KR20100021380A - 헬리콥터 로터 - Google Patents

Abstract

헬리콥터(1)용 로터(4)는, 제1 축(B)을 중심으로 회전하는 구동축(10); 제1 축(B)에 대하여 각을 이루며 고정되는 방식으로 또한 제1 축(B)의 열십자 방향의 제2 축(C)에 대해 회전 방식으로 구동축(10)에 기능적으로 연결된 허브(11); 제1 축(B) 및 제2 축(C)에 대하여 각을 이루며 고정되는 방식으로 또한 각각의 제3 축(D)에 대하여 회전 방식으로 허브(11)에 연결된 2개의 날개(12)를 포함하며, 로터(4)는 또한 각각의 제3 축(D)을 중심으로 회전 방식으로 허브(11)에 대하여 날개(12)를 지지하는 지지 수단(50)을 포함하며, 지지 수단(50)은, 적어도 부분적으로는 탄성 중합체 재료로 이루어지고 또한 각각의 날개(12)와 허브(11)에 각각 일체화되는 제1 표면(44)과 제2 표면(24) 사이에 개재되는 하나 이상의 지지 부재(60)를 포함하며, 지지 부재(60)는 사용 시에 각각의 제3 축(D)을 중심으로 허브(11)에 대하여 각각의 날개(12)의 회전을 허용하도록 변형된다.

Description

헬리콥터 로터{HELICOPTER ROTOR}

본 발명은 헬리콥터 로터에 관한 것이다.

동체, 동체의 중심부의 상단에 탑재된 메인 로터, 및 메인 로터에 의해 동체에 전달되는 토크를 상쇄(counteract)하기 위한 안티토크 테일 로터(antitorqe tail rotor)를 포함하는 헬리콥터가 공지되어 있다.

소위 티터링 또는 시소(teetering or see-saw) 안티토크 테일 로터 또한 공지되어 있으며, 이러한 로터는, 메인 로터의 제2 회전축에 대해 열십자 모양을 이루는 제1 회전축을 중심으로 회전하는 구동축, 제1 축에 대하여 각을 이루며 일체 방식으로 구동축에 기능적으로 연결되어 있고 또한 제1 축에 직각을 이루는 제3 축을 중심으로 구동축에 대하여 자유롭게 진동하는 허브, 및 허브로부터 구동축의 양쪽 측면으로 돌출하는 복수의 날개를 포함한다.

보다 구체적으로, 날개는 제3 축을 중심으로 허브와 각을 이루며 일체화되고, 제1 축 및 제3 축에 열십자 모양을 이루는 각각의 제4 축을 중심으로 허브에 대하여 회전할 수 있으며, 각각의 제4 축을 따라 길이 방향으로 연장한다.

허브는 또한 날개들이 "플랩(flap)"하도록 제3 축을 중심으로 서로 일체로 진동하도록 한다.

또한, 공지의 시소 로터는, 허브에 대하여 날개를 지지하는 지지 수단을 포함하며, 이 지지 수단은 보다 구체적으로 날개가 각각의 제4 축을 따라 허브에 대하여 회전할 수 있도록 한다.

시소 로터는 소수의 구성 부품을 포함함으로써 헬리콥터에 특히 이롭다.

본 기술 분야의 산업에서는 마모를 최소화하고 이로써 내구성이 높아지도록 설계된 시소 안티토크 테일 로터가 요망되고 있다.

또한, 본 기술 분야의 산업에서는 날개의 회전에 의해 발생된 진동 및 잡음이 허브 및 그에 따라 동체에 전달되는 것을 적어도 소정의 주파수 범위 이상으로 감소시킬 필요가 있다.

본 발명은 전술한 요구 중의 적어도 하나를 저렴하면서 용이하게 달성하도록 설계된 헬리콥터 로터를 제공하는 것이다.

본 발명에 의하면, 청구항 1에 청구된 바와 같은 헬리콥터용 로터를 제공한다. 즉, 본 발명에 따른 헬리콥터(1)용 로터(4)는, 제1 축(B)을 중심으로 회전하는 구동축(10); 상기 제1 축(B)에 대하여 각을 이루며 고정되는 방식으로 또한 상기 제1 축(B)의 열십자 방향의 제2 축(C)에 대해 회전 방식으로 상기 구동축(10)에 기능적으로 연결된 허브(11); 상기 제1 축(B) 및 상기 제2 축(C)에 대하여 각을 이루며 고정되는 방식으로 또한 각각의 제3 축(D)에 대하여 회전 방식으로 상기 허브(11)에 기능적으로 연결된 2개 이상의 날개(12); 및 - 각각의 상기 제3 축(D)을 중심으로 회전 방식으로 상기 허브(11)에 대하여 상기 날개(12)를 지지하는 지지 수단(50)을 포함한다. 상기 지지 수단(50)은, 적어도 부분적으로는 탄성 중합체 재료로 이루어지고 또한 각각 상기 날개(12)와 상기 허브(11)에 일체화되는 제1 표 면(44)과 제2 표면(24) 사이에 개재되는 하나 이상의 지지 부재(60)를 포함하며, 상기 지지 부재(60)는 사용 시에 각각의 상기 제3 축(D)을 중심으로 상기 허브(11)에 대하여 각각의 상기 날개(12)의 회전을 허용하도록 변형된다.

