FR2523071A1 - Rotor d'helicoptere - Google Patents

Rotor d'helicoptere Download PDF

Info

Publication number
FR2523071A1
FR2523071A1 FR8303900A FR8303900A FR2523071A1 FR 2523071 A1 FR2523071 A1 FR 2523071A1 FR 8303900 A FR8303900 A FR 8303900A FR 8303900 A FR8303900 A FR 8303900A FR 2523071 A1 FR2523071 A1 FR 2523071A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
hub
rotor
blades
essentially
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
Application number
FR8303900A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2523071B1 (fr
Inventor
Vittorio Caramaschi
Pier Luigi Castelli
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.)
Agusta SpA
Original Assignee
Costruzioni Aeronautiche Giovanni Augusta SpA
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 Costruzioni Aeronautiche Giovanni Augusta SpA filed Critical Costruzioni Aeronautiche Giovanni Augusta SpA
Publication of FR2523071A1 publication Critical patent/FR2523071A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2523071B1 publication Critical patent/FR2523071B1/fr
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32Rotors
    • B64C27/322Blade travel limiting devices, e.g. droop stops

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN ROTOR POUR HELICOPTERE, DANS LEQUEL UN MOYEU CENTRAL 2 SUPPORTE PLUSIEURS PALES RADIALES RELIEES A CELUI-CI, CHACUNE DESDITES PALES ETANT POURVUE D'UNE SURFACE 52 POUVANT COOPERER AVEC DES ELEMENTS DE BUTEE 46 QUI SONT SUPPORTES PAR LE MOYEU 2 ET PEUVENT SE DEPLACER PAR RAPPORT A CE DERNIER DANS UN PLAN ESSENTIELLEMENT HORIZONTAL SOUS L'ACTION DE LA FORCE CENTRIFUGE AFIN DE LIMITER LES OSCILLATIONS DE LA PALE RESPECTIVE DANS UN PLAN HORIZONTAL ENTRE LES LIMITES QUI SONT VARIABLES EN FONCTION DIRECTE DE LA VITESSE D'ANGULAIRE DU ROTOR 1.

