DE541965C

DE541965C - Airplane with freely rotating wings driven by the airstream and fixed wings below

Info

Publication number: DE541965C
Application number: DE1930541965D
Authority: DE
Original assignee: Cierva Autogiro Co Ltd
Current assignee: Cierva Autogiro Co Ltd
Priority date: 1929-03-20
Filing date: 1930-03-12
Publication date: 1932-01-19

Description

Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit frei umlaufenden, vom Fahrtwind angetriebenen Flügeln und darunter angeordneten festen Tragflügeln. Bei diesen Flugzeugen haben die festen Tragflügel im allgemeinen nur eine kleine Flächenausdehnung und dienen hauptsächlich als Träger von Steuerklappen und zur Vergößerung der Seitenstabilität. The invention relates to an aircraft with freely rotating, driven by the airstream Wings and fixed wings arranged underneath. In these aircraft, the fixed wings generally have only a small area and are mainly used as a carrier for control flaps and to increase the lateral stability.

Es war bisher üblich, die festen Tragflügel so zu den umlaufenden Tragflügeln anzuordnen, daß, wenn durch entsprechende Neigung des Flugzeuges zum Fahrtwind der Auftrieb der umlaufenden Tragflügel gleich Null ist, auch der Auftrieb der festen Tragflügel den Wert Null hat. In diesem Fall ist der von den festen Tragflügeln zum Gesamtauftrieb gelieferte Anteil größer bei kleinem als bei großem positivem Anstellwinkel des Flugzeuges zum Fahrtwind. Diese Wirkung wird dadurch herbeigeführt, daß die von den umlaufenden Tragflügeln abgleitende Luft die festen Tragflügel beeinflußt. Die abgleitende Luft verringert nämlich den wahren Anstellwinkel der festen Tragflügel zum Relativwind, wobei die abgleitende Luft die größte Wirkung bei großem, positivem Anstellwinkel des ganzen Flug-zeuges zum Fahrtwind hat.Up to now it has been customary to arrange the fixed wings in relation to the rotating wings, that if the lift of the rotating wings is equal to zero due to a corresponding inclination of the aircraft to the airstream, the lift of the fixed wings also has the value zero. In this case, that of the fixed wings to the total lift delivered larger with small than with large positive angle of attack of the aircraft to the airstream. This effect is brought about by the fact that the Air leaking from the wing affects the fixed wing. The sliding air reduces the true angle of attack the fixed wing to the relative wind, whereby the sliding air has the greatest effect with a large, positive angle of attack of the whole aircraft has to the airstream.

Da die Drehgeschwindigkeit der umlaufenden Tragflügel sich mit dem ihnen zugeführten Auftrieb ändert, und zwar nahezu proportional zur Quadratwurzel des Auftriebes, haben die umlaufenden Tragflügel, die wegen des verhältnismäßig größeren Auftriebes der festen Tragflügel nur einen geringeren Anteil am Gesamtauftrieb haben (der Gesamtauftrieb ist konstant und gleich dem Gewicht des Flugzeuges), bei kleinem positivem Anstellwinkel des Flugzeuges zum Fahrtwind auch eine geringere Umlaufgeschwindigkeit als bei großem Anstellwinkel. Wenn der positive Anstellwinkel sich dem Wert Null nähert, wird die Drehgeschwindigkeit der umlaufenden Tragflügel gefährlich gering.Since the speed of rotation of the revolving airfoil varies with that supplied to them Lift changes, almost proportionally to the square root of the lift, the revolving wings have that because of the relatively greater lift of the fixed wings only a smaller proportion at the total buoyancy (the total buoyancy is constant and equal to the weight of the Aircraft), also with a small positive angle of attack of the aircraft to the airstream a lower rotational speed than with a large angle of attack. If the positive The angle of attack approaches the value zero, the rotational speed of the revolving Wing dangerously small.

