DE2658917C2

DE2658917C2 - Drehflügel-Flugzeug

Info

Publication number: DE2658917C2
Application number: DE2658917A
Authority: DE
Inventors: Koji Ashiya Hyogo Ogawa
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1975-12-26
Filing date: 1976-12-24
Publication date: 1982-06-16
Also published as: CA1049995A; JPS6250359B2; JPS5281899A; US4458860A; IT1066841B; DE2658917A1; FR2336298A1

Description

2/R wobei das Verhältnis—=— nicht kleiner als 1 ist und

den Faktoren folgende Bedeutung zukommt:

/o Trägheitsmoment des Flugzeugs um die durch den Schwerpunkt (G) gehende Flugzeugquerachse,

W Gewicht des Flugzeugs unter Standardbetriebsbedingungen,

h Höhe des Rotors über dem Schwerpunkt,

b Anzahl der Rotorblätter (7),

Zn auf das Rotorblatt bei veranschlagter Betriebswinkelgeschwindigkeit Ωο einwirkende Zentrifugalkraft,

e radialer Versetzungsabstand der Achse (8) für die Schlagbewegung des Rotorblattes von der Drehachse der Rotorantriebswelle (3),

C mittlere Tiefe des Rotorblattes,

ρο Dichte der Luft unter atmosphärischen Standardbedingungen,

R Radius des Rotors und

Ir Trägheitsmoment des Rotorblattes um das Schlaggelenk (8).

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Schlaggelenk gegenüber der Drehachse der Rotorantriebswelle (3) radial nach außen versetzt ist

3. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis des radialen Versetzungsabstandes e zum Radius R des Rotors nicht weniger als 2,5% beträgt

4. Drehflügelflugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert Wh kleiner als

IO

15

20

25

30

35

40

45

50

55

60

7. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Rotorblatt (7) an seinem freien Ende mit einem Gewicht (9) versehen ist

8. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert K nicht geringer als 25 1/sec² ist

9. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet daß der Wert T nicht größer als 12 1/sec² ist

ist.

5. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1- bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Rotor wenigstens drei Rotorblätter (7) aufweist

Die Erfindung bezieht sich auf ein Drehflügel-Flugzeug der im Oberbegriff des Anspruchs i genannten Art

Bei konventionellen Drehflügel-Flugzeugen sind die Rotoren mit sehr geringen Ausnahmen so angeordnet, daß sie sich in bezug auf die Rotorantriebswellen kippen lassen. Bei einem sogenannten voll angelenkten Rotor sind beispielsweise die Rotorblätter ar. einer Rotornabe zur Vornahme von Bewegungen um eine Schlag- und eine Schwenkachse als auch um eine Verstellachse angeordnet Jedes Rotorblatt nimmt beim Betrieb eine Stellung ein, bei der das Gewicht, die Zentrifugalkraft, die aerodynamische Kraft und die Trägheitskraft, die auf das Rotorblatt wirken, miteinander im Gleichgewicht stehen. Wenn eine Horizontalbewegung gewünscht wird, wird der Verstellwinkel des Rotorblattes zyklisch so verändert daß durch das Rotorblatt eine zyklische Änderung im Auftrieb erzeugt wird. Dieses bedingt eine zyklische Änderung im Schlagwinkel des Rotors, so daß die Ebene der Rotordrehung verschwenkt wird.

Bei diesen bekannten Drehflügel-Flugzeugen besteht das Problem, daß das Flugzeug nur eine geringe Ansprechempfindlichkeit auf eine Betätigung der Steuervorrichtung aufweist. Wenn die Steuervorrichtung beispielsweise so betätigt wird, daß ein Vorwärtsschub entsteht, wird der Mechanismus zur zyklischen Rotorblattwinkelverstellung sofort um einen gewünschten Betrag in der gewünschten Richtung beaufschlagt Danach wird eine zyklische Änderung im Auftrieb an jedem Rotorblatt erhalten, um ein Moment zu erzeugen, das die Rotorebene in bezug auf die Rotorantriebswelle zum Kippen bringt Auf diese Weise wird im Rotor eine nach vorn gerichtete Schubkomponente erzeugt so daß das Flugzeug sich nach vom bewegen will. Danach führt der Rumpf des Flugzeugs um die Flugzeugquerachse in einem gewissen Umfang eine Kippbewegung nach vorn aus, um den Kippwinkel zwischen Rotorebene und Rotorantriebswelle zu verringern. Es verstreicht daher eine beträchtliche Zeitdauer, bevor das Flugzeug einer Betätigung der Steuervorrichtung folgt

Befindet sich das Flugzeug ferner in einem stationären Betriebszustand und wird die Rotorebene bei einer Turbulenz gegenüber der Rotorantriebswelle gekippt, kann dieses Kippen erst festgestellt werden, wenn sich das Flugzeug aus dem stationären Zustand herausbewegt hat Irgendeine korrigierende Handlung bei Vorliegen einer Turbulenz kann daher erst vorgenommen werden, nachdem eine solche Bewegung festgestellt wurde.

