DE2651577C2

DE2651577C2 - Verfahren und Vorrichtung zur Steuerung eines Fluggerätes mit gegenläufigen starren Rotoren

Info

Publication number: DE2651577C2
Application number: DE2651577A
Authority: DE
Inventors: Dean Earl Trumbull Conn. Cooper; Ronald Arthur Durno; Robert Fuller Huntington Conn. Klingloff
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1975-11-13
Filing date: 1976-11-12
Publication date: 1986-07-31
Also published as: JPS5262898A; IT1064383B; BR7607626A; FR2331479A1; DE2651577A1; IL50878A; FR2331479B1; IL50878A0; JPS5951479B2; GB1519380A

Description

a) im Schwebeflug und bis zu einer Fluggeschwindigkeit von etwa 148 km/h (80 Knoten) unverändert 20° betragen,

b) bei Fluggeschwindigkeiten zwischen 148 km/h (80 Knoten) und 260 km/h (140 Knoten) linear zwischen 20° und 70° verändert werden, und

c) bei Fluggeschwindigkeiten zwischen 260 km/h (140 Knoten) und 297 km/h (160 Knoten) unverändert 70° betragen.

5. Steuervorrichtung, insbesondere zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, wobei für jeden Rotor (12,14) eine zur zyklischen Blattwinkelverstellung um eine Achse schwenkbare Taumelscheibe (20) vorgesehen ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Azimutwinkellage der Schwenkachse jeder Taumelscheibe (20) verstellbar ist.

6. Steuervorrichtung nach Anspruch 5, wobei jede Taumelscheibe (20) mit einer analogen Mischvorrichtung (40) zur Übertragung von Steuerkräften verbunden ist, dadurch gekennzeichnet, daß die analöge Mischvorrichtung (40) eine erste Scheibe (56) aufweist, die konzentrisch um eine erste Achse (42) angeordnet und gegen Rotation um diese Achse festgehalten ist, wobei die erste Scheibe (56) um eine beliebige Achse, welche die erste Achse schneidet, und aus einer zu dieser senkrechten Bezugsebene schwenkbar ist, und eine zweite Scheibe (60), die gemeinsam mit der ersten Scheibe (56) schwenkbar, jedoch um die erste Achse (42) drehbar ist, und daß die analoge Mischvorrichtung (40) einerseits über an der ersten Scheibe (56) angeordnete Stoßstangen (86, 88, 90) mit der Taumelscheibe (20) verbunden ist und andererseits eine Schwenkvorrichtung (70, 74, 82; 72, 76, 84) aufweist, die zum Verschwenken der zweiten Scheibe (60) um eine erste Schwenkachse an einer ersten Azimutstelle und zum Verschwenken der zweiten Scheibe (60) um eine zweite Schwenkachse, die senkrecht zu der ersten Schwenkachse verläuft und in der gleichen Ebene liegt, an einer zweiten Azimutstelle, die von der ersten Azimutstelle um 90° versetzt ist, ausgebildet ist sowie eine Drehvorrichtung (66) aufweist, die die zweite Scheibe (60) um die erste Achse

(42) in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit derart dreht, daß die erste und die zweite Azimutstelle und somit die erste und die zweite Schwenkachse zusammen einstellbar sind.

7. Steuervorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwenkvorrichtung (70, 74, 82; 72, 76, 84) zwei Stangen (82, 84) aufweist, welche an einem Ende an einer der zwei Azimutstellen an der zweiten Scheibe (60) und mit dem anderen Ende an einen Winkelhebel (74,76) angeschlossen sind, und daß die Anlenkstellen der an die Stangen (82, 84) angeschlossenen Enden der Winkelhebel (74,76) in der mit der Bezugsebene übereinstimmenden Stellung der Scheiben (56,60) auf der ersten Achse (42) liegen.

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Steuerung eines Fluggerätes mit gegenläufigen starren Rotoren, insbesondere eines Hubschraubers mit zwei gegenläufigen, koaxialen Rotoren, um eine optimale Flugleistung und Steuerfähigkeit zu erreichen.

Es ist schon seit längerer Zeit bekannt, daß man Vorteile durch Anwendung von zwei gegenläufigen, koaxialen und starren Rotoren als Auftriebsmittel in einem Hubschrauber erreichen kann. Bei einem solchen Auftriebsmittel ergeben sich jedoch Steuerprobleme, die dazu geführt haben, daß die Entwicklung eines brauchbaren Hubschraubers mit einem solchen Rotor erst vor kurzem erfolgte.

Es ist bemerkenswert, daß der bekannte Hubschrauberkonstrukteur Igor I. Sikorsky schon in seinem ersten Hubschrauber zu Beginn des zwanzigsten Jahrhunderts zwei koaxiale, gegenläufige und starre Rotoren angewandt hat. Aus dem Handbuch »Aerodynamic Theory« von dauert ist bekannt, daß durch den Einsatz von zwei gegenläufigen, starren Rotoren Rotorrollmomente aufgehoben werden können. In der US-PS 34 09 248 ist dieser Stand der Technik weiterentwickelt. Diese US-Patentschrift lehrt, daß durch gegensinnige, periodische Quersteuerung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit die Rollelemente aufgehoben oder herabgesetzt werden können und daß dadurch der Auftriebsvektor eines jeden Rotors derart gerichtet werden kann, daß ein optimales Verhältnis zwischen Auftrieb und Luftwiderstand erreicht wird. Die in der US-PS 3409248 hierzu vorgesehene Vorrichtung ist ein einfaches Gestänge, um eine Steuerkraft unmittelbar an den Steuerstangen eines jeden Rotors entweder manuell oder mittels einer Fluggeschwindigkeitsmeßvorrichtung auszuüben, die zur Ableitung von erwünschten Verstärkungen eine Rechenvorrichtung benutzt. Aus der US-PS 35 70 786 ist es bekannt, den Hebel für die kollektive Blattverstellung an die Steuerstangen für die gegensinnige, periodische Quersteuerung der Steuervorrichtung zu koppeln, um eine gegensinnige, periodische Quersteuerung in Abhängigkeit von einer Bewegung des Hebels für die kollektive Blattverstellung abzuleiten. Die US-PS 3570786 lehrt, daß bei großer Fluggeschwindigkeit, wobei die Stellung des Hebels für die kollektive Blattverstellung unveränderlich ist, eine konstante gegensinnige, periodische Quersteuerung einen geeigneten Wirkungsgrad ergibt.

