KR20150094702A - 직접 배향 벡터 로터 - Google Patents

Abstract

회전익 항공기용 직접 배향 벡터 로터(DOVER)는 구형 좌표 시스템에 기초하여 다중지향 로터 배향을 위한 기어 세트; 로터가 0°의 수평 위치로부터 경사진 위치로 이동되는 경사 메커니즘; 로터가 방위를 따라서 이동되고, 경사 메커니즘이 수용되는 회전 터릿; 및 운동 적응형 기어 윤활 하우징을 포함한다.

Description

직접 배향 벡터 로터{DIRECT ORIENTATION VECTOR ROTOR(DOVER)}

도버(DOVER)의 실시예는 항공우주 산업에 의해서 이용되는 장치에 관한 것이다. 좀 더 구체적으로, 도버의 실시예는 회전익 항공기의 작동에 관한 것이다.

명세서 전체에 걸쳐서 종래 기술의 어떠한 논의도, 이러한 기술이 본 분야에서 널리 알려지거나 상식의 부분을 형성한다는 점의 인정으로 절대로 간주되어서는 안 된다.

회전익 항공기, 좀 더 구체적으로 헬리콥터는 일반적으로, 호버(hover), 수직 비행 및 방위 배향(aximuthal orientation)에 관계없는 다양한 방향으로의 비행 능력에 의해서 특징지워지는 유틸러티 비이클(utility vehicle)로 알려져 있다. 헬리콥터는, 각각의 회전 블레이드가 부착된 허브 둘레의 궤도를 따라서 각각의 횐전 블레이드가 회전될 때, 각각의 개별 블레이드의 피치(pitch)를 변경하여, 회전 블레이드에 의해서 생성되는 수직 양력 성분을 수평 쓰러스트 성분으로 전환함으로써, 지향 비행(directional flight)을 달성한다. 집합적인 블레이드 조립체 또는 로터 디스크는 결과적으로, 전달된 자이로스코픽 회전에 의해서 팁 경로 평면이라고 불리는 벡터로 기울어지며, 이 벡터는 다음으로 비행 방향을 결정한다.

내재된 불안정성은, 로터 블레이드가 허브의 고정된 축선으로부터 조작되고 있어 로터 블레이드 내에서 자명하며, 상기 불안정성은 종국적으로 항공기의 비행 역학으로 전달된다. 팁 경로 평면은 상대풍(상대 기류로도 불림)에 대해서 상대적으로 평행하게 남아있기 때문에, 회전 블레이드는, 비행 중 로터 디스크 위로 지나가는 불균형 상대 기류에 의해서 유발되는 상대풍 내에서 전진하고 후진하므로 심한 양력 변화를 보인다. 전체 로터 디스크 위의 이 불균일한 기류의 배치는 양력의 비대칭을 생성하며, 이는 전체 양력의 감소, 및 있을 수 있는 스톨, 즉 더 큰 공기 속도에서 증폭되며, 결과적으로 얻을 수 있는 가능한 배행 속도의 제한이라는 조건으로 이어진다.

부적합한 상대 기류의 영향을 완화하고 신속하게 대기속도(airspeed)를 증가시키기 위한 수단으로서, 비행사는 일반적으로, 로터 디스크를 더욱 상대풍 안으로 더욱 직접적으로 나란하게 하여 로터 디스크 위로의 기류를 증가시키고 양력의 비대칭을 감소시킴으로써, 로터 디스크로부터 최대 쓰러스트를 얻기 위한 노력으로 노우즈 다운 자세로 이륙을 할 것이다. 그러나, 증가된 대기 속도에 의하면, 동체는 유도 저항을 감소시키기 위해서 수평하게 되어야 한다. 동체를 수평 비행 자세로 유지하면서 지향 비행 동안에 상대풍에 더욱 직접적으로 로터 디스크를 위치시키는 비행사의 능력은 회전익 기술에서 주요한 진보일 것이다.

직접 배향 벡터 로터(DOVER)의 실시예는 모든 지향 비행 거동을 통해서 로터 디스크의 상대풍으로의 더욱 직접적인 일치를 허여하며, 이는 더 큰 기체 속도, 기동성, 안전성, 및 비행 안전성뿐만 아니라, 경사 및 장애물이 산재된 착륙 동안에 로터 디스크 배향의 조작적 제어로 이어진다.

포괄적으로 언급하여, 직접 배향 벡터 로터(DOVER)의 일 실시예는 (a) 로터; (b) 상기 로터에 토크를 제공하는, 이동식 토크를 가하기 위한 메커니즘; (c) 상기 로터를 경사지게 하도록 구성된 경사 메커니즘; (d) 상기 이동식 토크를 가하기 위한 메커니즘으로부터 상기 로터에 상기 경사 메커니즘에 의해서 설정된 복수의 경사 위치에서 토크를 제공하도록 구성되고, 상기 이동식 토크를 가하기 위한 메커니즘과 통신하는 방위각 회전 메커니즘을 포함한다.

다른 실시예에서, 도버는 관절식 강성 마스트 조립체를 포함하고, 이 조립체에 의해서 로터는 상대풍으로 더 큰 경사각으로 지향될 수 있어, 운동이 구동력의 방향으로 병진적인 시스템으로 이어진다. 플랩핑(flapping) 및 리드-래그(lead-lag) 특성을 유지하면서 더욱 간단하고 더욱 경량으로 구성된 로터을 허여하는 일 실시예에서, 로터 블레이드의 주기적 피치 제어를 위한 복잡한 메커니즘은 생략될 수 있다.

블레이드 스톨을 재처리하는 문제가 크게 감소되거나 제거되기 때문에, 더 짧은 블레이드 및 더 빠른 로터 속도가 가능하여, 도버가 헬리콥터의 기능 및 유용성을 고정익 또는 틸트-로터(tilt-rotor) 항공기의 프로펠러의 속도 및 신뢰성과 결합하도록 한다. 저속 인라인 원호인 전체 구동 트레인(drive train)의 복잡한 회전을 포함하는 틸트-로터 기술에 비하여, 도버는 엔진 및 드랜스미션은 그대로 남아있도록 하는 한편, 로터 및 부착된 피동 축 또는 마스트는 자유롭게 신속하게, 하공기를 제어하기 위해 요구되는 어떠한 배향으로 전이되어 회전익기에 의도된 유용성을 유지한다.

다른 실시예에서, 관절식 강성 마스트 조립체는, 하나는 구동 트레인의 구성요소이고 다른 하나는 피동 로터 슬레이브(slave)인 구면 스플라인-치형 기어 커플링에 의해서 작동된다. 다른 실시예에서, 출력 기어는 입력 기어와 맞물려 있으며, 전자가 후자에 대해서 회전, 피벗 및 스위블할 수 있어, 하중 접촉 영역 또는 활성 프로파일를 이동시킬 수 있다.

다른 실시예에서, 경사 장치는 힌지식으로 부착된 슬리브로 구성되고, 슬리브는 로터 마스트의 배향을 설정하여 상기 슬리브가, 선형 운동 액츄에이터에 의해서 이송 트랙 상에서 상기 경사 트래버스를 따라서 전동되는 쓰러스트 및 진동 전도체와 원호 가장자리에서 연결되는 경사 트래버스를 따라서 레버링된다.

또 다른 실시예에서, 경사 메커니즘은 상기 메커니즘을 위한 질량 댐퍼 하우징으로서 역할을 하는 한편, 궁극적으로 항공기의 운항 중 질량을 지지하는 쓰러스트 베어링-구성의 링 유닛에 의해서 전체 메커니즘의 신속한 360°방위 회전을 허여하는 터릿 내에 수용된다.

다른 실시예에서, 도버는 로터 및 이동성 토크 적용을 위한 메커니즘을 포함하며, 이 이동성 토크 적용을 위한 메커니즘은 로터에 토크를 제공한다. 도버는 경사 메커니즘을 포함하며, 이 경사 메커니즘은 로터를 경사지게하도록 구성된다. 도버는 이동성 토크 적용을 위한 메커니즘과 통신하는 방위 회전 메커니즘을 더 포함하고, 방위 회전 메커니즘은 이동성 토크 적용을 위한 메커니즘으로부터 로터에 경사 메커니즘에 의해서 설정된 복수의 경사진 위치에서 로터에 토크를 제공하도록 구성된다. 선택적으로, 이동성 토크 적용을 위한 메커니즘은 축을 구동하고, 축은 관절식 강성 마스트이다.

