KR20130072132A - 착륙 장치 진동 흡진기 및 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법 - Google Patents

착륙 장치 진동 흡진기 및 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20130072132A
KR20130072132A KR1020120143776A KR20120143776A KR20130072132A KR 20130072132 A KR20130072132 A KR 20130072132A KR 1020120143776 A KR1020120143776 A KR 1020120143776A KR 20120143776 A KR20120143776 A KR 20120143776A KR 20130072132 A KR20130072132 A KR 20130072132A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
landing gear
helicopter
spring mass
mass meter
vibration reducer
Prior art date
Application number
KR1020120143776A
Other languages
English (en)
Inventor
라파엘 래머
페테르 즈니카
Original Assignee
유로캅터 도이칠란트 게엠베하
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 유로캅터 도이칠란트 게엠베하 filed Critical 유로캅터 도이칠란트 게엠베하
Publication of KR20130072132A publication Critical patent/KR20130072132A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • 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
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C25/58—Arrangements or adaptations of shock-absorbers or springs
    • 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
    • F16F15/04—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 using elastic means
    • F16F15/06—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 using elastic means with metal springs
    • 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
    • F16F7/104—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect the inertia member being resiliently mounted
    • F16F7/116—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect the inertia member being resiliently mounted on metal springs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface 
    • B64C2025/325—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface  specially adapted for helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/005—Vibration damping devices using suspended masses
    • 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
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49764—Method of mechanical manufacture with testing or indicating

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

본 발명은, 한 쌍의 스키드(4, 5)와, 헬리콥터의 동체(8)에 스키드(4, 5)를 장착하기 위한 적어도 하나의 크로스관(6, 7)을 포함하는, 착륙 장치(3)를 구비한 헬리콥터(2)의 착륙 장치 진동 흡진기(1)에 관한 것이다. 착륙 장치(3)에는 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)가 장착되어 있다. 상기 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)는 헬리콥터의 주 가진 진동수로 튜닝되어 있고, 상기 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)는 착륙 장치(3)의 적어도 하나의 안티노드에 또는 그 부근에 위치해 있다. 또한, 본 발명은 헬리콥터(2)의 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 작동 방법에 관한 것이다.

