DE1934080B2 - Verfahren und einrichtung zur steuerung eines drehfluegelflugzeuges mit zwei gegenlaeufigen rotoren, insbesondere mit schlag- und schwenkgelenklos angeschlossenen rotorblaettern - Google Patents

Description

an den Rotoren angreifenden Kreiselpräzessions- verhältnis zwischen Längsneigung und Querneigung

momente kompensiert oder zumindest verringert, so ergibt,

daß in entsprechendem Maße die sich daraus ergeben- F i g. 2 eine graphische Darstellung, in der der zy-

den Belastungen und Durchbiegungen vermieden kusch verstellte Einstellwinkel eines Rotorblatts, die

werden. 5 Durchbiegung der Blattspitze und der Lagewinkel des

Zur Durchführung des Verfahrens kann ein Dreh- Flugzeugrumpfs für jeweils einen Rotor mit und ohne

flügelflugzeug mit in an sich bekannter Weise koaxial Kopplung zwischen Längs- und Querneigung einander

angeordneten Rotoren verwendet werden. Infolge der gegenübergestellt sind.

verringerten Durchbiegung der Rotorblätter kann In F i g. 1 sind zwei gegenläufige Rotoren mit hierbei ein günstiger geringer Abstand zwischen den io schlag- und schwenkgelenklos angeschlossenen Rotor-Rotoren eingehalten werden. blättern dargestellt. Das Rotorsystem 10 weist einen Eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens oberen Rotor 12 und einen unteren Rotor 14 auf. Der gemäß der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, daß dicke Pfeil V zeigt die Relativgeschwindigkeit der Luft zur Blattwinkelsteuerung in an sich bekannter Weise gegenüber dem Rotorsystem 10 bei Vorwärtsflug an. eine Taumelscheibe vorgesehen ist, an welcher jeweils 15 Bei Blick von oben läuft der obere Rotor 12 im die Stoßstange eines Rotorblattes gegenüber der Gegenuhrzeigersinn um, während der untere Rotor 14 Steuerstange zur Betätigung der Längssteuerung bzw. im Uhrzeigersinn rotiert. Jeder Rotor 12, 14 weist der Quersteuerung um einen Winkel Φ in Umfangs- eine Anzahl von Rotorblättern 19 bzw. 21 auf, von richtung versetzt angeordnet ist, wenn das betreffende denen einfachheitshalber jeweils nur eines dargestellt Rotorblatt in Flugzeuglängs- bzw. -querrichtung aus- 20 ist. Die Rotorblätter 19, 21 sind direkt an zueinander gerichtet ist, wobei der Tangens des Winkels Φ gleich koaxialen Antriebswellen 16 bzw. 18 befestigt. Jedes dem gewählten Verhältnis des zyklischen Blatteinsteil- Rotorblatt 20, 22 kann um seine Einstellachse 20 bzw. winkeis für Querneigung und des zyklischen Blatt- 22 in seinem Einstellwinkel verstellt werden. Zur geeinstellwinkels für Längsneigung ist und wobei zu- meiniamen und zyklischen Steuerung des Einstellmindest annähernd gilt: 25 winkeis aller Rotorblätter 19, 21 eines Rotors 12, 14

ist jeweils eine übliche Taumelscheibe 24 bzw. 26 vor-

. gesehen. Die Taumelscheibe 24 weist einen nicht dreh-

Φ = arc tan — ^m° , baren Außenring 28 und einen sich mit dem Rotor 12

ρ Real drehenden Innenteil 30 auf. Zwischen jedem Rotor-30 blatt 19 des Rotors 12 und dem rotierenden Innenteil 30 ist eine Stoßstange 34 und ein Horn 32 zur

/?!₀ die Masse des Rotorblatts pro Längeneinheit am Einstellwinkelverstellung vorgesehen, die die zykli-

Innenende des Rotorblatts, sehen und gemeinsamen Steuerbewegungen der Tau-

_R melscheibe 24 übertragen. In ähnlicher Weise weist

/,„ _r 35 die Taumelscheibe 26 einen gegenüber dem Rotor 14

— Yw df, feststehenden Außenring 36 und einen mit dem Ro-

"⁷o ^² tor 14 umlaufenden Innenteil 38 auf. Hier ist zwischen

dem Innenteil 38 und jeweils einem Rotorblatt 21 des

m die Masse des Rotorblatts, bezogen auf die Einheit Rotors 14 eine Stoßstange 42 und ein Horn 40 zur

der Spannweite, 40 Einstellwinkelverstellung vorgesehen.

