Rotorsteuerung für einen Hubschrauber Die Erfindung bezieht sich auf die Rotorsteuerung für einen Hubschrauber, und insbesondere auf einen verhältnismässig kleinen und einfachen Hubschrauber zum Tragen von einer oder zwei Personen.
Bekannte moderne Hubschrauber besitzen einen komplizierten und kostspieligen Aufbau, was hauptsäch lich auf den angelenkten Rotorblättem beruht, welche notwendigerweise verwendet werden müssen, um einen gesteuerten Flug dieser Hubschrauber zu ermöglichen. Die Drehflügel oder Rotoren dieser bekannten Hub schrauber weisen eine zentrale Nabe auf, von welcher sich eine Mehrzahl von Rotorblättern radial nach aussen erstrecken.
Normalerweise ist jedes Blatt mit der Nabe durch eine komplizierte Anordnung von Schwenkgelen ken oder Scharnieren verbunden, welche ein Verschwen- ken des Blattes um seine Längsachse sowie ein Schwin gen um eine in der Drehebene des Blattes, jedoch senkrecht auf seiner Längsachse stehende Achse ermögli chen.
Das allgemein bei solchen Hubschraubern verwendete Steuersystem wird zyklische oder Feder- bzw. Verstell steuerung genannt. Bei solchen zyklischen Steuersyste men wird der Anstellwinkel bzw. die Steigung jedes Rotorblattes, d.h. der Winkel zwischen der Nullauftriebs linie des Blattes und seiner Drehebene, durch Verschwen- ken des Blattes um seine Längsachse während dessen Bewegung durch einen Drehkreis von 360 verändert. Beispielsweise wird beim Vorwärtsflug der bekannte Hubschrauberrotor durch die Schwenkbewegung der Blätter um ihre oben genannten senkrechten oder Normalachsen nach vorne geneigt, um eine nach vorne gerichtete Komponente der Auftriebskraft der Blätter zu erzeugen.
Wenn die Drehebene des Hubschraubers so aus der Horizontalen geneigt ist, muss der Winkel jedes Blattes in bezug auf die Drehebene daher über den ganzen Drehzyklus verändert werden. Das Ergebnis dieser zyklischen Steuerung ist eine Verminderung des Winkels des vorwärts in die relative Luftströmung hinein bewegten Blattes in bezug auf die Drehebene und eine Vergrösserung dieses Winkels eines rückwärts bewegten oder zurückgehenden Blattes. Der vertikale Flug von bekannten Hubschraubern wird durch gleichzeitige Veränderung des Anstellwinkels aller Blätter gesteuert, was allgemein als kollektive Anstellwinkel- oder Steigungssteuerung bezeichnet wird.
Die azimutale Steuerung oder Steuerung um die Hochachse wird bei Hubschraubern mit einem einzigen Hauptrotor gewöhnlich durch Veränderung des Anstell- winkels und daher des Schubes eines kleinen Gegendreh momentrotors bewirkt, welcher am Ende des Hubschrau bers befestigt ist. Bei Hubschraubern mit zwei hinterein- anderliegenden, sich entgegengesetzt drehenden Hauptro toren wird eine Steuerung um die Hochachse üblicher weise durch unterschiedliche Neigung der Drehebenen der Hauptrotoren in bezug auf ihre Wellen erzielt, so dass der Unterschied der seitlichen Neigung zwischen den beiden ein Drehmoment auf den Hubschrauberrumpf ausübt.
Lediglich eine Verminderung der Grösse des kom pliziert angelenkten Rotorsystems bei Verwendung einer zyklischen Steuerung bewirkt keine beträchtlichen Ver minderungen des Gewichts und kann die Kosten eines kleinen Hubschraubers sogar beträchtlich erhöhen. Es ist daher notwendig, bei der Erzeugung eines kleinen Hubschraubers mit vernünftigem Preis eine wesentlich einfachere Rotorkonstruktion und einfachere Steuerver fahren anzuwenden.
Das einfachste Rotorsystem weist feste Rotoren auf, bei welchen die Blätter fest mit der Rotornabe verbunden sind. In diesem Zusammenhang wird bemerkt, dass der Ausdruck fest>> eine Konstruktion bedeuten soll, bei welcher die Rotorblätter nicht zur Ausführung einer Schwenkbewegung in bezug auf die Rotornabe angelenkt sind.
Es treten bei dem Bau eines kleinen Hubschraubers mit einem Rotorsystem mit festen Blättern zwei grund sätzliche Überlegungen auf. Die erste Überlegung betrifft die Fähigkeit der Rotoren, bei Antriebsabschaltung in Autorotation überzugehen, um ein sicheres Sinken des Hubschraubers im Fall des Motorausfalls zu gewährlei sten. Die zweite Überlegung betrifft die Steuerung der Flugrichtung des Hubschraubers in vertikaler und hori zontaler Richtung.
Die erfindungsgemässe Rotorsteuerung für einen Hubschrauber mit einer am oberen Ende einer Rotoran- triebswelle mit ihr festverbundenen Nabe und einer Anzahl von dieser Nabe radial abstehender langgestreck- ter, in einer Ebene angeordneter Rotorblätter ist gekenn zeichnet durch eine mit dem Rotorblatt fluchtende und mit diesem starr verbundene, zwischen seiner innern Endpartie und der gerannten Nabe angeordnete Verbin dungseinrichtung,
welche das genannte Rotorblatt unter einem bestimmten festen Anstellwinkel zur Rotorebene trägt, wobei diese Verbindungseinrichtung um eine Federungsachse beschränkt elastisch verdrehbar ist, die im wesentlichen in Längsrichtung in Querschnittsmitte des Blattes verläuft, und eine jedem Blatt zugeordnete Gegengewichtssteueranordnung, die mit dem Blatt um läuft und das Blatt nach Massgabe von an der genannten Steueranordnung auftretenden Störkräften um die ge nannte Federungsachse verdreht.
Anhand der Figuren wird die Erfindung beispielswei se näher erläutert. Es zeigt Fig. 1 eine Schrägansicht eines kleinen Hubschrau bers, Fig. 2 eine vergrösserte Seitenansicht des Rumpfteiles des in Fig.1 dargestellten Hubschraubers, wobei die Aussenhaut weggelassen ist, um die inneren Einzelheiten zu zeigen, Fig.3 eine vergrösserte Seitenansicht des vorderen Teiles des Hubschrauberrumpfes, gesehen von der entgegengesetzten Seite wie in Fig. 2,
Fig.4 eine Draufsicht auf einen der Rotoren des in Fig.l dargestellten Hubschraubers mit einer schemati schen Darstellung der Wirkung einer Steuer-Gegenge- wichteinrichtung an den Blättern, Fia.5 einen stark vergrösserten Schnitt längs der Linie 5-5 in Fig.4 in drei Viertel der Länge eines der Hubschrauberblätter, Fig.6 eine stark vergrösserte Draufsicht auf die Rotornabe und einen Teil eines der Blätter gemäss Fig. 4,
Fig.7 eine Seitenansicht der in Fig.6 dargestellten Rotornabe und den oberen Endteil der zugehörigen Welle und Steuereinrichtung, Fig. 8 einen Schnitt längs der Linie 8-8 in Fig. 6, Fig. 9 eine seitliche Endansicht des inneren Endes eines der Rotorblätter und eines Teiles der zugehörigen Steuereinrichtung gemäss der Linie 9-9 in Fig. 7, Fig. 10 einen vergrösserten Schnitt längs der Linie 10-10 in Fig. 7,
Fig. 11 eine vergrösserte Seitenansicht der Antriebs verbindung des vorderen Rotors, gesehen von der gleichen Seite wie Fig. 3 und teilweise abgebrochen, um die inneren Bauteile zu zeigen, Fig. 12 einen Schnitt längs der Linie l2-12 in Fig. 3 und Fit. 13 eine halbschematische Ansicht eines Gleich- -ewichts-und Steuer-Gelenkmechanismus, welcher mit dem Steuermechanismus gemäss Fig. 7 verbunden ist.
Der in Fia. 1 in einer vereinfachten Skizze dargestellte Hubschrauber besteht allgemein aus einem langgestreck- ten Rumpf 1 mit einem vorderen und rückwärtigen Rotorwellenmast 2 bzw. 3, welche vom Rumpf nach oben stehen, wobei der Rumpf auf einem üblichen Dreirad-Fahr,Qestell mit einem Stirnrad 4 und Haupträ dern 5 steht. In den Masten 2 bzw. 3 sind Rotorwellen 6 bzw. 7 gelagert und stehen aus diesen nach oben, wobei an den oberen Enden derselben gleiche Rotoren 8 bzw. 9 befestigt sind.
Wenn der nachstehend beschriebene Hubschrauber in seiner normalen Lage auf dem Boden steht, verlaufen die Wellen 6 und 7 allgemein vertikal und die Rotoren 8 und 9 sind allgemein in horizontalen Ebenen drehbar gelagert. Die Rotorwellen 6 und 7 weisen einen solchen Abstand auf, dass die Rotoren 8 und 9 jeweils Kreisflächen überstreichen, die sich in einem mittleren, zwischen den beiden Wellen gelegenen Bereich überlappen. Vorzugs weise sind die Drehebenen der Rotoren 8 und 9 vertikal gegeneinander versetzt, um die Möglichkeit der gegensei tigen Störung der Rotoren zu vermindern.
Der Hubschrauberrumpf besteht aus einem Hauptge- häuserahmen 12 (Fig.2), der aus Streben aus Alumi niumrohr oder dergleichen hergestellt ist und das stromlinienförmige Gehäuse 13 (Fig. 1) trägt, welches die Hülle oder Kabine für den Piloten und seinen Mitfahrer bildet. Der in Längsrichtung verlaufende Hauptteil des Rahmens 12 ist schmal genug, damit der Pilot und sein Mitfahrer rittlings über demselben auf dem Sitz 14 (Fig.2) sitzen können, wobei ihre Füsse auf den Fussstützen 15 ruhen. Es wird bemerkt, dass der Pilot zwischen den Schaftteilen 2, 3 des Rumpfrahmens 12 sitzt.
Der Rahmen 12 trägt weiter den Motor 16, welcher durch einen Riemenantrieb 17 mit der Hauptantriebswel le 18 gekoppelt ist, die sich in Längsrichtung des mittleren Rumpfteiles erstreckt. Die Antriebswelle 18 ist durch ein vorderes und rückwärtiges rechtwinkliges Zahnradgetriebe 19 bzw. 20 mit den Rotorwellen 6 bzw. 7 gekoppelt, um die hintereinanderliegenden Rotoren anzutreiben.
Die verschiedenen Bestandteile des Hubschraubers sind so verteilt, dass der Schwerpunkt 22 (Fig.2) der zusammengesetzten Masse des Hubschraubers und seiner Besatzung auf der wirksamen Schubmittellinie der Rotoren angeordnet ist. Wenn daher der Pilot seinen Sitz einnimmt, verschiebt die Bewegung des Schwerpunkts seines Körpers den zusammengesetzten Schwerpunkt des Hubschraubers in bezug auf den tatsächlichen Schub- oder Druckmittelpunkt. Es wird bemrekt, dass der Mittelteil des Rumpfes 1 leicht nach hinten und unten geneigt ist, wenn die Hubschrauber in seiner normalen Boden- oder Schwebestellung gehalten wird, wobei die Rotorwellen 6, 7 allgemein vertikal verlaufen.
Wie noch ausführlicher erläutert wird, ist die Stellung des Mitteltei les des Rahmens 12 und des Sitzes 14 bei normalem Vorwärtsflug des Hubschraubers allgemein horizontal, wobei die Rotorwellen <B>6,7</B> vorne geneigt sind.
Der Motor 16 kann von jeder geeigneten, luftgekühl ten Art sein, wie sie üblicherweise bei leichten Luftfahr zeugen verwendet wird, und wird an seinem rückwärtigen Ende auch einer in Querrichtung verlaufenden Schwenk achse 25 (Figuren 2, 3) gehalten, welche am Rahmen 12 beispielsweise mittels Stützen 26 gelagert ist. Diese Lagerung ermöglicht, dass das vordere Ende des Motors 16, welches die Antriebsscheiben 27 des Riemenantriebs 17 trägt, auf die Hauptantriebswelle 18 zu und von dieser weg schwingt.
Die Hauptantriebswelle trägt Riemenscheiben 28, welche mit den Scheiben 27 durch mehrere Keil-Riemen 29 verbunden sind. Wenn das vordere Ende des Motors 16 sich in seiner unteren Stellung befindet, hängt sein Gewicht in den Riemen 29 und die Kraft des Ge stänges 31, 32 greift mit den Rollen 27, 28 an den Riemen ein, so dass der Motor zum Antrieb der Hauptwelle 18 eingekuppelt ist.
Das vordere Ende des Motors 16 kann durch ein allgemein mit 30 (Fig. 3) bezeichnetes Riemenlockerungs- Gestänge angehoben werden welches ein allgemein vertikal verlaufendes Gelenk 31 aufweist, das am vorderen Ende des Motors 16 schwenkbar angelenkt ist.
Das andere Ende des Gelenks 31 ist an einem Betätigungshebel 32 beispielsweise durch einen Schwenk zapfen 33 angelenkt. Ein Schwenkzapfen 34 dient zur schwenkbaren Verbindung des Hebels 32 mit dem Hauptrahmen 12 an einer von Schwenkzapfen 33 entfernten Stelle, so dass beim Anheben des Hebels 32 in seine obere Stellung, welche durch die strichpunktierte Linie 35 angedeutet ist, der Schwenkzapfen 33 und dadurch das Gelenk 31 und das vordere Ende des Motors 16 in eine obere Stellung angehoben werden, in welcher die Riemen 29 in bezug auf die Scheiben 27, 28 locker sind und die Antriebsverbindung zwischen dem Motor 16 und der Antriebswelle 18 unterbrochen ist.