Description

1 2523071
La présente invention concerne un rotorpour hélicoptère
On connaît d'une façon générale un rotor d'hélicop-
tère comprenant un moyeu central essentiellement en forme de plaque qui présente un contour extérieur polygonal; de ce moyeu font saillie radialement vers l'extérieur plusieurs
pales uniformément réparties autour d'un axe central de rota-
tion du rotor proprement dit Chacune desdites pales est
normalement reliée au moyeu par un élément ou console de fixa-
tion dont une partie centrale s'étend au travers d'une ouver-
ture axiale respective ménagée au travers du moyeu La liaison entre chaque console de fixation-et le moyeu est normalement établie par un accouplement élastomère interposé entre ladite
partie centrale de la console et un élément de liaison s'éten-
dant le long de la périphérie du moyeu et délimitant la partie
radialement extérieure de ladite ouverture.
Chacun des joints élastomères mentionnés ci-dessus
permet à une pale associée d'effectuer des oscillations rela-
tivement grandes autour de son centre, ces oscillations pou-
vant être décomposées en composantes verticales d'oscillation
perpendiculaires au plan de rotation et en composantes hori-
zontales d'oscillation coplanaires avec le rotor.
On sait limiter l'amplitude desdites oscillations verticales par des éléments dynamiques agissant de manière à empêcher des déplacements substantiels vers le haut et vers le bas pendant les phases respectives d'accélération et de décélération D'autre part, les oscillations horizontales sont normalement contrôlées par des amortisseurs qui, dans
certaines situations particulièrement critiques, se sont avé-
rées tout à fait inappropriées Ces situations critiques se produisent en particulier lors d'un décollage lorsque les conditions ambiantes et atmosphériques ne sont pas favorables, par exemple quand il se produit des rafales transversales de vent lors du décollage à partir du pont d'un navire Dans ce cas, les amortisseurs normalement utilisés ne sont pas capables d'absorber la charge dynamique relativement grande créée par les déplacements d'inertie des pales, avec le risque que des déformations oscillatoires d'une telle violence puis sent être transmises au rotor non seulement en empêchant un
décollage normal mais également en faisant capoter l'hélicop-
tère. L'utilisation d'amortisseurs plus puissants s'est avérée inappropriée car, s'ils améliorent effectivement les performances de l'hélicoptère lors d'un décollage dans des
conditions critiques, ils produisent d'autre part une altéra-
tion de performances dans des conditions normales de marche.
L'invention a pour but de créer un rotor dans lequel les oscillations d'inertie des pales dans le plan du rotor
peuvent être-limitées conformément à une relation prédétermi-
née et sans empêcher les pales de prendre leurs inclinaisons
dynamiques correctes dans des conditions de vol normal.
Le problème précité est résolu par la présente inven-
tion qui concerne un rotor d'hélicoptère comprenant un moyeu central pouvant tourner autour de son axe de façon à entraîner
en rotation plusieurs pales s'étendant essentiellement radia-
lement vers l'extérieur du moyeu et reliées à ce dernier par
un moyen d'accouplement qui permet, entre autres, une oscilla-
tion des pales par rapport audit moyeu dans un plan perpendi-
culaire audit axe, rotor caractérisé en ce que chaque pale comporte une surface fixe pouvant coopérer avec des moyens respectifs de butée supportés par le moyeu afin de limiter les oscillations de la pale dans ledit plan entre les limites qui sont variables dans une plage prédéterminée en fonction
directe de la vitesse angulaire du moyeu proprement dit, les-
dits moyens de butée étant déplaçables par rapport audit moyeu dans ledit plan sous l'effet des forces centrifuges et en
opposition à l'action d'organes élastiques, et lesdites sur-
faces étant essentiellement perpendiculaires audit plan.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention
seront mis en évidence dans la suite de la description, donnée
à titre d'exemple nullement limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels Fig 1 est une vue en plan partielle d'un rotor d'hélicoptère agencé conformément aux principes de la présente invention; et
3 2523071
Fig 2 est une vue latérale, avec des parties en
coupe, de la portion de rotor représentée sur la fig 1.
Sur les figures ci-jointes, on a représenté un rotor
d'hélicoptère désigné dans son ensemble par la référence numé-
rique 1 et comprenant un moyeu central 2 supporté par un arbre de transmission 3 Le rotor 1 comprend en outre plusieurs pales (non représentées) réparties uniformément autour d'un
axe central de rotation du moyeu 2 et s'étendant vers l'exté-
rieur dans une direction essentiellement radiale.
Comme indiqué en particulier sur la fig 2, le moyeu 2 comprend un corps tubulaire central 4 comportant deux nervures extrêmes annulaires extérieures 5 limitées axialement par deux surfaces annulaires planes 6 perpendiculaires audit
axe central avec le corps 4 est coaxial.
Les surfaces 6 comportent plusieurs canaux 7 en forme de U qui sont uniformément réparties autour de l'axe
central et qui sont disposées de manière à avoir leur conca-
cité orientée radialement vers l'extérieur Lescanaux 7
sont fermés par deux plaques annulaires 8 reliées à des sur-
faces respectives 6 par des vis 9 (fig 1) et formant avec le corps tubulaire 4 une enveloppe métallique tubulaire fermée supérieurement par un couvercle 11 et supportée en dessous par une collerette 12 prévue à l'extrémité de l'arbre 3 La liaison entre ce dernier, l'enveloppe 10 et le couvercle 11 est formée par une rangée annulaire de
boulons axiaux de traversée 13.
Chacun des canaux 7 est occupée par une partie
intérieure d'une bande annulaire 14 s'étendant vers l'exté-
rieur de l'enveloppe 10 et reliée rigidement aux deux bandes
contiguës 16 par des éléments de recouvrement 15 placés à proxi-
mité de l'enveloppe 10 Les bandes 14 sont de préférence formées de fibres synthétiques orientées et elles sont situées dans deux surfaces tronconiques orientées dans deus directions opposées et disposées de manière que leurs grandes bases soient essentiellement au contact l'une avec l'autre et que leurs petites extrémités soient reliées aux extrémités axiales