Die US-PS 3521971 lehrt, daß die gyroskopischen Momente, welche an starren, gegenläufigen koaxialen

Rotoren während der Flugbewegung angreifen, Spannungen und Durchbiegungen der Rotorblätter in entgegengesetzten Richtungen erzeugen. Hierbei wird ein großer, konstanter Phasenwinkel in jeden? Rotor zur Ableitung eines aerodynamischen Moments, welches die gyroskopischen Präzessionsmomente während der Flugbewegungen beseitigt, benutzt, um eine gegensinnige, periodische Blattsteuerung zu erreichen.

Zusammenfassend ergibt sich: (a) daß die US-PS 3409248 eine gegensinnige, periodische Quersteuerung bei starren, koaxialen und gegenläufigen Rotoren in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit vorschlägt, um ein optimales Verhältnis zwischen Auftrieb und Luftwiderstand des Rotors im Reiseflug zu erreichen, wodurch die Rotorauftriebsvektoren entsprechend verändert werden können. Die Maßnahmen gemäß der US-PS 3409248 erreichen jedoch nicht die Beseitigung der gyroskopischen Präzessionsmomente, (b) Darüber hinaus ist die Anwendung eines großen, konstanten Phasenwinkels bei zwei gegenläufigen, koaxialen und starren Rotoren zum Beseitigen der gyroskopischen Präzessionsmomenie während der Flugbewegungen aus der US-PS 35 21971 bekannt. Dabei werden jedoch die Präzessionsmomente nur für einen bestimmten Fluggeschwindigkeitsbereich beseitigt.

Es ist deshalb die Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Steuervorrichtung für ein Fluggerät mit gegenläufigen starren Rotoren zu schaffen, welche Steuervorrichtung die Auftriebsvektoren der Rotoren automatisch auf ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand einstellt und durch die gegensi«- nigen Auftriebsvektoren eine Beseitigung der Rollmomente sowie eine Verminderung der gyroskopischen Präzessionsmomente bei allen Fluggeschwindigkeiten bewirkt, damit eine optimale Flugleistung und Steuerfähigkeit des Fluggerätes im Reiseflug und bei den Flugmanövern gewährleistet wird.

Entsprechend der Erfindung verändert die Steuervorrichtung für zwei gegenläufige, starre Rotoren den Phasenwinkel reines jeden Rotors in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit automatisch und/oder von Hand so, daß eine bestimmte gegensinnige, periodische Blattsteuerung in Abhängigkeit von den eingegebenen Steuerbewegungen für die Rotoren erzeugt wird, wobei die Auftriebsvektoren der Rotoren auf ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand eingestellt und die gyroskopischen Präzessionsmomente bei allen Fluggeschwindigkeiten beseitigt oder vermindert werden.

Entsprechend einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung wird der Phasenwinkel eines jeden Rotors im Flug in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit bei 0 (Schwebeflug) und 297 km/h (160 Knoten) zwischen 20° und 70° verändert.

Entsprechend einem weiteren bevorzugten Merkmal der Erfindung wird der Rotorphasenwinkel im Flug automatisch in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit angepaßt, wobei die periodische Längssteuerung mit der periodischen Quersteuerung gekoppelt wird, so daß bei Betätigung der periodischen Blattsteuerung die erwünschte gegensinnige periodische Quersteuerung zwischen den Rotoren erreicht wird.

Vorzugsweise verwendet man zur Veränderung des Phasenwinkels eines jeden Rotors eine analoge Mischvorrichtung, welche hauptsächlich aus einer Taumelscheibe besteht, die um jede beliebige Achse schwenkbar und mit der Taumelscheibe des Rotors verbunden ist, wobei sich dieselben synchron zur Steuerung der periodischen Blattwinkelverstellung bewegen und wobei durch die analoge Mischvorrichtung Steuerbewegungen für eine periodische Blattwinkel verstellung auf die Rotortaumelscheibe übertragen werden und die analoge Mischvorrichtung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit einzustellen ist, wobei der Rotorphasenwinkel in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verändert wird, ohne dabei Steuerbewegungen der periodischen Blattwinkelsleuerung von der analogen Mischvorrichtung auf die Rotortaamelscheibe zu übertragen.

Die analoge Mischvorrichtung wird dabei von Steuerbewegungen für die periodische Blattwinkelverstellung um eine bestimmte Schwenkachse bewegt und veranlaßt eine ähnliche Schwenkbewegung der Rotortaumelscheibe, wobei die Steuerbewegungen für die periodische Blattwinkelsteuerung auf die Rotoren übetragen werden. Die analoge Mischvorrichtung dient zur Veränderung des Rotorphasenwinkels im Flug in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, und die Veränderung des Phasenwinkels erfolgt dabei, ohne Steuerbewegungen der periodischen Blattwinkelsteuerung auf die Rotoren hervorzurufen.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen ausführlicher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine schematische Darstellung der Steuervorrichtung gemäß der Erfindung, wobei die beiden Rotoren zur besseren Übersichtlichkeit nebeneinander dargestellt sind,