Es wird bemerkt, dass während dieser Auskupplung zum Starten des Motors ohne Belastung sich der Schwenkzap fen 33 in bezug auf den Schwenkzapfen 34 nach rückwärts und oben bewegt. Wenn sich der Motor in der unteren Stellung befindet, liegt der Schwenkzapfen 33 vorzugsweise etwas vorderhalb des Schwenkzapfens 34, um das Zurückhalten des vorderen Endes des Motors 16 in der unteren Antriebsstellung sicherzustellen. Zusätz lich kommt der Hebel 32 in seiner oberen und unteren Betriebsstellung in Eingriff mit am Rahmen 12 befestig ten Halteklammern 36 bzw. 37, um eine unabsichtliche Bewegung des Hebels aus der gewünschten Stellung zu verhindern.
Ein Paar von Schwenkgelenken 38, 39 können sich vom rückwärtigen Ende des Betätigungshe bels 32 nach hinten zum Pilotensitz 14 erstrecken, um die Betätigung des Hebels 32 von diesem Sitz aus zu ermöglichen.
Die Welle 18 ist in geeigneten Lagern 42 (Fig. 2 und 3) am Rahmen 12 gelagert und eine Freilaufkupplung 43 (Fig. 3) ist in der angetriebenen Scheibe 28 eingebaut, so dass die Welle 18 sich unabhängig von dieser angetriebe nen Scheibe drehen kann. Falls der Motor ausfällt, gehen die Luftrotoren 8 und 9 in Autorotation über, wie später im einzelnen erläutert werden wird, und veranlassen dadurch die Rotorwellen 6 und 7, die Hauptantriebswelle 18 anzutreiben. Es wird bemerkt, dass die diese Drehung der Antriebswelle ermöglichende Freilaufkupplung statt dessen auch in der angetriebenen Scheibe oder Rolle 27 eingebaut sein kann.
Am Rahmen 12 ist vor dem Pilotensitz 14 ein Paar von Lenkstangen 44 an einem allgemein vertikal verlau fenden Anschlussstück 45 angebracht, welches in einem geeigneten, am Rahmen befestigten Lager drehbar gelagert ist. Zusätzlich zu später zu beschreibenden Wirkungen können die Lenkstangen 44 auch geeignete und übliche Steuerungen für den Motor 16 einschliesslich einer Drosselsteuerung aufweisen, welche zweckmässiger- weise durch den Handgriff 46 (Fig. 3) betätigt werden kann, wie es bei Motorradsteuerungen üblich ist.
Wie bereits ausgeführt, ist das vordere und rückwärti ge Ende der Antriebswelle 18 zum Antrieb der Rotorwel- len 6 bzw. 7 durch rechtwinklige Zahnradgetriebekästen 19 bzw. 20 (Fig. 2) angekuppelt. Die unteren Enden dieser Rotorwellen sind in geeigneten, in diesen Lagerkä sten eingebauten und am Rahmen 12 befestigten Lagern drehbar gelagert. Die oberen Enden der Rotorwellen 6 bzw. 7 sind in Lagern 47 bzw. 48 drehbar gelagert, die an den oberen Enden der Mastteile 2 bzw. 3 des Rahmens 12 angebracht sind.
Ebenfalls am oberen Ende der Mastteile sind feststehende Torsionsrohre 49 bzw. 50 (Fig. 2) angebracht, welche jeweils die oberen Enden der Rotorwellen 6 bzw. 7 umgeben, die über die Mastteile 2 bzw. 3 hinausstehen. Die Torsionsrohre 49 bzw. 50 sind längliche Hülsen mit wesentlich grösserem Innendurch messer als der Durchmesser der Rotorwellen 6 bzw. 7 und können mit Flanschen 51 an ihren unteren Enden versehen sein, die an Platten 52 angebolzt sind, welche einen feststehenden Teil des Rahmens 12 an den oberen Enden der Masten 2 bzw. 3 bilden.
Das obere Ende jeder Rotorwelle 6, 7 steht aus dem offenen oberen Ende des zugehörigen Torsionsrohres 49, 50 hervor und ist mit der allgemein mit 56 bezeichneten Nabe des zugehörigen Rotors 8 bzw. 9 verbunden. Die Rotoren 8 und 9 sind gleich gebaut, mit der Ausnahme, dass die Blätter des einen in bezug auf die Blätter des anderen umgekehrt sind, damit sich die Rotoren in entgegengesetzten Richtungen drehen können.
Aus den Pfeilen 53, 54, 55 in Fig. 2 ist zu entnehmen, dass das Ergebnis der Ankupplung der Rotorwellen 6, 7 an entgegengesetzte Enden der Welle 18, welche sich in der durch den Pfeil 53 angegebenen Richtung dreht, darin besteht, dass die Welle 6 im Gegenzeigersinn (betrachtet von oben und angedeutet durch den Pfeil 54, Fig. 2, 4) und die Welle 7 im Uhrzeigersinn (angedeutet durch den Pfeil 55, Fig.2) gedreht wird. Mit Ausnahme dieser Gegendrehung zur Ausschaltung von auf den Rumpf des Hubschraubers wirkenden Drehmomenten sind die Roto ren 8 und 9 in gleicher Weise aufgebaut und bestätigt.
Die Beschreibung des vorderen Rotors 8 (Fig.4) gilt daher auch für den rückwärtigen Rotor 9, wenn nicht ausdrücklich anders angegeben.
Die Rotornabe 56 weist eine flache Y-förmige Platte 57 (Figuren 4, 6, 7) auf, welche am Flansch 58 beispielsweise durch Bolzen 59 (Figuren 6, 7) am oberen Ende einer rohrförmigen Hülse 60 befestigt ist. Die Hülse 60 enthält das obere Ende der Rotorwelle 6 (Fig. 6), an welcher diese Hülse beispielsweise durch Bolzen 61 befestigt ist. In dieser Weise ist die Rotornabe 56 an der Rotorwelle zur Ausführung einer Drehung mit derselben befestigt.
An jedem Schenkel der Y-förmigen Platte 57 ist ein langgestrecktes Rotorblatt 65 (Fig.4) angebracht und erstreckt sich in radialer Richtung. Es ist zwar ein Rotor mit drei Blättern dargestellt, bei welchem die Schenkel der Platte 57 und die Blätter 65 einen gegenseitigen Abstand von 120 aufweisen. Es ist jedoch klar, dass jede andere Anzahl von Blättern in einer Gleichgewichts verteilung angewendet werden kann, wenn gewünscht. Ein Rotor mit drei Blättern wird einem Rotor mit nur zwei Blättern, welche unter 180 gegneinander angeord net sind, vorgezogen, da der erstere im Hubschrauber weniger starke Schwingungen erzeugt.
Die Blätter 65 sind in gleicher Weise aufgebaut und mit der Rotor-Nabenplatte 57 verbunden. Über den wirksamen Teil seiner Länge, d.h. etwa den äusseren drei Vierteln der Länge von der Mitte der Rotornabe, besitzt jedes Blatt 65 einen konstanten Querschnitt. Das Tragflächenprofil des Blattes ist in Fig.5 in stark vergrössertem Massstab dargestellt, wie es an einer Stelle in etwa drei Vierteln der Blattlänge von der Mitte der Nabe 56 ausgebildet ist. Eine derartige Tragfläche ist bekannt als Tragflächenprofil mit vorwärts gewölbter Mittellinie , da ihr höchster Punkt 66 oder maximaler Wölbungspunkt (grösste Dicke) innerhalb des ersten Viertels der Blattsehne von der vorderen Kante 67 aus liegt.
Aus Fig.5 ist auch ersichtlich, dass das bei dem erfindungsgemässen Hubschrauber verwendete Blattpro fil mit einer sehr scharfen Vorderkante 67 und einem flachen, d.h. nicht positiv gewölbten rückwärtigen Ab schnitt 68 ausgebildet ist.
Fig. 5 zeigt auch den Anstellwinkel a des Blattes 65, welches der Winkel zwischen der Drehebene E des Blattes (beim Schwebeflug horizontal) und der Nullauf- stiegslinie N ist, die eine Fortsetzung des rückwärtigen Teiles der Mittellinie des Tragflächenprofils darstellt. Wie nachfolgend ausführlicher erläutert werden wird, sind die Rotorblätter des Hubschraubers an der Nabe mit einem festen Anstellwinkel von vorzugsweise etwa 5 bis 8 befestigt.
Bei einem kleineren Hubschrauber kann die Länge der Rotorblätter von der Mitte der Nabe bis zum äusseren Ende des Blattes etwa 2,13 m betragen, wobei die Blattbreite von der Vorderkante 67 zur Hinterkante 69 etwa 13,75 cm beträgt. Ein mit annähernd diesen Ausmassen gebautes und unter Autorotationsbedingun- gen arbeitendes Blatt hat eine Reynoldszahl von etwa 0,5 Millionen, wobei seine Geschwindigkeit an einer Stelle in drei Viertel der Blattlänge von der Nabe an berechnet wird, wie es üblich ist.
Bei so niedrigen Reynoldszahlen können Hubschrauberblätter mit üblichen Tragflächen profilen bei Anstellwinkeln von etwa 5 bis 8 keine stabile Autorotation ausführen. Das hier beschriebene Tragflächenprofil ist daher für den Betrieb eines kleine ren Hubschraubers mit fester Steigung sowohl bei normalem angetriebenem Flug als auch bei stabiler Autorotation notwendig.
Bei der dargestellten Ausführungsform der Erfindung ist jedes Blatt 65 mit dem entsprechenden Schenkel der Platte 57 durch allgemein mit 70 bezeichnete Verbin dungseinrichtungen (Figuren 4, 6) verbunden. Jede Ver bindungseinrichtung besteht aus einer Mehrzahl von Ian@Restreckten, verhältnismässig dünnen Bändern, wobei ein Paar dieser Bänder 71, 72 (Fig. 6) in einer allgemein horizontalen Ebene und ein drittes Band 73 in einer vertikalen Ebene liegt. Die inneren Enden der Bänder 71, 72 sind an der Platte 57 beispielsweise durch Bolzen 74 befestigt und ihre äusseren Enden sind an den inneren Endender Blätter 65 beispielsweise durch Bolzen 75 befestigt, welche durch dieses Blatt und die Verstär kungsplatten 76 gehen.
Das innere Ende des Streifens 73 ist zwischen einem Paar von nach oben stehenden, an der Platte 57 befestigten Haltern 77 befestigt und das äussere Ende dieses Streifens ist am inneren Ende des Blattes 65 beispielsweise durch nach oben stehende Halter 78 (Fig. 8) befestigt. Vorzugsweise sind die Bänder 71, 72 an der Unterseite der Platte 57 und des Blattes 65 befestigt, während das vertikale Band 73 an der oberen Seite derselben befestigt ist.
Die Bänder oder Streifen 71, 72 und 73 sind daher im Abstand voneinander im Dreieck um den angenäherten Sehnenmittelpunkt des Blattes 65 angeordnet, wie aus Fig. 8 ersichtlich. Die Längsmittellinien der Streifen 71, 72 und 73 konvergieren von dieser Anordnung mit Abständen an der Rotornabe 56 (Fig. 6) zu einem Punkt 81 (Fig. 4) annähernd in der Mitte des Blattprofils an der Stelle in drei Viertel der Blattlänge. Dieser auf dem Blattprofil und der Schnittlinie der Ebenen der Streifen gelegene annähernde Mittelpunkt liegt hinter der Linie der Auftriebs- und Massenmittelpunkte 79 (Fig.4) des Blattes, welches sich etwa ein Viertel der Sehne von der Vorderkante 67 aus befindet.
Die Bänder 71, 72 und 73 sind genügend breit und dick, dass sie bei Anordnung in der beschriebenen Weise gegen eine Bewegung des Blattes 65 in bezug auf die Nabe 56 in horizontaler und vertikaler Richtung, d.h. in der Drehebene des Rotors und senkrecht dazu, im wesentlichen fest sind. Die Bänder sind jedoch genügend dünn, elastisch und biegsam, um eine begrenzte Verdre hung des Blattes 65 in bezug auf die Platte 57 der Nabe 56 zuzulassen. Unter bestimmten, zu beschreibenden Bedingungen findet eine solche Verdrehung des Blattes um die Federachse 80 (Figuren 4, 6, 8) statt, welche allgemein in Längsrichtung und in der Mitte des Blattes von etwas vorderhalb der Mitte der Rotornabe durch den Punkt 81 verläuft.
Die Federachse 80 fällt daher mit der Schnittlinie der Ebenen der Streifen 71, 72 und 73 zusammen und liegt hinter der Linie 79 der Auftriebs und Massenmittelpunkte.
Es ist daher ersichtlich, dass jedes Rotorblatt an der entsprechenden Nabe durch feste, d.h. nicht gelenkige Verbindungseinrichtungen 70 mit einem festen Anstell- winkel von etwa 5 bis 8 befestigt ist. Es wird weiter bemerkt, dass andere einfache Verbindungseinrichtungen angewendet werden können, um das Blatt 65 mit der Nabe 56 so fest zu verbinden und gleichzeitig eine ausreichende Verdrehung des wirksamen Teiles des Blattes um die Federachse 80 unter den nachfolgend zu beschreibenden Bedingungen zu ermöglichen.
Jedes Blatt 65 trägt eine mit 84 (Figuren. 6, 7 und 9) bezeichnete Gegengewicht-Steuereinrichtung hauptsäch lich zur Steuerung der Hubschrauberrotoren unter Flugbedingungen. Jede dieser Gegen gewichteinrichtun- gen besteht aus einer Stange 85, welche allgemein in Längsrichtung des Blattes 65 verläuft und mit ihrem äusseren Ende durch einen Halter 86 (Fig.7) fest mit dem inneren Ende des wirksamen Teils des Blattes verbunden ist. Das innere Ende der Stange 85 ist in einem an der Nabenplatte 57 befestigten Halter 87 drehbar gelagert. Vom inneren Ende der Stange 85 steht ein Arm 88 ab, welcher an seinem unteren Ende ein Gewicht 89 trägt.
