DE102020207003A1 - Rotor assembly for a missile and missile - Google Patents

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DE102020207003A1
DE102020207003A1 DE102020207003.2A DE102020207003A DE102020207003A1 DE 102020207003 A1 DE102020207003 A1 DE 102020207003A1 DE 102020207003 A DE102020207003 A DE 102020207003A DE 102020207003 A1 DE102020207003 A1 DE 102020207003A1
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Manfred Schmitt
Matthias Kraenzler
Ronja Koenig
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Robert Bosch GmbH
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/001—Shrouded propellers

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Rotorbaugruppe (100) für einen Flugkörper (200), insbesondere Drohne, mit einem Koaxialrotor (10), der einen von einem Leitmantel (12) radial umgebenen ersten Rotor (14) aufweist, wobei der Leitmantel (12) in einer Rotorebene (20) einen kreisförmigen Querschnitt und einen geringen radialen Abstand zu den Rotorspitzen (26) des ersten Rotors (14) aufweist und dazu ausgebildet ist, eine Luftströmung (24) von einer Eintrittsebene (18) des Leitmantels (12) zu einer Austrittsebene (22) des Leitmantels (12) in Richtung eines zweiten Rotors (16) zu führen.The invention relates to a rotor assembly (100) for a missile (200), in particular a drone, with a coaxial rotor (10) which has a first rotor (14) surrounded radially by a guide jacket (12) The rotor plane (20) has a circular cross-section and a small radial distance from the rotor tips (26) of the first rotor (14) and is designed to generate an air flow (24) from an entry plane (18) of the guide jacket (12) to an exit plane ( 22) of the guide jacket (12) in the direction of a second rotor (16).

Description

Technisches GebietTechnical area

Die Erfindung betrifft eine Rotorbaugruppe für einen Flugkörper mit einem Koaxialrotor und einem Leitmantel, wobei die Rotorbaugruppe insbesondere als Bestandteil einer Drohne zur Anwendung kommt. Weiterhin betrifft die Erfindung einen Flugkörper mit zumindest drei Rotorbaugruppen.The invention relates to a rotor assembly for a missile with a coaxial rotor and a guide jacket, the rotor assembly being used in particular as part of a drone. The invention also relates to a missile with at least three rotor assemblies.

Stand der TechnikState of the art

Aus der CN 204548495 U ist eine Rotorbaugruppe für einen Flugkörper mit einem Koaxialrotor und einem zylindrischen Leitmantel mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 bekannt. Der Koaxialrotor umfasst zwei Rotoren, die axial hintereinander angeordnet und in gegensätzlicher Richtung angetrieben sind, wobei einer der Rotoren von dem zylindrischen Leitmantel umgeben ist. Koaxialrotoren weisen eine hohe Schubkraft bei gleichzeitig kleiner Baugröße auf und sind deshalb besonders für kleine Drohnen geeignet. Der Leitmantel kann als Schutz vor Hindernissen dienen, um einen Antriebsausfall zu verhindern.From the CN 204548495 U a rotor assembly for a missile with a coaxial rotor and a cylindrical guide jacket having the features of the preamble of claim 1 is known. The coaxial rotor comprises two rotors which are arranged axially one behind the other and driven in opposite directions, one of the rotors being surrounded by the cylindrical guide jacket. Coaxial rotors have a high thrust and at the same time are small in size and are therefore particularly suitable for small drones. The guide jacket can serve as protection against obstacles in order to prevent drive failure.

Durch die koaxiale Anordnung beschleunigt der erste Rotor eine Luftströmung in Richtung des zweiten Rotors, wobei die Luftströmung üblicherweise auf einen radial inneren Bereich des zweiten Rotors trifft. Zusätzlich kann eine langsamere oder nicht beschleunigte Luftströmung auf einen radial äußeren Bereich des zweiten Rotors treffen, sodass die Geschwindigkeit der Luftströmung in radialer Richtung stark variieren kann.Due to the coaxial arrangement, the first rotor accelerates an air flow in the direction of the second rotor, the air flow usually impinging on a radially inner region of the second rotor. In addition, a slower or non-accelerated air flow can strike a radially outer region of the second rotor, so that the speed of the air flow can vary greatly in the radial direction.