Description

착륙 장치 진동 흡진기 및 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법{LANDING GEAR VIBRATION ABSORBER AND METHOD OF OPERATING SAID LANDING GEAR VIBRATION ABSORBER}
본 발명은 청구항 1의 특징을 갖는 착륙 장치 진동 흡진기와, 청구항 10의 특징을 갖는 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법에 관한 것이다.
능동형 또는 수동형 감쇠기나 흡진기에 의하여 회전익 항공기의 진동을 감쇠 또는 흡진하는 것이 공지되어 있으며; 수동형 장치는 정해진 진동수로 튜닝된 공진기인 반면에, 능동형 장치는 측정된 진동에 대항하는 힘을 전달하도록 제어되는 액추에이터를 필요로 한다.
특허문헌 US 7461729A에는, 진동 감쇠 시스템을 제공할 수 있는 항공기의 배터리 현가용 장치가 개시되어 있다. 이 장치는 적어도 하나의 스프링을 포함하고, 스프링의 강성의 조정을 가능하게 하는 조정 요소를 더 포함한다. 통상적인 배터리 무게는 20 kg 내지 40 kg의 범위이다. 이러한 큰 뭉치는 헬리콥터 내의 아무 장소에나 설치될 수 있는 것은 아니다.
특허문헌 US 4311213A에는, 회전익 항공기가 받는 진동을 필터링하기에 적합한, 특히 회전익 항공기에 설치된 좌석에 대한 진동을 필터링하기에 적합한 기구가 기재되어 있다. 회전익 항공기의 동체와 현가 좌석 지탱용 플랫폼의 사이에 링크 부재의 어레이가 개재되어 있다. 링크 부재는 실질적으로 교차하는 방향으로 배향되어 있으며, 동체에 힌지 결합되어, 상기 플랫폼을 현가하도록 이를 지탱하는 역할을 한다. 2개의 링크 부재가 토션 샤프트 또는 아암에 의해 서로 연결되어 있다. 각 링크 부재는, 상기 플랫폼과 동체의 사이에 개재되어 있는 가변 부재와, 무게추를 지탱하는 상기 가변 부재를 작동시키는 레버 아암을 포함한다. 상기 레버 아암에 있어서 상기 동체에 고정되는 단부의 반대편에 있는 자유 단부에서, 상기 무게추가 지탱되어 있다. 상기 토션 샤프트는 힌지 베어링에 결합되고, 이 힌지 베어링을 통해 대응 링크 부재의 레버 아암이 그 고정 단부에서 동체에 힌지 결합된다. 이러한 기구는 효과적인 필터링을 제공하지만, 복잡하고, 고가이며, 부피가 커서, 부착법에 따라 특정 구성 및 구조를 필요로 한다. 링크 부재의 어레이의 구성과 링크 부재가 개재되는 방식은, 개개의 용례마다 특별하게 결정되어야 한다.
특허문헌 US 4088042A에는, 컴팩트하고, 노드 타입이며, 복수의 진동수를 필터링하고, 헬리콥터에 설치되는 진동 차단 시스템이 기재되어 있다. 이 시스템은 네 갈래로 분기된 십자가 형상으로 이루어지며, 각 분기부의 단부에 댐퍼가 구비되어 있다.
특허문헌 US 2011/0095132A에는 항공기 장비용 진동 필터링 기구가 제공되어 있다. 동체에 연결된 제1 구조 및 장비에 연결된 제2 구조와 각각 결부되어 있는 베어링을 통해 가중 레버 아암이 힌지 결합되어 있다. 가변 수단이 레버 아암의 피봇 운동에 대항한다. 레버 아암은, 크로스바에 의해 서로 연결되어 있고 이격 배치된 평행한 피봇축(A1, A2) 둘레의 베어링에 힌지 결합되어 있는 한 쌍의 분기부를 포함하는 일체형 포크로서 마련되어 있다. 포크는, 분기부의 자유 단부 사이에서 연장되어 있는 토션 샤프트를 지탱하고, 이 토션 샤프트는 레버 아암에 무게를 더하는 무게추와 이 기구의 가변 수단을 구성한다.
특허문헌 US 4172570A에는, 착륙 장치 뭉치와 기체 사이의 상대 운동을 제한하도록, 헬리콥터 기체로부터 튜닝 스프링에 의해 현가된 헬리콥터 착륙 장치가 개시되어 있다. 로터 헤드에서의 수직 또는 수평방향의 힘으로 인하여 항공기가 진동할 때, 착륙 장치 뭉치는 이에 반대 방향으로 반응하여, 로터의 가진(加振)을 상쇄시키도록 기체에 가해지는 균형력을 발생시킨다.
특허문헌 US 5620068A에는, 구조물에 대하여 상대 운동하도록 장착된 질량체와, 상기 질량체와 상기 구조물의 사이에 작동식으로 배치된 복수의 스프링을 구비하는 구조물에, 부착되도록 되어 있는 능동 제어형 공진 타입의 힘 발생기가 개시되어 있다. 서보 작동기가 스프링질량계를 제어 가능하게 가진시키도록 배치되어 있다. 질량체로부터 구조물에 전달된 실제 힘(Fa)을 지시받은 힘(Fc)과 비교하여 힘의 에러 신호(Fe)를 생성한다. 작동기는 이 에러 신호의 함수로서 속도를 발생시키게 된다. 힘의 폐루프의 이득은, 스프링질량계의 공진이 약 0.5보다 큰, 바람직하게는 약 0.7의 유효 감쇠율(제타)을 갖도록 선택된다. 따라서, 스프링질량계는 구조물의 공진 진동수(오메가 n)에 가까운 구조물의 진동에 의해 실질적으로 공진 가진되지 않을 것이다.
특허문헌 GB 1205263A에는, 2개의 주 스키드 부재와, 적어도 2개의 전방 캔틸레버 부재, 그리고 아치형 후방 크로스 부재를 포함하는 스키 타입의 착륙 장치를 구비한 항공기가 개시되어 있다. 캔틸레버 부재는 스키드 부재에 내장되고, 동체에 피봇식으로 부착된다. 마찬가지로 스키드 부재에 내장된 후방 크로스 부재는 동체에 부착되고, 크로스 부재의 하단부 부근에 부착된 진동 및/또는 반동 댐퍼를 구비하며, 크로스 부재와 동체의 두 부착 지점에 자기 정렬 볼 조인트를 포함한다. 스키드 부재에는 지상 운용 휠을 위한 부착 러그가 마련되어 있고, 요잉 강성을 위한 항력 버팀대가 항공기로부터 후방 크로스 부재까지 설치될 수 있다.
특허문헌 US 3716208A에는, 정적 탄성률 및 소성 항복 특성을 갖는 부재가 정적 탄성률 및 속도 감응 구속력을 갖는 부재와 연속하여 장착되어 있는 헬리콥터용 착륙 장치가 개시되어 있다. 이 조합은 가벼운 총중량 및/또는 낮은 수직 하강 속도의 조건 하에서 적절한 "연"착륙을 제공하는 역할을 하고, 또한 무거운 총중량 및/또는 높은 수직 하강 속도의 조건 하에서 "경"착륙 또는 동체 착륙하는 동안 발생된 힘을 흡수할 수 있다. "바닥에 이르는" 시기에 속도 감응 유닛에 의해 제공되는 저항과 거의 동일한 힘에 대한 소성 항복 부재의 항복점을 설계함으로써, 소성 항복 부재의 유효 에너지 흡수 특성이 착륙 장치의 에너지 흡수 능력을 확대시키는 데 이용된다.
