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HINTERGRUND
DER ERFINDUNG 1. Gebiet der Erfindung
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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich im Allgemeinen auf Vortriebssysteme
für Flugzeuge,
die mindestens in einem Hubschrauberflugmodus zu betreiben sind.
Die vorliegende Erfindung findet insbesondere Anwendung auf dem
Gebiet der Kipprotorflugzeuge, die entweder in einem Starrflügelflugmodus
oder in einem Hubschrauberflugmodus zu betreiben sind.
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2. Beschreibung des Standes
der Technik
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Die
Steuersysteme für
Hubschrauber und Kipprotorflugzeuge sind komplizierte elektrische und/oder
mechanische Systeme. Die Steuersysteme sprechen auf Steuereingänge vom
Piloten an, müssen
aber auch auf Rotorbaugruppen einwirkende Kräfte aufnehmen, die im Wesentlichen
unabhängig von
den Pilotsteuereingängen
sind. Mechanische Steuersysteme umfassen üblicherweise eine Taumelscheibenbaugruppe,
die aus einem stationären Teil
und einem drehenden Teil besteht. Üblicherweise ist der untere,
stationäre
Teil feststehend und dreht nicht, sondern ist auf und ab beweglich
und/oder schwenkbeweglich in irgendeiner gewünschten Richtung. Dieser Teil
wird üblicherweise
als die "stationäre" oder "nicht drehbare" Scheibe bezeichnet.
Steuereingänge
vom Piloten verändern
die vertikale Lage der stationären
Scheibe über
die kollektive Steuerung und die Neigung der stationären Scheibe über die
zyklische Steuerung. Der drehende Teil der Taumelscheibenbaugruppe
ist frei drehbar. Natürlich werden
Steuereingänge
vom Piloten zu dem nicht-drehenden Teil auf den drehenden Teil des Steuersystems übertragen.
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In
dem Stand der Technik wie z.B. in der US-A-2,969,117 beschrieben,
auf die die zweiteilige Form der unabhängigen Ansprüche 1 und
12 sich stützt,
ist der drehende Teil üblicherweise
mechanisch mit jedem einzelnen Rotorblatt verbunden. Z.B. sind bei
einer Bauform eines Steuersystems Blattsteuerungstangen mit Blattsteuerunghörnern verbunden,
die von dem Rotorblatt getragen sind, damit die drehende Scheibe
den Blattwinkel eines jeden Rotorblattes verändern kann. Es ist aber erforderlich
in den Steuersystemen ein Untersystem vorzusehen, welches die Schlagbewegung
soweit wie möglich
reduziert. In dem Stand der Technik sind zwei verschiedene Möglichkeiten
bekannt: entsprechend der ersten ist ein Delta-3-Gelenk vorgesehen;
die andere sieht versetzte Blattsteuerunghörner vor. In einem Kipprotorflugzeug
ist es besonders wichtig den schädlichen Einwirkungen
der Schlagbewegung entgegenzuwirken, insbesondere da das Flugzeug
mit sehr hohen Geschwindigkeiten fliegen kann, insbesondere in dem
Starrflügelflugmodus.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein verbessertes Steuersystem, das
in einem Hubschrauber oder einem Kipprotorflugzeug benutzt werden
kann und eine bessere Kontrolle der Schlagbewegung erlaubt als bei
dem Stand der Technik erreicht werden kann.
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KURZE BESCHREIBUNG
DER ERFINDUNG
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Aufgabe
der vorliegenden Erfindung ist es, eine optimierte Kontrolle über die
Schlagbewegung zu erreichen obschon die körperliche Gestaltung der Rotorblätter und/oder
der Steuerverbindungen zwischen dem drehenden und dem nichtdrehenden
Teil des Steuersystems sich an weniger als optimalen Stellen befinden.
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Eine
weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein mechanisches
oder elektro-mechanisches Untersystem zur Eingangsrückführung zu schaffen,
das einen mechanischen Steuereingang für das Steuersystem oder die
Taumelscheibenbaugruppe erzeugt, der eine weniger als optimale Delta-3-Kopplung
zwischen dem drehenden Teil und dem nicht-drehenden Teil eines Steuersystems
kompensiert.
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Um
diese Aufgabe zu erreichen schafft die Erfindung ein Drehflügelflugzeug
gemäss
dem unabhängigen
Anspruch 1 und ein Verfahren zum Kompensieren der Schlagbewegungen
von Rotorblättern gemäss dem unabhängigen Anspruch
12. Gemäss einem
besonderen Ausführungsbeispiel
schafft die vorliegende Erfindung ein verbessertes Flugzeug mit einer
Kipprotorbaugruppe. Es umfasst einen Flugzeugrumpf und eine Vielzahl
von Rotorblättern,
welche in drei Flugmodi betrieben werden können. In einem Starrflügelflugmodus
befinden sich die Rotorblätter
in einer Stellung, die quer zum Flugzeugrumpf gerichtet ist. In
einem Hubschrauberflugmodus befinden sich die Rotorblätter in
einer Rotorstellung, die im wesentlichen parallel zum Flugzeugrumpf
ist. In einem Hubschrauberflugmodus wird die Flugrichtung gesteuert
durch einen Rotorauftriebsvektor. Das Flugzeug kann während dem
Flug einen Übergang ausführen zwischen
dem Starrflügelflugmodus
und dem Hubschrauberflugmodus. In diesem Übergangsmodus werden die Rotorblätter bewegt
zwischen den Rotorscheibenstellungen, welche dem Starrflügelflugmodus
und dem Hubschrauberflugmodus zugeordnet sind. Bei dem bevorzugten
Ausführungsbeispiel
ist ein Kippmast vorgesehen, der den Übergang zwischen dem Starrflügelflugmodus
und dem Hubschrauberflugmodus durchführen kann. Der Kippmast verbindet
die Rotorblätter
mit dem Flugzeugrumpf und wird durch Systeme gesteuert, wodurch die
Rotorblätter
selektiv zwischen den drei Flugmodi beweglich sind. Vorzugsweise
ist eine Nabe vorgesehen zur Verbindung der Rotorblätter mit
dem Kippmast in einer Weise, die das Drehmoment und den Schub überträgt bei Zulassung
der Verschwenkung des Rotorschubvektors.
