JPS606840B2 - 回転翼航空機 - Google Patents
回転翼航空機Info
- Publication number
- JPS606840B2 JPS606840B2 JP49047060A JP4706074A JPS606840B2 JP S606840 B2 JPS606840 B2 JP S606840B2 JP 49047060 A JP49047060 A JP 49047060A JP 4706074 A JP4706074 A JP 4706074A JP S606840 B2 JPS606840 B2 JP S606840B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- rotor
- link
- links
- coupled
- swoosh
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Expired
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
- B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
- B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
- B64C27/605—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including swash plate, spider or cam mechanisms
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T74/00—Machine element or mechanism
- Y10T74/18—Mechanical movements
- Y10T74/18056—Rotary to or from reciprocating or oscillating
- Y10T74/18296—Cam and slide
- Y10T74/18336—Wabbler type
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T74/00—Machine element or mechanism
- Y10T74/20—Control lever and linkage systems
- Y10T74/20207—Multiple controlling elements for single controlled element
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は回転翼航空機に係り、特にスオッシュプレート
によって制御される回転翼を有するヘリコプター等の回
転翼航空機に関する。
によって制御される回転翼を有するヘリコプター等の回
転翼航空機に関する。
ヘリコプターの制御は、回転翼の回転中に回転翼の羽根
のピッチを互に異つた量だけ変えたり、同量変えたりす
ることによって成しとげられる。
のピッチを互に異つた量だけ変えたり、同量変えたりす
ることによって成しとげられる。
このことは夫々ピッチ周期制御およびピッチ同時制御と
して知られている。航空機の制御体装置は回転翼のハプ
と共に回転するピッチリンク等の回転部分と、操縦士又
は自動操縦によって作動される、機体に結合された非回
転部分とを有する。回転翼の制御体装置のスオッシュブ
レートは、非回転部分の制御部材の運動を回転部分に伝
える装置である。これは回転軸のまわりに同０的に装加
されて回転翼のハブ又は回転翼の軸のいづれかに結合さ
れている。スオッシユプレート組立体は〜 スオッシュ
プレートとこれを回転翼組立体の回転部分に結合して連
動させる部材とを有している。スオッシュプレートは制
御体系の回転部分と非回転部分との間の境界を形成して
いるので〜一連の軸受によって結合された一方が他方に
対して回転される２個の同心的に配置された輪を有する
。操作中「スオッシュプレートの一方の輪が回転出来な
いようになっている時、他方の輪は回転翼航空機の回転
翼と共に回転する。
して知られている。航空機の制御体装置は回転翼のハプ
と共に回転するピッチリンク等の回転部分と、操縦士又
は自動操縦によって作動される、機体に結合された非回
転部分とを有する。回転翼の制御体装置のスオッシュブ
レートは、非回転部分の制御部材の運動を回転部分に伝
える装置である。これは回転軸のまわりに同０的に装加
されて回転翼のハブ又は回転翼の軸のいづれかに結合さ
れている。スオッシユプレート組立体は〜 スオッシュ
プレートとこれを回転翼組立体の回転部分に結合して連
動させる部材とを有している。スオッシュプレートは制
御体系の回転部分と非回転部分との間の境界を形成して
いるので〜一連の軸受によって結合された一方が他方に
対して回転される２個の同心的に配置された輪を有する
。操作中「スオッシュプレートの一方の輪が回転出来な
いようになっている時、他方の輪は回転翼航空機の回転
翼と共に回転する。
回転翼羽根のピッチ腕は、ピッチリンクでスオツシユプ
レートの回転論に結合される。もしスオツシュプレート
が垂直に上昇又は下降させられると〜各回転翼羽根のピ
ッチ角の変化は同じでありもピッチ同時制御が行われる
。スオッシュプレートがかたむけられると「 スオッシ
ュプレートの回転論上のすべての点は回転翼の回転に伴
って周期的に垂直に上昇又は下降する。このことが特定
の回転翼羽根のピッチ角を、回転翼の回転につれて変化
させてピッチ周期制御を行うことができる。従って「ス
オッシュプレートは垂直に則ち回転翼の軸に平行な方向
に動くことが出来ると共に回転面に関して傾斜すること
が出来なければならないことが理解されるであろう。こ
れらの自由度を得るように回転翼の藤にスオッシュプレ
ートを結合するために使われる多数の従来技術がある。
レートの回転論に結合される。もしスオツシュプレート
が垂直に上昇又は下降させられると〜各回転翼羽根のピ
ッチ角の変化は同じでありもピッチ同時制御が行われる
。スオッシュプレートがかたむけられると「 スオッシ
ュプレートの回転論上のすべての点は回転翼の回転に伴
って周期的に垂直に上昇又は下降する。このことが特定
の回転翼羽根のピッチ角を、回転翼の回転につれて変化
させてピッチ周期制御を行うことができる。従って「ス
オッシュプレートは垂直に則ち回転翼の軸に平行な方向
に動くことが出来ると共に回転面に関して傾斜すること
が出来なければならないことが理解されるであろう。こ
れらの自由度を得るように回転翼の藤にスオッシュプレ
ートを結合するために使われる多数の従来技術がある。
通常の処理方法の一つは、回転翼の軸のまわりもこ同０
的に球を装架し、スオッシュプレートをこの球に回動自
在に装架することによって球のまわりで傾斜運動を可能
