DE567584C - Hubschrauber - Google Patents

Hubschrauber

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DE567584C
DE567584C DEB150199D DEB0150199D DE567584C DE 567584 C DE567584 C DE 567584C DE B150199 D DEB150199 D DE B150199D DE B0150199 D DEB0150199 D DE B0150199D DE 567584 C DE567584 C DE 567584C
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    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04Helicopters
    • B64C27/08Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10Helicopters with two or more rotors arranged coaxially

Description

DEUTSCHES REICH
AUSGEGEBEN AM 5. JANUAR 1933
REICHSPATENTAMT
PATENTSCHRIFT
JVi 567584 KLASSE 62 b GRUPPE
Louis Breguet in Paris Hubschrauber
Patentiert im Deutschen Reiche vom 21. Mai 1931 ab
Hubschrauber, deren Flügel mit der Antriebswelle verbunden sind durch Kardan- oder andere Gelenke, die ein Heben und Senken der Flügel und Veränderungen der Flügelanstellwinkel ermöglichen und Führungsarme haben, deren Enden von ausrichtbaren Führungskränzen geführt werden, sind bereits bekannt.
Gemäß der Erfindung ist zur Verbindung der Längsachse jedes Flügels, um die die verschiedenen Anstellwinkel sich einstellen, mit der senkrechten Welle des Hubschraubers oder in einem anderen Drehantrieb des Flügels eine waagerechte Gelenkachse senkrecht zur Antriebswelle angeordnet, wobei die Gelenkachse einen Führungsarm trägt, der in bezug auf die Drehrichtung des Flügels nach vorn gerichtet ist. Der Zweck dieser Anordnung und weitere Merkmale der Erfindung gehen aus der folgenden Beschreibung der in den Zeichnungen dargeao stellten beispielsweisen Ausführungsformen der Erfindung hervor. Es zeigen:
Fig. ι eine schematische Teilansicht in schaubildlicher Darstellung, aus der das Prinzip der Erfindung erkennbar ist,
Fig. 2 eine schematische Ansicht einer Ausführungsform der Steuerungen bei einem Apparat mit zwei Flügeln, deren Drehachsen verschieden sind,
Fig. 3 eine halb in Ansicht und. halb geschnittene praktische Ausführung der Steuerung der Flügel,
Fig. 4, 4 a einen waagerechten Schnitt nach Linie IV-IV der Fig. 3 in größerem Maßstabe, Fig. 5, 6 und 7 schematische Ansichten eines Leitseiles, das beim Landen benutzt werden kann,
Fig. 8 eine Seitenansicht des ganzen mit dem drehbaren Flügelwerk gemäß der Erfindung ausgerüsteten Flugzeuges.
Das Flugzeug besitzt eine bestimmte Anzahl Flügelpaare 1, von denen jedes von einer senkrechten Welle 2 in Drehung versetzt wird. In der Fig. ι ist ein einziger der Flügel 1 dargestellt, dessen Antriebswelle 2 sich im Sinne des PfeilesT7 dreht. 45 ■
Die Welle 2 kann durch einen Motor angetrieben werden oder sich frei drehen. Der Flügel 1 ist mit der Welle 2 durch eine bei 4 angelenkte waagerechte Achse 3 verbunden. Das Gelenk 4 kann ein Kardan- oder anderes Gelenk sein. Zwischen der Gelenkachse 3 und dem mit dem Flügel ι unmittelbar verbundenen Arm 30 ist ein Kardangelenk 5 vorgesehen, das gestattet, in der Ruhestellung die Flügel zusammenzulegen und das die Beanspruchungen der Arme 3 und 3vJ verringert. Wenn sich nämlich die Flügel um die senkrechte Achse drehen, so erhält die Zentrifugalkraft die beiden Arme 3, 3* in einer Richtung; treten plötzliche Kraftveränderungen ein, so verhindert das Kardangelenk 5 die jeweilig entstehenden Beanspruchungen der Gelenkachse 3 und des Armes 3a.