Offenbarung der ErfindungDisclosure of the invention

Die erfindungsgemäße Rotorbaugruppe für einen Flugkörper mit einem Koaxialrotor und einem Leitmantel mit den Merkmalen des Anspruchs 1 hat den Vorteil, dass der Leitmantel die Luftströmung des ersten Rotors unter zusätzlicher Beschleunigung auf den zweiten Rotor mit kleinerem Durchmesser oder auf den radial inneren Bereich des zweiten Rotors führt. Hierzu schlägt es die Lehre der Erfindung in ihrer allgemeinsten Form vor, dass der Querschnitt einer Austrittsebene des Leitmantels kleiner ist als der Querschnitt des Leitmantels in einer Rotorebene des ersten Rotors.The rotor assembly according to the invention for a missile with a coaxial rotor and a guide jacket with the features of claim 1 has the advantage that the guide jacket guides the air flow of the first rotor with additional acceleration onto the second rotor with a smaller diameter or onto the radially inner region of the second rotor . For this purpose, the teaching of the invention in its most general form proposes that the cross section of an exit plane of the guide jacket is smaller than the cross section of the guide jacket in a rotor plane of the first rotor.

Dabei hat die Erfindung erkannt, dass durch eine definierte Führung und einer zusätzlichen Beschleunigung der Luftströmung des ersten Rotors in Richtung des zweiten Rotors die Luftströmung optimal von dem zweiten Rotor ausgenutzt werden kann. Des Weiteren verhindert der Leitmantel Strömungsablösungen und Blattspitzenwirbel an dem ersten Rotor. So kann zum Beispiel die Schallemission des Flugkörpers verringert werden. Außerdem tragen die genannten Vorteile zu einer Wirkungsgradsteigerung der Rotorbaugruppe bei, die insbesondere für kleine Drohnen eine Verlängerung der Betriebszeit oder eine Reduktion des Eigengewichts ermöglichen kann.The invention has recognized that the air flow can be optimally used by the second rotor through a defined guidance and an additional acceleration of the air flow of the first rotor in the direction of the second rotor. Furthermore, the guide jacket prevents flow separation and blade tip vortices on the first rotor. For example, the sound emission of the missile can be reduced. In addition, the advantages mentioned contribute to an increase in the efficiency of the rotor assembly, which can enable the operating time to be extended or the weight to be reduced, especially for small drones.

Vorteilhafte Weiterbildungen der erfindungsgemäßen Rotorbaugruppe sind in den Unteransprüchen aufgeführt.Advantageous developments of the rotor assembly according to the invention are listed in the subclaims.

Hinsichtlich der konkreten Ausführung der Rotorbaugruppe gibt es eine Vielzahl von Möglichkeiten, von denen nachfolgend einige bevorzugt vorgesehene Varianten genannt werden: So ist der Querschnitt einer Eintrittsebene des Leitmantels größer als der Querschnitt des Leitmantels in der Rotorebene. Dadurch kann der erste Rotor Luft auch außerhalb des Querschnitts der Rotorebene ansaugen und in Richtung des zweiten Rotors beschleunigen und so den Wirkungsgrad steigern.With regard to the specific design of the rotor assembly, there are a multitude of possibilities, of which some preferred variants are mentioned below: For example, the cross section of an inlet plane of the guide jacket is larger than the cross section of the guide jacket in the rotor plane. As a result, the first rotor can also suck in air outside the cross section of the rotor plane and accelerate it in the direction of the second rotor and thus increase the efficiency.

Weiterhin ist die Kontur einer Längsschnittebene des Leitmantels stetig ohne sprunghafte Querschnittsänderungen ausgebildet, sodass die Kontur keine Verwirbelung der Luftströmung hervorruft.Furthermore, the contour of a longitudinal sectional plane of the guide jacket is formed continuously without sudden changes in cross-section, so that the contour does not cause any turbulence in the air flow.

Der erste Rotor und der zweite Rotor können unterschiedliche Durchmesser aufweisen, wobei der zweite Rotor vorzugsweise einen geringeren Durchmesser als der erste Rotor aufweist. Dadurch kann zum Beispiel der Leitmantel die Luftströmung des ersten Rotors genau auf den Querschnitt der Rotorebene des zweiten Rotors leiten. Alternativ kann der Leitmantel die Luftströmung auch in einen radial inneren Bereich der Rotorebene des zweiten Rotors leiten. In diesem Fall beschleunigt der zweite Rotor die bereits beschleunigte Luftströmung des ersten Rotors und zusätzlich langsamere oder nicht beschleunigte Luftströmung in einem radial äußeren Bereich außerhalb des Querschnitts der Austrittsebene des Leitmantels. Mit der zusätzlich beschleunigten Luftströmung kann der Wirkungsgrad der Rotorbaugruppe verbessert werden.The first rotor and the second rotor can have different diameters, the second rotor preferably having a smaller diameter than the first rotor. In this way, for example, the guide jacket can guide the air flow from the first rotor precisely onto the cross section of the rotor plane of the second rotor. Alternatively, the guide jacket can also guide the air flow into a radially inner region of the rotor plane of the second rotor. In this case, the second rotor accelerates the already accelerated air flow of the first rotor and additionally slower or non-accelerated air flow in a radially outer area outside the cross section of the exit plane of the guide jacket. With the additionally accelerated air flow, the efficiency of the rotor assembly can be improved.