にして、スオッシュプレートを回転翼の軸に関して傾斜
したり垂直に動かしたりしている。他の似たような処理
方法は、今述べた球の代りに水平自在継手を使うことで
ある。この自在継手機構は回転翼の軸に同心的に装架さ
れた筒の上に装架される。この自在継手機構はスオッシ
ュプレートの自在運動を可能にし、一方、筒は自在継手
機構の垂直方向の運動を可能にしている。しかしながら
、スオッシュフ。
的に球を装架し、スオッシュプレートをこの球に回動自
在に装架することによって球のまわりで傾斜運動を可能
にして、スオッシュプレートを回転翼の軸に関して傾斜
したり垂直に動かしたりしている。他の似たような処理
方法は、今述べた球の代りに水平自在継手を使うことで
ある。この自在継手機構は回転翼の軸に同心的に装架さ
れた筒の上に装架される。この自在継手機構はスオッシ
ュプレートの自在運動を可能にし、一方、筒は自在継手
機構の垂直方向の運動を可能にしている。しかしながら
、スオッシュフ。
レートを回転翼の軸に結合する従来技術の方法は或る種
の欠点を有する。球又は自在継手機構及び滑り機構は、
精密な製作公差を必要とするので製作費が高くなる。ま
た、このような従来技術による構造では、比較的大きな
摩擦荷重が生じ〜スオッシュプレートの作動器からの必
要な力を消耗してしまう。そして〜 この方法には余裕
がなく、精密な部品が構造的に破損した時は飛行の安全
性が失われる。従来技術の方法はャ弾丸のような高速投
射物によるスオッシュブレートの支持構造への衝撃が全
体系を破損する結果も航空機の制御が出来なくなり、軍
用航空機に使用される時は特に顕著な弱点となる。従っ
て「本発明の目的は「前述の従来技術による欠点を除去
し「スオッシュフ。
の欠点を有する。球又は自在継手機構及び滑り機構は、
精密な製作公差を必要とするので製作費が高くなる。ま
た、このような従来技術による構造では、比較的大きな
摩擦荷重が生じ〜スオッシュプレートの作動器からの必
要な力を消耗してしまう。そして〜 この方法には余裕
がなく、精密な部品が構造的に破損した時は飛行の安全
性が失われる。従来技術の方法はャ弾丸のような高速投
射物によるスオッシュブレートの支持構造への衝撃が全
体系を破損する結果も航空機の制御が出来なくなり、軍
用航空機に使用される時は特に顕著な弱点となる。従っ
て「本発明の目的は「前述の従来技術による欠点を除去
し「スオッシュフ。
レートを回転翼組立体に結合するために簡単な蝶番機構
を使用し「しかもスオツシュブレートの支持用のりンク
の一部が破損しても航空機の制御に支障を釆たさない信
頼性の高いしかも円滑に操作することができるスオッシ
ュプレートを有する回転翼航空機を得ることである。本
願発明による回転翼航空機は「回転軸とこの回転軸に結
合された回転翼とを有する回転翼組立体と「回転翼のた
めの制御装置とを有し、この制御装置は、航空機に結合
された非回転部分と〜前記回転翼組立体に結合された回
転部分と「前記非回転部分と回転部分との間に設けられ
たスオッシュプレートとを有し、このスオツシュプレー
トは、非回転部分によって支持された回転不可能な論と
、この回転不可能な論と同じもこ設けられて回転部分に
連結された回転可能な輪とを有し、回転可能な輪は対向
する第１の対になった鉄リンクとこれとほぼ９０度の角
度で配置された第２の対になった鉄リンクとを有する。
を使用し「しかもスオツシュブレートの支持用のりンク
の一部が破損しても航空機の制御に支障を釆たさない信
頼性の高いしかも円滑に操作することができるスオッシ
ュプレートを有する回転翼航空機を得ることである。本
願発明による回転翼航空機は「回転軸とこの回転軸に結
合された回転翼とを有する回転翼組立体と「回転翼のた
めの制御装置とを有し、この制御装置は、航空機に結合
された非回転部分と〜前記回転翼組立体に結合された回
転部分と「前記非回転部分と回転部分との間に設けられ
たスオッシュプレートとを有し、このスオツシュプレー
トは、非回転部分によって支持された回転不可能な論と
、この回転不可能な論と同じもこ設けられて回転部分に
連結された回転可能な輪とを有し、回転可能な輪は対向
する第１の対になった鉄リンクとこれとほぼ９０度の角
度で配置された第２の対になった鉄リンクとを有する。
そして、このように４個のりンクを設けしかもスオッシ
ユプレートの傾斜を容易に行うために第１の対になった
りンクの一端を回転可能な輪に自在継手的に結合し、第
１の対になった各リンクの他端を回転翼組立体に蝶番的
に結合し、第２の対になった各リンクの一端を回転可能
な輪に自在継手的に結合し、第２の対になった各リンク
の他端を該第２の対になったりンクが回転面内で前記回
転翼組立体に関して角度的に変捺することができるよう
に弾性的な支持装置によって回転翼組立体に結合してい
る。次に、本発明の実施例を添付図面を参照して説明す
る。
ユプレートの傾斜を容易に行うために第１の対になった
りンクの一端を回転可能な輪に自在継手的に結合し、第
１の対になった各リンクの他端を回転翼組立体に蝶番的
に結合し、第２の対になった各リンクの一端を回転可能
な輪に自在継手的に結合し、第２の対になった各リンク
の他端を該第２の対になったりンクが回転面内で前記回
転翼組立体に関して角度的に変捺することができるよう
に弾性的な支持装置によって回転翼組立体に結合してい
る。次に、本発明の実施例を添付図面を参照して説明す
る。
第１図には改良されたスオッシュフ。レート組立体１２
が組込まれた本発明によるヘリコプターＩ０が示されて
いる。ヘリコプター１０はブレード１４とハブ１６とを
有する回転翼１１を有する。ハブ１６は回転軸１７に装
架され、この回転軸１７はェンヂン及び伝動装置を有す
る駆動装置（図示せず）に結合されている。スオッシュ
プレート組立体１２は、操縦士が操作する操縦梓又は自
動操縦装置（共に図示せず）から始まって回転翼１１の
ブレード１４のピッチを調節する部品で終っている回転
翼制御装置の重要な部分である。
が組込まれた本発明によるヘリコプターＩ０が示されて
いる。ヘリコプター１０はブレード１４とハブ１６とを
有する回転翼１１を有する。ハブ１６は回転軸１７に装
架され、この回転軸１７はェンヂン及び伝動装置を有す
る駆動装置（図示せず）に結合されている。スオッシュ
プレート組立体１２は、操縦士が操作する操縦梓又は自
動操縦装置（共に図示せず）から始まって回転翼１１の
ブレード１４のピッチを調節する部品で終っている回転
翼制御装置の重要な部分である。
また「スオツシュプレート組立体１２は制御装置の回転
要素と非回転要素との間の境界面でもある。本発明によ
る回転翼航空機のスオッシュプレート組立体１２の概略
が第２図及び第３図に示されており、更に好適実施例の
詳細な構造が第４図に示されている。
要素と非回転要素との間の境界面でもある。本発明によ
る回転翼航空機のスオッシュプレート組立体１２の概略
が第２図及び第３図に示されており、更に好適実施例の