관절식 강성 마스트에 대한 이동성 토크 적용은, 구조적 및 기능적 파워 전이 모드를 포함하는 구동축 조립체에 의해서 조절된다. 대안적으로, 경사 메커니즘은 제 1 위치 및 제 2 위치를 갖고, 제 1 위치는 도버가 장착된 항공기에 대해서 0°의 수직인 위치이고, 제 2 위치는 도버가 장착된 항공기에 대해서 경사진 위치이다. 선택적으로, 경사 메커니즘은 제 2 회전축과 관련하여 제 1 회전축의 운동을 제어한다. 대안적으로, 마스트 제어 슬리브는 관절식 강성 마스트를 채널로 통과시키는 힌지식으로 부착된 관형 구조체이다. 선택적으로, 경사 메커니즘은, 관절식 강성 마스트를 경사를 통해서 지향시키는 쓰러스트 및 진동 전도체를 포함한다. 다른 대안에 있어서, 이송 트랙은 경사 메커니즘에 의해서 제공되는 경사 트래버스를 안내하며, 인라인 이동 경로를 제공한다. 선택적으로, 쓰러스트 및 진동 전도체와 이송 트랙은 인터페이스하고 압축력에 의해서 접촉되도록 유지된다. 다른 대안에서, 회전 터릿은 제 2 축과 관계하여 제 1 축의 운동을 제어한다. 일 구성에서, 회전 터릿은 방위각으로 터릿/동체 링 유닛 인터페이스를 따라서 이동되며, 인터페이스는 회전 터릿이 항공기 동체와 인터페이스하는 곳이다. 터릿/동체 링 유닛 인터페이스는 구름 요소 쓰러스트 베어링의 방식으로 구성된다. 선택적으로, 터릿/동체 링 유닛 인터페이스는 압축력 안정화 시스템을 이용한다.

다른 실시예에서, 이동식 토크를 가하기 위한 도버용 기어 조립체는 제 1 구면 스플라인 치형 기어; 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어와 인터페이스하는 제 2 구면 스플라인 치형 기어를 포함하고, 상기 맞물림된 조림체(meshed assembly)의 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어의 위치는 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 위치에 대해서 회전식으로 조작되며, 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어는 상기 제 2 구형 스플라인 치형 기어의 면 상에서 운동의 곡면 자유도를 나타내고, 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어와의 횡축(transverse axis)에 수직한 벡터로 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어에 대해서 가해지는 곡선적 힘은 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어가 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 상기 면의 종방향 상하로 피벗-롤(pivot-roll)하도록 하고, 동시적 운동이 로터에 가해지며, 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어와의 횡축에 평행한 벡터로 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어에 대해서 가해지는 곡선적 힘은 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어가 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 상기 면 상에서 측방향 전후로 스위블(swivel)하도록 하고, 동시적 운동이 로터에 가해지며, 그리고 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어에 관하여 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어에 가해지는 상기 동시적 그리고 합산된 수직 및 평행 벡터 힘은 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어가 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 상기 면 상에서 대각선 방향으로 이동하도록 하고, 동시적 운동이 상기 로터에 가해진다.

다른 실시예에서, 상기 제 1 및 제 2 구면 스플라인 치형 기어는 폐쇄된 운동 적응형 윤활 하우징 내에 포위되고, 상기 윤활 하우징에 의해서 유지되며, 상기 윤활 하우징은 상기 기어 조립체의 경사 및 방위 운동을 수용한다.

일 실시예에서, 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트를 달성하는 방법은 원점에서 토크를 생성하는 것을 포함한다. 방법은 토크를 스러스트 벡터를 따라서 지향시키는 것을 더 포함한다. 방법은 경사/방위 좌표 변화를 통해서 쓰러스트 벡터 발산장(field)을 생성하는 것을 포함한다. 선택적으로, 원점 토크는 가변 각도 드라이버 형판(template)에 의해서 생성된다. 일 대안에서, 이동성 제어 구조체는 토크 벡터를 지향시킨다. 일 구성에서, 토크 벡터는 로터 헤드로 이동된다. 다른 대안에서, 경사 메커니즘은 경사 좌표를 로터로 이동시킨다. 선택적으오, 방위 회전 메커니즘은 방위 좌표를 로터로 이동시키고, 토크를 쓰러스트 벡터를 따라서 지향시킨다.

다른 실시예에서, 여기서 설명된 장치는 제어된 비행을 위한 원점 벡터 발산 쓰러스트의 방법을 실시한다.

도 1은 운동의 가능한 일 경사 및 방위 범위를 도시하는 도버의 일 실시예의 측면 사시도이다.
도 2는 도버 장치의 일 실시예의 측면 절개 사시도이다.
도 3a 및 도 3b는 각각 구면 스플라인 치형 기어의 상측 사시도 및 측면 사시도이다.
도 4는 0°의 경사에서 회전적인 맞물림되어 있는 2 개의 구면 스플라인 치형 기어의 사시도이다.
도 5는 경사 운동이 도시되며, 회전적인 맞물림되어 있는 2 개의 구면 스플라인 치형 기어의 사시도이다.
도 6은 방위 운동이 도시되며, 회전적인 맞물림되어 있는 2 개의 구면 스플라인 치형 기어의 사시도이다.
도 7은 마스트 제어 슬리브의 사시도이다.
도 8은 마스트 제어 슬리브의 단면도이다.
도 9는 트랜스미션 드라이브 축의 사시도이다.
도 10은 쓰러스트 및 진동 전도체의 사시도이다.
도 11은 쓰러스트 및 진동 분해도이다.
도 12는 경사 메커니즘의 전방 사시도이다.
도 13은 경사 메커니즘의 절개 후면도이다.
도 14는 경사 트래버스 슬라이드를 도시하는 절개도이다.
도 15는 경사 트래버스 슬라이드의 사시도이다.
도 16은 터릿의 주요한 골조의 절개 사시도이다.
도 17은 터릿과 동체의 연결을 보이는 분해도이다.
도 18은 터릿/동체 링 인터페이스 유닛의 절개 사시도이다.
도 19는 터릿/동체 링 인터페이스 유닛의 단면도이다.
도 20은 기어 윤활 하우징의 사시도이다.
도 21은 기어 윤활 하우징의 측면 절개도이다.
도 22는 도버 및 VARSLAP 장착식 헬리콥터를 이용하는 가능한 하나의 경사 랜딩 순서 절차를 보이는 도시이다.

개관: 도 1에서, 비록 도버(DOVER)는 피네스트론(fenestron) 덮개 꼬리 로터 및 노타(No Tail Rotor; NOTAR) 브로운-에어 디자인에 적용가능하나, 통상의 꼬리 로터 디자인 헬리콥터 상에서 수평으로부터 전방, 후방 및 측방 위치로 45°의 경사에 의해서 설정된 바와 같이 로터의 작동 움직임의 360°자유도를 보이는 도버 시스템이 도시된다. 대안으로, 수평으로부터 가능한 전체 경사 각도는, 로터가 동체를 치는 것을 방지하기 위해서, 헬리콥터의 형상에 의존해 변경될 수 있다. 자동 비행 제어 시스템(AFCS)에 의해서 제어되는 경사도/방위각 선회(traverse) 기계 작동은, 방위각 회전 선회 동안 180°방위각 붐 위치에 접근함에 따라 자동으로 경사도를 감소시켜 로터가 붐 위로 통과되도록 하는 기능에 의해, 표준 직선 붐 형상에 의한 로터 블레이드의 가로막힘을 방지하도록 프로그래밍될 수 있다. 랜딩 작동를 지원하도록 의도된 도버 시스템뿐만 아니라, 로터의 다양한 배향을 제공하는 것이, 더 타이트하고 더 높은 속도의 코너링 및 항공기의 안정된 배향을 포함하는 항공기의 속도 및 기동성의 관점에서 향상된 성능을 제공하여, 무기 시스템 작동 또는, 특히 고풍 조건에서 지표에 대한 항공기 데크의 자세가 중요할 수 있는 다른 타입의 작동을 위한 안정된 플랫폼을 허여할 수 있다. 이러한 작동은 구조 작동, 재료 적재 및 하적 작동, 재급유 작동 등을 포함할 수도 있다.

도 2에서, 도버 장치의 실시예는 피동 마스트(20)에 부착된 로터(10)로 구성되며, 피동 마스트(20)는 기어(40)(감춰짐)의 맞물림에 의해 트랜스미션 구동축(30)과 회전식 락(rotational lock) 상태이며, 여기서 피동 마스트(20)는 힌지식으로 부착된 슬리브(50) 내에 싸여있고, 슬리브(50)에 의해서 지지되며, 슬리브(50)는, 이송 트랙(65)과 인터락되고(interlocked), 이송 트랙 상의 경사 트래버스(traverse)를 따라서 작동되는 쓰러스트 및 진동 전도체(60)와 인접하며, 이송 트랙(65)은, 슬리브(50)를 피봇 힌지(51)에서 고정하는 회전식 터릿(turret; 90)의 내면을 따른 곡선 가이드를 구성한다. 터릿(90)은, 압력 액츄에이터(106)의 배열체에 의해서 조립체로 유지되는 터릿/동체 링 유닛의 부분을 구성하는 베이스(99)에서 항공기 동체와 경계가되는 터릿 링(96)를 따른 방위각 회전을 작동한다. 기어(40)는 운동 적응형 윤활 하우징(110) 내에 포위된다.