Weiterhin können die Rotorblätter des ersten Rotors und die Rotorblätter des zweiten Rotors in radialer Richtung jeweils einen abnehmenden Anstellwinkel aufweisen, wobei die von dem ersten Rotor angeströmten radial inneren Bereiche der Rotorblätter des zweiten Rotors mit einem Anstellwinkel in Abhängigkeit einer ersten mathematischen Funktion in radialer Richtung abnehmen, und die von dem ersten Rotor nicht angeströmten radial äußeren Bereiche der Rotorblätter des zweiten Rotors mit einem Anstellwinkel in Abhängigkeit einer zweiten mathematischen Funktion in radialer Richtung abnehmen, wobei die zweite Funktion, definiert ab der Rotormitte, eine geringere Steigung als die erste Funktion aufweist. Durch die unterschiedlichen Steigungen der ersten und der zweiten Funktion kann das Rotorblatt des zweiten Rotors entweder einen stetigen Steigungsübergang oder einen sprunghaften Steigungsübergang zwischen dem radial inneren Bereich und dem radial äußeren Bereich des Rotorblatts des zweiten Rotors aufweisen.Furthermore, the rotor blades of the first rotor and the rotor blades of the second rotor can each have a decreasing angle of attack in the radial direction, the radially inner areas of the rotor blades of the second rotor against which the flow from the first rotor decreases with an angle of attack depending on a first mathematical function in the radial direction , and the radially outer areas of the rotor blades of the second rotor that are not flowed against by the first rotor decrease with an angle of attack depending on a second mathematical function in the radial direction, the second function, defined from the rotor center, having a lower slope than the first function. Due to the different gradients of the first and the second function, the rotor blade of the second rotor have either a steady gradient transition or an abrupt gradient transition between the radially inner region and the radially outer region of the rotor blade of the second rotor.

Der erste Rotor und der zweite Rotor können unterschiedliche Blattzahlen aufweisen. Da der Leitmantel Luftverwirbelungen an den Rotorspitzen reduziert, kann insbesondere der erste Rotor eine höhere Blattzahl als der zweite Rotor aufweisen.The first rotor and the second rotor can have different numbers of blades. Since the guide jacket reduces air turbulence at the rotor tips, the first rotor in particular can have a higher number of blades than the second rotor.

Des Weiteren können der erste Rotor und der zweite Rotor jeweils einen separaten Antrieb aufweisen, die dazu ausgebildet sind, die Rotoren mit unterschiedlichen Drehzahlen zu betreiben. Vorzugsweise ist ein im Durchmesser kleinerer zweiter Rotor mit einer höheren Drehzahl als der erste Rotor betreibbar.Furthermore, the first rotor and the second rotor can each have a separate drive, which are designed to operate the rotors at different speeds. A second rotor with a smaller diameter can preferably be operated at a higher speed than the first rotor.

In einer Weiterbildung sind die Drehzahl des ersten Rotors und des zweiten Rotors unabhängig voneinander veränderbar.In a further development, the speed of the first rotor and the second rotor can be changed independently of one another.

Der Flugkörper, insbesondere Drohne, kann mit zumindest drei Rotorbaugruppen ausgestattet sein, wobei insbesondere die Verwendung von zumindest drei Rotorbaugruppen einen stabilen Schwebeflug des Flugkörpers im Vergleich zu einem Flugkörper mit nur einer oder zwei Rotorbaugruppen ermöglicht. Bevorzugt sind die zumindest drei Rotorbaugruppen in einer Querschnittsebene mit einem radialen Abstand zueinander angeordnet.The missile, in particular a drone, can be equipped with at least three rotor assemblies, the use of at least three rotor assemblies in particular enabling the missile to hover in a stable manner compared to a missile with only one or two rotor assemblies. The at least three rotor assemblies are preferably arranged in a cross-sectional plane at a radial distance from one another.

Besonders bevorzugt sind die zumindest drei Rotorbaugruppen jeweils mittels eines Rotorarms mit einem Zentralelement verbunden, wobei die zumindest drei Rotorbaugruppen oder die Rotorarme bezüglich dem Zentralelement schwenkbar angeordnet sind.The at least three rotor assemblies are particularly preferably each connected to a central element by means of a rotor arm, the at least three rotor assemblies or the rotor arms being arranged such that they can pivot with respect to the central element.

Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungsformen der Erfindung sowie anhand der Zeichnungen.Further advantages and details of the invention emerge from the following description of preferred embodiments of the invention and with reference to the drawings.