Ein weiteres Problem bei diesen Rotorbauarten besteht darin, daß, obgleich die Steuervorrichtung z, B. ein Steuerknüppel zwangsläufig die Lage des Mechanismus für die zyklische Winkelverstellung bestimmt, der Kippwinkel der Rotorebene gegenüber der Rotorantriebswelle nicht nur durch die Steuervorrichtung bestimmt wird, sondern sich bei einer Höhenänderung des Flugzeugs ändert Aus diesen Gründen wird die Steuerung von Drehflügel-Flugzeugen bisher als schwierig betrachtet, und es ist eine zeitaufwendige Schulung für Helikopterpiloten erforderlich.

Die Stabilität und die Steuerbarkeit eines Hubschraubes sind voneinander abhängige Eigenschaften. So bedeutet eine ausgezeichnete Stabilität eines Hubschraubes, wie dieses z. B. in W. Just, »Hubschrauber und Vertikalstartflugzeuge«, Verlag Flugtechnik Stuttgart, 1963, Seite 167, Fig. 1Z5, gezeigt ist, daß ein solcher Hubschrauber stabil gegen Störungen ist, die z. B. durch die Betätigung eines Steuerknüppels bedingt sind, so daß dieser Hubschrauber um seine Querachse nicht leicht kippt Wenn diese Eigenschaften jedoch unter einem anderen Aspekt berücksichtigt werden, z.B., wenn im Falle eines Notfalls, die Lage des Flugzeugrumpfes stark gekippt werden soll, so ist dieses infolge der »guten« Stabilität des Hubschraubers nicht möglich. Mit anderen Worten, bei einer ausgezeichneten Stabilität eines Hubschraubers kann dieser nicht sehr schnell nach dem Willen des Piloten gesteuert werden, das heißt, die Ansprechempfindlichkeit des Hubschraubers ist relativ gering. Dieses bedeutet aber, daß auch die Steuerbarkeit des Hubschraubers nicht gut ist

Gewöhnlich sind daher große Stabilität und gute Steuerbarkeit eines Hubschraubers miteinander nicht kompatibel, so daß die z. B. in der vorstehend genannten Literaturstelle und auch in J. Shapiro, »Principles of Helicopter Engineering«, McGraw Hill Book Co, Inc, 1955, Seiten 356 bis 361, angegebenen Maßnahmen zur Verbesserung der Stabilität des Hubschraubers nicht etwa gleichzeitig auch die Steuerbarkeit des Hubschraubers verbessern, sondern vielmehr umgekehrt die Ansprechempfindlichkeit und damit die Steuerbarkeit des Hubschraubers verschlechtern können. So wird ein Hubschrauber mit guten Steuereigenschaften von einem Piloten auch dann akzeptiert, wenn die Stabilität des Hubschraubers nicht besonders gut ist

Auch die Literaturstellen »Helicopter Control and Stability in Hovering Flight«, Journal of the Aeronautical Sciences, August 1948, Vol. 15, Nr. 8. Seiten 453 bis 472, und »Helicopter Dynamics and Aerodynamics«, 1959, McMillan Company, Seiten 151, 152 und 173 bis 180, beschäftigen sich mit dem Problem der Steuerbarkeit und Stabilität von Hubschraubern beim Schwebefiug, wobei beide Literaturstellen angeben, daß eine größere Versetzung der Schlaggelenke gegenüber der Drehachse des Rotors die Steuerbarkeit und Stabilität eines Hubschraubers verbessert Diese Aussage ist in der Fachwelt jedoch umstritten. So ergibt sich z. B. aus der ersteren Literaturstelle, daß trotz einer Vergrößerung der Versetzung der Schlaggelenke bei einem Ausführungsbeispiel um den Faktor 10 gegenüber einem anderen Ausführungsbeispiel keine wesentliche Verbesserung der Steuerbarkeit in dem Bereich von null bis zu wenigen Sekunden erreicht wird. Schließlich ist ausdrücklich darauf hingewiesen, daß verschiedene Schwingungsprobbme bei der Versetzung der Schlaggelenke auftreten.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Drehflügel-Flugzeug der im Oberbegriff des Anspruchs 1 genannten Art so weiterzubilden, daß es auf einen Steuervorgang rascher anspricht, um die Steuerbarkeit zu verbessern.