이하에서는 본 발명의 바람직한 예시 실시예를 첨도 도면을 참조하여 비제한적인 목적으로 설명한다.

도 1의 도면부호 1은 헬리콥터를 나타내며, 이 헬리콥터는 기수(5)를 갖는 동체(2), 동체(2)의 상단에 탑재되어 축 A를 중심으로 회전하는 메인 로터(3), 및 기수(5)의 반대편 끝에 위치하고 동체(2)로부터 돌출하는 핀에 고정된 안티토크 테일 로터(4)를 포함한다.

보다 구체적으로, 메인 로터(3)는 헬리콥터(1)를 이륙시켜 전방으로 이동하게 하기 위해 필요한 이륙 및 추진을 헬리콥터(1)에 제공하는 한편, 테일 로터(4)는 메인 로터(3)에 의해 동체(2)에 가해진 토크의 균형을 맞추기 위해 동체(2)에 대해 수직 토크를 발생시키도록 핀에 힘을 가하며, 그렇지 않을 경우에는 동체(2)가 축 A를 중심으로 회전할 것이다.

테일 로터(4)는 티터링 또는 시소 타입이며, 실질적으로 이하의 구성요소(도 2 내지 도 5를 참조)를 포함한다:

- 메인 로터(3)의 회전축 A에 대해 열십자를 이루고 있는 축 B를 중심으로 회전하는 구동축(10)(도 2에 개략적으로 도시됨),

- 축 B를 중심으로 구동축(10)에 대해 각을 이루며 고정되고, 축 B에 직각을 이루는 축 C를 중심으로 구동축(10)에 대해 힌지되는 허브(11), 및

- 축 B의 양쪽 측면으로 허브(11)로부터 돌출하고, 축 B 및 C를 중심으로 허브(11)에 각을 이루며 고정되며, 기류(airflow)에 대하여 각각의 영각(angle of attack)을 조정하기 위해 축 D를 중심으로 외부 제어에 의해 허브(11)에 대해 회전될 수 있는 2개의 날개(12). 보다 구체적으로, 날개(12)는 도시된 예에서는 축 B에 대해 열십자 방향으로 동일한 라인을 따라 놓여 있는 각각의 축 D를 따라 신장된다.

도 4에 도시된 바와 같이, 테일 로터(4)는 또한 축 C를 따라 신장되고 축 B를 중심으로 구동축(10)과 일체로 회전하는 부재(13)를 포함한다. 보다 구체적으로, 부재(13)는, 축 B의 양쪽 측면 상에 위치된 2개의 단부(80), 및 단부(80) 사이에 개재된 중앙부(81)를 포함한다. 중앙부(81)는 축 B에 대해 방사상의 내측에서 구동축(10)에 의해 결합되는 시트를 규정하고, 축 B에 대해 방사상의 외측에서, 축 B를 따라 중심이 일치하여 위치되는 2개의 구형 표면(82)에 의해 한정된다.

허브(11)는 이하의 구성요소를 포함한다:

- 축 D를 따라 신장되고, 축 B의 양쪽 측면에서 날개(12)가 연결되는 빔(15), 및

- 축 C에 평행하게 신장되고, 축 C를 중심으로 회전 방식으로 또한 축 B를 중심으로 각을 이루며 고정되는 방식으로 부재(13) 및 구동축(10)에 고정되는 크로스피스(crosspiece)(16).

크로스피스(16)는 각각의 표면(82)을 둘러싸는 2개의 구형 표면(83)을 규정 하며, 표면(82, 83)은 축 B와 C의 교차점에 위치된 서로 일치하는 중심을 가지며, 크로스피스(16)는 빔(15)에 대해 경사져 있다.

크로스피스(16)와 부재(13)의 연결에 의해, 날개(12)가 축 C를 중심으로 또한 구동축(10)에 대해 서로 일체로 진동하게 되어, 날개(12)를 "플랩"하고 또한 보다 구체적으로는 기류에 대한 날개(12)의 상이한 각각의 속도에 의해 야기된 날개(12)에 미치는 상이한 공기 역학적 부하를 보상한다.

크로스피스(16)는 빔(15)과 일체로 형성되며, 빔(15)보다 길이가 짧다.

빔(15)은, 축 B가 관통하여 연장하는 메인 몸체(18), 및 축 B에 대해 메인 몸체(18)의 방사상의 양쪽 끝단에 있는 2개의 원통형 돌기(appendix)(19)를 포함한다.

