DE2651577A1

DE2651577A1 - Verfahren und vorrichtung zur steuerung von flugzeugen mit zwei starren rotoren

Info

Publication number: DE2651577A1
Application number: DE19762651577
Authority: DE
Inventors: Dean Earl Cooper; Ronald Arthur Durno; Robert Fuller Klingloff
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1975-11-13
Filing date: 1976-11-12
Publication date: 1977-05-26
Also published as: JPS5951479B2; IL50878A0; DE2651577C2; GB1519380A; IT1064383B; JPS5262898A; BR7607626A; IL50878A; FR2331479B1; FR2331479A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Flugsteuervorrichtung für Hubschrauber und insbesondere eine Flugsteuervorrichtung für Hubschrauber mit zwei gegenläufigen , koaxialen Rotoren, um eine optimale Leistung und Steuerfähigkeit zu erreichen.

Es ist schon seit längerer Zeit bekannt, dass man Vorteile erreichen kann durch Anwendung von zwei gegenläufigen , koaxialen und starren Rotoren als Auftriebserzeugungsvorrichtung in einem Hubschrauber. Bei einer solchen Auftriebserzeugungsvorrichtung stellen sich jedoch einige Steuerprobleme, welche bedingt haben, dass die Entwicklung eines brauchbaren Hubschraubers mit einer solchen Rotorvorrichtung erst vor kurzem erfolgte.

Es ist bemerkenswert, dass der bekannte Hubschrauberkonstrukteur Igor. I. Sikorsky schon in seinem ersten Hubschrauber, zu Beginn des zwanzigsten Jahrhunderts, zwei koaxiale , gegenläufige und starre Rotore angewandt hat. Aus dem Handbuch "Aerodynamic Theory" von Glauert ist es bekannt, dass Rotorrollmoinente aufgehoben werden können durch Anwenden von zwei gegenläufigen, starren Rotoren. In der US Patentschrift 3.409.248 ist dieser Stand der Technik weiterentwickelt. Diese Patentschrift erteilt die Lehre, dass durch gegensinnige_rperiodische Ouersteuerung in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit die Rollmomente a\ii:gehoben oder herab-

709821/0290

gesetzt werden können und dass dadurch der Auftriebsvektor eines jeden Rotors in eine optimale Stellung gelangt, um ein optimales Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem Luftwiderstand zu erreichen. Die in der US Patentschrift 3.409.248 hierzu vorgesehene Vorrichtung ist ein einfaches Gestänge, um eine Steuerkraft unmittelbar an den Steuerstangen eines jeden Rotors entweder manuell oder mittels einer Fluggeschwindigkeitmessvorrichtung auszuüben, welche eine Rechenvorrichtung benutzt zur Ableitung von den erwünschten Verstärkungen. Aus der US Patentschrift 3.570.786 ist es bekannt den Hebel für die kollektive Blattverstellung an die Steuerstangen für die gegensinnige,, periodische Quersteuerung der Steuervorrichtung zu koppeln, um eine gegensinnige,periodische Quersteuerung in Abhängigkeit einer Bewegung des Hebels für die kollektive Blattverstellung abzuleiten. Die US Patentschrift 3.570.786 erteilt die Lehre, dass bei grosser Fluggeschwindigkeit^ wo die Stellung des Hebels für die kollektive Blattverstellung unveränderlich ist, eine konstante gegensinnige,periodische Quersteuerung einen geeigneten Wirkungsgrad liefert.

In der US Patentschrift 3.521.971 hat man erkannt, dass die gyroskopischen Momente, welche an starren, gegenläufigen koaxialen Rotoren während den Flugbewegungen angreifen Spannungen und Durchbiegungen der Rotorblätter in entgegengesetzten Richtungen erzeugen. Ein grosser, unveränderlicher Phasenwinkel wird in jedem Rotor benutzt, um eine gegensinnige,, periodische Blattsteuerung vorzunehmen, zwecks Ableiten eines aerodynamischen Momentes, um die gyroskopischen Präzessionsmomente während diesen Flugbewegungen auszuschalten.

Man kann deshalb festhalten, dass die US Patentschrift 3.409.248 vorschlägt eine gegensinnige, periodische Quersteuerung bei starren, koaxialen und gegenläufigen Rotoren in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit durchzuführen, um ein optimales Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem Luftwiderstand des Rotors bei Reiseflug zu erreichen, wodurch die Rotorauftriebsvektore wahlweise eingestellt werden. Die US Patentschrift 3.409.248 bezieht sich nicht auf die Aufhebung der gyroskopischen Präzessionsmomente. Die Anwendung eines grossen, unveränderlichen Phasenwinkels bei zwei gegenläufigen, koaxialen und starren Rotoren zum Aufheben

709821/029$

der gyroskopischen Präzessionsmomente während den Flugbewegungen ist aus der US Patentschrift 3.521.971 bekannt. Es wurde festgestellt, dass durch Anwenden eines grossen, unveränderlichen Phasenwinkels die Präzessionsmomente nur für eine bestimmte Fluggeschwindigkeit ausgeschaltet werden und die vorliegende Erfindung schafft deshalb eine Steuervorrichtung für einen Hubschrauber mit zwei, gegenläufigen starren Rotoren, welche die Auftriebsvektore der Rotore automatisch optimal einstellt, um ein optimales Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem Luftwiderstand, ein Aufheben der Rollmomente durch diese gegensinnigen Auftriebsvektore und eine Beseitigung oder Herabsetzung der gyroskopischen Präzessionsmomente bei allen Fluggeschwindigkeiten zu erreichen, damit eine optimale Leistung und Steuerfähigkeit des Hubschraubers während dem Reiseflug und den Flugbewegungen gewährleistet werden.

