헬리콥터 기어박스 마운트용 능동 소음 제어시스템

헬리콥터 기어박스 마운트용 능동 소음 제어시스템{ACTIVE NOISE CONTROL SYSTEM FOR A HELICOPTER GEARBOX MOUNT}

내부의 가청 소음은 헬리콥터 운행에 가장 큰 문제가 된다. 운행중인 헬리콥터에는, 주 회전익(main rotor) 조립체, 메인 기어박스(main gearbox), 엔진, 미부 회전익(tail rotor) 조립체, 유압 시스템, 공기역학적인 힘 등과 같은 여러가지 가청 소음 발생 진동원(振動源)이 있으나, 메인 기어박스로 부터 발생하는 고주파의 구조물 고유(structure-borne) 진동이 내부 즉, 콕핏(cockpit) 및/또는 캐빈 내의 가청 소음에 가장 큰 영향을 미친다.

시코스키 에어크래프트 코오포레이션 S-92 ^TM 헬리콥터(S-92 ^TM 는 시코스키 에어크래프트 코오포레이션사의 상표명이다)에서, 메인 기어박스는 3 단계의 기어비 감속을 포함하는데: 그 3 단계는 입출력 베벨(bevel) 기어를 포함하는 각 엔진 출력용의 제 1 단계와, 메인 베벨 기어를 구동하는 2 개의 구동 베벨 피니언을 포함하는 제 2 단계와, 태양(sun) 기어와 상호작용하는 제 1 유성 피니언, 고정된 링(ring) 기어와 상호작용하는 다수의 제 2 유성 피니언를 포함하는 적층된 복합 유성 기어 트레인(train)으로 구성되는 마지막 단계로 이루어진다(S-92 헬리콥터의 메인 기어박스의 작동에 관한 상세한 설명은, 키쉬(Kish)에게 허여되고 유나이티드 테크놀로지스 코오포레이션(United Technologies Corporation)에 양도된 ″헬리콥터용의 개선된 파워트레인을 위한 적층된 복합 � ��성기어 트레인″이라는 명칭의 미합중국 특허 제 5,472,386 호에 상세히 기재되어 있다).

메인 기어박스로 부터 발생하는 고주파 진동은 메인 기어박스 지지 부재를 통해 헬리콥터 에어프레임(airfraim) 구조물로 전달되고, 많은 에어프레임 구조물의 고유 모드(natural mode)진동 반응을 유발한다. 이러한 진동 반응은 콕핏의 음향 진동 고유 모드를 자극하고 및/또는 캐빈 음량을 크게하며, 헬리콥터 콕핏 및/또는 캐빈내의 가청 소음을 바람직하지 못하게 크게 한다.

통상적인 작동중에, S-92 헬리콥터의 콕핏 및/또는 캐빈의 주된 가청 소음 크기는, 적층된 복합 유성 기어 트레인내의 제 2 유성 피니언과 고정된 링 기어 사이의 기어 맞물림으로부터 발생하는 고주파 진동이 주로 원인이 된다. 도 1 에 도시한 바와 같이, S-92 헬리콥터의 메인 기어박스의 제 1 및 제 2 감속단계에 의해 발생하는 진동과, 제 1 유성 피니언 및 태양 기어 사이의 기어 맞물림에 의해 발생하는 진동은 초고주파 영역(2, 4A, 4B ; 1000 Hz 이상)에서 발생하고, 제 2 유성 피니언과 고정된 링 기어 사이의 기어 맞물림으로부터 발생하는 가청 소음(100% Nr 에서 약 687.7 Hz 의 기본 주파수(6)로 발생하고, 90% Nr 에서 약 618.9 Hz 와 105% Nr 에서 약 722.1 Hz 사이에서 변화한다)에 비해 상대적으로 작은 가청 소음을 캐빈 및/또는 콕핏내에 발생시킨다. 특히, 제 2 유성 피니언과 고정된 링 기어 사이의 기어 맞물림으로부터 발생하는 고주파 진동은, 대화를 방해하는 정도의 소음을 캐빈 및/또는 콕핏내에 발생시켜, 바람직하지 못하게 된다.

