KR200434401Y1 - 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리 - Google Patents

헬리콥터용 메인 로터 어셈블리 Download PDF

Info

Publication number
KR200434401Y1
KR200434401Y1 KR2020060025848U KR20060025848U KR200434401Y1 KR 200434401 Y1 KR200434401 Y1 KR 200434401Y1 KR 2020060025848 U KR2020060025848 U KR 2020060025848U KR 20060025848 U KR20060025848 U KR 20060025848U KR 200434401 Y1 KR200434401 Y1 KR 200434401Y1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
swash plate
mast
helicopter
rotor assembly
main rotor
Prior art date
Application number
KR2020060025848U
Other languages
English (en)
Inventor
차호철
Original Assignee
차호철
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 차호철 filed Critical 차호철
Priority to KR2020060025848U priority Critical patent/KR200434401Y1/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR200434401Y1 publication Critical patent/KR200434401Y1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/605—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including swash plate, spider or cam mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

비행을 위한 양력(揚力)의 발생이 용이하고 특히, 비행 중에 역풍 영역(stall region)의 발생을 최소화하여 한층 향상된 비행 안정성 및 출력 성능을 확보할 수 있는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리를 개시한다.
그러한 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리는, 헬리콥터 동체와, 상기 헬리콥터 동체에 세워진 상태로 고정되어 엔진으로부터 동력을 전달받아서 회전되는 마스트와, 상기 마스트의 원주 둘레를 따라 배치되며 이 마스트의 회전시 양력 발생을 위한 피치 조절이 가능하게 연결되는 복수개의 블레이드와, 상기 마스트측에 끼워져서 수평 또는 어느 한 방향으로 기울어질 수 있는 상태로 고정되는 제1 스와시 플레이트 및 제2 스와시 플레이트 그리고, 상기 각 스와시 플레이트의 고정 자세가 변화될 때 상기 복수개의 블레이드 피치가 변화될 수 있도록 연결하기 위한 복수개의 콘트롤 로드 및 구동원으로부터 동력을 전달받아서 상기 제1 스와시 플레이트 또는 제2 스와시 플레이트를 수평 또는 어느 한 방향으로 기울러진 자세로 변화시키기 위한 복수개의 푸시 로드를 포함한다.
헬리콥터, 2개의 스와시 플레이트(swash plate), 마스트(mast), 콘트롤 로드, 푸시 로드, 출력 증대, 비행 안정성 확보, 역풍 영역(stall region) 억제