Yw der Verlauf der Rotorblatt-Durchbiegung in Ab- Am feststehenden Außenring 28 der oberen Taumel-

hängigkeit vom Radius bei der Grundschwingungs- scheibe 24 sind Steuerstangen 44, 46 angelenkt, die die

form des Rotorblatts, vom Piloten gegebenen Steuersignale zur zyklischen

R der Radius des Rotors, und gemeinsamen Einstellwinkelverstellung übertragen.

ρ die Luftdichte, 45 Zur genauen Festlegung der Stellung der Taumel-

c die zwischen der Anströmkante und der Hinter- scheibe 24 können weitere Steuerstangen die Wirkung

kante des Rotorblatts gemessene Sehnenlänge bei der Steuerstangen 44, 46 unterstützen und an diesen

0,75 R, diametral gegenüberliegenden Stellen des Außenrings

α die Steigung der den Auftriebsbeiwert des Rotor- 28 angreifen. Einfachheitshalber sind solche weiteren

blatt-Querschnitts in Abhängigkeif von dem An- 50 Steuerstangen jedoch nicht gezeigt, und es kann ange-

strömwinkel darstellenden Auftriebskurve und nommen werden, daß die Taumelscheibe 24 um ihren

feststehenden Mittelpunkt geschwenkt wird, solange

/· _r2 keine Steuersignale für eine gemeinsame Verstellung

/= I Yw — df des Einstellwinkels gegeben werden. Ähnlich wie bei

J ^³ 55 der Taumelscheibe 24 sind am Außenring 36 dei

⁰ Taumelscheibe 26 Steuerstangen 48, 50 angelenkt, mii

ist. denen die Taumelscheibe 26 schräg gestellt werden kann

In Ausgestaltung der Einrichtung kann eine Trim- Am anderen Ende der Steuerbewegungs-Übertra

mungsvorrichtung zur Aufbringung von ungekoppelten gungsvorrichtungen befinden sich der von dem Pilotet

Steuersignalen für reine Quer- bzw. Längssteuerung 60 von Hand betätigte Steuerknüppel 52, ein Trimmungs

vorgesehen sein. hebel 54 für das Querneigungsmoment und ein Trim

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im mungshebel 56 für das Längsneigungsmoment. De

folgenden an Hand der Zeichnungen näher erläutert. Steuerknüppel 52 ist mit dem Rumpf des Flugzeug

Es zeigt über ein Joch 58 allseilig schwenkbar verbunden. Win

F i g. 1 die vereinfachte Darstellung eines koaxialen 65 er in dieVorwärts-oder Rückwärtsrichtung geschwenki

Rotorsystems mit gegenläufigen Rotorblättern, die mit so betätigt er eine Stange 60, einen Winkelhebel 62

den jeweiligen Taumelscheiben in einer vorbestimmten eine Stange 64 und die miteinander verbundene:

Phasenbeziehung stehen, woraus sich ein Kopplungs- Steuerstangen 66 und 68. Wird der Steuerknüppel 5

