SE516367C2

SE516367C2 - Unmanned rotor propelled aircraft, controlled by rudders actuated by air flow from rotor, and provided with articulated rotor shaft

Info

Publication number: SE516367C2
Authority: SE
Priority date: 2000-10-23
Filing date: 2000-10-23
Publication date: 2002-01-08
Also published as: WO2002034620A8; AU2001294495A1; SE0003831D0; WO2002034620A1; SE0003831L

Abstract

The drive unit (5) contains a motor connected via a rotor shaft (4) to a rotor (1) for generating downthrust. A load carrying section (7) is located beneath and joined to the drive unit. An adjustable angle control device (S) is formed by a support (21) with adjustable rudders (25) which are actuated by the flow of air from the rotor and used to control aircraft movement. The rotor shaft comprises top and bottom shafts (4a, 4b) pivotally connected to each other via a link device (91), allowing a restricted degree of pivot movement between these two shafts.

Description

30 516 367 2 Det finns olika typer av kända flygfarkoster, som lämpar sig för utveckling av UAV för näroperationer. En vanlig typ är rotorfarkoster, vars bemannade hu- vudmotsvarighet är helikoptern. Det finns kända UAV, som liknar helikoptrar. Å andra sidan finns det UAV, som är helt olika helikoptrar, men där man ändå åstad- kommer flygfarkostens lyftkraft med hjälp av rotorer, vilket även gäller flygfarkos- ten enligt föreliggande uppfinning. Vid utformningen av en sådan rotorfarkost är det speciellt viktigt att erhålla goda egenskaper vid hovring, dvs. när flygfarkosten håller sig stilla i lufthavet. Goda hovringsegenskaper brukar dock medföra försäm- rade högfartsegenskaper. 30 516 367 2 There are different types of known aircraft, which are suitable for the development of UAVs for local operations. A common type is rotor craft, whose manned main equivalent is the helicopter. There are known UAVs, which are similar to helicopters. On the other hand, there are UAVs, which are completely different helicopters, but where the lifting force of the aircraft is still achieved by means of rotors, which also applies to the aircraft according to the present invention. When designing such a rotor vehicle, it is especially important to obtain good properties when hovering, ie. when the aircraft remains stationary at the aerodrome. Good hovering properties, however, usually lead to deteriorating high-speed properties.

De flesta nu använda helikoptrar har en rotor med varierande antal rotor- blad. För att motverka rotorns vridande moment och för att styra helikoptern i gir- led, användes vanligen en stjärtrotor, som åstadkommer ett styrbart vridmoment.Most helicopters now in use have a rotor with varying numbers of rotor blades. To counteract the rotating torque of the rotor and to steer the helicopter in gear, a tail rotor is usually used, which produces a controllable torque.

Stjärtrotorn medför dock vissa nackdelar såsom en ganska stor effektförbrukning och en ganska komplicerad konstruktion hos helikoptern. Helikopterns styrning i höjd, tipp, och roll åstadkommes genom vridning av rotorbladen omkring deras längsaxel. Styrmekanismen härför utgörs av stötstänger, som vrider rotorbladen och vars positioner styrs av en s k swash-platta runt rotoraxeln. Swash-plattans läge och orientering styrs i sin tur av två spakreglage i förarkabinen. Även denna styrmekanism är ganska komplicerad och känslig för smutsinverkan speciellt hos små helikoptrar.However, the tail rotor entails certain disadvantages such as a fairly large power consumption and a rather complicated construction of the helicopter. The helicopter's control in height, tip, and roll is accomplished by rotating the rotor blades about their longitudinal axis. The guide mechanism for this consists of push rods, which rotate the rotor blades and whose positions are controlled by a so-called swash plate around the rotor shaft. The position and orientation of the swash plate are in turn controlled by two lever controls in the driver's cab. This steering mechanism is also quite complicated and sensitive to dirt, especially in small helicopters.

Tidigare känd är vidare en obemannad rotorburen flygfarkost (PCT/SE99/OO099) vilken är försedd med en drivenhet som driver en rotor direkt via en rotoraxel. Till drivenheten är vidare en lastbärare ansluten via en kardanled så att drivenheten kan vinkelförskjutas oberoende av lastbäraren. Emellertid med- för denna lösning med en kardanled mellan lastbäraren och drivenheten att ﬂyg- farkostens tyngdpunkt blir mycket högt placerad vid laster motsvarande massan av drivenheten. Detta innebär i sin tur att start och landningsegenskaperna blir sämre än om tyngdpunkten skulle vara placerad lägre.Also previously known is an unmanned rotor-borne aircraft (PCT / SE99 / OO099) which is provided with a drive unit which drives a rotor directly via a rotor shaft. A load carrier is further connected to the drive unit via a universal joint so that the drive unit can be angularly displaced independently of the load carrier. However, this solution with a universal joint between the load carrier and the drive unit means that the center of gravity of the blir vehicle is placed very high at loads corresponding to the mass of the drive unit. This in turn means that take-off and landing properties will be worse than if the center of gravity were placed lower.