일반적으로, 콕핏 및/또는 캐빈 내부를 수동적으로 방음처리하는 방식으로는 그러한 가청 소음을 효과적으로 감소시킬 수 없다. 음향 판넬이나 브랭킷 (blanket)과 같은 수동적인 방법은 초고주파 유도 가청 소음에는 부분적으로 효과적일 수 있으나, 300 내지 1000 Hz의 유도 가청 소음에 대해서는 상대적으로 효과적이질 못하다. 또한, 음향 판넬이나 브랭킷의 사용에의해 발생하는 중량적인 불이익은 헬리콥터의 성능에 부정적인 영향을 미친다.

다른 수동적인 방법은 메인 회전익 조립체/메인 기어박스와 에어프레임 구조물 사이의 경계면에 진동 차단부를 사용하는 것을 포함한다. 그러한 진동 차단부는 고유의 연성(軟性)으로 인해 가청 소음을 발생시키는 고주파 진동의 일부만을 전달한다. 그러나, 이러한 진동 차단부는 헬리콥터의 주 하중 경로(load pass) 사이에 배치되어야 하고, 정상(steady) 비행 하중에서의 기어박스 편향은 고속의 엔진-동력전달부 구동 축을 편향시킬 수 있고, 그러한 구동축 편향은 역으로 축의 신뢰성에 영향을 미치고 비행 제어 시스템의 비정상적인 통제를 유발한다.

욜키(Yoerkie) 등에게 허여되고 유나이티드 테크놀로지스 코오포레이션에게 양도된 ″헬리콥터의 능동 소음 제어시스템″이라는 명칭의 미합중국 특허 제 5,310,137 호(이하 ″137 특허″라 한다)에는, 기어박스로부터 발생하는 하나 또는 그 이상의 고주파 진동을 기어박스/에어프레임 경계면에서 효과적으로 상쇄시켜 헬리콥터의 내부 소음 크기를 현저히 감소시키는 헬리콥터용 능동 소음 제어시스템이 개시되어 있다. 그 능동 소음 제거시스템은 필요한 엑츄에이터(actuator)의 수를 최소화하는데 적합하도록 설계되었으며, 시스템 엑츄에이터의 작동시에 발생하는 컨테미네이션 포스(contamination forces)를 최소화하는데 적합하도록 설계되었다. 그 능동 소음 제거시스템은, 하나 또는 그 이상의 고주파 진동에 대해 강성 본체로서 기능하도록 역학적으로 강화된 개량 동력전달 비임과, 그 개량된 동력전달 비임과 조합하여 배치되는 다수의 엑츄에이터와, 그 개량된 동력전달 비임과 조합하여 동일직선상에 배치되고 각 엑츄에이터와 이격되어 기능적으로 상호 관련된 다수의 센서와, 기능적으로 상호 관련된 각 센서와 엑츄에이터를 각각 연결하는 콘트롤러를 포함한다.

137 특허에 개시된 능동 소음 제어시스템의 단점은, 엑츄에이터 및 센서를 동력전달 비임에 위치시킴으로서 센서 위치에서 고주파 진동을 부분적으로 상쇄시킬 수 있지만, 기어박스/에어프레임의 경계면과 이격된 센서 및 엑츄에이터의 위치에 의해 그 기어박스/에어프레임의 경계면과 센서 사이의 공간을 통해 헬리콥터의 에어프레임으로 고주파 진동이 ″누출″될 수 있다는 것이다. 따라서, 상쇄된 고주파 진동을 나타내는 자료를 센서가 콘트롤러로 다시 보내지만, 바람직하지 못한 가청 소음이 캐빈내에서 발생할 가능성이 여전히 존재한다.

본 발명은 소음 제어 시스템에 관한 것으로서, 특히 헬리콥터 캐빈(cabin)의 바람직하지 못한 가청(可聽 : acoustic)소음을 최소화하기 위한 헬리콥터 동력전달 마운트(mount)용의 능동적인(active) 소음 제어 시스템에 관한 것이다.

