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1. 发明申请

WO2006097418A1 DISPOSITIF DE COMPENSATION DE JEU MECANIQUE DE COMMANDE DE VOL D'HELICOPTERE 审中-公开
标题翻译：用于补偿直升机飞行控制机械间隙的装置
公开(公告)号：WO2006097418A1
公开(公告)日：2006-09-21
申请号：PCT/EP2006/060527
申请日：2006-03-07
申请人： THALES , LE BASTARD, Jean-Claude
发明人： LE BASTARD, Jean-Claude
IPC分类号： B64C27/68
CPC分类号： B64C27/58 , B64C27/57 , B64C27/68
摘要： Dispositif de compensation de jeu mécanique de commande de vol d'hélicoptère La présente invention concerne les équipements de pilotage automatique (1) pour hélicoptère. Le dispositif de pilotage automatique (2) pour hélicoptère agit sur des commandes de vol (25, 26) de l'hélicoptère affectées de jeux mécaniques au moyen d'un groupe de vérins dits « vérins série » (6) à réponse rapide et faible course et mécaniquement irréversibles, placé en série sur les commandes de vol (25, 26). Selon l'invention, le dispositif comporte au moins un détecteur de sens de variation des consignes de déplacement des vérins série et un compensateur de jeu ajoutant à la consigne, en fonction du sens de variation de cette dernière, un terme correctif fonction du jeu mécanique (311) affectant la commande de vol (25, 26) équipée du « vérin série » (5, 6) concerné.
摘要翻译：本发明涉及用于补偿直升机飞行控制机械间隙的装置。本发明涉及直升机自动驾驶仪器（1）。直升机自动先导装置（2）通过称为“串联执行器”（6）的一组致动器（6）作用于直接飞行控制器（25,26），其具有快速响应和短行程并机械不可逆地布置在飞行控制系列（25,26）。本发明的特征在于，该装置包括至少一个传感器，其中串联致动器的移动设定点变化方向的传感器和间隙补偿器基于其变化方向将基于机械间隙（311）的校正项加到设定点上，影响配备有“串联执行器”的飞行控制（25,26）。

2. 发明申请

WO2008147449A3 BEARINGLESS ROTOR BLADE ASSEMBLY FOR A HIGH SPEED ROTARY-WING AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：用于高速旋转飞行器的无轴承转子叶片组件
公开(公告)号：WO2008147449A3
公开(公告)日：2009-04-16
申请号：PCT/US2007084394
申请日：2007-11-12
申请人： SIKORSKY AIRCRAFT CORP , KRAUSS TIMOTHY A , CABRERA PEDRO L , HUNTER DAVID H
发明人： KRAUSS TIMOTHY A , CABRERA PEDRO L , HUNTER DAVID H
IPC分类号： B64C27/33
CPC分类号： B64C27/10 , B64C27/32 , B64C27/33 , B64C27/473 , B64C27/48 , B64C27/50 , B64C27/58
摘要： A bearingles.s rotor system (20) includes a flexbeam assembly having a first, beam (30A) and a second beam '(30B) arranged in a back-to-back orientation with a pitch shaft (32) channeled therebetween. The beams morph into a rotor blade spar (66) at an outboard rotor blade station. The outboard section of the flexbeam assembly receives the full pitch input from the pitch shaft (32) while the most inboard section of the flexbeam assembly is essentially fixed in pitch by a blade attachment (26) to a rotor hub assembly. The flexbeam assembly twist versus span is essentially linear from the most inboard to the most outboard rotor blade stations. The outboard rotor blade station, being attached to the outboard section of the flexbeam assembly, thereby also defines the pitch input equivalent from the outboard rotor blade station to the rotor blade tip.
摘要翻译：轴承转子系统（20）包括具有第一梁（30A）和第二梁（30B）的挠性梁组件，所述第一梁（30A）和第二梁（30B）以背对背方向布置，并且间隙轴（32）在其间引导。梁在外侧转子叶片站处转变为转子叶片翼梁（66）。柔性梁组件的外侧部分接收来自变桨轴（32）的全桨距输入，而挠性组件的最内侧部分通过叶片附件（26）基本上固定在转子轮毂组件上。柔性梁组件扭转与跨度基本上是从内侧到最外侧的转子叶片站线性的。附接到柔性梁组件的外侧部分的外侧转子叶片工位从而还限定了从外侧转子叶片站到转子叶片尖端的等效输入。