FigurenlisteFigure list

  • 1a zeigt eine perspektivische Darstellung einer Rotorbaugruppe mit einem Koaxialrotor, wobei einer der Rotoren von einem Leitmantel umgeben ist, 1a shows a perspective view of a rotor assembly with a coaxial rotor, one of the rotors being surrounded by a guide jacket,
  • 1b einen Längsschnitt der Rotorbaugruppe gemäß der 1a, 1b a longitudinal section of the rotor assembly according to FIG 1a ,
  • 1c eine Draufsicht der Rotorbaugruppe gemäß der 1a, 1c a top view of the rotor assembly according to FIG 1a ,
  • 2a eine Ansicht eines Rotorblattes gemäß der 1a, 2a a view of a rotor blade according to FIG 1a ,
  • 2b eine Ansicht eines Rotorblattes gemäß der 1a mit einem stetig verlaufenden Steigungssprung in radialer Richtung, 2 B a view of a rotor blade according to FIG 1a with a steadily increasing gradient in the radial direction,
  • 2c eine Ansicht eines Rotorblattes gemäß der 2b mit einem Steigungssprung in radialer Richtung, 2c a view of a rotor blade according to FIG 2 B with a pitch jump in the radial direction,
  • 3 eine Ansicht der Rotorbaugruppe gemäß der 1b, wobei die Antriebe der Rotoren dargestellt sind und 3 a view of the rotor assembly according to FIG 1b , the drives of the rotors are shown and
  • 4 eine perspektivische Darstellung eines Flugkörpers mit drei Rotorbaugruppen gemäß der 1a. 4th a perspective view of a missile with three rotor assemblies according to FIG 1a .

Ausführungsformen der ErfindungEmbodiments of the invention

Gleiche Elemente beziehungsweise Elemente mit gleicher Funktion sind in den Figuren mit den gleichen Bezugsziffern versehen.The same elements or elements with the same function are provided with the same reference numbers in the figures.

In den 1a bis 1c ist eine Rotorbaugruppe 100 mit einem Koaxialrotor 10 dargestellt, der einen ersten Rotor 14 und einen zweiten Rotor 16 aufweist, wobei der erste Rotor 14 von einem Leitmantel 12 radial umgeben ist. Der Leitmantel 12 ist dazu ausgebildet, eine von dem ersten Rotor 14 beschleunigte Luftströmung 24 von einer Eintrittsebene 18 des Leitmantels 12 zu einer Austrittsebene 22 des Leitmantels 12 in Richtung des zweiten Rotors 16 zu führen. Der Leitmantel 12 hat insbesondere in einer Rotorebene 20 einen kreisförmigen Querschnitt und die Rotorspitzen 26 des ersten Rotors 14 weisen einen geringen Abstand zu dem Leitmantel 12 auf. So kann eine Luftverwirbelung an den Rotorspitzen 26 und die daraus resultierende Geräuschentwicklung reduziert, sowie der Wirkungsgrad verbessert werden. Der erste Rotor 14 rotiert im Uhrzeigersinn und beschleunigt die Luftströmung 24 in Richtung des zweiten Rotors 16. Der zweite Rotor 16 rotiert gegen den Uhrzeigersinn, um die Luftströmung 24 zusätzlich zu beschleunigen und eine langsamere oder nicht beschleunigte Luftströmung 28 zu beschleunigen.In the 1a until 1c is a rotor assembly 100 with a coaxial rotor 10 shown, the a first rotor 14th and a second rotor 16 having, the first rotor 14th from a guiding mantle 12th is surrounded radially. The guiding mantle 12th is designed to be one of the first rotor 14th accelerated air flow 24 from an entry level 18th of the vane 12th to an exit level 22nd of the vane 12th towards the second rotor 16 respectively. The guiding mantle 12th has in particular in a rotor plane 20th a circular cross-section and the rotor tips 26th of the first rotor 14th have a small distance to the guide jacket 12th on. This can cause air turbulence at the rotor tips 26th and the resulting noise development can be reduced and the efficiency improved. The first rotor 14th rotates clockwise and accelerates the air flow 24 towards the second rotor 16 . The second rotor 16 rotates counterclockwise to the air flow 24 in addition to accelerating and a slower or non-accelerated air flow 28 to accelerate.

Der Leitmantel 12 weist in der Austrittsebene 22 einen kleineren Querschnitt als in der Rotorebene 20 auf. Dadurch kann der Leitmantel 12 die Luftströmung 24 in einen definierten Austrittsbereich in Richtung des zweiten Rotors 16 leiten, wobei durch den verringerten Querschnitt der Austrittsebene 22 die Luftströmung 24 zusätzlich beschleunigt wird.The guiding mantle 12th points in the exit level 22nd a smaller cross-section than in the rotor plane 20th on. This allows the guide jacket 12th the air flow 24 in a defined exit area in the direction of the second rotor 16 guide, with the reduced cross-section of the exit plane 22nd the air flow 24 is also accelerated.