Fig. 2 die Wirkung eines nichtkompensierten Nacheilwinkels beim Aufbringen eines Moments um die Querachse eines Hubschraubers im oberen und unteren Rotor,

Fig. 3 eine ähnliche Darstellung für den oberen und unteren Rotor wie in Fig. 2, wobei jedoch der Nacheilwinkel kompensiert ist; in Fig. 3 ist auch der gyroskopische Vektor dargestellt, welcher durch die Bewegung um die Querachse entsteht,

Fig. 4 die Wirkungen bei Anwendung eines Phasenwinkels zum Erzeugen eines aerodynamischen Moments im oberen und unteren Rotor, damit die während der Flugbewegungen im oberen und unteren Rotor erzeugten gyroskopischen Momente beseitigt oder verringert wenden,

F i g. 5 die Anwendung eines Phasenwinkels im Reiseflug, wodurch eine gegensinnige periodische Quersteuerung zwischen den Rotoren erzeugt wird, um die Rollmomente eines jeden Rotors für ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand einzustellen,

Fig. 6 eine Vorderansicht eines Hubschraubers mit zwei starren, gegenläufigen und koaxialen Rotoren zur Darstellung der Wirkungen der gyroskopischen Momente, welche an den Rotoren bei Flugmanövern auftreten, sowie zur Darstellung der Stabilisierung des Rotors durch Erzeugen eines aerodynamischen Moments, welches das gyroskopische Moment beseitigt,

Fig. 7 eine graphische Darstellung der periodischen Längssteuerung A und des Längsmoments Mp für verschiedene Fluggeschwindigkeiten,

Fig. 8 eine graphische Darstellung des Längsmoments Mp und des gyroskopischen Moments Mc,

Fig 9 eine graphische Darstellung der periodischen Längssteuerung A und des aerodynamischen Moments M_A für verschiedene Rotorphasenwinkel,

Fig. 10 eine graphische Darstellung der erforderlichen periodischen Längssteuerung zur Überwindung

des Luftwiderstands und zum Erzeugen einer stabilen Fluglage für zwei gegenläufige, koaxiale und starre Rotoren bei Fluggeschwindigkeiten zwischen 0 (Schwebeflug) und 278 km/h (150 Knoten),

Fig. 11 eine graphische Darstellung des erforderlichen Rotorphasenwinkels für eine optimale Flugleistung und Steuerfähigkeit des Rotors zwischen 0 (Schwebeflug) und 297 km/h (160 Knoten) ohne zusätzliche gegensinnige, periodische Quersteuerung,

Fig. 12 eine graphische Darstellung der erforderlichen gegensinnigen, periodischen Quersteuerung für eine optimale Flugleistung und Steuerfähigkeit zwischen 0 (Schwebeflug) und 278 km/h (150 Knoten), damit die Rollmomente ausgeglichen sind und der Auftriebsvektor eines jeden Rotors so eingestellt wird, daß ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand im Reiseflug erreicht wird,

Fig. 13 die analoge Mischvorrichtung, die zur Veränderung des Rotorphasenwinkels in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verwendet wird, und

Fig. 14 eine Schnittansicht durch einen Teil der analogen Mischvorrichtung nach Fig. 13.

In Fig. 1 sind zwei gegenläufige, koaxiale und starre Rotoren mit ihrer Steuervorrichtung insgesamt mit 10 bezeichnet. Die beiden starren Rotoren 12 und 14 sind in üblicher Weise zur Erzeugung des Auftriebs durch Rotation um ihre gemeinsame Achse 18 in einem Hubschrauberrumpf abgestützt. In der Zeichnung sind zur besseren Übersichtlichkeit die Rotoren 12 und 14 nebeneinander dargestellt. Jeder Rotor hat seine eigene Steuervorrichtung. Die Steuervorrichtungen sind vorzugsweise identisch und umfassen jeweils eine übliche Taumelscheibe 20, die einen stationären Teil 20a und einen rotierenden Teil 20b aufweist. Der rotierende Teil 206 der Taumelscheibe ist mittels eines üblichen Steuergestänges an die Blattwinkelverstellhörner der Rotorblätter 12 und 14 angeschlossen, so daß eine Bewegung der Taumelscheibe 20 längs der Rotorachse 18 eine kollektive Blattwinkelverstellung hervorruft und eine Neigung der Taumelscheibe 20 bezüglich der Achse 20 eine zyklische Blattwinkelverstellung einleitet. Die Taumelscheibe 20 wird durch einen Hauptservomechanismus 22 entweder längs der Rotorachse bewegt, bezüglich der Rotorachse geneigt oder gleichzeitig längs der Rotorachse verstellt und bezüglich derselben geneigt. Die Servovorrichtungen des Hauptservomechanismus 22 werden vom Piloten mittels eines Hebels 24 für die gemeinsame Blattwinkelverstellung, eines Hebels 26 für die periodische Blattwinkelverstellung und Fußpedalen 30 gesteuert. Dabei werden die Steuerkräfte auf die Servovorrichtungen des Hauptservomechanismus 22 über Mischvorrichtungen 28 übertragen, und die Steuerbewegungen des Hebels 26 fur die periodische Blattwinkelverstellung werden durch eine analoge Mischvorrichtung 40 zugeführt.

Der Hebel 26 für die zyklische Blattwinkelverstellung wird zur Steuerung der Bewegungen des Hubschraubers um die Querachse und um die Längsachse benutzt. Der Hebel 24 für die kollektive Blattwinkelverstellung dient zur Vertikalsteuerung, und die Fußpedale 30 werden zur Giersteuerung benutzt. Der Hebel 24 für die kollektive Blattwinkelverstellung ändert den Blattwinkel zur Steuerung der Rotorauftriebskraft eines jeden Rotors in gleicher Weise. Der Hebel 26 für die periodische Blattwinkelverstellung ändert den Blattwinkel zur Steuerung der Rotornick- und Rollmomente periodisch und in gleicherweise an jedem Rotor. Eine periodische Längssteuerung erzeugt eine Nickbewegung, und eine periodische Quersteuerung erzeugt eine Rollbewegung. Die Fußpedale 30 dienen zum Einleiten einer gleichgroßen, jedoch entgegengesetzt gerichteten kollektiven Blattwinkelverstellung an jedem Rotor für die Giersteuerung. In der folgenden Beschreibung wird vorausgesetzt, daß der Rotor 14 der obere Rotor ist und sich, in Draufsicht, im Gegenuhrzeigersinn dreht, während der Rotor 12 der untere Rotor ist und sich, in Draufsicht, im Uhrzeigersinn dreht. Eine Gierbewegung wird

ίο durch die Fußpedale 30 erzeugt, wodurch der Rotorblattwinkel des oberen Rotors 14 kollektiv vergrößert und der Rotorblattwinkel des unteren Rotors 12 kollektiv verringert wird, damit der obere Rotor 14 ein größeres Moment im Gegenuhrzeigersinn erzeugt, um eine nach links gerichtete Gierbewegung des Hubschraubers einzuleiten. Eine nach rechts gerichtete Gierbewegung erfolgt durch Betätigung der Fußpedale 30 zur kollektiven Vergrößerung des Rotorblattwinkels am unteren Rotor 12 und zur kollektiven Herabsetzung des Blattwinkeis am oberen Rotor 14. Wenn der Pilot eine Blattwinkelverstellung einleitet, spricht der Hubschrauber jedoch nicht augenblicklich an. Die Erzeugung des maximalen Blattbiege- und Hubschraubersteuermoments eilt der Veränderung der Blattwinkelverstellung infolge der Biegsamkeit der Blätter der Rotoren 12 und 14 nach. Die Auswirkung dieser Nacheilung ist in F i g. 2 dargestellt. Wenn ein Nickmoment des Hubschraubers bei einem Azimutwinkel von 180° zu erzeugen ist, wird der Blattwinkel bei dieser 180°-Azimutstellung verstellt. Infolge der Nacheilung des hervorgerufenen Steuermoments wirkt das maximale Steuermoment, welches durch die Blattwinkelverstellung bedingt ist, jedoch nicht an der 180°-Azimutstelle, sondern an einer anderen Azimutstelle Λ/in Richtung der Blattdrehrichtung, z. B. 180° + Θ, wie es in Fig. 2 dargestellt ist.

Die Fig. 2 zeigt, daß infolge des Nacheilwinkels θ eine nach vorn gerichtete Verstellung des Hebels 26 fur die periodische Blattwinkelverstellung sowohl ein Nickmoment Mp als auch ein Rollmoment Mr an jedem Rotor erzeugt wird. Die Nickmomente A//>addieren sich und erzeugen zusammen die gewünschte Nickbewegung des Hubschraubers. Da die Rotoren 12 und 14 in entgegengesetzten Richtungen drehen, gleichen sich die Rollmomente Mr, welche durch die periodische Längssteuerung bedingt sind, gegenseitig aus. Sie erzeugen jedoch unerwünschte Biegebelastungen einer jeden Rotorwelle. Bei der vorliegenden Rotorblattbauart beträgt der Nacheilwinkel Θ etwa 30°. Diese Biegebelastungen der Rotorwellen können durch Einstellen der Rotortaumelscheiben 20 zum Ausgleichen der Nacheilung der Steuermomente herabgesetzt werden. Wenn die Taumelscheibe 20 eines jeden Rotors entgegen der Rotordrehrichtung um einen Winkel verstellt wird, der dem Nacheilwinkel ©gleich ist, siehe Fig. 3, so wird das maximale Steuermoment Mp dann an der gewünschten Azimutstelle erzeugt, und die Durchbiegung der Rotorwelle wird herabgesetzt. Aus F i g. 3 ist zu erkennen, daß nur ein Moment Mpin den Rotoren 12 und 14 erzeugt wird, da das Moment längs der Hubschraubermittelachse wirkt, die durch die Hubschrauberlängsachse (180°-Azimutstellung) verläuft. Wie Fig. 3 zeigt, wird durch diese Veränderung des Rotorblattwinkels keine Rollmomentkomponente Mr erzeugt. Infolge der Hubschraubernickbewegung entstehen infolge der gyroskopischen Präzessionseigenschaft der Rotoren jedoch zusätzliche Momente Ma- Obschon die dadurch bedingten Rollmomente der beiden Rotoren sich gegenseitig ausgleichen, erhält man also nachtei-