Description

헬리콥터용 메인 로터 어셈블리{main rotor assembly for helicopter}
도 1은 본 고안의 실시예에 따른 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리의 전체 구조를 설명하기 위한 도면이다.
도 2는 도 1의 평면도이다.
도 3은 본 고안의 실시예에 따른 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리의 세부 구조를 설명하기 위한 도면이다.
도 4는 도 3의 제1 및 제2 스와시 플레이트 작용을 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 도 3의 콘트롤 로드 연결 구조를 설명하기 위한 도면이다.
도 6은 본 고안의 실시예에 따른 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리의 작용을 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 도 6의 작용에 의한 양력 발생 및 분포 상태를 설명하기 위한 도면이다.
본 고안은 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 비행을 위한 양력(揚力)의 발생이 용이하고 특히, 비행 중에 역풍 영역(stall region)의 발생을 최소화하여 한층 개선된 비행 안정성 및 출력 성능을 확보할 수 있는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리에 관한 것이다.
일반적으로 헬리콥터는 복수개의 블레이드들이 엔진으로부터 동력을 전달받는 마스트와 연결되어 이 마스트가 어느 한 방향으로 회전될 때 양력(揚力)이 발생되면서 이미 알려진 바와 같이 동체의 수직 이착륙과 호버링(hovering) 그리고 전,후,좌,우측의 다양한 방향으로 비행이 가능하게 이루어진다.
이와 같은 동체의 비행은 상기 마스트측에 설치된 통상의 스와시 플레이트(swash plate)의 작용에 의해 이루어지는 것으로서, 이 스와시 플레이트는 마스트가 1회전할 때마다 이 로터의 원주 둘레 방향으로 등분된 2군데 지점에서 비행에 적합한 양력이 발생될 수 있도록 상기 블레이드들의 피치를 무단으로 가변 시켜주는 역할을 한다.
예를들어, 헬기가 수직으로 이륙하거나 호버링(공중 정지 상태)을 할 때에는 수평한 자세로 위치되어 마스트의 블레이드 피치가 동일하게 유지되면서 중력의 상쇄가 가능하도록 작동된다.
그리고 이 상태에서 동체가 진행하려고 하는 어느 한 방향으로 스와시 플레이트를 기울이면 진행 방향측의 전진 블레이드 피치 각도는 작아지고 상대적으로 그 반대 방향의 후퇴 블레이드 피치 각도는 커지면서 동체가 전방을 향하여 기울어진 상태가 되고 전방 및 후방의 양력 차이가 추진력으로 바뀌게 된다.
즉, 전진 조타시 상기 스와시 플레이트가 동체의 전방측으로 기울어지면서 콘트롤 로드의 링크 작용에 의해 마스트를 따라 회전되는 2개 또는 4개의 블레이드 중에서 동체를 기준으로 좌, 우측 2개의 지점을 통과하는 블레이드 피치 각도가 어느 한 지점에서는 작아지고 다른 한 지점에서는 커지도록 주기적으로 변화된다.
이와 같이 피치가 변화된 좌,우측 블레이드는 통상의 자이로 프리세션 원리에 의해 전방 및 후방측에서 양력을 발생하고 특히 후방측 양력이 전방측 양력보다 크게 작용되면서 양력의 불균형에 의해 어느 한 방향으로 비행할 수 있게 된다.
그러나, 상기한 종래의 헬리콥터는 상기 마스트에 1개의 스와시 플레이트가 설치되어 동체를 기준으로 좌측 및 우측 2군데 지점을 통과하는 블레이드 피치를 변화시키면서 비행을 위한 양력을 발생하므로 이와 같은 양력 발생 구조는 다음과 같은 단점이 있다.
먼저, 동체를 기준으로 좌,우측 2군데 지점을 통과한 블레이드에 의해 전방 및 후방 지점에서만 양력이 발생되므로 비행시 속도 향상을 위한 만족할 만한 출력 성능을 확보하기 어렵고, 특히 블레이드의 후퇴 구간에서 이른바 역풍 영역(stall region)이 쉽게 발생될 수 있다.
이러한 역풍 영역은 상기 마스트에 의해 회전되는 블레이드가 전방측에서 후방측으로 후퇴될 때 동체의 비행 속도에 대응하는 맞바람에 의한 역풍 작용에 의해 양력의 손실 및 실속을 초래하는 한 요인이 된다.
또한, 비행 중에 동체가 심하게 흔들리거나 진동 등을 유발하여 비행 안정성을 저하시킬 뿐만 아니라, 최대 정속비행속도(대략 150knot) 이상의 출력 성능을 확보하는데 제한을 주는 가장 큰 장애 요소가 된다.
이와 같은 역풍 영역을 없애기 위해서는 상기 마스트의 원주 둘레를 따라 동 체의 전, 후방은 물론이거니와 좌,우측 지점에도 양력의 증가와 저하가 발생 및 분포된 상태가 되어야 한다.
본 고안은 상기한 바와 같은 종래의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 본 고안의 목적은 비행 중에 발생하는 역풍 영역을 억제하여 한층 향상된 비행 속도 및 비행 안정성 등을 얻을 수 있는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리를 제공하는데 있다.