보다 구체적으로, 메인 몸체(18)는 축 B로부터 대향 돌기(19)를 향해 두께가 감소하며, 돌기(19)는 축 D에 대해 엽십자 방향으로 메인 몸체(18)의 두께보다 직경이 더 작다.

도 4 및 도 5를 참조하면, 빔(15)은 또한 2개의 숄더부(20)를 포함하며, 각각의 숄더부는 관련 축 D를 중심으로 환상으로 또한 관련 축 D에 대해 수직으로 연장하는 벽부에 의해 규정되고, 메인 몸체(18)와 각각의 돌기(19) 사이에 개재된다.

허브(11)는 관련 축 D에 대해 대칭을 이루는 2개의 환형 칼라(collar)(21)를 포함한다. 각각의 칼라(21)는, 숄더부(20)로부터 축 B로부터 멀어지도록 연장하는 관련된 돌기(19)의 일부분과 연동하고 이를 둘러싸는 부분(22)과, 숄더부(20)로부터 축 B를 향해 연장하는 메인 몸체(18)의 일부분과 연동하고 이를 둘러싸는 부 분(23)을 포함한다.

보다 구체적으로, 칼라(21)는 튜브 형상이며, 칼라(21)의 부분(22)은 각각의 부분(23)보다 직경이 작다.

각각의 칼라(21)는 또한 숄더부(25)(도 5)를 포함하며, 이 숄더부는 관련 축 D를 중심으로 환형으로 연장하고, 관련 부분(22, 23) 사이에 개재되며, 빔(15)의 관련 숄더부(20)와 연동한다.

각각의 부분(23)은 축 B에 대해 방사상의 내측에 확장부로 종료하고, 이 확장부는 축 D에 대해 방사상으로 존재하고, 곡선형의 볼록 표면(24)을 규정한다.

보다 구체적으로, 각각의 표면(24)은, 메인 몸체(18)와 연동하는 환형 에지(26)(도 5)와, 에지(26)의 반대측에 있고 관련 축 D에 대해 에지(26)의 방사상의 외측에 있는 환형 에지(27)를 갖는다.

각각의 표면(24)의 에지(26)는 축 B에 대해 관련 에지(27)의 방사상의 내측에 위치된다.

각각의 날개(12)에 대해, 허브(11)는, 메인 몸체(18) 및 관련 칼라(21)의 부분(23)을 관통하여 연장하고 F를 축으로 하는 나사 및 나사에 나사 조임되는 너트에 의해 형성되는 볼트(28)를 포함한다.

보다 구체적으로, 볼트(28)의 축 F는 각각의 날개(12)의 축 D에 직각을 이루고, 축 B에 대해서는 열십자 모양을 이룬다.

또한, 허브(11)는, 각각의 돌기(19)에 고정되고 또한 축 B에 대하여 각각의 부분(22)의 방사상의 외측 단부와 연동하는 2개의 나사산 형성 부재(17)를 포함하 며, 이로써 각각의 나사산 형성 부재(17)가 관련 축 D에 평행하고 또한 축 B를 향하는 힘을 대응하는 부분(22)에 가한다.

각각의 날개(12)는 실질적으로 이하의 구성요소(도 3, 도 4 및 도 5)를 포함한다:

- 축 B에 대하여 날개(12)의 방사상의 내측 단부(31)에 개방된 캐비티(32)를 규정하는 메인 몸체(30), 및

- 관련 축 D에 대하여 경사를 이루며 메인 몸체(30)로부터 돌출하고, 관련 축 D에 대하여 동심을 이루는 축을 갖는 핀(45)을 지지하는 아암(29). 보다 구체적으로, 각각의 핀(45)은 도 2에 도시된 제어 조립체(49)의 각각의 레버로부터 축 B에 평행한 각각의 힘을 받는다. 그리고, 축 B에 평행한 힘은 각각의 날개(12)를 축 B에 대해 동일한 방향으로 동일한 각도만큼 회전시킨다. 보다 구체적으로, 복수의 핀(45)의 축은 축 C에 의해 연결된다.

각각의 날개(12)는 또한 내측 단부(31) 반대측의 단부(36)를 갖는다.

각각의 날개(12)의 캐비티(32)는 관련 축 D에 대하여 대칭으로 연장하고, 관련 단부(31) 반대측의 단부에서 폐쇄되어 있다.

관련 날개(12)의 단부(31)로부터 출발하여 축 B에서 떨어져 작동하는 구성요소로서, 각각의 캐비티(32)는 이하의 구성요소를 포함한다:

- 도면에 도시되지 않은 다수의 나사에 의해 링(40)이 고정되는 원통부(33),

- 축 B로부터 떨어져 테이퍼되고, 관련 볼트(28)와, 관련 칼라(21)의 부분(23) 및 숄더부(25)를 수용하는 절삭된 원뿔 형상부(34), 및

- 각각의 나사산 형성 부재(17)를 수용하고, 관련 부분(34)으로부터 멀어질수록 직경이 감소하고 축 B로부터 떨어져 있는 3개의 원통부를 포함하는, 비작용부(dead portion)(35).

