DE2558709B2 - Elastomere Dämpfungseinrichtung - Google Patents
Elastomere DämpfungseinrichtungInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine elastomere Dämpfungseinrichtung für einen unter dynamischer
Verformung schwingungsfähigen Tragflügel eines Luftfahrzeugs, insbesondere ein Hubschrauberrotorblatt,
mit mindestens einer hochfesten Abdeck- und einer viskoelastischen Dämpfungsschicht, die übercinanderliegend
angeordnet und miteinander fest verbunden sind.
Zur Schwingungsdämpfung von ebenen Platten, Stützen oder dgl. ist es bekannt (GB-PS 11 64 468),
derartige Bauteile großflächig mit mehreren, über die
ίο Bauteil-Oberflächen vorspringenden, abwechselnd miteinander
verklebten Metall- und Elastomerschichten zu belegen. Mit höherer Dämpfungswirkung wird durch
diese Dämpfungseinrichtungen zugleich auch die Biegeelastizität des zu dämpfenden Bauteils merklich
reduziert.
Bekannt ist ferner eine elastomere Dämpfungseinrichtung der beanspruchten Art für gelenkig angeschlossene
Hubschrauberrotorblätter (»Elastomeric Dampers«), die ebenfalls aus mehreren Dämpfungsschichten
und zwischen diesen eingeklebten Metallplatten besteht, welche abwechselnd über Gelenkpunkte am
Rotorkopf und am Blattbeschlag verankert sind. Dieser bekannte Dämpfer hat den Nachteil, daß er zwei
definierte Verankerungen mit einer punktförmigen Einleitung der Dämpfungskraft in den schwingungsfähigen
Tragflügel und einen entsprechend hohen Verschleiß an den Verankerungspunkten aufweist, das
äußere Erscheinungsbild des Tragflügels beeinträchtigt, bei beengten Platzverhältnissen schwierig einzubauen
ist und nur eine Schwingungsdämpfung für den Tragflügel als Ganzes gestattet.
Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine elastomere Dämpfungseinrichtung für
Tragflügel, insbesondere Rotorblätter, zu schaffen, die
J5 einen integralen Bestandteil des Tragflügels beliebiger
Geometrie bildet und im wesentlichen ohne Beeinträchtigung des aerodynamischen und aeroelastischen
Verhaltens des Tragflügels für eine hochwirksame Dämpfung in ausgewählten Bereichen des Tragflügels
sorgt.
Zur Lösung dieser Aufgabe ist die Dämpfungseinrichtung der beanspruchten Art erfindungsgemäß gekennzeichnet
durch die Kombination folgender Merkmale:
a) die Abdeck- und Dämpfungsschichten sind auf Oberflächenabschnitten des Tragflügels im Bereich
von dessen dynamischer Verformung unter stufenlosem Übergang der obersten Abdeckschicht in die
Außenkontur des Tragflügels angeordnet,
b) die Abdeckschicht besteht aus Faserverbundwerkstoff,
c) der Faserverbundwerkstoff ist derart aufgebracht, daß er in Richtung der durch die Tragflügelschwingungen
verursachten, zu dämpfenden Kräfte eine hohe Steifigkeit aufweist.
Bei der erfindungsgemäßen Dämpfungseinrichtung sind die Elastomer- und Abdeckschichten im Hinblick
auf eine gezielte, differenzierte Dämpfungswirkung nur in begrenzten Bereichen des Tragflügels, nämlich den
eigentlichen Verformungsbereichen, angeordnet und die Abdeckschichten bestehen aus einem Material mit
einem anisotropen Steifigkeitsverhalten, das in Richtung der zu dämpfenden Kräfte einen hohen, senkrecht
zur Flächenerstreckung der Abdeckschichten und des
f>5 Tragflügels jedoch niedrigen Elastizitätsmodul aufw. l 1St.
wodurch eine unerwünschte Versteifung des Tragflügels und somit Beeinträchtigung seines aeroelastischen
Verhaltens verhindert wird, mit der Besonderheit. daU
2 in den Bereichen, die sich bei Eigenschwingungen des Rotorblatts 2 stark reversibel verformen, integrale
Dämpfungseinrichtungen AA, AB und AC angebracht, von denen sich die Dämpfungseinrichtung AA an der
Blatthinterkante 6 im Bereich der Blattwuniel 8 in der
Nähe des Beschlages 10 für den Blattaiischlußbolzen befindet, während die Dämpfungseinrichtungen AB und
AC jeweils sowohl auf der Blattdruck- als auch -saugseite im Bereich der Blattwurzel 8 bzw. der
0,7fachen Blattlänge angeordnet sind.