詳細な構造が第４図に示されている。
スオッシュプレート組立体１２は同心に配置された内輪
１８と外輪２０とを有し、外輪２川ま、航空機構造部に
結合された非回転部分の一部を形成する３個の作動器２
２に自在継手的に連結されており、内輪１８は４個の鉄
リンク（Ｓｃｉｓｓｏｒｌｉｎｋ）２６ａ，２６ｂを介
して回転翼１ １の回転軸１７に結合されて回転される
ようになっている。
１８と外輪２０とを有し、外輪２川ま、航空機構造部に
結合された非回転部分の一部を形成する３個の作動器２
２に自在継手的に連結されており、内輪１８は４個の鉄
リンク（Ｓｃｉｓｓｏｒｌｉｎｋ）２６ａ，２６ｂを介
して回転翼１ １の回転軸１７に結合されて回転される
ようになっている。
本実施例では単に説明のために内輪１８を回転可能な輪
とし、外輪２０を回転不可能な輪としているが、いずれ
を回転可能にし、いづれを回転不可能にするかは単なる
選択的事項である。いづれにせよ、作動器２２の長さは
操縦士の操縦室における制御運動によって変えることが
できる。そして、各作動器２２の長さを同じ長さだけ変
化するとスオッシュプレート組立体１２は傾かないで垂
直に運動してブレード１４のピッチ角を等量だけ変化し
てピッチ同時制御を行うことができる。また、作動器２
２を異る長さだけ変化することによってスオッシュプレ
ート１２を傾斜してブレード１４のピッチ角を異つた量
だけ変化してピッチ周期制御を行うことができる。作動
器２２は液圧式作動器であるとして示されてはいるが、
各種の他の作動器を使用することができる。
とし、外輪２０を回転不可能な輪としているが、いずれ
を回転可能にし、いづれを回転不可能にするかは単なる
選択的事項である。いづれにせよ、作動器２２の長さは
操縦士の操縦室における制御運動によって変えることが
できる。そして、各作動器２２の長さを同じ長さだけ変
化するとスオッシュプレート組立体１２は傾かないで垂
直に運動してブレード１４のピッチ角を等量だけ変化し
てピッチ同時制御を行うことができる。また、作動器２
２を異る長さだけ変化することによってスオッシュプレ
ート１２を傾斜してブレード１４のピッチ角を異つた量
だけ変化してピッチ周期制御を行うことができる。作動
器２２は液圧式作動器であるとして示されてはいるが、
各種の他の作動器を使用することができる。
回転する内輪１８の４個の級リンクはほぼ９００の角度
で配置された２対の対向する鉄リンク２６ａ，２６ｂと
なっている。
で配置された２対の対向する鉄リンク２６ａ，２６ｂと
なっている。
これらの鉄リンク２６ａ，２６ｂの各々はボルト・ナッ
ト組立体で形成された蝶番３２で互に連結された２個の
りンク２８，３０を有し、各鉄リンク２６ａ，２６ｂの
リンク２８の一端は球形軸受５８を介して自在継手的に
内輪１８に連結されている。第１の対向する鉄リンク２
６ａはボルト・ナット組立体で形成された蝶番３４でリ
ンク３０を介して回転軸１７の突出部に結合されている
。
ト組立体で形成された蝶番３２で互に連結された２個の
りンク２８，３０を有し、各鉄リンク２６ａ，２６ｂの
リンク２８の一端は球形軸受５８を介して自在継手的に
内輪１８に連結されている。第１の対向する鉄リンク２
６ａはボルト・ナット組立体で形成された蝶番３４でリ
ンク３０を介して回転軸１７の突出部に結合されている
。
第２の対向する級リンク２６ｂはリンク３０を介し、弾
性的な支持装置３６によって回転軸１７に結合されてい
る。各支持装置３６は、内レース３８と、弾性的な支持
部材４０と、外しース４２とを有し、第２の対の鉄リン
ク２６ｂのリンク３０が蝶番４４を介してこの外しース
４２に結合されている。この弾性的な支持装置３６は、
米国のペンシルバニヤ州ＥｒｉｅのＬｏｒｄ ＭａｎＭ
ａｃｔｍｊｎｇＣｏｍｐａｎｙによって製造されたもの
であり、内レース３８と外しース４２は鋼で作られてお
り、その間に挿入された弾性的な支持部材４川ま天然ゴ
ムや合成ポリマー等を含む材料から作られている。
性的な支持装置３６によって回転軸１７に結合されてい
る。各支持装置３６は、内レース３８と、弾性的な支持
部材４０と、外しース４２とを有し、第２の対の鉄リン
ク２６ｂのリンク３０が蝶番４４を介してこの外しース
４２に結合されている。この弾性的な支持装置３６は、
米国のペンシルバニヤ州ＥｒｉｅのＬｏｒｄ ＭａｎＭ
ａｃｔｍｊｎｇＣｏｍｐａｎｙによって製造されたもの
であり、内レース３８と外しース４２は鋼で作られてお
り、その間に挿入された弾性的な支持部材４川ま天然ゴ
ムや合成ポリマー等を含む材料から作られている。
然しながら、この支持装置はこの会社の製品に限定され
ることなく、他社の同等な製品を使用することも可能で
ある。以上の如き構造を有するスオツシュプレート１２
における弾性的な支持装置３６の作用は次の如きもので
ある。
ることなく、他社の同等な製品を使用することも可能で
ある。以上の如き構造を有するスオツシュプレート１２
における弾性的な支持装置３６の作用は次の如きもので
ある。
若し、図示実施例において弾性的な支持装置３６が使用
されずに、第２の鉄リンク２６ｂもまた、第１の鉄リン
クが蝶番３４で回転軸１７に直接結合されていると同様
に蝶番４４で回転軸１７に直接結合したと仮定すると次
の如き作用をする。先づ、第１の対になった絞りンク２
６ａと内輪１８とが球形軸受５８を介して自在継手的に
結合されているのでほぼ第１の鉄リンク２６ａを中心と
して傾斜即ち回転することができる。
されずに、第２の鉄リンク２６ｂもまた、第１の鉄リン
クが蝶番３４で回転軸１７に直接結合されていると同様
に蝶番４４で回転軸１７に直接結合したと仮定すると次
の如き作用をする。先づ、第１の対になった絞りンク２
６ａと内輪１８とが球形軸受５８を介して自在継手的に
結合されているのでほぼ第１の鉄リンク２６ａを中心と
して傾斜即ち回転することができる。
このとき、第２の対になった鉄リンク２６ｂの一方は蝶
番４４を中心にして垂直方向上向きに動き、他方は垂直
方向下向きに動く傾向を有する。これと同様に、ほぼ第
２の対になった鉄リンク２６ｂを中心にして内輪１８を
傾斜即ち回転するとこの級リンク２６ｂの一方は垂直方
向に上向きに回動し、他方は垂直方向下向きに回動する
。
番４４を中心にして垂直方向上向きに動き、他方は垂直
方向下向きに動く傾向を有する。これと同様に、ほぼ第
２の対になった鉄リンク２６ｂを中心にして内輪１８を
傾斜即ち回転するとこの級リンク２６ｂの一方は垂直方
向に上向きに回動し、他方は垂直方向下向きに回動する
。
従って、第１の鉄リンク２６ａと第２の級リンク２６ｂ
との中間を通る線を中心として内輪１８を傾斜即ち回転
しようとすると、上向きに回動する２個の隣接するりン
クの外端は互に接近しようとする。換言すればこの隣接
する２個のりンクが形成する角度が９０ｏから徐々に小
さくなろうとする。そして、下向きに回動する２個の隣
接するりンクもまた同様な作用をする。当然のことなが
