DE1144116B

DE1144116B - Rotary wing aircraft with a tail rotor and a vertical tail

Info

Publication number: DE1144116B
Application number: DEB62199A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Math Guenter Reichert; Dipl-Ing Gerhard Kannamueller; Dipl-Ing Alois Schwarz
Original assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Current assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Priority date: 1959-11-06
Filing date: 1959-11-06
Publication date: 1963-02-21

Description

Drehflügelflugzeug mit einem Heckrotor und einem Seitenleitwerk Die Erfindung betrifft ein Drehflugelflugzeug mit einem Heckrotor und einem Seitenleitwerk mit verstellbarer Flosse bzw. einem Seitenleitwerk mit verstellbarem Ruder, bei dem die Verstelleinrichtung durch die Ruder- bzw. Flossenbetätigung mit der Einrichtung zurVerstellung desAnstellwinkels derHeckrotorblätter gekoppelt ist.Rotary wing aircraft with a tail rotor and a vertical stabilizer Die The invention relates to a rotary aircraft with a tail rotor and a vertical stabilizer with adjustable fin or a vertical stabilizer with adjustable rudder, at the adjustment device by actuating the rudder or fin with the device is coupled to adjust the angle of attack of the tail rotor blades.

. Drehflügelflugzeuge, bei welchen die Verstelleinrichtung für die Ruderbetätigung mit einer Einrichtung zur Vorstellung des Anstellwinkels der Heckrotorblätter gekoppelt ist, sind bereits bekannt. Bei diesen Flugzeugen wird jedoch eindeutig die Leitwerkssteuerung bevorzugt, und nur in den Fällen, in denen der Verstellbereich des Leitwerks bzw. die Wirksamkeit des Leitwerks nicht ausreicht, eine Blattwinkelverstellung am Heckrotor vorgenommen. Dies geschieht dadurch, daß der Verstellbereich des Leitwerks durch Anschläge festgelegt ist. Wenn in einem bestimmten Flugzustand die Leitwerkswirkung nicht ausreicht, d. h., wenn bei der Steuerung die Anschläge erreicht werden, wird bei einer Weiterbewegung des Betätigungsorgans nach Überwindung einer vorgespannten Feder die Blattverstellungseinrichtung am Heckrotor betätigt. Ruderwinkel und Heckrotorblattwinkel worden bei den bekannten Drohflügelflugzeugen also niemals gleichzeitig verstellt. Entweder steht der Heekrotorblattwinkel auf Null, dann wird nur mit dem Leitwerk gesteuert, oder aber das Leitwerk bzw. Ruder befindet sich am Anschlag, dann erfolgt die weitere Steuerung nur mit dem Heekrotor. . Rotary wing aircraft in which the adjustment device for actuating the rudder is coupled to a device for presenting the angle of attack of the tail rotor blades are already known. In these aircraft, however, the control of the tail unit is clearly preferred, and the blade angle is only adjusted on the tail rotor in those cases in which the adjustment range of the tail unit or the effectiveness of the tail unit is insufficient. This is done in that the adjustment range of the tail unit is determined by stops. If in a certain flight condition the tail unit effect is insufficient, i. That is, when the stops are reached in the control, the blade adjustment device on the tail rotor is actuated when the actuating member continues to move after overcoming a pretensioned spring. The rudder angle and tail rotor blade angle were never adjusted simultaneously in the known threatening wing aircraft. Either the lifting rotor blade angle is set to zero, then only the tail unit is used for control, or the tail unit or rudder is at the stop, then further control takes place only with the lifting rotor.

