JPH01312244A - 主として回転翼航空機上の伝動箱の懸架に用いる一体油圧式共振器付き弾性支柱並びにその応用を含む懸架装置 - Google Patents

主として回転翼航空機上の伝動箱の懸架に用いる一体油圧式共振器付き弾性支柱並びにその応用を含む懸架装置

Info

Publication number
JPH01312244A
JPH01312244A JP1075231A JP7523189A JPH01312244A JP H01312244 A JPH01312244 A JP H01312244A JP 1075231 A JP1075231 A JP 1075231A JP 7523189 A JP7523189 A JP 7523189A JP H01312244 A JPH01312244 A JP H01312244A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
hammer
cylindrical
elastic
elastic strut
intermediate position
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP1075231A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2930598B2 (ja
Inventor
Jacques A Aubry
ジャック　アントワーヌ　オーブリー
Michel Deguise
ミッシェル　デギーズ
Victor Y Yana
ビクトール　イブ　ヤナ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Group SAS
Original Assignee
Airbus Group SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Group SAS filed Critical Airbus Group SAS
Publication of JPH01312244A publication Critical patent/JPH01312244A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP2930598B2 publication Critical patent/JP2930598B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F7/00—Vibration-dampers; Shock-absorbers
    • F16F7/10—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect
    • F16F7/104—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect the inertia member being resiliently mounted
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/002—Vibration damping devices mounted between the rotor drive and the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/005—Vibration damping devices using suspended masses