ら、上向きに動くリンクと、これに隣接して下向きに動
くリンクとの外端は互に離れる煩向にある。即ちこの２
個のりンクが形成する角度が大きくなろうとする。リン
ク２６ａ，２６ｂのこのような角度的な運動を可能にす
るために本願発明では弾性的な支持装置３６が使用され
ており、この支持装置３６は執りンクの一対のみで十分
である。
との中間を通る線を中心として内輪１８を傾斜即ち回転
しようとすると、上向きに回動する２個の隣接するりン
クの外端は互に接近しようとする。換言すればこの隣接
する２個のりンクが形成する角度が９０ｏから徐々に小
さくなろうとする。そして、下向きに回動する２個の隣
接するりンクもまた同様な作用をする。当然のことなが
ら、上向きに動くリンクと、これに隣接して下向きに動
くリンクとの外端は互に離れる煩向にある。即ちこの２
個のりンクが形成する角度が大きくなろうとする。リン
ク２６ａ，２６ｂのこのような角度的な運動を可能にす
るために本願発明では弾性的な支持装置３６が使用され
ており、この支持装置３６は執りンクの一対のみで十分
である。
次に、第４図、第５および第６図を参照して本発明の好
適実施例を詳細に説明する。
適実施例を詳細に説明する。
３個の作動器２２の各端部はＵ字部４８に支持された球
形軸受４６に装架されて外輪２０‘こ結合されている。
形軸受４６に装架されて外輪２０‘こ結合されている。
第４図には示していないが、作動器２２の他端は、球形
軸受を航空機に取付けることによって航空機構造に結合
されている。球形軸受４６がスオッシュプレート組立体
１２及びヘリコプター１０１こ関して作動器２２を自在
継手的に装架していることが容易に理解されるであろう
。もし外輪２０１こ追加の支持物が無いならば、作動器
２２によって外輪２０が傾けられたときに内輪１８及び
スオッシュプレートの回転によって生ずる摩擦力によっ
て外輪２０が少し回転される筈である。このような回転
を排除するために、鉄リンク５０が第４図及び第５図に
示す如く設けられている。鉄リンク５０の一端は、Ｕ宇
部５２及びナット・ボルト組立体を用いて航空機に蝶番
結合されている。球形軸受５４が、鉄リンク５０の反対
端に装架されている。球形軸受５４は、ナット及びボル
ト組立体及びＵ字部５６で外輪２０‘こ装架され、リン
ク５０を外輪２０に自在継手的に装架している。かし〈
て、級リンク５０は外輪２０を回転させぬようにし、し
かも外輪の傾斜並びに垂直の運動を阻害しないようにな
っている。４個の鉄リンク２６ａ，２６ｂは、球形軸受
５８を介して内輪１８に自在継手的に装架されている。
軸受を航空機に取付けることによって航空機構造に結合
されている。球形軸受４６がスオッシュプレート組立体
１２及びヘリコプター１０１こ関して作動器２２を自在
継手的に装架していることが容易に理解されるであろう
。もし外輪２０１こ追加の支持物が無いならば、作動器
２２によって外輪２０が傾けられたときに内輪１８及び
スオッシュプレートの回転によって生ずる摩擦力によっ
て外輪２０が少し回転される筈である。このような回転
を排除するために、鉄リンク５０が第４図及び第５図に
示す如く設けられている。鉄リンク５０の一端は、Ｕ宇
部５２及びナット・ボルト組立体を用いて航空機に蝶番
結合されている。球形軸受５４が、鉄リンク５０の反対
端に装架されている。球形軸受５４は、ナット及びボル
ト組立体及びＵ字部５６で外輪２０‘こ装架され、リン
ク５０を外輪２０に自在継手的に装架している。かし〈
て、級リンク５０は外輪２０を回転させぬようにし、し
かも外輪の傾斜並びに垂直の運動を阻害しないようにな
っている。４個の鉄リンク２６ａ，２６ｂは、球形軸受
５８を介して内輪１８に自在継手的に装架されている。
この球形軸受５８はナット・ボルト組立体を使って内輪
１８のＵ宇部６川こ夫々結合されている。第４図及び６
図に示す如く、内レース３８及び外しース４２と弾性的
な支持部材４０とを有する弾性的な支持装置３６が設け
られており、各支持装置３６の内レース３８は、回転軸
１７に形成されたフランヂ１７ａにこの内レース３８の
突起部をナット・ボルト組立体で固定することによって
回転軸１７に確実に固定されている。
１８のＵ宇部６川こ夫々結合されている。第４図及び６
図に示す如く、内レース３８及び外しース４２と弾性的
な支持部材４０とを有する弾性的な支持装置３６が設け
られており、各支持装置３６の内レース３８は、回転軸
１７に形成されたフランヂ１７ａにこの内レース３８の
突起部をナット・ボルト組立体で固定することによって
回転軸１７に確実に固定されている。
外しース４２の各々半円形であり、弾性部材４川こしつ
かり固定されている。一対の鉄リンク２６ｂが外しース
４２の各々に結合されている。これらのリンク２６ｂと
外しース４２との間の軸受運動は蝶番４４によって行わ
れる。鉄リンクの残りの対２６ａは、第６図に示すよう
に「弾性的な支持装置３６の内レース３８を介して回転
軸１７に効果的に結合されている。
かり固定されている。一対の鉄リンク２６ｂが外しース
４２の各々に結合されている。これらのリンク２６ｂと
外しース４２との間の軸受運動は蝶番４４によって行わ
れる。鉄リンクの残りの対２６ａは、第６図に示すよう
に「弾性的な支持装置３６の内レース３８を介して回転
軸１７に効果的に結合されている。
この対の鉄リンク２６ａは、図示する如く、回転軸１７
に直接結合されずに、支持装置３６の内レース４２に結
合されており、回転軸１７上の必要とされる結合点又は
結合フランヂの数を最小にしている。このような回転軸
１７上の必要な取付点の数を減らすことによって、必要
な突起部が減り重量が減少されている。第５図を参照す
ると、ここには第４図の線５−６における部分断面図が
示されている。
に直接結合されずに、支持装置３６の内レース４２に結
合されており、回転軸１７上の必要とされる結合点又は
結合フランヂの数を最小にしている。このような回転軸
１７上の必要な取付点の数を減らすことによって、必要
な突起部が減り重量が減少されている。第５図を参照す
ると、ここには第４図の線５−６における部分断面図が
示されている。
内輪１８は軸受組立体７２を介して外輪２０１こ回転可
能に結合されている。独立して作られた軸受組立体７２
は、球軸受７８によって分割される内レース７４及び外
しース７６を有する。軸受組立体７２は、内輪１８及び
外輪２０の間に取付板８０及び８２によって固定され、
これらの取付板は夫々ナット・ボルト組立体によって内
輪１８及び外輪２川こ結合されている。ピッチリンク６
６はスオッシュプレート組立体１２の運動をプレード１
４に伝えるものであり、球形軸受６８はＵ字部７０及び
ナット、ボルト組立体を介して内輪１８に装架されてい
る。
能に結合されている。独立して作られた軸受組立体７２
は、球軸受７８によって分割される内レース７４及び外
しース７６を有する。軸受組立体７２は、内輪１８及び
外輪２０の間に取付板８０及び８２によって固定され、