Der Arm 88 ist an der Stange 85 fest angebracht und verläuft gegenüber dem Blatt 65 nach unten (Fig. 7) und nach vorne (Fig. 9), d.h. in Bewegungs richtung des Blattes. Ein zweiter Arm 90 ist mit einem Ende fest an der Stange 85 zwischen deren Enden angebracht und verläuft nach oben und innen gegen das Drehzentrum des Rotors zu. Der Arm 90 erstreckt sich von der Bewegungsrichtung des Blattes 65 nach oben (Fig. 7) und rückwärts (Fig. 9) und trägt ein Gewicht 91 an seinem äusseren. von der Stange 85 entfernten Ende.
Wie nachfolgend im einzelnen erläutert werden wird, bewirkt das Auftreten einer Störkraft an der Gegenge- wicht-Steuereinrichtung 84 eine Bewegung der Gewichte 89, 91 in bezua auf das Blatt 65 nach vorwärts oder rückwärts um die Längsachse der Stange 85, um welche sich die Gewichte allein bewegen können, und bewirkt ein entsprechendes Drehmoment über die Arme 88, 90 auf die Stange 85 und von dort über den Halter 86 auf das Blatt 65. Eine solche Bewegung bewirkt eine Änderung des Anstellwinkels des Rotorblattes durch Verdrehung desselben um seine Federachse 80.
Diesem Verdrehen des Rotorblattes wirkt die Steif heit der Verbindungseinrichtung 70 mit den Streifen oder Bändern 71, 72 und 73 entgegen. Es ist klar, dass mit Erhöhung der Drehgeschwindigkeit des Rotors die durch das Blatt 65 ausgeübte Fliehkraft die Streifen 71, 72 und 73 zu verlängern sucht und dadurch ihre (Steifheit beträchtlich erhöht und dass eine wesentlich grössere Kraft erforderlich ist, diese Streifen um die Federachse zu verdrehen, um den Anstellwinkel des Rotorblattes zu verändern.
Daher sind die Gewichte 89, 91, an den Enden der Arme 88, 90 in Stellungen vor bzw. hinter dem zugehörigen Blatt (Fig. 9) angebracht, um mit steigender Rotorgeschwindigkeit grössere Kräfte hervorzubringen, welche den Anstellwinkel des Blattes 65 zu vergrössern suchen und umgekehrt.
Wenn beispielsweise die Rotorgeschwindigkeit steigt, wirken die Gewichte 89, 91 wie die Gewichte eines üblichen Fliehkraftreglers und suchen sich unter der Einwirkung der erhöhten Fliehkraft vom Drehzentrum nach aussen zu bewegen. Da die Bewegung der Gewichte 89, 91 um die Achse der Stange 85 beschränkt ist, können sie sich nicht von der Rotorwelle 6 radial nach aussen bewegen. - Unter diesen Bedingungen müssen daher die Gewichte 89, 91 sich in bezug auf das Blatt 65 nach vorwärts bzw. rückwärts bewegen, wie durch die Pfeile 94, 95 (Fig. 6, 9) ) angegeben. Diese Bewegung bewirkt das Anlegen einer Kraft, welche den Anstellwinkel des Blattes 65 zu vergrössern sucht.
Bei einem Mehrblattrotor, wie er hier beschrieben wird, werden zweckmässigerweise allgemein mit 99 (Fig. 7) bezeichnete Einrichtungen vorgesehen, welche die verschiedenen Gegengewichteinrichtungen eines Rotors zwecks gemeinsamer (Führung verbinden. Diese Ein richtungen weisen einen Arm 100 (Figuren 7, 9) auf, welcher fest an der Stange 88 jeder Gegengewicht- Steuereinrichtung angebracht ist und quer von derselben absteht.
Das äussere Ende jedes Armes 100 ist schwenk bar mit einem Ende eines Stabes 101 verbunden, dessen anderes Ende mit einem der Ansätze 102 verbunden ist, welche aus einem verdrehbaren Ring 103 (Fig. 7) einer allgemein mit 104 bezeichneten Taumeischeibeneinrich- tung radial vorstehen. Die Ansätze 102 weisen einen gegenseitigen Abstand von 120 auf und jeder derselben ist in Drehrichtung des Rotors 90 vor dem zugehörigen Blatt und der zugehörigen Gegengewichteinrichtung angeordnet.
Der Ring 103 umgibt die Rotorwelle 6 und ist mit einer Anzahl von Ansätzen 102 versehen, welche in Umfangsrichtung desselben einen Abstand aufweisen, welcher der Anzahl und dem Abstand der Rotorblätter 65 und der Gegengewichteinrichtungen 84 entspricht. Da alle Gegengewichteinrichtungen 84 durch Stäbe 101 mit dem Ring 103 verbunden sind, ist jede dieser Einrichtun gen gezwungen, der Bahn oder Spur der anderen zu folgen, um eine Taumelbewegung des Rings 103 zu verhindern.
Der Ring 103 stellt somit ein praktisches Mittel dar, durch welches Störkräfte auf alle Gegenge- wicht-Steuereinrichtungen 84 übertragen werden kön nen.
Die Taumelscheibeneinrichtung 104 weist eine langge- streckte rohrförmige Hülse 105 auf, welche gleitbar auf dem oberen Ende der Rotorwelle 6 unterhalb der Nabe 56 sitzt (Figuren 7, 10). Bolzen 106, welche durch axiale Schlitze 107 in der Hülse 105 greifen und an der Welle 6 befestigt sind, dienen zur Verbindung der Hülse mit der Welle zwecks Mitdrehens, gestatten jedoch ein axiales Gleiten der Hülse 105 längs der Welle.
An ihrem oberen Ende ist die Hülse 105 mit einem radial vorspringenden Flansch 108 versehen, welcher auf einer Schraubendruckfeder 109 aufliegt (Fig.7). Die Feder 109 umgibt die Welle 106 und erstreckt sich zwischen dem Flansch und dem unteren Ende der Hülse 60 der Rotornabe 56, um die Hülse<B>105</B> an der Welle 6 nach unten zu drücken. Das Anliegen der Bolzen<B>106</B> an den oberen Enden der Schlitze 107 begrenzt die Bewegung der Hülse 105 (Fig. 10) nach unten.
Der Ring 103 umgibt die Hülse 105 und ist mit dieser zum Drehen mit derselben durch einen Kardanring 110 (Fig. 10) verbunden, welcher mit dem Ring 103 längs einer Achse durch radial nach aussen stehende Zapfen 111 und längs einer zweiten, darauf senkrecht stehenden Achse mit der Hülse 105 durch radial nach innen stehende Zapfen 112 schwenkbar verbunden ist. Da die Innendurchmesser des Kardanrings <B>110</B> und des Dreh rings 103 wesentlich grösser sind als der Aussendurch messer der Hülse 105, kann der Drehring in irgendeiner Richtung um die senkrechten Achsen der Zapfen 111, 112 in bezug auf die Hülse 105 und die Welle 106 kippen.
Die Taumelscheibeneinrichtung 104 weist weiter einen feststehenden oder nichtrotierenden Ring 115 auf, welcher am unteren Umfang des Ringes 103 durch ein Lager 116 gehalten wird, das eine gegenseitige Drehung zwischen den Ringen<B>103</B> und 115 um ihre gemeinsame Mittelachse zulässt.
Der feststehende Ring 115 wird gegen Drehung in bezug auf den Hubschrauberrumpf durch einen Stab 117 festgehalten, welcher mit diesem und mit einem Bügel 118 (Fig. 7 ) schwenkbar verbunden ist, wobei der Bügel, wie bei 119 dargestellt ist, mit festen Haltern am oberen Ende des Torsionsrohres 49 schwenkbar verbunden ist. Auf diese Weise ist der Ring 115 zur Ausführung einer Schwenkbewegung gegenüber dem Ring 103 gelagert, wird jedoch gegen Drehung mit demselben festgehalten.
Um Schwingungskräfte zu dämpfen und ein Taumeln der Taumelscheibeneinrichtung 104 zu verhindern und da durch die Gegengewichteinrichtungen 84 zu zwingen, der gegenseitigen Führung zu folgen, werden mehrere sym metrisch angeordnete Stossdämpfer oder Bremszylinder 120 zwischen den Ring 115 und das Torsionsrohr 49 geschaltet.
Wie nachfolgend ausführlicher erörtert werden wird, bewegt sich der Hubschrauber, wenn der Pilot desselben seinen Schwerpunkt durch Neigung nach links oder rechts oder vorwärts oder rückwärts verändert, in der Richtung, in welche er sich lehnt, und zwar infolge der Reaktion der hintereinanderliegenden Rotoren und ihrer jeweiligen Gegengewicht-Steuereinrichtungen. Während einer solchen Steuerung durch Körperbewegung reagie ren jedoch beide Rotoren im wesentlichen in der gleichen Weise, wodurch eine Steuerung um die Kipp- oder Querachse (durch das Lehnen des Piloten nach vorne oder rückwärts) und eine Steuerung um die Roll- oder Längsachse (durch das Lehnen des Piloten nach der einen oder der anderen Seite) erzielt wird.
Zur Steuerung um die Hochachse ist eine nachfolgend beschriebene Einrichtung zum Bewirken einer Reaktion in nur einem der zwei Rotoren vorgesehen.
Wie oben erläutert, ist das untere Ende der vorderen Rotorwelle 6 mit der Hauptantriebswelle 18 durch ein rechtwinkliges Zahnradgetriebe 19 verbunden. Dieses rechtwinklige Zahnradgetriebe weist ein Paar von in Eingriff stehenden Kegelrädern 125, 126 (Fig. 11) auf, welche mit den Enden der entsprechenden Wellen 18, 6 verbunden und in einem Gehäuse 127 gelagert sind, das Lager für die Enden der Wellen aufweist.
Das Gehäuse 127 ist am Rahmen 12 durch eine rückwärtige Lager klammer 128 und einen vorderen Halter 129 befestigt, welcher beispielsweise durch die Zapfen 130 an dem Rahmen schwenkbar angelenkt ist, damit es um eine Achse<B>131</B> (Fig. 11) gekippt werden kann, welche mit den Schwenkachsen des Zapfens 130 und der Lagerklammer 128 gefluchtet ist. Die Schwenkachse 131 liegt in der Ebene der Wellen 6, 18 und ist parallel zu einer geneigten Linie 132, welche zwischen den wirksamen Eingriffsflä chen der Zahnräder 125, 126 gezogen ist.
Auf diese Weise suchen die durch die Hauptantriebswelle 18 ausgeübten Drehkräfte das Getriebegehäuse 19 und die Welle 6 nicht um die Achse 131 zu kippen, da der Tangens des Winkels zwischen dieser Achse und der Antriebswelle 18 gleich dem Übersetzungsverhältnis des Getriebes 19 ist.
Um ein Kippen der Rotorwelle 6 von Seite zu Seite aus einer vertikalen Ebene heraus um die Achse 131 zu ermöglichen, ist das obere, diese Welle haltende Lager 47 (Fig.3) in einer mit einem Flansch versehenen Einzie hung l35 (Fig.12) in einer beweglichen Platte 136 befestigt, welche am oberen Ende des Mastteiles 2 des Hubschrauberrumpfes angeordnet ist (Fig. 3). Die Platte 136 ist unterhalb und allgemein parallel zu der Platte 52 angeordnet, welche an den oberen Enden der Teile des Rahmens 12 am Mast 2 befestigt ist.
Ein nach vorne stehender Ansatz<B>137</B> (Fig. 12) an der Platte 136 ist beispielsweise durch den Zapfen 138 an der festen Platte 52 schwenkbar angelenkt. Ein nach hinten stehender Ansatz<B>139</B> der Platte 135 ist beispielsweise durch den Zapfen 140 mit einer Laufmutter 141 verbunden, die im Gewindeeingriff mit einer Schrauben winde 142 steht.
Die Schraubenwinde 142 erstreckt sich quer zur Längsachse des Hubschrauberrumpfes und ist an ihren Enden in Lagern 143 drehbar gelagert, welche an der Unterseite der Platte 52 befestigt sind. An einem ihrer Enden ausserhalb einem der Lager 143 trägt die Schraubenwinde 142 eine Betätigungsrolle 144 (Fig. 12).
Ein Drehen der Schraubenwinde 142 durch die Rolle 144 in einer zu beschreibenden Weise bewirkt, dass die Mutter 141 sich längs derselben verschiebt und dadurch die Platte 136 in einer horizontalen Ebene um den Schwenkzapfen 138 verschwenkt. Während dieser Bewe gung nimmt die Platte 136 das Lager 47 und das obere Ende der Welle 6 mit sich und kippt dadurch diese Welle aus der vertikalen Mittelebene des Rumpfes. Die Welle 6 kippt um die Achse 131 (Fig. 11), wie oben beschrie ben.
Es wird bemerkt, dass eine langgestreckte Öffnung 145 (Fig. 12) in der festen Platte 52 vorgesehen und der Innendurchmesser des vorderen Torsionsrohres 49 genü gend gross ist, um eine beträchtliche seitliche Bewegung des oberen Endteiles der Rotorwelle 6 zuzulassen.
Ein endloses Steuerkabel 146, welches um die Betätigungsrolle 144 (Fig.12) geschlungen ist, verläuft unter Leerlaufrollen 147 (Fig.3) und um eine grosse Rolle 148, welche am Rumpfhauptteil vor den Lenkstan gen 44 gelagert ist. Das Kabel 146 ist mit der Rolle 148 verbunden, so dass eine Drehung derselben bewirkt, dass das Kabel die Rolle 144 und die Schraubenwinde 142 dreht. Die Lenkstangen 44 sind arbeitsmässig mit der Rolle 148 verbunden, um dieselbe durch eine auf dem Anschlussstück 45 befestigte Rolle 149 zu drehen, wobei das Anschlussstück 45 durch einen Riemen 150 mit einer kleinen Rolle 151 verbunden ist, die mit der Rolle 148 auf einer gemeinsamen Welle befestigt ist.
Auf diese Weise bewirkt ein Verschwenken der Lenkstangen 44 von Seite zu Seite, dass sich die vordere Rotorwelle 6 von Seite zu Seite verschwenkt. Es ist klar, dass die rückwärtige Rotorwelle 7 in gleicher Weise gelagert werden kann, wenn gewünscht, dies ist jedoch zur Steuerung um die Hochachse nicht nötig.
