[go: up one dir, main page]

RU2014147694A - Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом, и характеристик винтокрылого летательного аппарата, и винтокрылый летательный аппарат - Google Patents

Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом, и характеристик винтокрылого летательного аппарата, и винтокрылый летательный аппарат Download PDF

Info

Publication number
RU2014147694A
RU2014147694A RU2014147694A RU2014147694A RU2014147694A RU 2014147694 A RU2014147694 A RU 2014147694A RU 2014147694 A RU2014147694 A RU 2014147694A RU 2014147694 A RU2014147694 A RU 2014147694A RU 2014147694 A RU2014147694 A RU 2014147694A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotorcraft
aerodynamic surface
angle
rotor
plane
Prior art date
Application number
RU2014147694A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2601966C2 (ru
Inventor
Манусос КЕЛАИДИС
Original Assignee
Эйрбас Хеликоптерс
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Хеликоптерс filed Critical Эйрбас Хеликоптерс
Publication of RU2014147694A publication Critical patent/RU2014147694A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2601966C2 publication Critical patent/RU2601966C2/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/004—Vibration damping devices using actuators, e.g. active systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8209—Electrically driven tail rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8218—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft wherein the rotor or the jet axis is inclined with respect to the longitudinal horizontal or vertical plane of the helicopter
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
    • B64C2027/8263—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like
    • B64C2027/8272—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft comprising in addition rudders, tails, fins, or the like comprising fins, or movable rudders
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

1. Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом (10) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) проходит в продольном направлении вдоль первой передне-задней плоскости (Р1), отделяющей первую сторону (6) от второй стороны (7) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) оборудован, по меньшей мере, одним несущим винтом (5), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) оборудован также вспомогательным винтом (10), создающим управляемую боковую тягу (100) для контроля движения рыскания винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутая боковая тяга (100) направлена к упомянутой второй стороне (7) для противодействия крутящему моменту, создаваемому упомянутым несущим винтом (5) на фюзеляже (2) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит силовую установку (90) для приведения во вращение несущего винта (5) и вспомогательного винта (10), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит киль, оснащенный, по меньшей мере, частично управляемой по ориентации поворотной аэродинамической поверхностью (25), создающей поперечную несущую силу (111, 112), проходя в высоту, при этом упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет нулевой угол поворота (200), когда эта аэродинамическая поверхность (25) находится во второй плоскости (Р2), при этом упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет заднюю кромку (27),отличающийся тем, что углом поворота (200) упомянутой аэродинамической поверхности (25) управляют, чтобы направить ее заднюю кромку (27) к упомянутой второй стороне (7), чтобы аэродинамическая поверхность (25) и

Claims (17)

1. Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом (10) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) проходит в продольном направлении вдоль первой передне-задней плоскости (Р1), отделяющей первую сторону (6) от второй стороны (7) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) оборудован, по меньшей мере, одним несущим винтом (5), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) оборудован также вспомогательным винтом (10), создающим управляемую боковую тягу (100) для контроля движения рыскания винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутая боковая тяга (100) направлена к упомянутой второй стороне (7) для противодействия крутящему моменту, создаваемому упомянутым несущим винтом (5) на фюзеляже (2) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит силовую установку (90) для приведения во вращение несущего винта (5) и вспомогательного винта (10), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит киль, оснащенный, по меньшей мере, частично управляемой по ориентации поворотной аэродинамической поверхностью (25), создающей поперечную несущую силу (111, 112), проходя в высоту, при этом упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет нулевой угол поворота (200), когда эта аэродинамическая поверхность (25) находится во второй плоскости (Р2), при этом упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет заднюю кромку (27),
отличающийся тем, что углом поворота (200) упомянутой аэродинамической поверхности (25) управляют, чтобы направить ее заднюю кромку (27) к упомянутой второй стороне (7), чтобы аэродинамическая поверхность (25) имела отрицательный угол поворота (200) относительно второй плоскости (Р2), или направить ее заднюю кромку (27) к упомянутой первой стороне (6), чтобы аэродинамическая поверхность (25) имела положительный угол поворота (200) относительно второй плоскости (Р2), при этом функцией аэродинамической поверхности (25) является приведение
вспомогательного винта (10), по меньшей мере, к одной заранее определенной рабочей точке, позволяющей оптимизировать характеристики винтокрылого летательного аппарата и минимизировать шум, создаваемый этим вспомогательным винтом (10), при этом упомянутое управление ориентацией упомянутой аэродинамической поверхности осуществляют, по меньшей мере, в зависимости от текущего значения параметра скорости (V) винтокрылого летательного аппарата (1) и от текущего значения параметра мощности (W) упомянутой силовой установки (90), при этом упомянутым углом поворота управляют, определяя:
- первую зону (Z1), для которой угол поворота (200) является максимальным, достигая положительного порогового угла (δmax), причем эта первая зона (Z1) достигается на малой поступательной скорости,
- вторую зону (Z2), для которой угол поворота (200) является максимальным, достигая положительного порогового угла (δmax), причем эта вторая зона (Z2) достигается на промежуточной поступательной скорости и на повышенной мощности (W2), развиваемой силовой установкой,
- третью зону (Z3), для которой угол поворота (200) позиционируют со средней ориентацией, причем эта третья зона (Z3) достигается на высокой поступательной скорости и на повышенной мощности (W2), развиваемой силовой установкой (90),
- четвертую зону (Z4), для которой угол поворота (200) является небольшим, достигая отрицательного порогового значения (δmin), причем эта четвертая зона (Z4) достигается на высокой поступательной скорости и на малой мощности (W1), развиваемой силовой установкой.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что упомянутый параметр скорости (V) выбирают в перечне, содержащем, по меньшей мере, воздушную скорость и путевую скорость.
3. Способ по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что упомянутая силовая установка (90) содержит, по меньшей мере, один двигатель (91) и главный редуктор (92), установленный между каждым двигателем (91) и несущим винтом (5), при этом упомянутый
параметр мощности выбирают в перечне, содержащем, по меньшей мере: общую мощность, развиваемую упомянутым, по меньшей мере, одним двигателем, общий крутящий момент, создаваемый упомянутым, по меньшей мере, одним двигателем, мощность, передаваемую на главный редуктор, крутящий момент, передаваемый на главный редуктор, крутящий момент, действующий на вал, приводящий в действие упомянутый несущий винт.
4. Способ по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что на упомянутом винтокрылом летательном аппарате (1) устанавливают киль (20), полностью образованный упомянутой аэродинамической поверхностью (25), или на упомянутом винтокрылом летательном аппарате устанавливают неподвижный киль (20), оснащенный, по меньшей мере, одним подвижным щитком (26), представляющим собой упомянутую аэродинамическую поверхность (25), или на упомянутом винтокрылом летательном аппарате (1) устанавливают подвижный киль (20), оснащенный, по меньшей мере, одним подвижным щитком (26), которые вместе представляют собой упомянутую аэродинамическую поверхность (25).
5. Способ по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что упомянутую вторую плоскость (Р2) наклоняют по отношению к первой передне-задней плоскости (Р1) таким образом, чтобы эта вторая плоскость (Р2) имела положительный угол относительно первой передне-задней плоскости (Р1), при этом заднюю кромку (27) направляют в упомянутую первую сторону (6), если упомянутая аэродинамическая поверхность (25) находится в упомянутой второй плоскости (Р2).
6. Способ по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что упомянутой аэродинамической поверхности (25) придают положительный изгиб, при этом упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет изогнутую сторону (29), обращенную ко второй стороне (7).
7. Способ по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что ориентацией упомянутой аэродинамической поверхности (25) управляют при помощи правила (L), дающего объективный угол (δ) аэродинамической поверхности (25) в зависимости от упомянутого
параметра скорости (V) винтокрылого летательного аппарата (1) и от упомянутого параметра мощности (W) упомянутой силовой установки (90).
8. Способ по п. 7, отличающийся тем, что упомянутое правило (L) содержит следующие уравнения:
Figure 00000001
где:
- "δ": объективный угол,
- "δ1" и "δ2": параметры вычисления,
- "δmax" и "δmin": соответственно заранее определенные положительный пороговый угол и отрицательный пороговый угол,
