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1. (WO1999012809) ROTOR CONTROL SYSTEM
Latest bibliographic data on file with the International Bureau   

Pub. No.:    WO/1999/012809    International Application No.:    PCT/JP1997/003183
Publication Date: 18.03.1999 International Filing Date: 10.09.1997
IPC:
B64C 27/00 (2006.01), B64C 27/605 (2006.01), B64C 27/615 (2006.01)
Applicants: ADVANCED TECHNOLOGY INSTITUTE OF COMMUTER-HELICOPTER, LTD. [JP/JP]; 2, Kawasaki-cho Kakamigahara-shi Gifu 504 (JP) (For All Designated States Except US).
YAMAKAWA, Eiichi [JP/JP]; (JP) (For US Only).
KAWAKAMI, Kouji [JP/JP]; (JP) (For US Only).
GOI, Tatsuhiko [JP/JP]; (JP) (For US Only)
Inventors: YAMAKAWA, Eiichi; (JP).
KAWAKAMI, Kouji; (JP).
GOI, Tatsuhiko; (JP)
Agent: SAIKYO, Keiichiro; Shikishima Building 2-6, Bingomachi 3-chome Chuo-ku Osaka-shi Osaka 541 (JP)
Priority Data:
Title (EN) ROTOR CONTROL SYSTEM
(FR) SYSTEME DE COMMANDE DE ROTOR
Abstract: front page image
(EN)A rotor control system which includes a blade (10) fitted to a main rotor shaft (1) in such a fashion that the pitch angle is variable, a flap (20) fitted to the rear edge side of the blade (10) in such a fashion that the pitch angle is variable, a first link mechanism for controlling the pitch angle of the blade (10) and a second link mechanism for controlling the pitch angle of the flap (20). The first link mechanism includes a swash plate (14) comprising a rotation portion (12) connected to the blade (10) by a link mechanism and a control portion (13) undergoing displacement in accordance with the operation quantity. The second link mechanism includes a swash plate (31) comprising a rotation portion (29) connected to the flap (20) by a link mechanism and a control portion (30) undergoing displacement by actuators (36a and 26b), and a harmonic controller (37). According to this construction, a flap driving mechanism capable of exploiting effectively the flap performance can be accomplished, and the noise and vibration of a helicopter can be reduced.
(FR)L'invention concerne un système de commande de rotor comprenant une pale (10) fixée sur un arbre rotor (1) principal de telle manière que l'angle d'attaque soit variable, un aileron (20) fixé sur le côté du bord arrière de la pale (10) de telle manière que l'angle d'attaque soit variable, un premier mécanisme de liaison destiné à commander l'angle d'attaque de la pale (10) et un second mécanisme de liaison destiné à commander l'angle d'attaque de l'aileron (20). Le premier mécanisme de liaison comporte un plateau incliné (14) comprenant une partie rotative (12) reliée à la pale (10) par un mécanisme de liaison, et une partie de commande (13) se déplaçant en fonction du nombre d'opérations. Le second mécanisme de liaison comporte un plateau incliné (31) comprenant une partie rotative (29) reliée à l'aileron (20) par un mécanisme de liaison et une partie de commande (30) se déplaçant sous l'effet d'actionneurs (36a et 26b), et un contrôleur d'harmoniques (37). Grâce à cette configuration, il est possible d'une part d'obtenir un mécanisme d'entraînement de l'aileron capable d'exploiter efficacement les performances dudit aileron, et d'autre part de réduire le bruit et les vibrations que produit un hélicoptère.
Designated States: US.
European Patent Office (AT, BE, CH, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, IT, LU, MC, NL, PT, SE).
Publication Language: Japanese (JA)
Filing Language: Japanese (JA)