im Sinne der Pfeile »L« und »Λ« nach links oder rechts parallel zur Querachse 88 befindet und in dieser Stelbewegt, so betätigt er eine Stange 70, einen Winkel- lung ein reines aerodynamisches Querneigungs-Mohebel 72, eine Stange 74, einen Winkelhebel 76, ein ment erzeugt. Dann ist zu erkennen, daß der Einstell-Verbindungsglied 78, Winkelhebel 80 und 82 und winkel des Rotorblatts 19 sowohl von der Steuer-Steuerstangen 84 und 86 für die Q'uerbewegung. Die 5 stange 66 wie auch von der Steuerstange 86 bestimmt Querbewegung des Winkelhebels 82 durch den Winkel- wird, da die Anlenkung der Stoßstange 34 in einem hebel 80 bewirkt dabei, daß sich die Steuerstangen 84, Azimut der Taumelscheibe 24 liegt, der gegenüber der 86 gleichsinnig bewegen, während eine Drehung des Querachse 88 um einen Winkel Φ versetzt ist. Nach Winkelhebels 82 zu einer entgegengesetzten Verstellung einer Drehung des Rotorblatts 19 und der Stoßstange der Steuerstangen 84, 86 führt. io 34 um 90° befindet sich das Rotorblatt 19 in einer Die Steuerstangen 66, 68, 84 und 86 sind wirkungs- mit der Längsachse 92 übereinstimmenden Stellung, mäßig mit den Steuerstangen 46, 50, 48 bzw. 44 ver- Obwohl es in dieser Stellung nur ein reines Längsbunden. Die Verbindung ist strichpunktiert gezeigt, neigungs-Moment aufbringen kann, wird hier sein um anzudeuten, daß hier zusätzlich Steuersignale für Einstellwinkel sowohl von der Steuerstange 66 als eine gemeinsame Einstellwinkelverstellung eingeführt 15 auch von der Sleuerstange 66 beeinflußt. Es gibt daher werden können, die von dem Blattverstellhebel gege- eine Kopplung zwischen den Signalübertragungswegen ben werden. Weiter können zwischen diesen Paaren für die Querneigung und die Längsneigung, was bevon Steuerstangen jeweils hydraulische Servo-Stell- deutet, daß ein entweder zu einer Längs- oder einer antriebe oder die Stellantriebe eine? Autopiloten ein- Querachse parallelliegendes Rotorblatt sowohl den gefügt sein. Diese sind lediglich einfachheitshalber 20 Steuersignalen zur zyklischen Einstellwinkelverstellung nicht dargestellt. für die Querneigung als auch denjenigen für die Längs-Die Schwenkung des Steuerknüppels 52 nach vorn neigung unterworfen ist, und umgekehrt, daß ein oder hinten bewirkt eine Schwenkung sowohl der Steuersignal zur zyklischen Einstellwinkelverstellung Taumelscheibe 24 wie auch der Taumelscheibe 26 um für entweder eine reine Querneigung oder für eine deren jeweilige Querachse 88 bzw. 90, während eine 25 reine Längsneigung ein aerodynamisches Moment Schwenkung des Steuerknüppels 52 nach links oder erzeugt, das Komponenten sowohl um die Querachse rechts zu einer Schrägstellung der Taumelscheiben 24 als auch um die Längsachse aufweist,
und 26 um die Längsachsen 92 bzw. 94 führt. Diese Kopplung unter sachgemäß gewählter Phasen-Die Trimmungshebel 54, 56 koppeln die Bewegun- beziehung erzeugt genau das gewünschte primäre aerogen des Steuerstangenpaars 66, 68 und des Steuer- 30 dynamische Steuermoment direkt aus einem gegebenen Stangenpaars 84, 86 in einem vorgegebenen Verhältnis, Steuersignal zur zyklischen Einstellwinkelverstellung was im folgenden noch näher erläutert wird. Der für die Längsneigung oder die Querneigung und ein Trimmungshebel 54 für das Querneigungsmoment ist zusätzliches aerodynamisches Moment, das dem geüber eine Verbindungsstange 96 mit einem Verteiler- koppelten Steuersignal zur zyklischen Einstellwinkelhebel 98 verbunden. Dieser wirkt einerseits über eine 35 verstellung entspricht und das dem erzeugten Kreisel-Stange 100 und über einen Hebel 102 auf die Steuer- präzessionsmoment entgegenwirkt. Die richtige Phastangen 66, 68 und andererseits über eine Stange 104, senbeziehung wird dabei durch die Wahl des Winkels Φ einen Winkelhebel 106 und eine Verbindungsstange 108 erhalten. Insgesamt wird erreicht, daß jeder Lagenauf die Steuerstangen 84, 86. Der Trimmungshebel 56 Steuerbefehl ein Steuersignal zur zyklischen Einstellfür das Längsneigungsmoment ist über eine Verbin- 40 Winkelverstellung mit richtiger Phasenbeziehung erdungsstange 110 mit dem Verteilerhebel 98 an einer zeugt, wodurch ein auf die Rotorblätter wirkendes anderen Stelle verbunden. Das genaue Kopplungs- aerodynamisches Moment erzeugt wird, das im Sinne verhältnis, in dem die Trimmungshebel 54, 56 die einer Verringerung des bei der gesteuerten Flugzeug-Paare von Steuerstangen 66, 68 und 84, 86 verstellen, bewegung auftretenden Kreiselpräzessionsmoments ist durch den Abstand der Verbindungsstellen auf dem 45 wirkt. Obwohl die Steuersignale zur zyklischen Ein-Verteilerhebel 98 wählbar. Stellwinkelverstellung einzeln analysiert werden können, ist ersichtlich, daß die beiden Steuersignale