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Eine
Haupttaumelscheibe ist vorgesehen, die ansprechend auf Steuereingänge vom
Piloten schwenkbar ist zur Steuerung der Richtung des Rotorschubvektors.
Eine Vielzahl von Blattsteuerunghörnern sind vorgesehen. Jedes
Blattsteuerunghorn ist mechanisch mit einem einzelnen Rotorblatt
und mit der Taumelscheibe verbunden. Die Blattsteuerunghörner übertragen
Taumelscheibeneingänge
auf jedes der Vielzahl der Rotorblätter. Dies erlaubt die Übertragung
der Steuereingänge
vom Piloten von dem nichtdrehenden Teil der Steuereinrichtung auf den
drehenden Teil derselben. Stangen sind vorgesehen, welche die Vielzahl
der Blattsteuerunghörner mit
der Haupttaumelscheibe verbinden.
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Gemäss der vorliegenden
Erfindung ist jede Blattsteuerungstange mechanisch mit einem einzigen
Rotorblatt über
ein Blattsteuerunghorn in einer besonderen Stellung verbunden, welche
einen nicht optimalen "Delta-3"-Wert ergibt. Eine
Rückführtaumelscheibe
und zugehörige
Rückführstangen
sind vorgesehen um während
dem Flug Scheibenschwenkeingänge
von den Rotorblättern
zu empfangen, und zum Zuführen
eines mechanischen Einganges auf die Haupttaumelscheibe zum Kompensieren der
nicht optimalen Delta-3-Kopplung zwischen den Blattsteuerunghörner und
den Blattsteuerungstangen.
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Gemäss einem
anderen Ausführungsbeispiel
der vorliegenden Erfindung erfolgt die Kompensierung für die weniger
als optimale Delta-3-Kopplung in einem elektromechanischen Steuersystem, welches
steuerbare Betätiger
aufweist, um die mechanische Kopplung zwischen den Rotorblättern und der
Taumelscheibe herzustellen. Die steuerbaren Betätiger können elektrisch steuerbare
Betätiger,
hydraulische Betätiger,
oder elektro-hydraulische Betätiger
umfassen.
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Ausserdem
hat die vorliegende Erfindung einen vergleichbaren Nutzen in herkömmlichen
Hubschraubern und kann verwendet werden entweder in mechanischen
Steuersystemen oder elektro-mechanischen Steuersystemen.
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Die
oben erwähnten
sowie weitere Merkmale und Vorteile werden in der folgenden Beschreibung erläutert.
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Die
neuen Merkmale welche als charakteristisch für die Erfindung angesehen werden,
sind in den anhängigen
Ansprüchen
aufgeführt.
Aber die Erfindung selbst, sowie eine bevorzugte Verwendung derselben,
und andere Merkmale und Vorteile der Erfindung, sind am besten zu
verstehen durch Bezugnahme auf die folgende, ausführliche
Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispieles in Verbindung
mit den zugehörigen
Zeichnungen. Es zeigen:
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1, 2 und 3 ein
Ausführungsbeispiel
der vorliegenden Erfindung in einem Flugzeug mit Kipprotorbaugruppen;
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4 ein
alternatives Ausführungsbeispiel der
vorliegenden Erfindung als herkömmlicher
Hubschrauber mit einem verbesserten Steuersystem;
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5 eine
vereinfachte, bildliche Darstellung eines mechanischen Steuersystems
für eine Rotorbaugruppe;
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6, 7A, 7B, 7C und 7D vereinfachte
Darstellungen der im Stand der Technik bekannten Steuerausführungen
zum Begrenzen der Schlagbewegung in einer Rotorbaugruppe;
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8 eine
vereinfachte, bildliche Darstellung des Ansprechverhaltens einer
Flügel/Mast/Rotorbaugruppe
auf eine Störung;
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9 die
Ursachen für
die aeroelastische Instabilität
eines Vortriebsrotors;
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10A und 10B graphische
Darstellungen der Frequenz, der Dämpfung und der Fluggeschwindigkeit
gegen Luft, welche an einem kleinen Flugzeug mit Kipprotorbaugruppen
gemessen werden;
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11 eine
vereinfachte Darstellung der Auswirkung des Delta-3-Winkels in einem
Steuersystem;
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12 eine
graphische Darstellung der Delta-3-Auswirkung auf die aeroelastische Stabilität in einem
Kipprotorflugzeug;
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13 eine
vereinfachte Darstellung eines mechanischen Steuersystems gemäss der vorliegenden
Erfindung;
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14 ist
eine Ablaufdiagramm-Darstellung der Wirkungsweise, gemäss welcher
die vorliegende Erfindung die an den Rotorblättern angreifenden Schlagkräfte kompensiert;
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15 eine
perspektivische Ansicht einer mechanischen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung,
die in 14 dargestellt ist; und
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16 zeigt
ein alternatives, elektrisches Steuersystem gemäss der vorliegenden Erfindung.
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AUSFÜHRLICHE
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein verbessertes Flugzeug und verbesserte
Flugsteuersysteme für
ein Flugzeug. Die vorliegende Erfindung kann insbesondere verwendet
werden in Festflügern
sowie auch in Drehflügel-Flugzeugen.
Das Drehflügel-Flugzeug
kann ein herkömmlicher
Hubschrauber sein, sowie auch ein Flugzeug mit Kipprotorbaugruppen, wie
z.B. das Flugzeug das von der Firma Bell Helicopter Textron, Inc.
hergestellt und unter der Handelsmarke "TILTROTOR" angeboten wird. Es wird nun Bezug genommen
auf die 1, 2 und 3 der
Zeichnungen, die ein Bell Helicopter TILTROTOR Flugzeug gemäss der vorliegenden
Erfindung zeigen. Die 1 zeigt ein TILTROTOR Flugzeug 11 in
einem Starrflügelflugmodus.
Die Flügel 15, 17 dienen
zum Auftrieb des Flugzeugrumpfes 13 infolge der Wirkung
der Propellerbaugruppen 19, 21. Wie in der 1 gezeigt,
bestehen die Propellerbaugruppen 19, 21 aus einer
Vielzahl von Rotorblättern, die
in einer Rotorscheibe rotieren, welche im Wesentlichen quer zu dem
Flugzeugrumpf 13 ist. In diesem Modus wirken die Rotorbaugruppen 19, 21 als
Zwillingstriebwerke für
die Starrflügelflugmodus.