운항 통계, 예컨대 거의 1000대의 헬리콥터에서의 EC135에 대한 운항 통계는, 특히 착륙 장치의 고유 진동수가 헬리콥터의 주 가진 진동수의 범위 내에 있는 경우에, 선실 진동 레벨이 크게 확산되는 데 특정 헬리콥터의 착륙 장치 구성이 분명히 영향을 미치고 있음을 보여준다.
본 발명은, 다양한 헬리콥터 구성에 대해, 착륙 장치가 선실 진동 레벨에 미치는 영향을 감소시킴으로써 진동 레벨의 확산을 감소시킬 수 있게 하는 간단히 구현 가능한 착륙 장치 진동 흡진기를 제공하는 것과, 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법을 제공하는 것을 과제로 한다.
상기 과제에 대한 해결책은, 청구항 1의 특징을 갖는 착륙 장치 진동 흡진기와, 청구항 10의 특징을 갖는 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법으로 제공된다.
본 발명에 따르면, 헬리콥터의 착륙 장치 진동 흡진기는, 한 쌍의 스키드와, 헬리콥터의 동체에 스키드를 장착하기 위한 적어도 하나의 크로스관을 구비한 착륙 장치를 포함한다. 착륙 장치에는 적어도 하나의 스프링질량계가 장착된다. 상기 적어도 하나의 스프링질량계는 헬리콥터의 주 가진 진동수, 예컨대 N/rev 진동수로 튜닝되고, 상기 적어도 하나의 스프링질량계는 착륙 장치의 적어도 하나의 안티노드에 또는 그 부근에 배치된다. 본 발명은, 착륙 장치에 포함된 질량체에 연결 가능한 안내 스프링을 적어도 하나의 스프링질량계에 마련함으로써, 착륙 장치가 선실 진동 레벨에 미치는 영향을 감소시키는 것을 목적으로 한다. 가진된(exited) 구조물이 움직이지 않는 곳이 노드이고, 안티노드에서 진동 진폭이 최대이다. 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기는 그 튜닝 진동수로 가진되는 경우 그 장착 위치에 진동 노드를 형성한다. 이로써, 승무원과 승객의 탑승감이 향상된다. 따라서, 착륙 장치의 안티 노드에 또는 그 부근에 설치된 적어도 하나의 스프링질량계는, 모드의 형태를 변경함으로써 헬리콥터의 진동에 대한 착륙 장치의 반응을 현저히 감소시킨다. 본 발명에 의하면, 헬리콥터의 모든 승객 및 승무원의 안락감이 향상될 수 있다. 이로써 고객의 승인이 용이해질 것이다. 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기는, 다양한 헬리콥터 구성에 대해, 로터 작동에 기인한 헬리콥터의 진동 레벨을 감소시키는 간단히 구현 가능한 해결책을 제공한다. 따라서, 진동 레벨의 전체 운항에 걸친 확산에 대한 착륙 장치의 구성의 의존성이 줄어들 수 있다. 본 발명의 이점에 따르면, 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기는 시험 비행을 전혀 혹은 거의 하지 않고서도 선정될 수 있으므로, 튜닝 비행에 드는 상당한 비용도 들지 않는다. 본 발명의 다른 이점에 따르면, 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기는, 인도 비행 도중에 진동 증가에 맞닥뜨리게 된 경우, 착륙 장치의 고유 진동수를 낮추기 위해 추가적인 튜닝 질량체를 사용하는 해결책에 비하여, 헬리콥터의 공중량(empty weight)을 덜 증가시킨다. 본 발명의 또 다른 이점에 따르면, 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기는 착륙 장치를 재설계하지 않고도 적용 가능하다. 적어도 하나의 스프링질량계에 의해 제공되는 노드가 착륙 장치에 배치됨으로써, 진동수 및 모드의 형태에 대한 착륙 장치의 구성이 전체 헬리콥터 선실의 진동 레벨에 미치는 영향이 최소화될 것이다. 착륙 장치를 재설계할 필요가 없어, 재설계에 수반되는 인증 문제가 방지될 수 있다. 본 발명은 인도 비행 중에 발견된 동체 진동 문제에 대해 신속하게 대응책을 제공한다. 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기를 이용하면, 특정 헬리콥터의 동체에서 큰 진동 레벨이 발견된 경우에, 오랜 기간 동안 기다릴 필요가 없다. 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기의 경우, 문제가 발견되었을 때, 조기에 구현하여 바로 이용할 수 있다. 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기의 적어도 하나의 스프링질량계는 착륙 장치의 여러 위치에 사용될 수 있다. 특정 헬리콥터 타입에 맞춰 튜닝된 착륙 장치 진동 흡진기를 보관하고, 진동 문제가 발생하면, 보관해 놓은 것을 이용하기만 하여, 오랜 기간이 걸리는 시험을 피함으로써, 착륙 장치, 착륙 장치의 질량체 및/또는 장비의 변경 작업을 예비한다.
본 발명의 바람직한 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 선형 스프링질량계가 적어도 하나의 크로스관, 바람직하게는 전방 크로스관 내에서, 착륙 장치의 스키드에 또는 그 부근에 위치된다. 적어도 하나의 스프링질량계가 착륙 장치의 크로스관에 통합됨으로써, 적어도 하나의 스프링질량계가 공기 역학에 미치는 영향이 회피된다. 적어도 하나의 스프링질량계에 기계적인 고장이 있는 경우, 헬리콥터의 착륙 장치로부터 떨어지는 부품은 없을 것이다.
본 발명의 다른 바람직한 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 스프링질량계는 그 중심 뭉치에 대해 대칭이다.
본 발명의 다른 바람직한 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 스프링질량계는 판 스프링질량계, 특히 방향에 관한 안내를 필요로 하지 않는다고 하는 이점을 가진 대칭형 이중 판 스프링질량계다. 상기 판 스프링질량계를 장착 또는 유지 보수하는 동안에 상기 방향은 임의적으로 고정될 수 있다.
본 발명의 다른 바람직한 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 스프링질량계는 헬리콥터의 동체에 대한 크로스관의 적어도 하나의 연결부에서 적어도 하나의 크로스관에 장착된다.
본 발명의 다른 바람직한 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 스프링질량계는 헬리콥터의 동체의 중심선에서 크로스관에 장착된다.