lige Blattbiegespannungen und Durchbiegungen. Wenn man wie bei der US-PS 35 21971 die Taumelscheiben 20 noch wesentlich weiter entgegen der Drehrichtung der Rotoren verstellt, z. B. um einen Winkel, der etwa doppelt so groß ist wie der Winkel θ in den Fig. 2 und 3, d. h. bis zu einem Phasenwinkel Γ, so erhält man die Wirkungen gemäß den Fi g. 4 und 5. Entsprechend diesen Figuren ergeben sich aerodynamische Momente, welche die nachteiligen Blattbiegemomente ausgleichen, die durch die gyroskopischen Momente infolge der Fluglageänderungen bei den Flugmanövern bedingt sind. Auf diese Weise werden übermäßige Rotorblattspannungen verhindert, und es bleibt ein ausreichender Abstand zwischen den Rotorblattspitzen bei den Flugmanövern erhalten. Fi g. 4 zeigt die Wirkungen einer Blattwinkelversteiiung an der Azimutstelle APder Rotoren 12 und 14, wodurch ein Blattbiegemoment infolge aerodynamischer Kräfte an der Azimutstelle M erzeugt wird. Das Moment M nach Fig. 4 kann in ein Nickmoment M_ft welches eine Nickbewegung des Hubschraubers hervorruft, und in ein aerodynamisches Moment M _A aufgeteilt werden, welches dem Rollmomoment Mr nach Fig. 2 entspricht. Die Darstellung nach Fig. 4 zeigt die Momente bei einem Flugmanöver des Hubschraubers, wobei sich eine Änderung der Fluglage durch die auftretenden Momente ergibt. Es ist eine Eigenschaft eines Hubschrauberrotors, wie es in der US-PS 35 21971 beschrieben ist, daß ein gyroskopisches Moment bei einer Fluglageänderung an dem Hubschrauber angreift, und zwar an einer Azimutstelle G, die dem die Änderung der Fluglage bewirkenden Moment M um 90° voreilt. Das gyroskopische Moment, welches an der Stelle G angreift, kann in ein zusätzliches gyroskopisches Nickmomenl Gp, das mit dem aerodynamischen Nickmoment Mp zur Erzeugung der Nickbewegung des Hubschraubers zusammenwirkt, und in ein seitliches gyroskopisches Moment Mg aufgeteilt werden, das dem Rollmoment Mr nach Fig. 2 entspricht. Aus Fig. 4 ist ersichtlich, daß für jeden Rotor 12 und 14 die aerodynamisch erzeugten Rollmomente M_A die gyroskopischen Rollmomente Mg aufheben, wodurch die Blattbiegemomente aufgehoben werden, weiche sich durch die gyroskopischen Kräfte bei den Flugmanövern ergeben. Fig. 4 veranschaulicht demnach, daß durch geeignete Auswahl des Phasenwinkels Gamma (Γ) eine gegensinnige Kopplung der Blattwinkelverstellung, welche aerodynamische Momente Ma hervorruft, automatisch in jedem Rotor erreicht wird, wodurch die Nachteile, welche durch die gyroskopischen Momente M_G bedingt sind, die während der Flugbewegungen auftreten, beseitigt werden. Es ist selbstverständlich, daß das aerodynamische Moment Ma nach F i g. 4 immer den Einfluß des gyroskopischen Moments Mu vermindert und es aufhebt, wenn gilt Ma = Mc- S5

Fig. 5 zeigt den Vorteil, den man durch den Phasenwinkel Gamma nach Fig. 4 im Reiseflug, im Gegensatz zu dem Manövrieren im Flug, erreicht. In Fig. 5 ist der Phasenwinkel Gamma wieder wesentlich größer als der Nacheilwinkel Θ. Wenn im Reiseflug eine Veränderung des Rotorblattwinkels an der Stelle AP eingeleitet wird, so erhält man durch gegensinnäge Verkopplung der Blattwinkelverstellung ein aerodynamisches Moment Ma an der Stelle M an jedem Rotor. Die aerodynamischen Momente können in sich addierende Nickmomente Mp und sich aufhebende Rollmomente Mr zerlegt werden. Die Rollmomente Mr sind aerodynamische Momente, welche gegensinnige periodische Quersteuerungen an den Rotoren 12 und 14 erzeugen, um die Auftriebsvektoren L der Rotoren 12 und 14 für ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand einzustellen, damit ein optimaler Rotorwirkungsgrad erreicht wird.

Aus den Fig. 4 und 5 ist ersichtlich, daß durch Anwenden des Phasenwinkels Gamma ein aerodynamisches Moment Ma bei den Flugmanövern erzeugt wird, welche das gyroskopische Moment Mg ausgleicht oder verringert, das während der Flugbewegungen durch die Änderung der Rotorlage oder der Fluglage erzeugt wird, und im Reiseflug bedingt das aerodynamische Moment Ma eine gegensinnige, periodische Quersteuerung, um den Auftriebsvektor eines jeden Rotors optimal einzustellen, damit ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand für die Rotoren erreicht wird.

Die Bedeutung eines Ausgleichs des gyroskopischen Moments Mg— wie in Verbindung mit Fig. 4 beschrieben — kann man am besten aus Fig. 6 erkennen, die einen Hubschrauber mit koaxialen, gegenläufigen und starren Rotoren in Vorderansicht zeigt. Durch die gyroskopischen Momente Mg werden die Rotoren 12 und 14 aus den mit ausgezogenen Linien angedeuteten Stellungen in die gestrichelten, gyroskopisch belasteten Stellungen bewegt. Dadurch gelangen die sich nach vorn bewegenden Blätter A des Rotors 12 sehr nahe an die sich nach hinten bewegenden Blätter R des Rotors 14 heran. Die automatische, gegensinnige Kopplung der Quersteuerung bei Eingabe einer Längssteuerungsänderung ruft aerodynamische Momente hervor, welche den gyroskopischen Präzessionsmomenten Mg gleich groß und denselben auch entgegengesetzt gerichtet sind. Dadurch bleiben die Rotoren in den mit festen Linien dargestellten Stellungen nach Fig. 6, wodurch die Gefahr einer Rotorblattspitzenberührung nicht besteht und nur minimale Biegespannungen in den Rotorblättern und den Rotorwellen auftreten. Fig. 6 zeigt, daß durch die bezüglich der Rotorachse versetzten Auftriebsvektoren zur Erzielung eines optimalen Verhältnisses von Rotorauftrieb zu Luftwidestand ein Schrägstellen der Rotoren, wie es durch die ausgezogenen Linien angedeutet ist, erforderlich ist. Aus diesem Grunde ist der Ausgleich der gyroskopischen Momente sehr wesentlich, um einen ausreichenden Abstand zwischen den Rotorblattspiizen, insbesondere bei großen Fluggeschwindigkeiten, zu gewährleisten.

