DE591866C - Flugzeugpropeller - Google Patents

Description

DEUTSCHES REICH

AUSGEGEBEN AM
27. JANUAR 1934

REICHSPATENTAMT

PATENTSCHRIFT

KLASSE 62 c GRUPPE 6 oi

02 c L 66.

Robert Leon Auguste Lepärmentier in Paris Flugzeugpropeller

Patentiert im Deutschen Reiche vom 20. April 1930 ab

Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugzeugpropeller, dessen Flügelsteigung in Abhängigkeit von der jeweiligen ,Neigung der Flügel unter dem Einfluß des Luftdruckes und der Zentrifugalkraft selbsttätig regelbar ist. Dabei ist unter Luftdruck die durch die Luft auf die Flügelblätter ausgeübte Schubkraft zu verstehen.

Es ist bekannt, bei Flugzeugpropellern mit selbsttätig veränderlicher Steigung die Veränderung der Steigung in Abhängigkeit von der jeweiligen Neigung des Propellerflügels zu der senkrecht zur Propellerachse verlaufenden Drehebene des Propellers zu bringen.

Bei diesen bekannten Propellern besteht die Gefahr, daß bei manchen Betriebszuständen des Flugzeuges diese Neigung nicht den Betriebsbedingungen entspricht.

Diese Mängel sind nach der Erfindung dadurch behoben, daß die Steigungsänderüng durch an sich bekannte Anschläge begrenzt wird, die aus dem Drehbereich eines die Flügel verbindenden Verstellgliedes mit Zapfen herausschaltbar sind. Dadurch ist der Vorteil erzielt, daß die Flügel bei jedem Betriebszustand des Flugzeuges in der richtigen Neigung gehalten werden und ferner die Möglichkeit besteht, daß das Flugzeug beim Landen durch Umstellung der Propellerflügel gebremst wird. ,

Außerdem wird nach der Erfindung angestrebt, Propeller obiger Art bei Flugzeugen mit umlaufendem Flügelwerk verwendbar zu machen.

Auf der Zeichnung ist eine Ausführungsform der Erfindung als Beispiel dargestellt.

Fig. ι ist ein Axialschnitt durch die Flügel des Verstellpropellers und die Einrückvorrichtung für das Sperrglied.

Fig. 2 zeigt einen senkrecht zur Propellerachse gerichteten Schnitt nach der Linie 2-2 in Fig. i.

Fig. 3 stellt in kleinerem Maßstabe eine Vorderansicht und Fig. 3a ebenfalls in kleinerem Maßstabe einen Grundriß eines Flügels ohne Anschläge während der normalen Betriebslage dar. Die

Fig. 4 und 4a sind den Fig. 3 und 3a ähnliche Darstellungen eines Flügels während der Bremslage.

Fig. S zeigt einen Grundriß eines Flügels in der Startlage.

Fig. 6 ist ein Grundriß eines mit Anschlägen versehenen Flügels in einer Stellung wäh-

rend des Fluges des Flugzeuges mit gedrosseltem Motor.

Fig. 7 zeigt in einer entsprechenden Ebene die Stellung des Flügels bei laufendem Motor und stillstehendem Flugzeug vor dem Start desselben.

Fig. 8 ist ein ähnlicher Grundriß der Vorrichtung in der durch Auskuppeln der Sperrvorrichtung freiwillig hervorgerufenen Bremslage.

Auf der Welle α des Motors ist ein Kreuzstück b befestigt, an dem die Achsen c der Propellerflügel d angeordnet sind. Die Flügel d des Propellers nach der Erfindung sind in der der Drehrichtung des Motors entgegengesetzten Richtung zu ihrer Achse geneigt angeordnet und um ihre Längsachse c beispielsweise in Kugellagern e drehbar gelagert. An jedem Flügel schaftende d ist ein Kegelrad/ befestigt, das mit einem für alle Räder / gemeinsamen und lose auf der Welle α gelagerten Ritzel ig· kämmt. Um die Welle α ist eine Spiralfeder h gelegt. Das eine Ende dieser Spiralfeder ist an einem Arm des Kreuzstückes b und das andere Ende an dem die Flügel verbindenden Kegelrade g befestigt. Diese Feder ist so schwach wie irgend möglich, damit die Flügel bei ihrer Einstellung während des normalen Fluges nicht wesentlich behindert werden. Die Feder ist dabei so eingestellt, daß die Propellerflügel beim Anhalten des Flugzeuges, d. h. also dann, wenn alle anderen Kräfte nicht mehr vorhanden sind, in ihre normale Lage zurückgeführt werden.

Die Drehbewegung der Flügel um ihre Achse c ist in beiden Richtungen durch einen Zapfen i begrenzt, der an dem Kegelrade g angeordnet ist. Die Bewegung des Kegelrades g ist in beiden Richtungen durch Anschlagflächen j, k begrenzt, die am Flansch einer Muffe / vorgesehen sind. Die Muffe / wird von der Welle α des Motors mitgenommen und ist auf ihr längsverschiebbar angeordnet. Der Zapfen i ragt in einem in dem Flansch der Muffe / vorgesehenen segmentartigen Ausschnitt in hinein. Die Muffe / könnte auch in zwei Muffen aufgeteilt sein, von denen jede mit einer Anschlagfläche versehen ist.