Entsprechend der Erfindung verändert die Steuervorrichtung für einen doppelten, gegenläufigen,starren Rotor den Phasenwinkel eines jeden Rotors in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit, so dass eine bestimmte gegensinnige,,periodische Blattsteuerung erzeugt wird in Abhängigkeit der Steuerbewegungen für eine periodische Blattverstellung der Rotore, um die Auftriebsvektore der Rotore für ein optimales Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem Luftwiderstand einzustellen und um die gyroskopischen Präzessionsmomente bei allen Fluggeschwindigkeiten auszuschalten oder herabzusetzen.

Entsprechend einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird der Phasenwinkel eines jeden Rotors während dem Flug in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit zwischen 20 und 70° verändert für Fluggeschwindigkeiten zwischen 0 (Schwebeflug) und 160 Knoten.

Entsprechend einem weiteren bevorzugten Merkmal der Erfindung wird der Rotorphasenwinkel während dem Flug automatisch in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit verändert und dient zur Kopplung der periodischen Längssteuerung mit der periodischen Quersteuerung, so dass bei Betätigung der periodischen Blattsteuerung die erwünschte gegensinnige periodische Quersteuerung zwischen den Rotoren erreicht wird.

Vorzugsweise verwendet man zur Veränderung des Phasenwinkels eines

709821/0298

jeden Rotors eine Analogmischvorrichtung, welche hauptsächlich aus einer Taumelplatte besteht, die um jede beliebige Achse schwenkbar und mit der Taumelplatte des Hubschrauberrotors verbunden ist, damit sich dieselbe synchronisch mit der Taumelplatte der Analogmischvorrichtung um eine bestimmte Schwenkachse zur Steuerung der periodischen Blattwinkelverstellung bewegt, und wobei Steuerbewegungen für eine periodische Blattwinkelverstellung auf die Haupttaumelplatte durch die Analogmischvorrichtung übertragen werden und die Schwenkachse der Analogmischvorrichtung wahlweise einzustellen ist in Abhängigkeit der Hubschrauberfluggeschwindigkeit, zur Veränderung des Rotorphasenwinkels in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit ohne Steuerbewegungen für eine periodische Blattwinkelsteuerung von der Analogmischvorrichtung auf die Rotortaumelscheibe zu übertragen.

Die Analogmischvorrichtung zur Anwendung in der Steuervorrichtung eines Hubschrauberrotors wird in Abhängigkeit von Steuerbewegungen für die periodische Blattwinkelverstellung um eine bestimmte Schwenkachse bewegt, und sie veranlasst eine ähnliche Schwenkbewegung der Rotortaumelplatte, um Steuerbewegungen für die periodische Blattwinkelsteuerung auf die Rotore zu übertragen. Die Analogmischvorrichtung dient zur Veränderung des Rotorphasenwinkels während dem Flug in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit und dabei erfolgt die Veränderung des Phasenwinkels ohne eine Bewegung für eine Veränderung des periodischen Blattwinkels der Rotore hervorzurufen.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt und wird im folgenden ausführlicher beschrieben, es zeigen:

Figur 1 eine schematische Darstellung der Steuervorrichtung nach der Erfindung, wobei die beiden Rotore für eine bessere Obersichtlichkeit Seite an Seite dargestellt sind.

Figur 2 die Auswirkungen eines nicht kompensierten Nacheilwinkels beim Aufbringen eines Momentes um die Querachse des Hubschraubers in dem oberen und dem unteren Rotor.

Figur 3 eine ähnliche Darstellung wie Figur 3 des oberen und des

709821/0296

unteren Rotors , wobei jedoch der Nacheilwinkel kompensiert ist; j in Figur 3 ist auch der gyroskopische Vektor dargestellt, welcher j durch die Bewegung um die Querachse bedingt ist. |

Figur 4 zeigt die Auswirkungen der Anwendung eines Phasenwinkels '

zum Erzeugen eines aerodynamischen Momentes in dem oberen und ■

dem'unteren Rotor, damit die während den Flugzeugbewegungen in ,

dem oberen und dem unteren Rotor erzeugten gyroskopischen Momente '.

beseitigt oder verringert werden. ^;

Figur 5 die Anwendung eines Phasenwinkels während dem Reiseflug wodurch eine gegensinnige periodische Quersteuerung zwischen den Rotoren erzeugt wird, um die Rollmomente aufzuheben und um den Auftriebsvektor eines jeden Rotors für ein optimales Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem Luftwiderstand einzustellen.

Figur 6 eine Vorderansicht eines Hubschraubers mit zwei starren, gegenläufigen und koaxialen Rotoren zur Darstellung der Auswirkungen der gyroskopischen Momente, welche an den Rotoren während den Flugbewegungen angreifen sowie zur Darstellung der Stabilisation des Rotors durch Erzeugen eines aerodynamischen Momentes, welches das gyroskopische Moment aufhebt.

Figur 7 eine graphische Darstellung der periodischen Längssteuerung A und des Längsmomentes M_p für verschiedene Fluggeschwin·* digkeiten.'

Figur 8 eine graphische Darstellung des Längsmomentes M und des gyroskopischen Momentes M,,.

Figur 9 eine graphische Darstellung der periodischen Längssteuerung A und dei
phasenwinkel,

rung A und des aerodynamischen Momentes M für verschiedene Rotor-

Figur 10 eine graphische Darstellung der erforderlichen periodischen Längssteuerung zur Oberwindung des Luftwiderstandes und zum Erzeugen einer stabilen Fluglage für ein Flugzeug mit zwei gegenläufigen, koaxialen und starren Rotoren bei Fluggeschwindigkeiten zwischen 0 (Schwebeflug) und 150 Knoten.

Figur 11 eine graphische Darstellung des erforderlichen Rotor-

709821/0296

phasenwinkels für eine optimale Leistung und Steuerfähigkeit des Rotors zwischen 0 (Schwebeflug) und 160 Knoten, ohne zusätzliche gegensinnige,periodische Quersteuerung.

