Tragrotor für Schraubenflugzeuge. Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf Tragrotoren, bei denen die Flügel ge lenkig mit der Nabe verbunden sind. Solche Rotoren eignen sich für Tragschrauber, bei denen sie für Startzwecke mechanisch an getrieben werden und während des normalen Fluges selbst umlaufen.
Es sind Tragrotoren bekannt, deren Flü gel mit Hilfe eines nach oben aussen geneig- ten Zapfens angelenkt sind, derart, dass Schwenkbewegungen der Flügel gegenüber der Nabe Anstellwinkeländerungen hervor rufen. Auf Grund der oben erwähnten Zapfenschräglage hat eine 'Schwenkbewe gung des Flügels in Drehrichtung nach hin ten, die eintritt, wenn der Rotor mechanisch angetrieben wird, .eine Verringerung des An stellwinkels zur Folge; diese Verringerung bezweckt eine Verminderung,des Luftwider- standesdes Rotors beim Antrieb.
Bei Ab schaltung der Antriebsmaschine vergrössern die Flügel, die unter,der Wirkung der Flieh- kraft .ihre normale Radiallage wieder ein nehmen, ihren Anstellwinkel wieder, so dass zum Beispiel auf Kosten der im Rotor auf gespeicherten kinetischen Energie zeitweilig eine grosse Auftriebskraft erzeugt werden kann, was den sogenannten Sprungstart er möglicht.
Bei den obenerwähnten bekannten Roto ren schliesst aber die Achse des schrägstehen den Zapfens einen spitzen Winkel mit der radialen Flügelachse ein, so dass eine ver hältnismässig kleine Schwenkbewegung eine verhältnismässig .grosse Änderung des An- stellwinkels zur Folge hat.
Ein Nachteil dieser Ausbildung besteht darin, dass wegen der ausgeprägten Neigung dieser Zapfen- aohse die Flügellage beim Flug in hohem Masse unstabil ist und daher eine sehr starke Dämpfung erforderlich ist, um die B we- gun@gen aus dieser Lage klein zu hasten. Der artigen starke Dämpfungen führen zu wei teren Schwierigkeiten.
Werden Reibungsdämpfer für diesen Zweck verwendet, so erfordert die Aufrecht erhaltung der erforderlichen Dämpfungskraft ein häufiges Nachsehen und Nachstellen der Dämpfer. Werden die Flügel unabhängig voneinander gedämpft, so bereitet die gleich mässige Dämpfung der einzelnen Flügel be sondere ;Schwierigkeiten. Dieser letzteren Schwierigkeit kann durch Verwendung eines einzigen zentralen Reibungsdämpfers be gegnet werden, wie er auch schon vorgeschla gen wurde und bei dem jeder Flügel durch ein Gestänge mit einer von mehreren über eina.nder gelagerten koaxialen Reibscheiben verbunden ist, die einer achsialen Pressung unterworfen sind.
Es besteht die Möglichkeit, die für die Schwenkbewegungen der Flügel erforderliche Dämpfungskraft dadurch zu verringern, dass die Achse des nach oben aussen geneigten Schwenkzapfens einen erheblich grösseren Winkel zur Flügelachse erhält.
Indessen hat diese Ausbildung ohne besondere Vorkehren den Nachteil, dass die Fliehkraft des Flü gels, wenn dieser aus seiner normalen Radial la.ge herausgebracht ist, im Vergleich zu der Dämpfungskraft zu klein isst, so dass die Wiederausrichtung des Flügels beim Auf hören des Antriebes zu langsam oder unvoll ständig oder beides ist, finit der Folge, dass zum Beispiel eine zeitweilige Auftriebskraft zur Erzeugung einer nennenswerten :Sprung kraft nicht ausreicht.
Anderseits wurden schon Tragrotoren vorgeschlagen, bei denen die Flügelschwenk zapfen, um die die Flügel in Drehrichtung nach vorn und hinten schwenken können, oben nach innen geneigt sind, so dass die Schwenkbewegungen der Flügel nach hinten eine Vergrösserung des Anstellwinkels zur Folge haben. Bei diesen Rotoren werden die Flügel in eine vordere Grenzlage mit klei nem Anstellwinkel gebracht, wenn der Rotor mechanisch angetrieben wird.
Das wird durch ein Antriebsglied erreicht, :das koaxial zur Nabe verläuft und ihr gegenüber eine begrenzte Drehfreiheit besitzt. Dieses lose Antriebsglied ist mit Anschlägen versehen, durch die die Antriebskraft von dem An triebsglied auf die Flügel übertragen wird, und zwar so, dass die Flügel um ihre Schrägzapfen in die vordere Grenzlage ge drückt werden, aus der die Flügel beim Auf hören des Antriebes durch Verschwenkung gegenüber der Nabe nach hinten wieder in ihre Normallage gebracht werden.
Wird bei dieser Ausbildung der Rotor mechanisch an getrieben, so führt die Vorlage der Flügel dazu, dass sieh die Fliehkraft und die aero dynamischen Zugkräfte in ihrer Wirkung um den,Schrägzapfen addieren. Infolgedessen werden die Biegungsmomente im Flügel stark vermehrt, was eine kräftigere und schwerere Flügelkonstrukion erfordert. erfordert.
Diesem Nachteil kann dadurch begegnet werden, dass ein zusätzlicher Entlastungs- zapfen eingeschaltet wird; diese Lösung ver mehrt indessen die Kompliziertheit des Ro tors und auch ;dessen Gewicht.
Der Zweck der vorliegenden Erfindung besteht darin, die Nachteile der obenerwähn ten Ausführungsformen zu vermeiden. Dies wird nach der Erfindung dadurch erreicht, dass die folgenden Merkmale gleichzeitig An wendung finden: a) Die Flügel sind mit der Nabe durch einen Zapfen verbunden, dessen Achse nach oben aussen ,geneigt ist, wobei die Neigung der Achse gegenüber der radialen Flügel achse den Winkel von 45 überschreitet.
b) Die Antriebskraft wird auf die Flügel durch ein Antriebsglied übertragen, das koaxial zur Nabe verläuft und gegenüber dieser drehbeweglich ist, sowie Anschläge besitzt, durch die die Antriebskraft von -dem losen Antriebsglied auf jeden Rotorflügel so übertragen wird, dass dieser um den sehrägg- stehenden Zapfen in seine Lage mit dem kleinsten Anstellwinkel gedrückt wird, so lange der Rotor angetrieben wird.