- "V1", "V2", "V3", "V4": заранее определенные параметры скорости,
- "V": текущее значение параметра скорости,
- "W1", "W2": заранее определенные параметры мощности,
- "W": текущее значение параметра мощности,
- "SW": заранее определенный параметр регулировки,
- "A" и "B": переменные, зависящие от упомянутого параметра регулировки.
9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что упомянутый параметр регулировки (SW) равен заранее определенному значению, при этом упомянутый угол поворота (200) равен упомянутому
объективному углу (δ).
10. Способ по п. 8, отличающийся тем, что:
- определяют максимальный угол (400), равный упомянутому объективному углу, применяя упомянутое правило (L) и придавая параметру регулировки (SW) первое значение,
- определяют минимальный угол (500), равный объективному углу, применяя упомянутое правило (L) и придавая параметру регулировки (SW) второе значение,
- измеряют текущий общий шаг лопастей (11) упомянутого вспомогательного винта (10),
- увеличивают упомянутый угол поворота (200) аэродинамической поверхности (25) таким образом, чтобы он стремился к упомянутому максимальному углу (400), пока упомянутый шаг превышает заранее определенный заданный шаг, при этом угол поворота (200) ограничивают, чтобы он был меньшим или равным максимальному углу (400),
- уменьшают упомянутый угол поворота (200) аэродинамической поверхности (25) таким образом, чтобы он стремился к упомянутому минимальному углу (500), пока упомянутый шаг меньше заранее определенного заданного шага, при этом угол поворота ограничивают, чтобы он превышал или был равным минимальному углу (500),
- упомянутый шаг автоматически изменяют параллельно с изменением упомянутого угла поворота (200).
11. Способ по п. 10, отличающийся тем, что, поскольку упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит средство (50) ручного управления упомянутым шагом, изменение упомянутого угла поворота (500) блокируют, когда пилот действует на упомянутое средство (50) управления.
12. Винтокрылый летательный аппарат (1), проходящий в продольном направлении вдоль первой передне-задней плоскости (Р1), отделяющей первую сторону (6) от второй стороны (7) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) оборудован, по меньшей мере, одним несущим винтом (5), при этом упомянутый винтокрылый
летательный аппарат (1) оборудован вспомогательным винтом (10), создающим управляемую боковую тягу (100) для контроля движения рыскания винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутая боковая тяга (100) направлена к упомянутой второй стороне (7) для противодействия крутящему моменту, создаваемому упомянутым несущим винтом (5) на фюзеляже (2) винтокрылого летательного аппарата (1), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит силовую установку (90) для приведения во вращение несущего винта (5) и вспомогательного винта (10), при этом упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит киль, оснащенный, по меньшей мере, частично управляемой по ориентации поворотной аэродинамической поверхностью (25), и создающей поперечную несущую силу (111, 112), проходя в высоту, при этом упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет нулевой угол поворота (200), когда эта аэродинамическая поверхность (25) находится во второй плоскости (Р2), при этом упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет заднюю кромку (27),
отличающийся тем, что упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит блок (30) обработки, связанный со средством (35) перемещения, перемещающим во вращении упомянутую аэродинамическую поверхность (25), при этом блок (30) обработки связан с первой системой (41) измерения текущего значения параметра скорости (V) винтокрылого летательного аппарата и со второй системой (42) измерения текущего значения параметра мощности (W) упомянутой силовой установки (90), при этом упомянутый блок (30) обработки применяет способ по любому из пп. 1-11.
13. Винтокрылый летательный аппарат по п. 12, отличающийся тем, что упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит поворотный киль (20), представляющий собой упомянутую аэродинамическую поверхность (25), или неподвижный киль (20), оснащенный, по меньшей мере, одним подвижным щитком (26), представляющим собой упомянутую аэродинамическую поверхность (25), или подвижный киль (20), оснащенный, по меньшей мере, одним подвижным щитком (26), которые вместе представляют собой
упомянутую аэродинамическую поверхность (25).
14. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп. 12 или 13, отличающийся тем, что упомянутая вторая плоскость (Р2) имеет положительный угол (300) относительно первой передне-задней плоскости (Р1), при этом упомянутая задняя кромка (27) обращена к упомянутой первой стороне (6), когда упомянутая аэродинамическая поверхность (25) находится в упомянутой второй плоскости (Р2).
15. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп. 12 или 13, отличающийся тем, что упомянутая аэродинамическая поверхность (25) имеет положительный изгиб, при этом изогнутая сторона (29) обращена ко второй стороне (7).
16. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп. 12 или 13, отличающийся тем, что упомянутый блок (30) обработки содержит энергонезависимое запоминающее устройство (32), в котором записано правило (L), дающее объективный угол () аэродинамической поверхности (25) в зависимости от упомянутого параметра скорости (V) винтокрылого летательного аппарата (1) и от упомянутого параметра мощности (W) упомянутой силовой установки (90).
17. Винтокрылый летательный аппарат по любому из пп. 12 или 13, отличающийся тем, что упомянутый винтокрылый летательный аппарат (1) содержит средство (50) ручного управления шагом лопастей вспомогательного винта (10), при этом средство (50) управления находится на связи с упомянутым блоком (30) обработки.
RU2014147694/11A 2013-12-10 2014-11-26 Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом, и характеристик винтокрылого летательного аппарата, и винтокрылый летательный аппарат RU2601966C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1302877 2013-12-10
FR1302877A FR3014411A1 (fr) 2013-12-10 2013-12-10 Procede pour tendre a optimiser le bruit emis par un rotor auxiliaire et les performances d'un giravion, et un giravion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014147694A true RU2014147694A (ru) 2016-06-20
RU2601966C2 RU2601966C2 (ru) 2016-11-10