관절식 마스트 기어: 관절식 강성 마스트 조립체는, 곡면 패러다임(paradigm) 내에서 작동을 허여하면서 동축 토크를 생성하는, 접합면의 높은 기하학적 일치성을 갖는 1 대 1 기어 비의 결합-작용 맞물림으로 구면 스플라인 치형 기어(40)의 결합에 의한 구동축(30)과 로터 마스트(20)의 회전식 결합에 의해서 구성되는 도버의 일 실시예이다. 두 기어(40)는 반구 돔 면 프로파일 허브(hub)의 기능적 요소들을 포함하는 반사 배치(mirring placement) 형상이며, 대향 단부가 축에 맞춤되어 있고, 그 면은 직선 또는 나선의 종방향으로 형성되는 교대하는 스플라인과 공간에 의해서 실현되는 치형의 축방향 세트로 구성되며, 여기서 현모양의 스플라인의 두께는, 면 가장자리로부터 면 꼭지까지 폭이 감소하는 스플라인과 공간의 길이를 따라서 측방향으로 인접하는 공간과 거의 같고, 면 꼭지에서 스플라인과 공간은 수렴 전에 종료된다.

설명된 구면 스플라인 치형 기어(40)의 직선 스플라인 실시예의 전체적인 개략도가 도 3a 및 도 3b에 도시된다. 기어(40)는, 상기 치형 및 공간의 다양한 수치 기술뿐만 아니라 인벌류트 곡선 및 원호 곡선을 포함하고, 이에 한정되지 않는, 다양한 치형 및 공간 프로파일을 실시할 수 있다. 치형 패턴으로 형성된 임의의 대체 프로파일이 도버의 실시예 안에서 고려된다. 기어는 롤링 작용으로 치합되므로, 치형 구조체는 압축 및 인장 응력 때문에 재료 내에서 소성 변형(굽힘)을 겪고, 기계적 작동에 불가분인 비틀림 진동(채터)의 결과로서 표면 피로를 받는다. 여기서, 구면 스플라인 치형 기어 디자인은, 혁신적인 기능으로 이어지는 모드로 스트레스 로드를 세장형 치형 프로파일을 따라서 효과적으로 전도하고 분산시키는 수단을 특수화된 형상 내에 제공한다는 점이 상정된다.

두 개의 기어(40)가 맞물리면(도 4), 토크(T)가 구동축(30)으로부터 피동 마스트(20)로 전달된다. 이 구성에서, 기어(40)는, 기어의 인라인(inline) 또는 0°의 결합각에서 상기 기어의 맞물림 면에 의해서 설명되는 회전 공통 평면(P)과 일치한다. 이 구성에서, 호버 또는 수직 비행으로 초래되는 로드 패턴은, 원형을 가정하면, 기어 치형의 꼭지 단부에 가해져 치형의 전체 합이 동시에 내하중(load bearing)에 기여한다.

레버가, 맞물림 면의 공통 피치 평면(P)과 횡축(transverse axis)에 수직하는 벡터로 피동 마스트(20)의 현존하는 각운동을 가로질러 곡선적 힘(F)을 초래할 때, 피동 마스트(20)의 토크는 부여된 가변 벡터와 함께 맞물림을 통해서 이동되고, 지금 이동되고 경사진 피치 평면(P)에 평행하게 이동되며, 여기서 상기 평면은 피동 기어(40)와 구동 기어(40) 사이의 맞물림 또는 활성 프로파일의 결합을 반영한다(도 5). 사실상, 회전하는 피동 기어(40) 면은, 피동 마스트(20)가 구동축(30)에 대해서 피벗할 때, 스플라인과 공간의 공통 래시(lash)로 동기 물림된 공간적으로 정지된 회전하는 구동 기어(40) 면에서 종방향으로 공간적으로 굴러 내린다(측방향 슬라이딩이 수반됨). 이 구성에서, 지향 비행(directed flight)으로 초래되는 로드 패턴은, 기어 면의 프로파일 상에서 타원 형상 내하중 영역을 가정하면, 면 가장자리의 방향으로 기어의 면에서 아래로 이동된다. 비록, 도 4에 표사된 구성에 비교하여 임의의 일 순간에 여기서 더 적은 치형이 맞물림되나, 맞물림되는 치형이 더 큰 하중 요구가 존재하게 되는, 길이 방향을 따라서 더 넓은 치형 단면에서 맞물림된다. 더 경사진 로터 각이 요구되는 고속 지향 비행의 증가된 하중에 매치되는 이 자동 구성은 구면 스플라인-치형 기어(40)의 일 실시예이다.

추가적인 곡선적 힘(F)이 원래의 인터페이스하에 평행한 벡터로 가해지면, 경사진 피치 평면(P)은 구동 기어(40)의 횡축 평면에 평행한 트랙을 따라서 회전할 것이다(도 6). 사실상, 피벗되는 회전 피동 기어(40)는, 피동 마스트(20)가 구동 샤프트(30)에 대해서 스윙하도록 하면서, 구동 기어(40)의 회전 면상에서 측방향으로 스위블(swivel; 구체적으로 슬라이딩 롤)한다. 이 두 힘(F) 운동(즉, 롤링 피벗 및 측방향 스위블)의 작용은 동시에 일어날 수 있기 때문에, 피동 기어(40) 또한 2 개의 동시적인 힘(F) 운동의 합으로서 구동 기어(40) 상에서 대각선방향으로 이동될 수 있다(대각선 이동)(도시 안됨). 이와 같이, 구동 기어(40)는, 피동 기어(40)가, 피동 마스트(20)의 경사도 및 방위각 위치가 용이하게 파악되는 구형 좌표를 찾기 위해 사용되는 회전 형판(template)으로서 보일 수 있다.

피동 기어(40)의 활성 프로파일 이동 또는 동시적이고 다중지향적인 운동, 및 구동 기어(40)의 곡면 상의 관련된 하중 패턴, 및 피동 마스트(20)의 결과적 이동의 이 방법은, 피동 또는 출력 마스트(20)가 상기 마스트(20)에 작용하는 가해진 수직의 곡선적 벡터의 최대 경사도에 의해서 경계 지워지는 콘 형상의 파라미터 내의 무한한 수의 위치를 차지하도록 하는 구면 스플라인 치형 기어(40)에 특정한 실시예이다. 2 차원 구형 좌표계(즉, 좌표 축의 기어-동기식 배열 교차점)가 선형 구성으로 3 차원 공간에 자유롭게 지향(발산)되게 되는 적용된 결과는 여기서 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트(point-origin divergence rotor thrust)로 불린다. 로터 헤드가 마스트(20)의 작동 단부 상에 위치되면, 로터 헤드는 마스트에 내재된 운동 자유도를 반영할 것이다. 이 실시예에서, 기어(40) 형판의 굴곡진 2차원 표면이 로터(10)에 의해서 제공되는 쓰러스트 벡터의 통합에 의해서 쓰러스트 또는 양력의 3 차원성으로 전환된다.

경사 제어 메커니즘: 2 개의 회전 축이 연결되어야 할 때, 축의 변형과 같은 정적영향, 팽창 및 수축을 유발하는 열적 효과, 또는 축이 지지 베어링에서 위치를 변경하도록 하는 동적 하중 때문에 약간의 어긋남이 있다는 점은 피할 수 없다. 여기서, 도버의 실시예는 실질적으로 축 어긋남을 완화시키도록 제공된다. 앞 섹션에서 설명된 마스트(20) 상에 부여되는 수직의 곡선적 힘은, 마스트 제어 슬리브(50), 쓰러스트 및 진동 전도체(60), 이송 트랙(65) 및 액츄에이터(70)로 실시되는 경사 메커니즘에 의해서 달성되어, 터릿 돔(92)의 원호 둘레를 따른 곡선적 작용이 기어(40) 면의 구 프로파일을 반영하고 투영한다.

도 7에서, 구체적으로 마스트 제어 슬리브(50)는 경사진 파라미터 모드에서 구조적 강성을 제공하여, 기어(40)의 관절식, 동기 맞물림 기능을 허여한다. 일 실시예에서, 경사 거동 전반에 걸쳐서 경사진 회전 상태에서 마스트(20)를 고정하는 힌지식 마스트 슬리브 하우징(50)은, 방사방향 축선을 따른 양호한 재료 강성을 제공하는 충분한 벽 두께 및 구조적 형태의 튜브 구조체이어서, 상기 축선을 따른 높은 인장 및 압축 저항이, 로터(10)로부터의 주기적 쓰러스트 하중에 의해서 유발되는 기어(40)의 맞물림에서 임의의 상대적 조절 편심을 최소화 또는 제거하도록 한다. 슬리브(50)의 하단은, 마스트(20)의 경사 축선에 대응하는 고정된 축선으로 슬리브(50)가 바닥(91)에 대해서 회전되는 것을 허여하는 힌지 커플링(51)에 의해서 터릿(90)의 바닥(91)에 힌지식으로 부착된다. 터릿 바닥(91)의 골조에 고정적으로 부착되어 로터(10)로부터의 쓰러스트 하중이 상기 골조에 전달되는 힌지 커플링(51)은 기어(40) 맞물림 평면을 정확하게 가로막고, 경사지는 중에 피치 평면을 안정화시키고 마스트(20)의 단부 하중 및 방사방향 쓰러스트를 최소화하는 역할을 한다. 회전하는 트러니언(trunnion)의 전단(shearing) 인터페이스(52)는, 연결 인터페이스 사이의 상대적 슬립(slip), 및 진동 에너지가 슬리브(50)로부터 터릿 바닥(91) 골조로 전달되는 접촉 인터페이스들 사이의 인터페이스 압력을 통한 마찰식 댐핑 특성을 보이는 억지 끼워맞춤 지지부이다. 스리브(50)의 상측 단부는 지지 플랜지(53)로서 구성된다.