Wie die Fi g. 2 bis 5 zeigen, haben die Dämpfungseinrichtungen 4 die Form eines flachen, mehrschichtigen
Belages, der in einer im glasfaserverstärkten Kunststoffmaterial 12 des Rotorblatts 2 ausgebildeten, in
Blattlängsrichtung verlaufenden Kammer 14 sitzt und is dessen Außenkontur mit dem Blattprofil übereinstimmt
Beim nachträglichen Einbau des Dämpfers ist es jedoch auch möglich, auf die Ausbildung der Kammer 14 zu
verdichten und den Belag mit sanften Obergängen an den Rändern unmittelbar auf die Außenfläche des
Rotorblattes 2 aufzubringen.
Gemäß F i g. 2 besteht die Dämpfungseinrichtung aus einer Dämpfungsschicht 16, die flächig mit dem Boden
der Kammer 14 verklebt ist und aus einem viskoelastischen Material, z. B. Polyurethan, besteht. Auf der
Außenseite der Dämpfungsschicht 16 befindet sich eine damit flächig verklebte, in Blattlängsrichtung hochsteife
Abdeckschicht 18, die aus Gründen einer leichten Anpassung auch an kompliziertere Raumformen aus
einem Faserverbundwerkstoff, vorzugsweise aus Kohlefaserkunststoff, besteht. Bei Schwingungen des Rotorblatts
2 wird die viskoelastische Dämpfungsschicht 16 aufgrund ihrer Verklebung einerseits mit dem sich
verformenden Rotorblatt 2 und andererseits mit der in Richtung der im Rotorblatt 2 entstehenden Normalspannungen
hochfesten Abdeckschicht 18 schubverformt und sorgt aufgrund ihrer hohen inneren Reibung
für eine starke Schwingungsdämpfung.
Um vor allem bei größeren Axiallängen der Dämpfungseinrichtung 4 eine unerwünschte Versteifung
des Rotorblatts 2 durch die Abdeckschicht 18 zu verhindern, ist diese in regelmäßigen Abständen von
senkrecht zur Schwingungsebene des Rotorblatts 2 verlaufenden Einschnitten 20 durchsetzt
Die Dämpfungseinrichtung 4 gemäß Fig.3 besteht
aus zwei Abdeckschichten 18a und 18b, zwischen die eine viskoelastische Dämpfungsschicht 16 eingeklebt ist.
Die äußere Abdeckschicht 18a ist ebenfalls wieder an das Außenprofil des Rotorblatts 2 angepaßt während
die innere Abdeckschicht 18b verschiebbar auf dem Boden der Kammer 14 aufliegt Die Abdeckschichten
18a und 186 sind jeweils an entgegengesetzten Enden mit Randverstärkungen 22a bzw. 22b versehen, die
formschlüssig in entsprechende Aussparungen ZAa bzw. 24b im glasfaserverstärkten Kunststoffmaterial 12 des
Rotorbiatts 2 eingreifen. Bei Eigenschwingungen des Rotorblatts 2 in Richtung der Zeichenebene verschieben
sich die Abdeckschichten 18a und 18b in Blattlängsrichtung relativ zueinander, wodurch die
dazwischenliegende, viskoelastische Dämpfungsschicht 16 ebenfalls wieder schubverformt wird und aufgrund
ihrer Dämpfungswirkung für ein rasches Abklingen der Rotorblattschwingung sorgt.
