DE3642422A1 - Hubschrauberhauptrotorblatt und verfahren zum verbessern der vorwaertsflugeigenschaften desselben - Google Patents
Hubschrauberhauptrotorblatt und verfahren zum verbessern der vorwaertsflugeigenschaften desselbenInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Hubschrauberhauptrotorblatt und
ein Verfahren der im Oberbegriff der Patentansprüche 1 bzw.
2 angegebenen Art.
Die periodische (einmal pro Umdrehung sinusförmige) Verstel
lung der Hubschrauberrotorblätter dient zur Fluglagerege
lung des Hubschraubers. Die höhere harmonische Blattwinkel
verstellung oder die nichtharmonische lokale Blattwinkel
verstellung (im folgenden gemeinsam als Schwingungsdämp
fungsblattwinkelverstellung bezeichnet) ist bekanntlich ge
eignet, durch den Rotor verursachte Vibration oder Schwin
gungen zu dämpfen. Typisch wird die Schwingungsdämpfungs
blattwinkelverstellung der periodischen Blattwinkelverstel
lung durch schnelle, dynamische Eingaben in die Steuerser
vovorrichtungen, welche auf die Taumelscheibe einwirken,
überlagert. Der Hauptnachteil dieser Methoden ist die ge
ringere Zuverlässigkeit aufgrund größerer Schwingungsbe
lastungen und Bewegungen in dem Rotorsteuersystem, der grö
ßere hydraulische oder elektrische Leistungsbedarf für die
Steuerservovorrichtungen und das Gewicht und die Kosten
der Konstruktionsänderung zum Korrigieren dieser Probleme.
Einige Hubschrauberhauptrotorblätter können eine eingebaute
Verwindung zum Verbessern der Schwebeflugleistung haben. Die
eingebaute Verwindung kann als ein sich verändernder Anstell
winkel des Rotorblattes aufgefaßt werden, der beispielswei
se von 0° an der Blattwurzel auf -16° an der Blattspitze ab
nimmt. Das Vorsehen einer großen eingebauten Verwindung, die
die Schwebeflugleistung optimiert, ist nicht kompatibel mit
dem Bedarf an weniger Verwindung zum Optimieren der Leistung
im Vorwärtsflug und wird die Schwingungsbelastungen durch
die Luft vergrößern.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Technik zu schaffen zum
Reduzieren von durch den Rotor hervorgerufenen Schwingungen
während des Vorwärtsfluges. Gelöst wird das durch Verändern der
eingebauten Verwindung eines Hubschrauberhauptrotorblattes
während des Vorwärtsfluges.
Gemäß der Erfindung ist ein Hubschrauberhauptrotorblatt mit
eingebauter Verwindung für verbesserte Schwebeflugleistung
mit einem an der Hinterkante nahe der Blattspitze angeord
neten Schlitz kurzer Spannweite zum Aufwärtsrichten eines
Stroms von Druckluft versehen. Das aufwärtsgerichtete Aus
stoßen von Luft aus dem Schlitz erzeugt ein Aufbäumkipp
moment an dem Flügel (Rotorblatt), das zum Verringern der
Verwindung des Rotorblattes dient. Dadurch wird die Vor
wärtsflugleistung des Rotorblattes verbessert. Durch Modu
lieren oder Beeinflussen der Druckluftströmung in Abhän
gigkeit von dem Blattazimut werden sich ein modulierter An
stellwinkel und ein modulierter Blattauftrieb ergeben. Durch
geeignete Modulation werden durch den Rotor verursachte
Schwingungen wesentlich reduziert.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden
unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben.
Es zeigt
Fig. 1 in Draufsicht ein Hubschrauberhaupt
rotorblatt nach der Erfindung,
Fig. 2 eine Querschnittansicht nach der
Linie A-A in Fig. 1,
Fig. 3 eine Querschnittansicht eines be
kannten Luftverteilsystems,
Fig. 4 ein Blockschaltbild eines Systems
zur Oberharmonischensteuerung un
ter Verwendung der Erfindung, und
Fig. 5 eine Endquerschnittansicht eines
Rotorblattes ähnlich dem Rotor
blatt nach Fig. 1, aber mit einer
anderen Schlitzkonstruktion.
