The invention relates to an aircraft rotor assembly (100) comprising a rotor head (110) configured to rotate with a rotor axis (RA); a first rotor blade mounting (120), connecting the rotor head (110) and a first rotor blade ( 150); a second rotor blade mounting (220), connecting the rotor head (110) and a second rotor blade (250); each rotor blade mounting (120,220) comprises a lead-lag hinge with a lead-lag axis (LLA) that is substantially parallel to the rotor axis (RA), a flap hinge with a flap axis (FA) that is substantially perpendicular to and intersects the lead-lag axis (LLA), and a blade pitch hinge with a blade pitch axis (BPA) that is substantially perpendicular to and intersects both the lead-lag axis (LLA) and the flap axis (FA); a damping element (180) having a first damping axis (DAI) including a first end (182) and a second end (184), the first end (182) being attached to the first rotor blade mounting (120) the second end (184) being attached to the second rotor blade mounting (220); wherein in a plan view the first end (182) of the damping element (180) is attached to a first attachment point (125) offset the blade pitch axis (BPA1) of the first rotor blade (150) and the second end (184) of the damping element (310) is attached to a second attachment point (245) on the blade pitch axis (BPA2) of the second rotor blade (250); wherein a first distance from the rotor axis (RA) to the first attachment point (125) is bigger than a second distance from the rotor axis (RA) to the second attachment point (245).
L'invention concerne un ensemble rotor d'aéronef (100) comprenant une tête de rotor (110) configurée pour tourner avec un axe de rotor (RA) ; un premier support de pale de rotor (120), reliant la tête de rotor (110) et une première pale de rotor (150) ; un second support de pale de rotor (220), reliant la tête de rotor (110) et une seconde pale de rotor (250) ; chaque support de pale de rotor (120, 220) comprend une charnière de traînée avec un axe de traînée (LLA) qui est sensiblement parallèle à l'axe de rotor (RA), une charnière de volet possédant un axe de volet (FA) qui est sensiblement perpendiculaire à l'axe de traînée (LLA) et qui coupe celui-ci, et une charnière de pas de pale possédant un axe de pas de pale (BPA) qui est sensiblement perpendiculaire à l'axe de traînée (LLA) et à l'axe de volet (FA) et qui coupe ceux-ci ; un élément d'amortissement (180) possédant un premier axe d'amortissement (DAI) comprenant une première extrémité (182) et une seconde extrémité (184), la première extrémité (182) étant fixée au premier support de pale de rotor (120), la seconde extrémité (184) étant fixée au second support de pale de rotor (220) ; dans une vue en plan, la première extrémité (182) de l'élément d'amortissement (180) est fixée à un premier point de fixation (125) décalé de l'axe de pas de pale (BPA1) de la première pale de rotor (150) et la seconde extrémité (184) de l'élément d'amortissement (310) est fixée à un second point de fixation (245) sur l'axe de pas de pale (BPA2) de la seconde pale de rotor (250) ; une première distance de l'axe de rotor (RA) au premier point de fixation (125) est supérieure à une seconde distance de l'axe de rotor (RA) au second point de fixation (245).
AIRCRAFT ROTOR ASSEMBLY AND AIRCRAFT
ENSEMBLE ROTOR D'AÉRONEF ET AÉRONEF
2025-06-26
Patent
Electronic Resource
English
IPC: | B64C AEROPLANES , Flugzeuge |