これらの取付板は夫々ナット・ボルト組立体によって内
輪１８及び外輪２川こ結合されている。ピッチリンク６
６はスオッシュプレート組立体１２の運動をプレード１
４に伝えるものであり、球形軸受６８はＵ字部７０及び
ナット、ボルト組立体を介して内輪１８に装架されてい
る。
同じ形の結合が、ピッチリンク６６の他端をブレード１
４に結合するために使用されている。このようにして、
ピッチリンク６６は、内輪１８とブレード１４との両方
に自在継手的に装架されている。スオツシュプレート組
立体１２は、幾何学的には、回転軸１７に関して自動的
に複○することができるが、強い構造的荷重から起るリ
ンク２６ａ，２６ｂの変形によって、中心から少し外れ
ることもある。この実施例では、これら変形の影響は、
各鉄リンク２６ａ，２６ｂのリンク２８を出来るだけ短
く作ることによって最少にされている。
４に結合するために使用されている。このようにして、
ピッチリンク６６は、内輪１８とブレード１４との両方
に自在継手的に装架されている。スオツシュプレート組
立体１２は、幾何学的には、回転軸１７に関して自動的
に複○することができるが、強い構造的荷重から起るリ
ンク２６ａ，２６ｂの変形によって、中心から少し外れ
ることもある。この実施例では、これら変形の影響は、
各鉄リンク２６ａ，２６ｂのリンク２８を出来るだけ短
く作ることによって最少にされている。
ヘリコプター１０の操作中、操縦者による操縦室におけ
る制御の動作は、作動器２２を延ばしたり縮めたりする
。
る制御の動作は、作動器２２を延ばしたり縮めたりする
。
３個の作動器２２は、操縦者の入力に応じて、等しい量
又は異なる量だけ延びたり縮んだりする。
又は異なる量だけ延びたり縮んだりする。
作動器２２の延び又は縮みは、スオッシュプレート組立
体１２の非回転の外輪２０を垂直方向に上昇又は降下さ
せる。これが次に同じ量だけ内輪１８を上昇又は下降さ
せる。内輪１８の垂直及び傾き運動は、弾性的な支持装
置３６と組合わされた絞りンクによって可能にされてい
る。内輪１８の運動はピッチリンク６６によってブレー
ド１４に伝えられる。かくて制御装置の非回転部分の運
動は、簡単な能率の良い方法で制御装置の回転部分に伝
えられることになる。
体１２の非回転の外輪２０を垂直方向に上昇又は降下さ
せる。これが次に同じ量だけ内輪１８を上昇又は下降さ
せる。内輪１８の垂直及び傾き運動は、弾性的な支持装
置３６と組合わされた絞りンクによって可能にされてい
る。内輪１８の運動はピッチリンク６６によってブレー
ド１４に伝えられる。かくて制御装置の非回転部分の運
動は、簡単な能率の良い方法で制御装置の回転部分に伝
えられることになる。
そして、回転翼１１の回転にもとづくスオッシュプレー
トの内輪１８の垂直及び傾き運動が可能となり、同時に
スオッシュプレート組立体は回転軸１７に関して同心に
保持される。このことは、同じ目的を達成する従来技術
の方法に比べて、重量を節約し、そしてより簡単な保守
と、より簡単な構造の部品しか要しない簡単な直接法で
成しとげられている。本発明のスオッシュプレート組立
体は、４個のりンクの１個が構造的に破損したり、弾丸
によって被断されたりした時でさえ何の支障もない。
トの内輪１８の垂直及び傾き運動が可能となり、同時に
スオッシュプレート組立体は回転軸１７に関して同心に
保持される。このことは、同じ目的を達成する従来技術
の方法に比べて、重量を節約し、そしてより簡単な保守
と、より簡単な構造の部品しか要しない簡単な直接法で
成しとげられている。本発明のスオッシュプレート組立
体は、４個のりンクの１個が構造的に破損したり、弾丸
によって被断されたりした時でさえ何の支障もない。
これはリンク２６ａ，２６ｂが例え３個であってもスオ
ッシュプレートを回転軸線に関して同けこ維持すること
ができるからである。このようにして信頼性を増すと同
時に従釆技術における欠点を除去することが出釆る。航
空機の回転翼を取外さずにリンク２６を修理又は取りか
えが出来ることは、当業者にとっては容易に理解できる
であろう。
ッシュプレートを回転軸線に関して同けこ維持すること
ができるからである。このようにして信頼性を増すと同
時に従釆技術における欠点を除去することが出釆る。航
空機の回転翼を取外さずにリンク２６を修理又は取りか
えが出来ることは、当業者にとっては容易に理解できる
であろう。
このことは、滑動機溝が回転軸のまわりに同Ｄ的に装架
されて、リンクを取外す前に回転翼を取外す必要のある
従来技術と比べて航空機の保守費用を低減している。
されて、リンクを取外す前に回転翼を取外す必要のある
従来技術と比べて航空機の保守費用を低減している。
第１図は本発明を実施したヘリコプターの側面図、第２
図は本発明の図解的側面図、第３図は第２図に示す本発
明の図解的平面図、第４図は本発明の好適実施例の要部
を示す一部断面平面図、第５図は第４図の線５一５にお
ける断面図、第６図は第４図の線６−６における断面図
である。 １０・・・・・・ヘリコプター、１１・・・・・・回転
翼、１２・・・・・・スオッシュプレート組立体、１４
・…・・ブレード、１６・・・・・・ハブ、１７・・…
・回転軸、１８・・・・・・内輪、２０・・・・・・外
輪、２２・…・・作動器、２６ａ，２６ｂ……鉄リンク
、２８，３０……リンク、３２，３４・・・・・・蝶番
、３６・・・・・・支持装置、３８・・・・・・内レー
ス、４０……弾性部材、４２・・・・・・外しース、４
４・・・・・・蝶番、４６・・・・・・球形軸受、４８
・・・・・・Ｕ字部、５０…・・・執りンク、５２・・
・・・・Ｕ宇部、５４・・・・・・球形軸受、５６・・
・・・・Ｕ字部、５８・・・・・・球形軸受、６０・・
・・・・Ｕ字部、６６・…・・ピッチリンク、６８・・
・・・・球形軸受、７０…・・・Ｕ字部、７２・・・・
・・軸受組立体、７４・・・・・・内輪、７６・・・・
・・外輪、７８・・・・・・球形軸受、８０，８２・・
・・・・取付板。 第１図第２図 第３図 第４図 第５図 第６図
図は本発明の図解的側面図、第３図は第２図に示す本発
明の図解的平面図、第４図は本発明の好適実施例の要部
を示す一部断面平面図、第５図は第４図の線５一５にお
ける断面図、第６図は第４図の線６−６における断面図
である。 １０・・・・・・ヘリコプター、１１・・・・・・回転
翼、１２・・・・・・スオッシュプレート組立体、１４
・…・・ブレード、１６・・・・・・ハブ、１７・・…
・回転軸、１８・・・・・・内輪、２０・・・・・・外
輪、２２・…・・作動器、２６ａ，２６ｂ……鉄リンク
、２８，３０……リンク、３２，３４・・・・・・蝶番
、３６・・・・・・支持装置、３８・・・・・・内レー
ス、４０……弾性部材、４２・・・・・・外しース、４
４・・・・・・蝶番、４６・・・・・・球形軸受、４８
・・・・・・Ｕ字部、５０…・・・執りンク、５２・・
・・・・Ｕ宇部、５４・・・・・・球形軸受、５６・・