Figur 12 eine graphische Darstellung der erforderlichen gegensinnigen periodischen Quersteuerung für eine optimale Leistung und Steuerfähigkeit zwischen O (Schwebeflug) und 150 Knoten, damit die Rollmomente aufgehoben werden und der Auftri-ebsvektor eines jeden Rotors eingestellt wird, um ein optimales Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem Luftwiderstand während dem Reise"-flug zu erhalten.

Figur 13 die Analogmischvorrichtung, welche angewandt wird zur Veränderung des Rotorphasenwinkels in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit .

Figur 14 eine Schnittansicht duröh einen Teil der Analogmischvorrichtung der Figur 13.

In der Figur 1 sind zwei gegenläufige, koaxiale und starre Rotore mit ihrer Steuervorrichtung insgesamt mit 10 bezeichnet. Die beiden starren Rotore 12 und 14 sind in üblicher Weise in einem Hubschrauberrumpf abgestützt zur Erzeugung des Auftriebes durch Rotation um ihre gemeinsame Achse 18. In der Zeichnung sind für eine bessere Übersichtlichkeit die Rotore 12 und 14 Seite an Seite dargestellt. Jeder Rotor hat seine eigene Steuervorrichtung. Die Steuervorrichtungen sind vorzugsweise identisch und umfassen jeweils eine übliche Taumelplatte 20, die einen stationären Teil 20a und einen drehbaren Teil 20b aufweist. Der drehbare Teil 20b der Taumelplatte ist mittels einem üblichen Gestänge an die Blattwinkelverstellhorne der Blätter der Rotore 12 und 14 angeschlossen, so dass eine Bewegung der Taumelplatte 20 längs der Rotorachse 18 eine kollektive Blattwinke lvers te 1 lung hervorruft und eine Neigung der Taumelplatte inbezug auf die Achse 20 eine zyklische Blattwinkelverstellung einleitet. Die Taumelplatte 20 wird durch einen Hauptservomechanismus 22 entweder längs der Rotorachse bewegt, inbezug auf die Rotorachse geneigt oder gleichzeitig längs der Rotorachse verstellt und inbezug auf dieselbe geneigt. Die Servovorrichtungen 22 werden vom Piloten mittels dem Hebel 24 für die gemeinsame Blattwinkel-

709821/0296

verstelJung, dem Hebel 26 für die periodische Blattwinkelverstel-Jung und den Fusspedalen 30 gesteuert. Dabei werden die Steuer- kräfte auf die Servovorrichtungen 22 über Mischvorrichtungen 2 8 übertragen und die Steuerbewegungen des Hebels 26 für die periodische Blattwinkelverstellung werden durch eine Analog- ; mischvorrichtung 40 zugeführt.

Für die Beschreibung der Rotorsteuervorrichtung entsprechend der Erfindung ist die Darstellung nach Figur 1 und die bisherige ί Beschreibung ausreichend. Der Rotor und seine Steuervorrichtung sind ausführlicher in den US Patentschriften 3.409.249, 3.521.971 und 3.570.786 beschrieben.

Der Hebel 26 für die zyklische Blattwinkelverstellung wird benutzt zur Steuerung der Bewegungen des Hubschraubers um die Querachse und um die Längsachse. Der Hebel 24 für die kollektive Blattwinkelverstellung dient zur Vertikalsteuerung und die Fusspedale 30 werden zur Giersteuerung benutzt. Der Hebel 24 für die kollektive Blattwinkelverstellung ändert den Blattwinkel eines jeden Rotors in gleicher Weise zur Steuerung der Rotorauftriebskraft. Der Hebel 26 für die periodische Blattwinkelverstellüng ändert den Blattwinkel periodisch und in gleicher Weise an jedem Rotor zur Steuerung der Rotornick- und Rollmomente. Eine periodische Längssteuerung erzeugt eine Nickbewegung und eine periodische Quersteuerung erzeugt eine Rollbewegung. Die Fusspedale 30 dienen zum Einleiten einer gleichgrossen jedoch entgegengesetzt gerichteten kollektiven Blattwinkelverstellung an jedem Rotor für die Giersteuerung. Eine Gierbewegung wird durch die Fusspedale 30 erzeugt, wodurch der Rotorblattwinkel des oberen Rotors 14 kollektiv vergrössert und der Rotorblattwinkel des unteren Rotores 12 kollektiv verringert wird, damit der obere Rotor 14 ein grösseres Moment im Gegenuhrzeigersinn erzeugt, um eine nach links gerichtete Gierbewegung des Flugzeuges einzuleiten. Eine nach rechts gerichtete Gierbewegung erfolgt durch Betätigung der Pedale 30 zur kollektiven Vergrösserung des Rotorblattwinkels am unteren Rotor 12 und zur kollektiven Herabsetzung des Blattwinkels am oberen Rotor 14. In der folgenden Beschreibung wird vorausgesetzt, dass der Rotor 14 der obere Rotor ist und, in Draufsicht, im Gegenuhrzeigersinn dreht während

709821/0296

der Rotor 12 der untere Rotor ist und in Draufsicht im Uhrzeigersinn dreht. Der Hubschrauber spricht nicht augenblicklich an falls der Pilot eine Blattwinkelverstellung einleitet. Die Erzeugung des maximalen Blattbiege- und Hubschraubersteuermomentes eilt der Veränderung der Blattwinkelverstellung nach infolge der Biegsamkeit der Blätter des Rotors 12 und 14. Die Auswirkung dieser Nacheilung ist in Figur 2 dargestellt. Falls ein Nickmoment über der Nase des Hubschraubers , d.h. bei einem Azimutwinkel von 180°, zu erzeugen ist wird der Blattwinkel verstellt falls das Rotorblatt sich an dieser 180° Azimutstellung vorbeibewegt. Infolge der Nacheilung des dadurch hervorgerufenen Steuermomentes wirkt das maximale Steuermoment, welches durch diese Blattwinkelverstellung bedingt ist, nicht an der Nase des Hubschraubers oder an der 180 Azimutstellung, sondern an einer anderen Stelle in Richtung der Blattdrehrichtung, z.B. 180° + θ , an der Azimutstelle M, wie in Figur 2 dargestellt ist.