Bei einem Drehflügel-Flugzeug der genannten Art ist diese Aufgabe durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst

Verschiedene Faktoren beeinflussen die Steuerbarkeit von Drehflügel-Flugzeugen. Hierbei handelt es sich um das Gewicht (W) des Flugzeugs unter Standardbetriebsbedingung, die Höhe (h) oder der vertikale

ίο Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem Mittelpunkt der Rotorebene, das Trägheitsmoment (Iq) des Flugzeugs um die durch den Schwerpunkt gehende Flugzeugquerachse, die Anzahl der Rotorblätter (b), die veranschlagte Betriebswinkelgeschwindigkeit (ßo) des Rotors, die auf das Rotorblatt unter der veranschlagten Betriebswinkelgeschwindigkeit wirkende Zentrifugalkraft (Zo), den Versetzungsabstand (e) des Schlaggelenks von der Drehachse des Rotors, die mittlere Tiefe (C) des Rotorblattes, das Trägheitsmoment (Ir) des Rotorblattes um das Schlaggelen', den Radius (R) des Rotors, und die Dichte (ρο) der Luft r lter Standardatmosphärenbedingung.
Erfindungsgemäß wurde festgestellt daß die Werte

λ = — IWh +

und

^- = 0,032 x
4

sehr wesentliche Auswirkungen auf die Steuerbarkeit besitzen.

Das Verhältnis 2(/KZTiSt von besonderer Wichtigkeit Bei einem Verhältnis von mehr als eins kann der Kippwinkel zwischen der Rotorebene und der ilotorantriebswelle sehr klein gehalten werden. Dieses bedeutet daß sich der Flugzeugrumpf sehr rasch bei einer Kjppbewegung der Rotorebene bewegt, so daß die Steuerbarkeit des Flugzeugs bemerkenswert verbessert wird.

Um einen größeren Wert für das Verhältnis zu erhalten, können die Auslegungsfaktoren so bestimmt werden, daß der Faktor K zunimmt und/oder der Faktor Therabgesetzt wird. Unter den Faktoren, die den Wert K beeinflussen, sind das Gewicht W und die Höhe h keine änderbaren Werte, da sie durch andere Konstruktionsanforderungen festgelegt sind. Gleichfalls kann die Rotorblattanzahl b in großem Umfang von den aerodynamischen oder sonstigen Konstruktionsanforderm^en bestimmt sein. Somit müssen die Zentrifugalkraft Zfs und der Versetzungswert e in entsprechender Weise erhöht werden, um einen größeren Faktor K zu erhalten. Zum Beispiel können die Rotorblätter an ihren Enden oder nahe denselben mit Gewichten versehen werden, um die Zentrifugalkraft zu erhöhen. Ferner kann das Schlaggelenk von jedem Rotorblatt so weit wie möglich von der Drehachse der Rotorantriebswelle radial nach außen angeordnet werden, sofern nicht wichtige Gründe dagegen sprechen.

Zu den Faktoren, die den Wert Tbeeinflussen, gehört die Dichte der Luft ρο, die konstant sein sollte. Die Tiefe

es C des Rotorblattes, die veranschlagte Winkelgeschwindigkeit Q₀ und der Radius R des Rotors können durch andere Konstruktionsgegebenheiten festgelegt sein. Daher besteht der wirksamste Weg zur Verringerung

des Wertes Tdarin, das Trägheitsmoment /« des Rotors und um das Schlaggelenk zu erhöhen. Ein an dem freien Ende des Rotorblattes in bekannter Weise vorgesehenes Gewicht erhöht das Trägheitsmoment Ir in wirksamer Weise und verringert damit den Wert T. ;

In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung angegeben.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand der Zeichnung erläutert Es zeigt

Fig. I schematisch eine Seitenansicht von einem die in erfindungsgemäQen Merkmale aufweisenden Drehflügel-Flugzeug.

