JPH05193581A - ヘリコプタのアンチ・トルク装置 - Google Patents
ヘリコプタのアンチ・トルク装置Info
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- JPH05193581A JPH05193581A JP732292A JP732292A JPH05193581A JP H05193581 A JPH05193581 A JP H05193581A JP 732292 A JP732292 A JP 732292A JP 732292 A JP732292 A JP 732292A JP H05193581 A JPH05193581 A JP H05193581A
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- Japan
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- axis
- fan
- helicopter
- thrust
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Abstract
(57)【要約】
【目的】本発明は、メイン・ロータ・ブレードのみによ
り前進飛行推力を得ることなく、飛行速度の高速化が可
能になるヘリコプタのアンチ・トルク装置を提供するこ
とを目的とする。 【構成】ヘリコプタ１の後部胴体４に設けたテイル・フ
ァン５の回転軸を、ホバリング時には機体軸Ｐに直角な
方向に固定されるようテイル・ファン方向変換アクチュ
エータ６を制御すると共に、前進飛行時にはその前進速
度に応じて上記機体軸Ｐに沿った方向に次第に傾斜され
るよう上記テイル・ファン方向変換アクチュエータ６を
制御し、上記テイル・ファン５の傾斜設定時には、機体
横方向の推力成分Ｄy をメイン・ロータ・ブレード２の
回転により生じるモーメント力に釣り合うアンチ・トル
ク力として作用させ、前方方向の推力成分Ｄx を機体の
前進推進力として作用させる構成とする。
り前進飛行推力を得ることなく、飛行速度の高速化が可
能になるヘリコプタのアンチ・トルク装置を提供するこ
とを目的とする。 【構成】ヘリコプタ１の後部胴体４に設けたテイル・フ
ァン５の回転軸を、ホバリング時には機体軸Ｐに直角な
方向に固定されるようテイル・ファン方向変換アクチュ
エータ６を制御すると共に、前進飛行時にはその前進速
度に応じて上記機体軸Ｐに沿った方向に次第に傾斜され
るよう上記テイル・ファン方向変換アクチュエータ６を
制御し、上記テイル・ファン５の傾斜設定時には、機体
横方向の推力成分Ｄy をメイン・ロータ・ブレード２の
回転により生じるモーメント力に釣り合うアンチ・トル
ク力として作用させ、前方方向の推力成分Ｄx を機体の
前進推進力として作用させる構成とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ヘリコプタにおいて、
メイン・ロータ・ブレードの回転により生じるモーメン
ト力に釣り合ったトルク力を発生するヘリコプタのアン
チ・トルク装置に関する。
メイン・ロータ・ブレードの回転により生じるモーメン
ト力に釣り合ったトルク力を発生するヘリコプタのアン
チ・トルク装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】図３はテイル・ロータ・ブレード方式に
よる従来のアンチ・トルク装置を示すもので、このアン
チ・トルク装置は、ヘリコプタの機体尾部に対して、テ
イル・ロータ・ブレード３を設け、該テイル・ロータ・
ブレード３の発生する推力によりメイン・ロータ・ブレ
ードの回転により生じるモーメント力に釣り合ったアン
チ・トルク力を発生するものである。この場合、上記テ
イル・ロータ・ブレード３によるテイル・ロータ推力
（アンチ・トルク力）Ｄの発生方向は、機体に直角な方
向Ｄy に固定されている。
よる従来のアンチ・トルク装置を示すもので、このアン
チ・トルク装置は、ヘリコプタの機体尾部に対して、テ
イル・ロータ・ブレード３を設け、該テイル・ロータ・
ブレード３の発生する推力によりメイン・ロータ・ブレ
ードの回転により生じるモーメント力に釣り合ったアン
