Hubschrauber mit paarweise ineinander kämmenden Rotoren. Die Erfindung bezieht sich auf einen Hubschrauber mit paarweise ineinander käm menden Rotoren, deren Achsverlängerungen einen nach oben offenen Winkel bilden und deren Nabenabstand kleiner als der Rotor halbmesser ist. Ein solches Flugzeug wird nachstehend der Kürze halber als Doppel- schrauber bezeichnet; dabei können die im allgemeinen angetriebenen Rotoren bei Motor ausfall auch autorotieren, so dass das Flug zeug vorübergehend als Tragschrauber ar beitet.
Bei bekannten Hubschraubern mit anderer Rotoranordnung als der vorgenannten ist es üblich, die Rotorflügel an die Nabe oder Umlaufachse so anzulenken, dass die Flügel in zur Umlaufebene senkrechter Richtung frei schwingen können, d. h. bei dieser Be wegung nicht durch Anschläge behindert werden; man hat dabei erreicht, dass von den Flügeln auf die Umlaufachse und damit auf den Flugzeugrumpf keine oder nur sehr ge ringe Kippmomente oder Erschütterungen übertragen werden.
Trotz dieser bekannten Vorteile hat man bisher bei paarweise inein ander kämmenden Rotoren diese Schlagbewe gung der Flügel im Fluge in der zur Um laufebene senkrechten Richtung planmässig mittels Anschläge begrenzt oder gar durch unbewegliche Anbringung der Flügel verun- möglicht. Insbesondere hat man bei einem theoretischen Vorschlag für einen Doppel- schrauber der eingangs genannten Art mit senkrecht zur Flügellängsachse und zur Um laufachse
angeordneten Gelenkachsen An schläge für die Flügel planmässig in der Weise vorgesehen, dass die einander gegen überliegenden Flügel eines Rotors nur solche nach oben offene Winkel einschliessen können, die kleiner als<B>180'</B> sind. Eine solche Be schränkung des Schlagwinkels der Flügel bringt aber mit sich, dass die Flügel im Fluge auf die .Anschläge aufschlagen und hier durch Kippmomente und Erschütterungen auf den Flugzeugrumpf übertragen.
Trotz dieser Nachteile hat man bisher bei Doppelschraubern mit der eingangs genann ten Rotoranordnung die Begrenzung der Schwingweite der Flügel schon aus baulichen Gründen für unerlässlich gehalten, weil bei dieser Rotoranordnung sowohl zwischen den beiden Rotoren als auch zwischen je einem Rotor und dem Rumpf von vornherein nur sehr begrenzter Raum zur Verfügung steht; ausserdem hielt man es gemäss dem oben genannten theoretischen Vorschlag für un erlässlich, den Schwingungsbereich der Flü gel durch mechanische Mittel von vornherein einzuschränken, und zwar zur Vermeidung der Gefahr, dass die Flügel des einen Rotors Bauteile des gegenläufig mit ihm kämmen den andern Rotors berühren.
Die Erfindung geht nun von der Erkennt nis aus, dass diese bisher als unerlässlich an gesehenen mechanischen Mittel zur Begren zung des Schwingungsbereiches der Flügel der Grund dafür sind, dass die Benutzung der bekannten, in dieser Weise gebauten Doppel- schrauber wegen der auf den Flugzeugrumpf übertragenen Kippmomente und Erschütte rungen praktisch unmöglich war. Insbeson dere wurde festgestellt, dass gerade bei Dop pelschraubern diese Kippmomente und Er schütterungen unerträglich gross werden.
Bei geringem Abstand der sich kreuzenden Rotor flügel mit nach innen stark zunehmender Flügeltiefe üben nämlich die Flügel eine grosse aerodynamische Wirkung aufeinander aus.
Gemäss der Erfindung zeichnet sich der Hubschrauber durch Schlaggelenke zwischen den Flügeln und ihrer Nabe von solcher An- erdnung in bezug auf die zugehörige Um laufachse in Verbindung mit solcher Grösse des von den Umlaufachsen gebildeten Win kels aus, dass die Schwingweite der zur Um laufachse senkrechten Bewegungskomponente der Flügelschwingung sich während des Fluges frei, d. h. ohne Begrenzung durch Anschläge, einstellt. Die Erfindung beruht demgemäss auf der Erkenntnis, dass sich die Gefahr der Berührung von Flügeln des einen Rotors mit Flügeln des andern Rotors im Flug,- unter Verzicht auf die Anwendung mechanischer Begrenzungsmittel vermeiden lässt.
Im Falle senkrecht zur Umlaufachse angelenkter Flügel können also im Gegen satz zu den eingangs erwähnten, bekannten Doppelschraubern die Flügel ein und des selben Rotors im Fluge miteinander auch sol che nach oben offene Winkel bilden, die grösser als 180 sind. Ausserdem gestattet die Erfindung den Flügeln, auch atmosphäri schen Störungen normaler Grösse, z. B. Böen, durch entsprechend grössere Schwingweite nachzugeben. Natürlich ist das Fehlen von Anschlägen nur für die im Fluge sich er gebenden Verhältnisse gedacht; beim Aus lauf der Rotoren hört allmählich die Schwing bewegung und die durch die Fliehkräfte und Luftkräfte bedingte Schwebelage der Flügel auf, so dass diese sich dann in bekannter Weise auf entsprechend tiefliegende Stütz punkte oder Anschläge an der Nabe auflegen.
Gegenüber den bekannten bisher erfolg reichsten Hubschraubern mit zwei gegenläufi gen, nebeneinander liegenden Hubschrauben, deren Umlaufachsen um mehr als die doppelte Länge eines Flügels voneinander entfernt sind, besitzen die Doppelschrauber mit inein ander kämmenden Rotoren den Vorzug, dass grosse Ausleger von hohem Gewicht und gro ssem Luftwiderstand, wie sie bei jenen be kannten Hubschraubern wegen des grossen Abstandes der Umlaufachsen erforderlich sind, vermieden werden, und dass auch der aerodynamische Wirkungsgrad der beiden Rotoren durch das In- bezw. Übereinander- greifen verbessert wird.
Auf der Zeichnung sind mehrere Ausfüh- rungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes dargestellt.
Fig. 1 zeigt in Seitenansicht und Fig. in Ansicht von vorn schematisch eine Aus führungsform des Doppelschraubers. Die zwei Rotoren haben einen Abstand der Naben 5 voneinander, der kleiner ist als der Halb messer der Rotoren. Die Rotoren kämmen deshalb mit ihren Flügeln 7 ineinander, wenn sie sich um ihre Achsen 10 drehen. Die strichpunktiert gezeichneten Verlängerungen dieser Achsen bilden einen nach oben offenen Winkel 2 y.
Jeder Flügel 7 ist mit seiner Nabe 5 durch ein Gelenk 8 verbunden, wel ches den Flügeln im Fluge freies Schwingen senkrecht zu ihrer Umlaufebene ermöglicht. Der hierzu erforderliche Raum zwischen zwei sich kreuzenden Flügeln wird durch die Nei gung der Umlaufachsen im Winkel 2 y zu einander gewährleistet. Vor dem Start liegen die Flügel der dann noch nicht angetriebenen Rotoren auf nicht gezeichneten Anschlägen an der Nabe oder am Rumpf auf. Beim An trieb hebt die Zentrifugalkraft die Flügel von diesen Anschlägen ab.
Im Fluge beschreiben die Flügel ungefähr eine zu ihrer Umlauf achse geneigte Kegelfläche, führen also eine periodische Schwing- oder Schlagbewegung um ihre Schlaggelenke 8 aus, bei der sie ein ander und die Ruheanschläge nicht be rühren.
Die von den Rotoren auf den Flugzeug rumpf ausgeübte Luftkraft L besitzt in bezug auf den Schwerpunkt S einen Hebel arm b. Dieser Hebelarm b ist so gewählt, dass im allgemeinen das Moment der Luftkraft L in bezug auf den Flugzeuggesamtschwer punkt S ebenso gross ist wie das in umgekehr ter Drehrichtung in bezug auf den Punkt S wirkende, infolge der winkeligen Anordnung der Rotorachsen zueinander entstehende Rück drehmoment, dessen Grösse von dem An triebsdrehmoment der beiden Schrauben ab hängt.
Da dieses Rückdrehmoment veränderliche Grösse besitzt, ist zweckmässig vorgesehen, dass der Flugzeugsteuerung, die mittels eines Leitwerks oder durch Neigen eines Rotors oder durch periodische Verstellung der Flügeleinstellwinkel eines Rotors beim Um lauf bewirkt wird, von Hand oder selbsttätig eine Ausgleichssteuerbewegung überlagert wird, die das Rückdrehmoment ausgleicht, soweit es nicht bereits durch die entspre chende Wahl des Nabenarmes b aufgewogen ist. Für diesen Ausgleich müssen demgemäss bei den jeweiligen Steuerorganen Steuerwege bezw. Steuerausschläge vorgesehen werden, die grösser sind als diejenigen Steuerwege bezw. Steuerausschläge, die für einen ent- sprechenden Hubschrauber mit zwei par allelen Rotorachsen erforderlich wären.
Fig. 2 zeigt, dass sich die Verlängerungen der Rotorachsen, die strichpunktiert ein gezeichnet sind, im Punkt _ in der Nähe des Gesamtschwerpunktes S schneiden, und zwar zweckmässig oberhalb des Schwerpunktes. Mit dieser Anordnung wird eine Seitenstabi lität ähnlich wie durch die bekannte V-Stel- lung der Tragflächen von Starrflüglern er zielt.
Ausserdem ist es zweckmässig, . dass, wie aus Fig. 1 folgt, die Verbindungslinie der beiden Naben senkrecht zur Flugrichtung verläuft; denn diese Anordnung gewährt den Vorteil, dass die Anströmungsverhältnisse sich bei den beiden Rotoren im Vorwärts flug nicht unterscheiden und dass zugunsten des aerodynamischen Wirkungsgrades ein Arbeiten des einen Rotors im Abwind des andern Rotors vermieden wird, was zur Ver meidung gegenseitiger Störung gerade bei in einander kämmenden Rotoren wichtig ist.
Fig. 3 zeigt einen Rotor im einzelnen in Draufsicht. Die Flügel 7 sind nicht in un mittelbarer Nähe der Umlaufachse 10 und auch nicht unmittelbar an der Nabe 5, sondern an in der Rotornabe 5 biegesteif be- festigten, radial gerichteten Armen 6 mittels ihrer Schlaggelenke 8 angelenkt; hierdurch wird nämlich in konstruktiv einfacher Weise der Schlagbereich der Flügel des einen Ro tors vom Schlagbereich der Flügel des andern Rotors entfernt, wie nachstehend anhand von Fig. 4 und 5 erläutert ist.
Deshalb sind auch Anschläge für die Flügel 7 trotz dem engen Ineinanderkämmen der Rotoren im Fluge weggelassen.
Zweckmässig sind für die Rotoren verhält nismässig starre Steilschraubenflügel verwen det, zu dem Zwecke, die Berührung der Flü gel des einen Rotors mit den Flügeln des andern Rotors auch bei plötzlichen un gewöhnlichen Flugbedingungen, wie z. B. Windstössen, infolge Durchbiegung der Flü gel zu vermeiden.
Fig. 4 stellt schematisch die Anordnung zweier ineinander kämmender Rotoren ge- mäss Fig. 3 dar. In dieser Figur bedeutet a den Abstand des Schlaggelenkes eines Flügels 7 von der Rotor- oder Umlaufachse 10, 2 y den nach oben offenen Winkel, den die Ver längerungen der beiden Umlaufachsen mitein ander bilden, und ss den Schlagwinkel eines Flügels 7, der positiv ist, wenn der Flügel über der senkrecht zur Achse 10 durch die Nabe 5 und den zugehörigen Arm 6 gedach ten Ebene steht.