Der Rotor ist zweckmässig mit einer Vor richtung versehen, durch die die Flügel beim Bremsen des Rotors in die Lage mit dem kleinsten Einstellwinkel gedrückt werden. Die Rotorbremse kann dabei entweder von Hand oder durch eine mit dem Fahrwerk oder einem andern am Flugzeug angeord neten Bodenfühler verbundene Vorrichtung gesteuert werden, letzteres in der Weise, dass die Bremse beim Landen selbsttätig an gezogen wird.
Der Tragrotor besitzt dabei vorteilhaft einen koaxial zur Nabe angeordneten und ihr gegenüber drehbaren Körper, an dem die Rotorbremse angreift und der mit der Nabe und -dem losen Antriebsglied durch ein. Differentialgetriebe so verbunden ist, dass bei Feststellung ;des losen Bremskörpers das lose Antriebsglied die Nabe überläuft und die Rotorflügel in eine Lage mit kleinem Anstellwinkel bringt.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform des Gegenstandes der Erfindung ist ein Planetengetriebe verwendet, beidem der lose Bremskörper das die Planetenräder tragende Planetengehäuse bildet; dabei hat jedes. Pla netenrad zweckmässig zwei Kränze von Zähnen, die mit einem an der Nabe angeord neten ,grösseren Sonnenrad bezw. einem am losen Antriebsglied angeordneten kleineren Sonnenrad kämmen.
Zweckmässig bildet das Planetengehäuse ,die Bremstrommel, während an dem die Hauptlager -der Rotornaben tragenden, nicht drehbaren Teil zweckmässig ein äusseres Zugband für,die Trommel angeordnet ist.
Ferner ist zweckmässig ein Dämpfer vor gesehen, welcher die Schwenkbewegungen der Flügel in Drehrichtung nach vorn und hinten hemmt.
Im allgemeinen brauchen lediglich die Schwenkbewegungen der Flügel zueinander gedämpft zu werden, während eine Dämp fung der ,gemeinsamen Schwenkbewegungen aller Flügel gegenüber der Nabe nicht so wichtig ist.
Bei dem vorteilhaft verwendeten Dämp fer, der ein Reibungsdämpfer ist, sind ent weder die für die beiden Bewegungsarten vorgesehenen Reibflächen oder die Drücke, denen diese Reibflächen ausgesetzt sind, oder beide verschieden. Dies kann dadurch erreicht sein, dass gänzlich verschiedene Reib flächen für ,die beiden Bewegungsarten vor- gesehen sind;
bei einer bevorzugten Aus führungsform, bei der mehrere um eine ge meinsame Achse gegeneinander drehbare Reibelemente Verwendung finden, wird die gewünschte Wirkung dadurch erzielt, dass jeder Flügel mit mehreren solchen Reib elementen verbunden ist;
-diese Elemente sind zweckmässig zwischen die an die andern Flügel angeschlossenen Elemente geschaltet, derart, dass bei Bewegungen der Flügel ,gegeneinander beide Flächen jedes einzelnen der Elemente einer Reibwirkung unterworfen sind, während bei ,
gemeinsamen Flügelbewe gungen lediglich .die äussern Flächen der bei den äussern Elemente des .Stapels in Reib- eingriff stehen. Diese äussern Flächen sind zweckmässig in Berührung mit Gliedern, die an die Nabe angeschlossen sind und zwischen denen dieser Elementenstapel als Ganzes dreht, wenn sich die Flügel gemeinsam gegenüber der Nabe bewegen.
Zweckmässig ist jeder Flügel mit seiner zugehörigen Elementengruppe an zwei Stel len des Umfanges der Elemente verbunden; die an den gegenüberliegenden Enden eines Durchmessers liegen, der senkrecht zu dem die Nabenachse und die Achse .des schrägen Schwenkzapfens des fraglichen Flügels schneidenden Halbmesser steht.
Bei dieser - Ausbildung werden bei den horizontalen Schwenkbewegungen des Flü geln ,gleiche und entgegengesetzte Kräfte auf die obenerwähnten Anschlussstellen über tragen, so dass die mit jedem Flügel ver bundener Reibelemente lediglich einem Kräftepaar unterworfen sind.
Zu diesem Zweck kann die Verbindung zwischen dem Flügel und den Reibelementen aus einem doppelarmigen Hebel bestehen, der am Schrägzapfen des Flügels befestigt isst, wobei .die Enden dieses Doppelhebels mit den diametral ;gegenüberliegenden Stellen der Reibelementengruppedurch ein. Parallel gestänge verbunden. sind.
Um endlich bei der Ablenkung der Flu- g; el an :die Nabe Zugglieder zu vermeiden, welche mit den Flügelwurzeln und der Nabe durch Zapfen verbunden sind, deren Achsen windschief zueinander verlaufen, können Ge lenkglieder zwischen den Flügeln und der Nabe vorgesehen sein mit Anschlusszapfen, deren Achsen sich schneiden.
Auf der Zeichnung ist als Ausführungs. beispiel des Gegenstandes der Erfindung ein Rotor für einen Tragschrauber mit Sprung start dargestellt.
Fig. 1 zeigt zum Teil eine Seitenansicht, zum Teil einen mittleren vertikalen Längs schnitt des Rotorkopfes des Tragschraubers; Fig. 2 ist ein Grundriss mit Schnitt des Rotorachsengehäuses und dessen Trägers; die Nabe und die Achse sind weggelassen; Fig. 3 zeigt einen Schnitt nach er Linie 3-3 in Fig. 1; Fig. 4 ist ein Teilgrundriss des Rotor kopfes ohne Dämpfer; Fig. 5 ist ein Grundriss des Dämpfers; Fig. 6 zeigt einen Schnitt nach der Linie 6-6 in Fig. 5; Fig. 7 ist ein Schnitt nach der Linie 7-7 in Fig. 1.