Damit in der Ruhestellung die Gelenkachse 3, der Arm 3li und die Flügel durch ihr Eigengewicht nicht nach unten hängen, kann irgendein Anschlag vorgesehen werden.
Das Ende der Gelenkachse 3 kann sich in waagerechter Lage in einem Lageransatz 6 der Welle 2 drehen. Es kann also der Flügelanstellwinkel verändert werden.
Die Änderung des Flügelanstellwinkels wird durch einen von der Gelenkachse 3 getragenen Führungsarm 7 gesteuert, der in bezug auf die Drehrichtung des Flügels nach vorn gerichtet ist und eine auf einem Führungskranz 9 laufende to oder in einer Nut dieses Kranzes geführte Rolle8 trägt. Der Führungskranz, der vom Piloten gesteuert werden kann, kann auf und ab bewegt oder in beliebiger Richtung geneigt werden. An Stelle der Rolle kann irgendeine andere geeignete mechanische Einrichtung benutzt werden. Dadurch, daß der Führungsarm in bezug auf die Drehrichtung des Flügels nach vorn gerichtet an der Gelenkachse 3 angeordnet ist, wird eine selbsttätige Stabilisierung des Hubschraubers erhalten. Trifft z. B. ein Wirbel den Flügel 1 derart, daß er ihn anhebt, so wird infolge der Anordnung des Führungsannes 7 und infolge des Gelenkes 4 der Anstellwinkel α des Flügels 1 selbsttätig verringert. Es wird also der auf den Flügel einwirkende Auftrieb verringert und die Wirkung des Wirbels abgeschwächt. Wenn dagegen der Wirbel bestrebt ist, den Flügel 1 zu senken, so würde der Anstellwinkel des Flügels sich vergrößern, und die der Wirkung des Wirbels entsprechende Gleichgewichtsstörung würde verhindert werden.
Wenn außerdem der Führungskranz 9, anstatt starr gesteuert zu werden, Bewegungen erhält, die durch die elastische Reaktion auf die Wirkung der Laufrolle 8 entstehen, so ist es klar, daß, wenn auf den Flügel eine zusätzliche Kraft infolge eines Windstoßes ausgeübt wird, die Laufrolle 8 den Führungskranz herunterdrückt und hierdurch der Einfallwinkel des Flügels weiterhin kleiner wird. Die Wirkung des Windstoßes ist gleichzeitig durch die Elastizität der Befestigung des Führungskranzes 9 und durch das Schwingen der Gelenkachse 3 zentralisiert. Angenommen, daß infolge der Drosselung des Motors die Flügel einen Teil ihrer Geschwindigkeit verloren haben, so überwiegen die Auftriebkräfte die Zentrifugalkraft, und der Winkel β wächst, während, wie bereits mit Bezug auf die Stellung der Laufrolle angedeutet, der Winkel α kleiner wird, bis er negativ wird.
Bei diesen Verhältnissen wird der Flügel günstig wie der einer Windmühle eingestellt und die Drehung der Flügel beschleunigt. Der Pilot hat es außerdem in der Hand, durch Senken des Führungskranzes 9 die Steigung des Systems umzukehren und für das Abwärtsfliegen in geeigneter Weise zu regeln.
Um ein Bremsmittel beim Landen zu erhalten,
genügt es, den Führungskranz nach oben zu bewegen. Dadurch wird eine Bremsung der senkrechten Geschwindigkeit durch Vergrößerung der Steigung erzeugt, wobei das Motordrehmoment in diesem Augenblick durch die lebhafte Drehgeschwindigkeit erhalten wird. Dieses Manöver kann selbsttätig durch ein Leitseil von gegebener Länge ausgeführt werden (Fig. 5, 6, 7), das in gewisser Entfernnung vom Boden beim Herabfliegen heruntergelassen wird und dessen Gewicht von oben nach unten auf den Führungskranz einwirkt. Es ist klar, daß, wenn das Leitseil den Boden berührt, der Führungskranz allmählich entlastet wird und dadurch eine kräftige senkrechte Reaktion auf das Flügelwerk ausgeübt wird, die in geeigneter, durch die Länge des Leitseils geregelter Höhe entsteht.
