KR101828921B1 - 헬리콥터 엔진 장착 시스템 및 방법 - Google Patents
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Abstract
회전익 항공기에 엔진(50)을 장착하는 방법이 제공된다. 상기 방법은 복수(N)의 회전익들이 작동 회전 주파수(P)로 회전하는 회전익 시스템에 의해 외부 공기 공간을 통하여 비행 지지되는 항공기 본체(54)를 갖는 회전익 항공기를 제공하는 단계를 포함하며, 상기 회전익 항공기 본체는 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 갖는다. 상기 방법은, 제 1 엔진을 제공하는 단계를 포함하며, 상기 제 1 엔진은 회전익 시스템 작동 회전 주파수(P)에서 회전익 시스템을 회전시키기 위해 동력을 제공하기 위한 것이다.
Description
본 출원은 2010년 6월 14일자로 출원된 미국 가특허출원 제61/397,607호를 우선권 주장하며, 참조로 본원에 결합된다.
본 발명은 회전익(rotary wing) 항공기에 관한 것이다. 본 발명은 회전익 항공기 엔진 장착 시스템의 분야에 관한 것이다. 보다 자세하게는, 본 발명은 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 갖는 회전익 항공기들에서의 항공기 엔진 장착 분야에 관한 것이다.
일 실시예에서, 본 발명은 회전익 항공기 내에 엔진을 장착하는 방법을 포함한다. 상기 방법은 복수(N)의 회전익들이 작동 회전 주파수(P)로 회전하는 회전익 시스템에 의해 외부 공기 공간을 통하여 비행 지지되는 항공기 본체를 갖는 회전익 항공기를 제공하는 단계를 포함하고, 상기 회전익 항공기 본체는 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 갖는다. 상기 방법은 제 1 엔진을 제공하는 단계를 포함하고, 제 1 엔진은 회전익 시스템 작동 회전 주파수(P)에서 회전익 시스템을 회전시키기 위해 동력을 제공하기 위한 것이다. 상기 방법은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트를 제공하는 단계를 포함하며, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 항공기 본체로의 접지(grounding)를 위한 바닥 단부를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 항공기 본체로의 접지를 위한 바닥 단부를 갖는다. 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트는 정상 유체 챔버 유체 마운트 바닥 단부로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트는 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부에 근접한 바닥 유체 챔버를 갖는다. 상기 방법은, 중간 크래들을 제공하는 단계를 포함한다. 상기 방법은 측면 링크를 제공하는 단계를 포함하고, 측면 링크는 항공기 본체로의 접지를 위한 제 1 단부 및 제 2 말단부를 가지며, 제 2 말단부는 제 1 단부로부터 말단에 있다. 상기 방법은 제 1 엔진을 항공기 본체에 장착하는 단계를 포함하고, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부는 항공기 본체에 접지되고, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부는 항공기 본체에 접지되고, 중간 크래들은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트와 제 1 엔진 사이에 배치되고, 유체 도관은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버를 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버와 연결하고, 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동이 제 1 엔진에 도달하는 것이 억제된다. 장착 시스템은, 바람직하게는 정적 확실성(static determancy)을 제공하며, 바람직하게는 모든 로드가 힘, 모멘트, 및 밸런스의 수 계산(hand calculation)에 의해 계산될 수 있다.
일 실시예에서, 본 발명은 복수(N)의 회전 블레이드들에 의해 작동 회전 주파수(P)로 회전하는 회전익 시스템에 의해 비행 지지되는 항공기 본체에 엔진을 장착하기 위한 헬리콥터 엔진 장착 시스템을 포함하며, 항공기 본체는 회전 블레이드들로부터의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 갖는다. 엔진 장착 시스템은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트를 포함하고, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 항공기 본체로의 접지를 위한 바닥 단부를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 항공기 본체로의 접지를 위한 바닥 단부를 가지며, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부에 근접한 바닥 유체 챔버를 갖는다. 엔진 장착 시스템은 측면 링크를 갖는 중간 크래들을 포함하고, 측면 링크는 항공기 본체로의 접지를 위한 제 1 단부 및 제 2 말단부를 가지며, 제 2 말단부는 제 1 단부로부터 말단에 있고, 제 2 말단부는 중간 크래들에 연결된다. 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부는 항공기 본체로 접지되고, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부는 항공기 본체로 접지되고, 중간 크래들은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트와 엔진 사이에 배치되고, 유체 도관은 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버와 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버를 연결하고, 항공기 본체로부터 엔진으로의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 전달은 억제된다. 장착 시스템은, 바람직하게는 정적 확실성을 제공하며, 바람직하게는 모든 로드가 힘, 모멘트, 및 밸런스의 수 계산에 의해 계산될 수 있다.
일 실시예에서, 본 발명은 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 가지는 항공기 본체 내의 엔진을 위한 엔진 장착 시스템을 제조하는 방법을 포함한다. 상기 방법은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트를 제공하는 단계를 포함하며, 상기 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 항공기 본체로 접지하기 위한 바닥 단부를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 항공기 본체로 접지하기 위한 바닥 단부를 가지며, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부에 근접한 바닥 유체 챔버를 가진다. 상기 방법은 중간 크래들에 센터 크래들 레볼루트 조인트를 제공하는 단계를 포함한다. 상기 방법은 측면 링크를 제공하는 단계를 포함하며, 상기 측면 링크는 항공기 본체를 접지하기 위한 제 1 단부 및 제 2 말단부를 가지며, 제 2 말단부는 중간 크래들에 링크하기 위해 제 1 단부로부터 말단에 있다. 상기 방법은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 사이의 중간 크래들 센터 크래들 레볼루트 조인트에 의해 엔진과 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부 사이에 부착가능한 중간 크래들을 포함하며, 유체 도관은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버를 연결하며, 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버 사이에서 공진하는 유체의 매스(mass)에 의해 엔진에 도달하는 것이 억제된다. 장착 시스템은, 바람직하게는 정적 확실성을 제공하며, 바람직하게는 모든 로드가 힘, 모멘트, 및 밸런스의 수 계산에 의해 계산될 수 있다.
일 실시예에서, 본 발명은 지속적인 고질적인 주파수 진동을 가지는 항공기 본체로 토크를 생성하는 엔진을 장착하기 위한 엔진 마운트 조립체를 포함한다. 엔진 마운트 조립체는 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트를 포함하며, 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 지속적인 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체에 접지가능하고, 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체에 접지가능하고, 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 제 1 유체 챔버를 가지며, 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 제 2 유체 챔버를 가진다. 엔진 마운트 조립체는 측면 링크를 구비한 중간 크래들을 포함하며, 측면 링크는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 갖는 본체로 접지하기 위한 제 1 단부 및 제 2 말단부를 가지며, 제 2 말단부는 제 1 단부로부터 말단에 있으며, 제 2 말단부는 중간 크래들에 링크된다. 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체에 접지되고, 제 2 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체에 접지 가능하고, 중간 크래들은 제 1 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 제 2 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 엔진 사이에 배치되고, 유체 도관은 제 1 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트 유체 챔버와 제 2 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트 유체 챔버를 연결하며, 토크는 유체 챔버 및 유체 도관 내에 유체 양압을 생성하고 중간 크래들은 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트와 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 사이에 중간 크래들 센터 크래들 조인트를 가지며, 본체로부터 엔진으로의 지속적이고 고질적인 주파수 진동의 전달이 억제되는 동안 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 복수의 로드를 공유한다. 장착 시스템은, 바람직하게는 정적 확실성을 제공하며, 바람직하게는 모든 로드가 힘, 모멘트, 및 밸런스의 수 계산에 의해 계산될 수 있다.
