Flugzeug Die Erfindung betrifft ein Flugzeug und bezweckt, die Übertragung von Schwingungen von dessen Antriebsaggregat auf den Flug zeugrumpf zu vermindern. Dies wird gemäss der Erfindung dadurch erreicht, dass sein hauptsächlich aus Motor, Welle und Luft schraube bestehendes Antriebsaggregat so im Flugzeugrumpf gelagert ist, dass es Schwin gungen um einen Punkt ausführen kann, der mindestens angenähert mit dem anfänglichen Momentanzentrum der Bewegung des Aggre gates übereinstimmt, welches sich unter der Voraussetzung ergibt,
dass auf das von kei nerlei Kräften beeinflusste Aggregat plötzlich eine in der Ebene der Luftschraube liegende Kraft zu wirken beginnt, und dass ferner eine Vorrichtung vorgesehen ist, um die genann ten Schwingungen zu begrenzen.
Das erwähnte Momentanzentrum wird so mit Sehwingungsmittelpunkt des Aggregates, wenn dasselbe durch Unwucht der Luft schraube oder sonstwie periodisch an der Luft schraube wirksame Kräfte in Schwingungen versetzt wird, und. es ist leicht einzasehen, dass durch die angegebene Lagerung eine wesentliche Verminderung der Schwingungen des Flugzeugrumpfes erzielt wird, wie übri gens auch die Praxis bestätigt. Gegenüber der bisher üblichen Lagerung, bei welcher das Antriebsaggregat um einen im wesentlichen mit seinem Schwerpunkt zusammenfallenden Punkt kleine Sehwingungen ausführen kann, wird durch die Erfindung ein erheblicher Fortschritt erzielt.
In den Zeichnungen sind zwei Ausfüh rungsbeispiele der Erfindung so weit<B>'</B> darge stellt, als dies zum Verständnis der Erfin dung erforderlich ist. Es zeigen: Fig. <B>1</B> eine schaubildliche Teilansicht eines aus Rotor, Welle und Motor bestehenden<B>Ag-</B> gregates eines Hubschraubers, Fig. 2 einen Schnitt nach Linie II-II der Fig. <B>1,</B> Fig. <B>3</B> eine vergrösserte Seitenansicht eines elastischen Lagers, Fig. 4 eine Seitenansicht einer andern Aus führungsform,
Fig. <B>5</B> eine Unteransicht eines Teils der in Fig. 4 dargestellten Anordnung und Fig. <B>6</B> einen Schnitt nach Linie VI-VI der Fig. 4.' In den Fig. <B>1</B> bis<B>3</B> ist ein für Hubschrau ber bestimmter Zweiblattrotor mit<B>10</B> bezeieh- net, dessen Nabe 12 mit dem obern Ende der Rotorwelle 14 verbunden ist.
Die Welle 14 ist eine Verlängerung der Kurbelwelle eines Mo tors<B>16.</B> Der Motor, die Welle und der Rotor bilden also ein Antriebsaggregat, dessen Schwerpunkt- ungefähr bei<B>17</B> liegt. Dieses Aggregat ist, wie noch näher gezeigt werden wird, -Lun den Schnittpunkt der Achsen A-A und B-B schwingbar gelagert, welcher Schnittpunkt auf der Achse des Aggregates liegt zuld mindestens angenähert mit dem anfänglichen Momentanzentrum zusammen fällt, das sich aus der Voraussetzung ergibt,
dass auf das von keinerlei Kräften beein- flusste Aggregat plötzlich eine in der Ebene der Luftschraube liegende Kraft zu wirken beginnt.
Die Lage dieses Momentanzentrums kann durch folgende Formel bestimmt werden<B>-</B>
EMI0002.0008
In dieser Formel ist <I>I</I><B>=</B> das Trägheitsmoment des Aggregates um eine durch seinen Schwerpunkt<B>17</B> ge hende, zur Achse des Aggregates senk rechte Achse; M <B>=</B> die Masse des ganzen Aggregates; a<B>=</B> der Abstand der Nabe 12 vom Schwer punkt<B>17;</B> <B>b =</B> der Abstand des Seliwerpunktes <B>17</B> vom Momentanzentrum, wobei dieser Punkt auf der andern Seite des Seliwerp-Linktes liegt als die Nabe 12.
Wie aus den Fig. <B>1</B> bis<B>3</B> ersichtlich, weist die Motorlagerung einen Fachwerkrahmen <B>18</B> auf, in dem der Motor mittels gegenüberste hender Lager 20-20 inn die Achse A-A (Fig. 2) sehwingbar gelagert ist. Die beiden seitlich sich erstreckenden Arme des Fach- werkrahmens enden in Buchsen 22, 22, die auf Gummilnuffen 24, 24 angebracht sind, die von den Zapfen<B>26, 26</B> der am Flugzeugrumpf<B>30</B> fest angebrachten Lagerblöcke 28 getragen werden.