opposées de l'enveloppe 10.
Chaque bande supérieure 14 est alignée avec une bande inférieure correspondante 14 de manière à définir avec cette dernière une ouverture axiale 16 (fig 1) qui est limitée sur le côté opposé au moyeu 2 par un pontet 17 Ce dernier, comme le montre la fig 2, est essentiellement constitué par trois couches superposées, dont les couches extérieures sont
formées par des tronçons de bande 14 et la couche intermé-
diaire est un tronçon d'une bande annulaire 18 s'étendant sur toute la périphérie du moyeu 2 et formée de préférence
de fibres synthétiques orientées.
Comme indiqué en particulier sur la fig 2, il est prévu sur chaque pontet 17 une console 19 en forme de U qui est disposée dans un plan vertical et dont la cacavité est dirigée radialement vers l'enveloppe 10 Les extrémités libres de chaque console 19 sont reliées par des vis 20 à
un sabot extérieur 21 d'un accouplement élastomère 22 com-
portant un sabot intérieur 23 et un bloc 24 de matière
élastomère relié rigidement aux sabots 21 et 23.
Chaque sabot 23 est relié à la surface extérieure d'une plaque 25 constituant une partie intermédiaire d'une console respective 26 essentiellement en forme de U qui est disposée dans un plan essentiellement vertical et dont la concavité est dirigée radialement vers l'extérieur du moyeu 2 Chaque console 26 comprend une plaque supérieure plane 27 et une plaque inférieure plane 28, qui sont toutes disposées essentiellement horizontalement et placées l'une au-dessus de l'autre transversalement au pontet associé 17 en étant reliées ensemble ainsi qu'à la plaque 25 par des
boulons de traversée 29.
Les extrémités libres extérieures des plaques 27 et 28 bloquent ensemble l'embase de fixation (non représentée) d'une pale respective (non représentée) qui est fixée sur les plaques 27 et 28 par des boulons (non représentés)
semblables aux boulons 29.
Au travers de chaque plaque 25 est monté un second accouplement élastomère 30 comprenant un joint d'articulation
31 relié rigidement à la plaque 25 et monté de façon coulis-
sante sur une partie extrême cylindrique 32 d'une saillie tubulaire tronconique 33 s'étendant à partir d'une plaque de base 34 dans l'ouverture associée 16 en étant orientée dans une direction essentiellement radiale par rapport à
l'enveloppe 10.
Chaque plaque 34 comporte un bord supérieur 35 replié sur la plaque annulaire supérieure 8 et fixé sur cette
dernière et sur le rebord supérieur 5 par des vis 36 paral-
lèles à l'axe 4 Chaque plaque 34 est reliée en dessous à
la nervure ou rebord inférieur 5 par des vis radiales 37.
Chaque saillie 33 comporte une protubérance infé-
rieure 38 qui peut coopérer avec une protubérance correspon-
dante 39 de la plaque associée 25 pour limiter le mouvement de battement vers le bas de la pale associée (non représentée)
ainsi qu'une fourche supérieure 40 portant un organe bascu-
lant 41 Ce dernier est monté à rotation dans un plan essen-
tiellement vertical et il peut coopérer avec une protubérance 42 de la plaque associée 25 pour limiter le mouvement de battement vers le haut de la pale associée (non représentée) en fonction d'une relation variable avec la vitesse angu
laire du rotor 1.
Deux autres fourches 43 s'étendent vers l'extérieur à partir de la surface latérale de chaque saillie 3 et elles sont disposées sur des côtés opposés de la saillie associée 33 dans un plan essentiellement perpendiculaire à l'axe de rotation du moyeu 2 Chaque fourche 43 supporte un pivot
44 essentiellement parallèle audit axe et supportant à rota-
tion un arbre tubulaire 45, ce dernier étant relié rigidement
à un organe basculant 46 et à un bras 47 pourvu d'une masse-
lotte excentrique 48.
Chaque organe basculant 46 est essentiellement per-
pendiculaire à son bras associé 47 et ces éléments sont
situés dans des plans parallèles essentiellement perpendicu-
laires au pivot associé 44.
Chaque organe basculant 47 s'étend dans une direction essentiellement parallèle à la saillie associée 33 et il comporte un bras intérieur 49, normalement maintenu en contact avec la surface extérieure de la saillie 33 par un ressort en hélice 50 interposé d'une manière connue entre l'arbre tubulaire 45 et le pivot associé 44, ainsi qu'un bras extérieur 51 disposé, au repos, de manière que son extrémité soit dirigée vers une surface de butée 52 formée sur la plaque associée 25 et essentiellement parallèle à l'axe de rotation du moyeu 2 La distance existant au repos
entre l'extrémité libre de chaque bras 51 et la surface asso-
ciée 52 est choisie de façon à permettre à la pale associée d'osciller d'un angle de 100 au maximum par rapport à une
position centrale.
Comme indiqué sur la fig 1, les bras 47 sont espacés des saillies associées 33 de manière à faire en sorte que, sous l'effet de la force centrifuge qui leur est appliquée pendant la rotation du rotor 1, les bras associés 51 se rapprochent des saillies associées 33 et à provoquer un mésalignement de l'extrémité libre de ses bras par rapport
aux-surfaces associées 52 afin de permettre à la pale asso-
ciée d'osciller librement, en fonctionnement, dans un plan
perpendiculaire à l'axe de rotation du moyeu 2.
L'agencement décrit ci-dessus permet, lors du décol-
lage ou pendant l'atterrissage, de maintenir les déplacements par inertie de la pale dans des limites prédéterminées en empêchant ainsi des vibrations dangereuses d'être engendrées
à l'intérieur du rotor 1 dans des situations ambiantes cri-
tiques, les effets de telles vibrations pouvant être dramati-
ques.
Dans le mode de réalisation représenté, les organes basculants 46 sont avantageusement montés sur des saillies associées 33 dans des positions protégées à l'intérieur de l'ouverture associée 16; cependant il va de soi que les organes basculants 46 et les surfaces associées 52 pourraient être portés par le moyeu 2 et respectivement par la pale associée dans n'importe quelle autre position, à condition que la direction de l'axe de rotation des organes basculants 46 et leurs positions relatives par rapport aux surfaces
associées 52 ne soient pas essentiellement modifiées.
8 2523071

