DE2711507C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Hubschrauberrotorblatt der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.

Ältere Hubschrauberrotorblätter, wie sie beispielsweise aus der US-PS 27 54 918 bekannt sind, sind verhältnismäßig steif ausgeführt, so daß nur minimale Torsionsbewegungen der Rotorblätter im Betrieb auftreten. Mit fortschreitender Technik und der damit zusammenhängenden Forderung nach im­ mer größerer Leistung werden Hubschrauberrotorblätter nun aus dünnen Blattprofilteilen hergestellt, welche zur Ver­ besserung des aerodynamischen Verhaltens in der Dicke zwi­ schen der Blattwurzel und der Blattspitze abnehmen. Weiter werden viele Hubschrauberrotorblätter üblicherweise aus Verbundwerkstoffen hergestellt, welche eine geringe Sche­ rungssteifigkeit haben. Infolge des dünnen Blattprofils an der Blattspitze und infolge der Herstellung aus Verbund­ werkstoffen sind die neueren Hubschrauberrotorblätter tor­ sionselastisch, wobei die Torsionsverformungen an der Blattspitze hauptsächlich durch elastische Verdrehung des Rotorblattes aufgrund der angreifenden aerodynamischen Kräfte und Trägheitskräfte verursacht werden. Beispiele von solchen neueren, torsionselastischen Hubschrauberrotorblät­ tern sind in den US-Patentschriften 37 28 045, 38 22 105 und 38 74 820 beschrieben.

Es ist bereits versucht worden, solche torsionselastischen Rotorblätter torsionsstabil zu machen, die in diesem Zusam­ menhang entwickelten Rotorblätter sind aber nicht zufrie­ denstellend. So ist es z. B. aus der US-PS 37 21 507 bekannt, ein solches Hubschrauberrotorblatt mit einer gepfeilten Spitze zu versehen, um es torsionsstabil zu machen. Solche Ausführungen mit gepfeilter Spitze haben jedoch den Nach­ teil, daß der gepfeilte Teil des Rotorblattes eine Auf­ triebskraft an einer Stelle erzeugt, welche in bezug auf die Blattwinkelverstellachse verlagert ist. Dadurch werden auf die Rotorblattsteuervorrichtung unter allen Betriebs­ bedingungen Kräfte ausgeübt.

Das wahlweise Einstellen der elastischen Achse bei Segel­ flugzeugen ist z. B. aus der US-PS 35 61 702 bekannt. Dabei ist der feste Flügel eines Segelflugzeuges in bezug auf die elastische Achse der Flügelwurzel nach hinten gerich­ tet, um eine Verdrehung des Flügels um diese Achse bei ver­ änderlichem Auftrieb zu erreichen. Dabei wird der gesamte Flügel um die Flügelwurzel verdreht, wobei sich die Stelle maximaler Verdrehung an der Flügelwurzel befindet.

Es ist auch eine in der Aerodynamik bekannte Maßnahme, Tragflügeln eine von der Flügelwurzel zur Flügelspitze zu­ nehmende und an der Flügelspitze maximale Verwindung zu geben. So zeigt beispielsweise das Buch von Winfried Kasse­ ra, Flug ohne Motor, Motorbuchverlag Stuttgart, 1973, S. 32- 33, insbesondere in Abb. 33 eine geometrische Verwindung mit negativem Einstellwinkel an den Flügelenden, die aller­ dings auf Tragflügel bei Segelflugzeugen gerichtet ist.

Aufgabe der Erfindung ist es, bei einem torsionselastischen Hubschrau­ berrotorblatt die Elastizität des Rotorblattes auszunutzen, um eine verbesserte Torsionsstabilität des Rotorblattes zu er­ reichen.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im kennzeichnen­ den Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Bei dem torsionselastischen Hubschrauberrotorblatt nach der Erfindung greift infolge der Belastungen durch Blattwinkelverstellun­ gen und/oder aerodynamische Kräfte ein Auftriebsvektor an dem geometrischen Ort der Auftriebsmittelpunkte an und er­ zeugt ein Moment um den vor dem geometrischen Ort der Auf­ triebsmittelpunkte liegenden geometrischen Ort der Sche­ rungsmittelpunkte im Sinne einer Verringerung der Verwin­ dung des Rotorblattes. Ohne dieses Rückführmoment würden starke Verdrehungen an der Blattspitze auftreten.