도 1 은 시코스키 에어크래프트 코오포레이션의 S-92 헬리콥터에 의해 발생하는 진동의 주파수 스펙트럼(spectrum)을 도시한 그래프.

도 2 는 본 발명의 특징을 구체화한 능동적인 소음 제어시스템을 구비한 헬리콥터의 개략도.

도 2a 는 도 2 의 능동 소음 제어시스템의 다른 실시예를 구비한 헬리콥터의 개략도.

도 3 은 도 2 의 능동 소음 제어시스템의 구성요소를 나타내는 S-92 헬리콥터 메인 기어박스의 사시도.

도 4 는 도 3 의 메인 기어박스를 부분적으로 절개하여 도시한 평면도.

도 5 는 도 3 의 메인 기어박스를, 시각적으로 명확하게 하기 위해 능동 소음 제어시스템의 구성요소를 제거한 상태로, 부분적으로 절개하여 도시한 평면도.

도 6 은 도 2 의 능동 소음 제어시스템의 구성요소의 일 실시예를 도시한 것으로서, 도 3 의 메인 기어박스를 부분적으로 절개하여 도시한 평면도.

도 7 은 도 2 의 능동 소음 제어시스템의 구성요소의 또 다른 실시예를 도시한 것으로서, 도 3 의 메인 기어박스를 부분적으로 절개하여 도시한 평면도.

따라서, 본 발명의 목적은 헬리콥터의 캐빈내에서 바람직하지 못한 가청 소음을 효과적으로 최소화시킬 수 있는 헬리콥터용의 능동적인 소음 제어시스템을 제공하는 것이다.

이러한 목적 및 다른 목적은, 본 발명에 따라, 기어박스로 부터 전달되는 고주파 구조물 진동에 의해 발생하는 바람직하지 못한 가청 소음을 캐빈 구조물에의해 형성되는 캐빈내에서 효과적으로 최소화시킬 수 있는 헬리콥터용의 능동적인 소음 제어시스템에 의해 달성되며, 그 기어박스는 다수의 구조물 경계면에서 기어박스를 캐빈 구조물에 구조적으로 결합시키는 다수의 부착 각부(脚部)를 포함한다.

능동적인 소음 제어시스템은, 캐빈과 적절히 조화되게 배치되어 그 캐빈내의 바람직하지 못한 가청 소음을 탐지하는 센서 보조시스템(subsystem)과, 다수의 부착 각부중 하나 이상과 적절히 조화되게 배치되는 엑츄에이터 보조시스템과, 센서 보조시스템과 엑츄에이터 보조시스템을 기능적으로 상호 연결하는 콘트롤러를 포함하며, 상기 콘트롤러는 센서 보조시스템으로 부터 입력을 받고 그 입력값에 반응하여 엑츄에이터 보조시스템에 명령신호를 전달하여, 고주파 진동과 상호작용하여 캐빈내의 바람직하지 못한 가청 소음을 최소화하는 하나 이상의 초고주파 상쇄(counter)-진동을 발생시킨다.

이하의 상세한 설명에 의해, 당업자는 본 발명의 다른 목적 및 이점들을 분명히 인식할 수 있을 것이며, 그 상세한 설명에서는, 본 발명을 실시하기 위한 최적의 모드를 설명함으로서, 본 발명의 바람직한 실시예를 개시하고 설명한다. 본 발명의 범주내에서 여러가지 개량을 할 수 있다는 것을 알 수 있을 것이다. 따라서, 도면과 상세한 설명은 본래 발명을 설명하기 위한 것이지 한정하기 위한 것은 아니다.

도면에 관해 설명하면, 몇몇 도면에서 유사 참조부호는 일치하는 또는 유사한 구성요소를 나타내며, 도 2 는 시코스키 에어크래프트 코오포레이션의 S-92 ^TM (S-92 ^TM 는 시코스키 에어크래프트 코오포레이션사의 상표명이다) 헬리콥터(10)의 개략도로서, 그 헬리콥터(10)는 본 발명의 특징을 구현하여 헬리콥터(10)의 캐빈(14)내의 바람직하지 못한 가청 소음을 최소화하는 능동 소음 제어시스템(12)을 포함한다. 본 명세서에서, 캐빈(14)은 헬리콥터(10)의 콕핏(15) 및 다른 내부 구성부품(도시안함)을 포함한다.