일 실시예에서, 본 발명은 대상물을 장착하기 위한 장착 시스템을 제조하는 방법을 포함한다. 상기 방법은, 정상 유체 챔버 유체 마운트 및 바닥 유체 챔버 유체 마운트를 제공하는 단계를 포함하고, 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트는 본체에 접지하기 위한 바닥 단부를 가지며, 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트는 상기 본체에 접지하기 위한 바닥 단부를 가지며, 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트는 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트 바닥 단부로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버를 가지며, 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트는 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 바닥 단부에 근접한 바닥 유체 챔버를 가진다. 상기 방법은 센터 크래들 레볼루트 조인트를 구비한 중간 크래들을 제공하는 단계를 포함한다. 상기 방법은 측면 링크를 제공하는 단계를 포함하고, 상기 측면 링크는 상기 본체로 접지하기 위한 제 1 단부 및 제 2 말단부를 가지며, 상기 제 2 말단부는 상기 중간 크래들에 링크하기 위해 상기 제 1 단부로부터 말단에 있으며, 상기 중간 크래들은 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 사이의 상기 중간 크래들 센터 크래들 레볼루트 조인트에 의해 상기 대상물과 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 사이에 부착가능하고 유체 도관이 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트 정상 유체 챔버와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 바닥 유체 챔버를 연결하며, 주파수 노치 진동은 상기 대상물을 장착하는 상기 장착 시스템을 통하여 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트 정상 유체 챔버와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 바닥 유체 챔버 사이에서 이동하는 유체의 매스에 의한 상기 본체로의 전달을 억제한다. 장착 시스템은, 바람직하게는 정적 확실성을 제공하며, 바람직하게는 모든 로드가 힘, 모멘트, 및 밸런스의 수 계산에 의해 계산될 수 있다.
상기 일반적인 설명 및 이하의 상세한 설명의 모두는 본 발명의 예이고, 청구된 바와 같은 본 발명의 특성 및 특징을 이해하기 위한 개요 또는 골격을 제공하도록 의도된 것이라는 것이 이해되어야 한다. 첨부 도면은 본 발명의 추가의 이해를 제공하기 위해 포함되고, 본 명세서에 포함되어 그 부분을 구성한다. 도면은 본 발명의 다양한 실시예를 도시하고, 명세서 함께 본 발명의 원리 및 작동을 설명하는 기능을 한다.
도 1은 엔진 장착 시스템을 예시한다.
도 2는 헬리콥터의 전방 및 후방 관계로 배향된 엔진 장착 시스템 센터 라인에 의해 회전익 항공기 엔진 장착 시스템을 예시한다.
도 3은 회전익 항공기 엔진 장착 시스템을 예시한다.
도 4는 회전익 항공기 엔진 장착 시스템을 예시하며, 항공기의 엔진 장착 시스템의 수직, 측방, 전방/후방 및 토크 배향들을 도시한다.
도 5는 엔진 장착 시스템을 예시하며, 유체 마운트의 내부 횡단면 및 연결된 유체 마운트의 토크 부하를 도시한다.
도 6은 엔진 장착 시스템을 예시하며, 연결된 유체 마운트의 토크 부하, 2개의 연결된 유체 마운트의 횡단면 및 연결된 유체 마운트 사이의 유체의 이동들을 도시한다.
도 7은 1G 정적 힘이 인가된 2개의 연결된 유체 마운트를 예시한다.
도 8은 유체 마운트를 예시하며, 유체 도관에서의 유체 이동을 도시한다.
도 9는 장착 시스템 조인트 및 힌지 라인을 갖는 장착 시스템을 예시한다.
도 10은 유체 마운트 및 유체 마운트 내부의 부착을 예시한다.
도 11은 측방 강성을 제공하는 장착 시스템의 4개의 바 시스템을 예시한다.
도 12는 장착 시스템의 측면 링크를 예시한다.
도 13은 엔진 장착 시스템의 대기 페일 세이프를 예시한다.
도 14는 동적 강성 대 주파수 및 엔진 마운트 노치 주파수를 도시하는 장착 시스템으로부터 측정된 시험 데이터의 그래프이다.
도 2는 헬리콥터의 전방 및 후방 관계로 배향된 엔진 장착 시스템 센터 라인에 의해 회전익 항공기 엔진 장착 시스템을 예시한다.
도 3은 회전익 항공기 엔진 장착 시스템을 예시한다.
도 4는 회전익 항공기 엔진 장착 시스템을 예시하며, 항공기의 엔진 장착 시스템의 수직, 측방, 전방/후방 및 토크 배향들을 도시한다.
도 5는 엔진 장착 시스템을 예시하며, 유체 마운트의 내부 횡단면 및 연결된 유체 마운트의 토크 부하를 도시한다.
도 6은 엔진 장착 시스템을 예시하며, 연결된 유체 마운트의 토크 부하, 2개의 연결된 유체 마운트의 횡단면 및 연결된 유체 마운트 사이의 유체의 이동들을 도시한다.
도 7은 1G 정적 힘이 인가된 2개의 연결된 유체 마운트를 예시한다.
도 8은 유체 마운트를 예시하며, 유체 도관에서의 유체 이동을 도시한다.
도 9는 장착 시스템 조인트 및 힌지 라인을 갖는 장착 시스템을 예시한다.
도 10은 유체 마운트 및 유체 마운트 내부의 부착을 예시한다.
도 11은 측방 강성을 제공하는 장착 시스템의 4개의 바 시스템을 예시한다.
도 12는 장착 시스템의 측면 링크를 예시한다.
도 13은 엔진 장착 시스템의 대기 페일 세이프를 예시한다.
도 14는 동적 강성 대 주파수 및 엔진 마운트 노치 주파수를 도시하는 장착 시스템으로부터 측정된 시험 데이터의 그래프이다.
본 발명의 추가적인 특징들 및 이점들은 이후의 상세한 설명에서 언급될 것이고, 일부는 설명으로부터 당업자에게 용이하게 명백하게 되거나 또는, 이후의 상세한 설명, 청구항들 뿐만 아니라 첨부된 도면들을 포함하는, 여기서 설명된 것과 같은 본 발명을 실행함으로써 인지될 것이다.
본 발명의 현재의 바람직한 실시예들에 대한 참조가 이제 상세하게 이루어질 것이고, 본 발명의 예들은 첨부된 도면들에 도시된다.