F i g. 4 zeigt einen dem Ausfühlungsbeispiel gemäß
! 1 g. 3 ähnlichen Dämpfer 4. bei dem jedoch die äußeren
und inneren Abdeckschichten 18cund 18r/an entgegengesetzten
Knden nicht formschlüssig, sondern mit Hilfe von spiinnbandanigcn Klemeiacn 26 reibschlüssig am
sich die Dämpfungs- und vor allem die Abdeckschichten
ohne Schwierigkeiten formgleich an das Tragflügelprofil anpassen lassen und die oberste Abdeckschicht
stufenlos an die Außenkontur des Tragflügels anschließt so daß auch das aerodynamische Verhalten des
Tragflügels nahezu ungestört erhalten bleibt
Wegen seiner in Faserrichtung sehr hohen Steifigkeit
bei zugleich guter Verformbarkeit im ungehärteten Zustand wird Kohlenfaserkunststoff als Material für die
Abdeckschicht bevorzugt
Im Hinblick auf eine möglichst flache Bauweise der Dämpfungseinrichtung ist die Dämpfungsschicht
zweckmäßigerweise unter flächiger Verklebung unmittelbar und ohne Zwischenschaltung einer Abdeckschicht
auf die Außenfläche des Tragflügels aufgebracht
Als viskoelastische Dämpfungswerkstoffe, die eine hohe dynamische und thermische Festigkeit konstante
physikalische Eigenschaften über große Temperaturbereiche und ein hohes elastisches Verhalten aufweisen,
eignet sich Polyurethan, das wegen seiner günstigen Verklebe- und Verarbeitungsfähigkeit mit Vorzug
verwendet wird.
Um möglichst große Schubverformungen der Dämpfungsschicht und somit einen hohen Dämpfungsgrad zu
erzielen, empfiehlt es sich, die Abdeckschicht am Ende verschiebefest mit dem Tragflügel zu verbinden.
In besonders bevorzugter Weise ist ferner vor allem bei einer gröberen Flächenerstreckung der Abdeck- und
Dämpfungsschichten die Abdeckschicht von senkrecht zur Schwingungsebene des Tragflügels verlaufenden
Einschnitten durchsetzt, wodurch die Versteifungswirkung der Dämpfungseinrichtung weiter reduziert wird.
Um die Dämpfungseinrichtung ohne jegliche Störung der Außenkontur des Tragflügels integral mit diesem
verbinden zu können, ist der Tragflügel zweckmäßigerweise mit einer Kammer zur Aufnahme der Dämpfungsund
Abdeckschichten versehen.
Falls die Dämpfungseinrichtung mehrere, abwechselnd übereinanderliegende Abdeck- und Dämpfungsschichten aufweist, sind zur Erhöhung der Dämpfungswirkung zweckmäßigerweise aufeinanderfolgende Abdeckschichten
jeweils an entgegengesetzten Enden verschiebefest mit dem Tragflügel verbunden.
In dem bevorzugten Anwendungsfall eines gelenklosen Hubschrauberrotorblatts liegen die Abdeck- und
Dämpfungsschichten im Hinblick auf eine besonders wirksame Schwingungsdämpfung zweckmäßigerweise
im Bereich der Blatthinterkante an der Blattwurzel und/oder auf der Druck- und Saugseite an der
Blattwurzel und im Bereich der 0,7 fachen Blattlänge.
Die Erfindung wird nunmehr anhand mehrerer Ausführungsbeispiele in Verbindung mit der Zeichnung
näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 ein gelenkloses Hubschrauber-Rctorblatt mit mehreren, integral damit verbundenen Dämpfungseinrichtungen
in schematischer Darstellung;
F i g. 2 einen Schnitt eines ersten Ausführungsbeispieles der Erfindung in Längsrichtung des Rotorblatts;
F i g. 3 einen Längsschnitt eines zweiten Ausführungsbeispiels der Erfindung;
Fig.4 einen Längsschnitt eines dritten Ausführungsbeispiels der Erfindung in ebenfalls schematischer
Darstellung;
F i g. 5 einen Schnitt einer erfindungsgemäß ausgebildcteii
Dampfungseinrichtung an der Blatthinterkante im Bereich der Blattwurzel in Querrichtung des Rotorblatts.
