GPI Brevets

The invention is related to a rotorcraft comprising a fuselage with a load-carrying subfloor structure (220), a cockpit floor (230) that is mounted to the load-carrying subfloor structure; and a landing gear (115) that is at least partly connected to the load-carrying subfloor structure; wherein the landing gear is a skid-type landing gear (200) or a wheel-type landing gear; and wherein the cockpit floor comprises at least one insertion plate accommodation (236) that accommodates, if the landing gear is the skid-type landing gear, a first insertion plate (250) that is adapted for withstanding skid-type landing gear loads which are introduced from the skid-type landing gear into the load-carrying subfloor structure; or, if the landing gear is the wheel-type landing gear, a second insertion plate that is adapted for withstanding wheel-type landing gear loads which are introduced from the wheel-type landing gear into the cockpit floor and the load-carrying subfloor structure.

La présente invention concerne un système d'affichage 10 configuré pour afficher un point d'impact virtuel sur un afficheur de casque (11), ledit afficheur de casque (11) équipant un casque (12) porté par un opérateur d'un aéronef (1), ledit système d'affichage (10) comportant:- un organe de mesure (13) mesurant une distance D entre au moins un organe de visée (2) et un obstacle (20),- un premier dispositif de positionnement 14 apte à déterminer une position et une orientation dudit au moins un organe de visée (2) par rapport à l'aéronef (1),- un moyen de mesure (15) mesurant au moins un paramètre cinétique lié à un déplacement dudit aéronef (1) par rapport audit obstacle (20),- un système de mesure (16) mesurant au moins un paramètre extérieur lié à une vitesse et à une orientation du vent, et- un premier contrôleur (17) configuré pour déterminer une trajectoire d'un élément projeté en fonction au moins d'un type d'élément utilisé, du paramètre cinétique, du paramètre extérieur, de la distance D ainsi que de la position et de l'orientation dudit au moins un organe de visée (2) par rapport à l'aéronef (1).

The invention relates to a compound helicopter (100) comprising a fuselage (150), a main rotor (120) arranged at an upper fuselage section (213) of the fuselage (150) for generating lift in operation, two cantilever wings (140) arranged within a main rotor disc (130) defined by the main rotor (120), two lateral booms (181, 182) respectively connected to the two cantilever wings (140), and a pusher propeller (110) arranged within the main rotor disc (130). The two cantilever wings (140) are attached to a rear fuselage section (158) of the fuselage (150) and laterally extending on each side of the fuselage (150). The lateral booms (181, 182) are extending rearwardly beyond a rear fuselage end (159) of the fuselage (150) in a longitudinal direction (111). The pusher propeller (110) for generating forward thrust in operation is attached to the rear fuselage end (159) between the two lateral booms (181, 183).

The invention is related to rope assembly (7), comprising an inner load-carrying rope (10) that is adapted for providing a load-bearing connection between a first attachment point and a second attachment point; and an outer protective sleeve (20) that is loosely arranged on the inner load-carrying rope (10) and encloses the inner load-carrying rope (10); wherein the outer protective sleeve (20) is longer than the inner load-carrying rope (10) in loaded condition.

The present technology relates to a measurement apparatus 200 for determining a velocity of a fluid relative to a vehicle 100. The measurement apparatus 200 includes a processing system 610 and a sensor arrangement 224 that is mounted to the vehicle 100. The sensor arrangement includes a bendable rod 210 and sensors 224a, 224b, 224c, 224d. The bendable rod 210 is attached to the vehicle 100 and has a predetermined shape and stiffness. The sensors are associated with the bendable rod 210 and generate a signal that is indicative of a force or moment 230 that the fluid exerts on the bendable rod 210. The processing system 610 receives the signal 620 from the sensors and determines the velocity of the fluid relative to the vehicle 100 based on the signal 620 from the sensors 224a, 224b, 224c, 224d and the predetermined shape and stiffness of the bendable rod 210.