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combined Devices Of Dampers And Springs (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、一体ハンマーばね型の共振器付き弾性支柱に
係わるものであり、これは常にではないが主として航空
機の浮揚回転翼から生じる振動を吸収するために回転翼
付き航空機の胴体構造上にある主伝動装置の棒体懸架装
置に用いられる。
〔従来の技術ならびに本発明の課題〕
このような懸架装置は周知のものであり、塔を形成する
複数の剛性棒集合体からなる結合体を主伝動装置箱と胴
体との間に備えているが、これらそれぞれの剛性棒は、
弾性装置と場合によっては回転翼上部から生じる縦方向
、横方向並びに垂直方向の動的励振を吸収するための付
属共振器とを介して航空機の胴体に連結されている。
フランス国特許第２４５０２００号は、剪断応力とし・
て作用することによって軸方向弾性の特性を導入するエ
ラストマ製弾性ブロックで懸垂装置すなわち塔の剛性要
素を胴体構造に連結する懸架装置を説明している。
ヨーロッパ特許第００１５３７８号は、「液体梃子」の
原理の応用、すなわち低粘度の液体が軸及びばねと連動
するハンマに挺子のように作用する＃１１構を説明して
いる。懸架装置の篤密性を確保する２つの波形金属膜に
よって可変容量の内部に満たされたこの低粘度の液体は
、ばねによって与圧される。かくて液体の圧力変化によ
って軸方向打ちハンマは確実に往渾運動を行なうことに
なるが、液体の圧力変化はもともと前記液体の容器の容
量変化が惹起されこことによるものである。共振器はボ
ールベアリングによって軸方向に誘導される。
この型の共振器は、特に金属膜に間し・て製造費用が嵩
むばかりでなく、金属膜は動作時に大きな動的応力を支
えておりかつ少しでも疲労亀裂が生じれば液体が流出し
て共振器の効果が完全に失われることになるため、この
種の金属膜について高い信頼性を達成するのは困難であ
る。
さらに既知の共振器では、ハンマの大きさを制限するた
めには、挺子の機械装置によろハンマの移動を増幅させ
なければならなかった。こうして達成し・た増幅の最大
比は技術的制約のため約８に限定されている。
従って本発明の目的は、単純な構造であるがゆえに安価
な共振器を組み込み、かつ高い動作信頼性を有する高剛
性の弾性支柱を実現することにある。
本発明のもう一つの目的は、打ちハンマの移動増幅比が
従来よりもかなり高く、従って回転翼付き航空機におい
て特に重要な問題となる重量並びに占有空間の節約が可
能な「液体梃子」型一体油圧式共振器を実現することに
ある。
〔課題を解決するための手段〕
この目的を達成するために本発明がその対象とするのは
、打ちハンマの移動を油圧で増幅する型のハンマーばね
装置付き油圧式共振器を絹み込んだ弾性支柱゛において
、前記ハンマが軸線上の反対方向にある２つのシリンダ
に滑動的に装着された中空の２面ピストンを形成し、前
記２つのシリンダは外部筒状要素内に配置された内部筒
状要素内の低粘度の液体を満たした密閉室にあり、また
前記内部筒状要素は前記外部筒状要素とともにそれぞれ
の端部で前記２つのシリンダの一方が通じろ同一の低粘
度の液体を満たした室を画定しており、かつ前記要素が
軸方向に移動可能で互いに弾性的に中間位置に復帰させ
られろことを特徴とする弾性支柱である。
好適には内部及び外部の前記筒状要素はエラストマ製円
筒状支壁でいつし・よに連結され、前記筒状要素が中間
位置におけろ強い弾性復帰力によって限定された相対的
移動を行なえろようにするとともに、曲刃、前記筒状要
素のそれぞれの端部に配置された室が確実に密閉できろ
ようにする。
本発明のもう一つの特徴によれば、前記シリンダに滑動
的に装着された前記ハンマは、前記室内部の中間位置に
向けて弾性的な外力の作用を受けろ。
〔実施例〕
単なる一例として環１寸された図面を参照しながら以下
の説明を読めば、本発明の実施態様が充分に理解できる
であろう。
第１図に図示されているように、本発明に係わる一体油
圧式共振器付き弾性支柱は、第２筒状要素２の内部に同
軸的に配置された第１筒状要素ｌを備えている。
内部筒状要素１は両方の端部が問いた円筒状でもありう
る胴部３を備え、この胴部の両方の端部は、ねじ５で固
定されかつ軸線上を内部に向かう筒状突出部６をその中
心に備えろ装置４によって閉じられ、その結果２つの筒
状突出部６は一直線に並ぶようになり、またそれぞれの
筒状突出部の長さは互いに等しくかつ筒状突出部の両端
部の間に自由区間が残るように胴部３の長さの半分より
も短くする。
例えばイネルメルのような重い金属で作られたハンマ７
は、軸線状に並びハンマの両端面に反対方向に開いた２
つの盲穴を有する細長い回転立体の形状を有し・、スリ
ップリング８を介して突出部６の周囲に１かな遊びを深
つよう滑動的に装着される。
滑動ハンマ７は装置４とハンマの間に突出部６の周囲に
配置された対抗的に働く２つのコイルばね９を介して中
間位置に渫持されるが、もちろん、ハンマが筒状要素１
に画定された室の中を自由に滑動するためには、ハンマ
の直径は要素ｌの直径より小さくなければならない。さ
らに前記室には低粘度の流体ｌＯが満たされる。
このようにして構成された集合体は、要素１の直径より
幾分大きな直径を有しかつスカートを形成する装置１１
によって完成される。
このスカートは要素ｌの一方の端部に装置４の上になる
ようにかつ装置４同様ねじ５によって固定される。
言うまでもないことであるが、スカート１１の内部空間
は対応する筒状突出部６に通じている。さらにスカート
１１の装置４とは反対の部分には、固定穴１３を備えね
し１４によって固定される覆い１２が備えられている。
すでに指摘したように、筒状要素１によって構成される
集合体は外部筒状要素２の内部に配置されてエラストマ
製円筒状支壁１５で外部筒状要素の一方の端部附近に固