Aus Figur 2 ist ersichtlich , dass infolge des Nacheilwinkels θ eine nach vorne gerichtete Verstellung des Hebels 26 für die periodische Blattwinkelverstellung sowohl ein Nickmoment M_p als auch ein Rollmoment M_n an jedem Rotor erzeugt wird. Die Nickmomente M_p addieren sich und erzeugen zusammen die gewünschte Nickbewegung des Flugzeuges. Da die Rotore 12 und 14 in entgegengesetzten Richtungen drehen heben sich die Rollmomente M„, welche durch die periodische Längssteuerung bedingt sind, gegenseitig auf. Sie erzeugen jedoch unerwünschte Biegebelastungen einer jeden Rotorwelle. Der Nacheilwinkel θ beträgt etwa 30° bei der vorliegenden Rotorblattbauart. Diese Biegebelastungen der Rotorwellen können herabgesetzt werden durch Einstellen der Rotortaumelplatten 20 zum Ausgleichen der Nacheilung der Steuermomente. Falls die Taumelplatte 20 eines jeden Rotors entgegen der Rotordrehrichtung um einen Winkel verstellt wird, der dem Nacheilwinkel θ gleich ist, siehe Figur 3, so wird das maximale Steuermoment M an der gewünschten 180 Stelle erzeugt und die Durchbiegung der Rotorwelle wird herabgesetzt. Aus der Figur 3 kann man erkennen, dass nur ein Moment M_p in den Rotoren 12 und 14 erzeugt wird, da das Moment längs der Flugzeugmittellinie wirkt, die durch die Flugzeugnase (180 Azimutsteilung) verläuft. Wie Figur/zeigt wird durch diese Veränderung des Rotorblattwinkels keine Rollmoment-

709821/0290

-•"- η 265157?

komponente M erzeugt. Infolge der Plugzeugnickbewegung entstehen | jedoch zusätzliche Momente M„ infolge der gyroskopischen Präzes- ; sionseigenschaft der Rotore. Obschon die dadurch bedingten Rollmomente der beiden Rotore sich gegenseitig aufheben erhält man \ jedoch nachteilige Blattbiegespannungen und Durchbiegungen. Falls , man wie bei der US Patentschrift 3.521.971 die Taumelplatten 20 ^; noch wesentlich weiter entgegen der Drehrichtung der Rotore ver- ; stellt, z.B. um einen Winkel der etwa doppelt so gross ist wie _; der Winkel θ in den Figuren 2 und 3, d.h. bis zu einem Phasen- j winkel gamma ( Γ* ) so erhält man die Auswirkungen nach den Figuren 4 und 5. Entsprechend diesen Figuren werden automatisch aerodynamische Momente erzeugt, welche die nachteiligen Blattbiegemomente ausgleichen, die durch die gyroskopischen Momente bedingt sind, welche durch die Fluglageänderungen während den Flugbewegungen bedingt sind. Auf diese Weise werden übermässige Rotorblattspannungen verhindert und ein ausreichender Abstand zwischen den Rotorblattspitzen während den Flugbewegungen wird gewährleistet. Die Figur 4 zeigt die Auswirkungen einer Blattwinkelverstellung an der Azimutstelle Δ P der Rotore 12 und 14, wodurch ein Blattbiegemoment infolge aerodynamischer Kräfte an der Azimutstelle M erzeugt wird. Das Moment M nach Figur 4 kann in ein Nickmoment M_p, welches eine Nickbewegung des Hubschraubers hervorruft, und in ein aerodynamisches Moment M_A zerlegt werden, welches dem Rollmoment M„ nach Figur 2 entspricht. Die Darstellung nach Figur 4 zeig; die Momente während einer Flugbewegung des Hubschraubers, während welcher eine Aenderung der Fluglage durch die angreifenden Momente vorgenommen wird. Es ist eine Eigenschaft eines Hubschrauberrotors, wie in der US Patentschrift 3.521.971 beschrieben ist, dass ein gyroskopisches Moment bei einer Fluglagenänderung an dem Hubschrauber angreift und zwar an einer Azimutstelle G, die den die Aenderung der Fluglage bewirkenden Momente M um 90 voreilt. Das gyroskopische Moment,welches an der Stelle G angreift kann in ein zusätzliches •gyroskopisches Nickmoment G_p, das mit dem aerodynamischen Nickmoment Μ- zusammenwirkt zur Erzeugung der Nickbewegung des Hubschraubers, und in ein seitliches gyroskopisches Moment M^, aufgeteilt werden, das dem Rollmoment M₁₃ nach Figur 2 entspricht. Aus Figur 4 ist ersichtlich, dass für jeden Rotor 12 und 14 die

709821/0296

uerodynamisch erzeugten Rollmomente M die gyroskopischen Rollmomentii M-, auf lieben, wodurch die Blattbiegemomente aufgehoben werden, welche durch die gyroskopischen Kräfte während den Flugbewegungen bedingt sind. Die Figur 4 veranschauligt demnach, dass durch geeignte Auswahl des Phasenwinkels gamma, eine gegensinnige Kopplung der Blattwinkelverstellung, welche aerodynamische Momente

M_n hervorruft automatisch in ,jedem Rotor durchgeführt wird, wo-A Beseitigt werden ^

durch die Nachteile/, welche durch die gyroskopischen Momente M bedingt sind, die während den Flugbewegungen auftreten. Es ist selbstverständlich, dass das aerodynamische Moment M_ft nach Figur 4 immer den Einfluss des gyroskopischen Momentes M vermindert und es aufhebt, falls M_ft = M_. ;