상기한 바와 같은 본 고안의 목적을 실현하기 위하여,
헬리콥터 동체와,
상기 헬리콥터 동체에 세워진 상태로 고정되어 엔진으로부터 동력을 전달받아서 회전되는 마스트와,
상기 마스트의 원주 둘레를 따라 배치되며 이 마스트의 회전시 양력 발생을 위한 피치 조절이 가능하게 연결되는 복수개의 블레이드와,
상기 마스트측에 끼워져서 수평 또는 어느 한 방향으로 기울어질 수 있는 상태로 고정되는 제1 스와시 플레이트 및 제2 스와시 플레이트와,
상기 각 스와시 플레이트의 고정 자세가 변화될 때 상기 복수개의 블레이드 피치가 변화될 수 있도록 연결하기 위한 복수개의 콘트롤 로드와,
구동원으로부터 동력을 전달받아서 상기 제1 스와시 플레이트 또는 제2 스와시 플레이트를 수평 또는 어느 한 방향으로 기울러진 자세로 변화시키기 위한 복수 개의 푸시 로드
를 포함하는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리를 제공한다.
이하, 첨부된 도면에 의거하여 본 고안의 바람직한 실시예를 설명한다. 본 고안의 실시예들은 당 업계에서 평균적인 지식을 가진 자들이 본 고안의 실시가 가능한 범위 내에서 설명된다.
따라서, 본 고안의 실시예들은 여러 가지 다른 형태로 변형될 수 있는 것이므로 본 고안의 실용신안등록청구범위는 아래에서 설명하는 실시예들로 인하여 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 고안의 실시예에 따른 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리의 전체 구조를 나타내는 도면으로서, 도면 부호 2는 헬리콥터 동체를 지칭한다.
이 헬리콥터 동체(2)는 도면에서와 같이 전방 및 후방측에 노즈부(2a)와 테일부(2b)가 구비된 통상의 구조로 이루어질 수 있다.
그리고, 상기 테일부(2b)에는 테일 로터(2c)가 장착되며, 이 테일 로터(2c)는 이미 알려진 바와 같이 가변 피치형 로터로서 비행시 상기 동체(2)측에 작용하는 반동 토크를 상쇄시켜서 상기 동체(2)의 비행 자세 및 방향을 적절하게 조절하는 역할을 한다.
상기 동체(2)에는 루프측 판넬을 관통하여 세워진 상태로 마스트(R, mast)가 고정된다. 이 마스트(R)는 도면에는 나타내지 않았지만 엔진으로부터 동력을 전달받아서 상기와 같이 세워진 상태에서 축선을 기준으로 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전된다.
상기 마스트(R) 끝단에는 도 2에서와 같이 로터 허브 등으로 구성되는 통상의 로터 헤드(R1)가 위치되어 이 헤드(R1)의 둘레를 따라 형성된 복수개의 블레이드 그립(R2)에 블레이드(B1, B2, B3, B4)들이 각각 연결 고정된다.
그리고, 상기 각 블레이드 그립(R2)은 도 3에서와 같이 상기 로터 헤드(R1)에서 고정 각도가 변화될 수 있도록 끼워져서 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들의 피치가 변화될 수 있도록 통상의 방법으로 연결 고정된다.
상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들은 상기 마스트(R)를 따라 회전될 때 양력의 발생이 가능하도록 통상의 구조로 이루어진다.
한편, 상기 마스트(R)에는 제1 스와시 플레이트(4)와 제2 스와시 플레이트(6)가 위치되며, 이 2개의 스와시 플레이트(4, 6)는 도 3에서와 같이 상기 마스트(R)에서 위아래 방향으로 이격 고정된다.
상기 제1 및 제2 스와시 플레이트(4, 6)는 회전플레이트(S1)과 고정플레이트(S2)로 각각 구성될 수 있으며, 이들 사이에 통상의 베어링(K1)이 끼워져서 상기 고정플레이트(S2)의 내측에서 상기 회전플레이트(S1)가 회전될 수 있는 상태로 고정된다.
그리고, 상기 각 회전플레이트(S1)와 상기 마스트(R)의 외주면 사이에는 예를들어, 구면 접촉 상태로 회전 가능하게 연결하는 통상의 베어링부재(K2)가 끼워져서 도 4에서와 같이 상기 2개의 스와시 플레이트(4, 6)가 수평 또는 어느 한 방향으로 경사진 자세로 변화될 수 있도록 고정된다.
상기 각 회전플레이트(S1)는 상기 마스트(R)의 회전시 동일한 방향으로 회전 될 수 있도록 통상의 시저스 링크(scissors link)와 같은 고정부재(K3)로 각각 고정된다.
즉, 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)는 상기 회전플레이트(S1)들이 상기 마스트(R)의 구동시 동일한 방향으로 회전되고, 상기 각 고정플레이트(S2)들은 비 회전 상태로 위치되어 상기 각 회전플레이트(S1)들이 수평 또는 어느 한 방향으로 경사진 상태로 회전될 수 있도록 지지된다.
