DE1272729B

DE1272729B - Combination aircraft with a rotor arranged at the tail

Info

Publication number: DE1272729B
Application number: DED47084A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Gerhard Kannamueller; Karl-Heinz Kosziech
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1965-04-22
Filing date: 1965-04-22
Publication date: 1968-07-11
Also published as: FR1484732A; GB1118117A

Description

Kombinationsflugschrauber mit einem am Heck angeordneten Rotor Die Erfindung betrifft einen Kombinationsflugschrauber mit einem am Heck angeordneten Rotor, dessen Drehachse parallel zur Flugzeuglängsachse liegt und dessen Schubkraft durch kollektive Blattwinkelverstellung veränderbar ist.Combination aircraft with a rotor arranged at the stern Die The invention relates to a combination aircraft with one arranged at the stern Rotor whose axis of rotation is parallel to the longitudinal axis of the aircraft and whose thrust can be changed by collective blade angle adjustment.

Es sind Kombinationsflugschrauber bekannt, bei denen im Heck eine ummantelte Luftschraube vorgesehen ist, deren Drehachse parallel zur Flugzeuglängsachse liegt und die den erforderlichen Vortrieb liefert. Die Heckschraube ist fest angeordnet, jedoch sind für Zwecke der Steuerung bzw. des Drehmomentenausgleiches besondere Leitflächen in bzw. hinter der Luftschraubenummantelung vorgesehen.Combination aircraft are known in which one in the rear sheathed propeller is provided, the axis of rotation of which is parallel to the longitudinal axis of the aircraft and which provides the necessary advance. The stern propeller is fixed, however, they are special for purposes of control or torque compensation Guide surfaces are provided in or behind the propeller casing.

Bei diesem bekannten Kombinationsflugschrauber erfolgt die Giersteuerung im Schnellflug durch ein Ruder, das hinter der Luftschraubenummantelung angeordnet ist. Um im Schwebeflug den Drehmomentenausgleich durchführen zu können, wird durch eine besondere Umschalteinrichtung das Ruder extrem weit, z. B. 70°, ausgeschlagen und in dieser Lage fixiert. Auf diese Weise wird der Luftschraubenstrahl umgelenkt. Hierzu muß das Ruder sehr groß ausgebildet sein. Bei dieser Einstellung für den Schwebeflug wird die kollektive Blattwinkelverstellung des Heckrotors beeinflußt, so daß die Schubkraft des Heckrotors erhöht oder vermindert werden kann. Auf diese Weise ist der Drehmomentenausgleich möglich. Andererseits wird durch die erwähnte Umschalteinrichtung im Schnellflug sichergestellt, daß die Blattwinkeleinstellung des Rotors unverändert bleibt und nur das Ruder zur Giersteuerung bewegt wird.In this known combination aircraft, the yaw control takes place in high-speed flight by a rudder, which is arranged behind the propeller casing is. In order to be able to carry out the torque compensation while hovering, is carried out by a special switching device the rudder extremely far, z. B. 70 °, knocked out and fixed in this position. In this way the propeller jet is deflected. For this purpose, the rudder must be made very large. With this setting for the Hovering the collective blade angle adjustment of the tail rotor is influenced, so that the thrust of the tail rotor can be increased or decreased. To this Way, the torque compensation is possible. On the other hand, through the mentioned Switching device in high-speed flight ensures that the blade angle adjustment of the rotor remains unchanged and only the rudder for yaw control is moved.

Diese bekannte Anordnung hat den Nachteil, daß das Ruder sehr groß ausgebildet sein muß, um während des Schwebefluges die Luftschraubenstrahlumlenkung durchzuführen. Dadurch wird das Ruder auch gewichtsmäßig sehr schwer, was sich im Schnellflug nachteilig bemerkbar macht, da immer die großen Rudermassen bewegt werden müssen. Außerdem ist im Schnellflug der Wirkungsgrad einer Mantelschraube nicht günstig. Auch im Schwebeflug ist eine solche Art der Steuerung mit Luftschraubenstrahlumlenkung wegen der damit verbundenen Verluste wenig wirksam.This known arrangement has the disadvantage that the rudder is very large must be designed to deflect the propeller jet during the hover perform. This also makes the rudder very heavy in terms of weight, which is reflected in the Makes rapid flight disadvantageously noticeable, since the large rudder masses are always moved have to. In addition, the efficiency of a jacket screw is not in high-speed flight cheap. Such a type of control with propeller jet deflection is also available in hover flight not very effective because of the losses involved.