3. 发明申请

WO1985001490A1 POSITION AND CONTROL SYSTEM FOR HELICOPTER BLADE ACTUATION 审中-公开
标题翻译：用于直升机叶片执行的位置和控制系统
公开(公告)号：WO1985001490A1
公开(公告)日：1985-04-11
申请号：PCT/US1984001468
申请日：1984-09-17
申请人： SUNDSTRAND CORPORATION
发明人： SUNDSTRAND CORPORATION , ALDRICH, Allyn, M.
IPC分类号： B64C27/59
CPC分类号： B64C27/58 , B64C11/32
摘要： A helicopter blade position and control mechanism including a hollow rotor shaft (14) for mounting a plurality of rotor blades (22) with provision for pitch adjustment. A control shaft (28) is disposed within the rotor shaft and is rotatable relative thereto and is associated with actuators (20) for the blades such that the pitch of the blades is changed when the control shaft rotates relative to the rotor shaft. A planetary gear assembly (44) interconnects to control shaft and a source of power fixed to the helicopter fuselage (10) and is such that when an input to the planetary gear assembly is quiescent, the control shaft will rotate in the same direction and at the same rate as the rotor shaft to maintain a desired blade pitch. Conversely, when an input is placed on the planetary gear system, relative rotation between the control shaft and the rotor shaft will occur to provide the desired adjustment in blade pitch. The system allows accurate blade position feedback signals to be taken from a feedback device stationarily mounted on the fuselage.

4. 发明申请

WO2016137566A1 TIP CLEARANCE HARMONIC ESTIMATION 审中-公开
标题翻译：提示清除和声估计
公开(公告)号：WO2016137566A1
公开(公告)日：2016-09-01
申请号：PCT/US2015/067025
申请日：2015-12-21
申请人： SIKORSKY AIRCRAFT CORPORATION
发明人： GEIGER, Derek , BANNING, Jeremy Frimpong
IPC分类号： B64C27/00
CPC分类号： B64C27/008 , B64C27/006 , B64C27/10 , B64C27/57 , B64C27/58
摘要： A method of tip clearance estimation for a rotor blade is provided. The method includes measuring blade deflection of the rotor blade, generating a harmonic function for the rotor blade from the measured blade deflection, predicting tip displacement of the rotor blade using the generated harmonic function and adjusting a position of the rotor blade according to the predicted tip displacement.
摘要翻译：提供了一种用于转子叶片的顶端间隙估计的方法。该方法包括测量转子叶片的叶片偏转，从测量的叶片偏转产生用于转子叶片的谐波函数，使用所产生的谐波函数预测转子叶片的尖端位移，并根据预测的尖端调整转子叶片的位置移位。

5. 发明申请

WO2012160111A3 ROCKET OR BALLISTIC LAUNCH ROTARY WING VEHICLE 审中-公开
标题翻译： ROCKET或BALLISTIC推出旋转翼车
公开(公告)号：WO2012160111A3
公开(公告)日：2013-03-28
申请号：PCT/EP2012059637
申请日：2012-05-23
申请人： BLUE BEAR SYSTEMS RES LTD , GREEN JOHN , GEOGHEGAN PHILIP , SNOOK MICHAEL ALEXANDER
发明人： GREEN JOHN , GEOGHEGAN PHILIP , SNOOK MICHAEL ALEXANDER
IPC分类号： B64C39/02 , B64C27/32 , B64C27/58 , B64C27/605
CPC分类号： B64C27/605 , B64C27/00 , B64C27/08 , B64C27/32 , B64C27/50 , B64C27/58 , B64C27/59 , B64C39/024 , B64C2201/027 , B64C2201/042 , B64C2201/102 , B64C2201/108 , B64D27/02 , B64D27/24 , B64F1/04
摘要： Embodiments of the present invention relate to a rocket or ballistic launch rotary wing air vehicle.
摘要翻译：本发明的实施例涉及一种火箭或弹道发射旋翼飞行器。