チ・トルク力を発生するものである。この場合、上記テ
イル・ロータ・ブレード３によるテイル・ロータ推力
（アンチ・トルク力）Ｄの発生方向は、機体に直角な方
向Ｄy に固定されている。
【０００３】図４はテイル・ファン方式による従来のア
ンチ・トルク装置を示すもので、このアンチ・トルク装
置も、ヘリコプタの機体尾部に対して、テイル・ファン
５を設け、該テイル・ファン５の発生する推力によりア
ンチ・トルク力を発生するものである。
ンチ・トルク装置を示すもので、このアンチ・トルク装
置も、ヘリコプタの機体尾部に対して、テイル・ファン
５を設け、該テイル・ファン５の発生する推力によりア
ンチ・トルク力を発生するものである。
【０００４】この場合も、上記テイル・ロータ・ブレー
ド方式の場合と同様、テイル・ファン５によるテイル・
ファン推力（アンチ・トルク力）Ｄの発生方向は、機体
に直角な方向Ｄy に固定されている。
ド方式の場合と同様、テイル・ファン５によるテイル・
ファン推力（アンチ・トルク力）Ｄの発生方向は、機体
に直角な方向Ｄy に固定されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】すなわち、従来のヘリ
コプタのアンチ・トルク装置は、メイン・ロータ・ブレ
ードの回転により生じるモーメント力に釣り合わせるア
ンチ・トルク力のみ発生する機能を有するもので、この
アンチ・トルク力は、前進飛行時において、機体速度を
増加させるための前方方向の推進力発生には寄与しない
ことになる。一般に、ヘリコプタは、メイン・ロータ・
ブレードの推力のみによる前進飛行速度には限界があ
り、２００Kt程度で頭打ちになる。
コプタのアンチ・トルク装置は、メイン・ロータ・ブレ
ードの回転により生じるモーメント力に釣り合わせるア
ンチ・トルク力のみ発生する機能を有するもので、この
アンチ・トルク力は、前進飛行時において、機体速度を
増加させるための前方方向の推進力発生には寄与しない
ことになる。一般に、ヘリコプタは、メイン・ロータ・
ブレードの推力のみによる前進飛行速度には限界があ
り、２００Kt程度で頭打ちになる。
【０００６】図５は従来のヘリコプタのメイン・ロータ
・ブレードのみによる前進飛行速度の限界作用を示すも
ので、同図（Ａ）はその側面図、同図（Ｂ）そのＡ−Ａ
矢視図である。
・ブレードのみによる前進飛行速度の限界作用を示すも
ので、同図（Ａ）はその側面図、同図（Ｂ）そのＡ−Ａ
矢視図である。
【０００７】すなわち、メイン・ロータ・ブレード２の
前進側では、該ロータ・ブレード２の速度Ｖt と機体速
度ＶA とが加算され、それが音速に近付くか音速を越え
ることで抵抗が増大する。
前進側では、該ロータ・ブレード２の速度Ｖt と機体速
度ＶA とが加算され、それが音速に近付くか音速を越え
ることで抵抗が増大する。
【０００８】また、メイン・ロータ・ブレード２の後退
側では、該ロータ・ブレード２の速度Ｖt から機体速度
ＶA が減算され、ロータ・ブレード２の対気速度が低下
することで、該ロータ・ブレード２の推力が低下する。
このことにより、ヘリコプタのメイン・ロータ・ブレー
ド２のみによる高速化には限界が生じている。
側では、該ロータ・ブレード２の速度Ｖt から機体速度
ＶA が減算され、ロータ・ブレード２の対気速度が低下
することで、該ロータ・ブレード２の推力が低下する。
このことにより、ヘリコプタのメイン・ロータ・ブレー
ド２のみによる高速化には限界が生じている。
【０００９】本発明は、上記課題に鑑みなされたもの
で、メイン・ロータ・ブレードのみにより前進飛行推力
を得ることなく、飛行速度の高速化が可能になるヘリコ
プタのアンチ・トルク装置を提供することを目的とす
る。
で、メイン・ロータ・ブレードのみにより前進飛行推力
を得ることなく、飛行速度の高速化が可能になるヘリコ
プタのアンチ・トルク装置を提供することを目的とす
る。
【００１０】
【課題を解決するための手段】すなわち、本発明に係わ
るヘリコプタのアンチ・トルク装置は、ヘリコプタの後
部胴体に設けられたテイル・ファンと、このテイル・フ
ァンの回転軸をメイン・ロータ・ブレードの回転により
生じるモーメント力に釣り合う方向の機体軸に直角な方
向から機体軸に沿って傾斜した方向まで回動自在に支持