UPPFINNINGENS SYFTE Syftet med föreliggande uppfinning är att åstadkomma en obemannad ro- torburen flygfarkost, som har en robust konstruktion och som uppvisar mycket goda hovringsegenskaper, dvs. då farkosten är väsentligen stillastående i luftha- vet. 20 25 30 516 367 3 Ett ytterligare syfte med uppfinningen är att åstadkomma en obemannad ro- torburen ﬂygfarkost vilken uppvisar förbättrade start och Iandningsegenskaper än tidigare kända sådana ﬂygfarkoster.OBJECT OF THE INVENTION The object of the present invention is to provide an unmanned rotor-borne aircraft which has a robust construction and which exhibits very good hovering properties, i.e. as the craft is essentially stationary in the air. A further object of the invention is to provide an unmanned rotor-borne aircraft which exhibits improved take-off and landing properties than previously known such aircraft.

SAMMANFATTNING AV UPPFINNINGEN Dessa syften uppnås medelst den inledningsvis angivna ﬂygfarkosten, som utmärks av att drivenheten är direkt förbunden med lastbäraren och att rotoraxeln, som överför effekt mellan drivenheten och rotororganet, är uppdelad i en nedre ro- toraxel och en övre rotoraxel vilka rotoraxlar är ledbart förbundna med varandra genom ett första ledorgan. Vidare är farkostens styrorgan lagrade kring den övre rotoraxeln varvid styrorgan och rotororgan utgör en första del av farkosten medan lastbärare och drivenhet utgör en andra del av farkosten. Den första och den and- ra delen är vidare ledbart förbundna med varandra genom ledorgan. Således krävs ledorgan för rotoraxeln och ledorgan mellan styrorgan och lastbära- re/drivenhet. Ledorganen är placerade så att en av varje ledorgans, mot rotoraxeln vinkelråta vridningsaxel sammanfaller vid något vridningsläge av rotoraxeln.SUMMARY OF THE INVENTION These objects are achieved by means of the initially indicated ostencraft, which is characterized in that the drive unit is directly connected to the load carrier and that the rotor shaft, which transmits power between the drive unit and the rotor means, is divided into a lower rotor shaft and an upper rotor shaft. connected to each other by a first hinge member. Furthermore, the control means of the vehicle are mounted around the upper rotor shaft, the control means and rotor means constituting a first part of the vehicle, while the load carrier and drive unit form a second part of the vehicle. The first and the second part are further articulated to each other through articulation means. Thus, guide means for the rotor shaft and guide means between guide means and load carrier / drive unit are required. The hinge members are positioned so that one of each hinge member, the angle of rotation rotating angularly towards the rotor axis coincides at any rotational position of the rotor axis.

Härigenom uppdelas ﬂygfarkosten i två inbördes rörliga delar, vilket medför följande fördelar: Till skillnad mot en stel förbindelse mellan de tvà farkostdelarna, som skulle kräva ett väsentligt större styrmoment för att uppnå en given grad av vridning av rotordisken, ger ledorganet enligt uppﬁnningen en bättre styreffektivitet.As a result, the eyecraft is divided into two mutually moving parts, which entails the following advantages: In contrast to a rigid connection between the two vehicle parts, which would require a significantly greater steering torque to achieve a given degree of rotation of the rotor disk, the guide means better steering efficiency. .

Den medelst ledorganet upphängda lastbäraren får en naturlig vertikal ori- entering, vilket är en fördel om lasten utgörs av spaningsutrustning (kameror e dyl.), som bör verka från en stabiliserad plattform.The load carrier suspended by the hinge means has a natural vertical orientation, which is an advantage if the load consists of reconnaissance equipment (cameras, etc.), which should operate from a stabilized platform.

Ytterligare ett ändamål med uppﬁnningen är att anvisa en konstruktion som medger en i förhållande till känd teknik enklare och mera robust lösning av ﬂygfar- kostens styrning, som medger att rotorbladen ej behöver vridas kring deras längd- axlar med hjälp av swash-plattor eller liknande styrarrangemang och att stjärtrotor kan undvaras för erforderligt moment i girled.A further object of the invention is to provide a construction which allows a simpler and more robust solution of the control of the yacht vessel in relation to the prior art, which allows the rotor blades not to be rotated about their longitudinal axes by means of swash plates or similar guide arrangements. and that the tail rotor can be dispensed with for the required torque in the girled.

Detta ytterligare ändamål uppnås genom att ﬂygfarkosten är försedd med inställbara roderelement, som inte är fast förbundna med drivenheten och som är anordnade att påverkas av rotororganets luftström.This further object is achieved in that the yv vessel is provided with adjustable rudder elements, which are not fixedly connected to the drive unit and which are arranged to be influenced by the air flow of the rotor member.