보다 구체적으로, 각각의 캐비티(32)는 축 B로부터 멀어질수록 직경이 감소하며, 부분(35)의 원통부는 관련 부분(33)보다 직경이 작다.

각각의 부분(34)은 관련 축 D에 직각인 환형 숄더부(37)를 갖는다.

빔(15)의 메인 몸체(18)는 부분적으로 날개(12)의 외측으로 연장하고, 또한 부분적으로 캐비티(32)의 부분(33, 34)의 내측으로 연장한다.

빔(15)의 돌기(19)는 부분적으로 관련 캐비티(32)의 부분(34)의 내측으로 연장하고, 또한 부분적으로 관련 캐비티(32)의 부분(35)의 내측으로 연장한다.

칼라(21)의 부분(22)은 부분적으로 관련 캐비티(32)의 부분(33)의 내측으로 연장하고, 또한 관련 캐비티(32)의 부분(34)의 내측으로 연장한다.

관련 날개(12)의 단부(31)로부터 출발하여 축 B로부터 떨어져 작동하는 구성요소로서, 각각의 링(40)은, 원통부(41)와 확장부(42)를 일체로 포함한다. 또한, 각각의 링(40)은, 관련 축 D에 직각을 이루고 또한 원통부(41)와 확장부(42) 사이에 개재되는 숄더부(43)를 포함한다.

보다 구체적으로, 각각의 확장부(42)는 축 B에 대해 방사상의 내측으로는 숄더부(43)에 의해 또한 축 B에 대해 방사상의 외측으로는 곡선형의 오목 표면(44)에 의해 한정된다.

각각의 표면(44)은 관련 축 D에 대하여 반대측의 에지(46, 47)에 의해 방사 상으로 한정된다. 보다 구체적으로, 각각의 표면(44)의 에지(47)는 관련 축 D에 대하여 에지(46)의 방사상의 내측에 위치된다.

각각의 표면(44)의 에지(47) 또한 축 B에 대하여 에지(46)의 방사상의 내측에 위치되어, 표면(44)이 축 B로부터 가변 거리로 연장하고 있다.

또한, 각각의 링(40)의 확장부(42)는, 축 B로부터 떨어져 테이퍼되고 숄더부(43)와 표면(44) 사이에 개재되는 절삭된 원뿔 형상의 표면(48)을 포함한다.

보다 구체적으로, 각각의 표면(48)은 관련 축 D에 대하여 방사상의 내측에 관련 확장부(42)를 규정한다.

테일 로터(4)는 또한 허브(11) 상에 각각의 날개(12)를 지지하는 지지 수단(50)을 포함하며, 이 지지 수단은 각각의 날개(12)가 관련 축 D를 중심으로 허브(11)에 대하여 회전할 수 있도록 한다.

보다 구체적으로, 각각의 날개(12)를 위하여, 지지 수단(50)은 이하의 구성요소(도 5를 참조)를 포함한다:

- 날개(12)에 고정된 몸체(51), 및

- 관련 칼라(21)의 부분(22)에 고정되고, 관련 축 D를 중심으로 회전 방식으로 몸체(51)에 연결된 부재(52).

보다 구체적으로, 각각의 몸체(51)는 이하의 구성요소를 일체로 포함한다:

- 관련 축 D에 직각으로 신장되고, 2개의 나사(54)에 의해 관련 캐비티(32)의 숄더부(37)에 고정되는 장사방형 플랜지(53), 및

- 관련 축 D에 대하여 방사상의 내측에 구형 표면(56)에 의해 한정되고, 관 련 축 D에 대하여 방사상의 외측에서 관련 캐비티(32)의 부분(35)의 외관의 일부와 연동하는 링(55).

보다 구체적으로, 나사(54)는 관련 축 D의 양쪽 측면에 고정되며, 관련 축 D에 평행한 각각의 축을 갖는다.

부재(52)는 관련 축 D에 대해 대칭으로 연장하고, 관련 축 D에 대해 방사상의 외측에서, 각각의 몸체(51)의 링(55)의 표면(56)과 합치하여 연동하는 구형 표면(57)에 의해 한정된다.

보다 구체적으로, 표면(56, 57)은 각각의 중심이 관련 축 D를 따라 일치하여 위치된다.

지지 수단(50)은, 각각의 날개(12)를 위해, 적어도 부분적으로는 탄성 중합체 재료로 이루어지고 또한 관련 부분(23)의 표면(24)과 관련 링(40)의 표면(44) 사이에 개재된 지지 부재(60)를 포함하는 것이 이롭다. 각각의 지지 부재(60)는 사용 시에 관련 날개(12)가 관련 축 D를 중심으로 허브(11)에 대해 회전할 수 있도록 변형된다.

