DE2502004A1 - Rotorblatt fuer gelenklosen rotor - Google Patents
Rotorblatt fuer gelenklosen rotorInfo
- Publication number
- DE2502004A1 DE2502004A1 DE19752502004 DE2502004A DE2502004A1 DE 2502004 A1 DE2502004 A1 DE 2502004A1 DE 19752502004 DE19752502004 DE 19752502004 DE 2502004 A DE2502004 A DE 2502004A DE 2502004 A1 DE2502004 A1 DE 2502004A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- blade
- rotor
- angle
- spar
- main axis
- 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
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/33—Rotors having flexing arms
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/32—Rotors
- B64C27/46—Blades
- B64C27/473—Constructional features
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/02—Formulas of curves
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Toys (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Hydraulic Turbines (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft Rotorblätter mit im wesentlichen hoher
Steifheit in der Rotorblatteberie für einen gelenklosen Hubschrauberrotor
und betrifft insbesondere eine Rotorblattbauweise wobei der Winkel zwischen der aerodynamischen Blattverkleidung und
dem Blattholm dem mittleren Blattexnstellwinkel entspricht zwecks Verminderung des maximalen Holmanstellwinkels.
Die Hubschrauber sind benachteiligt durch den verhältnismässig
komplizierten Aufbau des Rotorkopfes. Gelenkrotorköpfe wurden mit Erfolg verwendet und haben eine wesentliche Entwicklung des Hubschraubers
begünstigt. Die Gelenkrotorköpfe haben einen komplizierten Aufbau für die erforderliche Schwenkbewegung, Schlagbewegung
und Einstellwinkelveränderung, sie sind teuer herzustellen und erfordern eine sorgfältige Wartung. Diese Nachteile wurden zum
Teil durch Anwendung eines elastomerischen Lagers vermieden, welches die Anwendung von gelenklosen Rotoren gestattet dagegen aber
schwer und teuer in der Herstellung ist. Sogar ein gelenkloser Rotor hat seine besonderen Probleme, Zum Beispiel soll die Eigenfrequenz
in der Blattebene verschieden zu der Eigenfrequenz in einer zur Blattebene senkrechten Richtung sein. Falls der Einstellwinkel
verändert wird so ändert ebenfalls die Eigenfrequenz und ein Zusammenfallen der Eigenfrequenzen kann eine Resonanzwirkung
hervorrufen. Entsprechend der Erfindung kann man dies durch Anordnen der aerodynamischen Blattverkleidung in einem Winkel in Bezug
509842/0381
ORIGINAL INSPECTED
auf den .Blattholm vermeiden.
,In der U.S. Patentschrift 2.152.861 ist ein Rotorblatt für einen
Gelenkrotor dargestellt wobei die Hauptachse eines elliptischen Holmes nicht mit der Hauptachse der aerodynamischen Blattverkleidung
zusammenfällt. Der einzige Grund für diesen Aufbau ist in
einer Vereinfachung der Holmherstellung zu sehen, um eine glatte obere Fläche zu erhalten. In den U.S. Patentschriften 2.272.439
und 3.647.317 ist ein Rotorblattaufbau dargestellt wobei die Hauptachse des Holmes anscheinend nicht mit der Hauptachse der aerodynamischen
Blattverkleidung ausgerichtet ist, jedoch enthalten diese beiden Patentschriften keine Zweckangabe für diese Darstellung.
Die Erfindung schafft einen Rotorblattaufbau für Hubschrauber, welcher die unerwünschte Veränderung der Eigenfrequenz im Bereich
des Rotorblatteinstellwinkels für ein Rotorblatt mit hoher Steifheit in der Rotorblattebene vermindert.
Entsprechend der Erfindung wird in dem gelenklosen Rotor ein einteiliger,
querverlaufender Holm verwendet, wie in der Offenlegungsschrift
2.214.262 beschrieben ist. Der Holm hat im wesentlichen einen rechteckigen Querschnitt. Die aerodynamische Blattverkleidung
ist um den Blattholm derart angeordnet, dass der Winkel zwischen der Verkleidung und dem Holm etwa dem mittleren Einstellwinkel
des Rotorblattes entspricht.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen
dargestellt und wird im folgenden ausführlicher beschrieben, es zeigen:
Figur 1 eine graphische Darstellung eines Hubschrauberrotorblattes
mit kleinstem, grösstem und mittleren Einstellwinkel für einen
üblichen Einstellwinkelbereich.
Figur 2 eine graphische Darstellung der Actusen mit maximaler
und minimaler Biegefestigkeit eines üblichen Hubschrauberrotorblattes.