6. 发明申请

WO00076844A1 DEVICE FOR SIMULTANEOUSLY INTERLOCKING A PLURALITY OF ACTUATORS 审中-公开
标题翻译：设备用于同时锁定多个动器
公开(公告)号：WO00076844A1
公开(公告)日：2000-12-21
申请号：PCT/EP2000/005070
申请日：2000-06-03
IPC分类号： B64C27/58 , B64C27/72 , B66F3/30 , B66F3/46 , F15B11/20 , F15B15/26 , F16D1/112
CPC分类号： B64C27/72 , B64C27/58 , Y02T50/34
摘要： The invention relates to a device (3) for simultaneously interlocking a plurality of actuators (1) by means of a first locking element (5) which is assigned to each final control element (2) of an actuator (1) and which interacts with a second locking element (6). Said second locking element is fixed inside the housing (4) in an actuating direction of the final control element (2) and is displaced into an interlocking position by spring force and into an unlocking position by an assisting force. The invention provides that a plurality of second locking elements (6) are interconnected and are actuated by a common device (11). As a result, the variety of parts, the safety risk, the weight, and the constructional complexity are reduced which is very important especially when the inventive device is used in helicopters.
摘要翻译：从设备（3）本发明进行用于同时锁定多个致动器（1），其与第二锁定元件（6）与相互作用的每个致动器（2）的致动器的（1）与所述第一锁定元件相关联的（5），其中在调节的方向在所述壳体（4），致动器（2）是由弹簧力到锁定位置，并通过一辅助力移动到解锁位置固定，也。所以建议的多个第二锁定元件（6）被连接在一起，并通过一个公共装置（11）被致动。因此，零件的数量，安全风险，重量和建设成本的降低，这在直升机的应用尤其具有重要的意义。

7. 发明申请

WO1988009747A1 STEERING AID FOR ROTOR AIRCRAFT 审中-公开
标题翻译：转向架的转向辅助
公开(公告)号：WO1988009747A1
公开(公告)日：1988-12-15
申请号：PCT/FR1987000204
申请日：1987-06-10
申请人： RABOUYT, Denis
IPC分类号： B64C27/52
CPC分类号： B64C27/58 , B64C27/52
摘要： Aircraft supported by rotors have an elastic device (28) that helps to angularly place the body of the aircraft in relation to the rotation axis of the rotor (1). This device has adjusting means (39-40-27) which the pilot can use during flight. The invention is in particular applicable to autogyros.
摘要翻译：由转子支撑的飞行器具有弹性装置（28），其有助于相对于转子（1）的旋转轴线角度地放置飞行器的主体。该装置具有飞行员可以在飞行中使用的调节装置（39-40-27）。本发明特别适用于autogyros。

8. 发明申请

WO2018095042A1 变桨距传动机构审中-公开
公开(公告)号：WO2018095042A1
公开(公告)日：2018-05-31
申请号：PCT/CN2017/092054
申请日：2017-07-06
申请人：深圳光启空间技术有限公司
发明人：刘若鹏 , 栾琳 , 黄兹驰
IPC分类号： B64C27/02 , B64C27/78
CPC分类号： B64C11/32 , B64C27/02 , B64C27/58 , B64C27/78
摘要：一种变桨距传动机构，包括：可旋转的主轴（7）；可绕桨叶转动轴（16）旋转地连接至所述主轴的桨叶夹（1），所述桨叶夹固定有桨叶（17）；桨叶转动轴与主轴的轴线垂直；套设在所述主轴上并可沿所述主轴轴向运动且随所述主轴旋转的套筒（15）；固定连接至所述套筒的连杆总成（4），所述连杆总成与所述桨叶夹的一侧通过第一连杆（2）连接；通过轴承（18）设置在所述套筒上的滑块（5）；以及依次通过舵机连杆（12）和直角连杆（6）与所述滑块连接的舵机（10），舵机带动桨叶夹绕桨叶转动轴转动。