する回動機構と、この回動機構による上記テイル・ファ
ンの回動方向を変化させる方向変換手段と、ホバリング
時には上記テイル・ファンの回転軸を上記機体軸に直角
な方向に固定させると共に、前進飛行時にはその前進速
度に応じて上記テイル・ファンの回転軸を上記機体軸に
沿った方向に次第に傾斜させる上記方向変換手段の制御
手段とを備えて構成したものである。
るヘリコプタのアンチ・トルク装置は、ヘリコプタの後
部胴体に設けられたテイル・ファンと、このテイル・フ
ァンの回転軸をメイン・ロータ・ブレードの回転により
生じるモーメント力に釣り合う方向の機体軸に直角な方
向から機体軸に沿って傾斜した方向まで回動自在に支持
する回動機構と、この回動機構による上記テイル・ファ
ンの回動方向を変化させる方向変換手段と、ホバリング
時には上記テイル・ファンの回転軸を上記機体軸に直角
な方向に固定させると共に、前進飛行時にはその前進速
度に応じて上記テイル・ファンの回転軸を上記機体軸に
沿った方向に次第に傾斜させる上記方向変換手段の制御
手段とを備えて構成したものである。
【００１１】
【作用】つまり、上記テイル・ファンの傾斜制御時にお
ける機体横方向の推力成分は上記モーメント力に釣り合
う力として作用し、前方方向の推力成分は機体の前進推
進力として作用することになる。
ける機体横方向の推力成分は上記モーメント力に釣り合
う力として作用し、前方方向の推力成分は機体の前進推
進力として作用することになる。
【００１２】
【実施例】以下図面により本発明の一実施例について説
明する。図１はヘリコプタのアンチ・トルク装置におけ
るホバリング時の構成を示すもので、同図（Ａ）はその
後方斜視図、同図（Ｂ）はその上面図である。図２はヘ
リコプタのアンチ・トルク装置における前進飛行時の構
成を示すもので、同図（Ａ）はその後方斜視図、同図
（Ｂ）はその上面図である。
明する。図１はヘリコプタのアンチ・トルク装置におけ
るホバリング時の構成を示すもので、同図（Ａ）はその
後方斜視図、同図（Ｂ）はその上面図である。図２はヘ
リコプタのアンチ・トルク装置における前進飛行時の構
成を示すもので、同図（Ａ）はその後方斜視図、同図
（Ｂ）はその上面図である。
【００１３】図１及び図２において、１はヘリコプタ、
２はメイン・ロータ・ブレード、４はヘリコプタ後部胴
体、５はテイル・ファン、６はファン方向変換アクチュ
エータ、６ａは可動アーム、７はテイル・ファン回転駆
動機構である。
２はメイン・ロータ・ブレード、４はヘリコプタ後部胴
体、５はテイル・ファン、６はファン方向変換アクチュ
エータ、６ａは可動アーム、７はテイル・ファン回転駆
動機構である。
【００１４】テイル・ファン５は、メイン・ロータ・ブ
レード２の回転により生じるモーメント力に釣り合った
アンチ・トルク力Ｄを発生するべく、ヘリコプタ後部胴
体７を通して配設されたテイル・ファン回転駆動機構７
により回転駆動されるもので、このテイル・ファン５
は、その外枠の上部と下部とがヘリコプタ後部胴体４に
対して回動自在に支持されると共に、該外枠の上部には
後部胴体４に固定されたファン方向変換アクチュエータ
６の可動アーム６ａが結合される。
レード２の回転により生じるモーメント力に釣り合った
アンチ・トルク力Ｄを発生するべく、ヘリコプタ後部胴
体７を通して配設されたテイル・ファン回転駆動機構７
により回転駆動されるもので、このテイル・ファン５
は、その外枠の上部と下部とがヘリコプタ後部胴体４に
対して回動自在に支持されると共に、該外枠の上部には
後部胴体４に固定されたファン方向変換アクチュエータ
６の可動アーム６ａが結合される。
【００１５】ファン方向変換アクチュエータ６は、テイ
ル・ファン５の外枠を、その上下部支持位置を支点にし
て、機体軸Ｐに平行な位置から機体軸Ｐに直角な方向に
傾斜した位置まで回動させるもので、テイル・ファン５
の推力Ｄは、該外枠を機体軸Ｐに平行に固定した状態に
おいて（図１参照）、メイン・ロータ・ブレード２の回
転モーメントを打ち消すべく機体軸Ｐに直角な方向Ｄy
に作用し、また、該外枠を機体軸Ｐに直角な方向に傾斜
して固定した状態において（図２参照）、メイン・ロー
タ・ブレード２の回転モーメントを打ち消すべく機体軸