定され、全体の配置は要素１．２の同じ側の端部がほぼ
同一面上にくるようになっており、要素２の端部はスカ
ート１１め覆い１２と類似の覆い１６によって閉じられ
るが、この覆い１６は固定穴１７を備え、筒状突出部６
に通じており、従ってハンマ７と支壁１５によって閉じ
られかつｉα体りの満たされた室を形成する空間１８を
要素１の装置４によって画定するように調整されている
。
要素２の胴体の反対側の端部には、スカーＨ１の一部分
を囲繞しかつ後述するように間接的にスカー）１１の一
部分に連結された釣鐘型部１９を形成する直径の大きな
部分が設けられている。
連結部品２０はスカート１１の内部に配置され、スカー
トの内部形状に対応する外形を有し、横断壁２２によっ
て閉し・られろ周辺壁２１を備えている。
部品２０は一方においてエラストマ製支壁２３によって
スカート１１の内面に固定され、他方においては釣鐘型
部１９及びスカー）１１を貫通するように配置された軸
棒２４と連結部品２０とによって釣鐘型部１９に固定さ
れるが、釣鐘型部１９と部品２０の壁２１の直径方向反
対側に設けられた対応する穴には遊びがなく、スカート
１１の直径方向反対側に設けられた細長い開口部２５に
は遊びがあるようにする。
連結部品２０の横断壁２２は要素ｌの装置４に向き合い
、筒状突出部６に通じ、従ってハンマ７と支壁２３によ
って閉じられかつ室１８を満たす液体と同一の液体りの
満たされた室を形成する空間２６をこの装置４とともに
画定する。
このような配置とエラストマ製の支壁！５及び２３とに
より、要素ｌ及び２は各支壁のエラストマが限定する範
囲内で軸線上を互いに僅かに移動し、この相対運動は一
方では要素ｌの端部が要素２の覆い１６に突き当ること
により、また他方においては軸棒２４が細長い間口部２
５０両端部に突き当ることにより確実に制限される。
穴１３と穴１７との間に加えられた力の作用で要素ｌが
例えは第１図の向かって左側の方に移動する場合、空間
１８が挟まり、液体りは筒状突出部６に送り込まれる。
ハンマ７はピストンを形成しているが、このピストンは
液体の圧力で反対側のばね９の作用に逆らって押し戻さ
れて、突出部６を構成するシリンダ上を滑動し、装ａ４
０面積と突出部６の断面積が異なるために要素ｌ及び２
の相対移動距離よりも大きな距離゛を移動する。
それと同時に、やはりもう一つの突出部６上にあるピス
トンを形成するハンマ７は、室２６の中にある等量のｉ
α体りを移動させろ。
穴１３と穴１７との間に加えられていた力が取り除かれ
ろと、エラストマ製の支壁１５及び２３は要素１及び２
を中間位置に引き戻し、それと同時に圧縮されていたば
ね９がハンマーピストン７を中間位置に押し・返す。
動的作動時には、ハンマ７内の突出部６上にあるスリッ
プリング８は、低粘度の液体の流出が無視できろばかり
でなく対称効果によって一往復毎に相殺されるように調
整される。
逆にこのように液体がＩかに流出する可能性がなければ
、ハンマ７も静的移動を行なうことはできない。
第２図と第３図には本発明に系わろ共振器の好適な応用
例が示されている。
ヘリコプタの主匡動装置箱２７はヘリコプタの胴体２８
に固定され、この主伝動箱にそれ自体は既知のボスを備
えた回転軸２７ａが載り、この箱の底は例えば出願人の
フランス国特許第２４９９５０５号に説明されているよ
うな、それ自体の平面では剛性を有しこの平面に対し・
て垂直方向には可撓な膜によってやはり胴体に固定され
る。
焦点を有するこの装置には、箱の振動点に集まる４本の
棒体２９及び可撓部分を有する半径方向腕部及びこの半
径方向腕部と連動する剛性のこの端部に固定された打ち
ハンマが設けられる。
特に好適には、それぞれの棒体２９は本発明に係わる一
体油圧式共振器付き支柱３０によって構成され、この応
用例においては前記共振器が同時に半径方向腕部と打ち
ハンマとを兼ねる。
支柱３０内の軸方向静的応力によって弾性支壁１５及び
２３は変形するが、ハンマ７内て筒状突出部６に接する
スリップリング８が許容する微量の流出と復元ばね９が
ハンマ７に及ぼす作用とのために、ハンマ７の対応する
静的移動が惹起されることはない。従ってハンマ７の予
期すべき在勤行程は動的行程のみであるため、共振装置
の占有空間を減少できる。
本発明に係わる共振器によって、従来よりも小さな占有
空間で、打ちハンマの運動にっいては通常の構成で獲得
される最大比の２倍に及ぶ大きな増幅比を獲得すること
ができろため、打ちハンマをほぼ増幅比の二乗に反比例
する割合で大幅に縮小することができろ。
さらにこの共振装置は、摩擦を生じ・て余分な減衰の原
因となる気密継手を備えていないため、防振性能が共振
器内部の固有減衰によって低下することは全くない。
最後に、滑動気密継手と摩耗部品が存在し・ないことは
、本発明に系わる装置の高信頼性を保証するものである
。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明に係わる一体油圧式共振器付き弾性支柱
の縦断面図、第２図は本発明に係わる一体共振器付き弾
性支柱をヘリコプタの胴体への伝動箱の固定に応用する
と同時に回転翼から生じろ振動の吸収と減殺の確（呆に
用いる応用例の側面図、第３図は第２図の平面図である
。 ｌ　内部筒状要素　　　　２　外部筒状要素３　胴部　
　　　　　　　　４　閉鎖装置５　ねじ　　　　　　　
　６　筒状突出部７　ハンマ　　　　　　　　８　スリ
ップリング９　ばね　　　　　　　　ＩＯ低粘度の流体
１１　　スカー）　　　　　　　１２．１（３覆い１３
、１７　　穴　　　　　　１４　　ねし１５、２３　１
ラストマ製支壁 １８、２６　　油圧室　　　　　１９　　釣鐘型部２０
　　連結部品　　　　　　２１　　内辺壁２２　　横断
壁　　　　　　　２４　　軸棒２５　　開口部　　　　
　　　２７　　主伝動装置箱２７ａ回転軸　　　　　　
　２８　　ヘリコプタ胴体２９　　棒体 ３〇　　一体油圧式共振器付き弾性支柱Ｌ　液体 特許出願人　　アエロスパシアル　ソシエテ亜・ ＦＩＧ、　３