마스트 슬리브(50)의 견인 하중 구성은, 리브식(ribbed) 구성을 포함할 수 있는 마스트(20)의 슬리브와의 내측 연결이 도시되는 도 8에서 더 설명된다. 이 하나의 가능한 실시예에서, 마스트(20)의 축방향 안정성에도 영향을 주는 공기역학적 힘에 의해서 로터(10) 상에 작용되는 압축 하중를 제한하는 것뿐만 아니라, 1) 기어(40)의 래시(lash)를 안정화하고; 2) 마스트(20)의 임의의 축방향 변위에 저항하고; 3) 경사 모멘트에 의해서 부여되는 방사방향 하중을 보상하고; 그리고 4) 로터(10)의 쓰러스트에 의해서 부여되는 견인 인장 하중에 저항하기 위한 동적 하중 전달 능력 요건을 설명하기 위해서 일반화된 베어링 배치가 제공된다. 앵귤러 콘택트 볼 베어링은 경질의 축방향 안내를 요구하는 고속 조건을 위해서 설계된다. 일 옵션은 마스트(20)의 방사방향 안내를 위한 2 열의 앵귤러 콘택트 볼 베어링(54)과 동일 마스트의 축방향 지지체로서의 복동 앵귤러 콘택트 쓰러스트 볼 베어링(55)의 쌍을 이용하는 것이다. 슬리브(50)는 기어(40)의 맞물림 상에 비행 역학에 의해서 부여되는 압축 및 인장 부하를 중화시키도록 구성된 터릿(90)을 포함하는 구조체의 첫 배열체이다. 도버 패러다임에서, 상당한 인장 부하가 마스트(20)로부터 제거된다. 기어(40) 사이의 미체결 연결로 인해, 항공기의 비행중 질량은 종래 기술에서와 같이 마스트를 통해서 트랜스미션이 아니라, 터릿(90)에 의해서 지지된다("방위각 제어 메커니즘" 섹션 참조).

기어(40)의 경사진 맞물림 평면의 특성에 의한 더버 디자인에서 지향 비행은 마스트(20) 기어(40)에 의한 비대칭적 축방향 방사방향 부하를 트랜스미션 구동축(30) 기어(40) 상에 부여할 수 있다. 이 기형에 대한 하나의 완화 옵션은 구동축(30)과, 부착된 구동 기어(40)에 공간적 강성을 부여하여, 피동 기어(40)가 작동할 수 있는 안정된 형판(template)을 제공하는 것이다.

일 실시예에서, 구동축(30)은, 축이 한 쌍의 베어링(54)에 의해서 지지되고, 리브식 구성이 추가적인 축방향 안정성을 제공하는 터릿 바닥(91)의 구조적 골조 내에 장착될 수 있다(도 9). 비록 터릿(90)은 부착된 동체로부터 기원하는 관성 부하 모멘트를 완화하도록 특별히 구성되나("방위각 제어 메커니즈" 섹션 참조), 구동 전달 계통의 결합 구성요소로서 구동축(30)은 이러한 부하를 피동 마스트(20)에 전달하려 할 것이다.

바닥(91) 골조 장착부와 트랜스미션(57) 사이에서 구동축(30) 상에 연결된 가요성 기어 커플링(56)이 또한 도 9에 도시되며, 여기서 커플링은 구동 전달 계통으로부터 축방향 및 방사방향 부하 전달을 완화하는 역할을 한다. 기어 커플링은, 모드들 사이에서 각도, 평행 및 엔드 플로우트(end float) 오정렬 및 변위가 맞물려진 스플라인 시리즈의 굴신(flexing action)에 의해서 수용되는 한편 토크의 자유로운 전달을 허여한다. 이 옵션에 의하면, 터릿-장착식 축(30)부는 터릿(90)에 공간적으로 고정되고, 결합되어 안정된 기어(40) 맞물림 형판을 생성하는 한편, 트랜스미션(57)은 종래 기술에서 표준인 항공기 엔진(들) 및 동체와 가요성 장착을 유지할 것이다. 둘러싸인 구동축 조립체(30)로 구성된, 증가된 출력 작동 및 기능적 형상 안정성을 위한 이 분리된 입력/출력 구조적 전이 모드는 도버의 일 실시예이다.

일 실시예에서, 마스트 제어 슬리브(50)는 접합부 플랜지(53)에서, 마스트(20)가 경사면을 통해서 이동되는 곳으로부터 지레점을 형성하는 쓰러스트 및 진동 전도체(60)에 고정적으로 부착된다(도 10).

도 11에 도시된 바와 같이, 비록 단일 열의 앵귤러 콘택트 볼 베어링도 충분할 수 있지만, 전도체(60)는, 상면과 하면에서 단부 폼(form; 62)에 의해서 덮어지고 접촉되는, 베어링(54)를 둘러싸는 중앙 폼(61)으로 구성되며, 상기 단부 폼(63)은 워셔의 형태인 탄성 절연체(63)에 의해서 중앙 폼(61)과 직접적인 접촉으로부터 분리되며, 탄성 절연체(63)는 하단 탄성체(63)가 기어(40)로부터의 가진을 흡수하고, 상단 탄성체(63)가 로터(10)로부터의 공기역학적 부하 및 진동을 흡수하는 충격 및 진동 댐퍼로서 기능한다.

단부 폼(62)은 조절가능한 방식으로 중앙 폼(61)에 부착되어, 한정되지 않으나 예를 들어, 밀착되는 면들 사이에 형성되는 기계적 고정구, 회전식 잠금 부재(roatational locking details), 짝맞춤 나사선 부재에 의해서 작용되는 압축력이, 상기 전도체가 전도체에 작용하는 부하 모멘트를 약화시키도록 구름 압력 모드로 이송 트랙(65)에 고정적으로 계합되는 레이스웨이 그루브(raceway groove; 64)와 같은 가이드에 의해서 전도체(60) 장치를 고정한다(도 12). 돔(92) 프레임에 부착된 균등하게 이격된 양극 구성의 볼 이송 유닛에 의해서 일 실시예로 구성되고, 병행하는 기능이 전도체(60) 상의 부하 모멘트를 완화시키는 것인 이송 트랙(65)은 돔의 피치 라인과 평행하고, 로터(10)로부터 전도체(60)를 통해서 돔 프레임에 추력 부하를 전달한다.

전도체(60)가 트랙(65)를 통해서 통과하는 경사 트래버스 공간은, 돔(92)의 피치 직경을 반영하고, 상기 돔 상에 상측 가장자리에서 고정된 벌크헤드 벽(66) 내측의 마주보는 표면에 의해서 경계지워지며, 상기 벽은, 돔의 원호를 따라서 전방 및 후방으로 연장되고, 이송 트랙 유닛(65)이 부착되는 종방향 벌크헤드(67)에 일체된다. 하측 가장자리를 상측 가장자리까지 확장하고, 종방향 벌크헤드(67)의 수평 가장자리에 대각방향으로 정렬하는 수직 벽(66)의 외측 대향 표면상에 벌크헤드 버트레스(68)가 있고, 각각은 볼 유닛(65)에 대향해서 위치되고, 이송 트랙(65)을 강화하고 안정화시킨다. 전도체(60)에 전달되는 진동 가진의 큰 크기는 종방향의 벌크헤드(67)를 통해서 터릿(90) 골조에 전달되며, 벌크헤드(67)에서, 로터(10)로부터 전도되는 상기 가진이 유닛(65)의 상측 볼로 주로 분로되고, 기어로부터(40) 전도되는 상기 가진은 유닛(65)의 하측 볼로 주로 분로되어, 전체 가진 부하는 다음으로 벌크헤드(67)를 따라서 변환되고, 터닛(90) 댐핑 시스템에 의해서 관리된다("방위각 제어 메커니즘" 섹션 참조).