Der dargestellte Rotor ist für einen Trag schrauber gedacht, der einen Rumpf, eine Vortriebsmaschine, eine Vortriebsschraube, das Fahrwerk und Stabilisierungsflächen be sitzt, wobei der Rotor normalerweise selbst umläuft und eine Kraftübertragungsvorrich tung vorhanden ist, in die für Startzwecke eine die Maschine mit dem Rotor verbindende. von Hand steuerbare Kupplung eingeschaltet ist.
Der Rotor sitzt an einem dreibeinigen Träger, der aus einer hintern Strebe 11 und zwei vordern Streben 12 und 1.3 besteht. Die Streben sind an ihrer Spitze durch einen Ringkörper 14 verbunden, der einen Kardan- ring 15 umschliesst, welcher um Längszapfen 16 seitlich kippbar ist. Die Längszapfen 1:6 sitzen an den Trägerstreben. Der Ring 15 trägt Querzapfen 17, um welche das Rotor wellengehäuse 18 in der Längsrichtung kipp- bar ist.
Das Gehäuse 18 läuft nach unten in eine Glocke 19 aus; es ist mit Anschlägen 20 versehen, die die Längskippbewegungen des Gehäuses 18 dadurch begrenzen, dass sie am Ring 15 zur Anlage kommen. Ähnliche (sieht dargestellte) Anschläge sind auch für die Begrenzung der seitlichen Kippbewegung des Gehäuses 18 vorgesehen. Die Glocke 19 dient zur Befestigung von (nicht dargestell ten) Teilen, die kraftschlüssig mit den Längs- und Seitensteuerorganen des Flugzeuges ver bunden sind; dadurch kann das Gehäuse 18 in seiner Kardanlagerung gekippt werden.
Das Gehäuse 18 umschliesst Lager 21, in denen die Rotorwelle 22 drehbar angeordnet ist. Die Welle 22 läuft nach oben in einen Flansch aus, an dem die eigentliche, mit 23 bezeich nete Nabe festgemacht ist. Die Nabe ist mit nach aussen ragenden Ansätzen 24 versehen, die das Gehäuse für die Lagerung der Rotor flügel bilden. Die (nichtdargestellten) Rotor flügel sind an Flansche 2<B>6</B> der Flügelwurzel zapfen 25 befestigt, die universalgelenkartig mit der Nabe verbunden sind. so dass die Flügel vertikale und horizontale Schwenk bewegungen ausführen können, und zwar mit Hilfe eines Gelenkblockes 27, der in den Ansätzen 24 mit Hilfe von Nadellagern 28 drehbar ist. Die Lager 2'8 sitzen in sphä rischen Flächen.
Die Fliehkraft wird durch ein Kugelspurlager 29 aufgenommen, das in einer Kappe 30 sitzt. Der Gelenkblock 2 7 bildet auf diese Weise den Schwenkzapfen für .die horizontalen Bewegungen des Flü gels. Die Achse dieses Schwenkzapfens schneidet die Nabenachse in einem Winkel von ungefähr 27 , also die radiale Flügel achse finit 63'; sie ist gegenüber der Naben achse oben nach aussen geneigt.
Der .Block 27 ist bei 32 senkrecht zur Achse der Lager 28 durchbohrt, um einen Schwenkzapfers 33 (Fig. 3) aufnehmen zu können. An dem Schwenkzapfen 33 ist der Flügelwurzelzapfen 25 drehbar abgestützt, um vertikale Schwenkbewegungen in den Nadellagern ;34 ausführen zu können. Die Fliehkraft wird durch ein Kugelspurlager 35 aufgenommen.
Aus Fig. 3 ergibt sich, dass die Achse des Schwenkzapfens 3'3 zur R adialachse des Flügels geneigt ist, und zwar bildet sie zu dieser Achse in Drehrichtung auf der Vorderseite einen spitzen Winkei. Die Ra,dialachse des Flügels steht senkrecht zu der Fläche des Flansches 26; die Dreh richtung .ist durch einen Pfeil angezeigt. Der Block 27 ist ferner mit einem Antriebsarm 3,6 versehen, an dem Anschläge 37 zur An- lag:o kommen können, die an dem obern Ende eines gegenüber der Nabe lose dreh baren Antriebsgliedes 38 angeordnet sind.
Das Antriebsglied 38, das die Form einer Welle hat, ist koaxial zur Nabe und zur Rotorwelle angeordnet. Das untere Ende des Gliedes<B>38</B> ist an einem Träger 39 befestigt, der den obersten Teil der (nicht dargestell ten) Rotarkraftübertragungsvorrichtung bil det. Die Rotorkraftübertragungsvorrichtung sitzt zwischen der Antriebsmaschine und dem Rotor; in diese Vorrichtung ist eine steuer bare Kupplung eingeschaltet. Die Drehfrei heit des losen Antriebsgliedes 38 gegenüber der Nabe 2.3 ist durch Anschläge 40 be grenzt, die an der Nabe angeordnet :sind.
Wenn ,die Antriebskraft auf das Antriebs glied 38 übertragen wird, kommen die An schläge 37 an den Armen 36 zur Anlage, so dass die Blöcke 27 in Iden Lagern. 28 gedreht werden, wodurch die Flügel in die äusserste Rücklage belangen.
Ein Vorteil der beschriebenen Anlenkung besteht darin, dass :das Zusammenwirken der Antriebsanschläge 37 und der Arme 36 durch die vertikalen 'Schwenkbewegungen der Flügel nicht beeinflusst wird, ,so dass keinerlei Abnutzung zwischen den Teilen 3'6 und 87 eintreten kann.