In Fig. 5 ist zeichnerisch dargestellt, wel cher freie Schlagwinkel der Flügel bei ver schiedenen Abständen a des Schlaggelenkes von der zugehörigen Umlaufachse ermöglicht wird. Auf der waagrechten Achse des Dia grammes der Fig. 5 ist der Abstand x des Schnittpunktes der Grundrissprojektionen der Mittellinien bezw. Längsachsen zweier. beim Umlauf zufällig gerade übereinander befind licher Flügel 7 von der zugehörigen Umlauf achse 10 aufgetragen. Als Längeneinheit wurde hierbei der Abstand der Naben der beiden Rotoren c = 1 angesetzt. Auf der senkrechten Koordinatenachse sind die senk rechten Abstände y zwischen den Mittel linien bezw. Längsachsen der genannten Flü gel 7 bezw. ihrer radialen Nabenarme 6 im Kreuzungspunkt x ihrer Grundrissprojek tionen aufgetragen.
Die drei eingezeichneten Kurven gelten für folgende drei Werte der Gelenkabstände: a = 0,5, a. = 0,7 und a = 0,9. Diese Werte bezeichnen zugleich das für die jeweilige Kurve geltende Ver hältnis von a zu c.
Die Abstände y sind für den Schlag winkel ss = - 8 der Flügel berechnet, wo bei diese infolge des negativen Wertes von ss eine in bezug auf die senkrecht zur Um laufachse 10 durch die Nabe 5 gedachte Ebene nach unten gerichtete Stellung ein nehmen. Ferner ist bei Fig. 5 in Übereinstim mung mit Fig. 4 zugrunde gelegt, dass der von den beiden Umlaufachsen 10 gebildete Kreuzungswinkel 2 y = 2.12 = 24 be trägt.
Unter diesen Voraussetzungen ergibt sich, dass der senkrechte Abstand y zwischen zwei gerade übereinander befindlichen Flügeln und damit der Spielraum für zusätzliche Schlagbewegung dieser Flügel um so grösser ist, je grösser der Abstand a des Schlaggelen kes von der Umlaufachse gewählt ist. Ein solcher Spielraum für zusätzliche 'Schlag bewegungen ist im allgemeinen erforderlich, da - wie Versuche und Berechnungen ge zeigt haben - im Schnellflug Schlagwinkel bis zu -10 nach unten im hinten gelegenen Kreissektor der Umlaufbahn auftreten.
Fer ner muss man. bei von oben kommenden Böen mit einer zusätzlichen Abwärtsschlagbewe gung des Flügels von etwa 6 rechnen, wenn nicht durch die später angeführten Mittel eine durch Luftkräfte bedingte Begrenzung des Winkels erreicht ist. Innerhalb des Be reiches der vorgenannten freien Schlagwinkel sollen nun im Fluge keine Anschläge auf die Flügel wirken.
In Verbindung mit Fig. 4 und 5 ergibt sich auf Grund von Rechnungen und Ver suchen, dass es zweckmässig ist, den Abstand a der Schlaggelenke 8 der Flügel 7 eines Ro tors von der zugehörigen Umlaufachse 10 etwa 0,8 bis 1,2 des Abstandes c beider Nabenmittelpunkte zu wählen und ferner ge gebenenfalls die Nabenarme 6 abweichend von der Fig. 4 und entsprechend Fig. 6, die eine abgeänderte Ausführungsform des Ro tors zeigt, auf dem Kegelmantel eines nach oben geöffneten Kegels mit der Umlaufachse <B>1.0</B> als Drehachse anzuordnen, weil dann der freie. Schlagbereich für die Flügel grösser wird.
Auf Grund der vorgenannten Massnah men ist es möglich, den Abstand c der Mittel- punkte der Naben kleiner als 10 % des Durch messers des Rotors und den Winkel 2 y zwi schen den Umlaufachsen kleiner als 30 zu halten, ohne dass es erforderlich wäre, den Schlagbereich der Flügel im Fluge durch Anschläge zu beschränken. Durch Kleinhal ten des Winkels y wird auch der Leistungs verlust klein gehalten, der dadurch entsteht, dass nur die senkrechten Komponenten der Luftkraft jedes einzelnen Rotors zum Tragen des Flugzeuges in Betracht kommen.
Ferner ermöglicht ein Kleinhalten des Abstandes c der Schraubennaben ein entsprechendes Klein halten des Luftwiderstandes und die er wünschte Verlegung des Schnittpunktes der Umlaufachsen nahe über den Flugzeug- schwerpunkt.
In Fig. 6 ist unter Verwendung der Kur ven nach Fig. 5 der Schlagbereich eines Flü gels des- einen Rotors über der Nabe 5 und den schrägen Nabenarmen 6 mit dem Schlag gelenk 8 und der Wurzel des Flügels 7 des andern Rotors aufgezeichnet: Man erkennt aus dieser Figur, dass es zweckmässig ist, die Nabenarme 6 auch deshalb auf dem Kegel mantel eines nach oben offenen Kegels über der Umlaufachse anzuordnen, um ihren Ver lauf dem Verlauf des über sie hinwegstrei chenden Flügels möglichst gut anzupassen.
Fig. 7 zeigt eine weitere Ausführungs form eines Rotors mit geneigten Nabenarmen 6 in gegenüber Fig. 6 kleinerem Massstabe, von der Seite gesehen. Die Arme 6 sind dabei an einer mit der Umlaufachse 10 starr ver bundenen Nabe 5 angeordnet.
Fig. 8 zeigt eine der Fig. 7 ähnliche Aus führungsform eines Rotors, bei der jedoch die Nabenarme 6 an einem Mittelstück 11 be festigt sind, das durch ein Gelenk 9 mit der Umlaufachse 10 verbunden ist. Die Achse des Gelenkes 9 steht senkrecht zur Umlauf achse und zu den Längsachsen der beiden Flügel. Auch hier tragen die Nabenarme die Schlaggelenke 8 der Flügel sowie Schwenk gelenke 12, die die Verbindung zwischen den Schlaggelenken 8 und den Nabenarmen 6 herstellen.
Sehwenkgelenke wie die Gelenke 12 sind zwar bei Hubschraubern mit nur einem Ro tor oder mit zwei nicht miteinander kämmen den Rotoren bekannt, jedoch bei ineinander kämmenden Rotoren bisher vermieden wor den, weil man vermutete, dass die Schwenk bewegung eine Gefahr der Berührung der Flügel des einen Rotors mit den Flügeln des andern Rotors mit sich bringt. Durch Ver suche bestätigte Berechnungen haben jedoch überraschend gezeigt, dass die waagrechten Schwingungsausschläge der Flügel im Flug nur wenige Grade betragen, so dass man zur Ausschaltung der Übertragung von Bie gungsmomenten oder zu deren Verringerung auch bei Doppelschraubern zweckmässig von den an sich bekannten Schwenkgelenken Ge brauch machen kann.
Gemäss weiteren Versuchen hat sich ein besonders ruhiger Lauf der Rotoren ergeben, wenn man entsprechend Fig. 7 oder 8 - aber entgegen- der bisher üblichen Anordnung die Schwenkgelenke auf einem beim Umlauf des Rotors nicht schwingenden Teil, also: zwi schen den Schlaggelenken 8 und der Umlauf achse 10 anbringt. Der Grund für den so er zielten ruhigen Lauf besteht darin, dass ver möge dieser Anordnung der Schwenkgelenke der Winkel zwischen der Achse des Schlag gelenkes 8 und der Achse des Flügels 7 sich bei Schwenkungen der Flügel nicht ändert.
Die Fig. 8 zeigt ferner die Anordnung von Dämpfern 120 unterhalb der Schwenk gelenke 12. Diese Anordnung empfiehlt sich - entgegen der sonst üblichen Anordnung oberhalb der Schwenkgelenke - ganz= all gemein für den Doppelschrauber, da unter halb der Schwenkgelenke in der- Regel der einzige freie Raum besteht, in dem die Dämp- fer ohne Beeinträchtigung der Schlagbewe gung der Flügel angebracht werden können.
Die Ausführungsform nach Fig. 8 bringt einen grundsätzlichen Vorteil- gegenüber der Ausführungsform nach Fig: 7 durch die Ge lenkverbindung zwischen dem Mittelstück 11 und der Umlaufachse 10 (wie sie den D.
R. P. Nr. 617916, Nr. 632018 und Nr. 653402 ent spricht); die Anwendung solcher Gelenke wie, sie anhand der Fig. 10, 14 und 15 an weite ren Ausführungsbeispielen nachstehend ge schildert- werden, ist nämlich gerade für einen Doppelschrauber wichtig, bei dem- aus den vorgenannten Gründen mit dem Mittel stück biegesteif verbundene Nabenarme ver wendet sind;
denn diese Nabenarme 6 bilden, in bezug auf die Umlaufachse 10 Hebelarme für die in beträchtlichem Ausmass an den Ge lenken 8 und 12 von den Flügeln 7 erzeugten Kräfte, so dass Kippmomente auf die Um laufachse 10 und damit auf den Flugzeug rumpf übertragen würden, wenn das Mittel- stück 11 in bezug auf die Umlaufachse nicht gelenkig angeordnet wäre.
Bei einem Rotor mit drei oder mehr Flü geln treten an Stelle des für einen Rotor mit nur zwei Flügeln bestimmten Bolzengelenkes 9 zweckmässig Kardangelenke. Statt solche Einzelgelenke zwischen je einer Umlaufachse und dem zugehörigen Rotor anzuordnen, ge nügt zur Vermeidung der Übertragung von Kippmomenten auf den Flugzeugrumpf ein einziges Kardangelenk zwischen dem Rumpf und einem Gehäuse, das in an sich bekannter Weise die beiden Einzelumlaufachsen 10 der beiden Rotoren umfasst und mit diesen ge meinsam verschwenkbar ist.
Fig. 9 zeigt in Draufsicht eine Ausfüh rungsform eines Doppelschraubers, bei dem Steuerschrauben 33 vorgesehen sind. Die An stellwinkel der Flügel dieser Steuerschrauben können durch Verschwenkung gegenüber der Nabe einstellbar sein, um den Schub der Steuerschrauben willkürlich nach Massgabe der gewünschten Steuerung des Rumpfes zu verändern. Es empfiehlt sich nämlich, die Anwendung dieses Steuermittels für die Steuerung der Fluglage des Flugzeugrumpfes gerade bei einem Doppelschrauber mit frei schlagenden Flügeln und insbesondere im Zusammenhang mit einer den ganzen Rotor neigenden Steuerung (Kopfsteuerung) oder einer Flügelsteuerung, um die durch das Steuern bedingten zusätzlichen Schlagbewe gungen bezw.
Neigungen der Flügel der Ro toren zur Vermeidung jeglicher Berührungs gefahr der Flügel des einen Rotors mit den Flügeln des andern Rotors klein zu halten.
Fig. 10 zeigt einen Rotor mit zwei Flü geln. Hier sind die in der Pfeilrichtung W umlaufenden Flügel 7 um eine zur Umlauf achse 10 senkrechte Achse drehbar, die mit den Längsachsen der Flügel 7 einen Win kel T einschliesst und durch ein Lager 800 bestimmt wird, in welchem der Verbindungs holm 660 der beiden Flügel drehbar ist.
Mit dieser Lagerung wird erreicht, dass sich der Anstellwinkel eines Flügels bei des sen Aufwärtsbewegung (Flügelaufschlag) verringert und bei dessen Abwärtsbewegung (Flügelniederschlag) vergrössert. Diese Wir kung ist ganz allgemein gerade für einen Doppelschrauber mit freischlagenden Flügeln erwünscht, um die freien, im übrigen durch die Luftkräfte bedingten Schlagbewegungen im Ausschlag möglichst klein zu halten. Das gleiche gilt für die weiter unten beschriebe nen, in dieser Hinsicht ähnlichen Ausfüh rungsformen nach Fig. 13, 14 und 15.