Die Fig. 1 und 2 zeigen in Draufsicht bzw. im Querschnitt
ein voll gewölbtes Rotorblatt 10, wie beispielsweise das
Rotorblatt Sikorsky SC1095. Gewölbte Tragflügelprofile
sind in R. W. Prouty, Aerodynamics, Rotor & Wing Inter
national, August 1984, S. 17-22, beschrieben. Das Rotor
blatt 10 hat eine eingebaute Verwindung zur Verbesserung
der Schwebeflugleistung. Das heißt, es hat wenig oder keine
Verwindung (einen größeren geometrischen Blatteinstellwin
kel) an seinem Wurzelende 12 und ist negativ verwunden (hat
einen kleineren geometrischen Blatteinstellwinkel) an sei
nem Spitzenende 14.
Das Rotorblatt 10 hat einen inneren, radialen Luftkanal
16, der sich von dessen Wurzelende 12 in Längsrichtung
fast bis zu dessen Spitzenende 14 erstreckt. Ein kurzer,
schmaler Schlitz 18 ist nahe dem Spitzenende 14 des Ro
torblattes 10 vorgesehen, beispielsweise bei 80% des Ra
dius. Der Schlitz 18 erstreckt sich in Sehnenrichtung in
das Rotorblatt 10, so daß er mit dem radialen Luftkanal
16 in Luftströmungsverbindung ist. Ein flexibler Empfangs
kanal 20 an dem Wurzelende 12 des Rotorblattes 10 empfängt
Druckluft aus einer Kammer, die an der Rotorwelle angeord
net ist (im folgenden noch näher beschrieben) und leitet
die Druckluft über den Luftkanal 16 zu dem Schlitz 18.
Gemäß der Darstellung in Fig. 2, die einen Querschnitt nach
der Linie A-A durch den Schlitz 18 zeigt, ist der Schlitz 18
so ausgebildet, daß er Luft 22 mit einem Aufwärtswinkel von
der Hinterkante 24 des Rotorblattes 10 aus ausstößt.
Das aufwärts gerichtete Ausstoßen der Luft 22 an der Hinter
kante 24 des Rotorblattes 10 wird den Auftrieb verringern.
Mit anderen Worten, es scheint, daß das Blasen in der fal
schen Richtung erfolgt, um die Leistung zu steigern. Durch
Aufwärtsblasen von der Hinterkante des Rotorblattes aus
wird jedoch die Hinterkante 24 nach unten gedrückt, die ne
gative eingebaute Verwindung wird wegen der Torsionsflexi
bilität des Rotorblattes verringert, und eine positive Blatt
verstellung (größerer Anstellwinkel) wird hervorgerufen, wo
durch der Auftrieb vergrößert wird. Durch geeignetes Ausbil
den des Schlitzes, der Lage desselben in Richtung der Spann
weite und durch Steuern der Stärke des Blasens kann die Auf
triebsvergrößerung, die aus der positiven Blattverstellung
resultiert, die Auftriebsverringerung, die aus dem Blasen
"in der falschen Richtung" resultiert, übersteigen, bei
spielsweise um einen Faktor fünf. Es zeigt sich, daß sehr
wenig Blasen, in der Größenordnung von 0,34-0,69 bar
(5-10 psi), die gewünschte Größe der Verwindungsänderung
ergeben wird. Das Gesamtergebnis des beschriebenen Blasens
besteht dann darin, daß die Verwindung des Blattes an dem
Spitzenende 14 verringert wird, beispielsweise um 1 bis 2°,
mit entsprechender proportionaler Verringerung der Verwin
dung über der Länge des Rotorblattes als Funktion der Blatt
torsionsweichheit, was die Leistung steigert und die Bean
spruchungen des Rotorblattes beim Vorwärtsflug verringert.
Beim Schwebeflug erfolgt jedoch kein Blasen, und eine gu
te Leistung wird durch die eingebaute starke Verwindung
und durch die Rotorblattprofilwölbung erzielt.
Das Verringern der Verwindung eines Rotorblattes im Flug
ist an sich nicht neu. Beispielsweise benutzt die Kaman
Corporation eine Servoklappe an der äußeren Hinterkante
des Rotorblattes zur periodischen und kollektiven Steue
rung. Es ist jedoch ohne weiteres klar, daß das mechanische
Steuersystem von Kaman auf einen ganz anderen Zweck als
der Luftausstoßschlitz nach der Erfindung, d.h. die ver
besserte Vorwärtsflugleistung und die Schwingungsdämpfungs
steuerung, gerichtet ist.