Werden die sich drehenden Flügel von einem Motor oder mehreren Motoren angetrieben, so muß eine Kombination von zwei gemäß der obigen Beschreibung ausgebildeten Flügelwerken benutzt werden, die sich im entgegengesetzten Sinne drehen.
Diese Flügelwerke können z. B. von zwei konzentrischen Wellen angetrieben und von zwei voneinander unabhängigen Führungskränzen gesteuert werden.
Die Anwendung dieser beiden sich im entgegengesetzten Sinne drehenden und unmittelbar von zwei Getrieben ohne Momentausgleicher angetriebenen Flügelwerke ermöglicht:
A) das aerodynamische Gleichgewicht der durch die Luft auf die Flügelwerke ausgeübten Widerstandsmomente zu erreichen. Soll in gerader Richtung geflogen werden, so genügt es, durch die senkrechte Differentialsteuerung der beiden Hülsen 15 und 15' (Fig. 2), die die Führungskränze tragen, die Gleichheit der Widerstandsmomente der beiden Flügelwerke zu erreichen;
B) das Flugzeug in der gewünschten Riehtung wie mit einer Steuerfläche einzustellen. Zu diesem Zweck wird ein das Flugzeug drehendes Moment erzeugt, indem dem sich drehenden Flügelwerk im Sinne der gewünschten Drehung weniger Steigung gegeben wird;
C) den Antrieb durch Ruderwirkung des umkehrenden Flügels zu erhalten.
Es genügt, jeden der Führungskränze seitlich im entgegengesetzten Sinne derart zu neigen, daß der kulminierende Teil auf der umkehrenden Seite liegt in der Nähe der Normalebene bei durch die Achse gehender Verstellung.
Es ist klar, daß das Laufrad bei Bewegung über den kulminierenden Teil des Führungskranzes eine Vergrößerung des Winkels a ver- ursacht und der umkehrende Flügel die Luft unter einem großen Winkel angreift, so daß eine größere waagerechte Komponente entsteht, wodurch eine Antriebswirkung durch diesen Flügel erzeugt wird.
Die Führung und die Flugsteuerung des Flug- ;euges kann durch Steuerung des Führungs-
kranzes 9 mittels starrer oder elastischer Steuereinrichtungen erreicht werden.
Bei der vorliegenden Erfindung ist vorzugsweise eine Steuereinrichtung vorgesehen, die so angeordnet ist, daß die Führung des Apparates in ähnlicher Weise erfolgt wie bei Aeroplanen durch Bedienung von Hebeln, wie Steuerknüppel, Steuerrad und Steuerhebel, die bei solchen Flugzeugen gemeinsam zur Steuerung der Verwindung der Tiefe und Richtung benutzt werden. Außerdem sind zwei zusätzliche Steuereinrichtungen vorgesehen, die zur Geschwindigkeitssteuerung und zur Steuerung der Antriebskraft benutzt werden. Die eine steuert die Stützhülse der Führungskränze und die andere in unterschiedlicher Weise nur die Neigungen der Führungskränze, wobei die Differentialsteuerung der Hülsen mit der Richtungssteuerung verbunden ist.
Die Fig. 2 zeigt ein schematisches Ausführungsbeispiel eines elastischen Steuerstandes eines Hubschraubers mit zwei im entgegengesetzten Sinne, vorzugsweise konaxial, sich drehenden Flügelwerken, die aus Gründen der besseren
Übersicht mit zwei getrennten Achsen dargestellt sind.