Denna styrprincip innefattande roderelement är inte ny utan har visats tidi- gare. Resultaten tycks dock inte ha varit positiva, troligtvis beroende på att man 20 25 30 516 367 4 o u n o u ~ a n . . o nu inte kunnat ﬁnna lämpliga ställen på en helikopter för placeringen av roderelemen- ten. Styrningen kräver nämligen att man kan åstadkomma kraftiga moment på ﬂygfarkosten utan användning av orimligt stora roderytor. Detta förutsätter att ro- derelementens momentarmar relativt ﬂygfarkostens tyngdpunkt blir tillräckligt långa, vilket i sin tur kräver en helt annorlunda utformning av flygfarkostens kropp än som är vanlig hos helikoptrar.This control principle, including rudder elements, is not new but has been shown previously. However, the results do not appear to have been positive, probably due to the fact that 20 25 30 516 367 4 o u n o u ~ a n. . o now not been able to find suitable places on a helicopter for the placement of the rudder elements. The steering requires that it is possible to achieve strong torques on the g y vessel without the use of unreasonably large rudder surfaces. This presupposes that the moment arms of the rudder elements relative to the center of gravity of the aircraft will be sufficiently long, which in turn requires a completely different design of the aircraft body than is usual with helicopters.

Företrädesvis innefattar rotororganet en tvådelad rotoraxel och ett antal långsträckta rotorblad, vilka är stelt förbundna med den övre delen av rotoraxeln, så att rotorbladen är fasta eller med andra ord ovridbara omkring sina längdaxlar.Preferably, the rotor means comprises a two-part rotor shaft and a number of elongate rotor blades, which are rigidly connected to the upper part of the rotor shaft, so that the rotor blades are fixed or in other words rotatable about their longitudinal axes.

Sådana fasta rotorblad medger en enkel och robust infästning vid rotoraxeln.Such fixed rotor blades allow a simple and robust attachment to the rotor shaft.

Därmed erhålls ökad säkerhet mot att rotorbladen lossnar. Ett lossnat rotorblad kan åstadkomma stor skada på sin omgivning, vilket begränsar användningen av rotorfarkoster i känsliga miljöer. Skyddet mot lossnande rotorblad kan förbättras genom att rotorspetsama omsluts med en ring. Företrädesvis utformas ringen även till att axiellt utsträckas till att även täcka roderorganen.This provides increased safety against the rotor blades coming loose. A detached rotor blade can cause great damage to its surroundings, which limits the use of rotor craft in sensitive environments. Protection against loosening rotor blades can be improved by enclosing the rotor tips with a ring. Preferably, the ring is also designed to be axially extended to also cover the rudder means.

En nackdel med fasta rotorblad hos en konventionell helikopter är att fart- och vindinducerade rotormoment överförs till helikoptern och orsakar icke önsk- värda dynamiska påkänningar. Detta ledde till att rörliga rotorblad infördes redan på de tidigaste helikoptrarna.A disadvantage of fixed rotor blades in a conventional helicopter is that speed- and wind-induced rotor torques are transmitted to the helicopter and cause undesirable dynamic stresses. This led to the introduction of moving rotor blades on the earliest helicopters.

Lastbäraren iﬂygfarkosten enligt uppﬁnningen isoleras från inverkan av så- dana dynamiska påkänningar genom den kardanska upphängningen av lastbära- ren.The load carrier in the enligt yg vessel according to the invention is isolated from the influence of such dynamic stresses by the gimbal suspension of the load carrier.

Erfarenheten har visat att hovrande helikoptrar på låg ﬂyghöjd är känsliga för vindbyar, vilket gör det svårt att bibehålla önskad orientering och position. Or- saken till att vindbyarna påverkar helikoptern är i första hand att vindbyarna skapar krafter som verkar på rotororganet. T ex alstrar horisontella vindbyar horisontella krafter på rotororganet som vrider och även sidoförflyttar helikoptern.Experience has shown that hovering helicopters at low altitude are sensitive to gusts, which makes it difficult to maintain the desired orientation and position. The reason why the gusts affect the helicopter is primarily that the gusts create forces that act on the rotor body. For example, horizontal wind gusts generate horizontal forces on the rotor member that rotate and also move the helicopter sideways.

