DE2849171A1

DE2849171A1 - Hubschrauber-gegendrehmomentsystem mit zirkulationskontrolle

Info

Publication number: DE2849171A1
Application number: DE19782849171
Authority: DE
Inventors: Andrew Hance Logan; Richard Edward Moore
Original assignee: Summa Corp
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1977-12-21
Filing date: 1978-11-13
Publication date: 1979-06-28
Also published as: GB2012223B; FR2412462A1; DE2849171C2; JPS54100098A; DE2857901A1; IT7831058A0; FR2412462B1; GB2012223A; IT1101191B; US4200252A

Description

Die Erfindung betrifft Hubschrauber und insbesondere ein Gegenarelimomentsystem als Ersatz für den herkömmlichen Heckrotor.

Die Vorteile der ISi ichtver Wendung des herkömmlichen Heckrotors eines Hubschraubers sind seit langem bekannt. Der wichtigste Vorteil ist die erhöhte Sicherheit insbesondere für das Bodenpersonal. Beim Heckrotor bestehen ferner Zuverlässigkeits- und Wartungsprobleme wegen der Notwendigkeit der Verwendung mehrerer winkelrechter Getriebe, Lager und Wellen für hohe Drehzahlen. Bei Militär-Hubschraubern ist der Heckrotor ballistisch verletzbar insofern, als ein direkter Schlag gegen den Heckrotor einen plötzlichen und vollständigen Verlust der Gegendrehmoment-

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kraft und der Gierrollkontrolle mit katastrophalen Folgen verursachen kann.

Die Erfindung ist als Ersatz für den Heckrotor gedacht und die Arbeitsweise beruht auf dem Prinzip der Zirkulationskontrolle. Die Zirkulationskontrolle ist ein subtiles aerodynamisches Phänomen, bei welchem die Gesamtströmung (bulk flow) um einen Körper herum durch eine Luftschicht umgelenkt wird, die tangential zur Körperoberfläche zum Austreten gebracht wird. Die Umlenkung der Massenströmung (bulk flow) hat eine Körperkraft in der zur Umlenkung entgegengesetzten Richtung zur Folge. Eine erfolgreiche Krafterzeugung durch Zirkulationskontrolle hängt von vielen Parametern einschließlich der Stärke des tangentialen Strahls mit bezug auf die Massenströmung, ihre Lage und Richtung und ihre Dicke ab. Das Phänomen ist ähnlich dem, durch welches ein Baseball dazu veranlaßt wird, einer gekrümmten Bahn zu folgen.

In der US-Patentschrift 3 059 877 vom 23.10.1962 ist ein Hubschrauber-Gegendrehmomentsystem gezeigt, bei welchem das Prinzip der Zirkulationskontrolle verwendet wird. Diese Patentschrift beschreibt, wie das Abgas von dem Haupttriebwerk nach rückwärts durch einen Kanal zu einer Kammer im Heckabschnitt des Rumpfes geleitet werden kann, aus welchem es durch sich in der Längsrichtung erstreckende Schlitze ausströmen kann, die im Abwind des Hauptrotors angeordnet sind.

Es ist bekannt, daß bei hohen Fluggeschwindigkeiten der Abwind des Hauptrotors nicht um den Heckabschnitt des Rumpfes herumströmt. Der Rumpf bewegt sich aus dem Wege, bevor der Abwind ihn erreichen kann, und mit bezug auf den Rumpf hat der Abwind eine große horizontale Geschwindigkeitskomponente. Daher kann man sich nicht darauf

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verlassen, durch die Zirkulationskontrolltechnik Gegendrehmomentskräfte bei hohen Fluggeschwindigkeiten zu erhalten.

Diese Beschränkung der Zirkulationskontrolltechnik kann bis zu einem gewissen Grade durch die Verwendung einer zusätzlichen Einrichtung zur Erzeugung von Gegendrehmomentskräften bei hohen Fluggeschwindigkeiten überwunden werden. Eine solche Einrichtung könnte durch aerodynamische Trimmflächen oder Gegendruckstrahlen gebildet werden.