Claims (1)

REVENDICATIONS 1 Rotor pour hélicoptère comprenant un moyeu central ( 2) pouvant tourner autour de son axe de façon à entratner en rotation plusieurs pales s'étendant essentiellement radialement vers l'extérieur dudit moyeu et reliées à ce dernier par des moyens d'accouplement qui permettent, entre autres, l'oscil- lation de la pale par rapport au moyeu dans un plan perpendi- culaire audit axe, rotor caractérisé en ce que chacune desdites pales comporte une surface( 52)reliée rigidement à celle-ci et qui peut coopérer avec un moyen associé de butée ( 46) supporté par le moyeu ( 2) pour limiter les oscillations de la pale dans ledit plan dans des limites variables dans une plage prédéterminée en fonction directe de la vitesse angulaire du moyeu ( 2), ledit moyen de butée ( 46) étantmobile par rapport audit moyeu ( 2) dans ledit plan sous l'effet de ladite force centrifuge et en opposition à l'action d'un moyen élastique ( 50), et ladite surface ( 52) étant essentiellement perpendiculaire audit plan. 2 Rotor selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit moyen de butée comprend, pour chaque pale, deux organes basculants ( 46) qui sont montés de façon à pouvoir tourner autour d'axes essentiellement parallèles audit axe de rotation dudit moyeu ( 2) entre une première position dans laquelle un des bras ( 51) de chaque organe basculant ( 46) est placé en regard de ladite surface ( 52) et à une distance prédéterminée de celle-ci, et une seconde position dans laquelle ledit bras ( 51) de chaque organe basculant ( 46) estécarte de ladite surface associée ( 52). 3 Rotor selon la revendication 2-caractérisé en ce que chaque organe basculant ( 46) est pourvu d'une masse- lotte excentrique ( 48) reliée rigidement à celui-ci. 4 Rotor selon l'une quelconque des revendications
1 à 3, caractérisé en ce que ledit moyen d'accouplement comprend, pour chacune desdites pales, une console en forme
de U ( 26) s'étendant au travers d'une ouverture axiale asso-
ciée ( 16) dudit moyeu ( 2), chacune desdites surfaces ( 52)
étant formée sur la console associée ( 26) -
Rotor selon la revendication 4, caractérisé en
ce que, pour chacune desdites pales, lesdits organes bascu-
lants ( 46) sont portés par une saillie ( 33) s'étendant dans une direction essentiellement radiale àpartir une partie centrale ( 10) dudit moyeu ( 2) dans une ouverture associée
( 16).
FR8303900A 1982-03-11 1983-03-09 Rotor d'helicoptere Expired FR2523071B1 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IT67304/82A IT1155133B (it) 1982-03-11 1982-03-11 Rotore per elicotteri