Die Führungskränze 9 und 9' sind mittels Kardangelenken an Hülsen 10 und 10' angebracht, die die Antriebswellen umgeben.
Die Neigungen der Führungskränze seitlich und in Tiefenrichtung wird mittels starrer Steuerungen 11, 11' und 12, 12' erreicht, die unter Vermittlung der Bügel 13, 13' und 14, 14' bedient werden.
Die senkrechte Verstellung der gesamten Führungskranzanordnung 9, 9' erfolgt durch senkrechte Verstellung der starren Stangen 15, 15', die die Schwenkachsen der Bügel 13, 14 und 13', 14' stützen.
Infolge der oben auseinandergesetzten Eigenschaften der sich drehenden Flügelwerke gemäß der Erfindung müssen die Drehzahlregelungssteuerung und die Richtungssteuerung auf die senkrechte Verschiebung der Führungskränze und in gleicher Weise die Antriebssteuerung und die Verwindungssteuerung auf die seitliche Neigung der Führungskränze einwirken, während die Tiefensteuerung nur auf die Längsneigung der Führungskränze einwirkt. Die beispielsweise angeführte Führungssteuerung gemäß der Erfindung ist durch die Verwendung von elastischen Einrichtungen und Differentialorganen gekennzeichnet, die eine absolute Unabhängigkeit der Einwirkung der verschiedenen, die Führungskränze beeinflußenden Steuerungen ermöglichen.
Daher übt die in Fig. 2 durch das Handrad 16 und die Federn 17, 18 und i8' schematisch dargestellte, auf die Stangen 19 und 19' wirkende elastische Regelungssteuerung auf die Gesamtheit der beiden Flügelwerke eine senkrechte Kraft aus, die durch die Differentialwirkung der unter Vermittlung des Differentials 21 arbeitenden Richtungssteuerung nicht verändert wird.
In gleicher Weise übt die durch das Steuerrad 22 und die Feder 23 dargestellte elastische Antriebssteuerung, die auf die Bügel 13, 13' durch die Verbindungsstangen 24, 24' wirkt, auf die beiden Führungskränze Momente aus, die die Führungskränze seitlich im entgegengesetzten Sinne derart zu neigen suchen, daß den Flügeln mehr Steigung gegeben wird, wenn sie umkehren. Die Gesamtwirkung wird durch die Differentialwirkung der Verwindungssteuerung, die durch den auf die Stangen 24, 24' unter Vermittlung des Differentials 26 wirkenden Steuerknüppel 25 arbeitet, nicht geändert.
Die Tiefensteuerung schließlich, die durch den Steuerknüppel 25 erreicht wird, wirkt auf das Differential 27, die auf die Achsen 28, 28' und Bügel 14, 14' gleiche Momente verteilt, die die Führungskränze in Längsrichtung zu neigen suchen.
Es ist klar, daß die verschiedenen starren Steuerungen, wie 24, 24' und 28, 28', so ausgebildet sein können, daß die gleichzeitigen Wirkungen der verschiedenen Steuerungen miteinander vereinbar sind.
Die Gelenke 29, 29' symbolisieren in der Fig. 2 die verschiedenen Bewegungsmöglichkeiten, die diese Steuerungen haben müssen.
Es können an den Steuerungen zusätzliche Servoregulierorgane vorgesehen sein. Beispielsweise kann zur Stabilisierung der Geschwindigkeitsregelung ein Geschwindigkeitsregulator 30 vorgesehen sein, dessen Einstellung durch das Steuerrad 16 und die Feder 17 geregelt wird. Es ist klar ersichtlich, daß, wenn der Motor durchgeht, der Regulator die Spannung der Federn 18 und 18' vergrößert und infolgedessen auch die Steigung der Flügelwerke, die sich auf diese Weise dem anfänglichen Durchgehen entgegenstellt.