Nachdem die US-PS 3521971 einen festen Phasenwinkel verwendet, um gyroskopischen Momenten entgegenzuwirken, welche während der Hubschrauberflugbewegungen auftreten, haben wir festgestellt, daß es vorzuziehen ist, den Phasenwinkel im Flug in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit V zu verändern, um ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand bei allen Fluggeschwindigkeiten und einen Ausgleich dergyrospkopischen Momente, insbesondere bei hohen Fluggeschwindigkeiten, zu erreichen und um eine separate Vorrichtung für eine gegensinnige periodische Quersteuerung zu vermeiden. Mit Bezug auf die Fig. 7, 8 und 9 wird nun beschrieben, warum eine Veränderung des Phasenwinkels im Flug in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit auch erforderlich ist. Die Fig. 7 bis 9 zeigen, daß für ein bestimmtes Flugmanöver, wie z. B. eine Bewegung von einem Radiant pro Sekunde², unterschiedliche Rotorphasenwinkel erforderlich sind, um aerodynamische Momente zu erzeugen, welche die gyroskopisch en Momente ausgleichen oder verringern, die in diesem Flugmanöver hervorgerufen werden, wenn sich die Fluggeschwindigkeit V des

Hubschraubers ändert. Das Flugmanöver wird zuerst bei einer Fluggeschwindigkeit von 278 km/h (150 Knoten) untersucht. Gemäß Fig. 7 ist eine periodische Längssteuerbewegung A\ an km/h, iso Knoten) zum Erzeugen des Nickmoments oder der Nickbeschleunigung Mp an km/h, 150 Knoten) zur Einleitung dieser Flugbewegung erforderlich. Aus Fig. 8 ergibt sich, daß das Nickmoment Mp (278 km/h, iso Knoten) nach F i g. 7 ein gyroskopisches Moment Mann km/h, iso Knoten) hervorruft. Schließlich zeigt Fig. 9, daß die gleiche periodische Längs-Steuerbewegung A\ an km/h, iso Knoten) wie in Fig. 7 ein aerodynamisches Moment M_A an km/h, iso Knoten) erzeugt, das die gleiche Größe wie das gyroskopische Moment Mc an km/h, iso Knoten) erzeugt, das die gleiche Größe wie das gyroskopische Moment M_G an km/h, iso Knoten) aufweist, wenn man einen großen Phasenwinkel Γι verwendet.

Im folgenden wird nun angenommen, daß der Hubschrauber mit einer Geschwindigkeit von 93 km/h (50 Knoten) fliegt und daß der Pilot ein Flugmanöver mit der gleichen Geschwindigkeit von einem Radiant pro Sekunde² durchzuführen wünscht. Bei der Fluggeschwindigkeit von 93 km/h (50 Knoten) ist zur Durchführung des Flugmanövers eine größere periodische Längssteuerangabe A\ <93 km/h, so Knoten) erforderlich. F i g. 7 zeigt, daß A\ (93 km/h, so Knoten) das gleiche Nickmoment Mp (93 km/h, 50 Knoten) wie bei 278 km/h (150 Knoten) erzeugt. Das Moment Mp an km/h, iso Knoten) ist gleich dem Moment Mp (93 km/h, so Knoten), weil das gleiche Flugmanöver durchgeführt wird. Aus Fig. 8 ergibt sich, daß durch das Nickmoment Mp (93 km/h, so Knoten) sin gyroskopisches Moment M₀ (93 km/h, so Knoten) erzeugt wird, das dem Moment M_Gan km/h. 150 Knoten) gleich ist. Schließlich ergibt sich aus Fig. 9, daß bei der gleichen periodischen Längssteuerung A\ (93 km/h, 50 Knoten) wie in Fig. 7 ein kleinerer Phasenwinkel Γ} erforderlich ist, um ein aerodynamisches Moment M_A (93 km/h, so Knoten) zu erzeugen, welches das gyroskopische Moment Mg (93 km/h, so Knoten) ausgleicht. Falls man bei der Änderung der Fluglage bei den Fluggeschwindigkeiten von 278 km/h (150 Knoten) und von 93 km/h (50 Knoten) den Phasenwinkel Γι beibehalten hätte, so würde man bei dem Flugmanöver bei einer Fluggeschwindigkeit von 93 km/h (50 Knoten) ein aerodynamisches Moment erzeugen, welches wesentlich größer ist als das gyroskopische Moment, und die Momente würden sich also nicht gegenseitig ausgleichen.

Es ist eine Eigenschaft eines Hubschraubers mit zwei gegenläufigen, starren Rotoren, daß verschiedene periodische Längssteuereingaben erforderlich sind, um bei so verschiedenen Fluggeschwindigkeiten den Luftwiderstand zu übevwinden und eine stabile Fluglage zu erreichen, wie es in Fig. 10 dargestellt ist Dieaus derUS-PS 3409248 bekannte gegensinnige periodische Quersteuerung zur Erzeugung optimaler Auftriebsvektoren ändert sich im wesentlichen in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, wie es in Fig. 12 dargestellt ist Durch analytische Untersuchungen und Entwicklungsarbeit an einem Hubschrauber, der durch zwei gegenläufige, koaxiale und starre Rotoren angetrieben wird, haben wir festgestellt, daß für ein Aufheben oder ein Herabsetzen der gyroskopischen Momente der Phasenwinkel Γ der Rotoren 12 und 14 verändert werden muß, um eine optimale Flugleistung und Steuerfahigkeit des Hubschraubers im ganzen Fluggeschwindigkeitsbereich zu erreichen. Die Kurve in Fi g. 11 zeigt den Verlauf des Phasenwinkels in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, welcher Phasenwinkel zum Erreichen dieser Anforderungen erforderlich ist. Dabei wird ein Phasenwinkel von etwa 20° für Fluggeschwindigkeiten zwischen 0 (Schwebeflug) und etwa 148 km/h (80 Knoten) eingestellt. Der Phasenwinkel nimmt dann stetig zu bis auf 70° für Fluggeschwindigkeiten zwischen 148 km/h (80 Knoten) und etwa 260 km/h (140 Knoten), und der Phasenwinkel beträgt etwa 70° bei Fluggeschwindigkeiten zwischen 260 km/h (140 Knoten) und 297 km/h (160 Knoten).