Bei Betrieb des Hubschraubers wird der Motor 16 (Figuren 2, 3) in Gang gesetzt, wobei sich der Betäti gungshebel 32 in der vorderen, durch die strichpunktierte Linie 35 angedeuteten Stellung befindet, so dass die Riemen schlaff sind und die Antriebsverbindung mit der Welle 18 unterbrochen ist. Wenn der Motor warmgelau fen ist und der Pilot auf dem Sitz 14 angeschnallt ist, bringt ein Zurückziehen des Gelenkes 39 den Riemenan trieb 17 (Fig. 3) zum Eingriff und der Motor treibt daher die Rotoren 8, 9 über die Rotorwellen 6, 7 in entgegengesetzten Richtungen.
Wenn die Drehzahl des Motors erhöht wird, erhöht sich die Drehgeschwindigkeit der Rotoren 8, 9 bis zu dem Punkt, an welchem die Blätter 65 einen genügenden Auftrieb entwickeln, um das Gewicht des Hubschraubers und seines Piloten zu überwinden, und ein Abheben eintritt.
Sodann kann der Pilot die Höhe des Hubschraubers, d.h. das vertikale Steigen und Fallen, durch Veränderung der Motordrosselstellung steuern und bei einer bestimm ten Einstellung, bei welcher die von den Rotoren entwickelten Auftriebskräfte die Schwerkraft ausglei chen, schwebt der Hubschrauber.
Beschreibungsgemäss ausgebildete Rotoren mit einem Blattprofil gemäss Fig.5, welche unter einem festen Anstellwinkel von etwa 6 angeordnet sind, entwickeln einen ausreichenden Auftrieb, um die Wirkung der Schwerkraft auf den kleinen beschreibungsgemässen Hubschrauber, seinen Piloten und einen Mitfahrer mit einem Motor 16 von entsprechend geeigneter Grösse und Leistung zu überwinden.
Bei Motorausfall in der Luft fällt der Hubschrauber und erzeugt dadurch eine relative Luftströmung nach oben durch die Hubschrauberrotoren, die der nach unten gerichteten, von den angetriebenen Rotoren unter norma len angetriebenen Flugbedingungen verursachten Luft strömung entgegengesetzt ist. Aus bekannten Gründen verursacht die nach oben durch die Rotoren gerichtete Luftströmung Autorotation, wenn angenommen wird, dass der Anstellwinkel bei der Reynoldszahl unter Autorotationsbedingungen wesentlich kleiner ist als der Anstellwinkel, bei welchem das Rotorblattprofil kritisch wird.
Infolge der scharfen Vorderkante und der vorderen Wölbung des Rotorblattprofils, wie es in Fig.5 darge stellt ist, tritt die Ablösung der Luftströmung an diesem Profil an der scharfen Vorderkante auf, wodurch ein unmittelbar angrenzender turbulenter Bereich erzeugt wird. Unmittelbar hinter dem turbulenten Bereich tritt ein turbulentes Wiederanlegen der Luftströmung infolge der Anordnung der vorderen Wölbung nahe der scharfen vorderen Kante ein.
Die an der vorderen Kante erzeugte Turbulenz dient daher sowohl zum Wiederanlegen der Grenzschichtströmung an das Rotorblattprofil (Fig. 5) unmittelbar hinter der vorderen Kante sowie zur Entnahme von Energie aus der freien Luftströmung, um eine isotrope Turbulenz und hohe Energie in der Grenzschichtströmung aufrechtzuerhalten und dadurch eine Ablösung im wesentlichen über die ganze Oberflä che des Blattes zu verhindern.
Wenn die scharfe vordere Kante und vordere Wölbung des Profils nicht wäre, würde das Profil bei einer versuchten Autorotation bei der niedrigen, hier vorhandenen Reynoldszahl und bei einem Anstellwinkel über etwa 3 kritisch sein bzw. durchsacken. Ein solches Durchsacken würde die Auf triebsfähigkeit des Blattes und die vorwärtsgerichtete Komponente der Auftriebskraft zerstören, welche eine Autorotation des Blattes bewirkt.
Das beschreibungsgemässe Blattprofil ist jedoch sowohl für normalen angetriebenen Flug als auch für stabile Autorotation bei abgeschalteter Leistungszufüh rung geeignet, wenn es unter einem festen Anstellwinkel von etwa 5 bis - 8 angebracht ist, wie in Fig. 5 dargestellt. Der kleine Hubschrauber mit den Rotoren mit festem Anstellwinkel, wie er beschrieben wurde, kann daher durch Steuerung der Motordrehzahl steigen und fallen als auch bei Abschaltung des Antriebs unter Autorotationsbedingungen sicher fallen.
Fig. 4 zeigt u.a. eine schematische Darstellung der vertikalen Mittelebene des Hubschraubers, welche durch die gestrichelte Linie 154 angedeutet ist, auf welcher die Bewegungsrichtung nach vorne durch einen Pfeil A angegeben ist, sowie vier um 90 versetzte Stellungen eines Rotorblattes durch welche beispielsweise das untere Blatt 65 bei einer vollständigen Umdrehung des Rotors 8 wie nachstehend beschrieben laufen kann. In jeder der Stellungen 2, 3 und 4 (in Fig.4 mit kleinen Kreisen umgeben) ist das Blattprofil in bezug auf eine gestrichelte Linie schematisch dargestellt, welche die Drehebene des Rotors angibt.
Fig. 5 gibt eine vergrösserte Darstellung für das Blatt in Stellung 1 (in Fig.4 mit einem kleinen Kreis umgeben).
Der Pilot kann den Hubschrauber um die Längs- und Querachse durch seine instinktiven Körperbewegungen steuern. Wenn sich beispielsweise beim Schwebeflug der Pilot nach rechts lehnt, wenn er auf dem Sitz 14 nach vorne schauend sitzt, so wird der gemeinsame Schwer punkt von Hubschrauber und Pilot von der vertikalen Längsebene 154 (Fig.4) des Hubschraubers, welche die Rotorwellen 6, 7 enthält, nach rechts verschoben. Diese Verschiebung des Schwerpunktes ergibt ein Biegemoment auf den oberen Teil der vorderen Rotorwelle 6, welches nach rechts zu ziehen sucht und dadurch eine Kraft ergibt, welche das Blatt 65 in der Stellung 1 (Fig. 4) anzuheben sucht.
Diese Kraft wirkt nach oben, ist längs der Linie der Federachse 80 verteilt und wirkt gegen die Masse und die gyroskopische Trägheit des Rotorblattes, welche entge gengesetzt, d.h. in Stellung 1 nach unten, wirken und längs der Linie der Massenmittelpunkte 79 des Blattes verteilt sind. Dieser Satz von wirkenden und gegenwir kenden Kräften stellt ein Kräftepaar dar, welches die Gegengewicht-Steuereinrichtung 84 und die Blattvorder- kante um die Federachse 80 in der Stellung 1 nach unten zu schwenken sucht.
Die volle federnde Blattdrehung, d.h. Verschwenkung des Blattprofils um die Achse 80, tritt jedoch infolge der Trägheit der Gegengewicht-Steuerein- richtungen 84 nicht sofort ein.
Die maximale federnde Ver- schwenkung der Blattvorderkante nach unten tritt erst in der Stellung 2, d.h. nach 90 Rotordrehung aus der Stellung 1 ein, wenn die Trägheit der Gegengewichtein- richtungen 84 in bezug auf die von der Fliehkraft abhängige federnde Steifheit der Verbindungsstreifen 71, 72, 73 richtig eingestellt ist, d.h. wenn die natürliche Feder- oder Blattverschwenkfrequenz gleich der Dreh zahl ist.
Diese Bedingung wird gut angenähert erreicht, wenn die folgende Gleichung befriedigt wird:
EMI0007.0041
wobei bedeutet: N Rotordrehzahl, U/min; W", W, Gewicht der oberen bzw. unteren Gegengewichte 91 bzw. 89, kg; hl" hl senkrechte Höhe der Gegengewichte 91 bzw.
89 über beziehungsweise unter der Dreh ebene (Fig. 9), m; Wb Gewicht des Blattes 65 ausserhalb der Ver- bindungsstreifen-Einrichtung 70, kg; Rb Abstand zwischen dem Drehzentrum des Rotors und dem Schwerpunkt 82 des Blat tes (Fig. 4), m; RS mittlerer Abstand zwischen der Federachse 80 und der Mitte der Verbindungsstreifen 71, 72, 73 (Figuren 6, 8), m; L freie Länge der Verbindungsstreifen (Fi gur 6), m.
In der obigen Gleichung ist die rechte Seite proportio nal zu den durch die Fliehkraft erzeugten Rückstellmo- menten um die Federachse 80 (aufgrund der Streifen 71, 72, 73) und die linke Seite ist proportional zu den Trägheits-Kippmomenten aufgrund der Gegengewich- teinrichtung 84 um die gleiche Achse, beide je Einheit, beispielsweise Grad, der federnden Schwingung. Wenn diese Formel befriedigt wird, sind die verstellenden und rückstellenden Momente für federnde Schwingungen jeder Amplitude bei einer Frequenz von einer Periode je Umdrehung gleich.
Die Trägheit der Gegengewichteinrichtung 84 wird so eingestellt, dass die vorstehende Formel erfüllt wird, wobei sich das genannte Resultat ergibt, dass die Eigenfrequenz der Federung gleich der Rotordrehfre- quenz ist. Dies bedeutet, dass ein um die Federachse in der Stellung 1 ausgeübtes Moment bewirkt, dass die Blattsteigung harmonisch mit einer vollen Periode je Umdrehung des Rotors schwingt, maximale, jedoch entgegengesetzte Winkelauslenkungen an den Stellen 2 und 4 (Fig. 4) erreicht und durch die ursprüngliche oder neutrale Lage in den Stellungen 1 und 3 hindurchgeht.
Wie in Fig. 4 dargestellt, bewirkt das die Blattvorderkan- te oder Spitze nach unten drückende federnde oder Verstellmoment in der Blattstellung 1 infolge einer Neigung des Piloten nach rechts, dass das Blatt seine Lage mit maximal nach unten gedrückter Vorderkante in der Stellung 2 und mit maximal nach oben gedrückter Vorderkante in Stellung 4 einnimmt und durch die Neutrallage in den Stellungen 1 und 3 durchgeht. Die Grösse der harmonischen Bewegungen beim Federn oder Verstellen in bezug auf die ursprüngliche Drehebene vergrössert sich kontinuierlich, solange sich der Pilot weiterhin nach rechts lehnt.
Die zyklischen Änderungen der Blattverstellungslage, wie sie gerade beschrieben wurden, erzeugen nach unten gerichtete aerodynamische Kräfte auf das Blatt im Bereich der Stellung 2 und nach oben gerichtete aerodynamische Kräfte im Bereich der Stellung 4. Soweit das rotierende Blatt ein Element eines Kreisels bildet (die drei Blätter zusammen bilden einen vollständigen Krei sel), veranlassen die genannten aerodynamischen Kräfte in den Stellungen 2 und 4 das Blatt, in der Stellung 3 nach 90 Drehung von der nach unten gerichteten aerodynamischen Kraft nach unten und in der Stellung 1 nach oben zu präzedieren, gemäss dem bekannten Gesetz der Kreiselpräzession.
Die Wirkung der beschriebenen Präzession während der Drehung eines Rotorblattes um 360 besteht darin, dass ein Fallen des Blattes von Stellung 1 nach Stellung 3 und ein Aufsteigen des Blattes von Stellung 3 nach Stellung 1 bewirkt wird. Da jedes Rotorblatt der gleichen Bewegungsbahn unter den beschriebenen Bedingungen folgt, wird daher die Ebene der Rotoren auf der rechten Seite des Hubschraubers nach unten geneigt. Solange das durch die Verschiebung der Schwerpunkte nach rechts bewirkte Biegemoment auf die Rotorwelle 6 einwirkt, setzt die sich die Winkelverschiebung der Drehebene des Rotors um die Längsachse des Hubschraubers fort.
Diese Kippung hört auf, wenn das Biegemoment nicht mehr auf die Rotorwelle ausgeübt wird, d.h. wenn die Welle nachgefolgt ist und senkrecht auf der Ebene geneigten Rotors steht.
Mit den nach rechts unten geneigten Rotoren gemäss dem gegebenen Beispiel wird der Hubschrauber infolge der dadurch bewirkten seitlichen Komponente in der Auftriebskraft der Rotoren seitlich durch die Luft befördert. Sodann wird die seitliche Verschiebung des Hubschraubers forgesetzt, bis die Rotorebenen durch einen umgekehrten Vorgang wieder in die Horizontale zurückgebracht sind. Es wird festgestellt, dass beide Rotoren 8, 9 in der gleichen Weise reagieren, mit Ausnahme der Unterschiede, welche auf ihren entgegen gesetzten Drehrichtungen beruhen.
Es wird weiter bemerkt, dass die von den Rotorblät- tern beschriebene Bahn nicht genau eine Ebene, sondern ein umgekehrter, flacher Kegel ist, was auf der natürli chen Biegsamkeit der Rotorblätter und ihrer Fähigkeit beruht, sich an ihren äusseren Enden nach oben zu biegen. Die Beschreibung in bezug auf die Drehebene des Rotors ist daher eine Vereinfachung, welche nichts destoweniger richtig ist.
Die Steuerung um die Querachse des Hubschraubers wird dementsprechend in einer ähnlichen Weise durch die instinktiven Körperbewegungen des Piloten bewirkt, indem er sich nach vorne oder rückwärts legt und dadurch den gemeinsamen Schwerpunkt von der Vor triebs- oder Druckmittellinie zwischen den hintereinan- derlieaenden Rotoren nach vorne oder rückwärts ver schiebt.
