DE3804415A1

DE3804415A1 - Rotor aircraft (rotary-wing aircraft), control systems

Info

Publication number: DE3804415A1
Application number: DE3804415A
Authority: DE
Inventors: F W Dipl Ing Dr In Weissheimer
Original assignee: WEISSHEIMER GEB WENGLER
Current assignee: WEISSHEIMER GEB WENGLER
Priority date: 1986-08-09
Filing date: 1988-02-08
Publication date: 1989-09-07

Abstract

Published without abstract.

Description

Mit Datum: 9. August 1986 wurde durch die Ingeborg Weissheimer, Technische und Vermögensverwaltung St. Helier, La Motte Str. Jersey C.I. (General Management) unter der Patentnummer P 32 27 085.7 und unter der Gebrauchsmuster-Hilfsanmeldung G 86 21 472.1 die Erfindung des Rotorflugzeuges angemeldet.As of: August 9, 1986, Ingeborg Weissheimer, Technical and Asset Management St. Helier, La Motte Str. Jersey C.I. (General Management) under the patent number P 32 27 085.7 and under the utility model auxiliary application G 86 21 472.1 the invention of Rotor aircraft registered.

Mit Datum: 29. September 1986 wurde von der gleichen Anmelderin unter der Nr. P 36 33 055.8 und mit der Gebrauchsmuster-Hilfsanmeldung vom gleichen Datum durch die Anmelderin, unter der Nr. G 86 26 047.2 die Folgeerfindung aus der Ersterfindung angemeldet.Date: September 29, 1986 was filed by the same applicant under number P 36 33 055.8 and with the utility model auxiliary application from the same date by the applicant, under number G 86 26 047.2 the Follow-up invention registered from initial discovery.

In der Zwischenzeit wurde die praktische Erprobung der Erfindung betrieben. Mit Datum: 17. August 1987 erfolgte der erste Start in der Geschichte der Flugzeugentwicklung für ein Rotorflugzeug. Das Flugzeug wurde pilotiert vom amtierenden Europameister im Elektromodellflug, Dipl. Ing. Franz Weissgerber.In the meantime, the practical testing of the invention operated. With date: August 17th, 1987 the first start in the History of aircraft development for a rotor aircraft. The plane was piloted by the reigning European champion in electric model flying, Dipl. Ing. Franz Weissgerber.

Diese Flugversuche unter Normalbedingungen bestätigten die Theorie, daß Flugzeuge, welche ihren Auftrieb über rotierende Zylinder, also Rotore, beziehen, einen um ein Vielfaches größeren Auftrieb erreichen, als das mit Flügelflugzeugen oder Helikoptern möglich ist. Das Abfluggewicht des Rotorflugzeuges im Vergleich zu Flügelflugzeugen, vergleichbar nach Länge, Breite, Flächeninhalt, war um den Faktor 5,5 mal höher. Trotzdem hob das Rotorflugzeug bei einem Lambda-Wert von 3,5 am Rotor nach 20 Metern ab. Auch der Steilanstieg zwischen 35 bis 45° Ansteigwinkel wurde durch die Praxis bestätigt. Das Testmodell entsprach im Aufbau dem Normalflugzeug mit Frontmotor und normalem am Rumpfende montierten Höhen- und Seitenleitwerk. Nach leichten Böen taumelte das Modell im Winde und wurde instabil mit dem Effekt, daß es so unlenkbar war. Viele Wiederholungsversuche bestätigten diese Eigenart. In dieser Tatsache ist wohl auch der Grund mit zu suchen, warum bis zu diesem Datum noch kein Konstrukteur allüberall in der Welt ein Rotorflugzeug zum Fliegen brachte.These flight tests under normal conditions confirmed the theory that planes, which have their buoyancy via rotating cylinders, ie Rotors, obtain a much greater lift, than is possible with wing planes or helicopters. The Take-off weight of the rotor aircraft compared to wing aircraft, comparable in length, width, area, was by a factor of 5.5 times higher. Nevertheless, the rotor plane lifted at a lambda value of 3.5 on the rotor after 20 meters. The steep climb between 35 and 45 ° The rise angle was confirmed by practice. The test model corresponded under construction the normal aircraft with front engine and normal at the fuselage end mounted elevator and vertical tail. After slight gusts it tumbled Model in the wind and became unstable with the effect of being so unmanageable was. Many attempts at repetition confirmed this peculiarity. In this The fact is probably also the reason why why up to this No design engineer yet a rotor plane anywhere in the world made it fly.