본 발명의 다른 바람직한 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 스프링질량계는 헬리콥터의 동체의 중심선에서 적어도 하나의 크로스관에 장착된다.
본 발명의 다른 바람직한 실시형태에 따르면, 스키드에는 몇몇 장비, 예컨대 와이어 충격 보호부 및/또는 안착 보호부가 마련되고, 적어도 하나의 스프링질량계는 와이어 충격 보호부 또는 안착 보호부 중의 적어도 하나에 장착된다. 착륙 장치에 있는 장비, 예를 들어 안착 보호부, 와이어 충격 보호 시스템 등에 설치함으로써, 상기 장비로부터의 진동에 대응하도록 스프링질량계를 가로 및 수직 방향에 유익하게 설치할 수 있게 된다.
본 발명의 다른 바람직한 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 스프링질량계는 헬리콥터의 동체의 중심선에 대하여 평행하게 또는 직각을 이루게 장착된다.
본 발명의 바람직한 실시형태에 따르면, 헬리콥터의 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법은, 시험대 또는 헬리콥터 상에서 적어도 하나의 스프링질량계의 반공진 진동수를 헬리콥터의 주 가진 진동수로 튜닝하는 단계와, 튜닝된 적어도 하나의 스프링질량계를 보관하는 단계와, 헬리콥터(2)의 진동을 분석하는 단계, 그리고 필요할 때 상기 튜닝된 스프링질량계를 보관소로부터 헬리콥터의 착륙 장치에 설치하는 단계를 포함한다. 튜닝된 스프링질량계의 반공진 진동수는 헬리콥터의 주 가진 진동수, 예컨대 4 블레이드 로터의 4/rev 진동수와 실질적으로 동일하다. 본 발명의 이점에 따르면, 헬리콥터의 인도 비행후 문제가 분석되면, 재고에서 적절한 착륙 장치 진동 흡진기를 설치하도록 착륙 장치를 간단하게 개방할 수 있다. 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기는 무용 질량보다 우세한 힘을 발생시키기 때문에, 임의의 본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기의 질량은, 진동의 감쇠를 위해 적용된 임의의 기존 무용 질량보다 훨씬 작을 것이다.
본 발명의 착륙 장치 진동 흡진기 및 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법을 이용하면, 착륙 장치가 선실 진동 레벨에 미치는 영향을 효과적으로 용이하게 감소시킬 수 있다.
본 발명의 바람직한 실시형태를 이하의 기재 내용 및 도면을 참조하여 설명한다.
도 1은 본 발명에 따른 착륙 장치 흡진기를 발췌하여 보여주는 단면도를 포함하는, 헬리콥터의 착륙 장치의 개략도이다.
도 2는 본 발명에 따른 착륙 장치 흡진기의 서로 다른 두 가지 스프링질량계의 개략적인 평면도 및 측면도를 각각 보여준다.
도 3 내지 도 8은 추가적인 스프링질량계를 구비한 본 발명에 따른 착륙 장치 진동 흡진기의 개략도이다.
도 9 내지 도 11은 스프링질량계를 구비한 본 발명에 따른 착륙 장치 진동 흡진기의 진동 대 진동수의 그래프이다.
도 1에 따르면, 헬리콥터(2)의 착륙 장치 진동 흡진기(1)는 한 쌍의 스키드(4, 5), 스키드(4, 5)를 헬리콥터의 동체(8)에 장착하기 위한 전방 크로스관(6) 및 후방 크로스관(7)과 함께 착륙 장치(3)를 포함한다. 착륙 장치의 무게는 30 kg의 범위 내에 있다.
착륙 장치(3)에 있어서 스키드(4, 5)와 전방 크로스관(6) 사이의 연결부에 가까운 측에, 선형 스프링 시스템(10)이 전방 크로스관(6)에 장착되어 있다. 선형 스프링질량계(10)는 동축 샤프트(12)의 둘레에 실린더 뭉치(11)를 포함한다. 실린더 뭉치(11)의 양측에는 상측 스파이럴 스프링(13)과 하측 스파이럴 스프링(14)이 동축 샤프트(12)의 둘레에 동축 상태로 배치되어 있다. 상측 스파이럴 스프링(13)은 상측 받침대(15)에 접해 있고, 하측 스파이럴 스프링(14)은 착륙 장치(3)의 스키드(4, 5)의 바로 옆에 있는 하측 받침대(16)에 접해 있다. 실린더 뭉치(11)는 상측과 하측 각각에서 상측 스파이럴 스프링(13)과 하측 스파이럴 스프링(14)에 의해 지지되어 있다.
선형 스프링질량계(10)는 헬리콥터의 주 가진 진동수, 예컨대 N/rev 진동수로 튜닝되는데, 여기서 N은 로터 블레이드의 수이며, 예를 들어 N=4이다. "rev"는 헬리콥터(2)의 메인 로터의 1 회전에 대응한다. 이 값은 로터 회전당 진동의 수를 기술한다. 대응 진동수(N/rev 진동수)를 계산하려면, N/rev값을 로터 1회전에 걸리는 시간으로 나누어야 한다.
메인 로터의 회전 속도에 메인 로터의 블레이드의 수 "N"을 곱한 것은, 헬리콥터(2)의 주 가진 진동수에 대응한다. 헬리콥터의 주 가진 진동수는 통상적으로 10 Hz 내지 60 Hz의 범위 내에 있다. 선형 스프링질량계(10)는 착륙 장치(3)의 적어도 하나의 안티노드에 또는 그 부근에 위치해 있다. 착륙 장치(3)의 진동 진폭은 안티노드에서 최대이다. 착륙 장치(3)의 크로스관(6)에 있어서 선형 스프링질량계(10)의 위치는 원(9)으로 나타내어져 있다.
실린더 뭉치(11)는 진동 중에 크로스관(6)의 종축을 따라 가이드된다. 실린더 뭉치(11)의 치수는, 크로스관(6)의 치수를 변경하지 않고도 크로스관(6)에 끼워 넣어지도록 맞춰져 있다. 선형 스프링질량계(10)는, 장착된 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 반공진 진동수가 해당 헬리콥터(2)의 주 가진 진동수, 예를 들어 로터(도시 생략)의 4/rev 진동수와 실질적으로 동일하도록, 적정 탄성률을 5 N/mm 내지 50 N/mm의 범위에서 선정하고 실린더 뭉치(11)의 무게를 0.3 kg 내지 10 kg의 범위로 함으로써 튜닝된다.
크로스관(6)이 헬리콥터(2)의 고유의 좌표계에 대해 작은 각도를 갖는다는 점으로 인하여, 크로스관(6) 내에서 가이드되는 선형 스프링질량계(10)는, 상기 헬리콥터(2)의 고유의 좌표계의 가로(y) 방향과 수직(z) 방향에 대한 진동을 감쇠시킬 것이다.
도 2에 따르면, 대응 특징부에 도 1의 도면부호가 붙여져 있다. 비대칭 판 스프링질량계(20)의 단일 판 스프링(22)에 질량체(21)가 고정되어 있다. 단일 판 스프링(22)은 착륙 장치(3)에 돌출하게 장착되어 있다. 대칭 판 스프링질량계(24)의 대칭 판 스프링(23)에는 2개의 질량체(21)가 고정되어 있고, 상기 대칭 판 스프링(23)은 착륙 장치(3)에 양방향으로 돌출하게 장착되어 있다.