Nach der Erfindung ist dieser Nachteil dadurch vermieden, daß die festen Tragflügel so angeordnet sind, daß sie einen geringen negativen Auftrieb erzeugen, wenn das Flugzeug derart zur Richtung des relativen Windes Hegt, daß der Auftrieb der umlaufenden Flügel Null wird. Der geringe negative Auftrieb der festen Tragflügel hat zur Folge, daß der Auftrieb der umlaufenden Tragflügel etwas größer ist als der Gesamtauftrieb, wodurch die Umlaufgeschwindigkeit vergrößert wird.According to the invention, this disadvantage is avoided in that the fixed wings are arranged to produce a small negative lift when the aircraft in such a way to the direction of the relative wind that the buoyancy of the circulating Wing becomes zero. The low negative lift of the fixed wing has the consequence that the lift of the revolving airfoil is slightly greater than the total lift, whereby the speed of rotation is increased.

Um dem Flugzeug der gekennzeichneten Art eine Längsstabilität zu verleihen, nehmen nach der Erfindung die festen Tragflügel eine solche Lage zum Schwerpunkt des Flugzeuges ein, daß bei positivem Anstellwinkel der festen Tragflügel deren Druckpunkt vor und bei negativem Anstellwinkel hinter demTo give the aircraft of the marked type a longitudinal stability, use According to the invention, the fixed wing such a position to the center of gravity of the aircraft one that with a positive angle of attack of the fixed wing, the pressure point in front of and with a negative angle of attack behind the

Schwerpunkt des Flugzeuges liegt. Hierdurch ist erreicht, daß die festen Tragflügel jederzeit ein Moment erzeugen, das das Bestreben hat, das Flugzeug vorne anzuheben, und verhindert, daß sich die Spitze des Flugzeuges zu tief senkt.The center of gravity of the aircraft is. This ensures that the fixed wings at all times create a moment tending to raise the front of the aircraft and prevent that the top of the plane sinks too low.

Um die Drehgeschwindigkeit der umlaufenden Tragflügel wirksam zu regeln, wird nach der Erfindung der Auftrieb der umlaufenden Tragflügel beim Fluge dadurch geändert, daß der Anstellwinkel der festen Tragflügel beim Fluge durch an sich bekannte, nachstehend erläuterte Mittel positiv oder negativ verstellbar ist.In order to effectively regulate the rotational speed of the revolving airfoil, is according to the invention, the lift of the revolving wings during flight is changed by that the angle of attack of the fixed wings during flight by means known per se and explained below is positive or can be adjusted negatively.

Zwei Ausführungsformen des Flugzeuges · nach der Erfindung sind, auf der Zeichnung schematisch dargestellt.Two embodiments of the aircraft according to the invention are on the drawing shown schematically.

Fig. ι zeigt ein Flugzeug in Seitenansicht mit frei umlaufenden sowie mit im Querschnitt gezeichneten festen Tragflügeln. Der angedeutete Pfeil gibt die Flugrichtung an. Fig. 2 zeigt in der gleichen Darstellung eine Abänderungsform, bei welcher der Anstellwinkel der festen Tragflügel beim Flug einstellbar ist. Die Flugrichtung wird durch den angedeuteten Pfeil wiedergegeben.Fig. Ι shows an aircraft in side view with freely rotating and with in cross section drawn fixed wings. The indicated arrow indicates the direction of flight. In the same representation, FIG. 2 shows a modification in which the angle of attack the fixed wing is adjustable during flight. The direction of flight is shown by the arrow indicated.