Wenn ferner das Glied 38 angetrieben wird, so halten die Anschläge 37,die Antriebsarme<B>316</B> aller Flü gel hart an :den hintern Flächen der An schläge 40, und zwar ohne Rücksicht auf irgendwelche vertikale Schwenkbewegungen der Flügel, so dass die Gleichheit der An- stellwinkel aller Flügel während des An triebes gewahrt bleibt.
Diese Ausführungsform .ist ferner inso weit vorteilhaft, als die Anschlüsse des Flü gels an den zentralen Reibungsdämpfer für die Dämpfung,der Flügelbewegungen .in .der Umlaufebene durch Wegfall -des früher not wendigen Gestänges für die vertikalen Be wegungen der Flügel vereinfacht :sind. Wegen der Schrägstellung der Achse des Schwenkzapfens 28 wird der Anstellwinkel der Flügel verkleinert, wenn sie zurück schwenken.
Beim Antrieb über die An schläge 3,7 und die Antriebsarme 36 werden die Flügel in die Rücklage ,gebracht. Die Anschläge 40 sind so angeordnet, dass der Anstellwinkel der Flügel in der äussersten Rücklage annähernd den Nullwert erreicht.
Wenn daher die Flügel angetrieben wer den, kann der Rotor rasche Umdrehungen ausführen, um den Sprungstart zu ermög lichen. Beim Aufhören des Antriebes werden die Flügel durch Lösung der Rotorkupplung in ihre normale Radiallage gebracht, und zwar durch die Fliehkraft. Dadurch wird der Anstellwinkel vergrössert, wie es für den Sprungstart erforderlich ist. Gleichzeitig überläuft die Rotornabe das lose Antriebs glied 38, bis die Rückflächen der Anschläge 40 an den Anschlägen 37 zur Anlage kom men und dann das Antriebsglied 38 durch die Nabe mitgenommen wird.
Die Schwenkbewegungen des Flügels um den Schwenkzapfen in den Lagern 2:8 werden mit Hilfe eines zentralen Reibungsdämpfers gedämpft, dessen Einzelheiten in den Fig. 5 und 6 dargestellt sind. Der Dämpfer weist eine Bodenplatte 44 auf, die mit Hilfe von Schraubenbolzen 41 am obern Teil der Nabe befestigt und an -den Fussflansch eines hohlen Mittelkörpers 42 angenietet ist.
Der hohle Kittelkörper 42 ist oben mit einer Gewinde- spindel 43 versehen, die durch die Mitte einer Platte 45 hindurchragt und die Druck- einstellmuttern 46 trägt. Die Platte 45 bil det,die obere Druckplatte des Dämpfers, mit deren Hilfe,der Druck durch Herabschrauben der Muttern 46 über einen Gummidruckring 47 auf eine Stahlscheibe 48 übertragen wird.
Die Stahlscheibe 48 ihrerseits überträgt den Druck auf einen Stapel von neun flachen Stahlringsn 4911, 4921, 4931, 4912, 4922, 49:32, 4913, 4923, 4933, die durch Reibringe 50 voneinander getrennt und zu Gruppen von je drei Ringen mit jedem der drei Flügel des Rotors verbunden sind.
Auf diese Weise sind die Ringe 4911, 4912, 4913 sämtlich mit dem einen Flügel, die Ringe 4921., 4922, 4923 mit einem andern Flügel und die Ringe 4931, 493:2, 4933 mit dem dritten Flügel verbunden. Dies ist dadurch ermög licht, dass die Ringe an über den Umfang verteilten Stellen mit flachen, nach innen vorspringenden Zungen 5111, 5112, 5113 usw. versehen sind, die mit Hilfe von Schrauben bolzen 53 zu Gruppen von<B>je</B> drei Zungen zu sammengefa.sst sind.
In jeder Gruppe von drei Zungen ist die mittlere mit Ansätzen 521, 522 bezw. 523 versehen, die Abstands stücke bilden und die äussern Zungen von der mittleren distanzieren. Diese äussern Zungen sind ebenfalls durchbohrt, um den Schrauben bolzen 53 aufnehmen zu können.
Die Ringe jeder Dreiergruppe, die auf die genannte Weise mit Hilfe der Zungen und Bolzen 53 miteinander verbunden sind. können sich gegeneinander nicht verdrehen, sondern lediglich gegenüber den Ringen der andern Gruppen. Fig. 6 zeigt auch, dass die Ringe der Gruppen so ineinander greifen, dass niemals zwei aneinandergrenzende Ringe zu der gleichen Gruppe gehören. Zum Bei spiel sind zwischen den Ringen 4911 und -1912 der ersten Gruppe zwei zu der zweiten und dritten Gruppe gehörende Ringe 4921 bezw. 4931 geschaltet. Ähnlich sind die Ringe 49'12 und 4913 ;der ersten Gruppe durch Ringe 4922 und 4932 der zweiten und dritten Gruppe getrennt.
Die drei Ring gruppen sind mit ihren Flügeln dadurch ver bunden, dass die mittleren Ringe der drei Gruppen, nämlich die Ringe 4912, 4922 und .193'2, mit Paaren von nach aussen ragenden, mit Kugelenden versehenen Armen 541, 542 und 543 verbunden sind. Jedes Armpaar ist durch parallele Stangen 55a, 551i mit den Enden eines doppelarmigen Hebels<B>561,</B> 562 bezw. 563 verbunden, dessen Nabe 57 auf einer gerillten Verlängerung 31 des Gelenk blockes 2 7 sitzt. Der Block 27 dreht sieh in den Zapfenlagern 28, wenn der Flügel vor eilt oder zurückbleibt; dadurch werden die Hebel 561 usw. verschwenkt.
Diese Schwenk- beweg-ung wird durch die Hebel 55a, 55b auf die Arme 541 usw. übertragen, wodurch die Reibscheiben des Dämpfers gedreht wer den.