도 3 내지 도 7에 따르면, 대응 특징부에 도 1, 도 2의 도면부호가 붙여져 있다. 도 3은 헬리콥터(2)의 동체(8)에 대한 착륙 장치(3)의 연결부에서 크로스관(6)에 대해 직각을 이루게 장착된 선형 스프링질량계(10)를 보여준다. 대안적으로 또는 추가적으로, 헬리콥터(2)의 동체(8)에 대한 착륙 장치(20)의 연결부에서, 크로스관(6)에 비대칭 판 스프링질량계(20) 및/또는 대칭 판 스프링질량계(24)가 장착된다. 도 4에 도시된 다른 옵션에 따르면, 크로스관(6)에 장착된 2개의 비대칭 판 스프링질량계(20)의 질량체(21)가, 각각 바깥쪽을 향해 있는 것이 아니라 서로를 향하고 있다. 도 5에 도시된 또 다른 옵션에 따르면, 헬리콥터(2)의 중심선 또는 그 부근에서, 크로스관(6)에 2개의 비대칭 판 스프링질량계(20) 모두가, 각각의 질량체(21)가 서로 반대 방향을 향하게 장착되어 있다. 도 5에 도시된 또 다른 옵션에 따르면, 선형 스프링질량계(10)는 헬리콥터(2)의 중심선 또는 그 부근에서 크로스관(6)에 평행하게 장착되어 있다. 도 6에 도시된 또 다른 옵션에 따르면, 대칭 판 스프링질량계(24)가 헬리콥터(2)의 중심선 또는 그 부근에서 착륙 장치(3)의 크로스관(6)에 장착되어 있다.
도 7에 도시된 또 다른 옵션에 따르면, 착륙 장치(3)의 스키드(4)는 그 전방 단부에 와이어 충격 보호 시스템(25)이 마련되어 있고, 그 후방 단부에 안착 보호부(26)가 마련되어 있다. 헬리콥터(2)의 중심선에 대한 상하좌우의 직교 방향에서의 진동을 감쇠시키도록, 스키드(4)와 전방 크로스관(6)의 연결부의 전방에 있어서 비대칭 판 스프링질량계(20)를 스키드(4)에 삽입하기 위해, 와이어 충격 보호 시스템(25)을 스키드(40)로부터 분리할 수 있다. 헬리콥터(2)의 중심선에 대한 상하좌우의 직교 방향에서의 진동을 감쇠시키도록, 스키드(4)와 후방 크로스관(7)의 연결부의 후방에 있어서 안착 보호부(26)에 대칭 판 스프링질량계(24)가 장착되어 있다.
도 8에 도시된 또 다른 옵션에 따르면, 대칭 판 스프링질량계(24)가 스키드(4)와 전방 크로스관(6)의 연결부에서 스키드(4)에 통합되어 있다. 헬리콥터(2)의 스키드(4)와 후방 크로스관(7)의 연결부에 비대칭 판 스프링질량계(20)가 장착되어 있다. 상기 비대칭 판 스프링질량계(20)는 스키드(4)의 전방 또는 후방을 향해 있을 수 있다. 스프링질량계(20, 24 및 10)의 임의의 조합이 가능하다. 2개의 비대칭 판 스프링질량계(20)가 동일한 위치에 유효 방향을 달리하여 장착될 수 있다.
착륙 장치(3) 상의 안티노드에 또는 그 부근에 적절히 설치된 임의의 튜닝 스프링질량계(10, 20, 24)는, 착륙 장치의 운동이 동체(8) 진동에 미치는 영향을 상당히 감소시킨다.
도 9는 계산 결과로서 조종사석에서의 대수적 진폭 규모를 포함하는 진동 대 진폭의 그래프를 보여준다. 헬리콥터의 주 가진 진동수, 예컨대 관심 N/rev 진동수 부근의 진동수 범위가 타원(30)으로 표시되어 있다. 연속선(31)은 진동 흡진기가 없는 착륙 장치(3)에 대한 진동 진폭을 보여준다. 점선(32)은 도 1에 따른 선형 스프링질량계(10)를 구비한 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 특징을 나타낸다. 관심 진동수(예컨대, N/rev 진동수)의 범위에서, 선형 스프링질량계(10)를 구비한 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 진동 진폭이 현저하게 감소되어 있다.
계산 결과로서 조종사석에서의 대수적 진폭 규모를 포함하는 진동 대 진폭의 그래프인 도 10에서는, 진동 흡진기가 없는 착륙 장치(3)에 대한 진동 진폭을 연속선(31)으로 보여준다. 점선(32)은 도 6에 따라 대칭 판 스프링질량계(24)를 구비한 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 특징을 나타낸다. 관심 진동수의 범위에서, 대칭 판 스프링질량계(24)를 구비한 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 진동 진폭이 현저하게 감소되어 있다.
계산 결과로서 조종사석에서의 대수적 진폭 규모를 포함하는 진동 대 진폭의 그래프인 도 11에서는, 진동 흡진기가 없는 착륙 장치(3)에 대한 진동 진폭을 연속선(31)으로 보여준다. 점선(32)은 도 3에 따라 대칭 판 스프링질량계(24)를 구비한 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 특징을 나타낸다. 관심 진동수의 범위에서, 대칭 판 스프링질량계(24)를 구비한 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 진동 진폭이 현저하게 감소되어 있다.
착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법.
착륙 장치 진동 흡진기(1)는 4/rev 진동수의 진동에 접촉하는 시험대에서 튜닝될 수 있다. 그 후, 착륙 장치 진동 흡진기(1)를 보관한다. 필요할 때, 보관소에서 착륙 장치 흡진기(1)를 꺼내어 설치한다. 예를 들어, 인도 비행후 문제가 분석되면, 착륙 장치(3)를 간단하게 개방하고 설치한다. 진동 흡진을 위해 착륙 장치(3)에 부착되는 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 질량은 임의의 무용 질량보다 훨씬 작다.
1 : 착륙 장치 진동 흡진기 2 : 헬리콥터
3 : 착륙 장치 4, 5 : 스키드
6 : 전방 크로스관 7 : 후방 크로스관
8 : 동체 10 : 선형 스프링질량계
11 : 실린더 뭉치 12 : 동축 샤프트
13 : 상측 스파이럴 스프링 14 : 하측 스파이럴 스프링
15 : 상측 받침대 16 : 하측 받침대
20 : 비대칭 판 스프링질량계 21 : 질량체
22 : 단일 판 스프링 23 : 대칭 판 스프링
24 : 대칭 판 스프링질량계 25 : 와이어 충격 보호 시스템
26 : 안착 보호부 30 : 타원
31 : 진동 진폭
32 : 착륙 장치 진동 흡진기(1)에 대한 특성