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2523071A1 true FR2523071A1 (fr) 1983-09-16
FR2523071B1 FR2523071B1 (fr) 1985-12-06

Family

ID=11301296

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR8303900A Expired FR2523071B1 (fr) 1982-03-11 1983-03-09 Rotor d'helicoptere

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4551067A (fr)
DE (1) DE3308073A1 (fr)
FR (1) FR2523071B1 (fr)
GB (1) GB2116507B (fr)
IT (1) IT1155133B (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2910470A1 (fr) 2014-02-21 2015-08-26 Airbus Helicopters Rotor pour giravion comportant un mécanisme de butée en battement, et giravion

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT1159375B (it) * 1983-03-15 1987-02-25 Agusta Aeronaut Costr Rotore per elicotteri
FR2551723B1 (fr) * 1983-09-08 1985-12-13 Aerospatiale Dispositif a butees escamotables pour limiter les battements des pales d'un rotor principal de giravion
IT1182447B (it) * 1985-02-19 1987-10-05 Agusta Aeronaut Costr Rotore per elicotteri
IT1196801B (it) * 1986-11-25 1988-11-25 Agusta Aeronaut Costr Rotore per elicotteri
FR2648106B1 (fr) * 1989-06-08 1991-09-27 Aerospatiale Dispositif de butees escamotables pour pales de rotors de giravions, et tete de rotor le comportant
FR2750948B1 (fr) * 1996-07-12 1998-10-30 Eurocopter France Dispositif de blocage, au moins en pas, des pales d'un rotor
US8882462B2 (en) 2008-12-09 2014-11-11 Sikorsky Aircraft Corporation Lead stop for rotor system with fluid-elastomeric lead/lag damper
FR3020341B1 (fr) 2014-04-24 2016-04-29 Airbus Helicopters Rotor comportant un mecanisme de butee en trainee, et aeronef

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB673113A (en) * 1949-10-03 1952-06-04 John Brown & Company Ltd Improvements in or relating to mountings for blades of wind motors or of propellers or of helicopter rotors
GB2024133A (en) * 1978-06-26 1980-01-09 United Technologies Corp Helicoptor rotor
FR2434079A1 (fr) * 1978-08-23 1980-03-21 Aerospatiale Dispositif pour limiter les battements des pales d'un rotor principal de giravion

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH212105A (de) * 1938-02-12 1940-10-31 Flettner Anton Hubschrauber mit paarweise ineinander kämmenden Rotoren.
US2614640A (en) * 1951-02-01 1952-10-21 United Aircraft Corp Rotor blade support
US2719593A (en) * 1953-03-05 1955-10-04 United Aircraft Corp Combined anti-flapping and droop stop
US3533713A (en) * 1968-04-01 1970-10-13 Lockheed Aircraft Corp Rotor locking device
US3853426A (en) * 1972-09-05 1974-12-10 United Aircraft Corp Elastomeric helicopter rotor head with dynamic and static blade coning and droop stops
DE2452974C3 (de) * 1974-11-08 1978-03-09 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Hubschrauberrotorblatt
US3932059A (en) * 1975-01-10 1976-01-13 United Technologies Corporation Droop stops for helicopter rotor having elastomeric bearings
US4235570A (en) * 1978-06-26 1980-11-25 United Technologies Corporation Elastomeric helicopter rotor load reaction system
IT1129070B (it) * 1980-04-03 1986-06-04 Agusta Aeronaut Costr Rotore a giunti elastomerici per elicotteri
US4297079A (en) * 1980-07-14 1981-10-27 Goodall Semimetallic Hose & Mfg. Co. Variable pitch marine propeller
US4368006A (en) * 1980-08-07 1983-01-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Droop stop for fully articulated rotor