Figur 3 eine graphische Darstellung des Verhältnisses zwischen
der^Eigenfrequenz und der Rotationsfrequenz in Abhängigkeit
des Blatteinstellwinkels für ein typisches Hubschrauberrotorblatt mit verhältnismässig hoher Biegefestigkeit in der Blattebene.
Figur 4 eine Draufsicht eines Hubschrauberrotorblattes entsprechend
ν ' 509842/0381
der Erfindung.
Die Figuren 5 bis 8 Schnittansichten entsprechend den Schnitt- ;
linien nach Figur 4 zur Darstellung der Anordnung der aerodynamischen
Blattverkleidung in Bezug auf den Blattholm. j
Die Grundfrequenz in der Ebene eines Hubschrauberrotorblattes mit verhältnismässig grosser Biegefestigkeit in der Rotorblatt- ·
ebene ändert mit dem Blatteinstellwinkel infolge der Unterschiede der Konstruktionssteifheit und der Zentrifugalsteifheit zwischen
zwei senkrecht aufeinander stehenden Ebenen parallel und senkrecht zur Rotorachse. Der übliche Bereich für die Aenderung des Einstellwinkels
umfasst etwa 30°, wie in Figur 1 dargestellt, und dieser Bereich ist grosser in einer Richtung, so dass der mittlere Blatteinstellwinkel nicht null ist. Entsprechend Figur 1 kann der Ein- .
Stellwinkel des Rotorblattes von -5° bis auf +25° verändert werden
d.h. der mittlere Einstellwinkel beträgt 10°. In bekannten Rotorblättern ist der tragende Blattbauteil mit der aerodynamischen
Verkleidung ausgerichtet, wie in Figur 2 dargestellt ist. Die ;
Achsen mit maximaler und minimaler Biegefestigkeit sind senkrecht bzw. parallel zu dem aerodynamischen Profil und diese Achsen .
machen die gleiche Winkelverstellung mit als die aerodynamische Verkleidung bei Veränderungen des Einstellwinkels. :
Über dem üblichen Bereich für die Veränderung des Einstellwinkels
kann die Eigenfrequenz sich um 0,3 bis 0,4 pro Umdrehung verändern
in Abhängigkeit des gegebenen Blattaufbaues, und eine Aufzeichnung ■ der Frequenz/Blattwinkel-Kurve ist nicht linear, sondern die Fre- ·
quenz nimmt ab bei Zunahme des Blattwinkels. Es stellt sich dementsprechend die Aufgabe ein Rotorblatt zu schaffen, welches über
dem gesamten Bereich für die Veränderung des Einstellwinkels eine Eigenfrequenz hat damit das Blatt in einer "Lücke" zwischen
Vielfachen der Erregerfrequenz bleibt. Desweiteren muss man eine
ausreichende Trennung aufrechterhalten zwischen den beiden Frequenzarten
zwecks Verhinderung einer dynamischen Instabilität. Die Figur 3 zeigt eine graphische Darstellung der Erregerfrequenzen
für Vielfache der Drehzahl in Abhängigkeit des Blattwinkels für ein Rotorblatt mit hoher Steifheit in der Blattebene. Die
gerade, horizontale Linie A stellt die Eigenfrequenz in einer \
zur Blattebene senkrechten Ebene dar. Die Kurve B gilt für bekannte Rotorblätter und es ist ersichtlich, dass bei Zunahme des Rotor-
509842/0381
■blatteinstellwinkels die Grundfrequenz in der Blattebene abnimmt
bei einer zunehmenden Biegung um die Achse mit minimaler Biegefestigkeit.