The invention is related to an actuatable door (2) for an aircraft that is pivotally mounted to a support structure, comprising an actuating system (1) with a latching device (3) that comprises a latching bracket (3a) for blocking the actuatable door in a closed position, the latching bracket being pivotally mounted to a pivot bearing (3b) and connected to a pivotable mechanical transmission element (1a) via a coupling link (1b), the coupling link being pivotally mounted to the latching bracket and to the pivotable mechanical transmission element, the pivotable mechanical transmission element being coupled to a rotatable latching shaft (1c), wherein rotation of the rotatable latching shaft in an unlatching rotation direction (1g) results in pivoting of the pivotable mechanical transmission element in the unlatching rotation direction and pivoting of the latching bracket in a bracket unlatching swivel direction (3i) that is identical to a door opening swivel direction.

La présente invention concerne un giravion (1) comportant un premier ensemble de connecteurs (20) et un deuxième ensemble de connecteurs (25) reliés à un système (70) de contrôle. Le système (70) de contrôle détermine, lors d'une phase d'initialisation), une configuration courante parmi des configurations de référence en communiquant au travers du premier ensemble de connecteurs (20) et du deuxième ensemble de connecteurs (25), lesdites plusieurs configurations de référence comprenant : i) une configuration bi-pilote (CONF1) dans laquelle deux jeux d'interfaçage homme-machine complets (45) identiques sont branchés respectivement au premier ensemble de connecteurs (20) et au deuxième ensemble de connecteurs (25), et ii) au moins une configuration simplifiée dans laquelle un seul jeu d'interfaçage homme-machine complet (45) est branché à un des premier ensemble de connecteurs (20) et deuxième ensemble de connecteurs (25).

The invention relates to a compound helicopter (1) comprising a fuselage (4), a main rotor (2), a fixed wing arrangement (5) with an upper wing (6) and a lower wing (7) joining at an interconnection region (11), a propeller (8a) mounted to the interconnection region (11), and a lateral boom (14a) connected to the lower wing (7). The main rotor (2) comprises rotor blades (2a, 2b) that form a main rotor disc (3) which defines a compound helicopter perimeter (3a). The fixed wing arrangement (5) is completely arranged within the compound helicopter perimeter (3a) with the upper wing (6) connected to an upper fuselage section (4d) and the lower wing (7) connected to a lower fuselage section (4c). The lateral boom (14a) extends behind the lower wing (7) in a longitudinal direction (1a), spaced apart from the fuselage (4), and is connected to a vertical fin (17a).

La présente invention concerne un procédé et un système de visé (26) d'un aéronef (1) comportant un organe de visée (2) et un dispositif de commande (27) commandant un déplacement de l'organe de visée (2), l'organe de visée (2) comportant au moins deux degrés de liberté en rotation par rapport à un châssis (3, 3') solidaire dudit aéronef (1) étant mobile en rotation par rapport à un châssis (3) solidaire dudit aéronef (1), un premier degré de liberté en rotation selon un axe de rotation en site (A1) et un second degré de liberté selon un axe de rotation en gisement (A2). système de visée (26) comporte au moins une interface de sélection (7) permettant de sélectionner un mode de commande des mouvements dudit organe de visée (2) parmi trois modes comprenant un premier mode dans lequel ledit organe de visée (2) est laissé libre en rotation, un deuxième mode dans lequel ledit organe de visée (2) est maintenu fixe par rapport audit châssis (3) et un troisième mode dans lequel ledit organe de visée (2) est piloté à distance par un pilote de l'aéronef (1).

The invention relates to a rotary wing aircraft comprising an upper primary skin (2c) that separates an aircraft interior region from an aircraft upper deck (6). The aircraft upper deck (6) comprises engine compartments (20a, 20b), a tail rotor drive shaft (12c) arranged therebetween, a firewall arrangement (10b, 10c, 10d), and a central bracket (33) that is rigidly attached to the upper primary skin (2c) below the tail rotor drive shaft 12c. The central bracket (33) provides central bracket lugs (34a, 34b) in the engine compartments (20a, 20b) above the firewall (10d). The engine compartments (20a, 20b) comprise inboard fixations (19a, 19b) with inner main mounting brackets (16a, 16b) adapted for being rigidly attached to engines (11a, 11b) and to inboard lateral mounts (72a, 72b) that attach the inner main mounting bracket (16a, 16b) with the central bracket lugs (34a, 34b).