Claims (10)

  1. 착륙 장치 진동 흡진기(1)에 있어서,
    한 쌍의 스키드(4, 5)와, 헬리콥터의 동체(8)에 스키드(4, 5)를 장착하기 위한 적어도 하나의 크로스관(6, 7)을 포함하는, 착륙 장치(3)를 구비한 헬리콥터(2)의 착륙 장치 진동 흡진기(1)로서, 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)가 착륙 장치(3)에 장착되어 있고, 스프링질량계(10, 20, 24)의 대부분이 착륙 장치에 내장되어 있으며, 상기 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)는 헬리콥터의 주 가진 진동수로 튜닝되어 있고, 상기 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)는 착륙 장치(3)의 적어도 하나의 안티노드에 또는 그 부근에 위치해 있는 것인, 착륙 장치 진동 흡진기.
  2. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 스프링질량계(10)는 선형인 것을 특징으로 하는 진동 흡진기(1).
  3. 제2항에 있어서, 적어도 하나의 선형 스프링질량계(10)가 적어도 하나의 크로스관(6), 바람직하게는 전방 크로스관(6) 내에서, 착륙 장치(3)의 스키드(4, 5)에 또는 그 부근에 위치해 있는 것을 특징으로 진동 흡진기(1).
  4. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 스프링질량계(10)는 그 중심 뭉치(11)에 대해 대칭인 것을 특징으로 하는 진동 흡진기(1).
  5. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 스프링질량계(20, 24)는 판 스프링질량계, 특히 대칭형 이중 판 스프링 뭉치(24)인 것을 특징으로 하는 진동 흡진기(1).
  6. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)는 헬리콥터의 동체(8)에 대한 크로스관(6)의 적어도 하나의 연결부에서 적어도 하나의 크로스관(6)에 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 진동 흡진기(1).
  7. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)는 헬리콥터의 동체(8)의 중심선에서 크로스관(6)에 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 진동 흡진기(1).
  8. 제1항에 있어서, 스키드(4, 5)에는 와이어 충격 보호부(25) 및/또는 안착 보호부(26)가 마련되어 있고, 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)는 와이어 충격 보호부(25) 또는 안착 보호부(26) 중의 적어도 하나에 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 진동 흡진기(1).
  9. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)가 헬리콥터의 동체(8)의 중심선에 대하여 평행하게 또는 직각을 이루게 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 진동 흡진기(1).
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 따른 헬리콥터(2)의 착륙 장치 진동 흡진기(1)의 작동 방법으로서,
    - 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)를 시험대에서 반공진 진동수로 튜닝하는 단계,
    - 튜닝된 적어도 하나의 스프링질량계(10, 20, 24)를 보관하는 단계,
    - 헬리콥터(2)의 진동을 분석하는 단계, 및
    - 헬리콥터(2)의 주 가진 진동수와 실질적으로 동일한 반공진 진동수로 튜닝된 스프링질량계(10, 20, 24)를 보관소로부터 헬리콥터의 착륙 장치(3)에 설치하는 단계를 포함하는 진동 흡진기(1)의 작동 방법.
KR1020120143776A 2011-12-21 2012-12-11 착륙 장치 진동 흡진기 및 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법 KR20130072132A (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP11400066.4A EP2607232B1 (en) 2011-12-21 2011-12-21 Landing gear vibration absorber for a helicopter and method of operating said landing gear vibration absorber
EP11400066.4 2011-12-21