Durch eine geringe Kröpfung der Arme 541 und 543 (Fig.6) sind alle Kugelenden der drei Arme 541. 542 und 513 in die gleiche Ebene ,gebracht, die auch die Enden der Hebel 5(i1. usw. enthält, sobald die Flü- ge1 ihre normale Radiallage einnehmen.
Wenn die Flügel voreilen oder zurück bleiben, werden die Hebel 561 usw. dank der schrägen Achse des Blockes 2 7 aus dieser Ebene herausgebracht, und zwar unter Ver drehung der Kugelgelenke an beiden Enden der 'Stangen 55z, 551). Um ferner den .Stangen der benachbarten Flügel die Möglielikeit zu gehen, sieh zu kreuzen, sind die Stangen 55a geschlitzt (Fig.1), so dass die Stangen 55b durch ,sie hindurchragen können.
Infolge der symmetrischen Lage der Stangen und Arme, die die Bewegung von einem Flügel auf die zugehörige Gruppe von Reibringen übertragen, geschieht die Reak tion dieser Reibringgruppe auf die Nabe in Form eines Kräftepaars, das in einer Ebene senkrecht zur Nabenachse wirkt, wobei auf die Nabe keinerlei seitliche Kräfte ausgeübt werden. Auf diese Weise ist die Übertra gung von Schwingungen infolge der Reib wirkung zwischen den Flügeln und der Nabe auf die Steuerungen vermieden.
Bei den Schwenkbewegungen der Flügel zueinander, wie sie während des Fluges in der Umlaufebene normalerweise auftreten, kommen alle Reibflächen des Dämpfers zur Wirkung, das heisst es wird der Reibwider- stand sowohl an den obern,
als auch an den untern Flächen eines jeden der mit einem Flügel verbundenen drei Ringe atasgenutzt. Bei den gemeinsamen Flügelschwenkbewe- gungen gegenüber der Nabe in der Umlauf- ebene, wie sie auftreten beim Absprung, wenn die Flügel mit dem Aasstellwinkel Null in die Lage mit grossem Aasstellwinkel zu rückgeführt werden,
tritt der Reibwiderstand lediglich an der obern Fläche des obersten Ringes 4911 und der untern Fläche des untersten Ringes 4933 auf, weil in diesem Falle .der .ganze Stapel von neun Ringen gleichzeitig gegenüber der Nabe umläuft, das heisst gegenüber der obern und untern Platte 45 und 44. Aus :diesem Grunde kann die Reibdämpfung -der normalerweise wäh rend :des Fluges auftretenden Schwenkbewe gung .der Flügel .gegeneinander verhältnis mässig stark gemacht wenden, ohne dass eine ebensolche Dämpfung der gemeinsamen Schwenkbewegung aller Flügel beim Ab sprung oder im Fluge auftritt.
Die Vorrichtung, die dazu dient, die Rotorflügel beim Anziehen. der Rotorbremse in die Nullstellung zu bringen, ist in den Fig. 1 und 7 :dargestellt. Diese Vorrichtung besteht aus einem Planetengetriebe zwischen dem losen Antriebsglied 38 und der Rotor welle 22. Die ;Sonnenräder 61, 6,2 dieses Planetengetriebes sind auf :dem gerillten Teil 58 der Welle 22 bezw. 59 des losen Gliedes 38 angeordnet. Das Gehäuse 67, das sich gegenüber der Welle 22 und dem Glied 3,8 frei :drehen kann, ist an der äussern zylin drischen Fläche mit Reibmaterial 68 belegt, so dass eine Bremstrommel ,gebildet ist, die durch ein äusseres Bremsband 69 ,gebremst werden kann.
Das eine Ende des Brems bandes ist bei 70 an,der Glocke 19 befestigt, während das andere Ende bei 71 mit einer Feder 78 und dem Spannteil 72 eines Bowdenzuges verbunden ist, dessen Hülle bei 60 verankert ist. Das Planetengehäuse -6,7 trägt ein Paar Spindeln 66, auf :denen dreh bare Planetenräder 65 laufen. Jedes dieser Räder ist mit zwei Kränzen von Zähnen 68, 64 versehen, die mit :den Sonnenrädern 61 bezw. 62 kämmen. Das Sonnenraid 61 oder Rotorwelle hat einen grösseren Durchmesser als das Sonnen rad 62 des losen Antriebsgliedes 3,8.
Wenn daher :das Planetengehäuse 67 durch An ziehen !des Bremsbandes 69 festgestellt wird, läuft :das Antriebsglied 38 rascher um als die Welle 22, so dass die Anschläge 37 die Flächen der Anschläge 40 verlassen, durch die sie vorher mitgenommen worden waren. Die Arme 3,6 werden an,die hintern Flächen der Anschläge 40 gebracht, so dass die Flü- gel in die äusserste Rücklage gelangen und. ihr Anstellwinkel den Wert Null annimmt.. Daraufhin wind das Planetengetriebe ge sperrt und die Bremskraft :auf die Welle 2'2 übertragen, so dass die Geschwindigkeit des Rotors abnimmt.
Diese Vorrichtung sorgt also dafür, dass die erste Wirkung des An ziehens :der Rotorbremse :darin besteht, den Auftrieb :des Rotor durch Herabsetzung :der Anstellung der Flügel zu vernichten. Der Spannteil 7'2 des Bowdenzuges kann ent weder mit einer Handsteuerung verbunden sein, in welchem Falle die :erste Handlung des Piloten beim Berühren des Bodens Wäh rend der Landung normalerweise das Ein rücken der Rotorbremse sein wird, oder er kann mit :dem Fahrwerk oder einem andern Bodenfühler verbunden sein, so dass die Rotorbremse beim Landen selbsttätig an gezogen wird.
Carrying rotor for propeller aircraft. The present invention relates to support rotors in which the wings are hingedly connected to the hub. Such rotors are suitable for gyroplanes, in which they are driven mechanically for take-off purposes and rotate during normal flight themselves.
