公开(公告)号：US08623159B2

公开(公告)日：2014-01-07

申请号：US12738987

申请日：2008-11-20

申请人： Christian Weimer

发明人： Christian Weimer

IPC分类号： B29C70/44

CPC分类号： B29C70/222 ,  B29B11/16 ,  B29C53/36

摘要： A method for producing a continuous, three-dimensional, closed semi-finished product made of fiber composite from at least one planar, flat fibrous preform. The method is characterized in that the flat fibrous preform is initially placed flat and aligned to produce a load-bearing fiber orientation and subsequently formed into a three-dimensional structure. In a final step, the three-dimensional structure is then closed to form a closed semi-finished product.

摘要翻译： 一种由至少一个平面纤维预制件制造由纤维复合材料制成的连续的三维封闭半成品的方法。 该方法的特征在于，扁平纤维预制件最初放置平坦并对准以产生承载纤维取向并随后形成三维结构。 在最后一步中，然后关闭三维结构以形成封闭的半成品。

公开(公告)号：US08622703B2

公开(公告)日：2014-01-07

申请号：US12730554

申请日：2010-03-24

申请人： Vincent Girard ,  Stéphane Mazet ,  Rémi Metivier ,  Alain Eberhard

发明人： Vincent Girard ,  Stéphane Mazet ,  Rémi Metivier ,  Alain Eberhard

IPC分类号： F01D5/00

CPC分类号： B64C27/35 ,  B64C27/51 ,  B64C2027/4736

摘要： The present invention relates to a rotorcraft blade (1) provided with at least one spar (3) and an outer covering (4), said blade (1) including a hollow sleeve (10) with a wall (11) that is provided at least with said outer covering (4) secured to said spar (3). The blade includes a rotary damper (20) provided with an inner tubular strength member (21) and an outer tubular strength member (22) that are coaxial and connected together by a ring (23) of viscoelastic material, said inner tubular strength member (21) being secured to said covering (4), and said outer tubular strength member (22) being provided with a fork (25) possessing first and second tines (26, 27) facing each other so as to be suitable for receiving a first ball joint (41) close to the pitch-variation axis (AX1) of said blade (1).

摘要翻译： 本发明涉及设置有至少一个翼梁（3）和外覆盖物（4）的旋翼航空桨叶（1），所述叶片（1）包括具有壁（11）的中空套筒（10） 至少与所述外覆盖件（4）固定到所述翼梁（3）上。 叶片包括旋转阻尼器（20），该旋转阻尼器（20）设置有内部管状强度构件（21）和外部管状加强构件（22），其通过粘弹性材料的环（23）同轴并连接在一起，所述内部管状强度构件 21）被固定到所述覆盖物（4）上，并且所述外部管状加强构件（22）设置有叉（25），所述叉（25）具有彼此面对的第一和第二尖齿（26,27），以适于接收第一 靠近所述叶片（1）的桨距变化轴线（AX1）的球形接头（41）。

公开(公告)号：US08622346B2

公开(公告)日：2014-01-07

申请号：US13191734

申请日：2011-07-27

申请人： Wolfgang Buchs ,  Gabriele Dreher ,  Umberto Girard ,  Steffen Kunze ,  Thomas Thiess

发明人： Wolfgang Buchs ,  Gabriele Dreher ,  Umberto Girard ,  Steffen Kunze ,  Thomas Thiess

IPC分类号： B64C1/14

CPC分类号： B64C1/1461 ,  B29C35/02 ,  B29C65/4835 ,  B29C65/5014 ,  B29C65/5021 ,  B29C65/5042 ,  B29C65/505 ,  B29C66/112 ,  B29C66/131 ,  B29C66/1312 ,  B29C66/43441 ,  B29C66/721 ,  B29C70/76 ,  B29D99/001 ,  B29L2031/3082 ,  B64C1/12 ,  B64C2001/0072 ,  Y02T50/43

摘要： A fuselage structure, particularly an aircraft door (1) of composite material comprising at least one panel (2) and at least one beam (3) mounted to each other and the panel (2) with the panel (2) being formed of at least one group of composite layers (5, 6, 20). The at least one beam (3) is provided at least at one of its respective ends (10, 11) with a flange (13) suitable for adhesive engagement with the at least one panel (2). The at least one group of composite layers (5, 6, 20) of the panel (2) is in form locking engagement with this flange (13) of the beam (3).