Samma problem ﬁnns givetvis hos rotor-UAV och försvårar dess använd- ning för t ex spaning. Genom roderarrangemanget enligt det ovan beskrivna utfö- randet kan man reducera denna typ av vindbypåverkan. De vindbyorsakade hori- sontella krafterna angriper UAVn i rotororganets diskplan, dvs. ovanför ﬂygfarkos- tens tyngdpunkt. Vindbyarna orsakar emellertid också horisontella krafter på ro- derelementen. Genom lämplig placering av roderelementen kan de horisontella krafterna på roderelementen fås att angripa ﬂygfarkosten under dess tyngdpunkt, 20 25 30 v u I a ro o 516 367 s så att ﬂygfarkosten stabiliseras. Effekten av dessa vindbyorsakade krafter kan där- för neutraliseras genom lämpligt val av placering av och storlek hos roderelemen- ten. Alternativt eller som komplement kan ett band anordnas omkring roderele- menten. Bandet kan också utnyttjas för infästning av lagringar hos roderelementen och som skydd av roderelementen.The same problem is of course found in rotor UAVs and makes its use difficult for, for example, reconnaissance. Through the rudder arrangement according to the embodiment described above, this type of wind storm impact can be reduced. The horizontal forces caused by the wind gust attack the UAV in the disk plane of the rotor member, ie. above the center of gravity of the yv vessel. However, gusts of wind also cause horizontal forces on the rudder elements. By suitable placement of the rudder elements, the horizontal forces on the rudder elements can be made to attack the yacht below its center of gravity, so that the yacht is stabilized. The effect of these forces caused by wind gusts can therefore be neutralized by appropriate choice of location and size of the rudder elements. Alternatively or as a complement, a band can be arranged around the rudder elements. The belt can also be used for attaching bearings to the rudder elements and as protection of the rudder elements.

Ett sätt att balansera momenten omkring rotoraxeln är att använda två kon- centriska men kontraroterande rotororgan. Exempel härpå ﬁnns hos sovjetiska he- likoptrar och UAV-projekten Sentinel (Kanada) och Sprite (Storbritanningen) . Så- vitt bekant användes konventionell rotorbladvridning som styrprincip i dessa ex- empel. En nackdel är att man mister den gyrostabiliserande effekten hos ett enkelt rotororgan, eftersom kontrarotationen medför motarbetande gyroverkan. Däremot adderas de bägge rotororganens vindbyorsakade krafter. För ett kontraroterande arrangemang med roderstyrning är det därför särskilt angeläget att använda den ovan beskrivna stabiliserande roderkonstruktionen.One way to balance the torques around the rotor shaft is to use two concentric but counter-rotating rotor members. Examples of this can be found in Soviet helicopters and the UAV projects Sentinel (Canada) and Sprite (UK). As far as is known, conventional rotor blade rotation was used as a guiding principle in these examples. A disadvantage is that one loses the gyro-stabilizing effect of a simple rotor member, since the counter-rotation causes counteracting gyro effect. On the other hand, the wind-induced forces of the two rotor members are added. For a counter-rotating arrangement with rudder control, it is therefore particularly important to use the stabilizing rudder construction described above.

Den praktiska utformningen av farkostens styrorgan beror bl.a. på valet av rotorsystem. Höjdstyrningen förutsätts i en utföringsform ske genom reglering av rotorvarvtalet, men genom föreliggande uppﬁnning åstadkommes dessutom en möjlighet till att med konstant rotorvawtal reglera lyftkraften genom att minst ett roderelement, och företrädesvis samtliga, innefattar en första roderhalva och en andra roderhalva separerbara från varandra i dess nederkant en vinkel a, där a kan anta ett värde från 0° till 180°. Denna uppdelning av varje roderelement inne- bär att varje roderelement kräver två servon för vridning av roderelementen kring två axlar. Vidare utgör detta arrangemang i kombination med en kring rodren och rotorn omslutande ring att lyftkraften kan minimeras genom att rodren tillsammans stryper luftﬂödet genom ringen. Antalet servon kan även minskas till två för varje roder genom att vid varje roder montera en mekanism som med ett servo samti- digt vrider båda roderhalvorna.The practical design of the vessel's control means depends, among other things, on on the choice of rotor system. In one embodiment, the height control is assumed to take place by regulating the rotor speed, but the present invention also provides an opportunity to regulate the lifting force with constant rotor speed by at least one rudder element, and preferably all, comprising a first rudder half and a second rudder half separable from each other at its lower edge. an angle α, where α can assume a value from 0 ° to 180 °. This division of each rudder element means that each rudder element requires two servos for rotating the rudder elements about two axes. Furthermore, this arrangement in combination with a ring enclosing around the rudder and the rotor means that the lifting force can be minimized by the rudders together throttling the air through the ring. The number of servos can also be reduced to two for each rudder by fitting a mechanism to each rudder that rotates both rudder halves simultaneously with a servo.

Varje rotorsystem alstrar ett girmoment, vars storlek beror av bl.a. rotor- van/talet. För ett kontraroterande rotorsystem kan man därför styra girmomentet genom lämplig skillnad i varvtal hos de två rotororganen. Kan man inte använda individuell varvtalstyrning är alternativet att utnyttja styrorgan med roderelement.Each rotor system generates a torque, the size of which depends on e.g. rotor- van / tale. For a counter-rotating rotor system, the yaw torque can therefore be controlled by a suitable difference in speed of the two rotor members. If it is not possible to use individual speed control, the alternative is to use control means with rudder elements.

