DE4306413C2 - Luftfahrzeug mit einem Rotor - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Luftfahrzeug mit einem um eine Rotorachse umlaufenden, mindestens einen Drehflügel aufwei­ senden Rotor, wobei eine Steuereinrichtung den Anstellwinkel und des angeströmten Profils des Drehflügels mit der Umlauffrequenz des Rotors um die Rotorachse oder auch mit einer hierzu höher harmonischen Frequenz zyklisch verändert.

Luftfahrzeuge im obigen Sinne sind sowohl Helikopter mit ange­ triebenen Rotoren als auch Drehflügler mit passiven, allein durch die anströmende Luft in Umlauf versetzten Rotoren.

Bei einem sich in ruhender Luft fortbewegenden Luftfahrzeugs der eingangs beschriebenen Art schwankt die Anströmgeschwindigkeit des Drehflügels zwischen seiner Umlaufgeschwindigkeit um die Rotorachse zuzüglich der Fortbewegungsgeschwindigkeit des Luft­ fahrzeugs beim Vorlauf und der Umlaufgeschwindigkeit abzüglich der Fortbewegungsgeschwindigkeit beim Rücklauf. Dennoch ist in diesen beiden Extremfällen der gleiche Auftrieb des Drehflügels einzustellen. Dies wird herkömmlich durch die Veränderung des Anstellwinkels des Drehflügels erreicht. Hierfür finden soge­ nannte Taumelscheiben Verwendung. Beim Vorlauf des Drehflügels ist der Anstellwinkel vergleichsweise klein, beim Rücklauf hingegen groß. Aus diesem großen Anstellwinkel beim Rücklauf resultiert jedoch insbesondere in Verbindung mit einem für den schnellen Vorlauf des Drehflügels optimierten, flachen Profil die Gefahr einer Strömungsablösung und eines damit verbundenen Zusammenbruch des Auftriebs. Weiterhin treten bei der dyna­ mischen Veränderung des Anstellwinkels des Drehflügels zeitlich veränderliche, durch Wirbelbildung und Wirbelablösung charak­ terisierte Strömungsphänomene auf, die als "Dynamic Stall" bezeichnet werden. Eine bekannte Begleiterscheinung des Dynamic Stall ist die erhebliche Geräuschentwicklung des um die Rotor­ achse umlaufenden Drehflügels. Der Dynamic Stall resultiert aber auch in einen erhöhten Strömungswiderstand des Drehflügels beim Rücklauf, dem keine entsprechende Steigerung des Auftriebs gegenübersteht, so daß der Wirkungsgrad abnimmt.

Um den Zusammenbruch des Auftriebs sowie die Effekte des Dynamic Stall bei dem rücklaufenden Drehflügel zu verhindern, ist es aus Carr, L.W; Allister, K.W.; The Effect of a Leading-Edge on the Dynamic Stall of an Oscillating Airfoil; AIAA Paper 83-2533, October 1983 bekannt, den Drehflügel mit einer Vorklappe zu versehen. Hierdurch wird jedoch der Strömungswiderstand des Drehflügels insbesondere beim Vorlauf erhöht.

Auch eine zyklische Ausblasung von Luft in den kritischen Bereichen des Profils des Drehflügels, wie sie von McCloud, J.L.; et al.; "Full-Scale Wind Tunnel Tests of Blowing Boundary- Layer Control Applied to a Helicopter Rotor"; NASA TN D-335, September 1960 beschrieben wird, führt zu keinem befriedigenden Ergebnis. Sie ist insbesondere, wenn die für das Ausblasen aufgewandte Energie in der Gesamtenergiebilanz berücksichtigt wird, ebenfalls mit dem Nachteil des erhöhten Strömungswider­ stands des Drehflügels verbunden.

