DE1136580B

DE1136580B - Rotary wing aircraft

Info

Publication number: DE1136580B
Application number: DEB59611A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Math Guenter Reichert
Original assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Current assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Priority date: 1960-10-01
Filing date: 1960-10-01
Publication date: 1962-09-13

Description

Drehflügelflugzeug Die Erfindung betrifft ein Drehflügelflugzeug mit einem frei liegenden Heckrotor und einem Seitenleitwerk, bei welchem der Blatteinstellwinkel des Heckrotors gleichzeitig mit dem Seitenruderausschlag veränderbar ist.Rotary wing aircraft The invention relates to a rotary wing aircraft an exposed tail rotor and a vertical tail unit, in which the blade pitch angle of the tail rotor can be changed at the same time as the rudder deflection.

Es sind bereits Drehflügelflugzeuge bekannt, bei denen die Verstellung des Blatteinstellwinkels gleichzeitig mit dem Seitenruder zum Zwecke einer automatischen Richtungsstabilisierung erfolgt. Da einerseits bei zunehmendem Fortschrittsgrad die Strömung an den Heckrotorblättern abzureißen beginnt und die Blätter selbst einer hohen Biegebelastung ausgesetzt werden und andererseits der frei liegende Heckrotor ohnehin einen großen aerodynamischen Widerstand bietet, lassen sich bei Drehflügelflugzeugen der vorgenannten Art hohe Fluggeschwindigkeiten nicht erreichen.Rotary wing aircraft are already known in which the adjustment the pitch angle simultaneously with the rudder for the purpose of an automatic Directional stabilization takes place. On the one hand, with an increasing degree of progress the flow at the tail rotor blades begins to tear off and the blades themselves exposed to a high bending load and on the other hand the exposed Tail rotor offers a great aerodynamic drag anyway Rotary wing aircraft of the aforementioned type do not reach high flight speeds.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Drehflügelflugzeug so auszubilden, daß die Nachteile der bekannten Drehflügelflugzeuge vermieden sind und bei zunehmendem Fortschrittsgrad die Steuerung des Flugzeuges um die Hochachse und der Drehmomentenausgleich des Hauptrotors unmittelbar vom Seitenleitwerk bzw. dessen Ruder übernommen werden, wobei außerdem der Heckrotor von einem bestimmten Fortschrittsgrad ab einen geringstmöglichen Widerstand bieten soll.The object of the invention is to design a rotary wing aircraft in such a way that that the disadvantages of the known rotary wing aircraft are avoided and increasing Degree of progress the control of the aircraft around the vertical axis and the torque compensation of the main rotor are taken over directly by the rudder unit or its rudder, in addition, the tail rotor is as low as possible from a certain degree of progress To offer resistance.

Eine Lösung dieser Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch erzielt, daß das Verstellverhältnis zwischen dem Blatteinstellwinkel und dem Seitenruderaussehlag derart veränderbar ist, daß mit zunehmendem Staudruck der Blatteinstellwinkel bei gleichzeitiger Vergrößerung des Seitenruderausschlages verkleinert wird und der Heckrotor bei Schub Null stillsetzbar und einziehbar ist.A solution to this problem is achieved according to the invention by that the adjustment ratio between the blade pitch and the rudder deflection can be changed in such a way that with increasing back pressure the blade pitch angle at simultaneous increase in the rudder deflection is reduced and the Tail rotor can be stopped and retracted at zero thrust.

Unabhängig davon, in welcher Weise und mit welchen technischen Mitteln das. Einziehen und Stillsetzen des Heckrotors erfolgt, wird hierdurch erreicht, daß bei hohen Fluggeschwindigkeiten die Steuerung des Flugzeuges um die Hochachse und der Drehmomentenausgleich des Hauptrotors bei geringstmöglichem Widerstand des Heckrotors unmittelbar vom Seitenleitwerk bzw. dessen Ruder übernommen werden kann.Regardless of the way and the technical means the. Retraction and shutdown of the tail rotor takes place, this is achieved, that at high flight speeds the control of the aircraft around the vertical axis and the torque compensation of the main rotor with the lowest possible resistance of the Tail rotor can be taken over directly by the rudder unit or its rudder.

Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung des Erfindungsgegenstandes wird dadurch erreicht, daß der Heckrotor nach erfolgtem Stillsetzen in seinen Blattformen angepaßte Ausnehmungen im Rumpf und bzw. oder Seitenleitwerk einziehbar ist.A particularly advantageous embodiment of the subject matter of the invention is achieved in that the tail rotor is in its blade shape after it has come to a standstill adapted recesses in the fuselage and / or rudder unit is retractable.

Da der Heckrotor bei höheren Fluggeschwindiglceiten und bei einer Einstellung des Blattwinkels entsprechend einem Schub Null völlig entlastet ist und ohne Gefahr mitdrehen kann, können nach einem weiteren Merkmal der Erfindung die Blätter des Heckrotors starr an der Rotornabe angeschlossen sein. Eine solche Ausbildung des Heckrotors bedeutet damit auch einen geringeren technischen Aufwand, der sich aus dem Fehlen von Schlaggelenken und deren Verstelhnechanismus ergibt.Since the tail rotor at higher flight speeds and at a Setting the blade angle is completely relieved according to a thrust zero and can rotate without danger, can according to a further feature of the invention the blades of the tail rotor must be rigidly connected to the rotor hub. Such The design of the tail rotor also means less technical effort, which results from the lack of flapping hinges and their adjustment mechanism.

Um den Piloten bei dem kontinuierlichen Übergang von der einen Steuerungsart auf die andere, d. h. von der Steuerung durch das Seitenruder auf die Steuerung durch Verstellen des Einstellwinkels des Heckrotors bzw. umgekehrt von zusätzlicher Bedienungsarbeit zu entlasten, ist ferner vorgesehen, daß die Veränderbarkeit des Verstellverhältnisses zwischen Hockrotor und Seitenruder selbsttätig erfolgt.To the pilot in the continuous transition from one type of control on the other, d. H. from the steering through the rudder to the steering by adjusting the setting angle of the tail rotor or vice versa by additional To relieve operating work, it is also provided that the changeability of the Adjustment ratio between the crouch rotor and rudder takes place automatically.

Bei einer solchen vom Piloten unabhängigen Verstellbetätigung des Heckrotors bzw. des Seitenruders wird gewährleistet, daß nach Erreichen einer vorbestimmten Fluggeschwindigkeit bzw. eines bestimmten Staudruckes der Heckrotor stillgesetzt und eingezogen wird und die Steuerung des Drehflügelflugzeuges um die Hochachse und der Hauptrotormomentausgleich allein durch das Seitenruder erfolgt bzw. im umgekehrten Falle, d. h. bei geringer werdendem Staudruck, durch den Heckrotor.With such an adjustment actuation of the pilot independent of the pilot Tail rotor or rudder ensures that after reaching a predetermined Airspeed or a certain dynamic pressure of the tail rotor stopped and is retracted and the control of the rotary wing aircraft around the vertical axis and the main rotor torque compensation takes place solely through the rudder or vice versa Trap, d. H. with decreasing dynamic pressure, by the tail rotor.