도 3 은 헬리콥터(10)의 메인 기어박스(16)를 도시한다. 당업계에 알려진 바와 같이, 메인 기어박스(16)는 터빈 엔진(도시안함)을 헬리콥터(10)의 주회전익 구동축(11) 및 미부 회전익 구동축(도시안함)에 역학적으로 연결하고, 터빈 엔진으로 부터의 토르크를 각 구동축에 전달하는 기능을 한다. 메인 기어박스(16)는 그 메인 기어박스를 다수의 메인 기어박스 지지부재(20)에 고정하는 다수의 부착 각부(18)를 포함하고, 그러한 메인 기어박스의 고정에 의해 고정위치에 다수의 구조물 경계면(22)이 형성된다. 도 2 및 도 3 에 관해 설명하면, 다수의 메인 기어박스 지지부재(20)는 다시 캐빈(14)을 형성하는 캐빈 구조물(24)에 구조적으로 연결된다.

능동 소음 제어시스템(12)은 캐빈(14)과 적절히 조합되어 배치된 센서 보조시스템(26)과, 구조물 경계면(22)에 인접하여 배치된 엑츄에이터 보조시스템(28)과, 센서 보조시스템(26)을 엑츄에이터 보조시스템(28)에 기능적으로 연결하는 콘트롤러(30)를 포함한다.

전술한 실시예에서, 센서 보조시스템(26)은 캐빈(14)내에 배치된 다수의 통상적인 마이크로폰(32)을 포함한다. 마이크로폰(32)의 갯수 및 위치는, 캐빈(14)내의 전체 가청 소음을 어느정도 감소시키고자 하는가와, 특정 수의 마이크로폰(32)을 도입하는 것과 관련된 비용과, 선택한 갯수의 마이크로폰(32)에 의해 발생하는 신호를 처리할 수 있는 및/또는 그 신호를 처리하는데 필요한 연산 능력(computing power) 등을 포함한 여러가지 변수에 의해 달라질 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.

다른 실시예에서, 도 2a 에 도시한 바와 같이, 메인 동력전달 기어박스(16)의 부착 각부(18)와 적절히 조화를 이루어 배치된 다수의 통상적인 가속도계 (accelerometer)(50)로 센서 보조시스템(26)을 구성할 수 있다. 도 6 에 도시한 실시예에서, 다수의 가속도계(50)들은 직각 축들을 따라 기능적으로 배치되어, 그 축을 따라 발생하는 진동의 진동 센서 정보를 제공한다. 가속도계들의 갯수 및 그 배치를 상황에 맞게 적절히 조절하여 캐빈(14)으로 고주파 진동이 전달되는 것을 효과적으로 최소화할 수 있다는 것을 알 수 있을 것이다.

또 다른 실시예를 도시한 도 7 에 관해 설명하면, 다수의 엑츄에이터(34)와 적절히 조화를 이루어 배치된 다수의 가속도계(50')로 센서 보조시스템(26)을 구성할 수 있다. 도 6 에 도시한 실시예에서, 다수의 가속도계(50') 각각은 동일 직선상에 서로 이격되어 배치되고 기능적으로 관련된 엑츄에이터(34)와 기능적으로 상호 관련된다.

또 다른 실시예에서, 센서 보조시스템(26)은, 부착 각부(18) 및 다수의 엑츄에이터(34)와 적절히 조화를 이루어 배치된 다수의 가속도계를 포함한다. 또 다른 실시예에서, 센서 보조시스템(26)은, 캐빈(14)내에 배치된 마이크로폰 조합, 및 부착 각부(81), 엑츄에이터(34) 및, 그들의 조합과 적절히 조화를 이루어 배치된 가속도계를 포함한다.

