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1. 发明申请

WO2016054136A1 TIP CLEARANCE MEASUREMENT OF A ROTARY WING AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：旋转飞机的提升间隙测量
公开(公告)号：WO2016054136A1
公开(公告)日：2016-04-07
申请号：PCT/US2015/053090
申请日：2015-09-30
申请人： SIKORSKY AIRCRAFT CORPORATION
发明人： KOESSICK, Maximilian August , KOSTOSS, Michael J. , NUSSENBLATT, Eric Lucien , THOMAS, Justin , BUTLER, Christopher Paul , CERGE, Brandon Michael
IPC分类号： B64C27/10
CPC分类号： B64C27/82 , B64C1/0009 , B64C7/00 , B64C13/04 , B64C13/18 , B64C13/50 , B64C13/503 , B64C19/00 , B64C27/001 , B64C27/006 , B64C27/008 , B64C27/08 , B64C27/10 , B64C27/12 , B64C27/14 , B64C27/16 , B64C27/32 , B64C27/322 , B64C27/33 , B64C27/467 , B64C27/473 , B64C27/48 , B64C27/51 , B64C27/52 , B64C27/54 , B64C27/57 , B64C27/78 , B64C27/80 , B64C2027/004 , B64C2027/8209 , B64C2027/8227 , B64C2027/8236 , B64C2027/8263 , B64C2027/8272 , B64C2027/8281 , B64C2201/024 , B64D35/06 , B64D39/00 , B64D39/06 , B64D45/02 , F02C9/28 , F05D2220/329 , F05D2270/021 , F16D13/52 , F16D13/72 , F16D13/74 , F16H37/02 , G05D1/0077 , G05D1/0202 , G05D1/0204 , G05D1/08 , G05D1/0816 , G05D1/0858 , G06F19/00
摘要： An aircraft is provided including an airframe, an extending tail, and a counter rotating, coaxial main rotor assembly including an upper rotor assembly with an upper blade and a lower rotor assembly with a lower blade. A first antenna in one of upper blade and the lower blade, and a second antenna in the other of the upper blade and the lower blade. An oscillator to apply an excitation signal to the first antenna. A blade proximity monitor to monitor a magnitude of the excitation signal and an output signal from the second antenna to determine a distance between the upper blade and the lower blade.
摘要翻译：提供了一种飞机，其包括机身，延伸尾翼以及反向旋转的同轴主转子组件，其包括具有上叶片的上转子组件和具有下叶片的下转子组件。上叶片和下叶片之一中的第一天线，以及另一个上叶片和下叶片中的第二天线。用于向第一天线施加激励信号的振荡器。一种叶片接近监视器，用于监测激励信号的幅度和来自第二天线的输出信号，以确定上叶片和下叶片之间的距离。

2. 发明申请

WO2016053873A1 ROTARY WING AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：旋转飞机
公开(公告)号：WO2016053873A1
公开(公告)日：2016-04-07
申请号：PCT/US2015/052645
申请日：2015-09-28
申请人： SIKORSKY AIRCRAFT CORPORATION
发明人： EADIE, William J. , EGOLF, Alan
IPC分类号： B64C27/467
CPC分类号： B64C27/82 , B64C1/0009 , B64C7/00 , B64C13/04 , B64C13/18 , B64C13/50 , B64C13/503 , B64C19/00 , B64C27/001 , B64C27/006 , B64C27/008 , B64C27/08 , B64C27/10 , B64C27/12 , B64C27/14 , B64C27/16 , B64C27/32 , B64C27/322 , B64C27/33 , B64C27/467 , B64C27/473 , B64C27/48 , B64C27/51 , B64C27/52 , B64C27/54 , B64C27/57 , B64C27/78 , B64C27/80 , B64C2027/004 , B64C2027/8209 , B64C2027/8227 , B64C2027/8236 , B64C2027/8263 , B64C2027/8272 , B64C2027/8281 , B64C2201/024 , B64D35/06 , B64D39/00 , B64D39/06 , B64D45/02 , F02C9/28 , F05D2220/329 , F05D2270/021 , F16D13/52 , F16D13/72 , F16D13/74 , F16H37/02 , G05D1/0077 , G05D1/0202 , G05D1/0204 , G05D1/08 , G05D1/0816 , G05D1/0858 , G06F19/00
摘要： A rotary wing aircraft includes an airframe, one or more engines supported by the airframe, and a plurality of rotor blades operatively connected to the one or more engines. Each of the plurality of rotor blades includes a rotor lift-to-drag (L/De) ratio greater than 9 at airspeeds between about 150 KTAS and about 210 KTAS, and the rotary wing aircraft includes an aircraft lift-to drag (L/D) ratio of greater than about 4 between about 99 KTAS and about 210 KTAS.
摘要翻译：旋翼飞机包括机身，由机身支撑的一个或多个发动机以及可操作地连接到一个或多个发动机的多个转子叶片。多个转子叶片中的每一个在大约150KTAS与大约210KTAS之间的空速下包括大于9的转子提升力（L / De）比，并且旋翼飞机包括飞行器提升力（L / D）在约99KTAS和约210KTAS之间大于约4的比率。