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20130072132A true KR20130072132A (ko) 2013-07-01

Family

ID=47831209

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020120143776A KR20130072132A (ko) 2011-12-21 2012-12-11 착륙 장치 진동 흡진기 및 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8967536B2 (ko)
EP (1) EP2607232B1 (ko)
KR (1) KR20130072132A (ko)
CN (1) CN103171762B (ko)
CA (1) CA2793576C (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190047261A (ko) 2017-10-27 2019-05-08 오채현 안넘어지는 맥주잔

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140315464A1 (en) * 2013-04-23 2014-10-23 Kevork G. Kouyoumjian Remotely Controlled, Impact-Resistant Model Helicopter
PL2944567T3 (pl) 2014-05-13 2017-09-29 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Podwozie wiropłatu i sposób rozpraszania drgań rezonansu naziemnego
CN104192303B (zh) * 2014-09-15 2016-06-22 沈阳飞机工业（集团）有限公司 小型无人机前起落架
ES2773541T3 (es) * 2015-01-05 2020-07-13 Safran Landing Systems Uk Ltd Conjunto de resorte de aeronave
US10507920B2 (en) * 2015-05-18 2019-12-17 Sikorsky Aircraft Corp. Systems and methods for lifting body vibration control
CN109592024B (zh) * 2016-07-05 2022-02-11 武汉慧农无人机科技有限公司 一种智能无人机
CN106081077A (zh) * 2016-08-23 2016-11-09 成都翼高九天科技有限公司 一种可长时间飞行的多效防震飞行装置
CN106275397A (zh) * 2016-08-23 2017-01-04 成都翼高九天科技有限公司 一种可自动供电的微型飞行器
CN106275396A (zh) * 2016-08-23 2017-01-04 成都翼高九天科技有限公司 一种具有减震功能的飞行探测器
JP6796991B2 (ja) * 2016-10-20 2020-12-09 日本発條株式会社 振動減衰装置、及びこの振動減衰装置が設けられた車両用シート
FR3059644B1 (fr) * 2016-12-05 2018-11-16 Airbus Helicopters Train d'atterrissage a patins et giravion muni d'un tel train d'atterrissage
CN107161317A (zh) * 2017-05-23 2017-09-15 广州星晖智能科技有限公司 一种机身强度高的无人机
SG11201912916XA (en) 2017-06-01 2020-01-30 Surefly Inc Auxiliary power system for rotorcraft with folding propeller arms and crumple zone landing gear
CN108327793A (zh) * 2018-02-05 2018-07-27 山东科技职业学院 一种汽车车架
CN108609163A (zh) * 2018-04-10 2018-10-02 清远市巨劲科技有限公司 一种测绘无人机升降用减震支架
CN109552605A (zh) * 2018-11-29 2019-04-02 江苏鸿鹄无人机应用科技有限公司 一种具有减震功能的无人机底座
US11187296B2 (en) * 2018-11-29 2021-11-30 Raytheon Company Tuned mass absorber assembly and system for attenuating frequency specific vibrational energy
FR3092634B1 (fr) * 2019-02-11 2021-10-29 Thales Sa Dispositif comprenant un ensemble d'absorbeurs de vibrations et vehicule equipe d'un tel dispositif
CN109850135B (zh) * 2019-04-04 2024-01-30 北京零偏科技有限责任公司 一种无人机起落架
US20210095738A1 (en) * 2019-09-27 2021-04-01 Mw Industries, Inc. Multiple frequency vibration attenuation device
EP3929677A1 (de) * 2020-06-24 2021-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Schwingungsdämpfungssystem und werkzeugmaschine
CA3116250A1 (en) * 2020-07-28 2022-01-28 Ty-Crop Manufacturing Ltd. Stand for equipment trailers
JP7036392B2 (ja) * 2020-10-07 2022-03-15 日本発條株式会社 振動減衰装置、及びこの振動減衰装置が設けられた車両用シート
CN112324846B (zh) * 2020-11-19 2022-02-22 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 圆形隔振支撑杆
CN112597582B (zh) * 2020-12-11 2022-09-09 中国直升机设计研究所 一种纵列式直升机旋翼与机身耦合稳定性建模方法
CN113955130B (zh) * 2021-11-19 2023-10-27 中国直升机设计研究所 一种双频可调直升机主减速器隔振装置
CN114291282A (zh) * 2021-12-31 2022-04-08 深圳深海创新技术有限公司 一种三轴非正交大角度框架云台
CN114248913B (zh) * 2022-03-01 2022-05-17 北京中航智科技有限公司 一种无人直升机的滑撬式起落架