Wirkungsweise tatsächlich einander so überlagert sind, daß sie ein

resultierendes drittes Steuersignal zur zyklischen Ein-

In F i g. 1 ist zu erkennen, daß die Stoßstangen 34, 50 Stellwinkelverstellung ergeben, das sich in der resul-

42 gegenüber den die Steuersignale zur Einstellwinkel- tierenden Schrägstellung jeweils einer Taumelscheibe

verstellung übertragenden Steuerstimgen 46, 50 um ausdrückt.

einen Winkel Φ versetzt sind, wenn die Rotorblätter Das Kopplungsverhältnis ist durch den aus F i g. 1 19, 21 in Richtung der Längsachsen 92, 94 ausgerichtet erkennbaren Winkel Φ bestimmt. Wird das Steuersind. Daraus ergibt sich auch, daß die Stoßstangen 34, 55 signal zur zyklischen Einstellwinkelverstellung für die 42 in entsprechender Weise gegenüber den Steuer- Längsneigung bei beiden Rotoren als A₁ und das stangen 44, 48, die die Steuersignale für die Quer- Steuersignal zur zyklischen Einstellwinkelverstellung neigung übertragen, versetzt sind, wenn die Rotor- für die Querneigung bei beiden Rotoren als B₁ beblätter in Richtung der Querachsen 88, 90 weisen. zeichnet, dann sind das bei einem reinen Längsneigungs-Eine Betrachtung dieser Phasenwinkel-Beziehung zwi- 60 manöver auftretende Kopplungsverhältnis zwischen sehen den Betätigungseingängen der Taumelscheiben dem zyklischen Einstellwinkel für die Längsneigung und den Rotorblättern zeigt, daß eine Kopplung be- und dem zyklischen Einstellwinkel für die Quersteht zwischen den Steuersignalen zur zyklischen Ein- neigung AJB₁ und der Winkel Φ miteinander durch stelrwmkelverstellung für eine Querbewegung einer- folgende Gleichung verknüpft: seits und den Steuersignalen zur zyklischen Einstell- 65 φ = arc tan (A IB ) wmkelverstellung für eine Längsbewegung des Flugzeugs andererseits. Es sei als Beispiel angenommen, Es ist zu bemerken, daß der Anteil eines Steueräafl sich ein Rotorblatt 19 des oberen Rotors 12 signals für Querneigung (B₁), der bei reiner Längs-

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neigung mil einem Steuersignal für Längsneigung von zwei wichtige Tatsachen. Vor allem wird die maximale

der Größe eines Einheitssprimgs gekoppelt wird, Blattdurchbiegung bei dem gekoppelten System we-

zahlenmäßig gleich dem Anteil des Steuersignals für senllich verringert. Sodann sind die Durchbiegungen

Längsneigung (A₁) ist, das bei reiner Querneigung mit der Blattspitzen bei dem gekoppelten System nach

einem Sleuersignal für Querneigung von der Größe 5 Durchlaufen des Übergangizustands während der

eines Einheitssprunges gekoppelt ist. stetigen Qucrneigungsbewegung gleich Null, da die

Eine Analyse hat gezeigt, daß beim Verschwinden Kreiselpräzessionsmomente kompensiert sind. Da die

des Kreiselpräzcssionsmoments das Kopplungsver- Durchbiegung der Blattspitzen direkt mit den zykli-

hältnis durch die Beziehung sehen Beanspruchungen der Rotorblätter verbunden

ίο ist, verhindert demgemäß das gekoppelte System auch

4_/;; A' zyklische Beanspruchungen, die sonst bei einer stetigen

■-- ■-. Qiierneigiingsbewegung auftreten. Die wichtigen Vor-

- teile des gekoppelten Systems sind also die Verringerung der Blattdurchbiegungcn und der zyklischen

gegeben ist. wobei die Rechengrößen in ihrer Bedeutung 15 Beanspruchungen, ohne daß dabei die Lagesteuerung

bereits erwähnt ind. des Rumpfes erschwert würde.