3. 发明申请

WO2016053825A1 ROTORCRAFT SYSTEMS TO REDUCE PILOT WORKLOAD 审中-公开
标题翻译： ROTORCRAFT系统减少引航工作量
公开(公告)号：WO2016053825A1
公开(公告)日：2016-04-07
申请号：PCT/US2015/052549
申请日：2015-09-28
申请人： SIKORSKY AIRCRAFT CORPORATION
发明人： BREDENBECK, Kevin L. , WEINER, Steven D. , WALSH, David M. , COTTON, Bryan S. , ARIFIAN, Kenneth C.
IPC分类号： G06D1/00
CPC分类号： B64C27/82 , B64C1/0009 , B64C7/00 , B64C13/04 , B64C13/18 , B64C13/50 , B64C13/503 , B64C19/00 , B64C27/001 , B64C27/006 , B64C27/008 , B64C27/08 , B64C27/10 , B64C27/12 , B64C27/14 , B64C27/16 , B64C27/32 , B64C27/322 , B64C27/33 , B64C27/467 , B64C27/473 , B64C27/48 , B64C27/51 , B64C27/52 , B64C27/54 , B64C27/57 , B64C27/78 , B64C27/80 , B64C2027/004 , B64C2027/8209 , B64C2027/8227 , B64C2027/8236 , B64C2027/8263 , B64C2027/8272 , B64C2027/8281 , B64C2201/024 , B64D35/06 , B64D39/00 , B64D39/06 , B64D45/02 , F02C9/28 , F05D2220/329 , F05D2270/021 , F16D13/52 , F16D13/72 , F16D13/74 , F16H37/02 , G05D1/0077 , G05D1/0202 , G05D1/0204 , G05D1/08 , G05D1/0816 , G05D1/0858 , G06F19/00
摘要： An aircraft includes an airframe having an extending tail, a counter rotating, coaxial main rotor assembly disposed at the airframe including an upper rotor assembly and a lower rotor assembly, and a translational thrust system positioned at the extending tail and providing translational thrust to the airframe. A fly by wire control system for the aircraft includes a flight control system configured to receive a plurality of inputs and a flight control computer to translate the inputs into commands and issue the commands to one or more controlled elements of the aircraft. A fly by wire control system for a dual coaxial rotor rotorcraft with auxiliary propulsor includes a flight control system configured to receive a plurality of inputs and a flight control computer to translate the inputs into commands and issue the commands to one or more controlled elements of the rotorcraft.
摘要翻译：飞机包括具有延伸尾部的机身，设置在机身处的反转旋转的同轴主转子组件，包括上转子组件和下转子组件，以及定位在延伸尾部的平移推力系统，并向机身提供平移推力。用于飞行器的线控系统的飞行包括配置成接收多个输入的飞行控制系统和飞行控制计算机，以将输入转换为命令并向飞机的一个或多个受控元件发出命令。用于具有辅助推进器的双同轴转子旋翼飞机的线控制系统的飞行包括配置成接收多个输入的飞行控制系统和飞行控制计算机，以将输入转换为命令并将命令发布到旋翼机。