Ein einfaches EIN/AUS-System zum Blasen unter Verwendung
irgendeines bekannten geeigneten Systems zur Zufuhr von
Druckluft zu dem Rotorblatt wird die Vorwärtsflugeigen
schaft eines Rotorblattes mit eingebauter Verwindung ver
bessern (bei eingeschalteter Luft) und eine verbesserte
Schwebeflugleistung aufrechterhalten (bei abgeschalteter
Luft). Ein System, das modulierten Luftdruck als Funktion
der Fluggeschwindigkeit und des Blattazimuts liefert, hat
jedoch den zusätzlichen Vorteil, daß es in der Lage ist,
die durch den Rotor verursachten Schwingungen zu verrin
gern, indem die Verwindung des Blattes auf kontrollierte
Weise verringert wird.
Eine Vorrichtung zum Modulieren der Luftzufuhr zu einem
Hubschrauberhauptrotorblatt ist in den US-Patentschriften
44 93 612 und 45 07 050 beschrieben, die sich mit Systemen
befassen, welche zur Verwendung bei dem "X-Flügel"-Flug
zeug von Sikorsky bestimmt sind.
In der Anordnung nach Fig. 3 ist eine sich nicht drehende,
unter Druck stehende, ringförmige Kammer 30 koaxial um eine
Rotorwelle 32 angeordnet. Öffnungen 34 sind in regelmäßi
gen Abständen um die innere Umfangswand 36 der Kammer 30
angeordnet. Die Empfangskanäle 20 aus dem Wurzelende je
des Rotorblattes werden den Öffnungen 34 der Reihe nach
dargeboten, wenn sich der Rotor dreht, um aus diesen Druck
luft zu empfangen. Zum Verringern von Übergangsvorgängen von
einer Öffnung zur anderen kann der Empfangskanal 20 zwei
Öffnungen überspannen. Eine Klappe 38 ist jeder Öffnung zum
Regulieren des Druckes zugeordnet, der dem Empfangskanal 20
jedes Rotorblattes zugeführt wird.
Die vorgenannten X-Flügel-Patentschriften beschreiben zwei
Gruppen von Klappen, eine Gruppe für einen Vorderkanten
schlitz und eine Gruppe für einen Hinterkantenschlitz, und
geben außerdem an, daß sich die Schlitze in dem Rotorblatt
des X-Flügel-Flugzeuges im wesentlichen über die Länge des
Rotorblattes erstrecken. Die vorliegende Erfindung erfor
dert nur eine Gruppe von Klappen für einen an der Hinter
kante am Spitzenende angeordneten Schlitz kurzer Spannwei
te. Weiter wird bei dem X-Flügel-Flugzeug das Blasen be
nutzt, um den scheinbaren Blattanstellwinkel in der Blatt
umgebung zu verändern, wogegen gemäß der Erfindung das Bla
sen benutzt wird, um den tatsächlichen Blattanstellwinkel
zu verändern.
Zur Vereinfachung der Beschreibung gleicht die Kammeranord
nung nach Fig. 3 am stärksten der Anordnung gemäß der vorge
nannten US-PS 45 07 050. Die Kammeranordnung nach der vor
genannten US-PS 44 93 612 kann jedoch zu bevorzugen sein.
Wenn sämtliche Klappen 38 im Gleichlauf arbeiten würden,
könnte ein einfaches System der Drehzahl über dem Druck wie
vorgeschlagen realisiert werden. Bekanntlich kann jedoch
jede Klappe der Kammer gemäß ihrer Umfangsposition (Azimut)
unabhängig gesteuert werden. Bei dem X-Flügel-Flugzeug er
möglicht das die periodische Steuerung durch Zuführen von
azimutal modulierter Luft zu den Rotorblättern aufgrund ei
ner gewünschten Fluglage. Im Zusammenhang mit der Erfindung
kann die azimutale Modulation des jedem Rotorblatt 10 zuge
führten Luftdrucks benutzt werden, um Oberharmonischen
(mehr als 1/U sinusförmiges)-Blasen oder Blasen nur bei ge
wählten Azimuts zu realisieren.