Figur 5 zeigt den Vorteil, den man durch den Phasenwinkel gamma nach der Figur 4 während dem Reiseflug, im Gegensatz zu dem Manövrieren während dem Flug^ erreicht. In der Figur 5 ist der Phasenwinkel gamma wieder wesentlich grosser als der Nacheilwinkel θ . Falls während dem Reiseflug eine Veränderung des Rotorblattwinkels an der Stelle Δ-P, eingeleitet wird, so erhält man durch gegensinnige Verkopplung der Blattwinkelverstellung ein aerodynamisches Moment M an jedem Rotor an der Stelle M. Die aerodynamischen Momente können in sich addierende Nickmomente M und sich aufhebende Rollmomente M zerlegt werden. Die Rollmomente M sind aerodynamische Momente, welche gegensinnige perio-

XV

dische Quersteuerungen an den Rotoren 12 und 14 erzeugen, um die Auftriebsvektore L der Rotore 12 und 14 für ein optimales Verhältnis zwischen dem Auftrieb und dem Luftwiderstand einzustellen, damit man einen optimalen Rotorwirkungsgrad erhält.

Aus den Figuren 4 und 5 ist ersichtlich, dass durch Anwenden des Phasenwinkels gamma ein aerodynamisches Moment M während den Flugbewegungen erzeugt wird, welches das gyroskopische Moment M_r aufhebt oder verringert, das während den Flugbewegungen durch die Aenderung der Rotorlage oder der Fluglage erzeugt wird und während dem Reiseflug bedingt das aerodynamische Moment M eine gegensinnige, periodische Quersteuerung , um den Auftriebsvektor eines jeden Rotors optimal einzustellen, damit man ein optimales Verhältnis des Auftriebes zu dem Luftwiderstand für die Rotore erhält.

709821/0296

Die Bedeutung einer Aufhebung des gyroskopischen Momentes M, wie in Verbindung mit der Figur 4 beschrieben wurde, kann man am besten aus Figur 6 erkennen, die einen Hubschrauber mit koaxialen, gegenläufigen und starren Rotoren in Vorderansicht zeigt. Durch die gyroskopischen Momente M_ werden die Rotore 12 und L4 aus den mit festen Linien angedeuteten Stellungen in die gestrichelten , gyroskopisch belasteten Stellungen bewegt. Dadurch gelangen die sich nach vorne bewegenden Blätter A des Rotors sehr nahe an die sich nach hinten bewegenden Blätter R des Rotors 14 heran. Die automatische, gegensinnige Kopplung der Quersteuerung bei der Ausübung einer Längssteuerung ruft aerodynamische Momente hervor, welche die gleiche Grosse als die gyroskopischen Präzessionsmomente M„ haben und denselben entgegengesetzt gerichtet sind. Dadurch bleiben die Rotore in den mit festen Linien dargestellten Stellungen nach Figur 6, wodurch die Gefahr einer Rotorblattspitzenberührung nicht besteht und wobei nur minimale Biegespannungen in den Rotorblättern und den Rotorwellen auftreten. Die Figur 6 zeigt , dass durch die inbezug auf die Rotorachse versetzten Auftriebsvektore, um ein optimales Verhältnis zwischen dem Rotorauftrieb und dem Luftwiderstand zu erzeugen, ein Schrägstellen der Rotore bedingt ist, wie durch die festen Linien angedeutet ist, und aus diesem Grunde ist das Aufheben der gyroskopischen Momente sehr wesentlich,.um einen ausreichenden Abstand zwischen den Rotorblattspitzen, insbesondere bei grosser Fluggeschwindigkeit, zu gewährleisten.

Es ist aus der US Patentschrift 3.521.971 bekannt einen festen Phasenwinkel zu verwenden, um gyroskopischen Momenten entgegen zu wirken,welche während den Hubschrauberflugbewegungen auftreten. Wir haben festgestellt, dass es vorzuziehen ist den Phasenwinkel während dem Flug in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit V zu verändern, um ein optimales Verhältnis des Auftriebes zu dem Luftwiderstand bei allen Fluggeschwindigkeiten und ein Aufheben der gyroskopischen Momente, insbesondere bei hoher Fluggeschwindigkeit zu erreichen, und um eine separate Vorrichtung für eine gegensinnige periodische Quersteuerung zu vermeiden. Inbezug auf die Figuren 7, 8 und 9 wird nun beschrieben warum eine Veränderung des Phasenwinkels während dem Flug in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit erforderlich ist. Die Figuren 7 bis 9 zeigen , dass für eine

709821/0296

BAD ORIGINAL

bestimmte I·¹1 ugbewegung wie z.B. eine Bewegung von einem Radiant

2
ριυ Sekunde *" , unterschiedliche Rotorphasenwinkel erforderlich sind, um aerodynamische Momente zu erzeugen, welche die gyroskopischeri Momente aufheben oder, verringern, die während dieser Flugbewegung hervorgerufen werden falls die Fluggeschwindigkeit V des Hubschraubers ändert. Die B'lugbewegung wird zuerst bei einer Fluggeschwindigkeit von 150 Knoten untersucht. Entsprechend der Figur 7 ist eine periodische Längssteuerung A, (150 Knoten) erforderlich zum Erzeugen des Nickmomentes oder der Nickbeschleunigung M (150 Knoten) zur Einleitung dieser Flugbewegung· Aus Figur 8 ergibt sich, dass das Nickmoment M (150 Knoten) nach Figur 7 ein gyroskopisches Moment M^ (150 Knoten) hervorruft.

Ca

Schliesslich zeigt die Figur 9, dass die gleiche periodische Längs steuerung A-. (150 Knoten) wie in Figur 7 ein aerodynamisches Moment M (150 Knoten) erzeugt_fdas die gleiche Grosse als das gyroskopische Moment M„ (150 Knoten) aufweist, falls man einen grossen Phasenwinkel J"¹, verwendet.