Um in gleicher Weise die Stabilität des Flugweges zu sichern, kann eine senkrechte Hilfsfläche 31 vorgesehen sein, deren Winkelverstellungen unter der Einwirkung der Luftreaktionen beim Wenden des Apparates im gewünschten Sinne auf die Federn 18 und i8' einwirken, um eine Relativänderung der Steigung des Flügel-Werkes zu erzeugen, die sich genau der beabsichtigten Wendung entgegensetzt.
Die Fig. 3, 4 und 4a zeigen beispielsweise, wie die Kombination der die Kraft auf die Flügelwerke übertragenden Mechanismen und der Verlauf der auf die Führungskränze wirkenden Steuerungen vereinigt werden kann.
Zwei konzentrische Wellen, die sich im entgegengesetzten Sinne drehen, empfangen, wie aus der Fig. 8 ersichtlich, den Antrieb des Motors 32 unter Vermittlung eines Kegelgetriebes 33. Die Fig. 3 gibt den Einzelteil 34 des in Fig. 8
dargestellten Ganzen wieder. Die innere Welle 35 überträgt die Kraft auf das obere Flügelwerk. Die äußere Welle 36 überträgt die Kraft auf das untere Flügelwerk. Zahnräder 37, 37' 38 38', 39, 39' übertragen die Bewegung dieser Wellen auf Glocken 40, 40', die im Innern gezahnt sind und die oberen und unteren Flügelwerke mitnehmen. Diese Glocken 40 und 40' drehen sich durch Kugel- und Stützlager 41,41', 42, 42' um die hohle Säule 43, die mit dem Gestell des Flugapparates fest verbunden ist und die Antriebswellen 35 und 36 einschließt sowie als Stütze für die Gehäuse 44 und 44' der Zahnräder 37 bis 39 und 37' bis 39' dient. An der Säule 43 kann die Kugel 46, 46' sich verschieben (die die Rolle der Hülse 10 und 10' in den Fig. 1 und 2 spielt). Die Kugel 46, 46' trägt das Gelenk io3, io'a, um das ein Ring 46*, φ'α sich dreht. Der letztere trägt seinerseits ein Gelenk iofr, xo'h s das ein Kardan mit dem Gelenk ioiT bildet, und um das der Führungskranz 9a, ga' sich dreht (entspricht Führungskranz 9, Fig. 1). Dieser Führungskranz ist durch Kugellager 45,45' (entspricht Laufrad 8 in Fig. 1) mit einem Hebel mit zwei Armen 7, 48 und 7', 48' verbunden, die untereinander durch ein Hebelgelenk 49, 49' vereinigt sind (der Hebel entspricht dem Hebel 7 der Fig. 1). Der Arm 7, Y ist bei ya, Ya an den Arm 3, 3' der Flügel angelenkt. Der Führungskranz ga, g'a wird durch vier Lenker, wie iia, ii'a, angehoben, von denen je zwei sich diametral gegenüberliegen und den Kabeln ii', 12' der Fig. 2 entsprechen. Diese Lenker werden durch eine geeignete Übertragung ii*, n'*, iic, n'c, τΐα, ττ'ά und iie, n/<f betätigt. Die Lager 45, 45', auf die die verschiedenen Steuerungen einwirken, können sich daher nach beliebiger Richtung neigen und parallel zur Achse des Teiles 43 verschieben. Die äußeren Führungskränze 47, 47' der Lager 45, 45' tragen Arme 48, 48', die durch Kugel-" gelenke 49, 49' an den Hebeln 7, 7' befestigt sind, die den Einfallwinkel der Flügel steuern. Die Steuerungen iie und n/<? sind im Innern ♦5 der Säule 43 angeordnet, so daß sie durch die Drehebene des unteren Flügelwerkes verlaufen können.