Das Kopplimgsverhälinis ändert sich geringfügig in Wie oben erwähnt, wird bei dem in Fig. 1 darge-

Abhängigkcit von der Fluggeschwindigkeit oder dem stellten Ausführungsbeispiel die Kopplung zwischen

FluggeschwindigkciisverhälinisdesRolorsystenis.Diese den Steuersignalen zur zyklischen Einslellwinkelver-

Ändcrung ist jedoch nur von zweiter Ordnung, und 20 stellung für Längsneigung und Querncigung durch

die angegebene Formel isi für die Zwecke der Praxis den Phasenwinkel Φ erreicht, der nach seiner kon-

cinc gute Näherung. slruktivcn Festlegung unveränderlich ist und daher

Die Resultate einer analytischen Untersuchung der keine Rückgängigmachung der Kopplung erlaubt. Um Rotorblalt-Durchbiegung und des Ansprechens auf reine Längs- oder Qucrmomenle mit den Rotoren zu eine Fluglagesteucrung bei einem Hubschrauber mit 25 erzeugen, ist daher eine Trimmlingsvorrichtung erfor- und ohne Kopplung sind in den Kurven der Fig. 2 derlich. Die Triinmungshcbel 54, 56 für Querneigungsdargestellt. Die drei Kurven zeigen als Beispiele den und Längsneigungsmomente sind zu diesem Zweck zeitlichen Ablauf von Steuersignalen zur zyklischen vorgesehen. Sie verstellen die Steuerstangen 66, 68 Hinstellwinkelveränderimg, die Durchbiegung der und 84, 86 in einem bestimmten Verhältnis zueinander, Blauspitzen eines Rotors mit einem Radius von 6 m 30 wodurch im Ergebnis eine reine zyklische linslell- und dem Rumpf-Querncigungswinkc! während eines winkelverstellung erzielt wird, d. h., ohne da I einem Querneigungsmanövers während der Fluggcschwindig- der beiden Rotoren ein gekoppeltes Eingangssignal keit NuN. Die ausgezogenen Linien zeigen die Resul zugeführt würde. Das Verhältnis der Stcllwege ist täte ohne eine Kopplung zwischen Längs- und Quer- durch entsprechende Abmessungen zwischen den Bencimmg. während die gestrichelten Linien sich auf die 35 festigungen an dem Verteilerhebel 28 bestimmt und Resultate bei bestehender Kopplung beziehen. Das muß dem Kopplungsverhältnis und dem Winkel 0 von dem Piloten gegebene Steuersignal B₁ zur zykli- entsprechen. Für ein Kopplungsverhältnis von 3:1. sehen Finslellwinkclverstellung ohne Kopplung ist ein wie es den Darstellungen von F i g. 2 zugrunde liegt, Einuanessignal, das bis zum Erreichen der Amplitude sind die Verhältnisse der Abmessungen zwischen den nach <X3 s linear ansteigt, wobei die Amplitude des 40 Befestigungen von links nach rechts wie 0.36. 1,0 und Signals' diejenige ist. die für eine Querneigungs- 0,5 unter der Annahme, daß die übrigen mechanischen geschwindigkeit von 1 rad/s erforderlich ist. Die Ge- Übertragungsverhältnisse auf den gel rennten Steuersamtdurchbiegung der Blattspitze ohne zyklische wegen von dem Verleilerhebel 98 zu den Steuer-Kopplung ist 0,336 m. Bei einem koaxialen Rotor- stangen 46. 50 und den Steuerstangen 44. 48 die system würde diese Durchbiegung der Blattspitzen 45 gleichen sind.

