| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 61 | Rotary wing for rotary wing type aircraft | JP6758279 | 1979-06-01 | JPS5515394A | 1980-02-02 | RUNE RUI MUIIYU |
| 62 | Rotor blade espectally for rotor blade aircraft | JP1509979 | 1979-02-14 | JPS54115900A | 1979-09-08 | PEETERU MARUTEIN UATSUKERURE; HERUMUUTO FUUBERU |
| 63 | JPS5424200B1 - | JP4324870 | 1970-05-20 | JPS5424200B1 | 1979-08-18 | |
| 64 | Blade connection construction of rotor hub | JP11190276 | 1976-09-20 | JPS5241399A | 1977-03-30 | EMIIRU UAIRANDO; AROISU SHIYUUARUTSU; KARURU HAINTSU MAUTSU; FUUBERUTO FUROMURETSUTO |
| 65 | 制振機械的リンケージ | JP2015520196 | 2013-05-24 | JP6434403B2 | 2018-12-05 | エドワード・ヴィ・ホワイト |
| 66 | ロータ及びかかるロータが提供された航空機 | JP2017111316 | 2017-06-06 | JP6424254B2 | 2018-11-14 | オノラ,オリヴィエ; ジャラギエ,ジャン−ピエール |
| 67 | 回転翼航空機用のローターヘッドのローターブレード結合装置 | JP2016219841 | 2016-11-10 | JP2017100706A | 2017-06-08 | マルティン、シュトゥッキ; マリオ、カミナダ; パトリック、レジナルド、モーザー; リーケルト、レイブラント |
| 【課題】ローターブレード結合装置において、本発明は、簡素化された設計を有してリード・ラグ運動の改善された減衰を保証するローターブレード結合装置を利用可能とすることを目的とする。 【解決手段】ローターブレード取付部4とそれぞれ交差する伝達要素10が、隣り合う2つの減衰装置Dの一部を形成し、それにより隣り合う2つの減衰装置Dに対して直接的かつ機能的に連結されることによって達成される。 【選択図】図1 |
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| 68 | 振動低減装置 | JP2012066872 | 2012-03-23 | JP5863528B2 | 2016-02-16 | 吉崎 裕治; 鈴木 秀俊; 伊藤 宏 |
| 69 | Helicopter rotor | JP2010038966 | 2010-02-24 | JP5511436B2 | 2014-06-04 | ナンノーニ ファービオ; バッレリーオ ダンテ; アブデル ヌール ピエール; コロンボ アッティリオ |
| 70 | Rotor blade damper is mounted | JP2011039014 | 2011-02-24 | JP5466192B2 | 2014-04-09 | ルイス，チャールズ; フェラント，マチュー |
| 71 | Rotary wing of the helicopter | JP2005282398 | 2005-09-28 | JP4890826B2 | 2012-03-07 | パンコッティ サンティーノ |
| 72 | Helicopter rotor | JP2010038966 | 2010-02-24 | JP2010195391A | 2010-09-09 | NANNONI FABIO; BALLERIO DANTE; ABDEL NOUR PIERRE; COLOMBO ATTILIO |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide the lightest and smallest posible damping device controlling vibrations due to lead-lag movement of a blade. SOLUTION: The rotor 3 for a helicopter includes a drive shaft 10 rotating around a first axis A, a hub 11 rotating angularly integrally with the drive shaft 10 around the first axis A, and at least two blades 12 projecting from the hub 11 on the opposite side to the first axis A and extending along a plurality of second axes B crosswise to the first axis A. Each blade 12 is movable with respect to the hub 11 and the other blade 12 around a third axis C crosswise to each second axis B. The rotor 3 has at least two dampers 40 for damping vibrations of each blade 12 around each third axis C. Those dampers have each first part 41 capable of moving around each third axis C integrally with each blade 12, and second portions 42; 46a, 46b elastically united to each first portion 41 and functionally united to each other. COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT | ||||||
| 73 | Rotary wing of rotary-wing aircraft with a flap and hinged wings in the lag state | JP2006256256 | 2006-09-21 | JP4455561B2 | 2010-04-21 | フレデリク ベロウ |