För ett enkelrotorsystem åstadkommes girstyrning och balanseringen av rotormo- mentet med hjälp av roderelementen, som då ställs i lämplig anfallsvinkel för att åstadkomma girmoment. 20 25 516 367 6 I u n o o a | o n Q o oo Roderelementen placeras så långt nedströms om rotordisken som det är praktiskt lämpligt för att därigenom få så långa momentarmar som möjligt. En så- dan momentarrn kan utgöras av en bom eller av någon annan stel, långsträckt struktur, som i sin ena ände har en lagring för roderelementets axel och i sin andra ände är fäst vid drivenheten. Normalt använder man två roderelement för rollstyr- ning och två för tippstyrning monterade i ett kryssarrangemang.For a single rotor system, gear control and balancing of the rotor torque is achieved by means of the rudder elements, which are then set at a suitable angle of attack to achieve gear torque. 20 25 516 367 6 I u n o o a | o n Q o oo The rudder elements are placed as far downstream of the rotor disk as is practically suitable to thereby have as long torque arms as possible. Such a torque can be constituted by a boom or by some other rigid, elongate structure, which at one end has a bearing for the shaft of the rudder element and is attached to the drive unit at its other end. Normally, two rudder elements are used for role control and two for tipping control mounted in a cross arrangement.

Vridningen av roderelementen sker med hjälp av servoanordningar. Minimi- antalet servoanordningar är två (för roll- resp. tippstyrning). Med fyra servoanord- ningar (en servoanordninq per roderelement) kan man överlagra girstyrningen en- ligt ovan. För separering av roderhalvorna krävs ytterligare ett eller två servon för varje roder.The rudder elements are rotated by means of servo devices. The minimum number of servo devices is two (for role or tilt control). With four servo devices (one servo device per rudder element), the gear control can be superimposed according to the above. To separate the rudder halves, one or two more servos are required for each rudder.

Effekten av roderstyrningen blir olika beroende på om man använder ett kontraroterande rotorsystem eller ett enkelrotorsystem. Skillnaden beror på att en enkelrotor utgör ett gyro, vilket medför att rodermomentens styrverkan blir annor- lunda än för ett kontraroterande rotorsystem.The effect of the rudder control will be different depending on whether you use a counter-rotating rotor system or a single rotor system. The difference is due to the fact that a single rotor constitutes a gyro, which means that the steering action of the rudder torque will be different than for a counter-rotating rotor system.

KORT BESKRlVNING AV RITNINGARNA Uppﬁnningen kommer nu att beskrivas närmare med hjälp av utföringsex- empel med hänvisning till de bifogade ritningarna, på vilka Figur 1 schematiskt visar en sidovy av en utföringsform av en obemannad ro- tordriven ﬂygfarkost enligt uppﬁnningen med monterad uppskuren ring, och Figur 2 schematiskt visar en vy från ovan av ﬂygfarkosten enligt ﬁgur 1, och Figur 3 visar en ändvy av ett roder till en farkost enligt uppﬁnningen.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will now be described in more detail by means of exemplary embodiments with reference to the accompanying drawings, in which Figure 1 schematically shows a side view of an embodiment of an unmanned rotor-driven auger according to the design and mounted cut-out. Figure 2 schematically shows a top view of the yacht according to Figure 1, and Figure 3 shows an end view of a rudder of a vessel according to the invention.

BESKRIVNING AV UPPFINNINGEN Figur 1 visar schematiskt principkonstruktionen för en obemannad rotorbu- ren ﬂygfarkost (UAV) enligt uppﬁnningen.DESCRIPTION OF THE INVENTION Figure 1 schematically shows the principle construction of an unmanned rotor-mounted auger (UAV) according to the invention.

Flygfarkosten innefattar två huvuddelar, dels en drivenhet 5 med en lastbä- rare 7, vilken innehåller lämplig utrustning, t ex spaningskameror och bränsletank dels ett rotororgan 1, vars rotorblad är stelt ﬁxerade i ett rotornav 3, tillsammans med ett styrorgan S. Drivenheten 5 inrymmer en drivmotor och en reduktionsväxel för rotororganets 1 rotationsdrivning. Rotororganet 1 har en rotoraxel 4, som är 516 367 7 n . u o n o - o o u oo ansluten till navet 3 och som är roterbart driven av drivmotorn i drivenheten 5. Ro- toraxeln är vidare uppdelad i en nedre rotoraxel 4a och en övre rotoraxel 4b vilka rotoraxlar 4a, 4b är Iedbart förbundna med varandra genom ett första ledorgan 91 som medger en begränsad vinkelrörelse mellan den nedre rotoraxeln 4a och den 5 övre rotoraxeln 4b.The aircraft comprises two main parts, partly a drive unit 5 with a load carrier 7, which contains suitable equipment, eg reconnaissance cameras and fuel tank, partly a rotor member 1, whose rotor blades are rigidly axed in a rotor hub 3, together with a control member S. The drive unit 5 houses a drive motor and a reduction gear for the rotary drive of the rotor member 1. The rotor member 1 has a rotor shaft 4 which is 516 367 7 n. uono - oou oo connected to the hub 3 and which is rotatably driven by the drive motor in the drive unit 5. The rotor shaft is further divided into a lower rotor shaft 4a and an upper rotor shaft 4b which rotor shafts 4a, 4b are inadvertently connected to each other by a first hinge member 91 which allows a limited angular movement between the lower rotor shaft 4a and the upper rotor shaft 4b.

