 모든 공학적 노력의 주요 과제이다.

진동 차단 시스템의 설계 중에 다른 중요한 공학적 과제는 다른 형태의 항공기의 설계에나 진동 차단 시스템에 사용되었던 엔지니어링 리소스를 보존하는 것이다. 다시 말해, 이는 기존의 진동 차단 시스템에 존재하는 모든 구성 요소를 근본적으로 리엔지니어링한다거나 완전히 재설계할 필요 없이 진동 차단 시스템의 성능을 점진적으로 개선하기 위한 중요한 산업적 목표이다.

특히 고정익 및 회전익 항공기에서 적용되는 바와 같은 진동 차단 분야에서의 주요한 출발점이 1980년 12월 2일자로 Halwes 등에 허여되고 본 출원인에게 양도된 "진동 억제 시스템(Vibration Suppression System)"라는 명칭의 미국 특허 제4,236,607호에 개시되어 있다(이하, Halwes의 '607 특허 문헌). 이 Halwes의 '607 특허 문헌은 본 명세서에 참조로 인용된다. Halwes의 '607 특허 문헌은 진동차단기를 통해 전달되는 가진력을 상쇄시키도록 "조정" 질량체(tuning mass)로서 저점도 농축 유체를 이용하는 진동차단기를 개시하고 있다. 이 진동차단기는 요동하는 질량체의 가속도가 그 질량체의 변위와 180도의 위상차를 갖는다는 원리를 이용하 고 있다.

Halwes의 '607 특허 문헌에서, 저점도 농축 유체의 관성 특성이 피스톤 장치로부터 얻어지는 유압적 이점과 결합함으로써 반대 위상의 가속도(out-of-phase acceleration)를 이용하여 진동을 완화 또는 상쇄시킬 상쇄력을 생성할 수 있음을 인지하고 있었다. Halwes의 '607 특허 문헌은 그 이전의 종래 기술에서 제공하였던 것보다 훨씬 더 컴팩트하고 신뢰성 있으며 효과적인 진동차단기를 제공하였다. Halwes의 '607 특허 문헌에서 고려한 원래의 저점도 농축 유체는 수은이었다.

Halwes의 초기 발명 이래로, 그 분야에서는 유체로서 수은을 교체하거나 단일 진동차단기의 동적 응답을 변화시켜 다양한 진동 모드를 완화시키는 쪽으로 대부분의 노력을 기울여 왔다. 후자의 예는 모두 본 출원인에게 양도된, "유압식 관성 진동 차단기(Hydraulic Inertial Vibration Isolator)"라는 명칭의 McKeown 등의 미국 특허 제5,439,082호(이하, McKeown의 '082 특허 문헌) 및 "진동 차단 개선 방법 및 장치(Method and Apparatus for Improved Vibration Isolation)"라는 명칭의 Smith 등의 미국 특허 제6,695,106호(이하, Smith의 '106 특허 문헌)에서 확인할 수 있다. McKeown의 '082 특허 문헌 및 Smith의 '106 특허 문헌은 본 명세서에 참조로서 인용된다.

Halwes의 진동차단기 및 이와 유사한 진동차단기는 헬리콥터를 위한 진동 제어 용례에 특별한 유용성을 제공한다. 최신의 헬리콥터에서, 구동 샤프트(마스트) 및 변속기는 함께 "파일런"으로서 지칭하는 유닛으로 강성 연결된다. 이러한 파일런은 에어프레임에 장착되며, 엔진은 파일런 조립체와는 별도로 에어프레임에 장착 된다.