Falls die Eigenfrequenz und die Erregerfrequenz zusammenfallen erhält man eine Resonanzwirkung und dabei nehmen die
Blattbelastungen zu. Bei einer erwünschten Rotorblattausführung ist der Winkel der Blattverkleidung in Bezug auf den Blattholm
derart ausgewählt, dass die Frequenz von dem minimalen Blattwinkel aus bis zum mittleren Blattwinkel zunimmt und dann wieder bis zum
maximalen Blatteinstellwinkel abnimmt. Dies ist durch die Kurve C in Figur 3 dargestellt.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Figuren 4 bis 8 dargestellt. Die Figur 4 ist eine Draufsicht des Hubschrauberrotors
10, welcher von der Welle 12 angetrieben wird. Der Rotor besteht aus einem einteiligen Holm 14, der sich in beiden Richtungen
von der Antriebswelle erstreckt. Der Holm hat einen im wesentlichen rechteckigen Querschnitt wie in den Figuren 5 bis 8 dargestellt
ist. Der radial aussere Teil eines jeden Holmendes,
siehe Figur 4, hat eine aerodynamische Verkleidung 16, welche das Rotorblatt 18 bildet. Die Kappe 20 schliesst die Verkleidung
an der Rotorblattspitze ab. Ein Horn 22 zur Veränderung des Rotorblatteinstellwinkels
ist am radial inneren Teil des Blattes befestigt,
Der Rotorblattaufbau ist derart ausgewählt, dass der Einstellwinkel
der aerodynamischen Blattverkleidung dem mittleren Blatteinstellwinkel entspricht falls die Hauptholmachse, die in Blattsehnenrichtung verläuft, im wesentlichen in der Rotorebene liegt und dementsprechend
den Einstellwinkel O aufweist. Für das Beispiel nach Figur 1 wäre der Blattwinkel dabei +10°. Für ein ungewundenes Blatt
ist dieser Winkel von 10° überall derselbe längs der Blattspannweite und für ein gewundenes Blatt ist dieser Winkel an einer
Stelle der Blattspannweite gegeben, die um 75% der gesamten Spannweite von der Rotorachse entfernt ist, und der Winkel nimmt in
Radialrichtung nach aussen stetig ab und in Radialrichtung nach
innen stetig zu.
Die Figuren 5 und 8 zeigen Schnittansichten durch das Blatt an den Stellen der Schnittlinien 5-5, 6-6, 7-7 und 8-8 nach. Figur 4.
Diese Figuren zeigen die winkelförmige Anordnung der aerodynamischen Blattverkleidung 16 in Bezug auf den Holm 14. Wie man erkennen
kann, ist die obere und die untere Fläche des Holmes bei
509842/0381
Ir -
und 26 in Figur 6 abgeschrägt, um die Blattverkleidung anbringen
zu können. Ein Füllmaterial 28 ist in dem Raum zwischen dem Holm
14 und der Blatthaut 3O entlang eines Bereiches des Blattholmes
vorgesehen.
509842/0381
Claims (5)
1. Rotorblatt für einen gelenklosen Rotor, dessen Einstellwinkel
v^ijj/einein Bereich zwischen einem minimalen Winkel und einem maximalen
Winkel in Bezug auf die Rotorebene veränderlich ist, wobei das Rotorblatt einen Holm mit einer Hauptachse aufweist sowie
mit einer aerodynamischen Blattverkleidung versehen ist, die den Holm umgibt und ebenfalls eine Hauptachse aufweist, dadurch gekennzeichnet,
dass bei in der Rotorebene liegender Hauptachse des Blattholmes die Hauptachse der Blattverkleidung an wenigstens
einer Stelle der Blattspannweite einen Winkel mit der Rotorebene bzw. der Hauptachse des Blattholines bildet der dem mittleren
Blattexnstellwxnkel entspricht.
2. Rotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel zwischen der Hauptachse der aerodynamischen Blattverkleidung
(16) und der Hauptachse des Blattholmes (14) entlang der gesamten
Blattspannweite dem mittleren Blattexnstellwxnkel entspricht«
3. Rotorblatt nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass
der Holm (14) einen im wesentlichen rechteckigen Querschnitt aufweist.
4. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet,
dass die obere und die untere Fläche des Blattholmes (14)
abgeschrägt sind zur Anbringung der aerodynamischen Blattverkleidung
(16).
5. Rotorblatt nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet,
dass das Rotorblatt verhältnisntässig steif in seiner Ebene
und verhältnismässig biegsam in einer zur Rotorblattebene senkrechten
Ebene ist.