Fig. 11 zeigt die Rotoren einer Ausfüh rungsform des Doppelschraubers in Ansicht von vorne. Hierbei ist ein die beiden Umlauf achsen 10 umfassendes Gehäuse 13 vor gesehen, in dem diese beiden Achsen gelagert sind. Das Gehäuse ist um eine Querachse 14 verschwenkbar, die quer zur Flugrichtung verläuft. Diese Querachse ist in einem mit dem Rumpf verbundenen Tragorgan 15 dreh bar gelagert.
Fig. 12 zeigt eine Ausführungsform ähn lich der nach Fig. 11 in Seitenansicht. Es ist ersichtlich, dass die Querachse 14 einen auf ihr lose drehbaren Steuerhebel 160 trägt, der durch Parallelführungsteile 17, 18, 19 mit der Nabe 5 verbunden ist, so dass bei Ver- schwenkung des frei drehbaren Gehäuses sich der Winkel des Führungsteils 18 und damit zugleich der Winkel der Ebene des von den Spitzen der Flügel 7 beschriebenen greises zur Rumpfachse nicht ändert.
Diese Lage rung eines beide Umlaufachsen umfassenden Gehäuses 13 hat den Vorzug, dass das durch die winkelige Anordnung der Umlaufachsen entstehende Rückdrehmoment über die Quer achse 14 nicht weiter geleitet wird.
Wie allgemein bei Fig. 8 erwähnt, kann auch bei den besonderen Ausführungsformen nach Fig. 11 und 12 eine kardanische Lage rung des Gehäuses 13 dadurch erzielt sein, dass das Gehäuse um eine weitere, senkrecht zur Querachse 14, d. h. in der Flugrichtung verlaufende Achse drehbar ist, um Kipp- momente vom Rumpf fernzuhalten.
Fig. 13 zeigt den einen Rotor einer weite ren Ausführungsform des Doppelschraubers, bei dem die Anlenkung und Steuerung der Flügel dem D. R ."P. Nr. 567584 von Breguet entspricht; diese können mit Vorteil zu dem angestrebten Zweck Anwendung finden, die Schlagbewegungen wunschgemäss klein zu halten.
Bei dieser Ausführungsform sind an der Umlaufachse 10 Nabenarme 600 durch Ge lenke 90 derart angeschlossen, dass sie zu sammen mit den Flügeln. 7 unabhängig von einander Schlagbewegungen ausführen kön nen. Innerhalb der Arme 600 befinden sich die Steuergelenke 35. An den äussern Enden der Achsen dieser Gelenke 35 sitzt je ein Kardangelenk, das sich aus einem Schwenk gelenk 12 und einem Schlaggelenk 8 zu sammensetzt, an die sich die Flügelwurzel 70 anschliesst.
Zur Verdrehung der Steuergelenke 35 greift an den äussern Enden der Achsen je ein Steuerhebel 134 an, der durch Vermitt- lung einer Stossstange, die in der Figur in der Längsrichtung gesehen wird, und eines Hebels 142 gesteuert wird. Der Hebel 142 sitzt fest an einem in bezug auf die Umlauf achse 10 in nicht gezeichneter Weise kar danisch gelagerten Führungskranz 141, der die Drehbewegung der Umlaufachse 10 mit macht. Auf diesem Führungskranz ist mit tels eines Lagers 47 ein .Steuerring 48 dreh bar gelagert, an dem der Steuerknüppel 16 zwecks allseitiger Verschwenkung des Steuer ringes 48 angreift.
Mit dieser Steuereinrichtung wird er reicht, dass beim Nach-oben-schlagen eines Flügels (Flügelaufschlag) um das Gelenk 90 eine Verminderung des Aasstellwinkels des Flügels eintritt, da die Gelenke 8 und 12 beim Flügelaufschlag, nach oben mitgenom men werden, während der Gelenkkopf 143 von dem zugehörigen Hebel 142 in seiner je weilig zuvor fest eingestellten Lage fest gehalten wird, so dass der Steuerhebel 134 im Sinne einer Verringerung des Aasstellwin- kels verschwenkt wird.
Die umgekehrte Ver- schwenkung des Steuerhebels 134 ergibt eine Vergrösserung des Aasstellwinkels der Flügel beim Abwärtsschlagen der Flügel (Flügel niederschlag).
Bei der Ausführung nach Fig. 13 werden also die auf die Flügel wirkenden Luftkräfte dazu benutzt, die gewünschte Veränderung des Anstellwinkels der Flügel beim Umlauf selbsttätig herbeizuführen, und zwar bei je dem Flügel gesondert, unabhängig von dem bezw. den andern Flügeln. Dies bringt den Vorteil, dass auch örtlich begrenzt auf tretende, etwa nur auf einen Flügel wirkende Windstösse den selbsttätigen Ausgleich durch Veränderung des Anstellwinkels dieses einen Flügels mit sich bringen.
Konstruktiv einfacher sind jedoch Ro toren nach Fig. 14, bei welchen die .Steuerung des Aasstellwinkels mittels eines allen Flü geln gemeinsam verschwenkbaren Mittel stückes erfolgt. Derartige Rotoren haben ge genüber den Rotoren nach Fig. 13 den Vor zug, dass alle Flügel zugleich vermöge der auf sie wirkenden Luftkräfte an einem Aus gleich durch Anstellwinkelveränderung mit wirken.
Eine schräge Schlaggelenkachse, wie sie bei der Ausführungsform nach Fig. 14 durch das Lager 800 bestimmt wird, ist jedoch auch bei der Ausführung nach Fig. 13 zwar nicht materiell verkörpert, jedoch virtuell vor handen, da die Flügel vermöge der beschrie benen Steuerung mittels des festgehaltenen Gelenkkopfes 143 des Steuerhebels 134 tat sächlich eine Schlagbewegung um gedachte, schräg zu den Flügellängsachsen verlaufende Schlagachsen ausführen.
r Fig. 14 zeigt dabei eine im wesentlichen der Fig. 10 entsprechende Draufsicht auf einen Rotor, bei dem jedoch im Gegensatz zu Fig. 10 ausser dem durch das Lager 800 ge bildeten gemeinsamen Schlaggelenk Einzel schlaggelenke 8 für die Flügel vorgesehen sind, um die Biegemomente in den Flügel wurzeln 70 zu verringern. Das Lager 800 bil det einen Teil der Umlaufachse 10, wird also bei deren Drehung mitgenommen.
Fig. 15 zeigt einen Rotor mit einer Steue rung, wie sie in den D. R. P. Nr: 617916, Nr. 652018 und Nr. 653402 von Flettner an sich bereits früher vorgeschlagen worden ist und die nun mit dem Zweck angewendet wird, bei Flügelaufschlag den Flügelanstell- Winkel zu verringern und bei Flügelnieder schlag zu vergrössern.
Die Steuerung ist gemäss Fig. 15 an einem Rotor mit nur zwei Flügeln veran schaulicht. Sie lässt sich konstruktiv einfach auch auf Rotoren mit mehr als zwei Flügeln anwenden, im Gegensatz zu den Steuerungen nach Fig. 13 und 1.4. Im letztgenannten Fall von mehr als zwei Flügeln muss die alle Flü gel tragende Nabe in bezug auf die Umlauf achse allseitig verschwenkbar sein.
Im Falle der Fig. 15 ist: die den Flügeln gemeinsame Nabe (Taumelkopf) 110 ledig lich um eine Achse 900 waagebalkenartig verschwenkbar, die in einem mit der Umlauf achse 10 verbundenen Teil gelagert ist, also deren Drehung mitmacht. In der Nabe sind die Flügel mittels Steuergelenke 35 mit Ach sen in Richtung der Flügellängsachsen dreh bar gelagert. Die Einstellung der Flügel mit diese Achsen erfolgt mittels der Steuerarme 340, die fest auf den Achsen der Gelenke 35 sitzen und die im übrigen den Steuerhebeln 134 nach Fig. 13 entsprechen.
Bei bestimmter Einstellung der Flügelsteuerung werden die Endpunkte der Steuerarme 340 in bezug auf die Umlaufachse festgehalten, so dass bei der durch die Luftkräfte bewirkten Verschwen- kung der Nabe 110 um die Achse 900 die. ge wünschte Veränderung des Anstellwinkels durch die Mitnahme der Steuergelenkachsen und Verschwenkung der Steuerarme 340 her beigeführt wird.
In den Fig. 16 bis 21 sind Rotoren ver schiedener Ausführungsformen gezeigt, bei welchen bei allen die Schlagachsen der Flü gel mit den Flügellängsachsen spitze Winkel bilden. derart, dass sich der Anstellwinkel beim Aufschlag verringert und beim Nieder sehlaä vergrössert; der Grad dieser Kopplung hängt von der Grösse des von der Schlagachse des Flügels mit der Flügellängsachse gebil deten spitzen Winkels ab. Ferner ist zwischen je einem Schlaggelenk und der Rotormitte ein Schwenkgelenk angeordnet.
Hierdurch wird der Winkel e zwischen der Schlagachse und der Flügellängsachse unabhängig von dem Schwenkwinkel und damit unabhängig von dem Antriebsdrehmoment.
Ausser den Schlaggelenken und Schwenk gelenken sind zwischen der Rotormitte und dem Schlaggelenk noch besondere, wenig stens angenähert senkrecht zu den Schlag achsen verlaufende Steuergelenkachsen vor gesehen, um die die Flügel einstellbar sind; dabei sind die Schwenkgelenke zweckentspre chend zwischen die Steuergelenke und die Schlaggelenke eingeschaltet. Die mathemati schen Achsen der je drei in der beschriebenen Weise hintereinandergeschalteten Gelenke je des Flügels schneiden sich in einem Punkte, um dadurch störende Momente um die Steuer gelenkachsen zu vermeiden.
Fig. 16 ist eine Draufsicht auf einen Ro tor, dessen Flügel 7 durch ein schräges Schlaggelenk 8 unter Zwischenschaltung eines Steuergelenkes 35 mit dem Arm 6 und der Nabe 5 verbunden sind. Die Achse des Schlaggelenkes 8 bildet einen spitzen Win kel il mit der Flügellängsachse. Durch die Schräglage des Gelenkes ist jede Auf- und Abbewegung des Flügels mit einer Anstell winkelveränderung des Flügels verbunden.
Im Fluge stellt sich der Flügel in bekann ter Weise in eine Gleichgewichtsstellung zwischen den Flieh- und Massenkräften und den Luftkräften ein. Entsteht nun zum Bei spiel eine. Auftriebserhöhung als Folge einer Böe oder dergl., so schlägt der Flügel auf- @@,ärts und vermindert gleichzeitig den An stellwinkel. Hierdurch wird wiederum der Auftrieb erniedrigt und der Flügel eher zu einem Stillstand in der Schlagbewegung ge bracht. Die Steuerung der Flügel lässt sich durch ein Verdrehen der Steuergelenke 35 finit Hilfe eines Hebels 34 erreichen.
Das Ge lenk kann dabei periodisch während eines Umlaufes (Höhen- und Quersteuerung) oder für alle Flügel gleichzeitig (Seitensteuerung, Umsteuern von Hubschraubenflug auf Trag schraubenflug) gesteuert werden. Die Wir kung des Steuergelenkes ist derart, dass der Flügel um einen Anstellwinkel-Mittelwert schlägt, der von der Einstellung des Steuer gelenkes abhängt. Ist z. B. das Kugelgelenk 34 des Hebels tiefgestellt, so ergibt sich für die Mittellage des Flügels ein hoher Aasstell- winkel und dementsprechend eine Schubzu nahme des Flügels.
Fig. 17 und 18 zeigen ähnliche Rotoren in Draufsicht, bei denen aber noch ein Schwenkgelenk 12 vorgesehen ist, das zur Herabsetzung der Momente und Kräfte in der Drehebene vorteilhaft ist. In diesem Schwenk gelenk 12 kann eine Dämpfung durch Rei bung oder dergl. eingebaut sein. Wichtig ist bei dieser Ausführung, dass das Schwenk gelenk 12 zwischen der Nabe und dem Schlaggelenk 8 angeordnet ist. Der Reihen folge nach sind die Gelenke so angeordnet, dass sich zuerst das Steuergelenk 35 an die Nabe 5 anschliesst; dann folgt das Schwenk gelenk 12 und schliesslich das Schlaggelenk B.