보다 구체적으로, 각각의 부재(60)는 축 D에 대하여 환형이며, 이하의 구성요소를 포함한다:

- 각각 부분(23)의 표면(24) 및 확장부(42)의 표면(44)과 연동하는 2개의 반대측 곡선 표면(61, 62), 및

- 표면(61, 62)의 각각의 양측 단부 사이에 연장하는 서로 반대측에 있는 2개의 절삭된 원뿔 형상 표면(63, 64).

보다 구체적으로, 각각의 확장부(42)의 적어도 일부분이 축 B에 대하여 관련 부재(60)의 표면(62)의 방사상 내측에 위치되며, 각각의 부분(23)의 적어도 일부분이 축 B에 대하여 관련 부재(60)의 표면의 방사상 외측에 위치된다.

그러므로, 축 B에 대하여 각각의 날개(12)에 작용하는 원심력의 적어도 일부가 부재(60)에 의해 각각의 칼라(21) 및 그에 따라 허브(11)에 전달된다.

표면(61, 62)은 각각 오목한 형태와 볼록한 형태이며, 각각 축 B에 대하여 방사상의 외측과 내측에서 각각의 부재(60)를 규정한다.

표면(61, 62)은 또한 축 B로부터 가변 거리로 연장한다.

보다 구체적으로, 각각의 표면(61, 62)은, 관련 축 D에 대하여 방사상의 내측에 있는 단부 에지(66, 68)와, 에지(66, 68)의 반대측에 있고 관련 축 D에 대하여 방사상의 외측에 있는 에지(65, 67)를 포함한다.

보다 구체적으로, 에지(66, 68)는 축 B에 대하여 각각의 에지(65, 67)의 방사상의 내측에 있다. 그리고, 각각의 에지(65, 67)에서부터 각각의 에지(66, 68)까지는, 표면(61, 62)이 축 B에 대하여 먼저 감소하고 그리고나서 증가하는 거리로 연장하고 있다.

표면(63, 64)은 관련 축 D에 대하여 각각 방사상의 외측과 내측에 각각의 부재(60)를 규정하고 있으며, 각각의 부재(60)의 표면(63, 64)은 관련 표면(62)으로부터 관련 표면(61)을 향해 수렴한다.

각각의 부재(60)는, 탄성 중합체 재료, 구체적으로 경화된 고무로 이루어진 복수의 층과, 탄성 중합체 재료로 이루어진 층에 삽입된 금속성 재료로 이루어진 복수의 층을 포함한다.

각각의 부재(60)의 표면(61, 62)은 접착 물질로 이루어진 층에 의해 각각의 표면(24, 44)에 고정된다.

각각의 부재(60) 및 관련 칼라(21)와 링(40)은, 조립 시에(도 3을 참조) 관련 볼트(28)에 의해 허브(11)에 고정되는 하나의 조립체(30)를 형성한다. 다음으로, 나사산 형성 부재(17)가 각각의 돌기(19)에 결합되고, 몸체(51)가 각각의 플랜지(53)에 고정되며; 관련 부재(52)가 관련 칼라(21)의 부분(22)에 결합되는 조립체(39)가 관련 캐비티(32) 내에 삽입되어 관련 부재(52)를 몸체(51)에 연결하며; 최종적으로, 링(40)이 도시하지 않은 나사를 이용하여 관련 캐비티(32)의 부분(33)에 고정된다.

각각의 부재(60)는 축 B에 대하여 관련 몸체(51) 및 부재(52)의 방사상의 내측에 있다.

테일 로터(4)는 2개의 부시(bush, 85)(도 4)를 포함하며, 부시는 축 C를 중심으로 환형으로 연장하고, 부재(13)의 각각의 단부 부분(80)을 둘러싸며, 축 B의 양쪽 측면에서 크로스피스(16)의 각각의 양측 단부(14)에 의해 둘러싸여 있다. 보다 구체적으로, 단부(14)는 축 C를 따라 축방향으로 크로스피스(16)를 규정하고 있다.

부시(85)는 크로스피스(16)가 축 C를 중심으로 부재(13)에 대하여 회전할 수 있도록 하며, 그에 따라 허브(11)가 축 C를 중심으로 구동축(10)에 대하여 기울어지도록 한다.

각각의 부시(85)는, 축 C에 대하여 방사상의 내측에 있고 또한 축 C에 대하여 부재(13)의 각각의 단부 부분(80)의 방사상의 외측 표면에 고정된 표면(86)과, 축 C에 대하여 방사상의 외측에 있고 또한 크로스피스(16)의 각각의 단부(14)에 고정된 표면(87)을 갖는다.

각각의 부시(85)는 적어도 부분적으로는 탄성 중합체 재료로 구성된다.

보다 구체적으로, 부시(85)는, 탄성 중합체 재료, 구체적으로 경화된 고무로 이루어진 층과, 탄성 중합체 재료의 층에 삽입된 금속성 재료로 이루어진 층을 포함한다.

각각의 부시(85)의 표면(86, 87)은 접착 물질로 이루어진 층에 의해 각각 단부 부분(80)과 단부(14)에 고정된다.

