DE1813942B2 - Stabilisierungseinrichtung für einen Hubschrauberrotor - Google Patents

Description

Verwendung aufwendiger Gestänge erwiesen, die in c) kombinierte Bewegungsform, wobei die Nickbe-

[£·: jedem Fall ein mechanisches Spiel aufweisen, so daß wegung mit der Rollbewegung gekoppelt ist.

der Pilot zusätzlich zu dem von vornherein schwieri- Die Stabilität des Pylons 12 gegenüber den ersten

beiden Bewegungsformen hängt hauptsächlich von der Steifigkeit der Pylonbefestigung, der Trägheit und der Dämpfung des Pylons und des rotierenden Systems, der Verstärkung zwischen Pylon und Taumelscheibe, dem Schub und der Trägheit des Rumpfes ab. Die kombinierte Bewegungsforni hängt von den dynamischen Eigenschaften der ersten beiden Bewegungsformen ab, nämlich der Beziehung zwischen den dynamischen Eigenschaften der ersten beiden Bevvegungsformen und der Rotorkopplung. Die Rotorkopplung kann mathematisch beschrieben werden. Dieser mathematische Ausdruck enthält einen Anteil, der allen Hubschrauber-Rotorsystemen gemeinsam ist, einschließlich denen mit starren Rotoren, Heckrotoren usw. Die Rotorkopplung ist eine Größe, die die periodische Einwirkung oder das Präzessionsmoment bezüglich einer Achse, beispielsweise der Längsachse, infolge einer Änderung der Rotorlage in der anderen Achse, beispielsweise der Querachse, beschreibt. Insbesondere wenn eine Änderung der Rotorstellung erfolgt, d. h. wenn der Rotor seine Lage bezüglich einer durch die Grundplatte des Pylons verlaufenden Achse ändert, so entsteht die Kopplungswirkung, weil ein Unterschied vorhanden ist zwischen dem Angriffswinkel am Blatt während einer Hälfte des Weges der Blattspitze in der Rotorblattbewegungsebene und dem Angriffswinkel am Blatt in der anderen Hälfte der Spitzenbewegungsebene

Bewegt sich der Rotor von oben gesehen im Gegenuhrzeigersinn, und erfolgt eine nach unten gerichtete Änderung der Lage des Rotors, so erzeugt der Unterschied im Angriffswinkel ein Moment, durch das auf das rechte Rotorblatt eine Präzessionsbewegung ausgeübt wird oder durch das in der Längsachse eine Abwärtsbewegung des rechten Blattes des Rotors erfolgt. Dadurch wird wiederum eine aufwärts gerichtete Verstellung des Rotors hervorgerufen.

Aus dem Vorstehenden ergibt sich, daß die dynamischen Kräfte eine kombinierte Bewegungsform des Rotors bewirken, in der die Dynamik der Querbewegung und der Längsbewegung eine geschlossene Schleife bilden. Die Größe der Kopplungskräfte, die die Schleifenverstärkung beeinflussen, hängen im wesentlichen von der Größe der Änderung der Rotorstellung und dem Hauptschubvektor ab, wobei sich aus dem letzteren ergibt, daß der Hubschrauber bei hohem Fluggewicht oder schnellem Steigflug oder einer Kurve mit hoher Beschleunigung anfälliger gegen die kombinierte Bewegungsform, d. h. gegen Schwingungen des Pylons ist, als bei niedrigem Fluggewicht und bei verhältnismäßig gleichmäßigem Geradeausflug.

Je größer die Anzahl der Rotorblätter, desto empfindlicher ist der Rotor infolge der Rotcr-Pylon-Kopplung gegen Instabilitäten. Die Instabilität tritt normalerweise bei der Eigenfrequenz des Rotors oder bei einer geradzahligen Oberwelle auf, und man hat festgestellt, daß sie selbst bei einer Frequenz unterhalb einem Fünftel der Rotoreigenfrequenz eintreten kann.

Ein entsprechendes System zur Ausschaltung der Instabilitäten ist in Fig. 1 dargestellt. Ein Wandler in Form eines Potentiometers 40 mit Mittelabgriff ist mit einer Spannungsquelle 41 und einem Schieber 42 verbunden. Dieser verstellbare Schieber 42 ist mechanisch an die Grundplatte 30 des Pylons 12 angelenkt, so daß am Ausgang der Anpassungsschaltung 44 ein Signal auftritt, das der Bewegung zwischen Pylon und Rumpf proportional ist. Das Potentiometer 40 ist auf dem Flugzeugrumpf befestigt, und der Schieber 42 ist mit der Grundplatte 30 gekoppelt, so daß bei Bewegung des Schiebers ein Signal erzeugt wird, das in der Anpassungsschaltung 44 differenziert wird, und ein der Geschwindigkeit der Verstellung proportionales Ausgangssignal darstellt.