도 2 내지 도 5 에 관해 설명하면, 엑츄에이터 보조시스템(28)의 전술한 실시예는 메인 기어박스(16)의 부착 각부(18)와 적절히 조화되어 배치된 다수의 관성 질량(inertial mass) 엑츄에이터(34)를 포함한다. 각각의 부착 각부(18)는 그 부착 각부로 부터 연장하는 다수의 플랜지(36,37,38)를 포함하고, 그 다수의 플랜지(36,37,38)는 하나 이상의 엑츄에이터(34)를 수납하도록 형성된다. 특히, 도 4 및 도 5 에 도시한 바와 같이, 플랜지(36)는 2 개의 결합면(36a,36b)을 포함하고, 각각의 결합면(36a,36b)은 그 결합면의 평면에 수직이되게 내부에 형성되는 나사 개구(40)를 구비하고, 그 나사 개구(40)는 엑츄에이터(34)를 통해 연장하는 나사 볼트(42)를 수납한다. 플랜지(36)에서, 나사 볼트(42)가 나사 개구(40)에 체결되었을 때 엑츄에이터(34)가 수직축을 따라 정렬되도록 결합면(36a,36b)을 정렬시킨다. 전술한 실시예에서, 플랜지(37)는 하나의 결합면(37a)을 포함하고, 플랜지(38)는 엑츄에이터(34)들이 서로 수직인 축들을 따라 장착되는 결합면 (38a,38b,38c)을 포함한다. 본 실시예의 부가적인 효과는 여러개의 플랜지 (36,37,38)에 장착된 엑츄에이터(34)들이 서로 평행하고 수직인 축들을 따라 정렬된다는 것이다.

다른 실시예에서, 엑츄에이터(34)가 비-평형 및/또는 비-수직 축들을 따라 장착되도록 플랜지(36,37,38)의 각 결합면을 형상화/배향 할 수도 있다.

당업자가 알 수 있는 바와 같이, 플랜지(36,37,38)와 조합된 엑츄에이터(34)의 갯수 및 배치는 각 구조물 경계면(22)에서 발생하는 엑츄에이터(34)의 힘 및/또는 모멘트(즉, 자유도)의 형태(type) 및 방향을 나타낸다. 따라서, 다른 실시예에서, 엑츄에이터(34) 및 플랜지(36,37,38)의 갯수 및 배치는, 특정 용도를 위해 선택한 요구조건에 따라, 상기 실시예와 달라질 수 있다. 전술한 경우에는 관성질량 엑츄에이터(34)를 나사 볼트(42)로 결합면(36a,36b,37a,38a,38b,38c)에 고정하였지만, 다른 실시예에서는, 통상적인 장착기술을 이용하여 상기와 다른 통상적인 엑츄에이터를 구조물 경계면(22)에 근접되게 배치하여, 캐빈(14)내의 바람직하지 못한 가청 소음을 최소화하기 위한 고주파 상쇄-진동을 발생시킨다.

전술한 실시예에서, 콘트롤러(30)는 일반적인 형태로서, 마이크로폰(32)으로 부터 입력 신호를 전달 받고, 콘트롤러(30)의 프로그래밍에 따라 그 입력신호에 대응하는 명령신호를 엑츄에이터(34)에 전달한다. 전술한 실시예에서, 전기 증폭기(31)가 콘트롤러(30)와 엑츄에이터(34) 사이에 배치되어 엑츄에이터(34)에 전달되는 명령신호를 증폭한다.