einen Mindestabstand der Naben von 0.672 m bei Die Trimmungshebel 54. 56 erlauben es, an den diesem Manöver erfordern. Die gestrichelte Linie gilt Rotoren 19, 21 allein im Sinne einer Längsneigung für das gekoppelte System mit einem Kopplungs- oder einer Querneigung wirksame zyklische Einsteilverhäitnis zwischen dem zyklischen Einstellwinkel für winkel einzustellen, wenn zwar aerodynamische Mo-Querneigung und dem zyklischen Einstellwinkel für 50 mente gewünscht, aber keine Kreiselpräzessions-Längsneigung (BJA₁) von 1: 3. Daraus ergibt sich momente zu erwarten sind. Wenn beispielsweise der bemerkenswerterweise, daß das gekoppelte Eingangs- Schwerpunkt des Flugzeugs infolge des Vorhandensignal A₁ dreimal größer als das ursprüngliche Ein- seins einer Fracht m Richtung der Längsachse vergangssignal B₁ ist, obwohl leichtere Rotoren mit ge- schoben ist, wird der Trimmungshebel 56 für die ringeren Trägheitsmomenten kleinere Präzessions- 55 Längsneigung so verstellt, daß ein ständiges aeromomente erzeugen und kleinere gekoppelte Eingangs- dynamisches Moment erzeugt wird, das die Versignale erfordern würden. Die Kurve des zyklisch Schiebung ausgleicht. Der Tnmmungshebel 54 für das verstellten Einstellwinkels zeigt die gekoppelten, Querneigungsmoment hat eine demgegenüber etwas linearen Eingangssignale A₁ und B₁ bei gleicher unterschiedliche Wirkung. Es ist manchmal wünschens-Rumpf-Querneigungsgeschwindigkeit. Die Durchbie- 60 wert, an den Rotoren gleich große, jedoch gegensinnif gungen der Blattspitzen des gekoppelten Systems wirkende Querneigungsmomente zu erzeugen unc treten nur während des Steuerungsvorgangs auf und damit die einzelnen Schraubenzugvektoren der Roerreichen ein Maximum von 0,108 m. Bei einem toren nach gegenüberhegenden Seiten des Flugzeug! koaxialen Rotorsystem würde diese Durchbiegung zu versetzen. Zu diesem Zweck ist der Trimraungseinen Mindestabstand der Naben von nur 0,216 m 6₅ hebel 54 über die Übertragungsmittel mit beider bei einem solchen Manöver erfordern. . Rotoren verbunden. .

Ein Vergleich der Durchbiegungen der Blattspitzen Obwohl beispielsweise das Kopplungsverhaltni!

der beiden Systeme mit und ohne Kopplung zeigt durch den Phasenwinkel Φ im Rotorkopf eingefuhr

wird, kann die Kopplung auch durch geeignete Übertragungsmittel zwischen den von dem Piloten bedienten Eingängen und den TaumelscHeiben erzielt werden, wenn hier die Signalübertragungswege zur zyklischen Einstellwinkelverstellung für Längsneigung und Quer-

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neigung gekoppelt werden. Gerade die Verbindung zwischen den Trimmungshebeln 54, 56 und den Steuerstangen 44, 46, 48, 50 ist ein Beispiel für eine solche Kopplung mit unterschiedlichen Kopplungsverhältnissen.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (3)

1 934 080 ν/χ. darstellenden Auftriebs- 1 2 dem Anströmwinkel Patentansprüche: kurve und

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sondere mit schlag- und schwenkgelenklos angeschlossenen Rotorblättern, wobei die Änderung ist.

der Fluglage um die Flugzeugquer- und bzw. oder 4. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens

-längsachse über die zyklische Blattwinkelsteuerung io nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch geerfolgt, dadurch gekennzeichnet, daß kennzeichnet, daß eine Trimmungsvorrichtung zur bei Änderung der Längs- und bzw. oder der Quer- Aufbringung von ungekoppelten Steuersignalen für neigung des Flugzeugs an den Rotoren durch reine Quer- bzw. Längssteuerung vorgesehen ist.
zyklische Blattwinkelsteuerung jeweils einander
entgegengesetzte, gleich große Momente um eine 15

zur Rotorachse und zu der jeweiligen Drehachse

des Flugzeugs rechtwinklig verlaufende Achse
erzeugt werden, die im Sinne einer Verringerung

der infolge der Flugzeuglageänderung an den Ro- Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur

toren angreifenden Kreiselpräzessionsmomente 20 Steuerung eines Drehflügelflugzeuges mit zwei gegenwirken, läufigen Rotoren, insbesondere mit schlag- und

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekenn- schwenkgelenklos angeschlossenen Rotorblättern, wozeichnet, daß ein Drehflügelflugzeug mit in an sich bei die Änderung der Fluglage um die Flugzeugquerbekannter Weise koaxial angeordneten Rotoren und bzw. oder -längsachse über die zyklische Blattverwendet wird. 25 Winkelsteuerung erfolgt, sowie auf eine Einrichtung

3. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens zur Durchführung dieses Verfahrens.

nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch ge- Bei Drehflügelflugzeugen mit einem Rotor oder

kennzeichnet, daß zur Blattwinkelsteuerung in an mehreren gleichläufigen Rotoren ist es bei der Eingabe sich bekannter Weise eine Taumelscheibe (24, 26) eines Flugzeugquer- bzw. -längssteuersignals über den vorgesehen ist, an welcher jeweils die Stoßstange 30 Steuerknüppel erforderlich, zur Kompensation des (34, 42) eines Rotorblattes (19, 21) gegenüber der dabei auf das Drehflügelflugzeug wirkenden Kreisel-Steuerstange (44, 46, 48, 50) zur Betätigung der präzessionsmomentes ein entsprechendes Längs- bzw. Längssteuerung bzw. der Quersteuerung um einen Quersteuersignal von dem Piloten aufbringen zu Winkel Φ in Umfangsrichtung versetzt angeordnet lassen. Bei Drehflügelflugzeugen mit zwei gegenläufigen ist, wenn das betreffende Rotorblatt in Flugzeug- 35 Rotoren tritt dieses Erfordernis jedoch nicht auf, da längs bzw. -querrichtung ausgerichtet ist, wobei- sich die an den beiden Rotoren wirkenden Kreiselder Tangens des Winkels Φ gleich dem gewählten präzessionsmomente in ihrer Wirkung auf das Dreh-Verhältnis des zyklischen Blatteinstellwinkels für flügelflugzeug gegenseitig aufheben. Jedoch vergrößern Querneigung und des zyklischen Blatteinstell- die Kreiselpräzessionsmomente die zyklisch auf die winkeis für Längsneigung ist und wobei zumindest 40 Rotorblätter wirkenden Belastungen und bewirken annähernd gilt: eine Verbiegung der Rotorblätter. Sowohl die zusätz

lichen zyklischen Belastungen wie auch die Durchbiegungen der Rotorblätter sind unerwünscht. Die

Φ = arc tan ^^m°^ Belastungen erfordern stärkere Rotorblätter, um deren

ρ Real 45 erforderliche Lebensdauer zu gewährleisten. Die

Durchbiegungen der Rotorblätter verlangen bei koaxialen, gegenläufigen Rotoren einen vergrößerten

^ri Abstand zwischen diesen, um eine Berührung zu ver-

m₀ die Maße des Rotorblatts pro Längeneinheit am meiden. Es ist jedoch in diesem Fall ein geringer Innenende des Rotorblatts, 50 Abstand der Rotoren erwünscht, um den Luftwider

stand gering zu halten.

^R Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die sich

K _ f -L _ü_ ^f auf Grund der auf gegenläufige Rotoren wirkenden

J m₀ ^w R² ' Kreiselpräzessionsmomente ergebenden Blattdurch-

0 55 biegungen und zyklischen Beanspruchungen zu ver

ringern oder zu vermeiden.

m die Maße des Motorblatts, bezogen auf die Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung bei einem

Einheit der Spannweite, Verfahren der eingangs genannten Art dadurch gelöst,

y_w der Verlauf der Rotorblatt-Durchbiegung in daß bei Änderung der Längs- und bzw. oder der Abhängigkeit vom Radius bei der Grund- 60 Querneigung des Flugzeugs an den Rotoren durch

schwingungsform des Rotorblatts, zyklische Blattwinkelsteuerung jeweils einander ent-

R der Radius des Rotors, gegengesetzte, gleich große Momente um eine zur

ρ die Luftdichte, Rotorachse und zu der jeweiligen Drehachse des

c die zwischen der Anströmkante und der Hinter- Flugzeugs rechtwinklig verlaufende Achse erzeugt kante des Rotorblatts gemessene Sehnenlänge 65 werden, die im Sinne einer Verringerung der infolge

bei 0,75 R, der Flugzeuglageänderung an den Rotoren angreifen-

a die Steigung der den Auftriebsbeiwert des den Kreiselpräzessionsmomente wirken.

Rotorblatt-Querschnitts in Abhängigkeit von Bei dem Verfahren gemäß der Erfindung werden die