실제의 사용에서, 구동축(10)은 축 B를 중심으로 회전하여 허브(11)와 날개(12)를 구동축(10)과 일체로 회전시킨다.

날개(12)는, 정상적으로는, 축 B에 평행하고 날개(12)와 허브(11)를 구동축(10)에 대하여 기울어지게 하는 상이한 성분을 갖는 상이한 공기역학적 부하에 놓이게 되어, 소위 날개(12)의 플랩핑(flapping)을 발생시킨다.

보다 구체적으로, 공기역학적 부하는 허브(11)의 크로스피스(16)를 축 C 및 구동축(10)과 일체화된 부재에 대하여 기울어지게 한다. 크로스피스(16)가 축 C에 대하여 기울어질 때, 부시(85)의 표면(87)은 크로스피스(16)를 따르게 되는 한편, 부시(85)의 표면(86)은 축 C에 대하여 고정된 위치에 부재(13)와 일체화된 상태로 유지된다. 그 결과, 부시(85)의 탄성 중합체 재료의 층이 변형되어, 허브(11)가 축 C를 중심으로 구동축(1)에 대하여 기울어지게 된다.

헬리콥터(1)가 기동하고 있는 동안, 제어 조립체(49)는 핀(45)에 대하여 축 B에 평행한 각각의 힘을 가하도록 작동될 수 있다.

이들 힘은 각각의 축 D를 중심으로 날개(12)를 허브(11)에 대하여 동일한 각도만큼 동일한 방향으로 회전시켜, 기류에 대하여 날개(12)의 영각을 조정한다.

허브(11)를 중심으로 하는 날개(12)의 회전은 지지 수단(50)에 의해 허용된다.

보다 구체적으로, 날개(12)는 각각의 링(40)의 표면(44) 및 몸체(51)의 표면(56)을 관련 축 D를 중심으로 회전시키는 한편, 부재(52) 및 칼라(21)는 허브(11)와 일체로 유지되어 각각의 날개(12)의 회전에 대하여 고정된다.

보다 구체적으로, 표면(56)은 관련 몸체(51)의 표면(57)에 대한 각각의 축 D을 중심으로 회전한다.

날개가 각각의 축 D를 중심으로 회전할 때에는 부재(60)의 표면(62)이 관련 확장부(42)의 표면(44)을 따르는 한편, 부재(60)의 표면(61)이 각각의 표면(24)과 접촉 상태를 유지하고, 그에 따라 날개가 축 D를 중심으로 회전할 때에 날개(12)를 따르지 않게 된다.

그 결과, 부재(60)의 탄성 중합체 재료의 층은 탄성적으로 변형하여 날개(12)가 허브(11)에 대하여 각각의 축 D를 중심으로 회전하도록 한다.

각각의 날개(12)에 작용하는 원심력은 축 B에 직각을 이루면서 축 B의 외측으로 지향된다.

보다 구체적으로, 원심력의 제1 부분은 각각의 링(40)에 의해 관련 부재(60)에 전달되며, 이 관련 부재(60)로부터 관련 칼라(21)의 부분(23)으로 전달되며, 제2 부분은 각각의 몸체(51)에 의해 관련 부재(52)에 전달되고, 이 관련 부재(52)로부터 관련 칼라(21)의 부분(22)으로 전달된다.

관련 축 D에 평행하고 축 B로부터 떨어져 각각의 칼라(21)에 전달된 원심력은, 관련 볼트(28) 및 나사산 형성 부재(17)의 구속 반작용(constraint reaction)에 의해 균형이 맞추어진다.

본 발명에 따른 테일 로터(4)의 이점은 이하의 설명으로부터 명확하게 될 것이다.

구체적으로, 탄성 중합체 재료의 층을 포함하는 부재(60)는 종래의 롤링 베어링(rolling bearing) 또는 모든 금속만으로 이루어진 지지 부재보다 현저하게 덜 마모될 것이다.

부재(60)에 의하여, 지지 수단(50)은 각각의 축 D를 중심으로 허브(11)에 대하여 회전 방식으로 각각의 날개(12)를 저렴하고 신뢰적이며 정확하게 지지하게 된다.

따라서, 테일 로터(4)는, 소수의 부품만을 포함하는 시소 로터와 같은 구성의 이점과, 기류에 대하여 날개의 영각을 조정할 수 있는 가능성을, 신뢰적이면서 저렴하게 조합한다.

또한, 탄성 중합체 재료의 복수의 층을 포함하는 부재(60)에 있어서는, 테일 로터(4)를 설계하거나 수리할 때에, 각각의 축 D를 따르거나 및/또는 각각의 축 D 에 직각을 이루고 축 B에 평행한 날개(12)의 하나 이상의 특징적인 진동 주파수를 결정하는 것이 가능하므로, 이러한 진동을 완충시키도록 부재(60)를 설계하는 것이 가능하다.