Ｐに直角な方向Ｄy と、機体軸Ｐに沿った前進推進力Ｄ
x を得る方向とに分力作用する。
ル・ファン５の外枠を、その上下部支持位置を支点にし
て、機体軸Ｐに平行な位置から機体軸Ｐに直角な方向に
傾斜した位置まで回動させるもので、テイル・ファン５
の推力Ｄは、該外枠を機体軸Ｐに平行に固定した状態に
おいて（図１参照）、メイン・ロータ・ブレード２の回
転モーメントを打ち消すべく機体軸Ｐに直角な方向Ｄy
に作用し、また、該外枠を機体軸Ｐに直角な方向に傾斜
して固定した状態において（図２参照）、メイン・ロー
タ・ブレード２の回転モーメントを打ち消すべく機体軸
Ｐに直角な方向Ｄy と、機体軸Ｐに沿った前進推進力Ｄ
x を得る方向とに分力作用する。
【００１６】ここで、上記テイル・ファン５のヘリコプ
タ後部胴体４に対するファン方向変換アクチュエータ６
による回動傾斜角度、及びテイル・ファン回転駆動機構
７によるファン回転速度は、ヘリコプタ１のホバリング
時から前進飛行速度に応じて可変制御されるもので、ヘ
リコプタ１のホバリング時から次第に前進飛行速度が増
すと、上記テイル・ファン５の回転軸は、機体軸Ｐに直
角な方向から次第に機体軸Ｐの方向に傾斜するよう制御
され、また、その回転速度は、次第に増速制御される。
つまり、ヘリコプタ１のホバリング時から前進飛行時ま
で、その前進飛行速度に応じてテイル・ファン５の推力
方向及び回転速度を変化させる構成とする。
タ後部胴体４に対するファン方向変換アクチュエータ６
による回動傾斜角度、及びテイル・ファン回転駆動機構
７によるファン回転速度は、ヘリコプタ１のホバリング
時から前進飛行速度に応じて可変制御されるもので、ヘ
リコプタ１のホバリング時から次第に前進飛行速度が増
すと、上記テイル・ファン５の回転軸は、機体軸Ｐに直
角な方向から次第に機体軸Ｐの方向に傾斜するよう制御
され、また、その回転速度は、次第に増速制御される。
つまり、ヘリコプタ１のホバリング時から前進飛行時ま
で、その前進飛行速度に応じてテイル・ファン５の推力
方向及び回転速度を変化させる構成とする。
【００１７】すなわち、上記構成によるヘリコプタのア
ンチ・トルク装置において、ヘリコプタ１のホバリング
時には、図１で示したように、ファン方向変換アクチュ
エータ６の可動アーム６ａを短縮状態に固定し、テイル
・ファン５を機体軸Ｐに平行な方向、つまり、ファン５
の回転軸を機体軸Ｐに直角な方向に固定することで、該
テイル・ファン５による推力方向も機体軸Ｐと直角な方
向に保持されるようになり、メイン・ロータ・ブレード
２の回転により生じるモーメント力に釣り合ったアンチ
・トルク力Ｄy が発生される。
ンチ・トルク装置において、ヘリコプタ１のホバリング
時には、図１で示したように、ファン方向変換アクチュ
エータ６の可動アーム６ａを短縮状態に固定し、テイル
・ファン５を機体軸Ｐに平行な方向、つまり、ファン５
の回転軸を機体軸Ｐに直角な方向に固定することで、該
テイル・ファン５による推力方向も機体軸Ｐと直角な方
向に保持されるようになり、メイン・ロータ・ブレード
２の回転により生じるモーメント力に釣り合ったアンチ
・トルク力Ｄy が発生される。
【００１８】一方、ヘリコプタ１の前進飛行時には、図
２で示したように、ファン方向変換アクチュエータ６の
可動アーム６ａを矢印ｘで示すように伸長制御し、テイ
ル・ファン５をヘリコプタ１の前進飛行速度に応じて機
体軸Ｐに直角な方向に傾斜、つまり、ファン５の回転軸
を機体軸Ｐに沿った方向ｙに次第に傾斜させることで、
該テイル・ファン５による推力Ｄも機体前方に傾くよう
になり、そして、テイル・ファン５の回転速度も次第に
増速させることで、機体軸Ｐに直角な方向のアンチ・ト
ルク力Ｄy と機体軸Ｐに沿った前方方向への補助推進力
Ｄx とが、分力で発生される。
２で示したように、ファン方向変換アクチュエータ６の
可動アーム６ａを矢印ｘで示すように伸長制御し、テイ
ル・ファン５をヘリコプタ１の前進飛行速度に応じて機
体軸Ｐに直角な方向に傾斜、つまり、ファン５の回転軸
を機体軸Ｐに沿った方向ｙに次第に傾斜させることで、
該テイル・ファン５による推力Ｄも機体前方に傾くよう
になり、そして、テイル・ファン５の回転速度も次第に
増速させることで、機体軸Ｐに直角な方向のアンチ・ト