4. 发明申请

WO2016053408A1 ACOUSTIC SIGNATURE VARIATION OF AIRCRAFT UTILIZING A CLUTCH 审中-公开
标题翻译：使用离合器的飞机的声学签名变化
公开(公告)号：WO2016053408A1
公开(公告)日：2016-04-07
申请号：PCT/US2015/036354
申请日：2015-06-18
申请人： SIKORSKY AIRCRAFT CORPORATION
发明人： GARCIA, Todd, A. , EADIE, William, J. , STILLE, Brandon, L.
IPC分类号： B64C27/22
CPC分类号： B64C27/82 , B64C1/0009 , B64C7/00 , B64C13/04 , B64C13/18 , B64C13/50 , B64C13/503 , B64C19/00 , B64C27/001 , B64C27/006 , B64C27/008 , B64C27/08 , B64C27/10 , B64C27/12 , B64C27/14 , B64C27/16 , B64C27/32 , B64C27/322 , B64C27/33 , B64C27/467 , B64C27/473 , B64C27/48 , B64C27/51 , B64C27/52 , B64C27/54 , B64C27/57 , B64C27/78 , B64C27/80 , B64C2027/004 , B64C2027/8209 , B64C2027/8227 , B64C2027/8236 , B64C2027/8263 , B64C2027/8272 , B64C2027/8281 , B64C2201/024 , B64D35/06 , B64D39/00 , B64D39/06 , B64D45/02 , F02C9/28 , F05D2220/329 , F05D2270/021 , F16D13/52 , F16D13/72 , F16D13/74 , F16H37/02 , G05D1/0077 , G05D1/0202 , G05D1/0204 , G05D1/08 , G05D1/0816 , G05D1/0858 , G06F19/00
摘要： An aircraft is provided including an airframe, an extending tail, and a counter rotating coaxial main rotor assembly including an upper rotor assembly and a lower rotor assembly. A translational thrust system including a propeller is positioned at the extending tail. The translational thrust system provides translational thrust to the airframe. A drive system is configured to operate both the main rotor system and the translational thrust system. The drive system includes a clutch configured to selectively couple or decouple the propeller from the drive system.
摘要翻译：提供一种包括机身，延伸尾部和包括上转子组件和下转子组件的反转同轴主转子组件的飞行器。包括螺旋桨的平移推力系统位于延伸尾部。平移推力系统为机身提供平移推力。驱动系统被配置成操作主转子系统和平移推力系统。驱动系统包括被配置为选择性地将螺旋桨与驱动系统联接或分离的离合器。

5. 发明申请

WO2013152300A2 MOTION CONTROLLED HELICOPTER AND ROTATION RATE SWITCHED FLUID LEAD LAG DAMPER 审中-公开
标题翻译：运动控制直升机和旋转速率切换流体导管拉杆阻尼器
公开(公告)号：WO2013152300A2
公开(公告)日：2013-10-10
申请号：PCT/US2013/035468
申请日：2013-04-05
申请人： LORD CORPORATION , FUHRER, Zachary , JOLLY, Mark , MARR, Conor
发明人： FUHRER, Zachary , JOLLY, Mark , MARR, Conor
IPC分类号： B64C27/51
CPC分类号： B64C27/51 , B64C27/32 , F16F9/064 , F16F9/20 , F16F9/504 , F16F13/08 , F16F2230/16
摘要： A method and centrifugal force switching dampers are disclosed for controlling helicopter ground resonance motions and air resonance motions. The helicopter lead-lag damper has a first ground resonance motion damping rate stage and a second air resonance motion damping rate stage. The damper includes a centrifugal force switch. The damper is oriented relative to the rotary wing rotation axis and helicopter blade. An in-flight rotation rate of the centrifugal force switching damper actuates the centrifugal force switch with the damper switching from the ground resonance motion damping rate stage to the second air resonance motion damping rate stage.
摘要翻译：公开了用于控制直升机地面共振运动和空气共振运动的方法和离心力切换阻尼器。直升机牵引滞后阻尼器具有第一接地共振运动阻尼速率级和第二空气谐振运动阻尼速率级。阻尼器包括离心力开关。阻尼器相对于旋转翼旋转轴和直升机叶片定向。离心力切换阻尼器的飞行中旋转速度致动离心力开关，其中阻尼器从地面共振运动阻尼速率级切换到第二空气共振运动阻尼速率级。

6. 发明申请

WO2012115645A1 A TEMPERATURE ADAPTIVE FLUID DAMPING SYSTEM 审中-公开
标题翻译：温度自适应流体阻尼系统
公开(公告)号：WO2012115645A1
公开(公告)日：2012-08-30
申请号：PCT/US2011/025983
申请日：2011-02-24
申请人： BELL HELICOPTER TEXTRON INC. , BOSWORTH, Jeffrey , STAMPS, Frank, B.
发明人： BOSWORTH, Jeffrey , STAMPS, Frank, B.
IPC分类号： F16F9/00
CPC分类号： F16F13/08 , B64C27/35 , B64C27/51 , F16F9/3415 , F16F9/52 , F16F2222/02
摘要： A temperature adaptive fluid damping system is provided. One embodiment of the temperature adaptive fluid damping system comprises two fluid chambers, a piston in fluid communication with the fluid chambers, and a fluid path between the fluid chambers. An elastomeric retaining element adjacent to the fluid path is constrained to deform substantially perpendicular to the fluid path, so that the retaining element is operable to vary the cross-sectional area of the fluid path inversely to a change in temperature.
摘要翻译：提供了一种温度自适应流体阻尼系统。温度自适应流体阻尼系统的一个实施例包括两个流体室，与流体室流体连通的活塞以及流体室之间的流体路径。与流体路径相邻的弹性体保持元件被限制为基本上垂直于流体路径变形，使得保持元件可操作以将流体路径的横截面面积与温度变化相反。