Die Befestigung der Arme 3, 3' der Flügel an den Glocken 44, 44' wird durch die rechtwinkligen Achsen 51, 51', 52, 52' gesichert, die ein Kardan bilden (Fig. 3, 4 und 4 a) und dem Gelenk 4 der Fig. 1 entsprechen. Die Achse 51 bzw. 51', die an der Glocke 40 und 40' befestigt ist, geht durch zwei Scheiben 51", 5i'a und 51*, 51'*, die ihr als Stütze dienen. An dieser Achse 51, 51' sind Bügel 52s ζζ'α und 52*, 52'* angelenkt, die jetzt die Achsen 52, 52' der Arme 3, 3' der Flügel bilden.
Das Drehen des Armes 3 um seine Achse erfolgt durch das Stützkugellager 53.
Es ist klar, daß der beschriebene Hubschrauber feste zusätzliche Flächen besitzen kann, die nur den aerodynamischen Kräften des Relativwindes unterliegen.
Die Einstellung dieser Flächen kann durch den Piloten zur Erhöhung der Stabilität des Systems gesteuert werden.
Die zwei Ausführungen: Rolle nach Fig. 1 und Rollwerk nach Fig. 4,4a mit den beschriebenen angelenkten Armen sind beispielsweise. Sie können ersetzt werden durch jede andere Einrichtung, die es gestattet, das Ende des Organes zur Steuerung des Einfallwinkels der Flügel oder des sich drehenden Flugwerkes zwangsläufig zu führen.

Claims (1)

  1. Patentansprüche:
    i. Hubschrauber, dessen Flügel mit der Antriebswelle verbunden sind durch Kardanoder andere Gelenke, die ein Heben und Senken der Flügel und Veränderungen der Flügelanstellwinkel ermöglichen und Führungsarme haben, deren Enden von ausrichtbaren Führungskränzen geführt werden, dadurch gekennzeichnet, daß zur Verbindung der Längsachse jedes Flügels, um die die verschiedenen Anstellwinkel sich einstellen, mit der senkrechten Welle des Hubschraubers oder einem anderen Drehantrieb des Flügels eine waagerechte Gelenkachse (3) senkrecht zur Antriebswelle (2) angeordnet ist, wobei die Gelenkachse (3) einen Führungsarm trägt, der in bezug auf die Drehrichtung des Flügels nach vorn gerichtet ist.
    *2. Hubschrauber nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens zwei . sich gegenüberliegende und sich in entgegengesetzter Richtung drehende Flügel vorgesehen sind, die in an sich bekannter Weise durch Neigung der Führungskränze (9, 9') seitlich und im entgegengesetzten Sinne mit Bezug auf die senkrechte Symmetrieebene des Flugzeuges verstellbar sind.
    3. Hubschrauber nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen Gelenk (4) und Flügel (1) ein zweites Gelenk (5) vorgesehen ist.
    4. Hubschrauber nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß seine Abwärtsgeschwindigkeit durch ein Leitseil gebremst wird, dessen Gewicht entgegen der Wirkung einer Feder auf den Führungskranz derart wirkt, daß, wenn das Gewicht auf dem Boden schleift, die Feder das Anheben des Führungskranzes und dadurch die Vergrößerung des Anstellwinkels des Flügels bestimmt.
    Hierzu 4 Blatt Zeichnungen
DEB150199D 1930-05-21 1931-05-21 Hubschrauber Expired DE567584C (de)

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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2015520697A (ja) * 2012-05-21 2015-07-23 アールトン,ポール,イー. 回転翼輸送手段
US10814969B2 (en) 2004-04-14 2020-10-27 Paul E. Arlton Rotary wing vehicle

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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10814969B2 (en) 2004-04-14 2020-10-27 Paul E. Arlton Rotary wing vehicle
US11649051B2 (en) 2004-04-14 2023-05-16 Paul E. Arlton Rotary wing vehicle
JP2015520697A (ja) * 2012-05-21 2015-07-23 アールトン,ポール,イー. 回転翼輸送手段

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