Aus der Erkenntnis, daß ein Rotorflugzeug extrem schnell, extrem steil starten kann, sich auch im Geradeausflug selbst stabilisiert, bei Lenkmanövern aber fast spontan instabil wird, resultierte die Erkenntnis, die zu dieser Neuanmeldung von funktionierenden Lenksystemen für Rotorflugzeuge führte.From the realization that a rotor plane is extremely fast, extremely can start steeply, stabilizes itself even in straight flight, at Steering maneuvers but became almost spontaneously unstable, resulted Findings leading to this new registration of functioning steering systems led for rotor planes.

Rotorflugzeuge heben bei so geringen Fluggeschwindigkeiten ab, daß sie in einen Taumelflugzustand kommen, wenn diese Phase nicht ausgesteuert werden kann. Die geringe Fluggeschwindigkeit gibt dem Leitwerk, durch zu geringe Luftströmung, weder Halt noch Stabilität. Durch die neue Anordnung des Motores in unmittelbarer Blasnähe des Propellers mit voller Anströmung zum Leitwerk, wurde das "Anliegen" der Strömung voll erreicht, Höhen- und Seitenruder wurden damit voll funktionsfähig. Diese Anordnung von Motor, Propeller, auf der Achslinie des Leitwerkkreuzes, dargestellt mit der Fig. 3, brachte dann die Leitwerkstabilisierung. Die weiteren Flugversuche ergaben, daß damit der Apparat nun steuerbar in Hoch-Tiefrichtung wurde, im Kurvenflug aber ausgierte. Diese wesentliche Erneuerung war also noch nicht ausreichend, daß Flugzeug voll steuerbar zu machen.Rotor planes take off at such low flight speeds that they come to a tumbling flight state if this phase cannot be controlled. The low airspeed gives the tail unit neither stability nor stability due to insufficient airflow. Due to the new arrangement of the engine in the immediate vicinity of the propeller with full flow to the tail unit, the "contact" of the flow was fully achieved, the elevator and rudder thus became fully functional. This arrangement of engine, propeller, on the axis line of the empennage cross, shown with FIG. 3, then brought stabilization of the empennage. The further flight tests showed that the apparatus was now controllable in the high and low direction, but was still turning. This major renewal was not yet sufficient to make the aircraft fully controllable.