상기 제1 및 제2 스와시 플레이트(4, 6)는 상기 로터 헤드(R1)와 연결된 4개의 블레이드(B1, B2, B3, B4)들과 피치 조절이 가능하도록 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)로 연결된다.
상기 제1 스와시 플레이트(4)는 상기 마스트(R)와 연결된 4개의 블레이드(B1, B2, B3, B4) 중에서 2개의 블레이드(B1, B3)와 콘크롤 로드(C1, C3)로 연결되고, 상기 제2 스와시 플레이트(6)는 다른 2개의 블레이드(B2, B4)와 콘트롤 로드(C2, C4)로 연결될 수 있다.(도 3 및 도 5 참조)
상기 각 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)는 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)의 회전플레이트(S1)와 상기 블레이드(B1, B2, B3, B4) 사이에서 이들의 연결 지점과 통상의 힌지 결합으로 연결될 수 있다.
상기 4개의 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)는 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)의 회전플레이트(S1)와 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4) 사이에 연결될 때 도 5에서와 같이 이 블레이드(B1, B2, B3, B4)들 사이사이에 위치된 상태로 연결될 수 있다.
상기 각 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)는 상기 2개의 스와시 플레이트(4, 6)와 상기 블레이드(B1, B2, B3, B4)들을 서로 평행한 자세로 연결함과 아울러 연결 길이를 적절하게 조절할 수 있는 통상의 구조로 이루어진다.
상기 마스트(R)의 하측에 위치된 제2 스와시 플레이트(6)와 연결되는 2개의 콘트롤 로드(C2, C4)는 도 3에서와 같이 상기 제1 스와시 플레이트(4)를 관통하여 위아래 방향으로 이동이 가능한 상태로 끼워져서 각각 연결 고정될 수 있다.
그리고, 상기 4개의 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)는 2개가 1조(C1, C3 및 C2, C4)로 상기 2개의 스와시 플레이트(4, 6)와 연결되어 마주하는 블레이드(B1 및 B3과 B2 및 B4) 중에서 어느 하나는 아래쪽으로 당기는 힘에 의해 피치 각도가 커지고 다른 하나는 위쪽으로 미는 힘에 의해 피치 각도가 작아지도록 셋팅될 수 있다.(도 5를 기준으로 마스트가 시계 방향으로 회전될 때를 기준으로 함.)
이외에도 도면에는 나타내지 않았지만 상기한 연결 구조와 반대 작용이 가능한 상태로 연결될 수도 있다. 예를들어, 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)들이 어느 한쪽으로 기울어질 때 아래쪽으로 당기는 힘에 의해 피치가 작아지고 위쪽으로 미는 힘에 의해 피치가 커지도록 셋팅될 수 있다. 이러한 셋팅 방법은 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들이 고정되는 블레이드 그립(R2)에 상기 각 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)의 연결 위치를 적절하게 선정하는 것에 의해 이루어질 수 있다.
상기 2개의 스와시 플레이트(4, 6)는 복수개의 푸시 로드(P1, P2, P3, P4)로부터 동력을 전달받아서 기울기 자세가 변화된다.
상기 복수개의 푸시 로드(P1, P2, P3, P4)는 도 3에서와 같이 상기 각 스와 시 플레이트(4, 6)에 상기 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)가 연결된 지점에 대응하여 2개가 1조(P1과 P3 및 P2와 P4)로 구성되어 도면에서와 같이 상기 고정플레이트(S2)측에 각각 힌지 결합으로 고정될 수 있다.
이 푸시 로드(P1, P2, P3, P4)들은 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)와 연결된 2군데 지점 중에서 어느 한 지점은 하강시키고 반대로 다른 한 지점은 상승시키도록 작동되면서 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)를 수평 또는 어느 한쪽으로 기울어진 상태가 되도록 자세를 변화시킬 수 있다.
상기 푸시 로드(P1, P2, P3, P4)는 도면에는 나타내지 않았지만 상기 동체(2) 내부에 설치된 통상의 구동원으로부터 유압력을 전달받아서 작동될 수 있다.