Nach Fig. 1 und 2 besteht das Flugzeug aus dem Rumpf 41, den umlaufenden Tragflügeln 42, die auf einer frei drehbaren Nabe 43 gelagert sind, und aus einem Zugpropeller 44, der durch einen im Flugzeugrumpf untergebrachten Motor angetrieben wird. Ferner ist das Flugzeug mit festen, nicht umlaufenden Tragflügeln 45 ausgerüstet. Bei der Ausführungsform nach Fig. 1 sind die Tragflügel 45 am Rumpf 41 befestigt. Eine beliebige waagerechte Linie A-B der senkrechten Längsebene des Flugzeuges bildet einen rechten Winkel mit der Linie C-Dj welche die Drehachse der umlaufenden Tragflügel 42 darstellt. E-F ist die Auftriebsnulllinie der umlaufenden Tragflügel 42, d. h. wenn der relative Wind längs der Linie E-F von E nach F bläst, erzeugen die umlaufenden Tragflügel keinen Auftrieb. In ähnlicher Weise ist die Linie G-Ji die Abfallinie für die festen Tragflügel 45. Bei der veranschaulichten Ausführungsform der Erfindung sind diese festen Tragflügel so angeordnet, daß die Linie E-F einen kleinen positiven Anstellwinkel mit der relativen Windrichtung bildet, sobald der relative Wind in Richtung der Linie G-H bläst. In Fig. 1 ist mit Rücksicht auf klare Darstellung die Linie E^F¹ parallel zur Linie E-F gezogen, wobei die Linie ßi-F¹ einen positiven Anstellwinkel von 2° mit der Linie G-H bildet. Der Winkel von 2° ist nur beispielsweise als ein besonders geeigneter Winkel gewählt worden. Entsprechend den bei einer besonderen Ausführungsform eines Flugzeuges vorliegenden Verhältnissen zwischen den umlaufenden und festen Tragflügeln kann ein größerer oder kleinerer Winkel als zweckmäßig in Frage kommen. Der Pfeil K zeigt die Hauptrichtung an, in welcher die Reaktion des Luftdruckes auf die festen Tragflügel 45 wirkt. Diese Linie liegt vor dem Schwerpunkt c, g des Flugzeuges.According to FIGS. 1 and 2, the aircraft consists of the fuselage 41, the revolving wings 42, which are mounted on a freely rotatable hub 43, and a traction propeller 44 which is driven by a motor housed in the aircraft fuselage. The aircraft is also equipped with fixed, non-rotating wings 45. In the embodiment according to FIG. 1, the wings 45 are attached to the fuselage 41. Any horizontal line AB of the vertical longitudinal plane of the aircraft forms a right angle with the line C-Dj, which represents the axis of rotation of the rotating wing 42. EF is the zero lift line of the revolving airfoil 42, ie when the relative wind blows along the line EF from E to F , the revolving airfoil does not generate any lift. Similarly, the line G-Ji is the descent line for the fixed wings 45. In the illustrated embodiment of the invention, these fixed wings are arranged so that the line EF makes a small positive angle of attack with the relative wind direction as soon as the relative wind is in direction the line GH blows. In Fig. 1, the line E ^ F ^{1 is drawn} parallel to the line EF with a view to clarity of illustration , the line ^{βi-F 1} forming a positive angle of attack of 2 ° with the line GH . The angle of 2 ° has only been chosen as a particularly suitable angle, for example. In accordance with the relationships between the rotating and fixed wings in a particular embodiment of an aircraft, a larger or smaller angle may be considered appropriate. The arrow K indicates the main direction in which the reaction of the air pressure acts on the fixed wing 45. This line lies in front of the center of gravity c, g of the aircraft.

Bei der Abänderungsform nach Fig. 2 sind die festen Tragflügel .45 auf einem Holm 46 gelagert, der lösbar mit dem Rumpf 41 verbunden ist und einen Hebel 47 trägt, der mittels einer Stange 48 und eines Hebels 49 an die Kreuzprofilwelle 50 angeschlossen ist, die den üblichen mit dem Höhenruder 59 verbundenen Steuerhebel 51 trägt. Dieses Höhenruder ist bei 60 gelenkig gelagert. Die Verbindung des Steuerhebels 51 mit dem Höhenruder 59 ist durch einen Hebel 52, eine Stange 53, den Hebel 54, eine Kreuzprofilwelle 55, einen äußeren Hebel 56 sowie mittels Stoß- und Zugstangen 57 und eines Armes 58 hergestellt. Die festen Tragflügel 45, das Höhenruder 59 und die Hebel 56 sind mit voll ausgezogenen Linien in ihrer Hauptbetriebslage veranschaulicht, während diese Teile in Stellungen beiderseits der Mittellinie durch gestrichelte Linien gekennzeichnet sind. Das nur in seinen Endlagen veranschaulichte Steuergetriebe innerhalb des Rumpfes besteht aus dem Steuerhebel 51 und den Teilen 47, 48, 49, 52, 53, 54.In the modification according to FIG. 2, the fixed wings .45 are on a spar 46 stored, which is detachably connected to the body 41 and carries a lever 47 which means a rod 48 and a lever 49 is connected to the cross profile shaft 50, which the usual control lever 51 connected to the elevator 59 carries. This elevator is articulated at 60. The connection of the control lever 51 with the elevator 59 is through a lever 52, a rod 53, the lever 54, a cross profile shaft 55, an outer lever 56 and by means of push and pull rods 57 and one Armes 58 manufactured. The fixed wings 45, the elevator 59 and the levers 56 are illustrated with full lines in their prime position during this Parts in positions on either side of the center line are indicated by dashed lines. The control gear illustrated only in its end positions exists within the fuselage from the control lever 51 and the parts 47, 48, 49, 52, 53, 54.