즉, 조립체(39)(도 3 및 도 5)는, 각각의 날개(12)와 허브(11) 사이에 개재된 "다이나믹 댐퍼(dynamic damper)"를 규정하고, 이 댐퍼는 로터의 설계 또는 수리 시에, 각각의 축 D를 따르거나 및/또는 각각의 축 D에 직각을 이루고 축 B에 평행한 날개(12)의 사전 결정된 발진 주파수로 "튜닝"될 수 있다.

링(40)의 확장부(42)는 부재(60)가 관련 축 D에 대하여 방사상 성분 및 축방향 성분 양자를 갖는 각각의 힘에 놓이게 한다.

이것은, 허브(11)에 대하여 각각의 날개(12)의 회전을 가능하게 하는 것 외에, 부재(60)가 비용을 거의 발생시킴이 없이 신뢰성을 제공하고, 또한 마모가 거의 없는 상태로 각각의 날개(12)에 작용하는 원심력의 각각의 부분을 칼라(21)의 부분(23)에 전달하고 또한 이들 부분으로부터 허브(11)로 전달한다는 것을 의미한다.

또한, 각각의 볼트(28) 및 나사산 형성 부재(17)는 각각의 칼라(21)에 축 D에 평행하고 축 B를 향하는 각각의 구속 반작용을 가하며, 이 반작용은 각각의 부재(60, 52)에 의해 각각의 칼라(21)에 전달된 원심력을 상쇄하여, 칼라(21)가 허브(11) 상에 정확한 위치로 유지되도록 한다.

보다 구체적으로, 나사산 형성 부재(17)는 구조적인 "대리 가능성(redundancy)"을 달성한다. 즉, 각각의 볼트(28)에 손상이 발생한 경우에도 원 심력을 상쇄하여, 테일 로터(4)의 신뢰성 및 안정성을 현저하게 향상시킨다.

최종적으로, 부시(85)는, 탄성 중합체 재료의 층을 포함함으로써, 매우 낮은 마모로 축 C를 중심으로 하는 회전에서 구동축(10)에 대해 허브(11)를 지지하며, 그에 따라 신뢰성이 매우 높아지게 된다.

첨부된 청구범위에서 한정된 범위에서 벗어나지 않고서도 본 명세서에서 설명 및 예시된 로터(4)에 대한 변경이 이루어질 수 있음은 자명하다.

구체적으로, 표면(61, 62) 중의 하나 또는 양자 및 대응 표면(24, 44) 중의 하나 또는 양자가 관련 축 D에 직각을 이룰 수도 있다.

또한, 표면(63, 64) 중의 하나 또는 양자가 관련 축 D에 평행하게 이루어질 수도 있다.

도 1은 본 발명에 따른 2-날개형 안티토크 테일 로터를 포함하는 헬리콥터의 사시도.

도 2는 도 1의 로터의 사시도.

도 3은 도 1 및 도 2의 로터의 조립 시의 단계를 도시의 명료화를 위해 부품을 분리한 상태로 도시하고 있는 도면.

도 4는 도 1 내지 도 3의 로터를 날개의 길이방향 연장부에 평행한 평면으로 도시하고 있는 단면도.

도 5는 도 4의 상세 확대도.

Claims (17)

1. 헬리콥터(1)용 로터(4)에 있어서,

   - 제1 축(B)을 중심으로 회전하는 구동축(10);

   - 상기 제1 축(B)에 대하여 각을 이루며 고정되는 방식으로 또한 상기 제1 축(B)의 열십자 방향의 제2 축(C)에 대해 회전 방식으로 상기 구동축(10)에 기능적으로 연결된 허브(11);

   - 상기 제1 축(B) 및 상기 제2 축(C)에 대하여 각을 이루며 고정되는 방식으로 또한 각각의 제3 축(D)에 대하여 회전 방식으로 상기 허브(11)에 기능적으로 연결된 2개 이상의 날개(12); 및

   - 각각의 상기 제3 축(D)을 중심으로 회전 방식으로 상기 허브(11)에 대하여 상기 날개(12)를 지지하는 지지 수단(50)

   을 포함하며,

   상기 지지 수단(50)은, 적어도 부분적으로는 탄성 중합체 재료로 이루어지고 또한 각각 상기 날개(12)와 상기 허브(11)에 일체화되는 제1 표면(44)과 제2 표면(24) 사이에 개재되는 하나 이상의 지지 부재(60)를 포함하며, 상기 지지 부재(60)는 사용 시에 각각의 상기 제3 축(D)을 중심으로 상기 허브(11)에 대하여 각각의 상기 날개(12)의 회전을 허용하도록 변형되는,

   헬리콥터용 로터.
2. 제1항에 있어서,

   상기 지지 부재(60)는, 상기 제1 표면(44)과 연동하는 제3 표면(62), 및 상기 제2 표면(24)과 연동하는 제4 표면(61)을 포함하며,