Der Vorteil dieser Anordnung liegt darin, dass der Winkel t zwischen Flügellängsachse und Schlaggelenk sich nicht verändert, wenn der Flügel um das Schwenkgelenk schwenkt, so dass auch bei Schwenkungen der Flügel die als günstig eingestellte Kopplung zwi schen Schlag- und Aasstellwinkel unverändert bleibt. Durch Anordnung des Steuergelenkes als nabennächstes Gelenk werden kinemati sche Fehler in der Steuerung vermieden.
In Fig. 17 ist z. B. der Zustand bei Trag schraubenflug, in Fig. 18 der Zustand bei Hubschraubenflug dargestellt. Im Hub schraubenzustand eilt der Flügel der Nabe nach, und trotz dieses Nacheilens wird der Winkel 27 beibehalten; somit bleibt auch der Grad der Kopplung zwischen Anstell- und Schlagwinkel bestehen.
Wo es die Verhältnisse zulassen (schwere Flügel, hohe Drehzahlen), kann der Winkel 19 weniger spitz sein, als in Fig. 16 bis 18 ge zeichnet ist. In diesen Fällen ist es an gebracht, die Steuerung durch Drehen der Gelenke um eine Achse, die möglichst mit der Flügellängsachse zusammenfällt, erfolgen zu lassen. Eine solche Rotorausführung zeigt Fig. 19 in Draufsicht. Der Flügel 7 ist über das Schlaggelenk 8 und das Schwenkgelenk 12 mit dem Steuergelenk 35 und der Nabe 5 verbunden. Die Steuergelenkachse liegt in der Verlängerung der Flügellängsachse und wird durch einen Hebel am Kugelgelenk 34 periodisch oder simultan verstellt.
Zur Verminderung von Erschütterungen aus den Schlagbewegungen der Flügel auf die Nabe oder auf die Steuerung kann noch ein zweites Schlaggelenk 28 weiter aussen am Flügel angebracht sein. Dieses Gelenk hat aber noch den wesentlichen Vorteil, dass man die maximalen Bewegungen des Haupt gelenkes 8 noch mehr begrenzen kann und zum Beispiel bei starken Belastungen (starke Böen) hauptsächlich Bewegungen um das Nebengelenk 28 ausführen lässt.
Durch Wahl eines spitzeren Winkels zur Flügellängsachse am Nebengelenk 28 als am Hauptgelenk 8 kann eine sehr starke Auftriebsverminderung mit der Schlagbewegung gekoppelt werden, so dass keine hohen Belastungen am innern Flügelteil auftreten, auch wenn die Drehung um das Hauptgelenk 8 durch einen Anschlag ausserhalb des normalen Drehbereiches be schränkt ist.
Der Rotor nach Fig. 20 (Seitenansicht) und Fig. 21 (Draufsicht) hat den Vorzug, dass sperrige Bauteile wie Reibungsdämpfer vermieden sind; durch die Neigung des Schwenkgelenkes 12 unter einem spitzen Winkel y wird nämlich eine Dämpfung der Schwenkbewegung erzielt, ohne dass zusätz liche Reibungsdämpfer vorhanden zu sein brauchen. Hierdurch lässt sich die Bauhöhe des Gelenkes herabsetzen.
Weitere Vorteile entstehen dadurch, dass bei geeigneter Wahl der Gelenkneigung und des Abstandes von der Achse eine selbsttätige Anstellwinkelver- änderung erzielt wird, und zwar so, dass bei Antrieb der Flügel nacheilt und-der Aasstell winkel vergrössert wird.
In gleicher Weise würde sich auch der Aasstellwinkel selbst tätig von Hubschrauben- auf Tragschrauben- stellung einstellen, sobald der Motorenantrieb versagt oder gedrosselt wird. Wesentlich ist, dass das schräge Schwenkgelenk 12 der Nabe näher liegt als das Schlaggelenk 8, da dann der Winkel<B>?9</B> unabhängig vom Antriebsdreh- moment ist. In Fig. 22 ist schaubildlich eine weitere Ausführungsform des Rotors zusammen mit der zugehörigen Steuereinrichtung für die Flügel gezeichnet.
In der Zeichnung ist nur eine Nabe 5 mit zwei zum Teil nicht dar gestellten Flügeln gezeigt; jedoch ist die Steuereinrichtung dafür eingerichtet, zu gleich auf die Flügel zweier gegenläufiger, zueinander geneigter Rotoren einzuwirken.
An den in der Nabe 5 drehbar gelagerten Achsen der Steuergelenke 35 sitzen stark ab gebogene Steuerarme 880. An diesen Steuer armen greifen über Kugelgelenke 34 zwei Stossstangen 43 an, deren untere Enden über Kugelgelenke 52 je an eine Stange 410 an geschlossen sind. Die Stangen 410 sind an einem äussern Kardanring 41 befestigt, der mit den zwei Kreuzachsen 440 und 420 und dem innern Kardanring 450 ein nach allen Seiten schwenkbares Kreuzgelenk bildet. Die Achse 420 geht durch Langlöcher 71 in der Umlaufachse 10 hindurch und wird bei Drehung der Achse 10 mitgenommen. Der Antrieb der Umlaufachse 1.0 ist nicht ge zeichnet. Die Achse 420 ist in der Schub stange 54 gelagert, so dass sie zusammen mit dieser in bezug auf die Umlaufachse 10 in der Längsrichtung verschoben werden kann.
Der Kardanring 41 besitzt einen Bund 460, an. dem ein zweiter Steuerring 48 unter Vermittlung eines Kugellagers 17 angreift. Der Steuerring 48 ist über ein Gelenk 53 mit der Steuergestängestange 49 verbunden. Die vorstehend beschriebenen Teile der Steuer einrichtung mit Ausnahme der Stange 49 sind für den zweiten gleichzeitig zu steuernden Rotor symmetrisch, während die Stange 49 und die nachstehend beschriebenen Steuer teile der Steuereinrichtung für beide Rotoren gemeinsam sind.
In der Mitte der Stange 49 ist: mittels eines Kugelgelenkes 55 eine Steuerstange 490 gelagert, deren oberes Ende mittels eines Kugelgelenkes 56 ein Widerlager an einem rumpffesten Teil 57 findet. Das untere Ende der Steuerstange 490 ist mittels eines Kugel gelenkes 58 an den gewöhnlichen Steuer knüppel 16 angeschlossen. Dieser Knüppel 16 ist mit der Achse 59 in einem Gabelteil 72 schwenkbar gelagert, der mit der Achse 63 in einer zur Richtung der Schwenkachse 59 und zum Knüppel senkrechten Richtung drehbar gelagert ist. Die Achse 63 befindet sich in einem Teil 64, der auf einer Welle 61 festsitzt, die in zwei rumpffesten Teilen 62 drehbar gelagert ist.
Die rumpffesten Teile 62 bilden ferner ein Lager für eine Welle 69, auf deren Enden Gabelteile 67 aufgekeilt sind. Die gespalte nen Enden der Gabelteile 67 greifen über Zapfen 66, die von dem äussern Teil eines Achsiallagers 65 abstehen, mittels dessen innerem Teil die Stange 54 drehbar gelagert ist.
An der Welle 69 bezw. an dem einen Gabelteil 67 greift ein Steuerhebel 68 an, mittels dessen die Gabelteile um die Welle 69 verschwenkt werden können. Bei einer sol chen Verschwenkung des Hebels 68 wird die Stange 54 in der Längsrichtung in bezug auf die Umlaufachse 10 verschoben, wobei sie die Achse 420 den Langlöchern 71 entlang ver schiebt; gleichzeitig werden damit die Stoss stangen 43 verschoben und die Steuerarme 880 zusammen mit den Achsen der Steuer gelenke 35 verdreht.
Der Steuerknüppel 16 ermöglicht, wie er sichtlich, vermittels der beschriebenen Steuer einrichtung eine gegensinnige Verschwen- kung der Flügel 7 vorzunehmen, die sich der Flügeleinstellung für jeden Punkt der Um laufbahn überlagert. Auf diese Weise wird die Lage der von den Spitzen der Flügel be schriebenen Umlaufebenen gesteuert. Das Gleiche gilt gleichzeitg von dem an das Steuergestänge angeschlossenen zweiten Rotor.
Ferner ermöglicht der Hebel ' 68, ^an bei den Rotoren sämtliche Flügel gleichsinnig derart zu verschwenken, dass diese Einstel lung im gleichen Masse über den ganzen Um lauf der Flügel, unabhängig von der etwa überlagerten, durch den Knüppel 16 ver ursachten Einstellung, festgehalten wird. Auf diese Weise dient der Hebel 68 dazu, den Schub der beiden Rotoren zu verändern.
Bei einer besonderen Ausführungsform können die Steuerungsteile für die Flügel eines Rotors mit denen des andern Rotors derart verbunden sein, dass eine gleichzeitige Quer- und Höhensteuerung beider Rotoren durch eine gemeinsame Steuerhandhabe er möglicht wird.
Fig. 23 bis 30 zeigen Rotoren mit An schlägen zum Verhindern extremer Schlag bewegungen der Flügel, wie sie beim An lassen oder Abbremsen der Rotoren durch den Wind oder Fahrtwind oder eine Böe ein treten können. Solche extreme Schlagbewe gungen können insbesondere bei niedrigen Drehzahlen der Rotoren vorkommen, solange nämlich die Fliehkraft einen bestimmten Mindestwert unterschreitet. In diesen Fällen würde die Gefahr auftreten, dass die Flügel des einen Rotors die Flügel des andern Rotors berühren.
Es handelt sich also darum, in den oben angegebenen Fällen die Schlagbewegungen und gegebenenfalls auch die Schwenk- oder Steuerbewegungen der Flügel um die betref fenden Gelenkachsen zu begrenzen und den noch im Fluge diese Bewegungen freizu geben, und zwar dadurch, dass der Ausschla,g bereich dieser Bewegungen am Boden durch Anschläge begrenzbar ist, die einzeln oder gemeinsam durch von Hand oder durch Flieh kraft mittels mechanischer, elektrischer, hy draulischer oder pneumatischer Übertra gungsmittel entfernbar sind und also bei Überschreiten einer gewissen Drehzahl oder bei Handbetätigung den vollen Ausschlag bereich freigeben.
Solche steuerbare Anschläge können fer ner dazu dienen, beim Anlaufen und Aus laufen der Rotoren die Flügel so anzuheben, dass - wie erwünscht - der Kegelwinkel der Flügel dem Kegelwinkel im Normalflug möglichst nahe kommt.
In Fig. 23 ist ein Rotor mit durch die Fliehkraft gesteuertem Anschlag in Seiten ansicht dargestellt. Die Flügelwurzel 70 ist mittels des Schlaggelenkes, 8, und des Schwenk gelenkes 12 an dem Gabelkopf 79 des Naben armes 6 aasgelenkt. Vor dem Fluge liegt zwi- sehen der Flügelwurzel 70 und dem An schlag 91 eines mit der Achse des Gelenkes 12 verbundenen Gelenkstückes 78 ein Paar von Rollen 84, die an einem bei 86 an der Wurzel 70 aasgelenkten Lenker 83 befestigt sind.
Der Lenker 83 führt eine Rolle 85, die in Ruhestellung zwischen gabelförmigen An schlägen 87 des Gabelkopfes 79 und eben solchen Anschlägen 91 des Gelenkstückes 78 liegt, das einen Dämpfer 120 besitzt. (Nur die hintern Gabelteile der Anschläge 87 und 91 sind in der Z--ichnung sichtbar.) In Fig. 24 sind die eine T-Form bildenden Rollen 84 und 85 der Deutlichkeit halber perspektivisch dargestellt.