Der Querschnitt der Eintrittsebene 18 des Leitmantels 12 ist größer als der Querschnitt des Leitmantels 12 in der Rotorebene 20 ausgeführt.The cross section of the entry plane 18th of the vane 12th is larger than the cross section of the vane 12th in the rotor plane 20th executed.

Wie aus der 1b ersichtlich ist, ist die Kontur 30 in einem Längsschnitt des Leitmantels 12 stetig ausgeführt und der Querschnitt des Leitmantels 12 in der Richtung der Luftströmung 24 verkleinert sich ohne Stufen oder Luftwirbel verursachende Abschnitte.As from the 1b what can be seen is the contour 30th in a longitudinal section of the guide jacket 12th running steadily and the cross-section of the vane 12th in the direction of the air flow 24 shrinks without steps or sections that cause air turbulence.

Der dargestellte erste Rotor 14 und der zweite Rotor 16 können unterschiedliche Durchmesser aufweisen. Vorzugsweise weist der zweite Rotor 16 einen geringeren Durchmesser als der erste Rotor 14 auf. In diesem Fall führt der Leitmantel 12 die Luftströmung 24 auf die Rotorebene 34 des zweiten Rotors 16. Alternativ kann der zweite Rotor 16 auch einen gleichen oder größeren Durchmesser aufweisen. Die Austrittsebene 22 des Leitmantels 12 weist dann einen kleineren Querschnitt als die Rotorebene 34 des zweiten Rotors 12 auf. Dadurch kann der zweite Rotor 16 die Luftströmung 28, wie in 1b dargestellt, von der Seite beschleunigen und seinen Wirkungsgrad steigern.The first rotor shown 14th and the second rotor 16 can have different diameters. The second rotor preferably has 16 a smaller diameter than the first rotor 14th on. In this case the guide jacket leads 12th the air flow 24 on the rotor level 34 of the second rotor 16 . Alternatively, the second rotor 16 also have the same or larger diameter. The exit level 22nd of the vane 12th then has a smaller cross section than the rotor plane 34 of the second rotor 12th on. This allows the second rotor 16 the air flow 28 , as in 1b shown, accelerate from the side and increase its efficiency.

In der 2a ist ein Rotorblatt 32a des ersten Rotors 14 mit einem in radialer Richtung x' abnehmenden Anstellwinkel α dargestellt, wobei der abnehmende Anstellwinkel α einen über den Querschnitt der Rotorebene 20 gleichmäßigen Geschwindigkeitsverlauf der beschleunigten Luftströmung 24 ermöglicht.In the 2a is a rotor blade 32a of the first rotor 14th with an angle of attack that decreases in the radial direction x ' α shown, with the decreasing angle of attack α one across the cross section of the rotor plane 20th uniform speed of the accelerated air flow 24 enables.

In der 2b und der 2c ist ein Rotorblatt 32b des zweiten Rotors 16 mit in radialer Richtung x' abnehmenden Anstellwinkeln β1 und β2 im Detail dargestellt. Das Rotorblatt 32b wird in einer Projektion der Austrittsebene 22' des Leitmantels 12 in einem radial inneren Bereich 36 von der bereits von dem ersten Rotor 14 beschleunigten Luftströmung 24 angeströmt. Außerhalb der Projektion der Austrittsebene 22' des Leitmantels 12 und in einem radial äußeren Bereich 38 beschleunigt das Rotorblatt 32b eine langsamere oder nicht beschleunigte Luftströmung 28. Damit die beschleunigte Luftströmung 24, 28 über den Querschnitt der Rotorebene 34 eine gleichmäßige Geschwindigkeitsverteilung ausgebildet, nimmt die Steigung des Rotorblatts 32b in dem radial inneren Bereich 36 mit einem Anstellwinkel β1 in Abhängigkeit einer ersten mathematischen Funktion und die Steigung des Rotorblatts 32b in dem radial äußeren Bereich 38 mit einem Anstellwinkel β2 in Abhängigkeit einer zweiten mathematischen Funktion in radialer Richtung ab, wobei die zweite Funktion, definiert ab der Rotormitte M, eine geringere Steigung als die erste Funktion aufweist. Durch die unterschiedlichen Steigungen der ersten und der zweiten Funktion kann das Rotorblatt 32b entweder einen stetigen Steigungsübergang 40a, wie in der 2b dargestellt, oder einen sprunghaften Steigungsübergang 40b, wie in der 2c dargestellt, zwischen dem radial inneren Bereich 36 und dem radial äußeren Bereich 38 des Rotorblatts 32b aufweisen.In the 2 B and the 2c is a rotor blade 32b of the second rotor 16 with angles of attack decreasing in the radial direction x ' β 1 and β 2 shown in detail. The rotor blade 32b is in a projection of the exit plane 22 ' of the vane 12th in a radially inner area 36 from that of the first rotor 14th accelerated air flow 24 flowed towards. Outside the projection of the exit plane 22 ' of the vane 12th and in a radially outer area 38 accelerates the rotor blade 32b a slower or non-accelerated airflow 28 . With it the accelerated air flow 24 , 28 over the cross section of the rotor plane 34 If a uniform speed distribution is formed, the pitch of the rotor blade increases 32b in the radially inner area 36 with an angle of attack β 1 as a function of a first mathematical function and the pitch of the rotor blade 32b in the radially outer area 38 with an angle of attack β 2 as a function of a second mathematical function in the radial direction, the second function being defined from the center of the rotor M. , has a smaller slope than the first function. Due to the different gradients of the first and the second function, the rotor blade 32b either a steady gradient transition 40a , like in the 2 B shown, or a sudden gradient transition 40b , like in the 2c shown, between the radially inner area 36 and the radially outer area 38 of the rotor blade 32b exhibit.