Family

ID=50478455

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014147694/11A RU2601966C2 (ru) 2013-12-10 2014-11-26 Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом, и характеристик винтокрылого летательного аппарата, и винтокрылый летательный аппарат

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9725164B2 (ru)
EP (1) EP2883789B1 (ru)
KR (1) KR101668830B1 (ru)
CN (1) CN104724285B (ru)
CA (1) CA2871223C (ru)
FR (1) FR3014411A1 (ru)
RU (1) RU2601966C2 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3014411A1 (fr) 2013-12-10 2015-06-12 Eurocopter France Procede pour tendre a optimiser le bruit emis par un rotor auxiliaire et les performances d'un giravion, et un giravion
EP3056423B1 (en) * 2015-02-16 2017-12-13 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH An aircraft with a fuselage that defines at least an interior region and a drive system accommodating region
US9802713B2 (en) * 2015-08-24 2017-10-31 Honeywell International Inc. Method and system for improving situational awareness of unanticipated yaw on a rotorcraft system
US10287006B1 (en) 2015-12-18 2019-05-14 Amazon Technologies, Inc. Adjustable propeller blades for sound control
US9592910B1 (en) 2015-12-18 2017-03-14 Amazon Technologies, Inc. Geometrically reconfigurable propellers
US10370098B1 (en) * 2015-12-18 2019-08-06 Amazon Technologies, Inc. Adjustable propeller blade with sound flaps
US10604245B2 (en) * 2016-12-30 2020-03-31 Wing Aviation Llc Rotor units having asymmetric rotor blades
JP6689241B2 (ja) * 2017-09-15 2020-04-28 株式会社東芝 騒音低減装置、飛行体、発電装置、騒音低減方法及び騒音低減プログラム
US11656632B2 (en) * 2019-07-12 2023-05-23 The Boeing Company Takeoff/landing stability augmentation by active wind gust sensing
FR3107511B1 (fr) * 2020-02-20 2022-01-21 Airbus Helicopters Dispositif de surveillance d’une marge de poussée pour giravion, giravion associé et procédé correspondant
FR3108094B1 (fr) * 2020-03-12 2022-05-13 Airbus Helicopters procédé de commande d’au moins un organe aérodynamique de dérive d’un hélicoptère hybride et un hélicoptère hybride.
US11396370B2 (en) * 2020-03-19 2022-07-26 Textron Innovations Inc. Coaxial rotor systems for VTOL aircraft
US11745886B2 (en) * 2021-06-29 2023-09-05 Beta Air, Llc Electric aircraft for generating a yaw force
EP4361037A1 (en) * 2022-10-28 2024-05-01 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A rotorcraft with a tail boom having a ducted tail rotor