Es liegt im Rahmen moderner Computersimulation und -steue
rung, einem System zur Oberharmonischensteuerung die not
wendigen Eingangssignale zuzuführen. Was bislang gefehlt
hat, ist eine ausführbare mechanische Realisierung. Die
vorliegende Erfindung ist eine elegante Mischung aus be
kannter Technologie (der X-Flügel-Kammeranordnung) mit ei
nem leicht zu realisierenden neuen Blattaufbau (dem an der
Hinterkante Luft nach oben ausstoßenden Schlitz nach der
Erfindung), um eine Schwingungsdämpfungssteuerung zusammen
mit den oben beschriebenen verbesserten Schwebeflug/Vor
wärtsflug-Eigenschaften zu erzielen.
Fig. 4 zeigt an der Zelle befestigte Sensoren 40 zum Er
fassen von Vibration oder Schwingungen des Flugzeuges. Die
Ausgangssignale der Sensoren 40 werden an einen Computer 42
abgegeben, der die Klappen 38 steuert, so daß kleine
schwingungsdämpfende Anstellwinkeländerungen in jedem Ro
torblatt 10 durch Blasen wie in einem geschlossenen Regel
kreis hervorgerufen werden. Das ist eine sehr flugzeugab
hängige Funktion, es ist aber eine Funktion, die leicht
verständlich ist und durch jeden Fachmann ohne weiteres re
alisiert werden kann.
Fig. 5 zeigt eine weitere Rotorblattkonstruktion, die der
Konstruktion nach den Fig. 1 und 2 vorzuziehen ist. Gemäß
der Querschnittdarstellung eines Rotorblattes 50 hat dieses
einen radialen Luftkanal 52, der sich von dessen Wurzelende
in Längsrichtung nahezu bis zu dem Spitzenende des Rotor
blattes erstreckt (ähnlich dem Luftkanal 16 in Fig. 1). Ein
Schlitz 54 kurzer Spannweite ist in der unteren Oberfläche
56 der Hinterkante 58 des Rotorblattes 50 vorgesehen und
stößt Luft 60 um eine Coanda-Oberfläche 62 aus, um einen
ähnlichen Effekt wie der oben beschriebene Schlitz 18 zu
erzeugen.
Ein ähnliches Ergebnis könnte mit einem nach unten gerich
teten Luftstrahl erzielt werden, das würde aber eine uner
wünschte Vergrößerung der Blattverwindung verursachen. Der
nach oben gerichtete Strahl ergibt eine mittlere Verringe
rung der Blattverwindung.
Es sei erwähnt, daß ein Rotorblatt typisch eine Eigentor
sionsfrequenz von etwa sieben Schwingungen pro Umdrehung
hat. Im Zusammenhang mit der Oberharmonischensteuerung
könnte das sehr gut ein Vorteil sein, da kleinere Eingangs
signale und daher kleinere Steuerkräfte erforderlich sein
können, um eine gewünschte Anstellwinkeländerung bei einem
Rotorblatt zu erzielen.
Claims (3)
1. Hubschrauberhauptrotorblatt, gekennzeichnet durch einen
Längsschlitz (18, 54) kurzer Spannweite, der nahe dem
Spitzenende (14) des Rotorblattes (10, 50) angeordnet und
so ausgerichtet ist, daß Druckluft (22, 60) aufwärts von
der Hinterkante (24) des Rotorblattes aus ausgestoßen wer
den kann, um ein Aufbäumkippmoment zu erzeugen und den tat
sächlichen Blattanstellwinkel zu vergrößern.
2. Verfahren zum Verbessern der Vorwärtsflugeigenschaften
eines Hubschrauberhauptrotorblattes unter Beibehaltung von
verbesserten Schwebeflugeigenschaften, gekennzeichnet durch
folgende Schritte:
Bereitstellen eines Hauptrotorblattes mit eingebauter nega tiver Verwindung; und
Ausstoßen von Druckluft aufwärts von der Hinterkante des Rotorblattes aus in der Nähe des Blattspitzenendes, um die eingebaute negative Verwindung des Rotorblattes im Vor wärtsflug zu verringern.
Bereitstellen eines Hauptrotorblattes mit eingebauter nega tiver Verwindung; und
Ausstoßen von Druckluft aufwärts von der Hinterkante des Rotorblattes aus in der Nähe des Blattspitzenendes, um die eingebaute negative Verwindung des Rotorblattes im Vor wärtsflug zu verringern.