Untersuchungen im Rauchkanal ergaben das im wesentlichen schon bekannte Strömungsbild aus der Erstentwicklung. Entscheidend für die Steuerbarkeit war aus diesen Versuchen der in der Fig. 2 dargestellte Strömungsverlauf um den Rotor bei einem relativ hohen Lambda-Wert. Bei Strömungsverlauf um den Rotor unterscheiden wir die Ansatzhöhe im Umlauf der laminaren Luft um den Rotor in vier verschiedenen Werten. Die Werte Lambda 1, 2, 3, 4 (nach Dr. Weissheimer) zeigen, bestimmten die Ansatzhöhe der Luftteilung bei verschiedenen Umlaufgeschwindigkeiten, gemessen in m/sec. an der Rotoraußenhaut. Der Stellenwert 1 bis 4 wird dadurch bestimmt, daß analog der Umlaufgeschwindigkeit in m/sec. der Luftteilungsschnitt, Pos. 12 mit zunehmender Umlaufgeschwindigkeit von oben nach unten wandert. Die in Fig. 2 , Pos. 5 dargestellte Situation zeigt, daß der Rotor mit mehr als 20 mtr./sec. umläuft und die Trennlinie am Ende des Wertes Lambda 3 verläuft und einem resultierenden Ca-Wert von 95% entspricht. Rechnerisch definiert stellt die Fig. 2, nach den Positionen 5 und 12 einen effektiven Ca-Wert von 12,5 dar, bei einem Cw-Wert, im Anfahrzustande von ca. 2,5 Cw. Aus dieser Funktion ergibt sich der hohe Auftriebswert des Rotors. Ein vergleichbares Flächenflugzeug hat bei dieser Situation einen Ca-Wert von 0,6, bezogen auf ein Göttinger Profil.Investigations in the smoke channel revealed the flow pattern from the first development, which is essentially already known. From these tests, the decisive factor for controllability was the flow curve around the rotor shown in FIG. 2 at a relatively high lambda value. In the course of the flow around the rotor, we differentiate the approach height in the circulation of the laminar air around the rotor in four different values. The values lambda 1, 2, 3, 4 (according to Dr. Weissheimer) show determine the approach height of the air division at different circulation speeds, measured in m / sec. on the rotor outer skin. The position 1 to 4 is determined by the fact that, analogous to the rotational speed in m / sec. the air division cut, item 12 , moves from top to bottom with increasing circulation speed. The situation shown in Fig. 2, item 5 shows that the rotor with more than 20 mtr./sec. rotates and the dividing line runs at the end of the value Lambda 3 and corresponds to a resulting Ca value of 95%. Mathematically defined, the Fig. 2, to positions 5 and 12 Ca an effective value of 12.5 is, in a CW-value of about 2.5 in Anfahrzustande Cw. The high lift value of the rotor results from this function. In this situation, a comparable fixed-wing aircraft has a Ca value of 0.6, based on a Göttingen profile.

Die Werte Lambda 1 bis 4 werden in %-Werten angegeben und sagen aus: 1=30%, 2=55%, 3=90%, 4=115% Ansatz der Luftteilungslinie, fallend von der oberen Tangente des Rotors über den vollen Querschnitt.The values Lambda 1 to 4 are given and say in% values off: 1 = 30%, 2 = 55%, 3 = 90%, 4 = 115% approach of Air dividing line, falling from the upper tangent of the rotor over the full cross section.

Hohe Umlaufgeschwindigkeiten, hier über 20 m/sec. erzeugen im Rotor große Kreiselwirkungs-Kräfte in der Längsachse des Rotors. Dieser Effekt bringt in sich eine Eigenstabilisierung, Kreiselzentrierung in der Längsachse, die sich beim Fluge aber recht negativ als ein Beharrungsvermögen geben. Gibt also das Ruder den Zylindern eine Kurvenbahn vor, bleiben die rotierenden Zylinder in der angelenkten Neigung und wirken den Steuerimpulsen entgegen. Um also diese vorgegebene Eigenheit technisch zu beherrschen, war es nötig, sehr genau die Vorgänge in der umlaufenden Luft um die Zylinder zu kennen.High circulation speeds, here over 20 m / sec. generate in the rotor large gyroscopic forces in the longitudinal axis of the rotor. This effect brings with it self-stabilization, centrifugal centering in the Longitudinal axis, which turns out to be quite negative when flying Give perseverance. So give the rudder one to the cylinders Curved path ahead, the rotating cylinders remain in the articulated Inclination and counteract the control impulses. So this Technically mastering the given peculiarity, it was necessary to be very precise to know the processes in the circulating air around the cylinders.

Ein Normalprofil hat eine 66% Überströmung und einen 33% Unterströmung. Der schnellaufende Rotor hat im Regelfalle eine 100% Überströmung und holt sich durch die auftretende Luftverdünnung bei der Rotation noch zusätzlich 30% Unterströmung, wo er "aufliegt". Diese Eigenheit ist ein Faktum für die hohe Tragfähigkeit des umlaufenden Rotors. A normal profile has a 66% overflow and a 33% Undercurrent. The high-speed rotor usually has a 100% Overflow and catches up with the air thinning occurring at the Rotation additionally 30% undercurrent where it "lies". These Peculiarity is a fact for the high load-bearing capacity of the circulating Rotors.

Alle diese Mehrfachfunktionen werden in der Fig. 2 verdeutlicht. Es bedeuten die Position 1 die Zylinderwand des Rotors. Pos. 2 stellt den Außenkreis der Endscheibe dar. Die Pos. 3 zeigt den abgehenden Strömungsverlauf am Rotor, der von Lambda 1 bis 4 in dieser Position konstant bleibt. Pos. 4 zeigt die innere Kante der abgehenden Strömung. Pos. 5 zeigt den Umlenkpunkt der Luftteilung vor dem umlaufenden Rotor. Pos. 6 zeigt die deutlich verdichtete Luft, wo der Rotor aufliegt, mitträgt. Mit Pos. 7 ist die nach außen hin dünner werdende Umlaufluftschicht gekennzeichnet. Pos. 8 zeigt die Leeseite des Rotors bei Umlauf mit dem sich hier bildenden Cw-Wert. Pos. 9 zeigt den resultierenden Ca-Wert an. Die Pos. 10 zeigt den Cp-Wert, also den Vortriebs-Auftriebswert an, der für alle Rotore bei ca. 50° Anstiegneigung liegt. Die Pos. 11 gibt die Drehrichtung im Betrieb an. Die Pos. 12 ist die Abrißkante der Luftteilung am umlaufenden Rotor.All of these multiple functions are illustrated in FIG. 2. Position 1 means the cylinder wall of the rotor. Pos. 2 represents the outer circle of the end plate. Pos. 3 shows the outgoing flow on the rotor, which remains constant in this position from Lambda 1 to 4. Pos. 4 shows the inner edge of the outgoing flow. Pos. 5 shows the deflection point of the air division in front of the rotating rotor. Pos. 6 shows the clearly compressed air where the rotor rests. The circulating air layer, which becomes thinner towards the outside, is marked with item 7 . Pos. 8 shows the leeward side of the rotor when rotating with the Cd value that is being formed here. Pos. 9 shows the resulting Ca value. Item 10 shows the Cp value, i.e. the propulsion / lift value, which is approximately 50 ° incline for all rotors. Item 11 indicates the direction of rotation during operation. Pos. 12 is the tear-off edge of the air division on the rotating rotor.

Die Pos. 13 zeigt den Verstellwinkel für die Einjustierung der kombinierten Querruder/Landeklappe (Flaps). Die Pos. 14 ist das Steuerorgan Querruder/Landeklappe, im Luftstrom einjustiert mit einem 30/30 Grad ausschlag.Item 13 shows the adjustment angle for the adjustment of the combined aileron / flap. Item 14 is the aileron / flap control unit, adjusted in the air flow with a 30/30 degree deflection.

Die Erfindung dieses kombinierten Querruders/Landeklappe mit seiner ganz besonderen Position zum Rotor, zur abgehenden Umlaufluft, machte eine Vollsteuerung des Rotors erst möglich. Die hier typische Anordnung der Ruder widerspricht der bekannten und üblichen Anordnung von Querruder und Landeklappe als Teil der Fläche am hinteren Ende. Die äußerst sensible Umluft um den Rotor gibt nur innerhalb eines kleinen Bereiches die Möglichkeit der Aktion einer Vollsteuerung, ohne daß die Strömung abreißt und dabei so viel Wirkung abgibt, daß das durch die Kreiselwirkung erzeugte Trägheitsmoment sicher übersteuert werden kann. Die Abstände der Ruder zum umlaufenden Rotor werden bestimmt durch die Arbeitsdrehzahl, den Lambda-Wert, den Rotordurchmesser und durch den Fallwinkel der abfließenden Luft. Diese so in das Verhältnis gebrachten Werte werden so in der Fig. 2 dargestellt, sind damit ein wesentliches Kernstück des heute möglichen Rotorfluges geworden.The invention of this combined aileron / flap with its very special position to the rotor, to the outgoing air, made full control of the rotor possible. The typical arrangement of the rudders contradicts the known and usual arrangement of ailerons and flap as part of the area at the rear end. The extremely sensitive circulating air around the rotor gives the possibility of full control only within a small area, without the flow breaking off and giving off so much effect that the moment of inertia generated by the gyroscopic effect can be safely overridden. The distances between the rudders and the rotating rotor are determined by the working speed, the lambda value, the rotor diameter and the angle of the falling air. These values brought into this relationship are shown in FIG. 2 and have thus become an essential core of rotor flight that is possible today.

Zur Endstabilisierung waren trotz Lenkbarkeit noch weitere Maßnahmen nötig, um den Tanzeffekt des fliegenden Rotorflugzeuges auszuschalten. Die gegenseitigen Kreiselwirkungen mußten durch sich selbst gegensteuernde Maßnahmen so gedämpft werden, daß ein ruhiger, normaler Flug möglich ist. Die Eigenstabilisierung wurde dadurch erreicht, daß die Rotore zueinander in Anstellung gebracht werden. Durch diese Anstellung in mehreren Grad Neigung in der Hochachse bewirken zwei gleiche Kräfte gegeneinander und heben sich auf. Diese erfindungsgemäße Anordnung ist in Fig. 1 dargestellt. Es bedeutet: Pos. 1 linker Rotor angestellt. Pos. 2 rechter Rotor angestellt. Pos. 3 die Endscheiben am Rotor, Pos. 4 wieder die Endscheiben am Rotor, Pos. 5 und 6 die kombinierten Querruder/Landeklappen. Die Pos. 7 und 8 zeigen den Anstellwinkel in der Hochachse an. Die Pos. 9 zeigt die Betätigungshebel zur Verstellung der Klappen. Die Pos. 10 versinnbildlicht die Aufhängung der Rotoren am Flugzeugkörper. Die A-A-Darstellung ist ein Querschnitt durch den Rotor und mit der Fig. 2 dargestellt.In spite of steerability, further measures were necessary for the final stabilization in order to switch off the dance effect of the flying rotor aircraft. The mutual gyro effects had to be dampened by self-countermeasures so that a smooth, normal flight is possible. The self-stabilization was achieved in that the rotors are brought into line with one another. Due to this inclination in several degrees in the vertical axis, two equal forces act against each other and cancel each other out. This arrangement according to the invention is shown in FIG. 1. It means: Pos. 1 left rotor turned on. Pos. 2 right rotor turned on. Item 3 the end disks on the rotor, item 4 again the end disks on the rotor, items 5 and 6 the combined ailerons / flaps. Items 7 and 8 indicate the angle of attack in the vertical axis. Item 9 shows the actuating levers for adjusting the flaps. Item 10 symbolizes the suspension of the rotors on the aircraft body. The AA representation is a cross section through the rotor and is shown with FIG. 2.

Mit der Fig. 3 wird die Lenksymmetrie dargestellt. Es wird der Flugzeugkörper sinnbildlich dargestellt. Der Schwerpunkt ist die Mitte der Aufhängung für das Ein-Rotorprinzip. Beim Zwei- oder mehr Rotorprinzip wird der Schwerpunkt ausgemittelt in der Konstruktion der Zelle. Mit Pos. 1 werden die beiden Rotoren dargestellt. Die Pos. 2 ist das Antriebsaggregat, also Motor oder Jet-Triebwerk. Die Pos. 3 stellt die neue erfindungsgemäße Positionierung von Triebwerk, Luftschraube, zum Leitwerk dar. Die Pos. 3 ist die Projektionslinie. Die Pos. 4 ist das Seitenruder, die Pos. 5 das Höhenruder. Die Pos. 6 zeigt schematisch die Anströmlinien des Luftstromes der Luftschraube an das Leitwerk. Mit dieser Anordnung ist sichergestellt, daß das Leitwerk vom Start weg die gleiche effektive Leistung hat, wie im Fluge. Die Pos. 7 ist ein Trimmruder, um den Motordrall auszugleichen.With FIG. 3, the steering symmetry is shown. The aircraft body is shown symbolically. The center of gravity is the center of the suspension for the one-rotor principle. With the two or more rotor principle, the center of gravity is averaged in the design of the cell. Pos. 1 shows the two rotors. Pos. 2 is the drive unit, i.e. motor or jet engine. Item 3 represents the new positioning of the engine, propeller, and tail unit according to the invention. Item 3 is the projection line. Item 4 is the rudder, item 5 is the elevator. Pos. 6 shows schematically the flow lines of the air flow of the propeller to the tail unit. This arrangement ensures that the tail unit has the same effective output from the start as when it was in flight. Pos. 7 is a trim tab to compensate for the engine twist.

Der hohe Startauftrieb bei der extrem geringen Vorwärtsgeschwindigkeit legte nahe, das Rotorflugzeug sehr universal einzsetzten. Durch die in den vorhergehenden Patentansprüchen gesicherten Baustoffe, wie moderne Kohle-Faserwerkstoffe, - Carbon-Fibre- Glass-Material - wird ein geringes Gewicht bei hoher Stabilität erreicht. Im Ganzen waren damit die Voraussetzungen gegeben, mit einfachen Mitteln den - den Fliegenden Menschen - zu schaffen. Die Versuche bestätigten, daß das "anspringen" eines normalgewichtigen Mannes als Vorwärtsbewegung ausreichte, mit geringer Motorkraft einen Menschen abzuheben, um dann mit dem Rotorpaar zu fliegen. Die in der praktischen Erfahrung gewonnene Erkenntnis, daß selbst bei 15 km/h der Apparat noch flugfähig war, schuf die Voraussetzung für diesen Einsatz. Nach dem der Rotor als solcher noch steuerbar wurde, lag es nahe, ein Carbon-Fibre-Glass-Traggestell zu bauen, mit Rotoren und Achsen aus dem gleichen Material, versehen mit einem kleinen leichten Motor, welcher die Rotore antreibt. Die Verhältnisse blieben gleich wie bei einem Flugzeug, die Person hängt im Schwerpunkt und fliegt in einem beherrschten Fluge durch den Auftrieb/Vortrieb der Rotore und unterstützt den Flug durch den zugeschalteten Propeller als Vortriebshilfe. Flughöhen von 1000 und mehr Metern werden erreicht. Die Fluglänge hängt von dem Kraftstoffvorrat ab und geht über 50 km in der Weite.The high starting lift at the extremely low Forward speed suggested the rotor plane was very universal to deploy. By the in the preceding claims secured building materials, such as modern carbon fiber materials, - carbon fiber Glass material - a low weight with high stability is achieved. All in all, the conditions were there, with simple means to create the - the Flying People. The tests confirmed that the "jump" of a normal-weight man as a forward movement was sufficient to lift a person with low engine power and then to fly with the pair of rotors. The one gained in practical experience Realized that even at 15 km / h the apparatus was still capable of flying the prerequisite for this use. After which the rotor as such was still controllable, it was obvious to a carbon fiber glass support frame build, with rotors and axles from the same material, provided with a small, light motor that drives the rotors. The Conditions remained the same as on an airplane, the person hangs in the Center of gravity and flies through the Buoyancy / propulsion of the rotors and supports the flight through the activated propeller as propulsion aid. Flight altitudes of 1000 and more Meters are reached. The flight length depends on the fuel level and goes over 50 km in width.

Mit Fig. 4 wird ein solcher Apparat erfindungsgemäß vorgestellt. Es bedeuten: Pos. 1 die beiden Rotoren. Pos. 2 die Rotoraufhängung am Carbon-Fibre-Glass-Gestell. Das Gestell kann auch aus Metall hergestellt werden und wird erfindungsgemäß mit in Anspruch genommen. Pos. 3 ist die Schulterauflage. Pos. 4 und 5 sind die Befestigungsgurte. Der Pilot sitzt ähnlich wie am Fallschirm hängend in den Gurten. Mit einem Momentverschluß können alle Gurte gleichzeitig gelöst werden.With FIG. 4, such an apparatus is presented according to the invention. It means: Pos. 1 the two rotors. Pos. 2 the rotor suspension on the carbon fiber glass frame. The frame can also be made of metal and is used according to the invention. Pos. 3 is the shoulder rest. Items 4 and 5 are the fastening straps. The pilot sits in the straps hanging similar to the parachute. All straps can be released at the same time with a snap lock.

Die Fig. 5 stellt die Seitenansicht der Fig. 4 dar. Hier wird besonders die Lenkeinrichtung dargestellt. Es bedeuten Pos. 1 die Rotore, Pos. 2 den Motor, Pos. 3 den Kraftstofftank, Pos. 4 das Traggerüst, Pos. 5 die Traggurte, Pos. 6 den Leibgurt mit Schnellverschluß, Pos. 7 das Höhenruder mit Stabilisator, Pos. 8 die neue erfindungsgemäße Anlenkung der Luftschraube zur Ausführung von Steuermanövern, Pos. 9 die voll-kardanische Aufhängung der Luftschraube mit Zapfwelle zum Motor. Pos. 10 ist die Luftschraube aus Nylon. Pos. 11 die Lagerung des Lenkträgers in der Hochachse. Pos. 12 ist die biegsame Antriebswelle für den Propellerantrieb. Pos. 13 ist das schon vorbeschriebene Querruder in Kombination als Landeklappe. Pos. 14 ist der Querruder-Lenkhebel. FIG. 5 shows the side view of FIG. 4. The steering device is shown here in particular. Item 1 means the rotors, item 2 the motor, item 3 the fuel tank, item 4 the support frame, item 5 the risers, item 6 the waist belt with quick release, item 7 the elevator with stabilizer, item. 8 the new articulation of the propeller according to the invention for carrying out control maneuvers, item 9 the fully cardanic suspension of the propeller with a PTO shaft to the engine. Item 10 is the propeller made of nylon. Pos. 11 the storage of the steering bracket in the vertical axis. Pos. 12 is the flexible drive shaft for the propeller drive. Pos. 13 is the aileron already described in combination as a flap. Pos. 14 is the aileron steering lever.

Der Motor Pos. 2 ist ein leichter, schnellaufender Kolbenmotor mit Regler. Entsprechend dem Gewicht des Piloten wird die Enddrehzahl eingestellt und damit ein gleichmäßiger optimaler Flug geschaffen. Über einen Gummi-Rundriemen wird die Kraft übertragen. Beide Rotore laufen gleichmäßig schnell um. Über das Flanschgetriebe wird die elastische Welle angetrieben. Der Propeller gibt einen Schub zwischen 30 bis 70 Kilogramm ab.The motor pos. 2 is a light, high-speed piston motor with regulator. The final speed is set according to the weight of the pilot, thus creating a smooth, optimal flight. The power is transmitted via a rubber round belt. Both rotors rotate at the same speed. The elastic shaft is driven by the flange gear. The propeller thrusts between 30 and 70 kilograms.