Die Lager 22, 22 liegen atif einer waagreellten Achse B-B, die die Achse A-A rechtwinklig schneidet, und infolge der Ela stizität der Muffen 24, 24 kann der Rahmen kleine Sehwingungen um die Achse B-B aus führen.
Das im wesentlichen aus Motor, Welle und Rotor bestellende Aggregat kann dem nach um die Achse A-A lind um die Achse B-B in begrenztem Ausmasse schwingen, so dass das Aggregat allseitig um einen Punkt zu schwingen vermag, der auf dem Schnitt- punkt der Rotorwellenachse mit der Ebene der Achsen AA-BB liegt.
Die Gummiinuffen 24 gestatten überdies kleine waagrechte Verschiebungen des Dreh punktes. Zur Begrenzung der Bewegung um diesen Drehpunkt und zum Halten des Aggre gates in einer im wesentlichen lotrechten, zentrierten Stellung ist eine Vorrichtung vor gesehen, die Zugledern<B>32</B> aufweist, die sich radial und rechtwinklig zueinander von einem Mittelstück 34 aus erstrecken, das an dem Boden des Motorgehäuses angebracht ist. Die Aussenenden der Federn<B>32</B> sind mit festste henden Teilen des Flugzeugrumpfes (nicht dargestellt) verankert, so dass die Federn die Schwingungen des Antriebsaggregates begren zen und das Aggregat elastisch in die Normal lage zurückführen.
Die Federn<B>32</B> können verschieden eingestellt, oder es können in bezug auf ihre Eigenschaften voneinander abweichende Federn eingebaut werden, um unsymmetrisehe Zustände und/oder unter schiedliche Schwingungsfrequenzen atiszuglei- clien, bis die günstigste Einstellung für alle Flugbedingungen gefunden ist.
Bei der Ausführungsforin nach Fig. 4 bis <B>6</B> ist am Motor 40 ein Getriebegehäuse 42 angeflanscht, aus dem die Antriebswelle, 44 hervorsteht. Der Rotor ist lediglich der Ein fachheit halber nicht gezeichnet. Es handelt sich aber ebenfalls um einen Hubschrauber. Aus einem Stück mit dem Getriebegehäuse 42 besteht die waagrecht liegende Platte 46, die mit tohrungen versehen ist, -um die Gummi- nixiffen 48 fest aufzunehmen, die auf Zapfen <B>50</B> aufgezogen sind, durch welche die Muffen 48 zwischen gegenüberliegenden Lappen eines Rahmens<B>52</B> verankert werden, der fest mit' dein Flugzeugrumpf 54 verbunden ist.
Die Gummimulfen 48 verformen sieh federnd nachgiebig, so dass das Antriebsaggregat rela tiv zu dem Flugzeugrumpf 54 um einen Mit telpunkt zu schwingen vermag, der ungefähr in der Ebene der Sternplatte 46 liegt. Dieser Mittelpunkt fällt wieder mindestens angenä hert mit dem oben definierten anfänglichen Momentanzentrum zusammen. Zur Begrenzung der Schwingungen ist ein Armkreuz<B>56</B> (Fig. <B>5)</B> vorgesehen, dessen Arme radial von einer Verbindungsstelle am zentralen Ansatz<B>58</B> (Fig. 4) ausgehen, der am Boden des Kurbelwellengeliäuses vorgese hen ist.
Die Arme des Arnikreuzes <B>56</B> tragen elastische Ringe<B>60,</B> die anderseits an den am Flugzeugrumpf festen Konsolen<B>62</B> angelenkt sind.
Aircraft The invention relates to an aircraft and aims to reduce the transmission of vibrations from its drive unit to the aircraft fuselage. According to the invention, this is achieved in that its drive unit, which consists mainly of the motor, shaft and propeller, is mounted in the aircraft fuselage in such a way that it can vibrate around a point which at least approximately coincides with the initial instantaneous center of the movement of the unit, which results under the condition
that a force lying in the plane of the propeller suddenly begins to act on the unit, which is not influenced by any forces, and that a device is also provided to limit the vibrations mentioned.
The mentioned instant center is so with the center of visual oscillation of the unit when the same screw due to unbalance of the air screw or otherwise periodically active forces on the air screw is set in vibration, and. It is easy to see that the specified mounting results in a significant reduction in the vibrations of the aircraft fuselage, as practice also confirms, by the way. Compared to the hitherto customary mounting, in which the drive unit can execute small visual oscillations around a point essentially coinciding with its center of gravity, the invention achieves a considerable advance.