   상기 로터(4)는, 각각의 상기 날개(12)와 일체화되고 상기 제1 표면(44)을 규정하는 제1 부재(40), 및 상기 허브(11)와 일체화되고 상기 제2 표면(24)을 규정하는 제2 부재(21)를 더 포함하며,

   상기 제1 부재(40)는 적어도 부분적으로는 상기 제1 축(B)에 대하여 상기 제3 표면(62)의 방사상의 내측에 위치되며, 상기 제2 부재(21)는 적어도 부분적으로는 상기 제1 축(B)에 대하여 상기 제4 표면(61)의 방사상의 외측에 위치되는,

   헬리콥터용 로터.
3. 제2항에 있어서,

   상기 제3 표면(62) 및 상기 제4 표면(61)은 접착 물질에 의해 각각 상기 제1 표면(44)과 상기 제2 표면(24)에 접촉된 상태로 유지되는, 헬리콥터용 로터.
4. 제2항 또는 제3항에 있어서,

   상기 제3 표면(62) 및 상기 제4 표면(61) 중의 하나 이상이, 상기 제1 축(B)으로부터 가변적인 방사상의 거리로 연장하는, 헬리콥터용 로터.
5. 제3항 또는 제4항에 있어서,

   상기 제3 표면(62) 및 상기 제4 표면(61)은 곡선을 이루고 있는, 헬리콥터용 로터.
6. 제5항에 있어서,

   상기 제4 표면(61)은 오목한 형태이고, 상기 제3 표면(62)은 볼록한 형태인, 헬리콥터용 로터.
7. 제2항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서,

   상기 지지 부재(60)는, 각각의 상기 제3 축(D)과 동축을 이루는 각각의 절삭된 원뿔형의 측면 형상으로 이루어지고 또한 상기 제3 표면(62)과 상기 제4 표면(61) 사이에 개재되는 제5 표면(64) 및 제6 표면(63)을 포함하며,

   상기 제5 표면(64)은 각각의 상기 제3 축(D)에 대하여 방사상의 내측에서 상기 지지 부재(60)를 규정하고, 상기 제6 표면(63)은 각각의 상기 제3 축(D)에 대하여 방사상의 외측에서 상기 지지 부재(60)를 규정하는,

   헬리콥터용 로터.
8. 제7항에 있어서,

   상기 제5 표면(64) 및 상기 제6 표면(63)은 상기 제1 표면(44)으로부터 상기 제2 표면(24)으로 수렴하는, 헬리콥터용 로터.
9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,

   상기 지지 부재(60)는 각각의 상기 제3 축(D)에 대하여 환형을 이루고 있는, 헬리콥터용 로터.
10. 제7항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,

    상기 제5 표면(64) 및 상기 제6 표면(63)은 상기 제1 표면(44)으로부터 상기 제2 표면(24)으로 테이퍼되는, 헬리콥터용 로터.
11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,

    상기 지지 수단(50)은, 상기 허브(11)와 각각의 상기 날개(12)에 각각 일체화되는 제1 몸체(52)와 제2 몸체(51)를 포함하며, 제1 몸체(52)와 제2 몸체(51)는 각각의 상기 제3 축(D)을 중심으로 회전하도록 서로에 대해 연결되는, 헬리콥터용 로터.
12. 제11항에 있어서,

    상기 지지 부재(60)는 상기 제1 축(B)에 대하여 상기 제1 및 제2 몸체(51, 52)의 방사상의 내측에 위치되는, 헬리콥터용 로터.
13. 제12항에 있어서,

    상기 제2 몸체(52)는 상기 제2 부재(21)에 결합되는, 헬리콥터용 로터.
14. 제2항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서,

    상기 허브(11)는 빔(15)을 포함하며,

    상기 빔(15)을 상기 제2 부재(21)에 연결하고 또한 각각의 상기 제3 축(D) 및 상기 제1 축(B)에 대하여 열십자형으로 신장된 제1 구속 수단(28)을 더 포함하는,

    헬리콥터용 로터.
15. 제14항에 있어서,

    상기 빔(15)에 결합되고 또한 상기 제1 축(B)에 대한 상기 제2 부재(21)의 방사상의 외측 단부와 연동하는 제2 구속 수단(17)을 더 포함하는, 헬리콥터용 로터.
16. 제1항 내지 제15항 중 어느 한 항에 있어서,

    적어도 부분적으로 탄성 중합체 재료로 이루어지고 상기 허브(11)와 상기 구동축(10) 사이에 개재되는 추가의 지지 부재(85)를 더 포함하며, 상기 추가의 지지 부재(85)는 사용 시에 상기 제2 축(C)을 중심으로 상기 구동축(10)에 대하여 상기 허브(11)의 회전을 허용하도록 변형되는, 헬리콥터용 로터.
17. 메인 로터(2); 및

    청구항 1 내지 청구항 16 중의 어느 하나의 청구항에서 청구된 바와 같은 안티토크 테일 로터(antitorqe tail rotor)(4)를 포함하는, 헬리콥터.

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