예를 들면, 도 1에서는 파일런(11)이 에어프레임(15)에 장착된 변속기(13)를 포함하고 있는 종래 기술의 구성을 도시하고 있다. 변속기(13)는 복수의 링크(17)를 이용하여 장착된다. 엔진(19)은 파일런(11) 근처에서 복수의 링크(21)를 이용하여 에어프레임(15)에 장착된다. 커플링(23)이 엔진(19)의 출력단을 샤프트(25)에 연결하고, 이 샤프트(25)는 커플링(27)에 의해 변속기(13)의 입력단에 연결된다. 엔진(19)에 의해 생성된 토크는 샤프트(25)를 통해 변속기(13)로 전달되어, 마스트(29)를 회전 구동하게 된다. 마스트(29)는 적어도 하나의 로터(도시 생략)를 회전시키도록 그 로터에 연결된다. 링크(17)는 파일런(11)으로부터 링크(17)를 통해 전달되는 진동을 차단하도록 Halwes의 진동차단기와 같은 일체형 진동차단기(31)를 구비하는 것으로 도시하고 있다. 각 링크(17)의 각각의 단부는 링크(17)를 변속기(13) 및 에어프레임(15) 각각의 장착 지점에 연결하는 구형 베어링 로드 엔드(33a, 33b)를 구비하고 있다.

Halwes의 진동차단기는 에어프레임에 대해 파일런에 6자유도를 제공하는 파일런 장착 시스템을 채택하고 있다. 1980년대 초반에 Halwes에 의해 개발되어 발표된 그러한 6자유도(6DOF) 파일런은 6개의 진동차단기 링크로 이루어진 것으로, 시험 항공기에서 매우 낮은 진동을 성공적으로 제공하였다. 이들 링크는 토크를 비롯한 정상 하중(steady load)이 6개의 링크를 통해 지지되도록 정정 구조 형태(statically determinant manner)로 배치된다.

도 2 내지 도 5에서는 6개의 링크를 구비하고 그 링크 중 적어도 일부는 Halwes의 진동차단기를 갖고 있는 종래 기술의 파일런 6DOF 조립체를 도시하고 있다. 도 2 및 도 3은 변속기(37)에 쌍으로 부착된 6개의 링크(17) 구성을 갖는 파일런(35)의 사시도 및 평면도를 각각 나타낸다. 각 링크(17)의 내측 로드 엔드(33a)는 변속기(37)의 둘레에 서로 대략 등간격으로 위치한 3개의 장착 지점(39a, 39b, 39c) 중 하나에서 변속기(37)에 부착된다. 각 링크(17)의 외측 로드 엔드(33b)는 에어프레임 상에 서로 대략 등간격으로 위치한 3개의 장착 지점(41a, 41b, 41c) 중 하나에 부착된다.

도 4 및 도 5는 변속기(45)에 쌍으로 부착된 6개의 링크(17) 구성을 갖는 파일런(43)의 사시도 및 평면도를 각각 나타낸다. 2쌍의 링크(17)의 각각의 내측 로드 엔드(33a)는 변속기(45)에서 서로 반대측에 있는 장착 지점(47a, 47b) 중 하나에 부착되며, 제3의 쌍의 링크(49)는 장착 지점(47a, 47b)으로부터 대략 등거리에 위치한 장착 지점(51)에서 변속기(45)에 부착된다. 각각의 외측 로드 엔드(33b)는 장착 지점(53a, 53b, 53c, 53d)에서 에어프레임에 부착된다. 각 링크(49)는 그 내측 로드 엔드(55a)가 장착 지점(51)에 부착되고 외측 로드 엔드(55b)가 장착 지점(53c, 53d) 중 하나에 부착되어 있다. 링크(49)는 링크(17)보다 길이가 짧지만, 링크(49)는 또한 일체형의 Halwes 진동차단기(56)를 구비하며 링크(17)와 동일한 방식으로 작동한다.

각 링크(17, 49)가 각각 단부에 로드 엔드(33a, 33b 또는 55a, 55b)를 구비하여 각 링크(17, 49)가 그 축선을 따라서만 하중을 전달할 수 있기 때문에, 각 링크(17, 49)를 통해 이동하는 축방향 진동을 완화시키면, 링크를 통해 에어프레임으 로 전달되는 진동을 극적으로 감소시키게 된다. 그러나, 6DOF 파일런 장착은 파일런의 운동을 허용하는 "연성(soft)" 장착이어서, 1) 엔진과 변속기의 오정렬을 조정하기 위한 고성능의 구동 샤프트 커플링과, 2) 의도하지 않은 비행 제어 입력을 방지하도록 분리된 제어부와, 3) 파일런의 운동을 허용하는 클리어런스가 필요하다.