Eine Feder n, die an einer an der Welle vorgesehenen Schulter 0 abgestützt und im Innern der Muffe I angeordnet ist, sucht den Zapfen i ständig innerhalb des Flänschausschnittes m der Muffe / zu halten.

Die mit den Anschlägen versehene Muffe I (oder nur die mit dem Anschlag k versehene Muffe, wenn es sich um Doppelmuffen handelt) kann mit dem Kegelrad g dadurch in Eingriff gebracht werden, daß sie längs der mit Keilnuten versehenen Welle α verschiebbar ist. Die Muffe ist mit einer Ringnut p versehen, mit der Rollen q zusammenwirken, die an einer Gabel r vorgesehen sind. Die Gabel r ist um eine am Motorgehäuse befestigte Achse s schwingbar. Die Schwingbewegung ist mittels eines im Bereich des Flugzeugführers liegenden Hebels t erzielbar.

Bei stillstehendem Motor und stillstehendem Flugzeug wird der Vorsprung i von den Anschlägen j und k eingefaßt, sobald die Muffe / unter dem Einfluß der Feder η auf der Welle α (Fig. 1) nach links verschoben wird und der Flugzeugführer den Hebel t freigibt. Durch diese Einfassung der Anschläge j und k wird das Ritzel g nach beiden Drehrichtungen hin festgestellt. Der an diesem Ritzel befestigte Flügel d kann sich um seine Achse c so lange drehen, bis der Zapfen i an einem der Anschläge /, k anliegt. Der Flügel kann dann innerhalb dieses Bereiches verschiedene Neigungswinkel einnehmen, die dem sich ständig ändernden Verhältnis von Zentrifugalkraft und Schub entsprechen.

Während des normalen Fluges bildet der Flügel d, sobald sich das Flugzeug im Sinne des Pfeiles A (Fig. 3 und 3a) bewegt und der Motor im Sinne des Pfeiles M umläuft, unter der Einwirkung der normalen, durch die Luft auf die Flügelblätter ausgeübten Schubkraft P und der durch die Drehgeschwindigkeit der Antriebswelle bedingten Zentrifugalkraft F mit der senkrecht zur Drehachse des Motors stehenden Ebene einen kleinen Winkel. Man erhält also einen mehr oder weniger großen Neigungswinkel. Den verschiedenen Flugverhältnissen entspricht eine bestimmte Neigung und damit ein selbsttätiges Anpassen der Flügelsteigung. Wenn das Flugzeug während des Fluges aufsteigt, werden die Flügel unter dem Einfluß der Verminderung der Luftdichte gezwungen, mehr und mehr der Zentrifugalkraft nachzugeben, wodurch selbsttätig die Flügelsteigung vergrößert wird. Durch Berechnung ist festgestellt worden, daßdieobenerwähnte, von der Winkeländerung um die Achse c herrührende selbsttätige Anpassung für einen bestimmten Flughöhenbereich genau ist, der im voraus gewählt werden kann. Für die dazwischenliegenden Flughöhen ist die Anpassung der Flügelsteigung ausreichend genau. no

Würden sich indessen die Propellerflügel gänzlich frei, also ohne Anschlagbegrenzung, drehen können, so würde der Propeller unbrauchbar sein, da er die nachstehenden Nachteile aufweisen würde:

Nehmen die Propellerflügel beim Starten des Flugzeuges infolge Fehlens von Anschlägen und der bekanntlich in diesem Betriebszustand außerordentlich hohen Schubkraft eine zu weit nach vorn geneigte Lage ein, dann würde die dadurch beträchtlich verminderte Steigung zur Folge haben, daß die nor-

male Motorleistung nicht ausgenutzt werden kann.

Wenn bei einer Abwärtsbewegung des Flugzeuges der Motor gedrosselt wird, dann sucht die auf die Propellerflügel ausgeübte Reaktionskraft der Luft die Richtung zu ändern. Der jetzt umgekehrt gerichtete Schub wirkt auf die Veränderung der Neigung im gleichen Sinne wie die Zentrifugalkraft. Dadurch werden die Flügel gezwungen, die in den Fig. 4 und 4a dargestellte Lage einzunehmen. Einen Gleichgewichtszustand kann es hier also nur für die Stellung nach Fig. 4'a geben.