도 1 및 도 2 와 관련하여, 헬리콥터(10)의 운전 중에, 메인 기어박스(16)는 고주파 진동을 발생시키고, 그 진동은 구조물 경계면(22)을 통해 부착 각부(18)로 부터 다수의 메인 기어박스 지지부재(20)로 전달되고, 다시 그 진동은 메인 기어박스 지지부재(20)로 부터 캐빈 구조물(24)과 캐빈(14)으로 가청 소음으로 전달된다. S-92 헬리콥터(10)용의 전술한 실시예에서, 제 2 유성 피니언(도시안함)과 고정 링 기어(도시안함) 사이의 기어 맞물림부를 발원지로 하여 메인 기어박스(16)에 의해 발생하고 기본 주파수가 100 % Nr 에서 약 687.7 Hz (도 1 에 도면부호 6으로 기재)인 고주파 진동은 캐빈(14)에 전달되었을 때 바람직하지 못한 가청 소음을 발생시킨다. 따라서, 전술한 실시예에서, 능동 소음 제어시스템(12)은 90 % Nr 에서의 약 618.9 Hz 로 부터 105 % Nr 에서의 약 722.1 Hz 까지의 주파수 범위에서 메인 기어박스(16)에 의해 발생하는 고주파 구조물 진동을 최소화하여, 캐빈(14)내에서 상기 주파수들 사이의 주파수를 가지는 가청 소음을 최소화한다. 그러나, 특정 헬리콥터 또는 다른 용도의 작동 특성에 따라, 다른 실시예에서, 능동 소음 제어시스템(12)은 다른 주파수들을 가지는 또는 다른 주파수들의 조합을 가지는 고주파 구조물 진동 및 가청 소음을 최소화시킨다.

도 2 내지 도 5 에 관해 설명하면, 작동시에, 고주파 구조물 진동에 의해 캐빈(14)내에 발생하는 바람직하지 못한 가청 소음은 마이크로폰(32)에 의해 감지되고, 그 마이크로폰(32)은 바람직하지 못한 가청 소음의 주파수 및 크기를 나타내는 신호를 콘트롤러(30)에 전달한다. 콘트롤러(30)는 마이크로폰(32)으로 부터 전달된 신호를 필터링하여 최소화 하기 위한 주파수 또는 주파수들(즉, 바람직하지 못한 가청 소음의 주파수)을 분리한다. 마이크로폰(32)으로 부터 콘트롤러(30)로 신호가 입력되는 것과 동시에, 능동 소음 제어시스템(12)의 기준 위상(phase)을 설정하기 위해, 콘트롤러(30)는 메인 기어박스(16)내의 회전기어(도시안함)와 조합 배치된 타코미터(tachometer)로 부터 입력신호(29)를 받는다. 그 후, 마이크로폰(32) 및 타코미터로부터 입력된 신호와 조합된 통상적인 최소 변화 제어 알고리즘(minimum variance control algorithm)을 이용하여, 콘트롤러(30)는 전기 증폭기(31)를 통해 다수의 엑츄에이터(34) 각각에 명령신호를 전달함으로서, 구조물 경계면(22)에 인접하여 고주파 구조물 상쇄-진동을 발생시킨다. 이러한 고주파 구조물 상쇄-진동의 크기, 주파수, 및 위상은 고주파 구조물 진동과 상호작용하도록 콘트롤러(30)에 의해 최적화되어, 구조물 경계면(22)을 통한 고주파 구조물 진동의 전달이 최소화되고, 그에 따라, 캐빈(14)내의 바람직하지 못한 가청 소음이 최소화된다.

능동 소음 제어시스템(12)의 전술한 실시예는 헬리콥터(10)의 기어박스(16) 및 캐빈(14)과 조합 배치되었지만, 다른 실시예에서, 본 발명은 진동원(예를 들어, 헬리콥터 캐빈 및 미부(tail) 기어박스, 자동차내부, 및 엔진)과 구조적으로 결합된 다른 체적부와 조합 배치 될 수 있다. 또한, 다른 실시예에서, 형성된 체적부는 완전히 폐쇄될 필요가 없으며, 단일 구조물 또는 다중 구조물에 의해 적어도 부분적으로 형성되는 다른 체적부를 포함할 수도 있다.

당업자라면, 본 발명이 전술한 모든 목적을 달성할 수 있다는 것을 알 수 있을 것이다. 전술한 명세서기재로 부터, 당업자들은 여러가지 변형을 할 수 있고, 등가물을 치환할 수 있으며, 이상에서 넓게 기재한 본 발명의 다른 여러가지 태양을 실시할 수 있을 것이다. 따라서, 본 발명의 보호범위는 첨부한 특허청구범위 및 그와 균등한 범위에 의해서만 한정될 것이다.