Lastbäraren 7 är anordnad väsentligen vertikalt under drivenheten 5 och är företrädes fast ansluten till denna.The load carrier 7 is arranged substantially vertically below the drive unit 5 and is preferably fixedly connected thereto.

Styrorganet S, vilket är roterbart lagrat kring den övre rotoraxeln 4b, är för- sett med ett andra ledorgan 92 i form av en andra kardanled med mot varandra 10 vinkelrätta axlar A-A och B-B. Kardanleden innefattar ledtappar 11, vilka är för- bundna med drivenheten 5 och bildar axeln A-A. En kardanring 13 är anordnad på ledtapparna 11 så att den är svängbar omkring axeln A-A. Vinkelrätt mot axeln A- A skjuter en ledtapp 15 ut från kardanringen 13 på var sin sida om rotororganet 1 och bildar axeln B-B. Kring varje ledtapp 15 är lagrat ett axelhus 17, vilket är stelt 15 ﬁxerat vid drivenheten 5 och lastbäraren 7 medelst något lämpligt icke närmare beskrivet förband.The guide member S, which is rotatably mounted about the upper rotor shaft 4b, is provided with a second hinge member 92 in the form of a second gimbal joint with axes A-A and B-B perpendicular to each other. The gimbal joint comprises pivot pins 11, which are connected to the drive unit 5 and form the shaft A-A. A gimbal ring 13 is arranged on the pivot pins 11 so that it is pivotable about the axis A-A. Perpendicular to the axis A-A, a pivot pin 15 projects from the gimbal ring 13 on each side of the rotor member 1 and forms the axis B-B. Around each pivot pin 15 is mounted a shaft housing 17, which is rigidly 15 ﬁ xert at the drive unit 5 and the load carrier 7 by means of a suitable connection not further described.

Hela ﬂygfarkosten bärs i viloläge upp av ett landningsställ, här i form av ett ﬂertal, vid lastbärarens nedre ände ﬁxerade ben 19.The entire g yacht is carried in rest position up by a landing gear, here in the form of a ﬂ number, at the lower end of the load carrier's x-legged legs 19.

Vidare visar ﬁgur 1 schematiskt det för ﬂygfarkosten enligt uppﬁnningen ut- 20 nyttjade styrorganet S. Man identiﬁerar rotororganet 1 med rotornav 3 och den därmed via rotoraxeln 4 förbundna drivenheten 5. Kring rotoraxeln 4 är ett bärar- organ 21 roterbart lagrat vilket bärarorgan kröker sig med skänklar 21' på båda si- dor om axeln ner mot drivenheten 5. Det inre avståndet mellan bärarorganets skänklar är tillräckligt stort för att medge full rörelsefrihet för lastbäraren 7 och dri- .¿:.; 25 venheten 5. Vid skänklarnas 21' nedre ändar är en hållarring 23 stelt ﬁxerad, på vilken i sin tur fyra kring hàllarringen 23 jämnt fördelade roder 25 är vridbart an- ordnade. Varje roder 25 har en i tvärsnitt avsmalnande form. Rodren 25 är i en grundinställning vertikalt orienterade med rodrens 25 tjockare partier riktade uppåt mot rotorbladen och de smalare partierna riktade nedåt. Rodren 25 är anslutna till 30 respektive roderaxlar 26, vilka är vridbara av servoorgan 27 för att ge önskade pà- verkningsmoment på drivenheten 5. Som torde framgå bland annat av ﬁguren är rodren 25 anordnade i den nedàtriktade luftströmmen (nedsvepet) från rotororga- net 1. inom; 20 25 30 .516 367 8 . u n - a o Q - n u a u nu Figur 1 visar även att ﬂygfarkosten i den visade utföringsformen är försedd med en ringformad kåpa R vilken skyddar dels rotororganet 1 och dels rodren 25.Furthermore, Figure 1 schematically shows the control member S used for the aircraft according to the invention. The rotor member 1 is identified with the rotor hub 3 and the drive unit 5 connected thereto via the rotor shaft 4. legs 21 'on both sides of the shaft down towards the drive unit 5. The internal distance between the legs of the carrier means is large enough to allow full freedom of movement for the load carrier 7 and the drive. At the lower ends of the legs 21 ', a retaining ring 23 is rigidly axed, on which in turn four rudders 25 evenly distributed around the retaining ring 23 are rotatably arranged. Each rudder 25 has a tapered shape in cross section. The rudder 25 is in a basic setting vertically oriented with the thicker parts of the rudder 25 directed upwards towards the rotor blades and the narrower parts directed downwards. The rudders 25 are connected to 30 respective rudder shafts 26, which are rotatable by the servo member 27 to provide desired moments of action on the drive unit 5. As will be apparent from the rudder, the rudders 25 are arranged in the downwardly directed air flow . within; 20 25 30 .516 367 8. u n - a o Q - n u a u nu Figure 1 also shows that the eyecraft in the embodiment shown is provided with an annular cover R which protects both the rotor member 1 and the rudder 25.

