KR820000273B1 - 헬리콥터 서스펜숀 및 랜딩기어 시스템 - Google Patents

Abstract

내용 없음.

Description

헬리콥터 서스펜숀 및 랜딩기어 시스템

제 1 도는 본 발명에 따른 서스팬숀 및 랜딩 기어 시스템의 구조를 나타내는 헬리콥터의 정면도.

제 2 도는 본 발명 시스템의 바람직한 일 실시예를 나타내는 부분단면도.

제 3 도는 제 2 도의 선 3-3에 따른 단면도.

본 발명은, 특히 헬리콥터에 사용하기 위한 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템에 관한 것으로, 그 시스템의 수직 강성(stiffness) 및 감쇠성이 착륙시의 충격하중을 약화시키기에 충분히 크며 그 시스템의 로울링 강성 및 감쇠성이 지상 공명(ground resonance) 불안정성을 피하는데 충분히 유연한 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템에 관한 것이다.

항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 기술에 있어서, 과거에는 충격 감소에 요하는 시스템 강성 및 감쇠성과 지상 공명 불안정 감소에 요하는 상충하는 시스템 강성 및 감쇠성 사이의 여러 절충안이 모색되어 왔으나 그들에 의해 양 목적에 애로가 있었다. 이것은, 지상공명 불안정성을 피하는데 요하는 시스템의 로울링 강성이 착륙 충격 감소에 요하는 시스템의 강성에 무관하게 발생될 수 있는 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템이 선행기술에서는 제공되지 않았기 때문이다.

"홀랜드"의 미합중국 특허 제3,042,345호 및 "몰트비"의 미합중국 특허 제2,933,270호의 구조는 본 발명의 구조와 피상적으로 유사하지만, 이들 특허의 어느것도 지상 공명 감소를 달성하는 구조를 가지고 있지 않다. 상기 "홀랜드"의 특허는 횡방향의 바람 및 경사진 지면에서의 양호한 항공기 제어능력을 얻기 위한 것이며, "몰비트"의 특허는 상당한 로울링 강성을 갖는 서어보(servo) 작동의 적극적인 시스템을 기술하고 있다.

본 명세서에서 나타내어진 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템과 피상적으로 유사한 다른 선행기술은 랜딩 기어의 조정 동작에 의해 헬리콥터 수준을 유지하면서 평탄하지 않은 지면에 헬리콥터를 착륙시킬수 있는 문제점에 주안을 두고 있다.

본 발명의 주 목적은, 착륙 충격을 감소시키는 시스템의 역학적 성질이 로울딩 동작에 대한 시스템의 역학적 성질에 무관하게 선택되어 양 성질이 타협없이 성공적으로 달성될 수 있도록하는 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템을 제공하는데 있다.

본 발명의 다른 목적은, 항공기의 수직동작에 적응하는 탄성율(spring rate) 및 감쇠성과 무관한, 항공기의 로울링 동작에 대한 차동 서스펜숀 탄성율 및 감쇠성을 제공하는 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템을 제공하는데 있다.

본 발명의 또 다른 목적은, 랜딩 기어에 있어서의 항공기의 수직 동작이 바퀴, 유압 스트러트(oleo strut) 및 타이어의 성질들에 의해 주로 제어되며, 랜딩기어에서의 항공기의 로울링 동작은, 비대칭적 수직하중이 바퀴에 형성될때 작동하고 수직의 바퀴하중이 대칭일때에는 부작동하는 시스템부분의 탄성률 및 감쇠성을 포함하는 역학적 성질들에 의해 주로 제어되는 전술한 시스템을 제공하는데 있다.

본 발명의 또 다른 목적은, 시스템 로울링에 대한 역학적 특성이, 그 특성에 무관하고 최적 착륙 충격감소를 위해 선택되는 유압 스트러트 시스템의 역학적 특성에 영향을 끼치지 않고 지상 공명을 방지하는 값으로 로울링 빈도수 및 감쇠성이 세트되도록 선택될 수 있는 전술한 시스템을 제공하는데 있다.

본 발명의 또 다른 목적은, 착륙충격하중을 가장 양호하게 지탱하기 위해 선택된 탄성률 및 감쇠성을 가지며 지상공명 제거에 가장 적당한 탄성률 및 감쇠성의 독립적인 시스템을 가지는 통상의 바퀴 및 유압 스러스트 시스템을 포함한 헬리콥터용 서스펜숀을 제공하는 데 있다.

본 발명의 또 다른 목적은, 차동수직 동작이 랜딩기어들 사이에서 발생하며, 즉 항공기가 부상하여 있고 랜딩 기어들 중 하나가 상방으로 올려졌을때 다른 랜딩 기어가 하강되며 피동적인 전술한 시스템을 제공하는데 있다.