Weiterhin ist die erste mathematische Funktion des Anstellwinkels β1 des Rotorblatts 32b des zweiten Rotors 16 vorzugsweise steiler ausgeführt als die Funktion des Anstellwinkels α des Rotorblatts 32a des ersten Rotors 14. Falls das Rotorblatt 32a und das Rotorblatt 32b den gleichen Durchmesser aufweisen, dann entspricht die zweite mathematische Funktion des Anstellwinkels β2 des Rotorblatts 32b des zweiten Rotors 16 vorzugsweise der Funktion des Anstellwinkels α des Rotorblatts 32a des ersten Rotors 14.Furthermore, the first mathematical function is the angle of attack β 1 of the rotor blade 32b of the second rotor 16 preferably made steeper than the function of the angle of attack α of the rotor blade 32a of the first rotor 14th . If the rotor blade 32a and the rotor blade 32b have the same diameter, then the second mathematical function corresponds to the angle of attack β 2 of the rotor blade 32b of the second rotor 16 preferably the function of the angle of attack α of the rotor blade 32a of the first rotor 14th .

Der erste Rotor 14 und der zweite Rotor 16 können die gleiche oder unterschiedliche Blattzahlen aufweisen, wobei vorzugsweise der erste Rotor 14 mit dem Leitmantel 12 eine höhere Blattzahl als der zweite Rotor 16 aufweist, da der Leitmantel 12 bereits Luftverwirbelungen an den Rotorspitzen 26 reduziert.The first rotor 14th and the second rotor 16 can have the same or different numbers of blades, preferably the first rotor 14th with the guiding mantle 12th a higher number of blades than the second rotor 16 has, as the conductive jacket 12th already air turbulence at the rotor tips 26th reduced.

Wie in der 3 dargestellt, sind der erste Rotor 14 und der zweite Rotor 16 mit zwei Antrieben 42 verbunden, die dazu ausgebildet sind, die Rotoren 14, 16 mit unterschiedlichen Drehzahlen zu betreiben. Vorzugsweise ist der zweite Rotor 16 mit einer höheren Drehzahl betreibbar.Like in the 3 shown are the first rotor 14th and the second rotor 16 with two drives 42 connected, which are designed to the rotors 14th , 16 to operate at different speeds. Preferably the second rotor is 16 can be operated at a higher speed.

Da die Rotoren 14, 16 üblicherweise in gegensätzliche Richtung drehen, sind die Achsen der zwei Rotoren 14, 16 voneinander getrennt gelagert und die Drehzahlen sind darüber hinaus vorzugsweise unabhängig voneinander veränderbar.As the rotors 14th , 16 Usually turning in opposite directions are the axes of the two rotors 14th , 16 stored separately from one another and the speeds can also preferably be changed independently of one another.

In der 4 ist ein Flugkörper 200, insbesondere Drohne, dargestellt, wobei der Flugkörper 200 drei Rotorbaugruppen 100 aufweist. Die drei Rotorbaugruppen 100 sind jeweils mittels eines Rotorarms 44 mit einem Zentralelement 46 verbunden. Dabei können die drei Rotorbaugruppen 100 oder die Rotorarme 44 bezüglich dem Zentralelement 46 schwenkbar angeordnet sein, um zum Beispiel zwischen einer senkrechten Startrichtung und einer horizontalen Flugrichtung des Flugkörpers 200 zu wechseln.In the 4th is a missile 200 , in particular drone, shown, the missile 200 three rotor assemblies 100 having. The three rotor assemblies 100 are each by means of a rotor arm 44 with a central element 46 connected. The three rotor assemblies 100 or the rotor arms 44 with respect to the central element 46 be pivotably arranged, for example, between a vertical take-off direction and a horizontal flight direction of the missile 200 switch.