Ein Luftstrahl, der aus dem Heck des Hubschraubers in einer seitlichen Richtung austritt, wurde lang als gangbarer Weg zur Erzeugung von Gegendrehmomentkräften betrachtet. Dieser Weg wurde beispielsweise in den folgenden US-Patentschriften beschrieben: 2 433 251 Whiting (1947); 2 486 272 Gazda (1949); 2 503 172 Pullin (1950); 2 518 Lee (1950); 3 036 068 Spearman (1962); und 3 510 087 Strickland (1970).

Ein Hubschrauber-Gegendrehmomentsystem, das Zirkulationskontrolle mit einem Gegendruckstrahl (reaction jet) kombiniert, ist in der US-Patentschrift 3 807 662 von Velazquez (1-974) offenbart. Nach dieser Patentschrift wird ein vom Hauptrotor angetriebenes axiales Turboverdichtergebläse und ein Diffusor verwendet, um Luft von hoher Geschwindigkeit einer Düse von veränderlicher Geometrie am Ende eines erweiterten Kanals zuzuführen, der sich durch den Leitwerksträger erstreckt. Eine Staffelung drehbarer Blätter, die im Leitwerksträger an seinem Ende angeordnet sind, ermöglicht die Erzeugung entweder einer Gegendrehmomentkraft oder eines Vorwärtsantriebsschubes wahlweise oder beides. Zusätzlich zu der bekannten Luftstrahltechnik, wird nach der letztgenannten Patentschrift das

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Zirkulationskontrollprinzip in der Pieise angewendet, daß Sirkulationsschlitze vorgesehen werden, die sich in der Längsrichtung entlang des Leitwerkträgers innerhalb des Bereichs maximaler Geschwindigkeit des Abwindes der Hauptrotorblätter erstrecken. Ein Teil der Hochdruckluft, die durch das Verdichtergebläse erzeugt wird, wird durch die Schlitze tangential zur Oberfläche des Leitwerkträgers abgeleitet, um ein Gegendrehmoment nach der in der US-Patentschrift 2 518 697 beschriebenen Art zu erzeugen. Die Schlitze sind mit sich automatisch schliessenden Lippen versehen, jedoch ist die Art des automatischen Schließmechanismus nicht offenbart.

Zur Zät der Arbeit von Velazquez (US- Patentschrift 3 307 662) wurde allgemein angenommen, daß wirksame Zirkulationskontrollkräfte nur erhalten werden können, wenn die Luft mit Geschwindigkeiten, die der Schallgeschwindigkeit angenähert sind, durch extrem schmale Schlitze von der Größenordnung von 0,5 mm zum Austreten gebracht wird. Die Erzeugung der Luftströmung von sehr hoher Geschwindigkeit, die dann als notwendig erachtet wurde, war sehr unwirksam und eine Leistungsverschwendung. Ausserdem bestand die Möglichkeit, daß die extrem schmalen Schlitze verstopft werden oder sich ihre kritischen Abmessungen verändern können.

In seiner Patentschrift gibt Velazquez an, daß seine Erfindung die Verwendung eines iiberschallgebläses von hohem Druckverhältnis/ wie es gewöhnlich in modernen Turbofan-Motoren verwendet wird, vorsieht. Daß Velazquez die Verwendung eines Luftstroms von hoher Geschwindigkeit beabsichtigte, der durch die Zirkulationskontrollschlitze austritt/ wird ferner durch seine Verwendung eines Diffusors in Verbindung mit dem Hochdruckverhältnis-tiberschall-

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gebläse erwiesen.

Ferner eignen sich die Blätter, die Velazquez am Heck vorsieht, zum Erzeugen sowohl eines Vorwärtsschubes als auch von Gegendrehmomentkräften, so daß sie bei der Erzeugung der Gegendrehmomentkräfte weniger wirksam sind als wenn sie allein für diesen Zweck gebaut worden wären. Daher ist, obwohl Velazquez die Schubvorrichtung mit der Zirkulationskontrolle kombiniert, sein Gegendrehmomentsystem sehr unwirksam, da es auf dem bestehenden Verständnis basierte, daß eine wirksame Zirkulation nur durch die Verwendung eines Austritts von sehr hoher Geschwindigkeit durch einen extrem schmalen Schlitz erhalten v/erden könnte.