항공기를 위한 진동 완화 강성 장착 파일런 및 이에 사용하는 진동 완화용 능동 장착 링크가 필요하다.

따라서, 본 발명의 목적은 항공기를 위한 진동 완화 강성 장착 파일런 및 이에 사용하는 진동 완화용 능동 장착 링크를 제공하는 데에 있다.

파일런의 바람직한 실시예는 파일런을 에어프레임에 장착하기 위한 6개의 파일런 장착 링크를 구비한다. 각 링크는 "근사 강성(near-rigid)"으로 간주되는 것으로, 구형 베어링 로드 엔드를 양단부에 구비하여 링크가 축방향 하중만을 전달할 수 있도록 되어 있다. 이들 링크 중 적어도 하나는 링크 내에 구비되어 작동 수단에 의해 링크의 축선을 따라 요동 운동 형태로 선택적으로 이동함으로써 링크를 통해 축방향으로 이동하는 진동을 완화시키는 질량체를 갖고 있다. 작동 수단은 전자기계식, 유압식, 공압식 또는 압전식 시스템일 수 있다. 각 링크를 다른 링크에 대해 선택된 배향으로 장착함으로써, 작동 수단은 링크를 통해 에어프레임으로 전달되었을 축방향 진동을 완화시키는 형태로 작동할 수 있다.

본 발명은, (1) 다양한 진동수 범위에 대한 능동 진동 완화, (2) 파일런을 다른 구성 요소에 부착하는 데에 기본적인 구동 샤프트 커플링과 같이 덜 복잡한 연결 수단을 이용할 수 있는 능력, (3) 공조기 컴프레서와 같이 변속기에 장착되는 장비를 이용할 수 있는 능력을 비롯한 다수의 이점을 제공한다.

본 발명의 특징 및 이점을 비롯하여 본 발명을 보다 완벽하게 이해할 수 있도록, 이하에서는 동일 도면 부호가 동일 부품을 나타내고 있는 첨부 도면과 함께 본 발명의 상세한 설명을 설명한다.

도 1은 항공기의 프레임에 장착된 종래 기술의 파일런 및 엔진의 개략적 측면도이며,

도 2는 종래 기술의 파일런 및 장착 구성의 사시도이고,

도 3은 도 2의 종래 기술의 파일런 및 장착 구성의 평면도이며,

도 4는 종래 기술의 파일런 및 장착 구성의 사시도이며,

도 5는 도 4의 종래 기술의 파일런 및 장착 구성의 평면도이고,

도 6은 본 발명에 따른 파일런에 이용하는 본 발명에 따른 장착 링크의 바람직한 실시예를 부분 절개하여 나타내는 측면도이며,

도 7은 본 발명에 따른 파일런에 이용하는 본 발명에 따른 장착 링크의 대안적인 실시예를 부분 절개하여 나타내는 측면도이고,

도 8은 본 발명에 따른 링크를 포함하고 있는 본 발명에 따른 파일런 및 장착 구성의 바람직한 실시예의 사시도이며,

도 9는 도 8의 파일런 및 장착 구성의 평면도이고,

도 10은 본 발명에 따른 링크를 포함하고 있는 본 발명에 따른 파일런 및 장착 구성의 대안적인 실시예의 사시도이며,

도 11은 도 10의 파일런 및 장착 구성의 평면도이고,

도 12는 본 발명에 따른 강성 장착 파일런 및 본 발명에 따른 진동 완화 시스템을 갖는 회전익 항공기의 측면도이며,

도 13은 본 발명에 따른 진동 완화 시스템의 개략도이다.