摘要翻译： 一种机身结构，特别是复合材料的飞机门（1），其包括至少一个面板（2）和至少一个彼此安装的梁（3）和具有面板（2）的面板（2），所述面板（2）由 至少一组复合层（5,6,20）。 至少一个梁（3）至少在其相应的端部（10,11）中的一个上具有适于与所述至少一个面板（2）粘合接合的凸缘（13）。 面板（2）的至少一组复合层（5,6,20）与梁（3）的该凸缘（13）形成锁定接合。

公开(公告)号：US08561945B2

公开(公告)日：2013-10-22

申请号：US13071333

申请日：2011-03-24

申请人： Alexander Engleder ,  Stefan Gorlich

发明人： Alexander Engleder ,  Stefan Gorlich

IPC分类号： B64C25/32

CPC分类号： B64C25/12 ,  B64C25/52 ,  B64C2025/325

摘要： The invention relates to a skid-type landing gear (1) for a helicopter (2) comprising bow shaped crosstubes (10-13) directed symmetrically towards a left- and a right-hand side of a longitudinal mid axis (9) of the helicopter (2) with respective skids (14, 15) at outboard ends thereof and main beams (5-8) in a fuselage (4), the crosstubes (10-13) being connected to the main beams (5-8) via supports (16-23) fixed to the main beams (5-8). The skid-type landing gear (1) is retractable. A method for operating such a skid-type landing gear (1) for a helicopter (2) is provided.

摘要翻译： 本发明涉及一种用于直升机（2）的滑行式起落架（1），该起落架起落架（2）包括弓形交叉管（10-13），其对称地朝着所述纵向中轴线（9）的左侧和右侧 直升机（2）在其外侧具有相应的滑板（14,15）和机身（4）中的主梁（5-8），所述交叉管（10-13）经由主梁（5-8）经由 支撑（16-23）固定在主梁（5-8）上。 防滑型起落架（1）可伸缩。 提供了一种用于操作这种用于直升机（2）的滑行式起落架（1）的方法。

公开(公告)号：US20130264423A1

公开(公告)日：2013-10-10

申请号：US13679079

申请日：2012-11-16

申请人： EUROCOPTER DEUTSCHLAND GMBH

发明人： Michael Hebensperger ,  Wolfgang Kreitmair-Steck

IPC分类号： B64C1/18

CPC分类号： B64C1/18 ,  B32B3/12 ,  B32B3/30 ,  B32B15/08 ,  B32B27/12 ,  B32B2250/40 ,  B32B2274/00 ,  B32B2307/7242 ,  B32B2307/744 ,  B32B2605/003 ,  B32B2605/18

摘要： An air vehicle with a slip protecting and gas sealing composite floor (1, 10) inside a fuselage, particularly a helicopter with a slip protecting and gas sealing composite floor (1, 10) inside a fuselage. Said slip protecting and gas sealing composite floor (1, 10) is built up of a profiled elastomer layer (2) provided at its bottom side with a cross-linking agent, n-layers (3) of a further component or a variety of different components and partially thermosetting resin covered by a profiled elastomer layer (2), a honey comb layer (4) and lower n-layers (5) of said further component or variety of different components and partially thermosetting resin, said honey comb layer (4) being sandwiched between said n-layers (3) and said lower n-layers (5).

摘要翻译： 机身内有防滑保护气密封复合地板（1,10）的机动车，尤其是在机身内部具有防滑和气密复合地板（1,10）的直升机。 所述滑动保护和气体密封复合地板（1,10）由其底部设置有交联剂的成型弹性体层（2）构成，其另外的组分或各种各样的 不同的组分和部分热固性树脂被异型弹性体层（2），所述另外的组分或各种不同组分的蜂窝梳（4）和下n层（5）覆盖，所述蜂巢层（ 4）夹在所述n层（3）和所述下n层（5）之间。

公开(公告)号：US20130264412A1

公开(公告)日：2013-10-10

申请号：US13765798

申请日：2013-02-13

申请人： EUROCOPTER

发明人： Nadine Dyrla

IPC分类号： B64C27/82

CPC分类号： B64C27/82 ,  B64C2027/8209 ,  F15B2211/40507 ,  F15B2211/415 ,  F15B2211/41572

摘要： A rotary wing aircraft (1) provided with a main lift rotor (2), a tail rotor (5), and a power plant (4) driving a main gearbox (3) that co-operates with said main rotor (2), said tail rotor (5) being provided with a plurality of blades (10) of variable pitch (I) and with a pitch modification device (20), and said aircraft (1) having control means (30) for controlling said pitch modification device (20). The aircraft (1) includes an electric motor (9) for rotating said tail rotor (5) and regulator means (TRCU) connected to the control means (30) and also to the electric motor (9) and to the pitch modification device (20). The regulator means (TRCU) generate a first setpoint concerning pitch that is transmitted to the pitch modification device (20), and a second setpoint for controlling a motor parameter that is transmitted to the electric motor (9).

摘要翻译： 设有主提升转子（2），尾转子（5）和驱动与所述主转子（2）配合的主变速箱（3）的动力装置（4）的旋翼机（1） 所述尾部转子（5）设置有多个可变节距（I）的叶片（10）和间距改变装置（20），并且所述飞行器（1）具有控制装置（30），用于控制所述桨距修正装置 （20）。 飞机（1）包括用于使所述尾部转子（5）旋转的电动机（9）和与控制装置（30）连接的调节装置（TRCU），并且还连接到电动机（9）和螺距改型装置 20）。 调节器装置（TRCU）产生关于传播给桨距修正装置（20）的桨距的第一设定点，以及用于控制发送到电动机（9）的电机参数的第二设定点。

公开(公告)号：US08523686B2

公开(公告)日：2013-09-03

申请号：US13232286

申请日：2011-09-14

申请人： Damien Goujet

发明人： Damien Goujet

IPC分类号： F16D3/52

CPC分类号： F16D3/72

摘要： A coupling means (10) extending along a longitudinal axis of symmetry (100) from a first plate (11) towards a second plate (12), which plates are connected together by a link member (20). Said link member (20) is provided with a first hub (21) secured to said first plate (11) and with a second hub (22) secured to said second plate (12), a first end section (21′) of the first hub (21) being connected to a second end section (22′) of the second hub (22) by link means (30), said link means (30) comprising a first web (31) connecting said first end section (21′) to a maximum section (33) of said link means (30), said link means (30) having a second web (32) connecting a second end section (22′) of said second hub (22) to said maximum section (33).

摘要翻译： 沿着纵向对称轴线（100）从第一板（11）朝向第二板（12）延伸的联接装置（10），所述板通过连杆构件（20）连接在一起。 所述连杆构件（20）设置有固定到所述第一板（11）的第一轮毂（21）和固定到所述第二板（12）的第二轮毂（22），所述第一端部（21'） 第一轮毂（21）通过连接装置（30）连接到第二轮毂（22）的第二端部（22'），所述连杆装置（30）包括连接所述第一端部（21）的第一腹板 '）连接到所述连杆装置（30）的最大部分（33），所述连杆装置（30）具有将所述第二轮毂（22）的第二端部部分（22'）连接到所述最大部分的第二腹板（32） （33）。

公开(公告)号：US08517685B2

公开(公告)日：2013-08-27

申请号：US12908451

申请日：2010-10-20

申请人： Thomas Manfredotti

发明人： Thomas Manfredotti

IPC分类号： B64C27/32

CPC分类号： B64C27/001 ,  B64C2027/005 ,  F16F15/145 ,  Y10T74/2128

摘要： A device (10) for reducing vibration of a main rotor (1) having a support (20) and a plurality of heavy elements (30) and of rollers (50). Each heavy element (30) includes two first openings (31) respectively at least partially in registration with two second openings (22) of the support (20. Each roller (50) passes through a first opening (31) and a second opening (22). The device (10) has link means (60) for connecting the support (20) to the hub (2). A drive shaft (70) and a drive means (80) rotate at a first speed of rotation (V1) greater than a second speed of rotation (V2) of the hub (2). The drive shaft (70) rotates about an axis of rotation (AX1) of the support (20). The link means (60) is connected to the support (20) by a link member (90) enabling the support (20) to rotate about the axis of rotation (AX1) relative to the link means (60).

摘要翻译： 一种用于减小具有支撑件（20）和多个重型元件（30）以及滚子（50）的主转子（1）的振动的装置（10）。 每个重元件（30）分别包括至少部分地与支撑件（20）的两个第二开口（22）对准的两个第一开口（31）。每个辊（50）穿过第一开口（31）和第二开口 装置（10）具有用于将支撑件（20）连接到轮毂（2）的连杆装置（60），驱动轴（70）和驱动装置（80）以第一转速（V1 ）大于所述轮毂（2）的第二旋转速度（V2），所述驱动轴（70）围绕所述支撑件（20）的旋转轴线（AX1）旋转，所述连杆装置（60） 通过连杆构件（90）支撑（20），使得支撑件（20）能够相对于连杆装置（60）围绕旋转轴线（AX1）旋转。

公开(公告)号：US20130211703A1

公开(公告)日：2013-08-15

申请号：US13760425

申请日：2013-02-06

申请人： EUROCOPTER

发明人： Jean-Philippe Evrard ,  Cyril Passemard

IPC分类号： G06F17/00

CPC分类号： G06F17/00 ,  G01F1/90 ,  G01F9/008 ,  G01N33/2829

摘要： A method of providing a volume-mass law for determination of a fuel flow rate of an engine, particularly providing a fuel flow rate to a helicopter turbine, comprising the steps of: determining a sample type of fuel and a start density ρ0 of said sample type of fuel in said fuel tank using an equation ρ0=aT+b0, with a and b0 being known for said sample type of fuel and calculating real time offset parameters bn from an algorithm to determine real time densities ρ of the fuel.

摘要翻译： 一种提供用于确定发动机的燃料流量的体积质量定律的方法，特别是向直升机涡轮机提供燃料流率，包括以下步骤：确定燃料的样品类型和所述样品的起始密度rho0 使用方程式rho0 = aT + b0，其中a和b0对于所述样品类型的燃料是已知的，并且从算法计算实时偏移参数bn以确定燃料的实时密度rho，所述燃料箱中的燃料类型。

公开(公告)号：US20130204468A1

公开(公告)日：2013-08-08

申请号：US13737042

申请日：2013-01-09

申请人： EUROCOPTER

发明人： Emmanuel Camhi

IPC分类号： G06F17/00

CPC分类号： G06F17/00 ,  F02C9/00 ,  F05D2220/329 ,  F05D2260/80 ,  F05D2260/821 ,  F05D2270/303 ,  F05D2270/304 ,  F05D2270/332 ,  F05D2270/335 ,  F05D2270/803 ,  G05B23/0283 ,  G07C5/0816

摘要： A method of performing a health check of at least one turbine engine (3). During a development step (STP0), the installation losses (1) are quantified for a plurality of test values for a reduced speed of rotation (Ng′) of a gas generator (4) of the engine. During an acquisition step (STP1), the speed of rotation of said gas generator (4) is increased until said engine develops a maximum power, and then the speed of rotation of the gas generator (4) is decreased until the reduced speed of rotation (Ng′) reaches a test value. The aircraft is stabilized and at least one monitoring value is acquired. During an evaluation step (STP2) of evaluating the health check, at least one operating margin is determined by using a monitoring value and the effects of mounting the engine in an airplane.

摘要翻译： 一种执行至少一个涡轮发动机（3）的健康检查的方法。 在开发步骤（STP0）期间，为发动机的气体发生器（4）的降低的转速（Ng'）的多个测试值量化安装损耗（1）。 在采集步骤（STP1）期间，所述气体发生器（4）的旋转速度增加，直到发动机产生最大功率，然后降低气体发生器（4）的旋转速度，直到降低的转速 （Ng'）达到测试值。 飞机稳定，获得至少一个监控值。 在评估健康检查的评估步骤（STP2）期间，通过使用监测值和将发动机安装在飞机中的效果来确定至少一个操作裕度。