본 발명의 중요한 목적은, 항공기 로울링 빈도수가 지상공명을 감소시키고 지상에의 착륙시 매회전담 진동의 감응을 감소시키도록 정상의 회전의 회전수 보다 낮도록하는 전술한 서스펜숀 및 랜딩기어 시스템을 제공하는데 있다.

이하 본 발명의 바람직한 예를 첨부도면에 따라 상세히 설명한다.

제 1 도에, 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템 14에 의해 지면으로부터 지지되어 있는 기체 12를 포함하는 항공기, 즉 헬리콥터 10이 도시되어 있다. 주 상승회전의 16이 기체 12로부터 돌출하여 있고 그의 회전축 18을 중심으로 회전하여 헬리콥터 10을 상승 및 추진시킨다. 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템 14는 유압 스트러트 시스템(오레오식 완충장치) 20 및 22로 포함하며, 그 스트러트 시스템 20 및 22는 예를들어 수압 또는 공압실린더-피스톤 부재를 포함하는 타입의 통상의 구조로 되어 있다. 유압 스트러트 20 및 22는 실린더 부재 28 및 30내에서 왕복운동하는 피스톤 부재 24 및 26을 포함하고 있으며, 그 피스톤 부재 24 및 26은 바퀴 지지부재 32 및 34와 연결되어 있고, 그 바퀴 지지부재들은 좌우측 타이어식 바퀴 즉 랜딩 기어 36 및 38을 지지한다. 랜딩기어 36을 위한 링크부재 40 및 42가 각각 바퀴 지지부재 32 및 유압 스트러트 20에 그리고 서로에 회동가능하게 연결되어 있고, 측방 스트러트 44가 링크 부재 40에 회동 가능하게 연결되어 있다. 유사하게, 랜딩 기어 38을 위한 링크부재 46 및 48은 각각 바퀴 지지부재 34 및 유압 스트러트 22에 그리고 서로에 회동 가능하게 연결되어 있고 측방 스트러트 50이 링크 부재 48에 회동 가능하게 연결되어 있다.

부재 52(바아(bar) 형상의 부재로 도시되어 있으나 그에 제한되지 않음)가 헬리콥터 10에 대해 측방으로 연장하여 있고 그의 양 단부들이 피봇트식 링크 부재 54 및 56에 회동 가능하게 연설되어 있다. 그 링크부재 54 및 56은 각각 60A 및 58A에 측방 스트러트 44 및 50에 회동 가능하게 연결되어 있다.

부재 52는 링크 부재 54 및 56에 의해 기체 12로부터 지지되어 있고, 그 링크 부재 54 및 56은 피봇트 지점 76 및 77에서 기체에 회동 가능하게 지지되어 있고, 피봇트지점 58, 58A 및 60, 60A에서 각각 부재 52 및 측방 스트러트 44 및 50에 회동 가능하게 연결되어 있다. 스프링부재 62 및 62A와 댐퍼(damper) 64 및 64A는, 바람직하게는 링크 부재 54 및 56에 각각 회동 가능하게 연결되어 있는 링크 부재 66 및 66A를 통해 기체 12 및 부재 54 및 56 사이에 작동적으로 배치되어 있다.

링크 부재 54 및 56과 부재 52는 기체 12와 협동하여 4개의 바아로된 링크 장치 79를 형성하며, 또한 적극적 정치부재 68 및 70은 링크 부재 54 및 56과 4-바아 링크 장치 79의 기체 12에 대한 피봇트 운동을 제한하도록 작용한다.

지상작동, 이륙 또는 착륙중, 대칭적 수직하중이 각 바퀴 36 및 38과 그들의 각 유압 스트러트 20 및 22에 부여될 때 양 바퀴는 기체와 유압 스트러트 20 및 22에 대해 수직상방 또는 하방으로 움직이는 경향이 있고 측방 스트러트 44 및 50은 각각 기체 12 및 링크부재 54 및 56을 중심으로 회동하여 상기 동작을 조정한다. 이 대칭 하중 및 그에 따른 랜딩 기어의 수직운동시, 측방 링크부재 52는 움직이지 않고, 따라서 유압 스트러트 및 바퀴의 역학적 특성, 즉 탄성률 및 감쇠성이 서스펜숀 시스템 14의 강성을 형성한다.

항공기 착륙 충격하중이 대칭 하중작동시 시스템 14에 의해 감소되어야 하기 때문에, 유압스트러트 및 바퀴의 탄성률 및 감쇠성은 이들 착륙 충격하중을 안전하고 양호하게 감소시키기 위해 시스템 14에 충분한 수직강성을 부여하도록 선택되고 통상의 형태로 설계될 수 있다.