7. 发明申请

WO2012019117A3 FLUID ELASTOMERIC DAMPER ASSEMBLY INCLUDING INTERNAL PUMPING MECHANISM AND CONTROL VALVE 审中-公开
标题翻译：流体弹性阻尼器组件，包括内部泵送机构和控制阀
公开(公告)号：WO2012019117A3
公开(公告)日：2012-03-22
申请号：PCT/US2011046782
申请日：2011-08-05
申请人： LORD CORP , RUSSELL DONALD D
发明人： RUSSELL DONALD D
IPC分类号： B64C27/51
CPC分类号： B64C27/51 , F16F9/50 , F16F13/28 , F16K15/00 , Y10T137/7837
摘要： A rotary wing system with a rotating blade and a fluid damper with a damper fluid in a first variable volume chamber and a second variable volume chamber, with a fluid damping flow valve controlled conduit and a fluid flow pressure sensing control valve assembly between the first variable volume chamber and the second variable volume chamber. The fluid flow pressure sensing control valve assembly has a fluid flow pressure sensing control valve assembly control valve for obstructing a damper fluid flow through the fluid damping flow valve controlled conduit. A working of the first variable volume chamber and the second variable volume chamber by rotary wing motions actuates the opening of the fluid flow pressure sensing control valve assembly control valve that obstructs the damper fluid flow through the fluid damping flow valve controlled conduit.
摘要翻译：一种旋转翼系统，其具有旋转叶片和在第一可变容积腔室中具有阻尼流体的流体阻尼器和第二可变体积腔室，其中流体阻尼流量阀控制导管和流体流量压力感测控制阀组件位于第一变量容积室和第二可变容积室。流体流量压力感测控制阀组件具有流体流量压力感测控制阀组件控制阀，用于阻塞通过流体阻尼流量控制导管的阻尼器流体流动。第一可变体积腔室和第二可变体积腔室由旋转翼运动的作用致动流体流量压力感测控制阀组件控制阀的开口，阻塞流体通过流体阻尼流量控制导管的阻尼器流体流动。

8. 发明申请

WO2007140362A9 ROTARY WING AIRCRAFT ROTARY LEAD LAG DAMPER 审中-公开
标题翻译：旋转翼飞机旋转导杆拉杆阻尼器
公开(公告)号：WO2007140362A9
公开(公告)日：2008-04-03
申请号：PCT/US2007069871
申请日：2007-05-29
申请人： LORD CORP , JONES PETER J , FUHRER ZACHARY
发明人： JONES PETER J , FUHRER ZACHARY
IPC分类号： B64C27/00 , B64C27/51
CPC分类号： B64C27/51 , F16F9/145
摘要： The invention provides a rotary damper (20) for controlling helicopter motions. The rotary damper includes an outer canister (22) with an inner paddle wheel receiving cavity (26) which receives an inner paddle wheel (60) with upper and lower elastomeric tubular intermediate members (78,80) between the inner paddle wheel and the outer canister. The canister and inner paddle wheel form neighboring variable volume chambers (82,84) in liquid communication through liquid damping conduits. A clockwise rotation of the inner paddle wheel about the center of rotation axis (28) relative to the outer canister pumps damper liquid from a second variable volume chamber through a first liquid conduit towards a first variable volume chamber, and a counterclockwise rotation of the paddle wheel relative to the outer canister pumps the damper liquid from the first variable volume chamber through the first liquid conduit towards the second variable volume chamber with the elastomeric tubular intermediate members providing for the relative rotation and containing the damper liquid in the damper.
摘要翻译：本发明提供一种用于控制直升机运动的旋转阻尼器（20）。旋转阻尼器包括具有内桨叶容纳腔（26）的外筒（22），其接纳内桨轮（60），所述内桨轮（60）具有在内桨叶轮和外桨轮之间的上和下弹性体管状中间构件（78,80）罐。罐和内桨轮形成通过液体阻尼管道液体连通的相邻的可变体积腔室（82,84）。内侧叶轮围绕旋转轴线（28）的中心相对于外部罐泵顺时针旋转，从第二可变容积室将液体通过第一液体导管朝向第一可变容积腔室缓冲液体，并且桨叶的逆时针旋转相对于外筒的车轮将来自第一可变容积室的阻尼液通过第一液体管道朝向第二可变容积室泵送，弹性体管状中间构件提供相对旋转并将阻尼液体容纳在阻尼器中。