Die vorerwähnten Mängel, die bei den bisherigen Vorschlägen zur Zirkulationskontrolle bestehen, sind durch die Erfindung weitgehend überwunden worden. Erfindungsgemäß liefert die Zirkulationskontrolle den Hauptteil der Gegendrehmomantkraft beim Schweben, wobei der Heckstrahl die zusätzliche Trimm-Gegendrehmomentkraft sowie die Manövrierkraft liefert. Die Erfindung beruht auf der Entdeckung, daß wirksame Zirkulationskontrollkräfte durch die Verwendung von Schlitzen erzeugt werden können, die zehnmal breiter als diejenigen sind, welche bei den bekannten Systemen verwendet werden. Dementsprechend betragen die erfindungsgemäß verwendeten Austrittsgeschwindigkeiten nur ein Viertel oder ein Fünftel der bisher verwendeten. Da die erforderliche Leistung sich etwa mit der dritten Potenz der Austrittsgeschwindigkeit verändert, läßt sich erkennen, daß das erfindungsgemäße Zirkulationskontrollsystem nur einen kleinen Bruchteil der Leistung erfordert, die bei den bekannten Zirkulationskontrollsystemen notwendig ist.

Bei einer typischen Anwendung ist das erfindungsgemäße

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Zirkulationskontrollsystem so wirksam, daß es hinsichtlich des Gewichts vorteilhaft ist, den herkömmlichen Heckrotor mit dem erfindungsgemäßen Zirkulationskontrollsystem zu ersetzen.

Da ein Gebläse von verhältnismässig niedrigem Druckverhältnis verwendet wird, die Luftströmung zu erzeugen, besteht kein Bedarf für einen Diffusor, wie er bei den bisher verwendeten Gebläsen von hoher Geschwindigkeit und hohem Druckverhältnis notwendig war. Das erfindungsgemäße Zirkulationskontrollsystem verwendet Luftaustrittsgeschwindigkeiten, die gewöhnlich im Bereich von 30 bis 120 m je Sekunde liegen, im Gegensatz zu den bei den bekannten Systemen verwendeten Schallgeschwindigkeiten.

Bei einer typischen Anwendung liegt die Breite der erfindungsgemäß verwendeten Schlitze im Bereich von 4-20 mm im Gegensatz zu dem 0,5 mm breiten Schlitz, wie er bei den bekannten Systemen verwendet wird. Die genaue Breite des Schlitzes ist daher erfindungsgemäß viel weniger kritisch und die Möglichkeit seiner Verstopfung mit Fremdkörpern ist wirksam ausgeschaltet.

Erfindungsgemäß wird die am Ende des Leitwerksträgers angeordnete Gegendruckdüse ausschließlich für die Erzeugung von Gegendrehmomentkräften verwendet und nicht für Vorwärtsschub. Es ist daher nicht notwendig, einen Mechanismus zum Drehen der Blätter vorzusehen, wie dies bei den bekannten Systemen erforderlich ist. Erfindungsgemäß wird das durch die Düse im Heck erzeugte Drehmoment durch Drosseln des Austrittsquerschnitts geregelt.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird ein einziger Schlitz im Leitwerksträger verwendet, der um 140° um die Achse von der oberen vertikalen Mittellinie

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aus herum angeordnet ist. Bei dieser Ausführungsform beträgt der mittlere Triebkraftkoeffizient etwa O,4 und das Verhältnis der Strahlgeschwindigkeit zur maximalen Rotorabwindgeschwindigkeit etwa 3,5. Ein Schlitz mit einer Breite von etwa 6 mm wird bei einer Austrittsgeschwindigkeit von etwa 69 m je Sekunde verwendet. Diese Ausführungsform scheint für einen bestehenden Hubschrauber optimal zu sein, wobei jedoch zu beachten ist, daß andere Ausführungsformen der Erfindung für andere Hubschrauber optimal sein würden.

Durch die Erfindung ist das Zirkulationskontroll-Gegendrehmomentsystem wettbewerbsfähig mit dem in herkömmlichen Hubschraubern verwendeten Heckrotor auf einer Pfund-für-Pfund-Basis geworden. Der Heckrotor kann daher ohne Nachteile hinsichtlich des Gewichts oder zusätzlicher Leistungsanforderungen ersetzt werden.

Im folgenden wird die Erfindung anhand einer bevorzugten Ausführungsform in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen näher erläutert und zwar zeigen:

Fig. 1 eine Seitenansicht im Aufriß eines Hubschraubers mit dem erfindungsgemäßen Gegendrehmomentsystem;

Fig. la eine Teilansicht von der Seite und im Aufriß, welche die linke Seite des Heckteils des Rumpfes des Hubschraubers zeigt;

Fig. 2 eine Schnittansicht des Rumpfes nach der Linie 2-2 in Fig. 1 in schematischer Darstellung, welche die Wirkung der linearen Düse auf die Strömung des Abwindes um den Rumpf herum zeigt;

Fig. 3 eine Schnittansicht des Heckteils des Rumpfes

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nach der Linie 3-3 in Fig. 1, welche die stationären Flügel zeigt, die verwendet werden, um eine seitliche Luftströmung bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung zu erzeugen und

Fig. 4 eine schaubildliche Ansicht in schematischer Darstellung der Drossel und ihres Regelsystems, wie sie bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung zur Regelung des Luftaustritts aus der Schubvorrichtung im Heckteil des Rumpfes verwendet werden.

In den Zeichnungen, in welchen gleiche Teile mit gleichen Bezügsziffern bezeichnet sind, ist in Fig. 1 ein Hubschrauber 12 von der Art gezeigt, bei welcher die Erfindung verwendet wird. Der Hubschrauber 12 besitzt einen Hauptrotor 14, der sich im Gegenzeigersinn um eine Achse durch seine Mitte 16, von oben gesehen, dreht, unter dem Hauptrotor 14 ist ein allgemein mit 18 bezeichneter Rumpf aufgehängt. Der Rumpf 18 umfaßt eine Kabine 20, in welcher der Pilot sitzt, und ferner einen langgestreckten Teil 22, der sich von unterhalb der Mitte 16 des Hauptrotors nach rückwärts zu einem Heckende 24 des Rumpfes erstreckt. Der langgestreckte Teil 22 des Rumpfes erstreckt sich innerhalb des Bereiches, durch welchen der Abwind 26 hindurchtritt, wenn der Hubschrauber sich im Schwebeflug befindet, wie sich aus Fig. 2 ergibt. Der Rumpf 22 enthält ferner das Haupttriebwerk 28 und ein Getriebe 30. Erfindungsgemäß enthält der Rumpf ausserdem ein Unterschall-Niederdruckverhältnisgebläse 32. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird das Gebläse 32 durch das Getriebe 30 angetrieben, das seinerseits durch das Haupttriebwerk 28 angetrieben wird. Bei anderen Ausführungsformen kann das Gebläse 32 durch sein eigenes gesondertes

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Triebwerk angetrieben v/erden.

Wie nachfolgend näher beschrieben wird, hat das Gebläse 32 die Aufgabe, Luft in eine Kammer innerhalb des Heckteils des Rumpfes 22 zu blasen, so daß in dieser Kammer ein überdruck aufrechterhalten wird. Die Kammer dient
als Druckmittelquelle und wird dazu verwendet, Druckluft zum Austritt durch die lineare Düse bzw. den
Schlitz 34 sowie durch die Schubvorrichtung 36 am Heckende 24 des Rumpfes 22 zuzuführen. Wie in Fig. 1 und la gezeigt, ist die Schubvorrichtung 36 bei einer bevorzugten Ausfuhrungsform so vorgesehen, daß Luft in einer seitlichen Richtung von beiden Seiten des Rumpfes wahlweise (bei einer bevorzugten Ausführungsform) austritt. Bei
dieser Ausführungsform befindet sich, wie nachfolgend
näher beschrieben wird, der Hauptaustritt aus der Schubvorrichtung normalerweise auf derjenigen Seite des Rumpfes, die der Seite entgegengesetzt ist, auf welcher die lineare Düse 34 angeordnet ist, so daß der Rückdruck, der durch die Schubvorrichtung 36 erzeugt wird, und die durch die lineare Düse 34 erzeugte Kraft in Kombination die Neigung des Rumpfes überwinden, sich, von oben gesehen, im Uhrzeigersinn zu drehen. Daher ist der Austrittsquerschnitt der Schubvorrichtung, die auf der linken Seite des Hubschraubers vorgesehen ist, normalerweise größer als der Austrittsquerschnitt auf der rechten Seite des Hubschraubers. Der Austrittsquerschnitt auf der rechten Seite des Hubschraubers wird hauptsächlich verwendet, wenn sich
der Hauptrotor 14 im Freilauf befindet, in welchem Falle der Rumpf eine gewisse Neigung hat, sich, von oben gesehen, im Gegenzeigersinn zu drehen.

Wie in Fig. 2 gezeigt, erzeugt der Hauptrotor 14 einen
Abwind 26, der normalerweise um die Seiten des Rumpfes
22 herum nach unten strömt und sich unterhalb des Rumpfes

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wieder vereinigt, wie angegeben. Der Schlitz 34 ist so gerichtet, daß eine dünne Schicht 35 von sich bewegender Luft im wesentlichen tangential zum Rumpf 22 austritt, wie in Fig. 2 gezeigt. Da sich die austretende Luftschicht schneller als der Abwind bewegt, wird auf der rechten Seite des Rumpfes ein geringerer Druck als auf der linken Seite des Rumpfes infolge des Bernoulli-Effektes ausgeübt. Daher wird eine Kraft 38 auf den Rumpf ausgeübt, welche das Bestreben hat, diesen nach rechts zu schieben, wie in Fig. 2 gezeigt, wodurch wiederum der Neigung des Rumpfes entgegengewirkt wird, sich im Uhrzeigersinn, von oben gesehen, zu drehen. Bei einer bevorzugten Ausführungsform ist der Schlitz etwa 140° um den Rumpf von seiner Oberseite herum angeordnet, wie in Fig. 2 gezeigt.

Es wurde experimentell festgestellt, daß Winkel zwischen 70 und 160 vorzuziehen sind.

Die Stärke der Ausströmung durch den Schlitz läßt sich durch die Schlitzbreite, die Ausströmgeschwindigkeit und durch die Dichte des ausströmenden Fluids bestimmen. Es ist zweckmässig, die Stärke der Ausströmung durch eine einzige Zahl auszudrücken, die als Triebkraftkoeffizient (momentum coefficient) bezeichnet wird. Der Vorteil der Beschreibung der Ausströmung durch den Triebkraftkosffizienten besteht darin, daß experimentelle Ergebnisse von Schiff zu Schiff skaliert werden können. Dies bedeutet, daß die gleiche Wirkung bei kleinen Hubschraubern und großen Hubschraubern erzielt wird, vorausgesetzt, daß in jedem Falle der Triebkraftkoeffizient der gleiche ist.

In der vorliegenden Beschreibung wird der Triebkraftkoeffizient wie folgt definiert:

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Triebkraftkoeffizient =

/pichte des Strahls\ /Ausströmgeschwindigkeit^ / Schlitzbreite \ \ Luftdichte J (Abwindgeschwindigkeit J I Rumpfdurchmesser)

Es wurde experimentell festgestellt, daß brauchbare Werte des Triebkraftkoeffizienten im Bereich von etwa 0,2 bis 0,8 liegen, wobei das Optimum bei etwa 0,4 liegt.

Solche Werte des Triebkraftkoeffizienten sind für einen erfolgreichen Betrieb des Sirkulationskontrolle-Gegendrehmomentsystems erforderlich und natürlich können solche Werte durch eine unendliche Zahl von Kombinationen von Schlitzbreiten und Ausströmgeschwindigkeiten erhalten werden. Wie vorangehend beschrieben, wurden bei den bekannten Systemen extrem schmale Schlitze und extrem hohe Ausströmgeschwindigkeiten verwendet - eine Kombination, die für den Betrieb ungeheure Leistung erfordert. Die erforderliche Leistung verändert sich etwa mit der dritten Potenz der Ausströmgeschwindigkeit.

Die Verlockung zur Anwendung der Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß weniger Leistung erforderlich sein würde, wenn die Ausströmgeschwindigkeit herabgesetzt werden könnte. Dies zu tun und trotzdem einen ausreichenden Triebkraftkoeffizienten aufrecht zu erhalten, erfordert die Verwendung eines beträchtlich breiteren Schlitzes, als es bisher für machbar gehalten wurde. Die Erfindung beruht auf der Entdeckung, daß in der Tat ein viel breiterer Schlitz verwendet werden kann. Erfindungsgemäß werden Schlitzbreiten im Bereich von 4,0 bis 20,0 mm in Verbindung mit Ausströmgeschwindigkeiten

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zwischen dem 2,5 und 4,5-fachen der Rotorabwindgeschwindigkeit, d.h. in typischen Anwendungsfällen von 30 bis 120 m je Sekunde verwendet. Dies steht im krassen Gegensatz zu Schlitzbreiten von der Größenordnung von 0,5 mm und Ausströmgeschxvindigkeiten von der Größenordnung von 300 m je Sekunde, wie sie bei früheren Zirkulationskontrollgeschwindigkeiten verwendet wurden. Das erfindungsgemäße System erfordert daher weniger als 33 % der Leistung, die bei einem typischen bekannten System notwendig ist. Dieser auffallende Unterschied in der erforderlichen Leistung reicht aus, daß das erfindungsgemäße System mit den herkömmlichen Heckrotoren auf einer Pfundfür Pfund, PS-für-PS-Basis konkurrieren kann.

Wenn sich der Hubschrauber im Schwebeflug befindet, ist der Abwind vom Hauptrotor 14 vorherrschend nach unten unter den Hauptrotor gerichtet. Daher wird die lineare Düse 34 längs des Rumpfes an einer Stelle angeordnet, die normalerweise im empfindlichsten Teil des Abwindes liegt, wenn sich der Hubschrauber im Schwebeflug befindet. Eine abweichende Situation liegt jedoch vor, wenn sich der Hubschrauber bewegt, besonders bei hohen Geschwindigkeiten. Bei hohen Geschwindigkeiten kann die horizontale Geschwindigkeitskomponente des Abwindes die vertikale Geschwindigkeitskomponente überschreiten. Als Folge hiervon ist es, wenn sich der Hubschrauber durch die Luft bewegt, ohne weiteres möglich, daß der Abwind die lineare Düse nicht passieren kann. Dies ist ebenfalls der Fall, wenn der Hubschrauber niedergeht, besonders wenn sich der Hauptrotor 14 während des Wiedergangs im Freilauf befindet. Unter solchen Bedingungen wird die Wirksamkeit des Zirkulationskontrollsystems stark verringert oder ausgeschaltet, und wenn das Gegendrehmomentsystem verwendbar sein soll, sowohl bei hohen Fluggeschwindigkeiten als auch bei niedrigen Fluggeschwindig-

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keiten, iauß eine zusätzliche Hinrichtung zur Erzeugung von Gegendrehmomentkräften vorgesehen werden. Drfindungsgemäß ist dia zusätzliche !Hinrichtung zur Erzeugung von Gegendrehraomentkräften die Schubvorrichtung 36, die in der Nähe des Heckendes des Rumpfes angeordnet ist.

Fig. 3 ist eine Schnittansicht mit Blbkrichtung nach unten auf den Hsckabschnitt des Rumpfes 22. Die Luft aus dem Gebläse 32 wird in die Kammer 40 geblasen, wie durch die Pfeile 42 angegeben. Die Kammer 40 ist mit einer Anzahl stationärer Flügel 44 versehen, welche wirksam die Luftströmung aus ihrer Rückwärtsrichtung zu einer seitlichen Richtung umlenken, so daß sie durch die öffnungen 46, 48 auf der linken bzw. rechten Seite des Rumpfes 22 ausströmt.

Die Äussenflache 50 der Kammer hat, wie dnFig. 3 gezeigt, bei einer bevorzugten Ausführungsform im wesentlichen die Form eines Kegelstumpfes. Bei anderen Ausführungsformen kann die Kammer eine zylindrische Gestalt haben.

Wie sich am besten aus Fig. 4 ergibt, wird die Luftströmung durch die Öffnungen 46, 48 durch das Drosselorgan 52 geregelt.

Bei der bevorzugten Ausführungsform hat das Drosselorgan 52 die Form einer/conischen Hülse, die eng der Form der konischen Aussenflache 50 der Kammer 40 angepaßt ist. Das· Drosselorgan 52 ist mit Öffnungen 54 versehen, die in verschiedene überdeckungsgrade mit den öffnungen 46, 48 der Kammer 40 gebracht werden, um die seitliche Luftausströmung zu regeln. Wie in Fig. 4 gezeigt, erfolgt die Drehung des hülsenartigen Drosselorgans 52 mit Hilfe von Kabeln 56, 58, welche durch ein Pedal 60 betätigt werden, das in der Kabine 20 des Hubschraubers 12 angeordnet ist.

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Der Regelmechanismus für das Drosselorgan umfaßt das Pedal 60, das um eine Achse 62 schwenkbar ist, um die Zahnräder 64 und 66 zu drehen. Das Zahnrad 66 ist durch eine Welle 68 mit einer Scheibe 70 verbunden, auf welche die Kabel 56, 58 auf bzw. abgewickelt werden. Der Regelmechanismus ermöglicht das Drehen des Drosselorgans 52 mit bezug auf die Öffnungen 46 und 48 aus einer Stellung, in welcher alle Luft auf der einen Seite des Rumpfes ausströmt, zu einer Stellung, in welcher alle Luft auf der anderen Seite des Rumpfes ausströmt.

Unter den meisten Flugbedingungen wird der grössere Teil der Gegendrehmomentkraft durch den Zirkulationskontrolleffekt geliefert, der durch die lineare Düse 34 erzeugt wird. Der Zirkulationskontrolleffekt wird durch die Schubvorrichtung erhöht, wenn Flugbedingungen dies erfordern, und von der Kabine aus kann sowohl der Betrag als auch die Richtung der Schubvorrichtungs-Gegenkraft geregelt werden.

Im Vorangehenden wurde daher ein Hubschrauber-Gegendrehmomentsystem beschrieben, das eine lineare Düse von beträchtlich grösserer Breite aufweist als diejenige, die bei den bekannten Zirkulationskontrollvorrichtungen verwendet wird und durch ein Unterschall-Niederdruckverhältnis-Gebläse geliefert und zur Verwendung beim Flug mit hoher Geschwindigkeit durch eine direkte Schubvorrichtung verstärkt wird. Anders wie die bekannten Zirkulationskontrollsysteme ist das vorliegende System hinsichtlich seiner Leistungsausnutzung hochwirksam und erfordert wenig zusätzliches Gewicht. Das erfindungsgemäße System ist ausreichend leicht und verbraucht so wenig Leistung, daß es mit dem herkömmlich verwendeten Heckrotor direkt konkurrenzfähig ist. Das erfindungs-

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gemäße Gegendrehmomentsystem kann die gleiche Funktion wie der Heckrotor unter dem gleichen weiten Bereich von Flugbedingungen erfüllen bei vergleichbarem Gewicht und vergleichbarer Leistung.

Die Erfindung ist natürlich nicht auf die dargestellte und beschriebene bevorzugte Ausführungsform beschränkt, sondern kann innerhalb ihres Rahmens verschiedene Abänderungen erfahren.

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Claims

PATENTANWÄLTE Dr. Ing. E. Liebau LIEBAU & LIEBAU Dipl. Ing. G. Liebau Patentanwalt (1935 -1975) Patentanwalt Birkenstrasse 39 e · D-8900 Augsburg 22 Patentanwälte Lfebau & Liebau - a · D-8900 Augsburg 22 Telefon (08 21) 6 8 · Cables: elpatent augsburg Birkenstrasse 39 96 09 6 Ihr Zeichen, your/votre ref. Summa Corporation unser zeichen: „ ln riK our/notre ref. 1^ J·*-' ° ' -~ South Spencer Las Vegas, Nevada 89109/USA Datum: 1j?.11.1973 date Ansprüche :

1. Gegendrehmomentsystem zur Verwendung in einem Hubschrauber mit einem Rumpf, der in einer Längsrichtung langgestreckt ist, unter dem Hauptrotor aufgehängt ist und sich von der Mitte des Hauptrotors durch den Rotorabwind hindurch zu einem Heckende erstreckt, welches Gegendrehmomentsystem bei hohen Fluggeschwindigkeiten verwendbar ist, gekennzeichnet durch eine lineare Düse (34), die sich im wesentlichen in der Längsrichtung entlang des Rumpfes (18) auf der einen Seite desselben erstreckt und so gerichtet ist, daß eine Fluidschicht (35) im wesentlichen tangential zum Rumpf und nach unten um diesen herum ausströmt; eine Fluidquelle, die mit der erwähnten linearen Düse in Verbindung steht, um dieser Fluid unter einem ausreichenden Druck zuzuführen, so daß eine Fluidströmung durch die lineare Düse erzeugt wird, der sich durch einen Triebkraftkoeffizienten zwischen 0,2 und 0,8, eine Strömungsgeschwindigkeit zwischen dem 2,5 und 4,5-fachen der Geschwindigkeit des Rotorabwindes unterscheidet, und

eine Schubvorrichtung (36), die in der Nähe des Heckendes des Rumpfes (22) angeordnet ist, mit der erwähnten