Im Gegensatz dazu zeigt die 3 das Flugzeug 11 in
einem Hubschrauberflugmodus mit im Wesentlichen parallel zum Flugzeugrumpf 13 eingestellten
Rotorbaugruppen 19, 21. In dieser Ansicht sind
die Maste 23, 25 dargestellt. Die Maste 23, 25 sind
schwenkbar, um den Übergang
zwischen dem Starrflügelflugmodus
und dem Hubschrauberflugmodus durchzuführen. Die 2 zeigt
das Flugzeug 11 in einem Übergangsmodus wobei die Rotorbaugruppen 19, 21 sich in
einer Stellung befinden zwischen dem Starrflügelflugmodus und dem Hubschrauberflugmodus.
Ein wesentlicher Vorteil dieses Flugzeugtyps ist die Möglichkeit
zum Abheben und Landen ähnlich
wie ein Hubschrauber, aber mit der Möglichkeit für einen Vorwärtsflug
mit relativ hohen Geschwindigkeiten, ähnlich wie ein Festflügler. Das
verbesserte Steuersystem gemäss
der vorliegenden Erfindung ist in ein Kipprotorflugzeug eingebaut,
z.B. das Kipprotorflugzeug entsprechend den 1–3,
um einen stabileren Flugbetrieb zu erreichen. Dies wird in wesentlich grösserer Ausführlichkeit
im Folgenden beschrieben.
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In
der 4 der Zeichnungen, auf die nun Bezug genommen
wird, ist ein Hubschrauber gemäss
der vorliegenden Erfindung hergestellt, in den das Steuersystem
gemäss
der vorliegenden Erfindung eingebaut ist. Wie in dieser Figur dargestellt, hat
der Hubschrauber 51 einen Rumpf 53 und eine Rotorbaugruppe 55.
Die Rotorbaugruppe 55 bestimmt eine Rotorscheibe 57,
die im wesentlichen parallel zu dem Rumpf 53 ist. Die Bewegung
des Hubschraubers 51 ist bestimmt durch einen Rotorauftriebsvektor 59,
der sich aus einer vertikalen Komponente 61 und einer Vortriebsschubkomponente 63 zusammensetzt.
In der Aggregierung muss die Vertikalkomponente 61 des
Rotorauftriebsvektors 59 das Bruttogewicht 65 tragen,
welches den Rumpf 53 nach unten zieht. Die Vorwärts- und
Rückwärtsbewegung des
Hubschraubers 51 ist bestimmt durch die Vortriebsschubkomponente 63 des
gesamten Rotorauftriebsvektors 59. Gemäss dem bevorzugten Ausführungsbeispiel
der vorliegenden Erfindung ist das verbesserte Steuersystem in den
Hubschrauber 51 eingebaut um das Flugzeug während dem
Hubschrauberflugmodus zu stabilisieren. Ein wichtiger Vorteil der
vorliegenden Erfindung ist, dass eine grössere Rotorblattzahl vorgesehen
werden kann als es in einem kommerziellen Hubschrauber üblich ist.
Z.B. können
vier, fünf,
sechs oder mehr Rotorblätter
vorgesehen werden wenn die vorliegende Erfindung in den Hubschrauber
eingebaut ist. Dies ist möglich
da die vorliegende Erfindung die Optimierung von Rückführsystemen
erlaubt um Instabilitäten
auszuschalten, die mit einer weniger als optimalen Delta-3-Stellung
oder Konfiguration assoziiert sind. Diese Instabilität wird sehr
wahrscheinlich auftreten in einem Flugzeug mit mehr als drei Rotorblättern. Die
Stabilisierwirkung der vorliegenden Erfindung wird im Folgenden
ausführlicher
beschrieben.
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Es
wird nun auf die 5 der Zeichnungen Bezug genommen,
die eine vereinfachte, bildliche Darstellung eines mechanischen
Grundsteuersystems 71 zum Einsatz in einem Hubschrauber
oder einem Kipprotorflugzeug zeigt. Diese Baugruppe ist bekannt
als ein "Taumelscheibensteuersystem" und umfasst einen
nicht drehenden Teil 67 und einen drehenden Teil 68.
Ein Mast 81 erstreckt sich durch den nicht-drehenden und
den drehenden Teil 67, 68 und ist an eine Vielzahl
von Blättern,
wie z.B. das Blatt 83 angeschlossen. Jedes Blatt ist über ein
Blattsteuerunghorn, wie z.B. das Blattsteuerunghorn 85,
ein Gestänge
wie z.B. die Blattsteuerungstange 87 mit dem drehenden
Teil 68 und dem Pilotsteuersystem verbunden, welches Steuerstangen 77, 79 aufweist, die
an den nicht-drehenden Teil 67 der Taumelscheibe angeschlossen
sind. Eine Nabe ist vorgesehen, welche die Rotorblätter 50 mit
dem Mast 81 verbindet, damit das Drehmoment und der Auftrieb übertragen
und der Rotorauftriebvektor geneigt werden kann. In einem mechanischen
System kann z.B. die Nabe als Kardangelenk ausgeführt sein,
aber in elektromechanischen Systemen kann die Nabe andere Bauformen
aufweisen. Die Nabe ist in der 5 nicht dargestellt,
um die Darstellung zu vereinfachen.
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Das
in vereinfachter Form in 5 gezeigte Steuersystem erlaubt
die Verbindung der kollektiven und der zyklischen Steuerung. Sowohl
die kollektive Steuerung als auch die zyklische Steuerung erfolgen über die
Taumelscheibenbaugruppe, und die Ausführungsformen der Taumelscheiben
können
für verschiedene
Hubschrauberbauformen ändern.
Wie vorstehend beschrieben ist der obere Teil der Baugruppe (der
drehende Teil) frei drehbar in Bezug auf den unteren, feststehenden
Teil (der nicht-drehbare Teil). Steuereingänge vom Pilot werden angelegt zum Ändern der
vertikalen Stellung der stationären Scheibe über die
kollektive Steuerung und die Neigung der Scheibe erfolgt über die
zyklische Steuerung. Da die drehbare Scheibe immer der Ausrichtung
der stationären
Scheibe folgt, werden sämtliche, auf
die stationäre
Scheibe einwirkende Steuereingänge
vom Piloten auf die darüberliegende
drehbare Scheibe weitergeleitet. Die Blattsteuerungstangen und Blattsteuerunghbrner
sind vorgesehen, damit über
die drehbare Scheibe der Blattwinkel jeden Rotorblattes verändert werden
kann. Durch Aufwärtsziehen
des kollektive Steuerhebels wird die Taumelscheibe, vertikal nach
oben bewegt damit der Blattwinkel sämtlicher Rotorblätter in
der gleichen Weise erhöht
wird. In ähnlicher
Weise wird durch Niederdrücken
des kollektive Steuerhebels der Blattwinkel sämtlicher Rotorblätter vermindert.
Veränderungen des
Blattwinkels ergeben eine Veränderung
des erzeugten Gesamtrotorauftriebs. Dementsprechend wird durch die
kollektive Blattsteuerung der Gesamtrotorauftrieb verändert, aber
nicht die Ausrichtung des Gesamtrotorauftriebvektors.
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Es
wird nun Bezug genommen auf die 6, 7A, 7B, 7C und 7D der
Zeichnungen, welche im Stand der Technik bekannte Annäherungen
zeigen zum Reduzieren der Schlagbewegung der Rotorblätter. Die
Darstellung in den 7A–7D ist
eine vereinfachte, bildliche Darstellung der Verwendung der Blattsteuerunghörner für die Schlagbewegungssteuerung.
Die Darstellung der 6, 7A–7D,
sind vereinfachte, bildliche Darstellungen der Verwendung von Delta-3-Gelenken.
Wie in 6 gezeigt kann ein Rotorblatt 83 eine
Aufwärtsoder
Abwärtsschlagbewegung
durchführen.
Es ist an der Nabenbaugruppe über
ein Schlaggelenk 61 befestigt, welches die Aufwärts- oder
Abwärtsschlagbewegung
zulässt.
Wie in 6 gezeigt, ist ein versetztes Blattsteuerunghorn 85 an einen
Teil des Rotorblattes 83 angeschlossen. Die Stange 87 ist
mit dem Blattsteuerunghorn 85 verbunden und überträgt den Schlagbewegungseingang über die
Taumelscheibe (in dieser Figur nicht dargestellt) auf das Pilotsteuersystem.
Im Betrieb, wenn das Blatt 83 nach oben schlägt, hält die Befestigung des
Blattsteuerunghornes 87 an der Vorderkante des Rotorblattes
diesen Teil des Rotorblattes fest und der Blattwinkel verringert
sich. Das Umgekehrte erfolgt wenn das Rotorblatt 83 nach
unten schlägt.
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Die 7A–7D zeigen
eine Alternative zu einem versetzt angeordneten Blattsteuerunghorn, nämlich die
Verwendung von Delta-3-Gelenken. Delta-3-Gelenke sind in Bezug auf
die Blattsteuerungachse in einem Winkel angeordnet, der von 90° abweicht.
Wenn das Rotorblatt nach oben schlägt wird der Blattsteuerung
automatisch reduziert. Ein Gelenk in einem Winkel von 90° zu der Blattsteuerungachse bewirkt,
im Gegensatz dazu, keine Änderung
des Blattwinkels wenn das Rotorblatt eine Schlagbewegung ausführt. In
der Darstellung der 7A und 7B ist
das Rotorblatt an der Rotornabe über rechtwinklige
Schlaggelenke befestigt. Die 7B zeigt,
dass die Aufwärts-
und Abwärtsbewegung
keinen Einfluss auf den Blattwinkel des Rotorblattes hat. Somit
erfolgt jegliche Änderung
des Auftriebsbeiwertes zum Eliminieren von Auftriebsdissymmetrie
ausschliesslich durch Aufwärts-
oder Abwärtsschlagbewegung.
In den 7C und 7D ist
eine Alternative dargestellt mit einem Schlaggelenk in einem Winkel,
der von einem 90°-Winkel
abweicht. Wenn das Blatt aus der Zeichenebene eine Aufwärtsschlagbewegung
ausführt
bewegt sich die Hinterkante weiter aufwärts als die Vorderkante infolge
der Geometrie des Schlaggelenkes. Dies ist klar aus 7D zu
erkennen, welche zeigt, dass die Aufwärtsschlagbewegung mit einer
Reduzierung des Blattwinkels einhergeht. Diese Verringerung trägt zur Reduzierung
des Auftriebsbeiwertes bei und somit führt das Blatt eine kleinere
Schlagbewegung aus bei Erzielung der gleichen Wirkung.
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Konstruktionsprobleme
betreffend die aeroelastische Stabilität des Kiprotors:
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Ein
Kipprotorflugzeug kann sehr hohe Fluggeschwindigkeiten gegen Luft
und Flughöhen
erreichen wenn es in dem Starrflügelflugmodus
betrieben wird. Bestehende Kipprotorflugzeuge können Fluggeschwindigkeiten
gegen Luft von bis zu 198 m/Sek. (385 Knoten) und Flughöhen von
bis zu 6.100 m (20.000 Fuss) reichen, und emporkommende Kipprotorflugzeugbauformen
erzielen noch höhere
Fluggeschwindigkeiten gegen Luft. Diese Fähigkeiten bieten wichtige Vorteile
gegenüber
herkömmlichen
Hubschraubern, führen
aber gleichzeitig die Möglichkeit neuer
Formen aeroelastischer Instabilität ein, welche bei herkömmlichen
Hubschraubern nicht vorliegen. Zwei der meistfordernden Stabilitätsprobleme
sind die aeroelastische Instabilität des Vortriebsrotors und die
Schlag-Schwenk-Instabilität
des Rotors. Diese beiden Stabilitätsprobleme werden im Folgenden kurz
beschrieben.
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Aeroelastische Instabiltät des vortriebsrotors:
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In
einem Kipprotorflugzeug kann eine Erscheinung auftreten, welche
als aeroelastische Instabiltät
des Vortriebsrotors in dem Starrflügelflugmodus bezeichnet wird.
Diese Instabitität
ist ein Folge von widriger aeroelastischer Kopplung des Rotorsystems und
des Flügel-
und Mastsystems an welchem das Rotorsystem befestigt ist. Diese
Instabilität
ist ein wesentlicher Konstruktionstreiber, welcher besagt, dass die
Anforderungen hinsichtlich der Eigenschaften der strukturellen Flügelsteifheit
und der Mastmasse hauptsächlich
durch die Anforderungen betreffend die aeroelastische Stabilität des Vortriebsrotors
bestimmt sind. Wenn die Rotor- und Flügelkonstruktionsparameter nicht
richtig ausgewählt
werden kann die aeroelastische Instabilität des Vortriebsrotors den brauchbaren Geschwindigkeitsbereich
eines Hochgeschwindigkeits-Kipprotors begrenzen. Aus diesem Grunde
werden Konstruktionslösungen
erdacht, die die aeroelastische Stabilität bei minimaler Gewichtszunahme
maximieren.
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Die
aeroelastische Instabilität
des Vortriebsrotors ist vergleichbar mit dem klassischen Flattern einer
Luftschraube, ist aber komplexer da das Kipprotorflugzeug eine Schlagbewegungsfreiheit
aufweist, welche bei einer Luftschraube nicht vorliegt. Die Rotorschlagbewegungsfreiheit
führt zu
zusätzlichen
Destabilisierungskräften,
welche Instabilitäten hervorrufen
können,
die bei einer herkömmlichen Luftschraube
nicht möglich
sind.
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Der
physikalische Mechanismus für
diese Instabilität
sind die destabilisierenden Rotorscherkräfte, welche in einem Hochgeschwindigkeitsstarrflügelflugmodus
auf das Flügel/Mastsystem
einwirken. Diese destabilisierenden Rotorscherkräfte werden hervorgerufen infolge
der Rotorschlagbewegung im Falle einer Störung, wie z.B. einer Windböe, oder
einem Pilotmanöver.
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Es
wird nun auf die 8 der Zeichnungen Bezug genommen,
in der eine Störung
dargestellt ist, welche eine Schwingung des Flügels 111 mit einer oder
mehreren seiner grundsätzlichen
Eigenschwingungszahlen hervorruft. Da der Rotor 113 und
sein Steuersystem an dem Flügel 111 und
dem Mast 115 befestigt sind, verändert die Bewegung des Flügel/Mast-Systems 111, 115 den
Angriffswinkel des Rotorsystems 113 und verursacht eine
Schlagbewegung des Rotorsystems 113. Für eine spezifische Rotorkonstruktionsgestaltung
besteht ein Bereich von Flügelschwingungsfrequenzen
wobei die Schlagbewegung des Rotorsystems destabilisierende Nabenscherkräfte hervorruft,
die eine Quelle negativer Dämpfung
und negativer Steifheit sind, wie in 9 gezeigt
ist.
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Bezugnehmend
nun auf die 9 der Zeichnungen, wenn die
Flügel/Mast-System
mit Frequenzen schwingt, die niedriger als der Punkt A ist, erzeugt
das Rotorsystem negative Steifheit und negative Dämpfung.
Die negative Dämpfung
infolge der Rotornabenscherkräfte
kann die inhärente
strukturelle Dämpfung
in dem Flügel/Mast-System überwinden und
schliesslich zu einer aeroelastischen Instabilität im Hochgeschwindigkeitsvorwärtsflugbetrieb
führen.
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Es
wird nun Bezug genommen auf die 10A und 10B der Zeichnungen, welche graphische Darstellungen
von Messergebnissen für
ein kleines aeroelastisches Kipprotormodell zeigen. Die 10A ist eine graphische Darstellung der Frequenz
in Abhängigkeit
der Fluggeschwindigkeit gegen Luft. Die 10B zeigt
eine graphische Darstellung des Dämpfungsverhältnisses in Abhängigkeit der
Tunnelluftgeschwindigkeit. Wie dargestellt kann das Rotorsystem,
bei geringen Luftgeschwindigkeiten, zur positiven Dämpfung beitragen
und das Flugzeug stabilisieren, aber bei hoher Luftgeschwindigkeit
erzeugt der Rotor negative Dämpfung,
die schliesslich zu einer Instabilität führt bei höheren Flugggeschwindigkeiten
als 75 m/Sek. (146 Knoten) (Modellmassstab). Mehrere Lösungen sind
möglich zum
Verbessern der aeroelastischen Stabilität eines Kipprotors. Die Flügel/Mast-Steifheit
und Masseneigenschaften können
angepasst werden zum Maximieren der Systemstabilität. Das Rotorsystem
kann auch verbessert werden durch vorteilhafte Rotorfrequenzanpassung,
aeroelastische Kopplung und durch Anpassung der Kinematik der Rotorsteuerung.
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Schlag-Schwenk-Instabilität des Rotors:
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Eine
andere Instabilität,
die vermieden werden soll ist die Schlag-Schwenk-Instabilität des Rotors.
Im Gegensatz zu der aeroelastischen Instabilität des Vortriebsrotors ist die
Schlag-Schwenk-Instabiltät
auf den isolierten Rotor begrenzt und es liegt keine wesentliche
Wechselwirkung vor mit der Dynamik des Flügels und des Mastes. Diese
Instabilität
ist eine Folge der Zusammenwirkung der Rotorschlagmodusfrequenz
und der Biegemodusfrequenz in der Rotorebene. In dem Hochgeschwindigkeitsflug
im Festflügelbetrieb
sind die aerodynamischen Kräfte,
welche am Rotor angreifen sehr gross und können die Frequenz und die Dämpfung dieser
zwei Rotormodi wesentlich verändern.
Im Falle eines ungeeignet konstruierten Rotorsystems können sich
die Frequenzen dieser zwei Rotormodi bei zunehmender Fluggeschwindigkeit
gegen Luft einander nähern. Wenn
dies auftritt, erfolgt eine starke Wechselwirkung zwischen diesen
zwei Modi, und ihre Eigenschaften vermischen sich wodurch zwei hoch
gekoppelte Modi entstehen. Jeder dieser gekoppelten Modi wird durch
die starken aerodynamischen Kräfte
beeinflusst; ein Modus wird aber stabilisiert während der andere Modus destabilisiert
wird. Die Rotorkonstruktionsparameter müssen richtig ausgewählt werden
um die Zusammenwirkung der Rotormodi zu verhindern damit Schlag-Schwenk-Instabilität nicht
auftreten kann.
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Blattwinkel-Schlagkopplung,
Delta-3:
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Einer
der wichtigsten Rotorparameter, welche die aeroelastische Stabiltät beeinflussen,
ist die Blattwinkel-Schlagkopplung
oder der Delta-3-Winkel. Die 11 ist
eine schematische Darstellung der Rotornabe, welche den Delta-3-Winkel in einem Rotorsystem
zeigt. Da ein Ende des Blattsteuerunghorns durch die Blattsteuerungssstange
zurückgehalten
ist, und das andere Ende an dem schlagenden Blatt befestigt ist,
wird eine Blattwinkeländerung
erfolgen wenn das Blatt eine Schlagbewegung ausführt. Dementsprechend bewirkt
der Delta-3-Winkel eine Kopplung zwischen der Rotorschlagbewegung
und dem Rotorblattsteuerung. Wenn das Rotorblatt nach oben schlägt erfolgt
in einem Rotorsystem mit einem positiven Delta-3-Winkel eine Verringerung
des Blattwinkels, während
in einem Rotor mit negativem Delta-3-Winkel der Blattsteuerung erhöht wird.
Die Gleichung der Blattwinkeländerung
durch den Delta-3-Winkel ist wie folgt: Δθ = –tan(delta–3) Δβ
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Zweck des Delta-3-Winkels:
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Die
Blattwinkel-Schlagkopplung infolge des Delta-3-Winkels ändert die am Rotor angreifenden aerodynamischen
Kräfte,
wodurch die Schlagfrequenz verändert
wird. Der Delta-3-Winkel
des Rotors dient zum Herabsetzen der Rotorschlagamplituden bei Störungen durch
Windböen
oder Pilotmanövern. Dadurch
werden übermässige Schlagbewegungen verhindert,
welche hohe Rotorlasten und mechanische Interferenzen bewirken können. In
einem Kipprotor kann der Delta-3-Winkel eingestellt werden durch
Verlagerung der Stelle des Blattsteuerunghorns in Bezug auf die
Schlagachse, wie in 11 gezeigt ist. In einem Dreiblatt-Kipprotorflugzeug
ist üblicherweise
ein Delta-3-Winkel von etwa –15
Grad vorgesehen, der eine adequate Schlagbewegungsdämpfung gewährleistet.
Grössere
Delta-3-Winkel würden die
Schlagbewegung noch stärker
herabsetzen, dadurch können
aber die vorstehend beschriebenen Probleme betreffend die aeroelastische
Stabilität
verstärkt
werden. Der Einfluss des Delta-3-Winkels auf die aeroelastische
Stabilität
wird im Folgenden beschrieben.
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Einfluss des Delta-3-Winkels
auf die aeroelastische Stabilität:
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Da
die Delta-3-Kopplung die Schlagfrequenz eines Rotors ändert beeinflusst
sie die Grundcharacteristik des Rotorschlagverhaltens, sowie auch
die destabilisierenden Rotorschlagkräfte. Dies beeinflusst sowohl
die aeroelastische Stabilität
des Vortriebsrotors als auch die Schlag-Schwenk-Instabilität des Rotors.
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Betreffend
das Problem der aeroelastischen Stabilität des Vortriebsrotors ist zu
erwähnen,
dass grosse, negative Delta-3-Winkel die Grösse der in 9 gezeigten
destabilisierenden Rotornaben-Scherkräfte verstärken. Die Steigerung der negativen
Rotordämpfung
verringert die Stabilitätsgrenze
des Flugzeuges. Ebenso sind grosse, positive Delta-3-Winkel vorteilhaft
für die
Stabilität
des Vortriebsrotors.
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Grosse,
positive Delta-3-Winkel erhöhen
dagegen die Schlagfrequenz, so dass diese an die Biegemodusfrequenz
in der Rotorebene herankommt. Dies kann zu einer Schlag-Schwenk-Instabilität des Rotors
bei hoher Geschwindigkeit führen.
Ebenso verbessern grosse, negative Delta-3-Winkel die Schlag-Schwenk-Instabilität des Rotors
durch Verhindern der Zusammenwirkung dieser zwei Rotormodi.
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Der
ausgewählte
Delta-3-Winkel ist ein Kompromiss zwischen der Anforderung für eine annehmbare
Schlagwinkelreduktion, eine gute aeroelastische Stabilität des Vortriebsmotors
und eine annehmbare Schlag-Schwenk-Stabilität.
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Es
wird nun Bezug genommen auf die 12 der
Zeichnungen, die eine graphische Darstellung des Delta-3-Winkels des Rotors
in Abhängigkeit
der Stabilitätsgrenze
zeigt. Die 12 zeigt die berechnete Stabilitätsgrenze
für einen
typischen Hochgeschwindigkeits-Kipprotor wenn der Delta-3-Winkel
des Rotors geändert
wird. Wie ersichtlich, ist die Stabilität optimal wenn der Delta-3-Winkel Null
Grad beträgt,
aber es erfolgt keine vorteilhafte Herabsetzung des Rotor-Schlagverhaltens
bei Windböen
und Flugmanövern.
Für grosse,
negative Delta-3-Winkel ist die aeroelastische Stabilität des Vortriebsrotors
wesentlich verschlechtert. Bei grossen, positiven Delta-3-Winkeln
erfolgt eine Schlag-Schwenk-Instabilität des Rotors
wodurch der nutzbare Bereich der Geschwindigkeit zur Luft wesentlich
eingeschränkt
ist. Dementsprechend bietet ein kleiner Delta-3-Winkel von etwa –15 Grad
ein guter Kompromiss zwischen der Schlagbewegungssteuerung und der
aeroelastischen Stabilität
für einen
Kipprotor.
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Vielblatt-Rotorkonstruktions-Herausforderung
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Bezugnehmend
nun auf die 13 der Zeichnungen, obschon
ein kleiner Delta-3-Winkel von etwa –15 Grad geeignet ist für einen
Dreiblatt-Kipprotor, ist er eine ernste Konstruktionsherausforderung
für einen
Vielblattrotor mit vier, fünf oder
sechs Rotorblättern.
Infolge struktureller Interferenzen erlaubt die Nabengestaltung
für diesen
Vielblattrotor es nicht, das Blattsteuerunghorn an der richtigen
Stelle anzuordnen wie nachfolgend beschrieben wird. In diesen Rotorsystemen
ist der Delta-3-Winkel üblicherweise –40 bis –50 Grad,
um Freiraum für
das Blattsteuerungshorn zu schaffen. Diese grossen Delta-3-Winkel
sind verheerend für
die aeroelastische Stabilität,
wie in 12 dargestellt und vorstehend
beschrieben.
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Vorgeschlagene
Lösungen
für die
Kipprotorkonstruktion
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Die
vorliegende Erfindung betrifft eine technische Lösung dieses Problems um einen
kleinen, negativen Delta-3-Winkel
in einem Vielblatt-Kipprotor vorsehen zu können zum Maximieren der aeroelastischen
Stabilität
bei gleichzeitiger Herabsetzung des Rotorschlagverhaltens. Die vorgeschlagene
Lösung kann
durchgeführt
werden entweder durch mechanische Rückführung, oder durch Vorsehen
einer aktiven Steuerrückführung. In
beiden Fällen
ist das Ergebnis das gleiche: der Vielblattrotor ist mit einer Steuersystemausführung versehen,
welche die Blattsteuerunghornbewegungen einfach gestattet, aber der
wirksame Delta-3-Winkel ist trotzdem auf etwa –15 Grad oder auf jeden anderen
gewünschten
Wert einstellbar.
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In
einer mechanischen Ausführungsform
des Steuerrückführungssystems
wird die Rotorschlagbewegung an der Rotornabe durch die Rückführstangen
erfasst, welche den Rotorschlagwinkel auf die Rückführtaumelscheibe übertragen.
Dementsprechend bewirken die mechanischen Verbindungen das Schwenken
der Rückführtaumelscheibe
um den gleichen Schlagwinkel als der Rotor. Durch Vorsehen von Mischhebeln wird
die Bewegung der Rückführtaumelscheibe
mit den Pilotsteuereingängen
kombiniert zur Steuerung der Bewegung der Haupttaumelscheibe. Die
Haupttaumelscheibe ist mit den Blattsteuerungshörnern über die Blattsteuerungsstangen verbunden.
Die Rückführtaumelscheibe
ergibt einen zusätzlichen
Steuereingang proportional zu der Rotorschlagbewegung und verursacht
eine wirksame Änderung
des geometrischen Delta-3-Winkels des Rotors. Durch geeignete Einstellung
der Position der Rückführstangen
und Blattsteuerungstangen kann ein Delta-3-Winkel von etwa –45 Grad
verringert werden auf einen wirksamen Delta-3-Winkel von etwa –15 Grad,
oder irgendeinen anderen gewünschten Wert.
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Eine
andere Lösungsmöglichkeit
ist die Benutzung einer elektronischen Schlagbewegungsrückführung zum
Verändern
des wirksamen Delta-3-Winkels. Schlagbewegungsfühler werden eingesetzt zum
Messen des Schlagwinkels des Rotorsystems. Dieser Schlagwinkel wird
einem Steueralgorithmus zugeführt,
der die Position der Rotortaumelscheibe im Verhältnis zu der Rotorschlagbewegung
verstellt. Diese Rückführung zu
der Taumelscheibenbewegung korrigiert das Rotorschlagverhalten und
veranlasst eine wirksame Reduzierung des Delta-3-Winkels von etwa –45 Grad
auf etwa –15
Grad, oder irgendeinen anderen gewünschten Wert.
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Die 13 zeigt
ein Ausführungsbeispiel
der vorliegenden Erfindung in Form eines mechanischen Steuersystems,
das die Rückführung durchführt, die erforderlich
ist zum Kompensieren für
die weniger als optimale Lage der Blattsteuerunghörner in
einer Vielblattrotorbaugruppe. Mehr insbesondere, die 13 zeigt
in vereinfachter Form eine Vierblatt-Flugzeug-Kipprotor-Ausführung mit Blattsteuerunghörnern in
einem Winkel von etwa –45
grad, aber mit Kompensierung gemäss
der vorliegenden Erfindung zum Vorsehen eines wirksamen Delta-3-Winkels von Null
Grad. In der Ansicht gemäss 13 sind
vier Rotorblätter
gezeigt, nämlich
die Rotorblätter
A, B, D und D, welche jeweils um eine Blattwinkelachse drehbar sind.
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In
der Ansicht der 13 ist das Rotorblatt A teilweise
in Perspektive dargestellt und hat eine Blattwinkelachse PCA A;
aber die Rotorblätter
B, C und D sind nur durch ihre Blattwinkelachsen PCA B, PCA C und
PCA D dargestellt. Die Drehrichtung ist in dieser Figur durch den
Pfeil 100 angezeigt.
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Die
Rotorblätter
A, B, C und D sind zusammengekuppelt an dem Kardanjoch 116.
Das Kardanjoch 116 hat eine Kardannabe 101. Das
Kardanjoch 116 und die Kardannabe 101 sind mit
dem Getriebesystem 113 durch den Mast 115 verbunden.
Eine Haupttaumelscheibenbaugruppe 103a befindet sich zwischen
dem Joch 116 und dem Getriebesystem 113. Die Haupttaumelscheibenbaugruppe 103a hat einen
drehbaren Ring 103 und einen nicht-drehbaren Ring 104.
Der Mast 115 verbindet einen Kardantreiber 117 der
Taumelplatte mit der Haupttaumelscheiben-Baugruppe 103a und
erstreckt sich weiter nach oben zum Anschluss an die Kardannabe 101 des Kardanjoches 116.
Eine Rückführtaumelscheibenbaugruppe 107a befindet
sich zwischen der Haupttaumelscheibenbaugruppe 103a und
dem Getriebesystem 113. Die Rückführtaumelscheibenbaugruppe 107a besteht
aus einem drehbaren Ring 107, der nur zyklische Steuereingänge erhält, und
einem nicht-drehbaren Ring 108. Die Rückführtaumelscheiben-Baugruppe 107a ist über mehrere
Rückführstangen,
wie z.B. die Rückführstangen 105 und 106,
mit der Rotorbaugruppe verbunden. Wie in der Figur gezeigt, ist
die Rückführstange 105 mit
dem Rotorblatt A verbunden und die Rückführstange 106 ist mit
dem Rotorblatt B verbunden. Die Rückführstange 105 ist "in Phase" mit der Blattwinkelachse
PCA A des Rotorblattes A, während
die Rückführstange 106"in Phase" ist mit der Blattwinkelachse
PCA B des Rotorblattes B. Die 13 zeigt
auch ein Mischhebelsystem 109, das Pilotsteuereingänge 110 und
Steuereingänge
von den Rotorschlagbewegungsrückführstangen 112 erhält. Das
Mischhebelsystem 109 hat eine Verbindung, die einen Steuereingang
zu der Haupttaumelscheibe 103a abgibt, der ein Gemisch
ist aus den Pilotsteuereingängen
und den Rückführeingängen. Diese
Verbindung ist als Stange 111 in der Ansicht der 13 gezeigt.