일 실시예에서, 본 발명은 회전익 항공기(52) 내에 대상물 엔진(50)을 장착하는 방법을 포함한다. 상기 방법은 복수(N)의 회전익(58)들이 작동 회전 주파수(P)로 회전하는 회전익 시스템(56)에 의해 외부 공기 공간을 통하여 비행 지지되는 항공기 본체(54)를 갖는 회전익 항공기(52)를 제공하는 단계를 포함하고, 이 회전익 항공기 본체(54)는 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 갖는다. 상기 방법은 제 1 대상물 엔진(50)을 제공하는 단계를 포함하고, 제 1 엔진(50)은 회전익 시스템 작동 회전 주파수(P)에서 회전익 시스템(56)을 회전시키기 위해 동력을 제공하기 위한 것이다. 상기 방법은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t) 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)를 제공하는 단계를 포함하며, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)는 항공기 본체(54)로의 접지(grounding)를 위한 바닥 단부(62)를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)는 항공기 본체(54)로의 접지를 위한 바닥 단부(62)를 갖는다. 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)는 정상 유체 챔버 유체 마운트 바닥 단부(62)로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버(64t)를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b)는 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부(62)에 근접한 바닥 유체 챔버(64b)를 갖는다. 상기 방법은, 바람직하게는, 제 1 우측 크래들 반부(6)와 제 2 좌측 크래들 반부(5)를 갖는, 중간 크래들(65)을 제공하는 단계를 포함한다. 상기 방법은 측면 링크(4)를 제공하는 단계를 포함하고, 측면 링크(4)는 항공기 본체(54)로의 접지를 위한 제 1 단부(68a) 및 제 2 말단부(68c)를 가지며, 제 2 말단부(68c)는 제 1 단부(68a)로부터 말단에 있다. 상기 방법은 제 1 엔진(50)을 항공기 본체(54)에 장착하는 단계를 포함하고, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)는 항공기 본체(54)에 접지되고, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)는 항공기 본체(54)에 접지되고, 중간 크래들(65)은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t) 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)와 제 1 엔진(50) 사이에 배치되고, 유체 도관(70)은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버(64t)를 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버(64b)와 연결하고, 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동이 제 1 엔진(50)에 도달하는 것이 억제된다.
바람직하게는, 상기 방법은 측면 링크 제 1 단부(68a)를 항공기 본체(54)에 부착하고 제 2 말단부(68c)를 중간 크래들(65)에 부착하는 단계를 포함한다. 바람직하게는, 제 2 말단부(68c)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이의 중간 크래들(65)에, 바람직하게는 마운트(60)들 사이의 중간지점에 근접하게, 바람직하게는 크래들 조인트(9)에 근접하게(바람직하게는 크래들 조인트(9)는 크래들 반부(6, 5)를 연결), 바람직하게는 측면 링크 조인트(10)에 의해 부착된다.
바람직하게는, 상기 방법은 적어도 제 1 가위형 링크(72)를 중간 크래들(65)과 제 1 엔진(50) 사이에 배치시키는 단계를 포함한다. 바람직하게는, 제 1 가위형 링크(72)는 중간 크래들 제 1 상부 아암(74)을 엔진(50)에 연결하기 위해 제공되고, 제 2 가위형 링크(72')는 중간 크래들 제 2 상부 아암(74')을 엔진(50)에 연결하기 위해 제공된다. 바람직하게는, 가위형 링크들은 상부 가위형 링크(2) 및 하부 가위형 링크(3)로 구성된다.
바람직하게는, 적어도 제 1 가위형 링크(72)는 중간 크래들 아암(74) 및 제 1 엔진(50)의 엔진 프레임(76)에, 바람직하게는 가위형 링크 조인트(8)로의 크래들에 의해 부착되고, 바람직하게는 가위형 링크 조인트(8)들로의 크래들은 상부 가위형 링크(2) 그리고 하부 가위형 링크(3)를 갖는 가위형 링크와 크래들 상부 아암 단부 사이의 구형(spherical) 조인트로 구성된다. 바람직하게는, 가위형 링크들은, 엔진 조인트(11)들로의 가위형 링크에 의해, 바람직하게는 가위형 링크 아이 볼트(eye bolt; 12)에 의해 엔진(50) 및 그의 엔진 프레임(76)과 연결된다. 바람직하게는, 시스템(1)은 크래들(65)과 엔진 프레임(76) 사이에 페일 세이프(failsafe; 13)들, 바람직하게는 대기(waiting) 페일 세이프(13)들을 포함한다. 바람직하게는 페일 세이프(13)는 페일 세이프 구멍 내측에 수용되는 페일 세이프 핀으로 구성되고, 핀과 구멍 사이의 페일 세이프 간극은 연결 해제되는 것에 대한 페일 세이프를 위해 제공되고 고장 시에 서로 연결하고 맞물리도록 대기한다.
바람직하게는, 중간 크래들(65)은 크래들 조인트(9)에 의해 함께 결합되는 반부(6, 5)들을 포함하고, 바람직하게는 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 센터 크래들 레볼루트(revolute) 조인트로 구성된다.
바람직하게는, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이에 배치되는 레볼루트 조인트이다. 바람직하게는, 상기 방법에 의해 정적 확실성(static determinancy)이 엔진 장착 시스템(1)에 대해 제공된다.
바람직하게는, 측면 링크 제 2 말단부(68c)는 센터 크래들 조인트(9)에 근접한 중간 크래들(65)에, 바람직하게는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이에, 그리고 엔진 프레임(76)과 항공기 본체(54) 사이에 부착된다.
바람직하게는, 측면 링크 제 2 말단부(68c)는 엘라스토머(78)를 통하여 센터 크래들 조인트(9)에 근접한 중간 크래들(65)에 부착된다.
바람직하게는, 상기 방법은 크래들 조인트로의 마운트를 제공하는 레볼루트 조인트(7)에 의해 중간 크래들(65)을 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)에 부착하고 크래들 조인트에 마운트를 제공하는 레볼루트 조인트(7)에 의해 중간 크래들(65)을 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b)에 부착하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 엔진(50)은 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)을 가지며, 길이방향으로 연장하는 센터 라인은 항공기(52)의 전방 및 후방으로(fore and aft) 길이방향으로 연장하고, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)에 대해 배향되고, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이에 배치되고, 바람직하게는 정적 확실성이 엔진 장착 시스템(1)에 대해 제공된다.