따라서, 상기 푸쉬 로드(P1, P2, P3, P4)의 상하 운동에 의해 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)들의 고정 자세를 변화시키면서 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들의 피치 각도를 변화시킬 수 있다.
다음으로, 본 고안의 실시예에 따른 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리의 작용을 설명한다. 본 작용 실시예에서는 상기 마스트(R)가 시계 방향으로 회전되고 전진 비행을 위한 작동 상태를 일예로 설명한다.
먼저, 도 6을 기준으로 할때 상기 제1 스와시 플레이트(4)와 연결된 2개의 푸시 로드(P1, P3) 중에서 어느 하나의 로드(P1)를 다운시키고 다른 하나의 로드(P3)를 업 시키면 상기 제1 스와시 플레이트(4)가 다운 동작된 로드(P1) 지점이 아래쪽을 향하여 경사진 상태로 변화된다.
그리고, 상기 제2 스와시 플레이트(6)와 연결된 2개의 푸시 로드(P2, P4) 중 에서 어느 하나의 로드(P2)를 다운시키고 다른 하나의 로드(P4)를 업 시키면 상기 제2 스와시 플레이트(6)가 다운 동작된 로드(P2) 지점이 아래쪽을 향하여 경사진 상태로 변화된다.
이와 같이 상태로 상기 마스트(R)가 구동되면 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)들의 고정플레이트(S2)들은 상기 푸시 로드(P1, P2, P3, P4)에 고정되어 비회전 상태로 위치되고, 이 고정플레이트(S2)들의 내측에 위치된 회전플레이트(S1)들은 상기 마스트(R)와 동일한 방향으로 회전된다.
즉, 상기 각 고정플레이트(S2)들에 의해 회전 자세가 지지되면서 상기 회전플레이트(S1)들이 경사진 상태로 회전되므로 상기 마스트(R)가 1회전 될 때 상기 각 회전플레이트(S1)측에 2개가 1조로 고정된 콘트롤 로드(C1과 C3 및 C2와 C4)들이 경사진 아래쪽 지점을 통과할 때는 하강하고 그 반대편 지점을 통과할 때는 상승하는 동작이 주기적으로 반복되면서 상하 운동된다.
이와 같은 콘트롤 로드(C1, C2, C3, C4)들의 작용은 상기 각 스와시 플레이트(4, 6)측에 2개씩 고정된 블레이드(B1과 B3 및 B2와 B4)들이 상기 마스트(R)를 따라 회전될 때 도 6을 기준으로 2개의 푸쉬로드(P1, P2) 지점을 통과하는 2개의 블레이드(B1, B2)는 최대 피치가 되고 다른 2개의 푸시로드(P3, P4) 지점을 통과하는 2개의 블레이드(B3, B4)는 최소 피치가 되도록 주기적으로 피치 각도가 변화되면서 회전된다.
상기와 같이 피치 각도의 주기적인 변화에 의해 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들에 의해 발생되는 양력은 자이로 프리세션 원리에 의해 피치 변화 지점으 로부터 90도 회전된 지점에서 최대치가 발생된다.
즉, 도 7에서와 같이 상기 마스트(R)의 원주 둘레를 따라 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들에 의해 4군데 지점에 양력 분포 영역(A1, A2, A3, A4)이 각각 형성된다.
그리고, 상기 마스트(R)의 원주 둘레를 따라 4군데 지점에 형성되는 양력 분포 영역(A1, A2, A3, A4)은 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들의 최대 및 최소 피치 각도 차이에 의해 상기 동체(2)의 전방측 분포 영역(A3, A4)보다 후방측 분포영역(A1, A2)의 양력이 크게 형성되므로 이러한 양력 차이에 의해 전진 비행이 가능한 상태가 된다.
이와 같은 구조는 예를들어, 종래의 헬리콥터와 같이 1개의 스와시 플레이트에 의해 마스트의 원주 둘레를 따라 2군데 지점(동체의 전방 및 후방)에 양력을 발생하는 로터 구조에 비하여 비행 속도 향상을 위한 출력을 용이하게 확보할 수 있다.
특히, 상기 마스트(R)의 원주 둘레를 따라 4군데 지점에 양력 분포 영역(A)이 형성되면 상기 각 블레이드(B1, B2, B3, B4)들이 후퇴 구간을 통과할 때 역풍 작용에 의해 발생될 수 있는 이른바 역풍 영역을 최소화하여 비행 안정성을 최대한 확보할 수 있다.
상기한 실시예에서는 상기 마스트(R)측에 4개의 블레이드(B1, B2, B3, B4)가 1조로 연결된 것을 일예로 설명 및 도면에 나타내고 있지만 이에 한정되는 것은 아니다.
예를들어, 도면에는 나타내지 않았지만 상기 마스트(R)측에 4개 이상이 1조로 구성되어 상기 마스트(R)를 따라 회전될 때 상기와 같이 4군데 이상의 지점에서 피치 각도의 변화가 가능하도록 상기 각 스와시 플레이트(2, 4)측에 2개 이상이 1조로 연결될 수도 있다.
이상 설명한 바와 같이 본 고안은 마스트의 전체 회전 구간에서 4군데 지점에 양력이 발생 및 분포된 상태로 비행이 가능하므로 비행 속도의 증대는 물론이거니와 특히, 비행 중에 역풍 작용에 의해 발생될 수 있는 역풍 영역을 억제하여 한층 향상된 비행 안정성을 확보할 수 있다.