본 발명은 진동 완화 링크를 이용하는 파일런 장착 구성에 관한 것으로, 회전익 항공기에 특히 유용하다. 바람직한 실시예는 파일런의 이동을 제한하는 한편, 로터의 회전 속도가 변할 때에 조정 가능한 능동형 진동 취급을 제공하도록 복수의 링크를 이용하여 파일런이 항공기에 강성 장착(hard-mounted)되는 구성이다. 본 발명은 파일런으로부터 동체로 전달되거나 동체로부터 민감한 항공 전자 장치, 조준 시스템(sight systems) 또는 탑승자 좌석 시스템(occupant seating systems)으로 전달되는 진동을 감소시키도록 모든 회전익기에 이용될 수 있다. 본 발명은 또한 파일런의 링크의 작동을 제어하는 진동 완화 시스템을 포함한다.

본 발명의 파일런 구성은, 6자유도(6DOF) 파일런 장착 구성에서 Halwes의 유체 진동차단기를 갖는 링크 대신에 요동형 진동 완화기가 내장된 6개의 링크를 이용하고 있다. 본 발명의 완화기는 소형으로 구성되어 각 링크 내에 구비된다. 따라서, 적절히 배향됨으로써, 링크들은 링크를 통해 이에 부착된 구조로 전달되었을 축방향 진동을 완화시킬 수 있다. 또한, 링크는 "근사 강성"으로 간주되어, 파일 런의 운동을 Halwes 진동차단기를 이용한 구성에 의해 허용되었던 것으로부터 극적으로 감소시키게 된다. 파일런의 운동을 감소시키게 되면, 간단한 구동 샤프트 커플링(예를 들면, Thomas 커플링)은 물론 공조기 컴프레서와 같이 변속기 장착 장비를 이용할 수 있게 된다.

도 6 및 도 7에서는 본 발명에 따른 링크의 예시적인 실시예를 도시하고 있다. 도 6은 링크(57)의 측면도로서 링크(57)의 일부를 절개하여 도시하고 있다. 링크(57)는 긴 원통형 본체(59)를 포함하며, 이 본체(59)는 양단부에 구형 베어링 로드 엔드(rod-end)(61a, 61b)를 구비하여 링크(57)가 그 종방향 축선을 따른 방향의 하중만을 전달할 수 있도록 되어 있다. 본체(59)는 개방 용적(63)을 에워싸며, 이 용적(63) 내에는 질량체(65)가 이동 가능하게 구비되어 있다. 질량체(65)는, 로드(71) 둘레에 감긴 와이어(69)를 포함하는 보이스 코일 액추에이터(65)에 이동 가능하게 지지되고 그에 동축으로 배치된다. 로드(71)는 본체(59) 내에 고정되게 부착된다. 와이어(69)는 전원에 연결되도록 와이어 리드(73)에 전도 가능하게 연결된다. 질량체(65)는 자성 재료로 형성되고, 및/또는 영구 자석을 구비하고 있다.

작동시에, 전류가 리드(73)에 공급되는 경우, 전류는 와이어(69)를 지나가면서 자기장을 생성하여, 질량체(65)가 용적(63) 내에서 링크(57)의 종방향 축선을 따라 이동하게 한다. 와이어(69)에서 전류 흐름의 방향이 요동하게 함으로써 질량체(65)가 요동 운동 형태로 이동하게 된다. 질량체(65)의 요동을 통해 생성된 가진력은 링크(57)를 통해 이동하는 진동을 상쇄시키는 데에 이용될 수 있다.

도 7에서는 링크를 통해 이동하는 진동을 완화시키기 위한 관성 장치를 포함하는 본 발명에 따른 링크의 대안적인 실시예의 측면도를 도시하고 있다. 일부분을 절개하여 도시한 링크(75)는 긴 원통형 본체(77)를 포함하며, 이 본체(77)는 양단부에 구형 베어링 로드 엔드(79a, 79b)를 구비하여 링크(77)가 그 종방향 축선을 따른 방향의 하중만을 전달할 수 있도록 되어 있다. 본체(77)는 2개의 유체 챔버(83a, 83b)로 분할된 개방 용적(81)을 둘러싸며, 이 용적(81) 내에는 질량체(85)가 이동 가능하게 구비되어 있다. 질량체(85)는 용적(81) 내에서 피스톤으로서 기능을 하는 것으로, 질량체(85)의 단부 근처의 시일(89)에 의해 용적(81)의 내면(87)에 대해 밀봉되어 있다. 유압 라인(91, 93)이 각각 유체 챔버(83a, 83b)와 유체 연통하여 유체 압력을 유체 챔버(83a, 83b)에 제공한다. 유체 챔버(83a, 83b) 중 하나로부터 유체 챔버(83a, 83b) 중 다른 하나로 유체를 보낼 수 있도록 유체 라인(95)이 유체 챔버(83a, 83b)와 연통한다. 유체 라인(95)을 통한 유체 흐름을 제어하는 데에는 밸브(97)가 이용될 수 있다.