Fig. 11 zeigt die bevorzugte Änderung des Phasenwinkels in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit. Es ist jedoch selbstverständlich, daß auch noch andere Veränderungen des Phasenwinkels in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit denkbar sind. F i g. 11 zeigt die augenblicklich bevorzugte Kurve, welche unter Berücksichtigung der Schwingungen und der Trimmung ausgearbeitet wurde, um die oben erwähnten Vorteile zu erreichen.

Diese programmierte Phasenwinkelveränderung dient dementsprechend zur Kopplung der periodischen Längssteuerung und der periodischen Quersteuerung, wie es mit Bezug auf Fig. 5 beschrieben wurde, so daß durch eine periodische Längssteuereingabe, welche erforderlich ist, um den Flugwiderstand zu überwinden und um das Flugzeug bei allen Fluggeschwindigkeiten im Gleichgewicht zu halten, wie es in F i g. 10 dargestellt ist, automatisch eine gegensinnige periodische Quersteuerung in den Rotoren 12 und 14 hervorgerufen wird, um dadurch die erwünschte gegensinnige Quersteuerung entsprechend der Kurve nach Fig. 12 abzuleiten, so daß die gegensinnige periodische Quersteuerung bei den verschiedenen Fluggeschwindigkeiten optimale Auftriebsvektoren entsprechend den Anforderungen nach Fig. 12 bewirkt, um ein optimales Verhältnis von Auftrieb zu Luftwiderstand und dementsprechend einen maximalen Wirkungsgrad und eine maximale Steuerfahigkeit der Rotoren 12 und 14 zu erreichen. Des weiteren erhält man, wie es in Fig. 4 dargestellt ist, einen vollständigen oder teilweisen Aus-gleich der gyroskopischen Momente, wie es bereits beschrieben wurde.

Der Rotorphasenwinkel Twird vorzugsweise im Flug in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit V mittels einer analogen Mischvorrichtung 40 verändert, welche in Fig. 1 schematisch dargestellt und an die Taumelscheibe 20 eines jeden Rotors angeschlossen ist. Die analoge Mischvorrichtung 40 ist ausführlicher in den Fig. 13 und 14 dargestellt. Die analoge Mischvorrichtung 40 wird nun mit Bezug auf den Rotor 14 ausführlicher beschrieben, da die analoge Mischvorrichtung für den Rotor 12 einen identischen Aufbau aufweist. Die analoge Mischvorrichtung 40 ist an den nicht drehenden Teil 20a der Taumelscheibe 20 angeschlossen, die den drehenden Teil 206 der Taumelscheibe 20 für die Rotation um die Achse 41 trägt. Der drehende Teil 206 der Taumelscheibe 20 ist dabei in üblicher Weise mittels Schubstangen 44 an Blattwinkeiverstellhörnern 46 der Rotorblätter 50 des Rotors 14 angeschlossen.

Wenn sich die Taumelscheibe 20 längs der Achse 41 verstellt, wird der Blattwinkel aller Blätter SO gleichzeitig in gleicher Weise, d. h. kollektiv verstellt. Wenn sich die Taumelscheibe 20 um eine horizontale Achse verschwenkt, die durch die Achse 41 verläuft, so wird eine zyklische Blattwinkelverstellung eingeleitet Die analoge Mischvorrichtung 40 ist an die Taumelscheibe 20 angeschlossen und dient zur Veränderung des Rotorphasenwinkels Gamma (Γ) durch Festlegen der hori-

zontalen Achse, um welche die Taumelscheibe 20 verschwenkt wird, wenn durch den Hebel 26 für die periodische Blattwinkelverstellung eine periodische Längsund Quersteuerung durchgeführt wird. Eine Mischvorrichtung 28 ist vorzugsweise zwischen der analogen Mischvorrichtung 40 und der Taumelscheibe 20 angeordnet. Die Mischvorrichtung 28 hat einen üblichen Aufbau zur Kombination der periodischen Blattwinkelverstellung mit der kollektiven Blattwinkelverstellung, so daß die zyklische Blattwinkelsteuerung von der Mischvorrichtung 40 auf die Taumelscheibe 20 übertragen wird, und zwar mit der erforderlichen Kopplung, Verstärkung oder dgl., um die erwünschte Phasenwinkelverstellung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit V zu erreichen.