Claims (6)

  1. 헬리콥터 동체;
    상기 헬리콥터 동체에 세워진 상태로 고정되어 엔진으로부터 동력을 전달받아서 회전되는 마스트;
    상기 마스트의 원주 둘레를 따라 배치되며 이 마스트의 회전시 양력 발생을 위한 피치 조절이 가능하게 연결되는 복수개의 블레이드;
    상기 마스트측에 끼워져서 수평 또는 어느 한 방향으로 기울어질 수 있는 상태로 고정되는 제1 스와시 플레이트 및 제2 스와시 플레이트;
    상기 각 스와시 플레이트의 고정 자세가 변화될 때 상기 복수개의 블레이드 피치가 변화될 수 있도록 연결하기 위한 복수개의 콘트롤 로드;
    구동원으로부터 동력을 전달받아서 상기 제1 스와시 플레이트 또는 제2 스와시 플레이트를 수평 또는 어느 한 방향으로 기울러진 자세로 변화시키기 위한 복수개의 푸시 로드;
    를 포함하는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 복수개의 블레이드는 4개 또는 4개 이상이 1조로 이루어지는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 각 스와시 플레이트는 2개 또는 2개 이상의 블레이드와 피치 조절이 가능하게 연결되는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리.
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 콘트롤 로드는 상기 각 스와시 플레이트가 어느 한 방향으로 경사진 자세가 될 때 상기 마스트를 사이에 두고 마주하는 블레이드 중에서 어느 하나는 피치가 커지고 다른 하나는 피치가 작아지도록 연결되는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 푸시 로드는 상기 각 스와시 플레이트에 대응하여 1개 이상이 1조로 구성되고, 2개의 스와시 플레이트가 상기 마스트에서 각기 다른 경사 방향을 가지며 자세가 변화될 수 있도록 연결되는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 푸시 로드는 상기 2개의 스와시 플레이트 중에서 어느 하나가 상기 마스트의 원주 둘레 일측 지점에 경사진 상태에서 이 경사진 지점으로부터 벗어난 90도 지점에서 다른 하나의 스와시 플레이트가 경사진 자세로 변화되도록 작동되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리.
KR2020060025848U 2006-09-26 2006-09-26 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리 KR200434401Y1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR2020060025848U KR200434401Y1 (ko) 2006-09-26 2006-09-26 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR2020060025848U KR200434401Y1 (ko) 2006-09-26 2006-09-26 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020060076752 Division 2006-08-14 2006-08-14