Die vorerwähnten Steuerungseinrichtungen besitzen jedoch den Nachteil, daß ohne Bevorzugung einer bestimmten Steuerungsart ein kontinuierlicher Übergang von der Leitwerks- bzw. Rudersteuerung zur Rotorsteuerung und eine im Fluge veränderliche Koppelung zwischen Heckrotoreinstellung und Rudereinstellung nicht möglich ist.However, the aforementioned control devices have the disadvantage that without preferring any particular type of control a continuous transition from the tail or rudder control to the rotor control and one that can be changed in flight Coupling between tail rotor setting and rudder setting is not possible.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Nachteile zu beseitigen und schlägt zu diesem Zweck vor, daß die Koppelung über einen Mischhebel, dessen wirksames Hebellängenverhältnis im Fluge veränderbar ist, derart erfolgt, daß im kontinuierlichen übergangsbereich von der Steuerung durch den Heckrotor zur Steuerung mittels Leitwerk und umgekehrt der Anstellwinkel des Heckrotors und der Ruder- bzw. Flossenwinkel gleichzeitig veränderbar sind.The invention is based on the object of eliminating these disadvantages and suggests for this purpose that the coupling via a mixing lever, its effective lever length ratio is changeable in flight, takes place in such a way that in continuous transition area from the control through the tail rotor to the control by means of the tail unit and vice versa the angle of attack of the tail rotor and the rudder resp. Fin angles can be changed at the same time.

Durch die erfindungsgemäße Ausbildung eines Drohflügelflugzeuges läßt sich für jeden Flugzu-L s d die günstigste Koppelung zwischen Heckrotor II Rudereinstellung wählen, wobei im langsamen Geschwindigkeitsbereich die Steuerung weitgehend vom Heckrotor übernommen wird und erst mit zunehmendem Fortschrittsgrad das Seitenleitwerk immer stärker wirksam und der Heckrotor in gleichem Maße zunehmend -entlastet wird.The inventive design of a Drohflügelflugzeuges can be for each Flugzu-L s d is the cheapest coupling between tail rotor choose II rowing setting, wherein the controller is largely taken from the tail rotor in the slow speed range and increasingly effective only with increasing progress degree the fin and the tail rotor in the same Dimensions is increasingly relieved.

Um einen besonders kontinuierlichen Übergang bei einem Wechsel von der einen Steuerungsart zur anderen zu erzielen, kann nach einem weiteren Merkmal der Erfindung die Verstellung des Hebellängenverhältnisses des Mischhebels auch selbsttätig in Ab- hängigkeit vom Staudruck erfolgen.In order to obtain a particularly smooth transition when switching from one control mode to another, the adjustment of the length of the lever ratio may according to a further feature of the invention take place in dependence on dynamic pressure of the mixing lever also automatically.

Der kontinuierliche Übergang wird hierbei dadurch gewährleistet, daß beispielsweise bei zunehmendem Staudruck der Anstellwinkel der Rotorblätter verkleinert und proportional dazu die Steuerwirksamkeit des Ruders durch Vergrößerung seines möglichen Ausschlages zwangläufig erhöht wird.The continuous transition is ensured in that For example, the angle of attack of the rotor blades is reduced with increasing dynamic pressure and proportionally the control effectiveness of the rudder by increasing its size possible deflection is inevitably increased.

In den Figuren ist die Erfindung an Hand eines Ausführungsbeispiels dargestellt. Alle nicht unmittelbar zum Erfindungsgegenstand gehörenden Teile eines Drehflügelflugzeuges sind aus Gründen der Übersichtlichkeit in den Figuren weggelassen bzw. nur schematisch dargestellt. Unter Drehflügelflugzeugen sind im vorliegenden Fall Hubschrauber, Tragschrauber, Flugschrauber und Verwandlungsflugzeuge zu verstehen. Fig. 1 zeigt in perspektivischer Ansicht das Heck eines gemäß der Erfmdung ausgebildeten Drehflugel flugzeuges mit der Verstelleinnchtung für das Seitenruder und der Einrichtungzum Verstellen des Anstellwinkels, der Rotorbrätter; Fig. 2- zeigt schematisch die Wirkungsweise der Koppelung der Verstelleinrichtungen gemäß Fig. 1. In Fig. 1 ist mit 1 das Seitenleitwerk eines Drehflügelflugzeuges bezeichnet welches -eine, Flosse la und ein Ruder 1 b besitzt. An der Flosse 1 a ist in an sich bekannter Weise ein Heckrotor 2 mit seinen Rotorblättorn 2 a drehbar gelagert. Der Antrieb des Heckrotors erfolgt von einem nicht naher gezeigten Triebwerk über eine im Rumpf 3 des Drehflugelflugzeuges gelagerte Hauptantriebswelle 4 sowie Über eine ebenf alls niä cht dargestellte, durch die Flosse 1 a gehende Wolle, welche die mit 5 bezeichnete Rotor-Wolle antreibt.In the figures, the invention is shown on the basis of an exemplary embodiment. All parts of a rotary wing aircraft that do not directly belong to the subject matter of the invention are omitted or only shown schematically in the figures for reasons of clarity. In the present case, rotary wing aircraft are to be understood as meaning helicopters, gyroscopes, flight helicopters and transformation aircraft. 1 shows a perspective view of the stern of a rotary wing aircraft constructed according to the invention with the adjustment device for the rudder and the device for adjusting the angle of attack, the rotor roasting device; Fig. 2- shows schematically the mode of operation of the coupling of the adjustment devices according to Fig. 1. In Fig. 1 , 1 denotes the rudder unit of a rotary wing aircraft which has a fin la and a rudder 1 b . A tail rotor 2 with its rotor blade arbor 2 a is rotatably mounted on the fin 1 a in a manner known per se. The tail rotor is driven by an engine not shown in detail via a main drive shaft 4 mounted in the fuselage 3 of the rotary aircraft and via a wool which is also not shown and which goes through the fin 1 a and which drives the rotor wool denoted by 5.