・・・・Ｕ字部、５８・・・・・・球形軸受、６０・・
・・・・Ｕ字部、６６・…・・ピッチリンク、６８・・
・・・・球形軸受、７０…・・・Ｕ字部、７２・・・・
・・軸受組立体、７４・・・・・・内輪、７６・・・・
・・外輪、７８・・・・・・球形軸受、８０，８２・・
・・・・取付板。 第１図第２図 第３図 第４図 第５図 第６図
Claims (1)
- １ 回転軸１７とこの回転軸に結合された回転翼１１と
を有する回転翼組立体と、前記回転翼のための制御装置
とを有する回転翼航空機において、前記制御装置は、航
空機に結合された非回転部分２２と、前記回転翼組立体
に結合された回転部分６６と、前記非回転部分と回転部
分との関に設けられたスオツシユプレート１２とを有し
、該スオツシユプレートは、前記非回転部分によって支
持された回転不可能な輪２０と、前記回転不可能な輪と
同心に設けられて前記回転部分６６に連結された回転可
能な輪１８とを有し、前記回転可能な輪は対向する第１
の対になった鋏リンク２６ａとこれとほぼ９０度の角度
で配置された第２の対になった鋏リンク２６ｂとを有し
、前記第１の対になった各リンクの一端は前記回転可能
な輪に自在継手的に結合され、該第１の対になった各リ
ンクの他の端は前記回転翼組立体に螺番的に結合され、
前記第２の対になった各リンクの一端は前記回転可能な
輪に自在継手的に結合され、該第２の対になった各リン
クの他端は、前記回転翼組立体に結合された内レース３
８と、前記第２の対になったリンクの他端に結合された
外レース４２と、前記内レースと外レースとの間に挿入
された弾性部材４０とを有する弾性的な支持装置３６に
よって回転翼組立体に結合されている回転翼航空機。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US354726 | 1973-04-26 | ||
| US00354726A US3841586A (en) | 1973-04-26 | 1973-04-26 | Rotor swashplate assembly |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5069798A JPS5069798A (ja) | 1975-06-10 |
| JPS606840B2 true JPS606840B2 (ja) | 1985-02-20 |
Family
ID=23394665
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP49047060A Expired JPS606840B2 (ja) | 1973-04-26 | 1974-04-25 | 回転翼航空機 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US3841586A (ja) |
| JP (1) | JPS606840B2 (ja) |
| CA (1) | CA990703A (ja) |
| DE (1) | DE2419922C2 (ja) |
| FR (1) | FR2227175B3 (ja) |
| GB (1) | GB1454835A (ja) |
| IT (1) | IT1004263B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0511317Y2 (ja) * | 1986-09-22 | 1993-03-19 | ||
| JPH0552407B2 (ja) * | 1986-10-15 | 1993-08-05 | Isuzu Motors Ltd |
Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4232563A (en) * | 1978-03-16 | 1980-11-11 | Barry Wright Corporation | Laminated elastomeric end bearings for articulating links |
| US4362085A (en) * | 1979-06-11 | 1982-12-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Flight control system |
| US4727761A (en) * | 1986-03-27 | 1988-03-01 | Scalzo Patents Pty. Ltd. | Wobble plate engine stabilizer mechanism |
| US4804315A (en) * | 1987-07-30 | 1989-02-14 | United Technologies Corporation | Composite helicopter swashplate |
| US5135356A (en) * | 1990-09-28 | 1992-08-04 | The Boeing Company | Swashplate anti-drive linkage for rotor controls of rotary wing aircraft |
| US5074494A (en) * | 1990-10-11 | 1991-12-24 | United Technologies Corporation | Elastomeric swashplate configuration for helicopters |
| US5083725A (en) * | 1990-10-11 | 1992-01-28 | United Technologies Corporation | Elastomeric swashplate configuration for helicopters |
| US5826822A (en) * | 1996-04-19 | 1998-10-27 | Rehm; Rehm N. | System and method for providing cyclic and collective pitch control in a rotary wing aircraft |
| FR2771708B1 (fr) * | 1997-12-03 | 2000-02-04 | Eurocopter France | Dispositif a plateaux cycliques de commande du pas des pales d'un rotor avec organes guides rotatifs sur coulisseaux translates selon l'axe du rotor |
| IT1308395B1 (it) * | 1999-02-26 | 2001-12-17 | Finmeccanica Spa | Dispositivo di controllo dei passi ciclico e collettivo per un rotoredi un elicottero. |