3. Verfahren zur Schwingungsdämpfungssteuerung eines Hub
schrauberhauptrotorsystems, gekennzeichnet durch:
die Schritte nach Anspruch 2;
Abfühlen von durch den Rotor verursachten Schwingungen der Zelle; und
Modulieren des Ausstoßens von Druckluft aus dem Rotorblatt gemäß der Blattdrehposition in bezug auf die Rotorwelle auf die abgefühlten Schwingungen hin, um so die durch den Rotor verursachten Schwingungen zu reduzieren.
die Schritte nach Anspruch 2;
Abfühlen von durch den Rotor verursachten Schwingungen der Zelle; und
Modulieren des Ausstoßens von Druckluft aus dem Rotorblatt gemäß der Blattdrehposition in bezug auf die Rotorwelle auf die abgefühlten Schwingungen hin, um so die durch den Rotor verursachten Schwingungen zu reduzieren.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/809,460 US4655685A (en) | 1985-12-16 | 1985-12-16 | Helicopter main rotor blade having a short span slot near the tip end |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3642422A1 true DE3642422A1 (de) | 1987-06-19 |
Family
ID=25201401
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19863642422 Ceased DE3642422A1 (de) | 1985-12-16 | 1986-12-11 | Hubschrauberhauptrotorblatt und verfahren zum verbessern der vorwaertsflugeigenschaften desselben |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4655685A (de) |
JP (1) | JPS62143798A (de) |
DE (1) | DE3642422A1 (de) |
FR (1) | FR2591558B1 (de) |
GB (1) | GB2184078B (de) |
IT (1) | IT1199771B (de) |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3674155D1 (de) * | 1985-11-06 | 1990-10-18 | Dornier Gmbh | Zirkulationsgesteuertes rotorsystem fuer luftfahrzeuge. |
US5217349A (en) * | 1989-08-31 | 1993-06-08 | Technology Integration Incorporated | System and method for suppressing noise produced by rotors |
US5253979A (en) * | 1992-06-01 | 1993-10-19 | United Technologies Corporation | Variable diameter rotor having an offset twist |
US5299912A (en) * | 1992-07-28 | 1994-04-05 | United Technologies Corporation | Drive system for changing the diameter of a variable diameter rotor |
US5314308A (en) * | 1992-12-11 | 1994-05-24 | Dynamic Engineering, Inc. | System for controlling higher harmonic vibrations in helicopter rotor blades |
GB9317294D0 (en) * | 1993-08-19 | 1993-10-20 | Westland Helicopters | Circulation control aerofoils |
BG100519A (en) * | 1996-04-19 | 1997-11-28 | Румен Тодоров | Propeller antivortical system |
US6476534B1 (en) | 2000-08-08 | 2002-11-05 | General Dynamics Advanced Technology Systems, Inc. | Permanent magnet phase-control motor |
US6932569B2 (en) * | 2002-05-17 | 2005-08-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Active control of multi-element rotor blade airfoils |
EP1585665B1 (de) | 2003-01-23 | 2008-05-28 | Bell Helicopter Textron Inc. | Propellerblatt mit führungskantennut |
FR2852577B1 (fr) * | 2003-03-19 | 2006-01-06 | Centre Nat Rech Scient | Dispositif de controle d'ecoulement d'air autour d'un profile aerodynamique pour aeronef, du type aile d'avion |
US6948906B2 (en) * | 2003-04-02 | 2005-09-27 | University Of Maryland | Rotor blade system with reduced blade-vortex interaction noise |
US20060049302A1 (en) * | 2004-08-31 | 2006-03-09 | Kennedy Dennis K | Apparatus and methods for structurally-integrated conductive conduits for rotor blades |
FR2924681B1 (fr) * | 2007-12-05 | 2010-01-01 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Element aerodynamique allonge deformable en torsion |
US9090343B2 (en) * | 2011-10-13 | 2015-07-28 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade component cooling |
WO2017048683A1 (en) | 2015-09-17 | 2017-03-23 | Sikorsky Aircraft Corporation | Stress reducing holes |
US11014661B2 (en) * | 2016-10-24 | 2021-05-25 | Sikorsky Aircraft Corporation | Tip jet orifice for aircraft brown out mitigation |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH446077A (de) * | 1964-10-20 | 1967-10-31 | Power Jets Research And Dev Li | Hubschrauber-Rotor |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2638990A (en) * | 1947-04-01 | 1953-05-19 | Autogiro Co Of America | Aircraft sustaining rotor blade with airflow control |