There are known support rotors, the wings of which are articulated with the aid of an upwardly outwardly inclined pin such that pivoting movements of the wings with respect to the hub cause changes in the angle of attack. Due to the above-mentioned inclined pin position has a 'Schwenkbewe movement of the wing in the direction of rotation towards the back th, which occurs when the rotor is mechanically driven. A reduction in the angle to result; the purpose of this reduction is to reduce the air resistance of the rotor when it is driven.
When the drive engine is switched off, the blades, which under the effect of centrifugal force, resume their normal radial position, increase their angle of attack again, so that, for example, at the expense of the kinetic energy stored in the rotor, a large lift force can be generated temporarily what makes the so-called jump start possible.
In the above-mentioned known rotors, however, the axis of the inclined pin includes an acute angle with the radial wing axis, so that a relatively small pivoting movement results in a relatively large change in the angle of attack.
A disadvantage of this design is that because of the pronounced inclination of this pin axis, the wing position is highly unstable during flight and therefore very strong damping is required in order to haste the movements from this position. Such strong damping lead to further difficulties.
If friction dampers are used for this purpose, maintaining the required damping force requires frequent checking and readjustment of the dampers. If the wings are damped independently of one another, the uniform damping of the individual wings creates particular difficulties. This latter difficulty can be countered by using a single central friction damper, as has already been proposed and in which each wing is connected by a linkage to one of several coaxial friction disks mounted on one another and subjected to axial pressure.
There is the possibility of reducing the damping force required for the pivoting movements of the blades in that the axis of the pivot pin which is inclined upwards and outwards is given a considerably larger angle to the blade axis.
However, this training has the disadvantage that the centrifugal force of the wing, when it is brought out of its normal radial position, eats too small compared to the damping force, so that the realignment of the wing when the drive stops is slow or incomplete or both, finite with the consequence that, for example, a temporary buoyancy force is not sufficient to generate a significant jump force.
On the other hand, support rotors have already been proposed in which the wing pivot pin, around which the wing can pivot forwards and backwards in the direction of rotation, are inclined inwards at the top, so that the pivoting movements of the wings to the rear result in an increase in the angle of attack. In these rotors, the blades are brought into a forward limit position with a small angle of attack when the rotor is mechanically driven.
This is achieved by a drive member: which runs coaxially with the hub and has limited freedom of rotation in relation to it. This loose drive member is provided with stops through which the drive force is transmitted from the drive member to the wings, in such a way that the wings are pushed around their angular pins in the front limit position from which the wings when the drive is stopped Pivoting relative to the hub to the rear are brought back into their normal position.
If the rotor is driven mechanically in this design, the submission of the blades leads to the effect that the centrifugal force and the aerodynamic tensile forces add up around the angular pin. As a result, the bending moments in the wing are greatly increased, which requires a stronger and heavier wing construction. requires.
This disadvantage can be countered by switching on an additional relief spigot; however, this solution increases the complexity of the rotor and also its weight.
The purpose of the present invention is to avoid the drawbacks of the above-mentioned embodiments. This is achieved according to the invention in that the following features are used at the same time: a) The blades are connected to the hub by a pin, the axis of which is inclined upwards outwards, the inclination of the axis relative to the radial wing axis Angle exceeds 45.
b) The drive force is transmitted to the blades by a drive member which runs coaxially to the hub and is rotatable relative to it, as well as stops through which the drive force is transmitted from the loose drive member to each rotor blade so that it is standing pin is pressed into its position with the smallest angle of attack, as long as the rotor is driven.
The rotor is expediently provided with a device through which the blades are pressed into the position with the smallest setting angle when the rotor is braked. The rotor brake can be controlled either by hand or by a device connected to the landing gear or another device connected to the aircraft, the latter in such a way that the brake is automatically pulled on when landing.
The support rotor advantageously has a body arranged coaxially to the hub and rotatable with respect to it, on which the rotor brake engages and which with the hub and the loose drive member through a. Differential gear is connected in such a way that when the loose brake body is detected, the loose drive member overflows the hub and brings the rotor blades into a position with a small angle of attack.
In a preferred embodiment of the subject matter of the invention, a planetary gear is used, in which the loose brake body forms the planetary housing carrying the planetary gears; everyone has. Planet gear appropriately two rings of teeth, respectively, with a larger sun gear arranged on the hub. mesh with a smaller sun gear arranged on the loose drive member.
The planetary housing expediently forms the brake drum, while an outer tension band for the drum is expediently arranged on the non-rotatable part carrying the main bearings of the rotor hubs.
Furthermore, a damper is useful before seen, which inhibits the pivoting movements of the blades in the direction of rotation forwards and backwards.
In general, only the pivoting movements of the wings to each other need to be damped, while a damping of the common pivoting movements of all wings with respect to the hub is not so important.
In the advantageously used damper, which is a friction damper, neither the friction surfaces provided for the two types of movement or the pressures to which these friction surfaces are exposed, or both are different. This can be achieved in that completely different friction surfaces are provided for the two types of movement;
In a preferred embodiment, in which several friction elements rotatable against one another about a common axis are used, the desired effect is achieved in that each wing is connected to several such friction elements;
-These elements are expediently connected between the elements connected to the other wings in such a way that when the wings move against each other, both surfaces of each individual element are subjected to a frictional effect, while
common wing movements only .the outer surfaces which are in frictional engagement with the outer elements of the .stack. These outer surfaces are expediently in contact with members which are connected to the hub and between which this stack of elements rotates as a whole when the blades move together with respect to the hub.
Appropriately, each wing is connected to its associated group of elements at two Stel len the circumference of the elements; which lie at the opposite ends of a diameter which is perpendicular to the radius which intersects the hub axis and the axis .des inclined pivot pin of the wing in question.
In this - training rules in the horizontal pivoting movements of the wing, the same and opposite forces on the above-mentioned connection points carry over, so that the friction elements connected to each wing are only subjected to a couple of forces.
For this purpose, the connection between the wing and the friction elements can consist of a double-armed lever which is attached to the inclined pin of the wing, the ends of this double lever with the diametrically opposite points of the friction element group through. Parallel linkage connected. are.