Im folgenden wird nun angenommen, dass der Hubschrauber mit einer Geschwindigkeit von 50 Knoten fliegt und dass der Pilot wünscht ein Flugmanöver mit der gleichen Geschwindigkeit von einem Radiant

2
pro Sekunde durchzufuhren. Bei der Fluggeschwindigkeit von 50 Knoten ist eine grössere periodische Längssteuerung A, (50 Knoten) erforderlich zur Durchführung dieses Flugmanövers. Die Figur 7 zeigt,dass A, (50 Knoten) das gleiche Nickmoment M (50 Knoten) als bei 150 Knoten erzeugt. Das Moment M (150 Knoten) ist gleich dem Moment M (50 Knoten) da die gleiche Flugbewegung durchgeführt wird. Aus der Figur 8 ergibt sich,dass durch das Nickmoment M_p (50 Knoten) ein gyroskopisches Moment M-, (50 Knoten) erzeugt wird, das dein Moment Μ_,(150 Knoten) gleich gross ist. Schliesslich ergibt sich aus Figur 9,dass bei der gleichen periodischen Längssteuerung A. (50 Knoten) wie in Figur 7 ein kleinerer Phasenwinkel V-. erforderlich ist_rum ein aerodynamisches Moment M (50 Knoten) zu erzeugen, welches das gyroskopische Moment M (50 Knoten) aufhebt. Falls man den Phasenwinkel y .. beibehalten hätte während der Aenderuiuj 'ier Fluglage bei den Fluggeschwindigkeiten von 150 Knoten und von 50 Knoten, so würde man bei dem Flugmanöver bei einer Fluggeschwindigkeiten von 50 Knoten ein aerodynamisches Monu-nt erzeugen,, welches wesentlich grosser wäre als das gyroskop!-

709821/029$

BAD ORIGINAL

sehe Moment und diese Momente würden sich also nicht gegenseitig aufheben.

Es ist eine Eigenschaft eines Hubschraubers mit zwei gegenläufigen, starren Rotoren, dass verschiedene periodische Längssteuerungen erforderlich sind, um bei verschiedenen Fluggeschwindigkeiten den Flugwiderstand zu überwinden und um eine stabile Fluglage zu erreichen, wie in Figur 10 dargestellt ist. Aus der US Patentschrift 3.409.248 ist es bekannt, dass die gegensinnige,periodische Quersteuerung zur Erzeugung von optimal eingestellten Auftriebsvekto- s ren im wesentlichen in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit änderni soll,wie in Figur 12 dargestellt ist. Durch analytische üntersu- j chungen und Entwicklungsarbeit an einem Hubschrauber, der durch zwei gegenläufige, koaxiale und starre Rotore angetrieben wird, haben wir festgestellt, dass für ein Aufheben oder ein Herabsetzen., der gyroskopischen Momente der Phasenwinkel T* der Rotore 12 und 14 verändert werden muss, um eine optimale Leistung-und Steuerfähigkeit des Flugzeuges während allen Fluggeschwindigkeiten zu erreichen. Die Kurve 11 zeigt den Verlauf des Phasenwinkels in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit, welcher zum Erreichen dieser Anforderungen erforderlich ist. Ein Phasenwinkel von etwa 20 verwendet man für Fluggeschwindigkeiten zwischen 0 (Schwebeflug) uxid etwa 8O Knoten, der Phasenwinkel nimmt dann stetig zu bis zu 70^J für Fluggeschwindigkeiten zwischen 80 Knoten und etwa 140 Knoten, und ein Phasenwinkel von etwa 70 wird verwendet für Fluggeschwindigkeiten zwischen 140 und 160 Knoten.

Die Figur 11 zeigt die bevorzugte Aenderung des Phasenwinkels in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit. Es ist jedoch selbstverständlich, dass auch noch andere Veränderungen des Phasenwinkels in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit denkbar sind. ^: Die Figur 11 zeigt die augenblicklich bevorzugte Kurve, welche unter Berücksichtigung der Schwingungen und der "Dämmung ausgearbeitet wurde, um die oben erwähnten Vorteile zu erreichen.

Diese programmierte Phasenwinkelveränderung dient dementsprechend zur Kopplung der periodischen Längssteuerung und der periodischen Quersteuerung, wie inbezug auf die Figur 5 beschrieben wurde, so dass durch eine periodische Längssteuerung, welche erforderlich

709821/0296

- l/r-

i .st , mn den Flugwiderstand zu überwinden und um das Flugzeug bei allen Fluggeschwindigkeiten im Gleichgewicht zu halten, wie in Figur 10 dargestellt ist, automatisch eine gegensinnige periodische Quersteuerung in den Rotoren 12 und 14 hervorgerufen wird, um dadurch die erwünschte gegensinnige Quersteuerung entsprechend der Kurve nach Figur 12 abzuleiten, so dass die gegensinnige periodische Quersteuerung bei den verschiedenen Fluggeschwindigkeiten optimal eingestellte Auftriebsvektore entsprechend den Anforderungen nach Figur 12 bewirkt, um ein optimales Verhältnis des Auftriebes zu dem Luftwiderstand und dementsprechend einen maximalen Wirkungsgrad und eine maximale Steuerfähigkeit der Rotore 12 und 14 zu erreichen. Desweiteren erhält man , wie in Figur 4 dargestellt ist, ein vollständiges oder teilweises Aufheben der gyroskopischen Momente, wie ebenfalls schon vorher beschrieben wurde.

Der Rotorphasenwinkel wird vorzugsweise während dem Flug in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit V verändert mittels einer Analogmischvorrichtung 40, welche in Figur 1 schematisch dargestellt und an die Taumelplatte 20 eines jeden Rotors angeschlossen ist. Die Analogmischvorrichtung ist ausführlicher in den Figuren 13 und 14 dargestellt. Die Analogmischvorrichtung 40 wird nun inbezug auf den Rotor 14 ausführlicher beschrieben, da die Analogmischvorrichtung für den Rotor 12 einen identischen Aufbau hat. Die Analogmischvorrichtung 40 ist an den nicht drehenden Teil 20a der Taumelplatte 2O angeschlossen, die den drehenden Teil 20b der Taumelplatte 20 für Rotation um die Achse 41 trägt. Der drehende Teil 20b der Taumelplatte 20 ist in üblicher Weise mittels Schubstangen 20 an die Blattwinkelverstellhörner 46 der Rotorblätter 50 des Rotors 14 angeschlossen.