Auch Versuche mit einem Luftfahrzeug der eingangs beschriebenen Art, bei dem Teile des angeströmten Profils des Drehflügels durch auf den eigentlichen Drehflügel teilflächig aufgebrachte, formveränderliche Folien zyklisch verändert werden, weisen auf keine Lösung des Problems hin. Die exakte zyklische Ansteuerung und Auslenkung dieser Folien ist nicht beherrschbar. Daher kommt es zwangsläufig zu Unregelmäßigkeiten, die mit einem Anstieg des Strömungswiderstands des Drehflügels insbesondere im Bereich der Folienkanten verbunden sind.

In der US-PS 2 967 573 ist das Profil eines Drehflügels beschrieben, welches aus mehreren Zellen zusammengesetzt ist, wobei innerhalb der Zellen eine Vielzahl von Fäden vorgesehen ist. Die Zellen können mit Druckluft gefüllt werden. Das Ober- und das Unterprofil ist damit elastisch verformbar, so daß die Möglichkeit besteht, unterschiedliche Profile zu erzeugen. Dabei ist jedoch keinerlei Profilveränderung beim Einsatz der Rotor­ blätter vorgesehen.

Aus der US-PS 3 987 984 ist ein Flügel eines Flugzeuges bekannt, der sich in seinem vorderen Bereich aus einem Aluminiumrohr und im hinteren Bereich beispielsweise aus einem Metallkabel zusam­ mensetzt, während die restlichen Flächen aus biegsamem Material wie Stoff o. dgl. bestehen. Damit kann der Flügel unter Flug­ bedingungen eine unsymmetrische Form einnehmen. Das Profil des Flügels ist auch aufblasbar, wenn die Haut luftdicht gestaltet wird. Es ist auch möglich, nur einen Bereich des Flügels aufzublasen.

Der Erfindung liegt demgemäß die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahr­ zeug der eingangs beschriebenen Art aufzuzeigen, bei dem mit der zyklischen Veränderung des Anstellwinkels des angeströmten Profils des Drehflügels möglichst geringe Effekte auf den Strömungswiderstand des Drehflügels einhergehen.

Bei einem Luftfahrzeug der eingangs beschriebenen Art wird die Aufgabe dadurch gelöst, daß das Profil ein elastisch verform­ bares Unterprofil und/oder Oberprofil aufweist, und daß in Abhängigkeit von dem Anstellwinkel durch gesteuerten Kraftan­ griff an dem Unter- und/oder Oberprofil eine Verformung des Profils in zyklischer Weise erfolgt, wobei den kleinen Anstell­ winkeln kleinere Profildicken entsprechen als den größeren Anstellwinkeln.

Bei dem neuen Luftfahrzeug verändert die Steuer­ einrichtung durch gesteuerten Kraftangriff das elastisch verformbare Ober- und/oder Unterprofil in zyklischer Weise. Auf diese Weise wird der Strömungswiderstand des Drehflügels bei seinem gesamten Umlauf um die Rotorachse möglichst klein gehalten und auch der Anstieg des Strömungswiderstands durch den Dynamic Stall weitestgehend verhindert, zumindest aber zu größeren Anstellwinkeln hin verschoben. Die erfindungsgemäße Veränderung des Profils des Drehflügels erfaßt insbesondere die Profildicke. Im wesentlichen steigt dabei die Profildicke mit dem Anstellwinkel des Drehflügels an. Es versteht sich, daß mit der Profildicke in diesem Zusammenhang die Höhe des Profils des Drehflügels unabhängig von dessen Anstellwinkel gemeint ist. Bei der zyklischen Veränderung des Profils des Drehflügels berück­ sichtigt die Steuereinrichtung über den Anstellwinkel die Winkel­ stellung des Drehflügels zu der Bewegungsrichtung des Luftfahr­ zeugs, den sogenannten Azimuthwinkel, und Steuersignale zur Lenkung des Luftfahrzeugs. Der Anstellwinkel ist als Funktion des Azimuthwinkels und der Steuersignale darstellbar, wobei die Funktion hinsichtlich des Azimuthwinkels periodisch ist.