Diese Erfindung wurd deshalb möglich, weil der Rotor zur Erzeugung des Auftriebes in gleicher Größe nur 8% der Energie eines Tragflügels benötigt. Die Kennzahl ist dabei der vergleichbare Flächeninhalt.This invention was made possible because of the rotor for production the buoyancy in the same size only 8% of the energy of a wing needed. The key figure is the comparable area.

Claims

1. rotor aircraft, characterized in that by the civilized direct flow to the tail, the flow of air at the tail, from the start from the standstill, to flight operations is consistently effective.

2. rotor plane empennage, according to claim 1, characterized in that both the rudder and the elevator, centric to Propeller hub is positioned.

3. rotor plane empennage, according to claim 2, characterized in that the entire tail is always uniform in the full propeller jet remains effective.

4. steering system of the rotor aircraft according to claim 1 to 3, characterized characterized in that movable flaps on the leeward side of the rotors be arranged, which are 30 degrees from the zero point Have it adjusted above or below.

5. steering system of the rotor aircraft, which itself according to claim 1 to 4 with the fixed positioning of the flaps in a basic trim lets and thus the rotor plane depending on the flight situation top-heavy or tail-heavy trim.

6. self-stabilization of the aircraft, according to claim 1 to 5, characterized in that the rotors in a V position in the Vertical axis, counteract the centrifugal force and thus cross-stable and become stable in steering.

7. steering stabilization of the rotor aircraft, according to claim 1 to 6, characterized in that the flaps, pos. 5 and 6 in Fig. 1, can be used as ailerons and in the function of the flaps without disadvantage.

8. Steerability of the rotor aircraft, according to claim 1 to 7, characterized in that only with the constructive design and arrangement of the ailerons / flaps, according to Fig. 2, steering of rotor aircraft was possible.

9. A man rotor aircraft according to claim 1 to 8, characterized characterized in that only after the claims from the Patent applications P 32 27 085.7 dated August 9, 1986 and with P 36 33 055.8 from September 29, 1986 and according to claims 1 to 8, the invention of One-man aircraft was possible as a concrete research result.

10. A man rotor aircraft according to claim 1 to 9, characterized characterized in that a fast rotating pair of rotors from a motor, Electric or piston motor, driven, with a normal person as a load is fully airworthy.

11. One-man rotor aircraft characterized in that after Claims 1 to 10 a motor mounted on a lightweight frame a belt / chain drive drives the rotors and at the same time over an elastic drive shaft drives the propeller.

12. A man rotor aircraft, characterized in that after Claims 1 to 11, the pilot of the aircraft over an all-axis Adjustable swivel propeller, its control maneuvers carries out.

13. A man-rotor aircraft, according to claim 1 to 12, characterized characterized in that the entire light aircraft with a support plate made of lightweight material is strapped to the body and the legs and arms remain free in their movement.

14. A man rotor aircraft according to claim 1 to 13, characterized characterized in that the pilot has a pivotable in the vertical axis Can initiate oars, climbs and descents.

15. A one-man rotor aircraft according to claim 1 to 14, characterized characterized in that the steering movements by the combined ailerons are supported with flaps. The operation takes place via a lockable frame on the chest.

16. A man-rotor aircraft, characterized in that the Drive motor for performing flight maneuvers over a Hand throttle, in addition to the controller, the number of revolutions adjusted can be.

17. A man-rotor aircraft, according to claim 1 to 16, characterized characterized in that the aircraft with straps on the body of the pilot is attached, which spontaneously loosen with an adjusting lock and let close.

18. Rotor aircraft according to existing patent applications and Claims 1 to 17, characterized in that these aircraft can also be used universally as a drone. The word "drone" indicates the unmanned flight only with radio remote control or given control code as a program.

19. rotor aircraft and one-man rotor aircraft according to claim 1 to 18, characterized in that the start of the ramp one driving truck or platform of a wagon safely leaves. The same advantage applies to starting from the ship deck. The Forward acceleration of the ship is sufficient as Takeoff speed.