Um den Piloten ferner einen Überblick über die Funktion des Heckrotors bzw. über die Steuerwirksamkeit des Seitenruders zu geben, ist gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung vorgesehen, daß die Funktion des Heckrotors dem Piloten durch Messen des Rotorschubes und Übertragen des Meßergebnisses auf ein optisches, akustisches oder dergleichen Anzeigegerät mitgeteilt wird. In der Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung gezeigt und in der nachfolgenden Beschreibung näher erläutert. Alle nicht unmittelbar zum Erfindungsgegenstand gehörenden Teile eines Drehflügelflugzeuges sind aus Gründen einer besseren übersichthchkeit nicht näher gezeigt. Es zeigt Fig. 1 in Seitenansicht und schematischer Darstellung ein Drehflügelflugzeug mit einem gemäß der Erfindung ausgebildeten Einblattheckrotor sowie einem Seitenleitwerk, Fig. 2 in vergrößertem Maßstab das Rumpfende des Drehflügelflugzeuges mit einem Heckmotor gemäß Fig. 1, Fig. 3 den Heckrotor gemäß den Fig. 1 und 2 in eingezogenem Zustand, Fig. 4 den Rumpf eines Drehflügelflugzeuges mit einem Zweiblattheckrotor und einem Seitenleitwerk: In Fig. 1 ist ein Drehflügelflugzeug an sich bekannter Art gezeigt, welches einen Rumpf 1, einen Heckrotor 2 und ein Landegestell 3 besitzt. Am hinteren Rumpfende 1 a ist ein einblättriger, frei drehender Heckrotor 4 angeordnet sowie ein nach unten gerichtetes Seitenleitwerk 5 mit einem Ruder 5 a. Der Antrieb des Heckrotors 4 erfolgt in an sich bekannter Weise über eine Antriebswelle 6 (Fig. 2 und 3), die ihrerseits unter Zwischenschaltung von Kupplungen und Getriebeeinheiten von der Hauptantriebsvorrichtung des Hauptrotors in Umdrehung versetzt wird. Da die Einrichtung zum Antrieb des Heckrotors 4 nicht Gegenstand der Erfindung ist und von beliebiger Art sein kann, ist auf eine nähere Darstellung derselben aus Gründen einer besseren Übersichtlichkeit verzichtet worden.In order to also give the pilot an overview of the function of the tail rotor and the control effectiveness of the rudder, a further feature of the invention provides that the function of the tail rotor is provided to the pilot by measuring the rotor thrust and transferring the measurement result to an optical, acoustic or the like display device is communicated. In the drawing, two exemplary embodiments of the invention are shown and explained in more detail in the following description. All parts of a rotary wing aircraft that do not directly belong to the subject matter of the invention are not shown in more detail for reasons of better clarity. It shows Fig. 1 in side view and schematic representation of a rotary wing aircraft with a according to the invention formed Einblattheckrotor and a rudder unit, Fig. 2 in an enlarged scale the short end of the rotary wing aircraft with a rear engine of FIG. 1; Fig. 3 the tail rotor in accordance with Fig. 1 and 2 in the retracted state; At the rear end of the fuselage 1a there is a single-bladed, freely rotating tail rotor 4 and a downwardly directed vertical tail unit 5 with a rudder 5a. The tail rotor 4 is driven in a manner known per se via a drive shaft 6 (FIGS. 2 and 3), which in turn is set in rotation by the main drive device of the main rotor with the interposition of clutches and gear units. Since the device for driving the tail rotor 4 is not the subject of the invention and can be of any type, it has not been shown in more detail for reasons of clarity.

Wie aus den Fig. 2 und 3 ersichtlich, ist der Einstellwinkel des Rotorblattes 4 a in an sich bekannter Weise verstellbar. Zu diesem Zweck ist das Rotorblatt 4 a an seiner Wurzel in einem Lager 4 b schwenkbar gelagert. Zum Ausgleich des Blattgewichtes ist auf der dem Rotorblatt gegenüberliegenden Seite ein Gegengewicht 4c angeordnet.As can be seen from FIGS. 2 and 3, the setting angle of the rotor blade 4 a can be adjusted in a manner known per se. For this purpose, the rotor blade 4 a is pivotably mounted at its root in a bearing 4 b. To compensate for the blade weight, a counterweight 4c is arranged on the side opposite the rotor blade.

