DE2711507C2 - - Google Patents
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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.
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