Der Pylon ist auf dem Flugzeugrumpf federnd befestigt und durch diese Federung wird eine Bewegung

ίο zwischen Pylon und dem Flugzeugrumpf und damit zwischen den Teilen des Wandlers möglich.

Das Ausgangssignal der Anpassungsschaltung 44 wird einem Eingang des Verstärkers 45 zugeführt, dessen Ausgangssignal dann über eine Betätigungss einrichtung 46 auf die Stellstangen 20 und 21 einwirkt, was durch die gestrichelten Linien 47 und 48 angedeutet ist. Dadurch erfolgt eine periodische Verstellung in der Längsachse, die proportional zur Pylonverstellung in der Querachse ist. Dadurch wird die Quer-Längskopplung ausgeschaltet, indem periodisch Verstellungen der Einstellwinkel der Rotorblätter 10 und 11 vorgenommen werden. Die so erzeugte periodische Blattwinkelverstellung wird anderen periodischen Steuerungen überlagert, die im allgemeinen in derartigen Rotorsystemen benutzt werden.

In Fig. 2 ist die Kopplung zwischen Pylon und Flugzeugrumpf dargestellt, wobei die Grundplatte 30 des Pylons 12 auf einer Federanordnung befestigt ist, die die Federn SO und 51 sowie einen Dämpfer 52 zur Dämpfung dei Bewegung enthält. Die Federn 50 und 51 sind in der Rollachse befestigt. Zur Vereinfachung der Darstellung sind die üblichen Befestigungsschrauben oder anderen Befestigungselemente nicht dargestellt. Ein ähnlicher Federsatz befindet sich in der Querachse. Der Dämpfer 52 dämpft die Bewegung um die Rollachse. Ein ähnlicher Dämpfer dient zur Dämpfung der Bewegung um die Querachse.

Der Wandler 40 ist zwischen die Grundplatte 30 und den Flugzeugrumpf geschaltet. Er erzeugt ein Si-

gnal, das proportional der Änderung der Lage der Grundplatte 30 bezüglich des Flugzeugrumpfs ist. In Fig. 1 bestand der Wandler aus einem Potentiometer mit Differenzierschaltung in dem Stromkreis, der zum Verstärker 4E führt. Eine andere Möglichkeit besteht darin, daß der Wandler 40 unmittelbar ein der Geschwindigkeit der Schwenkbewegung des Rotormastes proportionales Signal statt eines Verschiebungssignals erzeugt, welches dann erst differenziert werden muß. Ein solcher Geschwindigkeitswandler, beispielsweise der Wandler 53, kann auf der Grundplatte 30 befestigt sein, ohne mit dem Flugzeugrumpf gekoppelt zu werden. Er erzeugt das gewünschte Ausgangssignal, das der Geschwindigkeit der Stellungsänderung proportional ist.

In Fig. 1 wurde das Ausgangssignal des Wandlers über eine Anpassungsschaltung 44 einem Eingang des Verstärkers 45 zugeführt. Die Anordnung zur Ausnutzung des Geschwindigkeits-Signals muß nicht wie dargestellt aufgebaut sein, sondern kann aus irgendeiner Steuereinrichtung bestehen, mit der eine dem Geschwindigkeits-Signal entsprechende periodische Verstellung durchgeführt werden kann. Die folgende Darstellung einer periodisch arbeitenden Steuereinrichtung dient als Ausführungsbeispiel für die Aus-

nutzung der Änderung der Pylonstellung in einer Achse zur Zuführung einer periodischen Verstellung in einer anderen Achse.

Die Anordnung gemäß Fig. 3 unterdrückt auf

ι wirksame Weise die aerodynamische Quer-Längskopplung, die bei Hauptrotoren von Hubschraubern vorhanden ist. Dies wird dadurch erreicht, daß eine seitliche Verstellung (in der Längsachse) der Taumelscheibe proportional zur Geschwindigkeit der Stellungsänderung des Rotors vorgenommen wird. Diese Änderung der Stellung der Taumelscheibe bewirkt eine der Kopplung entgegengerichtete Blattwinkelverstellung in der passenden Richtung. Da die Geschwindigkeit der Rotorstellungsänderung nicht einfach zu messen ist, nutzt dieses System die Bewegungen des Pylons bezüglich des Flugzeugrumpfs aus und erzeugt Signale, die praktisch der Geschwindigkeit der RotorsteHungsänderung proportional sind.