Gemäß der Erfindung ist nunmehr zwecks Erzielung einer höheren Fluggeschwindigkeit vorgesehen, daß der Blatteinstellwinkel des Heckrotors 4 bei gleichzeitiger Vergrößerung des Seitenruderausschlages verkleinert und der Heckrotor bei Schub Null selbsttätig stillsetzbar und einziehbar ist. Außer einer höheren Fluggeschwindigkeit, wie sie bei den bekannten Drehflügelflugzeugen nicht erreichbar ist, werden hierdurch die eingangs geschilderten Vorteile erzielt.According to the invention is now to achieve a higher airspeed provided that the blade pitch angle of the tail rotor 4 with simultaneous enlargement of the rudder deflection and the tail rotor automatically with zero thrust is retractable and retractable. Except for a higher airspeed, like her is not achievable in the known rotary wing aircraft, this is the Achieved the advantages outlined above.

Wie die Fig. 2 und 3 weiterhin zeigen, ist die Nabe 4 d des Heckrotors als eine mit einer Innenverzahnung versehene Hülse ausgebildet, die auf einer senkrecht zum Rumpfende 1 a stehenden, außenverzahnten Welle 7 axial verschiebbar gelagert ist. Die Welle 7 wird in an sich bekannter Weise durch die Antriebswelle 6 in Umdrehung versetzt und dabei auch der auf der Welle verschiebbar gelagerte Heckrotor 4 mitgenommen.As FIGS. 2 and 3 also show, the hub is 4 d of the tail rotor designed as a sleeve provided with internal teeth, which is perpendicular to a to the fuselage end 1 a standing, externally toothed shaft 7 mounted axially displaceably is. The shaft 7 is rotated in a manner known per se by the drive shaft 6 offset and thereby also the tail rotor 4, which is slidably mounted on the shaft, is carried along.

Gemäß der Erfindung ist im Ausführungsbeispiel entsprechend den Fig. 1 bis 3 weiterhin vorgesehen, daß der Heckrotor 4 nach erfolgtem Stillsetzen in eine seiner Rotorblattform angepaßte Ausnehmung 8 im Rumpfende 1 a einziehbar ist.According to the invention 1, in the embodiment according to FIGS. 3 to further provided that the tail rotor 4 is adapted after standstill in one of its rotor blade mold recess 8 in the end of the fuselage 1 a retractable.

Von den Fig. 2 und 3. zeigt die zuerst genannte Figur den Heckrotor in seiner normalen Wirkstellung, während in Fig.3 der Heckrotor im eingezogenen Zustand dargestellt ist. Hierbei kann das Gegengewicht 4 c über das Rumpfende 1 a hinausragen. Die Ausnehmung 8 wird zweckmäßigerweise eine solche Form erhalten, daß das Rotorblatt 4 a im eingezogenen Zustand annähernd mit der Außenform des Rumpfendes 1a in aerodynamisch günstiger Form abschneidet.From FIGS. 2 and 3, the first-mentioned figure shows the tail rotor in its normal operative position, while in Fig. 3 the tail rotor is retracted State is shown. Here, the counterweight 4 c can be placed over the end of the fuselage 1 a protrude. The recess 8 is expediently given such a shape, that the rotor blade 4 a in the retracted state approximately with the outer shape of the fuselage end 1a cuts off in an aerodynamically favorable form.

Für den Ein- und Ausfuhrmechanismus des Heckrotors, der in Fig. 2 durch die beiden Kniehebel 9 und 10 angedeutet ist, wie auch für den Heckrotor selbst läßt sich eine besonders einfache technische Ausbildung erzielen, wenn beim Heckrotor 4 auf Schlaggelenke verzichtet und die Blätter des Heckrotors, wie dies gemäß der Erfindung vorgesehen und im Ausführungsbeispiel gemäß den Fig. 2 und 3 demonstriert ist, starr an der Rotornabe 4 d angeschlossen sind.For the infeed and outfeed mechanism of the tail rotor, which is shown in FIG is indicated by the two toggle levers 9 and 10, as well as for the tail rotor itself a particularly simple technical training can be achieved if the tail rotor 4 dispensed with flapping joints and the blades of the tail rotor, as shown in FIG Invention provided and demonstrated in the embodiment according to FIGS is, are rigidly connected to the rotor hub 4 d.

Um schließlich den Piloten hinsichtlich der Bedienung des Seitenruders. bzw. bei der Verstellung des Rotorblatteinstellwinkels von einer zusätzlichen Bedienungsarbeit zu entlasten und einen kontinuierlichen Übergang von der einen Steuerungsart auf die andere sicherzustellen, erfolgt gemäß der Erfindung die Steuerung des Heckrotors und des Seitenruders in Abhängigkeit vom Staudruck selbsttätig, und zwar in der Weise, daß die Funktion des Heckrotors bei zunehmendem Fortschrittsgrad allmählich vom Seitenleitwerk 5 bzw. dessen Ruder 5 a übernommen wird.Finally, to the pilot regarding the operation of the rudder. or when adjusting the rotor blade pitch angle from an additional operating work to relieve and a continuous transition from one type of control to to ensure the other, the control of the tail rotor takes place according to the invention and the rudder automatically depending on the ram pressure, namely in the Way that the function of the tail rotor gradually increases as the degree of progress increases from the rudder unit 5 or its rudder 5 a is taken over.

Zu diesem Zweck könnte beispielsweise ein nicht näher dargestellter, vom Staudruck beeinflußbarer Mischhebel angeordnet sein, der bei abnehmendem Staudruck und damit kleiner werdendem Einstellwinkel einen größeren Ruderausschlag oder umgekehrt bei ansteigendem Staudruck und damit größer werdendem Einstellwinkel einen kleineren Ruderausschlag bewirkt. Da der Verstellmechanismus als solcher - beispielsweise der Mischhebel - und die mit diesem zusammenarbeitenden Steuereinrichtungen nicht Gegenstand der Erfindung sind, sondern von an sich bekannter Art sein können, wurde auf eine nähere Darstellung derselben verzichtet.For this purpose, for example, a not shown, be arranged by the back pressure can be influenced mixing lever, which with decreasing back pressure and therefore a larger rudder deflection or vice versa as the setting angle becomes smaller a smaller one with increasing dynamic pressure and thus increasing setting angle Causes rudder deflection. Since the adjustment mechanism as such - for example the mixing lever - and the control devices that work with it not Are the subject of the invention, but can be of a type known per se a more detailed representation of the same is dispensed with.

Um den Piloten über die jeweilige Wirksamkeit des Heckrotors oder des Seitenruders zu informieren, ist gemäß der Erfindung weiterhin vorgesehen, daß die Funktion des Heckrotors dem Piloten durch Messen des Rotorschubes und Übertragen des Meßergebnisses auf ein optisches, akustisches oder dergleichen Anzeigegerät mitgeteilt wird. Durch eine solche Anordnung ist der Pilot Jederzeit in der Lage, sich ein genaues Bild über die Wirksamkeit des Ruders oder des Rotors zu machen.To the pilot about the respective effectiveness of the tail rotor or To inform the rudder, it is further provided according to the invention that the function of the tail rotor to the pilot by measuring the rotor thrust and transferring it the measurement result on an optical, acoustic or similar display device is communicated. With such an arrangement, the pilot is always able to Get an accurate picture of the effectiveness of the rudder or rotor.

In Fig. 4 ist das Rumpfende 1a eines Drehflügelflugzeuges gezeigt, welches an seinem Ende einen zweiblättrigen Heckrotor 10 mit Rotorblättern 10a und 10b sowie ein nach oben gerichtetes Seitenleitwerk 11 mit Ruder 11 a besitzt. Aus diesem Ausführungsbeispiel ergibt sich bereits, daß die Erfindung nicht nur Bedeutung für Einblattheckrotore besitzt, wie sie in den Fig. 1 bis 3 dargestellt sind, sondern in gleich vorteilhafter Weise auch für mehrblättrige Heckrotore.In FIG. 4, the tail end 1a is shown a rotary-wing aircraft, which at its end a two-bladed tail rotor 10 with rotor blades 10 a and 10b and an upwardly directed vertical stabilizer 11 with a rudder 11 has. From this embodiment it can already be seen that the invention is not only important for single-blade tail rotors, as shown in FIGS. 1 to 3, but also in an equally advantageous manner for multi-bladed tail rotors.

Nach Stillsetzen des Rotors 10 werden die Rotorblätter 10 a und 10 b in der Ausnehmung 8 (Fig. 2) entsprechende Ausnehmungen 12 und 13 am Rumpfende eingezogen. Die Lagerung des Heckrotors 10 und seine übrige Ausbildung ist in diesem Ausführungsbeispiel gemäß den Fig. 1 bis 3.After the rotor 10 has stopped, the rotor blades 10 a and 10 b are drawn into the recess 8 (FIG. 2) corresponding recesses 12 and 13 at the end of the fuselage. The mounting of the tail rotor 10 and the rest of its configuration is in this exemplary embodiment according to FIGS. 1 to 3.

Bei entsprechender Ausbildung des Rumpfendes 1 a bz\v. günstiger Anordnung des Leitwerks 11 können außer zweiblättrigen Heckrotoren gegebenenfalls auch mehrblättrige Heckrotore Verwendung finden, wobei beispielsweise die Rotorblätter teilweise in den Rumpf und in den feststehenden Teil des Seitenleitwerks eingezogen werden könnten.With the appropriate design of the end of the fuselage 1 a or \ v. favorable arrangement of the tail unit 11 can, in addition to two-bladed tail rotors, possibly also multi-bladed ones Find tail rotors where for example the rotor blades partially retracted into the fuselage and into the fixed part of the vertical stabilizer could become.

Unabhängig davon, welche Ausgestaltung die Erfindung im einzelnen auch erfahren mag und unabhängig von der Anzahl der Rotorblätter des Heckrotors und dessen Ausbildung, stets werden durch den in einfacher, funktionssicherer und aufwandsparender Weise in dem Rumpf des Drehflügelflugzeuges bzw. dessen Leitwerk einziehbaren Heckrotor die eingangs genannten Vorteile hinsichtlich einer höheren Fluggeschwindigkeit eines Drehflügelflugzeuges gewährleistet.Regardless of which embodiment the invention in detail also like to experience and independent of the number of rotor blades of the tail rotor and its training, always be through the in easier, more reliable and cost-saving way in the fuselage of the rotary wing aircraft or its tail unit retractable tail rotor the aforementioned advantages in terms of a higher Guaranteed flight speed of a rotary wing aircraft.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Rotary wing aircraft with an exposed tail rotor and a rudder unit, in which the blade pitch angle of the tail rotor is simultaneous can be changed with the rudder deflection, characterized in that the adjustment ratio between the blade pitch angle and the rudder deflection can be changed in this way is that with increasing back pressure the blade pitch angle with simultaneous enlargement of the rudder deflection is reduced and the tail rotor can be stopped at zero thrust and is retractable.

2. Rotary wing aircraft according to claim 1, characterized in that that the tail rotor (4 or 10) adapted in its blade shapes after it has been stopped Recesses (8 or 12, 13) in the fuselage and / or rudder unit can be retracted.

3. Rotary wing aircraft according to claim 1 and 2, characterized in that the blades (4 or 10 a, 10 b) of the tail rotor are rigidly connected to the rotor hub (4 d).

4. rotary wing aircraft according to one of claims 1 to 3, characterized in that that the variability of the adjustment ratio between tail rotor and rudder takes place automatically.

5. rotary wing aircraft according to one of claims 1 to 3, characterized characterized that for the tail rotor (4 or 10) thrust measuring devices with a optical, acoustic or similar display device provided for the measurement results are. Documents considered: French Patent No. 921723.