Fig. 2 perspektivisch das Querschnittsprofil eines Rotorblattes bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung. ι >

F i g. 3 schematisch eine Seitenansicht des Drehflügel-Flugzeugs beim Vorwärtsflug,

Fig.4 eine Darstellung des Zusammenhangs zwischen der Kippbewegung des Rotors und der entsprechenden Reweining Hes Rumpfes um Hessen Oiierarhse >u

Fig. 5 die Ansprechempfindlichkeiten bei einem erfindungsgemäQen und einem herkömmlichen Drehflügel-Flugzeug.

Der Helikopter besitzt einen Rumpf 1 mit einem :-, daran befestigten Motor 2. Der Helikopter 1 weist ferner eine sich vertikal erstreckende Rotorantriebswelle 3 auf, die vom Motor 2 angetrieben ist. Der Rumpf 1 hat einen sich nach hinten erstreckenden Heckausleger 4, der mit einem Heckrotor 5 versehen ist. der ebenfalls in vom Motor 2 angetrieben ist.

Am oberen Ende der Rotorantriebswelle 3 ist eine Rotornabe 6 befestigt, an der mehrere Rotorblätter 7 angeordnet sind.

Bei dem in F i g. 1 gezeigten Ausführungsbeispiel sind ü drei Rotorblätter 7 an der Nabe 6 in gleichmäßigem Winkelabstand voneinander angebracht. Jedes Rotorblatt 7 ist an der Rotornabe 6 zur Ausführung einer Schlagbewegung um eine Schlagachse 8 befestigt. Die Schlagachse 8 wird durch einen Schlaggelenkstift -to gebildet und ist radial nach außen um einen Abstand e gegenüber der Drehachse 3a der Rotorantriebswelle 3 versetzt Das Rotorblatt 7 ist natürlich an der Rotornabe

6 mittels eines bekannten Mechanismus zur Vornahme einer Verstellbewegung um eine Verstellachse angeord- j '■> net die sich longitudinal durch das Rotorblatt 7 erstreckt

Die Rotorantriebswelle 3 und die Nabe 6 werden vom Motor 2 um die Drehachse 3a in Drehbewegung versetzt so daß sich auch das Rotorblatt mit der sn Winkelgeschwindigkeit Ω um einen Radius R dreht. Bei dem gezeigten Ausfiihrungsbeispiel für das Rotorblatt 7 ist ein Gewicht 9 an dessen Ende angeordnet. Das Gewicht 9 ist nicht an dem Rotorblatt 7 befestigt, sondern einfach daran angesetzt und mit dem Schlaggelenkstift mittels eines sich durch das Rotorblatt

7 erstreckenden Drahtes 10 verbunden.

Der Schwerpunkt G des Helikopters liegt im wesentlichen auf einer Verlängerung der Drehachse 3a der Welle 3, wobei die Rotornabe 6 mit ihrem Mittelpunkt 6a in einem vertikalen Abstand Λ vom Schwerpunkt G angeordnet ist

Wie zuvor erwähnt wurde, wird die Steuerbarkeit eines Helikopters durch die physikalischen Werte

Il 4

0.032 x

beeinflußt Darin bedeuten: /o das Trägheitsmoment des Helikopters um die durch den Schwerpunkt gehende Flugzeugquerachse, b die Anzahl an Rotorblättern, Qo die veranschlagte Arbeitswinkelgeschwindigkeit des Rotors, Zo die auf das Rotorblatt bei der veranschlagten Arbeitswinkelgeschwindigkeit wirkende Zentrifugalkraft, C die mittlere Tiefe des Rotorblattes, Ir das Trägheitsmoment des Rotorblattes um das Schlaggelenk, und ρο die Dichte der Luft unter Standardatmosphärenbedingungen.

Bei dem in F i g. 1 gezeigten Ausführungsbeispiel beträgt der Wert 2/K7Tmehr als 0,8 und vorzugsweise mehr als I, indem das Schlaggelenk 8 an einer zur

Drehachse la verset7ten Stelle annehrarhl und Has

Gewicht 9 an der Spitze von jedem Rotorblatt 7 vorgesehen ist. Nach F i g. 2 ist das Rotorblatt 7 weiter aus einem Strangpreßprofil aus einer Aluminiumlegierung gefertigt. Dieses Profil ist hinsichtlich einer Erhöhung des Trägheitsmomentes Ir des Rotorblattes 7 um das Schlaggelenk 8 und folglich einer Verringerung des Wertes Twirksam. In der Paxis wird bevorzugt, daß der Wer. K nicht kleiner als 25 1/sec² und der Wert T nicht gröPir als 12 1/sec² ist

Um die vorteilhaften Eigenschaften dieses Helikopters zu zeigen, wird nachfolgend anhand von F i ζ. 3 eine theoretische Erläuterung gegeben. In F i g. 3 ist die horizontale Bodenlinie durch die Linie X-X angedeutet, zu der sich eine senkrechte Linie Y- Y erstreckt. Die Drucklinie des Rotors ist mit dem Bezugszeichen F, die Neigung der Drucklinie zur Linie Y-Y mit dem Bezugszeichen δ und die Neigung der vertikalen, durch den Schwerpunkt gehenden Hochachse mit dem Bezugszeichen θ versehen.