509842/0381
Leerseite
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US458926A US3874820A (en) | 1974-04-08 | 1974-04-08 | Hingeless in-plane rotor blade design |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2502004A1 true DE2502004A1 (de) | 1975-10-16 |
DE2502004C2 DE2502004C2 (de) | 1984-05-10 |
Family
ID=23822654
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2502004A Expired DE2502004C2 (de) | 1974-04-08 | 1975-01-20 | Rotorblatt für einen gelenklosen Rotor |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3874820A (de) |
JP (1) | JPS5828160B2 (de) |
BR (1) | BR7501444A (de) |
CA (1) | CA1013332A (de) |
DE (1) | DE2502004C2 (de) |
FR (1) | FR2266632B1 (de) |
GB (1) | GB1485683A (de) |
IL (1) | IL46508A (de) |
IT (1) | IT1034426B (de) |
Families Citing this family (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3999886A (en) * | 1974-10-10 | 1976-12-28 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Hingeless helicopter rotor with improved stability |
US4037988A (en) * | 1974-11-25 | 1977-07-26 | The Boeing Company | Flexure having pitch flap coupling |
US4008980A (en) * | 1975-06-26 | 1977-02-22 | United Technologies Corporation | Composite helicopter spar and means to alleviate stress concentration |
US4028003A (en) * | 1976-04-12 | 1977-06-07 | United Technologies Corporation | Torsionally compliant helicopter rotor blade with improved stability and performance characteristics |
US4087203A (en) * | 1977-01-07 | 1978-05-02 | United Technologies Corporation | Cross beam rotor |
US4275994A (en) * | 1978-04-03 | 1981-06-30 | Textron, Inc. | Roll formed blade structure |
FR2430354A1 (fr) * | 1978-07-07 | 1980-02-01 | Aerospatiale | Helice multipale a pas variable d'un type simplifie |
US4244677A (en) * | 1978-07-12 | 1981-01-13 | United Technologies Corporation | Cross-beam helicopter rotor with readily replaceable snubber |
US4349316A (en) * | 1979-04-24 | 1982-09-14 | Textron, Inc. | Twist control for helicopter tail rotor pitch change |
US4366387A (en) * | 1979-05-10 | 1982-12-28 | Carter Wind Power | Wind-driven generator apparatus and method of making blade supports _therefor |
US4304694A (en) * | 1979-12-03 | 1981-12-08 | United Technologies Corporation | High damping epoxy resin composite |
US4332525A (en) * | 1979-12-03 | 1982-06-01 | United Technologies Corporation | Matched stiffness rotor flexbeam and blade system |
US4323332A (en) * | 1979-12-21 | 1982-04-06 | United Technologies Corporation | Hingeless helicopter rotor with elastic gimbal hub |
AU666211B2 (en) * | 1992-06-22 | 1996-02-01 | United Technologies Corporation | Toroidal fuselage for unmanned aerial vehicle |
US5320494A (en) * | 1992-12-22 | 1994-06-14 | United Technologies Corporation | Helicopter rotor blade having a replaceable anhedral tip |
US6024325A (en) * | 1997-01-09 | 2000-02-15 | Cartercopters, Llc | Rotor for rotary wing aircraft |
US6659722B2 (en) * | 2001-05-07 | 2003-12-09 | Bell Helicopter Textron, Inc. | Composite rotor blade and method of manufacture |
US8360721B2 (en) * | 2008-01-08 | 2013-01-29 | The Boeing Company | Low maintenance stiff in plane gimbaled rotor head |
US10442531B2 (en) | 2015-08-18 | 2019-10-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor damping |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2152861A (en) * | 1934-05-16 | 1939-04-04 | Autogiro Co Of America | Blade construction for aircraft sustaining rotors |
US2272439A (en) * | 1939-12-16 | 1942-02-10 | Autogiro Co Of America | Aircraft sustaining rotor blade |
US3647317A (en) * | 1970-03-19 | 1972-03-07 | Fluor Prod Co Inc | Fiberglass fan assembly |
DE2214262A1 (de) * | 1971-04-08 | 1972-10-19 | United Aircraft Corp., East Hartford, Conn. (V-StA.) | Drehflügelanordnung |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2111975A (en) * | 1935-12-19 | 1938-03-22 | Autogiro Co Of America | Rotative-winged aircraft |
US3232349A (en) * | 1964-12-02 | 1966-02-01 | Enstrom Corp | Rotor system utilizing centrifugal deflection of non-radial blades |