Die Steuereinrichtung kann bei der periodischen Veränderung des Profils des Drehflügels zusätzlich Signale von an dem Drehflügel angeordneten Drucksensoren berücksichtigen. Die Drucksensoren ermöglichen es, ein Einsetzen des Dynamic Stall und der damit einhergehenden Strömungsablösung zu erkennen, denen dann gegebe­ nenfalls durch verstärkte Veränderungen des Profils entgegenzu­ wirken ist.

Grundsätzlich sind die Anströmgeschwindigkeiten des Drehflügels bei dem Luftfahrzeug ortsabhängig. D.h., in erster Näherung weisen die in der Umgebung der Rotorachse angeordneten Bereiche des Drehflügels unter ansonsten gleichen Bedingungen geringere Unterschiede in der Anströmgeschwindigkeit auf als die weiter außen liegenden Bereiche. So erweist es sich als vorteilhaft, wenn das Profil des Drehflügels in radialer Erstreckung vari­ ierend ausgebildet ist, indem es eine von der Rotorachse nach außen hin abnehmende Profildicke aufweist und wobei die Varia­ tion des Profils bei den Profilveränderungen durch die Steuer­ einrichtung erhalten bleibt.

Bei einer konkreten Ausführungsform des Luftfahrzeugs kann für den gesteuerten Kraftangriff an dem Unterprofil und/oder dem Oberprofil ein im Inneren des Drehflügels angeordneter, von der Steuereinrichtung angesteuerter Aktuator vorgesehen sein.

Der Aktuator kann dabei ein zwischen dem Unterprofil und dem Oberprofil des Drehflügels angeordnetes,. pneumatisch betätig­ bares Kissen von insbesondere ovalem Querschnitt aufweisen. Bei Erhöhung des Drucks in dem Kissen vergrößert sich so die Profil­ dicke des Drehflügels. Bei reduziertem Druck nimmt die Profil­ dicke wieder ab. Vorteilhaft an einem pneumatisch betätigbarem Kissen ist u. a. das geringe Gewicht, die Möglichkeit einer kontinuierlichen Betätigung und die geringe Ansprechzeit sowie die daraus resultierende gute Steuerbarkeit. Bei geeigneter Ausbildung der Außenhaut des Drehflügels kann auch auf ein separates Kissen in dem Drehflügel verzichtet werden. Es ist statt dessen möglich, den hohlen Innenraum des Drehflügels direkt mit pneumatischem Druck zur Veränderung des Profils des Drehflügels bzw. des Modells zu beaufschlagen.

Der Aktuator kann aber auch eine mechanische Funktionsweise aufweisen, wobei er beispielsweise eine zwischen dem Unterprofil und dem Oberprofil angeordnete, um eine in der Haupter­ streckungsrichtung des Drehflügels verlaufende Drehachse verdrehbare Exenterwelle von insbesondere ovalem Querschnitt aufweist. Die relativ zu dem Drehflügel verdrehte Exenterwelle sorgt dann für eine Zu- und Abnahme der Profildicke.

Die Elastizität des Unterprofils und/oder des Oberprofils kann in dem Bereich der Profilvorderkante des Drehflügels maximal sein. Durch eine bewußte Verteilung der Elastizitäten über die verschiedenen Bereiche des Unterprofils bzw. des Oberprofils können die Auswirkungen eines inneren Krafteingriffs auf das Profil des Drehflügels gezielt beeinflußt werden. Dabei sind Veränderungen des Profils an der Profilvorderkante hinsichtlich der Vermeidung von unerwünschten Effekten des Dynamic Stall besonders effektiv. Dementsprechend ist die Elastizität des Unterprofils und/oder des Oberprofils hier besonders groß einzustellen, während die anderen Bereiche vorteilhaft zur mechanischen Stabilisierung des Drehflügels genutzt werden. Eine vornehmlich die Profilvorderkante erfassende Profilveränderung läßt sich neben einer bewußten Verteilung der Elastizitäten auch durch einen Kraftangriff an selektiven Punkten des Unterprofils und/oder des Oberprofils, insbesondere nahe der Profilvorder­ kante erreichen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert und beschrieben. Es zeigt:

Fig. 1 ein Luftfahrzeug mit einem Rotor in der Draufsicht von oben,

Fig. 2 einen vorlaufenden Drehflügel des Luftfahrzeugs gemäß Fig. 1 im Querschnitt.

Fig. 3 einen rücklaufenden Drehflügel des Luftfahrzeugs gemäß Fig. 1 ebenfalls im Querschnitt,

Fig. 4 einen Rotorversuchsstand,

Fig. 5 ein Diagramm zu den Profilveränderungen eines Modells bei dem Rotorversuchsstand gemäß Fig. 4 und

Fig. 6 verschiedene Ergebnisse von Rechnersimulationen zu dem Rotorversuchsstand gemäß Fig. 4.

Das in Fig. 1 dargestellte Luftfahrzeug 1 weist zwei Drehflügel 2 und 3 auf. Die beiden Drehflügel bilden einen um eine Rotor­ achse 4 umlaufenden Rotor 2, 3. Neben dem Rotor 2. 3 weist das Luftfahrzeug 1 einen Heckrotor 5 mit einer horizontalen Dreh­ achse 6 auf. Von Interesse ist hier vornehmlich der Rotor 2, 3 bei einer Bewegung des Luftfahrzeugs 1 in Richtung eines Pfeils Diese Situation soll nachstehend näher betrachtet werden, wobei die Beschreibung der auftretenden Zusammenhänge bewußt vereinfacht ist. Für die in Richtung der Drehpfeile 8 umlaufen­ den Drehflügel 2 und 3 resultieren bei der Bewegung des Luft­ fahrzeugs 1 in Richtung des Pfeils 7 während eines Umlaufs um die Rotorachse 4 stark unterschiedliche Anströmgeschwindigkeiten der das Luftfahrzeug 1 umgebenden, im wesentlichen ruhenden Luft 9. maximal ist die Anströmgeschwindigkeit der Luft 9 beim Vorlauf, während dessen der Drehflügel 2 wiedergegeben ist. Hier addieren sich die Bewegungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs 1 und die Umlaufgeschwindigkeit des Drehflügels 2 um die Rotor­ achse 4. Minimal ist die Anströmgeschwindigkeit der Luft 9 beim Rücklauf, während dessen der Drehflügel 3 wiedergegeben ist. Hier verbleibt als Anströmgeschwindigkeit nur die Differenz zwischen der Bewegungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs 1 und der Umlaufgeschwindigkeit des Drehflügels 3.

Trotz der stark unterschiedlichen Anströmgeschwindigkeiten müssen die Drehflügel 2 und 3 in der in Fig. 1 wiedergegebenen Stellung denselben Auftrieb hervorrufen. Anderenfalls würde das Luftfahrzeug 1 seitlich abkippen. Der gleiche Auftrieb der Drehflügel 2 und 3 trotz unterschiedlicher Anströmgeschwindig­ keiten der Luft 9 wird herkömmlich dadurch realisiert, daß der vorlaufende Drehflügel 2 einen flacheren und der rücklaufende Drehflügel 3 einen steileren Anstellwinkel zu der Umlaufrichtung um die die Rotorachse 4 aufweist. D.h., beim Umlauf der Drehflügel 2 und 3 um die Rotorachse 4 muß deren Anstellwinkel zyklisch verändert werden. Hinzu kommt eine gewollte Beeinflussung des Auftriebs der Drehflügel 2 und 3 im vorderen und hinteren Bereich des Luftfahrzeugs 1. Beispielsweise muß zum Beschleu­ nigen des Luftfahrzeugs 1 der Auftrieb im vorderen Bereich des Rotors 2, 3 zurückgenommen und im hinteren Bereich erhöht werden, damit die Rotorachse 4 in die gewünschte Bewegungsrichtung verkippen kann. Mit den unterschiedlichen Anstellwinkeln. Die die Drehflügel 2 und 3 während eines Umlaufs um die Rotorachse 4 durchfahren, sind verschiedene Probleme verbunden. So besteht die Gefahr, daß die Strömung an dem langsam angeströmten, aber steil angestellten Drehflügel 3 beim Rücklauf ablöst und entsprechend der Auftrieb zusammenbricht. Die in diesem Zusammenhang beim kontinuierlichen Verstellen des Anstellwinkels auftretenden zeitlich veränderlichen Strömungs­ phänomene in Form ausgeprägter Wirbelbildungen und Wirbel­ ablösungen werden als "Dynamic Stall" bezeichnet. Als bekannte Auswirkung des Dynamic Stall sei an dieser Stelle exemplarisch die unerwünschte Geräuschentwicklung des umlaufenden Rotors genannt. Die vorgenannten Probleme treten insbesondere dann auf, wenn das Profil der Drehflügel 2 und 3 für den Vorlauf mit hoher Anströmgeschwindigkeit optimiert flach ausgebildet ist. Sie werden jedoch sämtlich von der vorliegenden Erfindung gelöst, ohne daß dabei unerwünschte Nebeneffekte auftreten.

