ROTOR FOR A HOVER-CAPABLE AIRCRAFTA rotor for an aircraft is described that comprises: a hub rotatable about an axis and, in turn, comprising a plurality of blades; a mast connectable to a drive member of the aircraft and connected to the hub to drive the hub in rotation about the axis; and damping means to dampen the transmission of vibrations to the mast in a plane orthogonal to the axis; the damping means comprising at least a first mass and a second mass that can eccentrically rotate about the axis with a first and a second speed of rotation, respectively; the first mass and second mass are operatively connected to the mast to generate, respectively, a first and a second damping force on the mast having a main component in a direction radial to the axis; the rotor comprises a transmission unit, which is interposed between the mast and the first and second masses so as to drive the first and second masses in rotation.A rotor (3, 3′, 3′″) for a hover-capable aircraft (1), comprising: a hub (5) rotatable about a first axis (A) and, in turn, comprising a plurality of blades (9);a mast (6) connectable to a drive member of said aircraft (1) and operatively connected to said hub (5) to drive the hub (5) in rotation about said first axis (A);damping means (15; 20a, 20b; 21a, 21b) to dampen the transmission of vibrations to said mast (6) in a plane orthogonal to said first axis (A);said damping means (15; 20a, 20b; 21a, 21b) in turn comprising at least one first mass (20a, 20b) and at least one second mass (21a, 21b) that can eccentrically rotate about said first axis (A), respectively with a first and a second speed of rotation ((N−1)*Ω; (N+1)*Ω) with respect to said mast (6);said first mass (20a, 20b) and second mass (21a, 21b) being operatively connected to said mast (6) to generate, respectively, a first and a second damping force on said mast (6) having a main component in a direction radial to said first axis (A);said rotor (3, 3′, 3′″) further comprising a transmission unit (19, 19′, 19′″), which is functionally interposed between said mast (6) and said first and second masses (20a, 20b; 21a, 21b) so as to drive said first and second masses (20a, 20b; 21a, 21b) in rotation in opposite directions to each other;characterized in that said first and second masses (20a, 20b; 21a, 21b) generate, in use, a resultant force with a sinusoidal course on said mast (6);said rotor (3, 3′, 3′″) further comprising actuator means (80a, 80b, 81a, 81b) selectively operable to vary the amplitude and phase of said resultant force;said actuator means (80a, 80b, 81a, 81b) comprising:a drive member (82);a support element (66) operatively connected to one of said first and second masses (20a, 20b; 21a, 21b) and rotatable with respect to said mast (6); anda further transmission unit (65, 67) that can be driven by said drive member (82) and designed to drive, in use, said support element (66);said further transmission unit (65, 67) being configured so as to irreversibly transmit motion only from an output member (83) of said drive member (82) to said support element (66) and to prevent the transmission of motion in the opposite direction from said support element (66) to said drive member (82);said further transmission unit (65, 67) comprising a worm screw (65) that can be operated by said drive member (82), and helical gear teeth (67) carried by said support element (66) and irreversibly meshing with said worm screw (65);said rotor (3, 3′, 3′″) comprising, for each said first mass (20a, 20b) and second mass (21a, 21b), an associated casing (62, 63);said associated casing (62, 63) rotating integrally with said mast (6) and with said drive member (82) about said first axis (A), and at least partly housing said further transmission unit (66, 67); the associated output member (83) rotating with respect to said casing (62, 63) about a second axis (B) transversal to said first axis (A);said support element (66) being mounted in a manner angularly integral with said casing (62, 63) about said first axis (A).