In Fig. 3 wird die Lage des Pylons von einem Wandler 40 bestimmt und dessen Ausgangssignal wird differenziert, um etwa der Geschwindigkeit der Änderung der Rotorstellung zu entsprechen. Diese Anpassung bzw. Differenzierung erfolgt in der Anpassungsschaltung 60. Von dort gelangt das Ausgangssignal dann durch einen Filter 61 und wird einem Verstärker 62 zugeführt, um eine seitliche Verstellung der Taumelscheibe zu bewirken. Die Richtung der Taumelscheibenverstellung ist so gewählt, daß die Quer-Längskopplung im Rotor aufgehoben wird.

Die Steuereinrichtung enthält eine periodisch arbeitende Betätigungseinrichtung 63, die über eine Stillstandskontrolle 64 auf die Betätigungseinheit für die Taumelscheibe einwirkt. Die Betätigungseinrichtung 63 enthält einen Rückkopplungswandler 66, der über die Leitung 67 auf den Verstärker 62 zurückgekoppelt ist. Steuersignale und andere Eingangssignale werden dem Verstärker 62 über die Leitung 68 zugeführt.

Die Bewegung der Betätigungseinheit 65 für die Taumelscheibe bewirkt die Bewegung des Rotors, de mit 69 bezeichnet ist. Dieser ist wiederum mechanisch über den Pylon mit dem Wandler 40 für die Querbewegung verbunden.

In der vorstehenden Beschreibung wurde die Ausnutzung des vom Wandler 40 gemäß Fig. 1 erzeugter Signals dargestellt. Es ist klar, daß ähnliche Einrich-

K) tungen verwendet werden können, um die Änderungen in der Längsachse zu bestimmen und damit perio disch die Stellung des Rotors in der Querachse zu steuern. Insbesondere kann, wie in Fig. 1 dargestellt ein Wandler 70 vorgesehen sein, der mit einer Span nungsquelle 71 verbunden ist und einen Schieber 72 aufweist. Eine Bewegung der Grundplatte 30 wire über das Gestänge 30i> dem Schieber 72 zugeführt Die so festgestellte Längsbev,/egung wird durch eine Bewegung des Schiebers 72 im Wandler 70 angezeigt und der Schaltung 49 zugeführt und zu einem Verstär ker 75 weitergeleitet, der seinerseits eine Betätigungseinrichtung 76 aktiviert. Diese Betätigungsein richtung ist über die Gestänge 77 und 78 jeweils mi den Stellstangen 20 und 21 verbunden, um periodisch

die erforderliche Bewegung zur Änderung der Lage der Taumelscheibe bezüglich der Querachse 31 her vorzurufen.

Während bei einzelnen Systemen ein Wandler 4( ausreicht, um die unerwünschte Kopplung auszu schalten, können beide in Fig. 1 dargestellten System zusammen benutzt werden, um die unerwünschte Kopplung schneller festzustellen und zu korrigieren Es wird daher bei großen Kopplungsproblemen eint Zweiachsen-Anordnung bevorzugt werden.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (1)

1 2

gen Steuern des Hubschraubers äußerst genaue

Patentansprüche: Handsteuerbefehle erzeugen muß.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, die durch un-

1. Stabilisierungseinrichtung für einen Hub- terschiedliche mechanische und/oder aerodynamische schrauberrotor und -mast mit einer durch Steuer- 5 Belastungen auftretenden Biegebeanspruchungen der signale betätigbaren Taumelscheibe zur periodi- Rotorwelle zu kompensieren, um dadurch die Flugschen Blattwinkelverstellung des Rotors in Ab- Stabilität des Hubschraubers weiter zu verbessern und hängigkeit von Steuerbefehlen, wobei der Rotor- die Handsteuerung zu vereinfachen.

mast über einen Träger mit dem Flugzeugrumpf Zur Lösung dieser Aufgabe dienen die im Kennzeiverbunden ist, dadurch gekennzeichnet, daß io chen des Hauptanspruchs angegebenen Merkmale, der als Grundplatte (30) ausgebildete Träger des Hierdurch wird eine konstruktiv einfache Lagerung Rotormastes (12) über eine Federanordnung (Fe- des Rotormastes in einer Grundplatte in Verbindung dem 50, 51) mit dem Flugzeugrumpf verbunden mit der Anordnung eines zwischen Grundplatte und ist und daß ein die Taumelscheibe (S) ansteuern- Flugzeugrumpf vorgesehenen Wandlers erreicht, woder elektromechanischer Wandler (40,70; 53) be- 15 bei der Wandler Signale liefert, die der Art und Größe züglich Grundplatte und Flugzeugrumpf derart der Relativbewegung von Rotormast und Flugzeuggeschaltet ist, daß bei einer Relativbewegung der rumpf entsprechen. Sie sind zur Erzeugung von korri-Grundplatie gegenüber dem Flugzeugrumpf ein gierenden Steuerbefehlen in dem Fachmach geläufi-Steuersignal für die Taumelscheibe (S) erzeugbar ger Weise verarbeitbar,
ist. 20. Die Erfindung wird im folgenden anhand der Aus-

2. Stabilisierungseinrichtung nach Anspruch 1, führungsbeispiele zeigenden Figuren näher erläudadurch gekennzeichnet, daß der Wandler (40, tert.