Kåpan är monterad till övre rotoraxeln 4b via åtminstone två stag 211, 212 samt till rodrens yttre ändar via rodertappar 213. Stagen 211, 212 är centralt anslutna till en staglagertapp 213 vilken är vridbart lagrad och axiellt fixerad i ett staglager i ro- tornavet 3. l den visade utföringsformen är även farkosten försedd med ett andra motroterande rotororgan 111 fast anslutet till en andra övre rotoraxel 4c i sin tur ansluten till den övre rotoraxeln 4b via en reverserande kuggväxel 214 med en in- gående axel och två koncentriskt utgående axlar i ett kontraroterande rotorsystem för att eliminera gyroverkan av endast ett rotororgan. I utföringsformer med dubbla rotororgan är de övre rotoraxlarna 4b, 4c koncentriska samt staglagret beläget i det andra rotororganet 111.The housing is mounted to the upper rotor shaft 4b via at least two struts 211, 212 and to the outer ends of the rudder via rudder pins 213. The struts 211, 212 are centrally connected to a strut bearing pin 213 which is rotatably mounted and axially fixed in a strut bearing in the rotor hub 3. In the embodiment shown, the craft is also provided with a second counter-rotating rotor member 111 fixedly connected to a second upper rotor shaft 4c in turn connected to the upper rotor shaft 4b via a reversing gear 214 with an input shaft and two concentrically output shafts in a counter-rotating shaft. rotor system to eliminate the gyro effect of only one rotor member. In embodiments with double rotor members, the upper rotor shafts 4b, 4c are concentric and the strut bearing is located in the second rotor member 111.

Figur 2 visar att ett roderutrymme RU är bildat mellan kåpan R och hållar- ringen 23 i vilket roderutrymme rodren 25 verkar. Figuren antyder rodrens 25 möj- liga ytterlägen vid fullt roderutslag genom streckade linjer, men dessa streckade linjer skall även ses som ytterlägen för roderdelar visade i den alternativa utfö- ringsformen av roder enligt ﬁgur 3. Styrorganet S med dess bärarorgan 21 och skänklar 21' är i ﬁgur 2 dolda under rotororganet 1. Figuren visar även axeln B - B genom ledtapparna 15 vilka är monterade l kardanringen 13. För tydlighetens skull har drivenheten och axelhuset inte ritats in i figur 2.Figure 2 shows that a rudder space RU is formed between the housing R and the retaining ring 23 in which rudder space the rudder 25 operates. The figure indicates the possible extreme positions of the rudder 25 at full rudder deflection by dashed lines, but these dashed lines should also be seen as the outer positions of rudder parts shown in the alternative embodiment of rudder according to Figure 3. The guide means S with its support means 21 and legs 21 'are Figure 2 also shows the shaft B - B through the guide pins 15 which are mounted in the gimbal ring 13. For the sake of clarity, the drive unit and the shaft housing have not been drawn in Figure 2.

Figur 3 visar en fördelaktig utformning av roder i samband med en ﬂygfar- kost enligt föreliggande uppﬁnning. Varje roder 25 består av två roderhalvor 251, 253 vilka är ledbart lagrade kring sin ledaxel 252 varvid roderhalvorna kan vinklas från varandra så att dess spetsar vrids utåt till dess att halvorna ligger i linje, dvs. bildar vinkeln a=180° med varandra. Roderhalvorna kan dessutom, oavsett värdet på vinkeln a, tillsammans vridas gemensamt kring roderaxeln 26. Således kan rodren styra farkosten samtidigt som lyftkraften minskas när roderhalvorna separe- ras utan att rotorvarvtalet behöver ändras vilket är mycket fördelaktigt vid start och landning. l utföringsexemplen har den obemannade ﬂygfarkosten beskrivits ha en ledförbindelse mellan drivenheten 5 och styrorganet S i form av en kardanled.Figure 3 shows an advantageous design of the rudder in connection with a far yacht vessel according to the present invention. Each rudder 25 consists of two rudder halves 251, 253 which are articulated around its hinge axis 252, the rudder halves being angled apart so that its tips are turned outwards until the halves are in line, i.e. forms the angle a = 180 ° with each other. In addition, regardless of the value of the angle α, the rudder halves can be rotated together about the rudder shaft 26. Thus, the rudders can steer the craft while reducing the lifting force when the rudder halves are separated without having to change the rotor speed, which is very advantageous at takeoff and landing. In the exemplary embodiments, the unmanned aircraft has been described as having a hinge connection between the drive unit 5 and the control member S in the form of a universal joint.