Bei dem Rotorblatt nach der Erfindung tritt durch die Ver­ änderungen der Auftriebskraft kein wesentliches Torsions­ moment im Bereich der Blattwurzel auf, da in diesem Bereich die geometrischen Orte der Auftriebsmittelpunkte und der Scherungsmittelpunkte zusammenfallen und dementsprechend keine Steuerkräfte hervorgerufen werden.

Bei dem torsionselastischen Rotorblatt nach der Erfindung mit maximaler negativer Verwindung an der Blattspitze wird ein kritischer Zustand an der Blattspitze durch die Lage der geometrischen Orte der Scherungsmittelpunkte und der Auftriebsmittelpunkte gemildert oder beseitigt. An den vor­ laufenden Rotorblättern wird beim Vorwärtsflug eine Tor­ sionsrückführkraft erzeugt, wodurch der Anstellwinkel und die negative Verwindung an der Blattspitze verringert wer­ den und dementsprechend auch der kritische Zustand an der Blattspitze gemildert oder beseitigt wird.

Bei dem Rotorblatt nach der Erfindung wird auch den desta­ bilisierenden Einflüssen der Luftwiderstandskräfte auf die Torsionsbewegung des Rotorblattes entgegengewirkt, da eine aerodynamische Rückführkraft erzeugt wird, welche dem die negative Verwindung an der Blattspitze vergrößernden Luftwiderstandsmoment entgegenwirkt, das durch die Verlage­ rung der Blattspitze nach unten in bezug auf die Blattwur­ zel bei dem vorlaufenden Rotorblatt während des Vorwärts­ fluges bedingt ist.

Die Blattwinkelverstellachse kann bei dem Rotorblatt nach der Erfindung so eingestellt werden, daß minimale Steuer­ kräfte bei einer bestimmten Betriebsweise erzeugt werden, und zwar durch unabhängige, wahlweise Einstellung der geo­ metrischen Orte der Scherungsmittelpunkte und der Auftriebs­ mittelpunkte in bezug aufeinander derart, daß die aerodyna­ mische Verdrehungsrückführkraft so erzeugt wird, daß mögli­ che destabilisierende aerodynamische Auswirkungen der neuen Einstellung der Blattwinkelverstellachse verhindert werden.

Weiter kann bei dem Rotorblatt nach der Erfindung die einge­ baute Verwindung herabgesetzt werden, denn durch die erwähn­ te Lage der geometrischen Orte der Scherungsmittelpunkte und der Auftriebsmittelpunkte ergibt sich ein eine Verwindung hervorrufendes aerodynamisches Moment an der Blattspitze, welches die eingebaute Verwindung so verstärkt, daß eine optimale Gesamtverwindung während des Schwebefluges erreicht wird.

Ferner hat das Rotorblatt nach der Erfindung den Vorteil, daß infolge der Lage der geometrischen Orte der Scherungs­ mittelpunkte und der Auftriebsmittelpunkte in bezug aufein­ ander die Torsionseigenfrequenz des Rotorblattes infolge der aerodynamischen Rückführkraft erhöht und dadurch die ef­ fektive Torsionselastizität des Rotorblattes verbessert wird.

Vorteilhafte Ausfgestaltungen der Erfindung bilden den Gegen­ stand der Unteransprüche.

In der Ausgestaltung der Erfindung nach Anspruch 3 wirken die Auftriebskräfte nicht im Sinne einer Veränderung des Blattanstellwinkels und rufen keine Belastungen in der Blattwinkelverstellvorrichtung hervor.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 in Draufsicht ein torsionselasti­ sches Hubschrauberrotorblatt nach der Erfindung,

Fig. 2 die Blattspitze des Rotorblattes nach Fig. 1 und

Fig. 3 eine Gegenüberstellung einer Schnittansicht des Rotorblattes an einer radial inneren Stelle und ei­ ner Schnittansicht des Rotorblattes an der Blattspitze.

In Fig. 1 ist ein torsionselastisches Hubschrauberrotorblatt 10 dargestellt, welches an der Rotornabe 12 befestigt und mit derselben um eine Achse 14 drehbar ist. Der Blattwinkel des Rotorblattes 10 kann um eine Blattwinkelverstellachse 16 verändert werden, indem Steuerbewegungen über eine Blattwin­ kelverstellstange 18 und ein Blattwinkelverstellhorn 20 auf das Rotorblatt 10 übertragen werden. Das Rotorblatt 10 ist an der Nabe 12 auf übliche Weise befestigt.