바람직하게는, 상기 방법은, 바람직하게는 하부 힌지 라인(101) 및 상부 힌지 라인(101)에 의해, 엔진 장착 시스템에 전방/후방 자유도(fore/aft degree of freedom)를 제공하기 위한 복수의 구형 조인트(100)들을 제공하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 상기 방법은 유체(90)의 압력을 감지하기 위한 압력 센서(102)를 제공하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 중간 크래들(65)이 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t) 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)와 제 1 엔진(50) 사이에 배치되고, 유체 도관(70)은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버(64t)를 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버(64b)와 연결하고 마운트들 및 도관 내의 유체(90)는 앞뒤로 발진하며(oscillate) 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동과의 관계가 조정되어 억제되는 항공기 본체(54)로부터 엔진(50) 내로의 엔진 장착 시스템(1)을 통한 비행 작동 회전 주파수 진동(NP)의 이러한 전달에 의해 비행 작동 회전 주파수 진동(NP)에 집중되는(centered) 엔진 마운트 노치 주파수(98)를 제공한다. 바람직한 실시예에서, 7 개의 회전 블레이드들을 갖는 헬리콥터에서 노치(98) 주파수는 약 21 ㎐ 로 집중되고, 약 3 ㎐ 의 헬리콥터의 작동 회전 주파수(P)가 약 21 ㎐ 로 집중된 항공기 본체(54) 내의 회전 블레이들로부터 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 발생시킨다. 바람직한 실시예에서 노치(98) 주파수가 조정되어 약 19.5 ㎐ 로 집중되고 노치는 실질적으로 21 ㎐ 를 포함한다. x 축 상의 주파수(㎐) 및 y 축 상의 K*(lb/in) 동적 강성(Dynamic Stiffness) 대 주파수(K*) 그래프는 약 19.5 ㎐ 로 조정된 시스템(1)에 대해 측정된 시험 데이터의 그래프이다. 마운트 비탄성 내부 부재(86)와 마운트 비탄성 외부 부재(88) 사이에 접합되는 접합된 엘라스토머(84)가 제공되는 마운트 바닥 단부(62)에 대한 크래들 부착 부싱(82)의 가변 위치로부터의 챔버(64t, 64d)들의 가변 용적은 관성 유체 도관(70)을 통하여 챔버(64t, 64d)들 사이에서 앞뒤로 관성 유체(90)를 펌핑하여 진동시킨다. 관성 유체 도관(70)을 통한 챔버(64t, 64b)들 사이에서의 앞뒤로의 관성 유체(90)의 펌핑 및 진동은, 바람직하게는 항공기의 회전 블레이드들로부터 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동에서의 마운트 작동 특징들을 변경하기 위해 유체 관성력들을 발생시키고, 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동이 가변 용적 챔버(64t, 64b)들에 의해 제 1 엔진(50)에 도달하는 것이 억제되고, 마운트 바닥 단부(62)에 대한 크래들 부착 부싱(82)의 가변 위치는 본체(54)로부터 엔진(50) 내로의 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 전달을 억제한다. 바람직하게는, 내부 부재(86)는 상부 및 하부 오목부(92)를 갖는다. 바람직하게는, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)에서, 상부 오목부(92)는 유체 챔버(64t)를 제공하고 유체(90)를 담고 있으며, 하부 오목부(92)는 유체 챔버를 제공하지 않고 유체(90)를 담고 있지 않는다. 바람직하게는, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)에서, 하부 오목부(92)는 유체 챔버(64b)를 제공하고 유체(90)를 담고 있으며, 상부 오목부(92)는 유체 챔버를 제공하지 않고 유체(90)를 담고 있지 않는다. 바람직하게는, 도관(70)은 챔버(64t, 64b)들의 가변 용적 사이의 유체를 배향하고 국한시키는 유체(90)를 위한 관성 트랙을 제공한다. 관성 트랙 도관(70) 내의 유체(90)의 진동은 입력 교란 변위와 일치하며 입력 가속에 대해 반대 방향인 마운트 내부 부재 외부 부재 펌핑력에 저항하는 비활성 매스(inertence mass)를 제공한다. 진동 유체의 관성력은 항공기의 회전 블레이드들로부터의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 미리 정해진 주파수에서 마운트(60)들의 동적 강성을 감소시킨다. 바람직한 실시예들에서, 항공기의 회전 블레이드들로부터의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 주파수와 연관되는 마운트(64)들의 동적 강성이 줄어든 진동 유체를 조정하도록 도관 내의 진동 유체의 관성력을 조정하기 위해 도관(70)의 상이한 길이들(적어도 제 1 길이 및 적어도 제 2 길이)이 제공된다.
바람직하게는, 마운트 바닥 단부(62)들은 기체(airframe) 본체 접지 조인트(14-1, 14-2)들로의 마운트에 의해 항공기 본체(54)에 연결되고 접지된다. 바람직하게는, 정상 유체 마운트(60t)는 히트 쉴드(15)에 의해 열로부터 차단된다. 바람직하게는, 바닥 유체 마운트(60b)는 히트 쉴드(16)에 의해 열로부터 차단된다.
일 실시예에서, 본 발명은 복수(N)의 회전 블레이드(58)들에 의해 작동 회전 주파수(P)로 회전하는 회전익 시스템(56)에 의해 비행 지지되는 항공기 본체(54)에 엔진(50)을 장착하기 위한 헬리콥터 엔진 장착 시스템(1)을 포함하며, 항공기 본체(54)는 회전 블레이드(58)들로부터의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 갖는다. 엔진 장착 시스템은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t) 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)를 포함하고, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)는 항공기 본체(54)로의 접지를 위한 바닥 단부(62)를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)는 항공기 본체(54)로의 접지를 위한 바닥 단부(62)를 가지며, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버(64t)를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)에 근접한 바닥 유체 챔버(64b)를 갖는다. 엔진 장착 시스템(1)은 측면 링크(4)를 갖는 중간 크래들(65)을 포함하고, 측면 링크(4)는 항공기 본체(54)로의 접지를 위한 제 1 단부(68a) 및 제 2 말단부(68c)를 가지며, 제 2 말단부(68c)는 제 1 단부(68a)로부터 말단에 있고, 제 2 말단부(68c)는 중간 크래들(65)에 연결된다. 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)는 항공기 본체(54)로 접지되고, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)는 항공기 본체(54)로 접지되고, 중간 크래들(65)은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t) 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)와 엔진(50) 사이에 배치되고, 유체 도관(70)은 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버(64b)와 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버(64t)를 연결하고, 항공기 본체(54)로부터 엔진(50)으로의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 전달은 억제된다. 마운트 내부 부재(86)와 마운트 외부 부재(88) 사이에 접합되는 접합된 엘라스토머(84)가 제공되는 마운트 바닥 단부(62)에 대한 크래들 부착 부싱(82)의 가변 위치로부터의 챔버(64t, 64d)들의 가변 용적은 관성 유체 도관(70)을 통하여 챔버(64t, 64d)들 사이에서 앞뒤로 관성 유체(90)를 펌핑 및 발진시킨다. 관성 유체 도관(70)을 통하는 챔버(64t, 64b)들 사이에서의 앞뒤로의 관성 유체(90)의 펌핑 및 발진은 바람직하게는 항공기의 회전 블레이드들로부터 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동에서의 마운트 작동 특징들을 변경하기 위해 유체 관성력들을 발생시키고, 회전인 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동이 가변 용적 챔버(64t, 64b)들에 의해 제 1 엔진(50)에 도달하는 것이 억제되고, 마운트 바닥 단부(62)에 대한 크래들 부착 부싱(82)의 가변 위치가 본체(54)로부터 엔진(50) 안으로의 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 전달을 억제한다. 바람직하게는, 내부 부재(86)는 상부 및 하부 오목부(92)를 갖는다. 바람직하게는, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)에서, 상부 오목부(92)는 유체 챔버(64t)를 제공하고, 하부 오목부(92)는 유체 챔버를 제공하지 않는다. 바람직하게는, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)에서, 하부 오목부(92)는 유체 챔버(64b)를 제공하고 상부 오목부(92)는 유체 챔버를 제공하지 않는다. 바람직하게는, 도관(70)은 챔버(64t, 64b)들의 가변 용적 사이의 유체를 배향하고 국한시키는 유체(90)를 위한 관성 트랙을 제공한다. 관성 트랙 도관(70) 내의 유체(90)의 진동은 입력 교란 변위와 일치하고 입력 가속에 대해 반대 방향인 마운트 내부 부재 외부 부재 펌핑력에 저항하는 비활성 매스를 제공한다. 진동 유체의 관성력은 항공기의 회전 블레이드들로부터의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 미리 정해진 주파수에서 마운트(64)들의 동적 강성을 감소시킨다. 바람직한 실시예들에서, 항공기의 회전 블레이드들로부터의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 주파수와 연관되는 마운트(64)들의 동적 강성이 줄어든 진동 유체를 조정하기 위해 도관 내의 진동 유체의 관성력을 조정하도록, 도관(70)의 상이한 길이들(적어도 제 1 길이 및 적어도 제 2 길이)이 제공된다.
바람직하게는, 측면 링크 제 2 말단부(68c)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이의 중간 크래들(65)에 부착된다.
바람직하게는, 시스템(1)은 중간 크래들(65)과 엔진(50) 사이에 적어도 제 1 가위형 링크(72)를 포함한다.