Eine andere bekannte Möglichkeit sieht ebenfalls im Heck eines Hubschraubers eine ummantelte Luftschraube vor. Hierbei ist die gesamte Luftschraube mit Ummantelung derart verschwenkbar, daß die Drehachse der Luftschraube wahlweise parallel zur Flugzeuglängsachse oder quer dazu einstellbar ist.Another known possibility is also in the rear of a helicopter a jacketed propeller in front. Here the entire propeller is sheathed pivotable in such a way that the axis of rotation of the propeller is optionally parallel to Aircraft longitudinal axis or transverse to it is adjustable.

Diese bekannte Anordnung einer schwenkbaren Heckschraube erfordert zwei Winkelgetriebe im Heck und benötigt eine komplizierte Steuerungseinrichtung, da besondere Maßnahmen für die Steuerung vorgesehen werden müssen, denn für eine im Schwebeflug querliegende Rotordrehachse gelten völlig andere Bedingungen für die Blattwinkelverstellung als für eine im Schnellflug parallel zur Flugzeuglängsachse liegende Drehachse. Ferner sind die Winkelgetriebe allein schon wegen ihres Gewichtes sehr nachteilig.This known arrangement requires a pivoting stern propeller two angular gears in the stern and requires a complicated control device, because special measures must be provided for the control, because for a The conditions for the transverse rotor axis of rotation in hover are completely different the blade angle adjustment as for one in high-speed flight parallel to the longitudinal axis of the aircraft horizontal axis of rotation. Furthermore, the bevel gears are simply because of their weight very disadvantageous.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen schnellfliegenden Kombinationsflugschrauber zu schaffen, der mit einem im Heck angeordneten Rotorsystem sowohl Vortrieb erzeugt als auch die Giersteuerung bzw. den Drehmomentenausgleich durchführt, der aber die Nachteile der bekannten Einrichtungen, nämlich schwere Schwenk- oder Winkelgetriebe und komplizierte Steuerungseinrichtungen nicht aufweist. Darüber hinaus sollen übermäßig große Ruder und die damit verbundene unerwünschte Gewichtsvermehrung vermieden werden.The invention is based on the object of a fast-flying To create combination aircraft with a rotor system arranged in the tail both propulsion generated and the yaw control or torque compensation performs, but the disadvantages of the known devices, namely heavy Swivel or angular gear and complicated control devices does not have. In addition, overly large oars and the associated undesirable effects are said to be Weight gain can be avoided.

Die Lösung dieser Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß die Giersteuerung und der Drehmomentenausgleich durch zyklische Blattwinkelverstellung erfolgt. Durch die kollektive Blattwinkelverstellung wird in üblicher Weise die Schubkraft beeinflußt. Durch die zyklische Blattwinkelverstellung wird eine Schlagbewegung der Heckrotorblätter verursacht. Dadurch erfährt die Schubresultierende, die etwa senkrecht zur Blattspitzenebene steht, eine Neigung. Man kann daher durch eine entsprechende zyklische Blattwinkelverstellung im Schwebeflug und Langsamflug eine Neigung der Schubresultierenden und somit eine seitliche Schubkomponente erzeugen und diese Seitenschubkomponente für den Drehmomentenausgleich und die Giersteuerung heranziehen. Diese Schubvektorsteuerung ließe sich zwar ebenso für die gesamte Steuerung des Kombinationsflugschraubers verwenden, besondere Bedeutung kommt ihr jedoch für die Giersteuerung und den Drehmomentenausgleich zu.This object is achieved according to the invention in that yaw control and torque compensation through cyclic blade angle adjustment he follows. The collective blade angle adjustment is the usual way Affects thrust. The cyclic blade angle adjustment creates a flapping movement caused by the tail rotor blades. As a result, the thrust resultant learns about perpendicular to the leaf tip plane, a slope. One can therefore through an appropriate cyclic blade angle adjustment in hover and slow flight an inclination of the Generate thrust-resulting and thus a lateral thrust component and this Use the sideshift component for torque compensation and yaw control. This thrust vector control could also be used for the entire control of the Use combination aircraft, special Meaning comes but her for yaw control and torque compensation too.