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR200434401Y1 true KR200434401Y1 (ko) 2006-12-20

Family

ID=41782719

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR2020060025848U KR200434401Y1 (ko) 2006-09-26 2006-09-26 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR200434401Y1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20110098743A (ko) * 2008-12-12 2011-09-01 로오드 코포레이션 헬리콥터 진동 제어 시스템 및 진동을 상쇄하기 위한 회전 조립체 회전력 발생기

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20110098743A (ko) * 2008-12-12 2011-09-01 로오드 코포레이션 헬리콥터 진동 제어 시스템 및 진동을 상쇄하기 위한 회전 조립체 회전력 발생기
KR101638078B1 (ko) 2008-12-12 2016-07-08 로오드 코포레이션 헬리콥터 진동 제어 시스템 및 진동을 상쇄하기 위한 회전 조립체 회전력 발생기

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20210300541A1 (en) Tilting mechanism with telescoping actuator
EP0757647B1 (en) Main rotor system for helicopters
CN107264796B (zh) 具有至少两个螺旋桨桨叶的螺旋桨组件
EP3757004B1 (en) Vtol aircraft with wing connecting booms
US6938853B2 (en) Biomimetic mechanism for micro aircraft
CN101519123B (zh) 设置有多个用于控制其桨叶迎角的升力部件的直升机
JP4150799B2 (ja) 羽ばたき式飛行装置
CN101519122B (zh) 设置有多个升力部件的直升机
JP3884025B2 (ja) 二重反転翼のピッチ角可変機構およびそれを備えた二重反転翼を有する飛行装置
JP4759738B2 (ja) 回転翼機構、該回転翼機構を用いた移動体、並びに発電機
EP1531126B1 (en) Wing tip device
JPS632799A (ja) 回転翼航空機の方位及び安定を制御する装置
CN109515704B (zh) 基于摆线桨技术的涵道卷流旋翼飞行器
JP2011502869A (ja) バランス特性を改良する単回転翼模型ヘリコプター
ES2682026T3 (es) Rotor de giroavión que incluye bielas de paso primarias y bielas de paso secundarias
CN110171568A (zh) 一种可悬停扑翼飞行器
CN105292465A (zh) 一种直升机的刚性旋翼系统
JP6784391B2 (ja) コンパウンドヘリコプタ
US20070095973A1 (en) Aircraft having a helicopter rotor and an inclined front mounted propeller
KR200434401Y1 (ko) 헬리콥터용 메인 로터 어셈블리
WO2019117304A1 (ja) ブレードの可変捩り角機構を有する回転翼航空機
KR100672978B1 (ko) 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드
JP2006327219A (ja) ヘリコプタ
CN101712377B (zh) 带有整流网罩的直升机旋翼系统
CN205087148U (zh) 一种直升机的刚性旋翼系统

Legal Events

Date Code Title Description
U107 Dual application of utility model
REGI Registration of establishment
LAPS Lapse due to unpaid annual fee