9. 发明申请

WO2002090903A1 PROCEDE ET DISPOSITIF POUR LE REGLAGE D'UN ROTOR D'UN AERONEF A VOILURE TOURNANTE 审中-公开
标题翻译：用于调整旋转飞行器转子的方法和装置
公开(公告)号：WO2002090903A1
公开(公告)日：2002-11-14
申请号：PCT/FR2002/001532
申请日：2002-05-03
申请人： EUROCOPTER , FERRER, Rogelio
发明人： FERRER, Rogelio
IPC分类号： G01H1/00
CPC分类号： B64C27/008 , B64C27/001 , B64C27/006 , B64C27/51 , B64C27/615 , B64C27/625 , B64C2027/004 , B64C2027/005 , B64C2027/7266 , G01H1/003 , G01M1/30 , Y02T50/34
摘要： Selon le procédé, dans une étape préliminaire, on utilise un aéronef de référence correspondant à un aéronef d'un type particulier, dont le rotor (6, 10) est réglé de sorte que le niveau vibratoire est minimal, on fait une première série de mesures sur l'aéronef (1) et, à partir de cette première série de mesures, on détermine un réseau de neurones qui illustre les relations entre des accélérations représentatives des vibrations et des paramètres de réglage. Puis, dans une étape de réglage ultérieure, pour régler le rotor (6, 10) d'un aéronef particulier (1) dudit même type, on fait une deuxième série de mesures sur cet aéronef particulier (1), à partir de cette deuxième série de mesures et du réseau de neurones, on détermine les valeurs de réglage de paramètres de réglage, qui permettent de minimiser le niveau vibratoire de l'aéronef (1), et on applique au rotor (6, 10) ces valeurs de réglage.
摘要翻译：本发明涉及一种方法，其包括初步步骤，其包括使用对应于特定类型的飞机的参考飞行器，其中调整转子（6,10）使得振动水平最小，执行一系列测量飞行器（1），并且基于所述第一系列测量，确定示出表示振动的加速度和调整参数之间的关系的神经网络。然后，在随后的调整步骤中，为了通过在所述特定飞机（1）上执行第二系列的测量来调整所述相同类型的特定飞行器（1）的转子（6,10），基于所述系列的测量和神经网络，其包括确定调节参数的调整值，其使得能够使飞行器（1）的振动水平最小化，并将所述调节值应用于转子（6,10）。

10. 发明申请

WO2002085705A1 ROTOR SYSTEM VIBRATION ABSORBER 审中-公开
标题翻译：转子系统振动吸收器
公开(公告)号：WO2002085705A1
公开(公告)日：2002-10-31
申请号：PCT/US2002/012643
申请日：2002-04-19
申请人： BELL HELICOPTER TEXTRON INC. , SEHGAL, Ajay , COVINGTON, Cecil, E. , SMITH, Michael, R. , STAMPS, Frank, B. , MARSHALL, Bryan
发明人： SEHGAL, Ajay , COVINGTON, Cecil, E. , SMITH, Michael, R. , STAMPS, Frank, B. , MARSHALL, Bryan
IPC分类号： B64C27/51
CPC分类号： B64C27/51 , B64C27/001 , B64C2027/003 , Y10S416/50
摘要： A rotor system vibration absorber for use with a helicopter of other rotocraft is disclosed in which spring forces are provided by a plurality of elongated rods (73) arranged in a selected pattern. The rods are coupled at one end to a fixed base (79) that is coupled to a rotor hub (55), and at the other end to a tuning weight (81).
摘要翻译：公开了一种与其他旋转式飞机的直升机一起使用的转子系统减振器，其中弹簧力由以选定的图案排列的多个细长杆（73）提供。杆在一端连接到固定基座（79），该固定基座连接到转子毂（55），另一端连接到调谐重物（81）。

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