롤러와 같은, 그러나 한정되지 않는, 볼 대신의 다른 이송 유닛이 전도체(60) 전달을 위해서 이용될 수 있다. 다른 변형으로서, 롤링 요소가 적합하게 전도체(60) 내에 구성될 수 있어, 상기 전도체가 가이드되는 트랙을 따라서 구를 수 있다. 또한, 전도체와 경사 트랙 사이의 미끄럼 접촉 관계가 고려된다. 여기서 기본적인 전제는 전도체와 트랙 사이 모드의 관성 고정이다.

일 실시예에서, 경사 거동은 모터(70; 도 12 및 13 참조)에 의해서 전동되며, 모터(70)는 랙(71) 및 피니언(72) 작동 시스템을 전동한다. 경사 트래버스를 따라서 놓여있는 랙(71)은 수직 벌크헤드 벽(66)의 내면에, 특히 이송 트랙(65)에 인접하는 상기 벽이 형성되고, 레지(ledge)가 상기 경사 트래버스의 길이를 따라 연장되는 인접 직각 레지(73) 상에 부착된다.

일 옵션에서, 모터(70)는, 작동될 때, 토크가 피니언(72)에 생성되도록 전도체(60)의 상단 폼(62)의 후방 위치에 고정되며, 피니언(72)은 후속하여 곡선적으로 구성된 랙(71) 상하로 추진되며, 전도체(60), 마스트(20), 및 로터(10)를 트래버스를 따라서 위치시키고, 동시에 슬리브(50)를 아래에서 들러올린다. 이 구성에서, 피니언(72)은, 전도체(60)가 이송 트랙(65)에 대해서 고정되는 동일한 압축력에 의해서 랙(71)과 맞물려 고정된다. 경사 모멘트 실행, 추력 부하 흡수, 및 진동 재배향의 변수들이 단일의 상호작용 기계적 시스템에 의해서 관리되는 이 구조 배열체는 도버의 일 실시예이다.

모터(70)는 부하의 신속하고, 정확한 증강식 점 대 점 제어(incremental point-to-point control)가 가능하다. 특히, 모터(70)는 주어진 부하를 이동시키고, 특정된 위치에 이를 멈추고, 후속하는 동작 명령이 개시될 때까지 이것을 거기에 유지하는 것이 요구된다. 모터(70)는, 기어(40) 사이의 안정된 래시를 유지하기 위한 수단으로서, 혹시 있을 수 있는 불규칙한 명령에 대해 부드럽고, 균일한 모멘트 반응을 실행할 수 있는 레이트 댐핑 반응 시스템(rate damping response system)으로 결합될 수도 있다. 하나의 옵션은 고성능 영구 자석, 낮은 고정자 인덕턴스 및 낮은 회전자 관성을 갖고, 레이트 및 각도 위치 정보을 조정실에 전달하는 속도 제어 피드백 시스템과 결합되는 직류 모터이다. 여기서, 선형의 기계적 액츄에이터도 경사를 구동하는 메커니즘으로서 고려된다.

전력 및 데이타 전송은, 힌지(51)를 따라서 마스트 제어 슬리브(50)의 길이를 지나 터릿 바닥(91) 상에 위치되는 회로 졍션에 연장되며, 다른 터릿(90) 구조체 내의 동력을 공급받는 시스템에 연결되는 케이블(74)를 통해서 전달되고, 상기 졍션은 바닥(91)을 통과해서 항공기 동체 내부(미도시)에 접근된다.

일 실시예에서, 환경적 오염으로부터 터릿(90)의 내부를 보호하기 위해서, 경사 트래버스 슬라이드(80)가 트래버스 개구를 밀봉하도록 채택될 수 있다(도 14). 중심 점에서 전도체(60)에 고정적으로 부착된 슬라이드(80)는, 중심 점으로부터 반대방향의 8분원을 형성하고, 벌크헤드(67)의 곡선적 프로파일을 따라서 연장되고 이를 반영하는 스트립으로서 구성된다. 이 디자인은 트래버스가 경사 거동 전체를 통해서 커버될 수 있으며, 슬라이드가 이 특정 실시예에서 전도체(60)와 함께 이동될 때, 0°의 경사에서 트래버스는 슬라이드(80)의 전방 원호에 의해서 커버되고, 45° 경사에서 트래버스는 슬라이드(80)의 후방 원호에 의해서 커버된다.

탄성중합체(81)는, 트래버스의 상측 둘레의 외형을 정의하는 벌크헤드(67)의 특별히 형성된 돌출된 릿지(82)에 랩어라운드 접촉(wraparound abutment)으로 부착되고, 항공기 외측 스킨(83)의 부착은 탄성중합체를 제자리에 고정하는 역할을 한다(도 15). 따라서, 슬라이딩 시일이, 릿지(82)에 대항해서 전단하는 슬라이드(80)에 의한 탄성중합체(81)의 압축에 의해서 형성되고, 슬라이드 트랙(84)은 슬라이드에 대해서 상측으로 압력을 작용하도록 위치된다.

벌크헤드(67)를 따라서 슬라이드(80)의 경로 전체 길이를 횡단하는 트랙(84)은, 트래버스의 길이를 따라서 탄성중합체(81)에 대해 적절한 압력이 유지되도록, 그리고 탄성중합체의 교체 또는 검사의 용이성을 위해서, 특히 트래버스의 영역에서 수직 벌크헤드 벽(66)에 조절가능하게 부착될 수 있다. 일 실시예에서, 트랙(84)은, 트랙(84)이 슬라이드(80)에 대해서 압축력으로 설정되도록 세장형 스크루 홀(85)에 의해서 벽(66) 안으로 나사결합될 수도 있다. 환경적 시일로서 기능과 함께, 슬라이드(80)는, 특히 릿지(82)에서 벌크헤드(67)에 대한 프레스로서의 할당된 기능을 수행할 수 있어, 로터(10)로부터의 추력 하중을 경사 트래버스를 따라서 단일화된 추력 벡터를 형성하도록 롤링 압력 용량으로 전달하는 전도체(60)/이송 트랙(65) 유닛과 함께 경사 트래버스를 따라서 로터(10)로부터의 추력 하중을 전달하는 전단 압력 용량(shearing pressure capacity)으로 기능한다. 마스트(20)와 슬라이드(80) 사이의 인터페이스는, 일 실시예에서, 밀봉식 슬리브 베어링(86)에 의해서 밀페될 수 있다.

방위각 제어 메커니즘: 일 실시예에서, 마스트(20)의 기어(40) 상에 부과되는 방위각 각력(azimuthal angular force)은, 평판형 바닥(91)과 균일하게 결합된 쉘(shell) 같은 반구형 돔(92)으로 구성된 구조체를 갖는 터릿(90)의 회전 작용에 의해서 달성되며, 2 개의 폼은 내측 강성 부재의 포함에 의해 비틀림 및 굽힘 하중에 견디도록 일체로 구성되고, 강화된 쉘, 반모노코크(semimonocoque), 또는 모노코크 구성일 수도 있다. 도버의 주요한 하우징 구성요소로서, 터릿(90)은, 모든 측면의 비행 중에, 시스템의 구조적 그리고 기계적 구성요소에 의해서 또는 이들에 부과되는 힘 부하를 견디고 전달하도록, 진동 에너지를 안내하고 소진시키도록, 그리고 항공기 동체를 지지하는 동적 부하를 견디도록 구성된다. 도버의 실시예는 터릿(90)에 기하학적 형상 및 재료 구성에 기초한 스트레스 소진을 위한 효율적인 능력과 높은 강성의 폼을 제공한다. 하나의 옵션은, 동시에 내측 작동 메터니즘을 지지하면서 외측 쉘을 규정하는 뼈대 골조로 시작하는 것이다.

도 16에서, 하나의 가능한 상호연결식 디자인은, 측방향 벌크헤드(93)가 경사 메커니즘의 피벗 지점을 전술된 바와 같이 지지하고, 따라서 결합된 기계적 작동 및 지지 구조체를 제공하는 한편, 종방향 벌크헤드(67)가 경사 파워 메커니즘과 어떻게 서로 연결되어 있는지 보여준다. 이 구성에 따르면, 모든 내측(즉, 토크 및 추력 로딩, 기어(40) 가진) 및 외측(즉, 로터(10) 상의 공기역학적 하중, 관성력(G)) 하중이 프레임의 격자 안으로 이동되고, 여기서 약화될 수 있다. 추가적인 구조적 요소가 대각방향 벌크헤드(94)의 형태로 결합될 수 있으며, 이는 벌크헤드(67 및 93), 벌크헤드 연장 지지체(95)의 십자 구성 사이에서 방사되는, 고인장 하중 저항성이고, 결과적인 벌크헤드 상부구조체가 터릿 돔(92) 지지체로부터 터릿 바닥(91) 지지체로 전이되고, 상기 지지체들이, 동체와 인터페이스되는 평판형 링(96)의 외측 가장자리에 고정적으로 연결되는 곳으로부터 연장된다. 돔(92)의 지지 구조체, 바닥(91), 및 구조체 둘레의 추가적인 지지체(95a)의 원주방향 간격 사이에서 하중 스트레스를 전달하는 수평방향 벌크헤드(97)는 돔(92)이 바닥(91)과 접하는 라인을 따라서 원주방향으로 연장된다.