Insbesondere die Verwendung von zumindest drei Rotorbaugruppen 100 ermöglicht einen stabilen Schwebeflug des Flugkörpers 200 im Vergleich zu einem Flugkörper 200 mit nur einer oder zwei Rotorbaugruppen 100. So kann mit der beschriebenen Anordnung der drei Rotorbaugruppen 100 jeweils einer der Rotoren 14, 16 der Rotorbaugruppen 100 den Schwebeflug des Flugkörpers 200 aufrechterhalten und der andere Rotor 14, 16 kann zum Beispiel Windeinflüsse durch eine schnelle Anpassung der Rotordrehzahl ausgleichen.In particular, the use of at least three rotor assemblies 100 enables the missile to hover in a stable manner 200 compared to a missile 200 with just one or two rotor assemblies 100 . So can with the described arrangement of the three rotor assemblies 100 each one of the rotors 14th , 16 of the rotor assemblies 100 the hover of the missile 200 maintained and the other rotor 14th , 16 can, for example, compensate for wind influences by quickly adjusting the rotor speed.

Die soweit beschriebene Rotorbaugruppe 100 kann in vielfältiger Art und Weise abgewandelt oder modifiziert werden, ohne vom Erfindungsgedanken abzuweichen. So ist es zum Beispiel denkbar, dass der Querschnitt der Austrittsebene 22 aktiv mittels eines Mechanismus oder passiv mittels eines elastischen Materials des Leitmantels 12 veränderbar ist. Auch wäre es denkbar, dass der zweite Rotor 16 Rotorblätter mit veränderbaren Anstellwinkeln aufweist, die sich entsprechend einer Geschwindigkeitsänderung der Luftströmung 24 und/oder der Luftströmung 28 einstellen lassen. Des Weiteren kann der Leitmantel 12 aus einem verstärkten Material gefertigt sein, zum Beispiel ein faserverstärkter Kunststoff, um den ersten Rotor 14 vor Hindernissen zu schützen.The rotor assembly described so far 100 can be changed or modified in many ways without deviating from the inventive concept. For example, it is conceivable that the cross section of the exit plane 22nd actively by means of a mechanism or passively by means of an elastic material of the conducting jacket 12th is changeable. It would also be conceivable that the second rotor 16 Has rotor blades with variable angles of attack, which vary according to a change in the speed of the air flow 24 and / or the air flow 28 have it adjusted. Furthermore, the guide jacket 12th be made of a reinforced material, for example a fiber-reinforced plastic, around the first rotor 14th protect from obstacles.

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNGQUOTES INCLUDED IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturPatent literature cited

  • CN 204548495 U [0002]CN 204548495 U [0002]

Claims (10)