US3310117A (en) * | 1966-04-08 | 1967-03-21 | Parsons Corp | Helicopter spar having integral mass and stiffness control provisions |
US3494424A (en) * | 1967-12-11 | 1970-02-10 | Autogiro Co Of America | Aircraft sustaining rotor system and rotor blade therefor |
US3484174A (en) * | 1968-04-08 | 1969-12-16 | Kaman Corp | Rotary wing system |
GB1214858A (en) * | 1968-05-20 | 1970-12-09 | Westland Aircraft Ltd | Improvements in or relating to the construction of rotor blades for rotary wing aircraft |
US3813186A (en) * | 1972-10-10 | 1974-05-28 | Textron Inc | Rotor blade shear reinforcement |
-
1974
- 1974-04-08 US US458926A patent/US3874820A/en not_active Expired - Lifetime
-
1975
- 1975-01-20 DE DE2502004A patent/DE2502004C2/de not_active Expired
- 1975-01-24 CA CA218,603A patent/CA1013332A/en not_active Expired
- 1975-01-26 IL IL46508A patent/IL46508A/en unknown
- 1975-01-27 GB GB3476/75A patent/GB1485683A/en not_active Expired
- 1975-01-29 FR FR7502701A patent/FR2266632B1/fr not_active Expired
- 1975-03-12 BR BR1444/75A patent/BR7501444A/pt unknown
- 1975-03-20 IT IT21450/75A patent/IT1034426B/it active
- 1975-04-07 JP JP50042148A patent/JPS5828160B2/ja not_active Expired
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2152861A (en) * | 1934-05-16 | 1939-04-04 | Autogiro Co Of America | Blade construction for aircraft sustaining rotors |
US2272439A (en) * | 1939-12-16 | 1942-02-10 | Autogiro Co Of America | Aircraft sustaining rotor blade |
US3647317A (en) * | 1970-03-19 | 1972-03-07 | Fluor Prod Co Inc | Fiberglass fan assembly |
DE2214262A1 (de) * | 1971-04-08 | 1972-10-19 | United Aircraft Corp., East Hartford, Conn. (V-StA.) | Drehflügelanordnung |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT1034426B (it) | 1979-09-10 |
JPS5828160B2 (ja) | 1983-06-14 |
JPS50154999A (de) | 1975-12-13 |
GB1485683A (en) | 1977-09-14 |
FR2266632B1 (de) | 1978-07-13 |
DE2502004C2 (de) | 1984-05-10 |
BR7501444A (pt) | 1976-11-30 |
FR2266632A1 (de) | 1975-10-31 |
IL46508A0 (en) | 1975-06-25 |
CA1013332A (en) | 1977-07-05 |
IL46508A (en) | 1977-07-31 |
AU7750775A (en) | 1976-07-22 |
US3874820A (en) | 1975-04-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2502004A1 (de) | Rotorblatt fuer gelenklosen rotor | |
DE3103710C2 (de) | "Rotor in Schalenbauweise" | |
DE69932237T2 (de) | Mehrachsige luftfahrzeugsteuerung mit einer einheitlichen steuerfläche | |
DE2916040C2 (de) | Tragflügel für ein Luftfahrzeug mit beweglichen Vorflügeln | |
DE2452535C3 (de) | Rotorkopf für Drehflügelflugzeuge mit mindestens zwei einander gegenüberliegend angeordneten Rotorblättern | |
DE3100800A1 (de) | Hubschrauberrotorblatt | |
DE102006032003A1 (de) | Trimmbares Höhenleitwerk | |
DE19931035A1 (de) | Rotor mit gespaltenem Rotorblatt | |
DE2238247A1 (de) | Rotorschaufel fuer schnelle hubschrauber | |
DE2111279A1 (de) | Befestigungsvorrichtung fuer Rotorblaetter von Drehfluegelflugzeugen,insbesondere Hubschraubern | |
DE2541637A1 (de) | Schwanzrotor fuer drehfluegelflugzeuge | |
DE2903524C2 (de) | Schlag- und schwenkgelenkloser Anschluß von Rotorblättern eines Drehflügelflugzeuges | |
DE1456089A1 (de) | Rotormast fuer Hubschrauber | |
DE2919684C3 (de) | Schlag-, schwenk-und blattverstellgelenkloser Rotor | |
DE3716326A1 (de) | Propeller | |
DE2025834A1 (de) | Verbesserungen an den Rotornaben für Luftfahrzeuge mit rotierendem Tragwerk | |
DE19854741C1 (de) | Keilelement mit dreieckigem Querschnitt zur Befestigung an der Unterseite einer Tragfläche eines Flugzeuges | |
DE2733101B2 (de) | Schlag- und schwenkgelenklose Rotorblattlagerung | |
DE3332785C2 (de) | ||
DE3836673C2 (de) | ||
DE3730423A1 (de) | Ruehrvorrichtung | |
DE2150761A1 (de) | Halbsteife Rotoranordnung fuer Drehfluegelflugzeuge | |
DE2461008A1 (de) | Hubschrauber-rotorblatt | |
DE2538304A1 (de) | Halbstarre rotoranordnung fuer drehfluegelflugzeuge | |
DE3104682C2 (de) | Schlag- und schwenkgelenkloser Rotor für Drehflügelflugzeuge |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: UNITED TECHNOLOGIES CORP., 06101 HARTFORD, CONN., |
|
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition |