DE1269890B

DE1269890B - Stabilization device for rotary wing aircraft

Info

Publication number: DE1269890B
Application number: DEP1269A
Authority: DE
Inventors: Dr-Ing Theodor Laufer
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1963-09-26
Filing date: 1963-09-26
Publication date: 1968-06-06

Description

Stabilisierungseinrichtung für Drebflügelflugzeuge Die Erfindung bezieht sich auf eine Stabilisierungseinrichtung für Drehflügelflugzeuge mit einem am Rotorkopf angeordneten und relaitv zu ihm höhenverschiebbaren Steuersystem für die Blattwinkelsteuerung der Rotorblätter, wobei der Rotorkopf im Flugzeug elastisch gelagert ist.Stabilizing device for rotary wing aircraft The invention relates on a stabilization device for rotary wing aircraft with one on the rotor head arranged and relaitv to it vertically adjustable control system for the blade angle control of the rotor blades, the rotor head being elastically supported in the aircraft.

Es sind verschiedene Möglichkeiten bekannt, um Drehflügelflugzeuge zu stabilisieren. Bei einer bekannten Stabilisierungseinrichtung werden Kreisel verwendet. Die durch die Kreisel ermittelten Werte werden entweder direkt oder gegebenenfalls über elektronische Verstärker in die Steuerung eingeführt. Diese Methode erfordert sehr empfindliche Geräte und bringt manchmal erhebliche Komplikationen mit sich. Eine andere Methode sieht eine Kupplung von Schlag- oder Konuswinkel und Anstellwinkel des Rotorblattes vor, um auf diese Weise die Stabilität des Hubschraubers zu verbessern. Hinzu sind zwischen Rotorblatt und Rumpf besondere Gestänge mit einer Korrektureinrichtung, z. B. einer Taumelscheibe und einer Dämpfungseinrichtung erforderlich. Die Wirksamkeit einer solchen Stabilisierungseinrichtung ist aber nicht besonders günstig, denn es kann praktisch nur im reinen Vorwärtsflug eine gewisse Stabilität erreicht werden. Durch die elastische Lagerung des Rotorkopfes im Flugzeug sollen Erschütterungen vermieden werden. Jedoch hat eine solche Lagerung keinen Einfluß auf die Stabilität eines Drehflügelflugzeu 'ges.Various ways are known to make rotary wing aircraft to stabilize. In a known stabilization device, gyroscopes are used used. The values determined by the gyroscope are either directly or if necessary Introduced into the control via electronic amplifiers. This method requires very delicate equipment and sometimes brings with it significant complications. Another method sees a coupling of the flapping or cone angle and the angle of attack of the rotor blade in order to improve the stability of the helicopter in this way. In addition, there are special rods with a correction device between the rotor blade and the fuselage, z. B. a swash plate and a damping device required. The effectiveness such a stabilization device is not particularly cheap, because a certain stability can practically only be achieved in pure forward flight. The elastic mounting of the rotor head in the aircraft should cause vibrations be avoided. However, such storage has no effect on the stability of a rotary wing aircraft 'total.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Mängel der bekannten Stabilisierungseinrichtungen zu vermeiden und eine möglichst einfache Einrichtung zur Stabilisierung von Drehflügelflugzeugen zu schaffen.The invention is based on the problem of the shortcomings of the known Avoid stabilization devices and the simplest possible device to create stabilization of rotary wing aircraft.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der nicht drehende Teil des Rotorkopfes gegenüber dem als Festpunkt für das Steuersystem dienenden Flugzeugteil, z. B. Rumpf, in der Bewegungsrichtung des Steuersystems nachgiebig und damit selbsttätig eine Relativverschiebung zum Steuersystem bewirkend aufgehängt ist. Die so hervorgerufene Relativverschiebung zwischen dem nicht drehenden Teil des Rotorkopfes und dem Steuersystem bewirkt bei entsprechender Auslegung der Steuerung eine Verkleinerung des Anstellwinkels aller Blätter. Diese Verkleinerung des Anstellwinkels hat mehrere Vorteile: Bei böigem Wetter werden Stöße automatisch weggesteuert. Senkrechte Schwingungen werden isoliert. Außerdem wird die Winkelstabilität des Flugzeuges erhöht. Bezüglich der Winkelstabilität ist zu bemerken, daß ein Hubschrauber bei Anblasung von vorn bekanntlich winkelunstabil ist, wenn der Betrag der dem dynamischen System zugeführten Energie größer wird als der Betrag der dem System durch Dämpfung entzogenen Energie. Durch die hier beschriebene Anordnung wird nun die durch Neigung des Rotors hervorgerufene Auftriebsvergrößerung zu einem beträchtlichen Teil automatisch wieder weggesteuert, so daß die dämpfenden Einflüsse die anfachenden Einflüsse wieder überwiegen können.This object is achieved in that the non-rotating Part of the rotor head opposite that serving as a fixed point for the control system Aircraft part, e.g. B. trunk, compliant in the direction of movement of the control system and thus automatically suspended causing a relative shift to the control system is. The resulting relative displacement between the non-rotating part of the rotor head and the control system, if the control system is designed accordingly a reduction in the angle of attack of all blades. This reduction in the angle of attack has several advantages: In gusty weather, shocks are automatically steered away. vertical Vibrations are isolated. In addition, the angular stability of the aircraft elevated. Regarding the angular stability, it should be noted that a helicopter is at Blowing from the front is known to be angularly unstable if the amount of the dynamic System supplied energy is greater than the amount of the system through damping withdrawn energy. The arrangement described here now results in the inclination The increase in lift caused by the rotor is to a considerable extent automatic steered away again, so that the dampening influences the stimulating influences again can outweigh.

Zwecks nachgiebiger Aufhängung sind gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung zwischen dem nicht drehenden Teil des Rotorkopfes und dem Rumpf ein oder mehrere federnde Elemente eingefügt. Die federnden Elemente sind vorteilhafterweise so eingebaut, daß sie bei positiven Vertikalbeschleunigungen auf Druck beansprucht werden. Bei dieser einfachen Form der Stabilisierungseinrichtung kann es aber vorkommen, daß unter Umständen nicht genügend hohe vertikale Beschleunigungen aufgebracht werden können und daß dadurch das Flugzeug nicht mehr genügend steuerbar ist. Dieser Umstand kann sich z. B. beim Abfangen aus einer vertikalen Autogirolandung in unerwünschtem Maße bemerkbar machen. Werden zur Vermeidung dieses Umstandes die federnden Elemente der Aufhängung entsprechend steif ausgelegt, so ist andererseits die Wirkung bei geringen Fluggeschwindigkeiten bzw. im Schwebeflug für eine selbsttätige Stabilisierung nicht mehr ausreichend.For the purpose of resilient suspension are according to a further feature of Invention between the non-rotating part of the rotor head and the fuselage one or several resilient elements inserted. The resilient elements are advantageous installed in such a way that it is subject to pressure in the event of positive vertical accelerations will. With this simple form of the stabilization device, however, it can happen that under certain circumstances not sufficiently high vertical accelerations are applied can and that thereby the aircraft is no longer sufficiently controllable. This condition can z. B. when intercepting from a vertical car landing in undesirable Make dimensions noticeable. To avoid this circumstance, the resilient elements the suspension is designed to be correspondingly stiff, on the other hand the effect is at low flight speeds or in hover for an automatic stabilization no longer sufficient.

Zur Beseitigung dieser Schwierigkeiten weisen die federnden Elemente gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung eine nichtlineare Federkennlinie auf. Hierzu bestehen die federnden Elemente aus etwa zylindrischen Gummipuffern. Dabei sind die Gummipuffer wenigstens auf einem Teil ihrer Länge und bzw. oder ihres Umfanges mit Spiel von einer festen Wand umhüllt. Diese Ausbildungsform hat den Vorteil, daß sie bei geringen Auftriebsvergrößerungen sehr empfindlich ist, bei stärkeren Auftriebsvergrößerangen aber völlig starr wirkt.To eliminate these difficulties, the resilient elements according to a further feature of the invention, a non-linear spring characteristic. For this purpose, the resilient elements consist of approximately cylindrical rubber buffers. Included are the rubber buffers at least on part of their length and respectively. or its circumference is enclosed by a solid wall with play. This form of training has the advantage that it is very sensitive to small increases in lift, but acts completely rigid in the case of stronger lift magnifiers.

Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung sind in den federnden Elementen feste, zentrale Keine angeordnet, die seitliche Kräfte oder Drehmomente von dem nicht drehenden Teil des Rotorkopfes auf den Rumpf übertragen. Vorzugsweise sind die Kerne mit Anschlägen versehen, durch die negative Vertikalbeschleunigungen von dem nicht drehenden Teil des Rotorkopfes auf den Rumpf übertragen werden.According to a further feature of the invention are in the resilient elements fixed, central none arranged, the lateral forces or torques of the Transfer the non-rotating part of the rotor head to the fuselage. Preferably are the cores are provided with stops, due to the negative vertical accelerations of transferred to the fuselage from the non-rotating part of the rotor head.

Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung sind die federnden Elemente auswechselbar angeordnet. Hierdurch kann auf experimentellem Wege der richtige Wert für die Charakteristiken der federnden Elemente bestimmt werden.According to a further feature of the invention are the resilient elements arranged interchangeably. This allows the correct value to be found experimentally for the characteristics of the resilient elements can be determined.

Gemäß einem anderen Merkmal der Erfindung werden federnde Elemente mit während des Flu-es veränderbarer Federsteifigkeit verwendet. Um diese Veränderung zu erreichen, sind die federnden Elemente pneumatisch mit wählbarem Betriebsdruck ausgebildet. Diese Ausbildung ist besonders geeignet für durch Strahlreaktion angetriebene Rotoren.According to another feature of the invention, resilient elements used with spring stiffness that can be changed during the flow. About this change To achieve this, the resilient elements are pneumatic with a selectable operating pressure educated. This training is particularly suitable for those driven by jet reaction Rotors.

An Hand der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung erläutert. Es zeigt F i g. 1 das Prinzip der Einrichtung, F i g. 2 bis 5 verschiedene Ausführungsfornien der federnden Elemente.An exemplary embodiment of the invention is explained with reference to the drawing. It shows F i g. 1 the principle of the establishment, F i g. 2 to 5 different execution forms of the resilient elements.

Auf einem flugzeugfesten Teil, z. B. Rumpf 1, ist der Rotorkopf federnd aufgehängt. Der Rotorkopf selbst besteht aus dem nicht drehenden Teil 2, der die Steuereinrichtung umschließt, und der Rotornabe 3. An der Rotornabe 3 sind in bekannter Weise die Rotorblätter 5 aufgehängt. Im nicht drehenden Teil 2 des Rotorkopfes ist die Steuernabe 6 auf- und abbewegbar gelagert. In dieser Steuernabe 6 befinden sich die üblichen Teile zur Steuerung der Rotorblätter. Außerhalb der Steuernabe 6 befindet sich das höhenverschiebbare Steuersystem, im Ausführungsbeispiel die Spinne 7. Innerhalb der Steuernabe 6 ist durch einen Pfeil angedeutet, daß das Steuergestänge zwecks zyklischer Blattsteuerung allseitig neigbar ist. Ferner ist durch einen außerhalb der Steuernabe 6 am unteren Ende angebrachten Pfeil angedeutet, daß die gesamte Steuernabe 6 mit den darin enthaltenen Steuerungsteilen in der Höhe innerhalb des nicht drehenden Teiles 2 des Rotorkopfes verstellbar ist, um auf diese Weise die kollektive Blattwinkelverstellung durchführen zu können. Diese Höhenverstellbarkeit der Steuernabe 6 ist in der Zeichnung durch das Gestänge 8 angedeutet, das am Gelenk 9 flugzeugfest gelagert ist.On a part fixed to the aircraft, e.g. B. fuselage 1, the rotor head is resiliently suspended. The rotor head itself consists of the non-rotating part 2, which encloses the control device, and the rotor hub 3. The rotor blades 5 are suspended from the rotor hub 3 in a known manner. In the non-rotating part 2 of the rotor head, the control hub is up 6 and mounted movable up. The usual parts for controlling the rotor blades are located in this control hub 6. Outside the control hub 6 is the vertically displaceable control system, in the exemplary embodiment the spider 7. Inside the control hub 6 , an arrow indicates that the control linkage can be tilted on all sides for the purpose of cyclical blade control. Furthermore, an arrow attached outside the control hub 6 at the lower end indicates that the entire control hub 6 with the control parts contained therein can be adjusted in height within the non-rotating part 2 of the rotor head in order to be able to carry out the collective blade angle adjustment in this way. This height adjustability of the control hub 6 is indicated in the drawing by the linkage 8 , which is mounted on the joint 9 so that it is fixed to the aircraft.

Zwischen dem nicht drehenden Teil 2 des Rotorkopfes und dem Rumpf 1 liegen federnde Elemente 13, die hier schematisch als eine Anzahl von Schrauben dargestellt sind. Die federnden Elemente 13 enthalten feste Keine 11, z. B. Bolzen. Die Keine 11 übertragen seitliche Kräfte bzw. Drehmomente vom Rotorkopf auf den Rumpf 1. Nimmt der Auftrieb am Rotor zu, so werden die federnden Elemente 13 zusammengedrückt und der nicht drehende Teil 2 des Rotorkopfes hebt sich gegenüber dem Rumpf 1 an. Da aber die Steuernabe 6 am Gelenk 9 am Rumpf 1 gelagert ist, ergibt sich auch eine Relativverschiebung zwischen Steuernabe 6 und dem nicht drehenden Teil 2 des Rotorkopfes. F i g. 2 zeigt ein federndes Element mit nichtlinearer Federcharakteristik. Ein Gummipuffer 14 ist zwischen dem nicht drehenden Teil 2 des Rotorkopfes und dem Rumpf 1 angeordnet. Der Gummipuffer 14 wird durch einen zentralen, festen Kern 11, z. B. einen Bolzen, gehalten. Die nichtlineare Charakteristik der Federwirkung wird durch eine Wand 15 erreicht, die in geringem Abstand um den Gummipuffer 14 verläuft. Wird der Gummipuffer 14 zusammengedrückt, so legt er sich schließlich gegen die seitliche Wand 15 und nimmt in diesem Augenblick andere Federeigenschaften an. Der untere Kopf 12 des Kernes 11 wirkt als Anschlag bei negativen Beschleunigungen.Between the non-rotating part 2 of the rotor head and the fuselage 1 are resilient elements 13, which are shown here schematically as a number of screws. The resilient elements 13 contain solid no 11, e.g. B. Bolt. The no 11 transmit lateral forces or torques from the rotor head to the fuselage 1. If the lift on the rotor increases, the resilient elements 13 are compressed and the non-rotating part 2 of the rotor head rises in relation to the fuselage 1 . However, since the control hub 6 is mounted on the hinge 9 to the hull 1, also results in a relative displacement between the control hub 6 and the non-rotating part 2 of the rotor head. F i g. 2 shows a resilient element with non-linear spring characteristics. A rubber buffer 14 is arranged between the non-rotating part 2 of the rotor head and the fuselage 1 . The rubber buffer 14 is supported by a central, solid core 11, e.g. B. a bolt held. The non-linear characteristic of the spring action is achieved by a wall 15 which runs a short distance around the rubber buffer 14. If the rubber buffer 14 is compressed, it finally lies against the side wall 15 and at this moment assumes other spring properties. The lower head 12 of the core 11 acts as a stop in the event of negative accelerations.

F i g. 3 zeigt eine weitere Ausbildung des federnden Elementes, bei der der Gummipuffer 14 als ganzer Ring ausgebildet ist. Auch hier bewirkt die Wand 15 eine nichtlineare Federcharakteristik. Der feste Kein 11 ist z. B. in Form einer Anzahl von nach unten vorstehenden Stiften oder als geschlossener Ring ausgebildet.F i g. 3 shows a further embodiment of the resilient element in which the rubber buffer 14 is designed as a whole ring. Here, too, the wall 15 has a non-linear spring characteristic. The fixed No 11 is z. B. in the form of a number of downwardly protruding pins or as a closed ring.

F i g. 4 zeigt eine andere Ausbildung eines federnden Elementes 13. Auch hier sind Gummipuffer 14 mit Wand 15 zur Veränderung der Charakteristik vorgesehen.F i g. 4 shows another embodiment of a resilient element 13. Here, too, rubber buffers 14 with wall 15 are provided for changing the characteristics.

F i g. 5 zeigt eine pneumatische Federung. Als elastisches Element wird komprimierte Luft verwendet, die über die Leitung 20 in den Hohlraum 19 eines Zylinders 18 eingeleitet wird. Der Zylinder 18 ist am Rumpf 1 angeordnet. Am nicht drehenden Teil 2 des Rotorkopfes ist ein Kolben 16 und eine Dichtung 17 befestigt. Durch ein Regelventil 21 in der Leitung 20 kann ein bestimmter Betriebsdruck im Zylinder 18 eingestellt und damit die Federsteifigkeit je nach Bedarf verschieden gewählt werden. Ein Ablaßventil 22 dient nicht nur zu einer eventuell sekundären Druckregelung, sondern ermöglicht auch das Ablassen von sich möglicherweise bildendem Kondenswasser. Bei dieser Ausführung wirkt der Kolben 16 im Zylinder 18 als fester Kein, so daß durch ihn die Seitenkräfte übertragen werden.F i g. 5 shows a pneumatic suspension. Compressed air, which is introduced into the cavity 19 of a cylinder 18 via the line 20, is used as the elastic element. The cylinder 18 is arranged on the fuselage 1. A piston 16 and a seal 17 are attached to the non-rotating part 2 of the rotor head. A control valve 21 in line 20 can be used to set a specific operating pressure in cylinder 18 and thus select different spring stiffness as required. A drain valve 22 serves not only for a possibly secondary pressure regulation, but also enables the drainage of any condensation water that may have formed. In this embodiment, the piston 16 acts as a fixed not in the cylinder 18 , so that the lateral forces are transmitted through it.

Claims

Claims: 1. Stabilization device for rotary wing aircraft with a control system arranged on the rotor head and adjustable in height relative to it for the blade angle control of the rotor blades, the rotor head being elastically mounted in the aircraft, characterized in that the non-rotating part (2) of the rotor head opposite the as Fixed point (9) for the control system (6, 7, 8) serving aircraft part, e.g. B. trunk (1), resiliently suspended in the direction of movement of the control system and thus automatically causing a relative displacement to the control system.

2. Stabilizing device according to claim 1, characterized in that one or more resilient elements (13) are inserted between the non-rotating part (2) of the rotor head and the fuselage (1). 3. Stabilization device according to claim 2, characterized in that the resilient elements (13) are subjected to pressure in the case of positive vertical accelerations. 4. Stabilizing device according to claims 2 and 3, characterized in that the resilient elements (13) have a non-linear spring characteristic. 5. Stabilizing device according to claims 2 to 4, characterized in that the resilient elements (13) consist of approximately cylindrical rubber buffers (14). 6. Stabilizing device according to spoke 5, characterized in that the rubber buffers (14) are encased at least over part of their length and / or their circumference with play from a solid wall (15). 7. Stabilization device according to claims 2 to 5, characterized in that fixed, central cores (11) are arranged in the resilient elements (13) , the lateral forces or torques from the non-rotating part (2) of the rotor head on the fuselage ( 1) transferred. 8. Stabilizing device according to claim 7, characterized in that the none (11) are provided with stops (12) through which negative vertical accelerations are transmitted directly from the non-rotating part (2) of the rotor head to the fuselage (1). 9. Stabilizing device according to claims 2 to 5 and 7, characterized in that the resilient elements (13) are arranged interchangeably. 10. Stabilization device according to claims 2 to 4, characterized by the use of resilient elements (13) with variable spring stiffness during flight (Fig . 5). 11. Stabilizing device according to claim 10, characterized in that the resilient elements (13) are constructed pneumatically with a selectable operating pressure. References Considered * British Patent No. 649,910; W. Just, "Helicopters and vertical take-off planes ", Verlag Flugtechnik Stuttgart, 1963, p. 169 ff., P.197.