In the drawings, two exemplary embodiments of the invention are as far <B> '</B> Darge as is necessary for understanding the inven tion. They show: FIG. 1 a diagrammatic partial view of an Ag unit of a helicopter consisting of rotor, shaft and motor, FIG. 2 a section along line II-II in FIG. <B> 1 </B> Fig. 3 </B> an enlarged side view of an elastic bearing, Fig. 4 a side view of another embodiment,
FIG. 5 shows a bottom view of part of the arrangement shown in FIG. 4 and FIG. 6 shows a section along line VI-VI of FIG. 4. ' In FIGS. 1 to 3, a two-blade rotor intended for helicopters is designated with <B> 10 </B>, the hub 12 of which with the upper end of the rotor shaft 14 is connected.
The shaft 14 is an extension of the crankshaft of a motor <B> 16. </B> The motor, the shaft and the rotor thus form a drive unit whose center of gravity is approximately at <B> 17 </B>. This unit is, as will be shown in more detail, -Lun the point of intersection of the axes A-A and B-B mounted so that it can swing, which point of intersection on the axis of the unit is at least approximately coincident with the initial instantaneous center, which results from the prerequisite,
that suddenly a force lying in the plane of the propeller begins to act on the unit, which is not influenced by any forces.
The position of this instantaneous center can be determined by the following formula <B> - </B>
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In this formula <I>I</I> <B> = </B> is the moment of inertia of the unit around an axis that goes through its center of gravity <B> 17 </B> and is perpendicular to the axis of the unit; M <B> = </B> the mass of the whole unit; a <B> = </B> the distance between the hub 12 and the center of gravity <B> 17; </B> <B> b = </B> the distance between the center of gravity <B> 17 </B> and the current center, this point being on the other side of the Seliwerp link than the hub 12.
As can be seen from FIGS. 1 to 3, the motor mounting has a framework frame 18 in which the motor is mounted by means of opposing bearings 20-20 inn the axis AA (Fig. 2) is mounted visibly swingable. The two laterally extending arms of the truss frame end in sockets 22, 22, which are attached to rubber sleeves 24, 24, which are supported by pins 26, 26 on the fuselage 30 > Fixed bearing blocks 28 are carried.
The bearings 22, 22 are atif a horizontal axis B-B, which intersects the axis A-A at right angles, and as a result of the elasticity of the sleeves 24, 24 of the frame can perform small visual oscillations about the axis B-B.
The assembly consisting essentially of the motor, shaft and rotor can swing to a limited extent around the axis AA and about the axis BB, so that the unit is able to swing around a point on the intersection of the rotor shaft axis with the Level of the axes AA-BB lies.
The rubber sleeves 24 also allow small horizontal shifts of the pivot point. To limit the movement around this pivot point and to hold the aggregate in a substantially vertical, centered position, a device is provided which has tension leathers 32 which extend radially and at right angles to one another from a center piece 34 extend, which is attached to the bottom of the motor housing. The outer ends of the springs 32 are anchored to fixed parts of the aircraft fuselage (not shown) so that the springs limit the vibrations of the drive unit and return the unit elastically to its normal position.
The springs 32 can be set differently, or springs differing from one another in terms of their properties can be installed in order to achieve asymmetrical states and / or different oscillation frequencies until the most favorable setting for all flight conditions is found .
In the embodiment according to FIGS. 4 to 6, a gear housing 42 is flanged to the motor 40, from which the drive shaft 44 protrudes. The rotor is not drawn for the sake of simplicity. But it is also a helicopter. The horizontally lying plate 46, which is provided with perforations, is made in one piece with the gear housing 42 in order to firmly receive the rubber nixiffeners 48, which are pulled onto pins 50 through which the sleeves 48 are between opposite flaps of a frame <B> 52 </B> are anchored, which is firmly connected to 'your aircraft fuselage 54.
The rubber bushings 48 deform in a resilient manner, so that the drive unit is able to oscillate relative to the aircraft fuselage 54 about a central point which lies approximately in the plane of the star plate 46. This center point again coincides at least approximately with the initial instantaneous center defined above. A spider <B> 56 </B> (Fig. <B> 5) </B> is provided to limit the vibrations, the arms of which are located radially from a connection point at the central attachment <B> 58 </B> (Fig. 4 ), which is provided at the bottom of the crankshaft gel housing.
The arms of the arnic cross <B> 56 </B> carry elastic rings <B> 60 </B> which are on the other hand hinged to the brackets <B> 62 </B> fixed to the aircraft fuselage.