Die analoge Mischvorrichtung 40 besteht aus einer oberen, nicht drehbaren Scheibe 56, die am Rumpf festgelegt ist oder in anderer Weise gegen Rotation um die Achse 42 mittels einer Scherenanordnung 58 festgehalten ist. Eine untere, drehbare Scheibe 60 ist mit der nicht dre.hbaren Scheibe 56 über ein inneres Lager 62 verbunden, welches in Fi g. 14 dargestellt ist, so daß sich die Scheibe 60 um die Achse 42 bezüglich der nicht drehbaren Scheibe 56 drehen kann. Die untere Scheibe 60 ist an einem Schwenkzapfen 64 eines Universalgelenks 66 gelagert. Das Universalgelenk 66 ist am Hubschrauberrumpf oder an einem anderen festen Bauteil in einem Lager 68 gelagert, damit es um die Achse 42, die vorzugsweise vertikal ausgerichtet ist, drehen kann. Das Universalgelenk 66 erlaubt eine Schwenkbewegung der Scheiben 56 und 60 miteinander um eine beliebige horizontale Achse, welche durch die Achse 42 verläuft und durch die Steuerkräfte festgelegt ist. Wenn das Universalgelenk 66 um die Achse 42 dreht, bewirkt es eine Rotation der Scheibe 60 um die Achse 42 bezüglich der Scheibe 56. Die Scheiben 56 und 60 werden um eine Horizontalachse durch Steuerbewegungen verschwenkt, welche über eine vom Piloten zu betätigende Stange 70 für die periodische Blattwinkelverstellung in Querrichtung oder über eine vom Piloten zu betätigende Stange 72 für die periodische Blattwinkelverstellung in Längsrichtung zugeführt werden. Die Stangen 70 und 72 verursachen eine Schwenkbewegung von Winkelhebeln 74 und 76 und Achsen 78 und 80 und übertragen dementsprechend über Stangen 82 und 84 die Bewegung für die periodische Blattwinkelverstellung in Querrichtung oder in Längsrichtung auf die Scheiben 56 und 60, wodurch dieselben um eine bestimmte Horizontalachse verschwenkt werden. Die Stangen 82 und 84 sind an den Winkelhebeln 74 und 76 und an der Scheibe 60 mittels sphärischer Lager angelenkt.Die Anschlußstellen der Stangen 82 und 84 an der Scheibe 60 sind in Umfangsrichtung um 90° voneinander entfernt. Die nicht drehbare Scheibe 56 ist mit dem nicht drehbaren Teil 20a der Rotortaumelscheibe über die Mischvorrichtung 28 in üblicher Weise verbunden, so daß die Bewegung um die Schwenkachse, um welche die Scheiben 56 und 60 der analogen Mischvorrichtung 40 verschwenkt werden, auch auf die Rotortaumelscheibe 20 übertragen wird, um die erwünschte periodische Blattwinkelverstellung der Rotorblätter 50 durchzuführen. In Fig. 13 ist die analoge Mischvorrichtung 40 an die Taumelscheibe 20 mittels Stoßstangen 86,88 und 90 angeschlossen, und die Mischvorrichtung 28 ist schematisch dargestellt.

Im Betrieb dient die analoge Mischvorrichtung 40 zur Veränderung des Phasenwinkels des Rotors 14 in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit V durch Anwendung einer Betätigungsvorrichtung 92, welche von einer Fluggeschwindigkeitsmeßvorrichtung 94 gesteuert wird, um das Universalgelenk 66 und demnach die Scheibe 60 in bezug auf die Scheibe 56 um die Achse 42 zu drehen. Dadurch wird die horizontale Achse festgelegt, um welche die Scheiben 56 und 60 und demnach die Rotortaumelscheibe 20 bei Steuerbewegungen der Stangen 70 und 72 für eine periodische Blattwinkelveränderung schwenkbar sind. Die Festlegung

ίο der Horizontalachse, um welche die Taumelscheibe 20 schwenkbar ist, bestimmt die Azimutstelle AP, an welcher die Blattwinkelveränderung bei Steuerbewegungen des Hebels für die periodische Blattwinkelverstellung vorgenommen wird. Dementsprechend bestimmt die Lage der Horizontalachse den Phasenwinkel Gamma (Γ) des Rotors. Durch Steuern der Betätigungsvorrichtung 92 über die Fluggeschwindigkeitsmeßvorrichtung 94 wird der Rotorphasenwinkel im Flug in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verändert.

Es ist wesentlich, daß die freien Enden den Winkelhebel 74 und 76 sich längs Kreisbogen bewegen, die mit der Achse 42 der analogen Mischvorrichtung zusammenfallen, so daß durch eine Rotation der Scheibe 60 zur Änderung des Phasenwinkels in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeitsmeßvorrichtung 94 die Steuerstangen 82 und 84 lediglich längs einer Kegelfläche verstellt werden. Dadurch ist gewährleistet, daß keine unerwünschten Anstellwinkelveränderungen der Rotors während der Veränderung des Phasenwinkels durch die analoge Mischvorrichtung 40 hervorgerufen werden kann.

Die vorhergehende Beschreibung bezieht sich auf einen starren Rotor, jedoch kann die Lehre der Erfindung auch bei einem Gelenkrotor angewandt werden.

Obschon die Erfindung am Beispiel von gegenläufigen, koaxialen und starren Rotoren für Hubschrauber beschrieben wurde, kann die erfindungsgemäße Änderung des Phasenwinkels auch bei anderen gegenläufigen Rotoren angewendet werden, welche nicht in Hubschraubern eingebaut sind.

Der in der Beschreibung erwähnte vollständige Ausgleich von Momenten kann nur unter ganz bestimmten Bedingungen erfolgen, so daß bei anderen Bedingungen ein Momentenausgleich nur teilweise erreichbar ist, die Wirkungen der unerwünschten Momente jedoch vermindert werden.

Hierzu 5 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Steuerung eines Fluggerätes mit gegenläufigen starren Rotoren (12, 14), dadurch s gekennzeichnet, daß der Phasenwinkel (O eines jeden Rotors (12,14) in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit verändert wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotorphasenwinkel (O mit zunehmender Fluggeschwindigkeit vergrößert wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Phasenwinkel der gegenläufigen Rotoren (12,14) von gleicher Größe und entgegengesetzt gerichtet sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Rotorphasenwinkel (Γ) vom Schwebeflug bis zu Fluggeschwindigkeiten von etwa 278 km/h (150 Knoten) in einem Bereich von 20° bis 70° verändert werden.

4. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Phasenwinkel CO der gegenläufigen Rotoren (12, 14) von gleicher Größe und entgegengesetzt gerichtet sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Rotorphasenwinkel (Γ)