| US6371681B1 (en) * | 1999-09-20 | 2002-04-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Anti-rotation clip |
| US8142158B2 (en) * | 2005-12-02 | 2012-03-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | Compact load path swashplate assembly |
| US8021053B2 (en) * | 2006-03-13 | 2011-09-20 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Rotary wing aircraft ball bearing |
| US8215845B2 (en) * | 2006-03-13 | 2012-07-10 | Roller Bearing Company Of America, Inc. | Tandem stack angular contact bearing for rotary wing aircraft |
| GB2472451B (en) | 2009-08-07 | 2014-06-25 | Christopher Jarvis | Rotor assembly for a rotocraft |
| ITRM20110563A1 (it) * | 2011-10-27 | 2013-04-28 | K4A S R L | "giunto cardanico omocinetico per rotori di elicottero" |
| US8961138B2 (en) * | 2011-12-09 | 2015-02-24 | Bell Helicopter Textron Inc. | Preventing rotation of a fixed ring of a swashplate |
| WO2015047494A2 (en) * | 2013-08-28 | 2015-04-02 | Sikorsky Aircraft Corporation | Swashplate apparatus |
| US9452830B2 (en) | 2014-01-13 | 2016-09-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | Constant velocity drive for tilt rotor assembly |
| US20160090178A1 (en) * | 2014-09-29 | 2016-03-31 | Blair John Paynton | Leverage Pitch Link |
| EP3221215B1 (en) * | 2014-11-20 | 2019-11-06 | Sikorsky Aircraft Corporation | Composite reinforced swashplate |
| US11014658B1 (en) | 2015-01-02 | 2021-05-25 | Delbert Tesar | Driveline architecture for rotorcraft featuring active response actuators |
| US10315759B2 (en) * | 2015-04-04 | 2019-06-11 | California Institute Of Technology | Multi-rotor vehicle with yaw control and autorotation |
| EP3286080B1 (en) * | 2015-04-23 | 2021-11-03 | Sikorsky Aircraft Corporation | Connector assembly for rotor head swashplate |
| CN105691281B (zh) * | 2016-01-20 | 2017-10-31 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种自动倾斜器支座 |
| WO2021034973A1 (en) * | 2019-08-20 | 2021-02-25 | Kinetic Analytics Llc | Individual blade control system for rotorcraft |
| US11407505B2 (en) * | 2020-01-16 | 2022-08-09 | V Edward F. Gallagher | Dynamically adjustable rotorcraft swashplate with undulating surface |
| US11440653B2 (en) * | 2020-06-05 | 2022-09-13 | Textron Innovations Inc. | Anti-drive mechanism for rotary aircraft control |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3308888A (en) * | 1965-12-20 | 1967-03-14 | United Aircraft Corp | Compound helicopter rotor control system |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2549313A (en) * | 1948-11-01 | 1951-04-17 | Grant W Johnson | Changeable pitch propeller |
| US3134444A (en) * | 1961-08-23 | 1964-05-26 | Kaman Aircraft Corp | Aircraft rotor-propeller |
| FR1419635A (fr) * | 1964-06-15 | 1965-12-03 | Sud Aviation | Perfectionnement apporté aux mâts de rotor pour hélicoptères |
| US3217811A (en) * | 1964-12-16 | 1965-11-16 | United Aircraft Corp | Rotor head fairing for high speed vehicle |
-
1973