| 74 | Articulated helicopter rotor | JP14750696 | 1996-06-10 | JP4005158B2 | 2007-11-07 | パンコッティ サンティーノ |
| 75 | Articulated helicopter rotor | JP2006321649 | 2006-11-29 | JP2007050891A | 2007-03-01 | PANCOTTI SANTINO |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a rotor having an oscillation limit device capable of maintaining the oscillation of blades within a predetermined value when the angular velocity of the rotor is less than a predetermined value. SOLUTION: The articulated helicopter rotor comprises a central hub, a plurality of blades extending substantially in the radial direction from the hub and connected to the hub in the articulated manner, and a limit device for limiting the oscillation of the blades with respect to the hub. The limit device has a centrifugal pin device extending substantially in the radial direction with respect to the hub, in other words, a centrifugal pin device having a seating part and a pin assembly which face each other substantially in the radial direction. The seating part and the pin assembly are constituted relatively movable to/from the engagement position with each other, and limit the lateral operation of each blade to the hub within a predetermined value. COPYRIGHT: (C)2007,JPO&INPIT | ||||||
| 76 | And rotation viscoelasticity device for the drag of the rotor blades of the rotary wing aircraft is buffered / elastic recovery, rotor head with it | JP28324690 | 1990-10-20 | JP2945116B2 | 1999-09-06 | KUROODO BIETONADE; ROBEERU JAN SHUJI |
| 77 | Helicopter rotor | JP9938691 | 1991-04-04 | JP2911630B2 | 1999-06-23 | FURANSHISU EDOWAADO BAIRUNZU; FURANKU HOORU DANNA |
| 78 | Rotor head of the rotary wing aircraft having an elastic return for the wings between the refrain from the rod of the damping device built-in | JP11187189 | 1989-04-28 | JP2795897B2 | 1998-09-10 | BURYUNO GINBARU |
| 79 | Pitch adjustment assembly for a bearingless main rotor | JP51605595 | 1995-10-18 | JPH10508812A | 1998-09-02 | エヌ． シュマリング，デイビッド; イー． バーンズ，フランシス |
| (57)【要約】 ベアリングレスロータアッセンブリ（２０）のためのピッチ調節アッセンブリ（１００）は、フレックスビームコネクタ（２２）を取り囲んだトルクチューブ部材（３６）を有している。 上記ピッチ調節アッセンブリ（１００）は、上記フレックスビームコネクタ（２２）に対して上記トルクチューブ部材（３６）の内側端（３８）を中心出しする中心ベアリング（７０）を備えており、上記中心ベアリング（７０）は、トルクチューブピボットポイント（１１０）を画成していて、それを中心として上記トルクチューブ部材（３６）が上記フレックスビームコネクタ（２２）に対して回転変位する。 ピッチ制御ロッド（４８）は、機械的にピッチ制御アーム（４６）に連結されており、上記トルクチューブ部材（３６）にピッチ制御入力を加えている。 前記ピッチ制御ロッド及びアーム（４６，４８）は、入力ピボットポイント（１１６）を画成し、変位機構（１０２または１４０）は、上記中心ベアリング（７０）と組み合わされて、上記トルクチューブ及び入力ピボットポイント（１１０，１１６）に対して上記トルクチューブ部材（３６）の幾何学的中心（１２０）の並進変位を行わせている。 調節シム（１０２）またはジャッキ配置（１４０）は、上記トルクチューブ部材（３６）の並進変位を起こさせるために使用されている。 | ||||||
| 80 | Hybrid damper fluid and elastomers | JP52898895 | 1995-04-24 | JPH10503573A | 1998-03-31 | ピー マックガイヤー、デニス |
| (57)【要約】 ヘリコプタ・ロータ用のリード‐ラグダンパとして利用される流体およびエラストマーのハイブリッドダンパは、ロータとブレード（翼）のような一対のコンポーネント間の軸方向、ねじれおよび角度的に伝達される振動をエラストマー（２５）のヒステリシスおよび狭い環状通路（４０）を介して流体の絞りおよびシヤリングによって低減する。 このハイブリッドダンパはエラストマーおよび流体ダンパの両方の最良の特徴を捕え、各ダンパの欠点の多くを回避する。 | ||||||
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