ルク力Ｄy と機体軸Ｐに沿った前方方向への補助推進力
Ｄx とが、分力で発生される。
【００１９】したがって、上記構成のヘリコプタのアン
チ・トルク装置によれば、ヘリコプタ１の前進速度ＶA
には、メイン・ロータ・ブレード２の回転による推力だ
けでなく、テイル・ファン５の回転による推力も作用す
るようになり、その飛行速度をメイン・ロータ・ブレー
ド２による速度限界を越えて高速化することができる。
チ・トルク装置によれば、ヘリコプタ１の前進速度ＶA
には、メイン・ロータ・ブレード２の回転による推力だ
けでなく、テイル・ファン５の回転による推力も作用す
るようになり、その飛行速度をメイン・ロータ・ブレー
ド２による速度限界を越えて高速化することができる。
【００２０】
【発明の効果】以上のように本発明によれば、ヘリコプ
タの後部胴体に設けられたテイル・ファンと、このテイ
ル・ファンの回転軸をメイン・ロータ・ブレードの回転
により生じるモーメント力に釣り合う方向の機体軸に直
角な方向から機体軸に沿って傾斜した方向まで回動自在
に支持する回動機構と、この回動機構による上記テイル
・ファンの回動方向を変化させる方向変換手段と、ホバ
リング時には上記テイル・ファンの回転軸を上記機体軸
に直角な方向に固定させると共に、前進飛行時にはその
前進速度に応じて上記テイル・ファンの回転軸を上記機
体軸に沿った方向に次第に傾斜させる上記方向変換手段
の制御手段とを備えて構成し、上記テイル・ファンの傾
斜設定時における機体横方向の推力成分は上記モーメン
ト力に釣り合う力として作用し、前方方向の推力成分は
機体の前進推進力として作用するので、メイン・ロータ
・ブレードのみにより前進飛行推力を得ることなく、飛
行速度の高速化が可能になる。
タの後部胴体に設けられたテイル・ファンと、このテイ
ル・ファンの回転軸をメイン・ロータ・ブレードの回転
により生じるモーメント力に釣り合う方向の機体軸に直
角な方向から機体軸に沿って傾斜した方向まで回動自在
に支持する回動機構と、この回動機構による上記テイル
・ファンの回動方向を変化させる方向変換手段と、ホバ
リング時には上記テイル・ファンの回転軸を上記機体軸
に直角な方向に固定させると共に、前進飛行時にはその
前進速度に応じて上記テイル・ファンの回転軸を上記機
体軸に沿った方向に次第に傾斜させる上記方向変換手段
の制御手段とを備えて構成し、上記テイル・ファンの傾
斜設定時における機体横方向の推力成分は上記モーメン
ト力に釣り合う力として作用し、前方方向の推力成分は
機体の前進推進力として作用するので、メイン・ロータ
・ブレードのみにより前進飛行推力を得ることなく、飛
行速度の高速化が可能になる。
【図１】本発明の一実施例に係わるヘリコプタのアンチ
・トルク装置におけるホバリング時の構成を示す図。
・トルク装置におけるホバリング時の構成を示す図。
【図２】上記ヘリコプタのアンチ・トルク装置における
前進飛行時の構成を示す図。
前進飛行時の構成を示す図。
【図３】テイル・ロータ・ブレード方式による従来のア
ンチ・トルク装置を示す図。
ンチ・トルク装置を示す図。
【図４】テイル・ファン方式による従来のアンチ・トル
ク装置を示す図。
ク装置を示す図。
【図５】従来のヘリコプタのメイン・ロータ・ブレード
のみによる前進飛行速度の限界作用を示す図。
のみによる前進飛行速度の限界作用を示す図。
１…ヘリコプタ、２…メイン・ロータ・ブレード、４…
ヘリコプタ後部胴体、５…テイル・ファン、６…ファン
方向変換アクチュエータ、６ａ…可動アーム、７…テイ
ル・ファン回転駆動機構、Ｐ…機体軸、Ｄ…テイル・フ
ァン推力、Ｄy…アンチ・トルク力、Ｄx …補助推進
力。
ヘリコプタ後部胴体、５…テイル・ファン、６…ファン
方向変換アクチュエータ、６ａ…可動アーム、７…テイ
ル・ファン回転駆動機構、Ｐ…機体軸、Ｄ…テイル・フ
ァン推力、Ｄy…アンチ・トルク力、Ｄx …補助推進
力。
Claims (1)
- 【請求項１】 ヘリコプタの後部胴体に設けられたテイ
ル・ファンと、 このテイル・ファンの回転軸をメイン・ロータ・ブレー
ドの回転により生じるモーメント力に釣り合う方向の機
体軸に直角な方向から機体軸に沿って傾斜した方向まで
回動自在に支持する回動機構と、 この回動機構による上記テイル・ファンの回動方向を変