착륙 충격하중을 감소시키도록 수직 강성을 갖는 것이 대게 바람직하다.

착륙, 이륙, 활주, 준비 또는 다른 작동중 양력을 발생시키도록 회전익 16이 회전하면서 헬리콥터가 지상에 있고 로울링 동작이 헬리콥터에 발생할때, 비대칭 수직의 바퀴하중이 형성되며, 하나의 바퀴는 다른 바퀴보다 크게 하중을 받는다. 이때, 측방 스트러트 44 및 50과 링크부재 54 및 56이 보다 높은 하중이 부여된 바퀴쪽으로 측방 링크부재 52를 측방으로 이동시키고 이 링크부재 52의 측방 이동이 스프링 62 및 62A와 댐퍼 64 및 64A에 의해 저항을 받는다. 그리하여, 그 스프링 및 댐퍼가 헬리콥터의 로울링에 대한 서스펜숀 시스템 14의 역학적 성질, 즉 탄성율 및 감쇠성을 발생시킨다. 측방링크 52가 상기 대칭적인 수직의 바퀴 하중에서 움직이지 않고 그와 무관하게 되어 있기 때문에, 스프링 62 및 62A와 댐퍼 64 및 64A만이 소망의 헬리콥터 로울링 특성을 만족시키도록 단독적으로 선택될 수도 있다.

지상에서의 로울링을 중심으로한 헬리콥터 진동의 하나의 원인은 지상공명(ground resonance)으로 알려져 있다. 이것은, 회전익 16의 회전빈도수(즉, rpm)와 블레이드 래그(lag) 모우드의 진동수사이의 차이가 항공기 로울링모우드 자연진동수와 동일할 때 발생하는 불안정성이다. 이 진동수의 특정분포를 이후 로울링모우드-래그모우드 합제(csalescense)라 칭한다. 로울링 모우드에 있어서의 비대칭 수직의 바퀴 하중을 위한 시스템 14의 역학적 특성을 적절히 부여함에 의해, 항공기의 로울링 모우드 자연진동수(natural frequency) 및 감쇠성이 부여될 수 있다. 이것은 스프링 62 및 62A의 탄성률 및 댐퍼 64 및 64A의 감쇠성이 적절한 선택에 의해 달성된다. 로울링 모우드에 있어서의 시스템 14의 탄성률을 낮게하여 그 로울링 모우드에서 서스펜숀시스템이 유연하게 되고, 그리하여 로울링 모우드에서의 낮은 항공기 진동수를 제공하게 하는 것이 본 발명의 중요한 요지이다. 로울링 모드에서의 항공기 진동수는, 로울링모우드-래그 모우드 합체가 낮은 회전익 회전수에서 일어나도록 정규의 회전익 회전수보다 낮아야 한다. 이것은, 그 진동수 합체에 의해 부여될 수 있는 지상공명 로울링 불안정성이 낮은 회전수에서 약해지고 최소의 감쇠성에 의해 효과적으로 감쇠될 수 있기 때문에 바람직한 것이다.

적극 정지부재 68 및 70은, 불균형의 착륙 또는 이륙시 발생될 수 있는 형태의 심한 비대칭 수직 또는 측방의 바퀴 하중이 부여되는 짧은 시간동안 측방 바아 52의 측방운동을 제한하도록 제공되어 있다. 이 정지부재 68 및 70은 실제 대칭의 바퀴하중이 형성되었을 때에는 계합되지 않는다.

제 1 도에 잘 도시되어 있는 바와같이, 본 발명의 항공기 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템 14는, 횡봉 부재 52에 하중이 부여된 때에도 그에 연결된 4-바아 링크장치 79가 항공기 착륙시 대개 받는 형태의 대칭이고 수직의 바퀴 하중시에는 필히 부작동으로 되도록하는 구성으로 되어 있다. 따라서, 유압 스트러트 시스템 및 바퀴들의 역학적 특성들은 착륙 충격하중을 양호하게 감소시키는 수직 강성을 갖는 서스펜숀 시스템을 제공하도록 설계되거나 선택될 수 있다. 또한, 측방바아 52 및 4-바아 링크장치 79가 항공기의 종축을 중심으로한 로울링 동작시 측방으로 이동하기 때문에, 그리고 시스템 14의 나머지 부분이 그 측방 동작을 달성시키도록 주로 작용하기 때문에, 스프링 62,62A 및 댐퍼 64,64A 에 의한 링크 부재 52 및 링크장치 79에 부여된 역학적 특성, 즉 탄성률 및 감쇠성은, 상기 종축을 중심으로한 로울링시 유연하고 최적 지상공명 로울링 불안정성 감소를 제공하도록 정규의 회전익 회전수보다 충분히 낮은 로울링 자연진동수를 갖는 서스펜숀 시스템을 제공하도록 선택될 수 있다. 따라서, 본 발명의 서스펜숀 시스템은 대칭이고 수직의 바퀴 하중에서의 항공기 수직동작의 반작용에 견고하고 비대칭이고 수직의 바퀴 하중에서의 항공기의 로울링 동작의 반작용에서는 유연하다. 이는 그들 각 동작에 영향을 받는 서스펜숀 시스템의 부분들이 서로로부터 독립적으로 작동하기 때문이다.