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）打ちハンマの移動を油圧で増幅する型のハンマー
    ばね装置付き油圧式共振器を組み込んだ弾性支柱におい
    て、この弾性支柱が２つのエラストマ製円筒状支壁（１
    ５）及び（２３）によってそれぞれの端部で気密を保つ
    ように相互に連結された２つの同軸の内部筒状要素（１
    ）及び外部筒状要素（２）によって構成される胴体を備
    え、一方においてこれら２つの筒状要素が軸方向外力の
    作用を受けて中間位置への弾性復元を伴う限定された相
    対移動を行なうことを可能にし、他方において前記筒状
    要素のそれぞれの端部の内側に配置しかつ低粘度の液体
    を満たした２つの油圧室（１８、２６）の気密閉鎖を確
    保するようにし、前記打ちハンマ（７）は中間位置にお
    いて２つの対抗ばね（９）による応力を受けるとともに
    、内部筒状要素（１）の内部に設けられ同一の低粘度液
    体を満たした第３の閉鎖油圧室の中で同軸的に相対する
    ２つの中空シリンダ（６）に滑動的に装着された両面ピ
    ストンを構成し、それぞれの前記シリンダ（６）は筒状
    要素（１）及び（２）のそれぞれの端部に配置された油
    圧室（１８、２６）の一つに通じることを特徴とする弾
    性支柱。
  2. （２）前記シリンダが前記要素（１）の両端部の閉鎖装
    置（４）と連動しかつ前記要素（１）の内部に延在する
    筒状突出部（６）であり、前記ハンマーピストン（７）
    が中間位置において前記ハンマ（７）の両側の前記突出
    部（６）の周囲に配置された２つのばね（９）による応
    力を受けることをことを特徴とする請求項１記載の弾性
    支柱。
  3. （３）それぞれの前記油圧室（１８、２６）が相異なる
    表面を有する端部隔壁を備え、大きな表面を有する方の
    隔壁（１６、２２）は外側にあり、小さな表面を有する
    方の隔壁は二重ピストンを形成する可動ハンマ（７）に
    よって構成されることを特徴とする請求項１または２記
    載の弾性支柱。
  4. （４）それぞれの内部及び外部の前記筒状要素（１、２
    ）が固定並びに軸方向応力導入のための外部手段（１３
    、１７）を備えていることを特徴とする請求項３記載の
    弾性支柱。（５）回転翼付き航空機の胴体構造上の主伝
    動箱用棒体付き懸架装置において、それぞれの棒体が本
    発明に係わる一体ハンマーばね型の共振器付き弾性支柱
    を備えていることを特徴とする棒体付き懸架装置。
JP1075231A 1988-03-30 1989-03-29 弾性支柱およびそれを用いた懸架装置 Expired - Fee Related JP2930598B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8804190A FR2629545B1 (fr) 1988-03-30 1988-03-30 Contre-fiche elastique a resonateur hydro-mecanique integre notamment pour la suspension d'une boite de transmission sur un giravion et dispositif de suspension en comportant application
FR88/04190 1988-03-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH01312244A true JPH01312244A (ja) 1989-12-18
JP2930598B2 JP2930598B2 (ja) 1999-08-03