Die Wirkungsweise der beschriebenen Ausführungsform ist folgende:The mode of operation of the embodiment described is as follows:

Wenn der Steuerhebel zurückgezogen wird, heben die hierbei mitgezogenen Teile 50 und 52 bis 58 in bekannter Weise die Hinterkante des Höhenruders 59 an. Gleichzeitig kippen die ebenfalls mitgezogenen Teile 46 bis 49 den festen Tragflügel 45 um die Achse der Welle 46, derart, daß die vordere Kante gehoben und somit der Anstellwinkel vergrößert wird. Wird der Steuerhebel nach vorne gestoßen, so kehren sich diese Wirkungen am.When the control lever is withdrawn, the parts 50 and 50 which are pulled with it lift 52 to 58 the trailing edge of the elevator 59 in a known manner. Tilt at the same time the also dragged parts 46 to 49 the fixed wing 45 about the axis of Shaft 46 in such a way that the leading edge is raised and thus the angle of attack is increased will. If the control lever is pushed forward, these effects are reversed.

Bei der Abänderungsform nach Fig. 2 kann die gleiche Wirkung dadurch erzielt werden, daß die festen Tragflügel starr gelagert und mit Steuerklappen versehen sind, die in an sich bekannter Weise sowohl gleich- wie gegensinnig zueinander verstellt werden können. In der gleichen Weise sind bei der Ausführungsform nach Fig. 2 die die Steuerklappen gleichsinnig verstellenden Mittel mit den Verstellgliedern 52 bis 58 für das Höhenruder 59 gekuppelt.In the modification according to FIG. 2, the same effect can be achieved by that the fixed wings are rigidly mounted and provided with control flaps that are in on can be adjusted in a known manner both in the same direction as in opposite directions. The control flaps are in the same way in the embodiment according to FIG means adjusting in the same direction with the adjusting members 52 to 58 for the elevator 59 coupled.

Claims

Patent claims:

i. Airplane with freely rotating wings propelled by the airstream and fixed wings arranged underneath, characterized in that the fixed Airfoils (45) are arranged so that

they generate a small negative lift when the aircraft is in such a way Direction of the relative wind, that the lift of the revolving wings (42) Becomes zero.

2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the fixed wing (45) assume such a position to the center of gravity of the aircraft that with positive Angle of attack of the fixed wings, their pressure point in front of and, if the angle of attack is negative, behind the center of gravity of the aircraft.

3. Aircraft according to claim 1 and 2, characterized in that the fixed Airfoil (45) in a manner known per se as a whole by one transverse to the direction of flight lying axis (46) are adjustable.

4. Aircraft according to claim 3, characterized in that the means (47 to 51) for adjusting the angle of attack of the fixed wing (45) in a known manner Way with the adjusting device (52 to 58) of the elevator (59) are coupled.

5. Aircraft with freely rotating wings propelled by the airstream and fixed wings equipped with control flaps, characterized in that the control flaps can be adjusted both in opposite directions and in the same direction in a manner known per se.

6. Aircraft according to claim 5, characterized in that the means for adjust the control flaps in the same direction with the adjustment device (52 to 58) of the elevator (59) are coupled.

1 sheet of drawings