FaIlH sich die Taumelplatte 20 längs der Achse 41 verstellt wird der Blattwinkel aller Blätter 50 gleichzeitig in gleicher Weise d.h. kollektiv verstellt. Falls die Taumelplatte 20 sich um eine horizontale Achse verschwenkt, die durch die Achse 41 verläuft, so wird eine zyklische Blattwinkelverstellung eingeleitet. Die Analogmischvorrichtung 40 ist an die Taumelplatte 20 angeschlossen und dient zur Veränderung des Rotorphasenwinkels gamma (V) durch Festlegen der horizontalen Achse, um welche die Taumelplatte 2υ

70 9 8 21/0296

verschwenkt wird, falls durch den Hebel 26 für die periodische Blattwinkelverste!lung eine periodische Längs- und Quersteuerung durchgeführt wird. Eine Mischvorrichtung 28 ist vorzugsweise zwischen der Ana Logini schvorrichtung 40 und der Taumelplatte 20 angeordnet. Die Mischvorrichtung 28 hat einen üblichen Aufbau zur Kombination der periodischen BIattwinkelverstellung mit der kollektiven Blattwinkelverstellung, so dass die zyklische Blatt-Winkelsteuerung von der Mischvorrichtung 40 auf die Taumelplatte 2O übertragen wird mit der erforderlichen Kopplung, Verstärkung oder dergleichen, um die erwünschte Phasenwinkel verstellung in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit V zu erreichen.

Die Analogmisehvorrichtung 40 besteht aus einem oberen , nicht drehenden Teil 56, der am Rumpf festgelegt ist oder in anderer Weise gegen notation um die Achse 42 mittels einer Scherenanordnung 58 festgehalten ist. Die untere, drehbare Platte 60 ist mit der nicht el rehbaren Platte 56 über ein inneres Lager 62 verbunden, welches In Figur 14 dargestellt ist, so dass die Platte 60 um die Achse 42 inbezug auf den drehbaren Teil 46 drehen kann. Die untere Platte 60 ist am Schwenkzapfen 64 des Universalgulenkos 66 gelagert. Das Universalgelenk ist am Hubschrauber ι uiiipf oder an einem anderen festen Bauteil in dem Lager 68 gelagert, damit es um die Achse 42 , die vorzugsweise vertikal ist_fdrehen kanu. Das Universalgelenk 66 erlaubt eine Schwenkbewegung der Platten 56 und 60 miteinander um eine beliebige horizontale Achse , welche durch die Achse 42 verläuft und durch die Steuerkräfte festgelegt ist. Falls das Universalgelenk 66 um die Achse 42 dreht bewirkt es eine Rotation der Platte 60 um die Achse 42 inbezug auf die Platte 56. Die Platten 56 und 60 werden um eine Horizontal achse verschwenkt durch Steuerbewegungen, welche über die vom Piloten zu betätigende Stange 70 für die periodische Blattwinkelverstellung in Querrichtung oder über die vom Piloten zu betätigende Stange 72 für die periodische BIattwinkelversteliuiig in Längsrichtung zugeführt werden. Die Stangen 70 und 72 verursacht »n eine Schwenkbewegung der Winkelhebel 74 und 76 um die Achsen /8 und HO und übertragen dementsprechend über die Stangen 82 und 8'¹- die ><owegung für die periodische Blattwinke !verstellung in Querrichtung oder in Längsrichtung auf die Platten 56 und 6O , wodu!oh '!ioselben um eine bestimmte Horizontalachse verschwenkt

70 9 82 1/0 29S
BA& QRiQlNA

werden. Die Stangen 82 und 84 sind an den Winkelhebel 74 und 76 und an der Platte 6O mittels sphärischen Lager angelenkt. Die Anschlussteilen der Stangen 82 und 84 an der Platte 60 sind in Umfangsrichtung um 90 voneinander entfernt. Die nicht drehende Platte 56 ist mit dem nicht drehenden Teil 20a der Haupttaumel·- j platte über die Mischvorrichtung 28 in üblicher Weise verbunden , so dass die Schwenkachse , um welche die Platten 56 und 6O der ! AnaLogmischvorrichtung verschwenkt werden auch auf die Haupt- '·. taumelplatte 20 übertragen wiid,um die erwünschte periodische ί Blattwinkelverstellung der Rotorblätter 50 durchzuführen. In der Figur 13 ist die Analogmischvorrichtung 40 an die Taumelplatte: 20 mittels Stangen 86, 88 und 90 verbunden und die Mischvorrichtung 28 ist schematisch dargestellt. j

Während dem Betrieb dient die Analogmischvorrichtung 4O zur Ver- · änderung des Phasenwinkels des Rotors 14 in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit V durch Anwendung einer Betätigungsvorrichtung 92, welche von einer Fluggeschwindigkeitmessvorrichtung 94 gesteuert wird, um das Universalgelenk 66 und demnach die Platte 60 inbezug auf die Platte 56 um die Achse 42 zu drehen. Dadurch wird die ho- ; rizontale Achse festgelegt um welche die Platten 56 und 6O und i demnach die Haupttaumelplatte 20 schwenkbar sind bei Steuer- J bewegungen der Stangen 70 und 72 für eine periodische Blattwinkelveränderung. Die Festlegung der Horizontalachse um welche die Taumelplatte 20 schwenkbar ist bestimmt die Azimutstelle Δ Ρ, an welcher die Blattwinkelveränderung vorgenommen wird bei Steuer- i bewegungen des Hebels für die periodische Blattwinkelverstellung-Denientsprechend bestimmt die Lage der Horizontalachse den Phasenwinkel gamma ( V ) des Rotors. Durch Steuern der Betätigungsvorrichtung 92 über die Fiuggeschwindigkeitmessvorrichtung 94 : wird der Rotorphasenwinkel während dbm Flug in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit verändert. i

b'.ü ist wesentlich_f dass die freien Enden der Winkelhebel ~4 und 75 rfj.oh längs Kreisbogen bewegen_rdie mit der Achse 42 der Analogmischr vor ν icb'-ung zusammenf al len, so dass durch eine Rotation der Platte fro zi r ^enderung des Phasenwinkels in Abhängigkeit der Flügge- ; i-·-·!lwι·-ι''■ ijkfiitmessvorrichtung 94 die Steuerstangen 82 und 84 Ieo.. ι^! h längs einer Kegelflache verstellt werden. Dadurch ist ge-