Das Rotorblatt 10 hat eine Vorderkante 22, eine Hinterkante 24, eine Blattsehne S zwischen der Vorderkante und der Hin­ terkante, eine Blattspitze 26, eine Blattwurzel 28 und ei­ nen Flügelprofilabschnitt 30 zwischen der Blattwurzel 28 und der Blattspitze 26 .

Das Rotorblatt 10 hat eine Blattdicke, d. h. eine Blattab­ messung zwischen seiner oberen Fläche 32 und seiner unteren Fläche 34, welche zwischen der Blattwurzel 28 und der Blattspitze 26 abnimmt und an der Blattspitze 26 sehr ge­ ring ist, so daß die Blattspitze eine maximale Torsions­ elastizität aufweist.

Während des Fluges kann sich das torsionselastische Rotor­ blatt 10 verdrehen, und zwar infolge von durch den Piloten hervorgerufenen Steuerkräften zur Veränderung des Blattwin­ kels oder infolge der am Rotorblatt angreifenden aerodyna­ mischen Belastung, welche durch Windböen, Strömungsbedin­ gungen und allgemeine Manövrierbewegungen bedingt ist. Als direkte Auswirkung dieser Einflüsse wird ein Auftriebsvek­ tor 36 hervorgerufen, der im geometrischen Ort 38 der Auftriebsmittelpunkte angreift, wie es in Fig. 2 darge­ stellt ist. Das Rotorblatt 10 ist so aufgebaut, daß an der Blattspitze 26 der geometrsche Ort 40 der Scherungsmittel­ punkte vor dem geometrischen Ort 38 der Auftriebsmittel­ punkte liegt und daß an der Blattwurzel 28 der geometrische Ort 40 der Scherungsmittelpunkte und der geometrische Ort 38 der Auftriebsmittelpunkte im wesentlichen zusammenfallen, wie es in Fig. 1 dargestellt ist. Die geometrischen Orte sind hier zwar als gerade Linien dargestellt, es könnten aber auch gekrümmte Linien oder Kurven sein. Es ist bekannt, daß die Lage dieser geometrischen Orte bei der Herstellung des Rotorblattes 10 beeinflußt werden kann.

Der Scherungsmittelpunkt an jeder Stelle längs der Spannwei­ te des Rotorblattes 10 ist der Punkt, wo die das Rotorblatt belastende Kraft angreifen kann, ohne eine Verdrehung des Rotorblattes hervorzurufen. Der Auftriebsmittelpunkt an je­ der Stelle längs der Spannweite des Rotorblattes 10 ist der Ort in Blattsehnenrichtung, wo der resultierende Vektor der aerodynamischen Auftriebskraft angreift.

Aus Fig. 2 ist zu erkennen, daß infolge des Abstands der geometrischen Orte 38 und 40 längs der Blattsehne S des Ro­ torblattes 10 die im geometrischen Ort 38 angreifende Auf­ triebskraft ein Blattverdrehmoment M um den geometrischen Ort 40 hervorrufen wird. Der Einfluß dieses Moments M ist an der Blattspitze 26 maximal, da an dieser Stelle das Ro­ torblatt 10 die maximale Torsionselastizität aufweist. Das Moment M wirkt bei positiver Auftriebskraft im Uhrzeiger­ sinn um den geometrischen Ort 40, so daß die Verdrehung des Rotorblattes 10 und dementsprechend der Anstellwinkel verringert wird, um das Rotorblatt in seine aerodynamische unverdrehte Lage zurückzubringen.

Das Moment M ist in Wirklichkeit ein aerodynamisches Feder­ moment, welches durch die relative Lage der geometrischen Orte 38 und 40 in bezug aufeinander hervorgerufen wird, und dient als Rückführkraft für die Blattspitze 26, wenn diese elastisch verdreht wird oder wenn durch den Piloten Steuer­ bewegungen zur Veränderung des Blattwinkels erzeugt werden. Wenn die geometrischen Orte 38 und 40 an der Blattspitze 26 nicht mit Abstand voneinander gemäß der Darstellung in Fig. 2 angeordnet wären, sondern zusammenfallen würden, wie es bei den älteren steifen Hubschrauberrotorblättern der Fall ist, so würden aufgrund von Windböen, Strömungsbedin­ gungen und Manövrierbewegungen am Rotorblatt 10 angreifende aerodynamische Kräfte möglicherweise wesentliche Verdrehun­ gen der Blattspitze 26 hervorrufen, wodurch kritische Strö­ mungsbedingungen, größerer Luftwiderstand und größere Steu­ erbelastungen sowie hohe Blattspannungen auftreten würden.