Family

ID=9364795

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP1075231A Expired - Fee Related JP2930598B2 (ja) 1988-03-30 1989-03-29 弾性支柱およびそれを用いた懸架装置

Country Status (6)

Country Link
US (1) US4974794A (ja)
EP (1) EP0335786B1 (ja)
JP (1) JP2930598B2 (ja)
CA (1) CA1323018C (ja)
DE (1) DE68900560D1 (ja)
FR (1) FR2629545B1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007015681A (ja) * 2005-05-16 2007-01-25 Agusta Spa 改良型振動制御装置を備えたヘリコプタ
JP2007509294A (ja) * 2003-10-20 2007-04-12 ワルトシラ フィンランド オサケユキチュア 振動緩衝器、振動緩衝器の製造方法、及びエンジン振動を減衰させるための減衰装置

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9104190D0 (en) * 1991-02-28 1991-06-12 Westland Helicopters Strut assemblies
FR2674591B1 (fr) * 1991-03-25 1993-06-18 Aerospatiale Dispositif de transmission d'efforts statiques et de filtrage d'excitations vibratoires entre deux pieces.
FR2675558A1 (fr) * 1991-04-22 1992-10-23 Hutchinson Barre elastique de liaison a systeme de controle actif des vibrations.
FR2678032B1 (fr) * 1991-06-18 1993-10-01 Aerospatiale Ste Nationale Indle Dispositif de liaison elastique entre deux pieces, et aeronef a voilure tournante comportant ledit dispositif.
FR2680848B1 (fr) * 1991-08-29 1995-03-17 Aerospatiale Ste Nat Indle Procede et dispositif pour filtrer les excitations vibratoires transmises entre deux pieces, notamment entre le rotor et le fuselage d'un helicoptere.
US5465944A (en) * 1991-12-13 1995-11-14 Oleo International Holdings Limited Buffer
US5257680A (en) * 1991-12-20 1993-11-02 Lord Corporation Surface effect dampers having both hysteresis and a frictional component
FR2689951B1 (fr) * 1992-04-10 1995-08-18 Bertin & Cie Dispositif de liaison mecanique rigide a coupure de frequence.
US5310137A (en) * 1992-04-16 1994-05-10 United Technologies Corporation Helicopter active noise control system
US5392882A (en) * 1993-02-03 1995-02-28 General Motors Corporation Dynamic absorber suspension strut
FR2731405B1 (fr) * 1995-03-10 1997-05-09 Eurocopter France Systeme pour minimiser l'excitation dynamique d'un helicoptere
US5687948A (en) * 1995-09-26 1997-11-18 Lord Corporation Vibration isolation system including a passive tuned vibration absorber
FR2742201B1 (fr) * 1995-12-08 1998-02-06 Eurocopter France Dispositif pour reduire des vibrations sur la structure d'un helicoptere
FR2777860B1 (fr) * 1998-04-23 2000-07-07 Eurocopter France Dispositif simplifie de suspension antivibratoire a batteurs hauts pour helicoptere
GB2339263B (en) * 1998-07-08 2002-07-17 Draftex Ind Ltd Restraining link
FR2787762B1 (fr) * 1998-12-29 2001-03-09 Eurocopter France Dispositif de suspension antivibratoire avec ressort en torsion, pour helicoptere
FR2807810B1 (fr) * 2000-04-12 2002-11-22 Eurocopter France Structure d'amortissement et applications
DE10332637A1 (de) * 2003-07-18 2005-02-03 Andreas Stihl Ag & Co. Kg Antivibrationselement
WO2008060681A2 (en) * 2006-05-06 2008-05-22 Lord Corporation Helicopter reduced vibration isolator axial support strut
KR20090076903A (ko) * 2006-10-12 2009-07-13 벨 헬리콥터 텍스트론 인크. 진동 완화 강성 장착 파일런
FR2928344B1 (fr) * 2008-03-06 2011-01-21 Hutchinson Dispositif d'amortissement et systeme de rotor d'aerodyne l'incorporant
US8091481B1 (en) 2009-05-01 2012-01-10 Floyd Brian A Gas strut separation for staged rocket
US10371313B2 (en) * 2016-02-17 2019-08-06 The Boeing Company Load relief tie rod
US11932380B2 (en) 2017-03-15 2024-03-19 Textron Innovations Inc. Vibration isolation systems for compound helicopters
US20180265186A1 (en) 2017-03-15 2018-09-20 Bell Helicopter Textron Inc. Vibration Isolation Systems for Advancing Blade Concept Rotorcraft