70) ein Potentiometer mit im Stromkreis zu einem Fig. 1 zeigt einen Rotor-Pylon mit Roll-Nickstabi-

Verstärker (45) liegender Differenzierschaltung lisierung;

ist. 25 Fig. 2 zeigt im Prinzip einen Wandler für die Py-

3. Stabilisierungseinrichtung nach Anspruch 1, lonbewegung;

dadurch gekennzeichnet, daß der Wandler (53) Fig. 3 zeigt im Prinzip die Auswertung des Wandein der Geschwindigkeit der Rotormastschwen- lersignals.

kung proportionales Signal erzeugender Wandler Fig. 1 zeigt ein Paar Rotorblätter 10 und 11, die

ist. 30 an einem Pylon 12 befestigt sind. Das Rotorblatt 10

4. Stabilisierungseinrichtung nach einem der ist über einen Verstellarm 13 und Gelenkstangen 14 Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß und 15 mit einem Schwenkpunkt 16 eines Gestänges zwei Wandler (40, 70; 53) vorgesehen sind, von verbunden, das zu einer Taumelscheibe S führt. Die denen der eine in der Hubschrauber-Längsachse Gelenkstangen 14 und 15 sind über einen Hebel 17 (32) und der andere in der Hubschrauber-Quer- 35 gekoppelt, der schwenkbar mit einer Stabilisationsachse (31) liegt. stange 23 verbunden ist. Diese dient zur Stabilisierung

des Rotors im Raum unabhängig vom Pylon 12. In entsprechender Weise wird der Winkel des Rotorblat-

tes 11 über ein Gestänge gesteuert, das eine mit der

40 Taumelscheibe S am Schwenkpunkt 19 angekoppelte

Gelenkstange 18 enthält.

Die Erfindung betrifft eine Stabilisierungseinrich- Mit Hilfe der Stellstangen 20 und 21 steuert der tung für einen Hubschrauberrotor und -mast gemäß Pilot die Taumelscheibe S, um die Phase und die Oberbegriff des Hauptanspruchs. Größe der periodischen Winkelverstellung der Blätter Aus der US-PS 3 118 504 ist bei einem Drehflügel- 45 10 und 11 zu verändern. Für eine seitliche periodische flugzeug als bekannt zu entnehmen, daß bei einer Steuerung oder Rollsteuerung werden die Gelenk-Schwenkung des Rotormastes bezüglich des Rug- stangen gleichzeitig in entgegengesetzte Richtungen zeugrumpfes ein zyklischer Blattsteuerbefehl aufge- bewegt. Für eine längsgerichtete periodische Steuebracht wird, der in der Weise wirkt, daß letztlich eine rung oder Längssteuerung werden die Gelenkstangen Rückführung des Rotormastes in die ursprüngliche 50 gleichzeitig in gleicher Richtung bewegt.
Sollage erfolgt. Hierzu dienen an der Taumelscheibe Eine gemeinsame Verstellung der Blätter 10 und und an den Blattverstellgelenken angreifende Ge- 11 kann der Pilot über die Stellstange 22 vornehmen, stange, die bei aus der Sollage bewegtem Mast Steuer- Es dienen also die drei Stellstangen 20, 21 und 22 momente erzeugen, die der Mastbewegung entgegen- zur gewünschten Steuerung der Rotorblätter 10 und wirken und damit eine Mastrückstellung ausführen. 55 11.

Aus der FR-PS 1007059 ist es ferner bereits als Der Pylon 12 ist auf einer Grundplatte 30 gelagert,

bekannt zu entnehmen, die jeweilige Lage der Blatt- die mittels Federn 50,51 am Flugzeugrumpf befestigt

kegelachse zu bestimmen und diese durch einen vom ist. Eine Antriebswelle erstreckt sich nach unten durch

Piloten gegebenen entsprechenden Steuerbefehl in die die Grundplatte 30, wo sie mit einer Antriebsma-

Steuerachse zu verlegen. Dadurch soll die im wesent- 60 schine für den Rotor gekoppelt ist.

liehen in der Blattkegelachse liegende Resultierende Der Pylon 12 hat drei Bewegungsformen:

der aerodynamischen Kräfte in die Steuerachse ver- a) Winkelbewegung des Pylons um die Querachse

legt und eine Stabilisierung des Hubschrauberfluges 31;

erreicht werden. b) Winkelbewegung des Pylons um die Längsachse

Als Nachteil hat sich beim Stand der Technik die 65 32;