A rotor (3, 4) for an aircraft (1) is described having: a support (9) angularly fixed with respect to an axis (B, C) and housing a power source (20); a unit (11, 12) rotatable about axis (B, C) and housing an electrical load (21, 24) of the resistive type; and a power supply system (19, 19', 19'', 19''', 19'''', 19''''', 19'''''', 19''''''') for the electrical load (21, 24) and comprising: a first transformer (22) electrically interposed between the power source (20) and the load (21, 24); the first transformer (22) comprises: a first winding (26) arranged on the support (9) and a second winding (28) arranged on the unit (11, 12, 13), a stator (9) carried by the support (9), rotationally fixed with respect to axis (B, C) and to which the first winding (26) is fixed; and a rotor (101) operatively connected to the unit (11, 12) and to which the second winding (28) is fixed; the power supply system (19, 19', 19'', 19''', 19'''', 19''''', 19'''''', 19''''''') comprises a capacitive circuit (50) electrically connected to the first transformer (22), so as to reduce the reactive power absorbed by the rotary transformer (22).

    L'invention concerne un rotor (3, 4) pour un aéronef (1), comprenant : un support (9) fixé angulairement par rapport à un axe (B, C) et logeant une source d'alimentation (20) ; une unité (11, 12) pouvant tourner autour de l'axe (B, C) et logeant une charge électrique (21, 24) du type résistif ; et un système d'alimentation électrique (19, 19', 19'', 19''', 19'''', 19''''', 19'''''', 19''''''') pour la charge électrique (21, 24) et comprenant : un premier transformateur (22) interposé électriquement entre la source d'alimentation (20) et la charge (21, 24) ; le premier transformateur (22) comprenant : un premier enroulement (26) disposé sur le support (9) et un second enroulement (28) disposé sur l'unité (11, 12, 13), un stator (9) supporté par le support (9), fixé en rotation par rapport à l'axe (B, C) et auquel le premier enroulement (26) est fixé ; et un rotor (101) relié de manière fonctionnelle à l'unité (11, 12) et auquel le second enroulement (28) est fixé ; le système d'alimentation électrique (19, 19', 19'', 19''', 19'''', 19''''', 19'''''', 19''''''') comprend un circuit capacitif (50) connecté électriquement au premier transformateur (22), de manière à réduire la puissance réactive absorbée par le transformateur rotatif (22).


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    Titel :

    ROTOR FOR A HOVER-CAPABLE AIRCRAFT


    Weitere Titelangaben:

    ROTOR POUR UN AÉRONEF POUVANT RÉALISER UN VOL STATIONNAIRE


    Beteiligte:

    Erscheinungsdatum :

    08.07.2021


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / H01F MAGNETS , Magnete / H05B ELECTRIC HEATING , Elektrische Heizung



    ROTOR FOR HOVER-CAPABLE AIRCRAFT

    COLOMBO ATTILIO / BOTTASSO LUIGI / PISANI PAOLO et al. | Europäisches Patentamt | 2021

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    ROTOR FOR A HOVER-CAPABLE AIRCRAFT

    BOTTASSO LUIGI / FOSCO ERMANNO / PISANI PAOLO et al. | Europäisches Patentamt | 2021

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    Rotor for a hover-capable aircraft

    BOTTASSO LUIGI / FOSCO ERMANNO / PISANI PAOLO et al. | Europäisches Patentamt | 2023

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    Rotor for a hover-capable aircraft

    BOTTASSO LUIGI / FOSCO ERMANNO / PISANI PAOLO et al. | Europäisches Patentamt | 2023

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    ROTOR FOR A HOVER-CAPABLE AIRCRAFT

    COLOMBO ATTILIO / CAZZULANI GABRIELE / CINQUEMANI SIMONE et al. | Europäisches Patentamt | 2021

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