Um eine Steuerung um die Hochachse des Hub schraubers zu bewirken, können die Lenkstangen 44 auf die eine oder die andere Seite gedreht werden. Wie oben erläutert, dreht eine derartige Verschwenkung der Lenk stangen die Schraubenwinde 142 (Fig. 12), wodurch eine Kraft auf das obere Ende der vorderen Rotorwelle 6 ausgeübt wird, welche dieselbe zu kippen sucht. Der vordere Rotor 8 reagiert auf ein solches Kippen in der gleichen Weise, wie es in bezug auf die Anwendung eines Biegemoments auf die Rotorwelle infolge einer Nei gungsbewegung des Piloten beschrieben wurde.
Da nur der vordere Rotor so reagiert und daher nur der vordere Teil des Hubschraubers relativ zum hinteren Teil verschoben wird, wird eine Steuerung um die Hochachse bewirkt.
Während diese verschiedenen Körperbewegungen und Lenkstangenbetätigungen ausgeführt werden, veranlasst die Führungseinrichtung 99 (Fig. 7) jedes Blatt und seine Gegengewicht-Steuereinrichtung, der gleichen Feder- oder Verstellwirkung an der gleichen Stelle bei jedem Drehungszyklus des Rotors zu folgen. So wird durch Anwendung der einfachen und doch stabilen Bauart mit festem Anstellwinkel oder fester Steigung die übliche zyklische Steuerung des Anstellwinkels ersetzt.
Bei dieser zyklischen Steigungsänderung neigt sich die Taumelschei- beneinrichtung 104 langsam (nach rechts unten in dem vorangehenden Beispiel, wenn der Pilot sich nach rechts lehnt und eine Verdrehung um die Längsachse nach rechts erfolgt) in bezug auf die Achse der Rotorwelle in Abhängigkeit von der zyklischen Bewegung der Gegenge- wicht-Steuereinrichtungen 84 und der Blätter 65 um ihre Federachsen.
Die Stossdämpfer 120 ermöglichen eine solche langsame Verschwenkung der Drehebene des kardanisch aufgehängten Ringes 103, widerstehen jedoch einer schnellen Taumelbewegung dieses Ringes aus dieser Ebene heraus.
Da die erhöhte Rotorgeschwindigkeit die Steuer- Gegengewichte 89, 91 in Richtung der Pfeile 94, 95 (Figuren 6, 9) zu bewegen sucht, sucht die Verbindung der Gegengewichteinrichtungen 84 durch die Stäbe 101 mit dem Ring 103 die Taumelscheibeneinrichtung 104 nach oben gegen die Nabe 56 zu heben (Fig.7). Die Feder 109 ist so gewählt, dass ihre Kraft das Anheben und Absenken der Taumelscheibeneinrichtung 104 soweit steuert, wie es nötig ist, um eine vernünftige gemeinsame Steigungsänderung bei erhöhter Rotorgeschwindigkeit zu bewirken.
Wie oben erläutert, ist der Ring 115 der Taumelschei- be 104 zur Ausführung einer Kippbewegung und einer Anheb- und Absenkbewegung mit dem sich drehenden Ring 103 gelagert, jedoch wird der erstere gegen Drehung festgehalten. Da beide Ringe der Taumelscheibe 104 sich in Abhängigkeit von zyklischen Steigungsänderungen der Rotorblätter kippen, wie sie in der vorher beschriebenen Weise bewirkt werden, kann der sich nicht drehende Ring 115 als Mittel zum Übertragen von Kräften auf die Taumelscheibe verwendet werden, um zyklische Stei gungsänderungen zu bewirken und dadurch die Lage des Hubschraubers zu beeinflussen.
Anstatt des genauen Ausbalancierens des Hubschrau beraufbaus und seiner Insassen, so dass der gemeinsame Schwerpunkt an die richtige Stelle (FiQ.2) fällt, können auf jede Taumelscheibe 104 durch ihren Ring 115 Kräfte ausgeübt werden, um die Lage des Hubschraubers ins Gleichgewicht zu bringen und die richtigen Flugeigen schaften zu gewährleisten. Solche Kräfte können mittels eines allgemein mit 166 bezeichneten Steuer-Gelenkme- chanismus bewirkt werden, welcher halbschematisch in Fia. 13 dargestellt und mit den nichtrotierenden Ringen 115 der Taumelplatten 104 des vorderen bzw. rückwärti gen Rotors verbunden ist.
Dieser Gelenkmechanismus weist vorzugsweise einen allgemein vertikal verlaufenden ersten Steuerhebel 167 auf, welcher am Rahmen des Hubschraubers bei 168 schwenkbar angelenkt ist und um eine allgemein horizon tale Achse nach vorne und rückwärts verschwenkt werden kann. Unterhalb des Schwenkzapfens 168 ist der Hebel 167 beispielsweise durch ein allgemein horizontal verlaufendes Gestänge 170 mit einem allgemein vertikal stehenden Kreuzgelenk 171 verbunden, welches an einem Gleitstück 172 befestigt ist, das zur Ausführung einer Gleitbewegung nach vor- und rückwärts am Hubschrau berrahmen gelagert ist.
An seinem oberen Ende ist das Kreuzgelenk 171 durch ein schwenkbar angelenktes Gestänge 173 über einen Winkelhebel 174, der am Hubschrauberrahmen schwenkbar angelenkt ist, und ein allgemein vertikal verlaufendes Gestänge 175 mit einem Punkt auf der rechten Seite des vorderen Rotorrings 115 verbunden. Das untere Ende des Kreuzgelenks 171 ist in gleicher Weise durch ein Gestänge 177 mit einem ähnlichen Winkelhebel 178, der am Hubschrauberrahmen schwenk bar angelenkt ist, und von da über ein allgemein vertikal verlaufendes Gestänge 179 mit einem Punkt auf der rechten Seite des rückwärtigen Rotorrings 115 verbun den.
Vorzugsweise ist eine Federhülse 180 in das Gestänge 170 eingebaut, so dass eine Verschiebung des Steuerhebels 167 eine Kraft auf das Kreuzgelenk 171 durch das Gleitstück 172 ausübt, welche das Kreuzgelenk zu verschieben sucht.
Eine Verschiebung des Steuerhebels 167 nach vorne in Richtung des Pfeiles B sucht beispielsweise das Gleitstück 172 und das Kreuzgelenk 171 nach rückwärts zu ziehen und übt daher durch den Mechanismus 173 bis 175 eine nach unten gerichtete Kraft auf die rechte Seite der Taumelscheibe 104 des vorderen Rotors aus. Gleichzeitig wird eine nach oben gerichtete Kraft durch den Mechanismus 177 bis 179 auf die rechte Seite der Taumelscheibe 104 des rückwärtigen Rotors ausgeübt.
Die Wirkung der Ausübung solcher Kräfte auf die vordere und rückwärtige Taumelscheibe und daher auf die Gegengewicht-Steuereinrichtungen 84 ist die gleiche wie sie vorher in bezug auf das Nachvorne-Lehnen des Piloten und infolgedessen eine Verschiebung des gemein samen Schwerpunktes des Hubschraubers gegen den vorderen Rotor zu beschrieben wurde. Diese Wirkung veranlasst den vorderen und rückwärtigen Rotor, welche sich in entgegengesetzten Richtungen drehen, wie durch die Pfeile 54, 55 angegeben, zyklische Steigungsänderun gen durchzuführen, welche eine Neigung der Rotorebe- nen nach vorne und unten ergeben.
Zusätzlich zu der bewirkten zyklischen Änderung des Anstellwinkels oder der Steigung sucht die Ausübung der nach unten gerichteten Kraft auf die vordere Taumel scheibe und der nach oben gerichteten Kraft auf die rückwärtige Taumelscheibe den gemeinsamen Anstell- winkel der vorderen Rotorblätter zu vermindern und den gemeinsamen Anstellwinkel der rückwärtigen Rotorblät- ter zu erhöhen, indem sie jeweils die vordere Taumel scheibe zu senken und die rückwärtige Taumelscheibe zu heben sucht, wie oben beschrieben.
Auf diese Weise sucht der rückwärtige Rotor gleichzeitig über den vorderen Rotor zu steigen, wenn die Rotorebenen sich nach vorne und unten neigen.
Es wird bemerkt, dass der Hebel 167 nicht nur dazu verwendet werden kann, um die Lage des Hubschraubers ins Gleichgewicht zu bringen, sondern dass er auch als hauptsächliches Mittel zur Steuerung um die Querachse angewendet werden kann, d.h. die oben beschriebene Rotorwirkung schwenkt den Hubschrauberrumpf um seine Querachse.
In gleicher Weise ist ein zweiter Steuerhebel 181 (Fig.13) mittig am Hubschrauberrahmen durch eine Kugelverbindung 176 gelagert, um eine Verschwenkung nach links und rechts und eine Drehung um seine allgemein vertikale Längsachse ausführen zu können. Dieser kann dazu verwendet werden, die Hubschrauber lage um die Längs- und Hochachse ins Gleichgewicht zu bringen oder als hauptsächliches Mittel zum Bewirken der Steuerung um die Längs- und Hochachse. Die Lenkstangen 169 sind am oberen Ende des Hebels<B>181</B> befestigt. Ein seitlicher Fortsatz 192, welcher am unteren Ende des Steuerhebels 181 befestigt ist, dient zur Betätigung eines doppelten Winkelhebels 182 um einen festen Schwenkzapfen 193.
Die entgegengesetzten Enden des Winkelhebels 182 sind mit einem vorderen bzw. rückwärtigen doppelten Winkelhebel 183 bzw. 184 durch schwenkbare Glieder 185, 186 verbunden, welche Feder hülsen 187, 188 enthalten. Die entgegengesetzten Arme jedes dieser letzteren doppelten Winkelhebel sind durch Glieder 189 bzw. 190 mit diametral entgegengesetzten Stellen an den vorderen rückwärtigen Teilen der nichtro tierenden Ringe 115 der vorderen bzw. rückwärtigen Rotor-Taumelscheibe 104 verbunden.
Die Winkelhebel 182, 183, 184 sind am Hubschrau berrahmen durch Zapfen-Schlitzverbindungen 193, 191 gelagert, welche mittig zwischen den Verbindungsstellen der Glieder 185, 186 bzw. 189, 190 angeordnet sind. Die doppelten Winkelhebel 183, 184 sind dadurch zur Ausführung einer Kippbewegung um die Achsen der Zapfen 191 soeie einer Anheb- und Absenkbewegung mit den Taumelscheiben 104 gelagert und der Winkelhebel 182 ist in gleicher Weise gelagert, um eine Vorwärts- und Rückwärtsbewegung sowie eine Kippbewegung um den Zapfen 193 zu ermöglichen.
Ein Verdrehen des Hebels 181 durch Drehen der Lenkstangen 169 im Gegenuhrzeigersinn (gesehen von oben) veranlasst den Fortsatz 192 zu einer Schwenkung nach rückwärts sowie eine Verschiebung des Winkelhe bels 182 in Richtung des Pfeiles C . Diese Verschiebung bewirkt die Übertragung einer Kraft durch das Glied 185, den doppelten Winkelhebel 183 und die vorderen Glieder 189, 190 auf die Taumelscheibe 104, welche dieselbe nach vorne und unten zu neigen sucht.
Durch die vorher beschriebene Wirkung der Gegengewicht-Steuereinrich- tungen 84, wie die Störkräfte auf die vordere Taumel scheibe 104, wird eine Neigung der vorderen Rotorebene nach links bewirkt. Die gleiche Kraft wird durch dieses Verdrehen der Lenkstangen 169 und das Verschwenken des Fortsatzes 192 auf die rückwärtige Taumelscheibe mit der entgegengesetzten Wirkung infolge der entgegen gesetzten Drehrichtung des rückwärtigen Rotors ausge übt. Der rückwärtige Rotor neigt sich daher nach rechts und bewirkt eine Drehbewegung des Hubschraubers um seine Hochachse.
Ein Neigen der Lenkstangen 169 und des Hebels 181 nach links verursacht eine Drehung des Winkelhebels 182 in Richtung des Pfeiles D , wodurch gleiche, jedoch entgegengesetzt gerichtete Kräfte an entsprechenden Stellen der vorderen und rückwärtigen Taumelscheibe ausgeübt werden. Da die Rotoren sich in entgegengesetz ten Richtungen drehen, bewirkt die Anwendung dieser entgegengesetzten Störkräfte durch ihre entsprechende Taumelscheiben eine Neigung beider Rotorebenen nach links, wodurch eine Verschiebung des Hubschraubers nach links bewirkt wird.
Es wird bemerkt, dass eine Steuerung um die Quer-, Längs- und Hochachse in entgegengesetzten Richtungen als den beschriebenen durch entgegengesetzte Bewegung der Steuerhebel 167, 181 bewirkt wird. Ausserdem können diese Steuerhebel zu einem einzigen Hebel zusammengefasst werden, wenn gewünscht. Falls der in Fig. 13 dargestellte Gelenkmechanismus als hauptsächli ches Mittel zur Flugsteuerung verwendet wird, kann er die oben beschriebene Hochachsensteuerung durch die Lenkstange 44 vollständig ersetzen.
Rotor control for a helicopter The invention relates to the rotor control for a helicopter, and in particular to a relatively small and simple helicopter for carrying one or two people.
Known modern helicopters have a complicated and expensive structure, which is mainly based on the hinged rotor blades, which must necessarily be used to enable controlled flight of these helicopters. The rotary blades or rotors of these known helicopters have a central hub from which a plurality of rotor blades extend radially outward.
Normally, each sheet is connected to the hub by a complicated arrangement of pivot joints or hinges, which enable the sheet to pivot about its longitudinal axis and to swing about an axis that is in the plane of rotation of the sheet but perpendicular to its longitudinal axis.
The control system commonly used in such helicopters is called cyclic or spring control. In such cyclical control systems, the angle of attack or the pitch of each rotor blade, i.e. the angle between the zero lift line of the blade and its plane of rotation, changed by pivoting the blade about its longitudinal axis during its movement through a turning circle of 360. For example, during forward flight the known helicopter rotor is tilted forwards by the pivoting movement of the blades about their above-mentioned vertical or normal axes in order to generate a forward component of the lift force of the blades.