15· Dieser Nachteil ist besonders schwerwiegend, denn diese vom Flugzeugführer -unbeeinflußbare Umkehrung der Flügel kann in einem ungünstigen Augenblick während des Fluges eine erhebliche Bremsung des Fhigzeuges herbeiführen, so daß ein Sinken des Flugzeuges die Folge ist. Ferner ist es unmöglich, die Flügel während des Fluges in ihre günstige Lage zurückzubringen (Fig. 3 und 3a). Denn wenn die Propellerflügel in dieser Weise zurückgedreht worden sind und wenn der Motor beschleunigt wird, wächst der von den Flügeln erzeugte negative Schub im Quadrat der Drehgeschwindigkeit sowie gleichfalls die Zentrifugalkraft. So wie sich in dieser Stellung die beiden Kräfte bei der Verzögerung des Motors ausgleichen, gleichen sie sich auch, ohne daß die Stellung der Flügel geändert würde, bei allen Motorleistungen aus.

Diese Nachteile sind infolge der Anordnung der oben beschriebenen Anschläge vermieden (Fig. i, 2, 6, 7, 8, 9, 10).

Dadurch, daß entsprechend der Verringerung der Motorgeschwindigkeit der Zapfen i allmählich zur Anlage an den Anschlag k (Fig. 6 und 6a) gelangt, wird die im Sinne einer Vergrößerung der Steigung erfolgende Drehbewegung der Flügel in der Stellung begrenzt, in welcher die Flügel bei stillstehendem Motor im Sinne der Flugrichtung empfindlich sind. Auf diese Weise wird der Widerstand der langsam umlaufenden Propellerschraube nahezu vollkommen aufgehoben.

Beim Starten de"s Flugzeuges drehen sich die Flügel um ihre Achse im Sinne einer Verringerung einer Steigung so lange, bis der Zapfen i mit dem Anschlag / in Berührung kommt (Fig. 7). Wenn der Anschlag nicht vorhanden wäre, dann könnte die Propellerschraube die gesamte Motorkraft nicht aufnehmen, da die Flügelsteigung zu gering wäre.

Während des Fluges oder bei der Landung kann der Flugzeugführer durch Bewegen des' Hebels t die Muffe / nach rechts (Fig. 1) verschieben und dadurch den Zapfen i von dem der größten Steigung entsprechenden Anschlagt lösen (Fig. 8). Die Flügel nehmen sodann die in Fig. 8 dargestellte rückwärtige Lage ein. Auf diese Weise erzielt der Flugzeugführer beim Landen eine kräftige Bremsung, die von dem Flugzeugpropeller herrührt. Dabei ist der Vorteil erzielt, daß die annähernd ebene Fläche des Flügels auf die Luft eine stärkere Reaktionskraft ausübt als die konvexe Fläche. Infolgedessen wird eine stärkere Bremsung erzielt.

Um zu vermeiden, daß das Flugzeug niedergehen muß, wenn beim Stillstand des Motors der Ansatz i von neuem zwischen die Anschläge k und / gebracht werden soll, werden die Flügel nach ihrem Stillstand oder nur nach der Verzögerung des Motors und des Flugzeuges durch die der Drehbewegung der Flügel im Sinne einer Vergrößerung der Steigung entgegenarbeitende Feder h selbsttätig in die normale Lage zurückgeführt. Jedoch übt die schwache Feder h keinerlei $5 Wirkung aus, wenn alle anderen Kräfte den Wert Null angenommen haben.

Die Erfindung erstreckt sich ebenso wie auf Flugzeuge mit umlaufendem Flügelwerk auch auf Schraubenflugzeuge o. dgl. In diesem Fall findet keine Verbindungsvorrichtung für die Propellerflügel Anwendung.. Dagegen ist jeder Flügel mit voneinander unabhängigen und nicht kuppelbaren Anschlägen versehen.

Die pben beschriebene Vorrichtung ist lediglich als Beispiel gewählt worden und kann beliebig abgeändert werden. Insbesondere könnten die Anschläge durch irgendwelche gleichartigen Mittel und die Federn durch andere Rückzugsvorrichtungen ersetzt werden, die beispielsweise mittels einer Flüssigkeit oder auch durch Massen betrieben werden, die der Zentrifugalkraft unterworfen sind. ·

Claims (3)

1. Patentansprüche: ■

   i. Flugzeugpropeller, dessen Flügelsteigung in Abhängigkeit von der jeweiligen Neigung der Flügel unter dem Einfluß des Luftdruckes und der Zentrifugalkraft selbsttätig regelbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Steigungsänderung durch an sich bekannte Anschläge (j, k) begrenzt wird, die aus dem Drehbereich eines die Flügel (b) verbindenden Verstellgliedes (s) mit Zapfen herausschaltbar sind.
2. 2. Propeller nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß bei dem Maximalanschlag des Flügels (d) bis zum Anschlag (k) die Druckseite des Propeller-

   flügelblättes eine annähernd parallel zur Flugrichtung verlaufende Lage einnimmt.
3. 3. Propeller nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß konzentrisch zur Propellerantriebswelle (α) eine Torsionsfeder

   (n) angeordnet ist, durch welche der Propeller nach dem Stillstand oder nach einer Geschwindigkeitsverringerung des Motors selbsttätig in seine normale Lage zurückgeführt wird.

   Hierzu 1 Blatt Zeichnungen