바람직하게는, 적어도 제 1 가위형 링크(72)는, 바람직하게는 크래들 상부 아암 단부 및 상부 가위형 링크(2)와 하부 가위형 링크(3)를 갖는 가위형 링크 사이의 구형 조인트(100)에 의해, 엔진(50)을 에워싸는 엔진 프레임(76)과 중간 크래들(65)에 부착된다.
바람직하게는, 엔진(50)은 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)을 가지며, 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)은 항공기(52)의 전방에서 후방으로 길이방향으로 연장하고, 중간 크래들(65)은 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)에 대해 배향되는 센터 크래들 레볼루트 조인트(9)를 포함한다.
바람직하게는, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80) 아래 그리고 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이에 배치되는 레볼루트 조인트이고, 바람직하게는 엔진 장착 시스템(1)에 대해 정적 확실성이 제공된다.
바람직하게는, 측면 링크 제 2 말단부(68c)는 센터 크래들 조인트(9)에 근접한 중간 크래들(65)에 부착된다. 바람직하게는, 측면 링크 제 2 말단부(68c)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이, 그리고 엔진 프레임(76)과 항공기 본체(54) 사이에 부착된다. 바람직하게는, 측면 링크 제 2 말단부(68c)는 엘라스토머(78)를 통하여 센터 크래들 조인트(9)에 근접한 중간 크래들(65)에 부착된다.
바람직하게는, 중간 크래들(65)은 레볼루트 조인트(7)에 의해 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)에 부착되고 레볼루트 조인트(7)에 의해 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b)에 부착된다.
바람직하게는, 엔진(50)은 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)을 가지며, 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)은 항공기(52)의 전방 및 후방으로 길이 방향으로 연장하며, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)에 대해 배향되며, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이에 배치된다. 바람직하게는, 엔진 장착 시스템(1)에 대해 정적 확실성이 제공된다.
바람직하게는, 시스템은 바람직하게는 하부 힌지 라인(101) 및 상부 힌지 라인(101)에 의해, 엔진 마운트 시스템에 전방/후방 자유도를 제공하기 위한 복수의 구형 조인트(100)를 포함한다.
바람직하게는, 상기 시스템은 유체(90)의 압력을 감지하기 위한 압력 센서(102)를 포함한다.
바람직하게는, 상기 시스템(1)에 대해, 중간 크래들(65)은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)와 제 1 엔진(50) 사이에 배치되고, 유체 도관(70)은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버(64t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버(64b)를 연결하며, 마운트(60) 및 도관(70)내의 유체는 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 주파수와 조정된 관계로 앞뒤로 발진하여, 억제되는 항공기 본체(54)로부터 엔진(50) 내로의 방향으로 엔진 장착 시스템(1)을 통한 비행 작동 회전 주파수 진동(NP)의 이러한 전달에 의해 비행 작동 회전 주파수 진동(NP)에 대해 집중되는 엔진 마운트 노치 주파수(98)를 제공한다. 바람직한 일 실시예에서, 7개의 회전 블레이드(58)를 구비한 헬리콥터(52)에서, 노치(98) 주파수는 약 21 Hz에 집중되고 약 3 Hz의 헬리콥터(52)의 가동 회전 주파수(P)가 약 21 Hz에 집중된 항공기 본체(54) 내의 회전 블레이드(58)로부터 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 생성한다. 바람직한 일 실시예에서, 노치(98) 주파수는 조정되어 약 19.5 Hz에 집중되고 노치는 실질적으로 21 Hz를 포함한다. x 축 상의 주파수(Hz) 및 y 축 상의 K*(lb/in)의 동적 강성 대 주파수(K*) 그래프는 약 19.5 Hz로 조정된 시스템(1)에 대해 측정된 시험 데이터의 그래프이다.
일 실시예에서, 본 발명은 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 가지는 항공기 본체(54) 내의 엔진(50)을 위한 엔진 장착 시스템(1)을 제조하는 방법을 포함한다. 상기 방법은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t) 및 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)를 제공하는 단계를 포함하며, 상기 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)는 항공기 본체(54)로 접지하기 위한 바닥 단부(62)를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)는 항공기 본체(54)로 접지하기 위한 바닥 단부(62)를 가지며, 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)는 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버(64t)를 가지며, 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)는 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 바닥 단부(62)에 근접한 바닥 유체 챔버(64b)를 가진다. 상기 방법은 중간 크래들(65)에 센터 크래들 레볼루트 조인트(9)를 제공하는 단계를 포함한다. 상기 방법은 측면 링크(4)를 제공하는 단계를 포함하며, 상기 측면 링크(4)는 항공기 본체(54)를 접지하기 위한 제 1 단부(68a) 및 제 2 말단부(68c)를 가지며, 제 2 말단부(68c)는 중간 크래들(65)에 링크하기 위해 제 1 단부(68a)로부터 말단에 있다. 상기 방법은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t) 사이의 중간 크래들 센터 크래들 레볼루트 조인트(9)에 의해 엔진(50)과 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부(62)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부(62) 사이에 부착가능한 중간 크래들(65)을 포함하며, 유체 도관(70)은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버(64t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버(64b)를 연결하며, 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버(64t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버(64b) 사이에서 공진하는 유체(90)의 매스(mass)에 의해 엔진(50)에 도달하는 것이 억제된다.
바람직한 일 실시예에서, 7개의 회전 블레이드(58)를 구비한 헬리콥터(52)에 대해, 엔진 마운트(60)를 통한 NP 21Hz의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 전달은 마운트들의 엘라스토머 반응과 동상 및 이상 방식(in and out of phase manner)으로 조합되는 마운트(60)들 사이에서 발진하는 유체 매스(90)의 조정된 노치(98) 필터에 의해 억제되며 조정된 노치(98) 필터는 약 NP 21Hz의 고질적인 진동에 집중된다.
바람직하게는, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이에 배치된 레볼루트 조인트이며 엔진 장착 시스템(1)에 대해 정적 확실성이 제공된다.
바람직하게는, 상기 방법은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이의 엘라스토머 부재(78)를 통하여 링크(4)의 제 2 말단부(68c)를 중간 크래들(65)에 부착하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 상기 방법은 중간 크래들(65)과 엔진(50) 사이에 제 1 가위형 링크(72) 및 제 2 가위형 링크(72')를 제공하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 가위형 링크(72, 72')는 크래들(65)과 가위형 링크 사이의 구형 조인트(100)에 의해 제 1 엔진(50)의 엔진 프레임(76) 및 중간 크래들(65)에 부착된다.
바람직하게는, 측면 링크 제 2 말단부(68c)는 바람직하게는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이, 및 엔진 프레임(76)과 항공기 본체(54) 사이의 센터 크래들 조인트(9)에 근접한 중간 크래들에 부착된다.
바람직하게는, 중간 크래들(65)은 레볼루트 조인트(7)에 의해 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)에 부착되고 중간 크래들(65)은 레볼루트 조인트(7)에 의해 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b)에 부착된다.
바람직하게는, 엔진(50)은 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)을 가지며, 상기 길이방향으로 연장하는 센터 라인(80)은 항공기(52)에서 전방 및 후방으로 길이방향으로 연장하며, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 길이방향 연장 센터 라인(80)에 대해 배향되며, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60b) 사이에 배치되고, 바람직하게는 엔진 장착 시스템(1)에 대해 정적 확실성이 제공된다.