If the plane of rotation of the helicopter is so inclined from the horizontal, the angle of each blade with respect to the plane of rotation must therefore be changed over the entire cycle of rotation. The result of this cyclical control is a decrease in the angle of the sheet moving forward in the relative air flow with respect to the plane of rotation and an increase in this angle of a sheet moving backwards or backwards. The vertical flight of known helicopters is controlled by changing the angle of attack of all blades simultaneously, which is commonly referred to as collective angle of attack or pitch control.
The azimuthal control or control around the vertical axis is usually effected in helicopters with a single main rotor by changing the angle of attack and therefore the thrust of a small counter-torque rotor which is attached to the end of the helicopter. In helicopters with two consecutive, oppositely rotating main rotors, control around the vertical axis is usually achieved by different inclinations of the planes of rotation of the main rotors with respect to their shafts, so that the difference in lateral inclination between the two creates a torque on the helicopter fuselage exercises.
Merely reducing the size of the complex articulated rotor system when using cyclic control does not result in any significant reductions in weight and can even increase the cost of a small helicopter considerably. It is therefore necessary to use a much simpler rotor construction and simpler control procedures when producing a small, reasonably priced helicopter.
The simplest rotor system has fixed rotors in which the blades are firmly connected to the rotor hub. In this context it is noted that the term fixed >> is intended to mean a construction in which the rotor blades are not articulated for performing a pivoting movement with respect to the rotor hub.
There are two basic considerations when building a small helicopter with a fixed blade rotor system. The first consideration concerns the ability of the rotors to go into autorotation when the drive is switched off, in order to guarantee a safe descent of the helicopter in the event of an engine failure. The second consideration concerns the control of the direction of flight of the helicopter in the vertical and horizontal direction.
The rotor control according to the invention for a helicopter with a hub firmly connected to it at the upper end of a rotor drive shaft and a number of elongated rotor blades projecting radially from this hub and arranged in a plane is characterized by a rotor blade that is aligned with and rigidly connected to the rotor blade , connecting device arranged between its inner end part and the running hub,
which carries said rotor blade at a certain fixed angle of incidence to the rotor plane, this connecting device being elastically rotatable to a limited extent about a suspension axis which runs essentially in the longitudinal direction in the cross-sectional center of the blade, and a counterweight control arrangement assigned to each blade, which rotates with the blade and that Blade rotated about the suspension axis mentioned in accordance with the disturbing forces occurring at the said control arrangement.
Using the figures, the invention will be explained in greater detail for example. 1 shows an oblique view of a small helicopter, FIG. 2 shows an enlarged side view of the fuselage part of the helicopter shown in FIG. 1, the outer skin being omitted in order to show the internal details, FIG. 3 an enlarged side view of the front part of the helicopter fuselage, seen from the opposite side as in Fig. 2,
4 shows a plan view of one of the rotors of the helicopter shown in FIG. 1 with a schematic illustration of the effect of a control counterweight device on the blades, FIG. 5 shows a greatly enlarged section along the line 5-5 in FIG three quarters of the length of one of the helicopter blades, FIG. 6 a greatly enlarged plan view of the rotor hub and part of one of the blades according to FIG. 4,
7 is a side view of the rotor hub shown in FIG. 6 and the upper end portion of the associated shaft and control device, FIG. 8 is a section along line 8-8 in FIG. 6, FIG. 9 is a side end view of the inner end of one of the rotor blades and a part of the associated control device according to the line 9-9 in FIG. 7, FIG. 10 an enlarged section along the line 10-10 in FIG. 7,
11 is an enlarged side view of the drive connection of the front rotor, seen from the same side as FIG. 3 and partially broken off to show the internal components, FIG. 12 shows a section along the line 12-12 in FIG. 3 and Fit . 13 is a semi-schematic view of an equilibrium and control articulation mechanism which is connected to the control mechanism according to FIG.
The one shown in FIG. 1 shown in a simplified sketch helicopter generally consists of an elongated fuselage 1 with a front and rear rotor shaft mast 2 and 3, which are from the fuselage upwards, the fuselage on a conventional three-wheel drive, Qestell with a spur gear 4 and Main wheels 5 is. In the masts 2 and 3, rotor shafts 6 and 7 are mounted and protrude from these upwards, the same rotors 8 and 9 being attached to the upper ends of the same.
When the helicopter described below is in its normal position on the ground, the shafts 6 and 7 are generally vertical and the rotors 8 and 9 are mounted rotatably in generally horizontal planes. The rotor shafts 6 and 7 are spaced apart such that the rotors 8 and 9 each sweep over circular areas which overlap in a central area located between the two shafts. Preferably, the planes of rotation of the rotors 8 and 9 are vertically offset from one another in order to reduce the possibility of mutual interference of the rotors.
The helicopter fuselage consists of a main housing frame 12 (FIG. 2) which is made of struts made of aluminum tube or the like and which carries the streamlined housing 13 (FIG. 1), which forms the shell or cabin for the pilot and his passenger. The main part of the frame 12 running in the longitudinal direction is narrow enough that the pilot and his passenger can sit astride the same on the seat 14 (FIG. 2), with their feet resting on the footrests 15. It is noted that the pilot sits between the shaft parts 2, 3 of the fuselage frame 12.
The frame 12 also carries the motor 16, which is coupled by a belt drive 17 to the Hauptantriebswel le 18, which extends in the longitudinal direction of the central body part. The drive shaft 18 is coupled to the rotor shafts 6 and 7 by a front and rear right-angled gear transmission 19 and 20, respectively, in order to drive the rotors lying one behind the other.
The various components of the helicopter are distributed in such a way that the center of gravity 22 (FIG. 2) of the assembled mass of the helicopter and its crew is arranged on the effective thrust center line of the rotors. Thus, when the pilot is seated, movement of the center of gravity of his body shifts the composite center of gravity of the helicopter with respect to the actual center of thrust or pressure. It is noted that the central portion of the fuselage 1 is inclined slightly back and down when the helicopter is held in its normal ground or hover position with the rotor shafts 6, 7 generally vertical.
As will be explained in more detail below, the position of the central part of the frame 12 and of the seat 14 is generally horizontal during normal forward flight of the helicopter, with the rotor shafts 6, 7 being inclined forward.
The motor 16 can be of any suitable, air-cooled type, as is commonly used in light aircraft, and is at its rear end also a transverse pivot axis 25 (Figures 2, 3) held on the frame 12, for example is mounted by means of supports 26. This mounting enables the front end of the motor 16, which carries the drive pulleys 27 of the belt drive 17, to swing towards and away from the main drive shaft 18.
The main drive shaft carries pulleys 28 which are connected to the pulleys 27 by a plurality of V-belts 29. When the front end of the motor 16 is in its lower position, its weight is suspended in the belt 29 and the force of the linkage 31, 32 engages the belt with the rollers 27, 28 so that the motor drives the main shaft 18 is engaged.
The front end of the motor 16 can be raised by a belt loosening linkage, generally designated 30 (FIG. 3), which has a generally vertically extending joint 31 which is pivotably articulated at the front end of the motor 16.
The other end of the joint 31 is articulated on an actuating lever 32, for example by a pivot pin 33. A pivot pin 34 serves for the pivotable connection of the lever 32 to the main frame 12 at a location remote from the pivot pin 33, so that when the lever 32 is raised to its upper position, which is indicated by the dash-dotted line 35, the pivot pin 33 and thereby the joint 31 and the front end of the motor 16 can be raised to an upper position in which the belts 29 are slack with respect to the pulleys 27, 28 and the drive connection between the motor 16 and the drive shaft 18 is interrupted.
It is noted that during this disengagement to start the engine without loading, the pivot pin 33 moves back and forth with respect to the pivot pin 34. When the engine is in the down position, pivot 33 is preferably located slightly forward of pivot 34 to ensure retention of the forward end of motor 16 in the lower drive position. In addition, the lever 32 comes in its upper and lower operating position in engagement with the frame 12 fastened th retaining brackets 36 and 37, respectively, to prevent inadvertent movement of the lever from the desired position.
A pair of pivot joints 38, 39 can extend from the rear end of the actuating lever 32 to the rear of the pilot seat 14 to enable actuation of the lever 32 from this seat.
The shaft 18 is mounted in suitable bearings 42 (Fig. 2 and 3) on the frame 12 and an overrunning clutch 43 (Fig. 3) is built into the driven disk 28 so that the shaft 18 can rotate independently of this driven disk . If the motor fails, the air rotors 8 and 9 go into auto-rotation, as will be explained in detail later, thereby causing the rotor shafts 6 and 7 to drive the main drive shaft 18. It is noted that the overrunning clutch which enables this rotation of the drive shaft can instead also be built into the driven pulley or roller 27.
On the frame 12, a pair of handlebars 44 is attached to a generally vertically extending connecting piece 45 which is rotatably mounted in a suitable bearing attached to the frame in front of the pilot's seat 14. In addition to effects to be described later, the handlebars 44 can also have suitable and customary controls for the engine 16 including a throttle control, which can conveniently be actuated by the handle 46 (FIG. 3), as is customary with motorcycle controls.
As already stated, the front and rear ends of the drive shaft 18 for driving the rotor shafts 6 and 7 are coupled by right-angled gear boxes 19 and 20 (FIG. 2). The lower ends of these rotor shafts are rotatably mounted in suitable, in this Lagerkä most built and attached to the frame 12 bearings. The upper ends of the rotor shafts 6 and 7 are rotatably mounted in bearings 47 and 48, which are attached to the upper ends of the mast parts 2 and 3 of the frame 12, respectively.
Fixed torsion tubes 49 and 50 (FIG. 2) are also attached to the upper end of the mast parts, each surrounding the upper ends of the rotor shafts 6 and 7, which protrude beyond the mast parts 2 and 3, respectively. The torsion tubes 49 and 50 are elongated sleeves with a much larger inner diameter than the diameter of the rotor shafts 6 and 7 and can be provided with flanges 51 at their lower ends, which are bolted to plates 52 which a fixed part of the frame 12 to form the upper ends of masts 2 and 3 respectively.
The upper end of each rotor shaft 6, 7 protrudes from the open upper end of the associated torsion tube 49, 50 and is connected to the hub, generally designated 56, of the associated rotor 8 and 9, respectively. The rotors 8 and 9 are built alike, except that the blades of one are reversed with respect to the blades of the other to allow the rotors to rotate in opposite directions.
From the arrows 53, 54, 55 in Fig. 2 it can be seen that the result of the coupling of the rotor shafts 6, 7 to opposite ends of the shaft 18, which rotates in the direction indicated by the arrow 53, is that the Shaft 6 is rotated in the counterclockwise direction (viewed from above and indicated by arrow 54, Fig. 2, 4) and the shaft 7 is rotated clockwise (indicated by arrow 55, Fig. 2). With the exception of this counter-rotation to eliminate the torques acting on the fuselage of the helicopter, the rotors 8 and 9 are constructed and confirmed in the same way.
The description of the front rotor 8 (FIG. 4) therefore also applies to the rear rotor 9, unless expressly stated otherwise.
The rotor hub 56 has a flat Y-shaped plate 57 (FIGS. 4, 6, 7) which is attached to the flange 58, for example by bolts 59 (FIGS. 6, 7) at the upper end of a tubular sleeve 60. The sleeve 60 contains the upper end of the rotor shaft 6 (FIG. 6) to which this sleeve is fastened, for example by bolts 61. In this manner, the rotor hub 56 is attached to the rotor shaft for rotation therewith.
An elongated rotor blade 65 (FIG. 4) is attached to each leg of the Y-shaped plate 57 and extends in the radial direction. A rotor with three blades is shown, in which the legs of the plate 57 and the blades 65 are spaced apart by 120. It will be understood, however, that any other number of blades in an equilibrium distribution can be employed if desired. A rotor with three blades is preferred to a rotor with only two blades, which are arranged at 180 degrees opposite one another, because the former generates less strong vibrations in the helicopter.
The blades 65 are constructed in the same way and are connected to the rotor hub plate 57. Over the effective part of its length, i.e. about the outer three quarters of the length from the center of the rotor hub, each blade 65 has a constant cross section. The airfoil profile of the blade is shown in FIG. 5 on a greatly enlarged scale, as it is formed at a point approximately three quarters of the blade length from the center of the hub 56. Such an aerofoil is known as an aerofoil profile with a forwardly curved center line, since its highest point 66 or maximum curvature point (greatest thickness) lies within the first quarter of the blade chord from the front edge 67.
It can also be seen from Fig. 5 that the blade profile used in the helicopter according to the invention has a very sharp leading edge 67 and a flat, i.e. not positively curved rearward section 68 is formed.
5 also shows the angle of incidence α of the blade 65, which is the angle between the plane of rotation E of the blade (horizontal when hovering) and the zero ascent line N, which is a continuation of the rear part of the center line of the airfoil profile. As will be explained in more detail below, the rotor blades of the helicopter are attached to the hub at a fixed angle of attack of preferably about 5 to 8.
In the case of a smaller helicopter, the length of the rotor blades from the center of the hub to the outer end of the blade can be approximately 2.13 m, the blade width from the leading edge 67 to the trailing edge 69 being approximately 13.75 cm. A blade built with approximately these dimensions and working under autorotation conditions has a Reynolds number of about 0.5 million, its speed being calculated at a point three quarters of the blade length from the hub, as is usual.
With such low Reynolds numbers, helicopter blades with conventional wing profiles cannot perform stable autorotation at angles of attack of about 5 to 8. The airfoil profile described here is therefore necessary for the operation of a small ren helicopter with a fixed pitch, both in normal powered flight and in stable autorotation.
In the illustrated embodiment of the invention, each blade 65 is connected to the corresponding leg of the plate 57 by connecting means generally designated 70 (Figures 4, 6). Each Ver connecting device consists of a plurality of Ian @ rest stretched, relatively thin bands, a pair of these bands 71, 72 (Fig. 6) in a generally horizontal plane and a third band 73 in a vertical plane. The inner ends of the straps 71, 72 are attached to the plate 57, for example by bolts 74, and their outer ends are attached to the inner ends of the blades 65, for example, by bolts 75 which pass through this blade and the reinforcing plates 76.