유체 압력이 라인(91, 93) 중 하나를 통해 공급되는 경우, 해당 유체 챔버(83a, 83b) 내의 유체 압력은 질량체(85)의 인접한 표면 영역에 가해져 질량체(85)를 유체 챔버(83a, 83b) 중 다른 챔버를 향해 링크(75)의 종방향 축선을 따라 압박한다. 요동하는 형태로 유체 챔버(83a, 83b)에 압력을 가함으로써, 질량체(85)가 요동 운동 형태로 이동하게 한다. 질량체(85)의 요동에 의해 생성된 가진력은 링크(75)를 통해 이동하는 진동을 상쇄시키는 데에 이용될 수 있다.

본 발명에 따른 링크가 관성 장치에 전자기계식 작동 수단[링크(57)] 및 유 압식 작동 수단[링크(75)]를 갖는 것으로 도시되어 있지만, 예를 들면 공압식 및 압전식 수단을 비롯한 기타 수단이 이용될 수 있다는 점을 이해할 것이다.

도 8 및 도 9에서는 본 발명에 따른 링크를 이용하는 "강성 장착" 파일런의 바람직한 실시예의 사시도 및 평면도를 각각 도시하고 있다. 파일런(99)은 변속기(101) 및 마스트(103)를 포함한다. 도시한 구성에서, 파일런(99)은 6DOF 장착 구성 형태로 링크(57)를 이용하여 항공기에 장착하도록 구성되어 있다. 각 링크(57)의 내측 로드 엔드(61a)는 변속기(101)의 둘레에 서로 대략 등간격으로 위치한 3개의 장착 지점(105a, 105b, 105c) 중 하나에서 변속기(101)에 부착된다. 각 링크(57)의 외측 로드 엔드(61b)는 에어프레임 상에 서로 대략 등간격으로 위치한 3개의 장착 지점(41a, 41b, 41c) 중 하나에 부착된다.

도 10 및 도 11에서는 본 발명에 따른 링크를 이용하는 본 발명에 따른 "강성 장착" 파일런의 대안적인 실시예의 사시도 및 평면도를 각각 도시하고 있다. 파일런(109)은 변속기(111) 및 마스트(113)를 포함한다. 2쌍의 링크(57)의 각각의 내측 로드 엔드(61a)는 변속기(111)에서 서로 반대측에 있는 장착 지점(115a, 115b) 중 하나에 부착된다. 다른 쌍의 링크들보다는 길이가 짧은 제3 쌍의 링크(57)는 장착 지점(115a, 115b)으로부터 대략 등거리에 위치한 장착 지점(115c)에서 변속기(111)에 부착된다. 각각의 외측 로드 엔드(61b)는 장착 지점(117a, 117b, 117c, 117d)에서 에어프레임에 부착된다. 장착 지점(115c)에 부착된 각 링크(57)의 외측 로드 엔드(61b)는 다른 쌍의 링크(57) 중 하나의 링크(57)와 함께 장착 지점(117c, 117d)에 부착된다.

도 12는 본 발명에 따른 파일런 장착 구성 및 진동 제어 시스템을 갖는 헬리콥터의 측면도이다. 헬리콥터(119)는 동체(121) 및 이 동체(121)로부터 후방으로 연장하는 꼬리 부분(123)을 구비하고 있다. 메인 로터(125)가 마스트(127)에 의해 동체(121) 위에서 회전하며, 테일 로터(129)가 꼬리 부분(123)의 후방부에 구비되어 있다. 엔진(131)은 동체(121)의 상측 부분 내에 장착되어, 변속기(133)를 통해 마스트(127)로 전달되어 로터(125)를 회전시킬 토크를 생성한다. 변속기(133) 및 마스트(127)는 링크(57)와 같은 진동 완화 링크를 이용하여 앞서 도시하고 설명한 파일런 장착 구성 중 하나로 헬리콥터(119)에 장착되는 파일런을 형성한다. 진동 제어 시스템을 위한 컴퓨터계 제어기(135)가 링크(57)의 작동 수단의 작동을 제어하도록 헬리콥터(119)에 구비된다.

도 13은 본 발명에 따른 진동 제어 시스템(137)의 개략도이다. 변속기(133)가 6개의 진동 완화 링크(57)에 의해 동체(121)에 장착되어 있다. 각 링크(57)의 외측 단부 근처에는 링크(57)를 통해 동체(121)로 전달되는 진동을 감지하는 진동 센서(139, 141)가 배치된다. 게다가, 진동 센서(143, 145)가 탑승자 영역과 같은 선택된 영역이나 민감한 장비에서의 진동을 감지하도록 헬리콥터(119)의 다른 영역에 배치될 수 있다. 센서(143, 145)는 또한 꼬리 부분(123)으로부터 동체(121)로 들어오는 진동을 감지하는 데에도 이용될 수 있다. 데이터 케이블(147, 149, 151, 153)이 각각 제어기(135)와 진동 센서(139, 141, 143, 145) 간에 데이터를 전달한다. 케이블(155, 157)은 제어기(135)와 링크(157) 간에 작동 명령 및/또는 데이터를 전달한다. 용이한 도시를 위해, 단지 2개의 링크(57)가 제어기(135)와 연통하 는 것으로 도시되어 있다. 그러나, 바람직한 실시예에서는 모든 링크(57)가 적어도 하나의 제어기(135)를 이용하여 작동된다. 또한, 진동 제어 시스템(137)은 더 많거나 더 적은 진동 센서를 이용할 수 있다는 점을 유념해야 할 것이다.

작동 시에, 진동 센서(139, 141, 143, 145)는 이들이 부착된 구조체에서의 진동을 감지하여 그 진동 데이터를 제어기(135)에 전달한다. 제어기(135)는 진동 데이터 및 진동 완화 알고리즘을 이용하여 감지된 진동을 선택된 완화 정도로 완화시키기 위해 필요한 힘의 진동수 및 크기를 산출한다. 이러한 완화는 감지된 진동의 백분율 감소이거나, 감지된 진동의 선택된 레벨까지의 감소일 수 있다. 진동을 완화시키기 위해, 제어기(135)는 각 링크(157) 내의 관성 질량체가 이동하는 선택된 진동수, 가속도 및/또는 거리로 그 질량체를 이동시키도록 각 링크(57)의 작동 수단에 명령을 내린다. 제어기(135)는 링크(57)의 작동을 개별적으로 또는 2개 이상의 링크(57)를 조합하여 제어할 수 있다.

본 발명을 예시적인 실시예를 참조하여 설명하였지만, 그러한 설명이 한정적인 의미로 해석되어서는 안될 것이다. 본 발명의 기타 실시예뿐만 아니라 예시적인 실시예의 각종 변형 및 조합이 상세한 설명을 참조할 때에 당업자들에게는 자명할 것이다.

Claims

에어프레임, 적어도 하나의 엔진 및 적어도 하나의 로터를 갖는 항공기용 파일런으로서,

상기 엔진으로부터 로터로 토크를 전달하도록 된 변속기와,

상기 변속기를 에어프레임에 장착하도록 된 복수의 파일런 장착 링크로서, 각 링크의 각각의 단부에는 해당 링크의 축선에 대해 대체로 평행한 방향으로 링크를 통해 하중을 전달하도록 로드 엔드(rod-end)가 위치하고 있는 복수의 파일런 장착 링크와,

상기 링크 중 하나의 내에 구비되어, 해당 링크의 축선에 대해 대체로 평행한 방향으로 이동할 수 있는 적어도 하나의 질량체와,

해당 질량체를 요동 운동 형태로 선택적으로 이동시키도록 각각 구성된 각각의 질량체를 위한 작동 수단

을 포함하며, 각각의 질량체의 운동은 해당 링크를 통해 축방향으로 이동하는 파일런 진동을 완화시키는 가진력을 생성하는 것인 항공기용 파일런.
제1항에 있어서, 각각의 작동 수단은 전자기계식, 유압식, 공압식 및 압전식으로 이루어진 군으로부터 선택된 형태로 이루어지는 것인 항공기용 파일런.
제1항에 있어서, 상기 복수의 파일런 장착 링크는 6개의 링크를 포함하는 것 인 항공기용 파일런.
제1항에 있어서, 상기 복수의 파일런 장착 링크는 6개의 링크를 포함하며, 각각의 링크가 질량체 및 작동 수단을 구비하는 것인 항공기용 파일런.
제1항에 있어서, 각각의 작동 수단을 작동시키는 진동 제어 시스템과,

상기 링크를 통해 전달되는 진동을 나타내는 진동 정보를 진동 제어 시스템에 전송하는 적어도 하나의 진동 센서

를 더 포함하며, 상기 진동 제어 시스템은 상기 진동 정보에 응답하여 각각의 작동 수단을 작동시키는 것인 항공기용 파일런.
항공기에 파일런을 장착하기 위한 진동 완화 링크로서,

파일런 및 항공기의 강성 구조 중 하나에 각각 피벗 연결하도록 된 양단부를 구비한 본체와,

상기 본체 내에 구비되어, 본체의 길이의 적어도 일부분을 따라 이동할 수 있는 질량체와,

전달받은 신호에 응답하여 질량체를 요동 운동 형태로 선택적으로 이동시키는 작동 수단

을 포함하며, 각각의 질량체의 운동은 파일런의 진동을 완화시키는 작용을 하는 것인 진동 완화 링크.
제6항에 있어서, 상기 단부는 구형 베어링을 갖는 로드 엔드인 것인 진동 완화 링크.
제6항에 있어서, 상기 작동 수단은 전자기계식, 유압식, 공압식 및 압전식으로 이루어진 군으로부터 선택된 형태로 이루어지는 것인 진동 완화 링크.
에어프레임, 적어도 하나의 엔진 및 적어도 하나의 로터를 갖는 항공기용 파일런으로서,

상기 엔진으로부터 로터로 토크를 전달하도록 된 변속기와,

상기 변속기를 에어프레임에 장착하도록 된 6개의 파일런 장착 링크로서, 각 링크의 각각의 단부에는 해당 링크의 축선에 대해 대체로 평행한 방향으로 링크를 통해 하중을 전달하도록 구형 베어링 로드 엔드가 위치하고 있는 6개의 파일런 장착 링크와,

상기 링크 중 하나의 내에 구비되어, 해당 링크의 축선에 대해 대체로 평행한 방향으로 이동할 수 있는 적어도 하나의 질량체와,

해당 질량체를 요동 운동 형태로 선택적으로 이동시키도록 각각 구성된 각각의 질량체를 위한 작동 수단

을 포함하며, 각각의 질량체의 운동은 해당 링크를 통해 축방향으로 이동하는 파일런 진동을 완화시키는 가진력을 생성하는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 각각의 작동 수단은 전자기계식, 유압식, 공압식 및 압전식으로 이루어진 군으로부터 선택된 형태로 이루어지는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 각각의 링크가 질량체 및 작동 수단을 구비하는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 각각의 작동 수단을 작동시키는 진동 제어 시스템과,