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE660989C (de) * 1934-04-17 1938-06-08 Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt Motorenpruefstand mit einem federnd gegen das Fundament abgestuetzten Motortraeger
GB1205263A (en) * 1967-09-04 1970-09-16 Westland Aircraft Ltd Improvements in or relating to aircraft
US3716208A (en) * 1970-06-11 1973-02-13 Textron Inc Energy absorbing landing gear
US4088042A (en) 1976-09-07 1978-05-09 The Boeing Company Vibration isolation system
US4142698A (en) * 1976-12-03 1979-03-06 United Technologies Corporation Improved aircraft suspension system with mechanism operable to establish system vertical stiffness and damping and mechanism operationally independent thereof to establish system roll stiffness and damping
US4172570A (en) * 1978-01-13 1979-10-30 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Landing gear in-flight vibration dampener
US4311213A (en) 1979-09-05 1982-01-19 The Boeing Company Vibration isolation system
US4519559A (en) * 1979-12-26 1985-05-28 Hughes Helicopters, Inc. Landing gear energy distribution and righting system
FR2537542B1 (fr) * 1982-12-08 1985-11-15 Aerospatiale Trains d'atterissage a patins equipes de composants munis d'un dispositif d'absorption d'energie par deformation plastique et/ou de limitation d'effort, et composants de ce type
JPH05141464A (ja) * 1991-11-15 1993-06-08 Kajima Corp 積層ゴム支承及び該積層ゴム支承を用いた構造物の振動制御装置
US5456341A (en) * 1993-04-23 1995-10-10 Moog Inc. Method and apparatus for actively adjusting and controlling a resonant mass-spring system
JPH11348893A (ja) 1998-06-08 1999-12-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ヘリコプタ振動低減装置
US6202960B1 (en) * 1998-11-06 2001-03-20 The Boeing Company Aircraft landing gear absorber
JP2000346123A (ja) 1999-06-07 2000-12-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 振動低減装置
FR2885349B1 (fr) 2005-05-06 2008-11-14 Eurocopter France Dispositif de supportage d'une batterie d'un aeronef
FR2891240B1 (fr) * 2005-09-28 2007-12-07 Eurocopter France Atterisseur a patins anti-resonnance pour aeronef a voilure tournante, et aeronef
DE102007020050A1 (de) * 2007-04-27 2008-10-30 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Vorrichtung zur Schwingungstilgung
JP4976967B2 (ja) 2007-09-18 2012-07-18 トヨタ自動車株式会社 移動体の着陸装置
CN101639109B (zh) 2009-08-20 2010-12-08 长安大学 一种固有频率可调的吸振装置及具有该吸振装置的发动机
FR2951700B1 (fr) 2009-10-28 2012-04-20 Eurocopter France Mecanisme de filtration des vibrations subies par un equipement d'un appareil volant en mouvement, un giravion notamment
CN201973166U (zh) 2011-03-10 2011-09-14 哈尔滨工程大学 一种小质量比减振结构

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190047261A (ko) 2017-10-27 2019-05-08 오채현 안넘어지는 맥주잔

Also Published As

Publication number Publication date
EP2607232A1 (en) 2013-06-26
CA2793576A1 (en) 2013-03-07
CA2793576C (en) 2016-01-05
US8967536B2 (en) 2015-03-03
CN103171762B (zh) 2015-06-03
US20130264419A1 (en) 2013-10-10
EP2607232B1 (en) 2014-10-29
CN103171762A (zh) 2013-06-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20130072132A (ko) 착륙 장치 진동 흡진기 및 상기 착륙 장치 진동 흡진기의 작동 방법
Shaw et al. Design and test of an adjustable quasi-zero stiffness device and its use to suspend masses on a multi-modal structure
EP2641831B1 (en) Helicopter skid type landing gear
KR101234831B1 (ko) 진동 댐퍼 기구, 캐리어 구조체를 포함하는 항공기 및 이러한 기구를 구비한 회전자
Konstanzer et al. Recent advances in Eurocopter's passive and active vibration control
US8910904B2 (en) Engine attachment pylon
US9254914B2 (en) Helicopter transmission mount system
US20150136900A1 (en) Helicopter transmission mount system
CA2882478C (en) Linking damper system for a rotorcraft landing gear
CN106015454A (zh) 一种控制力矩陀螺复合减振装置
CA2010802C (en) Roll vibration absorber
KR101416518B1 (ko) 항공기 동력 전달 기어박스의 타이 바에 관한 진동 방지 현가 수단, 진동 방지 현가 장치, 및 항공기
EP2336024A1 (fr) Structure porteuse d' un rotor, et appareil volant muni d' une telle structure porteuse, et procédé pour éviter un couplage instable entre des modes propres de vibration
US6202960B1 (en) Aircraft landing gear absorber
US11427308B2 (en) Attachment of a landing gear
Mustashin et al. Experimental characterization of a novel nose landing gear shimmy damper using a small-scale test rig
Buehrle et al. Experimental study of dynamic interaction between model support structure and a high speed research model in the national transonic facility
US10589848B2 (en) Landing-gear assembly for an aircraft, the landing-gear assembly including a secondary shimmy damper
CN110589023B (zh) 一种使直升机聚焦隔振系统功能失效的结构
CN208053662U (zh) 无人机动力减震机构
RU209156U1 (ru) Шасси с двусторонней амортизацией
Tamer et al. A virtual environment for rotorcraft vibration analysis
Zhao Transmission of vibration caused by unbalance in an aircraft engine with active control strategies
Chen et al. Adaptive mount approaches for helicopter seat vibration control
JP2891530B2 (ja) ヘリコプターの振動減衰装置

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
AMND Amendment
E601 Decision to refuse application
AMND Amendment
J201 Request for trial against refusal decision
J301 Trial decision

Free format text: TRIAL DECISION FOR APPEAL AGAINST DECISION TO DECLINE REFUSAL REQUESTED 20150212

Effective date: 20160420