The inner end of the strip 73 is secured between a pair of upstanding holders 77 attached to the plate 57 and the outer end of this strip is secured to the inner end of the sheet 65 by, for example, upstanding holders 78 (FIG. 8). Preferably, the straps 71, 72 are attached to the bottom of the plate 57 and sheet 65, while the vertical strap 73 is attached to the top thereof.
The bands or strips 71, 72 and 73 are therefore arranged at a distance from one another in a triangle around the approximate chord center of the blade 65, as can be seen from FIG. The longitudinal center lines of the strips 71, 72 and 73 converge from this arrangement at intervals on the rotor hub 56 (Fig. 6) to a point 81 (Fig. 4) approximately in the middle of the blade profile at the point three quarters of the blade length. This approximate midpoint, located on the blade profile and the intersection of the planes of the strips, lies behind the line of the lift and center of mass 79 (FIG. 4) of the blade, which is about a quarter of the chord from the leading edge 67.
The belts 71, 72 and 73 are sufficiently wide and thick that, when arranged in the manner described, they prevent movement of the blade 65 with respect to the hub 56 in the horizontal and vertical directions, i. in the plane of rotation of the rotor and perpendicular to it, are essentially fixed. However, the bands are sufficiently thin, elastic and flexible to allow limited twisting of the blade 65 with respect to the plate 57 of the hub 56. Under certain conditions to be described, such a rotation of the blade about the spring axis 80 (FIGS. 4, 6, 8) takes place, which runs generally in the longitudinal direction and in the center of the blade from a little in front of the center of the rotor hub through the point 81.
The spring axis 80 therefore coincides with the line of intersection of the planes of the strips 71, 72 and 73 and lies behind the line 79 of the lift and center of mass.
It can therefore be seen that each rotor blade is attached to the corresponding hub by fixed, i.e. non-articulated connecting devices 70 is attached at a fixed angle of attack of about 5 to 8. It is further noted that other simple connecting means can be used to connect the blade 65 to the hub 56 so firmly and at the same time allow sufficient rotation of the effective part of the blade about the spring axis 80 under the conditions to be described below.
Each blade 65 carries a counterweight control device designated 84 (Figures 6, 7 and 9) primarily for controlling the helicopter rotors in flight conditions. Each of these counterweight devices consists of a rod 85 which runs generally in the longitudinal direction of the blade 65 and is connected at its outer end to the inner end of the active part of the blade by a holder 86 (FIG. 7). The inner end of the rod 85 is rotatably supported in a holder 87 fastened to the hub plate 57. An arm 88 projects from the inner end of the rod 85 and carries a weight 89 at its lower end.
The arm 88 is fixedly attached to the rod 85 and extends downward (Fig. 7) and forward (Fig. 9) with respect to the blade 65, i. in the direction of movement of the sheet. A second arm 90 has one end fixedly attached to the rod 85 between the ends thereof and extends upward and inward toward the center of rotation of the rotor. The arm 90 extends from the direction of movement of the blade 65 upwards (FIG. 7) and backwards (FIG. 9) and carries a weight 91 on its outer side. end remote from the rod 85.
As will be explained in detail below, the occurrence of a disturbing force on the counterweight control device 84 causes the weights 89, 91 to move forwards or backwards in relation to the blade 65 about the longitudinal axis of the rod 85 around which the weights move can move alone, and causes a corresponding torque via the arms 88, 90 on the rod 85 and from there via the holder 86 to the blade 65. Such a movement causes a change in the angle of attack of the rotor blade by rotating it about its spring axis 80.
The rigidity of the connecting device 70 with the strips or bands 71, 72 and 73 counteracts this turning of the rotor blade. It is clear that as the rotational speed of the rotor increases, the centrifugal force exerted by the blade 65 tries to lengthen the strips 71, 72 and 73 and thereby considerably increases their stiffness and that a much greater force is required to close these strips about the spring axis twist to change the angle of attack of the rotor blade.
The weights 89, 91 are therefore attached to the ends of the arms 88, 90 in positions in front of or behind the associated blade (FIG. 9) in order to produce greater forces with increasing rotor speed which seek to increase the angle of attack of the blade 65 and vice versa.
If, for example, the rotor speed increases, the weights 89, 91 act like the weights of a conventional centrifugal governor and seek to move outwards from the center of rotation under the influence of the increased centrifugal force. Since the movement of the weights 89, 91 about the axis of the rod 85 is restricted, they cannot move radially outward from the rotor shaft 6. Under these conditions, the weights 89, 91 must therefore move forwards and backwards, respectively, with respect to the blade 65, as indicated by the arrows 94, 95 (FIGS. 6, 9)). This movement causes the application of a force which seeks to increase the angle of attack of the blade 65.
In the case of a multi-blade rotor as described here, devices generally designated 99 (FIG. 7) are expediently provided, which connect the various counterweight devices of a rotor for the purpose of common guidance. These devices have an arm 100 (FIGS. 7, 9) which is fixedly attached to the rod 88 of each counterweight control device and extends transversely therefrom.
The outer end of each arm 100 is pivotally connected to one end of a rod 101, the other end of which is connected to one of the lugs 102 which protrude radially from a rotatable ring 103 (FIG. 7) of a dew disk device generally designated 104. The lugs 102 have a mutual spacing of 120 and each of them is arranged in the direction of rotation of the rotor 90 in front of the associated blade and the associated counterweight device.
The ring 103 surrounds the rotor shaft 6 and is provided with a number of lugs 102 which have a spacing in the circumferential direction thereof which corresponds to the number and the spacing of the rotor blades 65 and the counterweight devices 84. Since all of the counterweight devices 84 are connected to the ring 103 by rods 101, each of these devices is forced to follow the path or track of the other in order to prevent the ring 103 from wobbling.
The ring 103 thus represents a practical means by which disruptive forces can be transmitted to all counterweight control devices 84.
The swash plate device 104 has an elongated tubular sleeve 105 which is slidably seated on the upper end of the rotor shaft 6 below the hub 56 (FIGS. 7, 10). Bolts 106, which engage through axial slots 107 in the sleeve 105 and are fastened to the shaft 6, are used to connect the sleeve to the shaft for the purpose of rotating, but allow the sleeve 105 to slide axially along the shaft.
At its upper end, the sleeve 105 is provided with a radially projecting flange 108 which rests on a helical compression spring 109 (FIG. 7). The spring 109 surrounds the shaft 106 and extends between the flange and the lower end of the sleeve 60 of the rotor hub 56 in order to press the sleeve 105 down on the shaft 6. The abutment of the bolts 106 against the upper ends of the slots 107 limits the downward movement of the sleeve 105 (FIG. 10).
The ring 103 surrounds the sleeve 105 and is connected to it for rotation therewith by a cardan ring 110 (FIG. 10), which is connected to the ring 103 along an axis by radially outwardly projecting pins 111 and along a second axis perpendicular to it is pivotably connected to the sleeve 105 by pins 112 projecting radially inward. Since the inner diameter of the gimbal ring <B> 110 </B> and of the rotating ring 103 are significantly larger than the outer diameter of the sleeve 105, the rotating ring can in any direction around the vertical axes of the pins 111, 112 with respect to the sleeve 105 and tilt the shaft 106.
The swash plate device 104 further has a stationary or non-rotating ring 115 which is held on the lower circumference of the ring 103 by a bearing 116 which allows mutual rotation between the rings 103 and 115 about their common central axis.
The fixed ring 115 is held against rotation with respect to the helicopter fuselage by a rod 117 which is pivotally connected thereto and to a bracket 118 (Fig. 7), the bracket, as shown at 119, having fixed supports at the top End of the torsion tube 49 is pivotally connected. In this way, the ring 115 is mounted to perform a pivoting movement with respect to the ring 103, but is held against rotation with the same.
In order to dampen vibrational forces and prevent wobbling of the swash plate device 104 and to force the counterweight devices 84 to follow the mutual guidance, several symmetrically arranged shock absorbers or brake cylinders 120 are connected between the ring 115 and the torsion tube 49.
As will be discussed in more detail below, when the helicopter's pilot changes its center of gravity by tilting left or right, or forwards or backwards, the helicopter will move in the direction in which it is leaning due to the reaction of the back-to-back rotors and theirs respective counterbalance controls. However, during such body motion control, both rotors respond in essentially the same manner, thereby providing control about the tilt or lateral axis (by leaning the pilot forward or backward) and control about the roll or longitudinal axis (by the Leaning of the pilot to one side or the other) is achieved.
For control about the vertical axis, a device described below for bringing about a reaction in only one of the two rotors is provided.
As explained above, the lower end of the front rotor shaft 6 is connected to the main drive shaft 18 through a right-angle gear train 19. This right angle gear train has a pair of meshing bevel gears 125, 126 (Fig. 11) connected to the ends of the respective shafts 18, 6 and supported in a housing 127 which has bearings for the ends of the shafts.
The housing 127 is attached to the frame 12 by a rear bearing bracket 128 and a front holder 129, which is pivotably articulated to the frame, for example by the pins 130, so that it is about an axis 131 (Fig. 11 ), which is aligned with the pivot axes of the pin 130 and the bearing bracket 128. The pivot axis 131 lies in the plane of the shafts 6, 18 and is parallel to an inclined line 132 which is drawn between the effective engaging surfaces of the gears 125, 126.
In this way, the rotational forces exerted by the main drive shaft 18 do not seek to tilt the gear housing 19 and the shaft 6 about the axis 131, since the tangent of the angle between this axis and the drive shaft 18 is equal to the transmission ratio of the gear 19.
In order to enable the rotor shaft 6 to tilt from side to side out of a vertical plane around the axis 131, the upper bearing 47 (FIG. 3) holding this shaft is in a flange-provided recess l35 (FIG. 12) fixed in a movable plate 136 which is arranged at the upper end of the mast part 2 of the helicopter fuselage (Fig. 3). The plate 136 is arranged below and generally parallel to the plate 52 which is attached to the mast 2 at the upper ends of the parts of the frame 12.
A forward projection 137 (FIG. 12) on the plate 136 is pivotably articulated on the fixed plate 52, for example by the pin 138. A rearward projection 139 of the plate 135 is connected, for example, by the pin 140 to a traveling nut 141 which is threadedly engaged with a screw thread 142.
The screw jack 142 extends transversely to the longitudinal axis of the helicopter fuselage and is rotatably mounted at its ends in bearings 143 which are fastened to the underside of the plate 52. At one of its ends outside one of the bearings 143, the screw jack 142 carries an actuating roller 144 (FIG. 12).
Rotation of the screw jack 142 by the roller 144 in a manner to be described causes the nut 141 to slide along the same, thereby pivoting the plate 136 in a horizontal plane about the pivot pin 138. During this movement, the plate 136 takes the bearing 47 and the upper end of the shaft 6 with it and thereby tilts this shaft out of the vertical center plane of the fuselage. The shaft 6 tilts about the axis 131 (Fig. 11), as described ben above.
It will be noted that an elongated opening 145 (FIG. 12) is provided in the fixed plate 52 and the inner diameter of the front torsion tube 49 is large enough to allow substantial lateral movement of the upper end portion of the rotor shaft 6.
An endless control cable 146, which is looped around the actuating roller 144 (FIG. 12), runs under idle rollers 147 (FIG. 3) and around a large roller 148 which is mounted on the main body part in front of the steering rods 44. The cable 146 is connected to the pulley 148 such that rotation thereof causes the cable to rotate the pulley 144 and the screw jack 142. The handlebars 44 are operatively connected to the pulley 148 to rotate the same by a pulley 149 mounted on the connector 45, the connector 45 being connected by a belt 150 to a small pulley 151 which is connected to the pulley 148 on a common shaft is attached.
In this way, pivoting the handlebars 44 from side to side causes the front rotor shaft 6 to pivot from side to side. It is clear that the rear rotor shaft 7 can be stored in the same way, if desired, but this is not necessary for control about the vertical axis.
When the helicopter is in operation, the motor 16 (Figures 2, 3) is set in motion, the actuating lever 32 being in the front position indicated by the dash-dotted line 35, so that the belts are slack and the drive connection with the shaft 18 is interrupted. When the engine is warmed up and the pilot is buckled up on the seat 14, pulling back the joint 39 brings the belt drive 17 (Fig. 3) into engagement and the engine therefore drives the rotors 8, 9 via the rotor shafts 6, 7 in opposite directions.
As the speed of the engine is increased, the rotational speed of the rotors 8, 9 increases to the point at which the blades 65 develop sufficient lift to overcome the weight of the helicopter and its pilot and take-off occurs.
The pilot can then determine the altitude of the helicopter, i. the vertical rise and fall can be controlled by changing the engine throttle position and at a certain setting, at which the lift forces developed by the rotors balance out the force of gravity, the helicopter hovers.
Rotors designed according to the description with a blade profile according to FIG. 5, which are arranged at a fixed angle of attack of about 6, develop sufficient lift to exert the effect of gravity on the small helicopter according to the description, its pilot and a passenger with a motor 16 of correspondingly suitable Overcoming size and performance.
If the engine fails in midair, the helicopter falls, creating a relative upward air flow through the helicopter rotors that opposes the downward air flow caused by the powered rotors under normal powered flight conditions. For known reasons, the air flow directed upwards through the rotors causes autorotation if it is assumed that the angle of attack at the Reynolds number under autorotation conditions is significantly smaller than the angle of attack at which the rotor blade profile becomes critical.
As a result of the sharp leading edge and the front curvature of the rotor blade profile, as shown in Figure 5, the separation of the air flow occurs on this profile at the sharp leading edge, creating an immediately adjacent turbulent area. Immediately behind the turbulent area, there is a turbulent reapplication of the air flow due to the arrangement of the front curvature near the sharp front edge.
The turbulence generated at the leading edge therefore serves both to reapply the boundary layer flow to the rotor blade profile (Fig. 5) immediately behind the leading edge and to extract energy from the free air flow in order to maintain isotropic turbulence and high energy in the boundary layer flow and thereby to prevent peeling over substantially the entire surface of the sheet.
If it weren't for the sharp front edge and front curvature of the profile, the profile would be critical or sag in an attempted autorotation with the low Reynolds number present here and with an angle of attack above about 3. Such sagging would destroy the buoyancy of the blade and the forward component of the buoyancy force which causes the blade to auto-rotate.