Gemäß F i g. 1 sind an dem Hubsclitauber-Rotorblatt
hochfesten Abdeckschicht 18e und einer einerseits mit dieser und andererseits mit dem glasfaserverstärkten
Kunststoff 12 im Bereich der Aussparung 14' flächig verklebten, viskoelastischen Dämpfungsschicht 16 und
dient in erster Linie dazu. Eigenschwingungen des Rotorblatts 2 in Richtung der Steuerebene zu dämpfen.
Anstelle der gezeigten einzigen Dämpfungsschicht lassen sich bei höher belasteten Dämpfungseinrichtungen
ohne weiteres in entsprechender Weise mehrere viskoelastische Dämpfungsschichten übereinander anordnen,
zwischen die jeweils eine in Richtung der Normalspannungen im schwingungsfähigen Bauteil
hochfeste Abdeckschicht eingeklebt ist.
Rotorblatt 3 befestigt sind. Im übrigen entspricht die
Dämpfungseinrichtung gemäß Fig.4 hinsichtlich Aufbau
und Wirkungsweise der in Fig.3 gezeigten, und einander entsprechende Teile sind durch das gleiche
Bezugszeichen gekennzeichnet.
Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß F i g. 5 befindet sich die Dämpfungseinrichtung 4 an der Hinterkante 6
des Rotorblatts 2 und bildet einen integrierten, mit dem glasfaserverstärkten Kunststoff 12 des Rotorblatts 2
verbundenen Belag, der in einer Aufnahmekammer in Form einer Aussparung 14' angeordnet ist und dessen
Außenkontur mit dem Blattprofil übereinstimmt.
Der Dämpfer 4 besteht wiederum aus einer
ilatt Zeichnung»
Claims (9)
1. Elastomere Dämpfungseinrichtung für einen
unter dynamischer Verformung schwingungsfähigen Tragflügel eines Luftfahrzeugs, insbesondere ein
Hubschrauberrotorblatt, mit mindestens einer hochfesten Abdeck- und einer viskoelastischen Dämpfungsschicht,
die übereinanderliegend angeordnet und miteinander fest verbunden sind, gekennzeichnet
durch die Kombination folgender Merkmale:
a) die Abdeck- und Dämpfungsschichten (18, 16) sind auf Oberflächenabschnitten des Tragflügels
(2) im Bereich von dessen dynamischer Verformung unter stufenlosem Übergang der obersten
Abdeckschicht (18) in die Außenkontur des Tragflügels angeordnet,
b) die Abdeckschicht besteht aus Faserverbundwerkstoff,
c) der Faserverbundwerkstoff ist derart aufgebracht, daß er in Richtung der durch die
Tragflügelschwingungen verursachten, zu dämpfenden Kräfte eine hohe Steifigkeit aufweist.
2. Dämpfungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Abdeckschicht (18)
aus Kohlenfaserkunststoff besteht.
3. Dämpfungseinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Dämpfungsschicht
unter flächiger Verklebung unmittelbar auf die Außenfläche des Tragflügels (2) aufgebracht ist.
4. Dämpfungseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Dämpfungsschicht (16) aus Polyurethan besteht.
5. Dämpfungseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Abdeckschicht (18) am einen Ende verschiebefest mit dem Tragflügel (2) verbunden ist (F i g. 3 und 4).
6. Dämpfungseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Abdeckschicht (18) von senkrecht zur Schwingungsebene des Tragflügels (2) verlaufenden Einschnitten
(20) durchsetzt ist.
7. Dämpfungseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
der Tragflügel (2) mit einer Kammer (14) zur Aufnahme der Dämpfungs- und Abdeckschichten
(16,18) versehen ist.
8. Dämpfungseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, mit mehreren Abdeck- und
Dämpfungsschichten, dadurch gekennzeichnet, daß aufeinanderfolgende Abdeckschichten (18a, 186; 18c,
\Sd) jeweils an entgegengesetzten Enden verschiebefest
mit dem Tragflügel (2) verbunden sind (F i g. 3 und 4).
9. Dämpfungseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
die Abdeck- und Dämpfungsschichten (16, 18) an einem gelenklosen Hubschrauberrotorblatt (2) im
Bereich der Blatthinterkante (6) an der Blattwurzel (8) und/oder auf der Druck- und Saugseite an der
Blattwurzel und im Bereich der 0,7fachen Blattlänge angeordnet sind.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2558709A DE2558709C3 (de) | 1975-12-24 | 1975-12-24 | Elastomere Dämpfungseinrichtung |
US05/751,698 US4097193A (en) | 1975-12-24 | 1976-12-17 | Elastomeric damping arrangement |
FR7638388A FR2336299A1 (fr) | 1975-12-24 | 1976-12-20 | Dispositif d'amortissement elastomere, en particulier pour pales d'helicoptere |
IT30613/76A IT1065299B (it) | 1975-12-24 | 1976-12-20 | Dispositivo ammortizzatore elastomero |
GB53189/76A GB1571305A (en) | 1975-12-24 | 1976-12-20 | Vibration damping structure for aircraft wings |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2558709A DE2558709C3 (de) | 1975-12-24 | 1975-12-24 | Elastomere Dämpfungseinrichtung |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2558709A1 DE2558709A1 (de) | 1977-07-07 |
DE2558709B2 true DE2558709B2 (de) | 1981-06-11 |
DE2558709C3 DE2558709C3 (de) | 1982-02-11 |
Family
ID=5965648
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2558709A Expired DE2558709C3 (de) | 1975-12-24 | 1975-12-24 | Elastomere Dämpfungseinrichtung |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4097193A (de) |
DE (1) | DE2558709C3 (de) |
FR (1) | FR2336299A1 (de) |
GB (1) | GB1571305A (de) |
IT (1) | IT1065299B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3148903A1 (de) * | 1981-12-10 | 1983-06-30 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Rotorblatt mit einer elastomeren daempfungseinrichtung |
Families Citing this family (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4828202A (en) * | 1979-09-27 | 1989-05-09 | The Boeing Company | Method and apparatus for wideband vibration damping of reinforced skin structures |
US4293053A (en) * | 1979-12-18 | 1981-10-06 | United Technologies Corporation | Sound absorbing structure |
DE3004451C2 (de) * | 1980-02-07 | 1985-04-04 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Elastomere Dämpfungseinrichtung |
FR2581708B1 (fr) * | 1985-05-09 | 1989-04-28 | Snecma | Capotage pour bord d'attaque d'aube de soufflante de turboreacteur |
FR2602739B1 (fr) * | 1986-07-28 | 1988-11-18 | Aerospatiale | Pale en materiaux composites, a structure bilongeron et bicaisson, et a revetement stratifies a sandwich de nid d'abeilles, et son procede de fabrication |
FR2608444B1 (fr) * | 1986-12-22 | 1989-03-31 | Rossignol Sa | Raquette de tennis |
FR2631667B1 (fr) * | 1988-05-19 | 1993-09-03 | Alsthom | Materiau amortissant se presentant sous la forme d'une plaque a coller sur un support que l'on souhaite amortir ou a coller entre deux supports que l'on souhaite isoler l'un de l'autre |
AT391088B (de) * | 1988-05-26 | 1990-08-10 | Head Sportgeraete Gmbh | Ski mit daempfungslagen |
US4895491A (en) * | 1988-06-17 | 1990-01-23 | Environmental Elements Corp. | Fan blade protection system |
US4954375A (en) * | 1988-12-29 | 1990-09-04 | Westinghouse Electric Corp. | Vibration damping apparatus |
US5108262A (en) * | 1990-03-23 | 1992-04-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | High damping flexible propeller/impleller |
US5145320A (en) * | 1990-08-28 | 1992-09-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Mass loaded composite rotor for vibro-acoustic application |
US5269656A (en) * | 1992-09-30 | 1993-12-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | High damping limp propeller |
WO1994015113A1 (en) * | 1992-12-23 | 1994-07-07 | United Technologies Corporation | Tubular elastomer damper |