바람직하게는, 상기 방법은 바람직하게는 하부 힌지 라인(101) 및 상부 힌지 라인(101)에 의해, 엔진 마운트 시스템에 전방/후방 자유도를 제공하기 위한 복수의 구형 조인트(100)를 제공하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 상기 방법은 유체(90)의 압력을 감지하기 위한 압력 센서(102)를 제공하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 중간 크래들(65)은 정상 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60t)와 바닥 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60b)와 엔진(50) 사이에 배치되고, 유체 도관(70)은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버(64t)를 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버(64b)와 연결하며, 유체 엘라스토머 마운트(60) 및 도관(70) 내의 유체(90)는 앞뒤로 발진하고, 회전익 항공기 본체의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동에 대한 관계가 조정되어, 억제되는 항공기 본체(54)로부터 엔진(50) 내로 엔진 장착 시스템을 통한 이 같은 비행 작동 회전 주파수 진동(NP)의 전달에 의해 비행 작동 회전 주파수 진동(NP)에 대해 집중된 엔진 마운트 노치(98) 주파수를 제공한다. 바람직한 일 실시예에서, 7개의 회전 블레이드(58)를 구비한 헬리콥터(52)에 대해 노치(98) 주파수는 약 21 Hz에 집중되고 약 3 Hz의 헬리콥터(52)의 가동 회전 주파수(P)가 21 Hz에 집중된 항공기 본체(54) 내의 회전 블레이드(58)로부터 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 생성한다. 바람직한 일 실시예에서, 노치(98) 주파수는 조정되어 약 19.5 Hz에 집중되고 노치는 실질적으로 21 Hz를 포함한다. x 축 상의 주파수(Hz) 및 y 축 상의 K*(lb/in)의 동적 강성 대 주파수(K*) 그래프는 약 19.5 Hz로 조정된 시스템(1)에 대해 측정된 시험 데이터의 그래프이다.
일 실시예에서, 본 발명은 대상물을 장착하기 위한 장착 시스템을 제조하는 방법을 포함한다. 상기 방법은, 정상 유체 챔버 유체 마운트 및 바닥 유체 챔버 유체 마운트를 제공하는 단계를 포함하고, 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트는 본체에 접지하기 위한 바닥 단부를 가지며, 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트는 상기 본체에 접지하기 위한 바닥 단부를 가지며, 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트는 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트 바닥 단부로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버를 가지며, 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트는 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 바닥 단부에 근접한 바닥 유체 챔버를 가진다. 상기 방법은 센터 크래들 레볼루트 조인트를 구비한 중간 크래들을 제공하는 단계를 포함한다. 상기 방법은 측면 링크를 제공하는 단계를 포함하고, 상기 측면 링크는 상기 본체로 접지하기 위한 제 1 단부 및 제 2 말단부를 가지며, 상기 제 2 말단부는 상기 중간 크래들에 링크하기 위해 상기 제 1 단부로부터 말단에 있으며, 상기 중간 크래들은 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 사이의 상기 중간 크래들 센터 크래들 레볼루트 조인트에 의해 상기 대상물과 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 사이에 부착가능하고 유체 도관이 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트 정상 유체 챔버와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 바닥 유체 챔버를 연결하며, 주파수 노치 진동은 상기 대상물을 장착하는 상기 장착 시스템을 통하여 상기 정상 유체 챔버 유체 마운트 정상 유체 챔버와 상기 바닥 유체 챔버 유체 마운트 바닥 유체 챔버 사이에서 이동하는 유체의 매스에 의한 상기 본체로의 전달을 억제한다. 장착 시스템은 바람직하게는 정적 확실성을 제공하며 바람직하게는 모든 로드가 힘, 모멘트, 및 밸런스의 수 계산에 의해 계산될 수 있다.
일 실시예에서, 본 발명은 지속적인 고질적인 주파수 진동을 가지는 항공기 본체(54)로 토크를 생성하는 대상물 엔진(50)을 장착하기 위한 엔진 마운트 조립체(1)를 포함한다. 엔진 마운트 조립체(1)는 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60) 및 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60)를 포함하며, 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 지속적인 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체(54)에 접지가능하고, 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체(54)에 접지가능하고, 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 제 1 유체 챔버(64)를 가지며, 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 제 2 유체 챔버(64)를 가진다. 엔진 마운트 조립체는 측면 링크(4)를 구비한 중간 크래들(65)을 포함하며, 측면 링크는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 갖는 본체(54)로 접지하기 위한 제 1 단부(68a) 및 제 2 말단부(68c)를 가지며, 제 2 말단부는 제 1 단부로부터 말단에 있으며, 제 2 말단부는 중간 크래들(65)에 링크된다. 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60)는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체(54)에 접지되고, 제 2 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트(60)는 지속적이고 고질적인 주파수 진동을 가지는 본체(54)에 접지 가능하고, 중간 크래들(65)은 제 1 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 제 2 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 엔진 사이에 배치되고, 유체 도관(70)은 제 1 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트 유체 챔버(64)와 제 2 측 유체 챔버 유체 엔진 마운트 유체 챔버(64)를 연결하며, 토크는 유체 챔버(64) 및 유체 도관 내에 유체 양압을 생성하고 중간 크래들(65)은 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트와 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 사이에 중간 크래들 센터 크래들 조인트를 가지며, 본체(54)로부터 엔진(50)으로의 지속적이고 고질적인 주파수 진동의 전달이 억제되는 동안 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트 및 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트는 복수의 로드를 공유한다.
바람직하게는, 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60)는 제 1 유체 엘라스토머 마운트 주 작용 라인(96)을 가지며, 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60)는 제 2 유체 엘라스토머 마운트 주 작용 라인(96)을 가지며, 제 1 유체 마운트 엘라스토머 주 작용 라인은 제 2 유체 엘라스토머 마운트 주 작용 라인과 실질적으로 평행하다.
바람직하게는, 유체 챔버(64) 및 유체 도관(70) 내에서 유체 양압을 생성하는 엔진 토크는 조립체의 복수의 병진 진동 격리 운동 동안 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 마운트 및 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트에서 유체 공동화를 억제한다.
바람직하게는, 중력과 평행하지 않은 제 2 병진 방향으로의 조립체(1)의 강성은 측면 링크(4)에 의해 제어되고 조립체는 정적 확실성을 가진다.
바람직하게는, 중간 크래들(65)은 제 1 측 엔진 부하 인가점을 제공하는 제 1 측 상부 아암(74)을 가지며, 제 1 측 상부 아암 제 1 측 엔진 부하 인가점은 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)로부터 말단에 있으며 제 2 측 상부 아암(74')은 제 2 측 엔진 부하 인가점을 제공하며, 제 2 측 상부 아암 제 2 측 엔진 부하 인가점은 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)로부터 말단에 있다.
바람직하게는, 제 1 측 가위형 링크(72)는 제 1 측 상부 아암 제 1 측 엔진 부하 인가점과 엔진(50) 사이에 있으며, 제 2 측 가위형 링크(72')는 제 2 측 상부 아암 제 2 측 엔진 부하 인가점과 엔진(50) 사이에 있다.
바람직하게는, 중간 크래들 센터 크래들 조인트(9)는 본체(54)에 근접한다.
바람직하게는, 조립체(1)에서, 유체 도관(70), 제 1 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60), 및 제 2 측 유체 챔버 유체 엘라스토머 엔진 마운트(60)는 유체 체적 보상기 챔버가 없다.
바람직하게는, 조립체는 유체(90)의 압력을 감지하기 위한 압력 센서(102)를 포함한다.
바람직하게는, 유체 엘라스토머 엔진 격리 마운트(60)는 유체 챔버(64)들 및 연결 도관(70) 내의 정수압(hydrostatic pressure)의 발생을 통해서 엔진(50)에 의해 생성된 토크에 대해 높은 강성을 제공한다. 바람직하게, 그와 동시에 유체 엘라스토머 엔진 격리 마운트(60)는 주 병진운동 방향으로의 격리를 제공하기 위한 연성을 가지며, 주 병진운동 방향은 중력에 평행하게 배향되며 조정된 노치(98) 주파수를 더 감소시킨다. 바람직하게는, 주 병진운동 방향은 중력에 평행하게 배향되며 이는 바람직하게, 가장 큰 정적 부하의 방향이다. 또한, 바람직하게, 그와 동시에 고유한 1G의 부하이 항상 평균값으로서 존재한다. 지지된 엔진(50)의 편향을 최소화하기 위해서, 수직(중력에 평행하지 않은) 방향에 반대인 중력 방향으로 보다 큰 강성이 제공되며, 이러한 보다 높은 강성은 바람직하게, 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동이 그 방향으로의 강성 감소를 감소시키는 조정된 노치(98) 주파수에 기인된 편향을 제한하여, 본체(54)로부터 마운트(60)를 통해 엔진(50)으로의 지속적인 곤란한 주파수 진동의 전달이 억제된다.
바람직하게는, 정상적인 엔진 토오크가 네가티브 압력과 반대로 마운트(60) 내에 부가 압력을 생성한다.
바람직하게는, 2개의 유체 엘라스토머 엔진 격리 마운트(60)는 서로 평행한 그리고 주 기동(maneuver) 부하 방향에 평행한 이들 거동(96)의 주 라인으로 지향된다.
바람직하게는, 엔진 토크 반작용에 의해 생성된 포지티브 정수압은 병진운동 진동 격리 운동으로 인한 동압의 조정에 의해서 2개의 유체 엘라스토머 엔진 격리 마운트(60) 내의 공동화를 억제하기 위한 유체 압력을 발생시킨다.
바람직하게는, 2개의 유체 엘라스토머 엔진 격리 마운트 격리체(60), 크래들(65), 및 관련 조인트들은 (바람직하게 중력에 수직한) 제 2 병진운동 방향으로의 강성이 측면 링크(4)에 의해, 바람직하게 단지 측면 링크(4) 그 자체에 의해 제어되는 시스템/조립체/방법을 제공한다. 바람직하게, 이러한 4-바아 시스템/조립체/방법은 엔진 격리 장착 시스템(1)을 위한 정적 확실성을 제공한다.
바람직하게는, 중간 크래들(65) 내의 센터 조인트(9)는 엔진 열 성장 및 클리어런스 누적(stack)에 대한 자유도를 제공하며, 그리고 바람직하게 그와 동시에 항공기 기동에 의해 생성되는 부하들을 공유하도록 제 1 측 및 제 2 측 크래들 반부(6, 5)들을 측방향 및 수직 방향으로 압박하며 엔진(50)의 단지 한 측면에서만 지지되는 모든 측면 부하을 억제한다.
바람직하게는, 센터 크래들 조인트(9)는 말단부에 위치되며 가장 바람직하게는 가능한 한 엔진 부하 부과 지점으로부터 멀리 떨어진 가장 먼 거리에 위치된다. 바람직하게, 센터 크래들 조인트(9), 말단 제 1 측 상부 아암 제 1 측 엔진 부하 부과 지점(174) 및 제 2 측 상부 아암 제 2 측 엔진 부하 부과 지점(174')은 항공기 기동 및 토크로 인해 엔진 부착 지점에서 생성되는 상당한 반경 방향 부하을 억제한다.
바람직하게는, 시스템/조립체/방법들은 21 ㎐ 에서의 여기(excitation)에 의해 유도되는 항공기 본체의 지속적인 곤란한 주파수 진동으로부터 엔진(50)을 보호한다. 시스템/조립체/방법들이 그러한 전달을 억제하는 지속적인 곤란한 주파수 여기는 헬리콥터의 메인 로터(main rotor)의 7P 진동에 의해 생성되며 기체 본체(54) 전체로 전달된다.
엔진 시스템/조립체/방법들은 주파수 배치 및 격리를 제공하도록 조정되고 효율적인 크기로 될 수 있는 제어된 강성을 제공한다. 바람직하게는, 항공기 본체(54)에 대한 엔진(50)의 경질 본체 모드들은 8 내지 15 ㎐ 대역폭 내에 유지되며 토셔널(torsional)/롤(roll) 모드들은 15 ㎐ 에 가깝거나 27 ㎐ 초과에 가깝다. 역학적으로, 이는 21 ㎐ 여기의 효율적인 격리를 바람직하게 제공한다.
엔진 시스템/조립체/방법들은 조절가능한 다량의 유체(90)를 사용한다. 도관(70) 내의 유체 체적 또는 유체(90)의 유체 밀도에 대한 조절과 같은 시스템/조립체 내에서 조절가능한 다량의 유체(90)에 있어서, 시스템/조립체는 특정 주파수에서 동적 강성의 노치(98)를 효율적으로 생성하도록 조정될 수 있다. 이는 바람직하게, 반응하는 동적 노치(98)를 포함하는 정적 강성 시스템(1)을 제공하며, 바람직한 7-블레이드 헬리콥터 실시예에서 약 21 ㎐로 조정된다. 바람직한 실시예에서, 노치(98) 주파수는 약 19.5 ㎐에서 조정 및 집중되며 여기서 노치는 실질적으로 21 ㎐를 포함한다. x축 상의 주파수(㎐) 및 y축 상의 K*(ib/in)인 동적 강성 대 주파수(K*) 그래프는 약 19.5 ㎐에서 조정되는 시스템(1)에 대한 측정된 실험 데이터의 그래프이다.
엔진 시스템/조립체/방법들은 정적 강성 및 동적 연성 격리체 시스템(1)을 제공한다. 바람직하게, 격리체(1)는 바람직한 특정 주파수에서 노치(98) 필터를 생성하기 위해 조정된 유체 질량(90)을 사용한다. 엔진 시스템/조립체 마운트(60)는 소량의 유체를 위한 유체 챔버 및 통로를 가지며 마운트 사이로 유체를 전달하기 위한 접합된 엘라스토머 섹션(84)들과 내부 부재(86)의 유압 펌핑 작용에 대한 장점을 가진다. 유체(90)의 응답은 접합된 엘라스토머 섹션(84)들과의 위상반전(out-of-phase) 방식으로 조합되도록 조정됨으로써, 주어진 주파수에서 진동 격리의 증대를 초래한다. 엔진 시스템/조립체 격리기 마운트(60)는 최대 음색(tonal) 여기 대역에 부합하는 소정의 주파수에 노치(98) 주파수(Fnotch)의 배치를 제공한다. 바람직한 헬리콥터 실시예에서, 마운트(60), 도관(70) 및 유체 관성(90)은 21 ㎐ 의 7P 여기 주파수에 노치(98)를 제공하도록 조정된다. 바람직한 실시예에서, 노치(98) 주파수는 조정되어 약 19.5 ㎐ 에서 집중되며 여기서 노치는 실질적으로 21 ㎐ 를 포함한다. x축 상의 주파수(㎐) 및 y축 상의 K*(ib/in)인 동적 강성 대 주파수(K*) 그래프는 약 19.5 ㎐ 에서 조정되는 시스템(1)에 대한 측정된 실험 데이터의 그래프이다.