In order to finally divert the flight; el an: to avoid the hub tension members, which are connected to the wing roots and the hub by pins whose axes are skewed to each other, Ge articulated links between the wings and the hub can be provided with connecting pins whose axes intersect.
On the drawing is as an execution. Example of the subject matter of the invention shows a rotor for a gyroplane with jump start.
Fig. 1 shows partly a side view, partly a central vertical longitudinal section of the rotor head of the gyrocopter; Figure 2 is a sectional plan view of the rotor axle housing and its support; the hub and axle are omitted; Fig. 3 shows a section along line 3-3 in Fig. 1; Fig. 4 is a partial plan view of the rotor head without a damper; Fig. 5 is a plan view of the damper; Fig. 6 shows a section along the line 6-6 in Fig. 5; FIG. 7 is a section along line 7-7 in FIG. 1.
The illustrated rotor is intended for a gyro-screwdriver that has a hull, a propulsion machine, a propulsion screw, the chassis and stabilizing surfaces be seated, the rotor normally revolving itself and a power transmission device is available, in which the machine with the rotor for starting purposes connecting. manually controllable clutch is switched on.
The rotor sits on a three-legged support, which consists of a rear strut 11 and two front struts 12 and 1.3. The struts are connected at their tips by an annular body 14 which encloses a cardan ring 15 which can be tilted laterally about longitudinal pegs 16. The longitudinal pins 1: 6 sit on the support struts. The ring 15 carries transverse pins 17 around which the rotor shaft housing 18 can be tilted in the longitudinal direction.
The housing 18 runs down into a bell 19; it is provided with stops 20 which limit the longitudinal tilting movements of the housing 18 in that they come to rest on the ring 15. Similar stops (as shown) are also provided for limiting the lateral tilting movement of the housing 18. The bell 19 is used to attach (not dargestell th) parts that are positively connected to the longitudinal and side control members of the aircraft ver; as a result, the housing 18 can be tilted in its cardan bearing.
The housing 18 encloses bearings 21 in which the rotor shaft 22 is rotatably arranged. The shaft 22 runs upwards into a flange to which the actual, designated with 23 designated hub is attached. The hub is provided with outwardly projecting lugs 24 which form the housing for the storage of the rotor blades. The rotor blades (not shown) are attached to flanges 2 6 of the blade root pin 25, which are connected to the hub in the manner of a universal joint. so that the wings can perform vertical and horizontal pivoting movements, with the aid of a joint block 27 which is rotatable in the lugs 24 with the aid of needle bearings 28. The bearings 2'8 sit in spherical surfaces.
The centrifugal force is absorbed by a ball bearing 29 which is seated in a cap 30. The joint block 2 7 forms in this way the pivot pin for .die horizontal movements of the wing. The axis of this pivot pin intersects the hub axis at an angle of approximately 27, so the radial wing axis finite 63 '; it is inclined outwards at the top in relation to the hub axis.
The block 27 is pierced at 32 perpendicular to the axis of the bearing 28 in order to be able to accommodate a pivot pin 33 (FIG. 3). The wing root pin 25 is rotatably supported on the pivot pin 33 in order to be able to carry out vertical pivoting movements in the needle bearings; The centrifugal force is absorbed by a ball bearing 35.
From Fig. 3 it can be seen that the axis of the pivot pin 3'3 is inclined to the radial axis of the wing, and that it forms an acute angle to this axis in the direction of rotation on the front side. The Ra, dialachse of the wing is perpendicular to the surface of the flange 26; the direction of rotation is indicated by an arrow. The block 27 is also provided with a drive arm 3, 6, on which stops 37 can come to rest, which are arranged on the upper end of a drive member 38 which can be rotated loosely with respect to the hub.
The drive member 38, which is in the form of a shaft, is arranged coaxially with the hub and with the rotor shaft. The lower end of the link 38 is attached to a bracket 39 which forms the uppermost part of the rotary power transmission device (not shown). The rotor power transmission device sits between the prime mover and the rotor; In this device, a controllable clutch is turned on. The freedom of rotation of the loose drive member 38 relative to the hub 2.3 is limited by stops 40 which are arranged on the hub: are.
When the driving force is transmitted to the drive member 38, the stops 37 come to rest on the arms 36, so that the blocks 27 are in bearings. 28 are rotated, whereby the wings are in the extreme back position.
One advantage of the articulation described is that: the interaction of the drive stops 37 and the arms 36 is not influenced by the vertical pivoting movements of the blades, so that no wear whatsoever can occur between the parts 3'6 and 87.
Furthermore, when the member 38 is driven, the stops 37, the drive arms 316 of all the wings stop hard: the rear surfaces of the stops 40, regardless of any vertical pivoting movements of the wings, see above that the equality of the angle of attack of all blades is maintained during the drive.
This embodiment .is also advantageous in that the connections of the wing to the central friction damper for the damping of the wing movements .in .the plane of rotation by eliminating the previously necessary linkage for the vertical movements of the wing: are simplified. Because of the inclination of the axis of the pivot pin 28, the angle of attack of the blades is reduced when they pivot back.
When driving via the stops 3.7 and the drive arms 36, the wings are brought into the back position. The stops 40 are arranged in such a way that the angle of attack of the wings in the outermost back position almost reaches zero.
Therefore, if the blades are driven, the rotor can make rapid revolutions to enable the jump start. When the drive stops, the blades are brought into their normal radial position by releasing the rotor coupling, namely by centrifugal force. This increases the angle of attack, as required for the jump start. At the same time the rotor hub overflows the loose drive member 38 until the rear surfaces of the stops 40 come to rest against the stops 37 and then the drive member 38 is taken along by the hub.
The pivoting movements of the wing about the pivot pin in the bearings 2: 8 are dampened by means of a central friction damper, the details of which are shown in FIGS. 5 and 6. The damper has a base plate 44 which is fastened to the upper part of the hub with the aid of screw bolts 41 and riveted to the foot flange of a hollow central body 42.