Die Rollen 84 ver hindern, dass der Flügel 7 zu tief herab hängt, während die Rolle 85 die Schwenk bewegung in gewünschter Weise begrenzt. Mit zunehmender Drehzahl beim Anlassen nimmt die Fliehkraft der Teile 83, 84, 85 zu, bis sie genügt, um die Gelenke freizugeben. Die Teile nehmen dann die gestrichelt ge zeichnete Stellung ein, in der die Rollen 84 an einem Anschlag 92 der Flügelwurzel 70 anliegen.
Diese Stellung bleibt während des Fluges aufrechterhalten, bis der Rotor nach der Landung abgebremst wird und eine ge- wisse Drehzahl unterschreitet, bei der sieh die Anschlagrollen 84, 85 wieder zwischen die gelenkig miteinander verbundenen Teile schieben.
Um gleichzeitige Freigabe aller Flügel während des Aaslassens zu erzielen, wird zweckmässig nach Erreichen einer bestimmten Drehzahl der Motor kurz abgedrosselt oder abgekuppelt, da hierdurch die Rollen 84, 85 entlastet werden und ihre Reibung an den Anschlägen aufhört, so dass sie dann frei aus schwingen können.
In Fig. 25 (Seitenansicht) ist ein Rotor mit einem andern durch Fliehkraft gesteuer ten Anschlag dargestellt. Bei diesem sind in der Ruhestellung in ähnlicher Weise wie bei Fig. 23 zwei eine T-Form bildende Rollen 840 und 850 zwischen das Schlaggelenk 8 und das 'Schwenkgelenk 12 eingeschoben.
Zur Erreichung hoher Betätigungskräfte befindet sich in grösserer Entfernung von der Umlauf- achse 10 des Rotors, unter Umständen inner halb des Flügels 7, ein Gewicht 94 an einer auch die Rollen 840, 850 tragenden Schub stange 93. Eine die Rolle 840 samt der Schub stange 93 nach innen drückende, am Ansatz 98 der Flügelwurzel 70 abgestützte Feder 89 ist so bemessen, dass die Rollen 840, 850 erst bei einer vorbestimmten Drehzahl die An schläge 87, 91 und damit den vollen Aus schlagbereich freigeben.
Nach Fig. 26 (Seitenansicht) ist der An schlag in Form eines Exzenters für das Schlaggelenk 8 ausgebildet. Die Flügel wurzel 70 ruht unter Zwischenschaltung des Exzenters auf einer Lippe 780 des Gelenk stückes 78. Die Exzenterachse 95 ist drehbar im Gabelkopf der Flügelwurzel gelagert.
Die Exzenterscheibe 96 wird durch eine Schub- und Pleuelstange 930 um 90 oder weniger ge dreht, sobald die Fliehkraft. eines Gewichtes 940 die die Stange 930 nach innen drückende Kraft einer zwischen einen Bund der Stange 930 und einen in der Flügelwurzel 70 be festigten Teil 980 eingeschalteten Feder 890 überwindet. Hierdurch wird der Ausschlag bereich um die Exzentrizität des Exzenters erweitert, d. h. die Schlagbewegung des Flü gels wird praktisch freigegeben.
Der Exzenter kann auch willkürlich vom Flugzeugführer aus steuerbar ausgebildet sein.
Die durch Fliehkraft oder willkürlich ge- steuerten beschriebenen Anschläge können in sinngemässer Weise auch auf schräge Schlag- und schräge Schwenkgelenke ange wendet sein, z. B. solche nach den Ausfüh rungsformen nach Fig. 16 bis 21..
In Fig. 27 (Seitenansicht) ist eine solche Ausführungsform dargestellt. Sowohl das Schlaggelenk 8 als auch das Schwenkgelenk 12 sind hier schräg zur Längsachse der Flügelwurzel 70 angeordnet. Die eine T-Form bildenden Rollen 840, 850 schieben sich hier infolge der Kraft der Feder 890 in ähnlicher Weise wie bei den vorigen Ausführungen zwischen die Gelenkanschläge,
von denen der Übersichtlichkeit halber nur der Anschlag 87 gezeichnet ist. Die einerseits gegen das Quer- stück 99 der Schubstange 930 und anderseits gegen den Teil 980 abgestützte Feder 890 wird durch die Fliehkraft des Gewichtes 940 schon bei geringen Drehzahlen ausgeglichen.
Die Rollen 840 und 850 sind zweckmässig gewölbt oder kugelförmig; ebenso können die Anschlagflächen kegelförmig, entsprechend den Bewegungen um die Gelenke, geformt sein.
In Fig. 28 (Seitenansicht) ist gezeigt, wie ein durch Fliehkraft gesteuerter Anschlag zur Begrenzung der Schlagbewegungen zweier gegenüberliegender Flügel verwendet sein kann. An der Umlaufachse 10 sind die Naben arme 60 durch die Achse 80 gelenkig ange schlossen. Innerhalb der Arme 60 befinden sich die Achsen der Steuergelenke 35, an deren äussern Enden sich je die Gelenke 12, 8 befinden, an die sich die Flügelwurzel 70 an schliesst.
Der Steuerhebel 88 jedes Steuer gelenkes 35 wird unter Vermittlung je einer Stossstange 43 mittels der Steuerringe 41, 48 gesteuert. Die Beschränkung der Schlagbewe gung erfolgt durch einen Riegel 102, der sich unter der Kraft einer Feder<B>103</B> zwischen Lippen 104 der Arme 60 einzuschieben sucht und daher bei geringen Drehzahlen die Be wegung der Arme 60 um die Gelenkachse 80 sperrt.
Bei höheren Drehzahlen versucht die Fliehkraft das Gewicht 101 zu heben, wobei der Winkelhebel 105 unter Vermittlung des Lenkers 106 die Auslösung des Riegels 102 bewirkt. Die Gelenke 8 und 12 können ähn lich wie bei den zuvor beschriebenen Ausfüh rungsformen gleichfalls mit verstellbaren oder steuerbaren Anschlägen versehen sein.
Um, wie im allgemeinen erwünscht, beim Anlauf und Auslauf der Rotoren zu er reichen, dass der Kegelwinkel der Flügel nach oben möglichst der gleiche bleibt wie im Normalflug, ist zweckmässig eine solche Steuerung der Anschläge vorgesehen, dass den Flügeln mit abnehmender Drehzahl eine zu sätzliche, die Flügel hebende Kraft erteilt 7ird. Die Hubkraft kann auf bekannte Weise durch eine Feder, Pressluft, Drucköl, elek trischen Antrieb oder dergl. aufgebracht sein. Die Energiequelle kann eine äussere (Motor, Druckflasche usw.) sein.
Es ist aber auch möglich, die zum Flügelheben nötige Energie durch Fliehkraft aufzuspeichern und selbst tätig bei Verringerung der Drehzahl auszu lösen, wobei ausser der zum Antrieb des Ro tors nötigen Antriebsarbeit keine Energie von aussen zugeführt zu werden braucht.
In Fig. 29 und 30 sind zwei Ausfüh rungsformen von Rotoren mit solchen selbst tätigen Flügelhebevorrichtungen in Seiten ansicht dargestellt.
Fig. 29 zeigt eine Vorrichtung, die mit Drucköl und Druckluft arbeitet. Der Flügel 7 stützt sich unter Vermittlung eines unter Öldruck stehenden Zylinders 107, eines Kol bens 108 und einer Druckrolle 184 auf einer Lippe 187 des Schwenkgelenkes 12 ab. Eine Ölleitung 109 verbindet den Zylinder 107 mit einem Zylinder<B>111,</B> der sich in der Nähe der Flügelspitze befindet. Der Zylinder 111 be sitzt einen im Verhältnis zum Zylinder 107 kleinen Durchmesser und grossen Hub. Ein Kolben 112, der gleichzeitig ein Zentrifugal gewicht ist, dichtet den Öldruckzylinder 111 gegen einen Druckluftzylinder 113 ab. Durch ein Ventil 114 kann der Luftdruckzylinder gefüllt werden.
Im Fluge wird der Kolben 112 entgegen dem Drucke der Luft nach aussen geschleudert, wobei er auf einem Ab satz im Zylinder ruht, so dass er keine Un wucht durch etwaige Bewegungen erzeugen kann. Der Ölkolben 108 befindet sich dann in seiner obern Stellung und gibt die An schlaglippe 187 frei. Wird beim Auslaufen des Rotors eine gewisse Drehzahl unterschrit ten, *so überwiegt der Druck der Luft im Zy linder<B>113,</B> so dass der Kolben 112 nach innen wandert und den Kolben 108 hinabpresst, wo durch der Flügel auf den gewünschten Kegelwinkel ,B hochgehoben wird. Beim An lauf wiederholt sich der Vorgang in um gekehrter Richtung.
Fig. 30 zeigt eine entsprechende Vorrich tung, die jedoch rein mechanisch arbeitet. Da bei wird der Hebevorgang in ähnlicher Weise hervorgerufen, nur dass statt Druckluft eine Feder 189 zur Energieaufspeicherung dient. Statt der Öldruckübertragung ist eine mecha nische Übertragung verwendet, die aus einer Stossstange 193, den Keilrollen 115, dem Keilhebel 116 und den Druckrollen 184 be steht. Das Zentrifugalgewicht 194 befindet sich an der Verlängerung der Stossstange 193.
Die gezeigten Ausführungen sind nur Beispiele; es können auch Kombinationen von mechanischen Übertragungen mit Druckluft speichern oder Öldruckübertragungen mit Federkraftspeichern oder dergl. verwendet sein. Statt dem Keilhebel 116 sind auch Rie gel, Exzenter oder Rollen denkbar, wobei auch die übrigen Anschläge der Schwenk- und Steuergelenke vom Energiespeicher aus direkt oder durch Fernübertragung gesteuert sein, können. Die erwähnten Vorrichtungen sind auch für- schräge Schlag- oder schräge Schwenkgelenke und auch für eine grössere Anzahl von Schlaggelenken möglich.
Die gesteuerten Anschläge, Rollen, geile und/oder Anschlagflächen können elastisch sein, um ein weiches Aufschlagen zu be wirken.
Es kann auch eine Arretierung für die vom Flugzeugführer aus oder selbsttätig ge steuerten, gewöhnlich um die Flügellängs achse beweglichen Steuergelenke durch Flieh kraftanschläge vorgesehen sein. Zweckmässig werden alle Anschläge eines Flügels durch das gleiche Gewicht gesteuert.
Es können auch Sicherheitsvorrichtungen wie Elektromagnete, Bowdenzüge und dergl. vorgesehen sein, die dazu dienen, die An schläge aller Rotoren gleichzeitig zu ent sichern; diese Sicherheitsvorrichtungen sollen in der eingeschalteten Stellung so wirken, dass die Anschläge in der Arbeitsstellung festgehalten werden.
Helicopter with rotors meshing in pairs. The invention relates to a helicopter with rotors intermeshing in pairs, the axial extensions of which form an upwardly open angle and the hub spacing is smaller than the radius of the rotor. For the sake of brevity, such an aircraft is referred to below as a twin screwdriver; the rotors, which are generally driven, can also auto-rotate if the engine fails, so that the aircraft temporarily works as a gyroplane.
In known helicopters with a different rotor arrangement than the above, it is customary to articulate the rotor blades to the hub or axis of rotation so that the blades can swing freely in the direction perpendicular to the plane of rotation, i.e. H. are not hindered by attacks during this movement; it has been achieved that no or only very low tilting moments or vibrations are transmitted from the wings to the axis of rotation and thus to the aircraft fuselage.
Despite these known advantages, this Schlagbewe movement of the wings in flight in the direction perpendicular to the running plane has been systematically limited by means of stops or even made impossible by immovable attachment of the wings with rotors that mesh with one another in pairs. In particular, in a theoretical proposal for a double screwdriver of the type mentioned at the outset, the axis of rotation is perpendicular to the longitudinal axis of the wing and to the axis
arranged joint axes on stops for the wings planned in such a way that the opposite wings of a rotor can only include angles that are open at the top and that are smaller than 180 '. Such a limitation of the flapping angle of the wings means that the wings hit the stops in flight and are transferred to the fuselage by tilting moments and vibrations.