In Weiterbildung der Erfindung wird für die Blattwinkelverstellung des Heckrotors eine Taumelscheibe verwendet, wobei die zyklische Blattwinkelverstellung nur einen Freiheitsgrad besitzt.In a further development of the invention, for the blade angle adjustment of the tail rotor uses a swash plate, with the cyclic blade angle adjustment has only one degree of freedom.

Da für die Schubvektorsteuerung beim Drehmomentenausgleich eine verhältnismäßig große Winkeländerung des Schubvektors erforderlich ist, müssen die durch die zyklische Blattwinkelverstellung auftretenden Schlagbewegungen eine verhältnismäßig große Amplitude aufweisen. Die Schlagamplitude beträgt dabei ein Mehrfaches der sonst bei Hubschrauberrotoren üblichen Schlagwinkelamplituden. Bei einem Heckrotor, der mit den üblichen Schlaggelenken versehen ist, treten aber bei derart großen Schlagamplituden Corioliskräfte auf, die in den Rotorblättern hohe Schwenkbiegemomente erzeugen. Es Müßten daher zusätzlich noch Schwenkgelenke vorgesehen werden. Die Verwendung von Schwenkgelenken bringt aber in gewissem Umfang wieder die Gefahr mechanischer Instabilität mit sich und erfordert unter Umständen eine Dämpfung der Schwenkbewegung.As for the thrust vector control in torque compensation a relatively large angular change of the thrust vector is required, must be done by the cyclic Blade angle adjustment occurring flapping movements a relatively large Have amplitude. The stroke amplitude is a multiple of that otherwise flapping angle amplitudes usual for helicopter rotors. With a tail rotor that is provided with the usual flapping joints, but occur with such large impact amplitudes Coriolis forces that generate high bending moments in the rotor blades. Swivel joints should therefore also be provided. The usage of swivel joints, however, brings the risk of mechanical again to a certain extent Instability with it and may require damping of the pivoting movement.

Um diesen Schwierigkeiten zu begegnen, erfolgt daher gemäß weiterer Ausbildung der Erfindung der Antrieb des Heckrotors über ein bekanntes Gleichlaufgelenk. Das zentrale Gleichlaufgelenk ergibt einen halbstarren Heckrotor mit zentralem Schlaggelenk und überträgt neben dem Drehmoment auch den Rotorschub. Der Vorteil dieser Ausbildung mit Gleichlaufgelenk liegt darin, daß die Vielzahl der herkömmlichen Schlag- und Schwenkgelenke für jedes Rotorblatt sich völlig erübrigt und daß die Gelenke nicht mehr wie bisher in einem gewissen Abstand von der Rotorachse angeordnet sind, sondern daß jetzt der Gelenkmittelpunkt genau im Drehzentrum liegt. Auch sehr große Schlagwinkel können ohne Schwierigkeiten zugelassen werden und in jedem Fall bleibt die Umlaufgeschwindigkeit der Rotorflügel stets konstant, es ist also ein völliger Gleichlauf immer gewährleistet.In order to counter these difficulties, further follows Formation of the invention of the drive of the tail rotor via a known constant velocity joint. The central constant velocity joint results in a semi-rigid tail rotor with a central flapping joint and transmits not only the torque but also the rotor thrust. The advantage of this training with constant velocity joint is that the variety of conventional impact and Swivel joints for each rotor blade are completely unnecessary and that the joints are not are arranged at a certain distance from the rotor axis as before, but that now the center of the joint lies exactly in the center of rotation. Also very large flapping angles can be admitted without difficulty and in any case the speed of rotation remains the same the rotor blade is always constant, so complete synchronization is always guaranteed.