바람직하게는, 시스템/조립체/방법들은 2개의 유체 챔버(64)들 사이에 연결되는 유체 도관(70)으로서 고압의 편조형(braided) 유체 호스를 사용한다. 마운트(60)는 바람직하게, 서로에 대해 거꾸로 설치된다. 바람직하게, 하나의 마운트는 상부에, 반면에 다른 것은 바닥에 유체 체적을 포함한다. 엔진 격리 마운트 시스템(1)이 토크와 반응할 때, 유체(90)는 마운트(60)와 호스 도관(70) 모두 내에서 압축된다. 이러한 상태의 유체정력학적 압축은 비틀림 부하과 반응하기 위한 극히 효율적인 강성을 제공한다. 조정을 위한 성능은 바람직하게, 엘라스토머 섹션 두께, 엘라스토머 모듈, 유체 밀도, 피스톤 면적, 호스 면적, 호스 길이(도관 관성 트랙 길이), 체적 강성 및 이러한 조정 조절 특징들의 조합을 포함하는 조정 조절 특징 그룹으로부터 선택된 조절에 의해 제공된다.
다양한 변경 및 변형들이 본 발명의 사상 및 범주로부터 이탈함이 없이 본 발명에 대해 이루어질 수 있다는 것은 본 기술 분야의 당업자에게 자명할 것이다. 따라서, 이들 변경 및 변형들이 첨부된 특허청구범위의 범주 및 그 균등 범주 내에 있다면, 본 발명은 이러한 변경 및 변형된 발명들을 포함하는 것으로 의도된다. 특허청구범위의 용어 또는 구절을 달리한 범주도 동일한 또는 상이한 구성(들) 또는 단계(들)에 의해 충족될 수 있는 것으로 의도된다.
Claims (56)
- 복수(N)의 회전 블레이드들에 의해 작동 회전 주파수(P)로 회전하는 회전익 시스템에 의해 비행 지지되는 항공기 본체에 엔진을 장착하기 위한 헬리콥터 엔진 장착 시스템으로서,
상기 항공기 본체는 상기 회전 블레이드들로부터의 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동을 가지며,
상기 엔진 장착 시스템은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트(top fluid chamber fluid engine mount) 및 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트를 포함하고, 상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트는 상기 항공기 본체로의 접지를 위한 바닥 단부를 가지며, 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트는 상기 항공기 본체로의 접지를 위한 바닥 단부를 가지며,
상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트는 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부로부터 말단에 있는 정상 유체 챔버를 가지며, 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트는 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부에 근접한 바닥 유체 챔버를 가지며,
측면 링크를 갖는 중간 크래들을 포함하고, 상기 측면 링크는 상기 항공기 본체로의 접지를 위한 제 1 단부 및 제 2 말단부를 가지며, 상기 제 2 말단부는 상기 제 1 단부로부터 말단에 있고, 상기 제 2 말단부는 상기 중간 크래들에 연결되며,
상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부는 상기 항공기 본체로 접지되고, 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 단부는 상기 항공기 본체로 접지되고,
상기 엔진이 상기 중간 크래들에 의해 지지되고 상기 엔진이 상기 중간 크래들을 통해 상기 엔진 장착 시스템에 장착되도록, 상기 중간 크래들은 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 및 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 상기 엔진 사이에 배치되고,
유체 도관은 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 바닥 유체 챔버와 상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트 정상 유체 챔버를 연결하고, 상기 항공기 본체로부터 상기 엔진으로의 상기 지속적인 비행 작동 회전 주파수 진동의 전달이 억제되는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 측면 링크 제 2 말단부는 상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 사이의 상기 중간 크래들에 부착되는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 중간 크래들과 상기 엔진 사이에 적어도 제 1 가위형 링크를 포함하는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 3 항에 있어서,
상기 적어도 제 1 가위형 링크는, 상기 엔진의 에워싸는 엔진 프레임과 상기 중간 크래들에 부착되는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 엔진은 길이방향으로 연장하는 센터 라인을 가지며, 상기 길이방향으로 연장하는 센터 라인은 상기 항공기의 전방에서 후방으로 길이방향으로 연장하고, 상기 중간 크래들은 상기 길이방향으로 연장하는 센터 라인에 대해 배향되는 센터 크래들 조인트를 포함하는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 5 항에 있어서,
상기 중간 크래들 센터 크래들 조인트는 상기 길이방향으로 연장하는 센터 라인 아래 그리고 상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 사이에 배치되는 레볼루트 조인트인,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 6 항에 있어서,
상기 측면 링크 제 2 말단부는 상기 센터 크래들 조인트에 근접한 상기 중간 크래들에 부착되는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 중간 크래들은 레볼루트 조인트에 의해 상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트에 부착되고, 상기 중간 크래들은 레볼루트 조인트에 의해 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트에 부착되는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 엔진은 길이방향으로 연장하는 센터 라인을 가지며, 상기 길이방향으로 연장하는 센터 라인은 상기 항공기의 전방 및 후방으로 길이방향으로 연장하고, 중간 크래들 센터 크래들 조인트는 상기 길이방향으로 연장하는 센터 라인에 대해 배향되고, 상기 중간 크래들 센터 크래들 조인트는 상기 정상 유체 챔버 유체 엔진 마운트와 상기 바닥 유체 챔버 유체 엔진 마운트 사이에 배치되는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
엔진 장착 시스템에 전방/후방 자유도를 제공하기 위한 복수의 구형 조인트들을 포함하는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 엔진의 토크에 의해 발생하는 유체의 압력을 감지하기 위한 압력 센서를 추가로 포함하는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 중간 크래들은 중간 크래들 센터 크래들 조인트 및 제 1 측 상부 아암을 가지며, 상기 제 1 측 상부 아암은 제 1 측 엔진 부하 인가점을 제공하고, 상기 제 1 측 상부 아암 제 1 측 엔진 부하 인가점은 상기 중간 크래들 센터 크래들 조인트로부터 말단에 있으며, 상기 중간 크래들은 제 2 측 엔진 부하 인가점을 제공하는 제 2 측 상부 아암을 가지며, 상기 제 2 측 상부 아암 제 2 측 엔진 부하 인가점은 상기 중간 크래들 센터 크래들 조인트로부터 말단에 있는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 12 항에 있어서,
제 1 측 가위형 링크는 상기 제 1 측 상부 아암 제 1 측 엔진 부하 인가점과 상기 엔진 사이에 있으며, 제 2 측 가위형 링크는 상기 제 2 측 상부 아암 제 2 측 엔진 부하 인가점과 상기 엔진 사이에 있는
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 12 항에 있어서,
상기 중간 크래들 센터 크래들 조인트는 상기 본체에 근접한,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 1 항에 있어서,
상기 엔진 장착 시스템은 유체 체적 보상기 챔버가 없는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 15 항에 있어서,
상기 엔진으로부터의 토크는 상기 유체 챔버 및 상기 유체 도관 내에 포지티브 유체 압력을 발생시키는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
- 제 16 항에 있어서,
상기 유체 챔버 및 상기 유체 도관 내에 포지티브 유체 압력을 발생시키는 상기 엔진 토크는, 상기 시스템의 복수의 병진 진동 격리 이동 중 상기 유체 챔버에서 유체 공동화를 억제하는,
헬리콥터 엔진 장착 시스템.
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