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Bankverbindung: Postscheckamt München, Konto 86510-809. BLZ 700100 80 · Deutsche Bank AG Augsburg, Konto 08/34192, BLZ 720 70001

Fluidquelle zur Aufnahme von Fluid aus dieser in Verbindung steht und so gerichtet ist, daß Fluid seitlich von derjenigen Seite des Rumpfes ausströmt, die der Seite entgegengesetzt ist,auf welcher sich die lineare Düse befindet, so daß eine Gegendrehmoment-Roaktionskraft erzeugt wird, wenn die Flugbedingungen die lineare Düse für diesen Zweck unwirksam machen.

2. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidquelle eine Kammer (40) innerhalb des Rumpfes (22) ist und ein Unterschall-Miederdruckverhältnis-Gebläse (32) vorgesehen ist, das mit bezug auf die erwähnte Kammer so gerichtet ist, daß Luft in diese geblasen und ein überdruck innerhalb der Kammer aufrechterhalten wird.

3. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kammer (40) ferner eine Oberfläche (44) aufweist, die mit einer öffnung versehen ist, welche längs einer Seite des Rumpfes angeordnet ist, und ferner ein Drosselorgan (52) vorgesehen ist, das flächig ist und sich im wesentlichen in Kontakt mit der erwähnten Oberfläche befindet und wahlweise über diese Fläche beweglich ist, um die erwähnte öffnung bis zu einem gewissen Grade zu verschließen.

4. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch einen Regelmechanismus (60), der in der Kabine des Hubschraubers angeordnet und mit dem Drosselorgan (52) so verbunden ist, daß die Stellung der Drossel auf der erwähnten Oberfläche (50) durch die Stellung

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des Regelmechanismus bestimmt wird, so daß der Verschlußgrad von der Kabine aus geregelt werden kann.

5. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnte Oberfläche (50) die Form eines Teils eines Kegels hat, dessen Achse sich im wesentliehen mit der Längsrichtung des Rumpfes (22) in Ausfluchtung befindet, wobei das Drosselorgan eine Hülse (52) ist, welche im wesentlichen der Form der erwähnten Oberfläche angepaßt ist und eine öffnung aufweist sowie zur Drehung um die erwähnte Achse angeordnet ist, so daß die öffnung der Hülse die öffnung der Fläche (50) bis zu einem gewählten Grade überlappt.

Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die erwähnte Fläche (50) die Form eines Teils eines Zylinders hat, dessen Achse sich im wesentlichen mit der Längsrichtung des Rumpfes (22) in Ausfluchtung befindet, und das Drosselorgan eine Hülse (52) ist, die im wesentlichen der Form der erwähnten Oberfläche angepaßt ist, eine Öffnung aufweist und zur Drehung um die erwähnte Achse angeordnet ist, so daß die erwähnte öffnung die öffnung der Fläche bis zu einem gewählten Grad überlappt.

7. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die lineare Hülse (34) längs des Rumpfes (22) in einem Bereich angeordnet ist, der sich zumindest teilweise innerhalb des Rotorabwindes befindet, wenn sich der Hubschrauber im Schwebeflug befindet.

8. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 1, dadurch gekenn-

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zeichnet, daß der Rumpf (22) einen im wesentlichen runden Querschnitt quer zur Längsrichtung hat und die lineare Düse unterhalb des breitesten Teils des Rumpfes angeordnet ist.

9. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der erwähnte Querschnitt im wesentlichen symmetrisch um eine Längsachse ist und die lineare Düse (34) mit einem Winkel, gemessen an der Achse, zwischen 70 und 160° von der Vertikalen angeordnet ist.

10. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Dicke der Fluidschicht beim Austritt aus der linearen Düse (34) zwischen 4,0 und 20,0 mm beträgt.

11. Gegendrehmomentsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Geschwindigkeit des Fluids bei seinem Austritt aus der linearen Düse (34) zwischen 30 und 120 m je Sekunde beträgt.

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