Das genannte rückführende aerodynamische Federmoment M (Fig. 2) wird erzeugt, ohne daß eine wesentliche Steuerbe­ lastung auf die Blattwinkelverstellvorrichtung ausgeübt wird, wenn die Blattwinkelverstellachse 16 längs der gesam­ ten Blattspannweite durch den geometrischen Ort 38 der Auf­ triebsmittelpunkte verläuft. In diesem Falle rufen die am Rotorblatt 10 angreifenden Auftriebskräfte kein Torsionsmo­ ment um die Blattwinkelverstellachse 16 hervor und bela­ sten das Rotorblatt 10 nicht im Sinne einer Blattwinkelver­ stellung, so daß auch keine Belastungen der Blattwinkelver­ stellvorrichtung auftreten.

Die Verwindung des Rotorblattes 10 ist vorzugsweise negativ und die negative Verwindung nimmt von der Blattwurzel 28 zur Blattspitze 26 zu, d. h. die maximale negative Verwindung befindet sich an der Blattspitze 26, um die Leistungsfähig­ keit während des Schwebefluges zu verbessern. Das könnte während des Vorwärtsfluges Schwierigkeiten verursachen, insbesondere bei Rotorblättern mit starker Verwindung, wenn während des Vorwärtsfluges mit kleinem Blattwinkel die Blattspitze 26 infolge der großen negativen Verwindung ei­ nen negativen Auftrieb erzeugen wüde, durch den kritische Strömungszustände an der Blattspitze 26 auftreten könnten. Dadurch würden große Steuerbelastungen verursacht, und durch die kritischen Strömungszustände würde der Luftwider­ stand vergrößert, was sich sehr nachteilig auf den Lei­ stungsbedarf auswirken würde. Diese Schwierigkeiten würden durch Luftwiderstandskräfte noch verstärkt, was im folgen­ den beschrieben wird. Mit Bezug auf Fig. 3 wird nun erläu­ tert, wie dieser Nachteil verringert wird. In Fig. 3 sind eine Schnittfläche 42 des Rotorblattes 10 in der Nähe der Blattwurzel 28 und eine Schnittfläche 46 des Rotorblattes in der Nähe der Blattspitze 26 dargestellt. Gemäß Fig. 3 befindet sich die Blattspitze 26 in ihrer negativen Auf­ triebsstellung, in der ein negativer Auftriebsvektor 44 am geometrischen Ort 38 angreift und ein Moment M′ im Gegenuhr­ zeigersinn um den geometrischen Ort 40 erzeugt, welches die Verdrehung des Rotorblattes 10 verringert und die Blattvor­ derkante 22 zur Verringerung des negativen Anstellwinkels α′ nach oben verstellt, um den kritischen Zustand an der Blattspitze zu beseitigen oder zu mildern, der durch den großen negativen Anstellwinkel α′ in Fig. 3 bedingt ist.

Es ist dementsprechend ersichtlich, daß durch die maximale negative Verwindung an der Blattspitze 26 die Gefahr kri­ tischer Strömungsbedingungen an dem vorlaufenden Rotorblatt 10 beseitigt oder herabgesetzt wird.

Außer der vorteilhaften Betriebsweise des hier beschriebe­ nen torsionselastischen Rotorblattes 10 zur Verhinderung von kritischen Strömungsbedingungen an der Blattspitze 26 ist das Rotorblatt auch noch gekennzeichnet durch einen vorteilhaften Betrieb hinsichtlich des Luftwiderstands, was im folgenden näher beschrieben wird. Gemäß Fig. 2 greift infolge der großen negativen Verwindung der Blatt­ spitze 26 und des dadurch bedingten großen negativen An­ stellwinkels α′ eine wesentliche Luftwiderstandskraft D an der Blattspitze 26 in dem geometrischen Ort 38 an. Durch die große negative Verwindung an der Blattspitze 26 wird die Blattspitze nach unten gedrückt und verstellt sich nach unten unter die dargestellte Schnittfläche 42 an der Blatt­ wurzel 28, so daß der geometrische Ort 38 an der Blatt­ spitze 26 um die Strecke A unterhalb des geometrischen Orts 38 an der Schnittfläche 42 zu liegen kommt. Dadurch ergibt sich ein im Uhrzeigersinn wirkendes Moment entsprechend dem Produkt aus der Kraft D und der Strecke A, welches an der Blattspitze 26 angreift, um die negative Verwindung der Blattspitze weiter zu verstärken infolge der in Abstand von einander liegenden geometrischen Orte 38 und 40 an der Blattspitze. Dadurch wird das Rückstellmoment infolge des Luftwiderstandsmoments vergrößert, was zu einer Herabset­ zung oder Vermeidung der Auswirkungen des Luftwiderstands und des kritischen Strömungszustandes und ihrer nachteili­ gen Einflüsse auf die Blattwinkelsteuervorrichtung und die Leistungsfähigkeit führt.

Beim Entwurf eines Hubschrauberrotorblattes sind üblicher­ weise Kompromisse erforderlich infolge der unterschiedli­ chen Anforderungen an das Rotorblatt für den Schwebeflug und den Vorwärtsflug. Ein Beispiel für einen solchen Kom­ promiß liegt z. B. darin, daß aus aerodynamischen Gründen eine größere Verwindung des Rotorblattes 10 erforderlich ist als für einen optimalen Vorwärtsflug nötig wäre, damit optimale Schwebeflugbedingungen erreicht werden. Die Ver­ windung für den Schwebeflug wird üblicherweise bei der Her­ stellung des Rotorblattes 10 in dieses eingebaut. Diese Verwindung wird somit als Einbauverwindung bezeichnet. Bei dem hier beschriebenen Rotorblatt 10 mit der gegenseitigen Versetzung der geometrischen Orte 38 und 40 kann die Ein­ bauverwindung sehr wesentlich herabgesetzt werden, da beim Schwebeflug die aerodynamisch hervorgerufene Verwindung in­ folge der gegeneinander versetzten geometrischen Orte 38 und 40 sich zhu der Einbauverwindung addiert, wodurch man die gewünschte Gesamtverwindung erhält.

Weiter gestattet die größere Torsionsstabilität des Rotor­ blattes 10 infolge der beschriebenen Anordnung der geome­ trischen Orte 38 und 40 eine bestimmte Verlagerung der Blattwinkelverstellachse 16, damit Belastungen der Blatt­ winkelverstellvorrichtung od. dgl. unter bestimmten Bedin­ gungen herabgesetzt werden können.

Bevorzugt beträgt der Abstand zwischen den geometrischen Orten 38 und 40 längs der Blattsehne S an der Blattspitze 26 etwa 5% der Blattsehne S und vermindert sich dann ste­ tig bis zur Blattwurzel 28, wo die geometrischen Orte 38 und 40 zusammenfallen.

Claims (3)

1. Hubschrauberrotorblatt mit einem Flügelprofilabschnitt (30) zwischen Blattwurzel (28) und Blattspitze (26), wobei die Blattspitze (26) torsionselastisch und die Blattwurzel (28) im wesentlichen torsionssteif ist, dadurch gekennzeichnet, daß das Rotorblatt (10) eine von der Blattwurzel (28) zur Blattspitze (26) zunehmende und an der Blattspitze maximale negative Verwindung auf­ weist und wobei einerseits an der Blattwurzel (28) der geo­ metrische Ort (40) der Scherungsmittelpunkte und der geo­ metrische Ort (38) der Auftriebsmittelpunkte im wesentlichen zusammenfallen und andererseits an der Blattspitze (26) der geometrische Ort (40) der Scherungsmittelpunkte vor dem geo­ metrischen Ort (38) der Auftriebsmittelpunkte liegt.

2. Hubschrauberrotorblatt nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß an der Blattspitze (26) der geometrische Ort (40) der Scherungsmittelpunkte um etwa 5% der Blattsehne (S) vor dem geometrischen Ort (38) der Auftriebsmittelpunkte liegt.

3. Hubschrauberrotorblatt nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Blattwinkelverstellachse (16) im we­ sentlichen über der gesamten Blattspannweite mit dem geome­ trischen Ort (38) der Auftriebsmittelpunkte zusammenfällt.