- 1973-04-26 US US00354726A patent/US3841586A/en not_active Expired - Lifetime
-
1974
- 1974-03-21 CA CA195,629A patent/CA990703A/en not_active Expired
- 1974-03-27 GB GB1360574A patent/GB1454835A/en not_active Expired
- 1974-04-19 IT IT50497/74A patent/IT1004263B/it active
- 1974-04-22 FR FR7413933A patent/FR2227175B3/fr not_active Expired
- 1974-04-25 JP JP49047060A patent/JPS606840B2/ja not_active Expired
- 1974-04-25 DE DE2419922A patent/DE2419922C2/de not_active Expired
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3308888A (en) * | 1965-12-20 | 1967-03-14 | United Aircraft Corp | Compound helicopter rotor control system |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0511317Y2 (ja) * | 1986-09-22 | 1993-03-19 | ||
| JPH0552407B2 (ja) * | 1986-10-15 | 1993-08-05 | Isuzu Motors Ltd |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2227175A1 (ja) | 1974-11-22 |
| DE2419922C2 (de) | 1982-07-01 |
| FR2227175B3 (ja) | 1977-03-04 |
| JPS5069798A (ja) | 1975-06-10 |
| IT1004263B (it) | 1976-07-10 |
| US3841586A (en) | 1974-10-15 |
| GB1454835A (en) | 1976-11-03 |
| CA990703A (en) | 1976-06-08 |
| DE2419922A1 (de) | 1974-11-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPS606840B2 (ja) | 回転翼航空機 | |
| JPH0662120B2 (ja) | ヘリコプタロ−タ用スウオツシユプレ−ト心出し部材 | |
| US4297078A (en) | Helicopter rotors | |
| US4342540A (en) | Articulated rotor for helicopters | |
| US3026942A (en) | Helicopter rotor system | |
| US8360721B2 (en) | Low maintenance stiff in plane gimbaled rotor head | |
| EP0815006B1 (en) | Hub for rotary wing aircraft | |
| KR101100401B1 (ko) | 틸트로터 항공기의 2자유도 로터 피치 조종장치 | |
| EP2778062B1 (en) | Gimbaled tail rotor hub with elastomeric centrifugal force bearing for blade retention and pitch change articulation | |
| US20030222171A1 (en) | Constant velocity drive rotary-wing aircraft rotor with torque splitting differential | |
| US3470962A (en) | Rotor heads for rotary wing aircraft | |
| CA2278315C (en) | Rotor head for rotary wing aircraft | |
| US20070128037A1 (en) | Compact load path swashplate assembly | |
| US7037072B2 (en) | Rotor head for a rotary-wing aircraft | |
| US4203709A (en) | Helicopter rotor and blade connection | |
| US2861641A (en) | Control mountings for helicopter rotors | |
| US5135356A (en) | Swashplate anti-drive linkage for rotor controls of rotary wing aircraft | |
| EP3643610A1 (en) | Method of increasing a stability speed of a tiltrotor aircraft | |
| EP0480869B1 (en) | Elastomeric swashplate configuration for helicopters | |
| US10696389B2 (en) | Swash plate system for helicopter rotor | |
| US20190203765A1 (en) | Uniball bearing with compliant inner member | |
| US4695227A (en) | All composite, constant speed universal joint for use in a shaft driven tiltable main rotor for a helicopter | |
| US5826822A (en) | System and method for providing cyclic and collective pitch control in a rotary wing aircraft | |
| JP4112870B2 (ja) | 航空機用定速トランスミッションロータ | |
| US4611971A (en) | Device comprising cyclic plates driven by flexible blades, for controlling a helicopter rotor |