Die Haupttaumelscheibenbaugruppe 103a hat eine Blattsteuerungsstange 102, die
den drehenden Ring 103 der Haupttaumelscheibe mit dem Blattsteuerunghorn 114 des
Rotorblattes A verbindet. Wie ersichtlich, befindet sich das Blattsteuerunghorn
in einem Winkel von –45
Grad, welcher weniger als optimal ist für einen stabilen Flugbetrieb.
Der Eingang zu der Rückführtaumelscheibenanordnung 107a durch
die Rückführstangen 105, 106 ergeben
ein wirksames Blattsteuerunghorn von Null Grad.
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Die
Ansicht der 13 zeigt ein System wobei der
Delta-3-Winkel für
jedes Rotorblatt von –45 Grad
auf Null Grad umgewandelt ist durch Rückführung der Schlagbewegung von
den Rotoren in die festen Steuerungen, wie im Folgenden beschreiben. Wenn
das Rotorblatt A um die Kardannabe 101 nach oben schlägt so wird
die Rückführstange 105 angehoben
und diese verschwenkt den drehenden Ring 107 der Rückführtaumelscheibe
um den gleichen Winkel wie die Schlagbewegung um die Kardannabe 101.
Der Bewegungsausgang des nicht drehbaren Ringes 108 wird über die
Rückführstangen 112 der Rotorschlagbewegung
auf das Mischhebelsystem 109 übertragen, welches den Bewegungsausgang des
nicht-drehenden Ringes 108 auf die Haupttaumelscheibe 103 überträgt. Dadurch
wird die Haupttaumelscheibe 103a verschwenkt, wodurch die
Blattsteuerungsstange 102 um den gleichen Betrag angehoben
wird wie die Blattsteuerungstange 102 durch die initiale
Aufwärts-Schlagbewegung
des Rotorblattes A angehoben wurde. Nachdem die Schlagbewegung keine
Veränderung
des Blattsteuerungs verursacht, hat das Rotorblatt A einen Null
Grad Delta-3-Winkel. Es ist wichtig darauf hinzuweisen, dass andere
Delta-3-Winkel erreicht werden können,
einschliesslich eines –15
Grad Delta-3-Winkels, durch Veränderung
der Rotor-Azimut-Befestigung
der Rückführstangen 105, 106.
Es wird auch darauf hingewiesen, dass der Pilot die Haupttaumelscheibe 103a verschwenken
kann durch Aufwärts-
oder Abwärtsbewegen
der Rotorsteuereingänge 110.
Es können
auch andere mechanische Gestänge
vorgesehen werden zum Einstellen des Delta-3-Winkels. Diese würden typischerweise
ein Schlagbewegungs-Rückführgestänge, ein
Mischhebelsystem, und Pilotsteuereingänge umfassen.
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Es
wird nun auf die 14 der Zeichnungen Bezug genommen,
die ein Ablaufdiagramm zeigt der Übertragungskraft in dem System
gemäss
der 13. Wie in der Figur gezeigt, wird in der ersten Stufe
des Blockes 201 eine Kraft gemessen. Die Kraft wird dann
weitergeleitet auf das Rotorblatt, wie in dem Block 203 gezeigt.
Die Kraft wird dann weitergeleitet durch die Rückführstangen, wie in dem Block 205 gezeigt.
Die Rückführstangen
legen die Kraft an die Rückführtaumelscheibe
an wie durch den Block 207 gezeigt. Die Kraft wird übertragen
durch die Rückführtaumelscheibe
durch feste Steuerungen wie in dem Block 209 gezeigt. Die
Kraft wird durch die festen Steuerungen 209 an der Haupttaumelscheibe angelegt,
wie in dem Block 211 gezeigt. Die Kraft wird dann von der
Haupttaumelscheibe auf die Blattsteuerungshornstangen übertragen,
gemäss
dem Block 213. Schlussendlich wird die Kraft von der Blattsteuerunghornstange
auf das Blatt übertragen,
wie durch den Block 215 gezeigt ist.
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Es
wird nun Bezug genommen auf die 15 der
Zeichnungen, die eine perspektivische Ansicht der mechanischen Ausführung der 13 zeigt.
Zum Vergleich der beiden Figuren sind das Blattsteuerunghorn 114,
die Blattsteuerungstange 102, die Haupttaumelscheibe 103,
die Rückführstangen 105, 106,
das Mischhebelsystem 109, und die Pilotsteuergänge 110 in
der 15 gezeigt.
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Es
wird nun auf die 16 der Zeichnungen Bezug genommen,
die eine vereinfachte Blockdiagrammdarstellung eines elektrischen
Steuersystems zur Ausführung
der vorliegenden Erfindung zeigt. Wie in dieser Figur dargestellt,
liefern Schlagbewegungsfühler 301, 303 Eingänge 305 zu
einem drehenden Steuersystem 307. Das drehende Steuersystem 307 ist
ein mathematisches Modell, welches das Flugzeugrotorsystem darstellt.
Der Zweck des drehenden Steuersystems 107 ist es, Ausgangssignale 309 zu
erzeugen, die durch die Blattsteuerungstangen 311 zu jedem
Rotorblatt übertragen
werden, um die weniger als optimale Delta-3-Kopplung zu kompensieren.
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Obschon
die Erfindung mit Bezug auf ein besonderes Ausführungsbeispiel beschrieben
worden ist, ist diese Beschreibung nicht zur Auslegung in einem
einschränkenden
Sinne zu verstehen. Vielfältige Abänderungen
der beschriebenen Ausführungsbeispiele
sowie auch alternative Ausführungsbeispiele der
Erfindung sind anhand der Beschreibung der Erfindung für den Fachmann
augenscheinlich. Es ist dementsprechend beabsichtigt, dass die nachfolgenden
Ansprüche
alle solche Abänderungen
der Ausführungsbeispiele
abdecken, welche in den Rahmen der Erfindung fallen.