본 발명자의 경험에 의하면, S-76 헬리콥터에 있어서 시스템 14의 수직탄성률은 약 196kp/cm인것이 바람직하며, 시스템 14의 로울링 모우드 탄성률은 약 2,880,000cm-kp인 것이 바람직하고, 또한 시스템 14의 로울링 모우드 진동수는 약 1.6Hz인 것이 바람직하다는 것을 알았다.

제 1 도는 2륜 서스펜숀 시스템을 나타내고 있다. 서스펜숀 시스템 14가 스위벨 노우즈(swivel nose) 또는 미륜(tail wheel)중 어느것에도 사용될 수 있다는 것은 본 기술에 숙련된자이면 알 수 있을 것이다.

서스펜숀 시스템 14의 일부분의 바람직한 일 실시예가 제 2 도에 도시되어 있고, 제 1 도에 사용된 번호는 제 2 도의 상응하는 부품에 동일하게 사용되었다. 측방 링크부재 52는 피봇트점 58에서 링크부재 54에 회동 가능하게 연결되고 있고 측방 링크부재 50은 통상의 구형(球形)조인트 58A를 거쳐 링크부재 54에 회동가능하게 연결되어 있음을 제 2 도에서 알 수 있을 것이다. 링크 54는 피봇트점 76에서 기체 12에 연결되어 있다. 고무로 된 정지부재 78은 링크 54로부터 돌출하여 있고, 기체 12쪽으로의 링크 54의 선택된 피봇트 운동후 고무 정지부재 78은 기체 12의 적극정지부재 표면 68과 접촉한다. 스프링-댐퍼 조립체 80은 제 1 도의 스프링 62 및 댐퍼 64의 기능을 이행하며, 피봇트점 82에서 링크 54에 회동가능하게 연결되어 있고, 또한 대치를 위해 피봇트선 84을 따라 기체 12에 회동가능하게 연결되는 것이 바람직하다.

제 3 도에 도시된 바와 같은 스프링-댐퍼 조립체 80은 측부 레일부재 88 및 90 사이에 배치되고 탄성체층 92 및 94, 커버플레이트 96 및 98을 거쳐 그 측부 레일부재에 연결된 패들(paddle)부재 86을 포함한다. 탄성체층 92 및 94는 커버플레이트 96 및 98과 패들 86에 접합되어 있다. 따라서 링크 54가 피봇트점 76을 중심으로 회동할때, 패들부재 86은 측부 레일부재 88 및 90에 평행한 일방향 또는 반대 방향으로 병진 운동하여 탄성체층 92 및 94가 전단응력을 받는다. 탄성체층 92 및 94의 특성은, 항공기의 로울링 모우드에서의 서스펜숀 시스템 14의 탄성률 및 감쇠성과 같은 역학적 특성들을 형성하도록 선택된다.

본 발명은 도시되고 상기에 기술된 구조의 세부에 한정되지 않고 본 기술에 숙련된 사람에 의해 개조가 가능하다.

Claims (1)

1. 기체의 양측부상의 2개의 바퀴부재와 각 바퀴부재를 기체에 연결하는 유압 스트러트 장치와, 각 유압 스트러트 장치를 기체에 회동 가능하게 축지하는 수단, 및 각 유압 스트러트 장치에 회동 가능하게 축지된 측방 스트러트로 구성된 헬리콥터의 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템에 있어서, 각 측방 스트러트의 자유단부들 사이에서 연장하는 측부부재(52)를 그 단부들에 회동 가능하게 연결하고, 상기 측부부재와 함께 4-바아(bar)링크장치를 형성하도록 링크부재(54,56)를 그 측부부재의 양단부들과 기체에 회동 가능하게 연결하며, 시스템 로울링 모우드 강성 및 진동수를 제공하도록 상기 측부부재와 기체사이에 작동적으로 배치되는 스프링(62,62A)-댐퍼(64,64A) 수단을 설치하여 시스템의 로울링 강성 및 감쇠성을 제공하도록 한 것을 특징으로 하는 헬리콥터의 서스펜숀 및 랜딩 기어 시스템.

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