The blade profile according to the description is, however, suitable both for normal powered flight and for stable autorotation when the power supply is switched off, if it is attached at a fixed angle of attack of about 5 to 8, as shown in FIG. The small helicopter with the rotors with a fixed angle of attack, as described, can therefore rise and fall by controlling the engine speed and also fall safely when the drive is switched off under autorotation conditions.
Fig. 4 shows i.a. a schematic representation of the vertical center plane of the helicopter, which is indicated by the dashed line 154, on which the direction of movement forward is indicated by an arrow A, as well as four positions of a rotor blade offset by 90 through which, for example, the lower blade 65 during one complete revolution of the rotor 8 can run as described below. In each of the positions 2, 3 and 4 (surrounded by small circles in FIG. 4) the blade profile is shown schematically in relation to a dashed line which indicates the plane of rotation of the rotor.
Fig. 5 gives an enlarged view of the sheet in position 1 (surrounded by a small circle in Fig. 4).
The pilot can steer the helicopter around the longitudinal and transverse axis through his instinctive body movements. If, for example, the pilot leans to the right when hovering when he sits on the seat 14 looking forward, the common center of gravity of the helicopter and the pilot is from the vertical longitudinal plane 154 (FIG. 4) of the helicopter, which the rotor shafts 6, 7 contains, moved to the right. This shift in the center of gravity results in a bending moment on the upper part of the front rotor shaft 6, which tries to pull to the right and thereby results in a force which tries to lift the blade 65 in position 1 (FIG. 4).
This force acts upwards, is distributed along the line of the spring axis 80 and acts against the mass and the gyroscopic inertia of the rotor blade, which oppose it, i. downward in position 1, and are distributed along the line of the centers of mass 79 of the sheet. This set of acting and counteracting forces represents a pair of forces which tries to pivot the counterweight control device 84 and the leading edge of the blade about the spring axis 80 in position 1 downwards.
The full springy leaf rotation, i.e. Pivoting of the blade profile about the axis 80, however, does not occur immediately due to the inertia of the counterweight control devices 84.
The maximum resilient downward pivoting of the leading edge of the sheet does not occur until position 2, i.e. after 90 rotor rotation from position 1, when the inertia of the counterweight devices 84 is correctly adjusted with respect to the centrifugal force-dependent resilient rigidity of the connecting strips 71, 72, 73, i.e. if the natural spring or leaf pivot frequency is equal to the speed.
This condition is well approximated when the following equation is satisfied:
EMI0007.0041
where means: N rotor speed, rpm; W ", W, weight of the upper and lower counterweights 91 or 89, kg; hl" hl vertical height of the counterweights 91 or
89 above or below the plane of rotation (Fig. 9), m; Wb weight of the sheet 65 outside the connecting strip device 70, kg; Rb distance between the center of rotation of the rotor and the center of gravity 82 of the Blat tes (Fig. 4), m; RS mean distance between the spring axis 80 and the center of the connecting strips 71, 72, 73 (FIGS. 6, 8), m; L free length of the connecting strips (Fi gur 6), m.
In the above equation, the right-hand side is proportional to the restoring torques generated by the centrifugal force about the spring axis 80 (due to the strips 71, 72, 73) and the left-hand side is proportional to the overturning moments of inertia due to the counterweight device 84 around the same axis, both per unit, e.g. degree, of the resilient oscillation. If this formula is satisfied, the adjusting and restoring moments for resilient oscillations of each amplitude at a frequency of one period per revolution are the same.
The inertia of the counterweight device 84 is set in such a way that the above formula is fulfilled, the result being that the natural frequency of the suspension is equal to the rotor rotational frequency. This means that a moment exerted around the spring axis in position 1 causes the blade pitch to oscillate harmoniously with a full period per revolution of the rotor, reaching maximum but opposite angular deflections at points 2 and 4 (Fig. 4) and through the original or neutral position in positions 1 and 3 passes through.
As shown in FIG. 4, the resilient or adjusting moment which presses the leading edge or tip downward in the reed position 1 as a result of the pilot tilting to the right causes the reed to be in position 2 and with the leading edge pressed down to the maximum occupies maximum upwardly pushed front edge in position 4 and passes through the neutral position in positions 1 and 3. The size of the harmonic movements when springing or adjusting in relation to the original plane of rotation increases continuously as long as the pilot continues to lean to the right.
The cyclical changes in the pitch position, as just described, generate downward aerodynamic forces on the blade in the area of position 2 and upward aerodynamic forces in the area of position 4. As far as the rotating blade forms an element of a gyro (the three Blades together form a complete circle), the aerodynamic forces mentioned in positions 2 and 4 cause the blade to precess downwards in position 3 after 90 turns from the downward aerodynamic force and upwards in position 1, according to the well-known law of gyroscopic precession.
The effect of the described precession during the rotation of a rotor blade by 360 is that a fall of the blade from position 1 to position 3 and a rise of the blade from position 3 to position 1 is caused. Since each rotor blade follows the same trajectory under the conditions described, the plane of the rotors is therefore inclined downwards on the right-hand side of the helicopter. As long as the bending moment caused by shifting the center of gravity to the right acts on the rotor shaft 6, the angular displacement of the plane of rotation of the rotor about the longitudinal axis of the helicopter continues.
This tilting stops when the bending moment is no longer exerted on the rotor shaft, i.e. when the shaft has followed and is perpendicular to the plane of the inclined rotor.
With the rotors inclined downwards to the right according to the example given, the helicopter is conveyed laterally through the air as a result of the lateral component in the lift force of the rotors that is caused thereby. The lateral displacement of the helicopter is then continued until the rotor planes are brought back to the horizontal by a reverse process. It is found that both rotors 8, 9 react in the same way, with the exception of the differences, which are based on their opposite directions of rotation.
It is further noted that the path described by the rotor blades is not exactly a plane, but an inverted, flat cone, which is based on the natural flexibility of the rotor blades and their ability to bend upwards at their outer ends. The description in relation to the plane of rotation of the rotor is therefore a simplification, which is none the less correct.
The control around the transverse axis of the helicopter is accordingly effected in a similar way by the instinctive body movements of the pilot, in that he leans forward or backward and thereby the common center of gravity of the drive or pressure medium line between the consecutive rotors forwards or shifted backwards.
To effect a control about the vertical axis of the helicopter, the handlebars 44 can be rotated to one side or the other. As explained above, such pivoting of the steering rods rotates the screw jack 142 (Fig. 12), whereby a force is exerted on the upper end of the front rotor shaft 6, which tries to tilt the same. The front rotor 8 reacts to such tilting in the same way as described with respect to the application of a bending moment to the rotor shaft due to a tilting movement of the pilot.
Since only the front rotor reacts in this way and therefore only the front part of the helicopter is displaced relative to the rear part, a control about the vertical axis is effected.
As these various body movements and handlebar operations are performed, the guide means 99 (FIG. 7) causes each blade and its counterweight control means to follow the same spring or reclining action in the same location on each cycle of rotation of the rotor. The usual cyclical control of the angle of attack is replaced by the use of the simple yet stable construction with a fixed angle of attack or a fixed slope.
With this cyclical change in pitch, the swash plate device 104 inclines slowly (down to the right in the previous example, when the pilot leans to the right and a rotation about the longitudinal axis to the right takes place) with respect to the axis of the rotor shaft as a function of the cyclical Movement of counterweight controls 84 and blades 65 about their spring axes.
The shock absorbers 120 enable such a slow pivoting of the plane of rotation of the gimbaled ring 103, but resist a rapid wobbling movement of this ring out of this plane.
Since the increased rotor speed tries to move the control counterweights 89, 91 in the direction of arrows 94, 95 (FIGS. 6, 9), the connection of the counterweight devices 84 through the rods 101 with the ring 103 seeks the swash plate device 104 upwards against the hub 56 (Fig. 7). The spring 109 is selected so that its force controls the raising and lowering of the swash plate device 104 to the extent necessary to bring about a reasonable common change in pitch at increased rotor speed.
As explained above, the ring 115 of the swash plate 104 is supported to perform a tilting movement and a lifting and lowering movement with the rotating ring 103, but the former is held against rotation. Since both rings of the swash plate 104 tilt in response to cyclical changes in pitch of the rotor blades, as they are effected in the manner previously described, the non-rotating ring 115 can be used as a means for transmitting forces to the swash plate in order to cause cyclical changes in pitch cause and thereby influence the position of the helicopter.
Instead of precisely balancing the helicopter structure and its occupants so that the common center of gravity falls in the right place (FiQ.2), forces can be exerted on each swash plate 104 through its ring 115 in order to balance the position of the helicopter and to ensure correct flight characteristics. Such forces can be effected by means of a control articulation mechanism, indicated generally at 166, which is shown semi-schematically in FIG. 13 and is connected to the non-rotating rings 115 of the wobble plates 104 of the front or rearward rotor.
This hinge mechanism preferably has a generally vertically extending first control lever 167 which is pivotably articulated on the frame of the helicopter at 168 and can be pivoted forwards and backwards about a generally horizon tal axis. Below the pivot pin 168, the lever 167 is connected, for example, by a generally horizontally extending linkage 170 to a generally vertical universal joint 171 which is attached to a slider 172 which is mounted on the helicopter overframe for sliding movement forwards and backwards.
At its upper end, the universal joint 171 is connected to a point on the right side of the front rotor ring 115 by a pivotably articulated linkage 173 via an angle lever 174, which is pivotably articulated on the helicopter frame, and a generally vertical linkage 175. The lower end of the universal joint 171 is connected in the same way by a linkage 177 with a similar angle lever 178, which is pivotably hinged to the helicopter frame, and from there via a generally vertical linkage 179 to a point on the right side of the rear rotor ring 115 the.
A spring sleeve 180 is preferably built into the linkage 170, so that a displacement of the control lever 167 exerts a force on the universal joint 171 through the slider 172, which tends to move the universal joint.
A forward displacement of the control lever 167 in the direction of arrow B seeks, for example, to pull the slider 172 and the universal joint 171 backwards and therefore exerts a downward force through the mechanism 173 to 175 on the right side of the swash plate 104 of the front rotor . At the same time, an upward force is exerted by the mechanism 177-179 on the right side of the swash plate 104 of the rear rotor.
The effect of exerting such forces on the front and rear swash plates, and therefore on the counterweight controls 84, is the same as it was previously with respect to leaning forward of the pilot and, consequently, shifting the common center of gravity of the helicopter toward the front rotor has been described. This action causes the front and rear rotors, which rotate in opposite directions, as indicated by the arrows 54, 55, to perform cyclical changes in inclination, which result in an inclination of the rotor planes forwards and downwards.
In addition to the cyclical change in the angle of attack or the pitch caused, the exercise of the downward force on the front swashplate and the upward force on the rear swash plate seeks to reduce the common angle of attack of the front rotor blades and the common angle of attack of the rear blades Increase rotor blades by lowering the front swash plate and lifting the rear swash plate, as described above.
In this way, the rear rotor seeks to climb over the front rotor at the same time as the rotor planes slope forward and down.
It should be noted that the lever 167 can be used not only to balance the helicopter's attitude, but it can also be used as the primary means of steering about the transverse axis, i. the rotor action described above pivots the helicopter fuselage around its transverse axis.
In the same way, a second control lever 181 (FIG. 13) is mounted centrally on the helicopter frame by means of a ball joint 176 in order to be able to pivot to the left and right and to rotate about its generally vertical longitudinal axis. This can be used to balance the helicopter's position around the longitudinal and vertical axes or as the main means of controlling the longitudinal and vertical axes. The handlebars 169 are attached to the upper end of the lever <B> 181 </B>. A lateral extension 192, which is fastened to the lower end of the control lever 181, is used to actuate a double angle lever 182 around a fixed pivot pin 193.
The opposite ends of the bell crank 182 are connected to a front and rear double bell crank 183 and 184, respectively, by pivotable members 185, 186 which spring sleeves 187, 188 contain. The opposite arms of each of these latter double bell cranks are connected by links 189 and 190, respectively, to diametrically opposed positions on the front rear portions of the non-rotating rings 115 of the front and rear rotor swash plates 104, respectively.
The angle levers 182, 183, 184 are mounted on the helicopter overframe by pin and slot connections 193, 191, which are arranged centrally between the connection points of the links 185, 186 and 189, 190. The double angle levers 183, 184 are thereby mounted to perform a tilting movement about the axes of the pins 191 as well as a lifting and lowering movement with the swash plates 104 and the angle lever 182 is mounted in the same way to allow a forward and backward movement and a tilting movement about the Enable pin 193.
A rotation of the lever 181 by turning the handlebars 169 counterclockwise (viewed from above) causes the extension 192 to pivot backwards and a shift of the Winkelhe lever 182 in the direction of arrow C. This displacement causes the transmission of a force through the link 185, the double bell crank 183 and the front links 189, 190 to the swash plate 104, which seeks to incline the same forwards and downwards.
The previously described effect of the counterweight control devices 84, such as the disturbance forces on the front swash plate 104, causes the front rotor plane to incline to the left. The same force is exercised by this rotation of the handlebars 169 and the pivoting of the extension 192 on the rear swash plate with the opposite effect due to the opposite direction of rotation of the rear rotor. The rear rotor therefore tilts to the right and causes the helicopter to rotate about its vertical axis.
Tilting the handlebars 169 and the lever 181 to the left causes the angle lever 182 to rotate in the direction of arrow D, whereby equal but oppositely directed forces are exerted at corresponding points on the front and rear swash plates. Since the rotors rotate in opposite directions, the application of these opposing disruptive forces causes both rotor planes to incline to the left through their corresponding swash plates, causing the helicopter to shift to the left.
It is noted that control about the transverse, longitudinal and vertical axes in directions opposite to those described is effected by opposite movement of the control levers 167, 181. In addition, these control levers can be combined into a single lever if desired. If the link mechanism shown in Fig. 13 is used as the main flight control means, it can completely replace the vertical axis control by the handlebar 44 described above.