Bei einem Rotor mit Rotorblättern, die um Schlaggelenke beweglich sind, ist jedes Rotorblatt aufgrund seines Eigengewichtes, der Schwerkraft der aerodynamischen Kraft der Zentrifugalkraft und der Trägheitskraft ausgesetzt Diese Kräfte stehen so im Gleichgewicht daß das Moment um das Schlaggelenk Null wird.

Somit kann Folgende Gleichung aufgestellt werden:

2Tß + Ω²β =

2 ΤΩ(Θ

darin bedeutet ψ den Drehwinkel des Rotorblattes vnd β den Schlagwinkel des Rotorblattes.

Aus Gleichung (1) kann die folgende Näherungsgleichung (2) erhalten werden, sofern der Wert 772 ß größer als Null und klein im Verhältnis zu eins und der Wert

65

=. J- )Wh-

θ+φ Ω²

klein im Vergleich zum Wert (Θ + φ) ist:

δ - Ί{θ + φ - δ) (2)

Darin bedeutet φ der Neigungswinkel der Taumel-Betäubungswinkel des Steuerknüppels ist

Ferner gelten bei dem in Fig. 3 gezeigten System die folgenden Beziehungen:

θ = K(S - θ)

Aus Oleichungen (2) und (3) folgt
θ+ ΤΘ + Κθ = ΚΤφ

(3)

(4)

Hinsichtlich der Neigung des Rotors in bezug auf die Rotorantriebswelle, die durch den Wert (<5-θ) wiedergegeben werden kann, lassen sich die folgenden Beziehungen aus den Gleichungen (3), (5) und (6) ableiten. Wenn der Wert T¹IA klein gegenüber dem Wert K ist, d. h., 7V4 ■< K ist, gilt

(7)

<Po VR

Unter der Annahme, daß der Steuerknüppel oder die Taumelscheibe von Null bis zu einem Winkel φ₀ betätigt werden, stellt sich die Gleichung (4) wie folgt dar:

Wenn 7V4 klein im Verhältnis zu K ist, d.h. VlA < A" wird, ist

Wenn der Wert VlA groß im Vergleich zum Wert K ist, d.h. 7V4 > K ist, gilt

«5-0

^r'-e-ⁿ

(8)

θ = 7>o

θ- T_9n \l-e

sin /tfi

T' 1

cos VKi J

(5)

θ = Τφοτ/Ke ² sin /i? ί

Wenn VlA groß gegenüber K, d. h. VlA > A'ist, ergibt sich

Τφ₀ |_1 -e ^r' J {e ^T'-e-^T')

(6)

β =

Da in den Gleichungen (5) der Wert 772 als relativ groß zu betrachten ist, erreicht die Winkelgeschwindigkeit θ einen konstanten Wert Τψο in einer relativ kurzen Zeitdauer. Um ein Beispiel zu geben, kann der Wert T gleich 4 und der Wert K gleich 50 sein. In diesem Fall ändert sich die Winkelgeschwindigkeit θ gemäß der Kurve a in F i g. 5. Da jedoch in den Gleichungen (6) der

Wert — als sehr klein und annähernd gleich Null zu

betrachten ist, kann die Winkelgeschwindigkeit θ den zuvor genannten konstanten Wert 7φο nur nach einer beträchtlichen Zeitdauer erreichen. Bei einem typischen Ausführungsbeispiel für einen konventioneilen Helikopter kann der Wert Γ gleich 20 und der Wert K gleich 4 betragen. In diesem Fall ändert sich die Winkelgeschwindigkeit θ gemäß Kurve b in F i g. 5.

Daraus folgt, daß, wenn der Wert T¹IA klein gegenüber K ist, die endgültige Winkelgeschwindigkeit der Bewegung des Helikopterrumpfes als Folge einer Betätigung der Taumelscheibe über einen bestimmten Winkel kleiner ist als für den FaD, daß der Wert T¹IA groß m bezug auf den Wert K ist. Im ersteren Fall kann die endgültige Winkelgeschwindigkeit wesentlich rascher als fan letztgenannten Fall erreicht werden.

In der Gleichung (7) wird der Wert 772 als relativ

χ λ

groß betrachtet, so daß der Wert relativ rasch auf

2% Null abfällt. Dieses bedeutet, daß bei der angegebenen Bedingung der Neigungswinkel des Rotors bezüglich der Rotorantriebswelle sehr klein gehalten werden kann.

In der Gleichung (8) wird jedoch der Wert KJT als

in sehr klein und annähernd gleich Null betrachtet, so daß

der Wert nur nach einer beträchtlichen Zeit auf

ft)

Null abfällt. Dieses bedeutet, daß bei Betätigung der Taumelscheibe durch den Steuerknüppel über einen bestimmten Winkel φο die Rotorebene zunächst in bezug auf die Rotorantriebswelle kippt und nur nach einer beträchtlichen Zeitverzögerung der Rumpf mit der Rotorantriebswelle sich in Richtung der Rotorneigung zu bewegen beginnt.

Somit spricht im erstgenannten Fall der Rumpf des Helikopters rasch auf die Betätigung der Taumelscheibe an. Die Bewegung 6 der Rotorebene und die Bewegung θ des Rumpfes sind in Fig.4 wiedergegeben. In der Zeichnung bezieht sich die gestrichelte Linie C auf den Verlauf des Winkels δ bei dem erfmdungsgemäßen Ausführungsbeispiel. Die durchgezogene Linie d stellt den Verlauf des Winkels θ bei diesem Ausführungsbei spiel dar. Die gestrichelte Linie e betrifft den Verlauf des Winkels δ und die durchgezogene Linie /den Verlauf

so des Winkels θ bei einer konventionellen Ausführung.

Aus F i g. 4 geht hervor, daß bei dem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel der Rumpf des Helikopters sehr rasch auf die Neigungsbewegung der Rotorebene anspricht Dadurch wird die Steuerbarkeit des Helikop ters erheblich verbessert Obgleich zuvor auf ein spezielles Beispiel Bezug genommen wurde, bei dem der Wert T¹IA wesentlich kleiner als der Wert K ist, wurde festgestellt, daß eine beträchtliche Verbesserung hinsichtlich der Steuerbarkeit erhalten wird, wenn das Verhältnis 2/KiT großer als 03, vorzugsweise größer als 1,0 ist Dabei wurde nachgewiesen, daß der KJppwinkel zwischen Rotorebene und Rotorantriebswelle rasch und nach nur wenigen Pendelschwingungen zu Null wird, so daß der Rumpf auf die Betätigung der

Taumelscheibe sehr rasch anspricht

Zahlenwerte eines bevorzugten Ausfühnmgsbeispiels werden in der nachfolgenden Tabelle mit denen eines herkömmlichen Ausführungsbeispiels verglichen.

(i

2/fT

(D

(m)

(mm)

(D

(rpm)

W (kg)

bislang	4	50	20	0.20	5.35
I	8	30	15	0.38	5.08
Il	erfindungsgemäß
	I	4	354	3.5
Il	10	1.095	4

290 330

140 140

322 382

293 380

Wh (Gewicht an

Blattspitze)

	(10kg -m')	15.8	(m)
bislang		21.9
I	288	1.37
II	307	1.73
erfindungsgemäß
I	1.2
II	1,7

(mm) (10⁴N) (10kg nr) (m)

/.geh

2 (ION ■ m) (ION · m) (kg)

2013

2.41 3.58 18.5
25.7

7.21
6.34

0 0

0.13 0.1

0 0

470 358

1274 2509

324 300

3 0.8

Hierzu 2 Blatt Zcichnunsen

Claims

Patentansprüche:

1. Drehflügel-Flugzeug mit einer durch den Schwerpunkt gehenden Flugzeugquerachse, einem am Rumpf befestigten Motor, einer am Rumpf befestigten, sich im wesentlichen vertikal erstrekkenden und mit dem Motor verbundenen Rotorantriebswelle, einer Einrichtung zur Befestigung der Rotorblätter an der Rotorantriebswelle, so daß die Rotorblätter wenigstens Schlag- und Verstellbewegungen vornehmen können, und einer Taumelscheibe zur gemeinsamen und zyklischen Winkelverstellung der Rotorblätter, gekennzeichnet durch folgende physikalische Werte:

6, Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert K größer als