化させる方向変換手段と、 ホバリング時には上記テイル・ファンの回転軸を上記機
体軸に直角な方向に固定させると共に、前進飛行時には
その前進速度に応じて上記テイル・ファンの回転軸を上
記機体軸に沿った方向に次第に傾斜させる上記方向変換
手段の制御手段とを具備し、 上記テイル・ファンの傾斜制御時における機体横方向の
推力成分は上記モーメント力に釣り合う力として作用
し、前方方向の推力成分は機体の前進推進力として作用
することを特徴とするヘリコプタのアンチ・トルク装
置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP732292A JPH05193581A (ja) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | ヘリコプタのアンチ・トルク装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP732292A JPH05193581A (ja) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | ヘリコプタのアンチ・トルク装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05193581A true JPH05193581A (ja) | 1993-08-03 |
Family
ID=11662739
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP732292A Withdrawn JPH05193581A (ja) | 1992-01-20 | 1992-01-20 | ヘリコプタのアンチ・トルク装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05193581A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102010021026A1 (de) * | 2010-05-19 | 2011-11-24 | Eads Deutschland Gmbh | Hybrides Antriebs- und Energiesystem für Fluggeräte |
| US8870114B2 (en) | 2010-05-19 | 2014-10-28 | Eads Deutschland Gmbh | Hybrid drive for helicopters |
| US9004395B2 (en) | 2010-05-19 | 2015-04-14 | Eads Deutschland Gmbh | Drive system for helicopters |
-
1992
- 1992-01-20 JP JP732292A patent/JPH05193581A/ja not_active Withdrawn
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102010021026A1 (de) * | 2010-05-19 | 2011-11-24 | Eads Deutschland Gmbh | Hybrides Antriebs- und Energiesystem für Fluggeräte |
| US8870114B2 (en) | 2010-05-19 | 2014-10-28 | Eads Deutschland Gmbh | Hybrid drive for helicopters |
| US9004395B2 (en) | 2010-05-19 | 2015-04-14 | Eads Deutschland Gmbh | Drive system for helicopters |
| US9194285B2 (en) | 2010-05-19 | 2015-11-24 | Eads Deutschland Gmbh | Hybrid drive and energy system for aircraft |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19990408 |