公开(公告)号：US09499253B1

公开(公告)日：2016-11-22

申请号：US13373440

申请日：2011-11-14

申请人： Robert Owen White

发明人： Robert Owen White

IPC分类号： B64C11/24 ,  B64C11/26 ,  B64C27/82 ,  B32B1/00 ,  G06F17/40 ,  G06F19/00

CPC分类号： B64C11/24 ,  B32B1/00 ,  B64C11/26 ,  B64C13/12 ,  B64C27/025 ,  B64C27/18 ,  B64C27/26 ,  B64C27/32 ,  B64C27/48 ,  B64C27/56 ,  B64C27/72 ,  B64C27/82 ,  B64C2027/4736 ,  B64D31/04 ,  G06F17/40 ,  G06F19/00 ,  Y02T50/44 ,  Y10T74/20612

摘要： Apparatus and methods are disclosed for designing and manufacturing a composite structure, such as a composite rotor blade spar or composite rotor blade. A first mold may define a first mold surface and a second mold may include a rigid layer and a heated layer secured to the rigid layer and defining a second mold surface. A plurality of heating elements embedded in the second mold may be activated according to different temperature progressions to cure portions of the uncured composite rotor blade positioned coextensive therewith. In some embodiments, the second mold defines a root portion and first and second branch portions. A shear web may be placed between the branch portions during curing. The blade spar may define a complete airfoil contour or have fairings secured thereto having lines extending therethrough to a tip jet. A tip jet mounting structure and blade root attachment apparatus are also disclosed.

摘要翻译： 公开了用于设计和制造诸如复合转子叶片翼片或复合转子叶片的复合结构的装置和方法。 第一模具可以限定第一模具表面，并且第二模具可以包括固定到刚性层并限定第二模具表面的刚性层和加热层。 嵌入在第二模具中的多个加热元件可以根据不同的温度进行而被激活以固化与其共同延伸的未固化的复合转子叶片的部分。 在一些实施例中，第二模具限定根部部分和第一和第二分支部分。 在固化期间，可以在分支部分之间设置剪切网。 叶片翼梁可以限定一个完整的翼型轮廓，或者具有固定到其上的整流罩，其中有线穿过其延伸到尖端射流。 还公开了尖端喷射器安装结构和叶片根部附着装置。

公开(公告)号：US20160327957A1

公开(公告)日：2016-11-10

申请号：US15146081

申请日：2016-05-04

申请人： AIRBUS HELICOPTERS

发明人： Herve MOREL ,  Nicolas QUEIRAS

IPC分类号： G05D1/08 ,  B64C13/16 ,  B64C27/82

CPC分类号： G05D1/0816 ,  B64C13/16 ,  B64C27/82 ,  B64C2027/8281 ,  G05D1/0858

摘要： A method of controlling a deflection angle of pitching stabilizer means for an aircraft. The method includes a preliminary stage for preparing at least one control relationship delivering a setpoint angle that is to be reached by the deflection angle as a function of at least one flight parameter of the aircraft and of an incidence parameter of the pitching stabilizer means. During an operational stage an operational stage (STP2), a “flight” value is determined for each of the flight parameters, a “setpoint” value is determined for the incidence parameter, a setpoint angle is determined by inputting the flight values and setpoint value into the control relationship, and at least one actuator is actuated in order to cause the deflection angle of the pitching stabilizer means to reach the setpoint angle.

摘要翻译： 一种控制飞机的俯仰稳定装置的偏转角的方法。 该方法包括用于准备至少一个控制关系的初级阶段，该至少一个控制关系作为飞行器的至少一个飞行参数和俯仰稳定器装置的入射参数，传递将由偏转角度达到的设定角度。 在运行阶段，运行阶段（STP2），为每个飞行参数确定“飞行”值，为入射参数确定“设定值”值，通过输入飞行值和设定值确定设定点角度 进入控制关系，至少一个致动器被致动以使俯仰稳定器装置的偏转角达到设定角度。

公开(公告)号：US20160224030A1

公开(公告)日：2016-08-04

申请号：US14974988

申请日：2015-12-18

申请人： Sikorsky Aircraft Corporation

发明人： Ole Wulff ,  Derek Geiger

IPC分类号： G05D3/12 ,  B64C27/10 ,  B64C27/32

CPC分类号： B64C27/10 ,  B64C27/008 ,  B64C27/82 ,  B64C2027/8236 ,  G05D1/0858

摘要： Lift offset management and control systems are provided for a rotorcraft including main rotor and auxiliary propulsor assemblies, the main rotor assembly including first and second rotors disposed to oppositely rotate relative to an airframe about a same rotational axis, and sensors disposed to generate hub moment, tip clearance and lift offset data of the main rotor assembly.

摘要翻译： 提供偏移管理和控制系统用于包括主转子和辅助推进器组件的旋翼航空器，主转子组件包括设置成围绕相同旋转轴线相对于机身相对旋转的第一和第二转子，以及设置成产生轮毂力矩的传感器， 主转子总成的顶端间隙和升降偏移数据。

公开(公告)号：US09248908B1

公开(公告)日：2016-02-02

申请号：US13916283

申请日：2013-06-12

申请人： The Boeing Company

发明人： Leo J. Luyks

IPC分类号： B64C27/00 ,  B64C27/12 ,  B64C27/52

CPC分类号： B64C27/12 ,  B64C27/04 ,  B64C27/52 ,  B64C27/82 ,  B64C2027/8209 ,  B64D27/24 ,  B64D2027/026 ,  Y02T50/44 ,  Y02T50/64 ,  Y10S903/903

摘要： A helicopter has a propulsion system that includes a diesel engine driven electric generator, battery storage, power inverters for converting AC current to DC current and converting DC current to AC current, and an electric motor powered main rotor and an electric motor powered tail rotor. The propulsion system is integrated with electric controls of the main rotor electric motor and the tail rotor electric motor to provide additional system efficiencies. The design of the helicopter allows a single engine helicopter to be just as safe as a twin engine design helicopter while consuming less fuel. The helicopter design also includes a main rotor tilt system which tilts the rotation axis of the main rotor forward during high-speed flight to improve the aerodynamic efficiency of the helicopter airframe and rotary wing.

摘要翻译： 直升机具有推进系统，其包括柴油发动机驱动的发电机，蓄电池存储器，用于将交流电流转换为直流电流并将直流电流转换成交流电的电力逆变器，以及由电动机供电的主转子和电动马达尾转子。 推进系统与主转子电动机和尾转子电动机的电气控制集成，以提供额外的系统效率。 直升机的设计允许单引擎直升机与双引擎设计直升机一样安全，同时消耗更少的燃料。 直升机设计还包括主转子倾斜系统，其在高速飞行期间向前倾斜主转子的旋转轴线，以提高直升机机身和旋翼的空气动力学效率。

公开(公告)号：US09169012B2

公开(公告)日：2015-10-27

申请号：US13401110

申请日：2012-02-21

申请人： John Corrigan ,  Frank Bradley Stamps

发明人： John Corrigan ,  Frank Bradley Stamps

IPC分类号： B64C27/08 ,  B64C27/52 ,  B64C27/10

CPC分类号： B64C27/82 ,  B64C27/06 ,  B64C27/10 ,  B64C27/14 ,  B64C27/32 ,  B64C27/52 ,  B64C27/57 ,  B64C27/64 ,  B64C2027/8227

摘要： A system and method to tilt coaxial counter-rotating rotor hub assemblies relative to a fuselage. The system includes a first rotor hub assembly and a second rotor hub assembly spaced apart from the first hub assembly and carried by the fuselage. The method includes pivotally attaching the first rotor hub assembly and the second rotor hub assembly to a pivot joint and thereafter tilting the first rotor hub assembly and the second rotor hub assembly about the pivot joint with a driver.

摘要翻译： 相对于机身倾斜同轴反转转子毂组件的系统和方法。 该系统包括第一转子轮毂组件和与第一轮毂组件间隔开并由机身承载的第二转子轮毂组件。 该方法包括将第一转子轮毂组件和第二转子轮毂组件枢转地连接到枢转接头，然后使用驱动器使第一转子轮毂组件和第二转子轮毂组件围绕枢转接头倾斜。

公开(公告)号：US20150284078A1

公开(公告)日：2015-10-08

申请号：US14242932

申请日：2014-04-02

申请人： THE BOEING COMPANY

发明人： Richard L. Kulesha

IPC分类号： B64C27/52 ,  B64C27/32 ,  F16H23/10 ,  B64C27/82

CPC分类号： B64C27/52 ,  B64C27/82 ,  F16H23/10 ,  Y10T74/19502

摘要： An apparatus for controlling a rotor of a rotary wing aircraft, including a stationary frame, a rotary propulsion shaft extending through the frame, the propulsion shaft having a first shaft portion and a second shaft portion coupled to the first shaft portion at a joint, the first shaft portion being configured to be coupled to a drive unit and the second shaft portion being pivotable relative to a centerline of the first shaft portion in two degrees of freedom about the joint, and at least one actuator coupled to the stationary frame at one end and connected to the second shaft portion at the other end so that the second shaft portion rotates relative to the at least one actuator, the at least one actuator being configured to pivot the second shaft portion in the two degrees of freedom.

摘要翻译： 一种用于控制旋转翼飞行器的转子的装置，包括固定框架，延伸穿过框架的旋转推进轴，推进轴具有第一轴部分和在关节处联接到第一轴部分的第二轴部分， 第一轴部分被构造成联接到驱动单元，并且第二轴部分可相对于第一轴部分的中心线在关于关节的两个自由度中枢转，并且至少一个致动器在一端连接到固定框架 并且在另一端处连接到第二轴部分，使得第二轴部分相对于至少一个致动器旋转，所述至少一个致动器构造成在第二轴部分以两个自由度枢转。

公开(公告)号：US09139297B1

公开(公告)日：2015-09-22

申请号：US13317750

申请日：2011-10-27

申请人： Robert Owen White

发明人： Robert Owen White

IPC分类号： B64C11/24 ,  B64C27/473 ,  B21D53/78 ,  B21K3/00 ,  B21K3/04 ,  B64C11/06 ,  B64C27/18 ,  B64C11/20 ,  B64C27/82 ,  B64C27/22 ,  B64C27/24 ,  B64C27/26 ,  B64C15/14

CPC分类号： B64C27/18 ,  B21D53/78 ,  B21K3/00 ,  B21K3/04 ,  B64C11/06 ,  B64C11/20 ,  B64C11/24 ,  B64C15/14 ,  B64C27/22 ,  B64C27/24 ,  B64C27/26 ,  B64C27/473 ,  B64C27/56 ,  B64C27/82 ,  B64C2027/8245 ,  B64D31/04 ,  Y10T74/20612

摘要： A rotor blade having conduits for supporting control lines is disclosed. The control lines extend from a rotor hub to a tip jet mounted near a distal end of the rotor blade. The conduits mount within leading and trailing edge fairings mounted to a blade spar. The conduits may be supported by bulkheads secured at discrete locations along the blade spar and secured to the leading and trailing edge fairings. The conduits may also be secured to support webs secured to the leading or trailing edge fairing and extending longitudinally therealong. The conduit may have a tapered inner surface and a tapered fitting may secure to the control line to engage the tapered inner surface.

摘要翻译： 公开了一种具有用于支撑控制线的导管的转子叶片。 控制线从转子毂延伸到安装在转子叶片远端附近的尖端喷射器。 导管安装在安装在叶片翼梁上的前缘和后缘整流罩内。 导管可以被固定在沿着叶片翼梁的离散位置处并固定到前缘和后缘整流罩上的隔板支撑。 导管还可以固定到固定到前缘或后缘整流罩上并沿其纵向延伸的支撑腹板。 导管可以具有锥形内表面，并且锥形配件可以固定到控制线以接合锥形内表面。

公开(公告)号：US20150246725A1

公开(公告)日：2015-09-03

申请号：US14308326

申请日：2014-06-18

申请人： Nolan Joseph Reilly

发明人： Nolan Joseph Reilly

IPC分类号： B64C27/605 ,  B64C11/32

CPC分类号： B64C27/605 ,  B64C11/32 ,  B64C15/02 ,  B64C27/24 ,  B64C27/82 ,  B64C2027/8236 ,  B64C2027/8245

摘要： A method of aircraft propulsion and control more specific to rotorcraft propulsion and control using forward, neutral and aft thrust in addition to forward/aft thrust coupling from the propulsive tail assembly through cyclic and collective pitch of the non-flapping, ridged propeller/fan blades and/or from a turbojet/turbofan vectored thrust system. The cyclic blade pitch induces a drive shaft bending moment that is used to provide aircraft directional control and also provides anti-torque control for a single rotor head helicopter. The forward/reverse collective thrust actuator, phase lag elevator effect cyclic actuator and phase lag rudder/anti-torque effect cyclic actuator do not require complex control mixing. The vectored thrust system also provides aircraft directional control and anti-torque control individually or combined with the propeller/fan assembly. This assembly eliminates the requirement of rudder or elevator control on a fixed wing aircraft and the requirement of a tail rotor on a conventional helicopter while increasing speed and maneuverability. A slowed or stopped ridged X-wing rotorcraft hub with a modified circular arc airfoil would not require cyclic/collective control.

摘要翻译： 一种飞行器推进和控制的方法，其特别是旋翼航空器的推进和控制，除了从推进尾部组件通过非颤动，脊状螺旋桨/风扇叶片的循环和集合间距之外，使用前进，中立和后推力 和/或来自涡轮喷气发动机/涡轮风扇向量推力系统。 循环叶片间距引起用于提供飞行器方向控制的驱动轴弯矩，并且还为单个转子头直升机提供抗扭矩控制。 前进/后退集体推力执行器，相位滞后电梯效应循环执行器和相滞后舵/反转矩效应循环执行器不需要复杂的控制混合。 向量推力系统还单独提供飞机方向控制和抗扭矩控制，或与螺旋桨/风扇组件组合。 该组件消除了对固定翼飞机上的方向舵或电梯控制的要求以及在常规直升机上的尾部转子的要求，同时提高了速度和机动性。 具有改进的圆弧翼型的减速或停止的脊状X翼旋翼航空器轮毂不需要循环/集体控制。

公开(公告)号：US09120564B1

公开(公告)日：2015-09-01

申请号：US13199720

申请日：2011-09-07

申请人： Robert Owen White

发明人： Robert Owen White

IPC分类号： B64C11/24 ,  B64C15/14 ,  B64C27/473 ,  B64C27/18 ,  B64C27/82 ,  B64C11/20 ,  B64C11/06 ,  B64C27/22 ,  B64C27/26

CPC分类号： B64C27/18 ,  B64C11/06 ,  B64C11/20 ,  B64C11/24 ,  B64C15/14 ,  B64C27/22 ,  B64C27/26 ,  B64C27/473 ,  B64C27/82 ,  B64C2027/8245

摘要： A rotor blade assembly is disclosed including a blade spar having a duct extending therethrough and having upper and lower surfaces. A mounting structure is secured to the blade spar and defines a fluid path in fluid communication with the duct. The mounting structure likewise has upper and lower surfaces. A tip jet is secured to the mounting structure in fluid communication with the fluid path. The blade spar and mounting structure abut one another at a joint and the upper surfaces of the blade spar and mounting structure lie on a common airfoil contour extending across the joint. The lower surfaces of the blade spar and mounting structure also lie on the common airfoil contour. One or both of the blade and mounting structure include a composite material. The mounting structure may include two portions secured to one another having a distal portion of the blade spar captured therebetween.

摘要翻译： 公开了一种转子叶片组件，其包括具有延伸穿过其中且具有上表面和下表面的管道的叶片翼梁。 安装结构被固定到叶片翼梁并且限定与管道流体连通的流体路径。 安装结构同样具有上表面和下表面。 尖端喷射器固定到与流体路径流体连通的安装结构。 叶片翼梁和安装结构在接头处彼此邻接，并且叶片翼梁和安装结构的上表面位于延伸穿过接头的共同翼型轮廓上。 叶片翼梁和安装结构的下表面也位于公共翼型轮廓上。 叶片和安装结构中的一个或两个包括复合材料。 安装结构可以包括彼此固定的两个部分，其中夹在其间的叶片翼梁的远端部分。

公开(公告)号：US09073636B2

公开(公告)日：2015-07-07

申请号：US13375964

申请日：2009-06-02

申请人： Per-Erik Cardell ,  Tommy Johansson ,  Johan Lindroth ,  Kjell Stenbom

发明人： Per-Erik Cardell ,  Tommy Johansson ,  Johan Lindroth ,  Kjell Stenbom

IPC分类号： B64C27/82 ,  B64C27/51 ,  B64C27/00

CPC分类号： B64C27/82 ,  B64C27/51 ,  B64C2027/003 ,  Y10S416/50

摘要： A rotor damper for a tail rotor of a helicopter. A main body of a resilient material is to be arranged between a drive shaft for the tail rotor and a hub on which rotor blades for the tail rotor are coupled. A flange is connected to the main body of the rotor damper. The flange includes an abutment surface for abutting an outer surface of the hub. A tail rotor including the rotor damper.

摘要翻译： 用于直升机尾桨的转子阻尼器。 弹性材料的主体应设置在用于尾部转子的驱动轴和用于尾部转子的转子叶片联接在其上的轮毂之间。 法兰连接到转子阻尼器的主体上。 凸缘包括用于邻接毂的外表面的邻接表面。 包括转子阻尼器的尾部转子。