US3395760A (en) * | 1967-08-18 | 1968-08-06 | John A. Hoffman | Aerodynamically feathered helicopter rotor |
US3547377A (en) * | 1968-03-28 | 1970-12-15 | Peter J Frey | Counterflow jet flap helicopter |
US3525576A (en) * | 1969-03-10 | 1970-08-25 | Pierre Rene Leon Bernard Doran | Jet flap control |
US3588273A (en) * | 1969-03-19 | 1971-06-28 | Honeywell Inc | Control apparatus |
US3816019A (en) * | 1972-08-24 | 1974-06-11 | Us Navy | Cam type air control valves |
US3902821A (en) * | 1973-12-07 | 1975-09-02 | Summa Corp | Helicopter rotor |
US3917435A (en) * | 1974-01-11 | 1975-11-04 | Joseph B Wilkerson | Cam and nozzle control valve for fluid flow modulation |
US3938762A (en) * | 1974-05-20 | 1976-02-17 | Textron, Inc. | Rotor blade force track sensing system and automatic span tracking system |
US3954229A (en) * | 1975-01-02 | 1976-05-04 | Textron, Inc. | Automatic one-per-rev control system |
US4028003A (en) * | 1976-04-12 | 1977-06-07 | United Technologies Corporation | Torsionally compliant helicopter rotor blade with improved stability and performance characteristics |
US4132500A (en) * | 1977-05-18 | 1979-01-02 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Controllable and programmable fluid flow modulation system |
US4130377A (en) * | 1977-07-13 | 1978-12-19 | United Technologies Corporation | Helicopter blade and rotor |
US4248572A (en) * | 1978-12-11 | 1981-02-03 | United Technologies Corporation | Helicopter blade |
FR2479132A1 (fr) * | 1980-03-25 | 1981-10-02 | Aerospatiale | Pale a hautes performances pour rotor d'helicoptere |
GB2090214B (en) * | 1980-08-13 | 1984-09-12 | Mckrill Nigel Howard | Controlling helicopter rotors |
DE3210498A1 (de) * | 1982-03-23 | 1983-10-06 | Hans Raehmer | Grenzschichtbeeinflussung von fluiddynamischen wirkflaechen |
US4493612A (en) * | 1982-09-30 | 1985-01-15 | United Technologies Corporation | Axially slideable plenum for circulation control aircraft |
GB2145381B (en) * | 1982-12-01 | 1986-07-02 | Rolls Royce | Powerplant for a helicopter |
US4507050A (en) * | 1983-12-09 | 1985-03-26 | United Technologies Corporation | Pneumatic valve control for circulation control aircraft |
US4534702A (en) * | 1983-12-27 | 1985-08-13 | United Technologies Corporation | Pneumatic control valve actuator computer control arrangement |
US4573871A (en) * | 1984-08-29 | 1986-03-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | X-Wing aircraft circulation control |
-
1985
- 1985-12-16 US US06/809,460 patent/US4655685A/en not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-12-02 GB GB8628771A patent/GB2184078B/en not_active Expired
- 1986-12-11 DE DE19863642422 patent/DE3642422A1/de not_active Ceased
- 1986-12-16 JP JP61299783A patent/JPS62143798A/ja active Pending
- 1986-12-16 IT IT22698/86A patent/IT1199771B/it active
- 1986-12-16 FR FR868617561A patent/FR2591558B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH446077A (de) * | 1964-10-20 | 1967-10-31 | Power Jets Research And Dev Li | Hubschrauber-Rotor |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Aspects and results of profile development for circulation controlled rotor systems, H. Zimmer, Dornier GmbH Friedrichshafen, 13. European Rotorcraft Forum, Paper No. 12.6 * |
Grundlagen der allgemeinen Luftfahrttechnik in Theorie und Praxis, TÜV-Rheinland, Bd. I, Allgemeine Luftfahrttechnik, S. 142-145 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US4655685A (en) | 1987-04-07 |
IT1199771B (it) | 1988-12-30 |
GB8628771D0 (en) | 1987-01-07 |
IT8622698A0 (it) | 1986-12-16 |
FR2591558A1 (fr) | 1987-06-19 |
GB2184078B (en) | 1989-10-18 |
JPS62143798A (ja) | 1987-06-27 |
GB2184078A (en) | 1987-06-17 |
FR2591558B1 (fr) | 1992-11-27 |
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