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1144116B (de) 1959-11-06 1963-02-21 Boelkow Entwicklungen Kg Drehfluegelflugzeug mit einem Heckrotor und einem Seitenleitwerk
FR2338845A1 (fr) 1976-01-26 1977-08-19 Laville Andre Dispositif de controle en lacet pour aerodynes sustentes par une voilure tournante entrainee mecaniquement
US4660785A (en) * 1985-12-16 1987-04-28 Munski Michael S Helicopter antitorque auxiliary propulsion system
CN2112585U (zh) * 1991-02-13 1992-08-12 韩明 无尾桨直升机
US5102067A (en) * 1991-04-11 1992-04-07 United Technologies Corporation Integrated helicopter empennage structure
FR2679199B1 (fr) 1991-07-16 1997-01-31 Aerospatiale Systeme anticouple pour helicoptere.
US5188511A (en) * 1991-08-27 1993-02-23 United Technologies Corporation Helicopter anti-torque device direct pitch control
DE4204733C1 (ru) * 1992-02-17 1993-06-17 Arova-Mammut Ag, Seon, Ch
FR2689854B1 (fr) 1992-04-14 1994-07-01 Eurocopter France Helicoptere monorotor a systeme anticouple mixte et procede pour contrecarrer le couple induit par ce monorotor.
JP3051357B2 (ja) 1997-03-26 2000-06-12 株式会社コミュータヘリコプタ先進技術研究所 主ロータトルク補正装置
FR2769285B1 (fr) * 1997-10-07 1999-12-03 Eurocopter France Dispositif de commande d'un systeme anticouple mixte d'un helicoptere
FR2769284B1 (fr) * 1997-10-07 1999-12-03 Eurocopter France Dispositif de commande d'une surface aerodynamique de direction d'un helicoptere
CN1384020A (zh) * 2001-05-08 2002-12-11 赵润生 高速直升－偏转翼飞机
FR2864026B1 (fr) 2003-12-23 2007-01-19 Eurocopter France Procede et dispositif pour reduire par une derive orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere
RU2385262C1 (ru) * 2008-11-14 2010-03-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" Способ уменьшения нагрузок и вибраций на летательных аппаратах, имеющих многолопастные воздушные винты с четным числом лопастей
US8960594B2 (en) * 2010-11-02 2015-02-24 Groen Brothers Aviation, Inc. Use of auxiliary rudders for yaw control at low speed
US8622334B2 (en) * 2011-05-19 2014-01-07 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for reducing the noise of pusher type aircraft propellers
FR3014411A1 (fr) 2013-12-10 2015-06-12 Eurocopter France Procede pour tendre a optimiser le bruit emis par un rotor auxiliaire et les performances d'un giravion, et un giravion
JP5979798B2 (ja) 2015-01-07 2016-08-31 エアバス ヘリコプターズ 補助回転翼から出る騒音と回転翼航空機の性能の双方の最適化に貢献する方法及び回転翼航空機

Also Published As

Publication number Publication date
US9725164B2 (en) 2017-08-08
CA2871223C (fr) 2016-05-03
KR20150067728A (ko) 2015-06-18
FR3014411A1 (fr) 2015-06-12
CN104724285B (zh) 2017-01-18
RU2601966C2 (ru) 2016-11-10
CN104724285A (zh) 2015-06-24
CA2871223A1 (fr) 2015-06-10
EP2883789B1 (fr) 2016-03-30
US20150158580A1 (en) 2015-06-11
EP2883789A1 (fr) 2015-06-17
KR101668830B1 (ko) 2016-10-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014147694A (ru) Способ оптимизации шума, производимого вспомогательным винтом, и характеристик винтокрылого летательного аппарата, и винтокрылый летательный аппарат
US20170297694A1 (en) Rotor speed management
EP2631174B1 (fr) Aéronef à voilure tournante muni d'un rotor arrière et procédé pour optimiser le fonctionnement d'un rotor arrière
EP3201086B1 (en) Power management between a propulsor and a coaxial rotor of a helicopter
US20180291875A1 (en) Method and device for controlling floating body wind turbine power generating apparatus, and floating body wind turbine power generating apparatus
JP2017514748A5 (ru)
NZ626646A (en) Vehicle control method, operator display and assisted mechanisms
WO2008145868A3 (fr) Helicoptere hybride rapide a grande distance franchissable et rotor de sustentation optimise
RU2013122993A (ru) Способ управления закрылками крыльев и горизонтальным оперением гибридного вертолета
CA2783118C (en) System and method for limiting cyclic control inputs
WO2018140199A3 (en) Cycloidal rotor micro-air vehicle
EP2965938A3 (en) Speed control for working vehicle
JP2009051381A (ja) サイクロイダル・ブレード
US10787252B2 (en) Rotorcraft having a rotary wing and an orientable propeller, and a method applied by the rotorcraft
FR3035979A1 (fr) Loi de commande avancee pour empennage braquable
US9914525B2 (en) Rotorcraft top fairing fitted with a movable member for guiding a stream of air flowing towards the rear of the rotorcraft
JP5979798B2 (ja) 補助回転翼から出る騒音と回転翼航空機の性能の双方の最適化に貢献する方法及び回転翼航空機
CN103174589A (zh) 用于控制风力涡轮机的方法
CN204297083U (zh) 一种四翼片平拍扑翼飞行器
CN114104271A (zh) 配备有具有吸力和压力风扇的分布式推进系统的飞行器
RU2651959C1 (ru) Флюгерное горизонтальное оперение (краснов-флюгер)
CN106406347B (zh) 一种无人机飞行控制方法和装置
CN205325680U (zh) 用于机器人关节伺服电机惯量匹配的电机输出齿轮机构
US20220397916A1 (en) Multivariable airspeed and flight path angle control of a co-axial rotary wing aircraft with a pusher-propeller
RU2374694C1 (ru) Устройство управления генераторами газового потока на взлетно-посадочной полосе