Fackmannen inser naturligtvis att vilket lämpligt ledorgan som helst kan användas för att ge den önskade allsidiga rörligheten mellan dessa komponenter, under för- utsättning att ledorganet har två frihetsgrader (roll och tipp) och att den är vridstyv, 5 16 3 6 7 f: . n n o n u n u o o oo 9 så att rodrens vridande påverkan på bärarorganet 21 överförs till drivenheten 5 och till lastbäraren 7.Those skilled in the art will, of course, recognize that any suitable hinge member may be used to provide the desired versatile mobility between these components, provided that the hinge member has two degrees of freedom (roll and tip) and that it is torsionally rigid,. n n o n u n u o o o oo 9 so that the rotational action of the rudder on the carrier member 21 is transmitted to the drive unit 5 and to the load carrier 7.

Likaså kan uppﬁnningen modifieras på många olika sätt inom ramen för pa- tentkraven.The invention can also be modified in many different ways within the framework of the patent requirements.

Claims

nu n. n n n. n. . o - n I O I I I I I I I I O O I I I O I I »u o. . u n u u n »v o v v .n u. ~ - | - n -. - o u q u, u n n. n v u n o u v I I I I. n | u n u 10 PATENT REQUIREMENTS

An unmanned rotor-borne vehicle, comprising a drive unit (5), having a drive motor connected via a rotor shaft (4) to a rotor means (1) for generating a substantially downwardly directed air stream, a load carrier (7), which is arranged during drive the unit (5) and which is connected thereto, and a control means (S), angularly movable relative to the load carrier (7), comprising a carrier means (21) provided with adjustable rudder elements (25), which are arranged to be actuated by generated air flow of the rotor member (1), for controlling the movement of the vehicle, characterized in that the rotor shaft (4) comprises a lower rotor shaft (4a) and an upper rotor shaft (4b) which rotor shafts (4a, 4b) are hingedly connected to each other by a first guide means (91) which allow a limited angular movement between the lower rotor shaft (4a) and the upper rotor shaft (4b). 15

Aircraft according to claim 1, characterized in that the guide means (S) is rotatably mounted around the upper rotor shaft (4b).

Aircraft according to claim 2, characterized in that the first hinge member (91) consists of a first gimbal joint. 20

Aircraft according to one of Claims 2 to 3, characterized in that a second hinge member (92) is fixedly connected to the carrier member (21).

Aircraft according to claim 4, characterized in that the second guide member (92) -; 25 consists of a second universal joint.

Aircraft according to one of Claims 4 to 5, characterized in that the drive unit (5) is connected to the second hinge member (92) for independent angular movement relative to the carrier member (21). 30

Aircraft according to one of Claims 4 to 6, characterized in that a axis of rotation in the second hinge member (92) coincides with an axis of rotation in the first hinge member (91) at a different angular position between the rotor axes (4a, 4b) than parallel axes. 516 367 11 nou- ø a n «u v a n u oo

Aircraft according to one of Claims 1 to 7, characterized in that the servo means (27) are arranged for regulating the angle of attack of the rudder elements (25). 5

Aircraft according to any one of claims 1-8, characterized in that at least one rudder element (25) comprises a first rudder half (251) and a second rudder half (253) separable from each other at its lower edge an angle α, where a can assume a value from 0 ° to 180 °.

Aircraft according to claim 9, characterized in that the servo means (27) are arranged partly for regulating the angle of attack of the rudders (25) and partly for regulating the angle of the rudder halves (251, 253) in relation to each other.

Aircraft according to any one of claims 1-10, characterized in that both the rotor member (1) and the rudder (25) are enclosed by an annular cover (R) which is connected to the carrier member (21).

Aircraft according to claim 11, characterized in that the rudders (25) are designed so that 20-60% of the axially projected area between a holding ring (23) connected to the carrier member (21) and the cover (R) coincides with the rudder halves (251). , 253) axially projected area when the rudder halves are angled 180 °.

Aircraft according to any one of claims 1-12, characterized in that a counter-rotating second rotor means (111) is arranged to operate in a plane parallel to the rotor means (1), the second rotor means being driven by the drive unit (5), drive motor via a second upper rotor shaft (4c) arranged concentrically with the upper rotor shaft (4b), which upper rotor shafts (4b, 4c) are connected to each other via a reversing gear (214) and to the lower rotor shaft (4a) via the first hinge means ( 91). 30