Despite these disadvantages, the limitation of the swing amplitude of the wings has so far been considered essential for double-ended screwdrivers with the aforementioned rotor arrangement for structural reasons, because with this rotor arrangement, both between the two rotors and between each rotor and the fuselage, only very much from the start limited space is available; In addition, according to the above-mentioned theoretical proposal, it was considered indispensable to restrict the vibration range of the blades by mechanical means from the outset, to avoid the risk of the blades of one rotor touching the other rotor, components of the one that combs in the opposite direction.
The invention is based on the knowledge that these mechanical means for limiting the oscillation range of the wings, previously seen as essential, are the reason why the use of the known double screwdrivers built in this way is due to the transfer to the aircraft fuselage Tilting moments and vibrations was practically impossible. In particular, it was found that these overturning moments and vibrations become unbearably large, especially with double screwdrivers.
In the case of a small distance between the intersecting rotor blades with the wing depth increasing sharply inward, the blades exert a great aerodynamic effect on one another.
According to the invention, the helicopter is characterized by flapping joints between the wings and their hub of such a grounding in relation to the associated circumferential axis in connection with such a size of the angle formed by the circumferential axes that the amplitude of the movement component perpendicular to the circumferential axis the wing oscillation is free during flight, d. H. without limitation by stops. The invention is accordingly based on the knowledge that the risk of the wings of one rotor coming into contact with the wings of the other rotor in flight can be avoided by dispensing with the use of mechanical limiting means.
In the case of wings hinged perpendicular to the axis of rotation, in contrast to the known twin screwdrivers mentioned above, the wings of one and the same rotor in flight with one another can also form upwardly open angles that are greater than 180. In addition, the invention allows the wings, even atmospheric disturbances of normal size, z. B. gusts, give way by correspondingly larger amplitude. Of course, the absence of attacks is only intended for the circumstances that arise on the fly; When the rotors run out, the oscillating movement and the floating position of the blades caused by the centrifugal forces and air forces gradually cease, so that they then rest in a known manner on correspondingly low-lying support points or stops on the hub.
Compared to the known, most successful helicopters with two helicopters running in opposite directions, whose axes of rotation are more than twice the length of a wing apart, the twin screwdrivers with intermeshing rotors have the advantage that they have large, heavy booms Air resistance, as required in those known helicopters because of the large distance between the orbital axes, can be avoided, and that the aerodynamic efficiency of the two rotors by the In- or. Overlapping is improved.
Several exemplary embodiments of the subject matter of the invention are shown in the drawing.
Fig. 1 shows a side view and Fig. In a front view schematically an imple mentation form of the double screwdriver. The two rotors have a spacing of the hubs 5 from one another which is smaller than the half-diameter of the rotors. The rotors therefore mesh with their vanes 7 when they rotate about their axes 10. The dash-dotted extensions of these axes form an upwardly open angle 2 y.
Each wing 7 is connected to its hub 5 by a joint 8, wel Ches allows the wings to swing freely in flight perpendicular to their plane of rotation. The space required for this between two crossing blades is ensured by the inclination of the axes of rotation at an angle 2 y to each other. Before the start, the wings of the rotors, which are not yet driven, rest on stops (not shown) on the hub or on the fuselage. When driving, the centrifugal force lifts the wings from these attacks.
In flight, the wings describe approximately a conical surface inclined to their axis of rotation, so they perform a periodic oscillating or flapping movement around their flapping joints 8, in which they do not touch one another and the rest stops.
The air force L exerted by the rotors on the aircraft fuselage has a lever arm b with respect to the center of gravity S. This lever arm b is chosen so that in general the moment of the air force L in relation to the aircraft's overall center of gravity S is just as large as the reverse torque which is acting in the reverse direction of rotation in relation to point S and is due to the angular arrangement of the rotor axes to one another, the size of which depends on the drive torque of the two screws.
Since this reverse torque is variable, it is expediently provided that the aircraft control, which is effected by means of a tail unit or by tilting a rotor or by periodic adjustment of the wing pitch angle of a rotor during rotation, is manually or automatically superimposed a compensating control movement that superimposes the reverse torque compensates, unless it is already outweighed by the appropriate choice of the hub arm b. For this compensation, the respective tax organs must have tax channels resp. Tax swings are provided that are greater than those tax routes respectively. Control deflections that would be required for a corresponding helicopter with two parallel rotor axes.
Fig. 2 shows that the extensions of the rotor axes, which are shown in dash-dotted lines, intersect at point _ in the vicinity of the overall center of gravity S, and specifically above the center of gravity. With this arrangement, a lateral stability similar to that achieved by the well-known V-position of the wings of fixed-wing aircraft is achieved.
It is also useful to. that, as follows from FIG. 1, the connecting line of the two hubs runs perpendicular to the direction of flight; because this arrangement grants the advantage that the flow conditions do not differ between the two rotors in forward flight and that, in favor of aerodynamic efficiency, one rotor does not work in the downdraft of the other rotor, which in order to avoid mutual interference, especially when they are intermingled Rotors is important.
Fig. 3 shows a rotor in detail in plan view. The vanes 7 are not articulated in the immediate vicinity of the axis of rotation 10 and also not directly on the hub 5, but rather on radially directed arms 6 fixed in a rigid manner in the rotor hub 5 by means of their flapping joints 8; In this way, the flapping area of the wings of one rotor is removed from the flapping area of the wings of the other rotor in a structurally simple manner, as explained below with reference to FIGS. 4 and 5.
Therefore, stops for the wings 7 are omitted in flight despite the tight intermeshing of the rotors.
Appropriately for the rotors behaves tively rigid high-pitched screw wings used, for the purpose of touching the wing gel of a rotor with the wings of the other rotor even in sudden unusual flight conditions such. B. gusts of wind to avoid gel due to deflection of the wing.
FIG. 4 schematically shows the arrangement of two intermeshing rotors according to FIG. 3. In this figure, a denotes the distance between the flapping hinge of a wing 7 from the rotor or rotation axis 10, 2 y the upwardly open angle which the ver Form extensions of the two axes of rotation mitein other, and ss the flapping angle of a wing 7, which is positive when the wing is above the perpendicular to the axis 10 through the hub 5 and the associated arm 6 gedach th plane.
In Fig. 5 is graphically shown wel cher free flapping angle of the wing at different distances a of the flapping hinge from the associated axis of rotation is made possible. On the horizontal axis of the diagram of Fig. 5 is the distance x of the intersection of the plan projections of the center lines BEZW. Longitudinal axes of two. while rotating just one above the other located Licher wing 7 of the associated rotation axis 10 is applied. The distance between the hubs of the two rotors c = 1 was used as the unit of length. On the vertical coordinate axis, the vertical distances y between the center lines are respectively. Longitudinal axes of said wing gel 7 respectively. their radial hub arms 6 at the intersection x of their Grundrissprojek functions applied.
The three curves shown apply to the following three values of the joint distances: a = 0.5, a. = 0.7 and a = 0.9. These values also indicate the ratio of a to c that applies to the respective curve.
The distances y are calculated for the flapping angle ss = - 8 of the wing, where these take a downward position in relation to the perpendicular to the axis 10 through the hub 5 imaginary plane due to the negative value of ss. Furthermore, in accordance with FIG. 4, FIG. 5 is based on the fact that the intersection angle formed by the two axes of rotation 10 is 2 y = 2.12 = 24.
Under these conditions, it follows that the vertical distance y between two wings just one above the other and thus the scope for additional flapping movement of these wings is greater, the greater the distance a of the Schlaggelen kes from the axis of rotation is selected. Such a margin for additional 'flapping movements is generally necessary because - as experiments and calculations have shown ge - flapping angles of up to -10 down in the rearward circular sector of the orbit occur in high-speed flight.
Furthermore, you have to. In the case of gusts coming from above, reckon with an additional downward flapping movement of the wing of about 6, if the means mentioned later do not limit the angle due to air forces. Within the range of the aforementioned free flapping angle, no attacks should now act on the wings in flight.
In connection with Fig. 4 and 5 results on the basis of calculations and Ver search that it is useful to set the distance a of the flapping joints 8 of the wings 7 of a Ro sector from the associated axis of rotation 10 about 0.8 to 1.2 of the distance c to choose both hub centers and furthermore, if necessary, the hub arms 6, deviating from FIG. 4 and corresponding to FIG. 6, which shows a modified embodiment of the Ro tor, on the cone surface of an upwardly open cone with the axis of rotation <B> 1.0 </ B> to be arranged as the axis of rotation, because then the free. The flapping area for the wings becomes larger.
Due to the aforementioned measures, it is possible to keep the distance c between the centers of the hubs smaller than 10% of the diameter of the rotor and the angle 2 y between the axes of rotation smaller than 30, without the need to use the Limit the flapping range of the wings in flight by stops. By keeping the angle y small, the power loss is kept small, which arises from the fact that only the vertical components of the air force of each individual rotor are taken into account to carry the aircraft.
Furthermore, keeping the distance c between the screw hubs small enables the air resistance to be kept correspondingly small and the desired relocation of the intersection of the axes of rotation close to the aircraft's center of gravity.
In Fig. 6, using the cure ven according to Fig. 5, the flapping area of a wing of the one rotor over the hub 5 and the inclined hub arms 6 with the flapping joint 8 and the root of the wing 7 of the other rotor recorded: One recognizes from this figure that it is useful to arrange the hub arms 6 also therefore on the cone shell of an upwardly open cone over the axis of rotation, in order to adapt their course to the course of the wings over them as well as possible.
Fig. 7 shows a further embodiment of a rotor with inclined hub arms 6 on a smaller scale compared to FIG. 6, seen from the side. The arms 6 are arranged on a hub 5 rigidly connected to the axis of rotation 10.
Fig. 8 shows a similar to FIG. 7 imple mentation form of a rotor, in which, however, the hub arms 6 are fastened to a center piece 11 BE, which is connected by a joint 9 to the axis of rotation 10. The axis of the joint 9 is perpendicular to the axis of rotation and to the longitudinal axes of the two wings. Here, too, the hub arms carry the flapping joints 8 of the wings and swivel joints 12, which establish the connection between the flapping joints 8 and the hub arms 6.
Visual swivel joints like the joints 12 are known in helicopters with only one Ro tor or with two rotors that do not mesh with one another, but have been avoided with intermeshing rotors because it was assumed that the pivoting movement posed a risk of touching the wings of one Rotor with the wings of the other rotor brings with it. However, calculations that have been confirmed by tests have surprisingly shown that the horizontal oscillation deflections of the wings are only a few degrees in flight, so that the known swivel joints can be used to eliminate the transfer of bending moments or to reduce them, even with twin screwdrivers can.
According to further tests, the rotors run particularly smoothly if, as shown in FIG. 7 or 8 - but contrary to the previously usual arrangement, the swivel joints are placed on a part that does not oscillate during rotation of the rotor, i.e. between the flapping joints 8 and the Orbital axis 10 attaches. The reason for the so he aimed quiet run is that ver may this arrangement of the pivot joints, the angle between the axis of the flapping joint 8 and the axis of the wing 7 does not change when the wing swings.
Fig. 8 also shows the arrangement of dampers 120 below the pivot joints 12. This arrangement is recommended - contrary to the otherwise usual arrangement above the pivot joints - very = all common for the double screwdriver, since under half the pivot joints usually the only one There is free space in which the dampers can be attached without impairing the flapping movement of the wings.
The embodiment according to FIG. 8 has a fundamental advantage over the embodiment according to FIG. 7 by virtue of the joint connection between the center piece 11 and the axis of rotation 10 (as it is the D.
R.P. No. 617916, No. 632018 and No. 653402 correspond); The use of such joints as, based on FIGS. 10, 14 and 15 to weite Ren exemplary embodiments below, is specifically important for a double screwdriver in which, for the reasons mentioned above, hub arms connected to the center piece are rigidly connected are;
because these hub arms 6 form, with respect to the axis of rotation 10 lever arms for the considerable extent to the joints 8 and 12 generated by the wings 7 forces, so that tilting moments would be transferred to the axis 10 and thus to the aircraft fuselage if the center piece 11 would not be articulated with respect to the axis of rotation.