Die Wirkungsweise der Erfindung ist aus den Fig. 2 und 3 ersichtlich. In Fig. 2 ist der Drehflügel 2 der Fig. 1 entsprechend beim Vorlauf im Querschnitt wiedergegeben. Die ebenfalls dargestellte Rotorachse 4 ist um einen Schaftneigungs­ winkel β gegenüber der Vertikalen 10 verkippt. Die Senkrechte 11 zu der Rotorachse 4 liegt in der Umlaufrichtung des Drehflügels 2 in Richtung der Drehpfeile 8 gemäß Fig. 1.

Claims (7)

1. Luftfahrzeug mit einem um eine Rotorachse umlaufenden, minde­ stens einen Drehflügel aufweisenden Rotor, wobei eine Steuerein­ richtung den Anstellwinkel des angeströmten Profils des Dreh­ flügels mit der Umlauffrequenz des Rotors um die Rotorachse zyklisch verändert, dadurch gekennzeichnet, daß das Profil ein elastisch verformbares Unterprofil und/oder Oberprofil aufweist, und daß in Abhängigkeit von dem Anstellwinkel (α) durch gesteuerten Kraftangriff an dem Unter- und/oder Oberprofil eine Verformung des Profils in zyklischer Weise erfolgt, wobei den kleinen Anstellwinkeln (α) kleinere Profildicken (13) entspre­ chen als den größeren Anstellwinkeln (α).

2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung bei der periodischen Veränderung des Profils des Drehflügels (2 bzw. 3) Signale von an dem Drehflügel ange­ ordneten Drucksensoren berücksichtigt (10).

3. Luftfahrzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Profil des Drehflügels (2 bzw. 3) in radialer Erstreckung variierend ausgebildet ist, indem es eine von der Rotorachse (4) nach außen hin abnehmende Profildicke (13) aufweist und wobei die Variation des Profils bei den Profil­ veränderungen durch die Steuereinrichtung erhalten bleibt.

4. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß für den gesteuerten Kraftangriff an dem Unterprofil (20) und/oder dem Oberprofil (21) ein im Inneren des Drehflügels angeordneter, von der Steuereinrichtung angesteuerter Aktuator vorgesehen ist.

5. Luftfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Aktuator ein zwischen dem Unterprofil (20) und dem Oberprofil (21) des Drehflügels angeordnetes, pneumatisch betätigbares Kissen (19) von insbesondere ovalem Querschnitt aufweist.

6. Luftfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Aktuator eine zwischen dem Unterprofil und dem Oberprofil ange­ ordnete, um eine in der Haupterstreckungsrichtung des Drehflü­ gels verlaufende Drehachse verdrehbare Exzenterwelle von ovalem Querschnitt aufweist.

7. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Elastizität des Unterprofils (20) und/oder des Oberprofils (21) in dem Bereich der Profilvorderkante (25) des Drehflügels maximal ist.