Die Verstellung des Anstellwinkels der Rotorbrätter 2 a wird durch eine Steuerstange 6 vorgenommen, die bei Betätigung in an sich bekannter Weise über einen im Rotorkopf 7 angeordneten Verstellmechanismus, auf dessen nähere Darstellung aus Gründen der übfflichtlichkeit gleichfalls verzichtet worden ist, eine Vorstellung der Rotorblätter bewirkt.The adjustment of the angle of the Rotorbrätter 2 a is performed by a control rod 6, which has been dispensed upon actuation in a known per se manner via a arranged in the rotor head 7 adjusting mechanism on the detailed illustration for the sake of übfflichtlichkeit also causes an estimate of the rotor blades.

Das am hinteren Ende der Flosse la angelenkte Ruder 1 b ist über eine Steuerstange 8 betätigbar. Um nunmehr zu erreichen, daß bei einer Steuerbetatigung Leitwerk 1 und Heckrotor 2 gleichsinnig wirkende Kräfte -ergeben, ist gemäß der Erfindung die Steuerstange 8 zum Verstellen des Ruders 1 b mit der Steuerstange 6 zum Verstellen des Anstellwinkels der Rotorblätter durch einen Nlischhebel 9 gekoppelt, dessen wirksames Hebellangenverhaltnis verandert werden kann. Hierdurch werden die eingangs erwähnten Vorteile erzielt Wie aus Fig. 1 ersichtlich, ist im Ausführungsbeispiel der Mischhebel 9 als Winkelhebel ausgebildet, an dessen einem Arm 9a die Steuerstange 6 und an dessen anderem Arm 9 b die Steuerstange 8 in je einem Kugelgelenk 10 angelenkt ist. Der Hebel 9 ist in einer Gabel lla schwenkbar gelagert, die am oberen Ende einer um ihre Achse vordrehbaren, in einem flugzeugfesten Lager 12 aufgenommenen Welle 11 ausgebildet ist Unterhalb des gabelförmigen Tolles der Welle, 11 sind seitlich zwei diametral gegenüberliegende und mit der Wolle 11 auf Drehmitnahnie fest verbundene Hebelarme 13 angeordnet, an deren freien Enden Steuerseile 14 angreifen, die mit den Seitensteuerpedalen des Dräähflugelflugzeuges, verbunden sind. The rudder 1 b, which is articulated at the rear end of the fin la, can be actuated via a control rod 8. In order to achieve that with a Steuerbetatigung tail unit 1 and tail rotor 2 acting in the same direction forces -erge, according to the invention, the control rod 8 for adjusting the rudder 1 b is coupled to the control rod 6 for adjusting the angle of attack of the rotor blades by a Nlisch lever 9 , whose effective lever length ratio can be changed. As can be seen from FIG. 1 , in the exemplary embodiment the mixing lever 9 is designed as an angle lever, on one arm 9a of which the control rod 6 and on the other arm 9b of which the control rod 8 is articulated, each in a ball joint 10. The lever 9 is lla pivotally mounted in a fork which is formed at the upper end of a vordrehbaren about its axis, housed in an aircraft-fixed bearing 12 shaft 11 below the fork-shaped Great of the shaft 11 are laterally two diametrically opposed and with the wool 11 Drehitnahnie firmly connected lever arms 13 are arranged, at the free ends of which attack control cables 14, which are connected to the side control pedals of the wired aircraft.

Zur Verstellung der wirksamen Länge des Mischhebels9 ist dessen mit dem Hebel fest verbundene Lagerwell-- 15 außerhalb der Gabel 11 a winklig abgekropft. Bei einemVerschwenken des abgekröpften Teds15a wird der Mischhebe19, mit verschwenkt, wobei in den Endlagen jeweils der Hebelarm 9 a oder der Hebelarm 9 b eine senkrechte, annähernd koaxiale Lage zur Welle 11 einnimmt. In diesen Stellungen des Ms-,hhebols wird bei einer Steuerbetattgung mittels der Seile 14 die Steuerkraft um die Flugzeughochachse ausschließlich vom Seitenruder oder vom Heckrotor erzeugt, je nachdem, welcher Hebelarm senkrecht und welcher quer zur Welle 11 steht. In den Stellungen des Mischhebels zwischen den beiden Endlagen erfolgt die Steuerung dagegen sowohl durch das Seitenruder als auch durch den Heckrotor, wobei sich der Anteil der Steuerkraft nach der jeweiligen Stellung des Mischhebels 9 richtet.In order to adjust the effective length of Mischhebels9 which is connected to the lever firmly connected Lagerwell-- 15 outside the fork 11 a abgekropft angularly. In einemVerschwenken the bent Teds15a the Mischhebe19 is pivoted with, wherein occupying the end positions in each case, the lever arm or the lever arm 9 a 9 b a vertical position approximately coaxial with the shaft. 11 In these positions of the Ms-, hhebols, the control force around the vertical axis of the aircraft is generated exclusively by the rudder or the tail rotor, depending on which lever arm is perpendicular and which is transverse to the shaft 11 during a control operation by means of the cables 14. In the positions of the mixing lever between the two end positions, on the other hand, the control is carried out both by the rudder and by the tail rotor, the proportion of the control force depending on the respective position of the mixing lever 9 .

Im Ausfährungsbeispiel ist angenommen, daß die Betätigung der abgekröpften Lagerwelle 15 in nicht näher gezeigter Weise durch den Piloten erfolgt, z. B. in Abhängigkeit von der Anzeige des Fahrtmessers, wobei die Verstellbetätigung nicht kontinuierlich vorgenommen wird, sondern schrittweise. Um jedoch einen weitgehenden kontinuierlichen Übergang bei emem Wechsel in der Steuerung vom Heckrotor zum Seitenleitwerk sicherzustellen, kann in Weiterbildung der Erfindung das Hebellängenverhältnis des Nfischhebels 9 auch in Abhängigkeit vom Staudruck selbsttätig veränderbar sein.In the exemplary embodiment it is assumed that the actuation of the cranked bearing shaft 15 takes place in a manner not shown by the pilot, for. B. depending on the display of the airspeed indicator, the adjustment is not made continuously, but step by step. However, in order to ensure a largely continuous transition when there is a change in the control from the tail rotor to the rudder unit, in a further development of the invention the lever length ratio of the fishing lever 9 can also be changed automatically as a function of the dynamic pressure.

Dies kann in der Weise erfolgen, daß der mit dem Seitensteuer gekoppelte, einerseits vom Staudruck und andererseits durch den Steuerpedalausschlag in Pfeilrichtung schwenkbare und um die Welle 11 drehbare Mischliebel 9 bei niedrigem Staudruck die in Fig. 1 gezeigte Lage einnimmt, bei der eine große Anstell::winkeländerung der Rotorblatter und kein oder nur ein geringer Rudorausschlag bewirkt wird, während der Hebel 9 bei anwachsendem Staudruck in die entgegengesetzte Lage wandert und hierbei die Anstellwinkeländerung der Rotorbrätter verkleinert, dagegen den Ausschlag des Seitenruders 1 b vergroßert. Die bei einem staudruckabhängigen Verstellen des Mischliebels notwendigen, mit der Welle 15 verbundenen Steuereinrichtungen sind nicht Gegenstand der Erfindung und deshalb nicht näher in den Figuren gezeigt. In Fig. 2 ist die bereits beschriebene Wirkungsweise der Koppelung der Verstelleinrichtung für das Ruder mit der Einrichtung zum Verstellen des Anstellwinkels der Rotorblätter nocheinmal schematisch gezeigt. Die in dieser Figur mit 16 bezeichneten, sich kreuzendeil Bewegungspfeile entsprechen der Wirkungsweise der die Teile 10 bis 15 umfassenden Koppelung. Im Hinblick auf die Beschreibung der Fig. 1 kann auf eine nochmalige Erläuterung der Wirkungsweise nach Fig. 2 verzichtet werden.This can be done in such a way that the coupled with the page control, on the one hand at low pressure the position shown in FIG. 1 adopts the dynamic pressure and the other by the control pedal stroke in the direction of arrow pivotable and around the shaft 11 rotatable Mischliebel 9, in which a large Anstell :: angular variation of the rotor and leaves no or only a small Rudorausschlag is effected while the lever 9 moves case of an increasing dynamic pressure in the opposite position and thereby decreases the angle of attack of the Rotorbrätter other hand vergroßert the deflection of the rudder 1 b. The control devices connected to the shaft 15, which are necessary for a dynamic pressure-dependent adjustment of the mixing element, are not the subject of the invention and are therefore not shown in more detail in the figures. In Fig. 2 the already described mode of operation of the coupling of the adjustment device for the rudder with the device for adjusting the angle of attack of the rotor blades is shown again schematically. The intersecting movement arrows denoted by 16 in this figure correspond to the mode of operation of the coupling comprising the parts 10 to 15. With regard to the description of FIG. 1 , a repeated explanation of the mode of operation according to FIG. 2 can be dispensed with.

Unabhängig davon welche konstruktive Ausgestal tung der Erfind:ungsgegenstand im einzelnen erfahren kann und unabhängig davon, ob der Heekrotor außerhalb des Seitenleitwerkes oder in einem tunnelförmigen Kanal der Flosse la angeordnet ist, stets worden durch die Koppelung der Einrichtung zum Verstellen des Anstellwinkels mit der Verstelleinrichtung für das Ruder bzw. für die Leitwerksflosse bei einer Steuerbetätigung Leitwerk und Heckrotor gleichännig wirkende und gleich große Steuerkräfte ergeben, wobei die Vorteile des Drehmomentenausgleichs bzw. einer Seitensteuerung durch den Heckrotor bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten einerseits und die, Vorzüge einer Rudersteuerung bei hohen Fluggeschwindigkeiten andererseits in vollem Umfang gewahrt bleiben.Regardless of the structural design of the subject matter of the invention can learn in detail and regardless of whether the Heekrotor outside of the Rudder unit or is arranged in a tunnel-shaped channel of the fin la, has always been due to the coupling of the device for adjusting the angle of attack with the adjustment device for the rudder or for the tail fin in one Control actuation tail unit and tail rotor equally acting and equal control forces result, with the advantages of torque compensation and lateral control due to the tail rotor at low flight speeds on the one hand and the advantages a rudder control at high airspeeds, on the other hand, to the full extent be preserved.

Claims

PATENT CLAIMS-1. Rotary wing aircraft with a 1-leak rotor and a vertical stabilizer with adjustable fin or a vertical stabilizer with adjustable rudder, in which the adjusting device is coupled to the device for adjusting the angle of attack of the tail rotor blades by actuating the rudder or fin, characterized in that c Xe Coupling via a mixing lever (9), whose effective lever length ratio can be changed in flight, takes place in such a way that in the continuous transition area from the control with tail rotor to control by means of the tail unit and vice versa, the angle of attack of the tail rotor and the rudder or rudder. Fin angles can be changed at the same time.

2. Rotary wing aircraft according to claim 1, characterized in that the lever length ratio of the ßfischhebels (9) can be changed as a function of the dynamic pressure. References considered: British Patent No. 606,420 .