In a rotor with three or more vanes apply instead of the pin joint 9 intended for a rotor with only two vanes, universal joints. Instead of arranging such individual joints between each axis of rotation and the associated rotor, a single universal joint between the fuselage and a housing is sufficient to avoid the transfer of tilting moments to the aircraft fuselage, which includes the two individual axes of rotation 10 of the two rotors in a known manner and with this is pivotable together.
Fig. 9 shows a plan view of a Ausfüh approximate form of a double screwdriver, in which control screws 33 are provided. The angle of adjustment of the wings of these control screws can be adjusted by pivoting relative to the hub in order to arbitrarily change the thrust of the control screws according to the desired control of the fuselage. It is advisable to use this control means for controlling the flight position of the aircraft fuselage, especially in the case of a double screwdriver with freely flapping wings and in particular in connection with a controller that tilts the entire rotor (head controller) or a wing controller in order to avoid the additional flapping movements caused by the steering gungen resp.
Keep the inclinations of the blades of the rotors small to avoid any risk of contact between the blades of one rotor and the blades of the other rotor.
Fig. 10 shows a rotor with two vanes rules. Here, the rotating in the direction of arrow W wings 7 are rotatable about an axis perpendicular to the rotation axis 10, which includes a Win angle T with the longitudinal axes of the wings 7 and is determined by a bearing 800 in which the connecting spar 660 of the two wings is rotatable is.
With this mounting it is achieved that the angle of attack of a wing is reduced during its upward movement (wing upstroke) and increased during its downward movement (wing downstroke). This we effect is generally desired for a double screwdriver with free flapping wings in order to keep the free flapping movements caused by the air forces as small as possible. The same applies to the embodiments described below, which are similar in this respect, according to FIGS. 13, 14 and 15.
Fig. 11 shows the rotors of an embodiment of the twin screwdriver in a view from the front. Here, the two circumferential axes 10 comprehensive housing 13 is seen in front of, in which these two axes are mounted. The housing can be pivoted about a transverse axis 14 which runs transversely to the direction of flight. This transverse axis is rotatably mounted in a supporting member 15 connected to the fuselage.
Fig. 12 shows an embodiment similar to that of FIG. 11 in side view. It can be seen that the transverse axis 14 carries a control lever 160 which is loosely rotatable on it and which is connected to the hub 5 by parallel guide parts 17, 18, 19 so that when the freely rotatable housing is pivoted, the angle of the guide part 18 and thus at the same time the angle of the plane of the old man described by the tips of the wings 7 to the fuselage axis does not change.
This location tion of a housing 13 encompassing both axes of rotation has the advantage that the back torque caused by the angular arrangement of the axes of rotation is not passed on via the transverse axis 14.
As mentioned in general for FIG. 8, a cardanic position of the housing 13 can also be achieved in the special embodiments according to FIGS. 11 and 12 in that the housing is arranged around a further, perpendicular to the transverse axis 14, i. H. axis running in the direction of flight is rotatable in order to keep tilting moments away from the fuselage.
13 shows one rotor of a further embodiment of the twin screwdriver in which the articulation and control of the blades corresponds to the D.R. "P. No. 567584 from Breguet; these can be used with advantage for the intended purpose, the flapping movements to be kept small as desired.
In this embodiment, hub arms 600 are connected to the axis of rotation 10 by joints 90 such that they are together with the wings. 7 can perform striking movements independently of each other. Within the arms 600 are the control joints 35. At the outer ends of the axes of these joints 35 sits a cardan joint, which is composed of a pivot joint 12 and a flapping joint 8, to which the wing root 70 is connected.
To rotate the control joints 35, a control lever 134 acts on each of the outer ends of the axles and is controlled by means of a push rod, which is seen in the longitudinal direction in the figure, and a lever 142. The lever 142 is firmly seated on an axis 10 with respect to the rotation in a manner not shown Kar danisch mounted guide ring 141, which makes the rotational movement of the axis 10 with. On this guide ring a .Steuerring 48 is rotatably mounted by means of a bearing 47, on which the control stick 16 engages ring 48 for the purpose of pivoting the control on all sides.
With this control device it is sufficient that when a wing flaps upwards (wing upstroke) around the joint 90, the angle of attack of the wing is reduced, since the joints 8 and 12 are taken upwards when the wing upstairs, while the joint head 143 is held firmly in its previously fixed position by the associated lever 142, so that the control lever 134 is pivoted in the sense of reducing the angle of adjustment.
The reverse pivoting of the control lever 134 results in an increase in the angle of attack of the wing when the wing flaps downwards (wing drop).
In the embodiment according to FIG. 13, the air forces acting on the wing are used to automatically bring about the desired change in the angle of attack of the wing during rotation, specifically for each wing separately, regardless of the BEZW. the other wings. This has the advantage that even locally limited gusts of wind that act, for example, only on one wing bring about automatic compensation by changing the angle of attack of this one wing.
However, rotors according to FIG. 14 are structurally simpler, in which the control of the angle of adjustment takes place by means of a central piece which can be pivoted jointly for all wings. Such rotors have ge compared to the rotors according to FIG. 13 the advantage that all the blades act at the same time by virtue of the air forces acting on them at a compensation by changing the angle of attack.
An inclined flapping hinge axis, as determined by the bearing 800 in the embodiment of FIG. 14, is not materially embodied in the embodiment of FIG. 13 either, but is virtually present, since the wings are made possible by the control system described by means of the held joint head 143 of the control lever 134 did actually perform a flapping movement to imaginary, oblique to the wing longitudinal axes of the flapping axes.
14 shows a plan view essentially corresponding to FIG. 10 of a rotor, in which, however, in contrast to FIG. 10, apart from the common flapping joint formed by the bearing 800, individual flapping joints 8 are provided for the wings to reduce the bending moments in the wing roots 70 decrease. The bearing 800 forms a part of the axis of rotation 10, so it is carried along when it rotates.
Fig. 15 shows a rotor with a Steue tion, as it has already been proposed by Flettner in DRP No. 617916, No. 652018 and No. 653402 and which is now used with the purpose of adjusting the wing pitch when the wing is up. Reduce the angle and enlarge it when the wings are down.
The control is illustrated in FIG. 15 on a rotor with only two blades. It is structurally simple to apply to rotors with more than two blades, in contrast to the controls according to FIGS. 13 and 1.4. In the latter case of more than two blades, the hub carrying all the blades must be pivotable on all sides with respect to the orbital axis.
In the case of FIG. 15: the hub (wobble head) 110 common to the vanes can be pivoted about an axis 900 like a horizontal bar, which is mounted in a part connected to the orbital axis 10, so it participates in its rotation. In the hub, the wings are rotatably mounted by means of control joints 35 with Ach sen in the direction of the wing longitudinal axes. The setting of the wings with these axes takes place by means of the control arms 340, which are firmly seated on the axes of the joints 35 and which otherwise correspond to the control levers 134 according to FIG.
With a certain setting of the wing control, the end points of the control arms 340 are held in relation to the axis of rotation, so that when the hub 110 is pivoted about the axis 900 by the air forces. ge desired change in the angle of attack by the entrainment of the control joint axes and pivoting of the control arms 340 is brought forth.
16 to 21 rotors ver different embodiments are shown, in which all the flapping axes of the wing form acute angles with the wing longitudinal axes. in such a way that the angle of attack is reduced on the upstroke and increased on the downstroke; the degree of this coupling depends on the size of the acute angle formed by the flapping axis of the wing with the wing longitudinal axis. Furthermore, a swivel joint is arranged between each flapping joint and the center of the rotor.
As a result, the angle e between the flapping axis and the longitudinal axis of the wing becomes independent of the pivot angle and therefore independent of the drive torque.
Except for the flapping joints and pivot joints between the rotor center and the flapping joint are still special, little at least approximately perpendicular to the flapping axes seen control joint axes, about which the wings are adjustable; the swivel joints are appropriately switched between the control joints and the flapping joints. The mathematical axes of each of the three joints connected in series in the manner described, each of the wing intersect at a point, thereby avoiding disturbing moments around the control joint axes.
16 is a plan view of a Ro tor, the wings 7 of which are connected to the arm 6 and the hub 5 by an inclined flapping hinge 8 with the interposition of a control hinge 35. The axis of the flapping hinge 8 forms an acute angle il with the wing longitudinal axis. Due to the inclined position of the joint, every up and down movement of the wing is associated with a change in the angle of the wing.
In flight, the wing adjusts itself in a well-known manner in a position of equilibrium between the centrifugal and inertial forces and the air forces. For example, a. An increase in lift as a result of a gust or the like. So the wing flaps up and at the same time reduces the angle of attack. This in turn reduces the lift and the wing tends to bring the flapping motion to a standstill. The control of the wings can be achieved by turning the control joints 35 finitely with the aid of a lever 34.
The Ge joint can be controlled periodically during a revolution (height and aileron control) or for all wings at the same time (lateral control, reversing from helical flight to flight helical). The effect of the control joint is such that the wing beats around an average angle of attack that depends on the setting of the control joint. Is z. If, for example, the ball joint 34 of the lever is lowered, the result for the central position of the wing is a high angle of adjustment and, accordingly, a Schubzu acquisition of the wing.
17 and 18 show similar rotors in plan view, but in which a swivel joint 12 is also provided, which is advantageous for reducing the moments and forces in the plane of rotation. In this pivot joint 12 damping by friction or the like can be installed. It is important in this embodiment that the pivot joint 12 is arranged between the hub and the flapping joint 8. In sequence, the joints are arranged so that the control joint 35 connects to the hub 5 first; then follows the pivot joint 12 and finally the flapping joint B.
The advantage of this arrangement is that the angle t between the longitudinal axis of the wing and the flapping joint does not change when the wing pivots about the pivot joint, so that the coupling between the flapping and carving angles, which is set to be favorable, remains unchanged even when the wing pivots. By arranging the control joint as the nearest joint, kinematic errors in the control are avoided.
In Fig. 17, for. B. the state of helical flight in Fig. 18 shows the state of helical flight. In the hub screw state, the wing lags behind the hub, and despite this lagging, the angle 27 is maintained; thus the degree of coupling between the angle of attack and angle of flap remains.
Where the conditions permit (heavy wings, high speeds), the angle 19 can be less acute than is shown in Fig. 16 to 18 ge. In these cases it is necessary to have the control done by rotating the joints around an axis that coincides as far as possible with the longitudinal axis of the wing. Such a rotor design is shown in plan view in FIG. 19. The wing 7 is connected to the control joint 35 and the hub 5 via the flapping joint 8 and the pivot joint 12. The control joint axis lies in the extension of the wing longitudinal axis and is adjusted periodically or simultaneously by a lever on the ball joint 34.
To reduce vibrations from the flapping movements of the blades on the hub or on the control, a second flapping joint 28 can be attached further out on the blade. This joint, however, has the essential advantage that the maximum movements of the main joint 8 can be limited even more and, for example, in the case of heavy loads (strong gusts) mainly movements can be carried out around the secondary joint 28.
By choosing a more acute angle to the longitudinal axis of the wing on the secondary joint 28 than on the main joint 8, a very strong reduction in lift can be coupled with the flapping movement so that no high loads occur on the inner wing part, even if the rotation around the main joint 8 is caused by a stop outside the normal range of rotation is limited.
The rotor according to FIG. 20 (side view) and FIG. 21 (top view) has the advantage that bulky components such as friction dampers are avoided; By inclining the swivel joint 12 at an acute angle y, damping of the swivel movement is achieved without the need for additional friction dampers. This allows the overall height of the joint to be reduced.
Further advantages arise from the fact that with a suitable choice of the joint inclination and the distance from the axis, an automatic change in the angle of attack is achieved, namely in such a way that the wing lags when it is driven and the angle of attack is increased.
In the same way, the angle of adjustment would automatically adjust itself from the lifting screw to the supporting screw position as soon as the motor drive fails or is throttled. It is essential that the inclined swivel joint 12 is closer to the hub than the flapping joint 8, since the angle <B> 9 </B> is then independent of the drive torque. In Fig. 22, a further embodiment of the rotor is shown diagrammatically together with the associated control device for the blades.
In the drawing, only one hub 5 is shown with two wings, some are not provided; however, the control device is set up to act at the same time on the blades of two rotors that run in opposite directions and are inclined to one another.
On the rotatably mounted in the hub 5 axes of the control joints 35 sit strongly from curved control arms 880. At these control arms engage two bumpers 43 via ball joints 34, the lower ends of which are closed via ball joints 52 each to a rod 410. The rods 410 are attached to an outer cardan ring 41 which, with the two cross axes 440 and 420 and the inner cardan ring 450, forms a universal joint that can be pivoted in all directions. The axle 420 passes through elongated holes 71 in the rotating axle 10 and is carried along when the axle 10 rotates. The drive of the revolving axis 1.0 is not drawn. The axis 420 is mounted in the push rod 54 so that it can be moved together with this with respect to the axis of rotation 10 in the longitudinal direction.
The cardan ring 41 has a collar 460 on. which a second control ring 48 engages through a ball bearing 17. The control ring 48 is connected to the control rod 49 via a joint 53. The above-described parts of the control device with the exception of the rod 49 are symmetrical for the second rotor to be controlled simultaneously, while the rod 49 and the control parts of the control device described below are common for both rotors.
In the middle of the rod 49 is supported by means of a ball joint 55 a control rod 490, the upper end of which finds an abutment on a part 57 fixed to the body by means of a ball joint 56. The lower end of the control rod 490 is connected to the usual control stick 16 by means of a ball joint 58. This stick 16 is pivotably mounted with the axis 59 in a fork part 72 which is pivotably mounted with the axis 63 in a direction perpendicular to the direction of the pivot axis 59 and the stick. The axis 63 is located in a part 64 which is firmly seated on a shaft 61 which is rotatably mounted in two parts 62 fixed to the body.
The parts 62 fixed to the body also form a bearing for a shaft 69, on the ends of which fork parts 67 are keyed. The split ends of the fork parts 67 engage via pins 66 which protrude from the outer part of an axial bearing 65, by means of which the inner part of the rod 54 is rotatably mounted.
On the shaft 69 respectively. A control lever 68 acts on one fork part 67, by means of which the fork parts can be pivoted about the shaft 69. With such a pivoting of the lever 68, the rod 54 is displaced in the longitudinal direction with respect to the axis of rotation 10, wherein it moves the axis 420 along the elongated holes 71 ver; at the same time so that the push rods 43 are moved and the control arms 880 joints 35 rotated together with the axes of the control.
The control stick 16, as it can be seen, enables the wing 7 to be pivoted in opposite directions by means of the control device described, which is superimposed on the wing setting for each point of the orbit. In this way, the position of the planes of rotation described by the tips of the wings is controlled. The same applies at the same time to the second rotor connected to the control linkage.
In addition, the lever 68 enables all the blades on the rotors to be pivoted in the same direction in such a way that this setting is held to the same extent over the entire course of the blades, regardless of the superimposed setting caused by the stick 16 . In this way, the lever 68 serves to vary the thrust of the two rotors.
In a particular embodiment, the control parts for the blades of one rotor can be connected to those of the other rotor in such a way that simultaneous transverse and height control of both rotors by a common control handle is made possible.
23 to 30 show rotors with stops to prevent extreme flapping movements of the wings, as they can occur when the rotors are started or braked by the wind or head wind or a gust. Such extreme Schlagbewe conditions can occur in particular at low speeds of the rotors, namely as long as the centrifugal force falls below a certain minimum value. In these cases there would be a risk that the blades of one rotor would touch the blades of the other rotor.
It is therefore a matter of limiting the flapping movements and possibly also the pivoting or control movements of the wings around the relevant joint axes in the above-mentioned cases and allowing these movements to be released in flight, namely by the fact that the deflection area These movements on the ground can be limited by stops that can be removed individually or collectively by hand or by centrifugal force using mechanical, electrical, hydraulic or pneumatic transmissions and thus release the full deflection area when a certain speed is exceeded or when manually operated.
Such controllable stops can also serve to raise the wings when the rotors start and stop so that - as desired - the cone angle of the wing comes as close as possible to the cone angle in normal flight.
In Fig. 23, a rotor with a stop controlled by the centrifugal force is shown in side view. The wing root 70 is articulated by means of the flapping hinge, 8, and the pivot joint 12 on the fork head 79 of the hub arm 6. Before the flight lies between the wing root 70 and the stop 91 of a joint piece 78 connected to the axis of the joint 12, a pair of rollers 84 which are attached to a link 83 articulated at 86 on the root 70.
The handlebar 83 leads a roller 85, which is in the rest position between fork-shaped hits 87 of the fork head 79 and just such stops 91 of the joint piece 78, which has a damper 120. (Only the rear fork parts of the stops 87 and 91 are visible in the drawing.) In FIG. 24, the rollers 84 and 85, which form a T-shape, are shown in perspective for the sake of clarity.
The rollers 84 prevent ver that the wing 7 hangs down too low, while the roller 85 limits the pivoting movement in the desired manner. As the engine speed increases, the centrifugal force of the parts 83, 84, 85 increases until it is sufficient to release the joints. The parts then take the position shown in dashed lines in which the rollers 84 abut against a stop 92 of the wing root 70.
This position is maintained during the flight until the rotor is braked after landing and falls below a certain speed at which the stop rollers 84, 85 slide again between the articulated parts.
In order to achieve simultaneous release of all wings while letting go, the motor is expediently throttled or uncoupled briefly after a certain speed has been reached, as this relieves the load on the rollers 84, 85 and their friction on the stops ceases so that they can then swing freely .
In Fig. 25 (side view), a rotor with another stop controlled by centrifugal force is shown. In this, in the rest position, in a manner similar to that in FIG. 23, two T-shaped rollers 840 and 850 are inserted between the flapping joint 8 and the pivot joint 12.
In order to achieve high actuation forces, a weight 94 on a push rod 93 which also supports the rollers 840, 850 is located at a greater distance from the axis of rotation 10 of the rotor, possibly within the wing 7. One the roller 840 together with the push rod 93 inwardly pressing spring 89 supported on the extension 98 of the wing root 70 is dimensioned so that the rollers 840, 850 only release the stops 87, 91 and thus the full range of impact at a predetermined speed.
According to FIG. 26 (side view), the stop is designed in the form of an eccentric for the flapping hinge 8. The wing root 70 rests with the interposition of the eccentric on a lip 780 of the joint piece 78. The eccentric axis 95 is rotatably mounted in the fork head of the wing root.
The eccentric disc 96 is rotated by a push rod and connecting rod 930 by 90 or less as soon as the centrifugal force. a weight 940 which overcomes the rod 930 inwardly pressing force of a spring 890 connected between a collar of the rod 930 and a part 980 fastened in the wing root 70 be. As a result, the deflection area is expanded by the eccentricity of the eccentric, d. H. the flapping movement of the wing is practically released.
The eccentric can also be designed to be arbitrarily controllable by the pilot.
The stops described by centrifugal force or arbitrarily controlled can be applied in a similar manner to inclined flapping and inclined swivel joints, z. B. those according to the embodiments according to Fig. 16 to 21 ..
Such an embodiment is shown in FIG. 27 (side view). Both the flapping joint 8 and the swivel joint 12 are arranged here at an angle to the longitudinal axis of the wing root 70. The rollers 840, 850, which form a T-shape, slide between the joint stops in a similar way to the previous explanations as a result of the force of the spring 890,
of which only the stop 87 is drawn for the sake of clarity. The spring 890 supported on the one hand against the cross piece 99 of the push rod 930 and on the other hand against the part 980 is compensated by the centrifugal force of the weight 940 even at low speeds.
The rollers 840 and 850 are expediently curved or spherical; Likewise, the stop surfaces can be conical, corresponding to the movements around the joints.
In Fig. 28 (side view) it is shown how a stop controlled by centrifugal force can be used to limit the flapping movements of two opposing wings. On the axis of rotation 10, the hub arms 60 are hingedly connected by the axis 80. Within the arms 60 are the axes of the control joints 35, at the outer ends of which the joints 12, 8 are located, to which the wing root 70 is attached.
The control lever 88 of each control joint 35 is controlled by means of the control rings 41, 48 with the mediation of a push rod 43. The impact movement is restricted by a bolt 102 which, under the force of a spring 103, tries to insert itself between the lips 104 of the arms 60 and therefore blocks the movement of the arms 60 around the joint axis 80 at low speeds .
At higher speeds, the centrifugal force tries to lift the weight 101, with the angle lever 105 causing the latch 102 to be triggered by means of the link 106. The joints 8 and 12 can also be provided with adjustable or controllable stops, similar to the embodiments described above.
In order, as is generally desired, at the start and stop of the rotors to he enough that the cone angle of the wings remains the same as possible upwards as in normal flight, such a control of the attacks is expediently provided that the wings with decreasing speed an additional , the wing lifting force is given. The lifting force can be applied in a known manner by a spring, compressed air, pressure oil, elec tric drive or the like. The energy source can be an external one (motor, pressure bottle, etc.).
But it is also possible to use centrifugal force to store the energy required to raise the wings and to actively release it when the speed is reduced, with no external energy needing to be supplied except for the drive work required to drive the Ro tor.
In Fig. 29 and 30 two Ausfüh approximate forms of rotors with such self-acting wing lifting devices are shown in side view.
Fig. 29 shows an apparatus which works with pressurized oil and compressed air. The wing 7 is supported by a cylinder 107 under oil pressure, a piston 108 and a pressure roller 184 on a lip 187 of the pivot joint 12. An oil line 109 connects the cylinder 107 with a cylinder 111, which is located near the wing tip. The cylinder 111 be seated in relation to the cylinder 107 small diameter and large stroke. A piston 112, which is also a centrifugal weight, seals the oil pressure cylinder 111 from a compressed air cylinder 113. The air pressure cylinder can be filled through a valve 114.
In flight, the piston 112 is thrown outward against the pressure of the air, whereby it rests on a shoulder in the cylinder so that it cannot create any imbalance through any movements. The oil piston 108 is then in its upper position and releases the stop lip 187. If the speed falls below a certain speed when the rotor runs out, * the pressure of the air in the cylinder <B> 113 </B> predominates, so that the piston 112 moves inward and presses the piston 108 down, where the wing hits the desired taper angle, B is lifted. When starting, the process is repeated in the opposite direction.
Fig. 30 shows a corresponding device Vorrich, but works purely mechanically. Since the lifting process is brought about in a similar manner, only that instead of compressed air, a spring 189 is used to store energy. Instead of the oil pressure transmission, a mechanical transmission is used, which consists of a push rod 193, the wedge rollers 115, the wedge lever 116 and the pressure rollers 184 be. The centrifugal weight 194 is located on the extension of the bumper 193.
The designs shown are only examples; It is also possible to store combinations of mechanical transmissions with compressed air or to use oil pressure transmissions with spring force stores or the like. Instead of the wedge lever 116, latches, eccentrics or rollers are also conceivable, and the other stops of the pivot and control joints can also be controlled by the energy storage device directly or by remote transmission. The devices mentioned are also possible for inclined flapping or inclined swivel joints and also for a larger number of flapping joints.
The controlled stops, roles, horny and / or stop surfaces can be elastic in order to act softly to be.
There can also be a lock for the controlled by the pilot or automatically ge, usually movable about the longitudinal axis of the wing control joints by centrifugal force stops. It is practical if all the stops on a wing are controlled by the same weight.
It can also safety devices such as electromagnets, Bowden cables and the like. Be provided, which are used to secure the hits on all rotors at the same time ent; These safety devices should act in the switched on position so that the stops are held in the working position.