Rotorbaugruppe (100) für einen Flugkörper (200), insbesondere Drohne, mit einem Koaxialrotor (10), der einen von einem Leitmantel (12) radial umgebenen ersten Rotor (14) aufweist, wobei der Leitmantel (12) in einer Rotorebene (20) einen kreisförmigen Querschnitt und einen geringen radialen Abstand zu den Rotorspitzen (26) des ersten Rotors (14) aufweist und dazu ausgebildet ist, eine Luftströmung (24) von einer Eintrittsebene (18) des Leitmantels (12) zu einer Austrittsebene (22) des Leitmantels (12) in Richtung eines zweiten Rotors (16) zu führen, dadurch gekennzeichnet, dass der Querschnitt der Austrittsebene (22) des Leitmantels (12) kleiner ist als der Querschnitt des Leitmantels (12) in der Rotorebene (20).Rotor assembly (100) for a missile (200), in particular a drone, with a coaxial rotor (10) which has a first rotor (14) which is radially surrounded by a guide jacket (12), the guide jacket (12) in a rotor plane (20) has a circular cross-section and a small radial distance from the rotor tips (26) of the first rotor (14) and is designed to direct an air flow (24) from an entry plane (18) of the guide jacket (12) to an exit plane (22) of the guide jacket (12) in the direction of a second rotor (16), characterized in that the cross section of the exit plane (22) of the guide jacket (12) is smaller than the cross section of the guide jacket (12) in the rotor plane (20). Rotorbaugruppe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Querschnitt der Eintrittsebene (18) des Leitmantels (12) größer ist als der Querschnitt des Leitmantels (12) in der Rotorebene (20).Rotor assembly according to Claim 1 , characterized in that the cross section of the entry plane (18) of the guide jacket (12) is greater than the cross section of the guide jacket (12) in the rotor plane (20). Rotorbaugruppe nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass eine Kontur (30) in einer Längsschnittebene des Leitmantels (12) stetig ist.Rotor assembly according to Claim 1 or 2 , characterized in that a contour (30) is continuous in a longitudinal sectional plane of the guide jacket (12). Rotorbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Rotor (14) und der zweite Rotor (16) unterschiedliche Durchmesser aufweisen, wobei der zweite Rotor (16) vorzugsweise einen geringeren Durchmesser als der erste Rotor (14) aufweist.Rotor assembly according to one of the Claims 1 until 3 , characterized in that the first rotor (14) and the second rotor (16) have different diameters, the second rotor (16) preferably having a smaller diameter than the first rotor (14). Rotorbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Rotorblätter (32a) des ersten Rotors (14) und die Rotorblätter (32b) des zweiten Rotors (16) in radialer Richtung einen abnehmenden Anstellwinkel (α, β1, β2) aufweisen, wobei die von dem ersten Rotor (14) angeströmten radial inneren Bereiche (36) der Rotorblätter (32b) des zweiten Rotors (16) mit einem Anstellwinkel (β1) in Abhängigkeit einer ersten mathematischen Funktion in radialer Richtung abnehmen, und die von dem ersten Rotor (14) nicht angeströmten radial äußeren Bereiche (38) der Rotorblätter (32b) des zweiten Rotors (16) mit einem Anstellwinkel (β2) in Abhängigkeit einer zweiten mathematischen Funktion in radialer Richtung abnehmen, wobei die zweite Funktion, definiert ab der Rotormitte (M), eine geringere Steigung als die erste Funktion aufweist und die Rotorblätter (32b) des zweiten Rotors (16) einen stetigen Steigungsübergang (40a) oder einen sprunghaften Steigungsübergang (40b) zwischen den radial inneren Bereichen (36) und den radial äußeren Bereichen (38) aufweisen.Rotor assembly according to one of the Claims 1 until 4th , characterized in that the rotor blades (32a) of the first rotor (14) and the rotor blades (32b) of the second rotor (16) have a decreasing angle of attack (α, β 1 , β 2 ) in the radial direction, with that of the first Radially inner regions (36) of the rotor blades (32b) of the second rotor (16) against which the rotor (14) flowed decrease with an angle of attack (β 1 ) as a function of a first mathematical function in the radial direction, and those of the first rotor (14) do not radially outer regions (38) of the rotor blades (32b) of the second rotor (16) against which the flow occurs decrease with an angle of attack (β 2 ) in the radial direction as a function of a second mathematical function, the second function, defined from the rotor center (M), being a has a lower pitch than the first function and the rotor blades (32b) of the second rotor (16) have a continuous pitch transition (40a) or a sudden pitch transition (40b) between the radially inner regions (36) and the r adial outer areas (38). Rotorbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Rotor (14) und der zweite Rotor (16) unterschiedliche Blattzahlen aufweisen.Rotor assembly according to one of the Claims 1 until 5 , characterized in that the first rotor (14) and the second rotor (16) have different numbers of blades. Rotorbaugruppe nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Rotor (14) und der zweite Rotor (16) jeweils einen separaten Antrieb (42) aufweisen, die dazu ausgebildet sind, die Rotoren (14, 16) mit unterschiedlichen Drehzahlen zu betreiben, wobei der zweite Rotor (16) vorzugsweise mit einer höheren Drehzahl als der erste Rotor (14) betreibbar ist.Rotor assembly according to one of the Claims 1 until 6th , characterized in that the first rotor (14) and the second rotor (16) each have a separate drive (42) which are designed to operate the rotors (14, 16) at different speeds, the second rotor ( 16) can preferably be operated at a higher speed than the first rotor (14). Rotorbaugruppe nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Drehzahlen des ersten Rotors (14) und des zweiten Rotors (16) unabhängig voneinander veränderbar sind.Rotor assembly according to Claim 7 , characterized in that the speeds of the first rotor (14) and the second rotor (16) can be changed independently of one another. Flugkörper (200), insbesondere Drohne, wobei der Flugkörper (200) zumindest drei Rotorbaugruppen (100) nach einem der Ansprüche 1 bis 8 aufweist.Missile (200), in particular drone, the missile (200) having at least three rotor assemblies (100) according to one of the Claims 1 until 8th having. Flugkörper nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest drei Rotorbaugruppen (100) jeweils mittels eines Rotorarms (44) mit einem Zentralelement (46) verbunden sind, wobei die zumindest drei Rotorbaugruppen (100) oder die Rotorarme (44) bezüglich dem Zentralelement (46) schwenkbar angeordnet sind.Missile after Claim 9 , characterized in that the at least three rotor assemblies (100) are each connected to a central element (46) by means of a rotor arm (44), the at least three rotor assemblies (100) or the rotor arms (44) being arranged pivotably with respect to the central element (46) are.
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