특히 굴곡 축선으로 여겨질 수도 있는 경사 트래버스의 인접 영역에서 모드들 간의 인장 및 압축 하중 모멘트의 연결을 위한 돔(92)과 바닥(91) 사이의 격자간 링크를 형성하는 대각선 또는 수직 양끝 끼우기 빔(98; encastre beam), 및 스킨이 구조적 효율을 위한 주요 하중-전달 부재일 수 있는 다중셀 및/또는 샌드위치 구성을 갖는 이중-구성일 수 있는 스킨 지지체를 위한 세로대 및 스트링거와 같은 부차적인 곡선 배열 구조체의 추가(미도시)와 같은 다른 지지 구조체가 터릿(90)의 골조 내에 포함될 수 있다. 이러한 기체(hull)-지지 구성은, 특히 우수한 흡수 성질을 갖는 중합체 및 유기 재로와 함께 포함될 때 우수한 진동 감쇄 특성을 제공할 수 있다. 특히 구동축(30)의 인근에서, 골조에 일체화된 보조적인 질량 댐퍼도 옵션이다.

유한-요소 분석 방법은 터릿(90)과 같은 복잡하고 연속적인 구조체의 역학을 설명하는 적절한 기술이다. 연장 지지체(95 및 95a) 및 링(96)을 둘러싸는 구조체를 구성하는 원형 밴드 구성은, 터릿 베이스가 지지되는 항공기 동체 기초 링(100)에 대해서 터릿을 적절하게 지지하고 작동시키는 터릿 베이스(99)로서 기능하며, 평판형 링(96)은 형태가 기초 링(100)을 반영한다(도 17).

베이스(99)가 포함되는 터릿(90)은 강체를 구성하고, 작동 비틀림 및 관성 하중은 기체 구조체에 의해서 그 강도 및 강성 때문에 저항된다. 터릿(90)을 항공기 동체와 연결하는 구조체는 2 개의 연결된 몸체에 하중 및 구동 부재들에 의해서 생성되는 힘들에 지탱하고 반동하는 힘을 작용한다. 따라서, 동일한 표준 강성은, 터릿(90)이 장착되는 항공기 동체 기초 내에서 계속된다. 터릿(90)과 동체 사이의 임의의 기계적 연결 배열체는 3 차원 비행 패러다임에서 2 개의 구성적 요소 사이에서 작용되는 인장, 압축 및 비틀림 하중의 패러미터 내에서 견디고 기능하는 것이 요구된다.

도버의 일 실시예에서, 복동식 스러스트 볼 베어링 구성의 기계적 연결 배열체가 도 18에 제공된다. 터릿(90)과 동체 사이에서 궁극적으로 대부분의 하중력을 전달하는 요소(102)가 롤링하는 레이스웨이 그루브(101)는 링(96 및 100)의 접하는 2 개의 평판형 표면을 따라서 원주방향으로 채널을 형성한다. 하나의 옵션은, 쇽 하중을 흡수하고, 레이스웨이의 브리넬링(brinelling)을 방지하고, 압쇄 하중(crushing load)을 견딜 수 있는 군용 탱크 터릿에 이용되는 것과 유사한 폴리카보네이트 구름 요소의 사용이다. 또한, 금속 및 세라믹 요소가 옵션이다.

볼 또는 롤러 타입일 수도 있는 구름 요소(102)는, 균일한 간격을 보장하고, 구름 요소의 상호 접촉을 방지하는 케이지(103) 내에서 안내된다. 케이지(103)의 외측 가장자리는, 하나의 가능한 실시예에서, 길이를 따라서 가황처리된 탄성중합체 또는 펠트(104; felt) 띠를 삽입함으로써, 윤활제 시일로서 기능할 수 있어, 레이스웨이 그루브(101)로부터 윤활제의 누출을 방지할 수 있다.

또한, 터릿 링(96)의 상측면은 탈착가능한 링(105)의 구성인 미러링 구조체에 의해서 접촉되며, 레이스웨이 그루브(101), 구름 요소(102), 및 케이지(103)의 복사된 보완물을 갖는, 터릿 링에 대향하는 링(105)의 기능은 기초 링(100)의 기능과 결합된다. 장착 및 제거 목적을 위해서, 탈착가능한 링(105)은 별개의 연결된 부분들로 구성될 수 있다. 이동식 터릿 링(96)은, 구름 요소(102)와 함께 고정된 상태로 유지되며, 3개의 링 구조체 사이의 동적 전이 연결을 제공하는 기초 링(100)과 탈착가능한 링(105) 사이에 샌드위치된다.

비행 거동 중 관성력(G)은 항공기 기체 내 별개의 구조체들 사이에 분리성의 상대적 운동력을 부가한다. 일 실시예에서, 링(96, 100 및 105) 사이의 적절한 동력학적 연결은, 케이지(103)가 압력 작용 구조체로서 기능하는 링 접촉면 사이에서 적절한 구름 압력을 유지하는 한편 링 유닛의 구성된 일체성을 유지하는 압축력으로 정의되는 최적의 압축력으로 탈착가능한 링(105)과 기초 링(100) 상에 최적의 압축력을 작용하고 유지하는 클램핑 네트워크에 의해서 안정화될 수 있다.

도 19에서, 이 관계가, 링의 기계적 연결의 내측 원주방향 길이를 따라서 분포되고, 하나의 가능한 디자인에서, 항공기 동체의 수직 프레임의 구조적 요소(107)에 포함되고 일치되는 클램핑 장치(106)로 도시된다. 각각의 장치(106)의 클램핑 작동은 수동적으로 설정되고 그리고/또는 유압식으로 또는 전기적으로 전동되는 상호작용식 클램핑 액츄에이터(106)의 네트워크 안으로 결합되고, AFCS에 의해서 제어될 수 있다. AFCS 제어의 경우에, 비행중 관성 하중 압력 변동에 의한 링 유닛의 어떠한 어크로스-부재(across-member)의 탄성 변형이 클램프(106) 내의 포텐셔미터와 같은 동작 센서(미도시)에 의해서 검출되고, 링 유닛의 물리적 일체성 및 작동 효율을 보전하여 더 빠른 선회 속도를 허여하는, 부여된 반응식의 한시적인 압축력 증가에 의해서 즉시 보상될 수 있다. 슬리브(50)/전도체(60) 선형 벡터에서 기원하고, 터릿(90) 골조를 통해서 전달되는, 양력에서 기원되는 가속 하중 및 관련 응력은 링 유닛 결합부에서 궁극적으로 표현된다.

도버의 이 실시예에서, 압력 조절 터릿 링 유닛은 비행 중 주요한 항공기 지지 구조체 및 터릿 회전 중앙부의 이중 기능을 행한다. 터릿(90)의 회전 작동은 내측 기어 조립체에 대한 스퍼 또는 트래버스 기어의 토크에 의해서 달성되며, 터릿에 대한 비틀림력으로 이어진다. 터릿 트래버스 기술은 오랫 동안 설치되고 개발된 종래기술이며, 도버에 적용가능하고, 이들의 열거는 본 출원의 범위를 넘어간다.

경사 제어 모터(70)와 유사한 방식으로, 방위각 제어 모터도 레이트와 위치 데이타를 콕핏 제어 시스템에 전달한다. 실질적으로 비제한적인 전원을 고려하면, 터릿(90)은 연속되고, 비억제된 360 회전 영역를 통해서 작동하는 자유도를 가질 수 있다. 정적 구조체로부터 회전 구조체로 그리고 역으로 전원, 및 명령과 반응 데이타가 전달될 수 있는 전자기계식 시스템에서 이용될 수 있는 슬립 링 또는 회전 전기 인터페이스 기술 및 유사한 시스템이 도버에 적용가능하다. 이러한 터릿 트래버스 및 이동식 전원 전달을 위한 구조적 짖체는 동체를 바라보는 터릿 바닥(91)에 매우 인접하게 위치되는 동체 프레임 구조체(107)의 적절한 플랫폼 기초 연장에 의해서 제공될 수 있으며, 터릿(90) 및 프레임 구조체(107)를 가교하는 터릿 트래버스 및 전자기식 구성요소 부품의 결합이 실시될 수 있다.

기어 윤활 하우징: 종래 기술의 고속 정밀 기어 기술은 일반적으로 작동 기어의 적합한 안전성을 위한 기어박스 하우징 조립체의 강성을 요구한다. 부족한 강성은, 주기적인 로딩 및 언로딩 변화 중에 치형 프로파일 상에서 접촉 패턴을 이동시키는 활성 진동의 가능성을 일정하게 증가시킨다. 본 출원을 통해서 진동 및 기어의 오정렬를 완하시키는 방법 및 메커니즘이 명확하게 되는 한편, 마스트(20)의 경사 운동이 보호 하우징의 운동-수용 능력을 필요로하기 때문에, 이 작동적 한계는 도버에 적용가능하지 않다. 도버에서 구체화된 회전 롤링 피벗 및 측방향 스위블 운동을 포함하는 기어의 슬라이딩 작용은 적절할 윤활로 완전히 수용될 수 있다. 특별화된 기어(40)를 위한 임계적 특정 유체탄성역학 필름 두께 및 극한의 압력 첨가제를 갖는 신규한 윤활제 조성물이 요구될 수도 있다.