The hollow smock body 42 is provided at the top with a threaded spindle 43 which protrudes through the center of a plate 45 and carries the pressure adjusting nuts 46. The plate 45 bil det, the upper pressure plate of the damper, with the help of which the pressure is transmitted to a steel washer 48 by unscrewing the nuts 46 via a rubber pressure ring 47.
The steel disk 48 in turn transmits the pressure to a stack of nine flat steel rings 4911, 4921, 4931, 4912, 4922, 49:32, 4913, 4923, 4933, which are separated by friction rings 50 and in groups of three rings with each of the three blades of the rotor are connected.
In this way the rings 4911, 4912, 4913 are all connected to one wing, the rings 4921, 4922, 4923 to another wing and the rings 4931, 493: 2, 4933 to the third wing. This is made possible by the fact that the rings are provided with flat, inwardly projecting tongues 5111, 5112, 5113, etc. at points distributed over the circumference, which bolts 53 to groups of <B> each </B> with the help of screw three tongues are put together.
In each group of three tongues, the middle one with approaches 521, 522 respectively. 523, which form the spacers and separate the outer tongues from the middle one. These outer tongues are also pierced in order to accommodate the screw bolt 53 can.
The rings of each group of three, which are connected to one another in the aforementioned manner with the aid of the tongues and bolts 53. cannot twist against each other, but only against the rings of the other groups. 6 also shows that the rings of the groups interlock in such a way that no two adjacent rings belong to the same group. For example, between the rings 4911 and -1912 of the first group two belonging to the second and third group rings 4921 respectively. 4931 switched. Similarly, rings 49'12 and 4913 of the first group are separated by rings 4922 and 4932 of the second and third groups.
The three ring groups are connected to their wings in that the middle rings of the three groups, namely rings 4912, 4922 and .193'2, are connected with pairs of outwardly protruding arms 541, 542 and 543 provided with ball ends . Each pair of arms is connected by parallel rods 55a, 551i with the ends of a double-armed lever <B> 561, </B> 562, respectively. 563 connected, the hub 57 on a grooved extension 31 of the joint block 2 7 is seated. The block 27 rotates see in the journals 28 when the wing rushes forward or lags; as a result, the levers 561 etc. are pivoted.
This pivoting movement is transmitted through the levers 55a, 55b to the arms 541 etc., whereby the friction disks of the damper are rotated.
By a slight offset of the arms 541 and 543 (Fig. 6), all ball ends of the three arms 541, 542 and 513 are brought into the same plane, which also contains the ends of the levers 5 (i1. Etc., as soon as the wing ge1 assume their normal radial position.
If the wings lead or stay behind, the levers 561 etc. are brought out of this plane thanks to the oblique axis of the block 27, namely with Ver rotation of the ball joints at both ends of the 'rods 55z, 551). In order to also allow the rods of the adjacent wings to cross, the rods 55a are slotted (FIG. 1) so that the rods 55b can protrude through them.
As a result of the symmetrical position of the rods and arms, which transmit the movement from one wing to the associated group of friction rings, the reaction of this friction ring group happens to the hub in the form of a force couple that acts in a plane perpendicular to the hub axis, with the hub no lateral forces are exerted. In this way, the transmission of vibrations due to the frictional effect between the blades and the hub on the controls is avoided.
During the pivoting movements of the wings to each other, as they normally occur during flight in the plane of rotation, all friction surfaces of the damper come into effect, i.e. the frictional resistance on both the upper,
as well as on the lower surfaces of each of the three rings connected by a wing atas used. In the common wing pivoting movements with respect to the hub in the plane of rotation, as they occur when jumping off when the wings are returned with the zero pitch angle to the position with the large pitch angle,
the frictional resistance occurs only on the upper surface of the uppermost ring 4911 and the lower surface of the lowermost ring 4933, because in this case .the whole stack of nine rings rotates simultaneously opposite the hub, i.e. opposite the upper and lower plate 45 and 44. For this reason, the frictional damping of the pivoting movement of the wings that normally occur during flight can be made relatively strong against each other, without the same damping of the joint pivoting movement of all wings when jumping off or in flight.
The device that serves to tighten the rotor blades. Bringing the rotor brake into the zero position is shown in FIGS. 1 and 7 :. This device consists of a planetary gear between the loose drive member 38 and the rotor shaft 22. The sun gears 61, 6.2 of this planetary gear are on: the grooved part 58 of the shaft 22 respectively. 59 of the loose link 38 arranged. The housing 67, which can rotate freely with respect to the shaft 22 and the member 3, 8, is covered with friction material 68 on the outer cylindrical surface, so that a brake drum is formed, which is braked by an outer brake band 69 can.
One end of the brake band is attached at 70 to the bell 19, while the other end is connected at 71 to a spring 78 and the tensioning part 72 of a Bowden cable, the shell of which is anchored at 60. The planetary housing -6.7 carries a pair of spindles 66 on: which rotatable planet gears 65 run. Each of these wheels is provided with two rings of teeth 68, 64 with: the sun gears 61 respectively. 62 comb. The Sonnenraid 61 or rotor shaft has a larger diameter than the sun wheel 62 of the loose drive member 3.8.
If, therefore, the planetary housing 67 is fixed by pulling on the brake band 69, the drive member 38 rotates faster than the shaft 22, so that the stops 37 leave the surfaces of the stops 40 by which they were previously taken. The arms 3, 6 are brought to the rear surfaces of the stops 40, so that the wings come into the outermost rear position and. their angle of attack assumes the value zero. Thereupon the planetary gear is locked and the braking force: transferred to the shaft 2'2, so that the speed of the rotor decreases.
This device ensures that the first effect of pulling: the rotor brake: is to destroy the lift: of the rotor by lowering: the pitch of the blades. The tensioning part 7'2 of the Bowden cable can either be connected to a manual control, in which case the first action of the pilot when touching the ground during landing will normally be the engagement of the rotor brake, or it can be with: the landing gear or be connected to another ground sensor, so that the rotor brake is automatically pulled on when landing.