9. 发明申请

WO2016187484A1 ADVANCED EMERGENCY COLLECTIVE ACTUATOR WITH FRICTION PULL-OFF AND METHOD FOR A HELICOPTER 审中-公开
标题翻译：具有摩擦力的高级紧急收集执行器和直升机的方法
公开(公告)号：WO2016187484A1
公开(公告)日：2016-11-24
申请号：PCT/US2016/033376
申请日：2016-05-19
申请人： MERLIN TECHNOLOGY, INC
发明人： MARVIN, Mark , MERCER, John, E. , VETTER, Derek
IPC分类号： B64C27/58
CPC分类号： B64C27/57 , B64C27/006 , B64C27/56 , B64C27/58 , B64C27/59
摘要： An emergency collective actuator includes an actuator motor to produce an actuation force and an actuator linkage that directly engages a friction control lever that is pivotally supported on the collective stick of a helicopter to apply the actuation force directly to the friction control lever such that the actuation force initially disengages the friction control and then reduces the adjustable pitch toward a minimum collective pitch position. The actuator can include a clutch that slips to allow the pilot to overcome the actuation force and that slips responsive to an engagement of the friction control by the pilot, but otherwise the clutch co-rotates with the motor shaft to bias the adjustable pitch toward a minimum collective pitch position.
摘要翻译：紧急集体执行器包括致动器马达以产生致动力和致动器连杆，其直接接合摩擦控制杆，所述摩擦控制杆枢转地支撑在直升机的集体杆上，以将致动力直接施加到摩擦控制杆，使得致动力最初脱离摩擦控制，然后将可调节距减小到最小集体俯仰位置。致动器可包括离合器，其滑动以允许飞行员克服致动力，并且响应于飞行员的摩擦控制的接合滑动，但是否则离合器与马达轴共同旋转以将可调俯仰偏压朝向最低集体职位。

10. 发明申请

WO2016020900A1 HELICOPTER ANTI-TORQUE ROTOR 审中-公开
标题翻译：直升机抗扭转子
公开(公告)号：WO2016020900A1
公开(公告)日：2016-02-11
申请号：PCT/IB2015/056031
申请日：2015-08-07
申请人： AGUSTAWESTLAND S.P.A.
发明人： WANG, James
IPC分类号： B64C27/68 , B64C27/78 , B64C27/82
CPC分类号： B64C27/82 , B64C27/54 , B64C27/58 , B64C27/59 , B64C27/68 , B64C27/78
摘要： An anti-torque rotor (4, 4') of a helicopter (1), having : a supporting body (14, 14'); a drive shaft (10, 10') which rotates about a first axis (B) with respect to the supporting body (14, 14'); a hub (11) connected operatively to drive shaft (10, 10') and angularly fixed with respect to first axis (B); at least one blade (12) which is connected operatively to hub (11), is angularly fixed with respect to first axis (B), and is angularly movable with respect to a second axis (D) to adjust the pitch angle of blade (12); and an actuator (16, 16') which can be operated to rotate blade (12) about second axis (D) to adjust the pitch angle of blade (12); actuator (16, 16') has an electric motor (25, 25') which generates torque along the first axis (B); and a mechanical stage (30, 30') interposed between the electric motor (25, 25') and blade (12), and designed to convert the torque into rotation of blade (12) about the respective second axes (D); electric motor (25, 25') is fixed to supporting body (14, 14').
摘要翻译： 1.一种直升机（1）的抗扭矩转子（4,4'），具有：支撑体（14,14'）; 围绕第一轴线（B）相对于支撑体（14,14'）旋转的驱动轴（10,10'）; 枢轴（11），其可操作地连接到驱动轴（10,10'）并相对于第一轴线（B）成角度地固定; 可操作地连接到轮毂（11）的至少一个叶片（12）相对于第一轴线（B）成角度地固定，并且可相对于第二轴线（D）成角度地移动，以调节叶片的俯仰角 12）; 以及致动器（16,16'），其可以被操作以围绕第二轴线（D）旋转叶片（12）以调节叶片（12）的俯仰角; 致动器（16,16'）具有沿着第一轴线（B）产生扭矩的电动机（25,25'）。以及插入在所述电动机（25,25'）和叶片（12）之间的机械平台（30,30'），并被设计成将扭矩转换成围绕相应的第二轴线（D）的叶片（12）的转动; 电动机（25,25'）固定在支撑体（14,14'）上。

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