도 20 및 21에서, 기어(40)를 위한 운동 적응형(motion-adapted) 윤활 구성요소는 터릿(90)(미도시)의 내부에 위치되고 항공기 상에서 공통적으로 이용되는 표준 전기 오일 펌프에 의한 상기 하우징 안으로 분사되는 윤활제의 증기를 유지하고 기어를 포위하는, 간략화되고 일반화된 하우징(110)의 형태로 도시된다. 일 실시예에서, 윤활 하우징(110)은 터릿 돔(92)의 경사 트래버스를 반영하는 커브진 구성을 갖는 전방부를 수용하는 터릿 바닥(91) 상에 장착되는 용기로서 구성된다. 마스트(20)와 축(30)은 용기 내의 윤활제를 밀봉하는 축 레디알 시일(111)에 의해 하우징(110)으로 이들의 접촉 외곽에서 포위된다. 하우징(110) 내에서 마스트(20)의 곡선 움직임은 "경사 제어 메커니즘" 섹션에서 설명된 경사 트래버스 슬라이드(80)와 유사한 메커니즘에 의해서 수용될 수 있어, 마스트(20)는 하우징의 성형식 상측 표면 내에 설정된 유밀 탄성중합체 시일(113)을 따라서 마스트의 트래버스 원호 위에서 이동하는 하우징 슬라이드(112)에 장착된다. 플랜지가 슬라이드(112)의 하면에 부착된 장착식 베어링 유닛(114)은 마스트(20)에 대해서 조절되어 유밀한 시일을 유지하기에 적합한 압력을 슬라이드에 대해서 작용할 수 있다. 슬라이드(112)의 하면은, 주목적이, 어떠한 방사방향 및 축방향 변위를 한정하거나 제거하는 수단으로서 슬라이드(112) 및 부착된 마스트(20) 하측 단부가 이동하는 정확하고, 밀착되게 결합하는 샌드위치식 원호 경로를 규정하는 것인 조절가능한 슬라이드 트랙(115)에 대해서 진행할 수 있다. 이 구성에 따르면, 견고하게 구성된 하우징(110)은 로터(10)로부터의 추력 부하에 대한 저항을 포함한 마스트(20)의 전체적 안전성에 기여할 수 있다.

다른 옵션은 하우징 슬라이드 장치 대신 압력 적응형 유밀 축 부트일 수 있다. 일 실시예에서, 분사 또는 안개 부품(116)은 하우징(110)의 후방측에 부착되고, 윤활제가 배치된 내부 안으로 기어(40)의 맞물링 영역 상에 직접적으로 분사한다. 윤활제가 하우징(110)의 바닥 공동 안에 누적되면, 필터식 사이펀 노즐(117)은 흡입 작용용을 통해서 하우징으로부터, 하우징 안으로 분사되고, 다음으로 오일 펌프 시스템(도시 안됨)을 구성하는 윤활제 리저버로 복귀되는 동일한 비율로 윤활제를 제거한다. 기어(40)의 마찰적 마모는 자석 입자 검사, 및 제거가능한 후방 내부 접근 해치(119)에 의한 내부 접근를 통해서 하우징(110)의 고이개(sump) 영역(118) 안에 퇴적되는 금속 조각들의 검사에 의해서 모니터링될 수 있다.

소거된 기어-가열 윤활제는, 부품(116)를 통해서 작동하는 기어(40) 구성요소에 복귀되기 전에 오일 펌프 시스템에 의해서 냉각된다. 또한, 하우징(110)은 더욱 효과적인 방열을 위해서 핀이 형성된 구성을 가질 수 있다. 비록 여기서 설명되는 전체적 윤활 시스템은 하우징(110) 외부의 개별 유닛의 조립체로 구성되나, 하우징(110)에 내장된 유닛들의 배열도 고려될 수 있으며, 이 경우에 하우징의 후방 부분은 상기 유닛을 포위하여 자체-수용식 시스템을 형성하기에 필요한 정도로 연장되고 확장될 수도 있다.

여기서의 주된 의도는 표준 항공기 안개 윤활 시스템을 갖는 움직임-적응형 윤활 하우징의 기능을 설명하는 것이다. 터릿(90) 내부와 주위 환경 사이의 열 교환은 터릿 구조체(도시 안됨)에 내장된 환기구 및 블로워 팬에 의해서 달성될 수 있다. 또한, 다른 HVAC 시스템은 옵션이다. 돔(92)(미도시)의 후방 부분에 일체화된 해치를 통해서 터릿(90)의 내부에 접근할 수 있다.

변형예: 기어전동장치는 본 출원에서 제공되는 구면 스플라인-치형 기어(40)에 반영된 바와 같이 균일한 운동으로 회전 축들 사이에서 파워 및 운동의 전달을 위한 효과적이고 신뢰성 있는 메커니즘이다. 대안적인 힘의 이동 방법이, 또한 피동축이 가변 각도(variable angle)를 통해서 균일한 운동으로 힘을 전달하도록 하는 종래 기술의 등속(CV) 조인트의 형태로 여기서 고려된다. 일반적으로, CV 조인트는, 공중 운반체에 대한 재앙적 결과로 이어질 수 있는 안정성 및 마모의 시각 검사를 위한 일반적인 항공 규정의 적용을 배제할 수 있는 내측 작동 구성요소를 갖는 밀봉된 유닛이다. 여기서 제공되는 바람직한 실시예 대신 임의의 다른 시스템을 이용하는 것은 도버의 목적 및 이용에 내포된 전체적인 주제 및 방법의 적용을 취소하지 않는다.

도버의 실시예는 본 출원를 통해서 제공되는 설명적인 45°의 경사 범위보다 더 작고 더 큰 경사 각도 범위뿐만 아니라 다중-로터 항공기도 포함한다. 또한, 여기서, 도버의 요소들은 고정익 항공기, 무인 항공기, 및 워터크래프트 프로펠러 기술에 적용될 수 있다는 점 및 이러한 전이는, 역방향 추력 벡터를 포함하는 푸시-추력 방법론을 포함하여 도버의 범위 내에 있다는 점이 선언된다.

독특한 성능 특성: 혁신적인 도버 디자인의 실시는, 본 출원의 범위를 넘을 수 있는, 예비적인 유한 요소 모델링, 필드 테스트, 및 신규한 비행 규정 및 절차의 형성을 반드시 요구한다. 그러나, 어떤 눈에 띠는 내재적인 도버 컨셉의 능력에 대한 고려는 보장된다. 헬리콥터는, 동체의 무게 중심 위에서 고정적으로 부착된 마스트를 가로질러 측방향으로 지향되는 로터 방향성 제어 소스(즉, 블레이드 피치)를 갖는 동적 진자로서 간주될 수 있으며, 즉 거동 시 또는 대기 변동에 의해 영향을 받아 공기역학적 반응으로 이어질 때 종종 종방향 롤로 명확한 항공기의 내재적 동역학적 불안전성을 부여하는 배열체이다. 무게 중심 변수는, 균형을 잃은 비이클 동역학을 보상하는 팁 경로 평면(tip path plane)에서 반응 운동을 위한 한정된 위도(latitude) 때문에 가장 중요한 관심사이다. 반면, 도버의 실시예에 따르면, 로터 지향 제어 소스 기원 지점(즉, 기어 (40) 맞물림)은 동체의 무게 중심으로부터 선형적으로 돌출되고, 이에 상대적으로 매우 근접하게 있으며, 즉 더욱 안정된 작동 역학을 허여하는 배열체이다. 또한, 로터에 의한 동체 질량에 대한 자유 관절을 고려하면, 선회 (slew) 작용 또는 운동은, 종방향 축선 둘레의 임의의 롤을 최소화하면서 동체가 턴(turn) 둘레로 접선방향으로 회전하도록 하여 감소된 뱅크(bank) 각으로 이어지는 비행 동역학 내에서 성립된다.

또한, 돌풍 또는 강한 지속 풍에 의해서 항공기가 불안정할 때 제어는 단순히 비행 중 풍력을 향해서 로터 벡터를 지향시킴으로서 유지될 수 있다. 이와 같이, 도버는 부여된 강제 공기 운동과 관성 질양의 추진력(thrust-force) 벡터 모멘트의 정렬에 의해 나류 영향을 향상시킬 수 있는 공기역학적 클러치로서 간주될 수도 있다. 도버에 내재된 더 큰 운동 보상 범위는 에러에 대한 더 큰 범위 및 향상된 안전성을 허여한다.