Das vom Heckrotor auszugleichende, vom Hauptrotor eingeführte Drehmoment hängt von der Leistungsaufnahme des Hauptrotors ab. Diese wird bekanntlich durch die kollektive Blattwinkeleinstellung des Hauptrotors gesteuert. Die Rotorleistung ist im ganzen Flugbereich etwa dem kollektiven Einstellwinkel am Hauptrotor proportional und erreicht im Autorotationszustand des Hauptrotors den Wert Null, wenn auch dieser seinen geringsten Blattwinkel aufweist. Da in diesem Zustand der Autorotation kein Momentenausgleich mehr notwendig ist, ist nur noch eine ganz geringe Schubresultierende am Heckrotor erforderlich. Es ist daher gemäß weiterer Ausbildung der Erfindung, wie es bereits bekannt ist, die kollektive Blattwinkelverstellung des Heckrotors mit der kollektiven Blattwinkelverstellung des Hauptrotors gekoppelt, wobei der Heckrotor zusätzlich auch unabhängig von der Blattwinkelverstellung des Haupt- i rotors, z. B. über einen Mischhebel, willkürlich beeinflußbar ist.The torque introduced by the main rotor to be compensated by the tail rotor depends on the power consumption of the main rotor. This is known by the collective blade angle adjustment of the main rotor is controlled. The rotor performance is roughly proportional to the collective pitch angle at the main rotor over the entire flight range and reaches the value zero in the autorotation state of the main rotor, albeit this has its smallest blade angle. Since in this state of the autorotation there is no Torque compensation is more necessary, is only a very small thrust result required on the tail rotor. It is therefore according to a further embodiment of the invention, as is already known, the collective blade angle adjustment of the tail rotor coupled with the collective blade angle adjustment of the main rotor, the Tail rotor also independent of the blade angle adjustment of the main i rotors, e.g. B. via a mixer lever, can be arbitrarily influenced.

Das Triebwerk hält im Schwebeflug und Vorwärtsflug seine Drehzahl konstant. Je nach der augenblicklichen kollektiven Blattwinkeleinstellung und der i Vorwärtsgeschwindigkeit und der Fluglage verändert sich die Aufteilung der gesamten Triebwerksleistung auf den Hauptrotor und den Heckrotor. Wie hinsichtlieh des. Auftriebes im Schnellflug der Hauptrotor entlastet ist und nur noch einen Teil des Auftriebes liefert, so wird auch der Vortrieb zwischen Hauptrotor und Heckrotor aufgeteilt. Der große Vorteil der Anordnung besteht darin, daß hierbei kein Eingriff in das Hauptgetriebe erforderlich ist.The engine maintains its speed in hover and forward flight constant. Depending on the current collective blade angle setting and the i Forward speed and attitude changes the division of the whole Engine power on the main rotor and the tail rotor. How about the lift in high-speed flight the main rotor is relieved and only part of the lift is left delivers, the propulsion is also divided between the main rotor and tail rotor. The great advantage of the arrangement is that it does not interfere with the Main gear is required.

Die Vorteile der Erfindung liegen besonders darin, daß für den Heckrotor keine besonderen Getriebe für Umlenkung oder Drehung benötigt werden. Für die Heckrotorsteuerung können die bekannten auf die zyklische und allgemeine Blattwinkelverstellung wirkenden Einrichtungen, wie Spinne oder Taumelscheibe, verwendet werden. Dabei sind die Verstellkräfte für diese Steuereinrichtungen sehr gering und der Heckrotor reagiert außerordentlich schnell auf jede zyklische Blattwinkelverstellungsänderung. Die Trennung der Steuerfunktionen im Heckrotor ist sehr einfach und übersichtlich. Da stets auch eine nach vorn gerichtete Schubkomponente vorhanden ist, muß die Schubresultierende des Hauptrotors etwas nach hinten geneigt sein, um im Schwebeflug den Schub des Heckrotors ausgleichen zu können. Zwar ist im Schwebeflug nur ein Teil des Heckrotorschubes, nämlich seine Seitenkomponente, für den Drehmomentenausgleich verwendbar, jedoch stellt dies insofern keinen Nachteil dar, als der Heckrotor ja für die Vortriebserzeugung im Schnellflug dient und an sich schon eine höhere Leistung deswegen installiert werden muß, so daß die Schubkraft der Seitenkomponente durchaus für den Drehmomentenausgleich ausreichend ist.The advantages of the invention are particularly that for the tail rotor no special gears are required for deflection or rotation. For the tail rotor control the known ones can act on the cyclical and general blade angle adjustment Devices such as spider or swash plate can be used. Here are the adjustment forces very low for these control devices and the tail rotor reacts extraordinarily quickly to every cyclical change in the blade angle. The separation of the control functions in the tail rotor is very simple and clear. There is always a forward-looking one Thrust component is present, the thrust resultant of the main rotor must be something be inclined backwards in order to compensate for the thrust of the tail rotor when hovering to be able to. It is true that only part of the tail rotor thrust is in hover, namely his Side component, can be used for torque compensation, but this is the case is not a disadvantage as the tail rotor for generating propulsion in high-speed flight serves and a higher performance must therefore be installed in itself, so that the thrust of the side component is sufficient for the torque compensation is.

An Hand der Zeichnungen wird nachfolgend ein Ausführungsbeispiel der Erfindung erläutert.With reference to the drawings, an embodiment of the Invention explained.

F i g. 1 zeigt eine Übersicht der Anordnung in einem Kombinationsflugschrauber; F i g. 2 stellt das Prinzip der Heckrotorsteuerung dar; F i g. 3 a und 3 b zeigen schematisch die Schlagbewegung der Heckrotorblätter; F i g. 4 zeigt den Rotorkopf für den Heckrotor in einer Ansicht quer zur Antriebswelle, wobei Teile gemäß Schnittlinie A-B der F i g. 5 im Schnitt dargestellt sind, und F i g. 5 zeigt den Rotorkopf für den Heckrotor in Drehachsenrichtung von hinten gesehen.F i g. 1 shows an overview of the arrangement in a combination aircraft; F i g. 2 illustrates the principle of tail rotor control; F i g. 3 a and 3 b show schematically the flapping movement of the tail rotor blades; F i g. 4 shows the rotor head for the tail rotor in a view transverse to the drive shaft, with parts according to the section line A-B of FIG. 5 are shown in section, and FIG. 5 shows the rotor head for the tail rotor seen from behind in the direction of the axis of rotation.

In F i g. 1 ist die Anordnung des Heckrotors und sein Anschluß an die Antriebsanlage in einem Hubschrauber schematisch dargestellt. Im Rumpf 1 ist ein Triebwerk 2 untergebracht. An das Triebwerk 2 ist ein Getriebe 3 angeschlossen, über das der Hauptrotor 4 mechanisch angetrieben wird. Außerdem führt vom Getriebe 3 eine Abzweigung über die Welle 5 zum Heckrotor 6. Der Flugschrauber trägt ferner noch Flügelstummel ? zur Entlastung des Hauptrotors 4 im Schnellflug. Die Höhenflossen 8 liegen im Schwebeflug im Abwindstrahl des Hauptrotors 4, um, ausgehend vom Schwebeflug, mit zunehmender Geschwindigkeit ein plötzliches Vertrimmen des Flugschraubers zu vermeiden. Im Heck befindet sich ein Seitenleitwerk mit der festen nach unten weisenden Flosse 10 und dem oben aufgesetzten Ruder 9. Die Flosse 10 trägt an ihrem unteren Ende einen Sporn 11.In Fig. 1 the arrangement of the tail rotor and its connection to the drive system in a helicopter is shown schematically. An engine 2 is housed in the fuselage 1. A gear 3, via which the main rotor 4 is mechanically driven, is connected to the engine 2. In addition, there is a branch from the gearbox 3 via the shaft 5 to the tail rotor 6. The helicopter also has wing stubs? to relieve the main rotor 4 in high-speed flight. The horizontal fins 8 are in the hover in the downdraft jet of the main rotor 4 in order, starting from the hover, to avoid sudden trimming of the helicopter with increasing speed. In the stern there is a vertical stabilizer with the fixed downwardly pointing fin 10 and the rudder 9 attached to the top. The fin 10 has a spur 11 at its lower end.

An Hand der F i g. 2 ist nachfolgend die Wirkungsweise der Heckrotorsteuerung beschrieben. Der Antrieb der beiden Rotorblätter 12 des Heckrotors 6 erfolgt mechanisch über die Welle 5. Dem Heckrotor ist eine Taumelscheibe 13 zugeordnet. Mit ihrer Hilfe kann der Heckrotor nicht nur eine allgemeine Blattwinkelverstellung, sondern auch eine zyklische Blattwinkelverstellung erfahren. Für die zyklische Blattwinkelverstellung, die der Giersteuerung dient, werden üblicherweise die Pedale 16 vom Piloten verstellt. Über ein Verbindungsgestänge 17, 18 und 19 wird die Taumelscheibe 13 um ein Gelenk 14 geneigt. Die Neigung der Taumelscheibe 13 wird über die Stoßstangen 15 auf die Rotorblätter 12 übertragen.On the basis of FIG. 2 below is the mode of operation of the tail rotor control described. The two rotor blades 12 of the tail rotor 6 are driven mechanically via the shaft 5. A swash plate 13 is assigned to the tail rotor. With their help the tail rotor can not only do a general blade angle adjustment, but also experience a cyclical blade angle adjustment. For the cyclical blade angle adjustment, which is used for yaw control, the pedals 16 are usually adjusted by the pilot. The swash plate 13 is pivoted around a linkage 17, 18 and 19 14 inclined. The inclination of the swash plate 13 is on the push rods 15 on the Rotor blades 12 transferred.

Die kollektive Blattwinkelverstellung für den Heckrotor erfolgt vom Piloten über den Hebel 23 und das Gestänge 24, 25, 26. Hierbei wird die Taumelscheibe, wie durch Pfeile angedeutet ist, in Längsrichtung der Drehachse des Heckrotors verschoben und dadurch in üblicher Weise über die Stoßstangen 15 der Blatteinstellwinkel des Heckrotors gleichsinnig verändert. Diese kollektive Blattwinkelverstellung des Heckrotors ist mit der kollektiven Blattwinkelverstellung des Hauptrotors 4 gekoppelt. Dies erfolgt durch die an den Hebel 23 angeschlossene Verbindung 44 zum gestrichelt eingezeichneten Hauptrotor. Es ist daraus ersichtlich, daß bei minimalem kollektivem Blattwinkel am Hauptrotor, also im Fall der Autorotation, auch am Heckrotor der kollektive Blatteinstellwinkel seinen minimalsten Wert aufweist. Es ist jedoch eine weitere Verstellmöglichkeit für den kollektiven Blattwinkel des Heckrotors vorgesehen, die unabhängig vom kollektiven Blattwinkel des Hauptrotors wirksam werden kann und über das als Misch- oder Differentialhebel ausgebildete Gestänge 25 auf die Taumelscheibe 13 einwirkt. Auf dem Steuerknüppel 29 ist ein Schaltknopf 30 vorgesehen, mit dem der Pilot über einen Stellmotor 28 den kollektiven Blattwinkel am Heckrotor bedarfsweise verändern kann. Diese Möglichkeit dient vor allem der Schubsteuerung im Schnellflug.The collective blade angle adjustment for the tail rotor is carried out by the pilot via the lever 23 and the linkage 24, 25, 26. Here, as indicated by arrows, the swash plate is displaced in the longitudinal direction of the axis of rotation of the tail rotor and thus in the usual manner via the push rods 15 of the Blade pitch angle of the tail rotor changed in the same direction. This collective blade angle adjustment of the tail rotor is coupled with the collective blade angle adjustment of the main rotor 4. This takes place through the connection 44 connected to the lever 23 to the main rotor shown in dashed lines. It can be seen from this that with a minimum collective blade angle on the main rotor, that is to say in the case of autorotation, the collective blade pitch angle also has its minimum value on the tail rotor. However, a further adjustment option for the collective blade angle of the tail rotor is provided, which can be effective independently of the collective blade angle of the main rotor and acts on the swash plate 13 via the linkage 25 designed as a mixing or differential lever. A switch button 30 is provided on the control stick 29, with which the pilot can change the collective blade angle on the tail rotor via a servomotor 28 as required. This option is primarily used for thrust control in high-speed flight.

In F i g. 3 a ist der Heckrotor dargestellt, dem durch die zyklische Blattwinkelverstellung eine Schlagbewegung aufgedrückt wird, so daß sich die Blätter 12 um das Schlaggelenk 32 in die gestrichelt eingezeichnete Stellung 12' einstellen. Durch diese Schlagbewegung erfährt der Schub eine Richtungsänderung, wie durch den Pfeil S angedeutet ist. Bei der Verwendung von Schlaggelenken 32 treten aber Schwierigkeiten auf, die den Einbau von Schwenkgelenken für die Rotorblätter 12 erforderlich machen würden. In F i g. 3 b sind diese besonderen Schwenkgelenke vermieden. Der Heckrotor ist mit einem Gleichlaufgelenk G ausgerüstet.In Fig. 3 a the tail rotor is shown, to which a flapping movement is imposed by the cyclic blade angle adjustment, so that the blades 12 adjust themselves to the flapping joint 32 in the position 12 'shown in dashed lines. This flapping movement causes the thrust to change direction, as indicated by the arrow S. When using flapping joints 32 , however, difficulties arise which would make the installation of pivot joints for the rotor blades 12 necessary. In Fig. 3 b these special swivel joints are avoided. The tail rotor is equipped with a constant velocity joint G.

An Hand der F i g. 4 und 5 werden einige Einzelheiten über die Heckrotorsteuerung und das verwendete Gleichlaufgelenk G beschrieben. Es ist hier z. B. ein dreiblättriger Heckrotor angenommen. Die vom Hauptgetriebe 3 kommende Antriebswelle 5 endet in einem kugeligen Teil 33. Auf der Antriebswelle 5 sitzt die Taumelscheibe 13, die um das Gelenk 14, z. B. in die gestrichelt eingezeichnete Lage geschwenkt werden kann. Von der Taumelscheibe führt die Stoßstange 15 zum Rotorkopf des Heckrotors und wirkt dort über den Hebel 34 auf das jeweils zugeordnete Rotorblatt 12. Der Hebel 34 umfaßt mit seinem einen Ende 35 halbkreisförmig einen Zapfen 37 im Fuß des Rotorblattes und ist außerdem mit der Wurzel 42 des Rotorblattes durch Schrauben oder Bolzen 36 verbunden. Das Rotorblatt bzw. seine Wurzel 42 ist durch ein Lager 43 auf dem Zapfen 37 drehbar gelagert, so daß durch Verschieben des Armes 34 in die gestrichelt eingezeichnete Lage das Rotorblatt um den Zapfen 37 in eine andere Einstellwinkellage gedreht wird.On the basis of FIG. 4 and 5 some details about the tail rotor control and the constant velocity joint G used are described. It is here z. B. assumed a three-bladed tail rotor. The drive shaft 5 coming from the main transmission 3 ends in a spherical part 33. B. can be pivoted into the position shown in dashed lines. From the swash plate, the bumper 15 leads to the rotor head of the tail rotor and acts there via the lever 34 on the respectively assigned rotor blade 12. The lever 34 comprises with its one end 35 semicircular a pin 37 in the foot of the rotor blade and is also with the root 42 of the Rotor blade connected by screws or bolts 36. The rotor blade or its root 42 is rotatably supported by a bearing 43 on the pin 37, so that by moving the arm 34 into the position shown in dashed lines, the rotor blade is rotated about the pin 37 into a different setting angle position.

Die wesentlichen Teile des Gleichlaufgelenkes G sind aus der F i g. 4 ersichtlich und bestehen aus dem kugeligen Teil 33 der Antriebswelle 5 und dem diesem Teil angepaßten Zapfen 37 am Fuß des Rotorblattes. In dem kugeligen Teil 33 der Welle 5 sind mehrere Nuten 39 und entsprechende Nuten 39' im Zapfen 37 des Rotorfußes angeordnet. In die Nuten sind Kugeln 38 eingelegt. Das Drehmoment wird von der Antriebswelle 5 durch die Kugeln 38 und die Nuten 39, 39' auf den Rotor übertragen. Bei einer zyklischen Blattwinkelverstellung können die einzelnen Rotorblätter um den kugeligen Teil 33 verschwenkt werden, wobei die Kugeln 38 in den Nuten 39 abrollen. Dadurch ist auch bei großen Schlagwinkeln eine ungestörte Schlagbewegung und ein völlig gleichförmiges Umlaufen des Heckrotors möglich. Eine Abdeckplatte 40 ist durch Bolzen oder Schrauben 41 befestigt und schließt das Gleichlaufgelenk G nach hinten ab.The essential parts of the constant velocity joint G are shown in FIG. 4 can be seen and consist of the spherical part 33 of the drive shaft 5 and the this part adapted pin 37 at the foot of the rotor blade. In the spherical part 33 of the shaft 5 are several grooves 39 and corresponding grooves 39 'in the pin 37 of the Arranged rotor foot. Balls 38 are inserted into the grooves. The torque will from the drive shaft 5 through the balls 38 and the grooves 39, 39 'onto the rotor transfer. With a cyclical blade angle adjustment, the individual rotor blades be pivoted about the spherical part 33, the balls 38 in the grooves 39 roll off. As a result, there is an undisturbed striking movement even at large striking angles and a completely uniform rotation of the tail rotor is possible. A cover plate 40 is fastened by bolts or screws 41 and closes the constant velocity joint G backwards.

Claims

Claims: 1. Combination aircraft with one arranged at the stern Rotor whose axis of rotation is parallel to the longitudinal axis of the aircraft and whose thrust can be changed by collective blade angle adjustment, thereby g e k e n n -z E i c h n e t that the yaw control and the torque compensation by cyclic Blade angle adjustment takes place.

2. Combination aircraft according to claim 1, characterized by using a swash plate (13) for the blade angle adjustment of the Tail rotor (6), with the cyclic blade angle adjustment only one degree of freedom owns.

3. Combination aircraft according to claims 1 and 2, characterized in that that the tail rotor (6) is driven via a known constant velocity joint (G).

4. Combination aircraft according to claims 1 to 3, characterized in that the collective blade angle adjustment of the tail rotor (6) is coupled to the collective blade angle adjustment of the main rotor (4), the tail rotor additionally also independent of the blade angle adjustment of the main rotor, e.g. B. via a mixing lever (linkage 25) can be arbitrarily influenced. Publications considered: German Auslegeschriften No. 1136 580, 1 144 116; U.S. Patent Nos. 2,479,549, 3,138,349; W. Just, "Control and Stability of Rotary Wing Aircraft", published by the German Helicopter Study Group. V., 1957, p. 74, penultimate paragraph; W. J ust, "Helicopters and vertical take-off planes", Verlag Flugtechnik Stuttgart, 1963, p.26, Fig. 2.4.