709821/0298

BAD ORIGINAL ""

yf- 19

265157?

wä^!'i JeLs !.,dass keine unerwünschten Anstellwinkelveränderungen
vi!.'.-. i.-otora während der Veränderung des Phasenwinkels durch die ^! ₍ Ana.io'jniischvorrichtung 40 hervorgerufen werden. ι

I Die vorhergehende Beschreibung bezieht sich auf einen starren Ro- ; tor, es ist aber selbstverständlich,dass die Lehre der Erfindung ; auch bei einem Gelenkrotor angewandt werden kann.

Obschon die Erfindung anhand von gegenläufigen, koaxialen und

starren Rotoren für Hubschrauber beschrieben wurde, ist es selbst-!

verständlich, dass die erfindungsgemässe Aenderung des Phasenwin- j ^:kels auch bei anderen gegenläufigen Rotoren anzuwenden ist, welche\

nicht in Hubschraubern angewandt werden. '

! Die in der Beschreibung erwähnte Aufhebung von Momenten kann ι selbstverständlich nur unter ganz bestimmten Bedingungen erfolgen,

be i
wahrend/anderen Bedingungen die Momentaufhebung nur teilweise

,durchführbar ist_r so dass die Auswirkungen der unerwünschten
Momente herabgesetzt wird.

709821/0296
BAD ORIGINAL

Leerseite

Claims

PATENTANSPRUECHE.

1.j Verfahren zur Steuerung eines Flugzeuges mit gegenläufigen
starren Rotoren, dadurch gekennzeichnet, dass der Phasenwinkel
eines jeden Rotors in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit verändert wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der
Phasenwinkel mit zunehmender Fluggeschwindigkeit vergrössert wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die
Phasenwinkel der gegenläufigen Rotoren gleich und entgegengesetzt
gerichtet sind und zwischen etwa 70 für Fluggeschwindigkeiten
von etwa 150 Knoten und 20 für den Schwebeflug verändert werden.

4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die
Phasenwinkel der gegenläufigen Rotoren gleich gross und entgegengesetzt gerichtet sind, und dass die Phasenwinkel etwa 20 für

den Schwebeflug bis etwa 80 Knoten betragen, zwischen 20 und 70 ι

zwischen Fluggeschwindigkeiten von 80 und 140 Knoten liegen und j

etwa 70 betragen zwischen Fluggeschwindigkeiten von 140 und 160 j

Knoten. '

5. steuervorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch! L, dadurch gekennzeichnet, dass eine Einrichtung vorgesehen ist
zur Veränderung des Phasenwinkels eines jeden Rotors in Abhängig- | keit der Fluggeschwindigkeit.

6. Steuervorrichtung nach Anspruch 5, wobei für jeden Rotor eine ΐ 'Taumelplatte zur Steuerung des Rotorblattwinkels vorgesehen ist

und mit einer Vorrichtung zum übertragen von Steuerkräften auf
die Taurne!platte zur Verschwenkung derselben, dadurch gekennzeich- i net, d.i.-b die Vorrichtung eine Vorrichtung umfasst mit

einer ersten Platte,die konzentrisch um eine erste Achse angeordnet! und gegen Rotation um diese Achse festgehalten ist und welche um j eine beliebige Achse schwenkbar ist, die die erste Achse schneidet; und Jn einer zur ersten Achse senkrechten Ebene liegt, mit einer , zweiten Platte, welche gemeinsam mit der ersten Platte schwenkbar j und um die erste Achse drehbar ist mit Stanyen zur Verbindung der ■ ersten Platte mit der Taumelplatte zum Verschwenken derselben, mit, t.-ne-r ersten Vorrichtung zur Ausübung einer Schw^nkkraft an dex

709821/0290

BAD ORIGINAL

ι zweiten Platte an einer ersten Azimutstelle derselben um die erste!

und die zweite Platte um eine erste Schwenkachse zu verschwenken, ; mit einer zweiten Vorrichtung zur Ausübung einer Schwenkkraft
an der zweiten Platte an einer zweiten Azimutstelle_rdie 90 von
der ersten Azimutstelle entfernt ist,um die erste und die zweite

Platte um eine zweite Schwenkachse zu bewegen,die senkrecht zu

und '
der ersten Schwenkachse ■^erläuft/in der gleichen Ebene als dieselbe liegt, und mit einer auf die Fluggeschwindigkeit ansprechenden
Vorrichtung, um die zweite Blatte um die erste Achse zu drehen

wodurch die erste Stelle und die zweite Stelle und demnach die

ι erste und die zweite Schwenkachsen einstellbar sind. ]

7. Steuervorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass; die erste Vorrichtung und die zweite Vorrichtung je eine Stange ! aufweisen, welche an einem Ende an die zweite Platte angeschlossen ■ ist an einer der zwei Azimutstellen und die mit dem anderen j Ende an einen Winkelhebel angeschlossen ist, und dass der Schwenk-j

radius des an die Stange angeschlossenen Endes des Winkelhebels I auf der ersten Achse liegt. J

709821/0296