US5913659A (en) * | 1993-11-22 | 1999-06-22 | United Technologies Corporation | Apparatus and method for adjusting rotor blade tracking |
US5542820A (en) * | 1994-12-23 | 1996-08-06 | United Technologies Corporation | Engineered ceramic components for the leading edge of a helicopter rotor blade |
DE19620427C1 (de) * | 1996-05-21 | 1997-06-12 | Eurocopter Deutschland | Rotorblattanschluß |
ITMI991124A1 (it) * | 1998-05-28 | 2000-11-21 | Eurocopter Deutschland | Pala per un rotore privo di supporto di un elicottero |
CH695461A5 (de) * | 2002-01-22 | 2006-05-31 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zur Frequenzveränderung von Schaufeln für thermische Strömungsmaschinen. |
US7360997B2 (en) * | 2005-10-06 | 2008-04-22 | General Electric Company | Vibration damper coating |
BRPI0520633A2 (pt) * | 2005-11-03 | 2009-05-19 | Vestas Wind Sys As | pá de turbina eólica, turbina eólica, meio de amortecimento de oscilações para amortecimento de oscilações ou vibrações entre bordas de uma pá de turbina eólica, método de amortecimento de oscilações de uma pá de turbina eólica, e uso de um meio de amortecimento de oscilações em uma pá de turbina eólica |
GB2438185A (en) | 2006-05-17 | 2007-11-21 | Rolls Royce Plc | An apparatus for preventing ice accretion |
FR2921099B1 (fr) * | 2007-09-13 | 2013-12-06 | Snecma | Dispositif d'amortissement pour aube en materiau composite |
FR2943102B1 (fr) * | 2009-03-12 | 2014-05-02 | Snecma | Aube en materiau composite comportant un dispositif d'amortissement. |
US9234556B1 (en) | 2014-08-29 | 2016-01-12 | Aktiebolaget Skf | Elastomer having tear reducing contoured edges |
US20170370233A1 (en) * | 2015-01-20 | 2017-12-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Enhanced durability nickel abrasion strip |
DE102015203868A1 (de) | 2015-03-04 | 2016-09-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fanschaufel für einen Flugantrieb |
US10371097B2 (en) * | 2016-07-07 | 2019-08-06 | General Electric Company | Non-Newtonian materials in aircraft engine airfoils |
US10793254B2 (en) * | 2016-12-12 | 2020-10-06 | Textron Innovations Inc. | Soft-in-plane proprotor systems |
EP3712461A1 (de) * | 2019-03-22 | 2020-09-23 | GMT Gummi-Metall-Technik GmbH | Federelement und brandhemmende deckschicht |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA545510A (en) * | 1957-08-27 | E. Anderson George | Blade mounting | |
US1842178A (en) * | 1930-02-15 | 1932-01-19 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Propeller |
GB452841A (en) * | 1935-04-12 | 1936-08-31 | Robert Rhodius | Improvements in screw propellers for aircraft |
US2426123A (en) * | 1943-02-27 | 1947-08-19 | United Aircraft Corp | Helicopter blade |
US2431184A (en) * | 1943-09-23 | 1947-11-18 | United Aireraft Corp | Composite blade |
US3357850A (en) * | 1963-05-09 | 1967-12-12 | Gen Electric | Vibration damping turbomachinery blade |
US3327812A (en) * | 1965-10-14 | 1967-06-27 | B J Lazan | Damping means |
US3814540A (en) * | 1972-01-27 | 1974-06-04 | B Schramm | Helicopter rotor blade |
US3796513A (en) * | 1972-06-19 | 1974-03-12 | Westinghouse Electric Corp | High damping blades |
US4006999A (en) * | 1975-07-17 | 1977-02-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Leading edge protection for composite blades |
-
1975
- 1975-12-24 DE DE2558709A patent/DE2558709C3/de not_active Expired
-
1976
- 1976-12-17 US US05/751,698 patent/US4097193A/en not_active Expired - Lifetime
- 1976-12-20 GB GB53189/76A patent/GB1571305A/en not_active Expired
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Cited By (1)
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GB1571305A (en) | 1980-07-16 |
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