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB539720A (en) * 1940-05-11 1941-09-22 Armstrong Siddeley Motors Ltd Improvements relating to the damping of motor-vehicle suspensions
GB1054896A (ja) * 1964-04-24 1967-01-11
FR2228662B1 (ja) * 1973-05-08 1976-11-12 Aerospatiale
US4236607A (en) * 1979-02-26 1980-12-02 Textron, Inc. Vibration suppression system
FR2499505A1 (fr) * 1981-02-09 1982-08-13 Aerospatiale Dispositif simplifie de suspension antiresonnante pour helicoptere
FR2592696B1 (fr) * 1986-01-09 1989-12-01 Aerospatiale Contre-fiche de rappel elastique a amortissement incorpore, de type hydro-elastique.

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007509294A (ja) * 2003-10-20 2007-04-12 ワルトシラ フィンランド オサケユキチュア 振動緩衝器、振動緩衝器の製造方法、及びエンジン振動を減衰させるための減衰装置
JP2007015681A (ja) * 2005-05-16 2007-01-25 Agusta Spa 改良型振動制御装置を備えたヘリコプタ

Also Published As

Publication number Publication date
FR2629545A1 (fr) 1989-10-06
JP2930598B2 (ja) 1999-08-03
US4974794A (en) 1990-12-04
EP0335786B1 (fr) 1991-12-18
FR2629545B1 (fr) 1993-02-19
EP0335786A1 (fr) 1989-10-04
CA1323018C (fr) 1993-10-12
DE68900560D1 (de) 1992-01-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPH01312244A (ja) 主として回転翼航空機上の伝動箱の懸架に用いる一体油圧式共振器付き弾性支柱並びにその応用を含む懸架装置
KR950002557B1 (ko) 부분한정 슬리이브를 가지는 공기 스프링
KR100476184B1 (ko) 높은 소산력을 지니는 완충기
EP1848899B1 (en) Improved isolator using externally pressurized sealing bellows
JP4053640B2 (ja) 改良された、位置の影響を受けない、キャビテーション作用のない、差動的な、二方向緩衝器
US3958673A (en) Hydraulic shock absorber and base partition structure
EP2368066B1 (en) Apparatus for improved vibration isolation
CA2780953C (en) Apparatus for improved vibration isolation
US8177202B2 (en) Damping device and aircraft rotor system incorporating it
GB2122720A (en) A shock absorber with adjustable orifice
US5568847A (en) Device for providing a rigid mechanical link with frequency cut-off
US8840062B2 (en) Pylon mounting system with vibration isolation
US4697795A (en) Hydraulically damped mounting device
US4535998A (en) Sealing device for hydraulic energy dissipator of the telescopic type
US4365771A (en) Inplane nodalization system
JP3257691B2 (ja) ２つの部材間の静的力の伝達と振動励起を減衰する連結装置
EP0129363B1 (en) Spring
KR20070098962A (ko) 휠-가이딩 공기식 스프링-댐퍼 유닛
EP1203898B1 (en) Fluid and elastomer apparatus with discrete volume compensator and secondary compliance
CN115717640B (zh) 一种飞行器发动机减振装置
IL316409A (en) Hydropneumatic rotary suspension
JPS6258415B2 (ja)
RU220246U1 (ru) Гидравлический амортизатор с демпфирующим буферным устройством хода отбоя
JPS5921317Y2 (ja) 油圧緩衝器
JPH0430443Y2 (ja)

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees