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1. (WO1996006006) YAW CONTROL AND STABILIZATION SYSTEM FOR HELICOPTERS
Latest bibliographic data on file with the International Bureau   

Pub. No.:    WO/1996/006006    International Application No.:    PCT/US1995/010490
Publication Date: 29.02.1996 International Filing Date: 17.08.1995
Chapter 2 Demand Filed:    15.03.1996    
IPC:
B64C 27/10 (2006.01), B64C 27/32 (2006.01), B64C 27/467 (2006.01), B64C 27/82 (2006.01)
Applicants: ARLTON, Paul, E. [US/US]; (US)
Inventors: ARLTON, Paul, E.; (US)
Agent: REZEK, Richard, A.; Barnes & Thornburg, 1313 Merchants Bank Building, 11 South Meridian Street, Indianapolis, IN 46204 (US)
Priority Data:
08/292,719 18.08.1994 US
Title (EN) YAW CONTROL AND STABILIZATION SYSTEM FOR HELICOPTERS
(FR) SYSTEME POUR AMORTIR ET STABILISER LE LACET DANS LES HELICOPTERES
Abstract: front page image
(EN)This invention relates to the field of yaw control systems for helicopters (10), including a gyroscopic mechanism (12) mounted on a helicopter tail rotor assembly (2) and configured to vary tail rotor (2) thrust automatically to produce a yaw moment stabilizing the helicopter (10) in flight so that the helicopter (10) is able to fly in a direction (heading) selected by the pilot. The aerodynamically shaped paddles or rotor blades (59) included in the gyroscopic assembly (12) are constructed so as to be cyclically pitchable in response to pivoting of the gyro rotor (59) to generate aerodynamic restoring forces in opposition to pivoting of the gyro rotor (59) so as to restore the gyro rotor (59) to a nominal orientation during helicopter flight at the proper times. The blades (11) have an aerodynamic center (80) of pressure located ahead of the pitching axis (81) and mass balancing means (33) to minimize the pitching forces felt at the root (32) of the blades (11).
(FR)L'invention concerne un système pour amortir le lacet dans les hélicoptères (10), comprenant un mécanisme gyroscopique (12) monté sur le rotor de queue (2) de l'hélicoptère et agencé pour faire varier automatiquement la poussée du rotor de queue (2), afin de produire automatiquement un moment de lacet stabilisant l'hélicoptère (10) en vol, pour que l'hélicoptère (10) puisse voler dans la direction choisie par le pilote, c'est-à-dire maintenir le cap. Les pales (59) de rotor ont une forme aérodynamique et elles sont prévues et réalisées dans le gyroscope (12), pour pouvoir tanguer d'une manière cyclique en réponse au pivotement du rotor (59) de gyroscope, afin de créer des forces de rappel s'opposant au pivotement du rotor (59) de gyroscope et de remettre ce dernier dans son orientation nominale durant le vol de l'hélicoptère, aux moments appropriés. Les pales (11) ont un centre aérodynamique de pression (80) situé en avant de l'axe de tangage (81) et des moyens d'équilibrage (33) de la masse pour minimiser les forces de tangage perçues à la racine (32) des pales (11).
Designated States: AU, CN, JP, RU.
European Patent Office (AT, BE, CH, DE, DK, ES, FR, GB, GR, IE, IT, LU, MC, NL, PT, SE).
Publication Language: English (EN)
Filing Language: English (EN)