상기 링크를 통해 전달되는 진동을 나타내는 진동 정보를 진동 제어 시스템에 전송하는 적어도 하나의 진동 센서

를 더 포함하며, 상기 진동 제어 시스템은 상기 진동 정보에 응답하여 각각의 작동 수단을 작동시키는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 상기 6개의 파일런 장착 링크는 변속기에 3개의 쌍으로 부착되며, 각 쌍의 링크들의 내측 단부는 대체로 동일한 위치에서 변속기에 부착되는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 상기 6개의 파일런 장착 링크는 변속기에 3개의 쌍으로 부착되며, 각 쌍의 링크들의 내측 단부는 대체로 동일한 장착 지점에서 변속기에 부착되며,

상기 장착 지점은 대체로 수평면에서 측정하였을 때에 변속기 둘레에서 대략 등간격으로 떨어져 배치되는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 상기 6개의 파일런 장착 링크는 변속기에 3개의 쌍으로 부착되며, 각 쌍의 링크들의 내측 단부는 대체로 동일한 장착 지점에서 변속기에 부착되며,

상기 장착 지점은 대체로 수평면에서 측정하였을 때에 변속기 둘레에서 대략 등간격으로 떨어져 배치되고,

각각의 링크의 경우, 각 쌍에서의 하나의 링크의 외측 단부와, 인접한 쌍에서의 하나의 링크의 외측 단부가 선택된 장착 지점에서 함께 에어프레임에 부착하도록 되어 있고, 에어프레임 상의 장착 지점은 변속기 둘레에서 대략 등간격으로 떨어져 배치되고 변속기 상의 장착 지점으로부터 각을 이루게 오프셋되는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 상기 6개의 파일런 장착 링크는 변속기에 3개의 쌍으로 부착되며, 각 쌍에서의 하나의 링크의 내측 단부는 각 쌍에서의 다른 링크의 내측 단부와 대체로 동일한 장착 지점에서 변속기에 부착되며,

제1 장착 지점과 제2 장착 지점은 변속기에서 대체로 서로 반대측에 위치하며,

제1 장착 지점과 제2 장착 지점 사이에서 제1 장착 지점 및 제2 장착 지점으 로부터 대체로 등거리에 제3 장착 지점이 위치하는 것인 항공기용 파일런.
제9항에 있어서, 상기 6개의 파일런 장착 링크는 변속기에 3개의 쌍으로 부착되며, 각 쌍에서의 하나의 링크의 내측 단부는 각 쌍에서의 다른 링크의 내측 단부와 대체로 동일한 장착 지점에서 변속기에 부착되며,

제1 장착 지점과 제2 장착 지점은 변속기에서 대체로 서로 반대측에 위치하며,

제1 장착 지점 및 제2 장착 지점으로부터 대체로 등거리에 제3 장착 지점이 위치하며,

제1 장착 지점과 제2 장착 지점에 부착된 각 쌍의 링크들은 서로 멀어지게 연장하며,

제3 장착 지점에 부착된 쌍의 각각의 링크의 외측 단부는 다른 한 쌍에서의 하나의 링크의 외측 단부와 함께 에어프레임에 부착되도록 된 것인 항공기용 파일런.
회전익 항공기에서 파일런으로부터의 진동을 완화시키는 방법으로서,

(a) 장착 링크를 제공하는 단계로서, 적어도 하나의 장착 링크는 그 내부에 이동 가능하게 구비된 질량체가 링크의 종방향 축선을 따라 이동할 수 있도록 된 것인, 장착 링크를 제공하는 단계와,

(b) 상기 장착 링크를 이용하여 강성 장착 구성으로 파일런을 에어프레임에 장착하는 단계와,

(c) 상기 장착 링크를 통해 파일런으로부터 에어프레임에 전달되는 진동을 감지하는 단계와,

(d) 진동을 완화시키도록 요동 운동 형태로 각 질량체를 이동시키는 단계

를 포함하는 진동 완화 방법.
제18항에 있어서, 단계 (d)는 전자기계식 작동 수단을 이용하여 달성되는 것인 진동 완화 방법.
제18항에 있어서, 단계(d)는 유압식 작동 수단을 이용하여 달성되는 것인 진동 완화 방법.