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB673113A (en) * 1949-10-03 1952-06-04 John Brown & Company Ltd Improvements in or relating to mountings for blades of wind motors or of propellers or of helicopter rotors
GB2024133A (en) * 1978-06-26 1980-01-09 United Technologies Corp Helicoptor rotor
FR2434079A1 (fr) * 1978-08-23 1980-03-21 Aerospatiale Dispositif pour limiter les battements des pales d'un rotor principal de giravion

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2910470A1 (fr) 2014-02-21 2015-08-26 Airbus Helicopters Rotor pour giravion comportant un mécanisme de butée en battement, et giravion
US9682775B2 (en) 2014-02-21 2017-06-20 Airbus Helicopters Rotorcraft rotor including a flapping abutment mechanism, and a rotorcraft

Also Published As

Publication number Publication date
DE3308073A1 (de) 1983-09-29
US4551067A (en) 1985-11-05
GB2116507B (en) 1985-07-24
GB2116507A (en) 1983-09-28
GB8306344D0 (en) 1983-04-13
IT8267304A0 (it) 1982-03-11
FR2523071B1 (fr) 1985-12-06
IT1155133B (it) 1987-01-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA1321378C (fr) Tete de rotor de giravion a tirants interpales de rappel elastique avec amortissement incorpore
CA2028023C (fr) Dispositif visco-elastique rotatif de rappel elastique et d'amortissement en trainee pour pale de rotor de giravion, et tete de rotor le comportant
EP2356027B1 (fr) Système de fixation entre deux composants, tels qu'un moteur d'aéronef et son mât d'accrochage
FR2479772A1 (fr) Rotor d'helicoptere comprenant des joints elastomeres
EP1780121B1 (fr) Pale de giravion munie d'un volet orientable et d'une languette de fixation
EP0021901A1 (fr) Rotor de giravion à moyeu articulé compact
FR2770826A1 (fr) Pale de rotor a volet orientable
FR2523071A1 (fr) Rotor d'helicoptere
FR2523070A1 (fr) Rotor d'helicoptere
EP1346910A1 (fr) Rotor de giravion a entraínement homocinétique
FR2580944A1 (fr) Jouet volant
EP0162773A1 (fr) Dispositif à plateaux cycliques montés sur articulations lamifiées pour la commande du pas des pales d'un rotor
EP1780122B1 (fr) Pale de giravion munie d'un volet orientable
EP3208191B1 (fr) Atterrisseur pour aéronef comportant un amortisseur principal et un amortisseur secondaire anti shimmy
FR2660620A1 (fr) Rotor principal d'helicoptere du type spherique.
EP0718187A1 (fr) Dispositif de suspension anti-vibratoire bidirectionnelle pour rotor d'hélicoptère
EP1783049B1 (fr) Pale de giravion munie d'un volet orientable à l'aide d'au moins une rotule principale dont le premier arbre est solidaire dudit volet
EP0706935B1 (fr) Dispositif de butées de battement, à anneau escamotable de butées hautes, et tête de rotor le comportant
EP0402236B1 (fr) Dispositif de butées escamotables pour pales de rotors de giravions, et tête de rotor le comportant
EP0215688B1 (fr) Dispositif de butées de battement pour rotor de giravion
FR2685675A1 (fr) Dispositif de palier elastomerique cylindrique a grand debattement angulaire.
FR2735094A1 (fr) Rotor d'helicoptere
EP0981478B1 (fr) Pale de rotor, notamment pour le rotor arriere anticouple d'un helicoptere
EP0022689A1 (fr) Perfectionnement à un frein centrifuge pour gyroscope suspendu à la cardan
FR2797430A1 (fr) Aeronef a rotor basculant comportant un ensemble d'arret vers le bas du rotor basculant

Legal Events

Date Code Title Description
TP Transmission of property
ST Notification of lapse