호버링 가능한 항공기용 로터항공기(1)용 로터(3, 3', 3'', 3''')는: 축(A) 주위로 회전 가능하고, 차례로 복수의 블레이더들(9); 항공기(1)의 부재를 구동하기 위해 연결될 수 있고 축(A) 주위로 허브(5)를 회전 구동하기 위해 허브(5)에 연결되는 마스트(6); 및 축(A)에 직교하는 평면내의 마스트(6) 진동의 전달을 감쇠하기 위한 감쇠 수단들(15; 20a, 20b; 21a, 21b)을 포함하는 허브(5)를 포함하고, 상기 감쇠 수단들(15; 20a, 20b; 21a, 21b)은 각각 제1 및 제2 각속도((N-1)*Ω; -(N+1)*Ω))로 축(A) 주위로 편심 회전할 수 있는 적어도 제1 매스(20a, 20b) 및 제2 매스(21a, 21b)를 포함하고; 제1 매스(20a, 20b) 및 제2 매스(21a, 21b)는 축(A)에 방사형 방향으로 주요 요소를 갖는 마스트(6)상에서 각각의 제1 및 제2 감쇠력을 발생하기 위해 마스트(6)에 작용하도록 연결되고; 상기 로터(3, 3', 3'', 3''') 는 제1 및 제2 매스들(20a, 20b; 21a, 21b)을 회전 구동하기 위해 마스트(6)와 제1 및 제2 매스들(20a, 20b; 21a, 21b) 사이에 개재된 전달 유닛(19, 19', 19'', 19''')을 포함한다.호버링 가능한 항공기(1)용 로터(3, 3', 3''')로서,- 제1 축(A) 주위로 회전 가능하고, 복수의 블레이드들(9)을 차례로 포함하는 허브(5);- 상기 항공기(1)의 구동 부재에 연결 가능하고, 상기 제1 축(A) 주위로 상기 허브(5)를 회전 구동하기 위해 상기 허브(5)에 작동 가능하게 연결된 마스트(6);를 포함하고,감쇠 수단들(15; 20a, 20b; 21a, 21b)은 상기 제1 축(A)에 직교하는 평면내에서 상기 마스트(6)로의 진동의 전달을 감쇠하고;상기 감쇠 수단들(15; 20a, 20b; 21a, 21b)은 상기 마스트(6)에 대해 각각의 제1 및 제2 회전속도(((N-1)*Ω; -(N+1)*Ω))를 가지고 상기 제1 축(A) 주위로 편심 회전하는 적어도 하나의 제1 매스(mass)(20a, 20b) 및 적어도 하나의 제2 매스(21a, 21b)를 차례로 포함하고;상기 제1 매스(20a, 20b) 및 제2 매스(21a, 21b)는 상기 제1 축(A)에 방사 방향으로 주요 요소를 갖는 상기 마스트(6)상에 각각 제1 및 제2 감쇠력을 발생시키기 위해 상기 마스트(6)에 작동 가능하게 연결되고;상기 로터(3, 3', 3''')는 서로 반대 방향으로 회전하는 상기 제1 및 제2 매스들(20a, 20b; 21a, 21b)을 구동하기 위해 상기 마스트(6)와 상기 제1 및 제2 매스들(20a, 20b; 21a, 21b) 사이에 기능적으로 개재된 전달 유닛(19, 19', 19''')을 더 포함하는, 호버링 가능한 항공기(1)용 로터(3, 3', 3''')에 있어서,상기 제1 및 제2 매스들(20a, 20b; 21a, 21b)은 사용시 상기 마스트(6)상에서 정현파 형태의 합력(resultant force)을 발생시키고;상기 로터(3, 3', 3''')는 상기 합력의 진폭 및 위상을 변경하기 위해 선택적으로 동작 가능한 액추에이터 수단들(80a, 80b, 81a, 81b)을 더 포함하고;상기 액추에이터 수단들(80a, 80b, 81a, 81b)은:- 구동 부재(82);- 상기 제1 및 제2 매스들(20a, 20b; 21a, 21b) 중 하나에 작동 가능하게 연결되고, 상기 마스트(6)에 대해 회전할 수 있는 지지 요소(66);- 상기 구동 부재(82)에 의해 구동될 수 있고, 사용시 상기 지지 요소(66)를 구동하도록 설계된 추가의 전달 유닛(65, 67);을 포함하고,상기 추가의 전달 유닛(65, 67)은 상기 구동 부재(82)의 출력 부재(83)로부터 상기 지지 요소(66)로만 운동을 비가역적으로 전달하고, 상기 지지 요소(66)로부터 상기 구동 부재(82)로의 반대 방향으로의 운동의 전달을 방지하도록 구성되고;상기 추가의 전달 유닛(65, 67)은, 상기 구동 부재(82)에 의해 동작될 수 있는 웜 스크루(65)와 상기 지지 요소(66)에 의해 운반되고 상기 웜 스크루(65)와 비가역적으로 맞물리는 헬리컬의 기어치(67)를 포함하고;상기 로터(3, 3', 3''')는, 각각의 상기 제1 매스(20a, 20b) 및 제2 매스(21a, 21b)에 대해서, 연관된 케이싱(62, 63)을 포함하고;상기 연관된 케이싱(62, 63)은 상기 제1 축(A) 주위로 상기 마스트(6) 및 상기 구동 부재(82)와 일체로 회전하고, 상기 추가의 전달 유닛(66, 67)을 적어도 부분적으로 수용하고;연관된 출력 부재(83)가 상기 제1 축(A)에 횡방향인 제2 축(B) 주위로 상기 케이싱(62, 63)에 대해 회전하고;상기 지지 요소(66)는 상기 제1 축(A) 주위로 상기 케이싱(62, 63)과 각을 이루어 일체형으로 장착되는 것을 특징으로 하는, 호버링 가능한 항공기(1)용 로터(3, 3', 3''').