도버는, 특히 가변 표면 랜딩 플랫폼 (VARSLAP) 기어 (미국 특허 출원 공개 번호 2012-0298796-A1)을 장착할 때, 경사진 랜딩을 위한 증가된 활용성 및 안전성 마진을 또한 제공할 수 있다. 구체적으로, VARSLAP은, 도버가 경사진 지형 및 관련된 장애물과의 프랍 접촉(prop contact)의 위험을 감속시키면서 수평과 수직의 무게 중심을 유지함으로써 경사 아래로의 동역학적 롤오버의 내재적 위험을 크게 감소시킬 수 있다. 예를 들어, 헬리콥터에서 측방향 경사 랜딩을 실행할 때, 수용된 절차는 로터 팁 경로 평면을 약간 위로 경사지도록 또는 랜딩 기어에 잠기도록하기 위해서 언덕 안으로 가리키게 하는 것이 필요하다. 오르막 스키드(skid)의 접촉 시, 다음으로 파워(집합적으로 제어되는)가 비이클이 정착하도록 감소된다. 아래로 경사진 스키드가 내려가면, 팁 경로 평면은 언덕측으로 편향되도록 유지되어 불균형의 무게 중심의 결과로서 헬리콥터가 경사 아래로 미끄러지거나 구르는 경향을 보상한다. 전형적으로, 헬리콥터는 완만한 기울기의 경사에 안전하게 착륙하는 것만이 가능하고, 언제나 위험이 있다.

도 22에서, 도버 및 VARSLAP 장착식 헬리콥터를 이용하는 대안적인 경사 랜딩이 도시된다. 도 22의 A에서, 비행사는 경사가 안전 랜딩 파라미터 내에 있다는 것을 확인했다. 도 22의 B에서, 비행사는 VARSLAP 기어를 연장하고, 파워 또는 엔진 rpm을 감소시키고, 어떠한 위로 경상진 장애물과의 프롭 접촉을 피하기 위해서 언덕으로부터 먼 쪽으로 또는 경사 아래로 로터를 기울인다. 비록 블레이드 세트에 수직하는 추력 벡터가 경사 때문에 생성되나, 엔진 rpm의 보상적 감소는 사실상의 수직 하강으로 이어질 수 있다. 도 22의 C에서, VARSLAP 기어는 지형의 경사와 일치하고 헬리콥터는 중력적 수평으로 정착된다.

전술된 설명은 도버 시스템의 실시를 위한 작은 수의 실시예이며, 범위를 한정하고자한 의도된 것이 아니다. 다음 청구항은 더 큰 특징으로 개시되는 도버 시스템의 많은 실시예를 제공한다.

Claims (20)

1. (a) 로터;
   (b) 상기 로터에 토크를 제공하는, 이동식 토크를 가하기 위한 메커니즘;
   (c) 상기 로터를 경사지게 하도록 구성된 경사 메커니즘;
   (d) 상기 이동식 토크를 가하기 위한 메커니즘으로부터 상기 로터에 상기 경사 메커니즘에 의해서 설정된 복수의 경사 위치에서 토크를 제공하도록 구성되고, 상기 이동식 토크를 가하기 위한 메커니즘과 통신하는 방위각 회전 메커니즘을 포함하는, 직접 배향 벡터 로터(DOVER).
2. 청구항 1에 있어서,
   상기 이동식 토크를 가하기 위한 메커니즘은 축을 구동하고, 상기 축은 관절식 강성 마스트인, 직접 배향 벡터 로터.
3. 청구항 1에 있어서,
   상기 관절식 강성 마스트에 대해 이동식 토크를 가하는 것은, 구조적 그리고 기능적 파워 전이 모드를 포함하는 구동축 조립체에 의해서 조절되는, 직접 배향 벡터 로터.
4. 청구항 3에 있어서,
   상기 경사 메커니즘은 제 1 위치와 제 2 위치를 갖고, 상기 제 1 위치는 상기 직접 배향 벡터 로터가 장착된 항공기에 대해서 0°의 수직 위치이고, 상기 제 2 위치는 상기 직접 배향 벡터 로터가 장착된 상기 항공기에 대해서 경사진 위치인, 직접 배향 벡터 로터.
5. 청구항 4에 있어서,
   상기 경사 메커니즘은 제 2 회전축과 관계하여 제 1 회전축의 운동을 제어하는, 직접 배향 벡터 로터.
6. 청구항 4에 있어서,
   마스트 제어 슬리브는 상기 관절식 강성 마스트를 안내하는(channel) 힌지식으로 부착된 관형 구조체인, 직접 배향 벡터 로터.
7. 청구항 4에 있어서,
   상기 경사 메커니즘은 상기 관절식 강성 마스트를 경사를 통해서 지향시키는 쓰러스트 및 진동 전도체를 포함하는, 직접 배향 벡터 로터.
8. 청구항 7에 있어서,
   인라인(inline) 운동 경로를 제공하는 이송 트랙은 상기 경사 메커니즘에 의해서 제공되는 경사 트래버스(traverse)를 안내하는, 직접 배향 벡터 로터.
9. 청구항 8에 있어서,
   상기 쓰러스트 및 진동 전도체와 상기 이송 트랙은 인터페이스하고, 압축력에 의해서 접촉이 유지되는, 직접 배향 벡터 로터.
10. 청구항 5에 있어서,
    회전 터릿은 상기 제 1 축의 운동을 상기 제 2 축에 관계해서 제어하는, 직접 배향 벡터 로터.
11. 청구항 10에 있어서,
    상기 회전 터릿은 상기 회전 터릿이 항공기의 동체와 인터페이스하는 터릿/동체 링 유닛 인터페이스를 따라서 방위각 둘레로 이동하고, 상기 터릿/동체 링 유닛 인터페이스는 구름 요소 쓰러스트 베어링의 방식으로 구성되는, 직접 배향 벡터 로터.
12. 청구항 11에 있어서,
    상기 터릿/동체 링 유닛 인터페이스는 압축력 안정화 시스템을 이용하는, 직접 배향 벡터 로터.
13. (a) 원점(point of origin)에서 토크를 생성하고;
    (b) 쓰러스트 벡터를 따라서 상기 토크를 지향시키고;
    (c) 경사/방위 좌표 변화를 통해서 쓰러스트의 벡터 발산 필드를 생성하는, 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트를 달성하는 방법.
14. 청구항 13에 있어서,
    원점 토크는 가변 각도 드라이버 형판(variable angle driver template)에 의해서 생성되는, 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트를 달성하는 방법.
15. 청구항 13에 있어서,
    이동식 제어 구조체는 토크 벡터를 지향시키는, 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트를 달성하는 방법.
16. 청구항 15에 있어서,
    상기 토크 벡터는 로터 헤드로 이동되는, 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트를 달성하는 방법.
17. 청구항 15에 있어서,
    경사 메커니즘은 경사 좌표를 로터로 이동시키는, 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트를 달성하는 방법.
18. 청구항 15에 있어서,
    방위 회전 메커니즘은 방위 좌표를 상기 로터로 이동시키고, 상기 토크를 상기 쓰러스트 벡터를 따라서 지향시키는, 원점 벡터 발산 로터 쓰러스트를 달성하는 방법.
19. 제 1 구면 스플라인 치형 기어;
    상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어와 인터페이스하는 제 2 구면 스플라인 치형 기어를 포함하고,
    상기 맞물림된 조림체(meshed assembly)의 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어의 위치는 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 위치에 대해서 회전식으로 조작되며,
    상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어는 상기 제 2 구형 스플라인 치형 기어의 면 상에서 운동의 곡면 자유도를 나타내고,
    상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어와의 횡축(transverse axis)에 수직한 벡터로 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어에 대해서 가해지는 곡선적 힘은 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어가 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 상기 면의 종방향 상하로 피벗-롤(pivot-roll)하도록 하고, 동시적 운동이 로터에 가해지며,
    상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어와의 횡축에 평행한 벡터로 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어에 대해서 가해지는 곡선적 힘은 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어가 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 상기 면 상에서 측방향 전후로 스위블(swivel)하도록 하고, 동시적 운동이 로터에 가해지며, 그리고
    상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어에 관하여 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어에 가해지는 상기 동시적 그리고 합산된 수직 및 평행 벡터 힘은 상기 제 1 구면 스플라인 치형 기어가 상기 제 2 구면 스플라인 치형 기어의 상기 면 상에서 대각선 방향으로 이동하도록 하고, 동시적 운동이 상기 로터에 가해지는, 이동식 토크를 가하기 위한 도버용 기어 조립체.
20. 청구항 19에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 구면 스플라인 치형 기어는 폐쇄된 운동 적응형 윤활 하우징 내에 포위되고, 상기 윤활 하우징에 의해서 유지되며,
    상기 윤활 하우징은 상기 기어 조립체의 경사 및 방위 운동을 수용하는, 이동식 토크를 가하기 위한 도버용 기어 조립체.

Images